JP5997831B2 - 局所的な壁厚さ制御を伴うタービン翼 - Google Patents

Description

本発明は、概してガスタービンエンジン翼に関し、特に中空タービン翼を冷却するための装置および方法に関する。

典型的なガスタービンエンジンは、直列な流れの関係にある、高圧圧縮機、燃焼器、および高圧タービンを有するターボ機械コアを備えている。コアは、主ガス流（ｐｒｉｍａｒｙ ｇａｓ ｆｌｏｗ）を発生させるように、公知の方法で動作可能である。高圧タービン（または「ＨＰＴ」）は、主ガス流からエネルギーを抽出する１以上の段を備えている。各段は、回転円板によって運ばれるブレードまたはバケットの下流の列の中にガス流を導く固定の羽根（ｖａｎｅ）またはノズルの列を備えている。これらの部品は、非常に高い温度環境で動作する。十分な耐用年数を確保するために、羽根およびブレードは、中空であり、圧縮機から抽出される（流れ出る）空気のような冷却剤の流れが提供されている。この冷却剤の流れは、中空翼の内部冷却剤通路を通って循環され、その後、複数の冷却孔を通って排出される。

有効であることが判明した冷却孔の１つの種類は、円形計量部分とディフューザとして作用する張り出し部分とを備えている成形またはディフューザの孔である。成形ディフューザ孔は、（図１で矢印「Ｇ」によって示される）ガスストリームと軸方向または平行に配向させることができ、あるいは、それらは、エンジン中心に向けて引かれている半径方向の線に対するさまざまな角度で、垂直に配向させることができる。ＨＰＴ翼の最近の経験は、製造プロセスのばらつきのため、減少した翼鋳造壁厚さが、ディフューザ孔の有効性を減少させうることを、示している。このことは、翼全体に対して壁の厚さを増大させることによって対抗できるが、これは、望ましくない重量増大をもたらす。

欧州特許出願公開第１，５２６，２５０号明細書

したがって、過度の重量増大なしに効果的に機能するディフューザ孔を有するタービン翼に対する必要性がある。

この必要性は、ディフューザ孔を有するタービン翼を提供する本発明によって対処される。翼の壁厚さは、ディフューザ孔の位置で、局所的に増大されている。

本発明の１つの態様によれば、ガスタービンエンジン用のタービン翼は、外面を有する外周壁であって、前記外周壁は、内部空間を囲んでおり、前縁および後縁で共に結合されている凹状正圧側壁および凸状負圧側壁を備えており、前記外周壁は、局所的に厚くなっている壁部分を組み込む変動壁厚さを有している、外周壁と、前記局所的に厚くなっている壁部分内で前記外周壁を通過する成形ディフューザ出口を有するフィルム冷却孔と、を備えている。

本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用のタービンブレードは、根部および先端部を有する翼であって、前記翼は、外面を有する外周壁によって画定されており、前記外周壁は、内部空間を囲んでおり、かつ前縁および後縁で共に結合されている凹状正圧側壁および凸状負圧側壁を備えており、前記外周壁は、前記根部での最大値から前記先端部での最小値まで、厚さにおいて、先細りになっており、前記外周壁は、前記根部での第１の局所的に厚くなっている部分と、前記先端部での第２の局所的に厚くなっている部分とを備えている、翼と、それぞれ成形ディフューザ出口を有する第１および第２のフィルム冷却孔であって、前記第１フィルム冷却孔は、前記第１の局所的に厚くなっている部分内で前記外周壁を通過しており、前記第２フィルム冷却孔は、前記第２の局所的に厚くなっている部分内で前記外周壁を通過している、第１および第２のフィルム冷却孔と、を備えている。

本発明は、添付の図面と併せて、以下の説明を参照することによって理解することができる。

本発明の１つの態様に従って構成された翼を組み込んでいる、ガスタービンエンジンのタービンセクションの一部分の概略断面図である。 図１の線２−２に沿った断面図である。 図２の線３−３に沿った図である。 図３の線４−４に沿った図である。 図２の線５−５に沿った図である。 図１の線６−６に沿った図である。 図１の線７−７に沿った図である。

同一の参照番号がさまざまな図を通して同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、公知の種類のガスタービンエンジンの一部である高圧タービン１０の一部を示している。示されているタービンは、２段構成であるが、高圧タービンは、単一または複数段であってもよく、各段は、ノズルおよびブレードの列を備えている。高圧タービン１０の機能は、（図示せぬ）上流燃焼器からの高温で加圧された燃焼ガスからエネルギーを抽出し、かつ、既知の方法でそのエネルギーを機械的仕事に変換することである。高圧タービン１０は、燃焼器に加圧空気を供給するように、シャフトを介して（図示せぬ）上流圧縮機を駆動する。

図示の例では、エンジンは、ターボファンエンジンであり、低圧タービンは、高圧タービン１０の下流に配置され、ファンに結合されることになる。しかし、本明細書に記載の原理は、ターボプロップ、ターボジェットおよびターボシャフトのエンジンだけでなく、他の車両のためまたは定置用途で使用されるタービンエンジンに、等しく適用することができる。

高圧タービン１０は、円周方向に間隔を空けて配置された複数の翼形状の中空の第１段羽根１４を備える第１段ノズル１２を備えており、第１段羽根１４は、弓形の分割された第１段外側バンド１６と弓形の分割された第１段内側バンド１８との間で支持されている。第１段羽根１４、第１段外側バンド１６および第１段内側バンド１８は、円周方向に隣接している複数のノズルセグメント内に配置されており、複数のノズルセグメントは、完全な３６０度の組立体を集合的に形成する。第１段外側バンド１６および第１段内側バンド１８は、それぞれ、第１段ノズル１２を流れる高温ガス流体に対する、外側および内側の半径方向流路境界を画定する。第１段羽根１４は、第１段回転子２０に燃焼ガスを最適に導くように構成されている。

第１段回転子２０は、エンジンの中心軸の周りを回転する第１段円板２４から外向きに延びる翼形状の第１段タービンブレード２２の配列を備えている。分割された弓形の第１段シュラウド２６は、第１段タービンブレード２２をしっかりと囲むように配置されており、それにより第１段回転子２０を流れる高温ガス流体に対する外側半径方向流路境界を画定する。

第２段ノズル２８は、第１段回転子２０の下流に配置され、かつ、円周方向に間隔を空けて配置された複数の翼形状の中空の第２段羽根３０を備えており、第２段羽根３０は、弓形の分割された第２段外側バンド３２と弓形の分割された第２段内側バンド３４との間に支持されている。第２段羽根３０、第２段外側バンド３２および第２段内側バンド３４は、円周方向に隣接している複数のノズルセグメント内に配置されており、複数のノズルセグメントは、完全な３６０度の組立体を集合的に形成している。第２段外側バンド３２および第２段内側バンド３４は、それぞれ、第２段タービンノズル３４を通過する高温ガス流体に対して、外側および内側の半径方向流路境界を画定する。第２段羽根３０は、第２段回転子３８に燃焼ガスを最適に導くように構成されている。

第２段回転子３８は、翼形状の第２段タービンブレード４０の半径方向配列を備えており、第２段タービンブレード４０は、エンジンの中心軸の周りで回転する第２段円板４２から半径方向外向きに延びている。分割された弓形の第２段シュラウド４４は、第２段タービンブレード４０をしっかりと囲むように構成されており、それにより第２段回転子３８を流れる高温ガス流体に対して外側半径方向流路境界を画定する。

第２段羽根３０のうちの１つの断面図が、図２に示されている。静止翼が、本発明を説明するために使用されているが、本発明の原理は、その中に形成された１以上の冷却孔を有する任意のタービン翼、例えば、回転タービンブレードに適用可能である。中空の羽根３０は、羽根３０の内部空間を囲む外周壁を有している。外周壁は、前縁５４および後縁５６で共に結合されている凹状正圧側壁５０および凸状負圧側壁５２を備えている。集合的に、正圧側壁５０および負圧側壁５２は、羽根３０の外面５８を画定する。羽根３０は、第１段タービンブレード２２から第２段タービンブレード４０への流れを変えるのに適した任意の構成を取ってもよい。羽根３０は、ガスタービンエンジンにおける動作の昇温で許容可能な強度を有する、ニッケル基超合金のような適当な超合金の一体型鋳造として、形成されてもよい。

使い捨てコア金型鋳造および直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）または直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＭ）のような他の製造方法が、知られており、羽根３０を製造するために使用されてもよい。このような方法は、密集した部品を生成する上で、選択的な肥厚を実行する場合に、従来の鋳造に比べて、追加的な順応性を許容できる。使い捨てのコア金型鋳造の例は、Ｗａｎｇらに対する米国特許第７，４８７，８１９号明細書に記載されており、その開示は、参照により本明細書に組み込まれている。ＤＭＬＳは、部品の３次元情報、例えば３次元コンピュータモデルを用いて、金属部品を製作する公知の製造プロセスである。３次元情報は、複数のスライス（ｓｌｉｃｅ）に変換され、各スライスは、スライスの所定の高さに対する部品の断面を画定している。その後、部品は、終了するまで、スライス毎または層毎に「構築される」。部品の各層は、レーザを用いて金属粉末を溶融することによって形成される。

羽根３０は、前縁５４から後縁５６まで、第１、第２、第３、および第４の半径方向に延びる空洞６０、６２、６４、および６６をそれぞれ備えている内部冷却構造を有している。第１空洞６０および第２空洞６２は、正圧側壁５０と負圧側壁５２との間に延びている第１リブ６８によって分離されており、第３空洞６４は、正圧側壁５０と負圧側壁５２との間に延びている第２リブ７０によって第２空洞６２から分離されており、第４空洞６６は、正圧側壁５０と負圧側壁５２との間に延びている第３リブ７２によって第３空洞６４から分離されている。羽根の内部冷却構造は、これまで説明したように、単に一例として使用されている。本発明の原理は、多種多様の冷却構造に適用可能である。

動作において、空洞６０、６２、６４、および６６は、（図示せぬ）入口通路を介して、冷却剤（通常、圧縮機から流出する比較的低温の圧縮空気の部分）を受け入れる。冷却剤は、各空洞６０、６２、６４、および６６に直列に、またはそれらのすべてに並列に入ることができる。冷却剤は、羽根３０の対流および／または衝突の冷却を提供するために、空洞６０、６２、６４、および６６を通過する。その後、冷却剤は、１以上のフィルム冷却孔７４を介して、羽根３０を出る。当該技術でよく知られているように、フィルム冷却孔７４は、特定の適用のための必要に応じて、さまざまな列または配列で配置されてもよい。冷却剤の吐出角度は、典型的には、翼外面５８の局所的な接線に対して１５から３５度である。

具体的には、フィルム冷却孔構造７４は、成形ディフューザ出口を備えている。これらの孔７４の１つが、図３および図４に詳細に示されている。冷却孔７４は、（計量部分とも呼ばれる）上流部分７６および下流部分７８を備えている。図４を参照すると、上流部分７６は、羽根３０の中空内部に連通する経路（チャネル）と羽根３０の凸状外面５８に連通する下流部分７８とを画定している。したがって、図３および図４を参照すると、翼内部における冷却空気は、ガスタービンの動作中に、上流部分７６を通って下流部分７８へ、かつ矢印８０で示されているように外面５８上の孔７４の開口から外へと押し出される。上流部分７６は、実質的に断面において円筒形または円形である。示されているように、下流部分７８は、実質的に断面において台形であるが、他の種類の張り出したディフューザ形状も可能である。図３および図４に示されているように、下流部分７８は、冷却空気流８０の方向で半径方向外向きに張り出しており、冷却空気が下流に移動するにつれて断面積を増大させている。断面積の増大は、冷却空気流８０の速度を減少させるディフューザとして機能し、それにより空気流８０を、外面５８から分離させるよりもむしろ、最適な冷却のために外面５８にくっつかせる。

いくつかのパラメータは、冷却孔７４の性能に関連している。そのような１つのパラメータは、冷却剤ガスパラメータに対する局所的な流路の比率である「吹き出し比（ｂｌｏｗｉｎｇ ｒａｔｉｏ）」である。

もう１つの重要なパラメータは、比Ｌ’／Ｄ、または、フィルム孔７６の円形または計量のセクションの直径「Ｄ」によって割られた「フード付き」ディフューザ長さ「Ｌ’」である。なお、適切な計量長さ「Ｌ’」は、フィルム孔を出る冷却剤に対する方向性を提供するように維持されなければならない。また、計量長さは、冷却剤の適切なレベルが利用されることを保証するのにも役立ち、それによりエンジン性能を維持する。
最適な冷却孔の有効性のためには、冷却剤流および自由流体流の特定の条件に対するＬ’／Ｄ比を調整することが望ましい。冷却剤流および自由流体流の両方は、翼上の位置によって変化する傾向がある。一定の孔直径Ｄが与えられると、変数である唯一のパラメータは、距離Ｌ’である。

この距離は、壁厚さ「Ｔ」を変更することにより、影響を受ける可能性がある。局所的に厚い壁は、ディフューザ部分が、外部のガス側の面から壁内に深く加工されることを可能にする。これは、計量長さ、Ｌを含むことなく、十分なフード付き長さを可能にする。従来技術の翼では、壁（例えば、側壁５０および５２、図２を参照）の厚さ「Ｔ」は、典型的には、羽根の場合における全体の翼に対して一定になる（または一定であることを意図される）であるか、または、典型的には、非常に大きな半径方向および翼弦方向（軸方向）のブレードの広がりに対して一定である。しばしば、より小さな名目上の壁厚さを含む翼の領域は、厚さのばらつきをより受けやすい。その結果、最適なＬ’／Ｄ比を達成するのに十分な壁厚さが存在するか、逆に、不十分な軽量長さ、Ｌが存在してもよい。翼の壁厚さＴは、均一に増大させることができるが、これは、望ましくない重量増大をもたらすであろう。

本発明では、局所的な壁厚さは、冷却孔７４の最適な性能のために適切であるように選択される。この厚さは、必要に応じて局所的にかつ選択的に増大され、著しく小さな重量増大をもたらす。図２に示されるように、負圧側壁５２は、名目上の壁厚さ「Ｔ」よりも大きな厚さ「Ｔ’」を有してもよく、ここでＴ’は、望ましいＬ’／Ｄ比をもたらすのに十分である。ここで、翼５８の凹状または正圧の側に対するより典型的な壁厚さを維持しながら、第１空洞６０の全体の凸状壁は、厚くされている。

翼のより小さな領域は、選択的な肥厚を組み込んでもよい。この一例は、区間（ｚｏｎｅ）Ｚ１における翼の凸状または負圧の側に見られる。ここで、第１空洞６０の負圧側での局所的な壁肥厚のみが、実行されている。これは、凸状または負圧側の全体を厚くする上で、より少ない重量増大をもたらす。

選択的な肥厚の別の方法は、外周壁の内面から突出する１以上の別個の要素を提供することを含んでおり、別個の要素は、例えば、（図２および図５で符号６１とラベル付けされた）区間Ｚ２において見られるような翼の冷却剤側上での局所的な、浮き出し、突起、または隆起である。これは、最適な冷却効果を維持しながら、より少ない重量増大を可能にする。浮き出しは、強化された内部対流熱伝達により、強化された冷却剤側熱伝達のさらなる利点を有する。これは、熱質量における局所的な増大によって引き起こされる潜在的な上昇温度勾配を相殺するのに役立つ。増大した膜の有効性が今や達成することができるので、温度勾配は、さらに低減される。

局所的な翼弦方向の先細りも、翼の壁を、区間Ｚ３で見られるような冷却孔７４から離れて、増大した厚さＴ’から（図２で見られる）名目上の厚さＴに至るまでなだらかに推移させるために、使用されてもよい。別の代替方法として、壁厚さは、冷却孔７４が存在する空洞全体に対する増大した寸法Ｔ’、および、冷却孔が存在しない名目上の厚さＴであってもよい。示された例に対してこの選択肢を実行するために、第１空洞６０および第２空洞６２は、増大した壁厚さＴ’を有するであろう、一方、第３空洞６４および第４空洞６６は名目上の壁厚さＴを有するであろう。

上で述べたように、本発明の原理は、また、回転翼にも同様に適用されてもよい。例えば、第１段タービンブレード２２の１つの断面図が図６に示されている。中空ブレード２２は、根部１００および先端部１０２（図１参照）を備えている。外周壁は、ブレード２２の内部空間を囲んでいる。外周壁は、前縁１５４および後縁１５６で共に結合されている凹状正圧側壁１５０および凸状負圧側壁１５２を備えている。集合的に、正圧側壁１５０および負圧側壁１５２は、ブレード２２の外面１５８を画定する。ブレード２２は、通過する燃焼ガス流からエネルギーを抽出するのに適した任意の構成を取ってもよい。ブレード２２は、上述したように適当な合金から構築することができる。

図６は、根部１００に近い断面におけるタービンブレード２２を示している。タービンブレード２２は、前縁１５４から後縁１５６まで、第１、第２、第３、第４、および第５の半径方向に延びる空洞１６０、１６２、１６４、１６６、および１６７をそれぞれ備えている内部冷却構造を有している。第１空洞１６０および第２空洞１６２は、正圧側壁１５０と負圧側壁１５２との間に延びている第１リブ１６８によって分離されており、第３空洞１６４は、正圧側壁１５０と負圧側壁１５２との間に延びている第２リブ１７０によって第２空洞１６２から分離されており、第４空洞１６６は、正圧側壁１５０と負圧側壁１５２との間に延びている第３リブ１７２によって第３空洞１６４から分離されており、第５空洞１６７は、正圧側壁１５０と負圧側壁１５２との間に延びている第４リブ１６９によって第４空洞１６６から分離されている。ブレードの内部冷却構造は、これまで説明したように、単に一例として使用されている。

タービンブレード２２は、上述の冷却孔７４と同一の１以上のディフューザ型のフィルム冷却孔１７４を備えており、各冷却孔１７４は、上流計量部分および末広下流部分を備えている。

タービンブレード２２は、動作中に回転し、したがって、遠心負荷だけでなく、空力的および熱的負荷を受ける。これらの負荷を低減するために、根部１００から先端部１０２までの外周壁を先細りにすることによって、ブレード２２の半径方向外側部分の質量を低減することが、知られている。言い換えると、図６に見られる根部１００に近い名目上の壁厚さ「ＴＲ」は、図７に見られる先端部１０２の近くの名目上の壁厚さ「ＴＴ」よりも大きい。一般的に、名目上の壁厚さは、根部１００で最大であり、先端部１０２で最小である。この任意的な特徴は、壁厚さの「半径方向の先細り」と本明細書で呼ばれている。上述した本発明の局所的または選択的な肥厚原理は、そのような半径方向の先細りを伴う壁を有するタービンブレードに適用されてもよい。

例えば、図６に見られるように、冷却孔１７４の例示的な半径方向に延びる列は、第４空洞１６６および第５空洞１６７に位置している。外周壁の局所的な壁厚さは、冷却孔１７４の最適な性能にとって適切であるように選択される。第４空洞を画定する正圧側壁１５０の部分は、名目上の壁厚さＴＲに等しいまたはよりも大きな厚さ「ＴＲ’」を有してもよく、ここでＴＲ’は、望ましいＬ’／Ｄ比（区間Ｚ４を参照）をもたらすのに十分である。第５空洞１６７（区間Ｚ５を参照）において、正圧側壁１５０は、局所的に翼弦方向で先細りになっており、冷却孔１７４での増大した厚さＴＲ’と、冷却孔７４から離れて、増大した厚さＴＲ’から名目上の厚さＴＲに至るまでのなだらかな推移とを、伴っている。翼弦方向の肥厚を実行する場合、壁部分の最も厚い部分は、壁部分の長さ内のどこでも起こりうる（すなわち、その端部での名目上の厚さおよび中央部分での局所的な肥厚）ことに、留意されたい。

局所的または選択的な厚さの増大は、タービンブレード２２の半径方向の全長にわたって維持されており、半径方向の先細りとは無関係である。例えば、図７に示されているように、第４空洞１６６を画定する負圧側壁１５２の部分は、名目上の壁厚さＴＴよりも大きな厚さＴＴ’を有してもよく、ここでＴＴ’は、望ましいＬ’／Ｄ比をもたらすのに十分であり、たとえ名目上の壁厚さＴＴが名目上の壁厚さＴＲよりも実質的に小さいとしても、ＴＲ’に等しくてもよい。第５空洞１６７において、負圧側壁１５２は、局所的に翼弦方向で先細りになっており、冷却孔１７４での増大した厚さＴＴ’と、冷却孔１７４から離れて、増大した厚さＴＴ’から名目上の壁厚さＴＴに至るまでのなだらかな推移とを、伴っている。

言い換えると、冷却孔１７４をそれぞれ囲んでいる局所的に厚くされた壁部分は、先端部１０２での名目上の厚さよりもずっと厚くてもよいが、根部１００での名目上の厚さよりもわずかに厚い（または、場合によっては等しい）。羽根３０と同様に、局所的に増大した壁厚さは、個別の突出要素、翼弦方向の先細りの壁、および／または特定の壁部分の肥厚の組み合わせを通じて提供されてもよい。

本発明は、計量長さを維持しながら、それでも予想される鋳造変動下の最小の壁条件が適切なディフューザ孔形状Ｌ’を可能にするように、局所的に翼の壁厚さを増大させる。適切な計量長さを維持しながら、Ｌ’／Ｄ基準を最適化するような適切な大きさである壁厚さは、最小の冷却効果を有する冷却孔をもたらす。この概念は、翼全体に対する重量増大を最小限に抑えながら、必要な厚さを提供する。

前述は、ガスタービンエンジン用のタービン翼を説明した。本発明の特定の実施形態が説明されたが、さまざまな修正が本発明の精神および範囲から逸脱することなく行うことができることは、当業者には明らかであろう。したがって、本発明の好ましい実施形態および本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、説明の目的のみのために提供されており、限定の目的のためではない。

１０ 高圧タービン
１２ 第１段ノズル
１４ 第１段羽根
１６ 第１段外側バンド
１８ 第１段内側バンド
２０ 第１段回転子
２２ 第１段タービンブレード
２４ 第１段円板
２８ 第２段ノズル
３０ 第２段羽根
３２ 第２段外側バンド
３４ 第２段内側バンド
３８ 第２段回転子
４０ 第２段タービンブレード
４２ 第２段円板
４４ 第２段シュラウド
５０、１５０ 凹状正圧側壁
５２、１５２ 凸状負圧側壁
５４、１５４ 前縁
５６、１５６ 後縁
５８、１５８ 外面
６０、１６０ 第１空洞
６１ 個別の要素
６２、１６２ 第２空洞
６４、１６４ 第３空洞
６６、１６６ 第４空洞
６８、１６８ 第１リブ
７０、１７０ 第２リブ
７２、１７２ 第３リブ
７４、１７４ フィルム冷却孔
７６ 上流部分
７８ 下流部分
８０ 冷却空気流
１００ 根部
１０２ 先端部
１６７ 第５空洞
Ｄ 孔直径
Ｇ ガス流体
Ｌ 名目上の長さ
Ｌ’ 長さ
Ｔ 名目上の壁厚さ
Ｔ’ 壁厚さ
ＴＲ 名目上の壁厚さ
Ｒ’ 壁厚さ
ＴＴ 名目上の壁厚さ
ＴＴ’ 壁厚さ

Claims (8)

1. ガスタービンエンジン用のタービン翼（３０）であって、
   根部（１００）と、
   先端部（１０２）と、
   外面（５８）を有する外周壁であって、前記外周壁は、内部空間を囲んでおり、かつ前縁（５４）および後縁（５６）で共に結合されている凹状正圧側壁（５０）および凸状負圧側壁（５２）を備えており、前記外周壁は、局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）を組み込んでいる変動壁厚さを有している、外周壁と、
   複数のフィルム冷却孔（７４）と
   を備え、
   前記外周壁は、前記根部（１００）での最大値から前記先端部（１０２）での最小値まで厚さにおいて先細りになっており、
   前記局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）は、前記タービン翼（３０）の半径方向の全長に渡って等しい厚さを有し、
   前記複数のフィルム冷却孔（７４）は半径方向の列を形成し、該半径方向の列を形成する複数のフィルム冷却孔（７４）が、前記半径方向の全長に渡って等しい厚さを有する前記局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）に設けられ且つ該局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）内の前記外周壁を通過する成形ディフューザ出口を有する、タービン翼（３０）。
2. 前記フィルム冷却孔（７４）は、前記翼（３０）の前記内部空間に連通している上流計量部分（７６）と、前記翼（３０）の前記外面に連通している末広下流部分（７８）とを備えている、請求項１に記載のタービン翼（３０）。
3. 前記局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）は、前記外周壁の前記内部空間から突出している個別の要素（６１）によって画定されている、請求項１又は２に記載のタービン翼（３０）。
4. 前記正圧側壁および前記負圧側壁（５０、５２）の間に延びているリブ（６８、７０、７２）を、さらに備えており、前記リブ（６８、７０、７２）と前記リブ（６８、７０、７２）に隣接する前記側壁（５０、５２）の部分とは、前記内部空間内に２以上の空洞（６０、６２、６４、６６）を画定するように協働しており、前記側壁（５０、５２）の前記部分の１つは、前記局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）を画定する、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービン翼。
5. 前記翼（３０）は、タービン羽根の一部であり、弓形外側バンド（３２）と弓形内側バンド（３４）との間に延びている、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のタービン翼。
6. ガスタービンエンジン用のタービンブレード（２２）であって、
   根部（１００）および先端部（１０２）を有する翼であって、前記翼は、外面（１５８）を有する外周壁によって画定されており、前記外周壁は、内部空間を囲んでおり、かつ前縁（１５４）および後縁（１５６）で共に結合されている凹状正圧側壁（１５０）および凸状負圧側壁（１５２）を備えており、前記外周壁は、前記根部（１００）での最大値から前記先端部（１０２）での最小値まで、厚さにおいて、先細りになっている、翼と、
   それぞれ成形ディフューザ出口を有する複数の第１のフィルム冷却孔（１７４）および複数の第２のフィルム冷却孔（１７４）と
   を備え、
   前記外周壁は、局所的に厚くなっている第１及び第２の壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）を有し、該局所的に厚くなっている第１及び第２の壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）はそれぞれ、前記翼の半径方向の全長に渡って等しい厚さを有し、
   前記複数の第１のフィルム冷却孔（１７４）および複数の第２のフィルム冷却孔（１７４）はそれぞれ半径方向の列を形成し、該半径方向の列を形成する複数の第１のフィルム冷却孔（１７４）および複数の第２のフィルム冷却孔（１７４）が、それぞれ、前記半径方向の全長に渡って等しい厚さを有する前記局所的に厚くなっている第１及び第２の壁部分（Ｚ１、Ｚ２、Ｚ３）に設けられている、タービンブレード（２２）。
7. 前記フィルム冷却孔（１７４）は、前記タービンブレード（２２）の前記内部空間に連通している上流計量部分（７６）と、前記タービンブレード（２２）の前記外面に連通している末広下流部分（７８）とを備えている、請求項６に記載のタービンブレード（２２）。
8. 前記圧力側壁および前記負圧側壁（１５０、１５２）の間に延びているリブ（１６８、１７０、１７２、１６９）をさらに備えており、前記リブ（１６８、１７０、１７２、１６９）および前記リブ（１６８、１７０、１７２、１６９）に隣接している前記側壁（１５０、１５２）の部分は、前記内部空間内で２以上の空洞（１６０、１６２、１６４、１６６、１６７）を画定するように協働しており、前記側壁（１５０、１５２）の前記部分の１つは、前記局所的に厚くなっている壁部分（Ｚ４、Ｚ５）を画定する、請求項６又は７に記載のタービンブレード。