JPS61197724A - タ−ボプロペラ航空機用ガスタ−ビンエンジン - Google Patents
タ−ボプロペラ航空機用ガスタ−ビンエンジンInfo
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- JPS61197724A JPS61197724A JP780386A JP780386A JPS61197724A JP S61197724 A JPS61197724 A JP S61197724A JP 780386 A JP780386 A JP 780386A JP 780386 A JP780386 A JP 780386A JP S61197724 A JPS61197724 A JP S61197724A
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- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 44
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- 235000008429 bread Nutrition 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
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Classifications
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
- F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
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- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (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】
本発明はターボプロペラ型式の、一般にターボプロップ
として知られる航空機用ガスタービンエンジンに関する
。
として知られる航空機用ガスタービンエンジンに関する
。
これらのエンジンは通常、エンジン、ボッド、１個以上
の圧縮機、燃焼系、圧縮機駆動用タービン、および減速
歯車系を介してタービンにより駆動される１個以上のプ
ロペラを有する。プロペラは低圧タービンにより、また
は低圧タービンの下流に配置されるフリー（パワー）タ
ービンにより駆動されることもできる。これらのエンジ
ンはさらに燃料ポンプ、滑油ボンダその他のエンジン補
機の駆動部を与えるようにタービンにより駆動される補
機ギヤケースを有する。
の圧縮機、燃焼系、圧縮機駆動用タービン、および減速
歯車系を介してタービンにより駆動される１個以上のプ
ロペラを有する。プロペラは低圧タービンにより、また
は低圧タービンの下流に配置されるフリー（パワー）タ
ービンにより駆動されることもできる。これらのエンジ
ンはさらに燃料ポンプ、滑油ボンダその他のエンジン補
機の駆動部を与えるようにタービンにより駆動される補
機ギヤケースを有する。
ガスタービンエンジンの下流端に配置されろプロペラを
有する型式のターボプロップは一般ニ推進式ターボプロ
ップとして知られる。推進式ターボプロップは、プロペ
ラの上流にあるエンジン・ポッドの上を空気が流れる時
にエンジン・ポッドの形状により後流、または乱れが空
気流中に生じてプロペラの効率を減するという問題に悩
まされることがある。
有する型式のターボプロップは一般ニ推進式ターボプロ
ップとして知られる。推進式ターボプロップは、プロペ
ラの上流にあるエンジン・ポッドの上を空気が流れる時
にエンジン・ポッドの形状により後流、または乱れが空
気流中に生じてプロペラの効率を減するという問題に悩
まされることがある。
本発明は、エンジン・ポッド金超□えてプロペラに流れ
る空気流中の後流または乱れの発生を少なくする推進式
ターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンを与える
ことを目的とする。
る空気流中の後流または乱れの発生を少なくする推進式
ターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンを与える
ことを目的とする。
よって本発明は推進式ターボプロップ航空機用ガスター
ビンエンジンであって、流れの順に圧縮機装置と、燃焼
装置と、圧縮機駆動用タービン装置と、プロペラ駆動用
タービン装置と、減速ギヤボックスを介してプロペラ駆
動用タービン装置により駆動される少なくとも１基のプ
ロペラと、を含み、少なくとも１基のプロペラの上流に
あるエンジンはエンジン・ポッドに包まれ、ノーズプレ
ットが圧縮機装置の上流に配置されてエンジン・ポッド
の上流端と共に環形空気取入口を画成し、減速ギヤボッ
クスがプロペラ駆動用タービア１Ａｆｌの下流にかつ少
なくとも１基のプロペラの上流に配置され、圧縮機装置
と圧縮駆動用タービン装置とプロペラ駆動用タービン装
置と減速ギヤボックスと少なくとも１基のプロペラとが
同軸線上にあり、さらに圧縮機装置の上流のノーズブレ
ット内に配置されてタービン装置により駆動される補機
ギヤケースを含み、減速ギヤボックスと補機ギヤケース
とは少なくとも１基のプロペラの上流で軸対称形の空力
形状を有する工／ジ／・ボッドを生ずるように配置され
ていてエンジン・ボンドを超エテ少なくとも１基のプロ
ペラに流れる空気流中の後流および乱れの発生を減する
ようになっていること、を特徴とするターボプロップ・
ガスタービンエンジン金与える。
ビンエンジンであって、流れの順に圧縮機装置と、燃焼
装置と、圧縮機駆動用タービン装置と、プロペラ駆動用
タービン装置と、減速ギヤボックスを介してプロペラ駆
動用タービン装置により駆動される少なくとも１基のプ
ロペラと、を含み、少なくとも１基のプロペラの上流に
あるエンジンはエンジン・ポッドに包まれ、ノーズプレ
ットが圧縮機装置の上流に配置されてエンジン・ポッド
の上流端と共に環形空気取入口を画成し、減速ギヤボッ
クスがプロペラ駆動用タービア１Ａｆｌの下流にかつ少
なくとも１基のプロペラの上流に配置され、圧縮機装置
と圧縮駆動用タービン装置とプロペラ駆動用タービン装
置と減速ギヤボックスと少なくとも１基のプロペラとが
同軸線上にあり、さらに圧縮機装置の上流のノーズブレ
ット内に配置されてタービン装置により駆動される補機
ギヤケースを含み、減速ギヤボックスと補機ギヤケース
とは少なくとも１基のプロペラの上流で軸対称形の空力
形状を有する工／ジ／・ボッドを生ずるように配置され
ていてエンジン・ボンドを超エテ少なくとも１基のプロ
ペラに流れる空気流中の後流および乱れの発生を減する
ようになっていること、を特徴とするターボプロップ・
ガスタービンエンジン金与える。
圧縮機装置は低圧圧縮機と高圧圧縮機を含み、圧縮機駆
動タービン装置は低圧圧縮機を駆動する低圧タービンと
高圧圧縮機を駆動する高圧タービンを含むことができる
。
動タービン装置は低圧圧縮機を駆動する低圧タービンと
高圧圧縮機を駆動する高圧タービンを含むことができる
。
プロペラ駆動用タービン装置は低圧タービンか、または
低圧タービンの下流に配置されその排気により駆動され
るパワータービンであることができる。
低圧タービンの下流に配置されその排気により駆動され
るパワータービンであることができる。
補機ギヤケースは低圧タービン、高圧タービン、または
パワーターピ／により駆動されることができる。
パワーターピ／により駆動されることができる。
エンジン・ポッドは少なくとも１基のプロペラの上流に
環形排気口を有することができる。
環形排気口を有することができる。
エンジン・ボンドは少なくとも１基のプロペラの上流に
半径方向に延在する支柱を有し、支柱は内部排気ダクｌ
ｔ−有し、排気ダクトは排気を下流方向へ支柱の表面上
に指向させるための１個以上の出口を支柱内に有するこ
とができる。
半径方向に延在する支柱を有し、支柱は内部排気ダクｌ
ｔ−有し、排気ダクトは排気を下流方向へ支柱の表面上
に指向させるための１個以上の出口を支柱内に有するこ
とができる。
少なくとも１基のプロペラはプロペラスピンナｔ−Ｗし
、プロペラ・スピンナは少なくとも１基のプロペラの下
流の環形出口に排気を伝達するために軸方向に延在する
内部ダクトヲ有する。
、プロペラ・スピンナは少なくとも１基のプロペラの下
流の環形出口に排気を伝達するために軸方向に延在する
内部ダクトヲ有する。
減速ギヤボックスは遊星歯車式減速ギヤボックスを有す
ることができる。
ることができる。
エンジンは１対の反転プロペラを有することができる。
プロペラはプロップファン型式であることができる。
以下に添付図面を参照しつつ本発明の詳細な説明する。
第１図を参照するに、推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジン１０は、流れの順に、低圧圧縮機２
０、高圧圧縮機２２、燃焼系２４、高圧タービン２６、
低圧タービン２８、および環形排気口１８を含むガス発
生機１１ｔ−含む。ガス発生機１１はエンジン・ポッド
１２により包まれ、ノーズプレット１４は低圧圧縮機２
０の上流に配置され、エンジン・ポッド１６の上流端と
共に環形入口１６を形成する。低圧圧縮機２０および高
圧圧縮機２２は入口１６を通してガスタービンエンジン
１０に入る空気を圧縮する。圧縮された空気はついで燃
焼器２４に供給されそこで燃料が燃焼されて高温ガスを
生ずる。高温ガスは高圧タービン２６および低圧タービ
ン２８を通って流れてそれらを駆動し、つぎにタービン
は同軸３０゜３２を介してそれぞれ高圧圧縮機２２およ
び低圧圧縮機２０を駆動する。
スタービンエンジン１０は、流れの順に、低圧圧縮機２
０、高圧圧縮機２２、燃焼系２４、高圧タービン２６、
低圧タービン２８、および環形排気口１８を含むガス発
生機１１ｔ−含む。ガス発生機１１はエンジン・ポッド
１２により包まれ、ノーズプレット１４は低圧圧縮機２
０の上流に配置され、エンジン・ポッド１６の上流端と
共に環形入口１６を形成する。低圧圧縮機２０および高
圧圧縮機２２は入口１６を通してガスタービンエンジン
１０に入る空気を圧縮する。圧縮された空気はついで燃
焼器２４に供給されそこで燃料が燃焼されて高温ガスを
生ずる。高温ガスは高圧タービン２６および低圧タービ
ン２８を通って流れてそれらを駆動し、つぎにタービン
は同軸３０゜３２を介してそれぞれ高圧圧縮機２２およ
び低圧圧縮機２０を駆動する。
多重羽根プロペラ５０がガス発生？ｆｉｌｌの下流にそ
れと同軸線上に配置され、プロペラ５０に空力形状のプ
ロペラ・スピンナ５２が設けられる。
れと同軸線上に配置され、プロペラ５０に空力形状のプ
ロペラ・スピンナ５２が設けられる。
多重羽根プロペラ５０は減速ギヤボックス３６を介して
タービンにより駆動され、本実施例では低圧タービン２
８がプロペラを駆動する。減速ギヤボックス３６はプロ
ペラ５０およびガス発生機１１と同軸線上に、低圧ター
ビン２８およびプロペラ５０の軸方向中間に配置される
。
タービンにより駆動され、本実施例では低圧タービン２
８がプロペラを駆動する。減速ギヤボックス３６はプロ
ペラ５０およびガス発生機１１と同軸線上に、低圧ター
ビン２８およびプロペラ５０の軸方向中間に配置される
。
エンジン補機、例えば燃料ポンプ、滑油ポンプ等を駆動
するために補機ギヤケース３４が設けられ、補機ギヤケ
ース３４は低圧圧縮機２０の上流にノーズプレット１４
内に配置される。補機ギヤケース３４はタービン、本実
施例では低圧タービン２８により軸３２を介して駆動さ
れる。
するために補機ギヤケース３４が設けられ、補機ギヤケ
ース３４は低圧圧縮機２０の上流にノーズプレット１４
内に配置される。補機ギヤケース３４はタービン、本実
施例では低圧タービン２８により軸３２を介して駆動さ
れる。
減速ギヤボックス３６をガス発生機１１およびプロペラ
５０と同軸線上に、低圧タービン２８およびプロペラ５
０の軸方向中間に配置することにより、また補機ギヤケ
ース３４を低圧圧縮機２０の上流にノーズプレット１４
内に配置することにより、プロペラ５０の上流にあるエ
ンジン・ポッド１２は比較的直径が小さく、軸対称の空
力形状にすることができ、それによりエンジン・ポッド
１２を超えてプロペラ５０に流れる空気流中の後流およ
び乱れを減することができる。プロペラ５０に流れる空
気流内の後流および乱れ全滅ずれば、プロペラ５０の効
率が増す。
５０と同軸線上に、低圧タービン２８およびプロペラ５
０の軸方向中間に配置することにより、また補機ギヤケ
ース３４を低圧圧縮機２０の上流にノーズプレット１４
内に配置することにより、プロペラ５０の上流にあるエ
ンジン・ポッド１２は比較的直径が小さく、軸対称の空
力形状にすることができ、それによりエンジン・ポッド
１２を超えてプロペラ５０に流れる空気流中の後流およ
び乱れを減することができる。プロペラ５０に流れる空
気流内の後流および乱れ全滅ずれば、プロペラ５０の効
率が増す。
従来のターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンは
エンジン・ポッドを超えてプロペラに流れる空気流中の
後流および乱れの発生に悩まされた。これらの後流およ
び乱れはプロペラ効率を下げたが、原因はエンジン・ポ
ッドが非対称であり非空力的であるからである。その主
な理由は、−般に、補機ギヤケースが圧縮機ケーシング
の外側に配置され、主駆動軸から半径方向に延在する軸
により駆動されろという事実であった。
エンジン・ポッドを超えてプロペラに流れる空気流中の
後流および乱れの発生に悩まされた。これらの後流およ
び乱れはプロペラ効率を下げたが、原因はエンジン・ポ
ッドが非対称であり非空力的であるからである。その主
な理由は、−般に、補機ギヤケースが圧縮機ケーシング
の外側に配置され、主駆動軸から半径方向に延在する軸
により駆動されろという事実であった。
第２図は第１図に似た推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジン１０を示す。ガス発生機１１は第１
図のものと同じであり、同等部品には同じ番号が付せら
れる。多重羽根プロペラ５０はガス発生機１１の下流に
それと同軸線上に配置され、プロペラ５０に空力形状の
プロペラ・スピンナ５２が設けられる。多重羽根プロペ
ラ５０はパワータービン４０に工り軸４２および減速ギ
ヤボックス３６を介して駆動される。パワータービン４
０・は低圧タービン２８の下流に配置され、ガス発生機
１１かもの排気がパワータービン４０ｔ−駆動する。減
速ギヤボックス３６、軸４２、パワータービン４０、お
よびプロペラ５０はガス発生機１１と同軸線上にある。
スタービンエンジン１０を示す。ガス発生機１１は第１
図のものと同じであり、同等部品には同じ番号が付せら
れる。多重羽根プロペラ５０はガス発生機１１の下流に
それと同軸線上に配置され、プロペラ５０に空力形状の
プロペラ・スピンナ５２が設けられる。多重羽根プロペ
ラ５０はパワータービン４０に工り軸４２および減速ギ
ヤボックス３６を介して駆動される。パワータービン４
０・は低圧タービン２８の下流に配置され、ガス発生機
１１かもの排気がパワータービン４０ｔ−駆動する。減
速ギヤボックス３６、軸４２、パワータービン４０、お
よびプロペラ５０はガス発生機１１と同軸線上にある。
減速ギヤボックス３６は低圧タービン２８およびプロペ
ラ５０の軸方向中間に配置される。 □ 補機ギヤケース３４は低圧圧縮機２０の上流にノーズプ
レット１４内に配置され、低圧タービン２８により軸３
２ｔ−介して駆動されろ。
ラ５０の軸方向中間に配置される。 □ 補機ギヤケース３４は低圧圧縮機２０の上流にノーズプ
レット１４内に配置され、低圧タービン２８により軸３
２ｔ−介して駆動されろ。
このエンジン・ポッド１２もプロペラ５０の上流にあっ
て比較的直径が小さく軸対称で空力形状を有し、それに
より、エンジン・ポッド１２を超えてプロペラ５０に流
れる空気流内の後流および乱れを減する。
て比較的直径が小さく軸対称で空力形状を有し、それに
より、エンジン・ポッド１２を超えてプロペラ５０に流
れる空気流内の後流および乱れを減する。
第３図は第１図のものに似た、推進式ターボプロップ航
空機用ガスタービンエンジン１０を示す。
空機用ガスタービンエンジン１０を示す。
ガス発生機１１は第１図のものと同じであり、同等部品
には同じ番号が付される。
には同じ番号が付される。
プロップファン型式、すなわち衝撃波の発生を遅らせる
ために薄翼断面形で後退角が大きく高負荷にて作動する
能力を有する、１対の反転多重羽根プロペラ７０．７２
がガス発生機１１の下流にそれと同軸線上に配置され、
プロペラ７０．７２にそれぞれ空力形状のスピンナ７４
．７６が設けられる。反転プロペラ７０．７２は低圧タ
ービン２８により減速ギヤボックス３６を介して駆動さ
れる。減速ギヤボックス３６はプロペラ７０゜７２およ
びガス発生機１１と同軸線上に、低圧タービン２８およ
びプロペラ７０．７２の軸方向の中間に配置される。
ために薄翼断面形で後退角が大きく高負荷にて作動する
能力を有する、１対の反転多重羽根プロペラ７０．７２
がガス発生機１１の下流にそれと同軸線上に配置され、
プロペラ７０．７２にそれぞれ空力形状のスピンナ７４
．７６が設けられる。反転プロペラ７０．７２は低圧タ
ービン２８により減速ギヤボックス３６を介して駆動さ
れる。減速ギヤボックス３６はプロペラ７０゜７２およ
びガス発生機１１と同軸線上に、低圧タービン２８およ
びプロペラ７０．７２の軸方向の中間に配置される。
補機ギヤケース３４は低圧圧縮機２０の上流にノーズプ
レット１４内に配置され、低圧タービン２８により軸３
２ｔ−介して駆動される。
レット１４内に配置され、低圧タービン２８により軸３
２ｔ−介して駆動される。
エンジン・ポッド１２は反転プロペラ７０．７２の上流
にあって比較的直径が小さく、軸対称で空力形状を有し
ているので、エンジン・ポッド１２を超えてプロペラ７
０．７２に流れる空気流中の後流および乱れが減する。
にあって比較的直径が小さく、軸対称で空力形状を有し
ているので、エンジン・ポッド１２を超えてプロペラ７
０．７２に流れる空気流中の後流および乱れが減する。
本実施例ではガス発生機１１は環形排気口１８を有せず
、プロペラ７０．７２の上流に低圧タービン２８の下流
に配置されてエンジン・ポッド１２から半径方向に延在
しエンジンを航空機から担持する構造の一部を形成する
こともできる支柱６０ｔ−有する。支柱６０はガス発生
機１１からの排気が中を流れる内部ダクト６２を有する
。排気はノズル６４に流れ、ノズルは排気を下流方向に
航空機尾部上に指向させるのに用いられることもでき、
英国特許出願公開第２１３８５０７Ａ号明細書に、より
詳細に記載される。支柱６０により発生する後流を抑制
するために排気を下流方向に支柱上に放出するために出
口６６、一般に案内翼付きの孔、を支柱６０に設けるこ
ともできる。
、プロペラ７０．７２の上流に低圧タービン２８の下流
に配置されてエンジン・ポッド１２から半径方向に延在
しエンジンを航空機から担持する構造の一部を形成する
こともできる支柱６０ｔ−有する。支柱６０はガス発生
機１１からの排気が中を流れる内部ダクト６２を有する
。排気はノズル６４に流れ、ノズルは排気を下流方向に
航空機尾部上に指向させるのに用いられることもでき、
英国特許出願公開第２１３８５０７Ａ号明細書に、より
詳細に記載される。支柱６０により発生する後流を抑制
するために排気を下流方向に支柱上に放出するために出
口６６、一般に案内翼付きの孔、を支柱６０に設けるこ
ともできる。
エンジン・ポッド１２は反転プロペラ７０゜７２０上流
にあって直径が比較的小さく、軸対称の空力形状を有し
ているので、エンジン・ポッド１２の上をプロペラに流
れる空気流中の後流および乱れが減する。
にあって直径が比較的小さく、軸対称の空力形状を有し
ているので、エンジン・ポッド１２の上をプロペラに流
れる空気流中の後流および乱れが減する。
第４図は第１図に似た、推進式ターボプロップ航空機用
ガスタービンエンジン１０′！！ｉｌ−示ス。ガス発生
機１１は第１図のものと同じで、同等部品には同じ番号
が付せられる。プロペラ８０がガス発生機１１の下流に
それと同軸線上に配置され、プロペラ８０には空力スピ
ンナ８２が設けられる。
ガスタービンエンジン１０′！！ｉｌ−示ス。ガス発生
機１１は第１図のものと同じで、同等部品には同じ番号
が付せられる。プロペラ８０がガス発生機１１の下流に
それと同軸線上に配置され、プロペラ８０には空力スピ
ンナ８２が設けられる。
プロペラ８０は、プロペラ８０およびガス発生機１１と
同軸線上に低圧タービン２８およびプロペラ８０の軸方
向中間に配置される減速ギヤボックス３６を介して低圧
タービン２８により駆動される。補機ギヤケース３４は
低圧圧縮機２０の上流にノーズブレット１４内に配置さ
れ、低圧タービンにより駆動される。
同軸線上に低圧タービン２８およびプロペラ８０の軸方
向中間に配置される減速ギヤボックス３６を介して低圧
タービン２８により駆動される。補機ギヤケース３４は
低圧圧縮機２０の上流にノーズブレット１４内に配置さ
れ、低圧タービンにより駆動される。
スピンナ８２には内部環形ダクト８８が設けられ、該ダ
クトは軸方向に延在し、排気をガス発生機１１からプロ
ペラ８０の翼根部の間を通しプロペラ８０の下流のスピ
ンナ８２内の環形出口８６に伝達する。環形ダクト８８
は従ってプロペラの羽根から排気を離すように振向ける
。スピンナ８２の上流端とエンジン・ポッド１２の下流
端の間にシール８４が設けられ、第５図にその拡大図が
示される。スピンナ８２の上流端９４はエンジン・ポッ
ド１２の下流端９２を超えて軸方向に延在し、半径方向
に隔置される。スピンナ８２の上流端９４からエンジン
・ポッド１２の下流端９２に向けて、またはその逆向き
に多数の環形リブ（うね）９６が半径方向に延在して、
ラビリンス型シール全形成する。
クトは軸方向に延在し、排気をガス発生機１１からプロ
ペラ８０の翼根部の間を通しプロペラ８０の下流のスピ
ンナ８２内の環形出口８６に伝達する。環形ダクト８８
は従ってプロペラの羽根から排気を離すように振向ける
。スピンナ８２の上流端とエンジン・ポッド１２の下流
端の間にシール８４が設けられ、第５図にその拡大図が
示される。スピンナ８２の上流端９４はエンジン・ポッ
ド１２の下流端９２を超えて軸方向に延在し、半径方向
に隔置される。スピンナ８２の上流端９４からエンジン
・ポッド１２の下流端９２に向けて、またはその逆向き
に多数の環形リブ（うね）９６が半径方向に延在して、
ラビリンス型シール全形成する。
嬉６図は第４図のものに似た、推進式ターボプロップ航
空機用ガスタービンエンジン１０を示す。
空機用ガスタービンエンジン１０を示す。
ガス発生機は第４図のそれと同じであり、同等部品には
同じ番号が付される。プロペラ８０はガス発生機１１の
下流に、それと同軸線上に配置され、プロペラ８０には
スピンナ８２が設けられる。プロペラ８０はパワーター
ビン４０により軸４２および減速ギヤボックス３６ｔ−
介して駆動される。
同じ番号が付される。プロペラ８０はガス発生機１１の
下流に、それと同軸線上に配置され、プロペラ８０には
スピンナ８２が設けられる。プロペラ８０はパワーター
ビン４０により軸４２および減速ギヤボックス３６ｔ−
介して駆動される。
パワータービン４０は低圧タービン２８の下流に配置さ
れる。パワータービン４０、軸４２、および減速ギヤボ
ックス３６はガス発生機１１およびプロペラ８０と同軸
線上にある。補機ギヤケース３４も低圧圧縮機２０の上
流にノーズプレット１４の中に配置され、軸３０，３２
．４２と同軸線上にある軸４４を介してパワータービン
４０により駆動される。
れる。パワータービン４０、軸４２、および減速ギヤボ
ックス３６はガス発生機１１およびプロペラ８０と同軸
線上にある。補機ギヤケース３４も低圧圧縮機２０の上
流にノーズプレット１４の中に配置され、軸３０，３２
．４２と同軸線上にある軸４４を介してパワータービン
４０により駆動される。
実例中の減速ギヤボックスは遊星歯車式減速ギヤボック
スであることができる。
スであることができる。
第１図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンの切断図、第２図は本発明による推
進式ターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンの代
替実施例の切断図、 第３図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンの第３の実施例の切断図、 第４図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンの第４の実施例の切断図、 第５図は第４図のエンジン・ポッドとプロペラ・スピン
ナの密封装置の部分拡大図、 第６図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンのいま一つの実施例の切断図、 １２・・・エンジンボッド １４・・・ノーズブレッド
３４・・・補機ギヤケース ３６・・・減速ギヤボック
ス（外５名）
スタービンエンジンの切断図、第２図は本発明による推
進式ターボプロップ航空機用ガスタービンエンジンの代
替実施例の切断図、 第３図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンの第３の実施例の切断図、 第４図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンの第４の実施例の切断図、 第５図は第４図のエンジン・ポッドとプロペラ・スピン
ナの密封装置の部分拡大図、 第６図は本発明による推進式ターボプロップ航空機用ガ
スタービンエンジンのいま一つの実施例の切断図、 １２・・・エンジンボッド １４・・・ノーズブレッド
３４・・・補機ギヤケース ３６・・・減速ギヤボック
ス（外５名）
Claims (9)
- （１）低圧圧縮機と、高圧圧縮機と、燃焼装置と、前記
高圧圧縮機を駆動するように配置された高圧タービンと
、前記低圧圧縮機を駆動するように配置された低圧ター
ビンと、減速ギヤボックスを介して少なくとも１基のプ
ロペラを駆動するように配置されたプロペラ駆動用ター
ビンと、を含む推進式ターボプロペラ航空機用ガスター
ビンエンジンであつて、前記少なくとも１基のプロペラ
の上流にあるガスタービンエンジンがエンジン・ポッド
（蔽い）の中に包まれ、ノーズ・ブレッドが前記低圧圧
縮機の上流に配置されて前記エンジン・ポッドの上流端
と共に環形入口を画成しており、前記減速ギヤボックス
が前記プロペラ駆動用タービンの下流にかつ前記少なく
とも１基のプロペラの上流に配置されており、前記低圧
圧縮機、高圧圧縮機、高圧タービン、低圧タービン、プ
ロペラ駆動用タービン、減速ギヤボックス、および少な
くとも１基のプロペラが同軸線上にあり、補機ギヤケー
スが前記低圧圧縮機の上流にある前記ノーズブレット内
に配置されて前記低圧タービンにより駆動されており、
前記減速ギヤボックスおよび歯車ギヤケースは前記少な
くとも１基のプロペラの上流において軸対称の空力形状
を有するエンジン・ポッドを生ずるように配置されてい
るので前記エンジン・ポッドの上を過ぎて前記少なくと
も１基のプロペラに向つて流れる空気流中の後流および
乱れの発生を減ずるようになつていること、を特徴とす
る推進式ターボプロペラ航空機用ガスタービンエンジン
。 - （２）前記プロペラ駆動用タービンが低圧タービンであ
る、特許請求の範囲第（１）項に記載の推進式ターボプ
ロペラ航空機用ガスタービンエンジン。 - （３）前記プロペラ駆動用タービンが前記低圧タービン
の下流に配置されて該低圧タービンからの排気により駆
動されるパワータービンを含む、特許請求の範囲第（１
）項に記載の推進式ターボプロペラ航空機用ガスタービ
ンエンジン。 - （４）前記エンジン・ポッドが前記少なくとも１基のプ
ロペラの上流に環形排気口を有する、特許請求の範囲第
（１）項に記載のターボプロペラ航空機用ガスタービン
エンジン。 - （５）前記エンジン・ポッドが前記少なくとも１基のプ
ロペラの上流に半径方向に延在する支柱（ストラット）
を有し、該支柱は内部排気ダクトを有し、該排気ダクト
は排気を下流方向へ前記支柱の表面上に指向させるため
の１個以上の出口を前記支柱内に有する、特許請求の範
囲第（１）項に記載の推進式ターボプロペラ航空機用ガ
スタービンエンジン。 - （６）前記少なくとも１基のプロペラがプロペラ・スピ
ンナを有し、該プロペラ・スピンナは前記少なくとも１
基のプロペラの下流の環形出口に排気を伝達するために
軸方向に延在する内部ダクトを有している、特許請求の
範囲第（１）項に記載の推進式ターボプロペラ航空機用
ガスタービンエンジン。 - （７）前記ギヤボックスが遊星歯車式減速ギヤボックス
である、特許請求の範囲第（１）項に記載の推進式ター
ボプロペラ航空機用ガスタービンエンジン。 - （８）前記エンジンが１対の反転プロペラを有する、特
許請求の範囲第（１）項に記載の推進式ターボプロペラ
航空機用ガスタービンエンジン。 - （９）前記プロペラがプロップファン型式である、特許
請求の範囲第（１）項に記載の推進式ターボプロペラ航
空機用ガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB8501555 | 1985-01-22 | ||
| GB8501555A GB2169968A (en) | 1985-01-22 | 1985-01-22 | Turbo-propeller aircraft gas turbine engines |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61197724A true JPS61197724A (ja) | 1986-09-02 |
Family
ID=10573219
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP780386A Pending JPS61197724A (ja) | 1985-01-22 | 1986-01-17 | タ−ボプロペラ航空機用ガスタ−ビンエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61197724A (ja) |
| DE (1) | DE3600852A1 (ja) |
| FR (1) | FR2576359A1 (ja) |
| GB (1) | GB2169968A (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2209575A (en) * | 1987-09-05 | 1989-05-17 | Rolls Royce Plc | A gearbox arrangement for driving contra-rotating multi-bladed rotors |
| GB9119852D0 (en) * | 1991-09-17 | 1991-10-30 | Rolls Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine accessory drive system |
| US5687561A (en) * | 1991-09-17 | 1997-11-18 | Rolls-Royce Plc | Ducted fan gas turbine engine accessory drive |
| DE102005043615B4 (de) * | 2005-09-09 | 2009-11-19 | König, Christian | Propellerantriebseinheit |
| DE102008060488A1 (de) * | 2008-12-05 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren und Vorrichtung zum Betrieb eines mit Schubpropellern versehenen Turboprop-Flugtriebwerkes |
| FR2950381B1 (fr) | 2009-09-18 | 2011-10-28 | Snecma | Turbomachine a helices non carenees contrarotatives |
| DE102010009477A1 (de) | 2010-02-26 | 2011-09-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluggasturbinenantrieb |
| US9650962B2 (en) * | 2013-03-08 | 2017-05-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotor noise suppression |
| WO2014195632A1 (fr) * | 2013-06-06 | 2014-12-11 | Snecma | Boîtier d'entraînement des accessoires pour un turbopropulseur |
| KR20210037615A (ko) * | 2018-05-17 | 2021-04-06 | 제톱테라 잉크. | 압축 유체 이젝터 및 프로펠러 추진 시스템 조합 |
| CN111706432B (zh) * | 2020-05-28 | 2022-03-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 桨扇发动机及具有其的推进装置 |
-
1985
- 1985-01-22 GB GB8501555A patent/GB2169968A/en not_active Withdrawn
-
1986
- 1986-01-14 DE DE19863600852 patent/DE3600852A1/de not_active Withdrawn
- 1986-01-17 JP JP780386A patent/JPS61197724A/ja active Pending
- 1986-01-21 FR FR8600792A patent/FR2576359A1/fr not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2576359A1 (fr) | 1986-07-25 |
| DE3600852A1 (de) | 1986-07-24 |
| GB2169968A (en) | 1986-07-23 |
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