JP2005299638A - 熱シールド型タービン翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンのタービンを提供する。
【解決手段】 タービン翼形部（１２）は、前縁及び後縁（２８、３０）において互いに接合された対向する正圧及び負圧側面（２４、２６）を含む。外向き凸状のノーズブリッジ（３６）が、前縁（２８）の後ろで正圧及び負圧側面（２４、２６）を橋絡し、かつ該ノーズブリッジから間隔を置いて配置された相補形の遮熱シールド（３８）に一体に接合されて該遮熱シールドとの間にブリッジチャネル（４０）を形成する。シールド（３８）は、前縁（２８）を含み、かつ正圧及び負圧側面の両方に沿ってノーズブリッジ（３６）の周りの横方向後方を包む。
【選択図】 図１

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、その中のタービンに関する。

ガスタービンエンジンでは、空気は、圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温の燃焼ガスを発生する。高圧タービン内でガスからエネルギーを取り出し、高圧タービンが圧縮機に動力を供給し、また低圧タービン内で追加のエネルギーを取り出し、典型的なターボファン式航空機エンジン用途では、低圧タービンが一般的に上流ファンに動力を供給する。

エンジン効率及び性能は、燃焼ガスの温度を高めることによって増大させることができるが、高温燃焼ガスは、それによって加熱されるタービン構成部品の寿命に影響を及ぼす。タービン内のノズルベーン及びロータブレードのような典型的な構成部品は、運転中に高温燃焼ガスを浴びるので、一般的にエンジン内でのそれらの有効寿命を延ばすために冷却される。

例えば、運転中に圧縮機から加圧空気を適当に抽気して、固定ノズルベーン及び回転タービンロータブレードに流してそれらを冷却するようにする。ベーン及びブレードは、その中に内部冷却回路を備えた対応する形状の中空の翼形部を有する。

タービン翼形部の冷却は、極めて難解かつ精巧であり、従来技術では、翼形部の様々な領域における冷却空気の冷却性能を最大にするための無数の特許が存在する。

典型的な翼形部は、軸方向に間隔を置いて配置された前縁及び後縁において互いに接合されたほぼ凹面形の正圧側面とほぼ凸面形の負圧側面とを有する。翼形部は、半径方向内側根元から半径方向外側先端まで延びる。タービンブレードの場合には、根元は、ブレードプラットホームと一体であり、また先端は、周囲のシュラウドから内側に間隔を置いて配置される。

ノズルベーンの場合には、根元及び先端の両方は、対応する内側及び外側バンドと一体に接合される。

翼形部の内部には、典型的には翼形部の正圧及び負圧側面のフィルム冷却孔の列を通して冷却空気を吐出する様々な構成を備えた幾つか冷却回路を設けることができる。冷却回路は、半径方向流れチャネルを含み、そのうちの幾つかは翼形部前縁又は翼形部後縁に向かって延びる端と端を接した蛇行形態に配置することができる。

熱伝達を高めるために、翼形部の内面上には小さなタービュレータリブを形成することができる。典型的には高温の前縁における翼形部の内面をインピンジメント冷却するために、対応するブリッジ内にインピンジメント冷却孔を設けることができる。また、ピンの配列を二次元メッシュグリッドの形態で構成して、翼形部内部を冷却する熱伝達を高めることができる。

先に出願された特許が、メッシュ冷却の典型的な実施形態を開示している。メッシュ冷却の更なる進歩が、現在開発されつつあり、例えば全て本出願人の出願である、特開２００５−３０３８７号、日本特許出願２００４−２４１７６４号及び日本特許出願第２００４−２７１１４９号に見られる。

タービン翼形部内の冷却特徴形状の様々な形態は、多くの場合比較的小規模であり、実際に製造でなければならない。例えば、典型的なタービン翼形部は、翼形部の内部流路を形成する対応するセラミックコアを用いて典型的な超合金金属を鋳造することによって作られる。様々なインピンジメント冷却孔、タービュレータリブ及びメッシュピンは、単数又は複数のセラミックコア内の対応する特徴形状を用いることによって鋳造翼形部内に一体に形成することができる。

タービン翼形部内の個々の半径方向通路は、細長い脚部又はフィンガの形態の対応するセラミックコアによって形成される。セラミックコアは、比較的脆く、鋳造プロセスの間に損傷を受けやすい。コアが薄すぎるか又は弱すぎて破損しやすい場合には、鋳造プロセスの実効歩留まりが低下し、それに対応して鋳造コストが上昇することになる。

鋳造プロセスに続いて、簡単なものから複雑なものまでのその様々な構成の様々なフィルム冷却孔の列は、例えばレーザ穿孔加工又は放電加工（ＥＤＭ）を含む適当な穿孔プロセスを用いて形成することができる。

タービン翼形部の前縁領域は運転中にその上を流れる高温燃焼ガスを最初に受けるので、それら前縁領域は、一般的に運転中に最高の熱負荷を受け、従って最大の冷却性能を必要とする。従来技術には、無数の前縁冷却構成が存在する。

一般的に、前縁の直ぐ後ろにインピンジメント冷却を施し、かつ断熱フィルムの形態で翼形部の外面上に使用済みインピンジメント冷却空気を吐出する幾つかのシャワーヘッドフィルム冷却孔の列を前縁を貫通させて設けることによって、最大の前縁冷却を行うことができる。

一般的に、翼形部の負圧側面における前縁の後方には、それから後方に冷却フィルムを再び形成し始めるためのフィルム冷却ギル状孔の列が見られる。また、正圧側面上の前縁の後方にも同様に、それから下流に冷却空気フィルムを再び形成し始めるための幾つかのフィルム冷却孔の列が見られる。
特開２００１−１０７７０５号

タービン翼形部の前縁領域を効果的に冷却する際の一般的な複雑さを考慮すると、従来の鋳造プロセスを用いて導入することが可能な改良型の前縁冷却を有する翼形部を提供することが望ましい。

タービン翼形部は、前縁及び後縁において互いに接合された対向する正圧及び負圧側面を含む。外向き凸状のノーズブリッジが、前縁の後ろで正圧及び負圧側面を橋絡し、かつ該ノーズブリッジから間隔を置いて配置された相補形の遮熱シールドに一体に接合されて該遮熱シールドとの間にブリッジチャネルを形成する。シールドは、前縁を含み、かつ正圧及び負圧側面の両方に沿ってノーズブリッジの周りの横方向後方を包む。

好ましくかつ例示的な実施形態によって、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付の図面と関連してなされる以下の詳細な記載により具体的に説明する。

図１に示すのは、ターボファン式航空機エンジンのようなガスタービンエンジン用の例示的なタービンロータブレード１０である。ブレードは、単体構造の構成でプラットホーム１４及び支持ダブテール１６と一体に形成された適当な形状の翼形部１２を含む。

ダブテール１６は、従来型のものであり、タービンエンジン内の支持ロータディスク（図示せず）の周辺部の相補形の軸方向ダブテール溝内に捕捉された軸方向タング又はローブを含む。タービンエンジンの軸方向中心軸線１８は、基準点として示しており、例示的なダブテールは、対応するダブテールスロット内に軸方向に挿入されるように構成される。完全なブレード１０の列が、エンジン内でディスクの周辺部の周りに取付けられる。

運転中、高温燃焼ガス２０は、エンジンの燃焼器（図示せず）内で生成され、半径方向外側及び内側バンド間に取付けたステータベーンの列を有する従来型のタービンノズル（図示せず）を通してタービンロータブレードの列に適当に流される。加圧空気２２は、エンジンの圧縮機（図示せず）から抽気され、中空の翼形部内部を流れて該翼形部を冷却するためにダブテール１６の基部に適当に送給される。

より具体的には、翼形部１２は、図２により詳細に示すように、円周方向又は横方向に対向する正圧及び負圧側面２４、２６を含む。この２つの側面は、軸方向又は翼弦方向に間隔を置いて配置された前縁及び後縁２８、３０において互いに接合され、かつ図１に示すようにプラットホーム１４における根元３２から半径方向外側先端３４まで半径方向又は長手方向に延びる。

図１及び図２に示す例示的な翼形部１２は、運転中にその上に燃焼ガス２０を流され、支持ディスクを回転させて圧縮機ロータに動力を供給するために燃焼ガスからエネルギーを取り出すような任意の適当な構成を有することができる。翼形部は、中空であり、以下にさらに説明するように改良型の冷却特徴形状を含むが、この特徴形状は、必要に応じてタービンノズルのステータベーン内に用いることもできる。

より具体的には、図２に示す翼形部は、翼形部の前縁２８の直ぐ後ろで正圧及び負圧側面間を一体形で延びる外向き凸状の前端すなわちノーズ隔壁又はブリッジ３６を含む。ノーズ隔壁は、前縁領域において翼形部の対向する側面を橋絡し、かつ相補形の内向き凹状の遮熱前縁シールド３８に一体に接合される。熱シールドは、ノーズブリッジから翼弦方向前方に間隔を置いて配置されて、ノーズブリッジとの間に対応するブリッジ流れチャネル４０を形成する。

シールド３８自体は、前縁２８を含み、かつ正圧及び負圧側面の両方に沿ってノーズブリッジ３６の周りの横方向後方を包む。シールド及びブリッジは、翼形部の前縁部分のための二重壁構造を形成し、ブリッジチャネル４０がそれらの間に断熱空隙又は空間を形成する。

図２に最も良く示すように、シールド３８は、翼形部の各半径方向セクションにおいて、ノーズブリッジ３６の外向き凸状の湾曲部と対向して内向き凹状すなわち内向きに湾曲している。これに対応して、ブリッジチャネル４０は、シールドと前縁の後ろのノーズブリッジとの間に配置された長手方向又は半径方向チャネルの形態で相補形の共通の入口４２を含む。ブリッジチャネルはまた、翼形部の対応する正圧及び負圧側面２４、２６に沿って長手方向に延びる横方向に対向する第１及び第２のスロット出口４４、４６を含む。

ノーズブリッジ３６は、ブリッジチャネル入口４２に沿って長手方向に有孔であるのが好ましく、また前縁２８の後ろのシールドにほぼ垂直すなわち直角に向いた、前縁をインピンジメント冷却するための１つ又はそれ以上の長手方向のインピンジメント孔４８の列を含む。翼形部の前縁に沿った凸状のノーズブリッジと相補形の凹状の熱シールド３８との具体的な利点は、それらの間の空間が対応して縮小することである。

このように、インピンジメント空気２２は、その間の比較的短い距離でインピンジメント孔４８から前縁の後ろの熱シールドの内面に対して直接吐出されて、シールドに衝突する前のインピンジメント空気の速度損失を最小することによってインピンジメント空気の性能を最大にする。

シールド３８は、前縁２８に沿って長手方向に有孔であるのが好ましく、例えば前縁に沿って前縁のフィルム冷却孔として３つの長手方向のフィルム冷却孔５０の列を含む。フィルム冷却孔５０は、フィルム冷却孔のシャワーヘッド分布を実現するような従来通りの方法で互いに緊密に配置されて、翼形部前縁に沿ってまた前縁から後方に翼形部の両側面に沿って冷却空気の断熱フィルムを形成するようになる。

従って、翼形部の前縁２８は、その外部がシャワーヘッド孔５０から吐出された冷却空気のフィルムによって保護され、またその内部がインピンジメント孔４８の列から吐出された冷却空気によるインピンジメントによって冷却される。さらに、使用済みインピンジメント空気はまた、２つの対向する出口４４、４６に向かってブリッジチャネル４０を通して横方向に吐出されて熱シールドの後ろの断熱作用を継続して、翼形部の前縁領域の冷却効果を高めるようになる。

シールド３８は、二次元メッシュの形態でブリッジチャネル４０内に配置された１つ又はそれ以上のメッシュピン５２、５４の二次元アレイ（配列）によってノーズブリッジ３６に一体に接合される。メッシュ冷却では、ピンは、長手方向にオフセットした列の形態で配置されて、その２つの壁間のブリッジチャネル内に回り道の流路を形成し、ブリッジチャネルを通って流れる冷却空気の熱伝達を増大させるようになっている。

第１のピン５２の１つの配列が、ブリッジチャネル入口４２から翼形部の正圧側面２４に沿って第１のメッシュの形態で配置され、ブリッジチャネルの正圧側面第１のスロット出口４４で終わる。第２のピン５４の配列が、共通の入口４２から翼形部の負圧側面２６に沿って第２のメッシュの形態で配置され、ブリッジチャネルの第２のスロット出口４６で終わる。

このように、ブリッジ入口チャネル４２内で集められた使用済みインピンジメント空気の一部分は、メッシュピンの正圧及び負圧側面の配列を通して横方向後方に分配されて、運転中に熱シールド自体の冷却を強化し、さらに翼形部の前縁領域を保護する。図３は、使用済みインピンジメント空気２２が共通のブリッジチャネル入口４２から対向する第１及び第２の出口４４、４６に向かって横方向後方に流れる時の使用済みインピンジメント空気２２の横方向の分配をより詳細に示す。

第１及び第２のメッシュピン５２、５４は、図２及び図３に示す方形又はダイヤモンド形状の構成のような任意の適当な構成を有することができる。さらに、様々な寸法及び間隔を備えた、例えば円筒形ピンのような任意の別のメッシュピンの形状を用いて、局所的な熱伝達及び構造的強度を調整することもできる。

図２に示す好ましい実施形態では、ノーズブリッジ及びシールドの対向する凸状及び凹状表面は、ブリッジ入口において互いにほぼ平行であり、ブリッジチャネル４０は、共通の入口４２と２つの側面出口４４、４６との間で翼弦方向後方に収束する。このように、使用済みインピンジメント空気２２が２つの対向する出口４４、４６に向かって移動するにつれて、空気の速度を増大させて、その流路に沿って空気が熱を吸収する時のその熱伝達率を高めることができる。

長手方向第１の入口チャネル５６は、図２に示すようにノーズブリッジ３６の直ぐ後ろに配置され、かつプラットホーム及びダブテールを貫通して延びるのが好ましく、図１に示すようにダブテールの基部における対応する第１の入口が、圧縮機から冷却空気を最初に受けるようになる。第１の入口チャネル５６は、タービンブレードを通して長手方向外向きに冷却空気２２を流して該タービンブレードを内部冷却し、冷却空気２２は、順次にインピンジメント孔４８及びブリッジチャネル４０を通って流れて、第１及び第２のピンメッシュの両方を通って吐出されるようになる。

第２及び第３の入口チャネル５８、６０の形態の付加的な長手方向流れチャネル又は回路が、翼形部を後縁３０まで冷却するためにノーズブリッジ３６及び第１のチャネル５６の後ろに配置される。第２及び第３の入口チャネル５８、６０はまた、図１に示すように、プラットホーム１４及びダブテール１６を貫通して延び、圧縮機から抽気した加圧冷却空気２２の部分を受けるための対応する第２及び第３の入口をダブテールの基部に有する。

第２及び第３の入口チャネル５８、６０は、それらの冷却空気を翼弦方向後方に分配し、対応するスロット出口６６、６８を有する第３及び第４の二次元グリッドメッシュの形態で配置された対応する第３及び第４のメッシュピン６２、６４の配列で終わるのが好ましい。

第３のピン６２のメッシュ配列は、第３の入口チャネル６０によって負圧側面２６から間隔を置いて配置された正圧側面２４に配置され、翼形部の中間翼弦領域における正圧側面を局所的に冷却する。

第４のピン６４のメッシュ配列は、第３のピン６２のメッシュの後方で正圧及び負圧側面２４、２６を橋絡し、後縁３０の前で終わり、翼形部の比較的薄い後縁領域を局所的に冷却する。

このように、４つのメッシュ冷却ピン５２、５４、６２、６４の組は、その正圧及び負圧側面の面積の大半にわたって翼形部を包み、運転中の内部冷却を強化する。翼形部の最大円周方向幅の領域における第２の入口チャネル５８に沿った翼形部の負圧側面領域は、運転中に翼形部の前縁、正圧側面及び後縁よりも実質的により低い熱負荷を受け、従って図示する例示的な実施形態ではこの領域にはメッシュ冷却は全く施されない。

図２に示す様々な配列のメッシュ冷却ピンは、ダイヤモンド形状のピン５２、５４のような任意の従来型の構成を有することができ、第３及び第４の配列のピン６２、６４は、例えば円筒形である。熱シールド３８によって導入されたインピンジメントとメッシュ冷却との組み合わせは、翼形部の前縁領域の冷却を強化する。

熱シールドは、翼形部の前縁領域の二重壁構成をもたらし、２つのメッシュピン５２、５４の配列だけによってノーズブリッジ３６に接合される。ブリッジチャネル４０は、熱シールドと相補形のノーズブリッジ３６との間に断熱を形成し、２つのピンの配列はその間の熱伝導経路を制限する。

翼形部の前縁における相補形になった凸状のノーズブリッジ及び凹状のシールドは、それらの間の距離を縮小してインピンジメント冷却を強化するようにし、次に、使用済みインピンジメント空気は、対向するピン５２、５４のメッシュ配列に沿ってメッシュ冷却すると共に前縁に沿ったシャワーヘッドフィルム冷却孔５０の配列を通して付加的なフィルム冷却を行うことの両方のために用いられる。

収束するブリッジチャネルは、使用済みインピンジメント空気が対向するメッシュピンに沿って対応する第１及び第２のスロット出口４４、４６に移動するにつれて、使用済みインピンジメント空気の速度を増大させるように作用し、次にそれら第１及び第２のスロット出口４４、４６は、冷却空気の長手方向に連続したフィルムの形態で使用済み冷却空気を吐出して、運転中にその上を流れる高温燃焼ガスから翼形部の両側面をさらに保護する。

熱シールド３８及び相補形のブリッジチャネル４０の別の大きな利点は、その製造である。上述のように、例示的なタービンロータブレード構成では、タービンブレードは、一般的に従来型の超合金金属を翼形部と付属のプラットホーム１４及びダブテール１６との単体構造すなわち単一部品構造として鋳造することによって製造される。

最終鋳造翼形部内の流れチャネルの空間を形成する、図２に概略的に示すセラミックコア７０を最初に準備ことによって鋳造は行われる。翼形部には多数の流れチャネルが長手方向に設けられるので、それら流れチャネルは、単一コアの形態をした又は互いに組立てられた対応する鋳造コア又は脚部によって分離して形成されて翼形部全体を完成する。小さなコアは、翼形部自体の全長にわたって延びるので長手方向には細長く、入口コアはまた、プラットホーム及びブレードダブテールを貫通して延びる。

ブリッジチャネル４０の具体的な利点は、長手方向に翼形部のほぼ全体高さに沿いかつ横方向に翼形部の両側面に沿った大きな広がりである。このように、ブリッジチャネル４０全体及びその中の対応するメッシュピン５２、５４の配列に対する共通のセラミックコアを準備することができる。また、３つの長手方向入口チャネル５６、５８、６０及び該長手方向入口チャネル５８、６０の対応するメッシュチャネルに対して３つ以上のセラミックコアを用いることができる。

従って、ブリッジチャネルに対するセラミックコアは、その広がり又は大きさが増すために強度が増すという恩恵を受け、翼形部の鋳造製造における歩留まりが改善されるようになる。ブリッジチャネルに対するセラミックコアは、ブリッジ入口４２において最大厚さを有することができ、２つのメッシュウィングに沿って横方向に選択的に先細になっている。

ブリッジチャネル４０に対するセラミックコアが横方向に連続していることを考慮すると、シャワーヘッドフィルム冷却孔５０の列の数は、ブリッジ入口４２に直ぐ隣接するメッシュピン５２、５４の一部を排除してその横方向の寸法を増大させかつ代わりにシャワーヘッド孔を付加することによって、或いはメッシュピン間にシャワーヘッド孔を単に付加することによって、実質的に増加させることができる。このことは、単に小さいブリッジチャネル入口４２用の分離しかつ独立したセラミックコア構成と対照的に、比較的大きい寸法のブリッジチャネル４０全体用の共通のセラミックコアにより可能になる。

フィルム冷却孔５０は、翼形部自体の鋳造に引き続いて、例えば従来型のレーザ穿孔加工又は放電加工（ＥＤＭ）を用いることによって任意の従来通りの方法で形成することができる。

図示する例示的なタービンロータブレードの前縁を熱的に保護するための熱シールド３８を、上に開示している。別の実施形態では、熱シールドはまた、最新のガスタービンエンジンにおいて高温燃焼ガスによる衝突流を受けるタービンノズルベーン又は他の構成部品内に導入することもできる。熱シールド及び協働するメッシュピン配列によってもたらされる冷却の強化は、エンジンの効率及び性能を増大させるために用いることができる。

例えば、最新の航空機用途では、エンジンは、巡航運転の間に高圧タービンに対するより高い燃焼ガス温度でより長時間にわたって運転することができる。代わりに、熱シールド及び協働するメッシュピン配列の向上した冷却効力は、圧縮機から抽気する冷却空気に対する必要量を減少させてエンジンの性能を対応して増大させるために用いることができる。

本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、当業者には本明細書における教示から本発明の他の変更形態が明らかになるはずであり、従って、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属する全てのそのような変更形態は特許請求の範囲で保護されることが望まれる。

前縁熱シールドを有する例示的なガスタービンエンジンタービンロータブレードの部分断面正面図。 線２−２に沿って取った、図１に示すタービン翼形部の一部分の斜視図。 ほぼ線３−３に沿って取った、図２に示す熱シールドの後ろのブリッジチャネルの平面形図。

符号の説明

１０ タービンロータブレード
１２ 翼形部
１４ プラットホーム
１６ ダブテール
２４ 正圧側面
２６ 負圧側面
２８ 前縁
３０ 後縁
３２ 根元
３４ 外側先端
３６ ノーズブリッジ
３８ 遮熱シールド
４０ ブリッジチャネル
４２ ブリッジ入口チャネル
４４、４６、６６、６８ スロット出口
４８ インピンジメント孔
５０ フィルム冷却孔
５２、５４、６２、６４ メッシュピン
５６、５８、６０ 入口チャネル

Claims (10)

1. 翼弦方向に間隔を置いて配置された前縁及び後縁（２８、３０）において互いに接合され、かつ根元（３２）から先端（３４）まで長手方向に延びる対向する正圧及び負圧側面（２４、２６）と、
   前記前縁（２８）の後ろで前記正圧及び負圧側面（２４、２６）を橋絡し、かつそれから間隔を置いて配置された相補形の遮熱シールド（３８）に一体に接合されて該遮熱シールドとの間にブリッジチャネル（４０）を形成した外向き凸状のノーズブリッジ（３６）と、を含み、
   前記シールド（３８）が、前記前縁（２８）を含み、かつ前記正圧及び負圧側面の両方に沿って前記ノーズブリッジ（３６）の周りの横方向後方を包み、
   前記翼形部を前記後縁（３０）まで冷却するために、複数の流れチャネル（５８、６０）が前記ノーズブリッジ（３６）の後ろに配置されている、
   ガスタービン翼形部（１２）。
2. 前記シールド（３８）が、前記外向き凸状のノーズブリッジ（３６）と対向して内向き凹状であり、前記ブリッジチャネル（４０）が、前記シールド及びノーズブリッジ間の共通の入口（４２）と前記正圧及び負圧側面（２４、２６）に沿った横方向に対向するスロット出口（４４、４６）とを含む、請求項１記載の翼形部。
3. 前記ノーズブリッジ（３６）が、前記前縁（２８）の背後のシールドにほぼ垂直に向いた、該前縁をインピンジメント冷却するためのインピンジメント孔（４８）の列を含む、請求項２記載の翼形部。
4. 前記シールド（３８）が、前記前縁（２８）に沿った、該前縁をフィルム冷却するための複数のフィルム冷却孔（５０）の列を含む、請求項３記載の翼形部。
5. 前記ブリッジチャネル（４０）内に二次元メッシュの形態で配置され、かつ前記シールド（３８）を前記ノーズブリッジ（３６）に一体に接合するピン（５２、５４）の配列をさらに含む、請求項４記載の翼形部。
6. 前記ピン（５２、５４）が、前記ブリッジチャネル入口（４２）から前記正圧側面（２４）に沿って第１のメッシュの形態で配置されて前記ブリッジチャネルの第１の出口（４４）で終わり、また前記共通の入口（４２）から前記負圧側面（２６）に沿って第２のメッシュの形態で配置されて前記ブリッジチャネルの第２の出口（４６）で終わっている、請求項５記載の翼形部。
7. 前記ブリッジチャネル（４０）が、前記共通の入口（４２）と第１及び第２の出口（４４、４６）との間で後方に収束している、請求項６記載の翼形部。
8. 前記ノーズブリッジ（３６）の後ろに配置された、冷却空気（２２）を該ノーズブリッジに流すための第１の入口チャネル（５６）をさらに含み、冷却空気（２２）が、順次に、前記インピンジメント孔（４８）及びブリッジチャネル（４０）を通って流れて前記第１及び第２のピンメッシュの両方を通って吐出されるようになっている、請求項７記載の翼形部。
9. 前記第１の入口チャネル（５６）の後ろに配置され、かつ第３及び第４の二次元メッシュの形態で配置された対応するピン（６２、６４）の配列で終わる第２及び第３の入口チャネル（５８、６０）をさらに含む、請求項８記載の翼形部。
10. 前記第３のピン（６２）のメッシュ配列が、前記負圧側面（２６）から間隔を置いて配置された前記正圧側面（２４）に配置され、
    前記第４のピン（６４）のメッシュ配列が、前記第３のメッシュ（６２）の後方で前記正圧及び負圧側面（２４、２６）を橋絡して前記後縁（３０）の前で終わっている、
    請求項９記載の翼形部。

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