国際特許分類[F01D25/12]の内容
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国際特許分類[F01D25/12]に分類される特許
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シェブロンフィルム冷却式壁
【課題】 本発明は、ガスタービンエンジン内でのフィルム冷却に関する。
【解決手段】 ガスタービンエンジン内の壁(32)は、それを貫通して延びる複合シェブロンフィルム冷却孔(38)の列を有する内面及び外面(34、36)を含む。シェブロン孔(38)は、壁内面(34)における入口(40)と壁外面(36)におけるシェブロン出口(42)との間で縦方向及び横方向の両方向に発散する。そして、シェブロン孔(38)の各々が、内面における入口で始まりかつそれらの間に共通のリッジ(50)を有する一対のウイングトラフ(48)で終わる円筒形入口ボア(44)を含む。
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急冷防止形圧縮機ハウジングを備えたガスタービンおよびそのガスタービンの運転方法
本発明は、急冷防止形圧縮機ハウジングを備えたガスタービンおよびそのようなガスタービンの運転方法に関する。タービンと圧縮機ハウジング(14)を含む圧縮機(10)とを備えたガスタービンおよびその運転方法において、圧縮機(10)からタービンを冷却するために少なくとも1つの抽気管(16)によって圧縮空気あるいは部分圧縮空気が取り出され、また、その抽気管(16)がしゃ断装置特に弁(19)を有し、これによって、抽出空気の流出およびこれに伴ってハウジング(14)の冷却が調整できる。
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航空機用エンジン装置
【課題】
【解決手段】本発明に従って補機機構27を駆動すべく補機機構27及び歯車箱30を収容する外部の膨れ5を防止するため、スプリッタフェアリング26がエンジン20のバイパスダクト23内に配置されている。該バイパスダクト23は、ケーシング21とコンプレッサ/タービン推進コア22との間に画成される。該フェアリング26は、補機機構27を収容するのに十分な寸法である一方、バイパスダクト23は、ダクト23内のこれらのフェアリング26が空気流24に及ぼすすべての妨害効果を解消し且つ、均衡させ得るよう軸対称に適宜な形状とされている。エンジン20の油タンクリザーバ34及びフィルタ/熱交換器機構35を収容するため更なるフェアリング29を設けることができる。かかる状況において、エンジン20の概念的に細長い円筒形のプロフィールが維持され、該エンジン20に要求される断面積が減少し、このため、より優れた衝撃波音の特性を有するより小型の機体となる。
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