JP2001214707A - 勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズル - Google Patents
勾配付きフイルム冷却を備えるタービンノズルInfo
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- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 冷却空気量の増加させることなく改善された
耐久性をもち、広範囲に及ぶ実地経験と解析に基づいて
改良されたタービンノズルの提供。 【解決手段】 タービンノズル翼（１８）は、前縁と後
縁（３４，３６）との間に延びる正圧側及び負圧側の側
壁（２６，２８）を備えている。翼は、前縁と後縁との
間に３つの内部冷却通路（４２，４６）を形成する一体
式の一対のリブ（３８，４０）を備えている。複数列の
フイルム冷却用孔（１−１３）は、側壁に沿って延びて
おり、正圧側の３列（８−１０）はエーロフォイルの長
さに沿って異なる勾配で傾斜している。
耐久性をもち、広範囲に及ぶ実地経験と解析に基づいて
改良されたタービンノズルの提供。 【解決手段】 タービンノズル翼（１８）は、前縁と後
縁（３４，３６）との間に延びる正圧側及び負圧側の側
壁（２６，２８）を備えている。翼は、前縁と後縁との
間に３つの内部冷却通路（４２，４６）を形成する一体
式の一対のリブ（３８，４０）を備えている。複数列の
フイルム冷却用孔（１−１３）は、側壁に沿って延びて
おり、正圧側の３列（８−１０）はエーロフォイルの長
さに沿って異なる勾配で傾斜している。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は概してガスタービン
エンジンに関し、さらに詳細にはガスタービンエンジン
内のタービンノズルに関する。
エンジンに関し、さらに詳細にはガスタービンエンジン
内のタービンノズルに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいて、空気は
圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合され点火さ
れて高温燃焼ガスが発生する。ガスは、支持用円板から
半径方向外側に延びるタービン動翼列に向けてガスを導
くステータ翼を備える第１段高圧タービンノズルを通し
て吐出される。
圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合され点火さ
れて高温燃焼ガスが発生する。ガスは、支持用円板から
半径方向外側に延びるタービン動翼列に向けてガスを導
くステータ翼を備える第１段高圧タービンノズルを通し
て吐出される。
【０００３】タービン翼は燃焼ガスからエネルギーを抽
出して圧縮機に動力を供給する。ガスはその後、一般的
にターボファン航空機エンジンのファンへの動力供給等
の出力作業を行うためにガスからさらにエネルギーを抽
出する数段のノズル翼と動翼とを有する低圧タービンへ
導かれる。
出して圧縮機に動力を供給する。ガスはその後、一般的
にターボファン航空機エンジンのファンへの動力供給等
の出力作業を行うためにガスからさらにエネルギーを抽
出する数段のノズル翼と動翼とを有する低圧タービンへ
導かれる。
【０００４】高圧タービンノズルは最初に燃焼器からの
燃焼ガスを受取るので、適当な耐用寿命を持たせるため
には冷却が必要である。一般的なタービンノズルは、円
周方向に互いに離間する外側と内側の環状バンドの間に
翼長方向に半径方向に延びる一列のエーロフォイル翼を
備えている。各々の翼の冷却用の圧縮機からの吐出ガス
の一部を受取るよう翼は中空になっている。
燃焼ガスを受取るので、適当な耐用寿命を持たせるため
には冷却が必要である。一般的なタービンノズルは、円
周方向に互いに離間する外側と内側の環状バンドの間に
翼長方向に半径方向に延びる一列のエーロフォイル翼を
備えている。各々の翼の冷却用の圧縮機からの吐出ガス
の一部を受取るよう翼は中空になっている。
【０００５】各々の翼内には、対応する半径方向に延び
るリブまたは隔壁によって内部冷却通路が形成されてお
り、リブまたは隔壁は、円周方向に対向する正圧側と負
圧側の側壁へ一体的に連結されている。翼の内面は、伝
熱冷却を高めるよう運転中にそれを越えて流れる冷却空
気を乱す背の低い乱流部材（turbulator）を備えてもよ
い。
るリブまたは隔壁によって内部冷却通路が形成されてお
り、リブまたは隔壁は、円周方向に対向する正圧側と負
圧側の側壁へ一体的に連結されている。翼の内面は、伝
熱冷却を高めるよう運転中にそれを越えて流れる冷却空
気を乱す背の低い乱流部材（turbulator）を備えてもよ
い。
【０００６】翼の外面に沿って流れる高温燃焼ガスから
該外壁を保護するために、種々の放射状列のフイルム冷
却孔が翼の正圧側と負圧側の側壁に設けられている。
該外壁を保護するために、種々の放射状列のフイルム冷
却孔が翼の正圧側と負圧側の側壁に設けられている。
【０００７】翼の前縁は最初に高温燃焼ガスを受取るの
で、典型的にシャワーヘッド形状の数列のフイルム冷却
孔を備えている。フイルム冷却孔から吐出される空気
は、翼の外面に沿って冷却空気の境界層を生成し、列か
ら列へ付加的な冷却空気で再びエネルギーが与えられ
る。このフイルム冷却空気は、運転中に金属翼を高温燃
焼ガスから保護する防壁をもたらす。
で、典型的にシャワーヘッド形状の数列のフイルム冷却
孔を備えている。フイルム冷却孔から吐出される空気
は、翼の外面に沿って冷却空気の境界層を生成し、列か
ら列へ付加的な冷却空気で再びエネルギーが与えられ
る。このフイルム冷却空気は、運転中に金属翼を高温燃
焼ガスから保護する防壁をもたらす。
【０００８】典型的なエーロフォイル翼は、前縁の後方
で厚さが増し、典型的には翼弦長の３分の１以内で最大
厚さに達し、その後先細になり厚さを減じながら比較的
薄い後縁に至る。翼が後縁の近くで薄くなるにつれて翼
の後縁領域を冷却することは困難になる。従って後縁は
運転中に比較的高温に曝される別の領域である。
で厚さが増し、典型的には翼弦長の３分の１以内で最大
厚さに達し、その後先細になり厚さを減じながら比較的
薄い後縁に至る。翼が後縁の近くで薄くなるにつれて翼
の後縁領域を冷却することは困難になる。従って後縁は
運転中に比較的高温に曝される別の領域である。
【０００９】典型的に後縁は内部対流冷却をもたらす一
列の後縁吐出孔によって冷却される。また、正圧側壁を
保護し、更なる保護を図るために下流方向後縁へ延びる
冷却空気フイルムを発達させるために、正圧側壁に一列
またはそれ以上の付加的なフイルム冷却孔を設けてもよ
い。
列の後縁吐出孔によって冷却される。また、正圧側壁を
保護し、更なる保護を図るために下流方向後縁へ延びる
冷却空気フイルムを発達させるために、正圧側壁に一列
またはそれ以上の付加的なフイルム冷却孔を設けてもよ
い。
【００１０】さらに、負圧側壁は、前縁と最大厚さ領域
との間に数列のフイルム冷却用のえら孔（ｇｉｌｌ ｈ
ｏｌｅ）を含んでもよく、これにより負圧側壁を保護す
るための冷却空気フイルムが発達し、後縁へ流れて後縁
をさらに保護する。
との間に数列のフイルム冷却用のえら孔（ｇｉｌｌ ｈ
ｏｌｅ）を含んでもよく、これにより負圧側壁を保護す
るための冷却空気フイルムが発達し、後縁へ流れて後縁
をさらに保護する。
【００１１】燃焼ガスは、翼の正圧側及び負圧側の側壁
に沿って異なる速度で流れるので、翼の前縁から後縁ま
での種々の領域は様々な加熱量に曝され、これに対応し
て様々な冷却量を必要とする。ノズル翼の冷却のために
燃焼器から迂回されるいかなる空気もエンジン全体の能
率を低下させるので、その量は適当なノズル翼の耐用寿
命を達成しながら最少限にとどめる必要がある。
に沿って異なる速度で流れるので、翼の前縁から後縁ま
での種々の領域は様々な加熱量に曝され、これに対応し
て様々な冷却量を必要とする。ノズル翼の冷却のために
燃焼器から迂回されるいかなる空気もエンジン全体の能
率を低下させるので、その量は適当なノズル翼の耐用寿
命を達成しながら最少限にとどめる必要がある。
【００１２】燃焼ガスの加熱効果の変動と冷却空気の冷
却効果の変動とは温度勾配を生じるので翼の設計をさら
に複雑にする。温度勾配は、翼材料の異なる膨張と収縮
をもたらし、これは運転中の翼の低周波疲労による寿命
に影響を及ぼす、熱的に誘発される歪みと応力の原因と
なる。
却効果の変動とは温度勾配を生じるので翼の設計をさら
に複雑にする。温度勾配は、翼材料の異なる膨張と収縮
をもたらし、これは運転中の翼の低周波疲労による寿命
に影響を及ぼす、熱的に誘発される歪みと応力の原因と
なる。
【００１３】例えば、隔壁またはリブは、翼の正圧側と
負圧側との間に延びる対応する冷却通路を形成し、それ
に沿って導かれる空気によって翼の内部で保護され冷却
されるので本質的に比較的低温である。比較的高温の翼
の正圧側及び負圧側の側壁に比べこのリブは比較的低温
であり、両者の間には相当大きな温度勾配が生じる。さ
らに、翼の前縁と後縁の間で正圧側と負圧側に沿って異
なる大きさの温度勾配も生じる。
負圧側との間に延びる対応する冷却通路を形成し、それ
に沿って導かれる空気によって翼の内部で保護され冷却
されるので本質的に比較的低温である。比較的高温の翼
の正圧側及び負圧側の側壁に比べこのリブは比較的低温
であり、両者の間には相当大きな温度勾配が生じる。さ
らに、翼の前縁と後縁の間で正圧側と負圧側に沿って異
なる大きさの温度勾配も生じる。
【００１４】従って、従来技術にあっては、様々な複雑
さと効果の度合い及び様々な耐用寿命を有する種々の形
状の冷却タービンノズル翼が多数存在している。
さと効果の度合い及び様々な耐用寿命を有する種々の形
状の冷却タービンノズル翼が多数存在している。
【００１５】例えば、ゼネラルエレクトリック社はＣＦ
３４という名前のターボファン航空機用ガスタービンエ
ンジンを製造販売しており、このエンジンは数十年に亘
り商業的に成功し使用されている。このエンジンの高圧
タービンノズルは、顕著な耐用寿命を持つフイルム冷却
されう翼を備えている。このエンジンの数十年に亘る商
業用途は、タービンノズルの耐久性と寿命を評価するた
めの数千時間の実地経験をもたらしている。
３４という名前のターボファン航空機用ガスタービンエ
ンジンを製造販売しており、このエンジンは数十年に亘
り商業的に成功し使用されている。このエンジンの高圧
タービンノズルは、顕著な耐用寿命を持つフイルム冷却
されう翼を備えている。このエンジンの数十年に亘る商
業用途は、タービンノズルの耐久性と寿命を評価するた
めの数千時間の実地経験をもたらしている。
【００１６】このノズルの設計の広範囲に及ぶ解析に関
連するそのような実地経験は、今や必要とする空気量を
増加することなくタービンノズルの耐久性と寿命を改善
するために利用できる。
連するそのような実地経験は、今や必要とする空気量を
増加することなくタービンノズルの耐久性と寿命を改善
するために利用できる。
【００１７】
【発明が解決しようとする課題】従って、冷却空気量の
増加させることなく改善された耐久性をもち、広範囲に
及ぶ実地経験と解析に基づいて改良されたタービンノズ
ルを提供することが望まれている。
増加させることなく改善された耐久性をもち、広範囲に
及ぶ実地経験と解析に基づいて改良されたタービンノズ
ルを提供することが望まれている。
【００１８】
【課題を解決するための手段】タービンノズル翼は、前
縁と後縁との間に延びる正圧側及び負圧側の側壁を備え
る。翼は前縁と後縁との間に３本の内部冷却通路を形成
する一体式の一対のリブを備える。複数列のフイルム冷
却用の孔は側壁に沿って延び、正圧側の３列は、エーロ
フォイルの翼長に沿って種々の勾配で傾斜している。
縁と後縁との間に延びる正圧側及び負圧側の側壁を備え
る。翼は前縁と後縁との間に３本の内部冷却通路を形成
する一体式の一対のリブを備える。複数列のフイルム冷
却用の孔は側壁に沿って延び、正圧側の３列は、エーロ
フォイルの翼長に沿って種々の勾配で傾斜している。
【００１９】
【発明の実施の形態】本発明の好ましい例示的な実施形
態と他の目的及び利点は、添付の図面を参照して以下の
詳細な説明によって具体的に説明されている。
態と他の目的及び利点は、添付の図面を参照して以下の
詳細な説明によって具体的に説明されている。
【００２０】図１は、飛行中の航空機に動力を供給する
よう構成されたターボファンガスタービンエンジンの第
１段高圧タービンノズル１４の一部を示す。エンジン
は、連続流れ連通関係で、ファン、多段圧縮機及びノズ
ルから排出される高温燃焼ガス１６を発生するよう燃料
を圧縮機からの圧縮空気と混合する燃焼器（図示せず）
を備えている。
よう構成されたターボファンガスタービンエンジンの第
１段高圧タービンノズル１４の一部を示す。エンジン
は、連続流れ連通関係で、ファン、多段圧縮機及びノズ
ルから排出される高温燃焼ガス１６を発生するよう燃料
を圧縮機からの圧縮空気と混合する燃焼器（図示せず）
を備えている。
【００２１】ノズル下流には、一列の第１段タービンロ
ータブレード（図示せず）が配置され、それに続いて運
転中にファンに動力を供給する低圧タービン（図示せ
ず）が配置されている。
ータブレード（図示せず）が配置され、それに続いて運
転中にファンに動力を供給する低圧タービン（図示せ
ず）が配置されている。
【００２２】図１にその一部を示すタービンノズルは、
軸方向の中心線軸まわりに軸対称であり、対向する半径
方向端部において対応する半径方向の内側及び外側のバ
ンド２０，２２に一体的に連結される複数のノズル翼１
８を備える。バンドは部分的に図示されており、典型的
にはセグメントあたり２本またはそれ以上の翼を備える
扇形セグメントの形状に形成されている。運転中、高温
燃焼ガス１６に備えて翼を冷却するために、冷却空気２
４は、圧縮機の吐出口から適当に迂回されて、典型的に
は外側バンド２２を通って各々の翼に供給される。
軸方向の中心線軸まわりに軸対称であり、対向する半径
方向端部において対応する半径方向の内側及び外側のバ
ンド２０，２２に一体的に連結される複数のノズル翼１
８を備える。バンドは部分的に図示されており、典型的
にはセグメントあたり２本またはそれ以上の翼を備える
扇形セグメントの形状に形成されている。運転中、高温
燃焼ガス１６に備えて翼を冷却するために、冷却空気２
４は、圧縮機の吐出口から適当に迂回されて、典型的に
は外側バンド２２を通って各々の翼に供給される。
【００２３】図１及び２に示すように、各々の翼１８
は、全体的に凹形の正圧側壁２６と円周方向に向かい合
う全体的に凸形の負圧側壁２８とを備えている。図３に
示すように、２枚の側壁は、縦方向に２つのバンド２０
と２２との間のノズルの放射軸に沿って延びており、根
元３０は前者即ち内側バンドに連結し、先端３２は後者
即ち外側バンドに連結している。また、２枚の側壁は対
向する前縁と後縁３４，３６の間で翼弦方向即ち軸方向
に延びている。
は、全体的に凹形の正圧側壁２６と円周方向に向かい合
う全体的に凸形の負圧側壁２８とを備えている。図３に
示すように、２枚の側壁は、縦方向に２つのバンド２０
と２２との間のノズルの放射軸に沿って延びており、根
元３０は前者即ち内側バンドに連結し、先端３２は後者
即ち外側バンドに連結している。また、２枚の側壁は対
向する前縁と後縁３４，３６の間で翼弦方向即ち軸方向
に延びている。
【００２４】図２及び３に示すように、２枚の翼の側壁
は、前縁と後縁との間で円周方向に互いに離間する、典
型的には共通の鋳造で一体に形成された内部リブまたは
隔壁を備えている。第１のリブ３８は、前縁から後方に
隔たり、第２のリブ４０は、第１リブから後方に且つ後
縁から前方に隔たっている。
は、前縁と後縁との間で円周方向に互いに離間する、典
型的には共通の鋳造で一体に形成された内部リブまたは
隔壁を備えている。第１のリブ３８は、前縁から後方に
隔たり、第２のリブ４０は、第１リブから後方に且つ後
縁から前方に隔たっている。
【００２５】第１のリブは、翼の前縁領域で冷却空気２
４を翼の内部に導くための第１のつまり前縁通路を形成
する。また、第２のリブ４０は、第１のリブから隔たり
第２のつまり翼弦中央通路を形成し、これも冷却空気の
一部を導く。また、第２のリブは後縁から隔たり、その
間に第３のつまり後縁通路を形成し、これも同様に運転
中に冷却空気の別の一部を導く。図１及び３に示すよう
に、冷却空気は、外側バンド２２の対応する導入口から
適切に３つの通路に供給される。
４を翼の内部に導くための第１のつまり前縁通路を形成
する。また、第２のリブ４０は、第１のリブから隔たり
第２のつまり翼弦中央通路を形成し、これも冷却空気の
一部を導く。また、第２のリブは後縁から隔たり、その
間に第３のつまり後縁通路を形成し、これも同様に運転
中に冷却空気の別の一部を導く。図１及び３に示すよう
に、冷却空気は、外側バンド２２の対応する導入口から
適切に３つの通路に供給される。
【００２６】まず図２に示すように、各々の翼１８は、
本発明によって翼の温度と温度勾配を低下させてノズル
翼の耐久性と寿命を実質的に高めるよう改良されたフイ
ルム冷却を提供するために、３つの通路４２，４４，４
６のそれぞれと連通しており、１−１３の番号を付した
正圧側及び負圧側に延びる複数列の対応するフイルム冷
却用の孔を備えている。種々のフイルム冷却孔は、半径
方向に全体的に直線状に翼長に沿って延びている。
本発明によって翼の温度と温度勾配を低下させてノズル
翼の耐久性と寿命を実質的に高めるよう改良されたフイ
ルム冷却を提供するために、３つの通路４２，４４，４
６のそれぞれと連通しており、１−１３の番号を付した
正圧側及び負圧側に延びる複数列の対応するフイルム冷
却用の孔を備えている。種々のフイルム冷却孔は、半径
方向に全体的に直線状に翼長に沿って延びている。
【００２７】図１−３に示す１−１３のフイルム冷却用
孔の改良されたパターン及び構成を除いては、図示のタ
ービンノズルは従来型であり、前記ＣＦ３４エンジンの
高圧タービンノズルに対応している。前述のように、エ
ンジンの広範囲に及ぶ実地経験から、現行のフイルム冷
却孔のパターンと構成とに起因するタービンノズルの局
所的な熱障害が明らかになっている。実地経験とその広
範囲な解析から、フイルム冷却孔の改良されたパターン
と構成とは、現行のノズル設計に比べて耐久性と寿命と
を約３倍高める実質的な改良であることが判明してい
る。
孔の改良されたパターン及び構成を除いては、図示のタ
ービンノズルは従来型であり、前記ＣＦ３４エンジンの
高圧タービンノズルに対応している。前述のように、エ
ンジンの広範囲に及ぶ実地経験から、現行のフイルム冷
却孔のパターンと構成とに起因するタービンノズルの局
所的な熱障害が明らかになっている。実地経験とその広
範囲な解析から、フイルム冷却孔の改良されたパターン
と構成とは、現行のノズル設計に比べて耐久性と寿命と
を約３倍高める実質的な改良であることが判明してい
る。
【００２８】図２及び３に示すように、第１隔壁リブ３
８は、内側バンド２０から外側バンド２２を貫通する空
気導入口に達する手前まで半径方向外側に延びている。
第１リブ３８は、著しい傾斜や勾配なしに半径方向に指
向している。
８は、内側バンド２０から外側バンド２２を貫通する空
気導入口に達する手前まで半径方向外側に延びている。
第１リブ３８は、著しい傾斜や勾配なしに半径方向に指
向している。
【００２９】第２隔壁リブ４０は、外側バンド２２の空
気導入口から内側バンド２０に達する手前まで半径方向
内側に延びている。第２リブ４０は、放射軸に対して角
度Ａで傾斜しており、リブの内側端は外側端よりもより
も後方に配置されている。この構成において、第１リブ
３８は、外側バンドの共通の導入口から冷却空気２４を
受取る第１及び第２空気通路４２，４４を区分けする。
気導入口から内側バンド２０に達する手前まで半径方向
内側に延びている。第２リブ４０は、放射軸に対して角
度Ａで傾斜しており、リブの内側端は外側端よりもより
も後方に配置されている。この構成において、第１リブ
３８は、外側バンドの共通の導入口から冷却空気２４を
受取る第１及び第２空気通路４２，４４を区分けする。
【００３０】第１通路４２の内側は、冷却空気が通路内
に妨げなく導かれるよう滑らかであることが好ましい。
第２通路４４の内側も滑らかであることが好ましいが、
図２に示すように、半径方向内側を流れる冷却空気を乱
してこの領域の正圧側壁２６の伝熱冷却を向上させるた
めの背の低い直線状の乱流板４８を備えている。
に妨げなく導かれるよう滑らかであることが好ましい。
第２通路４４の内側も滑らかであることが好ましいが、
図２に示すように、半径方向内側を流れる冷却空気を乱
してこの領域の正圧側壁２６の伝熱冷却を向上させるた
めの背の低い直線状の乱流板４８を備えている。
【００３１】第３通路４６は、正圧側及び負圧側の側壁
２６，２８の間に一体的に延びる縦方向及び翼弦方向に
隔てられたピン５０の列（ｂａｎｋ）を備えており、第
３通路４６によって冷却空気が供給される翼の先細の後
縁領域に沿う空気の冷却効果を高めている。
２６，２８の間に一体的に延びる縦方向及び翼弦方向に
隔てられたピン５０の列（ｂａｎｋ）を備えており、第
３通路４６によって冷却空気が供給される翼の先細の後
縁領域に沿う空気の冷却効果を高めている。
【００３２】リブ３８，４０と通路４２−４６とは、現
行のＣＦ３４のノズルと同様のものある。
行のＣＦ３４のノズルと同様のものある。
【００３３】各々の翼１８のフイルム孔は、前縁と後縁
との間のエーロフォイル形状の正圧側壁と負圧側壁との
異なる冷却要求に応じて異なるグループに配置されてい
る。第１グループは、第１及び第２通路４２，４４のそ
れぞれの１つと連通しており負圧側の側壁２８を貫通す
る４列のフイルム冷却用えら孔１，２，３，１２を含ん
でいる。図１及び３に示すように、４列のえら孔は、第
１リブ３８に沿う翼長に沿って直線状に延びている。
との間のエーロフォイル形状の正圧側壁と負圧側壁との
異なる冷却要求に応じて異なるグループに配置されてい
る。第１グループは、第１及び第２通路４２，４４のそ
れぞれの１つと連通しており負圧側の側壁２８を貫通す
る４列のフイルム冷却用えら孔１，２，３，１２を含ん
でいる。図１及び３に示すように、４列のえら孔は、第
１リブ３８に沿う翼長に沿って直線状に延びている。
【００３４】図２に示す４列のえら孔は、前縁のすぐ後
方から翼の最大厚さまで負圧側壁に沿って翼弦方向に隔
てられている。１列のえら孔１は、冷却空気を受取るよ
う第１リブ３８のすぐ後方で第２通路４４に連通してい
る。さらに３本の列２，３，１２はこの通路から冷却用
空気を受取るよう上流側つまり第１リブ３８の前方で第
１通路４２と連通している。
方から翼の最大厚さまで負圧側壁に沿って翼弦方向に隔
てられている。１列のえら孔１は、冷却空気を受取るよ
う第１リブ３８のすぐ後方で第２通路４４に連通してい
る。さらに３本の列２，３，１２はこの通路から冷却用
空気を受取るよう上流側つまり第１リブ３８の前方で第
１通路４２と連通している。
【００３５】図１及び２に示すように、さらに各々の翼
は、前縁３４で翼長に沿って直線状に延びるシャワーヘ
ッド形状に配置された４列のフイルム冷却孔を備えてい
る。４つのシャワーヘッド列４，５，６，７は、前縁の
周りに正圧側と負圧側との側壁に沿って横方向に隔てら
れている。
は、前縁３４で翼長に沿って直線状に延びるシャワーヘ
ッド形状に配置された４列のフイルム冷却孔を備えてい
る。４つのシャワーヘッド列４，５，６，７は、前縁の
周りに正圧側と負圧側との側壁に沿って横方向に隔てら
れている。
【００３６】図２及び３に示すように、フイルム冷却孔
として、第１、第２及び第３通路４２，４４，４６のそ
れぞれの１つと連通し、正圧側壁２６を貫通して延びる
別のグループの４列のフイルム冷却側壁孔８，９，１
０，１３が設けられている。
として、第１、第２及び第３通路４２，４４，４６のそ
れぞれの１つと連通し、正圧側壁２６を貫通して延びる
別のグループの４列のフイルム冷却側壁孔８，９，１
０，１３が設けられている。
【００３７】翼弦中央部の列の側壁孔８は、空気を受取
るよう第２通路４４と連通している。側壁孔の後方の２
列９，１０は、空気を受取るよう第３通路４６と連通し
ている。さらに、前列の側壁孔１３は、冷却用空気を受
取るよう第１通路４２と連通している。
るよう第２通路４４と連通している。側壁孔の後方の２
列９，１０は、空気を受取るよう第３通路４６と連通し
ている。さらに、前列の側壁孔１３は、冷却用空気を受
取るよう第１通路４２と連通している。
【００３８】図２及び３に示すように、さらに各々の翼
は、後縁３６に沿って延び冷却空気を受取るよう第３通
路４６と連通する後縁孔１１を備えている。後縁孔１１
は、対向する正圧側と負圧側との間で軸方向に延び、そ
れに沿って冷却空気の最終フイルムを吐出するよう後縁
３６のすぐ前方に隔てられた吐出口を有している。
は、後縁３６に沿って延び冷却空気を受取るよう第３通
路４６と連通する後縁孔１１を備えている。後縁孔１１
は、対向する正圧側と負圧側との間で軸方向に延び、そ
れに沿って冷却空気の最終フイルムを吐出するよう後縁
３６のすぐ前方に隔てられた吐出口を有している。
【００３９】前述のように、翼のエーロフォイル形状に
よって翼は、この翼の周りで様々な挙動を示す燃焼ガス
の熱の曝される。従って、運転中の翼の耐久性を高める
ためには、フイルム冷却孔を運転中の好ましくない温度
勾配を低減して、局所ホットスポットの温度を最小にす
るよう正確に形成して配置する必要がある。
よって翼は、この翼の周りで様々な挙動を示す燃焼ガス
の熱の曝される。従って、運転中の翼の耐久性を高める
ためには、フイルム冷却孔を運転中の好ましくない温度
勾配を低減して、局所ホットスポットの温度を最小にす
るよう正確に形成して配置する必要がある。
【００４０】特に、３列の側壁孔の８，９，１０は、各
々の翼長に沿って異なる勾配または傾斜角Ｂ，Ｃで傾斜
しているのが好ましい。改良された形状の３列の側壁孔
８，９，１０は、後縁に至る正圧側壁に沿って軸方向の
温度勾配を低減して耐久性を向上させる。
々の翼長に沿って異なる勾配または傾斜角Ｂ，Ｃで傾斜
しているのが好ましい。改良された形状の３列の側壁孔
８，９，１０は、後縁に至る正圧側壁に沿って軸方向の
温度勾配を低減して耐久性を向上させる。
【００４１】図３に示すように、第２リブ４０は傾斜角
Ａの勾配を有し、翼弦中央列の側壁孔８は、第２リブの
直上流で第２通路４４に連通して第２リブに沿って正圧
側壁にフイルム冷却空気を吐出するよう、好ましくは第
２リブの勾配Ａに等しい勾配Ｂを有している。
Ａの勾配を有し、翼弦中央列の側壁孔８は、第２リブの
直上流で第２通路４４に連通して第２リブに沿って正圧
側壁にフイルム冷却空気を吐出するよう、好ましくは第
２リブの勾配Ａに等しい勾配Ｂを有している。
【００４２】側壁孔８は、側壁孔８の上流側列の勾配Ｂ
よりも小さく且つ第２リブ４０の勾配Ａよりも小さい勾
配Ｃで半径方向に一直線に並べられた下流側の列の側壁
孔９と協働する。図３において、種々のフイルム冷却孔
は、仮想線で示すように全体的に直線状で半径方向に並
べられている。
よりも小さく且つ第２リブ４０の勾配Ａよりも小さい勾
配Ｃで半径方向に一直線に並べられた下流側の列の側壁
孔９と協働する。図３において、種々のフイルム冷却孔
は、仮想線で示すように全体的に直線状で半径方向に並
べられている。
【００４３】最下流の列の側壁孔１０は、中間列側壁孔
９の勾配Ｃよりも小さな勾配を有し、中間側壁孔９の後
方で第３通路に直接連通している。最下流の列の側壁孔
１０の勾配はゼロであることが望ましく、これはノズル
の放射軸との縦方向の整列を示している。
９の勾配Ｃよりも小さな勾配を有し、中間側壁孔９の後
方で第３通路に直接連通している。最下流の列の側壁孔
１０の勾配はゼロであることが望ましく、これはノズル
の放射軸との縦方向の整列を示している。
【００４４】図３に示すリブ４０は、放射軸に対して、
同時に全体的に半径方向に整列された後縁３６に対して
も勾配を有しているので、比較的低温の第２リブ４０に
比べて比較的高温である、翼の正圧側壁に沿う温度勾配
を低減するようフイルム冷却空気を良好に配分するため
に、３列の側壁孔８，９，１０の相対的な方向または勾
配を変えることが望ましい。１つの好適な実施形態にお
いて、中間列の側壁孔９の勾配Ｃは、隣の上流側列の側
壁孔８と、隣の下流側列の側壁孔１０の勾配の平均値で
あるのが好ましい。
同時に全体的に半径方向に整列された後縁３６に対して
も勾配を有しているので、比較的低温の第２リブ４０に
比べて比較的高温である、翼の正圧側壁に沿う温度勾配
を低減するようフイルム冷却空気を良好に配分するため
に、３列の側壁孔８，９，１０の相対的な方向または勾
配を変えることが望ましい。１つの好適な実施形態にお
いて、中間列の側壁孔９の勾配Ｃは、隣の上流側列の側
壁孔８と、隣の下流側列の側壁孔１０の勾配の平均値で
あるのが好ましい。
【００４５】翼弦中央列の側壁孔８の勾配に照らして、
第４列の側壁孔１３は、その上流で第１通路４２と連通
して第１リブ３８に沿って設けらている。側壁孔１３の
上流側の列は、実質的に第１リブ３８に平行であり全体
的にゼロ勾配であることが好ましい。
第４列の側壁孔１３は、その上流で第１通路４２と連通
して第１リブ３８に沿って設けらている。側壁孔１３の
上流側の列は、実質的に第１リブ３８に平行であり全体
的にゼロ勾配であることが好ましい。
【００４６】図示されている１３列のフイルム冷却孔１
−１３のパターン及び構成は、長年にわたり販売され運
転されてきた商業用途の多数のエンジンの熱障害を呈す
る従来のＣＦ３４のノズル設計との比較において評価で
きる。
−１３のパターン及び構成は、長年にわたり販売され運
転されてきた商業用途の多数のエンジンの熱障害を呈す
る従来のＣＦ３４のノズル設計との比較において評価で
きる。
【００４７】下の表は、過去のＣＦ３４の設計と、本発
明の好適な実施形態による改良されアップグレードされ
た設計との間の付加的な相違点を示す。表中、フイルム
冷却孔の列ごとに一列あたりの孔の数と、ミルとミリメ
ータ単位での直径とが示されている。フイルム孔の列 過去のＣＦ３４の設計 アップグレード翼１８ １ ７＠２０ｍｉｌｓ（０．５１ｍｍ） １０＠２０ｍｉｌｓ ２ １４＠２３ｍｉｌｓ（０．５８ｍｍ） １４＠２３ｍｉｌｓ ３ １４＠２３ｍｉｌｓ １４＠２３ｍｉｌｓ １２ なし １５＠１８ｍｉｌｓ （０．４６ｍｍ） ４ １３＠２０ｍｉｌｓ １６＠１８ｍｉｌｓ ５ １４＠２０ｍｉｌｓ １５＠１８ｍｉｌｓ ６ １４＠２０ｍｉｌｓ １５＠１８ｍｉｌｓ ７ １６＠２０ｍｉｌｓ １６＠１８ｍｉｌｓ １３ なし １６＠１８ｍｉｌｓ ８ １１＠３１．５ｍｉｌｓ（０．８ｍｍ）１６＠１８ｍｉｌｓ ９ １０＠２０ｍｉｌｓ １２＠１８ｍｉｌｓ １０ １１＠１７ｍｉｌｓ（０．４３ｍｍ） １１＠１８ｍｉｌｓ １１ スロット孔 変更なし 表に示すように、前縁後方の翼の負圧側の冷却を改善し
て温度勾配を低減するために、前縁と３つの下流側列の
えら孔１−３との間に第４列のえら孔１２を追加した。
明の好適な実施形態による改良されアップグレードされ
た設計との間の付加的な相違点を示す。表中、フイルム
冷却孔の列ごとに一列あたりの孔の数と、ミルとミリメ
ータ単位での直径とが示されている。フイルム孔の列 過去のＣＦ３４の設計 アップグレード翼１８ １ ７＠２０ｍｉｌｓ（０．５１ｍｍ） １０＠２０ｍｉｌｓ ２ １４＠２３ｍｉｌｓ（０．５８ｍｍ） １４＠２３ｍｉｌｓ ３ １４＠２３ｍｉｌｓ １４＠２３ｍｉｌｓ １２ なし １５＠１８ｍｉｌｓ （０．４６ｍｍ） ４ １３＠２０ｍｉｌｓ １６＠１８ｍｉｌｓ ５ １４＠２０ｍｉｌｓ １５＠１８ｍｉｌｓ ６ １４＠２０ｍｉｌｓ １５＠１８ｍｉｌｓ ７ １６＠２０ｍｉｌｓ １６＠１８ｍｉｌｓ １３ なし １６＠１８ｍｉｌｓ ８ １１＠３１．５ｍｉｌｓ（０．８ｍｍ）１６＠１８ｍｉｌｓ ９ １０＠２０ｍｉｌｓ １２＠１８ｍｉｌｓ １０ １１＠１７ｍｉｌｓ（０．４３ｍｍ） １１＠１８ｍｉｌｓ １１ スロット孔 変更なし 表に示すように、前縁後方の翼の負圧側の冷却を改善し
て温度勾配を低減するために、前縁と３つの下流側列の
えら孔１−３との間に第４列のえら孔１２を追加した。
【００４８】第１の上流側列のえら孔１２は、それより
下流側のより大きいえら孔１−３よりも直径が小さい。
えら孔２，３の大きさと個数は従来と同様であり、追加
したえら孔１２の列と良好に協働するよう、えら孔３の
列を前縁方向に移動した。えら孔１の後方の列は、上流
側の３列のえら孔によって良好に冷却されることに照ら
して僅かに後方へ移動した。
下流側のより大きいえら孔１−３よりも直径が小さい。
えら孔２，３の大きさと個数は従来と同様であり、追加
したえら孔１２の列と良好に協働するよう、えら孔３の
列を前縁方向に移動した。えら孔１の後方の列は、上流
側の３列のえら孔によって良好に冷却されることに照ら
して僅かに後方へ移動した。
【００４９】フイルム層を拡張するために、えら孔１の
数を翼の根元付近で少し増やした。えら孔１の列を翼根
元へ拡張することで付加的な冷却がもたらされて翼後縁
の寿命が向上する。後縁の耐久性を改善することによ
り、エンジン性能の低下を防止できる。
数を翼の根元付近で少し増やした。えら孔１の列を翼根
元へ拡張することで付加的な冷却がもたらされて翼後縁
の寿命が向上する。後縁の耐久性を改善することによ
り、エンジン性能の低下を防止できる。
【００５０】シャワーヘッド孔４−７の直径は、そこか
ら吐出される冷却空気量を減らすために縮小され、シャ
ワーヘッド孔を４列の側壁孔８−１０，１３と実質的に
同じ直径とした。シャワーヘッド孔４−７は、図３に示
す約２０度の半径方向内側の傾斜角Ｄを有しており、従
来設計での約４５度の角度に比べて実質的に急角度であ
る。
ら吐出される冷却空気量を減らすために縮小され、シャ
ワーヘッド孔を４列の側壁孔８−１０，１３と実質的に
同じ直径とした。シャワーヘッド孔４−７は、図３に示
す約２０度の半径方向内側の傾斜角Ｄを有しており、従
来設計での約４５度の角度に比べて実質的に急角度であ
る。
【００５１】シャワーヘッド孔４−７の変更は、従来設
計のものと同等の金属温度をもたらすが、通過する冷却
空気の流れを低減する。シャワーヘッド孔の縮小された
直径と急な表面角度とにより冷却効果が高まり、冷却空
気の必要量が減り、冷却空気は他のフイルム孔へ分散し
た。他の孔は、各々の翼の全てのフイルム冷却列の要求
量が実質的に従来設計と同じであるようにそれ相応に寸
法が定められている。
計のものと同等の金属温度をもたらすが、通過する冷却
空気の流れを低減する。シャワーヘッド孔の縮小された
直径と急な表面角度とにより冷却効果が高まり、冷却空
気の必要量が減り、冷却空気は他のフイルム孔へ分散し
た。他の孔は、各々の翼の全てのフイルム冷却列の要求
量が実質的に従来設計と同じであるようにそれ相応に寸
法が定められている。
【００５２】表に示すように、３列の側壁孔８，９，１
０は、実質的に直径が縮小されているので、この３列の
好適な勾配と協働する、そこを通過する空気量が低減す
る。さらに、エーロフォイルの正圧側壁上の温度勾配を
低減するために３列の下流側壁と協働するよう前側列の
側壁孔１３を付加した。
０は、実質的に直径が縮小されているので、この３列の
好適な勾配と協働する、そこを通過する空気量が低減す
る。さらに、エーロフォイルの正圧側壁上の温度勾配を
低減するために３列の下流側壁と協働するよう前側列の
側壁孔１３を付加した。
【００５３】フイルム冷却用側壁孔８，９，１０の直径
は従来設計に比べて実質的に小さくなり、ここでは実質
的に直径が等しく、さらに新たに付加した列の側壁孔１
３と直径が等しい。
は従来設計に比べて実質的に小さくなり、ここでは実質
的に直径が等しく、さらに新たに付加した列の側壁孔１
３と直径が等しい。
【００５４】４列の側壁孔８−１０，１３は、翼の耐久
性を高めるために正圧側壁上に沿って実質的に温度勾配
を低減するよう、ここでは正圧側壁２６と比較的低温の
リブ３８,４０及びピン５０と協働する。側壁孔の前方
と後方の列１３，１０は、翼に関して半径方向にほぼ一
直線に並んでいるが、一方で中間列の側壁孔８，９は勾
配を有する第２リブ４０と協働するよう勾配を有してい
る。
性を高めるために正圧側壁上に沿って実質的に温度勾配
を低減するよう、ここでは正圧側壁２６と比較的低温の
リブ３８,４０及びピン５０と協働する。側壁孔の前方
と後方の列１３，１０は、翼に関して半径方向にほぼ一
直線に並んでいるが、一方で中間列の側壁孔８，９は勾
配を有する第２リブ４０と協働するよう勾配を有してい
る。
【００５５】好適な実施形態において、翼弦中間列の側
壁孔の８は、第２リブの勾配に一致しており、隣の下流
側列の側壁孔９の勾配は、上流側列の側壁孔と下流側列
の側壁孔との平均値を有している。
壁孔の８は、第２リブの勾配に一致しており、隣の下流
側列の側壁孔９の勾配は、上流側列の側壁孔と下流側列
の側壁孔との平均値を有している。
【００５６】所望で有れば、１つまたはそれ以上の付加
的なフイルム冷却用側壁孔の列を追加してもよく、中間
的な勾配をもつことが好ましい。３列８，９，１０に関
して、中間列の勾配は単に２つの隣接列の平均勾配であ
る。さらに、４列の側壁孔の（図示せず）に関して、第
２の中間列の勾配は、２つの外側の列の勾配の和の３分
の１だけ第１列と異なり、また第３列の勾配について
は、勾配の和の３分の１だけ第４列と異なる。
的なフイルム冷却用側壁孔の列を追加してもよく、中間
的な勾配をもつことが好ましい。３列８，９，１０に関
して、中間列の勾配は単に２つの隣接列の平均勾配であ
る。さらに、４列の側壁孔の（図示せず）に関して、第
２の中間列の勾配は、２つの外側の列の勾配の和の３分
の１だけ第１列と異なり、また第３列の勾配について
は、勾配の和の３分の１だけ第４列と異なる。
【００５７】改良されたノズル翼１８は、広範囲に及ぶ
実地経験と解析とによって可能となったフイルム冷却孔
の注意深い組み合わせによって、向上した耐久性と寿命
とを享受している。
実地経験と解析とによって可能となったフイルム冷却孔
の注意深い組み合わせによって、向上した耐久性と寿命
とを享受している。
【００５８】本明細書では本発明の好ましい例示的な実
施形態と考えるものについて説明してきたが、本発明の
他の形態は明細書の教示内容から当業者には自明であ
り、本発明の真の精神と発明の範囲に属する全ての変更
は特許請求の範囲で保護されるものである。
施形態と考えるものについて説明してきたが、本発明の
他の形態は明細書の教示内容から当業者には自明であ
り、本発明の真の精神と発明の範囲に属する全ての変更
は特許請求の範囲で保護されるものである。
【図１】本発明の例示的な実施形態による環状ガスター
ビンエンジンの扇型セグメント、高圧タービンノズルの
等角投影図である。
ビンエンジンの扇型セグメント、高圧タービンノズルの
等角投影図である。
【図２】図１に示されるノズル翼の１つを線２−２に沿
って見た半径方向断面図である。
って見た半径方向断面図である。
【図３】図１に示されるノズル翼をキャンバーライン３
−３に沿って見た軸方向立面図である。
−３に沿って見た軸方向立面図である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジーン・チェン−フー・ツァイ アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、レ キシントン、ブルーベリー・レーン、10番 (72)発明者 アンソニー・ドメニク・ディベロ アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、イ プスウィチ、サンド・ペブル・ドライブ、 ３番
Claims (20)
- 【請求項１】 両端で内側及び外側バンド２０，２２に
一体的に連結される複数の翼１８と；前記翼の各々は、
前記バンドの間で翼長方向に縦方向に延びると共に、前
縁と後縁３４，３６と間で翼弦方向に延びる、対向する
圧力側及び負圧側の側壁２６，２８を備えており；前記
側壁は、前記前縁及び後縁との間で離間しており、前記
前縁から隔てられ前記側壁と一体的に連結されて冷却空
気２４を導くための第１通路４２を形成する第１リブ３
８と、前記第１リブから隔てられ前記側壁と一体的に連
結されて冷却空気を導くための第２通路４４を形成する
第２リブ４０とを備え、前記第２リブは前記後縁から隔
てられ冷却空気を導くための第３通路４６を形成し；前
記正圧側壁２６を貫通して前記第２及び第３通路と連通
し、前記翼長に沿って異なる勾配で傾斜する複数列のフ
イルム冷却用側壁孔８−１０と；を備えることを特徴と
するタービンノズル１４。 - 【請求項２】 前記第２リブ４０は勾配が付けられてお
り、前記第１の側壁列８は、それと略等しい勾配を有
し、前記第２通路４４と連通していることを特徴とする
請求項１に記載のノズル。 - 【請求項３】 前記第２の側壁列９は、前記第１の列の
勾配よりも小さい勾配を有し、前記第３通路４６と連通
していることを特徴とする請求項２に記載のノズル。 - 【請求項４】 前記第３の側壁列１０は、前記第２の列
の勾配よりも小さい勾配を有し、前記第２の側壁列９の
後方で前記第３通路と連通していることを特徴とする請
求項３に記載のノズル。 - 【請求項５】 前記第１及び第３の列の勾配は平均勾配
を有し、前記第２の列の勾配は前記平均勾配と実質的に
等しいことを特徴とする請求項４に記載のノズル。 - 【請求項６】 前記第１、第２、第３側壁列の前記フイル
ム冷却孔は実質的に等しい直径を有することを特徴とす
る請求項４に記載のノズル。 - 【請求項７】 前記翼の各々は、前記正圧側壁２６を貫
通して第１通路４２と連通し前記第１リブに沿って延び
る１列のフイルム冷却孔１３をさらに備えることを特徴
とする請求項４に記載のノズル。 - 【請求項８】 前記第１リブの側壁列１３は、前記第１
リブ３８と実質的に平行であり、その前記孔の直径は、
前記第１、第２、及び第３側壁列の孔の直径と実質的に等
しいことを特徴とする請求項７に記載のノズル。 - 【請求項９】 前記翼の各々は、シャワーヘッド状に配
置され前記前縁３４に沿って翼長方向に延びる複数列の
フイルム冷却孔４−７をさらに備えることを特徴とする
請求項４に記載のノズル。 - 【請求項１０】 前記シャワーヘッド孔４−７は、正圧
側及び負圧側の側壁２６，２８に沿って前記前縁の周り
に離間した４つの列を含むことを特徴とする請求項９に
記載のノズル。 - 【請求項１１】 前記シャワーヘッド孔４−７は、実質
的に前記側壁孔８−１０と直径が等しいことを特徴とす
る請求項１０に記載のノズル。 - 【請求項１２】 前記翼の各々は、前記負圧側壁２８を
貫通して延びて前記第１及び第２通路４２，４４と連通
し、前記第１リブ３８に沿って翼長方向に延びる、複数
列のフイルム冷却用えら孔１−３，１２をさらに備える
ことを特徴とする請求項４に記載のノズル。 - 【請求項１３】 前記えら列は、前記負圧側壁２８に沿
って翼弦方向に離間した４つの列を含むことを特徴とす
る請求項１２に記載のノズル。 - 【請求項１４】 前記えら列は、前記第１通路４２に連
通する３列２,３,１２と、前記第２通路４４に連通する
単一列１とを含むことを特徴とする請求項１３に記載の
ノズル。 - 【請求項１５】 前記えら列は、下流側のえら孔よりも
小径の孔を有する第１の上流側列１２を含むことを特徴
とする請求項１４に記載のノズル。 - 【請求項１６】 前記翼の各々は、前記後縁３６に沿っ
て延び前記第３の通路に連通する１列の後縁孔１１をさ
らに含むことを特徴とする請求項４に記載のノズル。 - 【請求項１７】 根元３０から先端３２まで翼長方向に
長さ方向に延びると共に、前縁と後縁３４，３６との間
を翼弦方向に延びる、正圧側及び負圧側の側壁２６，２
８と；前記側壁は前記前縁から離間しており、第１通路
４２を形成する一体的な第１リブ３８と、前記第１リブ
と隔てられて第２通路４４を形成し、前記後縁３６と隔
てられて第３通路を形成する一体的な第２リブ４０とを
含んでおり；前記正圧側及び負圧側の側壁を貫通して前
記第１、第２及び第３通路に連通し、前記正圧側壁にお
いて前記翼長に沿って異なる勾配で傾斜する３列の側壁
孔８−１０を含む複数列のフイルム冷却孔と；を備える
ことを特徴とするタービンノズル翼１８。 - 【請求項１８】 前記フイルム冷却孔は、異なるグルー
プに配置されており、該グループは；前記負圧側壁２８
を貫通して前記第１及び第２通路４２，４４と連通し、
前記第１リブ３８に沿って延びる複数列のえら孔１−
３，１２と；前記正圧側及び負圧側の側壁２６，２８に
沿って前記前縁の周りで離間した複数列のシャワーヘッ
ド孔４−７と；前記第２及び第３通路４４，４６に連通
する３列の側壁孔８−１０と；を含むことを特徴とする
請求項１７に記載の翼。 - 【請求項１９】 前記第１リブ３８の上流側で前記第１
通路４２と連通する前記３列のえら孔２,３,１２と、前
記第１リブ３８の下流側で前記第２通路４４と連通する
単一の４列目のえら孔１と；前記４列のシャワーヘッド
孔４−７と；前記正圧側壁２６を貫通して延び、前記第
１リブに沿って前記第１通路と連通する４列目の側壁孔
１３と、さらに含むことを特徴とする請求項１８に記載
の翼。 - 【請求項２０】 前記後縁３６に沿って延び前記第３通
路４６に連通する１列の後縁孔１１；前記第３通路４６
内部で前記正圧側及び負圧側の側壁２６，２８の間で一
体的に延びる縦方向及び翼弦方向に離間した１列（ｂａ
ｎｋ）のピン５０と；をさらに含むことを特徴とする請
求項１９に記載の翼。
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