JP2004211701A - 光学反射により温度を低下させた改良型高温燃焼器壁及びその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 鏡面光学反射体でもある、ガス流路（１２０）内で使用するための高温ガスタービン構成部品を提供する。
【解決手段】 断熱皮膜（１１４）は、放射熱をガス流路内に適当に反射する表面（１１５）を形成するように研磨される。高温反射体（１１６）の薄い層が、次ぎに表面の粗さを増大させることなく該反射体を研磨された表面に適切に固着する方法によって、研磨された断熱皮膜（１１４）上に付着される。高温反射体（１１６）は、例えば燃焼器壁上のような圧縮機（１６）の後方の任意の表面に付着される。表面は、放射熱を反射して高温ガス流路（１２０）内に戻す。反射された放射熱は、他のいかなるハードウェア構成部品上にも集束されない。構成部品は、放射熱が、壁の温度をただ上昇させる作用しかしないような構成部品の壁内への吸収ではなく、ガス流路（１２０）に戻されるよう設計される。
【選択図】 図６

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、具体的には、燃焼により発生した放射熱を光学反射させることより構成部品の高温セクション部分の境界壁の温度を低下させた、このようなエンジンの構成部品の改良に関する。

航空機用ガスタービンエンジンの圧縮機部分において、大気は大気圧の１０〜２５倍に加圧され、この過程で４２７〜６７７°Ｃ（８００〜１２５０°Ｆ）まで断熱的に加熱される。この加熱されかつ加圧された空気は、燃焼器内に導かれ、該燃焼器において燃料と混合される。燃料が点火され、燃焼過程によりガスは１６５０°Ｃ（３０００°Ｆ）を越える非常に高温まで加熱される。この高温ガスは、タービンを通って流れ、該タービンにおいて回転タービンホイールがエネルギーを取り出して、エンジンのファン及び圧縮機を駆動し、また高温ガスは排気システムを通って流れ、該排気システムにおいて該ガスが、航空機を推進させる推力を供給する。航空機用エンジンの作動効率を改善するために、燃焼温度が高められてきた。もちろん、燃焼温度が高くなるにつれて、これらの高温燃焼ガスの流路を形成する材料の熱劣化を防止するための方策が講じられなくてならないことは言うまでもない。

高温燃焼ガスの流路を形成する金属を保護するために今まで行われてきた１つの公知の解決策には、低い熱伝導率を有する保護層を付着させることが含まれる。これらの材料は、断熱皮膜システム（ＴＢＣ）として付着され、この断熱皮膜システム（ＴＢＣ）は典型的には、上を覆うセラミック上層皮膜、典型的には安定化ジルコニアの固着を改善するボンドコートを含む。エンジンの高温セクションにおける流路を形成する下にある金属の耐熱性能を改善するこれらのシステムは、公知である。しかしながら、燃焼温度が上昇するにつれて、これらのＴＢＣでさえも不十分であることが判明してきた。

ＴＢＣと組合せて用いられてきた別の解決策は、金属部品を空気冷却することである。初期においては、圧縮機からの空気流をガス流路を含む金属部品の背面に供給するインピンジメント冷却が行われてきた。温度が更に上昇するにつれて、金属構成部品内に蛇行通路を形成し、冷却空気を部品を通して循環させて、付加的な冷却能力を与え、またこの冷却空気を構成部品のガス流側に配置された開口を通して流出させ、ガス流路に沿って付加的なフィルム層を形成させてきた。圧縮機からの空気がおそらく１２５０°Ｆという高さにまで断熱的に加熱されたとしても、圧縮機空気は、エンジンのガス流路に沿って移動する燃焼ガスよりも依然として著しく低温であるので、この空気は、高温の燃焼ガスから金属構成部品を保護する断熱層を形成する。しかしながら、燃焼過程の温度が上昇し続けているので、これらの実証済みの方法でさえもその限界に達しつつある。従来技術によって被覆を施されかつ公知の精巧な冷却機構を装備された最も優れた超合金でさえ熱劣化の結果として寿命が短縮することを示すほどに、現在は燃焼温度が高くなっている。特に、高効率高速サイクルのタービンエンジンの燃焼器ライナは、熱劣化の結果として破損しがちな傾向にある。

過去においてＴＢＣ上に材料を付着させるような従来型流路表面の幾つかの改良が行われてきたが、これらの改良は、未燃炭化水素（ＵＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）のような汚染物質のエミッションを減少させることを目的としている。このような改良の１つのが、特許文献１に述べられているが、この特許は、白金、酸化ニッケル、酸化クロム、又は酸化コバルトなどの触媒を燃焼ライナのような構成部品の断熱皮膜の流路表面上に直接付着させることを教示している。触媒層は、流路表面の選択された部分に付着されて、燃料を触媒燃焼させる。触媒物質は、燃焼過程により生じる未燃焼炭化水素（ＵＨＣ）及び一酸化炭素（ＣＯ）のような大気汚染物質を減少させるように選択される。触媒層は、０．００１〜０．０１０インチの厚さに付着されており、また触媒反応を促進するために高温ガスとの接触を最大にするのに利用できる表面積を増大させるために約２．５４〜６．３５マイクロメータ（１００〜２５０マイクロインチ）の表面粗さを有するような、ある程度粗くかつ多孔性である。粗い表面は、触媒表面との接触を促進する幾らかの乱流を形成するのを助ける。
米国特許第５，３５５，６６８号

これらの従来技術の解決策は、燃焼器壁が受ける高温の問題とは無関係である、特許文献１の特許のような問題を目的とするか、或いは燃焼過程により生じる高温の問題に異なる解決策を提供するものである。本発明は、燃焼器壁が受ける高温の問題に対する異なる解決策を提供する。

本発明は、鏡面光学反射体でもある、ガス流路内で使用するための高温ガスタービン構成部品である。このガスタービン構成部品は、圧縮機セクション後方に位置するエンジンの高温セクション内に配置され、燃焼器領域からの放射熱を高温ガス流路内に反射して戻す。反射された放射熱は、該放射熱がエンジンのタービン部分内に流れるようにするために、他のいかなるハードウェア構成部品上にも集束されない。構成部品は、放射熱が壁の温度をただ上昇させる作用しかしないような構成部品の壁内への吸収ではなく、ガス流路に戻されるように設計される。

高温反射体の薄い層が、構成部品の流路表面、すなわち高温燃焼ガスの境界面を形成する構成部品の表面に付着される。高温反射体は、光学的に滑らかな皮膜として付着されなければならない。構成部品は、典型的には高温金属製構成部品を覆う断熱皮膜を含み、該断熱皮膜により構成部品が高温で作動することが可能になる。構成部品に付着された断熱皮膜は、一般的には粗く、放射熱をガス流路内に適当に反射することができるだけの十分に滑らかな表面を形成するように研磨されなければならない。次ぎに、高温反射体の薄い層が、表面の粗さを増大させることなく研磨された表面に反射体を適切に付着させることができる方法により付着される。高温反射体は、圧縮機の後方に位置する任意の表面に付着させることができるが、エンジンの燃焼器部分、例えば、燃焼器壁及びエンジンの高圧タービン部分に用いられるのが最も効果的である。軍用の航空機の場合には、高温反射体は、エンジンのオーグメンタ部分に用いられるのも効果的であると思われる。

本発明の利点は、燃焼過程からの放射熱がガス流路内に反射して戻されることである。この放射熱は、構成部品により吸収されるのではなく、流体により吸収され、より低温で現在作動しているエンジンの部分内に戻される。その結果、構成部品はそれほど高温にはならない。エンジン作動の所定の温度においては、構成部品は、より低温で作動しているので、熱劣化によりそれほど急速には劣化しない。

本発明の別の利点は、反射された放射熱が流体によって吸収されてエンジンの燃焼器部分から該エンジンのタービン部分内に運ばれるので、流体流が、より高い温度に加熱されるようになることである。この上昇した温度は、タービンによる取り出し及び推力の両方のための流体流中の利用できるエネルギーがより大きくなるので、エンジンの効率の向上につながる。

本発明の更に別の利点は、効率が更に高まる代償として構成部品の寿命が短縮されることが容認できる場合、本発明を用いて、現在受けているよりも更に高い温度でエンジンを作動させることできることである。

本発明のその他の特徴及び利点は、本発明の原理を実例によって示した添付図面に関連してなされる、好ましい実施形態についての以下のより詳細な説明から明らかになるであろう。

本発明によると、ガス流路の境界面を形成するか又はガス流路内に設置されるガスタービンエンジンの構成部品は、高い温度特性を有する鏡面光学反射材料の薄い層で被覆される。

高バイパス式航空機用ガスタービンエンジン１０が、図１に概略的に示されている。作動の間、空気は、エンジンのファン１２、ブースタ１４及び圧縮機１６部分内で大気圧の１０〜２５倍に加圧され、その過程で８００°〜１２５０°Ｆに断熱的に加熱される。この加熱されかつ加圧された空気は、エンジンの燃焼器１８部分に導かれ、該燃焼器部分において空気は、燃料ノズルシステム２０を通して供給された燃料と混合される。燃料は点火され、燃焼過程によりガスが１７６０°〜１８７０°Ｃ（３２００°〜３４００°Ｆ）レベルの温度に加熱される。これらの高温ガスは、高圧タービン２２及び低圧タービン２４を通って流れ、これらタービンにおいて、回転ディスクがエネルギーを取り出して、エンジンのファン及び圧縮機を駆動する。その後、ガスは、排気システム２６に流され、そこで航空機を推進する推力を供給する。

図２において符号３０で概略的に示す低バイパス式ガスタービンエンジンの作動は、ブースタ１４を省略したこと及び図１において符号２６で示す排気システム内にオーグメンタ２８を追加したことを除いては、類似している。コンセプト上の類似性を強調するために、同じ識別符号を、両方の図において用いている。

図１又は図２におけるようなエンジンの燃焼器１８及び高圧タービン２２セクションを、図３により詳細に示している。本発明を説明する目的で、燃焼器は、ガスタービン技術では普通であるアニュラ型の構成としているが、本発明のコンセプトは他の構成及び設計の燃焼器に全て適用可能である。圧縮機からの加圧空気は、ディフューザ４０を通して外側燃焼器ケース４２及び内側燃焼器ケース４４により形成された環状の空洞内に導入される。加圧空気の１部分は、スワールノズル４６を通って流れ、該スワールノズル４６において該空気は、燃料管４８を通して供給された燃料と混合される。スワールノズル及び燃料管は、燃料ノズルシステム２０の構成部品である。燃料／空気混合物は、火炎不安定性又はフレームアウトが起こるような過渡状態を除く、正常作動状態においては自己着火する。火炎は、外側燃焼器ライナ５０及び内側燃焼器ライナ５２により閉じ込められてタービンの方向に向けられる。これらのライナは、中心軸線５５の周りに配向されており、この中心軸線５５に関してほぼ対称形であり、ガス流路を形成している。各燃焼器ライナには更に、複数の冷却孔５４が設けられ、この冷却孔５４を通して圧縮機により供給された加圧空気が強制的に流される。燃焼器ライナ５０及び５２は、ガス状流体及びスワールノズルに面する内側面と、燃焼器ケース及び内側燃焼器ケースに直接面する外側面とを有するものとして説明する。流路内の高温ガスの温度は、ガス流路の境界面を形成する材料の溶融点を簡単に超える可能性があるので、圧縮機から来る空気（約５３８°〜６７７°Ｃ（１０００°〜１２５０°Ｆ））を最初に２つのライナの外表面上に流し、次ぎに同じ空気を用いて、冷却孔５４を通して該空気を流した後にライナの内表面と高温ガスとの間に薄い空気フィルムを形成させることにより、流路を形成する構成部品を冷却することが必要である。境界層を形成する薄い空気フィルムは、フィルム冷却と呼ばれる方法により、燃焼器ライナが更に高い温度にまで加熱されるのを防止するのを助ける。その上に、燃焼器ライナの内表面もまた断熱皮膜システムで被覆されており、この断熱皮膜システムは、下にある超合金を基にした材料とその上を覆うセラミック層との間に付着されたボンドコートを含み、基体材料への熱の流れを減少させる断熱皮膜システムを形成する。

高温燃焼ガスは、その後燃焼器から流出して、高圧タービン２２に流入し、該高圧タービン２２は、図３に示すように単一段を含むか又は多段を含むことができ、各段はノズル６０とロータ７０とを含む。ノズル６０は、内側バンド６４と外側バンド６６との間に配置されかつそれらに固定された複数のベーン６２を含む。ベーン６２は静止している。ロータ７０は、複数のブレードを含み、その各々が、回転ディスク７８の周囲に取付けられた翼形部セクション７２とプラットホーム７４とを有する。ロータを支持するための重要な関連する構造体は、図示していない。ブレードは、固定シュラウド７６と協働してエンジンのロータ７０と固定構成部品との間のガスシールを形成する。エンジンのこの部分におけるガス流路は、スワールノズル４６の上流に、ディフューザ４０、燃焼器ケース４２、及び内側燃焼器ケース４４により形成される。燃料ノズル４６の下流において、ガス流路は、内側燃焼器ライナ５２と外側燃焼器ライナ５０との内表面によって形成され、また内側バンド６４及び外側バンド６６と、ベーン６２と、ブレードの翼形部７２及びプラットホーム７４部分と、シュラウド７６とを含む１つ又は複数のタービン部分により形成され、更にエンジンのタービンセクションの後方又は下流に位置する排気システム２６及び／又はオーグメンタ２８によって形成される。本発明は、スワールノズル４６の下流のガス流路を形成するそれらの構成部品に特に適用可能である。冷却空気を供給するためのシステム及び断熱皮膜システムは、ガスタービンエンジン技術においては公知である。

エンジンのタービンセクション及びその構成部品は、燃焼器ライナについての上述の方法に似た方法で冷却される。少なくとも１つのタービン段の構成部品には、多くの場合、冷却孔を通して冷却空気が供給される。更に、燃焼器の下流の高温ガス状流れに曝される構成部品には、それらのそれぞれの流路表面上に断熱皮膜システムを設けることができる。断熱皮膜システムは、フィルム冷却用の冷却孔と組合せて用いられることができる。

航空機用ガスタービンの燃焼器、タービン及び排気システムセクションにおいて使用される材料は、典型的にはニッケル、コバルト、鉄又はそれらの組合せを基にした高温超合金である。これらの超合金の全ては、本発明にとって好適な基体材料であると考えられる。また、本明細書において総括的にセラミック材料として記載したモノリシックセラミック材料及び繊維強化セラミックマトリックス複合材料も、航空機用ガスタービンの燃焼器、タービン及び排気システムセクションにおいて使用することができる。このようなセラミック材料は、特に本発明に含まれ、燃焼器に使用される高温超合金よりも僅かに高い高温限界値を有することができる。

民間航空機用に設計されたガスタービンエンジンの場合でさえ、エンジンを通るガス速度は、音速に近づく可能性がある。従って、エンジン内にガスが滞留する全体の時間は、１秒のほんの何分の一かにすぎず、その時間の間に圧縮機を通して入る空気は液体燃料と混合されて、混合物の燃焼が起こる。混合物が燃焼されてガスを生成するとき、放射熱を含む熱が発生する。能動的冷却制御と対流及び伝導による熱伝達により構成部品に伝達される熱量及び／又は熱伝達速度を減少させる最新式の断熱皮膜システムとのような、ガスタービンエンジン内で用いられる冷却手段のごく最近の進歩をもってしても、流路表面に沿った構成部品の温度は、依然として非常に高い温度に上昇する。本発明は、放射伝達によりこれらの構成部品に伝達される熱量を減少させるのを助ける。

本発明は、基体材料を保護するために使用される現存の断熱システム上に直接付着された高温鏡面光学反射体を利用する。これらの鏡面光学反射体は、ガス流路に沿った構成部品の表面の冷却孔に悪影響を与えないような方法で、非常に薄い皮膜として付着される。断熱皮膜を付着させるための従来型の公知の技術により形成された表面は、薄い皮膜が光学反射体として機能するには余りにも粗過ぎる。これらの皮膜が２．５４マイクロメータ（１００マイクロインチ）又はそれよりも大きい表面仕上げを有する従来型の断熱皮膜上に付着された場合には、粗い表面は放射熱を多数の異なる方向へ散乱させる。触媒被覆として使用される場合のように皮膜が多孔性である場合には、放射熱は基体内に再吸収されて、その光学反射体としての目的をだめにすることもあり得る。

本発明の１つの実施形態においては、燃焼ライナは、標準的な製造方法に従って製造される。図４を参照すると、燃焼ライナ１０４は、高温性能を有する基体１１０を含む。上に述べたように、基体１１０は、幾つかの材料を含むことができる。しかしながら、図４に示すように、基体１１０は、高温ニッケル基超合金である。ボンドコート１１２が、ニッケル基合金基体上に付着される。ボンドコート１１２を覆うのは、粗い表面仕上げの表面１１５を有するセラミック層１１４である。本明細書で用いる場合、「粗い表面仕上げ」という用語は、約１００マイクロインチよりも大きい表面仕上げである。基体がセラミックマトリックス複合材料のような異なる材料を含む場合には、ボンドコート１１２は省略してもよい。

製造したままでは、断熱皮膜システムの表面仕上げは、鏡面光学反射体として機能するためには通常粗すぎる。ライナの外表面、つまり流体境界面を形成する基体表面を覆う断熱皮膜の露出表面は、次ぎに研磨される。試験されたライナは、図５に示すようなセラミック層１１４の表面１１５が約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）よりも大きくない表面仕上げ、好ましくは約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げをもつように、微細な紙やすりを使用して手作業で研磨された。この極度に滑らかな表面は、本発明を有効なものにするために必要な反射特性を達成するために必要である。その上、この滑らかな表面は、乱流を最少にすることにより構成部品の表面に隣接する冷却層の滑らかな層状の流れを維持するのを助ける。生産に際しては、研磨工程の速度を速めて処理能力を増大させるために、ダイヤモンドペーストを使用したラッピングホイール及びタンブリングのような他の公知の研磨技術を採用することができる。

次に燃焼器ライナは、表面から遠のくように放射熱を反射する、図６に示すような材料の非常に薄い鏡面反射皮膜１１６で被覆される。標準的な光線追跡プログラムを使用して、皮膜を必要とする区域を決定することができる。隣接するエンジン構成部品からの放射熱を受ける表面が存在し、該表面に対しても鏡面反射皮膜を付着させることができる。皮膜１１６は、非常に滑らかな表面仕上げが維持されるように材料を付着させる方法によって付着される。好ましい方法は、皮膜を約１ミクロン（０．０００４インチ）の厚さに付着させる化学蒸着（ＣＶＤ）法である。この薄い鏡面皮膜を約１ミクロンの厚さに付着させるためのその他の許容できる方法としては、スパッタリング法、液相浸潤法、及び物理蒸着法が含まれる。しかしながら、皮膜を付着させるための全ての方法が、本発明に適した皮膜を形成するわけではない。溶射法のようなその他の方法は、これらの方法によって付着される皮膜が過度に分厚くかつ粗過ぎるから、鏡面反射のために許容できる皮膜を形成しない。

好ましい皮膜材料は、白金であるが、パラジウム、或いは酸化タンタル（Ｔａ₂Ｏ₃）、シリカ（ＳｉＯ₂）、二酸化チタン（ＴｉＯ₂）及びこれらの材料の組合せから作られた多層誘電体ミラーも使用することができる。皮膜材料として使用される材料は、高温ガス流１２０が表面上を流れる時、依然として高度な反射性を維持することが必須要件である。従って、酸化スケールの形成は皮膜の反射体としての有効性を損なうから、酸化スケールが形成されてはならない。また、価格を抑えるという目的もあって非常に薄い皮膜は、研磨された断熱皮膜に対して極めて高い付着性があり、また表面仕上げに悪影響を与えるおそれがある、その厚さによる層状になった剥離を生じることもない。この薄い層は、これを付着させた構成部品の重量を大きく増大させることはない。更に、この層は、表面仕上げに高度な反射性を備えた光学特性を与える薄い層として維持される。

本発明は、燃焼器デフレクタに適用されたものとして説明されている。燃焼器デフレクタは、該燃焼器デフレクタが図３に示すように中心線５５に関して対称形であり、しかもほぼ円筒形又は僅かに円錐形であるので、好都合の用途である。このことは、放射熱が図６に示すように鏡面反射皮膜１１６から高温ガス流１２０内に反射して戻され、該高温ガス流１２０においてガス分子が放射熱の少なくとも１部分を吸収することができ、またガスが排気部に向かって流れるので、好都合である。吸収されない部分は、対向する壁でもう一度対反射される。

テストは、鏡面反射層１１６が入射する放射熱線の少なくとも約８０％を反射することを示した。これは、約１２６０°Ｃ（２３００°Ｆ）の流体流内においてセラミック皮膜を有するが鏡面反射層を持たない構成部品と比べて、流体流に隣接したセラミック皮膜の温度が約１２６０°Ｃ（２３００°Ｆ）の時に、約３８°Ｃ（１００°Ｆ）だけ燃焼器セクションの温度を低下させるのに十分な放射熱の量である。約１００時間にわたる高圧セクタテストおいてデフレクタに取付けられた熱電対により測定された時、上述の表面仕上げにまで研磨されたＴＢＣは、本発明の反射皮膜を欠いた実質的に同一のデフレクタと比べて、９５°Ｆの改善を示した。当業者には分かるように、エンジンの燃焼温度が上昇するにつれて、本発明の利点も増す。最新型エンジンにおいては温度が上昇するにつれて、プランクの完全黒体放射法則（Plank's Black-Body radiation Law）に従って、放出される熱のうちで赤外線放射（ＩＲ）の割合が増している。従って、最新型タービンエンジンは、エンジンの燃焼温度が上昇するにつれて、本発明からより大きな利点、おそらく観察された改善よりも大きな利点を引き出すことになるであろう。

本発明を燃焼器の改良として説明してきたが、本発明は、エンジンのガス流路に沿った他のあらゆる表面に対して応用可能である。例えば、鏡面反射皮膜は、あらゆる入射する放射熱がタービンブレードから遠のくようにかつガス流路内に反射されるように、該タービンブレードに対して適用することができる。エネルギーの少なくとも１部分が、ガス流路を含む構成部品から反射され、それによってそれら構成部品の温度を低下させるので、放射熱は、ガス流路内のガスにより吸収され、従って該ガスの温度を上昇させる。

本発明を好ましい実施形態を参照しながら説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく、様々な変更を行うこと及び実施形態の構成部品をこれと等価な構成部品で置き換えることが可能であることは、当業者には明らかであろう。更に、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は材料に合わせて、本発明の教示に多くの変更を加えることも可能である。従って、本発明は、これを実施するために最良の形態であるとして開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、また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。

高バイパス式ターボファンガスタービンエンジンの概略図。 オーグメンタを装備した低バイパス式ターボファンガスタービンエンジンの概略図。 ガスタービンエンジンの燃焼器セクションの概略図。 従来型の断熱層システムを付着させた後のガスタービンエンジンの製造されたままの燃焼器セクションの断面図。 セラミック上層皮膜の外表面を滑らかにして、５０マイクロインチ又はそれよりも微細な表面仕上げを達成した後における、ガスタービンエンジンの燃焼器セクションの断面図。 滑らかなセラミック上層皮膜上に付着された、本発明の光学反射体の概略図。

符号の説明

５４ 冷却孔
１０４ 燃焼器ライナ
１１０ 基体
１１２ ボンドコート
１１４ セラミック皮膜
１１６ 鏡面反射皮膜
１２０ ガス流

Claims (20)

1. ガスタービンエンジンの高温流路内で使用するための、鏡面反射表面を有する構成部品であって、
   高温燃焼ガス状流体の境界面を形成する表面を有する基体材料（１１０）と、
   前記高温境界面を形成する前記基体（１１０）の表面を覆う所定の厚さを有する鏡面反射皮膜（１１６）と、を含み、
   前記鏡面反射材料（１１６）は、約５０マイクロインチ又はそれより滑らかな付着粗さを有し、かつ該鏡面反射材料（１１６）の表面が入射する放射熱線の少なくとも約８０％をその表面から遠のくように前記高温流路（１２０）内のガスに反射するような高温性能を有する、
   ことを特徴とする構成部品。
2. 前記基体材料（１１０）と前記鏡面反射皮膜（１１６）との間にセラミック材料（１１４）を更に含み、前記セラミック材料（１１４）が、前記基体材料（１１０）を覆う断熱層を形成し、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）が、約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面粗さを有することを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
3. 該構成部品は、前記基体材料（１１０）が中心線に関してほぼ対称形のほぼ円錐形の形状状と、前記ガス流路（１２０）の境界面を形成する内表面と、該ガス流表面と反対側に位置する外表面とを有する燃焼器ライナ（１０４）であることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
4. 該構成部品は、前記基体材料（１１０）が中心線に関してほぼ対称形のほぼ円筒形の形状と、前記ガス流路（１２０）の境界面を形成する内表面と、該ガス流表面と反対側に位置する外表面とを有する燃焼器ライナ（１０４）であることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
5. 前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接する、前記セラミック材料（１１４）の表面が、約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面粗さを有することを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
6. 前記鏡面反射皮膜（１１６）が、白金、パラジウム、並びに、酸化タンタル（Ｔａ₂Ｏ₅）、シリカ（ＳｉＯ₂）、二酸化チタン（ＴｉＯ₂）及びそれらの組合せを含む多層誘電体ミラーから成る材料の群から選ばれることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
7. 前記皮膜（１１６）が、約１ミクロンよりも大きくない所定の厚さに付着されていることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
8. 温度性能が約１００°Ｆ改善されることを特徴とする、請求項７に記載の構成部品。
9. 前記基体材料（１１０）が、ニッケル基超合金、鉄基超合金、コバルト基超合金及びそれらの組合せから成る群から選ばれた高温超合金であることを特徴とする、請求項２に記載の構成部品。
10. 前記基体材料（１１０）が、高温セラミックマトリックス複合材料であることを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
11. ガスタービンエンジンの高温流路内で使用するための、鏡面反射表面を有する構成部品を製造する方法であって、
    高温燃焼ガス状流体の境界面を形成する表面を有する基体材料（１１０）を含む構成部品を準備する段階と、
    前記表面上に鏡面反射皮膜（１１６）を所定の厚さに付着させる段階と、
    を含み、
    皮膜（１１６）を付着させる前記段階が、約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）又はそれより滑らかな皮膜表面仕上げを形成し、前記基体（１１０）と反対側に位置する、前記鏡面反射皮膜（１１６）の外表面が、エンジン（１０、３０）の前記高温流路（１２０）内のガス状流体に曝される、
    ことを特徴とする方法。
12. 前記高温流体境界面を形成する前記基体表面上にセラミック断熱皮膜システムを付着させる段階と、
    前記基体表面を覆う前記セラミック皮膜（１１４）の、該基体表面と反対側に位置する表面を機械的に加工して、約１．２７マイクロメータ（５０マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げを得る段階と、の追加の段階、
    を更に含むことを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
13. 前記セラミック皮膜（１１４）の表面を機械的に加工する前記段階が、約０．８１マイクロメータ（３２マイクロインチ）又はそれより滑らかな表面仕上げを得る段階を更に含むことを特徴とする、請求項１２に記載の方法。
14. 前記セラミック皮膜（１１４）の表面を機械的に加工する前記段階が、該表面を研磨する段階を含むことを特徴とする、請求項１２に記載の方法。
15. 前記研磨する段階が、手作業により研磨する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
16. 前記研磨する段階が、ラッッピングする段階を含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
17. 前記機械的に加工する段階が、タンブリングする段階を含むことを特徴とする、請求項１３に記載の方法。
18. 前記表面上に鏡面反射皮膜（１１６）を所定の厚さに付着させる前記段階が、該皮膜を約１ミクロンよりも大きくない厚さに付着させる段階を含むことを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
19. 前記鏡面反射皮膜（１１６）を約１ミクロンより大きくない厚さに付着させる前記段階が、白金、パラジウム、並びに、酸化タンタル（Ｔａ₂Ｏ₅）、シリカ（ＳｉＯ₂）、二酸化チタン（ＴｉＯ₂）、パラジウム及びそれらの組合せを含む多層誘電体ミラーから成る材料の群から選ばれた該皮膜（１１６）を付着させる段階を含むことを特徴とする、請求項１８に記載の方法。
20. 前記鏡面反射皮膜（１１６）が、化学蒸着法、物理蒸着法、液相浸潤法又はスパッタリングの少なくとも１つの方法で付着されることを特徴とする、請求項１９に記載の方法。

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