JPS59200001A - ガスタ−ビン翼 - Google Patents
ガスタ−ビン翼Info
- Publication number
- JPS59200001A JPS59200001A JP7381483A JP7381483A JPS59200001A JP S59200001 A JPS59200001 A JP S59200001A JP 7381483 A JP7381483 A JP 7381483A JP 7381483 A JP7381483 A JP 7381483A JP S59200001 A JPS59200001 A JP S59200001A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- holes
- gas
- grooves
- gas turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［発明の属する技術分野］
この発明は翼を気体で冷°却するガスタービン翼に関す
る。
る。
［従来技術と問題点゛］−
ガスタービンの熱機関としてのすぐれた点をあげると、
小型軽量、大出力、起動停止が早い等があるが、近年化
石燃料の高価格イεか急で熱機関さしてのガスタービン
も高効率化が要求されている。
小型軽量、大出力、起動停止が早い等があるが、近年化
石燃料の高価格イεか急で熱機関さしてのガスタービン
も高効率化が要求されている。
特に蒸気タービンと組み合わせだ、コンバインドサイク
ルとして熱効率を評価すると、ガスタービンの高温化が
高効率に繋るため、タービン入口温度を高める技術的背
景がある。
ルとして熱効率を評価すると、ガスタービンの高温化が
高効率に繋るため、タービン入口温度を高める技術的背
景がある。
然しなから、実用上はタービン入口温度は無制限に高め
られるもので力く、タービンの翼を構成する月料の耐熱
応力性あるいは、高温酸化、腐蝕等に耐える能力により
制限される。
られるもので力く、タービンの翼を構成する月料の耐熱
応力性あるいは、高温酸化、腐蝕等に耐える能力により
制限される。
そこで従来は第１図に示すような翼の内部に冷却気体を
流通させる流路１，２，３，４．５による対流式の冷却
や、内部通路と翼表面に連通ずる吹出孔６，７より冷却
気体を吹出す膜冷却方式を併用した翼が多く用いられて
いる。
流通させる流路１，２，３，４．５による対流式の冷却
や、内部通路と翼表面に連通ずる吹出孔６，７より冷却
気体を吹出す膜冷却方式を併用した翼が多く用いられて
いる。
このような構成の翼が高温の燃焼ガスに長時間さらされ
ると、翼の前縁部の前縁吹出孔６の周囲にクラックの８
発生する現象が見られる事がある。
ると、翼の前縁部の前縁吹出孔６の周囲にクラックの８
発生する現象が見られる事がある。
まだ燃焼ガスが翼前線部に当り前縁吹出孔６の周囲に固
形物が堆積する現象が分解時に見られる。
形物が堆積する現象が分解時に見られる。
前線吹出孔の周囲にクラックが発生、成長すると翼の冷
却に支障を。きたし初期の冷却性能が出す翼面の損傷を
引起しガスタービンとして機能しなくなることがある。
却に支障を。きたし初期の冷却性能が出す翼面の損傷を
引起しガスタービンとして機能しなくなることがある。
また前縁吹出孔の周囲に固形物が堆積すると冷却気体の
流通量が減少し、冷却性能が保持できなくなシ前記と同
様な結果が考えられる。。
流通量が減少し、冷却性能が保持できなくなシ前記と同
様な結果が考えられる。。
［発明の目的］
この発明は上述した従来のガスタービン冷却翼の欠点を
改良したもので、前縁吹出孔部のクランクの発生防止、
固形物の付着の防止をはかシ長期間安定して作動するこ
とのできる、高効率ガスタービン装置用のガスタービン
翼を提供することを目的とする。
改良したもので、前縁吹出孔部のクランクの発生防止、
固形物の付着の防止をはかシ長期間安定して作動するこ
とのできる、高効率ガスタービン装置用のガスタービン
翼を提供することを目的とする。
［発明の概要］
本発明は高効率化。高信頼性を達成するために翼前線部
に高温ガス流にほぼ直交しかつ翼表面に所定角度をもっ
て削設された溝と、この溝の壁面にほぼ直角に穿設され
た冷却気体の通流する冷却気体の通流孔とを具えたガス
タービン翼である。
に高温ガス流にほぼ直交しかつ翼表面に所定角度をもっ
て削設された溝と、この溝の壁面にほぼ直角に穿設され
た冷却気体の通流する冷却気体の通流孔とを具えたガス
タービン翼である。
［発明の効果］
本発明によれば小孔より気体を吹出す翼に比べて翼表面
を膜状ておおう膜冷却効果を増大できることと、溝を設
けた事により翼前縁部の肉厚を減少させたのと同様な効
果があり耐熱応力性が高まシ、入口ガス温度の高温化や
ガスタービンの負荷変動を早くすることができる。そし
て熱応力が集中する通流孔が溝の内部に入り、直接高温
ガスに接触しないので熱応力を減少でき、通流孔間りに
発生するクラックを予防できる。胛前縁頂部は高温ガス
側の熱伝達率が非常例大きく、ガスタービンの翼でも一
番温度の高い部分である。この前縁頂部は溝へ冷却気体
を供給する連結孔より噴出する冷却気体を高速化するこ
とによシ、効率よく冷却される。溝を設けた事により翼
内面への翼金属を通しての燃伝導を大巾に減少させ、頂
部の肉厚の薄い内側へ冷却空気が噴出できるので翼前縁
頂部の金属温度を翼の他の部分と同等に保つことができ
高効率化、高信頼性を達成することが出来る。
を膜状ておおう膜冷却効果を増大できることと、溝を設
けた事により翼前縁部の肉厚を減少させたのと同様な効
果があり耐熱応力性が高まシ、入口ガス温度の高温化や
ガスタービンの負荷変動を早くすることができる。そし
て熱応力が集中する通流孔が溝の内部に入り、直接高温
ガスに接触しないので熱応力を減少でき、通流孔間りに
発生するクラックを予防できる。胛前縁頂部は高温ガス
側の熱伝達率が非常例大きく、ガスタービンの翼でも一
番温度の高い部分である。この前縁頂部は溝へ冷却気体
を供給する連結孔より噴出する冷却気体を高速化するこ
とによシ、効率よく冷却される。溝を設けた事により翼
内面への翼金属を通しての燃伝導を大巾に減少させ、頂
部の肉厚の薄い内側へ冷却空気が噴出できるので翼前縁
頂部の金属温度を翼の他の部分と同等に保つことができ
高効率化、高信頼性を達成することが出来る。
［発明の実施例］
次に本発明の実施例を図面を用いて説明する。
第２図は本発明に係るガスタービン翼の一実施例を示す
斜視図で、図中１１は高温の燃焼ガスに触れるガスター
ビンの翼本体であり、この翼本体１１は真中後部３０と
前縁部３１とを９の接合面で、溶接又は拡散接合により
一体化したものである。冷却気体は第１図と同じように
翼根部から翼内部流路に流入し、翼前縁部３１の溝１２
、１３や背側の吹出孔７、後縁吹出部１０より主流で
ある高温ガス中に流出する。
斜視図で、図中１１は高温の燃焼ガスに触れるガスター
ビンの翼本体であり、この翼本体１１は真中後部３０と
前縁部３１とを９の接合面で、溶接又は拡散接合により
一体化したものである。冷却気体は第１図と同じように
翼根部から翼内部流路に流入し、翼前縁部３１の溝１２
、１３や背側の吹出孔７、後縁吹出部１０より主流で
ある高温ガス中に流出する。
第３図は第２図の前縁部横断面拡大図である。
前縁部３１は翼中後部加とは別個に鋳造等により基本外
形を作υ、溝１２ 、１３は翼表面と所定角度α、βを
設けて放電加工や電解加工で工作し、翼内部流路２から
溝底部近傍の溝壁面に直角に冷却空気を成句けるための
通流孔１４ 、１５を溝と同様な加工法あるいはレーザ
ー加工法等を用いて削設し、接合面９を溶接や拡散接合
に適した形状に加工する。
形を作υ、溝１２ 、１３は翼表面と所定角度α、βを
設けて放電加工や電解加工で工作し、翼内部流路２から
溝底部近傍の溝壁面に直角に冷却空気を成句けるための
通流孔１４ 、１５を溝と同様な加工法あるいはレーザ
ー加工法等を用いて削設し、接合面９を溶接や拡散接合
に適した形状に加工する。
図中８の孔は一般的なガスタービンの翼は鋳造する時に
セラミック等で作った中子を用いて孔を設けるが、本実
施例では前縁部３１を接合する以前は翼外面に露出して
いるので機械加工や放電加工、レーザー加工等と巾広い
機械加工で寸法精度の高い加工が可能となシ、冷却流体
が翼内を流れる状態が設計者の予定した流量を容易に調
整する事が可能である。
セラミック等で作った中子を用いて孔を設けるが、本実
施例では前縁部３１を接合する以前は翼外面に露出して
いるので機械加工や放電加工、レーザー加工等と巾広い
機械加工で寸法精度の高い加工が可能となシ、冷却流体
が翼内を流れる状態が設計者の予定した流量を容易に調
整する事が可能である。
このような実施例のガスタービンの翼を用いる事により
翼前縁部の金属温度が低下し、ガスタービンの入口ガス
温度をより高める事ができ高効率の熱機関を提供する事
ができる。さらに詳細に説明すると、翼根部から翼内部
に流入した冷却気体は第３図の孔８、より前縁部気体流
路２に入る。
翼前縁部の金属温度が低下し、ガスタービンの入口ガス
温度をより高める事ができ高効率の熱機関を提供する事
ができる。さらに詳細に説明すると、翼根部から翼内部
に流入した冷却気体は第３図の孔８、より前縁部気体流
路２に入る。
この流路２の内面を冷却した気体が通流孔１４ 、１５
を流れ孔内面での冷却と、通流孔１４ 、１５より噴出
した気体が溝１２ 、１３の高温ガス側の壁面に衝突す
ることによシ溝内に乱流が発生し、一般的な対流伝熱の
数倍の熱交換が行なわれその後溝開口部から翼外に噴出
する。これにより翼前線部の主流ガス側の熱伝達が高い
領域でも翼金属温度を健全な温度まで冷却することがで
きる。又、前縁部溝内面に小径の通流孔を溝壁面に直角
に設ける事が前縁部を別個に作り翼内面側から加工する
ことによシ達成し得る。
を流れ孔内面での冷却と、通流孔１４ 、１５より噴出
した気体が溝１２ 、１３の高温ガス側の壁面に衝突す
ることによシ溝内に乱流が発生し、一般的な対流伝熱の
数倍の熱交換が行なわれその後溝開口部から翼外に噴出
する。これにより翼前線部の主流ガス側の熱伝達が高い
領域でも翼金属温度を健全な温度まで冷却することがで
きる。又、前縁部溝内面に小径の通流孔を溝壁面に直角
に設ける事が前縁部を別個に作り翼内面側から加工する
ことによシ達成し得る。
また前縁部３１と真中後部加とに翼本体１１を２分割す
ることにより第３図で示す翼本体側に設ける孔８を、鋳
造時にセラミック中子で設けなくても機械加工、放電加
工、電解加工、レーザ加工等と設計条件に応じた高精度
の孔寸法が保持できる。
ることにより第３図で示す翼本体側に設ける孔８を、鋳
造時にセラミック中子で設けなくても機械加工、放電加
工、電解加工、レーザ加工等と設計条件に応じた高精度
の孔寸法が保持できる。
このことは主流高温ガス圧力と冷却気体供給圧力との差
が少い翼前線部において孔のような圧力損失が発生する
部分が精度良く加工できることは、所要冷却気体流量を
正確につかむことができ、冷却気体の圧力に余裕を見て
いたものを、必要最小限に押え余った圧力をスリットと
の連通孔で用い、高速のジェット気流化が計れ、有効に
翼の冷却が行なえる。
が少い翼前線部において孔のような圧力損失が発生する
部分が精度良く加工できることは、所要冷却気体流量を
正確につかむことができ、冷却気体の圧力に余裕を見て
いたものを、必要最小限に押え余った圧力をスリットと
の連通孔で用い、高速のジェット気流化が計れ、有効に
翼の冷却が行なえる。
ガスタービンの翼を強度上の要求面から検討すると本発
明による翼は翼内外面、翼外面囲りの両方向とも、翼金
属の温度勾配を小さくすることができる。又、溝１２
、１３によシ肉厚が２分割され、溝内側は溝によシ翼金
属による熱の伝導が大巾に減少することにより翼厚さ方
向の温度勾配が小さくなり、熱応力を小さく保つことが
できる。通流孔１４ 、１５の穴まわシは第１図に示し
た従来用いられている翼の吹出孔６のように直接高温ガ
スに触れる構造のものと違い、溝内に収っているので熱
応力がはるかに低い値に収めることが出来るので孔まわ
りに発生するクラックを防止できガスタービンのトラブ
ル発生を未然に防ぐことができる０翼前線部部Ｕは、図
中破線ｚ５で結んだ形状で翼に外力が作用した時の強度
部材になるため頂部２４は熱応力を考慮しておけば良く
、頂部は他の所より温度勾配が少し強いが、頂部の両側
翼面が溝により分離しているだめ端部が固定条件でない
ので熱応力は低い値に十分収る範囲であるっ しかしガスタービンの起動、停止や負荷変動等の時に熱
応力が非定常に発生することもあるので溝の奥部渓、２
７にはコーナーを曲面にし応力の集中を防止し、クラッ
クが発生しにくい構造として 、）も良い。
明による翼は翼内外面、翼外面囲りの両方向とも、翼金
属の温度勾配を小さくすることができる。又、溝１２
、１３によシ肉厚が２分割され、溝内側は溝によシ翼金
属による熱の伝導が大巾に減少することにより翼厚さ方
向の温度勾配が小さくなり、熱応力を小さく保つことが
できる。通流孔１４ 、１５の穴まわシは第１図に示し
た従来用いられている翼の吹出孔６のように直接高温ガ
スに触れる構造のものと違い、溝内に収っているので熱
応力がはるかに低い値に収めることが出来るので孔まわ
りに発生するクラックを防止できガスタービンのトラブ
ル発生を未然に防ぐことができる０翼前線部部Ｕは、図
中破線ｚ５で結んだ形状で翼に外力が作用した時の強度
部材になるため頂部２４は熱応力を考慮しておけば良く
、頂部は他の所より温度勾配が少し強いが、頂部の両側
翼面が溝により分離しているだめ端部が固定条件でない
ので熱応力は低い値に十分収る範囲であるっ しかしガスタービンの起動、停止や負荷変動等の時に熱
応力が非定常に発生することもあるので溝の奥部渓、２
７にはコーナーを曲面にし応力の集中を防止し、クラッ
クが発生しにくい構造として 、）も良い。
第４図は本発明の他の実施例を示すもので冷却気体の圧
力と主流高温ガスとの圧力差が大きい場 、合に用い
ると効果的な実施例を示したものである。
力と主流高温ガスとの圧力差が大きい場 、合に用い
ると効果的な実施例を示したものである。
図中２２は前縁部内面に沿わせた板で、この板ｎにあら
かじめ多数の小孔乙を平板の時に穿設し、その後板曲げ
を行ったものを翼前縁部３１′と同時に溶接や、拡散接
合によって真中後部加′とともに一体成形しガスタービ
ンの翼本体に構成する。溝】６゜１７の２列を付加し４
列としスリット内面への連通孔も１８ 、１９ 、２０
、２１を増設したものである。前線頂部側の溝１２’
、 １３’は千鳥配置の複列構成の連通子りを持って
いる０ さらに他の実施例を第５図に示す２、これは／Ｊ％孔乙
が穿設された板四を溶接や拡散接合によシ前縁部３１′
と真中後部３０′の中間に設けた構造の翼で板かの曲げ
加工工程を省略した構造で冷却性能の低下を最少限に押
えだものである。
かじめ多数の小孔乙を平板の時に穿設し、その後板曲げ
を行ったものを翼前縁部３１′と同時に溶接や、拡散接
合によって真中後部加′とともに一体成形しガスタービ
ンの翼本体に構成する。溝】６゜１７の２列を付加し４
列としスリット内面への連通孔も１８ 、１９ 、２０
、２１を増設したものである。前線頂部側の溝１２’
、 １３’は千鳥配置の複列構成の連通子りを持って
いる０ さらに他の実施例を第５図に示す２、これは／Ｊ％孔乙
が穿設された板四を溶接や拡散接合によシ前縁部３１′
と真中後部３０′の中間に設けた構造の翼で板かの曲げ
加工工程を省略した構造で冷却性能の低下を最少限に押
えだものである。
第１図はガスタービン翼の斜視図、第２図は本発明に係
るガスタービン翼の斜視図、第３図は第２図の要部を拡
大して示す断面図、第４図、第５図は本発明の他の実施
例の要部を拡大して示す断面図である。 ２・・・前縁部気体流路、 ８一孔、１２ 、１３・
・・溝、 １４ 、１５・・・通流孔。 代理人 弁理士 則 近 息 佑 （ほか１名） 第 １ 図 第 ２ ′＠ 第３図
るガスタービン翼の斜視図、第３図は第２図の要部を拡
大して示す断面図、第４図、第５図は本発明の他の実施
例の要部を拡大して示す断面図である。 ２・・・前縁部気体流路、 ８一孔、１２ 、１３・
・・溝、 １４ 、１５・・・通流孔。 代理人 弁理士 則 近 息 佑 （ほか１名） 第 １ 図 第 ２ ′＠ 第３図
Claims (1)
- 翼内部の冷却気体流路に冷却気体を通流させ、翼表面に
設けた開口部から吹き出すガスタービン翼において、翼
前線部表面に高温ガス流にほぼ直交する方向に開口部を
有し、かつ翼表面に所定角度を設けて削設された溝と、
この溝の壁面にほぼ・直角に穿設された前記冷却気体流
路と連通ずる冷却気体の通流孔とを具備して成ることを
特徴とするガスタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7381483A JPS59200001A (ja) | 1983-04-28 | 1983-04-28 | ガスタ−ビン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7381483A JPS59200001A (ja) | 1983-04-28 | 1983-04-28 | ガスタ−ビン翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59200001A true JPS59200001A (ja) | 1984-11-13 |
Family
ID=13528997
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7381483A Pending JPS59200001A (ja) | 1983-04-28 | 1983-04-28 | ガスタ−ビン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59200001A (ja) |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0228337A2 (en) * | 1985-12-23 | 1987-07-08 | United Technologies Corporation | Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil |
| EP0475658A1 (en) * | 1990-09-06 | 1992-03-18 | General Electric Company | Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs |
| EP0534586A1 (en) * | 1991-08-29 | 1993-03-31 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
| EP0541207A1 (en) * | 1991-11-04 | 1993-05-12 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
| US5259730A (en) * | 1991-11-04 | 1993-11-09 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
| US5486093A (en) * | 1993-09-08 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Leading edge cooling of turbine airfoils |
| EP1508399A1 (de) * | 2003-08-22 | 2005-02-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Verhinderung der Rissausbreitung in der Schaufel einer Strömungsmaschine |
| JP2006527806A (ja) * | 2003-06-18 | 2006-12-07 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 翼およびガスタービン |
| CN104204412A (zh) * | 2012-03-22 | 2014-12-10 | 阿尔斯通技术有限公司 | 涡轮叶片 |
| JP2015525844A (ja) * | 2012-07-03 | 2015-09-07 | ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー | ガスタービンエンジン用支持構造 |
| EP3323997A1 (en) * | 2016-11-17 | 2018-05-23 | United Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| JP2018091327A (ja) * | 2016-11-17 | 2018-06-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 二重インピンジメントスロットキャップアセンブリ |
| DE102020202164B4 (de) | 2019-02-22 | 2022-10-13 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Turbinenschaufelblatt, sowie turbine und gasturbine mit demselben |
-
1983
- 1983-04-28 JP JP7381483A patent/JPS59200001A/ja active Pending
Cited By (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0228337A2 (en) * | 1985-12-23 | 1987-07-08 | United Technologies Corporation | Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil |
| EP0475658A1 (en) * | 1990-09-06 | 1992-03-18 | General Electric Company | Turbine blade airfoil with serial impingement cooling through internal cavity-forming ribs |
| EP0534586A1 (en) * | 1991-08-29 | 1993-03-31 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
| US5203873A (en) * | 1991-08-29 | 1993-04-20 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
| EP0541207A1 (en) * | 1991-11-04 | 1993-05-12 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
| US5259730A (en) * | 1991-11-04 | 1993-11-09 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
| US5486093A (en) * | 1993-09-08 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Leading edge cooling of turbine airfoils |
| JP2006527806A (ja) * | 2003-06-18 | 2006-12-07 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 翼およびガスタービン |
| EP1508399A1 (de) * | 2003-08-22 | 2005-02-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Verhinderung der Rissausbreitung in der Schaufel einer Strömungsmaschine |
| CN104204412A (zh) * | 2012-03-22 | 2014-12-10 | 阿尔斯通技术有限公司 | 涡轮叶片 |
| US9932836B2 (en) | 2012-03-22 | 2018-04-03 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Turbine blade |
| JP2015525844A (ja) * | 2012-07-03 | 2015-09-07 | ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー | ガスタービンエンジン用支持構造 |
| EP3323997A1 (en) * | 2016-11-17 | 2018-05-23 | United Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| JP2018091327A (ja) * | 2016-11-17 | 2018-06-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 二重インピンジメントスロットキャップアセンブリ |
| US10677079B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| DE102020202164B4 (de) | 2019-02-22 | 2022-10-13 | Doosan Enerbility Co., Ltd. | Turbinenschaufelblatt, sowie turbine und gasturbine mit demselben |
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