JP2004003459A - ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン（１０）用のノズル（５１）を製作する方法が、該ノズルの有効寿命を延ばすのを促進する。
【解決手段】ノズルは翼形部（５２）を備える。この方法は、先端（７２）及び根元（７０）の間で半径方向に延びる、前縁（６４）及び後縁（６６）において接合された負圧側面（６０）及び正圧側面（６０）を備え、その内部に冷却空洞（８２）及び冷却回路（８０）が形成されるように翼形部を形成する段階を含む。該方法は更に、翼形部の内部に冷却回路から翼形部後縁の方向に延びる複数の冷却スロット（９６）を形成する段階と、冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するのを促進するように該冷却回路の内部に制御羽根（１１０）を形成する段階とを含む。
【選択図】　　　図３

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンの冷却回路に関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのノズル組立体を冷却する方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは燃料空気混合気を燃焼させる燃焼器を備え、該燃焼した燃料空気混合気は次にタービンノズルを通してタービンへ流される。少なくとも一部の公知のタービンノズル組立体は、燃焼器の下流のエンジン内部に円周方向に配列された複数のノズルを備える。各ノズルは、一体に形成された内側及び外側バンドのプラットホームの間で延びる中空の翼形ベーンを備える。ノズルは、内部対流冷却とガス側面のフィルム冷却との組み合わせにより冷却される。
【０００３】
各中空の翼形部は、一対の接合された側壁により境界付けられた、内部に形成された空洞を通して冷却空気が供給される。高圧タービンの構成部品のようなエンジン構成部品の冷却が、かかる構成部品の構造に用いられている材料の熱応力の制約のために必要である。一般的に、冷却空気は、圧縮機の出口から取り出された空気であり、この冷却空気は例えばタービンノズルを冷却するために用いられる。少なくとも一部の公知のタービンノズルは、空洞の内部に冷却回路を備え、該冷却回路は空洞を通して冷却空気を流すための流路を形成し、翼形部を冷却した後に空気流が翼形部内部に形成された後縁スロットを通して下流方向に吐出されるようになっている。
【０００４】
少なくとも一部の公知の翼形部空洞の内部には、多数のチャンバ通路をもつ蛇行した形状の流路即ちチャネルが形成される。チャネル流れ回路の内部では、チャネルを通って流れる冷却媒体の熱伝達率は、回路内の局部的流速の関数である。典型的なベーン翼形部の金属の温度分布は、後縁が翼形部の大部分の温度より著しく高温となるので、少なくとも一部の公知の翼形部では、ピン、タービュレータ及び他の粗面装置のような乱流促進装置を用いてチャネルを通って流れる冷却媒体の熱伝達率を増大させている。しかしながら、チャネル流れ回路の内部では、空気流の１部が後縁スロットを通って後方に流れるとき、低熱伝達率の領域が、冷却通路の末端部付近に形成される場合がある。このような領域内での冷却を促進するために、少なくとも一部の公知の翼形部では、局部的フィルム冷却が用いられる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、エンジンが極度に高い熱負荷状態のもとで作動される可能性がある最新式の用途においては、冷却回路の末端部における低い冷却の領域は、局部的フィルム冷却によっては解決できないので、結果としてエンジンの作動範囲及び許容可能な用途が制限されることになる。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明の１つの形態では、ガスタービンエンジン用のノズルを製作する方法が提供される。ノズルは翼形部を備え、該方法は、先端及び根元の間で半径方向に延びる、前縁及び後縁において接合された負圧側面及び正圧側面を備え、その内部に冷却空洞及び冷却回路が形成されるように翼形部を形成する段階を含む。該方法は更に、冷却回路から翼形部後縁の方向に延びる複数の冷却スロットを翼形部の内部に形成する段階と、冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するのを促進するように該冷却回路の内部に制御羽根を形成する段階とを含む。
【０００７】
別の形態では、ガスタービンエンジン用のタービンノズルが提供される。該ノズルは、第１の壁面と、第２の壁面と、複数の後縁冷却スロットと、第１及び第２の壁面の間で延びる冷却回路とを備える翼形ベーンを含む。冷却回路は、冷却空気を後縁冷却スロットに流すために該後縁冷却スロットの上流に位置する。また該冷却回路は、第１及び第２の壁面の間で延びる少なくとも１つの制御羽根を含む。制御羽根は、冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するために、弓形状でありかつ後縁冷却スロットから上流方向に延びる。
【０００８】
本発明の更に別の形態では、ガスタービンエンジンのノズル用の翼形部が提供される。該翼形部は、根元と、先端と、冷却回路と、複数の後縁冷却スロットと、後縁において接合された凸面形の側壁及び凹面形の側壁とを含む。複数の後縁冷却スロットは、冷却回路から翼形部後縁の方向に延びる。側壁の各々は、根元及び先端の間で延びる。冷却回路は、側壁の間に形成されかつ複数のピン及び制御羽根を含む。複数のピン及び制御羽根は、側壁の間で延びかつ冷却回路を通して後縁冷却スロット中に冷却空気を流すための流路を形成する。制御羽根は、冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するのを促進するように構成されている。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を備えるガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は更に、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を備える。エンジン１０は、吸気即ち上流側２８と排気即ち下流側３０とを有する。１つの実施形態では、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチのＧＥエアクラフトエンジンから市販されているＣＦ６−８０型エンジンである。
【００１０】
作動中、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、圧縮された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に圧縮された空気は、燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの空気流は、複数のノズル（図１には図示せず）を備えるタービンノズル組立体を通して吐出され、タービン１８及び２０を駆動するのに用いられる。次にタービン２０はファン組立体１２を駆動し、またタービン１８は高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１１】
図２は、エンジン１０（図１に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることができるタービンノズル組立体５０の斜視図である。ノズル組立体５０は、エンジン１０の内部で円周方向に延びる複数のノズル５１を備える。各ノズル５１は、半径方向外側のバンド又はプラットホーム５４と半径方向内側のバンド又はプラットホーム５６との間で延びる翼形ベーン５２を備える。より具体的には、この例示的な実施形態では、各バンド５４及び５６は、各翼形ベーン５２と一体に形成されている。
【００１２】
各翼形部５２は、第１の側壁６０及び第２の側壁６２を備える。第１の側壁６０は、凸面形であり、翼形ベーン５２の負圧側面を形成し、また第２の側壁６２は、凹面形であり、翼形ベーン５２の正圧側面を形成する。側壁６０及び６２は、翼形ベーン５２の前縁６４及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁６６において接合される。
【００１３】
第１及び第２の側壁６０及び６２は、それぞれ半径方向内側のバンド５６から半径方向外側のバンド５４までのスパンにわたり長手方向即ち半径方向外向きに延びる。翼形ベーン根元７０は内側バンド５６に隣接するように形成され、また翼形ベーン先端７２は外側バンド５４に隣接するように形成される。更に、第１及び第２の側壁６０及び６２は、それぞれ翼形ベーン５２の内部に冷却空洞（図２には図示せず）を形成する。より具体的には、冷却空洞は、各それぞれの側壁６０及び６２の内面（図示せず）によって境界付けられる。
【００１４】
図３は、タービンノズル組立体５０に用いることができる冷却回路８０の拡大概略断面図である。図４は、冷却回路８０を備える冷却空洞８２の例示的な概略構成図である。各ベーン冷却空洞８２は、各ベーン５２の内面（図示せず）により形成される。冷却空洞８２は、該冷却空洞８２を複数の冷却チャンバ８６に仕切る複数の内部壁面８４を含む。チャンバ８６の壁面８４に対する寸法形状及び相互関係は、ベーン５２の意図した用途によって変わる。より具体的には、この例示的な実施形態では、各ベーン５２は、前方冷却チャンバ９０、後方冷却チャンバ９２、及び少なくとも１つの中間冷却チャンバ９４を備える。チャンバ９０、９２及び９４は、それぞれ翼形部の第１及び第２の側壁６０及び６２により境界付けられている（図２に示す）。
【００１５】
この例示的な実施形態では、前方冷却チャンバ９０は、ベーン５２を貫いて翼形部先端７２まで長手方向即ち半径方向に延びており、翼形部の第１及び第２の側壁６０及び６２と翼形部前縁６４とによって境界付けられる。中間冷却チャンバ９４は、前方冷却チャンバ９０と後方冷却チャンバ９２との間にある。１つの実施形態では、チャンバ９０、９２及び９４は、流体連通し、ベーン５２を貫いて延びる蛇行した冷却通路を形成し、中間冷却チャンバ９４から供給される主冷却流体は、翼形ベーン先端７２付近で後方冷却チャンバ９２に流入するようになっている。
【００１６】
後方冷却チャンバ９２は、ベーン５２を貫いて長手方向即ち半径方向に延びており、それぞれ翼形部の第１及び第２の側壁６０及び６２と翼形部後縁６６とによって境界付けられる。冷却回路８０は、後方冷却チャンバ９２の内部に形成されて、後縁冷却スロット９６の配列の上流に位置し、冷却回路８０から吐出される冷却流体が、後縁冷却スロット９６を通してベーン５２を流出するようになっている。より具体的には、主冷却流体は、チャンバ９２を通して半径方向に冷却回路８０中に向けられた後に、該流体は後縁冷却スロット９６を通って流れる。
【００１７】
冷却回路８０を通る流路が、複数のピン１０２を備えるピンバンク１００及び冷却回路８０の内部に組み込まれた複数のタービュレータ１０６により形成される。ピン１０２は、側壁６０及び６２の間で延びて、翼形ベーン５２の内部の冷却効率を増大させるのを促進する。タービュレータ１０６は、側壁６０及び６２の間の一部に延びかつ半径方向に間隔を置いて配置され、曲がりくねった流路がその間に形成されるようになっている。タービュレータ１０６は、それらを通して流れる冷却流体の１部を後縁冷却スロット９６を通るように案内し、残りの冷却流体を冷却回路８０を通して半径方向に流す。ピン１０２及びタービュレータ１０６は、その中を流れる冷却流体内に乱流状態を生じさせ冷却回路８０の冷却効率を増大させるのを促進する。
【００１８】
冷却回路８０は更に、後縁スロット９６から上流方向に延びる制御羽根１１０を備える。より具体的には、制御羽根１１０は、弓形状でありかつ後縁スロット９６から部分的にチャンバ９２を横切って翼形ベーン根元７０の方向に延びており、制御羽根１１０の端部１１４と根元７０との間に通路１１２が形成されるようになっている。制御羽根１１０は、側壁６０及び６２の間で延びてノズル５１を構造的に強化するのを助け、従って最新式の高圧エンジンに用いられる場合には翼形ベーン５２の膨出応力を減少するのを促進する。
【００１９】
複数の冷却フィルム開口１２０が、制御羽根１１０の前端縁側面１２２に沿って該制御羽根１１０のすぐ上流に配置される。開口１２０は、制御羽根１１０の上流から冷却流体を受け、その流体を制御羽根１１０と後縁スロット９６との間で該制御羽根１１０の下流に吐出する。
【００２０】
制御回路８０はまた、一対の補助冷却又は補給流れ開口１２６を含む。より具体的には、第１の補助開口１３０が、冷却回路８０のほぼ中間位置に配置される。開口１３０を通して導入される補給又は補助冷却流体流は、後縁冷却スロット９６の方向に冷却回路８０中に向けられる。第２の補助冷却開口１３４が翼形ベーン根元７０に隣接して配置され、該開口１３４を通して導入される冷却流体流が後縁冷却スロット９６の方向にかつ通路１１２を通るように回路８０中に向けられるようになっている。その上に、制御羽根１１０は、チャンバ９２を部分的に横切って中間冷却チャンバ９４の方向に延びているので、冷却回路８０内部の流路の断面積が減少し、そのことが制御羽根１１０を通って流れる冷却流体の速度を維持するのを促進する。
【００２１】
作動中、冷却流体は、翼形ベーンの冷却空洞８２の各々に供給される。１つの実施形態では、ノズルの冷却空洞８２は、圧縮機１４（図１に示す）のような圧縮機から吐出される冷却空気を受ける。冷却流体は、チャンバ９０及び９４を通ってチャンバ９２及び冷却回路８０中に流される。冷却流体はピンバンク１００を通って流れると、冷却流体の１部が、ピン１０２及びタービュレータ１０６により後縁冷却スロット９６を通るように後方に向けられる。より具体的には、ピン１０２及びタービュレータ１０６が冷却流体を後方に向けるとき、向けられた冷却流体の残りの部分は、低下した速度及び圧力で冷却回路８０を通して半径方向に向けられる。
【００２２】
回路８０の冷却効率を強化しかつ流体速度及び圧力の低下の影響を最小にするのを促進するために、補助又は補給冷却流体として知られる追加の冷却流体が、第１の補助開口１３０を通して冷却回路８０に供給される。開口１３０は、後縁冷却スロット９６を通るように向けられた冷却回路８０内部の冷却流体を補充するのを促進する。１つの実施形態では、補給冷却流体は、チャンバ９４から送られる。
【００２３】
開口１３０の下流で、制御羽根１１０は、回路８０内部の冷却流体の流れ速度及び圧力を維持するのを促進する。より具体的には、制御羽根１１０の弓形状の形状は、羽根１１０とチャンバ９４との間の流路の断面積を減少させ、そのことが羽根１１０とチャンバ９４との間における冷却媒体流体の流れ速度を維持するのを促進する。その上に、制御羽根１１０の弓形状の形状は、ベーン５２の内部の低圧力領域１４０を羽根１１０のすぐ下流のかつ羽根１１０とスロット９６との間の位置まで後方にずらすのを促進する。より具体的には、低圧区域１４０をスロット９６の方向に後方にずらすことは、他の公知のノズルベーンと比較してベーン５２内部の逆流マージンの改善を促進する。冷却流体は、フィルム冷却開口１２０を通って流れて、低圧区域１４０を冷却するのを促進しかつ後縁スロット９６を冷却するのを促進する。冷却流体の１部が、冷却開口１２０を通して向けられ後縁スロット９６を通るように後方に向けられるとき、ノズルの翼形ベーン根元７０の方向に半径方向に向けられる残りの冷却流体の速度及び圧力が、低下する。
【００２４】
低下した流体速度及び圧力が冷却回路８０の末端部の方向に向けられる影響を最小にするのを助けるために、補助又は補給冷却流体として知られる追加の冷却流体が、第２の補助開口１３４を通して冷却回路８０に供給される。開口１３４は、後縁冷却スロット９６を通るように向けられた冷却回路８０の内部の冷却流体を補充するのを促進する。１つの実施形態では、補給冷却流体は、開口１３４を通してチャンバ９４から送られる。より具体的には、開口１３４を通して回路８０に供給される追加の冷却流体は、制御羽根１１０の周りを流れる冷却流体の速度及び圧力を増大させ、残りの後縁冷却スロット９６の冷却を強化するのを促進する。より具体的には、制御羽根１１０と開口１３０及び１３４を通して向けられる補給冷却媒体との組み合わせは、ノズルの翼形ベーン５２の内部において均衡のとれたノズル冷却を行うのを促進する。
【００２５】
翼形ベーン５２は、コア（図示せず）を鋳造することによって作製される。コアは、液体セラミック及び黒鉛スラリをコア型（図示せず）内に注入することによって作製され、スラリは加熱されて、中実のセラミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、翼形部型（図示せず）内に吊り支持され、セラミック翼形部コアを取り囲むようにホットワックスが翼形ベーン型内に注入される。ホットワックスが硬化して、ワックス翼形ベーンが形成され、該翼形ベーン内にセラミックコアが吊り支持されている。
【００２６】
セラミックコアを有するワックス翼形ベーンは、次に、翼形ベーン型に挿入され、溶融金属が型に注入される。溶融金属はワックス翼形ベーンを溶かしてそれに置き代わり、セラミックコアが所定の位置に残った状態の金属翼形ベーンを形成する。次に、翼形ベーンは冷却され、セラミックコアが取り除かれる。ノズル５１は、精密鋳造法で作製することができるので、ノズル５１に関連した製造コストは他の公知のノズルと比較すると低減される。
【００２７】
上述のタービンノズルは、タービンノズルの有効寿命を延ばすのを促進する冷却回路構成を含む。ノズルの翼形ベーンの各々は、複数のピンと、少なくとも１つのタービュレータと、制御羽根とを含む。その上に、冷却回路はまた、それを通して補給冷却流体を受けるための少なくとも１つの開口を含む。タービュレータと補給開口との組み合わせは、各ノズル組立体内部における冷却効率を強化しかつ均衡させるのを促進する。結果として、ノズルの冷却回路構成は、費用効果が良くかつ信頼性のある方法でノズルの有効寿命を延ばすのを助ける。
【００２８】
本発明を、様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンに用いることができるタービンノズル組立体の斜視図。
【図３】図２に示すタービンノズルに用いることができる冷却回路の拡大概略断面図。
【図４】図２に示すタービンノズル組立体に用いることができる冷却回路を備える冷却空洞の例示的な概略構成図。
【符号の説明】
５１　ノズル
５２　翼形ベーン
７０　翼形ベーン根元
８０　冷却回路
８４　冷却空洞の内部壁面
９６　後縁冷却スロット
１００　ピンバンク
１０２　ピン
１０６　タービュレータ
１１０　制御羽根
１２０　フィルム冷却開口
１２６　補助冷却流の入口
１３０　第１の補助冷却開口
１３４　第２の補助冷却開口

Claims (20)

1. 翼形部（５２）を備える、ガスタービンエンジン（１０）用のノズル（５１）を製作する方法であって、
   先端（７２）及び根元（７２）の間で半径方向に延びる、前縁（６４）及び後縁（６６）において接合された負圧側面（６０）及び正圧側面（６２）を備え、その内部に冷却空洞（８２）及び冷却回路（８０）が形成されるように前記翼形部を形成する段階と、
   前記冷却回路から前記翼形部後縁の方向に延びる複数の冷却スロット（９６）を前記翼形部の内部に形成する段階と、
   前記冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するのを促進するように前記冷却回路の内部に制御羽根（１１０）を形成する段階と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 前記冷却回路（８０）の内部に制御羽根（１１０）を形成する前記段階は、前記冷却スロット（９６）から上流方向に延びるように前記冷却回路の内部に前記制御羽根を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記冷却回路（８０）の内部に前記制御羽根（１１０）を形成する前記段階は、前記冷却スロット（９６）から前記ノズル根元（７０）の方向に弓形状に延びるように前記制御羽根を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
4. 前記冷却回路（８０）の内部に制御羽根（１１０）を形成する前記段階は、前記制御羽根の上流から該制御羽根の下流に空気を流すように前記制御羽根の上流に複数のフィルム冷却孔（１２０）を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
5. 負圧側面（６０）及び正圧側面（６２）を備えるように前記翼形部（５２）を形成する前記段階は、前記制御羽根と前記ノズル先端（７２）との間の位置において冷却流を前記冷却回路中に向ける主冷却流の入口と、前記制御羽根（１１０）と前記ノズル根元（７０）との間の位置において冷却流を前記冷却回路中に向ける少なくとも１つの補助冷却流の入口（１２６）とを備えるように前記冷却回路（８０）を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
6. 前記翼形部（５２）を形成する前記段階は、該翼形部を鋳造する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
7. ガスタービンエンジン（１０）用のタービンノズル（５１）であって、　第１の壁面（６０）と、第２の壁面（６２）と、複数の後縁冷却スロット（９６）と、前記第１及び第２の壁面の間で延びる冷却回路（８０）とを備える翼形ベーン（５２）を含み、前記冷却回路は冷却空気を前記後縁冷却スロットに流すために該後縁冷却スロットの上流に位置し、また前記冷却回路は前記第１及び第２の壁面の間で延びる少なくとも１つの制御羽根（１１０）を含み、該制御羽根は、前記冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するために、弓形状でありかつ前記後縁冷却スロットから上流方向に延びることを特徴とするタービンノズル（５１）。
8. 前記ノズルは根元（７０）及び先端（７２）を更に含み、前記第１及び第２の壁面（６０、６２）は前記根元及び先端の間で半径方向に延び、前記制御羽根（１１０）は前記後縁冷却スロット（９６）から前記ノズル根元の方向に上流方向に延びることを特徴とする、請求項７に記載のタービンノズル（５１）。
9. 前記制御羽根（１１０）の上流に複数の冷却フィルム孔（１２０）を更に含むことを特徴とする、請求項７に記載のタービンノズル（５１）。
10. 前記冷却フィルム孔（１２０）は、前記制御羽根（１１０）の前端縁側面の上流から該制御羽根の後端縁側面の下流に空気を流すことを特徴とする、請求項９に記載のタービンノズル（５１）。
11. 前記ノズルは前記第１及び第２の壁面（６０、６２）の間に形成された少なくとも１つの冷却チャンバ（８６）を更に含み、該少なくとも１つの冷却チャンバは前記冷却回路（８０）の上流に位置し、該冷却回路は入口及び出口を更に含み、該入口は前記制御羽根（１１０）の上流に位置しかつ冷却空洞（８２）と流体連通していることを特徴とする、請求項７に記載のタービンノズル（５１）。
12. 前記冷却回路（８０）は前記冷却回路の入口を通して前記冷却空洞（８２）から冷却空気を受け、また前記冷却回路は、前記冷却回路の入口の下流に位置する、追加の冷却空気を受けるための少なくとも１つの開口（１２６）を更に含むことを特徴とする、請求項１２に記載のタービンノズル（５１）。
13. 前記冷却回路（８０）は前記ノズルの第１及び第２の壁面（６０、６２）の間で延びる複数のピン（１０２）を更に含み、前記制御羽根（１１０）は前記ノズル内部の逆流マージンを制御するのを促進するように構成されていることを特徴とする、請求項７に記載のタービンノズル（５１）。
14. ガスタービンエンジンのノズル（５１）用の翼形部（５２）であって、根元（７０）と、先端（７２）と、冷却回路（８０）と、複数の後縁冷却スロット（９６）と、後縁（６６）において接合された凸面形の側壁（６０）及び凹面形の側壁（６２）とを含み、前記複数の後縁冷却スロットは前記冷却回路から前記翼形部後縁の方向に延び、前記側壁の各々は前記根元及び先端の間で延び、前記冷却回路は、前記側壁の間に形成されかつ複数のピン（１０２）及び制御羽根（１１０）を含み、前記複数のピン及び前記制御羽根は、前記側壁の間で延びかつ前記冷却回路を通して前記後縁冷却スロット中に冷却空気を流すための流路を形成し、前記制御羽根は前記冷却回路の内部で実質的に一定の冷却効率を維持するのを促進するように構成されていることを特徴とする翼形部（５２）。
15. 前記冷却回路制御羽根（１１０）は、弓形状でありかつ前記複数の後縁冷却スロット（９６）から上流方向に前記ノズル根元（７０）の方向に延び、前記制御羽根は前記ノズル（５１）内部の逆流マージンを制御するのを促進するように更に構成されていることを特徴とする、請求項１４に記載の翼形部（５２）。
16. 前記冷却回路（８０）は、前記制御羽根（１１０）の上流に複数の冷却フィルム開口（１２０）を更に含むことを特徴とする、請求項１５に記載の翼形部（５２）。
17. 前記冷却フィルム孔（１２０）は、前記制御羽根（１１０）の上流から該制御羽根の下流に空気を流すことを特徴とする、請求項１６に記載の翼形部（５２）。
18. 前記冷却回路（８０）は、前記複数のピン（１０２）及び前記制御羽根の上流位置において前記冷却回路中に冷却流を導入する主冷却流の入口を更に含むことを特徴とする、請求項１５に記載の翼形部（５２）。
19. 前記冷却回路（８０）は、前記複数のピン（１０２）の下流位置において前記冷却回路中に冷却流を導入する補助冷却流の入口（１２６）を更に含むことを特徴とする、請求項１８に記載の翼形部（５２）。
20. 前記冷却回路（８０）は、前記側壁（６０、６２）の間で少なくとも部分的に延びる少なくとも１つのタービュレータ（１０６）を更に含むことを特徴とする、請求項１５に記載の翼形部（５２）。

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