WO2012157498A1 - ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

　このガスタービンエンジン（Ｓ１）は、複数のタービン翼（７ｂ）と、複数のタービン翼（７ｂ）に冷却空気を供給する冷却空気供給部（１１）と、を備える。また、流路面（３１）が、複数のタービン翼（７ｂ）の上流側に位置すると共に複数のタービン翼（７ｂ）が設置される基準面（３２）に連続するように、形成されている。この流路面（３１）は、タービン軸線（Ｌ）方向から見て複数のタービン翼（７ｂ）の前縁（７ｂ１）に重なる領域を少なくとも含み基準面（３２）よりも窪む窪み領域（３１ａ）と、タービン軸線（Ｌ）方向から見て複数のタービン翼（７ｂ）の前縁（７ｂ１）間の領域の少なくとも一部であって基準面（３２）よりも突出する突出領域（３１ｂ）と、を有する。

Description

ガスタービンエンジン

　本発明は、ガスタービンエンジンに関する。
　本願は、２０１１年５月１３日に日本に出願された特願２０１１－１０８７２０号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。

　ジェットエンジン等のガスタービンエンジンは、タービン軸線を中心として環状に複数配列されるタービン翼（タービン動翼やタービン静翼）によって構成されるタービン翼列を備えている。
　特許文献１や特許文献２に示すように、各タービン翼は、タービン軸線を中心とする環状に形成されたエンドウォールに固定されている。

日本国特開２００９－１９１６５６号公報 日本国特開２００９－１７４３３０号公報

　タービン翼やエンドウォールは、高温の燃焼ガスに晒されることから、高い耐熱性能を要求される。要求される耐熱性能を満足させるために、タービン翼及びエンドウォールを冷却する方法が提案されている。
　具体的には、このような方法の一つとして、冷却空気をタービン翼の上流側に供給し、エンドウォールの表面に沿って流すことで、エンドウォールの表面をフィルム冷却する方法が提案されている。

　しかしながら、タービン翼の上流側におけるエンドウォール表面の静圧分布は、タービン翼の存在に起因して均一ではなくなる。つまり、タービン翼の上流側においては、タービン軸線を中心とする周方向における静圧分布が不均一となる可能性がある。
　静圧分布が不均一になれば、タービン翼の上流側において冷却空気の流れやすい領域と流れ難い領域とが生じ、冷却膜（冷却空気の層）の厚みが不均一となる。
　この結果、タービン翼の上流側においてエンドウォール表面の温度が不均一となって温度が高い領域が発生し、流路面における冷却効率のばらつきが大きくなる可能性がある。

　供給する冷却空気の流量は、上述の冷却空気が流れ難く冷却膜が薄い領域において耐熱性能が満足されるように設定する必要がある。このため、流路面における冷却効率のばらつきが大きい場合には、冷却空気が流れ難い領域への冷却空気の供給量を耐熱性能が満足される流量とすると、冷却空気が流れやすい領域への冷却空気の供給量が耐熱性能を満足するために必要される量に対して過多となる。
　この結果、全体としての冷却空気の供給量が増加し、ガスタービンエンジンの性能低下を招く可能性がある。

　本発明は、上述する事情に鑑みてなされたもので、タービン翼列の上流側の流路面に対して冷却空気を供給するガスタービンエンジンにおいて、流路面における冷却効率の均一化を図ることを目的とする。

　本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。

　本発明の第１の態様によれば、ガスタービンエンジンは、タービン軸線を中心として環状に複数のタービン翼が配列されて形成されるタービン翼列と、上記複数のタービン翼に冷却空気を供給する冷却空気供給部と、を備える。また、流路面が、上記タービン翼列の上流側に位置すると共に上記複数のタービン翼が設置される基準面に連続するように、形成されている。この流路面は、上記タービン軸線方向から見て上記複数のタービン翼の前縁に重なる領域を少なくとも含み上記基準面よりも窪む窪み領域と、上記タービン軸線方向から見て上記複数のタービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって上記基準面よりも突出する突出領域と、を有する。

　本発明の第２の態様によれば、上記第１の態様において、上記タービン軸線方向から見た上記窪み領域と上記基準面とで形成される窪み面積と、上記タービン軸線方向から見た上記突出領域と上記基準面とで形成される突出面積とが等しく設定されている。

　本発明の第３の態様によれば、上記第１または第２の態様において、上記タービン翼が、タービン静翼である。

　タービン翼列の上流側に位置すると共にこのタービン翼列の形成領域（タービン翼が設置される基準面）に連続するように形成された流路面（以下、タービン翼列の上流側流路面と称する）を、タービン翼列の形成領域よりも窪ませた場合には、タービン翼の存在に起因する静圧の上昇を抑制することができる。

　本発明においては、タービン軸線方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域を少なくとも含む領域に、タービン翼が設置される基準面よりも窪む窪み領域が形成されている。
　タービン軸線方向から見てタービン翼の前縁に重なる領域は、窪み領域を形成しない場合には、タービン翼が存在することによってその静圧が上昇する。このため、本発明によれば、窪み領域によって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。
　したがって、本発明によれば、タービン軸線を中心とする周方向の静圧分布を均一化することができ、冷却空気供給部から供給される冷却空気の層（以下、冷却膜と称する）の厚みを均一化することができる。
　この結果、本発明によれば、タービン翼列の上流側流路面に温度が高い領域が発生することを抑制でき、流路面における冷却効率を均一化できる。冷却効率の低い領域に合わせて冷却空気の供給量を増やす必要が無いため、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ガスタービンエンジンの性能向上を図ることが可能となる。

　ただし、上述の窪み領域を形成するのみでは、流路面積が広がる方向に流路面が変位するため、タービン翼列の上流側の流路面積が増大し、タービン翼列上流側の空力性能が変動する可能性がある。
　これに対し、本発明では、タービン軸線方向から見て複数のタービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部に、複数のタービン翼が設置される基準面よりも突出する突出領域が形成されている。
　このため、本発明によれば、突出領域では流路面積が狭まる方向に流路面が変位し、タービン翼列の上流側の流路面積が減少する。突出領域による流路面積の減少と窪み領域による流路面積の増大とを互いに相殺させて、タービン翼列の上流側の流路面積が全体として変化することを抑制できる。
　したがって、本発明によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。

本発明の一実施形態におけるジェットエンジンの概略構成を示す断面図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備えるタービン静翼列の一部の拡大斜視図である。 本発明の一実施形態におけるジェットエンジンが備える窪み領域と突出領域とを示す模式図である。

　以下、図面を参照して、本発明に係るガスタービンエンジンの一実施形態について説明する。なお、以下の図面においては、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。また、以下の説明においては、ガスタービンエンジンの一例として、２軸のジェットエンジンを挙げて説明を行う。

　図１は、本実施形態のジェットエンジンＳ１の概略構成を示す断面図である。
　この図に示すように、本実施形態のジェットエンジンＳ１は、アウターカウル１と、インナーカウル２と、ファン３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０と、冷却空気供給部１１とを備えている。

　アウターカウル１は、ジェットエンジンＳ１における上流側に配置された円筒形部材である。アウターカウル１は、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされ、上流端が空気取込口として機能する。なお、以下の説明では、上流側を「前側」、下流側を「後側」として記載する場合がある。
　アウターカウル１は、図１に示すように、その内部にインナーカウル２の上流側及びファン３を収容している。

　インナーカウル２は、アウターカウル１よりも小径の円筒形部材である。インナーカウル２は、アウターカウル１と同様に、空気の流れ方向の上流端及び下流端が開口端とされている。
　このインナーカウル２は、ジェットエンジンＳ１の主要部である低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼器６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、シャフト９と、主ノズル１０等を内部に収容している。

　なお、インナーカウル２の内部は、アウターカウル１に取込まれた空気の一部及び燃焼器６で生成される高温ガスが通る流路（以下、コア流路１２と称する）とされている。
　また、図１に示すように、アウターカウル１とインナーカウル２とは、空気の流れ方向から見て同心円状に配置されており、隙間を空けて配置されている。アウターカウル１とインナーカウル２との隙間は、アウターカウル１内に取込まれた空気のうち、コア流路１２に流れこまない残部を下流側に向けて流動させるバイパス流路１３とされている。
　また、アウターカウル１及びインナーカウル２は、不図示のパイロンにより航空機の機体に取り付けられている。

　ファン３は、アウターカウル１内に流れ込む空気流を形成する。ファン３は、シャフト９に固定されるファン動翼３ａと、バイパス流路１３に配置されるファン静翼３ｂとを備えている。
　なお、後に詳説するシャフト９は、空気の流れ方向から見て、半径方向に２つに分割されている。より詳細には、シャフト９は、芯部である中実の第１シャフト９ａと、第１シャフト９ａを囲って外側に配置される中空の第２シャフト９ｂとによって構成されている。ファン動翼３ａは、シャフト９の第１シャフト９ａに固定されている。

　低圧圧縮機４は、ファン３の下流側且つ高圧圧縮機５よりも上流側に配置されており、ファン３によってコア流路１２に送り込まれた空気を圧縮する。
　この低圧圧縮機４は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される動翼４ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼４ｂとを備えている。動翼４ａは、シャフト９の周方向に等間隔で複数配列されて１つの動翼列を構成している。また、静翼４ｂもシャフト９の周方向に等間隔で複数配列されて１つの静翼列を構成している。空気の流れ方向において、複数の静翼列と複数の動翼列とが交互に配置されている。

　高圧圧縮機５は、図１に示すように、低圧圧縮機４よりも下流側に配置されており、低圧圧縮機４から送り込まれた空気をさらに高圧に圧縮する。
　この高圧圧縮機５は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される動翼５ａと、インナーカウル２の内壁に固定される静翼５ｂとを備えている。なお、動翼５ａ及び静翼５ｂは、低圧圧縮機４の動翼４ａ及び静翼４ｂと同様に配置されている。

　燃焼器６は、高圧圧縮機５の下流側に配置されている。燃焼器６は、高圧圧縮機５から送り込まれる圧縮空気と、不図示のインジェクタから供給される燃料との混合気を燃焼させて高温ガス（燃焼ガス）を生成する。

　高圧タービン７は、燃焼器６の下流側に配置されており、燃焼器６から排出される高温ガスを用いて回転動力を発生させる。
　この高圧タービン７は、シャフト９の第２シャフト９ｂに固定される複数のタービン動翼７ａと、コア流路１２（インナーカウル２の内壁）に固定される複数のタービン静翼７ｂとを備えている。タービン静翼７ｂによって整流された高温ガスをタービン動翼７ａが受けることにより、第２シャフト９ｂが回転駆動される。

　本実施形態においては、高圧タービン７が備えるタービン静翼７ｂが本発明のタービン翼に相当する。このタービン静翼７ｂは、タービン軸線Ｌ（図１参照）を中心として環状に複数配列されており、複数のタービン静翼７ｂがタービン静翼列２０（タービン翼列）を形成している。つまり、本実施形態においては、タービン静翼列２０は、タービン軸線Ｌを中心として環状にタービン静翼７ｂが複数配列されて形成されている。

　図２は、タービン静翼列２０の一部の斜視図である。インナーカウル２（図１参照）内には、タービン軸線Ｌを中心とする環状に形成された内側エンドウォール３０及び外側エンドウォール４０が設置されている。内側エンドウォール３０の外径は、外側エンドウォール４０よりも小さく、内側エンドウォール３０は、外側エンドウォール４０の径方向内側に配されている。
　図２に示すように、タービン静翼７ｂは、そのハブ側（タービン軸線Ｌ側、シャフト９（図１参照）の径方向内側）の端部が内側エンドウォール３０に固定され、そのチップ側（タービン軸線Ｌから遠い側、シャフト９の径方向外側）の端部が外側エンドウォール４０に固定されている。すなわち、タービン静翼７ｂは、内側エンドウォール３０と外側エンドウォール４０とを連結するように配されている。
　内側エンドウォール３０と外側エンドウォール４０は、タービン軸線Ｌ方向において、タービン静翼７ｂの前後に張り出すように形成されている。よって、内側エンドウォール３０と外側エンドウォール４０により、タービン静翼７ｂの上流側及び下流側に、燃焼器６から排出される高温ガスの流路が形成されている。

　本実施形態においては、内側エンドウォール３０の表面の一部であって、タービン軸線Ｌ方向においてタービン静翼列２０の上流側に位置する上流側流路面３１（流路面）は、図３の模式図に示すように、窪み領域３１ａと突出領域３１ｂとを有している。
　なお、上流側流路面３１は、複数のタービン静翼７ｂが設置されている内側エンドウォール３０の基準面３２に滑らかに連続するように形成されている。

　窪み領域３１ａは、タービン軸線Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１（上流側の端部）に重なる領域を少なくとも含む領域に設けられており、タービン静翼７ｂが設置される基準面３２よりも窪んで形成されている。
　なお、窪み領域３１ａでは、内側エンドウォール３０の表面が基準面３２よりもタービン軸線Ｌ側（シャフト９の径方向内側）に変位することで窪みが形成されている。

　基準面３２は、タービン静翼７ｂが主として支えられる面である。図２に示すように、基準面３２は、タービン静翼７ｂ（タービン翼）の翼弦長方向において、タービン静翼７ｂの少なくとも後縁側の半分（前縁と後縁との間の中間位置から後縁まで）が設置される内側エンドウォール３０の表面を意味している。
　この基準面３２は、窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂが存在しない場合には、その領域における内側エンドウォール３０の表面が存在する面として構成される。

　突出領域３１ｂは、タービン軸線Ｌ方向から見て複数のタービン静翼７の前縁７ｂ１間に位置する領域の一部に設けられており、基準面３２よりも突出して形成されている。
　なお、突出領域３１ｂでは、内側エンドウォール３０の表面が基準面３２よりもタービン軸線Ｌと反対側（シャフト９の径方向外側）に変位することで突出部が形成されている。

　つまり、本実施形態においては、窪み領域３１ａと突出領域３１ｂとがタービン静翼７ｂの配列間隔と同間隔で交互に設けられている。これによって、上流側流路面３１が図３の模式図に示すように、タービン軸線Ｌを中心とする周方向に波打った形状を有している。
　本実施形態においては、図３に示すように、タービン軸線Ｌ方向から見た窪み領域３１ａと基準面３２とで形成される窪み面積Ｒａと、タービン軸線Ｌ方向から見た突出領域３１ｂと基準面３２とで形成される突出面積Ｒｂとが等しく設定されている。
　つまり、窪み面積Ｒａの総和と突出面積Ｒｂの総和とが等しくなるように、窪み領域３１ａの窪み量と突出領域３１ｂの突出量が設定されている。
　なお、換言すれば、窪み面積Ｒａは、タービン軸線Ｌ方向から見たときに、窪み領域３１ａの表面と基準面３２の表面とで囲まれている領域である。突出面積Ｒｂは、タービン軸線Ｌ方向から見たときに、突出領域３１ｂの表面と基準面３２の表面とで囲まれている領域である。

　図１に戻り、低圧タービン８は、高圧タービン７の下流側に配置されており、高圧タービン７を通過した高温ガスを用いてさらに回転動力を発生させる。
　この低圧タービン８は、シャフト９の第１シャフト９ａに固定される複数のタービン動翼８ａと、コア流路１２（インナーカウル２の内壁）に固定される複数のタービン静翼８ｂとを備えている。タービン静翼８ｂによって整流された高温ガスをタービン動翼８ａが受けることにより、第１シャフト９ａが回転駆動される。

　シャフト９は、空気の流れ方向に沿って配置される棒状部材である。シャフト９は、タービン（高圧タービン７及び低圧タービン８）にて得られた回転動力をファン３及び圧縮機（低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５）に伝達する。
　このシャフト９は、上述のように、半径方向に分割されて、第１シャフト９ａと、第２シャフト９ｂとによって構成されている。
　第１シャフト９ａには、上流側にファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが取り付けられ、下流側に低圧タービン８のタービン動翼８ａが取り付けられている。
　また、第２シャフト９ｂには、上流側に高圧圧縮機５の動翼５ａが取り付けられ、下流側に高圧タービン７のタービン動翼７ａが取り付けられている。

　主ノズル１０は、低圧タービン８のさらに下流側に設けられると共に、ジェットエンジンＳ１の後方に向けて低圧タービン８を通過した高温ガスを噴射する。
　この主ノズル１０から高温ガスが噴射される際の反作用によってジェットエンジンＳ１の推力が得られる。

　冷却空気供給部１１は、高圧圧縮機５で生成された圧縮空気を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール３０の上流側端部からタービン静翼７ｂに向けて供給する。
　なお、冷却空気供給部１１は、低圧圧縮機４で生成された圧縮空気を抽気し、この抽気した圧縮空気を冷却空気として、内側エンドウォール３０の上流側端部からタービン静翼７ｂに向けて供給してもよい。

　上記の構成を有する本実施形態のジェットエンジンＳ１においては、通常の運転状態では、ファン３の駆動によってアウターカウル１内に空気が取込まれ、その一部がコア流路１２に流入する。
　コア流路１２に流入した空気は、低圧圧縮機４及び高圧圧縮機５によって順次圧縮され、燃焼器６に供給される。
　燃焼器６に供給された圧縮空気が燃料と混合されて、混合気が生成される。この混合気が燃焼器６によって燃焼されることによって高温ガスが生成される。
　燃焼器６において生成された高温ガスは、高圧タービン７及び低圧タービン８を通過して主ノズル１０からジェットエンジンＳ１の後方に噴射される。これによって推進力が得られる。

　なお、高温ガスが高圧タービン７を通過する際に、高圧タービン７によって回転動力が得られる。この回転動力により、第２シャフト９ｂを介して高圧タービン７に接続される高圧圧縮機５の動翼５ａが回転駆動される。
　また、高温ガスが低圧タービン８を通過する際に、低圧タービン８によって回転動力が得られる。この回転動力により、第１シャフト９ａを介して低圧タービン８に接続されるファン３のファン動翼３ａ及び低圧圧縮機４の動翼４ａが回転駆動される。

　以上のような本実施形態のジェットエンジンＳ１は、上流側流路面３１において、タービン軸線Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域を少なくとも含む領域が基準面３２よりも窪む窪み領域３１ａを有している。
　上流側流路面３１を基準面３２よりも窪ませた場合には、タービン静翼７ｂの存在に起因する静圧の上昇を抑制することができる。タービン軸線Ｌ方向から見てタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域は、窪み領域３１ａを形成しない場合には、タービン静翼７ｂが存在することによって静圧が上昇する。
　このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、窪み領域３１ａによって、本来であれば大きく静圧が上昇する領域の静圧の上昇を抑制することができる。
　したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、タービン軸線Ｌを中心とする周方向の静圧分布を均一化でき、冷却空気供給部１１から供給される冷却空気によって形成される冷却膜の厚みを均一化できる。
　この結果、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、上流側流路面３１に温度が高い領域が発生することを抑制でき、流路面における冷却効率を均一化できる。冷却効率の低い領域に合わせて冷却空気の供給量を増やす必要が無いため、全体としての冷却空気の供給量を減少させ、ジェットエンジンＳ１の性能向上を図ることが可能となる。

　上述の窪み領域３１ａを形成するのみでは、流路面積が広がる方向に上流側流路面３１が変位するため、タービン静翼列２０の上流側の流路面積が増大し、タービン静翼列２０の上流側の空力性能が変動する可能性がある。
　しかしながら、本実施形態のジェットエンジンＳ１は、上流側流路面３１において、タービン軸線方向から見て複数のタービン静翼７ｂの前縁７ｂ１間に位置する領域の少なくとも一部が基準面３２よりも突出する突出領域３１ｂを有している。
　このため、本実施形態のジェットエンジンＳ１では、突出領域３１ｂでは流路面積が狭まる方向に上流側流路面３１が変位する。突出領域３１ｂによる流路面積の減少と窪み領域３１ａによる流路面積の増大とを相殺させて、タービン静翼列２０の上流側の流路面積が全体として変化することを抑制できる。
　なお、本実施形態においては、タービン軸線Ｌ方向から見た窪み領域３１ａと基準面３２とで形成される窪み面積Ｒａと、タービン軸線Ｌ方向から見た突出領域３１ｂと基準面３２とで形成される突出面積Ｒｂとが等しく設定されている。このため、窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂを設けることによってタービン静翼列２０の上流側の流路面積が全体として変化しないように構成されている。
　したがって、本実施形態のジェットエンジンＳ１によれば、空力性能の変動を抑えつつ、流路面における冷却効率の均一化を図ることができる。

　以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態によって限定されることはなく、添付のクレームの範囲によってのみ限定される。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の趣旨から逸脱しない範囲において、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。

　例えば、上記実施形態においては、タービン静翼７ｂを本発明のタービン翼とし、内側エンドウォール３０の表面を本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面とする構成について説明した。
　しかしながら、本発明のタービン翼をタービン動翼７ａとし、本発明における基準面に連続すると共にタービン翼列の上流側に位置する流路面をタービン動翼７ａが固定されるハブ（第２シャフト９ｂに設けられる）の表面とする構成を採用してもよい。
　つまり、本発明を適用して、タービン動翼７ａによって形成されるタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用してもよい。

　この他、例えば、本発明では、外側エンドウォール４０の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用してもよい。
　また、本発明では、低圧タービン８のタービン静翼列の上流側流路面あるいはタービン動翼列の上流側流路面に窪み領域と突出領域を設ける構成を採用してもよい。

　また、上記実施形態における窪み領域３１ａ及び突出領域３１ｂの形状は一例であり、内側エンドウォール３０の加工限界や空力性能を考慮して適宜設定してよい。

　本発明は、タービン翼の上流側に冷却空気を供給するガスタービンエンジンに広く利用することができる。

Ｓ１…ジェットエンジン（ガスタービンエンジン）
７ｂ…タービン静翼（タービン翼）
７ｂ１…前縁
１１…冷却空気供給部
２０…タービン静翼列（タービン翼列）
３０…内側エンドウォール
３１…上流側流路面
３１ａ…窪み領域
３１ｂ…突出領域
３２…基準面
Ｒａ…窪み面積
Ｒｂ…突出面積 

Claims (4)

1. 　タービン軸線を中心として環状に複数のタービン翼が配列されて形成されるタービン翼列と、前記複数のタービン翼に冷却空気を供給する冷却空気供給部と、を備えるガスタービンエンジンであって、
   　前記タービン翼列の上流側に位置すると共に前記複数のタービン翼が設置される基準面に連続するように形成される流路面は、
   　前記タービン軸線方向から見て前記複数のタービン翼の前縁に重なる領域を少なくとも含み前記基準面よりも窪む窪み領域と、
   　前記タービン軸線方向から見て前記複数のタービン翼の前縁間に位置する領域の少なくとも一部であって前記基準面よりも突出する突出領域と、
   　を有するガスタービンエンジン。
2. 　前記タービン軸線方向から見た前記窪み領域と前記基準面とで形成される窪み面積と、前記タービン軸線方向から見た前記突出領域と前記基準面とで形成される突出面積とが等しく設定されている請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 　前記タービン翼は、タービン静翼である請求項１に記載のガスタービンエンジン。
4. 　前記タービン翼は、タービン静翼である請求項２に記載のガスタービンエンジン。 

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