JP7214068B2 - タービン翼又はタービン羽根のアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジン用の回転タービン翼又は固定タービン羽根に関し、特にタービン翼又は羽根プラットフォームに関する。
（関連技術の説明）

ガスタービンエンジンのようなターボ機械では、空気はコンプレッサ部で加圧された後、燃料と混合されて燃焼部で燃焼され、高温の燃焼ガスを発生させる。高温燃焼ガスを含む作動媒体は、エンジンのタービン部内で膨張され、そこでエネルギーが取り出されて、コンプレッサ部に動力を供給し、発電機を回して電気を生成するなどの有用な仕事を行う。作動媒体は、タービン部内の一連のタービン段を通って移動する。タービン段は、一列の固定羽根、続いて一列の回転翼を有することができ、これらの翼は、出力を供給するために高温燃焼ガスからエネルギーを取り出す。

タービン翼又はタービン羽根のユニットは、通常は、プラットフォームから翼長方向に延びる少なくとも１つの翼形部を備える。場合によっては、例えば、固定羽根において、翼形部は、２つのプラットフォーム、すなわち、外径プラットフォームと内径プラットフォームとの間に延在してもよい。各プラットフォームは、プラットフォーム前縁からプラットフォーム後縁まで延びる、横方向に対向する端部上に一対の嵌合面を有する。プラットフォームの各嵌合面は、円周方向に隣接する翼又は羽根ユニットの対向する嵌合面と係合して、タービン翼列又はタービン羽根列のアセンブリを形成する。プラットフォームは、円周方向に隣接する翼形部間の作動媒体の流路のための端壁を規定する。

タービン翼又は羽根ユニットは、例えば、鋳造によって製造してもよく、これに随意に、後機械加工プロセスを続けて行ってもよい。製造上のばらつき及び機械加工の許容誤差は、２つの円周方向に隣接する翼型部のプラットフォームの嵌合面の界面における流路の段差につながる可能性があり、これは潜在的にエンジン性能に影響を及ぼす可能性がある。

簡単に説明すると、本発明の態様は、タービン翼及び羽根の面取り嵌合面を提供する。本発明の実施形態により、エンジン性能に対する製造ばらつきの影響を最小限に抑えることができる。

本発明の第１の態様によれば、タービン翼又はタービン羽根のアセンブリが提供される。このアセンブリは、第１のプラットフォームから翼長方向に延びる第１の翼形部と、第２のプラットフォームから翼長方向に延びる第２の翼形部とを備える。第１及び第２の翼形部の各々は、それぞれの翼形部前縁及びそれぞれの翼形部後縁で接合された圧力面及び負圧面から形成されたそれぞれの外壁を備える。第１のプラットフォーム及び第２のプラットフォームの各々は、それぞれのプラットフォーム前縁からそれぞれのプラットフォーム後縁まで延びている。第１のプラットフォームは、第１の翼形部の負圧面に近接した第１の嵌合面を有し、第２のプラットフォームは、第２の翼形部の圧力面に近接した第２の嵌合面を有する。第１の嵌合面は、第１及び第２のプラットフォームのプラットフォーム前縁と後縁との間に延在するプラットフォーム分割線に沿って、第２の嵌合面に対向する。第１の翼形部の負圧面と第２の翼形部の圧力面との間に作動媒体のための流路が形成される。第１の嵌合面は、その後方部分に沿って面取りされるか又は角が丸められる。第１の嵌合面の面取り又は角を丸めた部分は、第２のプラットフォームから第１のプラットフォームへ平均流速で流れる作動媒体の流路内の領域に存在する。

本発明の第２の態様によれば、製品が提供される。この製品は、プラットフォームから翼長方向に延びる１つ以上の翼形部を有する少なくとも１つのプラットフォームを備える。１つ以上の翼形部はそれぞれ、翼形部前縁と翼形部後縁とで接合された圧力面及び負圧面で形成された外壁を備える。プラットフォームは、プラットフォーム前縁からプラットフォーム後縁まで延びている。プラットフォームは、ピッチ方向に沿って離間した第１の嵌合面と第２の嵌合面とを備える。第１の嵌合面は、１つの翼形部の負圧面に近接しており、第２の嵌合面は、同一の翼形部の圧力面又は別の翼形部に近接している。第１及び第２の嵌合面は、プラットフォーム前縁とプラットフォーム後縁との間に延在する。第１の嵌合面は、その後方部分に沿って面取りされるか又は角が丸められる。第１の嵌合面の面取り又は角を丸めた部分は、プラットフォーム前縁とプラットフォーム後縁との間に位置する第１の嵌合面においてプラットフォーム後縁から第１の中間点まで延在する。

図面を参照して本発明より詳細に説明示する。図は具体的な構成を示しているが、本発明の範囲を制限するものではない。
本発明の実施形態を実施することができる、ガスタービンエンジンに使用可能なタービン翼の斜視図である。 ガスタービンエンジンの軸方向から見た概略断面図であり、製造バラツキによって生じるプラットフォーム篏合面における前向き段差を示す図である。 本発明の一実施形態を示す一対のタービン翼又は羽根の概略半径方向上面図である。 図３の線ＩＶ－ＩＶに沿った断面図である。 図３の線Ｖ－Ｖに沿った断面図である。 接線方向から見た断面図であり、本発明の一実施形態による面取りすなわち角を丸めた部分を有する波状の嵌合面を示す。

以下、好適な実施形態の詳細説明においては、本明細書の一部を構成する添付図面を参照し、この中で、本発明が実施される具体的な実施形態を限定的ではなく、例示的に示す。他の実施形態を利用することができ、本発明の精神及び範囲から逸脱することなく変更を行うことができる。

明細書及び図面において、方向軸Ａ、Ｒ及びＣは、それぞれ、ガスタービンエンジンの軸方向、半径方向及び円周方向を示す。

次に、図１を参照すると、タービン翼１０が図示されており、本発明の実施形態を実施することができる。タービン翼１０は、回転軸Ａに対してプラットフォーム１４から半径方向外側に翼長方向に延在する翼形部１２を備え、タービン翼１０は、プラットフォーム１４から半径方向内側に延在する根元部１６をさらに備え、翼１０を回転翼円板（図示せず）に取り付けるように構成されている。翼形部１２は、略中空の翼形部内部の境界を定める外壁１８で形成されている。外壁１８は、翼形部前縁２４と翼形部後縁２６で接合される、ほぼ凹状の圧力面２０とほぼ凸状の負圧面２２を有する。プラットフォーム１４は、作動媒体の流路のための半径方向内側境界を画定する半径方向外側表面１５を有する。これにより、プラットフォーム１４は、流路の内径端壁を規定する。プラットフォーム１４は、プラットフォーム前縁２８からプラットフォーム後縁３０まで延びている。また、プラットフォーム１４は、第１の嵌合面３２と、円周方向又はピッチ方向Ｃに離間された第２の嵌合面３４とを有する。嵌合面３２及び３４の各々は、プラットフォーム前縁２８からプラットフォーム後縁３０に延在し、第１の嵌合面３２は、翼形部１２の負圧面２２に近接しており、第２の嵌合面３４は、翼形部１２の圧力面２０に近接している。嵌合面３２及び３４は、プラットフォーム１４の半径方向外側表面１５から半径方向内側に延び、円周方向に隣接するプラットフォームに対応して反対側の嵌合面と篏合して、タービン翼列アセンブリを形成する。

図２は、一列のタービン翼１０のアセンブリ１００の一部を概略的に示す。アセンブリ１００は、第１のプラットフォーム１４ａから延びる第１の翼形部１２ａを有する第１の羽根１０ａと、第２のプラットフォーム１４ｂから延びる第２の翼形部１２ｂを有する円周方向に隣接する第２の羽根１０ｂとを備える。第１のプラットフォーム１４ａは、第１の翼形部１２ａの負圧面２２に近接した第１の嵌合面３２を有する。第２のプラットフォーム１４ｂは、第２の翼形部１２ｂの圧力面２０に近接した第２の嵌合面３４を有する。第１及び第２の篏合面３２及び３４は、互いに対面しており、篏合面間の隙間Ｇによって分離されている。図示の例では、第１の篏合面３２の半径方向厚さｔ _ａは、製造公差内の設計篏合厚さｔよりも大きいが、第２の篏合面３４の半径方向厚さｔ_ｂは、製造公差内の設計篏合厚さｔよりも小さい。このような製造上のばらつきは、２つの円周方向に隣接する翼のプラットフォームの嵌合面の境界面における流路の段差の形成につながる可能性がある。

円周方向に隣接する翼間の流路の少なくとも一部の領域では、作動媒体の平均流速で、純粋に軸方向ではなく、ピッチ方向成分も有する。すなわち、１つのプラットフォームから円周方向に隣接するプラットフォームに流れることが観察されている。図２に示す例では、所与の部位における作動媒体の平均流速Ｆで、第２のプラットフォーム１４ｂから第１のプラットフォーム１４ａに流れる成分を有し、それによって、前向き段差が嵌合面３２、３４の境界面に画定される。一般に、前向き段差は、（平均流速Ｆの方向に関連して）下流プラットフォームの嵌合面が、上流プラットフォームの嵌合面よりもさらに流路内に延在する場合に形成されると言える。本発明者らは、特に前向きの段差が、図２の例に示すように、プラットフォーム嵌合面での流れの分離及び渦形成による空力損失及び熱伝達の問題を引き起こす可能性があることを認識した。本発明の実施形態は、少なくとも上述の技術的問題に対処する。特に、図３～５に示す実施形態は、作業媒体の平均流速の方向に関連して、円周方向に隣接するプラットフォームに対して下流位置にある、プラットフォームのうちの１つの嵌合面の一部に沿って面取り及び／又はフィレットを設けることに関する。

図３は、本発明の一実施形態によるタービン翼１０のアセンブリ１００の一部を示す。各翼１０は、プラットフォーム１４から延びる１つ以上の翼形部１２を有することができる。図示の例では、第１の翼形部１２ａは、第１のプラットフォーム１４ａから翼長方向に延び、第２の翼形部１２ｂは、第１のプラットフォーム１４ａに円周方向に隣接する第２のプラットフォーム１４ｂから翼長方向に延びている。翼形部１２ａ、１２ｂの各々は、それぞれの翼形部前縁２４とそれぞれの翼形部後縁２６で接合された圧力面２０と負圧面２２で形成されたそれぞれの外壁１８を備えている。第１及び第２のプラットフォーム１４ａ及び１４ｂの各々は、それぞれのプラットフォーム前縁２８からそれぞれのプラットフォーム後縁３０に延びている。プラットフォーム１４ａ及び１４ｂの各々は、さらに、円周方向又はピッチ方向Ｃに離間された一対の嵌合面３２、３４を有しており、この一対の嵌合面は、それぞれの翼形部１２ａ又は１２ｂの負圧面２２に近接した第１の嵌合面３２と、それぞれの翼形部１２ａ又は１２ｂの圧力面２０に近接した第２の嵌合面３４とを有している。第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２は、プラットフォーム前縁２８と後縁３０との間に延在するプラットフォーム分割線８０に沿って、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４と平行かつ対向している。作動媒体の流路は、第１の翼形部１２ａの負圧面２２と第２の翼形部１２ｂの圧力面２０との間に画定される。作動媒体は、プラットフォーム前縁２８からプラットフォーム後縁３０までほぼ軸方向に流れ、図示の目的で方向矢印Ｆによって示すように、平均流速は方向によって変化する。

特に、嵌合面３２、３４の間の境界面の後端に向かって、平均流速Ｆで通常、第２のプラットフォーム１４ｂから第１のプラットフォーム１４ａに流れ、マッハ数はプラットフォーム後縁３０の近くで最も高くなることが観察されている。本実施形態では、図３を参照しながら図４に示すように、第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２は、その後方部分３６に沿って面取りすなわち角を丸めてもよい。特に、第１の嵌合面３２は、面取りすなわち角を丸めた部分３６が、作動媒体の平均流速Ｆで第２のプラットフォーム１４ｂから第１のプラットフォーム１４ａに流れる流路内の領域に存在するような程度に、面取りすなわち角を丸めてもよい。第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４は、第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２の面取りすなわち角を丸めた部分３６と正反対側にあるその範囲に沿って、面取りしないすなわち角を丸めないことが可能である。

特に、図３に示すように、第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２の面取りすなわち角を丸めた部分３６は、第１のプラットフォーム１４ａのプラットフォーム後縁３０から第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２上の第１の中間点４２まで延びている。第１の中間点４２は、プラットフォーム前縁２８と第１のプラットフォーム１４ａのプラットフォーム後縁３０との間に位置する。第１の中間点４２の位置は、例えば、第１の嵌合面３２上の変曲点８２の決定に基づくことができる。例示的実施形態において、このような点８２は、まず、第１の嵌合面３２に平行な線３２’と１つの翼形部の平均翼形中心線４０との接点９０を決定し、図３に示すように、該接点９０を円周方向Ｃに沿って第１の嵌合面３２上に投影することによって第１の嵌合面３２上の点８２を位置決めすることで、決定してもよい。第１の嵌合面３２上の第１の中間点４２は、点８２の位置又は後方に存在してもよい。他の実施形態では、第１の嵌合面３２上の面取りすなわち角を丸めた部分３６の範囲は、例えば、エンジン動作中の流速を考慮した他の手段によって決定してもよい。

図４に示すように、一実施形態では、第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２の面取り部分は、第１の面取り縁５２から第２の面取り縁５４まで半径方向に延びる面取り面５０を有する、これは、例えば、これに限定されないが、半径方向Ｒに対して３０～７０度、特に、約４０～５０度である面取り角α_１である。代替実施形態では、縁５２、５４の間に所定の半径ｒ_１を有する丸い面５０’（破線で示す）を含むフィレットを設けることによって、同様の技術的効果を実現してもよい。面取りすなわち角を丸めた面５０、５０’の半径方向高さｔ_１は、製造工程の公差に依存し得る。幾つかの実施態様において、面取り高さｔ_１は、翼／羽根アセンブリの０．５％～２％ピッチ距離の範囲とすることができる。

下流側プラットフォーム１４ａの嵌合面３２上の面取りすなわち角を丸めた面５０、５０’は、嵌合面３２、３４の境界面における流れの分離及び渦形成を減少させることができ、それによって、製造のばらつきにより前向き段差によって潜在的に引き起こされ得る空力損失及び熱伝達の問題を最小限に抑えることができる。図３を参照すると、第２のプラットフォーム１４ｂの第１の嵌合面３２には、後方部分に同様に面取りすなわち角を丸めた部分３６を設けてもよく、一方、第１のプラットフォーム１４ａの第２の嵌合面３４には、第１の嵌合面３２の面取りすなわち角を丸めた部分３６とは正反対の翼長方向である、第２の嵌合面３４の範囲に沿って、対応する面取りしていないすなわち角を丸めていない部分を設けてもよい。

さらなる実施形態において、図３及び図５に示すように、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４は、その前方部分３８に沿って面取りすなわち角を丸めてもよい。この実施形態は、作動媒体の平均流速Ｆで、嵌合面３２、３４の境界面の前方部分において、第１のプラットフォーム１４ａから第２のプラットフォーム１４ｂに流れるピッチ方向成分を有する構成に適用可能である。従って、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４は、面取りすなわち角を丸めた部分３８が、作動媒体の平均流速Ｆで第１のプラットフォーム１４ａから第２のプラットフォーム１４ｂに流れる流路内の領域に存在するような程度に面取りすなわち角を丸めてもよい。第１のプラットフォーム１４ａの第１の嵌合面３２は、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４の面取りすなわち角を丸めた部分３８と正反対側に位置するその範囲に沿って、面取りすなわち角を丸めなくてもよい。面取り（又は角を丸めた）部分３８を第２の嵌合面３４上に有する選択は、例えば、翼の幾何学的形状とエンジンの流れのパラメータとの組合せに依存し得る。例えば、幾つかの構成では、流路内の平均流速は、前方部分において実質的に軸方向であってもよく、それによって、第２の嵌合面３４の前方部分を面取りすなわち角を丸める必要性がなくなる。

図３に示す実施形態では、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４の面取りすなわち角を丸めた部分３８は、第２のプラットフォーム１４ｂのプラットフォーム前縁２８と第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４上の第２の中間点４４との間に延在する。第２の中間点４４は、プラットフォーム前縁２８と第２のプラットフォーム１４ｂのプラットフォーム後縁３０との間に位置する。第２の嵌合面３４の面取りすなわち角を丸めた部分３８は、第２のプラットフォーム１４ｂのプラットフォーム前縁２８までずっと延在してもよく、又はそこから短い距離で停止してもよい。第２の中間点４４の位置は、例えば、第２の嵌合面３４上の変曲点８４の決定に基づくことができる。例示的実施形態において、このような点８４は、まず、１つの翼形部１２の平均翼形中心線４０と第２の嵌合面３４に平行な線３４’との接点９０を決定し、図３に示すように、該接点９０を円周方向Ｃに沿って第２の嵌合面３４上に投影することによって第２の嵌合面３４上の点８４を位置決めすることで、決定してもよい。第２の嵌合面３４上の第２の中間点４４は、点８４の位置又は前方に存在してもよい。他の実施形態では、第２の嵌合面３４上の面取りすなわち角を丸めた部分３８の範囲は、例えば、エンジン動作中の流速を考慮した他の手段によって決定してもよい。

図５に示すように、一実施形態では、第２のプラットフォーム１４ｂの第２の嵌合面３４の面取り部分は、第１の面取り縁６２から第２の面取り縁６４まで半径方向に延びる面取り面６０を有する。これは、例えば、これに限定されないが、半径方向Ｒに対して３０～７０度、特に、約４０～５０度であってもよい、面取り角α_２である。代替実施形態では、縁６２、６４の間に所定の半径ｒ_２を有する丸い面６０’（破線で示す）を含むフィレットを設けることによって、同様の技術的効果を実現してもよい。面取りすなわち角を丸めた面６０、６０’の半径方向高さｔ_２は、製造工程の許容誤差に依存し得る。幾つかの実施態様において、面取り高さｔ_２は、翼／羽根アセンブリの０．５％～２％ピッチ距離の範囲とすることができる。下流側プラットフォーム１４ｂの嵌合面３４上の面取りすなわち角を丸めた面６０、６０’は、嵌合面３２、３４の境界面における流れの分離及び渦形成を減少させることができ、それによって、製造のばらつきにより前向き段差によって潜在的に引き起こされる空力損失及び熱伝達の問題を最小限に抑えることができる。図３を参照すると、第１のプラットフォーム１４ａの第２の嵌合面３４には、前方部分に同様に面取りすなわち角を丸めた部分３８を設けてもよく、一方、第２のプラットフォーム１４ｂの第１の嵌合面３２には、第２の嵌合面３４の面取りすなわち角を丸めた部分３８とは正反対のピッチである第１の嵌合面３２の範囲に沿って、対応する面取りしていないすなわち角を丸めていない部分を設けてもよい。

さらに別の実施形態では、プラットフォーム１４ａ、１４ｂは、流路に面する輪郭形成された端壁を画定することができ、この端壁は、エンジン軸を中心として非軸対称である。特に、非軸対称端壁は、図３に破線で示すように、端壁上に形成された１つ以上の隆起４８及び／又は窪み４６を備えることができる。隆起は、端壁が、端壁の公称半径に対して流路内に突出している輪郭として定義してもよく、一方、窪みは、端壁が、端壁の公称半径に対して流路から引っ込んでいる輪郭として定義してもよい。一実施形態では、少なくとも１つの隆起４８及び／又は窪み４６は、図３に示すように、プラットフォーム分割線８０を横切って延在してもよい。このような場合、標準公差によって生じる製造上のばらつきは、輪郭形成を伴わない構成の端壁の場合よりも、より急峻な前向き段差の形成に至る可能性がある。下流プラットフォームに面取りを設けることは、端壁の輪郭形成によってもたらされる空力学的利点を最大化するために、輪郭形成された端壁に特に有利である。図６に示すように、非軸対称の端壁輪郭形成のために、第１の嵌合面３２及び／又は第２の嵌合面３４は、プラットフォーム前縁２８からプラットフォーム後縁３０までの方向に、波状の輪郭７０を有することができる。一実施形態に従って、第１及び第２の嵌合面３２、３４のそれぞれの面取りすなわち角を丸めた部分３６、３８は、図６に示すように、波状輪郭７０に沿うそれぞれの面取り面５０／５０’、６０／６０’を有してもよく、すなわち、第１の面取り／フィレット縁５２、６２は、それぞれの第２の面取り／フィレット縁５４、６４に平行である。

上述の実施形態は、回転タービン翼の直径プラットフォームに関するものであり、第１及び第２のプラットフォーム１４ａ及び１４ｂは、作動媒体の流路の直径端壁を規定する。代替実施形態では、本発明の態様は、固定タービン羽根の内径又は外径プラットフォームに適用することができ、プラットフォームは、作動媒体の流路のための内径又は外径の端壁を画定することができる。

具体的な実施形態を詳細に説明してきたが、当業者であれば、開示の全体的な教示を鑑み、それらの細部に対する様々な変更及び代替を行ってもよいことを理解するであろう。従って、開示される特定の構成は、単に例示的であって、発明の範囲に限定するものではなく、特許請求範囲の全範囲及びそれらの任意の均等物を与えることを意味する。

Claims (7)

1. 第１のプラットフォーム（１４ａ）から翼長方向に延びる第１の翼形部（１２ａ）と、第２のプラットフォーム（１４ｂ）から翼長方向に延びる第２の翼形部（１２ｂ）と、を備えたタービン翼（１０）又はタービン羽根のアセンブリ（１００）であって、
   前記第１の翼形部（１２ａ）及び前記第２の翼形部（１２ｂ）の各々は、それぞれの翼形部前縁（２４）とそれぞれの翼形部後縁（２６）とで接合された圧力面（２０）及び負圧面（２２）から形成された外壁（１８）を備え、
   前記第１のプラットフォーム（１４ａ）及び前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）の各々は、それぞれのプラットフォーム前縁（２８）からそれぞれのプラットフォーム後縁（３０）まで延び、
   前記第１のプラットフォーム（１４ａ）は、前記第１の翼形部（１２ａ）の前記負圧面（２２）に近接した第１の嵌合面（３２）を有し、前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）は、前記第２の翼形部（１２ｂ）の前記圧力面（２０）に近接した第２の嵌合面（３４）を有し、前記第１の嵌合面（３２）は、前記第１のプラットフォーム（１４ａ）及び前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）の前記プラットフォーム前縁（２８）と前記プラットフォーム後縁（３０）との間に延在するプラットフォーム分割線（８０）に沿って前記第２の嵌合面（３４）に面し、
   前記第１の翼形部（１２ａ）の前記負圧面（２２）と前記第２の翼形部（１２ｂ）の前記圧力面（２０）との間に作動媒体の流路が画定され、
   前記第１の嵌合面（３２）は、その後方部分（３６）に沿って面取りされるか又は角が丸められており、該第１の嵌合面（３２）の面取り又は角を丸めた部分（３６）は、前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）から前記第１のプラットフォーム（１４ａ）へ平均流速（Ｆ）で流れる作動媒体の流路内の領域に位置し、
   前記第１及び第２のプラットフォーム（１４ａ、１４ｂ）は、前記流路に面する輪郭形成端壁を画定し、該輪郭形成端壁は、当該アセンブリ（１００）の中心軸（Ａ）を中心として非軸対称であり、
   前記輪郭形成端壁が、前記プラットフォーム分割線（８０）に向かって延在する少なくとも１つの窪み（４６）又は隆起（４８）を備え、
   前記第１及び第２の嵌合面（３２、３４）は、それぞれの前記プラットフォーム前縁（２８）からそれぞれの前記プラットフォーム後縁（３０）への方向に波状の輪郭（７０）を有し、
   前記波状の輪郭（７０）が、半径方向の振幅を含み、
   前記第１の嵌合面（３２）及び／又は前記第２の嵌合面（３４）の面取り又は角を丸めた部分（３６、３８）は、前記波状の輪郭（７０）に沿ってそれぞれの面取り面（５０、６０）を有する、
   アセンブリ（１００）。
2. 前記第１の嵌合面（３２）の面取り又は角を丸めた部分（３６）は、前記第１のプラットフォーム（１４ａ）の前記プラットフォーム後縁（３０）から、前記第１のプラットフォーム（１４ａ）の前記プラットフォーム前縁（２８）と前記プラットフォーム後縁（３０）との間に位置する前記第１の嵌合面（３２）上の第１の中間点（４２）まで延在する、請求項１に記載のアセンブリ（１００）。
3. 前記第１の中間点（４２）は、前記第１又は第２の翼形部（１２ａ、１２ｂ）の平均翼形中心線（４０）と前記第１の嵌合面（３２）に平行な線（３２’）との接点（９０）を、当該アセンブリ（１００）の円周方向（Ｃ）に沿って前記第１の嵌合面（３２）上に投影した点（８２）上に又はそれより後方に存在する、請求項２に記載のアセンブリ（１００）。
4. 前記第２の嵌合面（３４）は、その前方部分（３８）に沿って面取りされるか又は角が丸められており、該第２の嵌合面（３４）の面取り又は角を丸めた部分（３８）は、前記第１のプラットフォーム（１４ａ）から前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）へ平均流速（Ｆ）で流れる作動媒体の流路内の領域に存在する、請求項１～３のいずれか１項に記載のアセンブリ（１００）。
5. 前記第２の嵌合面（３４）の面取り又は角を丸めた部分（３８）は、前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）の前記プラットフォーム前縁（２８）から、前記第２のプラットフォーム（１４ｂ）の前記プラットフォーム前縁（２８）と前記プラットフォーム後縁（３０）との間に位置する前記第２の嵌合面（３４）上の第２の中間点（４４）までの間に延在する、請求項４に記載のアセンブリ（１００）。
6. 前記第２の中間点（４４）は、前記第１又は第２の翼形部（１２ａ、１２ｂ）の平均翼形中心線（４０）と前記第２の嵌合面（３４）に平行な線（３４’）との接点（９０）を、当該アセンブリ（１００）の円周方向（Ｃ）に沿って前記第２の嵌合面（３４）上に投影した点（８４）上に又はそれより前方に存在する、請求項５に記載のアセンブリ（１００）。
7. 当該アセンブリ（１００）がタービン翼又はタービン羽根のアセンブリであり、前記第１及び第２のプラットフォーム（１４ａ、１４ｂ）が前記流路の内径端壁又は外径端壁を画定する、請求項１～６のいずれか１項に記載のアセンブリ（１００）。
   
   

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