JP2003269396A - ガスタービンエンジンの吸気流を変化させるための方法及び装置 - Google Patents
ガスタービンエンジンの吸気流を変化させるための方法及び装置Info
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Abstract
ァンの前方フレームを組立てるための方法により、エン
ジン性能を改善するのを促進する。 【解決方法】 この方法は、前縁(76)及び後縁(7
8)において接合された1対の側壁(74)を含むスト
ラット(60)を形成する段階と、前縁及び後縁におい
て接合された第1側壁(112)と第2側壁(114)
とを含みかつ根元末端壁(86)と先端末端壁(88)
との間で半径方向スパンにわたって延びており、各末端
壁が第1及び第2側壁の間で延び、根元末端壁及び先端
末端壁の少なくとも1つが、半径方向に輪郭付けされて
フラップ前縁及び後縁の間で延びているフラップ(6
2)を形成する段階と、フラップとストラットとの間に
ギャップ(120)が形成されるように、ストラットの
下流に該フラップを枢動自在に結合する段階とを含む。
Description
ビンエンジンの前方フレームに関し、より具体的には、
ガスタービンエンジン用の連接式ファンの前方フレーム
に関する。
ジンに流入する空気流を下流のコアエンジン内へ流すフ
ァンの前方フレームを含む。少なくとも一部の公知のガ
スタービンエンジンは、エンジン内でほぼ円周方向に延
びる連接式入口案内羽根アセンブリを含む。各入口案内
羽根アセンブリは、固定ストラットと、該ストラットの
下流に結合された可変フラップとを含む。
ン性能を改善するのを促進するために、フラップはエン
ジン作動中に位置を変えることができる。より具体的に
は、エンジンが設計作動条件で作動している時、フラッ
プは各ストラットに対してほぼ軸方向に整列される。フ
ラップの配向は、エンジンの設計とそのエンジンが作動
している条件とによって決まる。エンジンが設計外作動
条件で作動している時、フラップは閉位置へと回転され
て、流入する空気流が下流に置かれた圧縮機の第1列目
のブレードに衝突する角度を選択的に制御する。
化するのを促進するために、全てのエンジン作動条件に
おいて、入口案内羽根アセンブリ内及び該入口案内羽根
アセンブリの直ぐ下流において、空気流は滑らかに移行
することが重要である。しかしながら、少なくとも一部
の公知の入口案内羽根アセンブリにおいては、フラップ
の或る回転配向が、フラップ下流の空気流内に乱流を発
生させることがある。そのような乱流は、「フラッタ」
として知られている非一体形ロータブレードの振動を発
生させ、及び/又は入口案内羽根の直ぐ下流に置かれた
ファンのブレードに大きな翼形部応力を生じさせる可能
性がある。より具体的には、入口案内羽根アセンブリを
通って流れる空気は、フラップの正圧側面から該フラッ
プの負圧側面へ流れる傾向がある。ストラットとフラッ
プとの間の空気の流れは、入口案内羽根アセンブリの負
圧側面から空気流をはく離させる可能性があり、このこ
とによりファンブレードに入る空気流中に乱流が生じる
おそれがある。フラッタを伴った状態でエンジンを連続
作動させると、ファンブレードを損傷したり、その耐用
寿命を短縮したり、あるいはエンジンの作動を制限する
おそれがある。
ジン用の連接式ファンの前方フレームを組立てるための
方法が提供される。この方法は、前縁及び後縁において
接合された1対の側壁を含むストラットを形成する段階
と、前縁及び後縁において接合された第1側壁と第2側
壁とを含みかつ根元末端壁と先端末端壁との間で半径方
向スパンにわたって延びており、各末端壁が第1及び第
2側壁の間で延び、根元末端壁及び先端末端壁の少なく
とも1つが、半径方向に輪郭付けされてその前縁及び後
縁の間で延びているフラップを形成する段階と、フラッ
プとストラットとの間にギャップが形成されるように、
ストラットの下流に該フラップを枢動自在に結合する段
階とを含む。
用のファンの前方フレームアセンブリが提供される。こ
のファンの前方フレームアセンブリは、ストラットと該
ストラットの下流に配置されたフラップとを備える少な
くとも1つの連接式入口案内羽根サブアセンブリを含
む。ストラット及びフラップの少なくとも1つは、エン
ジン作動中に位置を変えることが可能である。フラップ
は、前縁及び後縁において接合された第1側壁と第2側
壁とを含み、かつ根元末端壁と先端末端壁との間で半径
方向スパンにわたって延びている。各末端壁は第1及び
第2側壁の間で延び、根元末端壁及び先端末端壁の少な
くとも1つは、フラップ前縁及び後縁の間で半径方向に
弓形になっている。
計外作動状態との間で作動可能なガスタービンエンジが
提供される。このエンジンは、該エンジン内に入る空気
流を下流側へ流すように構成された少なくとも1つの連
接式入口案内羽根サブアセンブリを備えるファンの前方
フレームアセンブリを含む。入口案内羽根サブアセンブ
リは、ストラットと該ストラットの下流に配置されたフ
ラップとを含む。フラップは、前縁及び後縁において接
合された1対の側壁を含みかつ先端末端壁と根元末端壁
との間で半径方向に延びている。先端末端壁及び根元末
端壁の少なくとも1つは、1対の側壁の間で延び、かつ
フラップ前縁及び後縁の間で半径方向に輪郭付けされて
いる。
と、高圧圧縮機14と、燃焼器16とを含むガスタービ
ンエンジン10の概略図である。1つの実施形態におい
ては、エンジン10は、オハイオ州シンシナチのジェネ
ラル・エレクトリック・カンパニーから市販されている
F110型エンジンである。エンジン10はまた、全て
が直列軸流関係で配列された高圧タービン18と低圧タ
ービン20を含む。ファンアセンブリ12とタービン2
0とは第1のシャフト24によって結合され、また圧縮
機14とタービン18とは第2のシャフト26によって
結合される。
支持した環状フレーム40を含み、次いでこの軸受が、
例えばシャフト24のようなシャフトの1端を回転可能
に支持する。円周方向に間隔をおいて配置された複数の
入口案内羽根アセンブリ42が、外側構造ケースリング
(図1には図示せず)と中央ハブ44との間で延び、エン
ジン10に流入する空気流を下流の圧縮機14へ向け
る。
リ42とファンアセンブリ12とを通って流れ、加圧さ
れた空気がファンアセンブリ12から高圧圧縮機14に
供給されるようにする。高度に加圧された空気が燃焼器
16に供給される。燃焼器16からの空気流は、タービ
ン18及び20を回転駆動してガスタービンエンジン1
0から排出される。エンジン10は、設計作動条件と設
計外作動条件との間の作動状態の範囲で作動可能であ
る。
入口案内羽根アセンブリ42の拡大側面図である。より
具体的には、入口案内羽根アセンブリ42は、エンジン
10の吸気口内に配置される。エンジン吸気口は、エン
ジンの中央ハブ44に隣接した内側シュラウド46と環
状の外側ケーシング50とを含む。外側ケーシング50
は、内側シュラウド46と間に空気流路54が形成され
るように該内側シュラウド46から半径方向外側に配置
されている。複数の入口案内羽根アセンブリ42は、流
路54を通り抜けてハブ44からケーシング50まで半
径方向に延びる。例示的な実施形態においては、外側ケ
ーシング50は平坦ではなく、入口案内羽根アセンブリ
42に隣接して輪郭付けされている。より具体的には、
例示的な実施形態において、外側ケーシング50は、入
口案内羽根アセンブリ42を通って実質的に球面状の流
路が形成されるように、連続的な半径で輪郭付けされ
る。別の実施形態においては、ハブ44もまた、入口案
内羽根アセンブリ42に隣接して輪郭付けされる。
ット翼形部60とフラップ翼形部62の両方を含む。ス
トラット60は、ハブ44の周囲の周りに間隔をおいて
配置され、ハブ44から間隔をおいた関係で環状のケー
シング50を構造的に支える。従って、各ストラット6
0はハブ44及びケーシング50に固定的に取り付けら
れる。以下において更に詳述するように、ストラット6
0は、エンジン吸気口に入る空気が該ストラット60の
周りを通ってフラップ翼形部62に向かって反らされる
ような空気力学的な形状にされている。各ストラット6
0は、ハブ44に結合されたストラット根元端部70
と、この根元端部70から半径方向に間隔をおいた関係
で外側ケーシング50に結合された先端端部72とを有
する。更に、各ストラット60は、前縁76及び後縁7
8において接合された1対の側壁74を含む。後縁78
は、前縁76の下流側に位置し該前縁76から軸方向に
間隔をおいて配置されている。
翼形部62は、各ストラット60の直ぐ下流に位置し、
各ストラットは、前縁82と該前縁の下流側に軸方向に
間隔をおいて配置された後縁84とにおいて接合された
1対の側壁80を含む。各側壁80は、根元末端壁86
と先端末端壁88との間で半径方向スパンにわたって延
びる。根元末端壁86及び先端末端壁88は、それぞれ
前縁82と後縁84との間及び両フラップ側壁80の間
で延びる。
42内に枢動自在に結合され、スピンドル92を通って
延びる基準軸90の周りで回転可能である。基準軸90
は「トラニオン軸」として知られており、各ストラット
60に対して固定されている。より具体的には、各々の
スピンドル位置は、各それぞれのストラット60及びフ
ラップ62の間のギャップ(図2には図示せず)の最適
化を促進するように選択される。このように前縁82
は、各ストラット60の後縁78から間隔をおいた関係
で、各後縁78の直ぐ上流側に位置している。
ンジン作動中に、例えば図1に示すファンアセンブリ1
2のようなファンアセンブリの第1段目(図示せず)に
対して下流方向に向けられる空気流の衝突角度を変える
ために、フラップ62は選択的に位置調節可能である。
フラップ根元末端壁86はハブ44に隣接し、先端末端
壁88は外側ケーシング50に隣接する。従って、第1
のギャップ94が先端末端壁88と外側ケーシング50
との間に形成され、第2のギャップ96が根元末端壁8
6とハブ44との間に形成される。
8は、それぞれフラップ前縁82及びフラップ後縁84
の間で弓形になっている。より具体的には、先端末端壁
88は、フラップ前縁82及び後縁84の間で、先端末
端壁88の輪郭が入口案内羽根アセンブリ42に隣接し
た外側ケーシング50の輪郭と実質的に鏡像となるよう
に、半径方向に輪郭付けされている。別の実施形態にお
いて、根元末端壁86は、フラップ前縁82及び後縁8
4の間で半径方向に輪郭付けされ、入口案内羽根アセン
ブリ42に隣接するハブ44の輪郭と実質的に鏡像とな
る輪郭を有する。従って、フラップ62がストラット6
0に対して枢動自在に結合された時、フラップ先端末端
壁88の輪郭は、輪郭付けされていない公知のフラップ
末端壁と比べて、空気流ギャップ94を減少させるのを
促進する。より具体的には、エンジンのフラップ先端末
端壁88は、エンジンが設計外作動状態にある間に、よ
り高い負荷が加わるフラップ62の部分の上方における
末端壁間隙を減少させるのを促進する。
における全開位置100の状態で示した入口案内羽根ア
センブリ42の概略断面図である。図4は、エンジンが
設計外作動状態にある間における全閉位置102の状態
で示した入口案内羽根アセンブリ42の概略断面図であ
る。図5は、区域5(図4に示す)についての入口案内
羽根アセンブリの拡大図である。例示的な実施形態にお
いて、ストラット60は、対称形であり、ストラット前
縁及び後縁の間で延びる対称軸110を含む。具体的に
は、ストラットの両側壁74は同一であって、それぞれ
前縁76及び後縁78において対称形に接合される。よ
り具体的には、第1側壁112はストラット60の正圧
側面を形成し、第2側壁114はストラット60の負圧
側面を形成する。ストラット後縁78は、両側壁74が
実際に後縁78から下流方向に延びるように、側壁74
に対して窪ませてある。
は、該フラップ62とストラット60との間にギャップ
120が形成されるように、ストラット60の直ぐ下流
に配置される。より具体的には、組立て時において、ス
トラット60はエンジン10(図1及び図2に示す)に
対するその正しい位置が測定され、フラップスピンドル
92の位置が、ストラット/フラップの適正な位置決め
を助けかつストラットとフラップとの間のギャップを最
適化するように決定かつ選択される。より具体的には、
フラップ62は、それぞれフラップ前縁82及び後縁8
4の間で延びる翼形中心線122を含む。フラップ62
は、エンジンが設計作動状態にある間に入口案内羽根ア
センブリ42が位置100にある時、フラップ翼形中心
線122がストラット対称軸線110に対してほぼ共直
線的に軸方向に延びるように、ストラット60に対して
配置される。
及び後縁84おいて接合される。より具体的には、フラ
ップ62は、該フラップ62の正圧側面を形成する第1
側壁130と、該フラップ62の負圧側面を形成する第
2側壁132とを含む。また、各フラップ62は、側壁
130及び132間で測定された厚さ134を有し、こ
の厚さはフラップ翼形中心線122に沿って変化する。
フラップ前縁の厚さ136は、両ストラット側壁74間
で測ったストラット60の最大厚さ138よりも大き
い。
と後縁84との間で弧状である。より具体的には、両フ
ラップ側壁80は、フラップ前縁付近における空気流の
加速を制御するのを促進する、フラップ62のキャンバ
を形成する。更に、フラップキャンバはまた、フラップ
62から下流側に向けられた空気流の出口渦流を減少さ
せるのを促進する。更に、フラップキャンバは、エンジ
ンが設計外作動状態にある間、フラップ62からの空気
流のはく離をも減少させるのを促進する。より具体的に
は、フラップキャンバは、フラップ翼形部の負荷を減少
させて空気流はく離の発現を遅らせ、従って所与の入口
案内羽根アセンブリ位置における伴流の強さを減少させ
るのを促進する。
ラット60に対する相対位置と、フラップ前縁の厚さ1
36との組合せは、エンジンが設計外作動状態にある
間、フラップ62が該フラップの負圧側面132に沿っ
て前方に面した段部140を形成することを可能にす
る。より具体的には、エンジンが設計外作動状態にある
間にフラップ62が枢動された時、負圧側面の段部14
0は、ストラット正圧側面の側壁114から空気流内に
向けて円周方向つまり接線方向外向きに延びる。更に、
負圧側面の段部140はまた、ギャップ120を通るフ
ラップ62の正圧側面から負圧側面へのクロスフローを
減少させるのを促進する。
内羽根アセンブリ42は位置100にある。ストラット
60の対称形状は、正圧と負圧との間の圧力勾配及びギ
ャップ120を通るクロスフローの影響を減少させるの
を促進する。更に、フラップ62のストラット60に対
する相対位置及びフラップ62のキャンバは、入口案内
羽根アセンブリ42を通る空気流のはく離を減少させ、
かつ入口案内羽根アセンブリ42を通る流れ面積を増大
させる。その結果、エンジンが設計作動状態にある間、
エンジン性能が増大されるのを促進する。
案内羽根アセンブリ42は位置102にある。フラップ
前縁の厚さ136及びフラップ負圧側面の段部140
は、ギャップ120を通る空気流のクロスフローを減少
させるのを促進する。ギャップ120を通るクロスフロ
ーが減少されると、フラップ62における空気流はく離
の傾向も減少される。従って、エンジン性能が改善され
るのが促進され、同時に入口案内羽根アセンブリ42の
下流の伴流強度が低減されるのを促進する。更に、フラ
ップ末端壁88(図2に示す)は、ケーシング50(図
2に示す)の輪郭と実質的に鏡像となるように輪郭付け
されているから、エンジンが設計外作動状態にある間、
ケーシングに対する末端壁の間隙ギャップ94は減少さ
れる。従って、フラップ62は、エンジンが設計外作動
状態にある間、フラップ負荷を減少させるのを促進す
る。
ト効果があり、かつ高い信頼性がある。連接式案内羽根
アセンブリは、固定ストラットと可変フラップとを有す
る。フラップはストラットの下流に配置され、エンジン
が設計外作動状態にある間、フラップ負圧側面の一部が
前方に面した段部を形成することを可能にするキャンバ
が付いた形状を有する。前方に面した段部は、フラップ
負荷とフラップにわたる翼形部におけるはく離とを減少
させる。前方に面した段部はまた、エンジンが設計外作
動状態にある間、ストラットとフラップとの間のギャッ
プを通るクロスフローを減少させ、下流の伴流強度が低
減されるのを促進するようになっている。更に、エンジ
ンが設計作動状態にある間、フラップのストラットに対
する相対位置は、入口案内羽根アセンブリから下流側に
向けられた空気流の出口渦流を減少させ、また入口案内
羽根アセンブリを通る空気流の横断面を増大させるのを
促進する。その結果、入口案内羽根アセンブリは、エン
ジンが設計作動状態及び設計外作動状態にある間、コス
ト効果がありかつ高い信頼性がある方法で、エンジン性
能を改善するのを促進する。
説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想と
技術的範囲内の変更で実施可能であり、また特許請求の
範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなん
ら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
エンジンの概略図。
面図。
羽根アセンブリの概略断面図。
内羽根アセンブリの概略断面図。
についての拡大図。
Claims (20)
- 【請求項1】 ガスタービンエンジン(10)用の連接
式ファン(12)の前方フレームを組立てるための方法
であって、 前縁(76)及び後縁(78)において接合された1対
の側壁(74)を含むストラット(60)を形成する段
階と、 前縁(82)及び後縁(84)において接合された第1
側壁(112)と第2側壁(114)とを含みかつ根元
末端壁(86)と先端末端壁(88)との間で半径方向
スパンにわたって延びており、各末端壁が前記第1及び
第2側壁の間で延び、前記根元末端壁(86)及び前記
先端末端壁(88)の少なくとも1つが、半径方向に輪
郭付けされて前記前縁及び後縁の間で延びているフラッ
プ(62)を形成する段階と、 前記フラップと前記ストラットとの間にギャップ(12
0)が形成されるように、前記ストラットの下流に前記
フラップを枢動自在に結合する段階と、を含むことを特
徴とする方法。 - 【請求項2】 ストラット(60)を形成する前記段階
が、対称ストラットを形成する段階を更に含むことを特
徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項3】 前記エンジン(10)が外側ケーシング
と中央ハブ(44)とを含み、前記ストラット(60)
及び前記フラップ(62)が前記外側ケーシングと前記
中央ハブとの間で延びるように構成されており、フラッ
プを形成する前記段階が、前記フラップ先端末端壁に沿
った輪郭が前記エンジン外側ケーシングの輪郭と実質的
に鏡像になるように、該フラップ先端末端壁(88)を
半径方向に輪郭付けする段階を更に含むことを特徴とす
る、請求項1に記載の方法。 - 【請求項4】 フラップ(62)を形成する前記段階
が、前記フラップの負圧側面が、エンジンが設計外作動
状態にある間に前方に面した段部(140)を形成し、
該前方に面した段部(140)が、前記フラップの正圧
側面から前記フラップ負圧側面への空気流のクロスフロ
ーを減少させるのを促進するように構成されるように、
該フラップを形成する段階を更に含むことを特徴とす
る、請求項1に記載の方法。 - 【請求項5】 ストラット(60)を形成する前記段階
が、エンジン(10)の作動中に前記ストラットにより
前記フラップ(62)に生じる圧力勾配を減少させるの
を促進するように、該ストラットを形成する段階を更に
含むことを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項6】 ガスタービンエンジン(10)用のファ
ンの前方フレームアセンブリ(12)であって、ストラ
ット(60)と該ストラットの下流のフラップ(62)
とを備える少なくとも1つの連接式入口案内羽根サブア
センブリ(42)を含み、前記ストラット及び前記フラ
ップの少なくとも1つが、エンジン作動中に位置を変え
ることが可能であり、前記フラップが、前縁(82)及
び後縁(84)において接合された第1側壁(112)
と第2側壁(114)とを含みかつ根元末端壁(86)
と先端末端壁(88)との間で半径方向スパンにわたっ
て延びており、前記末端壁の各々が前記第1及び第2側
壁の間で延び、前記根元末端壁(86)及び前記先端末
端壁(88)の少なくとも1つが、前記前縁及び後縁の
間で半径方向に弓形になっていることを特徴とするファ
ンの前方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項7】 前記ストラット(60)が対称形である
ことを特徴とする、請求項6に記載のファンの前方フレ
ームアセンブリ(12)。 - 【請求項8】 前記フラップ(62)が、前記入口案内
羽根サブアセンブリ(42)内に枢動自在に結合され、
エンジン作動中に可動であることを特徴とする、請求項
6に記載のファンの前方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項9】 前記フラップ(62)が、前記ストラッ
トと該フラップとの間にギャップ(120)が形成され
るように、前記ストラット(60)の下流に配置され、
前記ストラットが、対称形でありかつ前記ギャップを横
切る圧力勾配を減少させるのを促進するように構成され
ていることを特徴とする、請求項6に記載のファンの前
方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項10】 前記エンジン(10)が、設計作動状
態と設計外作動状態との間で作動可能であり、前記フラ
ップ第1側壁(112)が該フラップ(62)の正圧側
面を形成し、前記フラップ第2側壁(114)が該フラ
ップ(62)の負圧側面を形成し、前記ストラット(6
0)が、該ストラットの正圧側面を形成する第1側壁
と、該ストラットの負圧側面を形成する第2側壁とを含
み、前記フラップ負圧側面が、エンジンが設計外作動状
態にある間に前方に面した段部(140)を形成するよ
うに構成されていることを特徴とする、請求項9に記載
のファンの前方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項11】 前記フラップ(62)の負圧側面が、
エンジンが設計外作動状態にある間に、該フラップから
の空気流のはく離を減少させるのを促進するように構成
されていることを特徴とする、請求項10に記載のファ
ンの前方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項12】 前記フラップ(62)が、エンジンハ
ブ(44)とエンジンケーシングとの間で半径方向に延
びており、前記根元末端壁(86)及び前記先端末端壁
(88)の少なくとも1つが、前記フラップと前記エン
ジンケーシング及び前記エンジンハブの少なくとも1つ
との間の末端壁間隙を減少させるのを促進するように構
成されていることを特徴とする、請求項6に記載のファ
ンの前方フレームアセンブリ(12)。 - 【請求項13】 前記エンジン(10)が、設計作動状
態と設計外作動状態との間で作動可能であり、前記フラ
ップ(62)が、エンジンが設計外作動状態にある間
に、該フラップからの空気流のはく離を減少させるのを
促進するように構成された断面輪郭を有することを特徴
とする、請求項6に記載のファンの前方フレームアセン
ブリ(12)。 - 【請求項14】 設計作動状態と設計外作動状態との間
で作動可能なガスタービンエンジン(10)であって、
該エンジン内に入る空気流を下流側へ流すように構成さ
れた少なくとも1つの連接式入口案内羽根サブアセンブ
リ(42)を備えるファンの前方フレームアセンブリ
(12)を含み、前記入口案内羽根サブアセンブリが、ス
トラット(60)と該ストラットの下流のフラップ(6
2)とを含み、該フラップが、前縁(82)及び後縁
(84)において接合された1対の側壁(80)を含み
かつ先端末端壁(88)と根元末端壁(86)との間で
半径方向に延びており、前記先端末端壁及び前記根元末
端壁の少なくとも1つが、前記1対の側壁の間で延びか
つ前記フラップ前縁及び後縁の間で半径方向に輪郭付け
されていることを特徴とするガスタービンエンジン(1
0)。 - 【請求項15】 前記入口案内羽根サブアセンブリ(4
2)のストラット(60)が、前縁(76)及び後縁
(78)において接合された正圧側面及び負圧側面と、
該ストラットの前縁及び後縁の間で延びる対称軸(11
0)とを含むことを特徴とする、請求項14に記載のガ
スタービンエンジン(10)。 - 【請求項16】 前記入口案内羽根サブアセンブリ(4
2)のフラップ(62)の1対の側壁(80)が、該フ
ラップの正圧側面と負圧側面とを形成し、該フラップ負
圧側面が、エンジン作動中に該フラップからの空気流の
はく離を減少させるのを促進するように構成されている
ことを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエ
ンジン(10)。 - 【請求項17】 前記エンジン内に同軸にかつ前記入口
案内羽根サブアセンブリ(42)から半径方向内側に配
置されたハブ(44)と、 該ハブとの間で前記入口案内羽根アセンブリを通る空気
流通路が形成されるように、前記ハブ及び前記入口案内
羽根サブアセンブリから半径方向外側に配置された外側
ケーシングと、を更に含み、 前記フラップ先端末端壁(88)が、前記フラップ前縁
(82)及び後縁(84)の間で、前記入口案内羽根サ
ブアセンブリに隣接する前記エンジン外側ケーシングの
輪郭と実質的に鏡像になっている輪郭を有し、エンジン
が設計外作動状態にある間に、前記フラップと前記外側
ケーシングとの間の間隙を減少させるのを促進するよう
に構成されている、ことを特徴とする、請求項15に記
載のガスタービンエンジン(10)。 - 【請求項18】 前記入口案内羽根サブアセンブリ(4
2)のフラップの1対の側壁(80)が、該フラップの
正圧側面と負圧側面とを形成し、該フラップ負圧側面
が、エンジンが設計外作動状態にある間に前方に面した
段部(140)を形成するように構成され、該前方に面
した段部が、前記正圧側面から前記負圧側面への空気流
のクロスフローを減少させるのを促進するように構成さ
れていることを特徴とする、請求項15に記載のガスタ
ービンエンジン(10)。 - 【請求項19】 前記ストラット(60)が、エンジン
作動中に該ストラットにより前記フラップに生じる圧力
勾配を減少させるのを促進するように構成されているこ
とを特徴とする、請求項15に記載のガスタービンエン
ジン(10)。 - 【請求項20】 前記入口案内羽根サブアセンブリ(4
2)のフラップ(62)が、該入口案内羽根サブアセン
ブリ内に枢動自在に結合され、エンジン作動中に可動で
あることを特徴とする、請求項15に記載のガスタービ
ンエンジン(10)。
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ES (1) | ES2287415T3 (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2010112298A (ja) * | 2008-11-07 | 2010-05-20 | Ihi Corp | ターボファンエンジン |
JP2010138830A (ja) * | 2008-12-12 | 2010-06-24 | General Electric Co <Ge> | 可動タービン翼用のブッシュ及びクロックスプリング組立体 |
JP2011508158A (ja) * | 2007-12-28 | 2011-03-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | プラズマアクチュエータを備えた圧縮機及びガスタービンエンジン |
Families Citing this family (68)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
BRPI0418861A (pt) * | 2004-05-27 | 2007-11-20 | Volvo Aero Corp | estrutura de montante em um dispositivo de turbina ou compressor e método para montar a estrutura |
WO2006059999A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method |
EP1831530B1 (en) * | 2004-12-01 | 2009-02-25 | United Technologies Corporation | Compressor variable stage remote actuation for turbine engine |
FR2882570B1 (fr) * | 2005-02-25 | 2007-04-13 | Snecma Moteurs Sa | Dipositif de commande d'aubes a calage variable dans une turbomachine |
US20060254271A1 (en) * | 2005-05-13 | 2006-11-16 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Apparatus for controlling microwave reflecting |
US7549839B2 (en) * | 2005-10-25 | 2009-06-23 | United Technologies Corporation | Variable geometry inlet guide vane |
US7730714B2 (en) * | 2005-11-29 | 2010-06-08 | General Electric Company | Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes |
DE102006024085B4 (de) * | 2006-05-23 | 2020-04-16 | MTU Aero Engines AG | Turboverdichter in Axialbauweise |
FR2908828B1 (fr) * | 2006-11-16 | 2013-11-01 | Snecma | Dispositif d'etancheite de volet mobile de roue directrice d'entree d'une turbomachine |
US20080118362A1 (en) * | 2006-11-16 | 2008-05-22 | Siemens Power Generation, Inc. | Transonic compressor rotors with non-monotonic meanline angle distributions |
US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
US8061975B2 (en) * | 2007-08-31 | 2011-11-22 | General Electric Company | Slipring bushing assembly for moveable turbine vane |
US8197196B2 (en) * | 2007-08-31 | 2012-06-12 | General Electric Company | Bushing and clock spring assembly for moveable turbine vane |
US8348600B2 (en) * | 2008-05-27 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having controllable inlet guide vanes |
US7985053B2 (en) * | 2008-09-12 | 2011-07-26 | General Electric Company | Inlet guide vane |
US9249736B2 (en) * | 2008-12-29 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Inlet guide vanes and gas turbine engine systems involving such vanes |
EP2241722A1 (en) * | 2009-04-14 | 2010-10-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Inlet guide vane and compressor |
DE102010021145A1 (de) * | 2010-05-21 | 2011-11-24 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verstellleitschaufel sowie Turbomaschine |
CN101967996A (zh) * | 2010-11-03 | 2011-02-09 | 上海理工大学 | 可调导叶 |
US9033654B2 (en) | 2010-12-30 | 2015-05-19 | Rolls-Royce Corporation | Variable geometry vane system for gas turbine engines |
US20130003071A1 (en) * | 2011-06-30 | 2013-01-03 | Catch the Wind, Inc. | System and Method of In Situ Wind Turbine Blade Monitoring |
US20140064955A1 (en) * | 2011-09-14 | 2014-03-06 | General Electric Company | Guide vane assembly for a gas turbine engine |
US8807930B2 (en) | 2011-11-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Non axis-symmetric stator vane endwall contour |
US20130312385A1 (en) * | 2012-05-24 | 2013-11-28 | General Electric Company | Gas turbine system having a plasma actuator flow control arrangement |
US10221707B2 (en) | 2013-03-07 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane |
WO2014143290A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Off-cambered vanes for gas turbine engines |
US9835038B2 (en) * | 2013-08-07 | 2017-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and vane arrangements |
US9556746B2 (en) | 2013-10-08 | 2017-01-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement |
EP3071796B1 (en) * | 2013-11-18 | 2021-12-01 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area vane with contoured endwalls |
EP3090126B1 (en) | 2013-11-22 | 2022-05-11 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component comprising endwall countouring trench |
US10094223B2 (en) | 2014-03-13 | 2018-10-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and IGV configuration |
US9617864B2 (en) * | 2014-07-21 | 2017-04-11 | United Technologies Corporation | Seal assembly for a guide vane assembly |
EP3009607A1 (en) * | 2014-10-13 | 2016-04-20 | United Technologies Corporation | Fixed-variable vane with potting in gap |
CN105715585B (zh) * | 2014-12-05 | 2019-06-28 | 上海电气集团股份有限公司 | 可变几何出口导叶 |
US10077676B2 (en) * | 2015-01-16 | 2018-09-18 | Siemens Energy, Inc. | Turbine exhaust cylinder/turbine exhaust manifold bolted full span turbine exhaust flaps |
JP6781155B2 (ja) | 2015-01-28 | 2020-11-04 | ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータNuovo Pignone Tecnologie S.R.L. | ターボ機械の流れを制御するための装置、ターボ機械および方法 |
US9879560B2 (en) * | 2015-05-15 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Vane strut positioning and securing systems |
US9909434B2 (en) | 2015-07-24 | 2018-03-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords |
US11391298B2 (en) * | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10633988B2 (en) * | 2016-07-06 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Ring stator |
US10443451B2 (en) | 2016-07-18 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud housing supported by vane segments |
US10704418B2 (en) | 2016-08-11 | 2020-07-07 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US10253779B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan |
US10259565B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-16 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US10252790B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US20180045221A1 (en) * | 2016-08-15 | 2018-02-15 | General Electric Company | Strut for an aircraft engine |
US20180058247A1 (en) * | 2016-08-23 | 2018-03-01 | Borgwarner Inc. | Vane actuator and method of making and using the same |
CN107237711B (zh) * | 2017-07-20 | 2019-11-08 | 三峡大学 | 一种亲鱼型轴流式水轮机 |
US20190078450A1 (en) * | 2017-09-08 | 2019-03-14 | United Technologies Corporation | Inlet guide vane having a varied trailing edge geometry |
US10443620B2 (en) * | 2018-01-02 | 2019-10-15 | General Electric Company | Heat dissipation system for electric aircraft engine |
CN108757507A (zh) * | 2018-05-03 | 2018-11-06 | 西北工业大学 | 一种带有可变弯度导流叶片的压气机 |
CN108730203A (zh) * | 2018-05-03 | 2018-11-02 | 西北工业大学 | 一种带有可转导流叶片的压气机 |
US10774662B2 (en) | 2018-07-17 | 2020-09-15 | Rolls-Royce Corporation | Separable turbine vane stage |
US10815821B2 (en) * | 2018-08-31 | 2020-10-27 | General Electric Company | Variable airfoil with sealed flowpath |
US10774674B2 (en) * | 2018-09-13 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Set screw gap control between fixed and variable vanes |
US10794200B2 (en) * | 2018-09-14 | 2020-10-06 | United Technologies Corporation | Integral half vane, ringcase, and id shroud |
US10781707B2 (en) * | 2018-09-14 | 2020-09-22 | United Technologies Corporation | Integral half vane, ringcase, and id shroud |
EP3650637B1 (en) * | 2018-11-08 | 2021-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine vane stage with half vanes integral with an outer case and an inner shroud |
US10815802B2 (en) * | 2018-12-17 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Variable vane assemblies configured for non-axisymmetric actuation |
FR3090760A1 (fr) * | 2018-12-20 | 2020-06-26 | Safran Aircraft Engines | Roue de masquage d'une roue mobile de compresseur de turboreacteur |
FR3099204B1 (fr) * | 2019-07-24 | 2022-12-23 | Safran Aircraft Engines | Etage redresseur de turbomachine avec passage de fuite d’air de refroidissement a section variable suivant orientation des aubes |
BE1027876B1 (fr) * | 2019-12-18 | 2021-07-26 | Safran Aero Boosters Sa | Module pour turbomachine |
CN112392768B (zh) * | 2020-11-18 | 2022-07-12 | 上海凯士比泵有限公司 | 一种具有双变曲率流道的离心泵 |
US11879343B2 (en) | 2021-08-25 | 2024-01-23 | Rolls-Royce Corporation | Systems for controlling variable outlet guide vanes |
US11686211B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-06-27 | Rolls-Royce Corporation | Variable outlet guide vanes |
US11802490B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-31 | Rolls-Royce Corporation | Controllable variable fan outlet guide vanes |
US11788429B2 (en) | 2021-08-25 | 2023-10-17 | Rolls-Royce Corporation | Variable tandem fan outlet guide vanes |
US11873738B2 (en) | 2021-12-23 | 2024-01-16 | General Electric Company | Integrated stator-fan frame assembly |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5246215A (en) * | 1975-10-08 | 1977-04-12 | Westinghouse Electric Corp | Intermediate transfer annular structure for 22shaft gas turbine engine |
US4013377A (en) * | 1975-10-08 | 1977-03-22 | Westinghouse Electric Corporation | Intermediate transition annulus for a two shaft gas turbine engine |
FR2526485B1 (fr) * | 1982-05-07 | 1986-07-25 | Snecma | Roue directrice d'entree de soufflante de turboreacteur permettant le demontage unitaire des aubes mobiles, et procede pour la mise en oeuvre |
DE3540401A1 (de) * | 1985-11-14 | 1987-05-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Leitschaufelkranz fuer turbomaschinen, insbesondere fuer gasturbinen |
FR2599086B1 (fr) * | 1986-05-23 | 1990-04-20 | Snecma | Dispositif de commande d'aubes directrices d'entree d'air a calage variable pour turboreacteur |
FR2607188B1 (fr) * | 1986-11-26 | 1991-02-08 | Snecma | Carter d'entree de turbomachine a bras rayonnants |
FR2631386A1 (fr) * | 1988-05-11 | 1989-11-17 | Snecma | Turbomachine comportant une grille d'entree incorporant des tubes de passage d'huile |
GB2218746B (en) * | 1988-05-17 | 1992-06-17 | Rolls Royce Plc | A nozzle guide vane for a gas turbine engine |
US4950129A (en) | 1989-02-21 | 1990-08-21 | General Electric Company | Variable inlet guide vanes for an axial flow compressor |
US5911679A (en) | 1996-12-31 | 1999-06-15 | General Electric Company | Variable pitch rotor assembly for a gas turbine engine inlet |
US6045325A (en) | 1997-12-18 | 2000-04-04 | United Technologies Corporation | Apparatus for minimizing inlet airflow turbulence in a gas turbine engine |
-
2002
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JP2011508159A (ja) * | 2007-12-28 | 2011-03-10 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ステータプラズマアクチュエータを用いた不安定性軽減システム |
JP2010112298A (ja) * | 2008-11-07 | 2010-05-20 | Ihi Corp | ターボファンエンジン |
JP2010138830A (ja) * | 2008-12-12 | 2010-06-24 | General Electric Co <Ge> | 可動タービン翼用のブッシュ及びクロックスプリング組立体 |
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