JPH09324699A - ガスタービンのフレーム構造 - Google Patents
ガスタービンのフレーム構造Info
- Publication number
- JPH09324699A JPH09324699A JP14262696A JP14262696A JPH09324699A JP H09324699 A JPH09324699 A JP H09324699A JP 14262696 A JP14262696 A JP 14262696A JP 14262696 A JP14262696 A JP 14262696A JP H09324699 A JPH09324699 A JP H09324699A
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- JP
- Japan
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- frame
- strut
- wall
- outer peripheral
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- Pending
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 インナーフレームの許容強度を低下させず、
ストラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造
コスト及び重量を増すことなく、ストラットとインナー
フレームの温度差による熱応力を低減することができる
ガスタービンのフレーム構造を提供する。 【解決手段】 インナーフレーム１４が、ストラットの
半径方向内端を連結しかつ主流ガス通路の内壁を構成す
る外周部１４ａと、動翼の軸受を支持するためのインナ
ーコーン部１４ｂと、外周部の前後とインナーコーン部
とをそれぞれ連結する前後のインナーウォール部１４
ｃ，１４ｄとからなる。前後のインナーウォール部の一
方（１４ｃ）が、半径方向の変形に対する剛性が低く、
他方（１４ｄ）が十分な剛性を有し、これによりフレー
ム全体の変形を十分な程度まで抑えるように形成されて
いる。
ストラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造
コスト及び重量を増すことなく、ストラットとインナー
フレームの温度差による熱応力を低減することができる
ガスタービンのフレーム構造を提供する。 【解決手段】 インナーフレーム１４が、ストラットの
半径方向内端を連結しかつ主流ガス通路の内壁を構成す
る外周部１４ａと、動翼の軸受を支持するためのインナ
ーコーン部１４ｂと、外周部の前後とインナーコーン部
とをそれぞれ連結する前後のインナーウォール部１４
ｃ，１４ｄとからなる。前後のインナーウォール部の一
方（１４ｃ）が、半径方向の変形に対する剛性が低く、
他方（１４ｄ）が十分な剛性を有し、これによりフレー
ム全体の変形を十分な程度まで抑えるように形成されて
いる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ジェットエンジン
におけるガスタービンのフレーム構造に関する。
におけるガスタービンのフレーム構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のジェットエンジン１は、図４に示
すように、空気を取り入れるファン２、取り入れた空気
を圧縮する圧縮機３、圧縮した空気により燃料を燃焼さ
せる燃焼器４、燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び
圧縮機３を駆動するガスタービン５、燃料を再噴射して
再燃焼させるアフターバーナ６等を備え、アフターバー
ナ６による燃焼排ガスを排気ノズル７から後方に噴射
し、推力を得るようになっている。
すように、空気を取り入れるファン２、取り入れた空気
を圧縮する圧縮機３、圧縮した空気により燃料を燃焼さ
せる燃焼器４、燃焼器４の燃焼ガスによりファン２及び
圧縮機３を駆動するガスタービン５、燃料を再噴射して
再燃焼させるアフターバーナ６等を備え、アフターバー
ナ６による燃焼排ガスを排気ノズル７から後方に噴射
し、推力を得るようになっている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ガスタービン５は、複
数段の動翼列と静翼列からなり、その最終部にストラッ
ト部８が設けられ、動翼の軸受等とエンジンのケーシン
グとを連結している。図５（Ａ）に模式的に示すよう
に、ストラット部８は、複数の翼型形状のストラット８
ａと、ストラット８ａの半径方向内端を連結するインナ
ーフレーム８ｂからなる。
数段の動翼列と静翼列からなり、その最終部にストラッ
ト部８が設けられ、動翼の軸受等とエンジンのケーシン
グとを連結している。図５（Ａ）に模式的に示すよう
に、ストラット部８は、複数の翼型形状のストラット８
ａと、ストラット８ａの半径方向内端を連結するインナ
ーフレーム８ｂからなる。
【０００４】ストラット８ａは、ガスタービン５の高温
（約６００℃）の燃焼排ガスに曝され、インナーフレー
ム８ｂは、軸受等を冷却した相対的に低温（例えば約３
００℃）の空気で冷却される。そのため、従来のストラ
ット部８では、この温度差により局部的に熱応力の高い
部分が発生し、熱疲労により耐用時間が短い問題点があ
った。
（約６００℃）の燃焼排ガスに曝され、インナーフレー
ム８ｂは、軸受等を冷却した相対的に低温（例えば約３
００℃）の空気で冷却される。そのため、従来のストラ
ット部８では、この温度差により局部的に熱応力の高い
部分が発生し、熱疲労により耐用時間が短い問題点があ
った。
【０００５】この問題点を解決するため、従来、図５
（Ａ）（Ｂ）に示すような手段がとられていた。図５
（Ａ）は、図中の矢印のごとく、ガスタービン主流の高
温ガス１１をインナーフレーム８ｂの内部に導き入れる
ことにより、ストラット８ａとインナーフレーム８ｂの
温度差を低減し、熱応力を低減するものである。しかし
この手段では、主流ガスの損失があるばかりか、インナ
ーフレーム８ｂが高温になるため、許容強度が低下する
問題点があった。また、図５（Ｂ）は、ストラット８ａ
を円周方向に傾斜させて配置することにより、熱応力を
低減するものである。しかしこの手段では、ストラット
８ａの形状に制約が多く、所望の翼断面形状等に形成で
きない等の問題点があった。また、図５（Ａ）（Ｂ）の
手段では、構造が複雑になり、製造コスト及び重量が増
す問題点があった。
（Ａ）（Ｂ）に示すような手段がとられていた。図５
（Ａ）は、図中の矢印のごとく、ガスタービン主流の高
温ガス１１をインナーフレーム８ｂの内部に導き入れる
ことにより、ストラット８ａとインナーフレーム８ｂの
温度差を低減し、熱応力を低減するものである。しかし
この手段では、主流ガスの損失があるばかりか、インナ
ーフレーム８ｂが高温になるため、許容強度が低下する
問題点があった。また、図５（Ｂ）は、ストラット８ａ
を円周方向に傾斜させて配置することにより、熱応力を
低減するものである。しかしこの手段では、ストラット
８ａの形状に制約が多く、所望の翼断面形状等に形成で
きない等の問題点があった。また、図５（Ａ）（Ｂ）の
手段では、構造が複雑になり、製造コスト及び重量が増
す問題点があった。
【０００６】本発明は、かかる問題点を解決するために
創案されたものである。すなわち本発明の目的は、イン
ナーフレームの許容強度を低下させず、ストラットの形
状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造コスト及び重量
を増すことなく、ストラットとインナーフレームの温度
差による熱応力を低減することができるガスタービンの
フレーム構造を提供することにある。
創案されたものである。すなわち本発明の目的は、イン
ナーフレームの許容強度を低下させず、ストラットの形
状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造コスト及び重量
を増すことなく、ストラットとインナーフレームの温度
差による熱応力を低減することができるガスタービンの
フレーム構造を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、固定翼
列からなるストラットと、ストラットの半径方向内端を
連結するインナーフレームとからなり、ストラットは高
温の主流ガスに曝され、インナーフレームは相対的に低
温のブリードガスにより冷却されるガスタービンのフレ
ーム構造において、前記インナーフレームは、ストラッ
トの半径方向内端を連結しかつ主流ガス通路の内壁を構
成する外周部と、動翼の軸受を支持するためのインナー
コーン部と、外周部の前後とインナーコーン部とをそれ
ぞれ連結する前後のインナーウォール部とからなり、前
後のインナーウォール部のいずれか一方が、半径方向の
変形に対する剛性が低く、他方が十分な剛性を有し、こ
れによりフレーム全体の変形を十分な程度まで抑えるよ
うに形成されている、ことを特徴とするガスタービンの
フレーム構造が提供される。
列からなるストラットと、ストラットの半径方向内端を
連結するインナーフレームとからなり、ストラットは高
温の主流ガスに曝され、インナーフレームは相対的に低
温のブリードガスにより冷却されるガスタービンのフレ
ーム構造において、前記インナーフレームは、ストラッ
トの半径方向内端を連結しかつ主流ガス通路の内壁を構
成する外周部と、動翼の軸受を支持するためのインナー
コーン部と、外周部の前後とインナーコーン部とをそれ
ぞれ連結する前後のインナーウォール部とからなり、前
後のインナーウォール部のいずれか一方が、半径方向の
変形に対する剛性が低く、他方が十分な剛性を有し、こ
れによりフレーム全体の変形を十分な程度まで抑えるよ
うに形成されている、ことを特徴とするガスタービンの
フレーム構造が提供される。
【０００８】上記本発明の構成によれば、前後のインナ
ーウォール部のいずれか一方が、半径方向の変形に対す
る剛性が低く、他方が十分な剛性を有しているので、剛
性の低い方が半径方向に変形することにより、ストラッ
トとインナーフレームの温度差による熱応力を低減する
ことができる。また、この変形により、インナーフレー
ムの外周部又は剛性の高いインナーウォール部にわずか
な曲げモーメントが発生するが、これらの部分はブリー
ドガスにより冷却されているので、インナーフレームの
許容強度が低下せず、曲げモーメントに対する十分な強
度を保持することができる。更に、この構成によれば、
ストラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造
コスト及び重量を増すこともない。
ーウォール部のいずれか一方が、半径方向の変形に対す
る剛性が低く、他方が十分な剛性を有しているので、剛
性の低い方が半径方向に変形することにより、ストラッ
トとインナーフレームの温度差による熱応力を低減する
ことができる。また、この変形により、インナーフレー
ムの外周部又は剛性の高いインナーウォール部にわずか
な曲げモーメントが発生するが、これらの部分はブリー
ドガスにより冷却されているので、インナーフレームの
許容強度が低下せず、曲げモーメントに対する十分な強
度を保持することができる。更に、この構成によれば、
ストラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造
コスト及び重量を増すこともない。
【０００９】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
インナーフレームは、エンジンの軸心を中心とする中空
回転体形状であり、前記後部インナーウォール部は、外
周部後端とインナーコーン部とを高い剛性で連結する半
径方向に短い厚肉の部材であり、前記前部インナーウォ
ール部は、外周部前端とインナーコーン部とを半径方向
に低い剛性で連結する半径方向に長い薄肉の部材であ
り、かつ少なくとも部分的に軸方向に湾曲した部分を有
する。
インナーフレームは、エンジンの軸心を中心とする中空
回転体形状であり、前記後部インナーウォール部は、外
周部後端とインナーコーン部とを高い剛性で連結する半
径方向に短い厚肉の部材であり、前記前部インナーウォ
ール部は、外周部前端とインナーコーン部とを半径方向
に低い剛性で連結する半径方向に長い薄肉の部材であ
り、かつ少なくとも部分的に軸方向に湾曲した部分を有
する。
【００１０】この構成により、インナーフレームの断面
形状がほぼ三角形になり、高剛性の後部インナーウォー
ル部を非常に短くして軽量化でき、前部インナーウォー
ル部の軸方向に湾曲した部分により、半径方向の剛性を
低減することができる。従って、この曲線状の断面形状
が半径方向の剛性を低減し、これによりガスタービンの
ある作動条件において発生しうる半径方向の熱膨張（も
しくは熱収縮）を吸収し、同部材の応力を低減すること
ができる。
形状がほぼ三角形になり、高剛性の後部インナーウォー
ル部を非常に短くして軽量化でき、前部インナーウォー
ル部の軸方向に湾曲した部分により、半径方向の剛性を
低減することができる。従って、この曲線状の断面形状
が半径方向の剛性を低減し、これによりガスタービンの
ある作動条件において発生しうる半径方向の熱膨張（も
しくは熱収縮）を吸収し、同部材の応力を低減すること
ができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下に本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し重複した説明を省略す
る。図１は、本発明によるフレーム構造を備えたエキゾ
ーストフレームの斜視図であり、図２は、図１のＡ−Ａ
線における断面形状を示す部分斜視図である。また、図
３は、図２の断面部の模式図である。なお、図１及び図
２は、エキゾーストフレームの応力分布をコンピュータ
を用いて解析するために矩形セグメントに分割した図を
示したものである。
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し重複した説明を省略す
る。図１は、本発明によるフレーム構造を備えたエキゾ
ーストフレームの斜視図であり、図２は、図１のＡ−Ａ
線における断面形状を示す部分斜視図である。また、図
３は、図２の断面部の模式図である。なお、図１及び図
２は、エキゾーストフレームの応力分布をコンピュータ
を用いて解析するために矩形セグメントに分割した図を
示したものである。
【００１２】図１に示すように、本発明のフレーム構
造、すなわちエキゾーストフレーム１０は、固定翼列か
らなるストラット１２と、ストラット１２の半径方向内
端を連結するインナーフレーム１４とからなる。ストラ
ット１２は高温（例えば約６００℃）の主流ガス１１に
曝され、インナーフレーム１４は相対的に低温（例えば
約３００℃）のブリードガス１３により冷却されるよう
になっている。なお、図１において、１６は、主流ガス
通路外壁である。
造、すなわちエキゾーストフレーム１０は、固定翼列か
らなるストラット１２と、ストラット１２の半径方向内
端を連結するインナーフレーム１４とからなる。ストラ
ット１２は高温（例えば約６００℃）の主流ガス１１に
曝され、インナーフレーム１４は相対的に低温（例えば
約３００℃）のブリードガス１３により冷却されるよう
になっている。なお、図１において、１６は、主流ガス
通路外壁である。
【００１３】図２及び図３に示すように、インナーフレ
ーム１４は、ストラット１２の半径方向内端を連結しか
つ主流ガス通路の内壁を構成する外周部１４ａと、動翼
の軸受を支持するためのインナーコーン部１４ｂと、外
周部１４ａの前後とインナーコーン部１４ｂとをそれぞ
れ連結する前後のインナーウォール部１４ｃ，１４ｄと
からなる。
ーム１４は、ストラット１２の半径方向内端を連結しか
つ主流ガス通路の内壁を構成する外周部１４ａと、動翼
の軸受を支持するためのインナーコーン部１４ｂと、外
周部１４ａの前後とインナーコーン部１４ｂとをそれぞ
れ連結する前後のインナーウォール部１４ｃ，１４ｄと
からなる。
【００１４】前後のインナーウォール部１４ｃ，１４ｄ
のいずれか一方（この図では、前部インナーウォール部
１４ｃ）が半径方向の変形に対する剛性が低く形成さ
れ、他方（この図では後部インナーウォール部１４ｄ）
が十分な剛性を有している。すなわち、図２及び図３に
示すように、この例において、インナーフレーム１４
は、エンジンの軸心を中心とする中空回転体形状であ
り、後部インナーウォール部１４ｄは、外周部１４ａの
後端とインナーコーン部１４ｂとを高い剛性で連結する
半径方向に短い厚肉の部材であり、前部インナーウォー
ル部１４ｃは、外周部１４ａの前端とインナーコーン部
１４ｂとを半径方向に低い剛性で連結する半径方向に長
い薄肉の部材になっている。また、この前部インナーウ
ォール部１４ｃは、少なくとも部分的に軸方向に湾曲し
た部分１５を有している。この湾曲部１５は、例えばス
トラット１２との連結部分に周方向に部分的に形成して
もよく、或いは、円周方向全体にわたって同一の断面形
状に形成してもよい。
のいずれか一方（この図では、前部インナーウォール部
１４ｃ）が半径方向の変形に対する剛性が低く形成さ
れ、他方（この図では後部インナーウォール部１４ｄ）
が十分な剛性を有している。すなわち、図２及び図３に
示すように、この例において、インナーフレーム１４
は、エンジンの軸心を中心とする中空回転体形状であ
り、後部インナーウォール部１４ｄは、外周部１４ａの
後端とインナーコーン部１４ｂとを高い剛性で連結する
半径方向に短い厚肉の部材であり、前部インナーウォー
ル部１４ｃは、外周部１４ａの前端とインナーコーン部
１４ｂとを半径方向に低い剛性で連結する半径方向に長
い薄肉の部材になっている。また、この前部インナーウ
ォール部１４ｃは、少なくとも部分的に軸方向に湾曲し
た部分１５を有している。この湾曲部１５は、例えばス
トラット１２との連結部分に周方向に部分的に形成して
もよく、或いは、円周方向全体にわたって同一の断面形
状に形成してもよい。
【００１５】上述した構成により、インナーフレーム１
４の断面形状がほぼ三角形になり、高剛性の後部インナ
ーウォール部１４ｄを非常に短くして軽量化でき、前部
インナーウォール部１４ｃの軸方向に湾曲した部分１５
により、半径方向の剛性を低減することができる。従っ
て、この曲線状の断面形状が半径方向の剛性を低減し、
これによりガスタービンのある作動条件において発生し
うる半径方向の熱膨張（もしくは熱収縮）を吸収し、同
部材の応力を低減することができる。
４の断面形状がほぼ三角形になり、高剛性の後部インナ
ーウォール部１４ｄを非常に短くして軽量化でき、前部
インナーウォール部１４ｃの軸方向に湾曲した部分１５
により、半径方向の剛性を低減することができる。従っ
て、この曲線状の断面形状が半径方向の剛性を低減し、
これによりガスタービンのある作動条件において発生し
うる半径方向の熱膨張（もしくは熱収縮）を吸収し、同
部材の応力を低減することができる。
【００１６】なお、本発明は上述した実施形態に限定さ
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。例えば、上述した実施形態では、半
径方向の剛性が低い湾曲部１５を前部インナーウォール
部１４ｃに形成しているが、同等の機能を有する限りに
おいては、この部分に形成する必要はなく、その他の部
分に形成してもよい。
れず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できる
ことは勿論である。例えば、上述した実施形態では、半
径方向の剛性が低い湾曲部１５を前部インナーウォール
部１４ｃに形成しているが、同等の機能を有する限りに
おいては、この部分に形成する必要はなく、その他の部
分に形成してもよい。
【００１７】
【発明の効果】上述した本発明により、インナーフレー
ム全体を機械的に接続することができ、これにより、以
下の付随した利点を得ることができる。 熱膨張／熱収縮による各部（特に外周部１４ａ）の変
形を適正な量に抑えることができ、ガスタービン主流部
の流体力学的損失を最小限に抑えることができ、ガスタ
ービンの性能向上に貢献することができる。
ム全体を機械的に接続することができ、これにより、以
下の付随した利点を得ることができる。 熱膨張／熱収縮による各部（特に外周部１４ａ）の変
形を適正な量に抑えることができ、ガスタービン主流部
の流体力学的損失を最小限に抑えることができ、ガスタ
ービンの性能向上に貢献することができる。
【００１８】衝撃荷重に代表される終局荷重を本フレ
ーム構造体に作用させた場合でも、本部品の機械的強度
の健全性を保ことができる。 インナーフレーム全体を比較的単純な形状で実現でき
ることにより、このフレームの重量及び製造コストを低
く抑えることが可能である。
ーム構造体に作用させた場合でも、本部品の機械的強度
の健全性を保ことができる。 インナーフレーム全体を比較的単純な形状で実現でき
ることにより、このフレームの重量及び製造コストを低
く抑えることが可能である。
【００１９】従って、本発明のガスタービンのフレーム
構造は、インナーフレームの許容強度を低下させず、ス
トラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造コ
スト及び重量を増すことなく、ストラットとインナーフ
レームの温度差による熱応力を低減することができる、
等の優れた効果を有する。
構造は、インナーフレームの許容強度を低下させず、ス
トラットの形状に制約がなく、かつ簡単な構造で製造コ
スト及び重量を増すことなく、ストラットとインナーフ
レームの温度差による熱応力を低減することができる、
等の優れた効果を有する。
【図１】本発明によるフレーム構造を備えたエキゾース
トフレームの斜視図である。
トフレームの斜視図である。
【図２】図１のＡ−Ａ線における断面形状を示す部分斜
視図である。
視図である。
【図３】図２の断面部の模式図である。
【図４】ジェットエンジンの全体構成図である。
【図５】従来のストラット部の構成図である。
１ ジェットエンジン ２ ファン ３ 圧縮機 ４ 燃焼器 ５ ガスタービン ６ アフターバーナ ７ 排気ノズル ８ ストラット部 ８ａ ストラット ８ｂ インナーフレーム １０ エキゾーストフレーム １１ 主流ガス（高温ガス） １２ ストラット １３ ブリードガス １４ インナーフレーム １４ａ 外周部 １４ｂ インナーコーン部 １４ｃ 前部インナーウォール部 １４ｄ 後部インナーウォール部 １５ 湾曲部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 冨永 良治 東京都田無市向台町３丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内
Claims (2)
- 【請求項１】 固定翼列からなるストラットと、ストラ
ットの半径方向内端を連結するインナーフレームとから
なり、ストラットは高温の主流ガスに曝され、インナー
フレームは相対的に低温のブリードガスにより冷却され
るガスタービンのフレーム構造において、 前記インナーフレームは、ストラットの半径方向内端を
連結しかつ主流ガス通路の内壁を構成する外周部と、動
翼の軸受を支持するためのインナーコーン部と、外周部
の前後とインナーコーン部とをそれぞれ連結する前後の
インナーウォール部とからなり、前後のインナーウォー
ル部のいずれか一方が、半径方向の変形に対する剛性が
低く、他方が十分な剛性を有し、これによりフレーム全
体の変形を十分な程度まで抑えるように形成されてい
る、ことを特徴とするガスタービンのフレーム構造。 - 【請求項２】 前記インナーフレームは、エンジンの軸
心を中心とする中空回転体形状であり、前記後部インナ
ーウォール部は、外周部後端とインナーコーン部とを高
い剛性で連結する半径方向に短い厚肉の部材であり、前
記前部インナーウォール部は、外周部前端とインナーコ
ーン部とを半径方向に低い剛性で連結する半径方向に長
い薄肉の部材であり、かつ少なくとも部分的に軸方向に
湾曲した部分を有する、ことを特徴とする請求項１に記
載のガスタービンのフレーム構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14262696A JPH09324699A (ja) | 1996-06-05 | 1996-06-05 | ガスタービンのフレーム構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14262696A JPH09324699A (ja) | 1996-06-05 | 1996-06-05 | ガスタービンのフレーム構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09324699A true JPH09324699A (ja) | 1997-12-16 |
Family
ID=15319723
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14262696A Pending JPH09324699A (ja) | 1996-06-05 | 1996-06-05 | ガスタービンのフレーム構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09324699A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2006007686A1 (en) * | 2004-07-16 | 2006-01-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust case and method of making |
| WO2008007697A1 (fr) * | 2006-07-12 | 2008-01-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structure de support de palier et turbine à gaz |
| EP2071142A1 (fr) * | 2007-12-14 | 2009-06-17 | Snecma | Etanchéité d'une cavité de moyeu d'un carter d'échappement dans une turbomachine |
| US7673461B2 (en) | 2005-09-29 | 2010-03-09 | Snecma | Structural turbine engine casing |
| JP2011513113A (ja) * | 2008-02-28 | 2011-04-28 | エアバス・オペレーションズ | ファンケーシングを中央ケーシングに連結する補強構造体を有するターボジェットエンジンを備える航空機エンジンアセンブリ |
| JP2011513112A (ja) * | 2008-02-28 | 2011-04-28 | エアバス・オペレーションズ | ファンフレームから下方にずらしたエンジンの結合具を備える航空機エンジンアセンブリ |
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| US11028778B2 (en) | 2018-09-27 | 2021-06-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Engine with start assist |
-
1996
- 1996-06-05 JP JP14262696A patent/JPH09324699A/ja active Pending
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