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1. 发明专利

JP5450773B2 Method of manufacturing of aircraft gas turbine engine blades 有权
公开(公告)号：JP5450773B2
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：JP2012248753
申请日：2012-11-12
申请人：株式会社Ihi , 株式会社Ihiエアロスペース
发明人：務村上 , 英夫盛田 , 貴宏小木 , 郁夫奥村 , 勝義守屋
IPC分类号： B29C43/14 , B29C70/06 , B29K101/12 , B29K105/08 , B29L31/30 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/282 , B29C70/30 , B29C70/46 , B29D99/0025 , B29K2105/0872 , B29L2031/082 , B29L2031/087 , F01D5/141 , F04D29/023 , F04D29/324 , F04D29/388 , F05D2230/26 , F05D2300/43 , F05D2300/603 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y10T29/49336
摘要： A gas turbine engine blade for aircraft which has a 3-dimensional blade surface shape twisted around a center line at an angle of 45 degrees or more and 70 degrees or less, wherein the aforementioned blade is provided with multiple composite material prepregs which contain reinforced fiber and which are integrally molded after being laminated in the thickness direction, and the aforementioned reinforced fiber runs continuously without interruption within each layer of the aforementioned composite material prepregs.

2. 发明专利

JP2013501177A Method of manufacturing a radial compressor and radial compressor 有权
公开(公告)号：JP2013501177A
公开(公告)日：2013-01-10
申请号：JP2012521965
申请日：2010-07-21
申请人：マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー
发明人：マティアス・アリシュ , イェンス・ベーカー , ライナー・ランツクロン
IPC分类号： F04D29/44 , F04D29/42
CPC分类号： F04D29/4213 , F04D17/10 , F04D29/023 , F05D2230/26 , F05D2230/54 , Y10T29/49243
摘要：ラジアルコンプレッサ及びラジアルコンプレッサ製造方法であって、ラジアルコンプレッサは、コンプレッサハウジング（１０）、前記コンプレッサハウジング（１０）内に回転可能に軸受されたコンプレッサシャフト（２０）、前記コンプレッサハウジング（１０）内で前記コンプレッサシャフト（２０）に配置された少なくとも一つのコンプレッサ羽根車（１４）、及び、前記コンプレッサハウジング（１０）内の流体経路内で前記ラジアルコンプレッサ（１）の第１羽根車段に割り当てられ、前記ラジアルコンプレッサ（１）の半径方向（ＲＲ）及び軸方向（ＡＲ）に所与の長さで延在するインレットインサート（１２）、を有する。前記インレットインサート（１２）により、前記流体経路内において第１コンプレッサ羽根車（１４）に前置され、これに向かって延びる流体流入路（１３）が定義され、また、前記インレットインサート（１２）は所与の材料構造を持つ材料により構成されており、このとき前記流体流入路（１３）は、前記材料構造の物質凝集を後から空間的に中断して形成されたものとして構成されている。

3. 发明专利

JP2018531794A 輪郭形成されたリング圧延品を製造する方法审中-公开
公开(公告)号：JP2018531794A
公开(公告)日：2018-11-01
申请号：JP2018504759
申请日：2015-07-31
申请人：オットーフックスカーゲー
发明人：ヴィトゥルスキ, トーマス , イーネ, ヨルク , テシュナー, シュテファン , ミュラー, クリストフ
IPC分类号： C22C19/05 , B21B5/00 , F01D5/02 , B21H1/06
CPC分类号： B21H1/06 , B21B38/00 , B21C51/00 , B23P15/006 , F01D5/02 , F05D2230/26 , F05D2240/24 , F05D2300/17
摘要：プロセスがモニタされる方法で制御されているリング圧延機を用いて、特に亀裂を起こし易い性質の金属リングブランクから、回転用途のための輪郭形成されたリング圧延品を再現性よく製造する方法。本方法は、このリング圧延機により最終形態にされている較正試料に基づいて、このリング圧延機により最終形態にされる特定のリング圧延品に関する事前に選択されたプロセスパラメータとの関連で、圧延時間に亘って、少なくとも1つのプロセスウィンドウを規定するステップであって、プロセスを実施する時にモニタされるプロセスパラメータの一または複数のプロセスウィンドウは、製造されるリング圧延品に関して要求される要件を圧延後製品が満たす、これらの較正試料のプロセスパラメータにより決定され、事前に選択されたプロセスパラメータは、以下のプロセスパラメータ:リング成長率、軸方向圧延力、径方向圧延力、圧延時間、圧延プロセス中のリングブランクの温度、のうちの少なくとも2つを含む、規定するステップと、その後、輪郭形成する方法でリングブランクをリング圧延して、リング圧延品を製造するステップであり、この時点で圧延後ブランクの圧延パラメータは少なくとも2つの選択されたプロセスパラメータに関して記録され、これらのプロセスパラメータが、予め規定されたプロセスウィンドウの範囲内にあるかどうかを確認するために評価され、プロセスウィンドウの範囲内にあるプロセスパラメータを用いてリング圧延されたこれらのリング圧延品のみが、さらなる機械加工および/または処理のために次へ回される、リング圧延するステップとを含む。【選択図】図3

4. 发明专利

JP2017101664A 冷却側の伝熱向上のための突起及び/又は特徴审中-公开
公开(公告)号：JP2017101664A
公开(公告)日：2017-06-08
申请号：JP2016223724
申请日：2016-11-17
申请人：ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
发明人：デビッド・スコット・ステープルトン , ジョナサン・デビッド・バルディガ , グレゴリー・スコット・コーマン
IPC分类号： F02C7/18 , F01D25/12 , F23R3/42 , F01D9/04 , F01D9/02
CPC分类号： F01D25/12 , B28B11/24 , B28B3/12 , F01D11/24 , F01D9/04 , F02C3/04 , F23R3/007 , F05D2220/32 , F05D2230/26 , F05D2240/11 , F05D2240/35 , F05D2240/81 , F05D2250/12 , F05D2250/185 , F05D2250/22 , F05D2250/231 , F05D2250/232 , F05D2250/24 , F05D2250/241 , F05D2260/201 , F05D2260/2214 , F05D2260/22141 , F05D2300/6033 , F23R2900/00018 , Y02T50/672 , Y02T50/676
摘要：【課題】本開示は、複数の冷却突起を有するガスタービンエンジン用のシュラウドを提供する。【解決手段】本開示は、ガスタービンエンジン(10)用の複合部品(26、54、64、74、84、84(a)、84(b)、100)に関する。複合部品(26、54、64、74、84、84(a)、84(b)、100)は、流入側表面(104)及び非流入側表面(102)を有する複合壁(101)を含む。非流入側表面(102)は、非流入側表面(102)に配置されてそこから外向きに延びる、1以上の複合冷却突起(116、118、120、122、124)を有する。【選択図】図3

5. 发明专利

JP2014109278A Turbomachine flow divider and related turbomachine 审中-公开
标题翻译：涡轮分流器和相关涡轮机
公开(公告)号：JP2014109278A
公开(公告)日：2014-06-12
申请号：JP2013245538
申请日：2013-11-28
申请人： General Electric Co , ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
发明人： SANKOLLI PRASHANT PRABHAKAR , BURDGICK STEVEN SEBASTIAN
IPC分类号： F01D9/06 , F01D9/04 , F01D25/24
CPC分类号： F01D9/041 , F01D9/047 , F05D2220/31 , F05D2230/26
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbomachine flow divider and a related turbomachine.SOLUTION: Various embodiments include a turbomachine flow divider. In various particular embodiments, a flow divider for connecting with a first inner diaphragm ring and a second inner diaphragm ring of a turbomachine includes: a body section; and a pair of axially extending flanges extending from the body section and respectively engaging with the first inner diaphragm ring and the second inner diaphragm ring. The flow divider is formed substantially of a rolled plate metal or a sheet metal.
摘要翻译：要解决的问题：提供一种涡轮机分流器和相关的涡轮机。解决方案：各种实施例包括涡轮机分流器。在各种具体实施例中，用于与涡轮机的第一内隔膜环和第二内隔膜环连接的分流器包括：主体部分; 以及一对轴向延伸的凸缘，其从主体部分延伸并分别与第一内隔膜环和第二内隔膜环接合。分流器基本上由轧制板金属或金属板形成。

6. 发明专利

JP4014208B2 Method of manufacturing the rocket engine member as well as the rocket engine member 有权
公开(公告)号：JP4014208B2
公开(公告)日：2007-11-28
申请号：JP2002556494
申请日：2002-01-09
申请人：ボルボエアロコーポレイション
发明人：ヘーガンダー，ヤン
IPC分类号： F02K9/64 , F02K99/00 , B21D53/84 , B23P15/00 , F02K1/00 , F02K9/97 , F28F1/40 , F28F13/12
CPC分类号： B23P15/008 , F02K9/64 , F02K9/972 , F05D2230/12 , F05D2230/26 , F05D2260/22141 , F28F1/40 , F28F13/12 , Y10T29/49346

7. 发明专利

JP2006504023A Sheet metal still shroud of the turbine or compressor 审中-公开
公开(公告)号：JP2006504023A
公开(公告)日：2006-02-02
申请号：JP2004545631
申请日：2003-10-15
申请人：プラットアンドホイットニーカナダコーポレイションPratt & Whitney Canada, Inc.
发明人：ジュクト，ウジェーヌ , パオラ，フランコディ
IPC分类号： F01D25/24 , F01D9/04 , F01D11/08 , F04D29/16 , F04D29/52 , F04D29/58
CPC分类号： F01D11/08 , F01D9/04 , F04D29/164 , F04D29/5846 , F05D2230/20 , F05D2230/26 , F05D2240/11 , F05D2260/201 , Y02T50/676
摘要：中心軸を中心に回転するブレード（２）列を通り過ぎた軸方向の気体流を案内するための静止シュラウド（１）は、シートメタルで形成さている。このシートメタルは、連続的なシュラウド胴体部を形成するように屈曲している。シュラウド胴体部は、実質的に均一なシートの厚さおよび軸方向に均一な形状を有し、上流フランジ（３）が始点となり、先端隙間部（４）に亘り、下流フランジ（５）で終端となる。

8. 发明专利

JP5893557B2 ラジアルコンプレッサ及びラジアルコンプレッサの製造方法有权
标题翻译：用于制造径向压缩机和径向压缩机的方法
公开(公告)号：JP5893557B2
公开(公告)日：2016-03-23
申请号：JP2012521965
申请日：2010-07-21
申请人：マン・ディーゼル・アンド・ターボ・エスイー
发明人：マティアス・アリシュ , イェンス・ベーカー , ライナー・ランツクロン
IPC分类号： F04D29/42 , F04D29/44
CPC分类号： F04D29/4213 , F04D17/10 , F04D29/023 , F05D2230/26 , F05D2230/54 , Y10T29/49243

9. 发明专利

JP2013078950A Method for manufacturing blade for gas turbine engine for aircraft 有权
标题翻译：用于制造气动涡轮发动机叶片的方法
公开(公告)号：JP2013078950A
公开(公告)日：2013-05-02
申请号：JP2012248753
申请日：2012-11-12
申请人： Ihi Corp , 株式会社Ihi , Ihi Aerospace Co Ltd , 株式会社Ihiエアロスペース
发明人： MURAKAMI TSUTOMU , MORITA HIDEO , OGI TAKAHIRO , OKUMURA IKUO , MORIYA KATSUYOSHI
IPC分类号： B29C43/14 , B29C43/18 , B29C70/06 , B29K101/12 , B29K105/08 , B29L31/30 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/282 , B29C70/30 , B29C70/46 , B29D99/0025 , B29K2105/0872 , B29L2031/082 , B29L2031/087 , F01D5/141 , F04D29/023 , F04D29/324 , F04D29/388 , F05D2230/26 , F05D2300/43 , F05D2300/603 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y10T29/49336
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a blade for a gas turbine engine for an aircraft which can be easily formed even if the blade has thickness and a large torsion around a center line, and to provide a manufacturing method suitable for mass production.SOLUTION: The manufacturing method includes: a lamination step where a laminate is formed by planimetrically laminating a plurality of composite prepregs containing reinforced fibers and a plurality of thermoplastic resins as matrix in a thickness direction; a first forming step where the laminate is heated, pressurized and formed like a sheet; a second forming step where the sheet-like laminate is reheated and pressurized to form a blade piece having three dimensional curved profile; and a third forming step where a plurality of blade pieces are stacked, heated, pressurized, and integrated to form a three dimensional blade surface shape.
摘要翻译：要解决的问题：为了提供一种用于航空器的燃气涡轮发动机的叶片，其能够容易地形成，即使叶片具有围绕中心线的厚度和大的扭转，并且提供适合于批量生产的制造方法。解决方案：制造方法包括：层压步骤，其中通过在厚度方向上将包含增强纤维和多种热塑性树脂的多种复合预浸料作为基质进行平面层压而形成层压体; 第一形成步骤，其中层压体被加热，加压并形成为片状; 第二形成步骤，其中片状层压体被再加热并加压以形成具有三维弯曲轮廓的刀片; 以及第三形成步骤，其中多个叶片被堆叠，加热，加压和一体化以形成三维叶片表面形状。版权所有（C）2013，JPO＆INPIT

10. 发明专利

JPWO2009119830A1 航空機用ガスタービンエンジンのブレード及びその製造方法审中-公开
公开(公告)号：JPWO2009119830A1
公开(公告)日：2011-07-28
申请号：JP2010505861
申请日：2009-03-27
申请人：株式会社Ihi , 株式会社Ihi , 株式会社Ihiエアロスペース
发明人：務村上 , 務村上 , 英夫盛田 , 英夫盛田 , 貴宏小木 , 貴宏小木 , 奥村　郁夫 , 郁夫奥村 , 勝義守屋 , 勝義守屋
IPC分类号： F04D29/54 , B29C43/18 , F04D29/38
CPC分类号： F01D5/282 , B29C70/30 , B29C70/46 , B29D99/0025 , B29K2105/0872 , B29L2031/082 , B29L2031/087 , F01D5/141 , F04D29/023 , F04D29/324 , F04D29/388 , F05D2230/26 , F05D2300/43 , F05D2300/603 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y10T29/49336
摘要：中心線回りに45度以上、かつ70度以下の角度で捩れた3次元翼面形状を有する航空機用ガスタービンエンジンのブレードであって、前記ブレードは、強化繊維を含み、厚さ方向に積層されたうえで一体成形された複数の複合材プリプレグを備え、前記強化繊維は、前記複合材プリプレグの各層内で途切れることなく連続している航空機用ガスタービンエンジンのブレード。

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