【課題】前縁（４８、１４８）及び後縁（５０、１５０）において互いに結合された負圧側面（４６）と正圧側面（４４）とを含む翼形部（４２）を提供する。
【解決手段】本翼形部（４２）は、複数の第１の翼弦セクション（６２、１６２）及び複数の第２の翼弦セクション（６４、１６４）によって形成され、第１の翼弦セクションの少なくとも１つが、後縁において翼形部正圧側面から外向きに延び、また第２の翼弦セクションの少なくとも１つが、後縁において翼形部負圧側面から外向きに延びる。 （もっと読む）

ガスタービン装置（２）は第１タービン（４）と第２タービン（６）と自己点火式燃焼器（８）とを有している。その第１、第２両タービン（４、６）および燃焼器（８）は軸線（１２）を中心として回転可能な共通ロータ軸（１０）に沿って配置されている。ガスタービン装置（２）の効率を高めるために、第２タービン（６）が軸線（１２）に関して第１タービン（４）より大きな周径を有するように形成されている。これにより特に、タービン翼の大きさおよび／又は数が減少される。 （もっと読む）

被覆されたタービン動翼を製造するための方法および軸流タービンのロータ動翼輪。本発明は被覆されたタービン動翼（４０）を製造するための方法に関するものであり、これによりタービン動翼の振動数特性は所要の境界条件に特に簡単に適合させることができる。このため、タービン動翼（４０）の被覆後にタービン動翼（４０）の翼板（４２）の翼端（４８）に凹部を設けることが行われる。 （もっと読む）

【課題】軸方向に隣接する壁の隙間を介した流れの乱れによる損失を低減する。
【解決手段】翼列を有するターボ機械の壁は、翼列（１０２）における翼（１４）間の第１流路に面する第１プラットフォーム（８０）と、隣接する上流側の翼列（１０２）と下流側の翼列との間の第２流路に面し、半径位置の分布を有する周方向の輪郭を有する第２プラットフォーム（７５）と、を備える。 （もっと読む）

【課題】
本発明は、アキシャルエントリー方式を採用する第１段動翼において、従来の翼形を改良し、翼面腹側での剥離を解消し、空力的に最適な翼形プロファイルを提供することを目的とする。
【解決手段】
本発明は、翼根元断面の翼間流路幅について、出口スロート幅にて無次元化した流路幅比が、翼入口から翼出口に向けて実質的に単調に減少するように翼形プロファイルを構成するものであり、任意の翼形プロファイル部表面位置に対して法線方向に±２.０mm の範囲内にある包絡面の翼形プロファイル形状を有する動翼であって、翼形プロファイル部は、表１〜７に記載したＸ，Ｙ，Ｚのデカルト座標で表される基準輪郭を有し、Ｚは翼プロファイル部の根元からの断面高さを表す距離であり、各断面ＺにおいてＸ，Ｙで表される輪郭が、翼高さ方向に互いに滑らかに結合されて完全な翼形プロファイル部形状を形成するようにしたものである。 （もっと読む）

【課題】本発明は例えば蒸気タービンのような流体機械の翼（１）に関し、運転中に僅かな隙間損失しか生じないようにする。
【解決手段】翼（１）が、翼形部（５）に対して湾曲された翼先端（４）を有し、その曲がり（８）が、航空機で知られているウィングレット（小翼）の形を有している。 （もっと読む）

【課題】タービンブレード又は翼形部の翼幅又は翼長を増大させることにより、ブレード毎の作業出力を増大させ、発電需用の増大に対応することが要求されるタービンブレードいおいて、タービン作動中にタービンブレードが経験する低サイクル疲労に対する耐性を向上させ得ること。
【解決手段】ガスタービン翼形部１００は、根元部１１０、根元部１１０に取り付けられる独立した延長部１２０、及び根元部１１０と延長部１２０の間の間に設けられた接合部１３０を含み、接合部１３０が機械的連結及び冶金的接合２３０の少なくともいずれかを含むことを特徴とするガスタービン翼形部１００とする。 （もっと読む）

【課題】翼形部（２２）内における割れ伝播を減少させる方法を提供する。
【解決手段】本方法は、先端（３４）から間隔を置いた根元（３６）、間隔を置いた前縁及び後縁（３０、３２）、前縁（３０）から後縁（３２）まで延びる負圧側面（４０）、並びに前縁（３０）及び後縁（３２）から延びる対向する正圧側面（３８）を有する翼形部（２２）を準備する段階と、曲げ荷重に対して翼形部（２２）を支持する段階とを含む。翼形部（２２）は、バニシング要素（４２）を使用してバニシング加工されて、少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクション（６８）を形成する。少なくとも１つのバニシング加工セクション（６８）は、前縁（３０）に隣接して位置しかつ該前縁（３０）の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁（３０）から間隔を置いている。 （もっと読む）

【課題】エアフォイル先端が摩耗性ケーシングに当たり摩擦が生じた場合に、ブレードの動的応答によって発生する高いエアフォイルの半径方向負荷および振動応答の影響を削減するロータアセンブリを提供する。
【解決手段】当該エアフォイル４２は、第１側壁４４と、前縁４８および後縁５０において第１側壁に結合する第２側壁４６と、根元部分５４と、端部摩擦の間にエアフォイルに対して生じる半径方向負荷の削減を容易にする角度をなして第１および第２の側壁の間において斜めに延在する端部６０を包含する。 （もっと読む）

【課題】高温雰囲気の高いレイノルズ数におけるタービン翼の圧力損失を増大させることなく低温雰囲気の低いレイノルズ数における翼の圧力損失を低減させる。
【解決手段】相対的に高温度な高温雰囲気と相対的に低温度な低温雰囲気とに晒されるとともに、流体の流れる方向に沿って凹とされた凹曲面状の圧力面１２と、流体の流れる方向に沿って凸とされた凸曲面状の負圧面とを備える翼であって、前記低温雰囲気に晒される場合に前記負圧面に前記流体の流れに沿った凹凸部を出現させ、前記高温雰囲気に晒される場合に前記負圧面を前記凸曲面に沿う滑らかな面とする凹凸形成手段を備える。 （もっと読む）

【課題】ロータアセンブリが提供される。
【解決手段】ロータアセンブリは第１のタービンバケット（１００）を含み、第１のタービンバケットはその径方向外端部（２５４）から延びる第１の先端シュラウド（２１２）を含み、第１の先端シュラウドは第１の表面（２４４）を含み、ロータアセンブリはさらに第２のタービンバケット（１０１）を含み、第２のタービンバケットはその径方向外端部（２５５）から延びる第２の先端シュラウド（２１４）を含み、第２の先端シュラウドは第１の先端シュラウドに円周方向に隣接して配置され、第２の先端シュラウドは、第２の先端シュラウドに誘起される径方向荷重の少なくとも一部を第１の先端シュラウドに伝達し、第１の先端シュラウドに誘起される径方向荷重の少なくとも一部を第２の先端シュラウドに伝達するように構成された第２の表面（２４５）を含む。 （もっと読む）

【課題】 一体羽根ロータを製造するためのシステムを提供する。
【解決手段】 このシステムは、少なくとも１つの金属マトリックス複合材料（１８）と、連続的な半径方向外方に面する円錐面（２４）とを含むリング要素（２０）と；翼形要素（１０）であって、複数の個別翼形羽根（１２）をさらに含み、各個別翼形羽根（１２）の少なくとも一部分が少なくとも１つの金属マトリックス複合材料（１８）で強化されており、該複数の翼形羽根（１２）の各々が半径方向内方に面する羽根の円錐面（１４）をさらに含む前記翼形要素（１０）と；軸方向に付加される溶接負荷の下で該リング要素（２０）と該翼形要素（１０）とを摩擦係合して、該円錐面（１４）（２４）に沿ってそれらの間でイナーシャ溶接を実行するイナーシャ溶接手段とを含む。 （もっと読む）

【課題】流路を通って移動する固体粒子不純物からシール及び他の構成要素を遮蔽するための改良されたシステムを提供する。
【解決手段】周囲方向に互いに離間して配置された複数のノズル１２と、各々がブレードカバー２０を含む周囲方向に互いに離間して配置された複数のタービンブレード１４と、ノズル１２の後縁部及びブレードカバー２０の前縁部により規定された開口部３８とを含むタービンにおけるシールガード。シールガードは、ノズル１２の後縁部に配置され且つ開口部３８の少なくとも一部を横断するように下流側方向に延出する上流側軸方向フィン５２、又はブレードカバー２０の前縁部に配置され且つ開口部３８の少なくとも一部を横断するように上流側方向に延出する下流側軸方向フィン５８を含む。 （もっと読む）

【課題】航空機用のガスタービンエンジンに関し、ガス流境界層の中における速度勾配を低下させ、表面の抵抗を削減して、空力効率を改善する。
【解決手段】プラズマ境界層リフトシステム１１は、対向する前縁および後縁ＬＥ，ＴＥの間において翼弦方向Ｃに延在する外側表面５４を備えて翼幅方向に延在するエアフォイル３９を有する少なくとも１つのガスタービンエンジン翼形部３２と、外側表面５４に沿って翼弦方向Ｃに延在するプラズマを生成する翼弦方向に離間したプラズマ発生器２とを包含する。各々のプラズマ発生器２は、外側表面５４内において翼幅方向に延在する溝の中に配設される誘電体によって分離される内側および外側の電極を包含しても良い。エアフォイル３９は、外側壁部と、外側壁部上に取付けられるプラズマ発生器２とを有して中空であっても良い。 （もっと読む）

【課題】 本発明は、チップ側の衝撃波による効率の低下を抑制するとともに、ハブ側の境界層の肥大をさけて剥離を防ぐことのできる遷音速翼及び軸流回転機を提供することを目的とする。
【解決手段】 チップ１２４とミーン１２５及びハブ１２３の間の部分とにおける断面プロファイルをそれぞれ、スイープ方向における作動流体の流れの上流側に遷移させる。これにより、チップ１２４とミーン１２５及びハブ１２３の間の部分を突起させたＳ字形状とし、衝撃波による種々の損失を低減し、空力特性が良好な遷音速翼を形成することができる。 （もっと読む）

【課題】 表１において規定されるＸ，ＹおよびＺのデカルト座標数値に実質的に従った公称輪郭を有する製造物品である。
【解決手段】そこでは、ＸおよびＹは、滑らかな連続的円弧によって接続するとき、インチ表示の各々の距離Ｚにおいてエアフォイル輪郭断面を形成するインチ表示の距離である。Ｚ距離における輪郭断面は、互いに滑らかに接合して、完全なエアフォイル形状（２２，２３）を形成する。物品は、エアフォイル（２２，２３）であってもよい。物品形状は、任意の物品表面位置に対して垂直な方向における±０．１６０インチ以内のエンベロープの中に位置することができる。 （もっと読む）

【課題】タービン組立体を提供する。
【解決手段】本タービン組立体は、その中に形成された少なくとも１つのダブテールスロットを備えたロータホイール（１４）と、各々が軸方向挿入式ダブテール（２２）、先端（３４）及びそれらの間で延びる翼形部（３０）を含む少なくとも２つのバケット(１６)と、バケットカバー（４２）とを含み、少なくとも２つのバケットの各々が、ダブテールスロットを介してロータホイールに結合され、バケットカバーが、該バケットカバーが実質的にロータホイールを囲むように前記少なくとも２つのバケットの先端に結合される、 （もっと読む）

【課題】縁部で流れの分離をさらに大きくする、頂部プラットフォームのないターボ機械可動ブレードを提案する。
【解決手段】ブレードは端部面（１１４）と、圧力側面（１１６）と、吸引側面とを有するエアロフォイル（１１２）が上に載る固定根元部（１１０）を含み、上記固定根元部および上記端部面は、それぞれブレードの主軸（Ａ）に沿って間隔を置くブレードの底部および頂端部に配置される。エアロフォイルはその端部面の部分（１２４）とその圧力側面の頂部部分（１２２）との間に画定される突起縁部を有し、これらの部分は互いの間に厳密に９０°未満の平均縁部角度を形成する。圧力側面の頂部部分（１２２）は波形が付けられ、ブレードの主要軸に直角な断面で連続的に交互する凹湾曲（１２９）と凸湾曲（１３１）によって形成される輪郭に従う。 （もっと読む）

【課題】ブレードダブテール用のアンダカットフィレット半径を提供する。
【解決手段】タービン又は圧縮機ブレード組立体は、ホイールに取付け可能なダブテールセクションに固定されたブレードを含む。本ダブテールセクションは、ホイール（３０）の対応する形状のスロット内に嵌合するような形状にされたダブテール（１４）を有する。ダブテールプラットフォーム（２２）は、ブレードとダブテールとの間の接合部として働く。アンダカットフィレット半径（２６）は、ダブテールプラットフォームとダブテール圧力面（１６）との交差部に形成され、アンダカット半径は、接触端縁部応力を減弱させるように構成された複数パート輪郭形状を有する。付加的な特徴形状は、アンダカット半径がダブテールの前端部（前縁）におけるＰカット領域（２４）内に移行する領域である。 （もっと読む）

【課題】特に摩擦溶接により、溶接を可能にするブリスクを製造する方法を提案する。
【解決手段】本発明は、一体形ブレード付きディスクの製造、詳細には、ターボ機械ロータの製造に関する。より詳細には、本発明は、摩擦溶接によるこの種のディスクの製造方法に関する。製造方法は、以下の連続ステップを備える。すなわち、回転対称性を有する金型２内にリング形状に複数のブレード１を配置するステップと、金型２内のブレード１のリング上にその融点を超える温度に予熱された分解性材料３を鋳造するステップと、分解性材料３が凝固した後に得られる成形されたリング１０を取り出すステップと、ディスク４に成形されたリング１０を溶接するステップと、分解性材料３を除去するステップとである。本発明によれば、溶接は摩擦溶接により実行される。 （もっと読む）