【課題】振動荷重による応力を低減するタービン翼とタービンロータの結合方法を検討し、構造健全性の高いタービンロータを提供する。
【解決手段】タービンロータのディスクとタービン翼との結合部に、振動荷重による応力を低減するピンを設ける。具体的には、複数の部材が一体化された棒状のピンを使用し、部材間の摩擦力などにより応力を低減する。例えば、内部ピンなどの充填部材を有するピンを使用する、もしくは複数の部材が長手方向に一体化されているピンを使用する。 （もっと読む）

【課題】構造体に形成された孔内面の応力腐食割れの発生が低減できるとともに、疲労強度を向上することができる応力処理装置および施工システムを提供する。
【解決手段】応力処理装置は、構造体に形成された孔内１５をレーザ照射するピーニングを施し、前記孔内に圧縮応力領域を形成するヘッド部と、前記レーザを前記ヘッド部に導光する光ファイバ４２を有するレーザ部と、前記孔内に液体を噴射する噴射部と、前記噴射された液体を流通可能に前記光ファイバ４２を支持し、かつ前記ヘッド部内に固定される支持部と、を備える施工部２９を具備する。 （もっと読む）

本発明は、好適にタービンとされた軸流ターボ機械のためのロータブレード（１０）、およびそのようなロータブレード（１０）のための組み付け部に関する。そのようなロータブレード（１０）において、ブレード根（１６）の反対側の２つの側壁（２０，２２）はプラットフォーム（１４）とブレード根の底面（１８）との間の範囲に沿って連続的に湾曲されており、これはブレード根（１６）における機械的荷重と、ロータのブレード根を支持している壁（３０，３２）の機械的荷重と、を減少するためである。
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【課題】軽量で強度に優れた動翼保持構造を提供する。
【解決手段】本発明の動翼保持構造は、動翼１のダブテール１１をロータディスク２の周面に形成された溝部２１に挿入し、溝部２１の両端部を塞ぐことにより動翼１をロータディスク２に固定する動翼保持構造であって、溝部２１の一端側に配置される動翼保持部材３を有し、動翼保持部材３は、ダブテール１１との接触により形成される剪断力を受ける面にダブテール１１と動翼保持部材３との接触により生じる曲げモーメントに基づいて形成された凸部３５を有する。 （もっと読む）

【課題】ロータのダブテールスロット内に挿入される円周方向挿入式ロータダブテールのための保持システムを提供する。
【解決手段】複数のロータブレードダブテール１１８は、ダブテールスロット１１０内にかつ該ダブテールスロット１１０に沿って円周方向に摺動可能であり、各ロータブレードダブテールは、ネック部１２０と１対の反対向きのローブ１２２とを有する。複数のレールセグメント１２６が、ダブテールスロット内においてダブテールローブ及びそれぞれのディスクフープ１０６、１０８間のチャネル内に円周方向に滑入される。レールセグメントは、ダブテールローブの外向き圧力面に係合する第１の圧力面１３８とそれぞれのディスクフープ部品の内向き圧力面に係合する第２の圧力面１４０とを形成する。 （もっと読む）

【課題】 接線方向挿入式ダブテールカンチレバーの荷重分担について説明する。
【解決手段】 一実施形態では、バケットダブテール（２１０）を形成した複数のフック（２５０）上における遠心荷重のほぼ均一な分布を可能にするタービンバケットダブテール（２１０）を提供する。 （もっと読む）

【課題】タービンロータホイール（１０５）を熱絶縁する。
【解決手段】タービンロータホイール（１０５）は、それぞれのタービンロータブレード（１１０）を支持する１対のブレード支柱（１２５）つまりシャンクを含み、それぞれのブレード支柱（１２５）間にシャンク空洞（１４５）が形成される。タービンロータホイール（１０５）を熱絶縁するために、シャンク空洞（１４５）を上方領域（３４５）及び下方領域（３５５）に仕切るように機能可能であるシール（３５０）を準備する（７０５）。加えて、このシール（３５０）は、シャンク空洞（１４５）内に挿入して、該シャンク空洞（１４５）を上方領域（３４５）及び下方領域（３５５）に仕切ることができる。冷却空気流が上方領域（３４５）及び下方領域（３５５）に分割され、下方領域（３５５）を上方領域（３４５）よりも低い温度に維持する。 （もっと読む）

【課題】疲労強度を低下させることなくフレッティング疲労強度を改善できるタービン動翼の結合構造を提供すること。
【解決手段】シャフト１と、シャフトの軸方向に複数取り付けられ、翼溝５を有するディスク２と、翼溝に嵌め合わされる翼植込み部７を有するタービン動翼３と、翼溝と翼植え込み部との双方に凸部及び凹部が設けられた嵌め合い構造と、翼植込み部及び翼溝における凹凸部がタービンロータ回転時に互いに接触する接触部３０とを備えるタービンロータに対して、接触部の端部に対応する翼植込み部の凸部に翼側ぬすみ形状４１と、翼溝の凸部に溝側ぬすみ形状４２とを設ける。 （もっと読む）

本発明は、ターボジェットのファンブレード根元と、この根元が収容されるコンパートメントの底部との間に挿入されるように構成されるシムに関するものであり、コンパートメントは、ファンディスクによって画定され、このシムは、エラストマー材料で作られる少なくとも１つの外部要素を備える金属スティフナ（１２４）を有し、この外部要素の支持面（１３４）を備える。
本発明によれば、支持面（１３４）は、少なくとも１つの波形ゾーン（１３６）を備える。
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【課題】第１のタービン翼車と第２のタービン翼車とを備えるガスタービンのガスタービン内側流路カバー部材を提供する。
【解決手段】ガスタービン内側流路カバー部材３００は、第１のタービン翼車と第２のタービン翼車の間に配置され、第１の表面３０６と第２の表面３０７とを有する本体３０５と、本体３０５の第１の表面３０６上に設けられる側方部材３１０と、本体３０５の第２の表面３０７上に設けられ翼型スロットと同じ位置に配置される嵌合対３０１とを含む。 （もっと読む）