To provide a gas turbine engine having an exhaust nozzle which while having a simple structure, can change the cross-sectional area of an exhaust gas flow passage.SOLUTION: A gas turbine engine according to an aspect of the present disclosure comprises: a tail cone; an exhaust nozzle that covers the tail cone from the outside in the radial direction to form an exhaust gas flow passage between the tail cone and the exhaust nozzle; a cylindrical support casing that is positioned upstream of the exhaust nozzle, and supports the exhaust nozzle movably in the front-rear direction; and an actuator that is attached to the exhaust nozzle or the support casing, and changes a cross-sectional area of the exhaust gas flow passage by moving the exhaust nozzle in the front-rear direction relative to the tail cone.SELECTED DRAWING: Figure 3

    【課題】簡易な構造の排気ノズルでありながら、排気ガス流路の断面積を変更可能なガスタービンエンジンを提供する。【解決手段】本開示の一態様に係るガスタービンエンジンは、テールコーンと、前記テールコーンを径方向外側から覆って前記テールコーンとの間で排気ガス流路を形成する排気ノズルと、前記排気ノズルよりも上流側に位置し、前記排気ノズルを前後方向に移動可能に支持する筒状の支持ケーシングと、前記排気ノズル又は前記支持ケーシングに取り付けられ、前記排気ノズルを前記テールコーンに対して前後方向に移動させることにより、前記排気ガス流路の断面積を変化させるアクチュエータと、を備えている。【選択図】図3


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    Titel :

    GAS TURBINE ENGINE


    Weitere Titelangaben:

    ガスタービンエンジン


    Beteiligte:
    ARAI ATSUNORI (Autor:in) / OKUWA TATSUYA (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    26.12.2024


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Japanisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT



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