ガスタービンエンジン用の排気ノズルは、モジュラシェブロンを含む。シェブロンは、ベースフランジにおいて、また該シェブロンのベース及び頂部間で該シェブロンの後端縁に沿って延びるリムにおいて互いに固定接合されたデュアルスキンを含む。 （もっと読む）

【課題】ディスクから突出した基部の先端に交換ブレードを接合する際の接合不良による欠陥の発生を防ぐ。
【解決手段】ディスク２の外周面から突出した複数のブレード３のうち、損傷したブレード３Ａをその基部２Ａが残るように除去した後、基部２Ａの側面に対応した形状のサポート部材を基部２Ａの側面に接触させてディスク２に固定する。このとき、基部２Ａとサポート部材との間に生じた隙間を予め埋めておく。これにより、基部２Ａの先端に交換ブレードを摩擦圧接により接合したときに、基部２Ａと交換ブレードとの接合部分、特にブレード３の前縁又は後縁側の端部において接合不良による欠陥が生じることを防ぐことができる。 （もっと読む）

本発明は、航空機ターボジェットのためのガス排出コーン（８）に関し、コーンは中空本体（３０）を有し、外側が、ターボジェットの環状第１フロー（１４）チャネル（１２）の放射状内側スキン（３６）を定める。本発明によれば、前記第１フロー（１４）の乱流を生成するための装置（３４）をも含み、引き出された位置及び退避した位置から移動することができるように前記本体で移動するために搭載され、引き出された位置は、前記中空本体の下流端に対して下流に向かって突き出しており、退避した位置は、前記中空本体（３０）中に退避され、その逆も同じである。前記乱流を生成するための装置（３４）は、排出コーンの軸（３２）に平行な軸を有する円柱状の支持体（４２）を含み、同様に少なくとも１つのフィン（４６）が前記円柱状支持体（４２）により支持されることを特徴とする。
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【課題】外部プラットフォームセグメントに近接して位置する後縁空洞のゾーンがほとんど高温腐食にさらされないタービンノズルセクタを提案すること。
【解決手段】外側プラットフォームセグメント（１０２）と内側プラットフォームセグメント（１０４）とを備え、そこで１つまたは複数の中空羽根（１０６）が延在するタービンノズルセクタ（１１０）を提供する。各羽根は、冷却空気を供給し羽根の後縁に沿って配設された複数の排気口（１１８）と連通するための後縁空洞（１１６）を含む。これらの排気口は、冷却空気の一部を排気する働きをする。上記空洞（１１６）は、外側プラットフォーム（１０２）と同じ高さに位置し、わずかな冷却空気が排気されるのを可能にする空気出口孔（１３０）と連通する。 （もっと読む）

粘性せん断作用を利用して事実上線形の運動を緩やかにする減衰装置である。該減衰装置は、粘性流体、例えばシリコーンを内包する１つ以上のリザーバを有するハウジングと、ハウジングから伸張できる１個以上の収縮可能なストラットとを有している。該ストラットは、ラックとして構成された部分と、ストラットのラックと関連する部分にピニオンを有する関連軸とを有している。ストラットの線形運動を減衰させるために、リザーバ内には軸上に１個の、好ましくは複数のディスクが間隔をおいて配置されている。相対固定され間隔をおいて配置されたプレートが、軸上のディスクに隣接又は相互に間挿されることでストラットの線形運動が減衰される。
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【課題】
本発明は、タービン動翼に発生する熱疲労クラックの補修回数を抑えることが可能で、経済性・信頼性を向上させることができる補修方法を提供することを目的とする。
【解決手段】
圧縮機から吐出された圧縮空気を冷却空気として翼内部に導入する構造を有するガスタービン動翼の翼部１に発生する熱疲労クラックを補修するガスタービン動翼の補修方法であって、今回の補修後の運用下で翼部１に熱疲労クラックが発生する可能性のある範囲を予測し、熱疲労クラックが発生した箇所を含む熱疲労クラックが発生する可能性のある範囲の部位を除去し、除去した箇所に翼部１と同形状及び同材質のクーポン材１０を嵌め込み、クーポン材と翼部をレーザ溶接する。 （もっと読む）

【課題】予備焼結プリフォーム（ＰＳＰ）を形成するために超合金金属粉末と混合できるろう合金組成物を提供する。
【解決手段】２２〜２４．７５重量％のクロム、９〜１１重量％のニッケル、６．５〜７．６重量％のタングステン、３〜４重量％のタンタル、０．５５〜０．６５重量％の炭素、０．３〜０．６重量％のジルコニウム、０．１５〜０．３重量％のチタン、１．５〜２．６重量％のホウ素、１〜１０重量％のケイ素、及びコバルトを含んでなるコバルト基ろう合金組成物を適用する。 （もっと読む）

【課題】ロータブレードを提供する。
【解決手段】本ロータブレード（５０）は、少なくとも１つのシール歯（７０）を有する先端シュラウド（６２）を含むことができ、少なくとも１つのシール歯（７０）は、組立て状態にある時にエンジン中心線、先端シュラウド（６２）の前端縁部（７７）及び／又は先端シュラウド（６２）の後端縁部（７９）に対してある角度で配置される。 （もっと読む）

【課題】翼形部を開示する。
【解決手段】本翼形部は、翼弦長を形成した凹面形正圧側面（７０）及び凸面形負圧側面（７２）と前縁（７４）及び後縁（７６）とを有する。前縁保護ストリップ（８０）は、前縁（７４）と該前縁（７４）から下流方向に後縁（７６）に向かった翼形部本体の正圧側面（７０）及び負圧側面（７２）のそれぞれの所定の部分とに対して接合材層（８２）によって付着されかつそれらを保護被覆する。前縁保護ストリップ（８０）は、その中に接合材層（８２）が埋め込まれた多数の内側向きグルーブ（８０Ａ）を含む。グルーブ（８０Ａ）は、エンジン運転中にベーン（５２）から脱離した場合に、下流側エンジン構成部品との衝突が該下流側エンジン構成部品に対して損傷を引き起こすことにならないほど十分に小さい所定の寸法の隣接するセグメントを形成する。 （もっと読む）

【課題】従来技術の欠点を簡単で効果的かつ経済的な方法で回避する収束環状チャンバを有するターボ機械を提案すること。
【解決手段】回転対称性を有する径方向内側壁（２４）と径方向外側壁（２６）の２つの壁を含む環状燃焼チャンバ（４８）を含むターボ機械であって、該内部壁および外部壁がその上流端部で、燃料噴射手段を設けられた環状チャンバ端部壁（２８）によって接続されており、ターボ機械は燃焼チャンバ（４８）の上流端部を外側ケーシング（１８）から懸架するための懸架手段（５０）を含む。 （もっと読む）