JPH0670374B2 - 航空機エンジンを非航空用エンジンに転換する方法および非航空用エンジン - Google Patents
航空機エンジンを非航空用エンジンに転換する方法および非航空用エンジンInfo
- Publication number
- JPH0670374B2 JPH0670374B2 JP2120172A JP12017290A JPH0670374B2 JP H0670374 B2 JPH0670374 B2 JP H0670374B2 JP 2120172 A JP2120172 A JP 2120172A JP 12017290 A JP12017290 A JP 12017290A JP H0670374 B2 JPH0670374 B2 JP H0670374B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- compressor
- turbine
- shaft
- downstream
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 16
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 15
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 3
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 10
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 239000011800 void material Substances 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 241000531891 Alburnus alburnus Species 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000007858 starting material Substances 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D3/00—Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid
- F01D3/04—Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid axial thrust being compensated by thrust-balancing dummy piston or the like
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/003—Gas-turbine plants with heaters between turbine stages
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
- F02C6/203—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being waterborne vessels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Exhaust-Gas Circulating Devices (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は航空機用エンジンを非航空用途に転用する方法
および転換したエンジンに関する。
および転換したエンジンに関する。
［従来技術］ ガスタービンエンジンは、電力用および工業動力プラン
ト用を含む種々の目的の為に使用されている。これらの
ガスタービンエンジンは通常二つの基本的構造がある。
単軸方式と称せられる一つの構造は単一のタービンに直
接連結された単一の圧縮機を使用し、タービンまたは圧
縮機は直接負荷に連結される。代替的に、他の方式はタ
ービン下流に設置されその出力に空気力学的に組み合わ
された自由出力タービンを使用している。出力タービン
を利用するこれらの方式は単一のタービンに連結された
単一の圧縮機、または低圧タービン連結の低圧圧縮機と
高圧タービン連結の高圧圧縮機のような複数の圧縮機を
備えている。しかしながら、出力タービンを使用する方
式において、出力タービンは独立に作用し圧縮機に連結
されたタービンとは独立に回転する。これら二つの構造
は各々利点および欠点を有する。たとえば、船舶用のよ
うな種々の用途では、装置が非回転負荷に連結され大量
のトル１が加わった時には大きな停止トルクを有するこ
とが望ましい。エンジンが出力タービンとは独立に運転
され、したがってたとえ出力タービンが停止しても大量
のトルクが出力タービンを通して負荷に加えられるよう
な方式では、大量の停止トルクが得られる。反対に、単
軸方式は負荷が直接タービンおよび圧縮機に連結されて
いるため停止トルクを有しない。したがって、負荷が非
回転の時、圧縮機およびタービンも回転せず動力は負荷
に伝達されない。これらの方式では、エンジンを始動す
るため圧縮機、タービンおよび負荷を回転する大形の始
動モータが必要である。しかしながら、単軸方式は、自
由出力タービンを備える方式より、周囲温度が上昇した
とき得られる性能のような利点を有する。一般に、負荷
が発電機であるとき、出力タービンを有する方式は、発
電機が回転子したがって比較的一定の速度で回転する圧
縮機およびタービンである、単軸方式より一層大きい出
力低下を生ずることが知られている。単軸方式はまた負
荷量の突然の低下に対して有利である。単軸方式おいて
負荷がタービンから電気的もしくは機械的にしゃ断され
たとき、タービンは圧縮機に連結されたまゝであり、し
たがって過速度をいくぶん防止する。しかしながら、出
力タービン方式においては、負荷がしゃ断されたとき、
出力タービンは圧縮機のような他の過速度を制限する要
素に連結されてなく、したがって出力タービンは急激に
速度超過を生じ、出力タービンに限界的応力が生ずると
き出力タービンしたがって全動力プラントの破壊を生ず
る。
ト用を含む種々の目的の為に使用されている。これらの
ガスタービンエンジンは通常二つの基本的構造がある。
単軸方式と称せられる一つの構造は単一のタービンに直
接連結された単一の圧縮機を使用し、タービンまたは圧
縮機は直接負荷に連結される。代替的に、他の方式はタ
ービン下流に設置されその出力に空気力学的に組み合わ
された自由出力タービンを使用している。出力タービン
を利用するこれらの方式は単一のタービンに連結された
単一の圧縮機、または低圧タービン連結の低圧圧縮機と
高圧タービン連結の高圧圧縮機のような複数の圧縮機を
備えている。しかしながら、出力タービンを使用する方
式において、出力タービンは独立に作用し圧縮機に連結
されたタービンとは独立に回転する。これら二つの構造
は各々利点および欠点を有する。たとえば、船舶用のよ
うな種々の用途では、装置が非回転負荷に連結され大量
のトル１が加わった時には大きな停止トルクを有するこ
とが望ましい。エンジンが出力タービンとは独立に運転
され、したがってたとえ出力タービンが停止しても大量
のトルクが出力タービンを通して負荷に加えられるよう
な方式では、大量の停止トルクが得られる。反対に、単
軸方式は負荷が直接タービンおよび圧縮機に連結されて
いるため停止トルクを有しない。したがって、負荷が非
回転の時、圧縮機およびタービンも回転せず動力は負荷
に伝達されない。これらの方式では、エンジンを始動す
るため圧縮機、タービンおよび負荷を回転する大形の始
動モータが必要である。しかしながら、単軸方式は、自
由出力タービンを備える方式より、周囲温度が上昇した
とき得られる性能のような利点を有する。一般に、負荷
が発電機であるとき、出力タービンを有する方式は、発
電機が回転子したがって比較的一定の速度で回転する圧
縮機およびタービンである、単軸方式より一層大きい出
力低下を生ずることが知られている。単軸方式はまた負
荷量の突然の低下に対して有利である。単軸方式おいて
負荷がタービンから電気的もしくは機械的にしゃ断され
たとき、タービンは圧縮機に連結されたまゝであり、し
たがって過速度をいくぶん防止する。しかしながら、出
力タービン方式においては、負荷がしゃ断されたとき、
出力タービンは圧縮機のような他の過速度を制限する要
素に連結されてなく、したがって出力タービンは急激に
速度超過を生じ、出力タービンに限界的応力が生ずると
き出力タービンしたがって全動力プラントの破壊を生ず
る。
［発明が解決しようとする課題］ ガスタービンエンジンの開発および選択に関する他の課
題にはコスト、信頼性およびガスタービンエンジンが得
た経験の蓄積がある。多くの工業用動力プラントは航空
機エンジンに由来するエンジンを使用し、したがってこ
れらの工業用エンジンは航空機エンジンの経験から多く
のものを得ている。さらに航空機に基づくエンジンの使
用は比較的軽量のエンジンをもたらし、該エンジンは或
る用途にとりとくに有用である。これらの航空機エンジ
ンに基づく方式は、出力タービンの使用に関連して、利
点を有する一方、付加的出力タービンを供給するコスト
増大に関連する欠点を有する。さらに、これらの出力タ
ービンはこれら工業エンジンが基礎とする航空機エンジ
ンには通常使用されず、したがって付加的設計および方
式の変更が必要である。これらの最新の航空機用ガスタ
ービンエンジンは屡々、中空軸を介して高圧タービンに
取付けられた高圧圧縮機およびこの高圧中空軸を通って
延びる軸を介して低圧タービンに取付けられた低圧圧縮
機を備える、複数の圧縮機を利用している。多くの用途
において、圧縮機上流に設置された負荷を駆動する軸を
備えることが望ましい。たとえば、エンジンに噴射する
蒸気を発生するためボイラをエンジン下流に設置するこ
とができる。しかしながら、負荷を動力タービン下流に
設置すると、ボイラを加熱する空気流を発生するため、
流路に対し必要であるが好ましくない変化が生ずる。残
念なことに、複数の軸を備えたこれら最新ガスタービン
設計において、動力タービンからエンジンを通って圧縮
機上流の負荷に連結されるような追加の軸を設けること
は実際的でない。さらに、航空機に由来するエンジンは
通常、空気流の変化およびノズル面積の変更ならびに圧
縮機段数の変更を屡々含む他の変化に適合するように、
タービンの変更を必要とする。現状の航空機エンジン構
造からの変化または変形が必要であるときはいつでも、
前記変形または変更は設計変更及び製造の変更となり、
これは経費の増加、信頼性、検査および夫々の航空機エ
ンジンに基づく経験からは直接得られない構造の使用に
対応する、別の信頼性の検討を必要とする。
題にはコスト、信頼性およびガスタービンエンジンが得
た経験の蓄積がある。多くの工業用動力プラントは航空
機エンジンに由来するエンジンを使用し、したがってこ
れらの工業用エンジンは航空機エンジンの経験から多く
のものを得ている。さらに航空機に基づくエンジンの使
用は比較的軽量のエンジンをもたらし、該エンジンは或
る用途にとりとくに有用である。これらの航空機エンジ
ンに基づく方式は、出力タービンの使用に関連して、利
点を有する一方、付加的出力タービンを供給するコスト
増大に関連する欠点を有する。さらに、これらの出力タ
ービンはこれら工業エンジンが基礎とする航空機エンジ
ンには通常使用されず、したがって付加的設計および方
式の変更が必要である。これらの最新の航空機用ガスタ
ービンエンジンは屡々、中空軸を介して高圧タービンに
取付けられた高圧圧縮機およびこの高圧中空軸を通って
延びる軸を介して低圧タービンに取付けられた低圧圧縮
機を備える、複数の圧縮機を利用している。多くの用途
において、圧縮機上流に設置された負荷を駆動する軸を
備えることが望ましい。たとえば、エンジンに噴射する
蒸気を発生するためボイラをエンジン下流に設置するこ
とができる。しかしながら、負荷を動力タービン下流に
設置すると、ボイラを加熱する空気流を発生するため、
流路に対し必要であるが好ましくない変化が生ずる。残
念なことに、複数の軸を備えたこれら最新ガスタービン
設計において、動力タービンからエンジンを通って圧縮
機上流の負荷に連結されるような追加の軸を設けること
は実際的でない。さらに、航空機に由来するエンジンは
通常、空気流の変化およびノズル面積の変更ならびに圧
縮機段数の変更を屡々含む他の変化に適合するように、
タービンの変更を必要とする。現状の航空機エンジン構
造からの変化または変形が必要であるときはいつでも、
前記変形または変更は設計変更及び製造の変更となり、
これは経費の増加、信頼性、検査および夫々の航空機エ
ンジンに基づく経験からは直接得られない構造の使用に
対応する、別の信頼性の検討を必要とする。
したがって、単軸および動力タービン構造の欠点を回避
するとともにその多くの利点を保有する方式とすること
が望ましい。さらに、現状の航空機エンジン技術に対し
必要な変形を最少にする方式とすることが望ましい。
するとともにその多くの利点を保有する方式とすること
が望ましい。さらに、現状の航空機エンジン技術に対し
必要な変形を最少にする方式とすることが望ましい。
［課題を解決するための手段］ 本発明の動力プラントは、下流への軸方向流を発生する
第１圧縮機、前記第１圧縮機下流に設置された第２圧縮
機および前記第２圧縮機下流に設置された燃焼器を含ん
でいる。第１タービンは前記燃焼器の下流に設置され、
前記第１タービンは第１軸を介して前記第２圧縮機に駆
動的に連結されている。第２タービンは前記タービンの
下流に設置され、第２軸を介して前記第１圧縮機に駆動
連結されている。本発明の動力プラントは負荷を取り付
ける手段を有し、該負荷は本来下流の軸方向推力に対抗
するように回転しまた該負荷は前記第２軸に連結され
る。
第１圧縮機、前記第１圧縮機下流に設置された第２圧縮
機および前記第２圧縮機下流に設置された燃焼器を含ん
でいる。第１タービンは前記燃焼器の下流に設置され、
前記第１タービンは第１軸を介して前記第２圧縮機に駆
動的に連結されている。第２タービンは前記タービンの
下流に設置され、第２軸を介して前記第１圧縮機に駆動
連結されている。本発明の動力プラントは負荷を取り付
ける手段を有し、該負荷は本来下流の軸方向推力に対抗
するように回転しまた該負荷は前記第２軸に連結され
る。
本発明はまた非航空用エンジンを提供し、該エンジン
は、下流への軸方向流を発生する第１圧縮機、前記第１
圧縮機下流に設置される第２圧縮機、前記第２圧縮機下
流に設置される燃焼器を有する。第１タービンは前記燃
焼器下流に設置され、前記第１タービンは第１軸を介し
て前記第２圧縮機に駆動的に連結されている。第２ター
ビンは前記第１タービン下流に設置され、第２軸を介し
て前記第１圧縮機に駆動連結されている。動力プラント
は負荷を前記第２軸に連結する手段を備えている。
は、下流への軸方向流を発生する第１圧縮機、前記第１
圧縮機下流に設置される第２圧縮機、前記第２圧縮機下
流に設置される燃焼器を有する。第１タービンは前記燃
焼器下流に設置され、前記第１タービンは第１軸を介し
て前記第２圧縮機に駆動的に連結されている。第２ター
ビンは前記第１タービン下流に設置され、第２軸を介し
て前記第１圧縮機に駆動連結されている。動力プラント
は負荷を前記第２軸に連結する手段を備えている。
本発明はさらに、ファン、および前記ファンに隣接して
設置され下流への流れを発生する圧縮機を有する航空機
ターボファンエンジンを非航空用に転用する方法を提供
し、前記方法は前記エンジンの軸から前記ファンを外
し、負荷を前記ファンが外された軸に組み合わせる手段
を取り付ける各工程を有する。
設置され下流への流れを発生する圧縮機を有する航空機
ターボファンエンジンを非航空用に転用する方法を提供
し、前記方法は前記エンジンの軸から前記ファンを外
し、負荷を前記ファンが外された軸に組み合わせる手段
を取り付ける各工程を有する。
［実施例］ 第１図において、本発明の動力プラント10は、下流への
軸方向流を発生する第１圧縮機20およびその下流に設置
された第２圧縮機22を備えた非航空用エンジンを有す
る。燃焼器24は圧縮機22の下流に設置され、第１タービ
ン28は燃焼器24の下流に設置され、第１軸32を介して第
２圧縮機22に駆動連結され、第２タービン36は第１ター
ビン28の下流に設置され第２軸40を介して第１圧縮機20
に駆動連結されている。動力プラントは負荷を第２軸40
に連結する手段44を有する。好ましくは、第２軸40に連
結される負荷は元来下流方向の軸方向推力に対抗するよ
うに回転する。
軸方向流を発生する第１圧縮機20およびその下流に設置
された第２圧縮機22を備えた非航空用エンジンを有す
る。燃焼器24は圧縮機22の下流に設置され、第１タービ
ン28は燃焼器24の下流に設置され、第１軸32を介して第
２圧縮機22に駆動連結され、第２タービン36は第１ター
ビン28の下流に設置され第２軸40を介して第１圧縮機20
に駆動連結されている。動力プラントは負荷を第２軸40
に連結する手段44を有する。好ましくは、第２軸40に連
結される負荷は元来下流方向の軸方向推力に対抗するよ
うに回転する。
第１および第２圧縮機20,22、燃焼器24、第１および第
２タービン38,36、第１および第２軸32,40は第2A図、第
2B図に示されるようなゼネラル・エレクトリック・カン
パニイによって製造されるCF6−80C2エンジンのような
航空機エンジンから製作されるのが好ましく、航空機エ
ンジン200は下流への軸方向流を発生するファン218を有
し、第１圧縮機220はファン218の下流に設置され、第２
圧縮機222は第１圧縮機220の下流に設置され、燃焼器22
4は第２圧縮機222の下流に設置され、第１タービン228
は燃焼器224の下流に設置され第１軸232を介して第２圧
縮機222に駆動連結され、第２タービン236は第１タービ
ン228の下流に設置され第２軸240を介して第１圧縮機な
らびにファン218に駆動連結されている。通常第１圧縮
機220はその一端がファン218を介して第２軸240に組み
合わされている。全体的に第２タービン236の下流には
円筒形後方フレーム260が設けられ、後方フレーム260は
渦流防止形支柱を有し、支柱に当業界において公知のよ
うにガスタービンノズルが通常取付けられている。後方
フレーム260は第二タービン下流のエンジンの軸方向中
心に向かって湾曲している。
２タービン38,36、第１および第２軸32,40は第2A図、第
2B図に示されるようなゼネラル・エレクトリック・カン
パニイによって製造されるCF6−80C2エンジンのような
航空機エンジンから製作されるのが好ましく、航空機エ
ンジン200は下流への軸方向流を発生するファン218を有
し、第１圧縮機220はファン218の下流に設置され、第２
圧縮機222は第１圧縮機220の下流に設置され、燃焼器22
4は第２圧縮機222の下流に設置され、第１タービン228
は燃焼器224の下流に設置され第１軸232を介して第２圧
縮機222に駆動連結され、第２タービン236は第１タービ
ン228の下流に設置され第２軸240を介して第１圧縮機な
らびにファン218に駆動連結されている。通常第１圧縮
機220はその一端がファン218を介して第２軸240に組み
合わされている。全体的に第２タービン236の下流には
円筒形後方フレーム260が設けられ、後方フレーム260は
渦流防止形支柱を有し、支柱に当業界において公知のよ
うにガスタービンノズルが通常取付けられている。後方
フレーム260は第二タービン下流のエンジンの軸方向中
心に向かって湾曲している。
第3A図および第3B図には変形ガスタービンエンジンが図
示され、同じ符号は第2A図および第2B図の同様の要素に
対応している。好ましくはエンジンに対するいかなる変
形も第１圧縮機220の上流または第２タービン236の下流
にあり、こうして航空機エンジンに対する変更を最少に
している。しかしながら、第１圧縮機220の現状のブレ
ードを別のブレードと交換して効率を最大にし空気の流
れ特性の変化に適合させることが好ましい。翼形状のみ
が変更され、ブレードの取り付けおよび固定装置のよう
な他のすべての圧縮機の要素あるいは実際の流れ通路は
変更されないまゝであることが好ましい。第１圧縮機22
0の上流でファン218が取外され、通常ディスク310が第
２軸240から第１圧縮機220に連結され、第１圧縮機220
を支持しかつ駆動する。釣合ピストン320が第１圧縮機2
20の上流に設置されるのが好ましく、釣合ピストン320
は通常第１部材322によって形成され、第１部材322は入
口ケーシング340に連結され、第１部材は第２軸240まで
延びその間にシールが設置される。二つのシールおよび
通気用空所を形成するように第１部材を形成するのが好
ましく、そこには第１側壁が入口ケーシング340から第
２軸240に隣接した第１シールまで延在し、第１側壁か
ら離れた第２側壁は入口ケーシングから第２軸240に隣
接して位置決めされた第２シールまで延在して、その間
に孔を形成し、その間にエンジンから出る配管が設けら
れる。代替的には、第１部材322は二つの空所を形成す
る三重シールを使用して形成される。第１空所は通気用
空所であり、第２空所は低温低圧空気源に連通してい
く。釣合ピストン320は通常、第２軸240に連結され第１
部材322に向かって延びかつその上流に設置され、第１
部材322および第２部材324間に空所326を形成するよう
に位置決めされた第２部材324を有する。通常、第２圧
縮機の抽気弁330からの空気は配管332によって空所内に
連通し、この空気は第２軸240に上流向きの力を加えて
ファン218が除去されたのを補償する。フランジ330もま
た第２軸240に連結され、負荷を第２軸240に連結する手
段として作用する。釣合ピストン320または負荷を軸に
連結する手段もまた第２タービン236の後方に設置しう
るが、しかしながら高温状態に対する配慮を回避するた
め、通常これらの要素を第１圧縮機220の前方に設置す
ることが好ましい。可変入口案内ベーン370が第１圧縮
機220の前方に設置されて流通する空気流を制御し、案
内ベーン370の上流には圧縮機220への空気取入用入口ケ
ーシング340が設けられる。
示され、同じ符号は第2A図および第2B図の同様の要素に
対応している。好ましくはエンジンに対するいかなる変
形も第１圧縮機220の上流または第２タービン236の下流
にあり、こうして航空機エンジンに対する変更を最少に
している。しかしながら、第１圧縮機220の現状のブレ
ードを別のブレードと交換して効率を最大にし空気の流
れ特性の変化に適合させることが好ましい。翼形状のみ
が変更され、ブレードの取り付けおよび固定装置のよう
な他のすべての圧縮機の要素あるいは実際の流れ通路は
変更されないまゝであることが好ましい。第１圧縮機22
0の上流でファン218が取外され、通常ディスク310が第
２軸240から第１圧縮機220に連結され、第１圧縮機220
を支持しかつ駆動する。釣合ピストン320が第１圧縮機2
20の上流に設置されるのが好ましく、釣合ピストン320
は通常第１部材322によって形成され、第１部材322は入
口ケーシング340に連結され、第１部材は第２軸240まで
延びその間にシールが設置される。二つのシールおよび
通気用空所を形成するように第１部材を形成するのが好
ましく、そこには第１側壁が入口ケーシング340から第
２軸240に隣接した第１シールまで延在し、第１側壁か
ら離れた第２側壁は入口ケーシングから第２軸240に隣
接して位置決めされた第２シールまで延在して、その間
に孔を形成し、その間にエンジンから出る配管が設けら
れる。代替的には、第１部材322は二つの空所を形成す
る三重シールを使用して形成される。第１空所は通気用
空所であり、第２空所は低温低圧空気源に連通してい
く。釣合ピストン320は通常、第２軸240に連結され第１
部材322に向かって延びかつその上流に設置され、第１
部材322および第２部材324間に空所326を形成するよう
に位置決めされた第２部材324を有する。通常、第２圧
縮機の抽気弁330からの空気は配管332によって空所内に
連通し、この空気は第２軸240に上流向きの力を加えて
ファン218が除去されたのを補償する。フランジ330もま
た第２軸240に連結され、負荷を第２軸240に連結する手
段として作用する。釣合ピストン320または負荷を軸に
連結する手段もまた第２タービン236の後方に設置しう
るが、しかしながら高温状態に対する配慮を回避するた
め、通常これらの要素を第１圧縮機220の前方に設置す
ることが好ましい。可変入口案内ベーン370が第１圧縮
機220の前方に設置されて流通する空気流を制御し、案
内ベーン370の上流には圧縮機220への空気取入用入口ケ
ーシング340が設けられる。
第２タービン後方の変更もまた通常最少であり、後方フ
レーム260は通常タービン下流の直径が拡大するかまた
は略同じである変形後方フレーム360と交換するのが好
ましい。
レーム260は通常タービン下流の直径が拡大するかまた
は略同じである変形後方フレーム360と交換するのが好
ましい。
設計段階で航空機ターボファンエンジンを変更して非航
空エンジンに構成することを理解されたい。したがっ
て、ファンを取外し航空エンジンに対して、非航空エン
ジンの実際の組み立ての際に必要な他の変更をすること
が設計工程であり、エンジンは転用の変更を組込んであ
る計画に従って組み立てられる。
空エンジンに構成することを理解されたい。したがっ
て、ファンを取外し航空エンジンに対して、非航空エン
ジンの実際の組み立ての際に必要な他の変更をすること
が設計工程であり、エンジンは転用の変更を組込んであ
る計画に従って組み立てられる。
作用を説明すると、空気は入口ケーシング340を通って
進入し、入口案内ベーン370を通って圧縮機220に達し、
ついで第２圧縮機222を通って下流に流れる。次に空気
は燃焼器224で加熱され、燃焼器224は第１および第２タ
ービン228,236に夫々動力を与える。タービンは第１お
よび第２軸232,240を夫々駆動する。第１軸232は第２圧
縮機222を駆動し、第２軸240は第１圧縮機220およびフ
ランジ330に連結の負荷を駆動する。通常、負荷は本来
軸方向下流向き推力に対抗する様に回転する。たとえ
ば、負荷は発電機、工業用圧縮機または船舶用推進用の
伝動装置に連結された軸とすることができる。したがっ
て、通常ターボファンエンジンのバイパス空気を付勢す
るため使用される動力は非ファンまたは非プロペラ装置
を直接付勢するため使用される。さらに、ターボファン
の効率が技術とともに上昇するとき、これらの効率の上
昇は、特に高いバイパス流がこれらの効率を得るため使
用されるとき、非航空用用途に直接にかつ容易に転化さ
れる。付加的動力が、後方フレーム260をタービン下流
の直径が増加またはほゞ一定である変形後方フレーム36
0に交換することによっても得られる。航空機エンジン
において、後方フレームの外側流路壁はエンジンの中心
に向かって内方に湾曲して渦流防止支柱により生ずる速
度減少を補償する。しかしながら、船舶用または工業用
用途においては速度低下を補償する必要はなく、またこ
れらの用途では低い速度に対して通常デフューザが使用
され、出力を増加するためタービンの両端で大きい圧力
降下を得て、変形後方フレーム360はこの速度低下生ず
る。
進入し、入口案内ベーン370を通って圧縮機220に達し、
ついで第２圧縮機222を通って下流に流れる。次に空気
は燃焼器224で加熱され、燃焼器224は第１および第２タ
ービン228,236に夫々動力を与える。タービンは第１お
よび第２軸232,240を夫々駆動する。第１軸232は第２圧
縮機222を駆動し、第２軸240は第１圧縮機220およびフ
ランジ330に連結の負荷を駆動する。通常、負荷は本来
軸方向下流向き推力に対抗する様に回転する。たとえ
ば、負荷は発電機、工業用圧縮機または船舶用推進用の
伝動装置に連結された軸とすることができる。したがっ
て、通常ターボファンエンジンのバイパス空気を付勢す
るため使用される動力は非ファンまたは非プロペラ装置
を直接付勢するため使用される。さらに、ターボファン
の効率が技術とともに上昇するとき、これらの効率の上
昇は、特に高いバイパス流がこれらの効率を得るため使
用されるとき、非航空用用途に直接にかつ容易に転化さ
れる。付加的動力が、後方フレーム260をタービン下流
の直径が増加またはほゞ一定である変形後方フレーム36
0に交換することによっても得られる。航空機エンジン
において、後方フレームの外側流路壁はエンジンの中心
に向かって内方に湾曲して渦流防止支柱により生ずる速
度減少を補償する。しかしながら、船舶用または工業用
用途においては速度低下を補償する必要はなく、またこ
れらの用途では低い速度に対して通常デフューザが使用
され、出力を増加するためタービンの両端で大きい圧力
降下を得て、変形後方フレーム360はこの速度低下生ず
る。
釣合ピストン320はファン218が第２軸240から取外した
とき生ずる下流向きの軸方向力を補償する。釣合ピスト
ンは、釣合ピストンの高圧空気の内部シールからの漏洩
により、エンジン流路への温かい空気の噴射を減少する
技術をも備える。たとえば、通気用空所を備えた二重シ
ール装置において、空所に進入する温かい空気はエンジ
ン流路外側に流れる。そうでなければ、三つのシールお
よび通気空所の装置において温かい空気はエンジン流路
外側に流れて、冷たい低圧空気が第２空所に進入し、エ
ンジン流路に進入する空気の温度をさらに低下させる。
とき生ずる下流向きの軸方向力を補償する。釣合ピスト
ンは、釣合ピストンの高圧空気の内部シールからの漏洩
により、エンジン流路への温かい空気の噴射を減少する
技術をも備える。たとえば、通気用空所を備えた二重シ
ール装置において、空所に進入する温かい空気はエンジ
ン流路外側に流れる。そうでなければ、三つのシールお
よび通気空所の装置において温かい空気はエンジン流路
外側に流れて、冷たい低圧空気が第２空所に進入し、エ
ンジン流路に進入する空気の温度をさらに低下させる。
本発明の「直接駆動独立コア」動力プラントは他の工業
用および船舶用エンジンよりも多数の利点を有する。た
とえば、停止トルクがゼロである単軸装置と比較して、
本発明の装置は、第２圧縮機222および第１タービン228
と軸232が負荷に連結の第２軸240と独立に回転するとき
かなりの量のトルクを生じ、トルクが負荷に加えられ
る。動力プラントでは、しばしば望ましくはエンジンモ
ータをきわめて低速でそれ自体を冷却させることが有効
であり、またこれは、一方の圧縮機およびタービンが負
荷に対して自由に回転するため本発明では容易に達成さ
れる。しかし単軸装置において、このために負荷を駆動
する大量の動力を必要とする。さらに、負荷が発電機で
ある装置において、本発明は、出力タービン方式に比較
して、周囲の温度が上昇するとき改善した性能出力が発
揮される。本発明の装置によれば、発電機負荷は第２軸
を介して第１圧縮機に連結され、したがって発電機は第
１圧縮機にエンジンへの比較的一定の空気流を導入し、
エンジンは周囲温度の上昇による悪影響を減少する。さ
らに、本発明は負荷が軸から遮断されるとき、第２ター
ビン236がまた第１圧縮機220に連結されそれにより過速
度を制限するのに役立つ、或る種の過速度保護をも実現
する。本発明の装置はまた、最新のガスタービン設計を
利用する装置であり、また負荷が圧縮機上流に取付けら
れ負荷が下流にある装置によって生ずる空気流の方向の
所要の変形を回避する。さらに、本発明の装置はまた、
船舶用推進のような特定の用途において望ましい負荷を
タービン下流に設置するように、使用することもでき
る。この負荷を圧縮機上流またはタービン下流に随時選
択的に取付けることがガスタービンを、「二重端」発電
装置410に使用するような整合式装置に使用出来るよう
にし、第４図に示すように第１動力プラント420はその
下流の発電機430に連結され、発電機はまた第２動力プ
ラント440にその圧縮機上流で連結される。従来は、同
じ動力プラントが発電機両側に設置され、実際には出力
タービンが発電機に連結されていた。出力タービンの使
用においては一方の出力タービンは他方の出力タービン
と反対方向に回転することが必要である。したがってこ
の反対回転は設計および他方の出力タービンの機械設備
の変更を必要とし、経費が増加となる。しかしながら、
本発明においては、エンジンが利用され、発電機の前方
及び後方の取り付けのみに起る相異が有る。本発明は、
現在利用しうる航空機エンジン設計を最少の変更量で最
大限に利用できることがとくに有利である。航空機エン
ジンの変更を最少にすることにより、主として第１圧縮
機220前方または第２タービン236後方に流路に対する変
更は最少となり、信頼性における経験の蓄積および既に
証明された技術設計は最大に利用できる。さらに、この
ことは付加的な設計変更を、これらの変更に夫々必然的
に付随するコストとともに最少にする。さらに、この設
計はまた出力タービンの使用の廃止に伴なう重要なコス
ト改善をもたらす。
用および船舶用エンジンよりも多数の利点を有する。た
とえば、停止トルクがゼロである単軸装置と比較して、
本発明の装置は、第２圧縮機222および第１タービン228
と軸232が負荷に連結の第２軸240と独立に回転するとき
かなりの量のトルクを生じ、トルクが負荷に加えられ
る。動力プラントでは、しばしば望ましくはエンジンモ
ータをきわめて低速でそれ自体を冷却させることが有効
であり、またこれは、一方の圧縮機およびタービンが負
荷に対して自由に回転するため本発明では容易に達成さ
れる。しかし単軸装置において、このために負荷を駆動
する大量の動力を必要とする。さらに、負荷が発電機で
ある装置において、本発明は、出力タービン方式に比較
して、周囲の温度が上昇するとき改善した性能出力が発
揮される。本発明の装置によれば、発電機負荷は第２軸
を介して第１圧縮機に連結され、したがって発電機は第
１圧縮機にエンジンへの比較的一定の空気流を導入し、
エンジンは周囲温度の上昇による悪影響を減少する。さ
らに、本発明は負荷が軸から遮断されるとき、第２ター
ビン236がまた第１圧縮機220に連結されそれにより過速
度を制限するのに役立つ、或る種の過速度保護をも実現
する。本発明の装置はまた、最新のガスタービン設計を
利用する装置であり、また負荷が圧縮機上流に取付けら
れ負荷が下流にある装置によって生ずる空気流の方向の
所要の変形を回避する。さらに、本発明の装置はまた、
船舶用推進のような特定の用途において望ましい負荷を
タービン下流に設置するように、使用することもでき
る。この負荷を圧縮機上流またはタービン下流に随時選
択的に取付けることがガスタービンを、「二重端」発電
装置410に使用するような整合式装置に使用出来るよう
にし、第４図に示すように第１動力プラント420はその
下流の発電機430に連結され、発電機はまた第２動力プ
ラント440にその圧縮機上流で連結される。従来は、同
じ動力プラントが発電機両側に設置され、実際には出力
タービンが発電機に連結されていた。出力タービンの使
用においては一方の出力タービンは他方の出力タービン
と反対方向に回転することが必要である。したがってこ
の反対回転は設計および他方の出力タービンの機械設備
の変更を必要とし、経費が増加となる。しかしながら、
本発明においては、エンジンが利用され、発電機の前方
及び後方の取り付けのみに起る相異が有る。本発明は、
現在利用しうる航空機エンジン設計を最少の変更量で最
大限に利用できることがとくに有利である。航空機エン
ジンの変更を最少にすることにより、主として第１圧縮
機220前方または第２タービン236後方に流路に対する変
更は最少となり、信頼性における経験の蓄積および既に
証明された技術設計は最大に利用できる。さらに、この
ことは付加的な設計変更を、これらの変更に夫々必然的
に付随するコストとともに最少にする。さらに、この設
計はまた出力タービンの使用の廃止に伴なう重要なコス
ト改善をもたらす。
第１図は本発明の一実施例の概略図である。 第2A図および第2B図は航空機ガスタービンエンジンの断
面略図である。 第3A図および第3B図は本発明の一実施例の断面略図であ
る。 第４図は本発明を利用する「二重端」動力プラント形状
の概略図である。 主な符合の説明 10……プラント、20……第１圧縮機、22……第２圧縮
機、24……燃焼器、28……第１タービン、32……第１
軸、36……第２タービン、40……第２軸、44……連結手
段、200……航空機エンジン、218……ファン、220……
第１圧縮機、222……第２圧縮機、224……燃焼器、228
……第１タービン、232……第１軸、236……第２タービ
ン、240……第２軸、260……フレーム、270……案内ベ
ーン、320……釣合ピストン、330……抽気弁、332……
配管、340……ケーシング、360……フレーム、370……
案内ベーン、410……双端発電機方式、420……第１プラ
ント、430……発電機、440……第２プラント。
面略図である。 第3A図および第3B図は本発明の一実施例の断面略図であ
る。 第４図は本発明を利用する「二重端」動力プラント形状
の概略図である。 主な符合の説明 10……プラント、20……第１圧縮機、22……第２圧縮
機、24……燃焼器、28……第１タービン、32……第１
軸、36……第２タービン、40……第２軸、44……連結手
段、200……航空機エンジン、218……ファン、220……
第１圧縮機、222……第２圧縮機、224……燃焼器、228
……第１タービン、232……第１軸、236……第２タービ
ン、240……第２軸、260……フレーム、270……案内ベ
ーン、320……釣合ピストン、330……抽気弁、332……
配管、340……ケーシング、360……フレーム、370……
案内ベーン、410……双端発電機方式、420……第１プラ
ント、430……発電機、440……第２プラント。
Claims (9)
- 【請求項１】ファン（218）、前記ファン下流の第１圧
縮機（220）、前記第１圧縮機下流の第２圧縮機（22
2）、前記第２圧縮機下流の燃焼器（224）、第１軸（23
2）を介して前記第２圧縮機（222）に結合された第１タ
ービン（228）および第２軸（240）を介して前記第１圧
縮機（220）および前記ファン（218）に結合されていて
前記第１タービン（228）の下流の第２タービン（236）
を有する航空機ターボファンエンジン（200）を非航空
用に転換する方法であって、 前記方法が 前記ファン（218）を前記第２軸（240）から外すこと、 負荷を前記第２軸（240）に結合させる手段（330）を取
り付けること、および、 前記ファンの除去を補償するため前記第２軸（240）に
かかる力を釣り合わす手段（320）を取り付けること、 の各工程を含むことを特徴とする航空機ターボファンエ
ンジンを非航空用に転用する方法。 - 【請求項２】負荷を軸に結合する手段を取り付ける前記
工程が前記第１圧縮機（220）の前記第２軸の上流にフ
ランジ（330）を取り付けることを含む請求項１記載の
方法。 - 【請求項３】前記第２軸にかかる力を釣り合わす手段を
取付ける工程が、前記ファン（218）の除去を補償する
ため釣合ピストン（320）を結合することを特徴とする
請求項１記載の方法。 - 【請求項４】前記釣合ピストン（320）を前記第１圧縮
機（220）の上流に配置することを特徴とする請求項１
記載の方法。 - 【請求項５】貫通する空気流を制御するため前記第１圧
縮機（220）の上流に可変入力案内ベーン（370）を配置
する工程をさらに含む請求項１記載の方法。 - 【請求項６】前記ターボファンエンジン（220）は前記
第２タービン（236）下流に後方フレーム（260）を有
し、前記後方フレームは前記第２タービン下流で直径が
減少するものにおいて、前記方法が後方フレーム（26
0）を前記第２タービン（236）の下流で直径が増大する
変形後方フレーム（360）と交換する工程を特徴とする
請求項１記載の方法。 - 【請求項７】前記ターボファンエンジン（220）が前記
第２タービン（236）下流に後方フレーム（260）を有
し、前記後方フレームが前記第２タービン下流で直径が
減少するものにおいて、前記後方フレーム（260）を直
径がほゞ一定の変形された後方フレーム（260）と交換
する工程を特徴とする請求項１記載の方法。 - 【請求項８】下流向き軸方向流を発生する第１圧縮機
（220）、 前記第１圧縮機（220）の下流に設置された第２圧縮機
（222）、 前記第２圧縮機（222）の下流に設置された燃焼器（22
4）、 前記燃焼器（224）の下流に設置され第１軸（232）を介
して前記第２圧縮機（222）に駆動連結された第１ター
ビン（228）、 前記第１タービン（228）下流に設置され第２軸（240）
を介して前記第１圧縮機（220）に駆動連結された第２
タービン（236）、 前記第２タービン（236）に結合された負荷（430） を有する、非航空用途に転換した航空機エンジン（20
0）であって、航空機エンジンのファン（218）の喪失を
補償するため、前記第１圧縮機（220）より上流に配置
され、前記第２軸（240）に接続された釣合ピストン（3
20）と、前記第１圧縮機（220）への入力空気流を制御
する可変入力案内ベーン（370）と、前記第２タービン
（236）から下流へ延びていて一定または増加する直径
を有する変形後方フレーム（360）と、を特徴とする非
航空用に転用した航空機エンジン。 - 【請求項９】前記エンジン（200）のどちらかの端で、
前記第２軸（240）に負荷（430）を結合した請求項８に
記載の航空機エンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US36107089A | 1989-06-05 | 1989-06-05 | |
| US361,070 | 1989-06-05 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0343630A JPH0343630A (ja) | 1991-02-25 |
| JPH0670374B2 true JPH0670374B2 (ja) | 1994-09-07 |
Family
ID=23420525
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2120172A Expired - Fee Related JPH0670374B2 (ja) | 1989-06-05 | 1990-05-11 | 航空機エンジンを非航空用エンジンに転換する方法および非航空用エンジン |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5419112A (ja) |
| JP (1) | JPH0670374B2 (ja) |
| CA (1) | CA2013933A1 (ja) |
| CH (1) | CH685254A5 (ja) |
| DE (1) | DE4015732C2 (ja) |
| FR (1) | FR2647850B1 (ja) |
| GB (1) | GB2235247B (ja) |
| IT (1) | IT1248946B (ja) |
| SE (1) | SE469187B (ja) |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5174105A (en) * | 1990-11-09 | 1992-12-29 | General Electric Company | Hot day m & i gas turbine engine and method of operation |
| DE4113247A1 (de) * | 1991-04-23 | 1992-10-29 | Bayerische Motoren Werke Ag | Gasturbinenanlage, insbesondere fuer fahrzeuge |
| DE19724460A1 (de) * | 1997-06-10 | 1999-03-04 | Kuehnle Kopp Kausch Ag | Gasentspannungsturbine für kleine Leistungen |
| DE19843441A1 (de) * | 1998-09-22 | 1999-11-18 | Siemens Ag | Komponentenanordnung für Gas- und Dampfturbinen-Anlagen mit mehr als einer Gasturbine |
| WO2003038253A1 (de) * | 2001-10-31 | 2003-05-08 | Alstom Technology Ltd | Sequentiell befeuerte gasturbogruppe |
| US7036318B1 (en) | 2002-04-16 | 2006-05-02 | Altek Power Corporation | Gas turbine electric powerplant |
| US6895325B1 (en) | 2002-04-16 | 2005-05-17 | Altek Power Corporation | Overspeed control system for gas turbine electric powerplant |
| US6789000B1 (en) | 2002-04-16 | 2004-09-07 | Altek Power Corporation | Microprocessor-based control system for gas turbine electric powerplant |
| US20050173926A1 (en) * | 2004-02-06 | 2005-08-11 | Soqi Kabushiki Kaisha | Generating apparatus |
| US7762084B2 (en) * | 2004-11-12 | 2010-07-27 | Rolls-Royce Canada, Ltd. | System and method for controlling the working line position in a gas turbine engine compressor |
| US7494318B2 (en) * | 2005-02-11 | 2009-02-24 | General Electric Company | Methods and apparatus useful for servicing engines |
| WO2009073838A1 (en) * | 2007-12-07 | 2009-06-11 | Dresser-Rand Company | Compressor system and method for gas liquefaction system |
| US20090193783A1 (en) * | 2008-01-31 | 2009-08-06 | General Electric Company | Power generating turbine systems |
| EP2412951A1 (de) * | 2010-07-26 | 2012-02-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenkraftwerk |
| US8631885B2 (en) * | 2010-12-17 | 2014-01-21 | Leo Oriet | Multi-use dual-engine, variable-power drive |
| US9267438B2 (en) | 2011-10-11 | 2016-02-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Starting of aircraft engine |
| US9429077B2 (en) | 2011-12-06 | 2016-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters |
| ITFI20120112A1 (it) * | 2012-06-08 | 2013-12-09 | Nuovo Pignone Srl | "combination of two gas turbines to drive a load" |
| IL228274A (en) * | 2013-09-03 | 2016-10-31 | Israel Aerospace Ind Ltd | Fan Turbo Engine and Method of Removing Fan Fan Turbo |
| US20160047307A1 (en) * | 2014-08-15 | 2016-02-18 | General Electric Company | Power train architectures with low-loss lubricant bearings and low-density materials |
| WO2019059888A1 (en) * | 2017-09-19 | 2019-03-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | APPARATUS AND METHOD FOR CONVERTING AN AERONAUTICAL GAS TURBINE ENGINE TO AN INDUSTRIAL GAS TURBINE ENGINE FOR THE PRODUCTION OF ELECTRICAL ENERGY |
| FR3086690A1 (fr) * | 2018-10-01 | 2020-04-03 | Safran Aircraft Engines | Aeronef configure en generateur de courant, equipement et kit pour un tel aeronef et procede d’equipement d’un aeronef |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4891411A (ja) * | 1972-03-06 | 1973-11-28 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
| JPS5745892A (en) * | 1980-08-22 | 1982-03-16 | Pfaff Ind Masch | Upward feeder for sewing machine |
| JPS57159934A (en) * | 1981-03-05 | 1982-10-02 | Stal Laval Turbin Ab | Gas turbine |
Family Cites Families (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2626501A (en) * | 1944-10-07 | 1953-01-27 | Turbolectric Corp | Gas turbine power plant having compressor, turbine, and hollow shaft therebetween |
| US2547093A (en) * | 1944-11-20 | 1951-04-03 | Allis Chalmers Mfg Co | Gas turbine system |
| US2723531A (en) * | 1947-07-21 | 1955-11-15 | Solar Aircraft Co | Auxiliary power supply device for aircraft and constant speed drive mechanism therefor |
| US2663144A (en) * | 1948-05-06 | 1953-12-22 | Laval Steam Turbine Co | Combined gas and steam power plant |
| US2585576A (en) * | 1948-11-06 | 1952-02-12 | Svenska Turbinfab Ab | Gas turbine unit for driving electric generators |
| US2814181A (en) * | 1952-11-18 | 1957-11-26 | Air Precheater Corp | Regenerative heat exchangers for paired gas turbines |
| US2688704A (en) * | 1953-05-13 | 1954-09-07 | Us Motors Corp | Motor and engine driven electric generating assemblage |
| US2960825A (en) * | 1955-10-19 | 1960-11-22 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Reexpansion gas turbine engine with differential compressor drive |
| US3088278A (en) * | 1957-05-01 | 1963-05-07 | Avco Mfg Corp | Gas turbine engine |
| US3188479A (en) * | 1960-11-14 | 1965-06-08 | Garrett Corp | Combination engine starter and accessory drive mechanism |
| GB1075846A (en) * | 1965-05-27 | 1967-07-12 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| US3374630A (en) * | 1966-10-03 | 1968-03-26 | United Aircraft Corp | Marine propulsion system |
| US3587766A (en) * | 1969-09-17 | 1971-06-28 | Caterpillar Tractor Co | Auxiliary turbine braking system for free-turbine gas-turbine engines |
| GB1294898A (ja) * | 1969-12-13 | 1972-11-01 | ||
| GB1284335A (en) * | 1970-04-15 | 1972-08-09 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| SE388662B (sv) * | 1975-02-19 | 1976-10-11 | Stal Laval Turbin Ab | Kopplingsanordning for flerstegsturbin for sammankoppling av tva turbinsteg anordnade pa var sin axel |
| US4159888A (en) * | 1977-10-07 | 1979-07-03 | General Motors Corporation | Thrust balancing |
| EP0064936A1 (en) * | 1981-05-04 | 1982-11-17 | Swiss Metalworks Selve Ltd. | High output gas turbine and closely coupled shaft drive load |
| US4578018A (en) * | 1983-06-20 | 1986-03-25 | General Electric Company | Rotor thrust balancing |
| GB2143588B (en) * | 1983-07-19 | 1987-09-23 | Rolls Royce | Marine gas turbine engine power transmission |
| GB2149016A (en) * | 1983-10-31 | 1985-06-05 | Gen Electric | Air control system |
| JPS63159627A (ja) * | 1986-11-03 | 1988-07-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 多重スプール型タービンエンジン用の差動式電力装置 |
| US4864810A (en) * | 1987-01-28 | 1989-09-12 | General Electric Company | Tractor steam piston balancing |
| US4912921A (en) * | 1988-03-14 | 1990-04-03 | Sundstrand Corporation | Low speed spool emergency power extraction system |
-
1990
- 1990-04-05 CA CA002013933A patent/CA2013933A1/en not_active Abandoned
- 1990-05-11 JP JP2120172A patent/JPH0670374B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1990-05-16 DE DE4015732A patent/DE4015732C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-05-23 FR FR9006451A patent/FR2647850B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1990-05-31 CH CH1851/90A patent/CH685254A5/de not_active IP Right Cessation
- 1990-06-01 SE SE9001979A patent/SE469187B/sv not_active IP Right Cessation
- 1990-06-04 GB GB9012431A patent/GB2235247B/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-06-05 IT IT02054490A patent/IT1248946B/it active IP Right Grant
-
1991
- 1991-10-25 US US07/783,030 patent/US5419112A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4891411A (ja) * | 1972-03-06 | 1973-11-28 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
| JPS5745892A (en) * | 1980-08-22 | 1982-03-16 | Pfaff Ind Masch | Upward feeder for sewing machine |
| JPS57159934A (en) * | 1981-03-05 | 1982-10-02 | Stal Laval Turbin Ab | Gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5419112A (en) | 1995-05-30 |
| CA2013933A1 (en) | 1990-12-05 |
| GB9012431D0 (en) | 1990-07-25 |
| GB2235247A (en) | 1991-02-27 |
| SE9001979L (sv) | 1990-12-06 |
| SE9001979D0 (sv) | 1990-06-01 |
| FR2647850B1 (fr) | 1995-01-20 |
| JPH0343630A (ja) | 1991-02-25 |
| CH685254A5 (de) | 1995-05-15 |
| GB2235247B (en) | 1994-04-27 |
| DE4015732C2 (de) | 1999-12-16 |
| FR2647850A1 (fr) | 1990-12-07 |
| IT9020544A0 (it) | 1990-06-05 |
| IT1248946B (it) | 1995-02-11 |
| DE4015732A1 (de) | 1990-12-06 |
| IT9020544A1 (it) | 1991-12-05 |
| SE469187B (sv) | 1993-05-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0670374B2 (ja) | 航空機エンジンを非航空用エンジンに転換する方法および非航空用エンジン | |
| US5281087A (en) | Industrial gas turbine engine with dual panel variable vane assembly | |
| CN109154255B (zh) | 压缩机系统 | |
| EP3557028B1 (en) | Gas turbine engine | |
| US7451592B2 (en) | Counter-rotating turbine engine including a gearbox | |
| EP2992198B1 (en) | Two shaft turbo machine | |
| RU2648806C2 (ru) | Двигатель | |
| US4641495A (en) | Dual entry radial turbine gas generator | |
| EP0180533B1 (en) | Valve and manifold for compressor bore heating | |
| EP1777405A2 (en) | Gas turbine engine assembly and methods of assembling the same | |
| US7188464B2 (en) | Methods for operating gas turbine engines | |
| US6578351B1 (en) | APU core compressor providing cooler air supply | |
| EP3557010B1 (en) | Gas turbine engine | |
| US4264274A (en) | Apparatus maintaining rotor and stator clearance | |
| EP3647564B1 (en) | Cooling of gas turbine engine accessories | |
| US5150567A (en) | Gas turbine powerplant | |
| CN209892349U (zh) | 增压冲压发动机及飞行器 | |
| US5820345A (en) | Split rotor shaft driven lift fan | |
| US20220251966A1 (en) | Gas turbine engine actuation device | |
| US20200256251A1 (en) | Thermal management system and a gas turbine engine | |
| EP3594476B1 (en) | A geared turbofan gas turbine engine mounting arrangement | |
| EP3812562A1 (en) | Turboshaft gas turbine engine | |
| EP3708808A1 (en) | Fuel manifold cooling | |
| CN114076035B (zh) | 具有初级和次级气流路径的空气涡轮启动器 | |
| JP2941319B2 (ja) | 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| 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 |