JP4000121B2 - 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンのタービンノズルセグメントに関し、具体的には、冷却空気分配バッフルを受けるための空洞を備えた中空ベーン即ち翼形部を有するそのようなセグメントに関する。

典型的なガスタービンエンジンにおいては、空気は、圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合され点火されて、高温の燃焼ガスを発生する。そのガスは、高圧タービン（ＨＰＴ）を通って下流方向に流れるが、該ＨＰＴは、１つ又はそれ以上のＨＰＴタービンノズルとＨＰＴロータブレード列とを含む１つ又はそれ以上の段を有する。次に、ガスは、低圧タービン(ＬＰＴ)に流れるが、該ＬＰＴは、典型的にはそれぞれのＬＰＴタービンノズルとＬＰＴロータブレードとを備えた複数の段を含む。

ＨＰＴタービンノズルは、半径方向内側及び外側バンド間に支持された複数の周方向に間隔を置いて配置された固定中空ノズルベーンを含む。典型的には、冷却空気を翼形部に供給するために、単一チャンバ型インピンジメントバッフルが、各中空翼形部内に挿入される。各バッフルには、ノズルの外側バンドの半径方向外側に配置された単一のスプーリ（ｓｐｏｏｌｉｅ）を通して冷却空気を供給することができる。

タービンロータ段は、ロータディスクから半径方向外向きに延びる複数の周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードを含み、このロータディスクが、運転中に発生するトルクを伝達する。ＨＰＴノズルは、典型的には円弧状のセグメントとして形成され、このセグメントは、対応する外側及び内側バンドセグメント間に接合された２つ又はそれ以上の中空ベーンを有する。各ノズルセグメントは、典型的にはその半径方向外端部において、環状外側ケーシングにボルト止めされたフランジによって支持される。各ベーンは、内側及び外側バンドを形成する半径方向内側及び外側バンドパネル間に配置された冷却式中空翼形部を有する。翼形部、内側及び外側バンド部分、フランジ部分、並びに吸入ダクトは、典型的には同時に鋳造されて、各ベーンが単一の鋳造品となるようにされる。ベーンが、フランジセグメント、内側バンドパネル、及び外側バンドパネルの接合部に沿って互いに蝋付けされて、ノズルセグメントを形成する。また、２つ又はそれ以上の翼形部を、単一のベーン即ちノズルセグメントとして同時に鋳造することもできる。

ある２段式タービンは、外側バンドに取付けられかつ該外側バンドにより片持ち支持された片持ち式第２段ノズルを有する。第１段及び第２段ロータディスク間には、セグメントを内側バンドに固定するためのアクセス通路が殆ど又は全く存在しない。典型的な第２段ノズルは、複数の翼形部又はベーンセグメントを有するように構成される。ダブレット（ｄｏｕｂｌｅｔ）と呼ばれる２ベーン型設計は、極めて一般的な設計である。ダブレットは、ベーンセグメント間の分割線漏れ流を減少させる点で性能上の利点を有する。しかしながら、外側バンド及び支持構造体の長い弦方向長さにより、ダブレットの耐久性が短縮される。長い弦方向長さは、バンドの温度勾配に起因したコーディング（弦変形）応力を増大させ、また翼形部応力の不均一性を増大させる。ベーンダブレットの箱形構造は更に、セグメント内に不均一な応力も生じさせる。一般的にダブレットの後方側ベーンには大きな応力が加わり、これがセグメントの寿命を制限する。
米国特許第 3540810号明細書 米国特許第 3628880号明細書 米国特許第 4153386号明細書 米国特許第 4257734号明細書 米国特許第 4297077号明細書 米国特許第 5090866号明細書 米国特許第 5120192号明細書 米国特許第 5516260号明細書 米国特許第 5591002号明細書 米国特許第 5630700号明細書 米国特許第 5662160号明細書 米国特許第 5634766号明細書 米国特許第 5743708号明細書 米国特許第 5813832号明細書 米国特許第 5820336号明細書 米国特許第 6142734号明細書 米国特許第 6158955号明細書 米国特許第 6227798号明細書 米国特許第 6375415号明細書 米国特許第6382906 号明細書 米国特許第 6435814号明細書 米国特許第 6468031号明細書 米国特許第 6494677号明細書 米国特許出願公開第 2004/0120810号明細書 欧州特許出願公開第392664号明細書 欧州特許出願公開第1043479号明細書

外側バンドにより片持ち支持されることができるタービンノズルセグメントを提供することは極めて望ましい。更に、外側バンド及び支持構造体の長い弦方向長さに起因した複数ベーン型セグメントの耐久性の低下を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。更に、バンドの温度勾配に起因したコーディング応力の増大、及び複数ベーン型セグメントの長い弦方向長さに起因した翼形部応力の不均一性の増大を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。更に、セグメントの寿命を制限する、ダブレット又は他の複数ベーン型セグメントの後方側ベーンにおける応力の増大を回避したタービンノズルセグメントを提供することも望ましい。

タービンノズルセグメントは、半径方向外側及び内側バンドセグメント間で半径方向に延びる単一の中空翼形部を含む。翼形部は、該翼形部の前縁及び後縁間で軸方向に延びる正圧及び負圧側面を備えた翼形部壁を有する。翼形部壁は、二分割された空洞を囲み、二分割リブが翼形部壁の正圧及び負圧側面間で二分割空洞を貫通して延びて、該二分割空洞を前方及び後方空洞に分割する。

タービンノズルセグメントの例示的な実施形態は、二分割リブを貫通して配置された１つ又はそれ以上のクロスオーバ孔を有する。補強リブが、外側バンドセグメントの半径方向外側面から該半径方向外側面に沿って半径方向外向きに延び、かつ該外側バンドセグメントの正圧側前方コーナ部から二分割リブまで軸方向かつ周方向向きに延びる。補強リブは、二分割リブと軸方向かつ周方向向きに整列されている。補強リブは、翼形部に加わる合成ガス荷重の方向と整列させることもできる。翼形部フィレットが、翼形部と外側バンドセグメントとの接合部の周りで延びる。翼形部フィレットの拡大部分が、翼形部の負圧側面における補強リブの下方に設けられる。外側及び内側バンドセグメントと二分割リブと補強リブとは、一体形であり、単体鋳造品から作られている。

本発明の上記の態様及びその他の特徴は、添付の図面に関連してなされる以下の記述において説明する。

図１に示すのは、航空機用ガスタービンエンジン高圧タービン２の例示的な第２段タービンノズル４である。ノズル４は、長手方向即ち軸方向中心軸線６の周りを囲み、複数のノズルセグメント１０が片持ち支持される環状ケーシング１４を含む。ノズルセグメント１０は、直ぐ上流側の高圧タービン第１段ロータブレード１８の列と直ぐ下流側のタービン第２段ロータブレード９の列との間に配置される。第１及び第２のシュラウド９７及び９９が、それぞれ第１及び第２段タービンロータブレード１８及び１９を囲み、第１及び第２のシュラウド支持体７７及び７９により支持され、これら第１及び第２のシュラウド支持体７７及び７９は、環状ケーシング１４に結合されかつ該環状ケーシング１４から半径方向内向きに垂下する。ノズルセグメント１０は、前方フック１０７によって第１のシュラウド支持体７７にフック結合され、また第２のシュラウド支持体７９により片持ち支持される。

図２は、ノズルセグメント１０の１つを示しており、該ノズルセグメント１０は、形状が円弧状である半径方向外側及び内側バンドセグメント２４及び２６間で半径方向に延びかつ該半径方向外側及び内側バンドセグメント２４及び２６に一体的に接合された単一の中空ベーン翼形部２８を含む。翼形部２８は、正圧及び負圧側面２２及び２３を有し、前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥ間で軸方向に延びる。各ノズルセグメント１０は、半径方向外側及び内側バンドセグメント２４及び２６の周方向に間隔を置いて配置された正圧及び負圧側端部３３及び３５間に配置された１つのみの翼形部２８を有する。ノズルセグメント１０は、一体形であり、単体鋳造品から作られたものとして図示されている。中空翼形部２８は、二分割された空洞３７を囲む翼形部壁２９を有し、該二分割空洞３７は、正圧及び負圧側面２２及び２３間で延び、空洞を軸方向前方及び後方空洞４１及び４３に分割する二分割リブ３９によって形成される。

補強リブ６０が、外側バンドセグメント２４の半径方向外側面６２から半径方向外向きにかつ外側バンドセグメント２４の正圧側前方コーナ部６４から二分割リブ３９まで軸方向かつ周方向向きに延びる。補強リブ６０及び二分割リブ３９は、翼形部２８に加わる合成ガス荷重の方向へ延びて、ノズルセグメント１０に大きな剛性を与える。補強リブ６０は、二分割リブ３９と軸方向かつ周方向向きに整列している。補強リブ６０及び二分割リブ３９は、ほぼ同一平面上にあると見ることができる。このことは、ノズルセグメント１０に剛性を与え、該ノズルセグメント１０のたわみ変形を減少させる。補強リブ６０はまた、翼形部の亀裂発生時に付加的な安全性をもたらす。

前方フック１０７は、外側バンドセグメント２４から前向きに延びる。半径方向内側翼形部フィレット８９が、翼形部２８と内側バンドセグメント２６との接合部に沿って延びる。図４及び図５には、翼形部２８と外側バンドセグメント２４との接合部に沿って延びる半径方向外側翼形部フィレット９１が示されている。外側翼形部フィレット９１は、前方フック１０７の下方に、この区域における機械的応力を最小化するための第１の拡大部分９０を有する。外側翼形部フィレット９１は、二分割リブ３９が翼形部２８の負圧側面２３と交わる位置に、この区域における機械的応力を最小化するための第２の拡大部分９３を有する。

翼形部２８内で下方へ延びる二分割リブ３９は、数多くの利点をもたらすが、これらの利点には、翼形部フィレット付近の疲労亀裂発生がリブを横切って広がり、翼形部が損傷することになるのを防ぐ助けをすることが含まれる。このことは、翼形部２８の正圧側面２２に沿った翼形部壁２９を膨れ難くする二分割リブ３９による増大した支持力によって、該翼形部壁２９を従来の単一空洞設計よりも薄くすることを可能にする。二分割リブ３９は、翼形部２８の正圧及び負圧側面２２及び２３に対して斜めにされて、インピンジメント冷却用の二又状挿入体即ちバッフルを、図２及び図３に示す前方及び後方空洞４１及び４３内に組み込むことを可能にする。

二分割空洞３７は、２つのインピンジメント冷却バッフルを必要とする。ノズルセグメント１０の片持ち式設計により、第１及び第２段ロータブレード１８及び９間には、ノズルセグメント１０の半径方向内側１００から冷却空気を供給するアクセス通路は全くない。従って、両バッフルには、ノズルセグメントの半径方向外側１０４の側から冷却空気を供給しなくてはならない。ノズルの外側には限られた空間しか存在しないから、これを解決することは容易ではない。独立したスプーリから供給する場合には、２つのバッフルを使用することができるであろうが、この構成は組立てが複雑であり、かつ両方のバッフルに供給するために単一のスプーリが使用される場合よりも漏れが多い。

図３、図６、及び図７は、二分割空洞３７内に配置された二又状インピンジメントバッフル３０を示す。二又状インピンジメントバッフル３０は、その間に軸方向に延びる軸方向ギャップ５７を備えた軸方向前方及び後方チャンバ５３及び５５を有し、該前方及び後方チャンバ５３及び５５は、それぞれ前方及び後方空洞４１及び４３内に配置される。二又状インピンジメントバッフル３０は、１つのドームとして図示したプレナムチャンバ囲壁１０８に囲まれたプレナムチャンバ１０５を有し、該プレナムチャンバ囲壁１０８は、図１に示すノズルセグメント１０と環状ケーシング１４との間の環状プレナム１１２から、単一の冷却空気入口１１４を通してプレナムチャンバに冷却空気８０を受けるように設計される。冷却空気入口１１４内には、単一のスプーリ１１０が配置される。

再び図３、図６、及び図７を参照すると、プレナムチャンバ囲壁１０８は、シールプレート１０９上に取付けられ、該シールプレート１０９に対して前方及び後方チャンバ５３及び５５が取付けられる。冷却空気は、それぞれシールプレート１０９に形成された前方及び後方入口開口部１３１及び１３３を通して流入しかつ該前方及び後方入口開口部１３１及び１３３によって計量されることができる。冷却空気は、それぞれ前方及び後方入口開口部１３１及び１３３を通って前方及び後方チャンバ５３及び５５内に流入する。前方及び後方端部プレート１１３及び１１５が、前方及び後方チャンバ５３及び５５の半径方向内端部１１１を塞ぐ。前方端部プレート１１３は、出口開口部１１７を有し、該出口開口部１１７を通して段間シール空洞供給管１１９が挿入され、該供給管１１９は次ぎに管端部キャップ１２１で密閉される。別の実施形態では、段間シール空洞供給管は、後方端部プレート内に形成された出口開口部を通して挿入されることもできる。

前方及び後方チャンバ５３及び５５は、それぞれ前方及び後方空洞４１及び４３内に受けられ、二分割リブ３９は、前方及び後方チャンバ間のギャップ５７内に配置される。前方及び後方チャンバ５３及び５５は、第２段タービンノズル４の組立て時に、二分割された中空翼形部２８の前方及び後方空洞４１及び４３内に滑り込ませることができる。次に、二又状インピンジメントバッフル３０は、図２及び図３に示すノズルセグメント１０のカラー１１６の周りで該ノズルセグメントに蝋付け又は熔接される。二又状インピンジメントバッフル３０と前方及び後方空洞４１及び４３間のギャップ５７とにより、インピンジメントバッフルが二分割リブ３９を跨ぐことが可能になる。

更に図３、図６、及び図７を参照すると、それぞれ前方及び後方チャンバ５３及び５５の前方及び後方バッフル壁７３及び７５を貫通したインピンジメント孔７０が、翼形部壁２９をインピンジメント冷却するように設計される。前方及び後方バッフル壁７３及び７５の外表面７８上のスタンドオフパッド７６により、二又状インピンジメントバッフル３０と軸方向前方及び後方チャンバ５３及び５５とが、それぞれ二分割空洞３７内と前方及び後方空洞４１及び４３内で翼形部壁２９を良好にインピンジメント冷却するように位置決めされる。使用済みベーンインピンジメント空気８２は、図２及び図８に示すようなフィルム冷却孔８４を通して翼形部壁２９から吐出される。

二分割リブ３９は、該二分割リブ３９を貫通した少なくとも１つのクロスオーバ孔５８を有するが、図１及び図５に示すノズルセグメント１０の例示的な実施形態においては、多数のクロスオーバ孔５８が設けられている。クロスオーバ孔５８は、冷却空気８０の大部分が前縁ＬＥをインピンジメント冷却し、次いで二分割リブ３９を通過することにより付加的な冷却を与え、図３に示すような翼形部２８の後縁ＴＥ内の乱流通路８６を通って翼形部２８から流出することを可能にする。二分割リブ３９内のクロスオーバ孔５８は、冷却空気８０の大部分が翼形部２８の前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの両方を冷却するために使用されることを可能にする。二又状インピンジメントバッフル３０と二分割リブ３９との間の半径方向に延びる半径方向ギャップ５６もまた、冷却空気８０が前方空洞４１から後方空洞４３に流れて翼形部２８の前縁及び後縁ＬＥ及びＴＥの両方を冷却することを可能にする。ノズルセグメントの一部の実施形態においては、この半径方向ギャップ５６より、クロスオーバ孔５８の使用を排除することが可能になる。クロスオーバ孔５８はまた、単一の鋳造コアの使用を可能にするから、生産性を改善する。石英棒を使用してクロスオーバ孔５８を形成し、コアに剛性を与えることができる。複数翼形部ベーンセグメントに対して通常可能であるよりも容易かつ良好な被覆度で、翼形部２８の周り全体に断熱皮膜（ＴＢＣ）を施すことができる。単一の翼形部ベーンセグメントは、エンジン内で単一の翼形部だけを取り換えるような柔軟性を提供し、このことは、燃料ノズルにより翼形部上にホットストリークが生じたような問題の場合に有益である。これらのホットストリークは、一般的には１つ翼形部のみを損傷させることになる。

ノズルセグメント１０は、外側バンドセグメント２４において環状ケーシング１４により片持ち支持される。翼形部２８は、大きな捻り角度を有しており、このことにより、合成ガス荷重の符号６３で表した方向への合成ガス荷重ベクトルが、図２に示すようにノズルセグメント１０の外側バンドセグメント２４の後端部１２８におけるホイールベース１２０から外れて外側に作用するようになる。ホイールベース１２０は一般的に、ノズルセグメント１０の外側バンドセグメント２４の後端部１２８における軸方向後向きに面した１つ又は複数の荷重面１５０である。図示した補強リブ６０及び二分割リブ３９は、ホイールベース１２０から外れて外側に位置する中心平面４９付近にほぼ中心がある。このことは、中心軸線６に対して垂直な半径方向線の周りでノズルセグメント１０を回転させようとし、単一翼形部ノズルセグメントの支持及びシーリングを難しくする。更に図１及び図８を参照すると、ノズルセグメント１０は、外側バンドセグメント２４の前端部１２２における前方フック１０７により、また外側バンドセグメント２４の後端部１２８におけるそれぞれ時計方向及び反時計方向端部１３８及び１４０上の時計方向及び反時計方向に開いた第２及び第３のフック１２４及び１２６により、半径方向に配置される。

図８乃至図１０を参照すると、各々のノズルセグメント１０の第２及び第３のフック１２４及び１２６は、外側バンドセグメント２４の後端部１２８にける後方フランジ１２９の一部として図示されている。時計方向に開いた第２のフック１２４は、第２のシュラウド支持体７９から軸方向前向きに延びるスタッド１３０と係合する。ノズルセグメント１０の隣接するノズルセグメント１３２の反時計方向に開いた第３のフック１２６は、時計方向に開いた第２のフック１２４が設けられた後方フランジ１２９の時計方向端部１３８における半径方向外向きに面した平坦なフランジ面１４２と係合する。時計方向及び反時計方向に開いた第２及び第３のフック１２４及び１２６とスタッド１３０とは、全て矩形状である。時計方向に開いた第２のフック１２４はＣ字形状であり、また反時計方向に開いた第３のフック１２６は、シップラップ（相互はぎ）フックであって、後方フランジ１２９の時計方向端部１３８と相互はぎ継手を形成し、半径方向外向きに面した平坦なフランジ面１４２に沿って載置される。

時計方向及び反時計方向に開いた第２及び第３のフック１２４及び１２６は、前方から後方に向かって見た場合にノズルセグメント上で時計方向及び反時計方向に配置されているが、合成ガス荷重ベクトルと方向６３とが前方から後方に向かっての視線に対して反時計方向に傾斜している場合には、後方から前方に向かって見たものとすることもできる。

ノズルセグメント１０は、外側バンドセグメント２４から半径方向外向きに延びかつノズルセグメント１０の隣接するノズルセグメント１３２の反時計方向に開いた第３のフック１２６上の軸方向前向きに面した荷重面２１と係合する荷重ストッパ１４４によって、中心軸線６に対して垂直な半径方向線の周りで回転するのを少なくとも部分的に防止される。荷重ストッパ１４４は、ガス荷重の総和が、後方フランジ１２９の後面１５２上に設けられた軸方向後向きに面した荷重面１５０のホイールベースから外れることにより生じるモーメントに対抗する。次ぎに、タービンノズル組立体全体を、釣り合わせることになる。タービンノズル４は、半径方向に組立てられ、それにより、これらの特徴形状部が軸方向に重ね合わされることが可能になる。荷重ストッパ１４４と後向きに面した荷重面１５０とは、同じ機械加工段取りにおいて正確に製造されることができる。このことは、軸方向荷重面をノズルの後端部における高度な漏れ制御を備えた空気シールとして使用することを可能にする。特に合成ガス荷重がノズルセグメント１０の外側バンドセグメントにおけるホイールベースを外れて外側に作用する場合には、フック、スタッド、及びストッパは、１つより多い翼形部を有するノズルセグメント１０について使用することができる。

本発明を例示的な方法で説明した。使用した用語は、限定としてではなく、説明としての用語の性質としていることを理解されたい。本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態と考えられるものについて説明してきたが、本明細書の教示からその他の変更が当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

翼形部の正圧及び負圧側面間で延びる二分割リブによって二分割された中空内部を有するベーン翼形部を備えたガスタービンエンジン高圧タービンの第２段タービンノズルセクションの断面図。 図１に示す第２段タービンノズルセグメントの斜視図。 図１に示す第２段タービンノズルセグメントの断面図。 図２に示す翼形部の半径方向外向きに見た斜視図。 図２の線５−５に沿った二分割リブ及び補強リブの断面図。 図２及び図３に示す中空ベーンの二分割された内部に配置される２チャンバ型インピンジメントバッフルの斜視図。 図６に示すインピンジメントバッフルの分解斜視図。 図１に示す第２段タービンノズルの１つのセクタの斜視図。 図８に示す第２段タービンノズルセグメントの後方支持体の拡大斜視図。 図９に示す第２段タービンノズルセグメントの１つの上にある回転防止兼接線方向荷重ストッパの拡大斜視図。

符号の説明

２ ガスタービンエンジン高圧タービン
４ 第２段タービンノズル
６ 長手方向中心軸線
９ 高圧タービン第２段ロータブレード
１０ ノズルセグメント
１４ 環状ケーシング
１８ 高圧タービン第１段ロータブレード
２４ 外側バンドセグメント
２６ 内側バンドセグメント
２８ 中空ベーン翼形部
３０ 二又状インピンジメントバッフル
３９ 二分割リブ
５８ クロスオーバ孔
７７ 第１のシュラウド支持体
７９ 第２のシュラウド支持体
９７ 第１のシュラウド
９９ 第２のシュラウド
１０７ 前方フック
１１０ スプーリ
１１２ 環状プレナム
ＬＥ 翼形部前縁
ＴＥ 翼形部後縁

Claims (7)

1. 半径方向外側及び内側バンドセグメント（２４及び２６）間で半径方向に延びる単一の中空翼形部（２８）を含み、
   前記翼形部が、前記半径方向外側及び内側バンドセグメント（２４及び２６）の周方向に間隔を置いた正圧及び負圧側端部（３３及び３５）間に配置され、
   前記翼形部が、該翼形部の前縁及び後縁（ＬＥ及びＴＥ）間で軸方向に延びる正圧及び負圧側面（２２及び２３）を備えた翼形部壁（２９）を有し、
   前記翼形部壁（２９）が、二分割された空洞（３７）を囲み、
   前記翼形部壁（２９）の正圧及び負圧側面（２２及び２３）間で前記二分割空洞（３７）を貫通して延びて、該二分割空洞（３７）を前方及び後方空洞（４１及び４３）に分割する二分割リブ（３９）が設けられており、
   前記二分割リブ（３９）と軸方向かつ周方向向きに整列された補強リブ（６０）を更に含み、該補強リブ（６０）は、前記外側バンドセグメント（２４）の半径方向外側面（６２）から該半径方向外側面（６２）に沿って半径方向外向きに延び、かつ該外側バンドセグメント（２４）の正圧側前方コーナ部（６４）から前記二分割リブ（３９）まで軸方向かつ周方向向きに延びる、
   ことを特徴とするタービンノズルセグメント（１０）。
2. 前記翼形部（２８）と前記外側バンドセグメント（２４）との接合部の周りで延びる翼形部フィレット（９１）と、前記二分割リブ（３９）が前記翼形部（２８）の負圧側面（２３）と交わる位置における前記翼形部フィレット（９１）の拡大部分（９３）とを更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズルセグメント（１０）。
3. 前記補強リブ（６０）及び前記二分割リブ（３９）が、前記外側バンドセグメント（２４）の後端部（１２８）における該ノズルセグメント（１０）のホイールベース（１２０）から外れて外側に位置する中心平面（４９）付近にほぼ中心があることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズルセグメント（１０）。
4. 前記翼形部（２８）と前記外側及び内側バンドセグメント（２４及び２６）と前記二分割リブ（３９）と前記補強リブ（６０）とは、一体形であり、単体鋳造品から作られていることを特徴とする、請求項３に記載のタービンノズルセグメント（１０）。
5. 前記二分割リブ（３９）を貫通する多数のクロスオーバ孔（５８）を更に含むことを特徴とする、請求項１又は請求項４に記載のタービンノズルセグメント（１０）。
6. 前記補強リブ（６０）が、前記二分割リブ（３９）と軸方向かつ周方向向きに整列されていることを特徴とする、請求項１、請求項２又は請求項５に記載のタービンノズルセグメント（１０）。
7. 前記補強リブ（６０）が、前記翼形部（２８）に加わる合成ガス荷重の方向（６３）と整列されていることを特徴とする、請求項１又は請求項６に記載のタービンノズルセグメント（１０）。

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