JP4509325B2 - タービンノズルセグメント壁の冷却 - Google Patents

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Description

【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機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、より具体的にはそのセグメントのエーロフォイルがその間に取り付けられる壁の冷却に関する。
【0002】
【従来技術】
一般的なガスタービンエンジンでは、空気がコンプレッサ内で圧縮され燃料と混合され燃焼器で点火されて高温燃焼ガスを発生する。ガスは高圧タービン(HPT)のHPTタービンノズル及びHPTロータブレードを含む1段もしくはそれ以上の段を有する高圧タービン(HPT)を通って下流に流れる。ガスは次に一般的には低圧タービン(LPT)のそれぞれLPTタービンノズル及びLPTロータブレードを有する複数の段階を含む低圧タービン(LPT)に流れる。各LPTタービンノズルは半径方向外側及び内側壁の間に、円周方向に間隔をおいた複数の静止ノズルベーンを含んでいる。各タービンロータ段は、運転時に発生するトルクを担持するロータディスクから半径方向外方に延在する円周方向に間隔をおいた複数のロータブレードを含んでいる。
【0003】
LPTノズルは一般的には外側及び内側壁の対応するセグメントの間に一体に連結された複数のベーンを有する弓形セグメントで形成される。各ノズルセグメントは、その半径方向外側端で、フランジを環状の外側ケーシングにボルト止めすることよって支持されている。各ベーンは、内側及び外側壁を形成する半径方向内側及び外側壁パネルの間に配置された冷却される中空エーロフォイル、外側壁パネルの中間部分に沿っているフランジ部、及びフランジ部の開口部を通して中空内部、即ちエーロフォイルの冷却流路内へと冷却空気を導くための冷却空気取入れダクトとを有する。取入れダクトは、軸方向前方の取入れダクト入口と、軸方向後方かつ半径方向内側の取入れダクト出口との間に90度の湾曲部を有する。この90度の湾曲部は、後方に向うにつれて中空エーロフォイル方向及び軸方向にフランジ部の開口部から半径方向内方に曲がり、そして取入れダクト出口で終わる。エーロフォイル、内側及び外側壁部分、フランジ部、及び取入れダクトは一般的には各ベーンが単一の鋳物品となるように、一体に鋳造する。ベーンは、フランジ部、内側壁パネル及び外側壁パネルの接合面で蝋付けされノズルセグメントを形成する。取入れダクトにより著しい量の対流冷却をおこなうが、この対流冷却は壁に対して局所的に行われ、複数の取入れダクトの間あるいは複数のエーロフォイルの間の壁の中間部分には行われない。取入れダクトの間の壁の領域は著しく高温で運転される。
【0004】
低圧タービンノズル壁はしばしば冷却されない、しかし、推力対重量の比が増大するように設計された最新のエンジンでは、より高いタービン入口温度で運転され、より以上の冷却を必要とする。コンプレッサからの冷却空気を使用する冷却機構は、所与の量の冷却流により壁冷却を高めるが、エンジン性能にかなりの悪い影響もある。インピンジメントバッフル、フィルム孔、ピンバンク、後縁孔などは、全てHPTノズル壁冷却用として、実用のエンジンに用いられてきた冷却手段である。フランジを貫通して配置された冷却孔は、冷却空気を冷却空気プレナムからLPTノズル壁のフランジ部の外側壁パネル間の接合面に沿った蝋付け結合部へと導くのに用いられた。フランジを貫通して配置された冷却孔の位置は、フランジのエンジンケーシングとの結合部のボルト頭部の妨害の回避を考慮しており、この孔からの冷却空気の噴流は、フランジのさらに後部の高い応力がかかる部位で壁に衝突するまでに長い距離を進むことになる。
【0005】
冷却に使用する冷却空気流を最小限に抑えながら、LPT壁冷却を改善することは非常に望ましい。また、LPT壁冷却を改善し、蝋付け結合部の割れを防止し、該部品の寿命と、ノズルセグメントとベーン組立体の修理の間隔を延長することも、非常に望ましい。噴流が対象へ衝突するまでの距離を増やすことなく、インピンジメント噴流が現在可能なよりもさらに後方で壁に衝突できるようにし、これにより、噴流の速度減衰を最小にして、噴流により壁の対流冷却を改善することは望ましい。また、インピンジメント噴流の位置、壁表面への方向及び角度の選択により自由度を与え、それによって、冷却効果の最大化を可能にすることも望ましい。
【0006】
【発明の概要】
ガスタービンエンジンのノズルセグメントは、ベーン間の接合面に沿って結合された円周方向に隣接する少なくとも2つのベーンを含んでいる。ベーンのそれぞれは、半径方向内側及び外側壁パネルの間に配置された中空エーロフォイルと、エーロフォイルの中空内部に通じ冷却空気を中空内部に導く冷却空気取入れダクトとを備える。取入れダクトは、外側壁パネルから半径方向外側に突出したダクト壁と、取入れダクト壁を貫通して配置され円周方向にかつ半径方向内方に傾斜している少なくとも1つのインピンジメント冷却孔を持つ。
【0007】
フランジ部は外側壁パネルの中間部分に沿って円周方向に延び、フランジ部の開口部は取入れダクトに流体連通している。中空エーロフォイル、半径方向内側及び外側壁パネル、取入れダクト壁及びフランジ部は一体に形成され、好ましくは、ベーンが単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体鋳造される。
【0008】
【発明の実施の形態】
本発明を特徴付けていると思われる新規な特徴は、特許請求の範囲に記載され特定されている。本発明をさらなる目的及びその利点とともに、添付の図面との関連において、より具体的に説明する。
【0009】
図1に示すのは航空機用ガスタービンエンジンの高温部の一部で、全体を2で示すが、これは軸方向に延びる中心線6を有し、その中心線6に沿って、燃焼器10、高圧タービン(HPT)12及び低圧タービン(LPT)14の第1段を持っている。中心線6を取り囲んでいるのは、燃焼器10とHPT12の周囲の高圧ケーシング15及びLPT14の周囲の低圧ケーシング17である。空気はコンプレッサ(図示せず)で圧縮され、燃焼器10で燃料と混合されて高エネルギー高温ガス流11を作り出す。燃焼器10の後方にはHPTノズル18があり、燃焼器からの高温ガス流11をHPTディスク26の周囲の第1周縁部22に取り付けてあるHPTブレード20へと導く。高温ガス流11は次に、本発明の例示的な実施形態を示している弓形のLPTノズルセグメント32の組立体を有するLPTノズル組立体30を通過して流れ、セグメント32が高温ガス流をLPTディスク29の周囲の第2周縁部28に取り付けられたLPTブレード27へと導く。
【0010】
円周方向に隣接するノズルセグメント32の一つを図2に示す。ノズルセグメント32のそれぞれは、円周方向に間隔をおいたノズルベーン34を2つまたはそれ以上、例えば2つを含み、ノズルベーン34は弓形の半径方向内側及び外側壁36及び38の間で半径方向に延在しこれらと一体に形成された中空エーロフォイル40を備える。中空エーロフォイル40のそれぞれは、中空内部42(図1に示す)を備え、そこに冷却空気44を受け入れ、エーロフォイル40、HPT及びLPTブレード20及び27、HPT及びLPTディスク26及び29をそれぞれ冷却する。中空内部42は図1に冷却空気流路45として概略的に示してある。
【0011】
図2と図3に関し、ベーン34の各々は半径方向内側及び外側壁パネル52及び54の間に配置された中空エーロフォイル40の一つを含む。内側及び外側の壁パネル52及び54のうち円周方向に隣接するものは、内側及び外側の弓形の壁36及び38のうちのそれぞれと対応している。ノズルセグメント32の隣接するベーン34は接合面39に沿って一体に接合され、一般的には蝋付けによって蝋付け接合部41を形成する。空気取入れダクト58はエーロフォイル40の中空内部42につながり、冷却空気を中空内部に、より具体的には冷却空気流路45へと導く。取入れダクト58は外側壁パネル54から半径方向外側へ突出するダクト壁60を有する。
【0012】
図3及び4図に示す通り、本発明は、取入れダクト58からの冷却空気44を隣接する外側壁パネル54間の蝋付け接合部41で外側壁38に衝突するように方向付ける冷却空気インピンジメント手段を提供する。この冷却空気インピンジメント手段は、冷却空気を外側壁38に円周方向かつ半径方向内側へ速度Vで衝突させる働きをし、蝋付け接合部41及び外側壁パネル54の運転上熱による応力を受ける部位を冷却する。この部位が、実質的に最大の熱による応力発生の部位であることが好ましい。また、インピンジメント冷却空気は外側壁に衝突した後さらに外側壁38の対流冷却をもたらす。例示的実施形態で用いられている冷却空気インピンジメント手段は、取入れダクト壁60を貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内側に角度Aで傾斜した少なくとも一つのインピンジメント冷却孔64を含んでおり、概して冷却空気インピンジメント噴流67を外側壁パネル54、接合面39へ、より具体的には応力を受けた部位近くの蝋付け接合部41へと方向付ける。取入れダクト58からの冷却空気44を外側壁38へと導くためのその他の冷却空気インピンジメント手段には、それに限定されるわけではないが、LPTノズルセグメント32の外側壁パネル54の1つあるいはそれ以上の取入れダクト壁60を貫通して配置されている1つあるいはそれ以上のインピンジメント冷却孔64がある。インピンジメント冷却孔64以外の開口部としてスロット又はスリットも用いることができる。
【0013】
フランジ部66は外側壁パネル54の軸方向に位置する中間部分68に沿って円周方向に延び、フランジ部にある開口部70は取入れダクト58と流体連通している。さらに図5について、取入れダクト58は軸方向前方の取入れダクト入口75と軸方向後方かつ半径方向内側の取入れダクト出口77との間に90度の湾曲部71を備える。90度の湾曲部は、後方に延びるにつれてフランジ部の開口部70から中空のエーロフォイルに向って半径方向内方及び軸方向に曲がっており、外側壁パネル54上の取入れダクト出口77で終わる。取入れダクト58は取入れダクト入口75と取入れダクト出口77との間で断面形状が変化する。取入れダクト58は円形である断面第1形状から、丸みを帯びてはいるが円形ではなく冷却空気がベーン冷却入口73に入るのを容易にする形状をした取入れダクト出口77の断面第2形状へと変化する。冷却空気44は、取入れダクト出口77と一致しているベーン冷却入口73を通って中空内部42及び冷却空気流路45に入る。
【0014】
中空エーロフォイル40、半径方向内側及び外側壁パネル52及び54、取入れダクト壁60及びフランジ部は一体に成形されており、好ましくは、ベーン34が単一の一体鋳造ベーンとなるように一体鋳造される。フランジ部66はボルト孔74を備え、これによって図1に示すようにフランジ部が高圧及び低圧ケーシング15及び17間の支持部92にボルト止めされる。冷却空気空洞80がHPT12の半径方向外方で、かつ軸方向に燃焼器10とLPT14の間に位置している。例えばGE404エンジンでは第4段のようなコンプレッサ段からの冷却空気44は、エンジンの高温部2を冷却するために、空洞80にパイプで導かれる。加圧した冷却空気44は熱シールド82にある冷却空気孔86を通り、開口部70を通り取入れダクト58の中へと流れ、こうして冷却空気を冷却空気流路45及びインピンジメント冷却孔64に供給する。また、従来の技術で行われていたように、フランジ部66を通して1組の第2インピンジメント冷却孔90を配置することもできる。
【0015】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するかかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【0016】
従って、特許による保護を望むのは、請求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の低圧タービンノズル組立体の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの高圧及び低圧タービン部分の概略断面図。
【図2】 半径方向に内側のポイントから半径方向外方、かつ軸方向後方に視た図1に示すノズル組立体のノズルセグメントの斜視図。
【図3】 図2に示すノズルセグメントの半径方向外側壁の斜視図。
【図4】 図3に示すノズルセグメントの半径方向外側部分を線4−4に沿って切断した、取入れダクト壁を貫通するインピンジメント冷却孔の概略断面図。
【図5】 図1及び図4に示す取入れダクトの破断斜視図。
【符号の説明】
2 ガスタービンエンジン高温部
6 中心線
10 燃焼器
11 高温ガス流
12 高圧タービン(HPT)
14 低圧タービン(LPT)
15 高圧ケーシング
17 低圧ケーシング
18 HPTノズル
20 HPTブレード
22 第1周縁部
26 HPTディスク
27 LPTブレード
28 第2周縁部
29 LPTディスク
30 LPTノズル組立体
32 LPTノズルセグメント
34 ノズルベーン
36 内側壁
38 外側壁
39 接合面
40 中空エーロフォイル
41 蝋付け接合部
42 中空内部
44 冷却空気
45 冷却空気流路
52 内側壁パネル
54 外側壁パネル
58 空気取入れダクト
60 ダクト壁
64 インピンジメント冷却孔
66 フランジ部
67 インピンジメント噴流
68 中間部分
70 開口部
71 湾曲部
73 ベーン冷却入口
74 ボルト孔
75 取入れダクト入口
77 取入れダクト出口
80 冷却空気空洞
82 シールド
86 冷却空気孔
90 第2インピンジメント冷却孔
92 支持部
A − 角度
V − 速度

Claims (11)

  1. 半径方向内側及び外側壁パネル(52,54)の間に配置された中空エーロフォイル(40)、前記エーロフォイル(40)の中空内部(42)に通じ、前記外側壁パネル(54)から半径方向外側に突出するダクト壁(60)を持つ冷却空気取入れダクト(58)、及び前記取入れダクト壁(60)を貫通して配置され、冷却空気(44)を円周方向にかつ半径方向内方に傾斜した速度(V)で前記外側パネルに衝突するように方向付ける少なくとも一つの冷却空気インピンジメント手段を含んでなる、ガスタービンエンジンのベーン(34)。
  2. 前記インピンジメント手段が前記取入れダクト壁(60)を貫通して配置され、円周方向にかつ半径方向内方に傾斜しているインピンジメント冷却孔(64)を含んでなる、請求項1記載のベーン(34)。
  3. 前記取入れダクト(58)が、前記開口部(70)と流体連通している取入れダクト入口(75)、前記エーロフォイル(40)の前記中空内部(42)と流体連通している取入れダクト出口(77)、及び前記取入れダクト入口(75)と前記取入れダクト出口(77)間の湾曲部(71)を含む、請求項2記載のベーン(34)。
  4. 前記取入れダクト(58)が、前記取入れダクト入口(75)の断面第1形状から前記取入れダクト出口(77)の断面第2形状まで、断面形状が変化している、請求項3記載のベーン。
  5. 前記外側壁パネル(54)に沿って円周方向に延びるフランジ部(66)、及び前記取入れダクト(58)と流体連通している前記フランジ部(66)の開口部(70)をさらに含んでなる、請求項2乃至4のいずれか1項に記載のベーン(34)。
  6. 前記フランジ部(66)が前記取入れダクト壁(60)と一体であり、前記開口部(70)が前記フランジ部(66)を貫通して前記取入れダクト(58)へと通じる入口である、請求項5記載のベーン(34)。
  7. 前記中空エーロフォイル(40)、半径方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダクト壁(60)、及びフランジ部(66)が一体に成形されている、請求項6記載のベーン(34)。
  8. 前記中空エーロフォイル(40)、半径方向内側及び外側壁パネル(52,54)、取入れダクト壁(60)、及びフランジ部(66)が前記ベーン(34)が単一の一体鋳造ベーンとなるように、一体に鋳造されている、請求項6記載のベーン。
  9. ベーン間の接合面(39)に沿って接合された少なくとも2つの円周方向に隣接する、請求項1乃至8のいずれか1項にベーンを含、ガスタービンエンジンのノズルセグメント(32)。
  10. 前記円周方向に隣接するベーンが前記ベーン間の前記接合面(39)に沿って蝋付接合されており、第1インピンジメント冷却孔(64)が前記接合面(39)に向けられている、請求項9記載のガスタービンエンジンのノズルセグメント(32)。
  11. 前記インピンジメント冷却孔(64)が実質的に最大の熱による応力が発生する部位に向けられている、請求項10記載のガスタービンエンジンのノズルセグメント。
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Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
CA2358722A1 (fr) * 2001-10-11 2003-04-11 Alstom Canada Inc. Turbine hydraulique avec tourbillon centripete et distributeur axial
FR2851287B1 (fr) * 2003-02-14 2006-12-01 Snecma Moteurs Plate-forme annulaire de distributeur d'une turbine basse pression de turbomachine
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US6969233B2 (en) * 2003-02-27 2005-11-29 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity
US6932568B2 (en) * 2003-02-27 2005-08-23 General Electric Company Turbine nozzle segment cantilevered mount
US7052231B2 (en) * 2003-04-28 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for injecting fluids in gas turbine engines
US6843637B1 (en) 2003-08-04 2005-01-18 General Electric Company Cooling circuit within a turbine nozzle and method of cooling a turbine nozzle
US7140835B2 (en) * 2004-10-01 2006-11-28 General Electric Company Corner cooled turbine nozzle
GB2427657B (en) 2005-06-28 2011-01-19 Siemens Ind Turbomachinery Ltd A gas turbine engine
US7588412B2 (en) * 2005-07-28 2009-09-15 General Electric Company Cooled shroud assembly and method of cooling a shroud
US7360988B2 (en) * 2005-12-08 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
FR2899281B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine
US7806650B2 (en) * 2006-08-29 2010-10-05 General Electric Company Method and apparatus for fabricating a nozzle segment for use with turbine engines
FR2906846B1 (fr) * 2006-10-06 2008-12-26 Snecma Sa Canal de transition entre deux etages de turbine
US7798775B2 (en) * 2006-12-21 2010-09-21 General Electric Company Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue
US8096755B2 (en) * 2006-12-21 2012-01-17 General Electric Company Crowned rails for supporting arcuate components
EP2300686B1 (de) * 2008-05-26 2013-08-07 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit einer leitschaufel
US8206101B2 (en) * 2008-06-16 2012-06-26 General Electric Company Windward cooled turbine nozzle
DE102008033560A1 (de) * 2008-07-17 2010-01-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk mit verstellbaren Leitschaufeln
US8555645B2 (en) * 2008-07-21 2013-10-15 General Electric Company Fuel nozzle centerbody and method of assembling the same
FR2979573B1 (fr) * 2011-09-07 2017-04-21 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
US9062562B2 (en) 2008-11-28 2015-06-23 Herakles Composite material turbomachine engine blade or vane, compressor stator segment or turbine nozzle segment incorporating such vanes and method for manufacturing same
EP2243933A1 (en) * 2009-04-17 2010-10-27 Siemens Aktiengesellschaft Part of a casing, especially of a turbo machine
US8342797B2 (en) * 2009-08-31 2013-01-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine airflow member
US9506355B2 (en) 2009-12-14 2016-11-29 Snecma Turbine engine blade or vane made of composite material, turbine nozzle or compressor stator incorporating such vanes and method of fabricating same
US8360716B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-29 United Technologies Corporation Nozzle segment with reduced weight flange
US9033673B2 (en) 2010-06-28 2015-05-19 Herakles Turbomachine blade or vane having complementary asymmetrical geometry
US9045992B2 (en) 2010-06-28 2015-06-02 Herakles Turbomachine blades or vanes having complementary even/odd geometry
US8864445B2 (en) 2012-01-09 2014-10-21 General Electric Company Turbine nozzle assembly methods
US9011079B2 (en) 2012-01-09 2015-04-21 General Electric Company Turbine nozzle compartmentalized cooling system
US9011078B2 (en) 2012-01-09 2015-04-21 General Electric Company Turbine vane seal carrier with slots for cooling and assembly
US9133724B2 (en) 2012-01-09 2015-09-15 General Electric Company Turbomachine component including a cover plate
US9039350B2 (en) 2012-01-09 2015-05-26 General Electric Company Impingement cooling system for use with contoured surfaces
US8944751B2 (en) 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
EP2639408B1 (de) 2012-03-12 2019-05-08 MTU Aero Engines GmbH Gasturbine, Leitschaufel für ein Gehäuse einer Gasturbine sowie Verfahren zur Herstellung einer Leitschaufel
US9289826B2 (en) * 2012-09-17 2016-03-22 Honeywell International Inc. Turbine stator airfoil assemblies and methods for their manufacture
FR3003295B1 (fr) * 2013-03-14 2017-12-22 Snecma Dispositif collecteur d'etancheite pour turbomachine, procede d'assemblage
US9982560B2 (en) * 2015-01-16 2018-05-29 United Technologies Corporation Cooling feed orifices
US10018062B2 (en) * 2015-07-02 2018-07-10 United Technologies Corporation Axial transfer tube
GB2551777B (en) * 2016-06-30 2018-09-12 Rolls Royce Plc A stator vane arrangement and a method of casting a stator vane arrangement
US10519811B2 (en) * 2016-10-04 2019-12-31 United Technologies Corporation Flange heat shield
US10697313B2 (en) 2017-02-01 2020-06-30 General Electric Company Turbine engine component with an insert
US10301953B2 (en) * 2017-04-13 2019-05-28 General Electric Company Turbine nozzle with CMC aft Band
US11428124B2 (en) * 2018-11-21 2022-08-30 Raytheon Technologies Corporation Flange stress-reduction features
US11517969B2 (en) * 2019-01-24 2022-12-06 General Electric Company Weld-brazing techniques
US20230304412A1 (en) * 2022-01-28 2023-09-28 Raytheon Technologies Corporation Vane forward rail for gas turbine engine assembly
US20230374908A1 (en) * 2022-01-28 2023-11-23 Rtx Corporation Vane Forward Rail for Gas Turbine Engine Assembly

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086A (ja) * 1971-08-04 1973-04-05
JPH09112205A (ja) * 1995-10-10 1997-04-28 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用静翼装置

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
GB1519590A (en) * 1974-11-11 1978-08-02 Rolls Royce Gas turbine engine
US4187054A (en) 1978-04-20 1980-02-05 General Electric Company Turbine band cooling system
US4214851A (en) 1978-04-20 1980-07-29 General Electric Company Structural cooling air manifold for a gas turbine engine
FR2540937B1 (fr) * 1983-02-10 1987-05-22 Snecma Anneau pour un rotor de turbine d'une turbomachine
US5217348A (en) * 1992-09-24 1993-06-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
US5344283A (en) * 1993-01-21 1994-09-06 United Technologies Corporation Turbine vane having dedicated inner platform cooling
US5480281A (en) * 1994-06-30 1996-01-02 General Electric Co. Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
FR2743391B1 (fr) * 1996-01-04 1998-02-06 Snecma Aube refrigeree de distributeur de turbine
US5813832A (en) 1996-12-05 1998-09-29 General Electric Company Turbine engine vane segment
US5762471A (en) * 1997-04-04 1998-06-09 General Electric Company turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits
JP3495554B2 (ja) * 1997-04-24 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の冷却シュラウド
US6146091A (en) * 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4826086A (ja) * 1971-08-04 1973-04-05
JPH09112205A (ja) * 1995-10-10 1997-04-28 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用静翼装置

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