ガスタービン（１）のタービン翼（６３）の翼台座部および羽根部（６７）から台座（７１）への移行部（６５）の改善された冷却、従って、ガスタービン（１）の流路（５）の境界部の冷却を保証するために、翼軸線（７３）に沿って配置された羽根部（６７）と、該羽根部（６７）の脚に配置され翼軸線（７３）に対して横に延びる台座（７１）を有する翼台座部（６１）とを備え、台座（７１）が羽根部を支えない第１台座壁（７０）と、羽根部を支える第２台座壁（６９）とを有しているタービン翼（６３）において、本発明によれば、羽根部（６７）の脚に羽根部（６７）から台座（７１）への移行部（６５）の経路において、第１台座壁（７０）がその経路に空力学的湾曲部（１０４）を有し、第２台座壁（６９）がその経路において羽根部（６７）への継続部に第１台座壁（７０）に対する引込み段部（１０３）を有している。
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ガスタービンエンジンのベーンアセンブリが、プラットフォームの間に延びる複数のエアフォイルと、少なくとも内側および外側プラットフォームの一方の、隣接するエアフォイルの中間の領域に画定される複数の吹き出し口と、を備えてなる。吹き出し口は冷却空気源とガス通路との間に流体流を連通させる。
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本発明は、ガスシールドを使用して、延長されたスタンドオフで、セラミック材料等の高融点材料を溶射して、ガスシールドなしで短いスタンドオフを使用した場合と同じ性質を有する微細構造を生成する独特な方法を提供する。それは、複雑な形状を持つ構成部品のコーティングを促進するために、延長されたスタンドオフにおいてセラミックコーティングの微細構造を制御するのに特に有用である。 （もっと読む）

ガスタービンエンジン（１０）用のアセンブリーは、燃焼器（１６）と、燃焼器（１６）の下流のベーンアセンブリー（２２）とを有する。ベーンアセンブリー（２２）は、環状のガス通路（２３）を画定する内側および外側プラットフォーム（２６、２８）の間に半径方向に伸びる少なくとも一つのエアフォイル（２４）を有する。少なくとも外側プラットフォーム（２８）は隣接する外側燃焼器壁（３２）とともに第一の褶動ジョイント接続（３６）を形成し、かくしてエンジン運転温度において外側プラットフォーム（２８）と外側燃焼器壁（３２）との間に半径方向のシールが提供される一方、両者間の軸方向の相対変位が許容される。
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従来の金−金属合金と同等またはそれよりも良好な特性を有する三元ニッケル−金−燐鑞合金の提供。
本発明は、高品質ニッケル基超合金シート部材（ジェット・エンジンで使用するための静翼）等のニッケル−金−燐鑞接部材に係わる。また、本発明は、ニッケル−金−燐から成る三元鑞合金と、該三元鑞合金を用いて金属部材同士を接合する方法に関するものである。 （もっと読む）

【課題】 ガスタービン排気車室壁の熱応力を低減する。
【解決手段】 ガスタービン１のタービン車室３に接合される排気車室５壁内に冷却空気通路を穿設し、下流側端部近傍から冷却空気を供給する。冷却空気は、排気車室壁５ａ内の冷却空気通路２０を流れ、排気車室壁を冷却した後、タービン車室３の最下流側タービン段キャビティ３５に流入し、キャビティ３５から静翼環２５を経てタービン静翼２３内を通り静翼を冷却した後に、タービン段を通過する燃焼ガス中に放出される。排気車室壁５ａは、冷却空気により冷却されタービン車室との接合部近傍の壁温が低下する。また、キャビティ３５には排気車室壁を冷却して温度が上昇した冷却空気が供給されるため、接合部近傍のタービン車室壁温度は上昇する。このため、接合部近傍のタービン車室壁と排気車室壁との温度差が縮小し、排気車室壁に発生する熱応力が低減される。 （もっと読む）

【目的】本発明は可変ノズルを用いた膨張タービンにおいて、簡単な構造でノズル面積を変更できる信頼性が高く、効率の良い膨張タービンを提供することにある。
【構成】タービン翼２の外周に設けられた可変ノズル（固定リング８、ノズル翼９および可動リング１０より構成される）はタービンが固定される真空保冷槽１４の外部に設置されており、アクチュエータ１１の直線運動により可動リング１０を回転させることにより達成される。 （もっと読む）