JP2004232636A5 - - Google Patents

Claims (11)

1. 航空機に用いるガスタービン組立体（１０）であって、
   ファン（１４）と航空機の推力を発生するためのコアエンジン（１１）と前記ファンの出口から前記コアエンジンまで下流方向に延びるバイパスダクト（５０）とを含む推進用ガスタービンエンジンと、
   少なくとも１つのタービンと前記ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結された入口とを含む補助動力ユニット（１２）と、を含み、
   前記ガスタービンエンジンのバイパスダクトに入る空気流の一部（５２）が、前記補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされており、
   更に、前記補助動力タービン（１２）の排気口と前記推進用ガスタービンエンジンとに流れ連通状態で連結された混合ダンパ（３４）を含むことを特徴とするガスタービンエンジン組立体（１０）。
2. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）が、前記推進用ガスタービンエンジンへ入る空気流（３０）の圧力及び温度よりも高い圧力及び温度の空気流（５２）を受けることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
3. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）が、該ガスタービンエンジン組立体の作動時に、前記補助動力タービンにより増大した軸出力の発生を可能にすることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
4. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）は、該補助動力ユニットのタービンから吐出された排気口が前記ガスタービンのバイパスダクト（５０）に流れ連通状態になるように配置されていることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
5. 前記混合ダンパ（３４）は、前記推進用ガスタービンエンジンの排気口に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
6. 前記混合ダンパ（３４）は、前記バイパスダクト（５０）に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
7. 前記混合ダンパ（３４）は、前記補助動力タービン（１２）の排気口と前記バイパスダクト（５０）と前記推進用ガスタービンエンジンの排気口とに流れ連通状態で連結された混合ダンパ（３４）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
8. 入口と、ファン（１４）と、排気口と、前記ファンと前記排気口との間で延びるコアエンジン（１１）と、前記ファンから下流方向に前記排気口に延びるバイパスダクト（５０）とを含む少なくとも１つの推進用ガスタービンエンジンと、
   前記推進用ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結された入口と、少なくとも１つのタービン（４４）と、排気口とを含む少なくとも１つの補助動力ユニット（１２）と、を含み、
   前記推進用ガスタービンエンジンの入口に入る空気流の一部（５２）が、前記補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされており、
   更に、前記補助動力ユニットの排気口と前記推進用ガスタービンエンジンの排気口とに流れ連通状態で接続されていることを特徴とする航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
9. 前記補助動力ユニットの入口は、該補助動力ユニットへ導かれる前記空気流（５２）が前記推進用ガスタービンエンジンの入口に入る空気流（３０）よりも高い圧力になるように前記ファン（１４）の下流に連結されていることを特徴とする、請求項８に記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
10. 前記補助動力ユニットの排気口が、前記コアエンジンの排気口に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項８記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
11. 前記補助動力ユニットの排気口が、前記バイパスダクト（５０）に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項８に記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。