(57)【要約】【課題】軸方向に隣接する壁の隙間を介した流れの乱れによる損失を低減する。【解決手段】翼列を有するターボ機械の壁は、翼列（１０２）における翼（１４）間の第１流路に面する第１プラットフォーム（８０）と、隣接する上流側の翼列（１０２）と下流側の翼列との間の第２流路に面し、半径位置の分布を有する周方向の輪郭を有する第２プラットフォーム（７５）と、を備える。【選択図】図４
2008248701.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼列を有するターボ機械の壁であって、
翼列における翼間の第１流路に面する第１プラットフォームと、
隣接する上流側の他の翼列と下流側の前記翼列との間の第２流路に面し、半径位置の分布を有する周方向の輪郭を有する第２プラットフォームと、
を備えることを特徴とするターボ機械の壁。
【請求項２】
前記半径位置の分布は、前記翼の１ピッチに１周期が対応する周期性を有することを特徴とする請求項１に記載のターボ機械の壁。
【請求項３】
前記第２プラットフォームの周方向の輪郭は、前記翼間の周方向中心付近に最小の半径位置を有することを特徴とする請求項１又は２に記載のターボ機械の壁。
【請求項４】
前記最小の半径位置は、前記翼間の周方向中心に対して前記翼の腹面側又は背面側にあることを特徴とする請求項３に記載のターボ機械の壁。
【請求項５】
前記第２プラットフォームの周方向の輪郭は、前記翼の腹面に隣接する凸部と、前記翼の背面に隣接する凸部とを含むことを特徴とする請求項１から４のいずれかに記載のターボ機械の壁。
【請求項６】
前記第２プラットフォームには、前記周方向の輪郭に対応しかつ前記翼列の少なくとも軸方向に沿って延びる窪みが設けられていることを特徴とする請求項１から５のいずれかに記載のターボ機械の壁。
【請求項７】
前記窪みは、前記第２プラットフォームにおける前記軸方向の外端に至ることを特徴とする請求項６に記載のターボ機械の壁。
【請求項８】
翼列を有するターボ機械の壁であって、
翼列における翼の前縁と後縁との間に配される第１ラジアル面を有する第１プラットフォームと、
前記翼列の前記翼及び隣接する上流側の他の翼列の翼の間に配されかつ前記第１プラットフォームの前記第１ラジアル面と協働する第２ラジアル面を有する第２プラットフォームであり、前記第２ラジアル面の周方向の形状が半径位置の分布を有する前記第２プラットフォームと、
を備えることを特徴とするターボ機械の壁。
【請求項９】
前記第２プラットフォームは、前記第２ラジアル面と協働しかつ軸方向を向いた外側面をさらに有することを特徴とする請求項８に記載のターボ機械の壁。
【請求項１０】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の根元側の壁と、
前記静翼の先端側の壁と、
前記動翼の根元側の壁と、
前記動翼の先端側の壁と、を備え、
前記壁の少なくとも１つが、請求項１から９のいずれかに記載の壁を有することを特徴とするターボ機械。
【請求項１１】
前記静翼又は前記動翼の根元と先端の中間に位置し、請求項１から９のいずれかに記載の壁を有する壁をさらに備えることを特徴とする請求項１０に記載のターボ機械。
【請求項１２】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第２壁に設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間に向けて前記動翼の前縁から延びる延在部であり、径方向の窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項１３】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第４壁に設けられ、隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記動翼の前縁から延びる延在部であり、径方向の窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項１４】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第１壁に設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間に向けて前記静翼の前縁から延びる延在部であり、径方向の窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項１５】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第３壁に設けられ、隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記静翼の前縁から延びる延在部であり、径方向の窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項１６】
前記窪みは、翼ピッチごとに１つの窪み要素を有することを特徴とする請求項１２から１５のいずれかに記載のターボ機械。
【請求項１７】
前記窪み要素の一部が、前記第１隙間空間又は前記第２隙間空間に面することを特徴とする請求項１２から１６のいずれかに記載のターボ機械。
【請求項１８】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第２壁に設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間に向けて前記動翼の前縁から延びる延在部であり、前記第１隙間空間と翼間流路との間の流れの損失を抑制する窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項１９】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第４壁に設けられ、隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記動翼の前縁から延びる延在部であり、前記第２隙間空間と翼間流路との間の流れの損失を抑制する窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項２０】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第１壁に設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間に向けて前記静翼の前縁から延びる延在部であり、前記第１隙間空間と翼間流路との間の流れの損失を抑制する窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【請求項２１】
静翼と、
動翼と、
前記静翼の先端側の第１壁と、
前記動翼の先端側の第２壁と、
前記静翼の根元側の第３壁と、
前記動翼の根元側の第４壁と、
前記第３壁に設けられ、隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記静翼の前縁から延びる延在部であり、前記第２隙間空間と翼間流路との間の流れの損失を抑制する窪みを有する前記延在部と、
を備えることを特徴とするターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボ機械の流路に面した壁に関する。
【背景技術】
【０００２】
静翼列及び動翼列を有するターボ機械において、作動流体が流れる翼間流路は径方向内外の壁（プラットフォーム、バンド、シュラウドなどと呼ばれる）によって囲まれる。１つの翼列の翼間流路から流出した作動流体は隣接する次の翼列の翼間流路に流入する。軸方向に隣接する翼列の壁同士の間には隙間（clearance）が設けられる（例えば、特許文献１参照）。隙間の存在は、壁面近くの流れの乱れを引き起こす傾向にある。
【特許文献１】米国特許第６４１６２８９号明細書（図６）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明は、軸方向に隣接する壁の隙間を介した流れの乱れによる損失を低減することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の第１の態様に従えば、翼列を有するターボ機械の壁であって、翼列における翼間の第１流路に面する第１プラットフォームと、隣接する上流側の他の翼列と下流側の前記翼列との間の第２流路に面し、半径位置の分布を有する周方向の輪郭を有する第２プラットフォームと、を備えるターボ機械の壁が提供される。
【０００５】
本発明の第２の態様に従えば、翼列を有するターボ機械の壁であって、翼列における翼の前縁と後縁との間に配される第１ラジアル面を有する第１プラットフォームと、前記翼列の前記翼及び隣接する他の翼列の翼の間に配されかつ前記第１プラットフォームの前記第１ラジアル面と協働する第２ラジアル面を有する第２プラットフォームであり、前記第２ラジアル面の周方向の形状が半径位置の分布を有する前記第２プラットフォームと、を備えるターボ機械の壁が提供される。
【０００６】
本発明の第３の態様に従えば、静翼と、動翼と、前記静翼の根元側の壁と、前記静翼の先端側の壁と、前記動翼の根元側の壁と、前記動翼の先端側の壁と、を備え、前記壁の少なくとも１つが、上記態様の壁を有するターボ機械が提供される。
【０００７】
本発明の第４の態様に従えば、静翼と、動翼と、前記静翼の先端側の第１壁と、前記動翼の先端側の第２壁と、前記静翼の根元側の第３壁と、前記動翼の根元側の第４壁と、前記第１壁、前記第２壁、前記第３壁、及び前記第４壁の少なくとも１つに設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間又は隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記静翼又は前記動翼の前縁から延びる延在部であり、径方向の窪みを有する前記延在部と、を備えるターボ機械が提供される。
【０００８】
本発明の第５の態様に従えば、静翼と、動翼と、前記静翼の先端側の第１壁と、前記動翼の先端側の第２壁と、前記静翼の根元側の第３壁と、前記動翼の根元側の第４壁と、前記第１壁、前記第２壁、前記第３壁、及び前記第４壁の少なくとも１つに設けられ、隣接する前記第１壁と前記第２壁との間の第１隙間空間又は隣接する前記第３壁と前記第４壁との間の第２隙間空間に向けて前記静翼又は前記動翼の前縁から延びる延在部であり、前記第１隙間空間又は前記第２隙間空間と翼間流路との間の流れの損失を抑制する窪みを有する前記延在部と、を備えるターボ機械が提供される。
【０００９】
ターボ機械としては、例えば、ターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボラムジェットエンジン、発電用のガスタービン、舶用ガスタービンなどが挙げられる。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、軸方向に隣接する壁の隙間を介した流れの乱れによる損失を低減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
図１は、航空機等に使用されるガスタービンエンジン（ターボファンエンジン）を示す模式断面図である。ガスタービンエンジンは、空気取入口１、ファン・低圧圧縮機２、ファン空気排出ダクト３、高圧圧縮機４、燃焼室５、高圧タービン６、低圧タービン７、及び排気ダクト８等を含む。
【００１２】
ファン・低圧圧縮機２、高圧圧縮機４、高圧タービン６、及び低圧タービン７はそれぞれ、基部としての回転子（rotary drum）１０，１１，１２，１３の外周に複数の翼（動翼）１４が周方向に互いに離間して配設されたロータ（rotors)と、基部としての環状のケーシング１５，１６，１７，１８の内周に複数の翼（静翼）１９が周方向に互いに離間して配設されたノズル（nozzles、stators）とを含む。
【００１３】
複数の翼１４は、各回転子１０，１１，１２，１３から外方に延在している。複数の翼１９は、各ケーシング１５，１６，１７，１８から内方に延在している。回転子１０，１１，１２，１３とそれに対応するケーシング１５，１６，１７，１８との間には、環状の流路（軸流経路）が形成されている。
【００１４】
ファン・低圧圧縮機２、及び高圧圧縮機４では、軸流経路における作動流体の流れに沿って、作動流体の圧力が増大する。高圧タービン６及び低圧タービン７では、軸流経路における作動流体の流れに沿って、作動流体の圧力が低下する。
【００１５】
ロータの翼１４の根元（ハブ、hub）側の周壁は、軸流経路における径方向内方の壁（inner end wall）であり、ノズルの翼１９の根元（ハブ、hub）側の周壁は、軸流経路における径方向外方の壁（outer end wall）である。
【００１６】
ロータの翼１４の先端（チップ、tip）側に周壁が設けられる場合には、その先端側の壁は、軸流経路における径方向外側の壁（outer end wall）である。ノズルの翼１９の先端（チップ、tip）側に周壁が設けられる場合には、その先端側の壁は、軸流経路における径方向内側の壁（inner end wall）である。
【００１７】
本発明に係る壁は、ロータの翼１４の根元側の壁、ロータの翼１４の先端側の壁、ノズルの翼１９の根元側の壁、ノズルの翼１９の先端側の壁、のいずれにも適用可能である。
【００１８】
図２は、軸方向に沿って隣接する、翼（静翼）１９を有する翼列１０１と翼（動翼）１４を有する翼列１０２とを示す部分断面図である。
【００１９】
図２に示すように、翼列１０１の翼１９の間の流路１１１（第１流路）は、軸方向に沿って翼１９の前縁（leading edge）２５と後縁（trailing edge）２６の間であり、径方向に沿って翼１９の根元側である径方向外側の壁３５と、翼１９の先端側である径方向内側の壁３６との間である。翼列１０２の翼１４の間の流路１１２（第１流路）は、軸方向に沿って翼１４の前縁２０と後縁２１との間であり、径方向に沿って翼１４の根元側である径方向内側の壁３１と、翼１４の先端側である径方向外側の壁３２との間である。作動流体１００は、流路１１１、流路１１３、及び流路１１２の順に少なくとも軸方向に流れる。
【００２０】
本実施形態において、翼列１０１の壁３５及び３６は、翼１９の前縁２５から少なくとも軸方向前方に延びる延在部７１，７２と、翼１９の後縁２６から少なくとも軸方向後方に延びる延在部７３，７４とを有する。翼列１０２の壁３１及び３２は、翼１４の前縁２０から少なくとも軸方向前方に延びる延在部７５，７６と、後縁２１から少なくとも軸方向後方に延びる延在部７７，７８とを有する。径方向内方の延在部７４及び７５の間には、隙間空間（clearance space）１２１が設けられ、径方向外方の延在部７３及び７６の間には、隙間空間１２２が設けられる。
【００２１】
図３は、隣接する翼列１０１，１０２の壁３６，３１同士の隙間を示す図である。図３に示すように、翼列１０２の壁３１は、第１ラジアル面８１、第２ラジアル面８２、及び外側面（lateral surface）８３を有する。ここで、ラジアル面とは、少なくとも径方向を向いた面である。本実施形態において、第１及び第２ラジアル面８１，８２は、ロータの翼１４の根元側の周壁における外周面の一部を有する。第１ラジアル面８１は、翼１４の前縁２０と後縁２１との間に位置する第１プラットフォーム８０上に設けられ、翼列１０２の翼１４の間の流路１１２に面する。第２ラジアル面８２は、翼１４の前縁２０から前方に延在する第２プラットフォーム（延在部７５）上に設けられ、隣接する翼列１０１と翼列１０２との間の流路１１３（第２流路）に面する。外側面８３は、翼列１０２の軸方向前方を向いた、延在部７５の側面であり、翼１４のプラットフォーム（７５，８０）の軸方向前方端に位置する。第２ラジアル面８２と外側面８３との間のコーナーには、湾曲面（及び／又は斜面）が必要に応じて設けられている。
【００２２】
また、図３において、壁３１は、延在部７５の外側面８３から軸方向前方にさらに延在するシール部８７を有する。シール部８７上には、隣接する翼列１０１と翼列１０２との間の流路１１３に面する第３ラジアル面８４が設けられる。少なくとも軸流経路の壁面として、第２ラジアル面８２は第１ラジアル面８１と協働し、外側面８３は第２ラジアル面８２と協働し、第３ラジアル面８４は外側面８３と協働する。これらの面は、必要に応じて、抽気経路の壁面として協働することも可能である。
【００２３】
本実施形態において、延在部７５の第２ラジアル面８２とシール部８７の第３ラジアル面８４との間には径方向に沿った段差がある。壁３６と壁３１との間の隙間空間１２１は、壁３６の延在部７４、壁３１の延在部７５、及びシール部８７に囲われたキャビティを有する。こうした隙間空間１２１の存在は、例えば翼列１０２の壁面近くの流れの乱れを引き起こす傾向にある。本実施形態において、延在部７５は、以下に説明するように、隙間空間１２１から翼列１０２の翼１４の間の流路１１２に向かう間の流れの損失（圧力損失、エネルギー損失）を抑制する径方向の窪み（radial unevenness）を有する。
【００２４】
図４は、翼列１０２の壁近傍を示す部分的な斜視図である。図５及び図６は、壁３１の面高さ（半径位置、輪郭）を等高線を用いて示している。
【００２５】
図４に示すように、壁３１の延在部７５には、周方向に沿った周期性を有する、径方向の窪み９０が設けられている。本実施形態において、窪み９０は、翼ピッチごとに１つの窪み部（depressed portion）９１を有する。各窪み部９１は、延在部７５上の少なくとも第２ラジアル面８２に設けられる。窪み部９１は、少なくとも翼列１０２の軸方向に延在し、延在部７５の軸方向の外端（外側面８３）に至る。また、窪み部９１は、翼列１０１と翼列１０２との間の流路１１３（図２参照）に面し、窪み部９１の一部は、隙間空間１２１（図２参照）に面する。
【００２６】
他の実施形態において、窪み９０は、翼ピッチごとに２以上の窪み部を有することが可能である。また、窪み部９１が延在部７５の外端に至らない形態、及び／又は窪み部９１の一部が隙間空間１２１（図２参照）に面しない形態も適用可能である。
【００２７】
図５及び図６に示すように、各翼１４は、前縁２０と、後縁２１と、腹面（圧力面；pressure surface（P.S.））２３と、背面（負圧面；suction surface（S.S.））２４と、翼列１０２の同一周方向に突出する反りとを有する。翼１４の反りにより、軸流経路の断面が、翼１４の中央付近から翼１４の後縁２１に向かって減少する。
【００２８】
本実施形態において、壁３１の延在部７５上の窪み部９１の形成領域は、翼１４の前縁２０の前方領域において、翼列１０２の軸方向に沿って、翼１４の前縁２０と延在部７５の外端との間である。また、窪み部９１の周方向中心は、翼１４間の周方向中心に対して翼１４の背面２４側にある。
【００２９】
他の実施形態において、窪み部９１の周方向中心は、翼１４間の周方向中心近辺であること、翼１４間の周方向中心に対して翼１４の腹面２３側にあること、が可能である。窪み部９１の中心線の形状（窪み部９１の延在軸）は、翼列１０２の軸方向と平行でもよく、延在部７５の外端から軸方向に沿って翼１４の腹面２３又は背面２４に徐々に近づいてもよい。あるいは、窪み部９１の中心線の形状（窪み部９１の延在軸）は、反りを有してもよい。
【００３０】
本実施形態によれば、翼列１０２の壁（プラットフォーム）３１の前方の縁部（front edge portion）の縦断面形状の最適化により、隣接する翼列の壁同士の隙間から翼１４間流路への作動流体の流入の乱れが抑制される。さらに、その縁部の横断面（軸に対する直交断面）形状の最適化により、流入乱れがさらに抑制される。
【００３１】
作動流体の流れは、周方向の周期性を有する分布を有する。本実施形態において、壁３１の延在部７５に設けられた窪み９０は、前述したように、周方向に沿った周期性を有する。軸流の周方向の周期性に基づいて、窪み９０の周方向の輪郭形状を定めることができ、これにより、例えば、壁同士の隙間の影響（キャビティの影響など）で生じる流れの周方向分布に対して、最適な窪み９０の周方向形状が対応付けられる。作動流体の流れに及ぼす壁同士の隙間の影響が低減されることにより、隙間空間１２１から翼列１０２の翼１４間流路１１２に向かう流れの損失が抑制される。その結果、翼１４の仕事効率の向上が図られる。
【００３２】
窪み部９１が延在部７５の外端（外側面８３）に至ること、及び／又は窪み部９１が翼列１０１と翼列１０２との間の流路１１３（図２参照）に面することにより、隙間空間１２１（図３参照）からの作動流体の少なくとも一部が好ましく窪み部９１を介して翼１４間の流路に導かれる。
【００３３】
壁同士の軸方向隙間から翼間流路への流れの乱れを抑制する窪みは、翼（動翼）１４の根元側の壁３１に限定されず、翼１４の先端側の壁３２（延在部７６）、翼（静翼）１９の根元側の壁３５（延在部７１）、及び翼１９の先端側の壁３６（延在部７２）にも適用可能である。
【００３４】
図４〜６に示すように、本実施形態において、翼列１０２の径方向の壁３１における、翼１４同士の各間の領域には、溝（trough）４０が形成されている。溝４０は、少なくとも翼列１０２の軸方向に延在している。
【００３５】
他の実施形態において、翼列１０２の径方向の壁３１における、翼１４同士の各間の領域に、他の形状の溝が形成されてもよく、溝の形成がなくてもよい。
【００３６】
図７は、延在部７５の横断面（すなわち、延在部７５の周方向の面形状、又は窪み９０の周方向の輪郭）を模式的に示す図である。図７に示すように、延在部７５の周方向の面形状（窪み９０の周方向の輪郭）は、周方向に沿って、半径位置の分布を有する。すなわち、延在部７５の面（ラジアル面）の形状は、周方向に沿って変化する多様な半径位置を有する。言い換えると、延在部７５の面は、軸流経路の基準面（cylinder base）よりも高い位置、ほぼ同じ位置、低い位置のいずれかに変化する。半径位置の分布は、翼１４の１ピッチに１周期（２π）が対応する周期性を有する。本実施形態において、延在部７５の周方向の面形状（輪郭）は、周方向に対してサインカーブを用いて定義される曲線を有する。
【００３７】
曲線の定義方法の一例を以下に説明する。
延在部７５の周方向輪郭を定義する曲線は、例えば、次式（１）を用いて表すことができる。ここで、Ａ：振幅、θ１：位相ずれ、Ｒ：径方向オフセット量、とする。
Ｆ（ｘ）＝Ａｓｉｎ（θ＋θ１）＋Ｒ    ・・・（１）
【００３８】
本実施形態において、図７に示すように、延在部７５の周形状（周方向輪郭）は、翼１４の背面２４に隣接する凸部（convex portion）５６と、翼１４の腹面２３に隣接する凸部５７と、２つの凸部５６，５７の間に形成される凹部（concave portion）５８とを含む。凸部は、正の曲率を有し、凹部は負の曲率を有する。
【００３９】
本実施形態において、図７に示すように、延在部７５の周形状において、最小の半径位置は、翼１４間の周方向中心に対して翼１４の背面２４側にある。他の実施形態において、最小の半径位置は、翼１４間の周方向中心付近にあること、翼１４間の周方向中心に対して腹面２３側にあること、が可能である。
【００４０】
延在部７５の面形状は、各制御点位置で周方向輪郭を曲線で定義し、制御点間を滑らかな曲面で接続することにより定めることができる。こうした手法を用いて定義された延在部７５の窪み９０は、仕事効率の向上に寄与することが解析的に確認された。なお、延在部７５の周方向輪郭を定義する曲線は、サインカーブに限定されない。
【００４１】
他の実施形態において、図８に示すように、コサインカーブを用いて延在部７５の周方向輪郭を定義することができる。カーブは、例えば、次式（２）を用いて表すことができる。ここで、Ａ：振幅、とする。
Ｆ（ｘ）＝Ａｃｏｓθ    ・・・（２）
図８において、延在部７５の周方向の輪郭は、翼１４間の周方向中心付近に最小の半径位置を有する。
【００４２】
図２から図８に示した壁形状は一例であって、翼列の壁は、翼型及び流れ場に応じて適宜最適化される。
【００４３】
上記説明において使用した数値は一例であって、本発明はこれに限定されない。
【００４４】
以上、本発明の好ましい実施例を説明したが、本発明はこれら実施例に限定されることはない。上記説明において使用した数値は一例であって、本発明はこれに限定されない。本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。本発明は前述した説明によって限定されることはなく、添付の請求の範囲によってのみ限定される。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】航空機等に使用されるガスタービンエンジンを示す模式断面図である。
【図２】隣接する翼列を示す部分断面図である。
【図３】隣接する壁同士の隙間を示す図である。
【図４】翼列の壁近傍を示す部分的な斜視図である。
【図５】壁の面高さ（半径位置、輪郭）を等高線を用いて示す図である。
【図６】壁の面高さを等高線を用いて示す図である。
【図７】延在部の横断面（周方向の輪郭）を模式的に示す図である。
【図８】延在部の他の横断面を示す図である。
【符号の説明】
【００４６】
１０，１１，１２，１３…回転子（基部）、１４…翼（動翼）、１５，１６，１７，１８…ケーシング（基部）、１９…翼（静翼）、２０…前縁、２１…後縁、２３…腹面（P.S.）、２４…背面（S.S.）、３１…壁、７１〜７８…延在部（第２プラットフォーム）、８０…第１プラットフォーム、８１…第１ラジアル面、８２…第２ラジアル面、８３…外側面、８４…第３ラジアル面、９０…窪み、９１…窪み部、１００…作動流体、１０１，１０２…翼列、１１１，１１２，１１３…流路、１２１，１２２…隙間空間。
【図１】
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【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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【図７】
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【図８】
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