JP4463917B2 - ツインリブタービン動翼 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の背景】
本発明はガスタービンエンジンに関するものであり、さらに具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいては、空気を圧縮機で加圧し燃焼器で燃料と混合して高温燃焼ガスを発生させ、かかる高温燃焼ガスを１段以上のタービンを通して下流に流して、エネルギーを抽出する。タービンは支持用ロータディスクから半径方向外側に延在しかつ円周方向に互いに離隔した一連の動翼を含んでいる。各々の動翼は通例ダブテールを含んでおり、それによりロータディスクの対応ダブテールスロット中への動翼の着脱が可能となる。かかるダブテールから半径方向外側に翼形部が延在している。
【０００３】
翼形部は略凹面状の正圧側壁と略凸面状の負圧側壁を有しており、これらの側壁は軸方向には対応前縁と後縁の間に延在していて、半径方向には根元と先端の間に延在している。動翼の先端は半径方向外側タービンシュラウドとの間隔が小さくなるように配置され、タービン動翼間を下流に流れる燃焼ガスがその間隙から漏れるのを最少限に抑える。エンジンの最大効率は先端クリアランスもしくは間隙をできるだけ小さくすることによって得られるが、不都合な先端の接触の危険性を下げるために動翼とタービンシュラウド間の熱伸縮差による制約を受ける。
【０００４】
タービン動翼は高温燃焼ガス中に浸されているから、その有効寿命を確保するため効果的な冷却を行うことが必要である。動翼の翼形部は中空であり、翼形部の冷却に使用するため圧縮機から抽出した圧縮空気の一部を受入れるように圧縮機と連通して配設されている。翼形部の冷却は極めて精巧なものであって、様々な形態の内部冷却流路及び構造物並びにそれらと連携して冷却用空気を排出するため翼形部の壁を貫通している冷却穴を用いて達成することができる。
【０００５】
翼形部の先端は、タービンシュラウドに直ぐ隣接して配設されているとともにそれらの間の先端間隙を通って高温燃焼ガスが流れるので、冷却するのが特に困難である。通例、翼形部内部を流れる空気の一部が先端の冷却のため先端から排出される。先端は、前縁と後縁の間で、正圧側壁及び負圧側壁とそれぞれ同じ面上に延在する半径方向外側に突き出た連続先端リブを含んでいるのが通例である。かかる先端リブは翼形部の空力的輪郭と同じ輪郭を有していて、その空力効率に大きな寄与をもたらす。
【０００６】
かかる先端リブは、相対した正圧側壁及び負圧側壁上の互いに離隔した部分であって上部開放先端キャビティを画成する部分である。正圧側先端リブと負圧側先端リブの間には先端板もしくは先端床が延在していて、冷却用空気を翼形部内部に収容するため翼形部上端を封じている。また、先端を冷却し先端キャビティを満たすために先端穴が先端板を貫通している。
【０００７】
正圧側の先端リブと負圧側の先端リブは、等しい高さを有していてタービンシュラウドと２本歯ラビリンスシールを画成するのが好ましい。先端キャビティ内に放出された冷却空気は該キャビティを加圧して効果的な先端シールの維持に役立つ。
【０００８】
先端リブは通例下方の翼形部の側壁と同じ厚さを有していて、先端が偶然シュラウドに接触した場合でも先端の残部の損傷や先端穴の目詰まりを起こさずに翼の寿命期間を通じて先端冷却の連続性を確保するための犠牲材料を提供する。
【０００９】
スクイーラチップとも呼ばれる先端リブは通例は中実であり、高温燃焼ガスによって加熱される相対的に大きな表面積を有している。かかる先端リブは先端板の上に延在しているため、翼形部内部を流れる空気による冷却作用が限られている。通例、かかる先端リブは燃焼ガスによる加熱を受ける表面積は相対的に大きく、その冷却のための面積は相対的に小さい。その結果、動翼先端は相対的に高い温度及び熱応力の下で動作し、翼形部全体の寿命の制限部位となる。
【００１０】
そこで、先端冷却の改善されたガスタービンエンジンのタービン動翼を提供することが望まれる。
【００１１】
【発明の概要】
タービン動翼は翼形部と一体ダブテールを含んでいる。翼形部は、前縁と後縁で一つにつながっていて根元から先端板まで延在する第１側壁と第２側壁を含んでいる。２つの先端リブが前縁と後縁の間で先端板から外側に延在しているとともに、横方向に離隔してそれらの間に上部開放先端流路を画成する。これらの先端リブの各々は、タービン動翼の周囲を流れる燃焼ガスからエネルギーを抽出するため翼形輪郭を有している。
【００１２】
【発明の詳しい説明】
図１に、燃焼器（図示せず）の直ぐ下流に取付けられ高温燃焼ガス１２を受入れるガスタービンエンジンの高圧タービン１０の一部を示す。タービンは中心軸１４に関して軸対称であり、ロータディスク１６とそこから半径方向外側に延在し円周方向に互いに離隔した複数のタービン動翼１８（１個のみを示す）を含んでいる。環状タービンシュラウド２０が静止ステータケーシングに適当に結合され、動翼を取り囲んでいるが、その間のクリアランスすなわち間隙は作動時に燃焼ガスの漏れを制限するため比較的小さくされる。
【００１３】
各々の動翼１８はダブテール２２を含んでおり、ダブテールはロータディスク１６の外周の対応ダブテールスロットに取付けられる形状をした軸方向ダブテールのようなどんな慣用形態を有していてもよい。中空翼形部２４がダブテールと一体につながっていて、ダブテールから半径方向（すなわち長手方向）外側に延在している。動翼は、翼形部とダブテールとの接合部に設けられ燃焼ガス１２の半径方向内側流路の一部を画成する一体プラットホーム２６も含んでいる。動翼はどんな慣用法で形成してもよいが、通例は一体鋳造品である。
【００１４】
翼形部２４は、略凹面状の正圧側壁（すなわち第１側壁）２８と円周方向（すなわち横方向）反対側の略凸面状の負圧側壁（すなわち第２側壁）３０を含んでおり、両側壁は軸方向（すなわち翼弦）方向に互いに相対する前縁３２と後縁３４の間に延在している。両側壁は半径方向（すなわち長手方向）にプラットホーム２６における半径方向内側の根元３６と半径方向外側の先端３８の間に延在している。
【００１５】
翼形部の第１側壁と第２側壁は翼形部の長手方向（すなわち半径方向）翼幅全体にわたって横方向（すなわち円周方向）に離隔しており、翼形部を冷却するための冷却空気４２を翼形部内部に流すための１以上の内部流路４０を画成する。冷却空気は任意の慣用手段によって通例圧縮機（図示せず）から抽出される。
【００１６】
翼形部の内部は、例えば冷却空気効率を向上させるため各種タービュレータを設けた蛇行流路を始めとする、任意公知の構成を有していてよく、冷却空気は慣用フィルム冷却穴４４や後縁排出穴４６のような翼形部を貫通する各種の穴を通して排出される。
【００１７】
上述の通り、従来のタービン動翼は、前縁と後縁の間で、正圧側壁及び負圧側壁とそれぞれ同じ面上に延在する連続リブを含んでいて、翼形部の空力的輪郭をリブにおいても保ちつつ、作動中に時折接触しかねないタービンシュラウドと効果的な先端シールを提供する。かかるリブは作動時時に高温燃焼ガスに暴露されそれらの上方を高温燃焼ガスが流れるるため冷却するのが困難である。
【００１８】
図２に、回転中の各動翼１８が遭遇する燃焼ガス１２の典型的な相対入口温度分布を示す。図２の左側に示した通り、温度分布は一般に中央ピーク形又は略放物線形であり、最高温度Ｔ_maxは通例翼幅（すなわち半径方向高さ）の約５０〜７０％の範囲に位置する。なお、０％は翼形部の根元３６であり、１００％は翼形部の半径方向の最も外側の部分すなわち先端３８である。
【００１９】
作動中正圧側第１側壁２８の遭遇する対応ガス温度パターンを図２の中央に示す。また、負圧側の第２側壁３０の遭遇するガス温度パターンを図２の右側に示す。
【００２０】
翼形部２４の遭遇するガス温度パターンは動翼の前縁３２では中央ピークであるのが通例であるが、円周方向に隣り合った翼形部間での二次流れ場によって正圧側第１側壁２８の翼先端領域での温度分布がかなり変形する。正圧側先端部でのガス温度は負圧側先端部での温度よりもかなり高く、主として翼先端で前縁３２から後縁３４上流の翼弦中央部にかけてかなりの勾配で増大する。
【００２１】
しかし、本発明によれば、図２に示した変形ガス温度パターンを有効活用して、さもなくば正圧側第１側壁２８の先端が遭遇していたであろうガス温度を低下させ、動翼先端の作動温度を下げるか或いは内部冷却の必要性を低減し、ひいては全体的作動効率を向上させることができる。
【００２２】
本発明の動翼の先端を図３及び図４にさらに詳細に示す。先端は第１側壁２８及び第２側壁３０の半径方向外端に一体に設けられた先端床もしくは先端板４８を含んでいて、先端板４８は内部冷却流路４０の境界をなす。
【００２３】
第１先端壁すなわちリブ５０は、前縁と後縁の間で、先端板４８から半径方向外側に延在している。第２先端リブ５２は、前縁と後縁の間で、先端板４８から半径方向外側に延在しているとともに、第１先端リブ５０から横方向に離隔していてそれらの間に上部開放先端流路５４を画成する。先端流路５４は、燃焼ガスを受入れるため前縁近くに先端入口５６を含んでおり、先端入口５６は横方向にリブ５０の前方端とリブ５２の前方端との間で画成される。
【００２４】
先端流路は先端流路５４から燃焼ガスを排出するため翼形部の後縁３４の近く（つまり上流）に軸方向反対側の先端出口５８も含んでおり、先端出口５８は横方向に第２先端リブ５２の後方端とそれに隣接した第１先端リブ５０部分との間で画成される。先端流路は半径方向外側部分全体が開いているので、燃焼ガスがそこからも排出され得る。
【００２５】
先端流路５４の入口５６と出口５８は好ましくは２つの先端リブの高さ全体に延在し、燃焼ガスが何の障害もなく先端流路を通って流れることができるようにする。翼形部周囲の燃焼ガスの静圧分布は、周知の通り、翼形部前縁３２近傍での最大値から徐々に低下して後縁３４での値まで変化し、翼形部の第２側壁３０沿いの圧力は翼形部の第１側壁２８沿いの圧力よりも低い。このように変化する圧力分布は翼形部の空力的輪郭によってもたらされ、正圧側と負圧側の差圧及びそれに対応した揚力を生じさせて動翼の植込まれたロータディスクを回転させる。このようにして、タービン動翼の空力的輪郭によって燃焼ガスから有用な仕事を行うためのエネルギーが抽出される。
【００２６】
２つの先端リブ５０及び５２の構成は、本発明によれば、翼形部周囲での燃焼ガスの圧力分布の変化を有効利用して、燃焼ガスを先端入口５６から導入し、先端流路５４内を軸方向後方に通過させ、後部の先端出口５８から排出させるように選ばれる。
【００２７】
好ましい実施形態では、第１先端リブ５０及び第２先端リブ５２の各々は、作動時に燃焼ガスからエネルギーを抽出すべく、先端入口５６から先端出口５８まで延在する横方向に相対した凸状側面と凹状側面とを含む翼形輪郭を有している。燃焼ガスからエネルギーを抽出する主翼形部２４自体に加えて、２つの先端リブは独立にツイン空力リブを画成する形状とされ、各々独自に翼形部と同様に燃焼ガスからエネルギーを抽出して、翼形部によって抽出されるエネルギーに全体として寄与し、独自に空力的揚力を与えることによって翼形部の全体的空力効率を向上させる。
【００２８】
第１及び第２先端リブは、好ましくは、同じように燃焼ガスからエネルギーを抽出すべく互いに相似した空力的輪郭を有する。かかるツイン先端リブは、不都合な境界層はがれを起こすことなく対応先端リブ５０及び５２に沿って燃焼ガスが流れるように先端流路用の空力効率の良い入口を提供すべく、先端入口５６において横方向に互いに向かい合っている。ツイン先端リブ５０及び５２のそれぞれの前縁部分は最初は互いに略平行であって、翼形部の前縁に対して翼形部前縁に向かう燃焼ガス１２の流入角と略平行となる角度をなす。
【００２９】
図２は、動翼先端における前縁近くでの燃焼ガス１２の温度が前縁の下流におけるガス温度よりもかなり（例えば数百度）低いことを示している。従って、翼形部前縁で得られる相対的に低温の（とはいっても高温である）燃焼ガス１２を先端入口５６に導いて、両側面が第１先端リブ５０と第２先端リブ５２とで画成される先端流路５４に流す。こうして、相対的に低温の燃焼ガスを、相対的に高温の燃焼ガスに暴露される前縁から下流側の動翼先端の冷却に、有効利用することができる。
【００３０】
このようにして、第１先端リブ５０の外側面は前縁よりも下流側で燃焼ガスの増大した温度勾配に暴露されるが、第１先端リブ５０の内側面は翼形部前縁で抽出された実質的に低温の燃焼ガスに浸される。従って、第１先端リブ５０は入熱量が減少することになる。一定量の冷却空気では第１先端リブ５０の温度を下げることができ、一定作動温度では冷却空気の所要量を減らすことができる。
【００３１】
図３及び図４に示す通り、先端リブ５０，５２は、不都合な境界層はがれを起こさずに空力揚力を最大にすべく、各々別個に規定された空力的輪郭を有し得る。２つの先端リブは各々その前方端もしくは前縁からその後方端もしくは後縁まで延在する略凹状の正圧側面と略凸状の負圧側面を有する。
【００３２】
２つの先端リブ５０及び５２は、好ましくは、前縁の直ぐ後方に位置する翼形部の厚みが最大となる部分において第１先端リブ５０の凸状側面が第２先端リブ５２の凹状側面と整列するように、横方向に寄り添って並ぶ。こうすれば、ツイン先端リブ５０，５２の空力的輪郭はその下の翼形部２４の空力的輪郭に対応し、それらから得られる空力的揚力成分は実質的に同じ方向に向いて燃焼ガスからエネルギーを効率的に抽出できる。
【００３３】
図５に示す通り、ツイン先端リブ５０，５２は、先端板４８から半径方向外側に測定して、相等しい一定の高さＡを有するのが好ましい。リブは好ましくは翼形部の前縁３２から後縁３４に至る軸方向寸法全域にわたっても一定の高さを有する。かくして、ツイン先端リブ５０，５２をタービンシュラウド２０から半径方向内側に離隔して、それらの間に先端クリアランスすなわち間隙Ｇを画成することができる。ツイン先端リブは、作動時に先端流路５４を流れる燃焼ガス１２によって加圧されるタービンシュラウドと２本歯ラビリンスシールをなす。燃焼ガスは翼形部前縁で最大圧力を有し、下流に行くほど低下するので、作動時に先端流路５４内を流れる抽出高圧燃焼ガスは、その外部の相対的に低いガス圧に比べると先端流路５４を加圧する。
【００３４】
図３及び図４に示す好ましい実施形態では、第１先端リブ５０は翼形部前縁３２から翼形部後縁３４まで連続して延在し、半径方向に最も外側の部分をなす。かくして、第１先端リブ５０は軸方向に翼形部の正圧側壁２８の全軸方向寸法と対応し、相対的に高い圧力及び温度分布をもつ燃焼ガスに対する効果的な障壁もしくは境界を提供する。
【００３５】
それに呼応して、第２先端リブ５２は好ましくは翼形部の前縁３２及び後縁３４に届かずに延在し、その軸方向両端は前縁３２からも後縁３４からも離隔している。翼形部の前縁部は比較的幅が広いので、２つのリブ５０及び５２を前縁近くに配設するとともに、そこに流入する燃焼ガスを効率良く受入れるように配向させることができる。翼形部の後縁部は比較的幅が狭いので、第２先端リブ５２の後方端は翼形部の後縁３４の手前の少なくとも２つの先端リブ５０，５２とそれらの間の出口５８を設けるのに十分な横方向スペースのある部分で終わる。別の実施形態では、スペースの許す限り、３つ以上の先端リブを用いてもよい。
【００３６】
図５に示す通り、各々の先端リブは横方向幅つまり厚さＢを有しているが、厚さＢは互いに等しいのが好ましく、通例一体鋳造品として形成される下方の翼形部の第１側壁２８及び第２側壁３０の厚さにも等しいのが好ましい。
【００３７】
第１先端リブ５０は、図３〜図５にみられる通り、好ましくは、翼形部の前縁３２から後縁３４に向かって第１側壁２８から少なくとも部分的に横方向にずれている。図４に示す通り、第１先端リブ５０の前方端は翼形部前縁部の前方面に略垂直であるが、第１先端リブの後方端は略平行に後縁と融合している。第１先端リブはその前方端から後方端にかけて第１側壁２８から横方向にずれていて、先端板４８の先端棚６０部を露出している。
【００３８】
この好ましい実施形態では、第１側壁２８が翼形部の略凹面状の正圧側壁を画成し、第２側壁３０が翼形部の略凸面状の負圧側壁を画成する。従って、露出した先端棚６０は、好ましくは、最高温度の燃焼ガスに暴露される翼形部正圧側壁２８に沿って配設される。
【００３９】
図５に示す通り、第１先端リブ５０は大部分が冷却流路４０の直上に配設されていて、先端板４８は該先端板を貫通し冷却流路４０と先端棚６０及び先端流路５４とを連通する複数の先端穴６２を含んでいる。かくして、第１先端リブ５０から下方の先端棚４８を通じて冷却流路４０に至る熱伝達が増大し、第１先端リブ５０の伝導冷却が改善される。
【００４０】
第１先端リブ５０の正圧側のフィルム冷却のため先端棚の先端穴６２を通して冷却空気４２の一部を排出するのが、少なくとも、図２に示す最高温度分布に付される翼弦中央部では好ましい。冷却空気４２の一部は先端穴６２を通して先端流路５４内にも排出され、先端流路５４内の燃焼ガス１２と混合されて先端流路５４内の温度をさらに低下させ、両先端リブをそれらの内側面から冷却する。
【００４１】
さらに、第１先端リブは翼形部の第１側壁２８から横方向にずれているので、必然的に第２先端リブ５２に近づくが、それにより先端流路５４の幅は狭まる。先端流路５４の幅が狭まると、そこを通して流れる燃焼ガス単独の作用或いは燃焼ガスと先端穴から排出される冷却空気との協力作用によってさらに一段と効果的に加圧される。かかる先端流路５４の向上した加圧によって、作動時に先端間隙Ｇを通して流れる燃焼ガスの再循環の可能性が減り、動翼先端の冷却の必要性が一段と減る。また、かかる向上した加圧によって、静止タービンシュラウド２０との協同でのツインリブ５０，５２のラビリンスシール能力が向上する。
【００４２】
第１先端リブ５０を横方向にずらす代わりに或いはそれと併せて第２先端リブ５２を翼形部の第２側壁（すなわち負圧側壁）３０から横方向にずらしてもよいが、第２先端リブ５２は翼形部の第２側壁と同じ面上に延在しているのが好ましい。第２先端リブ５２が受ける温度は第１先端リブ５０が受ける温度よりも低いので、この例示的実施形態で第２先端リブ５２を横方向にずらして冷却の向上を図る必要はない。
【００４３】
上記で開示したツインリブタービン動翼は新規な構成の横方向に寄り添って並んだスクイーラチップリブを利用して、タービンシュラウドと共に効果的なラビリンスシールを維持しながら、作動中の動翼先端温度を低下させ、併せて空力効率を向上させる。このツインリブは相対的に低温の燃焼ガスの一部を利用して、相対的に高温の燃焼ガスから動翼先端を保護すると同時に、リブ間の先端流路を加圧してラビリンスシールとして作用させる。動翼先端での冷却空気の必要性は低減し、二次流れ循環による最高温度の燃焼ガスに付される翼弦中央部付近で局部的に使用すればよい。
【００４４】
以上、本明細書では本発明の好ましい例示的実施形態と考えられるものを説明してきたが、本明細書の教示内容から本発明のその他の変更は当業者には自明であろう。従って、かかる変更すべてが本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するものとして特許請求の範囲に包含されることを望むものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 周囲を取り囲むシュラウド内部のロータディスクに装着された例示的なガスタービンエンジンのタービン動翼であって、本発明の一実施形態に係る先端をもつタービン動翼の部分断面等角図。
【図２】 図１に示す動翼の正圧側及び負圧側での相対入口温度分布の例を示す模式図。
【図３】 本発明の一実施形態に係る一対の空力的先端リブを有する図１に示した動翼先端の等角図。
【図４】 図１に示す動翼先端の矢視４−４部の上面図。
【図５】 タービンシュラウド内での図４に示す動翼先端の矢視５−５部の立断面図。
【符号の説明】
１０ 高圧タービン
１２ 燃焼ガス
１８ タービン動翼
２０ タービンシュラウド
２２ ダブテール
２４ 翼形部
２８ 第１側壁
３０ 第２側壁
３２ 前縁
３４ 後縁
３６ 根元
３８ 先端
４０ 冷却流路
４８ 先端板
５０ 第１先端リブ
５２ 第２先端リブ
５４ 先端流路
５６ 先端入口
５８ 先端出口
６０ 先端棚
６２ 先端穴

Claims (10)

1. 翼形部（２４）と、タービンシュラウド（２０）の内側で上記翼形部をロータディスク（１６）に取付けるための一体ダブテール（２２）とを含んでなるタービン動翼（１８）において、
   上記翼形部が、
   前縁（３２）と後縁（３４）とで一つにつながった第１側壁（２８）と第２側壁（３０）であって、上記ダブテールに隣接して配設された根元（３６）から先端板（４８）まで延在して表面を燃焼ガス（１２）が流れる第１側壁（２８）及び第２側壁（３０）と、
   当該翼形部内部に配設された冷却流路（４０）であって上記ダブテールを通して冷却流体を受入れる冷却流路（４０）と、
   前縁（３２）と後縁（３４）の間で先端板（４８）から外側に延在する第１先端リブ（５０）と、
   前縁と後縁の間で先端板（４８）から外側に延在しているとともに第１先端リブ（５０）から横方向に離隔した第２先端リブ（５２）であって、前縁近くに燃焼ガスを受入れるための先端入口（５６）と後縁（３４）近くに燃焼ガスを排出するための先端出口（５８）とを有する上部開放先端流路（５４）を画成する第２先端リブ（５２）と
   を含んでおり、
   上記第１先端リブ（５０）及び第２先端リブ（５２）の各々が、燃焼ガスからエネルギーを抽出すべく先端入口（５６）から先端出口（５８）まで延在する相対した凸状側面と凹状側面とを含む翼形輪郭を有し、
   前記第１先端リブ（５０）が前縁（３２）から後縁（３４）まで延在し、第２先端リブ（５２）が前縁（３２）及び後縁（３４）に届かずに延在しており、
   前記第１先端リブ（５０）の前方端は、前記翼形部の前縁（３２）の前方面に垂直であることを特徴とするタービン動翼。
2. 第１先端リブ（５０）と第２先端リブ（５２）が同じ様に燃焼ガスからエネルギーを抽出すべく互いに相似した形状を有している、請求項１記載の動翼。
3. 第１先端リブ（５０）と第２先端リブ（５２）が先端入口（５６）において横方向に互いに向かい合っている、請求項２記載の動翼。
4. 第１先端リブ（５０）と第２先端リブ（５２）が横方向に寄り添って並んでいて、第１先端リブ（５０）の凸状側面が第２先端リブ（５２）の凹状側面と整列している、請求項３記載の動翼。
5. 前縁（３２）と後縁（３４）の間で、第１先端リブ（５０）と第２先端リブ（５２）とが先端板（４８）から等しい高さを有する、請求項４記載の動翼。
6. 第１先端リブ（５０）が前縁（３２）から後縁（３４）に向かって第１側壁（２８）から少なくとも部分的に横方向にずれていて先端板（４８）の棚（６０）部を露出している、請求項５記載の動翼。
7. 第２先端リブ（５２）が第２側壁（３０）と同じ面上に延在している、請求項６記載の動翼。
8. 第１先端リブ（５０）が部分的に冷却流路（４０）の上方に配設され、かつ先端板（４８）が該先端板を貫通し冷却流路（４０）と棚部及び先端流路とを連通して冷却流体を棚部及び先端流路へと導く複数の先端穴（６２）を含んでいる、請求項７記載の動翼。
9. 第１側壁（２８）が翼形部の凹面状の正圧側壁であり、かつ第２側壁（３０）が翼形部の略凸面状の負圧側壁である、請求項７記載の動翼。
10. 前記第１先端リブ（５０）及び第２先端リブ（５２）のそれぞれの前縁部分は互いに平行であり、前記翼形部の前縁（３２）に対して向かう燃焼ガス（１２）の流入角と平行であることを特徴とする請求項１乃至９のいずれか１項に記載の動翼。

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