JP7219829B2 - モーダル周波数応答の調整を行うタービン翼形部 - Google Patents

Description

本開示内容は、ガスタービン・エンジンに用いられる翼形部（エアフォイル）に関し、特に、モーダル周波数応答の調整（チューニング）を行うタービン翼形部と、係るタービン翼形部を形成する方法とに関する。

ガスタービン・エンジン等のターボ機械では、空気がコンプレッサ部内で圧縮された後、燃焼部（コンバスタ部）内で燃料と混合されて、燃焼されて、高温の燃焼ガスを生成している。この高温の燃焼ガスは、エンジンのタービン部内で膨張されて、そこからエネルギが取り出されることで、コンプレッサ部の動力が供給されて、有用な仕事を行えるようにしており、例えば、電気を生じさせるように発電機の回転等を行っている。この高温の燃焼ガスは、タービン部内で一連のタービンの段を通って移動する。このタービンの段には、静止型の翼形部、即ちベーンの列と、続いて、回転型の翼形部、即ちタービン・ブレードの列とが含まれる得るが、この際、タービン・ブレードは、高温の燃焼ガスからエネルギを取り出して、出力電力を供給している。

タービン翼形部のモーダル周波数応答の調整では、共振（レゾナンス）を回避するため、翼形部の固有振動周波数を、ガスタービン・エンジンの作動速度の範囲外へと移すように、翼形部を修正することが含まれる。タービン翼形部のモーダル周波数応答の調整は困難な場合があるが、それは、共振から離れるように設計する上で利用可能な設計パラメータの数が限られているためである。さらに、現在、利用可能な設計パラメータは、幾つかのモーダル周波数と不随して関連しているため、設計時にトレードオフがもたらされる虞がある。

要約すると、本開示内容の各態様は、内部の流動変位部（フロー変化部）の形状を修正することによって、タービン翼形部のモーダル周波数応答を調整することに関する。

第１の態様では、タービン翼形部が提供される。このタービン翼形部は、外壁によって形成される翼形部本体を備えるが、この外壁は、前縁及び後縁で接続される圧力側壁及び吸入側壁を備える。さらに、タービン翼形部は、略中空の流動変位部を備えるが、これは、翼形部本体の内側部分に位置決められて、翼長方向に沿って延在する。流動変位部は、その内部に不活性内部空間を画定する。流動変位部は、圧力側壁及び吸入側壁から離間されて、第１の壁近傍冷却路及び第２の壁近傍冷却路をそれぞれ画定する。流動変位部は、壁近傍冷却路と対向する外面と、不活性内部空間と対向する内面とを備える。不活性内部空間と対向する内面には、タービン翼形部の質量及び／又は剛性に対して影響を及ぼすように構成された特徴部が備えられ、それによってタービン翼形部の所定のモーダル周波数応答を生じさせるようにする。

第２の態様では、タービン・エンジンで用いられるために、調整されたモーダル周波数応答を有するタービン翼形部を形成するための方法が提供される。この方法は、タービン翼形部の第１の形状（幾何学的形状）を得ることを含む。第１の形状は、タービン翼形部の公称の形状であって、それは、前縁及び後縁で接続された圧力側壁及び吸入側壁を含む外壁によって形成された翼形部本体と、翼形部本体の内側部分に位置決められて、その翼長方向に沿って延在する略中空の流動変位部とによって定められる。流動変位部は、その内部に不活性内部空間を画定する。流動変位部は、圧力側壁及び吸入側壁から離間されて、第１の壁近傍冷却路及び第２の壁近傍冷却路をそれぞれ画定する。流動変位部は、壁近傍冷却路と対向する外面と、不活性内部空間と対向する内面とを備える。この方法は、タービン翼形部の第１の形状に関する第１の固有周波数（固有振動数）を決定することと、この第１の固有周波数がタービン・エンジンの規定された作動速度の範囲内で生じているか否かを決定することとを含む。さらに、本方法では、タービン翼形部の第２の形状を決定することを含み、この第２の形状は、第１の形状とは異なる点として、不活性内部空間と対向する流動変位部の内面上に質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部が設けられる。第２の形状は、タービン・エンジンの規定された作動速度の範囲外で生じる第２の固有周波数と関連付けられる。この方法は、さらに、決定された第２の形状に基づいてタービン翼形部を製造することを含む。

以下、本発明について、図面を参照して、より詳細に説明する。これら図には好適な構成が例示されている。これら図は、本発明の範囲を限定するものではない。

図１は、タービン翼形部の斜視図である。 図２は、図１の符号ＩＩ－ＩＩに沿った断面図である。 図３は、図２の符号ＩＩＩ－ＩＩＩに沿った断面図であり、内部の流動変位部の公称の形状を例示した図である。 図４は、図３と対応する断面図であり、一実施形態に係る内部の流動変位部の修正された形状を例示する図である。 図５は、図２と対応する断面図であり、さらなる実施形態に係る内部の流動変位部の修正された形状を例示する図である。 図６は、図５の符号ＶＩ－ＶＩに沿った断面図である。 図７は、図６と対応する断面図であり、さらに別の実施形態に係る内部の流変位部の修正された形状を例示する図である。 図８は、一実施形態に係る翼形部の製造方法を例示するフローチャートである。

以下、添付の図面を参照して、様々な実施形態について詳細な説明を行う。図面は様々な実施形態の一部を構成し、それらを例示するものであって、限定するものではなく、本発明を実施することができる特定の実施形態を示している。なお、他の実施形態を用いることは可能であって、本発明の技術思想及び範囲から逸脱することなく、そのような変更を行うことができることを理解されたい。

モーダル周波数応答の調整（チューニング）は、翼形部の設計の修正によって行うことができるが、例えば、翼形部のコード（翼弦）、キャンバ、ねじれ等を修正したり、ブレードの柄（シャンク）の再設計、内部リブの配置等を行うことができる。これらの設計態様は、全て、エンジンの熱効率及び／又は空気力学の効率と直接的に関係する。本発明者は、これら設計態様のうちの１つ又は複数の修正によって、しばしば、エンジンの性能及び／又は機械的整合性の折衷が導かれることを認識した。

以下で説明される実施形態は、当該技術分野で問題となっている空気力学の効率、クーラント（冷却剤）、及びモーダル周波数応答の調整の間でのトレードオフのうち、少なくとも幾つかを削減して、上記カテゴリの各々で、独立した効率の最適化を可能にする設計方法を提供する。このことは、タービン翼形部の外部形状及び内部冷却路の形状を変えることなく、モーダル周波数応答を調整するために、タービン翼形部の内部の流動変位部に質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部を設けることで行うことができる。本明細書に記載される技術思想は、ブレードとベーンとから成る複数段に拡張することができ、それによって相当なエアロゲインを提供して、タービン全体の効率を向上することを可能にする。

ここで、図１を参照すると、例示的なタービン翼形部１０が示されている。この例では、翼形部１０は、ガスタービン・エンジンのタービン・ブレードである。ただし、本発明の態様は、ガスタービン・エンジンの静止ベーンに適用可能なことに留意されたい。図示された翼形部１０は、翼形部本体１２を含むが、これは、例えば、軸流ガスタービン・エンジンのタービン部内での使用に適した外壁１８から形成される。この外壁１８は、タービン・エンジンの半径方向に沿って翼長方向に延在し、略凹状形状の圧力側壁２０と略凸状形状の吸入側壁（吸引側壁）２２とを含む。これら圧力側壁２０と吸入側壁２２は、前縁２４と後縁２６とで接続されている。図示のように、翼形部本体１２は、基台部（プラットフォーム）１４からタービン翼形部１０の先端部１５に向かって半径方向外側に延在している。タービン翼形部１０をロータディスク（図示略）に対して連結させるために、基台部１４から半径方向内側に根元部（ルート）１６が延在している。本明細書では、半径方向又は翼長方向は、根元部１６からタービン翼形部の先端部１５に向かって延出する方向として理解されるものとする。

図２及び図３は、タービン翼形部１０の公称の形状又は第１の形状を示す断面図である。図２を参照すると、タービン翼形部１０は、圧力側壁２０と吸入側壁２２との間で、前縁２４から後縁２６まで、中央で延びる翼弦軸１７を有する。翼弦方向は、翼弦軸１７と平行な方向として定義することができる。図示のように、翼形部本体１２は、冷却流体を受け入れることができる内側部分を有するが、それは、例えば、根元部１６を通って形成される１つ又は複数の冷却流体の供給通路を介してコンプレッサ部（図示略）から送られる空気等を受け入れる。本実施形態では、タービン翼形部１０は、翼形部本体１２の内側部分に配置された複数の翼長方向に延在する隔壁２８を備える。隔壁２８は、圧力側壁２０と吸入側壁２２とを連結し、翼弦方向に沿って離間されて配置され、それらの間に半径方向の冷却路１９を画定する。タービン翼形部１０は、少なくとも１つの流動変位部３０を備えるが、それは、翼形部本体１２の内側部分に配置されていて、その翼長方向に沿って延在する。図示の例では、流動変位部３０は、一対の隣接する隔壁２８の間に配置されている。流動変位部３０は、概して中空状であり、その内側に内部空間４０を画定する。流動変位部３０は、圧力側壁２０と吸入側壁２２とから離間して、第１の壁近傍冷却路９２及び第２の壁近傍冷却路９４をそれぞれ画定する。図示した実施形態では、流動変位部３０と隣接する隔壁２８との間には、壁近傍冷却路９２及び９４を連結する接続路９６が形成されていて、略Ｃ字形状の断面を有する半径方向の流路を形成している。

流動変位部３０は、翼形部本体と一体的に製造することができる。図示した実施形態では、タービン翼形部１０には、一対の接続用リブ３２、３４が設けられていて、それぞれ、翼長方向に沿って、圧力側壁２０と吸入側壁２２とに対して流動変位部３０を接続している。その結果、接続用リブ３２、３４の両側では、断面で、対称的に相対するように、一対の略Ｃ字形状の半径方向の流路が形成される。他の実施形態では、流動変位部３０と、１つ又は複数の隔壁２８とに関して、追加的又は代替的に、接続用リブを設けることも可能である。

流動変位部３０内に画定された内部空間４０は、不活性内部空間である。即ち、内部空間４０は、流体の活動的な流れが行われない、デッドスペースである。従って、流動変位部３０は、冷却流体の半径方向の流れの断面積を削減するとともに、冷却流体を圧力側２０と吸入側２２とに向かわせるように作用し、即ち、冷却流体の大部分を壁近傍冷却路９２及び９４内に移動させように作用する。図３に示すように、不活性内部空間４０は、第１の端部４２から第２の端部４４まで、翼長方向に延在している。図示した実施形態では、第１の端部４２は、先端部１５に近接して位置し、第２の端部４４は、根元部１６の側に位置している。不活性内部空間４０は、第１の端部４２で開口し、第２の端部４４で閉鎖されている。壁近傍冷却路９２及び９４は、根元部１６に位置する冷却流体入口２１で接続されている。流動変位部３０は、壁近傍冷却路９２、９４と対向する外面３６と、不活性内部空間４０と対向する内面３８とを備える。図２及び図３に示す公称の形状では、流動変位部３０の外面３６及び内面３８は互いに略平行であって、外面３６と内面３８との間に画定される流動変位部３０の壁厚ｔは、翼長方向及び翼弦方向に沿って実質的に一定である。

本開示内容では、タービン翼形部のモーダル周波数応答を調整可能にしているが、そのためにタービン翼形部の第１の（公称）形状を修正して、所定のモーダル周波数応答を有する第２の（修正又は適合された）形状を形成する。特に、タービン翼形部が、タービン・エンジンの規定の通常の作動速度の範囲外で生じる固有（モーダル）周波数を有するように、第２の形状を決定することができる。第２の形状が、第１の形状とは本質的に異なる点として、不活性内部空間４０と対向する流動変位部３０の内面３８上に、質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０が設けられている。図４乃至図７を参照して、この質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０について例示する。

図４に例示する、第１の修正された形状の実施形態では、質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０は、流動変位部３０の内面３８に輪郭（外形）を形付けることで実装されており、その結果、流動変位部３０は、タービン翼形部１０の第１の形状（図３参照）と対比して、１つ又は複数の位置で、変更された壁厚ｔを有している。図４に示す図では、表面３８について二次元の輪郭（形状）が示されているが、この際、流動変位部３０の壁厚ｔは、翼長方向で変化している。代替の実施形態では、表面３８に二次元の輪郭を形付ける際、流動変位部３０の壁厚ｔは、翼弦方向に変化してもよい。さらに代替の実施形態では、表面３８に三次元の輪郭を形付けることもでき、その際、流動変位部３０の壁厚ｔは、翼長方向と翼弦方向との双方で変化する。タービン翼形部１０の剛性と質量の双方を所望なように設計（カスタマイズ）して、モーダル周波数を上方又は下方にして、タービン・エンジンの規定の正常な作動速度の範囲内での共振を回避させるように、流動変位部３０の肉厚分布を構成することができる。一実施形態では、流動変位部の内面３８は、規定のモーダル周波数応答を得るために、様々な翼長方向（及び／又は翼弦方向）の断面で、厚さｔ１、ｔ２、ｔ３を定めるとともに、滑らかな関数曲線で断面を接続することで、輪郭を形成してもよい。他の実施態様において、流動変位部３０の内面３８は、３次元的に輪郭を形成してもよく、その際、１つ以上の山（隆起部）、１つ以上の谷（陥没部）、又は山と谷の組合せを定める。

次に、図５及び図６を参照すると、タービン翼形部の第２の修正された形状の実施形態が例示されているが、この際、複数の異なる種類の質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０が用いられている。ここで例示されている質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０の第１の種類は、流動変位部３０の内面３８上の１つ又は複数の翼弦方向に延在する突出部６０を含む。この翼弦方向に延在する突出部６０は、タービン翼形部１０の質量よりも剛性に対して相当に高い影響を及ぼすため、補剛域として参照することができる。別の変形例（図示略）では、質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部は、タービン翼形部の全体的な剛性を低下させる役割を果たす、１つ又は複数の翼弦方向に延在する窪み又は溝を含んでいてもよい。ここで例示されている質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０の第２の種類は、流動変位部３０の内部に位置する１つ又は複数のロッド（棒状部）７０を含む。各ロッド７０は、第１の端部７２と第２の端部７４との間で延出している。各ロッド７０の第１の端部７２と第２の端部７４は、それぞれ第１の位置と第２の位置とで、流動変位部３０の内面３８に対して接続されている。その結果、この場合も、ロッド７０は、タービン翼形部１０の質量よりも剛性に対して相当に高い影響を及ぼすため、補剛ロッドとして参照することができる。図５に例示するように、補剛ロッド７０は、流動変位部３０の内部で翼弦方向に延びるアレイ（整列）状に配置することができる。代替的又は追加的に、補剛ロッド７０は、流動変位部３０の内部に翼長方向に延びるアレイ状に配置されてもよい。図示した実施形態では、補剛ロッド７０の第１の端部７２と第２の端部７４とは、補剛域６０上に配置されている。

図７を参照すると、タービン翼形部の第３の修正された形状の実施形態が例示されている。ここでは、質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０は、流動変位部３０の内部に位置している、１つ又は複数の片持梁ロッド８０を含んでいる。各片持梁ロッド８０は、流動変位部３０の内面３８に対して接続された第１の端部８２から、自由端である第２の端部８４まで延出している。この場合、片持梁ロッド８０は、タービン翼形部１０の剛性よりも質量に対して相当に高い影響を及ぼしている。

以上、様々な実施形態では、異なる種類の質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０が用いられており、例えば、輪郭形成された内面３８、１つ又は複数の補剛域６０、１つ又は複数の補剛ロッド７０、及び１つ又は複数の片持梁ロッド８０等が用いられているが、これらは独立して用いられてもよく、又は、これら特徴部の２つ又は複数が組み合わされて用いられてもよく、それによって、所定のモーダル周波数応答を有するタービン翼形部の設計時に高い柔軟性が得られることを可能にする。

図８では、タービン翼形部を製造する方法１００の一実施形態を、フローチャートで例示している。この方法１００のブロック（ステップ）１０２では、タービン翼形部の第１の形状を求めるが、この際、第１の形状は、タービン翼形部の公称の形状である。このタービン翼形部の公称の形状は、例えば、他の要因のうち、空気力学と熱伝達の考察に基づいて得ることができる。このため、公称の形状は、とりわけ、翼形部本体の外部形状と、タービン翼形部の冷却路の内部形状とを特徴付けることができる。このタービン翼形部の公称の形状は、図２乃至図３を参照して例示されている。この方法１００のブロック１０４では、タービン翼形部の第１の形状に関して、１つ又は複数の振動モードに対応して、少なくとも１つの第１の固有周波数（固有振動数）を決定する。この方法１００のブロック１０６では、振動モードのいずれかで、上で決定された固有周波数が、タービン・エンジンの規定の作動速度の範囲内で生じているか否かについて判定し、即ち、共振の条件が満たされているか否かを判定する。一般に、タービン・エンジンの全ての規定の速度範囲内では、例えば、燃焼器（コンバスタ）をカウント可能にしたり、上流ベーンをカウントさせる等、１つ又は複数の強制された応答の動力伝導部（ドライバ）を避けることが望ましい。共振の条件が決定されると、方法１００のブロック１０８では、タービン翼形部１０の第２の（修正された）形状を決定する。第２の形状が、第１の形状とは相違する点として、不活性内部空間４０と対向する流動変位部３０の内面３８上に質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０が設けられることがある。修正された形状は、図４乃至図７を参照して例示されている。第２の（修正された）形状は、振動モードのいずれかで、関連する第２の固有周波数が、タービン・エンジンの規定の作動速度の範囲外で生じるように決定される。さらに、この方法１００のブロック１１０では、決定された第２の形状に基づいて、タービン翼形部１０を製造することが含まれる。

上記方法によって、従来、調整（チューニング）の変更が受け入れられる前に、空気力学及び冷却特性の再評価が必要とされていたような、タービン翼形部の周波数応答の調整の方法に関して、複雑さを相当に減少することを可能にする。不活性内部空間４０と対向する表面３８上に質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部５０を設けることによって、タービン翼形部１０の第１の形状と対比して、基本的にタービン翼形部１０の第２の形状内の壁近傍冷却路９２、９４が変更されないことを確保可能にする。上記実施形態は、コード（翼弦）、キャンバ、ねじれ、根本部（ルート）再設計等の翼形部形状の更なる修正に基づかない。そのため、タービン翼形部１０の第１の形状と対比して、タービン翼形部１０の第２の形状においても、翼形部本体１２の外部形状の変更がされないことを可能にする。従って、上記実施形態では、当技術分野で問題となっているような、空気力学の効率、クーラント（冷却剤）の削減、及びモーダル周波数応答の調整の間でのトレードオフについて、少なくとも幾つかをなくすことを可能にする。

例示した実施形態では、流動変位部３０は、翼形部本体１２と一体に形成することができる。この場合、製造プロセスは、インサートを行う等のような、製造後の組立を必要とせずに、任意の技術を用いることができる。一例では、流動変位部３０は、翼形部本体１２と一体に鋳造されてもよく、例えばセラミック鋳造コアを用いることができる。他の製造技術として、例えば、３Ｄ印刷のような付加製造プロセスを用いることができる。この場合、本発明の設計は、高度に輪郭を形付けた翼形を用いることができ、例えば、３Ｄ状に輪郭を形付けたブレード及びベーンを含み得る。

以上、特定の実施形態について詳述したが、当業者であれば、本開示内容から、様々な変更や代替を導くことができるであろう。従って、ここで開示される特定の構成は、単なる例示に過ぎず、本発明の範囲を限定するものではなく、そして、本発明の範囲は、添付された特許請求範囲によって定められ、さらに、その中には任意の均等物が含まれるものとする。

Claims (10)

1. 前縁（２４）及び後縁（２６）で接続された圧力側壁（２０）及び吸入側壁（２２）を含む外壁（１８）によって形成された翼形部本体（１２）と、
   前記翼形部本体（１２）の内側部分に位置決められて、翼長方向に沿って延在し、かつ不活性内部空間（４０）を画定する略中空の流動変位部（３０）と、
   を備えるタービン翼形部（１０）であって、
   前記流動変位部（３０）は、前記圧力側壁（２０）及び前記吸入側壁（２２）から離間された第１の壁近傍冷却路（９２）及び第２の壁近傍冷却路（９４）をそれぞれ画定し、
   前記流動変位部（３０）は、前記壁近傍冷却路（９２、９４）と対向する外面（３６）と、前記不活性内部空間（４０）と対向する内面（３８）とを備え、かつ、
   前記不活性内部空間（４０）と対向する内面（３８）は、前記タービン翼形部（１０）の所定のモーダル周波数応答を生じさせるように、前記タービン翼形部（１０）の質量及び／又は剛性に対して影響を及ぼすように構成された特徴部（５０）を含み、
   前記流動変位部（３０）が可変的な壁厚（ｔ）を有するように、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）に輪郭を形付けることで、前記特徴部（５０）が構成され、
   前記流動変位部（３０）の前記壁厚（ｔ）は、翼長方向と翼弦方向とのうち少なくとも一方に沿って変化する、
   タービン翼形部（１０）。
2. 前記流動変位部（３０）の前記壁厚（ｔ）は、前記翼長方向と前記翼弦方向とに沿って変化する、請求項１に記載のタービン翼形部（１０）。
3. 前記特徴部（５０）は、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）上に１つ又は複数の突出部（６０）を含み、各前記突出部（６０）は補剛域を形成するように前記翼弦方向に沿って延出する、請求項１又は２に記載のタービン翼形部（１０）。
4. 前記特徴部（５０）は、１つ又は複数の補剛ロッド（７０）を含み、各前記補剛ロッド（７０）は、第１の端部（７２）及び第２の端部（７４）の間で延出し、各前記補剛ロッド（７０）の前記第１の端部（７２）及び前記第２の端部（７４）は、それぞれ、第１の位置及び第２の位置で、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）と接続される、請求項１乃至３のいずれか一項に記載のタービン翼形部（１０）。
5. 前記特徴部（５０）は、１つ又は複数の片持梁ロッド（８０）を含み、各前記片持梁ロッド（８０）は、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）と接続された第１の端部（８２）から、自由端である第２の端部（８４）まで延出する、請求項１乃至４のいずれか一項に記載のタービン翼形部（１０）。
6. タービン・エンジンで用いられるために、調整されたモーダル周波数応答を有する、請求項１乃至５のいずれか一項に記載のタービン翼形部（１０）を形成する方法（１００）であって、
   前記タービン翼形部（１０）の公称の形状である前記タービン翼形部の第１の形状を求めることを含み、この際、前記タービン翼形部は、
   前縁（２４）及び後縁（２６）で接続された圧力側壁（２０）及び吸入側壁（２２）を含む外壁（１８）によって形成された翼形部本体（１２）と、
   前記翼形部本体（１２）の内側部分に位置決められて、その翼長方向に沿って延在して、不活性内部空間（４０）を画定する、略中空の流動変位部（３０）と、
   によって定められ、
   前記流動変位部（３０）は、第１の壁近傍冷却路（９２）及び第２の壁近傍冷却路（９４）をそれぞれ画定するように、前記圧力側壁（２０）及び前記吸入側壁（２２）から離間されて、
   前記流動変位部（３０）は、前記壁近傍冷却路（９２、９４）と対向する外面（３６）と、前記不活性内部空間（４０）と対向する内面（３８）とを備え、
   前記タービン翼形部の第１の形状に関する第１の固有周波数を決定して（１０４）、前記第１の固有周波数が前記タービン・エンジンの定められた作動速度の範囲内で生じているか否かを決定すること（１０６）と、
   前記タービン翼形部（１０）の第２の形状を決定し（１０８）、この際、前記第２の形状が、前記第１の形状とは異なる点として、前記不活性内部空間（４０）と対向する流動変位部（３０）の内面（３８）上に質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部（５０）が設けられることであって、
   この際、前記第２の形状は、前記タービン・エンジンの定められた作動速度の範囲外で生じる第２の固有周波数と関連付けられることと、
   決定された前記第２の形状に基づいて前記タービン翼形部（１０）を製造することと、
   を含む方法（１００）。
7. 前記質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部（５０）は、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）の輪郭を形付けることで定められ、この際、前記流動変位部（３０）は、前記タービン翼形部（１０）の前記第１の形状と対比して、前記タービン翼形部（１０）の前記第２の形状は、１つ又は複数の位置で変更された壁厚（ｔ）を有する、請求項６に記載の方法（１００）。
8. 前記質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部（５０）は、前記流動変位部（３０）の内面（３８）上に１つ以上の突出部（６０）を設けることで定められ、この際、各前記突出部（６０）は、翼弦方向に沿って延出して、補剛域を形成する、請求項６又は７に記載の方法（１００）。
9. 前記質量及び／又は剛性に影響を及ぼす特徴部（５０）は、前記流動変位部（３０）の前記内面（３８）と接続される１つ又は複数のロッド（７０、８０）を設けることで定められる、請求項６乃至８のいずれか一項に記載の方法（１００）。
10. 前記流動変位部（３０）は、前記翼形部本体（１２）と一体に形成されることを含む、請求項６乃至９のいずれか一項に記載の方法（１００）。

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