JP3480069B2 - ジェットエンジンの固定冷却翼 - Google Patents
ジェットエンジンの固定冷却翼Info
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- JP3480069B2 JP3480069B2 JP24448494A JP24448494A JP3480069B2 JP 3480069 B2 JP3480069 B2 JP 3480069B2 JP 24448494 A JP24448494 A JP 24448494A JP 24448494 A JP24448494 A JP 24448494A JP 3480069 B2 JP3480069 B2 JP 3480069B2
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- Japan
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ジェットエンジンに係
わり、更に詳しくは、熱応力緩和構造を備えたジェット
エンジンの固定冷却翼に関する。
わり、更に詳しくは、熱応力緩和構造を備えたジェット
エンジンの固定冷却翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図３はターボジェットエンジンの模式的
構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガ
スタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、
等を備え、空気取入口１から空気を導入し、圧縮機２で
空気を圧縮し、燃焼器３内で圧縮空気により燃料を燃焼
させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスで
ガスタービン４を駆動し、このガスタービン４で圧縮機
２を駆動し、アフターバーナ５でタービンを出た排ガス
によりで燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェ
ットノズル６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生す
るようになっている。かかる構成は、ターボジェットエ
ンジン以外のジェットエンジンでも、同様である。
構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガ
スタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、
等を備え、空気取入口１から空気を導入し、圧縮機２で
空気を圧縮し、燃焼器３内で圧縮空気により燃料を燃焼
させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスで
ガスタービン４を駆動し、このガスタービン４で圧縮機
２を駆動し、アフターバーナ５でタービンを出た排ガス
によりで燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェ
ットノズル６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生す
るようになっている。かかる構成は、ターボジェットエ
ンジン以外のジェットエンジンでも、同様である。
【０００３】かかるジェットエンジンには、燃焼温度を
高めエンジン性能を向上させるために、高温固定翼（例
えば、ガスタービンのノズル、静翼、排気部ストラッ
ト、等）に、種々の冷却翼が従来から用いられている。
図４は、かかる固定冷却翼の一例を示す翼断面図であ
り、中空の固定翼７とその内部に挿入されたインサート
８とからなり、インサートの内側から冷却空気を供給
し、インサートに設けたノズルから冷却空気を固定翼７
の翼内面に噴出させてその部分をインピンジメント冷却
し、インピンジメント冷却後の空気を翼背腹内面に流し
て翼内面を対流冷却し、翼後縁のスロットから主流に放
出するようになっている。かかる構成の冷却翼により、
例えば１０００℃以上の高温ガスに曝される高温固定翼
を材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷却す
ることができる。
高めエンジン性能を向上させるために、高温固定翼（例
えば、ガスタービンのノズル、静翼、排気部ストラッ
ト、等）に、種々の冷却翼が従来から用いられている。
図４は、かかる固定冷却翼の一例を示す翼断面図であ
り、中空の固定翼７とその内部に挿入されたインサート
８とからなり、インサートの内側から冷却空気を供給
し、インサートに設けたノズルから冷却空気を固定翼７
の翼内面に噴出させてその部分をインピンジメント冷却
し、インピンジメント冷却後の空気を翼背腹内面に流し
て翼内面を対流冷却し、翼後縁のスロットから主流に放
出するようになっている。かかる構成の冷却翼により、
例えば１０００℃以上の高温ガスに曝される高温固定翼
を材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷却す
ることができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来の固定冷
却翼では、空気の漏れを防ぐためにインサート８の両端
（先端と末端）が固定翼７の内面に溶接されている。し
かし、冷却空気による冷却時に固定翼７とインサート８
との間に温度差が生じ（例えば固定翼約９００℃、イン
サート約３００℃）、インサートと固定翼との接合部に
過大な熱応力が発生し、接合部に亀裂が生じることがあ
る問題点があった。また、逆にインサート８の両端（先
端と末端）を固定翼７の内面に溶接しないと、その部分
からの空気漏れが多く、固定翼７を十分に冷却できなか
った。
却翼では、空気の漏れを防ぐためにインサート８の両端
（先端と末端）が固定翼７の内面に溶接されている。し
かし、冷却空気による冷却時に固定翼７とインサート８
との間に温度差が生じ（例えば固定翼約９００℃、イン
サート約３００℃）、インサートと固定翼との接合部に
過大な熱応力が発生し、接合部に亀裂が生じることがあ
る問題点があった。また、逆にインサート８の両端（先
端と末端）を固定翼７の内面に溶接しないと、その部分
からの空気漏れが多く、固定翼７を十分に冷却できなか
った。
【０００５】本発明はかかる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、高温
に曝されても表面温度を十分低く冷却することができ、
かつ材料内部に発生する熱応力を十分低くできるジェッ
トエンジンの固定冷却翼を提供することにある。
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、高温
に曝されても表面温度を十分低く冷却することができ、
かつ材料内部に発生する熱応力を十分低くできるジェッ
トエンジンの固定冷却翼を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、高温ガ
スに曝される中空の固定翼と、該固定翼の内部に挿入さ
れた薄板のインサートとからなり、固定翼は、先端部の
前縁部又は後縁部或いは末端部の前縁部又は後縁部のい
ずれか１か所だけがジェットエンジンのフレームに固定
され、その他の部分は熱膨張可能かつ気密に支持されて
おり、かつ複数の貫通孔が固定翼の後縁部に沿って高温
ガスの流れ方向に設けられ、インサートは、中空の閉じ
た翼形状を有し、該表面は固定翼の内面に沿ってわずか
の間隔を隔てて延びており、インサートの先端部は固定
翼の先端部内面に溶接され、末端部に固定翼の内面に弾
性的に気密に接する弾性シール部材が設けられ、かつイ
ンサートの前縁部には複数の貫通孔が設けられており、
これにより、インサートの内側から供給された冷却空気
を、インサートの貫通孔から固定翼の前縁部内面に噴出
させてその部分をインピンジメント冷却し、更に固定翼
とインサートの隙間に沿って流して翼背腹内面を対流冷
却し、固定翼の貫通孔から高温ガス中に放出する、こと
を特徴とするジェットエンジンの固定冷却翼が提供され
る。
スに曝される中空の固定翼と、該固定翼の内部に挿入さ
れた薄板のインサートとからなり、固定翼は、先端部の
前縁部又は後縁部或いは末端部の前縁部又は後縁部のい
ずれか１か所だけがジェットエンジンのフレームに固定
され、その他の部分は熱膨張可能かつ気密に支持されて
おり、かつ複数の貫通孔が固定翼の後縁部に沿って高温
ガスの流れ方向に設けられ、インサートは、中空の閉じ
た翼形状を有し、該表面は固定翼の内面に沿ってわずか
の間隔を隔てて延びており、インサートの先端部は固定
翼の先端部内面に溶接され、末端部に固定翼の内面に弾
性的に気密に接する弾性シール部材が設けられ、かつイ
ンサートの前縁部には複数の貫通孔が設けられており、
これにより、インサートの内側から供給された冷却空気
を、インサートの貫通孔から固定翼の前縁部内面に噴出
させてその部分をインピンジメント冷却し、更に固定翼
とインサートの隙間に沿って流して翼背腹内面を対流冷
却し、固定翼の貫通孔から高温ガス中に放出する、こと
を特徴とするジェットエンジンの固定冷却翼が提供され
る。
【０００７】本発明の好ましい実施例によれば、前記イ
ンサートの弾性シール部材は、一端がインサートの末端
部に固着され、他端部が翼断面の外方に弾性的に付勢さ
れたリング状弾性板からなり、熱膨張時に該弾性板の他
端部が固定翼の内面に付勢されて接触しながら摺動す
る。また、前記インサートは、その全面に翼断面外方に
膨らんだ複数のインボスを有し、該インボスにより、固
定翼内面とインサート外面とを対流冷却に適した間隔に
保持する、ことが好ましい。
ンサートの弾性シール部材は、一端がインサートの末端
部に固着され、他端部が翼断面の外方に弾性的に付勢さ
れたリング状弾性板からなり、熱膨張時に該弾性板の他
端部が固定翼の内面に付勢されて接触しながら摺動す
る。また、前記インサートは、その全面に翼断面外方に
膨らんだ複数のインボスを有し、該インボスにより、固
定翼内面とインサート外面とを対流冷却に適した間隔に
保持する、ことが好ましい。
【０００８】
【作用】上記本発明の構成によれば、固定翼の先端部の
前縁部又は後縁部或いは末端部の前縁部又は後縁部のい
ずれか１か所だけがジェットエンジンのフレームに固定
され、その他の部分は熱膨張可能かつ気密に支持されて
いるので、固定翼が高温ガスに曝されても、自由に熱膨
張でき、熱応力を低く抑えることができる。また、イン
サートの先端部が固定翼の先端部内面に溶接され、その
末端部に固定翼の内面に弾性的に気密に接する弾性シー
ル部材が設けられているので、インサートと固定翼との
間に熱膨張差があっても、インサートが自由に熱膨張で
き、熱応力を低く抑えることができる。特に、インサー
トの弾性シール部材が、一端がインサートの末端部に固
着され、他端部が翼断面の外方に弾性的に付勢されたリ
ング状弾性板であれば、熱膨張時に弾性板の他端部が固
定翼の内面に付勢されて接触しながら摺動するので、気
密性を保持しながら自由に熱膨張することができる。
前縁部又は後縁部或いは末端部の前縁部又は後縁部のい
ずれか１か所だけがジェットエンジンのフレームに固定
され、その他の部分は熱膨張可能かつ気密に支持されて
いるので、固定翼が高温ガスに曝されても、自由に熱膨
張でき、熱応力を低く抑えることができる。また、イン
サートの先端部が固定翼の先端部内面に溶接され、その
末端部に固定翼の内面に弾性的に気密に接する弾性シー
ル部材が設けられているので、インサートと固定翼との
間に熱膨張差があっても、インサートが自由に熱膨張で
き、熱応力を低く抑えることができる。特に、インサー
トの弾性シール部材が、一端がインサートの末端部に固
着され、他端部が翼断面の外方に弾性的に付勢されたリ
ング状弾性板であれば、熱膨張時に弾性板の他端部が固
定翼の内面に付勢されて接触しながら摺動するので、気
密性を保持しながら自由に熱膨張することができる。
【０００９】また、固定翼の後縁部に沿って複数の貫通
孔が高温ガスの流れ方向に設けられ、インサートは、中
空の閉じた翼形状を有し、その表面が固定翼の内面に沿
ってわずかの間隔を隔てて延びており、インサートの前
縁部には複数の貫通孔が設けられているので、インサー
トの内側から供給した冷却空気を、インサートの貫通孔
から固定翼の前縁部内面に噴出させてその部分をインピ
ンジメント冷却し、冷却空気を更に固定翼とインサート
の隙間に沿って流して翼背腹内面を対流冷却し、固定翼
の貫通孔から高温ガス中に放出することができ、高温ガ
ス（例えば約１０００℃以上）に曝される固定冷却翼を
材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷却する
ことができる。
孔が高温ガスの流れ方向に設けられ、インサートは、中
空の閉じた翼形状を有し、その表面が固定翼の内面に沿
ってわずかの間隔を隔てて延びており、インサートの前
縁部には複数の貫通孔が設けられているので、インサー
トの内側から供給した冷却空気を、インサートの貫通孔
から固定翼の前縁部内面に噴出させてその部分をインピ
ンジメント冷却し、冷却空気を更に固定翼とインサート
の隙間に沿って流して翼背腹内面を対流冷却し、固定翼
の貫通孔から高温ガス中に放出することができ、高温ガ
ス（例えば約１０００℃以上）に曝される固定冷却翼を
材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷却する
ことができる。
【００１０】
【実施例】以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明によるジェ
ットエンジンの固定冷却翼の側面断面図であり、図２
（Ａ）は図１のＡ−Ａ線における断面図、図２（Ｂ）は
Ｂ部の拡大図、図２（Ｃ）はＣ部の拡大図である。図１
及び図２において、本発明の固定冷却翼１０は、例え
ば、ガスタービンのノズル、静翼、排気部ストラット、
等であり、高温ガス９に曝される中空の固定翼１２と、
固定翼１２の内部に挿入された薄板のインサート１４と
からなる。
して説明する。なお、各図において共通する部分には同
一の符号を付して使用する。図１は、本発明によるジェ
ットエンジンの固定冷却翼の側面断面図であり、図２
（Ａ）は図１のＡ−Ａ線における断面図、図２（Ｂ）は
Ｂ部の拡大図、図２（Ｃ）はＣ部の拡大図である。図１
及び図２において、本発明の固定冷却翼１０は、例え
ば、ガスタービンのノズル、静翼、排気部ストラット、
等であり、高温ガス９に曝される中空の固定翼１２と、
固定翼１２の内部に挿入された薄板のインサート１４と
からなる。
【００１１】固定翼１２は、先端部の前縁部１２ａ又は
後縁部１２ｂ或いは末端部の前縁部１２ｃ又は後縁部１
２ｄのいずれか１か所だけ（この図では１２ａ）がジェ
ットエンジンのフレーム１１にボルト等で固定され、そ
の他の部分は熱膨張可能かつ気密にフレーム１１に支持
されている。かかる構成により、固定翼１２の内部に高
温ガス９が流入するのを防ぎ、かつ固定翼１２が高温ガ
ス９に曝されても、自由に熱膨張でき、熱応力を低く抑
えることができる。
後縁部１２ｂ或いは末端部の前縁部１２ｃ又は後縁部１
２ｄのいずれか１か所だけ（この図では１２ａ）がジェ
ットエンジンのフレーム１１にボルト等で固定され、そ
の他の部分は熱膨張可能かつ気密にフレーム１１に支持
されている。かかる構成により、固定翼１２の内部に高
温ガス９が流入するのを防ぎ、かつ固定翼１２が高温ガ
ス９に曝されても、自由に熱膨張でき、熱応力を低く抑
えることができる。
【００１２】また、固定翼１２には複数の貫通孔１３が
後縁部に沿って高温ガスの流れ方向に設けられている。
この貫通孔１３を通して、冷却に使用した空気を高温ガ
ス中に放出することができる。
後縁部に沿って高温ガスの流れ方向に設けられている。
この貫通孔１３を通して、冷却に使用した空気を高温ガ
ス中に放出することができる。
【００１３】図２（Ａ）に示すように、インサート１４
は、中空の閉じた翼形状を有し、その表面は固定翼の内
面に沿ってわずかの間隔を隔てて延びている。また、図
１に示すように、インサート１４の先端部１４ａは固定
翼１２の先端部内面に溶接され、その末端部１４ｂには
固定翼１２の内面に弾性的に気密に接する弾性シール部
材１５が設けられている。この弾性シール部材１５は、
図２（Ｂ）に示すように、一端１５ａがインサート１４
の末端部１４ｂに溶接等で固着され、他端部１５ｂが翼
断面の外方に弾性的に付勢されたリング状弾性板からな
る。かかる構成により、インサート１４と固定翼１２と
の間に熱膨張差があっても、インサートが自由に熱膨張
でき、熱応力を低く抑えることができ、弾性板１５の他
端部１５ｂが固定翼１２の内面に付勢されて接触しなが
ら摺動するので、ほぼ完全な気密性を保持することがで
きる。
は、中空の閉じた翼形状を有し、その表面は固定翼の内
面に沿ってわずかの間隔を隔てて延びている。また、図
１に示すように、インサート１４の先端部１４ａは固定
翼１２の先端部内面に溶接され、その末端部１４ｂには
固定翼１２の内面に弾性的に気密に接する弾性シール部
材１５が設けられている。この弾性シール部材１５は、
図２（Ｂ）に示すように、一端１５ａがインサート１４
の末端部１４ｂに溶接等で固着され、他端部１５ｂが翼
断面の外方に弾性的に付勢されたリング状弾性板からな
る。かかる構成により、インサート１４と固定翼１２と
の間に熱膨張差があっても、インサートが自由に熱膨張
でき、熱応力を低く抑えることができ、弾性板１５の他
端部１５ｂが固定翼１２の内面に付勢されて接触しなが
ら摺動するので、ほぼ完全な気密性を保持することがで
きる。
【００１４】また、図１に示すように、インサート１４
の前縁部１４ｃには複数の貫通孔１６が設けられてい
る。この貫通孔１６を通して、図２（Ａ）に示すよう
に、インサート１４の内側から供給した冷却空気１７
を、固定翼１２の前縁部内面に噴出させてその部分をイ
ンピンジメント冷却することができる。
の前縁部１４ｃには複数の貫通孔１６が設けられてい
る。この貫通孔１６を通して、図２（Ａ）に示すよう
に、インサート１４の内側から供給した冷却空気１７
を、固定翼１２の前縁部内面に噴出させてその部分をイ
ンピンジメント冷却することができる。
【００１５】更に、図２（Ｃ）に示すように、インサー
ト１４は、その全面に翼断面外方に膨らんだ複数のイン
ボス１８を有する。このインボス１８により、固定翼１
２の内面とインサート１４の外面とを対流冷却に適した
間隔に保持することができる。
ト１４は、その全面に翼断面外方に膨らんだ複数のイン
ボス１８を有する。このインボス１８により、固定翼１
２の内面とインサート１４の外面とを対流冷却に適した
間隔に保持することができる。
【００１６】上述した本発明のジェットエンジンの固定
冷却翼１０に、インサート１４の内側から冷却空気１７
を供給することにより、インサート１４の貫通孔１６か
ら固定翼１４の前縁部内面に冷却空気１７を噴出させて
その部分をインピンジメント冷却し、冷却空気１７を更
に固定翼１２とインサート１４の隙間に沿って流して翼
背腹内面を対流冷却し、固定翼１２の貫通孔１３から高
温ガス中に放出することができる。これにより、高温ガ
ス９（例えば約１０００℃以上）に曝される固定冷却翼
１０を材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷
却することができる。
冷却翼１０に、インサート１４の内側から冷却空気１７
を供給することにより、インサート１４の貫通孔１６か
ら固定翼１４の前縁部内面に冷却空気１７を噴出させて
その部分をインピンジメント冷却し、冷却空気１７を更
に固定翼１２とインサート１４の隙間に沿って流して翼
背腹内面を対流冷却し、固定翼１２の貫通孔１３から高
温ガス中に放出することができる。これにより、高温ガ
ス９（例えば約１０００℃以上）に曝される固定冷却翼
１０を材料の許容温度以下（例えば約９００℃）まで冷
却することができる。
【００１７】なお、本発明は上述した実施例に限定され
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。
【００１８】
【発明の効果】上述したように、本発明のジェットエン
ジンの固定冷却翼は、高温に曝されても表面温度を十分
低く冷却することができ、かつ材料内部に発生する熱応
力を十分低くできる、等の優れた効果を有する。
ジンの固定冷却翼は、高温に曝されても表面温度を十分
低く冷却することができ、かつ材料内部に発生する熱応
力を十分低くできる、等の優れた効果を有する。
【図１】本発明によるジェットエンジンの固定冷却翼の
側面断面図である。
側面断面図である。
【図２】図１のＡ−Ａ線における断面図とＢ部及びＣ部
の拡大図である。
の拡大図である。
【図３】ターボジェットエンジンの模式的構成図であ
る。
る。
【図４】固定冷却翼の一例を示す翼断面図である。
１ 空気取入口
２ 圧縮機
３ 燃焼器
４ ガスタービン
５ アフターバーナ
６ ジェットノズル
７ 固定翼
８ インサート
９ 高温ガス
１０ 固定冷却翼
１１ ジェットエンジンのフレーム
１２ 固定翼
１３ 貫通孔
１４ インサート
１５ 弾性シール部材
１６ 貫通孔
１７ 冷却空気
１８ インボス
フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平６−129204（ＪＰ，Ａ)
特開 平５−240003（ＪＰ，Ａ)
特開 昭48−22816（ＪＰ，Ａ)
特開 昭46−7656（ＪＰ，Ａ)
特公 平１−51883（ＪＰ，Ｂ２)
特公 昭61−19804（ＪＰ，Ｂ２)
特公 昭54−30447（ＪＰ，Ｂ２)
特公 昭44−8527（ＪＰ，Ｂ１)
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 9/00 - 9/04
Claims (3)
- 【請求項１】 高温ガスに曝される中空の固定翼と、該
固定翼の内部に挿入された薄板のインサートとからな
り、 固定翼は、先端部の前縁部又は後縁部或いは末端部の前
縁部又は後縁部のいずれか１か所だけがジェットエンジ
ンのフレームに固定され、その他の部分は熱膨張可能か
つ気密に支持されており、かつ複数の貫通孔が固定翼の
後縁部に沿って高温ガスの流れ方向に設けられ、 インサートは、中空の閉じた翼形状を有し、該表面は固
定翼の内面に沿ってわずかの間隔を隔てて延びており、
インサートの先端部は固定翼の先端部内面に溶接され、
末端部に固定翼の内面に弾性的に気密に接する弾性シー
ル部材が設けられ、かつインサートの前縁部には複数の
貫通孔が設けられており、これにより、インサートの内
側から供給された冷却空気を、インサートの貫通孔から
固定翼の前縁部内面に噴出させてその部分をインピンジ
メント冷却し、更に固定翼とインサートの隙間に沿って
流して翼背腹内面を対流冷却し、固定翼の貫通孔から高
温ガス中に放出する、ことを特徴とするジェットエンジ
ンの固定冷却翼。 - 【請求項２】 前記インサートの弾性シール部材は、一
端がインサートの末端部に固着され、他端部が翼断面の
外方に弾性的に付勢されたリング状弾性板からなり、熱
膨張時に該弾性板の他端部が固定翼の内面に付勢されて
接触しながら摺動する、ことを特徴とする請求項１に記
載のジェットエンジンの固定冷却翼。 - 【請求項３】 前記インサートは、その全面に翼断面外
方に膨らんだ複数のインボスを有し、該インボスによ
り、固定翼内面とインサート外面とを対流冷却に適した
間隔に保持する、ことを特徴とする請求項１に記載のジ
ェットエンジンの固定冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24448494A JP3480069B2 (ja) | 1994-10-11 | 1994-10-11 | ジェットエンジンの固定冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24448494A JP3480069B2 (ja) | 1994-10-11 | 1994-10-11 | ジェットエンジンの固定冷却翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08109804A JPH08109804A (ja) | 1996-04-30 |
| JP3480069B2 true JP3480069B2 (ja) | 2003-12-15 |
Family
ID=17119359
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24448494A Expired - Fee Related JP3480069B2 (ja) | 1994-10-11 | 1994-10-11 | ジェットエンジンの固定冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3480069B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2858829B1 (fr) * | 2003-08-12 | 2008-03-14 | Snecma Moteurs | Aube refroidie de moteur a turbine a gaz |
| US7121796B2 (en) * | 2004-04-30 | 2006-10-17 | General Electric Company | Nozzle-cooling insert assembly with cast-in rib sections |
| FR2899271B1 (fr) * | 2006-03-29 | 2008-05-30 | Snecma Sa | Ensemble d'une aube et d'une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l'ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l'ensemble |
| DE102017208678A1 (de) * | 2017-05-23 | 2018-11-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit Blecheinsatz |
-
1994
- 1994-10-11 JP JP24448494A patent/JP3480069B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08109804A (ja) | 1996-04-30 |
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