【課題】小型のブースタ抽気式ターボファンを提供する。
【解決手段】ターボファンエンジン（１０）は、ファンナセル（３０）の内部でファンフレーム（３２）に取付けられたファン（１４）を含む。ブースタ圧縮機（１６）は、流れスプリッタ（３４）の内側でファン（１４）に結合される。ブースタ抽気システム（５４）は、スプリッタ（３４）の内部に配置され、かつ圧縮機出口（５２）における入口（５８）とファン（１４）のあとに続くバイパスダクト（３６）に結合された出口（６０）とを含む。 （もっと読む）

本発明は、コンバインドサイクル発電プラント（４０）内でガスタービン（１１）を運転する方法に関する。この方法の場合、空気が、ガスタービン（１１）によって吸引されて圧縮される。この圧縮された空気が、石炭から得られる合成ガスを燃焼するために燃焼室（１８，１９）に供給される。この場合、圧縮した空気の一部が、酸素及び窒素に分解される。中間過熱部及び２つの燃焼室（１８，１９）及び２つのタービン（１６，１７）を有するガスタービン（１１）が使用されることによって改良された効率がこの方法で達成される。合成ガスが、第１燃焼室（１８）内で圧縮空気を使用して燃焼され、発生する高温ガスが、第１タービン（１６）内で膨張する。合成ガスが、第２燃焼室内で第１タービン（１６）から来たガスを使用して燃焼され、発生する高温ガスが、第２タービン（１７）内で膨張する。この場合、空気分解時に発生する窒素が、圧縮のためにガスタービン（１１）に供給される。
（もっと読む）

【課題】エンジン内部の空気の流れを円滑にし、かつエンジン性能の低下を防止するガスタービンエンジン用のブリードディフューザを提供する。
【解決手段】ブリードディフューザアセンブリ１００は、壁１１０の開口部を覆うように配置され、またインレット端部１０４及びアウトレット端部１０６を備えるハウジング１０２を具備する。ディフューザ１１２は、前記ハウジング内に移動できるように配置される。ディフューザ１１２を動かすアクチュエータ１１４が、前記ディフューザに結合されており、このアクチュエータが作動しているときには、ディフューザ１１２を概ねハウジングのインレット端部側に動かし、かつ作動位置に移動させる。アクチュエータ１１４が停止されたときに、ディフューザ１１２を概ねハウジングのアウトレット端部側に付勢して後退位置に移動させるように付勢部材１１６が設けられる。これによって、空気流を妨げない。 （もっと読む）

【課題】航空機の推進及び補助動力用として使用するガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン組立体(10)は、ファン(14)と該ファンの下流のコアエンジン(13)と複数の抽気位置(124,122,120)とを含む推進ガスタービンエンジン(11)と、推進ガスタービンエンジンに流れ連通状態で結合された調整弁(100)と、動力を発生するために使用される補助エンジン(12)とを含む。補助エンジンは、タービン(44)と入口とを含む。入口は、調整弁に流れ連通状態で結合されて、推進エンジンに流入した空気流(30)の一部分を補助エンジンで使用するために抽気するようにしまた調整弁が推進エンジンから補助エンジンへの空気流(54)の流れを制御するようにする。調整弁は、複数の抽気位置の少なくとも２つから空気流を抽気するように選択的に作動可能である。 （もっと読む）

コンプレッサとタービンとから成る第１ガスタービン組と、第１ガスタービン組のコンプレッサとタービンとの間の気体の流れの中に置かれた燃焼装置を含む第２ガスタービン組とを具備し、第２ガスタービン組は、コンプレッサ、燃料噴射装置、燃焼室およびタービンから成り、ガスタービン組の少なくとも一方が有効仕事を取出すための装置を有して、水または蒸気の第１流れが、第１組のタービンの排ガスからの熱によって加熱され、更なる量の水および／または蒸気が、第１組のコンプレッサにより圧縮された気体の流れからの熱によって加熱され、生成された水または蒸気が、流れ内の空気中に含まれる酸素の少なくとも６０％が燃焼装置内の燃焼を通じて消費されるように気体の流れに噴射され、第２ガスタービン組のタービンに供給される燃焼ガスが、５〜３０ＭＰａの圧力を有するガスタービン発電所の運転方法。
（もっと読む）

【課題】 多大な設備費を要することなく、静翼の噴流を原因とした動翼に対する強度上の影響を排除することができ、また、第１段静翼へのダスト付着の助長を防止することができるものとする。
【解決手段】 高炉（５１）から排気された排ガスにより回転駆動されて発電機（８１）を回転駆動させる炉頂圧回収タービン（１）の制御システムにおいて、高炉下流のガス路（６０）に内部を通過する排ガスの流量調節が可能なバイパス制御弁（５４，５５）をタービンと並列に配設し、バイパス制御弁の作動によりタービンの前圧を変化させてタービンの起動時及び又は停止時の回転数制御及び又は負荷制御を行う。タービンは、静翼（２，３）の流路角度を変化させる角度可変機構（３１，３２，３９，４０）を有し、静翼は、タービンの起動時及び又は停止時に流路全閉角度よりも開いた状態にされる。 （もっと読む）

本発明は、ガスタービンエンジンにおけるブリード通路用のブリード構造体であって、通路用の開口部の第１側部を画定する第１壁部分（１８）と、開口部の第１側部と反対の第２側部を画定する第２壁部分（１９）とを有するブリード構造体に関する。第１及び第２壁部分（１８、１９）は、該開口部の延出方向において異なった位置で終端する。 （もっと読む）

【課題】 負荷の急減時に過速度を迅速に回避するとともに、回転数を定格値に維持または排ガスＥの温度を制限範囲内に維持しながら、再生器に蓄積された熱エネルギを効果的に放出することができる再生式ガスタービンの過速度回避装置を提供する
【解決手段】 高圧空気を生成する圧縮機１と、高圧空気に燃料を供給して燃焼させる燃焼器３と、燃焼器３からの燃焼ガスＧにより作動して負荷Ｌ１を駆動するタービン７と、タービン７から排出される排ガスＥによって高圧空気を加熱する再生器２と、高圧空気、燃焼ガスＧまたは排ガスＥからなる動作流体の一部を系外に放出する放風弁１３と、タービンの回転数および排ガスＥの温度の少なくとも一方に基づくフィードバック制御により放風弁１３の開度を調節する弁制御手段１４とを備えている。 （もっと読む）

シングルシャフトガスタービン（１０）における触媒燃焼器のエミッションを制御し最適化するためのシステムであって、所定のパラメータのセットに基づいて前記ガスタービン（１０）の運転の数学的モデルを構築するための少なくとも１つの計算ユニットを備え、これにより、前記エミッションを約−２９°Ｃから＋４９°Ｃまでの外部環境条件の範囲にわたりタービンの運転条件の変動中に最適化することができる。計算ユニット（６０）が動作するパラメータは、周囲温度（６３）及び調整ベーン（ＩＧＶ）（１４）の回転の関数としての抽気システム（ＩＢＨ）の流量の調整値を含む。
（もっと読む）

【課題】本発明は、付着した氷の量に感応し、飛行機のエンジン（２）の空気取入口内に配置された少なくとも１つのセンサー（１）と、前記量を測定するシステム（３）および前記量をあらかじめ決められた閾値（Ｓ）と比較するシステム（４）、およびあらかじめ決められた閾値を超えたことの検出に対し応答を開始するようになっている起動システム（５）を含む飛行機のエンジンの除氷装置に関するものである。
【解決手段】検出に対する応答が、警報、エンジン制御システム（７）によりタイマー設定されたエンジン回転数の上昇、またはエンジンの上流側へのホットエアーの戻しとすることができる装置に関する。 （もっと読む）