特許 6025110 タービン翼

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6025110

(24)【登録日】2016年10月21日

(45)【発行日】2016年11月16日

(54)【発明の名称】タービン翼

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/18 20060101AFI20161107BHJP

   F01D 5/14 20060101ALI20161107BHJP

   F02C 7/18 20060101ALI20161107BHJP

【ＦＩ】

   F01D5/18

   F01D5/14

   F02C7/18 E

【請求項の数】5

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2011-262851(P2011-262851)

(22)【出願日】2011年11月30日

(65)【公開番号】特開2013-113281(P2013-113281A)

(43)【公開日】2013年6月10日

【審査請求日】2014年11月27日

(73)【特許権者】

【識別番号】000000099

【氏名又は名称】株式会社ＩＨＩ

(73)【特許権者】

【識別番号】504132881

【氏名又は名称】国立大学法人東京農工大学

(73)【特許権者】

【識別番号】391006234

【氏名又は名称】一般社団法人日本航空宇宙工業会

(74)【代理人】

【識別番号】100175802

【弁理士】

【氏名又は名称】寺本 光生

(74)【代理人】

【識別番号】100064908

【弁理士】

【氏名又は名称】志賀 正武

(74)【代理人】

【識別番号】100107836

【弁理士】

【氏名又は名称】西 和哉

(74)【代理人】

【識別番号】100167553

【弁理士】

【氏名又は名称】高橋 久典

(72)【発明者】

【氏名】大北 洋治

(72)【発明者】

【氏名】村田 章

【審査官】 橋本 敏行

(56)【参考文献】

【文献】 特開２０１０−０４３５６８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特表２００８−５２０８９０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 欧州特許出願公開第０１９６１９１７（ＥＰ，Ａ２）

【文献】 特開２００３−１３８９０５（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特表２００８−５１９１９７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０１１−１４９４２７（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０１Ｄ１３／００−１５／１２

２３／００−２５／３６

Ｆ０２Ｃ１／００−９／５８

Ｆ２３Ｒ３／００−７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

後縁部に吹出口が設けられる腹側壁と、前記吹出口から内壁面の一部が露出されると共に当該露出領域において当該内壁面に沿って冷却空気が流される背側壁と、前記露出領域において前記背側壁の内壁面に設けられる窪みとを有する中空のタービン翼であって、
前記背側壁の内壁面の法線方向から見た前記窪みの輪郭は、前記冷却空気の流れ方向に対して交差する基準軸を中心にして対称であると共に、前記基準線に沿って配置される半径の違う円を共通接線でつないだ平面形状をしており、当該基準軸に沿って小さい前記円から大きい前記円に向かう方向において小さい前記円の中心を越えて広がる形状に設定されていることを特徴とするタービン翼。

【請求項2】

前記基準軸を通る前記背側壁の内壁面の直交断面における前記窪みの形状は、翼前縁側端から翼後縁寄りに配置される前記窪みの最深部に向かう直線形状領域と、前記最深部と翼後縁側端とを繋ぐ円弧形状領域とを有することを特徴とする請求項１記載のタービン翼。

【請求項3】

前記背側壁に対して複数の前記窪みを備え、各窪みの前記基準軸が同一姿勢とされていることを特徴とする請求項１または２記載のタービン翼。

【請求項4】

前記腹側壁と対向すると共に前記露出領域に連続する前記背側壁の内壁面の一部領域に前記窪みがさらに設けられていることを特徴とする請求項１〜３いずれかに記載のタービン翼。

【請求項5】

前記腹側壁の内壁面の一部領域であって、前記窪みが設けられた前記背側壁の内壁面の一部領域と対向する領域に前記窪みがさらに設けられていることを特徴とする請求項４記載のタービン翼。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、タービン翼に関するものである。

【背景技術】

【0002】

ジェットエンジン等に搭載されるタービン翼は、高温ガス雰囲気に晒される。このため、熱対策として、タービン翼を中空とすると共に後縁部に吹出口を設け、冷却空気をタービン翼内部に供給して吹出口から吹き出させる構造が提案されている。この構造を採用するタービン翼では、タービン翼の腹側壁の一部を切欠くことで吹出口が形成されると共に最も高温となる後縁部が薄肉化されており、吹出口に露出した背側壁の内壁面に沿って冷却空気を流しながら吹き出すことによって後縁部がフィルム冷却される。

【0003】

また、特許文献１及び２には、上記切欠きによって露出された背側壁の内壁面に窪み等を設けることによって、タービン翼から冷却空気への熱伝達率の向上を図る技術が提案されている。
さらに、特許文献３には、タービン翼の内部において背側壁の内壁面に窪み等を設けることによって、タービン翼から冷却空気への熱伝達率の向上を図る技術が提案されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】特開２０１０−４３５６８号公報

【特許文献2】特表２００８−５２０８９０号公報

【特許文献3】特開２００３−１３８９０５号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

上記特許文献１〜３にて提案されている技術によれば、タービン翼の冷却効果を高めることができる。しかしながら、タービン翼において、形成材料の選択や形状の選択により高い自由度を求めようとすると、さらに冷却性能を向上させる必要がある。

【0006】

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、タービン翼において、さらに冷却性能を向上させることを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0007】

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。

【0008】

第１の発明は、後縁部に吹出口が設けられる腹側壁と、上記吹出口から内壁面の一部が露出されると共に当該露出領域において当該内壁面に沿って冷却空気が流される背側壁と、上記露出領域において上記背側壁の内壁面に設けられる窪みとを有する中空のタービン翼であって、上記背側壁の内壁面の法線方向から見た上記窪みの輪郭は、上記冷却空気の流れ方向に対して交差する基準軸を中心にして対称であると共に当該基準軸に沿って広がる形状に設定されているという構成を採用する。

【0009】

第２の発明は、上記第１の発明において、上記基準軸を通る上記背側壁の内壁面の直交断面における上記窪みの形状が、翼前縁側端から翼後縁寄りに配置される上記窪みの最深部に向かう直線形状領域と、上記最深部と翼後縁側端とを繋ぐ円弧形状領域とを有するという構成を採用する。

【0010】

第３の発明は、上記第１または第２の発明において、上記背側壁に対して複数の上記窪みを備え、各窪みの上記基準軸が同一姿勢とされているという構成を採用する。

【0011】

第４の発明は、上記第１〜第３いずれかの発明において、上記腹側壁と対向すると共に上記露出領域に連続する上記背側壁の内壁面の一部領域に上記窪みがさらに設けられているという構成を採用する。

【0012】

第５の発明は、上記第４の発明において、上記腹側壁の内壁面の一部領域であって、上記窪みが設けられた上記背側壁の内壁面の一部領域と対向する領域に上記窪みがさらに設けられているという構成を採用する。

【発明の効果】

【0013】

本発明において、窪みの輪郭が、冷却空気の流れ方向に対して交差する基準軸を中心にして対称であると共に当該基準軸に沿って広がる形状に設定されている。このような形状の窪みによれば、フィルム冷却の効率を維持しつつタービン翼から冷却空気への熱伝達率の向上を図ることが可能となり、冷却性能をさらに向上させることができる。

【図面の簡単な説明】

【0014】

【図1】本発明の一実施形態に係るタービン翼を備えるジェットエンジンを模試来て菌示す縦断面図である。

【図2】本発明の一実施形態に係るタービン翼の概略構成図であり、（ａ）が斜視図であり、（ｂ）が（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。

【図3】本発明の一実施形態に係るタービン翼が備える吹出口の１つを含む拡大図であり、（ａ）が平面図であり、（ｂ）が（ａ）のＢ−Ｂ線断面図

【図4】本発明の一実施形態に係るタービン翼が備える窪みの形状を示す模式図であり、（ａ）が平面図であり、（ｂ）が断面図である。

【図5】本発明の一実施形態におけるタービン翼の効果を検証するためのシミュレーション結果を示す図であり、（ａ）及び（ｂ）が熱伝達率の分布を示す分布図であり、（ｃ）が冷却空気の流量（Ｍ）と熱伝達率（ｈｍ）との関係、及び、冷却空気の流量（Ｍ）とフィルム冷却効率（ηｍ）との関係を示すグラフである。

【発明を実施するための形態】

【0015】

以下、図面を参照して、本発明に係るタービン翼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。

【0016】

図１は、本実施形態のタービン翼１を備えるジェットエンジン１００を模式的に示す縦断面図である。ジェットエンジン１０は、ファン１１と、低圧圧縮機１２と、高圧圧縮機１３と、燃焼器１４と、高圧タービン１５と、低圧タービン１６と、ノズル１７を備えている。

【0017】

ファン１１は、ジェットエンジン１０の上流側端部に配置され、ジェットエンジン１０の内部に取り込まれる空気流を形成する。低圧圧縮機１２は、ファン１１の下流側に配置され、ファン１１から送り込まれる空気を圧縮する。高圧圧縮機１３は、低圧圧縮機１２の下流側に配置され、低圧圧縮機１２で圧縮された空気をさらに圧縮する。燃焼器１４は、高圧圧縮機１３の下流側に配置され、高圧圧縮機１３で圧縮された空気と共に燃料を燃焼させ高温ガスを生成する。高圧タービン１５は、燃焼器１４の下流側に配置され、燃焼器１４から下流側に排出された高温ガスに含まれるエネルギの一部を回転動力に変換して高圧圧縮機１３の駆動力を生成する。低圧タービン１６は、高圧タービン１５の下流側に配置され、高圧タービン１５から排出された高温ガスに含まれるエネルギの一部を回転動力に変換してファン１１及び低圧圧縮機１２の駆動力を生成する。ノズル１７は、低圧タービン１６の下流側に配置され、低圧タービン１６から排出された高温ガスをジェットエンジン１０の後方に向けて噴出して推力を得る。

【0018】

本実施形態のタービン翼１は、図１に示すように、高圧タービン１５が備える静翼としてジェットエンジン１０に搭載されている。なお、タービン翼１には、図１に示すように、燃焼器１４の上流側から抽気した空気を冷却空気としてタービン翼１に供給する抽気流路１８と接続されている。以下、図２〜図４を参照して、本実施形態のタービン翼１について詳細に説明する。なお、以下の説明において、翼前縁１ａ（図２参照）を含む前縁側の端部領域を前縁部１Ａと称し、翼後縁１ｂ（図２参照）を含む後縁側の端部領域を後縁部１Ｂと称する。

【0019】

図２は、本実施形態のタービン翼１の概略構成図であり、（ａ）が斜視図、（ｂ）が（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。図１に示すように、本実施形態のタービン翼１は、背側壁２と、腹側壁３と、吹出口４と、窪み５とを備えている。

【0020】

背側壁２は、タービン翼１の背側１ｃを形成する壁部である。また、腹側壁３は、タービン翼１の腹側１ｄを形成する壁部である。これらの背側壁２と腹側壁３とは、翼前縁１ａと翼後縁１ｂとで接続されている。このような背側壁２と腹側壁３とで囲まれることによって本実施形態のタービン翼１の内部に空間が形成され、これによって本実施形態のタービン翼１は中空となっている。なお、腹側壁３は、後縁部１Ｂにおいて吹出口４が設けられている。このような吹出口４から背側壁２の内壁面２ａの一部が露出している。

【0021】

吹出口４は、後縁部１Ｂにおいて腹側壁３の一部が切りかかれることによって形成されており、抽気流路１８を介してタービン翼１の内部に供給された冷却空気をタービン翼１の外部に吹き出す。この吹出口４は、図２（ａ）に示すように、タービン翼１の高さ方向に等間隔で複数（本実施形態においては８つ）設けられている。

【0022】

窪み５は、タービン翼１から冷却空気への熱伝達率を向上させるためのものである。まず図３を参照して、窪み５の配置位置について説明する。図３は、１つの吹出口４を含む拡大図であり、（ａ）が平面図であり、（ｂ）が（ａ）のＢ−Ｂ線断面図である。この図に示すように、窪み５は、背側壁２の内壁面２ａと腹側壁３の内壁面３ａとに複数設けられている。
より詳細に説明すると、背側壁２の内壁面２ａに設けられる窪み５ａは、図３（ａ）に示すように、各吹出口４に対して、タービン翼１の高さ方向に２列に亘って設けられている。また、窪み５ａは、各列において、冷却空気の流れ方向Ｘに同間隔で１０個ずつ配列されている。これらの複数の窪み５ａのうち、各列における後縁側の３つの窪み５ａは、図３（ｂ）に示すように、吹出口４によって露出された背側壁２の内壁面２ａの一部（露出領域Ｒ１）に設けられている。また、残りの窪み５ａは、図３（ｂ）に示すように、吹出口４の内側に入り込んだ内部領域Ｒ２（腹側壁３と対向すると共に露出領域Ｒ１に連続する背側壁２の内壁面２ａの一部領域）に設けられている。
腹側壁３の内壁面３ａに設けられる窪み５ｂは、図３（ｂ）に示すように、吹出口４の内側に入り込んだ内部領域Ｒ３（窪み５ａが設けられる内部領域Ｒ２に対向する領域）に設けられている。この窪み５ｂは、図３（ａ）に示すように、タービン翼１の高さ方向に２列に亘って設けられている。また、窪み５ｂは、各列において、冷却空気の流れ方向Ｘに窪み５ａと同間隔で６個ずつ配列されている。
なお、本実施形態においては、背側壁２の内壁面２ａに設けられる窪み５ａと、腹側壁３の内壁面３ａに設けられる窪み５ｂとは、タービン翼１の高さ方向において一致するように配置され、冷却空気の流れ方向Ｘに半ピッチずれて配置されている。

【0023】

次に、窪み５の形状について図４を参照して説明する。図４（ａ）は、１つの窪み５ａの拡大図であり、背側壁２の内壁面２ａの法線方向から見た図（平面図）である。図４（ａ）に示すように、各窪み５ａの輪郭は、φＤの円Ｃ１とφ（１／２）Ｄの円Ｃ２とを冷却空気の流れ方向Ｘに対して４５°傾斜した方向に、翼前縁側端５ｃから円Ｃ１の中心までの距離が０．８４９Ｄとなるように配置し、これらの円Ｃ１と円Ｃ２とを共通接線Ｌ１で結び、これによって得られた図形の外形形状とされている。つまり、窪み５ａの輪郭は、冷却空気の流れ方向Ｘに対して４５°で交差する仮想の基準軸Ｌを中心とする左右対称の形状とされ、基準軸Ｌに沿って後縁側に向かうに連れて広がる形状に設定されている。

【0024】

図４（ｂ）は、図４（ａ）に示す基準軸Ｌを通る背側壁２の内壁面２ａの直交断面を示す図である。図４（ｂ）に示すように、窪み５ａの断面形状は、φＤの円Ｃ３を０．３Ｄの深さで切り取った円弧と、円Ｃ３の接線Ｌ２からなり、内壁面２ａに沿う方向における円Ｃ３の中心と接線Ｌ２の端までの距離が０．８４９Ｄとされた形状とされている。これによって、本実施形態の窪み５ａの断面形状は、翼前縁側端５ｃから翼後縁寄りに配置される窪み５の最深部５ｄに向かう直線形状領域５Ｒ１と、最深部５ｄと翼後縁側端５ｅとを繋ぐ円弧形状領域５Ｒ２とを有する形状となっている。つまり、窪み５ａの断面形状は、翼前縁側端５ｃから最深部５ｄまでがなだらかに傾斜し、最深部５ｄから翼後縁側端５ｅまでが急激に立ち上がる形状となっている。

【0025】

窪み５ａの全体形状は、図４（ａ）に示す輪郭と、図４（ｂ）に示す断面形状とをスプライン面で連結した形状となっている。なお、窪み５ｂの形状も窪み５ａと同一に設定されている。

【0026】

このように形状設定された窪み５ａ，５ｂは、図３（ａ）に示すように、各窪み５の基準軸Ｌが同一姿勢となるように、背側壁２の内壁面２ａの法線方向から見て基準軸Ｌが冷却空気の流れ方向Ｘに対して４５°傾斜するように姿勢設定されている。

【0027】

続いて、本実施形態のタービン翼１の作用及び効果について説明する。抽気流路１８からタービン翼１の内部に冷却空気が供給されると、供給された冷却空気は、タービン翼１の内部を通り、吹出口４からタービン翼１の外部に吹き出される。

【0028】

吹出口４から吹き出される冷却空気であって背側壁２の内壁面２ａに沿って流れる冷却空気は、図４（ｂ）に示すように露出領域Ｒ１に設けられた窪み５ａに流れ込むときに、直線形状領域５Ｒ１に沿って流れて最深部５ｄに到達し、最深部５ｄから円弧形状領域５Ｒ２に沿って流れて窪み５ａの外部に流れ出す。このとき、最深部５ｄが翼後縁寄りに配置されて直線形状領域５Ｒ１がなだらかとなっているため、窪み５ａに翼前縁側端５ｃから流れ込んだ冷却空気は、窪み５ａの内壁面から剥離することなく、また減速して最深部５ｄに到達する。一方、窪み５ａでは最深部５ｄから翼後縁側端５ｅまでが急激に立ち上がっていることから、冷却空気が加速する。
このような窪み５ａによれば、窪み５ａに流れ込む冷却空気が窪み５ａの翼前縁側において内壁面から剥離することを抑制することができるため、例えば、ディンプル形状の窪みを設置する場合よりも冷却効率を高めることができる。また、窪み５ａによれば、円弧形状領域５Ｒ２で冷却空気を加速させて小さな渦流を発生させることができ、当該渦流によってタービン翼１から冷却空気への伝熱を促進させることができる。

【0029】

また、窪み５ａは、上述のように、冷却空気の流れ方向Ｘに対して基準軸Ｌを４５°傾斜させた姿勢で配置されている。このため、窪み５ａに流れ込んだ冷却空気に対して流れ方向Ｘに対して直交する速度成分が付与される。これによって、流れ方向Ｘに沿う軸を中心とする旋回流が形成され、当該旋回流による伝熱の促進効果も得られる。

【0030】

なお、図３（ｂ）に示す内部領域Ｒ２に設けられる窪み５ａと、内部領域Ｒ３に設けられる窪み５ｂとも、露出領域Ｒ１に設けられる窪み５ａと同様の作用及び効果を得ることができる。このように、内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３にも窪み５を設けることにより、これらの窪み５によっても伝熱の促進効果が高められ、冷却性能が向上する。

【0031】

このような本実施形態のタービン翼１によれば、上述した形状を有する窪み５によって、タービン翼１から冷却空気への熱伝達率を向上させることができ、ディンプル形状の窪みを設ける場合よりもさらに冷却性能を向上させることができる。

【0032】

また、本実施形態においては、基準軸Ｌの姿勢が同一となるように窪み５の姿勢が設定されている。このため、各窪み５において、同一の方向の速度成分が冷却空気の流れに対して付与され、効率的に旋回流を形成することができる。

【0033】

次に、上記実施形態のタービン翼１の効果を検証するために行ったシミュレーションの結果について説明する。
なお、本シミュレーションでは、以下のケース１〜ケース７について検証を行った。
ケース１では、図３に示す露出領域Ｒ１、内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３が窪み５がなく平坦とされたモデルを用いてシミュレーションを行った。
ケース２では、基準軸Ｌが流れ方向Ｘに対して平行な窪み（外形形状は窪み５と同一）を図３に示す露出領域Ｒ１及び内部領域Ｒ２のみに設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に３列設けたモデルを用いてシミュレーションを行った。
ケース３では、基準軸Ｌが流れ方向Ｘに対して平行な窪み（外形形状は窪み５と同一）を図３に示す露出領域Ｒ１、内部領域Ｒ２内部領域Ｒ３に設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に３列設けたモデルを用いてシミュレーションを行った。
ケース４では、基準軸Ｌが流れ方向Ｘに対して平行な窪み（外形形状は窪み５と同一）を図３に示す内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３のみに設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に３列設けたモデルを用いてシミュレーションを行った。
ケース５では、上記実施形態と同様のモデル（窪み５を図３に示す露出領域Ｒ１、内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３に設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に２列設けたモデル）を用いてシミュレーションを行った。
ケース６では、基準軸Ｌが流れ方向Ｘに対して平行な窪み（外形形状は窪み５と同一）を図３に示す露出領域Ｒ１、内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３に設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に２列設けたモデルを用いてシミュレーションを行った。
ケース７では、平面形状が円形で断面形状が円弧のディンプル形状の窪みを図３に示す露出領域Ｒ１、内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３に設け、かつ、窪みをタービン翼の高さ方向に２列設けたモデルを用いてシミュレーションを行った。

【0034】

図５（ａ）は、ケース５（上記実施形態のタービン翼１）における熱伝達率の分布図である。図５（ｂ）は、ケース７における熱伝達率の分布図である。これらの図から分かるように、上記実施形態において採用した窪み５の形状は、上述した特許文献１や特許文献２で採用されている従来一般的に用いられるケース７の窪みよりも遥かに高い熱伝達率を実現できている。

【0035】

図５（ｃ）は、ケース１〜７における冷却空気の流量（Ｍ）と熱伝達率（ｈｍ）との関係、及び、ケース１〜７における冷却空気の流量（Ｍ）とフィルム冷却効率（ηｍ）との関係を示すグラフである。図５（ｃ）において下部に示されるグラフ群（ポイントを黒塗りで示しているグラフを含む複数のグラフ）は、冷却空気の流量（Ｍ）と熱伝達率（ｈｍ）との関係を示すグラフである。また、図５（ｃ）において上部に示されるグラフ群（ポイントを白抜きで示しているグラフを含む複数のグラフ）は、冷却空気の流量（Ｍ）とフィルム冷却効率（ηｍ）との関係を示すグラフである。なお、冷却空気の流量（Ｍ）とフィルム冷却効率（ηｍ）との関係を示すグラフではポイントを白抜きで示しているが、形状が同じ黒塗りのポイントと同様のケースで得た結果を示している。
図５（ｃ）に示すように、上記実施形態のタービン翼１における熱伝達率が最も高いことが分かった。また、ケース５とケース６との比較から分かるように、基準軸Ｌを流れ方向Ｘに対して傾斜させることによって熱伝達率が向上する。また、ケース１と他のケース２〜７との比較から分かるように、窪みを設けることによって熱伝達率が向上する。また、ケース３とケース４との比較から分かるように、窪みを露出領域Ｒ１のみならず内部領域Ｒ２及び内部領域Ｒ３にも設けることで熱伝達率が向上する。
また、冷却空気の流量（Ｍ）とフィルム冷却効率（ηｍ）との関係を示すグラフから分かるように、窪みの有無、また窪みの形状に関わらず、フィルム冷却効率は常に高い。したがって、本実施形態のタービン翼１によれば、フィルム冷却効率を下げることなく、熱伝達率を向上できることが分かった。

【0036】

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、上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。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設計要求等に基づき種々変更可能である。

【0037】

例えば、上記実施形態においては、本発明のタービン翼を、高圧タービン１５の静翼に適用する例について説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、高圧タービン１５の動翼、低圧タービン１６の静翼あるいは動翼に適用することも可能である。

【0038】

また、上記実施形態における吹出口４の数は一例であり、変更することも可能である。また、吹出口４を複数備える場合に、各吹出口４に対応して設けられる窪み５の数、大きさや配置パターンを変更させても良い。例えば、タービン翼１の高さ方向における高温ガスの流量分布にばらつきがある場合、高温ガスの流量が多い吹出口４に対して窪みを多数設け、高温ガスの流量が少ない吹出口に対して窪みを少量設けるということも考えられる。また、冷却空気の流れ方向Ｘに配列される窪みを下流側に向けて徐々に大きくしたり、逆に下流側に向けて徐々に小さくすることも考えられる。

【0039】

また、上記実施形態において、窪み５ａの形状を規定するための具体的な数値は一例であり、変更可能である。つまり、本発明の窪みの輪郭は、冷却空気の流れ方向Ｘに対して交差する基準軸を中心にして対称であると共に当該基準軸に沿って広がる形状に設定されていれば良い。例えば、基準軸の流れ方向Ｘに対する傾斜角度は４５°である必要はなく、３０°や２０°であっても良い。

【符号の説明】

【0040】

１……タービン翼、１Ｂ……後縁部、１ａ……翼前縁、１ｂ……翼後縁、１ｃ……背側、１ｄ……腹側、２……背側壁、２ａ……内壁面、３……腹側壁、３ａ……内壁面、４……吹出口、５，５ａ，５ｂ……窪み、５ｃ……翼前縁側端、５ｄ……最深部、５ｅ……翼後縁側端、５Ｒ１……直線形状領域、５Ｒ２……円弧形状領域、Ｌ……基準軸、Ｌ１……共通接線、Ｌ２……接線、Ｒ１……露出領域、Ｒ２……内部領域、Ｒ３……内部領域、Ｘ……冷却空気の流れ方向

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】