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JP2017187019A - 前縁要素を有する翼形部組立体 - Google Patents

前縁要素を有する翼形部組立体 Download PDF

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JP2017187019A JP2017013766A JP2017013766A JP2017187019A JP 2017187019 A JP2017187019 A JP 2017187019A JP 2017013766 A JP2017013766 A JP 2017013766A JP 2017013766 A JP2017013766 A JP 2017013766A JP 2017187019 A JP2017187019 A JP 2017187019A
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Dong-Jin Shim
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Abstract

【課題】 ３Ｄ幾何形状特徴部を有する改善された翼形部及びその製造方法を提供すること。【解決手段】 翼形部（１０２）は、翼弦（１１４）及びキャンバ（１１６）両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状（１１２）を定める前縁要素（１０４、２０４、３０４）に固定された、取付け縁（１１２）と後縁（１１６）とを有する複合材本体（１１１）を含む。前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）及び後縁要素（１０８、２０８、３０８）は、異なる材料から作ることができる。前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）を金属とすることができる。【選択図】 図２

Description

本発明は、タービンエンジン等の翼形部組立体に関する。
タービンエンジン、具体的にはガス又は燃焼タービンエンジンは、複数のブレードを有するファンを通過し、次いで回転ブレードと固定ベーンとの対を含む一連の圧縮機段に入り、燃焼器を通り、次いで回転ブレードと固定ベーンとの対を含む一連のタービン段を通る燃焼ガス流からエネルギーを抽出する、ロータリーエンジンである。
動作時、空気は圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生させ、これがタービン段を通って下流に流れる。燃焼ガス流路の極端な温度及び動作パラメータに起因して、タービン及び圧縮機両方のステータベーン及び回転ブレードには極度の機械的負荷及び熱負荷によって高い応力がかかる。ベーン及びブレード並びに他のエンジン構成要素は、これらの応力に対応できることが必要である。熱応力に対応しながら効率を高めるために重量が低減された複合翼形部が、ベーン及びブレード用に現在一般的に用いられている。
加えて、複合翼形部は、空気流の上流側突風又は翼形部を時折通過する異物の影響を低減するために製造された金属製の前縁要素を受け入れるように形成することができる。翼形部、特にベーン／ブレードの前縁は、突風に由来する非定常圧力及び騒音、並びに物体からの衝撃に耐え得る必要がある。
米国特許第８５３５００８号明細書
１つの態様において、本発明の実施形態は、取付け縁と後縁とを有する本体と、取付け縁に固定され、翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を定める、前縁要素とを備えた、翼形部組立体に関する。
別の態様において、本発明の実施形態は、翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を有する前縁要素と、後縁要素と、前縁要素を後縁要素に固定する接続部と
を備えた、翼形部に関する。
別の態様において、本発明の実施形態は、翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を有する前縁要素を後縁要素に固定することを含む、翼形部を形成する方法に関する。
本発明の第１の実施形態による航空機用ガスタービンエンジンの概略面図。 ベーンセグメントの斜視図。 図２のベーンセグメントの分解断面図。 図２のベーンセグメントの断面図。 図２のベーンセグメントの第２の実施形態の分解断面図。 図２のベーンセグメントの第３の実施形態の分解断面図。
説明する実施形態は、例えば限定されないが回転装置で用いる翼形部の製造のための装置及び方法に関する。本明細書で説明する実施形態は、限定的なものではなく、単なる例示である。開示される実施形態は、限定されないがファンブレード、ロータブレード、ステータベーン、ダクテッドファンブレード、アンダクテッドファンブレード、ストラット、ベーン、ナセル入口、オープンロータ推進システム、風力タービンブレード、プロペラ、インペラ、ディフューザベーン、及び／又は戻り流路ベーンなどの、あらゆる型式の翼形部又は空気力学的表面に適用することができることを理解されたい。より詳細には、開示される実施形態は、あらゆる翼形部、又は空気力学的表面に適用することができる。
本発明で説明する実施形態は、タービンエンジン内で空気流を送ることに関連したシステム、方法、及び他の装置に関する。例証の目的で、本発明は航空機ガスタービンエンジンに関して説明する。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、他の移動体用途、及び非移動体の工業、商業、及び住居用途といった非航空機用途において、一般的適用性を有することができることが理解されるであろう。ガスタービンエンジンは、陸上及び海上移動体用並びに発電用に用いられているが、最も一般的には、ヘリコプタを含む航空機などの航空用途に用いられる。航空機において、ガスタービンエンジンは航空機の推進用に用いられる。本発明は、これら用途の全てに適用可能である。
図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は一般に、前方１４から後方１６へ延びる、長手方向に延びた軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流に向かって直列流関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排出セクション３８とを含む。
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、燃焼ガスを発生する。コア４４は、コアケーシング４６によって囲まれ、これはファンケーシング４０と連結することができる。
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸で配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰシャフト又はスプール５０は、直径がより大きい環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動接続する。
ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、圧縮機ブレード５６、５８のセットが対応する固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４内に複数の圧縮機ブレード５６、５８をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に隣接して配置することができる。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。
圧縮機段のためのブレード５６、５８は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク５９、６１に取り付けることができ、各段が各自のディスク５９、６１を有する。圧縮機段のためのベーン６０、６２は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。
ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、タービンブレード６８、７０のセットが対応する固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体のストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６内に複数のタービンベーン７２、７４をリング状に設けることができ、これらは中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する回転ブレード６８、７０は、固定タービンベーン７２、７４の下流に隣接して配置することができ、これもまた中心線１２に対して半径方向外向きにブレードプラットフォームからブレード先端まで延びることができる。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。
タービン段のためのブレード６８、７０は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク７１、７３に取り付けることができ、各段が各自のディスク７１、７３を有する。タービン段のためのベーン７２、７４は、コアケーシング４６に円周方向配置で取り付けることができる。
スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられ、これと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又は集合的にロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分もまた、個別に又は集合的にステータ６３と呼ばれる。
動作時、ファンセクション１８を出た空気流は、分流されて、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られるようになっており、次にＬＰ圧縮機２４は加圧周囲空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６はさらに周囲空気を圧縮する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された周囲空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それにより燃焼ガスが発生する。ＨＰタービン３４によってこれらのガスから一部の仕事が抽出され、これがＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に排出され、ＬＰタービン３６は、更なる仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排出ガスは最終的に排出セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。
残りの部分の空気流７８は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスして、固定ベーン列、より具体的には、ファン排出側８４において、複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ベーン組立体８０を通って、エンジン組立体１０を出る。より詳細には、半径方向に延びた翼形部ガイドベーン８２の円周方向列がファンセクション１８に隣接して用いられ、空気流７８に何らかの方向制御を与える。
ファン２０によって供給される空気流の一部はエンジンコア４４をバイパスすることができ、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために用いられ、及び／又は航空機の他の態様を冷却するか又は動力を与えるために用いられる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０及び燃焼器３０の下流の構成要素、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も高温の部分である。他の冷却流体源は、限定されないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から排出される流体である場合がある。この流体は、ブリード空気７７とすることでき、これはタービンセクション３２の冷却源として燃焼器３０をバイパスする、ＬＰ又はＨＰ圧縮機２４、２６から引き出された空気を含むことができる。これは一般的なエンジン構成であり、限定を意味するものではない。
図２は、以下では単にブレード組立体と呼ぶ翼形部組立体１００の斜視図であり、これは、物理的に分離した、前縁１０５を含む前縁要素１０４と、後縁１０６を有する後縁要素１０８とを有する、翼形部１０２として説明することができる。翼形部は、正圧側面１０７と負圧側面１０９と含み、負圧側面１０９は、正圧側面１０７よりも大きな長さを有する。翼形部１０２は、前縁１０５から後縁までの直線の長さで定められる翼弦１１４と、翼形部１０２の負圧側面１０９と正圧側面１０７との間の中間の点の集合をつないだ線長によって定められるキャンバ１１６とによってさらに特徴付けられる。
例示的な実施形態において、翼形部１０２は、一般に図１のエンジン組立体１０に類似したエンジン組立体において用いることができる出口ガイド組立体８０の翼形部ガイドベーン８２である。代替的に、ブレード組立体１００は、限定されないが、ヘリコプタ用のブレード組立体を含む、ロータブレード、及び／又はステータベーン／ブレードに用いることができる。
必須ではないが、前縁要素１０４及び後縁要素１０８は、前縁及び後縁要素１０４、１０８の様々な有用性に対して選択された異なる材料で作られることが想定される。後縁要素１０８は、取付け縁１１０を有し、後縁１０６に向かってテーパ付けられた本体１１１として、複合材で形成される。前縁要素１０４は、金属要素で作ることができ、複数の起伏１１８を含む、翼弦１１４及びキャンバ１１６両方が変動する３Ｄ前縁幾何形状１１２に機械加工され、取付け縁１１０に固定することができる。起伏１１８は、対称又は非対称とすることができ、翼形部の全長に沿って部分的に又は完全に延びることができ、平面図において見たときに波形を含むいずれかの適切な形状を有することができる。起伏の具体的な例は、引用により組み入れる米国特許出願番号第１３／３３４６０９号に見いだすことができる。
起伏１１８は、翼弦１１４の長さを変動させる。この変動は、先端１２６から取付け縁１１０の端部１２８まで延びる線長として定められる距離を有する長さΨに依存する。先端１２６は、前縁１０５に沿ったどの箇所であってもよい。変動を例示するために、翼弦１１４は、２つの異なる長さで描かれ、一方は後縁１０６から起伏１１８の極大点１１５まで、もう一方は後縁１０６から起伏１１８の極小点１１７までの長さである。翼弦１１４の長さはこれらの変動に起因して変化するが、長さΨは、前縁要素１０４の３Ｄ前縁幾何形状１１２内のみの変動である。
図３に示すように、ブレード組立体１００は、前縁要素１０４及び複合材本体１１１を含み、これらは接続部１２０によって接合され、接続部１２０は、当該分野で公知の手段で、例えば限定しないが接着剤によって突出部１２４を凹部１２２内に接合することによって、取付け縁１１０と前縁要素１０４とを固定する。例示的な実施形態において、接続部１２０は、前縁要素１０４の後方端部１２３に沿って形成された、取付け縁１１０から延びた突出部１２４を受け入れる凹部１２２を含む。凹部を取付け縁要素に設け、突出部を前縁要素に設けることもできる。
図４を参照すると、組み立てられた翼形部１０２が示されており、様々な変動が例示された前縁要素１０４の３Ｄ幾何形状１１２を含む。翼弦１１４の変動は長さΨによって特徴付けられるが、キャンバ１１６の変動は、中立軸１２７から円周方向両側に広がる角度δによって特徴付けられる。各変動δ、Ψは、半径方向スパンＲの関数であり、３Ｄ前縁幾何形状を定める。δ、Ψ及びＲに関する具体的な範囲は様々とすることができ、特定の実施構成によって規定され、本発明には密接に関連しない。しかしながら、例示的な幾何形状の詳細は、引用により組み入れた前述の米国特許出願番号第１３／３３４６０９号に見いだすことができる。
翼形部１０２を形成する方法は、翼弦１１４及びキャンバ１１６の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状１１２を有する前縁要素１０４を後縁要素１０８に固定することを含む。前縁及び後縁要素１０４、１０８を固定することは、前縁要素１０４を後縁要素１０８に対して機械的に固定すること及び／又は接合することを含む。
前縁要素を後縁要素に固定する他の例示的な実施形態は、図５及び図６に示される。図５では、Ｔ形端部２２８が後縁要素２０８上に形成され、縁要素２０４上のＴ形凹部２２２と接続するようになっている。図６では、後縁要素３０８内にチャネル２２２が形成され、チャネル３２２に嵌合する突出部３２４が前縁要素３０４の一部として形成される。
金属前縁要素１０４を複合材後縁要素１０８に接合することで、接触面全体が装着管理（ｌｏａｄ ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ）に関与することが可能になる。これは、装着効率（ｌｏａｄ ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ）を高め、金属及び複合材の両方の厚さ及び重量を低減することが可能になる。
前縁要素１０４を形成する金属は、３Ｄ前縁幾何形状１１２を成形するのが容易であり、前縁要素１０４を組み込んだ後に取外し可能であることは必ずしも必要ではないが、取外し可能な場合には、前縁１０５に対する衝撃損傷が生じた際にブレード組立体１００全体ではなく前縁要素１０４だけを交換することを可能にするので有益である。
前縁１０５に損傷が生じた場合のシナリオにおいて前縁要素１０４を除去することは、後縁要素１０８又は複合材本体１１１に損傷を与えることなく可能である。前縁要素１０４は、周りのいずれの部品にも損傷を与えることなく取外して交換できるように設計される。
この開示された設計は、プライの配向を修正する必要なしに３Ｄ幾何形状特徴部を複合翼形部に付与することを可能にする。全ての３Ｄ特徴部は、接合された前縁要素１０４に応じて実装される。これらの３Ｄ特徴部は、騒音を低減すること及び性能を向上させるのに有効である。これらの３Ｄ特徴部は、半径方向スパンの関数としてのキャンバ及び翼弦両方の変動を含む。３Ｄ特徴部を金属前縁要素１０４上に設けると、プライのしわを引き起こして複合材の全体強度を低下させる場合がある、３Ｄ特徴部を伴う複合材製造に関連した問題が解消される。
開示された設計の用途は、ファン及びブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェット及びターボプロップエンジンにも同様に適用可能であることを認識されたい。
本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の実施を行なうことを可能にもする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
取付け縁と後縁とを有する本体と、
上記取付け縁に固定され、翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を定める、前縁要素と、
を備えた、翼形部組立体。
［実施態様２］
上記本体は、複合材本体を含む、実施態様１に記載の翼形部組立体。
［実施態様３］
上記前縁要素は、機械加工によって上記３Ｄ前縁幾何形状にされた金属要素を含む、実施態様２に記載の翼形部組立体。
［実施態様４］
上記３Ｄ前縁幾何形状は、複数の起伏を含む、実施態様１に記載の翼形部組立体。
［実施態様５］
上記起伏は、平面図において非対称である、実施態様４に記載の翼形部組立体。
［実施態様６］
上記起伏は、平面図において複数の波形突出部を定める、実施態様４に記載の翼形部組立体。
［実施態様７］
上記取付け縁と上記前縁要素とを固定する接続部をさらに備えた、実施態様１に記載の翼形部組立体。
［実施態様８］
上記接続部は、上記取付け縁又は上記前縁要素の一方における凹部と、上記取付け縁及び上記前縁要素の他方から延びた突出部と備え、上記突出部は上記凹部に受け入れられる、実施態様７に記載の翼形部組立体。
［実施態様９］
上記凹部内に上記突出部を接合することさらに含む、実施態様８に記載の翼形部組立体。
［実施態様１０］
上記突出部は、上記本体から延び、上記凹部は、上記前縁要素内に形成される、実施態様９に記載の翼形部組立体。
［実施態様１１］
上記凹部は、上記前縁要素の後方端部に沿って形成される、実施態様１０に記載の翼形部組立体。
［実施態様１２］
ブレード組立体は、出口ガイドベーンのためのブレード組立体である、実施態様１に記載の翼形部組立体。
［実施態様１３］
翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を有する前縁要素と、
後縁要素と、
上記前縁要素を上記後縁要素に固定する接続部と、
を備えた、翼形部。
［実施態様１４］
上記前縁要素及び後縁要素は、異なる材料から作られる、実施態様１３に記載の翼形部。
［実施態様１５］
上記前縁要素は、金属である、実施態様１４に記載の翼形部。
［実施態様１６］
上記後縁要素は、複合材である、実施態様１５に記載の翼形部。
［実施態様１７］
上記３Ｄ前縁幾何形状は、複数の起伏を含む、実施態様１３に記載の翼形部。
［実施態様１８］
上記起伏は、平面図において非対称である、実施態様１７に記載の翼形部。
［実施態様１９］
上記起伏は、平面図において複数の波形突出部を定める、実施態様１７に記載の翼形部。
［実施態様２０］
上記接続部は、上記後縁要素又は上記前縁要素の一方における凹部と、上記後縁要素及び上記前縁要素の他方から延びた突出部と備え、上記突出部は上記凹部に受け入れられる、実施態様１３に記載の翼形部。
［実施態様２１］
上記凹部内に上記突出部を接合することをさらに含む、実施態様２０に記載の翼形部。
［実施態様２２］
上記突出部は、上記後縁要素から延び、上記凹部は、上記前縁要素内に形成される、実施態様２１に記載の翼形部。
［実施態様２３］
上記凹部は、上記前縁要素の後方端部に沿って形成される、実施態様２２に記載の翼形部。
［実施態様２４］
翼弦及びキャンバ両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状を有する前縁要素を後縁要素に固定するステップを含む、翼形部を形成する方法。
［実施態様２５］
上記固定するステップは、上記前縁及び後縁要素を一緒に機械的に固定することを含む、実施態様２４に記載の方法。
［実施態様２６］
上記固定するステップは、上記前縁部及び後縁部要素を一緒に接合することを含む、実施態様２５に記載の方法。
１０：エンジン
１２：中心線
１４：前方
１６：後方
１８：ファンセクション
２０：ファン
２２：圧縮機セクション
２４：ＬＰ圧縮機
２６：ＨＰ圧縮機
２８：燃焼セクション
３０：燃焼器
３２：タービンセクション
３４：ＨＰタービン
３６：ＬＰタービン
３８：排出セクション
４０：ファンケーシング
４２：ファンブレード
４４：コア
４６：コアケーシング
４８：ＨＰスプール
５０：ＬＰスプール
５１：ロータ
５２：ＨＰ圧縮機段
５３：ディスク
５４：ＨＰ圧縮機段
５６：ＬＰ圧縮機ブレード
５８：ＨＰ圧縮機ブレード
６０：ＬＰ圧縮機ベーン
６１：ディスク
６２：ＨＰ圧縮機ベーン
６３：ステータ
６４：ＨＰタービン段
６６：ＬＰタービン段
６８：ＨＰタービンブレード
７０：ＬＰタービンブレード
７１：ディスク
７２：ＨＰタービンベーン
７３：ディスク
７４：ＬＰタービンベーン
７６：加圧周囲空気
７７：ブリード空気
７８：空気流
８０：出口ガイドベーン組立体
８２：翼形部ガイドベーン
８４：ファン排出側
１００：翼形部組立体
１０２：翼形部
１０４：前縁要素
１０５：前縁
１０６：後縁
１０７：正圧側面
１０８：後縁要素
１０９：負圧側面
１１０：取付け縁
１１１：本体
１１２：幾何形状
１１４：翼弦
１１５：極大
１１６：キャンバ
１１８：起伏
１２０：接続部
１２２：凹部
１２３：後方端部
１２４：突出部
１２６：先端
１２８：端部
２０４：前縁要素
２０８：後縁要素
２２２：Ｔ形凹部
２２８：Ｔ形端部
３０４：前縁要素
３０８：後縁要素
３２２：チャネル
３２４：突出部

Claims (10)

  1. 翼弦（１１４）及びキャンバ（１１６）両方の変動を伴う３Ｄ前縁幾何形状（１１２）を有する前縁要素（１０４、２０４、３０４）と、
    後縁要素（１０８、２０８、３０８）と、
    前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）を前記後縁要素（１０８、２０８、３０８）に固定する接続部と、
    を備えた、翼形部（１０２）。
  2. 前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）及び後縁要素（１０８、２０８、３０８）は、異なる材料から作られる、請求項１に記載の翼形部（１０２）。
  3. 前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）は、金属である、請求項２に記載の翼形部（１０２）。
  4. 前記後縁要素（１０８、２０８、３０８）は、複合材である、請求項３に記載の翼形部（１０２）。
  5. 前記３Ｄ前縁幾何形状（１１２）は、複数の起伏（１１８）を含む、請求項１に記載の翼形部（１０２）。
  6. 前記起伏（１１８）は、平面図において非対称である、請求項５に記載の翼形部。
  7. 前記起伏（１１８）は、平面図において複数の波形突出部を定める、請求項５に記載の翼形部（１０２）。
  8. 前記接続部は、前記後縁要素（１０８、２０８、３０８）又は前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）の一方における凹部（１２２、２２２、３２２）と、前記後縁要素（１０８、２０８、３０８）及び前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）の他方から延びた突出部（１２４、３２４）と備え、前記突出部（１２４、３２４）は前記凹部（１２２、２２２、３２２）に受け入れられる、請求項１に記載の翼形部（１０２）。
  9. 前記凹部（１２２、２２２、３２２）内に前記突出部（１２４、３２４）を接合することをさらに含む、請求項８に記載の翼形部（１０２）。
  10. 前記突出部（１２４、３２４）は、前記後縁要素（１０８、２０８、３０８）から延び、前記凹部（１２２、２２２、３２２）は、前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）内に存在しかつ前記前縁要素（１０４、２０４、３０４）の後方端部に沿って形成される、請求項９に記載の翼形部（１０２）。
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