【課題】内側及び外側バンド間に配置された少なくとも１つのベーンを有するタービンノズルを補修する方法を提供する。
【解決手段】本方法の実施形態は、内側バンドを外側バンドと分離するステップと、交換部品を内側バンドに固定するステップとを含むことができる。１つの実施形態では、本方法は、非翼形部形状を含み且つタービンノズルの作動に有用な冷却特徴要素を組み込んだベース特徴要素を備えたベーンを含む交換部品に対応している。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジン用のさらなるタービン部材が提供される。
【解決手段】ガスタービンエンジン２０用のベーン構造６４Ｂは、ＣＭＣアウタリング６６と金属合金インナリング６８との間に一体化された複数のＣＭＣエーロフォイルセクション７０を備える。ガスタービンエンジン２０用のベーン構造６４Ｂを組み立てる方法は、ＣＭＣアウタリング６６と金属合金インナリング６８との間に複数のＣＭＣエーロフォイルセクション７０を挿入することを含む。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジン用セラミック複合材料製エアフォイルを提供する。
【解決手段】セラミック複合材料からなるＣＭＣエアフォイル６６は、前縁７０と後縁７２の間に画定されるエアフォイル部６８と、エアフォイル部６８の各側に内側及び外側プラットフォームセグメント７８，８０への移行部をもたらすフィレット７４，７６と、を有する。ＣＭＣエアフォイル６６の製造に用いられるＣＭＣ層８８がＩ字形の繊維構造を形成し、正圧側８２、負圧側８４及びプラットフォームセグメント７８，８０が連続的かつ一体的に形成される。ＣＭＣ層８８の第１の部分は、エアフォイル部６８、正圧側８２及び負圧側８４を画定し、ＣＭＣ層８８の横断部分はプラットフォームセクション７８，８０を画定する。プラットフォームセクション７８，８０は、隣接するプラットフォームセグメントに対して相補的な形状をもたらす山形をなす。 （もっと読む）

【課題】翼本体に挿入される筒状部材について、固定部側の耐久性や信頼性を向上させるとともに、フリー端部側の冷却空気漏出量を低減したガスタービン静翼を提供する。
【解決手段】内側シュラウド１１及び外側シュラウド１２の間に配設された翼部２０を有し、該翼部２０に外側シュラウド１２から内側シュラウド１１まで貫通する空洞部２１が設けられている翼本体部２２と、空洞部２１に挿入されて翼本体部２２に支持されているインサート２３と、を備えているガスタービン静翼１０であって、インサート２３と翼本体部２２との間に弾性体３０が設けられている。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジン用のさらなるディスクが提供される。
【解決手段】ガスタービンエンジン２０用のＣＭＣディスク６４Ａ、６４Ｂ、６４Ｃは、軸周りに画成されたＣＭＣハブ６８Ａ、６８Ｂ、６８Ｃと、ＣＭＣハブと一体化された複数のＣＭＣエーロフォイル６６Ａ、６６Ｂ、６６Ｃとを備える。ガスタービンエンジン２０用のＣＭＣディスク６４Ａ、６４Ｂ、６４Ｃは、ＣＭＣハブ６８Ａ、６８Ｂ、６８Ｃと一体化された複数のＣＭＣエーロフォイル６６Ａ、６６Ｂ、６６Ｃと、複数のエーロフォイルの反対側でＣＭＣハブと一体化されたレール８０Ａ、８０Ｃとを備え、レールは、複数のエーロフォイルに隣接しかつレールインナボアへとテーパの付いたレールプラットホームセクションを画成する。 （もっと読む）

【課題】フィルム冷却用の冷却空気が隣接する区画へ漏出することを防止する仕切部材のシール性を増し、かつ、３次元設計翼にも適用可能な仕切部材を備えたガスタービン静翼を提供する。
【解決手段】外部に連通するフィルム冷却孔２５を有する中空の翼型部２０と、表面に複数の貫通孔を有し、翼型部２０の空洞部２１に挿入されるインサート２３と、翼型部２０の中空内壁面２１ａ及びインサート２３の外表面によって画定される空間を２以上に仕切る仕切部材３０と、を有するガスタービン静翼であって、仕切部材３０の少なくとも一部が弾性体によって構成されている。 （もっと読む）

【課題】タービン翼列の上流側の流路面に対して冷却空気を供給するガスタービンエンジンにおいて、流路面における冷却効率の均一化を図る。
【解決手段】タービン翼が立設される基準面３２に連続すると共に当該タービン翼列の上流側に位置する流路面３１は、タービン軸Ｌ方向から見てタービン翼７ｂの前縁７ｂ１に重なる領域の少なくとも一部であって基準面３２に対して窪む窪み領域３１ａと、タービン軸Ｌ方向から見てタービン翼７ｂの前縁７ｂ１間に位置する領域の少なくとも一部であって基準面３２に対して突出する突出領域３１ｂとを有する。 （もっと読む）

【課題】ラジアルタービン３１の耐久性を十分に確保した上で、タービンインペラ３５内における圧力損失の増大を抑えること。
【解決手段】各タービン動翼３９の前縁３９Ｌの翼厚は、ミーン部３９Ｌｍ側からハブ部３９Ｌｈ側にかけて漸次厚くなってあって、各タービン動翼３９の前縁３９Ｌにおけるチップ部３９Ｌｔの翼厚に対するハブ部３９Ｌｈの翼厚の比は、３．０〜５．０に設定され、各タービン動翼３９の前縁３９Ｌにおける排気ガスの流れ方向に沿った断面形状は、半円形状になっている。 （もっと読む）

【課題】
翼部の内部に冷却構造を有するガスタービン静翼の翼後縁部に損傷が生じた場合、冷却性能を維持しつつ簡便に補修することを可能とする。
【解決手段】
ガスタービン静翼は、鋳造により一体成型された外周側エンドウォール９、翼部７及び内周側エンドウォール１０と、ピンフィン冷却構造１４が形成された翼後縁部品１５とから構成され、外周側エンドウォール９に、翼後縁部品１５の断面形状に相当する貫通した切欠き部分１１を形成し、外周側エンドウォール９から翼後縁部品１５を差し込んで外周側エンドウォールに固定する。 （もっと読む）

【課題】タービン静翼及びガスタービンにおいて、翼構造部や端壁構造部を均一に冷却することで変形や損傷の発生を抑制可能とする。
【解決手段】中空形状をなす翼本体４４における一端部に外側シュラウド４５を固定し、他端部に内側シュラウド４６を固定し、この翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板５５を固定することで、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６と仕切板５５との間に連続するキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板５５に多数の貫通孔６５を形成している。 （もっと読む）