(57)【要約】【課題】第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３に対してフィルム冷却だけでなく、対流冷却を活用して、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３の高温化を十分に抑制する。【解決手段】動翼本体３の先端面３ｔから第１スキーラ１１の先端側にかけて三角形断面の第１隅肉部２３が一体形成され、動翼本体３の先端面３ｔから第２スキーラ１３の先端側にかけて三角形断面の第２隅肉部２５が一体形成され、動翼本体３の先端面３ｔに複数のチップ吹出孔２７が冷却通路１７に連通して形成され、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖから第１スキーラ１１の外面１１ｓにかけて複数の連絡吹出孔２９が形成され、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖに複数の放熱ピンフィン３１が形成されていること。【選択図】  図１
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【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動翼において、
燃焼ガスによって回転力を得る動翼本体と、
前記動翼本体の先端面に一体形成され、前記タービンの静止部品との接触を許容するスキーラと、を備え、
前記動翼本体の内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前記動翼本体の翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が前記冷却通路に連通して形成され、前記動翼本体の先端面から前記スキーラの先端側にかけて三角形断面の隅肉部が形成され、前記動翼本体の先端面に冷却空気を吹き出すチップ吹出孔が前記冷却通路に連通して形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
前記冷却通路の内壁面から前記スキーラの外面にかけて冷却空気を吹き出し可能かつ連絡吹出孔が形成されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項３】
前記チップ吹出孔が前記動翼本体のスパン方向に対して傾斜していることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン動翼。
【請求項４】
前記冷却通路の内壁面に凸状又は凹状の放熱部又は乱流促進部が形成されていることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のタービン動翼。
【請求項５】
各連絡吹出孔が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を特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載のタービン動翼。
【請求項６】
複数の前記連絡吹出孔の配置状態がコード方向に千鳥状又は格子状の複数列になっていることを特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載のタービン動翼。
【請求項７】
各連絡吹出孔の入口と出口の位置がコード方向にずれていることを特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれか請求項に記載のタービン動翼。
【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のタービンに用いられるタービン動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン動翼はガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガスに曝されており、通常、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圧縮空気を冷却空気として利用することにより、タービン動翼の高温化を抑制している（特許文献１及び特許文献２参照）。具体的には、タービン動翼における動翼本体の内部には、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いる。また、動翼本体の翼面（前縁、腹面）には、冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が冷却通路に連通して形成されている。
【０００３】
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、動翼本体を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、動翼本体の対流冷却に寄与した冷却空気が複数の吹出孔から吹き出されることにより、動翼本体を覆うフィルム冷却空気を形成して、動翼本体をフィルム冷却（外部冷却）することができる。
【０００４】
一方、ガスタービンエンジンのタービン効率を高めるため、冷却空気を利用して冷却可能なスキーラを備えたタービン動翼が開発されている（非特許文献１参照）。具体的には、図１０及び図１１に示すように、タービン動翼１０１における動翼本体１０３の先端面１０３ｔには、タービンの静止部品１０５との接触を許容するスキーラ１０７が一体形成されている。また、動翼本体１０３の腹面１０３ｖの先端側及び先端面１０３ｔには、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数のチップ吹出孔１０９が冷却通路１１１に連通して形成されている。なお、図１０は、図１１におけるX-X線に沿った拡大断面図、図１１は、先行技術に係るタービン動翼の部分斜視図である。
【０００５】
従って、スキーラ１０７をタービンの静止部品１０５に近づけて、スキーラ１０７とタービンの静止部品１０５との隙間を極力小さく設定することができ、ガスタービンエンジンの稼働中における動翼本体１０３の腹面１０３ｖ側から背面１０３ｂ側の燃焼ガスＧのクリアランスフローを低減して、ガスタービンエンジンのタービン効率を高めることがきる。また、ガスタービンエンジンの稼働中に、前述のように、動翼本体１０３を対流冷却及びフィルム冷却する他に、動翼本体１０３の対流冷却に寄与した冷却空気ＣＡが複数のチップ吹出孔１０９から吹き出されることにより、スキーラ１０７を覆うフィルム冷却空気を形成して、スキーラ１０７をフィルム冷却することができる。
【０００６】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献３及び特許文献４に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開平７−２９３２０２号公報
【特許文献２】特開平９−２８０００２号公報
【特許文献３】特開２００３−５６３０２号公報
【特許文献４】特開２００６−１０５０８４号公報
【非特許文献】
【０００８】
【非特許文献１】ＡＳＭＥ  ＧＴ２００７−２７０６６
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
ところで、対流冷却及びフィルム冷却を活用して動翼本体１０３を効率的に冷却することができるものの、スキーラ１０７に対してはフィルム冷却が活用されるだけで、対流冷却はほとんど活用されていない。そのため、スキーラ１０７の高温化を十分に抑制することができず、タービン動翼１０１の寿命が短くなるという問題がある。
【００１０】
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】
【００１１】
本発明の特徴は、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動翼において、燃焼ガス（主流ガス）によって回転力を得る動翼本体と、前記動翼本体の先端面に一体形成され、前記タービンの静止部品との接触を許容するスキーラと、を備え、前記動翼本体の内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前記動翼本体の翼面に冷却空気を吹き出し可能な複数の吹出孔が前記冷却通路に連通して形成され、前記動翼本体の先端面から前記スキーラの内面の先端側にかけて三角形断面の隅肉部が形成され、前記動翼本体の先端面に冷却空気を吹き出すチップ吹出孔が前記冷却通路に連通して形成されていることを要旨とする。
【００１２】
なお、翼面とは、前縁、後縁、腹面、背面を含む意である。
【００１３】
本発明の特徴によると、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、前記動翼本体を内部から対流冷却（内部冷却）することができる。また、前記動翼本体の対流冷却に寄与した冷却空気が複数の前記吹出孔及び複数の前記チップ吹出孔から吹き出されることにより、前記動翼本体及び前記スキーラを覆うフィルム冷却空気を形成して、前記動翼本体及び前記スキーラをフィルム冷却（外部冷却）することができる。
【００１４】
ここで、前記動翼本体の先端面から前記スキーラの内面の先端側にかけて三角形断面の前記隅肉部が形成されているため、前記スキーラの先端側と前記動翼本体の内先端面との間の伝熱領域（換言すれば、前記スキーラの先端側と前記冷却通路との間の伝熱領域）を増大させて、前記スキーラから前記動翼本体の内先端面側へ熱移動量を十分に確保することができる。これにより、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、前記スキーラに対してフィルム冷却だけでなく、対流冷却を活用して、前記スキーラを効率的に冷却することができる。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によれば、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、前記スキーラに対してフィルム冷却だけでなく、対流冷却を活用して、前記スキーラを効率的に冷却できるため、前記スキーラの高温化を十分に抑制して、前記タービン動翼の寿命を延ばすことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】図２におけるI-Iに沿った拡大断面図である。
【図２】第１実施形態に係るタービン動翼の斜視図である。
【図３】第１実施形態に係るタービン動翼の断面図である。
【図４】第２実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図である。
【図５】第３実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図である。
【図６】第４実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図である。
【図７】図７（ａ）は、第５実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図、図７（ｂ）は、図７（ａ）における矢視VIIを示す図である。
【図８】図８（ａ）は、第６実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図、図８（ｂ）（ｃ）は、図８（ａ）における矢視VIIIを示す図である。
【図９】図９（ａ）は、第７実施形態に係るタービン動翼の要部を示す断面図であって、図１に相当する図、図７（ｂ）は、図９（ａ）における矢視XIを示す図である。
【図１０】図１１におけるX-X線に沿った拡大断面図である。
【図１１】先行技術に係るタービン動翼の部分斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
（第１実施形態）
本発明の実施形態について図１から図３を参照して説明する。
【００１８】
図１から図３に示すように、本発明の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。
【００１９】
即ち、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Ｇ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。
【００２０】
動翼本体３の先端面３ｔの腹面３ｖ側には、タービンの静止部品（例えばシュラウド）９との接触を許容する第１スキーラ１１が一体形成されており、動翼本体３の先端面３ｔの背面３ｂ側には、タービンの静止部品９との接触を許容しかつ第１スキーラ１１に連続した第２スキーラ１３が一体形成されている。なお、第１スキーラ１１と第２スキーラ１３が不連続であったり、第１スキーラ１１又は第２スキーラ１３のいずれかを省略したりしても構わない。
【００２１】
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１５が形成されている。また、動翼本体３の内部には、冷却空気ＣＡを流入可能な蛇行状の冷却通路１７が形成されており、この冷却通路１７は、導入口１５に連通してある。
【００２２】
動翼本体３の前縁３ｅ及び腹面３ｖには、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数の吹出孔１９が冷却通路１７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１７に連通して形成されている。なお、動翼本体３の前縁３ｅ及び腹面３ｖに複数の吹出孔１９が形成される他に、動翼本体３の背面３ｂに複数の吹出孔１９が形成されるようにしても構わない。
【００２３】
動翼本体３の先端面３ｔから第１スキーラ１１の先端側にかけて、三角形断面の第１隅肉部２３が一体形成されており、動翼本体３の先端面３ｔから第２スキーラ１３の先端側にかけて、三角形断面の第２隅肉部２５が一体形成されている。換言すれば、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３の断面は、断面幅が先端側に向かって小さくなるように一斜辺を有した台形状を呈するようになっている。なお、第１隅肉部２３又は第２隅肉部２５のいずれかを省略しても構わない。
【００２４】
動翼本体３の先端面３ｔには、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数のチップ吹出孔２７が冷却通路１７に連通して形成されている。また、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖ（冷却通路１７の内壁面の一部）から第１スキーラ１１の外面１１ｓにかけて、冷却空気ＣＡを吹き出し可能な複数の連絡吹出孔２９が第１隅肉部２３に沿うように形成されており、複数の連絡吹出孔２９は、冷却通路１７に連通してある。なお、複数の連絡吹出孔２９が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖから形成される代わりに、冷却通路１７の内壁面における別の箇所から形成されるようにしても構わない。
【００２５】
更に、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖには、複数の放熱ピンフィン（凸状の放熱部の一例）３１が形成されている。なお、複数の放熱ピンフィン３１が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖに形成される代わりに、冷却通路１７の内壁面における別の箇所から形成されたり、複数の放熱ピンフィン３１の代わりに、複数の放熱ディンプル（凹状の放熱部の一例（図示省略））又は複数の乱流促進リブ（凸状又は凹状の乱流促進部の一例（図示省略））が形成されるようにしたりしても構わない。
【００２６】
続いて、第１実施形態に係るタービン動翼の作用及び効果について説明する。
【００２７】
動翼本体３の先端面３ｔにタービンの静止部品９との接触を許容する第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３が一体形成されているため、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３をタービンの静止部品９に近づけて、第１スキーラ１１とタービンの静止部品９との隙間、及び第２スキーラ１３とタービンの静止部品９を極力小さく設定することができる。これにより、ガスタービンエンジンの稼働中に、動翼本体３の腹面３ｖ側から背面３ｂ側の燃焼ガスＧのクリアランスフローを低減して、ガスタービンエンジンのタービン効率を高めることがきる。
【００２８】
前述の作用の他に、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気ＣＡが導入口１５を介して冷却通路１７に流入することにより、動翼本体３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が複数の吹出孔１９、複数のチップ吹出孔２７、及び複数の連絡吹出孔２９から吹き出されることにより、動翼本体３、第１スキーラ１１、及び第２スキーラ１３を覆うフィルム冷却空気を形成して、動翼本体３、第１スキーラ１１、及び第２スキーラ１３をフィルム冷却（外部冷却）することができる。なお、動翼本体３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。
【００２９】
ここで、動翼本体３の先端面３ｔから第１スキーラ１１の先端側にかけて三角形断面の第１隅肉部２３が一体形成されているため、第１スキーラ１１の先端側と動翼本体３の内先端面３ｉｔとの間の伝熱領域（換言すれば、第１スキーラ１１の先端側と冷却通路１７との間の伝熱領域）を増大させて、第１スキーラ１１から動翼本体３の内先端面３ｉｔ側へ熱移動量を十分に確保することができる。同様に、動翼本体３の先端面３ｔから第２スキーラ１３の先端側にかけて三角形断面の第２隅肉部２５が一体形成されているため、第２スキーラ１３の先端側と動翼本体３の内先端面３ｉｔとの間の伝熱領域（換言すれば、第２スキーラ１３の先端側と冷却通路１７との間の伝熱領域）を増大させて、第２スキーラ１３から動翼本体３の内先端面３ｉｔ側へ熱移動量を十分に確保することができる。これにより、ガスタービンエンジンの稼働中に、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３に対してフィルム冷却だけでなく、対流冷却を活用して、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３を効率的に冷却することができる。
【００３０】
特に、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖに複数の放熱ピンフィン（凸状の放熱部の一例）３１が形成されてあって、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖから第１スキーラ１１の外面１１ｓにかけて複数の連絡吹出孔２９が形成されているため、動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖの伝熱面積を増大させつつ、第１スキーラ１１の内部を直接的に対流冷却することができ、第１スキーラ１１に対して対流冷却をより十分に活用することができる。
【００３１】
なお、第１実施形態に係るタービン動翼１にあっては、第１スキーラ１１と第２スキーラ１３のうち主として第１スキーラ１１をより冷却するようにしている。
【００３２】
従って、第１実施形態に係るタービン動翼１によれば、ガスタービンエンジンの稼働中に、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３に対してフィルム冷却だけでなく、対流冷却を活用して、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３を効率的に冷却できるため、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３の高温化を十分に抑制して、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３の一部に高温割れ又は溶融等が生じ難くなって、タービン動翼１の寿命を延ばすことができる。
【００３３】
（第２実施形態）
第２実施形態に係るタービン動翼について図４を参照して説明する。
【００３４】
図４に示すように、第２実施形態に係るタービン動翼３３は、チップ吹出孔２７が動翼本体３のスパン方向（動翼本体３のハブからチップに向かう方向）に対して第１隅肉部２３側に傾斜している点を除き、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いる。
【００３５】
そして、第２実施形態に係るタービン動翼３３においては、第１スキーラ１１に対してフィルム冷却をより十分に活用すること点を除き、第１実施形態に係るタービン動翼１の作用等と同様の作用等を奏するものである。
【００３６】
（第３実施形態）
第３実施形態に係るタービン動翼について図５を参照して説明する。
【００３７】
図５に示すように、第３実施形態に係るタービン動翼３５は、後記の点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３と略同じ構成を有している。
【００３８】
即ち、チップ吹出孔２７が動翼本体３のスパン方向に対して第１隅肉部２３側に傾斜する代わりに、動翼本体３のスパン方向に対して第２隅肉部２５側に傾斜している。また、複数の連絡吹出孔２９が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖから第１スキーラ１１の外面１１ｓにかけて形成される代わりに、動翼本体３の内先端側の背側コーナ３ｃｂから第２スキーラ１３の外面１３ｓにかけて形成されている。更に、複数の放熱ピンフィン３１が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖに形成される代わりに、動翼本体３の内先端側の背側コーナ３ｃｂに形成されている。
【００３９】
そして、第３実施形態に係るタービン動翼３５においては、第２スキーラ１３を主として冷却する点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３の作用等（換言すれば、第１実施形態に係るタービン動翼１の作用等）と同様の作用等を奏するものである。
【００４０】
（第４実施形態）
第４実施形態に係るタービン動翼について図６を参照して説明する。
【００４１】
図６に示すように、第４実施形態に係るタービン動翼３７は、後記の点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３と略同じ構成を有している。
【００４２】
即ち、複数のチップ吹出孔２７が動翼本体３のスパン方向に対して第１隅肉部２３側に傾斜する他に、１つ又は複数のチップ吹出孔２７が複数の動翼本体３のスパン方向に対して第２隅肉部２５側に傾斜している。また、複数の連絡吹出孔２９が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖから第１スキーラ１１の外面１１ｓにかけて形成される他に、１つ又は複数の連絡吹出孔２９が動翼本体３の内先端側の背側コーナ３ｃｂから第２スキーラ１３の外面１３ｓにかけて形成されている。更に、複数の放熱ピンフィン３１が動翼本体３の内先端側の腹側コーナ３ｃｖに形成される他に、動翼本体３の内先端側の背側コーナ３ｃｂに形成されている。
【００４３】
そして、第４実施形態に係るタービン動翼３７においては、第１スキーラ１１及び第２スキーラ１３を同等に冷却する点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３の作用等（換言すれば、第１実施形態に係るタービン動翼１の作用等）と同様の作用等を奏するものである。
【００４４】
（第５実施形態）
第５実施形態に係るタービン動翼について図７（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００４５】
図７（ａ）（ｂ）に示すように、第５実施形態に係るタービン動翼３９は、各連絡吹出孔２９が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点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３と略同じ構成を有している。そして、第５実施形態に係るタービン動翼３９にあっては、第２実施形態に係るタービン動翼３３の作用等と同様の作用等を奏する他に、冷却空気ＣＡを広い範囲に噴出することによって冷却効率を上げることができる。
【００４６】
（第６実施形態）
第６実施形態に係るタービン動翼について図８（ａ）（ｂ）（ｃ）を参照して説明する。
【００４７】
図８（ａ）（ｂ）（ｃ）に示すように、第６実施形態に係るタービン動翼４１は、複数の連絡吹出孔２９の配置がコード方向に千鳥状又は格子状の複数列になっている点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３と略同じ構成を有している。そして、第６実施形態に係るタービン動翼４１にあっては、第２実施形態に係るタービン動翼３３の作用等と同様の作用等を奏する他に、連絡吹出孔２９の個数を増やすことによって冷却可能な面積を広げることができる。
【００４８】
（第７実施形態）
第７実施形態に係るタービン動翼について図９（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００４９】
図９（ａ）（ｂ）に示すように、第７実施形態に係るタービン動翼４３は、各連絡吹出孔２９の入口と出口の位置がコード方向にずれている点を除き、第２実施形態に係るタービン動翼３３と略同じ構成を有している。そして、第７実施形態に係るタービン動翼４３にあっては、第２実施形態に係るタービン動翼３３の作用等と同様の作用等を奏する他に、翼面（主に腹面３ｖ）に沿った流れ（燃焼ガスＧの流れ）とクリアランス（タービン動翼４３と静止部品９との隙間）を通過する流れとが合成されて、スキーラ（主に第１スキーラ１１）上の流れが変わった場合に、スキーラ上の流れに沿った方向、又はスキーラ上の流れに交差する方向へ冷却空気ＣＡを噴出することによって冷却効率を上げることができる。具体的には、スキーラ上の流れに沿った方向へ冷却空気ＣＡを噴出することによって、フィルム冷却空気をより遠くまで到達させて、連絡吹出孔２９から離れた場所を冷却することができる。また、スキーラ上の流れに交差する方向へ冷却空気ＣＡを噴出することによって、冷却空気ＣＡがスキーラ上の流れに遮られて連絡吹出孔２９間に広がり、連絡吹出孔２９間の冷却されにくい部分を冷却することができる。
【００５０】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、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】
【００５１】
ＣＡ        冷却空気
Ｇ        燃焼ガス
１        タービン動翼
３        動翼本体
３ｖ      腹面
３ｂ      背面
３ｃｂ    背側コーナ
３ｃｖ    腹側コーナ
３ｅ      前縁
３ｉｔ    内先端面
３ｔ      先端面
３ｔ      後縁
５        プラットホーム
７        ダブテール
９        静止部品
１１        第１スキーラ
１１ｓ      外面
１３        第２スキーラ
１３ｓ      外面
１５        導入口
１７        冷却通路
１９        吹出孔
２１        排出孔
２３        第１隅肉部
２５        第２隅肉部
２７        チップ吹出孔
２９        連絡吹出孔
３１        放熱ピンフィン
３３        タービン動翼
３５        タービン動翼
３７        タービン動翼
３９        タービン動翼
４１        タービン動翼
４３        タービン動翼
１０１        タービン動翼
１０３        動翼本体
１０３ｂ      背面
１０３ｔ      先端面
１０３ｖ      腹面
１０５        静止部品
１０７        スキーラ
１０９        チップ吹出孔
１１１        冷却通路
【図１】
2011163123.tif 000003
【図２】
2011163123.tif 000004
【図３】
2011163123.tif 000005
【図４】
2011163123.tif 000006
【図５】
2011163123.tif 000007
【図６】
2011163123.tif 000008
【図７】
2011163123.tif 000009
【図８】
2011163123.tif 000010
【図９】
2011163123.tif 000011
【図１０】
2011163123.tif 000012
【図１１】
2011163123.tif 000013