JPH02267325A - パワータービン支持構造 - Google Patents
パワータービン支持構造Info
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- JPH02267325A JPH02267325A JP2061350A JP6135090A JPH02267325A JP H02267325 A JPH02267325 A JP H02267325A JP 2061350 A JP2061350 A JP 2061350A JP 6135090 A JP6135090 A JP 6135090A JP H02267325 A JPH02267325 A JP H02267325A
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Links
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- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 abstract 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
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- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 3
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- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 2
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Classifications
-
- 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
- F02K3/072—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
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- 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
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
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。
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
この発明はガスタービンエンジン、特にダクトなしファ
ンエンジンのパワータービン（出力タービン）を静止構
造上に支持する連結構造に関する。
ンエンジンのパワータービン（出力タービン）を静止構
造上に支持する連結構造に関する。
発明の背景
航空機に用いられている形式をはじめとしてガスタービ
ンエンジンは、一般に、圧縮機、燃焼器および高圧ター
ビンを直列流れ関係で有する。エンジンに入った空気は
圧縮機で圧縮され、ついで燃料と混合され、点火されて
高エネルギーガス流を生成する。ガス流は高圧タービン
を通過し、ここで燃焼エネルギーの一部を抽出して圧縮
機を駆動する。航空機推進に用いられるターボプロップ
およびターボファンエンジンには共に、パワータービン
を称される第２のタービンが高圧タービンの下流（後方
）に配置されている。パワータービンはガス流からエネ
ルギーを抽出して複数のプロペラ（またはファン）ブレ
ードを駆動し、これらブレードから航空機を動かす推進
力を得る。
ンエンジンは、一般に、圧縮機、燃焼器および高圧ター
ビンを直列流れ関係で有する。エンジンに入った空気は
圧縮機で圧縮され、ついで燃料と混合され、点火されて
高エネルギーガス流を生成する。ガス流は高圧タービン
を通過し、ここで燃焼エネルギーの一部を抽出して圧縮
機を駆動する。航空機推進に用いられるターボプロップ
およびターボファンエンジンには共に、パワータービン
を称される第２のタービンが高圧タービンの下流（後方
）に配置されている。パワータービンはガス流からエネ
ルギーを抽出して複数のプロペラ（またはファン）ブレ
ードを駆動し、これらブレードから航空機を動かす推進
力を得る。
上述したエンジンを改良したものとして、近年ダクトな
しファンエンジンが提案されており、これは、ジョンソ
ン（Ｊｏｈｎｓｏｎ ）の米国特許出願箱４３７．９２
３号（１９８２年１１月１日出願）、同第７２８．４６
６号（１９８５年５月１日出願）および同第０７１．５
９４号（１９８７年７月１０日出願）に開示されている
。ジョンソンが開示したガスタービンエンジンでは、第
１および第２環状配列体のプロバルサブレードがパワー
タービンから半径方向外方に延在する。パワータービン
では、複数の配列体のタービンブレードが第１および第
２ロータに交互に連結され、ガス流がパワータービンを
通過する際にロータが互いに反対に回転するようになっ
ている。第１および第２配列体のプロバルサブレードが
第１および第２ロータに連結されて、推進運動を行なう
。
しファンエンジンが提案されており、これは、ジョンソ
ン（Ｊｏｈｎｓｏｎ ）の米国特許出願箱４３７．９２
３号（１９８２年１１月１日出願）、同第７２８．４６
６号（１９８５年５月１日出願）および同第０７１．５
９４号（１９８７年７月１０日出願）に開示されている
。ジョンソンが開示したガスタービンエンジンでは、第
１および第２環状配列体のプロバルサブレードがパワー
タービンから半径方向外方に延在する。パワータービン
では、複数の配列体のタービンブレードが第１および第
２ロータに交互に連結され、ガス流がパワータービンを
通過する際にロータが互いに反対に回転するようになっ
ている。第１および第２配列体のプロバルサブレードが
第１および第２ロータに連結されて、推進運動を行なう
。
ジョンソンの米国特許出願明細書によれば、第１および
第２ロータは静止構造のまわりに同軸状に配置されてい
る。第１ロータは第１組のころがり素子軸受により静止
構造に回転自在に装着され、第２ロータは第２組のころ
がり素子軸受により静止構造に回転自在に装着されてい
る。
第２ロータは静止構造のまわりに同軸状に配置されてい
る。第１ロータは第１組のころがり素子軸受により静止
構造に回転自在に装着され、第２ロータは第２組のころ
がり素子軸受により静止構造に回転自在に装着されてい
る。
両方のロータを静止構造上に直接支持する欠点は、静止
構造が軸線方向に曲がると、１つの環状配列体のタービ
ンブレードが片寄り、最悪の場合には、隣りの環状配列
体の反転しているタービンブレードとぶつかる。このよ
うな片寄りは、静止構造が同時にロータの重量を支えな
がら、プロバルサブレードから曲げ力を受けるときに生
じる。
構造が軸線方向に曲がると、１つの環状配列体のタービ
ンブレードが片寄り、最悪の場合には、隣りの環状配列
体の反転しているタービンブレードとぶつかる。このよ
うな片寄りは、静止構造が同時にロータの重量を支えな
がら、プロバルサブレードから曲げ力を受けるときに生
じる。
航空機が何らかの操縦をなされる、つまり外力を受ける
と、静止構造は曲げモーメントを受け、ロータ支持部分
がゆがむ。第１組の軸受の位置の構造の回転軸線が第２
組の軸受の位置の構造の回転軸線から著しく相違するこ
とになると、隣接する列のタービンブレード同士が異な
る回転軸をもち、互いに衝突するおそれがある。そのよ
うな衝突はパワータービンにとって深刻な損害であるの
で、隣接する列のタービンブレードがこの種の片寄りを
こうむらないダクトなしファン型エンジン用パワーター
ビンを開発することが望まれている。
と、静止構造は曲げモーメントを受け、ロータ支持部分
がゆがむ。第１組の軸受の位置の構造の回転軸線が第２
組の軸受の位置の構造の回転軸線から著しく相違するこ
とになると、隣接する列のタービンブレード同士が異な
る回転軸をもち、互いに衝突するおそれがある。そのよ
うな衝突はパワータービンにとって深刻な損害であるの
で、隣接する列のタービンブレードがこの種の片寄りを
こうむらないダクトなしファン型エンジン用パワーター
ビンを開発することが望まれている。
ダクトなしファン型エンジンを用いる航空機において、
エンジンを航空機に取り付けるエンジンマウントは、プ
ロバルサブレードとの接触を避けるため、各エンジンに
そのパワータービン部より前方で取り付けられている。
エンジンを航空機に取り付けるエンジンマウントは、プ
ロバルサブレードとの接触を避けるため、各エンジンに
そのパワータービン部より前方で取り付けられている。
静止構造の一部は、パワータービン部のロータを支持す
るため、エンジンマウントの後方で、パワータービン部
の中心を通って懸架されている。各ロータを静止構造上
に直接支持する欠点として、各ロータを別々に支持する
ために、静止構造の長さを長くしなければならない。こ
の長い懸架形状に比較的剛固な、たわみのない支持を行
なうためには、ステータ全体の寸法および質量を比較的
大きくしなければならない。これに対応する重量増加は
航空機の燃料効率に直接影響する。静止構造の長さを短
くできるような仕方でロータを支持できれば、エンジン
の重量も軽くでき、航空機の燃料効率を上げることもで
きる。
るため、エンジンマウントの後方で、パワータービン部
の中心を通って懸架されている。各ロータを静止構造上
に直接支持する欠点として、各ロータを別々に支持する
ために、静止構造の長さを長くしなければならない。こ
の長い懸架形状に比較的剛固な、たわみのない支持を行
なうためには、ステータ全体の寸法および質量を比較的
大きくしなければならない。これに対応する重量増加は
航空機の燃料効率に直接影響する。静止構造の長さを短
くできるような仕方でロータを支持できれば、エンジン
の重量も軽くでき、航空機の燃料効率を上げることもで
きる。
発明の要旨
この発明の目的は、上述した欠点を克服したダクトなし
ファンガスタービンエンジン用の改良パワータービンを
提供することにある。
ファンガスタービンエンジン用の改良パワータービンを
提供することにある。
この発明の別の目的は、ロータ支持構造の長さを短くし
たダクトなしファンガスタービンエンジン用のパワータ
ービン部を提供することにある。
たダクトなしファンガスタービンエンジン用のパワータ
ービン部を提供することにある。
この発明の他の目的は、ロータの前方部分のみをステー
タに連結し、これによりステータの質量の低減を可能に
したダクトなしファンガスタービンエンジン用のパワー
タービンを提供することにある。
タに連結し、これによりステータの質量の低減を可能に
したダクトなしファンガスタービンエンジン用のパワー
タービンを提供することにある。
この発明のさらに他の目的は、支持構造片寄りを許容す
るが、両エンジンロータの片寄りに差ができるのを防止
する長さの短い静止ロータ支持構造を提供することにあ
る。
るが、両エンジンロータの片寄りに差ができるのを防止
する長さの短い静止ロータ支持構造を提供することにあ
る。
具体的な実施例では、この発明は、ステータ、第１およ
び第２ロータ、および第１および第２軸受手段を備える
ガスタービンエンジンのパワータービン部に適用される
。第１および第２ロータはステータの長さ方向軸線のま
わりに同軸状に配置される。第１および第２ロータ間に
、長さ方向軸線のまわりに環状ガス流路が画定される。
び第２ロータ、および第１および第２軸受手段を備える
ガスタービンエンジンのパワータービン部に適用される
。第１および第２ロータはステータの長さ方向軸線のま
わりに同軸状に配置される。第１および第２ロータ間に
、長さ方向軸線のまわりに環状ガス流路が画定される。
各ロータには複数の環状配列体のタービンブレードが連
結され、これらのタービンブレードはロータのまわりに
円周方向に配列され、ガス流路中に延在するので、流路
に流れるガス流により各ロータが回転する。第１ロータ
に取り付けられたタービンブレードの列はそれぞれ、第
２ロータに取り付けられたタービンブレードの列と同軸
であり、かつそれに隣接し、こうして両ロータのタービ
ンブレードの環状配列体を交互に噛みあわせ配置する。
結され、これらのタービンブレードはロータのまわりに
円周方向に配列され、ガス流路中に延在するので、流路
に流れるガス流により各ロータが回転する。第１ロータ
に取り付けられたタービンブレードの列はそれぞれ、第
２ロータに取り付けられたタービンブレードの列と同軸
であり、かつそれに隣接し、こうして両ロータのタービ
ンブレードの環状配列体を交互に噛みあわせ配置する。
第１軸受手段が第１ロータとステータとの間に介在して
、第１ロータをステータに回転自在に装着する。第２軸
受手段が第１ロータと第２ロータとの間に介在して、第
２ロータを第１ロータに回転自在に装着する。第２ロー
タを第１ロータに装着保持するので、両ロータは、ステ
ータが長さ方向軸線に関してどのように片寄ろうとも、
実質的に共通な回転軸線を維持する。
、第１ロータをステータに回転自在に装着する。第２軸
受手段が第１ロータと第２ロータとの間に介在して、第
２ロータを第１ロータに回転自在に装着する。第２ロー
タを第１ロータに装着保持するので、両ロータは、ステ
ータが長さ方向軸線に関してどのように片寄ろうとも、
実質的に共通な回転軸線を維持する。
この発明の好適な実施態様では、第１ロータおよび第２
ロータ両方の主要部分が第１軸受手段より後方で長さ方
向軸線に沿って延在する。したがって、両ロータは第１
軸受手段の後方で片持ち梁成に支持される。第１軸受手
段より後方に延在するステータの部分は荷重を支えない
ので、その強度および対応する長さや質量は第１軸受手
段より前方のステータの部分程大きくする必要がない。
ロータ両方の主要部分が第１軸受手段より後方で長さ方
向軸線に沿って延在する。したがって、両ロータは第１
軸受手段の後方で片持ち梁成に支持される。第１軸受手
段より後方に延在するステータの部分は荷重を支えない
ので、その強度および対応する長さや質量は第１軸受手
段より前方のステータの部分程大きくする必要がない。
このため、重量を軽くでき、燃料効率が向上する。
具体的な構成
つぎに、図面を参照しながらこの発明をさらに詳しく説
明する。
明する。
第１図および第２図は中心長さ方向エンジン軸線５８の
まわりにほぼ同心状に配置されたダクトなしファンジェ
ットエンジン２０を示す。このエンジンは、パワーター
ビン部２５から半径方向外向きに延在する前部および後
部二重反転ファン（またはプロバルサ）ブレード２２お
よび２４を含む。パワータービン部２５は第１および第
２二重反転ロータ２６および２８を含み、これらのロー
タ２６および２８はそれぞれ互いに反転するタービンブ
レード３０の複数の環状配列体およびタービンブレード
３２の複数の環状配列体に連結されている。前部および
後部ファンブレード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に連結され、これらロータ
とともに回転する。
まわりにほぼ同心状に配置されたダクトなしファンジェ
ットエンジン２０を示す。このエンジンは、パワーター
ビン部２５から半径方向外向きに延在する前部および後
部二重反転ファン（またはプロバルサ）ブレード２２お
よび２４を含む。パワータービン部２５は第１および第
２二重反転ロータ２６および２８を含み、これらのロー
タ２６および２８はそれぞれ互いに反転するタービンブ
レード３０の複数の環状配列体およびタービンブレード
３２の複数の環状配列体に連結されている。前部および
後部ファンブレード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に連結され、これらロータ
とともに回転する。
二重反転タービンブレード３０および３２は第１および
第２ロータ２６および２８により画定された環状ガス流
路４２内に位置する。エンジン２０を通過した空気は圧
縮および加熱されて矢印４４で示す高エネルギー（高圧
／高温）ガス流を形成する。ガス流４４は流路４２を通
過する際に膨張し、ブレード３０および３２に反力を与
えてロタ２６および２８を回転し、そしてロータ２６お
よび２８が二重反転ファンブレード２２および２４を駆
動する。第２ロータ２８の後方に位置し第２ロータ２８
に固着されたコーン４９は、エンジン２０から外に出る
際にガス流４４の空気流れ特性を適切に整える作用をな
す。
第２ロータ２６および２８により画定された環状ガス流
路４２内に位置する。エンジン２０を通過した空気は圧
縮および加熱されて矢印４４で示す高エネルギー（高圧
／高温）ガス流を形成する。ガス流４４は流路４２を通
過する際に膨張し、ブレード３０および３２に反力を与
えてロタ２６および２８を回転し、そしてロータ２６お
よび２８が二重反転ファンブレード２２および２４を駆
動する。第２ロータ２８の後方に位置し第２ロータ２８
に固着されたコーン４９は、エンジン２０から外に出る
際にガス流４４の空気流れ特性を適切に整える作用をな
す。
ロータ２６は中心静止構造５２の後方部分のまわりに同
心配置された前方構造支持部分５０を含む。前方部分５
０はローラ（ころがり素子）型軸受を介して静止構造５
２に回転自在に装着されている。これらの軸受は、具体
的には、静止構造５２と前方部分５０との間に介在する
環状スラスト軸受５４および２つの環状ころ軸受５６で
ある。
心配置された前方構造支持部分５０を含む。前方部分５
０はローラ（ころがり素子）型軸受を介して静止構造５
２に回転自在に装着されている。これらの軸受は、具体
的には、静止構造５２と前方部分５０との間に介在する
環状スラスト軸受５４および２つの環状ころ軸受５６で
ある。
第１ロータ２６は静止構造５２に隣接して位置し、長さ
方向軸線５８に沿って心合わせされ、そして第２ロータ
２８は第１ロータ２６のまわりに同心配置されている。
方向軸線５８に沿って心合わせされ、そして第２ロータ
２８は第１ロータ２６のまわりに同心配置されている。
第２ロータ２８は、両ロータ間に介在する環状スラスト
軸受６２および２つの環状ころ軸受６４を介して第１ロ
ータ２６の後方部分６０に回転自在に装着されている。
軸受６２および２つの環状ころ軸受６４を介して第１ロ
ータ２６の後方部分６０に回転自在に装着されている。
パワータービン部２５の全重量は軸受５４および５６を
介して静止構造５２により支えられている。パワーター
ビン部２５からの推進スラストを最前方スラスト軸受５
４を介して静止構造５２に伝達する。なお、２つの二重
反転ロータのジャイロ（回転）モーメントの反作用は内
部的に打ち消される。すなわち、互いに反対の回転であ
るため、前部ロータの正のモーメントは両ロータを連結
する軸受を介して、後部ロータの負のモーメントにより
打ち消される。したがって、エンジンマウントを介して
機体に伝達される正味のジャイロモーメントは実際上ゼ
ロであるので、より軽量かつ柔軟なマウントを使用する
ことができる。
介して静止構造５２により支えられている。パワーター
ビン部２５からの推進スラストを最前方スラスト軸受５
４を介して静止構造５２に伝達する。なお、２つの二重
反転ロータのジャイロ（回転）モーメントの反作用は内
部的に打ち消される。すなわち、互いに反対の回転であ
るため、前部ロータの正のモーメントは両ロータを連結
する軸受を介して、後部ロータの負のモーメントにより
打ち消される。したがって、エンジンマウントを介して
機体に伝達される正味のジャイロモーメントは実際上ゼ
ロであるので、より軽量かつ柔軟なマウントを使用する
ことができる。
定常状態運転の間、すなわちエンジン２０の運動が軸線
５８に平行である場合、ブレード２２および２４はエン
ジン軸線５８のまわりを同心状に回転する。回転するロ
ータ２６，２８、タービンブレード３０．３２およびフ
ァンブレード２２゜２４の角運動量は、回転軸を変える
ように働くトルクに対抗するジャイロモーメントを生成
する。
５８に平行である場合、ブレード２２および２４はエン
ジン軸線５８のまわりを同心状に回転する。回転するロ
ータ２６，２８、タービンブレード３０．３２およびフ
ァンブレード２２゜２４の角運動量は、回転軸を変える
ように働くトルクに対抗するジャイロモーメントを生成
する。
エンジン２０を動力源とする航空機が急にその方向を変
える、すなわち旋回、上昇または降下するか、または他
の外力を受けると、静止構造５２は、ロータ２６および
２８に対してトルクをかけ、各ロータの回転軸線を静止
構造５２の軸線５８に関してずらそうとする。このよう
なトルクが原因でエンジン２０は軸線５８を横切る曲げ
モーメントを受ける。パワータービン部２５全体が軸受
５４および５６を介して静止構造５２に結合されている
ので、両ロータが静止構造５２に関して片寄る。
える、すなわち旋回、上昇または降下するか、または他
の外力を受けると、静止構造５２は、ロータ２６および
２８に対してトルクをかけ、各ロータの回転軸線を静止
構造５２の軸線５８に関してずらそうとする。このよう
なトルクが原因でエンジン２０は軸線５８を横切る曲げ
モーメントを受ける。パワータービン部２５全体が軸受
５４および５６を介して静止構造５２に結合されている
ので、両ロータが静止構造５２に関して片寄る。
しかし、第２ロータ２８は第１ロータ２６のまわりに同
心状に支持されているので、ロータ２６および２８は一
緒に、両者の同心回転を互いに維持する状態で片寄る。
心状に支持されているので、ロータ２６および２８は一
緒に、両者の同心回転を互いに維持する状態で片寄る。
その結果、タービンブレード３０と３２との衝突は回避
される。第２ロータ２８を第１ロータ２６上に支持する
ことにより、片寄りに差がでるのを避け、タービンブレ
ードの衝突の恐れを最小にする。
される。第２ロータ２８を第１ロータ２６上に支持する
ことにより、片寄りに差がでるのを避け、タービンブレ
ードの衝突の恐れを最小にする。
第２ロータ２８を第１ロータ２６に回転自在に結合する
ことのもう１つの利点は、支持の目的で第２ロータ２８
を静止構造５２に直接結合する必要がなくなることであ
る。もしもステータ構造５２を後方に延在させて第２ロ
ータ２８を支持すると、第２ロータ２８を支持し曲げモ
ーメントに耐えるために、ステータ構造５２の寸法と質
量を軸線５８に沿って増加しなければならない。しかし
、それでもなお、エンジンの後方部分と連通ずる制御ラ
インを収容するなどの構造上以外の理由で、ステータ構
造５２を第１ロータ２６の後方部分６０までまたはそれ
を越えて延長することができる。
ことのもう１つの利点は、支持の目的で第２ロータ２８
を静止構造５２に直接結合する必要がなくなることであ
る。もしもステータ構造５２を後方に延在させて第２ロ
ータ２８を支持すると、第２ロータ２８を支持し曲げモ
ーメントに耐えるために、ステータ構造５２の寸法と質
量を軸線５８に沿って増加しなければならない。しかし
、それでもなお、エンジンの後方部分と連通ずる制御ラ
インを収容するなどの構造上以外の理由で、ステータ構
造５２を第１ロータ２６の後方部分６０までまたはそれ
を越えて延長することができる。
このような延長ハウジング構造は、第２ロータの直接支
持に必要な程高強度または人質Ωである必要がない。上
述したようにパワータービン部２５全体をタービンの前
方位置で支持することにより、エンジン２０の全重全を
軽くすることができる。
持に必要な程高強度または人質Ωである必要がない。上
述したようにパワータービン部２５全体をタービンの前
方位置で支持することにより、エンジン２０の全重全を
軽くすることができる。
この発明の原理を図示の実施例で明確に説明したが、こ
の発明の実施にあたっては、発明の要旨を逸脱しない範
囲内でその構造、配置および構成部品を種々に変更でき
ることが当業者に明らかである。したがって、上述した
説明はこの発明の例示にすぎないと考えるべきである。
の発明の実施にあたっては、発明の要旨を逸脱しない範
囲内でその構造、配置および構成部品を種々に変更でき
ることが当業者に明らかである。したがって、上述した
説明はこの発明の例示にすぎないと考えるべきである。
第１図はダクトなしファン型ガスタービンエンジンの斜
視図、そして 第２図はこの発明に従って構成したダクトなしファン型
ガスタービンエンジンのパワータービン部の一部を示す
縦断面図である。 ２０：エンジン、 ２２．２４：二重反転ファンブレード、２５：パワータ
ービン部、 ２６：第１ロータ、 ２８：第２ロータ、３０．３２
：タービンブレード、 ４２：流路、 ４４：ガス流、５０：構造支持
部分、５２：静止構造、５４．６２ニスラスト軸受、 ５６．６４＝ころ軸受、 ５８：長さ方向軸線、 ６０：第１ロータ２６の後方部分。
視図、そして 第２図はこの発明に従って構成したダクトなしファン型
ガスタービンエンジンのパワータービン部の一部を示す
縦断面図である。 ２０：エンジン、 ２２．２４：二重反転ファンブレード、２５：パワータ
ービン部、 ２６：第１ロータ、 ２８：第２ロータ、３０．３２
：タービンブレード、 ４２：流路、 ４４：ガス流、５０：構造支持
部分、５２：静止構造、５４．６２ニスラスト軸受、 ５６．６４＝ころ軸受、 ５８：長さ方向軸線、 ６０：第１ロータ２６の後方部分。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、ガスタービンエンジンのパワータービン部において
、 長さ方向軸線を中心に有する静止ステータ構造と、 長さ方向軸線に沿って互いに同心状に配置された外側ロ
ータおよび内側ロータであって、両ロータ間にエンジン
を通して高エネルギーガス流を通過させるための環状流
路を画定する外側ロータおよび内側ロータと、 上記内側ロータに連結され、上記流路中に延在する、ガ
ス流のエネルギーを上記内側ロータの運動に変換するた
めのタービンブレードの第１環状配列体と、 上記外側ロータに連結され、上記流路中に延在する、ガ
ス流のエネルギーを上記外側ロータの運動に変換するた
めのタービンブレードの第２環状配列体とを備え、該第
２タービンブレード環状配列体は上記第１タービンブレ
ード環状配列体と同軸にかつそれに隣接して配置され、
さらに 上記内側ロータの１軸線方向端部に配置され、上記内側
ロータを上記静止構造に回転自在に装着する第１軸受手
段と、 上記内側ロータと上記外側ロータとの間に配置され、上
記内側ロータおよび外側ロータが上記静止構造から切り
離された共通な回転軸線をもつように、上記外側ロータ
を上記内側ロータのまわりに同心状に回転自在に装着す
る第２軸受手段とを備えるパワータービン部。 ２、上記内側ロータが上記静止構造のまわりに同心状に
配置された前方構造支持部分を含み、上記第１軸受手段
は、上記ステータ構造と上記内側ロータの前方構造支持
部分との間に介在する第１環状スラスト軸受と、上記ス
テータ構造と上記前方構造支持部分との間に介在する１
個以上の第１環状ころ軸受とを含み、 上記第２軸受手段は、上記内側ロータと外側ロータとの
間に介在する第２環状スラスト軸受と、上記第１環状ス
ラスト軸受と第２環状スラスト軸受との間に介在する１
個以上の第２環状ころ軸受とを含む請求項１に記載のパ
ワータービン部。 ３、上記内側ロータの一部および上記外側ロータの一部
が長さ方向に上記第１軸受手段より後方に延在し、上記
第１軸受手段の後方で片持ち支持されている請求項１に
記載のパワータービン部。 ４、さらに、タービンブレードの第３および第４環状配
列体がそれぞれ上記内側および外側ロータに連結され、
上記流路中に延在し、これらの第３および第４タービン
ブレード環状配列体が上記第１軸受手段より長さ方向後
方に配置されている請求項２に記載のパワータービン部
。 ５、ガスタービンエンジンのパワータービン部において
、 静止ステータ構造と、 上記静止構造と同軸なロータと、 上記ロータに隣接しそれと同軸に配置され、エンジンを
通して高エネルギーガス流を通過させるための環状ガス
流路と、 上記ロータに連結され、上記流路中に延在する、ガス流
のエネルギーをロータの運動に変換するためのタービン
ブレードの複数の環状配列体と、上記ロータの前方部分
を上記静止構造に回転自在に装着し、軸受手段より後方
のロータの後方部分を片持ち支持する軸受手段とを備え
るパワータービン部。 ６、少なくとも１つのタービンブレード配列体が上記軸
受手段より後方に配置された請求項５に記載のパワータ
ービン部。 ７、第１および第２二重反転同軸ロータが長さ方向軸線
を中心に有する静止構造のまわりに回転自在に支持され
たガスタービンエンジンのパワータービン部において、 第１ロータを静止構造に回転自在に装着する第１軸受手
段と、 上記静止構造が長さ方向軸線に沿って片寄ったとき第１
ロータおよび第２ロータが共通な回転軸線を維持するよ
うに、第２ロータのみを第１ロータのまわりに回転自在
に装着する第２軸受手段とを備えるパワータービン部。 ８、上記第１ロータが上記静止構造のまわりに同心状に
配置された前方構造支持部分を含み、上記第１軸受手段
は、上記ステータ構造と上記第１ロータの前方構造支持
部分との間に介在する第１環状スラスト軸受と、上記第
１環状スラスト軸受と隣接して、上記ステータ構造と上
記前方構造支持部分との間に介在する１個以上の第１環
状ころ軸受とを含み、 上記第２軸受手段は、上記第１および第２二重反転ロー
タ間に介在する第２環状スラスト軸受と、上記第２環状
スラスト軸受に隣接して、上記第１および第２二重反転
ロータ間に介在する１個以上の第２環状ころ軸受とを含
む請求項７に記載のパワータービン部。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US325,728 | 1989-03-20 | ||
| US07/325,728 US4951461A (en) | 1989-03-20 | 1989-03-20 | Power turbine support arrangement |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02267325A true JPH02267325A (ja) | 1990-11-01 |
Family
ID=23269175
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2061350A Pending JPH02267325A (ja) | 1989-03-20 | 1990-03-14 | パワータービン支持構造 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4951461A (ja) |
| JP (1) | JPH02267325A (ja) |
| CA (1) | CA2007152A1 (ja) |
| DE (1) | DE4008432A1 (ja) |
| FR (1) | FR2644515A1 (ja) |
| GB (1) | GB2229498B (ja) |
| IT (1) | IT1239397B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2012518113A (ja) * | 2009-02-13 | 2012-08-09 | スネクマ | 小型二重反転プロペラシステム |
| JP2013530331A (ja) * | 2010-03-15 | 2013-07-25 | ロールス−ロイス・コーポレーション | 圧力監視によるファンパラメータの決定 |
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| US6619030B1 (en) | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
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1989
- 1989-03-20 US US07/325,728 patent/US4951461A/en not_active Expired - Fee Related
-
1990
- 1990-01-04 CA CA002007152A patent/CA2007152A1/en not_active Abandoned
- 1990-03-07 FR FR9002879A patent/FR2644515A1/fr not_active Withdrawn
- 1990-03-14 JP JP2061350A patent/JPH02267325A/ja active Pending
- 1990-03-15 GB GB9005867A patent/GB2229498B/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-03-16 DE DE4008432A patent/DE4008432A1/de active Granted
- 1990-03-20 IT IT19733A patent/IT1239397B/it active IP Right Grant
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| IT9019733A0 (it) | 1990-03-20 |
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| CA2007152A1 (en) | 1990-09-20 |
| GB9005867D0 (en) | 1990-05-09 |
| IT1239397B (it) | 1993-10-20 |
| GB2229498A (en) | 1990-09-26 |
| DE4008432A1 (de) | 1990-09-27 |
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