【課題】２軸式ガスタービンについて、ガスジェネレータ軸の回転数変化に伴う共振問題を効果的に解消できるようにする。
【解決手段】空気取込み側に入口案内翼１１を設けた圧縮機７、燃料を圧縮機からの圧縮空気と混合燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器８、及び前記燃焼器からの燃焼ガスで回転駆動されて前記圧縮機の駆動力を発生する高圧タービン９を含んでなるガスジェネレータを備えた２軸式ガスタービンにおいて、入口案内翼の制御手段は、ガスジェネレータ軸の低速回転時に大気温度に応じたガスジェネレータ軸の修正回転数に基づいて入口案内翼の開度を調整する第１の制御モードと、ガスジェネレータ軸の高速回転時に前記ガスジェネレータ軸の実回転数を一定に保つように入口案内翼の開度を調整する第２の制御モードとを備える。 （もっと読む）

【課題】２軸式ガスタービンにおいてガス圧縮機をメカニカル・ドライブで起動する際の、ガス圧縮機の信頼性を改善する。
【解決手段】燃焼用空気を圧縮する高圧側圧縮機１と、高圧側圧縮機１で圧縮された燃焼用空気と燃料とを混合燃焼して高温ガスを生成する燃焼器２と、燃焼器２で生成された高温ガスを用いて高圧側圧縮機３を駆動する高圧側タービン３と、高圧側タービン３を駆動した高温ガスである排気ガスにより駆動される低圧側タービン５と、低圧側タービン５により駆動されるガス圧縮機であるプロパン圧縮機４とを備える２軸式ガスタービンであって、プロパン圧縮機４のガス吸入口に、ガス流量制御手段であるプロパン圧縮機入口案内翼８を備える。 （もっと読む）

【課題】２つのエンジンを有する航空機用ガスタービンエンジンの始動を改善する。
【解決手段】２つのエンジンパッケージＥＮＧ１，ＥＮＧ２は、空気および補助電力の搭載ソースを提供する、補助動力装置（ＡＰＵ）、電気エアサイクルマシン（ｅＡＣＭ）、あるいは他の動力源などの動力源６０と流体的に連通している。代替的に或いはこれに加え、エンジン始動・クロスブリードエンジンバルブ６６Ａ，６６Ｂ、外部ソースポート６８などを介して空気を得ることができる。地上／空気切換弁８０の位置によって、クロスブリードエンジンバルブ６６Ａ，６６Ｂあるいは外部ソースポート６８のいずれかが選択される。一方のエンジンパッケージＥＮＧ１，ＥＮＧ２が作動しているときにクロスブリードエンジンの始動が行われ、作動しているエンジンパッケージＥＮＧ１，ＥＮＧ２からのブリードエアを使って、他方のエンジンパッケージＥＮＧ１，ＥＮＧ２が始動される。 （もっと読む）

【課題】コストの増加や信頼性の低下を抑制しつつ、コンパクトで高効率な２軸式ガスタービンを提供する。
【解決手段】２軸式ガスタービンにおいて、主流流路の内周側と外周側の少なくとも一方において、高圧タービン出口が低圧タービン入口よりも低くなるよう構成され、高圧タービン出口と低圧タービン入口をつなぐ流路の外周が、ケーシング１２に支持され高圧タービンの最終段動翼４２の外周側に位置する第一のケーシングシュラウド４４と低圧タービン初段静翼５１とから構成され、第一のケーシングシュラウド４４と低圧タービン初段静翼５１の接続位置が高圧タービン最終段動翼出口より低圧タービン初段静翼入口に近いことを特徴とする。 （もっと読む）

【課題】タワーの積載重量低減によりタワー製作コストを抑制することができる太陽熱ガスタービンを提供する。
【解決手段】空気を吸入して昇圧させる圧縮機１と、集光器Ｈで集めた太陽光の熱により圧縮機１で昇圧された高圧空気を加熱して昇温させる受熱器２と、高温高圧空気が保有する熱エネルギーを機械エネルギーに変換するタービン３とを具備し、受光器２とともにタワーＴ上に設置して運転される太陽熱ガスタービンＧＴ１において、圧縮機１をタービン３から分離して圧縮機駆動用電動機７と連結し、圧縮機１を地上設置の電動機駆動方式にした。 （もっと読む）

本発明は、ガスが上流側から下流側に流れるガスタービンエンジンで、燃焼室、前記燃焼室からの燃焼ガスを受け入れるように設計された燃焼室から下流側に配置される高圧タービン、フリータービン、下流側の前記フリータービンに取り受けられる排気ガスガイドコーン（７）を含み、動作時に音波を発するガスタービンエンジンに関する。タービンエンジンは、ガイドコーン（７）が、タービンエンジンによって発せられる音波を抑制するように設計された共鳴キャビティ（７１）および開口部（７６）と連通する共鳴ネック（７５）を備えた、特に、ヘルムホルツ共鳴器構造の減音器を含むことを特徴とする。
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【課題】改良された多スプール発電機を伴うシステムを提供する。
【解決手段】圧縮機１０４に接続された第１スプール１０８を有するタービンエンジン１０２と、出力タービンスプール１１０と、出力タービンスプール１１０に接続された第１発電機１１２と、第１スプール１０８に接続された第２発電機１１６とを含むシステムである。 （もっと読む）

本発明はガスタービン装置（図２参照）に関し、ガス圧縮機（２１０）と、例えば燃料電池（２１２）等の圧縮機（２１０）によって圧縮されたガスを受け入れ、そこを通るガスを加熱する上流熱源（燃料電池であればさらに電力を生成する）と、上流熱源内ですでに加熱されたガスを受け入れ、圧縮機（２１０）に接続され、圧縮機（２１０）を駆動する中間タービン（２２０）と、中間タービン（２２０）から出力されるガスを受け入れる出力タービン（２４０）とを有する。中間タービンから出た膨張したガスは下流燃焼室および／または下流燃料電池の一方または両方を通って出力タービンへ到達し、膨張したガスは出力タービン内（２４０）で膨張する前に再燃される。好ましくは、出力タービン（２４０）によって受け入れられるガスの温度が中間タービン（２２０）によって受け入れられる温度よりも高くなるように装置を構成する。
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【課題】定格運転時の燃焼温度をシンプルサイクルにおける定格燃焼温度とすると、圧縮機の回転数が定格回転数と比べて過回転となる２軸ガスタービンにおいて、ガスタービンの効率を損ねることなく、圧縮機駆動力と高圧タービン出力をバランスさせて信頼性を高めた２軸ガスタービンを提供する。
【解決手段】定格運転時の燃焼温度を、シンプルサイクルにおける定格燃焼温度とすると、圧縮機１の回転数が定格回転数と比べて過回転となる場合に、タービンを駆動する作動流体の一部を、ガスパスに流入させる前に分岐させ、冷却媒体として利用する。 （もっと読む）

【課題】エンジン本体とは別に設けられた出力部における出力を向上させることができるターボファンエンジンを提供すること。
【解決手段】本発明に係るターボファンエンジン１では、高圧タービン１４と低圧タービン１５との間から分岐されたダクトＤが、エンジン本体部１０とは別に設けられたリフトファン部２０に接続されており、また、このダクトＤにはバルブ２５が設けられている。このバルブ２５によってダクトＤにガスが流れるよう調整することにより、燃焼器１３で燃焼した高温高圧の燃焼ガスが高圧タービン１４を通過した後、ダクトＤを流れてリフトファン部２０へ供給される。よって、リフトファン部２０へ供給されるガスは燃焼後の高温のガスであるため、航空機のリフトファン部２０における出力を向上させることができる。 （もっと読む）