【課題】ガスタービンエンジン全体の経済性を改善するために、ガスタービン翼の損傷翼端の補修コストを低減する補修方法を提供する。
【解決手段】以前に運用されていた、ある母材で製作されている損傷ガスタービン翼（４０）が準備される。損傷翼端（５０）から損傷部材を除去する。損傷翼端（５０）を、端部補修済みガスタービン翼（６０）の作動環境中において母材より耐酸化性に優れた、母材とは異なるニッケル基超合金で溶接補修する。この方法は、溶接補修工程後に補修済み翼端（６２）の外側面（８０）を非セラミックコーティングでコーティングする工程を含まない。 （もっと読む）

【課題】
【解決手段】本発明は、高温で使用される単結晶、方向性凝固または多結晶構成部品に適したＮｉ基合金に関する。本合金は、γ／γ'合金であり、定義された範囲内の種々の合金化元素より構成される。定義された範囲内の他の元素の中でも、本合金は、合金に水素脆化に対する改善された抵抗を付与するために十分な有意量のＰｄを含有する。本発明は、また、高温環境における構成部品（１３、１５）として使用するために設計された構成部品（１３、１５）に関する。さらに、本発明はガスタービン装置に関する。さらに、本発明は、合金に水素脆化に対する改善された抵抗を付与するためのＰｄの使用に関する。
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内燃エンジンに関連する部品に耐高温劣化性を付与する方法であって、前記部品の表面に、Ｃｏ基金属成分、バインダー及び溶媒を含んで成る金属スラリーを塗布すること；及び前記Ｃｏ基金属成分を焼結して、実質的に連続的なＣｏ基合金被覆を本体の表面に形成することを含んで成る方法である。金属基材とその上のＣｏ基合金被覆を含んで成る内燃エンジン部品であって、Ｃｏ基合金被覆は、約１００〜約１０００ミクロンの厚さを有する内燃エンジン部品である。
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【課題】タービン動翼のプラットホームの側面を保護する方法を提供する。
【解決手段】溝（２６）が、タービン動翼プラットホーム（１４）の側縁部（２２）の部分に沿って形成され、タービンの高温ガス経路に曝されたプラットホームの表面の側縁部を通って開口している。ボンドコーティング（２８）が溝に塗装され、続いて、好ましくはボンドコーティング上にプラズマ溶射される遮熱コーティング（３０）が塗装される。遮熱コーティングの厚さは、プラットホーム側面の露出した金属の表面を越えるコーティングを保護し、次いで、露出した金属の表面と同一平面をなすように削り取られまたは研磨される。このように、プラットホームの側面は、酸化を軽減する遮熱コーティングを有する。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンやジェットエンジンなどの高温の酸化腐食雰囲気で使用する高温部品を対象として、遮熱性能と耐久性に優れた遮熱コーティング部材およびその形成方法を提供することを目的とする。
【解決手段】酸化物セラミックス層１３に、金属中間層１２側から酸化物セラミックス層１３の表面側に向かって徐々に気孔率が低下するように多数の気孔１４を設け、かつ金属中間層１２側から酸化物セラミックス層１３の表面側に向かって徐々に亀裂幅を減少させて亀裂１６を形成する。この構成によって、酸化物セラミックス層１３の耐はく離寿命を向上させ、酸化物セラミックス層１３の表面においては、耐エロージョン性を向上させることができる。 （もっと読む）

【課題】 タービンブレード（１１）のフィレット半径を実質的に増加し、かつ大きいフィレット部（１８）と関連する質量部を減少させるとともにこの領域を適切に冷却する。
【解決手段】 ガスタービンエンジンのブレード（１１）は、通過する空気流特性を改善するために比較的大きいフィレット部（１８）を有する。フィレット部（１８）は、衝突リブ（３５）とともにフィレットキャビティ（２４）を間に画成する薄い壁を有し、衝突リブ（３５）の衝突孔（２６）を通ってフィレット部（１８）の後方面（２７）に衝突するように冷却空気が提供される。衝突孔（２６）は、断面形状が径方向に対して実質的に横方向に細長くなっている。 （もっと読む）

本発明は、超小型動力発生装置に関するものである。圧縮機インペラとタービンホイールは回転軸の端部に連結される。圧縮機インペラで圧縮された空気の温度を低くするために冷却器が備えられる。圧縮空気は燃焼室で燃料と混合されて燃焼する。回転軸を支持するためのエアーフォイルスラストベアリングは、回転軸に結合したスラストカラーを備え、スラストカラーは、これから離隔されるように配置された一対のスラストディスクとも結合し、ハウジングに設けられている。インペラ形態のシールがスラストカラーの両面に形成され、衝動式タービンブレードがスラストカラーの周りに形成される。冷却空気の一部が冷却器から発電機と衝動式タービンブレードにバイパスされる。
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【課題】 タービンブレード（１１）のフィレット半径を実質的に増加し、かつ大きいフィレット部（１８）と関連する質量部を減少させるとともにこの領域を適切に冷却する。
【解決手段】 ガスタービンエンジンのブレード（１１）は、通過する空気流特性を改善するために比較的大きいフィレット部（１８）を有する。フィレット部（１８）は、後方にフィレットキャビティ（２４）を一部画成する薄い壁を有し、冷却空気がフィレットキャビティ（２４）に供給されるとともにフィルム冷却孔によって外側面に経路づけられる。フィレットキャビティ（２４）およびブレード内の他のキャビティに供給される冷却空気の効果を高めるために、種々の設計機構が設けられる。 （もっと読む）

【課題】
【解決手段】耐酸化性ユニット１０は構造体２０の表層側に備えられる電子伝導性領域３２と、この電子伝導性領域３２の表層側に備えられるイオン導電性を示す酸化物層４２と、を備える構造体２０と、構造体２０の電子伝導性領域３２内に負電荷を集積させる負電荷集積手段５０と、を備えるものとする。この耐酸化性ユニット１０によれば、イオンブロッキング作用と電気的反発作用により、構造体２０の耐酸化性が付与あるいは向上される。 （もっと読む）

【課題】 ガスタービンの第１フェーズ用のロータブレードを提供する。
【解決手段】 本ブレード（１）は、それ自体と中心軸線からの距離（Ｚ）に位置する平面（Ｘ、Ｙ）との間の一連の交差閉曲線（２０）によって特定される輪郭を有し、各閉曲線（２０）が、第１の面（３）のトレースを陥凹した第２の面（５）のトレースと接続した丸味のある第１の端部（２１）と丸味のある第２の端部（２２）とを有し、第１の端部（２１）が最初にタービンのガス流に接触し、各閉曲線（２０）が、軸線（Ｘ）に沿った第１の端部（２１）の第２の端部（２２）からの最大距離として定義した軸方向翼弦長（４０）を有しかつ第１の端部（２１）に内接した円の最大直径として定義した該第１の端部（２１）の厚さ（３０）を有し、無次元厚さ（３０）、すなわち軸方向翼弦長（４０）で除算した厚さは、軸線（Ｚ）に沿った４次曲線による二次曲面分布を有する。 （もっと読む）

【課題】 ガスタービンエンジン（１０）用のロータ組立体を組立てる方法を提供する。
【解決手段】 本方法は、翼形部（４２）、プラットフォーム（４４）、シャンク（４６）及びダブテール（４８）を含む第１のロータブレード（４０）を設ける段階と、ダブテールを使用して第１のロータブレードをロータシャフト（１８）に結合する段階と、第１及び第２のブレード間にシャンク空洞（９８）が形成されるように第２のロータブレードをロータシャフトに結合する段階とを含む。さらに、第１及び第２のロータブレードプラットフォーム間に形成された間隙（９７）を実質的にシールするように、第１の端部（４００）と第２の端部（４０２）と円筒形本体（４０４）とを含み、かつその第１及び第２の端部の１つが、本体の断面積よりも小さい断面積を有するシールピン（５８）をプラットフォーム水平シールピンスロット（２０２）内に挿入する段階を含む。 （もっと読む）

【課題】 ダンパ（３４）およびシール（３０）に最も有利な材料を使用するとともに、ダンパおよびシールの最も有利な配置を有するシール／ダンパアセンブリを提供する。
【解決手段】 タービンブレード用ダンパ／シールアセンブリは、共に最も径方向外側の非ガス流路面と接触するシール（３０）およびダンパ（３４）を含む。シールは、塑性変形可能な材料から製造されるとともにダンパのリセス（３８）内に入れ子式に設けられる。ダンパは、動作時に発生する振動エネルギを吸収する剛性材料から製造される。ダンパ内のリセスは、ダンパとシールとを共に最も径方向外側の非ガス通路面に配置することを可能にする。 （もっと読む）

【課題】 特に蒸気タービンエンジンの約４０インチ又はそれ以上のベーン長さを有する最終段バケットとして使用するのに適した新規な高強度チタン基合金バケット、及びそのようなバケットを形成する方法を提供する。
【解決手段】 例示的なバケットは、（ａ）最大約６．２５％のアルミニウム、（ｂ）約３．５％のバナジウム、（ｃ）約２．２５％の錫、（ｄ）約２．２５％のジルコニウム、（ｅ）約１．７５％のモリブデン、（ｆ）約２．２５％のクロム、（ｇ）約０．７％の珪素及び（ｈ）約２．３％の鉄を含み、残部がチタンであるチタン基合金で形成される。形成後に、バケットは、従来通りの方法で、熱処理して応力除去を行い、次に機械加工することができる。 （もっと読む）

【課題】 エーロフォイル状のブレードおよびベーンなどのタービン部材の製造が提供される。
【解決手段】 冷却付きのタービンエンジン部品が、それぞれ第一および第二の表面を有する第一および第二のピース（４６、４４、４８）を備えることによって製造される。第一および第二の表面の一方または両方に回路（１００、１２０）が形成される。少なくとも一つの回路（１００、１２０）の入口（２７４、２７５）を形成するために第一の複数の開口部（１１４、１２２）が第一のピース（４６）に設けられる。少なくとも一つの回路（１００、１２０）の出口（２７６、２７７）を形成するために第二の複数の開口部（１４０、１５０）が第二のピース（４４、４８）に設けられる。第一および第二のピース（４６、４４、４８）の組み合わせ物が組み立てられ、一体化される。 （もっと読む）

【課題】 エアフォイルのための空力的輪郭形状とそのような輪郭形状を有するエアフォイルを含んでなるガスタービンブレードを提供する。
【解決手段】 本発明の輪郭形状は、コーティング厚の増大のよる、隣接するエアフォイル間の流路面積の低減に対抗する。複数の径方向の翼断面がコーティングされた及び非コーティング両方のエアフォイルの基準的輪郭形状を形成する。該翼断面は中心軸から径方向に延びるエアフォイルのスタッキングラインに対して垂直をなす全方向で測定される誤差内に設けられかつＸ、Ｙ及びＲデカルト座標でインチ単位で定義される。Ｒ値は径方向で最も低い翼断面においてゼロ（０）のＲ値を有するエアフォイルのスタッキングラインに対して垂直な平面から垂直方向における距離でありかつ径方向において増大し、さらに該Ｘ値とＹ値は該エアフォイルのスタッキングラインから垂直に測定される。 （もっと読む）

【課題】 フレア・バットレスを有するタービン動翼の構成を開示する。
【解決手段】 該タービン動翼はガスタービン・エンジンでの使用に適したものでバットレス（ｂｕｔｔｒｅｓｓ）を備えることにより動翼のエアフォイルとのこ歯状根部フィレット（ｆｉｌｌｅｔ）の間における面積を強化する。バットレスの底部はフレア状になっており、取付根部のごく近くで急にバットレスが終端することによる応力集中を低減する。フレア・バットレスを採用することにより、ガスタービン・エンジン内のタービンの運転条件に延長された期間にわたって耐えることができるようになる。タービン動翼は複合半径を有するフィレットを有する取付根部を有することによってさらに作動応力に耐えることができるようになる。 （もっと読む）

【課題】
本発明の目的は、溶接金属の粒界割れ抵抗を向上させ、疲労強度の高いNi基合金部材とその製造法及びタービンエンジン部品並びに溶接材料とその製造法を提供することにある。
【解決手段】
本発明は、Ni基合金からなる無処理領域と溶接修復領域とを含み、前記修復領域が層状のη相(Ni-Ti化合物)が析出したTiを含有するNi基合金からなることを特徴とするNi基合金部材にある。 （もっと読む）

【課題】ロストワックス鋳物のＨＩＰ装置による後処理において、処理上からも、また、収納上からも最も効率のよいＨＩＰ装置への装入方法を提供すること。
【解決手段】ロストワックス鋳物１をＨＩＰ装置において後処理するに際してのロストワックス鋳物１の装入方法において、それぞれのロストワックス鋳物１の芯軸１１を支持して、それぞれのロストワックス鋳物１が上下位置に配置されるように支持固定して装入する。 （もっと読む）

プラットフォーム（４０）とあり継手（４４）との間のブレードルート部（４２）の後部に機械加工されたチューニング用ノッチ（５０）を有する、スウェプトファンブレードなどのガスタービンエンジン用ブレード（３２）。ノッチの適切な寸法および位置によって、ブレードの固有振動数が修正される。このようにして、ノッチは、ブレードの空気力学には影響を与えず、公知の空力励起振動数との一致を避けるようブレードの固有振動数を変えるように設計可能である。ガスタービン用ブレードの固有振動数をチューニングする関連した方法もまた開示される。
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本発明のキャンバー翼は、ベーン付きターボチャージャー内で使用するために構成され、タービンホイールに隣接して配置された内側翼面と、内側翼面の反対側に配置された外側翼面とを備える。内側及び外側翼面は、翼厚を形成する。キャンバー翼の前縁即ちノーズは、内側及び外側翼面の第１の接合部に沿って配置され、翼の後縁は、内側及び外側翼面の第２の接合部に沿って配置される。翼の内側及び外側翼面は、湾曲部分を有する翼のキャンバー線を備えるように特別に形成される。特に、翼のキャンバー線の湾曲部は、改善されたガス流れ分布を与え、それによりターボチャージャーの有効な運転範囲を増加するために、普通、ターボチャージャーに取付けられた翼の、直径方向反対側の翼の間で測定される翼の配置直径又はピボット直径により一定の公差内で定義される、曲率寸法を有する。
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