JPH076364B2 - タービン翼形部のフィルム冷却構造 - Google Patents

タービン翼形部のフィルム冷却構造

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JPH076364B2
JPH076364B2 JP4038310A JP3831092A JPH076364B2 JP H076364 B2 JPH076364 B2 JP H076364B2 JP 4038310 A JP4038310 A JP 4038310A JP 3831092 A JP3831092 A JP 3831092A JP H076364 B2 JPH076364 B2 JP H076364B2
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film cooling
cooling structure
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンエンジンに
関し、特に、多出口フィルム冷却孔を配設したタービン
翼形部に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンには通常軸流圧縮
機が含まれ、空気を燃焼室内の燃料の燃焼維持に要する
適当な圧力に圧縮する。燃焼により生じたガスは、軸流
圧縮機を駆動するタービンに達する。このタービンを通
過後の高エネルギー燃焼ガス流は、出力軸に連結した動
力タービンの駆動に使用でき、動力軸にはプロペラ、フ
ァン等の装置を装着できる。代替的に、高エネルギー燃
焼ガス流は、航空機に普通用いられるターボジェットエ
ンジンにおけるように、直接推力として原動力を発する
ために利用されうる。
【０００３】周知のように、タービンエンジンの効率は
燃焼ガス流の温度上昇とともに向上する。ガス流温度を
制限する一因子は、タービンのステータとロータの様々
な翼形部（airfoil)の高温耐久性である。本明細書にお
けるタービン翼形部という用語は動翼と静翼の両方と関
連するものである。従来、エンジンの運転温度上限を高
めるために、翼形部を内部から冷却する様々な方法が提
案されてきた。
【０００４】有利な一方法は翼形部の「フィルム冷却」
である。「フィルム冷却」という用語は、比較的低温の
空気を翼形部の外面に沿って噴射することにより翼形部
の外面を冷却する技術を意味し、その際空気は充分緩や
かに流動するのでその層は絶縁層として作用し、隣接す
る高温ガス流による翼形部外面の望ましくない加熱を減
らす。
【０００５】通常、翼形部の壁を貫通するフィルム冷却
孔を設けることにより、冷却用圧縮空気流を翼形部の内
部室から翼形部壁を通して翼形部の外面に排出する。先
行技術において提案されているフィルム冷却孔の様々な
構成と形状の例は、ホワルド（Howald）の米国特許第３
５２７５４３号と、コリガン（Corrigan）の米国特許第
４２２１５３９号と、ダーギン（Durgin）等の米国特許
第４２９７０７７号に開示されている。
【０００６】上記引用特許の孔の形状は、翼形部のフィ
ルム冷却をなしてタービンエンジンの運転温度を高める
ことによりその効率を高める妥当な手段であるが、さら
に改良を加える必要がまだ残っている。
【０００７】
【発明の概要】本発明は上述の必要に応じてタービン翼
形部に多出口フィルム冷却孔を配設した構造を提供す
る。多出口孔の利点は、フィルム冷却効果の向上と、フ
ィルム冷却孔内の対流冷却面積の拡大と、フィルム被覆
の改良である。本発明により配設される多出口孔は大小
両翼形部での使用に適し、レーザ穴あけ方式により形成
し得るものである。
【０００８】従って、本発明は次のようなタービン翼形
部、すなわち、前縁および後縁と、対向側壁とを有し、
両側壁が圧力側面および吸込側面を画成しそして前縁と
後縁とにおいて合体して中空内部室を画成し、これによ
り冷却空気流を翼形部側壁に接触させるような翼形部に
おいて開示される。タービン翼形部はフィルム冷却構造
を有し、この冷却構造は、（ａ）両側壁の少なくとも一
方の一部分が、翼形部を通り越すガス流の方向に延在す
る外面と、この外面から隔たりそして中空内部室と連通
する内面とを有し、そして（ｂ）前記側壁部分を貫通す
る複数の多出口孔を画成する手段が中空内部室から前記
側壁部分の外面への冷却空気の流れを可能にするように
構成される。各多出口孔は、前記内面に形成されそして
中空内部室と連通している流入口と、前記外面に形成さ
れた少なくとも１対の流出口と、流入口と流出口との間
で前記側壁部分を貫通している少なくとも１対の分岐流
路とを含む。これらの分岐流路は流入口において合併し
かつ互いに交差している。流出口は翼形部の前記側壁部
分を通り越すガス流の方向に関して好ましくは流入口の
下流にずれている。分岐流路は、前記側壁部分の外面
と、この外面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜し
て前記側壁部分を貫通している。
【０００９】多出口孔の様々な具体例を開示する。第１
具体例では、各孔の分岐流路と流出口が、前記側壁部分
の外面を通り越すガス流の方向とほぼ平行に延在する面
内に配置されている。さらに、分岐流路の一方が他方よ
り軸方向長さが短い。また、孔それぞれの流出口の対応
するものが、前記側壁部分の外面を通り越すガス流の方
向に対してほぼ横方向にそれぞれの列をなすように互い
に整合している。
【００１０】第２具体例では、各孔の分岐流路の一方が
一つの１次分岐流路であり、そして他方の分岐流路が１
対の２次分岐流路からなる。好適例において、１次分岐
流路は断面寸法が各２次分岐流路より大きい。さらに、
１次分岐流路の流出口は、前記側壁部分の外面を通り越
すガス流の方向に関して２次分岐流路の流出口の下流に
ずれている。また、２次分岐流路は、前記側壁部分の外
面と、この外面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜
している面内で互いに整合している。
【００１１】第３具体例では、各孔の流出口が、前記側
壁部分の外面を通り越すガス流の方向に対してほぼ横方
向に列をなすように整合している。さらに、孔それぞれ
の流出口は、前記側壁部分の外面を通り越すガス流の方
向に対してほぼ横方向に共通列をなすように互いに整合
している。また、分岐流路は、軸方向長さが実質的に相
等しく、そして前記側壁部分の外面と、この外面を通り
越すガス流の方向とに対して傾斜している面内で互いに
整合している。
【００１２】本発明の上記および他の特徴と利点と達成
事項を明らかにするため、次に添付図面により本発明の
実施例を詳述する。
【００１３】
【実施例の記載】以下の説明において、同符号は全図を
通じて同部分または対応部分を表す。また、以下の説明
における「前方」、「後方」、「左」、「右」、「上
方」、「下方」等の用語は便宜上の用語であって本発明
を限定するものではないことを理解されたい。
【００１４】先行技術のタービンエンジン動翼 添付図面、特に図１と図２に、従来のガスタービンエン
ジン用中空動翼を総体的に符号１０で示す。中空動翼１
０は、圧力側面１４および吸込側面１６と、前縁１８お
よび後縁２０とを有する翼形部１２と、翼形部１２をエ
ンジン（図示せず）のロータ（図示せず）に装着するベ
ース２２とを含む。ベース２２は、翼形部１２を堅固に
保持する翼台２４と、動翼１０をロータに取付けるため
のダブテール形根本２６とを有する。
【００１５】翼形部１２はその圧力側面１４と吸込側面
１６とを形成する対向側壁２８、３０を有し、両側壁は
翼形部１２の前縁１８と後縁２０とにおいて合体しそし
て翼台２４上に直立状に剛着されている。翼形部１２は
また、側壁２８、３０の外端を閉ざす端キャップ３２を
有する。翼形部１２の両側壁２８、３０と前後両縁１
８、２０と端キャップ３２は小孔３４を有し、冷却空気
が動翼翼形部１２の内部からこれらの小孔を通って翼形
部の外に流出しうる。
【００１６】冷却空気は動翼１０のベース（基部）２２
に流入して上方に通流し翼形部１２内に達する。翼形部
１２の内部には複数の相隔たるリブまたは横壁３６が設
けられ、翼形部１２の中空内部を横切って対向側壁２
８、３０に剛着され、翼形部の中空内部室４０内に一連
の翼形部内部空洞３８を画成している。一例として、リ
ブ３６は垂直に延在し、そしてそれらの上端において端
キャップ３２に連結し次いで同キャップに達せずに終わ
ることを交互に繰り返し、またベース２２の翼台２４に
連結してはそれに達せずに終わることを交互に繰り返す
ように配設されうる。こうすると、リブ３６は翼形部１
２の内部に蛇行状（図示せず）の空洞と通路を画成する
ので、冷却空気が内部蛇行通路を通流しそして翼形部１
２の側壁２８、３０と前後両縁１８、２０と端キャップ
３２とに設けた孔３４を通って流出する。
【００１７】図３と図４に示すように、冷却孔３４は通
例断面が円形である。側壁２８、３０を貫通する冷却孔
３４の軸線は、動翼側壁２８、３０の内外両面４２、４
４にほぼ直交し、従って、側壁の外面４４に沿って通過
する、矢印Ｈで示した高温ガス流の方向にほぼ直交する
ように整列される。本発明と同じ譲受人（本件出願人）
に譲渡された前記引用米国特許第３５２７５４３号に示
されている冷却孔は、高温ガスの下流方向流れに向かう
方向に傾斜している。両冷却孔形状の場合の目的は、孔
３４を出た冷却空気を、翼形部１２を高速で通り越す矢
印Ｈで示した高温燃焼ガスと、翼形部外面４４自体との
間に存在する低速ガスの境界層Ｌ内に混入させることに
より、翼形部１２の外面４４のフィルム冷却を達成する
ことである。
【００１８】本願発明のフィルム冷却用多出口孔を有する翼形 図５〜図１０は本発明による多出口孔４６、４８、５０
の相異なる具体例を示す。多出口孔４６、４８、５０の
例示した配設態様はいずれも動翼翼形部１２の側壁２
８、３０における従来の孔３４の代わりに用いることが
できる。これらの多出口孔４６、４８、５０の形状は、
孔を出た冷却空気を低速ガス流の境界層Ｌ内に従来より
効果的に混入させ、こうして冷却空気の高速高温燃焼ガ
ス流Ｈ内への散逸を防ぐことにより翼形部外面４４の所
望フィルム冷却をより効果的に発生させるような形状で
ある。
【００１９】図５〜図１０を参照するに、各多出口孔４
６、４８、５０は、内面４２に形成されそして中空内部
室４０と連通している流入口５２、５４、５６と、外面
４４に形成された少なくとも１対の流出口５８、６０、
６２と、流入口５２、５４、５６と流出口５８、６０、
６２との間で側壁２８、３０を貫通している少なくとも
１対の分岐流路６４、６６、６８とを含んでいる。分岐
流路６４、６６、６８は流入口５２、５４、５６におい
て合併しかつ互いに交差している。流入口５２、５４、
５６と、流出口５８、６０、６２と、分岐流路６４、６
６、６８は、好ましくは断面形状が円形である。分岐流
路６４、６６、６８は実質的に真っ直ぐで、断面寸法が
均等であり、全体的に直円柱形をなしている。流出口５
８、６０、６２は翼形部１２の側壁２８、３０の外面４
４を通り越すガス流Ｈの方向に関して好ましくは流入口
５２、５４、５６の下流にずれている。分岐流路６４、
６６、６８は、翼形部１２の側壁２８、３０の内外両面
４２、４４と、側壁２８、３０の外面４４を通り越すガ
ス流Ｈの方向とに対して傾斜して側壁２８、３０を貫通
している。
【００２０】図５と図６の第１具体例では、各多出口孔
４６の対をなす分岐流路６４と流出口５８が、翼形部側
壁２８、３０の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向とほ
ぼ平行に延在する面内に配置されている。さらに、一方
の分岐流路６４Ａは好ましくは軸方向長さが他方の分岐
流路６４Ｂより長い。長い方の分岐流路６４Ａの流出口
５８Ａは、翼形部側壁２８、３０の外面４４を通り越す
ガス流Ｈの方向に関して好ましくは短い方の分岐流路６
４Ｂの流出口５８Ｂの下流にずれている。また、孔４６
それぞれの流出口５８の対応するものが、翼形部側壁２
８、３０の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向に対して
ほぼ横方向にそれぞれの列をなすように互いに整合して
いる。さらに、分岐流路６４Ａ、６４Ｂの対応するもの
が、側壁２８、３０の内外両面４２、４４と、翼形部側
壁の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向とに対して相異
なる傾斜角で延在するそれぞれの面内で互いに整合して
いる。短い方の分岐流路６４Ｂの面は長い方の分岐流路
６４Ａの面より急角度で傾斜している。
【００２１】図７と図８の第２具体例では、分岐流路６
６Ａが、好適例では各多出口孔４８の分岐流路６６の最
長のもので、一つの１次分岐流路であり、そして他方の
分岐流路６６Ｂが１対の２次分岐流路に分割され、両２
次分岐流路は共にＶ形をなしている。１次分岐流路６６
Ａとその流出口６０Ａは断面寸法が好ましくは各２次分
岐流路６６Ｂとその流出口６０Ｂより大きい。さらに、
１次分岐流路６６Ａの流出口６０Ａは、翼形部側壁２
８、３０の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向に関して
好ましくは２次分岐流路６６Ｂの流出口６０Ｂの下流に
ずれている。また、２次分岐流路６６Ｂは、側壁２８、
３０の内外両面４２、４４と、翼形部側壁の外面４４を
通り越すガス流Ｈの方向とに対して傾斜している面内で
互いに整合している。２次分岐流路６６Ｂの面は、１次
分岐流路６６Ａによって画成される面より急角度で傾斜
している。
【００２２】図９と図１０の第３具体例では、各多出口
孔５０の流出口６２が、好ましくは、翼形部側壁２８、
３０の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向に対してほぼ
横方向に共通列をなすように互いに整合している。さら
に、分岐流路６８は好ましくは軸方向長さが実質的に相
等しく、そして共にＶ形をなしている。また分岐流路６
８は、側壁２８、３０の内外両面４２、４４と、翼形部
側壁の外面４４を通り越すガス流Ｈの方向とに対して傾
斜している面内で互いに整合している。
【００２３】多出口孔４６、４８、５０の形状の利点
は、フィルム冷却効果の向上と、フィルム冷却孔内の対
流冷却面積の拡大と、フィルム被覆の改良である。上述
のような配設態様の多出口孔４６、４８、５０は大小両
翼形部での使用に適し、レーザ穴あけ方式により形成し
得るものである。以上、本発明の好適実施例を詳述した
が、本発明の範囲内で本発明の全ての実質的な利点を損
なうことなく本発明構成部の形態、構造、構成等に様々
な改変を施し得ることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】翼形部に複数の孔を有して冷却空気をそれらか
ら放出する従来のタービンエンジン動翼の斜視図であ
る。
【図２】図１の線２ー２に沿う従来の動翼翼形部の拡大
断面図である。
【図３】図１の長円形破線３ー３で囲んだ従来の動翼の
断片の拡大立面図である。
【図４】図３の線４ー４に沿う断面図である。
【図５】図３と同様な図であるが、本発明の多出口フィ
ルム冷却孔の第１具体例を示す。
【図６】図５の線６ー６に沿う断面図である。
【図７】図５と同様な図であるが、本発明の多出口フィ
ルム冷却孔の第２具体例を示す。
【図８】図７の線８ー８に沿う断面図である。
【図９】図７と同様な図であるが、本発明の多出口フィ
ルム冷却孔の第３具体例を示す。
【図１０】図９の線１０ー１０に沿う断面図である。
【符号の説明】
１０ 中空動翼 １２ 翼形部 １４ 圧力側面 １６ 吸込側面 １８ 前縁 ２０ 後縁 ２８、３０ 側壁 ４０ 中空内部室 ４２ 側壁内面 ４４ 側壁外面 ４６、４８、５０ 多出口孔 ５２、５４、５６ 流入口 ５８、５８Ａ、５８Ｂ 流出口 ６０、６０Ａ、６０Ｂ 流出口 ６２ 流出口 ６４、６４Ａ、６４Ｂ 分岐流路 ６６、６６Ａ、６６Ｂ 分岐流路 ６８ 分岐流路

Claims (28)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 前縁および後縁と、圧力側面および吸込
    側面を画成しそして前記前縁と前記後縁とで合体して中
    空内部室を画成している対向する側壁とを有するタービ
    ン翼形部であって、前記中空内部室は冷却空気流を前記
    翼形部側壁に接触させるものであり、両側壁は、概し
    て、タービン翼形部をその前縁からその後縁に向かって
    通り越すガス流の方向に延在するようなタービン翼形部
    において、 （ａ）両側壁の少なくとも一方の一部分が、前記翼形部
    を通り越すガス流の方向に延在する外面と、この外面か
    ら隔たりそして前記中空内部室と連通する内面とを有
    し、 （ｂ）前記側壁部分を貫通する複数の多出口孔を画成す
    る手段が前記中空内部室から前記側壁外面への冷却空気
    の流れを可能にし、 （ｃ）各多出口孔が、前記内面に形成されそして前記中
    空内部室と連通している流入口と、前記外面に形成され
    た少なくとも１対の流出口と、前記流入口と前記流出口
    との間で前記側壁部分を貫通している少なくとも１対の
    分岐流路とを含み、これらの分岐流路は前記流入口にお
    いて合併しかつ互いに交差しているフィルム冷却構造。
  2. 【請求項２】 各孔の前記流出口は前記側壁部分の前記
    外面を通り越すガス流の方向に関して前記流入口の下流
    にずれている、請求項１記載のフィルム冷却構造。
  3. 【請求項３】 各孔の前記分岐流路は、前記側壁部分の
    前記外面と、前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流
    の方向とに対して傾斜して前記側壁部分を貫通してい
    る、請求項２記載のフィルム冷却構造。
  4. 【請求項４】 各孔の前記分岐流路は、前記翼形部の前
    記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向とほぼ平
    行に延在する面内に配置されている、請求項２記載のフ
    ィルム冷却構造。
  5. 【請求項５】 各孔の前記分岐流路の一方が前記分岐流
    路の他方より軸方向長さが短い、請求項４記載のフィル
    ム冷却構造。
  6. 【請求項６】 各孔の前記流出口は、前記翼形部の前記
    側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向とほぼ平行
    に列をなすように整合している、請求項１記載のフィル
    ム冷却構造。
  7. 【請求項７】 前記孔それぞれの前記流出口の対応する
    ものが、前記翼形部の前記側壁部分の前記外面を通り越
    すガス流の方向に対してほぼ横方向にそれぞれの列をな
    すように互いに整合している、請求項１記載のフィルム
    冷却構造。
  8. 【請求項８】 各孔の前記流出口は、前記翼形部の前記
    側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向に対してほ
    ぼ横方向に列をなすように整合している、請求項１記載
    のフィルム冷却構造。
  9. 【請求項９】 前記孔それぞれの前記流出口は、前記翼
    形部の前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向
    に対してほぼ横方向に共通列をなすように互いに整合し
    ている、請求項１記載のフィルム冷却構造。
  10. 【請求項１０】 各孔の前記分岐流路は、前記翼形部の
    前記側壁部分の前記外面と、前記翼形部側壁部分の前記
    外面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜している面
    内で互いに整合している、請求項９記載のフィルム冷却
    構造。
  11. 【請求項１１】 各孔の前記分岐流路は軸方向長さが実
    質的に相等しい、請求項１０記載のフィルム冷却構造。
  12. 【請求項１２】 各孔の前記分岐流路の一方が一つの１
    次分岐流路でありそして前記分岐流路の他方が１対の２
    次分岐流路である、請求項１記載のフィルム冷却構造。
  13. 【請求項１３】 前記１次分岐流路は断面寸法が各２次
    分岐流路より大きい、請求項１２記載のフィルム冷却構
    造。
  14. 【請求項１４】 前記１次分岐流路の前記流出口は、前
    記翼形部の前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の
    方向に関して前記２次分岐流路の前記流出口の下流にず
    れている、請求項１２記載のフィルム冷却構造。
  15. 【請求項１５】 前記２次分岐流路は、前記翼形部の前
    記側壁部分の前記外面と、前記翼形部側壁部分の前記外
    面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜している面内
    で互いに整合している、請求項１２記載のフィルム冷却
    構造。
  16. 【請求項１６】 前縁および後縁と、圧力側面および吸
    込側面を画成しそして前記前縁と前記後縁とで合体して
    中空内部室を画成している対向側壁とを有するタービン
    翼形部であって、前記中空内部室は冷却空気流を前記翼
    形部側壁に接触させるものであり、両側壁は、概して、
    タービン翼形部をその前縁からその後縁に向かって通り
    越すガス流の方向に延在するようなタービン翼形部にお
    いて、 （ａ）両側壁の少なくとも一方の一部分が、前記翼形部
    を通り越すガス流の方向に延在する外面と、この外面か
    ら隔たりそして前記中空内部室と連通する内面とを有
    し、 （ｂ）前記側壁部分を貫通する複数の多出口孔を画成す
    る手段が前記中空内部室から前記側壁外面への冷却空気
    の流れを可能にし、 （ｃ）各多出口孔が、前記内面に形成されそして前記中
    空内部室と連通している少なくとも一つの流入口と、前
    記外面に形成された少なくとも１対の流出口と、前記流
    入口と前記流出口との間で前記側壁部分を貫通している
    少なくとも１対の分岐流路とを含み、これらの分岐流路
    は前記流入口において合併しかつ互いに交差しており、 （ｄ）各孔の前記流出口は前記翼形部の前記側壁部分の
    前記外面を通り越すガス流の方向に関して前記流入口の
    下流にずれており、 （ｅ）各孔の前記分岐流路は、前記翼形部の前記側壁部
    分の前記外面と、前記翼形部側壁部分の前記外面を通り
    越すガス流の方向とに対して傾斜して前記側壁部分を貫
    通しているフィルム冷却構造。
  17. 【請求項１７】 各孔の前記分岐流路は、前記翼形部の
    前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向とほぼ
    平行に延在する面内に配置されている、請求項１６記載
    のフィルム冷却構造。
  18. 【請求項１８】 各孔の前記分岐流路の一方が前記分岐
    流路の他方より軸方向長さが短い、請求項１７記載のフ
    ィルム冷却構造。
  19. 【請求項１９】 各孔の前記流出口は、前記翼形部の前
    記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向とほぼ平
    行に列をなすように整合している、請求項１６記載のフ
    ィルム冷却構造。
  20. 【請求項２０】 前記孔それぞれの前記流出口の対応す
    るものが、前記翼形部の前記側壁部分の前記外面を通り
    越すガス流の方向に対してほぼ横方向にそれぞれの列を
    なすように互いに整合している、請求項１６記載のフィ
    ルム冷却構造。
  21. 【請求項２１】 各孔の前記流出口は、前記翼形部の前
    記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方向に対して
    ほぼ横方向に列をなすように整合している、請求項１６
    記載のフィルム冷却構造。
  22. 【請求項２２】 前記孔それぞれの前記流出口は、前記
    翼形部の前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の方
    向に対してほぼ横方向に共通列をなすように互いに整合
    している、請求項１６記載のフィルム冷却構造。
  23. 【請求項２３】 前記孔それぞれの前記分岐流路は、前
    記翼形部の前記側壁部分の前記外面と、前記翼形部側壁
    部分の前記外面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜
    している面内で互いに整合している、請求項２２記載の
    フィルム冷却構造。
  24. 【請求項２４】 各孔の前記分岐流路は軸方向長さが実
    質的に相等しい、請求項２３記載のフィルム冷却構造。
  25. 【請求項２５】 各孔の前記分岐流路の一方が一つの１
    次分岐流路でありそして前記分岐流路の他方が１対の２
    次分岐流路である、請求項１６記載のフィルム冷却構
    造。
  26. 【請求項２６】 前記１次分岐流路は断面寸法が各２次
    分岐流路より大きい、請求項２５記載のフィルム冷却構
    造。
  27. 【請求項２７】 前記１次分岐流路の前記流出口は、前
    記翼形部の前記側壁部分の前記外面を通り越すガス流の
    方向に関して前記２次分岐流路の前記流出口の下流にず
    れている、請求項２５記載のフィルム冷却構造。
  28. 【請求項２８】 前記２次分岐流路は、前記翼形部の前
    記側壁部分の前記外面と、前記翼形部側壁部分の前記外
    面を通り越すガス流の方向とに対して傾斜している面内
    で互いに整合している、請求項２５記載のフィルム冷却
    構造。
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