(57)【要約】  ガスタービンシステムのための翼列は、長手軸（１ａ）の周りに延び且つガス流れのための環状チャネル（５）を画定した内部環状プラットフォーム（３ａ）および外部環状プラットフォーム（４ａ）を備え、環状チャネルは複数の翼を収容し、複数の翼は略一定のピッチ角で配列され且つ個々の中央部（７ａ，７ｂ）、およびプラットフォーム（３ａ，４ａ）に接続された個々の端部（８ａ，８ｂ）を具備し、翼は２つのシリーズの翼（５ａ，５ｂ）によって形成され、それらは意図的に固有振動数を変化させるために異なった幾何的特性を備え且つ環状チャネル（５）に沿ってすべて一定間隔で反復されるように、長手軸（１ａ）の周りに連続して配列され、翼（５ａ，５ｂ）の外側の幾何形状が変化されていても、長手軸（１ａ）に対して与えられた任意の半径において、断面（９ａ，９ｂ）は中央部（７ａ，７ｂ）において変化しないままである。
2015520321.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンシステムのための翼列であって、該翼列は、
ａ）  長手軸（１ａ）の周りに延び且つガス流れのための環状チャネル（５）を半径方向に画定した内部環状プラットフォーム（３ａ）および外部環状プラットフォーム（４ａ）と、
ｂ）  前記環状チャネル（５）内に収容され、前記長手軸（１ａ）の周りに略一定ピッチで配列され、且つ個々の略半径方向（６ａ，６ｃ）に沿って延びた複数の翼と、を具備し、該翼は、
−  個々の中央部（７ａ，７ｃ）と、
−  個々の外部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記外部環状プラットフォーム（４ａ）と結合した接続部を形成した外部半径方向端部と、
−  個々の内部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記内部環状プラットフォーム（３ａ）と結合した接続部を形成した内部半径方向端部と、を具備し、
前記翼は第１翼（５ａ）および第２翼（５ｃ）を具備し、前記第１翼（５ａ）の固有振動数に対して前記第２翼（５ｃ）の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第２翼（５ｃ）は少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）に対して異なった幾何的特性を備え、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）は、前記環状チャネル（５）に沿ってすべて一定間隔で反復されるような順番で前記長手軸（１ａ）の周りに配列され、
前記長手軸（１ａ）に関して、任意の与えられた半径におけるガス流れの理論的軌跡に対応した湾曲した横表面を備えた、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）の前記中央部（７ａ，７ｃ）の切断において、前記中央部（７ａ，７ｃ）の断面は同一であり、前記第１翼（５ａ）の略半径方向（６ａ）は、前記第２翼（５ｃ）の略半径方向（６ｃ）に対して異なった曲率および／または異なった傾斜を有することを特徴とする翼列。
【請求項２】
前記中央部（７ａ，７ｃ）は、前記翼の半径方向さの少なくとも６０％に等しい半径方向の延びを有することを特徴とする請求項１に記載の翼列。
【請求項３】
複数のセクタ（２；１３；１８）から成り、当該各セクタは単一部品として形成され且つ互いに等しく、前記各セクタは、少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）および少なくとも１つの前記第２翼（５ｃ）を具備していることを特徴とする請求項１または２に記載の翼列。
【請求項４】
前記複数の翼は第３翼（５ｂ）を具備し、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）の固有振動数に対して前記第３翼（５ｂ）の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第３翼（５ｂ）は前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）に対してさらに異なった少なくとも１つの幾何的特性を備えていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の翼列。
【請求項５】
前記第３翼（５ｂ）の外側の幾何形状は、前記長手軸（１ａ）に関して与えられた任意の半径において、前記第１、第２、および第３翼の前記中央部の断面を変化させることなく、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）外側の幾何形状と意図的に異ならせていることを特徴とする請求項４に記載の翼列。
【請求項６】
前記第３翼は、高圧側に配置され且つガスの流路の接線方向の面に平行なリブを備えていることを特徴とする請求項４または５に記載の翼列。
【請求項７】
ガスタービンシステムのための翼列であって、該翼列は、
ａ）  長手軸（１ａ）の周りに延び且つガス流れのための環状チャネル（５）を画定した内部環状プラットフォーム（３ａ）および外部環状プラットフォーム（４ａ）と、
ｂ）  前記環状チャネル（５）内に収容され、前記長手軸（１ａ）の周りに略一定ピッチで配列され、且つ個々の略半径方向（６ａ，６ｂ）に沿って延びた複数の翼と、を具備し、該翼は、
−  個々の中央部（７ａ，７ｂ）と、
−  個々の外部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記外部環状プラットフォーム（４ａ）と結合した接続部を形成した外部半径方向端部と、
−  個々の内部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記内部環状プラットフォーム（３ａ）と結合した接続部を形成した内部半径方向端部と、を具備し、
前記翼は第１翼（５ａ）および第２翼（５ｂ）を具備し、前記第１翼（５ａ）の固有振動数に対して前記第２翼（５ｂ）の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第２翼（５ｂ）は少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）に対して異なった幾何的特性を備え、前記第１および第２翼（５ａ，５ｂ）は、前記環状チャネル（５）に沿ってすべて一定間隔で反復されるような順番で前記長手軸（１ａ）の周りに配列され、
前記長手軸（１ａ）に関して、任意の与えられた半径におけるガス流れの理論的軌跡に対応した湾曲した横表面を備えた、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）の前記中央部の切断において、前記中央部の断面は同一であり、前記第１翼（５ａ）の略半径方向（６ａ）は、前記第２翼（５ｂ）の略半径方向と同一の曲率および同一の傾斜を有し、前記幾何的特性は前記外部半径方向端部および内部半径方向端部（８ａ）の外側の幾何形状によって形成されていることを特徴とする翼列。
【請求項８】
少なくとも１つの前記外部および内部半径方向端部（８ａ）において、前記第１翼（５ａ）の断面（９ａ）は、前記ピッチに等しい分だけ前記長手軸（１ａ）の周りに回転した後で、前記第２翼（５ｂ）の断面（９ｂ）内に内接していることを特徴とする請求項７に記載の翼列。
【請求項９】
前記中央部（７ａ，７ｂ）は、前記翼の半径方向高さの少なくとも６０％に等しい半径方向の延びを有することを特徴とする請求項７または８に記載の翼列。
【請求項１０】
複数のセクタ（２；１３；１８）から成り、当該各セクタは単一部品として形成され且つ互いに等しく、各前記セクタは、少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）および少なくとも１つの前記第２翼（５ｂ）を具備していることを特徴とする請求項７〜９のいずれか一項に記載の翼列。
【請求項１１】
前記複数の翼は第３翼（５ｃ）を具備し、前記第１および第２翼（５ａ，５ｂ）の固有振動数に対して前記第３翼の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第３翼（５ｃ）は前記第１および第２翼（５ａ，５ｂ）に対して少なくとも１つのさらに異なった幾何的特性を備えていることを特徴とする請求項７〜１０のいずれか一項に記載の翼列。
【請求項１２】
前記第３翼（５ｃ）の外側の幾何形状は、前記長手軸（１ａ）に関して与えられた任意の半径において、前記第１、第２、および第３翼（５ａ，５ｂ，５ｃ）の前記中央部（９ａ，９ｂ，９ｃ）の断面を変化させることなく、前記第１および第２翼（５ａ，５ｂ）外側の幾何形状と意図的に異ならせていることを特徴とする請求項１１に記載の翼列。
【請求項１３】
前記第３翼は、高圧側に配置され且つガスの流路の接線方向の面に平行なリブを備えていることを特徴とする請求項１１または１２に記載の翼列。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンシステムのための翼列に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機エンジンのためのガスタービンの分野においては、可能な限り重量を減少させることによって、性能を増大する必要があるという意識が長く存在していた。やがて、このことは翼の配列の構成を導き、そのようの配列は、一方では高い空気力学的荷重を受け、他方ではますます厚さが薄くなっており、したがって必然的に屈曲およびねじりの両方に関して低剛性となっている。
【０００３】
翼の剛性の低下は、必然的に特定の機能状態の下で不安定さが見られるタービンの構成に帰結した。特に、この不安定性は同一のタービンステージの翼間での空気力学的相互作用に由来した空力弾性的事象に対する顕著な敏感さによるものであり、その事象は翼列に応力を負荷し、それらを構造的な臨界状態に導き、およびノイズ放出を生じる振動を誘因する結果を伴っている。
【０００４】
この自己誘起空力弾性的事象はフラッタとして知られており、したがって翼列の設計において制約を形成している。一般的に、翼はより高剛性に形成され、この事象を最小化し、前述のような望まれない重量の増加となる結果を伴っている。
【０００５】
有利な代替案として、翼列の設計において、翼の一部の特性を変化させて、軸対称の標準的な構成から外れるようにすることが知られている。
【０００６】
言い換えると、各翼列内の翼の幾何形状および／または相対位置は、翼の第２セットに対する翼の第１セット間の臨界振動モードの固有振動数を意図的に「低下」または「離調」させるように、および第１セットの翼と第２セットの翼とを千鳥配列して翼列を形成するように決定されている。
【０００７】
このようにして、異なったタイプの隣接した翼間の空気力学的相互作用は減少され、これによって翼列全体を振動的により安定させて提供することが可能である。
【０００８】
意図的に低下された固有振動数を有する翼を伴った既知の解決策においては、空気力学的効果は通常は低下する。実際に、第１セットの翼と第２セットの翼との間の高圧側および低圧側ならびに／またはリーディング角およびトレーリング角における幾何形状の変化によって、多様なブレード間チャネルにおける（圧力、ガス流れ方向等の）流出状態は、軸対称状態の標準タイプにおいて設計されたものに対して根本的に変化している。
【０００９】
特許文献１は、空気力学的効果を損なうことなくフラッタを減少させることを目的としたタービンロータを開示している。この場合、低下は外側の幾何形状および翼間のピッチを変更することなく、第１セットの翼の半径方向端部に凹部を形成することによって、且つ完全に中実のブレードの第２セットの翼を形成することによって達成されている。
【００１０】
このロータにおいては、前述の半径方向端部は自由端でなければならず、したがって、それらは外部環状プラットフォームによって互いに全く接続されていていない。しかしながら、いくつかの機器においては、ロータが翼と相互接続された外部環状プラットフォームを備えることは好都合であり、または必要でさえもあり、特許文献１の解決策には、効果的に採用されていない。
【００１１】
さらに、材料を除去するための機械加工および翼の一部の半径方向端部における凹部の形成は、余分な製造時間および製造コストをかける。
【００１２】
既知の解決策の別の欠点は、第１セットおよび第２セットの翼が異なった幾何的特性を有するように個別に製造されることによって、専用の保管および取扱いシステム、ならびに異なった識別コードを必要とすることである。さらに、組み立て段階においては、設計されたときに、正確な位置に様々な翼を組み付けるためのいくつかの参照および位置システムを設けることが適切である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】米国特許第４，０９７，１９２号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
本発明の目的は、特許文献１に開示された解決策に対して有効な代替案を構成した、ガスタービンシステムのための翼列を提供することであり、比較的単純且つ安価な様式において前述の欠点を解決することである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明によれば、請求項１に定義されたようなガスタービンシステムのための翼列、および請求項７に定義されたようなガスタービンシステムのための翼列が提供されている。
【００１６】
本発明は添付図を参照して個々に記載されており、それらの図にはいくつかの非限定的な実施形態が記載されている。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】本発明の原理により提供されたガスタービンシステムのための第１翼列の正面を簡略的に示した図である。
【図２】図１の第１翼列のセクタを拡大して示した斜視図である。
【図３】図２の切断線ＩＩＩ−ＩＩＩに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図３Ａ】図２の切断線ＩＩＩＡ−ＩＩＩＡに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図３Ｂ】図２の切断線ＩＩＩＢ−ＩＩＩＢに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図４】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第２翼列を示した、図２に類似した図である。
【図５】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第２翼列を示した、図３に類似した図である。
【図６】図２に類似した図であり、図２の変化形を拡大し且つ明確化のために部品を除去した図である。
【図７】図２に類似した別の変化形を示した図である。
【図８】図３に類似した別の変化形を示した図である。
【図９】図２に類似した別の変化形を示した図である。
【図１０】図３に類似した別の変化形を示した図である。
【図１１】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第３翼列のセクタを示した、図２に類似した図である。
【図１２】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第３翼列のセクタを示した、図３に類似した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１において、参照符号１は翼列を示しており、図示された実施例においては、ガスタービンシステム（図示略）の一部を形成したタービンステージ内のステータ部を構成している。
【００１９】
翼列１は複数のセクタ２を具備し、これらのセクタは、タービンステージの軸と一致した軸１ａに関して周方向に横並びに配置されている。
【００２０】
本発明の好適な態様によれば、セクタ２は同一であり且つ個々のモノシリックボディによって形成され、各モノシリックボディは、例えば適切なダイに鋳造されて、単一部材として形成されている。図２に見られているように、各セクタ２は少なくとも２つの翼５ａ、５ｂを具備し、全体的に見るとそれらは互いに異なった外形を備えており、それはこれ以降に十分に説明されている。したがって、各セクタ２は一種のモジュールを形成しており、それは組み立ての段階においてステータの周に沿って反復されている。特別な実施例においては、このモジュールは全体で６つの翼を具備している。
【００２１】
各モジュールまたはセクタ２は内部３および外部４をさらに具備し、それらは円弧状に軸１ａの周りに延びて円周方向に置かれ、および／または個々に隣接したセクタ２の部分３および４に接続され、内部環状プラットフォーム３ａおよび外部環状プラットフォーム４ａを形成しており（図１）、それらは全体的に「端壁」の用語によって示されている。プラットフォーム３ａおよび４ａは環状チャネル５を半径方向に区切り、環状チャネル５はタービン内のガス流れをガイドし、翼５ａおよび５ｂを収容していることは自明である。
【００２２】
また図２を参照すると、翼５ａおよび５ｂは、軸１ａに対して概略半径となる個々の方向６ａおよび６ｂに沿って延びており、それらは湾曲されるかまたは直線状とされ、同一の軸位置に配置され、プラットフォーム３ａおよび３ｂに沿って定ピッチを有し、翼５ａおよび５ｂの断面９ａおよび９ｂが積層された方向を定義している（図３）。これらの断面は、理論的ガス流れの軌跡に一致した、湾曲した横表面を得ている。
【００２３】
翼５ａおよび５ｂは個々の中央部７ａおよび７ｂならびに個々の端部８ａおよび８ｂによって構成されており、それらの端部は中央部７ａおよび７ｂのプラットフォーム３ａおよび３ｂへの接続部を形成している。中央部７ａおよび７ｂは全体的に「中央スパン」との用語で示され、慣例的に翼５ａおよび５ｂの高さの２０％〜８０％の範囲で半径方向における幅を備えている。
【００２４】
本発明の一態様によれば、図３Ａおよび３Ｂにも見られているように、軸１ａに対する任意の与えられた半径における中央部７ａおよび７ｂの切断では、断面９ａの外形は断面９ｂの外径と幾何学的に同一、すなわち同じ形状且つ同じ寸法である。明確に、断面９ａおよび９ｂは半径方向、すなわち方向６ａおよび６ｂに沿って、徐々におよび相互に同一の規則で、形状および／または寸法に関して変化することが可能である。
【００２５】
図２に示された実施形態においては、方向６ａおよび６ｂは（ピッチに等しい分だけ軸１ａの周りに回転した後に）同一であり、すなわちそれらは例えば両方とも直線のような同一の曲率を有し、且つ軸１ａに直交した仮想面に対して同一の傾斜を有する。したがって、中央部７ａおよび７ｂは周方向１０に沿って完全に一定間隔で配列され、軸方向に千鳥になっていない、すなわちそれらは周方向に整列された個々のリーディングエッジおよびトレーリングエッジを備えている。
【００２６】
同時に、２つの端部８ａの少なくとも１つは、図３に見られているように、対応した端部８ｂとは異なっている。したがって、翼列１は翼５ａおよび５ｂの少なくとも２つのシリーズまたはセットを具備し、それらは外部半径方向端部および／または内部半径方向端部においてのみ幾何学的に外形が異なっている。端部８ｂの断面９ｂは、（軸１ａに対して同一半径における）端部８ａの断面９ａに対して広くなっている。言い換えると、軸１ａに対して任意の与えられた半径において、端部８ａおよび８ｂにおける断面９ａは、（方向６ａおよび６ｂの間のピッチに等しい分だけ軸１ａの周りに回転した後の）断面９ｂの周長または外形内に完全に広がった周長または外形を備えている。したがって、断面９ａは周方向１０（図３）に沿って測定された寸法Ｄ１を有し、それは同じ方向１０において測定された断面９ｂの寸法Ｄ２よりも小さい。さらに、端部８ａにおいて、高圧側および低圧側が、半径Ｒａによってリーディングエッジおよびトレーリングエッジに結合されており、半径Ｒａは端部８ｂにおける対応した半径Ｒｂよりも小さい。
【００２７】
好適に、端部９ｂは複合フィレットを形成し、すなわち高圧側および低圧側からプラットフォーム表面に抜ける場合に、変化した曲率半径を有する。
【００２８】
本発明の別の態様によれば、翼５ａおよび５ｂは、周方向において一定間隔で反復した順序またはパターンに従って配列されている。図２の特別な実施例においては、このパターンは単一の翼５ａおよび単一の翼５ｂの交互配置によって形成されている。
【００２９】
図７および図８の変化形においては、パターンは複数の翼５ａおよび単一の翼５ｂの組の交互配置によって形成されている。
【００３０】
図９および図１０の変化形においては、パターンは３つの翼５ａのセットおよび３つの翼５ｂのセットの交互配置によって形成されている。明確に、設計段階において選択されたパターンは、例によって示されたそれらのパターン異なり得る。
【００３１】
端部８ａの幅に対する端部８ｂの異なった幅は、翼５ａおよび５ｂの固有振動数を意図的に低下することを可能にし、一方で中央部７ａおよび７ｂが変化しないことを維持し、設計によって確立された空気力学的効果を得ることを可能にしている。
【００３２】
特に、高い空気力学的効果を維持するために、チャネル５の中心における空気力学的状態を乱す要因が作用し始めないことが重要である。通常は、チャネル５の中心におけるガス流れは、二次流れによる影響および損失によって乱されることはなく、二次流れはプラットフォーム３ａおよび４ａに近接した境界層を形成し、半径方向端部におけるチャネル５のゾーンに顕著に影響する。さらに、中央部７ａおよび７ｂの各々に沿って与えられた半径（すなわちチャネル５の半径の２０％〜８０％の間）において、ガス流れは同じ入口角および出口角、ならびに翼の高圧側および低圧側の同じプロファイルに遭遇するので、乱れは誘発されない。
【００３３】
同時に、二次流れによる他の損失によって既に影響されたゾーン内において遂行された場合に、端部８ａに対する端部８ｂの（形状および／または寸法の）幾何学的変化は、空気力学的効果を穏やかに変化させる。
【００３４】
図４および図５はセクタ１３を示しており、その構成部品が示され、可能であればセクタ２で使用されたものと同一の参照符号が使用されているが、翼５ｂは翼５ｃに置き換えられており、翼５ｃは方向６ａの曲率と異なった曲率を有する方向６ｃに沿って延びている。そうであっても、端部８ａおよび８ｃにおける任意の与えられた半径に関して、断面９ａは断面９ｃと同一である。
【００３５】
言い換えると、軸１ａに対する任意の半径における翼５ａおよび５ｃの断面において、断面９ａは対応した断面９ｃと同一であるが、翼５ａおよび５ｃの全体の外形は、曲率によって異なっている。図５に見られているように、方向６ａおよび６ｃの異なった曲率は、断面９ｃの平行移動に帰結し、これは図３において断面９ｂに関して示されている。したがって、翼５ａおよび５ｃの幾つかのゾーンは、角度ピッチにおいてわずかに移動しており、および／またはリーディングエッジ間および／またはトレーリングエッジ間の軸方向においてわずかに千鳥配置となっている。
【００３６】
図６は変化形を示しており、翼列１はステータの代わりにロータの一部を構成している。特に、各翼５ａおよび５ｂに関して、翼列１は、ハブ１７の周内に設けられた対応した座部に固定された、関連したルート１６を具備している。単一部材に形成されたセクタ内の少なくとも２つの翼をグループ分けすることによって（図１１）、前述のモジュールコンセプトがロータの場合にもあてはめられ得る。
【００３７】
図示されていない更なる変化形によれば、翼列１は翼５ａ無しに翼５ｂおよび５ｃを具備している。
【００３８】
図１１および図１２はセクタ１８を示しており、その構成部品が図示されており、可能であれば、セクタ２および１３に使用された参照符号と同一の参照符号が使用されている。セクタ１８は、基本的に２つのシリーズの翼を具備している点においてセクタ２および１３とは異なっており、それらの翼は順序またはパターン内において互いに交互に配置されており、この場合にも常にチャネル５の周方向１０に沿ってすべて一定間隔で反復されている。特に、セクタ１８は図２および４に示された翼と同じ翼５ａ、図２に示された翼と同じ翼５ｂ、および図４に示された翼と同じ翼５ｃを具備している。
【００３９】
したがって、翼５ａ、５ｂ、および５ｃは異なった外側の幾何形状を有しているが、すべてが個々の中央部７ａ、７ｂ、および７ｃを具備し、任意の与えられた半径を得る断面は、同一の外径を有する。
【００４０】
より具体的には、順序またはパターンは単一の翼５ａ、単一の翼５ｂ、および単一の翼５ｃの交互配置によって形成されているが、この例とは異なっていてもよい。
【００４１】
図示されていないさらなる変化形においては、翼列は翼５ａとは異なった翼のシリーズを具備し、それらは高圧側、好適に中央部７ａに配置され且つガスの流路の接線方向の面に略平行な単純なリブを備えている。
【００４２】
このリブは、ガス流れの流体力学的状態をチャネル５の中央ゾーンにおいて概略変化させず、翼列１の翼の固有振動数を低下させ、添付図に示された実施形態によって得られた目標と同一の目標を達成することを意図している。
【００４３】
設計段階においては、中央部７ａ、７ｂ、および７ｃの断面を不変に維持しているが、翼５ａ、５ｂ、および５ｃの外側の幾何形状は、臨界振動モードの固有振動数を低下させることによって隣接した翼間の空気力学的相互作用を減少させるように決定されている。
【００４４】
したがって、空力弾性的観点から、より大きい安定性を達成することが可能である。
【００４５】
同時に、幾何学的振動は翼の外形に関連し、プラットフォーム４ａを挿入することが可能であるので、翼列の重量は増加されていないかまたはわずかにしか増加されていない。
【００４６】
それに加えて、翼５ａ、５ｂ、および５ｃの特定の構造は、高いレベルの空気力学的効果を維持することを可能にしており、これは中央部７ａ、７ｂ、および７ｃの断面がチャネル５の周に沿って一定であり且つピッチ内の変化が比較的小さいかまたは生じていない場合に、チャネル５の中央ゾーンにおけるリーディングエッジおよびトレーリングエッジならびに高圧側および低圧側のプロファイルが変化しないためである。特に、翼５ｂは、角度ピッチならびにリーディングエッジおよびトレーリングエッジの位置が全周に沿って完全に一定のままであるので、空気力学的観点から特に有利である。
【００４７】
さらに、ブレード間チャネルが周方向において比較的小さい寸法を有する場合（すなわち翼列が多数の翼を備えている場合）であっても、翼５ｂは全く問題なく使用されることが可能である。
【００４８】
改良および変化が、添付の請求項に定義された保護の範囲から逸脱することなく翼列１に適用され得ることは、先の記載から明白である。
【００４９】
特に、翼列１の各セクタは、例によって示された翼の数と異なった翼の数を具備することが可能である。
【００５０】
前述の通り、固有振動数の低下は差別なくステータおよびロータに適用され、ならびに差別なくコンプレッサおよびタービンに適用されることが可能である。
【００５１】
さらに、方向６ａと６ｂとの間の差は曲率にあるのではなく、軸１ａ直交した仮想面に対する傾斜にある。
【符号の説明】
【００５２】
１  ・・・翼列
２，１３，１８  ・・・セクタ
３  ・・・内部
３ａ  ・・・内部環状プラットフォーム
４  ・・・外部
４ａ  ・・・外部環状プラットフォーム
５  ・・・環状チャネル
５ａ，５ｂ，５ｃ  ・・・翼
７ａ，７ｂ，７ｃ  ・・・中央部
９ａ，９ｂ，９ｃ  ・・・断面
１６  ・・・ルート
１７  ・・・ハブ
【図１】
2015520321.tif 000003
【図２】
2015520321.tif 000004
【図３】
2015520321.tif 000005
【図３Ａ】
2015520321.tif 000006
【図３Ｂ】
2015520321.tif 000007
【図４】
2015520321.tif 000008
【図５】
2015520321.tif 000009
【図６】
2015520321.tif 000010
【図７】
2015520321.tif 000011
【図８】
2015520321.tif 000012
【図９】
2015520321.tif 000013
【図１０】
2015520321.tif 000014
【図１１】
2015520321.tif 000015
【図１２】
2015520321.tif 000016
【手続補正書】
【提出日】平成26年9月3日(2014.9.3)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンシステムのための翼列であって、該翼列は、
ａ）  長手軸（１ａ）の周りに延び且つガス流れのための環状チャネル（５）を半径方向に画定した内部環状プラットフォーム（３ａ）および外部環状プラットフォーム（４ａ）と、
ｂ）  前記環状チャネル（５）内に収容され、前記長手軸（１ａ）の周りに略一定ピッチで配列された複数の翼と、を具備し、該翼は、
−  個々の中央部（７ａ，７ｃ）と、
−  個々の外部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記外部環状プラットフォーム（４ａ）と結合した接続部を形成した外部半径方向端部と、
−  個々の内部半径方向端部であって、各々が対応した前記中央部を前記内部環状プラットフォーム（３ａ）と結合した接続部を形成した内部半径方向端部と、によって構成されており、
前記翼は第１翼（５ａ）および第２翼（５ｃ）を具備し、前記翼は個々に第１方向および第２方向（６ａ，６ｃ）に沿って延び、前記方向は前記長手軸（１ａ）に対して略半径方向とされており、前記第１翼（５ａ）の固有振動数に対して前記第２翼（５ｃ）の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第２翼（５ｃ）は少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）に対して異なった幾何的特性を備え、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）は、前記環状チャネル（５）に沿ってすべて一定間隔で反復されるような順番で前記長手軸（１ａ）の周りに配列され、
前記長手軸（１ａ）に関して、任意の与えられた半径におけるガス流れの理論的軌跡に対応した湾曲した横表面を備えた、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）の前記中央部（７ａ，７ｃ）の切断において、前記中央部（７ａ，７ｃ）の断面は同一であり、前記第１および第２方向（６ａ，６ｃ）は前記断面が積層された方向を形成した翼列において、
前記異なった幾何的特性は、１つの前記第１方向（６ａ）に対する前記第２方向（６ｃ）の曲率および／または傾斜によって定義されており、前記方向（６ａ，６ｃ）の異なった曲率および／または傾斜は前記断面の平行移動に帰結し、前記翼（５ａ，５ｃ）の幾つかのゾーンは角度ピッチにおけるわずかな平行移動、ならびに／またはリーディングエッジ間およびトレーリングエッジ間での軸方向のわずかな千鳥配置を有することを特徴とする翼列。
【請求項２】
前記中央部（７ａ，７ｃ）は、前記翼の半径方向さの少なくとも６０％に等しい半径方向の延びを有することを特徴とする請求項１に記載の翼列。
【請求項３】
複数のセクタ（２；１３；１８）から成り、当該各セクタは単一部品として形成され且つ互いに等しく、前記各セクタは、少なくとも１つの前記第１翼（５ａ）および少なくとも１つの前記第２翼（５ｃ）を具備していることを特徴とする請求項１または２に記載の翼列。
【請求項４】
前記複数の翼は第３翼（５ｂ）を具備し、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）の固有振動数に対して前記第３翼（５ｂ）の固有振動数を意図的に変化させるために、前記第３翼（５ｂ）は前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）に対してさらに異なった少なくとも１つの幾何的特性を備えていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の翼列。
【請求項５】
前記第３翼（５ｂ）の外側の幾何形状は、前記長手軸（１ａ）に関して与えられた任意の半径において、前記第１、第２、および第３翼の前記中央部の断面を変化させることなく、前記第１および第２翼（５ａ，５ｃ）外側の幾何形状と意図的に異ならせていることを特徴とする請求項４に記載の翼列。
【請求項６】
前記第３翼は、高圧側に配置され且つガスの流路の接線方向の面に平行なリブを備えていることを特徴とする請求項４または５に記載の翼列。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンシステムのための翼列に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機エンジンのためのガスタービンの分野においては、可能な限り重量を減少させることによって、性能を増大する必要があるという意識が長く存在していた。やがて、このことは翼の配列の構成を導き、そのようの配列は、一方では高い空気力学的荷重を受け、他方ではますます厚さが薄くなっており、したがって必然的に屈曲およびねじりの両方に関して低剛性となっている。
【０００３】
翼の剛性の低下は、必然的に特定の機能状態の下で不安定さが見られるタービンの構成に帰結した。特に、この不安定性は同一のタービンステージの翼間での空気力学的相互作用に由来した空力弾性的事象に対する顕著な敏感さによるものであり、その事象は翼列に応力を負荷し、それらを構造的な臨界状態に導き、およびノイズ放出を生じる振動を誘因する結果を伴っている。
【０００４】
この自己誘起空力弾性的事象はフラッタとして知られており、したがって翼列の設計において制約を形成している。一般的に、翼はより高剛性に形成され、この事象を最小化し、前述のような望まれない重量の増加となる結果を伴っている。
【０００５】
有利な代替案として、翼列の設計において、翼の一部の特性を変化させて、軸対称の標準的な構成から外れるようにすることが知られている。
【０００６】
言い換えると、各翼列内の翼の幾何形状および／または相対位置は、翼の第２セットに対する翼の第１セット間の臨界振動モードの固有振動数を意図的に「低下」または「離調」させるように、および第１セットの翼と第２セットの翼とを千鳥配列して翼列を形成するように決定されている。
【０００７】
このようにして、異なったタイプの隣接した翼間の空気力学的相互作用は減少され、これによって翼列全体を振動的により安定させて提供することが可能である。
【０００８】
意図的に低下された固有振動数を有する翼を伴った既知の解決策においては、空気力学的効果は通常は低下する。実際に、第１セットの翼と第２セットの翼との間の高圧側および低圧側ならびに／またはリーディング角およびトレーリング角における幾何形状の変化によって、多様なブレード間チャネルにおける（圧力、ガス流れ方向等の）流出状態は、軸対称状態の標準タイプにおいて設計されたものに対して根本的に変化している。
【０００９】
特許文献１は、空気力学的効果を損なうことなくフラッタを減少させることを目的としたタービンロータを開示している。この場合、低下は外側の幾何形状および翼間のピッチを変更することなく、第１セットの翼の半径方向端部に凹部を形成することによって、且つ完全に中実のブレードの第２セットの翼を形成することによって達成されている。
【００１０】
このロータにおいては、前述の半径方向端部は自由端でなければならず、したがって、それらは外部環状プラットフォームによって互いに全く接続されていていない。しかしながら、いくつかの機器においては、ロータが翼と相互接続された外部環状プラットフォームを備えることは好都合であり、または必要でさえもあり、特許文献１の解決策には、効果的に採用されていない。
【００１１】
さらに、材料を除去するための機械加工および翼の一部の半径方向端部における凹部の形成は、余分な製造時間および製造コストをかける。
【００１２】
特許文献２はタービンエンジンのためのファンブレード翼列を開示しており、その翼列では、各ブレードは端縁が設けられた一組のシュラウドを備えており、その端縁は隣接したブレードのシュラウドと接触している。隣接したブレードのシュラウド角のわずかな差異は、運転中の翼弦の角度の対応した差異を生じ、翼列はデチューンされて、翼のフラッタが防止される。
【００１３】
既知の解決策の別の欠点は、第１セットおよび第２セットの翼が異なった幾何的特性を有するように個別に製造されることによって、専用の保管および取扱いシステム、ならびに異なった識別コードを必要とすることである。さらに、組み立て段階においては、設計されたときに、正確な位置に様々な翼を組み付けるためのいくつかの参照および位置システムを設けることが適切である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１４】
【特許文献１】米国特許第４，０９７，１９２号明細書
【特許文献２】米国特許第５，６６７，３６１号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
本発明の目的は、特許文献１に開示された解決策に対して有効な代替案を構成した、ガスタービンシステムのための翼列を提供することであり、比較的単純且つ安価な様式において前述の欠点を解決することである。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
本発明によれば、請求項１に定義されたようなガスタービンシステムのための翼列、および請求項７に定義されたようなガスタービンシステムのための翼列が提供されている。
【００１７】
本発明は添付図を参照して個々に記載されており、それらの図にはいくつかの非限定的な実施形態が記載されている。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の一部でない、ガスタービンシステムのための第１翼列の正面を簡略的に示した図である。
【図２】図１の第１翼列のセクタを拡大して示した斜視図である。
【図３】図２の切断線ＩＩＩ−ＩＩＩに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図３Ａ】図２の切断線ＩＩＩＡ−ＩＩＩＡに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図３Ｂ】図２の切断線ＩＩＩＢ−ＩＩＩＢに沿った、翼の中心に対して所定の半径を有するように形成された、図２のセクタの翼の断面を示した図である。
【図４】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第２翼列を示した、図２に類似した図である。
【図５】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第２翼列を示した、図３に類似した図である。
【図６】図２に類似した図であり、図２の変化形を拡大し且つ明確化のために部品を除去した図であるが、本発明の一部でない。
【図７】図２に類似した別の変化形を示した図である。
【図８】図３に類似した別の変化形を示した図である。
【図９】図２に類似した別の変化形を示した図である。
【図１０】図３に類似した別の変化形を示した図である。
【図１１】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第３翼列のセクタを示した、図２に類似した図である。
【図１２】本発明の原理により提供された、ガスタービンシステムのための第３翼列のセクタを示した、図３に類似した図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１において、参照符号１は翼列を示しており、図示された実施例においては、ガスタービンシステム（図示略）の一部を形成したタービンステージ内のステータ部を構成している。
【００２０】
翼列１は複数のセクタ２を具備し、これらのセクタは、タービンステージの軸と一致した軸１ａに関して周方向に横並びに配置されている。
【００２１】
本発明の好適な態様によれば、セクタ２は同一であり且つ個々のモノシリックボディによって形成され、各モノシリックボディは、例えば適切なダイに鋳造されて、単一部材として形成されている。図２に見られているように、各セクタ２は少なくとも２つの翼５ａ、５ｂを具備し、全体的に見るとそれらは互いに異なった外形を備えており、それはこれ以降に十分に説明されている。したがって、各セクタ２は一種のモジュールを形成しており、それは組み立ての段階においてステータの周に沿って反復されている。特別な実施例においては、このモジュールは全体で６つの翼を具備している。
【００２２】
各モジュールまたはセクタ２は内部３および外部４をさらに具備し、それらは円弧状に軸１ａの周りに延びて円周方向に置かれ、および／または個々に隣接したセクタ２の部分３および４に接続され、内部環状プラットフォーム３ａおよび外部環状プラットフォーム４ａを形成しており（図１）、それらは全体的に「端壁」の用語によって示されている。プラットフォーム３ａおよび４ａは環状チャネル５を半径方向に区切り、環状チャネル５はタービン内のガス流れをガイドし、翼５ａおよび５ｂを収容していることは自明である。
【００２３】
また図２を参照すると、翼５ａおよび５ｂは、軸１ａに対して概略半径となる個々の方向６ａおよび６ｂに沿って延びており、それらは湾曲されるかまたは直線状とされ、同一の軸位置に配置され、プラットフォーム３ａおよび３ｂに沿って定ピッチを有し、翼５ａおよび５ｂの断面９ａおよび９ｂが積層された方向を定義している（図３）。これらの断面は、理論的ガス流れの軌跡に一致した、湾曲した横表面を得ている。
【００２４】
翼５ａおよび５ｂは個々の中央部７ａおよび７ｂならびに個々の端部８ａおよび８ｂによって構成されており、それらの端部は中央部７ａおよび７ｂのプラットフォーム３ａおよび３ｂへの接続部を形成している。中央部７ａおよび７ｂは全体的に「中央スパン」との用語で示され、慣例的に翼５ａおよび５ｂの高さの２０％〜８０％の範囲で半径方向における幅を備えている。
【００２５】
本発明の一態様によれば、図３Ａおよび３Ｂにも見られているように、軸１ａに対する任意の与えられた半径における中央部７ａおよび７ｂの切断では、断面９ａの外形は断面９ｂの外径と幾何学的に同一、すなわち同じ形状且つ同じ寸法である。明確に、断面９ａおよび９ｂは半径方向、すなわち方向６ａおよび６ｂに沿って、徐々におよび相互に同一の規則で、形状および／または寸法に関して変化することが可能である。
【００２６】
図２に示された実施形態においては、方向６ａおよび６ｂは（ピッチに等しい分だけ軸１ａの周りに回転した後に）同一であり、すなわちそれらは例えば両方とも直線のような同一の曲率を有し、且つ軸１ａに直交した仮想面に対して同一の傾斜を有する。したがって、中央部７ａおよび７ｂは周方向１０に沿って完全に一定間隔で配列され、軸方向に千鳥になっていない、すなわちそれらは周方向に整列された個々のリーディングエッジおよびトレーリングエッジを備えている。
【００２７】
同時に、２つの端部８ａの少なくとも１つは、図３に見られているように、対応した端部８ｂとは異なっている。したがって、翼列１は翼５ａおよび５ｂの少なくとも２つのシリーズまたはセットを具備し、それらは外部半径方向端部および／または内部半径方向端部においてのみ幾何学的に外形が異なっている。端部８ｂの断面９ｂは、（軸１ａに対して同一半径における）端部８ａの断面９ａに対して広くなっている。言い換えると、軸１ａに対して任意の与えられた半径において、端部８ａおよび８ｂにおける断面９ａは、（方向６ａおよび６ｂの間のピッチに等しい分だけ軸１ａの周りに回転した後の）断面９ｂの周長または外形内に完全に広がった周長または外形を備えている。したがって、断面９ａは周方向１０（図３）に沿って測定された寸法Ｄ１を有し、それは同じ方向１０において測定された断面９ｂの寸法Ｄ２よりも小さい。さらに、端部８ａにおいて、高圧側および低圧側が、半径Ｒａによってリーディングエッジおよびトレーリングエッジに結合されており、半径Ｒａは端部８ｂにおける対応した半径Ｒｂよりも小さい。
【００２８】
好適に、端部９ｂは複合フィレットを形成し、すなわち高圧側および低圧側からプラットフォーム表面に抜ける場合に、変化した曲率半径を有する。
【００２９】
本発明の別の態様によれば、翼５ａおよび５ｂは、周方向において一定間隔で反復した順序またはパターンに従って配列されている。図２の特別な実施例においては、このパターンは単一の翼５ａおよび単一の翼５ｂの交互配置によって形成されている。
【００３０】
図７および図８の変化形においては、パターンは複数の翼５ａおよび単一の翼５ｂの組の交互配置によって形成されている。
【００３１】
図９および図１０の変化形においては、パターンは３つの翼５ａのセットおよび３つの翼５ｂのセットの交互配置によって形成されている。明確に、設計段階において選択されたパターンは、例によって示されたそれらのパターン異なり得る。
【００３２】
端部８ａの幅に対する端部８ｂの異なった幅は、翼５ａおよび５ｂの固有振動数を意図的に低下することを可能にし、一方で中央部７ａおよび７ｂが変化しないことを維持し、設計によって確立された空気力学的効果を得ることを可能にしている。
【００３３】
特に、高い空気力学的効果を維持するために、チャネル５の中心における空気力学的状態を乱す要因が作用し始めないことが重要である。通常は、チャネル５の中心におけるガス流れは、二次流れによる影響および損失によって乱されることはなく、二次流れはプラットフォーム３ａおよび４ａに近接した境界層を形成し、半径方向端部におけるチャネル５のゾーンに顕著に影響する。さらに、中央部７ａおよび７ｂの各々に沿って与えられた半径（すなわちチャネル５の半径の２０％〜８０％の間）において、ガス流れは同じ入口角および出口角、ならびに翼の高圧側および低圧側の同じプロファイルに遭遇するので、乱れは誘発されない。
【００３４】
同時に、二次流れによる他の損失によって既に影響されたゾーン内において遂行された場合に、端部８ａに対する端部８ｂの（形状および／または寸法の）幾何学的変化は、空気力学的効果を穏やかに変化させる。
【００３５】
図４および図５はセクタ１３を示しており、その構成部品が示され、可能であればセクタ２で使用されたものと同一の参照符号が使用されているが、翼５ｂは翼５ｃに置き換えられており、翼５ｃは方向６ａの曲率と異なった曲率を有する方向６ｃに沿って延びている。そうであっても、端部８ａおよび８ｃにおける任意の与えられた半径に関して、断面９ａは断面９ｃと同一である。
【００３６】
言い換えると、軸１ａに対する任意の半径における翼５ａおよび５ｃの断面において、断面９ａは対応した断面９ｃと同一であるが、翼５ａおよび５ｃの全体の外形は、曲率によって異なっている。図５に見られているように、方向６ａおよび６ｃの異なった曲率は、断面９ｃの平行移動に帰結し、これは図３において断面９ｂに関して示されている。したがって、翼５ａおよび５ｃの幾つかのゾーンは、角度ピッチにおいてわずかに移動しており、および／またはリーディングエッジ間および／またはトレーリングエッジ間の軸方向においてわずかに千鳥配置となっている。
【００３７】
図６は変化形を示しており、翼列１はステータの代わりにロータの一部を構成している。特に、各翼５ａおよび５ｂに関して、翼列１は、ハブ１７の周内に設けられた対応した座部に固定された、関連したルート１６を具備している。単一部材に形成されたセクタ内の少なくとも２つの翼をグループ分けすることによって（図１１）、前述のモジュールコンセプトがロータの場合にもあてはめられ得る。
【００３８】
図示されていない更なる変化形によれば、翼列１は翼５ａ無しに翼５ｂおよび５ｃを具備している。
【００３９】
図１１および図１２はセクタ１８を示しており、その構成部品が図示されており、可能であれば、セクタ２および１３に使用された参照符号と同一の参照符号が使用されている。セクタ１８は、基本的に２つのシリーズの翼を具備している点においてセクタ２および１３とは異なっており、それらの翼は順序またはパターン内において互いに交互に配置されており、この場合にも常にチャネル５の周方向１０に沿ってすべて一定間隔で反復されている。特に、セクタ１８は図２および４に示された翼と同じ翼５ａ、図２に示された翼と同じ翼５ｂ、および図４に示された翼と同じ翼５ｃを具備している。
【００４０】
したがって、翼５ａ、５ｂ、および５ｃは異なった外側の幾何形状を有しているが、すべてが個々の中央部７ａ、７ｂ、および７ｃを具備し、任意の与えられた半径を得る断面は、同一の外径を有する。
【００４１】
より具体的には、順序またはパターンは単一の翼５ａ、単一の翼５ｂ、および単一の翼５ｃの交互配置によって形成されているが、この例とは異なっていてもよい。
【００４２】
図示されていないさらなる変化形においては、翼列は翼５ａとは異なった翼のシリーズを具備し、それらは高圧側、好適に中央部７ａに配置され且つガスの流路の接線方向の面に略平行な単純なリブを備えている。
【００４３】
このリブは、ガス流れの流体力学的状態をチャネル５の中央ゾーンにおいて概略変化させず、翼列１の翼の固有振動数を低下させ、添付図に示された実施形態によって得られた目標と同一の目標を達成することを意図している。
【００４４】
設計段階においては、中央部７ａ、７ｂ、および７ｃの断面を不変に維持しているが、翼５ａ、５ｂ、および５ｃの外側の幾何形状は、臨界振動モードの固有振動数を低下させることによって隣接した翼間の空気力学的相互作用を減少させるように決定されている。
【００４５】
したがって、空力弾性的観点から、より大きい安定性を達成することが可能である。
【００４６】
同時に、幾何学的振動は翼の外形に関連し、プラットフォーム４ａを挿入することが可能であるので、翼列の重量は増加されていないかまたはわずかにしか増加されていない。
【００４７】
それに加えて、翼５ａ、５ｂ、および５ｃの特定の構造は、高いレベルの空気力学的効果を維持することを可能にしており、これは中央部７ａ、７ｂ、および７ｃの断面がチャネル５の周に沿って一定であり且つピッチ内の変化が比較的小さいかまたは生じていない場合に、チャネル５の中央ゾーンにおけるリーディングエッジおよびトレーリングエッジならびに高圧側および低圧側のプロファイルが変化しないためである。特に、翼５ｂは、角度ピッチならびにリーディングエッジおよびトレーリングエッジの位置が全周に沿って完全に一定のままであるので、空気力学的観点から特に有利である。
【００４８】
さらに、ブレード間チャネルが周方向において比較的小さい寸法を有する場合（すなわち翼列が多数の翼を備えている場合）であっても、翼５ｂは全く問題なく使用されることが可能である。
【００４９】
改良および変化が、添付の請求項に定義された保護の範囲から逸脱することなく翼列１に適用され得ることは、先の記載から明白である。
【００５０】
特に、翼列１の各セクタは、例によって示された翼の数と異なった翼の数を具備することが可能である。
【００５１】
前述の通り、固有振動数の低下は差別なくステータおよびロータに適用され、ならびに差別なくコンプレッサおよびタービンに適用されることが可能である。
【００５２】
さらに、方向６ａと６ｂとの間の差は曲率にあるのではなく、軸１ａ直交した仮想面に対する傾斜にある。
【符号の説明】
【００５３】
１  ・・・翼列
２，１３，１８  ・・・セクタ
３  ・・・内部
３ａ  ・・・内部環状プラットフォーム
４  ・・・外部
４ａ  ・・・外部環状プラットフォーム
５  ・・・環状チャネル
５ａ，５ｂ，５ｃ  ・・・翼
７ａ，７ｂ，７ｃ  ・・・中央部
９ａ，９ｂ，９ｃ  ・・・断面
１６  ・・・ルート
１７  ・・・ハブ
【国際調査報告】
2015520321.tif 000017
2015520321.tif 000018
2015520321.tif 000019