JP2004019652A

JP2004019652A - フェールセーフ・フィルム冷却壁

Info

Publication number: JP2004019652A
Application number: JP2003110932A
Authority: JP
Inventors: Vincent Anthony Barry; ビンセント・アンソニー・バリー; Thomas Edward Demarche; トマス・エドワード・デマルシェ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2002-06-17
Filing date: 2003-04-16
Publication date: 2004-01-22
Also published as: CN1330865C; US6749396B2; DE60307379D1; CN1467366A; DE60307379T2; EP1375825B1; US20030231955A1; EP1375825A1

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン１０において高温燃焼ガス１８の境界となるための流路壁３６が提供される。
【解決手段】この壁は、対向する外面（３６）及び内面（４０）と、該外面と該内面との間を延びる複数の冷却孔（４２）とを含む。熱障壁皮膜（４８）が外面に接着され、孔を覆ってブラインド孔にする。そして、高温燃焼ガスを前記熱障壁皮膜（４８）の上に通し、冷却空気（１６）を前記内面（４０）の上及び前記ブラインド孔（４２）の中に通し、熱障壁皮膜の温度能力を超えることにより、該熱障壁皮膜の破砕を生じさせて前記孔の出口（４６）を開き、フィルム冷却気流が前記開口孔を貫通する。
【選択図】　　　図６

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの内部を冷却することに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンにおいては、空気が、圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスはタービンを通って下流に流れる。高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器からの高温ガスを最初に受けて、該高温ガスからエネルギーを取り出し、該高圧タービンと圧縮機との間の対応する駆動軸を介して該圧縮機を駆動する。ターボファン式ガスタービン航空機用エンジンの用途において、低圧タービン（ＬＰＴ）はＨＰＴの下流に位置し、燃焼ガスから付加的なエネルギーを取り出し、一般的にはファンを駆動する。産業用及び船舶用エンジンの用途におけるＬＰＴは、外部の駆動軸を駆動するために他の方法で用いることができる。
【０００３】
エンジンについて適切な長さの耐用寿命を保証するために、高温燃焼ガスに直接曝されている種々の燃焼器及びタービン部品は、一般的に作動中に圧縮機の空気の一部をこれらの部品を冷却するために抽気することによって冷却される。ガスタービンエンジンの冷却は、難解かつ極めて高度であり、冷却を要する異なるタービン部品に必要とされる冷却空気を通すために種々の形態の孔を用いる。
【０００４】
例えば、フィルム冷却孔は、ガスタービンエンジンにおいて一般的なものであり、種々の構成を有し、典型的には冷却される壁を傾斜して貫通しており、圧縮機からの冷却空気を受けるための入口と、その空気を排出して上を流れる高温燃焼ガスから壁を断熱する空気の薄いフィルムすなわち境界層を生成する出口とを備える。孔を通って流される空気は、部品の壁に内部対流冷却をもたらし、壁の外面に生成された膜が断熱障壁を形成する。
【０００５】
更に、種々のエンジン部品の選択された領域に熱障壁皮膜（ＴＢＣ）を導入して付加的な断熱をもたらし、下にある保護される金属壁又は基板壁の温度を制限することが一般的である。
【０００６】
燃焼器ライナ及びタービン部品は、ガスタービンエンジンにおいて遭遇する高い作動温度で持続した強度を有する、種々の超合金金属から形成される。エンジンの作動効率は、内部で生成される燃焼ガスの温度を最大にすることによって最大になるが、その温度は、高温燃焼ガスの流路に沿って全てのエンジン部品を適切に冷却する能力によって制限される。
【０００７】
ガスタービンエンジンは、定常状態と、温度が対応して変化する過渡的作動とを含む種々の出力レベルにわたって作動されるので、エンジンにおける冷却設計は、より複雑なものになる。また、燃焼ガスは、位置によって温度が変わり、形状の異なるエンジン部品への様々な熱伝達負荷に対応している。
【０００８】
例えば、ターボファン式ガスタービンエンジンにおける典型的な燃焼器は、周方向に間隔をおいて配置された複数のキャブレタを有する環状のドームを含み、該キャブレタにおいては、対応する空気スワール生成器内に燃料噴射器が取り付けられる。燃料と空気の混合気が、キャブレタの各々から排出され、点火されて、高温燃焼ガスを発生させ、該高温燃焼ガスは、対応して燃焼器の周りに温度のばらつきを生じさせる。従って、各々のキャブレタは、局部的な燃焼ガスの高温縞を生成し、燃焼器の出口端部においてはこの高温縞の周方向のばらつきが減少されるが、それでもなお燃焼ガスの温度のこのような周方向のばらつきは存在する。
【０００９】
従って、種々のエンジン部品は、たとえこれらの部品が通常は低温燃焼ガスで作動するものであっても、最高温の予想燃焼ガス温度に適した冷却が行なわれるように設計されなければならない。その結果、ガスタービンエンジンの全体の効率は、冷却空気の必要性にばらつきがあるにもかかわらず、公称量の冷却空気を各々の部品に供給することが必要となることによって制限される。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
従って、ガスタービンエンジンにおいて、改良された冷却特徴を有する流路壁を提供することが望まれる。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
ガスタービンエンジンにおける高温燃焼ガスの境界となるための流路壁が提供される。この壁は、対向する外面及び内面と、該外面と該内面との間を延びる複数の冷却孔とを含む。熱障壁皮膜が外面に接着され、該孔を覆ってブラインド孔にする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明は、好ましくかつ例示的な実施形態に基づいて、その更に別の目的及び利点と共に、添付図面と関連してなされる以下の詳細な説明において、より具体的に説明される。
【００１３】
図１には、縦方向又は軸方向の軸線、即ち中心軸線の周りに軸対称である例示的なターボファン式ガスタービンエンジン１０の一部が示されている。このエンジンは、作動中に空気１４を加圧する多段軸流圧縮機１２を含む。次に、圧縮機の吐出空気は、上流のドーム端部（図示せず）において互いに接合された半径方向外側及び内側の燃焼器ライナ１６を含む、後部が示された環状の燃焼器に通される。燃焼器のドームは、キャブレタの列（図示せず）を含み、該キャブレタは作動中に燃料を加圧空気と混合して高温燃焼ガス１８を発生させる。
【００１４】
典型的なターボファン式航空機用エンジンの用途において、燃焼ガスは、それぞれ圧縮機及び上流のファン（図示せず）を駆動するために用いられる高圧タービン及び低圧タービンを通して下流に通される。
【００１５】
高圧タービンは、燃焼器の出口に配設された高圧タービンステータノズル２０を含む。ノズル２０の例示的な実施形態が、図２により詳細に示されており、ノズルステータ羽根２６の列を支持する半径方向外側バンド２２及び半径方向内側バンド２４を含む。
【００１６】
個々の羽根は、前縁と後縁との間を軸方向に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を備えた翼形部の形状を有する。翼形部は、一般的に中空であり、外側バンド及び内側バンドを介して圧縮機空気１４の一部を受けて冷却空気を内部に通す。また、冷却空気を用いて、いずれかの適切な方法で外側バンド及び内側バンドを冷却する。
【００１７】
図１に示すように、燃焼ガスは、ノズル２０によって下流に向けられ、ＨＰＴ内の支持ディスクから半径方向外方に延びる第１段ロータブレード２８の列に作用する。タービンブレード２８は、図３により詳細に示されており、前縁と後縁との間を延びる対応する対向する正圧側面及び負圧側面を有し、一般的に中空であり、作動中に圧縮機空気１４の別の部分を内部に受けて該タービンブレードを冷却する。
【００１８】
図１はまた、間に狭い半径方向の間隙を形成するようにロータブレード２８の先端部を囲むタービンシュラウド３０を示す。図４は、ブレードの先端部の上方に配設され、圧縮機空気１４の別の部分を用いていずれかの適切な方法で冷却されるタービンシュラウド３０の例示的な形態をより詳細に示す。
【００１９】
図１に示される第１段ロータブレード２８は、燃焼ガスからエネルギーを取り出して支持ディスクを回転させ、圧縮機を駆動する。次に、燃焼ガスは、下流の第２段タービンノズル３２内に吐出され、いずれかの適切な構成をもつ付加的なタービン段（図示せず）に順次流れる。
【００２０】
図１に示すように、高温燃焼ガス１８は、燃焼器の中で生成され、ライナ１６により境界つけられ、種々のタービン部品を通って下流に流れる。下流のタービン部品の各々は、作動中に燃焼ガスが沿って流れる薄い壁を含むので、この壁はこれらの燃焼ガスの熱から保護しなければならない。
【００２１】
種々のタービンの壁部品は、ガスタービンエンジンの環境に合った高温で高い強度を有する種々の超合金金属で形成される。しかしながら、長時間にわたるエンジンの作動において該エンジンの適切な耐用寿命を保証するために、作動中に個々のタービン壁を適切に冷却しなければならない。
【００２２】
図１乃至図５は、ガスタービンエンジンのこれらの例示的な部品を示し、これらの全ては、種々のパターン及び列の通常のフィルム冷却孔３４を含むことができる。フィルム冷却孔は、種々の構成を有し、典型的には、約２０度（２０°）から約４５度（４５°）までの浅い傾斜角で壁を貫通し、直径が約０．２５ｍｍから１．０ｍｍまで（１０ミルから４０ミルまで）の範囲である円筒形の孔である。
【００２３】
例えば、図１に示される燃焼器ライナ１６は、種々の列のフィルム冷却孔３４を有し、冷却空気の層を生成し、上を流れる高温燃焼ガスから該ライナの露出した表面を保護することができる。図１及び図２において、タービンノズルの羽根２６の外側バンド２２及び内側バンド２４は、種々のパターンのフィルム冷却孔３４を含むことができ、高温燃焼ガスに曝される該バンドの表面の上に空気の絶縁層を形成する。
【００２４】
図３は、ロータブレード２８が、該ブレードの露出された正圧側面及び負圧側面の表面上に、また所望に応じ該ブレードの先端部に、種々のフィルム冷却孔３４の列を含むことができることを示す。また、図４は、作動中にそれに沿って高温燃焼ガスが流れるタービンシュラウド３０の露出した表面を保護するために、該タービンシュラウドにおいて付加的なフィルム冷却孔３４を使用することを示す。
【００２５】
フィルム冷却孔は、対応する種々の部品の壁を介して冷却空気を通すことによって冷却を行い、金属の部品を内部からも空気側からも冷却する。また、フィルム冷却孔からの排出は、それに沿って高温燃焼ガスが流れる部品の露出された外面上に空気の薄いフィルム又は層を生成する。このように、空気のフィルムは熱絶縁層を形成し、高温燃焼ガスから種々のタービンの壁をさらに保護するものである。
【００２６】
上に示されるように、フィルム冷却孔は、上を流れる燃焼ガス流からの予想される熱負荷に適合するために必要とされるように、種々のタービン部品内に選択的に導入される。熱負荷は作動中に変化し、定常値と過渡値を含むため、一般に、種々のフィルム冷却孔には、考え得る全ての条件における燃焼ガスの最高予想温度に対して十分な冷却能力が与えられる。従って、最高燃焼ガス温度より低い温度で作動される場合には、余分な冷却空気が供給され、エンジンの全体効率を低下させる。
【００２７】
タービン部品が望ましくない局部的な高温になる可能性を増加させることなく、必要とされる空気の量を減少させるように、フィルム冷却の使用を更に調整することによって、エンジン効率を更に向上させることができる。
【００２８】
本発明に基づいて、典型的には通常のフィルム冷却孔３４を用いる、上に開示された種々のガスタービンエンジン部品のいずれかを変更して、選択的な冷却を導入し、該部品に対する冷却空気の必要性を減少させることができる。図５は、本発明の例示的な実施形態による改良された冷却構成を含む、ノズルの内側バンド２４の一部に見られる例示的なガスタービンエンジンの流路壁３６を示す。以下に更に説明されるように、作動中に高温燃焼ガスが上を流れるエンジンの種々の部品のいずれかに、流路壁３６を組み入れることができる。
【００２９】
例示的なタービンの流路壁３６が、図６により詳細に示される。この壁自体は、ガスタービンエンジンの種々の部品において意図される用途について所望されるような、如何なる適切な厚さを有してもよく、典型的には、ガスタービンにおいて一般に見られる通常の超合金金属で形成される。この壁は、作動中、その上を高温燃焼ガス１８が流れる外面３８と、それに沿って圧縮機から冷却空気１４を提供することができる対向する内面４０とを有する。
【００３０】
壁は、外面と内面との間を延びる複数の傾斜したフェールセーフ・フィルム冷却孔４２を含む。フェールセーフ孔４２は、エンジンにも用いられる通常のフィルム冷却孔３４と同じ構成にすることができ、フィルム冷却孔３４の内径と同じ範囲内の内径を有する状態で、例えば、約２０°から４０°までのいずれかの適切な値で傾斜させることができる。各々のフェールセーフ孔４２は、冷却空気１４を受けるための、壁の内面４０にある開口（開いた）入口４４と、外面３８に配設された対向する出口４６とを含む。
【００３１】
本発明によると、流路壁３６は更に、壁の外面３８に接着され、該外面に沿ってフェールセーフ孔４２を覆って塞ぐか又はブラインド孔にする熱障壁皮膜（ＴＢＣ）４８を含む。熱障壁皮膜は、ガスタービンエンジンに見られる、いずれかの従来の組成を有することができ、例えば、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）即ちＺｒＯ_２Ｙ_２Ｏ_３とすることができ、プラズマ蒸着又は空気プラズマ噴霧を用いて、図２に示されるような種々のタービン部品に従来の方法で施すことができる。
【００３２】
このように、熱障壁皮膜４８は、作動中の高温燃焼ガスに対して断熱をもたらすだけでなく、フェールセーフ孔４２の出口端部を塞ぎ、該孔の入口端部４４だけが開いているブラインド孔をも形成する。
【００３３】
図６に示すように、各々のブラインド孔４２は、入口端部と出口端部との間が中空であることが好ましく、これらの間は実質的に塞がれていず、該孔の出口だけが塞がれているか又は覆われている。このようにして、壁は、該壁の内部冷却をもたらすブラインド孔４２自体によって増加した内部表面積を含むものとなり、熱障壁皮膜４８が該壁の外面を断熱する。また、最も重要なことには、熱障壁皮膜がブラインド孔を塞いで、該ブラインド孔から冷却空気を排出しないようにし、それに対応して作動中に必要とされる冷却空気の量を減少させる。
【００３４】
図５及び図６に示されるフェールセーフ・フィルム冷却孔４２を用いる方法において、燃焼ガス１８は、作動中、熱障壁皮膜４８の上を通され、冷却空気１４は、流路壁を冷却するために該流路壁の内面４０上を通され、同時にブラインド孔の入口によって可能にされる通り、該ブラインド孔４２内に流入する。次に、作動中、燃焼ガス１８の局部領域が熱障壁皮膜の温度能力を超えて、結果的に該熱障壁皮膜の破砕を引き起こすことがあり、その場合には、該熱障壁皮膜の破片が破砕によって切り離され、フェールセーフ孔４２の、最初は閉じていた出口４６を開ける。
【００３５】
開けられた（又は開口）フェールセーフ孔は、その後、フィルム冷却孔の通常の方法で作動できるようになり、冷却空気流が該孔を貫通できるようになり、壁の冷却が増大され、破砕部の近くの壁の外面３８の上に冷却空気フィルムが形成される。
【００３６】
従って、フェールセーフ・フィルム冷却孔を、熱障壁皮膜の破砕のリスクが高い領域に配置することができ、熱障壁皮膜が破砕によって侵食され、孔の出口端部が開口されない限り、該孔を貫通して冷却流が流れることはない。エンジンの通常の作動中、フェールセーフ孔４２によるフィルム冷却流への必要性を排除することによって、エンジンの全体効率を増大させることができるが、熱障壁皮膜の破砕が起こった場合には、該フェールセーフ孔が開いて付加的なフィルム冷却をもたらし、侵食された熱障壁皮膜の喪失分を埋め合わせる。
【００３７】
次に、タービンの流路壁は、開口フェールセーフ孔の分だけ増大した冷却がもたらされ、該流路壁が早期に破損するリスクを軽減するが、エンジン効率を低下させる付加的な冷却空気の使用という犠牲を払うことになる。しかしながら、通常の保守作業中、フェールセーフ孔を露出するように破損した熱障壁皮膜を有する全てのタービン部品を、望むように修理するか又は取り換えて、使用中のエンジンを継続して使用することができる。
【００３８】
図６に示された例示的な実施形態においては、最初にボンディングコート５２によりフェールセーフ孔の領域内の壁の外面３８を覆い、熱障壁皮膜の接着を強化する。ボンディングコート５２は、一般的に比較的薄いもので、所望の熱障壁皮膜の特定の組成物とともに使用される従来の組成物のいずれであってもよい。例えば、ボンディングコートは、白金アルミニド（ＰｔＡｌ）を含むことができる。
【００３９】
図６の拡大図に示されるように、個々のフェールセーフ孔４２は、露出されたときにフィルム冷却孔として使用するように、約０．２５ｍｍから１．０ｍｍまでの比較的大きな直径を有する。ボンディングコート５２は比較的薄く、典型的な構成においては、孔の出口４６でボンディングコートが中断される。熱障壁皮膜４８は、ボンディングコートより大幅に厚く、孔の出口を跨いで該出口を塞ぎ、フェールセーフ孔のブラインド孔通路が入口４４においてのみ開口するようにする。
【００４０】
好ましい実施形態においては、孔の出口４６は、ボンディングコート又は熱障壁皮膜のいずれかで最小限に塞がれており、熱障壁皮膜の破砕によりすぐに孔の出口が開き、冷却空気が排出されるようになっている。熱障壁皮膜が、フェールセーフ孔の出口端部を過度に塞ぐことは望ましくなく、過度に塞がれていれば、局部的に過剰な温度のもとでの作動中に熱障壁皮膜が破砕したときに該孔を開口できなくなる。
【００４１】
局部的に選択的に冷却を強化するために、説明された種々のガスタービンエンジンの流路部品のいずれにも上述のフェールセーフ孔４２を用いることができる。異なる部品は、異なる冷却必要条件を有し、各々の部品は、一般に最高温度の作動に曝される１つ又はそれ以上の局部領域を有する。従って、最高温度の作動又は熱障壁皮膜の破砕についてのリスクが高いと考えられる領域に対応するように、フェールセーフ孔を選択的に配置することができる。
【００４２】
効率を高めるために作動温度が上昇するに伴って、ガスタービンエンジンにおける熱障壁皮膜の有用性が増加する。熱障壁皮膜を従来のフィルム冷却孔と共に、又は従来のフィルム冷却孔なしで用いてもよいが、いずれの例においても、作動中の熱障壁皮膜の破砕の場合には、フェールセーフ・フィルム冷却孔を導入して、性能を強化することができる。従って、熱障壁皮膜が剥がれ落ちるにつれて、フェールセーフ孔の覆いが取り外され、次に、バックアップのフィルム冷却が開始され、これまで熱障壁皮膜によって生じていた冷却の減少を埋め合わせる。
【００４３】
上述した、図２、図５及び図６に示された例示的な実施形態において、流路壁３６は、タービンノズルの内側バンド２４又は対応する外側バンド２２の形態のいずれかであり、内部にフェールセーフ・フィルム冷却孔４２を導入する。フェールセーフ孔は、バンド内だけに用いてもよく、又はこれらの図に示された例示的な実施形態においては、流路壁内に延びる別のパターンの典型的な開口フィルム冷却孔３４に隣接させることもできる。
【００４４】
通常開いているフィルム冷却孔３４を有するいずれかの所望のパターン内に、通常閉じているフェールセーフ孔４２を一体化させることができる。熱障壁皮膜は、通常の作動中はフェールセーフ孔４２を塞いでおり、開口したフィルム冷却孔３４を含むタービン壁部分を覆うように形成され、開口フィルム冷却孔３４は、上に施された熱障壁皮膜を貫通して常時開口している。
【００４５】
図１において、流路壁の１つは、熱障壁皮膜４８で覆われたフェールセーフ孔４２の選択的なパターンを有し、このフェールセーフ孔４２が、好ましくは貫通して延びる別のパターンの開口フィルム冷却孔３４に隣接するようになった、燃焼器ライナ１６の形態である。上述のように、燃焼器は、対応する該燃焼器のキャブレタからの高温の縞に曝されており、高温縞の軸方向の流路に沿って付加的な保護を与えることができるように、フェールセーフ孔４２とそれを覆っている熱障壁皮膜を対応するキャブレタに対し軸方向に整列させることができる。
【００４６】
図２及び図３において、ステータ羽根２６及びロータブレード２８は、一般に通常のフィルム冷却孔３４を含む中空の翼形部である。しかしながら、両方の種類の翼形部はまた、燃焼ガスにより最高の熱負荷がかかる領域に付加的な保護を与えるために、所望の選択的なパターンで、所望の場所に、断熱被膜４８で覆われたフェールセーフ孔４２を含むことができる。
【００４７】
更に、図３に示されるブレード先端部は、特に作動中に上を流れる燃焼ガス流からの高い熱負荷に曝されており、従って、熱障壁皮膜４８で覆われたフェールセーフ孔４２を内部に含むことができる。
【００４８】
図４において、タービンシュラウド３０もまた、内部に設けられた通常のフィルム冷却孔３４を備えた又は該フィルム冷却孔がない状態で、熱障壁皮膜４８により覆われたフェールセーフ孔４２を選択的なパターンで含むことができる。
【００４９】
上述の種々の実施形態は、作動中に燃焼ガスが上を流れる外面と、圧縮機から抽気された冷却空気が供給される内面とを有する比較的薄い流路壁を使用する点で共通している。フェールセーフ・フィルム冷却孔４２は、エンジンにおける特定の用途について望まれる種々の形態の流路壁のどのような従来の構成のものであってもよく、熱障壁皮膜により単に覆われ、該孔の出口端部が閉じて塞がれる。
【００５０】
従って、熱障壁皮膜は、選択された部位にフィルム冷却気流を貫通させる必要性を排除しながら、対応する流路壁を高温燃焼ガスから保護するように、作動中の断熱性をもたらすものである。局部的に高すぎる温度により熱障壁皮膜の破砕が起こった場合にのみ、フェールセーフ・フィルム冷却孔が完全に開けられ、該フェールセーフ・フィルム冷却孔を貫通して冷却気流を通し、熱障壁皮膜の破砕によって失われた断熱性に置き換わる冷却空気の保護層を形成する。従って、下にある流路壁が保護され、損傷した部品を修理するか、又は交換する次の保守イベントまでエンジンが有効に作動することを保証する。
【００５１】
ここでは、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明の他の変更が、当業者には、本明細書中の教示から明らかであり、それゆえ、本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるような全ての変更が、添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００５２】
なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の例示的な実施形態による、例示的な航空機用ターボファン式ガスタービンエンジンにおける燃焼器及びタービンの排出側端部の軸方向部分断面図。
【図２】図１に示された第１段タービンノズルの一部の斜視図。
【図３】図１に示された第１段タービンロータブレードの斜視図。
【図４】図１に示されたタービンシュラウドの軸方向断面図。
【図５】図２に示されたタービンノズルの一部の部分断面斜視図。
【図６】本発明の例示的な実施形態による、内部に配設された幾つかのフェールセーフ・フィルム冷却ブラインド孔の１つの出口端部の拡大図を含む、図５に示されたノズルの内側バンドの線６−６に沿った拡大断面図。
【符号の説明】
１４　冷却空気
１８　高温燃焼ガス
３４　フィルム冷却孔
３６　流路壁
３８　外面
４０　内面
４２　フェールセーフ・フィルム冷却孔
４４　入口
４６　出口
４８　熱障壁皮膜
５２　ボンディングコート

Claims

高温燃焼ガス（１８）の境界となるためのタービン流路壁（３６）であって、
対向する外面（３８）及び内面（４０）と、
前記内面と前記外面との間を延び、各々が、冷却空気を受けるための該内面にある入口（４４）と該外面（３８）にある出口（４６）とを含む、複数の傾斜したフェールセーフ・フィルム冷却孔（４２）と、
前記外面に接着され、前記孔を覆ってブラインド孔にする熱障壁皮膜（４８）と、
を備えることを特徴とするタービン流路壁。
前記熱障壁皮膜を接着するための、前記外面（３８）を覆うボンディングコート（５２）を更に備えることを特徴とする、請求項１に記載のタービン流路壁。
前記孔の出口（４６）が、前記ボンディングコート（５２）を中断させ、前記熱障壁皮膜が前記孔の出口を跨いでいることを特徴とする、請求項２に記載のタービン流路壁。
前記ブラインド孔の各々が、前記入口（４４）と前記出口（４６）との間で中空であることを特徴とする、請求項３に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔（４２）を有し、このパターンのブラインド孔が、貫通して延びる別のパターンの開口フィルム冷却孔（３４）に隣接している、燃焼器ライナ（１６）の形態の請求項４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔（４２）を有し、このパターンのブラインド孔が、貫通して延びる別のパターンの開口フィルム冷却孔（３４）に隣接している、タービンノズルバンド（２２、２４）の形態の請求項４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔（４２）を有し、このパターンのブラインド孔が、貫通して延びる別のパターンの開口フィルム冷却孔（３４）に隣接している、翼形部（２６、２８）の形態の請求項４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔（４２）を有し、このパターンのブラインド孔が、貫通して延びる別のパターンの開口フィルム冷却孔（３４）に隣接している、タービンシュラウド（３０）の形態の請求項４に記載のタービン流路壁。
請求項４に記載の前記タービン流路壁（３６）を使用する方法であって、
高温燃焼ガスを前記熱障壁皮膜（４８）の上に通し、
冷却空気（１６）を前記内面（４０）の上及び前記ブラインド孔（４２）の中に通し、
前記熱障壁皮膜の温度能力を超えることにより、該熱障壁皮膜の破砕を生じさせて前記孔の出口（４６）を開き、フィルム冷却気流が前記開口孔を貫通できるようにする、
段階を含むことを特徴とする方法。
前記フェールセーフ・フィルム冷却孔（４２）と、両端が開いている付加的なフィルム冷却孔（３４）の両方を協働的に用いることを更に含むことを特徴とする、請求項９に記載の方法。
高温燃焼ガス（１８）の境界となるためのタービン流路壁（３６）であって、対向する外面（３８）及び内面（４０）と、前記内面と前記外面との間を延びる複数のフィルム冷却孔と、前記外面に接着され、前記孔を覆ってブラインド孔にする熱障壁皮膜（４８）とを備えることを特徴とするタービン流路壁（３６）。
前記ブラインド孔（４２）の各々が、冷却空気を受けるための前記内面（４０）にある開口入口（４４）と、前記熱障壁皮膜により塞がれた前記外面（３８）にある出口（４６）とを含むことを特徴とする、請求項１１に記載のタービン流路壁。
前記ブラインド孔（４２）の各々が、前記入口（４４）と前記出口（４６）との間で中空であることを特徴とする、請求項１２に記載のタービン流路壁。
前記熱障壁皮膜を接着するための、前記外面（３８）を覆うボンディングコート（５２）を更に備えることを特徴とする、請求項１３に記載のタービン流路壁。
前記孔の出口（４６）が、前記ボンディングコート（５２）を中断させ、前記熱障壁皮膜が前記孔の出口を跨いでいることを特徴とする、請求項１４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔を有する燃焼器ライナ（１６）の形態の請求項１４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔を有するタービンノズルバンド（２４）の形態の請求項１４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔を有する翼形部（２６、２８）の形態の請求項１４に記載のタービン流路壁。
１つのパターンの前記ブラインド孔を有するタービンシュラウド（３０）の形態の請求項１４に記載のタービン流路壁。
請求項１４に記載の前記タービン流路壁（３６）を使用する方法であって、
高温燃焼ガスを前記熱障壁皮膜（４８）の上に通し、
冷却空気（１６）を前記内面（４０）の上及び前記ブラインド孔（４２）の中に通し、
前記熱障壁皮膜の温度能力を超えることにより、該熱障壁皮膜の破砕を生じさせて前記孔の出口（４６）を開き、フィルム冷却気流が前記開口孔を貫通できるようにする、
段階を含むことを特徴とする方法。