【目的】 ガスタービンや焼却炉等の燃焼装置に接続されている金属製ダクトに介在される伸縮継手について、簡易且つ安全に劣化を検知することができるシステムを提供する。
【構成】 燃焼装置に接続される金属性ダクト５の継ぎ目に気密的に接続される可撓性シール膜１５，１６を、少なくとも２層有する伸縮継手８Ａと、前記２層の可撓性シール膜１５，１６間の圧力と、伸縮継手８Ａの内側の圧力との差圧を検出するための第１差圧検出部３０と、前記２層の可撓性シール膜１５，１６間の圧力と、伸縮継手８Ａの外側の圧力との差圧を検出するための第２差圧検出部３１と、を有することとした。 （もっと読む）

【課題】ファン径を拡大することなくバイパス比を高め且つエンジンに作用する空気抵抗が小さなターボファンジェットエンジンを提供する。
【解決手段】フロントファン１０によって圧縮された圧縮空気を外気に放出するフロントファン流路２０a,２０bと、アフトファン４０に空気を導入するアフトファン流路５０a,５０bを、コアエンジン３０を中心として、その周りを反時計方向に回転させながら各々の断面形状を変えて、フロントファン１０の直後の断面１とアフトファン４０の直前の断面１１においてフロントファン流路２０a,２０bとアフトファン流路５０a,５０bとの幾何学的関係が反転するように配設する。 （もっと読む）

【課題】エアダクトを吊り上げずにガスタービンを保守点検できること。
【解決手段】ガスタービン１は、燃料を燃焼させた燃焼ガスのエネルギーによってロータ１０を回転させて回転エネルギーをロータ１０から取り出すガスタービン本体１００と、ガスタービン本体１００に取り付けされて空気を圧縮する圧縮部へ空気を導く入口ケーシング１２１と、入口ケーシング１２１と連結されて大気から取り入れた空気をガスタービン本体１００へ導く吸気室３１と、ロータ１０が移動される際にロータ１０が通過または存在する範囲を全て含んで吸気室３１に形成される切欠部３４とを備える。 （もっと読む）

【課題】フェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジン（１３）と、スピナ（２５）と、該コアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有する。コアガスタービンエンジン（１３）は、流入空気流の一部分（５０）を該コアガスタービンエンジン（１３）内に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有する。本方法は、ａ）スピナ（２５）を取外すステップと、ｂ）ファンブレード（２４）を取外すステップと、ｃ）コアガスタービンエンジン（１３）と密封係合状態でフェアリング（８０）を固定するステップとを含む。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジン用のフェアリングキットを提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジン（１３）と、ファンロータ（２６）と、該ファンロータ（２６）に取付けられかつコアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有する。コアガスタービンエンジン（１３）は、流入空気流の一部分（５０）を該コアガスタービンエンジン（１３）内に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有する。本フェアリングキットは、ａ）フェアリング（８０）と、ｂ）フェアリング（８０）をコアガスタービンエンジン（１３）に固定するようになった複数のファスナ（８８）と、ｃ）フェアリング（８０）及びコアガスタービンエンジン（１３）の合せ面を密封するようになった適合シール（８６）とを含む。 （もっと読む）

【課題】 ＩＧＶを過度に閉じても、圧縮機の環状流路内での氷の生成を抑制でき、翼曲がり等の動翼損傷を防ぐことができる空気圧縮機を提供することを目的とする。
【解決手段】 ロータ４とケーシング３との間に形成される環状流路５の空気取入口にＩＧＶ６を設置し、その下流にロータ４側に設けられた動翼８Ａないし８Ｅとケーシング３側に設けられた静翼９Ａないし９Ｅとを交互に多段に配設するとともに、静翼９Ａないし９Ｅの少なくとも一部を可変静翼９Ａないし９Ｃとした空気圧縮機１において、空気取入口２または環状流路５内の空気温度を検出する温度センサ１１Ａないし１１Ｃと、ＩＧＶ６が過度に絞られた状態で、かつ温度センサ１１Ａないし１１Ｃによる検出値が設定温度以下のとき、可変静翼９Ａないし９Ｃの少なくとも１つを更に閉じて氷の生成を抑える制御部１２とを備えている。 （もっと読む）

【課題】本発明の対象は、航空機の翼前縁であり、
【解決手段】前記翼前縁が航空力学的表面で延長されており、前記航空力学的表面のレベルで空気の航空力学的流束が流通し、前記航空力学的流束の剥離を阻止するために空気排出孔（３０）が配置してあり、空気排出孔（３０）が、翼前縁にほぼ平行している、少なくとも相次ぐ２つの列間でずれた形に配置してあり、航空力学的表面を形成する２つの壁面間に介在する少なくとも１つのかいもの（３６）を含んでおり、前記かいものが、一方では、航空力学的表面（２６）の延長部に外面（３８）、航空力学的表面を形成する第１壁面と接触している第１傾斜面（４０）および航空力学的表面を形成する第２壁面と接触している第２傾斜面（４２）、ならびに他方では、航空力学的表面の両側に空気の流通を許す、一方の面から他方の面に交互に配置してある、傾斜面（４０、４２）のレベルに配設してある突出および／または凹状形態を含むことを特徴とする航空機の翼前縁。 （もっと読む）

【課題】翼形部を開示する。
【解決手段】本翼形部は、翼弦長を形成した凹面形正圧側面（７０）及び凸面形負圧側面（７２）と前縁（７４）及び後縁（７６）とを有する。前縁保護ストリップ（８０）は、前縁（７４）と該前縁（７４）から下流方向に後縁（７６）に向かった翼形部の正圧側面（７０）及び負圧側面（７２）のそれぞれの所定の部分とに対して接合材層（８２）によって付着されかつそれらを保護被覆する。前縁保護ストリップ（８０）によって被覆された負圧側面（７２）の所定の部分は、該前縁保護ストリップ（８０）によって被覆された正圧側面（７０）の所定の部分よりも少ない。 （もっと読む）

【課題】本発明の目的は、航空機の航空力学表面を形成し、その表面を少なくとも一つの音波が伝播軸２４に沿って伝播する、反射層２８、少なくとも一つのセル状構造３０及び音響抵抗構造３２を備える音響パネルであって、その音響パネルの特性の少なくとも一つが上記の少なくとも一つの音波の伝播軸２４に沿って変動する前記パネルのインピーダンスに影響する音響パネルにおいて、区域Ｃで上記の少なくとも一つの音波の伝播軸２４に沿って並置された一定の音響インピーダンスを有する少なくとも一つの第一の区域Ａを備え、その区域Ｃの位置で、インピーダンスに影響する音響パネルの特性の少なくとも一つが、上記の少なくとも一つの音波の伝播軸に沿って漸進的に変動し、前記特性は一つの区域から他の区域で突然変動することのない値を示すことを特徴とする音響パネルである。 （もっと読む）

【課題】厚さを減少させ、重量を軽量化し、かつ抗力を低減させるナセルを設けて、種々の飛行条件でターボファンガスタービンエンジンの性能を最適化する。
【解決手段】ガスタービンエンジン１０は、中空の内部空間を有するナセル１００を備える。この内部空間は、空気をナセル１００の吸気口１１６からナセル１００の上流端部９９に位置する排気口１０４に案内するプレナム１２０として利用される。排気口１０４から出る空気流により特定の飛行条件におけるナセル１００の有効なリップ幅を制御することができる。 （もっと読む）