【課題】 厚さ０．０２１インチ以下の外形的特徴部を製造できるタービンエンジン部品の製造法の提供。
【解決手段】 本発明のセラミック基複合材料ガスタービンエンジン部品は、各々複数のセラミック繊維トウ４６を含む複数の硬化セラミック基複合材料プライ４４であって、各セラミック繊維トウ４６が複数のセラミック繊維７２を含んでいて、各プライ４４が一方向配向性をもつように各プライ４４の複数のトウ４６が互いに隣接して配設されたプライ４４を含む。部品はさらに、セラミック繊維７２上に設けられた皮膜４８を含む。部品はさらに、各プライ４４の繊維７２及びトウ４６間及び複数のプライ４４間の間隙領域に存在するセラミックマトリックス材料６４を含み、部品の少なくとも一部分の厚さは約０．０２１インチ以下である。本発明は、かかるセラミック基複合材料部品の製造方法にも関する。 （もっと読む）

【課題】ターボ機械用途に用いられる翼間の流路に生じる全圧損失を減少させ、制御するために、単一の設計に荷重則の組合せを実現する高揚力翼（１０）を提供する。
【解決手段】複合荷重高揚力翼設計は、そのような用途において翼面（２０，２４）および端壁に沿って形成される境界層の発生および相互作用を制御することによって、後方荷重翼則および前方荷重翼則の両方が有する最良の総合プロファイルおよび二次損失特性を実現し示す。複合荷重高揚力翼（１０）は、回転および非回転両方のターボ機械用途に用いることができる。 （もっと読む）

【課題】振動減衰可能なガスタービン翼の提供。
【解決手段】ガスタービンエンジン用の翼型２６は、キャビティ３８と、翼型２６を補強し得るようキャビティ３８内に配置されたセル状材料４２と、翼型の振動を減衰させ得るようにキャビティ３８内に配置された振動減衰媒質４４とを備えている。セル状材料４２は、好ましくは中空の翼型２６の内面３４ａ、３６ａに接合される金属発泡材とし、振動減衰媒質４４は、好ましくは粘弾性材料とする。 （もっと読む）

【課題】冷却が改善されたタービンエンジン構成要素を提供する。
【解決手段】このタービンエンジン構成要素は、前縁、後縁、正圧面、負圧面、根部、および先端部を有するエアフォイル部と、エアフォイル部の壁部内に設けられた少なくとも１つの冷却回路と、を含む。この少なくとも１つの冷却回路は、根部と先端部の間を延びる少なくとも１つの通路を有する。この少なくとも１つの通路は、アスペクト比が２：１以下であり、好ましくはほぼ１である。
（もっと読む）

【課題】タービンエアフォイルのプラットフォームの硫化部分および浸食されたタービンベーンの後縁を復元する方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン部品を再生する方法は、タービンエンジンのプラットフォームの下面に再生面を形成するために、その下面の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。硫化部分は硫化孔部分を含み、その孔はレーザで固化する間に埋められて、再生面が形成される。タービンベーンの浸食された後縁は、復元された後縁の厚さとするようレーザ肉盛りされる。 （もっと読む）

流体機械の流路に配置すべき部品（１）は、（流体の）流れ方向（Ｓ）において互いに重なり合う鱗状表面（９）を備えた表面構造を有する被覆（５）を備えている。
（もっと読む）

【課題】 動翼（８０）用エアフォイル（８２）を提供する。
【解決手段】 エアフォイル（８０）は、圧力側壁（９０）を含む。エアフォイル（８２）はさらに、前縁（８６）および後縁（８８）において圧力側壁と接続する吸引側壁（９２）を含む。エアフォイル（８２）はさらに、後縁から圧力側壁に沿って延伸する複数の第１後縁スロット（１５０）と、少なくとも一つの第２後縁スロット（１５２）を含む。複数の第１後縁スロット（１５０）と、少なくとも一つの第２後縁スロット（１５２）は、各々が入口（１６２）と、出口（１６８）と、それらの間で定まる長さを有し、少なくとも一つの第２後縁スロットが、複数の第１後縁スロットの長さより長い長さを有する。 （もっと読む）

【課題】一方向凝固材及び普通鋳造材のいずれにおいても、高い高温強度と優れた延性が得られ、産業用ガスタービンや、ターボチャージャー又はマイクロタービンの遠心式ホイールに適用するのに適したＮｉ基超合金を提供する。
【解決手段】重量％で、Ｃ：０．０６〜０．３％、Ｂ：０．０１〜０．０５％、Ｈｆ：０．５〜３．０％、Ｃｏ：１０．２〜２５％、Ｔａ：１〜１２％、Ｃｒ：１．５〜１６％、Ｗ：２〜１５％、Ａｌ：３．５〜６．５％、Ｒｅ：０．５〜９％、Ｎｂ：０．２〜２％を含むＮｉ基超合金とする。 （もっと読む）

【課題】圧縮機ブレードやベーンなどのタービンエンジン構成要素を容易に修復する方法を提供する。
【解決手段】タービンエンジン構成要素１０の修復方法は、エアフォイル部１６を有するタービンエンジン構成要素１０を提供するステップと、エアフォイル部１６にコーティング１５を付与するステップと、コーティングされた材料をダイセット２４内で加熱して流動させ、エアフォイル部１６の先端部、翼弦、及び表面を単一の工程で初期寸法に修復するステップと、を備える。これらのステップを経て、該構成要素１０が容易に修復される。 （もっと読む）

【課題】二次流れ損失を低減できる軸流タービンを提供すること。
【解決手段】軸流タービンは、ロータ１３を囲むタービンケーシング１２と、タービンケーシング１２側に設けられたタービンノズル３１と、ロータ１３側に設けられたタービン動翼３２とを備えている。タービンノズル３１は、内径側に配置されたダイアフラム内輪１６、外径側に配置されたダイアフラム外輪１７、およびこれらダイアフラム内輪１６、ダイアフラム外輪１７間に挟持され、円周方向に配設された複数のノズル翼１を有している。タービン動翼３２は、タービンノズル３１の下流側に隣接配置されるとともに、ロータ１３の円周方向に植設された複数の動翼５を有している。タービンノズル３１のノズル翼根元１ａ側に形成されたノズル内周壁面３は、タービン動翼３２の動翼根元５ａ側に形成された動翼内周壁面６よりもロータ１３の中心軸Ｃに近い位置に設けられている。 （もっと読む）

【課題】翼端の擦過接触に拘わらず良好な翼端冷却を有するタービンブレードを実現すること。
【解決手段】タービンエーロフォイル（１２）は、対向する正圧側壁および負圧側壁（２４、２６）を有し、前縁と後縁（２８、３０）両端間の翼弦内、および翼根（３２）から外側翼端キャップ（３４）までの翼長内に延在する。翼端キャップ（３４）は両側壁（２４、２６）を架橋し、溝（３６）が、正圧側壁（２４）に沿って、翼端キャップ（３４）の下側で、翼弦方向に延在する。 （もっと読む）

【課題】スナッバー構造のカバー接触面に安定かつ確実に接触反力が確保できるようにし、運転の際、カバーのねじり戻りを確実に防止して全周一群翼構造を実現できるタービン動翼および蒸気タービンを提供する。
【解決手段】本発明に係るタービン動翼は、翼有効部１の頂部側にカバー２を備え、その底部側に翼植込み部３を備え、この翼植込み部３を植設するタービンホイール１５に設けたタービンホイール植込み部１６を備えるともに、前記カバー２を隣接するカバー２に綴る翼群綴り構造のタービン動翼において、前記翼植込み部３にねじり止め片５を設けるとともに、このねじり止め片５を嵌装させるねじり戻り拘束片１４を前記タービンホイール植込み部１６に設けた。 （もっと読む）

【課題】タービン動翼の頂部から次段落へのチップリークを確実に低減するとともに、浸食量を低減し、高効率、高信頼性を確保した蒸気タービン段落および蒸気タービンを提供する。
【解決手段】流体の流れ方向に順次拡大する環状流路を構成し、ノズル外輪１とノズル内輪２との間に複数のノズル翼３を周方向に配列するとともに、これらノズル翼３の下流に長翼の動翼５を配設してなる軸流タービンにおいて、前記動翼有効部の頂部に複数のシールフィン9を設けたことを特徴とする蒸気タービン段落。 （もっと読む）

翼形部（１２）と翼脚部（１４、４３、５２）とを備えた蒸気タービンのタービン翼（１０、１１０、２１０）は、本発明に基づいて特に、翼形部（１２）が蒸気タービンの低圧段における用途に対して形成され、少なくとも部分的に繊維強化複合材料（１８）を含んでいることを特徴とする。
（もっと読む）

【課題】動翼に流入する流れの動翼に対する相対速度を抑制しタービン段落効率を向上させることができる軸流タービンを提供する。
【解決手段】静翼４１とこの静翼４１の作動流体流れ方向の下流側に対向した動翼４２とからなる段落を複数有する軸流タービンにおいて、最終段静翼４１_ｎは、静翼入口部の半径方向高さに対し静翼出口部の半径方向高さが高く形成され、かつ、タービン中心軸２１を含む面と静翼外周部とが交わる静翼外径線４_ｎが静翼出口部を含んでタービン中心軸２１の延伸方向に伸びる流路同径部６０を有するように形成され、最終段よりも上流側の段落の静翼４１_ｎ−１は、その静翼外径線４_ｎ−１が下流側に向かって半径方向外側に傾斜するように形成されるように構成する。 （もっと読む）

【課題】 タービンエンジンコンポーネントのエーロフォイルの幾何特性の検証に第１次データム系に関連して新たに第２次データム系を設定することにより、エーロフォイル基部や先端部などの位置特性と形体特性とをそれぞれ独立して検証する。
【解決手段】 基部１１０、シュラウド部１２０、およびエーロフォイル１３０を備えた部品１００が、Ｓ−平面１４０、Ｔ−平面１５０、およびＵ−平面１６０とともに示されている。一つもしくは複数の独立した第２次データム系がシュラウド部１２０および基部１１０に、各々６点の基準点を用いて設定される。第１次データム系はエーロフォイルの位置特性に関するとともに、第２次データム系は形体特性に関する。第２次データム系の導入により、部品の位置特性および形体特性が別々に検証され、より精度の高いエーロフォイル幾何特性の検証が可能となる。 （もっと読む）

【課題】部材の構造的な完全性を損なわないように、タービンエンジンにおけるＯＤシュラウドを備えたブレードを加工する方法を提供する。
【解決手段】シュラウドを洗浄および検査した後、ブレードのＯＤシュラウドの摩耗領域を切削加工する。これにより、シュラウドの最初の外郭に対してノッチが画定され、レーザ被覆用のベース面が形成される。さらに洗浄を施した後、切削加工された切断面上に修復材料を積層させる。シュラウド前縁部および後縁部のノッチにビード２０２，２０４，２０６，２０８，２１０およびビード２２２，２２４，２２６をそれぞれレーザ被覆し、積層２００，２２０を形成して各ノッチを充填する。次いで、最初の外郭をなすように前記積層に対して切削加工を施し、シュラウドを修復する。その後、任意選択で局所的にブレードをコーティングしてもよい。 （もっと読む）

【課題】タービン動翼（１０）に使用される先端キャップ（１００）を提供すること。
【解決手段】本先端キャップ（１００）は、耐酸化性材料のシールド（１１０）およびシールド（１１０）内に配置される高強度材料のキャップ（１２０）を含むことができる。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジンのロータブレードを提供する。
【解決手段】本ロータブレード（１０）は、互いに一体形に接合された翼形部（１６）、プラットフォーム（１８）、シャンク（２０）及びダブテール（２２）を含む。ダスト逃がし孔（１〜３）は、プラットフォーム（１８）とシャンク（２０）とを橋絡するフィレット（４４）に隣接してプラットフォーム（１８）を貫通して延びて、作動中にシャンク（４４）からダスト（４６）を流し出す。 （もっと読む）

ターボ機械、特に蒸気タービンの翼（３１）において、翼板（３４）の中央領域の翼弦長（ｓ_ｍ）が、翼板の先端部（３５）側領域もしくは脚部（３３）側領域の翼弦長（ｓ_０，ｓ_１）よりも長いことを特徴とする。これにより、不確かなパラメータの分割が、翼板縦方向にわたり達せられ、この分割により提案された翼の翼格子体の損失は最少になる。
（もっと読む）