JP3546134B2 - Gas turbine blade - Google Patents
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Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は火力発電などに使用されるガスタービン動翼に関し、特にシュラウドの冷却構造を簡素化し、冷却性能を向上させるものである。
【0002】
【従来の技術】
図7は従来の代表的なガスタービン動翼を示し、(a)は動翼の縦断面図、(b)はそのE−E断面図である。図において、21は動翼であり、22はその先端のシュラウド、23はシュラウド22に設けられたフィンである。24は動翼22内に穿設されたマルチホール、即ち細穴である。25は動翼21内壁に設けられたピンフィン、26はリブであり空胴29を支持するものである。27はハブ部、28は翼根部であり、29は前述の空胴である。
【0003】
図8は図7におけるF−F断面図、図9は図8におけるG−G断面図であり、両図において、シュラウド22内部には2つのキャビティ30,31が独立に形成されており、キャビティ30,31にはそれぞれプラグ32,33が上面より挿入されて内部を密閉し、動翼21のマルチホール24がキャビティ30,31にそれぞれ連通し、冷却空気を供給している。キャビティ30,31にはそれぞれ両側に向かって複数の冷却穴34が連通し、冷却穴34はそれぞれ両端面で開口し、冷却空気を流出する構成である。
【0004】
上記構成の動翼においては、冷却空気は矢印で図示するように翼根部28より空洞29に流入し、ピンフィン25により熱伝達率を向上させて基部を冷却してマルチホール24を流れて先端部へ導かれる。先端部からはシュラウド22のキャビティ30,31に流入し、キャビティ30,31から各冷却穴34を通り、互に対向するシュラウド22の両端面へ流出し、シュラウド全面を冷却している。
【0005】
上記に説明の動翼においては、前述のように、動翼21の先端にはインテグラル状をなすシュラウド22が動翼21と一体に形成されている。シュラウド22は動翼21の先端から漏洩するガスを減少させるとともに、シュラウド22の端面を隣接するシュラウド22の端面に圧接させて一連のグループ翼を形成させることにより動翼21の耐振動強度を向上させている。動翼21には回転軸方向と円周方向との2方向の振動が発生するが、シュラウド22の端面を斜めに形成することにより両方向の振動が抑制される。また、シュラウド22には動翼21の先端部から漏洩するガスを減少させるためとケーシング側との接触を防止するため、フィン23が削り出して設けられている。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように、従来のガスタービン動翼においては、シュラウド22の対向する両側の冷却穴34より冷却空気が流出し、シュラウド22全体を冷却して温度を低下させるが、冷却空気の消費の面からは、冷却空気が動翼21のマルチホール24からキャビティ30,31に合流し、キャビティ30,31から両側に分かれ互に対向する冷却穴34に流れ、それぞれ両側に流れる。従って、各キャビティから両側へ複数の冷却穴34が配置されており、各冷却穴34の抵抗のちがいにより、各冷却穴によって流量が異なり、冷却空気が均等に流れず、均等な冷却空気の分配調整がむずかしく、均一な冷却ができない状況にある。
【0007】
そこで本発明はガスタービン動翼のシュラウドにおいて、シュラウドに設けた冷却穴に流入する冷却空気の流量調整を容易とし、冷却効果が均一になるような冷却構造とし、シュラウドの温度が均等に低下するようなガスタービン動翼を提供することを課題としてなされたものである。
【0008】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために次の(1)乃至(3)の手段を提供する。
【0009】
(1)翼先端にシュラウドを有し、同翼内部に基部から先端に向けて冷却通路を設けて冷却空気を流して前記シュラウド内に導き、同シュラウドの周囲より流出させるガスタービン動翼において、前記シュラウド内部には2つのキャビティをそれぞれ独立に形成し、同2つのキャビティはそれぞれ前記動翼の冷却通路に連通すると共に、前記シュラウド内で対向する両側に向かって冷却空気を流す複数の冷却穴に連通し、同冷却穴は同シュラウドの周辺に向けて斜め下方へ向かって直線状に傾斜し同シュラウドの周辺部に伸び、同シュラウドの周辺下面に開口することを特徴とするガスタービン動翼。
【0010】
(2)上記(1)の発明において、前記動翼の冷却通路は翼全長にわたった一体の空洞からなり、同空胴内壁には多数のピンフィンを設けたことを特徴とするガスタービン動翼。
【0011】
(3)上記(1)の発明において、前記動翼の冷却通路は翼の基部側が一体の空洞と同空洞に設けた多数のピンフィン、先端側が先端に向かう多数の細穴からなることを特徴とするガスタービン動翼。
【0012】
本発明の(1)においては、シュラウド内に2つのキャビティを設け、各キャビティに連通する冷却穴は、シュラウドの周辺に向けて斜め下方に向かって直線状に傾斜し同シュラウドの周辺部に伸び、周辺においてシュラウド下面に開口して冷却空気を斜めに流出するのでシュラウドの厚さ方向には傾斜した冷却穴により上下にわたり冷却され、又、周辺部では主流ガスにさらされ、熱的に厳しい環境にあるシュラウドの下面が効果的に冷却され、シュラウド全面が均一に冷却される。
【0013】
本発明の(2)の上記(1)のシュラウドが、動翼内部が全長にわたって一体の空洞と同空洞に設けられたピンフィンで構成された翼先端部に設けられ、又、(3)の発明は上記(1)のシュラウドが、動翼内部が従来例のように基部側が空洞とピンフィン、先端側が多数の細穴からなる翼先端に設けられるので、どのような形式の冷却構造を有する動翼にも適用でき、動翼の熱伝達率向上による冷却効果とシュラウド全体の均一な冷却効果とにより翼全体の冷却効果が高まるものである。
【0014】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。図1は本発明の実施の第1形態に係るガスタービン動翼の縦断面図である。図において1は動翼であり、2はその先端のシュラウド、3は翼根部である。4はリブであり、内部空洞6内を製造時に形成し、この空洞を支持するためのものであり、本発明にとっては特に必要としないものである。5は内部空洞6内の両壁面に固定されて形成された多数のピンフィンである。6は前述の動翼1内に形成された内部空洞である。
【0015】
このように本実施の第1形態の動翼は内部を全長にわたり内部空洞6とし、多数のピンフィン5を設けた構造として内部の冷却空気の流通と対流を良くし、冷却効果を高めるようにし、更に次に述べるように先端のシュラウドの冷却にも特徴を持たせたものである。
【0016】
図2は図1におけるA−A断面図であり、図3は図1におけるB−B断面図である。両図において、シュラウド2内にはキャビティ19,20がそれぞれ独立して形成され、その上部には従来と同様にプラグ32,33が装着されており、動翼の空洞6から冷却空気がそれぞれ分かれて導入される。キャビティ19には両側に対向する方向に冷却通路7〜12が連通し、冷却通路7,8,9は一方の側へ、冷却通路10,11,12はそれらと対向する反対側にそれぞれ冷却空気を流出させる構造である。
【0017】
キャビティ20にも同様に両側に冷却通路13〜18が連通し、冷却通路13,14,15は一方の側に、冷却通路16,17,18はそれらと対向する反対側にそれぞれ冷却空気を流出させる構造となっている。
【0018】
図4は図3におけるC−C断面図であり、キャビティ20は動翼1の内部空洞6に連通しており、冷却通路12,16がそれぞれシュラウドの厚さ方向の上から下に向かって傾斜しており、キャビティ20の冷却空気をシュラウド2の下面へ斜めに流出させている。又、キャビティ20の上部にはプラグ33が設けられている。
【0019】
上記構成の実施の第1形態の動翼において、冷却空気30は翼の基部より翼内部へ流入し、ピンフィン5により対流が促進されて基部を冷却し、先端部へ流れ、翼を冷却後シュラウド2内に流入する。
【0020】
シュラウド2では、内部空洞6からの冷却空気はキャビティ19,20にそれぞれ流入し、キャビティ19からは冷却通路7,8,9から一方の側へ、冷却通路10,11,12からはこれらに対向する反対側へそれぞれ流れ、シュラウド2外部へ流出するが、各冷却通路7〜12はそれぞれ図4に示すようにシュラウド2内で傾斜して穿設されているので冷却空気は下部から斜め方向に流出する。
【0021】
同様に、キャビティ20からは冷却通路13,14,15から一方の側へ、冷却通路16,17,18からは対向する他方の側へそれぞれ流れ、シュラウド2の下面から斜め方向に流出する。このようにして冷却空気はシュラウド2の一方の側からは冷却通路7〜9,12〜15を通って斜め下方に、他方の側からは冷却通路10〜12,16〜18を通って周辺に向け、斜め下方にそれぞれ流出するのでシュラウド2の中央部から周辺へ向けて全面を均一に冷却できる。
【0022】
更に、各冷却通路はシュラウド2の下方斜め方向に向かってシュラウド周辺部に伸びているので、冷却空気はシュラウド2の厚さ方向の上から下へ、又、周辺部へは斜め方向に熱的影響の大きい方向に向かって流れるので、シュラウドの周辺部を効果的に冷却することができる。
【0023】
図5は本発明の実施の第2形態に係るガスタービン動翼の断面図であり、その動翼部分は図7で説明した従来例のものと同じ構成であり、翼の基部側が空洞29とピンフィン25からなり、基部から先端側が多数の細穴からなるマルチホール24で構成される動翼である。従って図5は図7に示すF−F断面に相当する断面図であり、動翼の構成は図7に示す従来例と同じであるので同じ部分については説明を省略し、符号はそのまま引用して説明し、本発明の特徴部分であるシュラウドについて以下に詳しく説明する。
【0024】
図5において、2はシュラウドであり、19,20はキャビティで、それぞれ独立にシュラウド2内に形成されている。キャビティ19には一方の側に向けて冷却通路7,8,9が、反対側に向けて冷却通路10,11,12がそれぞれ連通している。
【0025】
又、キャビティ20には一方の側に向けて冷却通路13,14,15が、その対向する反対側に向けて冷却通路16,17,18がそれぞれ連通している。又、図6で説明するように実施の第1形態と同じくキャビティ19,20の上部はプラグ32,33で密閉されている。これらの構造は図3に示す実施の第2形態と同じである。
【0026】
動翼21には、図7の従来例で説明したように多数のマルチホール24が基部途中より先端に向けて穿設されており、それぞれ2群に区分され、一方はキャビティ19へ、他方はキャビティ20へ連通して冷却空気30をそれぞれ導いている。
【0027】
図6は図5におけるD−D断面図であり、シュラウド2にはキャビティ20が形成され、動翼21のマルチホール24がシュラウド2内のキャビティ20に連通し、冷却空気を動翼21からキャビティ2に導いている。キャビティ20には両側に冷却通路12,16が連通し、冷却通路12,16はそれぞれ下方に向かって傾斜して設けられ、シュラウド2の下面で斜めに冷却空気を流出する構造である。又、キャビティ20の上部は従来例と同じくプラグ33で密閉されている。
【0028】
上記構成の実施の第2形態において、従来例でも説明したように冷却空気は動翼の基部より翼内部に流入し、ピンフィン25により対流を促進して基部側を冷却し、マルチホール24、即ち多数の細穴を通って先端部を冷却し、その後シュラウド2内に流入する。
【0029】
シュラウド2には多数のマルチホール24がそれぞれキャビティ19,20に連通しているので、冷却空気はキャビティ19,20内を満たし、それぞれ冷却通路7〜9,13〜15によりシュラウド2の一方の側へ、冷却通路10〜12,16〜18により対向する反対側へ流出し、しかもシュラウド2の下方へ斜めに流出するので実施の第1形態と同様にシュラウド2の中央部から周辺にわたり、均一に冷却することができる。
【0030】
【発明の効果】
本発明の(1)のガスタービン動翼は、翼先端にシュラウドを有し、同翼内部に基部から先端に向けて冷却通路を設けて冷却空気を流して前記シュラウド内に導き、同シュラウドの周囲より流出させるガスタービン動翼において、前記シュラウド内部には2つのキャビティをそれぞれ独立に形成し、同2つのキャビティはそれぞれ前記動翼の冷却通路に連通すると共に、前記シュラウド内で対向する両側に向かって冷却空気を流す複数の冷却穴に連通し、同冷却穴は同シュラウドの周辺に向けて斜め下方へ向かって直線状に傾斜し同シュラウドの周辺部に伸び、同シュラウドの周辺下面に開口することを特徴としている。このような構成により、シュラウド内に2つのキャビティを設け、各キャビティに連通する冷却穴は、シュラウドの周辺に向けて斜め下方に向かって直線状に傾斜し同シュラウドの周辺部に伸び、周辺においてシュラウド下面に開口して冷却空気を斜めに流出するため、シュラウドの厚さ方向には傾斜した冷却穴により上下にわたり冷却され、又、周辺部では主流ガスにさらされ、熱的に厳しい環境にあるシュラウドの下面が効果的に冷却され、シュラウド全面が均一に冷却される。
【0031】
本発明の(2)は、上記(1)の発明において、前記動翼の冷却通路は翼全長にわたって一体の空洞からなり、同空洞内壁には多数のピンフィンを設けたことを特徴とし、又、本発明の(3)は、上記(1)の発明において、前記動翼の冷却通路は翼の基部側が一体の空洞と同空洞に設けた多数のピンフィン、先端側が先端に向かう多数の細穴からなることを特徴としている。このような構成により、どのような形式の冷却構造を有する動翼にも適用でき、動翼の熱伝達率向上による冷却効果とシュラウド全体の均一な冷却効果とにより翼全体の冷却効果が高まるものである。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の実施の第1形態に係るガスタービン動翼の断面図である。
【図2】図1におけるA−A断面図である。
【図3】図1におけるB−B断面図である。
【図4】図3におけるC−C断面図である。
【図5】本発明の実施の第2形態に係るガスタービン動翼のシュラウドの断面図である。
【図6】図5におけるD−D断面図である。
【図7】従来のガスタービン動翼を示し、(a)は縦断面図、(b)は(a)におけるE−E断面図である。
【図8】図7におけるF−F断面図である。
【図9】図8におけるG−G断面図である。
【符号の説明】
1,21 動翼
2 シュラウド
3 翼根部
5,25 ピンフィン
6 内部空洞
7〜18 冷却通路
19,20 キャビティ[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a gas turbine blade used for thermal power generation and the like, and more particularly to a structure for simplifying a shroud cooling structure and improving cooling performance.
[0002]
[Prior art]
7A and 7B show a conventional typical gas turbine rotor blade, wherein FIG. 7A is a longitudinal sectional view of the rotor blade, and FIG. 7B is an EE sectional view thereof. In the figure, 21 is a rotor blade, 22 is a shroud at the tip, and 23 is a fin provided on the shroud 22.
[0003]
8 is a sectional view taken along line FF in FIG. 7, and FIG. 9 is a sectional view taken along line GG in FIG. 8. In both figures, two cavities 30 and 31 are independently formed inside the shroud 22.
[0004]
In the rotor blade having the above-described configuration, cooling air flows into the cavity 29 from the blade root portion 28 as shown by the arrow, the heat transfer coefficient is improved by the pin fins 25, the base portion is cooled, and the cooling air flows through the multi-hole 24 to form the tip portion. Led to. From the tip end, it flows into the cavities 30, 31 of the shroud 22, passes through the cooling holes 34 from the cavities 30, 31, and flows out to both end surfaces of the shroud 22 facing each other, and cools the entire shroud.
[0005]
In the moving blade described above, an integral shroud 22 is formed integrally with the moving
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in the conventional gas turbine blade, the cooling air flows out of the cooling holes 34 on both sides of the shroud 22 opposite to each other and cools the entire shroud 22 to lower the temperature. From the cooling air, the cooling air merges from the multi-hole 24 of the
[0007]
Accordingly, the present invention provides a shroud for a gas turbine blade, in which a cooling structure that facilitates adjustment of a flow rate of cooling air flowing into a cooling hole provided in the shroud and has a uniform cooling effect, and a temperature of the shroud is uniformly reduced. It is an object to provide such a gas turbine blade.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
The present invention provides the following means (1) to (3) to solve the above-mentioned problems.
[0009]
(1) A gas turbine rotor blade having a shroud at the blade tip, providing a cooling passage inside the blade from the base to the tip, flowing cooling air into the shroud, and flowing out from around the shroud. Two cavities are independently formed inside the shroud, and the two cavities communicate with cooling passages of the bucket, and a plurality of cooling holes through which cooling air flows toward opposite sides in the shroud. Wherein the cooling hole is linearly inclined obliquely downward toward the periphery of the shroud , extends to the periphery of the shroud, and opens on the lower surface of the periphery of the shroud. .
[0010]
(2) In the invention of the above (1), the cooling passage of the blade is an integral cavity extending over the entire length of the blade, and a number of pin fins are provided on the inner wall of the gas turbine. .
[0011]
(3) In the invention of the above (1), the cooling passage of the rotor blade is characterized in that a base side of the blade includes an integral cavity, a number of pin fins provided in the cavity, and a tip side has a number of small holes toward the tip. Gas turbine blades.
[0012]
In (1) of the present invention, two cavities are provided in the shroud, and the cooling holes communicating with the cavities are linearly inclined obliquely downward toward the periphery of the shroud and extend to the periphery of the shroud. In the periphery, the cooling air is opened obliquely to the lower surface of the shroud and flows out obliquely, so it is cooled up and down by the cooling holes inclined in the thickness direction of the shroud. Is effectively cooled, and the entire shroud is uniformly cooled.
[0013]
The shroud of (1) according to (2) of the present invention is provided at the tip of the blade formed by a pin fin provided in the cavity with an integral cavity over the entire length of the rotor blade, and the invention of ( 3 ). The shroud of the above (1) is provided with a cavity and pin fins on the base side and a blade tip having a number of small holes on the tip side, as in the conventional example, so that the blade has any type of cooling structure. The cooling effect by improving the heat transfer coefficient of the moving blade and the uniform cooling effect of the entire shroud enhance the cooling effect of the entire blade.
[0014]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be specifically described with reference to the drawings. FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine blade according to a first embodiment of the present invention. In the figure, 1 is a blade, 2 is a shroud at the tip, and 3 is a blade root. Reference numeral 4 denotes a rib, which is formed in the internal cavity 6 at the time of manufacturing and supports the cavity, and is not particularly required for the present invention. Reference numeral 5 denotes a number of pin fins fixed to both wall surfaces in the internal cavity 6. Reference numeral 6 denotes an internal cavity formed in the rotor blade 1 described above.
[0015]
As described above, the rotor blade according to the first embodiment of the present invention has an internal cavity 6 over its entire length, and has a structure in which a large number of pin fins 5 are provided to improve the flow and convection of cooling air inside, thereby enhancing the cooling effect. Further, as described below, the cooling of the tip shroud is also characterized.
[0016]
2 is a sectional view taken along the line AA in FIG. 1, and FIG. 3 is a sectional view taken along the line BB in FIG. In both figures, cavities 19 and 20 are independently formed in the shroud 2, and plugs 32 and 33 are mounted on the upper portions thereof as in the conventional case, and cooling air is separated from the cavity 6 of the blade. Is introduced. Cooling passages 7 to 12 communicate with the cavity 19 in directions opposite to both sides, and the cooling passages 7, 8, 9 are provided on one side, and the
[0017]
Similarly, the
[0018]
FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line CC in FIG. 3, in which the cavity 20 communicates with the internal cavity 6 of the rotor blade 1, and the
[0019]
In the rotor blade according to the first embodiment having the above-described configuration, the cooling air 30 flows into the blade from the base of the blade, convection is promoted by the pin fins 5 to cool the base, flow to the tip, and cool the shroud after cooling the blade. 2 flows into.
[0020]
In the shroud 2, the cooling air from the internal cavity 6 flows into the cavities 19 and 20, respectively, from the cavities 19 to the cooling passages 7, 8 and 9, and from the
[0021]
Similarly, the fluid flows from the cavity 20 to one side from the
[0022]
Further, since each cooling passage extends obliquely below the shroud 2 toward the periphery of the shroud, the cooling air is thermally transferred from the top to the bottom in the thickness direction of the shroud 2 and obliquely toward the periphery. Since the air flows in the direction having a large influence, the peripheral portion of the shroud can be effectively cooled.
[0023]
FIG. 5 is a cross-sectional view of a gas turbine blade according to a second embodiment of the present invention. The blade portion has the same configuration as that of the conventional example described with reference to FIG. This is a rotor blade composed of a multi-hole 24 composed of pin fins 25 and a number of small holes on the tip side from the base. Therefore, FIG. 5 is a cross-sectional view corresponding to the FF section shown in FIG. 7, and the structure of the rotor blade is the same as that of the conventional example shown in FIG. The shroud, which is a feature of the present invention, will be described in detail below.
[0024]
In FIG. 5, reference numeral 2 denotes a shroud, and reference numerals 19 and 20 denote cavities, which are independently formed in the shroud 2. Cooling passages 7, 8, and 9 communicate with the cavity 19 toward one side, and
[0025]
Cooling
[0026]
As described in the conventional example of FIG. 7, a number of
[0027]
FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line DD in FIG. 5. The cavity 20 is formed in the shroud 2, the multi-hole 24 of the moving
[0028]
In the second embodiment of the above configuration, as described in the conventional example, the cooling air flows into the blade from the base of the blade and promotes convection by the pin fins 25 to cool the base side, and the multihole 24, The tip cools through a number of small holes and then flows into shroud 2.
[0029]
Since a large number of
[0030]
【The invention's effect】
The gas turbine rotor blade of (1) of the present invention has a shroud at the tip of the blade, and a cooling passage is provided inside the blade from the base to the tip to flow cooling air into the shroud and guide the air into the shroud. In the gas turbine rotor blade flowing out from the surroundings, two cavities are independently formed inside the shroud, and the two cavities communicate with the cooling passages of the rotor blade, respectively, and are formed on opposite sides in the shroud. The cooling holes communicate with a plurality of cooling holes through which the cooling air flows.The cooling holes incline linearly diagonally downward toward the periphery of the shroud , extend around the shroud, and open at the lower surface around the shroud. It is characterized by doing. With such a configuration, two cavities are provided in the shroud, and the cooling holes communicating with the cavities are linearly inclined obliquely downward toward the periphery of the shroud and extend to the periphery of the shroud. Since the cooling air is opened obliquely to the lower surface of the shroud and flows out obliquely, it is cooled vertically by the cooling holes that are inclined in the thickness direction of the shroud. The lower surface of the shroud is effectively cooled, and the entire shroud is uniformly cooled.
[0031]
According to a second aspect of the present invention, in the first aspect of the present invention, the cooling passage of the rotor blade is formed of an integral cavity over the entire length of the blade, and a plurality of pin fins are provided on the inner wall of the cavity. According to a third aspect of the present invention, in the first aspect of the present invention, the cooling passage of the moving blade is formed by a plurality of pin fins provided in the same cavity as an integral cavity on the base side of the blade, and a plurality of small holes whose leading end side is directed toward the leading end. It is characterized by becoming. With such a configuration, it can be applied to the moving blade having any type of cooling structure, and the cooling effect by improving the heat transfer coefficient of the moving blade and the uniform cooling effect of the entire shroud enhance the cooling effect of the entire blade. It is.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine bucket according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a sectional view taken along the line AA in FIG.
FIG. 3 is a sectional view taken along line BB in FIG.
FIG. 4 is a sectional view taken along line CC in FIG. 3;
FIG. 5 is a sectional view of a shroud of a gas turbine bucket according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a sectional view taken along line DD in FIG. 5;
7A and 7B show a conventional gas turbine blade, in which FIG. 7A is a longitudinal sectional view, and FIG. 7B is a sectional view taken along the line EE in FIG.
FIG. 8 is a sectional view taken along line FF in FIG. 7;
9 is a sectional view taken along line GG in FIG.
[Explanation of symbols]
1,21 bucket 2 shroud 3 blade root 5,25 pin fin 6 internal cavity 7-18 cooling passage 19,20 cavity
Claims (3)
Priority Applications (7)
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---|---|---|---|
JP03287498A JP3546134B2 (en) | 1998-02-16 | 1998-02-16 | Gas turbine blade |
EP09178798.6A EP2157280B1 (en) | 1998-02-04 | 1999-02-01 | Gas turbine rotor blade |
EP03025023.7A EP1391581B1 (en) | 1998-02-04 | 1999-02-01 | Gas turbine moving blade |
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