JPH0672572B2 - ガスタ−ビンエンジンのパワ−タ−ビン - Google Patents
ガスタ−ビンエンジンのパワ−タ−ビンInfo
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- JPH0672572B2 JPH0672572B2 JP62166241A JP16624187A JPH0672572B2 JP H0672572 B2 JPH0672572 B2 JP H0672572B2 JP 62166241 A JP62166241 A JP 62166241A JP 16624187 A JP16624187 A JP 16624187A JP H0672572 B2 JPH0672572 B2 JP H0672572B2
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- 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
- F02K3/062—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 aft fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
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- 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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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンのパワータービンに関す
る。
る。
航空機の推進に適したガスタービンエンジンの一形式は
下流端にパワータービンを有する、従来構造のコア・ガ
スタービンエンジンを含む。パワータービンは、適当な
カウリングより画成されるダクトの中に囲まれることも
あり囲まれないこともある反転自在のプロペラ形推進翼
に駆動連結される反転自在のタービン動翼の軸方向の１
段置きの環状配列を含む。実質的に、コア・ガスタービ
ンエンジンからの排気はパワータービンに向けられ、タ
ービン動翼の反転、ひいてはプロペラ形推進翼の反転を
生じて推力を与えるようになっている。
下流端にパワータービンを有する、従来構造のコア・ガ
スタービンエンジンを含む。パワータービンは、適当な
カウリングより画成されるダクトの中に囲まれることも
あり囲まれないこともある反転自在のプロペラ形推進翼
に駆動連結される反転自在のタービン動翼の軸方向の１
段置きの環状配列を含む。実質的に、コア・ガスタービ
ンエンジンからの排気はパワータービンに向けられ、タ
ービン動翼の反転、ひいてはプロペラ形推進翼の反転を
生じて推力を与えるようになっている。
このようなパワータービンの構造の好適な一形式におい
て、プロペラ形推進翼は反転自在のタービン動翼の半径
方向外方に配置される。しかし、この配置は、タービン
動翼とプロペラ形推進翼の間に必要な度合の機械的堅牢
性をもっ有効な接続部を与えることを困難にする。
て、プロペラ形推進翼は反転自在のタービン動翼の半径
方向外方に配置される。しかし、この配置は、タービン
動翼とプロペラ形推進翼の間に必要な度合の機械的堅牢
性をもっ有効な接続部を与えることを困難にする。
もしもパワータービンのタービン動翼の軸方向の１段置
きの環状配列が、その半径方向外方の限界にて、パワー
タービンを通貨するガス通路の半径方向外方の限界の一
部分と、プロペラ形推進翼の上を流れる空気流に対する
半径方向内方の境界の一部分と、を画成するという２つ
の役割を果すドラム部材に、取付けられるならば、上記
のような構造形式にあらたな困難性が伴う、ドラム部材
は必然的に反転自在のパワータービン動翼とプロペラ形
推進翼との間に介在し、従って組立体の機械的堅牢性を
保証することが大いに困難となる。例えば、もしもプロ
ペラ形推進翼が直接にドラム部材に取付けられたとする
ならば、ドラム部材はそれにかかる荷重に耐えるため
に、極端に頑丈なものでなければならず、従って重い構
造となるであろう。そのうえ、パワータービン／推進翼
組立体の安定な同心性を与えるためにドラム部材がこわ
さと円形を保つことを保証するうえで困難性に突き当る
であろう。
きの環状配列が、その半径方向外方の限界にて、パワー
タービンを通貨するガス通路の半径方向外方の限界の一
部分と、プロペラ形推進翼の上を流れる空気流に対する
半径方向内方の境界の一部分と、を画成するという２つ
の役割を果すドラム部材に、取付けられるならば、上記
のような構造形式にあらたな困難性が伴う、ドラム部材
は必然的に反転自在のパワータービン動翼とプロペラ形
推進翼との間に介在し、従って組立体の機械的堅牢性を
保証することが大いに困難となる。例えば、もしもプロ
ペラ形推進翼が直接にドラム部材に取付けられたとする
ならば、ドラム部材はそれにかかる荷重に耐えるため
に、極端に頑丈なものでなければならず、従って重い構
造となるであろう。そのうえ、パワータービン／推進翼
組立体の安定な同心性を与えるためにドラム部材がこわ
さと円形を保つことを保証するうえで困難性に突き当る
であろう。
代りの形式の構造において、プロペラ形推進翼をパワー
タービン動翼の該当する環状配列の半径方向外方限界に
直接に取付け、そのような取付けの形式を可能にするた
めにドラム部材に適当な窓を明ける形態をとることもで
きる。しかし、そのような装置に伴う欠点は、もしも、
プロペラ形推進翼でなく、それが取付くタービン動翼が
破損した場合に推進翼が失われることである。
タービン動翼の該当する環状配列の半径方向外方限界に
直接に取付け、そのような取付けの形式を可能にするた
めにドラム部材に適当な窓を明ける形態をとることもで
きる。しかし、そのような装置に伴う欠点は、もしも、
プロペラ形推進翼でなく、それが取付くタービン動翼が
破損した場合に推進翼が失われることである。
上記のような困難性を実質的に避けることができるパワ
ータービン組立体を与えることが本発明の一目的であ
る。
ータービン組立体を与えることが本発明の一目的であ
る。
本発明によれば、ガスタービンエンジンに適したパワー
タービンは：半径方向に延在するタービンロータ動翼の
１つの環状翼列を含み、前記動翼の各々の半径方向内方
限界は前記パワータービンの縦軸線の回りで回転するよ
うに軸受支持された装置に取付けられ、前記動翼の各々
の半径方向外方限界はプロペラ形推進翼の半径方向内方
限界に該動翼を取付ける取付け装置を設けられ；また少
なくとももう１列のタービン動翼の環状配列を担持する
ドラム部材を含み、前記ドラム部材は前記タービン動翼
とプロペラ形推進翼の配列の間にそれらと共に回動する
ように介在し、前記ドラム部材は前記タービン動翼との
間に半径方向の相対運動を許すように前記取付け装置を
収容するための窓を有し；前記プロペラ形推進翼とドラ
ム部材は、両者間に或る限度までの限られた半径方向相
対運動を許してその限度にて前記ドラム部材が前記プロ
ペラ形推進翼とどれにも少なくとも部分的な半径方向支
持を与えるような態様で、連結されている。
タービンは：半径方向に延在するタービンロータ動翼の
１つの環状翼列を含み、前記動翼の各々の半径方向内方
限界は前記パワータービンの縦軸線の回りで回転するよ
うに軸受支持された装置に取付けられ、前記動翼の各々
の半径方向外方限界はプロペラ形推進翼の半径方向内方
限界に該動翼を取付ける取付け装置を設けられ；また少
なくとももう１列のタービン動翼の環状配列を担持する
ドラム部材を含み、前記ドラム部材は前記タービン動翼
とプロペラ形推進翼の配列の間にそれらと共に回動する
ように介在し、前記ドラム部材は前記タービン動翼との
間に半径方向の相対運動を許すように前記取付け装置を
収容するための窓を有し；前記プロペラ形推進翼とドラ
ム部材は、両者間に或る限度までの限られた半径方向相
対運動を許してその限度にて前記ドラム部材が前記プロ
ペラ形推進翼とどれにも少なくとも部分的な半径方向支
持を与えるような態様で、連結されている。
以下に添付図面を参照しつつ、例示により本発明を記載
する。
する。
第１図を参照して、ダクテッドファン、ガスタービンエ
ンジン10はパワータービン12が下流端に配置されたコア
エンジン11を含む。コアエンジン11は、空気取入口13、
圧縮機部14、燃焼装置15、およびタービン16を有すると
いう意味で、、従来構造のものである。コアエンジン11
は、空気取入口13から取入れられた空気が圧縮機部14に
より圧縮された後、燃焼装置15の中で燃料と混合されそ
の混合気が燃焼し、生じた燃焼生成物がタービン16を通
って膨張した後、パワータービン12の中に排出されると
いう従来の態様で、機能する。
ンジン10はパワータービン12が下流端に配置されたコア
エンジン11を含む。コアエンジン11は、空気取入口13、
圧縮機部14、燃焼装置15、およびタービン16を有すると
いう意味で、、従来構造のものである。コアエンジン11
は、空気取入口13から取入れられた空気が圧縮機部14に
より圧縮された後、燃焼装置15の中で燃料と混合されそ
の混合気が燃焼し、生じた燃焼生成物がタービン16を通
って膨張した後、パワータービン12の中に排出されると
いう従来の態様で、機能する。
パワータービンは、数段の反転するタービン動翼を含
み、そのうちの２段がその半径方向外方限界にそれぞれ
上流および下流のプロペラ形ファン動翼17、18を取付け
られているという点で、従来構造とは異なる。ファン動
翼17、18は反転し、ファンカウリング19に囲まれる。
み、そのうちの２段がその半径方向外方限界にそれぞれ
上流および下流のプロペラ形ファン動翼17、18を取付け
られているという点で、従来構造とは異なる。ファン動
翼17、18は反転し、ファンカウリング19に囲まれる。
運転中、コアエンジン11から排出された高温ガスはパワ
ータービン12に向けられ、タービン動翼の反転、ひいて
はファン動翼17、18の反転を与える。或る量の推力はパ
ワータービン12から環状出口ダクト20を通して排出され
るガスによって与えられる。しかし、ガスタービンエン
ジ10の推力の大部分は、ファンダクトの上流端21に引き
込まれ反転するファン動翼17、18により加速された後、
ファンカウリング19の下流端22から排気される空気によ
って与えられる。
ータービン12に向けられ、タービン動翼の反転、ひいて
はファン動翼17、18の反転を与える。或る量の推力はパ
ワータービン12から環状出口ダクト20を通して排出され
るガスによって与えられる。しかし、ガスタービンエン
ジ10の推力の大部分は、ファンダクトの上流端21に引き
込まれ反転するファン動翼17、18により加速された後、
ファンカウリング19の下流端22から排気される空気によ
って与えられる。
ファンカウリング19とコアエンジン11はほぼ半径方向に
延在する複数の前部ストラット23により連結されるのに
対し、ほぼ半径方向に延在する複数の後部ストラット24
がファンカウリング19をパワータービン12の残りの部分
に連結する。後部ストラット24はエンジンが運用中に搭
載される航空機（図示せず）とエンジン10の間の荷重伝
達の大部分を助け、その半径方向内方端は、パワーター
ビン12の中に同軸状に配置されるほぼ円筒形の支持部材
25の軸方向下流端に取付けられる。円筒形支持部材25は
パワータービン12の反転要素の全てを担持し、その上流
端は荷重伝達構造27によりコアエンジン11のケーシング
26の下流端に取付けられる。
延在する複数の前部ストラット23により連結されるのに
対し、ほぼ半径方向に延在する複数の後部ストラット24
がファンカウリング19をパワータービン12の残りの部分
に連結する。後部ストラット24はエンジンが運用中に搭
載される航空機（図示せず）とエンジン10の間の荷重伝
達の大部分を助け、その半径方向内方端は、パワーター
ビン12の中に同軸状に配置されるほぼ円筒形の支持部材
25の軸方向下流端に取付けられる。円筒形支持部材25は
パワータービン12の反転要素の全てを担持し、その上流
端は荷重伝達構造27によりコアエンジン11のケーシング
26の下流端に取付けられる。
支持部材25は、第２図に見られるように、軸方向に隔置
された２組の軸受29、29aにより同軸状に軸28を支承す
る。軸28はその後流端に截頭円錐形の部分28aを有し、
これが半径方向に延在するタービン動翼30の環状配列を
担持する。各タービン動翼30にはその半径方向外方限界
に軸方向に隔置され半径方向に延在する２個の孔明きラ
グ31が設けられる。ラグ31はピン32を担持し、ピンはつ
ぎに、対応する下流側のフアン動翼18の半径方向内方端
に設けられた、軸方向に隔置され半径方向に延在する孔
明きラグ33の中にはめ込まれる。
された２組の軸受29、29aにより同軸状に軸28を支承す
る。軸28はその後流端に截頭円錐形の部分28aを有し、
これが半径方向に延在するタービン動翼30の環状配列を
担持する。各タービン動翼30にはその半径方向外方限界
に軸方向に隔置され半径方向に延在する２個の孔明きラ
グ31が設けられる。ラグ31はピン32を担持し、ピンはつ
ぎに、対応する下流側のフアン動翼18の半径方向内方端
に設けられた、軸方向に隔置され半径方向に延在する孔
明きラグ33の中にはめ込まれる。
截頭円錐形軸部分28aはさらにほぼ截頭円錐形の軸部分3
4、35が取付けられる。截頭円錐形軸部分35は截頭円錐
形部分34の半径方向内方にあってその上流端336を支持
する役目を果す。截頭円錐形軸部分34は３段のタービン
動翼の環状配列37、38、39の半径方向内方限界を担持
し、そのうえパワータービン12を通るタービン排気通路
の半径方向内方部分を画成する働きをする。
4、35が取付けられる。截頭円錐形軸部分35は截頭円錐
形部分34の半径方向内方にあってその上流端336を支持
する役目を果す。截頭円錐形軸部分34は３段のタービン
動翼の環状配列37、38、39の半径方向内方限界を担持
し、そのうえパワータービン12を通るタービン排気通路
の半径方向内方部分を画成する働きをする。
軸28の上流端にも截頭円錐形部分40が設けられ、この部
分40は半径方向に延在するタービン動翼の２段の環状配
列41、42と環状構造40aとを担持する役目を果し、この
構造40aがパワータービン12を通るタービン排気通路の
いま１つの半径方向内方部分を画成する。よって、軸28
の回転はタービン動翼列30、37、38、39、41、42と共に
下流側のファン動翼の配列18の対応する回転を生ずるこ
とが判るであろう。
分40は半径方向に延在するタービン動翼の２段の環状配
列41、42と環状構造40aとを担持する役目を果し、この
構造40aがパワータービン12を通るタービン排気通路の
いま１つの半径方向内方部分を画成する。よって、軸28
の回転はタービン動翼列30、37、38、39、41、42と共に
下流側のファン動翼の配列18の対応する回転を生ずるこ
とが判るであろう。
軸28は軸方向に隔置される２個の軸受44、45により同軸
状に支承されているいま１個の軸43を有する。軸43は実
質的に、半径方向内方限界にて円筒形部材46により連結
される２個の截頭円錐形部分44、45から成る。
状に支承されているいま１個の軸43を有する。軸43は実
質的に、半径方向内方限界にて円筒形部材46により連結
される２個の截頭円錐形部分44、45から成る。
截頭円錐形軸部分44、45はその半径方向外方限界にてタ
ービン動翼の配列47の半径方向内方限界に取付けられ
る。
ービン動翼の配列47の半径方向内方限界に取付けられ
る。
第３図で明らかなように、タービン動翼47の各々にはそ
の半径方向外方限界に、軸方向に隔置され半径方向に延
在する孔明きラグ48、49が設けられる。ラグ48、49の孔
はピン50を担持し、このピンはつぎに上流側のファン動
翼17の半径方向内方端に設けられた、軸方向に隔置され
て半径方向に延在するラグ51、52、53、54に設けられた
孔にはめ込まれる。
の半径方向外方限界に、軸方向に隔置され半径方向に延
在する孔明きラグ48、49が設けられる。ラグ48、49の孔
はピン50を担持し、このピンはつぎに上流側のファン動
翼17の半径方向内方端に設けられた、軸方向に隔置され
て半径方向に延在するラグ51、52、53、54に設けられた
孔にはめ込まれる。
タービン動翼47の上流および下流の両方に延在するドラ
ム部材55がタービン動翼47とファン動翼17の間に同軸状
に介在してそれらと共に回転するようになっている。ド
ラム部材55には、タービン動翼47の各々の半径方向外方
限界にあるラグ48、49に対応する窓56が設けられて、フ
ァン動翼17を対応するタービン動翼47に直接に取付ける
ことができるようになっている。窓56にはその上流と下
流の縁に孔明きラグ57、58が設けられ、この孔を通して
ピン50が延在する。ラグ57、58の孔はピン50よりも大き
い直径を有しているので、温度差により生ずる限られた
半径方向の相対運動がドラム部材55とタービン動翼47の
間に或る限度まで許されて、その限度にてドラム部材55
がファン動翼17の全てに少なくとも部分的な半径方向支
持を与える。よって、ラグ48、49と窓56の協働は、ドラ
ム部材55がパワータービン12の軸線に対し同軸関係に維
持されること、およびタービン動翼列59、60、61、62、
63がファン動翼17を駆動すること、を保証することが判
るであろう。
ム部材55がタービン動翼47とファン動翼17の間に同軸状
に介在してそれらと共に回転するようになっている。ド
ラム部材55には、タービン動翼47の各々の半径方向外方
限界にあるラグ48、49に対応する窓56が設けられて、フ
ァン動翼17を対応するタービン動翼47に直接に取付ける
ことができるようになっている。窓56にはその上流と下
流の縁に孔明きラグ57、58が設けられ、この孔を通して
ピン50が延在する。ラグ57、58の孔はピン50よりも大き
い直径を有しているので、温度差により生ずる限られた
半径方向の相対運動がドラム部材55とタービン動翼47の
間に或る限度まで許されて、その限度にてドラム部材55
がファン動翼17の全てに少なくとも部分的な半径方向支
持を与える。よって、ラグ48、49と窓56の協働は、ドラ
ム部材55がパワータービン12の軸線に対し同軸関係に維
持されること、およびタービン動翼列59、60、61、62、
63がファン動翼17を駆動すること、を保証することが判
るであろう。
ドラム部材55の上流端はタービン動翼41、42の間に介在
するタービン動翼の２段の環状配列59、60の半径方向外
方限界を支持する役目を果す。同様にドラム部材55の下
流部分はタービン動翼37、38、39の間に介在するタービ
ン動翼の３段の環状配列61、62、63の半径方向外方限界
を支持する役目を果す。そのうえ、ドラム部材55はパワ
ータービン12を通るタービン排気通路の半径方向外方部
分を画成する構造55aを与える役目を果す。
するタービン動翼の２段の環状配列59、60の半径方向外
方限界を支持する役目を果す。同様にドラム部材55の下
流部分はタービン動翼37、38、39の間に介在するタービ
ン動翼の３段の環状配列61、62、63の半径方向外方限界
を支持する役目を果す。そのうえ、ドラム部材55はパワ
ータービン12を通るタービン排気通路の半径方向外方部
分を画成する構造55aを与える役目を果す。
ドラム部材55の下流端の半径方向外方限界には境界画成
円筒64が取付けられ、これはカウリング19に囲まれる、
ファン動翼17、18を含むガス通路65と半径方向内方の境
界の一部分を画成する役目を果す。
円筒64が取付けられ、これはカウリング19に囲まれる、
ファン動翼17、18を含むガス通路65と半径方向内方の境
界の一部分を画成する役目を果す。
よって、軸43の回転により、タービン動翼の環状配列4
7、ドラム部材55、タービン動翼の環状配列59、60、6
1、62、63、および上流側ファン動翼の環状配列17の回
転を生ずることをが判るであろう。
7、ドラム部材55、タービン動翼の環状配列59、60、6
1、62、63、および上流側ファン動翼の環状配列17の回
転を生ずることをが判るであろう。
各ファン動翼17は中空であり、ファン動翼17の翼端領域
67に接着されて半径方向内方限界にてピン50に係止され
る、アラミド材の半径方向に延在するせんい66を含む。
せんい66の２束だけが図に示されるが、それ以上のせん
いの束のファン動翼17の全体に分布されて該当位置にて
ピン50に取付けることができるのは当然である。同様な
せんいをファン動翼18の中に設けてピン32に係止するこ
ともできる。せんい66は通常は荷重を分担しない。しか
しファン動翼17、18の何れかが構造破損を生じた場合、
せんい66はファン動翼17、18の破片が飛んでエンジン1
0、またはエンジンが搭載される航空機に損傷を与えな
いように働きをする。
67に接着されて半径方向内方限界にてピン50に係止され
る、アラミド材の半径方向に延在するせんい66を含む。
せんい66の２束だけが図に示されるが、それ以上のせん
いの束のファン動翼17の全体に分布されて該当位置にて
ピン50に取付けることができるのは当然である。同様な
せんいをファン動翼18の中に設けてピン32に係止するこ
ともできる。せんい66は通常は荷重を分担しない。しか
しファン動翼17、18の何れかが構造破損を生じた場合、
せんい66はファン動翼17、18の破片が飛んでエンジン1
0、またはエンジンが搭載される航空機に損傷を与えな
いように働きをする。
パワータービン12内のタービン動翼列は交互の翼列が反
転するような形態を有するので、軸28、43がファン動翼
の配列17、18と共に反転して推力を与える。
転するような形態を有するので、軸28、43がファン動翼
の配列17、18と共に反転して推力を与える。
従って、タービン動翼の環状配列47が上流側ファン動翼
17を支持し、そのうえにドラム部材55とタービン動翼列
59、60、61、62、63を位置決めするように働くので、そ
れらは共に回転してファン動翼17を駆動するようにな
る。
17を支持し、そのうえにドラム部材55とタービン動翼列
59、60、61、62、63を位置決めするように働くので、そ
れらは共に回転してファン動翼17を駆動するようにな
る。
本発明装置は装置は幾つかの利点をもたらす。第１に、
タービン動翼47、ドラム部材55、およびファン動翼17の
半径方向内方限界は、全体組立体の安定な同心性を保証
するこわさを有する円形基部を与える。第２に、各ファ
ン動翼17とそれを担持するタービン動翼47の間に直接の
半径方向の荷重経過が存在する。第３に、ファン動翼17
のジャイロ偶力による軸方向ねじれの拘束が得られ、タ
ービン動翼47の付根固定部における応力集中を減ずる。
第４に、タービン動翼47の１つが破損した場合、その半
径方向外方にある、対応するファン動翼17はピン50によ
りドラム部材55に取付けられているために定位置に保持
されているので、ファン動翼47は逸失しない。最後に、
パワータービン12がその上方出力領域で運転されている
時に、ファン動翼列17に補足的なフープ拘束を与える。
タービン動翼47、ドラム部材55、およびファン動翼17の
半径方向内方限界は、全体組立体の安定な同心性を保証
するこわさを有する円形基部を与える。第２に、各ファ
ン動翼17とそれを担持するタービン動翼47の間に直接の
半径方向の荷重経過が存在する。第３に、ファン動翼17
のジャイロ偶力による軸方向ねじれの拘束が得られ、タ
ービン動翼47の付根固定部における応力集中を減ずる。
第４に、タービン動翼47の１つが破損した場合、その半
径方向外方にある、対応するファン動翼17はピン50によ
りドラム部材55に取付けられているために定位置に保持
されているので、ファン動翼47は逸失しない。最後に、
パワータービン12がその上方出力領域で運転されている
時に、ファン動翼列17に補足的なフープ拘束を与える。
ダクテッドファン・エンジンを引用して本発明を記載し
たけれども、ダクトのない、つまりカウリングに囲まれ
ている反転プロペラ翼を駆動するパワータービンを有す
るガスタービンエンジンにも等しく適用され得ることは
当然である。
たけれども、ダクトのない、つまりカウリングに囲まれ
ている反転プロペラ翼を駆動するパワータービンを有す
るガスタービンエンジンにも等しく適用され得ることは
当然である。
第１図は本発明によるパワータービンを有するガスター
ビンエンジンの、部分切断された側面図、 第２図は第１図に示すパワータービンの一部分の側断面
図、 第３図は第２図に示すパワータービンの一部分の拡大図
である。 12……パワータービン
ビンエンジンの、部分切断された側面図、 第２図は第１図に示すパワータービンの一部分の側断面
図、 第３図は第２図に示すパワータービンの一部分の拡大図
である。 12……パワータービン
Claims (9)
- 【請求項１】半径方向に延在する第１のタービン動翼の
環状配列と；パワータービンの縦軸線の回りに回転する
ように軸受支持されて、前記タービン動翼の各々の半径
方向内向限界が取付けられる装置と；前記タービン動翼
の各々の半径方向外方限界に設けられた取付け装置によ
り該タービン動翼の半径方向外方限界が各々の半径方向
内方限界に取付けられているプロペラ形推進翼の配列
と；ドラム部材と；前記ドラム部材に担持される少なく
とももう１段のタービン動翼の環状配列とを有し：前記
ドラム部材は前記タービン動翼とプロペラ形推進翼の間
に同軸状に介在してそれらと共に回転するようにされ；
前記ドラム部材は前記取付け装置を収容する窓を有し
て、前記タービン動翼と前記ドラム部材の間に半径方向
の相対運動が可能にされ；前記プロペラ形推進翼と前記
ドラム部材は、両者間の限られた半径方向相対運動が或
る限度まで可能であって、この限度にて前記ドラム部材
が前記プロペラ形推進翼の全てに少なくとも部分的な半
径方向支持を与えるような態様で、連結されている；ガ
スタービンエンジンに適したパワータービン。 - 【請求項２】前記取付け装置は前記タービン動翼と前記
プロペラ形推進翼の各々に設けられた孔明きラグを含
み、前記各タービン動翼とそれに対応する前記プロペラ
形推進翼の前記ラグは前記ラグの孔に挿入されたピン部
材により連結される、特許請求の範囲第（１）項に記載
のパワータービン。 - 【請求項３】前記ドラム部材はさらに前記ピンが入る孔
を有するラグが設けられ、前記ドラム部材のラグにある
孔は前記他のラグにある孔よりも直径が大きいので、前
記プロペラ形推進翼と前記ドラム部材の間に前記限られ
た半径方向の相対運動を可能にするようになっている、
特許請求の範囲第（２）項に記載のパワータービン。 - 【請求項４】前記第１のタービン動翼の配列と前記ドラ
ム部材に担持されるタービン動翼の間に軸方向に介在し
てそれらに対して反転するようにされたタービン動翼の
もう１段の配列を含む特許請求の範囲第（１）項に記載
のパワータービン。 - 【請求項５】前記タービン動翼の第１の配列と前記ドラ
ム部材に担持されるタービン動翼に対して反転するよう
にされた前記もう１段のタービン動翼の配列は半径方向
に延在するプロペラ形推進翼の第２の環状配列に駆動自
在に取付けられる、特許請求の範囲第（４）項に記載の
パワータービン。 - 【請求項６】前記プロペラ形推進翼の第２の環状配列が
前記第１のタービン動翼の配列に取付けられた前記プロ
ペラ形推進翼の下流にある、特許請求の範囲第（５）項
に記載のパワータービン。 - 【請求項７】前記プロペラ形推進翼がカウリングに囲ま
れている、特許請求の範囲第（１）項ないし第（６）項
の任意の項に記載のパワータービン。 - 【請求項８】前記ドラム部材は運転中に前記プロペラ形
推進翼の上を通る空気流に対する半径方向内方境界の一
部分を画成する装置を含む、特許請求の範囲第（１）項
に記載のパワータービン。 - 【請求項９】前記プロペラ形推進翼の各々は中空であ
り、その翼端をその対応するタービン動翼の半径方向外
方限界にある前記取付け装置に連結するせんいを含む、
特許請求の範囲第（１）項ないし第（８）項の任意の項
に記載のパワーターピン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8616152A GB2192237B (en) | 1986-07-02 | 1986-07-02 | Gas turbine engine power turbine |
| GB8616152 | 1986-07-02 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6325324A JPS6325324A (ja) | 1988-02-02 |
| JPH0672572B2 true JPH0672572B2 (ja) | 1994-09-14 |
Family
ID=10600455
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62166241A Expired - Lifetime JPH0672572B2 (ja) | 1986-07-02 | 1987-07-02 | ガスタ−ビンエンジンのパワ−タ−ビン |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4767271A (ja) |
| JP (1) | JPH0672572B2 (ja) |
| DE (1) | DE3719541C2 (ja) |
| FR (1) | FR2601068B1 (ja) |
| GB (1) | GB2192237B (ja) |
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| US5022825A (en) * | 1988-10-07 | 1991-06-11 | United Technologies Corporation | Pitch retention member |
| US5102300A (en) * | 1988-10-07 | 1992-04-07 | United Technologies Corporation | Pinned airfoil propeller assembly |
| US5022824A (en) * | 1988-10-07 | 1991-06-11 | United Technologies Corporation | Pinned airfoil propeller blade |
| US5108259A (en) * | 1988-12-19 | 1992-04-28 | General Electric Company | Flexible connector for use in aircraft |
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| FR2997681B1 (fr) | 2012-11-08 | 2015-05-15 | Snecma | Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives |
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| US11156110B1 (en) | 2020-08-04 | 2021-10-26 | General Electric Company | Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine |
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Family Cites Families (23)
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| BE462340A (ja) * | 1944-04-15 | |||
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| GB1251955A (ja) * | 1967-12-29 | 1971-11-03 | ||
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1986
- 1986-07-02 GB GB8616152A patent/GB2192237B/en not_active Expired - Fee Related
-
1987
- 1987-05-14 US US07/049,552 patent/US4767271A/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-06-11 DE DE3719541A patent/DE3719541C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1987-06-25 FR FR8708978A patent/FR2601068B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1987-07-02 JP JP62166241A patent/JPH0672572B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
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| GB2192237A (en) | 1988-01-06 |
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| JPS6325324A (ja) | 1988-02-02 |
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