(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼前縁と、翼後縁と、根本と先端とを備えたキャンバした翼型部分を有するガスタービンエンジンの圧縮機またはタービンのステータベーンにおいて、前記翼型部分の翼弦長は、根本近傍の第一の値から前記根本と前記先端との間の翼幅中間位置での第二の値まで増加されており、さらに、前記翼弦長は、前記翼幅中間位置から前記先端部分までは一定とされていることを特徴とするステータベーン。
【請求項２】
前記翼幅中間位置は、翼型幅の５％から９５％、より好ましくは２５％から７５％の範囲に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のステータベーン。
【請求項３】
前記翼幅中間位置は、前記翼型幅の略５０％位置に設けられていることを特徴とする請求項１に記載のステータベーン。
【請求項４】
前記第一の値の前記第二の値に対する比は、０．７から０．９であることを特徴とする請求項１に記載のステータベーン。
【請求項５】
前記第一の値の前記第二の値に対する比は、略０．８であることを特徴とする請求項１に記載のステータベーン。
【請求項６】
翼前縁と、翼後縁と、根本と先端とを備えたキャンバした翼型部分を有するガスタービンエンジンの圧縮機またはタービンのロータブレードにおいて、前記翼型部分の翼弦長は、根本近傍の第一の値から前記根本と前記先端との間の翼幅中間位置での第二の値まで増加されており、さらに、前記翼弦長は、前記翼幅中間位置から前記先端部分までは一定とされていることを特徴とするロータブレード。
【請求項７】
前記翼幅中間位置は、翼型幅の５％から９５％、より好ましくは２５％から７５％の範囲に設けられていることを特徴とする請求項６に記載の流れロータブレード。
【請求項８】
前記翼幅中間位置は、前記翼型幅の略５０％位置に設けられていることを特徴とする請求項６に記載のロータブレード。
【請求項９】
前記第一の値の前記第二の値に対する比は、０．７から０．９であることを特徴とする請求項６に記載のロータブレード。
【請求項１０】
前記第一の値の前記第二の値に対する比は、略０．８であることを特徴とする請求項６に記載のロータブレード。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン用の軸流圧縮機において、前記圧縮機は、少なくとも１つの非回転のステータベーン段と、少なくとも１つのブレード段とを有しており、前記ブレード段は、長軸を中心として回転可能とされ、少なくとも一つのステータベーン段のステータベーンは、可変ステータベーンであり、その残りのステータベーン段は、固定ステータベーン段であって、少なくとも一つの固定ステータベーン段の固定ステータベーンの前記翼型部分の翼弦長は、前記根本近傍の第一の値から前記根本と前記先端との間の翼幅中間位置での第二の値まで増加されており、さらに前記翼幅中間位置から前記先端部分までは一定とされていることを特徴とするガスタービン用軸流圧縮機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの圧縮機やタービン領域に使用されるステータベーンやブレード等、流れ制御要素に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
現在のガスタービンエンジンは、軸流圧縮機又は遠心圧縮機を使用して燃焼に好適な圧力及び温度にまで空気を圧縮している。上記圧縮機は、上記圧縮機入り口の低圧領域から上記圧縮機吐出部での高圧領域にまで空気を導くようになっている。空気は本来、高圧領域から低圧領域へと流れて行くため、上記圧縮プロセスには大きなエネルギを消費することになり、上記圧縮機をできるだけ高効率として上記エネルギ消費を低減させることが好ましい。
【０００３】
上記エンジンの圧縮機を通って流れる空気流の方向は、圧力が減少する方向へ流れるという空気の自然な流れとは逆であることから、圧縮機は、サージといった空力学的不安定性の影響を受けやすい。圧縮機サージは、上記圧縮機に対して突然、かつ、好ましくない空気の逆流等といった破壊的な現象を生じさせる。幸運な場合には、サージは、エンジンの出力を瞬間的に失わせてしまうだけで、その後、上記圧縮機を通して正常な空気流が流されるようになるとともに、通常のエンジン運転が再開されることになる。より重大な場合には、上記圧縮機を通る正常な空気流が良好に再現されず、エンジン出力を維持しておけなくなることになる。さらには、サージにより、エンジン部品が破損してしまうことにもなる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上述したサージを回避する必要があることは明らかなことである。サージを回避するべく、圧縮機の設計者は、これまで上記圧縮機のサージマージンを増加させるための検討を行ってきた。より詳細には後述するが、サージマージンは、上記圧縮機のサージに対する抵抗性を示す尺度となるものである。当業界では良く知られているように、圧縮機のサージマージンを増加させると、圧縮機効率が低下し、かつ、エンジンの定常状態を持続させるための燃料消費が増大してしまう不都合があった。
【０００５】
従って、圧縮機効率とエンジン効率とに影響を与えずに圧縮機サージマージンを改善するための方法が望まれていた。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、タービンエンジン用のブレード又はベーンは、空気流速度を、上記翼型の翼幅方向にわたって再分散させるような特殊な形状とされている。特に、上記翼型は、上記翼型根本で最小の値を持ち、上記根本と上記翼型先端部の翼幅中間位置に向かって増大するような翼弦長を有していることを特徴とする。また上記した翼幅の中間位置と上記先端部との間では、上記翼弦長は実質的に一定とされている。
【０００７】
本発明の一実施例では、上記翼幅中間位置は、上記翼型幅の２５％から７５％に設けられていることが好ましい。又、別の実施例では、上記翼型根本の翼弦長の上記翼幅中間位置での翼弦長に対する比は、０．７から０．９の範囲であることが好適である。
【０００８】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固定段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効果的である。
【０００９】
本発明の第一の効果は、圧縮機の定常状態での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマージンを増加させることができることにある。
【００１０】
本発明の上記した特徴、効果、及びその他の効果及び特徴については、添付する図面と実施例とをもってより詳細に説明する。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明は、ガスタービンエンジン用圧縮機のサージマージンの低下は、少なくともその一部が上記圧縮機流路において翼幅の中間部分より径方向外側での軸方向速度（特に流路の外壁付近）が減少してしまうことに起因しており、上記軸方向速度を径方向に再配分すれば、上記圧縮機作動ラインの定格水準において、ほとんどあるいは全く効率を低下させずに上記サージマージンを著しく改善することができるという認識の下になされたものである。
【００１２】
図１には、軸流ガスタービンエンジン１０を示す。このガスタービンエンジン１０は、非回転のステータベーン１２，１２ａと、回転ブレード１４等の列となった流れ配向要素、すなわち段が交互に配列されている。ただし、上記流れ配向要素には、図面を明確に示すため、その一部だけに符号を付けている。上記ブレード及びベーンの内側端にあるプラットフォーム１６と１８は、圧縮機の流路２２の内側壁２０を画成している。圧縮機ケースアッセンブリ２４と上記いくつかのベーンの外側プラットフォーム２５は、上記圧縮機流路の外側壁を画成している。上記内側壁と上記外側壁は、長手方向の中心軸２７を中心として周囲を取り囲んでおり、圧縮機の環状流路を画成している。上記複数のブレードの翼型部分２８は、上記内側壁から径方向外側、かつ、上記外側壁の寸前まで延びていて、それぞれのブレード先端部３０と上記外側壁との間には、わずかなギャップ２９が画成されている。上記内側壁の径方向内側において、それぞれのブレードがロータ３１に取り付けられている。エンジンの運転中、上記ロータと、このロータに取り付けられたブレードとは、上記軸を中心として回転する。上記ステータベーンの翼型部分３２は、上記圧縮機流路を横切って、上記内側壁から上記外側壁まで延びている。この複数のベーン３２は、エンジン運転中には軸２７を中心として回転しない。しかしながら、ベーン段のうちの少なくとも一段は、トラニオン３４に支持されており、この様にして支持された各ベーンは、径方向の軸３５を中心として回動可能になっている。上記回動可能なベーン１２を可変ベーンと呼ぶ。上記各可変ベーンは、連結アーム３６によって、ユニゾンリング３８へと連結されており、このユニゾンリング３８は、上記圧縮機を取り囲むように延びている。図示していないが、複数のアクチュエータが、上記ユニゾンリングを周方向に移動させて、上記可変ベーンを回動させるようになっている。符号１２ａで示されるベーンは、回動可能とされておらず、これらを固定ベーンと呼ぶ。
【００１３】
エンジンの運転中には、低温、低圧の空気５０は、上記圧縮機入り口５２に吸引される。この空気は、圧縮されて、上記複数のブレードと複数のベーンとが協働することで軸方向後方に向かって流されて行く。高温、高圧の空気は、圧縮機吐出口５４から排出される。上記圧縮機は、上記空気をその圧力が増加する方向へと強制的に流すため、上記圧縮機には、前述したようなサージという問題が生じる。
【００１４】
圧縮機性能は、典型的には、図２に示した圧縮機線図によって説明できる。上記線図は、上記圧縮機を横切る圧力比、すなわち、上記圧縮機吐出口圧に対する上記圧縮機入り口圧の比を、上記圧縮機を流れる流量比の関数として示したものである。作動ライン６０は、上記圧縮機の定常状態での運転状態を示している。サージライン６２は、上記エンジンがサージ状態となる状態あるいはそれ以上の状態にある運転状態を示す。サージマージンは、圧縮機のサージに対する抵抗性を表す指標となるものであり、このサージマージンは、所定の空気流量において、上記作動ラインと上記サージラインとの間の垂直方向の距離（矢印６４）で示されている。サージマージンは、通常上記圧縮機の作動ラインにおける圧力比をパーセントで示して表すことができる。エンジンの寿命中には、エンジンの劣化により、連続的、かつ、自然にエンジンのサージマージンが低下する。すなわち上記サージラインが、低下（サージライン６２に比べて低下したサージラインを６２ａで示している）したり、上記作動ラインが上昇したりする（作動ライン６０に対して劣化した運転ラインが６０ａによって示されている）。また、急速にエンジン出力を変化させたり、エンジンを横風の下で運転する等、ある種の過渡的な事態によって一時的ではあるが、顕著なサージマージンの減少が生じることも知られている。このような過渡的な現象により、作動ラインが、上記正常な作動ラインを著しく超えたような過渡的運転条件を発生させてしまうことになる。設計者は、上記したような不可避的にサージマージンが減少しても、常にサージマージンに余裕を持たせておくことが要求される。定常状態でのサージマージンを改善すると、上記圧縮機作動ラインの定格水準において、上記圧縮機とエンジン効率とを低下させてしまうといった不都合をもたらしてしまうことが知られていた。これとは逆に、効率を向上させると上記サージマージンが減少してしまうことになっていた。
【００１５】
本発明は、上記圧縮機作動ラインの定格水準において、上記圧縮機効率を全く、あるいはほとんど低下させずに上記圧縮機のサージマージンを改善するといった、特殊かつ通常では得られないような所望の効果を発揮するものである。実験的な検討では、サージマージンは、著しく改善でき、かつ、効率もわずかながら改善されることが見いだされた。
【００１６】
図３、図４及び図５には、本発明の固定ステータベーンを示す。図３には、本発明のステータベーンを示す。上記ベーンは、翼型部分７０と、一体となった内側と外側の各プラットフォーム７２、７４とを有している。上記内側プラットフォームのフック７６は、上記ベーンにエアシールを取り付けるために備えられている。上記エアシールは、本発明には関連がないので図示してはいない。上記外側プラットフォームの足７８は、上記ケースアッセンブリ（図１参照）に上記ベーンを取り付けるための手段となっている。
【００１７】
図３に示すように、上記翼型領域は、さらに翼前縁８０と、翼後縁８２と、上記翼型と上記内側プラットフォームとの連結部となっている根本８４と、上記翼型と上記外側プラットフォームとの連結部となっている先端部８８とを有している。図４には、仮想的な翼弦線９０が、上記翼前縁８０から上記翼後縁８２にまで延ばされている。この翼弦線の長さを、翼型の翼弦長とする。上記翼型は、曲面すなわち、キャンバが付けられており、その一方の面は、正圧面１００と呼ばれ、この正圧面１００は、凹面形状を有している。反対側の面は、負圧面１０２と呼ばれており、この負圧面１０２は、凸面となっている。平均キャンバライン１０４は、上記正圧面と上記負圧面との中間点を、上記平均キャンバラインが垂直となるようにこの中間点を連結したラインである。翼型曲面は、そのキャンバ１０６によって定量化されるが、その際のキャンバとは、上記翼弦線から上記平均キャンバラインまでの最大離間幅１０６として定義される。キャンバは、多くの場合、翼弦長に対するパーセントとして表示される。上記翼型幅１０８は、上記根本から上記先端部までの上記翼型に沿った長さを示す。
【００１８】
本発明によれば、上記翼型の上記翼弦が変化している。上記翼弦長は、根本での第一の値から、上記根本と上記先端部の翼幅中間位置１１０で、前記第一の値より大きな第二の値にまで増加して行くようになっており、これにより上記翼型が圧縮機に取り付けられた状態において、上記根本から翼幅方向に距離が増加するにつれて、上記翼後縁が、より上記圧縮機の排出部に近接するようになっている。上記根本と翼幅の中間位置との間の上記翼型部分を、翼型の狭窄翼弦長部分又は、可変翼弦長部分と呼ぶ。上記翼弦長は、上記翼幅中間位置から上記先端まではほぼ一定とされている。上記翼型の翼前縁は、エンジンに取り付けられた状態では、図１及び図３の側面立面図に示されているように、一般には径方向に向くように沿っている。しかしながら、本発明では、正面立面図として見た場合に、翼前縁が周方向に傾けられているような翼型を使用することもできる。このような翼型の一例は、ワインゴールド(Weingold)らに付与され、本願と同一の譲受人に係わる米国特許第５、０８８、８９２号に開示のものを挙げることができる。
【００１９】
上記可変翼弦長を使用したことによるサージマージンの改善は、少なくともその一部は、図６と図７とに示されるように、上記圧縮機の流路を通る上記空気流の軸方向速度を径方向に再分散させることによるものである。
【００２０】
図６は、従来の翼型を有する圧縮機の吐出部での翼型幅間の位置をパーセントで表したものに対して、軸方向速度を解析的に見積もった値を示したものである。上記圧縮機は、１１段の回転ブレードと、１２段の非回転のステータベーン段とを有してなり、かつ、非回転のステータベーン段の中の４段のベーンは、可変ベーンとされていて、残りの８段は、固定ステータベーンとなっている。図には、定格作動ラインと、上記定格作動ラインを１１％上回った作動ラインの双方を図示してある。上記の図によれば、従来の翼型では、軸方向速度が、およそ上記翼型根本で最大となり、かつ、上記先端部に向かって減少していることが示されている。翼型幅が増加することによる上記軸方向速度の減少は、特に作動ラインが上昇した場合に顕著になっている。なお、上図においては、軸方向速度としてフィート／ｓｅｃ（フィートは約０．３０４８ｍ）を用いている。
【００２１】
図７は、上記した８段の固定ベーン段のうちの最初の連続した７段を本発明のベーンとした圧縮機について、その軸方向に流れる速度について同様のことを行った場合の結果を示したものである。作動ラインを通常の１３％と２６％まで上昇させたものの他、定格の作動ラインについても見積もりを行った（作動ラインを１１％まで上昇させた場合のラインは、図６と直接比較して補間した速度を用いた）。図によると、可変翼弦長を有する翼型は、径方向に上記軸方向の空気流速を再分散させて、その軸方向速度を、上記した従来法の翼型で得られる速度に比べて、上記翼型根本部でより低速とし、かつ、上記先端部、すなわち、流路の外壁近傍でより高速としている。
【００２２】
上記流路外壁近傍での流速向上の重要性は、各回転ブレードと前記流路外壁との間の上記クリアランスギャップ２９（図１）の効果を考慮すると理解することができる。すなわち各ブレードの正圧面に接した空気は、上記ギャップを通して上記ブレードの負圧面に漏れ出て、先端リーク渦(tip leakage vortex)を形成する。この先端リーク渦は、上記外壁近傍の空気流を部分的に阻害する。上記した阻害は、上記作動ラインが上昇するにつれてますます激しくなる。一方で上記ステータ先端から離脱する軸方向空気流速が低い場合には、従来のステータベーンの様に上記先端リーク渦に起因する阻害作用を改善できず、かつ、上記ブレード先端部で空力学的失速が生じる結果になる。上記先端部での失速は、直ちに圧縮機のサージへと進行する。対照的に、本発明のステータベーンを使用すると、上記ブレード先端での軸方向速度が高められることになり、かつ、上記先端クリアランス渦、すなわち、上記先端リーク渦を改善することができるようになる。
【００２３】
図４と図５とを用いれば、上記可変翼弦長翼型による上記流れ速度の再分散について、上記ベーンによって加えられる流れ方向の変化から説明することができる。上記ベーンの一定翼弦長部分（図５）は、上記流れをその流入方向ｄ１、軸方向に対する角度ａ１から、脱出方向ｄ２、軸方向に対する角度ａ２へと曲げる。上記狭窄翼弦長部分（図４）は、上記流れを、方向ｄ１から方向ｄ３へと軸方向に対する角度ａ３まで曲げる。上記狭窄翼弦長部分（図４）では、一定翼弦長部分よりも曲率がより小さい、すなわちより小さなキャンバ１０６を有しているので、上記翼型の根本付近の方向ｄ３は、ｄ２よりも軸方向に対して大きくずれている。当然、翼幅方向への位置については、上記根本部から離れるにつれて、方向ｄ３は、軸方向により近づいてきて、位置１１０において方向ｄ２とｄ３とは同一となっている。上記した可変（狭窄）翼弦長部分は、上記した一定翼弦長部分のように上記流れをを前記軸方向に向けて偏向させないので、上記軸方向速度は、上記一定翼弦長部分では増大することになり、上記圧縮機を流れる空気の体積流量比が改善されることになる。
【００２４】
図８は、定格作動ライン水準でのサージマージンと圧縮機効率との相関関係を示したものである。斜線を付けたバンド１１２は、サージマージンを改善する際に、通常予測される効率低下を示したものである。データポイント１１４、１１６、１１８は、可変翼型を用いた場合と用いなかった場合の圧縮機の試験結果を示したものである。実験の便宜上、上記複数の圧縮機は、タービンエンジンに取り付けずに単体で試験を行った。データポイント１１４は、従来の翼型を有する圧縮機、すなわち、図６で示すような速度分布を有する圧縮機の効率とサージマージンとを示している。ポイント１１８は、本発明の固定翼型を７段有する圧縮機、すなわち、速度プロファイルが図７で示される圧縮機の効率と、サージマージンとを示したものである。ポイント１１６は、８段のうちの連続した初めの４段の固定ステータベーン段のステータベーンが、本発明のステータで構成されている同様の圧縮機のデータを示したものである。最後にデータポイント１１９は、データポイント１１８に示した圧縮機をタービンエンジンに搭載して、その特性を発揮させることによって単体で試験した結果が信頼できることを確認したものである。
【００２５】
図８から明らかなように、本発明のステータベーンは、バンド１１２で示されているような予測結果とは逆に、サージマージンを改善するばかりではなく、正常運転ライン付近において効率を低減させないことが示されている。翼型における狭窄翼弦長部分での翼弦長は、圧縮機効率の低下が上記圧縮機の定格の作動ラインの付近で検出できる程度に発生しないように減少されている。定格の作動ラインよりも著しく高い作動ラインでは、ある程度の効率低下は発生する。しかしながらこの低下は、上記した作動ラインが、通常では２つの安定した運転条件が急速に変化すると言ったような場合に一過的に生じるものであることから、特に問題となる訳ではない。上記した上昇した作動ライン水準において、短時間でも時間間隔をとるように運転すれば、通常に運転している、又は定格作動ライン付近にある上記圧縮機の定常状態特性には大きく影響を与えることはない。
【００２６】
上記した説明は、ステータベーンについて行ってきたが、本発明によって製造した圧縮機ブレードも同様の有効な効果を有することが期待できる。図９は、本発明による圧縮機ブレードを示したものである。上記ブレードは、翼型領域１２０と、一体となった内側プラットフォーム１２２とを有している。取り付け手段１２４は、上記内側プラットフォームの径方向内側に取り付けられており、これは、上記ブレードをロータに取り付けるために備えられているものである。上記翼型領域は、翼前縁１２６と、翼後縁１２８と、上記翼型と上記内側プラットフォームとの連結部にある根本１３０と、上記翼型の最外端にある先端部１３２とを有している。図３のステータと同様に、上記翼型の翼弦長は、本発明により改善されている。また、上記翼弦長は、およそ、根本部分の第一の値から、上記根本と上記先端部との翼幅中間位置１３４の第二の値にまで増加している。上記翼弦長は、上記翼幅中間位置から上記先端部にかけて、ほぼ一定とされている。
【００２７】
上記翼型幅の５％から９５％の翼幅中間位置では、いずれも良好な結果を与えるものと考えられるが、本発明によって構成されたステータベーンの解析的、かつ実験的な評価によれば、上記翼幅中間位置１１０は、上記翼型幅の２５％から７５％の翼幅中間位置にあることが好ましいことが示された。本発明を実施する際の最良の実施例は、上記翼型幅の５０％の翼幅位置とすることによって得ることができる。図８のデータポイント１１４、１１６、１１８、１１９に示されているように、可変された翼弦長を有する固定ベーン段の数が増加すれば、上記サージマージンも増大している。
【００２８】
いくつかの実施例によって示したように、圧縮機サージを頻繁に生じさせるような圧縮段は、試験や解析によって同定することができる。上記したような場合、可変翼弦長を有する流れ配向要素の段の最初の１つ以上の段を、上記した同定された段の上記圧縮機上流側、すなわち入り口側に配設することが最も効果的である。この様に配置することで、軸方向速度の径方向における再分散が長期間にわたって、軸方向にわたって、良好に、安定的に行うことが確実となる。
【００２９】
上記実験結果を解析することにより、さらに、翼弦長の第一の値（根本部での値）の翼弦長の第二の値（翼幅中間位置での値）に対する比は、０．７から０．９の範囲、すなわち、上記根本の翼弦長は、最大翼弦長の７０％から９０％であることが好適であることがわかった。また、本発明の実施するために最良の値は、０．８であった。
【００３０】
本発明は、ガスタービンエンジンの軸流圧縮機を例にとって説明を加えてきたが、本発明は、遠心圧縮機といったいかなる用途にも使用できるブレード付き圧縮機に対して利用することができる。さらには、本発明は、本発明によってサージマージンを増大させることが必須ではない、通常では十分なサージマージンで運転されているタービンにおいても当然ながら利用できるものである。
【００３１】
【発明の効果】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンための軸流圧縮機における、少なくともいくつかの固定段におけるステータベーンとして用いる場合に特に効果的である。また、本発明の第一の効果は、圧縮機の定常状態での効率を低下させずに上記圧縮機のサージマージンを増加させることができることにある。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、いくつかの段を選択して本発明の流れ配向要素を取り付けたタービンエンジン用の軸流圧縮機の断面を、簡略化して示した側面立面図である。
【図２】図２は、定格作動ラインと、性能が低下した作動ラインと、サージ限界とを示した圧縮機特性線図の概略図を示した図である。
【図３】図３は、本発明の圧縮機用固定ステータベーンの側面立面図である。
【図４】図４は、図３のライン４−４で切断して示した断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が一定である部分の代表的な断面を示した図である。
【図５】図５は、図３のライン５−５で切断して示した断面図であり、上記ステータベーンの翼弦長が変化している部分の代表的な断面を示した図である。
【図６】図６は、従来の翼型による圧縮機内での軸流速度の径方向分布を示した図であり、定格作動ライン上での運転と上昇した作動ラインでの運転の双方の場合が示されている。
【図７】図７は、本発明の固定ステータを用いた場合の圧縮機内での軸流速度の径方向分布を示した図であり、正常作動ライン上での運転と上昇した作動ラインでの運転の双方の場合が示されている。
【図８】図８は、サージマージンを改善した場合に通常予測される圧縮機効率の低下を示したグラフであり、本発明によりサージマージンを改善しても効率が維持できることを示した図である。
【図９】図９は、本発明による圧縮ブレードの側面立面図を示した図である。
【符号の説明】
１０…軸流圧縮機
１２…非回転のステータベーン
１４…回転ブレード
１６…プラットフォーム
１８…プラットフォーム
２０…圧縮機流路の内側壁
２４…圧縮機ケースアッセンブリ
２５…外側プラットフォーム
２６…外側壁
【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８】
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【図９】
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【図６】
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【図７】
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