JP4494571B2

JP4494571B2 - 冷却可能な翼形部

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Publication number: JP4494571B2
Application number: JP2000013802A
Authority: JP
Inventors: ロナルド・スコット・バンカー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1999-01-25
Filing date: 2000-01-24
Publication date: 2010-06-30
Anticipated expiration: 2020-01-24
Also published as: US6174133B1; JP2000257401A

Description

【０００１】
【発明の属する技術の分野】
本発明は概括的には翼形部に関し、さらに具体的には機械の冷却可能な動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
翼形部は、例えばパワータービン、圧縮機又は航空機エンジン等の様々な機械に使用し得る。静翼及び動翼が翼形部の具体例である。動翼は「バケット」又は「ロータ」とも呼ばれるもので、軸を中心に回転させるためホイール、ディスク又はロータに装着された翼形部を含み得る。また、静翼は、「ノズル」又は「ステータ」とも呼ばれるもので、動翼の回転軸を包囲もしくは囲むケーシング内に装着された翼形部を含み得る。通例、１列の動翼が、軸に沿った特定の位置でホイールの周囲に装着される。さらに、１列の静翼が、例えば流体（例えばガス）流の効率を最大にするため、通例動翼列の（全体的な流れの方向に対して）上流に装着される。このような静翼列に続く動翼列の配置は「段」と呼び得るものである。
【０００３】
気体（例えば空気）を圧縮して燃料と混合しかつ点火した後タービンの入口に送給するため、数段の静翼及び動翼を圧縮機に配置し得る。タービンは、点火した気体と燃料から仕事のためのエネルギーを抽出するため、数段の静翼及び動翼を含み得る。燃料は例えば天然ガス又はオイルからなるものでよい。さらに、燃料の圧縮気体への添加は燃焼反応へのエネルギーの寄与を伴い、燃焼ガスの温度を例えば３０００〜３５００゜Ｆに高め得る。この燃焼反応の生成物はその後タービンを通流する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
燃焼によって生じた高温に耐えるために、タービン内の翼形部を冷却する必要がある。冷却が不十分であると、過度の応力が翼形部に加わり、この応力は時間経過とともに翼形部の疲労及び破損をもたらす。例えば、既存の冷却構成には、空気冷却、開回路冷却、閉回路冷却及びフィルム冷却があり、圧縮機又は外部源からの冷却流体を用いるものである。これらの構成は、しかしながら、必ずしもエンジン効率の向上に効果的な翼形部冷却を可能にするものではない。従って、当技術分野において、エンジン効率を高めるため翼形部の冷却を改良もしくは改善する必要がある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
機械部分の高温流体流に暴露される冷却可能な翼形部並びにその方法が提供される。この翼形部は機械部分に接続し得るように構成されていて、内側部分を囲む周囲部、及び翼弦方向に延在する負圧側と結合した翼弦方向に延在する正圧側を含んでいる。１以上の第１孔路が正圧側の周囲部内に配設され、１以上の第２孔路が負圧側の周囲部内に配設される。流路が、機械部分から第１及び第２孔路を通じて形成される。この流路は、翼形部を冷却すべく、正圧側の周囲部内の第１孔路を冷却流体が実質的に半径方向外側に流れかつ負圧側の周囲部内の第２孔路を冷却流体が実質的に半径方向内側に流れるように冷却流体を導くように構成される。
【０００６】
【発明の実施の形態】
図１に、機械１０、例えば、エンジン中心線１２の周りに周方向に配置されたガスタービンエンジンを示す。機械１０は、直流の関係にある、ファン部１４、高圧圧縮機１６、燃焼部１８、高圧タービン２０及び低圧タービン２２を含んでいる。燃焼部１８と高圧タービン２０と低圧タービン２２は往々にしてエンジン１０のホットセクションと呼ばれる。高圧ロータ軸２４は高圧タービン２０を高圧圧縮機１６に駆動関係をもつように連結する。低圧ロータ軸２６は低圧タービン２２をファン部１４に駆動連結する。燃料は燃焼部１８内で燃焼し、例えば、約３０００〜約３５００゜Ｆの範囲内にある非常に高温のガス流２８を生じ、この高温流体流２８が高圧タービン２０及び低圧タービン２２を流れて機械１０に動力を与える。
【０００７】
図２は、タービン静翼３０とタービン動翼３２を有する高圧タービン２０をさらに詳しく図示したものである。翼形部３４は動翼３２に使用でき、翼形部３４は、通例、圧縮機１６の一部分、燃焼部又はエンジン部１８の一部分、或いは高圧又は低圧タービン２０，２２の一部分に配置され、通例、本発明の冷却特徴のため後三者に配置される。動翼３２は高温ガス流２８に暴露される外壁３６を有する。タービン動翼３２は、ファン部１４又は１段以上の圧縮機１６から機械１０の動翼ダブテール３８を経て送給される空気で冷却し得る。
【０００８】
図３は、機械１０（図１）の一部分の高温流体流２８内に暴露されて使用される冷却可能翼形部アセンブリ４０を示す。アセンブリ４０は機械１０の動翼ダブテール３８と接続するように構成されたプラットフォーム４２を含んでいる。当業者には理解されるであろうが、組立てるとプラットフォーム４２は動翼ダブテール３８に接続される。動翼ダブテール３８は、従来の手段により機械１０のロータ又はホイール（図示せず）と接続可能である。冷却導路（図示せず）が、慣用手段により、機械１０を貫通しているか（図１）或いは機械１０と連通している。冷却導路は、通例、ダブテール３８を通してプラットフォーム４２と連通しており、冷却流体（例えば、従来の機械外部源からの空気、蒸気処理システムのボトミングサイクルからの蒸気、機械１０の圧縮機初期段からの空気等）を入口４６を介して翼形部アセンブリ４０に導き出口４８を介してアセンブリ４０から排出する。全体に流れ矢印５０で示す閉流路が、ダブテール３８からプラットフォーム４２及び１以上の第１孔路７０及び１以上の第２孔路７２を通して形成され、その中を冷却流体が通過して翼形部３４を冷却する。翼形部３４はプラットフォーム４２及びダブテール３８に接続されるが、これらは一体形成又は一体鋳造されるのが通例である。別法として、これらの部品は望ましい特徴又は構成をもつように一体として又は別々に形成し得る。例えば、ダブテール３８、プラットフォーム４２及び翼形部３４を別々に形成し、次いで溶接やろう付等によって接続してもよい。さらに、アセンブリ４０の異なる部分を異なる材料（例えば適合性材料）で形成してもよい。
【０００９】
翼形部３４は、内側部分(mdeial portion)５６を囲む周囲部５４を含んでいる。翼形部３４は、翼弦中央部６４で後縁部６２と結合した概略翼弦方向５８に延在する前縁部６０も含んでおり、翼弦中央部６４は前縁部と後縁部の間にあってそれらを連結している。さらに、翼形部３４は、負圧側６８と結合した正圧側６６を含んでおり、負圧側及び正圧側共に翼弦方向５８に延在している。第１孔路７０は正圧側６６の周囲部５４内に配設され、第２孔路７２は負圧側６８の周囲部５４内に配設され、各々の孔路７０，７２は流路と連通している。一例では、第１孔路７０及び第２孔路７２はそれぞれそうした孔路を複数含んでいる。孔路７０，７２は直流の対流孔路７６又はインピンジメント孔路７８とし得る。孔路７０，７２を備えた翼形部３４は通例インベストメント鋳造法等の技術を用いて形成することができる。インベストメント鋳造法の一例は、“From Teeth to Jet Engines”と題する文献（Joseph L. Mallardi著、1992年著作権、Howmet Corporation, Corporate Relations Department, P.O. Box 1960, 475 Steamboat Road, Greenwich, CT 06836-1960, U.S.A.から入手可能）に開示されている。
【００１０】
図３についてさらに説明すると、本発明の一つの態様では、孔路７０，７２は、それら個々の周囲部５４位置に対応した望ましい冷却能力を確保するように構成されている。例えば、外部熱負荷は翼形部３４の周囲で変化する。同様に、前縁部６０及び後縁部６２は、高温流体流２８からの熱負荷を拡散すべき表面積が小さいので、高い熱負荷をもつ傾向がある。そこで、通例、機械１０（図１）から第１及び第２孔路７０，７２を通じて形成された流路は、正圧側６６の第１孔路７０を冷却流体が実質的に半径方向外側に流れ、かつ負圧側６８の第２孔路７２を冷却流体が実質的に半径方向内側に流れるように冷却流体を導くように構成される。さらに、この流路構成は、コリオリ冷却効果を利用するので特に有利である。すなわち、動翼３２は、回転方向９０（図２）での使用時に例えばダブテール３８とともに回転するので、動翼３２は、冷却流体が流路を通して方向付けられた時、コリオリ冷却効果を利用できる。例えば、冷却流体が半径方向外側に流れる時、冷却流体は孔路７０の内壁７４よりも正圧側６６の周囲部５４の外壁３６を冷却する傾向が高い。逆に、冷却流体が半径方向内側に流れる時、冷却流体は孔路７２の内壁７４よりも負圧側６８の周囲部５４の外壁３６を冷却する傾向が高い。
【００１１】
もう一つの実施形態では、孔路７０，７２は、図示した通り、冷却流体の高速流が通流し得るように構成し得る。高速流を利用すると、例えば、約５０メートル毎秒乃至約２５０メートル毎秒の速度、好ましくは約１００メートル毎秒を上回る速度で流れる圧縮性流体で、翼形部アセンブリの一段と効果的な冷却が可能になる。別法として、約１００メートル毎秒未満の速度で流れる従来の非圧縮性流体を用いてもよい。孔路７０，７２は、例示的実施形態で示した幾何構成を利用することによって、冷却流体によって孔路７０，７２の壁に加わる圧力応力又は膨れ(ballooning)が低減するように構成し得る。孔路７０，７２は、冷却流体によって孔路７０，７２の壁に加わる圧力を補償するため、幅よりも大きい長さを有し得る。別法として、孔路７０，７２は、冷却流体によって孔路７０，７２の壁にかかる圧力を補償するため、流れ断面積で表される体積を有し得る。
【００１２】
翼形部３４の内側部分５６は中実（図７）でもよいし、或いは内部に１以上の中空部１０６（図３）を有し得る。内側部分５６が１以上の中空部１０６を有する場合は、内側部分５６は、中空部１０６を維持するため、慣用手段により、周囲部５４の正圧側６６と負圧側６８の間でそれらと連結した１以上の構造補強材４４を有するのが通例である。補強材４４は、当業者には公知であろうが、ピンでもよいし、或いは先端部８０からプラットフォーム４２まで延在し、１以上の別々の中空部１０６を形成する壁でもよい。中空部１０６が存在すると、流路により冷却流体は入口４６からプラットフォーム４２を経て中空部１０６に入るか、或いは例えばプラットフォーム４２の穴８４を通って対流型７６の孔路７０に直接流入し得る。中空部１０６内に導かれた冷却流体は噴射口８２（通例、内壁７４に形成した穴）を通ってインピンジメント型７８の孔路７０に入ることができ、冷却流体を中空部１０６から孔路７８内に導いて外壁３６にインピンジメントさせることにより外壁３６の冷却を助長し得る。中空部１０６内の冷却流体は負圧側の穴８６に入り次いで孔路７２を通り得る。穴８４は、孔路７２用の穴８６と同様に、孔路７０の内壁７４に設けられて冷却流体を孔路７０に導いてもよく、冷却流体はその後孔路７０を通流する。インピンジメント型７８の孔路７０を負圧側６８の周壁５４に設けてもよい（図示せず）。噴射口８２の配向と数と寸法は、無作為に定めるか或いは所望冷却効果に基づいて計算することができる。対流型７６の孔路７０又は７２と、インピンジメント型７８の孔路７０又は７２が存在すると、冷却流体がそれぞれの孔路７０，７２に流入した時、冷却流体は所望方向に導かれ、例えば、正圧側６６を半径方向外側に通り負圧側６８を半径方向内側に通って流路を完全に通流して翼形部を冷却する。
【００１３】
図４は、１以上の先端孔路８８（通例、複数の孔路８８）を有する先端部８０を示す。先端孔路８８は、正圧側６６における１以上の孔路７０と、負圧側６８における１以上の孔路７２との間にあってそれらと連通し得るもので、この連通は、例えば、少なくとも１対１の対応（すなわち正圧側対負圧側）をなし、流路内の冷却流体は先端孔路８８によりこれらの孔路７０，７２間を流れる。多数の孔路７０，７２が、前縁部６０と翼弦中央部６４と後縁部６２とに対するそれらの位置と、正圧側６６と負圧側６８とにおけるそれらの位置とに応じて、互いにかつ先端孔路８８と連通し得る。孔路７０，７２の究極形状は、特定位置における所望の熱負荷緩和に基づいて変わる。他の実施形態において、図４は、プラットフォーム４２（図３）から第１孔路７０と先端孔路８８と第２孔路７２とを順に経由してプラットフォーム４２（図３）に戻る、翼形部３４を通る流路の閉回路形状を示す。
【００１４】
図６は本発明の一実施形態の翼形部９４を含む翼形部アセンブリの他の具体例９２を示す。翼形部アセンブリ９２と翼形部９４は、後述のものを除いて、翼形部アセンブリ４０（図３）及び翼形部３４（図３）とほぼ同様である。翼形部アセンブリ４０と翼形部３４の構成部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に定義されている。例えば、翼形部アセンブリ９２は開回路流路形状を有するが、冷却流体が第１孔路７０を半径方向外側に通り第２孔路７２を半径方向内側に通るように冷却流体を導く流路の特徴をやはり利用する。この開回路流路では、冷却流体は翼形部アセンブリ９２内に導かれてそれを通るが、ダブテール３８と冷却導路（図示せず）には戻らない。例えば、冷却流体は１以上の入口４６からプラットフォーム４２を経て孔路７０，７２内に送給され得る。この場合、流路は、冷却流体を孔路７０，７２から送出するための１以上の開口１０４を含み得る（孔路７２では開口１０４（図示せず）を先端部８０の近くではなくプラットフォーム４２の近くに配置する）。送出された冷却流体は、例えば、膜又は別様のものとして周囲部５４の外面１００上を流れる。
【００１５】
さらに図６について説明すると、翼形部９４は１以上の別の中空部９６を有し得る。アセンブリ９２は、この中空部に第２冷却流体を受入れる、すなわち、第１冷却流体又は第１流路から隔離された第２流路を有するように構成されている。例えば、翼形部９４は、第２冷却流体を中空部９６から送出するために周囲部５４を貫通している１以上の開口９８を有し得る。送出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別様のものとして周囲部５４の外面１００上を流れる。第２流路を通流する第２冷却流体は流れ矢印１０２で表されている。周囲部５４は、第２流路と連通する１以上の孔路１２４を有し得る。孔路１２４（通例、多数の孔路１２４（図示せず））は、開口１２６を有する対流孔路でよく、開口１２６は、プラットフォーム４２に配設され、入口４６と直接連通するか、或いは内壁７４に配設され、中空部９６と連通するものであり、いずれの場合も前述の対流孔路７６（図３）と同様である。孔路１２４は、前述のインピンジメント孔路７８（図３）と同様の、内壁７４に噴射口１２８を有し、かつ中空部９６と連通しているインピンジメント孔路でよい。孔路１２４は、第２冷却流体を孔路１２４から送出するための開口１３０を含み得る。送出された第２冷却流体は、例えば、膜又は別様のものとして周囲部５４の外面１００上を流れる。孔路７０，７２も、第１冷却流体を、翼形部９４に入ってその中を通過し流出するように導くために、孔路１２４と同様に形成することができる。多数の中空部１０６、９６が存在する場合、第１及び第２流路の分離を保ったまま、類似した中空部を慣用手段により連通させることができる（図示せず）。
【００１６】
図７は本発明の翼形部１３４を含む翼形部アセンブリの他の実施形態１３２を示す。翼形部アセンブリ１３２と翼形部１３４は、後述のものを除いて、翼形部アセンブリ４０及び翼形部３４とほぼ同様である。これに関し、翼形部アセンブリ４０と翼形部３４の構成部と同様の構成部は、同符号で表されかつ同様に定義されている。例えば、翼形部１３４は中実内側部分５６を有する。
【００１７】
他の実施形態において、本発明は翼形部、例えば、翼形部アセンブリ４０の翼形部３４（図３と図４）を冷却する方法を包含する。この方法はまず、翼形部３４を機械１０（図１）の一部分、例えば、翼形部アセンブリ４０に前述のように配置することを包含する。次に、翼形部３４を機械１０（図１）内の高温流体流２８に暴露する。次いで、冷却流体の流れを、導路（図示せず）から流路を通るように循環させる。すなわち、冷却流体流は、プラットフォーム４２に隣接したダブテール３８の入口４６を通って翼形部アセンブリ４０に入り、正圧側６６の第１孔路７０を半径方向外側に通流し、先端孔路８８（図４）を通流し、負圧側６８の第２孔路７２を半径方向内側に通流し、プラットフォーム４２を逆向きに通流し、次いでダブテール３８の隣接出口４８を通って機械１０（図１）内の導路（図示せず）に戻る。
【００１８】
ここに開示した実施形態のいずれか１以上を利用すると、さらに、高温流体流２８内の翼形部３４（図３）、９４（図６）、１３４（図７）の外壁３６の暴露による熱応力の影響を減らすことができる。さらに、例えば、様々な寸法を設定し得るが、図５は図３に示した翼形部３４の外壁３６の一部分の例示的な寸法の範囲を示す。類推により、同様の寸法を翼形部９４（図６）、１３４（図７）の外壁３６に適用し得る。図５において、孔路７０，７２は、約１．５ｍｍ〜約１５ｍｍの範囲内の長さ１１０と、約０．５ｍｍ〜約５ｍｍの範囲内の幅１１２と、約０．５ｍｍ〜約４ｍｍの範囲内の内側厚さ１１４と、約０．５ｍｍ〜約２ｍｍの範囲内、好ましくは約２ｍｍの外側厚さ１１６と、長さ１１０の約０．２倍〜約長さ１１０の範囲内の孔路７０，７２間の長さ壁厚１１８と、約１．５ｍｍ〜約１１ｍｍの範囲内の全厚さ１２０とを有し得る。さらに、図示してないが、孔路７０，７２とインピンジメント表面、例えば、外壁３６は、当業者には知られているように、それぞれの冷却効果を高めるか制御するために、滑らかにするか、粗くするか、織物状又は乱流促進形にすることができる。
【００１９】
上述の発明において様々な可能な実施形態を様々な目的に応じて用いることができ、上述の実施形態に様々な改変を施し得るので、ここに記載した或いは添付図面に示した全ての事物は単に例示のためのもので本発明を限定するものではないことはもちろんである。本発明のある特徴だけを説示したが、多様な改変が可能であることは当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態による周囲冷却孔路を備えた流体冷却式タービン動翼翼形部アセンブリを有するガスタービンエンジンの断面図である。
【図２】タービンの一部分の拡大断面図で、図１におけるタービン動翼翼形部を示す。
【図３】閉回路形状を有する翼形部の図２の３−３に沿う拡大断面図である。
【図４】図３の翼形部の先端部の図２の４−４に沿う拡大断面図である。
【図５】図３における翼形部の周囲部の拡大断面図である。
【図６】図３と同様の図であるが、開回路形状を有する、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示す。
【図７】図３と同様の図であるが、他の閉回路形状を有する、本発明の一実施形態の翼形部の代替具体例を示す。
【符号の説明】
１０機械（ガスタービンエンジン）
１６高圧圧縮機
１８燃焼部
２０高圧タービン
２２低圧タービン
３２タービン動翼
３４翼形部
３６外壁
３８ダブテール
４０翼形部アセンブリ
４２プラットフォーム
５０流路
５４周囲部
５６内側部分
６６正圧側
６８負圧側
７０第１孔路
７２第２孔路
７６対流孔路
７８インピンジメント孔路
８０先端部
８２噴射口
８４穴
８６穴
８８先端孔路
９４翼形部
９６中空部
９８開口
１００外面
１０４開口
１０６中空部
１２４孔路
１２６開口
１２８噴射口
１３０開口
１３４翼形部

Claims

機械部分（１０）の高温流体流（２８）に暴露される冷却可能な翼形部（３４）であって、
当該翼形部（３４）は機械部分（１０）に接続し得るように構成されていて、当該翼形部は、内側部分（５６）を囲む周囲部（５４）、及び翼弦方向（５８）に延在する負圧側（６８）と結合した翼弦方向（５８）に延在する正圧側（６６）を含んでおり、
さらに、正圧側の周囲部内に配設された１以上の第１孔路（７０）と負圧側の周囲部内に配設された１以上の第２孔路（７２）、及び
機械部分（１０）から第１及び第２孔路（７０，７２）を通じて形成された流路（５０）であって、当該翼形部（３４）を冷却するため正圧側（６６）の周囲部（５４）内の第１孔路（７０）を冷却流体が半径方向外側に流れかつ負圧側（６８）の周囲部（５４）内の第２孔路（７２）を冷却流体が半径方向内側に流れるように冷却流体を導くように構成された流路、を含んでなる冷却可能な翼形部（３４）。
前記１以上の第１孔路（７０）が複数の第１孔路（７０）を含んでおり、かつ前記１以上の第２孔路（７２）が複数の第２孔路（７２）を含んでいる、請求項１記載の翼形部（３４）。
第１及び第２孔路（７０，７２）が周囲部（５４）を冷却するように構成された対流孔路（７６）及び／又はインピンジメント孔路（７８）を含んでなる、請求項１又は請求項２記載の翼形部（３４）。
流路（５０）が冷却流体を導くように構成された閉回路流路（５０）からなる、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
周囲部（５４）が、第１及び第２孔路（７０，７２）の少なくとも一方と連通した開口（１０４，１３０）を有していて、流路（５０）が、冷却流体を上記開口を通して周囲部（５４）の外面（１００）上に導くように構成されている、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
翼形部が、正圧側（６６）と負圧側（６８）に結合しかつそれらの間に延在する先端部（８０）を含んでおり、先端部は、少なくとも第１孔路（７０）及び少なくとも第２孔路（７２）と連通している１以上の先端孔路（８８）を含んでいる、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
第１及び第２孔路（７０，７２）が、１．５ｍｍ〜１５ｍｍの範囲内の長さ（１１０）と、０．５ｍｍ〜５ｍｍの範囲内の幅（１１２）と、０．５ｍｍ〜４ｍｍの範囲内の内側厚さ（１１４）と、０．５ｍｍ〜２ｍｍの範囲内の外側厚さ（１１６）と、長さ（１１０）の０．２倍〜１倍の範囲内の孔路間の壁厚（１１８）と、１．５ｍｍ〜１１ｍｍの範囲内の全厚さ（１２０）を有し、長さ（１１０）が幅（１１２）よりも大きい、請求項１乃至請求項６のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
流路（５０）が、流体流を第１孔路（７０）に、次いで第２孔路（７２）に導くように構成されている、請求項１乃至請求項７のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
当該翼形部（３４）が内側部分（５６）内に１以上の中空部（９６，１０６）を有する、請求項１乃至請求項８のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
中空部（１０６）が、冷却流体を機械部分（１０）から受入れて冷却流体を第１及び第２孔路（７０，７２）の少なくとも一方に導くように構成されている、請求項９記載の翼形部（３４）。
中空部（９６）が第２冷却流体を機械部分（１０）から受入れるように構成されていて、翼形部（３４）が、流路（５０）から隔離された開口（９８）であって中空部（９６）と連通して第２冷却流体を中空部（９６）外に導く開口（９８）を含んでいる、請求項９記載の翼形部（３４）。
翼形部（３４）が翼形部アセンブリ（４０）をなし、翼形部アセンブリ（４０）が翼形部と結合したプラットフォーム（４２）を含んでおり、プラットフォーム（４２）はダブテール（３８）と接続していてダブテールは機械部分（１０）と接続し得るように構成されている、請求項１乃至請求項１１のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
翼形部が機械部分（１０）に接続され、機械部分がタービン部分（２０、２２）とエンジン部分（１８）と圧縮機部分（１６）の少なくとも１以上を含んでなる、請求項１乃至請求項１２のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
第１及び第２孔路（７０，７２）が、冷却流体から第１及び第２孔路の壁にかかる圧力応力を減らすように構成されている、請求項１乃至請求項１３のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
孔路（７０，７２）が冷却流体の高速流が通流し得るように構成されている、請求項１乃至請求項１４のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
翼形部（３４）の熱応力を減らすように構成された外壁（３６）を有する請求項１乃至請求項１５のいずれか１項記載の翼形部（３４）。
翼形部（３４）を冷却するための方法であって、
内側部分（５６）を囲む周囲部（５４）及び翼弦方向（５８）に延在する負圧側（６８）と結合した翼弦方向（５８）に延在する正圧側（６６）を含む翼形部（３４）を機械部分（１０）に配置し、
翼形部（３４）を機械部分（１０）内の高温流体流（２８）に暴露し、
機械部分（１０）から周囲部（５４）の正圧側（６６）に配設された１以上の第１孔路（７０）及び周囲部（５４）の負圧側（６８）に配設された１以上の第２孔路（７２）を通じて形成された流路（５０）を通して冷却流体の流れを循環させ、翼形部（３４）を冷却するため上記冷却流体の流れを第１孔路（７０）を半径方向外側にかつ第２孔路（７２）を半径方向内側に導く、ことを含んでなる方法。
前記循環が、翼形部（３４）を機械部分（１０）に対して回転させることを含む、請求項１７記載の方法。
第１及び第２孔路（７０，７２）における流路（５０）が周囲部（５４）を貫通している、請求項１８記載の方法。
翼形部（３４）が先端部（８０）を含んでいて、該先端部が、少なくとも第１孔路及び少なくとも第２孔路と連通している１以上の先端孔路（８８）を含んでおり、前記循環が、流体流を機械部分（１０）から第１孔路（７０）に、次いで先端孔路（８８）に、次いで第２孔路（７２）に導き、次いで機械部分（１０）に戻すように循環させることを包含する、請求項１９記載の方法。