JPS6217301A - 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 - Google Patents

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。

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も持
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。しがし、
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１
８０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
い高度並びに約マツハ０゜６乃至マツハ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ツハ数で、
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フイート
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。

この様な増強は成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
、マツハ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勤カタ−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、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新規で改良されたガスタービン機
関を提供する。この手段は、第１及び第２の反対廻りの
プロペラを持つ反対廻りの動力タービンを含む。動力タ
ービンが、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って、それから略全部の出力動
力を抽出し、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が夫々第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
置されている各々の羽根が比較的高いハブ半径対先端半
径比並びに比較的小さい厚さ対弦長比を持っている。

この発明の別の形式では、前記手段が、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
環状ケーシングを含む。この輪郭が前側部分、中間部分
及び後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構成する。中間部分が
、第１及び第２のプロペラの各々のハブ半径を越えるケ
ーシングの最大半径を定める。

この発明の別の形式では、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、譲ガスのエネ
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、それから略全部や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′：ｆＳ２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
つている。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
ている。各々の羽根が比較的高いハブ半径対先端半径比
並びに比較的小さい厚さ対弦長比を持っている。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。

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１８、圧縮機２０、燃焼器２
２、高圧タービン（ＨＰＴ）２４、中圧タービン（ＩＰ
Ｔ）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２
０及びＨＰＴ　　２４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ＩＰＴ　　２６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ＨＰＴ　　
２４及びＩＰＴ　　２６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ＩＰＴ　　２６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３
０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３２、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。

ＬＰＴ　　３６が、その前端及び後端４２．４４で、ハ
ブ部材３４に適当な軸受４ｏ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。

ＬＰＴ　　３６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をも存する。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５ｏ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１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３８　ａ、　　４８　ａ
を構成している。こうして、ＬＰＴ　　３６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。　　　　　　　　　　１
゜［ １１罰第２９−１：’：／羽根列４６・　５００各９　
　　　　　　　□１は、円周方向に相隔たる複数個のタ
ービン羽根を　　　　　　　　　ｉ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
４６．５０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、ＬＰＴ
　　３６の合成仕事荷重が集中すると想定される羽根半
径を　　　　　　　　１↓ 表わす・例えば・半径Ｒ２は・ＬＰＴ　　３６の全　　
　　　　　　１ｒ　（７）　ｍ　ｍ′ｊｌ　（７）　”
ＩＺ　Ｐ：］　ｗ°ｙ　ｆ　Ｒ’ｌ”　Ｍ　ｈ　ｚ　ａ
　ｔ　６　ｙ　（！：　ｈ’　　　　　　　　　。

ｔ″７６・　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　
　　　　　　　１平均流路半径Ｒ１でガス発生器１６か
ら吐出されな燃料ガスが支柱部材３２を介してＬＰＴ　
　３　　　　　　　　　　’６に通される。ＬＰＴ　　
３６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゜５０の中で燃焼ガスを膨張させて、こ
のガスから略全部の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
。

−にに述べた様に配置されたガス発生器１６及びＬＰＴ
　　３６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、ＨＰＴ　　２４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
初に受取る。ＨＰＴ　　２４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１ｏ、
ｏｏｏ乃至１５．００ＯＲＰＭ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。

ＨＰＴ　　２４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ＩＰＴ　　２６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ＨＰＴ　　２４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ＬＰＴ　　３６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。ＬＰＴ　　３６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、ＬＰＴ　　３６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。

ＬＰＴ　　３６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１
６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、こうしてその上を流れるガスから動
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、ＬＰＴ　　３６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ＬＰＴ
　　３６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は加える。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゜０００　　ＲＰＭで回転する
１個の回転子を持っている。ニー〇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．ＯＯ
ＯＲＰＭ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、ＬＰＴ　　３６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ＬＰ
Ｔ　　３６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ＬＰ
Ｔ　　３６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２６０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１．２０ＯＲＰＭ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ＬＰＴ　　３６が好ましい。この速度は、
第１及び第２の駆動軸ｚｇ、３ｏの回転速度よりもずっ
と低い。更に、この発明では、ＬＰＴ３６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。

ＬＰＴ　　３６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
７１６に減少する。これは、ＬＰＴ　　３６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
ＬＰＴ　　３６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３８．４８を使
うことにより、重量が大幅に減少する。反対廻りのＬＰ
Ｔ３６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の罰に配置された封じ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４Ｂ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、ＬＰＴ　　
３６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１
０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
ｎｊっだ距離である。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ＬＰＴ　　３６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、先端の相対マツハ数を
減少し、それによって０゜６を越える巡航マツハ数に於
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、厚さく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０４０２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、約マツハ０
．　７乃至約マツハ０，８の航空機の巡航速度では、直
径が約１２フイートで回転速度が約１．２０ＯＲＰＭの
２つのプロペラは、約１６フイートで回転速度が約９０
ＯＲＰＭ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が夫々的０
．　１８．　０．　３５及び０．４５に等しいことが好
ましい。しかし、ＬＰＴ　　３６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、夫々的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１．２０ＯＲＰＭ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、人口領域６
２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、後側部
分及び中間部分１２０，１２２゜１２４を含む。外側の
輪郭が、プロペラ５４．５６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６
２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を通過する時
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ブロペラ機関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、ＬＰＴ　　３６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５
Ａ６８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ＬＰＴ　
　３６、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ＬＰＴ　　３６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ＬＰＴ　　３６と同じ
であるが、第６図のＬＰＴ　　３６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Ｗ４９ｂ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、ＬＰＴ　　３６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５６．５
４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。環状ナセル会リング
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ＬＰＴ　　３６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ＬＰＴ　　３６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。

ＬＰＴ　　３６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。こうして支柱部材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ＬＰ７　３６
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１３０，１３２，１３４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３
４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、ＬＰＴ
　　３６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１３４の半径方向内側端で、全体的に
ＬＰＴ　３６の後側部分に配置されている。ハブ部材３
４から、軸受１３ｇ、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３
４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
１４４，１４６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ＩＰＴ　　２６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ＬＰＴ　　３６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、ＬＰＴ　　３６の
第１及び第２の回転子３８．４８に適当に取付けられた
反対廻りの人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、ＨＰＴ　　
２４は約３０．００ＯＲＰＭで運転される様に設計され
る。これに対応して、第１図のＬＰＴ’３６のＴ５１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３，０００　　ＲＰＭで運転される様に設計
される。プロペラ５４，５６は約３．００ＯＲＰＭ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、ＴＳ３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ｍ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 (1)

1. 【特許請求の範囲】 １）燃焼ガスを発生する様に作用するガス発生器と、 複数個の第１タービン羽根列が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
   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、 前記ガス発生器の周りに円周方向に配置された環状ケー
   シングと、 該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、そこを通る燃焼ガスの流れを減少する封じとを有し
   、 前記第１及び第２の回転子は、前記動力タービンを通る
   燃焼ガスに対し、夫々流路の内側及び外側の面を限定す
   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、それから略全ての出力動力を抽出し、前
   記第１及び第２の回転子を反対廻りの方向に駆動るガス
   タービン機関。 ２）縦軸線の周りに同軸に配置された環状ケーシングと
   、 該ケーシング内に配置されていて、流れに対して直列に
   圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを持つガス発生器と、
   前記縦軸線の周りに同軸に配置された動力タービンとを
   有し、 前記高圧タービンは前記燃焼器からの燃焼ガスを最初に
   受取って、それに固着した駆動軸を介して前記圧縮機を
   駆動し、前記ガス発生器を前記縦軸線から実質的に平均
   吐出半径の所で後向きに前記燃焼ガスを排出する様に作
   用し、 前記動力タービンが、該動力タービンを通る燃焼ガスに
   対する流路の内側の面を限定する様に配置された第１の
   ドラム形回転子、該第１の回転子から半径方向外向きに
   伸びていて、該回転子上で軸方向に隔たっている複数個
   の第１タービン羽根列、前記動力タービンを通る燃焼ガ
   スに対する流路の外側の面を限定する様に配置されると
   共に、前記第１の回転子及び前記第１タービン羽根列よ
   り半径方向外側に配置される第２のドラム形回転子、及
   び該第２の回転子から半径方向内向きに伸びていて、前
   記複数個の第１タービン羽根列の夫々と交互に相隔てゝ
   設けられた複数個の第２タービン羽根列を持っており、
   前記動力タービンは前記ガス発生器からの燃焼ガスを受
   取り、平均流路半径に沿って前記ガスを前記第１及び第
   ２タービン羽根列の中で膨張させて、それから略全部の
   出力動力を抽出して、前記駆動軸よりも比較的低い速度
   で前記第１及び第２の回転子を反対廻りの方向に駆動し
   、 更に、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
   じと、 夫々前記第１及び第２の回転子によって駆動される第１
   及び第２の反対廻りのプロペラとを有する縦軸線を持つ
   ガスタービン機関。 ３）特許請求の範囲２）に記載したガスタービン機関に
   於て、前記動力タービンの第１及び第２の回転子が前記
   第１及び第２の反対廻りのプロペラを駆動する様に作用
   し、前記第１及び第２のタービン羽根列の総数が約１８
   列より少なく且つ約１０列より多いガスタービン機関。 ４）特許請求の範囲２）に記載したガスタービン機関に
   於て、前記プロペラが先端半径及びハブ半径を持ち、前
   記ガス発生器の平均吐出半径、前記動力タービンの平均
   流路半径及び前記プロペラのハブ半径が、前記プロペラ
   の先端半径に対し、前記第１及び第２のタービン羽根列
   の総数が約１０列より多く、約１８列より少ないことに
   対応して、夫々約０．２乃至約０．１６、０．４乃至約
   ０．３及び０．５乃至約０．４の比率の大きさを持って
   いるガスタービン機関。 ５）燃焼ガスを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機関の正味推力に効率よく伝達す
   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、夫々複数個の
   羽根が第１及び第２の回転自在のナセル、リングに取付
   けられている第１及び第２の反対廻りのプロペラとを含
   み、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する様
   作用し、前記第１及び第２のプロペラが前記第１及び第
   ２の回転子に直結になっていて、該回転子によって夫々
   駆動されると共に、前記動力タービンより半径方向外側
   に配置されており、各々の羽根が比較的高いハブ半径対
   先端半径比を持っているガスタービン機関。 ６）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つ、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、前側部分、中間部分及び後側部
   分を持つ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も通る燃
   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する様に作用し、 前記第１及び第２のプロペラは前記第１及び第２の回転
   子に夫々直結になっていて、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配置さ
   れており、各々の羽根が比較的高いハブ半径対先端半径
   比及び比較的小さい厚さ対弦長比を持ち、前記輪郭の前
   側部分が前記ガス発生器に対する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
   中間部分が前記第１及び第２の半径の各々を越える前記
   ナセルの最大半径を定めているガスタービン機関。 ７）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
   １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つ、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配置されており、各々の羽根が
   比較的高いハブ半径対先端半径比及び比較的小さい厚さ
   対弦長比を持ち、 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、該輪郭が前記部分、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、前記中間部分が前記第１及び第２の
   半径の各々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。 ８）特許請求の範囲７）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。 ９）特許請求の範囲７）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。 １０）特許請求の範囲７）に記載したガスタービン機関
   に於て、 前記第１及び第２の羽根列の総数が約１８列より少なく
   、約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大体前記平均吐出半径の大きさの２
   倍であるガスタービン機関。 １１）特許請求の範囲７）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約０．４より大きく、 前記第１及び第２の羽根列の総数が約１８列より少なく
   、約１０列より多いガスタービン機関。 １２）特許請求の範囲１１）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約０．５乃至約
   ０．４であるガスタービン機関。 １３）特許請求の範囲７）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。 １４）特許請求の範囲７）に記載したガスタービン機関
   に於て、前記第１及び第２の反対廻りのプロペラの各々
   が軸方向には前記動力タービンの前端及び後端の間に配
   置されているガスタービン機関。 １５）その周りの円周方向に配置された環状ケーシング
   を持っていて、 燃焼ガスを発生する様に作用するガス発生器と、前記ガ
   スのエネルギを機関の正味推力に効率よく伝達する手段
   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夫々持つ第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
   、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する様に作用し、前記第１及
   び第２の羽根列の総数が約１８列より少なく、約１０列
   より多く、前記燃焼ガスが前記ガス発生器から、前記機
   関の縦軸線から平均吐出半径の所で排出され、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大体前記平均吐出半径の大きさの
   ２倍であり、前記第１及び第２のプロペラが夫々前記第
   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
   外側に配置されており、各々の羽根が約０．４より大き
   いハブ半径対先端半径比及びハブの所で０．１４より小
   さい厚さ対弦長比を持っており、 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定め、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、前記中間部分が前記第１及び第２の半
   径の各々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。 １６）特許請求の範囲１５）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
   向の旋回を持たせ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。 １７）亜音速航空機用無ダクト・ファン・エンジンに於
   て、 圧縮機、燃焼器及び前記圧縮機を駆動する高圧タービン
   を含むガス発生器と、 前記高圧タービンから排出された高温ガスを受取る動力
   タービンとを有し、 該動力タービンは複数個の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
   タービン羽根列がそれから半径方向内向きに伸出して、
   前記第１の回転子の羽根列と互い違いになっている第２
   の回転子を持っており、 前記第１及び第２の回転子は、前記動力タービンを通る
   高温ガスに対する流路を定める全体的に環状の内側及び
   外側の面を持っており、 更に、各々前記動力タービンを取囲む環状ナセル・リン
   グ及びリングに取付けられた複数個のプロペラ羽根を持
   つ第１及び第２のプロペラ装置を有し、 一方のリングは前記動力タービンの第１の回転子に取付
   けられていて、それによって直接的に駆動され、他方の
   リングは動力タービンの第２の回転子に取付けられてい
   て、それによって直接的に駆動され、この為前記プロペ
   ラ装置が前記回転子によって反対方向に回転させられ、 前記動力タービンはそれを通過するガスから略全部の利
   用し得るエネルギを取出す様に作用して、前記プロペラ
   羽根が前記動力タービンによって駆動されて、前記エン
   ジンから発生される略全部の推力を発生する様にした無
   ダクト・ファン・エンジン。 １８）特許請求の範囲１７）に記載した無ダクト・ファ
   ン・エンジンに於て、更に前記ガス発生器を取囲んでい
   て、前記プロペラ羽根に空気を案内する唯一の面を形成
   するナセルを有し、前記環状ナセル・リングが前記羽根
   の領域の空気流を制御する唯一の面となる無ダクト・フ
   ァン・エンジン。 １９）特許請求の範囲１７）に記載した無ダクト・ファ
   ン・エンジンに於て、前記動力タービンの羽根列の総数
   が、プロペラ羽根の先端速度を音速よりも低く抑えるの
   に有効である様になっている無ダクト・ファン・エンジ
   ン。