JPH03121219A - エンジンの緊急停止装置 - Google Patents
エンジンの緊急停止装置Info
- Publication number
- JPH03121219A JPH03121219A JP25712189A JP25712189A JPH03121219A JP H03121219 A JPH03121219 A JP H03121219A JP 25712189 A JP25712189 A JP 25712189A JP 25712189 A JP25712189 A JP 25712189A JP H03121219 A JPH03121219 A JP H03121219A
- Authority
- JP
- Japan
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- output shaft
- engine
- accumulator
- tube
- tip
- 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.)
- Pending
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- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 19
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 13
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 abstract description 5
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 4
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 2
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、例えば航空機用ガスタービンエンジンなどに
適用されるエンジンの緊急停止装置に関する。
適用されるエンジンの緊急停止装置に関する。
第３図は航空機用ガスタービンエンジンに使用されてい
る従来のエンジンの緊急停止装置の断面図である。図に
おいて、本停止装置はガスタービンエンジンの出力軸０
２が破断したときに出力軸０２の軸方向の変位を機械的
リンケージにより燃料遮断弁０７に伝達したり、或いは
図示しないが出力軸０２の両端にそれぞれ回転速度検出
器を設けておき、両者に速度差が生じたときの信号を燃
料遮断弁０７に伝達するなどして燃料遮断弁０７を閉鎖
させ、ガスタービンエンジンを緊急に停止させるように
なっている。０３は破断した出力軸０２と接触するプロ
ーブ、０４．０６はプローブ０３の動きを燃料遮断弁０
７に伝達するクランク、０５は両クランク０４，０６を
継ぐケーブルである。
る従来のエンジンの緊急停止装置の断面図である。図に
おいて、本停止装置はガスタービンエンジンの出力軸０
２が破断したときに出力軸０２の軸方向の変位を機械的
リンケージにより燃料遮断弁０７に伝達したり、或いは
図示しないが出力軸０２の両端にそれぞれ回転速度検出
器を設けておき、両者に速度差が生じたときの信号を燃
料遮断弁０７に伝達するなどして燃料遮断弁０７を閉鎖
させ、ガスタービンエンジンを緊急に停止させるように
なっている。０３は破断した出力軸０２と接触するプロ
ーブ、０４．０６はプローブ０３の動きを燃料遮断弁０
７に伝達するクランク、０５は両クランク０４，０６を
継ぐケーブルである。
上記のような従来のエンジンの緊急停止装置において、
前者の機械的リンケージにより燃料遮断弁０７を作動さ
せる機構は部品点数が多く複雑なこと、機械的リンケー
ジを設置するための充分な空間が得難いこと、燃料遮断
弁０７を遠方に設置すると機械的リンケージの構造に無
理が生じることなどの欠点がある。また、後者の回転速
度検出器を用いる機構は同検出器がエンジンの高温で劣
化し易いこと、同検出器をエンジンの外部から交換でき
るようにするためには構造上の制約があること、同検出
器の誤作動の可能性が高いなどの欠点がある。
前者の機械的リンケージにより燃料遮断弁０７を作動さ
せる機構は部品点数が多く複雑なこと、機械的リンケー
ジを設置するための充分な空間が得難いこと、燃料遮断
弁０７を遠方に設置すると機械的リンケージの構造に無
理が生じることなどの欠点がある。また、後者の回転速
度検出器を用いる機構は同検出器がエンジンの高温で劣
化し易いこと、同検出器をエンジンの外部から交換でき
るようにするためには構造上の制約があること、同検出
器の誤作動の可能性が高いなどの欠点がある。
本発明に係るエンジンの緊急停止装置は上記課題の解決
を目的にしており、内部に充たされた非圧縮性流体によ
り伸長してエンジンの燃料遮断弁を開いて保持するとと
もに内部の減圧により収縮して上記燃料遮断弁を閉じる
アキュムレータと、該アキュムレータ内の上記非圧縮性
流体を先端まで導くとともに上記先端を上記エンジンの
出力軸の非スラスト軸受側の軸端と対峙して設けられ上
記出力軸の破断により上記先端を破壊されて上記アキュ
ムレータの内部を減圧させるチューブとを備えた構成を
特徴としている。
を目的にしており、内部に充たされた非圧縮性流体によ
り伸長してエンジンの燃料遮断弁を開いて保持するとと
もに内部の減圧により収縮して上記燃料遮断弁を閉じる
アキュムレータと、該アキュムレータ内の上記非圧縮性
流体を先端まで導くとともに上記先端を上記エンジンの
出力軸の非スラスト軸受側の軸端と対峙して設けられ上
記出力軸の破断により上記先端を破壊されて上記アキュ
ムレータの内部を減圧させるチューブとを備えた構成を
特徴としている。
即ち、本発明に係るエンジンの緊急停止装置においては
、エンジンの出力軸が破断した場合にその破断に伴う軸
端の変位を最も而単に燃料遮断弁に伝達する機構として
内部の圧力に応じてエンジンの燃料遮断弁を開閉するア
キュムレータとエンジンの出力軸の破断によりアキュム
レータの内部を減圧させるチューブとが用いられており
、エンジンの出力軸が破断すると軸端が出力軸のスラス
トによって軸方向に移動し、アキュムレータから非圧縮
性流体を導いているチューブの先端を破壊して瞬時にア
キュムレータの内部を減圧させる。
、エンジンの出力軸が破断した場合にその破断に伴う軸
端の変位を最も而単に燃料遮断弁に伝達する機構として
内部の圧力に応じてエンジンの燃料遮断弁を開閉するア
キュムレータとエンジンの出力軸の破断によりアキュム
レータの内部を減圧させるチューブとが用いられており
、エンジンの出力軸が破断すると軸端が出力軸のスラス
トによって軸方向に移動し、アキュムレータから非圧縮
性流体を導いているチューブの先端を破壊して瞬時にア
キュムレータの内部を減圧させる。
この減圧により燃料遮断弁が閉鎖されて、エンジンが自
動的に停止し、致命的な損傷を回避することができる。
動的に停止し、致命的な損傷を回避することができる。
第１図は本発明の一実施例に係るエンジンの緊急停止装
置の構造説明図、第２図はその要部断面図である。図に
おいて、本エンジンのＳ急停止装置は航空機用ガスター
ビンエンジンに使用されており、図に示すようにガスタ
ービンエンジンの出力軸ｌが破断したときに軸端の軸方
向の変位を最も簡単に燃料遮断弁１２に伝達する機構と
してアキュムレータ９とチューブ８とが出力タービン４
の後部に設置されている。出力軸１はスラスト軸受５と
ころ軸受６とにより軸支されており、出力軸１のスラス
ト７は専らスラスト軸受５により受けている。アキュム
レータ９内には加圧された非圧縮性流体１０が密封され
ており、アキュムレータ９はばね１１の反撥力に抗して
伸長し、燃料遮断弁１２を開放している。また、チュー
ブ８はアキュムレータ９内の非圧縮性流体１０を出力軸
１のスラスト７を支持していないころ軸受６側の端面近
傍まで導いており、先端を盲状に閉じて出力軸ｌの端面
と対峙している。２は圧縮機、３は高圧タービンである
。
置の構造説明図、第２図はその要部断面図である。図に
おいて、本エンジンのＳ急停止装置は航空機用ガスター
ビンエンジンに使用されており、図に示すようにガスタ
ービンエンジンの出力軸ｌが破断したときに軸端の軸方
向の変位を最も簡単に燃料遮断弁１２に伝達する機構と
してアキュムレータ９とチューブ８とが出力タービン４
の後部に設置されている。出力軸１はスラスト軸受５と
ころ軸受６とにより軸支されており、出力軸１のスラス
ト７は専らスラスト軸受５により受けている。アキュム
レータ９内には加圧された非圧縮性流体１０が密封され
ており、アキュムレータ９はばね１１の反撥力に抗して
伸長し、燃料遮断弁１２を開放している。また、チュー
ブ８はアキュムレータ９内の非圧縮性流体１０を出力軸
１のスラスト７を支持していないころ軸受６側の端面近
傍まで導いており、先端を盲状に閉じて出力軸ｌの端面
と対峙している。２は圧縮機、３は高圧タービンである
。
仮に出力軸１が破断した場合は、出力軸１がスラスト７
によって軸方向に移動し、アキュムレータ９から非圧縮
性流体ｌＯを導いているチューブ８の先端を破壊して瞬
時にアキュムレータ９の内部を減圧させる。この減圧に
よりばね１１が伸びるのと同時にアキュムレータ９が収
縮して燃料遮断弁１２を閉鎖させ、これによりエンジン
が自動的に停止して致命的なｔ、Ｈ傷を回避することが
できる。
によって軸方向に移動し、アキュムレータ９から非圧縮
性流体ｌＯを導いているチューブ８の先端を破壊して瞬
時にアキュムレータ９の内部を減圧させる。この減圧に
よりばね１１が伸びるのと同時にアキュムレータ９が収
縮して燃料遮断弁１２を閉鎖させ、これによりエンジン
が自動的に停止して致命的なｔ、Ｈ傷を回避することが
できる。
なお、本実施例におけるガスタービンエンジンは出力軸
ｌのスラスト軸受５が出力軸ｌの前方に設けられている
が、仮にスラスト軸受５がガスタービンエンジンの後方
に設けられている場合には本停止装置を出力軸１の前方
に設ければよい。また、アキュムレータ９から非圧縮性
流体１０を導びくチューブ８の直径は数鶴程度で充分で
あり、構造上の制約を受けることなく出力軸１の端部に
設置することができる。また、極めて単純な部材から成
り立っており、信頼性、整備性、重量、コストなどの点
で従来の停止装置よりも優れているとともに、「航空タ
ーボシャフトエンジン及びターボプロップエンジン通則
Ｊ （ＪＩＳ−讐４６０６． ＭＩＬ−Ｅ−４６０６
）に要求される出力軸破断時のフェールセーフを満たし
ている。因に、本通則に基づく規定はタービン翼の破損
に伴い出力軸が振動などにより破断しても、致命的なエ
ンジンの損傷を防ぐことを目的とするものである。
ｌのスラスト軸受５が出力軸ｌの前方に設けられている
が、仮にスラスト軸受５がガスタービンエンジンの後方
に設けられている場合には本停止装置を出力軸１の前方
に設ければよい。また、アキュムレータ９から非圧縮性
流体１０を導びくチューブ８の直径は数鶴程度で充分で
あり、構造上の制約を受けることなく出力軸１の端部に
設置することができる。また、極めて単純な部材から成
り立っており、信頼性、整備性、重量、コストなどの点
で従来の停止装置よりも優れているとともに、「航空タ
ーボシャフトエンジン及びターボプロップエンジン通則
Ｊ （ＪＩＳ−讐４６０６． ＭＩＬ−Ｅ−４６０６
）に要求される出力軸破断時のフェールセーフを満たし
ている。因に、本通則に基づく規定はタービン翼の破損
に伴い出力軸が振動などにより破断しても、致命的なエ
ンジンの損傷を防ぐことを目的とするものである。
本発明に係るエンジンの緊急停止装置は前記の通り構成
されており、簡単な機構であるので構造上の制約を受け
ることなくエンジンの出力軸に設置することができると
ともに、極めて単純な部材から成り立っているので信頼
性、整備性、重量、コストなどの点で従来の停止装置よ
りも優れている。
されており、簡単な機構であるので構造上の制約を受け
ることなくエンジンの出力軸に設置することができると
ともに、極めて単純な部材から成り立っているので信頼
性、整備性、重量、コストなどの点で従来の停止装置よ
りも優れている。
なお、本発明に係るエンジンの緊急停止装置は上記の実
施例のみに限定されるものではなく、航空機用ガスター
ビンエンジン以外の各種エンジンにも適用が可能なもの
である。
施例のみに限定されるものではなく、航空機用ガスター
ビンエンジン以外の各種エンジンにも適用が可能なもの
である。
第１図は本発明の一実施例に係るエンジンの緊急停止装
置の構造説明図、第２図はその要部断面図、第３図は従
来のエンジンの緊急停止装置の断面図である。 ・・・出力軸、 ４・・・出力タービン、・・・スラス
ト軸受、 ６・・・ころ軸受、・・・スラスト、 ８
・・・チューブ、・・・アキュムレータ、 ｌＯ・・
・非圧縮性流体、１・・・ばね、 １２・・・燃料遮
断面。
置の構造説明図、第２図はその要部断面図、第３図は従
来のエンジンの緊急停止装置の断面図である。 ・・・出力軸、 ４・・・出力タービン、・・・スラス
ト軸受、 ６・・・ころ軸受、・・・スラスト、 ８
・・・チューブ、・・・アキュムレータ、 ｌＯ・・
・非圧縮性流体、１・・・ばね、 １２・・・燃料遮
断面。
Claims (1)
- 内部に充たされた非圧縮性流体により伸長してエンジン
の燃料遮断弁を開いて保持するとともに内部の減圧によ
り収縮して上記燃料遮断弁を閉じるアキュムレータと、
該アキュムレータ内の上記非圧縮性流体を先端まで導く
とともに上記先端を上記エンジンの出力軸の非スラスト
軸受側の軸端と対峙して設けられ上記出力軸の破断によ
り上記先端を破壊されて上記アキュムレータの内部を減
圧させるチューブとを備えたことを特徴とするエンジン
の緊急停止装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25712189A JPH03121219A (ja) | 1989-10-03 | 1989-10-03 | エンジンの緊急停止装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25712189A JPH03121219A (ja) | 1989-10-03 | 1989-10-03 | エンジンの緊急停止装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03121219A true JPH03121219A (ja) | 1991-05-23 |
Family
ID=17302022
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25712189A Pending JPH03121219A (ja) | 1989-10-03 | 1989-10-03 | エンジンの緊急停止装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH03121219A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003093652A3 (en) * | 2001-11-14 | 2004-06-17 | Honeywell Int Inc | Gas turbine engine broken shaft detection system |
| WO2005116406A1 (de) * | 2004-05-29 | 2005-12-08 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine |
| WO2006037286A1 (de) * | 2004-10-01 | 2006-04-13 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine und verfahren zum abschalten einer gasturbine bei identifikation eines wellenbruchs |
| WO2007118452A1 (de) * | 2006-04-15 | 2007-10-25 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine |
| JP2009511825A (ja) * | 2005-10-18 | 2009-03-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | 高温ガスを案内する部分の過熱からのガスタービン装置の保護及び燃焼室内でのフレーム消失の検出をするための方法 |
| US7758301B2 (en) | 2004-07-14 | 2010-07-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Arrangement for detection of a shaft break in a gas turbine as well as gas turbine |
| CN107054284A (zh) * | 2016-02-10 | 2017-08-18 | 株式会社东海理化电机制作所 | 扣环装置 |
-
1989
- 1989-10-03 JP JP25712189A patent/JPH03121219A/ja active Pending
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003093652A3 (en) * | 2001-11-14 | 2004-06-17 | Honeywell Int Inc | Gas turbine engine broken shaft detection system |
| WO2005116406A1 (de) * | 2004-05-29 | 2005-12-08 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine |
| US7780400B2 (en) | 2004-05-29 | 2010-08-24 | Mtu Aero Engines Gmbh | Device for detecting a fracture in the shaft of a gas turbine, and gas turbine |
| US7758301B2 (en) | 2004-07-14 | 2010-07-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Arrangement for detection of a shaft break in a gas turbine as well as gas turbine |
| WO2006037286A1 (de) * | 2004-10-01 | 2006-04-13 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine und verfahren zum abschalten einer gasturbine bei identifikation eines wellenbruchs |
| US7735310B2 (en) | 2004-10-01 | 2010-06-15 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gas turbine and method for shutting off a gas turbine when breakage of a shaft is identified |
| JP2009511825A (ja) * | 2005-10-18 | 2009-03-19 | アルストム テクノロジー リミテッド | 高温ガスを案内する部分の過熱からのガスタービン装置の保護及び燃焼室内でのフレーム消失の検出をするための方法 |
| WO2007118452A1 (de) * | 2006-04-15 | 2007-10-25 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur detektion eines wellenbruchs an einer gasturbine sowie gasturbine |
| CN107054284A (zh) * | 2016-02-10 | 2017-08-18 | 株式会社东海理化电机制作所 | 扣环装置 |
| US10179562B2 (en) | 2016-02-10 | 2019-01-15 | Kabushiki Kaisha Tokai-Rika-Denki-Seisakusho | Buckle apparatus |
| CN107054284B (zh) * | 2016-02-10 | 2019-03-12 | 株式会社东海理化电机制作所 | 扣环装置 |
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