特許 7682649 可変厚さの遮熱コーティングを有するターボ機械翼形部

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2025-05-16

(45)【発行日】2025-05-26

(54)【発明の名称】可変厚さの遮熱コーティングを有するターボ機械翼形部

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/28 20060101AFI20250519BHJP

   F01D 5/14 20060101ALI20250519BHJP

   F01D 25/00 20060101ALI20250519BHJP

   F01D 9/02 20060101ALI20250519BHJP

   F04D 29/24 20060101ALI20250519BHJP

【ＦＩ】

F01D5/28

F01D5/14

F01D25/00 L

F01D9/02 101

F04D29/24 A

【請求項の数】 9

【外国語出願】

(21)【出願番号】P 2021032674

(22)【出願日】2021-03-02

(65)【公開番号】P2021162016

(43)【公開日】2021-10-11

【審査請求日】2024-02-20

(31)【優先権主張番号】16/835,492

(32)【優先日】2020-03-31

(33)【優先権主張国・地域又は機関】US

(73)【特許権者】

【識別番号】515322297

【氏名又は名称】ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング

【氏名又は名称原語表記】Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ

【住所又は居所原語表記】Ｂｒｏｗｎ Ｂｏｖｅｒｉ Ｓｔｒａｓｓｅ ８， ５４００ Ｂａｄｅｎ， Ｓｗｉｔｚｅｒｌａｎｄ

(74)【代理人】

【識別番号】100105588

【弁理士】

【氏名又は名称】小倉 博

(74)【代理人】

【識別番号】100129779

【弁理士】

【氏名又は名称】黒川 俊久

(74)【代理人】

【識別番号】100151286

【弁理士】

【氏名又は名称】澤木 亮一

(72)【発明者】

【氏名】マーティン・ジェイムズ・ジャスパー

(72)【発明者】

【氏名】ジャン・アグード

(72)【発明者】

【氏名】メルボルン・ジェームズ・マイヤーズ

(72)【発明者】

【氏名】リチャード・ライアン・ピルソン

(72)【発明者】

【氏名】クリストファー・ダブリュー．・ケスター

【審査官】櫻田 正紀

(56)【参考文献】

【文献】米国特許出願公開第２０１４／０２７２１６６（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許第０８０７０４５４（ＵＳ，Ｂ１）

【文献】米国特許出願公開第２０１９／００８５７０８（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許出願公開第２００７／０２５４１８１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】米国特許出願公開第２０１２／０１５６０４９（ＵＳ，Ａ１）

【文献】特開２０１９－１５７６８９（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開平０３－０２０４５１（ＪＰ，Ａ）

【文献】特開平０６－１５９００３（ＪＰ，Ａ）

【文献】米国特許第０４４９２５２２（ＵＳ，Ａ）

【文献】米国特許出願公開第２０１０／００１４９６２（ＵＳ，Ａ１）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｆ０１Ｄ ５／２８

Ｆ０１Ｄ ５／１４

Ｆ０１Ｄ ２５／００

Ｆ０１Ｄ ９／０２

Ｆ０４Ｄ ２９／２４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ターボ機械用の翼形部（１００）であって、当該翼形部（１００）が、
根元（１０２）と、
前記根元（１０２）から半径方向外側に離間した先端（１０４）であって、前記根元（１０２）及び前記先端（１０４）が、それらの間に前記翼形部（１００）のスパン（１２８）を画定する先端（１０４）と、
前記根元（１０２）から前記先端（１０４）まで前記翼形部（１００）の前記スパン（１２８）にわたって延びる前縁（１２４）と、
流れ方向に沿って前記前縁（１２４）の下流にある後縁（１２６）であって、前記根元（１０２）から前記先端（１０４）まで前記翼形部（１００）の前記スパン（１２８）にわたって延びる後縁（１２６）と、
前記根元（１０２）と前記先端（１０４）との間に延び、前記前縁（１２４）と前記後縁（１２６）との間に延びる正圧側面（１２０）と、
前記根元（１０２）と前記先端（１０４）との間に延び、前記前縁（１２４）と前記後縁（１２６）との間に延びる負圧側面（１２２）であって、前記正圧側面（１２０）に対向する負圧側面（１２２）と、
前記正圧側面（１２０）及び前記負圧側面（１２２）上の遮熱コーティング（１０８）と
を備えており、前記遮熱コーティング（１０８）が、ベース層（１１０）及びトップコート（１１２）を備えており、前記ベース層（１１０）の厚さが、前記正圧側面（１２０）及び前記負圧側面（１２２）の各々で前記前縁（１２４）から前記後縁（１２６）まで一定の移行で減少して前記前縁（１２４）で最大の厚さとなり、前記トップコート（１１２）の厚さが、前記正圧側面（１２０）及び前記負圧側面（１２２）の各々で前記前縁（１２４）から前記後縁（１２６）に向かって増加する、翼形部（１００）。

【請求項2】

前記前縁（１２４）における前記ベース層（１１０）の前記厚さが、前記前縁（１２４）における前記トップコート（１１２）の厚さよりも大きい、請求項１に記載の翼形部（１００）。

【請求項3】

前記後縁（１２６）に近接する前記ベース層（１１０）の前記厚さが、前記後縁（１２６）に近接する前記トップコート（１１２）の厚さよりも小さい、請求項１に記載の翼形部（１００）。

【請求項4】

前記遮熱コーティング（１０８）の総厚が、前記正圧側面（１２０）及び前記負圧側面（１２２）の各々において前記翼形部（１００）の大部分にわたって前記前縁（１２４）から前記後縁（１２６）への方向に沿って一定である、請求項１に記載の翼形部（１００）。

【請求項5】

前記ベース層（１１０）の前記厚さが、前記翼形部（１００）の前記スパン（１２８）にわたって変化する、請求項１に記載の翼形部（１００）。

【請求項6】

基材（１０６）をさらに備えており、前記遮熱コーティング（１０８）が、前記基材（１０６）の外面（１０７）上に形成される、請求項１に記載の翼形部（１００）。

【請求項7】

前記基材（１０６）の前記外面（１０７）上に直接形成されたボンドコート（１１４）をさらに備えており、前記遮熱コーティング（１０８）が、前記ボンドコート（１１４）上に直接形成される、請求項６に記載の翼形部（１００）。

【請求項8】

前記基材（１０６）が金属材料を含み、前記遮熱コーティング（１０８）がセラミック材料を含む、請求項６に記載の翼形部（１００）。

【請求項9】

ターボ機械であって、当該ターボ機械が、
圧縮機と、
前記圧縮機の下流に配置された燃焼器と、
前記燃焼器の下流に配置されたタービンと
を備えており、前記タービンが、ロータブレード（３０）及びステータベーン（２９）を備えており、前記ロータブレード（３０）及び前記ステータベーン（２９）の少なくとも一方が、請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載の翼形部（１００）を備えている、ターボ機械。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、一般に、ターボ機械に関する。より詳細には、本開示は、そのステータベーンまたはロータブレードなどのターボ機械用の翼形部に関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンエンジンは、一般に、圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションと、排気セクションとを含む。圧縮機セクションは、ガスタービンエンジンに入る作動流体の圧力を徐々に上昇させ、この圧縮された作動流体を燃焼セクションに供給する。圧縮された作動流体および燃料（例えば、天然ガス）は、燃焼セクション内で混合され、燃焼チャンバ内で燃焼して高圧および高温の燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに流入し、そこで膨張して仕事を発生する。例えば、タービンセクションにおける燃焼ガスの膨張は、例えば、発電機に接続されたロータシャフトを回転させ、電気を発生することができる。次いで、燃焼ガスは、排気セクションを介してガスタービンから排出される。

【0003】

タービンセクションは、一般に、複数のステータベーンと、対応する複数のロータブレードとを含む。各ステータベーンおよび各ロータブレードは、燃焼ガスの流れの中に位置決めされた翼形部を含み、したがって翼形部は、高温ガス経路構成要素と呼ばれる。各ステータベーンおよび各ロータブレードの翼形部は、典型的には、ステータベーンの場合には内側プラットフォームなどのプラットフォームから半径方向外側に延びる。各ステータベーンの翼形部は、ステータベーン翼形部の半径方向外側端部における外側プラットフォームに延びる。各ロータブレードの翼形部は、ロータブレード翼形部の半径方向外側端部における先端に延びる。特定のロータブレードは、翼形部の半径方向外側端部に結合された先端シュラウドを含むことができる。翼形部とプラットフォームとの間の各移行部および／または翼形部と先端シュラウドとの間の移行部には、フィレットを設けることができる。

【0004】

翼形部は、前縁から前縁の下流の後縁に延びることができ、正圧側面および負圧側面などの空気力学的表面をその間に画定することができる。翼形部は高温ガス経路構成要素であるため、空気力学的表面などの翼形部の表面は、典型的には、高温ガス経路の高温環境に対する耐性を高めるように処理される。そのような表面処理の１つは、遮熱コーティングである。従来の翼形部では、遮熱コーティングの各層は、スパン方向（すなわち、根元から先端まで）と流れ方向（すなわち、前縁から後縁まで）の両方において、空気力学的表面にわたってほぼ均一であり、例えば、一定の均一な厚さを有する。しかし、翼形部の周囲の様々な場所に存在する条件は異なり得、熱障壁内の層の性質も変化し得る。例えば、ある層は物理的衝撃に対してより堅牢であり得るが、別の層はより良好な温度耐性を提供し得る。

【0005】

したがって、翼形部の選択された領域または部分に堅牢な物理的特性を提供する遮熱コーティングを有するターボ機械用の翼形部が有用であろう。

【発明の概要】

【0006】

本開示によるシステムの態様および利点は、以下の説明に部分的に記載されており、または説明から明らかとなり、または本技術の実践を通して学ぶことができる。

【0007】

一実施形態によれば、ターボ機械用の翼形部が提供される。翼形部は、根元と、根元から半径方向外側に離間した先端とを含む。翼形部のスパンは、根元と先端との間に画定される。翼形部はまた、根元から先端まで翼形部のスパンにわたって延びる前縁と、流れ方向に沿って前縁の下流にある後縁とを含む。後縁はまた、根元から先端まで翼形部のスパンにわたって延びる。翼形部は、根元と先端との間に延び、前縁と後縁との間に延びる正圧側面と、根元と先端との間に延び、前縁と後縁との間に延びる負圧側面とをさらに含む。負圧側面は、正圧側面に対向する。翼形部はまた、正圧側面および負圧側面上に遮熱コーティングを含む。遮熱コーティングは、ベース層およびトップコートを含む。ベース層の厚さは、前縁におけるベース層の最大厚さを伴って正圧側面および負圧側面の各々にわたって変化する。

【0008】

別の実施形態によれば、ターボ機械が提供される。ターボ機械は、圧縮機と、圧縮機の下流に配置された燃焼器と、燃焼器の下流に配置されたタービンとを含む。タービンは、ロータブレードおよびステータベーンを含む。ロータブレードおよびステータベーンの少なくとも一方は、翼形部を含む。翼形部は、根元と、根元から半径方向外側に離間した先端とを含む。翼形部のスパンは、根元と先端との間に画定される。翼形部はまた、根元から先端まで翼形部のスパンにわたって延びる前縁と、流れ方向に沿って前縁の下流にある後縁とを含む。後縁はまた、根元から先端まで翼形部のスパンにわたって延びる。翼形部は、根元と先端との間に延び、前縁と後縁との間に延びる正圧側面と、根元と先端との間に延び、前縁と後縁との間に延びる負圧側面とをさらに含む。負圧側面は、正圧側面に対向する。翼形部はまた、正圧側面および負圧側面上に遮熱コーティングを含む。遮熱コーティングは、ベース層およびトップコートを含む。ベース層の厚さは、前縁におけるベース層の最大厚さを伴って正圧側面および負圧側面の各々にわたって変化する。

【0009】

本システムのこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照して、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本技術の実施形態を例示し、明細書における説明と併せて本技術の原理を説明するのに役立つ。

【0010】

当業者へと向けられた本システムおよび方法の作製および使用の最良の態様を含む、本システムの完全かつ実施可能な開示が、添付の図を参照する本明細書に記載される。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】本開示の実施形態による、ターボ機械の概略図である。

【図2】本開示の実施形態による、図１のガスタービンエンジンなどのターボ機械のステータベーンまたはロータブレードに組み込むことができる例示的な翼形部の斜視図である。

【図3】図２の翼形部の簡略断面図である。

【図4】図３に示す翼形部の前部の拡大図である。

【図5】図３に示す翼形部の第１の中間部分の拡大図である。

【図6】図３に示す翼形部の第２の中間部分の拡大図である。

【図7】本開示の１つまたは複数の実施形態による、図３に示す翼形部の後部の拡大図である。

【図8】本開示の１つまたは複数の追加の実施形態による、図３に示す翼形部の後部の拡大図である。

【図9】本開示の１つまたは複数のさらなる実施形態による、図３に示す翼形部の後部の拡大図である。

【発明を実施するための形態】

【0012】

本明細書および図面における符号の反復使用は、本技術の同じまたは類似の特徴もしくは要素を表すことを意図している。

【0013】

ここで、本システムの実施形態を詳細に参照するが、その１つまたは複数の例が添付の図面に示されている。各例は、本技術の説明のために提供するものであって、本技術を限定するものではない。実際、特許請求される技術の範囲または趣旨を逸脱せずに、様々な修正および変更が本技術において可能であることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、ある実施形態の一部として図示または記載された特徴は、またさらなる実施形態をもたらすために、別の実施形態において使用することができる。したがって、本開示は、添付の特許請求の範囲およびそれらの均等物の範囲内にあるそのような修正および変更を包含することを意図している。

【0014】

詳細な説明は、図面の特徴を参照するために、数字および文字の符号を使用する。図面および説明における類似または同様の符号は、本技術の類似または同様の部品を指して使用されている。本明細書で使用する場合、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、ある構成要素を別の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図するものではない。

【0015】

本明細書で使用する場合、「上流」（または「前方」）、および「下流」（または「後方」）という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は、流体が流れていく方向を指す。「半径方向に」という用語は、特定の構成要素の軸方向の中心線に実質的に垂直な相対的な方向を指し、「軸方向に」という用語は、特定の構成要素の軸方向の中心線に実質的に平行および／または同軸に整列する相対的な方向を指し、「円周方向に」という用語は、特定の構成要素の軸方向の中心線の周囲に延びる相対的な方向を指す。

【0016】

「概して」、または「約」などの近似の用語は、記載された値のプラスマイナス１０パーセントの範囲内の値を含む。角度または方向の文脈で使用されるとき、そのような用語は、記載された角度または方向のプラスマイナス１０度の範囲を含む。例えば、「概して垂直」は、任意の方向、例えば、時計回りまたは反時計回りの垂直から１０度の範囲内の方向を含む。

【0017】

産業用または陸上用のガスタービンが本明細書に示されて説明されているが、本明細書に示されて説明される本システムは、特許請求の範囲に特に明記されない限り、陸上用および／または産業用ガスタービンに限定されない。例えば、本明細書に記載の本技術は、限定はしないが、蒸気タービン、航空機用ガスタービン、または船舶用ガスタービンを含む任意のタイプのターボ機械に使用することが可能である。

【0018】

ここで図面を参照すると、図全体を通して同一の数字は同じ要素を示し、図１は、ターボ機械の一実施形態の概略図を示しており、これは、図示の実施形態ではガスタービン１０である。本開示のガスタービン１０は、ガスタービンエンジンである必要はなく、蒸気タービンエンジンまたは他の適切なエンジンなどの任意の適切なターボ機械であってもよいことを理解されたい。

【0019】

示すように、ガスタービン１０は、一般に、入口セクション１２と、入口セクション１２の下流に配置された圧縮機セクション１４と、圧縮機セクション１４の下流に配置された燃焼器セクション１６内の複数の燃焼器（図示せず）と、燃焼器セクション１６の下流に配置されたタービンセクション１８と、タービンセクション１８の下流に配置された排気セクション２０とを含む。加えて、ガスタービン１０は、圧縮機セクション１４とタービンセクション１８との間に結合された１つまたは複数のシャフト２２を含むことができる。

【0020】

圧縮機セクション１４は、一般に、複数のロータディスク２４（そのうちの１つが示されている）と、各ロータディスク２４から半径方向外側に延び、各ロータディスク２４に接続されている複数のロータブレード２６とを含むことができる。次に、各ロータディスク２４は、圧縮機セクション１４を通って延びるシャフト２２の一部に結合されるか、またはその一部を形成してもよい。

【0021】

タービンセクション１８は、一般に、複数のロータディスク２８（そのうちの１つが示されている）と、各ロータディスク２８から半径方向外側に延び、各ロータディスク２８に接続されている複数のロータブレード３０とを含むことができる。次に、各ロータディスク２８は、タービンセクション１８を通って延びるシャフト２２の一部に結合されるか、またはその一部を形成してもよい。タービンセクション１８は、シャフト２２の一部およびロータブレード３０を円周方向に囲む外側ケーシング３１をさらに含み、それによってタービンセクション１８を通る高温ガス経路３２を少なくとも部分的に画定する。タービンセクションはまた、高温ガス経路３２内でケーシング３１に取り付けられた複数のステータベーン２９を含むことができる。

【0022】

動作中、空気などの作動流体が入口セクション１２を通って圧縮機セクション１４に流入し、ここで空気が徐々に圧縮され、それにより加圧空気を燃焼器セクション１６の燃焼器に提供する。加圧空気は燃料と混合され、各燃焼器内で燃焼されて燃焼ガス３４を発生する。燃焼ガス３４は、高温ガス経路３２を通って燃焼器セクション１６からタービンセクション１８に流入し、ここでエネルギー（運動エネルギーおよび／または熱エネルギー）が燃焼ガス３４からロータブレード３０に伝達されることにより、シャフト２２が回転する。次いで、機械的回転エネルギーを圧縮機セクション１４への動力供給および／または発電に使用することができる。タービンセクション１８から排出された燃焼ガス３４は次に、排気セクション２０を介してガスタービン１０から排気され得る。

【0023】

図２は、ガスタービン１０のタービンセクション１８のロータブレード３０および／またはステータベーン２９に組み込むことができる例示的な翼形部１００の斜視図を示している。図２に示されるように、翼形部１００は、根元１０２から先端１０４に半径方向外側に延びることができる。翼形部１００は、正圧側面１２０と、対向する負圧側面１２２（図３）とを含む。正圧側面１２０および負圧側面１２２は、燃焼ガス３４（図１）の流れに配向される翼形部１００の前縁１２４で共に接合されるかまたは相互接続される。正圧側面１２０および負圧側面１２２はまた、前縁１２４から下流に離間した翼形部１００の後縁１２６で共に接合されるかまたは相互接続される。正圧側面１２０は概して凹状であり、負圧側面１２２は概して凸状である。

【0024】

特に図２を参照すると、翼形部１００は、根元１０２から先端１０４に延びるスパン１２８を画定する。特に、根元１０２は、スパン１２８の０パーセント（０％）に位置決めされ、先端１０４は、スパン１２８の１００パーセント（１００％）に位置決めされる。

【0025】

図３～図９は、例示的な翼形部１００の様々な断面図を示す。図３～図９の断面図の各々は、一定のスパン断面であることに留意されたい。例えば、図３は、スパン１２８の約５０パーセント（５０％）で取られてもよく、図３に示す翼形部１００を通る断面全体は、スパン１２８に沿った同じ位置、例えば、スパン１２８の約５０パーセント（５０％）にある。

【0026】

例えば、図３に見られるように、翼形部１００は、キャンバ線１１８を画定する。より具体的には、キャンバ線１１８は、前縁１２４から後縁１２６に延びる。キャンバ線１１８はまた、正圧側面１２０と負圧側面１２２との間に位置決めされ、それらから等距離にある。また、図３に一般的に見られるように、遮熱コーティング１０８を翼形部１００の最外面に設けることができる。例えば、図３に示されるように、遮熱コーティング１０８は、正圧側面１２０および負圧側面１２２の各々に設けられてもよい。

【0027】

図４は、翼形部１００の前縁部分、例えば、前縁１２４およびそれに近接する翼形部１００の部分を含む翼形部１００の一部の拡大図を示す。図５は、翼形部１００の中央前方部分、例えば、前縁１２４の後方かつ翼形部１００の中間点の前方にある翼形部１００の一部の拡大図を示し、中間点は、燃焼ガスの流れの方向に沿って画定される。図６は、翼形部１００の中央後方部分、例えば、翼形部１００の中間点の後方かつ後縁１２６の前方にある翼形部１００の一部の拡大図を示す。図７は、１つまたは複数の実施形態による、翼形部１００の後縁部分、例えば、後縁１２６およびそれに近接する翼形部１００の部分を含む翼形部１００の一部の拡大図を示す。図８および図９は、１つまたは複数の追加の実施形態による、翼形部の後縁部分のさらなる図を示す。

【0028】

図３～図９に見られるように、翼形部１００のベースまたはコア材料は、遮熱コーティング１０８が適用される基材１０６を含むことができる。例えば、基材１０６は、鉄およびニッケルまたはコバルトを含む合金、例えば、高温鋼、超合金、および／または他の適切な金属合金などの金属材料であってもよく、またはそれらを含んでもよい。遮熱コーティング１０８は、例えば、セラミック材料を含むことができる。遮熱コーティング１０８は、一般に、基材１０６の外面１０７上に形成される。様々な実施形態において、翼形部１００は、外面１０７上に直接遮熱コーティング１０８を含むことができ、または基材１０６の外面１０７上に直接形成されたボンドコート１１４を含むことができる。ボンドコート１１４が設けられる実施形態では、遮熱コーティング１０８は、ボンドコート１１４上に直接形成されてもよい。

【0029】

図４～図９に見られるように、遮熱コーティング１０８は、複数の層を含むことができる。例えば、遮熱コーティング１０８は、基材１０６により近いベース層１１０と、ベース層１１０の外側および／または上のトップコート１１２とを含み得る。

【0030】

ベース層１１０の厚さは、正圧側面１２０および負圧側面１２２の各々にわたって変化してもよい。例えば、ベース層１１０の厚さは、正圧側面１２０および負圧側面１２２の各々にわたって減少してもよい。少なくともいくつかの実施形態では、ベース層１１０の厚さは、前縁１２４における最大から後縁１２６における最小まで減少してもよい。前縁１２４におよびその周囲にベース層１１０の最大厚さを設けることは、翼形部１００の前縁部分に改善された物理的抵抗を有利に提供することができ、これは、翼形部１００の前縁部分が翼形部１００の下流部分よりも物理的衝撃および／または浸食を受ける可能性が高いときに有利であり得る。

【0031】

したがって、様々な実施形態において、前縁１２４におけるベース層１１０の厚さは、前縁１２４におけるトップコート１１２の厚さよりも大きくてもよい。いくつかの実施形態では、ベース層１１０の厚さは、正圧側面１２０および負圧側面１２２の各々にわたって前縁１２４から後縁１２６まで連続的に先細になってもよい。いくつかの実施形態では、後縁１２６におけるベース層１１０の厚さは、後縁１２６におけるトップコート１１２の厚さよりも小さくてもよい。

【0032】

いくつかの実施形態では、遮熱コーティング１０８は、前縁１２４においてベース層１１０のみで構成されてもよく、例えば、ベース層１１０対トップコート１１２の比は、前縁部分において１００：０であってもよく、前縁１２４にトップコート１１２が存在しなくてもよい。代替の実施形態では、遮熱コーティング１０８は、約９０：１０、例えば約８０：２０のベース層１１０対トップコート１１２の比など、前縁におよびその周囲に主にベース層１１０を含むことができる。

【0033】

いくつかの実施形態では、例えば、図７に示されるように、遮熱コーティング１０８を後縁１２６に設けなくてもよい。例えば、そのような実施形態では、ベース層１１０とトップコート１１２の両方は、図７に示されるように、後縁１２６でまたはその近傍でゼロ厚まで先細に減少してもよい。

【0034】

他の実施形態では、遮熱コーティング１０８は、後縁１２６にわたって連続してもよい。例えば、いくつかの実施形態では、後縁１２６における遮熱コーティング１０８の層の割合は、前縁１２４における割合と同じまたは同様であってもよい（例えば、図４に示されるように）。そのような実施形態では、例えば、図８に示されるように、トップコート１１２は、後縁１２６においてまたは近づくにつれて厚さが先細に減少してもよく、その結果、ベース層１１０対トップコート１１２の比は、後縁部分において１００：０であってもよく、後縁１２６にトップコート１１２が存在しなくてもよい。加えて、上述のような前縁１２４と同様に、遮熱コーティング１０８は、約９０：１０、例えば約８０：２０のベース層１１０対トップコート１１２の比など、後縁１２６におよびその周囲に主にベース層１１０を含むことができる。

【0035】

いくつかの実施形態では、例えば、図９に示されるように、遮熱コーティング１０８の両方の層、例えば、ベース層１１０およびトップコート１１２は、後縁１２６の周囲にほぼ一定の厚さで後縁１２６に巻き付くことができる。

【0036】

再び図２を参照すると、いくつかの実施形態では、ベース層１１０の厚さが最大である翼形部１００の前縁部分および／または領域もしくは一部は、翼形部１００上の高衝撃ゾーン１３０を包含することができる。高衝撃ゾーン１３０は、翼形部１００の残りの部分、特に、その空気力学的表面１２０および１２２の残りの部分に対して、描写領域１３０内の物理的衝撃および／または浸食の比較的高い確率を指すことに留意されたい。加えて、高衝撃ゾーン１３０は、前縁１２４に関してほぼ対称であり、正圧側１２０（図２に示す）と負圧側１２２の両方において翼形部１００の長さに沿ってほぼ同じ距離にわたって延びることを理解されたい。

【0037】

上述したように、翼形部１００の長さは、流れ方向に沿って画定される。少なくともいくつかの実施形態では、前縁部分は、高衝撃ゾーン１３０と同一の広がりを有してもよく、例えば、ベース層１１０の最大厚さは、前縁１２４におよび高衝撃ゾーン１３０全体に設けられてもよい。前縁１２４から後縁１２６に移ると、ベース層１１０の厚さは、領域１３０において最大であってもよく、第１の中間ゾーン１３２において減少してもよく、第２の中間ゾーン１３４において再び減少してもよい。結果として、ベース層１１０の厚さは、第２の中間ゾーン１３４では第１の中間ゾーン１３２よりも小さくなり得る。また、ベース層１１０の厚さは、下流または後方ゾーン１３６で再び減少することができる。いくつかの実施形態では、ベース層１１０の厚さは、後縁１２６および／または図２の１３６によって示される後方ゾーンの領域内で最小であってもよい。

【0038】

いくつかの実施形態では、ベース層１１０の最小厚さは、全遮熱コーティング１０８の約７０パーセント（７０％）以下、例えば約６０パーセント（６０％）以下、例えば約５０パーセント（５０％）以下、例えば約４０パーセント（４０％）以下、または例えば約３０パーセント（３０％）以下を占めてもよい。

【0039】

さらに図２を参照すると、いくつかの実施形態では、ベース層１１０の厚さはまた、翼形部１００のスパン１２８にわたって変化してもよい。例えば、遮熱コーティング１０８内のベース層１１０対トップコート１１２の比は、根元１０２における翼形部１００の全長にわたってベース比、例えば、ベース層１１０の最小厚さであってもよく、ベース層１１０の厚さは、スパン１２８の約１０パーセント（１０％）～約２０パーセント（２０％）で増加してもよい。すなわち、遮熱コーティング１０８は、後方ゾーン１３６におけるベース層１１０の最小厚さから、スパン１２８の約５パーセント（５％）以上、例えばスパン１２８の約１０パーセント（１０％）、例えばスパン１２８の約２０パーセント（２０％）、例えばスパン１２８の約３０パーセント（３０％）で、および／またはスパン１２８の約５パーセント（５％）～約３０パーセント（３０％）まで延びるゾーン内で、中間ゾーン１３４または１３２の一方に移行することができる。様々な実施形態において、ベース層１１０の厚さにおける第２のスパン方向の増加、例えば、第２の中間ゾーン１３４から第１の中間ゾーン１３２への移行があってもよく、これは、スパン１２８の約１０パーセント（１０％）以上、例えばスパン１２８の約２０パーセント（２０％）、例えばスパン１２８の約３０パーセント（３０％）、例えばスパン１２８の約４０パーセント（４０％）で、および／またはスパン１２８の約１０パーセント（１０％）～スパン１２８の約４０％（４０％）まで延びるゾーン内で発生し得る。

【0040】

いくつかの実施形態では、前縁１２４におけるベース層１１０の厚さは、翼形部１００のスパン１２８にわたって変化してもよく、また、後縁１２６などの翼形部１００の他の部分においてスパン１２８にわたって一定であってもよい。そのような実施形態では、ベース層１１０の最大厚さは、前縁１２４、特に前縁１２４上のほぼ中間スパン点（例えば、約５０パーセントのスパン）に画定されてもよい。例えば、ベース層１１０の最大厚さは、スパン１２８の約４０パーセントから外側に、例えば、４０パーセントのスパンから始まって１００パーセントのスパンまで続き、例えば約５０パーセントのスパンから外側に、または例えば約６０パーセントのスパンから外側に設けられてもよい。

【0041】

さらに、追加の実施形態は、スパン方向と流れ方向の一方または両方において、例えば、翼形部１００の長さに沿って、より多くのまたはより少ない数の移行部を含むことができることを理解されたい。例えば、いくつかの実施形態は、１つの中間ゾーンのみ、または３つの中間ゾーン、４つの中間ゾーン、またはそれ以上を含んでもよい。ベース層１１０の厚さにおける１つまたは複数の移行は、一般に漸進的に先細になり、したがって図２の様々なゾーンを示す線は例示のみを目的としており、ベース層１１０の様々な厚さの領域間の鋭い境界として理解されるべきではない。加えて、いくつかの実施形態は、ベース層１１０の厚さの連続的な変化を含んでもよく、したがってベース層１１０の厚さにおける実質的に無限または一定の移行が存在する。例えば、遮熱コーティング１０８が、例えば、図３に示されるように翼形部１００の周囲に連続しているとき、ベース層１１０の様々な厚さは、したがって翼形部１００の周辺に実質的に無限のループを形成することができる。

【0042】

少なくともいくつかの実施形態では、遮熱コーティング１０８の総厚は、例えば、翼形部１００の長さが流れ方向に沿って画定される場合、少なくとも前縁１２４から翼形部１００の長さの少なくとも約７５パーセント（７５％）までなど、翼形部１００の大部分にわたって同じであってもよい。例えば、遮熱コーティング１０８の全体の厚さは、翼形部１００の長さの少なくとも約８５パーセント（８５％）、例えば翼形部１００の長さの少なくとも約９０パーセント（９０％）、例えば翼形部１００の長さの少なくとも約９５パーセント（９５％）、例えば翼形部１００の長さの約９８パーセント（９８％）またはそれ以上にわたって一定であってもよい。いくつかの実施形態では、遮熱コーティング１０８の総厚は、前縁１２４から後縁１２６まで翼形部１００の全長にわたって一定であってもよい。翼形部１００の長さの全部または大部分にわたって遮熱コーティング１０８に均一かつ一定である全体の厚さを設けることは、翼形部１００のバランス、例えば、質量分布を有利に改善することができ、また、上述したように、比較的厚いベース層１１０を有する前縁１２４および／または前縁部分における物理的衝撃および／または浸食に対する改善された耐性を可能にする。

【0043】

本明細書は、最良の態様を含む本発明を開示するため、およびどのような当業者も、任意のデバイスまたはシステムの作製および使用ならびに任意の組み込まれた方法の実施を含む本発明の実践を可能にするために、実施例を使用している。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、あるいは特許請求の範囲の文言との実質的な相違がない同等の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることを意図している。

【符号の説明】

【0044】

１０ ガスタービン
１２ 入口セクション
１４ 圧縮機セクション
１６ 燃焼器セクション
１８ タービンセクション
２０ 排気セクション
２２ シャフト
２４ ロータディスク
２６ ロータブレード
２８ ロータディスク
２９ ステータベーン
３０ ロータブレード
３１ 外側ケーシング
３２ 高温ガス経路
３４ 燃焼ガス
１００ 翼形部
１０２ 根元
１０４ 先端
１０６ 基材
１０７ 外面
１０８ 遮熱コーティング
１１０ ベース層
１１２ トップコート
１１４ ボンドコート
１１８ キャンバ線
１２０ 正圧側面
１２２ 負圧側面
１２４ 前縁
１２６ 後縁
１２８ スパン
１３０ 高衝撃ゾーン、領域
１３２ 第１の中間ゾーン
１３４ 第２の中間ゾーン
１３６ 後方ゾーン

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】