【課題】燃焼生成物がトランジションピースから燃焼生成物受入装置に流れる時に該燃焼生成物の排出温度プロフィールを調整する調整可能なトランジションピース後方フレームを開示する。
【解決手段】本後方フレームは、横方向に延びるフランジを有するほぼ直線形状本体を含む。希釈孔が、フランジ内に形成され、かつ燃焼生成物の流れ内に希釈空気を貫入させて該燃焼生成物の排出温度プロフィールを形成するのを可能にするように構成される。 （もっと読む）

【課題】タービンエンジン及びその中のバケット、ブレード、ノズル、ベーン、ストラット、燃料ノズル、燃焼ケーシング及び連絡管のような物品にかかる振動応力を低減するための手段として制振コーティングを提供する。
【解決手段】約８重量％〜約１５重量％のＹ_２Ｏ_３及び約１９重量％〜約２８重量％のＴａ_２Ｏ_５を残部重量のＺｒＯ_２と共に含んでなる制振コーティング２を有する、バケット１、ブレード、ノズル、ベーン、ストラット、燃料ノズル、燃焼ケーシング及び連絡管のような物品とする。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンは、燃焼される圧縮空気及び燃料の割合が大きいほど、効率は向上する。しかし、それに伴って燃焼温度も高くなり、高温になると窒素酸化物及び二酸化窒素（ＮＯｘと総称される）などの化合物が形成される。従って、全体温度を大きく上昇させることなくさらに燃料を燃焼できるように、一次反応ゾーンの下流側に燃料の少なくとも一部を噴射することが望ましい。一次反応ゾーンの下流側の領域への燃料供給システムを提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン内の二次燃焼ゾーン５６に燃料を供給する二次燃焼システム３６は、圧縮機筐体６２から延在し且つガスタービンエンジンの燃焼器トランジションピース３８を支持するように構成されたトランジションピース支持構造６３を含む。燃料流路６０は支持構造６３と統合され、燃料噴射器５８から燃料を噴射する。 （もっと読む）

物品は、マトリックス材及び強化材を含む基材、その基材上に形成された層、その層上に形成された特徴体の配列、並びにその層及び特徴体のその配列上に形成されたコーティングを備えることができる。この物品は、層上に形成された特徴体の配列を備えていない物品と比較して熱及び／又は機械的応力耐性を改善していると思われる。
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【課題】ニッケル、及び、コバルト基の耐熱合金をコールドスプレーによって高効率，低コストで成膜することを可能とし、低入熱，低コストの耐熱部材の製造及び補修方法を提供する。
【解決手段】耐熱合金を構成する元素の内から選択された組成を有し、かつ、その総和が前記耐熱合金の組成となるよう選択された、複数種類の金属粉末を選択する工程と、前記複数種類の金属粉末粒子が溶融しない温度に保たれた超音速ガス流を形成し、この超音速ガス流中に前記複数種類の金属粉末を投入し、粉末粒子を基体に超音速で衝突させて、金属基体上に前記複数種類の金属粉末の混合皮膜を形成する工程と、前記複数種類の金属粉末の混合皮膜を形成した金属基体に熱処理を施し、堆積層を均質化，合金化して、目的の耐熱合金の堆積層を得ると共に、金属基体と皮膜との間で拡散を生じさせて両者の密着を強固にする、熱処理の工程とを有する方法で、耐熱合金皮膜を形成する。 （もっと読む）

高温で過酷な気候に曝される基材のＣＭＡＳ浸透を低減するコーティングシステムを設ける方法。例示的な方法は、任意選択的に基材の上にボンドコートを配置するステップと、ボンドコートの上又は該ボンドコートがない場合には基材の上に内側セラミック層を設けるステップと、高速酸素燃料（ＨＶＯＦ）溶射法を用いて最大で約５０重量％までのチタニアを含む外側アルミナ含有層を配置するステップとを含む。耐ＣＭＡＳコーティングを得るために、追加のセラミック層及びアルミナ含有層を設けることもできる。１つ又はそれ以上の好適な熱処理を利用して、アルミナを相安定することができる。コーティングは、ガスタービンエンジン構成要素に用いることができる。セラミック層の堆積法は、構成要素の最終用途に応じて決めることができる。 （もっと読む）

本発明は、航空機ターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の燃焼室（１）に関し、燃焼室は、環状室の端壁（５）によって互いに接続された周回体を形成する内側環状壁および外側環状壁（３、４）を有する。内壁（３）は、前記壁の長手方向軸および／または円周方向に沿って変わる厚さおよび／または性質を有する単一厚さの材料によって構成される。
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【課題】損失の発生を抑制するとともに、タービン翼の冷却に用いられる冷却流体の流量削減を図ることができる燃焼器とタービン部との連通構造、および、ガスタービンを提供する。
【解決手段】筒体３３の内部で燃焼ガスを発生させる燃焼器３と、燃焼ガスを、タービン静翼４ＳＶおよびタービン動翼からなるタービン段を順次通過させることにより回転駆動力を発生させるタービン部４と、の連通構造であって、タービン静翼４ＳＶのうち、燃焼器３に最も近いタービン１段静翼４ＳＶの少なくとも一部は、隣接した一の筒体３３および他の筒体３３における側壁３４の下流に配置されるとともに、筒体３３における側壁３４の下流に配置されたタービン１段静翼４ＳＶの前縁から、側壁３４におけるタービン部４側の端部までの距離が、一の筒体３３の側壁３４における内面から、他の筒体３３の側壁３４における内面までの間隔以下であることを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】ガスタービン燃焼器及びガスタービンにおいて、一酸化炭素などの発生を抑制可能とすると共に不安定燃焼の発生を抑制可能とする。
【解決手段】燃焼器内筒４２に対して、燃焼用高圧空気を供給する空気通路５４と、燃料を供給するパイロットノズル４４、メイン燃料ノズル４５、トップハットノズル４７と、フィルム空気（冷却用空気）を供給する開口部６４とを設けると共に、燃焼器内筒４２における燃焼ガスの流動方向の下流部内壁面に周方向に沿って絞り部材７１，７２，７３を設け、この絞り部材７１，７２，７３を、フィルム空気の流れを乱さない貫通部７４，７５，７６を除く周方向における所定の領域に設ける。 （もっと読む）

本発明は、壁と、壁に取り付けられたウェル（１７２）であり、燃焼室に達するスパークプラグ（１３）のための窪みを形成するウェルと、ウェルの軸線に対して横方向に可動であるようにウェルに取り付けられるスパークプラグガイド（１７５）であり、スパークプラグを案内し支持するための円筒状の壁部分（１７８）を含むスパークプラグガイド（１７５）と、ウェル（１７２）の支承面（１７３）と摺動自在に係合するように取り付けられるシールリング（１７６）とを含む、ガスタービンエンジンの燃焼室に関する。本発明によれば、燃焼室は、スパークプラグガイド（１７５）には冷却室（１７４ａ）に冷却空気を供給するための開口（１７４ｃ）を有する前記冷却室（１７４ａ）が設けられることを特徴とする。
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