JPH02161135A - ダクトなしファン型ガスタービンエンジンの補助動力源 - Google Patents

ダクトなしファン型ガスタービンエンジンの補助動力源

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JPH02161135A
JPH02161135A JP1217657A JP21765789A JPH02161135A JP H02161135 A JPH02161135 A JP H02161135A JP 1217657 A JP1217657 A JP 1217657A JP 21765789 A JP21765789 A JP 21765789A JP H02161135 A JPH02161135 A JP H02161135A
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propeller
engine
rotor
coupled
blades
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JP1217657A
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English (en)
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Arthur P Adamson
アーサー・ポール・アダムソン
Lawrence Butler
ロレンス・バトラー
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas- turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
    • F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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    • 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
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    • F02K3/072—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 with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 この発明は、航空機ガスタービンエンジン、特に、エン
ジンの動力タービン部分からのエネルギーを選択的に抽
出して、タービンの回転軸線に沿ったスラストを生成す
るか、垂直浮」二のような用途に用いるかまたは多量の
補助動力を生成するためにタービン軸線に交差するシャ
フトに動力を供給する構成の航空機ガスタービンエンジ
ンに関する。
発明の背景 従来から、航空機に動力を供給するのに各種の形式のガ
スタービンエンジンが使用されてきた。
このようなエンジンの例としてターボファンおよびター
ボプロップが挙げられる。ターボファンエンジンは、コ
アエンジン、すなわちガス発生機で燃焼ガスを発生し、
燃焼ガスを動力タービンで膨張させてファンを駆動し、
一方ターボプロップエンジンはガス発生機およびプロペ
ラを駆動する動力タービンを有する。通常ターボプロッ
プエンジンは、いくつかの基本的な点でターボファンエ
ンジンと相違する。たとえば、典型的なターボプロップ
エンジンは動翼の直径がターボファンエンジンよりはる
かに大きい。このため、動翼が比較的多量の空気を動か
してスラストを生成する。さらに、動翼へのエネルギー
人力が一定であるとき、動翼を通過する空気に与える速
度増加が比較的小さい。速度増加が小さいことはエンジ
ン推進効率が高いことにつながる。簡単に言えば、推進
効率は得られるエネルギーのどれだけが推進力に変換さ
れるかの尺度である。推進動翼を通過する空気の速度が
大幅に増加すると、運動エネルギが「浪費」されること
になり、推進効率が低くなる。
ターボファンエンジンは、作用空気の量が同じエネルギ
ー人力についてターボプロップエンジンと比べてやや少
量であり、必要なスラストを達成するために空気に大き
な速度成分を付与する。この結果、推進効率は低くなる
。ターボファンエンジンには、ファンを半径方向に囲む
ナセルも設けられている。ナセルはエンジンに抗力を追
加し、したがって総合エンジンを低下する。しかし、ナ
セルが画定する入口はファンに入ってくる空気流を拡散
し、その速度を遅くする。こうして、空気は、飛行速度
に大体無関係な比較的低い軸線方向速度でファンに進入
する。このような低い軸線方向速度により動翼抗力損失
が減少し、これにより巡航速度を一層高くとることが可
能になる。
中型輸送機、たとえば１００〜１８０人乗り旅客機は、
大抵の場合、推進用にターボファンエンジンを使用して
いる。ターボファンは、このような航空機を比較的高い
高度で約マツ７０．６〜マツハ０．　８の巡航速度で飛
行させるのに必要な比較的大きいスラストを供給する。
もつと遅い巡航速度向けに設計された航空機では、性能
および効率が有利である限りで従来のターボプロップを
使用するのが代表的である。たとえば、ターボファンよ
り空気力学的に効率のよいターボプロップを使用するこ
とにより、燃料燃焼、すなわち飛行距離力たりの燃料消
費量を著しく減少することが可能になる。
推進スラストを生成するだけでなく、垂直浮上スラスト
また’Ｉｔ航空機の発電機または他の機器を作動させる
補助の機械的動力も生成することのできるガスタービン
エンジンが望ましいことがしばしばある。ここで「垂直
浮上スラスト」は、航空機に重力に抗する鉛直の力（揚
力）を発揮することを意味し、「推進力」は航空機をほ
ぼ水平方向に推進する力を意味すると理解されたい。従
来のある系では、回転可能なファン動翼を有するガスタ
ービンエンジンを航空機に枢軸のまわりに回転可能に装
着することにより垂直浮上スラストを得ている。ファン
動翼はエンジンの長さ方向軸線に平行な力を生成する。
浮上刃を生成するためには、エンジンを航空機に関して
枢軸回転し、エンジンの長さ方向軸線を地面にほぼ垂直
にする。エンジンを地面に平行に枢軸回転するにつれて
、航空機への推進力が増加し、浮上刃が減少する。この
ような系を組み込んだ航空機は、通常垂直離着陸（ＶＴ
ＯＬ）航空機と呼ばれる。
垂直浮上スラストを生成する別の手段も当業界で知られ
ており、たとえばヘリコプタに見られるような鉛直軸線
のまわりに回転するプロペラまたはファンを設ける。こ
のような垂直浮上に用いられているシャフトタービンエ
ンジンはターボプロップエンジンによく似ている。ＶＴ
ＯＬ航空機では、ファン動翼に衝突するターポジｊ−ッ
ト推進エンジンからの排気により駆動される浮上用ファ
ンにより垂直スラストの一部を得ている。
中型輸送機に垂直浮上スラストを与えるためには、比較
的大きな動力出力が必要である。この目的のため、従来
のターボファンまたはターボプロップエンジンより性能
が著しく向上した相対的に効率のよいガスタービンエン
ジンの開発が望まれている。推進力と浮上刃とのバラン
スを制御するために、このようなエンジンを推進用動翼
系および垂直浮上用動翼系両方に直接結合するのが好ま
しい。
ガスタービンエンジンの航空機用途によっては、エンジ
ンから直接特別な補助機器を駆動する手段を設ける、す
なわちエンジンからの大容量の動力伝導装置を設けるの
が望ましい。このような動力伝導装置は、発電機または
同期発電機を駆動して航空機に搭載した機器に電力を供
給するのに使用できる。補助動力を供給する能力はエン
ジンからの推進スラストの要求に対してバランスをとる
必要がある。すなわち、抽出した補助動力がエンジンか
ら得られるスラストに悪影響を及ぼしてはならない。し
かし、エンジンスラストが最小値または巡航値にあると
き、エンジン性能に有意な影響を与えることなく、利用
できる補助動力を最大にすることも望ましい。十分な動
力を供給するのに適当な動力伝導装置を使用して垂直浮
上刃を得るか、大きな発電機を駆動して大量の電力を供
給することができる。垂直浮上用スラストを発生するの
に主スラスト機構を用いる上述した形式の従来の系統は
多量の補助動力を供給できないことがわかっている。代
表的には、従来のエンジンはガス発生機ロータから歯車
を介して少量の補助動力を抽出するが、この方法では、
ガス発生機の運転を極端に妨害するので、この発明で想
定しているような多量の動力を供給することができない
。
上述したエンジンについての最近の改良例として、米国
特許出願番号節０７１，５９４号（１９８７年７月１０
日出願）に開示されているようなダクトなしファンエン
ジンがある。ダクトなしファンエンジンでは、動力ター
ビンが二重反転ロータおよびタービン動翼を含み、これ
により動力タービンに関して半径方向に配置された二重
反転ダクトなしファン動翼を駆動する。性能を最適にす
るために、ダクトなしファン動翼それぞれを可変ピッチ
とする。
従来のターボプロップおよびターボファンエンジンにあ
ると考えられる上述した制約を考慮すると、この発明の
目的は、従来から知られているエンジンと比較して、燃
焼エネルギーを推進力ならびに垂直浮上または補助動力
に効率よく変換することのできる単一ガスタービンエン
ジンを提供することにある。この発明の別の目的は、燃
焼エネルギーの推進力および補助動力への分配を効率よ
く制御する手段を提供することにある。この発明のさら
に他の目的は、垂直浮上用動翼の速度を調節して比較的
大量の空気を付与し、浮上効率を改良する手段を提供す
ることにある。
この発明は、航空機に水平推進スラストを与えるととも
に、鉛直浮上スラストまたは航空機および機器の必要条
件を満たす多量の補助動力を与える比較的簡単な、信頼
性の高い、効率のよい装置を提供する。
具体的な実施例では、この発明の新規な改良されたガス
タービンエンジンは、燃焼ガスを発生するのに有効なガ
ス発生機と、燃焼エネルギーを正味のエンジンスラスト
に効率よく変換する手段とを備える。変換手段は第１お
よび第２二重反転プロペラを有する二重反転動力タービ
ンを含む。動力タービンは、半径方向外向きに延在する
第１タービン動翼をｔ（数列有する第１ロータと、半径
方向内向きに延在する第２タービン動翼を１（数列有す
る第２ロータとを含む。第１および第２ロータは、その
外面および内面が動力タービン中を通過する燃焼ガスの
流路を画定するように配置されている。動力タービンは
燃焼ガスを受は取り、第１および第２ロータを二重反転
方向に駆動するために燃焼ガスから実質的にすべての出
力の動力を抽出する作用をなす。第１および第２二重反
転プロペラそれぞれには、複数個の可変ピッチ動翼が第
１および第２回転可能ナセルリングに取付けられている
。第１およびＴＪ２プロペラはそれぞれ第１および第２
ロータに直接結合され、それにより駆動され、動力ター
ビンより半径方向外側に配置されている。プロペラ動翼
はそれぞれ、ハブ半径対先端半径の比が比較的大きく、
厚さ対翼弦長の比が比較的小さい。プロペラ動翼は、エ
ンジンの長さ方向軸線に平行な方向に推進力を生成する
ことができる。第１かさ歯車が、回転軸をエンジン中心
線に平行にして第１ロータに結合され、それにより駆動
される。第２かさ歯車が、回転軸をエンジン中心線に平
行にして第２ロータに結合され、それにより駆動される
。第３かさ歯車が第１および第２かさ歯車に組合わされ
、それらにより駆動される。第３歯車は、主エンジン軸
線に実質的に垂直な補助駆動シャフトに結合されている
。この駆動シャフトは、同期発電機または発電機を機械
的に駆動するか、または複数個の可変ピッチ浮上用ファ
ン動翼を駆動するように連結することができる。後者で
は、第３歯車の回転により浮上用ファン動翼を回転する
。ロータの回転によりプロペラ動翼ならびに浮上用ファ
ン動翼を駆動する。プロペラ動翼および浮上用動翼それ
ぞれのピッチを変えることにより、ロータからのエネル
ギーをプロペラ動翼および浮上用動翼に色々な割合で伝
達することができる。あるいはまた、前部推進動翼のピ
ッチを調節することにより、変調したエネルギーを大形
発電機または流体ポンプに移送することができる。この
移送エネルギーは、推進用動翼のピッチを風車状態に設
定することにより得られる過渡的な動力をタービン動力
に付加することで、ガス発生機系統の全出力の動力を」
皿回ることがありうる。
以下、この発明を図面の実施例について説明する。
具体的な構成 第１図に示す航空機用ダクトなしファン型ガスタービン
エンジン２０は、エンジン中心線に沿って長さ方向軸線
２１を何する。このエンジンは、動力タービン２５より
半径方向外方に配置された二重反転する前部プロペラ動
ｇ２２および後部プロペラ動翼２４を含む。動力エンジ
ン２５は、第１および第２二重反転ロータ２６および２
８と、これらに連結された複数段の二重反転タービン動
翼３０および３２を含む。前部および後部プロベラ動翼
２２および２４はそれぞれ第１および第２ロータ２６お
よび２８と連結され、これらロータと共に回転する。第
１ロータ２６は静止構造３４のまわりに同軸配置されて
いる。第１軸受３６が第１ロータ２６を静止構造３４の
まわりに支持する。第２ロータ２８は第１ロータ２６と
同軸である。第２軸受３８が第２ロータ２８を第１ロー
タ２６のまわりに回転自在に支持する。外側シュラウド
またはナセル４０がロータ２６および２８を包囲し、一
方フアン動翼２２および２４はナセル４０より半径方向
外側に位置する。ナセル４０の目的は、ファン動翼２２
および２４の性能を最適にするのに適切な空気流特性を
得ることである。
エンジン２０はさらに、タービン動翼３０および３２を
通過する環状ガス流路４２を含む。エンジン２０に入る
空気は圧縮され、燃焼して矢印４４で示す高エネルギー
（高圧、高温）ガス流を生成する。高エネルギーガス流
４４は多数のタービン動翼３０および３２を通りながら
膨張し、二重反転ロータ２６および２８を回転し、その
ロータがプロペラ動Ｗ２２および２４をそれぞれ駆動す
る。
ダクトなしファンエンジン２０の性能をさらに最適化す
るために、プロペラ動ｍ２２およヒ２４のピッチを変え
るのが望ましい。前部プロペラ動翼２２それぞれはピッ
チ変更軸線４δを存し、後部プロペラ動ｌＡ２４それぞ
れはピッチ変更軸線４８を有し、これらのピッチ変更軸
線のまわりで動翼のピッチを調節して軸線２１に沿った
スラストに用いられる燃焼エネルギーの量を変更する。
第２図はプロペラ動翼２２を半径方向端部から見た図で
、動翼ピッチは動翼２２がエンジン中心線２１となす角
すとして定義される。矢印５０は動翼２２の移動方向を
表わす。角すが９０″のとき、動Ｗ２２は回転方向に平
行であり、すなわち角すは微小ピッチ角であり、動ｇ２
２はスラストを生成しない。微小ピッチ角ではごく僅か
なスラストしか生成しないので、微細ピッチの動翼を回
転するには比較的僅かなエネルギーを要するだけである
。角すが減少するにつれ、動翼２２が軸線２１に沿って
後方へ送る空気の量は徐々に増加し、この空気量に比例
したスラストが生じる。スラストが大きければ大きいほ
ど、動翼２２を軸線２１のまわりに回転するのに要する
エネルギーが大きくなる。したがって、動翼２２が生成
するスラストの量は、動翼３２がガス流４４から抽出す
るエネルギー量に比例する。
ガス流４４からエネルギーを抽出して、別の装置、たと
えば発電機または別の１組のファン動翼に動力を供給す
るのが望ましい。ベベルギヤ（かさ歯車）の装置を用い
ることにより、プロペラ動ｇ２２および２４を回転する
のに用いられないガス流４４からのエネルギーを別の装
置に動力供給するのに利用することができる。場合によ
っては、推進動翼を風車のように配置することにより空
気流から短時間エネルギーを抽出し、こうして空気流お
よびガス流４４から併合した動力を得、発電機のような
外部負荷を駆動するのが望ましい。
この発明の図示実施例では、第１ロータ２６が軸線２１
のまわりに回転自在に配置された第１長さ方向シャフト
５２の一端に剛固に連結されている。第２長さ方向シャ
フト５４が同様に一端で第２ロータ２Ｂに連結され、そ
れと共に回転する。
第２シヤフト５４は第１シヤフト５２内に同心配置され
ている。各ロータ２６および２８が回転するとシャフト
５２および５４もそれぞれ回転する。
第１シヤフト５２の第２端部はかさ歯車５６に連結され
、第２シヤフト５４の第２端部はかさ歯車５８に連結さ
れている。第３かさ歯車６０が第１および第２かさ歯車
５６および５８とかみあい、軸ｔ！１１２１のまわりの
回転エネルギーを軸線２１と交差する軸線６６のまわり
のそれに変換する。歯車５６および５８の回転により第
３かさ歯車６０を駆動する。歯車６０には軸線６６のま
わりに回転可能な第３のシャフト６２が剛固に固着され
ている。こうして二重反転ロータによりシャフト６２を
回転する。第１図に示すように、複数個の浮上用ファン
動翼６４を回転可能なシャフト６２に連結して鉛直方向
揚力スラストを得ることができる。シャフト６２に得ら
れる燃焼エネルギーの量は、プロペラ動１！２２および
２４のピッチ角およびファン動ＩＡ６４に依存する。プ
ロペラ動翼が最大推進力を発揮しているとき、浮上用動
翼に得られるエネルギーは最小になる。他方、プロペラ
動翼２２および２４のピッチ角が微小なとき、これらの
プロペラ動翼が生成する推進力は最小で、揚力スラスト
として比較的多量のエネルギーを利用できる。シャフト
６２は当業界でよく知られた型式の歯車箱によりファン
動翼６４に連結できる。
この発明を適用した航空機において、重直揚カスラスト
を得たいときには、プロペラ動翼２２および２４に微小
ピッチ角を浮上周動Ｗ６４に大きなピッチ角を適切に選
定することにより、燃焼エネルギーの大部分を浮上用フ
ァン動翼６４に伝達する。プロペラ動Ｗ２２および２４
のピッチを増加し、浮上用動翼６４のピッチを微小角に
変えることにより、水平方向推進力を最大にすることが
できる。
第５図に示すように、シャフト６２に供給された動力を
用いて、前述した浮上用ファン動翼６４を駆動するので
はなく、発電機６３などを駆動することができる。飛行
中、たとえエンジン自体が作動していなくても、エンジ
ンを用いて発電機を作動することができる。たとえば、
高速飛行中にパイロットが、プロペラ動翼のピッチをプ
ロペラ動翼２２および２４に流れる風がロータ２６およ
び２８を回転するように調節して、エンジンをオフにす
ると、プロペラが発電機６３に連結した風車のように作
用して電気エネルギーを生成する。
この風車作用を航空機の降下中またはいくつかのエンジ
ンのうち１つのエンジンの動力失効のような特異な状況
で利用したり、あるいは極めて大きい短時間の動力要求
に応える平常短時間モードとして利用することか考えら
れる。この大きな動力モードでは、全動力タービンの動
力と全風車動力との総計が発電機またはポンプに得られ
る。
第３図および第４図に、遊星歯車列を使用してシャフト
６２の速度を増加するこの発明の別の実施例を示す。第
１内歯車７０．すなわち環の内面に歯を有する歯車がロ
ータ２８に剛固に結合されている。複数個の平歯車７２
が、それぞれの回転軸を軸線２１に平行にして静Ｗ３４
に回転可能に連結されている。平歯車７２は内歯車７０
と噛みあい、内歯車７０により駆動される。被駆動歯車
７４が内歯車７０の内部に同心配置されている。
被駆動歯車７４は平歯車７２それぞれと噛みあい、シャ
フト５４を介してかさ歯車５８に結合されている。した
がって、内歯車７０の回転によりかさ歯車５８が軸線２
１のまわりに回転する。第２内歯車８０がロータ２６に
剛固に固定されている。
この内歯車８０はロータ２６とともに軸線２１のまわり
を回転する。ｖＺ数個の第２平歯車が、それぞれの回転
軸を軸線２１に平行にして静翼３４に回転可能に結合さ
れている。平歯車８２は内歯車８０と噛みあい、内歯車
８０により駆動される。
第２彼駆動歯車８４が内歯車８０の内部に同心配置され
ている。被駆動歯車８４は平歯車８２それぞれと噛みあ
い、かさ歯車５６に結合されたシャフト５２に剛固に結
合されている。したがって、ロータ２６の回転によりか
さ歯車５６が軸線２１のまわりに回転する。第１図の実
施例の場合と同様、かさ歯巾５６および５８はかさ歯車
６０と噛みあい、かさ歯車６０を駆動する。上述した遊
星歯車列を用いれば、シャフト６２の速度をロータ２６
および２８の速度に対して増加または減少することがで
きる。
この発明の原理を図示の具体的な実施例で明瞭に説明し
たが、本発明の実施にあたっては、特定の運転必要条件
に適当な別の例を実現するために、本発明の要旨を逸脱
せぬ範囲内で、上述した具体例に提示した構造、配置お
よび構成要素を種々に嚢更することができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は、この発明の１実施態様で、複数の浮上用ファ
ン動翼を含むダクトなしファン型ガスタービンエンジン
の側面図、 第２図はプロペラ動翼の半径方向端面図、第３図は、こ
の発明の別の実施例で、複数個の浮上用動翼を駆動する
遊星歯車系統を含むダクトなしファン型ガスタービンエ
ンジンの側面図、第４図は第３図の実施態様に用いた歯
車装置の配置図、そして 第５図は、発電機を機械的に駆動するように連結された
ダクトなしファン型ガスタービンエンジンの一部を示す
側面図である。 主な符号の説明 ２０ニガスタービンエンジン、２１：軸線、２２．２４
：プロペラ動翼、 ２５；動力タービン、２６．２８：ロータ、３０．３２
：タービン動翼、３４：静止構造、４０：ナセル、４２
：ガス流路、４４：ガス流、４６．４８：ピッチ変更軸
線、 ５２．５４：シャフト、 ５６．５ｇ、６０：かさ歯車、６２：シャフト、６３：
発電機、６４：ファン動翼、 ７０．８０：内歯車、７２．８２；平歯車、？４．８４
：彼駆動歯車。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、長さ方向エンジン軸線のまわりを回転するよう配向
    された第１および第２同軸配置ロータ、第１ロータに結
    合された複数個の第１プロペラ動翼、および第２ロータ
    に結合された複数個の第２プロペラ動翼を含み、上記プ
    ロペラ動翼が長さ方向軸線に沿ってスラストを生成する
    よう構成されたダクトなしファン型ガスタービンエンジ
    ンにおいて、 第１および第２ロータに結合され、長さ方向軸線に交差
    する横方向の動力を生成する歯車手段、および 上記歯車手段に結合され横方向動力を長さ方向軸線に交
    差するスラストに変換するスラスト手段を備えるロータ
    からの動力をエンジンの長さ方向軸線に交差する横方向
    スラストに変換する装置。 ２、上記スラスト手段が、 上記歯車手段に結合された少なくとも１つの回転可能な
    シャフト、および エンジン長さ方向軸線に実質的に平行な平面内で回転す
    るよう上記第１回転シャフトに結合された第１プロペラ を含む請求項１に記載の装置。 ３、上記第１プロペラが複数個の回転可能なプロペラ動
    翼を備え、上記スラスト手段がエンジン長さ方向軸線に
    交差するスラストを調節する手段を含む請求項２に記載
    の装置。 ４、上記調節手段が上記プロペラ動翼のピッチを変える
    手段を含む請求項３に記載の装置。 ５、上記歯車手段が上記スラスト手段と第１および第２
    ロータとの間に少なくとも１つの予め選定した歯車比を
    設定する手段を含む請求項１に記載の装置。 ６、第１および第２二重反転同軸ロータがそれぞれ第１
    および第２プロペラに結合され、これらのロータおよび
    プロペラがエンジンの長さ方向軸線のまわりに回転する
    よう配向されたダクトなしファン型ガスタービンエンジ
    ン用の動力伝導装置において、 ロータそれぞれにロータとともに回転するように結合さ
    れ、エンジン軸線に交差する横方向軸線のまわりに回転
    運動を生成するよう配置された歯車手段、および 上記横方向軸線のまわりに回転するよう上記歯車手段に
    結合されたシャフト手段 を備える動力伝導装置。 ７、上記歯車手段が少なくとも１つのかさ歯車を含み、
    上記第１および第２ロータそれぞれに上記かさ歯車と噛
    みあうよう配置された少なくとも１つの歯車が固着され
    、これにより上記ロータそれぞれが上記かさ歯車に実質
    的に同じ動力を供給する請求項６に記載の動力伝導装置
    。 ８、上記プロペラそれぞれが、対応する動翼軸線のまわ
    りに回転可能な複数個のプロペラ動翼と、これら動翼に
    結合されそのピッチを変える制御手段とを含み、これに
    より動力を上記プロペラと上記動力伝導装置とに選択的
    に分配する請求項６に記載の動力伝導装置。 ９、上記プロペラ動翼への空気流に応じて上記シャフト
    手段を回転させるように上記プロペラ動翼のピッチを選
    択できる請求項８に記載の動力伝導装置。 １０、上記シャフト手段に結合され、上記エンジン軸線
    に実質的に交差する横方向スラストを生成する少なくと
    も１つのプロペラを含む請求項８に記載の動力伝導装置
    。
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