JP2004218639A - 光学反射による温度低下を図った改良型高温タービンノズル及びその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンノズルが受ける高温の問題に対し従来技術と異なる解決策を提供する。
【解決手段】この構成部品は、高温金属製の構成部品を覆って高温下で動作させることを可能にする断熱皮膜１１４を含む。断熱皮膜１１４は、放射熱をガス流路内に適当に反射させるように表面を研磨される。高温反射体１１６の薄い層が研磨された断熱皮膜１１４上に付着される。付着法として、表面の粗さを増大させることなく該反射体をその研磨された表面に適切に固着する。高温反射体１１６は、例えばタービンノズル上のような、圧縮機の後方表面に付着させる。その表面は、放射熱を、反射させて高温ガス流路１２０内に戻させる。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。本構成部品は、放射熱が、構成部品の壁内に吸収（これは壁の温度をただ上昇させる作用しかなさない）されることなく、ガス流路１２０に戻されるように設計される。
【選択図】図４

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部部分の境界壁の温度を低下させた、ガスタービン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、この過程で約８００°〜１２５０°Ｆ（４２５°〜６７５℃）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３０００°Ｆ（１６５０℃）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動作効率を改向上させるために、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。

いずれの航空機用ガスタービンエンジンも、その圧縮機を駆動するためのいわゆる高圧タービン（ＨＰＴ）を有する。ＨＰＴは、エンジンのレイアウトにおいて圧縮機の直ぐ後方に位置し、エンジン内で発生した最も高い温度及び圧力レベル（それぞれ公称値で２４００°Ｆ及び３００ｐｓｉａ）を受ける。ＨＰＴはまた、非常な高速（大型ターボファンの場合には１００００ＲＰＭ、小型ヘリコプタエンジンの場合には５００００ＲＰＭ）で動作する。これらの温度及び圧力レベルにおいての寿命要件を満たすために、現今のＨＰＴ構成部品は常に、空気冷却されかつ最先端の合金で製作されている。

直列式ターボジェットエンジンは、１つのみのタービン（ＨＰＴ）を有するのが通常であるが、現今では大半のエンジンが、高バイパス式ターボファン又は低バイパス式ターボファンのいずれかのターボファンタイプであるか、或いはターボプロップタイプであり、ファン又はギヤボックスを駆動するための１つ（時として２つ）の追加のタービンを必要とする。追加のタービンは、低圧タービン（ＬＰＴ）と呼ばれ、エンジンのレイアウトにおいてＨＰＴの直ぐ後方に位置する。ＨＰＴを通して大きな圧力低下が発生するので、ＬＰＴは、非常に低エネルギーの流体で動作し、通常は有効な出力を取り出すために幾つかの段（通常は最高６段まで）を必要とすることになる。

ＨＰＴ及びＬＰＴの流路を含む、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つの公知の解決策は、低い熱伝導率を有する保護層を付着させることであった。これらの材料は、断熱皮膜システム（ＴＢＣ）として付着され、典型的にはこの断熱皮膜システム（ＴＢＣ）は、典型的には安定化ジルコニアである上を覆うセラミック上層皮膜の基体への固着を改善するボンドコートを含む。エンジンの高温部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、金属部品を能動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能動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インピンジメントフィルム層を形成させてきた。この方法は、フィルム冷却と呼ばれる。圧縮機からの空気がおそらく１２５０°Ｆ（６７５℃）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。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冷却方法でさえもその限界に達しつつある。具体的には、高効率高速サイクルのタービンエンジンのタービンノズルは、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、本発明の出願人に譲渡されたＷｅｉｌ他に付与された米国特許第５，３５５，６６８号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タービンノズル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乃至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１００乃至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（発明者 Ｗｅｉｌ他）

この従来技術の解決策は、タービンノズルが受ける高温の問題とは無関係である、Ｗｅｉｌ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、タービンノズル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部内に配置され、例えば約１ミクロン乃至約１０ミクロンの範囲の波長をもつ赤外線放射のような燃焼器領域からの熱放射を高温ガス流路内に反射して戻す。反射された放射は燃焼器領域内の他のあらゆるハードウェア構成部品から遠のくように集束されるために、放射熱はエンジンのタービン部分内に流れ込むようになる。この構成部品は、放射熱がその壁内に吸収（吸収は、この壁の温度をただ上昇させる作用しかしない）よりは寧ろ、ガス流路に戻されるように設計されている。

高温反射体金属の薄い層が、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動作することが可能になる。構成部品に付着された断熱皮膜（ＴＢＣ）は、一般的には粗いので、放射熱をガス流路内に適宜反射させることができる程度に十分に滑らかな表面が形成されるまで、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ＴＢＣ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、高温反射体金属は、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、エンジンの燃焼器又はＨＰＴ部分内の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、より低温で現在動作しているより後方のエンジン部分内に戻される。その結果、構成部品はそれほど高温にはならない。エンジン動作の所定の温度においては、構成部品は、より低温で動作しているので、熱劣化によりそれほど急速には劣化せず、部品寿命がより長くなり、修理又は改修の平均時間が短くなることになる。

本発明の別の利点は、反射された放射熱がガス状流体を含む物質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。この上昇した流体温度は、タービンにより取り出されてエンジンを動作するための及び航空機を推進する推力を得るための両方について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寿命が短縮されかつ修理頻度が増す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動作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、ガスタービンエンジンの、ガス流路の境界面を形成する、即ちガス流路内に設置される高温部構成部品は、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。付着された材料は滑らかな表面仕上げを施され、熱を反射させて流体流路内に戻しかつ他の高温部構成部品から遠のくようにする。

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。動作の間、空気は、ファン１２によって強制的に送られる。空気の一部は、エンジンのコア部をバイパスし、エンジンを推進する推力に役立てるために使用される。空気の一部は、エンジンのブースタ１４及び圧縮機１６部分内で大気圧の最大１０〜２５倍にまで加圧され、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、該排気システム２６において、ガスは、航空機推進のための推力に役立てられる。

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動作は、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。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と内側燃焼器ケース４４とにより形成された環状空洞内に導入される。加圧空気の一部分は、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、火炎が不安定になるか又はフレームアウトが起こるような過渡状態を除いた正常動作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。ライナ５０、５２と燃焼器ケース４２、４４との間の環状空間内の加圧空気は、冷却孔５４から流出する前にライナ５０、５２に対して背面冷却を与える。燃焼器ライナ５０及び５２は、内側面と外側面とを有するものとして説明する。

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。本発明を説明する目的で、燃焼器は、説明を簡単にするために単一段の構成としているが、本発明のコンセプトは、他の構成及び追加の段を備えた設計のガスタービンに全て適用可能である。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、可変ガイドベーン構成においてはその軸線の周りで限られた動きの範囲で回転することができる場合があるが、該ベーン６２は、実質的に静止している。タービンノズル６０は、円周方向に隣接する複数のセグメント８０を含み、これらセグメント８０が全体として完全な３６０°組立体を形成するのが好ましい。各セグメント８０は、２つ又はそれ以上の円周方向に間隔を置いて配置されたベーン６２（１つを図３に示す）を有し、該ベーンの各々は、上流側の前縁と下流側の後縁とを有しており、それらの上を燃焼ガスが流れる。ガス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、圧縮機から来る約１０００°〜１２５０°Ｆ（５３５°〜６７５℃）の空気を最初にノズルの外表面上に流し、次ぎに同じ空気を用いて、冷却孔１０２（図４、図５及び図６に示す）を通して該空気を流した後にベーン６２の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、ベーン６２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。多くの場合、少なくとも１つのタービン段の構成部品には、冷却孔を通して冷却空気が供給される。その上に、ベーン６２の表面はまた、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。

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の周囲に固定取付けさ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。

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、また内側及び外側バンド６４及び６６と、ガスの流れを該ガスからエネルギーを取り出す翼形部７２に向けるベーン６２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って形成され、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。

航空機用ガスタービンの燃焼器セクション、タービンセクション、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セクション、タービンセクション、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、特に本発明における使用が考えられており、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断熱システムのような現存のセラミック材料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。これらの鏡面反射体が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、熱を高速で移動している流体に伝達して戻す上で効果的でない。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るので、光学反射体として使用することができない。

本発明の１つの実施形態においては、本発明の鏡面光学皮膜は、アフタバーナライナの表面に付着される。本発明の別の実施形態においては、本発明の鏡面光学皮膜は、火炎保持器の表面に付着される。

本発明の別の実施形態においては、タービンノズルは、標準的な製造方法に従って製造される。標準的な光線追跡プログラムを使用して、本発明の鏡面光学皮膜で被覆されるタービンノズルの幾何学形状を最適化することができる。更に、これもまた鏡面光学皮膜により恩恵を受けている可能性がある隣接するタービンブレードからの反射又は屈折によりその上に熱が反射される表面が存在する場合がある。図４を参照すると、タービンノズル６２は、高温で使用するのに適した基体１１０を含む。上に述べたように、基体１１０は、幾つかの材料から選択されることができる。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使用可能な異なる材料の１つから選択される場合には、ボンドコート１１２は省略してもよい。

セラミック上層皮膜を付着させるのに使用される製造技術のため、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。タービンノズル及びベーンの幾何学形状が複雑な場合、タービンベーンの上流側前縁の前方に面する表面、つまり基体表面を覆う断熱皮膜の外表面は、次ぎに研磨される。タービンノズルの外表面を研磨するか又はタービンノズルの他の表面を本発明の皮膜で被覆して、この研磨及び被覆がガス流路の熱を近くのベーン又は壁面に反射させることのみに役立つようにするのが望ましい。タービンノズル前縁の前方に面する表面のこの滑らかな表面は、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公知の研磨技術を採用することができる。

次にタービンノズルベーンの上流側前縁の前方に面する表面は、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、本発明の鏡面光学皮膜で被覆されるタービンノズルベーンの幾何学形状を最適化することができる。更に、タービンノズルベーンの一部表面は、これもまた鏡面光学皮膜により恩恵を受けている可能性がある隣接するタービンブレードからの反射又は屈折によりその上に熱が反射される。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”）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。鏡面層の厚さは、より厚く、例えば１０ミクロン又はそれ以下とすることができるが、鏡面反射体として使用される材料の価格が高価なので、約１ミクロンに維持される。

好ましい鏡面反射体皮膜材料は、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）及びその組合せを含む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、厚い付着性がない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ＴＢＣ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。

他の燃焼器反射構成部品のテストは、鏡面反射層が入射する放射熱線の少なくとも約８０％を反射することができることを示した。これは、流体流に隣接したセラミック皮膜の温度が約２３００°Ｆである時に、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、最大で約１００°Ｆだけ該構成部品の温度を低下させるのに十分な放射量である。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、これら構成部品は、本発明により説明したような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。

本発明をタービンノズルに対する改良として説明してきたが、本発明は、エンジン、或いは連続炉又はバーナのような他の高温度装置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燃焼器壁から遠のくようにかつガス流路内に反射されるように、該燃焼器壁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一部分が、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、本発明は、特許請求の範囲の技術的範囲内に含まれる全ての実施形態を保護しようとするものである。特許請求の範囲に示した参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めようとするものではなく、それらを容易に理解するためのものである。

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及び高圧タービン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高圧タービンベーンの断面図。 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高圧タービンベーンの断面図。 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
６２ タービンベーン
１１０ 基体
１１２ ボンドコート
１１４ セラミック皮膜
１１５ セラミック皮膜の表面
１２０ ガス流

Claims (17)

1. 高温流路において高温ガス状流体が高温度装置を横切って流れるような該装置の高温流路内において使用するための、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、
   前記高温流体境界面を形成する前記基体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、十分に滑らかな加工粗さと前記高温流路（１２０）内温度に耐え得る高温性能とを有し、該鏡面反射材料（１１６）の表面は、入射する放射熱線の少なくとも約８０％をその表面から遠ざからせて前記高温流路（１２０）内の流体に向かわせるように反射させることにより、前記皮膜（１１６）が、前記高温ガス状流体との接触による酸化を受けない、ことを特徴とする構成部品。
2. 前記装置は、ガスタービンエンジン（１０、３０）であることを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
3. 前記装置は、アフタバーナライナであることを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
4. 前記装置は、火炎保持器であることを特徴とする、請求項１に記載の構成部品。
5. 前記基体材料（１１０）と前記鏡面反射皮膜（１１６）との間に設けられ、前記基体材料（１１０）を覆う断熱層を形成するセラミック材料（１１４）を更に具備し、
   前記セラミック材料（１１４）の１つの表面（１１５）は、前記基体（１１０）と反対側に位置すると共に前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接するものであり、約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。
6. 高温流路において高温ガス状流体が高温度装置を横切って流れるような該装置の高温流路内において使用するための、鏡面反射表面を有するタービンノズル構成部品であって、
   前記鏡面反射表面が高温燃焼ガス状流体の境界面を形成するような基体材料（１１０）と、
   前記高温流体境界面を形成する前記基体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、十分に滑らかな加工粗さと高温性能とを有し、かつ該鏡面反射材料（１１６）の表面は、入射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）内のガスに向けて反射させることにより、前記皮膜（１１６）が、前記高温ガス状流体との接触による酸化を受けないことを特徴とするタービンノズル構成部品。
7. 該構成部品が、タービンベーン（６２）であることを特徴とする、請求項６に記載のタービンノズル構成部品。
8. 前記基体材料（１１０）と前記鏡面反射皮膜（１１６）との間に設けられ、前記基体材料（１１０）を覆う断熱層を形成するセラミック材料（１１４）を更に具備し、前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）は、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接し、この鏡面反射皮膜（１１６）は約１００マイクロインチ又はそれより滑らかな表面粗さを有し、前記鏡面反射皮膜（１１６）の表面が、１００マイクロインチ又はそれより滑らかな表面仕上げを有することを特徴とする、請求項６に記載のタービンノズル構成部品。
9. 該タービンノズル構成部品が、タービンベーン（６２）であり、前記基体材料（１１０）が、前縁と後縁とを有し、前記鏡面反射皮膜（１１６）は前記前縁のみに施されていることを特徴とする、請求項８に記載のタービンノズル構成部品。
10. 前記セラミック材料（１１４）の表面は、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接し、約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９に記載のタービンノズル構成部品。
11. 前記セラミック材料（１１４）の表面（１１５）は、前記基体（１１０）と反対側に位置しかつ前記鏡面反射皮膜（１１６）に隣接し、約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９に記載のタービンノズル構成部品。
12. 前記鏡面反射皮膜（１１６）は、白金、パラジウム、酸化タンタル（ＴａＯ₂）を含む誘電体ミラー、シリカ（ＳｉＯ₂）を含む誘電体ミラー、二酸化チタン（ＴｉＯ₂）を含む誘電体ミラー及びその組合せ、から成る材料群から選ばれることを特徴とする、請求項９に記載のタービンノズル構成部品。
13. 前記皮膜（１１６）は、最大約１０ミクロンまでの所定厚さに加工されることを特徴とする、請求項９に記載のタービンノズル構成部品。
14. 前記皮膜（１１６）は、約１ミクロン又はそれ以下の所定の厚さに加工され、連続皮膜を形成していることを特徴とする、請求項９に記載のタービンノズル構成部品。
15. 前記鏡面皮膜（１１６）を備えていない構成部品よりも、温度性能が約１００°Ｆ改善されることを更に特徴とする、請求項１４に記載の構成部品。
16. 前記基体材料（１１０）が、Ｆｅ、Ｃｏ、Ｎｉ及びその組合せから成る群から選ばれた超合金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６に記載の構成部品。
17. 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タービンノズルを製造する方法であって、
    基体材料（１１０）で構成された、前縁と後縁とを有するタービンノズルベーン（６２）を準備し、
    高温流体境界面を形成する、前記タービンノズルベーン（６２）の少なくとも前記前縁の基体表面上にセラミック断熱皮膜システムを付着させ、
    前記基体表面を覆う前記断熱皮膜システムの外側層を形成するセラミック皮膜（１１４）の、該基体表面と反対側に位置する表面（１１５）を機械的に加工して、約１００マイクロインチ又はそれより滑らかな表面仕上げを行い、
    前記セラミック皮膜（１１４）の前記表面（１１５）上に鏡面反射皮膜（１１６）を所定の厚さに付着させ、
    前記皮膜（１１４）を付着させるための本方法は、約１００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提供するものであり、前記鏡面反射皮膜（１１６）の１つの外側表面は、前記基体（１１０）と反対側に位置すると共に、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。

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