【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】従来よりも容易に製造でき、かつ、従来よりも耐久性に優れた熱遮蔽コーティング膜及びその製造方法、並びにそれを用いた耐熱合金部材を提供する。
【解決手段】基材３上に形成される熱遮蔽コーティング膜１０であって、金属からなる金属粒子１１を複数含み、複数の金属粒子１１間に金属の酸化物（金属酸化物）１１ａが連続的に接合して形成されているボンドコート１と、金属の酸化物を含む酸化物層２とを有することを特徴とする、熱遮蔽コーティング膜。 （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】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】例示的な実施形態は、ガスタービン用の複数層モジュラかつ交換可能熱シールド（１００）を含む。
【解決手段】本熱シールド（１００）装置は、翼形部（３４）に隣接するベース層（１０２）と、ベース層（１０２）に結合された温度層（１０３）とを含むことができ、ベース層（１０２）及び温度層（１０３）は、翼形部（３４）の外形に整合する。本発明の別の態様によると、翼形部システムが提供され、翼形部システムは、前縁、インピンジメント孔、後縁通路、正圧側面及び負圧側面を有する翼形部と、翼形部を覆って配置された熱シールドとを含むことができる。 （もっと読む）

【課題】セラミックス基複合材料製のタービン静翼の剛性を確保した上で、タービン静翼の肉厚を薄くして、タービン静翼の軽量化を十分に促進する。
【解決手段】外層翼１５の内面に中空状の内層翼１７が一体的に設けられ、内層翼１７は外層翼１５の前縁側内面１５ａから後縁側内面１５ｔにかけて延びてあって、内層翼１７の背側外面１７ｄは外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合され、内層翼１７の腹側外面１７ｖは外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合され、内層翼１７は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材１９，２１により分割して構成する。 （もっと読む）

【課題】翼形状を変更することなく動翼の慣性モーメントを低減させつつ、動翼背面の根元部分における応力集中の発生を抑えて、強度および耐久性を向上させることができる動翼背面形状を備えたタービン動翼を提供することを課題とする。
【解決手段】回転軸１９が連結される軸状のハブ部９と該ハブ部９の周囲に複数形成される翼部１１とを一体に形成したタービン動翼１において、前記ハブ部９は回転軸方向の一端側である背面７に向かって徐々に大径となる形状を有し、該背面７に回転軸１９の中心線Ｌを中心として環状の凹形状部２１が形成され、該凹形状部２１の前記回転軸方向の断面形状が、楕円形や卵形の長軸対称の曲線形状を該長軸で分割した楕円の長円弧Ｃによって形成され、かつ前記長軸ｂの位置が前記背面７に一致するように形成される。 （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】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】ＹＳＺよりも高温安定性に優れ高靭性を有する遮熱コーティング用材料、該遮熱コーティング用材料を用いて形成されたセラミックス層を有する耐久性に優れた遮熱コーティング、該遮熱コーティングを備えるタービン用部材、ガスタービンを提供することを目的とする。
【解決手段】耐熱合金基材１１上に、金属結合層１２と、金属結合層１２上に形成されたセラミックス層１３とを備える遮熱コーティングにおいて、セラミックス層１３が、安定化剤としてＴａ_２Ｏ_５及びＹ_２Ｏ_３を含有するＺｒＯ_２を主とし、Ｙ_２Ｏ_３の含有量が、１０質量％以上３０質量％以下であることを特徴とする遮熱コーティング用材料とされる。 （もっと読む）

【課題】セラミックス基複合材料によって形成される構造物の強度を均一化させて構造物の品質を向上させる。
【解決手段】長さ方向における断面形状が中心軸Ｌ２を中心とする同心円形状とされたマンドレル１００周りにセラミックからなる繊維を巻き付けることによって、長さ方向における断面形状が中心軸Ｌ２を中心とする中空の同心円形状とされた織物２を形成する織物形成工程と、該織物形成工程において形成された上記織物２を上記構造物の形状に変形させた状態で、上記織物にセラミックを含浸させてマトリックスを形成するマトリックス形成工程とを有する。 （もっと読む）

【課題】ターボマシン用のブレードを、第１層、第２層、及びこれらの第１及び第２の層間に配置されたメンブレンの超塑性形成及び拡散接合によって製造する方法を提供する。
【解決手段】第１層１６とメンブレン２との間に拡散接合防止材料を第１の所定のパターンで塗布し、第１層１６とメンブレン２との間に拡散接合部が第１の所定のパターンと交差して形成されないようにする工程と、第２層１８とメンブレン２との間に拡散接合防止材料を第２の所定のパターンで塗布し、第２層１８とメンブレン２との間に拡散接合部が第２の所定のパターンと交差して形成されないようにする工程とを含み、第１及び第２の所定のパターンは、ブレードチップ縁部に沿って拡散接合部を形成できるように構成されており、ブレードチップ縁部に沿った拡散接合部は、ブレードに亘り弦方向に延びている。 （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】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】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】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】翼先端に設けられたインテグラルカバーと翼有効部との境界に発生する応力を低減することができ、前縁の耐エロージョン性を向上させることができるタービン動翼およびこのタービン動翼を備えた蒸気タービンを提供することを目的とする。
【解決手段】タービン動翼１０の先端部のインテグラルカバー４０は、前縁部３１を除いて、翼有効部３０の先端の背側面に沿って後縁端まで翼有効部３０と一体的に形成された背側カバー４１と、前縁部３１を除いて、翼有効部３０の先端の腹側面に沿って後縁端まで翼有効部３０と一体的に形成された腹側カバー４２とを備える。背側カバー４１と腹側カバー４２とが凹凸連結構造を有して少なくとも１つの接触面で接触し、接触面における上流側を向く法線方向Ｎ１と、上流側から下流側へ向かうタービンロータ軸方向とのなす角が９０〜１５０度である。 （もっと読む）