JP2003129865A - 風車状態のターボジェットエンジンを再点火する緊急用装置 - Google Patents
風車状態のターボジェットエンジンを再点火する緊急用装置Info
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Abstract
た際に、風車状態である航空機ターボジェットエンジン
を再点火する緊急用装置を提供する。 【解決手段】 緊急用再点火装置であって、ジェットエ
ンジンが、第1シャフト(3)を介して低圧タービンに
より駆動されるファン(2)と、第1シャフトの周りに
共軸に配置された第2シャフト(4)を介して高圧ター
ビンにより駆動されるコンプレッサとを備え、該装置
が、差動装置(5)とブレーキシステム(6)とを備
え、差動装置が、ターボジェットエンジンの通常動作に
おいて第1、第2シャフトを相互接続する一方でその回
転速度の差を補正し、ブレーキシステムが、差動装置と
接続しており、ターボジェットエンジンが運転停止の際
に差動装置を遅速化または遮断し、これにより第1シャ
フトが第2シャフトを移動できるようになるため、ター
ボジェットエンジンの再点火に適した速度に達する装置
が得られる。
Description
空機ターボジェットエンジンを再点火する緊急用装置に
関し、特にジェットエンジンが飛行中に運転停止した際
に用いられる緊急用装置に関する。
つのエンジンが取り付けられていた。このような航空機
は、3つのエンジンで推進される航空機と実質的に置き
換えられている。このタイプの航空機のエンジン数を減
少させる傾向は、運行コストを低減するべく航空機の内
容量を増加する傾向とあいまって、「大型ツイン」とし
て知られる大容量のツインジェット航空機の設計へとつ
ながっている。
は、高いバイパス比率で非常に高い推力を提供するよう
に開発されている。このようなエンジンの圧縮比の増加
と、高圧コンプレッサの慣性によっても、所与の飛行条
件で風車状態が減少している際にコンプレッサが回転す
る速度に達し、これにより、運転停止の際に燃焼チャン
バを再点火することの困難が増加する結果となってき
た。
トエンジンを使用すると、飛行中にエンジンが運転停止
した際の結果の深刻性が増加する。またさらに、様々な
理由で、非常に稀ではあるが起こる可能性のあることと
して、ツインジェットエンジンは複数個が運転停止とな
る可能性もある。飛行中の運転停止の際には、それが自
然発生であってもなくても、エンジンは再開の機能を保
存することができる。マルチジェット航空機で単一のエ
ンジン運転停止が生じた際には、始動機を使用し、別の
エンジン(単数または複数)から、あるいは補助電源ユ
ニットから伝播された電力に依存して、そのエンジンを
再点火することができる。しかし、共通モードの原因に
より複数のエンジンが停止した場合、補助電源ユニット
が止まるか運転停止してしまえば、始動機は外部からの
電力を失ってしまうため使用できなくなるが、エンジン
は風車状態にある間に再点火しなければならない。補助
電源ユニットは、ターボジェットエンジン始動機に電気
または圧縮空気で電力を供給するための、従来より使用
されている装置である。
きる電力は限られているため、緊急用の電気システムで
はエンジンを再始動することはできない。緊急用空気タ
ービンで生成された電力は低く(約5キロワット(k
W))、このようなタービンに関連する質量面での不利
益は非常に高く(約100キログラム(kg))、さら
に、定期的な検査が必要である。
を海上で幅広く使用することは、常に増加するバイパス
比および圧縮比に向けたエンジンの予測可能な開発に関
連して、飛行中の、エンジンが風車状態にある間に、エ
ンジンを再点火することを容易とする装置への関心を増
す結果となった。
では、飛行中に運転停止が生じた場合、タービンへの熱
エネルギーの供給が停止し、コンプレッサとファン回転
子の回転速度が関連する形で大幅に低下する。しかし、
ファン段階を通過する相対風(気流)はこれを回転させ
続けるのに十分であり、この現象は一般に「風車状態」
と呼ばれる。高圧コンプレッサはこの相対風を少量しか
受けないため、外部からの補助なしでエンジンを再点火
できるのに十分な速い速度で常に回転するとは限らな
い。相対風で回転される場合、燃料を導入して点火する
前に、点火のために最小圧力よりも高い圧力を伝播する
べく、高圧コンプレッサはかなり速く(20%に近いN
2速度)回転する必要がある。
と、ファンを通過する気流から抽出した風エネルギーの
両方を備えた有利なエネルギー源である。このエネルギ
ーの1部分を高圧本体に伝播することで、高圧コンプレ
ッサを、エンジンの再点火を可能にする速度に上げるこ
とができる。そのため、全ての航空機の速度において、
低圧回転子(ファン)から高圧回転子(コンプレッサ)
へ伝播できる電力を使用することができる。
エネルギーは全体として(ファンと低圧タービン)、高
圧段階(コンプレッサと高圧タービン)のものよりも常
に大幅に高く、その後のバイパス比における増加によ
り、この比率がさらに増加する。
仏特許第2315259号、第2351266号は、フ
ァンにより蓄積したエネルギーを、適切な装置を介して
高圧コンプレッサへ伝播する目的で、ファンより駆動す
る油圧式、電気式、空気式の電力生成器を開示してい
る。しかし、これらの再点火システムの各々には、複雑
でかさばる組み立てを構成するという大きな欠点があ
る。
合および係合解除速度におけるファンからトルクを伝播
するために、低圧タービンのシャフトを高圧タービンの
シャフトと接続するラチェットクラッチまたはカムクラ
ッチを取り付けたギアトレインを開示している。しか
し、この再点火装置は信頼性が高いものではない。キャ
リブレーションが非常に困難であるため、適時に係合解
除できない危険が常に伴う。
続動作が可能で、使用が単純、迅速であり、信頼性の高
い、風車状態のターボジェットエンジンを再点火するた
めの緊急用装置を提案することで、このような欠点を緩
和する方法を探求する。
明は、ジェットエンジンが、第1シャフトを介して低圧
タービンにより駆動されるファンと、第1シャフトの周
りに共軸に配置された第2シャフトを介して高圧タービ
ンにより駆動されるコンプレッサとを備え、該装置が、
差動装置とブレーキシステムとを備え、差動装置が、タ
ーボジェットエンジンの通常動作において、第1、第2
シャフトを相互接続する一方で、その回転速度の差を補
正し、ブレーキシステムが、該差動装置と接続してお
り、該ターボジェットエンジンが運転停止の際に該差動
装置を遅速化または遮断し、これにより、第1シャフト
が該第2シャフトを随伴して移動できるようになるた
め、該ターボジェットエンジンの再点火に適した速度に
達することを特徴とする本発明は風車状態のターボジェ
ットエンジンを再点火するための緊急用装置を提供す
る。
のファンからエネルギーを取り、これを高圧シャフトへ
送る。このエネルギーによって高圧シャフトが、ターボ
ジェットエンジンの再点火を可能にする速度にまで上が
る。差動装置は、2つのシャフトの周囲を回転し、ブレ
ーキシステムの回転部分と回転的に結合する遊星キャリ
ング環状ギアを備えている。これは、ブレーキ、例えば
ディスクブレーキまたは制動機によって構成することが
でき、また、油圧式、空気式、電気式、電磁式の、また
はこれらの組み合わせによる装置によって制御すること
ができる。有利には、緊急用再点火装置は、低圧シャフ
トから高圧シャフトへのエネルギーの伝播が高圧シャフ
トの回転速度と相関して適合できるようにする電子コン
ピュータにより制御される。
定的な特徴のない実施形態を示す添付の図面を参照しな
がら、以下の記載から明らかになる。
ツインジェットタイプの長距離旅客機に取り付けた、タ
ーボジェットエンジン1の一部分を示す。
ボジェットエンジン1はファン2を備え、ファン2はデ
ィスク2b周囲に規則的に配分された複数の羽根2a
と、軸X−X上で回転する第1シャフト3を介してファ
ンを回転させ、ディスク2bと結合した低圧タービン
(図示せず)とを備えている。高圧コンプレッサCが、
第2シャフト4を介して、高圧タービン(図示せず)に
よって回転され、第2シャフト4は、第1シャフト3の
周囲に同軸に配置されており、ターボジェットエンジン
1の長手方向軸X−Xと一致する同じ回転軸を備えてい
る。
体は、高圧コンプレッサ、高圧タービン、第2の、また
は高圧のシャフト4を備えた組み立て物として定義され
ている。同様に、ターボジェットエンジンの低圧本体
は、低圧タービンと、第1の、または低圧のシャフト3
を組み合わせている。
ンジン1が、ファンを介して大気を受け、この大量の大
気により、飛行中の航空機を推進するための推力を発生
する。大気の残り部分が、1次チャネル12を介して高
圧コンプレッサに伝播される。圧縮された空気は該コン
プレッサを離れ、次に燃焼室(図示せず)に送られ、こ
こで燃料と混合されて燃焼され、排出される前に、高圧
タービン、および低圧タービンを駆動するための燃焼ガ
スを発生する。地上でターボジェットエンジンを始動す
る、または飛行中にこれを再始動するために、従来通り
始動機を用いる。始動機が圧縮された空気、または補助
的な電源ユニット(図示せず)から、あるいは動作中の
別のエンジンから送られる電気を受け、従来のトランス
ミッション手段(例えばギアホイールP)を介して高圧
シャフト4を回転可能とし、これをターボジェットエン
ジンを始動させることができる速度にまで加速する。
めに、ターボジェットエンジンは緊急用再点火装置を備
えている。第1の実施形態では、この装置は差動装置5
とブレーキシステム6を備えている。差動装置5は、低
圧シャフト3と高圧シャフト4を相互接続し、ターボジ
ェットエンジンの通常動作中に、高圧本体と低圧本体の
間の速度差を補正するべく機能する。
ることが知られている。例えば、従来のバイパス比の高
いターボジェットエンジンでは、高圧本体は、毎分約1
0、000回(rpm)から毎分約12、000回(r
pm)のN2回転速度を有し、低圧本体は、約2、00
0rpmから3、000rpmのN1速度で動作する。
この値をもって、これらの速度間の割合は約3から6の
範囲にある。
1の実施形態における差動装置5は本質的に以下のもの
を備えている(図2、図3参照)。
7。これは、ターボジェットエンジンの通常の動作中
に、低圧シャフト3に配置したベアリング13(例えば
ローラベアリング)上で、また、高圧シャフト4に取り
付けたベアリング14(例えばボールベアリング)上で
自由に回転する。
径が異なり、軸X−Xと並行する同回転軸Y−Y上にあ
る2列の歯8a、8bを備えており、この遊星ギアは遊
星キャリングギア7に固定されている。歯の列8a、8
bは、低圧シャフト3、高圧シャフト4とそれぞれかみ
合う。
て、遊星ギア8の歯の列8a、8bは軌道を描いて回
り、遊星キャリング環状ギア7は、シャフト3、4の周
囲を自由に回転する。
に、遊星ギア8は、自身の回転軸Y−Yの周囲を自由に
回転し、上に取り付けられたピンの手段により、遊星キ
ャリング環状ギア7を随伴して移動する。遊星ギア8を
備えた環状ギア7は、低圧シャフト3と高圧シャフト4
の回転速度差と相関して、回転軸X−Xの周囲で自由に
回転するべく駆動される。遊星ギア8の歯の列8a、8
bが、回転軸Y−Y軸の周囲で軌道を描いて回ることに
より、低圧シャフト3と高圧シャフト4の間の回転速度
の差が補正される。
たベアリング13、14があるために、この組み立てが
自由に回転することができる。つまり、シャフト3、4
の回転から生じる運動エネルギーの消費量はほんの少量
である。
キャリング環状ギア7は、トランスミッションシステム
を介して、ブレーキシステム6の回転シャフト15を移
動する。このトランスミッションシステムは、遊星キャ
リング環状ギア7とかみ合ったベベルギア9、ギア9と
結合したトランスミッションシャフト10、シャフト1
5と結合した角度のついたトランスミッションを形成す
る1対のギア16、17を備えている。
テム6間の動作のトランスミッションが消費するエネル
ギーもやはり非常に低い。
は、シャフト15と共に強制的に回転されるブレーキデ
ィスク18を備えている。よく知られた方法では、ブレ
ーキパッドの手段により、ディスク18が停止される。
ブレーキパッドはキャリパ19に設けられており、パイ
プ20で伝達された圧力下にある油圧作動油によって、
ディスク18の表面に押圧される。ブレーキシステムは
ハウジング21内に収容されている。
することもできる。例えば、固定子ディスク間に介在
し、互いに対して軸方向に押圧されることが可能な、1
つまたはそれ以上の回転子ディスクを備えたブレーキ、
または実際には制動機を備えている。
気、電気水力学、空気圧、磁気、磁歪またはこれらの様
々な手段を組み合わせた手段で起動した装置による方法
によって制御することもできる。ディスクブレーキは、
その軽量さ、信頼性の高さ、コンパクト性から適合性が
高いことが認められる。
ついて説明する。
動装置5の要素と、ブレーキシステム6のディスクとの
機械接続を提供する要素とによって構成されており、タ
ーボジェットエンジンの通常動作中に、自由に回転し、
低圧本体と高圧本体の間の速度差を補正する。これによ
り、遊星キャリングギア7と、遊星ギア8の歯の列8
a、8bが、第1シャフト3、第2シャフト4の周囲で
軌道を描いて回り、一方、ベベルギア9、シャフト1
0、ギア16、17、シャフト15がディスク18と共
にやはり自由に回転する。
止した場合、高圧本体の速度が(その高圧比のために)
大幅に低下し、一方、ファンで駆動される低圧本体は風
車効果によって回転する。次に、ベベルギア9と係合し
たトランスミッションシャフト10を介して遊星キャリ
ング環状ギア7を遅速化するために、ブレーキシステム
6が動作する。
より、高圧シャフト4が、遊星ギア8を介して低圧シャ
フト3と機械的に結合する。遊星キャリングギア7に機
械応力(ブレーキ)を発することで、遊星ギア8の軌道
回転が遅速化し、ターボジェットエンジンの通常動作中
のように自由に回転することがなくなる。次に、低圧シ
ャフト3が高圧シャフト4を段階的に移動させる。、こ
の移動は、ターボジェットエンジンの再点火が可能にな
るN2速度に達するまで続く。
ネルギーは、ブレーキシステム6のディスク18が完全
に遮断される位置にある際に最大になり、これにより、
遊星キャリング環状ギア7の動作が阻止される。次に、
低圧シャフト3が、遊星ギア8上の2つの歯の列8a、
8bを直接介して高圧シャフト4を駆動する。この使用
可能なエネルギーがほんの少量だけ必要であると仮定す
ると、低速化により、ブレーキディスクが完全に遮断さ
れる前に、ターボジェットエンジンの再点火を良好に行
うことができる。
付けする(図2参照)。 D1: 低圧シャフト3上のギアの直径 D2: 低圧シャフト3とかみ合う遊星ギア8上の歯の
列8aの直径 D3: 高圧シャフト4とかみ合う遊星ギア8の歯の列
8bの直径 D4: 高圧シャフト4のギアの直径 D5: ターボジェットエンジン1の縦軸X−Xと遊星
ギア8の回転軸Y−Yの間の距離 このラベル付けにより、遊星ギア(D1/D2およびD
3/D4)の増加率が計算されるため、低圧シャフト3
が、エンジン速度の関数としての適切な比率で高圧シャ
フト4を駆動することができる。上述したように、この
比率は3から6の範囲内にあり、例えば、この差動装置
が、低圧シャフト3から高圧シャフト4への乗算器とし
て機能する。
り、遊星ギア8の回転軸Y−Yを、ターボジェットエン
ジン1の軸X−Xから離して、またはこれに接近して移
動することで、この乗算比率を変更することができる。
と、圧縮空気と混合された燃料が燃焼室内に再び導入さ
れ、次に点火され、高圧タービン、および低圧タービン
に供給するのに必要な燃焼ガスを発生する。
火されると、ブレーキシステム6が停止し、これにより
遊星ギア8が軌道回転できるようになり、さらにこれに
より、高圧本体と低圧本体間の速度差を補正するため
に、遊星キャリング環状ギア7が再び自由に回転できる
ようになる。
ンの再点火を可能にするN2速度は、例えば、高圧シャ
フト4の最大回転速度の約20%よりも低くない速度と
対応し、開始の最後において、安定化したN2速度は同
速度の55%から65%に近付く必要がある。
火装置は、第1、第2シャフトが共回転シャフトである
構造(図2、図3参照)においても、また、第1、第2
シャフトが二重反転する構造(図4参照)においても同
じく良好に使用することができる。
3、4は互いに対して反対方向に回転する。しかし、遊
星キャリング環状ギア7と遊星ギア8は、共同回転シャ
フトを備えた緊急用再点火装置のものと同一であり、ま
た、類似の方法で動作する。
用再点火装置の差動装置5’が、中間ケーシング22の
外の、ブレーキシステム6’に配置されている。この構
造の利点は、緊急用再点火装置が、近づきやすい場所に
設けられているため、そのメンテナンス(例えば、作動
装置の交換)が容易になることである。
に2つのベベルギア23、24によって構成されてお
り、この2つのベベルギアは、同軸の2つの駆動シャフ
ト25、26をそれぞれ介して作動装置5’と接続した
第1シャフト3、第2シャフト4とそれぞれかみ合って
いる。差動装置5’は従来のギア構造のものであるた
め、これ以上の説明は省く。2つの駆動シャフトは同軸
である必要はなく、並行であってもよい。
で使用したものと同一のものであり、つまり、ディスク
ブレーキにより有利に構成できるという点に注目すべき
である。
形態の動作原理は上述したものと同一であるため、詳細
な説明は省く。
火装置はさらに、ブレーキシステム6または6’を制御
するための、一般にフルオーソリティデジタルエンジン
制御(FADEC)と呼ばれるフルオーソリティ電子コ
ンピュータ(図示せず)を備えている。適切なプログラ
ムにより、コンピュータは、ファンから高圧本体へのエ
ネルギーの伝播に適合するのに必要なブレーキ力を決定
および調節するべく機能する。
作を、従来の受動システムと比較して変更させることを
可能にする利点を示す。電子コンピュータによって実現
される機能(例えば、速度、高度、圧力、対気速度、燃
料供給率)を追加または変更するには、プログラムを変
更すれば十分である。
ることで、開始および再点火段階の前に、ファンと高圧
タービンエンジンの風車状態速度が完全に確立されるま
で待つ必要がなくなる。全ての飛行条件の下で風車状態
にある際に、バイパス比率が高いエンジンが再点火の機
能を維持しないと仮定した場合(これは、高圧コンプレ
ッサからの出口における最小総圧力に依存する。またこ
の最小総圧力は、高度、圧力、N2速度、対気速度に依
存する)、緊急用再点火装置は、高圧段階を基準速度よ
りも上に維持し、再点火を開始するべく減速段階にある
最中に、コンピュータによって始動することができる。
特に、航空機が低速かつ低高度の際には、安定な風車状
態速度が低すぎるため、エンジンの再点火の試みは失敗
しうる。そのため、安定化した風車状態速度よりも早い
回転速度から恩恵を得るためには、つまり、エンジンが
まだ減速している間に恩恵を得るためには、多重の運転
停止の後に再点火の試みの延期を避けることが非常に重
要である。
するが、特に以下に示すことが可能になる。
に、高速相対風の利点を得ることが可能。
ること(高度または揚力に大きな損失を生じる可能性が
ある)を避けることが可能。飛行中の始動が低い高度お
よび高い対気速度においてより容易であると仮定する
と、高圧N2速度が風車状態中に確実に始動するのに不
十分である場合に、航空機は、エンジンを適切な風車状
態のゾーンに入れるために、高度を失うおよび/または
速度を得る必要がある。
の付属品(燃料ポンプ、オイルポンプ、等)を駆動する
ことが可能。
あればコンプレッサの可変形態(可変取り付けおよび排
出弁)を、飛行条件、対気速度、回転速度の関数として
変調することで、高圧コンプレッサのポンピングを制御
または回避することが可能。
更によって開発でき、また、検査中に逐一最適化するこ
とができる装置の柔軟性を向上することが可能である。
コンピュータであるため、単純にコンピュータのプログ
ラムを変更するだけで、再点火装置を異なるタイプのタ
ーボジェットエンジンに適合することが可能になる。
のことにより安全性を増している。
点火が可能な範囲を拡大する。これは、確認基準を強化
する際に助けとなる。
ピュータにより、各飛行後に実施する自動メンテナンス
作業において適切な動作のための検査を含むことが容易
である。例えば、ドライモータ中に方法を始動すること
で、緊急用再点火装置が正確に動作しているかどうかの
検出が、回転速度を変化することにより可能になる。
する。再点火段階を開始する前に、ファンと高圧コンプ
レッサが風車状態速度で安定するまで待つ必要はない。
この実現速度によってさらに、ほとんど空気が通過して
いないためまだ熱く、燃料噴霧を向上する温度である、
エンジンの利点を活かすことが可能になる。
の再点火に関してそれ程重要でない点について最適化
し、寸法に合わせることが可能である。燃焼室を、再点
火、特定の燃料消費、汚染の間に優れた折衷を提供する
ような寸法にすることが従来より行われてきた。本発明
の装置は、その欠点の回避を可能にする。さらに、ター
ボジェットエンジンの最初の設計から緊急用再点火装置
を考慮した場合、燃焼室の長さの短縮により得られたタ
ーボジェットエンジンの大きさの縮小と、可能であれば
チャンバからの排出口における温度プロフィールの節約
とを含む追加の利点が得られる。これにより、局所的な
最高温度を低下させることで寿命の潜在的な延長が得ら
れ、また、高圧タービンの効率の潜在的な増加、したが
って特定の燃料消費の潜在的な増加が得られる。再点火
の必要性と汚染排気(NOx)の限度との間の折衷が緩
和される。
限定されるものではなく、そのあらゆる変形形態を含む
ものである。
ターボジェットエンジンの部分線図である。
装置を示している。
ある。
動装置を示している。
ーボジェットエンジンの部分線図である。
Claims (9)
- 【請求項1】 風車状態のターボジェットエンジンを再
点火する緊急用装置であって、前記ジェットエンジン
が、第1シャフト(3)を介して低圧タービンにより駆
動されるファン(2)と、第1シャフトの周囲に同軸に
配置された第2シャフト(4)を介して高圧タービンに
より駆動されるコンプレッサとを備え、該装置が、差動
装置(5、5’)とブレーキシステム(6、6’)とを
備え、前記差動装置(5、5’)が、前記ターボジェッ
トエンジンの通常動作において、前記第1、第2シャフ
トを相互接続する一方で、その回転速度の差を補正し、
前記ブレーキシステム(6、6’)が、該差動装置と接
続しており、該ターボジェットエンジンが運転停止の際
に該差動装置を遅速化または遮断可能とし、これによ
り、前記第1シャフト(3)が該第2シャフト(4)を
随伴して移動可能となるため、該ターボジェットエンジ
ンの再点火に適した速度に達することを特徴とする装
置。 - 【請求項2】 前記差動装置(5)が少なくとも1つの
遊星キャリング環状ギア(7)を備え、該遊星キャリン
グ環状ギアが、前記第1、第2シャフト(3、4)の周
囲で回転し、回転中に該ブレーキシステム(6)の回転
部分と結合することを特徴とする請求項1に記載の装
置。 - 【請求項3】 前記差動装置(5)が、該ブレーキシス
テム(6)により遅速化または遮断された際に、該第1
シャフト(3)から該第2シャフト(4)への乗算器と
して機能することを特徴とする請求項1または2に記載
の装置。 - 【請求項4】 前記第1、第2シャフト(3、4)が共
回転シャフトであることを特徴とする請求項1から3の
いずれか1項に記載の装置。 - 【請求項5】 前記第1、第2シャフト(3、4)が二
重反転シャフトであることを特徴とする請求項1から3
のいずれか1項に記載の装置。 - 【請求項6】 前記ブレーキシステム(6)が少なくと
も1つのディスクブレーキを備えることを特徴とする前
出の請求項のいずれか1項に記載の装置。 - 【請求項7】 前記ブレーキシステム(6)が制動機を
備えることを特徴とする請求項1から5のいずれか1項
に記載の装置。 - 【請求項8】 前記差動装置(5’)が、中間ケーシン
グ(22)の外に、該ブレーキシステム(6’)と共に
配置されていることを特徴とする請求項1に記載の装
置。 - 【請求項9】 該第1シャフト(3)から該第2シャフ
ト(4)へ伝播されるエネルギーの適合に必要な該ブレ
ーキ圧力を制御および計算させることを、前記ブレーキ
システム(6)が行なうことを可能とさせる電子コンピ
ュータをさらに有する請求項1から8のいずれか1項に
記載の装置。
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Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008014314A (ja) * | 2006-07-07 | 2008-01-24 | Snecma | オルタネータを備えるタービンエンジン、およびオルタネータへと運動を伝達するための方法 |
JP2008106746A (ja) * | 2006-10-25 | 2008-05-08 | United Technol Corp <Utc> | ターボファンエンジン |
JP2008106742A (ja) * | 2006-10-13 | 2008-05-08 | Snecma | ターボジェットエンジン補機ギアボックス駆動シャフト、モジュール式付加補機 |
JP2008111437A (ja) * | 2006-10-27 | 2008-05-15 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン組立体 |
JP2008144762A (ja) * | 2006-12-06 | 2008-06-26 | General Electric Co <Ge> | 動力抽出用トルク連結を備えたオープン差動装置すなわち遊星ギアセットを介したターボファンエンジンスプールの可変連結およびエンジン操作性 |
Families Citing this family (48)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6735954B2 (en) * | 2001-12-21 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Offset drive for gas turbine engine |
US6968701B2 (en) * | 2002-01-16 | 2005-11-29 | United Technologies Corporation | Engine integrated auxiliary power unit |
FR2863312B1 (fr) * | 2003-12-09 | 2008-07-04 | Snecma Moteurs | Turboreacteur a double corps avec moyen d'entrainement des machines accessoires |
US20050183540A1 (en) * | 2004-02-25 | 2005-08-25 | Miller Guy W. | Apparatus for driving an accessory gearbox in a gas turbine engine |
US7285871B2 (en) * | 2004-08-25 | 2007-10-23 | Honeywell International, Inc. | Engine power extraction control system |
US7225607B2 (en) * | 2004-08-27 | 2007-06-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine braking apparatus and method |
FR2882096B1 (fr) * | 2005-02-11 | 2012-04-20 | Snecma Moteurs | Turbomoteur a double corps avec des moyens de prise de mouvement sur les rotors basse pression et haute pression, module de prise de mouvement pour le turbomoteur et procede de montage du turbomoteur |
US7552582B2 (en) * | 2005-06-07 | 2009-06-30 | Honeywell International Inc. | More electric aircraft power transfer systems and methods |
US20070022735A1 (en) * | 2005-07-29 | 2007-02-01 | General Electric Company | Pto assembly for a gas turbine engine |
FR2892455B1 (fr) * | 2005-10-21 | 2008-01-04 | Hispano Suiza Sa | Dispositif d'entrainement de machines auxiliaires d'un turbomoteur a double corps |
US7690186B2 (en) * | 2005-11-09 | 2010-04-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine including apparatus to transfer power between multiple shafts |
US7481062B2 (en) * | 2005-12-30 | 2009-01-27 | Honeywell International Inc. | More electric aircraft starter-generator multi-speed transmission system |
DE102006026287A1 (de) * | 2006-06-02 | 2007-12-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Zwei-Wellen-Triebwerk für Flugzeuge mit hohem Bedarf an elektrischer Leistung |
US7621117B2 (en) * | 2006-06-19 | 2009-11-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus and method for controlling engine windmilling |
DE102006039608A1 (de) | 2006-08-24 | 2008-04-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Anordnung zur Energieentnahme bei einem Zwei-Wellen-Triebwerk |
US7997085B2 (en) * | 2006-09-27 | 2011-08-16 | General Electric Company | Gas turbine engine assembly and method of assembling same |
US7791235B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-09-07 | General Electric Company | Variable magnetic coupling of rotating machinery |
US20100251726A1 (en) * | 2007-01-17 | 2010-10-07 | United Technologies Corporation | Turbine engine transient power extraction system and method |
US8015828B2 (en) * | 2007-04-03 | 2011-09-13 | General Electric Company | Power take-off system and gas turbine engine assembly including same |
US7926287B2 (en) * | 2007-05-08 | 2011-04-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method of operating a gas turbine engine |
US7854582B2 (en) * | 2007-05-08 | 2010-12-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Operation of an aircraft engine after emergency shutdown |
US7882691B2 (en) * | 2007-07-05 | 2011-02-08 | Hamilton Sundstrand Corporation | High to low pressure spool summing gearbox for accessory power extraction and electric start |
US8201662B2 (en) * | 2007-07-06 | 2012-06-19 | Honeywell International Inc. | Electric motor driven lubrication pump control system and method for turbomachine windmill operation |
US8333554B2 (en) * | 2007-11-14 | 2012-12-18 | United Technologies Corporation | Split gearbox and nacelle arrangement |
FR2942273B1 (fr) * | 2009-02-18 | 2011-06-10 | Snecma | Moteur double flux a roues de turbine contrarotatives |
US8425372B2 (en) | 2010-07-14 | 2013-04-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Geared turbofan emergency power |
US9745897B2 (en) | 2011-01-13 | 2017-08-29 | Hamilton Sundstrand Corporation | Anti-windmilling starter generator |
FR2972765B1 (fr) * | 2011-03-17 | 2013-04-05 | Messier Dowty | Procede d'optimisation de vitesse de soufflante de turboreacteur double-corps et architecture de mise en oeuvre. |
US9200592B2 (en) | 2011-06-28 | 2015-12-01 | United Technologies Corporation | Mechanism for turbine engine start from low spool |
US9611786B2 (en) | 2012-01-09 | 2017-04-04 | Honeywell International Inc. | Engine systems with enhanced start control schedules |
US8459038B1 (en) | 2012-02-09 | 2013-06-11 | Williams International Co., L.L.C. | Two-spool turboshaft engine control system and method |
US8915700B2 (en) * | 2012-02-29 | 2014-12-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan-tied inducer section and multiple low pressure turbine sections |
US20130247539A1 (en) * | 2012-03-26 | 2013-09-26 | Richard John Hoppe | Multi-shaft power extraction from gas turbine engine |
US9249731B2 (en) * | 2012-06-05 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Nacelle bifurcation for gas turbine engine |
US9752500B2 (en) * | 2013-03-14 | 2017-09-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed |
US10358982B2 (en) | 2013-07-07 | 2019-07-23 | United Technologies Corporation | Fan drive gear system mechanical controller |
ITTO20130636A1 (it) * | 2013-07-29 | 2015-01-30 | Avio Spa | Scatola di trasmissione, e metodo di smontaggio per disaccoppiare un albero di azionamento in tale scatola di trasmissione |
FR3022890B1 (fr) * | 2014-06-25 | 2018-01-05 | Snecma | Turbomachine comportant un moyen de decouplage d'une soufflante |
FR3026787B1 (fr) * | 2014-10-07 | 2019-04-19 | Safran Transmission Systems | Transmission spinale compacte |
FR3026774B1 (fr) * | 2014-10-07 | 2020-07-17 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine comportant un dispositif de freinage du rotor de soufflante. |
US10837312B2 (en) | 2015-02-27 | 2020-11-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System for braking a low pressure spool in a gas turbine engine |
US10801413B2 (en) * | 2016-04-04 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Electromagnetic anti-windmilling system |
US10526913B2 (en) * | 2016-04-04 | 2020-01-07 | United Technologies Corporation | Anti-windmilling system for a gas turbine engine |
US10823081B2 (en) * | 2017-12-21 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Concentric power takeoff transmission |
FR3075862B1 (fr) * | 2017-12-22 | 2020-08-28 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de freinage d'une soufflante de turbomachine |
GB201811219D0 (en) | 2018-07-09 | 2018-08-29 | Rolls Royce Plc | Apparatus for gas turbine engines |
US11346427B2 (en) * | 2019-02-13 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Accessory gearbox for gas turbine engine with variable transmission |
US11333077B2 (en) * | 2019-05-06 | 2022-05-17 | The Boeing Company | Systems and methods for transferring mechanical power in a turbine engine |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB971690A (en) * | 1963-08-15 | 1964-09-30 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US4062186A (en) | 1976-05-13 | 1977-12-13 | General Electric Company | Apparatus for windmill starts in gas turbine engines |
US4062185A (en) * | 1976-05-13 | 1977-12-13 | General Electric Company | Method and apparatus for windmill starts in gas turbine engines |
US4651521A (en) * | 1985-11-21 | 1987-03-24 | Avco Corporation | Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system |
DE3622022A1 (de) * | 1986-07-01 | 1988-01-07 | Kloeckner Humboldt Deutz Ag | Gasturbinentriebwerk |
GB2199900B (en) * | 1987-01-15 | 1991-06-19 | Rolls Royce Plc | A turbopropeller or turbofan gas turbine engine |
GB2229237B (en) * | 1989-03-14 | 1993-01-20 | Rolls Royce Plc | Differential gear assembly |
US5334061A (en) * | 1992-09-09 | 1994-08-02 | General Electric Company | Reversing marine gas turbine drive |
US5349814A (en) | 1993-02-03 | 1994-09-27 | General Electric Company | Air-start assembly and method |
GB9313905D0 (en) * | 1993-07-06 | 1993-08-25 | Rolls Royce Plc | Shaft power transfer in gas turbine engines |
US5950151A (en) | 1996-02-12 | 1999-09-07 | Lucent Technologies Inc. | Methods for implementing non-uniform filters |
GB9606546D0 (en) * | 1996-03-28 | 1996-06-05 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine system |
US5845483A (en) | 1996-04-10 | 1998-12-08 | General Electric Company | Windmill engine starting system with fluid driven motor and pump |
-
2001
- 2001-06-19 FR FR0108059A patent/FR2826052B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
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Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2008014314A (ja) * | 2006-07-07 | 2008-01-24 | Snecma | オルタネータを備えるタービンエンジン、およびオルタネータへと運動を伝達するための方法 |
JP2008106742A (ja) * | 2006-10-13 | 2008-05-08 | Snecma | ターボジェットエンジン補機ギアボックス駆動シャフト、モジュール式付加補機 |
JP2008106746A (ja) * | 2006-10-25 | 2008-05-08 | United Technol Corp <Utc> | ターボファンエンジン |
JP4717046B2 (ja) * | 2006-10-25 | 2011-07-06 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ターボファンエンジン |
JP2008111437A (ja) * | 2006-10-27 | 2008-05-15 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン組立体 |
JP2008144762A (ja) * | 2006-12-06 | 2008-06-26 | General Electric Co <Ge> | 動力抽出用トルク連結を備えたオープン差動装置すなわち遊星ギアセットを介したターボファンエンジンスプールの可変連結およびエンジン操作性 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60211422T2 (de) | 2007-05-03 |
US6672049B2 (en) | 2004-01-06 |
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