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

To provide a support bar for a turbine nozzle assembly that is removably affixed to a semi-annular diaphragm segment in an axial direction.例文帳に追加

半環状ダイアフラムセグメントに軸方向で取り外し可能に取り付けることができる、タービンノズル組立体用の支持バーを提供すること。 - 特許庁

The nozzle (112) of the gas turbine stage includes an annular body divided in nozzle segments (112), and the honeycomb type alveolar seal (120) is directly fixed to these nozzle segments.例文帳に追加

該ガスタービン段のノズル（１１２）は、ノズルセグメント（１１２）に分割された環状の本体を含み、ハニカム式アルベオラシール（１２０）が、これらのノズルセグメント（１１２）に直接固定される。 - 特許庁

This system in one embodiment includes an annular seal 42 constituted to seal a turbine fuel nozzle 12 to a turbine combustor 16, and the annular seal 42 includes a first annular seal section 46 having an inner annular surface, a first base section, and a first distant section at a side opposite to the first base section.例文帳に追加

一実施形態に係るシステムは、タービン燃焼器（１６）に対するタービン燃料ノズル（１２）をシールするように構成された環状シール（４２）を含み、該環状シール（４２）が、内側環状表面と、第１のベース部と、第１のベース部とは反対側の第１の遠位部とを有する第１の環状シール部（４６）を含む。 - 特許庁

A gas turbine has the chordal hinge seal 46 between an inside rail 52 of nozzle segments 41 and an annular seal surface 54 opposite to the axial direction of a nozzle support ring 44.例文帳に追加

ガスタービンは、ノズルセグメント41の内側レール52とノズル支持リング44の軸方向に向いた環状シール面54との間に弦ヒンジシール46を有する。 - 特許庁

The nozzle injects liquid fuels into a swirling annular airstream and then atomizes, disperses and vaporizes the fuels in a lean premixing dual fuel nozzle for a gas turbine combustor.例文帳に追加

前記ノズルは、ガスタービン燃焼器用の希釈予混合二重燃料ノズルの内部で、旋回する環状の空気流の中に液体燃料を噴射し、次いで霧化し、分散させて気化することを可能にする。 - 特許庁

In a gas turbine, a supplemental seal 60 is provided between a seal surface 54 facing in an axial direction of a nozzle support ring 44 and an annular seal surface 50 formed by circumferentially adjacent nozzle segments 41, the seal surface 54 and the annular seal surface 50 facing to each other in an axial direction.例文帳に追加

ガスタービンにおいて、ノズル支持リング44の軸方向に向いたシール面54と円周方向に隣り合うノズルセグメント41によって形成される軸方向に対向する環状シール面50との間に、補助シール60が設けられる。 - 特許庁

One nozzle plate 91 of a variable nozzle mechanism 9 is arranged in a communicating part for communicating a scroll passage 55a of a turbine housing 55 with the annular space 57 so as to block up the communicating part, and a part (94) of an operation mechanism is arranged in the annular space 57.例文帳に追加

タービンハウジング５５のスクロール通路５５ａと環状空間５７とを連通する連通部には、当該連通部を塞ぐように可変ノズル機構９の一方のノズルプレート９１が配置されて、環状空間５７に操作機構の一部（９４）が配置される。 - 特許庁

A plurality of nozzle vanes 10 fixed to an end part of a shaft 11 are turnably supported along outer periphery of an exhaust turbine rotor 6 in a nozzle part 5 provided between an annular passage 3 for exhaust gas provided in an outer peripheral part of an exhaust turbine housing 2 and an exhaust gas flowing-out part 4.例文帳に追加

排気タービンハウジング(2)の外周部に設けた排気ガスの環状通路(3)と、排気ガス流出部(4)との間に設けたノズル部(5)に、排気タービンロータ(6)の外周に沿って、複数個の、軸(11)の端部に固設したノズルベーン(10)を回動自在に軸支する。 - 特許庁

The supercharger 1 is provided with a turbine 2 driving a turbine impeller 5 by exhaust gas made flow into an annular gas channel 10, a variable capacity device capable of varying flow speed of exhaust gas by opening and closing a plurality of nozzle vanes 31 arranged in the annular gas channel 10 with keeping predetermined interval in a circumferential shape, and a compressor 3 driving a compressor impeller 6 by rotation force of the turbine impeller 5.例文帳に追加

環状ガス流路１０に流し込まれた排気ガスによりタービンインペラ５を駆動させるタービン２と、環状ガス流路１０内に円周状に所定間隔で配列される複数のノズルベーン３１を開閉することで排気ガスの流速を可変とする可変容量装置と、タービンインペラ５の回転力によりコンプレッサインペラ６を駆動させるコンプレッサ３と、を備える過給機１である。 - 特許庁

In a gas turbine 10 including the chordal hinge seal 46 between an inner rail 52 of a nozzle segment and an annular seal surface 54 facing in an axial direction of a nozzle retaining ring 44, the supplemental seal 60 is located between the retaining ring and an inner band of the nozzle segment on a lower pressure side of the chordal hinge seal.例文帳に追加

ノズルセグメントの内側レール52とノズル支持リング44の軸方向に向いた環状シール面54との間に弦ヒンジシール46を有するガスタービン10において、補助シール60が、弦ヒンジシールの低圧側において支持リングとノズルセグメントの内バンドとの間に配置される。 - 特許庁

To provide a cooling system for cooling adjacent side edges of inside/outside platforms of nozzle segments arranged around an axis line of a turbine in an annular arrangement.例文帳に追加

本発明は、タービンの軸線の周りに環状の配列で配置されたノズルセグメントの内側・外側プラットホームの隣接する側端縁を冷却する冷却システムを提供する。 - 特許庁

Cooling air is supplied from a cooling air nozzle 71 to an axially annular cooling air passage 30 which is formed in the inside of the rotor shaft 11 of a gas turbine rotor 10.例文帳に追加

ガスタービンロータ１０のロータ軸１１内に形成された軸線方向の環状冷却空気通路３０に冷却空気ノズル７１から冷却空気を供給する。 - 特許庁

To provide a novel and improved profile of an airfoil portion and an annular space for a first stage nozzle of air/vapor combined type gas turbine.例文帳に追加

本発明は、空気及び蒸気複合冷却式ガスタービンの第１段ノズルのための新規な改良された翼形部と環状空間のプロファイルに関する。 - 特許庁

A nozzle support body 32 of the gas turbine engine 10 is annular, and includes at least one gas injector assembly 40 having an injector 44 integrated with a plenum 42.例文帳に追加

ガスタービンエンジン（１０）のノズル支持体（３２）は、環状であり、プレナム（４２）と一体形の噴射器（４４）とを備えた少なくとも１つのガス噴射器アセンブリ（４０）を含む。 - 特許庁

A recessed part 20 is formed in the annular flow path forming the surface part of the turbine housing 1, and a clearance control plate 21 is disposed to the recessed part 20 so that a clearance C between nozzle vanes 16 is kept constant.例文帳に追加

タービンハウジング１の環状流路形成面部に凹部２０を形成し、凹部２０に、ノズルベーン１６との間のクリアランスＣが一定になるようにクリアランスコントロールプレート２１を配置する。 - 特許庁

In a gas turbine having a chord hinge seal 46 between an inside rail 52 of a nozzle segment 41 and an annular seal surface 54 facing to the direction of the axis of a nozzle support ring 44, an auxiliary seal 70 is placed between the support ring and the inside rail 52, on a high pressure side 37 of the chord hinge seal.例文帳に追加

ノズルセグメント41の内側レール52とノズル支持リング44の軸方向に向いた環状シール面54との間に弦ヒンジシール46を有するガスタービンにおいて、補助シール70が、弦ヒンジシールの高圧側37において支持リングと内側レールとの間に配置される。 - 特許庁

A fuel nozzle 50 for the gas turbine engine 10 comprises a first jet circulation passage 82 that includes an annular delivery opening 94 and jets liquid fuel into a gas turbine engine on the downstream side of the nozzle, a second jet circulation passage 84 aligned substantially concentrically with the first jet circulation passage, and a third jet circulation passage 86 aligned substantially concentrically with the first jet circulation passage.例文帳に追加

本発明のガスタービンエンジン（１０）用の燃料ノズル（５０）燃料ノズル（５０）は、環状吐出開口（９４）を含む、ノズルより下流側で液体燃料をガスタービンエンジン中に噴射する第１の噴射循環路（８２）と、第１の噴射循環路とほぼ同心円状に位置合わせされた第２の噴射循環路（８４）と、第１の噴射循環路とほぼ同心円状に位置合わせされた第３の噴射循環路（８６）とを含む。 - 特許庁

In fuel injection valve 20 of a gas turbine combustor, a swirling passage 25 is formed at the center of a fuel injection flow passage 23 which has an annular cross section and is opened forward, and a water injection nozzle 16A which injects water toward an air supplying passage 26 of the suction port for the swirling passage 25 of the valve 20 is provided.例文帳に追加

ガスタービン燃焼器の燃料噴射弁２０は断面形状円環状で前方に開放する燃料噴射流路２３の中央にスワール通路２５が形成されて成り、この燃料噴射弁２０のスワール通路２５への吸気口である空気供給通路２６に向けて水を噴射する水噴射ノズル１６Ａを備えて構成されている。 - 特許庁

The second jet circulation passage is disposed between the second jet circulation passage and the third jet circulation passage, one of the second and third jet circulation passages jets water into the gas turbine engine on the downstream side of the nozzle, and one of the second and third jet circulation passages includes an annular delivery opening 132.例文帳に追加

そして、第２の噴射循環路が第２の噴射循環路と第３の噴射循環路の間にあり、第２および第３の噴射循環路の一方がノズルより下流側でガスタービンエンジン中に水を噴射し、第２の噴射循環路および第３の噴射循環路の一方が環状吐出開口（１３２）を含む。 - 特許庁

The variable geometry turbine 2 comprises an outside housing 3 forming a spiral shaped inlet channel 6 for operation fluid, a rotor 4 rotatably supported in the housing 3, a control member 14 moving in an axial direction for controlling flow of operation fluid from the channel 6 to the rotor 4 and is provided with a nozzle 10 with annular blade for variable geometry put between the channel 6 and the rotor 4.例文帳に追加

可変ジオメトリータービン（２）は、動作流体のための螺旋形の入口チャネル（６）を形成している外側ハウジング（３）と、このハウジング内に回転可能なように支持されたロータ（４）と、チャネルからロータへの動作流体のフローを制御するために軸方向に移動する制御部材（１４）を有し、チャネルとロータ杜の間に径方向に介在された可変ジオメトリーの環状の羽根付きノズル（１０）とを具備する。 - 特許庁