【課題】ホイール５５の疲労強度を十分に確保して、インペラ２７の耐久性を向上させること。
【解決手段】インペラ２７は、金属粉末射出成形によって成形された成形体５３Ｆを焼結してなるインペラ本体５３を具備し、インペラ本体５３におけるホイール５５の嵌合穴５９に中実の円筒部材６１が圧縮嵌合されており、この円筒部材６１は、成形体５３Ｆにおける嵌合穴に相当する部位５９Ｆに挿入された状態で、成形体５３Ｆの焼結時の熱収縮を規制してホイール５５の中央部に残留応力を発生させるようになっている。 （もっと読む）

【課題】過給機１の正常な動作を十分に確保した上で、タービンインペラ２７の性能の向上を図ること。
【解決手段】タービンインペラ２７が金属粉末成形法によって成形された成形体を焼結してなるものであって、各タービンブレード５５の外縁の全部又は出口側部分にタービンハウジング２５のシュラウドとの接触を許容する接触フィン５７が一体形成されていること。 （もっと読む）

【課題】タービンエンジンの全体的な効率を高めるタービン動翼端を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービン動翼（１８）の動翼端（３８）であって、タービン動翼（１８）が、エーロフォイル（２４）、およびエーロフォイル（２４）をタービンシュラウド（２０）の内側で半径方向の軸線に沿ってロータディスク（１６）に取り付けるための翼根部（３６）と、翼根部（３６）から動翼端（３８）へ延び、前縁（３２）および後縁（３４）において互いに結合する正圧側側壁（２８）および負圧側側壁（３０）と、動翼端（３８）に形成されるスクイーラ翼端キャビティ（６２）とを含む、動翼端（３８）において、スクイーラ翼端キャビティ（６２）の後端から始まり、概して動翼端（３８）の後縁（３４）に向かって延びる後縁トレンチ（７２）を備える動翼端（３８）が提供される。 （もっと読む）

【課題】長尺で、剛性及び制振特性が向上し、振動応力の低い蒸気タービンエンジンの最終段に用いられる高強度の最終段バケットを提供する。
【解決手段】蒸気タービンエンジンの低圧セクションに使用されるバケット２０を提供する。バケット２０は、約５２インチ以上の翼長１１８を有する。バケット２０は、バケットの半径方向内側位置近傍に設けられるダブテール部１２１と、バケットの半径方向外側位置近傍に設けられる先端シュラウドと、半径方向中間位置に設けられる部分スパンシュラウド６１０とを含む。半径方向中間位置は、部分スパンシュラウド６１０の空力性能を向上させる位置に設定される。バケット２０は、クロム鋼で形成される。 （もっと読む）

【課題】高温・高応力下で使用される高温部材として好適な、ＴＭＦ特性とクリープ特性および耐硫化腐食に優れたＮｉ基単結晶超合金を提供すること。
【解決手段】質量％で、
Ｃｏ：８〜１２％、Ｃｒ：５〜７．５％、Ｍｏ：０．２〜１．２％、
Ｗ：５〜７％、Ａｌ：５〜６．５％、Ｔａ：８〜１２％、
Ｈｆ：０．０１〜０．２％、Ｒｅ：２〜４％、Ｓｉ：０．００５〜０．１％
を含有し、残部がＮｉおよび不可避的不純物からなる化学組成を有し、単結晶である。 （もっと読む）

【課題】高温環境下においても充分な遮熱性と耐久性とを備え、被覆対象とされる耐熱合金基材からの剥離が発生しにくい遮熱コーティング層、タービン部材及遮熱コーティング層の形成方法を提供すること。
【解決手段】耐熱合金基材１１に形成された遮熱コーティング層１０であって、耐熱合金基材１１にアンダーコートとして形成された金属結合層１３と、該金属結合層１３上にトップコートとして形成されたセラミックス層１５とを備え、前記セラミックス層１５は、前記耐熱合金基材１１側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割１６Ａが面方向に分散された縦割領域１６とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域１６から微細気孔１８Ａが分散されたポーラス領域１８に漸次移行することを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】ガスタービン翼鋳物を作製するための高温強度を有するＮｉ基耐熱合金、その鋳塊およびこの高温強度を有するＮｉ基耐熱合金を普通鋳造して作製したガスタービン翼鋳物を提供する。
【解決手段】Ｃｒ：１２．１〜１３．０％、Ｃｏ：８．５〜１１．０％、Ｍｏ：０．５〜２．０％、Ｗ：５．５〜７．０％、Ｔａ：５．０〜６．０％、Ａｌ：３．６〜４．６％、Ｔｉ：２．０〜２．９％、Ｃ：０．０６〜０．１６％、Ｂ：０．００５〜０．０３５％、Ｚｒ：０．０１０〜０．０７０％、ＭｇおよびＣａの内の１種または２種を合計で１〜１００ｐｐｍを含有し、さらに必要に応じてＰｔ：０．０２〜０．５％、Ｒｈ：０．０２〜０．５％、Ｒｅ：０．０２〜０．５％の内の１種または２種以上を含有し、残りがＮｉと不可避不純物からなる成分組成を有する高温強度を有するＮｉ基耐熱合金からなる。 （もっと読む）

【課題】金属ボンディングコート（２２）及びセラミックトップコート（２４）を備えた断熱皮膜システムを含む金属タービン構成部品を補修する方法を提供する。
【解決手段】本方法は、（ａ）機械的プロセスを使用してトップコート（２４）を除去するステップと、（ｂ）構成部品の材料が実質的に全く除去されないように、該構成部品から金属ボンディングコート（２２）を部分的に剥取るステップと、（ｃ）タービン構成部品内の少なくとも１つの欠陥を補修するステップと、（ｄ）タービン構成部品に新しい金属ボンディングコート（２６’、２８’）を施工するステップと、（ｅ）金属ボンディングコート（２６’、２８’）を覆って新しいセラミックトップコート（２４’）を施工するステップとを含む。 （もっと読む）

【課題】蒸気タービンエンジン（１０）の低圧セクション用の蒸気タービン動翼（２０）を開示する。
【解決手段】本蒸気タービン動翼（２０）は、翼形部（４２）を含む。根元部（４４）が、翼形部（４２）の一端に付随している。ダブテール部（４０）が、根元部（４４）から突出しかつ斜め軸方向挿入式ダブテールを含む。先端部（４６）が、根元部（４４）と反対側の端部で翼形部（４２）に付随している。カバー（４８）が、先端部（４６）の一部として一体形に形成される。部分スパンシュラウド（５０）が、翼形部（４２）の端部間で該翼形部の中間部に付随している。本動翼（２０）は、約４７．７平方フィート（４．４３ｍ²）以上の出口環状空間面積を含む。 （もっと読む）

【課題】砂付着に対して強い耐性を有し、粒子衝突時の表面仕上げ、硬度、高サイクル疲労強度の劣化が最小限又はゼロに抑えられ、且つ、エアフォイル領域及び表面形状に与える影響が最小限になる表面を有するタービンエンジン部品を提供すること。
【解決手段】耐砂付着性を有するタービンエンジン部品１０の表面１４であって、基材１２と、該基材上に堆積されてコーティング表面１６を形成する炭化物及び／又は窒化物コーティングとから成り、該コーティングの表面の粗度（Ｒａ）が１２マイクロインチ未満である、タービンエンジン部品１０の表面１４。 （もっと読む）

【課題】蒸気タービンエンジン（１０）の低圧セクション用の蒸気タービン回転動翼（２０）を開示する。
【解決手段】本蒸気タービン回転動翼（２０）は、翼形部（４２）を含む。根元部（４４）が、翼形部（４２）の一端に取付けられる。タブテール部（４０）が、根元部（４４）から突出したダブテール部（４０）であって斜め軸方向挿入式ダブテールを含む。先端部（４６）が、根元部（４４）と反対側の端部において翼形部（４２）に取付けられる。カバー（４８）が、先端部（４６）の一部として一体に形成される。本動翼（２０）は、約３０．５ｆｔ²（２．８３ｍ²）以上の出口環状空間面積を含む。 （もっと読む）

【課題】回転装置用のブレード（１００）を提供する。
【解決手段】本ブレード（１００）は、根元（１９０）と、前縁（１６０）を備えかつ根元（１９０）に取付けられた翼形部（１２０）とを含む。本ブレード（１００）は、前縁（１６０）及び根元（１９０）に沿って延びる根元パッチ（２５０）を含むことができる。 （もっと読む）

【課題】半径方向に延びる複数のブレード（１６、１７）を持つ少なくとも一つのタービンロータ（１９）を含むターボマシンで使用するための振動ダンパー（２８）を提供する。各ブレードは、エアロホイル（２２）と、プラットホーム（２１）と、ステム（２０）とを有する。
【解決手段】振動ダンパー（２８）は、シール領域（２９）を含み、このシール領域は、隣接したブレードプラットホーム（２１）に設けられた夫々の接触面（２４、２５）と係合するように形成された一対のシール面（２４、２５）を含む。振動ダンパー（２８）は、更に、シール領域（２９）から半径方向内方に延び、隣接したブレードステム（２０）の間の位置で終端するように形成されたマス領域（３０）を含む。 （もっと読む）

【課題】ターボ機械部品のための減衰構造に関する。
【解決手段】ターボ機械部品（２）は、表面（１８、２０）を有する本体（１０）と、本体（１０）の表面（１８、２０）に取り付けられた減衰構造部（６０）とを含む。減衰構造部（６０）は、温度依存性の減衰特性を有する材料から形成される。 （もっと読む）

【課題】タービンバケット用の翼形部形状を提供すること。
【解決手段】翼形部（３８）を含むタービンバケットであって、翼形部（３８）が、明細書の表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する輪郭を有し、表１において、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であってＺ値にインチ単位の翼形部（３８）の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと各距離Ｚにおける翼形部（３８）の輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに実質的に滑らかにつなぐと完全な翼形部（３８）形状を形成する。 （もっと読む）

本発明は、少なくとも2つの隣接して連続する予備形成ベーンブレードを連結する連結手段(112)を形成するために材料を維持しながら、結果としてディスクから放射状に延在している予備形成ベーンブレード(102)になるように、研磨ウォータジェットを使用して材料ブロック(100)を切り取るステップであり、前記連結手段は前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にある、切り取るステップと、次いで、前記連結手段(112)を除去するステップと、次いで、予備形成ベーンブレードにフライス加工を施すステップとを含む、一体形ブレード付きディスクを作製する方法に関する。
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【課題】一方向凝固により鋳造された単結晶あるいは柱状晶からなるガスタービン部品の広範な領域の欠陥を補修することのできるガスタービン部品の補修方法及びガスタービン部品を提供する。
【解決手段】一方向凝固により鋳造された単結晶あるいは柱状晶からなるガスタービン部品の欠陥を補修するガスタービン部品の補修方法である。ガスタービン部品の欠陥を有する部位を凹状の被補修領域２とした後、被補修領域２の一方の端部から対向する他方の端部に至る溶接肉盛り部３を、溶加材を加えた溶接により所定間隔設けて複数形成する。次に、溶接肉盛り部３の間に粉末状のロウ付け補修材を充填して加熱し、拡散ロウ付けにより溶接肉盛り部３の間をロウ付け補修部４で埋める。 （もっと読む）

【課題】タービンエンジンの運転条件のような高温の酸化雰囲気中で動作及び／又はアクチュエーションを行う能力を有する、高温用途で使用するための形状記憶合金を含む部品を提供する。
【解決手段】Ｎｉ、Ａｌ、Ｎｂ、Ｔｉ及びＴａの１種以上並びに白金族金属を含む形状記憶合金からなるアクチュエート可能部分を含むアクチュエータ本体２０１を有する高温部品。形状記憶合金は、所定温度で変化した幾何学的形状を有する。アクチュエータ本体２０１はまた、高温酸化雰囲気中で動作し得ると共に高温酸化雰囲気に対する抵抗性を有する。アクチュエータの形成方法及び高温制御方法も開示される。 （もっと読む）

【課題】耐エロージョン性と耐コロージョン性に優れた蒸気タービン翼およびその表面改質方法を提供する。
【解決手段】蒸気タービン翼１のエロージョンまたはコロージョンが発生する部位（２）に電子ビーム照射により表面改質処理を施して形成した高硬度層３を有し、この高硬度層３は平滑化した表面を有する構成とする。 （もっと読む）

【課題】蒸気タービン用のバケットを形成する方法を提供する。
【解決手段】本方法は、１以上の翼形部上に前縁を形成する段階を含む。前縁は、耐侵食性材料で構成され、かつ翼形部に対して接合される。 （もっと読む）