JP3017204B2 - 非対称タ―ボプロップブ―スタ - Google Patents
非対称タ―ボプロップブ―スタInfo
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- JP3017204B2 JP3017204B2 JP11001526A JP152699A JP3017204B2 JP 3017204 B2 JP3017204 B2 JP 3017204B2 JP 11001526 A JP11001526 A JP 11001526A JP 152699 A JP152699 A JP 152699A JP 3017204 B2 JP3017204 B2 JP 3017204B2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は一般的にはターボプロッ
プ航空機エンジン用のブースタ圧縮機に関し、特に、非
対称ターボプロップブースタと、ガスタービンエンジン
により歯車箱を介して駆動されるプロペラとに関する。
ブースタには非対称の入口と出口と、特別に設計された
ロータとステータが設けられ、ブースタ入口からブース
タ出口まで流線に沿って実質的に一定の静圧を保つ。
プ航空機エンジン用のブースタ圧縮機に関し、特に、非
対称ターボプロップブースタと、ガスタービンエンジン
により歯車箱を介して駆動されるプロペラとに関する。
ブースタには非対称の入口と出口と、特別に設計された
ロータとステータが設けられ、ブースタ入口からブース
タ出口まで流線に沿って実質的に一定の静圧を保つ。
【０００２】
【従来の技術】従来の航空機用ガスタービンジェットエ
ンジンにより発生する推力を高めるために、過給空気
が、ガス発生器としても知られているコアエンジンの入
口内にブースタ型圧縮装置により圧送され得る。このよ
うな装置には通例数列の動翼と数列の協働静翼が含ま
れ、コアエンジンに入る空気の圧力を高めることにより
コアエンジンの発生出力を増すとともにエンジンの寸法
と重量を最少にし得る。
ンジンにより発生する推力を高めるために、過給空気
が、ガス発生器としても知られているコアエンジンの入
口内にブースタ型圧縮装置により圧送され得る。このよ
うな装置には通例数列の動翼と数列の協働静翼が含ま
れ、コアエンジンに入る空気の圧力を高めることにより
コアエンジンの発生出力を増すとともにエンジンの寸法
と重量を最少にし得る。
【０００３】ターボプロップエンジンは一般に、そのプ
ロペラの羽根を囲むダクトを持たないエンジンとして定
義され、プロペラの羽根は通例タービンにより歯車箱を
介して駆動されそして可変ピッチである。これに対し、
ターボファンエンジンは通例そのファン動翼を囲むダク
トを含むエンジンとして定義され、ファン動翼は通例歯
車箱を介さずにタービンにより直接駆動されそして固定
ピッチである。ターボファンエンジンとターボプロップ
エンジンは作用と設計が異なるので、ターボファンエン
ジンでの使用に適する従来のブースタ設計は、ターボプ
ロップエンジンによって発生する推力をかなり高めるも
のとは思われない。
ロペラの羽根を囲むダクトを持たないエンジンとして定
義され、プロペラの羽根は通例タービンにより歯車箱を
介して駆動されそして可変ピッチである。これに対し、
ターボファンエンジンは通例そのファン動翼を囲むダク
トを含むエンジンとして定義され、ファン動翼は通例歯
車箱を介さずにタービンにより直接駆動されそして固定
ピッチである。ターボファンエンジンとターボプロップ
エンジンは作用と設計が異なるので、ターボファンエン
ジンでの使用に適する従来のブースタ設計は、ターボプ
ロップエンジンによって発生する推力をかなり高めるも
のとは思われない。
【０００４】従って、最少数のブースタ段と最少数の動
翼と静翼を用いてターボプロップエンジンのコアエンジ
ン内に入口空気を過給するためのブースタが必要であ
る。理想的には、単列の動翼と単列の静翼を備えた単段
ブースタを用いれば、ターボプロップ航空機エンジンの
コアエンジン内に導入される空気の圧力をかなり高め得
る。
翼と静翼を用いてターボプロップエンジンのコアエンジ
ン内に入口空気を過給するためのブースタが必要であ
る。理想的には、単列の動翼と単列の静翼を備えた単段
ブースタを用いれば、ターボプロップ航空機エンジンの
コアエンジン内に導入される空気の圧力をかなり高め得
る。
【０００５】この必要に適合するターボプロップ航空機
エンジン用に設計された単段ブースタ圧縮機が開発され
そして米国特許第５３４５７６０号に開示されており、
この米国特許は参照によりここに包含される。このブー
スタ圧縮機は対称ブースタ入口を有しそしてその過給空
気の一部分だけをターボプロップエンジンのコアエンジ
ンガス発生器のコア入口内に向ける。ブースタ圧縮機の
対称環状流路はブースタ出口で２つの別々の流れに分割
される。一方の流れはコアエンジンに入り、他方の流れ
は、周囲大気に直接通じている排気ノズルを通ってブー
スタ圧縮機から出る。
エンジン用に設計された単段ブースタ圧縮機が開発され
そして米国特許第５３４５７６０号に開示されており、
この米国特許は参照によりここに包含される。このブー
スタ圧縮機は対称ブースタ入口を有しそしてその過給空
気の一部分だけをターボプロップエンジンのコアエンジ
ンガス発生器のコア入口内に向ける。ブースタ圧縮機の
対称環状流路はブースタ出口で２つの別々の流れに分割
される。一方の流れはコアエンジンに入り、他方の流れ
は、周囲大気に直接通じている排気ノズルを通ってブー
スタ圧縮機から出る。
【０００６】ブースタ出口排気ノズルを経て大気に直接
入る流れは補足推力を生じるとともに、ブースタ圧縮機
の流路の断面積を、過給空気をコアエンジンだけに送る
場合に必要な断面積より大きくすることを可能にする。
過給空気の一部分を周囲空気にバイパスすることにより
もたらされる流路断面の増大により、ブースタ圧縮機の
動翼と静翼の寸法を、動翼と静翼の総数を少なくしかつ
製造と組立てを容易にするように定め得る。
入る流れは補足推力を生じるとともに、ブースタ圧縮機
の流路の断面積を、過給空気をコアエンジンだけに送る
場合に必要な断面積より大きくすることを可能にする。
過給空気の一部分を周囲空気にバイパスすることにより
もたらされる流路断面の増大により、ブースタ圧縮機の
動翼と静翼の寸法を、動翼と静翼の総数を少なくしかつ
製造と組立てを容易にするように定め得る。
【０００７】この設計は幾つかの欠点を有する。ブース
タノズルを離れる流れのマッハ数は、ブースタがない場
合より必然的に高い。これはブースタにより圧力が加え
られるからである。この比較的高いマッハ数の流れはガ
ス発生器のナセルを摩擦し、追加的な抗力を生じ、そし
てブースタのバイパス流により発生する推力を減らす。
ブースタの圧力比はプロペラにより発生する圧力比より
高い。単位パワー入力当たりの推力出力は排気圧力の増
加とともに減少する。従って、ブースタバイパス流の高
圧は、プロペラとブースタを駆動するロータおよび（ま
たは）軸へのパワー入力が同じ場合、比較的効率の低い
推力発生手段である。これはプロペラの推進効率がブー
スタとノズルの組合せの推進効率より高いからである。
従って、ガス発生器入口に入る流れの部分に高い圧力比
が発生しそしてガス発生器入口をバイパスする流れの部
分に低い圧力比と低い空気流量が発生するようなプロペ
ラとブースタの設計が必要である。このような構成が本
発明の主題である。
タノズルを離れる流れのマッハ数は、ブースタがない場
合より必然的に高い。これはブースタにより圧力が加え
られるからである。この比較的高いマッハ数の流れはガ
ス発生器のナセルを摩擦し、追加的な抗力を生じ、そし
てブースタのバイパス流により発生する推力を減らす。
ブースタの圧力比はプロペラにより発生する圧力比より
高い。単位パワー入力当たりの推力出力は排気圧力の増
加とともに減少する。従って、ブースタバイパス流の高
圧は、プロペラとブースタを駆動するロータおよび（ま
たは）軸へのパワー入力が同じ場合、比較的効率の低い
推力発生手段である。これはプロペラの推進効率がブー
スタとノズルの組合せの推進効率より高いからである。
従って、ガス発生器入口に入る流れの部分に高い圧力比
が発生しそしてガス発生器入口をバイパスする流れの部
分に低い圧力比と低い空気流量が発生するようなプロペ
ラとブースタの設計が必要である。このような構成が本
発明の主題である。
【０００８】
【発明の概要】ターボプロップ航空機エンジンのプロペ
ラを駆動するコアエンジン内に空気を過給するブースタ
圧縮機アセンブリに、プロペラの後方に中心線の周りに
配置された非対称の環状ブースタダクトが含まれ、少な
くとも一つの対称的な環状ロータ部を有し、このロータ
部内に１列の動翼が配置される。ブースタダクトはブー
スタ流路を有し、このブースタ流路はコアエンジン入口
へのコア流路と、コアエンジン入口を迂回するバイパス
流路とを含み、両流路は中心線の周りに境界を定められ
そして互いに対称ではない。低バイパス流量手段が、バ
イパス流路内の単位面積当たりのバイパス流量をコア流
路内の単位面積当たりのコア流量より実質的に少なくす
るように、ブースタ流路を通る空気流を設定する。
ラを駆動するコアエンジン内に空気を過給するブースタ
圧縮機アセンブリに、プロペラの後方に中心線の周りに
配置された非対称の環状ブースタダクトが含まれ、少な
くとも一つの対称的な環状ロータ部を有し、このロータ
部内に１列の動翼が配置される。ブースタダクトはブー
スタ流路を有し、このブースタ流路はコアエンジン入口
へのコア流路と、コアエンジン入口を迂回するバイパス
流路とを含み、両流路は中心線の周りに境界を定められ
そして互いに対称ではない。低バイパス流量手段が、バ
イパス流路内の単位面積当たりのバイパス流量をコア流
路内の単位面積当たりのコア流量より実質的に少なくす
るように、ブースタ流路を通る空気流を設定する。
【０００９】ブースタダクトの一実施例は、軸方向に下
流方向直流連通をなす非対称環状入口部と対称環状ロー
タ部と非対称環状出口部とを有する。低バイパス流量手
段は、入口部内にバイパス流路を横切って配置されたバ
イパス入口案内翼を含み、これらのバイパス入口案内翼
は、ロータの回転方向における入口バイパス食違い角で
流れ遮断方向に周方向に傾斜している。コア入口案内翼
が入口部内にコア流路を横切って配置され得る。これら
のコア入口案内翼は、ロータの回転方向ではない方向に
おけるコア食違い角で非遮断方向に傾斜している。低バ
イパス流量手段は、さらに、中心線の周りに形成された
一定内側半径の完全円形入口内面を有するブースタダク
ト入口を含み得る。ブースタダクトは、さらに、コア流
路とバイパス流路それぞれのコア環状入口セクタとバイ
パス環状入口セクタとを含み得る。コアおよびバイパス
環状入口セクタはそれぞれ、入口内面から半径方向外方
に測ったコアおよびバイパス半径方向高さを有し、コア
半径方向高さはバイパス半径方向高さより大きい。
流方向直流連通をなす非対称環状入口部と対称環状ロー
タ部と非対称環状出口部とを有する。低バイパス流量手
段は、入口部内にバイパス流路を横切って配置されたバ
イパス入口案内翼を含み、これらのバイパス入口案内翼
は、ロータの回転方向における入口バイパス食違い角で
流れ遮断方向に周方向に傾斜している。コア入口案内翼
が入口部内にコア流路を横切って配置され得る。これら
のコア入口案内翼は、ロータの回転方向ではない方向に
おけるコア食違い角で非遮断方向に傾斜している。低バ
イパス流量手段は、さらに、中心線の周りに形成された
一定内側半径の完全円形入口内面を有するブースタダク
ト入口を含み得る。ブースタダクトは、さらに、コア流
路とバイパス流路それぞれのコア環状入口セクタとバイ
パス環状入口セクタとを含み得る。コアおよびバイパス
環状入口セクタはそれぞれ、入口内面から半径方向外方
に測ったコアおよびバイパス半径方向高さを有し、コア
半径方向高さはバイパス半径方向高さより大きい。
【００１０】本発明のさらに特定の実施例では、前記１
列の動翼は１列の亜音速衝動動翼であり、この１列の衝
動動翼は、衝動動翼列のロータ出口における空気の第１
静圧を衝動動翼列のロータ入口における空気の第２静圧
と実質的に等しくする。１列の出口案内翼が衝動動翼列
の後方にダクト流路を横切って配置され、そしてコア流
路とバイパス流路は出口案内翼に沿って軸方向に先細で
あり、ターボプロップ航空機エンジンのある運転範囲に
わたって、出口案内翼列の出口案内翼入口における空気
の第３静圧を出口案内翼列の出口案内翼出口における空
気の第４静圧と実質的に等しくするようになっている。
ブースタ流路は衝動動翼に沿って一定の断面積を有し、
そして各衝動動翼は入口角とそれに等しい出口角とを有
する。
列の動翼は１列の亜音速衝動動翼であり、この１列の衝
動動翼は、衝動動翼列のロータ出口における空気の第１
静圧を衝動動翼列のロータ入口における空気の第２静圧
と実質的に等しくする。１列の出口案内翼が衝動動翼列
の後方にダクト流路を横切って配置され、そしてコア流
路とバイパス流路は出口案内翼に沿って軸方向に先細で
あり、ターボプロップ航空機エンジンのある運転範囲に
わたって、出口案内翼列の出口案内翼入口における空気
の第３静圧を出口案内翼列の出口案内翼出口における空
気の第４静圧と実質的に等しくするようになっている。
ブースタ流路は衝動動翼に沿って一定の断面積を有し、
そして各衝動動翼は入口角とそれに等しい出口角とを有
する。
【００１１】本発明の他の実施例では、出口案内翼列の
後方にバイパス流路に沿って推力発生ノズルが設けられ
る。また、ディフューザをバイパス流路に沿ってバイパ
ス環状入口セクタと環状ロータ部との間に設け得る。デ
ィフューザは入口部内に配置可能である。低バイパス流
量手段をさらに次のように構成し得る。出口案内翼列
は、コア流路とバイパス流路それぞれを横切って配置さ
れたコア出口案内翼とバイパス出口案内翼を有し、コア
出口案内翼とバイパス出口案内翼はそれぞれコア食違い
角とバイパス食違い角で周方向に傾斜しており、そして
バイパス食違い角はコア食違い角より大きい。
後方にバイパス流路に沿って推力発生ノズルが設けられ
る。また、ディフューザをバイパス流路に沿ってバイパ
ス環状入口セクタと環状ロータ部との間に設け得る。デ
ィフューザは入口部内に配置可能である。低バイパス流
量手段をさらに次のように構成し得る。出口案内翼列
は、コア流路とバイパス流路それぞれを横切って配置さ
れたコア出口案内翼とバイパス出口案内翼を有し、コア
出口案内翼とバイパス出口案内翼はそれぞれコア食違い
角とバイパス食違い角で周方向に傾斜しており、そして
バイパス食違い角はコア食違い角より大きい。
【００１２】プロペラに連結されてそれを駆動するプロ
ペラハブに衝動動翼を装着し得る。このハブは、入口部
とロータ部を貫通しているブースタ流路の筒形内面を形
成する。
ペラハブに衝動動翼を装着し得る。このハブは、入口部
とロータ部を貫通しているブースタ流路の筒形内面を形
成する。
【００１３】
【発明の利点】本発明により提供される高効率ターボプ
ロップ航空機エンジンは、米国特許第５３４５７６０号
におけるターボプロップエンジンの利点を有するが、よ
り効率が高い。なぜなら、バイパス流路を通りノズルを
経て大気に直接入る空気流が全推力の比較的小さな割合
を占める推力を発するからである。低バイパス流量手段
により比較的多くの動力がコアエンジンからプロペラに
達する。プロペラはノズルより推進効率が高いので、先
行技術のターボプロップエンジンより効率を高める。従
って、本発明によれば、コア流路を通ってガスコアエン
ジンに入る流れの部分に高い圧力比が発生し、そしてコ
アエンジンをバイパスしバイパス流路を通る流れの部分
に低い圧力比と単位面積当たりの低い空気流量が発生す
る。これにより、ブースタ圧縮機の動翼と静翼は、米国
特許第５３４５７６０号におけるように動翼と静翼の総
数を少なくしかつ製造と組立てを容易にするように寸法
を定め得るとともに、比較的高い総合推進効率を有し得
る。
ロップ航空機エンジンは、米国特許第５３４５７６０号
におけるターボプロップエンジンの利点を有するが、よ
り効率が高い。なぜなら、バイパス流路を通りノズルを
経て大気に直接入る空気流が全推力の比較的小さな割合
を占める推力を発するからである。低バイパス流量手段
により比較的多くの動力がコアエンジンからプロペラに
達する。プロペラはノズルより推進効率が高いので、先
行技術のターボプロップエンジンより効率を高める。従
って、本発明によれば、コア流路を通ってガスコアエン
ジンに入る流れの部分に高い圧力比が発生し、そしてコ
アエンジンをバイパスしバイパス流路を通る流れの部分
に低い圧力比と単位面積当たりの低い空気流量が発生す
る。これにより、ブースタ圧縮機の動翼と静翼は、米国
特許第５３４５７６０号におけるように動翼と静翼の総
数を少なくしかつ製造と組立てを容易にするように寸法
を定め得るとともに、比較的高い総合推進効率を有し得
る。
【００１４】本発明の新規な諸特徴は特許請求の範囲に
別々に記載してある。次に本発明を他の目的と利点とと
もに添付図面によりさらに詳述する。
別々に記載してある。次に本発明を他の目的と利点とと
もに添付図面によりさらに詳述する。
【００１５】
【実施例の記載】図１は、ターボプロップ航空機エンジ
ン２０のプロペラ１８を軸１９により歯車箱２１を介し
て駆動するコアエンジン１４内に空気１２を過給するブ
ースタ圧縮機アセンブリ１０を示す。非対称環状ブース
タダクト２２が軸１９と歯車箱２１の中心線２３の周り
に設けられそしてプロペラの後方（すなわち空気１２の
方向に関して下流）に配置されている。ブースタダクト
２２は少なくとも一つの対称環状ロータ部２５を有し、
このロータ部において１列の動翼２６がロータ２７に装
着されている。ブースタダクト２２はブースタ流路２４
を有し、このブースタ流路はコアエンジン入口３０（も
っと古いあご形入口に代わるもの）へのコア流路２８
と、コアエンジン入口３０を迂回するバイパス流路３４
とを含んでいる。コアおよびバイパス流路２８、３４は
それぞれ図２に示すようにコア環状セクタ２９Ｃとバイ
パス環状セクタ２９Ｂを含み、そして中心線２３の周り
に境界を定められており、これらのコアおよびバイパス
要素は、図３に示すようなロータ部２５以外は、互いに
対称ではない。コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、
２９Ｂは、それぞれ、コアおよびバイパス夾角３１Ｃ、
３１Ｂにわたって延在する環状域の軸方向延在セクタで
ある。コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、２９Ｂは
両セクタ間に遷移セクタ２９Ｄを有する。低バイパス流
量手段が、バイパス流路３４内の単位面積当たりのバイ
パス流量４２をコア流路２８内の単位面積当たりのコア
流量４０より実質的に少なくするように、バイパス流路
３４を通る空気を設定する。通例、流量は例えばポンド
毎秒単位の質量流量であり、そして面積は流速ベクトル
に垂直である。この例の単位面積当たりの質量流量は、
ポンド質量毎秒毎平方フィート［ｌｂ／（ｓｅｃ ｆｔ
2 ）］またはそれに相当する次元を有する。
ン２０のプロペラ１８を軸１９により歯車箱２１を介し
て駆動するコアエンジン１４内に空気１２を過給するブ
ースタ圧縮機アセンブリ１０を示す。非対称環状ブース
タダクト２２が軸１９と歯車箱２１の中心線２３の周り
に設けられそしてプロペラの後方（すなわち空気１２の
方向に関して下流）に配置されている。ブースタダクト
２２は少なくとも一つの対称環状ロータ部２５を有し、
このロータ部において１列の動翼２６がロータ２７に装
着されている。ブースタダクト２２はブースタ流路２４
を有し、このブースタ流路はコアエンジン入口３０（も
っと古いあご形入口に代わるもの）へのコア流路２８
と、コアエンジン入口３０を迂回するバイパス流路３４
とを含んでいる。コアおよびバイパス流路２８、３４は
それぞれ図２に示すようにコア環状セクタ２９Ｃとバイ
パス環状セクタ２９Ｂを含み、そして中心線２３の周り
に境界を定められており、これらのコアおよびバイパス
要素は、図３に示すようなロータ部２５以外は、互いに
対称ではない。コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、
２９Ｂは、それぞれ、コアおよびバイパス夾角３１Ｃ、
３１Ｂにわたって延在する環状域の軸方向延在セクタで
ある。コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、２９Ｂは
両セクタ間に遷移セクタ２９Ｄを有する。低バイパス流
量手段が、バイパス流路３４内の単位面積当たりのバイ
パス流量４２をコア流路２８内の単位面積当たりのコア
流量４０より実質的に少なくするように、バイパス流路
３４を通る空気を設定する。通例、流量は例えばポンド
毎秒単位の質量流量であり、そして面積は流速ベクトル
に垂直である。この例の単位面積当たりの質量流量は、
ポンド質量毎秒毎平方フィート［ｌｂ／（ｓｅｃ ｆｔ
2 ）］またはそれに相当する次元を有する。
【００１６】ブースタダクト２２は、軸方向に下流方向
直流に連通をなす非対称環状入口部４６と対称環状ロー
タ部２５と非対称環状出口部４８とを有する。低バイパ
ス流量手段は、入口部４６内にバイパス流路３４を横切
って配置されたバイパス入口案内翼５０を含み得る。バ
イパス入口案内翼５０は、図６に示すように、ロータ２
７の回転方向Ｗにおける入口バイパス食違い角Ａ１で流
れ遮断方向に周方向に傾斜している。食違い角は、動翼
２６の翼弦Ｃと、動翼の回転中心線２３との間の角度と
定義されている。遮断とはバイパス流路３４を通る空気
の完全遮断のことではなく、入口バイパス食違い角Ａ１
を閉位置に設定することを意味する。閉位置は、バイパ
ス入口案内翼５０の位置と閉入口バイパス食違い角Ａ１
によって示され、これに対するものがコア入口案内翼５
２の開位置と開入口コア食違い角Ａ２である。公称位
置、すなわち、食違い角Ａ１が０度である位置も示され
ている。開位置は流量を比較的大きくするのに対し、閉
位置は流れを制限しそして単位面積当たりの流量を比較
的少なくする。
直流に連通をなす非対称環状入口部４６と対称環状ロー
タ部２５と非対称環状出口部４８とを有する。低バイパ
ス流量手段は、入口部４６内にバイパス流路３４を横切
って配置されたバイパス入口案内翼５０を含み得る。バ
イパス入口案内翼５０は、図６に示すように、ロータ２
７の回転方向Ｗにおける入口バイパス食違い角Ａ１で流
れ遮断方向に周方向に傾斜している。食違い角は、動翼
２６の翼弦Ｃと、動翼の回転中心線２３との間の角度と
定義されている。遮断とはバイパス流路３４を通る空気
の完全遮断のことではなく、入口バイパス食違い角Ａ１
を閉位置に設定することを意味する。閉位置は、バイパ
ス入口案内翼５０の位置と閉入口バイパス食違い角Ａ１
によって示され、これに対するものがコア入口案内翼５
２の開位置と開入口コア食違い角Ａ２である。公称位
置、すなわち、食違い角Ａ１が０度である位置も示され
ている。開位置は流量を比較的大きくするのに対し、閉
位置は流れを制限しそして単位面積当たりの流量を比較
的少なくする。
【００１７】コア入口案内翼５２は、入口部４６内にコ
ア流路２８を横切るように配置し得るもので、ロータの
回転方向Ｗではない方向におけるコア食違い角Ａ２で非
遮断方向に傾斜している。遷移入口案内翼５４が入口部
４６内にブースタ流路２４の遷移セクタ２９Ｄを横切っ
て配置され、入口部内のコア流路とバイパス流路間の流
れの移行を助け得る。ダクトの流路を横切る静翼の食違
い角を調整することによりダクトの全周にわたって流れ
を絞ることは、単位面積当たりの流量を減らす技術にお
いて周知である。従って、低バイパス流量手段は、比較
的開いたブースタ入口案内翼と閉ざされたバイパス入口
案内翼とを用いてブースタ流路を通る空気流を設定し、
こうしてバイパス流路内の単位面積当たりのバイパス流
量をコア流路内の単位面積当たりのコア流量より実質的
に少なくし得る。低バイパス流量手段は、代替的に、ブ
ースタ入口案内翼を用いずそして閉ざされたバイパス入
口案内翼だけを用いてブースタ流路を通る空気流を設定
し、こうしてバイパス流路内の単位面積当たりのバイパ
ス流量をコア流路内の単位面積当たりのコア流量より実
質的に少なくし得る。
ア流路２８を横切るように配置し得るもので、ロータの
回転方向Ｗではない方向におけるコア食違い角Ａ２で非
遮断方向に傾斜している。遷移入口案内翼５４が入口部
４６内にブースタ流路２４の遷移セクタ２９Ｄを横切っ
て配置され、入口部内のコア流路とバイパス流路間の流
れの移行を助け得る。ダクトの流路を横切る静翼の食違
い角を調整することによりダクトの全周にわたって流れ
を絞ることは、単位面積当たりの流量を減らす技術にお
いて周知である。従って、低バイパス流量手段は、比較
的開いたブースタ入口案内翼と閉ざされたバイパス入口
案内翼とを用いてブースタ流路を通る空気流を設定し、
こうしてバイパス流路内の単位面積当たりのバイパス流
量をコア流路内の単位面積当たりのコア流量より実質的
に少なくし得る。低バイパス流量手段は、代替的に、ブ
ースタ入口案内翼を用いずそして閉ざされたバイパス入
口案内翼だけを用いてブースタ流路を通る空気流を設定
し、こうしてバイパス流路内の単位面積当たりのバイパ
ス流量をコア流路内の単位面積当たりのコア流量より実
質的に少なくし得る。
【００１８】図１と図２について説明すると、ブースタ
ダクト２２はさらに、中心線２３の周りに形成された一
定内側半径Ｒ１の完全円形入口内面５８を有するブース
タダクト入口５６を含み得る。ブースタダクト入口５６
は、さらに、コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、２
９Ｂそれぞれの初めにコア流路２８とバイパス流路３４
それぞれのコア入口域セクタ６０とバイパス入口域セク
タ６２とを含み得る。コアおよびバイパス入口域セクタ
６０、６２はそれぞれ、入口内面５８から半径方向外方
に測ったコアおよびバイパス半径方向高さＲＣ、ＲＢを
有する。コア半径方向高さＲＣはバイパス半径方向高さ
ＲＢより大きく、従って追加的な低バイパス流量手段と
して作用し、この手段は単独で、あるいは図示の実施例
におけるように他の低バイパス流量手段とともに使用さ
れ得る。
ダクト２２はさらに、中心線２３の周りに形成された一
定内側半径Ｒ１の完全円形入口内面５８を有するブース
タダクト入口５６を含み得る。ブースタダクト入口５６
は、さらに、コアおよびバイパス環状セクタ２９Ｃ、２
９Ｂそれぞれの初めにコア流路２８とバイパス流路３４
それぞれのコア入口域セクタ６０とバイパス入口域セク
タ６２とを含み得る。コアおよびバイパス入口域セクタ
６０、６２はそれぞれ、入口内面５８から半径方向外方
に測ったコアおよびバイパス半径方向高さＲＣ、ＲＢを
有する。コア半径方向高さＲＣはバイパス半径方向高さ
ＲＢより大きく、従って追加的な低バイパス流量手段と
して作用し、この手段は単独で、あるいは図示の実施例
におけるように他の低バイパス流量手段とともに使用さ
れ得る。
【００１９】本発明のさらに特定の実施例では、前記１
列の動翼２６（１列より多い列の動翼を用いる場合もあ
り得る）は１列の亜音速衝動動翼であり、この１列の衝
動動翼は、一定の流線Ｓに沿って、衝動動翼列のロータ
出口６８における空気の第１静圧を衝動動翼列のロータ
入口６６における空気の第２静圧と実質的に等しくす
る。１列の出口案内翼７０が衝動動翼２６の列の後方に
ブースタ流路２４を横切って配置され、そしてコア流路
２８とバイパス流路３４は出口案内翼７０に沿って軸方
向に先細であり、ターボプロップ航空機エンジンの設計
運転範囲にわたって、出口案内翼列の流線Ｓに沿って、
出口案内翼列の出口案内翼入口７２における空気の第３
静圧を出口案内翼出口７４における空気の第４静圧と実
質的に等しくするようになっている。上述の設計運転範
囲は通例ブースタに関して巡航運転である。ブースタ流
路は衝動動翼２６に沿って、図３に示すように、一定の
断面積ＡＸを有し、そして各衝動動翼は、中心線２３に
対して出口角ＡＥに等しい入口角ＡＩを有する。
列の動翼２６（１列より多い列の動翼を用いる場合もあ
り得る）は１列の亜音速衝動動翼であり、この１列の衝
動動翼は、一定の流線Ｓに沿って、衝動動翼列のロータ
出口６８における空気の第１静圧を衝動動翼列のロータ
入口６６における空気の第２静圧と実質的に等しくす
る。１列の出口案内翼７０が衝動動翼２６の列の後方に
ブースタ流路２４を横切って配置され、そしてコア流路
２８とバイパス流路３４は出口案内翼７０に沿って軸方
向に先細であり、ターボプロップ航空機エンジンの設計
運転範囲にわたって、出口案内翼列の流線Ｓに沿って、
出口案内翼列の出口案内翼入口７２における空気の第３
静圧を出口案内翼出口７４における空気の第４静圧と実
質的に等しくするようになっている。上述の設計運転範
囲は通例ブースタに関して巡航運転である。ブースタ流
路は衝動動翼２６に沿って、図３に示すように、一定の
断面積ＡＸを有し、そして各衝動動翼は、中心線２３に
対して出口角ＡＥに等しい入口角ＡＩを有する。
【００２０】本発明の他の実施例では、出口案内翼７０
の列の後方にバイパス流路３４に沿って推力発生ノズル
８０が設けられる。出口案内翼７０に沿うバイパス流路
３４の軸方向先細部分はノズル８０の先細部分をなして
いる。ロータ部２５後方で単位面積当たりのバイパス流
量４２が単位面積当たりのコア流量４０より実質的に少
ないことと、上述の圧力および速度パラメータとに対処
するために、コア流路２８とバイパス流路３４の断面積
は、図４に示すようにノズル８０の軸方向部分等で適当
な大きさにされなければならない。バイパス流路３４内
の単位面積当たりの流量は、本発明によれば、バイパス
流路内のノズル半径方向高さＲＮと、出口半径方向高さ
ＲＯとを適当な大きさに定めることにより設定され、こ
うして、効率的な流れ状態を保つとともに、ロータ部２
５とノズル出口９２との間でブースタ流路２４内におい
て単位面積当たりのバイパス流量４２を単位面積当たり
のコア流量４０より実質的に少なく保つ。
の列の後方にバイパス流路３４に沿って推力発生ノズル
８０が設けられる。出口案内翼７０に沿うバイパス流路
３４の軸方向先細部分はノズル８０の先細部分をなして
いる。ロータ部２５後方で単位面積当たりのバイパス流
量４２が単位面積当たりのコア流量４０より実質的に少
ないことと、上述の圧力および速度パラメータとに対処
するために、コア流路２８とバイパス流路３４の断面積
は、図４に示すようにノズル８０の軸方向部分等で適当
な大きさにされなければならない。バイパス流路３４内
の単位面積当たりの流量は、本発明によれば、バイパス
流路内のノズル半径方向高さＲＮと、出口半径方向高さ
ＲＯとを適当な大きさに定めることにより設定され、こ
うして、効率的な流れ状態を保つとともに、ロータ部２
５とノズル出口９２との間でブースタ流路２４内におい
て単位面積当たりのバイパス流量４２を単位面積当たり
のコア流量４０より実質的に少なく保つ。
【００２１】バイパス流路を通りノズルを経て大気に直
接入る空気流は幾らかの補足推力を生じるとともに、ブ
ースタ圧縮機の流路の断面積を、過給空気をコアエンジ
ンだけに送る場合に必要な断面積より大きくすることを
可能にする。コア入口域セクタ６０によって示されるよ
うなこのコア流路断面積の増加は、過給空気の一部分を
周囲空気にバイパスすることによりもたらされ、これに
より、ブースタ圧縮機の動翼と静翼の寸法を、動翼と静
翼の総数を少なくしかつ製造と組立てを容易にするよう
に定め得る。低バイパス流量手段により比較的多くの動
力がコアエンジンからプロペラに達する。プロペラはノ
ズルより推進効率が高い。従って、本発明によれば、コ
ア流路を通ってガスコアエンジンに入る流れの部分に高
い圧力比が発生し、そしてコアエンジンをバイパスしバ
イパス流路を通る流れの部分に低い圧力比と単位面積当
たりの低い空気流量が発生する。
接入る空気流は幾らかの補足推力を生じるとともに、ブ
ースタ圧縮機の流路の断面積を、過給空気をコアエンジ
ンだけに送る場合に必要な断面積より大きくすることを
可能にする。コア入口域セクタ６０によって示されるよ
うなこのコア流路断面積の増加は、過給空気の一部分を
周囲空気にバイパスすることによりもたらされ、これに
より、ブースタ圧縮機の動翼と静翼の寸法を、動翼と静
翼の総数を少なくしかつ製造と組立てを容易にするよう
に定め得る。低バイパス流量手段により比較的多くの動
力がコアエンジンからプロペラに達する。プロペラはノ
ズルより推進効率が高い。従って、本発明によれば、コ
ア流路を通ってガスコアエンジンに入る流れの部分に高
い圧力比が発生し、そしてコアエンジンをバイパスしバ
イパス流路を通る流れの部分に低い圧力比と単位面積当
たりの低い空気流量が発生する。
【００２２】バイパス流路３４の軸方向末広部分の形態
をなすディフューザ８４を非対称環状入口部４６におい
てバイパス環状入口域セクタ６２と環状ロータ部２５と
の間に設け得る。ディフューザ８４は、バイパス入口案
内翼５０を内蔵するバイパス流路の部分の全てまたは一
部を含み得る。低バイパス流量手段はさらに、それぞれ
コア食違い角Ｂ２とバイパス食違い角Ｂ１で周方向に傾
斜しているコア出口案内翼７０Ａとバイパス出口案内翼
７０Ｂを含み得る。そしてバイパス食違い角Ｂ１はコア
食違い角Ｂ２より大きい。これは、バイパス入口案内翼
５０内の単位面積当たりの流量を設定するためにバイパ
ス食違い角Ａ１により設定された流れ状態と調和するよ
うにそして比較的開いた入口コア食違い角Ａ２により設
定された流れ状態と調和するようになされる。
をなすディフューザ８４を非対称環状入口部４６におい
てバイパス環状入口域セクタ６２と環状ロータ部２５と
の間に設け得る。ディフューザ８４は、バイパス入口案
内翼５０を内蔵するバイパス流路の部分の全てまたは一
部を含み得る。低バイパス流量手段はさらに、それぞれ
コア食違い角Ｂ２とバイパス食違い角Ｂ１で周方向に傾
斜しているコア出口案内翼７０Ａとバイパス出口案内翼
７０Ｂを含み得る。そしてバイパス食違い角Ｂ１はコア
食違い角Ｂ２より大きい。これは、バイパス入口案内翼
５０内の単位面積当たりの流量を設定するためにバイパ
ス食違い角Ａ１により設定された流れ状態と調和するよ
うにそして比較的開いた入口コア食違い角Ａ２により設
定された流れ状態と調和するようになされる。
【００２３】プロペラ１８は好ましくはプロペラハブ１
００に装着され、このハブは軸１９に装着される。従っ
てコアエンジン１４は歯車箱２１を介してプロペラを駆
動する。衝動動翼２６はハブ１００に装着されるので、
ハブ１００は、入口部４６とロータ部２５を貫通してい
るブースタ流路２４の筒形内面１０２を形成する。コア
流路２８を通る空気はコアエンジン入口３０における遷
移ダクト１１０に入り、この遷移ダクトは外側カウリン
グ１１４と一体である。バイパス流路３４を通る空気
は、図５に示すようにカウリング１１４の外側でノズル
８０を通ってブースタダクト２２を出る。
００に装着され、このハブは軸１９に装着される。従っ
てコアエンジン１４は歯車箱２１を介してプロペラを駆
動する。衝動動翼２６はハブ１００に装着されるので、
ハブ１００は、入口部４６とロータ部２５を貫通してい
るブースタ流路２４の筒形内面１０２を形成する。コア
流路２８を通る空気はコアエンジン入口３０における遷
移ダクト１１０に入り、この遷移ダクトは外側カウリン
グ１１４と一体である。バイパス流路３４を通る空気
は、図５に示すようにカウリング１１４の外側でノズル
８０を通ってブースタダクト２２を出る。
【００２４】図７に対称環状入口部４６Ａを有するブー
スタダクト２２の代替実施例を示す。コアおよびバイパ
ス入口域セクタ６０、６２はそれぞれ、等しいコアおよ
びバイパス半径方向高さＲＣ、ＲＢを有し、図１と図２
に示した等しくないコアおよびバイパス半径方向高さの
形状により発生し得るスピレージ抗力を減らすか皆無に
する。この対称環状入口部実施例における低バイパス流
量手段は、前述のように図６に示した比較的閉ざされた
バイパス入口案内翼５０と比較的開いたコア入口案内翼
５２とを用いる。コアおよびバイパス半径方向高さＲ
Ｃ、ＲＢは等しいので、ブースタダクト入口５６は図３
に示した断面形状に似ている。入口案内翼の比較的開い
た位置は流量を比較的大きくするのに対し、比較的閉ざ
された位置は流れを制限しそして単位面積当たりの流量
を比較的少なくする。
スタダクト２２の代替実施例を示す。コアおよびバイパ
ス入口域セクタ６０、６２はそれぞれ、等しいコアおよ
びバイパス半径方向高さＲＣ、ＲＢを有し、図１と図２
に示した等しくないコアおよびバイパス半径方向高さの
形状により発生し得るスピレージ抗力を減らすか皆無に
する。この対称環状入口部実施例における低バイパス流
量手段は、前述のように図６に示した比較的閉ざされた
バイパス入口案内翼５０と比較的開いたコア入口案内翼
５２とを用いる。コアおよびバイパス半径方向高さＲ
Ｃ、ＲＢは等しいので、ブースタダクト入口５６は図３
に示した断面形状に似ている。入口案内翼の比較的開い
た位置は流量を比較的大きくするのに対し、比較的閉ざ
された位置は流れを制限しそして単位面積当たりの流量
を比較的少なくする。
【００２５】以上、本発明の原理を説明するために本発
明の好適実施例を詳述したが、本発明の範囲内で好適実
施例の様々な改変が可能であることを理解されたい。
明の好適実施例を詳述したが、本発明の範囲内で好適実
施例の様々な改変が可能であることを理解されたい。
【図１】本発明の一実施例によるターボプロップブース
タを示す軸方向断面部分概略図である。
タを示す軸方向断面部分概略図である。
【図２】図１の断面２−２に沿う断面図で、本発明のさ
らに特殊な実施例によるコア環状入口セクタとバイパス
環状入口セクタを示す。
らに特殊な実施例によるコア環状入口セクタとバイパス
環状入口セクタを示す。
【図３】図１の断面３−３に沿う断面図で、図１の本発
明の実施例によるロータ入口を示す。
明の実施例によるロータ入口を示す。
【図４】図１の断面４−４に沿う断面図で、図１の本発
明の実施例によりバイパス流路に沿って出口案内翼列の
後方に設けた推力発生ノズルを示す。
明の実施例によりバイパス流路に沿って出口案内翼列の
後方に設けた推力発生ノズルを示す。
【図５】図１の断面５−５に沿う断面図で、図１の本発
明の実施例によるコアエンジンへの遷移ダクトを示す。
明の実施例によるコアエンジンへの遷移ダクトを示す。
【図６】平らに配列された案内翼と動翼の図１の６−６
に沿う概略断面図である。
に沿う概略断面図である。
【図７】本発明の第２実施例による代替ターボプロップ
ブースタを示す軸方向断面部分概略図である。
ブースタを示す軸方向断面部分概略図である。
１０ ブースタ圧縮機アセンブリ １４ コアエンジン １８ プロペラ ２０ ターボプロップエンジン ２２ ブースタダクト ２４ ブースタ流路 ２５ 対称環状ロータ部 ２６ 動翼（衝動動翼） ２７ ロータ ２８ コア流路 ２９Ｂ バイパス環状セクタ ２９Ｃ コア環状セクタ ３０ コアエンジン入口 ３４ バイパス流路 ４６ 非対称環状入口部 ４８ 非対称環状出口部 ５０ バイパス入口案内翼 ５２ コア入口案内翼 ５６ ブースタダクト入口 ５８ 円形入口内面 ６６ ロータ入口 ６８ ロータ出口 ７０ 出口案内翼 ７０Ａ コア出口案内翼 ７０Ｂ バイパス出口案内翼 ７２ 出口案内翼入口 ７４ 出口案内翼出口 ８０ 推力発生ノズル ８４ ディフューザ １００ プロペラハブ １０２ 筒形内面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョウイ・リン・ネルソン アメリカ合衆国、ケンタッキー州、サウ スゲート、スノウ・シュー・ロード、 317番 (56)参考文献 特開 昭58−107842（ＪＰ，Ａ) 実開 平５−66253（ＪＰ，Ｕ) 実公 昭48−36841（ＪＰ，Ｙ１) 米国特許5345760（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 3/02 F02C 3/06 F02C 7/057
Claims (10)
- 【請求項１】 ターボプロップ航空機エンジン（２０）
のプロペラ（１８）を駆動するコアエンジン（１４）内
に空気（１２）を過給するブースタ圧縮機アセンブリ
（１０）であって、前記プロペラ（１８）の後方に中心
線（２３）の周りに配置された部分的に非対称の環状ブ
ースタダクト（２２）を備え、前記ブースタダクト（２
２）は少なくとも一つの対称的な環状ロータ部（２５）
を有し、このロータ部内に１列の動翼（２６）が配置さ
れそして前記航空機エンジン（２０）のロータ（２７）
に連結されており、前記ブースタダクト（２２）はブー
スタ流路（２４）を有し、このブースタ流路はコアエン
ジン入口（３０）へのコア流路（２８）と、前記コアエ
ンジン入口（３０）を迂回するバイパス流路（３４）と
を含み、両流路は前記中心線（２３）の周りに境界を定
められそして互いに対称ではなく、また、前記バイパス
流路（３４）内の単位面積当たりのバイパス流量（４
２）を前記コア流路（２８）内の単位面積当たりのコア
流量（４０）より実質的に少なく設定する低バイパス流
量手段を備えているブースタ圧縮機アセンブリ（１
０）。 - 【請求項２】 前記ブースタダクト（２２）は、軸方向
に下流方向直流に連通をなす非対称環状入口部（４６）
と前記対称環状ロータ部（２５）と非対称環状出口部
（４８）とを有し、前記低バイパス流量手段は、前記入
口部（４６）内に前記バイパス流路（３４）を横切って
配置されたバイパス入口案内翼（５０）を含み、そして
前記バイパス入口案内翼（５０）は、前記ロータ（２
７）の回転方向（Ｗ）における入口バイパス食違い角
（Ａ１）で流れ遮断方向に周方向に傾斜している、請求
項１記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項３】 前記入口部（４６）内に前記コア流路
（２８）を横切って配置されたコア入口案内翼（５２）
をさらに含み、そして前記コア入口案内翼（５２）は、
前記ロータ（２７）の回転方向（Ｗ）ではない方向にお
けるコア食違い角（Ａ２）で非遮断方向に周方向に傾斜
している、請求項２記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項４】 前記低バイパス流量手段は、さらに、一
定内側半径（Ｒ１）の円形入口内面（５８）を有するブ
ースタダクト入口（５６）と、前記コアおよびバイパス
流路（２８、３４）それぞれのコアおよびバイパス環状
入口セクタ（２９Ｃ、２９Ｂ）とを含み、前記コアおよ
びバイパス環状入口セクタ（２９Ｃ、２９Ｂ）は、前記
入口内面（５８）から半径方向外方に測ったコアおよび
バイパス半径方向高さ（ＲＣ、ＲＢ）を有し、そして前
記コア半径方向高さは前記バイパス半径方向高さより大
きい、請求項３記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項５】 前記低バイパス流量手段は、さらに、一
定内側半径（Ｒ１）の円形入口内面（５８）を有するブ
ースタダクト入口（５６）と、前記コアおよびバイパス
流路それぞれのコアおよびバイパス環状入口セクタ（２
９Ｃ、２９Ｂ）とを含み、前記コアおよびバイパス環状
入口セクタは、前記入口内面（５８）から半径方向外方
に測ったコアおよびバイパス半径方向高さ（ＲＣ、Ｒ
Ｂ）を有し、そして前記コア半径方向高さは前記バイパ
ス半径方向高さより大きい、請求項２記載のアセンブリ
（１０）。 - 【請求項６】 前記１列の動翼（２６）は１列の亜音速
衝動動翼（２６）からなり、この１列の衝動動翼（２
６）は、前記ターボプロップ航空機エンジン（２０）の
運転範囲にわたって前記ブースタ流路（２４）内の流線
に沿って、前記１列の衝動動翼（２６）のロータ出口
（６８）における空気（１２）の第１静圧を前記１列の
衝動動翼（２６）のロータ入口（６６）における空気
（１２）の第２静圧と実質的に等しくし、前記１列の衝
動動翼（２６）の後方にある１列の出口案内翼（７０）
をさらに含み、前記コア流路と前記バイパス流路は前記
出口案内翼（７０）に沿って軸方向に先細であり、前記
ターボプロップ航空機エンジン（２０）の運転範囲にわ
たって前記流線に沿って、前記１列の出口案内翼（７
０）の出口（７４）における前記空気（１２）の静圧を
前記１列の出口案内翼（７０）の入口（７２）における
前記空気（１２）の静圧と実質的に等しくするようにな
っており、前記ブースタ流路（２４）は前記衝動動翼
（２６）に沿って一定の断面積（ＡＸ）を有し、そして
各衝動動翼（２６）は入口角（ＡＩ）と出口角（ＡＥ）
とを有し、前記入口角（ＡＩ）は前記出口角（ＡＥ）に
等しい、請求項１記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項７】 前記１列の出口案内翼（７０）の後方に
前記バイパス流路（３４）に沿って設けた推力発生ノズ
ル（８０）をさらに含む請求項６記載のアセンブリ（１
０）。 - 【請求項８】 前記バイパス流路（３４）に沿って前記
バイパス環状入口セクタと前記環状ロータ部（２５）と
の間に設けたディフューザ（８４）をさらに含む請求項
７記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項９】 前記低バイパス流量手段において、前記
１列の出口案内翼（７０）は前記コアおよびバイパス流
路それぞれを横切って配置されたコアおよびバイパス出
口案内翼（７０Ａ、７０Ｂ）を有し、前記コアおよびバ
イパス出口案内翼（７０Ａ、７０Ｂ）はそれぞれ出口コ
アおよびバイパス食違い角（Ｂ２、Ｂ１）で周方向に傾
斜しており、そして前記出口バイパス食違い角（Ｂ１）
は前記出口コア食違い角（Ｂ２）より大きい、請求項８
記載のアセンブリ（１０）。 - 【請求項１０】 前記プロペラ（１８）に連結されてそ
れを駆動するプロペラハブ（１００）をさらに含み、前
記衝動動翼（２６）は前記ハブ（１００）に装着されて
おり、そして前記ハブ（１００）は前記入口部（４６）
と前記ロータ部（２５）を貫通している前記ブースタ流
路（２４）の筒形内面（１０２）を形成している、請求
項９記載のアセンブリ（１０）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/004,856 US6041589A (en) | 1998-01-09 | 1998-01-09 | Asymmetric turboprop booster |
| US09/004856 | 1998-01-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11264346A JPH11264346A (ja) | 1999-09-28 |
| JP3017204B2 true JP3017204B2 (ja) | 2000-03-06 |
Family
ID=21712861
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11001526A Expired - Fee Related JP3017204B2 (ja) | 1998-01-09 | 1999-01-07 | 非対称タ―ボプロップブ―スタ |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6041589A (ja) |
| JP (1) | JP3017204B2 (ja) |
| GB (1) | GB2335468B (ja) |
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|---|---|---|---|---|
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| US8210798B2 (en) * | 2008-02-13 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Cooled pusher propeller system |
| EP2300689B1 (en) * | 2008-05-27 | 2021-04-21 | GKN Aerospace Sweden AB | A gas turbine engine and a gas turbine engine component |
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| US20160245184A1 (en) * | 2015-02-19 | 2016-08-25 | United Technologies Corporation | Geared turbine engine |
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| US9815560B2 (en) | 2015-09-21 | 2017-11-14 | General Electric Company | AFT engine nacelle shape for an aircraft |
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