「airfoil surface」に関連した英語例文の一覧と使い方 - Weblio英語例文検索

The transition section 60 is disposed between the upper airfoil section 40 and the lower airfoil section 50, and has an outer surface 61.例文帳に追加

移行セクション６０は、上部翼形セクション４０と下部翼形セクション５０の間に配置され、外面６１を有する。 - 特許庁

The method (200) includes forming an airfoil sidewall (18) having a film-cooling hole (30) that extends between an airfoil cooling circuit (24) and an airfoil surface (21).例文帳に追加

本方法（２００）は、翼形部冷却回路（２４）と翼形部表面（２１）との間に延びるフィルム冷却孔（３０）を有する翼形部側壁（１８）を形成する段階を含む。 - 特許庁

The core setter insert has a core receiving surface which may be airfoil-shaped to receive the airfoil-shaped ceramic casting core used for manufacturing the hollow airfoil casting.例文帳に追加

コアセッター挿入物はコア受面を有し、この受面は中空の翼鋳造物の鋳造に使用される翼形状のセラミック鋳造コアを受けるために翼形状であってもよい。 - 特許庁

An airfoil portion 10 of a turbine engine component includes a first airfoil half portion 12 and a second airfoil half portion 14, wherein a microcircuit 120 is cast or machined on an exposed internal wall surface of the first airfoil half portion 12, whereas a microcircuit 120' is casted or machined on an internal wall surface of a second airfoil half portion 14.例文帳に追加

タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分１０は、第１のエアフォイル半部１２と第２のエアフォイル半部１４とからなり、第１のエアフォイル半部１２の露出した内部壁表面に、冷却用微細回路１２０が鋳造もしくは機械加工され、第２のエアフォイル半部１４の内部壁表面に冷却用微細回路１２０´が鋳造もしくは機械加工される。 - 特許庁

The fan blade 21 has an airfoil profile in which a recess 41 is formed on the blade surface 23.例文帳に追加

ファンブレード２１は、翼面２３に凹部４１が形成される翼断面形状を有する。 - 特許庁

The turbine blade (143) is used for an energy engine, and includes an airfoil (28) extended from the front end to the root, a platform (30) with a front surface and a back surface, which is formed at the root of the airfoil, and a dovetail (34) formed on the opposite side of the airfoil with the platform as a center.例文帳に追加

タービン翼（１４３）は、エネルギ機関に用いられ、先端から根元へ伸びるエアフォイル（２８）と、エアフォイルの根元に形成され表面と裏面とを有するプラットフォーム（３０）と、該プラットフォームを中心としてエアフォイルと反対側に形成されるダブテール（３４）とを有する。 - 特許庁

The moving blade 50 includes a metallic base 54 comprising an airfoil 64, a section of the airfoil 64 comprising the recess part 82 within a surface 98 of the airfoil 64, and a composite inlay 58 disposed within and bonded to the recess part 82 as indicated in Fig.2.例文帳に追加

本動翼（５０）は、翼形部（６４）を備えた金属基材（５４）と、翼形部（６４）の表面（９８）内部に陥凹部（８２）を備えた該翼形部（６４）のセクションと、陥凹部（８２）内部に配置されかつ該陥凹部（８２）と接合した複合材インレー（５８）とを含む。 - 特許庁

The gas turbine moving blade 1 includes an airfoil section 3, an inner peripheral surface 4b joined to the tip of the airfoil section 3, and the tip shroud 4 with an outer peripheral surface 4c.例文帳に追加

ガスタービン動翼１が、翼形部３と、翼形部３の先端に接合された内周面４ｂと、外周面４ｃを有するチップシュラウド４とを具備する。 - 特許庁

The cover 48 has a first portion 52 that overhangs a positive pressure surface 30 of the airfoil portion 42, and a second portion 54 that overhangs a negative pressure surface 32 of the airfoil portion 42.例文帳に追加

カバー（４８）は、翼形部（４２）の正圧面（３０）にオーバハングした第１の部分（５２）と翼形部（４２）の負圧面（３２）にオーバハングした第２の部分（５４）とを有する。 - 特許庁

That is, a large front radius, a large camber provided on a part excluding a rear rim part, a flat shape on the upper surface and the lower surface of the center part of the airfoil section are provided in this airfoil section.例文帳に追加

すなわち、大きな前縁半径、後縁部を除く部分に設けた大きなキャンバ、翼面中央部の上面、下面の平らな形状、および後縁部に逆キャンバを設ける翼型にした。 - 特許庁

This airfoil part 10 includes a leading edge 12, a trailing edge 14, a negative pressure side surface 16 and a positive pressure side surface 18 and a plurality of internal cooling cavities 20, 22 and 24 extending radially within the airfoil part.例文帳に追加

本翼形部１０は、前縁１２、後縁１４、負圧側面１６及び正圧側面１８と、翼形部内で半径方向に延びる複数の内部冷却空洞２０、２２、２４とを含む。 - 特許庁

The nominal airfoil given by the X, Y and Z distances lies within an envelope of ±0.040 inches in directions normal to the surface of the airfoil.例文帳に追加

Ｘ、Ｙ及びＺ距離によって与えられた基準翼形部は、該翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．０４０インチの包絡面の範囲内に位置する。 - 特許庁

The nominal airfoil section given by the X, Y and Z distances lies within an envelope of ±0.060 inches in directions vertical to the surface of the airfoil section.例文帳に追加

Ｘ、Ｙ及びＺ距離によって与えられた基準翼形部は、該翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．０６０インチの包絡面の範囲内に位置する。 - 特許庁

The gas turbine moving blade 1 includes an airfoil section 3, a tip shroud 4 joined to the tip of the airfoil section 3, and a fin 5 arranged on its outer peripheral surface.例文帳に追加

ガスタービン動翼１が、翼形部３と、翼形部３の先端に接合されたチップシュラウド４と、その外周面に設けられたフィン５とを具備している。 - 特許庁

A reference airfoil part given by the X, Y and Z distances is existent in an envelop of ±0.055 inch in the vertical direction to the surface of the airfoil part.例文帳に追加

Ｘ、Ｙ及びＺ距離で与えられた基準翼形部は、翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．０５５インチのエンベロープ内に在る。 - 特許庁

A position where a flow rate has the maximum value immediately after the leading edge on the back surface of the airfoil particularly approaches a leading edge side as compared with a conventional airfoil (CDA).例文帳に追加

又、翼型の背面において前縁の直後で流速が極大値になる位置が従来の翼型（ＣＤＡ）に比べて著しく前縁側に近づく。 - 特許庁

To reduce decrease in lift caused by airflow boundary layer separation in an airflow in the vicinity of an airfoil surface boundary layer of each airfoil of an aircraft's wing, a horizontal stabilizer, and a vertical stabilizer and the generation of a shock wave caused by the airflow boundary layer separation.例文帳に追加

航空機の主翼と水平尾翼と垂直尾翼の各翼の翼表面境界層付近の気流における気流の境界層剥離による揚力の低下と気流の境界層剥離による衝撃波の発生を低減させる。 - 特許庁

The turbine engine component further comprises a first cooling circuit 150 in the positive pressure surface for cooling the positive pressure surface of the airfoil portion 104, and a second cooling circuit 114 in the negative pressure surface for cooling the negative pressure surface of the airfoil portion and cooperating with a leading edge surrounding cooling circuit for creating a cooling film on the positive pressure surface.例文帳に追加

タービンエンジン構成要素は、エアフォイル部の正圧面を冷却する正圧面内の第１の冷却回路と、エアフォイル部の負圧面を冷却し、かつ正圧面上に冷却フィルムを生み出す前縁取り囲み冷却回路と協働する負圧面内の第２の冷却回路と、をさらに有する。 - 特許庁

A turbine engine component such as a turbine blade has an airfoil portion 104 having a positive pressure surface and a negative pressure surface.例文帳に追加

タービンブレードなどのタービンエンジン構成要素は、正圧面および負圧面を有するエアフォイル部を備える。 - 特許庁

A first area on the positive pressure surface of the airfoil portion has a first array of a cooling microcircuit embedded in a wall portion forming the positive pressure surface.例文帳に追加

エアフォイル部の正圧面上の第１の領域は、正圧面を形成する壁部内に埋め込まれた、冷却用微細回路の第１のアレイを有する。 - 特許庁

The wing, which is the body of the rotor blade, has a convex surface on its back and a concave surface on its front so that it has an airfoil-shaped cross section.例文帳に追加

動翼の本体である翼は、断面がエアロフォイル形状となるべく、凸面にされた背面と凹面にされた腹面とを有する。 - 特許庁

This airfoil part includes an outer side wall 38, and inner side wall 40, a leading edge 42, a trailing edge 44, a concave surface 46 on the positive pressure side of the airfoil part 32, a convex surface 48 on the negative pressure side, an outer cooling slot 50 formed on the concave surface 46, an inner cooling slot 52 and an middle cooling slot 54.例文帳に追加

この翼形部は、外側壁３８、内側壁４０、前縁４２、後縁４４、翼形部３２の正圧側の凹状表面４６、負圧側の凸状表面４８、凹状表面４６に形成された外側冷却スロット５０、内側冷却スロット５２及び中間冷却スロット５４を含む。 - 特許庁

a hinged airfoil on the upper surface of an aircraft wing that is raised to reduce lift and increase drag 例文帳に追加

揚力を減じ抗力を増すために上げられる、飛行機の翼の上面に蝶番で取り付けられた翼 - 日本語WordNet

The first slot 24 has a surface at least in the form of serration state, engaging with the serration of the airfoil 16.例文帳に追加

第１のスロット２４は少なくともセレーション状の表面を有し、エアフォイル１６のセレーションと嵌合する。 - 特許庁

The body (110) has a proximal end (112) configured for disposition proximate the airfoil surface (21) and a distal end (114).例文帳に追加

本体（１１０）は、翼形部表面（２１）に近接して配置するよう構成された近位端（１１２）と遠位端（１１４）とを有する。 - 特許庁

The airfoil-shaped cover includes flow holes drilled normal to the surface of the ECP cover 114.例文帳に追加

エアフォイル形状のカバーは、ＥＣＰカバー１１４の表面に垂直に穿孔されるフローホールを含む。 - 特許庁

A bulge turning fluid aside bulging from the airfoil section shape is provided on the downstream end part of a back surface of the vane over at least a part of blade length.例文帳に追加

ベーンの背面の下流端部に翼長の少なくとも一部に亙って翼型断面形状より膨出した流体そらせ隆起を設ける。 - 特許庁

A plurality of vortex generators are formed on an internal surface of at least one of the positive pressure and negative pressure side surfaces of the airfoil part.例文帳に追加

複数の渦発生体が、翼形部の正圧及び負圧側面の少なくとも１つの内部表面上に形成される。 - 特許庁

A second jaw has a surface portion substantially protruded and complementary to a positive pressure side portion of the airfoil.例文帳に追加

第２のジョーは、実質的に凸状でかつ上記エアフォイルの正圧面部分と相補的な表面部分を有する。 - 特許庁

One of the sacrificial coating 62 or an erosion-resistant coating 64 is disposed on the airfoil surface 32, and the other of a corrosion-resistant coating or the erosion-resistant coating 64 is disposed on the one, and the sacrificial coating 62 is more anodic than the airfoil surface 32 or the erosion-resistant coating 64.例文帳に追加

翼形表面３２に犠牲皮膜６２又は耐エロージョン性皮膜６４の一方が設けられ、その上に耐食性皮膜又は耐エロージョン性皮膜６４の他方が設けられ、犠牲皮膜６２は翼形表面３２又は耐エロージョン性皮膜６４よりも卑である。 - 特許庁

Operating life of the nozzle is extended by welding a positive pressure and a negative pressure side surface end edge part of the coupon to a positive pressure and a negative pressure side surface end edge part 54, 56 of remaining part of the airfoil.例文帳に追加

クーポンの正圧及び負圧側面端縁部を翼形部の残余部分の正圧及び負圧側面端縁部（５４、５６）に溶接することによって、ノズルの作動寿命を延長する。 - 特許庁

The film-cooled turbine structure is configured with one or more asymmetric chevron film cooling holes for improving film cooling for a variety of airfoil surfaces or airfoil regions, particularly in regions and applications where the surface fluid streamline curvature is significant.例文帳に追加

本フィルム冷却式タービン構造は、１以上の非対称シェブロンフィルム冷却孔を有するように構成され、１以上の非対称シェブロンフィルム冷却孔は、特に表面流体流線湾曲が大きい領域及び用途において多様な翼形部表面又は翼形部領域に対するフィルム冷却を高める。 - 特許庁

The positive pressure and the negative pressure surfaces 12, 11 have radially corresponding surface characteristics at spanwise local portions of the airfoil 10 that cooperatively define one or more of a camber line C_R and a thickness distribution plot T_R of the airfoil 10 as having a radius of curvature with two or more sign inversion points.例文帳に追加

本翼形部１０のスパン方向局所部分における正圧及び負圧表面１２、１１の半径方向に対応する表面特性は、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部１０のキャンバ線Ｃ_R及び厚さ分布プロットＴ_Rの１以上を協働して定めるように形成される。 - 特許庁

The supercharger 30 of an engine 1 includes: a diffuser airfoil 452 with a guide vane 47 coming in and out of the diffuser flow path 6; and a warming-up means (ECU 70) for bringing a second surface 452b of the diffuser airfoil 452 into abutment with a rear casing 42, when it is determined that the guide vane 47 freezes based on an operating condition of the engine 1.例文帳に追加

エンジン１の過給機３０は、ディフューザ流路６に出没する案内羽根４７が設けられたディフューザ翼４５２と、エンジン１の運転状態に基づいて案内羽根４７が氷結すると判断する場合、ディフューザ翼４５２の第２面４５２ｂを背面ケーシング４２に当接させる暖機手段（ＥＣＵ７０）と、を備える。 - 特許庁

The turbine bucket 10 includes an airfoil 12 at one end thereof; a root 14 at an opposite end thereof; a platform 16 located between the airfoil and the root ; at least one internal cavity located within or radially inward of the platform having at least one film cooling hole extending between the at least one cavity and an external surface of the platform.例文帳に追加

本タービンバケット１０は、その一端の翼形部１２と、その反対側端の根元部１４と、翼形部と根元部の間に設置されたプラットフォーム部１６と、それ及びプラットフォーム部の外表面間で延在する少なくとも１つのフィルム冷却孔を有する該プラットフォーム部の内部に又は該プラットフォーム部の半径方向内側に設置された少なくとも１つの内部空洞とを含む。 - 特許庁

The pair of jaws includes a first jaw having a surface portion substantially recessed and complementary to a negative pressure side portion of an airfoil of a first turbine engine element (22).例文帳に追加

一対のジョーは、実質的に凹状でかつ第１のタービンエンジン要素（２２）のエアフォイルの負圧面部分と相補的な表面部分を有する第１のジョーを含む。 - 特許庁

The rotor blade(30) can include an undercut groove(32) formed on the dovetail front surface(22) and at least partially undercutting an intersection of the front edge(17) of the airfoil(12) with the platform(18).例文帳に追加

本ロータブレード（３０）は、ダブテール前面（２２）上に形成されかつ翼形部（１２）の前縁（１７）及びプラットホーム（１８）の交差部を少なくとも部分的にアンダカットしたアンダカット溝（３２）を含むことができる。 - 特許庁

The flow guiding elements include such elements as a guide cap 124 having a streamlined surface 130/an airfoil shape provided in a downstream direction of the flow guide 118.例文帳に追加

ガイド流れ要素は、流れガイド１１８の下流方向に位置する流線形面１３０／エーロフォイル形状を有するガイドキャップ１２４のような要素を含む。 - 特許庁

For cooling a selected part of the outer surface of this airfoil part by an air film, at least one air pocket is provided for at least one cavity wall.例文帳に追加

翼形部の外部表面の選んだ部分を空気膜冷却するために、少なくとも１つのエアポケットが、少なくとも１つの空洞の壁に設けられる。 - 特許庁

Initial transition from a laminar boundary layer to a turbulent boundary layer is resultantly facilitated and the turbulent boundary layer in a rear portion on the airfoil back surface downstream of the transition point is held in a very stable state.例文帳に追加

その結果として層流境界層から乱流境界層への初期の遷移が促進され、遷移点の下流の翼型背面の後部の乱流境界層が極めて安定した状態に留まるようになる。 - 特許庁

This turbine airfoil 32 includes the leading edge 36 and a trailing edge 38 arranged at an interval in the axial direction, and the leading edge 36 has an external surface curvature extending in the axial direction.例文帳に追加

タービン翼形部（３２）は、前縁（３６）と軸方向に間隔を置いて配置された後縁（３８）とを含み、前縁（３６）は、軸方向に延びる外面湾曲面を有する。 - 特許庁

To provide a method for removing metal cladding (42, 46, 50) adhering to at least one surface (54, 58) of a substrate (38) of an airfoil (10) including the substrate (38).例文帳に追加

基体（３８）を含む翼形部（１０）の該基体（３８）の少なくとも１つの表面（５４、５８）に、その少なくとも一部分が接着されたクラッド（４２、４６、５０）を除去するための方法を提供する。 - 特許庁

In a sub-sonic velocity region wherein a Reynolds number is equal to or smaller than a critical Reynolds number, a flow rate distribution on a back surface side of the airfoil has one maximum value of a supersonic velocity within 6% from a leading edge.例文帳に追加

レイノルズ数が臨界レイノルズ数以下の遷音速領域において、翼型の背面側の流速分布がコード上で前縁から６％以内に超音速の極大値を一つ有する。 - 特許庁

A method for restoring a gas turbine engine part includes steps for depositing a filler onto a sulfurized portion of the lower surface of a platform of a turbine airfoil to form a regeneration surface on the lower surface and for solidifying the filler by a laser.例文帳に追加

ガスタービンエンジン部品を再生する方法は、タービンエンジンのプラットフォームの下面に再生面を形成するために、その下面の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。 - 特許庁

To provide a turbine engine component having a surface that is substantially resistant to sand fouling and exhibits a minimal or no decrease in surface finish, hardness, high cycle fatigue strength under particle impact, and has a minimal effect on the airfoil area and surface profile.例文帳に追加

砂付着に対して強い耐性を有し、粒子衝突時の表面仕上げ、硬度、高サイクル疲労強度の劣化が最小限又はゼロに抑えられ、且つ、エアフォイル領域及び表面形状に与える影響が最小限になる表面を有するタービンエンジン部品を提供すること。 - 特許庁