JP6550000B2 - タービン翼 - Google Patents

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Description

本発明は、翼内部に形成されて翼高さ方向に延在する冷却流路を少なくとも１つ有し、翼面を遮熱材で被覆したタービン翼に関する。
ガスタービンは、回転機械の一種であり、主に航空機推進用や発電用の動力源として用いられている。ガスタービンは、圧縮機、燃焼器、及びタービンを備えている。圧縮機は、空気を吸い込んで圧縮し、圧縮空気を生成する。燃焼器は、圧縮機で生成された圧縮空気とともに燃料を燃焼し、高温の燃焼ガスを生成する。タービンは、燃焼器で生成された燃焼ガス（主流ガス）によって回転する。
ガスタービンの高性能化のため、燃焼ガスの高温化が要求されている。しかし、燃焼ガスの高温化に伴い、タービン翼（すなわち、タービンの静翼又は動翼）の破損につながる問題（詳細には、クリープや酸化減肉など）が発生しやすくなる。この問題への対処方法として、タービン翼の内部に冷却流路を形成し、この冷却流路に冷却空気を流す方法がある。また、翼面（すなわち、翼材の表面）を遮熱材で被覆する方法がある。
遮熱材の厚みを大きくすれば、高温の主流ガスから翼面を熱遮蔽する効果が大きくなるものの、タービン翼の空力性能が低下する。そこで、特許文献１では、翼後縁部における遮熱材の厚みを後側に向かうに従って漸減している。これにより、翼後縁部の幅を小さくして、空力性能の向上を図っている。
特許文献１について詳述する。特許文献１では、翼高さ方向に垂直な各翼断面における背側の翼面上で、少なくとも１つの翼高さ方向の冷却流路のうちの翼後縁に最も近い最終の冷却流路の後端の位置に（詳細には、最終の冷却流路の後端を通ってキャンバーラインに垂直な直線が背側翼面を通る位置に）、背側の設計点を設定する。そして、各翼断面の背側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から背側設計点にかけては遮熱材の厚みが一様で、背側設計点から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材の厚みが漸減するように構成している。
同様に、翼高さ方向に垂直な各翼断面における腹側の翼面上で、最終の冷却流路の後端の位置に（詳細には、最終の冷却流路の後端を通ってキャンバーラインに垂直な直線が腹側翼面を通る位置に）、腹側の設計点を設定する。そして、各翼断面の腹側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から腹側設計点にかけては遮熱材の厚みが一様で、腹側設計点から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材の厚みが漸減するように構成している。
特開２０１３−１９４６６７号公報
上記従来技術には次のような課題が存在する。すなわち、特許文献１では、背側の設計点を最終の冷却流路の後端の位置に設定しており、背側の遮熱材の厚みが漸減する領域は比較的小さくなっている。そのため、背側の遮熱材に沿って流れる流体の減速勾配が局所的に大きくなり、境界層が発達しやすくなっている。したがって、空力損失が増加する。
本発明の目的は、背側の遮熱材に沿って流れる流体の減速勾配を緩和して境界層の発達を抑制することができ、空力損失を抑えることができるタービン翼を提供することにある。
上記目的を達成するために、代表的な本発明は、翼内部に形成されて翼高さ方向に延在する冷却流路を少なくとも１つ有し、背側及び腹側の翼面を遮熱材で被覆したタービン翼であって、前記背側の翼面及び遮熱材に形成されて前記冷却流路に連通する背側のフィルム冷却孔を少なくとも１列有し、前記少なくとも１列の背側フィルム冷却孔のうちの翼後縁に最も近い最終列の背側フィルム冷却孔は、タービン翼間の距離が最小となるスロートの位置を含めてこの位置より後側、かつ前記少なくとも１つの冷却流路のうちの前記翼後縁に最も近い最終の冷却流路の後端の位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に存在しており、翼高さ方向に垂直な各翼断面における前記背側翼面上で、前記最終列の背側フィルム冷却孔の位置を含めてこの位置より後側、かつ前記最終の冷却流路の後端の位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に、背側の設計点を設定し、前記各翼断面の背側における前記遮熱材の厚み分布は、翼前縁から前記設計点にかけては前記遮熱材の厚みが一様で、前記設計点から前記翼後縁にかけては後側に向かうに従って前記遮熱材の厚みが漸減するように構成する。
このような本発明においては、特許文献１と同様、各翼断面の背側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から設計点にかけては遮熱材の厚みが一様で、設計点から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材の厚みが漸減するように構成している。しかし、特許文献１と比べて、背側の設計点を前側に設定して、背側の遮熱材の厚みが漸減する領域を拡大する。これにより、背側の遮熱材に沿って流れる流体の減速勾配を緩和して、境界層の発達を抑制することができる。したがって、空力損失を抑えることができる。
本発明によれば、背側の遮熱材に沿って流れる流体の減速勾配を緩和して境界層の発達を抑制することができ、空力損失を抑えることができる。
本発明の適用対象である発電用のガスタービンの構成を表す概略図である。 本発明の適用対象であるガスタービンの構造を表す断面図である。 本発明の第１の実施形態におけるタービン翼の構造を、タービン翼間の流路と共に表す横断面図である。 図３中断面IV−IVによる縦断面図である。 図３中Ｖ部の部分拡大横断面図である。 本発明の第１の実施形態及び比較例におけるタービン翼の背側の遮熱材に沿って流れる流体の速度分布を表す図である。 本発明の第２の実施形態におけるタービン翼の構造を表す部分拡大横断面図である。 本発明の一変形例におけるタービン翼の構造を表す部分拡大横断面図である。
本発明の第１の実施形態を、図面を参照しつつ説明する。
図１は、本発明の適用対象である発電用のガスタービンの構成を表す概略図であり、図２は、ガスタービンの構造を表す断面図である。
ガスタービンは、圧縮機１、燃焼器２、タービン３、及び発電機４を備えている。圧縮機１は、空気を吸い込んで圧縮し、圧縮空気を生成する。燃焼器２は、圧縮機１で生成された圧縮空気とともに燃料を燃焼し、高温の燃焼ガスを生成する。タービン３は、燃焼器２で生成された燃焼ガスによって回転する。発電機４は、タービン３の回転によって駆動されて発電する。なお、タービン３のロータ５は、連結軸６を介して発電機４のロータに接続されるとともに、中間軸７を介して圧縮機１のロータに接続されている。
タービン３は、ロータ５と、ロータ５の外周側に設けられた複数列の動翼８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄとを備えている。また、ロータ５及び動翼８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄを内包するケーシング９と、ケーシング９の内周側に設けられた複数列の静翼１０ａ，１０ｂ，１０ｃ，１０ｄとを備えている。各列の静翼又は動翼は、タービン３の周方向に配列された複数の静翼又は動翼で構成されている。各列の静翼と動翼は、タービン３の軸方向（図２中左右方向）に交互に配置されている。そして、燃焼器２で生成された高温の燃焼ガスは、各列の静翼と各列の動翼を交互に通りながら、膨張し、ロータ５を回転させるようになっている。
図３は、本発明の第１の実施形態におけるタービン翼（すなわち、上述したタービン３の動翼又は静翼）の構造を、タービン翼間の流路と共に表す横断面図（言い換えれば、タービン周方向の断面図）である。図４は、図３中IV−IV断面（言い換えれば、キャンバーラインに沿った断面）による縦断面図である。図５は、図４中Ｖ部の部分拡大横断面図である。
タービン翼１１の背側翼面１２及び腹側翼面１３には、遮熱材１４（詳細には、翼材より熱伝導率が低いもの）が被覆されている（遮熱コーティング）。これにより、高温の主流ガスから翼面１２，１３（すなわち、翼材の表面）を熱遮蔽するようになっている。
タービン翼１１の内部には、翼高さ方向（図４中上下方向）に延在する複数の冷却流路１５ａ〜１５ｆが形成されている。背側の翼面１２及び遮熱材１４には、例えば２列のフィルム冷却孔１６ａ，１６ｂが形成され、腹側の翼面１３及び遮熱材１４には、例えば１列のフィルム冷却孔１７が形成されている。各列のフィルム冷却孔は、翼高さ方向に配列された複数のフィルム冷却孔で構成されている。
冷却流路１５ａ，１５ｂ，１５ｃは、翼前縁側（図３及び図４中左側）に配置され、翼根元側（図４中下側）及び翼先端側（図４中上側）で連通されてサーペンタイン状の流路を構成している。冷却流路１５ｃが翼根元側の開口部１８ａ及び翼先端側の開口部１８ｂに連通し、冷却流路１５ｂが翼先端側の開口部１８ｃに連通し、冷却流路１５ａがフィルム冷却孔１６ａ，１７に連通している。そして、圧縮機１の中段から抽気された空気（図１参照）は、冷却空気（詳細には、主流ガスより低温である空気）として、開口部１８ａから翼内部に流入して、冷却流路１５ｃに流れる。冷却流路１５ｃを流れた冷却空気の一部は、開口部１８ｂ，１８ｃから翼外部へ放出され、残りの冷却空気は、冷却流路１５ｂ，１５ａに流れる。冷却流路１５ａを流れた冷却空気は、フィルム冷却孔１６ａ，１７から翼外部へ放出される。
冷却流路１５ｄ，１５ｅ，１５ｆは、翼後縁側（図３及び図４中右側）に配置され、翼根元側及び翼先端側で連通されてサーペンタイン状の流路を構成している。冷却流路１５ｄが翼根元側の開口部１８ｄ及び翼先端側の開口部１８ｅに連通し、冷却流路１５ｅがフィルム冷却孔１６ｂに連通し、冷却流路１５ｆが後縁部排出流路１９に連通している。そして、圧縮機１の中段から抽気された空気は、冷却空気として、開口部１８ｄから翼内部に流入して、冷却流路１５ｄに流れる。冷却流路１５ｄを流れた冷却空気の一部は、開口部１８ｅから翼外部へ放出され、残りの冷却空気は、冷却流路１５ｅに流れる。冷却流路１５ｅを流れた冷却空気の一部は、フィルム冷却孔１６ｂから放出され、残りの冷却空気は、冷却流路１５ｆに流れる。冷却流路１５ｆを流れた冷却空気は、後縁部排出流路（排出孔）１９から翼外部へ放出される。なお、後縁部排出流路１９には、背側と腹側の間に渡された複数のピン２０が設けられている。
上述したように冷却流路１５ａ〜１５ｆに冷却空気が流れることにより、翼面１２，１３の内側を冷却するようになっている。また、フィルム冷却孔１６ａ，１６ｂ，１７から噴出された冷却空気が遮熱材１４の表面に沿って流れることにより、遮熱材１４（言い換えれば、翼面１２，１３の外側）を冷却するようになっている。
ここで、本実施形態の特徴である遮熱材１４の厚み分布について説明する。タービン翼１１の翼高さ方向に垂直な各翼断面における背側翼面１２上で、タービン翼１１間の距離が最小となるスロートの位置Ｓを含めてこの位置Ｓより後側（後縁側）、かつ冷却流路１５ａ〜１５ｆのうちの翼後縁に最も近い最終の冷却流路１５ｆの後端の位置Ｒを含まないでこの位置Ｒより前側（前縁側）である範囲内に、背側の設計点Ｐ１を設定する。そして、各翼断面の背側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から設計点Ｐ１にかけては遮熱材１４の厚みが一様で所定値ｈａとし、設計点Ｐ１から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材１４の厚みが漸減して所定値ｈｂ（但し、ｈｂ＜ｈａ）となるように構成している。
また、タービン翼１１の翼高さ方向に垂直な各翼断面における腹側翼面１３上で、キャンバーラインＬ（翼型の中心線）を対称軸として背側の設計点Ｐ１と対称になるように、腹側の設計点Ｐ２を設定する。そして、各翼断面の腹側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から設計点Ｐ２にかけては遮熱材１４の厚みが一様で所定値ｈａとし、設計点Ｐ２から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材１４の厚みが漸減して所定値ｈｂとなるように構成している。
なお、本実施形態では、２列の背側フィルム冷却孔１６ａ，１６のうちの翼後縁に最も近い最終列のフィルム冷却孔１６ｂは、スロートの位置Ｓを含めてこの位置Ｓより後側、かつ最終の冷却流路１５ｆの後端の位置Ｒを含まないでこの位置Ｒより前側である範囲内に存在している。また、背側の設計点Ｐ１は、各翼断面における背側翼面１２上で、スロートの位置Ｓを含めてこの位置Ｓより後側、かつ最終列のフィルム冷却孔１６ｂの位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に設定している。
次に、本実施形態の作用効果を説明する。
タービン翼１１の空力性能の要素として、背側遮熱材１４の表面上の境界層と、翼後縁の下流側のウェーク（速度欠損領域）がある。背側遮熱材１４の表面上の境界層の状態は、背側遮熱材１４の表面上の速度分布に依存する。翼背側では、翼前縁からスロートにかけて増速し、スロートから翼後縁にかけて減速する分布となっている（図６参照）。境界層は、スロートから翼後縁にかけての減速領域で発達する。翼背側の減速領域を評価する指標として、ディフュージョンファクタＤＦがある。ディフュージョンファクタＤＦは、下記の式（１）で示すように、スロートでの流速Ｖｓと翼後縁での流速Ｖｔｅを用いて表せる。このディフュージョンファクタＤＦが小さければ、スロートから翼後縁にかけての減速量が小さくなり、境界層の発達を抑制する。
ＤＦ＝（Ｖｓ−Ｖｔｅ）／Ｖｔｅ ・・・（１）
翼後縁の下流側のウェークの幅は、翼後縁部の幅（詳細には、背側遮熱材１４の表面と腹側遮熱材１４の表面との間の幅）と、翼後縁部のはさみ角（詳細には、背側遮熱材１４の表面と腹側遮熱材１４の表面との間のはさみ角）に依存する。翼後縁部の幅が小さければ、これにほぼ比例してウェークの幅が減少する。また、翼後縁部のはさみ角が大きければ、遮熱材１４の表面上の剥離点が下流側に移行するから、ウェークの幅が減少する。
ここで、第１の比較例として、各翼断面の背側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から翼後縁にかけて遮熱材の厚みが一様で所定値ｈａとし、各翼断面の腹における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から翼後縁にかけて遮熱材の厚みが一様で所定値ｈａとするように構成した場合を想定する。
本実施形態では、背側遮熱材１４の厚みが漸減することにより、第１の比較例と比べ、翼背側の減速領域（すなわち、スロートから翼後縁にかけて）の全体の曲率が大きくなり、翼後縁での流速Ｖｔｅが増加する。これにより、ディフュージョンファクタＤＦが低下し、境界層の発達を抑制することができる。また、第１の比較例と比べ、翼後縁部の幅が減少するとともに、翼後縁部のはさみ角が増加するため、ウェークの幅を小さくすることができる。したがって、空力損失を抑えることができ、空力性能の向上を図ることができる。
第２の比較例として、特許文献１と同様の場合を想定する。すなわち、各翼断面における背側翼面１２上で、最終の冷却流路１５ｆの後端の位置に、背側の設計点を設定する。そして、各翼断面の背側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から背側設計点にかけては遮熱材の厚みが一様で所定値ｈａとし、背側設計点から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材の厚みが漸減して所定値ｈｂとなるように構成する。また、各翼断面における腹側翼面１３上で、最終の冷却流路１５ｆの後端の位置に、腹側の設計点を設定する。そして、各翼断面の腹側における遮熱材の厚み分布は、翼前縁から腹側設計点にかけては遮熱材の厚みが一様で所定値ｈａとし、腹側設計点から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材の厚みが漸減して所定値ｈｂとなるように構成する。
第２の比較例では、背側遮熱材の厚みが漸減する領域は比較的小さくなっている。そのため、図６中一点鎖線で示すように、背側遮熱材に沿って流れる流体の減速勾配が局所的に大きくなり、境界層が発達しやすくなっている。これに対し、本実施形態では、第２の比較例と比べ、背側設計点Ｐ１を前側に設定して、背側遮熱材１４の厚みが漸減する領域を拡大する。これにより、図６中実線で示すように、タービン翼１１間のスロートを通過して背側遮熱材１４に沿って流れる流体の減速勾配を緩和して、境界層の発達を抑制することができる。したがって、空力損失を抑えることができる。
なお、本実施形態では、第２の比較例と比べ、翼後縁部の幅が若干減少するものの、翼後縁部のはさみ角が若干減少する。そのため、ウェークの幅に関する効果は、第２の比較例とあまり変わらない。しかし、上述したように境界層の発達を抑制して空力損失を抑えることができるため、空力性能の向上を図ることができる。
本発明の第２の実施形態を、図７により説明する。なお、本実施形態において、第１の実施形態と同等の部分は同一の符号を付し、適宜、説明を省略する。
図７は、本実施形態におけるタービン翼の構造を表す部分拡大横断面図であり、第１の実施形態の図５に対応する。
本実施形態では、背側の設計点Ｐ１は、タービン翼１１の翼高さ方向に垂直な各翼断面における背側翼面１２上で、最終列の背側フィルム冷却孔１６ｂの位置を含めてこの位置より後側、かつ最終の冷却流路１５ｆの後端の位置Ｒを含まないでこの位置Ｒより前側である範囲内に設定する。そして、各翼断面の背側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から設計点Ｐ１にかけては遮熱材１４の厚みが一様で所定値ｈａとし、設計点Ｐ１から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材１４の厚みが漸減して所定値ｈｂとなるように構成している。
また、タービン翼１１の翼高さ方向に垂直な各翼断面における腹側翼面１３上で、キャンバーラインＬを対称軸として背側の設計点Ｐ１と対称になるように、腹側の設計点Ｐ２を設定する。そして、各翼断面の腹側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から設計点Ｐ２にかけては遮熱材１４の厚みが一様で所定値ｈａとし、設計点Ｐ２から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材１４の厚みが漸減して所定値ｈｂとなるように構成している。
このような本実施形態においても、上述した第２の比較例と比べ、背側設計点Ｐ１を前側に設定して、背側遮熱材１４の厚みが漸減する領域を拡大する。これにより、タービン翼１１間のスロートを通過して背側遮熱材１４に沿って流れる流体の減速勾配を緩和して、境界層の発達を抑制することができる。したがって、空力損失を抑えることができ、空力性能の向上を図ることができる。
また、本実施形態においては、最終列のフィルム冷却孔１６ｂの後側に背側設計点Ｐ１を設定するので、第１の実施形態と比べ、フィルム冷却孔１６ｂから翼後縁にかけての曲率が大きくなり、フィルム冷却孔１６ｂの下流側で増速する。これにより、フィルム冷却孔１６ｂから噴出された冷却空気が遮熱材１４の表面に付着して流れるようになり、冷却効果の向上を図ることができる。
なお、第２の実施形態において、タービン翼１１は、２列の背側フィルム冷却孔１６ａ，１６ｂを有する場合を例にとって説明したが、これに限られず、少なくとも１列の背側フィルム冷却孔を有していればよい。すなわち、少なくとも１つの背側フィルム冷却孔のうちの翼後縁に最も近い最終列のフィルム冷却孔が、スロートの位置Ｓを含めてその位置Ｓより後側、かつ最終の冷却流路１５ｆの後端の位置Ｒを含まないでその位置Ｒより前側である範囲内に存在していればよい。
また、第１及び第２の実施形態において、タービン翼１１は、翼内部に形成されて翼高さ方向に延在する冷却流路を５つ有する場合を例にとって説明したが、これに限られず、少なくとも１つ有していればよい。すなわち、少なくとも１つの冷却流路のうちの翼後縁に最も近い最終の冷却流路の後端が、スロートの位置Ｓを含まないでその位置Ｓより後側に位置していればよい。
また、第１及び第２の実施形態において、各翼断面の腹側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から腹側設計点Ｐ２にかけては遮熱材１４の厚みが一様で、腹側設計点Ｐ２から翼後縁にかけては後側に向かうに従って遮熱材１４の厚みが漸減するように構成した場合を例にとって説明したが、これに限られず、本発明の主旨及び技術思想を逸脱しない範囲内で変形が可能である。すなわち、背側と腹側の流れの違い（言い換えれば、熱環境の違い）に着目して、背側と腹側の遮熱材１４の厚み分布を異ならせてもよい。具体的には、例えば図８で示すように、各翼断面の腹側における遮熱材１４の厚み分布は、翼前縁から翼後縁にかけて遮熱材１４の厚みが一様であるように構成してもよい。これにより、背側翼面１２より腹側翼面１３の遮熱効果を高めてもよい。
１１ タービン翼
１２ 背側の翼面
１３ 腹側の翼面
１４ 遮熱材
１５ａ〜１５ｆ 冷却流路
１６ａ，１６ｂ 背側フィルム冷却孔
Ｌ キャンバーライン
Ｐ１ 背側の設計点
Ｐ２ 腹側の設計点
Ｒ 最終の冷却流路の後端の位置
Ｓ スロートの位置

Claims (4)

  1. 翼内部に形成されて翼高さ方向に延在する冷却流路を少なくとも１つ有し、背側及び腹側の翼面を遮熱材で被覆したタービン翼であって、
    前記背側の翼面及び遮熱材に形成されて前記冷却流路に連通する背側のフィルム冷却孔を少なくとも１列有し、
    前記少なくとも１列の背側フィルム冷却孔のうちの翼後縁に最も近い最終列の背側フィルム冷却孔は、タービン翼間の距離が最小となるスロートの位置を含めてこの位置より後側、かつ前記少なくとも１つの冷却流路のうちの前記翼後縁に最も近い最終の冷却流路の後端の位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に存在しており、
    翼高さ方向に垂直な各翼断面における前記背側翼面上で、前記最終列の背側フィルム冷却孔の位置を含めてこの位置より後側、かつ前記最終の冷却流路の後端の位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に、背側の設計点を設定し、
    前記各翼断面の背側における前記遮熱材の厚み分布は、翼前縁から前記設計点にかけては前記遮熱材の厚みが一様で、前記設計点から前記翼後縁にかけては後側に向かうに従って前記遮熱材の厚みが漸減するように構成したことを特徴とするタービン翼。
  2. 請求項１記載のタービン翼において、
    前記各翼断面における前記腹側翼面上で、キャンバーラインを対称軸として前記背側の設計点と対称になるように、腹側の設計点を設定し、
    前記各翼断面の腹側における前記遮熱材の厚み分布は、前記翼前縁から前記腹側設計点にかけては前記遮熱材の厚みが一様で、前記腹側設計点から前記翼後縁にかけては後側に向かうに従って前記遮熱材の厚みが漸減するように構成したことを特徴とするタービン翼。
  3. 請求項１記載のタービン翼において、
    前記各翼断面の腹側における前記遮熱材の厚み分布は、前記翼前縁から前記翼後縁にかけて前記遮熱材の厚みが一様であるように構成したことを特徴とするタービン翼。
  4. 翼内部に形成されて翼高さ方向に延在する冷却流路を少なくとも１つ有し、背側及び腹側の翼面を遮熱材で被覆したタービン翼であって、
    翼高さ方向に垂直な各翼断面における前記背側翼面上で、タービン翼間の距離が最小となるスロートの位置を含めてこの位置より後側、かつ前記少なくとも１つの冷却流路のうちの翼後縁に最も近い最終の冷却流路の後端の位置を含まないでこの位置より前側である範囲内に、背側の設計点を設定し、
    前記各翼断面の背側における前記遮熱材の厚み分布は、翼前縁から前記設計点にかけては前記遮熱材の厚みが一様で、前記設計点から前記翼後縁にかけては後側に向かうに従って前記遮熱材の厚みが漸減するように構成し、
    前記各翼断面の腹側における前記遮熱材の厚み分布は、前記翼前縁から前記翼後縁にかけて前記遮熱材の厚みが一様であるように構成したことを特徴とするタービン翼。
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