JPH0418133B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0418133B2 JPH0418133B2 JP58086494A JP8649483A JPH0418133B2 JP H0418133 B2 JPH0418133 B2 JP H0418133B2 JP 58086494 A JP58086494 A JP 58086494A JP 8649483 A JP8649483 A JP 8649483A JP H0418133 B2 JPH0418133 B2 JP H0418133B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- bearing
- annular
- engine
- conical shell
- annular wall
- Prior art date
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- Expired - Lifetime
Links
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 8
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 description 4
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 3
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
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- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
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- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, 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
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
-
- Y—GENERAL 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
- Support Of The Bearing (AREA)
- Gas Separation By Absorption (AREA)
- Control Of Motors That Do Not Use Commutators (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービンエンジン、特にデイフユ
ーザ構造、軸受及びその支持構造に係る。
ーザ構造、軸受及びその支持構造に係る。
周知のように、デイフユーザはエンジンケース
壁の内側に納められてそれにより支えられてお
り、圧縮機吐出空気がバーナに入る以前に渦巻成
分を除去して動圧を静圧に変換するべく圧縮機の
付近に配置されている。典型的な従来の設計で
は、デイフユーザは高度集中負荷支持構造内に配
置されており、且（または）外側エンジンケース
壁の付近に取付けられている。支持構造はデイフ
ユーザを外側エンジンケース壁に支持する外殻と
デイフユーザより半径方向内方に延在し軸受機構
を支持する内殻とを有する。或る設計では、デイ
フユーザ外殻は外側ケースと隣接しており、かか
る構造は外側ケース壁、ガス流路及びデイフユー
ザ構造を高い温度差に曝す。明らかに、そのよう
な構造は高い重量係数を有するだけでなく、高い
熱応力を受ける。
壁の内側に納められてそれにより支えられてお
り、圧縮機吐出空気がバーナに入る以前に渦巻成
分を除去して動圧を静圧に変換するべく圧縮機の
付近に配置されている。典型的な従来の設計で
は、デイフユーザは高度集中負荷支持構造内に配
置されており、且（または）外側エンジンケース
壁の付近に取付けられている。支持構造はデイフ
ユーザを外側エンジンケース壁に支持する外殻と
デイフユーザより半径方向内方に延在し軸受機構
を支持する内殻とを有する。或る設計では、デイ
フユーザ外殻は外側ケースと隣接しており、かか
る構造は外側ケース壁、ガス流路及びデイフユー
ザ構造を高い温度差に曝す。明らかに、そのよう
な構造は高い重量係数を有するだけでなく、高い
熱応力を受ける。
本願発明者は、デイフユーザを外側エンジンケ
ース壁に取付けるための切頭円錐状の外殻の円錐
角度を適切に選定することにより高い熱応力を最
小化し、且重量を大幅に減じ得ることを見出し
た。この外殻は以下で切頭円錐殻という。この切
頭円錐殻はエンジン軸受から外側ケース壁へ負荷
を伝達する役割をし、本発明ではデイフユーザ組
立体を外側ケースから離して支持することが意図
される。本発明によれば、切頭円錐殻は切頭円錐
状部材として形成されており、また外側エンジン
ケース壁により支えられる軸受の負荷に対する作
用線がそれを通過し且エンジン中心線とその軸受
中心線の交点を通るように向けられている。それ
により、切頭円錐殻を通り且ガス流路（デイフユ
ーザ）を横断する曲げ撓みをなくすことにより軸
受支持剛性が最大化される。軸受をデイフユーザ
に支える内殻は以下に於て支持部材と呼ばれる。
この支持部材はガス流路（デイフユーザ）に対し
て切頭円錐殻から相対的に偏倚されており、こう
してガス流路の内殻及び外殻を偏倚させることに
より熱的フレキシビリテイを最大化し、従つて半
径方向の直接的熱的不適合性をなくす。ガス流路
及びデイフユーザ構造は、熱的応力を減ずるよう
に、単一の横断面上で観察すると外側ケース壁に
但しそれから間隔をおいて、支えられている。
ース壁に取付けるための切頭円錐状の外殻の円錐
角度を適切に選定することにより高い熱応力を最
小化し、且重量を大幅に減じ得ることを見出し
た。この外殻は以下で切頭円錐殻という。この切
頭円錐殻はエンジン軸受から外側ケース壁へ負荷
を伝達する役割をし、本発明ではデイフユーザ組
立体を外側ケースから離して支持することが意図
される。本発明によれば、切頭円錐殻は切頭円錐
状部材として形成されており、また外側エンジン
ケース壁により支えられる軸受の負荷に対する作
用線がそれを通過し且エンジン中心線とその軸受
中心線の交点を通るように向けられている。それ
により、切頭円錐殻を通り且ガス流路（デイフユ
ーザ）を横断する曲げ撓みをなくすことにより軸
受支持剛性が最大化される。軸受をデイフユーザ
に支える内殻は以下に於て支持部材と呼ばれる。
この支持部材はガス流路（デイフユーザ）に対し
て切頭円錐殻から相対的に偏倚されており、こう
してガス流路の内殻及び外殻を偏倚させることに
より熱的フレキシビリテイを最大化し、従つて半
径方向の直接的熱的不適合性をなくす。ガス流路
及びデイフユーザ構造は、熱的応力を減ずるよう
に、単一の横断面上で観察すると外側ケース壁に
但しそれから間隔をおいて、支えられている。
本発明の目的は、従来の設計に比べて重量が軽
く、且熱応力を減じ得るようにガスタービンエン
ジン用のデイフユーザ及び軸受支持構造を改良す
ることである。本発明の特徴によれば、デイフユ
ーザ及びエンジン軸受を支持するために外側エン
ジンケースから延在する切頭円錐殻が設けられて
おり、軸受の作用線が切頭円錐殻を通つて頂部か
ら底部へ通過し且エンジン中心線と軸受の中心線
との交点と交わるように配置されておりこれによ
り軸受支持構造に剛性が付与される。本発明の他
の特徴によれば、デイフユーザ殻（切頭円錐殻及
び支持部材）がガス流路に対して相対的に偏倚さ
れており、熱応力を最小化するように外側ケース
壁から離してデイフユーザを支えるための単一面
取付が行われており、それにより熱的フレキシビ
リテイが増され且熱応力が減ぜられている。
く、且熱応力を減じ得るようにガスタービンエン
ジン用のデイフユーザ及び軸受支持構造を改良す
ることである。本発明の特徴によれば、デイフユ
ーザ及びエンジン軸受を支持するために外側エン
ジンケースから延在する切頭円錐殻が設けられて
おり、軸受の作用線が切頭円錐殻を通つて頂部か
ら底部へ通過し且エンジン中心線と軸受の中心線
との交点と交わるように配置されておりこれによ
り軸受支持構造に剛性が付与される。本発明の他
の特徴によれば、デイフユーザ殻（切頭円錐殻及
び支持部材）がガス流路に対して相対的に偏倚さ
れており、熱応力を最小化するように外側ケース
壁から離してデイフユーザを支えるための単一面
取付が行われており、それにより熱的フレキシビ
リテイが増され且熱応力が減ぜられている。
他の特徴及び利点は特許請求の範囲及び以下の
図面による実施例の説明から明らかになろう。
図面による実施例の説明から明らかになろう。
前記のように、デイフユーザ構造及び軸受支持
構造に高い負荷がかかり、それに伴い高い熱応力
が生ずるために従来の設計のハードウエアはそれ
に耐えるための補強を必要とした。例えば、圧縮
機１０から外側エンジンケース壁１２へ吐出する
空気により半径方向に生ずる温度差は典型的に
500〓（260℃）を越えている。このことは、軸受
が受ける大きな荷重と結び付いて、この範囲に応
力の問題を生ずる。典型的な構造の一層詳細な内
容は、本願の譲受人であるユナイテツド・テクノ
ロジーズ・コーポレイシヨンのプラツト・アン
ド・ホイツトニー航空機事業部により製作されて
いるJT9Dエンジンを参照されたい。
構造に高い負荷がかかり、それに伴い高い熱応力
が生ずるために従来の設計のハードウエアはそれ
に耐えるための補強を必要とした。例えば、圧縮
機１０から外側エンジンケース壁１２へ吐出する
空気により半径方向に生ずる温度差は典型的に
500〓（260℃）を越えている。このことは、軸受
が受ける大きな荷重と結び付いて、この範囲に応
力の問題を生ずる。典型的な構造の一層詳細な内
容は、本願の譲受人であるユナイテツド・テクノ
ロジーズ・コーポレイシヨンのプラツト・アン
ド・ホイツトニー航空機事業部により製作されて
いるJT9Dエンジンを参照されたい。
ガス流路及びプレデイフユーザ構造１４は内側
環状壁１６及びそれに対して相補的に整合した内
側環状壁１８と外側環状壁２０及びそれに対して
相補的に整合した外側環状壁２２とを含んでお
り、圧縮機空気を受入れてその渦巻成分を除去し
動圧を静圧に変換するべく拡散させる役割をす
る。従つて、ガス流路及びプレデイフユーザ構造
１４の入口に於ては内側及び外側壁が平行してお
り、ここに配置された複数個の案内ベーン２４が
空気を直線化する役割をする。内側及び外側壁が
半径方向に広がつてデイフユーザ部分２６を形成
する出口では、空気の圧力が変換される。そこか
ら空気は環状バーナ２７の直前でダンプデイフユ
ーザ内に導かれ、そこで更に燃焼器に与えられる
前に拡散される。複数個のデイフユーザ支柱２９
が、内側環状部材を外側環状部材に支えるべくデ
イフユーザにて周縁方向に隔置されている。
環状壁１６及びそれに対して相補的に整合した内
側環状壁１８と外側環状壁２０及びそれに対して
相補的に整合した外側環状壁２２とを含んでお
り、圧縮機空気を受入れてその渦巻成分を除去し
動圧を静圧に変換するべく拡散させる役割をす
る。従つて、ガス流路及びプレデイフユーザ構造
１４の入口に於ては内側及び外側壁が平行してお
り、ここに配置された複数個の案内ベーン２４が
空気を直線化する役割をする。内側及び外側壁が
半径方向に広がつてデイフユーザ部分２６を形成
する出口では、空気の圧力が変換される。そこか
ら空気は環状バーナ２７の直前でダンプデイフユ
ーザ内に導かれ、そこで更に燃焼器に与えられる
前に拡散される。複数個のデイフユーザ支柱２９
が、内側環状部材を外側環状部材に支えるべくデ
イフユーザにて周縁方向に隔置されている。
本発明によれば、ガス流路及びプレデイフユー
ザ構造１４は外側エンジンケース壁１２から半径
方向に内方に切頭円錐殻２８により支えられてい
る。支持部材３０は内側環状壁１８から半径方向
且軸線方向に延びて、全体として参照符号３２を
付されている軸受機構に繋つている。図面から解
るように、切頭円錐殻２８にその外側環状壁２２
への取付の平面に於て、内側環状壁１８への支持
部材３０の取付の平面に対して相対的に軸線方向
にずらされている。これは熱的フレキシビリテイ
を最大化して、直接的な熱的不適合性をなくす役
割をする。
ザ構造１４は外側エンジンケース壁１２から半径
方向に内方に切頭円錐殻２８により支えられてい
る。支持部材３０は内側環状壁１８から半径方向
且軸線方向に延びて、全体として参照符号３２を
付されている軸受機構に繋つている。図面から解
るように、切頭円錐殻２８にその外側環状壁２２
への取付の平面に於て、内側環状壁１８への支持
部材３０の取付の平面に対して相対的に軸線方向
にずらされている。これは熱的フレキシビリテイ
を最大化して、直接的な熱的不適合性をなくす役
割をする。
軸受機構は図面を見易くするため解図的に示さ
れているが、それを通じて伝達される負荷は外側
エンジンケース１２、切頭円錐殻２８、ガス流路
及びプレデイフユーザ構造１４、支持部材３０及
び軸受結合機構を通じてとられる。図面から解る
ように、エンジン軸３４は複スプールエンジンの
高圧スプールである。この形式のエンジンに於て
典型的であるように、高圧スプールは軸３４の一
端に結合された高圧タービンとその他端に結合さ
れた高圧圧縮機（圧縮機１０のみが図示されてい
る）とを含んでいる。軸３４は、軸５８、低圧タ
ービン（図示せず）及び低圧圧縮機（図示せず）
を含む低圧スプールに対して同心に取付けられて
いる。
れているが、それを通じて伝達される負荷は外側
エンジンケース１２、切頭円錐殻２８、ガス流路
及びプレデイフユーザ構造１４、支持部材３０及
び軸受結合機構を通じてとられる。図面から解る
ように、エンジン軸３４は複スプールエンジンの
高圧スプールである。この形式のエンジンに於て
典型的であるように、高圧スプールは軸３４の一
端に結合された高圧タービンとその他端に結合さ
れた高圧圧縮機（圧縮機１０のみが図示されてい
る）とを含んでいる。軸３４は、軸５８、低圧タ
ービン（図示せず）及び低圧圧縮機（図示せず）
を含む低圧スプールに対して同心に取付けられて
いる。
明らかに、内側レース３８と外側レース４０と
の間に挾まれたローラ軸受３６は他の軸受（図示
せず）と共に軸３４を回転可能に支える役割をす
る。
の間に挾まれたローラ軸受３６は他の軸受（図示
せず）と共に軸３４を回転可能に支える役割をす
る。
以上の説明から明らかなように、軸受機構３２
に及ぼされる負荷は内側レース３８、ローラ軸受
３６（その一つが図示されている）、プラテン支
え４２、支持部材３０、内側環状壁１８、支柱２
９、外側環状壁２２及び切頭円錐殻２８を介して
外側エンジンケース壁１２へ伝達される。切頭円
錐殻２８は、外側エンジンケース壁１２との接触
点に於ける底部分が延長されると破線４６と一致
するように設計されており、この破線４６は破線
５０より示されている軸受３６の中点に於いてエ
ンジン中心線４８と交わる、尚破線４６は点Ａで
加え合された軸受荷重の合力の方向を示してい
る。こうして、点Ａに於ける力ベクトルＢ及びＣ
により表わされる力の成分を解明することによ
り、合力Ｄは作用線４６と一致する。換言すれ
ば、軸受荷重に対する作用線４６は切頭円錐壁２
８を通過し、軸受３６の中心点Ｅに於いてエンジ
ン中心線４８と交わる。
に及ぼされる負荷は内側レース３８、ローラ軸受
３６（その一つが図示されている）、プラテン支
え４２、支持部材３０、内側環状壁１８、支柱２
９、外側環状壁２２及び切頭円錐殻２８を介して
外側エンジンケース壁１２へ伝達される。切頭円
錐殻２８は、外側エンジンケース壁１２との接触
点に於ける底部分が延長されると破線４６と一致
するように設計されており、この破線４６は破線
５０より示されている軸受３６の中点に於いてエ
ンジン中心線４８と交わる、尚破線４６は点Ａで
加え合された軸受荷重の合力の方向を示してい
る。こうして、点Ａに於ける力ベクトルＢ及びＣ
により表わされる力の成分を解明することによ
り、合力Ｄは作用線４６と一致する。換言すれ
ば、軸受荷重に対する作用線４６は切頭円錐壁２
８を通過し、軸受３６の中心点Ｅに於いてエンジ
ン中心線４８と交わる。
一般に約1000〓（520℃）の温度範囲内にある
圧縮空気に対する流路がガス流路及びプレデイフ
ユーザ構造１４を通過するように制限されること
も明らかである。囲繞キヤビテイは全体として参
照符号５６を付されているラビリンスシールと切
頭円錐殻２８とにより塞き止められる。ガス流路
及びプレデイフユーザ構造１４を約500℃の温度
範囲内にある外側エンジンケース壁１２から半径
方向に内方に離して位置させることにより、ガス
流路及びプレデイフユーザ構造１４は、もしそれ
が外側ケース壁に取付けられていたならば生ずる
であろうハードポイント及び（または）コールド
スポツトから有効に離されており、こうして熱応
力を一層減ずる。
圧縮空気に対する流路がガス流路及びプレデイフ
ユーザ構造１４を通過するように制限されること
も明らかである。囲繞キヤビテイは全体として参
照符号５６を付されているラビリンスシールと切
頭円錐殻２８とにより塞き止められる。ガス流路
及びプレデイフユーザ構造１４を約500℃の温度
範囲内にある外側エンジンケース壁１２から半径
方向に内方に離して位置させることにより、ガス
流路及びプレデイフユーザ構造１４は、もしそれ
が外側ケース壁に取付けられていたならば生ずる
であろうハードポイント及び（または）コールド
スポツトから有効に離されており、こうして熱応
力を一層減ずる。
本発明が以上に図示し且説明してきた特定の実
施例に制限されるものではなく、本発明の範囲内
で種々の変更が行われ得ることは理解されよう。
施例に制限されるものではなく、本発明の範囲内
で種々の変更が行われ得ることは理解されよう。
図面は本発明を説明するためガスタービンエン
ジンの一部分を解図的に示す断面図である。 １０…圧縮機、１２…外側エンジンケース壁、
１４…ガス流路及びプレデイフユーザ構造、１
６，１８…内側環状壁、２０，２２…外側環状
壁、２６…デイフユーザ部分、２７…環状バー
ナ、２８…切頭円錐殻、２９…デイフユーザ支
柱、３０…支持部材、３２…軸受機構、３４…エ
ンジン軸、３６…ローラ軸受、３８…内側レー
ス、４０…外側レース、４２…プラテン支え、４
８…エンジン中心線、５６…ラビリンスシール。
ジンの一部分を解図的に示す断面図である。 １０…圧縮機、１２…外側エンジンケース壁、
１４…ガス流路及びプレデイフユーザ構造、１
６，１８…内側環状壁、２０，２２…外側環状
壁、２６…デイフユーザ部分、２７…環状バー
ナ、２８…切頭円錐殻、２９…デイフユーザ支
柱、３０…支持部材、３２…軸受機構、３４…エ
ンジン軸、３６…ローラ軸受、３８…内側レー
ス、４０…外側レース、４２…プラテン支え、４
８…エンジン中心線、５６…ラビリンスシール。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 外側エンジンケースと、前記エンジンケース
内にてエンジンの中心線周りに回転可能な軸と、
前記軸を包囲し且それを支える軸受と、圧縮機
と、内側環状壁とそれより半径方向外方に隔置さ
れた外側環状壁とを有し前記圧縮機から吐出され
た空気を受入れるためのの環状のデイフユーザ
と、前記軸受と前記環状のデイフユーザとを支持
する軸受支持装置と、を含み、 前記軸受支持装置は、前記エンジンケースに取
付けられた外側端部と前記環状のデイフユーザの
外側環状壁に取付けられ前記外側端部より直径が
小さい内側端部とを有し前記環状のデイフユーザ
を前記エンジンケースより半径方向内方に隔置し
ている切頭円錐殻と、前記環状のデイフユーザの
内側環状壁より延在し前記切頭円錐殻に対して半
径方向内方に且軸線方向に延在して前記軸受に対
する支持部を形成している支持部材と、を含み、 前記支持部材は前記環状のデイフユーザの外側
環状壁に取付けられた前記切頭円錐殻の内側端部
より軸線方向に且ガス流れ方向に偏倚された位置
にて前記環状のデイフユーザの内側環状壁より延
在しており、前記切頭円錐殻の円錐角は、前記切
頭円錐殻に整合し且前記支持部材が前記環状のデ
イフユーザの内側環状壁より延在する位置にて前
記支持部材を通過する線が前記エンジンの中心線
と前記エンジンの中心線に垂直に前記軸受の中心
を通る半径方向の平面との交点を通るように選択
され、かくして選択された円錐角を有する前記切
頭円錐殻によつて前記軸受支持装置の剛性が最大
化されることを特徴とするガスタービンエンジ
ン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/380,460 US4483149A (en) | 1982-05-20 | 1982-05-20 | Diffuser case for a gas turbine engine |
| US380460 | 1982-05-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58210330A JPS58210330A (ja) | 1983-12-07 |
| JPH0418133B2 true JPH0418133B2 (ja) | 1992-03-26 |
Family
ID=23501250
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58086494A Granted JPS58210330A (ja) | 1982-05-20 | 1983-05-16 | ガスタービンエンジン |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4483149A (ja) |
| JP (1) | JPS58210330A (ja) |
| CA (1) | CA1211051A (ja) |
| DE (1) | DE3317723C2 (ja) |
| FR (1) | FR2527267B1 (ja) |
| GB (1) | GB2120326B (ja) |
| IL (1) | IL68682A (ja) |
| IT (1) | IT1163365B (ja) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4697981A (en) * | 1984-12-13 | 1987-10-06 | United Technologies Corporation | Rotor thrust balancing |
| US4965994A (en) * | 1988-12-16 | 1990-10-30 | General Electric Company | Jet engine turbine support |
| US5165850A (en) * | 1991-07-15 | 1992-11-24 | General Electric Company | Compressor discharge flowpath |
| US5249921A (en) * | 1991-12-23 | 1993-10-05 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane support |
| DE19745683A1 (de) * | 1997-10-16 | 1999-04-22 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Aufhängung einer ringförmigen Gasturbinen-Brennkammer |
| US6513330B1 (en) | 2000-11-08 | 2003-02-04 | Allison Advanced Development Company | Diffuser for a gas turbine engine |
| US6554569B2 (en) | 2001-08-17 | 2003-04-29 | General Electric Company | Compressor outlet guide vane and diffuser assembly |
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