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公开(公告)号：JP2016505754A
公开(公告)日：2016-02-25
申请号：JP2015547008
申请日：2013-12-11
Applicant: ヌオーヴォ ピニォーネ ソチエタ レスポンサビリタ リミタータNuovo Pignone S.R.L. , ヌオーヴォ ピニォーネ ソチエタ レスポンサビリタ リミタータNuovo Pignone S.R.L.
Inventor： コシ，ロレンツォ , イノセンティ，マーコ , ピラッチーニ，フランチェスコ , ジョバネッティ，イアコポ , トッツィ，ピエールイジ
CPC classification number: F01D5/141 , B22F3/1055 , B22F5/04 , B23P15/02 , F01D5/18 , F01D9/02 , F05D2230/22 , F05D2250/71 , Y02P10/295 , Y10T29/49341
Abstract: ターボ機械のブレード(20)は、翼形部(21)を備えている。翼形部(21)は、長手方向に延びている。翼形部は、外面によって横方向に画定される。翼形部は、3Dのねじれ形状を有しており、内部キャビティ(24)を有している。ブレードは一体的な部品である。さらに、ブレードは、ロータまたはステータの列用に設計され、ロータまたはステータが、半径方向と軸線方向とを画定し、翼形部の外面が、前縁と後縁とを有し、前縁および/または後縁は、半径方向に移動しながら、軸線方向に前方または後方に偏移する。内部キャビティは、翼形部の長手方向の長さのほぼ全体に沿って延びている。このようなブレードには、付加製造が特に効果的かつ有利である。【選択図】図2
Abstract translation: 涡轮机叶片（20）包括翼型件（21）。 该翼型件（21）在纵向方向上延伸。 翼型件由外表面横向界定。 该翼型件具有三维扭转形状，并且具有一个内部空腔（24）。 叶片是整体部件。 此外，桨叶被设计用于转子或定子的转子或定子行，定义了翼型件的径向和轴向外表面具有前缘和后缘，前缘和 /或后缘，而在径向方向上移动时，它改变向前或向后的轴向方向。 内部腔体沿着基本上延伸翼面的整个纵向长度。 这种叶片，额外的生产是特别有效和有利的。 .The
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公开(公告)号：JP5856731B2
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：JP2010179139
申请日：2010-08-10
Applicant: ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
Inventor： ジェフリー・ジョン・バットキーウィッツ
CPC classification number: F01D5/186 , F05D2260/202 , Y10T29/49341
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公开(公告)号：JP5795711B2
公开(公告)日：2015-10-14
申请号：JP2010277742
申请日：2010-12-14
Applicant: ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
Inventor： ブライアン・トーマス・ヘイゼル , ダグラス・ジェラード・コニッツァー , マイケル・ハワード・ラッカー , ジョン・ダグラス・エヴァンズ,シニア
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公开(公告)号：JP2015521706A
公开(公告)日：2015-07-30
申请号：JP2015517478
申请日：2013-06-17
Applicant: ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
Inventor： モルター，スティーブン・マーク , ステッジミラー，マーク・エドワード , ピアーソン，ショーン・マイケル , ブラスフィールド，スティーブン・ロバート
CPC classification number: F01D5/186 , B23P15/02 , F01D5/187 , F01D5/20 , F01D5/225 , F01D9/041 , F05D2220/32 , F05D2230/10 , F05D2230/21 , F05D2240/81 , F05D2260/202 , Y10T29/49341
Abstract: 前縁(24、124)および後縁(26、126)で互いに接合された、凹面の正圧側壁(20、120)、および凸面の負圧側壁(22、122)を有する翼形部(18、118)と、翼長方向の一端で、翼形部(18、118)から横方向外側に突出している端壁(16、116)であって、翼形部(18、118)に面する外面(42、142)、および対向する内面(40、140)を有する端壁(16、116)と、内面(40、140)と外面(42、142)との間の端壁(16、116)内に画定されたプレナムであって、平面図において、少なくとも2つに分岐し、各分岐が、その上流端部に配置された喉部(2、4、102、104)を有する、プレナム(44、144)と、外面(42、142)を貫通してプレナム(44、144)と連通する、少なくとも1つのフィルム冷却孔(48、148)とを備える、タービン翼形部装置(10、110)。【選択図】図1
Abstract translation: 前边缘（24，124），并在后缘（26，126），凹压力侧壁（20，120）连接在一起，并具有凸表面的吸力侧壁（22，122）的翼型件（18 ，和118），在翼展方向的一个端部，一个壁（16，116）从所述翼型件（18，118）侧向向外突出，面朝翼型件（18，118） 所述外表面（42，142），和端壁（16，116）具有相对的内表面（40，140），所述内表面（40，140）和外表面（42，142）的端壁（16，116之间 ）内限定的气室，在平面图中，分支成至少两个，每个分支具有布置在其上游端（2,4,102,104喉部），仓室（ 和44，144）与所述气室（44，144）通过外表面（42，142）进行通信，和至少一个气膜冷却孔（48，148），涡轮翼型件装置（10，110 ）。 点域1
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公开(公告)号：JP2014231780A
公开(公告)日：2014-12-11
申请号：JP2013112755
申请日：2013-05-29
Applicant: 三菱日立パワーシステムズ株式会社 , Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Inventor： IZUMI TAKESHI , ARIKAWA HIDEYUKI , KOJIMA YOSHIYUKI , MEHATA TERU , KASUYA TADASHI , KONNO SHINYA , MIYAMOTO KOJI
CPC classification number: C23C10/04 , B22D21/025 , B23P15/02 , C23C10/48 , C23C10/60 , F01D5/18 , F01D5/187 , F01D5/288 , F05D2230/211 , Y10T29/49337 , Y10T29/49341
Abstract: 【課題】ガスタービン翼の冷却通路内面のAlコーティングにおいて、耐酸化性の向上と、疲労強度低下の抑制の双方を満たすことにより、ガスタービン翼の信頼性向上を図ることのできるAlコーティング方法を提供すること。【解決手段】ガスタービン翼Wの冷却通路Pの内面SにおけるAlコーティング方法であって、ガスタービン翼Wの基材であってAlコーティングが施されていない基材Aと、基材の表面にAlコーティングが施されている基材Bの双方の耐酸化性と疲労強度の温度依存性を特定するとともに、冷却通路内面の温度分布を特定する第1のステップ、基材A、B双方の耐酸化性と疲労強度の温度依存性に基づいて冷却通路内面におけるAlコーティングの施工範囲を設定する第2のステップ、設定されたAlコーティングの施工範囲にのみAlコーティングCを施工する第3のステップからなる。【選択図】図1
Abstract translation: 要解决的问题：为了提供能够通过满足耐氧化性的提高和减少疲劳强度的限制来提高燃气轮机叶片的可靠性的燃气轮机叶片的冷却通道的内表面的AI涂布方法。解决方案：这 本发明涉及在燃气轮机叶片W的冷却通道P的内表面S上执行的A1涂覆方法，其包括以下步骤：第一步骤，用于指定氧化阻力和温度依赖于基体材料的疲劳强度 燃气轮机叶片W，即没有涂覆有A1涂层的基材A和在基材表面上施加有A1涂层的基材B，并指定冷却通道内表面的温度分布; 基于氧化阻力和温度依赖于基材A和B的疲劳强度，在冷却通道的内表面设置A1涂层的结构范围的第二步骤; 以及将A1涂层C仅施加到A1涂层施工范围的第三步骤。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：JP5611308B2
公开(公告)日：2014-10-22
申请号：JP2012248734
申请日：2012-11-12
Inventor： ナイク シャイレンドラ , ナイク シャイレンドラ , ヴォーゲル グレゴリー , ヴォーゲル グレゴリー
CPC classification number: F01D5/186 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/314 , Y10T29/49341
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公开(公告)号：JP5517163B2
公开(公告)日：2014-06-11
申请号：JP2010227128
申请日：2010-10-07
Applicant: 株式会社日立製作所
CPC classification number: F01D5/288 , C23C4/02 , C23C4/134 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/186 , F05D2230/12 , F05D2230/80 , F05D2230/90 , Y02T50/67 , Y02T50/676 , Y10T29/49341
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公开(公告)号：JP2013525689A
公开(公告)日：2013-06-20
申请号：JP2013508417
申请日：2011-04-06
Applicant: アルストム テクノロジー リミテッドALSTOM Technology Ltd
Inventor： ブランドル・ヘルベルト , トシュプカクイン・イゴル , インドレコファー・フィリップ
CPC classification number: F01D5/225 , F01D5/187 , Y10T29/49341
Abstract: 本発明は、ターボ機械、特にタービン用のフィン（6）を備えたタービンブレード（1）に関する。
本発明の主たる課題は、ブレード（1）の強度を弱めあるいは寿命を縮めることなく、ロータ上での半径方向力を減少させるブレード質量が減った、より軽量の改善されたロータブレード（1）を提供することにある。
十分強い軽量なフィンを実現するために、それにより軽量なタービンブレード（1）を実現するために、フィン（６）が第一の側壁（９）と第二の側壁（１０）を備え、
これらの側壁が、間隔をおいて設けられて、互いに平行に配置され、シュラウド（５）に接続されており、
さらに前記フィンが、刃先（１８）を備え、この刃先が第一及び第二の側壁（９，１０）接続されており、
前記刃先が、それにより側壁（９，１０）、シュラウド（５）及び刃先（１８）の間に中空室を形成しており、かつさらに第一及び第二の側壁（９，１０）から半径方向に離間するように延びている。-
公开(公告)号：JP5178971B2
公开(公告)日：2013-04-10
申请号：JP2000245473
申请日：2000-08-14
Applicant: ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
Inventor： チャールズ・リチャード・エバンス , ジョセフ・トーマス・ベゴビッチ，ジュニア , ダグラス・デュアン・ワード
CPC classification number: F01D5/16 , B29C45/14467 , B29C70/78 , B29K2705/00 , B29L2031/08 , F01D5/147 , F01D5/282 , F05D2230/20 , F05D2300/43 , F05D2300/431 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y10T29/49339 , Y10T29/49341
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公开(公告)号：JP2013032782A
公开(公告)日：2013-02-14
申请号：JP2012248734
申请日：2012-11-12
Inventor： NAIK SHAILENDRA , VOGEL GREGORY
CPC classification number: F01D5/186 , F05D2240/121 , F05D2240/303 , F05D2250/314 , Y10T29/49341
Abstract: PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an improved cooling structure for a leading edge of a turbine airfoil.SOLUTION: Several film cooling holes 1 and 2 extend from internal cooling passages 3 along a leading edge region to an outer surface of the leading edge region. The film cooling holes 1 and 2 each have a shape that is diffused in a radial outward direction of the leading edge of an airfoil 1 at least over a part of the length of the film cooling hole 1 and 2. The cooling holes 1 and 2 have a principal axis 17, and the shape is asymmetrically diffused in that it is diffused in the radial outward direction from the principal axis 17 along a forward inclination axis 20, and it is additionally diffused in a second lateral direction from the principal axis 17 along a lateral inclination axis 21.
Abstract translation: 要解决的问题：为涡轮机翼型的前缘提供改进的冷却结构。 解决方案：几个薄膜冷却孔1和2从内部冷却通道3沿着前缘区域延伸到前缘区域的外表面。 薄膜冷却孔1和2各自具有在薄膜冷却孔1和2的长度的至少一部分上在翼型1的前缘的径向向外方向上扩散的形状。冷却孔1和2 具有主轴17，并且形状是不对称地扩散的，因为它从主轴线17沿着向前倾斜轴线20在径向向外的方向上扩散，并且从主轴线17沿着第二横向方向另外扩散 横向倾斜轴21.版权所有（C）2013，JPO＆INPIT
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