(57)【要約】【課題】遷音速運転中に、大きな揚力負荷を有しながら、高効率を達成するブレードを提供する。【解決手段】タービンブレードシステムは、エアフォイル形状を有するブレードエアフォイルを備える。このブレードエアフォイルは、表１に示される正規化されたデカルト座標値Ｘ，Ｙ，Ｚに実質的に準じる基準輪郭を有する。これらの座標値は、基準エアフォイル輪郭断面を画定する対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値である。基準エアフォイル輪郭断面は、隣接する基準エアフォイル輪郭断面と滑らかに接合されると、ブレードエアフォイルのエアフォイル形状と実質的に一致する完全な基準エアフォイル形状を形成する。このブレードエアフォイルは、支持表面を有するリングプラットフォームに支持される。リングプラットフォームのこの支持表面は、ブレードエアフォイルが支持される箇所の近傍に、上記と同様の方法によって形成される支持表面形状を有する。【選択図】図８
2008045554.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エアフォイル形状を有するブレードエアフォイルを備えるタービンブレードシステムであって、前記ブレードエアフォイルが、表１に示されるＸ，Ｙ，Ｚの正規化されたデカルト座標値に実質的に準じる基準輪郭を有し、前記座標値は、対応する正規化方程式に従って計算することによって、対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値であり、Ｘ絶対距離値およびＹ絶対距離値は、滑らかな連続する弧によって互いに接続されると、各Ｚ絶対距離値における基準エアフォイル輪郭断面を画定し、前記基準エアフォイル輪郭断面は、表２および表３に従って隣接する基準エアフォイル輪郭断面と滑らかに接合されると、前記ブレードエアフォイルの前記エアフォイル形状と実質的に一致する完全な基準エアフォイル形状を形成することを特徴とするタービンブレードシステム。
【請求項２】
リングプラットフォームをさらに備え、前記ブレードエアフォイルが、前記リングプラットフォーム上に、前記リングプラットフォームの周囲に配置された複数の同様のブレードエアフォイルと共に支持されることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
【請求項３】
前記正規化方程式によって、Ｘ，Ｙ，Ｚ絶対距離値を、選択されたパラメータの関数として拡大・縮小することが可能であり、これによって、対応するブレードエアフォイルに選択された代替的寸法をもたらす絶対距離値の範囲の全体にわたって拡大・縮小することが可能な基準エアフォイル形状をもたらすことが可能であることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
【請求項４】
前記ブレードエアフォイルが、空間領域において、基準エアフォイル形状の任意の個所と直交する方向において、前記基準エアフォイル形状を中心として±０．０５０インチ以内の範囲内にあるエアフォイル形状を有することを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
【請求項５】
前記ブレードエアフォイルの根元から先端までの高さが、１．９０５０００インチであることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
【請求項６】
前記正規化方程式が、ＢＸrootで表されるブレード根元部の軸方向翼弦、ｈで表される（内径部から外径部までの）ブレード翼幅、Ｐｉｔｃｈrootで表されるブレード根元部のピッチ、およびＲrootで表されるブレード根元部の半径からなる正規化パラメータに依存することを特徴とする請求項１に記載のタービンブレードシステム。
【請求項７】
前記リングプラットフォームが、前記ブレードエアフォイルが支持される個所の近傍において支持表面形状を有する支持表面を有し、前記支持表面が、前記エアフォイル形状と滑らかに接合し、前記支持表面が、表4に示されるＸ，Ｙ，Ｚの正規化されたデカルト座標値に実質的に準じる基準輪郭を有し、前記座標値が、対応する正規化方程式に従って計算することによって、対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値であり、種々のＺ絶対距離値におけるＸ絶対距離値およびＹ絶対距離値が、滑らかな連続する弧によって互いに接続されると、前記支持表面の前記支持表面形状と実質的に一致する基準支持表面形状を形成することを特徴とする請求項２に記載のタービンブレードシステム。
【請求項８】
前記リングプラットフォームの対応する半径線が、前記ブレードエアフォイルの各々を通して延び、前記ブレードエアフォイルの各々が、前記リングプラットフォームの対応する半径線を中心として、絶対距離値に変換される表１および表４に示される位置から±１０°以内で選択的に回転されて配置されることを特徴とする請求項２に記載のタービンブレードシステム。
【請求項９】
前記支持表面が、空間領域において、基準支持表面形状の任意の個所と直交する方向において、前記基準表面支持形状を中心として±０．０５０インチ以内の範囲内にある支持表面形状を有することを特徴とする請求項７に記載のタービンブレードシステム。
【請求項１０】
タービンブレードシステム用のリングプラットフォームであって、複数のブレードエアフォイルが、前記リングプラットフォームの周囲に支持されて配置される、リングプラットフォームにおいて、前記リングプラットフォームが、前記ブレードエアフォイルが支持される個所の近傍において支持表面形状を有する支持表面を有し、前記支持表面が、前記ブレードエアフォイルの前記エアフォイル形状と滑らかに接合し、前記支持表面が、表4に示されるＸ，Ｙ，Ｚの正規化されたデカルト座標値に実質的に準じる基準輪郭を有し、前記座標値が、対応する正規化方程式に従って計算することによって、対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値であり、種々のＺ絶対距離値におけるＸ絶対距離値およびＹ絶対距離値が、滑らかな連続する弧によって互いに接続されると、前記支持表面の前記支持表面形状と実質的に一致する基準支持表面形状を形成することを特徴とするリングプラットフォーム。
【請求項１１】
前記支持表面が、空間領域において、基準支持表面形状の任意の個所と直交する方向において、前記基準表面支持形状を中心として±０．０５０インチ以内の範囲内にある支持表面形状を有することを特徴とする請求項１０に記載のリングプラットフォーム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンのようなターボ機械用のタービンブレードに関し、さらに詳細には、このようなブレードおよび該ブレードが延びるプラットフォームの改良された幾何学的形状に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンブレードは、タービンシャフトの周りの内径プラットフォーム上に周方向に並んで取り付けられ、作動媒体流体がブレード間の流路を通ってブレードの周囲を流れ過ぎるときに、これらの流体の流れの中で回転し、これによって、これらの流体からエネルギを引出し、仕事をすることができる。このような流れは、ブレード領域内に流入するときの音速未満の速度から流出領域における音速を超える速度まで加速される遷音速流となる場合がある。これらの状況では、衝撃波損失による非効率に対処することが重要である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ブレードエアフォイルの表面輪郭と、エアフォイルおよびブレードが取り付けられるプラットフォームの幾何学的形状が、高効率を達成するのに重要になる。加えて、適切なブレード設計は、ブレードの重量およびコストによってエンジンシステムに課せられる不利な条件を最小限に抑えねばならなく、かつこれらのブレードに冷却空気を供給する必要があるので、使用される各ブレード段におけるプラットフォームの周囲に設けられるブレードの数を低減させることを目的としなければならない。しかし、この場合、残っているブレードは、ブレードの傍らを通過する流体流れから、より多くの仕事、すなわち、ブレードのより高い揚力またはより高い負荷（ｌｏａｄ）を引出さねばならなく、これがブレードの効率を低減させる傾向にある。高揚力ブレードは、１．１よりも大きいツバイフェル揚力係数（理想の負荷に対する実際の負荷の比率）を有する。従って、遷音速運転中に、大きな揚力負荷を有しながら、高効率を達成するブレードが望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明は、エアフォイル形状を有するブレードエアフォイルを備えるタービンブレードシステムを提供する。このブレードエアフォイルは、表１に示されるＸ，Ｙ，Ｚの正規化されたデカルト座標値に実質的に準じる基準輪郭を有する。これらの座標値は、対応する正規化方程式に従って計算することによって、対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値である。Ｘ絶対距離値およびＹ絶対距離値は、滑らかな連続する弧によって互いに接続されると、各Ｚ絶対距離値における基準エアフォイル輪郭断面を画定し、これらの基準エアフォイル輪郭断面は、隣接する基準エアフォイル輪郭断面と滑らかに接合されると、ブレードエアフォイルのエアフォイル形状と実質的に一致する完全な基準エアフォイル形状を形成する。このタービンエアフォイルは、リングプラットフォームに支持される。このリングプラットフォームは、ブレードエアフォイルが支持される個所の近傍に支持表面形状を有する支持表面を有し、この支持表面は、ブレードエアフォイルのエアフォイル形状と滑らかに接合する。支持表面は、表４に示されるＸ，Ｙ，Ｚの正規化されたデカルト座標値に実質的に準じる基準輪郭を有する。これらの座標値は、対応する正規化方程式に従って計算することによって、対応する絶対距離値に変換可能である無次元の値である。種々のＺ絶対距離値におけるＸ絶対距離値およびＹ絶対距離値は、滑らかな連続する弧によって互いに接続されると、支持表面の支持表面形状と実質的に一致する基準支持表面形状を形成する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
図１には、流体ガイドベーン１１に隣接して（図では見えない）タービンシャフトの周りに延びる回転可能なプラットフォームに取り付けられたブレード１０の位置関係が示されている。このブレード１０の上方に示されているのは、エンジン壁の縁である。このエンジン壁の縁は、ブレード１０およびベーン１１を通る流路の外側に拡がる範囲を制限する、すなわち、ブレード１０およびベーン１１を含むこの流路の外径１２をなす。回転可能なブレード１０は、このブレードの先端と外径１２との間に間隙１３を有する。しかし、ベーン１１は、この流体通路の外径をもたらす構造体およびベーン１１を下から支える構造体に固定される。このベーン支持構造およびブレード１０が取り付けられるプラットフォームは、一緒になって、ブレード１０およびベーン１１を通る流路の内側に拡がる範囲を制限する、すなわち、ブレード１０およびベーン１１を含むこの流路の内径１４をなす。図示されるブレード１０は、ブレードの翼幅１５として示される、そのブレードが取り付けられるプラットフォームからそのブレードの先端に向かって外方に延びる長さを有する。
【０００６】
本発明によるブレード１０およびブレード１０が取り付けられたプラットフォームの内径１４の表面が、図２の斜視図に示され、このように取り付けられた複数のブレード１０が、図３に示されている。ここで、複数のブレード１０は、それらのブレード１０を支持する回転可能なリングプラットフォームの周りに周方向に並んで配置され、リングプラットフォーム上には、流体通路の内径１４の面が示されている。図３に示される例では、６０個のこのようなブレードがリングプラットフォーム上に設けられている。図２および図３に示される構造に加えて、ブレード１０は、エンジンの中心線から外方に延びる半径方向軸を中心として、図示されている配置から約±１０以下の角度だけ選択的に回転させて配置されてもよい。
【０００７】
図４は、ブレード１０に対してツバイフェル（Zweifel）揚力係数を計算するのに用いられるいくつかの変数が付記された、図３のリングプラットフォームの一部の概略の上面図である。ツバイフェル揚力係数は、理想の負荷に対する実際の負荷の比率として定義され、以下のように表される。
【０００８】
【数１】
2008045554.tif 000003
【０００９】
図２のブレードの斜視図が、デカルト座標系の３次元座標Ｘ，Ｙ，Ｚが付記された図５に示されている。このデカルト座標系は、ブレードとそのブレードを支持するプラットフォームの表面の幾何学的形状の記述、すなわち、ブレードに関連する形状の記述をもたらすのに用いられる。本発明のブレード１０の形状は、そのブレードの外方に向かって、すなわち、半径方向に積層された一連の断面部分、具体的には、図６に示されるようにリングの中心から外方に延びる翼幅１５に沿って積層された一連の断面部分を用いて、特定化される。ここで、エンジンの中心線（即ちリングプラットフォームの中心線）と直交して延びる半径方向軸は、図５において、Ｚ軸で表される。この座標系の残りの２つの軸、すなわち、Ｘ軸およびＹ軸は、図７に示されるように、１つの積層断面の断面の形状を特定するのに用いられる。ここで、Ｘ軸は、エンジンの中心線と平行に延びる軸方向であり、Ｙ軸は、リングプラットフォームと接すると共にブレードが一点を中心として回転する方向と平行となる接線方向である。このように特定された半径方向に積層された複数の断面は、ブレード１０の完全な表面をもたらすために、互いに滑らかに接合されるべきである。ブレード間の流路の内径１４の表面も、ここで特定されるような輪郭を有し、ブレード１０の各対応する１つと滑らかに接合される。
【００１０】
上記の記述に用いられる用語のある程度の定義について述べると、前縁は、エンジンの前方向に向かう最も遠いブレード即ちエアフォイルの点であり、後縁は、エンジンの前方から後方に向かう最も遠いブレード即ちエアフォイルの点である。ブレード即ちエアフォイルの軸方向翼弦は、ブレード即ちエアフォイルの前縁と後縁との間の軸方向の距離である。ピッチは、リングプラットフォームに取り付けられた互いに隣接するブレード即ちエアフォイル間の接線方向の距離である。ブレード即ちエアフォイルの根元部即ち内径（ＩＤ）部は、エンジンの中心線に最も近いブレード即ちエアフォイルの部分であり、ブレード即ちエアフォイルの先端部即ち外径（ＯＤ）部は、エンジンの中心線から最も遠いブレード即ちエアフォイルの部分である。根元半径は、エンジンの中心線から根元部までの半径方向の距離である。
【００１１】
加えて、いくつかの正規化パラメータが、以下に示す正規化方程式に用いられる。正規化方程式は、以下の表に示されるブレードの断面に対する正規化されたブレード即ちエアフォイル表面座標を、このようなブレードを種々の大きさの対応するタービンエンジンに適する種々の寸法に選択的に適合させるために、絶対ブレード即ちエアフォイル座標に変換するのに、用いられる。ＢＸrootで表されるブレード根元の軸方向翼弦の正規化パラメータは、１．１５５６３０インチの正規化パラメータ値を有する。ｈで表される（内径部から外径部までの）ブレード翼幅は、同様に、１．９０５０００インチの正規化パラメータ値を有する。リングプラットフォーム半径とリングプラットフォームに取り付けられるように選択されるブレードの数によって決定される、Ｐｉｔｃｈrootとして表されるブレード根元のピッチは、１．０８１５５０インチの正規化パラメータ値を有し、Ｒrootとして表されるブレード根本部の半径は、１０．３２８０００インチの正規化パラメータを有する。
【００１２】
（正規化された）エアフォイル表面を表す表１は、図６に示される１６個のエアフォイル断面に対して、冷間状態にある未被覆のエアフォイル表面における正規化された座標を表にしたものである。これらの座標は、被覆のバラツキおよび製造のバラツキを含む±０．０５００インチの表面輪郭の許容誤差を有するブレード即ちエアフォイル１０の３次元形状を記述している。これらの断面の各々は、それ自体の軸方向翼弦（Ｂｘ）によって正規化されている。これらの座標は、前縁から始まり、エアフォイルの凸面を時計方向に横断し、後縁に至り、続いて、断面の凹面を経て、前縁に戻るように配列されている。翼幅比ｚ／ｈは、０．０の根本部から１．０の先端即ち外径部の範囲に及ぶ。これらの座標を、以下に述べる表２の軸方向翼弦分布の値および表３の半径方向積層分布の値と共に、根元部の軸方向翼弦（ＢＸroot）を用いて、絶対座標に変換することができる。図８には、表１によって画定された第１断面，第４断面，第６断面，第９断面および第１６断面から得られた、ブレードの複数箇所における断面図が示されている。
【００１３】
【表１】
2008045554.tif 000004
【００１４】
【表２】
2008045554.tif 000005
【００１５】
【表３】
2008045554.tif 000006
【００１６】
【表４】
2008045554.tif 000007
【００１７】
【表５】
2008045554.tif 000008
【００１８】
【表６】
2008045554.tif 000009
【００１９】
【表７】
2008045554.tif 000010
【００２０】
【表８】
2008045554.tif 000011
【００２１】
【表９】
2008045554.tif 000012
【００２２】
【表１０】
2008045554.tif 000013
【００２３】
【表１１】
2008045554.tif 000014
【００２４】
【表１２】
2008045554.tif 000015
【００２５】
【表１３】
2008045554.tif 000016
【００２６】
【表１４】
2008045554.tif 000017
【００２７】
【表１５】
2008045554.tif 000018
【００２８】
【表１６】
2008045554.tif 000019
【００２９】
【表１７】
2008045554.tif 000020
【００３０】
【表１８】
2008045554.tif 000021
【００３１】
【表１９】
2008045554.tif 000022
【００３２】
【表２０】
2008045554.tif 000023
【００３３】
【表２１】
2008045554.tif 000024
【００３４】
軸方向翼弦分布を表す表２は、図６に示される冷間状態にある未被覆のブレード断面の各々の軸方向翼弦の半径方向における変動を表にしている。エアフォイル断面は、各々、唯一の軸方向翼弦を有し、この翼弦は、エアフォイル断面の座標を正規化するのに用いられる。簡単にするために、局部的な軸方向翼弦は、根元部の軸方向翼弦によって正規化されている。従って、例えば、先端部は、（タービンブレードの基本となる）根元部の長さのわずかに６５．９％の長さしか有しない軸方向翼弦を有する。
【００３５】
【表２２】
2008045554.tif 000025
【００３６】
半径方向積層分布を表す表３は、前述したように寸法が決定された断面に合わせて、図６のブレードエアフォイル断面を正確に互いに積層するのに必要とされる冷間状態にある未被覆のブレードのオフセットを表にしている。例えば、前縁点は、半径方向の線に沿って全てが一列に並ばず、三次元ブレード形状に対して、いくらかの軸方向掃引（ａｘｉａｌ  ｓｗｅｅｐ）およびいくらかの接線方向リーン（ｔａｎｇｅｎｔａｌ  ｌｅａｎ）が設けられている。軸方向オフセットおよび接線方向オフセットの半径方向の分布は、全て、根元部を基準として与えられている。これらのオフセットは、軸方向における根元部の軸方向翼弦と接線方向における根元ピッチによって正規化されている。
【００３７】
【表２３】
2008045554.tif 000026
【００３８】
内径流路を表す表４は、被覆のバラツキおよび製造のバラツキを含む±０．０５００インチの表面輪郭の許容誤差を含む、前述した内径通路制限範囲をなす冷間状態にある未被覆のリングプラットフォーム表面の正規化座標を表にしている。リングプラットフォーム表面即ち流路は、根元部の前縁の上流から始まり、根元部の後縁に至る３次元の形状を有する。この流路は、エンジンの中心線からの半径が軸方向位置および接線方向位置の両方において変動するので、座標は、線ではなく面を記述する。軸方向座標は、根元部の軸方向翼弦によって正規化され、接線方向座標は、根元ピッチによって正規化され、半径方向座標は、エアフォイル翼幅によって正規化される。プラットフォーム表面の原点（０，０，０）は、根元部の前縁と一直線に並ぶ。プラットフォーム表面は、いくつかの個所で、根元部の半径よりも窪んでいる。その結果、表において、これらの個所の半径方向の値が負になっている。
【００３９】
【表２４】
2008045554.tif 000027
【００４０】
【表２５】
2008045554.tif 000028
【００４１】
【表２６】
2008045554.tif 000029
【００４２】
【表２７】
2008045554.tif 000030
【００４３】
【表２８】
2008045554.tif 000031
【００４４】
【表２９】
2008045554.tif 000032
【００４５】
【表３０】
2008045554.tif 000033
【００４６】
【表３１】
2008045554.tif 000034
【００４７】
【表３２】
2008045554.tif 000035
【００４８】
【表３３】
2008045554.tif 000036
【００４９】
【表３４】
2008045554.tif 000037
【００５０】
【表３５】
2008045554.tif 000038
【００５１】
【表３６】
2008045554.tif 000039
【００５２】
【表３７】
2008045554.tif 000040
【００５３】
【表３８】
2008045554.tif 000041
【００５４】
【表３９】
2008045554.tif 000042
【００５５】
【表４０】
2008045554.tif 000043
【００５６】
【表４１】
2008045554.tif 000044
【００５７】
【表４２】
2008045554.tif 000045
【００５８】
【表４３】
2008045554.tif 000046
【００５９】
【表４４】
2008045554.tif 000047
【００６０】
【表４５】
2008045554.tif 000048
【００６１】
【表４６】
2008045554.tif 000049
【００６２】
【表４７】
2008045554.tif 000050
【００６３】
【表４８】
2008045554.tif 000051
【００６４】
【表４９】
2008045554.tif 000052
【００６５】
【表５０】
2008045554.tif 000053
【００６６】
【表５１】
2008045554.tif 000054
【００６７】
【表５２】
2008045554.tif 000055
【００６８】
【表５３】
2008045554.tif 000056
【００６９】
【表５４】
2008045554.tif 000057
【００７０】
【表５５】
2008045554.tif 000058
【００７１】
【表５６】
2008045554.tif 000059
【００７２】
【表５７】
2008045554.tif 000060
【００７３】
【表５８】
2008045554.tif 000061
【００７４】
【表５９】
2008045554.tif 000062
【００７５】
【表６０】
2008045554.tif 000063
【００７６】
【表６１】
2008045554.tif 000064
【００７７】
【表６２】
2008045554.tif 000065
【００７８】
【表６３】
2008045554.tif 000066
【００７９】
【表６４】
2008045554.tif 000067
【００８０】
【表６５】
2008045554.tif 000068
【００８１】
前述の表で設定された図６に示されるブレード１０の任意の断面に対する正規化された座標およびリングプラットフォーム１４の表面に対する正規化された座標を、以下に示す正規化方程式を用いて、絶対寸法空間における選択されたブレード寸法及びプラットフォーム表面に対する座標に変換することができる。ブレードの断面に対する正規化されたブレード即ちエアフォイル表面座標を絶対ブレード即ちエアフォイル座標に変換するのに用いられる変換手順は、以下の各方程式によって与えられる。これらの方程式の内、軸方向座標の方程式は、以下の通りである。
【００８２】
【数２】
2008045554.tif 000069
【００８３】
上式において、
Ｘlocal／ＢＸlocalは、表１における正規化されたエアフォイル座標であり、
ＢＸlocal／ＢＸrootは、表２における軸方向翼弦分布から得られ、
ＸＯｆｆｓｅｔlocal／ＢＸrootは、表３における半径方向積層分布から得られる。
【００８４】
同様に、接線方向座標は、以下の式を用いることによって得られる。
【００８５】
【数３】
2008045554.tif 000070
【００８６】
上式において、
ｙＯｆｆｓｅｔlocal／Ｐｉｔｃｈrootは、表３における半径方向積層分布から得られる。
【００８７】
任意の断面の絶対半径は、以下の式から得られる。
【００８８】
【数４】
2008045554.tif 000071
【００８９】
上式において、
ｈは、エアフォイル翼幅であり、
Ｒrootは、エンジンの中心線に対する基準となる根元部半径である。
【００９０】
リングプラットフォーム表面即ち内径流路も、以下の正規化方程式を用いて、正規化された座標から絶対座標に変換することができる。
【００９１】
【数５】
2008045554.tif 000072
【００９２】
いったん根元部の前縁に対して絶対空間内で決定されたなら、エアフォイルの全体は、空間内の任意の個所に移動されてもよい。
【００９３】
エアフォイルの幾何学的形状は、製造のバラツキ、表面仕上げのバラツキ、および被覆のバラツキによる約±０．０５００インチの許容誤差を含む。加えて、前述したエアフォイルは、特定のタービン用途に応じて、その半径方向軸を中心として、±２０°回転されてもよい。
【００９４】
本発明を好ましい実施例を参照して説明したが、当業者であれば、本発明の真意および範囲から逸脱することなく、形態及び詳細に関して、変更がなされてもよいことを認めるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００９５】
【図１】流体ガイドベーンと隣接して回転可能なプラットフォームに取り付けられたブレードの概略の側面図である。
【図２】本発明を実施するタービンブレードの斜視図である。
【図３】本発明の実施例として取り付けられた図２と同様の多数のブレードを有するリングプラットフォーム段の側面図である。
【図４】いくつかの変数が付記された図３の一部の概略の上面図である。
【図５】対応する３次元座標軸と共に示される図２のブレードの斜視図である。
【図６】図５の３次元座標軸の対応する一つに沿って配列された複数の断面を表すラインが付記された図２のブレードの概略の側面図である。
【図７】図５の対応する２次元座標軸と共に示される、図６に示されるブレードの１つの断面に対する図２のブレードの代表的なブレード断面図である。
【図８】図６に示されるブレードの断面の内、ブレード取付けプラットフォームから上方向に沿って選択された断面を示す、図２のブレードの複数箇所における断面図である。
【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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