特許
J-GLOBAL ID：200903030599029127
低延性の翼を備えたタービン翼組立体
発明者：
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出願人/特許権者：
代理人 (1件)：
松本 研一
公報種別：公開公報
出願番号（国際出願番号）：特願2001-400493
公開番号（公開出願番号）：特開2002-295202
出願日： 2001年12月28日
公開日（公表日）： 2002年10月09日
要約：
【要約】【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンのタービン翼組立体に関する。【解決手段】 例えば、セラミックマトリックス複合材のようなセラミックベース材料、又はNiAl材料のような金属間化合物材料といった低延性材料で作られた少なくとも1つのエーロフォイル形状の翼(12)は、少なくとも1つの耐高温性コンプライアントシール(36/38)により内側及び外側翼支持体(14/16)を含むタービン翼組立体内に遊動可能に支持される。シール(36/38)は、翼支持体(14/16)の少なくとも1つから翼(12)を分離し、支持体(14/16)とは独立した翼(12)の熱膨張及び収縮を可能にする。
請求項（抜粋）：
外側翼支持体(14)と、該外側翼支持体(14)から一定の間隔を置いた位置にある内側翼支持体(16)と、前記外側及び内側翼支持体(14/16)の間に支持された少なくとも1つのエーロフォイル形状の翼(12)と、を含むタービン翼組立体(10)であって、前記翼(12)が、約1%より大きくない室温引張延性を有する低延性材料からなり、前記外側及び内側翼支持体(14/16)が、少なくとも約5%の室温引張延性を有する材料からなり、耐高温性コンプライアントシール(36/38)が、前記翼(12)と前記外側及び内側翼支持体(14/16)の少なくとも1つとの間に配置され、前記翼(12)と前記翼支持体(14/16)との間にある流体通路から前記翼(12)を実質的にシールし、また前記コンプライアントシール(36/38)は、前記翼(12)を前記翼支持体(14/16)から分離し、前記翼(12)が前記翼支持体(14/16)から独立して膨張及び収縮することを可能にする、ことを特徴とするタービン翼組立体(10)。
Fターム (2件)：
引用特許：
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