(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの翼を形成するための方法において、
主壁及び内部キャビティを有するガスタービンエンジンの翼の鋳物を形成するステップであって、前記主壁が、前記主壁の外面から前記内部キャビティに至るまで延在している壁厚を有しており、前記主壁のラジアル方向外側部分の壁厚が、最終厚さより大きい、前記ステップと；
肉厚測定器によって前記鋳物を破壊しないで測定された、前記主壁の外側部分における前記鋳物の第１の壁厚データを収集するステップと；
収集された前記第１の壁厚データと格納されたモデル厚さデータとをコンピュータシステムによって比較し、前記主壁の外側部分に沿って前記鋳物から除去すべき壁厚材料の初期量を決定するステップと；
材料の第１の層が、前記主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分において前記鋳物から除去されるように、材料除去装置と前記鋳物とを互いに対して移動させるステップと；その後に、
前記肉厚測定器によって前記鋳物を破壊しないで測定された、前記主壁の外側部分における前記鋳物の第２の壁厚データを収集するステップと；
収集された前記第２の壁厚データと格納された前記モデル厚さデータとを前記コンピュータシステムによって比較し、前記主壁の外側部分に沿って除去すべき壁厚材料の付加的な量を決定するステップと；
材料の第２の層が、前記主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分の一部から除去されるように、前記材料除去装置と前記鋳物とを互いに対して移動させるステップと；
を備えていることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記肉厚測定器が、超音波装置、Ｘ線検査装置、渦電流測定装置、又は赤外線画像装置であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記翼の鋳物が、ガスタービンエンジンのブレードを形成しており、
前記主壁の外側部分が、前記翼の鋳物の基部と先端部との間の中間点から前記先端部に至るまで延在しており、前記中間点の近傍の位置から前記先端部に向かってラジアル方向に移動した場合に略一定の壁厚を有していることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分の一部が、前記翼の鋳物の先端部まで延在することを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記材料除去装置が、グリットブラスト装置であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記グリットブラスト装置が、粒状の研削材を流体媒質に含有させている作動流体を前記鋳物に対して噴射することを特徴とする請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記グリットブラスト装置が、前記鋳物の前記主壁の外面に対して直角でない角度で前記作動流体を前記鋳物に向けて噴射することを特徴とする請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記鋳物が、翼の長さが約２６インチ〜約３５インチである、ガスタービンエンジンのブレードを形成していることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項９】
材料が、ラジアル方向部分の横方向部分のみから除去されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンの翼を形成するための方法において、
主壁及び内部キャビティを有するガスタービンエンジンの翼の鋳物を形成するステップであって、前記主壁が、前記主壁の外面から前記内部キャビティに至るまで延在している壁厚を有しており、前記主壁のラジアル方向外側部分の壁厚が、前記翼の鋳物の基部と先端部との間の位置から前記先端部に至るまで延在しており、最終厚さより大きい、前記ステップと；
肉厚測定器によって前記鋳物を破壊しないで測定された、前記鋳物の壁厚データを収集するステップと；
前記鋳物の前記主壁の外側部分に沿って１つ又は複数のラジアル方向部分から除去すべき壁厚材料の所望の量を決定するために、収集された前記壁厚データと格納されたモデル厚さデータとをコンピュータシステムによって比較するステップと；
材料の層が、前記鋳物の前記主壁に沿った１つ又は複数のラジアル方向部分において前記鋳物から除去されるように、材料除去装置と前記鋳物とを互いに対して移動させるステップと；
前記収集するステップ、前記比較するステップ、及び前記移動させるステップを、前記鋳物の前記主壁の外側部分が所望の厚さに至るまで１回又は複数回繰り返すステップと；
を備えていることを特徴とする方法。
【請求項１１】
前記肉厚測定器が、超音波装置、Ｘ線検査装置、渦電流測定装置、又は赤外線画像装置であることを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記翼の鋳物が、ガスタービンエンジンのブレードを形成していることを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
前記材料除去装置が、グリットブラスト装置であることを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１４】
前記グリットブラスト装置は、粒状の研削材を流体媒質に含有させている作動流体を前記鋳物に対して噴射することを特徴とする請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記グリットブラスト装置が、前記鋳物の表面に対して直角でない角度で前記作動流体を前記鋳物に向けて噴射することを特徴とする請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記収集するステップ、前記比較するステップ、及び前記移動させるステップを１回又は複数回繰り返し実施した結果として、前記鋳物の前記主壁の外側部分の厚さが、前記外側部分の長さに沿って変化することを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１７】
前記先端部の近傍の前記主壁の前記外側部分の厚さが、前記翼の鋳物の前記基部と前記先端部との間の位置における前記外側部分の厚さより小さいことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記基部から中間点に至るまで延在している前記主壁の内側ラジアル方向部分が、実質的に最終厚さを有するように鋳造され、これにより、材料が、前記主壁の前記外側部分のみにおいて前記鋳物から除去されることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
材料が、ラジアル方向部分の横方向部分のみから除去されることを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
［連邦政府資金による研究開発の記載］
本発明は、米国政府の支援を受け、米国エネルギー省によって与えられた契約番号ＤＥ‐ＦＣ２６‐０５ＮＴ４２６４４のもとで行われた。米国政府は本発明に関して権利を有する。
【０００２】
本発明は、先端部の近傍に薄肉部分を有する主壁を備えたガスタービンエンジンの長尺ブレードを形成するための方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
動作温度が高温であるので、ガスタービンエンジンのブレードは一般に、高密度のニッケル基超合金から形成されている。ガスタービンエンジンの流路直径は一般に大きいので、対応するタービンブレードの先端部の直線速度は極めて大きい。従って、各ブレード端の材料は、ブレードの残りの部分に大きな遠心力を及ぼす。ブレード端の余分な材料はいずれも、ブレードを流れ落ち、ブレードに対するラジアル方向の引張力が増大する。より長尺のブレードを鋳造するためには、ブレード端の壁厚を減少させ、それによってブレードのラジアル方向の引張力を減少させることが望ましい。しかしながら、先端部の近傍に薄肉部分を有する長尺のタービンブレードを鋳造することは難しい。これはなぜなら、鋳造プロセス中に用いられるセラミック中子が、鋳造中に当該鋳造プロセスにおける許容誤差の範囲内で移動し、その結果、ブレードの先端部に対する中子の位置が不安定になるからである。従って、設計プロセスの際の、先端部又は先端部の近傍における壁厚の削減は、鋳造中の中子の移動によって限定される。壁厚を過剰に減少させると、中子が鋳造中に先端部の近傍の壁を突き破る可能性がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の第１の態様によると、ガスタービンエンジンの翼を形成するための方法が設けられており、当該方法は、以下のステップを備えている：主壁及び内部キャビティを有するガスタービンエンジンの翼の鋳物を形成するステップであって、主壁は主壁の外面から内部キャビティまで延在する壁厚を有しており、主壁のラジアル方向外側部分は最終厚さよりも大きな壁厚を有しているステップ；肉厚測定器を用いて、主壁の外側部分における鋳物の第１の壁厚データを非破壊検査によって収集するステップ；収集された第１の壁厚データを格納されたモデル厚さデータとコンピュータシステムを用いて比較し、主壁の外側部分に沿って鋳物から除去されるべき壁厚材料の初期量を決定するステップ；材料除去装置と鋳物との互いに対する動きを生じさせるステップであって、それによって材料の第１の層が、主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分において鋳物から除去されるステップ。その後、当該方法はさらに、肉厚測定器を用いて、主壁の外側部分における鋳物の非破壊の第２の壁厚データを収集するステップ；収集された第２の壁厚データを格納されたモデル厚さデータとコンピュータシステムを用いて比較し、主壁の外側部分に沿って除去されるべき壁厚材料の付加的な量を決定するステップ；材料除去装置と鋳物との互いに対する動きを生じさせるステップであって、それによって材料の第２の層が、主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分の一部から除去されるステップを含んでいて良い。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
肉厚測定器は、超音波装置、Ｘ線検査装置、渦電流測定装置及び赤外線画像装置の内１つを備えていて良い。
【０００６】
翼の鋳物は、ガスタービンエンジンのブレードを画定して良く、主壁の外側部分は、翼の鋳物の基部と先端部との間の位置から先端部まで延在して良い。
【０００７】
主壁の外側部分に沿った複数のラジアル方向部分の一部は、翼の鋳物の先端部まで延在して良い。
【０００８】
材料除去装置はグリットブラスト装置を含んでいて良く、当該グリットブラスト装置は、粒状の研削材を流体媒質に含有させている作動流体を鋳物に対して噴射する。グリットブラスト装置は、鋳物の主壁の外面に対して直角でない角度で作動流体を鋳物に向けて噴射して良い。
【０００９】
鋳物は、ガスタービンエンジンの、約２６インチから約３５インチの長さの翼を有するブレードを画定して良い。
【００１０】
本発明の第２の態様によると、ガスタービンエンジンの翼を形成するための方法が設けられており、当該方法は、以下のステップを備えている：主壁及び内部キャビティを有するガスタービンエンジンの翼の鋳物を形成するステップであって、主壁は主壁の外面から内部キャビティまで延在する壁厚を有しており、主壁のラジアル方向外側部分は翼の鋳物の基部と先端部との間の位置から先端部まで延在し、最終厚さよりも大きな壁厚を有しているステップ；肉厚測定器を用いて、鋳物の壁厚データを非破壊検査によって収集するステップ；収集された壁厚データを格納されたモデル厚さデータとコンピュータシステムを用いて比較し、鋳物の主壁の外側部分に沿って１つ又は複数のラジアル方向部分から除去されるべき壁厚材料の所望の量を決定するステップ；材料除去装置と鋳物との互いに対する動きを生じさせるステップであって、それによって材料の層が、鋳物の主壁に沿った１つ又は複数のラジアル方向部分において鋳物から除去されるステップ；収集、比較及び動きを生じさせるステップを、鋳物の主壁の外側部分が所望の厚さを有するまで１回又は複数回繰り返すステップ。
【００１１】
収集、比較及び動きを生じさせるステップを１回又は複数回繰り返した結果、好ましくは、鋳物の主壁の外側部分の厚さが、外側部分の長さに沿って変化し、好ましくは、一般に円滑で連続的に、基部と先端部との間の位置から先端部まで変化している。
【００１２】
先端部の近傍における主壁の外側部分の厚さは、翼の鋳物の基部と先端部との間の位置における外側部分の厚さよりも小さくて良い。
【００１３】
好ましくは、材料は、主壁の外側部分においてのみ、鋳物から除去される。
【００１４】
本明細書は、特に本発明を指摘し、明確に主張している請求項で締めくくられるが、本発明は、添付の図面を用いた以下の説明から、より良好に理解されるであろうと思われる。これらの図面において、類似した参照符号は、類似した要素を特定している。示されているのは以下の図である。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明に係る方法を用いて形成された最終厚さを有するブレードの斜視図である。
【図２】図１の線２−２に沿った断面図である。
【図３】図１の線３−３に沿った断面図である。
【図４】図１の線４−４に沿った断面図である。
【図５】ブレードの鋳物の主壁の外側部分のラジアル方向部分から材料を除去するグリットブラスト装置の図である。
【図６】ブレードの鋳物の主壁の外側部分のラジアル方向部分から材料を除去するグリットブラスト装置の図である。
【図７】従来の測定装置、コンピュータシステム及びブレードの鋳物を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
好ましい本出願の実施態様について、本出願の一部を成す添付図面を参照しつつ以下に詳述する。当該図面は、本発明を実施するための実施態様を表わすが、図解することを目的とするにすぎず、限定することを目的とする訳ではない。他の実施態様が利用可能であること、並びに、本発明の技術的思想及び技術的範囲を逸脱することなく変更可能であることに留意すべきである。
【００１７】
図１は、本発明に係る方法に基づいて形成されたタービンブレード１０を表わす。タービンブレード１０は、ガスタービンエンジン（図示しない）のタービンセクション（図示しない）で利用されるように構成されている。タービンセクションの内部には、一連の固定式ベーン列及び回転式ブレード列が設けられている。一般に、タービンセクションには４つのブレード列が設けられている。図１に表わすタービンブレード１０は、タービンセクションの３番目又は４番目のブレード列についてのブレード構造を規定していることに留意すべきである。
【００１８】
ブレードは、シャフト及びディスクアセンブリ（図示しない）に連結されている。ガスタービンエンジンの燃焼器セクション（図示しない）からの高温の作動ガスは、ブレード列に至るまで移動する。作動ガスがタービンセクションを通じて膨張するので、当該作動ガスによって、ブレードが、ひいてはシャフト及びディスクアセンブリが回転される。
【００１９】
タービンブレード１０は、翼２０と根元部３０とプラットフォーム４０とを備えている。図示の実施態様では、翼２０と根元部３０とプラットフォーム４０とが、例えば金属合金２４７のような合金材料から単一の一体ユニットとして形成されている。根元部３０は、タービンブレード１０をタービンセクションのシャフト及びディスクアセンブリに連結するように機能する。翼２０は、根元部３０からラジアル方向に延在している主壁１２０を含んでいる。図２に表わすように、主壁１２０は、略凹状の第１の正圧側側壁１２２と、略凸状の第２の負圧側側壁１２４とを形成している。第１の側壁１２２と第２の側壁１２４とは、前縁１２６及び後縁１２８において共に結合されている。また、図示の実施態様では、主壁１２０は複数の内部キャビティ１３０を形成している。主壁１２０の壁厚は、キャビティ１３０の近傍において、主壁１２０の外面１２０Ａから内部キャビティ１３０に至るまで延在している。
【００２０】
図示の実施態様では、図１に表わすように、主壁１２０は、翼２０の基部２０Ａと翼の先端部２０Ｂとの間に配置された中間点ＭＰを備えている。さらに、主壁１２０は、中間点ＭＰの近傍の位置から先端部２０Ｂに至るまで延在しているラジアル方向外側部分ＯＳを備えている。図１に表わす実施態様では、ラジアル方向外側部分ＯＳは、第１のラジアル方向部分ＲＰ１と第２のラジアル方向部分ＲＰ２と第３のラジアル方向部分ＲＰ３とを備えている。ラジアル方向部分それぞれが、本発明に係る機械加工の解像度を規定している。図１の実施態様では、説明を簡略化するために、３つのラジアル方向部分ＲＰ１−ＲＰ３のみが設けられている。しかしながら、より高い解像度が望ましい場合には、３つより多いラジアル方向部分が規定されることに留意すべきである。いずれにしても、ラジアル方向部分の数量が、３つより小さいか、又は３つより大きい場合がある。
【００２１】
外側部分ＯＳは、外側部分ＯＳの長さに沿って変化する最終厚さを有している。一般に、当該最終厚さは、図２において厚さＴＡで表わすように、中間点ＭＰの近傍で最大になり、図４において厚さＴＣで表わすように、先端部２０Ｂの近傍で最小になるように徐々に減少する。図３に表わす、外側部分ＯＳに沿った中間位置における厚さＴＢは、先端部２０Ｂの近傍においてＴＡより小さいが厚さＴＣより大きく、ＴＡ＞ＴＢ＞ＴＣの関係を有している。長さＬが約２６インチから約３５インチである翼については、先端部２０Ｂの近傍の厚さＴＣが約０．７ｍｍ〜約１．５ｍｍの範囲内とされる。
【００２２】
上述のように、長さＬが大きく且つ翼端の近傍における主壁の厚さが非常に小さい翼を鋳造することは難しい。本発明では、翼は、外側部分ＯＳにおいて主壁の厚さが最終厚さより大きくなるように鋳造されている。すなわち、翼は、主壁の厚さが過度に大きくなるように鋳造されている。例えば、中間点ＭＰの近傍から先端部２０Ｂに向かってラジアル方向に移動する場合にラジアル方向外側部分ＯＳが略一定の厚さを有しているように、且つ、中間点ＭＰの近傍から先端部２０Ｂに向かってラジアル方向に移動する場合に付加的な主壁材料が略連続的に徐々に増加するように、ラジアル方向外側部分ＯＳが鋳造されている場合がある。好ましくは、基部２０Ａから中間点ＭＰに至るまで又はその近傍に至るまで延在している翼２０の内側ラジアル方向部分ＩＳの主壁の厚さは、内側部分ＩＳから材料を除去する必要がないように、内側部分ＩＳの最終厚さとなるように鋳造される。その後に、翼の鋳物の外側部分ＯＳが、セラミック中子によって鋳造工程の際に形成された内部キャビティ１３０の位置を考慮して、所望の最終厚さになるように機械加工される。
【００２３】
図７は、ブレードの鋳物Ｃを表わす。従来技術に基づく肉厚測定器ＴＭＤが設けられている。図示の実施態様では、肉厚測定器ＴＭＤは、超音波測定装置５０を含んでおり、超音波測定装置５０は、任意の地点において主壁１２０の外側部分ＯＳの厚さを測定するための音波厚さプローブ５０Ａを有しているので、壁厚データが、非破壊検査によって鋳物Ｃから収集され、コンピュータシステム６０に提供される。また、肉厚測定器は、例えばＸ線検査測定装置、渦電流測定装置又は赤外線画像測定装置のような、任意の既知の装置であっても良いことに留意すべきである。コンピュータシステム６０は、自身のメモリに、翼２０の外側部分ＯＳの全ての位置についてのモデル厚さデータを格納している。従って、コンピュータシステム６０は、主壁の外側部分ＯＳについての収集された壁厚データと格納されたモデル厚さデータとを比較することによって、主壁の外側部分ＯＳから除去すべき壁厚材料の所望量を決定する。また、コンピュータシステム６０は、主壁の外面１２０Ａに対する内部キャビティ１３０の位置を考慮するので、所望の主壁最小壁厚は、外面１２０Ａと内部キャビティ１３０との間において常時維持される。
【００２４】
図示の実施態様では、図５及び図６に表わすように、材料除去装置は、グリットブラスト装置７０を備えている。グリットブラスト装置７０は、例えばアルミナや砂等のようなグリットを研削材として例えば空気や水等のような流体媒質に含有させている作動流体Ｆを鋳物Ｃに対して噴射することができる。好ましくは、グリットブラスト装置７０は、鋳物Ｃの主壁の外面に対して直角でない角度で作動流体を鋳物Ｃに向けて噴射する。グリットブラストの作動流体Ｆは、直径が約０．１２５インチ〜約１インチの円状の面積すなわち接触面積で鋳物Ｃに衝突することに留意すべきである。また、グリットブラスト装置７０の代替として、例えばベルト式研磨機のような他の既知の材料除去装置が利用可能であることに留意すべきである。
【００２５】
好ましくは、グリットブラスト装置７０は、主壁１２０の外側部分ＯＳから材料を層ごとに除去するために利用される。グリットブラスト装置７０が、固定具（図示しない）によって固定されている鋳物Ｃに対して移動されるが、鋳物Ｃが、グリットブラスト装置７０に対して移動される場合もある。コンピュータシステム６０を介して制御する従来技術に基づく移動装置によって、グリットブラスト装置７０及び／又は鋳物Ｃが移動される場合がある。鋳物Ｃから除去された材料の層の厚さそれぞれが、約０．０５ｍｍ〜約０．２５ｍｍであることに留意すべきである。
【００２６】
上述のように、図１は、３つのラジアル方向部分ＲＰ１‐ＲＰ３を表わすが、材料除去作業における解像度を高めるために、３つより多いラジアル方向部分が設けられている場合がある。ラジアル方向部分それぞれは、鋳物Ｃに衝突するグリットブラストの作動流体Ｆの接触面積の直径と略同一のラジアル方向寸法を有しているように規定されている。従って、グリットブラストの作動流体Ｆは、１つ又は複数のラジアル方向部分から材料の１つ又は複数の層を除去するために、ラジアル方向に対する横方向において繰り返し移動する。
【００２７】
図５に表わすように、材料の第１の層は、グリットブラスト装置によって、外側部分ＯＳの第１のラジアル方向部分ＲＰ１、第２のラジアル方向部分ＲＰ２、及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３それぞれについての複数又は全ての地点又は位置から除去される。「層」という用語は、例えば前縁１２６から後縁１２８に至るまで延在している方向のようなラジアル方向に対して直角の方向において厚さが均一又は不均一である層を包含することを意図している。従って、材料の層が、第１のラジアル方向部分ＲＰ１、第２のラジアル方向部分ＲＰ２、及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３のうち一のラジアル方向部分から除去される場合には、当該層において除去される材料の量は、その厚さについて、ラジアル方向に対して直角の方向において均一であっても、変化しても良い。また、一の材料の層が、ラジアル方向部分の一の横方向部分のみから除去されるので、ラジアル方向部分の１つ又は複数の残りの横方向部分から材料が除去されないことに留意すべきである。ラジアル方向部分の横方向部分が、前縁１２６から後縁１２８に至るまで延在している場合がある。材料の第１の層が、第１のラジアル方向部分ＲＰ１、第２のラジアル方向部分ＲＰ２、及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３から除去された後に、超音波測定装置５０は、全ての地点において主壁１２０の外側部分ＯＳの厚さを測定し、更新された壁厚データをコンピュータシステム６０に供給する。コンピュータシステム６０は、更新された測定された壁厚データと格納されたモデル厚さデータとを比較することによって、外側部分ＯＳから除去すべき材料のさらなる量を決定する。例えば、最終厚さは、ラジアル方向において中間点ＭＰの近傍から先端部２０Ｂに向かって薄くなるので、第１のラジアル方向部分ＲＰ１から材料をこれ以上除去する必要はないが、第２のラジアル方向部分ＲＰ２及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３からさらなる１つ又は複数の材料の層を除去することが依然として必要とされる場合がある。図６は、第１のラジアル方向部分ＲＰ１から材料を除去しないが、第２のラジアル方向部分ＲＰ２及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３の両方から材料の層をさらに除去している、グリットブラスト装置７０を表わす。主壁１２０の外側部分ＯＳの厚さを測定するプロセス、測定された厚さデータと格納されたモデル厚さデータとを比較するプロセス、及び、主壁１２０から材料の付加的な層を除去するプロセスが、外側部分ＯＳに沿った、すなわち第１のラジアル方向部分ＲＰ１、第２のラジアル方向部分ＲＰ２、及び第３のラジアル方向部分ＲＰ３に沿った全ての点において所望の最終厚さに到達するまで、何回も繰り返される。
【００２８】
本発明の特定の実施態様を図示かつ説明してきたが、本発明の精神及び範囲から離れることなく、様々なその他の変更及び修正を行うことが可能であることが、当業者には明らかであろう。従って、添付の請求項では、本発明の範囲内のそのような全ての変更及び修正を対象とすることが意図されている。
【符号の説明】
【００２９】
１０  タービンブレード
２０  翼
２０Ａ  基部
２０Ｂ  先端部
３０  根元部
４０  プラットフォーム
５０  超音波測定装置
５０Ａ  音波厚さプローブ
６０  コンピュータシステム
７０  グリットブラスト装置
１２０  主壁
１２０Ａ  外面
１２２  第１の側壁
１２４  第２の側壁
１２６  前縁
１２８  後縁
１３０  内部キャビティ
Ｃ  鋳物
Ｆ  作動流体
ＩＳ  内側ラジアル方向部分
Ｌ  長さ
ＭＰ  中間点
ＯＳ  ラジアル方向外側部分
ＲＰ１  第１のラジアル方向部分
ＲＰ２  第２のラジアル方向部分
ＲＰ３  第３のラジアル方向部分
ＴＡ、ＴＢ、ＴＣ  厚さ
ＴＭＤ  肉厚測定器
【図１】
0005973081.tif 000002
【図２】
0005973081.tif 000003
【図３】
0005973081.tif 000004
【図４】
0005973081.tif 000005
【図５】
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【図６】
0005973081.tif 000007
【図７】
0005973081.tif 000008