翼端間隙 - Weblio 英和・和英辞典 (original) (raw)
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翼端間隙の英語
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翼端間隙
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例文
ガスタービンの翼端間隙調整方法及び**翼端間隙**調整構造例文帳に追加
METHOD FOR AND STRUCTURE OF ADJUSTING GAP BETWEEN BLADE TIPS OF GAS TURBINE - 特許庁
ガス・タービン・エンジン用の翼先端 間隙測定センサおよび間隙測定方法例文帳に追加
BLADE TIP CLEARANCE MEASUREMENT SENSOR AND METHOD FOR GAS TURBINE ENGINES - 特許庁
ガス・タービン・エンジン用の翼先端 間隙測定センサおよび間隙測定方法を提供する。例文帳に追加
To provide a sensor and a method for measuring blade tip clearance for a gas turbine engine. - 特許庁
ガスタービンの動翼先端 間隙の測定方法及び装置例文帳に追加
METHOD AND DEVICE FOR MEASURING TIP CLEARANCE OF MOVING BLADE OF GAS TURBINE - 特許庁
間隙の測定精度を向上できるガスタービンの動翼先端 間隙の測定方法及び装置を提供することにある。例文帳に追加
To provide a method and a device for measuring the tip clearance of a moving blade of a gas turbine for enhancing clearance measurement accuracy. - 特許庁
ガス・タービン・エンジンにおける翼先端 間隙測定用の電磁界センサ・アセンブリ１００が開示される。例文帳に追加
An electromagnetic field sensor assembly 100 for blade tip clearance measurement in the gas turbine engine is disclosed. - 特許庁
例文
ケーシングはストール溝（３６）を含んでいて、スケール溝に隣接する複数のランド（３８）はそれぞれ動翼先端との局所間隙を画成する。例文帳に追加
The casing includes a stall groove 36, and plural lands 38 adjacent to the stall groove respectively define local clearance with the moving blade tip. - 特許庁
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翼端間隙
「翼端間隙」の部分一致の例文検索結果
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例文
突条は、ケーシングの内周面と羽根車の動翼先端部(9b,9c)との間の間隙(7)と、羽根車の流入側領域(20)とに跨がって延びる。例文帳に追加
The protrusion extends over a gap 7 between the inner circumference surface of the casing and moving blade tip parts 9b, 9c of the impeller, and an inflow side zone 20 of the impeller. - 特許庁
軸流タービンの動翼先端部と静止部の間隙を通過する漏洩流体量を減少させ、シール効果の高い動翼先端部に設置する漏洩防止装置を提供する。例文帳に追加
To provide a leakage preventing device installed in a moving blade tip part of high sealing effect to reduce an amount of leakage fluid passing through a clearance between the moving blade tip part and a stationary part of an axial flow turbine. - 特許庁
異形管１３の上端部および下端部はハンドル３と下部支持部材４によって密閉接合させられることで、各翼２の内部は炉水から完全に隔離することが可能になり、間隙のない構造を得ることができる。例文帳に追加
Upper and lower ends of the specially shaped tube 13 are hermetically joined to the handle 3 by the lower supporting member 4, thus enabling the inside of each of the blades 2 to be isolated completely from reactor water and obtaining a structure without any gaps. - 特許庁
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。例文帳に追加
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. - 特許庁
尾筒４の下流側の端部４ａから静翼シュラウド６の上流側の端部６ａに向かって冷却空気１３を噴出することにより，尾筒４と静翼シュラウド６との間隙への燃焼ガス３ａの侵入が有効に防がれる。例文帳に追加
The cooling air 13 is blown from the downstream end part 4a of the tail pipe 4 to the upstream end parts 6a of the stator vane shrouds 6, so as to effectively prevent the combustion gas 3a from entering into the gap between the tail pipe 4 and the stator vane shroud 6. - 特許庁
尾筒４の下流側の端部４ａから静翼シュラウド６の上流側の端部６ａに向かって冷却空気１３を噴出することにより，尾筒４と静翼シュラウド６との間隙への燃焼ガス３ａの侵入が有効に防がれる。例文帳に追加
The ejection of the cooling air 13 from the rear end portion 4a downstream of the tail tube 4 toward the front end portion 6a upstream of the stator vane shroud 6 effectively prevents the combustor gas 3a from entering a gap between the tail tube 4 and the stator vane shroud 6. - 特許庁
尾筒４の下流側の端部４ａから静翼シュラウド６の上流側の端部６ａに向かって冷却空気１３を噴出することにより，尾筒４と静翼シュラウド６との間隙への燃焼ガス３ａの侵入が有効に防がれる。例文帳に追加
Intrusion of combustion gas 3a to the gap between the tail pipe 4 and the stationary blade shroud 6 by jetting cooling air 13 toward the upstream side end part 6a of the stationary blade shroud 6 from the downstream side end part 4a of the tail pipe 4. - 特許庁
例文
ガスタービンの圧縮機における動翼先端とケーシング内周面との間のチップクリアランスを適正なクリアランスに維持することのできる間隙調整方法及び調整構造を提供する。例文帳に追加
To provide a gap adjusting method and structure which maintains to a proper value the tip clearance in a compressor of a gas turbine between each rotor blade tip and the inside surface of its casing. - 特許庁
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