(57)【要約】      （修正有）【課題】空力性能向上とスキーラの加工性維持を両立し得るタービン動翼を提供する。【解決手段】タービン動翼は、ハブ部からスキーラ基端までの範囲で、チップ部へ向かうにつれ負圧面側へ湾曲するベース翼部と同一形状の翼部を有し、ベース翼部のプロファイルは、前縁部曲線、後縁部曲線、前方及び後方正圧側曲線並びに負圧側曲線から成り、これらの曲線をスパン方向に積み重ねて形成される翼面を、前縁部ベース翼面、後縁部ベース翼面、前方及び後方正圧側ベース翼面、負圧側ベース翼面とするとき、スキーラ基端からチップ部までの翼部の翼面は、負圧側及び後縁部ベース翼面とそれぞれ一致する負圧側及び後縁部翼面と、スキーラ基端での前方正圧側曲線をチップ部まで径方向に積み重ねて形成される前方正圧側翼面と、前方正圧側翼面と負圧側翼面を滑らかに接続する前縁部翼面と、前方正圧側翼面と後縁部翼面を滑らかに接続する後方正圧側翼面とから成る。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ハブ部からチップ部までスパン方向に延びる翼部を備えるタービン動翼であって、
前記翼部のうち、スパン方向においてスキーラ基端位置から前記チップ部までの範囲には、スキーラが形成されており、
前記翼部は、前記ハブ部から前記スキーラ基端位置までの範囲において、ベース翼部と同一の形状を有しており、
前記ベース翼部は、各スパン方向位置におけるプロファイルの重心を連ねるスタッキングラインが、前記ハブ部から前記チップ部へ向かうにつれて、前記ハブ部における前記プロファイルの重心を通る径方向の直線を基準として、正圧面から負圧面へ向かう方向に徐々に遠ざかるような形状を有しており、
前記ベース翼部の各スパン方向位置における前記プロファイルは、前縁を含む前縁部曲線と、後縁を含む後縁部曲線と、前記正圧面側において前記前縁部曲線と前記後縁部曲線とを接続する正圧側曲線と、前記負圧面側において前記前縁部曲線と前記後縁部曲線とを接続する負圧側曲線とから成り、また、前記正圧側曲線は、前記前縁側の前方正圧側曲線と前記後縁側の後方正圧側曲線とから成っており、
各スパン方向位置における前記前縁部曲線、前記後縁部曲線、前記前方正圧側曲線、前記後方正圧側曲線、前記負圧面曲線のそれぞれを、前記ハブ部から前記チップ部まで積み重ねることにより形成される前記ベース翼部の翼面を、それぞれ前縁部ベース翼面、後縁部ベース翼面、前方正圧側ベース翼面、後方正圧側ベース翼面、負圧側ベース翼面と称するとき、
前記スキーラ基端位置から前記チップ部までの範囲における前記翼部の翼面は、
同範囲における前記負圧側ベース翼面及び前記後縁部ベース翼面とそれぞれ同一の曲面である負圧側翼面及び後縁部翼面と、
前記スキーラ基端位置における前記前方正圧側曲線を前記チップ部まで径方向に積み重ねることにより形成される前方正圧側翼面と、
前記前方正圧側翼面と前記負圧側翼面とを、その曲率の符号が全面に亘って前記前縁部ベース翼面の曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する前縁部翼面と、
前記前方正圧側翼面と前記後縁部翼面とを、その曲率の符号が全面に亘って前記後方正圧側ベース翼面の曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する後方正圧側翼面と、
から成っている、タービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、タービン動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えばターボファンエンジン等のガスタービンエンジンは、主要構成要素として圧縮機、燃焼器及びタービンを含んでいる。
【０００３】
このうち、燃焼器で生成された燃焼ガスの熱エネルギーを回転エネルギーに変換する要素であるタービンは、軸方向に配列された１つ又は複数の段を備えており、各段は、それぞれ周方向に等間隔で配置された複数の静翼及び動翼から成っている。
【０００４】
タービン動翼は、通常、径方向外側から順に、翼部、プラットフォーム、シャンク及びダブテールを備えている。
【０００５】
翼部は、主流流路（燃焼ガスの流路）を横断して径方向に延びる部位であって、翼型の断面形状（プロファイル）を有しており、燃焼ガスの流れ方向においてそれぞれ上流側及び下流側に位置する前縁及び後縁と、前縁と後縁の間をそれぞれ延びる凹状の正圧面及び凸状の負圧面と、を備えている。翼部は、上流に配置された静翼から流出する燃焼ガスを転向させることにより、燃焼ガスから周方向の反力を受け、この反力によるトルクがタービンロータを回転させる。翼部のチップ部（径方向外側の先端部）は、その径方向外側に配置されて主流流路の径方向外端を画定する部材（円筒状のタービンケーシング、又は、タービンケーシングの内周に環状に配置された複数のシュラウドセグメント）と、微小なクリアランスを介して対向している。
【０００６】
プラットフォームは、翼部のハブ部（径方向内側の基端部）に結合された板状の部位であり、主流流路の径方向内端を画定している。
【０００７】
ダブテールは、動翼の径方向内端の部位であり、シャンクによってプラットフォームと接続されている。ダブテールが、タービンロータを構成するディスクの外周面に設けられた溝に嵌め込まれることにより、動翼はディスクに取り付けられる。
【０００８】
なお、主流流路のうち特に高い温度の燃焼ガスが流れる部位（即ち、燃焼器により近い上流側の部位）に配置される動翼は、通常、中空構造とされており、ダブテール及びシャンクを貫く供給通路を経て導入された冷却媒体（通常は、圧縮機から抽出された空気）が翼部の内部に設けられた冷却通路を経て流れることにより、冷却される。
【０００９】
以上のように構成された動翼において、翼部のチップ部にスキーラを設ける技術が知られている（例えば、特許文献１参照）。
【００１０】
スキーラは、翼部のチップ部に形成された径方向内側へ向かう凹部を取り囲むように、プロファイルの周縁部に沿って配置された薄い板状の部位であり、通常、その厚さは径方向に沿って一定とされる。スキーラは、その外側面（即ち、凹部に臨む内側面とは反対側の側面）が正圧面又は負圧面の一部を成しており、翼部の一部位ではあるが、タービンの運転中に翼部のチップ部がタービンケーシング又はシュラウドセグメントと接触した場合には、その薄い板状の形状ゆえに容易に摩耗することが想定されている。これにより、上述した接触が生じた場合に、タービンケーシング又はシュラウドセグメントが摩耗して翼部のチップ部との間のクリアランスが過剰に拡大し、その結果、タービン動翼、ひいてはタービン及びガスタービンエンジンの性能が低下する、という事態が回避される。
【００１１】
一方、空力性能の向上を目的として、翼部をスパン方向（長手方向）において弓状に湾曲させる技術が知られている。
【００１２】
例えば、特許文献２が開示するタービン動翼においては、翼部がハブ部からチップ部へ向かうにつれて正圧面から負圧面へ向かう方向に弓状に湾曲しており、これにより、翼部のチップ部とタービンケーシング又はシュラウドセグメントの間のクリアランスを経て正圧面側から負圧面側へ漏れる燃焼ガスの量が抑制され、当該燃焼ガスの漏れに起因する全圧損失が低減される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特開２０１６−２１１５５６号公報
【特許文献２】米国特許第５５２５０３８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
スキーラは、鋳造等の方法により製造された翼部のチップ部に機械加工を施して凹部を設けることにより形成される。即ち、当該機械加工の結果として凹部の周囲に残される薄い板状の部位が、スキーラとなる。
【００１５】
ここで、上述したように翼部がハブ部からチップ部へ向かうにつれて正圧面から負圧面へ向かう方向に弓状に湾曲している場合、径方向に沿って一定の厚さを有するスキーラを形成しようとすると、翼部の正圧面側については、スキーラの内側面と凹部の底面との成す角を鋭角とする必要がある。即ち、当該鋭角を成す隅部は、径方向外側から見て死角に入り、機械加工用の工具を径方向内側へ向かって送るだけでは、加工できない。
【００１６】
このように、空力性能の向上を目的としてスパン方向において弓状に湾曲した翼部に、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗の軽減を目的としてスキーラを設けることは、従来においては困難又は不可能であった。
【００１７】
本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、空力性能の向上と、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗軽減のためのスキーラの加工性維持とを両立し得るタービン動翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
上記課題を解決するために、本開示のタービン動翼は、ハブ部からチップ部までスパン方向に延びる翼部を備え、前記翼部のうち、スパン方向においてスキーラ基端位置から前記チップ部までの範囲には、スキーラが形成されており、前記翼部は、前記ハブ部から前記スキーラ基端位置までの範囲において、ベース翼部と同一の形状を有しており、前記ベース翼部は、各スパン方向位置におけるプロファイルの重心を連ねるスタッキングラインが、前記ハブ部から前記チップ部へ向かうにつれて、前記ハブ部における前記プロファイルの重心を通る径方向の直線を基準として、正圧面から負圧面へ向かう方向に徐々に遠ざかるような形状を有しており、前記ベース翼部の各スパン方向位置における前記プロファイルは、前縁を含む前縁部曲線と、後縁を含む後縁部曲線と、前記正圧面側において前記前縁部曲線と前記後縁部曲線とを接続する正圧側曲線と、前記負圧面側において前記前縁部曲線と前記後縁部曲線とを接続する負圧側曲線とから成り、また、前記正圧側曲線は、前記前縁側の前方正圧側曲線と前記後縁側の後方正圧側曲線とから成っており、各スパン方向位置における前記前縁部曲線、前記後縁部曲線、前記前方正圧側曲線、前記後方正圧側曲線、前記負圧面曲線のそれぞれを、前記ハブ部から前記チップ部まで積み重ねることにより形成される前記ベース翼部の翼面を、それぞれ前縁部ベース翼面、後縁部ベース翼面、前方正圧側ベース翼面、後方正圧側ベース翼面、負圧側ベース翼面と称するとき、前記スキーラ基端位置から前記チップ部までの範囲における前記翼部の翼面は、同範囲における前記負圧側ベース翼面及び前記後縁部ベース翼面とそれぞれ同一の曲面である負圧側翼面及び後縁部翼面と、前記スキーラ基端位置における前記前方正圧側曲線を前記チップ部まで径方向に積み重ねることにより形成される前方正圧側翼面と、前記前方正圧側翼面と前記負圧側翼面とを、その曲率の符号が全面に亘って前記前縁部ベース翼面の曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する前縁部翼面と、前記前方正圧側翼面と前記後縁部翼面とを、その曲率の符号が全面に亘って前記後方正圧側ベース翼面の曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する後方正圧側翼面と、から成っている。
【発明の効果】
【００１９】
本開示によれば、空力性能の向上と、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗軽減のためのスキーラの加工性維持とを両立することができるという、優れた効果を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本開示の実施形態のタービン動翼の外観を示す概略説明図であり、（Ａ）は全体斜視図（軸方向前側かつ周方向正圧面側から見た図）、（Ｂ）は翼部のうちスキーラが形成されたチップ部の近傍の部位の拡大斜視図である。
【図２】ベース翼部をベースとして本開示の実施形態のタービン動翼の翼部を得るためのプロセスを示す概略説明図であり、（Ａ）はベース翼部のスキーラ基端位置におけるプロファイルを構成する曲線を、（Ｂ）はスキーラ基端位置からチップ部までの範囲におけるベース翼部の翼面と翼部の翼面との関係を、それぞれ示している。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
以下、本開示の実施形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。
【００２２】
図１は、本開示の実施形態のタービン動翼の外観を示す概略説明図であり、（Ａ）は全体斜視図（軸方向前側かつ周方向正圧面側から見た図）、（Ｂ）は翼部のうちスキーラが形成されたチップ部の近傍の部位の拡大斜視図である。なお、図１（Ａ）においては、タービンの径方向、軸方向、周方向を、それぞれ矢印Ｒ、Ｚ、Ｃで示している。
【００２３】
タービン動翼ＲＢは、図１（Ａ）に示すように、翼部ＡＦ、プラットフォームＰＭ、シャンクＳＫ及びダブテールＤＴを備えている。なお、これらの各部位の機能は、背景技術欄で説明した従来のタービン動翼におけるものと同様であるため、ここでは説明を省略する。
【００２４】
翼部ＡＦは、ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでスパン方向（長手方向）に延びており、燃焼ガスの流れ方向においてそれぞれ上流側及び下流側に位置する前縁ＬＥ及び後縁ＴＥと、前縁ＬＥと後縁ＴＥの間をそれぞれ延びる凹状の正圧面ＰＳ及び凸状の負圧面ＳＳと、を備えている。
【００２５】
また、翼部ＡＦのチップ部ＴＰには、図１（Ｂ）に示すように、径方向内側へ向かう凹部（チップキャビティ）ＴＣが形成されており、当該凹部ＴＣを取り囲むように、翼部ＡＦの周縁部に沿って薄い板状のスキーラＳＱが形成されている。ここで、スキーラＳＱの外側面（即ち、チップキャビティＴＣに臨む内側面とは反対側の側面）は、正圧面ＰＳ及び負圧面ＳＳの一部を成している。なお、図示された実施例においては、スキーラＳＱが、翼部ＡＦの周縁部の全周に亘って、厚さ及び高さ（径方向の寸法）が一様な板状の部位として形成されているが、スキーラＳＱは、翼部ＡＦの周縁部の一部において途切れていてもよく、また、その厚さ及び高さが一様でなくてもよい。
【００２６】
本開示のタービン動翼ＲＢは、翼部ＡＦのうちスキーラＳＱが形成されたチップ部ＴＰの近傍の部位の形状に特徴があり、当該翼部ＡＦは、後述するベース翼部ＡＦＢのチップ部の近傍の部位の形状を変更することにより得られる。これについて、以下で詳述する。
【００２７】
ベース翼部ＡＦＢは、上述したとおり、本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦを得るためのベースとなる翼部であって、以下の特徴を有するものである。
（１）全高が、翼部ＡＦの全高（ハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまでの高さ；Span）と同一である。
（２）形状は、各スパン方向位置におけるプロファイルの重心を連ねるスタッキングラインが、ハブ部からチップ部へ向かうにつれて、ハブ部におけるプロファイルの重心を通る径方向の直線を基準として、正圧面から負圧面へ向かう方向に徐々に遠ざかるような態様のものである。
【００２８】
換言すれば、ベース翼部ＡＦＢは、翼部ＡＦと同一の全高を有する負圧面側へ湾曲した翼部であるといえる。なお、ベース翼部ＡＦＢは、上述した特徴を有するものであればどのようなものであってもよく、新規に設計されたものでも既存のものでもよい。
【００２９】
ベース翼部ＡＦＢのうち、形状変更の対象となる部位は、翼部ＡＦのうちスキーラＳＱが形成されるべき部位である。一実施例において、この部位は、スパン方向において９５〜１００％Spanの範囲である。ここで、％Spanは、ハブ部ＨＢから計った高さを全高（Span）で除した無次元値のパーセンテージである。
【００３０】
上述した実施例において、９５％Spanは、チップ部ＴＰに形成されたチップキャビティＴＣを取り囲むように、当該チップキャビティＴＣの底面から径方向外側へ突出するスキーラＳＱの基端部（径方向内側端部）に相当するスパン方向位置であり、これをスキーラ基端位置ＳＲと称することにする。
【００３１】
翼部ＡＦは、ハブ部ＨＢからスキーラ基端位置ＳＲまでの範囲（上述した実施例では、０〜９５％Spanの範囲）においては、ベース翼部ＡＦＢと同一の形状を有している。一方、スキーラ基端位置ＳＲからチップ部ＴＰまでの範囲（上述した実施例では、９５〜１００％Spanの範囲）において、翼部ＡＦはベース翼部ＡＦＢとは異なる形状を有している。スキーラ基端位置ＳＲからチップ部ＴＰまでの範囲における翼部の形状変更の方法について、図２を参照しながら以下で詳述する。
【００３２】
図２は、ベース翼部ＡＦＢをベースとして本開示の実施形態のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦを得るためのプロセスを示す概略説明図であり、（Ａ）はベース翼部ＡＦＢの各スパン方向位置におけるプロファイルを構成する曲線を、（Ｂ）はスキーラ基端位置ＳＲからチップ部ＴＰまでの範囲におけるベース翼部ＡＦＢの翼面と翼部ＡＦの翼面との関係を、それぞれ示している。ただし、図２（Ｂ）においては、スキーラＳＱの図示を省略している。
【００３３】
図２（Ａ）に示すように、各スパン方向位置におけるベース翼部ＡＦＢのプロファイルＰＦＢは、前縁部曲線ＣＬ、後縁部曲線ＣＴ、正圧側曲線ＣＰ及び負圧側曲線ＣＳの４つの曲線から成る閉曲線である。
【００３４】
前縁部曲線ＣＬは、正圧側曲線前端ＦＣＰから前縁ＬＥを経て負圧側曲線前端ＦＣＳに至る曲率の大きな曲線である。
【００３５】
後縁部曲線ＣＴは、正圧側曲線後端ＲＣＰから後縁ＴＥを経て負圧側曲線後端ＲＣＳに至る曲率の大きな曲線である。
【００３６】
正圧側曲線ＣＰは、正圧面ＰＳ側において前縁部曲線ＣＬと後縁部曲線ＣＴとを接続する曲線であり、正圧側曲線前端ＦＣＰから正圧側曲線後端ＲＣＰまで延びている。
【００３７】
負圧側曲線ＣＳは、負圧面ＳＳ側において前縁部曲線ＣＬと後縁部曲線ＣＴとを接続する曲線であり、負圧側曲線前端ＦＣＳから負圧側曲線後端ＲＣＳまで延びている。
【００３８】
なお、正圧側曲線ＣＰは、翼弦方向（前縁ＬＥ及び後縁ＴＥを通る直線の方向）のほぼ中間に位置する正圧側曲線中間点ＭＣＰを境界として、前縁ＬＥ側の前方正圧側曲線ＣＰＦと後縁ＴＥ側の後方正圧側曲線ＣＰＲとから成っている。
【００３９】
ベース翼部ＡＦＢの翼面は、上述した各曲線をハブ部ＨＢからチップ部ＴＰまで積み重ねることにより形成されている。ここでは、前縁部曲線ＣＬ、後縁部曲線ＣＴ、前方正圧側曲線ＣＰＦ、後方正圧側曲線ＣＰＲ、負圧側曲線ＣＳにより形成される翼面を、それぞれ、前縁部ベース翼面ＦＬＢ、後縁部ベース翼面ＦＴＢ、前方正圧側ベース翼面ＦＰＦＢ、後方正圧側ベース翼面ＦＰＲＢ、負圧側ベース翼面ＦＳＢと称することにする。
【００４０】
本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦは、上述したように、スキーラ基端位置ＳＲからチップ部ＴＰまでの範囲において、ベース翼部ＡＦＢとは異なる形状を有している。この範囲における翼部ＡＦの翼面は、以下の（１）〜（５）の翼面から成っている（図２（Ｂ）参照）。
（１）上記範囲における負圧側ベース翼面ＦＳＢと同一の曲面である負圧側翼面ＦＳ
（２）上記範囲における後縁部ベース翼面ＦＴＢと同一の曲面である後縁部翼面ＦＴ
（３）スキーラ基端位置ＳＲにおける前方正圧側曲線ＣＰＦをチップ部ＴＰまで径方向に積み重ねることにより形成される前方正圧側翼面ＦＰＦ
（４）前方正圧側翼面ＦＰＦと負圧側翼面ＦＳとを、その曲率の符号が全面に亘って前縁部ベース翼面ＦＬＢの曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する前縁部翼面ＦＬ
（５）前方正圧側翼面ＦＰＦと後縁部翼面ＦＴとを、その曲率の符号が全面に亘って後方正圧側ベース翼面ＦＰＲＢの曲率の符号と同一であるような態様で滑らかに接続する後方正圧側翼面ＦＰＲ
【００４１】
なお、（５）の後方正圧側翼面ＦＰＲを、（３）の前方正圧側翼面ＦＰＦと同様に、スキーラ基端位置ＳＲにおける後方正圧側曲線ＣＰＲをチップ部ＴＰまで径方向に積み重ねることにより形成していないのは、そのようにすると、後縁ＴＥの近傍の翼厚さが大きくなりすぎ、空力性能の低下を招く虞があるためである。
【００４２】
このように、本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦのうちスキーラ基端位置ＳＲからチップ部ＴＰまでの部位の翼面は、以下のような特徴を有している。
（１Ａ）負圧側翼面ＦＳ及び後縁部翼面ＦＴは、ベース翼部ＡＦＢの負圧側ベース翼面ＦＳＢ及び後縁部ベース翼面ＦＴＢと同様に、負圧面ＳＳ側へ湾曲している。
（１Ｂ）前縁部翼面ＦＬは、径方向に延びる前方正圧側翼面ＦＰＦとの接続部を除き、ベース翼部ＡＦＢの前縁部ベース翼面ＦＬＢと比較してその度合いは小さいものの、負圧面ＳＳ側へ湾曲している。
（２Ａ）ベース翼部ＡＦＢの前方正圧側ベース翼面ＦＰＦＢが負圧面ＳＳ側へ湾曲しているのに対して、前方正圧側翼面ＦＰＦは径方向に延びている。
（２Ｂ）後方正圧側翼面ＦＰＲは、前方正圧側翼面ＦＰＦとの接続部を除いて径方向には延びていないものの、ベース翼部ＡＦＢの後方正圧側ベース翼面ＦＰＲＢと比較すると、負圧面ＳＳ側への湾曲の度合いが小さい。
【００４３】
上述した特徴（１Ａ）及び（１Ｂ）を有していることにより、本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦは、負圧面ＳＳ側へ湾曲していない翼部と比較して、空力性能を向上させることができる。また、上述した特徴（２Ａ）及び（２Ｂ）を有していることにより、本開示のタービン動翼ＲＢの翼部ＡＦは、正圧面ＰＳがスパン方向の全域に亘って負圧面ＳＳ側へ湾曲している翼部と比較して、スキーラＳＱの加工性を向上させることができる。
【００４４】
このように、本開示のタービン動翼ＲＢによれば、空力性能の向上と、タービンケーシング又はシュラウドセグメントの摩耗軽減のためのスキーラの加工性維持とを両立することができるという、優れた効果を得ることができる。
【００４５】
なお、以上の説明では、スキーラ基端位置ＳＲとして９５％Spanを例示したが、スキーラ基端位置ＳＲは他の適宜の位置に設定することができる。
【００４６】
また、各スパン方向位置におけるベース翼部ＡＦＢのプロファイルＰＦＢを構成する曲線のうち、前方正圧側曲線ＣＰＦと後方正圧側曲線ＣＰＲとの接続点である正圧側曲線中間点ＭＣＰの位置は、例えば３０〜７０％Chordとすることができる。ここで、％Chordは、前縁ＬＥから正圧側曲線中間点ＭＣＰまで翼弦方向に計った距離を、翼弦長（前縁ＬＥと後縁ＴＥを結ぶ線分の長さ）で除した無次元値のパーセンテージである。
【符号の説明】
【００４７】
ＡＦ    翼部
ＡＦＢ   ベース翼部
ＣＬ    前縁部曲線
ＣＰ    正圧側曲線
ＣＰＦ   前方正圧側曲線
ＣＰＲ   後方正圧側曲線
ＣＳ    負圧側曲線
ＣＴ    後縁部曲線
ＦＬ    前縁部翼面
ＦＬＢ   前縁部ベース翼面
ＦＰＦ   前方正圧側翼面
ＦＰＦＢ  前方正圧側ベース翼面
ＦＰＲ   後方正圧側翼面
ＦＰＲＢ  後方正圧側ベース翼面
ＦＳ    負圧側翼面
ＦＳＢ   負圧側ベース翼面
ＦＴ    後縁部翼面
ＦＴＢ   後縁部ベース翼面
ＨＢ    ハブ部
ＬＥ    前縁
ＰＦＢ   プロファイル
ＰＳ    正圧面
ＲＢ    タービン動翼
ＳＱ    スキーラ
ＳＲ    スキーラ基端位置
ＳＳ    負圧面
ＴＥ    後縁
ＴＰ    チップ部
【図１】
2020165340.tif 000003
【図２】
2020165340.tif 000004