本発明は、アブレイシブウォータージェットによる切断ステップを含む一体型羽根付きディスクの製造プロセスに関し、前記アブレイシブウォータージェットによる切断ステップは、
加工機の噴出ヘッド（１１６）をブロックの第１の面（１１０ａ）に向けてブロックの厚さを貫通する一片（１１４ａ）の連続切断であって、ブロックの第１の面の反対側の第２の面（１１０ｂ）とアブレイシブウォータージェットによって切断された前記ブロックの表面との合流線（１２１ａ）を形成する連続切断と、その後に、
前記噴出ヘッドをブロックの第２の面（１１０ｂ）に向けてブロックの厚さの一部にわたって延在し、かつ前記合流線の少なくとも一部を含む一片（１１４ｂ、１１４ｃ）の少なくとも１つの精密切断と
を含む。
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本発明は、軸線（Ａ）に実質的に直角な第１の平面と、第１の平面に実質的に平行な、かつ第１の平面に関して軸線方向にオフセットされている第２の平面との間で軸線（Ａ）を中心に延在するプレストレス導入装置（１０）に関する。装置は、第１の平面内に延在する第１の環状本体（１３）と、第１のシリーズの少なくとも３つのタブ（１５）とを含み、そのそれぞれは、第１の本体に接続され、本質的に半径方向に延在し、第１のシリーズのタブのそれぞれは、第２の平面内に延在する平坦な表面（１７）を含む。この構成により、プレストレスを受ける要素の部品の間の面接触が確保される。装置は、特に、ロータに、および特にタービンエンジン用のアンダクテッドプロペラのロータに使用され得る。
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本発明は、全体がディスクの形状の材料ブロック（１００）をアブレイシブウォータージェットによる切断ステップで、羽根間の空間の位置でブロックから材料を除去してハブから半径方向に延在する羽根プリフォームを形成するために行われる切断ステップを含む一体型羽根付きディスクの製造プロセスに関する。アブレイシブウォータージェットによる切断ステップは、それぞれの羽根間の空間を形成するために、
ブロック（１００）の厚さを貫通する一片（１１４ａ）の第１の３軸切断であって、前記切断片が重力で自動的にブロック（１００）から抜け落ちるように行われる第１の３軸切断と、その後に、
少なくとも１つの精密切断と
を含む。
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本発明は、電子導電性材料からなる基板と、基材表面の少なくとも一部を覆うコーティングであって、セラミックコーティング層を備えたコーティングとを備えた部品に関する。特徴的な方式において、前記コーティング層は酸化セリウムをベースとして、前記コーティング層は酸素空孔を１×１０^１７／ｃｍ^３以上の濃度で示す。本発明は、特に航空機分野での高温用途のための部品に適用できる。 （もっと読む）

本発明は、航空機ターボ機械の圧縮機またはタービンステータに使用されるように設計される翼付きリングセクタ（２０）のための、複数の基本セクタ（３０）と、それらのうちのそれぞれがこれと関連する２つの基本セクタの間に挿入される制振シム（３４）とを備える外側シェルセクタ（２８）を形成する組立体に関する。
本発明によれば、各制振シム（３４）の輪郭は、基本セクタ（３０）の輪郭とほぼ同じである。
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本発明は、基板の構造の少なくとも一部を被覆するセラミックコーティング層を備えた熱障壁を製造する方法に関し、セラミックコーティング層は少なくとも１個の陰極（２６）と少なくとも１個の陽極（２８）との間のカソード電着工程のみによって基板上に成膜され、基板は電子導電性材料で形成されており、陰極を構成している。特徴的な方式において、電着工程によって適用されるコーティング層がランタニドの、イットリウムの、ジルコニウムのおよびハフニウムの酸化物からなる群から選択される少なくとも１つの酸化物を含むように、電解質（２４）はランタニドの、イットリウムの、ジルコニウムのおよびハフニウムの塩からなる群から選択された少なくとも１つの塩を含み、この方法はセラミックコーティング層を４００℃から２０００℃の範囲にある温度にて少なくとも１０分の期間にわたって熱処置する段階も含む。
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【解決手段】 極低温推進剤ロケットエンジンは、少なくとも第１液体推進剤用の第１タンク（７０）と、第２液体推進剤用の第２タンク（８０）と、不活性流体用の第３タンク（６０）と、燃焼室（４１）、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室（４１）に噴射するための装置（４４、４５）、ノズルスロート（４２）、並びに末広部分（４３）を含む軸対称ノズル（４０）とを有し、また、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクトを含み且つノズルの外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されるヒータ装置（１２０）を含む。 （もっと読む）

【解決手段】 極低温推進剤ロケットエンジンは、少なくとも第１液体推進剤用の第１タンク（７０）と、第２液体推進剤用の第２タンク（８０）と、不活性流体用の第３タンク（６０）と、燃焼室（４１）、第１液体推進剤及び第２液体推進剤を燃焼室（４１）に噴射するための装置（４４、４５）、ノズルスロート（４２）、並びに末広部分（４３）を含む軸対称ノズル（４０）と、を有し、また、ロケットエンジンの運転中に放出される熱放射のエネルギーを回収するために、及び上記不活性流体を加熱するために、上記不活性流体を移送するための少なくとも１つのダクトを含み且つノズル（４０）の外側に、そのすぐ近くで接触することなく配置されたヒータ装置（２０）を含む。 （もっと読む）

デオイラ（４’）は、ベントシャフト（１）に取り付けられるハブ（５）と、カバーを固定する２つのストップ面（３、１４）の間でハブ（５）に取り付けられるカバー（８’）とを備え、その結果カバーを溶接し、またはカバーをボルトで締める必要を回避する。
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【解決手段】 本発明は、ガスの噴射部(11)の下流にある首部(15)と、この首部の下流にあり、その壁部(30)の外側面が、動作中に、極低温製品を用い且つこの外側面を囲んでいる冷却システムにより冷却される拡散部とを有する燃焼チャンバー(10)に関する。この拡散部(20)は、その壁部(30)の内側面(32)に、温度補償部として機能するコーティング(40)を備え、これによりこのコーティング(40)の内側面の温度が、動作条件の下でこの内側面(42)上の燃焼ガスの凝縮温度より高くなり、その結果、凝縮が内側面(42)で生じないようになっている。 （もっと読む）