JP2018100662A5 - - Google Patents
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Description
図4を参照すると、図1のシステム100などの積層造形システムからの既存部品および付加部品で作られた別の例示的なロータブレード400が断面図で示されている。ロータブレード400は、根元部402、翼形部404、および先端シュラウド406から構成することができる。根元部402は、根元プラットフォーム410と、ダブテールなどの根元コネクタ412と、を含むことができる。根元プラットフォーム410は、ロータブレード400の1つまたは複数の内部機構に冷却空気を受け取るための1つまたは複数のチャンバまたは根元空気チャネル414、416を画定することができる。翼形部404は、翼形部本体420の側方外周の周りに延在する外面422を有する翼形部本体420を含むことができる。翼形部本体420は、既存部分424、および既存部分424と付加部分426との間の移行部として部品構築面428を有する付加部分426を含むことができる。いくつかの実施形態では、部品構築面428は、根元プラットフォーム410とほぼ平行であり、付加部分426の構築方向に対してほぼ均一な高さを提供する。いくつかの実施形態では、部品構築面428は、根元プラットフォーム410に対して傾斜していてもよく、構築方向は、部品構築面428に垂直になるように調整されてもよい。付加部分426は、付加構造体430の翼形部分であってもよい。先端シュラウド406は、付加構造体430の先端シュラウド部分434であってもよい。いくつかの実施形態では、付加構造体430は、外向き先端部436にのみ延在し、先端面438を画定することができる。先端シュラウド406は、付加構造体430の連続部分ではなく、外向き先端部436に固定された別個の部品であってもよい。翼形部404は、既存部分424を貫通し、付加部分426を貫通して延在する複数の内部機構を含む。空気チャネル440、450は、根元空気チャネル414、416に接続し、外面422および先端面438を含む様々な外面で終端することができる。いくつかの実施形態では、空気チャネル440、450は、幹チャネル442、452および分岐チャネル444、446、448、454、456、458、460、462、464を含むことができる。幹チャネル442、452は、既存部分424を貫通して部品構築面428まで延在することができる。幹チャネル442、452は、付加構造体430の内部機構として付加部分426を貫通して継続することができる。幹チャネル442は、付加構造体430内の分岐チャネル444、446、448に分割される。幹チャネル452は、分岐チャネル454、456、458、460、462、464に分割される。いくつかの実施形態では、幹チャネル442、452はそれぞれ、横方向の幅または直径を有し、分岐チャネル444、446、448、454、456、458、460、462、464はそれぞれ、横方向の幅または直径を有することができ、これらのチャネルの最小幅および最大幅は変化してもよい 例えば、幹チャネル442、452の最小幅は、既存部品を作製するために、および/または部品構築面428を準備するために使用されるプロセス能力によって規定されてもよい。分岐チャネル444、446、448、454、456、458、460、462、464の最小幅は、付加構造体430に使用される積層造形プロセスによって可能になるように、より小さくてもよい。例えば、幹チャネルは、少なくとも0.1インチまたは2.5ミリメートルの最小幅を有することができ、分岐チャネルは、0.1インチまたは2.5mmより小さい、例えば0.01インチまたは0.25mmの最小幅を有することができる。いくつかの実施形態では、付加構造体430内の空気チャネルのネットワークは、実質的な空気空間を生成し、既存部分424に対して付加構造体430の選択された断面における金属材料を低減することができ、付加構造体430に既存部分424よりも低い部材密度を与える。いくつかの実施形態では、既存部分424は第1の金属から構成され、付加構造体430は異なる特性を有する第2の異なる金属から構成される。第1の金属および第2の金属の選択は、それぞれの製造プロセスのプロセス能力および/または強度、延性、硬度、熱/応力許容度、密度、ならびに機械的特徴および/または表面処理を含む異なる機能特性に関連してもよい。いくつかの実施形態では、付加構造体430は、多孔質マトリックスまたは金属材料の格子などの積層造形によって作製された重量を減少した機械構造で作製することができる。いくつかの実施形態では、既存部分424は、ロータブレードなどの損傷した部品の一部であってもよく、部品構築面428は、損傷した機構が除去されている準備された表面である。例えば、摩耗した、腐食した、または破損した外側先端部を粉砕して、損傷した部分および除去された部分を交換もしくは増強するための付加構築のために準備された得られた表面を除去することができる。
図5を参照すると、図1のシステム100などの積層造形システムからの既存部品および付加部品で作られた別の例示的なロータブレード500が断面図で示されている。ロータブレード500は、根元部502、翼形部504、および先端シュラウド506から構成されてもよい。根元部502は、根元プラットフォーム510と、ダブテールなどの根元コネクタ512と、を含むことができる。根元プラットフォーム510は、ロータブレード500の1つまたは複数の内部機構に冷却空気を受け取るための1つまたは複数のチャンバまたは根元空気チャネル514、516を画定することができる。翼形部504は、翼形部本体520の側方外周の周りに延在する外部翼形部表面522を有する翼形部本体520を含むことができる。翼形部本体520は、既存部分524、および既存部分524と付加部分526との間の移行部として部品構築面528を有する付加部分526を含むことができる。部品構築面528は、2つの部品を融着するための追加の構築面を提供することによって、付加部分526の付加構築を助けるための1つまたは複数の表面機構を含むことができる。例えば、部品構築面528は、付加部分526を構築するための遠位側接触面および側方接触面の両方を提供する表面延長部530、532、534、536を含むことができる。付加部分526は、付加構造体540の翼形部分であってもよい。先端シュラウド506は、付加構造体540の先端シュラウド部分542であってもよく、外部シュラウド面544を画定してもよい。翼形部504は、付加部分526内の複数の例示的な内部機構を示し、そのいくつかは、既存部分524の内部機構と連続している。空気チャネル550、560は、根元空気チャネル514、516に接続し、外部翼形部表面522および外部シュラウド面544を含む様々な外面で終端することができる。空気チャネル550は、既存部分524を貫通する流路を提供し、付加部分526内の空気チャンバ552に接続することができる。複数のより小さい空気チャネル554、556、558は、空気チャンバ552から外部シュラウド面544を貫通する排出経路を提供することができる。空気チャネル560は、付加部分526を貫通して外部翼形部表面522の排出開口部564に至る整合空気チャネル562内への流路を提供することができる。それはチャンバ570には接続しないことに留意されたい。いくつかの実施形態では、チャンバ570は、ロータブレード500の外側端部に向かって質量(密度)低減のための付加構造体540の分離された内部機構であってもよい。いくつかの実施形態では、付加構造体540内のチャンバ552、570は、実質的な空気空間を生成し、既存部分524に対して付加構造体540の選択された断面における金属材料を低減することができ、付加構造体540に既存部分524よりも低い部材密度を与える。
添付の特許請求の範囲におけるミーンズプラスファンクションまたはステッププラスファンクションの要素すべての、対応する構造、材料、動作および均等物は、具体的に請求された他の請求要素と組み合わせてその機能を遂行するための、一切の構造、材料または動作を包含することが意図されている。本開示の記述は、例示および説明の目的で提示されたもので、網羅的であることも、または本開示を開示した形態に限定することも意図されていない。多くの変更および変形は、本開示の範囲および趣旨から逸脱することなく、当業者には明らかであろう。本開示の原理および実際の応用を最もよく説明し、想定される特定の使用に適するように様々な変更を伴う様々な実施形態の開示を他の当業者が理解できるようにするために、実施形態を選択し説明した。
[実施態様1]
ロータブレード(200,400,500,600)であって、
ターボ機械のタービンシャフトに係合するように構成された根元コネクタ(212,412,512,612)と、
前記根元コネクタ(212,412,512,612)から延在する翼形部(204,404,504,604)であって、翼形部本体(220,420,520,620)内に封入され、構築面(122)まで延在する少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を画定する前記翼形部本体(220,420,520,620)を含む翼形部(204,404,504,604)と、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)からの付加延長部であって、前記構築面(122)から前記付加延長部の外面(222,422)へ延在する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定する付加構造体(250,430,540)を含む付加延長部と、を含むロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様2]
前記根元コネクタ(212,412,512,612)は前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定し、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記根元コネクタ(212,412,512,612)から前記翼形部(204,404,504,604)を貫通して前記付加延長部の前記外面(222,422)までの連続的な内部空気流路である、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様3]
前記翼形部(204,404,504,604)は、外面(222,422)および外側先端部(234)を画定する正圧側壁(224)および負圧側壁(226)を含み、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記外側先端部(234)の前に前記構築面(122)で終結し、前記付加延長部は前記外側先端部(234)を含む、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様4]
前記付加構造体(250,430,540)は、先端シュラウド(206,406,506,606)のための取り付け面をさらに含む、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様5]
前記付加延長部は先端シュラウド(206,406,506,606)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)は、前記先端シュラウド(206,406,506,606)を画定し、前記先端シュラウド(206,406,506,606)を貫通する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の少なくとも一部を含む、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様6]
前記付加延長部は、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の最大幅よりも大きい横断面を有する少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度より小さい、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様7]
前記少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)は、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)に接続され、空気流を受け入れて導く、実施態様6に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様8]
前記付加構造体(250,430,540)は多孔質内部構造を画定し、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度よりも小さい、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様9]
前記翼形部(204,404,504,604)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の外面(222,422)を画定する正圧側壁(224)および負圧側壁(226)を含み、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記根元コネクタ(212,412,512,612)から外側先端部(234)までの側面を有し、前記構築面(122)は前記側面の少なくとも一部であり、前記付加構造体(250,430,540)は側方縁部を含み、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は前記側方縁部まで延在する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様10]
前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内の幹チャネル(442,452)と、前記付加構造体(250,430,540)内の複数の分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)と、を含み、幹チャネル(442,452)幅は分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)幅よりも大きい、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様11]
前記幹チャネル(442,452)幅は少なくとも2.5ミリメートルであり、前記分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)幅は2.5ミリメートル未満である、実施態様10に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様12]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記構築面(122)上の複数の接合面を有する少なくとも1つの接合面機構を画定し、前記付加構造体(250,430,540)は、前記構築面(122)上の前記複数の接合面と係合する複数の相補的接合面を有する少なくとも1つの接合面機構を画定する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様13]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は第1の金属から構成され、前記付加構造体(250,430,540)は第2の金属から構成され、前記第1の金属および前記第2の金属は異なる材料組成を有する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様14]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は、損傷したロータブレード(200,400,500,600)の一部であり、前記構築面(122)は、損傷した機構が除去された準備面である、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様15]
構築プレート(120)内に、少なくとも1つの構築面(122)と、前記少なくとも1つの構築面(122)まで延在する翼形部本体(220,420,520,620)内の少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)と、を有するロータブレード(200,400,500,600)の前記翼形部本体(220,420,520,620)を位置決めするステップと、
前記少なくとも1つの構築面(122)上に付加構造体(250,430,540)を積層造形するステップと、を含み、前記付加構造体(250,430,540)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)に対する付加延長部を画定し、前記少なくとも1つの構築面(122)から前記付加構造体(250,430,540)を貫通して前記付加延長部の外面(222,422)まで延在する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定する、方法。
[実施態様16]
前記少なくとも1つの構築面(122)を準備して、前記少なくとも1つの構築面(122)上に前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を配置し、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を延長するように前記付加構造体(250,430,540)を位置合わせするステップをさらに含む、実施態様15に記載の方法。
[実施態様17]
翼形部本体(220,420,520,620)のための付加構造体(250,430,540)であって、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内に封入された少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を含み、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、根元コネクタ(212,412,512,612)から前記翼形部本体(220,420,520,620)上の構築面(122)まで延在し、前記付加構造体(250,430,540)は、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)から延在し、前記構築面(122)から前記付加構造体(250,430,540)の外面(222,422)まで延在する少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を画定する延長部本体であって、前記少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内の前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)と位置合わせされる、延長部本体と、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)の反対側の遠位端において前記延長部本体と連続的に形成された外側先端部(234)と、を含む、付加構造体(250,430,540)。
[実施態様18]
前記外側先端部(234)上の先端シュラウド(206,406,506,606)のための取り付け面をさらに含む、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
[実施態様19]
前記外側先端部(234)と連続的に形成された先端シュラウド(206,406,506,606)をさらに含み、前記少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記外側先端部(234)および前記先端シュラウド(206,406,506,606)を貫通して延在する、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
[実施態様20]
前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の最大幅よりも大きい横断面を有する少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度より小さい、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
[実施態様1]
ロータブレード(200,400,500,600)であって、
ターボ機械のタービンシャフトに係合するように構成された根元コネクタ(212,412,512,612)と、
前記根元コネクタ(212,412,512,612)から延在する翼形部(204,404,504,604)であって、翼形部本体(220,420,520,620)内に封入され、構築面(122)まで延在する少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を画定する前記翼形部本体(220,420,520,620)を含む翼形部(204,404,504,604)と、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)からの付加延長部であって、前記構築面(122)から前記付加延長部の外面(222,422)へ延在する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定する付加構造体(250,430,540)を含む付加延長部と、を含むロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様2]
前記根元コネクタ(212,412,512,612)は前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定し、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記根元コネクタ(212,412,512,612)から前記翼形部(204,404,504,604)を貫通して前記付加延長部の前記外面(222,422)までの連続的な内部空気流路である、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様3]
前記翼形部(204,404,504,604)は、外面(222,422)および外側先端部(234)を画定する正圧側壁(224)および負圧側壁(226)を含み、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記外側先端部(234)の前に前記構築面(122)で終結し、前記付加延長部は前記外側先端部(234)を含む、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様4]
前記付加構造体(250,430,540)は、先端シュラウド(206,406,506,606)のための取り付け面をさらに含む、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様5]
前記付加延長部は先端シュラウド(206,406,506,606)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)は、前記先端シュラウド(206,406,506,606)を画定し、前記先端シュラウド(206,406,506,606)を貫通する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の少なくとも一部を含む、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様6]
前記付加延長部は、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の最大幅よりも大きい横断面を有する少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度より小さい、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様7]
前記少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)は、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)に接続され、空気流を受け入れて導く、実施態様6に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様8]
前記付加構造体(250,430,540)は多孔質内部構造を画定し、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度よりも小さい、実施態様3に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様9]
前記翼形部(204,404,504,604)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の外面(222,422)を画定する正圧側壁(224)および負圧側壁(226)を含み、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記根元コネクタ(212,412,512,612)から外側先端部(234)までの側面を有し、前記構築面(122)は前記側面の少なくとも一部であり、前記付加構造体(250,430,540)は側方縁部を含み、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は前記側方縁部まで延在する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様10]
前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内の幹チャネル(442,452)と、前記付加構造体(250,430,540)内の複数の分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)と、を含み、幹チャネル(442,452)幅は分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)幅よりも大きい、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様11]
前記幹チャネル(442,452)幅は少なくとも2.5ミリメートルであり、前記分岐チャネル(444,446,448,454,456,458,460,462,464)幅は2.5ミリメートル未満である、実施態様10に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様12]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記構築面(122)上の複数の接合面を有する少なくとも1つの接合面機構を画定し、前記付加構造体(250,430,540)は、前記構築面(122)上の前記複数の接合面と係合する複数の相補的接合面を有する少なくとも1つの接合面機構を画定する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様13]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は第1の金属から構成され、前記付加構造体(250,430,540)は第2の金属から構成され、前記第1の金属および前記第2の金属は異なる材料組成を有する、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様14]
前記翼形部本体(220,420,520,620)は、損傷したロータブレード(200,400,500,600)の一部であり、前記構築面(122)は、損傷した機構が除去された準備面である、実施態様1に記載のロータブレード(200,400,500,600)。
[実施態様15]
構築プレート(120)内に、少なくとも1つの構築面(122)と、前記少なくとも1つの構築面(122)まで延在する翼形部本体(220,420,520,620)内の少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)と、を有するロータブレード(200,400,500,600)の前記翼形部本体(220,420,520,620)を位置決めするステップと、
前記少なくとも1つの構築面(122)上に付加構造体(250,430,540)を積層造形するステップと、を含み、前記付加構造体(250,430,540)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)に対する付加延長部を画定し、前記少なくとも1つの構築面(122)から前記付加構造体(250,430,540)を貫通して前記付加延長部の外面(222,422)まで延在する前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)をさらに画定する、方法。
[実施態様16]
前記少なくとも1つの構築面(122)を準備して、前記少なくとも1つの構築面(122)上に前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を配置し、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を延長するように前記付加構造体(250,430,540)を位置合わせするステップをさらに含む、実施態様15に記載の方法。
[実施態様17]
翼形部本体(220,420,520,620)のための付加構造体(250,430,540)であって、前記翼形部本体(220,420,520,620)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内に封入された少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を含み、前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、根元コネクタ(212,412,512,612)から前記翼形部本体(220,420,520,620)上の構築面(122)まで延在し、前記付加構造体(250,430,540)は、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)から延在し、前記構築面(122)から前記付加構造体(250,430,540)の外面(222,422)まで延在する少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)を画定する延長部本体であって、前記少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記翼形部本体(220,420,520,620)内の前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)と位置合わせされる、延長部本体と、
前記翼形部本体(220,420,520,620)の前記構築面(122)の反対側の遠位端において前記延長部本体と連続的に形成された外側先端部(234)と、を含む、付加構造体(250,430,540)。
[実施態様18]
前記外側先端部(234)上の先端シュラウド(206,406,506,606)のための取り付け面をさらに含む、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
[実施態様19]
前記外側先端部(234)と連続的に形成された先端シュラウド(206,406,506,606)をさらに含み、前記少なくとも1つの付加空気チャネル(440,450,550,560,650,660)は、前記外側先端部(234)および前記先端シュラウド(206,406,506,606)を貫通して延在する、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
[実施態様20]
前記少なくとも1つの空気チャネル(440,450,550,560,650,660)の最大幅よりも大きい横断面を有する少なくとも1つの内部空気チャンバ(552、570)をさらに含み、前記付加構造体(250,430,540)の全部材密度は、前記翼形部本体(220,420,520,620)の全部材密度より小さい、実施態様17に記載の付加構造体(250,430,540)。
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WO2011161188A1 (en) * | 2010-06-23 | 2011-12-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine blade |
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US9175570B2 (en) | 2012-04-24 | 2015-11-03 | United Technologies Corporation | Airfoil including member connected by articulated joint |
US9133712B2 (en) | 2012-04-24 | 2015-09-15 | United Technologies Corporation | Blade having porous, abradable element |
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US9260972B2 (en) * | 2012-07-03 | 2016-02-16 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
ITCO20120059A1 (it) * | 2012-12-13 | 2014-06-14 | Nuovo Pignone Srl | Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine |
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US9452474B2 (en) | 2014-05-09 | 2016-09-27 | United Technologies Corporation | Method for forming a directionally solidified replacement body for a component using additive manufacturing |
US20160069184A1 (en) | 2014-09-09 | 2016-03-10 | Rolls-Royce Corporation | Method of blade tip repair |
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