JPH10176547A - タービンディスク侵入防止方法及び装置 - Google Patents

タービンディスク侵入防止方法及び装置

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JPH10176547A
JPH10176547A JP9218454A JP21845497A JPH10176547A JP H10176547 A JPH10176547 A JP H10176547A JP 9218454 A JP9218454 A JP 9218454A JP 21845497 A JP21845497 A JP 21845497A JP H10176547 A JPH10176547 A JP H10176547A
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turbine
gas
cooling air
flow
engine
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JP9218454A
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Boris Glezer
グレザー ボリス
Michael D Fox
ディー フォックス マイケル
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Solar Turbines Inc
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Publication date
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 高温ガス(70)が、上流のタービンのノズル組
立体を出てタービンブレード(43)に入るとき、高温ガス
がタービンディスクのプリナムに侵入するのを制限する
方法と装置。 【解決手段】エンジン(10)冷却空気のジェットを、ノズ
ル組立体(42)のステーター羽根(39)のすぐ下流の乱流領
域(75)に噴射する。それにより乱流領域で起こる静圧回
復を減少させる。従って、タービンディスク(50)のプリ
ナム(60)に導入する緩衝空気の必要量が減少し、その結
果エンジンの冷却空気配達装置(12)の効率が増し、エン
ジン全体の性能が向上する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般にガスタービ
ンエンジンのタービンローター組立体を冷却するガスタ
ービンエンジンの空気配達装置に関し、より詳しくはタ
ービンローターのプリナム内への高温ガスの侵入を制限
する方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】燃費特性を改善するため、高性能ガスタ
ービンエンジンは、一般にエンジン部品が構成される材
料の物理的特性の限度より高い温度で運転される。エン
ジンの「高温部分」では特にそうである。これらの高温
が補償されないと、エンジン部品が酸化し、部品寿命が
短くなる。それゆえ、一般にガスタービンエンジンは、
内部に空気配達装置を備え、それにより冷却空気がエン
ジン内で循環し、エンジンの「高温部分」と他の部品の
運転温度を下げ、信頼性と長い寿命を保証する。一般
に、空気流を必要なエンジン部品に向けるのに、エンジ
ン内の冷却空気通路が使用され、エンジン部品の温度を
特定の部品の材料特性に合うレベルの温度に下げ、その
ため部品の寿命が延びる。
【０００３】一般に、「高温部分」と他の部品を冷却す
るのに、エンジンのコンプレッサー部分から供給される
圧縮空気の一部が使用される。しかし、エンジンの燃焼
が有用に作用するように圧縮空気の大部分はエンジンの
燃焼に残し有用なエンジン出力を得る必要があるので、
コンプレッサー部分から供給される空気の量には制限が
あった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】タービンエンジンの効
率と出力を増すため、運転温度が高くなるので、問題と
なる部品を冷却するため、冷却空気の量を増加するか、
得られる空気をよりよく利用することがが必要である。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、タービンディ
スクのプリナム領域に関し、上流のタービンノズル組立
体を出る高温ガスが、タービンディスクのプリナムへ侵
入するのを制限する新しい手段に関する。高温ガスがタ
ービン上流のノズル組立体を出てタービンブレードに向
かうと、個々のノズルのステーター羽根の後縁のすぐ下
流で乱流領域が生じる。個々の乱流領域で静圧の回復が
起こり、それにより部分的に隣接する高温ガスの主流よ
り高い上昇したピーク静圧が生じる。タービンディスク
のプリナムに高温ガスが侵入するのを防止するために
は、十分な量の緩衝空気を導入し、個々のノズルのステ
ーターの下流で生じる上昇したピーク静圧を克服する必
要がある。
【０００６】本発明により、エンジン内部の冷却空気配
達装置から取った冷却空気のジェットを、個々のノズル
のステーター羽根のすぐ下流の乱流領域、好ましくは羽
根内側の羽根／シュラウド取付部に導入する手段が提供
され、それにより内部の静圧のピークを下げる。乱流領
域の静圧のピークを減少させることにより、タービンデ
ィスクのプリナムに導入される緩衝空気の量は、対応し
て減少し、その結果エンジンの効率が高くなる。
【０００７】
【発明の実施の形態及び実施例】図１を参照すると、ガ
スタービンエンジン10（全体ではない）の断面を示し、
エンジンのタービン部分14の高温の部品を冷却するエン
ジンの空気流配達装置12を示す。エンジン10は、外側ケ
ース16と、燃焼器部分18と、コンプレッサー部分20と、
空気流配達装置12を燃焼器部分18に流体接続するコンプ
レッサー放出プリナム22とを備える。プリナム22は、一
部は外側ケース16と、燃焼器部分18を部分的に取り囲む
多片内壁24により形成される。ローター26を有するコン
プレッサー部分20は、ガス化タービン組立体29により駆
動される縦方向に延びる中心駆動軸（図示せず）に取り
付けられる複数の回転可能なコンプレッサーブレード30
を備える。複数のコンプレッサーステーター羽根31が、
外側ケース16から半径方向内側に延び、回転可能なコン
プレッサーブレード30の列の間に軸方向に配置される。
コンプレッサー部分20は、一般に多段軸流コンプレッサ
ーであるが、簡単にするため図１には１段（最終段）の
みを示す。
【０００８】燃焼器部分18には、一般にプリナム22内の
中心軸の周りに環状燃焼室32が配置される。環状燃焼室
32は、一般にプリナム22内に支持具33により支持され
る。図１に示すように、複数の燃料噴射ノズル34が、プ
リナム22内の燃焼室32の前端部に配置される。または、
複数の筒状燃焼器（図示せず）をプリナム22内の中心軸
の周りに円周上に間隔をおいて配置したものを使用する
ことができる。タービン部分14は、一体の第１段ノズル
・シュラウド組立体42内に一部が位置するガス化タービ
ン組立体29を備える。シュラウド組立体42は、複数の個
々の半径方向に延びるステーター羽根39を備える。シュ
ラウド組立体38は、中心軸軸受ハウジング46からエンジ
ン部品の加熱冷却サイクルの間に急速な熱膨張を防止す
るため設けられた一連のサーマルマス40により支持され
る。ノズル支持ケースが、外側ケース16内に配置され、
外側ケース16に図示しない機械的な留め具とドエルによ
り取り付けられる。
【０００９】さらに図２に示すように、ガス化タービン
組立体29は、タービンローター即ちディスク50を備え、
その円周上に固定された多数の取り替え可能なタービン
ブレード即ち羽根43を有する。タービンブレード43をタ
ービンディスク50に取り付ける好適な方法については、
1996年４月30日、ボリスグライツァー、アーロンR.フィ
エールスタイン、ラッセルB.ジョーンズに発行された
「タービンローターとブレードの干渉冷却システム」と
いう題の本出願人所有の米国特許第5,511,945 号を参照
されたい。エンジン10の空気流配達装置12は、コンプレ
ッサー放出プリナム22からタービン部分14への流体流路
94を備える。エンジンの運転中、矢印96で示す加圧冷却
空気の流れが流体流路94内に供給される。流体流路94
は、エンジン10内の複数のエンジン内部通路（図示せ
ず）を含む。内部通路の一部は、軸受ハウジング46と燃
焼器支持組立体33内にある。
【００１０】冷却空気の通路である流体流路94は、さら
にサーマルマス40内の複数の通路104 を備える。複数の
通路104 は、エンジン内部の冷却空気を配達する通路を
ノズル組立体42の内側シュラウド36内の冷却空気空洞90
と流体接続し、そこに冷却空気の流れを供給する。
【００１１】本発明の次の説明は、第１段タービンのノ
ズル組立体42について説明するが、冷却技術は同様に残
りのタービン段にも適用できる。図２、４、６を参照す
ると、ノズル組立体42内の内側シュラウド36内に冷却空
気放出通路即ち放出ポート52が設けられ、冷却空気のジ
ェットが冷却空気空洞90から複数の放出ポート52を通っ
て、個々のステーター羽根39の後縁のすぐ下流のタービ
ンディスクのプリナム60内に噴出される。以下に詳述す
るように、放出ポート52は、図２に示すようにステータ
ー羽根後縁の半径方向面38に対して角度Ａで上向きであ
り、図６に示すように、個々のステーター羽根39に対し
て接線方向で角度Ｂをなすのが好ましい。この明細書の
実施例では、角度Ａは約20から60°の範囲であり、角度
Ｂは角度Ａは約15から30°の範囲である。
【００１２】他の例を図３に示す。例えば、内側シュラ
ウド36は、傾いた表面73を形成するシェルフ71を備え
る。この他の例では、傾いた表面73の角度は放出ポート
52の角度Ａとほぼ等しい。機能的には、シェルフ71と傾
いた表面73により、冷却空気空洞90から放出ポート52を
通って噴出される冷却空気のジェットの効力が増す。
【００１３】図５〜７を参照すると、隣接するタービン
のステーター羽根39の円周上の列の間に、ステーター組
立体上流の前縁半径方向面37から、ノズル組立体下流の
後縁半径方向面38へと、次第に狭くなる長れ加速チャン
ネル48が作られる。従って、ベルヌーイの定理に従い、
高温ガスの流れ70の速度は、燃焼室32を出て隣接するス
テーター羽根39間のベンチュリ管状のチャンネル48を通
るとき加速されて、その結果それに応じて流れの静圧が
減少する。全てのステーターのチャンネル48の流れの温
度が等しいと仮定すると、高温ガスの流れ70は、円周方
向に均一な静圧を示すと期待される。しかし、高温ガス
の流れ70が長れ加速チャンネル48を出るとき、図７に示
すように限られた厚さにおいて、個々のステーター羽根
の後縁54のすぐ下流で出る流れの乱流内に圧力回復の作
用が起こる。図７は、大きく拡大し個々のステーター羽
根の後縁54のすぐ下流で作られると予想される乱流領域
75の流れをはっきり示す。従って、個々のステーター羽
根の後縁54のすぐ下流の乱流領域75内の静圧は、攪乱さ
れない高温ガスの流れ70がステーター羽根39の間のチャ
ンネル48を出るときの静圧より高いと予想される。
【００１４】図５は、図４と似た概略図であり、本発明
を使用しない場合、ノズル組立体42の出口を上流方向に
見て、ノズル組立体の下流の後縁の半径方向面38のすぐ
下流の円周方向の静圧分布を図式的に示す。個々のステ
ーター羽根の後縁54のすぐ後ろの静圧の回復をベクトル
62で示す。エンジンの運転中、タービンのプリナム60
（図２参照）内の静圧を、高温ガス70がプリナム内に半
径方向に侵入するのを防止するのに十分に保持するのが
好ましい。通常これは、ディスクのプリナム内に余分な
量の緩衝空気を供給することにより、達成される。それ
ゆえ、図５に示す圧力分布を考えると、タービンディス
クのプリナム60内の静圧は、少なくとも乱流領域の静圧
62に等しくなければならない。もし、プリナム60内の静
圧が、ベクトル64で示すようにチャンネルの静圧に等し
い大きさしかないと、乱流領域75内の上昇した静圧のた
めに、高温ガス70が、個々のステーター羽根の後縁54の
すぐ下流で、半径方向内側にプリナム60内に侵入する。
【００１５】しかし、乱流領域75内で、静圧の上昇した
ピーク62が、減少するか無くなれば、それに応じて低い
静圧がタービンのプリナム60内で維持され、その結果緩
衝空気の必要量が減少し、そのためガスタービンの冷却
空気配達装置の全体の効率が向上する。
【００１６】図２、４、６に戻る。本発明により、少量
の冷却空気（マス噴射）を、冷却空気放出ポート52か
ら、後縁を内側シュラウド36に取り付ける近傍の内側シ
ュラウド36近くの個々の後縁乱流領域75に直接導入する
ことにより、個々のステーター羽根後縁54の後ろの上昇
した乱流領域の静圧62を、低下させることができる。ポ
ート52を好適な角度Ｂにすると、放出ポート52から放出
された冷却空気のジェットは、シュラウド組立体42を出
る主な高温ガスの流れ70の速度ベクトルと近い速度ベク
トルで導かれる。従って、乱流領域75内の静圧の大きさ
を小さくすることにより、冷却空気配達装置12は、高温
ガスがガスタービンエンジン10のタービンプレナム60内
に高温ガスが侵入するのをより効率的に防止する。
【００１７】さらに、改善されたタービンの冷却装置に
より、より効率的にコンプレッサー部分20の冷却空気を
使用し、エンジンの部品寿命と効率を良くし、圧縮空気
の大部分は燃焼に使用され有用な出力を出すことが保証
される。
【００１８】本発明を好適な実施例で説明したが、前述
のことから当業者には多くの代替、改変と変形が可能で
ある。このような変形には、冷却空気の流れをステータ
ー羽根の内側に運び、個々のステーター羽根の後縁に沿
って選択した位置に出口ポートを設けることが含まれる
が、それに限らない。従って、本発明は、特許請求の範
囲の精神と範囲に入る全てのこのような代替、改変、変
形を包含することを意図している。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のガスタービンエンジンの一部を断面と
した図である。
【図２】図１の円で囲んだ部分の拡大断面図である。
【図３】図１の円で囲んだ部分の他の実施例の拡大断面
図である。
【図４】本発明の第１段タービンノズルの部分を示す図
２の３−３線に沿った正面図である。
【図５】図３に示す第１段タービンノズルの出口端部の
概略図であり、本発明を使用しない従来のノズルのステ
ーター羽根に隣接する下流の円周方向の静圧分布を示
す。
【図６】図３の４−４線に沿った断面図であり、第１段
ノズルのステーター羽根を通る高温ガスの流れを示す。
【図７】ノズルのステーター羽根を出る高温ガスの流れ
を示す拡大図であり、ステーター羽根の後縁の隣接する
下流の乱流領域のガスの流れを示す。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン １２ 空気流配達装置 １４ タービン部分 １６ 外側ケース １８ 燃焼器部分 ２０ コンプレッサー部分 ２２ プリナム ２９ ガス化タービン組立体 ３２ 環状燃焼室 ３６ 内側シュラウド ３９ ステーター羽根 ４２ ノズル組立体 ４３ タービンブレード ４８ チャンネル ５０ タービンローター ５２ 放出ポート ６０ プリナム ７０ 高温ガスの流れ ７３ 傾いた表面 ７５ 乱流領域 ９４ 流体流路
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ボリス グレザー アメリカ合衆国 カリフォルニア州 92014 デル マー マンゴー ドライヴ 13495 (72)発明者 マイケル ディー フォックス アメリカ合衆国 カリフォルニア州 92109 サンディエゴ クラウン ポート ドライヴ 3802

Claims (13)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービン組立体と、コンプレッサー部分
    と、空気配達装置をコンプレッサー部分に流体接続する
    コンプレッサー放出プリナムとを有するガスタービンエ
    ンジンの内部部品を冷却する冷却空気配達装置におい
    て、 ａ）前記コンプレッサー部分と前記タービン組立体の間
    に、前記コンプレッサー放出プリナムを冷却するエンジ
    ン部品に接続し、前記コンプレッサー部分が運転される
    とき冷却空気が通り抜ける流体流路を備え、 １）前記タービン組立体は、回転可能なタービンの上流
    に、内側と外側周辺シュラウドを有するノズル組立体を
    備え、前記ノズル組立体は、前記両シュラウドの間に半
    径方向に延びる多数の円周上に間隔をおいたステーター
    羽根を有し、前記ステーター羽根の間に分離した流体流
    れチャンネルを形成し、高温ガスの流れが前記流体流れ
    チャンネルを通過して出るとき、個々の前記ステーター
    羽根の後縁のすぐ下流で前記高温ガス流れ内に攪乱され
    た流れの乱流領域が生じ、 ｂ）冷却空気の流れが、個々の前記乱流領域に導入され
    ることを特徴とする装置。
  2. 【請求項２】 請求項１に記載した冷却空気配達装置で
    あって、前記乱流領域に導入される前記冷却空気のジェ
    ットは、前記内側シュラウド内で円周上に間隔をおき、
    個々に冷却空気配達装置と流体接続する多数の空気分配
    オリフィスから出ることを特徴とする装置。
  3. 【請求項３】 請求項２に記載した冷却空気配達装置で
    あって、個々の前記空気分配オリフィスは、ノズルステ
    ーター羽根の後縁のすぐ下流に位置することを特徴とす
    る装置。
  4. 【請求項４】 請求項３に記載した冷却空気配達装置で
    あって、個々の前記空気分配オリフィスは、高温ガスの
    出る流れの方向の接線方向に冷却空気のジェットを出す
    ことを特徴とする装置。
  5. 【請求項５】 請求項４に記載した冷却空気配達装置で
    あって、個々の前記空気分配オリフィスは、前記乱流領
    域に上方へ向けて冷却空気のジェットを出すことを特徴
    とする装置。
  6. 【請求項６】 請求項５に記載した冷却空気配達装置で
    あって、前記ノズル組立体の前記内側シュラウドは、傾
    いた表面を形成するシェルフを備えることを特徴とする
    装置。
  7. 【請求項７】 請求項６に記載した冷却空気配達装置で
    あって、前記傾いた表面は、前記上方へ向いた冷却空気
    のジェットとほぼ等しい角度であることを特徴とする装
    置。
  8. 【請求項８】 高速高温ガスの流れを生じるガス発生器
    と、多数のタービンブレードが周辺に固定された回転可
    能なローターを含むタービン組立体と、前記ガス発生器
    と前記タービン組立体の間に位置し、前記高温ガスの流
    れを前記タービンブレードと流体係合させるノズルとを
    有するガスタービンエンジンにおいて、 前記ノズルは、少なくとも１つのステーター羽根を備
    え、前記ステーター羽根により、前記ステーター羽根の
    すぐ下流に攪乱された静圧が上昇した流れの乱流領域が
    生じ、ガスの流れを前記乱流領域に噴射してそこの静圧
    を下げることを特徴とするエンジン。
  9. 【請求項９】 請求項８に記載したガスタービンエンジ
    ンであって、前記ノズル組立体は、内側と外側周辺シュ
    ラウドを備え、両シュラウド間に多数のステーター羽根
    が半径方向に延びることを特徴とするエンジン。
  10. 【請求項１０】 請求項９に記載したガスタービンエン
    ジンであって、前記乱流領域に噴射されるガスの流れ
    は、前記ノズル組立体の内側シュラウド内にガス放出オ
    リフィスを備えることを特徴とするエンジン。
  11. 【請求項１１】 請求項１０に記載したガスタービンエ
    ンジンであって、前記ガス放出オリフィスは、前記ステ
    ーター羽根と前記内側シュラウドの接合点である個々の
    前記ステーター羽根の後縁のすぐ下流の前記乱流領域に
    噴射したガスの流れを含むことを特徴とするエンジン。
  12. 【請求項１２】 請求項１１に記載したガスタービンエ
    ンジンであって、前記噴射したガスの流れは、前記ノズ
    ル組立体を出るときの高温ガスの流れの方向に一致する
    接線方向に向けられることを特徴とするエンジン。
  13. 【請求項１３】 高速高温ガスの流れを生じるガス発生
    器と、多数のタービンブレードが周辺に固定された回転
    可能なローターを含むタービン組立体と、前記ガス発生
    器と前記タービン組立体の間に位置し、前記高温ガスの
    流れを前記タービンブレードと流体係合させるノズルと
    を有するガスタービンエンジンにおいて、前記ノズル
    は、少なくとも１つのステーター羽根を備え、前記ステ
    ーター羽根により、前記ステーター羽根すぐ下流に攪乱
    された静圧が上昇した流れの乱流領域が生じ、前記乱流
    領域内の静圧を下げる方法において、 １）圧縮空気源を与え、 ２）前記圧縮空気のジェットを前記乱流領域に噴射する
    段階を備えることを特徴とする方法。
JP9218454A 1996-12-13 1997-08-13 タービンディスク侵入防止方法及び装置 Pending JPH10176547A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/768008 1996-12-13
US08/768,008 US5759012A (en) 1996-12-13 1996-12-13 Turbine disc ingress prevention method and apparatus

Publications (1)

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JPH10176547A true JPH10176547A (ja) 1998-06-30

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ID=25081249

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP9218454A Pending JPH10176547A (ja) 1996-12-13 1997-08-13 タービンディスク侵入防止方法及び装置

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JP (1) JPH10176547A (ja)
DE (1) DE19735172A1 (ja)
GB (1) GB2320295A (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004325069A (ja) * 2003-04-28 2004-11-18 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおいて流体を噴射するための方法及び装置

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6481959B1 (en) * 2001-04-26 2002-11-19 Honeywell International, Inc. Gas turbine disk cavity ingestion inhibitor
US7147432B2 (en) * 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
US7114339B2 (en) * 2004-03-30 2006-10-03 United Technologies Corporation Cavity on-board injection for leakage flows
US7534088B1 (en) 2006-06-19 2009-05-19 United Technologies Corporation Fluid injection system
US8677766B2 (en) * 2010-04-12 2014-03-25 Siemens Energy, Inc. Radial pre-swirl assembly and cooling fluid metering structure for a gas turbine engine
JP5490191B2 (ja) * 2012-07-19 2014-05-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン
EP2754858B1 (en) 2013-01-14 2015-09-16 Alstom Technology Ltd Arrangement for sealing an open cavity against hot gas entrainment
US9068513B2 (en) * 2013-01-23 2015-06-30 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
EP2837856B1 (en) * 2013-08-14 2016-10-26 General Electric Technology GmbH Fluid seal arrangement and method for constricting a leakage flow through a leakage gap
WO2015038451A1 (en) * 2013-09-10 2015-03-19 United Technologies Corporation Fluid injector for cooling a gas turbine engine component

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE546821A (ja) * 1955-04-06
GB873651A (en) * 1959-03-25 1961-07-26 Rolls Royce Improvements relating to sealing devices
GB881816A (en) * 1959-07-03 1961-11-08 Rolls Royce Improved gas turbine engine
GB1553701A (en) * 1976-05-14 1979-09-26 Rolls Royce Nozzle guide vane for a gas turbine engine
US4111596A (en) * 1977-01-10 1978-09-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Turbine blade cooling system
US4187054A (en) * 1978-04-20 1980-02-05 General Electric Company Turbine band cooling system
GB2032531B (en) * 1978-10-26 1982-09-22 Rolls Royce Air cooled gas turbine rotor
FR2485632B1 (fr) * 1980-06-30 1985-07-05 Snecma Perfectionnement aux systemes de ventilation des aubes et disques de turbines
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
GB2165007B (en) * 1980-11-11 1986-08-20 Rolls Royce Rotor and stator assembly for a gas turbine engine
GB2159585B (en) * 1984-05-24 1989-02-08 Gen Electric Turbine blade
US5135354A (en) * 1990-09-14 1992-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine blade and disk
US5403156A (en) * 1993-10-26 1995-04-04 United Technologies Corporation Integral meter plate for turbine blade and method
US5511945A (en) * 1994-10-31 1996-04-30 Solar Turbines Incorporated Turbine motor and blade interface cooling system
EP0791127B1 (en) * 1994-11-10 2000-03-08 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine vane with a cooled inner shroud

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004325069A (ja) * 2003-04-28 2004-11-18 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおいて流体を噴射するための方法及び装置

Also Published As

Publication number Publication date
GB9714499D0 (en) 1997-09-17
DE19735172A1 (de) 1998-06-18
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GB2320295A (en) 1998-06-17

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