(57)【要約】本発明は、高温ガス（Ｓ）が際を流れることが可能な前縁部を備えるタービン翼用の翼型部（１６）であって、前記前縁部から引圧側壁（１７）及び押圧側壁（１９）が翼形部（１６）の後縁部（２０）まで延び、翼形部（１６）はそれに対して横方向に、翼形部高さ０％の基端部から翼形部高さが１００％の先端部（２３）まで延びており、前縁部（１８）に沿って配置された複数の冷却孔（２２）からなる少なくとも２列（Ｒ１、Ｒ２）を備え、当該少なくとも２つの列が前縁部（１８）に対して垂直に見つけられる第１の間隔（Ａ）を有する、タービン翼用の翼形部（１６）に関する。低減された冷却コストで異なる運転条件に対して更に確実な前縁部（１８）の冷却に使用可能なタービン翼を提供するために、冷却孔（２２）の少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が、少なくとも部分的に前縁部（１８）に沿って１つの波線上に配置されていることが提案される。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温ガス（Ｓ）が際を流れることが可能な前縁部を備えるタービン翼用の中空の翼形部（１６）であって、前記前縁部から引圧側壁（１７）及び押圧側壁（１９）が前記翼形部（１６）の後縁部（２０）まで延び、前記翼形部（１６）はそれに対して横方向に、翼形部高さが０％の基端部から翼形部高さが１００％の先端部（２３）まで延びており、
前記前縁部（１８）に沿って配置された複数の冷却孔（２２）からなる少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）を備え、当該少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が前記前縁部（１８）に対して垂直に見つけられる第１の間隔（Ａ）を有する、タービン翼用の中空の翼形部（１６）において、
前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が、少なくとも部分的に前記前縁部（１８）に沿って、１つの波線上に配置されていること、
を特徴とするタービン翼用中空翼形部。
【請求項２】
前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が、前記翼形部高さ０％から１００％の間で前記前縁部（１８）の延伸部全体に沿って、１つの波線上に配置されている、
請求項１に記載の翼形部。
【請求項３】
前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が部分的にのみ前記前縁部（１８）に沿って１つの波線上に以下のように配置されている、即ち、前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）は前記翼形部高さ０％から約４０％の間に配置されている第１の領域内では前記前縁部（１８）の両側で基本的に平行に配置されており、それと直接境を接している前記翼形部高さの約４０％から約７５％の間で延伸している第２の領域内では押圧側にずらされて配置されており、前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）は、前記第２の領域と直接境を接している前記翼形部高さの１００％で終端する第３の領域内では、前記翼形部高さが増すにつれて再び前記前縁部（１８）に向かってずれが戻されて配置されている、
請求項１又は２に記載の翼形部。
【請求項４】
前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が、前記翼形部高さ４０％から前記押圧側に向かって、以下のように、ずらされている、即ち、押圧側の最大ずれの点が、前記翼形部高さの約７５％に又はそれより高くに、配置されているように、ずらされている、
請求項３に記載の翼形部。
【請求項５】
押圧側の最大ずれが翼弦長の２％から１０％であり、当該翼弦長は前記前縁部（１８）及び前記後縁部（２０）の間の軸方向の間隔に対応し、最大ずれの翼形部高さで取られたものである、
請求項１、２、３、又は４に記載の翼形部。
【請求項６】
前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）の間の前記第１の間隔（Ａ）が、前記前縁部（１８）に沿って変わる、
請求項１から５の何れか１項に記載の翼形部。
【請求項７】
各翼形部高さに対して翼プロファイル（２８）が特定可能であり、この翼プロファイル（２８）は、前記前縁部（１８）の領域において、前縁半径（Ｒ）を有し、前記冷却孔（２２）の高さにおける翼プロファイルは、前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）の間に第１の間隔（Ａ）を有し、その大きさは、関連する前記前縁半径の０．４倍から０．７倍の間の範囲にある、
請求項１から６の何れか１項に記載の翼形部。
【請求項８】
前記第１の間隔（Ａ）は、前記翼形部高さの半分のところで最小であり、両方の端部に向かって増加する、
請求項７に記載の翼形部。
【請求項９】
各冷却孔は、冷却材の貫流を調整する絞り断面を有し、一部の冷却孔（２２）の絞り断面は異なる大きさである、
請求項１から８の何れか１項に記載の翼形部。
【請求項１０】
前記冷却孔（２２）の前記絞り断面は、前記翼形部の高さの半分の領域において、この半分の翼形部から更に離れた領域における冷却孔（２２）の絞り断面よりも大きい、
請求項７に記載の翼形部。
【請求項１１】
前記冷却孔（２２）の前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）が、前記際を流れる高温ガス流のよどみ点線（２４）の両側に配置されている、
請求項１から１０の何れか１項に記載の翼形部。
【請求項１２】
前記波線（２４）は、その曲率の符号の変化なしに以下のようにわずかに湾曲されている、即ち、それぞれの前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）の前記冷却孔（１８）は、前記翼形部の前記基端部（２１）でも前記先端部（２３）でも、前記翼形部高さの半分の高さにある対応する前記列（Ｒ１、Ｒ２）の前記冷却孔（１８）よりも、更に引圧側に配置されている、
請求項１、２、６、７、８、９、１０、又は１１の何れか１項に記載の翼形部。
【請求項１３】
前記少なくとも２つの列（Ｒ１、Ｒ２）に加えて押圧側で隣に、前記冷却孔（１８）の更なる列（Ｒ３）が設けられており、前記別の列（Ｒ３）の長さは前記翼形部高さの５０％から６０％の間にあり、前記別の列（Ｒ３）は前記翼形部（１６）の両方の端部（２１、２３）の間で基本的に中央に配置されている、
請求項１２に記載の翼形部。
【請求項１４】
請求項１から１３の何れか１項に記載の翼形部（１６）を備える、好ましくはタービンガイドベーンとして構成された、定置ガスタービン用のタービン翼（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼用の翼形部に関するものであり、当該翼形部は、高温ガスが際を流れることが可能な前縁部を有し、そこから引圧側壁と押圧側壁とが翼形部の後縁部に向かって延びており、この翼形部はその横方向に翼形部高さが０％の脚端部から翼形部高さが１００％の先端部まで延びており、前縁部に沿って配置された少なくとも２つの列の冷却孔を有し、これらの冷却孔が互いに前縁部に対し垂直にとられる第１の間隔を有している。
【背景技術】
【０００２】
このようなタービン翼は、例えば特許文献１から知られている。前縁部に配置された冷却孔は、それを備えたガスタービンの運転中に流入する高温ガス流に対抗するために、前縁部を覆って冷却保護フィルムを生成する働きをする。したがって、冷却孔は、フィルム冷却孔とも呼ばれ、これは英語ではその密な配置のため「Shower Head Film Cooling Holes（シャワーヘッド型フィルム冷却孔）」としても知られている。同時に翼形部は前縁部の際を流れる高温ガス流を二つの部分流に分け、そのうち一方の部分流は翼形部の引圧側に沿って流れ、他方の部分流は押圧側に沿って流れる。翼プロファイルの流れ分断部の位置は、理想上この個所には横流れが生じないので、よどみ点と呼ばれる。この理由から従来技術では、フィルム冷却孔が前縁部又は前もって決定されたよどみ線の両側に配置され、そこに発生する高温ガス流が部材壁に密着しないようにしている。
【０００３】
しかしその欠点は、翼プロファイルのよどみ点又は翼形部のよどみ線が種々の影響因子に依存し得ることであり、そのため、タービン翼とその翼形部及びその前縁部冷却部を種々の運転条件にできるだけ最良に適合させる必要がある。
【０００４】
そのため特許文献２は、よどみ線の偏倚に際して、動翼の押圧側に、翼形部の半径方向外側半分に追加的に半列のフィルム冷却孔を配置することを教示している。しかし、追加のフィルム冷却孔は冷却空気の消費量を増加し、それが搭載されたタービンの効率に負の影響を与える。
【０００５】
特許文献３によれば、よどみ点線の偏倚が予め算出される場合に、いくつかの前縁フィルム冷却孔の、位置ではなく傾斜のみが、以下のように選択されることによって、即ち、これにより予期される局所的な高温ガス流が、対抗方向ではなく同じ方向に、冷却ガスを放出するように選択されることによって、適切な冷却が達成され得る。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州特許出願公開第２１５４３３３Ａ２号公報
【特許文献２】米国特許出願公開第２０１６/００１０４６３Ａ１号公報
【特許文献３】欧州特許出願公開第３０４３０２６Ａ２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
上述した従来技術に基づき、本発明の課題は、ガスタービンの種々の運転条件に対して、特に合理的な量の冷却材を使用するときに翼形部のできるだけ長い耐用年数と共に十分な冷却を達成するために、最適に設計されたタービン翼用の翼形部を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この課題は冒頭に述べた種類の翼形部において、少なくとも２つの列の冷却孔が、少なくとも部分的に前縁部に沿って１つの波線上に配置されていることにより解決される。
【０００９】
本発明は、実際の高温ガスの流れ方向が、一方ではガスタービンの種々の作動様態に基づき、翼形部を設計するために考慮された流れ方向から偏倚し得るという知見に基づいている。この偏倚は、定格負荷に対して変更された負荷出力に基づいて発生し得る。他方では、特に動翼においては翼プロファイルのよどみ点が前縁部の領域で、動翼の上流に配置されたガイドベーンによって引き起こされる流れ作用によって、振動し得ることが判明した。翼プロファイルのよどみ点の振動は、局所的に高められた翼形部の表面温度を導き、これは本発明により効果的に対処することができる。
【００１０】
上記の２つの作用に対処するために本発明は、前縁部の領域に少なくとも２つの列の冷却孔を設け、これらが少なくとも部分的に１つの湾曲波線上に配置されていること、を提案する。冷却孔は、当該翼プロファイルの振動するよどみ点に関係して、押圧側又は引圧側にずらされる。設計段階中に各翼プロファイルに対して、よどみ点が発生し得る領域が求められる。これらの領域はそれぞれ、２つの端点によって規定され、それらから中央のよどみ点を求めることができる。次に両方の冷却孔は、最良な冷却が達成されるように、位置決めされる。これにより冷却効果は局所的に最適化され得る。通常の３列以上の十全な冷却列の代わりに、２列のみの冷却列を使用することによって、更に、冷却に必要な冷却材の量も減らすことができる。冷却材の消費量の削減は、ガスタービンの運転中におけるその効率向上に役立つ。
【００１１】
従属請求項には、任意に組み合わせることができるさらなる有利な措置が記載されている。これにより、さらなる利点を達成することができる。
【００１２】
本発明の第１の有利な実施形態によれば、少なくとも２つの列の冷却孔は、翼形部高さの０％から１００％の間の前縁部の全長に沿って、複数の谷及び山を有する１つの波線上に配置されている。したがって少なくとも２つの列の冷却孔は、別の翼形部高さにある冷却孔に比して、繰り返し局所的に押圧側へ向かって若干ずらされている。
【００１３】
代替的な実施形態によれば、少なくとも２つの列の冷却孔は、部分的にのみ前縁部に沿って１つの波線上に以下のように配置されている、即ち、この少なくとも２列の冷却孔は、翼形部高さ０％から約４０％の間に配置されている第１領域では前縁部の両側に基本的に平行に配置されており、直接これと境を接する翼形部高さ約４０％から約７５％及びより高く延びる第２領域では押圧側にずらされて配置されており、少なくとも２つの列の冷却孔は、この第２領域と直接境を接し翼形部高さ１００％で終端する第３領域では、翼形部高さの増加に伴って前縁部に向かって戻されて配置されている。
【００１４】
この実施形態は、翼プロフィルのよどみ点のずれが翼形部の半径方向内側の領域ではむしろ狭幅であり、これに対し約４０％の翼形部高さからはずれが増加し、しかも押圧側でより多くなる、という知見に基づいている。したがって少なくとも２つの列の冷却孔は、４０％から１００％の領域では押圧側へずらされており、好ましくは約７５％の翼形部高さで押圧側への最大ずれが配置されている。翼形部の翼弦長に関しては、押圧側への最大ずれの値は翼プロファイルの５％以下であり、最小値は好ましくは少なくとも２％である。
【００１５】
この点に関し少なくとも２つの列の冷却孔は、翼形部高さが０％から４０％の範囲ではむしろ直線状の形をとり、翼形部高さが４０％から１００％の間の部分に対しては、押圧側に向かって湾曲した列の輪郭となる。よどみ線のこのようなずれは、特に異なる運転点において、例えば低い部分負荷において、生じるので、特にフレキシブルに運転されるガスタービン用に設けられている翼は、このような構成を有する。
【００１６】
前述の実施形態に加えて、前縁部に沿った冷却孔の少なくとも２つの列の間の第１の間隔が変化しており、その結果、第１の間隔がいくつかの翼形部の高さに対して異なる大きさである場合、特に有利である。このような処置により、前縁部の領域におけるタービン翼の局所的な冷却能力を個々の温度負荷に局所的に適応させることができる。
【００１７】
それぞれの翼形部高さに対しては１つの横断面によって、１つの翼プロファイルを容易に認めることができ、当該翼プロファイルは周知のように湾曲された滴の形状を有している。従って、各翼プロファイルは、前縁部の領域内に前縁半径を有し、その際翼プロファイルは冷却孔の高さにおいて、少なくとも２つの列の間に第１の間隔を有し、その大きさは関連する前縁半径の０．４倍から０．７倍の範囲内にある。詳細な研究により、冷却の有効性は、異なる列の冷却孔間の間隔と前縁部の曲率、いわゆる前縁半径並びにキャンバー線の長さ、翼の数及び翼プロファイルのターニングに依存することが判明している。さらには、同一の翼形部高さにある異なる列の冷却孔間の第１の間隔が要求された間隔内にある場合、前縁部領域の格別に効率的な冷却が達成され得ることが確認されている。
【００１８】
さらなる有利な実施形態によれば、第１の間隔は、翼形部高さの半分で最小であり、両端部に向かって増加する。その増加の度合いは特にはなだらかである。
【００１９】
異なる翼形部高さに対して前縁部の冷却を更に必要に応じて適応させるために、好ましくは、各冷却孔は冷却材の貫流を調整する絞り断面を有している、その際幾つかの冷却孔の絞り断面は異なる大きさとする。特に好ましくは、翼形部の高さの半分の領域の冷却孔の絞り断面は、翼形部の高さの半分からさらに離れた領域の冷却孔の絞り断面よりも大きい。
【００２０】
この実施形態は、半分の翼形部高さとこれに直接境を接する領域では、半分の翼形部高さからさらに離れて存在している前縁部の領域よりも、いくらか高い冷却要求があるという知見に基づいている。
【００２１】
少なくとも２つの列の冷却孔が際を流れる高温ガス流の中央のよどみ点線の両側に配置されている実施形態が特に好ましい。この個所では高温ガス流は、押圧側に流れる成分と引圧側に流れる成分とに分かれて、両側に向かって分流されるので、冷却孔の両側での配置に基づきその下側にある壁部が特に効率的に高温ガスの高温から保護される。
【００２２】
さらなる有利な実施形態によれば、少なくとも２つの列の冷却孔は、翼形部の基端部近く及び先端部近くにおいては、半分の翼形部高さにある相応する列の冷却孔よりもよりも、引圧側に配置されている。これにより波線は、その曲率の符号を変えることなくこれらの点の間を延びるので、それはわずかに湾曲されているだけである。詳細な研究によれば、この実施形態は特にガイドベーンに対して、より好ましい冷却形態を示すことが判明している。なぜならこの翼では、よどみ点のずれは翼形部の中心部よりもその端部で、さらに引圧側に向かってより多く発生するからである。その場合翼形部の端部付近の関連する冷却孔の最大ずれは、半分の翼形部高さでの、すなわち翼形部高さの５０％での、同一の列の冷却孔の位置と比較して、吸入側に向かってわずか数ｍｍ、特に２ｍｍである。
【００２３】
実施形態によってはさらに、以下の場合が、前縁部の局所的な熱的な過負荷を回避するために、有用であり得る、即ち、前述の実施形態において、押圧側で少なくとも２つの列の隣に基本的に等間隔の冷却孔のもう一つのしかし短い列が設けられている場合が、有用であり得る、この別の列の長さは、翼形部高さの５０％から６０％の間であり、冷却孔のこの別の列は、翼形部の２つの端部の間で基本的に中央に配置されている。この別の列が翼形部高さの半分で２つの部分に分割されており、その短い部分がこの別の列の長さの１／３よりも短くない限りは、この別の列は、この出願においては、基本的に中央に配置されている。この別の冷却孔の列の長さは、翼形部の高さと同じ方向にとられる。
【００２４】
好ましくは、翼形部は、タービン翼の一部であること、特には定置ガスタービンのタービンガイドベーンの一部であることが好ましい。
【００２５】
以下では、図に示す実施形態例を用いて、本発明をより詳細に記載及び説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】第１の実施例に係る本発明の翼形部を備えたタービン動翼を斜視図で示す。
【図２】第２の実施例に係る本発明の翼形部を備えたタービン動翼を斜視図で示す。
【図３】第１の実施例に係る翼形部の翼プロファイルを示す。
【図４】第３の実施例に係る本発明の翼形部を備えたタービン静翼を斜視図で示す。
【００２７】
各実施例及び図では、同一の部材又は同一の作用効果を有する部材は、それぞれ同一の符号を付されている。図示された特徴及びそれらの相互の寸法比は、基本的に実寸通りではなく、むしろ個々の部材は、図を見易くするため及び／又は理解を容易にするために、より大きな比率で示されている。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
図１では、タービン動翼１０が斜視図で示されている。タービン翼１０は下側にほぼもみの木状の翼脚１２を備えており、これには端壁として高温ガスプラットフォーム１４が接続している。高温ガスＳに対向するその表面には、第１の実施例に従う本発明の翼形部１６が配置されている。周知のように、翼形部１６は前縁部１８と後縁部２０を備え、それらの間には引圧側壁１７と押圧側壁１９が延びている。これに対して横方向に翼形部１６が、翼形部高さ０％の基端部２１から翼形部高さ１００％の先端部２３まで延びている。前縁部１８に沿って冷却孔２２の２つの列Ｒ１、Ｒ２が配置されている。２つの列のＲ１、Ｒ２は、多数の波の谷と波の山を持つ１つの波線に沿って延びており、同時に中央のよどみ点線２４の両側に配置されている。
【００２９】
本発明の第２の実施例を図２に示す。冷却孔２２の列Ｒ１、Ｒ２を全体に波形に配置する代わりに、ここでは直線状の部分に膨らみのある部分が続いている。詳細には、冷却孔２２の２つの列Ｒ１、Ｒ２は、それらが前縁部１８に平行にその両側に配置されているように、半径方向内側の第１の領域に配置されている。この第１の領域Ｂ１は、翼形部高さ０％から約４０％の間で広がっている。そこに半径方向外側で接続して、第２の領域Ｂ２が設けられている。これは約７５％の翼形部高さで終っている。この領域では、２つの列Ｒ１、Ｒ２の冷却孔２２は、それらが約７５％の翼形部高さで前縁部１８から離れる最大のずれに達するまで、高さが増すにつれて押圧側にずれている。それに続く第３の領域Ｂ３では、２つの列Ｒ１、Ｒ２の冷却孔２２が前縁部１８の方向に再び戻る。
【００３０】
図示された２つの実施例により、冷却材の適度な使用で前縁部１８の更に十分な冷却を達成しながら、タービン翼１０の前縁部１８を異なる流れ条件及び異なる動作モードに適合させることが可能である。特に、３つの列の代わりに冷却孔２２の２つの列Ｒ１、Ｒ２のみを用いることで、タービン翼１０の製造費用を大幅に低減できる。冷却孔２２の数が少ないことは同時に、亀裂発生のリスクが低減されたことを意味する。さらに冷却材例えば冷却風の量が減少され、これはタービン効率の向上に寄与する。
【００３１】
両図において、冷却孔２２は、単に概略的に円として示されており、それらの絞り断面は異なるサイズの円によって概略的に示されている。当然冷却孔２２は、ディフューザ状の開口部を有するフィルム冷却孔であってもよい。それらのディフューザは異形化して構成されていてもよい。また、翼形部１６の表面上で横に取られる冷却孔２２の間の間隔Ａは、異なる翼形部高さで、異なる大きさであってもよい。
【００３２】
さらに図３は翼プロファイル２８として、図１による第１実施例の翼形部１６の横断面を示す。引圧側壁１７と押圧側壁１９の間には、中央に、仮想線が延びており、これは翼プロファイル中心線又はキャンバーラインとしても知られている。翼プロファイル中心線には符号３０が付いている。翼プロファイル中心線３０の最も前の点が前縁部１８を規定する。翼プロファイル２８の実際の流れ又は不正確な流れに応じて、よどみ点２５は、前縁部１８から離れて、押圧側１９に向かって又は引圧側１７に向かって、わずかにずらされていてもよい。任意の翼形部高さで検出可能な各翼プロファイル部の（中央の）よどみ点２５がまとまってよどみ点線２４を形成する。前縁半径はＲで表されている。
【００３３】
本発明の第３の実施例を図４に示す。図４はガイドベーンとして設計されたタービン翼を斜視図的に示し、翼脚１２は、詳細には示していない翼担体に翼を固定するための２つのフック形状レールを備えている。図１に示した動翼とは対照的に、翼形部の基端部２１にもまた同様に先端部２３にも、流路を区切るためのプラットフォーム１４が設けられている。それらの間には翼形部１６がその高さに沿って延びている。詳細な研究が示すように、この種のガイドベーンでは翼形部１６の端部２１、２３へのよどみ点線２４は引圧側に向かって明らかにずらされている。これに従って、冷却孔１８の少なくとも２つの列Ｒ１、Ｒ２も同様に配置されており、翼形部高さの半分にある冷却孔から始まり、各列Ｒ１、Ｒ２内で、プラットフォーム１４との間隔が小さくなるにつれて冷却孔がさらに引圧側に配置されている。よどみ点線２４は、その曲率の符号を変化することなくわずかに湾曲している。さらに、基本的に均等に間隔を置いた冷却孔１８の短い別の列が、２列のＲ１、Ｒ２の押圧側に、設けられている。この別の列Ｒ３は、この実施例によれば、２つのプラットフォーム１４又は２つの端部２１、２３の間の中央に配置されており、翼形部高さの５５％の長さにわたってのみ延びている。したがってそれは２つの列Ｒ１、Ｒ２よりも短い。必要に応じて、局所的に別の散発的な冷却孔が前縁部近くに設けられていてもよい。
【００３４】
全体として本発明は、タービン翼１０用の翼形部１６であって、高温ガスＳが際を流れる前縁部１８を備え、そこから引圧側壁１７及び押圧側壁１９が翼形部１６の後縁部２０まで延び、翼形部１６はそれに対して横方向に、翼形部高さ０％の基端部２１から翼形部高さ１００％の先端部２３まで、延びており、前縁部に沿って配置された冷却孔２２の２つの列Ｒ１、Ｒ２を有し、これらが前縁部１８に対して垂直に取られる第１の間隔Ａを有する翼形部１６に関する。低減された冷却コストで異なる運転条件に対して更に確実な前縁部１８の冷却に使用可能なタービン翼を提供するために、冷却孔２２の少なくとも２つの列Ｒ１、Ｒ２が、少なくとも部分的に前縁部１８に沿って１つの波線上に配置されることが提案される。
【符号の説明】
【００３５】
１０      タービン翼
１２      翼脚
１４      プラットフォーム
１６      翼形部
１７      引圧側壁
１８      前縁部
１９      押圧側壁
２０      後縁部
２１      基端部
２２      冷却孔
２３      先端部
２４      よどみ点線
２５      よどみ点
３０      翼プロファイル中心線
Ａ        第１の間隔
Ｒ１〜Ｒ３    冷却孔の列
Ｓ        高温ガス
【図１】
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【図２】
2021522444.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
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2021522444.tif 000008
2021522444.tif 000009
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