냉각 홀을 갖는 가스 터빈 노즐 및 터빈

가스 터빈용 노즐부는 내부 플랫폼(23) 및 외부 플랫폼(25)뿐만 아니라 내부 플랫폼(23)과 외부 플랫폼(25) 사이에 배열된 복수의 에어포일(27, 29)을 포함한다. 상기 고온 가스 유동 통로(31)와 대면하는 내부 플랫폼의 표면 또는 외부 플랫폼의 표면 상에 적어도 하나의 내부 플랫폼 필름 냉각 홀을 포함하는 플랫폼 필름 냉각 홀(37)의 세트가 제공된다. 각각의 에어포일(29)의 압력측으로부터 플랫폼 필름 냉각 홀(37)의 접선 방향으로의 거리(Δγhole)와 플랫폼 필름 냉각홀(37)에서의 고온 가스 유동 통로(31)의 접선 방향으로의 폭(Δγ)의 비는 0 내지 0.5에 포함된다. The nozzle segment for a gas turbine comprises an inner platform (23) and an outer platform (25) as well as a plurality of airfoils (27, 29) arranged between the inner platform (23) and the outer platform (25). A set of platform film cooling holes (37) are provided, including at least one inner platform film cooling hole on a surface of the inner platform or on a surface of the outer platform facing said hot gas flow passage (31). A ratio between a distance (Δγhole) in tangential direction of the platform film cooling hole (37) from the pressure side of the respective airfoil (29) and a width (Δγ) of the hot gas flow passage (31) in tangential direction at the platform film cooling hole (37) is comprised between 0 and 0.5.