タービン翼
【課題】タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａ付近のフィルム効率を高めて、タービン静翼１の冷却性能を高いレベルまで向上させること。
【解決手段】静翼本体３の前縁側翼面３ａに複数の前縁側フィルム冷却孔１１がフロント冷却通路７に連通して形成され、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面がスパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈し、スパン方向ＳＤに沿った断面において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃが厚み方向ＴＤに対して傾斜し、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面の出口側部分１１ｅが孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜してあること。
【解決手段】静翼本体３の前縁側翼面３ａに複数の前縁側フィルム冷却孔１１がフロント冷却通路７に連通して形成され、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面がスパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈し、スパン方向ＳＤに沿った断面において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃが厚み方向ＴＤに対して傾斜し、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面の出口側部分１１ｅが孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜してあること。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガスに曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）利用して冷却可能になっている。
【０００３】
具体的には、タービン翼の内部には、冷却空気を流入可能な冷却通路が形成されており、タービン翼の翼面には、冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が冷却通路に連通して形成されている。そのため、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却通路に流入した冷却空気が複数のフィルム冷却孔から噴き出されることにより、タービン翼の翼面を覆うフィルム冷却層を形成して、タービン翼に対してフィルム冷却を行うことができる。
【０００４】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００９−１６２２２４号公報
【特許文献２】特開平７−６３００２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請に伴い、タービンの入口側の燃焼ガスの温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、タービン翼の翼面、特に、燃焼ガスの衝突によって部材温度が高くなり易い、タービン翼の前縁側翼面付近（前縁側翼面を含む）のフィルム効率を高めて、タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることが急務になっている。
【０００７】
そこで、本発明は、前縁側翼面付近を十分に冷却することができる、新規な構成のタービン翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、タービン翼の前縁側翼面に形成されたフィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈している場合（発明例に係るタービン翼の場合、図５（ａ）（ｂ）参照）には、所定の条件を満たすことにより、フィルム冷却孔の孔断面（流路断面）が円形状又は楕円形状を呈している場合（比較例１及び比較例２に係るタービン翼の場合、図６（ａ）（ｂ）及び図７（ａ）（ｂ）参照）に比較して、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）に示すように、フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気のタービン翼の前縁側翼面に対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、タービン翼の翼面（前縁側翼面）において冷却空気をスパン方向へ十分に拡散させることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。また、前述の所定の条件は、スパン方向に沿った断面においてフィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜していること、及びスパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）が孔中心線よりも厚み方向に対して更に傾斜していることである。
【０００９】
ここで、図５（ａ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図５（ｂ）は、図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図、図６（ａ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図６（ｂ）は、図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図、図７（ａ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図７（ｂ）は、図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図、図８は、タービン翼の前縁側翼面のよどみ点等を説明する模式的な図である。また、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図、図１０（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図、図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図であって、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）における温度分布状態は、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析（解析条件として、前側翼面付近のレイノズル数≒９×１０4、ブロー比＝２．０）より求めたものである。更に、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）中において、温度の高い領域の部分は、燃焼ガスに相当する部分であって、温度の低い領域（温度のより低い領域を含む）の部分は、冷却空気と燃焼ガスとの混合があまり進んでなく、冷却空気が冷却性能を十分に有している領域であって、５５°、６５°、７５°は、前縁側翼面のよどみ点から下流側（主流の流れ方向からみて下流側）に変位した角度を示しており（図８参照）、フィルム冷却孔の出口側開口部の位置をよどみ点から下流側に５５°変位した箇所に予め設定してある。なお、発明例に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面、比較例１に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面、及び比較例２に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面は、同じ面積に予め設定してある（図５（ｂ）、図６（ｂ）、及び図７（ｂ）参照）。
【００１０】
本発明の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前縁側翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成され、各フィルム冷却孔の孔断面（流路断面）がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを要旨とする。
【００１１】
ここで、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「タービン翼」とは、タービン動翼及びタービン静翼を含む意であって、「孔断面」とは、孔中心線に垂直な断面のことをいう。また、「出口側」とは、冷却空気の流れ方向からみて出口側のことをいい、「鈍角側」とは、翼面とのなす角が鈍角になる側（領域）のことをいう。
【００１２】
本発明の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記冷却通路に流入した冷却空気が複数の前記フィルム冷却孔から噴き出されることにより、前記タービン翼の前縁側翼面付近にフィルム冷却層を形成して、前記タービン翼の前縁側翼面付近を十分にフィルム冷却を行うことができる。
【００１３】
ここで、各フィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔における孔壁面の所定の出口側部分が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜しているため、前述の新規な知見を適用すると、各フィルム冷却孔の孔断面が円形状又は楕円形状を呈している場合に比較して、各フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気の前記タービン翼の翼面に対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、前記タービン翼の前縁側翼面において冷却空気を前記スパン方向に十分に拡散させることができる。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、各フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気の前記タービンの前縁側翼面に対する浮き上がりを抑制しつつ、前記タービン翼の前縁側翼面において冷却空気を前記スパン方向に十分に拡散させることができるため、前記タービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率を高めて、前記タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の側面図であって、一部破断してある。
【図２】図２（ａ）は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図２（ｂ）は、図２（ａ）におけるIIB-IIB線に沿った拡大断面図、図２（ｃ）は、図２（ａ）における矢視部IICの拡大図、図２（ｄ）は、図２（ａ）における矢視部IIDの拡大図である。
【図３】図３は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図４】図４は、図１におけるIV-IV線に沿った拡大断面図である。
【図５】図５（ａ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図５（ｂ）は、図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図である。
【図６】図６（ａ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図６（ｂ）は、図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図である。
【図７】図７（ａ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図７（ｂ）は、図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図である。
【図８】図８は、タービン翼の前縁側翼面のよどみ点等を説明する模式的な図である。
【図９】図９（ａ）（ｂ）（ｃ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１０】図１０（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１１】図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１２】図１２は、発明例に係るタービン翼、比較例１に係るタービン翼、及び比較例２に係るタービン翼について、前縁側翼面のよどみ点からの距離とフィルム効率との関係を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（主流の流れ方向からみて上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（主流の流れ方向からみて下流方向）を指してある。
【００１７】
図１、図３、及び図４に示すように、本発明の実施形態に係るタービン静翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示省略）に用いられ、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを利用して冷却可能である。そして、本発明の実施形態に係るタービン静翼１の具体的な構成は、次のようになる。
【００１８】
タービン静翼１は、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）されるものであって、中空状の静翼本体（翼本体）３を備えている。また、静翼本体３の内部には、リブ壁（隔壁）５が設けられおり、静翼本体３の内部は、リブ壁５によって冷却空気ＣＡを流入可能な２つの冷却通路（フロント冷却通路７とリア冷却通路９）に前後に区画されている。換言すれば、静翼本体３の内部には、フロント冷却通路７とリア冷却通路９が前後に形成されている。そして、静翼本体３の前縁側翼面３ａ（タービン静翼１の前縁側翼面３ａ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の前縁側フィルム冷却孔１１がフロント冷却通路７に連通して形成されており、静翼本体３の腹側翼面３ｖ（タービン静翼１の腹側翼面３ｖ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の腹側フィルム冷却孔１３がフロント冷却通路７又はリア冷却通路９に連通して形成されており、静翼本体３の後縁側翼面３ｐ（タービン静翼１の後縁側翼面３ｐ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の後縁側フィルム冷却孔１５がリア冷却通路９に連通して形成されている。なお、静翼本体３の背側翼面３ｂ（タービン静翼１の背側翼面３ｂ）に冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の背側側フィルム冷却孔（図示省略）がフロント冷却通路７又はリア冷却通路９に連通して形成されるようにしても構わない。
【００１９】
静翼本体３の基端側には、円弧状のインナーバンド１７が一体形成されており、静翼本体３の先端側には、円弧状のアウターバンド１９が一体形成されている。また、アウターバンド１９における静翼本体３のフロント冷却通路７に整合する位置には、フロント挿通穴２１が形成されており、アウターバンド１９における静翼本体３のリア冷却通路９に整合する位置には、リア挿通穴２３が形成されている。換言すれば、アウターバンド１９には、静翼本体３のフロント冷却通路７に連通したフロント挿通穴２１、及び静翼本体３のリア冷却通路９に連通したリア挿通穴２３が前後に形成されている。
【００２０】
静翼本体３のフロント冷却通路７内には、パイプ状のフロントインサート２５が配設されており、このフロントインサート２５の上部は、アウターバンド１９のフロント挿通穴２１に挿通してあって、フロントインサート２５の外周面には、静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のフロントインピンジ冷却孔２７が形成されている。また、静翼本体３のリア冷却通路９内には、パイプ状のリアインサート２９が配設されており、このリアインサート２９の上部は、アウターバンド１９のリア挿通穴２３に挿通してあって、リアインサート２９の外周面には、静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のリアインピンジ冷却孔３１が形成されている。
【００２１】
続いて、本発明の実施形態の要部について説明する。
【００２２】
図２（ａ）（ｃ）（ｄ）に示すように、各前縁側フィルム冷却孔１１の入口側開口部（入口側開口部の形状）及び出口側開口部（出口側開口部の形状）は、それぞれ、スパン方向ＳＤへ延びかつ角部にＲつけた矩形の長孔形状を呈している。また、図２（ａ）（ｂ）に示すように、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面は、スパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈している。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面（孔断面の断面形状）のアスペクト比（長短比）は、１．１〜３．０、好ましくは１．５〜２．５に設定されている。各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面のアスペクト比を１．１以上に設定されるようにしたのは、１．１未満に設定されると、各前縁側フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡが静翼本体３の前縁側翼面３ａにおいてスパン方向ＳＤへ十分に拡散することが困難になるからである。一方、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面のアスペクト比を３．０以下に設定されるようにしたのは、３．０を越えて設定されると、各前縁側フィルム冷却孔１１の加工（放電加工）が困難になるからである。
【００２３】
図２（ａ）に示すように、スパン方向ＳＤに沿った断面（スパン方向ＳＤに平行な断面）において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃは、厚み方向（静翼本体３の厚み方向）ＴＤに対して傾斜してある。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃの厚み方向ＴＤに対する傾斜角θｃは、２０〜６０度、好ましくは、３０〜５０度に設定されている。傾斜角θｃを２０度以上に設定されるようにしたのは、２０度未満に設定されると、前縁側フィルム冷却孔１１の加工が困難になる上に、前縁側フィルム冷却孔１１の周辺の応力集中が高くなるからである。一方、傾斜角θｃを６０度以下に設定されるようにしたのは、６０度を超えて設定されると、冷却空気ＣＡの浮き上がり（剥離）が顕著になり、冷却性能が低下するからである。
【００２４】
スパン方向ＳＤに沿った断面において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）１１ｅは、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜してある。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面における所定の出口側部分１１ｅの厚み方向ＴＤに対する傾斜角θｅは、５〜２０度、好ましくは、５〜１０度である。傾斜角θｅを５度以上に設定されるようにしたのは、５度未満に設定されると、冷却空気ＣＡをスパン方向へ十分に拡散させることができなくなるからである。一方、傾斜角θｅを２０度以下に設定されるようにしたのは、２０度を超えて設定されると、前縁側フィルム冷却孔１１の内部で流れの剥離が生じ易くなって、冷却性能が低下するからである。
【００２５】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２６】
ガスタービンエンジンの稼働中に、フロントインサート２５内に流入した冷却空気ＣＡが複数のフロントインピンジ冷却孔２７から静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって噴き出される共に、リアインサート２９内に流入した冷却空気ＣＡが複数のリアインピンジ冷却孔３１から静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって噴き出される。これにより、タービン静翼１（静翼本体３）に対してインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。
【００２７】
また、タービン静翼１のインピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡ、換言すれば、静翼本体３のフロント冷却通路７及びリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡが複数の前縁側フィルム冷却孔１１、複数の腹側フィルム冷却孔１３、及び複数の後縁側フィルム冷却孔１５から噴き出される。これにより、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａ及び腹側翼面３ｖ等を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、タービン静翼１に対してフィルム冷却を行うことができる。
【００２８】
ここで、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面がスパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びた長孔形状を呈し、スパン方向ＳＤに沿った断面において各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃが厚み方向ＴＤに対して傾斜し、スパン方向ＳＤに沿った断面において各前縁側フィルム冷却孔１１における孔壁面の所定の出口側部分１１ｅが孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜しているため、前述の新規な知見を適用すると、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面が円形状又は楕円形状を呈している場合に比較して、各前縁側フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡのタービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａに対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａにおいて冷却空気ＣＡをスパン方向ＳＤに十分に拡散させることができる。
【００２９】
従って、本発明の実施形態によれば、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａ付近のフィルム効率を高めて、タービン静翼１の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。なお、フィルム効率は、燃焼ガスの温度をＴｆ、フィルム冷却層の温度をＴｆ、冷却空気ＣＡの温度をＴｃとした場合に、フィルム効率＝（Ｔｇ−Ｔｆ）／（Ｔｇ−Ｔｃ）で定義されるものである。
【００３０】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばタービン静翼１に適用した技術的思想をタービン動翼に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【実施例】
【００３１】
本発明の実施例について図１２を参照して説明する。
【００３２】
発明例に係るタービン翼（図５（ａ）（ｂ）参照）、比較例１に係るタービン翼（図６（ａ）（ｂ）参照）、及び比較例２に係るタービン翼（図７（ａ）（ｂ）参照）の前縁側翼面付近のフィルム効率（スパン方向の平均のフィルム効率）について３次元定常粘性ＣＦＤ解析（解析条件として、前側翼面付近のレイノズル数≒９×１０4、ブロー比＝２．０）を行い、その結果をまとめると、図１２に示すようになる。即ち、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率は、比較例１及び比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率に比べて十分に高いことが確認された。なお、図１２中における横軸の前縁側翼面のよどみ点からの距離は、フィルム冷却孔の孔断面の代表直径（同じ断面積を有する円孔の直径）で除することにより無次元化してある。
【符号の説明】
【００３３】
ＣＡ 冷却空気
ＰＤ スパン方向に沿った断面に平行な方向
ＳＤ スパン方向
ＴＤ 厚み方向
１ タービン静翼
３ 静翼本体（翼本体）
３ａ 静翼本体の前縁側翼面
３ｂ 静翼本体の背側翼面
３ｐ 静翼本体の後縁側翼面
３ｖ 静翼本体の腹側翼面
７ フロント冷却通路
９ リア冷却通路
１１ 前縁側フィルム冷却孔
１１ｃ 前縁側フィルム冷却孔の孔中心線
θｃ 孔中心線１１ｃの厚み方向ＴＤに対する傾斜角
１１ｅ 所定の出口側部分
θｅ 所定の出口側部分１１ｅの厚み方向に対する傾斜角
１３ 腹側フィルム冷却孔
１５ 後縁側フィルム冷却孔
２５ フロントインサート
２７ フロントインピンジ冷却孔
２９ リアインサート
３１ リアインピンジ冷却孔
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガスに曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）利用して冷却可能になっている。
【０００３】
具体的には、タービン翼の内部には、冷却空気を流入可能な冷却通路が形成されており、タービン翼の翼面には、冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が冷却通路に連通して形成されている。そのため、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却通路に流入した冷却空気が複数のフィルム冷却孔から噴き出されることにより、タービン翼の翼面を覆うフィルム冷却層を形成して、タービン翼に対してフィルム冷却を行うことができる。
【０００４】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００９−１６２２２４号公報
【特許文献２】特開平７−６３００２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請に伴い、タービンの入口側の燃焼ガスの温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、タービン翼の翼面、特に、燃焼ガスの衝突によって部材温度が高くなり易い、タービン翼の前縁側翼面付近（前縁側翼面を含む）のフィルム効率を高めて、タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることが急務になっている。
【０００７】
そこで、本発明は、前縁側翼面付近を十分に冷却することができる、新規な構成のタービン翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の発明者は、前述の課題を解決するために、試行錯誤を繰り返した結果、タービン翼の前縁側翼面に形成されたフィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈している場合（発明例に係るタービン翼の場合、図５（ａ）（ｂ）参照）には、所定の条件を満たすことにより、フィルム冷却孔の孔断面（流路断面）が円形状又は楕円形状を呈している場合（比較例１及び比較例２に係るタービン翼の場合、図６（ａ）（ｂ）及び図７（ａ）（ｂ）参照）に比較して、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）に示すように、フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気のタービン翼の前縁側翼面に対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、タービン翼の翼面（前縁側翼面）において冷却空気をスパン方向へ十分に拡散させることができるという、新規な知見を得ることができ、本発明を完成するに至った。また、前述の所定の条件は、スパン方向に沿った断面においてフィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜していること、及びスパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）が孔中心線よりも厚み方向に対して更に傾斜していることである。
【０００９】
ここで、図５（ａ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図５（ｂ）は、図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図、図６（ａ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図６（ｂ）は、図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図、図７（ａ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図７（ｂ）は、図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図、図８は、タービン翼の前縁側翼面のよどみ点等を説明する模式的な図である。また、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図、図１０（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図、図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図であって、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）における温度分布状態は、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）解析（解析条件として、前側翼面付近のレイノズル数≒９×１０4、ブロー比＝２．０）より求めたものである。更に、図９（ａ）（ｂ）（ｃ）から図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）中において、温度の高い領域の部分は、燃焼ガスに相当する部分であって、温度の低い領域（温度のより低い領域を含む）の部分は、冷却空気と燃焼ガスとの混合があまり進んでなく、冷却空気が冷却性能を十分に有している領域であって、５５°、６５°、７５°は、前縁側翼面のよどみ点から下流側（主流の流れ方向からみて下流側）に変位した角度を示しており（図８参照）、フィルム冷却孔の出口側開口部の位置をよどみ点から下流側に５５°変位した箇所に予め設定してある。なお、発明例に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面、比較例１に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面、及び比較例２に係るタービン翼のフィルム冷却孔の孔断面は、同じ面積に予め設定してある（図５（ｂ）、図６（ｂ）、及び図７（ｂ）参照）。
【００１０】
本発明の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前縁側翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成され、各フィルム冷却孔の孔断面（流路断面）がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを要旨とする。
【００１１】
ここで、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「タービン翼」とは、タービン動翼及びタービン静翼を含む意であって、「孔断面」とは、孔中心線に垂直な断面のことをいう。また、「出口側」とは、冷却空気の流れ方向からみて出口側のことをいい、「鈍角側」とは、翼面とのなす角が鈍角になる側（領域）のことをいう。
【００１２】
本発明の特徴によると、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記冷却通路に流入した冷却空気が複数の前記フィルム冷却孔から噴き出されることにより、前記タービン翼の前縁側翼面付近にフィルム冷却層を形成して、前記タービン翼の前縁側翼面付近を十分にフィルム冷却を行うことができる。
【００１３】
ここで、各フィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔における孔壁面の所定の出口側部分が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜しているため、前述の新規な知見を適用すると、各フィルム冷却孔の孔断面が円形状又は楕円形状を呈している場合に比較して、各フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気の前記タービン翼の翼面に対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、前記タービン翼の前縁側翼面において冷却空気を前記スパン方向に十分に拡散させることができる。
【発明の効果】
【００１４】
本発明によれば、各フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気の前記タービンの前縁側翼面に対する浮き上がりを抑制しつつ、前記タービン翼の前縁側翼面において冷却空気を前記スパン方向に十分に拡散させることができるため、前記タービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率を高めて、前記タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の側面図であって、一部破断してある。
【図２】図２（ａ）は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図２（ｂ）は、図２（ａ）におけるIIB-IIB線に沿った拡大断面図、図２（ｃ）は、図２（ａ）における矢視部IICの拡大図、図２（ｄ）は、図２（ａ）における矢視部IIDの拡大図である。
【図３】図３は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。
【図４】図４は、図１におけるIV-IV線に沿った拡大断面図である。
【図５】図５（ａ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図５（ｂ）は、図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図である。
【図６】図６（ａ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図６（ｂ）は、図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図である。
【図７】図７（ａ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図７（ｂ）は、図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図である。
【図８】図８は、タービン翼の前縁側翼面のよどみ点等を説明する模式的な図である。
【図９】図９（ａ）（ｂ）（ｃ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１０】図１０（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１１】図１１（ａ）（ｂ）（ｃ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。
【図１２】図１２は、発明例に係るタービン翼、比較例１に係るタービン翼、及び比較例２に係るタービン翼について、前縁側翼面のよどみ点からの距離とフィルム効率との関係を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（主流の流れ方向からみて上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（主流の流れ方向からみて下流方向）を指してある。
【００１７】
図１、図３、及び図４に示すように、本発明の実施形態に係るタービン静翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示省略）に用いられ、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを利用して冷却可能である。そして、本発明の実施形態に係るタービン静翼１の具体的な構成は、次のようになる。
【００１８】
タービン静翼１は、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）されるものであって、中空状の静翼本体（翼本体）３を備えている。また、静翼本体３の内部には、リブ壁（隔壁）５が設けられおり、静翼本体３の内部は、リブ壁５によって冷却空気ＣＡを流入可能な２つの冷却通路（フロント冷却通路７とリア冷却通路９）に前後に区画されている。換言すれば、静翼本体３の内部には、フロント冷却通路７とリア冷却通路９が前後に形成されている。そして、静翼本体３の前縁側翼面３ａ（タービン静翼１の前縁側翼面３ａ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の前縁側フィルム冷却孔１１がフロント冷却通路７に連通して形成されており、静翼本体３の腹側翼面３ｖ（タービン静翼１の腹側翼面３ｖ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の腹側フィルム冷却孔１３がフロント冷却通路７又はリア冷却通路９に連通して形成されており、静翼本体３の後縁側翼面３ｐ（タービン静翼１の後縁側翼面３ｐ）には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の後縁側フィルム冷却孔１５がリア冷却通路９に連通して形成されている。なお、静翼本体３の背側翼面３ｂ（タービン静翼１の背側翼面３ｂ）に冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の背側側フィルム冷却孔（図示省略）がフロント冷却通路７又はリア冷却通路９に連通して形成されるようにしても構わない。
【００１９】
静翼本体３の基端側には、円弧状のインナーバンド１７が一体形成されており、静翼本体３の先端側には、円弧状のアウターバンド１９が一体形成されている。また、アウターバンド１９における静翼本体３のフロント冷却通路７に整合する位置には、フロント挿通穴２１が形成されており、アウターバンド１９における静翼本体３のリア冷却通路９に整合する位置には、リア挿通穴２３が形成されている。換言すれば、アウターバンド１９には、静翼本体３のフロント冷却通路７に連通したフロント挿通穴２１、及び静翼本体３のリア冷却通路９に連通したリア挿通穴２３が前後に形成されている。
【００２０】
静翼本体３のフロント冷却通路７内には、パイプ状のフロントインサート２５が配設されており、このフロントインサート２５の上部は、アウターバンド１９のフロント挿通穴２１に挿通してあって、フロントインサート２５の外周面には、静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のフロントインピンジ冷却孔２７が形成されている。また、静翼本体３のリア冷却通路９内には、パイプ状のリアインサート２９が配設されており、このリアインサート２９の上部は、アウターバンド１９のリア挿通穴２３に挿通してあって、リアインサート２９の外周面には、静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のリアインピンジ冷却孔３１が形成されている。
【００２１】
続いて、本発明の実施形態の要部について説明する。
【００２２】
図２（ａ）（ｃ）（ｄ）に示すように、各前縁側フィルム冷却孔１１の入口側開口部（入口側開口部の形状）及び出口側開口部（出口側開口部の形状）は、それぞれ、スパン方向ＳＤへ延びかつ角部にＲつけた矩形の長孔形状を呈している。また、図２（ａ）（ｂ）に示すように、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面は、スパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈している。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面（孔断面の断面形状）のアスペクト比（長短比）は、１．１〜３．０、好ましくは１．５〜２．５に設定されている。各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面のアスペクト比を１．１以上に設定されるようにしたのは、１．１未満に設定されると、各前縁側フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡが静翼本体３の前縁側翼面３ａにおいてスパン方向ＳＤへ十分に拡散することが困難になるからである。一方、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面のアスペクト比を３．０以下に設定されるようにしたのは、３．０を越えて設定されると、各前縁側フィルム冷却孔１１の加工（放電加工）が困難になるからである。
【００２３】
図２（ａ）に示すように、スパン方向ＳＤに沿った断面（スパン方向ＳＤに平行な断面）において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃは、厚み方向（静翼本体３の厚み方向）ＴＤに対して傾斜してある。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃの厚み方向ＴＤに対する傾斜角θｃは、２０〜６０度、好ましくは、３０〜５０度に設定されている。傾斜角θｃを２０度以上に設定されるようにしたのは、２０度未満に設定されると、前縁側フィルム冷却孔１１の加工が困難になる上に、前縁側フィルム冷却孔１１の周辺の応力集中が高くなるからである。一方、傾斜角θｃを６０度以下に設定されるようにしたのは、６０度を超えて設定されると、冷却空気ＣＡの浮き上がり（剥離）が顕著になり、冷却性能が低下するからである。
【００２４】
スパン方向ＳＤに沿った断面において、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）１１ｅは、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜してある。そして、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔壁面における所定の出口側部分１１ｅの厚み方向ＴＤに対する傾斜角θｅは、５〜２０度、好ましくは、５〜１０度である。傾斜角θｅを５度以上に設定されるようにしたのは、５度未満に設定されると、冷却空気ＣＡをスパン方向へ十分に拡散させることができなくなるからである。一方、傾斜角θｅを２０度以下に設定されるようにしたのは、２０度を超えて設定されると、前縁側フィルム冷却孔１１の内部で流れの剥離が生じ易くなって、冷却性能が低下するからである。
【００２５】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２６】
ガスタービンエンジンの稼働中に、フロントインサート２５内に流入した冷却空気ＣＡが複数のフロントインピンジ冷却孔２７から静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって噴き出される共に、リアインサート２９内に流入した冷却空気ＣＡが複数のリアインピンジ冷却孔３１から静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって噴き出される。これにより、タービン静翼１（静翼本体３）に対してインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。
【００２７】
また、タービン静翼１のインピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡ、換言すれば、静翼本体３のフロント冷却通路７及びリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡが複数の前縁側フィルム冷却孔１１、複数の腹側フィルム冷却孔１３、及び複数の後縁側フィルム冷却孔１５から噴き出される。これにより、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａ及び腹側翼面３ｖ等を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、タービン静翼１に対してフィルム冷却を行うことができる。
【００２８】
ここで、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面がスパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びた長孔形状を呈し、スパン方向ＳＤに沿った断面において各前縁側フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃが厚み方向ＴＤに対して傾斜し、スパン方向ＳＤに沿った断面において各前縁側フィルム冷却孔１１における孔壁面の所定の出口側部分１１ｅが孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜しているため、前述の新規な知見を適用すると、各前縁側フィルム冷却孔１１の孔断面が円形状又は楕円形状を呈している場合に比較して、各前縁側フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡのタービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａに対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａにおいて冷却空気ＣＡをスパン方向ＳＤに十分に拡散させることができる。
【００２９】
従って、本発明の実施形態によれば、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側翼面３ａ付近のフィルム効率を高めて、タービン静翼１の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。なお、フィルム効率は、燃焼ガスの温度をＴｆ、フィルム冷却層の温度をＴｆ、冷却空気ＣＡの温度をＴｃとした場合に、フィルム効率＝（Ｔｇ−Ｔｆ）／（Ｔｇ−Ｔｃ）で定義されるものである。
【００３０】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばタービン静翼１に適用した技術的思想をタービン動翼に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【実施例】
【００３１】
本発明の実施例について図１２を参照して説明する。
【００３２】
発明例に係るタービン翼（図５（ａ）（ｂ）参照）、比較例１に係るタービン翼（図６（ａ）（ｂ）参照）、及び比較例２に係るタービン翼（図７（ａ）（ｂ）参照）の前縁側翼面付近のフィルム効率（スパン方向の平均のフィルム効率）について３次元定常粘性ＣＦＤ解析（解析条件として、前側翼面付近のレイノズル数≒９×１０4、ブロー比＝２．０）を行い、その結果をまとめると、図１２に示すようになる。即ち、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率は、比較例１及び比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近のフィルム効率に比べて十分に高いことが確認された。なお、図１２中における横軸の前縁側翼面のよどみ点からの距離は、フィルム冷却孔の孔断面の代表直径（同じ断面積を有する円孔の直径）で除することにより無次元化してある。
【符号の説明】
【００３３】
ＣＡ 冷却空気
ＰＤ スパン方向に沿った断面に平行な方向
ＳＤ スパン方向
ＴＤ 厚み方向
１ タービン静翼
３ 静翼本体（翼本体）
３ａ 静翼本体の前縁側翼面
３ｂ 静翼本体の背側翼面
３ｐ 静翼本体の後縁側翼面
３ｖ 静翼本体の腹側翼面
７ フロント冷却通路
９ リア冷却通路
１１ 前縁側フィルム冷却孔
１１ｃ 前縁側フィルム冷却孔の孔中心線
θｃ 孔中心線１１ｃの厚み方向ＴＤに対する傾斜角
１１ｅ 所定の出口側部分
θｅ 所定の出口側部分１１ｅの厚み方向に対する傾斜角
１３ 腹側フィルム冷却孔
１５ 後縁側フィルム冷却孔
２５ フロントインサート
２７ フロントインピンジ冷却孔
２９ リアインサート
３１ リアインピンジ冷却孔
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、
内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前縁側翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成され、各フィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
各フィルム冷却孔の前記孔断面のアスペクト比が１．１〜３．０に設定されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
各フィルム冷却孔の前記孔中心線の前記厚み方向に対する傾斜角は、２０〜６０度に設定されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
各フィルム冷却孔の壁面における出口側でかつ鈍角側の部分の前記厚み方向に対する傾斜角は、５〜２０度に設定されていることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
【請求項５】
前縁側翼面を除く翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数の別のフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成されていることを特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、
内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前縁側翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成され、各フィルム冷却孔の孔断面がスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔中心線が厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において各フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分が前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
各フィルム冷却孔の前記孔断面のアスペクト比が１．１〜３．０に設定されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
各フィルム冷却孔の前記孔中心線の前記厚み方向に対する傾斜角は、２０〜６０度に設定されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
各フィルム冷却孔の壁面における出口側でかつ鈍角側の部分の前記厚み方向に対する傾斜角は、５〜２０度に設定されていることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
【請求項５】
前縁側翼面を除く翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数の別のフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成されていることを特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【公開番号】特開２０１２−２１９７０２（Ｐ２０１２−２１９７０２Ａ）
【公開日】平成２４年１１月１２日（２０１２．１１．１２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−８５５８０（Ｐ２０１１−８５５８０）
【出願日】平成２３年４月７日（２０１１．４．７）
【出願人】（３９１００６２３４）一般社団法人日本航空宇宙工業会 (45)
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２４年１１月１２日（２０１２．１１．１２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年４月７日（２０１１．４．７）
【出願人】（３９１００６２３４）一般社団法人日本航空宇宙工業会 (45)
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
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