JPH06212996A - 航空発動機 - Google Patents
航空発動機Info
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- JPH06212996A JPH06212996A JP5310821A JP31082193A JPH06212996A JP H06212996 A JPH06212996 A JP H06212996A JP 5310821 A JP5310821 A JP 5310821A JP 31082193 A JP31082193 A JP 31082193A JP H06212996 A JPH06212996 A JP H06212996A
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- JP
- Japan
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- turbine
- pressure
- wave device
- combustion
- fuel
- Prior art date
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- Pending
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04F—PUMPING OF FLUID BY DIRECT CONTACT OF ANOTHER FLUID OR BY USING INERTIA OF FLUID TO BE PUMPED; SIPHONS
- F04F13/00—Pressure exchangers
-
- 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
- F02C3/02—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using exhaust-gas pressure in a pressure exchanger to compress combustion-air
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 コアエンジンは変えることなしに航空発動機
の効率及び出力を高める手段と方法とを提供する。 【構成】 セルホイールを有する自体公知の等容燃焼式
圧力波装置９が備えられ、前記セルホイールが、空気側
とガス側のそれぞれ１つの、出入口を備えた側方部間で
回転し、かつ複数のセルを有するようにし、これらセル
内で点火・燃焼過程が反復され、更に、圧力波装置９の
後方に高圧タービン１０が、後置の中圧タービン６と等
しい軸２上に付加配置されるようした。
の効率及び出力を高める手段と方法とを提供する。 【構成】 セルホイールを有する自体公知の等容燃焼式
圧力波装置９が備えられ、前記セルホイールが、空気側
とガス側のそれぞれ１つの、出入口を備えた側方部間で
回転し、かつ複数のセルを有するようにし、これらセル
内で点火・燃焼過程が反復され、更に、圧力波装置９の
後方に高圧タービン１０が、後置の中圧タービン６と等
しい軸２上に付加配置されるようした。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ファンまたはプロペラ
駆動装置を有する航空発動機、それも、同軸的かつ互い
に独立的に回転可能な少なくとも２個の軸が、それぞれ
１つの別個の圧縮機と別個のタービンを保持しており、
しかも、流れ方向で最後に配置された圧縮機と最初のタ
ービンとの間に適当なガス燃焼装置が備えられている形
式のものに関し、かつまたこの航空発動機を操作する方
法に関するものである。
駆動装置を有する航空発動機、それも、同軸的かつ互い
に独立的に回転可能な少なくとも２個の軸が、それぞれ
１つの別個の圧縮機と別個のタービンを保持しており、
しかも、流れ方向で最後に配置された圧縮機と最初のタ
ービンとの間に適当なガス燃焼装置が備えられている形
式のものに関し、かつまたこの航空発動機を操作する方
法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】この種の航空発動機は公知である。この
種の航空発動機には、２軸構造の場合は同軸的かつ互い
に独立的に回転可能に支承された軸が備えられ、これら
の軸が、それぞれ１つの別個の圧縮機とタービンとを有
している。中圧圧縮機と中圧タービンとの間には燃焼室
が設けられ、中圧タービン後方には、ターボジェット内
にスラストノズルが配置されている。プロペラ付き航空
発動機の場合は、これに対して推進出力が、周囲空気に
作用するプロペラに対して伝達される軸出力により実質
的に生ぜしめられる。
種の航空発動機には、２軸構造の場合は同軸的かつ互い
に独立的に回転可能に支承された軸が備えられ、これら
の軸が、それぞれ１つの別個の圧縮機とタービンとを有
している。中圧圧縮機と中圧タービンとの間には燃焼室
が設けられ、中圧タービン後方には、ターボジェット内
にスラストノズルが配置されている。プロペラ付き航空
発動機の場合は、これに対して推進出力が、周囲空気に
作用するプロペラに対して伝達される軸出力により実質
的に生ぜしめられる。
【０００３】ターボファン・エンジンのバイパス構成の
場合には、通例、バイパス流内で作動するターボファン
が備えられており、このターボファンの羽根が、圧縮機
の羽根（フロントファン）の延長部、又は主ロータのタ
ービン羽根（後尾ファン）の延長部を形成するようにす
ることができる。あるいは又、ターボファンの羽根が別
個のロータにより駆動される場合もある。発動機への流
入空気流は、高温の主流と、主流とは実質的に無関係の
低温の第２の副流として案内され、そのさい主流は、そ
の長さの少なくとも一部にわたって副流により同軸的に
リング状又は外とう状に取囲まれる。この副流は、２軸
構成のバイパス型発動機の場合、低圧圧縮機内で主流か
ら調整可能に分岐し、ノズル内で推進ジェット本体に再
び混入される。
場合には、通例、バイパス流内で作動するターボファン
が備えられており、このターボファンの羽根が、圧縮機
の羽根（フロントファン）の延長部、又は主ロータのタ
ービン羽根（後尾ファン）の延長部を形成するようにす
ることができる。あるいは又、ターボファンの羽根が別
個のロータにより駆動される場合もある。発動機への流
入空気流は、高温の主流と、主流とは実質的に無関係の
低温の第２の副流として案内され、そのさい主流は、そ
の長さの少なくとも一部にわたって副流により同軸的に
リング状又は外とう状に取囲まれる。この副流は、２軸
構成のバイパス型発動機の場合、低圧圧縮機内で主流か
ら調整可能に分岐し、ノズル内で推進ジェット本体に再
び混入される。
【０００４】主流は低圧圧縮機内で圧縮されたのち、更
に中圧圧縮機内で圧縮される。その後で、燃焼室内で連
続的に噴射される燃料が圧縮空気の酸素を与えられて燃
焼することにより、主流に熱エネルギーが供給される。
圧縮され加熱された空気ないし燃焼ガスからは、後置さ
れたタービンにより、圧縮機及びターボファンないしプ
ロペラの駆動に要するだけのエネルギーを取去られる。
に中圧圧縮機内で圧縮される。その後で、燃焼室内で連
続的に噴射される燃料が圧縮空気の酸素を与えられて燃
焼することにより、主流に熱エネルギーが供給される。
圧縮され加熱された空気ないし燃焼ガスからは、後置さ
れたタービンにより、圧縮機及びターボファンないしプ
ロペラの駆動に要するだけのエネルギーを取去られる。
【０００５】従来のターボファン・エンジンに比して、
このバイパス型のターボファン・エンジンは、推進作用
も強力で、可制御性も改善され、特に巡航速度の場合の
比燃費が低減される。この種の航空発動機の効率面の改
善は、したがって、差し当りし尽されたように思われ
る。
このバイパス型のターボファン・エンジンは、推進作用
も強力で、可制御性も改善され、特に巡航速度の場合の
比燃費が低減される。この種の航空発動機の効率面の改
善は、したがって、差し当りし尽されたように思われ
る。
【０００６】本出願人にとって公知の低置ガスタービン
装置の場合、圧縮機とガスタービンとの間には等容燃焼
式に作動する圧力波装置が配置されている。この圧力波
装置はセルホイールを有しており、このセルホイール
が、出入口を有する、空気側とガス側それぞれ１つの側
方部の間で回転し、かつ複数のセルを有し、これらセル
内で点火・燃焼過程が常時反復される。圧力波装置が、
作動中にセル縦方向に均等の燃料分配を行なう場合（Ｅ
Ｐ０４６８０８３）、この圧力波装置に低圧、高圧のい
ずれのタービンが接続されている場合にも、問題が生じ
る。なぜなら、高圧、低圧のタービンにガスが異なる圧
力で供給されても、双方のタービンは出来るだけ等しい
最適温度で作動させる必要があるからである。このた
め、点火及び圧縮後にセルから出される圧縮された流量
を２つに分け、異なる量の燃料を添加して、２つのガス
部分流量を造出するようになった。その場合、添加燃料
量の少ない部分流量は高圧タービンに、第２の添加量の
多い部分流量は低圧タービンに供給される。部分流量に
異なる量の燃料を添加することで、高圧タービンには過
熱ガスが、また低圧タービンには過冷ガスが供給される
ことが防止される。この結果、ガスタービン装置の効率
が改善される。
装置の場合、圧縮機とガスタービンとの間には等容燃焼
式に作動する圧力波装置が配置されている。この圧力波
装置はセルホイールを有しており、このセルホイール
が、出入口を有する、空気側とガス側それぞれ１つの側
方部の間で回転し、かつ複数のセルを有し、これらセル
内で点火・燃焼過程が常時反復される。圧力波装置が、
作動中にセル縦方向に均等の燃料分配を行なう場合（Ｅ
Ｐ０４６８０８３）、この圧力波装置に低圧、高圧のい
ずれのタービンが接続されている場合にも、問題が生じ
る。なぜなら、高圧、低圧のタービンにガスが異なる圧
力で供給されても、双方のタービンは出来るだけ等しい
最適温度で作動させる必要があるからである。このた
め、点火及び圧縮後にセルから出される圧縮された流量
を２つに分け、異なる量の燃料を添加して、２つのガス
部分流量を造出するようになった。その場合、添加燃料
量の少ない部分流量は高圧タービンに、第２の添加量の
多い部分流量は低圧タービンに供給される。部分流量に
異なる量の燃料を添加することで、高圧タービンには過
熱ガスが、また低圧タービンには過冷ガスが供給される
ことが防止される。この結果、ガスタービン装置の効率
が改善される。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の根底をなす課
題は、ファンもしくはプロペラ推進装置を有する航空発
動機であって、少なくとも２つの同軸的に、かつ互いに
独立的に回転可能に支承された軸が各１つの別個の圧縮
機と別個のタービンを保持し、しかも流れ方向で最後の
圧縮機と最初のタービンとの間にガス燃焼装置が配置さ
れている形式の航空発動機の場合に、発動機の効率と比
出力を高め得る適切な手段と方法とを開発することにあ
る。
題は、ファンもしくはプロペラ推進装置を有する航空発
動機であって、少なくとも２つの同軸的に、かつ互いに
独立的に回転可能に支承された軸が各１つの別個の圧縮
機と別個のタービンを保持し、しかも流れ方向で最後の
圧縮機と最初のタービンとの間にガス燃焼装置が配置さ
れている形式の航空発動機の場合に、発動機の効率と比
出力を高め得る適切な手段と方法とを開発することにあ
る。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、この課
題は次のようにすることにより解決された。すなわち、
請求項１の上位概念による航空発動機内の、流れ方向で
最後の圧縮機と最初のタービンとの間に、自体公知の、
セルホイール付き等容（ｉｓｏｃｈｏｒ）燃焼式の圧力
波装置を配置し、前記セルホイールが、出入口を有す
る、空気側及びガス側各１つの側方部の間で回転し、か
つ複数のセルを有するようにし、これらセル内では、常
時、点火・燃焼過程が反復され、更に圧力波装置の後方
には高圧タービンが、後置中圧タービンと同じ軸に付加
配置されており、更にまた、請求項４及び５に記載の上
位概念による航空発動機操作方法の場合に、複数圧縮機
又は複数タービンの圧力比を適合させるようにするので
ある。
題は次のようにすることにより解決された。すなわち、
請求項１の上位概念による航空発動機内の、流れ方向で
最後の圧縮機と最初のタービンとの間に、自体公知の、
セルホイール付き等容（ｉｓｏｃｈｏｒ）燃焼式の圧力
波装置を配置し、前記セルホイールが、出入口を有す
る、空気側及びガス側各１つの側方部の間で回転し、か
つ複数のセルを有するようにし、これらセル内では、常
時、点火・燃焼過程が反復され、更に圧力波装置の後方
には高圧タービンが、後置中圧タービンと同じ軸に付加
配置されており、更にまた、請求項４及び５に記載の上
位概念による航空発動機操作方法の場合に、複数圧縮機
又は複数タービンの圧力比を適合させるようにするので
ある。
【０００９】圧力波装置は、そのロータが低回転数で自
由回転するようにするのが有利である。
由回転するようにするのが有利である。
【００１０】更に、圧力波装置は遊星歯車装置で駆動さ
れるようにするのが有利である。
れるようにするのが有利である。
【００１１】本発明の効果は、とりわけ、等しいコアエ
ンジンを有する従来型式の航空発動機に比して、有害物
質の少ない燃焼、高い効率と出力が得られることにあ
る。
ンジンを有する従来型式の航空発動機に比して、有害物
質の少ない燃焼、高い効率と出力が得られることにあ
る。
【００１２】
【実施例】以下で、２軸軸流航空発動機による図示の実
施例につき本発明を説明する。図面には、本発明の理解
に必要な部分のみを示した。作動媒体の流れ方向は矢印
にて示されている。
施例につき本発明を説明する。図面には、本発明の理解
に必要な部分のみを示した。作動媒体の流れ方向は矢印
にて示されている。
【００１３】図１には、従来型式のファン付き航空発動
機が示されている。共通の軸１にはファン７を有する低
圧圧縮機３と低圧タービン６とが配置されている。ま
た、中圧圧縮機４と中圧タービン６とは共通の軸２に配
置されている。軸１及び軸２は、同軸的に、かつまた互
いに独立的に回転可能に支承されている。中圧圧縮機４
と中圧タービン６との間には、燃焼室１１が設けらてい
る。低圧タービン５にはスラストノズル１０が接続され
ている。
機が示されている。共通の軸１にはファン７を有する低
圧圧縮機３と低圧タービン６とが配置されている。ま
た、中圧圧縮機４と中圧タービン６とは共通の軸２に配
置されている。軸１及び軸２は、同軸的に、かつまた互
いに独立的に回転可能に支承されている。中圧圧縮機４
と中圧タービン６との間には、燃焼室１１が設けらてい
る。低圧タービン５にはスラストノズル１０が接続され
ている。
【００１４】航空発動機内へ入る空気流はターボファン
７に達し、たとえば約１バールから約２バールへと僅か
に圧縮され、質量流ｍ1を有する主空気流と、質量流ｍ2
を有する独立の副空気流とに分割される。その場合、主
空気流は副空気流により同軸的に全長にわたって外とう
状に取囲まれる。主空気流は、圧縮機３，４内で約６〜
約３０バールに圧縮され、燃焼室１１内へ送られる。燃
焼室１１内では、熱エネルギーの供給が、圧縮空気の酸
素を有する連続噴射燃料の燃焼により行なわれる。スラ
ストノズル１０前方に配置された中圧タービン６（入口
圧力約３０バール）と低圧タービン５（入口圧力約１０
バール）とにより、空気ないし燃焼ガスから、中圧圧縮
機４と、低圧圧縮機４と、ターボファン７との駆動に要
するだけのエネルギーが取出される。供給される残りの
熱エネルギーは、スラストノズル１０から噴射される推
進ジェットの運動エネルギーとして推進に利用される。
７に達し、たとえば約１バールから約２バールへと僅か
に圧縮され、質量流ｍ1を有する主空気流と、質量流ｍ2
を有する独立の副空気流とに分割される。その場合、主
空気流は副空気流により同軸的に全長にわたって外とう
状に取囲まれる。主空気流は、圧縮機３，４内で約６〜
約３０バールに圧縮され、燃焼室１１内へ送られる。燃
焼室１１内では、熱エネルギーの供給が、圧縮空気の酸
素を有する連続噴射燃料の燃焼により行なわれる。スラ
ストノズル１０前方に配置された中圧タービン６（入口
圧力約３０バール）と低圧タービン５（入口圧力約１０
バール）とにより、空気ないし燃焼ガスから、中圧圧縮
機４と、低圧圧縮機４と、ターボファン７との駆動に要
するだけのエネルギーが取出される。供給される残りの
熱エネルギーは、スラストノズル１０から噴射される推
進ジェットの運動エネルギーとして推進に利用される。
【００１５】図２には、本発明により複数圧縮機の圧力
比が適合せしめられている航空発動機の実施例が示され
ている。この発動機は、図１の従来型式のものとは、燃
焼室１１の代りに、等容燃焼式の圧力波装置９が配置さ
れている点が異なる。装置９のロータは自由回転する
が、また遊星歯車装置により駆動されることも可能であ
る。図１の発動機と異なり、図２の発動機には、中圧タ
ービン６の前方に高圧タービン１０が、タービン６と同
じ軸２に付加配置されている。図１の従来型式の発動機
同様、空気流は、質量流ｍ1を有する主空気流と、質量
流ｍ2を有する副空気流とに分割される。その場合、副
空気流は圧縮機３，４、圧力波装置９、タービン１０，
６，５を取囲んで流動する。質量流ｍ1はターボファン
７を通過後、低圧圧縮機３内で、たとえば約２バールか
ら約４バールに圧縮され、引続き中圧圧縮機内で約４バ
ールから約３０バールに圧縮され、この圧力で圧力波装
置９の入口に達する。圧力波装置９内では圧縮空気が燃
料を添加され、それにより３つの異なる層が生ぜしめら
れる。第１層は燃料を含まない層であり、第２層は少量
の燃料を含む層、第３層は多量の燃料を含む層である。
第１層は、冷却空気として圧力波装置９と高圧タービン
１０との壁部の冷却に用いられる。圧力波装置９のセル
ホイールのセル内で燃料・空気混合物が燃焼後、希薄混
合気から成る第２層が圧力波装置９の第１出口から高圧
タービン１０へ供給され、他方、濃厚混合気から成る燃
焼前の第３層が第２出口から中圧タービン６へ供給され
る。等容燃焼式圧力波装置の精密な作業形式は、本出願
人の以前の出願のさいに説明済であるから、ここでは詳
細な説明は省略する。圧力波装置９の使用により、ガス
の一部が更に圧縮される結果、約６０バールの圧力を有
する第２層が、従来型式には備えられていない、付加配
置された高圧タービン１０に送られ、他方、約３０バー
ルの圧力の第３層は中圧タービン６へ供給される。ガス
はタービン１０，６内で減圧される。第３層は濃厚混合
気であるため、より多く減圧されても、第２層と等温度
である。このため、高圧タービン１０、中圧タービン６
のいずれもが等しい最適温度で作動できる。ガスは、引
続き、約１０バールの圧力で低圧タービン５に達し、最
後にスラストノズル８に達する。
比が適合せしめられている航空発動機の実施例が示され
ている。この発動機は、図１の従来型式のものとは、燃
焼室１１の代りに、等容燃焼式の圧力波装置９が配置さ
れている点が異なる。装置９のロータは自由回転する
が、また遊星歯車装置により駆動されることも可能であ
る。図１の発動機と異なり、図２の発動機には、中圧タ
ービン６の前方に高圧タービン１０が、タービン６と同
じ軸２に付加配置されている。図１の従来型式の発動機
同様、空気流は、質量流ｍ1を有する主空気流と、質量
流ｍ2を有する副空気流とに分割される。その場合、副
空気流は圧縮機３，４、圧力波装置９、タービン１０，
６，５を取囲んで流動する。質量流ｍ1はターボファン
７を通過後、低圧圧縮機３内で、たとえば約２バールか
ら約４バールに圧縮され、引続き中圧圧縮機内で約４バ
ールから約３０バールに圧縮され、この圧力で圧力波装
置９の入口に達する。圧力波装置９内では圧縮空気が燃
料を添加され、それにより３つの異なる層が生ぜしめら
れる。第１層は燃料を含まない層であり、第２層は少量
の燃料を含む層、第３層は多量の燃料を含む層である。
第１層は、冷却空気として圧力波装置９と高圧タービン
１０との壁部の冷却に用いられる。圧力波装置９のセル
ホイールのセル内で燃料・空気混合物が燃焼後、希薄混
合気から成る第２層が圧力波装置９の第１出口から高圧
タービン１０へ供給され、他方、濃厚混合気から成る燃
焼前の第３層が第２出口から中圧タービン６へ供給され
る。等容燃焼式圧力波装置の精密な作業形式は、本出願
人の以前の出願のさいに説明済であるから、ここでは詳
細な説明は省略する。圧力波装置９の使用により、ガス
の一部が更に圧縮される結果、約６０バールの圧力を有
する第２層が、従来型式には備えられていない、付加配
置された高圧タービン１０に送られ、他方、約３０バー
ルの圧力の第３層は中圧タービン６へ供給される。ガス
はタービン１０，６内で減圧される。第３層は濃厚混合
気であるため、より多く減圧されても、第２層と等温度
である。このため、高圧タービン１０、中圧タービン６
のいずれもが等しい最適温度で作動できる。ガスは、引
続き、約１０バールの圧力で低圧タービン５に達し、最
後にスラストノズル８に達する。
【００１６】圧力波装置９と高圧タービン１０とを用い
ることにより、コアエンジンは不変のままで従来型式の
場合より効率が高められ出力が増大する。本発明による
航空発動機のバイパス比ｍ3／ｍ1は比較可能の従来型式
の場合のバイパス比ｍ2／ｍ1より大である。これは、付
加出力により、より大型のファンを駆動可能であり、よ
り多量の副質量流ｍ3が実現できるためである。
ることにより、コアエンジンは不変のままで従来型式の
場合より効率が高められ出力が増大する。本発明による
航空発動機のバイパス比ｍ3／ｍ1は比較可能の従来型式
の場合のバイパス比ｍ2／ｍ1より大である。これは、付
加出力により、より大型のファンを駆動可能であり、よ
り多量の副質量流ｍ3が実現できるためである。
【００１７】このことは、図３に示した実施例にも妥当
する。この実施例では複数タービンの圧力比が適合せし
められている。圧縮気３，４は、図１の従来型式の場合
同様に構成されている。燃焼室１１の代りに等容燃焼式
圧力波装置９が配置され、続いて付加高圧タービン１０
が配置されている。圧力波装置９の作用形式は、図２の
ところで説明した通りである。図２の構成と異なる点
は、中圧タービン６内でガスが著しくは減圧されない点
である。すなわち、ガスは、たとえば約３０バールから
約１４バールに減圧され、約１０バールまで減圧される
ことはない、中圧タービン６に続く低圧タービン５は、
このため、より大型のターボファン７の駆動に利用され
る追加出力を有することになる。これによって、この実
施例の場合も質量流ｍ3が増量され、より大きい推力を
得ることができる。
する。この実施例では複数タービンの圧力比が適合せし
められている。圧縮気３，４は、図１の従来型式の場合
同様に構成されている。燃焼室１１の代りに等容燃焼式
圧力波装置９が配置され、続いて付加高圧タービン１０
が配置されている。圧力波装置９の作用形式は、図２の
ところで説明した通りである。図２の構成と異なる点
は、中圧タービン６内でガスが著しくは減圧されない点
である。すなわち、ガスは、たとえば約３０バールから
約１４バールに減圧され、約１０バールまで減圧される
ことはない、中圧タービン６に続く低圧タービン５は、
このため、より大型のターボファン７の駆動に利用され
る追加出力を有することになる。これによって、この実
施例の場合も質量流ｍ3が増量され、より大きい推力を
得ることができる。
【００１８】図４に示された実施例の場合、圧力波装置
９と付加高圧タービン１０との組付けけによって達せら
れる付加出力はプロペラ１２への軸出力を高め、それに
より推進性を改善することに利用される。
９と付加高圧タービン１０との組付けけによって達せら
れる付加出力はプロペラ１２への軸出力を高め、それに
より推進性を改善することに利用される。
【００１９】総括的に言えば、本発明の効果は、従来型
式の航空発動機に比較してコアエンジンは不変のまま
で、より高い効率と出力とが得られること、言いかえる
と、より小型の発動機で同じ出力が得られることにあ
る。
式の航空発動機に比較してコアエンジンは不変のまま
で、より高い効率と出力とが得られること、言いかえる
と、より小型の発動機で同じ出力が得られることにあ
る。
【図１】従来型式にファン付き航空発動機の略示図。
【図２】ファン、圧力波装置、付加高圧タービンを有す
る航空発動機（複数圧縮機の圧力比が適合せしめられ
る）の略示図。
る航空発動機（複数圧縮機の圧力比が適合せしめられ
る）の略示図。
【図３】ファン、圧力波装置、付加高圧タービンを有す
る航空発動機（複数タービンの圧力比が適合せしめられ
ている）の略示図。
る航空発動機（複数タービンの圧力比が適合せしめられ
ている）の略示図。
【図４】プロペラ、圧力波装置、付加高圧タービンを有
する航空発動機の略示図。
する航空発動機の略示図。
１ 低圧の圧縮機及びタービンの軸 ２ 中圧の圧縮機及びタービンの軸 ３ 低圧圧縮機 ４ 中圧圧縮機 ５ 低圧タービン ６ 中圧タービン ７ ターボファン ８ 高圧タービン ９ 圧力波装置 １０ スラストノズル １１ 燃焼室 １２ プロペラ ｍ1 主空気流 ｍ2 従来型式の航空発動機の副空気流 ｍ3 本発明の航空発動機の副空気流
Claims (5)
- 【請求項１】 ファン又はプロペラ駆動装置を有する航
空発動機であって、同軸的かつ互いに独立的に回転可能
に支承された少なくとも２個の軸（１，２）が各１個の
個別の圧縮機（３，４）と各１個の別個のタービン
（５，６）を保持し、しかも流れ方向で最後の圧縮機
（４）と最初のタービン（６）との間にガス燃焼装置が
配置されている形式のものにおいて、ガス燃焼装置が等
容燃焼により作動する自体公知の、セルホイールを有す
る圧力波装置（９）であり、このセルホイールが、出入
口を備えた、空気側とガス側の各１つの側方部の間で回
転し、かつ複数のセルを有しており、これらセル内では
点火及び燃焼の過程が常時反復され、更に、圧力波装置
（９）の後方には、付加的に高圧タービン（１０）が、
後置された中圧タービン（６）と同じ軸（２）上に配置
されていることを特徴とする、ファン又はプロペラ駆動
装置を有する航空発動機。 - 【請求項２】 圧力波装置（９）のロータが遊星歯車装
置を介して駆動可能であることを特徴とする、請求項１
記載の航空発動機。 - 【請求項３】 圧力波装置（９）のロータが、低回転数
で自由回転するように配置されていることを特徴とす
る、請求項１記載の航空発動機。 - 【請求項４】 請求項１から３のいずれか１項に記載の
航空発動機を操作する方法であって、圧力波装置（９）
へ流入する空気流れが、混合しない複数層流に分割さ
れ、これらの層流に異なる量の燃料が添加され、燃焼後
に、始めに少量の燃料が添加された層流は高圧タービン
（１０）へ供給され、より多量の燃料を添加された層流
は中圧タービン（６）へ供給される形式のものにおい
て、複数圧縮機（３，４）内の圧力比が適合せしめられ
ることを特徴とする、請求項１から３のいずれか１項に
記載の航空発動機を操作する方法。 - 【請求項５】 圧力波装置（９）内へ入る空気流が、混
合しない複数の層流れに分けられ、これらの層流に異な
る量の燃料が添加されており、燃焼後に、始めに少量の
燃料が添加された層流が高圧タービン（１０）へ、始め
に多量の燃料が添加された層流が中圧タービン（６）に
供給される、請求項１から３のいずれか１項に記載の航
空発動機を操作する方法において、複数タービン（６，
５）内の圧力比が適合せしめられることを特徴する方
法。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006084171A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | 改善されたコアシステムを有するガスタービンエンジンのための冷却システム |
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|---|---|---|---|---|
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| US3367563A (en) * | 1965-07-19 | 1968-02-06 | Cornell Aeronautical Labor Inc | Method involving the interaction between a driver gas and a driven gas |
| GB1104529A (en) * | 1966-10-14 | 1968-02-28 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
| GB1181813A (en) * | 1967-03-30 | 1970-02-18 | Rolls Royce | Improvements in or relating to Pressure Exchangers |
| CH668807A5 (de) * | 1985-07-31 | 1989-01-31 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gasturbine mit einer druckwellenmaschine als hochdruckverdichterteil. |
| DE3639684A1 (de) * | 1986-11-20 | 1988-06-01 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinentriebwerk mit einem gaserzeuger |
| DE59009885D1 (de) * | 1990-07-27 | 1995-12-21 | Asea Brown Boveri | Verfahren zur Aufbereitung des Arbeitsgases in einer Gasturbinenanlage. |
| DE4113680A1 (de) * | 1991-03-12 | 1992-09-17 | Asea Brown Boveri | Gasturbogruppe |
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- 1993-12-10 JP JP5310821A patent/JPH06212996A/ja active Pending
Cited By (3)
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|---|---|---|---|---|
| JP2006084171A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | 改善されたコアシステムを有するガスタービンエンジンのための冷却システム |
| JP2006083857A (ja) * | 2004-09-15 | 2006-03-30 | General Electric Co <Ge> | 改善されたコアシステムを備えた高推力ガスタービンエンジン |
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