JPS62255561A - 流量制御装置を有するガスタ−ビンエンジン・パワ−プラント - Google Patents

流量制御装置を有するガスタ−ビンエンジン・パワ−プラント

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JPS62255561A
JPS62255561A JP62051203A JP5120387A JPS62255561A JP S62255561 A JPS62255561 A JP S62255561A JP 62051203 A JP62051203 A JP 62051203A JP 5120387 A JP5120387 A JP 5120387A JP S62255561 A JPS62255561 A JP S62255561A
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JP
Japan
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movable
power plant
gas turbine
turbine engine
blade row
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JP62051203A
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English (en)
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アーノルド・チャールズ・ニュートン
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Rolls Royce PLC
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Rolls Royce PLC
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
    • F02K1/1261—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of one series of flaps hinged at their upstream ends on a substantially axially movable structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
    • F02K1/64—Reversing fan flow
    • F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
    • F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow

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  • 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)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Control Of Turbines (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。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機の動力として使用される種類のガスター
ビン・パワープラントに関する。航空機の種々の飛行状
態、つまシ離陸、巡航および着陸のために、航空機の動
力としてのエンジンは非常に異なる流暢の空気を系内に
通す能力を有しなければならない必然性が生ずる。例え
ば、離陸に際し、エンジンはスロットル全開で運転され
、大量の空気を必要とする。巡航において、エンジンは
スロットルを絞られてそれほどの空気を必要とせず、ま
た着陸時には、最初にエンジンは再び絞られるけれども
、逆推力が必要ならば、適切な逆推力装置を作動状態に
した後でスロットルは再び開かれる。
一定の通過流幾何学形状を有し、しかも特定の飛行状態
に合う通過流の必要な変化を与えるパワープラントを設
計することは必しも可能でない。
このことから、変数を導入しなければならないことにな
る。例えば流路の出口ノズルの面積を変える能力である
。その結果、型骨が犬で複雑な機器および機器作動装置
を導入することにもなる。
本発明は極く簡単な形の流量制御装置をガスタービンエ
ンジンに与えることを目的とする。
本発明によれば、ガスタービンエンジン・・”７−プラ
ントはニ一部がパワープラントの軸方向に移動自在であ
シ、固定の残シの部分が移動自在のリバーサ翼列を有す
る、流線形ケーシングと；移動自在のケーシング部を動
かして、流線形ケーシングに、継続して第１および第２
の大きさの隙間を開かせると共に、移動自在の翼列を前
記第２の隙間の中の成る位置に動かすための共通の装置
と；を含む。
ガスタービンエンジン・パワープラントは、コア・ガス
ジェネレータと、該コア・ガスジェネレータにより駆動
されその半径方向外方に突き出るファン・ステージと、
を含むことができ、流線形ケーシングはファン・ステー
ジを取巻くファンカウルを含むことができる。
望ましくは、共通装置は二流線形ケーシングの内部に等
角度に隔置されロッドを介して直列に移動自在の翼列お
よび移動自在のカウル部に連結され、また最初は翼列を
移動させることなく前記第１の大きさの隙間を得るよう
にカウル部を移動させルア’ｃめのロストモーション特
性を含んでいる、ラム機構を含む。
望ましくは、ロストモーション特性は：密接な滑動関係
にて翼列を通過し、自由端が移動自在のカウルの上流端
に固定される、ラム・ロッドと：それぞれの翼列に対し
隔置関係にその上流で各ロッドに固定され、該隔置間隔
が前記第１の隙間の大きさに等しいカラーと；を含む。
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。ガスタービンエンジン・パワープラ
ント１０はカウル１４に囲まれたコアガスジェネレータ
１２を含み、カウル１４はまた１段のファン動翼１６を
囲む。ファン動翼１６はコアガスジェネレータ１２によ
って駆動されるように連結される。
カウル１４はコア・ガスジェネレータ１２を囲むケーシ
ング１８と同様に流線形を有する。カウル１４は固定の
上流部２０と移動自在の下流部２２を有する。
固定の上流部２０は幾つかの等角度に隔置されたリバー
サ翼列２４を含み、該翼列は非作動位置において固定部
の下流端に隣接して静止する。リバ、−サ翼列は後述す
るように移動自在である。
パワープラント１０は公知のやシ方でバイロン２６を介
して航空機主翼２８に結合される。
つぎに第２α図、第２ｂ図および第２Ｃ図を参照する。
本例のパワープラント１０はもちろんダクテツビファン
・ガスタービン・ノミワープラントである。パワープラ
ント１０のファン・ダクト３０は、パワープラント１０
を動力とする航空機が巡航飛行している場合、２つのカ
ウル部分２０．２２が第２α図に示すように衝凄してい
る時に必要な推力特性をファン・ノズル３２の出口面積
が与えるような幾何学形状を有する。しかし、航空機の
離陸に際しては、出口ノズル３２が処理し得るよりも遥
かに大量の、ダクトを通る空気流を発生するようにスロ
ットルが設定される。従って、ノズル３２の出口面積を
増さなければならない。本発明において、カウル部２２
を下流方向へ第２ｈ図に示す位置に動かして、環状隙間
３４を生ずることによりこれが達成される。
再び第２α図を参照して、カウル下流部２２の運動はカ
ウル固定部２０の内部の回りに等角度に隔置された数個
のラム３６を用いて行われる。ラム３６はロツ）３８を
介してカウル下流部２２に連結される。ロット３８は軸
受４０に支持されているので挫屈を防止されている。ロ
ッド４０はまたそれぞれのリバーサ翼列２４に滑動自在
にはめ込まれ、各ロット４０がそれぞれのリバーサ翼列
２４を真亘ぐに貫通する。
カラー４２が各ロット４０に、第２α図に示す位置に結
合され、第２ｂ図の隙間３４の大きさに等しい距離だけ
リバーサ翼列２４から隔置される。よって、リバーサ翼
列２４に何らの運動も生ずることなく、隙間３４を得る
ことができるのは明らかであろう。
航空機（図示せず）が巡航高度に達しだ時、パワープラ
ント１０は絞られ、隙間３４を閉めるようにラム機構３
６が作動される。
つぎに第２Ｃ図を参照する。航空機が着陸する時、航空
機に制動効果を与えるように逆推力を選択することが要
求される。そこでラム機構３６が作動され、カラー４２
がそれぞれのリバーサ翼列に衝接して翼列２４とカウル
下流部２２が第２Ｃ図に示す位置に達する時まで翼列２
４を押し続けるようにラム機構の作動が保たれる。
カウル下流部２２はその内面に数個のブロッカ−・フラ
ップ４４を担持し、カウル下流部２２が第２Ｃ図に示す
範囲まで張シ出した時、一端がコアガスジェネレータ１
２を囲むケーシングに取付けられ他端がブロッカ−・フ
ラップ４４に取付けられるリンク（連接桿）４６はブロ
ッカ−・フラップ４４を、ファンダクトを横切るように
揺動させる。よってファン空気はファンダクトの半径方
向外方に振シ向けられ、またリバーサ翼列２４の作用に
よυ前方に偏向される。
カウル下流部２２はラム・ロッド３８に支持されること
ができるが、リバーサ翼列はカウル上流部２０の内部に
取付けられるレール上に滑動自在に支持されなければな
らない。
張出し位置が要求される前に翼列を張出し位置に押し出
そうとしてカウル壁の両側に生ずる可能性のある空気圧
力差に対抗するために、リバーサ翼２４を第２α図およ
び第２ｂ図に示す引込み位置に偏倚する目的で、偏倚装
置（図示せず）を設けることができる。このような偏倚
装置は、翼列を引込み位置に保つのにラム圧だけに頼ら
ないようにする。
翼列２４の上流端は二ニシンリング（同調環）（図示せ
ず）により連結されることができる。その場合、全部で
３個のラム３６がケーシング２０の回りに等角度に隔置
されればよい。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の実施例を組込むガスタービンエンジン
・パワープラントの説明図、 第２α図乃至第２Ｃ図は第１図のガスタービンエンジン
・パワープラントの、異なる作動モードを示す共通の拡
大部分図である。

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）一部分がガスタービンエンジン・パワープラント
    の軸方向に移動自在であり、残りの固定部分が移動自在
    のリバーサ翼列を含んでいる流線形ケーシングを含むガ
    スタービンエンジン・パワープラントであつて： 前記流線形ケーシングに、継続して第１の大きさの隙間
    ３４と第２の大きさの隙間の双方を開くように前記移動
    自在のケーシング部分を動かし、また前記第２の隙間内
    の位置に前記移動自在の翼列２４を動かすための共通の
    装置３６、３８、４０、４２を特徴とするガスタービン
    エンジン・パワープラント。
  2. （２）コア・ガスジェネレータと、該コア・ガスジェネ
    レータにより駆動されその半径方向外方に突出るファン
    ・ステージと、を含み、前記流線形ケーシングが前記フ
    ァン・ステージを囲むファン・カウルを含み、さらに前
    記共通の移動装置３６、３８、４０、４２を特徴とする
    、特許請求の範囲第（１）項に記載のガスタービンエン
    ジン・パワープラント。
  3. （３）前記流線形ケーシング２０の内部の回りに等角度
    に隔置されロッド３８を介して直列に前記移動自在の翼
    列２４および前記移動自在のカウル部分２２に連結され
    、最初は前記翼列２４を移動することなく前記第１の大
    きさの隙間３４を得るように前記カウル部分２２を移動
    させるためにロストモーション特性３８、４２を含んで
    いるラム機構３６を前記共通の移動装置が含むこと、を
    特徴とする、特許請求の範囲第（１）項または第（２）
    項に記載のガスタービンエンジン・パワープラント。
  4. （４）密接な滑動関係に前記翼列２４を貫通し、自由端
    が前記移動自在のカウル２２の上流端に取付けられてい
    るラム・ロッド３８と、それぞれの前記翼列２４の上流
    に隔置関係に各ロッドに取付けられその隔置間隔が前記
    第１の隙間の大きさに等しいカラー４２と、を前記ロス
    トモーション特性が含むことを特徴とする、特許請求の
    範囲第（３）項に記載のガスタービンエンジン・パワー
    プラント。
  5. （５）前記ラム・ロッド３８が完全に張出した時、前記
    カラー４２が前記リバーサ翼列２４を前記第２の隙間に
    付勢することを特徴とする、特許請求の範囲第（４）項
    に記載のガスタービンエンジン・パワープラント。
JP62051203A 1986-04-25 1987-03-05 流量制御装置を有するガスタ−ビンエンジン・パワ−プラント Pending JPS62255561A (ja)

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GB08610180A GB2189550A (en) 1986-04-25 1986-04-25 A gas turbine engine powerplant with flow control devices
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DE (1) DE3711246A1 (ja)
FR (1) FR2597925A1 (ja)
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