JP2007154899A

JP2007154899A - タービンエンジンノズルアセンブリ及びタービンエンジン

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Publication number: JP2007154899A
Application number: JP2006332424A
Authority: JP
Inventors: Ching-Pang Lee; チン−パン・リー; Joseph M Guentert; ジョセフ・エム・グエンタート; Wenfeng Lu; ウェンフェン・ル; Mitchell E Iles; ミッチェル・イー・イルズ; Douglas M Fortuna; ダグラス・マーティ・フォーチュナ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2005-12-08
Filing date: 2006-12-08
Publication date: 2007-06-21
Also published as: CN101033858A; US20070134090A1; EP1795712A2; CA2570631A1; US20070134087A1; EP1795712A3

Abstract

【課題】タービンエンジン組立て方法および装置を提供する
【解決手段】タービンエンジンノズルアセンブリ（５０）は、先縁部（７０）、後縁部（７４）、及びその間に延びる本体（７８）を備える外側バンド（５４）と、先縁部（７２）、後縁部（７６）、及びその間に延びる本体（７８）を備える内側バンド（５６）と、外側及び内側バンドの間に延びており、先縁部（６４）及び後縁部（６６）で互いに連結された第１の側壁（６０）及び第２の側壁（６２）を備えた静翼（５２）であって、静翼の先縁部（６４）は内側及び外側バンドの先縁部の下流側に位置決めされている静翼（５２）とを備えている。タービンエンジンノズルアセンブリ（５０）は、ノズルを燃焼器に結合し、外側バンドと燃焼器の間に結合された第１の環状リング（２９０）、及び内側バンドと燃焼器の間に結合された第２の環状リング（２９１）を備えた保持システムを備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、概してタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンを組み立てる方法および装置に関する。

既知のガスタービンエンジンとしては、タービンに向かってタービンノズルアセンブリを通して案内される空燃混合気を点火する燃焼器が挙げられる。少なくともいくつかの既知のタービンノズルアセンブリとしては、周面に配置された複数のアーチ状ノズル部が挙げられる。少なくともいくつかの公知のタービンノズルとしては、一体形成された内側および外側バンドプラットフォームによって結合された周面に間隔を置いて配置された複数の中空エーロフォイル静翼が挙げられる。より具体的には、内側バンドは径方向内側の流路境界の一部を形成し、外側バンドは径方向外側の流路境界の一部を形成する。

既知のエンジンアセンブリ内では、タービンノズルと燃焼器の後端部の間に画定されたインターフェースは、魚口シールとして知られている。より具体的には、このようなエンジンアセンブリ内では、タービンノズルの外側および内側バンドプラットフォームの先縁部は全体的に、その間に延びる各エーロフォイル静翼の先縁部に対して軸方向に位置合わせされている。したがって、このようなエンジンアセンブリ内では、燃焼器から排出される熱い燃焼ガスがノズル静翼の先縁部に近づくと、圧力または先頭波は、静翼の先縁部停滞から反射し、ノズルアセンブリから上流側に一定の距離だけ伝播して、バンドの先縁部にわたって周面圧力変化、および不均一なガス圧力分布を引き起こす。圧力変化は、局所化されたノズル酸化および／または局所化された高温ガス圧入を引き起こすことがあり、それぞれエンジン効率を低くする可能性がある。さらに、このような圧力変化は、静翼の残りと比べて高い温度で静翼の先縁部を作動させることができる。

一形態では、燃焼器を備えたタービンエンジンで使用するタービンエンジンノズルアセンブリが提供される。エンジンノズルアセンブリは、外側バンド、内側バンド、外側バンドと内側バンドの間に延びる少なくとも１つの静翼と、保持システムとを備えている。外側バンドは、先縁部と、後縁部と、その間に延びる本体とを備えている。内側バンドは、先縁部と、後縁部と、その間に延びる本体とを備えている。静翼は、先縁部および後縁部で互いに連結された第１の側壁および第２の側壁を備えている。静翼の先縁部は、内側および外側バンドの先縁部の下流側に位置決めされている。保持システムは、ノズルを燃焼器に結合するように構成されている。保持システムは、外側バンドと燃焼器の間に結合された第１の環状リングと、内側バンドと燃焼器の間に結合された第２の環状リングとを備えている。

別の態様では、ガスタービンエンジンが提供される。エンジンは、燃焼器と、燃焼器の下流側にあり、これと流連通しているタービンノズルアセンブリとを備えている。ノズルアセンブリは、外側バンドと、内側バンドと、外側バンドと内側バンドの間に延びている少なくとも１つの静翼とを備えている。少なくとも１つの静翼は、先縁部および後縁部で互いに連結された第１の側壁および第２の側壁を備えている。保持システムは、ノズルアセンブリを燃焼器に結合させるように構成されている。保持システムは、外側バンドと燃焼器の間に結合された第１の環状リングと、内側バンドと燃焼器の間に結合された第２の環状リングとを備えている。

さらに、ガスタービンエンジンを組み立てる方法が開示される。この方法は、内側バンド、外側バンド、および内側バンドと外側バンドの間に延びる少なくとも１つの静翼を備えたタービンノズルを提供する段階と、タービンノズルが燃焼器の下流側にあるようにタービンノズルをガスタービンエンジン内に結合させる段階と、少なくとも第１の環状リングを使用してタービンノズルを燃焼器に結合させる段階とを含み、第１の環状リングは、タービンノズルと燃焼器の間に画定された間隙を実質的に密封する。

図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、および燃焼器１６を備えた例示的なガスタービンエンジン１０の略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８および低圧タービン２０を備えている。圧縮機１２およびタービン２０は第１のシャフトによって結合されており、圧縮機１４およびタービン１８は第２のシャフト２２によって結合されている。一実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州ＣｉｎｃｉｎｎａｔｉのＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＡｉｒｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｓから市販されているＬＭ２５００エンジンである。別の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州ＣｉｎｃｉｎｎａｔｉのＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＡｉｒｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｓから市販されているＣＦＭエンジンである。

操作中、空気は圧縮空気を低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給する低圧圧縮機１２を通して流れる。高圧縮空気は燃焼器１６に運ばれる。燃焼器１６からの空気流は、排気ノズル２４を通してガスタービンエンジン１０から出る前に、タービン１８、２０を駆動するようにタービンノズル（図１には図示せず）を通して案内される。

図２は、タービンエンジン１０（図１に示す）などのガスタービンエンジンで使用することができる例示的なタービンノズル５０の側面図である。図３は、タービンノズル５０の斜視図である。例示的な実施形態では、ノズル５０はガスタービンエンジン内にノズルアセンブリ（図示せず）を形成するように周面に位置決めされた複数の部分の１つである。ノズル５０は、アーチ状の径方向外側バンドまたはプラットフォーム５４と、アーチ状の径方向内側バンドまたはプラットフォーム５６の間に延びる少なくとも１つのエーロフォイル静翼５２を備えている。より具体的には、例示的な実施形態では、外側バンド５４および内側バンド５６はそれぞれ、エーロフォイル静翼５２と一体形成されている。

静翼５２は、冷却キャビティ６８が側壁６０と６２の間で画定されるように、先縁部６４および弦方向に間隔を置いて配置された後縁部６６で連結された圧力側の側壁６０および吸引側の側壁６２を備えている。静翼の側壁６０、６２はそれぞれ、バンド５４と５６の間に径方向に延びており、例示的な実施形態では、側壁６０はほぼ凹状をしており、側壁６２はほぼ凸状をしている。

外側バンド５４および内側バンド５６はそれぞれ、先縁部７０、７２と、後縁部７４、７６と、その間に延びるプラットフォーム本体７８、８０とを備えている。（複数の）エーロフォイル静翼５２は、外側および内側バンドの先縁部７０、７２がそれぞれエーロフォイル静翼の先縁部６４から距離ｄだけ上流側にあるように向いている。距離ｄは、先縁部７０、７２が静翼の先縁部６４の上流側にあることを保証し、以下により詳細に説明するように、バンド５４、５６が静翼の先縁部６４に沿った熱いガス射出を防ぐのを助長するように可変に選択されている。

例示的な実施形態では、内側バンド５６はそこから径方向内側に延びる後部フランジ９０を備えている。より具体的には、フランジ９０はバンド５６の径方向内側表面９２に対してバンド５６から径方向内側に延びている。内側バンド５６はまた、そこから径方向内側に延びる前フランジ９４を備えている。前フランジ９４は、内側バンドの先縁部７２と後部フランジ９０の間に位置決めされており、バンド５６から径方向内側に延びている。例示的な実施形態では、前フランジ９４の上流側１００は、フランジ９４の径方向最外表面１０２と径方向内側表面９２の間でほぼ平面である。さらに、例示的な実施形態では、フランジ９４の下流側１０６はショルダ１０８を備えており、それによってフランジの下流側１０６はフランジの表面１０２からショルダ１０８まで、およびショルダ１０８から径方向内側表面９２までほぼ平面である。

内側バンド５６はまた、そこから径方向内側に延びる周面に間隔を置いて配置された複数の径方向タブ１１０を備えている。より具体的には、例示的な実施形態では、径方向タブ１１０の数は静翼５２の数と同じである。例示的な実施形態では、各タブ１１０はそれぞれ、ほぼ平行な上流側および下流側表面１２０、１２２を備えている。径方向タブ１１０は、保持経路１３０が径方向タブ１１０と前フランジ９４の間で画定されるように、前フランジ９４から距離ｄ_２だけ下流側に間隔を置いて配置されている。

例示的な実施形態では、外側バンド５４は、そこからほぼ径方向外側に延びる後部フランジ１４０を備えている。より具体的には、フランジ１４０は、バンド５４の径方向外側表面１４２に対してバンド５４から径方向外側に延びている。外側バンド５４はまた、そこから径方向外側に延びる前フランジ１４４を備えている。前フランジ１４４は、外側バンドの先縁部７０と後部フランジ１４０の間に位置決めされており、バンド５４から径方向内側に延びている。例示的な実施形態では、前フランジ１４４の上流側１４６は、フランジ１４４の径方向最外表面１４７と径方向外側表面１４２の間でほぼ平面である。さらに、例示的な実施形態では、フランジ１４４の下流側１４８はショルダ１５０を備えており、それによってフランジの下流側１４８はフランジの表面１４７からショルダ１５０まで、およびショルダ１５０から径方向外側表面１４２までほぼ平面である。

外側バンド５４はまた、そこから径方向外側に延びる周面に間隔を置いて配置された複数の径方向タブ１６０を備えている。さらに具体的には、例示的な実施形態では、径方向タブ１６０の数は静翼５２の数と同じである。例示的な実施形態では、各タブ１６０はそれぞれ、ほぼ平行な上流側および下流側表面１６２、１６４を備えている。径方向タブ１６０は、保持経路１６６が径方向タブ１６０と前フランジ１４４の間に画定されるように、前フランジ１４４の下流側に距離ｄ_３だけ間隔を置いて配置されている。例示的な実施形態では、経路１６６は経路１３０とほぼ同じ寸法である。

タービンノズル５０はまた、複数の先縁部フィレット１７０を備えている。フィレット１７０は全体的に、既知のタービンノズルで使用されるフィレットより大きく、各静翼の先縁部６４の先端領域１８０内で外側プラットフォーム５４と静翼５２の間に、および各静翼の先縁部６４のハブ領域１８２内で内側プラットフォーム５６と静翼５２の間に延びている。より具体的には、先端領域１８０内では、フィレット１７０は静翼の先縁部６４から外側プラットフォーム５４の径方向内側表面１８４にわたって外側バンドの先縁部７０に向かってブレンドされている。さらに、ハブ領域１８２内では、フィレット１７０は静翼の先縁部６４から内側プラットフォーム５６の径方向外側表面１８６にわたって内側バンドの先縁部７２に向かってブレンドされている。したがって、ノズル静翼の先縁部６４は、フィレット１７０がそれによって流れ通過を促進するように、ハブ領域１８２および先端領域１８０の両方の中で拡大される。

例示的な実施形態では、フィレット１７０は、フィレット１７０を通して延び、静翼５２上を流れる境界流れ内に冷却空気を内側に排出するように構成された複数の冷却開口１９０で形成されている。より具体的には、各冷却開口１９０は静翼５２のピッチラインを向いており、開口１９０が境界層内の流れモーメントを付勢するのが促進され、先縁部６４の上流側の馬蹄形渦流の形成が減少するように促進される。馬蹄形渦流の形成の減少により、空気力学的効率の改善が促進される。さらに、複数の冷却開口１９０はまた、静翼５２の表面加熱を少なくし、実用温度を低くするように促進する。

作動中、それぞれ静翼の先縁部６４に対する内側バンド５６および外側バンド５４の位置により、静翼の先縁部６４に沿った熱いガス射出の減少が促進される。むしろ、拡大フィレット１７０および冷却孔１９０の組合せにより、流れを加速し、境界層内の流れモーメントを付勢することが促進され、それによって馬蹄形渦流の形成が減少するように促進される。その結果、空気力学的効率が良くなるように促進され、ノズルエーロフォイル静翼５２の実用温度が低くなるように促進される。したがって、タービンノズル５０の耐用年数が長くなるように促進される。

図４は、タービンノズル５０（図２および３に示す）で使用することができる例示的なリテーナ２００の拡大側面図である。例示的な実施形態では、リテーナ２００はばねクリップとして知られており、以下により詳細に示すような密封配置で燃焼器１６の後端部へのノズル５０の結合を促進するように構成されている。リテーナ２００は、１対の対向する端部２０２、２０４と、その間に延びる本体２０６とを備えている。例示的な実施形態では、本体２０６は、挿入部２１０と、挿入部２１０から一体的に延びる保持部２１２とを備えている。

挿入部２１０はほぼＵ字型をしており、端部２０４から挿入部２１０まで延びており、保持部２１２は挿入部２１０から端部２０４まで延びている。したがって、挿入部２１０はアーチ状部２１８によって連結された１対の対向脚部２１４、２１６を備えている。例示的な実施形態では、部分２１８はほぼ半円形である。アーチ状部２１８は、経路１６６または経路１３０の幅、すなわち距離ｄ_２より狭い、各脚部２１４、２１６の外側表面２２０、２２２に対して測定された、リテーナ２００の幅ｗを脚部２１４、２１６が画定することができるような寸法をしている半径ｒを有する。したがって、挿入部２１０は保持経路１６６、１３０内に挿入されるような寸法をしている。

保持部２１２は、脚部２１６から頂点２３２まで斜め外側に向かって延びる第１の脚部２３０と、頂点２３２から脚部２１４に向かって斜めに延びる第２の脚部２３３とを備えている。したがって、頂点２３２の先端２３６は脚部の外側表面２２２からの距離ｄ_Ｔである。

例示的な実施形態では、リテーナ２００は変形に耐える弾力性材料から作られている。代替実施形態では、リテーナ２００は形状記憶材料から作られている。別の代替実施形態では、リテーナ２００は本明細書に説明するようにリテーナ２００を機能させることができる任意の材料で作られている。

図５は、リテーナ２００を使用して燃焼器１６に結合されたタービンノズル５０の側面図である。燃焼器１６は、それぞれ環状の径方向内側および径方向外側支持部材２４４、２４６によって形成された燃焼区域２４０と、燃焼器ライナ２５０とを備えている。燃焼器ライナ２５０は、外側および内側支持部材を燃焼区域２４０内で発生した熱から遮断する。より具体的には、燃焼器１６は環状内側ライナ２５６と環状外側ライナ２５８とを備えている。ライナ２５６、２５８は、燃焼区域２４０がドームアセンブリ（図示せず）からタービンノズル５０まで下流側に延びるように、燃焼区域２４０を画定する。外側および内側ライナ２５８、２５６はそれぞれ、一連の段階２６２を有する複数の別個のパネル２６０を備えており、それぞれ燃焼器ライナ２５０の別個の部分を形成する。

各ライナ２５６、２５８はまた、環状支持フランジまたは後部フランジ２７０、２７２をそれぞれ備えている。より具体的には、各支持フランジ２７０、２７２は、それぞれのライナ２５６、２５８の後端部２７４、２７６を支持部材２４４、２４６に結合させる。より具体的には、各支持フランジ２７０、２７２の各支持部材２４４、２４６への結合により、環状間隙または魚口開口２７８が形成される。

各支持フランジ２７０、２７２は、径方向部２８０および円錐形基準領域２８２を備えている。各径方向部２８０は、ノズル５０に向けた冷却空気の排出を促進するように、そこを通して延びる複数の優先的な冷却開口またはジェット２８４を備えて形成されている。ジェット２８４から排出された空気により、静翼の先縁部６４の上流側の馬蹄形渦流の形成の減少が促進され、したがってノズル５０の空気力学的効率の改善が促進される。各円錐形基準領域２８２は外側に一体的に各径方向部２８０の上流側に延びており、それによって円錐形基準領域２８２は各魚口開口２７８の径方向内側部２８６を画定する。各魚口開口２７８の径方向外側部２８８は、各支持部材２４４または２４６によって画定される。魚口開口２７８は、燃焼器１６とノズル５０の間で１対の環状リングインターフェース２９０、２９１を結合させるのに使用される。

例示的な実施形態では、インターフェース２９０、２９１はほぼ同様であり、それぞれほぼＬ字形の断面輪郭をしており、上流側縁部２９２と、下流側縁部２９４と、その間に延びる本体２９６とを備えている。本体２９６は、径方向内側表面２９８および反対側の径方向外側表面３００を備えている。例示的な実施形態では、インターフェースの上流側縁部２９２は魚口開口２７８内にしっかり結合され、インターフェースの下流側縁部２９４は保持経路１６６内に挿入され、それによって経路１６６内の本体の内側表面２９８の一部は、ショルダ１５０とフランジ表面１４７の間に延びるノズルの前フランジ１４４のほぼ平面部に対して位置決めされている。同様に、内側バンド５６に沿って、インターフェース２９１の下流側縁部２９４は保持経路１３０内に挿入されており、それによって経路１３０内の本体の内側表面２９８の一部は、ショルダ１０８とフランジ表面１０２の間に延びるノズルの前フランジ９４のほぼ平面部に対して位置決めされている。

インターフェース２９０、２９１はそれぞれ経路１６６、１３０内に位置決めされた後、リテーナ２００は各保持経路１６６、１３０内に挿入されており、それによって脚部の外側表面２２０はそれぞれの径方向タブ１６０、１１０に対して位置決めされている。より具体的には、経路１６６、１３０内に完全に挿入されると、各リテーナ頂点２３２は、インターフェース２９０、２９１に対して付勢され、これらに接触する。特に、各リテーナ２００は各インターフェースの径方向外側表面３００に対して接触して位置決めされ、それによってインターフェースの径方向内側表面２９８はそれぞれのノズルの前フランジ９４、１４４に対して各経路１３０、１６６内に密封接触して付勢される。代替実施形態では、リテーナ２００はインターフェース２９０、２９１をフランジ９４、１４４に対して結合させるようには使用されず、むしろ、これに限らないが、径方向タブ１１０および／または１６６を通してファスナを挿入させる、またはフランジ９４、１４４に対して径方向タブ１１０、１１６を曲げるなどの、インターフェース２９０および／または２９１をフランジ９４、１４４に対して密封接触させて固定する他の適切な手段を使用することができる。

エンジンを完全に組み立てる場合、インターフェース２９０、２９１は燃焼器１６に構造的支持体を提供し、燃焼器１６とノズル５０の間の密封を促進する。したがって、機械的可撓性密封配置が提供され、燃焼器１６の後端部に構造的安定性および支持を提供する。さらに、燃焼器１６とノズル５０の間のインターフェースリング２９０、２９１のアセンブリは普通、他のガスタービンエンジンで使用される既知の密封インターフェースのアセンブリより労力密度が小さく、時間もかからない。

各実施形態では、上記タービンノズルはそれぞれ静翼の先縁部から一定の距離だけ上流側に延びる内側バンドおよび外側バンドを備えており、静翼の先縁部に沿った熱いガス射出を少なくするように促進される。さらに、各内側および外側バンドは静翼の先縁部の上流側に延びているので、各バンドは既知のタービンノズルと比べて大きなフィレットを収納する。内側および外側バンド、燃焼器の支持フランジを通して延びるインピンジメントジェット、およびフィレットを通して延びる冷却開口の組合せにより、ノズルの静翼の実用温度を低くし、各静翼の先縁部の上流側の馬蹄形渦流の形成を少なくし、ノズルの空気力学的効率の改善を促進する。さらに、燃焼器とタービンノズルの間に延びるインターフェースリングは、タービンノズルを備えた密封配置で付勢されながら燃焼器に構造的支持体を提供する。その結果、タービンノズルの耐用年数は、信頼性があり費用効率が良いように延長されるように助長される。

タービンノズルの例示的な実施形態を上で詳細に説明した。インターフェースリング、フィレット、および冷却開口およびジェットは、本明細書に記載した特定のノズルの実施形態での使用に限らず、むしろ、このような構成部品は本明細書に記載した他のタービンノズル構成部品とは独立して別個に利用することができる。さらに、本発明は上で詳細に説明したノズルアセンブリの実施形態に限るものではない。むしろ、ノズルアセンブリ実施形態の他の変更形態を、特許請求の範囲の精神および範囲内で利用することができる。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明したが、当業者は本発明を特許請求の範囲の精神および範囲内で変更して実施することができることが分かるだろう。

例示的なガスタービンエンジンの略図である。図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる例示的なタービンノズルの側面図である。図２に示すタービンノズルの斜視図である。図２および３に示すタービンノズルで使用することができる例示的なリテーナの拡大側面図である。図４に示すリテーナと共に図１に示すエンジンで使用することができる燃焼器に結合された、図２および３に示すタービンノズルの側面図である。

符号の説明

１０ガスタービンエンジン
１２低圧圧縮機
１４高圧圧縮機
１６燃焼器
１８高圧タービン
２０低圧タービン
２１第１のシャフト
２２第２のシャフト
２４排気ノズル
５０タービンノズル
５２静翼
５４外側バンド
５６内側バンド
６０側壁
６２側壁
６４静翼の先縁部
６６後縁部
６８冷却キャビティ
７０先縁部
７２先縁部
７４後縁部
７６後縁部
７８プラットフォーム本体
８０プラットフォーム本体
９０後部フランジ
９２径方向内側表面
９４前フランジ
１００上流側
１０２フランジ表面
１０６下流側
１０８ショルダ
１１０径方向タブ
１２０下流側表面
１２２下流側表面
１３０保持経路
１４０後部フランジ
１４２径方向外側表面
１４４前フランジ
１４６上流側
１４７径方向最外表面
１４８下流側
１５０ショルダ
１６０径方向タブ
１６２下流側表面
１６４下流側表面
１６６経路
１７０フィレット
１８０先端領域
１８２ハブ領域
１８４径方向内側表面
１８６径方向外側表面
１９０冷却開口
２００リテーナ
２０２対向端部
２０４端部
２１０挿入部
２１２保持部
２１４脚部
２１６脚部
２１８アーチ状部
２２０外側表面
２２２外側表面
２３０第１の脚部
２３２頂点
２３３第２の脚部
２３６先端
２４０燃焼区域
２４４支持部材
２４６支持部材
２５０燃焼器ライナ
２５６内側ライナ
２５８外側ライナ
２６０別個のパネル
２６２段階
２７０支持フランジ
２７２支持フランジ
２７４後端部
２７６後端部
２７８魚口開口
２８０径方向部
２８２円錐形基準領域
２８４ジェット
２８６内側部
２８８外側部
２９０インターフェース
２９１インターフェース
２９２上流側縁部
２９４下流側縁部
２９６本体
２９８内側表面
３００外側表面

Claims

燃焼器（１６）を含むタービンエンジン（１０）で使用するタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）であって、
先縁部（７０）、後縁部（７４）、およびその間に延びる本体（７８）を備える外側バンド（５４）と、
先縁部（７２）、後縁部（７６）、およびその間に延びる本体（７８）を備える内側バンド（５６）と、
前記外側および内側バンドの間に延びており、先縁部（６４）および後縁部（６６）で互いに連結された第１の側壁（６０）および第２の側壁（６２）を備えた少なくとも１つの静翼（５２）であって、前記少なくとも１つの静翼の先縁部は前記内側および外側バンドの先縁部の下流側に位置決めされている静翼（５２）と、
前記ノズルを燃焼器に結合するように構成され、前記外側バンドと燃焼器の間に結合された第１の環状リング（２９０）、および前記内側バンドと燃焼器の間に結合された第２の環状リング（２９１）を備えた保持システムとを備えたタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方が、Ｌ字形の環状本体（２９６）を備えている、請求項１記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記外側バンド（５４）および前記内側バンド（５６）の少なくとも一方がさらに、前記バンドの外側表面（１４２）からほぼ径方向外側に延びるアーチ状の前フランジ（９４）を備える、請求項１記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方が、前記バンドの前フランジ（９４）の下流側表面に対して密封接触して結合される、請求項３記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記内側バンド（５６）および前記外側バンド（５４）の少なくとも一方はさらに、前記バンドの外側表面（１４２）からほぼ径方向外側に延びる前フランジ（９４）と、前記外側バンドの前記外側表面からほぼ径方向外側に延び、保持スロットがその間に画定されるように前記前フランジの下流側に一定の距離間隔を置いて配置された保持タブ（１１０）とを備える、請求項１記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方は、前記前フランジ（９４）の下流側表面に対して密封接触して前記保持スロット内にしっかり結合されている、請求項５記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記保持システムはさらに、前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方を付勢して前記前フランジ（９４）と密封接触するように構成された付勢機構を備える、請求項５記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
前記保持システムはさらに、前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方を付勢して、前記内側バンド（５６）および前記外側バンド（５４）の少なくとも一方に接触させるように構成された付勢機構を備える、請求項１記載のタービンエンジンノズルアセンブリ（５０）。
燃焼器（１６）と、
前記燃焼器の下流側で該燃焼器に流れ連通するタービンノズルアセンブリ（５０）とを備え、前記タービンノズルアセンブリ（５０）は、外側バンド（５４）、内側バンド（５６）、前記外側バンドと内側バンドの間に延びる少なくとも１つの静翼（５２）、および先縁部フィレット（１７０）を備え、前記少なくとも１つの静翼は先縁部（６４）と後縁部（６６）で互いに連結された第１の側壁（６０）および第２の側壁（６２）を備え、
更に、前記ノズルアセンブリを前記燃焼器に結合させるように構成され、前記外側バンドと前記燃焼器の間に結合された第１の環状リング（２９０）および前記内側バンドと前記燃焼器の間に結合された第２の環状リング（２９１）を有する保持システムとを備えるガスタービンエンジン（１０）。
前記タービンノズルアセンブリの内側バンド（５６）および前記外側バンド（５４）の少なくとも一方は、前記バンドの外側表面（１４２）からほぼ径方向外側に延びた前フランジ（９４）を備え、前記第１の環状リング（２９０）および前記第２の環状リング（２９１）の少なくとも一方は前記前フランジに対して結合されている、請求項９記載のガスタービンエンジン（１０）。