JPH06317101A - 軸流ガスタービンエンジン - Google Patents

軸流ガスタービンエンジン

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JPH06317101A
JPH06317101A JP6038059A JP3805994A JPH06317101A JP H06317101 A JPH06317101 A JP H06317101A JP 6038059 A JP6038059 A JP 6038059A JP 3805994 A JP3805994 A JP 3805994A JP H06317101 A JPH06317101 A JP H06317101A
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JP
Japan
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flange
turbine engine
cooling air
nozzle guide
gas turbine
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JP6038059A
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English (en)
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David H Taylor
デーヴィッド・ハワード・テイラー
Arthur B Griffin
アーサー・バーナード・グリフィン
David W Tuson
デーヴィッド・ウィリアム・トゥーソン
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】 ノズルガイド翼に関して燃焼器の下流部分を
支持し、それを配置する改良手段の提供。 【構成】 ガスタービンエンジン部品支持組立体３０
は、スロットを規定する一対のリング部材６４及び７４
を有し、スロットには燃焼室排出ノズル２２の配列の内
面から伸びるクランクフランジ２８が配置される。クラ
ンクフランジの１つの部分２８Ｂは、突出部２８Ｃを有
し、この突出部は、排出ノズルのクロスキーの場所を形
成する１つのリング部材７４に形成される半径方向スロ
ット７６に係合する。支持組立体３０は、ノズルガイド
翼２０の配列の半径方向内側のプラットフォーム３６に
隣接して配置されており、翼用の支持体及び場所を提供
する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軸流ガスタービンエン
ジンに関し、特に、このような排出ノズルの下流に燃焼
室排出ノズル及びノズルガイド翼を配置すると共にそれ
を支持する静的構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、今日まで軸流ガスタービンエンジ
ンは、通常、軸線方向の並びにおいて、圧縮器部分と、
高圧圧縮器からの圧縮空気を燃料と混合して燃焼する
（半径方向に配置される）燃焼器と、燃焼生成物によっ
て駆動されるタービン部分とからなる。（ターボ軸航空
発動機を除く）航空発動機の場合において、タービン部
分によって形成されたすべての動力は、ファン推進機を
含む圧縮器部分を駆動するように使用される。ターボ軸
エンジンにおいて、または発電機または舶用推進機に適
用するようになっているエンジンにおいて、タービン部
分は、圧縮器部分を駆動するために使用される上流部分
と、タービン部分の残りとは独立して回転する動力オフ
テイク軸に動力タービンを有する下流部分とからなる。
【０００３】本明細書において、用語の「上流」及び
「下流」は、軸流ガスタービンエンジンの軸流圧縮器及
びタービンを介して流れる圧縮ガス及び燃焼ガスの方向
を言う。それ故、このようなタービンまたは圧縮器の主
なガス通路に関連する部材について、上流の方向は、エ
ンジンの前方に向かい、下流の方向はその下方に向かう
方向を言う。
【０００４】燃焼ガスの生成物は、燃焼器から排出ノズ
ル、ノズルガイド翼の配列を通ってタービンの第１段に
向かって通過する。これらのノズルガイド翼は、エンジ
ンの作動中に生じる動的で熱的な負荷に対して軸線方向
及び半径方向の両方向に支持され配置されなければなら
ない。
【０００５】また、燃焼器の下流端は、エンジンの作動
中に生じる動的及び熱的な負荷に対抗するように配置さ
れかつ支持されなけらばならない。さらに、ノズルガイ
ド翼の支持及び配置及び燃焼器の下流部分は、ノズルガ
イド翼にかかる負荷が燃焼器の下流部分に負荷をかけな
いように、またはその逆のことが言えるように構成され
なければならない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、ノズ
ルガイド翼の配列に関連して燃焼器の下流部分を支持し
かつそれを配置する改良装置を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】従って、本発明は、燃焼
室排出ノズル装置と排出ノズル装置の下流に配置された
ノズルガイド翼の配列と有し、ノズルガイド翼は、排出
ノズル装置の下流端に向って伸びている上流部分を備え
た内側のプラットフォームを有し、排出ノズル装置は、
ノズルガイド翼の内側プラットフォームの上流部分に隣
接して配置された支持組立体によって配置され及び支持
されたクロスキーを備え、支持組立体は、軸線方向に伸
びる環状スロットを規定し、排出ノズル装置は、環状ス
ロットに配置されたフランジ装置を有し、前記フランジ
装置は、リング装置に設けられた補完的な開口部に配置
された傾斜して間隔を置いて配置された半径方向の突出
部を有する軸流ガスタービンエンジンを提供する。
【０００８】好ましくは、支持組立体は、内側のプラッ
トフォームとの組み合わせによって内側プラットフォー
ムの上流部分に隣接して環状室を形成し、支持組立体
は、環状室への冷却空気の流れに対する冷却空気の調整
穴を有し、内側プラットフォームの上流部分は、環状室
から内側のプラットフォームの外面に出る冷却空気流用
の冷却穴を有し、それによって外面を薄層冷却する。
【０００９】支持組立体は、接触面に沿って互いに接触
して固定された各共通に伸びている部分を有する外側及
び内側のリング部材を有する。
【００１０】外側のリング部材は、外側に曲がったフラ
ンジ部分を備えた前方に伸びるフランジを有し、このフ
ランジは、ノズルガイド翼の内側のプラットフォームと
共同して冷却空気用の環状室を規定して内側プラットフ
ォームの冷却空気穴に冷却空気を供給する助けとする。
また、外側のリング部材は、ノズル案内翼の内側プラッ
トフォームに設けられた構造を受ける装置を含む。
【００１１】内側のリング部材は、前方に伸びるフラン
ジを有し、このフランジは、外側リング部材の前方に伸
びるフランジに関連して排出ノズル装置のフランジ装置
の位置決め用の軸線方向に伸びる環状スロットを規定す
る。排出ノズル装置のクロスキーの配置を完成するため
に、内側リング部材の前方に伸びるフランジは、フラン
ジ装置の半径方向の突出部と共同する傾斜して離れた複
数のスロットが形成されている。
【００１２】
【実施例】図１を参照すると、ガスタービンエンジン１
０は、圧縮器１２，燃焼器１４及びタービン１６を有す
る。燃焼器１４は、缶環状タイプであり、すなわち、各
々が分かれているが周縁方向に密接に隣接しているかま
たは連続的に配置された排出ノズルを有する多数の燃焼
室があり、燃焼室は、環状ケーシング内に配置されてい
る。図１において、環状ケーシングは図示されないが、
各燃焼室は参照符号１８で示されており、ノズルガイド
翼２０の配列は、燃焼室１８の下流端とタービン１６の
第１段との間に配置されている。
【００１３】軸線方向に配置された燃焼室１８が指示さ
れているが、いくつかの工業用及び動力発生エンジン
は、少なくともその上流端に半径方向に配置された燃焼
室を有し、特に図２の実施例は、これらに適用可能であ
る。
【００１４】さらに特に図２を参照すると、軸線方向に
配置された燃焼室１８の下流部分１８Ａとノズルガイド
翼２０が詳細に示されている。各燃焼室１８は、排出ノ
ズル２２を有し、排出ノズル２２の組み合わせは、各排
出ノズル２２の側壁を半径方向に延ばすことによって分
割されたほぼ環状の出口を規定する。各排出ノズルは、
その半径方向の外面に周縁方向及び半径方向に伸びるフ
ランジ、すなわち「レール」と称されるフランジ２４を
有する。個々の排出ノズル２２のフランジまたはレール
２４は、共に周縁方向のリングを形成する。各レール２
４は、周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴２６を
備えている。
【００１５】各排出ノズル２２の半径方向の内壁１８Ｂ
は、周縁方向に内側に伸びるクランク状に曲がったフラ
ンジ２８を備えており、このフランジ２８は、軸線方向
及び半径方向に傾斜した外側部分２８Ａと、半径方向に
伸びる内側部分２８Ｂを有する。隣接する排出ノズルの
フランジ２８は、フランジ２８の外側部分２８Ａが頂部
が集約するような円錐台を形成し、内側部分２８Ｂが円
筒形を形成するように互いに当接する。部分２８Ａは、
周縁方向に間隔を置いた複数の冷却空気穴２８Ｃを備え
ており、部分２８Ｂは、周縁方向に間隔を置き、半径方
向内側に伸びる突出部または一列の歯２８Ｄを具備して
いる。フランジ部分２８Ｂ及び突出部２８Ｄは、以下に
さらに詳細に説明する支持構造３０に係合する。
【００１６】各ノズルガイド翼２０は、外側のプラット
フォーム３４及び内側のプラットフォーム３６に一体的
に鋳造された航空機翼３２を有する。プラットフォーム
３４及び３６は、それぞれドッグ３８及び４０を具備し
ており、それらは、エンジンの動作中にかかる負荷に対
して翼を配置し、それらを支持するためにエンジンの静
止構造体（図示せず）に従来の方法で保持される。
【００１７】外側及び内側のプラットフォームは、前方
に突出している延長部をそれぞれ有し、それらは、排出
ノズル２２の外側及び内側の壁１８Ａ，１８Ｂに向かっ
て伸びている。プラットフォームの延長部３４Ａ，３６
Ａの上流端は、プラットフォーム上に薄層の冷却空気の
流れが残るように各間隙３５，３７がそれらの上流縁部
を越えて排出ノズルの外壁及び内壁の下流端に重複しそ
れを包んでいる。延長部３４Ａ及び３６Ａの双方は、プ
ラットフォーム上に流れる薄層の冷却空気を新しくし、
それを付加するために穴３４Ｂ及び３６Ｂを追加として
それぞれ具備している。
【００１８】シート金属製の密封組立体４２は、ノズル
ガイド翼２０の外側のプラットフォーム３４と燃焼室１
８の排出ノズルの隣接部分との間に密封を形成するよう
になっている。この密封組立体は、互いに軸線方向に接
触するように延長され、周縁方向に間隔を置いたリベッ
ト５４によって一緒に固定される。内側のリング４４
は、軸線方向に対向する端部で内側を向いた２つのフラ
ンジ４４Ａ及び４４Ｂを有し、外側のリング４６は、そ
の後端に内側を向いたフランジ４６Ａとその前端に外側
に曲がった可撓性リップ４６Ｂとを有する。
【００１９】リング４４及び４６のフランジ４４Ａ及び
４６Ｂは、各ノズルガイド翼２０の外側のプラットフォ
ーム３４上の半径方向に短く突出したフランジまたはレ
ール３４Ｃにわたって密封組立体を固定することができ
るように軸線方向に十分な量間隙を置いている。フラン
ジ４４Ａ及び４６Ａは、レール３４Ｃにしっかりと係合
し、外側リング４６の前端は、排出ノズル２２のレール
２４に弾性的に係合し、内側リング４４のフランジ４４
Ｂは、延長プラットフォーム部分３４Ａの上流端上をス
ライドする。傾斜リップ４６Ｂは、エンジンの組み立て
中、排出ノズル２２の挿入を補助するようにリードイン
を提供する。
【００２０】排出ノズル２２の支持装置３０が内側の場
所にあるとき、密封組立体４２は、密封を行い、冷却空
気流を制御することが必要なだけである。内側支持体と
外側密封組立体との間の排出ノズルの半径方向の高さに
わたる熱負荷に対抗するために、外側密封組立体４２は
できる限り可撓性を有することが望ましい。
【００２１】特に、図３を参照すると、外側リング４６
は、リング４６を通ってドリル加工された小さい穴５２
で終結する、間隔を置いた非常に小さい複数のスロット
５０を備えている。スロット５０は、エンジンの組み立
てを可能にすると共に、エンジンの作動中、排出ノズル
２２とノズルガイド翼２０との間の相対的な半径方向の
運動を可能とするようにリング４６の上端または前端を
十分に可撓性にする。本例において、約１ｍｍの厚さの
ハイネス２５（登録商標）のような高度な特性を備えた
シート金属に所望の柔軟性を与えるためにリベット５４
の対の間に穴５２とスロット５０が設けられているのが
示されている。内側シート金属製のリング４４は、従来
のように同じ材料から製造される。小さい穴５２は、エ
ンジンの組み立て中及び作動中、シート材料がたわむに
つれて、スロットの後端でシート材料が過剰に応力を受
けないように応力を解放する構造を有する。
【００２２】密封組立体４２とノズルガイド翼２０の外
側のプラットフォーム延長部３４Ａとの間に形成された
外側の環状空隙５８に空気が入ることができるようにす
るために２つのリング４４及び４６を貫通するようにド
リル加工された冷却空気入り口穴５６が設けられてい
る。穴５６から入った空気は、プラットフォーム延長部
３４Ａの冷却空気の周縁列を通って空気の出力を供給す
る。穴３４Ｂは、後方に傾斜しており、それらの外側に
流れる出す空気が広がり、ノズルガイド翼のプラットフ
ォーム３４の内面でそれ自身薄層冷却作用を行うことが
できるようにするために十分に接近した間隔を置いてい
る。
【００２３】また、冷却空気は、レール２４のドリル加
工穴２６を通って入ることができる。これは、スロット
５０を通る空気流及び排出ノズル２２の外側を冷却する
ためにリング４６とレイル２４との間の漏れ流れを供給
し、排出ノズルの外側とノズルガイド翼の外側のプラッ
トフォームの延長部３４Ａの上端の内面との間の間隙３
５を通って薄層冷却空気が流れることを保証する。
【００２４】密封組立体４２は、排出ノズル２２とノズ
ルガイド翼２０との間の密封体としてのみ作用し、これ
らの部品の機械的な支持は行わない。また、排出ノズル
２２の外面とノズル案内翼２０の外側のプラットフォー
ム３４に供給される冷却空気を調整する助けをする。
【００２５】排出ノズル及びノズルガイド翼支持組立体
３０は、半径方向の内側に伸びている延長部分６１，７
３を有する外側及び内側リング部材６０を有し、この延
長部分６１，７３は、周縁方向に間隔を置いたボルト
（図示せず）によって平坦な接触面に沿って互いに接触
する際に一緒に固定される。
【００２６】リング部材６０の外側部分は、半径方向外
側に曲がったフランジまたはリップ６４を有する前方に
伸びるフランジ６２からなり、翼の内側のプラットフォ
ームの延長部３６Ａの前縁に密接に隣接している。これ
は、内側のプラットフォームの延長部３６Ａの後方に傾
斜した列に冷却空気を供給する室７０を形成し、この室
は、外側のプラットフォームの穴３４Ｂへの同様の目的
を満たす。またリング部材６０の外側部分は、周縁方向
に伸びているスロット６６を有する後方に伸びる部分６
５を有し、このスロットにノズルガイド翼の内側のプラ
ットフォーム３６の前方ラグまたはフランジ３６Ｃが配
置される。穴６８は室７０に冷却空気を供給するように
リング部材６０の半径方向外側部分を通るようにドリル
加工される。リング部材６０の外側の特徴は、部分６５
の後方に設けられた周縁方向に間隔を置くように配列さ
れた歯６９である。これら伸びる歯６９は、知られてい
るように、隣の静止構造（図示せず）に係合してノズル
案内翼２０の前方にクロスキーの場所を形成する。
【００２７】内側のリング部材７２は、前方に伸びたフ
ランジ７４を有し、このフランジ７４は、リング部材の
前方に伸びるフランジ６２に関連して、排出ノズル２２
を支持する傾斜フランジ２８の後方に伸びた内側部分２
８Ｂを受ける大きさの環状スロットまたは口部７５を形
成する。排出ノズルのクロスキーの場所を完全にするた
めに、フランジ７４は円周方向に等間隔に配置された複
数のスロット７４を備え、このスロットに、フランジ部
分から内側に突出している対応する歯２８Ｄが受けられ
る。
【００２８】組立体は、簡単な２つの部品構成であり、
排出ノズルの下流端を支持し配置する周縁方向の口部７
５の制御を行い、ノズル案内翼の内側のプラットフォー
ムへの冷却流の密封及び制御を行う。燃焼室１８の下流
端を支持するこの装置によって排出ノズル２２とノズル
ガイド翼２０との間の相対的な軸線方向の動きが可能に
なり、エンジンの作動中に生じる他の動的な熱負荷に対
抗する。また、エンジンサージの場合、排出ノズルを通
過する空気によって発生する力の方向が逆転するとき、
この構成は、それらに必要な正の位置を与える。
【００２９】内側のシール及び支持組立体３０及び外側
の密封組立体４２の全体的な組み合わせは、内側及び外
側の支持及び密封構成の間、排出ノズル側壁２３の半径
方向の高さにわたって最小限の対抗する熱負荷を提供す
る。
【００３０】フランジ２８の部分２８Ａは、部分２８Ｂ
を越えてスロット７６を通過する漏れ流によって補われ
る冷却空気の入り口の開口２８Ｃを備えており、それに
よって排出ノズル２２の下側を冷却し、排出ノズルの下
側とノズル翼の内側のプラットフォームの延長部３６Ａ
の外面の上流端との間の間隙を冷却空気が流れることを
保証する。
【００３１】ノズルガイド翼プラットフォーム延長部３
４Ａ，３６Ａに関する興味を引く事項は、空気力学的な
損失を減少させることである。排出ノズルからの出口を
包み重複するプラットフォームの延長部は、それが排出
ノズル２２からの出口が外側のプラットフォーム３４に
よって規定されたノズルガイド翼２０への入り口に整合
する場合に生じるボウウエーブ効果（ｂｏｗ ｗａｖｅ
ｅｆｆｅｃｔ）を減少し、または消去する。ボウウエ
ーブの存在は、表面への熱い燃焼ガスの衝突によってノ
ズル案内翼のプラットフォーム上に熱いしまを生じる。
これは、部品の性能及び寿命に悪影響を与える。
【００３２】これまで述べたことから密封組立体３０及
び４２は、排出ノズル２２へのフランジ２８及び２４と
協働して排出ノズルとノズルガイド翼との間の境界で適
当な密封を行い、ノズルガイド翼の外側のプラットフォ
ームへの冷却空気流を制御するようになっており、主な
流れに冷却空気流を均等に配分する。
【００３３】密封組立体４２の１つの利点は、ノズルガ
イド翼に著しい追加的な負荷がかからないことである。
なぜならば、それは、内側支持組立体３０，排出ノズル
２２及び外側の密封組立体との間に、これらの３つの部
品にわたって対抗する熱負荷を作り出すことなく相対的
な熱膨張が可能になるからである。このような追加的な
負荷は、個々のノズルガイド翼の自由度に関して干渉
し、負荷の差に応答して（図２のフランジ３６Ｃ，３８
及び４０のような）それらの存在する弦状密封体の長さ
に沿って傾斜する。
【図面の簡単な説明】
【図１】軸流ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】本発明の実施例を組み込んだガスタービンエン
ジンの部分拡大図である。
【図３】図２の矢印の方向の部分拡大図である。
【符号の説明】
２２ 燃焼室排出ノズル ２８ フランジ ２８Ｃ 突出部 ３０ ガスタービンエンジン部品支持組立体 ７４ リング部材 ７６ 半径方向のスロット ３０ 支持組立体
フロントページの続き (72)発明者 アーサー・バーナード・グリフィン イギリス国レスターシャー，バーベイジ, ザ・フェアウェイ 23 (72)発明者 デーヴィッド・ウィリアム・トゥーソン イギリス国コヴェントリー，ストーク・ヒ ル，バービカン・ライズ ５

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 燃焼室排出ノズル装置と排出ノズル装置
    の下流に配置されたノズルガイド翼の配列とを有し、ノ
    ズルガイド翼は、排出ノズル装置の下流端に向って伸び
    ている上流部分を備えた内側のプラットフォームを有
    し、排出ノズル装置は、ノズルガイド翼の内側プラット
    フォームの上流部分に隣接して配置された支持組立体に
    よって配置され及び支持されたクロス・キーを備え、支
    持組立体は、軸線方向に伸びる環状スロットを規定し、
    排出ノズル装置は、環状スロットに配置されたフランジ
    装置を有し、前記フランジ装置は、リング装置に設けら
    れた補完的な開口部に配置され、傾斜して間隔を置いて
    配置された半径方向の突出部を有する軸流ガスタービン
    エンジン。
  2. 【請求項２】 支持組立体は、内側のプラットフォーム
    との組み合わせによって内側プラットフォームの上流部
    分に隣接して環状室を形成し、支持組立体は、環状室へ
    の冷却空気の流れに対する冷却空気の調整穴を有し、内
    側プラットフォームの上流部分は、環状室から内側のプ
    ラットフォームの外面に出る冷却空気流用の冷却穴を有
    し、それによって外面を薄層冷却する請求項１に記載の
    軸流ガスタービンエンジン。
  3. 【請求項３】 支持組立体は、接触面に沿って互いに接
    触して固定された各共通に伸びている部分を有する外側
    及び内側のリング部材を有する請求項１または２に記載
    の軸流ガスタービンエンジン。
  4. 【請求項４】 外側のリング部材は、外側に曲がったフ
    ランジ部分を備えた前方に伸びるフランジを有し、この
    フランジは、ノズルガイド翼の内側のプラットフォーム
    と共同して冷却空気用の環状室を規定して内側プラット
    フォームの冷却空気穴に冷却空気を供給する助けとする
    請求項２に記載の軸流ガスタービンエンジン。
  5. 【請求項５】 外側のリング部材は、ノズル案内翼の内
    側プラットフォームに設けられた場所の構造を受ける装
    置を含む請求項３または４に記載の軸流ガスタービンエ
    ンジン。
  6. 【請求項６】 内側のリング部材は、前方に伸びるフラ
    ンジを有し、このフランジは、外側リング部材の前方に
    伸びるフランジに関連して排出ノズル装置のフランジ装
    置を位置決めする軸線方向に伸びる環状スロットを規定
    する請求項４に記載の軸流ガスタービンエンジン。
  7. 【請求項７】 内側リング部材の前方に伸びるフランジ
    は、フランジ装置の半径方向の突出部と共同するように
    傾斜して離れた複数のスロットが形成されている請求項
    ６に記載の軸流ガスタービンエンジン。
JP6038059A 1993-03-11 1994-03-09 軸流ガスタービンエンジン Withdrawn JPH06317101A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

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GB9304994:8 1993-03-11
GB939304994A GB9304994D0 (en) 1993-03-11 1993-03-11 Improvements in or relating to gas turbine engines

Publications (1)

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JPH06317101A true JPH06317101A (ja) 1994-11-15

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ID=10731868

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JP6038059A Withdrawn JPH06317101A (ja) 1993-03-11 1994-03-09 軸流ガスタービンエンジン

Country Status (6)

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US (1) US5398496A (ja)
EP (1) EP0616111B1 (ja)
JP (1) JPH06317101A (ja)
CA (1) CA2117241C (ja)
DE (1) DE69400537T2 (ja)
GB (1) GB9304994D0 (ja)

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