JPS6179803A - ガスタ−ビンの静翼 - Google Patents
ガスタ−ビンの静翼Info
- Publication number
- JPS6179803A JPS6179803A JP59201509A JP20150984A JPS6179803A JP S6179803 A JPS6179803 A JP S6179803A JP 59201509 A JP59201509 A JP 59201509A JP 20150984 A JP20150984 A JP 20150984A JP S6179803 A JPS6179803 A JP S6179803A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- cooling fluid
- cooling
- gas turbine
- blades
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- 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
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明はガスタービン、特に発電等に使用するガスター
ビンの静翼に係る。
ビンの静翼に係る。
周知のように、ガスタービンと蒸気タービンとの複合サ
イクルで構成される発電プラントの熱効率を向上させる
には、ガスタービンの入口のガス温度を増加する事が効
果的である。ところが現用されている耐熱合金製のガス
タービン翼では、ガスタービン入口ガス温度を９００℃
以上にすると、前記耐熱合金が使用限界温度に達するお
それがあり、したがって、ガスタービンの信頼性が大き
く低下する。このため、様々な流体冷却構造を持つガス
タービン翼が検討されてきた。
イクルで構成される発電プラントの熱効率を向上させる
には、ガスタービンの入口のガス温度を増加する事が効
果的である。ところが現用されている耐熱合金製のガス
タービン翼では、ガスタービン入口ガス温度を９００℃
以上にすると、前記耐熱合金が使用限界温度に達するお
それがあり、したがって、ガスタービンの信頼性が大き
く低下する。このため、様々な流体冷却構造を持つガス
タービン翼が検討されてきた。
従来検討されている流体冷却構造を持つガスタービン翼
は、空気冷却翼と液体（主に水）冷却翼とに大別され、
いずれも翼内部に複数の冷媒通路を備えた構造を採用し
ている。
は、空気冷却翼と液体（主に水）冷却翼とに大別され、
いずれも翼内部に複数の冷媒通路を備えた構造を採用し
ている。
しかしながら、空気冷却翼では、冷媒通路内における冷
却用空気の熱伝達率が低いので、ガスタービン入口のガ
ス温度が１１００’Ｃを越えると、必要な冷却用空気量
が著しく増大し、しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷
却性能が得られないから、翼に形成した小孔やスリット
から翼外に冷却空気を吹き出す、膜冷却方式に依存せざ
るを得ない。
却用空気の熱伝達率が低いので、ガスタービン入口のガ
ス温度が１１００’Ｃを越えると、必要な冷却用空気量
が著しく増大し、しかも翼内部の冷却だけでは十分な冷
却性能が得られないから、翼に形成した小孔やスリット
から翼外に冷却空気を吹き出す、膜冷却方式に依存せざ
るを得ない。
その結果生じる冷却用空気量の増大、高温ガス中への低
温空気の吹き出しは、いずれもガスタービンの出力低下
、熱効率の減少につながるという間瞑がある。
温空気の吹き出しは、いずれもガスタービンの出力低下
、熱効率の減少につながるという間瞑がある。
ま念、液体冷却翼では、冷媒通路内における熱伝達率が
高いので、ガス側の温度および熱伝達率分布、ならびに
翼内部構造によって決まる冷媒通路までの翼の熱抵抗に
基づいて、翼表面温度が決定される度合が高くなる。し
たがって、翼内部の冷却構造は、翼外部の熱的条件に大
きく影響されるから、確実な翼内部の冷却構造を決定す
ることが非常に困難となり、シかも、その構造は翼外部
の熱的条件の変化に対する汎用性を著しく欠くものとな
る。さらに、密度の高い液体を冷媒として使用すること
は１回転中の翼内部の冷媒通路内部が高い遠心力によっ
て非常な高圧力となることを意味し、それに対処する翼
内部構造が要求される。
高いので、ガス側の温度および熱伝達率分布、ならびに
翼内部構造によって決まる冷媒通路までの翼の熱抵抗に
基づいて、翼表面温度が決定される度合が高くなる。し
たがって、翼内部の冷却構造は、翼外部の熱的条件に大
きく影響されるから、確実な翼内部の冷却構造を決定す
ることが非常に困難となり、シかも、その構造は翼外部
の熱的条件の変化に対する汎用性を著しく欠くものとな
る。さらに、密度の高い液体を冷媒として使用すること
は１回転中の翼内部の冷媒通路内部が高い遠心力によっ
て非常な高圧力となることを意味し、それに対処する翼
内部構造が要求される。
一般には前記の高圧力に対処するために冷媒通路は断面
小円形とし、翼内部に所定間隔で配置する構成とするが
、その場合、冷媒通路が非常に高い効率のヒートシンク
となるなめ、そのまわジに強い三次元性温度場が形成さ
れ、したがって、翼表面が均質に冷却されず、翼内部に
も強い熱応力が生じる等の問題がある。
小円形とし、翼内部に所定間隔で配置する構成とするが
、その場合、冷媒通路が非常に高い効率のヒートシンク
となるなめ、そのまわジに強い三次元性温度場が形成さ
れ、したがって、翼表面が均質に冷却されず、翼内部に
も強い熱応力が生じる等の問題がある。
本発明は上記の事情に基づきなされたもので、冷却が良
好且つ均一になされ、熱応力の発生を最小限とし、さら
に少量の冷却流体しか消費しない構造の簡便なガスター
ビンの靜Ｒｔ得る事を目的としている。
好且つ均一になされ、熱応力の発生を最小限とし、さら
に少量の冷却流体しか消費しない構造の簡便なガスター
ビンの靜Ｒｔ得る事を目的としている。
本発明においては翼表面近傍のＨ内に冷却流体を通す第
一の冷却流体通路金、また翼内部に第二の冷却流体通路
をそれぞれ設け、両者を通過する冷却流体間の熱交換を
利用し、特に第一の冷却流体の温度上昇を抑え均−且つ
良好の冷却？行う翼において、複数の翼間で冷却流体を
授受する方法で、上記の目的を達成している。
一の冷却流体通路金、また翼内部に第二の冷却流体通路
をそれぞれ設け、両者を通過する冷却流体間の熱交換を
利用し、特に第一の冷却流体の温度上昇を抑え均−且つ
良好の冷却？行う翼において、複数の翼間で冷却流体を
授受する方法で、上記の目的を達成している。
（１）翼面全食孔かつ均一に冷却する二流体冷却方式の
ガスタービン静翼において冷却流体を複数の輯間で授受
する事により、全体として冷却流体の使用量全減少でき
る。
ガスタービン静翼において冷却流体を複数の輯間で授受
する事により、全体として冷却流体の使用量全減少でき
る。
（２）冷却流体の供給、排出口の数が減少でき、構造的
に単純となり、製作コストの低下につながる。
に単純となり、製作コストの低下につながる。
第１図、第２図は本発明の一実施例を示す。
静翼１は翼頂部２ａ、翼板２ｂ、翼根部２ｃを有し、ひ
とつの翼のＸ−Ｘ線断面がほぼＩ字形を呈する構造母材
２の周面に翼表面材３ｔ？例えば、翼母材２０表面く形
成した多数のピン構造４ｔ−介して貼付けて構成され、
これを複数個つないだブロックとして成形される。
とつの翼のＸ−Ｘ線断面がほぼＩ字形を呈する構造母材
２の周面に翼表面材３ｔ？例えば、翼母材２０表面く形
成した多数のピン構造４ｔ−介して貼付けて構成され、
これを複数個つないだブロックとして成形される。
第２図は翼二枚を一体成形した場合の本発明の適用の一
例のＸ−Ｘ断面図である。翼頂部２ａ内には第二の冷却
流体の供給、回収用プレナム室、それぞれ５．６が翼間
にわたって形成され、翼根部２Ｃに形成される供給側７
１回収側８の中間ブレナム室迄多数の第二の冷却流体通
路９により連結されている。翼根部２ｃでは中間プレナ
ム７゜８０間はジャンパーライン１ｏにより連続される
が、このジャンパーラインは翼根部中く形成してもさし
つかえない。
例のＸ−Ｘ断面図である。翼頂部２ａ内には第二の冷却
流体の供給、回収用プレナム室、それぞれ５．６が翼間
にわたって形成され、翼根部２Ｃに形成される供給側７
１回収側８の中間ブレナム室迄多数の第二の冷却流体通
路９により連結されている。翼根部２ｃでは中間プレナ
ム７゜８０間はジャンパーライン１ｏにより連続される
が、このジャンパーラインは翼根部中く形成してもさし
つかえない。
翼面直下を流れる第一の冷却流体用に翼頂部２ａに供給
プレナム１１１回収プレナム１２が形成され、翼根部２
Ｃに形成される中間プレナム１３．１４゜迄翼表面材３
と翼母材２０間に形成される第一の冷却流体通路１５を
通して流れ冷却する。翼根部２ＣＫは第二の冷却流体用
ジャンパーライン１６が設けられるが、これも翼根内向
に製作しても何らさしつかえない、翼頂部には第一の冷
却流体供給口１７．回収孔１８．第二の冷却流体用供給
口１９、回収孔２０を設ける。円周方向に形成する供給
１回収及び各中間プレナム内には流れの方向を定めるし
き９板２１？設けても良い。この構成により、二板の静
翼をまとめてしかも供給回収ループが％に減少する簡便
な冷却システムが実現される。
プレナム１１１回収プレナム１２が形成され、翼根部２
Ｃに形成される中間プレナム１３．１４゜迄翼表面材３
と翼母材２０間に形成される第一の冷却流体通路１５を
通して流れ冷却する。翼根部２ＣＫは第二の冷却流体用
ジャンパーライン１６が設けられるが、これも翼根内向
に製作しても何らさしつかえない、翼頂部には第一の冷
却流体供給口１７．回収孔１８．第二の冷却流体用供給
口１９、回収孔２０を設ける。円周方向に形成する供給
１回収及び各中間プレナム内には流れの方向を定めるし
き９板２１？設けても良い。この構成により、二板の静
翼をまとめてしかも供給回収ループが％に減少する簡便
な冷却システムが実現される。
第３図は本発明の他の実施例を示している。との構成で
は冷却の困難な静翼のエンドウオールに関して、第一の
冷却流体ｔ−フィルム状にふき出すふき出し孔２２金持
ち、翼頂部２ａ、翼根部２Ｃともプレナム１１．２３に
集めた流体を主流中にふき出す事で冷却効率を高めてい
る。本購成によれば翼根部の第一の冷却流体用ジャンパ
ーラインは不必要となる。又供給プレナム１１は吹き出
し用ブレナムと内部で分割する構成としても良い。
は冷却の困難な静翼のエンドウオールに関して、第一の
冷却流体ｔ−フィルム状にふき出すふき出し孔２２金持
ち、翼頂部２ａ、翼根部２Ｃともプレナム１１．２３に
集めた流体を主流中にふき出す事で冷却効率を高めてい
る。本購成によれば翼根部の第一の冷却流体用ジャンパ
ーラインは不必要となる。又供給プレナム１１は吹き出
し用ブレナムと内部で分割する構成としても良い。
第４図は本発明の他の実施例を示す、同図では第二の冷
却流体により翼頂部エンドウオールの冷却２４を行う構
成としている。
却流体により翼頂部エンドウオールの冷却２４を行う構
成としている。
第５図は本発明の他の実施例を示す、第一の冷却流体は
翼根部２Ｃでジャンパーライン１６を通して二枚の翼間
で授受され、第二の冷却流体はそれぞれの翼内で供給回
収される。
翼根部２Ｃでジャンパーライン１６を通して二枚の翼間
で授受され、第二の冷却流体はそれぞれの翼内で供給回
収される。
第６図、第７図は第１図に示す静翼のＹ−Ｙ断面である
。第６図は翼体で第一の冷却流体の吹き出しを行わない
例であり。
。第６図は翼体で第一の冷却流体の吹き出しを行わない
例であり。
第７図は翼後縁部２５に吹き出し孔２６を設は冷却剤の
吹惠出しを行う場合を示す、翼内部に冷却流体の速度を
高くする分割壁２７ｔ−設ける事もできる。
吹惠出しを行う場合を示す、翼内部に冷却流体の速度を
高くする分割壁２７ｔ−設ける事もできる。
以上から明らかなように、本発明のガスタービンの静翼
においては、翼面をその直下から冷却する第一の冷却流
体の温度上昇を第二の冷却流体により少くする事ができ
、より均一で効率の良い冷却を行える。又複数の翼間で
第一と第二又は第一か第二の冷却流体を授受する為に冷
却流体の使用−３８：’を少くでき冷却構造も非常に簡
便となり、発電プラントの効率向上と冷却翼のコスト低
下につながる。
においては、翼面をその直下から冷却する第一の冷却流
体の温度上昇を第二の冷却流体により少くする事ができ
、より均一で効率の良い冷却を行える。又複数の翼間で
第一と第二又は第一か第二の冷却流体を授受する為に冷
却流体の使用−３８：’を少くでき冷却構造も非常に簡
便となり、発電プラントの効率向上と冷却翼のコスト低
下につながる。
第１図は本発明の一実施例の斜視図、第２図は第１図に
おけるＸ−Ｘ断面図、第３図乃至第５図は本発明の他の
実施例、第６図、第７図は、本発明の実施例の第１図に
おけるＹ−Ｘ断面図である。 トタービン静翼、２ ・構造母材、３・・・翼表面材、
４ ・ピン、５〜８・・第二の冷却流体用プレナム室、
９・・第二の冷却流体通路、 １０・・・第二の冷却
流体の翼根ジャンパーライン、１１〜１４・・・第一の
冷却流体用プレナム、１５ ・第一の冷却流体通路、
１６・・第一の冷却流体の翼根ジャンパーライン、１７
・・第一の冷却流体供給口、１８・・第一の冷却流体排
出口、１９・・第二の冷却流体供給口、２０・・・第二
の冷却流体排出口、２１・・・プレナム内しきり板、２
２・・・第一の冷却流体吹き出し孔、２３・・・吹き出
し用ブレナム、２４・・第二の冷却流体用エンドウオー
ル冷却孔。 代理人 弁理士 則近憲佑（ほか１名）第１図 第２図 第３図 第５図 第６図 第７図
おけるＸ−Ｘ断面図、第３図乃至第５図は本発明の他の
実施例、第６図、第７図は、本発明の実施例の第１図に
おけるＹ−Ｘ断面図である。 トタービン静翼、２ ・構造母材、３・・・翼表面材、
４ ・ピン、５〜８・・第二の冷却流体用プレナム室、
９・・第二の冷却流体通路、 １０・・・第二の冷却
流体の翼根ジャンパーライン、１１〜１４・・・第一の
冷却流体用プレナム、１５ ・第一の冷却流体通路、
１６・・第一の冷却流体の翼根ジャンパーライン、１７
・・第一の冷却流体供給口、１８・・第一の冷却流体排
出口、１９・・第二の冷却流体供給口、２０・・・第二
の冷却流体排出口、２１・・・プレナム内しきり板、２
２・・・第一の冷却流体吹き出し孔、２３・・・吹き出
し用ブレナム、２４・・第二の冷却流体用エンドウオー
ル冷却孔。 代理人 弁理士 則近憲佑（ほか１名）第１図 第２図 第３図 第５図 第６図 第７図
Claims (5)
- （１）翼頂部、翼板、翼根部をそなえた構成母材と、こ
の構成母材の翼板周面を覆って設けられ、前記周面との
間に第一の冷却流体の流路空間を構成る表面部材と、前
記空間に第一の冷却流体を供給し、排出する手段と、前
記構成母材の翼板周辺近傍に設けた多数の冷却管と、こ
れらの冷却管に第二の冷却流体を供給し排出する手段と
を有するガスタービンの静翼を複数個まとめた静翼ブロ
ックにおいて、第一及び第二の冷却流路をそれぞれ翼列
にわたって結合し、第一及び第二の冷却流体を対向して
流す事を特徴とするガスタービンの静翼。 - （２）静翼ブロックにおいて、第一の冷却流体を複数の
翼間で授受せず、翼頂部、翼根部或いは翼面の一部から
主流ガス中に吹き出す事を特徴とする特許請求の範囲第
１項記載のガスタービンの静翼。 - （３）静翼ブロックにおいて、第二の冷却流体を複数の
翼間で授受せず、各翼から供給、排出する特許請求の範
囲第１項記載のガスタービンの静翼。 - （４）第一の冷却流路内部に、流体の流れと対向したリ
ブ構造、流体の流れに平行なフィン構造、を有すること
を特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第３項記載のガ
スタービンの翼。 - （５）翼頂部或いは翼根部の内側に存在する中空のプレ
ナム室の一部を仕切り、流れを一方向に制限する事を特
徴とする特許請求の範囲第１項乃至第４項記載のガスタ
ービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59201509A JPS6179803A (ja) | 1984-09-28 | 1984-09-28 | ガスタ−ビンの静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59201509A JPS6179803A (ja) | 1984-09-28 | 1984-09-28 | ガスタ−ビンの静翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6179803A true JPS6179803A (ja) | 1986-04-23 |
Family
ID=16442225
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59201509A Pending JPS6179803A (ja) | 1984-09-28 | 1984-09-28 | ガスタ−ビンの静翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6179803A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04119303U (ja) * | 1991-04-09 | 1992-10-26 | 三菱重工業株式会社 | ノズル |
| JPH05163959A (ja) * | 1991-12-16 | 1993-06-29 | Tohoku Electric Power Co Inc | タービン静翼 |
| EP0866214A2 (en) * | 1997-03-17 | 1998-09-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled platform for a gas turbine rotor blade |
| CN107605540A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 双分流透平进汽导流结构 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000005882A (ja) * | 1998-04-20 | 2000-01-11 | Nissan Motor Co Ltd | スポット溶接制御装置およびその制御方法 |
| JP2002316270A (ja) * | 2001-04-20 | 2002-10-29 | Nissan Motor Co Ltd | 溶接状態判定方法、およびその装置 |
| JP2013121616A (ja) * | 2011-12-12 | 2013-06-20 | Dengensha Mfg Co Ltd | 抵抗溶接機及び抵抗溶接方法 |
-
1984
- 1984-09-28 JP JP59201509A patent/JPS6179803A/ja active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000005882A (ja) * | 1998-04-20 | 2000-01-11 | Nissan Motor Co Ltd | スポット溶接制御装置およびその制御方法 |
| JP2002316270A (ja) * | 2001-04-20 | 2002-10-29 | Nissan Motor Co Ltd | 溶接状態判定方法、およびその装置 |
| JP2013121616A (ja) * | 2011-12-12 | 2013-06-20 | Dengensha Mfg Co Ltd | 抵抗溶接機及び抵抗溶接方法 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04119303U (ja) * | 1991-04-09 | 1992-10-26 | 三菱重工業株式会社 | ノズル |
| JPH05163959A (ja) * | 1991-12-16 | 1993-06-29 | Tohoku Electric Power Co Inc | タービン静翼 |
| EP0866214A2 (en) * | 1997-03-17 | 1998-09-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled platform for a gas turbine rotor blade |
| EP0866214A3 (en) * | 1997-03-17 | 1999-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled platform for a gas turbine rotor blade |
| CN107605540A (zh) * | 2017-09-18 | 2018-01-19 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 双分流透平进汽导流结构 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6036436A (en) | Gas turbine cooling stationary vane | |
| US6079946A (en) | Gas turbine blade | |
| US5873695A (en) | Steam cooled blade | |
| US5915923A (en) | Gas turbine moving blade | |
| US5813836A (en) | Turbine blade | |
| EP0866214B1 (en) | Cooled platform for a gas turbine rotor blade | |
| JP3316415B2 (ja) | ガスタービン冷却静翼 | |
| US7568887B1 (en) | Turbine blade with near wall spiral flow serpentine cooling circuit | |
| JP2668207B2 (ja) | ガスタービンエンジンのタービンのエーロフオイルセクシヨン | |
| US6264426B1 (en) | Gas turbine stationary blade | |
| JPH02233802A (ja) | 冷却式タービン羽根 | |
| JP2000038901A (ja) | 中空状エアロフォイル | |
| GB2267737A (en) | Cooling turbo-machine stator vanes | |
| US6092991A (en) | Gas turbine blade | |
| US3164367A (en) | Gas turbine blade | |
| US6065931A (en) | Gas turbine moving blade | |
| JP2953842B2 (ja) | タービン静翼 | |
| JPS6179803A (ja) | ガスタ−ビンの静翼 | |
| JPH10266805A (ja) | ガスタービン静翼 | |
| JPH09280002A (ja) | ガスタービン動翼 | |
| JPH0463901A (ja) | ガスタービン冷却翼 | |
| JPH0565802A (ja) | ガスタービン | |
| JPH06137102A (ja) | ガスタービン中空動翼 | |
| JPS5979006A (ja) | ガスタ−ビン空冷翼 | |
| JPH09280004A (ja) | ガスタービン静翼 |