JPH0681883B2

JPH0681883B2 - 反対廻りの回転子を持つ動力タービンを有するガスタービン機関

Info

Publication number: JPH0681883B2
Application number: JP61097039A
Authority: JP
Inventors: ケネス・オデル・ジョンソン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1985-05-01
Filing date: 1986-04-28
Publication date: 1994-10-19
Anticipated expiration: 2009-10-19
Also published as: FR2581423B1; GB8610566D0; SE8601928L; NL8601055A; GB2174762B; IT8620279A0; SE8601928D0; DE3614157C2; FR2581423A1; DE3614157A1; SE462660B; CA1262409A; GB2174762A; IT1208606B; AU589180B2; AU5709386A; JPS6217301A

Description

【発明の詳細な説明】この発明はガスタービン機関、更に具体的に云えば、燃
焼ガスのエネルギを機関の正味推力に効率よく変換する
手段を持つ新規で改良されたガスタービン機関に関す
る。

発明の背景この発明は、それに限らないが、航空機推進用に使われ
る様なガスタービン機関に特に役立つ。

航空機の動力源としては、現在幾つかの種類のガスター
ビン機関を利用し得る。ターボファン及びターボプロッ
プがこういう機関の２つの例である。ターボファン・エ
ンジンはコア・エンジン、即ちガス発生器を持ってい
て、燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスが動力タービンの
中で膨張してファンを駆動する。これに対して、ターボ
プロップ・エンジンはガス発生器とプロペラを駆動する
動力タービンとを持っている。

従来のターボプロップ・エンジンは幾つかの基本的な点
でターボファン・エンジンと異なっている。例えば、典
型的にはターボプロップ・エンジンはターボファン・エ
ンジンよりも、羽根の半径がずっと大きい。これによっ
て羽根が比較的大きな質量の空気を動かして、推力を発
生することが出来る。更に、羽根に対する所定のエネル
ギ入力に対し、その中を通過する空気に加わる速度上昇
は比較的小さい。速度上昇が小さいことは、エンジンの
推進効率が高いことになる。簡単に云えば、推進効率
は、どれだけの利用し得るエネルギが推進力に変換され
たかの目安である。推進装置の羽根を通過する空気の速
度上昇が大きいと、「浪費される」運動エネルギがある
ことになり、推進効率が低くなる。

同じエネルギ入力に対し、ターボファン・エンジンが動
かす空気の質量は、ターボプロップより少なく、所要の
推力を達成する為に、空気に対して一層大きな速度成分
を持たせる。この結果、推進効率が低くなる。ターボフ
ァン・エンジンはファンを半径方向に取囲むナセルを持
っている。これがエンジンに対する余分の抗力を生じ、
その為にエンジンの全体的な効率が低下する。しかし、
ナセルはファンに入る空気流を拡散する入口を構成し、
こうしてその速度を減速する。こうすることにより、空
気は一般的に飛行速度に無関係な比較的低い軸方向速度
でファンに入る。この様に軸方向の速度が低いことによ
り、羽根の抗力損失が減少し、こうして一層高い巡航速
度を達成することが出来る様にする。

中位の規模の輸送用航空機、例えば乗客100人乃至180人
の輸送機は、典型的には推進の為にターボファン・エン
ジンを利用している。ターボファンは、比較的高い高度
並びに約マッハ0.6乃至マッハ0.8の巡航速度で、こうい
う航空機を運転するのに必要な比較的高い推力を発生す
る。これより低い巡航速度用に設計された航空機では、
普通のターボプロップを使うのが典型的である。これは
この方が性能及び効率がすぐれているからである。例え
ば、ターボファンに較べて空気力学的に一層効率のよい
ターボプロップを使うことにより、燃料燃焼量、即ち乗
客−マイルあたりの燃料消費量をかなり減少することが
出来る。

従って、ターボファンを動力源とする航空機に典型的な
航空機の巡航速度で、改善された全体的な機関効率を持
つ複合機関を得る為に、ターボファン及びターボプロッ
プの利点を組合せることが望ましい。

航空機用ガスタービン機関の全体的な効率は、熱効率、
伝達効率及び推進効率の積である。熱効率はコア・エン
ジンに関係していて、燃料のエネルギがどの位効果的に
コア・エンジンの排ガスの利用し得るエネルギに変換さ
れたかの目安である。伝達効率はコア・エンジンを除く
機関の構造的な部品に関係していて、コア・エンジンの
排ガスのエネルギがどの位効果的に空気流に与えられる
運動エネルギに変換されたかの目安である。伝達効率に
影響する機関の部品は、推進装置の羽根、歯車箱、動力
タービン及び機関のナセルを含む。従って、比較的高い
亜音速のマッハ数で、比較的高い伝達効率及び推進効率
を持つ複合機関を求めることが望ましい。

ターボファンを動力源とする航空機にとって典型的な巡
航速度及び高度で、中位の規模の輸送用航空機の動力源
として適するように、従来のターボプロップ・エンジン
を単に倍率を大きくしたものは、直径が約16フィートの
１個のプロペラを必要とする。更に、約15,000軸馬力を
発生する能力を必要とするが、これは普通のターボプロ
ップ・エンジンの動力出力の何倍かである。

従来のターボプロップ・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の、比較的大形で望ましくない
程重い減速歯車箱を開発することが必要になる。こうい
う歯車箱は、機関の伝達効率を低下させる損失を持ち込
む傾向がある。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
端の接線方向の速度を加えたものを、亜音速より抑える
為の限界因子になる。プロペラ先端が亜音速で運転され
ると、相当量の望ましくない騒音を発生し、空気力学的
な効率が低下するので、こういうことが望ましい。

減速歯車を使わずに、プロペラ又はファンを駆動する様
な作用するガスタービン機関も従来公知である。これは
典型的には比較的低速の反対廻りのタービン回転子を含
んでおり、こういう回転子は、比較的少数の羽根列の段
を持っていて、１対の反対廻りのファン又はプロペラを
駆動する。こういう機関は、単に排気ジェットから発生
される推力を増強する為に、ファン又はプロペラを利用
する種々の形式がある。

この様な増強は或る目的にとっては有効であることがあ
る。しかし、推力の増強には、動力タービン及びコア・
ノズルを出て行く排ガスによってかなりの推力が発生さ
れていることを必要とする。これは、推進効率を低下さ
せることにより、機関の全体的な効率を低下させる。

比較的大きな動力出力を必要とする今日の中位の規模の
航空機を推進させるには、従来のターボファン・エンジ
ン、ターボプロップ・エンジン及びこういう反対廻りの
タービン回転子エンジンに較べて、性能をかなりよくし
た実用的で比較的燃料効率のよい新世代のエンジンが必
要である。

従って、この発明の目的は、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、機関の全体的な効率を改善し
て、マッハ0.6より大きく、1.0より小さい巡航速度で、
航空機の動力源とな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、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、各段を通る膨張する燃焼ガスか
ら略全部の出力動力を取出し、機関を出て行く排ガス中
に殆んど動力が残らない様な、複数個の反対廻りのター
ビン羽根列段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、減速歯車箱を使わずに出力動力
が得ら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、プロペラの様な反対廻りのエー
ロホイル部材の動力源として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。

発明の要約この発明は、ガスタービン機関が、燃焼ガスを発生する
様に作用するガス発生器と、該ガスのエネルギを機関の
正味推力に効率よく伝達する手段とを有する。この手段
が動力タービン、第１及び第２の反対廻りのプロペラ及
び環状ナセルを含む。動力タービンが複数個の第１ター
ビン羽根がそれから半径方向外向きに伸出している第１
の回転子及び複数個の第２タービン羽根がそれから半径
方向内向きに伸出している第２の回転子を持っている。
第１及び第２の回転子は、動力タービンを通る燃焼ガス
に対する流路の内側及び外側の面を夫々限定する様に配
置されている。動力タービンが燃焼ガスを受取り、それ
から略全部の出力動力を抽出して、第１及び第２の回転
子を反対廻りの方向に駆動する様に作用する。第１及び
第２の反対廻りのプロペラは、何れも、夫々第１及び第
２の半径の所で第１及び第２の回転自在のナセル・リン
グに取付けられた複数個の羽根を持っている。第１及び
第２のプロペラが夫々第１及び第２の回転子に直結にな
っていて、該回転子によって駆動されると共に、動力タ
ービンより半径方向外側に配置され、かつ、動力タービ
ンの前端と後端との間に軸方向に配置されている。環状
ナセルがガス発生器より半径方向外側に配置されてい
て、外側の輪郭を形成する。この輪郭は前側部分、中間
部分及び外側部分を持っている。前側部分がガス発生器
に対して最適設計の入口を構成する。後側部分が第２の
回転自在のナセル・リングに対する空気力学的に滑らか
な移行部を形成する。中間部分が第１及び第２の半径の
夫々を越えるナセルの最大半径を定める。

この発明並びにその他の目的及び利点は、以下図面につ
いて詳しく説明する所から明らかになろう。

詳しい説明第１図にはこの発明の１実施例のガスタービン機関10、
即ち無ダクト・ファン・エンジンが示されている。機関
10が縦方向中心軸線12を持ち、軸線12と同軸に配置され
た環状ケーシング14を持っている。機関10が普通のガス
発生器16も持っている。このガス発生器は、例えばブー
スタ圧縮機13、圧縮機20、燃焼器22、高圧タービン（HP
T）24、中圧タービン（IPT）26で構成することが出来、
これらの部品は全て流れに対して直列に軸方向に、機関
10の縦軸線12と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を固着している。第２の環状
駆動軸30がブースタ圧縮機18及びIPT26を固着してい
る。

動作について説明すると、ガス発生器16は、ブースタ18
及び圧縮機20から燃焼器22に加圧空気を供給する様に作
用し、燃焼器22で燃料と混合され、適当に点火されて、
燃焼ガスを発生する。燃焼ガスがHPT24及びIPT26を駆動
し、これらのタービンが夫々圧縮機20及びブースタ18を
駆動する。燃焼ガスがガス発生器16からIPT26を介し
て、縦軸線12から平均吐出半径R1の所で吐出される。

環状支持部材30がケーシング14の一番後側の端にガス発
生器16より後側で取付けられている。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、円周方向に相隔たる複数個の支柱部材3
2、及び支柱部材32の半径方向内側端に固着されてい
て、後向きに伸びる環状ハブ部材34を持っている。支柱
部材32はハブ部材34を支持する様に作用すると共に、ガ
ス発生器16からの燃焼ガスをこの発明の１実施例に従っ
て構成された動力タービン36に通す様に作用する。

ガス発生器から吐出された燃焼ガスのエネルギが、これ
から詳しく説明する手段により、機関の正味推力に効率
よく伝達される。この手段が、動力タービン36又は低圧
タービン（LPT）36を含み、これがハブ部材34に回転自
在に装着されている。

LPT36が、その前端及び後端42,44で、ハブ部材34に適当
な軸受40によって回転自在に装着された第１の環状ドラ
ム形回転子38を持っている。第１の回転子38は軸方向に
相隔たって、複数個の第１タービン羽根列46が半径方向
外向きに伸出している。

LPT36が第１の回転子38及び第１羽根列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をも有す
る。第２の回転子48からは、軸方向に相隔たって、複数
個の第２タービン羽根列50が半径方向内向きに伸出して
いる。第２の回転子48が、第２羽根列50の内の一番前側
の羽根列50aの半径方向内側端及び一番後側の羽根列50b
の半径方向内側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。一番後側の羽根
列50bはハブ部材34に装着された第１の回転子38上に回
転自在に配置されている。

第一図に示す様に、羽根列46,50を通る燃焼ガスに対す
る環状流路が、第１のドラム形回転子38及び第２のドラ
ム形回転子48によって区切られている。第１及び第２の
ドラム回転子38,48は、流路を区切る他に、夫々流路の
内側及び外側の面38a,48aを構成している。こうして、L
PT36は、比較的大きな円板を含む従来の典型的なタービ
ンよりも一層軽量である。

第１及び第２タービン羽根列46,50の各々は、円周方向
に相隔たる複数個のタービン羽根を持ち、第１羽根46が
第２羽根列50と夫々互い違いになっている。羽根列46,5
0を通る燃焼ガスは平均流路半径R2に沿って流れる。定
義により、この平均流路半径R2は、LPT36の合成仕事荷
重が集中すると想定される羽根半径を表わす。例えば、
半径R2は、LPT36の全ての羽根列の平均ピッチ線半径と
定義することが出来る。

平均流路半径R1でガス発生器16から吐出された燃料ガス
が支柱部材32を介してLPT36に通される。LPT36は、平均
流路半径R2に沿って、第１及び第２タービン羽根列46,5
0の中で燃焼ガスを膨張させて、このガスから略全部を
出力動力を抽出して、第１の駆動軸28よりも比較的低い
回転速度で、第１及び第２の回転子38,48を反対廻りの
方向に駆動する様に作用する。

上に述べた様に配置されたガス発生器16及びLPT36によ
り、比較的低い回転速度で出力軸動力を発生する様に作
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は、機関
の要素の相補的な配置である。具体的に云うと、HPT24
が燃焼器22より後側に配置されて、それから吐出された
比較的高い圧力の燃焼ガスを最小に受取る。HPT24は、
このタービンと第１の駆動軸28が、15,000軸馬力機関で
は、約10,000乃至15,000RPMで回転する様に設計される
時に、最も効率がよい。この回転速度は燃焼器22からの
高圧燃焼ガスを効率よく利用する。

HPT24を通過した後の燃焼ガスは圧力が低下して中圧に
なる。この中圧ガスがIPT26の中を流れ、これによって
ガスの圧力が比較的低い圧力へと更に下がるが、この時
HPT24より比較的低い速度で、第２の駆動軸30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に通され、そこで更に膨
張させられて、それに残っている略全部のエネルギが抽
出されて、第１及び第２の回転子38,48を回転させ、出
力軸動力を発生する。LPT36から吐出される排気ジェッ
トには、比較的高速ガスによって発生される推力は全般
的に効率がよくないから、殆んどエネルギが残っていな
い。更に、LPT36が機関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、従って熱に
よって誘起される応力が減少する。

LPT36で燃焼ガスから更に効率よくエネルギを抽出する
為には、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は大体平均吐出半径R1の大きさの
２倍である。この配置は、タービン羽根列46,50を縦軸
線12から一層大きな半径の所に配置して、その相対的な
接線方向の速度を増加し、羽根の荷重を減少し、こうし
てその上に流れるガスから動力を効率よく抽出するのに
有効である。

第１図に示す実施例では、LPT36は、反対廻りの反対の
ピッチを持つ前側プロペラ54及び後側プロペラ56を駆動
する様に作用する。詳しく云うと、第１の回転子38の一
番後の端から後側羽根列46aが伸びており、これが大体
第２の回転子48の半径方向の位置まで、半径方向外向き
に伸びる。後側羽根列46aの半径方向外側端に環状シュ
ラウド部材58が取付けられており、この環状シュラウド
部材がその上を空気が滑らかに流れる様にした後側の回
転自在のナセル・リング128を含んでいる。後側プロペ
ラ56がシュラウド部材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の前端に取付け
られた、前側の回転自在のナセル・リング126を持つ環
状シュラウド部材に適当に取付けられる。適当なピッチ
変更手段60を設けて、前側及び後側プロペラ54,56のピ
ッチを独立に制御する。動力タービンを取囲む各々の環
状ナセル・リングとこのリングに取付けられた複数個の
プロペラ羽根がプロペラ装置を構成する。

この発明の最も重要な特徴は、ガスタービン機関10が、
減速歯車箱を使わずに、比較的低い回転速度で比較的高
い出力動力及びトルクを発生する様に作用するLPT36を
持っていることである。減速歯車箱及び関連した付属品
は、乗客150人の輸送機の様な輸送機の動力源として要
求される比較的大きな推力を発生し得る機関に、かなり
の重量及び複雑さを付け加える。更に、歯車箱に帰因す
る損失があれば、伝達効率が低下する。

プロペラ又はファンの様なエーロホイル部材を駆動する
為にガスタービン機関を使う場合、減速が必要である
る。普通の低圧タービン（図に示してない）は、典型的
に約10,000乃至15,000RPMで回転する１個の回転子を持
っている。エーロホイル部材を駆動する為には、その回
転速度を約1,000乃至約2,000RPMの比較的低い速度に下
げなければならない。プロペラ及びファンは、推力を発
生する為に、比較的低い軸方向の速度で比較的大量の空
気を動かす様に設計されており、回転速度が比較的低い
時に一層効率よく動作する。更に、プロペラの螺旋先端
速度を亜音速より低く制限する為にも、低い回転速度が
必要であるる。

この発明では、LPT36の第１図に示した第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が、これと同等の出力動力を持つ従
来の単一回転子のLPTの速度の約1/4の速度で回転し、こ
うして減速をする。

更に、第１及び第２タービン羽根列46,50の数、即ち段
数を増加することにより、更に減速を行なうことが出来
る。羽根列の数を増加することにより、１段あたりで抽
出されるエネルギ量が減少する。これは回転子の速度並
びに各々の列にある羽根の空気力学的な荷重を減少する
ことが出来る様にする。従って、所望の減速を達成する
と共に燃焼ガスから残っている略全部の動力を（羽根の
荷重を減少することによって）効率よく抽出する為に
は、段数を増やすことが必要であるる。

しかし、こういう目的を達成する為に、比R2/R1の値を
増加して、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、段数を少なくすることも
出来る。段数が多くなりすぎることは、複雑さが強ま
り、寸法及び重量が増加する為に、望ましくない。段数
が少なく、R2/R1比が比較的高いLPT36は、正面面積が増
加すると共に、それによって重量が増加する為に望まし
くない。前に述べた様に、この発明では、約2.0のR2/R1
比が好ましいことが判った。

更に、第１図に示す実施例では、反対廻りのプロペラ5
4,56を駆動する為に、約1,200RPMの第１及び第２の回転
子38,48の出力軸速度を得る為に、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28,30の
回転速度よりもずっと低い。更に、この発明では、LPT3
6は、プロペラ羽根の先端速度音速より低く保つのに有
効な総数の羽根列を持っている。

LPT36の回転子38,48の速度が低下した結果、遠心力によ
って発生される応力が２次的に減少する。例えば、速度
が1/4に減少すると、遠心応力が7/16に減少する。これ
は、LPT36が遠心応力に対処する為に必要とする材料が
少なくなり、その結果LPT36が一層軽くなるという意味
で重要である。例えば、円板ではなくドラム形回転子3
8,48を使うことにより、重量が大幅に減少する。反対廻
りのLPT36を使う全体的な効果として、従来のLPT及び減
速歯車箱を含む機関に較べて機関の重量がかなり減少す
る。

伝達効率を改善する手段は、ケーシング14と第２のドラ
ム形回転子48の間に配置された封じ53をも含んでいてよ
い。この構成により、不動ケーシング14と回転子48の間
からの燃焼ガスの漏れ又は流れが減少する。この構成
は、支柱部材32に接近していて、LPT36より前側にある
流路の比較的高圧領域に１個の封じを設ける。一番後側
の羽根列50bの直後に来るまで、この他に直径の大きい
比較的大きな漏れ区域が存在しない。この後側の場所で
は、燃焼ガスの圧力が大幅に低下しており、この為、こ
の領域に於ける漏れは、それより上流側の漏れの場所に
較べて小さい。

更に伝達効率を改善する手段が、第１の回転子38及び第
２の回転子48の両方よりも半径方向外側で、機関10の後
方に取付けられた反対廻りのプロペラ54,56を含む。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を持っている。「ハブ半径」とは、機関の中心線
12から、各々のプロペラ羽根がそこから伸出している回
転自在のナセル・リングの外面まで測った距離である。
同様に、「先端半径」は、機関の中心線12から各々のプ
ロペラ羽根の半径方向外側端まで測った距離である。プ
ロペラ54,56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、プロペラのハブ対先端比R3/R4が、従
来の歯車駆動のプロペラに比較して比較的高い値にな
る。従来のプロペラでは、ハブ半径が小さく、従ってハ
ブ対先端比が比較的小さい。この構成が空気力学的な性
能を改善する。例えば、好ましい実施例では、ハブ半径
対先端半径比が約0.4より大きく、約0.5乃至0.4であ
る。更に、プロペラはLPT36から吐出された燃焼ガスの
流れを妨げない。他の場合には、こういうことによって
機関の性能が低下し、プロペラ54,56の熱による損傷を
防止する為の冷却方式が必要になる。

プロペラ54,56の羽根のこの他の特徴が第４図及び第７
図に更によく示されている。各々の羽根は先端に向って
後退している。この後退が、先端の相対マッハ数を減少
し、それによって0.6を越える巡航マッハ数に於ける損
失が減少する。更に各々の羽根は根元から先端へ捩れを
設けて、半径の増加と共に羽根の速度を増加する様な適
正な弦の向きにしている。各々の羽根は、第７図の羽根
の断面図から判る様に、厚さ（Ｔ）対弦長（Ｃ）比が比
較的小さい。例えば、T/Cが羽根のハブでは0.14より小
さく、先端で約0.02である。

１個のプロペラに較べて、２個のプロペラを使うと、一
層小さい直径のプロペラが使える。例えば、約マッハ0.
7乃至約マッハ0.8の航空機の巡航速度では、直径が約12
フィートで回転速度が約1,200RPMの２つのプロペラは、
約16フィートで回転速度が約900RPMの１個のプロペラに
相当する推力を発生する。直径を減少した結果、プロペ
ラの先端速度が低下し、その騒音が減少する。

動力タービンが約14段を持つ様な機関10の実施例では、
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。しかし、LPT36の段数は約10乃至
約18段の間にすることが出来、R1/R4,R2/R4及びR3/R4
は、夫々約0.2乃至0.16,約0.4乃至約0.3、及び約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
1,200RPM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を得るのに好まし
い。

第１図に示した実施例の機関10は、この他の利点があ
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
じゃま物が比較的ない。この為、入口領域62及び機関10
を取囲む環状ナセル64は、機関10に入る空気及びその上
を流れる空気の空気力学的な性能がよくなる様に適当に
設計することが出来る。

環状ナセル64は機関10の伝達効率に寄与する。ナセル64
が外側の輪郭を形成し、これが前側部分、中間部分及び
後側部分120,122,124を含む。外側の輪郭が、プロペラ5
4,56に対する空気の流路を定める唯一の面である。前側
部分120が、流れを乱すじゃま物の心配をすることな
く、ガス発生器16に対して最適設計の入口領域62が得ら
れる様な入口を定める。後側部分124が前側の回転自在
のナセル・リング126に対する空気力学的に滑らかな移
行部を形成する。中間部分122が、プロペラ54のハブ半
径R3（R3は前側の回転自在のナセル・リング126の半径
でもある）より大きなケーシングの最大半径R5を定め
る。R5がR3より大きいと、ナセル64の上の流れは、中間
部分122を通過る時に拡散し、こうしてプロペラ54のハ
ブの近くの空気の速度を下げる。これが損失を少なく
し、プロペラの効率を改善する。

第２図には、航空機66の一番後側の端に、第１図に示す
様な、反対廻りのプロペラを駆動する２台の機関10を取
付けた航空機66が示されている。この発明の後部に装着
される反対廻りのプロペラ機関10は、性能が改善され且
つ燃料の燃焼が改善された航空機66を提供するのに役立
つ。更に、機関10は、同じ推力出力を持つ規模の従来の
ターボプロップ・エンジンに較べた時、重量が減少す
る。プロペラの騒音を少なくすることが出来、これによ
って、航空機の騒音減衰用の修正の程度が少なくなり、
この為航空機の全重量が更に減少する。

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に取付ける別の配
置を示している。この実施例では、機関10のハブ部材34
を後向きに伸ばし、翼68に適当に結合する。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の下に適当に通す。第３図に示す実
施例の機関10は、機関10の支持部材30の重要な利点をは
っきりと示している。即ち、支持部材30は、LPT36を機
関10に取付けるのに有効であるだけでなく、機関10全体
を航空機の翼68に取付けるのにも有効である。

第４図乃至第７図には、この発明の好ましい実施例の実
際のガスタービン機関10の更に詳しい断面図が示されて
いる。機関10が燃焼ガスを発生するガス発生器16を有す
る。ガス発生器16の詳細が第５図に示されており、第１
図と同じ部分には同じ参照数字を用いている。

更に、機関10が燃焼ガスのエネルギを機関の正味推力に
効率よく伝達する手段を有する。この手段がLPT36、前
側及び後側C/Rプロペラ54,56及び環状ケーシング64を含
む。

動力タービン又はLPT36が第６図に詳しく示されてお
り、第１図と同様な部分には同じ参照数字を用いてい
る。基本的には第１図に示すLPT36と同じであるが、第
６図のLPT36は幾つかの異なる特徴を持っている。その
１つとして、複数個の入口案内翼49aが第１及び第２羽
根列46,50より軸方向前側に配置されている。同様に、
出力案内翼49bが羽根列46,50の軸方向後側に配置されて
いる。入口案内翼49aは、燃焼ガスに対して円周方向の
旋回を加える様に作用し、出口案内翼49bは、ガスから
略全部の円周方向の旋回を取去る様に作用する。こうし
て、LPT36の前側及び一番後側の羽根列からより多くの
仕事を効率よく抽出することが出来、こうしてその効率
を改善する。

後側及び前側の反対廻りのプロペラ56,54の羽根が、夫
々第１及び第２の半径R6及びR7の所で、第１及び第２の
回転自在のナセル・リング128,126に取付けられる。半
径R6及びR7は夫々プロペラ56,54のハブ半径に対応す
る。後側のプロペラ56は第１の回転子38に直結になって
いて、それによって駆動され、前側のプロペラ54は第２
の回転子48に直結になっていて、それによって駆動され
る。環状ナセル・リング126,128が、プロペラ羽根の領
域の空気流を制御する唯一の面となる。

反対廻りのプロペラ54,56がLPT36より半径方向外側に配
置されている。好ましい実施例では、前側プロペラ54及
び後側プロペラ56の各々が、軸方向にはLPT36の前端及
び後端の間に位置ぎめされている。こうして、機関の改
善された動的な安定性が達成される。

LPT36の前側に複数個の支柱部材32が配置されており、
これらの支柱部材が流路を半径方向内向きに通り、その
半径方向内側端が環状ハブ部材34に固着されている。こ
うして支持部材32は、ハブ部材34を支持すると共に、ガ
ス発生器からの燃焼ガスLPT36に通す様に作用する。

第１の環状ドラム形回転子38が半径方向内向きに伸びる
支持部材130,132,134を有する。各々の支持部材130,13
2,134は全体的に円錐形であり、部材130,132の半径方向
内側端が全体的に円筒形の支持部材136に接続される。
回転子38は、ころ軸受138及びスラスト軸受139により、
ハブ部材34に回転自在に装着される。ころ軸受138は全
体的に、支持部材130,136が接続される所で、LPT36の前
側部分に配置されている。スラスト軸受139が支持部材1
34の半径方向内側端で、全体的にLPT36の後側部分に配
置されている。ハブ部材34から、軸受138,139の近く
で、全体的に円筒形の前側ハブ部材部分34a及び全体的
に円筒形の後側ハブ部材部分34bが半径方向に伸出して
いる。こうしてハブ部材34が回転子38の支持作用を改善
する。

第２の回転子48が全体的に円錐形の支持部材140,142を
持っている。回転子48は、差動スラスト軸受144及び差
動ころ軸受146により、回転子38の支持部材136に支持さ
れる。差動スラスト軸受144が支持部材140の半径方向内
側端に配置され差動ころ軸受146が支持部材142の半径方
向内側端に配置される。

動作について説明すると、回転子38が環状ハブ部材34の
周りを第１の向きに回転する。同時に、回転子48が第１
の向きと反対の第２の向きに回転する。差動軸受144,14
6を使うことにより、回転子48は回転子38に対して反対
廻りが出来る様になる同時に、回転子38に対して軸方向
及び半径方向に隔てた状態に保たれる。

更に第６図はピッチ変更機構150を示している。この機
構は係属中の米国特許出願通し番号第647,283号に詳し
く記載されている。

以上、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、燃焼ガスを発生する為に、ブースタ圧縮機18及
びIPT26のない第１図のガス発生器16を使うことも出来
る。更に、反対廻りのLPT36が低い速度で、比較的大き
い出力動力及びトルクを発生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
機及び大形ポンプの動力源として使うことが出来、これ
らの装置は、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、この発明を軸馬力15,000の機関に用いた場合につ
いて説明したが、この発明はこの他の等級の機関に対す
る寸法にすることも出来る。例えば、一層短いプロペラ
54,56の動力源となるこれより小型の1,500軸馬力の機関
では、HPT24は約30,000RPMで運転される様に設計され
る。これに対応して、第１図のLPT36の第１の回転子38
及び第２の回転子48は、約10対１の減速で、即ち約3,00
0RPMで運転される様に設計される。プロペラ54,56は約
3,000RPMで動作するが、先端半径R4が減少しており、従
って螺旋先端速度は亜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図は後側に取付けられ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略
図、第２図はその後端に第１図に示す様な２台のガスタ
ービン機関を装着した航空機の略図、第３図は第１図に
示す様なガスタービン機関を航空機の翼に取付ける別の
装置を示す図、第４図はこの発明の別の形式のガスター
ビン機関の図、第５図は第４図に示した機関のガス発生
器の詳細図、第６図は第４図に示した機関の動力タービ
ンの詳細図、第７図は第４図の線７−７で切った拡大図
である。主な符号の説明 16:ガス発生器 36:動力タービン 38:第１の回転子 46:第１羽根列 48:第２の回転子 50:第２羽根列 53:封じ 64:環状ナセル

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】燃焼ガスを発生する様に発生する様に作用
するガス発生器と、前記ガスのエネルギを効率よく機関の正味推力に伝達す
る手段とを有し、該手段は、複数個の第１タービン羽根列がそれから半径
方向外向きに伸出している第１の回転子及び複数個の第
２タービン羽根列がそれから半径方向内向きに伸出して
いる第２の回転子を持つ動力タービンと、夫々第１及び
第２の回転自在のナセル・リングに取付けられた複数個
の羽根を持ち、かつ、ハブ半径（R₃）および先端半径
（R₄）を有する第１及び第２の反対廻りのプロペラと、
前記ガス発生器より半径方向外側に配置されていて外側
の輪郭を形成する環状ナセルとを含んでおり、前記第１及び第２の回転子は前記動力タービンを通る燃
焼ガスに対する流路の内側及び外側の面を夫々限定する
様に配置されており、前記動力タービンは前記燃焼ガスを受取って、それから
略全部の出力動力を抽出して、前記第１及び第２の回転
子を反対廻りの方向に駆動し、前記第１及び第２のプロペラは夫々前記第１及び第２の
回転子に直結になっていて、該回転子によって駆動され
ると共に、前記動力タービンより半径方向外側に伸出し
ており、前記第１及び第２の反対廻りのプロペラは夫々
前記動力タービンの前端と後端の間に軸方向に配置され
ており、前記外側の輪郭が前記プロペラに対する空気の流路を定
める唯一の面であり、該輪郭が前側部分、中間部分及び
後側部分を持ち、前記前側部分が前記ガス発生器に対し
て最適設計の入口を構成し、前記後側部分が前記第２の
回転自在のナセル・リングに対する空気力学的に滑らか
な移行部を形成し、前記中間部分がナセル・リングの最
大半径を越える前記ナセルの最大半径を定めているガス
タービン機関。
【請求項２】特許請求の範囲１）に記載したガスタービ
ン機関に於て、更に前記動力タービンが、前記第１及び第２の羽根列より軸方向前側に配置されて
いて、前記燃焼ガスに円周方向の旋回を加える様に作用
する複数個の入口案内翼と、前記第１及び第２の羽根列より軸方向後側に配置されて
いて、それを通過するガスから略全部の円周方向の旋回
を取去る様に作用する複数個の出口案内翼とを有するガ
スタービン機関。
【請求項３】特許請求の範囲１）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記ケーシング及び前記第２の回転子の
間に配置されていて、その間を通る燃焼ガスの流れを減
少する封じを有するガスタービン機関。
【請求項４】特許請求の範囲１）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記第１及び第２の羽根列の総数が18列より少なく、10
列より多く、前記燃焼ガスが前記機関の縦軸線から平均吐出半径の所
で前記ガス発生器から排出され、前記ガスが平均流路半径に沿って前記動力タービンの中
で膨張し、前記平均流路半径が前記平均吐出半径の大きさの大体２
倍であるガスタービン機関。
【請求項５】特許請求の範囲１）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記ハブ半径対先端半径比が0.4より大きく、前記第１及び第２の羽根列の総数が18列より少なく、10
列より多いガスタービン機関。
【請求項６】特許請求の範囲４）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記ハブ半径対先端半径比が0.5乃至0.4
であるガスタービン機関。
【請求項７】特許請求の範囲１）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記プロペラ羽根の厚さ対弦長比がハブ
の所で0.14より小さく、羽根の先端の所で約0.02である
ガスタービン機関。