ガスタービンエンジン伸縮ジョイントは、間隙を間に画定する対向面を有する第１および第２部材を含む。室温において、通常エンジン動作中の第１および第２部材の温度分布プロファイルにしたがって間隙が変化する。

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本発明は、内側が導入層（６）で被覆されたステータ（２）とステータ（２）内部に配置されたロータ（４）とを含むターボ機関（１）に関し、これによれば、ターボ機関（１）は、さらに、ステータ（２）の対称軸を中心とするロータ（１０）の回転軸の平行変位及び回転用装置を含む。前記発明により、ステータ（２）とロータ（４）との間の隙間幅を減少することができ、これにより、ターボ機関（１）の費用対効果が向上する。
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本発明は、ガスタービンの高温ガスの流路１４を包囲する静止リングに関し、前記静止リングは、少なくとも１つの冷却空気供給オリフィス２８に現れる環状冷却室２６を画定するように、静止環状ハウジング２によって包囲され、前記静止リングは、複数のリングセグメント１６から構成され、各リングセグメント１６は、上部内側冷却回路Ａと下部内側冷却回路Ｂとを含み、前記下部冷却回路Ｂは、前記上部冷却回路Ａとは無関係であり、かつ、前記上部冷却回路Ａに対して径方向にずれている。
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ターボファンエンジン（１０）又はダクト付きファン推進装置において、ファンブレード（４３）先端を取り囲む上記ケース（４４）の上記ベーン付き通路（３２）内の再循環流が、エンジン又は航空機に所定の運転モードにおいて、変調あるいは、閉鎖されるようになっている。一実施例では、アネロイドバルブ（３０）は、前記ベーン付き通路（３２）を、所定の高度となった場合に閉塞し、かつフェールオープンするようにされており、これによって安全なストールマージンが離陸時に確実に得られるようにされている。上記能動型ＶＰＣＴ（３２、３１、３０）は、所定の安全水準にストールマージンを維持させつつ、ファン効率を向上させるとともに、エンジンの推力を増加させるようになっている。ベーン付き通路（２４）は、別実施例では、上記ロータブレード（４３）によって生じるストール前駆波を、前記再循環流を時間の関数として変調（５０、５８）して打ち消すために用いられている。 （もっと読む）