【課題】高温強度と振動減衰力とを両立可能であり、振動減衰効果に優れたタービン動翼を提供する。
【解決手段】動翼１０は、翼根部１２と、該翼根部１２から延びる翼部１４と、シュラウド１６とを有するインテグラルシュラウド翼であり、隣接する動翼との接触面に高ダンピング被膜１８が設けられている。高ダンピング被膜１８は、翼根部１２、翼部１４及びシュラウド１６を構成する母材よりも高いダンピング性を有する。 （もっと読む）

【課題】耐熱特性が大きく改善されたニッケル基耐熱超合金を提供すること。
【解決手段】クロム、コバルト、チタン、アルミニウムおよびニッケルを主要元素として含み、添加成分元素と不可避的不純物元素の含有を許容し、積層欠陥エネルギーが３５ｍＪ/ｍ²以下であることを特徴とするニッケル基耐熱超合金に関する。 （もっと読む）

【課題】動翼体において、動翼に発生する振動を適正に抑制可能とする。
【解決手段】ロータ３２と一体に回転可能なロータディスク３６と、このロータディスク３６の外周部から放射状に延出するように装着される複数の動翼２８と、周方向に隣接する動翼２８のプラットホーム４２同士の隙間に装着されるダンパピン６１と、プラットホーム４２とダンパピン６１との間に介装されてダンパピン６１に対する接触角度を調整可能な調整ピース６２とを設けている。 （もっと読む）

【課題】曲面形状を有する構造部材に対しても、母材の表面改質により強固な硬化層を形成可能な製造方法を提供する。
【解決手段】母材からなる基体５３の所定の範囲にレーザＬを照射して、オーステナイト逆変態が完了する温度である８００℃以上かつ融点未満の温度まで加熱するレーザ照射工程と、該レーザ照射工程でレーザＬが照射された基体５３に対して時効熱処理を行うことにより、所定の範囲に、母材が析出硬化することで形成される硬化層５４を形成する時効熱処理工程とを備える。 （もっと読む）

【課題】開発の最終段階であるガスタービンの試運転において、スラスト力が計画値を上回った場合、スラスト軸受は温度上昇を引き起こし、回転体としての信頼性を大きく損なう。また、組立の完了したガスタービンのスラスト力を根本から見直しを図る場合、ガスタービン全体としての設計変更が課せられ、特に、タービンの冷却翼の翼型を大幅に変更するとき、その精密鋳造だけをみても多大なコストと期間を消費することになるが、全体としての開発工程を含めて、あらゆる面で多大な損失を免れない。
【解決手段】タービンの動翼を対象に、ガスタービンの軸方向線に対する動翼の取付け角を腹側方向に傾斜させることや動翼の背側プロファイルを膨らませて最大翼厚みを増加させることによって、動翼の流出角を腹側に偏向させる。 （もっと読む）

【課題】地熱タービン設備の腐食環境下においても電気防食機能を発揮する犠牲陽極コーティング層を、作業性が良好で且つ低コストに、しかも残留熱応力等の熱影響を生じさせることなく施工できること。
【解決手段】腐食損傷が発生し易い腐食環境下で使用される地熱タービン設備の防食対象部位２９（例えば、蒸気タービンのタービンロータ、タービン動翼のそれぞれの表面）に、犠牲陽極用金属としてのＭｇまたはＭｇ合金の粉末粒子３２を、ショットコーティング装置３３によるショットコーティング技術を用いて吹き付けて付着させ、前記防食対象部位２９に犠牲コーティング層３１を形成するものである。 （もっと読む）

【課題】高温耐酸化性、耐熱腐食（硫化腐食）性、高温・高応力下でのクリープ抵抗性が大幅に改善された単結晶ニッケル基超合金を提供する。
【解決手段】鋳放し状態での組成として、最大イオウ含量が０．５ｐｐｍ（重量比）、最大リン含量が２０ｐｐｍ（重量比）、最大窒素含量が３ｐｐｍ（重量比）、最大酸素含量が３ｐｐｍ（重量比）、そしてイットリウム含量とランタン含量が合計で５〜８０ｐｐｍ（重量比）であることを特徴とする。有害な不純物、特にイオウ、リン、窒素及び酸素の量を制御すると共に、イットリウム及び／又はランタンを注意深く制御して添加することで、高温・高応力下でのクリープ抵抗性を高めつつ、他の機械的特性、プロセッシング、生産性、特に鋳造性に悪影響を及ぼすことなく、耐腐食性及び耐酸化性において予期できない改善。 （もっと読む）

【課題】プラットフォーム側面に発生したき裂等であっても、確実に良好な補修を行うことのできるガスタービン翼の補修方法及びガスタービン翼を提供する。
【解決手段】析出強化型Ｎｉ基超合金からなるガスタービン翼に発生したき裂を補修するガスタービン翼の補修方法である。ガスタービン翼のγ’相をγ相に固溶させる溶体化処理工程と、ガスタービン翼を切削し、断面形状がＵ字状のＵ溝を形成してき裂を除去する工程と、Ｕ溝内にレーザ溶接にて肉盛溶接を行う肉盛溶接工程と、肉盛後に肉盛前と同一寸法に加工する工程と、溶体化熱処理を行う工程を有する。肉盛溶接工程では、固溶強化型Ｎｉ基超合金粉末を溶加材とし、レーザビームの照射部位におけるレーザビームとＵ溝内壁の接線とがなすＵ溝開口端部側の角度が、常に６０度以上９０度以下の範囲となるようにして肉盛溶接を行う。 （もっと読む）

【課題】本発明は、高減衰と翼植え込み部の振動応力の低減のために、プラットフォーム側面にダンパーピンを挿入し、さらにダンパーピンのピン穴溝の応力集中を低減させるタービン動翼を提供するものである。
【解決手段】プラットフォーム３側面の隣接翼との境界にダンパーピン４を通すための溝加工を施し、前記溝にダンパーピン４を挿入して、プラットフォーム３側面の背側と腹側の両方に設けられた溝の周方向深さを前記ダンパーピンのピン径の１／２よりも小さくすることにより、ピン穴溝の応力集中を低減させる。 （もっと読む）

【課題】補修及び／又は交換可能な翼形部先端部を有するタービンバケットを提供する。
【解決手段】タービンバケット（２００）は、プラットフォーム（２１４）とそこから半径方向外向きに延在する翼形部（３０２）とを備える。翼形部は根元セグメント（２０６）と先端セグメント（２０８）を含む。根元セグメントは第１端部（２１２）と第２端部（２１６）を含んでいて、根元第１端部がプラットフォームの半径方向外側表面から延在し、根元セグメントは根元第１端部から根元第２端部まで延在する。先端セグメントは先端第１端部（２２０）と先端第２端部（２２２）を含み、先端第１端部が根元第２端部に着脱自在に結合し、先端セグメントが根元第２端部から先端第２端部まで外向きに延在する。 （もっと読む）

【課題】ターボ機械構成部品上にパターンを形成し、圧縮機および／またはタービン・ブレードの有効表面積を増加させて空力特性を高める。
【解決手段】
ターボ機械（２）構成部品上にパターンを形成する方法が、ターボ機械（２）構成部品の選択された表面領域に材料を加えることを含み、材料は所定のパターンで配置される。本発明の別の態様によれば、ターボ機械構成部品は、外部表面を有するボディ部分を備え、パターンが外部表面上に形成される。パターンは、直接描画（ＤＷ）プロセスを通して外部表面に加えられる材料を含む。 （もっと読む）

【課題】ニッケル、及び、コバルト基の耐熱合金をコールドスプレーによって高効率，低コストで成膜することを可能とし、低入熱，低コストの耐熱部材の製造及び補修方法を提供する。
【解決手段】耐熱合金を構成する元素の内から選択された組成を有し、かつ、その総和が前記耐熱合金の組成となるよう選択された、複数種類の金属粉末を選択する工程と、前記複数種類の金属粉末粒子が溶融しない温度に保たれた超音速ガス流を形成し、この超音速ガス流中に前記複数種類の金属粉末を投入し、粉末粒子を基体に超音速で衝突させて、金属基体上に前記複数種類の金属粉末の混合皮膜を形成する工程と、前記複数種類の金属粉末の混合皮膜を形成した金属基体に熱処理を施し、堆積層を均質化，合金化して、目的の耐熱合金の堆積層を得ると共に、金属基体と皮膜との間で拡散を生じさせて両者の密着を強固にする、熱処理の工程とを有する方法で、耐熱合金皮膜を形成する。 （もっと読む）

【課題】耐酸化性及び延性に優れる遮熱コーティングを提供する。
【解決手段】耐熱合金基材１１上に、金属結合層１２と、セラミックス層１３とを備え、金属結合層１２が、基板１１側から順に第１層１２ａ及び第２層１２ｂが積層されて構成される遮熱コーティング。第１層１１ａが、質量％で、Ｎｉ：２０〜４０％、Ｃｒ：１０〜３０％、Ａｌ：４〜１５％、Ｙ：０．１〜５％、Ｃｏ：残部、第２層１１ｂが、質量％で、Ｎｉ：２０〜４０％、Ｃｒ：１０〜３０％、Ａｌ：４〜１５％、Ｙ：０．１〜５％、Ｒｅ：０．５〜１０％、Ｃｏ：残部とされるまたは、第１層１１ａが、質量％で、Ｃｏ：０．１〜１２％、Ｃｒ：１０〜３０％、Ａｌ：４〜１５％、Ｙ：０．１〜５％、Ｎｉ：残部、第２層１１ｂが、質量％で、Ｃｏ：０．１〜１２％、Ｃｒ：１０〜３０％、Ａｌ：４〜１５％、Ｙ：０．１〜５％、Ｒｅ：０．５〜１０％、Ｎｉ：残部とされる。 （もっと読む）

【課題】翼構造体において、空力性能を低下させることなくプラットフォームの短縮化を図る。
【解決手段】プラットフォーム３の翼４の設置面の一部であって翼４の前縁部４ａが設置されると共に流路壁の壁面Ｆよりも下方に向けて落ち込む前縁部設置領域３ｂと、前縁部設置領域３ｂに形成される前端部切落し領域３ｃとを備える。 （もっと読む）

【課題】本発明の実施形態は、総括的にはタービン動翼及びロータに関し、より具体的には、他の特徴の中でも特に、振動応力を低減させながら剛性及び減衰特性を高めることができる相補的形状の一体形カバー（６０）及び基部（３０）を有するタービン動翼（１００）に関する。
【解決手段】一実施形態では、本発明は、タービン動翼を提供し、本タービン動翼（１００）は、その長手方向軸の周りで捩れ構成を有しかつ前端面（１４）及び後端面（１６）を有する細長翼部（１０）と、細長翼部（１０）の近位端部（１３）にある基部（３０）とを含み、基部（３０）は、細長翼部（１０）の長手方向軸（１２）にほぼ垂直な実質的平面部材（３２）と、平面部材（３２）の細長翼部（１０）とは反対側の面にあるダブテール部材（４０）とを有し、本タービン動翼（１００）はさらに、細長翼部（１０）の遠位端部（１９）にあるカバー部材（６０）を含み、カバー部材（６０）は、前端面（６２）及び後端面（６４）を有する。 （もっと読む）

【課題】特にγ’硬化されたニッケル基超合金に適しており、肉盛溶接をするために好適な溶接方法および溶接装置を提供する。
【解決手段】耐熱性の超合金からなる部品（９）を溶接する方法であって、部品表面（１０）への溶加材（１３）の付着が、熱注入ゾーン（１１）と、前記熱注入ゾーン（１１）へ前記溶加材を供給するための供給ゾーンとによって行われ、一方の前記熱注入ゾーン（１１）および前記供給ゾーンと他方の前記部品表面（１０）とを互いに相対的に移動させる、前記方法において、少なくとも溶接出力、プロセス速度、溶接ビームの直径の溶接パラメータは、材料が凝固するときの冷却速度が少なくとも１秒あたり８０００ケルビン（Ｋ／ｓ）であるように選択される。 （もっと読む）

【課題】鋼とニッケル合金との融解ラインの検査の問題を克服する。
【解決手段】タービンの動翼部材１０，３０のための接合方法において、ａ）鋼から形成された第１の動翼部材１０を提供するステップと、ｂ）該第１の動翼部材１０にニッケル合金バタリング層２０を提供するステップと、ｃ）ニッケル合金から形成された第２の動翼部材３０を提供するステップと、ｄ）第１の動翼部材１０を第２の動翼部材３０に接合するために、ニッケル合金溶接溶加材２５を用いてニッケル合金バタリング層２０を第２の動翼部材３０に溶接するステップとを含む。 （もっと読む）

【課題】先端キャップ（３６）を越えて延在する先端壁を有していて、該先端壁が単結晶ミクロ組織を有する第１の合金を含む先端壁（３４）を備えたタービン翼形部（１８）に材料を体積させる方法を提供する。
【解決手段】本方法は、先端壁（３４）の少なくとも一部分に、第１の合金の耐高温酸化性よりも耐高温酸化性が大きい第２の合金を堆積させて、該先端壁（３４）の結晶方位と実質的に同じ結晶方位を有する修復構造を形成するステップを含む。 （もっと読む）

【課題】６００℃以上の高温で稼働される蒸気タービンであって、組立が容易で信頼性の高い蒸気タービンを提供すること。
【解決手段】ロータ１と、ロータ１の外周側に間隔を介して設置された内ケーシング２と、内ケーシング２に固定された静翼４と、ロータ１の外周に設けられたディスク部１１と、ディスク部１１の外周に取り付けられた動翼２と、動翼３のプラットフォーム部３２からロータ軸方向の上流側及び下流側に突出したフィン３３，３４とを備え、フィン３３，３４は、ロータ軸方向及びロータ周方向において隣り合う他の動翼のフィン３３，３４と接触し、ロータの外周面を蒸気流路から遮断している。 （もっと読む）

【課題】タービンエンジン用のロータブレードにおける先端シュラウドを提供する。
【解決手段】本先端シュラウド（２００）は、隣接するロータブレードの先端シュラウド（２００）と接触するように構成された実質的非半径方向整列表面をその各々が備えた複数の減衰フィン（２０４）を含む。少なくとも１つの減衰フィン（２０４）は、前端縁減衰フィン（２０４）を含むことができ、また少なくとも１つの減衰フィン（２０４）は、後端縁減衰フィン（２０４）を含むことができる。前端縁減衰フィン（２０４）は、後端縁減衰フィン（２０４）に対応するように構成することができる。 （もっと読む）