(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、
内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、翼形状を損なわないように、翼面に複数の有底穴が没入した状態で形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、
内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、翼面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の上流側内壁部が厚み方向に対して平行になっており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを特徴とするタービン翼。
【請求項３】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、
内部にスパン方向へ延びた仕切壁が形成され、内部に前記仕切壁によって冷却空気を流入可能な冷却通路が区画形成され、翼面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっており、
いずれかの前記有底穴が翼面における前記仕切壁に整合する箇所に形成されていることを特徴とするタービン翼。
【請求項４】
ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なエンジン部品において、
内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、表面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の上流側内壁部が厚み方向に対して平行になっており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを特徴とするエンジン部品。
【請求項５】
ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なエンジン部品において、
内部にスパン方向へ延びた仕切壁が形成され、内部に前記仕切壁によって冷却空気を流入可能な冷却通路が区画形成され、表面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっており、
いずれかの前記有底穴が表面における前記仕切壁に整合する箇所に形成されていることを特徴とするエンジン部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるエンジン部品、特に、タービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガス（主流ガス）に曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）利用して冷却可能になっている。また、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請に伴い、燃焼ガスの高温化の傾向が強くなってきており、高いレベルでタービン翼を冷却することが急務になっている。そして、高いレベルでのタービン翼の冷却を可能にする先行技術として、特許文献１に示すものがあり、この先行技術に係るタービン翼の構成等について簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
タービン翼の内部には、冷却空気（圧縮空気の一部）を流入可能な冷却通路が形成されており、タービン翼の翼面には、スパン方向（翼高さ方向）へ延びた有底溝が形成されている。また、有底溝の底部には、冷却空気を噴き出し可能な複数の噴出孔がスパン方向に間隔を置いて形成されており、各噴出孔は、冷却通路に連通してある。
【０００４】
従って、ガスタービンエンジンの稼動中に、圧縮機又はファンから抽気した冷却空気が冷却通路に流入することにより、タービン翼を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、タービン翼の対流冷却に寄与した冷却空気が複数の噴出孔から噴き出されることにより、タービン翼の翼面を覆うフィルム冷却層を形成して、タービン翼をフィルム冷却（外部冷却）することができる。
【０００５】
ここで、有底溝内において、複数の噴出孔から噴き出された冷却空気がスパン方向へ一旦拡がることにより、冷却空気を減速させ、なおかつフィルム冷却層のカバー率を高めて、高いレベルでタービン翼を冷却することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６２３４７５５号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ところで、前述のように、先行技術に係るタービン翼にあっては、高いレベルでタービン翼を冷却することができるものの、燃焼ガスが有底溝（有底溝の近傍）を通過する際に、燃焼ガスの一部が有底溝の下流側内壁部に衝突して、有底溝の下流側において燃焼ガスの剥離が発生する。そのため、タービン翼の空力損失が増大して、ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を招くことになる。つまり、高いレベルでタービン翼を冷却しつつ、ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑えることは困難であるという問題がある。
【０００８】
なお、前述の問題は、タービン翼の他に、冷却空気を利用して冷却可能なシュラウド等のエンジン部品においても、同様に生じるものである。
【０００９】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のタービン翼等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】
【００１０】
本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、翼形状を損なわないように、翼面に複数の有底穴が没入した状態で形成され、各有底穴の下流側内壁部（下流側の内壁部）が厚み方向に対して下流方向（下流側）へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔（フィルム冷却孔）が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを要旨とする。
【００１１】
なお、タービン翼とは、タービン動翼及びタービン静翼を含む意であって、翼面とは、前縁、後縁、腹面、及び背面を含む意であって、有底穴とは、有底溝を含む意である。
【００１２】
第１の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気が前記冷却通路に流入することにより、前記タービン翼を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、前記タービン翼の対流冷却に寄与した冷却空気が複数の前記噴出孔から噴き出されることにより、前記タービン翼の翼面を覆うフィルム冷却層を形成して、前記タービン翼をフィルム冷却（外部冷却）することができる。
【００１３】
ここで、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜し、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっているため、前記タービン翼の翼形状を損なうことなく、各噴出孔から噴き出される冷却空気の噴出角を小さくして、コアンダ効果を十分に発揮させることができる。また、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しているため、燃焼ガスの一部と前記有底穴の前記下流側内壁部との衝突を緩和して、前記有底穴の下流側における燃焼ガスの剥離を低減することができる。
本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、翼面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の上流側内壁部が厚み方向に対して平行になっており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを要旨とする。
本発明の第３の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、内部にスパン方向へ延びた仕切壁が形成され、内部に前記仕切壁によって冷却空気を流入可能な冷却通路が区画形成され、翼面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっており、いずれかの前記有底穴が翼面における前記仕切壁に整合する箇所に形成されていることを要旨とする。
【００１４】
本発明の第４の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なエンジン部品において、内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、表面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部（下流側の内壁部）が厚み方向に対して下流方向（下流側）へ傾斜しており、各有底穴の上流側内壁部が厚み方向に対して平行になっており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔（フィルム冷却孔）が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっていることを要旨とする。
【００１５】
なお、エンジン部品は、タービン翼（タービン動翼及びタービン静翼）、シュラウド、燃焼器ライナ等を含む意である。
【００１６】
第４の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気が前記冷却通路に流入することにより、前記エンジン部品を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、前記エンジン部品の対流冷却に寄与した冷却空気が複数の前記噴出孔から噴き出されることにより、前記エンジン部品の表面を覆うフィルム冷却層を形成して、前記エンジン部品をフィルム冷却（外部冷却）することができる。
【００１７】
ここで、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜し、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっているため、各噴出孔から噴き出される冷却空気の噴出角を小さくして、コアンダ効果を十分に発揮させることができる。また、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しているため、燃焼ガスの一部と前記有底穴の前記下流側内壁部との衝突を緩和して、前記有底穴の下流側における燃焼ガスの剥離を低減することができる。
本発明の第５の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なエンジン部品において、内部にスパン方向へ延びた仕切壁が形成され、内部に前記仕切壁によって冷却空気を流入可能な冷却通路が区画形成され、表面に複数の有底穴が形成され、各有底穴の下流側内壁部が厚み方向に対して下流方向へ傾斜しており、各有底穴の底部に冷却空気を噴き出し可能な噴出孔が前記冷却通路に連通して形成され、各噴出孔の孔中心線が前記下流側内壁部に沿うようになっており、いずれかの前記有底穴が表面における前記仕切壁に整合する箇所に形成されていることを要旨とする。
【発明の効果】
【００１８】
本発明の第１から第３のいずれかの特徴によれば、前記タービン翼の翼形状を損なうことなく、各噴出孔から噴き出される冷却空気の噴出角を小さくして、コアンダ効果を十分に発揮させると共に、燃焼ガスの一部と前記有底穴の前記下流側内壁部との衝突を緩和して、前記有底穴の下流側における燃焼ガスの剥離を低減できるため、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、高いレベルで前記タービン翼を冷却をしつつ、前記タービン翼の空力損失を低減して、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑えることができる。
【００１９】
本発明の第４又は第５の特徴によれば、各噴出孔から噴き出される冷却空気の噴出角を小さくして、コアンダ効果を十分に発揮させると共に、燃焼ガスの一部と前記有底穴の前記下流側内壁部との衝突を緩和して、前記有底穴の下流側における燃焼ガスの剥離を低減できるため、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、高いレベルで前記エンジン部品を冷却をしつつ、前記エンジン部品の空力損失を低減して、前記ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑えることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】図１は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼の斜視図である。
【図２】図２は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼の縦断面図（スパン方向に沿った断面図）である。
【図３】図３（ａ）（ｂ）（ｃ）は、図１におけるIII-IIIに沿った図であり、３つの具体的な態様を示している。
【図４】図４（ａ）は、噴出孔の別の態様を示す図であって、図１におけるIII-IIIに沿った図に対応してあり、図４（ｂ）は、図４（ａ）を上から見た図である。
【図５】図５は、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼の斜視図である。
【図６】図６（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼の横断面図（コード方向に沿った断面図）、図６（ｂ）は、図６（ａ）の矢視部VIBの拡大図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
（第１実施形態）
本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図中、「Ｄ」は、下流方向、「Ｕ」は、上流方向をそれぞれ指している。
【００２２】
図１及び図２に示すように、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示省略）に用いられ、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを利用して冷却可能である。そして、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１の具体的な構成は、次のようになる。
【００２３】
タービン動翼１は、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）されるものであって、ガスタービンエンジンの燃焼器（図示省略）からの燃焼ガスＨＧ（図３（ａ）（ｂ）（ｃ）参照）によって回転力を得る動翼本体３を備えている。また、動翼本体３の基端側には、プラットホーム５が一体形成されており、このプラットホーム５には、ダブテール７が一体形成されており、ダブテール７は、タービンのタービンディスク（図示省略）の周縁部に形成した嵌合溝（図示省略）に嵌合可能である。
【００２４】
ダブテール７からプラットホーム５にかけて、圧縮機又はファンから抽気した冷却空気ＣＡを導入可能な導入口９が形成されている。また、動翼本体３の内部には、スパン方向（換言すれば、翼高さ方向（プラットホーム５側から動翼本体３の先端面３ｔ側に向かう方向））へ延びた複数の仕切壁１１が形成されている。そして、複数の仕切壁１１によって冷却空気ＣＡを流入可能な蛇行状の冷却通路１３が区画形成されており、換言すれば、動翼本体３の内部には、蛇行状の冷却通路１３が形成されており、冷却通路１３は、導入口９に連通してある。
【００２５】
動翼本体３の腹面３ｖには、複数の有底穴１５が形成されており、本発明の第１実施形態にあっては、複数の有底穴１５の配置状態は、コード方向（換言すれば、翼弦方向（動翼本体３の前縁３ｅ側から後縁３ｐ側に向かう方向））に複数列になっている。また、図３（ａ）に示すように、各有底穴１５の下流側内壁部（下流側の内壁部）１５ａは、動翼本体３の厚み方向Ｔに対して下流方向（下流側）へ傾斜してあって、各有底穴１５の上流側内壁部（上流側の内壁部）１５ｂは、動翼本体３の厚み方向Ｔに対して上流方向（上流側）へ傾斜してある。
【００２６】
なお、各有底穴１５の下流側内壁部１５ａの縁側及び上流側内壁部１５ｂの縁側のうちの少なくともいずれかは、図３（ｂ）に示すように、滑らかな曲面（Ｒ面）を呈するようになっていることが望ましい。また、各有底穴１５の上流側内壁部１５ｂが動翼本体３の厚み方向Ｔに対して上流方向へ傾斜する代わりに、図３（ｂ）に示すように、動翼本体３の厚み方向Ｔに対して平行になるようにしても構わない。
【００２７】
各有底穴１５の底部１５ｃ（上流側内壁部１５ｂの奥側部分を含む）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な円形の噴出孔（フィルム冷却孔）１７が冷却通路１３に連通して形成されており、各噴出孔１７の孔中心線１７Ｌは、有底穴１５の下流側内壁部１５ａに沿うようになっている。ここで、有底穴１５の下流側内壁部１５ａに平行な面（仮想面）ＶＰに対する各噴出孔１７の孔中心線１７Ｌの傾斜角θは、±２０度以下（−２０〜＋２０度）に設定してある。傾斜角θを±２０度以下に設定したのは、傾斜角θが±２０度よりも絶対角が大きくなると、各噴出孔１７から噴き出される冷却空気ＣＡのコアンダ効果を十分に発揮ことができないからである。
【００２８】
なお、円形の噴出孔１７が形成される代わりに、楕円形又は長方形形等の噴出孔１７が形成されるようにしても構わない。また、図４（ａ）（ｂ）に示すように、各噴出孔１７は、出口側（冷却空気ＣＡの流れ方向から見て出口側）に向かって拡張されたシェイプド型に構成されていることが望ましい。
【００２９】
動翼本体３の前縁３ｅ及び先端面３ｔには、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数のサブ噴出孔１９が冷却通路１３に連通して形成されており、動翼本体３の後縁３ｐには、冷却空気ＣＡを排出可能な複数の排出孔２１が冷却通路１３に連通して形成されている。
【００３０】
なお、動翼本体３の前縁３ｅ及び腹面３ｖに複数のサブ噴出孔１９が形成される他に、動翼本体３の背面３ｂに複数のサブ噴出孔１９が形成されるようにしても構わない。
【００３１】
続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。
【００３２】
ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気ＣＡが導入口９を介して冷却通路１３に流入することにより、タービン動翼１を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、動翼本体３の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数の噴出孔１７及び複数のサブ噴出孔１９から噴き出されことにより、タービン動翼１を覆うフィルム冷却層ＣＦ（図３（ａ）（ｂ）（ｃ）参照）を形成して、タービン動翼１をフィルム冷却（外部冷却）することができる。なお、タービン動翼１の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡの一部は、複数の排出孔２１から排出される。
【００３３】
ここで、各有底穴１５の下流側内壁部１５ａが厚み方向Ｔに対して下流方向へ傾斜してあって、各噴出孔１７の孔中心線１７Ｌが各有底穴１５の下流側内壁部１５ａに沿うようになっているため、タービン動翼１の翼形状を損なうことなく、各噴出孔１７から噴き出される冷却空気ＣＡの噴出角を小さくして、冷却空気ＣＡのコアンダ効果を十分に発揮させることができる。
【００３４】
また、各有底穴１５の下流側内壁部１５ａが厚み方向Ｔに対して下流方向へ傾斜しているため、燃焼ガスＨＧの一部と有底穴１５の下流側内壁部１５ａとの衝突を緩和して、有底穴１５の下流側における燃焼ガスＨＧの剥離を低減することができる。特に、図３（ｂ）に示すように、各有底穴１５の下流側内壁部１５ａの縁側が滑らかな曲面を呈するようにした場合には、有底穴１５の下流側における燃焼ガスＨＧの剥離をより低減することができる。
【００３５】
従って、本発明の第１実施形態によれば、高いレベルでタービン動翼１を冷却をしつつ、タービン動翼１の空力損失を低減して、ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑えることができる。特に、図４（ａ）（ｂ）に示すように、各噴出孔１７がシェイプド型に構成された場合には、各噴出孔１７から噴き出される冷却空気ＣＡを十分に減速させて、動翼本体３の腹面３ｖに対する冷却空気ＣＡの付着性を高めて、より高いレベルでタービン動翼１を冷却することができる。
【００３６】
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図５を参照して説明する。なお、図中、「Ｄ」は、下流方向、「Ｕ」は、上流方向をそれぞれ指している。
【００３７】
図５に示すように、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼２３は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１と同様の構成を有しており、タービン動翼２３の構成のうち、タービン動翼１の構成と異なる部分について説明する。なお、タービン動翼２３における複数の構成要素のうち、タービン動翼１における構成要素と対応するものについては、図面中に同一番号を付する。
【００３８】
即ち、本発明の第２実施形態にあっては、動翼本体３の腹面３ｖには、スパン方向へ延びた複数の有底溝（有底穴の一例）２５が形成されており、前述の有底穴１５と同様に、各有底溝２５の下流側内壁部２５ａは、動翼本体３の厚み方向Ｔ（図３（ａ）（ｂ）（ｃ）参照）に対して下流方向へ傾斜してあって、各有底溝２５の上流側内壁部２５ｂは、動翼本体３の厚み方向Ｔに対して上流方向へ傾斜してある。そして、各有底溝２５の底部（上流側内壁部２５ｂの奥側部分を含む）２５ｃには、前述の複数の噴出孔１７がスパン方向に間隔を置いて形成されている。
【００３９】
従って、本発明の第２実施形態によれば、本発明の第１実施形態による作用及び効果を奏する他に、各有底溝２５内において、複数の噴出孔１７から噴き出された冷却空気がスパン方向へより拡がり易く、フィルム冷却層ＣＦ（図３（ａ）（ｂ）（ｃ）参照）のカバー率を高めて、高いレベルでタービン動翼１を冷却することができる。更に、本発明の第２実施形態に係るタービン動翼２３は、第１実施形態に係るタービン動翼１に比べて、有底穴１５，２５の個数を減らすことができ、製造コストがより安価になる。
【００４０】
（第３実施形態）
本発明の第２実施形態について図６（ａ）（ｂ）を参照して説明する。なお、図中、「Ｄ」は、下流方向、「Ｕ」は、上流方向をそれぞれ指している。
【００４１】
図６（ａ）（ｂ）に示すように、本発明の第３実施形態に係るタービン動翼２７は、本発明の第１実施形態に係るタービン動翼１と同様の構成を有しており、タービン動翼２７の構成のうち、タービン動翼１の構成と異なる部分について説明する。なお、タービン動翼２７における複数の構成要素のうち、タービン動翼１における構成要素と対応するものについては、図面中に同一番号を付する。
【００４２】
即ち、本発明の第３実施形態にあっては、前述の各有底穴１５は、翼本体３の腹面３ｖにおける仕切壁１１に整合する箇所に形成されている。
【００４３】
従って、本発明の第３実施形態によれば、本発明の第１実施形態による作用及び効果を奏する他に、動翼本体３の腹面３ｖに複数の有底穴１５が形成されても、冷却通路１３の通路形状に与える影響を小さくすることができる。
【００４４】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばタービン動翼１（２３、２７）に適用した技術的思想をタービン静翼、シュラウド、燃焼器ライナ等のタービン動翼１以外のエンジン部品に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００４５】
１      タービン動翼
３      動翼本体
３ｂ    動翼本体の背面
３ｅ    動翼本体の前縁
３ｐ    動翼本体の後縁
３ｔ    動翼本体の先端面
３ｖ    動翼本体の腹面
５      プラットホーム
７      ダブテール
９      導入口
１１      仕切壁
１３      冷却通路
１５      有底穴
１５ａ    有底穴の下流側内壁部
１５ｂ    有底穴の上流側内壁部
１５ｃ    有底穴の底部
１７      噴出孔
１７Ｌ    噴出孔の孔中心線
１９      サブ噴出孔
２１      排出孔
２３      タービン動翼
２５      有底溝
２５ａ    有底溝の下流側内壁部
２５ｂ    有底溝の上流側内壁部
２５ｃ    有底溝の底部
２７      タービン動翼
【図１】
0005636774.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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