JP2017145824A

JP2017145824A - 交差穴を有する翼形部

Info

Publication number: JP2017145824A
Application number: JP2017020011A
Authority: JP
Inventors: ロナルド・スコット・バンカー; Ronald Scott Bunker; ロバート・デイヴィッド・ブリッグス; Robert David Briggs
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2016-02-16
Filing date: 2017-02-07
Publication date: 2017-08-24
Also published as: EP3208422A1; CA2957481A1; US20170234141A1; CN107084007A

Abstract

【課題】タービンエンジンの翼形部を冷却すること。【解決手段】半径方向に延びたリブ（１３０、２３０）で分離された第１及び第２の半径方向に延びた冷却チャンバ（１２２、１２６、２２２、２２６）を有し、交差穴（１３２、１３４、２３２、２３４）の列（１４０、１４２、２４０、２４２）が、リブ（１３０、２３０）を貫通し、第１及び第２のチャンバ（１２２、１２６、２２２、２２６）を流体結合する、タービンエンジン（１０）のための翼形部（７８）。【選択図】図４

Description

本発明は、タービンエンジン用の翼形部に関する。

タービンエンジン、具体的にはガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過する燃焼ガス流から多数の回転タービンブレード上でエネルギーを抽出するロータリーエンジンである。タービンエンジンは、陸上及び海上移動体用並びに発電用に用いられているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機などの航空用途に用いられる。航空機において、タービンエンジンは航空機の推進用に用いられる。陸上用途では、タービンエンジンは発電用に用いられることが多い。

航空機用のタービンエンジンは、エネルギー効率を最大化するために高温で動作するように設計されているので、高圧タービン及び低圧タービンなどの特定のエンジン構成要素を冷却することは有益であり得る。典型的には、冷却は、より低温の空気を高圧及び／又は低圧圧縮機から冷却が必要なエンジン構成要素にダクトにより供給することによって達成される。高圧タービン内の温度は、およそ１０００℃乃至２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気は、およそ５００℃乃至７００℃である。圧縮機空気は高温ではあるが、タービン空気に比べれば低温であり、タービンの冷却に用いることができる。

最新のタービンブレードは、一般に、ブレードを通して冷却空気を送ってブレードの異なる部分を冷却するための１又は２以上の内部冷却回路を含み、ブレードの前縁、後縁及び先端といったブレードの異なる部分の冷却用に専用冷却回路を含むことができる。

米国特許第８６５７５７６号明細書

タービンエンジンのための翼形部であって、内部を画定しかつ正圧側面及び負圧側面を定める、前縁と後縁との間に軸線方向に延びかつ翼根と先端との間に半径方向に延びる周囲壁を含む、翼形部。半径方向に延びたリブは、内部内に位置し、負圧側面と正圧側面との間に延びており、半径方向に延びる前縁チャンバは、前縁、リブ、並びに負圧及び正圧側面によって画定され、半径方向に延びる内側チャンバは、リブによって部分的に画定され、複数のフィルム孔が前縁を貫通し、交差穴の第１及び第２の半径方向に延びる列は、リブを貫通しかつ前縁チャンバと内側チャンバとを流体結合し、第１の列の穴は、第２の列の穴から半径方向にオフセットしており、穴のサブセットは、正圧及び負圧側面の一方と交差する流路を定めるように角度付けされている。

前縁に沿って延びるとともにこれを貫通する膜開口部の列を有する翼形部の前縁に隣接した前縁チャンバに冷却空気を供給する方法であって、前縁チャンバ内で半径方向に離間した冷却空気の渦巻を発生させることを含む方法。

タービンエンジンのための翼形部であって、翼形部は、内部を画定しかつ正圧側面及び負圧側面を定める、前縁と後縁との間に軸線方向に延びかつ翼根と先端との間に半径方向に延びる周囲壁と、第１及び第２の半径方向に延びる冷却チャンバと、第１及び第２の冷却チャンバを分離する半径方向に延びるリブと、リブを貫通しかつ第１及び第２のチャンバを流体結合する交差穴の第１及び第２の半径方向に延びる列と、を備え、第１の列の穴は第２の列の穴から半径方向にオフセットされ、穴のサブセットは、正圧及び負圧側面の一方と交差する流路を定めるように角度付けされている。

航空機用タービンエンジンの概略断面図。冷却空気入口通路を有する図１のエンジンのタービンブレードの形態のエンジン構成要素の斜視図。図２の翼形部の断面図。図３の翼形部の断面図内に配置された複数の内部通路の概略図。交差穴を含む図４の翼形部の前縁の拡大図。交差穴を含む図４の翼形部の前縁の第２の実施形態の拡大図。図５の凹弓形リブの斜視図。図５の凹弓形リブの正面図。

本発明の説明する実施形態は、翼形部、特に翼形部の冷却に関する。例証の目的で、本発明を航空機タービンエンジン用のタービンブレードに関して説明する。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、他の移動体用途、及び非移動体の工業、商業、及び住居用途といった非航空機用途において、全般的な適用可能性を有することができることが理解されるであろう。これはまた、タービンエンジンにおけるブレード以外の翼形部、例えば固定ベーンに対する用途を有することもできる。

図１は、航空機用のタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は一般に、前方１４から後方１６へ延びる、長手方向に延びた軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流に向かって直列流関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排出セクション３８とを含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、これが燃焼ガスを発生する。コア４４は、コアケーシング４６によって囲まれ、これはファンケーシング４０と結合することができる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸で配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰシャフト又はスプール５０は、直径がより大きい環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動接続する。

ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６は、それぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、圧縮機ブレード５６、５８のセットが対応する固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４内に複数の圧縮機ブレード５６、５８をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に隣接して配置することができる。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

圧縮機段のためのブレード５６、５８は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク５９、６１に取り付けることができ、各段が各自のディスク５９、６１を有する。圧縮機段のためのベーン６０、６２は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。

ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、タービンブレード６８、７０のセットが対応する固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６内に複数のタービンベーン７２、７４をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する回転ブレード６８、７０は、固定タービンベーン７２、７４の下流に隣接して配置することができ、これもまた中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができる。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

タービン段のためのブレード６８、７０は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク７１、７３に取り付けることができ、各段が各自のディスク７１、７３を有する。タービン段のためのベーン７２、７４は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。

スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられ、これと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又は集合的にロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分もまた、個別に又は集合的にステータ６３と呼ばれる。

動作時、ファンセクション１８を出た空気流は分流されて、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られるようになっており、次に、ＬＰ圧縮機２４は加圧周囲空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６はさらに周囲空気を圧縮する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された周囲空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それにより燃焼ガスが発生する。ＨＰタービン３４によってこれらのガスから一部の仕事が抽出され、これがＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に排出され、ＬＰタービン３６は、更なる仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排出ガスは最終的に排出セクション３８を通ってエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。

残りの部分の空気流７５は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスして、固定ベーン列、より具体的には、ファン排出側８５において、複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ベーン組立体８０を通って、エンジン組立体１０を出る。より詳細には、半径方向に延びた翼形部ガイドベーン８２の円周方向列がファンセクション１８に隣接して用いられ、空気流７５に何らかの方向制御を与える。

ファン２０によって供給される空気流の一部はエンジンコア４４をバイパスすることができ、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために用いられ、及び／又は航空機の他の態様を冷却するか又は動力を与えるために用いられる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０及び燃焼器３０の下流の構成要素、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も高温の部分である。他の冷却流体源は、限定されないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から排出される流体である場合がある。この流体は、ブリード空気７７とすることでき、これはタービンセクション３２の冷却源として燃焼器３０をバイパスする、ＬＰ又はＨＰ圧縮機２４、２６から引き出された空気を含むことができる。これは一般的なエンジン構成であり、限定を意味するものではない。

図２は、図１のエンジン１０のタービンブレード６８のうちの１つの形態のエンジン構成要素の斜視図である。タービンブレード６８は、ダブテール７９及び翼形部７８を含む。翼形部７８は、翼根８３と先端８１の間で半径方向に延びる。ダブテール７９は、翼根８３において翼形部７８と一体化したプラットフォーム８４をさらに含み、これはタービン空気流を半径方向に閉じ込めることを助長する。ダブテール７９は、エンジン１０上のタービンロータディスクに取り付くように構成することができる。ダブテール７９は、例示的に第１の入口通路８８、第２の入口通路９０、及び第３の入口通路９２として示される少なくとも１つの入口通路を備え、各々がダブテール７９を貫通して延びて通路出口９４において翼形部７８との内部流体連通をもたらす。ダブテール７９は断面図で示されており、入口通路８８、９０、９２はダブテール７９の本体内に収容されるようになっていることを認識されたい。

図３を参照すると、断面図で示された翼形部７８は、凹形の正圧側面９８と凸形の負圧側面１００を有する内部９６を画定する周囲壁９５を備え、正圧側面９８及び負圧側面１００は、互いに接合して、前縁１０２と後縁１０４との間で軸線方向に延びる翼形部形状を定める。ブレード６８は、正圧側面９８が負圧側面１００の後に続くような方向に回転する。従って、図３に示すように、翼形部７８は、頁の上方に向かって上向きに回転することになる。

翼形部７８は、複数の内部通路を備え、これはブレード６８の特定の部分を冷却するための専用の１又は２以上の冷却回路を形成するように構成することができる。通路及び対応する冷却回路を、翼形部７８の断面図である図４に示す。図示したような翼形部７８内の各個の通路のそれぞれの形状寸法は例示であり、各々は冷却回路を形成する通路の１又は２以上の要素を示したものであり、図示した形状、寸法、又は位置に翼形部を限定するものではないことを認識されたい。

冷却回路は、翼形部７８内を半径方向に延びる１又は２以上の通路によって定めることができる。通路は、１又は２以上のフィルム孔を備えることができ、これは特定の通路と翼形部７８の外面との間に流体連通をもたらし、翼形部７８の外面に沿って冷却流体膜を与えることができることを認識されたい。

前縁冷却回路１２０として示された冷却回路は、翼形部７８内に配置された複数の通路を備える。前縁冷却回路１２０は、内側チャンバ１２２及び前縁チャンバ１２６を含む少なくとも２つの半径方向に延びた冷却チャンバを含む。前縁チャンバ１２６は、前縁１０２に沿ってこれを貫通するフィルム開口部（図示せず）の列を含む。内側チャンバ１２２は、翼根８３から先端８１まで半径方向に延びており、ダブテール７９内の第１の入口通路８８等の入口と流体連通する。

また、前縁チャンバ１２６は内側チャンバ１２２と流体連通し、翼根８３から先端８１まで半径方向に延びて前縁１０２に隣接して配置される。内部９６内に位置する半径方向に延びたリブ１３０は、内側チャンバ１２２と前縁チャンバ１２６との間に配置され、これらを部分的に定める。リブ１３０は、翼形部７８の内部９６にわたって正圧側面９８と負圧側面１００との間に延びている。リブ１３０は、直線状であってもよく又は湾曲していてもよい。前縁チャンバ１２６は、リブ１３０内に配置された、翼根８３から先端８１まで延びた１又は２以上の交差穴１３２、１３４を介して内側チャンバ１２２と流体連通する。

翼形部７８の内部９６は、冷却流体を翼形部７８全体にわたって供給する又は冷却流体を翼形部７８から排出して翼形部７８の外部に冷却膜をもたらす、メッシュ通路、ピンバンク、スロット、交差穴、及び複数のフィルム孔を含む１又は２以上の内部通路１２４によって定められる１又は２以上の冷却回路をさらに備えることができる。内部通路１２４は、翼根８３から先端８１に向かう方向又は先端８１から翼根８３に向かう方向で延びており、１又は２以上の冷却回路を定めるように互いに相互接続することができる。

前縁冷却回路１２０は、翼形部７８の翼根８３から先端８１に延びる翼形部７８のスパン方向の長さに沿って、１又は２以上のリブ１３０を実装することができることを認識されたい。前縁冷却通路は、翼形部７８の外部と前縁チャンバ１２６との間に延びた複数のフィルム孔を備えることができ、冷却流体が冷却膜として翼形部７８の外面に供給されることができるようになっていることを理解されたい。

図５に参照すると、前縁チャンバ１２６の拡大図は、リブ１３０の断面形状を示す。リブ１３０は、前縁チャンバ１２６に対して凹形の弓形形状を備え、リブ１３０の断面弓形長さに沿って定められる実質的に均等な幅を有する。交差穴１３２、１３４は、翼根８３から先端８１に延びるリブ１３０の半径方向でスパン方向長さに沿って、内側チャンバ１２２を前縁チャンバ１２６に流体結合する。

交差穴１３２、１３４は、リブ１３０を貫通し、穴のサブセット１３５は、正圧側面及び負圧側面９８、１００の一方と交差する流路１３６、１３８を定めるように角度付けることができる。例示的な実施形態において、穴のサブセット１３５は、正圧側面９８と交差する流路１３６を定めるように角度を付けること、及び、負圧側面１００と交差する流路１３８を定めるように角度を付けることができる。このように、流路１３６、１３８はいずれも前縁１０２と交差しない。流路１３６、１３８は、リブ１３０の局所中心線１３９に対して垂直な方向から測定して角度θで正圧側面又は負圧側面９８、１００に向かって配向し、ここで角度θは９０°未満であり、流路１３６に関連する角度は、流路１３８に関連する角度と必ずしも等しい必要はない。

穴のサブセットの他の実施形態は図６で検討する。これらの実施形態は、第１の実施と同様であり、従って、類似部分は、１００だけ増やした類似の数字で識別され、第１の実施形態の類似部分の説明は、特段の断りのない限り更なる実施形態に適用されることが理解される。

図６は、負圧側面２００と交差する流路２３８を定めるように角度付けられた穴のサブセット２３５を示す。この実施形態において、穴のサブセット２３５は、リブ２３０内の交差穴２３２の位置に応じて負圧側面２００又は正圧側面２９８に向かって、中心線２３９に対して垂直に配向した流路２３６を定める交差穴２３２を含むことができる。同様の実施形態は、角度付けされた交差穴２３２を含むことができ、一方で、交差穴２３４は中心線２３９に対して垂直な流路を定める。

図７及び図８を参照すると、リブ１３０のセクションは、交差穴１３２、１３４の配置及び配向を示す。交差穴１３２、１３４の第１及び第２の半径方向に延びた列１４０、１４２は、互いに半径方向にオフセットされる。例示的な実施形態において、列同士は、異なる形状、例えば楕円形１５０と円形１５２とを有する。穴の形状はこれらの形状に限定されず、レーストラック（ｒａｃｅｔｒａｃｋ）を含むあらゆるジェットシェイピング（ｊｅｔｓｈａｐｉｎｇ）とすることができる。交差穴の面積もまた、多様にすることができ、交差穴の交互のセットは異なる面積を有するか又は全てが同じ面積を有する。

穴のサブセットの他の実施形態は、第１の列と第２の列との交互の穴であるか又は第１の列及び第２の列のうちの一方の交互の穴である、穴のサブセットを含む。本明細書のいずれの実施形態でも、交差穴は、前縁にもいずれのフィルム孔にも交差しない流路を定めることができる。従来技術で教示されるような他の実施形態は、穴に対して丸み付けされた縁を含み、そしてまた、穴の中心線は半径方向に所定の大きさの角度を成す。

角度付けされた交差穴の配向は、前縁チャンバ１２６内で半径方向に離間した冷却空気のスワール１６０を発生させることによって、冷却空気を前縁チャンバ１２６に供給する方法を可能にする。交差穴１３２、１３４の配向は、互いに千鳥配置にすることができる交互の半径方向位置を含む、異なる回転方向のスワール１６０の形成を促進する。先端８１から翼根８３に延びる、反対方向に旋回する冷却空気の半径方向に延びた列が作り出される。

本明細書の実施形態によってもたらされる利点は、スワールを増大させてダスト蓄積を減らすことを含む。角度付けされた交差穴の配置を交互にすることで、互いに干渉しない冷却空気の衝突噴流が作り出される。翼形部冷却通路内、特にＨＰタービン第１段ブレード内のダスト蓄積を排除することによって、これらの部品の耐用寿命を５０％延ばすことができると同時に、翼上時間を延ばすこともできる。

本明細書の実施形態を製造するプロセスは、付加製造を含むことができる。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の実施を行なうことを可能にもする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

１０：エンジン
１２：中心線
１４：前方
１６：後方
１８：ファンセクション
２０：ファン
２２：圧縮機セクション
２４：ＬＰ圧縮機
２６：ＨＰ圧縮機
２８：燃焼セクション
３０：燃焼器
３２：タービンセクション
３４：ＨＰタービン
３６：ＬＰタービン
３８：排出セクション
４０：ファンケーシング
４２：ファンブレード
４４：コア
４６：コアケーシング
４８：ＨＰスプール
５０：ＬＰスプール
５２：ＨＰ圧縮機段
５３：ロータ
５４：ＨＰ圧縮機段
５６：ＬＰ圧縮機ブレード
５８：ＨＰ圧縮機ブレード
５９：ディスク
６０：ＬＰ圧縮機ベーン
６１：ディスク
６２：ＨＰ圧縮機ベーン
６３：ステータ
６４：ＨＰタービン段
６６：ＬＰタービン段
６８：ＨＰタービンブレード
７０：ＬＰタービンブレード
７１：ディスク
７２：ＨＰタービンベーン
７３：ディスク
７４：ＬＰタービンベーン
７５：空気流
７６：加圧周囲空気
７７：ブリード空気
７９：ダブテール
７８：翼形部
８０：出口ガイドベーン組立体
８１：先端
８２：翼形部ガイドベーン
８３：翼根
８４：プラットフォーム
８５：ファン排出側
８８：第１の入口通路
９０：第２の入口通路
９２：第３の入口通路
９４：通路出口
９５：周囲壁
９６：内部
９８：正圧側面
１００：負圧側面
１０２：前縁
１０４：後縁
１２０：前縁冷却回路
１２２：内側チャンバ
１２４：内部通路
１２６：前縁チャンバ
１３０：半径方向に延びたリブ
１３２：交差穴
１３４：交差穴
１３６：流路
１３８：流路
１３９：中心線
１４０：延びた列
１４２：延びた列
１５０：楕円形
１５２：円形
１６０：渦巻
２００：負圧側面
２０２：前縁
２０４：後縁
２２０：前縁冷却回路
２２２：内側チャンバ
２２４：内部通路
２２６：前縁チャンバ
２３０：半径方向に延びたリブ
２３２：交差穴
２３４：交差穴
２３６：流路
２３８：流路
２３９：中心線
２４０：延びた列
２４２：延びた列
２５０：楕円形
２５２：円形
２６０：渦巻

Claims

タービンエンジン（１０）のための翼形部（７８）であって、
内部（９６）を画定しかつ正圧側面（９８）及び負圧側面（１００）を定め、前縁（１０２、２０２）と後縁（１０４、２０４）との間に軸線方向に延びかつ翼根（８３）と先端（８１）の間に半径方向に延びる、周囲壁（９５）と、
前記内部（９６）内に位置し、前記負圧側面と正圧側面（９８、１００）との間に延びる、半径方向に延びたリブ（１３０、２３０）と、
前記前縁、前記リブ（１３０、２３０）、並びに前記負圧及び正圧側面（９８、１００）によって画定され、半径方向に延びる前縁チャンバ（１２６、２２６）と、
前記リブ（１３０、２３０）によって部分的に画定され、半径方向に延びる内側チャンバ（１２２、２２２）と、
前記前縁を貫通する複数のフィルム孔と、
前記リブ（１３０、２３０）を貫通しかつ前記前縁チャンバと前記内側チャンバ（１２２、１２６、２２２、２２６）とを流体結合する交差穴（１３２、１３４、２３２、２３４）の第１及び第２の半径方向に延びる列と、
を備え、
前記第１の列（１４０、２４０）の前記穴（１３２、２３２）は、前記第２の列（１４２、２４２）の前記穴（１３４、２３４）から半径方向にオフセットされ、前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）のサブセットは、前記正圧及び負圧側面（９８、１００）の一方と交差する流路（１３６、１３８、２３６、２３８）を定めるように角度付けされる、翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）のサブセットは、前記第１及び第２の列（１４０、１４２、２４０、２４２）のうちの一方の穴を含む、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）のサブセットは、前記第１及び第２の列（１４０、１４２、２４０、２４２）の交互になった穴を含む、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）のサブセットは、前記第１及び第２の列（１４０、１４２、２４０、２４２）のうちの一方の交互になった穴を含む、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）のサブセットは、正圧側面（９８）と交差する流路（１３６、２３６）を定めるように角度付けされた第１の列（１４０、２４０）と、負圧側面（１００）と交差する流路（１３８、２３８）を定めるように角度付けされた第２の列（１４２、２４２）を含む、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）はいずれも、前記前縁（１０２）と交差する流路（１３６、１３８、２３６、２３８）を定めない、請求項５に記載の翼形部（７８）。
前記穴（１３２、１３４、２３２、２３４）はいずれも、前記フィルム孔と交差する流路（１３６、１３８、２３６、２３８）を定めない、請求項５に記載の翼形部（７８）。
前記穴のサブセットの前記角度は、前記リブ（１３０、２３０）の中心線（１３９、２３９）に対して垂直な方向に対して９０°未満である、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴の第１及び第２の列（１４０、１４２、２４０、２４２）は、異なる形状（１５０、１５２、２５０、２５２）を有する、請求項１に記載の翼形部（７８）。
前記穴の第１及び第２の列（１４０、１４２、２４０、２４２）は、異なる面積を有する、請求項１に記載の翼形部（７８）。