ガスタービンの動翼冷却構造
【課題】フロントシールへ流入する二次空気の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができ、これにより、エネルギロスを大幅に低減することができるガスタービンの動翼冷却構造を提供する。
【解決手段】二次空気６を旋回流７に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクト１２と、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置し、旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクト１４とを備え、角運動量保存の法則によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流７の周方向速度をエネルギロスなしに増速する。
【解決手段】二次空気６を旋回流７に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクト１２と、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置し、旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクト１４とを備え、角運動量保存の法則によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流７の周方向速度をエネルギロスなしに増速する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エネルギロスを低減するガスタービンの動翼冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１は、従来のガスタービンの動翼冷却構造を示す模式図である。この図において、回転系は動翼１、ディスク２及びフロントシール３からなり、静止系は、静翼４及びプレスワールダクト５からなる。
プレスワールダクト（Ｐｒｅ−ｓｗｉｒｌ ｄｕｃｔ）は、高圧の圧縮機（図示せず）から供給される二次空気６を旋回させてフロントシール３に供給するダクトである。
【０００３】
高温の燃焼ガスに曝される動翼１を冷却するために、二次空気６を高圧の圧縮機最終段から導き、静止系のプレスワールダクト５と回転系のフロントシール３を介してディスク前側に二次空気６を供給するようになっている。
【０００４】
図２は、静止系のプレスワールダクト５と回転系のフロントシール３の位置関係を示す図である。この図は、図１のＡ−Ａ線における矢視図に相当する。
図２において、フロントシール３において二次空気６を取り込む貫通穴３ａの形状は、圧力損失を少なくするために通常円形穴３ａが採用される。また、エンジン定格点で二次空気６と貫通穴３ａの相対角度がゼロ、すなわち周方向速度が同一になるように、プレスワールダクト５の噴射穴５ａから二次空気６を流出させることが理想的である。
【０００５】
この目的を達成するために、従来から種々のプレスワールダクトが提案されている（例えば、特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第４，８２２，２４４号公報、「ＴＯＢＩ」
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
図３、図４は、従来のプレスワールダクト５の具体例であり、図３はガイド翼構造、図４は斜め穴構造を示している。
図３のガイド翼構造の場合、二次空気６の流れ角を与える構造は板金のガイド翼５ｂであり、製造上加工できるガイド翼５ｂの最小の高さｈ、幅ｂが制限される。
また、図４の斜め穴構造の場合、二次空気６の流れ角を与える構造は機械加工による斜め穴５ｃによって形成され、製造上加工できる斜め穴５ｃの最小の穴径ｄが制限される。
従って、従来のプレスワールダクト５では、流れ角を与える設定角度と断面積に制約があり、流出速度に制約があった。
【０００８】
すなわち、プレスワールダクト５による二次空気６の周方向流出速度は、流出角度および流出速度によって決まるが、実際の設計では製造上の制約から、二次空気６の周方向流出速度をフロントシール３の貫通穴３ａの周方向速度まで、増加させることは不可能であり、速度差が必ず生じてしまう。その結果、運動エネルギの差によってフロントシール３を介して回転系がする仕事が増え、タービン効率が低下する問題点があった。
【０００９】
図５は、上記速度差によるエネルギロスの説明図である。この図において、（Ａ）はプレスワールダクト５とフロントシール３の間の二次空気の流れの位置関係、（Ｂ）は速度関係を示している。
この図において、Ｖｘ０はプレスワールダクト入口速度、Ｖａ１はプレスワールダクトの出口絶対速度、Ｖｘ１はプレスワールダクトの出口軸方向速度、Ｖｔ１はプレスワールダクトの出口周方向速度、Ｖｔ２はフロントシールの周方向速度、ｍは二次空気の質量流量である。
【００１０】
プレスワールダクト５から流出した二次空気６がフロントシール３へ流入する際、周方向運動エネルギの差によってロスが生じる。
すなわち、プレスワールダクト出口での周方向運動エネルギＥ１とフロントシール穴位置での周方向運動エネルギＥ２は、式（１）（２）で表される。
【００１１】
Ｅ１＝１／２・ｍ・Ｖｔ１２・・・（１）
Ｅ２＝１／２・ｍ・Ｖｔ２２・・・（２）
【００１２】
上述したように、従来のプレスワールダクトでは、速度差が必ず生じ、Ｖｔ１＜Ｖｔ２・・・（３）のため、エネルギロスΔＥ＝Ｅ２−Ｅ１・・・（４）が必ず発生する。
言い換えれば、周方向速度が遅い二次空気６が、周方向速度が速いフロントシール３へ流入するためには、フロントシール３と同じ速度まで加速する必要があり、この差に相当する運動エネルギ分だけ、回転系が余分な仕事をしなければならならず、エネルギロスが発生する。
【００１３】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、フロントシールへ流入する二次空気の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができ、これにより、エネルギロスを大幅に低減することができるガスタービンの動翼冷却構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明によれば、二次空気を圧縮機から導き、回転系のフロントシールを介してディスク前側に二次空気を供給するガスタービンの動翼冷却構造であって、
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造が提供される。
【００１５】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記加速ダクトは、流入口から流出口まで流路面積がほぼ一定の流路を有する。
【００１６】
また、前記加速ダクトの流入口及び流出口は、ガスタービンの回転軸に対して平行に位置する、ことが好ましい。
【発明の効果】
【００１７】
上記本発明の構成によれば、プレスワールダクトと加速ダクトを備え、プレスワールダクトでフロントシール側に噴射した二次空気の旋回流を、加速ダクトにより旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射するので、「角運動量保存の法則」によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができる。これによりプレスワールダクト出口とフロントシールの周方向速度差が小さくなり、エネルギロスを大幅に低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】従来のガスタービンの動翼冷却構造を示す模式図である。
【図２】静止系のプレスワールダクトと回転系のフロントシールの位置関係を示す図である。
【図３】ガイド翼構造の従来のプレスワールダクトの模式図である。
【図４】斜め穴構造の従来のプレスワールダクトの模式図である。
【図５】速度差によるエネルギロスの説明図である。
【図６】本発明によるガスタービンの動翼冷却構造を示す全体構成図である。
【図７】図６の動翼冷却構造の説明図である。
【図８】本発明によるプレスワールダクトと加速ダクトの説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２０】
図６は、本発明によるガスタービンの動翼冷却構造を示す全体構成図である。
この図において、回転系は動翼１、ディスク２及びフロントシール３からなり、静止系は、静翼４、プレスワールダクト１２及び加速ダクト１４からなる。
本発明のガスタービンの動翼冷却構造は、二次空気６を高圧の圧縮機最終段（図示せず）から導き、回転系のフロントシール３を介してディスク前側に二次空気６を供給するようになっている。
【００２１】
図６において、本発明のガスタービンの動翼冷却構造は、プレスワールダクト１２と加速ダクト１４を備える。
【００２２】
プレスワールダクト１２は、二次空気６を旋回流７に変換してフロントシール側に噴射する。プレスワールダクト１２の構造は、上述したガイド翼構造又は斜め穴構造のいずれでもよく、その他の構造であってもよい。
【００２３】
加速ダクト１４は、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置し、プレスワールダクト１２でフロントシール側に噴射した旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する。
【００２４】
また、フロントシール３の貫通穴３ａは、回転軸Ｚ−Ｚからの半径方向位置が、加速ダクト１４の流出口１４ｂと同じに設定されている。
【００２５】
図７は、図６の動翼冷却構造の説明図である。この図において、（Ａ）は、図６のプレスワールダクト１２と加速ダクト１４の模式的拡大図、（Ｂ）は（Ａ）における速度関係図である。
また図８は、本発明によるプレスワールダクト１２と加速ダクト１４の説明図であり、（Ａ）は側面図、（Ｂ）はそのＢ−Ｂ矢視図、（Ｃ）は斜視図である。
【００２６】
図７（Ａ）において、Ｒ１は、加速ダクト１４の流入口１４ａの回転軸Ｚ−Ｚからの半径であり、Ｒ２は、加速ダクト１４の流出口１４ｂの回転軸Ｚ−Ｚからの半径である。本発明では、Ｒ２＜Ｒ１である。
また、加速ダクト１４は、不要な加減速が発生しないように、流入口１４ａから流出口１４ｂまでの流路面積がほぼ一定の流路を有する。このとき、流路面積がほぼ一定になるように、流出口の流路高さが流入口の流路高さより大きいことが望ましい。なお加速ダクト内には抵抗になるような構造を設けない。
さらに、加速ダクト１４の流入口１４ａ及び流出口１４ｂは、フロントシール３との距離を最短にするため、ガスタービンの回転軸Ｚ−Ｚに対して平行に位置することが望ましい。
【００２７】
図７（Ｂ）において、プレスワールダクト１２で旋回流７に変換された二次空気６の速度成分は、上述した従来例と同じである。すなわち、この図において、プレスワールダクト入口速度Ｖｘ０、プレスワールダクトの出口絶対速度Ｖａ１、プレスワールダクトの出口軸方向速度Ｖｘ１、プレスワールダクトの出口周方向速度Ｖｔ１は、従来例と実質的に同一となる。
【００２８】
本発明では、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置する加速ダクト１４により、プレスワールダクト１２でフロントシール側に噴射した旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する。
このプレスワールダクト１２では、角運動量保存の法則（半径×速度＝一定）によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流７の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができる。
【００２９】
すなわち、プレスワールダクト１２の出口側に半径が減少する加速ダクト１４を設けることにより、角運動量保存の法則によって、半径を下げた分に相当して周方向速度が増加する（Ｖｔ１⇒Ｖｔ１’）。
ここでＶｔ１’＝Ｖｔ１＋Ｖα・・・（５）のため、速度増加（Ｖα）の運動エネルギに相当するエネルギロス（１／２・ｍ・Ｖα２）が改善される。
従って、これによりプレスワールダクト出口とフロントシールの周方向速度差が小さくなり、エネルギロスを大幅に低減することができる。
【００３０】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【符号の説明】
【００３１】
１ 動翼、２ ディスク、３ フロントシール、
４ 静翼、６ 二次空気、７ 旋回流、
１２ プレスワールダクト、
１４ 加速ダクト、
１４ａ 流入口、１４ｂ 流出口
【技術分野】
【０００１】
本発明は、エネルギロスを低減するガスタービンの動翼冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１は、従来のガスタービンの動翼冷却構造を示す模式図である。この図において、回転系は動翼１、ディスク２及びフロントシール３からなり、静止系は、静翼４及びプレスワールダクト５からなる。
プレスワールダクト（Ｐｒｅ−ｓｗｉｒｌ ｄｕｃｔ）は、高圧の圧縮機（図示せず）から供給される二次空気６を旋回させてフロントシール３に供給するダクトである。
【０００３】
高温の燃焼ガスに曝される動翼１を冷却するために、二次空気６を高圧の圧縮機最終段から導き、静止系のプレスワールダクト５と回転系のフロントシール３を介してディスク前側に二次空気６を供給するようになっている。
【０００４】
図２は、静止系のプレスワールダクト５と回転系のフロントシール３の位置関係を示す図である。この図は、図１のＡ−Ａ線における矢視図に相当する。
図２において、フロントシール３において二次空気６を取り込む貫通穴３ａの形状は、圧力損失を少なくするために通常円形穴３ａが採用される。また、エンジン定格点で二次空気６と貫通穴３ａの相対角度がゼロ、すなわち周方向速度が同一になるように、プレスワールダクト５の噴射穴５ａから二次空気６を流出させることが理想的である。
【０００５】
この目的を達成するために、従来から種々のプレスワールダクトが提案されている（例えば、特許文献１）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第４，８２２，２４４号公報、「ＴＯＢＩ」
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
図３、図４は、従来のプレスワールダクト５の具体例であり、図３はガイド翼構造、図４は斜め穴構造を示している。
図３のガイド翼構造の場合、二次空気６の流れ角を与える構造は板金のガイド翼５ｂであり、製造上加工できるガイド翼５ｂの最小の高さｈ、幅ｂが制限される。
また、図４の斜め穴構造の場合、二次空気６の流れ角を与える構造は機械加工による斜め穴５ｃによって形成され、製造上加工できる斜め穴５ｃの最小の穴径ｄが制限される。
従って、従来のプレスワールダクト５では、流れ角を与える設定角度と断面積に制約があり、流出速度に制約があった。
【０００８】
すなわち、プレスワールダクト５による二次空気６の周方向流出速度は、流出角度および流出速度によって決まるが、実際の設計では製造上の制約から、二次空気６の周方向流出速度をフロントシール３の貫通穴３ａの周方向速度まで、増加させることは不可能であり、速度差が必ず生じてしまう。その結果、運動エネルギの差によってフロントシール３を介して回転系がする仕事が増え、タービン効率が低下する問題点があった。
【０００９】
図５は、上記速度差によるエネルギロスの説明図である。この図において、（Ａ）はプレスワールダクト５とフロントシール３の間の二次空気の流れの位置関係、（Ｂ）は速度関係を示している。
この図において、Ｖｘ０はプレスワールダクト入口速度、Ｖａ１はプレスワールダクトの出口絶対速度、Ｖｘ１はプレスワールダクトの出口軸方向速度、Ｖｔ１はプレスワールダクトの出口周方向速度、Ｖｔ２はフロントシールの周方向速度、ｍは二次空気の質量流量である。
【００１０】
プレスワールダクト５から流出した二次空気６がフロントシール３へ流入する際、周方向運動エネルギの差によってロスが生じる。
すなわち、プレスワールダクト出口での周方向運動エネルギＥ１とフロントシール穴位置での周方向運動エネルギＥ２は、式（１）（２）で表される。
【００１１】
Ｅ１＝１／２・ｍ・Ｖｔ１２・・・（１）
Ｅ２＝１／２・ｍ・Ｖｔ２２・・・（２）
【００１２】
上述したように、従来のプレスワールダクトでは、速度差が必ず生じ、Ｖｔ１＜Ｖｔ２・・・（３）のため、エネルギロスΔＥ＝Ｅ２−Ｅ１・・・（４）が必ず発生する。
言い換えれば、周方向速度が遅い二次空気６が、周方向速度が速いフロントシール３へ流入するためには、フロントシール３と同じ速度まで加速する必要があり、この差に相当する運動エネルギ分だけ、回転系が余分な仕事をしなければならならず、エネルギロスが発生する。
【００１３】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、フロントシールへ流入する二次空気の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができ、これにより、エネルギロスを大幅に低減することができるガスタービンの動翼冷却構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明によれば、二次空気を圧縮機から導き、回転系のフロントシールを介してディスク前側に二次空気を供給するガスタービンの動翼冷却構造であって、
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造が提供される。
【００１５】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記加速ダクトは、流入口から流出口まで流路面積がほぼ一定の流路を有する。
【００１６】
また、前記加速ダクトの流入口及び流出口は、ガスタービンの回転軸に対して平行に位置する、ことが好ましい。
【発明の効果】
【００１７】
上記本発明の構成によれば、プレスワールダクトと加速ダクトを備え、プレスワールダクトでフロントシール側に噴射した二次空気の旋回流を、加速ダクトにより旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射するので、「角運動量保存の法則」によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができる。これによりプレスワールダクト出口とフロントシールの周方向速度差が小さくなり、エネルギロスを大幅に低減することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】従来のガスタービンの動翼冷却構造を示す模式図である。
【図２】静止系のプレスワールダクトと回転系のフロントシールの位置関係を示す図である。
【図３】ガイド翼構造の従来のプレスワールダクトの模式図である。
【図４】斜め穴構造の従来のプレスワールダクトの模式図である。
【図５】速度差によるエネルギロスの説明図である。
【図６】本発明によるガスタービンの動翼冷却構造を示す全体構成図である。
【図７】図６の動翼冷却構造の説明図である。
【図８】本発明によるプレスワールダクトと加速ダクトの説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２０】
図６は、本発明によるガスタービンの動翼冷却構造を示す全体構成図である。
この図において、回転系は動翼１、ディスク２及びフロントシール３からなり、静止系は、静翼４、プレスワールダクト１２及び加速ダクト１４からなる。
本発明のガスタービンの動翼冷却構造は、二次空気６を高圧の圧縮機最終段（図示せず）から導き、回転系のフロントシール３を介してディスク前側に二次空気６を供給するようになっている。
【００２１】
図６において、本発明のガスタービンの動翼冷却構造は、プレスワールダクト１２と加速ダクト１４を備える。
【００２２】
プレスワールダクト１２は、二次空気６を旋回流７に変換してフロントシール側に噴射する。プレスワールダクト１２の構造は、上述したガイド翼構造又は斜め穴構造のいずれでもよく、その他の構造であってもよい。
【００２３】
加速ダクト１４は、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置し、プレスワールダクト１２でフロントシール側に噴射した旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する。
【００２４】
また、フロントシール３の貫通穴３ａは、回転軸Ｚ−Ｚからの半径方向位置が、加速ダクト１４の流出口１４ｂと同じに設定されている。
【００２５】
図７は、図６の動翼冷却構造の説明図である。この図において、（Ａ）は、図６のプレスワールダクト１２と加速ダクト１４の模式的拡大図、（Ｂ）は（Ａ）における速度関係図である。
また図８は、本発明によるプレスワールダクト１２と加速ダクト１４の説明図であり、（Ａ）は側面図、（Ｂ）はそのＢ−Ｂ矢視図、（Ｃ）は斜視図である。
【００２６】
図７（Ａ）において、Ｒ１は、加速ダクト１４の流入口１４ａの回転軸Ｚ−Ｚからの半径であり、Ｒ２は、加速ダクト１４の流出口１４ｂの回転軸Ｚ−Ｚからの半径である。本発明では、Ｒ２＜Ｒ１である。
また、加速ダクト１４は、不要な加減速が発生しないように、流入口１４ａから流出口１４ｂまでの流路面積がほぼ一定の流路を有する。このとき、流路面積がほぼ一定になるように、流出口の流路高さが流入口の流路高さより大きいことが望ましい。なお加速ダクト内には抵抗になるような構造を設けない。
さらに、加速ダクト１４の流入口１４ａ及び流出口１４ｂは、フロントシール３との距離を最短にするため、ガスタービンの回転軸Ｚ−Ｚに対して平行に位置することが望ましい。
【００２７】
図７（Ｂ）において、プレスワールダクト１２で旋回流７に変換された二次空気６の速度成分は、上述した従来例と同じである。すなわち、この図において、プレスワールダクト入口速度Ｖｘ０、プレスワールダクトの出口絶対速度Ｖａ１、プレスワールダクトの出口軸方向速度Ｖｘ１、プレスワールダクトの出口周方向速度Ｖｔ１は、従来例と実質的に同一となる。
【００２８】
本発明では、プレスワールダクト１２とフロントシール３との間に静止して位置する加速ダクト１４により、プレスワールダクト１２でフロントシール側に噴射した旋回流７の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する。
このプレスワールダクト１２では、角運動量保存の法則（半径×速度＝一定）によって、旋回半径を減少させた分に相当して旋回流７の周方向速度をエネルギロスなしに増速することができる。
【００２９】
すなわち、プレスワールダクト１２の出口側に半径が減少する加速ダクト１４を設けることにより、角運動量保存の法則によって、半径を下げた分に相当して周方向速度が増加する（Ｖｔ１⇒Ｖｔ１’）。
ここでＶｔ１’＝Ｖｔ１＋Ｖα・・・（５）のため、速度増加（Ｖα）の運動エネルギに相当するエネルギロス（１／２・ｍ・Ｖα２）が改善される。
従って、これによりプレスワールダクト出口とフロントシールの周方向速度差が小さくなり、エネルギロスを大幅に低減することができる。
【００３０】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【符号の説明】
【００３１】
１ 動翼、２ ディスク、３ フロントシール、
４ 静翼、６ 二次空気、７ 旋回流、
１２ プレスワールダクト、
１４ 加速ダクト、
１４ａ 流入口、１４ｂ 流出口
【特許請求の範囲】
【請求項１】
二次空気を圧縮機から導き、回転系のフロントシールを介してディスク前側に二次空気を供給するガスタービンの動翼冷却構造であって、
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造。
【請求項２】
前記加速ダクトの流入口及び流出口は、ガスタービンの回転軸に対して平行に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの動翼冷却構造。
【請求項１】
二次空気を圧縮機から導き、回転系のフロントシールを介してディスク前側に二次空気を供給するガスタービンの動翼冷却構造であって、
二次空気を旋回流に変換してフロントシール側に噴射するプレスワールダクトと、
該プレスワールダクトとフロントシールとの間に静止して位置し、前記旋回流の旋回半径を減少させてフロントシール側に噴射する加速ダクトと、を備えることを特徴とするガスタービンの動翼冷却構造。
【請求項２】
前記加速ダクトの流入口及び流出口は、ガスタービンの回転軸に対して平行に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの動翼冷却構造。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１１−２１５４２（Ｐ２０１１−２１５４２Ａ）
【公開日】平成２３年２月３日（２０１１．２．３）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−１６７１５５（Ｐ２００９−１６７１５５）
【出願日】平成２１年７月１５日（２００９．７．１５）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【公開日】平成２３年２月３日（２０１１．２．３）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年７月１５日（２００９．７．１５）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
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