翼厚の英語

本発明に係るタービン翼１は、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布が設定されている。例文帳に追加

This turbine blade 1 is the turbine blade of a radial turbine having an inlet of fluid in a radial direction and an outlet of the fluid in an axial direction, and blade thickness distribution is set so that a blade surface extended to the front and rear sides of the maximum blade thickness part forms a protrusion. - 特許庁

円周上に軸線方向に伸びた複数の翼４を配置し、一方を円盤状の主板３、他方を複数の翼４を外周から保持するリング５より構成された多翼ファン１において、翼負圧面４ｃと翼後縁接合部４ｅとの交差部４ｆを最大翼厚とした。例文帳に追加

In a multiblade fan comprising a plurality of axially extending blades 4 type situated on a periphery, one consists of a disc-form main plate 3 and the other consists of a ring 5 to hold a plurality of blades 4 from an outer periphery, a cross part 4f between a blade negative pressure surface 4c and a blade rear edge joint 4e forms a maximum blade thickness. - 特許庁

ラジアルタービンランナーの動翼の流体入口部端面（動翼前縁）に丸みを付し、動翼のシュラウド側端面の角に該端面における翼厚の１／５よりも小さい半径の丸みを付す。例文帳に追加

Roundness is applied to a fluid inlet part end face (a rotor blade leading edge) of the rotor blade of a radial turbine runner, and roundness with a radius smaller than 1/5 of a blade thickness in the end face is applied to a corner of a shroud side end face of the rotor blade. - 特許庁

また、翼型の翼厚み分布を三つの４次曲線から構成し、翼弦長１２の３０％から４０％の位置で最大厚みとなるようにする。例文帳に追加

Blade thickness distribution of the blade profile is formed of three biquadratic curves so as to be maximum in the position of 30% to 40% of the blade chord length 12. - 特許庁

導入孔は、翼高さ方向の幅が翼厚み方向の幅の８倍とされた矩形状の開口であり、導出孔が円形状の開口である。例文帳に追加

The introduction hole is a rectangular opening that has a width in the airfoil height direction is eight times the width in the airfoil thickness direction, and the discharge hole is a circular aperture. - 特許庁

また、略翼形は、断面形状において、断面辺長比Ｄ／Ｈ（翼弦長Ｄと、厚さＨとの比）を３〜５にする。例文帳に追加

As to the cross sectional shape of the airfoil (crossbar), a cross-sectional side-length ratio D/H (ratio of chord length D to thickness H) is set at 3 to 5 : 1. - 特許庁

飛行機その他の流体機械に用いられる翼の翼形、特に翼の後端の形状に関し、翼後縁角τ≒０°となるように、板厚が一定で、しかもできるだけ薄い板とすることで、後縁近傍に生じる急激な圧力上昇を抑え、翼の失速特性の改善を図る。例文帳に追加

To restrain rapid pressure rise generated near a rear edge and improve stall characteristics of a wing by making a wing section, especially a shape of a rear end of the wing used for an aircraft or other fluid apparatuses to be a thin plate having a constant thickness and having a thickness as thin as possible so that a wing rear edge angle τ is almost equal to 0°. - 特許庁

そして、前記翼２の外側自由縁（翼端）３は、その中，後半部（ガス流れの下流側）の厚さｔ_２ が前半部（ガス流れの上流側）の厚さｔ_１ より厚く形成されている。例文帳に追加

An outside free end (blade end) 3 of the blade 2 is formed in a manner that thickness t_2 of a latter half part (downstream side of gas flow) is thicker than thickness t_1 of a first half part (upstream side of gas flow). - 特許庁