JP2015036545A

JP2015036545A - 後縁補完構造を有する翼

Info

Publication number: JP2015036545A
Application number: JP2014157286A
Authority: JP
Inventors: ケビン・リチャード・カートリー; Kevin R Kirtley; アーロン・エゼキエル・スミス; Aaron Ezekiel Smith; デイビッド・エドワード・シック; Edward Schick David
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2013-08-09
Filing date: 2014-08-01
Publication date: 2015-02-23
Also published as: CH708449A2; DE102014110332A1; US20150041590A1; CN104343469A

Abstract

【課題】後縁補完構造を有する翼を提供する。【解決手段】翼には、基材から形成され、かつ中空領域を備える内部コアを有する主要部分が含まれる。また、主要部分の後縁領域が含まれる。さらに、後縁領域の近傍で基材と有効に接続される低融点超合金を備える後縁補完構造が含まれる。さらには、主要部分の内部コアと後縁領域の内部領域とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路が含まれる。また、内部領域に配置され、翼の翼幅方向に冷却空気流を誘導するように構成された後縁領域排気通路が含まれる。【選択図】図１

Description

本明細書で開示される主題は、翼に関し、より具体的には、後縁補完構造を有する翼に関する。

様々なタービンシステムに採用されている翼（Airfoil）は、動翼および静翼として形成されている。高温ガスまたは蒸気などの作動流体は、一般的に、翼を通過させられるが、このとき、動翼は、タービンシステムのロータと接続されている。動翼に作用する作動流体の力は、動翼を、したがって、接続されたロータの本体を回転させる。このため、翼の空気力学的な形状は、タービンシステムのシステム性能全体に影響を及ぼす。鋳造などの様々な製造工程が、翼を形成するために採用され得るが、このような工程は、いくつかの点から制限されている。１つの制限は、製造される翼の空気力学的な特性に関する。

一般的に、翼は、タービンの動作温度および動作状態に耐えるために望ましい機械特性および環境特性を有するニッケル基超合金、コバルト基超合金、または鉄基超合金から形成される。タービンシステムの効率は、その動作温度に依存するため、次第に高くなる温度に耐えることのできる翼が求められる。超合金部品の局部温度は、超合金の融解温度に近づくため、強制空冷が必要になる。このため、ガスタービンの動翼および静翼の翼は、多くの場合、複雑な冷却構造を必要とする。ここでは、蒸気または空気（一般的には、ブリード空気）が、翼内の内部冷却通路を通過させられ、次に、部品から熱を移動させるために翼表面の冷却孔を通して放出される。先に指摘したように、翼を製造するために使用される工程は、ある程度制限されており、このことは、位置および寸法の双方に関して冷却通路の精度に影響を及ぼす。

一般的に、冷却される翼には、冷却用の厚い後縁を貫通する翼弦方向の孔、圧力側のスロット、または冷却剤が通過する後縁の近傍の半径方向の孔が使用される。３つの選択肢はすべて、冷却効果または後縁の薄さに関して理想的ではない。後の２つの選択肢は、空気力学的な利点を相殺する大量の冷却空気を使用するか、または、形状的に制限されており、後縁領域に十分な冷却空気を供給することができない。

米国特許第８２９２５８７号明細書

本発明の一態様によれば、翼には、基材から形成され、かつ中空領域を備える内部コアを有する主要部分が含まれる。また、主要部分の後縁領域が含まれる。さらに、後縁領域の近傍で基材と有効に接続される低融点超合金を備える後縁補完構造が含まれる。さらには、主要部分の内部コアと後縁領域の内部領域とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路が含まれる。また、内部領域に配置され、翼の翼幅方向に冷却空気流を誘導するように構成された後縁領域排気通路が含まれる。

本発明の別の態様によれば、翼には、基材から形成され、かつ中空領域を備える内部コアを有する主要部分が含まれる。また、主要部分の後縁領域が含まれる。さらに、第１の低融点超合金シートおよび第２の低融点超合金シートを備える後縁補完構造であって、第１の低融点超合金シートおよび第２の低融点超合金シートが、後縁領域の近傍で主要部分の基材と有効に接続されている後縁補完構造が含まれる。さらには、主要部分の内部コアと後縁領域の内部領域とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路が含まれる。また、内部領域に配置され、翼の翼幅方向に冷却空気流を誘導するように構成された後縁領域排気通路が含まれる。

本発明のさらに別の態様によれば、ガスタービンエンジンは、圧縮機と、燃焼器アセンブリと、タービンと、圧縮機およびタービンの少なくとも一方に配置される翼とを含む。翼は、基材から形成され、かつ内部コアおよび後縁領域を有する主要部分を含む。また、翼は、後縁領域の近傍で基材と有効に接続される低融点超合金を備える後縁補完構造を含む。翼は、内部コアと後縁領域の内部領域とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路をさらに含む。翼は、内部領域に配置され、かつ翼の翼幅方向に冷却空気流を誘導するように構成された後縁領域排気通路をさらに含む。

これらのおよび他の利点および特徴は、図面に関連して記載される以下の説明からより明らかとなる。

本発明と見なされる主題は、本明細書の最後にある特許請求の範囲において特に指摘され、明確に特許請求される。本発明の前述のおよび他の特徴ならびに利点は、添付図面に関連して記載される以下の詳細な説明から明らかとなる。

ガスタービンエンジンの概略図である。翼の上面図である。第１の実施形態に係る翼の後縁領域を示す、図２の部分Ａの拡大上面図である。図２の線Ａ−Ａにおける、図３の実施形態の後縁補完構造の断面図である。第２の実施形態に係る翼の後縁領域を示す、図２の部分Ａの拡大上面図である。図２の線Ａ−Ａにおける、図５の実施形態の後縁補完構造の断面図である。第３の実施形態に係る翼の後縁領域を示す、図２の部分Ａの拡大上面図である。図２の線Ａ−Ａにおける、図７の実施形態の後縁補完構造の断面図である。

詳細な説明では、図面を参照しながら例を挙げて、利点および特徴と共に本発明の実施形態を説明する。

「軸方向の」および「軸方向に」という用語は、本明細書で使用される場合、タービンシステムの長手方向の中心軸と略平行に伸びる方向および向きを意味する。「半径方向の」および「半径方向に」という用語は、本明細書で使用される場合、タービンシステムの長手方向の中心軸と略直角に伸びる方向および向きを意味する。「上流」および「下流」という用語は、本明細書で使用される場合、タービンシステムの長手方向の中心軸に関して軸流方向と相対的な方向および向きを意味する。「翼弦方向」および「翼幅方向」という用語は、本明細書で使用される場合、一般的に翼の翼弦および翼幅の寸法に関連する方向を意味する。

図１を参照すると、本発明の例示的な実施形態に従って構成されたタービンシステム１０が概略的に示されている。図示のタービンシステム１０は、ガスタービンエンジンを備えるが、本明細書に記載した実施形態は、例えば蒸気タービンなどの代替的なシステムにおいて採用されてもよいことが理解されるべきである。例示および解説の目的で、ガスタービンエンジンが参照される。

ガスタービンエンジン１０は、圧縮機部１２およびカニュラーアレイ（ｃａｎａｎｎｕｌａｒａｒｒａｙ）状に配置された複数の燃焼器アセンブリを含む。なお、複数の燃焼器アセンブリのうちの１つが、１４で示されており、燃焼部１８を含んでいる。本発明は、燃焼システムの詳細とは無関係であり、カニュラー（ｃａｎａｎｎｕｌａｒ）システムは、解説の目的で参照されていることが理解されるべきである。燃料および圧縮空気は、燃焼部１８内に供給され、タービン部２４を駆動するために使用される高温高圧の燃焼生成物または空気流を生成するために点火される。タービン部２４は、ロータ３０を介して圧縮機部１２と動作可能に連結された複数の段２６〜２８を含む。詳細には、複数の段２６〜２８のそれぞれは、静翼３２および動翼３４を含み、動翼３４は、ロータ３０と動作可能に接続されている。複数の段２６〜２８のそれぞれの静翼３２および動翼３４は、作動流体（例えば、空気−燃料の混合物）が通過する翼である。３つの段が確認されるが、より多くのまたはより少ない段が存在してもよいことを理解することができる。

次に図２を参照すると、静翼３２または動翼３４のいずれかを表す翼３６が、より詳細に示されている。翼３６は、前縁４０から後縁領域４２まで延在する主要部分３８を含む。主要部分３８は、特定の用途に応じて変更され得る基材から形成されている。一部の実施形態において、基材は、ニッケル基超合金、コバルト基超合金、または鉄基超合金を含む。主要部分３８は、例えばガスタービンエンジン内などで主要部分３８が受ける高い温度および応力に耐えるように、等軸、一方向凝固（ＤＳ：ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ）、または単結晶（ＳＸ：ｓｉｎｇｌｅｃｒｙｓｔａｌ）の鋳物として形成されてもよい。後縁領域４２は、後縁領域後部幅（ｔｒａｉｌｉｎｇｅｄｇｅｒｅｇｉｏｎａｆｔｗｉｄｔｈ）を含む。

また、翼３６は、後縁領域４２の表面の近傍で主要部分３８と有効に接続された後縁補完構造４６を含む。図示のように、主要部分３８に対して、後縁補完構造４６は、より薄くてより鋭い端部に向かって先細になっている。この部分は、本明細書では後縁補完構造後部幅（ｔｒａｉｌｉｎｇｅｄｇｅｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｆｔｗｉｄｔｈ）と呼ばれる。

図３および図４を参照すると、第１の実施形態に係る主要部分３８の後縁領域４２および後縁補完構造４６が、より詳細に示されている。図示の実施形態において、後縁補完構造４６は、本明細書では低融点超合金（ＬＭＳ：ｌｏｗ−ｍｅｌｔｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ）シート５０と呼ばれる、超合金基材および低融点ろう付け合金粉末の混合物を含む低融点超合金材料を含む。ＬＭＳシート５０の例示的な実施形態は、第１の予備焼結プリフォーム（ＰＳＰ：ｐｒｅ−ｓｉｎｔｅｒｅｄｐｒｅｆｏｒｍ）構造体である。ＬＭＳシート５０は、ある程度多孔質の凝集した塊を形成するように融点未満の温度で一体的に焼結された第１の合金および第２の合金を含む粒子の混合物を含む。粉末粒子に適した粒径の範囲は、粒子の迅速な焼結を促進し、ＬＭＳシート５０の多孔率を約１０体積パーセント以下に低減するために、１５０メッシュまたは３２５メッシュ以下を含む。

ＬＭＳシート５０の第１の合金は、ＬＭＳシート５０と主要部分３８との間の物理的特性の共通化を促進するために主要部分３８の基材と同様の組成物などの組成物を含む。例えば、一部の実施形態において、第１の合金および基材は、共通の組成物を共有する（すなわち、これらは、同じ種類の材料である）。一部の実施形態において、第１の合金は、ニッケル基超合金またはコバルト基超合金を含む。一部の実施形態において、第１の合金の特性は、基材との化学的および冶金学的適合性（高い疲労強度、亀裂の発生しにくい傾向性、耐酸化性、および／または被削性など）を含む。

第２の合金は、主要部分３８の基材と同様の組成物を同様に有してもよいが、第１の合金および第２の合金の粒子の焼結を促進し、基材の融点未満の温度でのＬＭＳシート５０と主要部分３８の後縁領域４２との接合を可能にするために融点降下剤をさらに含む。例えば、一部の実施形態において、融点降下剤は、ホウ素、金、銅、リン、および／またはシリコンを含む。

ＬＭＳシート５０は、第１の合金および第２の合金の粒子同士のならびに第１の合金および第２の合金の粒子と翼３６の主要部分３８の後縁領域４２とのウェッティング（ｗｅｔｔｉｎｇ）および接合（例えば、拡散／ろう付け接合）を確実にするのに十分な融点降下剤を含むのに十分な第１の合金および第２の合金の相対量を含む。例えば、一部の実施形態において、第２の合金は、ＬＭＳシート５０のうちの少なくとも約１０重量パーセントを含む。一実施形態において、第２の合金は、ＬＭＳシート５０のうちの約７０重量パーセントを含み、第１の合金は、ＬＭＳシート５０のうちの約３０重量パーセントを含む。これにより、第１の合金対第２の合金の混合重量比は、約３０：７０となる。別の実施形態では、約４０：６０の第１の合金対第２の合金の混合重量比が採用される。

図示の実施形態において、後縁補完構造４６は、互いに一体的に形成された第１の部分５２および第２の部分５４を有する単一部品を含む。第１の部分５２および第２の部分５４はそれぞれ、主要部分３８の後縁領域４２と接合された上流端５６を含む。また、第１の部分５２および第２の部分５４はそれぞれ、翼３６の鋭い尖端を形成するように互いに交差する下流端５８を含む。後縁補完構造４６の下流端５８の小さな鋭角は、空気力学的な妨害を効果的に低減して、タービンシステムの性能全体を改善する、翼３６のより薄い後縁部分を可能にする。

後縁補完構造４６の上述した実施形態は、単一のＬＭＳシートを有するものとして示され、説明されている。しかしながら、複数のＬＭＳシートが、採用され、主要部分３８の後縁領域４２と有効に接続されてもよいことが理解されるべきである。

採用されるＬＭＳシートの正確な数とは無関係に、シートは、主要部分３８の後縁領域４２と有効に接続される。一実施形態において、ＬＭＳシートは、後縁領域４２にろう付けされる。ＬＭＳシートは、ろう付けペーストの適用を必要とせずに後縁領域４２にろう付けされるように構成された材料から形成される。このようにして、ＬＭＳシートは、炉内で後縁領域４２に当接するように望ましい位置に配置され、主要部分３８へのＬＭＳシートのろう付けを容易にするために必要な温度まで加熱される。ろう付けに加えて、限定的ではないが溶接、拡散接合、または機械的な固定を含む代替的な接続技術が採用され得ることが考えられる。

図２、図５、および図６を参照すると、第２の実施形態に係る主要部分３８の後縁領域４２および後縁補完構造４６が詳細に示されている。後縁補完構造４６は、本明細書でかなり詳細に述べられているのと同様の材料および接合工程によって形成されている。ここでは、同じ参照符号が、必要に応じて採用されており、重複した説明が省略されている。図示の実施形態において、後縁補完構造４６は、後縁領域４２の近傍で主要部分３８の基材と有効に接続された第１のＬＭＳシート６０および第２のＬＭＳシート６２を備える。第１のＬＭＳシート６０および第２のＬＭＳシート６２はそれぞれ、翼３６の鋭い尖端を形成するように互いに交差する下流端６４を備える。

図２、図７、および図８を参照すると、第３の実施形態に係る主要部分３８の後縁領域４２および後縁補完構造４６が詳細に示されている。後縁補完構造４６は、上述されている実施形態に関連して本明細書で述べられているのと同様の材料および接合工程によって形成されている。ここでは、同様の参照符号が、必要に応じて採用されており、重複した説明が省略されている。

図示の実施形態において、第１の実施形態に関連して上述されている第１のＬＭＳシート５０などの単一のＬＭＳ構造またはシートが採用されている。図示のように、第１のＬＭＳシート５０は、複数の位置で翼３６の主要部分３８の後縁領域４２と接合されている。詳細には、第１のＬＭＳシート５０は、上流端５６および下流端５８において後縁領域４２と接合されており、第１のＬＭＳシート５０の下流端５８は、後縁領域４２の下流位置７０と接合されている。さらなる接合交差部が、図示のように存在してもよい。これについては、以下で詳細に述べる。

次に図２〜図８を参照すると、翼３６の効果的な冷却を行うために、冷却機構８０が、主要部分３８の後縁領域４２内におよび後縁補完構造４６の全体にわたって実現されている。主要部分３８は、中空領域を備える内部コア８２を含む。内部コア８２は、冷却空気流源（図示せず）から供給される冷却空気流８４の供給によって積極的に冷却される。冷却空気流８４は、翼３６の主要部分３８を冷却するために供給される。冷却機構８０は、後縁補完構造４６内に配置された少なくとも１つの、一般的には、複数の冷却通路８６を含む。複数の冷却通路８６は、内部コア８２と、後縁補完構造４６の１つ以上の内面８９によって形成された内部領域８８とを流体接続しており、翼３６の翼弦方向９０に冷却空気流８４を誘導するように構成されている。内部領域８８は、翼３６の翼幅方向９４に冷却空気流８４を誘導するように構成された後縁領域排気通路９２を含む。別の実施形態において、後縁領域排気通路９２は、翼３６の翼弦方向９０に冷却空気流８４を誘導するように構成される。さらに別の実施形態において、後縁領域排気通路９２は、翼弦方向９０および翼幅方向９４を組み合わせて冷却空気流８４を誘導するように構成される。

複数の冷却通路８６は、様々な方法でおよび製造工程中の様々な時点で形成されてもよい。具体的には、複数の冷却通路８６は、後縁補完構造４６と主要部分３８との接続の前または後に形成されてもよい。

後縁補完構造４６と主要部分３８との接続の前に複数の冷却通路８６を形成することは、ＬＭＳシートが最後の焼結の前の柔軟な「未焼結状態（ｇｒｅｅｎｓｔａｔｅ）」に依然としてあるようなＬＭＳシート自体の形成中にＬＭＳシートに凹溝またはスロットなどを形成することを含んでもよい。あるいは、複数の冷却通路８６は、限定的ではないがフライス加工、研削、ワイヤ放電加工（ＥＤＭ）、形彫りＥＤＭ（ｍｉｌｌｅｄＥＤＭ）、プランジＥＤＭ（ｐｌｕｎｇｅＥＤＭ）、電解加工（ＥＣＭ）、ウォータージェットトレンチング、レーザトレンチング、またはこれらの組合せを含む任意の適切な材料除去作業によって機械加工されてもよい（すなわち、ＬＭＳシートの一部の材料の除去）。代替的に、または、上述した実施形態との組合せにおいて、複数の冷却通路８６は、内部領域８８もしくは主要部分３８と有効に接続されてもよいし、または、内部領域８８もしくは主要部分３８と一体的に形成されてもよい。

一実施形態において、少なくとも１つの、一般的には、複数の冷却特徴部９６は、後縁領域４２の内部領域８８の近傍に配置される。複数の冷却特徴部９６は、複数の冷却通路８６の形成を容易にすることができ、後縁領域４２をさらに冷却するヒートシンクを形成することができる。図７および図８に最も良く示されているように、複数の冷却特徴部９６の形態は、ピン、タービュレータ、シェブロン、または他の流れ操作部品であってもよい。複数の冷却通路８６の一般的な形成と同様に、複数の冷却特徴部９６は、後縁領域４２の１つ以上の内面８９と有効に接続されてもよいし、または、後縁領域４２の１つ以上の内面８９と一体的に形成されてもよい。一体的に形成された冷却特徴部を有する実施形態において、鋳造または機械加工の工程が、後縁領域４２に冷却特徴部を形成するために採用されてもよい。

複数の冷却通路８６および／または複数の冷却特徴部９６を形成するために機械除去工程を採用している実施形態において、材料除去工程が、後縁補完構造４６と主要部分３８との接続の前または後に行われ得ることが考えられる。複数の冷却通路８６および／または複数の冷却特徴部９６の形成の時点とは無関係に、冷却通路および／または冷却特徴部は、内部コア８２と流体連通する。上述した実施形態が、様々なタービンシステムの新しいまたは既存の翼に組み込まれ得ることが考えられる。

本発明が、限られた数の実施形態のみに関連して詳細に説明されたが、本発明はこのような開示された実施形態に限定されないことが容易に理解されるべきである。それどころか、本発明は、これまでに説明されてはいないが、本発明の精神および範囲に相応する任意の数の変更、手直し、代替え、または均等な機構を組み入れるように修正され得る。さらに、本発明の様々な実施形態が説明されたが、本発明の態様が説明された実施形態の一部のみを含んでもよいことが理解されるべきである。したがって、本発明は、前述の説明によって限定されるものとして考えられるべきではなく、添付の特許請求の範囲のみによって限定される。

１０タービンシステム、ガスタービンエンジン
１２圧縮機部、圧縮機
１４燃焼器アセンブリ
１８燃焼部
２４タービン部、タービン
２６、２７、２８複数の段
３０ロータ
３２静翼
３４動翼
３６翼
３８主要部分
４０前縁
４２後縁領域
４６後縁補完構造
５０低融点超合金（ＬＭＳ）シート、低融点超合金
５２第１の部分
５４第２の部分
５６上流端
５８下流端
６０第１のＬＭＳシート
６２第２のＬＭＳシート
６４下流端
７０下流位置
８０冷却機構
８２内部コア
８４冷却空気流
８６複数の冷却通路
８８内部領域
８９内面
９０翼弦方向
９２排気通路、後縁領域排気通路
９４翼幅方向
９６複数の冷却特徴部

Claims

翼（３６）であって、
基材から形成され、かつ中空領域を備える内部コア（８２）を有する主要部分（３８）と、
前記主要部分（３８）の後縁領域（４２）と、
前記後縁領域（４２）の近傍で前記基材と有効に接続された低融点超合金（５０）を備える後縁補完構造（４６）と、
前記主要部分（３８）の前記内部コア（８２）と前記後縁領域（４２）の内部領域（８８）とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路（８６）と、
前記内部領域（８８）に配置され、かつ前記翼（３６）の翼幅方向（９４）に冷却空気流（８４）を誘導するように構成された後縁領域排気通路（９２）と
を備える翼（３６）。
前記後縁補完構造（４６）が、前記後縁領域（４２）にろう付けされている、請求項１に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却通路（８６）が、前記翼（３６）の翼弦方向（９０）に前記冷却空気流（８４）を誘導する、請求項１に記載の翼（３６）。
前記低融点超合金（５０）が、予備焼結プリフォーム（ＰＳＰ）材料を備える、請求項１に記載の翼（３６）。
前記後縁補完構造（４６）が、互いに一体的に形成された第１の部分（５２）および第２の部分（５４）を備え、前記第１の部分（５２）および前記第２の部分（５４）がそれぞれ、前記主要部分（３８）の前記後縁領域（４２）に接合された上流端（５６）を有する、請求項１に記載の翼（３６）。
前記第１の部分（５２）および前記第２の部分（５４）がそれぞれ、前記翼（３６）の鋭い尖端を形成するように互いに交差する下流端（５８）を備える、請求項５に記載の翼（３６）。
前記後縁領域（４２）の前記内部領域（８８）に配置された少なくとも１つの冷却特徴部（９６）をさらに備える、請求項１に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）が、少なくとも１つのピンを備える、請求項７に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）が、前記内部領域（８８）の内面（８９）と有効に接続されている、請求項７に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）が、前記内部領域（８８）の内面（８９）に一体的に形成されている、請求項７に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）が、前記内面（８９）に鋳造されている、請求項１０に記載の翼（３６）。
前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）が、前記内面（８９）に機械加工されている、請求項１０に記載の翼（３６）。
前記後縁補完構造（４６）が、前記主要部分（３８）の前記後縁領域（４２）の下流位置（７０）に接合された下流端（５８）を有する単一部品を備える、請求項７に記載の翼（３６）。
前記後縁補完構造（４６）が、前記少なくとも１つの冷却特徴部（９６）と接合されている、請求項１３に記載の翼（３６）。
翼（３６）であって、
基材から形成され、かつ中空領域を備える内部コア（８２）を有する主要部分（３８）と、
前記主要部分（３８）の後縁領域（４２）と、
第１の低融点超合金シート（６０）および第２の低融点超合金シート（６２）を備える後縁補完構造（４６）であって、
前記第１の低融点超合金シート（６０）および前記第２の低融点超合金シート（６２）が、前記後縁領域（４２）の近傍で前記主要部分（３８）の前記基材と有効に接続されている後縁補完構造（４６）と、
前記主要部分（３８）の前記内部コア（８２）と前記後縁領域（４２）の内部領域（８８）とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路（８６）と、
前記内部領域（８８）に配置され、かつ前記翼（３６）の実質的な翼幅方向（９４）および実質的な翼弦方向（９０）方向の少なくとも一方に向かって冷却空気流（８４）を誘導するように構成された後縁領域排気通路（９２）と
を備える翼（３６）。
前記第１の低融点超合金シート（６０）および前記第２の低融点超合金シート（６２）がそれぞれ、前記翼（３６）の鋭い尖端を形成するように互いに交差する下流端（６４）を備える、請求項１５に記載の翼（３６）。
前記後縁補完構造（４６）が、前記後縁領域（４２）にろう付けされている、請求項１５に記載の翼（３６）。
前記第１の低融点超合金シート（６０）および前記第２の低融点超合金シート（６２）が、予備焼結プリフォーム（ＰＳＰ）材料を備える、請求項１５に記載の翼（３６）。
前記後縁領域（４２）の前記内部領域（８８）に一体的に形成された少なくとも１つの冷却特徴部（９６）をさらに備える、請求項１５に記載の翼（３６）。
ガスタービンエンジン（１０）であって、
圧縮機（１２）と、
燃焼器アセンブリ（１４）と、
タービン（２４）と、
前記圧縮機（１２）および前記タービン（２４）の少なくとも一方に配置された翼（３６）と
を備え、
前記翼（３６）が、基材から形成され、かつ内部コア（８２）および後縁領域（４２）を有する主要部分（３８）と、
前記後縁領域（４２）の近傍で前記基材と有効に接続された低融点超合金（５０）を備える後縁補完構造（４６）と、
前記内部コア（８２）と前記後縁領域（４２）の内部領域（８８）とを流体接続する少なくとも１つの冷却通路（８６）と、
前記内部領域（８８）に配置され、かつ前記翼（３６）の翼幅方向（９４）に冷却空気流（８４）を誘導するように構成された後縁領域排気通路（９２）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）。