【課題】ペースト材を用いた場合であっても、遮熱性及び熱サイクル耐久性に優れた補修皮膜を形成する遮熱コーティングの補修方法を提供することを目的とする。
【解決手段】遮熱コーティングの補修方法は、耐熱合金基材上に金属結合層とセラミックス層３とが順に形成された部材の前記セラミックス層３の損傷部分に、バインダー材とセラミックスと所定温度以下の加熱により分解され気化する樹脂とを含むペースト材を塗布し、前記所定温度で熱処理して補修皮膜６を形成する。 （もっと読む）

【課題】
本発明の課題は、静翼外キャビティ内における内部空気の温度上昇を抑え、更なる効率化が可能なガスタービンを提供することにある。
【解決手段】
上記課題を解決するために、本発明のガスタービンは、ケーシングに直接的若しくは他の静止部材を介して間接的に保持された静翼を有し、前記ケーシングの内周面と静翼外周面との間に円周方向に連通し、かつ、前記静翼及び他の静止部材によって、燃料ガスが通るガスパスとは遮られたキャビティを有するガスタービンにおいて、前記キャビティの静翼外周面の表面付近に、金属板が径方向に複数重ねられ、該金属板の間で空気層が形成される遮熱シールドが設置されていることを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】表層のトップコート層のみを選択的に除去して、冷却孔周辺の耐酸化性をもつボンドコート層の保持を可能としたガスタービン翼の製造方法を提供する。
【解決手段】基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を介してセラミック系のトップコート層を被覆するガスタービン高温部品の製造方法において、翼基材７６に耐酸化金属系のボンドコート層７４を施工する第１の工程（Ａ）と、前記基材表面にボンドコート層が施工されたガスタービン高温部品に複数の冷却孔７０，７２を形成する第２の工程（Ｂ）と、前記冷却孔が形成された前記ボンドコート層の表面にセラミック系のトップコート層７３を形成する第３の工程（Ｃ）と、前記複数の冷却孔を含む所定の領域を露出するように前記ガスタービン高温部品の表面をマスキング８２し、非マスキング面８５にショットブラスト８３を施工して該非マスキング面のトップコート層を除去する第４の工程（Ｄ）と、を有する。 （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】セラミックス層と耐熱合金製の母材の表面との間に形成されるボンドコート層の耐酸化性を高める。
【解決手段】セラミックス層３と耐熱合金製の母材１の表面との間に形成されるボンドコート層２は、ＣｏとＮｉの両方又は一方のＭと、Ｃｒと、Ａｌと、Ｙと、ＤｙとＣｅとの一方又は両方のＱと、を含み、Ｑが０．０５〜５ｗｔ％で、残量がＭとＣｒとＡｌとＹとである。 （もっと読む）

【課題】複雑な形状をした静翼に対して、品質が良好な遮熱コーティングができる施工方法を提供する。
【解決手段】ロボット１の先端部には溶射ガン２が取り付けられており、ターンテーブル１０上には、翼１００が載置されている。ターンテーブル１０を時計周り方向に回転させつつ、ロボット１の先端部を反時計周り方向に水平に移動させていく。このとき、溶射ガン２に対向している翼面の曲率変化が小さいとき（対向する翼面が翼腹面、翼背面であるとき）には、ターンテーブル１０を規定回転速度で回転させ、溶射ガン２を規定移動速度で移動させる。溶射ガン２に対向している翼面の曲率変化が大きいとき（対向する翼面が翼前縁面であるとき）には、曲率変化が大きくなるにしたがい、ターンテーブル１０の回転速度を規定回転速度よりも遅くし、溶射ガン２の移動速度を規定移動速度よりも速くする。 （もっと読む）

【課題】低品位燃料を用いた溶融塩腐食環境下での長期間の運転においても、十分な耐久性，信頼性を有するＴＢＣを提供する。
【解決手段】Ｎｉ，ＣｏまたはＦｅを主成分とする耐熱合金基材１０の表面に、合金からなる結合層１１を介して、セラミックスからなる遮熱層１２を設けた遮熱コーティングを有する耐熱部材において、前記遮熱コーティング層が、多孔質のセラミックスよりなる遮熱層１２と、その上に設けられたセラミック繊維１７を含有したシリカを主成分とする緻密質の環境遮蔽層１３からなり、さらに、多孔質セラミックス遮熱層の気孔１５内に、環境遮蔽層１３のシリカを主成分とする物質の一部が含浸した含浸層１４を有する構成とした。 （もっと読む）

【課題】高温ガス経路構成部品の冷却を向上させる。
【解決手段】ヒートシールド１００は、ベース層１０２及びスペーサ層１０１を含む。スペーサ層１０１は、ベース層１０２に連結される。スペーサ層１０１は、複数の流路４９を規定する。ベース層１０２及びスペーサ層１０１は、高温ガス経路構成部品３４と結合するように構成される。 （もっと読む）

【課題】部品の表面上におけるアルミナ層の存在を確認する方法を提供する。
【解決手段】部品の表面を適切な波長における放射線で照明し、該部品の該表面上にある任意のアルミナにおける電子を通常エネルギー状態から高エネルギー状態に励起する工程と、該部品の該表面上にある任意のアルミナにおける該高エネルギー状態から該通常エネルギー状態に戻る電子により特定の波長で放射される放射線を検出、分析し、該部品の該表面上にある少なくとも一点における該アルミナの厚さを測定する工程と、該部品の該表面上にある該少なくとも一点で測定した該アルミナの厚さを、該部品の該表面上にある該点で予め決められたアルミナの厚さと比較し、該部品の該表面上における該少なくとも一点における該アルミナの厚さが十分であるか否かを決定する工程を含んでなる、方法。 （もっと読む）

【課題】遮熱性、熱サイクル耐久性及び耐エロージョン性を兼ね備えた遮熱コーティングと、これを備えたタービン部材及びガスタービンを提供することを目的とする。
【解決手段】遮熱コーティングは、耐熱基材１上に形成されたセラミックス層３を備える遮熱コーティングであって、セラミックス層３が耐熱基材１の側から表層に向かって、段階的にまたは連続的に気孔率が高くなるよう形成される。セラミックス層３が、気孔率が５％以下で、且つ、膜厚が２０μｍ以下の最表層を更に備えても良い。 （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】冷却空気孔付き部品の被覆時、被覆された冷却空気孔を再加工する際、冷却空気孔列（１０）の正しい配列位置を求めることが問題となる。
【解決手段】これは、被覆工程時に少なくとも２個の冷却空気孔がマスキング材料で覆われ、冷却空気孔列（１０）の配列位置がこの２個の被覆されなかった冷却空気孔（１３）を基に求められることによって解決される。 （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】金属基材上に設け熱サイクルに付したとき通常は割れたり剥げたりする厚さを有するようにセラミック皮膜全体をコロイド系プロセスで形成することができる、皮膜系及びコロイド系皮膜法を提供する。
【解決手段】表面領域１２，１６，１８上に前駆体プライマー層を形成した後、前駆体プライマー層より厚い少なくとも１つの前駆体コーティング層１４を前駆体プライマー層上に形成する。前駆体プライマー層は第１のセラミック材料の粒子と前駆体を含有している。前駆体コーティング層は第１のセラミック材料と同じ主成分を有する第２のセラミック材料の粒子と前駆体を含有している。その後、前駆体プライマー層と前駆体コーティング層を加熱して、それぞれ本質的に第１及び第２のセラミック材料の粒子とマトリックスからなるセラミック膜２０とセラミック皮膜層をそれぞれ形成する。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジンに存在する高温水蒸気環境からＣＭＣを保護するための耐環境コーティングの提供。
【解決手段】高温セラミック部品１０用の耐環境コーティング１２は、ボンドコート層１４と；任意のシリカ層１５と；少なくとも１つの遷移層１６であって、希土類二ケイ酸塩又はドープ希土類二ケイ酸塩からなる該遷移層の約８５〜約９９容量％の主要遷移材料と、Ｆｅ_２Ｏ_３、鉄ケイ酸塩、希土類鉄酸化物、Ａｌ_２Ｏ_３、ムライト、その他あらかじめ定義したドープ組成物からなる材料、及びそれらの混合物からなる群から選択される該遷移層の１〜約１５容量％の二次材料を含む少なくとも１つの遷移層とからなり、該遷移層は、少なくとも水、主要遷移材料及び焼結助剤からなるスラリーとして部品に塗布され、焼結助剤と主要遷移材料の間の反応により、その０％〜約１５容量％の多孔率を有する遷移層が得られる。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジンに存在する高温水蒸気環境からＣＭＣを保護するための耐環境コーティングを提供する。
【解決手段】耐環境コーティング１２は、少なくとも水と、ムライト、ＢＳＡＳ、又はムライト／ＢＳＡＳ混合物からなる主要遷移材料とを混ぜ合わせて遷移層スラリーを製造する工程、遷移層スラリーをセラミック部品１０に塗布する工程、少なくとも水と、ＢＳＡＳからなる主要外部材料とを混ぜ合わせて外層スラリーを製造する工程、外層スラリーを塗布された遷移層スラリーを有する部品に塗布する工程、部品を焼結させて、少なくとも遷移層１６及び外層１８を有する耐環境バリアコーティングを製造するステップ工程からなり、遷移層スラリー又は外層スラリーの少なくとも１つを塗布した後、部品を乾燥させて、少なくとも１つの層にゾルゲル溶液を浸透させ、遷移層は０〜約３０容量％の気孔率を有し、外層は０〜約１５容量％の気孔率を有する。 （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】翼とバンドの結合部の応力集中を低減でき、翼とバンドの間からのガスの漏れを低減でき、組立時に翼とバンドを簡単に締結できるＣＭＣタービン静翼を提供する。
【解決手段】ＣＭＣタービン静翼１は、セラミックマトリックス複合材料からなる翼２と、セラミックマトリックス複合材料または金属材料からなり翼２を支持するバンド１１とを備える。翼２は、バンド１１が外嵌する部分である第１嵌合部５を有する。バンド１１は、第１嵌合部５が内側に嵌合する第２嵌合部１２を有する。ＣＭＣタービン静翼１は、さらに、翼１とバンド１１とが固定されるように第２嵌合部１２を翼高さ方向の両側から挟む固定手段６を備える。 （もっと読む）

【課題】ノズルの同じ側で機械加工及び溶接加工の両方を行うタービンシングレットノズルアセンブリ設計を提供する。
【解決手段】タービン用のノズルアセンブリ１００を含み、ノズルアセンブリ１００は、翼形部１０２と、内側及び外側側壁１０４，１０６と、内側及び外側リング１０８、１１０とを含む。側壁及びリングの各々は、一方の端部上の機械相互接続部と他方の端部上の溶接接続部との組合せにより境界面１０１で互いに結合される。機械的相互接続部は、突出フック１３０を有する側壁又はリングの一方と、対応するフック凹部１３２を有する側壁及びリングの内の他方とを含む。相互接続部は軸方向及び半径方向停止部を含むことができる。この構成は更に、リングと側壁の間の境界面１０１で、境界面１０１から離れる方向に角度が付けられて狭幅溝を形成する１以上の表面を含むことができる。この構成は更に、消耗根元部分を備えたリングを含むことができる。 （もっと読む）

【課題】タービン部材にＨＶＯＦ溶射法を用いてコーティング層を形成する場合に充分な密着性を確保可能なアンダーコーティング層の形成又は耐食コーティング層を容易かつ効率的に形成することができるＨＶＯＦ溶射コーティング層の形成方法及びタービン部材保持装置を提供する。
【解決手段】翼根２を有するタービン部材１にＨＶＯＦ溶射法によりコーティング層を形成するためのタービン部材保持装置１０であって、前記タービン部材１を保持する保持手段２２を有する基台２０と、前記基台２０との相対的位置で接続可能なターンテーブル１１とを備え、前記保持手段２２は、前記タービン部材１の一方の側面を支持する第１の支持部材２３と、他方の側面を支持する第２の支持部材２６と、前記タービン部材１を前記翼根２の挿入方向の所定位置で保持する第３の支持部材２９とを備える。 （もっと読む）