「BLADE PROFILE」を含む例文一覧(91)
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ブレード翼型設計方法および翼型 - 特許庁 - FIXED TURBINE BLADE PROFILE PART
固定タービン翼形部 - 特許庁 - COLLISION COOLING BLADE PROFILE
衝突冷却翼形 - 特許庁 - PERIODIC STATOR BLADE PROFILE PART
周期的なステータ翼形部 - 特許庁 - SAW BLADE FOR SAWING HOLLOW PROFILE AND PROFILE
中空材及び形材を切断するための鋸刃 - 特許庁 - REVERSE TIP BAFFLE TYPE BLADE PROFILE PART
逆先端バッフル式翼形部 - 特許庁 - AIR FOIL PROFILE FOR TURBINE NOZZLE BLADE
タービン用ノズルブレードのエーロフォイル輪郭 - 特許庁 - ADVANCED HIGH TURNING COMPRESSOR BLADE PROFILE
先進的高転向圧縮機翼型 - 特許庁 - TURBINE BLADE WITH IMPROVED PROFILE
改良されたプロファイルを有するタービン羽根 - 特許庁 - DOUBLE-BENT BLADE PROFILE PART OF COMPRESSOR
二重に湾曲した圧縮機翼形部 - 特許庁 - DESIGN OF STEAM OUTLET FLOW FOR REAR CAVITY OF BLADE PROFILE PART
翼形部の後部空洞用の蒸気出口流設計 - 特許庁 - The fan blade 21 has an airfoil profile in which a recess 41 is formed on the blade surface 23.
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 - A filler 26 is then situated in the pocket to complete the aerodynamic profile of the blade profile.
次いで、充填材（２６）をポケット内に配置して翼形部の空力プロファイルを完成する。 - 特許庁 - The multiple part hybrid turbine blade has a shank and an aerofoil profile.
多部品のハイブリッド・タービンブレードが、シャンク部と翼形部とを備える。 - 特許庁 - In an embodiment, a method for the gas turbine engine includes a directionally crystallized metallic base, for example a superalloy demarcating a blade profile, a blade root and a pedestal arranged between the blade profile and the blade root.
１つの実施例では、ガスタービンエンジン用の方法は、指向的に結晶化した金属下地、例えば、翼形と根元と羽根および根元の間に配置された台とを画定する超合金を含む。 - 特許庁 - The blade profile for the gas turbine engine contains a body, having an inner surface specifying a hollow cavity part provided in the blade profile with the inlet and the outlet.
ガスタービンエンジンの翼形は、翼形内に入口と、出口とを有する中空の空洞部を規定する内面を有する本体を含む。 - 特許庁 - The blade profile part(20) includes a stagger which increases above the root(34) and decreases above a middle pitch section(40) of the span of the blade profile part.
本翼形部（２０）は、根元（３４）の上方で増大しかつ該翼形部のスパン中間ピッチセクション（４０）の上方で減少するスタッガを含む。 - 特許庁 - To supply stator blade profile parts for reducing vibration excitation to a rotor blade while maintaining aerodynamical performance allowable in a rotor blade.
ロータブレードの許容できる空気力学的性能を維持しながら、ロータブレードへの振動励起を減少したステータ翼形部を供給する。 - 特許庁 - A plain blank is set to size in which a blade profile 10a is formed.
プレーンブランク（１０）を翼形部（１０ａ，１０ｂ，１０ｃ）を生じる寸法にする。 - 特許庁 - A profile adjusting mechanism 14 is arranged on the back face side of the second stage blade 10b.
第２段ブレード１０ｂの背面側にプロファイル調整機構１４を配置する。 - 特許庁 - A tip 22 of the moving blade is formed in a shape complementary to a casing profile and reduces incurring of a blade end loss and the occurrence of flow inhibition.
動翼の先端（２２）はケーシング輪郭と相補的形状をしていて翼端損失と流れ阻害を減らす。 - 特許庁 - To provide an axial flow turbine provided with high performance three-dimensional stationary blade and moving blade capable of reducing both of secondary flow loss and blade profile loss.
二次流れ損失および翼型損失の両方を減少可能な高性能３次元翼の静翼および動翼を備えた軸流タービンを提供する。 - 特許庁 - 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.
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。 - 特許庁 - A stator 14 includes the rows of the blade profile parts 22 and 28 extending in the inner part from a casing 24.
ステータ（１４）はケーシング（２４）から内方に延びる翼形部（２２，２８）の列を含む。 - 特許庁 - A first stage nozzle blade includes the airfoil portion 12 having a profile according to Table I.
第１段ノズル羽根は、表Ｉに従ったプロファイルを有する翼形部（１２）を含む。 - 特許庁 - Consequently, high performance three-dimensional stationary blade and three-dimensional moving blade capable of reducing blade profile loss at the central part in the blade longitudinal direction, while reducing secondary flow loss at the blade tip part and the blade root part is formed.
これにより、翼先端部から翼根本部における二次流れ損失を減少させつつ、翼長手方向中央部における翼型損失をも減少可能な、高性能な３次元静翼およひ３次元動翼を形成することができる。 - 特許庁 - To provide a rotor blade with a profile part 42 capable of promoting the reduction of manufacturing loss caused by scarfing a profile part trailing edge 50.
翼形部後縁（５０）スカーフィングによる製造損失の減少を促進できる翼形部（４２）を備えるロータブレードを提供する。 - 特許庁 - The cut insert piece (15) having a cutting blade (21) is inserted into the holder, and the cutting blade has a thread-cutting profile.
この工具ホルダ内へ、切断刃（２１）を有する切断挿入片（１５）が挿入され、その切断刃はねじ切断プロフィールを有している。 - 特許庁 - The structure body part 40 has a profile matching with that of an adjoining fan blade 18.
構造本体部分（４０）は 隣接するファンブレード（１８）の輪郭と合致する輪郭を有する。 - 特許庁 - The advance and retraction means 56 lets the cutter 24 advance to a workpiece side before the blade starts cutting of a tooth profile side face and lets it retract to a predetermined cutting position on the tooth profile side face immediately after the blade starts cutting.
そして、その進退手段５６は、ブレードが歯形側面を切削し始める前にカッター２４をワーク側に前進させ、切削し始めた直後に所定の歯形側面切削位置に後退させる。 - 特許庁 - To provide a light control device that achieves low-profile configuration, while preventing a blade for regulating the amount of light, such as a shutter blade, a diaphragm blade, or a filter blade, from coming out of an axis thereof or from being caught between a tip of the axis and other components.
シャッタ羽根や小絞り羽根やフィルター羽根等の光量調節羽根が、軸から抜けたり軸先端と他の部材に挟まれたりすることを防止しつつ、薄型化が可能な光制御装置を提供する。 - 特許庁 - In the blade profile used for a rotor blade 1 or a stator blade 2 of the axial blower, camber lines 9, 10 are formed of two quadratic curves so as to be maximum at the position of 40% to 50% of blade chord length.
軸流送風機の動翼１または静翼２に用いる翼型において、反り線９、１０を二つの２次曲線から構成し、翼弦長の４０％から５０％の位置で最大となるようにする。 - 特許庁 - The introduction pipe 20 is connected to a nozzle having a plurality of injection holes capable of flowing water on both of a profile face and a profile back surface of the partition blade 2.
導入管２０は仕切翼２のプロファイル表裏両面に水を流すことが可能な多数の噴出口を形成したノズルと接続されている。 - 特許庁 - AUTOMATIC SENSING AND AUTOMATIC MACHINING SYSTEM FOR REPAIRING PROFILE PORTION OF BLADE AND ITS METHOD
ブレードの翼形部を修理するために自動感知しかつ自動機械加工するためのシステム及び方法 - 特許庁 - The turbine blade 30 has a platform 40 and a profile part 42 extending radially from the platform 40.
タービンブレード（３０）は、プラットホーム（４０）と、プラットホーム（４０）から半径方向に延びる翼形部（４２）と有する。 - 特許庁 - A fin 5 is erected in a circumferential direction on an outer peripheral surface of a tip shroud 3 of a gas turbine moving blade 8, and a thinning 4 is erected along all circumference of a blade profile.
ガスタービン動翼８のチップシュラウド３の外周面には周方向にフィン５が立設し、翼プロファイルの全周囲に沿ってシニング４が立設されている。 - 特許庁 - To provide a blade profile part of a rotor of a compressor which has an improvement in aerodynamic performance despite an increased clearance of a blade end because of friction of the end.
先端摩擦によるブレード先端間隙が増大するにも拘わらず改善した空気力学的性能を有する圧縮機ロータ翼形部を提供する。 - 特許庁 - The profile of each blade 1 is identified by means of a series of closed intersection curves 20 between the profile itself and planes X, Y lying at distances Z from the central axis.
各ブレード（１）の輪郭は、該輪郭自体と中心軸線からの距離（Ｚ）に位置する平面（Ｘ、Ｙ）との間の一連の閉交差曲線（２０）によって特定される。 - 特許庁 - The baffle 42 is extended along a blade chord direction with a profile reverse to that of the first rib 36 to form the first pocket 44, and is also extended along the blade chord direction with a profile reverse to that of the second rib 38 to form the second pocket 46.
バッフル（４２）は、第１のリブ（３６）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第１のポケット（４４）を形成し、また第２のリブ（３８）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第２のポケット（４６）を形成する。 - 特許庁 - The size of the cooling hole and a position regarding the inner surface of the blade profile body are determined, such that cooling air is guided toward the inner surface of the blade profile body, and this constitution is determined such that cooling air collides against the part.
冷却穴の大きさと翼形本体の内面に関する位置とは、冷却空気を翼形本体の内面の部分に向かって導き、それにより、冷却空気をその部分に衝突させるように定められている。 - 特許庁 - This turbine blade 10 includes a blade profile part 12 having the first and second tip ribs 36, 38 extended along positive pressure and negative pressure side faces 20, 22 thereof opposed each other.
本タービンブレード（１０）は、その対向する正圧及び負圧側面（２０、２２）に沿って延びる第１及び第２の先端リブ（３６、３８）を有する翼形部（１２）を含む。 - 特許庁 - A coating material for the blade profile coated with the coating material can have a composition different from the coating material applied on the pedestal under surface.
また、翼形が被覆される所では、翼形の塗料が台下面の塗料と異なる組成を有してもよい。 - 特許庁 - A cooling profile adjustment is managed via a network so that the adjusted cooling profile adapts to other information handling systems operating nearby such as a blade information handling system of a blade server.
１つの実施形態では、調整された冷却プロファイルが、ブレードサーバのブレード情報取扱システムのような近傍で動作している他の情報取扱システムに対して適応するように、冷却プロファイル調整がネットワークを通して管理される。 - 特許庁 - The blade (1) consists of a hull member (10) between an outside profile line and a dot-and-dash line, and a core member (20) inside the hull member.
翼（１）は外側の輪郭線と一点鎖線の間の外皮部材（１０）と、外皮部材の内側、の芯部材（２０）から成る。 - 特許庁 - The respective guard members 30a and 30b move between the extended position where an outer profile 31a extends beyond an outer circumferential edge 21 of a rotary blade 20 and the retracted position where the outer profile 31a is retracted such that the outer circumferential edge 21 of the rotary blade 20 is exposed.
各ガード部材３０ａ、３０ｂは、外端縁３１ａがロータリーブレード２０の外周エッジ２１を超えて突出する突出位置と、外端縁３１ａが後退してロータリーブレード２０の外周エッジ２１を露出させる退避位置との間を移動する。 - 特許庁 - To provide a blade profile designing method of a turbomachinery capable of defining a camber line of a blade profile of the turbomachinery in a smaller degree of freedom in comparison with those of conventional designing methods and hereby capable of shortening a computation time by a computer needed for an optimized design thereof, and further to provide a program thereof.
ターボ機械の翼形状のうち，キャンバラインを従来と比較して少ない自由度で定義することができ，これにより，コンピュータによる最適化設計の計算時間を短縮化できるターボ機械の翼形状設計方法およびプログラムを提供する。 - 特許庁 - The balancer 57 smoothly contacts in a condition of small resistance applied from the lubricating oil stored in the bottom of a crank chamber 5 by attaching the balancer 57 of a blade profile in cross section to the crank shaft 7 when the balancer 57 of the blade profile rotates together with the crank shaft 7.
クランクシャフト７に、断面が翼型のバランサ５７取り付けることにより、クランクシャフト７とともに翼型のバランサ５７が回転すると、バランサ５７が、クランク室５の底部に溜まった潤滑油から受ける抵抗が少ない状態で滑らかに接触させる。 - 特許庁 - Welding strength is improved by providing a curved profile on the base part of the stationary blade 1 and increasing the area of welding.
静翼１付け根部に曲面形状を設け、溶接箇所の面積を拡大させることにより溶接強度の増大をねらった。 - 特許庁 - To provide a method for controlling the flow of coolant for effectively cooling the fillet area 60 of the nozzle blade profile section of a turbine.
本発明は、タービンのノズル翼形部のフィレット領域６０を効果的に冷却するための冷却媒体流の制御に関する。 - 特許庁 - The blade profile is further provided with a partition wall for dividing the internal part of the cavity part into first and second cooling passages.
翼形は、空洞部の内部に、空洞部を第１の冷却通路と、第２の冷却通路とに分割する区画壁を更に含む。 - 特許庁
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