JPH11141307A - ガスタービンエンジンのロータ段の振動を制御する装置 - Google Patents

ガスタービンエンジンのロータ段の振動を制御する装置

Info

Publication number
JPH11141307A
JPH11141307A JP10260997A JP26099798A JPH11141307A JP H11141307 A JPH11141307 A JP H11141307A JP 10260997 A JP10260997 A JP 10260997A JP 26099798 A JP26099798 A JP 26099798A JP H11141307 A JPH11141307 A JP H11141307A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
high pressure
pressure gas
rotor stage
stage
holes
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
Application number
JP10260997A
Other languages
English (en)
Inventor
Yehia M El-Aini
エヒア・エム・エル−アイニ
Barry K Benedict
バリー・ケー・ベネディクト
Samy Baghdadi
サミー・バグダディ
A Paul Matheny
エー・ポール・マセニー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH11141307A publication Critical patent/JPH11141307A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F01D25/06—Antivibration arrangements for preventing blade vibration
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/10—Anti- vibration means
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課 題】 ガスタービンエンジンのロータ段の動翼振
動を最小又は排除する装置を提供すること。 【解決手段】 本発明の装置２０は高圧ガス源４８と、
高圧ガスを分与する複数の孔５０とを包含する。ロータ
段３４は、複数の周方向に分配された第１及び第２の領
域を有する中心ガス流れ２４によって回転する。各第１
及び第２の領域内の中心ガス流れは、それぞれ、第１及
び第２の速度で進む。第１の速度は、第２の速度よりも
実質的に高い。高圧ガスを分与する孔５０は、動翼の上
流に選択的に設けられて第２の領域に整列させられ、孔
５０を出た高圧ガスは第２の領域に入る。したがって、
第２の領域内の中心ガス流れの速度は増大し、第１及び
第２の領域間の中心ガス流れ速度の差を実質的に減少せ
しめる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の技術分野】本発明は、一般にはガスタービンエ
ンジンのロータアセンブリに関し、より詳細には、ロー
タ段の振動を制御する装置に関する。
【０００２】
【発明の背景】ガスタービンエンジンのファン、圧縮機
及びタービンは、典型的に、複数の静翼段及びロータ段
を包含する。静翼段は、空気流れ（以下“中心ガス流
れ”と称する）を下流のロータ段への方向に向ける。各
静翼段は、内側及び外側の静止半径方向プラットフォー
ム間に半径方向に延びる複数の静翼を包含する。各ロー
タ段は、回転可能なディスクから半径方向外側に延びる
複数の動翼を包含する。ロータ段は、エンジン内のその
位置にしたがって、中心ガス流れからエネルギを取り出
したり、又は中心ガス流れにエネルギを加えたりする。
エンジンを通過する中心ガス流れの速度は、エンジン内
のロータの回転速度と共に増大する。静翼段のすぐ下流
の中心ガス流れ速度を表わす速度曲線は、静翼間の通路
の下流に位置してこの通路と整列している高速度領域
と、各静翼の下流に位置して各静翼と整列している低速
度領域とを示す。これらの高速度及び低速度領域間の速
度差は、中心ガス流れの速度が増大するにしたがって増
大する。そして、これらの高速度及び低速度領域は、静
翼のすぐ下流の領域を通過する動翼に著しい影響を及ぼ
すものである。
【０００３】動翼は、典型的に、動翼を“リフティング
ボディ”として作用せしめることを可能にする空気力学
的断面を有する。用語“リフティングボディ”とは、前
縁から後縁へとエアフォイルを通って進む空気によりエ
アフォイルに加えられてエアフォイルを“リフト”する
垂直力をさす。この垂直力は、（１）エアフォイルのそ
ばを通過するガスの速度、（２）ガス流れの方向に関し
てのエアフォイルの“迎え角”、及び（３）エアフォイ
ルの表面積の関数である。垂直力は、通常、エアフォイ
ルの長さを横切る圧力差の積分として数学的に述べられ
ている。静翼段を出るガス流れ速度の差は、動翼に作用
する垂直力の差を生じさせる。
【０００４】異なる速度領域により生じる垂直力の変化
は、動翼に独立してもたらされる振動及びロータ段に集
合してもたらされる振動のために、著しいものである。
低速度領域は各動翼上に“Ｆ”に等しい垂直力を生じさ
せるものと説明することができ、また、高速度領域は各
動翼上に“Ｆ＋ΔＦ”の垂直力を生じさせるものと説明
することができ、ΔＦは垂直力の追加量を表わす。した
がって、低速度及び高速度のガス流れ領域を通して回転
する動翼は、増大力“ΔＦ”の周期的脈動（以下“周期
的励起力”と称する）に出会う。この周期的励起力の周
波数は、ロータの回転速度の関数である。なぜなら、低
速度領域を生じさせる静翼の数は一定であるからであ
る。“ΔＦ”の大きさは、中心ガス流れの速度に依存す
る。
【０００５】ロータ段の振動は、決して望まれるもので
はなく、特に励起力の周波数がロータ段の固有周波数と
一致する、すなわち共振するときには望まれるものでは
ない。多くの場合において、この共振はロータ段を補剛
することにより、又はロータ段に質量を加えることによ
り、若しくは同種の方法により、ロータ段の固有周波数
を励起力の周波数の外に調整することによって除去する
ことができる。選択的に、減衰をロータ段の共振レスポ
ンスを最小にするために用いることができる。しかしな
がら、好ましくない共振レスポンスを除去するためにロ
ータ段の固有周波数を“調整”することが常に可能とは
限らないものである。同様に、ロータ段の振動を有効に
減衰することも常に可能とは限らないものである。した
がって、振動を調整するようにロータ段を工夫するより
も、振動（すなわち、励起力）の原因を最小又は排除す
ることの方が大きな利点があるものである。
【０００６】
【発明の開示】それ故、本発明の目的は、動翼の振動を
最小又は排除する装置及び方法を提供することにある。
【０００７】本発明の他の目的は、振動の原因を最小又
は排除して動翼の振動を最小又は排除する装置及び方法
を提供することにある。
【０００８】以上述べた目的を達成するために、本発明
によれば、中心ガス流れによって回転するロータ段の振
動を制御する装置が提供される。この装置は、高圧ガス
源と、高圧ガスを分与する複数の孔とを包含する。ロー
タ段は、複数の周方向に分配された第１及び第２の領域
を有する中心ガス流れによって回転する。各第１及び第
２の領域内の中心ガス流れは、それぞれ、第１及び第２
の速度で進む。第１の速度は、第２の速度よりも実質的
に高い。高圧ガスを分与する孔は、動翼の上流に選択的
に設けられて第２の領域に整列させられ、孔を出た高圧
ガスは第２の領域に入る。したがって、第２の領域内の
中心ガス流れの速度は増大し、第１及び第２の領域間の
中心ガス流れ速度の差を実質的に減少せしめる。
【０００９】以上述べた本発明の利点は、問題となる振
動の原因が、結果として生じる好ましくない振動よりも
手際よく処理されることである。すなわち、上述したよ
うに、ロータ段は、しばしば、ロータ段を補剛すること
により、又はロータ段に質量を加えることにより好まし
くない共振レスポンスを除去するように周波数調整され
る。しかし、動翼に質量を加えることはロータ段の総質
量を好ましくなく増大せしめ、ロータディスクの応力を
増大せしめるものである。また、ロータ段を、好ましく
ない共振レスポンスを最小にするように減衰させること
もできる。しかし、減衰の手段はたいてい動翼のコスト
に加えられ、また動翼のメンテナンスの必要性を増大せ
しめ、更に動翼の寿命を制限せしめるものである。これ
に対し、本発明は、振動を強制的に生じせしめる作用、
すなわち原因を最小又は排除せしめ、これによりロータ
段を周波数調整する又は減衰する必要性を排除せしめる
ものである。
【００１０】本発明の他の利点は、本発明は一体動翼付
きのロータの問題となる振動を最小又は排除するために
用いることができることである。すなわち、多くの場合
において、ロータの単一体の幾何学的形状のために、一
体動翼付きロータを周波数調整すること及び適当な減衰
を与えることは非常に困難なものである。例えば、一体
動翼付きロータの動翼は、一般に、減衰装置を受け入れ
るように独立して機械加工することができないものであ
る。これに対し、本発明は、一体動翼付きロータの動翼
を変更する必要性を排除することにより、一体動翼付き
ロータの減衰制限を除去せしめるものである。
【００１１】
【発明を実施するための最良の形態】Ｉ．装 置 図１を参照するに、ガスタービンエンジン１０は、ファ
ン１２と、圧縮機１４と、燃焼器１６と、タービン１８
と、ロータ段の振動を制御する装置２０と、ノズル２２
とを包含する。ファン１２によってエンジン１０内に吸
い込まれる空気（前述した如く、“中心ガス流れ”と称
される）２４は、順次圧縮機１４、燃焼器１６及びター
ビン１８を通してエンジン１０の軸線に実質的に平行な
通路をたどる。ファン１２、圧縮機１４及びタービン１
８の各々は、複数の静翼段３２及びロータ段３４を包含
する。図２〜図４に見ることができるように、大部分の
静翼段３２は、内側の半径方向プラットフォーム３６
と、外側の半径方向プラットフォーム３８と、これらの
プラットフォーム間を半径方向に延びている複数の静翼
４０とを包含する。各ロータ段３４は、ディスク４４か
ら外側に延びている複数の動翼４２を包含する。動翼４
２は、普通の取付け構造（例えば、クリスマスツリー形
又はばち形の根元−図示せず）によってディスク４４に
取付けたり、又は一体動翼付きロータの一部分として一
体的に設けることができる。ロータ段３４の半径方向外
側に設けられているライナ４６は、動翼４２のチップの
ところを密封する動翼外側空気シール（図示せず）又は
同種のものを包含することができる。
【００１２】好適な実施例において、ロータ段３４の振
動を制御する装置２０は、高圧ガス源４８（図１参照）
と、高圧ガスをロータ段３４の上流に分与する複数の孔
５０と、これらの孔５０を高圧ガス源４８に接続するマ
ニホルド５２と、高圧ガス源４８と孔５０との間に設け
られた選択的に作動可能な弁５４と、エンジン速度セン
サ５６と、プログラマブルコントローラ５８（センサ５
６及びコントローラ５８は図１参照）とを包含する。高
圧ガス源４８は、好適には圧縮機１４である。（ただ
し、圧縮機１４内の正確な抽気位置は、適用しようとす
る圧力の要求に依存する。すなわち、後流の圧縮機段か
らは高い相対圧力のガスを抽出することができ、また上
流の圧縮機段からは低い相対圧力のガスを抽出すること
ができる。）各孔５０は、ガスの所定圧力を得るため
に、孔５０を出る中心ガス流れ２４の特定の速度を生じ
させるように選択される断面積を有するオリフィスであ
る。選択的な実施例において、各孔５０は選択的に調節
可能な断面積を有する。第１の実施例（図２及び図３）
において、孔５０は静翼段３２とロータ段３４との間で
ライナ４６に設けられて静翼４０に整列されている。第
２の実施例（図４）において、孔５０は静翼４０の後縁
６０に設けられている。静翼４０内において、孔５０は
好適には外側の半径方向プラットフォーム３８に隣接し
て設けられているが、しかし、追加の孔５０を内側の半
径方向プラットフォーム３６と外側の半径方向プラット
フォーム３８との間で後縁６０内に又は後縁６０に隣接
して設けることができる。実際に、孔５０は、特定のモ
ードの振動にさらされる動翼４２の特定の領域と半径方
向において整列する位置で後縁６０内に設けることがで
きる。ひとつ又はそれ以上の第１の高圧ライン６２は、
マニホルド５２を高圧ガス源４８に接続する。複数の第
２の高圧ライン６４は、マニホルド５２を孔５０に接続
する。一実施例（図２）においては、各第１の高圧ライ
ン６２が選択的に作動可能な弁５４を包含する。他の実
施例（図３）においては、各第２の高圧ライン６４が選
択的な作動可能な弁５４を包含する。エンジン速度セン
サ５６（図１に図式的に示されている）は、商業的に入
手できるユニット、例えば電気機械式タコメータであ
る。プログラマブルコントローラ５８（図１に図式的に
示されている）は、中央処理装置と、メモリ貯蔵装置
と、入力装置と、出力装置とを包含する、商業的に入手
できるユニットである。
【００１３】ＩＩ．作 動 図１を参照するに、エンジン１０の作動において、中心
ガス流れ２４は、ノズル２２を経て出る前に、ファン１
２、圧縮機１４、燃焼器１６及びタービン１８を通過す
る。ファン１２及び圧縮機１４のセクションは、中心ガ
ス流れ２４の圧力を増大せしめることにより中心ガス流
れ２４にエネルギを加える。燃焼器１６は、燃料を注入
して空気と燃料との混合物を燃焼せしめることにより追
加のエネルギを中心ガス流れ２４に加える。タービン１
８は、中心ガス流れ２４からエネルギを取り出して、フ
ァン１２及び圧縮機１４を駆動せしめる。
【００１４】次に図５及び図６を参照するに、静翼段３
２を通過してファン１２、圧縮機１４又はタービン１８
のロータ段３４の通路に流れる中心ガス流れ２４を表わ
す速度プロフィール６８は、典型的に、周方向に分配さ
れた複数の高速度領域７０及び低速度領域７２を包含す
る。低速度領域７２は、静翼４０の下硫に位置して、静
翼４０と整列する。高速度領域７０は、静翼４０間の通
路の下硫に位置して、該通路と整列する。高速度領域７
０及び低速度領域７２を通過する動翼４２は、“ΔＦ”
として前述した周期的励起力に出会う。この周期的励起
力は、ロータ段３４の固有周波数に一致する周波数を有
するとき、すなわち共振状態となったときに特に問題で
ある。すなわち、励起力とロータ段３４の固有周波数と
の共振は、ロータ段３４の振動及び付随応力レベルを増
大せしめるものである。図７は、励起力の周波数７８
と、ロータ段の固有周波数８０と、ロータ段の回転速度
との関係を示す。特定のロータ段の回転速度（ＲＶ1、
ＲＶ2、ＲＶ3）での、励起力の周波数７８とロータ段の
固有周波数８０との間に示される交点８２は、共振レス
ポンスがたぶん発生するところである。
【００１５】再び図１を参照するに、好ましくない共振
レスポンスを除去又は最小にするために、コントローラ
５８は、ロータ段３４の回転速度（及びそれ故励起力の
周波数）をロータ段３４の固有周波数と相関させる、経
験的に得られたデータ（すなわち、図７に示されるよう
なデータ）でプログラムされている。このコントローラ
５８は、エンジン速度センサ５６からの、ロータ段３４
の回転速度を表わす信号を受ける。励起力の周波数がロ
ータ段３４の固有周波数と等しい又は実質的に等しい臨
界交点で、コントローラ５８は選択的に作動可能な弁５
４に信号を送って弁５４を開らく。そして、このように
して開らかれた弁５４は、圧縮機１４から抽出された高
圧ガスが圧縮機１４とロータ段３４の上流に設けられて
いる孔５０との間に流れるのを許す。この選択的に作動
可能な弁５４が第１の高圧ライン６２に設けられている
場合には（図２及び図４参照）、弁５４を開くことによ
り、圧縮機１４からの高圧の中心ガスがマニホルド５２
内に流れるのを許し、このマニホルド５２には孔５０の
各々が分配されている。他方、選択的に作動可能な弁５
４が第２の高圧ライン６４に設けられている場合には
（図３参照）、弁５４を開くことにより、マニホルド５
２内にすでに分配されている、圧縮機１４からの高い中
心ガスが各々の孔５０内に流れるのを許す。そして、ど
ちらの場合においても、孔５０を出た高圧ガス７６（図
６にその速度プロフィールが示されている）は、各静翼
４０の下流の低速度領域７２に流れる。低速度領域７２
に入った高圧ガス７６は、低速度領域７２の中心ガス流
れ２４の平均速度を隣接する高速度領域７０の中心ガス
流れ２３の平均速度にまで実質的に増大せしめる。静翼
４０を過ぎて回転する動翼４２は、その結果、かなり減
少された“ΔＦ”の周期的励起力に出会うか、又はこの
ような周期的励起力は全くなくなる。周期的励起力によ
り生じる振動及び応力は、この結果、かなり減少される
か、又は除去される。エンジン速度センサ５６はコント
ローラ５８にロータ段３４の回転速度及びそれ故励起力
の周波数が臨界交点から変化したことを示す信号を送っ
たときには、コントローラ５８は選択的に作動可能な弁
５４に信号を送って弁５４を閉じ、高圧ガス７６が孔５
０を通して流れるのを停止せしめる。
【００１６】適用によっては、ロータ段３４の固有周波
数と励起力の周波数とが一致するすべての場合に振動制
御装置２０を作動させる必要はないものである。これ
は、特に、励起力の大きさが比較的小さくて共振レスポ
ンスが許容される低ロータ回転速度で上記ふたつの周波
数が一致する場合である。また、すべての時間中高圧ガ
ス流れが孔５０を通して流れるのを維持し、これにより
選択的に作動可能な弁装置５４の必要性を排除せしめる
ことも可能である。更に、適用によっては、特に各孔の
断面積を選択的に変えることができる場合には、孔を通
しての流れを一定にすることができるものである。
【００１７】以上、本発明をその実施例に関し図示し詳
述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱する
ことなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更が
できることは当業者にとって理解されるであろう。例え
ば、最良の形態では、高圧ガス源として圧縮機を例示し
ている。しかし、これに代えて、他の高圧ガス源を用い
ることができるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明を実施したガスタービンエンジンの概略
断面図である。
【図２】ロータ段の振動を制御する本発明装置の第１実
施例を包含する静翼段及びロータ段の概略断面図であ
る。
【図３】ロータ段の振動を制御する本発明装置の第２実
施例を包含する静翼段及びロータ段の概略断面図であ
る。
【図４】ロータ段の振動を制御する本発明装置の第３実
施例を包含する静翼段及びロータ段の概略断面図であ
る。
【図５】静翼段の下流における速度プロフィールを示す
静翼段及びロータ段の略図である。
【図６】静翼段の下流における速度プロフィールを示す
が、この図６に示される速度プロフィールはロータ段の
振動を制御する本発明装置からの高圧ガスの追加を示し
ている静翼段及びロータ段の略図である。
【図７】周期的励起力の周波数と、ロータ段の固有周波
数と、ロータ段の回転速度との関係を示す特性図であ
る。
【符号の説明】
１０ ガスタービンエンジン １２ ファン １４ 圧縮機 １６ 燃焼器 １８ タービン ２０ 振動制御装置 ２２ ノズル ２４ 中心ガス流れ（空気流れ） ３２ 静翼段 ３４ ロータ段 ３６ 内側の半径方向プラットフォーム ３８ 外側の半径方向プラットフォーム ４０ 静翼 ４２ 動翼 ４４ ディスク ４６ ライナ ４８ 高圧ガス源 ５０ 孔 ５２ マニホルド ５４ 選択的に作動可能な弁 ５６ エンジン速度センサ ５８ プログラマブルコントローラ ６０ 後縁 ６２ 第１の高圧ライン ６４ 第２の高圧ライン ６８ 速度プロフィール ７０ 高速度領域（第１の領域） ７２ 低速度領域（第２の領域） ７４ 通路 ７６ 追加の高圧ガス ７８ 励起力の周波数 ８０ ロータ段の固有周波数 ８２ 交点（共振点）
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 バリー・ケー・ベネディクト アメリカ合衆国フロリダ州 33413 ウエ スト・パーム・ビーチ市 マンゴ・ロード 5655 (72)発明者 サミー・バグダディ アメリカ合衆国フロリダ州 33418 パー ム・ビーチ・ガーデンズ市 シェーディ・ レークス・サークル・サウス 1041 (72)発明者 エー・ポール・マセニー アメリカ合衆国フロリダ州 33458 ジュ ピター市 フォックス・ラン・サークル 6491

Claims (32)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ロータ段が軸線に実質的に平行に進む中心
    ガス流れによって前記軸線のまわりを回転するガスター
    ビンエンジンにおける前記ロータ段の振動を制御する装
    置であって、前記中心ガス流れよりも高い圧力の高圧ガ
    スの源と、前記ロータ段の上流側にこのロータ段に隣接
    して設けられた複数の孔とを包含し、前記中心ガス流れ
    が周方向に分配された第１の領域と第２の領域とを包含
    し、前記第１の領域が第１の速度で進む中心ガス流れを
    含むと共に、前記第２の領域が第２の速度で進む中心ガ
    ス流れを含み、前記第１の速度が前記第２の速度よりも
    実質的に高く、また、前記複数の孔が前記第２の領域に
    整列されていると共に前記高圧ガス源に接続され、前記
    孔を出た高圧ガスが前記第２の領域に入って、前記第１
    及び第２の領域間の中心ガス流れの速度差を実質的に減
    少せしめることを特徴とする装置。
  2. 【請求項２】請求項１記載の装置において、更に、前記
    高圧ガス源と前記孔との間のラインに設けられた選択的
    に作動可能な弁装置を包含し、この選択的に作動可能な
    弁装置が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源から前記
    孔への高圧ガス通路を許すことができるようにした装
    置。
  3. 【請求項３】請求項１記載の装置において、更に、マニ
    ホルドと、このマニホルドを前記高圧ガス源に接続する
    少なくともひとつの第１のラインと、前記複数の孔を前
    記マニホルドに接続する複数の第２のラインとを包含
    し、前記マニホルドが前記高圧ガスを前記複数の孔に分
    配するようにした装置。
  4. 【請求項４】請求項３記載の装置において、更に、前記
    第１のラインの各々に設けられた選択的に作動可能な弁
    装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置が選択的
    に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への高圧ガス
    通路を許すことができるようにした装置。
  5. 【請求項５】請求項４記載の装置において、更に、プロ
    グラマブルコントローラと、前記ロータ段の回転速度を
    検出する速度センサとを包含し、前記速度センサが前記
    ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コントローラに
    送り、前記コントローラが一定のロータ段回転速度で前
    記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるようにした
    装置。
  6. 【請求項６】請求項５記載の装置において、前記高圧ガ
    ス源が前記ガスタービンエンジン内の圧縮機である装
    置。
  7. 【請求項７】請求項３記載の装置において、更に、前記
    第２のラインの各々に設けられた選択的に作動可能な弁
    装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置が選択的
    に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への高圧ガス
    通路を許すことができるようにした装置。
  8. 【請求項８】請求項７記載の装置において、更に、プロ
    グラマブルコントローラと、前記ロータ段の回転速度を
    検出する速度センサとを包含し、前記速度センサが前記
    ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コントローラに
    送り、前記コントローラが一定のロータ段回転速度で前
    記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるようにした
    装置。
  9. 【請求項９】ガスタービンエンジン用のタービンにおい
    て、 内側の半径方向プラットフォーム、外側の半径方向プラ
    ットフォーム及びこれらのプラットフォーム間に延びる
    複数の周方向に分配された静翼を包含する静翼段と、 この静翼段の下流に該静翼段に隣接して設けられ、ディ
    スクから半径方向外側に延びる複数の動翼を包含するロ
    ータ段と、 このロータ段の半径方向外側に設けられたライナと、 前記ロータ段の振動を制御する装置であって、複数の孔
    を包含し、これらの孔が前記静翼段と前記ロータ段との
    間で前記ライナに設けられて前記静翼段に整列されてい
    る装置と、 を包含し、前記孔が前記ロータ段を通過する中心ガス流
    れの圧力よりも実質的に高い圧力のガスを選択的に供給
    する高圧ガス源に接続され、前記高圧ガスが前記孔を出
    て前記ロータ段に作用するようにしたことを特徴とする
    タービン。
  10. 【請求項１０】請求項９記載のタービンにおいて、更
    に、前記高圧ガス源と前記孔との間のラインに設けられ
    た選択的に作動可能な弁装置を包含し、この選択的に作
    動可能な弁装置が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源
    から前記孔への高圧ガス通路を許すことができるように
    したタービン。
  11. 【請求項１１】請求項１０記載のタービンにおいて、更
    に、マニホルドと、このマニホルドを前記高圧ガス源に
    接続する少なくともひとつの第１のラインと、前記複数
    の孔を前記マニホルドに接続する複数の第２のラインと
    を包含し、前記マニホルドが前記高圧ガスを前記複数の
    孔に分配するようにしたタービン。
  12. 【請求項１２】請求項１１記載のタービンにおいて、更
    に、前記第１のラインの各々に設けられた選択的に作動
    可能な弁装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置
    が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への
    高圧ガス通路を許すことができるようにしたタービン。
  13. 【請求項１３】請求項１２記載のタービンにおいて、更
    に、プログラマブルコントローラと、前記ロータ段の回
    転速度を検出する速度センサとを包含し、前記速度セン
    サが前記ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コント
    ローラに送り、前記コントローラが一定のロータ段回転
    速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるよ
    うにしたタービン。
  14. 【請求項１４】請求項１１記載のタービンにおいて、更
    に、前記第２のラインの各々に設けられた選択的に作動
    可能な弁装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置
    が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への
    高圧ガス通路を許すことができるようにしたタービン。
  15. 【請求項１５】請求項１４記載のタービンにおいて、更
    に、プログラマブルコントローラと、前記ロータ段の回
    転速度を検出する速度センサとを包含し、前記速度セン
    サが前記ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コント
    ローラに送り、前記コントローラが一定のロータ段回転
    速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるよ
    うにしたタービン。
  16. 【請求項１６】ガスタービンエンジン用のファンにおい
    て、 内側の半径方向プラットフォーム、外側の半径方向プラ
    ットフォーム及びこれらのプラットフォーム間に延びる
    複数の周方向に分配された静翼を包含する静翼段と、 この静翼段の下流に該静翼段に隣接して設けられ、ディ
    スクから半径方向外側に延びる複数の動翼を包含するロ
    ータ段と、 このロータ段の半径方向外側に設けられたライナと、 前記ロータ段の振動を制御する装置であって、複数の孔
    を包含し、これらの孔が前記静翼段と前記ロータ段との
    間で前記ライナに設けられて前記静翼段に整列されてい
    る装置と、 を包含し、前記孔が前記ロータ段を通過する中心ガス流
    れの圧力よりも実質的に高い圧力のガスを選択的に供給
    する高圧ガス源に接続され、前記高圧ガスが前記孔を出
    て前記ロータ段に作用するようにしたことを特徴とする
    ファン。
  17. 【請求項１７】請求項１６記載のファンにおいて、更
    に、前記高圧ガス源と前記孔との間のラインに設けられ
    た選択的に作動可能な弁装置を包含し、この選択的に作
    動可能な弁装置が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源
    から前記孔への高圧ガス通路を許すことができるように
    したファン。
  18. 【請求項１８】請求項１６記載のファンにおいて、更
    に、マニホルドと、このマニホルドを前記高圧ガス源に
    接続する少なくともひとつの第１のラインと、前記複数
    の孔を前記マニホルドに接続する複数の第２のラインと
    を包含し、前記マニホルドが前記高圧ガスを前記複数の
    孔に分配するようにしたファン。
  19. 【請求項１９】請求項１８記載のファンにおいて、更
    に、前記第１のラインの各々に設けられた選択的に作動
    可能な弁装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置
    が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への
    高圧ガス通路を許すことができるようにしたファン。
  20. 【請求項２０】請求項１９記載のファンにおいて、更
    に、プログラマブルコントローラと、前記ロータ段の回
    転速度を検出する速度センサとを包含し、前記速度セン
    サが前記ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コント
    ローラに送り、前記コントローラが一定のロータ段回転
    速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるよ
    うにしたファン。
  21. 【請求項２１】請求項１８記載のファンにおいて、更
    に、前記第２のラインの各々に設けられた選択的に作動
    可能な弁装置を包含し、この選択的に作動可能な弁装置
    が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源から前記孔への
    高圧ガス通路を許すことができるようにしたファン。
  22. 【請求項２２】請求項２１記載のファンにおいて、更
    に、プログラマブルコントローラと、前記ロータ段の回
    転速度を検出する速度センサとを包含し、前記速度セン
    サが前記ロータ段の回転速度を表わす信号を前記コント
    ローラに送り、前記コントローラが一定のロータ段回転
    速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開閉せしめるよ
    うにしたファン。
  23. 【請求項２３】ファンと、圧縮機と、燃焼器と、タービ
    ンとを包含し、これらのファン、圧縮機、燃焼器及びタ
    ービンが軸方向に整列されて、前記ファンに入った中心
    ガス流れが前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンを
    通過するガスタービンエンジンにおいて、前記ファン、
    前記圧縮機及び前記タービンの少なくともひとつが、 内側の半径方向プラットフォーム、外側の半径方向プラ
    ットフォーム及びこれらのプラットフォーム間に延びる
    複数の周方向に分配された静翼と包含する静翼段と、 この静翼段の下流に該静翼段に隣接して設けられ、ディ
    スクから半径方向外側に延びる複数の動翼を包含するロ
    ータ段と、 このロータ段の半径方向外側に設けられたライナと、 前記ロータ段の振動を制御する装置であって、複数の孔
    を包含し、これらの孔が前記静翼段と前記ロータ段との
    間で前記ライナに設けられて前記静翼段に整列されてい
    る装置と、 を包含し、前記孔が前記ロータ段を通過する中心ガス流
    れの圧力よりも実質的に高い圧力のガスを選択的に供給
    する高圧ガス源に接続され、前記高圧ガスが前記孔を出
    て前記ロータ段に作用するようにしたことを特徴とする
    ガスタービンエンジン。
  24. 【請求項２４】請求項２３記載のガスタービンエンジン
    において、更に、前記高圧ガス源と前記孔との間のライ
    ンに設けられた選択的に作動可能な弁装置を包含し、こ
    の選択的に作動可能な弁装置が選択的に開らかれて、前
    記高圧ガス源から前記孔への高圧ガス通路を許すことが
    できるようにしたガスタービンエンジン。
  25. 【請求項２５】請求項２４記載のガスタービンエンジン
    において、更に、マニホルドと、このマニホルドを前記
    高圧ガス源に接続する少なくともひとつの第１のライン
    と、前記複数の孔を前記マニホルドに接続する複数の第
    ２のラインとを包含し、前記マニホルドが前記高圧ガス
    を前記複数の孔に分配するようにしたガスタービンエン
    ジン。
  26. 【請求項２６】請求項２５記載のガスタービンエンジン
    において、更に、前記第１のラインの各々に設けられた
    選択的に作動可能な弁装置を包含し、この選択的に作動
    可能な弁装置が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源か
    ら前記孔への高圧ガス通路を許すことができるようにし
    たガスタービンエンジン。
  27. 【請求項２７】請求項２６記載のガスタービンエンジン
    において、更に、プログラマブルコントローラと、前記
    ロータ段の回転速度を検出する速度センサとを包含し、
    前記速度センサが前記ロータ段の回転速度を表わす信号
    を前記コントローラに送り、前記コントローラが一定の
    ロータ段回転速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開
    閉せしめるようにしたガスタービンエンジン。
  28. 【請求項２８】請求項２７記載のガスタービンエンジン
    において、前記高圧ガス源が前記ガスタービンエンジン
    内の圧縮機であるガスタービンエンジン。
  29. 【請求項２９】請求項２４記載のガスタービンエンジン
    において、更に、前記第２のラインの各々に設けられた
    選択的に作動可能な弁装置を包含し、この選択的に作動
    可能な弁装置が選択的に開らかれて、前記高圧ガス源か
    ら前記孔への高圧ガス通路を許すことができるようにし
    たガスタービンエンジン。
  30. 【請求項３０】請求項２９記載のガスタービンエンジン
    において、更に、プログラマブルコントローラと、前記
    ロータ段の回転速度を検出する速度センサとを包含し、
    前記速度センサが前記ロータ段の回転速度を表わす信号
    を前記コントローラに送り、前記コントローラが一定の
    ロータ段回転速度で前記選択的に作動可能な弁装置を開
    閉せしめるようにしたガスタービンエンジン。
  31. 【請求項３１】ガスタービンエンジン用のファンにおい
    て、 内側の半径方向プラットフォーム、外側の半径方向プラ
    ットフォーム及びこれらのプラットフォーム間に延びる
    複数の周方向に分配された静翼と包含する静翼段と、 この静翼段の下流に該静翼段に隣接して設けられ、ディ
    スクから半径方向外側に延びる複数の動翼を包含するロ
    ータ段と、 このロータ段の振動を制御する装置であって、複数の孔
    を包含し、これらの孔が前記静翼段の各々の後縁に隣接
    して設けられている装置と、 を包含し、前記孔が前記ロータ段を通過する中心ガス流
    れの圧力よりも実質的に高い圧力のガスを選択的に供給
    する高圧ガス源に接続され、前記高圧ガスが前記孔を出
    て前記ロータ段に作用するようにしたことを特徴とする
    ファン。
  32. 【請求項３２】ファンと、圧縮機と、燃焼器と、タービ
    ンとを包含し、これらのファン、圧縮機、燃焼器及びタ
    ービンが軸方向に整列されて、前記ファンに入った中心
    ガス流れが前記圧縮機、前記燃焼器及び前記タービンを
    通過するガスタービンエンジンにおいて、前記ファン、
    前記圧縮機及び前記タービンの少なくともひとつが、 内側の半径方向プラットフォーム、外側の半径方向プラ
    ットフォーム及びこれらのプラットフォーム間に延びる
    複数の周方向に分配された静翼と包含する静翼段と、 この静翼段の下流に該静翼段に隣接して設けられ、ディ
    スクから半径方向外側に延びる複数の動翼を包含するロ
    ータ段と、 このロータ段の振動を制御する装置であって、複数の孔
    を包含し、これらの孔が前記静翼段の各々の後縁に隣接
    して設けられている装置と、 を包含し、前記孔が前記ロータ段を通過する中心ガス流
    れの圧力よりも実質的に高い圧力のガスを選択的に供給
    する高圧ガス源に接続され、前記高圧ガスが前記孔を出
    て前記ロータ段に作用するようにしたことを特徴とする
    ガスタービンエンジン。
JP10260997A 1997-08-29 1998-08-31 ガスタービンエンジンのロータ段の振動を制御する装置 Pending JPH11141307A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/920,493 US6055805A (en) 1997-08-29 1997-08-29 Active rotor stage vibration control
US08/920,493 1997-08-29

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH11141307A true JPH11141307A (ja) 1999-05-25

Family

ID=25443842

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP10260997A Pending JPH11141307A (ja) 1997-08-29 1998-08-31 ガスタービンエンジンのロータ段の振動を制御する装置

Country Status (5)

Country Link
US (2) US6055805A (ja)
EP (2) EP0899427B1 (ja)
JP (1) JPH11141307A (ja)
KR (1) KR100539037B1 (ja)
DE (2) DE69836154T2 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008163947A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 General Electric Co <Ge> 流れ再循環を備えた圧縮システムの操作線制御

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6202403B1 (en) * 1998-12-22 2001-03-20 General Electric Company Core compartment valve cooling valve scheduling
FR2814197B1 (fr) * 2000-09-21 2003-01-10 Snecma Moteurs Procede et dispositif pour l'attenuation des sons d'interaction rotor/stator dans une turbomachine
US6409469B1 (en) * 2000-11-21 2002-06-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan-stator interaction tone reduction
US7631483B2 (en) * 2003-09-22 2009-12-15 General Electric Company Method and system for reduction of jet engine noise
GB2407142B (en) * 2003-10-15 2006-03-01 Rolls Royce Plc An arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
JP2005226584A (ja) * 2004-02-13 2005-08-25 Honda Motor Co Ltd コンプレッサ及びガスタービンエンジン
DE102004030597A1 (de) * 2004-06-24 2006-01-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Aussenradstrahlerzeugung am Stator
DE102004054752A1 (de) * 2004-11-12 2006-05-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe
DE102005052466A1 (de) * 2005-11-03 2007-05-10 Mtu Aero Engines Gmbh Mehrstufiger Verdichter für eine Gasturbine mit Abblasöffnungen und Einblasöffnungen zum Stabilisieren der Verdichterströmung
US7617670B2 (en) * 2006-03-31 2009-11-17 Lockheed Martin Corporation Flow control redistribution to mitigate high cycle fatigue
US20070245708A1 (en) * 2006-04-20 2007-10-25 United Technologies Corporation High cycle fatigue management for gas turbine engines
US7797944B2 (en) * 2006-10-20 2010-09-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine having slim-line nacelle
US7870721B2 (en) 2006-11-10 2011-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine providing simulated boundary layer thickness increase
US8408491B2 (en) * 2007-04-24 2013-04-02 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet airfoil for a gas turbine engine
DE102007026455A1 (de) * 2007-06-05 2008-12-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strahltriebwerk mit Verdichterluftzirkulation und Verfahren zum Betreiben desselben
US8082726B2 (en) * 2007-06-26 2011-12-27 United Technologies Corporation Tangential anti-swirl air supply
US8402739B2 (en) * 2007-06-28 2013-03-26 United Technologies Corporation Variable shape inlet section for a nacelle assembly of a gas turbine engine
US8371806B2 (en) * 2007-10-03 2013-02-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine having core auxiliary duct passage
US8240120B2 (en) * 2007-10-25 2012-08-14 United Technologies Corporation Vibration management for gas turbine engines
US9004399B2 (en) 2007-11-13 2015-04-14 United Technologies Corporation Nacelle flow assembly
US8186942B2 (en) * 2007-12-14 2012-05-29 United Technologies Corporation Nacelle assembly with turbulators
US8192147B2 (en) * 2007-12-14 2012-06-05 United Technologies Corporation Nacelle assembly having inlet bleed
DE102008016800A1 (de) 2008-04-02 2009-10-08 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbinenverdichter
FR2931906B1 (fr) * 2008-05-30 2017-06-02 Snecma Compresseur de turbomachine avec un systeme d'injection d'air.
DE102008052409A1 (de) 2008-10-21 2010-04-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit saugseitennaher Randenergetisierung
US8591166B2 (en) * 2008-12-31 2013-11-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Axial compressor vane
DE102009032549A1 (de) * 2009-07-10 2011-01-13 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Mindern von Schwingungsamplituden
US20110250046A1 (en) * 2010-04-07 2011-10-13 Honeywell International Inc. Turbofan engine performance recovery system and method
US8105039B1 (en) 2011-04-01 2012-01-31 United Technologies Corp. Airfoil tip shroud damper
WO2013102098A1 (en) * 2011-12-29 2013-07-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Vavle for gas turbine engine
US8640820B2 (en) * 2012-01-11 2014-02-04 Polytechnic Institute Of New York University High-speed jet noise reduction via fluidic injection
US10107191B2 (en) 2012-02-29 2018-10-23 United Technologies Corporation Geared gas turbine engine with reduced fan noise
US9017033B2 (en) 2012-06-07 2015-04-28 United Technologies Corporation Fan blade platform
WO2014055110A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-10 United Technologies Corporation Static guide vane with internal hollow channels
EP3064779B1 (en) 2015-03-02 2019-10-16 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with airfoil dampening system
FR3034145B1 (fr) * 2015-03-26 2017-04-07 Snecma Etage de compresseur
EP3296573A1 (en) * 2016-09-20 2018-03-21 Siemens Aktiengesellschaft A technique for controlling rotating stall in compressor for a gas turbine engine
EP3559557B1 (en) * 2017-02-08 2021-12-29 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Method for minimizing forces acting on turbine blades in specific frequency ranges
US10775269B2 (en) * 2017-02-08 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Blade health inspection using an excitation actuator and vibration sensor
EP3477120A1 (en) * 2017-10-26 2019-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine engine control method and system
JP6916755B2 (ja) * 2018-03-09 2021-08-11 三菱重工業株式会社 回転機械
FR3079552B1 (fr) * 2018-03-29 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant au moins une aube amont comportant une portion de soufflage pour limiter la resonance d'une aube aval
US20200072062A1 (en) * 2018-08-31 2020-03-05 General Electric Company System and Method for Airfoil Vibration Control
CA3073417A1 (en) 2019-04-18 2020-10-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade ice protection using hot air
US11118457B2 (en) * 2019-10-21 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for fan blade heating using coanda effect
US11828237B2 (en) 2020-04-28 2023-11-28 General Electric Company Methods and apparatus to control air flow separation of an engine
US11333079B2 (en) * 2020-04-28 2022-05-17 General Electric Company Methods and apparatus to detect air flow separation of an engine
US11085303B1 (en) * 2020-06-16 2021-08-10 General Electric Company Pressurized damping fluid injection for damping turbine blade vibration

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2958456A (en) * 1954-10-06 1960-11-01 Power Jets Res & Dev Ltd Multi-stage aerofoil-bladed compressors
US3572960A (en) * 1969-01-02 1971-03-30 Gen Electric Reduction of sound in gas turbine engines
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
FR2370171A1 (fr) * 1976-11-05 1978-06-02 Snecma Procede et dispositif pour la diminution du bruit des turbomachines
FR2370170A1 (fr) * 1976-11-05 1978-06-02 Snecma Procede et dispositif pour la diminution du bruit des turbomachines
GB2125111B (en) * 1982-03-23 1985-06-05 Rolls Royce Shroud assembly for a gas turbine engine
US5082421A (en) * 1986-04-28 1992-01-21 Rolls-Royce Plc Active control of unsteady motion phenomena in turbomachinery
US5275528A (en) * 1990-08-28 1994-01-04 Rolls-Royce Plc Flow control method and means
AU3277295A (en) * 1994-07-28 1996-02-22 Boeing Company, The Active control of tone noise in engine ducts
US5584651A (en) * 1994-10-31 1996-12-17 General Electric Company Cooled shroud

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008163947A (ja) * 2006-12-28 2008-07-17 General Electric Co <Ge> 流れ再循環を備えた圧縮システムの操作線制御

Also Published As

Publication number Publication date
DE69836154T2 (de) 2007-02-01
EP0899427B1 (en) 2004-08-25
KR100539037B1 (ko) 2006-02-28
EP1353039A3 (en) 2004-05-06
EP0899427A3 (en) 2000-07-05
DE69836154D1 (de) 2006-11-23
US6055805A (en) 2000-05-02
EP1353039A2 (en) 2003-10-15
DE69825825D1 (de) 2004-09-30
DE69825825T2 (de) 2005-09-01
EP0899427A2 (en) 1999-03-03
EP1353039B1 (en) 2006-10-11
US6125626A (en) 2000-10-03
KR19990023997A (ko) 1999-03-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH11141307A (ja) ガスタービンエンジンのロータ段の振動を制御する装置
US6701717B2 (en) Cycle gas turbine engine
US6905303B2 (en) Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
US10563513B2 (en) Variable inlet guide vane
EP1878872B1 (en) Turbofan engine and fan blades
JP3062199B2 (ja) ガスタービン機関
US7189059B2 (en) Compressor including an enhanced vaned shroud
EP3075955B1 (en) Gas turbine engine with blade cutback in a rotor for noise reduction
US6546734B2 (en) Process and device for attenuating the noise made in a turbomachine by rotor/stator interaction
US20130104522A1 (en) Gas turbine engine with variable pitch first stage fan section
JPH045437A (ja) 圧縮機空気抽出方法および装置
CA2133793A1 (en) Inter compressor duct variable geometry annular diffuser/bleed valve
GB2298459A (en) Compressor rotor control with magnetic bearings
US5224337A (en) Operating method for gas turbine with variable inlet vanes
US10385871B2 (en) Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes
EP3208467B1 (en) Compressor rotor for supersonic flutter and/or resonant stress mitigation
US4640091A (en) Apparatus for improving acceleration in a multi-shaft gas turbine engine
EP3940199A1 (en) System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery
CA1228484A (en) Method and apparatus for improving acceleration in a multi-shaft gas turbine engine
JPH11148497A (ja) 軸流圧縮機動翼
Scheidler et al. Active stability control of the compression system in a twin-spool turbofan engine by air injection
EP4219900A1 (en) Non-uniform turbomachinery blade tips for frequency tuning
EP4345249A1 (en) Stator vane for a gas turbine engine
KR100503585B1 (ko) 가스터빈엔진용로터스테이지
JP2000328902A (ja) ガスタービンエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20050826

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050826

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821

Effective date: 20050926

RD02 Notification of acceptance of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422

Effective date: 20050926

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20051025

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080408

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20081007