JP5138358B2 - ガスタービンエンジン内の温度過昇状態を防止する方法 - Google Patents

ガスタービンエンジン内の温度過昇状態を防止する方法 Download PDF

Info

Publication number
JP5138358B2
JP5138358B2 JP2007333396A JP2007333396A JP5138358B2 JP 5138358 B2 JP5138358 B2 JP 5138358B2 JP 2007333396 A JP2007333396 A JP 2007333396A JP 2007333396 A JP2007333396 A JP 2007333396A JP 5138358 B2 JP5138358 B2 JP 5138358B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
fuse
state
temperature side
path
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2007333396A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2008169833A (ja
Inventor
ダニエル・ドリュー・スミス
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2008169833A publication Critical patent/JP2008169833A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5138358B2 publication Critical patent/JP5138358B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01KMEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K11/00Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00
    • G01K11/06Measuring temperature based upon physical or chemical changes not covered by groups G01K3/00, G01K5/00, G01K7/00 or G01K9/00 using melting, freezing, or softening
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/12Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to temperature
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/14Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to other specific conditions
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24Heat or noise insulation
    • F02C7/25Fire protection or prevention
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/01Purpose of the control system
    • F05D2270/09Purpose of the control system to cope with emergencies
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/30Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301Pressure
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/30Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303Temperature
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fire-Extinguishing By Fire Departments, And Fire-Extinguishing Equipment And Control Thereof (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

本発明は、一般に、航空エンジンの非火炎領域における温度過昇状態を防ぐシステムおよび装置に関し、特に信号管内の温度過昇ヒューズに関する。
当該技術分野において、ガスタービンエンジン用全機能ディジタル電子制御装置(FADEC)は、燃焼器からの圧力信号を利用してエンジンを制御する。信号管が破損すると、ファン区画、すなわち非火炎領域に高温の空気が流入可能になりうるため、FADECは、信号管破損状態においてエンジンを停止させる。信号管の破損は、たとえば不適正な整備、管の疲労または航空機由来の異物によるエンジンの損傷によりうる。
信号管は一般に、重さの問題により非火炎領域内では断熱されない。加えて、多くのエンジン・プログラムでは、高温空気の漏出により損傷しうるファンおよびナセル区画内において複合材料が用いられる。温度センサと遮断弁とを用いて漏出の危険性を最小限に抑えることはできるが、信頼性と費用と重量の点で不都合である。
したがって、非火炎領域内への高温空気の流入を封じる低費用かつ低重量の検知システムを得ることが望ましい。
信号管内における故障発生の場合にエンジン停止に代わる方法を提供するとともに、非火炎領域において温度過昇状態を防ぐ例証的な実施例を示すことにより、前記の必要性または要求は満たされうる。
一つの例証的な実施例において、方法は、一般にガスタービンエンジン内の防火壁の高温側に配置されるエンジン構成要素から前記防火壁の低温側に配置される少なくとも1個のエンジン制御機構まで延在する信号管を提供することを含む。この信号管の第1の部分は、一般に前記高温側に配置され、前記信号管の第2の部分は、一般に前記低温側に配置される。この方法は、前記第1の部分内にヒューズを提供することを含み、前記信号管は、少なくとも部分的に前記ヒューズ内の経路によりそこに形成される流路を含む。
一つの例証的な実施例において、方法は、ガスタービンエンジンの防火壁の低温側に配置される少なくとも1個のエンジン制御機構であって、前記ガスタービンエンジンを、第1の動作論理または第2の動作論理にしたがって選択的に制御し、前記第1の動作論理は圧力信号を利用し、前記第2の動作論理は圧力信号を利用しないエンジン制御機構を提供することを含む。この方法は、一般にガスタービンエンジンの前記防火壁の高温側に配置されるエンジン構成要素から前記少なくとも1個のエンジン制御機構まで延在する信号管であって、自身の第1の部分が一般に前記高温側に配置され、自身の第2の部分が一般に前記低温側に配置される信号管を提供することを含む。この方法は、信号管の第1の部分内にヒューズを提供することをさらに含み、前記信号管は、少なくとも部分的に前記ヒューズ内の経路によりそこに形成される流路を含む。前記ヒューズが第1の状態にあるときは、前記経路は実質的に非閉塞状態にあって、前記信号管が前記信号管内の流体の静圧に関する前記圧力信号を前記少なくとも1個のエンジン制御機構に提供するようになり、前記ヒューズが第2の状態にあるときは、前記経路は実質的に閉塞状態にあって、前記信号管が前記圧力信号を前記少なくとも1個のエンジン制御機構に提供しないようになる。
本発明とみなされる主題を特に指摘するとともに、本明細書の結びの部分において明確に特許請求を行うが、添付図面とともに以下の説明を読むことにより本発明は最もよく理解されるであろう。
図面において、同一の参照符号は同じ要素を示す。図1に、一般的な従来技術を示す。一般的に航空機用ガスタービンエンジン等の装置10は、燃焼器等のエンジン構成要素12を含む。全機能ディジタル電子制御装置(FADEC)等のエンジン制御機構14は、このエンジン構成要素12から情報を受け取る。一般に、信号管20は、前記構成要素12から前記制御機構14まで延在する。この信号管は、たとえば、燃焼器内の圧力に関する情報を供給しうる。ある例証的な実施例において、前記信号管は、一般に静的流体、すなわち空気を内包する。この信号管からの圧力がエンジン制御装置またはFADECに入力される。現行動作プロトコル下では、エンジン制御機構に圧力信号が入力されない場合には、エンジン停止動作を開始する。
当該技術分野において周知のように、航空エンジンにおいて、1個以上の防火壁22により火炎領域(「高温側」)と非火炎領域(「低温側」)とが分離されうる。航空規制およびその他の要求事項により、高温空気またはその他のガスを非火炎領域に流入させてはならないと定められている。たとえば、低温側のいくつかの構成要素は、高温暴露用に定格されていない複合材料により形成される。さらにまた、重さの問題により、低温側に配置される構成要素の中には、断熱またはその他の火炎保護手段を有さないものもある。いくつかのエンジン設計では、制御機構またはFADECを非火炎領域に配置する。このような設計においては、信号管20は、高温側の燃焼器から低温側の制御機構まで延在する。
正常動作条件下において、信号管20内の静的流体は、一般に周囲温度にある。信号管20において破断またはその他の破損(接続不良等)が起こると、該信号管内に内包されている通常的に静的な流体が周囲に漏出し、燃焼室からの高温の流体(空気)が前記管内に流入するとともに、前記破損箇所を通って漏出し始める。前記破断またはその他の破損が非火炎領域内において発生すると、漏出する流体は、許容可能な温度要件を超える。
現行動作プロトコルにおいて、エンジン制御装置14またはFADECが、破断またはその他の破損により圧力信号を受信しない場合、エンジン停止命令により、低温側の温度過昇状態を防ぐ。前記破断またはその他の破損が第2のエンジンに係わる問題、たとえば異物損傷である場合、残りのエンジンを自動的に停止させると危険な状態になりうる。現行の防護手段では、ナセル内の補強を用いて双発機がエンジン停止に直面する危険性を最小限に抑えているが、現行のものに代わる頑健性を高め、かつ/またはナセルの重さを減少させるための解決策を開示する。
図2を参照すると、例証的な実施例において、エンジン30は、防火壁44の高温側のエンジン構成要素42と防火壁44の低温側のエンジン制御機構46との間に延在する信号管40を含む。この例証的な信号管40は、自身内に流路48を形成する。この信号管40は、少なくとも前記高温側に延在する1個の第1の部分50と前記低温側に延在する第2の部分52とを含む。
図2および3を参照すると、例証的な実施例において、前記信号管40は、実質的に管状のヒューズ54と動作可能に接続される成形金属管63から成る。ヒューズ54は、流路48の一部分を形成する内側経路56を形成する。例証的な実施例において、ヒューズ54は、ヒューズ54を金属管53と係合させる取付具58を各端部において含む。数多くの任意の方法で前記ヒューズを前記金属管と係合させることができ、前記取付具58はその一例に過ぎない。
例証的なヒューズ54は、流路48に隣接して配置される少なくとも1個の内側部材60を含む。例証的な実施例において、この内側部材60は、感温材料により形成されるホースから成る。例証的な実施例では、この感温材料は、所定を超える温度に曝されると変形しうる。たとえば、例証的な感温材料は、600°F(326°C)を超える温度に曝されると溶融するポリテトラフルオロエチレン(PTFE)から成る。また他の例証的な実施例では、前記内側部材60は、ろう付け用化合物等のその他の感温材料から成りうる。ある例証的な実施例において、前記内側部材60は、燃焼器内の一般的な空気温度を下回る温度で変形または溶融する。たとえば、前記内側部材60は、約1000°F(538°C)を下回る温度で溶融または変形するものとする。この溶融または変形温度は、内側部材60が高温側の周囲温度に曝されているときも原型を保つために十分高温でなければならない。
ある例証的な実施例では、ヒューズ54は、内側部材60を実質的に外囲する外側部材64を含む。例証的な実施例において、この外側部材64は、金属編組から成り、ヒューズ54を補強し可撓性を与える。例証的な実施例では、この外側部材64は、ヒューズ54の状態に関する情報を提供する。たとえば、例証的な実施例において、観察者は、外側部材64を見ることで、ヒューズ54の状態を知ることができる。外側部材64が図3に示される如く見える場合、ヒューズ54は自身を貫通する動作可能な経路を有する第1の状態にあることがわかる。
図2に示すように、動作可能な場合、信号管40は、少なくとも1個のエンジン制御機構46またはFADECに圧力信号を供給する。この信号管40は、本質的に流路48の長さに沿って周囲温度の静的流体(空気)を内包する。これにより、防火壁44の低温側に延在する第2の部分52は、課せられる温度要件を満たすことができる。信号管40において仮定的に示される破断またはその他の破損70が生じると、約1000°F(またはそれ以上)の高温の流体(空気)が信号管40を通ってエンジン構成要素42、すなわち燃焼器から前記破損部の方へと流れる。図4に示すように、前記破損部がヒューズ54の下流にある場合には、最終的に内側部材60が所定の温度、すなわち約600°F(316°C)を超える温度に曝されることになる。このより高い温度に曝されると、感温性の内側部材60は、変形(溶融)するとともに、流路48を介した流体の流れを阻止する。例証的な実施例では、高温の流体が防火壁44の高温側において外側部材64を介して周囲環境へと流出する。外側部材64は、高温の流体が自身を通過するため、変色または焼け焦げ72を呈する。このため、外側部材64を目視点検することにより、ヒューズ54の状態に関する情報が得られる。第2の状態において、経路56は閉塞される。加えて、一部の溶融材料74が金属編組を通ってしみ出して、ヒューズ54の状態に関する視覚情報を提供しうる。高温の流体は、信号管の第2の部分52まで到達することなく防火壁の高温側において排出されるため、第2の部分52(低温側)が温度要件を超えることはない。
破損70が信号管40内に生じ、エンジン制御機構が予想される圧力信号を受信できない場合、エンジン制御機構46は、また他の動作論理を用いて動作しうる。このまた他の動作論理により、信号管40からの圧力入力がなくともエンジン運転が可能となる。
図5に、ヒューズ54の例証的な実施例において用いられうるまた他の取付具80が図示されている。当業者には理解されるように、このような取付具80は一例に過ぎず、これに代わるその他の取付具も用いられうる。
加えて、また他の論理が、圧力信号が受信されないその他の状況において用いられうる。たとえば、信号管内における水分の凍結は、圧力信号の受信を妨げうる。エンジンを、エンジン停止ではないまた他の動作論理に基づいて動作させることができる。このようなまた他の論理は、現在では周知であり、本開示の範囲内において利用されうる。
本明細書に記載の説明は、例を用いて最良の形態を含めて本発明を開示するとともに、当業者が本発明を実施し、かつ利用することを可能にするものである。本発明の特許可能範囲は、特許請求の範囲に記載されるとともに、当業者に自明であるその他の例を含みうる。このようなその他の例は、特許請求の範囲の逐語的文言と異ならない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の逐語的文言と実質的に相違ない同等の構造要素を含む場合には、特許請求の範囲内に含まれることが意図される。
燃焼器から全機能ディジタル電子制御装置(FADEC)に圧力信号を送るための従来技術におけるシステムの略図である。 前記圧力信号管内にヒューズを含むシステムの略図である。 自身を貫通する非閉塞状態の経路を有する第1の状態のヒューズを示す信号管の部分断面図である。 前記経路が閉塞された第2の状態にあるヒューズを示す信号管の部分断面図である。 代替的なヒューズ取付具を示す図である。
符号の説明
10 エンジン
12 構成要素
14 エンジン制御機構
20 信号管
22 防火壁
30 エンジン
40 信号管
42 エンジン構成要素
44 防火壁
46 エンジン制御機構
48 流路
50 第1の部分
52 第2の部分
53 金属管
54 ヒューズ
56 経路
58 取付具
60 内側部材
64 外側部材
70 破損
72 焼け焦げ
74 溶融材料

Claims (10)

  1. 高温側と、低温側と、高温側及び低温側の間の防火壁とを備えるガスタービンエンジンの低温側の温度過昇状態を防ぐ方法であって、
    スタービンエンジン(30)の防火壁(44)の高温側に配置されるエンジン構成要素(42)から前記防火壁の低温側に配置される少なくとも1個のエンジン制御機構(46)まで延在する信号管(40)であって、自身の第1の部分(50)が前記高温側に配置され、自身の第2の部分(52)が前記低温側に配置される信号管(40)を提供し;
    信号管の前記第1の部分内にヒューズ(54)を提供し、前記信号管は、少なくとも部分的に前記ヒューズ内の経路(56)によりそこに形成される流路(48)を含む
    ことを特徴とする方法。
  2. 前記ヒューズ(54)の状態を、所定を超える温度に対するに暴露に呼応して、第1の状態から第2の状態に変化させることをさらに含み、前記第1の状態にあるときは、前記経路(56)は実質的に非閉塞状態にあり、前記第2の状態にあるときは、前記経路(56)は実質的に閉塞状態にある請求項1に記載の方法。
  3. 前記ヒューズは、前記経路に隣接する少なくとも1個の内側部材を含み、前記内側部材は、前記所定を超える温度に曝されると変形し、前記ヒューズの前記状態を、前記第1の状態から前記第2の状態に変化させることは、前記内側部材を変形させることを含む請求項2に記載の方法。
  4. 前記所定を超える温度の高温の流体が、前記経路に存在する場合、存在する前記高温の流体を前記経路から前記ヒューズを通して前記高温側へ解放することによって、前記信号管の前記第2の部分に流入するのを防ぐことをさらに含む請求項2および3のいずれかに記載の方法。
  5. 前記ヒューズ(54)の外側部材(64)を視認して、前記ヒューズの前記状態を判断することをさらに含む請求項1、2、3および4のいずれかに記載の方法。
  6. 前記外側部材の視認に少なくとも部分的に呼応して、前記信号管の修理作業を選択的に実行することをさらに含む請求項5に記載の方法。
  7. 高温側と、低温側と、高温側及び低温側の間の防火壁とを備えるガスタービンエンジンの低温側の温度過昇状態を防ぐ方法であって、
    ガスタービンエンジン(30)の防火壁(44)の低温側に配置される少なくとも1個のエンジン制御機構(46)であって、前記ガスタービンエンジンを、第1の動作論理または第2の動作論理にしたがって選択的に制御し、前記第1の動作論理は圧力信号を利用し、前記第2の動作論理は圧力信号を利用しないエンジン制御機構(46)を提供し;
    スタービンエンジン(30)の前記防火壁の高温側に配置されるエンジン構成要素(42)から前記少なくとも1個のエンジン制御機構まで延在する信号管(40)であって、自身の第1の部分(50)が前記高温側に配置され、自身の第2の部分(52)が前記低温側に配置される信号管(40)を提供し;
    信号管の第1の部分内にヒューズ(54)を提供し、前記信号管は、少なくとも部分的に前記ヒューズ内の経路(56)によりそこに形成される流路(48)を含み、前記ヒューズが第1の状態にあるときは、前記経路は実質的に非閉塞状態にあって、前記信号管が前記信号管内の流体の静圧に関する前記圧力信号を前記少なくとも1個のエンジン制御機構に提供するようになり、前記ヒューズが第2の状態にあるときは、前記経路は実質的に閉塞状態にあって、前記信号管が前記圧力信号を前記少なくとも1個のエンジン制御機構に提供しないようになる
    ことを特徴とする方法。
  8. 前記ヒューズ(54)が前記第1の状態にあるときは、前記エンジンを前記第1の動作論理にしたがって選択的に動作させることをさらに含む請求項7に記載の方法。
  9. もしも存在する場合は、前記経路内の所定を超える温度の高温の流体に呼応して、前記ヒューズ(54)の状態を前記第1の状態から前記第2の状態に変化させることをさらに含む請求項8に記載の方法。
  10. 前記ヒューズが前記第2の状態にあるときは、前記エンジンを前記第2の動作論理にしたがって選択的に動作させることをさらに含む請求項9に記載の方法。
JP2007333396A 2006-12-27 2007-12-26 ガスタービンエンジン内の温度過昇状態を防止する方法 Expired - Fee Related JP5138358B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/646,003 US7434451B2 (en) 2006-12-27 2006-12-27 Method for preventing an over temperature condition in a gas turbine engine
US11/646,003 2006-12-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2008169833A JP2008169833A (ja) 2008-07-24
JP5138358B2 true JP5138358B2 (ja) 2013-02-06

Family

ID=39551487

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2007333396A Expired - Fee Related JP5138358B2 (ja) 2006-12-27 2007-12-26 ガスタービンエンジン内の温度過昇状態を防止する方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7434451B2 (ja)
EP (1) EP1972914A3 (ja)
JP (1) JP5138358B2 (ja)
CA (1) CA2614417C (ja)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9482157B2 (en) 2013-02-28 2016-11-01 United Technologies Corporation Bifurcation fire purge system for a gas turbine engine
GB201317924D0 (en) 2013-10-10 2013-11-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US10267236B2 (en) * 2016-04-25 2019-04-23 United Technologies Corporation Electronic module mounting to vibration isolating structure
US10156188B2 (en) * 2016-04-25 2018-12-18 United Technologies Corporation Electronic module location for mechanical components
US10047676B2 (en) * 2016-04-25 2018-08-14 United Technologies Corporation Electronic module mounting to vibration isolating structure
US10801361B2 (en) 2016-09-09 2020-10-13 General Electric Company System and method for HPT disk over speed prevention
US20200248580A1 (en) * 2019-02-05 2020-08-06 United Technologies Corporation Duct rupture detection system
US20210277782A1 (en) * 2019-11-26 2021-09-09 Solar Turbines Incorporated Pressure capture canister

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2621239A (en) * 1950-08-22 1952-12-09 Photoswitch Inc Heat detector for aircraft
US4194357A (en) * 1976-07-13 1980-03-25 The Garrett Corporation Auto ignition temperature control system
US4657386A (en) * 1985-11-14 1987-04-14 United Technologies Corporation In-flight engine control optical pyrometer
GB9017715D0 (en) * 1990-08-13 1990-09-26 Ici Plc Low energy fuse
US5828797A (en) * 1996-06-19 1998-10-27 Meggitt Avionics, Inc. Fiber optic linked flame sensor
US7437871B2 (en) * 2002-05-31 2008-10-21 General Electric Company Automatic engine protection system for use when electronic parts of a control system are exposed to overtemperature conditions
US7191084B2 (en) * 2005-04-20 2007-03-13 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engine ignition systems

Also Published As

Publication number Publication date
US20080156089A1 (en) 2008-07-03
EP1972914A2 (en) 2008-09-24
EP1972914A3 (en) 2014-04-30
CA2614417C (en) 2015-11-24
US7434451B2 (en) 2008-10-14
CA2614417A1 (en) 2008-06-27
JP2008169833A (ja) 2008-07-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5138357B2 (ja) ガスタービンエンジン用信号管内に温度過昇ヒューズを有する装置およびシステム
JP5138358B2 (ja) ガスタービンエンジン内の温度過昇状態を防止する方法
EP2018321B1 (en) Wiring arrangement for protecting a bleed air supply system of an aircraft against overheating and bleed air supply system incorporating such a wiring arrangement
CA2955318C (en) System and method for protecting the structural integrity of an engine strut
EP2157298B1 (en) A method for detecting overpressure inside a compartment associated with a gas turbine nacelle
JP2011140941A (ja) ガスタービン用温度作動バルブ
JP6585699B2 (ja) 密閉手段を含んだ航空機タービンエンジンに設置される加圧空気を供給するためのシステム
CA3157653A1 (en) Sweep flow structures for fuel systems
EP3858736A1 (en) Aircraft pneumatic system
EP3693557A1 (en) Duct rupture detection system
RU2284478C2 (ru) Защитное противопожарное устройство для газомера
JP4672565B2 (ja) 温度計測装置、燃焼監視装置、及び、ガスタービン
US20110060482A1 (en) Control assembly
BR102017001644B1 (pt) Sistema e método para proteger a integridade estrutural de um suporte de motor

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20101220

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20101220

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20120117

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20120207

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120426

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20121030

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20121114

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151122

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees