JP2012140946A - ターボ機械の翼形部品及びその冷却方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 翼形部品の熱伝達効率を著しく高めること。
【解決手段】 本発明は、ターボ機械用の翼形部品、及び部品内の伝熱特性を高める方法に関する。部品は、翼形部根元（２２）及び翼形部先端（２０）で範囲が定められる翼長方向と、前縁（１６）及び後縁（１８）で範囲が定められる翼弦方向とを有する。翼形部分（１０）内のチャンバ（２８）は、通気性発泡部材（３０）を収容する。チャンバ（２８）は、それぞれ翼形部分（１０）内の第１の通路（２４Ａ）及び第２の通路（２４Ｂ）を通って冷却流体源及び冷却孔（２６Ａ）と流体接続する。チャンバ（２８）は第１の通路（２４Ａ）及び第２の通路（２４Ｂ）に対して翼弦方向でオフセットするように配置され、第１の通路（２４Ａ）を通って翼形部分（１０）に入る冷却流体が前記チャンバ（２８）に流入し、第１の冷却孔（２６Ａ）を通って翼形部分（１０）から流出する前に、発泡部材（３０）により翼弦方向に方向転換される。
【選択図】 図１

Description

本発明は、ターボ機械のタービン翼形部品等の高温で作動する部品に関する。詳細には、本発明は、部品の伝熱特性を高めることができる１以上の内部冷却チャンバに接続される、１以上の内部冷却通路を備える翼形部品に関する。

産業用及び航空機用ガスタービンエンジンのバケット（動翼）、ノズル（静翼）、及び他の高温ガス経路部品等のターボ機械部品は、典型的に、タービンの作動温度及び作動状態に適した所望の機械特性及び環境特性を備えるニッケル基、コバルト基又は鉄基超合金で作られている。ターボ機械効率は作動温度に依存するので、部品、特にタービンのバケット及びノズル等の翼形部品には、一層の高温に耐え得ることが要求される。超合金部品の最大局部温度は超合金の溶融温度に近づくので、適切な流体、典型的には空気での強制冷却が必要となる。この理由から、ガスタービンのバケット及びノズルの翼形部は、複雑な冷却スキームを必要とする場合が多く、冷却流体、典型的には圧縮機ブリード空気は、翼形部の内部冷却通路を通った後に翼形部表面の冷却孔を通って吐出して部品から熱を逃がす。翼形部の内部には、冷却流体が冷却通路を通って流れると該冷却流体への熱伝達により対流冷却が発生する。インピンジメント冷却と呼ばれる技術では、翼形部の外壁内面に対して直接冷却流体を導く微細な内部オリフィスを用いて、追加的な冷却を行うことができる。また、冷却孔を設けて、部品表面の所定位置のガス経路内に冷却流体を放出し、部品表面上に冷却流体流の層を形成して高温ガス経路から部品への熱伝達を低減する境界層（流体膜）を生成することができる。

翼形部品の表面温度を十分に低下させるために相当量の冷却流体が必要となる場合がある。翼形部から冷却流体への熱伝達効率を高めるために、冷却回路内面に内部特徴要素を設けることが望ましいか又は必要であろう。このような特徴要素は、組み込みリブ、乱流プロモータ、交差孔、後縁スロット、蛇行通路等を有する。また、金属発泡体などの多孔性及び通気性材料を包含して、翼形部品の内部の熱伝達を高めることが提案されている。例えば、米国特許出願公開第２００６／００２１７３０号、同第２００７／０２７４８５４号、同第２００８／０２５０６４１号、同第２００９／００８１０４８号、同第２０１０／０２３９４０９号及び同第２０１０／０２３９４１２号には、金属発泡体などの材料を使用して、発泡体を通る空気流の大部分が単一指向性をもつように翼形部の内部及び／又は冷却孔を充填することが提案されている。

米国特許第６８２７５５６号明細書 米国特許出願公開第２００６／００２１７３０号明細書 米国特許出願公開第２００７／０２７４８５４号明細書 米国特許出願公開第２００８／０２５０６４１号明細書 米国特許出願公開第２００９／００８１０４８号明細書 米国特許出願公開第２０１０／０２３９４０９号明細書 米国特許出願公開第２０１０／０２３９４１２号明細書

本発明は、ターボ機械の高温ガス経路での使用に適する流体冷却式ターボ機械の翼形部品を、及び部品の内部の伝熱特性を高める方法を提供する。

本発明の第１の態様において、翼形部品は、翼形部根元及び翼形部先端で範囲が定められる翼長方向と、前縁及び後縁で範囲が定められる翼弦方向と、前縁と後縁との間で延びる壁により形成される凸面及び凹面で範囲が定められる翼厚方向とを有する翼形部分を含む。翼形部品は、翼形部分内のチャンバと、チャンバ内の多孔性及び通気性発泡部材と、翼形部分内でチャンバを冷却流体と流体接続する第１の通路と、翼形部分でチャンバを翼形部分の表面に配置された第１の冷却孔と流体接続する第２の通路とを更に有する。好適な態様において、チャンバは第１の通路及び第２の通路に対して翼弦方向でオフセットするように配置され、第１の通路を通って翼形部分に入る冷却流体がチャンバに流入し、第１の冷却孔を通って翼形部分から流出する前に、発泡部材により翼弦方向に方向転換される。

本発明の別の態様では、冷却流体源及び翼形部分の表面に配置された冷却孔に接続される内部チャンバを翼形部分内に形成することで、流体冷却式ターボ機械翼形部品の翼形部分の冷却を高めるものである。チャンバは多孔性及び通気性発泡部材を収容し、ターボ機械は、冷却流体がチャンバに入り、冷却孔を通って翼形部分から流出する前に、発泡部材により翼形部分の翼弦方向に方向転換されるように作動する。

本発明の技術的効果は、発泡材料を使用して、冷却流体流にさらされる表面積を増やして部品と該部品を通る冷却流体流との間の熱伝達を高めるだけでなく、該発泡材料で部品内の冷却流体流の向きを例えば高温で作動する傾向にある翼形部領域へ変えることで、翼形部品の熱伝達効率を著しく高めることができる点である。

本発明の他の態様及び利点は、以下の詳細な説明からより明らかになるであろう。

本発明の実施形態による、発泡部材を含有する内部チャンバを有するタービンバケットの翼形部分の斜視図。 図１の翼形部分内部の冷却流体の流れパターンを示す図。 本発明の実施形態による、発泡材充填内部チャンバを有するタービンバケットの翼形部分の斜視図。 本発明の実施形態による、発泡材充填内部チャンバを有するタービンバケットの翼形部分の斜視図。 本発明の実施形態による、発泡材充填内部チャンバを有するタービンバケットの翼形部分の斜視図。

本発明は、相対的に高温の環境下で作動する部品、特に、最大表面温度がその構成材料の溶融温度に達して、部品表面温度を低下させるために強制冷却を使用する必要がある部品に適用可能である。このような部品の限定的ではないが注目すべき実施例として、産業用及び航空機用ガスタービンエンジンのタービンバケット（動翼）及びノズル（静翼）等のターボ機械の翼形部品を挙げることができる。

図１はタービンバケットの翼形部分１０の実施例を概略的に示す。従来のように、バケット及びその翼形部分１０は、バケットの根元セクション（図示せず）上に形成された特徴要素でタービンディスクに係止できる。業界用語によると、翼形部分１０は、タービンバケット又は動翼との関連において、それぞれ負圧面及び正圧面と呼ぶことができる反対側に配置された凸面１２及び凹面１４を形成する壁を有すると説明できる。翼形部分１０の各壁は、翼形部分１０の前縁１６を定め、合流して反対側に配置される翼形部分１０の後縁１８を定める。翼形部先端２０は翼形部分１０の翼長方向の外側端で定められ、反対側に配置される翼形部根元２２は翼形部分１０の翼長方向の内側端で定められるが、翼形部根元２２は通常、バケットの根元セクションから翼形部分１０を分離するプラットフォーム（図示せず）に直接隣接している。また、業界用語によると、翼形部分１０は、根元２２から翼形部先端２０へ延びる翼長方向、前縁１６と後縁１８との間を延びる翼弦コード、及び凹面１２と凸面１４との間で測定される翼厚を有すると言うことができる。

バケット及びその翼形部分１０は種々の材料で作ることができ、ニッケルベース、コバルト−鉄ベース、及びチタンベースの合金、並びにセラミックスベースの複合材料、例えば、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）を挙げることができる。好ましい材料としては、ニッケルベース、コバルトベース、又は鉄ベースの超合金を挙げることができ、限定的ではないが注目すべき実施例は、ＧＴＤ−１１１（登録商標）（ゼネラルエレクトリック社）、ＧＴＤ−４４４（登録商標）（ゼネラルエレクトリック社）、ＩＮ−７３８、Ｒｅｎe Ｎ４、Ｒｅｎe Ｎ５、及びＲｅｎe １０８等のニッケルベースの超合金である。翼形部分１０は、ガスタービンエンジン内でさらされる高温及び高応力に耐えるために、等軸、一方向凝固（ＤＳ）、又は単結晶（ＳＸ）鋳造品として作ることができる。バケット及び翼形部分１０を製造するのに適する溶融及び鋳造プロセスは公知であり本明細書ではこれ以上詳細に説明しない。

翼形部分１０の外部表面は、バケットが組み込まれたターボ機械の運転中に高温燃焼ガスが翼形部分１０に導かれるので非常に高い温度にさらされる。この理由から、翼形部分１０は、根元２２から翼形部先端２０に延びて翼形部先端２０の冷却孔２６で終端する内部通路２４を有するように示されている。通路２４は、ターボ機械の圧縮機セクションからの圧縮機ブリード空気等の適切な供給源（図示せず）から冷却流体を受け取る。根元２２を通って翼形部分１０へ流入する冷却流体は、通路２４を通って翼形部分１０から熱を吸収し、その後、冷却孔２６を通って吐出され翼形部分１０から吸収した熱を伝達する。通路２４は相互に平行に示され本質的に円筒形であるが、他の形状及び断面も可能である。通路２４は従来の方法で、例えばターボ機械の翼形部品を鋳造するために典型的に使用される従来のインベストメント鋳造法で用いるコアを使用して形成できる。本発明の利点は、図１に示すように内部通路２４が完全に独立し、真っ直ぐで一定の断面をもつ翼形部分１０を参照して以下に説明するが、本発明の教示内容は、産業用及び航空機用ガスタービンエンジンの高温ガス経路部品で実施できる、蛇行冷却通路等のより複雑な冷却スキームにも適用できる。

図１において、翼形部分１０は、参照符号２４Ａ及び２４Ｂで示されて後者が翼形部分１０の先端２０に配置された冷却孔２６Ａで終端する、一対の通路に接続された内部キャビティ又はチャンバ２８を有する。通路２４と同様に、通路（入口通路）２４Ａは冷却流体の供給源と流体接続しており、通路２４Ａは冷却流体をチャンバ２８に供給し、その後、冷却流体は、冷却孔２６Ａを通って翼形部分１０から吐出される前に通路（出口通路）２４Ｂを通ってチャンバ２８から出る。入口通路２４Ａは、翼形部根元２２に最も近いチャンバ２８の翼長方向の所定範囲においてチャンバ２８と流体接続するように示されており、出口通路２４Ｂは、翼形部先端２０に最も近いチャンバ２８の翼長方向の所定範囲でチャンバ２８と流体接続するように示されている。

通路２４Ａ及び２４Ｂ、及び内部チャンバ２８は、凸面１２と凹面１４との間で、翼形部分１０の後縁１８に配置されるよう示されており、通路２４Ａ及び２４Ｂは翼形部分１０内の他の通路２４よりも後縁１８に接近する。図１において、通路２４Ａ及び２４Ｂは直径が略同一で軸方向に整列して示されているが、通路２４Ａ及び２４Ｂは異なる断面寸法及び形状とすることができる。チャンバ２８は、翼形部分１０の翼長方向の略中心にあり、翼形部先端２０及び根元２２から間隔をあけて配置されるように示されている。更に、図１において、チャンバ２８は略直線形状をもつように示されており、翼弦方向の幅、厚さ方向の幅、及び翼長方向の長さは略一定であるが、これは必須要件ではなく、不規則形状チャンバ２８はやはり本発明の範囲に含まれる。図１の直線形状の実施例において、チャンバ２８は、翼形部分１０の全翼長方向長の約７０％〜約７５％の翼長方向長を有し、翼形部分１０の全翼弦方向幅の約２０％〜約３０％の翼弦方向幅を有する。チャンバ２８は、翼形部分１０の全翼長方向長の約１５％〜約７５％の翼長方向長を有し、翼形部分１０の全翼弦方向幅の約４％〜約９６％の翼弦方向幅を有することができると考えられる。最大翼長方向長及び翼弦方向幅は構造的に制限され、最小翼長方向長及び翼弦方向幅は翼形部分１０の冷却要件に基づいて決まる。

図１から明らかなように、翼弦方向において、チャンバ２８は通路２４Ａ及び２４Ｂよりもかなり広い。更に、チャンバ２８は、通路２４Ａ及び２４Ｂよりも後縁１８に近づくように、翼形部分１０の通路２４Ａ及び２４Ｂから後縁１８方向にオフセットして示されている。特定の利点は、特に後縁１８に直接隣接する翼形部分１０の凸面１２及び凹面１４の冷却の観点で図１に示す構成から生じると考えられる。しかしながら、本発明は、この特定の構成に限定されないことに留意されたい。例えば、チャンバ２８は後縁１８に隣接する以外に翼形部分１０内に配置できる。更に、チャンバ２８は単一の入口通路２４Ａ及び単一の出口通路２４Ｂに流体接続するように示されているが、複数の入口通路２４Ａ及び出口通路２４Ｂを用いることができる。チャンバ２８の数及び位置に関連する追加的構成は図３から５を参照して以下に説明する。

チャンバ２８は、本明細書では発泡部材３０と呼ぶ、多孔性及び通気性材料を収容する。チャンバ２８は、発泡部材３０が完全に充填され、チャンバ２８の内壁表面と密接に途切れることなく接触することが好ましい。多孔性及び通気性により、発泡部材３０には通路２４Ａからチャンバ２８に入る冷却流体が浸透し、発泡部材３０の相互接続孔隙により、冷却流体は通路２４Ｂを通って流出する前にチャンバ２８内を循環できる。このようにして、発泡部材３０は、後縁３０に隣接する冷却流体と接触する表面積を著しく増大させるので、後縁１８及び凸面１２と凹面１４の隣接部から冷却流体への熱伝達効率が非常に高くなる。

発泡部材３０の有効性は、金属材料等の伝熱材料で発泡部材３０を形成することで高めることができる。発泡部材３０は、チャンバ２８内の冷却流体並びに翼形部分１０からの熱伝達に起因する高い温度にさらされるので、発泡部材３０に好適な材料はニッケルベース、コバルトベース、及び鉄ベースの合金等の高温耐酸化性合金であり、限定的ではないが注目すべき実施例は従来公知のＦｅＣｒＡｌＹ合金である。適切に材料を選択することで、発泡部材３０は、バケットを形成するために使用される鋳造プロセスの際に翼形部分１０に組み込むことができる。例えば、発泡部材３０は、米国特許出願公開２００７／０２７４８５４に記載される形式の鋳造法を用いてバケット鋳造品に組み込むことができる。

図２はコンピューター生成画像であり、チャンバ２８内で発泡部材３０を通るフローパターンを示す。特に、入口通路２４Ａを通ってチャンバ２８に流入する冷却流体は、大部分が発泡部材３０によってチャンバ２８の中心に向きを変えるか又は方向転換し、その後、入口通路２４Ａに隣接したチャンバ２８のコーナ部とは反対側のコーナ部に向かう。冷却流体の一部は出口通路２４Ｂを通ってチャンバ２８から流出するように進むが、冷却流体の大部分は、翼形部分１０の根元２２に再循環して戻り、その後、チャンバ２８から流出する前に出口通路２４Ｂとは反対側のチャンバ２８のコーナ部を循環する。従って、チャンバ２８で冷却流体のかなりの撹拌が起こるが、これは、冷却流体流が単に発泡材料３０を通る一方向流の場合等の、冷却流体が発泡材料３０を通って移動する結果として起こる乱流状態を超えるものである。図２から分かるように、発泡部材３０を通る冷却流体流は一方向流ではなく、多方向性である。

チャンバ２８内の冷却流体フローパターンは、チャンバ２８に対する入口通路２４Ａ及び出口通路２４Ｂの位置及び／又は方向、通路２４Ａ及び２４Ｂに対するチャンバ２８の形状、サイズ、及びオフセット、及び発泡部材３０の通気性の影響を受けることが予想される。発泡部材３０への又はそこからの熱伝達と、発泡部材３０の通気性にある程度依存する冷却流体がチャンバ２８内を自由に流れる能力とはトレードオフの関係にある。一般に、発泡部材３０内の開放気孔性は、適当なフローレベルを実現するために少なくとも１４体積％であることが好ましく、熱伝達を高めるために８２体積％を超えないことが好ましく、約４５〜約７５体積％の範囲であることが特に好ましいと考えられる。所定の用途に対して特に好ましい気孔率は、発泡部材３０が組み込まれることになる翼形部分１０の領域に望まれる強度及び冷却効果に依存するはずである。コンピューターモデルでは、図１及び２に示す翼形部分１０の実施形態に関して、ブリード空気温度が約６５０〜約９００°Ｆ（約３４０〜約４８０°Ｃ）、及び高温燃焼ガス温度が約２０００〜約２８００°Ｆ（約１０９０〜約１５４０°Ｃ）の運転環境において、後縁１８内の最大温度は約２００°Ｆ（約１１０°Ｃ）だけ低減できることが予測される。

図１及び２では翼形部分１０に単一のチャンバ２８が示されているが、図３から５は、複数のチャンバ２８を使用して任意数の入口通路２４Ａ及び出口通路２４Ｂで冷却流体を供給する実施例を示す。図３では、２つのチャンバ２８が流体的に直列に示されており、通路２４Ａ及び２４Ｂと同軸の翼長方向中間通路２４Ｃによって相互接続される。図４は、図３に類似の実施形態を示すが、翼形部先端２０に最も近いチャンバ２８は、翼弦方向通路２４Ｄでチャンバ２８に接続された通路２４から追加の冷却流体を受け取る。最後に、図５では、２つのチャンバ２８が流体的に並列に示されており、各々は別個の入口通路２４Ａから冷却流体を受け取り、各々は、別個の出口通路２４Ｂ及び冷却孔２６Ａを経由して冷却流体を吐出する。更に、図５の各チャンバ２８は、翼弦方向通路２４Ｄにより相互接続されるので、チャンバ２８を通る冷却流のバランスを保つことができる。直列又は並列で種々に別に組み合わせたチャンバ２８を翼形部分に組み込み得ることを理解されたい。更に、各チャンバ２８は同じサイズ及び形状（くさび形）で示されるが、チャンバ２８は不規則形状を含む異なるサイズ及び形状とすることができる。最後に、各チャンバ２８が多孔性及び通気性発泡部材３０を収容することが好ましいが、一部の又は全てではないチャンバ２８が発泡部材３０を収容することも可能である。

冷却通路２４、２４Ａ及び２４Ｂ、チャンバ２８、及び冷却孔２６及び２６Ａを用いた翼形部分１０の熱管理に加えて、翼形部分１０は更に、公知のコーティングシステムで保護することもできる。例えば、翼形部分１０の表面は、耐環境コーティング又は適切なボンドコートで翼形部分１０に接着される熱障壁コーティング（ＴＢＣ）を含むコーティングシステムで保護できる。典型的ではあるが限定的ではない熱障壁コーティング材料はセラミックス材料であり、この注目すべき実施例は、イットリア、又は酸化マグネシウム、エリア、酸化スカンジウム及び／又はカルシア、又は随意的な熱伝導率を下げる他の酸化物等の別の酸化物で部分的に又は完全に安定化されたジルコニアである。適切な耐環境コーティング及びボンドコートは典型的に、アルミニウムに富んだ組成物、例えば、拡散アルミナイドコーティング、又はＭＣｒＡｌＸ（Ｍは鉄、コバルト、及び／又はニッケル、Ｘはイットリウム、希土類金属、及び／又は反応金属）等のオーバーレイコーティングである。

種々の特定の実施形態について本発明を説明してきたが、当業者であれば他の形態を適合させることができる点は理解される。従って、本発明の範囲は添付の請求項によってのみ限定されるものである。

１０ 翼形部分
１２ 凹面
１４ 凸面
１６ 前縁
１８ 後縁
２０ 先端
２２ 根元
２４ 通路
２４Ａ 通路
２４Ｂ 通路
２４Ｃ 通路
２４Ｄ 通路
２６ 孔
２６Ａ 孔
２６Ｂ 孔
２８ チャンバ
３０ 部材

Claims (10)

1. ターボ機械の高温ガス経路に適する流体冷却式ターボ機械翼形部品であって、前記翼形部品は、翼形部根元（２２）及び翼形部先端（２０）で範囲が定められる翼長方向と、前縁（１６）及び後縁（１８）で範囲が定められる翼弦方向と、前記前縁（１６）と前記後縁（１８）との間で延びる壁により形成される凸面（１２）及び凹面（１４）で範囲が定められる翼厚方向とを有する翼形部分（１０）を備え、
   前記翼形部分（１０）内のチャンバ（２８）と、
   前記翼形部分（１０）内で前記チャンバ（２８）を冷却流体と流体接続する第１の通路（２４Ａ）と、
   前記翼形部分（１０）で前記チャンバ（２８）を前記翼形部分（１０）の表面に配置された第１の冷却孔（２６Ａ）と流体接続する第２の通路（２４Ｂ）と、
   前記チャンバ（２８）内の多孔性及び通気性発泡部材（３０）と、
   を備え、前記チャンバ（２８）は前記第１の通路（２４Ａ）及び前記第２の通路（２４Ｂ）に対して翼弦方向でオフセットするように配置され、前記第１の通路（２４Ａ）を通って前記翼形部分（１０）に入る冷却流体が前記チャンバ（２８）に流入し、前記第１の冷却孔（２６Ａ）を通って前記翼形部分（１０）から流出する前に、前記発泡部材（３０）により翼弦方向に方向転換される、流体冷却式ターボ機械翼形部品。
2. 前記第１の通路（２４Ａ）及び前記第２の通路（２４Ｂ）、及び前記チャンバ（２８）は、前記翼形部分（１０）の前記翼形部根元（２２）から前記翼形部先端（２０）まで延びる連続的な冷却流体流れ通路を定める、請求項１に記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
3. 前記チャンバ（２８）は、前記第１の通路（２４Ａ）及び前記第２の通路（２４Ｂ）から前記翼形部分（１０）の前記後縁（１８）の方にオフセットする、請求項１又は請求項２記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
4. 前記チャンバ（２８）は、前記翼形部分（１０）の前記前縁（１６）よりも前記後縁（１８）に接近する、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
5. 前記チャンバ（２８）は前記翼形部分（１０）内の第１のチャンバ（２８）であり、前記翼形部品は、前記翼形部分（１０）内で第２の多孔性及び通気性発泡部材（３０）を収容する第２のチャンバ（２８）を更に備え、前記第１の及び第２のチャンバ（２８）は相互に流体的に直列又は並列である、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
6. 前記チャンバ（２８）は、冷却流体源及び前記翼形部先端（２０）で追加の冷却孔（２６）に流体接続されている追加の通路（２４）に流体接続される、又は、前記翼形部分（１０）内で第２の多孔性及び通気性発泡部材（３０）を収容する第２のチャンバ（２８）に流体接続される、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
7. 前記翼形部分（１０）内の複数の追加の通路（２４）、及び前記翼形部分（１０）の少なくとも１つの表面に配置される複数の追加の冷却孔（２６）を更に備え、前記追加の通路（２４）は、前記冷却流体源を前記追加の冷却孔（２６）に流体接続する、請求項１乃至請求項６のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
8. 前記第１の通路（２４Ａ）及び前記第２の通路（２４Ｂ）は、前記追加の通路（２４）よりも前記翼形部分（１０）の前記後縁（１８）に接近する、請求項７記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
9. 前記チャンバ（２８）は、前記翼形部分（１０）の前記翼形部根元（２２）と前記翼形部先端（２０）との間の間隔の約１５〜約７５％にわたる、請求項１乃至請求項８のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。
10. 前記翼形部品はタービン動翼又はバケットであり、前記ターボ機械は産業用又は航空機用ガスタービンエンジンである、請求項１乃至請求項９のいずれか１項記載の流体冷却式ターボ機械翼形部品。