JPH0351899B2 - - Google Patents

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JPH0351899B2
JPH0351899B2 JP58203763A JP20376383A JPH0351899B2 JP H0351899 B2 JPH0351899 B2 JP H0351899B2 JP 58203763 A JP58203763 A JP 58203763A JP 20376383 A JP20376383 A JP 20376383A JP H0351899 B2 JPH0351899 B2 JP H0351899B2
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aircraft engine
radius
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propeller
power turbine
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Ooderu Jonson Kenesu
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General Electric Co
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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
    • F02K3/072—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
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B64C11/308—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers automatic
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • 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
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 ［発明の分野］ この発明はガスタービン機関、更に具体的に云
えば、比較的低い速度で出力軸の動力を供給する
様に作用する反対廻りの回転子すなわち２重反転
回転子を有する動力タービンを含む新規で改良さ
れたガスタービン機関に関する。
［発明の背景］ これに限らないが、この発明は航空機の推進用
に使われる様なガスタービンに特に用いられる。
航空機に動力を供給する為に幾つかの種類のガ
スタービン機関が現在利用し得る。ターボフアン
及びターボプロツプがこういう機関の２例であ
る。ターボフアン・エンジンはコア・エンジン、
即ちガス発生器を含んでいて、フアンに動力を供
給する。これに対してターボプロツプ・エンジン
はプロペラに動力を供給するガス発生器を含んで
いる。こういう機関は推力を発生する為にプロペ
ラ又はフアンを駆動するので、こういう機関は、
排気ジエツトのみを通じて推力を発生する純粋な
ターボジエツト・エンジンよりも、亜音速で一層
燃料効率がよいのが典型的である。
中間規模の輸送用航空機、例えば乗客100乃至
180人の輸送用の航空機は、推進用にターボフア
ン・エンジンを使うのが典型的である。ターボフ
アンは、比較的高い高度で約マツハ0.6乃至約マ
ツハ0.8の巡航速度で、こういう航空機に必要な
動力を供給する為の比較的大きな推力を発生す
る。これより低い巡航速度用に設計された航空機
では、普通のターボプロツプを使うのが典型的で
ある。これはその方がすぐれた性能並びに効率が
得られるからである。例えば、ターボフアンに較
べて空気力学的に更に効率のよいターボプロツプ
を使うことにより、燃料の燃焼量、即ち乗客マイ
ル数あたりの燃料消費量をかなり減少することが
出来る。
従つて、ターボフアン及びターボプロツプの利
点を組合せて、ターボフアンを動力源とする航空
機の典型的な航空機巡航速度で効率を改善した複
合機関が得られゝば望ましいことである。
然し、ターボフアンを動力源とする航空機の典
型的な巡航速度並びに高度で、中間規模の輸送用
航空機に動力を供給するのに適した普通のターボ
プロツプ・エンジンを単純に大形にしただけで
は、１個のプロペラとしては直径約16フイートの
ものが必要になる。更に約15000軸馬力を発生す
る能力が要求されるが、これは普通のターボプロ
ツプ・エンジンの動力出力の何倍かである。
普通のターボプロツプ・エンジンをこういう条
件に合せて構成すれば、比較的低い速度で所要の
動力及びトルクをプロペラに伝達する為に、比較
的大形で望ましくない程重い減速歯車装置を開発
することが必要になる。直径の大きいプロペラの
回転速度がプロペラ先端の螺旋速度、即ち航空機
の速度にプロペラ先端の接線方向速度を加えたも
のを、超音速より低く抑えるための制限因子にな
る。超音速で動作するプロペラ先端はかなりの望
ましくない騒音を発生すると共に、空気力学的な
効率の低下を招くので、そうすることが望まし
い。
減速歯車装置を使わずにプロペラ又はフアンを
駆動する様に作用するガスタービン機関も従来公
知である。典型的には、これは、１対の反対廻り
のフアン又はプロペラを駆動する比較的少ない数
の動翼列の段を有する比較的低速の反対廻りのタ
ービン回転子を含んでいる。こういう機関は、単
に排気ジエツトによつて発生された推力を増強す
る為に、フアン又はプロペラを利用する種々の形
式を構成している。
然し、比較的大きな動力出力を要求する今日の
中間規模の航空機を推進させる為には、普通のタ
ーボフアン及びターボプロツプ・エンジンや、今
述べた反対廻りのタービン回転子形機関よりも性
能を目立つて高めた、燃料効率が比較的よい新世
代の実用的な機関が必要である。
従つて、この発明の１つの目的は、新規で改良
されたガスタービン機関を提供することである。
この発明の別の目的は、反対廻りの回転子を持
つ動力タービンを含む新規で改良されたガスター
ビン機関を提供することである。
この発明の別の目的は、複数個の反対廻りのタ
ービン動翼列の段を持つ動力タービンを含んでい
て、実質的に全部の出力動力が燃焼ガスをこれら
の段で膨張させることによつて得られ、機関を出
て行く排出ガスに実質的に殆んどエネルギが残ら
ない様にする新規で改良されたガスタービン機関
を提供することである。
この発明の別の目的は、減速歯車装置を使わず
に出力動力が得られる様にした新規で改良された
ガスタービン機関を提供することである。
この発明の別の目的は、ガス発生器と、反対廻
りの回転子を持つ動力タービンとを含んでいて、
動力タービンがガス発生器の後方に固定して支持
される様な新規で改良されたガスタービン機関を
提供することである。
この発明の別の目的は、プロペラ及びフアンの
羽根の様な反対廻りの翼部材に動力を供給する様
に作用する新規で改良されたガスタービン機関を
提供することである。
［発明の概要］ この発明は、ガス発生器及び動力タービンを含
む新規で改良されたガスタービン機関を提供す
る。動力タービンが第１の回転子及びそれから半
径方向外向きに伸びる複数個の第１のタービン動
翼列と、第２の回転子及びそれから半径方向内向
きに伸びる複数個の第２のタービン動翼列を含ん
でいる。動力タービンはガス発生器の後方に支持
されていて、ガス発生器からの燃焼ガスを受取
り、該ガスを第１及び第２のタービン動翼列の中
で膨張させて、略全部のその出力エネルギを抽出
して、第１及び第２の回転子を反対廻りの向きに
駆動する様に作用する。
この発明の幾つかの実施例では、動力タービン
は、機関の前端又は後端の何れかに配置された反
対廻りのフアン又はプロペラを駆動する様に作用
する。
この発明の構成、その他の目的並びに利点は、
以下図面について詳しく説明する所から、更によ
く理解されよう。
［発明の具体的説明］ 第１図にこの発明の１実施例のガスタービン機
関１０を示す。機関１０が中心線となる縦軸線１
２を含んでおり、軸線１２の周りに同軸に環状ケ
ーシング１４が配置されている。機関１０は、例
えばブースタ圧縮機１８、圧縮機２０、燃焼器２
２、高圧タービン（HPT）２４、及び中間圧タ
ービン（IPT）２６で構成し得る普通のガス発生
器１６をも含んでおり、これら全ては機関１０の
縦軸線１２の周りに、直列の軸流形で同軸に配置
されている。第１の環状駆動軸２８が圧縮機２０
及びHPT２４を連結する。第２の環状駆動軸２
３がブースタ圧縮機１８及びIPT２６を連結す
る。
動作について説明すると、ガス発生器１６はブ
ースタ圧縮機１８及び圧縮機２０からの加圧空気
を燃焼器２２に供給して、そこで燃料と混合し、
適当に点火して燃焼ガスを発生する様に作用す
る。この燃焼ガスがHPT２４及びIPT２６を駆
動し、これらが夫々圧縮機２０及びブースタ圧縮
機１８を駆動する。燃焼ガスは、縦軸線１２から
平均吐出半径Ｒ１の所で、ガス発生器１６から
IPT２６を介して吐出される。
環状支持部材３０がガス発生器１６より後方
で、ケーシング１４の一番後側の端に取付けられ
る。支持部材３０はケーシング１４の後端から半
径方向内向き及び後向きに伸びる。支持部材３０
が、ケーシング１４の後端から半径方向内向きに
伸びる複数個の円周方向に相隔たる支柱部材３
２、及び支柱部材３２の半径方向内側の端に固着
されていて後向きに伸びる環状ハブ部材３４を含
む。
支柱部材３２はハブ部材３４を支持すると共
に、ガス発生器１６からの燃焼ガスをこの発明の
１実施例に従つて構成された動力タービン３６に
供給する通路として作用する。動力タービン３６
すなわち低圧タービン（LPT）３６がハブ部材
３４に回転自在に装着されている。
LPT３６が、ハバ部材３４にその前端４２及
び後端４４で適当な軸受４０によつて回転自在に
装着された第１の環状ドラム形回転子３８を含
む。第１の回転子３８からは複数個の第１のター
ビン動翼列４６が半径方向外向きに伸びており、
これらの動翼列は回転子上で軸方向に相隔たつて
いる。
LPT３６は第１の回転子３８及び第１の動翼
列４６より半径方向外側に配置された第２の環状
ドラム形回転子４８をも含んでいる。第２の回転
子４８からは複数個の第２のタービン動翼列５０
が半径方向内向きに伸びており、これらの動翼列
はこの回転子上で軸方向に相隔たつている。第２
の回転子４８は、第２の動翼列５０の内の一番前
側の動翼列５０ａの半径方向内側の端、並びに一
番後側の動翼列５０ｂの半径方向内側の端に配置
された適当な軸受５２により、ハブ部材３４に回
転自在に装着されている。一番後側の動翼列５０
ｂは、ハブ部材３４に装着された第１の回転子３
８上に回転自在に配置されている。
第１及び第２のタービン動翼列４６，５０の
各々は、円周方向に相隔たる複数個のタービン動
翼で構成され、第１の動翼列４６と第２の動翼列
５０とが夫々交互に配置されて相隔たつている。
動翼列４６，５０に沿つて流れる燃焼ガスは平均
流路半径Ｒ２に沿つて流れる。この平均流路半径
は、定義により、LPT３６の合成仕事荷重が集
中すると想定すると動翼半径を表わす。例えば、
半径Ｒ２は、LPT３６の全ての動翼列の平均ピ
ツチ線半径と定義することが出来る。
ガス発生器１６から平均流路半径Ｒ１の所で吐
出される燃焼ガスが、支柱部材３２によつて形成
された流路を介してLPT３６に送られる。LPT
３６は平均流路半径Ｒ２に沿つて、この燃焼ガス
を第１及び第２のタービン動翼列４６，５０の中
で膨張させて、このガスの略全部の出力エネルギ
を抽出する様に作用し、第１の駆動軸２８の速度
より比較的低い回転速度で、第１及び第２の回転
子３８，４８を反対廻りの向きに駆動する。
上に述べた様に構成されたガス発生器１６及び
LPT３６により、比較的低い回転速度で出力軸
動力を供給する様に作用する反対廻りの回転子を
持つ新規で改良されたガスタービン機関が得られ
る。この発明の重要な特徴としては、機関の要素
が相補的に配置されていることが挙げられる。具
体的に云うと、HPT２４は燃焼器２２の後方に
配置されて、比較的高圧の燃焼ガスが吐出された
後に、最初にこれを受取る。HPT２４は、この
タービンと第１の駆動軸２８が、15000軸馬力の
機関で約10000乃至15000RPMで回転する様に設
計されている時、最も効率がよく、燃焼器２２か
らの高圧の燃焼ガスを最も効率よく利用する。
燃焼ガスはHPT２４を通過した後、それより
低下した中間圧力になる。この中間圧力のガスが
IPT２６を通り、これによつてガスの圧力が比較
的低圧に更に下がるが、その間、HPT２４の速
度より比較的低い速度で、第２の駆動軸２３及び
ブースタ圧縮機１８を回転させる為の動力を最も
効率よく抽出する。
最後に、低圧燃焼ガスがLPT３６に送られ、
そこで更に膨張し、その残りのエネルギの略全部
が抽出されて、第１及び第２の回転子３８，４８
を回転させ、出力軸動力を供給する。LPT３６
から吐出される排気ジエツトに残るエネルギは殆
んどなく、この為その利用効率は低下する。更
に、LPT３６は機関１０内の最後の要素である
から、それが受ける燃焼ガスは温度が最低であ
り、従つて、熱によつて誘起される応力も減少
し、LPT３６はそれ程複雑でないものにするこ
とが出来る。
LPT３６で燃焼ガスから更に効率よくエネル
ギを抽出する為、その平均流路半径Ｒ２がガス発
生器１６の平均吐出半径Ｒ１より大きいことが好
ましい。第１図に示す実施例では、平均流路半径
Ｒ２は平均吐出半径Ｒ１の大きさの大体２倍であ
る。この配置は、タービン動翼列４６，５０を縦
軸線１２から大きな半径の所に配置して、その相
対的な接線方向の速度を高め、そこを流れるガス
から一層効率よくエネルギを抽出するのに有効で
ある。
LPT３６は、回転子３８，４８に対する略全
ての出力動力を供給する様に作用する動力タービ
ンであつて、好ましくはガス発生器１６の後方に
配置するから、効果的な適当な取付け装置が必要
である。上に述べた様にケーシング１４の後端か
ら伸びる支持部材が、この為、この発明の重要な
特徴でもある。
第１図に示す実施例では、LPT３６は反対向
きのピツチを持つ反対廻りの前側プロペラ５４及
び後側プロペラ５６を駆動する様に作用する。更
に具体的に云うと、第１の回転子３８の一番後側
の端から後側動翼列４６ａが伸びており、これは
大体第２の回転子４８の半径方向の位置まで半径
方向外向きに伸びている。後側動翼列４６ａの半
径方向外側の端に環状シユラウド部材５８が取付
けられている。後側プロペラ５６がシユラウド部
材５８に適当に取付けられる。同様に、前側プロ
ペラ５４が第２の回転子４８の前端に適当に取付
けられる。適当なピツチ変更手段６０を設けて、
前側及び後側プロペラ５４，５６のピツチを独立
に制御する。
この発明の最も重要な特徴は、ガスタービン機
関１０が、減速歯車装置を使わずに、比較的低い
回転速度で比較的大きな出力動力及びトルクを供
給する様に作用するLPT３６を持つことである。
減速歯車装置並びに関連した付属品があれば、乗
客150人の輸送機の様な輸送用航空機を運転する
のに必要な比較的大きな推力を発生し得る機関
に、かなりの重量並びに複雑さが付け加わる。
プロペラ又はフアンの様な翼部材を駆動する為
にガスタービン機関を使う場合、減速が必要であ
る。普通の低圧タービン（図に示してない）は、
典型的には約10000乃至15000RPMで回転する１
個の回転子を含む。翼部材を駆動する為には、こ
の回転速度を約1000乃至約2000RPMの比較的低
い速度に下げなければならない。プロペラ及びフ
アンは、推力を発生する為に比較的低い軸速度で
比較的大量の空気を動かす様に設計されており、
比較的低い回転速度で動作する方が効率がよい。
更に、プロペラの先端螺旋速度を超音速よりも低
く制限する為に、低い回転速度が必要である。
この発明では、第１図のLPT３６の第２の回
転子４８を第１の回転子３８と反対向きに回転す
ることが出来る様にすることにより、２つの出力
軸、即ち第１の回転子３８及び第２の回転子４８
は、これと同様な１個の回転子を持つ従来の
LPTの速度の約1/4の速度で回転し、こうして減
速を行なう。
更に、第１及び第２のタービン動翼列４６，５
０の数、即ち段数を増加することにより、追加の
減速を行なうことが出来る。これは、回転子３
８，４８の回転速度が低い時、LPT３６の１段
あたり、燃焼ガスから抽出するエネルギは一層少
なくて済むからである。所望の低下した速度を達
成すると共に燃焼ガスから略全部の残りのエネル
ギを抽出する為には、段数を増加することが必要
である。
然し、比R2／R1の値を大きくして、一層大き
な平均流路半径Ｒ２の所でLPT３６に燃焼ガス
を供給することにより、上に述べた目的を達成す
る為に少ない段数を用いることも出来る。段数が
多くなりすぎることは、複雑さ、寸法並びに重量
が増加する点で望ましくなく、正面面積及び重量
が増加する点で、段数が少なく、比R2／R1が比
較的大きいLPT３６も望ましくない。この発明
では、上に述べた様に、約2.0の比R2／R1が好ま
しいことが判つた。
更に、第１図に示す実施例では、反対廻りのプ
ロペラ５４，５６を駆動する為に、第１及び第２
の回転子３８，４８に約1200RPMの出力軸速度
を得るのに、約14段を持つLPT３６が好ましい。
この速度は、第１及び第２の駆動軸２３，２８の
回転速度よりずつと低い。
第１図に示す実施例では、反対廻りのプロペラ
５４，５６は、第１の回転子３８及び第２の回転
子４８の両方より半径方向外側で機関１０の後方
に取付けられる。これらのプロペラは縦軸線１２
からのハブ半径Ｒ３及び先端半径Ｒ４を持つてい
る。約14段を持つていてプロペラを駆動する
LPT３６を有する実施例の機関１０では、R1／
R4、R2／R4及びR3／R4が、夫々約0.18、0.35及
び0.45に等しいことが好ましい。然し、LPT３６
の段数は約10段乃至約18段であつてよく、R1／
R4、R2／R4及びR3／R4は夫々約0.2乃至0.16、
0.4乃至0.3及び0.5乃至0.4の範囲にすることが出
来る。こういう関係は、約1200RPMの回転速度
で反対廻りのプロペラ５４，５６を最も効率よく
駆動するのに適した機関１０を得る為に好ましい
ものである。
LPT３６の回転子３８，４８の速度の低下に
より、遠心力で発生する応力の２次低下が生ず
る。例えば、速度が1/4に低下すると、遠心力に
よる応力は1/16に減少する。これは、LPT３６
が遠心力の応力に耐える為の材料が少なくて済む
点で重要であり、この結果一層軽いLPT３６に
なる。反対廻りのLPT３６を使う全体的な効果
として、普通のLPT及び減速歯車装置を含む機
関に較べて、機関の重力が目立つて減少する。
第１図に示した実施例の機関１０は、この他の
利点もある。例えば、プロペラ５４，５６を機関
１０の後端に取付けることにより、機関１０の環
状入口領域６２には、流れを妨げる障害物が比較
的なくなる。従つて、入口領域６２並びに機関１
０を取囲む環状ナセル６４は、機関１０に入る空
気並びにそこを流れる空気の空気力学的な性能を
高める様に適当に設計することが出来る。
１個のプロペラでなく、２つのプロペラを使う
ことにより、約マツハ0.7乃至約マツハ0.8の航空
機の巡航速度で夫々約1200RPM及び900RPMの
回転速度で同等の推力を発生する為に、直径の一
層小さいプロペラにすることが出来る。例えば１
個の場合の16フイートに対して約12フイートに
し、即ちR4＝６フイートにすることが出来る。
直径が小さくなる結果、プロペラの先端速度が低
下し、その騒音も減少する。
プロペラ５４及び５６を第２の回転子４８より
半径方向外側に取付けることにより、プロペラの
ハブと先端の比R3／R4が増加するが、これはそ
の空気力学的な性能を改善する。更に、プロペラ
はLPT３６から吐出される燃焼ガスの流れを妨
げないが、こうしない場合には、機関の性能を低
下させ、プロペラ５４，５６の熱による損傷を防
止する為の冷却方式を必要とすることになろう。
第２図には、航空機６６の一番後側の端に装着
された、第１図に示す様な反対廻りのプロペラを
駆動する２つの機関１０を含む航空機６６が示さ
れている。後側に装着されたこの発明の反対廻り
のプロペラ機関１０は、性能並びに燃料の燃焼を
改善した航空機６６を作り出す様に使用する。更
に、機関１０は、同じ推力出力を発生する様な寸
法の普通のターボプロツプ・エンジンに較べる
時、重量が減少している。プロペラの騒音を減少
することが可能であり、これによつて航空機に対
する騒音減衰用の変更の規模を少なくすることが
出来、従つて航空機の全重量を更に減少すること
になる。
第３図には第１図に示す様な反対廻りのプロペ
ラ機関１０を航空機（図に示してない）の翼６８
に取付ける別の構成が示されている。この実施例
では、機関１０のハブ部材３４が後向きに延長さ
れ、翼６８に適当に取付けられる。不動の環状排
気ダクト７０がハブ部材３４に適当に固定され、
機関１０の排ガスを例えば翼６８の下側に適当に
絞る。第３図に示す実施例の機関１０は、機関１
０の支持部材３０の重要な利点をはつきりと示し
ている。具体的に云うと、支持部材３０はLPT
３６を機関１０内に取付ける作用をするだけでな
く、機関１０全体を航空機の翼６８に取付ける作
用もする。
第４図にはこの発明の別の実施例のガスタービ
ン機関７２が示されている。機関７２はガス発生
器１６を含む。このガス発生器は、第１図の機関
１０のガス発生器１６と実質的に同一である。然
し、この実施例では、LPT７４が、機関７２の
後端に装着された反対廻りの前側及び後側フアン
７６，７８を夫々駆動する。フアン７６，７８が
円周方向に相隔たつて半径方向外向きに伸びる複
数個のフアン羽根を含む。環状フアン・ダクト８
０がフアン７６，７８より半径方向外側に配置さ
れていて、複数個の支柱部材８２により、機関７
２のケーシング１４及びナセル６４に適当に取付
けられる。後側フアン７８より後方でハブ部材３
４に適当な推力逆転手段（図に示してない）を取
付けることが出来る。
フアン羽根はプロペラの羽根とは作用が異なる
から、LPT７４は、基本的には第１図のLPT３
６と同一であるが、フアンの羽根を駆動する様に
設計することが好ましい。更に具体的に云うと、
第１及び第２のタービン動翼列４６，５０の合計
の段数は約６段乃至約12段の範囲であることが好
ましく、約８段（第４図に示す場合がそうであ
る）が好ましい。これに対応して、R1／R4及び
R2／R4は、夫々約0.35乃至0.25及び0.65乃至約
0.45の値を持つことが好ましい。然し、８段の場
合、R1／R4及びR2／R4は夫々約0.3及び0.58の
値であることが好ましい。第１図に示した実施例
と同じく、Ｒ２がＲ１よりも大きな値を持ち、２
倍の大きさであることが好ましい。
第５図にはこの発明の別の実施例のガスタービ
ン機関８４が示されている。機関８４はガス発生
器１６を含み、これは第１図に示したものと実質
的に同一である。機関８４はLPT８６をも含む
が、これは、第４図に示したLPT７４と実質的
に同一である。然し、この実施例では、LPT８
６が追加の一番後側の動翼列５０ｃを含んでい
て、合計８段になることが好ましい。これらの段
は、機関８４の一番前側の端に回転自在に装着さ
れた反対廻りの前側及び後側フアン８８，９０を
夫々駆動する様に構成されている。フアン８８，
９０の半径方向外側に環状フアン・ダクト９２が
配置されいて、支柱９４によつて機関８４に適当
に固定されている。
第４図に示したLPT７４と対照的に、第１の
回転子３８の一番後側の端９６はハブ部材３４の
半径方向内側に伸びていて、第３の環状駆動軸９
８に固着されている。駆動軸９８が機関８４の前
端まで伸び、後側フアン９０に適当に取付けられ
ている。一番後側の動翼列５０ｃが第２の回転子
４８から半径方向内向きに伸びている。一番後側
の動翼列５０ｃの半径方向内側の端１００が第４
の駆動軸１０２に固着され、この駆動軸が機関８
４の前端まで伸びていて、前側フアン８８に固着
されている。この為、機関８４は同軸に配置され
た４つの駆動軸２３，２８，９８，１０２を含
み、LPT８６は夫々前側及び後側フアン８８，
９０を反対向きに駆動する様に作用する。こうし
て構成された機関８４は、約６対１より大きい超
高側路比にすることが出来る。
第６図にはこの発明の別の実施例のガスタービ
ン機関１０４が示されている。この実施例は、第
５図に示した実施例と実質的に同一であるが、後
側フアン９０がブースタ圧縮機１８に固着されて
いる。これらが共に共通の駆動軸、即ち第３の駆
動軸９８によつて駆動される。駆動軸９８は
LPT８６の第１の回転子３８及びIPT２６の円
板形回転子に固着されている。
第７図にはこの発明の別の実施例のガスタービ
ン機関１０６が示されている。この実施例の
LPT１０８は14段を持つ第１図のLPT３６と実
質的に同一である。然し、LPT１０８は追加の
動翼列５０ｃを含めて、第５図のLPT８６と同
様に構成されていて、合計15段であり、第３及び
第４の駆動軸９８，１０２を含む。駆動軸９８，
１０２は機関１０６の一番前側の端に回転自在に
装着された反対廻りの前側及び後側可変ピツチ・
プロペラ１１０，１１２を夫々駆動する様に作用
する。
この実施例では、１つ又は複数個のガス発生器
１１４を設けて、LPT１０８を駆動する。ガス
発生器１１４は第１図のガス発生器１６と実質的
に同一であつて、中心線である縦軸線１１６を含
む。然し、第１図に示したものと対照的に、ガス
発生器１１４は、その縦軸線１１６が機関１０６
の縦軸線と平行であるが、それから隔たる様に取
付けられている。適当な環状ダクト１１８がガス
発生器１１４をLPT１０８に流体接続して、
LPTに対して燃焼ガスを供給する。この実施例
では、１つ又は更に多くのガス発生器１１４を機
関１０６の縦軸線１２と平行に、その周りの円周
方向に取付け、LPT１０８に燃焼ガスを供給し
て、反対廻りのプロペラ１１０，１１２を駆動す
ることが出来る。
現在この発明の好ましい実施例と考えられるも
のを説明したが、当業者には、以上の説明からこ
の他の実施例が容易に考えられよう。
例えばブースタ圧縮機１８及びIPT２６を持た
ない第１図のガス発生器１６を用いて、燃焼ガス
を発生することが出来る。更に、反対廻りの
LPT３６が低速で比較的大きな出力動力及びト
ルクを供給する様に作用するから、このLPTを
用いたガスタービン機関は例えば船舶、発電機及
び大形ポンプに動力を供給する為に使うことが出
来、こういう装置は、LPT３６の第１及び第２
の回転子３８，４８に適当に取付けられた反対廻
りの入力軸を持つ様に設計することが出来る。
更に、この発明を15000軸馬力の機関に用いた
場合を説明したが、この発明は他の等級の機関用
の規模にすることも出来る。例えば、これより小
形の1500軸馬力の機関で、一層短いプロペラ５
４，５６に動力を供給する場合、HPT２４は約
30000RPMで動作する様に設計する。第１図の
LPT３６の第１の回転子３８及び第２の回転子
４８は、これに対応して約10対１の減速で、即
ち、約3000RPMで動作する様に設計する。プロ
ペラ５４，５６は、約3000RPMで動作するが、
先端半径Ｒ４が減少し、従つて螺旋先端速度は超
音速より低く抑えることが出来る。
【図面の簡単な説明】
第１図は後側に装着した反対廻りのプロペラを
駆動する様に作用する反対廻りの回転子を持つ動
力タービンを含むこの発明の１実施例のガスター
ビン機関の断面図、第２図はその後端に第１図に
示す様な２つのガスタービン機関を装着した航空
機の概略図、第３図は第１図に示す様なガスター
ビン機関の航空機の翼に装着した別の構成を示す
概略図、第４図は後側に装着した反対廻りのフア
ンを駆動する様に作用する動力タービンを含むこ
の発明の別の実施例のガスタービン機関の断面
図、第５図は前側に装着した反対廻りのフアンを
駆動する様に作用する動力タービンを含むこの発
明の別の実施例のガスタービン機関の断面図、第
６図はブースタ圧縮機及び中間圧タービンが前側
に装着したフアン及び動力タービンの回転子と共
通の駆動軸を持つ様なこの発明の別の実施例のガ
スタービン機関の断面図、第７図は環状ガス発生
器を機関の縦軸線と平行に、それから隔たつて配
置した、前側に装着した反対廻りのプロペラを駆
動する様に作用する動力タービンを含むこの発明
の別の実施例のガスタービン機関の断面図であ
る。 主な符号の説明、１４：環状ケーシング、１
６：ガス発生器、１８：ブースタ圧縮機、２０：
圧縮機、２２：燃焼器、２３，２８：駆動軸、２
４：高圧タービン、２６：中間圧タービン、３
０：環状支持部材、３２：支柱部材、３４：ハブ
部材、３６：動力タービン、３８，４８：回転
子、４６，５０：動翼列、５４，５６：プロペ
ラ。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 燃焼ガスを発生するのに有効なガス発生器
    と、半径方向外向きに伸出している複数個の第１
    のタービン動翼列を有する第１の環状ドラム形回
    転子、及び半径方向内向きに伸出している複数個
    の第２のタービン動翼列を有する第２の環状ドラ
    ム形回転子を持つ動力タービンとを含み、 ガス発生器は前記燃焼ガスを動力タービン軸か
    ら第１の平均半径の所で発生し、燃焼ガスは動力
    タービン軸から第２の平均半径のところで動力タ
    ービンを通つて流れ、該第２の平均半径は該第１
    の平均半径より大きく、 前記動力タービンを通る前記燃焼ガスの流路は
    第１の環状ドラム形回転子により設けられ、該流
    路の全体にわたつて略連続的に延在する内側面
    と、第２の環状ドラム形回転子により設けられ、
    該流路の全体にわたつて略連続的に延在する外側
    面とを有し、 前記動力タービンの前記第１及び第２の動翼列
    は前記燃焼ガスを受取つて、略全ての出力エネル
    ギを抽出して前記第１及び第２のドラム形回転子
    を反対廻りの向き駆動するのに有効である航空機
    エンジン。 ２ 特許請求の範囲１に記載の航空機エンジンに
    於て、第１の平均半径と第２の平均半径の比
    R1／R2が約１：２である航空機エンジン。 ３ 特許請求の範囲１又は２に記載の航空機エン
    ジンに於て、第１及び第２の反対廻りのダクト無
    しのプロペラを有し、第１のプロペラは第１の環
    状ドラム形回転子により駆動され、第２のプロペ
    ラは第２の環状ドラム形回転子により駆動され
    て、前記エンジンの発生する略全ての推力を生じ
    る航空機エンジン。 ４ 特許請求の範囲３に記載の航空機エンジンに
    於て、各々の前記プロペラのハブのところの半径
    Ｒ３が第２の環状ドラム形回転子の外側半径より
    小さくない航空機エンジン。 ５ 特許請求の範囲３又は４に記載の航空機エン
    ジンに於て、各々の前記プロペラが夫々を駆動す
    る環状ドラム形回転子に取付けられている航空機
    エンジン。 ６ 特許請求の範囲３乃至５のいずれか一項記載
    の航空機エンジンに於て、前記動力タービンに10
    から18列の動翼列がある航空機エンジン。 ７ 特許請求の範囲６に記載の航空機エンジンに
    於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生するとこ
    ろの平均半径Ｒ１と前記プロペラの先端の半径Ｒ
    ４の比R1／R4が0.16〜0.2である航空機エンジ
    ン。 ８ 特許請求の範囲６又は７に記載の航空機エン
    ジンに於て、動力タービンを通る前記燃焼ガスの
    流路の平均半径Ｒ２と前記プロペラの先端の半径
    Ｒ４の比R2／R4が0.3〜0.4である航空機エンジ
    ン。 ９ 特許請求の範囲６又は８に記載の航空機エン
    ジンに於て、プロペラのハブのところの半径Ｒ３
    と該プロペラの先端の半径Ｒ４の比R3／R4が0.4
    〜0.5である航空機エンジン。 １０ 特許請求の範囲３乃至５のいずれか一項記
    載の航空機エンジンに於て、前記タービンに約14
    列の動翼列がある航空機エンジン。 １１ 特許請求の範囲１０に記載の航空機エンジ
    ンに於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生する
    ところの平均半径Ｒ１と前記プロペラの先端の半
    径Ｒ４の比R1／R4が約0.18である航空機エンジ
    ン。 １２ 特許請求の範囲１０又は１１に記載の航空
    機エンジンに於て、前記動力タービンを通る前記
    燃焼ガスの流路の平均半径Ｒ２と前記プロペラの
    先端の半径Ｒ４の比R2／R4が約0.35である航空
    機エンジン。 １３ 特許請求の範囲１０乃至１２のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、前記プロペラの
    ハブのところの半径Ｒ３と前記プロペラの先端の
    半径Ｒ４の比R3／R4が約0.45である航空機エン
    ジン。 １４ 特許請求の範囲１乃至１３のいずれか一項
    記載の航空機エンジンに於て、環状ケーシングが
    ガス発生器の周りに周方向に配置され、シールが
    該ケーシングと第２の環状ドラム形回転子の周り
    に配置されている航空機エンジン。 １５ 特許請求の範囲１又は２に記載の航空機エ
    ンジンに於て、第１及び第２の反対廻りのダクト
    付フアンを有し、第１のフアンが第１の環状ドラ
    ム形回転子で駆動され、第２のフアンが第２の環
    状ドラム形回転子で駆動される航空機エンジン。 １６ 特許請求の範囲１５に記載の航空機エンジ
    ンに於て、各々の前記フアンが夫々の環状ドラム
    形回転子に取付けられている航空機エンジン。 １７ 特許請求の範囲１５又は１６に記載の航空
    機エンジンに於て、前記動力タービンに６〜12列
    の動翼列がある航空機エンジン。 １８ 特許請求の範囲１７に記載の航空機エンジ
    ンに於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生する
    ところの平均半径Ｒ１と前記フアンの先端の半径
    Ｒ４の比R1／R4が0.25〜0.35である航空機エン
    ジン。 １９ 特許請求の範囲１７又は１８に記載の航空
    機エンジンに於て、動力タービンを通る前記燃焼
    ガスの流路の平均半径Ｒ２と前記フアンの先端の
    半径Ｒ４の比R2／R4が0.45〜0.65である航空機
    エンジン。 ２０ 特許請求の範囲１５又は１６に記載の航空
    機エンジンに於て、前記動力タービンに８列の動
    翼列がある航空機エンジン。 ２１ 特許請求の範囲２０に記載の航空機エンジ
    ンに於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生する
    ところの平均半径Ｒ１と前記フアンの先端の半径
    Ｒ４の比R1／R4が約0.3である航空機エンジン。 ２２ 特許請求の範囲２０又は２１に記載の航空
    機エンジンに於て、動力タービンを通る前記燃焼
    ガスの流路の平均半径Ｒ２と前記フアンの先端の
    半径Ｒ４の比R2／R4が約0.58である航空機エン
    ジン。 ２３ 特許請求の範囲１乃至２２のいずれか一項
    記載の航空機エンジンに於て、ガス発生器と動力
    タービンが共通の縦軸を有している航空機エンジ
    ン。 ２４ 特許請求の範囲１乃至２３のいずれか一項
    記載の航空機エンジンに於て、ガス発生器が圧縮
    機、燃焼器、高圧タービンを前記動力タービンの
    上流で直列流れ関係で有し、高圧タービンが燃焼
    器からの燃焼ガスを受取り、圧縮機を駆動軸を介
    して駆動し、高圧タービン、駆動軸、圧縮機は前
    記動力タービンに駆動係合してなく、動力タービ
    ンの前記環状ドラム形回転子より実質的に大きな
    角速度で回転するように配置されている航空機エ
    ンジン。 ２５ 特許請求の範囲１乃至２４のいずれか一項
    記載の航空機エンジンに於て、第１及び第２の環
    状ドラム形回転子の前記動翼列が、動力タービン
    の長さに沿つて交互に介在配置されている航空機
    エンジン。 ２６ 特許請求の範囲３に記載の航空機エンジン
    に於て、第１及び第２のプロペラのピツトを独立
    に制御する手段を更に含んでいる航空機エンジ
    ン。 ２７ 燃焼ガスを発生するのに有効なガス発生器
    と、半径方向外向きに伸出している複数個の第１
    のタービン動翼列を有する第１の環状ドラム形回
    転子、及び半径方向内向きに伸出している複数個
    の第２のタービン動翼列を有する第２の環状ドラ
    ム形回転子を持つ動力タービンとを含み、 前記動力タービンの前記第１及び第２の動翼列
    は前記燃焼ガスを受取つて、略全ての出力エネル
    ギを抽出して前記第１及び第２のドラム形回転子
    を反対廻りの向き駆動するのに有効であり、 第１及び第２のドラム形回転子に夫々連結され
    且つ駆動され、前記エンジンによつて発生される
    略全ての推力を生じる第１及び第２の反対廻りの
    プロペラとを含む航空機エンジン。 ２８ 特許請求の範囲２７に記載の航空機エンジ
    ンに於て、各々の前記プロペラのハブのところの
    半径Ｒ３が第２の環状ドラム形回転子の外側半径
    より小さくない航空機エンジン。 ２９ 特許請求の範囲２７又は２８に記載の航空
    機エンジンに於て、各々の前記プロペラが夫々を
    駆動する環状ドラム形回転子に取付けられている
    航空機エンジン。 ３０ 特許請求の範囲２７乃至２９のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、前記動力タービ
    ンに10から18列の動翼列がある航空機エンジン。 ３１ 特許請求の範囲３０に記載の航空機エンジ
    ンに於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生する
    ところの平均半径Ｒ１と前記プロペラの先端の半
    径Ｒ４の比R1／R4が0.16〜0.2である航空機エン
    ジン。 ３２ 特許請求の範囲３０又は３１に記載の航空
    機エンジンに於て、動力タービンを通る前記燃焼
    ガスの流路の平均半径Ｒ２と前記プロペラの先端
    の半径Ｒ４の比R2／R4が0.3〜0.4である航空機
    エンジン。 ３３ 特許請求の範囲３０乃至３２のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、プロペラのハブ
    のところの半径Ｒ３と該プロペラの先端の半径Ｒ
    ４の比R3／R4が0.4〜0.5である航空機エンジン。 ３４ 特許請求の範囲２７乃至２９のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、前記タービンに
    約14列の動翼列がある航空機エンジン。 ３５ 特許請求の範囲３４に記載の航空機エンジ
    ンに於て、ガス発生器が前記燃焼ガスを発生する
    ところの平均半径Ｒ１と前記プロペラの先端の半
    径Ｒ４の比R1／R4が約0.18である航空機エンジ
    ン。 ３６ 特許請求の範囲３４又は３５に記載の航空
    機エンジンに於て、前記動力タービンを通る前記
    燃焼ガスの流路の平均半径Ｒ２と前記プロペラの
    先端の半径Ｒ４の比R2／R4が約0.35である航空
    機エンジン。 ３７ 特許請求の範囲３４乃至３６のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、前記プロペラの
    ハブのところの半径Ｒ３と前記プロペラの先端の
    半径Ｒ４の比R3／R4が約0.45である航空機エン
    ジン。 ３８ 特許請求の範囲２７乃至３７のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、環状ケーシング
    がガス発生器の周りに周方向に配置され、シール
    が該ケーシングと第２の環状ドラム形回転子の周
    りに配置されている航空機エンジン。 ３９ 特許請求の範囲２７乃至３８のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、ガス発生器と動
    力タービンが共通の縦軸を有している航空機エン
    ジン。 ４０ 特許請求の範囲２７乃至３９のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、ガス発生器が圧
    縮機、燃焼器、高圧タービンを前記動力タービン
    の上流で直列流れ関係で有し、高圧タービンが燃
    焼器からの燃焼ガスを受取り、圧縮機を駆動軸を
    介して駆動し、高圧タービン、駆動軸、圧縮機は
    前記動力タービンに駆動係合してなく、動力ター
    ビンの前記環状ドラム形回転子より実質的に大き
    な角速度で回転するように配置されている航空機
    エンジン。 ４１ 特許請求の範囲２７乃至４０のいずれか一
    項記載の航空機エンジンに於て、第１及び第２の
    環状ドラム形回転子の前記動翼列が、動力タービ
    ンの長さに沿つて交互に介在配置されている航空
    機エンジン。
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