JP2017172583A - フィルム孔を備えたタービンエンジン用の構成要素 - Google Patents

Abstract

【課題】フィルム孔を備えたタービンエンジン用の構成要素を提供する。【解決手段】タービンエンジン（１０）の構成要素（９０）内に既定の内のり寸法（ＤＰ）のフィルム孔を作る方法は、前記構成要素内にレイアップ部（１１２）を有する孔（８８）を形成し、前記既定の内のり寸法よりも大きな内のり寸法（ＤＩ）を備えた前記孔を提供するステップと、前記既定の内のり寸法に相当する寸法を備えた前記孔を残して前記レイアップ部を埋めるように、前記構成要素にコーティングを塗布するステップと、を含む。【選択図】 図１

Description

本発明は、タービンエンジンに関し、より具体的には、フィルム孔を備えたタービンエンジン用の構成要素に関する。

タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って、多数の回転タービンブレードに入る燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出す回転エンジンである。

エンジン効率は、燃焼ガスの温度上昇と共に高くなる。しかしながら、燃焼ガスは、その流路に沿って種々の構成要素を加熱し、結果としてエンジンの長い耐用年数を実現するために各構成要素の冷却が必要となる。一般に、高温ガス通路の構成要素は、圧縮機からのブリード空気で冷却される。この冷却プロセスにより、ブリード空気が燃焼プロセスに用いられないのでエンジン効率が低下する。

タービンエンジンの冷却技術は成熟しており、種々の高温ガス通路の構成要素における冷却回路及び特徴部の種々の態様に関する多数の特許を伴っている。例えば、燃焼器は、半径方向外側ライナ及び内側ライナを含み、これらは作動時に冷却を必要とする。タービンノズルは、外側バンドと内側バンドとの間に支持された中空ベーンを含み、これも同様に冷却を必要とする。タービンロータブレードは中空であり、一般に内部に冷却回路を含み、ブレードはタービンシュラウドで囲まれており、これも同様に冷却を必要とする。高温燃焼ガスは、排出口から吐出するが、これも同様に冷却を必要とする。

これらの全ての例示的なタービンエンジン構成要素において、一般に、高力超合金金属の薄い金属壁は、耐久性を高めながらその冷却の必要性を最小限にするために使用される。種々の冷却回路及び特徴部は、エンジン内の対応する環境における個別の構成要素に合わせて作られる。加えて、これら全ての構成要素は、一般にフィルム冷却孔の共通の列を含む。

一般的なフィルム冷却孔は、加熱壁を貫通して浅い角度で傾いた円筒ボアであり、壁の外面に沿って冷却空気のフィルムを排出して、作動時の高温燃焼ガスの流れに対する断熱を可能にするようになっている。フィルムは、壁の外面上に浅い角度で排出され、流れ剥離及びフィルム冷却の有効性の喪失につながる場合がある、望ましくない、吹き飛ばし（ｂｌｏｗ−ｏｆｆ）の可能性を最小限にするようになっている。

熱障壁コーティングなどのコーティングは、高温による熱損傷を防ぐためにフィルム冷却孔の各部分上に設けることができる。

米国特許第８２５７８０９号明細書

１つ態様において、実施形態は、タービンエンジンの構成要素内に既定の内のり寸法のフィルム孔を作る方法に関し、本方法は、構成要素内にレイアップ部を有する孔を形成し、既定の内のり寸法よりも大きな内のり寸法を備えた孔を提供するステップと、既定の内のり寸法に相当する寸法を備えた孔を残してレイアップ部を埋めるように、構成要素にコーティングを塗布するステップと、を含む。

他の態様において、実施形態は、高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却用流体流が供給されるタービンエンジン用のエンジン構成要素に関し、エンジン構成要素は、高温燃焼ガス流を冷却用流体流から分離し、かつ高温流路内の高温燃焼ガス流に沿う高温表面及び冷却用流体流に向かい合う冷却表面を有する壁と、既定の内のり寸法部と、既定の内のり寸法部に隣接したレイアップ部とを含む少なくとも１つのフィルム孔と、レイアップ部を埋めるコーティングと、を備える。

航空機用のタービンエンジンの概略断面図。 図１のエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側面図。 図１のエンジンのエンジン構成要素のフィルム孔を通る断面図。 図３のフィルム孔の上面図。

本発明の説明される実施形態は、翼形部等のエンジン構成要素のフィルム孔などの孔の形成に関する。例証目的のために、本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに関して説明される。しかしながら、本発明は、そのように限定されず、圧縮機を含むエンジン内に、並びに他の移動体用途及び産業、商業、住宅の非移動体用途などの非航空機用途において一般的な適用可能性を有し得ることが理解されるであろう。

加えて、本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの中心長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。

全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流側、下流側、後方、その他）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、又は本発明の用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に例証の目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対サイズは変えることができる。

図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は一般に、前方１４から後方１６へ延びる、長手方向に延びた軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流に向かって直列流関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排出セクション３８とを含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、燃焼ガスを発生する。コア４４は、コアケーシング４６によって囲まれ、これはファンケーシング４０と連結することができる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸で配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰシャフト又はスプール５０は、直径がより大きい環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動接続する。

ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、圧縮機ブレード５６、５８のセットが対応する固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４内に複数の圧縮機ブレード５６、５８をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に隣接して配置することができる。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

圧縮機段のためのブレード５６、５８は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク５９、６１に取り付けることができ、各段が各自のディスク５９、６１を有する。圧縮機段のためのベーン６０、６２は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。

ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、タービンブレード６８、７０のセットが対応する固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６内に複数のタービンベーン７２、７４をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する回転ブレード６８、７０は、固定タービンベーン７２、７４の下流に隣接して配置することができ、これもまた中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができる。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

タービン段のためのブレード６８、７０は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク７１、７３に取り付けることができ、各段が各自のディスク７１、７３を有する。タービン段のためのベーン７２、７４は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。

スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられ、これと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又は集合的にロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分もまた、個別に又は集合的にステータ６３と呼ばれる。

動作時、ファンセクション１８を出た空気流は、分流されて、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られるようになっており、次にＬＰ圧縮機２４は加圧周囲空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６はさらに周囲空気を圧縮する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された周囲空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それにより燃焼ガスが発生する。ＨＰタービン３４によってこれらのガスから一部の仕事が抽出され、これがＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に排出され、ＬＰタービン３６は、更なる仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排出ガスは最終的に排出セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。

残りの部分の空気流７８は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスして、固定ベーン列、より具体的には、ファン排出側８４において、複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ベーン組立体８０を通って、エンジン組立体１０を出る。より詳細には、半径方向に延びた翼形部ガイドベーン８２の円周方向列がファンセクション１８に隣接して用いられ、空気流７８に何らかの方向制御を与える。

ファン２０によって供給される空気流の一部はエンジンコア４４をバイパスすることができ、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために用いられ、及び／又は航空機の他の態様を冷却するか又は動力を与えるために用いられる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０及び燃焼器３０の下流の構成要素、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も高温の部分である。他の冷却流体源は、限定されないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から排出される流体である場合がある。この流体は、ブリード空気７７とすることでき、これはタービンセクション３２の冷却源として燃焼器３０をバイパスする、ＬＰ又はＨＰ圧縮機２４、２６から引き出された空気を含むことができる。これは一般的なエンジン構成であり、限定を意味するものではない。

図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０及びＨＰタービン３４の側面図である。燃焼器３０は、デフレクタ７５及び燃焼器ライナ７９を含む。半径方向に離間した固定タービンベーン７２のセットは、軸方向でタービン３４のタービンブレード６８に隣接しており、隣接する各ベーン７２の間にノズルが形成される。ノズルは、回転ブレードにうまく流入するように燃焼ガスの方向を変えるので、タービン３４は最大のエネルギーを抽出することができる。冷却用流体流Ｃは、ベーン７２を通過して、高温燃焼ガス流Ｈがベーン７２の外側に沿って流れる際にベーン７２を冷却する。シュラウド組立体８１は、回転ブレード６８に隣接してタービン３４の流れ損失を最小にする。類似のシュラウド組立体は、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６と関連付けることもできる。

エンジン１０の１又は２以上のエンジン構成要素は、フィルム冷却基材を含み、この基材は、本明細書に詳細に開示される実施形態のフィルム冷却孔又はフィルム孔を備えることができる。フィルム冷却基材を有するエンジン構成要素のいくつかの非限定的な実施例は、図１−２に開示される、ブレード６８、７０、ベーン又はノズル７２、７４、燃焼器デフレクタ７５、燃焼器ライナ７９、又はシュラウド組立体８１を含むことができる。フィルム冷却を用いる他の非限定的な実施例としては、タービン移行ダクト及び排出ノズルを挙げることができる。

図３は、タービンエンジン１０内に配置されたフィルム孔として例示された、孔８８の概略的な断面図である。例示的な実施形態において、孔８８は、高温燃焼ガス流Ｈを冷却用流体流Ｃから分離する基材９２を含む翼形部の前縁などのエンジン構成要素９０に配置される。図１及び２を参照して前述したように、タービンエンジンとの関連において、冷却用空気は、ファン２０によって供給されてエンジンコア４４をバイパスした外気、ＬＰ圧縮機２４からの空気、又はＨＰ圧縮機２６からの空気とすることができる。

エンジン構成要素９０は、高温燃焼ガス流Ｈに向かい合う高温表面９４及び冷却用流体Ｃに向かい合う冷却表面９６を有する基材９２を含む。基材９２は、エンジン構成要素９０の外壁又は内壁とすることができる、エンジン構成要素９０の壁を形成することができる。第１のエンジン構成要素９０は、冷却表面９６を有する少なくとも１つの内部キャビティ９８を定めることができる。高温表面９４は、エンジン構成要素９０の外面とすることができる。タービンエンジンの場合、高温表面９４は、１０００°Ｃから２０００°Ｃの範囲の温度のガスに晒される可能性がある。基材９２の最適な材料としては、限定されるものではないが、鋼、チタン等の高融点金属、もしくは、ニッケル、コバルト、又は鉄ベースの超合金、並びにセラミックマトリックス複合材料を挙げることができる。超合金は、等軸で一方向に凝固しかつ単結晶の構造を含むことができる。

エンジン構成要素９０は、基材９２を貫通して延び、エンジン構成要素９０の内部キャビティ９８と高温表面９４との間の流体連通を可能にする１又は２以上のフィルム孔８８をさらに含むことができる。作動時、冷却用流体流Ｃは、内部キャビティ９８に供給されかつ孔８８から流出し、高温表面９４上に冷却空気の薄層又はフィルムをもたらして高温燃焼ガス流Ｈから保護する。図３には１つの孔８８だけが示されているが、エンジン構成要素９０は、該エンジン構成要素９０上で任意の所望の構成で配置された複数のフィルム孔８８を備えることができることを理解されたい。

本明細書で説明する何らかの実施形態において、基材９２は略平面として示されているが、基材９２は多くのエンジン構成要素用に湾曲することができることに留意されたい。しかしながら、基材９２の曲率は孔８８のサイズに比較して非常に小さく、説明及び例示目的で、基材９２は平面的に示されている。基材９２が孔８８の近くで平面であるか又は湾曲しているかに無関係に、高温表面９４及び冷却表面９９６は、本明細書に示すように互いに平行とすること、又は非平行面上に位置することができる。

孔８８は、基材９２の冷却表面９６上に設けられた入口１００と、高温表面９４上に設けられた出口１０２を有する出口領域と、入口１００及び出口１０２接続するフィルム孔通路１０４とを含むことができる。フィルム孔通路１０４は、冷却用流体流Ｃの質量流量を計量するための円形断面を有する計量セクション１０６と、冷却用流体Ｃが膨張して高温表面９４上に低運動量冷却フィルムを形成するようになった拡散セクション１０８とを含むことができる。（ここでは「幅広」を約束することを意図していない。さらに「低速」は低運動量の使用に含まれる）
拡散セクション１０８は、フィルム孔通路１０４を通る冷却用流体流Ｃの方向に関して計量セクション１０６の下流側である。拡散セクション１０８は、計量セクション１０６と直列流れ連通することができる。計量セクション１０６は、入口１００の近くに設けることができるが、拡散セクション１０８は、出口１０２の近くに定めることができる。多くの実施構成において、拡散セクション１０８は出口１０２を定める。

フィルム孔通路１０４を通る冷却用流体流Ｃは、本明細書では中心線１１０と呼ぶフィルム孔通路１０４の長手方向軸線に沿っており、これは計量セクション１０６の断面領域の幾何学的中心を通過する。孔８８は、フィルム孔通路１０４を通る冷却用流体流Ｃの下流方向に傾斜しており、中心線１１０は、高温及び冷却表面９４、９６に対して直角ではない。もしくは、孔８８は、中心線１１０が通過する基材９２の局所領域で高温及び冷却表面９４、９６の一方又は両方に対して直角な中心線１１０を有することができる。他の実施形態において、孔８８の中心線１１０は、高温燃焼ガス流Ｈの方向に配向される必要はなく、冷却用流体流Ｃのベクトルは、高温燃焼ガス流Ｈのベクトルとは異なっている。例えば、合成角を有するフィルム孔は、断面図だけではなく、高温表面９４から見た場合の平面図であっても高温燃焼ガス流ベクトルとは異なっている冷却用流体流ベクトルを定める。

拡散セクション１０８は、円錐セクション１０９を備えることができる。レイアップ部１１２は、高温表面９４に最も接近して円錐セクション１０９に沿って延び、中心線１１０からオフセットした中心線１１４を有する内のり寸法Ｄ_Iで規定される。このように、出口１０２から見た場合、内のり寸法Ｄ_Iは、中心線１１０に対して非対称な領域１１３を囲む。高温表面９４に最も接近して示されているが、レイアップ部１１２は、例えば、限定されるものではないが高温表面に対して反対側の何らかの配向とすること又は円錐セクション１０９全体を取り囲むことができる。

図４に示すように、既定の内のり寸法Ｄ_P及びレイアップ部１１２は、協働して非対称領域１１３を定める。既定の内のり寸法Ｄ_Pは中心線１１０の周りで対称であり、例えば、円１１５を形成する。レイアップ部１１２は、孔の一部の上に設けることができ、この円に隣接した三日月形部分１１６を形成する。例示的な断面輪郭として円が示されているが、当業者であれば本発明の範囲を逸脱することなく他の断面輪郭を採用できることを理解されたい。

加えて、孔８８の種々の部分の大きさ（ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ）は寸法に関連して説明されるが、孔８８及びこの種々の部分のサイズは、寸法を有するものとして一般化することができ、本明細書での直径としての寸法の表現は、本発明の範囲を限定すると解釈すべきではない。孔は、円形断面又は非円形断面とすることができる。円形断面の場合、寸法は円の内径である。しかしながら、非円形断面の場合、寸法は、有効径又は寸法（測定又は計算された）で特徴付けすることができ、寸法が直径として参照される場合であっても技術的意味での直径である必要はない。例えば、楕円断面の場合、寸法は、長径／短径又は何らかの他の有効寸法とすることができ、これらの何れかは直径として参照することができる。レイアップ部１１２は、コーティング厚さ、コーティング塗布方法、孔サイズなどの要因に応じて、深さ及び三日月形部分１１６を成す円弧セクションの範囲は様々とすることができる。同様に、円弧セクションは、円形の円弧セクションである必要はない。

フィルム孔８８を作る方法は、放電ツールを押し込んで壁の厚さを貫通して計量セクションを形成することでエンジン構成要素９０に孔８８を形成するステップと、次に、第２のツールを押し込んで、既定の内のり寸法Ｄ_Pよりも大きな内のり寸法Ｄ_Iを備えた孔８８をもたらすレイアップ部１１２を有するレイアップ部を形成するステップとを含む。レイアップ部１１２は、コーティングが構成要素９０に対して塗布される領域を形成し、コーティングは、既定の内のり寸法Ｄ_Pに相当する直径の孔を残してレイアップ部を埋める。コーティングは、塗布方法に応じて単層又は複層で塗布することができる。コーティングは、熱障壁コーティング（ＴＢＣ）とすることができ、これは金属ボンドコーティング、熱成長酸化物、及び１又は２以上セラミックトップコートに加えて前述の超合金基材を含む。

ＣＭＣ基材の場合、環境障壁コーティング（ＥＢＣ）は、多層積層コーティングであり、例えば、限定されるものではないが、空気プラズマＴＢＣ及びムライトである。フィルム孔を形成する他の方法は、限定されるものではないが、電極、３−Ｄプリンティング、ＳＬＡ、レーザー機械加工、又は鋳造による機械加工である。

熱障壁コーティングを塗布する現在の方法は、本明細書で説明したレイアップ部に対向する円錐領域のレイダウン部に影響を与える。レイアップ部に熱障壁コーティングを位置付けることで、レイダウン部の幾何形状を意図したものに維持してフィルム孔内の空気力学的流れを最適にできる。説明した方法を用いた最終的な空気力学的形状の試験を行い、本明細書で説明した利点を定量化した。

開示された設計の用途は、ファン及びブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェット及びターボエンジンにも同様に適用可能であることを認識されたい。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の実施を行なうことを可能にもする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１０ エンジン
１２ 中心線
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファンセクション
２０ ファン
２２ 圧縮機セクション
２４ ＬＰ圧縮機
２６ ＨＰ圧縮機
２８ 燃焼セクション
３０ 燃焼器
３２ タービンセクション
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排出セクション
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰスプール
５０ ＬＰスプール
５２ ＨＰ圧縮機段
５３ ロータ
５４ ＨＰ圧縮機段
５６ ＬＰ圧縮機ブレード
５８ ＨＰ圧縮機ブレード
５９ ディスク
６０ ＬＰ圧縮機ベーン
６１ ディスク
６２ ＨＰ圧縮機ベーン
６３ ステータ
６４ ＨＰタービン段
６６ ＬＰタービン段
６８ ＨＰタービンブレード
７０ ＬＰタービンブレード
７１ ディスク
７２ ＨＰタービンベーン
７３ ディスク
７４ ＬＰタービンベーン
７６ 加圧周囲空気
７７ ブリード空気
７８ 空気流
８０ 出口ガイドベーン組立体
８２ 翼形部ガイドベーン
８４ ファン排出側
８８ 孔
９０ エンジン構成要素
９２ 基材
９４ 高温表面
９６ 冷却表面
９８ 内部キャビティ
１００ 入口
１０２ 出口
１０４ フィルム孔通路
１０６ 計量セクション
１０８ 拡散セクション
１０９ 円錐セクション
１１０ 中心線
１１２ レイアップ部
１１３ 領域
１１４ 中心線
１１５ 円
１１６ 三日月形部分
Ｃ 冷却用流体流
Ｈ 高温燃焼ガス流
Ｄ_I 内のり寸法
Ｄ_P 既定の内のり寸法

Claims (24)

1. タービンエンジン（１０）の構成要素（９０）内に既定の内のり寸法（Ｄ_P）のフィルム孔を作る方法であって、
   前記構成要素内にレイアップ部（１１２）を有する孔（８８）を形成し、前記既定の内のり寸法よりも大きな内のり寸法（Ｄ_I）を備えた前記孔を提供するステップと、
   前記既定の内のり寸法に相当する寸法を備えた前記孔を残して前記レイアップ部を埋めるように、前記構成要素にコーティングを塗布するステップと、
   を含む方法。
2. 前記レイアップ部は、前記孔の一部の上に設けられる、請求項１に記載の方法。
3. 前記既定の内のり寸法は円形を定める、請求項１に記載の方法。
4. 前記レイアップ部は、前記円形に隣接した三日月形部分を備える、請求項３に記載の方法。
5. 前記レイアップ部は、前記既定の内のり寸法よりも大きな直径の円形を備える、請求項３に記載の方法。
6. 前記孔は、円錐セクションと、前記円錐セクションに沿って延びるレイアップ部とを備える、請求項１に記載の方法。
7. 前記孔は、前記円錐セクションの上流側に計量セクションを備える、請求項６に記載の方法。
8. 前記計量セクションは、円形断面を備える、請求項７に記載の方法。
9. 前記コーティングは、基材、ボンドコート、及び１又は２以上のセラミックベースのトップコートを備える、請求項１に記載の方法。
10. 前記フィルム孔は、放電機械加工、３−Ｄプリンティング、レーザー機械加工、又は鋳造による機械加工で作られる、請求項１に記載の方法。
11. 前記内のり寸法は、直径、長径、又は短径のうちの少なくとも１つである、請求項１に記載の方法。
12. 前記孔は、円形断面又は非円形断面のうちの少なくとも１つを有する、請求項１に記載の方法。
13. 高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生しかつ冷却用流体流（Ｃ）が供給されるタービンエンジン（１０）用のエンジン構成要素（９０）であって、
    前記高温燃焼ガス流を前記冷却用流体流から分離し、かつ高温流路内の前記高温燃焼ガス流に沿う高温表面（９４）及び前記冷却用流体流に向かい合う冷却表面（９６）を有する、壁と、
    既定の内のり寸法部（Ｄ_P）と、前記既定の内のり寸法部に隣接したレイアップ部（１１２）とを含む少なくとも１つのフィルム孔（８８）と、
    前記レイアップ部を埋めるコーティングと、
    を備えるエンジン構成要素。
14. 前記レイアップ部は、前記既定の内のり寸法部の一部にのみ設けられる、請求項１３に記載のエンジン構成要素。
15. 前記既定の内のり寸法部は、その中心線の周りで対称である、請求項１３に記載のエンジン構成要素。
16. 前記既定の内のり寸法部は円形である、請求項１５に記載のエンジン構成要素。
17. 前記レイアップ部及び前記既定の内のり寸法部は、協働して前記既定の内のり寸法部の前記中心線に対して非対称な領域を定める、請求項１５に記載のエンジン構成要素。
18. 前記既定の内のり寸法部は円形である、請求項１５に記載のエンジン構成要素。
19. 前記レイアップ部は、三日月形である、請求項１８に記載のエンジン構成要素。
20. 前記レイアップ部は、前記既定の内のり寸法よりも大きな直径の円形である、請求項１３に記載のエンジン構成要素。
21. 前記フィルム孔は、円錐セクションと、前記円錐セクションに沿って延びる前記レイアップ部とを備える、請求項１３に記載のエンジン構成要素。
22. 前記フィルム孔は、前記円錐セクションの上流側に計量セクションを備える、請求項２１に記載のエンジン構成要素。
23. 前記計量セクションは、円形断面を備える、請求項２２に記載のエンジン構成要素。
24. 前記コーティングは、複数の層を備える、請求項２３に記載のエンジン構成要素。