本発明は、完全硬化耐熱鋼から成る部品を熱処理する方法であって、熱処理が部品の完全硬化、部品の表面層硬度増大及び部品の焼戻しを含んでいる。部品の表面層硬度増大の際表面層への強すぎる添加を回避しながら部品の表面層硬度増大の際、表面層の一層深い硬度増大を伴う拡散元素の一層大きい侵入深さ及び一層大きい表面層硬度を得て、その結果部品の高められた耐久限度を得るため、上部変態温度Ａ_Ｃ３より上にある共通な焼入れ及び拡散温度Ｔ_Ｈ＋Ｄに部品を加熱し、完全なオーステナイト化及び含まれる炭素の分解及び表面層への拡散分子の所望の添加に至るまで部品を共通な焼入れ及び拡散温度Ｔ_Ｈ＋Ｄに保持し、続いて部品を急冷することによって、部品の完全硬化及び部品の表面層のプラズマイオン硬化が、共通な工程（１）で行われる。
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【課題】 狭いスペースに収納できる小さなばね体によりタービンノズルを十分な保持力で安定に支持することができる支持構造を提供する。
【解決手段】 タービンノズル７に形成された径方向Ｒ外方に突出する外側フランジ２０と、タービンノズル７に形成された径方向Ｒ内方に突出する内側フランジ１９と、燃焼器２からの燃焼ガスＧをタービンノズル７に導く遷移ダクト２６をハウジング２７に支持するダクトサポート２８と、遷移ダクト２６の後端に設けた取付フランジ２６ｃ，２６ｄと外側フランジ２０および内側フランジ１９とをばね力により突き合わせた状態でハウジング２７に支持する支持機構４１とを備え、タービンノズル７と遷移ダクト２６とを一体型で支持する。 （もっと読む）

【課題】耐エロージョン性、耐衝撃性および耐磨耗性をあわせ持つタービンブレードの保護層を提供する。
【解決手段】鉄基合金、ニッケル基合金、コバルト基合金またはチタン基合金からなる基材表面にα−βチタン合金、βチタン合金又はニアβチタン合金からなる保護構造体をめっき、イオンプラズマ堆積、粉体塗装、スパッタリング、電子ビーム堆積、プラズマ溶射またはこれらの組み合わせによより皮膜として形成するか、または保護構造体を同基材表面に拡散接合、ろう付けなどにより接合する。 （もっと読む）

【課題】 再ろう付け工程の前に労力を要し、化学的、機械的にろう付け材を取り除いて第１の部材と第２の部材を完全に分解する必要性を排除することによって単純化された航空宇宙用アッセンブリの補修方法を提供する。
【解決手段】 ろう付け接合部の補修方法及びその結果得られる接合部であり、該方法は、航空宇宙用アッセンブリの第１の部材と第２の部材の間における接合部中の第１の接合材の不適合な部分を除去することと、その接合部を洗浄することを含む。第１の接合材の不適合な部分を除去するのにストリッピング液が使用される。接合部を洗浄するのに第１の洗浄液が使用され、第２の洗浄剤を使用することによって接合部はさらに洗浄される。再ろう付け工程の間、第２の接合材は、不適合な部分除去することによって残された空洞内へ移動し、第１の部材と第２の部材の間に残存した第１の接合材と第２の接合材を含む新たな接合部を形成する。 （もっと読む）

【課題】 インベストメント鋳造コアの組立技術を改善する。
【解決手段】 インベストメント鋳造模型は、少なくとも１つのリセスを含む金属製の第１のコア要素を形成することによって形成される。第１のコア要素は、少なくとも１つのはまり合う型要素と第２のコア要素とに係合される。リセスは、はまり合う型要素に対して第１のコア要素を保持するように機能する。型は、組み立てられ、第１のコア要素を少なくとも部分的に埋めるように犠牲材料が型に注入される。リセスは、比較的大きいシート材料から第１のコア要素を切り取る前に予形成可能である。 （もっと読む）

【課題】少なくとも１つのボス（３８）を有するタービンエンジンケーシング（３４）を製作する方法を提供する。
【解決手段】１つの例示的な実施形態において、本方法は、外壁（４８）を有するエンジンケーシング（４０）を形成する段階と、ケーシング外壁を貫通してテーパ開口部（４６）を機械加工する段階と、ケーシング外壁内のテーパ開口部と嵌まり合うような寸法になったテーパ部分（４４）を金属プラグ（４２）内に機械加工する段階とを含む。本方法はさらに、金属プラグをケーシング外壁内のテーパ開口部の中に挿入する段階と、金属プラグをケーシングに溶接する段階とを含む。 （もっと読む）

【課題】 ガスタービン等の高温部材に適用する遮熱コーティングにおいて、遮熱層の剥離や脱落の少ない構造を提供する。
【解決手段】 金属基材１上に、金属下地層２、酸素バリヤ層３、セラミックス遮熱層４の順に重なった構造であって、金属下地層２にアルミニウム（Al）が含有され、酸素バリヤ層３は厚さが０．１μｍから５μｍの範囲内にある酸化物セラミック、特に酸化セリウム（CeO₂)もしくは酸化ジルコニウム（ZrO₂)の緻密な薄膜であることを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】
本発明の目的は、高温に晒される環境下でより高温での強度と靭性の高いＮｉ-Ｆｅ基超合金とその製造方法及びそれを用いたタービンディスクとその製造法並びにタービンスペーサとその製造法及びガスタービンを提供することにある。
【解決手段】
本発明は、重量で、Ｃ ０.０３％以下、Ｃｒ１４〜１８％、Ｆｅ１５〜４５％、Ａｌ０.５〜２.０％、Ｎ０.０５％以下、Ｔｉ１.０〜２.０％及びＮｂ１.５〜５.０％を含み、Ｎｉを主に有することを特徴とするＮｉ-Ｆｅ基超合金にある。 （もっと読む）

【課題】先端スキーラ（２８）を備えたタービンブレード（１０）を提供する。
【解決手段】第１及び第２の側壁は、ダブテール（１４）に隣接して配置された根元（２７）から先端キャップ（３６）まで延びて燃焼ガスを流すようにし、またスキーラ先端（２８）は、先端キャップ（３６）から外向きに延びる先端リブ（３８）を含む。本方法は、リブ先端（３８）を含むスキーラ先端（２８）を先端キャップ（３６）から除去する段階と、新たなスキーラ先端（２８’）として働くための新たな材料を先端キャップ（３６）に付加する段階とを含む。複数の間隔を置いて配置されたノッチ（５０Ａ〜５０Ｈ）が、翼形部（１２）の前縁（２４）及び後縁（２６）間で新たな材料内に形成される。少なくとも１つの孔（５４）が、翼形部の内部空洞（３０）と連通して該翼形部の内部空洞から冷却空気を流すように各ノッチ内に形成され、それによってスキーラ先端を形成する。 （もっと読む）

一実施形態において、低圧または高圧のタービンケース２０４の外面が加工されて円周状の切り欠き３０２が形成される。この切り欠きは、例えば内面におけるブレード２０８のためのシール２１０の位置、またはあらかじめ確認された「ホットスポット」と一致する位置に存在する。リングとケースとの間に温度差が生じるようにすることによって、補強リング３０４が各切り欠き３０２に締りばめされつつ収縮する。各リングによって加わる径方向からの円周状圧縮力で低圧または高圧タービンケースの膨張が抑制され、この圧縮力がない状態では膨張が生じる。いくつかの用途において、補強リングによって、ブレード先端クリアランスの改善もしくは「ホットスポット」の相殺、ケースの強化、ケース冷却能の向上その他の便益が個々の用途に応じてもたらされる。実施形態によっては、切り欠きが設けられないものもある。別の実施形態では、Ｃ字形リングや多重分割式リングが油圧、電気その他の手段によって組み込まれて、コントローラの駆動により径方向の円周状圧縮力が調整可能に加わるようにされる。その他の実施形態が説明および権利請求される。 （もっと読む）