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    ガスタービンエンジンコンポーネント
    51.
    发明专利
    ガスタービンエンジンコンポーネント 有权
    燃气涡轮发动机部件

    公开(公告)号：JP2015502494A

    公开(公告)日：2015-01-22

    申请号：JP2014548720

    申请日：2011-12-22

    Applicant: ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー ,  ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー

    Inventor： フェークヴィスト，ロイェル

    IPC: F01D25/28 ,  F02C7/20

    CPC classification number: F02C7/20 ,  F01D9/041 ,  F01D25/16 ,  F01D25/162 ,  F01D25/24 ,  F01D25/243 ,  F01D25/246 ,  F01D25/28 ,  F02C7/06 ,  Y02T50/671 ,  Y02T50/673

    Abstract: 本発明は、外側リング(21)と、内側リング(20)と、前記内側リング(20)と前記外側リング(21)との間に延在する周方向に離間された複数の要素(22)とを備え、環状の負荷伝達構造(23)が前記内側リング(20)の内側に沿って周方向に延び、且つ前記コンポーネント(27)の径方向内側にも延びるガスタービンエンジンコンポーネント(27)に関する。前記第1の部分(23a)が周の少なくとも一部に沿って前記第2の部分(23b)に対して径方向に傾斜し、前記傾斜した2つの部分(23a、23b)が傾斜部分(23a、23b)の間の接続ゾーン(26)で接続され、第1の要素(22a)に周方向で対応する位置、すなわち第1の周方向位置(A)にある前記接続ゾーン(26)の前記径方向/軸方向位置が、前記第1の要素(22a)と、隣接する第2の要素(22b)との間の前記径方向/軸方向位置、すなわち第2の周方向位置(B)にある前記接続ゾーン(26)の前記径方向/軸方向位置と径方向及び/又は軸方向で異なるように、前記接続ゾーン(26)の径方向及び/又は軸方向位置が周に沿って変化する。【選択図】図7

    Abstract translation: 本发明包括一个外环（21），内圈（20），所述内环（20）和所述复数个元件的隔开的外环（21）之间沿周向延伸（22） 与门，据说在圆周方向上沿环形负载传递结构（23）的内侧延伸的内圈（20），以及相关的部件沿径向向内延伸的还一个燃气涡轮发动机构件（27）（27） 。 所述第一部分（23A）相对于径向倾斜，所述第二部分（23B）沿圆周的至少一部分上，所述两个部分（23A，23B），该倾斜斜面部（23A 中，通过）之间23B连接区）（26），在圆周方向上的相应位置到所述第一元件（22a）的，即，所述连接区域（26处于第一圆周位置连接（a）中 径向/轴向位置时，所述第一元件（22A），所述径向/相邻的第二元件（22b）的，即第二圆周位置（B）之间的轴向位置 不同的径向/轴向位置和所述过渡区的径向和/或轴向方向（26），径向和/或轴向位置的所述沿圆周连接区（26） 。 点域7

    ガスタービンエンジン
    53.
    发明专利
    ガスタービンエンジン 审中-公开
    气体涡轮发动机

    公开(公告)号：JP2014234779A

    公开(公告)日：2014-12-15

    申请号：JP2013117290

    申请日：2013-06-03

    Applicant: トヨタ自動車株式会社 ,  Toyota Motor Corp

    Inventor： AMANO KENJI ,  KASUGA SHUNSO

    IPC: F02C7/18 ,  F01D5/08 ,  F01D25/12 ,  F02C7/00 ,  F02C7/20

    Abstract: 【課題】高圧タービン軸の熱膨張及び高圧タービンボア部の強度低下を抑制できるガスタービンエンジンを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン10によれば、軸流圧縮機32aから低圧タービン軸21と隔壁35の間に第1温度の空気を導入することにより、遠心圧縮機32bから2次空気を導入する場合と比べて高圧タービン軸31の加熱及び高圧タービンボア部33aの冷却を抑制しつつ、シール又は冷却用の2次空気を導入することができる。また、遠心圧縮機32bから隔壁35と高圧タービンボア部33aの間に第1温度よりも高い第2温度の空気を導入することにより、軸流圧縮機32aから2次空気を導入する場合と比べて高圧タービンボア部33aの冷却を抑制することができる。したがって、高圧タービン軸31の熱膨張及び高圧タービンボア部33aの強度低下を抑制できる。【選択図】図3

    Abstract translation: 要解决的问题：提供一种能够抑制高压涡轮机轴的热膨胀和降低高压涡轮机孔部的刚性的燃气轮机，其可以被抑制。解决方案：根据燃气涡轮发动机10 通过从轴流式压缩机32a将具有第一温度的空气引入到低压涡轮机轴21和隔板35之间的间隙中，可以在抑制高压涡轮轴的加热的同时引入用于密封或冷却的二次空气 与第二空气从离心压缩机32b导入的情况相比，高压涡轮机孔部33a的冷却。 此外，通过将具有高于第一温度的第二温度的空气从离心压缩机32b引入隔板35和高压涡轮孔部33a之间的间隙中，可以抑制高压涡轮孔部33a的冷却 与从轴流式压缩机32a导入二次空气的情况相比较。 因此，能够抑制高压涡轮轴31的热膨胀和高压涡轮孔部33a的刚性的降低。

    System and method for mounting an aircraft engine
    54.
    发明专利
    System and method for mounting an aircraft engine 有权

    公开(公告)号：JP2014522338A

    公开(公告)日：2014-09-04

    申请号：JP2014514549

    申请日：2012-06-05

    Applicant: ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ

    Inventor： スチュワート，アラン・ロイ ,  ファーマン，ジョン・ロバート

    IPC: B64D27/26 ,  F02C7/00 ,  F02C7/20 ,  F02K3/06

    CPC classification number: B64D27/18 ,  B64D27/12 ,  B64D27/26 ,  B64D2027/268 ,  F01D25/285 ,  F02C7/20 ,  F02K3/06 ,  Y02T50/671

    Abstract: 高バイパスターボファンエンジン（１０）における骨格撓みを減らすことができる搭載システム（５０）は、剛性構造体（５４）と、少なくとも第１および第２のリンク（６２，６４，６６）を有するリンク機構とを含み、リンクは、それぞれが剛性構造体（５４）に回動可能に接続され（６８，７０，７２）、航空機のエンジン支持構造体に回動可能に接続される。 第１および第２のリンク（６２，６４）は、エンジン（１０）の中心線（４０）から入口の入口直径の１５％以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときにエンジン（１０）が受ける入口負荷のベクトルの後方に位置付けられる位置にその焦点（Ｐ
    f ）を規定するように構成される。 焦点（Ｐ
    f ）の位置により、エンジン（１０）の推力負荷（Ｆ
    t ）のモーメントと入口負荷（Ｆ
    i ）のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中にエンジン（１０）の骨格曲げが減少される。
    【選択図】図２

    Pylon of aircraft, and aircraft
    56.
    发明专利
    Pylon of aircraft, and aircraft 有权
    飞机飞机和飞机

    公开(公告)号：JP2014141203A

    公开(公告)日：2014-08-07

    申请号：JP2013011746

    申请日：2013-01-25

    Applicant: Mitsubishi Aircraft Corp ,  三菱航空機株式会社

    Inventor： TAKEUCHI HIROSHI

    IPC: B64D27/26 ,  B64C3/32 ,  F02C7/00 ,  F02C7/20

    CPC classification number: B64D27/26 ,  B64D27/18 ,  B64D2027/266 ,  B64D2027/268 ,  Y02T50/44

    Abstract: PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a pylon of an aircraft, which can be mounted on a wing without preloading, while securing redundancy of the pylon.SOLUTION: A pylon 50 of an aircraft comprises: a pylon struct 11 that supports an engine for the aircraft; a pin joint mechanism that connects the pylon struct 11 and a main wing of the aircraft together; and a link member 15 that is laid between the pylon struct 11 and the main wing of the aircraft. The link member 15 comprises an assembly of a plurality of independent link elements.

    Abstract translation: 要解决的问题：提供一种飞机的塔架，其可以安装在机翼上而不预载，同时确保塔架的冗余。解决方案：飞机的塔架50包括：支架结构11，其支撑用于 飞机; 将飞机结构11和飞机的主翼连接在一起的销接头机构; 以及布置在塔架结构11和飞行器的主翼之间的连杆构件15。 连杆构件15包括多个独立连接元件的组件。

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