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国際特許分類[F02C7/00]の内容

機械工学;照明;加熱;武器;爆破 (654,968) | 燃焼機関;熱ガスまたは燃焼生成物を利用する機関設備 (130,868) | ガスタービン設備;ジェット推進設備のための空気の取り入れ;空気吸込ジェット推進設備における燃料供給制御 (9,734) | グループ1/00から6/00に分類されない,またはそれにはない注目すべき特微,構成部品,細部または付属品;ジェット推進設備のための空気の取り入れ (6,143)

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【課題】隣接するファンブレードの回転能力を制限しない、小型で製造が容易であり、安価なファンプラットフォームを提供する。
【解決手段】プラットフォーム34は、ロータディスクに接合される隣接するファンブレード18間で使用して内側流路境界を提供するために設けられる。プラットフォーム34は、対向する前端及び後端と対向する横方向縁部とを有する金属弓形本体と、前記横方向縁部から横方向に且つ前記本体を越えて半径方向に延びる脆弱ウィングのペアと、を含む。 (もっと読む)


【課題】チョーキングを起こしにくく、雑音レベルの低い、航空機推進システムを提供すること。
【解決手段】航空機推進システムは、回転軸周りに回転可能であり、複数の羽根を備える推進ロータ組立体と、推進ロータ組立体に隣接して配置され、回転軸周りに円周方向に配列される、回転方向に固定された翼板組立体とを有する。空気流が推進ロータ組立体に入ると、空気流の一部は、空気流をロータ羽根から離れるように案内し、それにより、ロータ羽根に対する、方向を変えられた空気流の相対速度を低減させるように構成される翼板組立体の上を通り過ぎる。このことは、推進ロータ組立体を通る空気流がチョークされる傾向を低減させる結果をもたらす。 (もっと読む)


【課題】 ターボ機械内部の荷重を調整する支持機構を提供する。
【解決手段】 一例のターボ機械荷重調整アセンブリが、第1のロッド端部から第2のロッド端部へと延在する支持ロッドを含み、この支持ロッドがファンダクトとベアリングハウジングとを連結するとき、この支持ロッドは、ファンダクト、ベアリングハウジング、またはその両方に関して径方向に移動可能である。 (もっと読む)


【課題】少ない計測センサで各モジュールの性能特性を精度良く推定する。
【解決手段】本発明のガスタービン性能推定装置1は、第1のエンジンダイナミックモデルソフトウェアを動作させる第1エンジンシミュレータ11と第2のエンジンダイナミックモデルソフトウェアを動作させる第2エンジンシミュレータ16とをカスケードに並べ、計測値と第1エンジンシミュレータ11の推定値との差分をニューラルネットワーク15の入力として、ニューラルネットワーク15が推定し出力する性能特性係数を第2エンジンシミュレータ16の第2のエンジンダイナミックモデルの状態変数群とすることで、推定計算が不安定になりがちなフィードバック系を切り離し、限られた数の計測センサの計測データからニューラルネットワーク15で学習し、各モジュールの性能特性を推定する。 (もっと読む)


【課題】 発電システム用の自己潤滑性ブラシシール組立体(18)及び複数の自己潤滑性部材(30)を含む発電システムにおいて空気漏洩を低減する方法を提供すること。
【解決手段】 複数の自己潤滑性部材(30)は、複数の自己潤滑性ブリストル(42)と、自己潤滑性編組(54)のシースで被覆された複数のコア(52)と、自己潤滑性材料(62)でコートされた外径(56)を有する複数のコア(52)と、ソリッド潤滑パック(80)とを含む。潤滑性材料は、黒鉛、六方晶窒化ホウ素(hBN)、二硫化モリブデン(MoS2)、二硫化タングステン(WS2)、窒化チタン(TiN)、窒化チタンアルミニウム(TiAlN)、炭化窒化チタン(TiCN)及びこれらの組合せから選択される。 (もっと読む)


【課題】設備が大掛かりとならず、既存の設備に設ける場合でも、改造が容易な排気温度上昇抑制手段を実現し、かつガスタービンの高温部位の熱損傷のおそれをなくした低負荷運転領域拡大手段を実現する。
【解決手段】複合サイクル型発電プラント10の排熱回収ボイラ44の入口側排気通路44aに、仕切板64を備えた排気導入量制御装置62を設ける。排気導入量制御装置62によって排熱回収ボイラ44に流入する排気熱量を制限し、排熱回収ボイラ構成部位の熱損傷を防止する。またガスタービン14の排気通路38に、仕切板64を備えた負荷制御機構71を設け、ガスタービン14の高温部位である入口部位14a及びタービン翼32の温度を閾値以下に保持して、低負荷運転時にこれら高温部位の熱損傷を防止する。 (もっと読む)


【課題】ボトムシールの溶接不良を回避し、ボトムシールを確実に設置可能な伸縮継手及びこれを備えるガスタービンと、伸縮継手の取付方法を提供する。
【解決手段】前部排気室5aと後部排気室5bとの間に配置され、伸縮可能とされるとともに、内部に空間を形成するブーツ21と第一フレーム22及び第二フレーム23と、上記空間に充填される断熱材24と、この空間Sを密閉するように前部排気室5aと後部排気室5bとの間にわたって配置されるボトムシール25とを備え、ボトムシール25には切欠部が形成され、この切欠部の縁部と前部排気室5a及び後部排気室5bとがスミ肉溶接されることによって、ボトムシール25と前部排気室5a及び後部排気室5bとが結合されていることを特徴とする。 (もっと読む)


【課題】ブレードの耐衝撃性を高める。
【解決手段】ファンブレードは、複数の繊維複合材料層及び繊維複合材料層の1つと接合部で接合する1以上の高延性繊維複合材料ストリップ20,22,24とを備える。ファンブレードを製造する方法は、複数の繊維複合材料層を接合し、1以上の高延性繊維複合材料ストリップを繊維複合材料層の1つと接合する工程を含む。高延性繊維複合材料ストリップの端部は繊維複合材料層の端部と接合部で当接する。 (もっと読む)


【課題】 従来のジェットエンジンは、反作用を利用して高速で飛ぶ物であったため、抵抗なく噴射し、その能力は音速に近いものであった。そこで、分散噴射型エンジンは、ターボジェットの排気ガスを、小径管から分散して噴射することで、低速用エンジンを提供するものである。したがって比推力を上げ、その代わり低速で飛ぶものである。
【解決手段】 本発明の分散噴射型エンジンは、圧縮機(1)から燃焼機(2)を介してタービン(3)があり、その排気ガス(5c)を、両翼に取り付けた小径管(5)から噴射して、推力とするものである。 (もっと読む)


【課題】タービン翼の前縁のための改良された冷却構造を提供する。
【解決手段】複数の膜冷却孔1,2が、内部冷却通路3から前縁領域に沿って前縁領域の外面まで延びており、膜冷却孔1,2がそれぞれ、少なくとも膜冷却孔1,2の長さの一部に亘って、翼1の前縁の半径方向外方に拡開した形状を有しており、冷却孔1,2が主軸線17を有しており、前記形状が、主軸線17から前方傾斜軸線20に沿って半径方向外方へ拡開させられることによって非対称的に拡開させられており、冷却孔がさらに、主軸線17から第2の横方向に横方向傾斜軸線21に沿って拡開させられている。 (もっと読む)


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