JPH0431636A - 航空機用ガスタービンエンジン - Google Patents
航空機用ガスタービンエンジンInfo
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- JPH0431636A JPH0431636A JP13525990A JP13525990A JPH0431636A JP H0431636 A JPH0431636 A JP H0431636A JP 13525990 A JP13525990 A JP 13525990A JP 13525990 A JP13525990 A JP 13525990A JP H0431636 A JPH0431636 A JP H0431636A
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- engine
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- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 9
- 239000000428 dust Substances 0.000 abstract description 10
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 9
- 230000005855 radiation Effects 0.000 abstract description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract description 2
- 102100036881 Inositol-3-phosphate synthase 1 Human genes 0.000 abstract 5
- 101710090028 Inositol-3-phosphate synthase 1 Proteins 0.000 abstract 5
- KFZMGEQAYNKOFK-UHFFFAOYSA-N Isopropanol Chemical compound CC(C)O KFZMGEQAYNKOFK-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Exhaust Gas After Treatment (AREA)
- Exhaust Silencers (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、インレットパーティクルセパレータ（以下Ｉ
ＰＳという）および赤外線遮断装置（以下ＩＲ３という
）を有する航空機用ガスタービンエンジンに関する。
ＰＳという）および赤外線遮断装置（以下ＩＲ３という
）を有する航空機用ガスタービンエンジンに関する。
近年の航空機のエンジンにおいては、吸入空気に含まれ
る砂塵等によるエンジン内部のエロージョン等の防止の
ためＩＰＳを装着する傾向にあるが、エンジンの高性能
化のための周速の増加、ブレードの薄肉化、チップ、ク
リアランスの減少などに伴い、エロージョンがエンジン
性能に及ぼす影響が大きくなる上、オーバホールコスト
も増加すること等により上記傾向は更に強まっている。
る砂塵等によるエンジン内部のエロージョン等の防止の
ためＩＰＳを装着する傾向にあるが、エンジンの高性能
化のための周速の増加、ブレードの薄肉化、チップ、ク
リアランスの減少などに伴い、エロージョンがエンジン
性能に及ぼす影響が大きくなる上、オーバホールコスト
も増加すること等により上記傾向は更に強まっている。
また、ステルス性を向上させるため、高温の排気ガスや
エンジン表面温度を下げる必要があり、ＩＲ３について
もそれを装着する必要性が高まっている。
エンジン表面温度を下げる必要があり、ＩＲ３について
もそれを装着する必要性が高まっている。
従来の航空機のエンジンに適用されていたＩＰＳは、第
４図に示すようにＩＰＳＯＩに吸入された吸気０９がＩ
ＰＳＯＩ内でエンジン本体０７への吸気０１０と砂塵等
を含むＩＰＳブロワ−０２への吸気０１１に分離され、
エンジン本体Ｏ７への吸気０１０は吸気ダク）０６を経
てエンジン本体０７内へ、また、ＩＰＳプロワ−０２へ
の吸気０１１は補機ギヤボックス０４内に設けられたブ
ロワ−駆動歯車０５により延長駆動軸０８を介して駆動
されるＩＰＳブロワ−０２に吸引され、その排気０１２
は大気中に放出されるものであった。
４図に示すようにＩＰＳＯＩに吸入された吸気０９がＩ
ＰＳＯＩ内でエンジン本体０７への吸気０１０と砂塵等
を含むＩＰＳブロワ−０２への吸気０１１に分離され、
エンジン本体Ｏ７への吸気０１０は吸気ダク）０６を経
てエンジン本体０７内へ、また、ＩＰＳプロワ−０２へ
の吸気０１１は補機ギヤボックス０４内に設けられたブ
ロワ−駆動歯車０５により延長駆動軸０８を介して駆動
されるＩＰＳブロワ−０２に吸引され、その排気０１２
は大気中に放出されるものであった。
また、従来のｌＲ３Ｏ３は、第４図に示すようにエンジ
ン本体０７の排気ガス０１４のエゼクタ効果により二次
空気０１３を流入させＩ Ｒ３Ｏ３を形成する排気ダク
トの表面を冷却していた。
ン本体０７の排気ガス０１４のエゼクタ効果により二次
空気０１３を流入させＩ Ｒ３Ｏ３を形成する排気ダク
トの表面を冷却していた。
従来の装置においては、下記の課題があった。
（１）ＩＰＳブロワ−はおよそ３０． ＯＯＯｒｐｍで
駆動されるが、補機ギヤボックスの出力取出部は通常数
千ｒｐｍに減速されているため、ＩＰＳブロワ−用に増
速歯車を追加する必要がある。
駆動されるが、補機ギヤボックスの出力取出部は通常数
千ｒｐｍに減速されているため、ＩＰＳブロワ−用に増
速歯車を追加する必要がある。
（２）一般に補機ギヤボックスはエンジン前方にＩＰＳ
を配置され、ブロワ−は後方に配置されるため、延長駆
動軸、軸受が必要となる。また、補機ギヤボックスの後
部に吸気ダクトを配置する構造のため、前記の延長駆動
軸が吸気ダクトを貫通する必要がある。さらに、第４図
に示す如く、片吸入式の吸気ダクトを用いる双発エンジ
ン式ヘリコプタでは、ＩＰＳブロワ−の取付位置が右エ
ンジンと左エンジンで反対となるため前記の駆動装置の
互換性が失われる。
を配置され、ブロワ−は後方に配置されるため、延長駆
動軸、軸受が必要となる。また、補機ギヤボックスの後
部に吸気ダクトを配置する構造のため、前記の延長駆動
軸が吸気ダクトを貫通する必要がある。さらに、第４図
に示す如く、片吸入式の吸気ダクトを用いる双発エンジ
ン式ヘリコプタでは、ＩＰＳブロワ−の取付位置が右エ
ンジンと左エンジンで反対となるため前記の駆動装置の
互換性が失われる。
（３）ｒｐｓブロワ−の直径はエンジン直径の約１／２
程度となるが、エンジン本体の外周にＩＰＳブロワ−を
配置するために大きな前面面積のエンジンルームが必要
となる。
程度となるが、エンジン本体の外周にＩＰＳブロワ−を
配置するために大きな前面面積のエンジンルームが必要
となる。
（４）排気ダクト内筒（テールコーン）の壁面をエゼク
タ効果による二次空気の導入のみによって冷却するＩＲ
Ｓでは、導入通路となるストラット等での圧力損失に対
し充分なエゼクタ効果を得るため、ＩＰＳ入口での主流
ガスの流速を高くする必要があり、軸出力型エンジンと
してのサイクル効率の低下が避けられなかった。
タ効果による二次空気の導入のみによって冷却するＩＲ
Ｓでは、導入通路となるストラット等での圧力損失に対
し充分なエゼクタ効果を得るため、ＩＰＳ入口での主流
ガスの流速を高くする必要があり、軸出力型エンジンと
してのサイクル効率の低下が避けられなかった。
本発明は、上記課題を解決したガスタービンエンジンを
実現しようとするものである。
実現しようとするものである。
本発明の航空機用ガスタービンエンジンは、スリットを
有するテールコーンと同テールコーンの外側に設けられ
たアウターコーンよりなり同テールコーンとアウターコ
ーンの間にエンジン排気の主流ガス通路を形成しエンジ
ン本体の後部に結合された赤外線遮断装置、同遮断装置
のテールコーン内前部に設けられエンジン本体の出力タ
ービン軸の後端に結合されたインレットパーティクルセ
パレータ用プロワ−１および上記エンジン本体の側方に
設けられたインレットパーティクルセパレータト上記イ
ンレントパーティクルセバレータ用プロワ−の間に接続
されたダクトを備えたことを特徴としている。
有するテールコーンと同テールコーンの外側に設けられ
たアウターコーンよりなり同テールコーンとアウターコ
ーンの間にエンジン排気の主流ガス通路を形成しエンジ
ン本体の後部に結合された赤外線遮断装置、同遮断装置
のテールコーン内前部に設けられエンジン本体の出力タ
ービン軸の後端に結合されたインレットパーティクルセ
パレータ用プロワ−１および上記エンジン本体の側方に
設けられたインレットパーティクルセパレータト上記イ
ンレントパーティクルセバレータ用プロワ−の間に接続
されたダクトを備えたことを特徴としている。
上記において、インレットパーティクルセパレータより
送られた砂塵を含む空気は、ダクトを経て出力タービン
軸に直結されたインレットパーティクルセパレータ用プ
ロワ−により吸引され、赤外線遮断装置のテールコーン
内に冷却用空気として排出される。このテールコーン内
に排出された冷却用空気は、テールコーンに設けられた
；（す・ントから主流ガス通路内にエアフィルム状とな
って流出し、テールコーンの表面温度を下げ赤外線放射
を遮断する。
送られた砂塵を含む空気は、ダクトを経て出力タービン
軸に直結されたインレットパーティクルセパレータ用プ
ロワ−により吸引され、赤外線遮断装置のテールコーン
内に冷却用空気として排出される。このテールコーン内
に排出された冷却用空気は、テールコーンに設けられた
；（す・ントから主流ガス通路内にエアフィルム状とな
って流出し、テールコーンの表面温度を下げ赤外線放射
を遮断する。
上記により、従来の装置にて用いていた延長駆動軸が不
要となるため、部品点数、重量及びコストの低減、信転
性及び整備性の向上が可能となり、また、エンジン本体
の外周にプロワ−を取付ける必要がないため、機体の高
速飛行性能が改善され、更に、アウターコーン内に吸入
する２次空気を減少させることができるため、エンジン
排気を充分減速させることができ、赤外線遮断装置の性
能向上を図ることができるばかりでなく、高いエンジン
のサイクル効率を維持することができる。
要となるため、部品点数、重量及びコストの低減、信転
性及び整備性の向上が可能となり、また、エンジン本体
の外周にプロワ−を取付ける必要がないため、機体の高
速飛行性能が改善され、更に、アウターコーン内に吸入
する２次空気を減少させることができるため、エンジン
排気を充分減速させることができ、赤外線遮断装置の性
能向上を図ることができるばかりでなく、高いエンジン
のサイクル効率を維持することができる。
本発明の一実施例を第１図乃至第３図により説明する。
第１図乃至第３図に示す本実施例は、スリット１３を有
するテールコーン２ａと同テールコーン２ａの外側に設
けられ２次空気吸気口１４を有するアウターコーン２ｂ
よりなりエンジン本体５の後部に設けられたｌＲ５２、
上記エンジン本体５内の出力タービン翼５ａが結合され
た出力タービン軸５ｂの後端に結合され上記テールコー
ン２ａ内前部に設けられたＩＰＳブロワ−のインペラ１
２ａ、同インペラ１２ａの後方に設けられた■ＰＳブロ
ワー出口案内翼１２ｂ、および上記エンジン本体５の側
方に設けられたＩＰＳＩに一端が接続され他端より砂塵
等を含む空気８ａを上記ｌＲ３２の前部に設けられた排
気フレーム１６を介して上記インペラ１２ａに供給する
ＩＰＳ用ダクト８を備えている。
するテールコーン２ａと同テールコーン２ａの外側に設
けられ２次空気吸気口１４を有するアウターコーン２ｂ
よりなりエンジン本体５の後部に設けられたｌＲ５２、
上記エンジン本体５内の出力タービン翼５ａが結合され
た出力タービン軸５ｂの後端に結合され上記テールコー
ン２ａ内前部に設けられたＩＰＳブロワ−のインペラ１
２ａ、同インペラ１２ａの後方に設けられた■ＰＳブロ
ワー出口案内翼１２ｂ、および上記エンジン本体５の側
方に設けられたＩＰＳＩに一端が接続され他端より砂塵
等を含む空気８ａを上記ｌＲ３２の前部に設けられた排
気フレーム１６を介して上記インペラ１２ａに供給する
ＩＰＳ用ダクト８を備えている。
上記において、ＩＰＳＩによりエンジン本体５への吸気
７と分離された砂塵を含む空気８ａは、ダクト８、排気
フレーム１６を通過して出力タービン翼５ａの後方のＩ
ＰＳブロワ−のインペラ１２ａに導びかれる。同ＩＰＳ
ブロワ−のインペラ１２ａは出力タービン軸５ｂに直接
マウントされており、約３０． ＯＯＯｒｐｍで回転し
、冷却用空気１５を出口案内翼１２ｂを介してｌＲ３２
のテールコーン２ａ内に送り出す。このテールコーン２
ａ内に送り出された冷却用空気１５はテールコーンに設
けられた多数のスリット１３から、エンジン排気１７ａ
が流れる主流ガス通路１７内にエアフィルム状となって
流出し、テールコーンの表面温度を下げ、赤外線放射を
遮断する。
７と分離された砂塵を含む空気８ａは、ダクト８、排気
フレーム１６を通過して出力タービン翼５ａの後方のＩ
ＰＳブロワ−のインペラ１２ａに導びかれる。同ＩＰＳ
ブロワ−のインペラ１２ａは出力タービン軸５ｂに直接
マウントされており、約３０． ＯＯＯｒｐｍで回転し
、冷却用空気１５を出口案内翼１２ｂを介してｌＲ３２
のテールコーン２ａ内に送り出す。このテールコーン２
ａ内に送り出された冷却用空気１５はテールコーンに設
けられた多数のスリット１３から、エンジン排気１７ａ
が流れる主流ガス通路１７内にエアフィルム状となって
流出し、テールコーンの表面温度を下げ、赤外線放射を
遮断する。
上記ＩＰＳブロワ−のインペラ１２ａの回転数は約３０
． ＯＯＯｒｐｍが適当であり、一方、出力タービン翼
５ａの回転速度もは”ｉ’ ３０，０００ｒｐｍ付近で
あること、ＩＰＳプロワ−の大きさが、出力タービン排
気通路内径に収まる大きさに設計可能なこと、ＩＰＳＩ
からの排出空気流量がＩＲＳテールコーン２ａの冷却に
必要充分な流量であることから、本実施例による方式は
、実用上、充分成立するものである。
． ＯＯＯｒｐｍが適当であり、一方、出力タービン翼
５ａの回転速度もは”ｉ’ ３０，０００ｒｐｍ付近で
あること、ＩＰＳプロワ−の大きさが、出力タービン排
気通路内径に収まる大きさに設計可能なこと、ＩＰＳＩ
からの排出空気流量がＩＲＳテールコーン２ａの冷却に
必要充分な流量であることから、本実施例による方式は
、実用上、充分成立するものである。
第２図及び第３図においては、オイルクーラ１０と排気
フレーム１６の間にオイルクーラ用ダクト１１が設けら
れているが、これはテールコーン２ａに内蔵されたＩＰ
Ｓブロワ−のインペラ１２ａがＩＰＳＩの他に空冷式オ
イルクーラ１０からの排気１１ａも冷却用空気１５とし
て吸引している。本実施例のエンジンを双発型ヘリコプ
タエンジンとして用いる場合、右エンジンと左エンジン
はＩＰＳＩとオイルクーラ１０の取付位置を入れ替える
だけで左右の入れ替えを可能としているものであり、す
べての部品の互換性が得られるように配慮されている。
フレーム１６の間にオイルクーラ用ダクト１１が設けら
れているが、これはテールコーン２ａに内蔵されたＩＰ
Ｓブロワ−のインペラ１２ａがＩＰＳＩの他に空冷式オ
イルクーラ１０からの排気１１ａも冷却用空気１５とし
て吸引している。本実施例のエンジンを双発型ヘリコプ
タエンジンとして用いる場合、右エンジンと左エンジン
はＩＰＳＩとオイルクーラ１０の取付位置を入れ替える
だけで左右の入れ替えを可能としているものであり、す
べての部品の互換性が得られるように配慮されている。
上記により、従来の装置におけるＩＰＳブロワ−駆動に
必要な補機ギヤボックス出力取出部駆動歯車、延長駆動
軸および軸受等の部品が不要となり、部品点数、重量、
コストの削減、信輔性、整備性の向上が可能となる。片
吸込式の吸気ダクトを用いる双発エンジンのヘリコプタ
ではＩＰＳブロワ−の駆動軸の制約が無くなるため、左
右エンジンで互換性のあるＩＰＳが設計可能となる。ま
た、エンジン本体の外周にＩＰＳブロワ−を取付ける必
要がないのでエンジンルームがコンパクトにまとまり、
特に前面面積が小さくできるため、機体の高速飛行性能
が改善される。更に、テールコーン壁面をＩＰＳブロワ
−の排気で充分冷却できるため、エゼクタ効果による二
次空気の導入を減少させることができ、排気ダクト内で
主流を充分に減速（静圧回復）させることが可能で、Ｉ
ＰＳの性能向上が図れるのみならず軸出力型エンジンの
サイクル効率を高く維持することができる。
必要な補機ギヤボックス出力取出部駆動歯車、延長駆動
軸および軸受等の部品が不要となり、部品点数、重量、
コストの削減、信輔性、整備性の向上が可能となる。片
吸込式の吸気ダクトを用いる双発エンジンのヘリコプタ
ではＩＰＳブロワ−の駆動軸の制約が無くなるため、左
右エンジンで互換性のあるＩＰＳが設計可能となる。ま
た、エンジン本体の外周にＩＰＳブロワ−を取付ける必
要がないのでエンジンルームがコンパクトにまとまり、
特に前面面積が小さくできるため、機体の高速飛行性能
が改善される。更に、テールコーン壁面をＩＰＳブロワ
−の排気で充分冷却できるため、エゼクタ効果による二
次空気の導入を減少させることができ、排気ダクト内で
主流を充分に減速（静圧回復）させることが可能で、Ｉ
ＰＳの性能向上が図れるのみならず軸出力型エンジンの
サイクル効率を高く維持することができる。
本発明の航空機用ガスタービンエンジンは、エンジン本
体の出力タービン軸に直結したＩＰＳブロワ−によりＩ
ＰＳから砂塵を含んだ空気を吸引し、ＩＰＳのテールコ
ーン内に排出しテールコーンの壁面を冷却することによ
って、従来の装置にて用いていた延長駆動軸が不要とな
るため、部品点数、重量及びコストの低減、信錬性及び
整備性の向上が可能となり、また、エンジン本体の外周
にブロワ−を取付ける必要がないため、機体の高速飛行
性能が改善され、更にアウターコーン内に吸入する２次
空気を減少させることができるため、エンジン排気を充
分減速させることができ、赤外線遮断装置の性能向上を
図ることができるばかりでなく、高いエンジンのサイク
ル効率を維持することができる。
体の出力タービン軸に直結したＩＰＳブロワ−によりＩ
ＰＳから砂塵を含んだ空気を吸引し、ＩＰＳのテールコ
ーン内に排出しテールコーンの壁面を冷却することによ
って、従来の装置にて用いていた延長駆動軸が不要とな
るため、部品点数、重量及びコストの低減、信錬性及び
整備性の向上が可能となり、また、エンジン本体の外周
にブロワ−を取付ける必要がないため、機体の高速飛行
性能が改善され、更にアウターコーン内に吸入する２次
空気を減少させることができるため、エンジン排気を充
分減速させることができ、赤外線遮断装置の性能向上を
図ることができるばかりでなく、高いエンジンのサイク
ル効率を維持することができる。
第１図は本発明の一実施例の説明図、第２図は上記一実
施例にオイルクーラ用ダクトを追加して配設した場合の
説明図、第３図は第２図の■−■矢視図、第４図は従来
の装置の説明図である。 １・・・ＩＰＳ、 ２・・・ＩＲ５゜２ａ・・・テー
ルコーン、 ２ｂ・・・アウターコーン、３・・・補機
ギヤボックス、 ４・・・吸気ダクト、５・・・エン
ジン本体、 ５ａ・・・出力タービン翼、５ｂ・・・出
力タービン軸、 ７・・・エンジン本体への吸気、 ８・・・ＩＰＳ用ダクト、 ８ａ・・・砂塵を含んだ空気、 ９・・・排気、１０・
・・オイルクーラ、 １１・・・オイルクーラ用ダクト、 １１ａ・・・オイルクーラ排気、 １２ａ・・・インペラ、 １２ｂ・・・出口案内翼、
１３・・・スリット、 １４・・・２次空気吸気口、
１４ａ・・・２次空気、 １５・・・冷却用空気。
施例にオイルクーラ用ダクトを追加して配設した場合の
説明図、第３図は第２図の■−■矢視図、第４図は従来
の装置の説明図である。 １・・・ＩＰＳ、 ２・・・ＩＲ５゜２ａ・・・テー
ルコーン、 ２ｂ・・・アウターコーン、３・・・補機
ギヤボックス、 ４・・・吸気ダクト、５・・・エン
ジン本体、 ５ａ・・・出力タービン翼、５ｂ・・・出
力タービン軸、 ７・・・エンジン本体への吸気、 ８・・・ＩＰＳ用ダクト、 ８ａ・・・砂塵を含んだ空気、 ９・・・排気、１０・
・・オイルクーラ、 １１・・・オイルクーラ用ダクト、 １１ａ・・・オイルクーラ排気、 １２ａ・・・インペラ、 １２ｂ・・・出口案内翼、
１３・・・スリット、 １４・・・２次空気吸気口、
１４ａ・・・２次空気、 １５・・・冷却用空気。
Claims (1)
- スリットを有するテールコーンと同テールコーンの外側
に設けられたアウターコーンよりなり同テールコーンと
アウターコーンの間にエンジン排気の主流ガス通路を形
成しエンジン本体の後部に結合された赤外線遮断装置、
同遮断装置のテールコール内前部に設けられエンジン本
体の出力タービン軸の後端に結合されたインレットパー
ティクルセパレータ用ブロワー、および上記エンジン本
体の側方に設けられインレットパーティクルセパレータ
と上記インレットパーティクルセパレータ用ブロワーの
間に接続されたダクトを備えたことを特徴とする航空機
用ガスタービンエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13525990A JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13525990A JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0431636A true JPH0431636A (ja) | 1992-02-03 |
| JP2691051B2 JP2691051B2 (ja) | 1997-12-17 |
Family
ID=15147522
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13525990A Expired - Lifetime JP2691051B2 (ja) | 1990-05-28 | 1990-05-28 | 航空機用ガスタービンエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2691051B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007168624A (ja) * | 2005-12-22 | 2007-07-05 | General Electric Co <Ge> | 赤外線抑制装置及び方法 |
| JP2008075647A (ja) * | 2006-09-20 | 2008-04-03 | Turbomeca | エジェクタ消音装置によって音響レベルを低減させてなるヘリコプター用ガスタービンエンジン |
| JP2012197073A (ja) * | 2011-03-18 | 2012-10-18 | Agustawestland Spa | ホバリング可能な航空機 |
| JP2014163263A (ja) * | 2013-02-22 | 2014-09-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン |
| US9987988B2 (en) | 2014-06-17 | 2018-06-05 | Kabushiki Kaisha Tokai-Rika-Denki-Seisakusho | Vehicle mirror device |
-
1990
- 1990-05-28 JP JP13525990A patent/JP2691051B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007168624A (ja) * | 2005-12-22 | 2007-07-05 | General Electric Co <Ge> | 赤外線抑制装置及び方法 |
| JP2008075647A (ja) * | 2006-09-20 | 2008-04-03 | Turbomeca | エジェクタ消音装置によって音響レベルを低減させてなるヘリコプター用ガスタービンエンジン |
| JP2012197073A (ja) * | 2011-03-18 | 2012-10-18 | Agustawestland Spa | ホバリング可能な航空機 |
| JP2014163263A (ja) * | 2013-02-22 | 2014-09-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン |
| US9987988B2 (en) | 2014-06-17 | 2018-06-05 | Kabushiki Kaisha Tokai-Rika-Denki-Seisakusho | Vehicle mirror device |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2691051B2 (ja) | 1997-12-17 |
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