JP2927790B2

JP2927790B2 - Gas turbine engine

Info

Publication number: JP2927790B2
Application number: JP62210392A
Authority: JP
Inventors: ジョン・バイレイ・テイラー
Original assignee: JENERARU EREKUTORITSUKU CO
Current assignee: JENERARU EREKUTORITSUKU CO
Priority date: 1986-08-29
Filing date: 1987-08-26
Publication date: 1999-07-28
Anticipated expiration: 2014-07-28
Also published as: IT1222555B; SE464718B; IT8721739A0; GB8716113D0; DE3728437A1; DE3728437C2; GB2194593B; JPS63134817A; FR2603343A1; FR2603343B1; SE8703275D0; GB2194593A; SE8703275L

Description

【発明の詳細な説明】［産業上の利用分野］本発明は、ガスタービン機関に関し、更に具体的に言
えば、反対回りの昇圧圧縮機と共に、反対回りのダクト
形フロント・ファンを駆動する反対回りの回転子を有す
る改良されたターボファン・エンジンに関する。［従来の技術］従来のターボプロップは、低い巡航速度で用いられて
おり、その場合は良い性能及び高い効率が得られる。巡
航速度が更に高くなると、必要な比較的大きな推力を発
生するために、ターボファンを用いることが典型的には
必要になる。所要の巡航速度及び高度で中位の規模の輸
送機の動力源として適するように、従来のターボプロッ
プ・エンジンをスケールアップしたものは、必要とする
プロペラの直径が大きくなり過ぎると共に、従来可能で
あるよりも一層高い軸馬力を発生する能力を必要とす
る。このような側路比の高い機関は効率がよいが、直径
の大きいプロペラの回転速度がこのような機関を用いる
上での制限因子になる。一般的にはプロペラ先端の螺旋
形速度を超音速よりも低く抑えることか要求される。超
音速で動作するプロペラ先端は、相当量の望ましくない
騒音を発生すると共に、空気力学的な効率の低下を招
く。側路比が約８よりも大きいファンを有している航空機
用のターボ機械は一般的には、タービン速度に対してフ
ァン回転子の速度を下げるために、変速歯車箱（ギアボ
ックス）を用いるように構成されている。変速歯車箱
は、高速で直径が一層小さいタービン駆動軸及び段数の
少ない高速タービンと共に、一層高い効率が得られるよ
うに更に最適のファン羽根の速度を得る方法になる。し
かしながら、歯車箱及び関連する付属品は、機関の複雑
さ及び重量をかなり増加させる。［発明の目的］従って、本発明の目的は、改良された側路比の高い、
反対回りの歯車を用いないフロント・ファン・エンジン
を提供することである。本発明の他の目的は、反対回りのフロント・ファン
と、反対回りの昇圧圧縮機部とを駆動する反対回りのタ
ービン部を用いたガスタービン機関を提供することであ
る。本発明の他の目的は、くし形の反対回りの２つのター
ビン部をコア・エンジンより後方に有しているコア・ガ
ス発生器と、コア・エンジンより前側にある２つの反対
回りのファン羽根部と、ファン羽根部の間に相隔たって
いるくし形の反対回りの２つの昇圧圧縮機部とを有して
いるガスタービン機関を提供することである。本発明の他の目的は、２つの不動の枠を有しており、
その間にガス発生器コア・エンジンが支持されており、
同じ不動の枠が、コア・エンジンより後方の反対回りの
タービン部と、コア・エンジンより前側の反対回りのフ
ァン羽根部とを支持しており、ファン羽根部の間に反対
回りの昇圧圧縮機部を設けたガスタービン機関を提供す
ることである。本発明の他の目的は、機関のすべての部品がコア・エ
ンジンの外側ケーシングと、相隔たっている一対の固定
支持体とによって支持されており、機関の部品が構造指
示用でない外側のシュラウド内に収容されているような
ガスタービン機関を提供することである。本発明の他の目的は、環状ダクトを有している前側に
取り付けられた反対回りのファンと、ファン部の間に相
隔たっている反対回りの昇圧圧縮機とを有しているガス
タービン機関を提供することである。［発明の要約］本発明は、ファンとタービンとの間に歯車を用いず、
多数の昇圧段及びタービン段を用いない、側路比が非常
に高いフロント・ファン・エンジン用のターボ機械を提
供する。このエンジンは、反対回りのタービンに連結さ
れている反対回りのファン部で構成されている。ファン
とタービンとの間の反対回りの連結軸が、コア・エンジ
ンの中心の中孔を通過している。反対回りの昇圧圧縮機
も同じ軸によって作動される。反対回りの昇圧機及び反
対回りのタービンという構成を利用することにより、所
定のレベルの効率及び回転速度に対し、昇圧段及びター
ビン段の数を一般的には、1/2に少なくすることができ
る。本発明の実施例では、反対回りの昇圧機が、軸方向に
は反対回りの前側ファン部と後側ファン部との間に配置
されている。機関が軸方向に相隔たっている２つの不動
の支持枠によって支持されている。圧縮機と、燃焼器
と、高圧タービンとを含んでいる中心のコア・エンジン
が、２つの枠支持体によって支持されている。反対回り
のタービンは、コア・エンジンより後方の後側支持枠に
よって支持されている。前側支持枠は反対回りのファン
部及び反対回りの昇圧機部をも支持している。前側支持
体から伸びている支柱が、ファン部の回りに環状に配置
されているダクトをも支持している。機関の周りにナセ
ルが設けられており、このナセルは、機関のどの部品に
対しても構造的な支持をしていない。［実施例］第１図に本発明の一実施例のガスタービン機関10を示
す。機関10は、中心線の縦軸線12と、軸線12と同軸に配
設されている環状シュラウド14とを含んでいる。後で詳
しく説明するが、シュラウド14は、機関のどの部品をも
支持していないという意味で、構造的ではない。従っ
て、シュラウド14はアルミニウム及び／又は複合材料の
ような薄い板金で構成することができる。機関10は又、コア・エンジン16と呼ぶコア・ガス発生
器を含んでいる。このコア発生器は、圧縮器18と、燃焼
器20と、１段又は多段の高圧タービン22とを含んでい
る。コア・エンジンは、それが１つのユニットであっ
て、ガスタービンの他の部分とは別個に独立に取り替え
ることができるという意味でモジュール形である。コア
・エンジン16のすべての部品は、軸方向の流れに対して
直列に、機関10の縦軸線12の周りに同軸に配設されてい
る。環状の駆動軸24a及び24bが圧縮機18及び高圧タービ
ン22を固着している。コア・エンジンは、不動の支持体30を含んでいる主支
持枠と後側支持部材32との間に支持されている。これら
の枠支持体30及び32は、機関の他の部品をも支持してい
る。機関の部品は、外側シュラウド14から垂下している
のではなく、このため、シュラウド14を構造的でない要
素にすることができる。ガス発生器コア・エンジン16は
燃焼ガスを発生するように作用する。圧縮機18から加圧
空気が燃焼器20で燃料と混合され、点火され、燃焼ガス
を発生する。高圧タービン22は、このガスから若干の仕
事を取り出し、圧縮機18を駆動する。残りの燃焼ガスは
ガス発生器コア・エンジン16から、全体を参照番号34で
示す動力タービンに吐出される。動力タービン34は、後側支持枠32に回転自在に装着さ
れている第１の外側環状ドラム形回転子36を含んでい
る。回転子36は複数の第１のタービン羽根の列38を含ん
でおり、複数の第１のタービン羽根の列38は、回転子36
から半径方向内向きに伸びていると共に、互いに軸方向
に隔たっている。動力タービン34は又、第１の外側回転子36及び第１の
羽根の列38より半径方向内側に配設されている第２の内
側環状ドラム形回転子40を含んでいる。第２の回転子40
は複数の第２のタービン羽根の列42を含んでいる。複数
の第２のタービン羽根の列42は、第２の回転子40から半
径方向外向きに伸びていると共に、互いに軸方向に隔た
っている。回転枠支持体44が外側タービン回転子のケーシング36
及び羽根38を支持している。この支持体は、後側の不動
の支持部材32によって支承されている。支持体44からは
内側軸46が伸びている。同軸の外側軸48が第２の内側回
転子40に連結されている。回転軸46及び48の間に差動軸
受装置50及び52が連結されている。高速回転するコア・エンジン16は、それ自身の高速軸
受と共に別個のモジュールユニットを形成している。従
って、軸46及び48を支持している差動軸受は、低速軸受
にすることができる。差動軸受装置は、一方の軸受を他
方の軸受によって支持するように構成することができ
る。第１及び第２のタービン羽根の列38及び42の各々は、
円周方向に相隔たっている複数のタービン羽根を含んで
おり、第１の羽根の列38は、第２の羽根の列42と交互に
なって隔たっている。２つの回転子の羽根は、互いにく
し形で交互に設けられている。羽根の列38及び42を通る
燃焼ガスが、第１及び第２の回転子36及び40を反対周り
の方向に駆動する。このため、軸46及び48は反対周りの
方向に回転する。軸46及び48は、機関10の中心線12に対
して同軸に配設されており、コア部16内を前向きに伸び
ている。機関の前側部にフロント・ファン部54が設けられてい
る。外側のファン・ダクト又はカウル56がファン部54を
環状に取り囲んでいる。カウル56は、主支持体枠30から
伸びている支柱58によって支持されている。ファン部54は、タービンとファン部との間を伸びてい
る内側の反対周りの軸46の前端に連結された第１のファ
ン羽根の列60を含んでいる。ファン部54は、やはりター
ビンとファン部との間に連結されている内側駆動軸48の
前端に連結された第２のファン羽根の列62を有してい
る。第１及び第２のファン羽根の列60及び62の各々は、
円周方向に相隔たっている複数のファン羽根を含んでい
る。ファン羽根の列60及び62は反対周りであり、これに
よって、各々のファン羽根の列における先端速度の絶対
値を一般的に低くする。比較的高いファン効率及び推進
効率が得られるファン羽根の列60及び62が、ファン・ダ
クト56まで半径方向外向きに、機関のシュラウドとカウ
ル56との間の空気流通路全体を実質的に横切って伸びて
いる。ファン羽根の前縁及び／又は後縁は、掃引又は非
掃引形の設計にすることができる。反対回りのファン羽根の列62は、反対回りのファン羽
根の列60によって加えられた空気の施回又は円周方向成
分を取り除くように作用することに注意されたい。この
ようにして、支柱58は、支柱による施回を取り除く必要
がないという意味で、出口案内ベーンではない。従っ
て、カウル56を支持するには、比較的少数の支柱58しか
必要としない。支柱が空気から施回も除かなければなら
ない場合、約40本の支柱が必要であったのと比べて、典
型的には６つ又は８つのファン枠の支柱しか必要としな
い。支柱58は、コア・エンジン16より軸方向前側に配置さ
れている。このため、できるだけファン羽根の列60及び
62に接近した位置で、機関を支持することが可能であ
る。機関10は更に、昇圧圧縮機64を含んでいる。昇圧圧縮
機64は、機関を通る主流路の取入口側の端としても作用
する第１の環状回転子66を含んでいる。複数の第１の圧
縮機の羽根の列68が、回転子66から半径方向内向きに伸
びていると共に、互いに軸方向に隔たっている。昇圧圧
縮機64は又、回転子66より内側に配設されている第２の
環状回転子70と、第２の環状回転子70から半径方向外向
きに伸びていると共に互いに軸方向に隔たっている複数
の第２の圧縮機の羽根の列72とを含んでいる。第１及び
第２の圧縮機の羽根の列68及び72は互いにくし形であっ
て、反対回りである。回転子66は外側軸48の前端と共に
ファン羽根の列62に固着されている。同様に、回転子70
は内側軸46の前端及びファン羽根の列60に固着されてい
る。第１及び第２の圧縮機の羽根の列68及び72の各々は、
円周方向に相隔たっている複数の圧縮機の羽根を含んで
おり、羽根の列は互いに交互になっている。圧縮機の羽
根の列68及び72は反対回りであって、主たるコア・エン
ジン16に通ずる流路内に配置されている。反対回りの昇圧圧縮機64は、コア・エンジン16に入る
空気にかなりの圧力上昇をもたらす。ファン羽根の列及
び圧縮機の羽根の列が同じ駆動軸によって駆動されるこ
との利点は、動力タービン34からのエネルギの抽出が最
適になることである。動力タービンから軸46及び48を介
して駆動される昇圧圧縮機の段がなければ、他の軸及び
駆動タービンを用いた別個の圧縮機が必要になる。更
に、昇圧圧縮段が存在していなければ、機関の全体的な
圧力比が制限され、効率が一層悪くなる。回転昇圧機
は、ファン速度が遅いにもかかわらず、十分な圧力上昇
をもたらす。圧縮機の羽根の列68及び72が反対回りであ
ることにより、単一の軸のみから駆動される１つの低速
圧縮機の場合に必要な数よりも、圧縮機の列の数を一層
少なくすることが可能になる。軸46及び48の前端にも、２組の軸受74及び76が設けら
れており、そのうちの軸受装置76は差動形である。これ
らも、その周りにコア・エンジンが回転する高速軸受を
支持するものではない。昇圧機の外側ケーシング及び羽
根と共に、後側のファン羽根62を支持するために回転枠
80が設けられている。回転枠80は不動の枠によって支持
されている。一連の封じ（シール）78が適切に設けられ
ており、機関の通路内の流れを保持する。本発明の重要な特徴は、昇圧圧縮機64の配置である。
ファン羽根部60及び62から生ずる騒音を少なくするため
に、羽根部の間に十分な間隔を設けなければならない。
この間隔は、第１の羽根60の翼弦長の1.5倍又はそれ以
上にすることが好ましい。後側の羽根部62と支柱58との
間にも間隔を設けるべきである。この間隔も約１弦長で
あることが好ましい。従って、ファン羽根の部分60及び62の間の軸方向の間
隔を用いて、反対回りの昇圧機の羽根68及び72を配置す
る。このため、昇圧機はファン部の長さ内に収容されて
いると共に、空気流と平行に配置されている。第2A図及び第2B図は併せて第１図に示すガスタービン
機関の詳細図である。第2A図及び第2B図においても、同
様な部分は第１図と同じ参照番号で示されている。しか
しながら、第2A図及び第2B図には追加のある特徴が示さ
れており、これを説明する。機関内の流路に従って、昇圧圧縮機64より後方に回転
ベーン枠80が配置されている。ベーン枠80は外側回転子
66に連結されており、昇圧圧縮機の羽根68と共に回転す
る。こうして、前側ファン羽根60を含めることにより、
昇圧圧縮機は６段昇圧機とみなすことができ、羽根の一
方の昇圧機部はａを付して表し、羽根の他方の列の昇圧
機部はｂを付して表す。後側のファン羽根の列62は側路
流内に配置されており、主たるコアの空気流の中に入っ
ていない。流路に沿って圧力を調節するために、分流ドア82が設
けられている。昇圧機部62に対する圧力比は、ファンの
圧力比よりも高く、分流ドアは昇圧機の失速余裕を制御
するのに役立つ。即ち、全体的に一層高い圧力比を達成
することができる。分流ドアを開くとき、空気がファン
の背後に放出される。低圧昇圧機の圧送特性及びコアの
圧送特性は同じではない。機関を通常運転する高い速度
で、それらを釣り合わせる。しかしながら、定速では、
圧力を軽減して、失速が起こるような背圧がないように
する。ドアは低速及びアイドリング速度で開いて圧力を
軽減し、昇圧機を失速させないようにする。前端及び後端の不動の枠部材30及び32は、それから伸
び出していると共にコア・エンジン16を支持している固
定アームを含んでいる。同様に、動力タービン34の後端
は不動の枠32によって支持されており、ファン及び昇圧
機部54及び64は前側の不動の枠30によって支持されてい
る。コアは、前側軸受26と、後側軸受28とを含んでいる
２組の軸受に沿って回転する。機関の部品はいずれも、２つの主となる不動の支持体
30及び32とコア・エンジン16の外側ケーシングとによっ
て支持されている。外側シュラウド又はナセル14は構造
的な支持作用をしない。端の排気システム84が、軸46と
共に回転し続ける。このように、排気システム84は外側
ナセルによって支持されている必要はない。しかしなが
ら、所望によっては、端のノズルを分離して、構造的な
支持体を外側シュラウド14と端の排気システムとの間に
伸ばしてもよい。しかしながら、この場合、ケーシング
14に構造的な頑丈さを持たせることが必要である。コア・エンジン自体は、典型的にはGE/NASA E³コア
・エンジンにすることができる。その仕様は入手するこ
とができる。しかしながら、コア・エンジンが単独で一
体のユニットであるので、このエンジンをCF6コア若し
くはCFM56コア又はその他のようなエンジンに置き換え
ることが可能である。推力の反転を達成するために、このシステムに標準的
な推力反転システムを取り入れることができる。この代
わりに、公知の可変ピッチ機構を設け、このシステム内
に組み込むことができる。典型的には、ファンは実質的に同じ速度で回転し、公
知の方式によって調節して、速度を所望の値に変更する
ことができる。以上説明した機関は、反対回りのタービンによって駆
動される反対回りのフロント・ファンを利用している。
ファン回転子は昇圧圧縮機段を含んでおり、これらの昇
圧圧縮機段を用いてコア・エンジンの過給を行う。昇圧
圧縮機段の数は、所望する過給の程度に関係する。反対
回りのタービン段の数及び寸法は、所要エネルギ及び効
率の所望レベルに関係する。コア・エンジンは、圧縮機
と、燃焼器と、タービンとで構成されており、反対回り
のタービン軸を通すための適当な寸法の中心の中孔を有
している。コア・エンジンは、利用し得る手段の範囲内
にある変化する条件及び円板の中孔の応力レベルを有す
るように設計することができる。この機関は歯車を用いていないが、それでも歯車箱及
び関連した付属品の複雑さを有さずに、消費燃料比を切
下げることのできるような、側路比が非常に高いフロン
ト・ファン・エンジンが達成される。この側路比の高い
反対回りの、歯車を用いないフロント・ファン・エンジ
ンに外側ダクトを用いれば、10〜20の高い側路比が達成
され、75000馬力又はそれ以上の馬力が考えられる。本発明の範囲は，特許請求の範囲によって限定されて
おり、その範囲を逸脱せずに、種々の改変及び変更を加
えることができることを承知されたい。Description: FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to gas turbine engines and, more particularly, to an opposing counter-pressure compressor and an opposing counter-current ducted front fan. An improved turbofan engine having a rotating rotor. 2. Description of the Related Art Conventional turboprops are used at low cruising speeds, in which case good performance and high efficiency are obtained. At higher cruising speeds, it is typically necessary to use a turbofan to generate the required relatively large thrust. A scaled-up version of a conventional turboprop engine, suitable for powering a medium-sized transport aircraft at the required cruising speed and altitude, would require too large a propeller diameter and would not be feasible. It needs the ability to generate higher shaft horsepower than it is. Engines with such high side ratios are efficient, but the rotational speed of the large diameter propellers is a limiting factor in using such engines. Generally, it is required that the helical speed at the tip of the propeller be kept lower than the supersonic speed. Propeller tips operating at supersonic speeds generate significant amounts of unwanted noise and reduce aerodynamic efficiency. Turbomachinery for aircraft having a fan with a bypass ratio greater than about 8 typically uses a gearbox to reduce the speed of the fan rotor relative to the turbine speed. It is configured as follows. The speed change gearbox, along with a higher speed, smaller diameter turbine drive shaft and a lower stage high speed turbine, is a way to obtain more optimal fan blade speeds for higher efficiency. However, gearboxes and associated accessories add significantly to the complexity and weight of the engine. [Object of the Invention] Accordingly, an object of the present invention is to provide an improved high bypass ratio,
The object is to provide a front fan engine that does not use counter-rotating gears. Another object of the present invention is to provide a gas turbine engine using a counter-clockwise turbine section for driving a counter-clockwise front fan and a counter-clock booster compressor section. It is another object of the present invention to provide a core gas generator having two comb-shaped counter-rotating turbine sections behind the core engine, and two counter-rotating fan blades in front of the core engine. SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a gas turbine engine having a section and two comb-shaped counter-compressed compressor sections spaced apart between fan blade sections. Another object of the invention has two immovable frames,
In the meantime, the gas generator core engine is supported,
The same stationary frame supports a counter-rotating turbine section behind the core engine and a counter-rotating fan blade in front of the core engine, with a counter-compressed compressor between the fan blades. The present invention provides a gas turbine engine provided with a section. It is another object of the present invention that all parts of the engine are supported by the outer casing of the core engine and a pair of spaced apart fixed supports so that the parts of the engine are in an outer shroud that is not structurally indicative. It is to provide a gas turbine engine as contained. Another object of the present invention is to provide a gas turbine engine having a counter-rotating fan mounted on the front side having an annular duct, and a counter-rotating boost compressor spaced between the fan sections. To provide. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention does not use a gear between the fan and the turbine,
Provided is a turbomachine for a front fan engine having a very high side ratio without using multiple boost stages and turbine stages. The engine comprises a counter-rotating fan section connected to a counter-rotating turbine. An opposite connection axis between the fan and the turbine passes through a central bore in the core engine. The counter-pressure booster is also operated by the same shaft. By utilizing a counter-rotating booster and counter-rotating turbine configuration, for a given level of efficiency and rotational speed, the number of boosting and turbine stages can generally be reduced by a factor of two. it can. In an embodiment of the present invention, the counter-clock booster is disposed between the front fan unit and the rear fan unit that are counter-rotated in the axial direction. The engine is supported by two stationary support frames that are axially separated. A central core engine containing a compressor, a combustor, and a high pressure turbine is supported by two frame supports. The counter-turning turbine is supported by a rear support frame behind the core engine. The front support frame also supports a counter-rotating fan section and a counter-rotating booster section. A column extending from the front support also supports a duct arranged annularly around the fan. A nacelle is provided around the engine, which has no structural support for any part of the engine. FIG. 1 shows a gas turbine engine 10 according to one embodiment of the present invention. The engine 10 includes a central longitudinal axis 12 and an annular shroud 14 disposed coaxially with the axis 12. As will be described in greater detail below, shroud 14 is not structural in the sense that it does not support any of the components of the engine. Thus, shroud 14 can be constructed of thin sheet metal, such as aluminum and / or composites. Engine 10 also includes a core gas generator called core engine 16. The core generator includes a compressor 18, a combustor 20, and a single or multi-stage high pressure turbine 22. The core engine is modular in the sense that it is a unit and can be replaced independently of the rest of the gas turbine. All components of the core engine 16 are disposed coaxially about the longitudinal axis 12 of the engine 10 in series with the axial flow. Annular drive shafts 24a and 24b secure the compressor 18 and the high pressure turbine 22. The core engine is supported between a main support frame including a stationary support 30 and a rear support member 32. These frame supports 30 and 32 also support other parts of the engine. The engine components do not hang from the outer shroud 14 and thus make the shroud 14 an unstructured element. The gas generator core engine 16 operates to generate combustion gases. Pressurized air from the compressor 18 is mixed with fuel in the combustor 20 and ignited to generate combustion gases. High pressure turbine 22 extracts some work from this gas and drives compressor 18. The remaining combustion gases are discharged from the gas generator core engine 16 to a power turbine indicated generally by the reference numeral 34. The power turbine 34 includes a first outer annular drum rotor 36 rotatably mounted on the rear support frame 32. The rotor 36 includes a plurality of first turbine blade rows 38, and the plurality of first turbine blade rows 38
And radially inwardly from and axially spaced from one another. The power turbine 34 also includes a first outer rotor 36 and a second inner annular drum rotor 40 disposed radially inward from the first row of blades 38. Second rotor 40
Includes a plurality of second rows of turbine blades 42. A plurality of second rows of turbine blades 42 extend radially outward from the second rotor 40 and are axially spaced from one another. The rotating frame support 44 is the casing 36 of the outer turbine rotor.
And the blades 38 are supported. This support is supported by a rear, stationary support member 32. An inner shaft 46 extends from the support 44. A coaxial outer shaft 48 is connected to the second inner rotor 40. Differential bearing devices 50 and 52 are connected between the rotating shafts 46 and 48. The high-speed rotating core engine 16 forms a separate module unit with its own high-speed bearing. Thus, the differential bearing supporting shafts 46 and 48 can be a low speed bearing. The differential bearing device can be configured to support one bearing by the other bearing. Each of the first and second rows of turbine blades 38 and 42 includes:
It includes a plurality of circumferentially spaced turbine blades, wherein first blade rows 38 are alternately spaced from second blade rows 42. The blades of the two rotors are alternately provided in a comb shape. The combustion gases passing through the vane rows 38 and 42 drive the first and second rotors 36 and 40 in opposite directions. Thus, shafts 46 and 48 rotate in opposite directions. The shafts 46 and 48 are disposed coaxially with the centerline 12 of the engine 10 and extend forward in the core portion 16. A front fan unit 54 is provided on the front side of the engine. An outer fan duct or cowl 56 annularly surrounds the fan section 54. The cowl 56 is supported by a strut 58 extending from the main support frame 30. The fan section 54 includes a first row of fan blades 60 connected to the forward end of an inner, counter-rotating shaft 46 extending between the turbine and the fan section. The fan section 54 has a second row of fan blades 62 connected to the front end of an inner drive shaft 48 also connected between the turbine and the fan section. Each of the first and second rows of fan blades 60 and 62
The fan includes a plurality of circumferentially spaced fan blades. The rows of fan blades 60 and 62 are counter-circular, thereby generally reducing the absolute value of tip speed in each row of fan blades. Rows of fan blades 60 and 62, which provide relatively high fan and propulsion efficiencies, traverse the entire airflow passage between the engine shroud and cowl 56 radially outward to the fan duct 56. It is growing. The leading and / or trailing edges of the fan blades can be of a swept or non-swept design. It should be noted that the counter-rotating fan blade row 62 acts to remove the diversion or circumferential component of the air added by the counter-rotating fan blade row 60. In this way, the struts 58 are not exit guide vanes in the sense that the struts need not be removed. Thus, only a relatively small number of struts 58 are needed to support cowl 56. If the struts also had to be removed from the air, typically only six or eight fan frame struts would be needed, compared to about 40 struts. The strut 58 is disposed axially forward of the core engine 16. For this reason, the fan blade row 60 and
At a position close to 62, it is possible to support the engine. Engine 10 further includes a boost compressor 64. The boost compressor 64 includes a first annular rotor 66 that also acts as an inlet end of a main flow path through the engine. A plurality of first compressor blade rows 68 extend radially inward from the rotor 66 and are axially spaced from one another. The step-up compressor 64 also includes a second annular rotor 70 disposed inside the rotor 66, and a radially outwardly extending second axial rotor 70 from the second annular rotor 70 and axially separated from each other. And a plurality of second compressor blade rows 72. Rows 68 and 72 of the first and second compressor blades are comb-shaped and counter-clockwise. The rotor 66, together with the front end of the outer shaft 48, is secured to the fan blade row 62. Similarly, rotor 70
Is secured to the front end of the inner shaft 46 and to the fan blade row 60. Each of the first and second compressor blade rows 68 and 72 includes:
It includes a plurality of circumferentially spaced compressor blades, the rows of blades alternating with one another. The rows of compressor blades 68 and 72 are counter-rotating and are located in the flow path leading to the main core engine 16. Counter-pressure boost compressor 64 creates a significant pressure rise in the air entering core engine 16. The advantage of the fan row and the compressor row being driven by the same drive shaft is that the extraction of energy from the power turbine 34 is optimized. Without a booster compressor stage driven from shafts 46 and 48 from the power turbine, a separate compressor using other shafts and a drive turbine would be required. Furthermore, the absence of a booster compression stage limits the overall pressure ratio of the engine and results in lower efficiency. The rotary booster provides a sufficient pressure rise despite the slow fan speed. The opposite rotation of the compressor blade rows 68 and 72 further reduces the number of compressor rows than would be required for one low speed compressor driven from a single shaft only. It becomes possible. Also provided at the front ends of the shafts 46 and 48 are two sets of bearings 74 and 76, of which the bearing device 76 is of the differential type. Neither do they support high speed bearings around which the core engine rotates. A rotating frame for supporting the rear fan blades 62, together with the outer casing and blades of the booster.
80 are provided. The rotating frame 80 is supported by a stationary frame. A series of seals 78 are suitably provided to keep the flow in the passage of the engine. An important feature of the present invention is the arrangement of the boost compressor 64.
Sufficient spacing must be provided between the blades to reduce noise from fan blades 60 and 62.
This spacing is preferably 1.5 times or more the chord length of the first blade 60 or more. A gap should also be provided between the rear blade 62 and the strut 58. This spacing is also preferably about one chord long. Thus, the axial spacing between the fan blade portions 60 and 62 is used to position the counter-rotating booster blades 68 and 72. For this purpose, the booster is accommodated within the length of the fan section and is arranged parallel to the air flow. 2A and 2B are detailed views of the gas turbine engine shown in FIG. 1 together. 2A and 2B, like parts are designated by the same reference numerals as in FIG. However, FIGS. 2A and 2B show some additional features that will be described. A rotating vane frame 80 is arranged rearward of the boost compressor 64 in accordance with the flow path in the engine. Vane frame 80 is the outer rotor
It is connected to 66 and rotates together with the blade 68 of the boost compressor. Thus, by including the front fan blades 60,
The booster compressor can be regarded as a six-stage booster, in which one booster section of the blade is denoted by a, and the booster section of the other row of blades is denoted by b . The rear fan row 62 is located in the bypass flow and is not in the main core air flow. A diversion door 82 is provided to regulate the pressure along the flow path. The pressure ratio for the booster section 62 is higher than the pressure ratio of the fan, and the diverter door helps control the stall margin of the booster. That is, a higher pressure ratio can be achieved as a whole. When the shunt door is opened, air is released behind the fan. The pumping characteristics of the low-pressure booster and the pumping characteristics of the core are not the same. Balance them at the high speeds that normally drive the engines. However, at constant speed,
Relieve pressure so that there is no back pressure that would cause stall. The door opens at low and idle speeds to relieve pressure and prevent the booster from stalling. The front and rear stationary frame members 30 and 32 include fixed arms extending therefrom and supporting the core engine 16. Similarly, the rear end of the power turbine 34 is supported by a stationary frame 32, and the fans and boosters 54 and 64 are supported by a front stationary frame 30. The core rotates along two sets of bearings, including a front bearing 26 and a rear bearing 28. All parts of the engine are two main stationary supports
Supported by 30 and 32 and the outer casing of core engine 16. The outer shroud or nacelle 14 has no structural support. End exhaust system 84 continues to rotate with shaft 46. As such, the exhaust system 84 need not be supported by the outer nacelle. However, if desired, the end nozzles may be separated and structural support may extend between the outer shroud 14 and the end exhaust system. However, in this case, the casing
14 needs to be structurally robust. Core engine itself can typically be in the GE / NASA E ³ core engine. Its specifications are available. However, since the core engine is a single unit, it is possible to replace this engine with an engine such as a CF6 core or CFM56 core or others. To achieve thrust reversal, the system can incorporate a standard thrust reversal system. Alternatively, a known variable pitch mechanism can be provided and incorporated into the system. Typically, the fans run at substantially the same speed and can be adjusted in a known manner to change the speed to a desired value. The described engine utilizes a counter-rotating front fan driven by a counter-rotating turbine.
The fan rotor includes boost compressor stages, which are used to supercharge the core engine. The number of boost compressor stages is related to the desired degree of supercharging. The number and size of counter-rotating turbine stages are related to the desired level of energy requirements and efficiency. The core engine is comprised of a compressor, a combustor, and a turbine, and has a central bore of a suitable size for passing a counter-rotating turbine shaft. The core engine may be designed to have varying conditions and stress levels in the bore of the disc that are within the available means. This engine does not use gears, but still has a very high side-ratio front fan that can reduce fuel consumption without the complexity of the gearbox and associated accessories. The engine is achieved. Using an outer duct in this counter-rotating, gearless front fan engine with this high side ratio achieves a high side ratio of 10-20, with a potential of 75,000 horsepower or more. It is to be understood that the scope of the invention is limited by the appended claims, and that various modifications and changes may be made without departing from the scope thereof.

【図面の簡単な説明】第１図は本発明の一実施例による側路比の高い反対回り
の、歯車を用いていないフロント・ファン・エンジンの
概略断面図である。第2A図及び第2B図は併せて第１図に示すガスタービン機
関を更に詳しく示す分割図である。［主な符号の説明］ 16……コア・エンジン、34……動力タービン、38、42…
…タービン羽根の列、46、48……駆動軸、54……ファン
部、60、62……ファン羽根の列、64……昇圧圧縮機、6
8、72……圧縮機の羽根の列。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a counter-fan, non-geared front fan engine with a high side ratio according to one embodiment of the present invention. FIG. 2A and FIG. 2B are split views showing the gas turbine engine shown in FIG. 1 in more detail. [Explanation of Main Symbols] 16 ... core engine, 34 ... power turbine, 38, 42 ...
… Row of turbine blades, 46, 48… drive shaft, 54… fan section, 60, 62… row of fan blades, 64… booster compressor, 6
8, 72… rows of compressor blades.

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献特開昭59−103947（ＪＰ，Ａ) 特開昭49−112013（ＪＰ，Ａ) 特公昭30−8408（ＪＰ，Ｂ１) 「ｔｈｅＪＥＴＥＮＧＩＮＥ」３ｒｄＥＤＩＴＩＯＮ，ＲＯＬＬＳ・ＲＯＹＣＥ・ＬＩＭＩＴＥＤ編，1969年７月（英国）Ｐ155〜160 (58)調査した分野(Int.Cl.⁶，ＤＢ名) F02C 3/067 F02C 3/073 F02K 3/072 ＷＰＩ，ＥＣＬＡ────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (56) References JP-A-59-103947 (JP, A) JP-A-49-112013 (JP, A) JP-B-30-4088 (JP, B1) "the JET ENGINE" 3rd EDITION, edited by ROLLS, ROYCE and LIMITED, July 1969 (UK), pages 155 to 160 (58) Fields investigated (Int. Cl. ⁶ , DB name) F02C 3/067 F02C 3/073 F02K 3/072 WPI, ECLA

Claims

(57) [Claims] Spaced, generally annular stationary front frame supports (30) and rear frame supports (32), a core compressor (18), a combustor (20), and a turbine (22).
And a gas generator core engine comprising in series with the flow and operative to generate combustion gases,
A gas generator core engine (16) supported between the front frame support and the rear frame support; and a gas generator core engine (16) provided behind and behind the rear frame support (32). Power turbine supported by side frame support
An assembly of oppositely rotatable first and second rows of turbine blades (38, 4) operable to rotate a first drive shaft (46) and a second drive shaft (48), respectively.
2) a power turbine assembly (34) including: a fan unit provided forward of the front frame support (30) and supported by the front frame support; A first row of fan blades (60) connected to the drive shaft (46) and a second row of fan blades (62) connected to the second drive shaft (48). A fan section (54), and an axially disposed fan row of at least one booster compressor that is axially disposed between the rows of the first and second fan blades and that is connected to the first drive shaft. A step-up compressor (64) including a row (68), and a row of at least one step-up compressor blade coupled to the second drive shaft; the front frame support and the rear frame. An annular shroud not intended for structural support provided between the support and the core engine A gas turbine engine (10) provided with a udo (14). 2. The claim further comprising a rotating vane frame disposed along a main flow path between the boost compressor and the core engine and rotating in an opposite direction with respect to a rearmost boost compressor blade. 2. The gas turbine engine according to claim 1. 3. 3. The gas turbine engine according to claim 1 or 2, further comprising a rotary exhaust system coupled to rotate with one of said rows of turbine blades. 4. A high-speed bearing system for rotatably mounting the rotating part of the core engine on the frame support; and a low-speed differential for rotatably mounting the power turbine assembly, the fan unit and the booster compressor to the frame support. The gas turbine engine according to any one of claims 1 to 3, further comprising a dynamic bearing system.