JPS63263225A - ガスタービンエンジン - Google Patents

ガスタービンエンジン

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JPS63263225A
JPS63263225A JP63070821A JP7082188A JPS63263225A JP S63263225 A JPS63263225 A JP S63263225A JP 63070821 A JP63070821 A JP 63070821A JP 7082188 A JP7082188 A JP 7082188A JP S63263225 A JPS63263225 A JP S63263225A
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JP
Japan
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duct
turbine engine
gas turbine
separation
intake
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JP63070821A
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English (en)
Inventor
リチャード・ジェームズ・フラットマン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/022—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising bird or foreign object protections

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Separating Particles In Gases By Inertia (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (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】 本発明はガスタービンエンジンに関し、特にガスジェネ
レータの上流にプロペラが配置されるターププロップ・
ガスタービンエンジン、およびターボシャフト・ガスタ
ービンエンジンに関する。
タープロップまたはターボシャフト・ガスタービンエン
ジンは、ごみ、破片その他の異物によるガスジェネレー
タ圧縮機の浸食によって動力損失の被害を受ける。これ
は、地面や空港滑走路にあるごみ、破片その他の異物が
ガスタービンエンジン吸気ダクトに入る空気に捕捉され
ることによる。
ターボプロップ・ガスタービンエンジンが逆推力モード
にある時にこの浸食は非常に激しく、前進速度がゼロお
よび正味推力がゼロの時にも浸食がある。
ターボプロップまたはターボシャフト・ガスタービンエ
ンジンは異物を取除く分離ダクトを設けることによシ異
物から保護されている。これらの分離用ダクトはその中
に流れを誘起するために、タービンからの高温ガスによ
って駆動されるイジェクタを有し、成るものは完全な混
合を生ずるようにダクトの中心の中に延在するイジェク
タを有する。
しかし、イジェクタへの高温ガス流を制御することは困
難であシ、吸気ダクトへの高温ガスの漏れは好ましくな
いので、高温ガスを用いるのは好ましくない。分離ダク
トの中心にイジェクタを配置することは、分離ダクトを
通る大形の異物の進路を妨害し、分離ダクト内の大形の
異物の通過によシイジエクタを損傷することが有シ得る
。
本発明は、ガスジェネレータの上流にプロにうが配置さ
れるターボプロップ・ガスタービンエンジン、またはタ
ーボシャフト・ガスタービンエンジンに、上記問題を克
服するイジェクタを有する分離ダクトを与えることを目
的とする。
従って、本発明は、ガスジェネレータと空気取入装置と
を含むガスタービンエンジンであって、取入装置はガス
ジェネレータに空気を供給するためのもので、少なくと
も１個の吸気口および連合する吸気ダクトを含み、該少
なくとも１個の吸気ダクトはガスジェネレータに供給さ
れる空気から異物を除去するための分離装置を有し、分
離装置は、異物を受入れるために前記吸気ダクトに接続
される分離ダクトと、分離ダクトの中に異物を引きこむ
ために分離ダクトを通る流体流れを生ずるためのイジェ
クタ装置とを含み、ガスジェネレータは分離ダクトを通
る流体流れを生ずるためにイジェクタ装置に空気を供給
する圧縮機と、分離ダクトから異物を放出する出口装置
とを含み、イジェクタ装置は分離ダクトの壁に円周上に
配置される複数の等間隔のイジェクタノズルを含んでイ
ル、カスタービンエンジンを与える。
分離ダクトは混合ダクト、遷移ダクト、および出口ダク
トを含むことができる。
混合ダクトは管状であり、出口ダクトは矩形断面のもの
であることができる。
混合ダクトは２〜５の長さ／直径比を有することができ
る。
混合ダクトは２％の長さ／直径比を有することができる
。
出口ダクトは出口装置の面積を変えるための可動壁を有
することができる。
可動壁は矩形形状を有することができる。
取入装置は直径上に相互に対向して配置される２個の吸
気口および２個の吸気ダクトを含むことができる。
両方の取入装置ともに分離ダクトを有することができる
。
圧縮機は軸流圧縮機であることができる。
制御弁は圧縮機からイジェクタノズルへの空気流量を制
御することができる。
６個の、円周上に等間隔に隔置されたイジェクタノズル
が存在し、イジェクタノズルは収束型であることができ
る。
ガスタービンエンジンは少なくとも１個のプロペラを有
するターボプロップ・ガスタービンエンジンであり、こ
の少なくとも１個のプロペラはガスジェネレータの上流
に配置され、空気取入装置は該少なくとも１個のプロペ
ラの下流に配置されることができる。
前記少なくとも１個のプロペラはガスジェネレータと同
軸線上に配置されることができる。
前記少なくとも１個のプロペラは軸装置および歯車装置
を介してガスジェネレータにより駆動されることができ
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
。
本発明によるターボプロップ・ガスタービンエンジン１
０が第１図に示され、プロにう１２とガスジェネレータ
１４とを含む。
プロペラ１２は円周上に等間隔に隔置される複数のプロ
啄う翼１８を担持するハブ１６を含み、プロハラ４１８
はそのピッチを変えることができるよう′にハブ１６に
回転自在に取付けられる。
ガスジェネレータ１４は流れの順序に軸流圧縮機２８、
遠心圧縮機３０１燃焼系３２、軸流タービン３４，３６
、および排気ノズル３８を含む。軸流タービン３４は軸
（図示せず）を介して圧縮機３０に駆動連結され、軸流
タービン３６は軸４２（部分図示）を介して圧縮機２８
に駆動連結される。ガスジェネレータ１４は全〈従来通
りに作動するので、これ以上は説明しない。
プロハラ１２はガスジェネレータ１４の上流にそれと同
軸線上に配置され、軸４２は歯車組立体４４を介してプ
ロにう１２に駆動連結される。
ガスジェネレータ１４はガスジェネレータ・ケーシング
４０に包囲され、ガスジェネレータ・ケーシングはプロ
ペラ１２の下流に配置される２個の吸気口を有し、２個
の吸気口２０は等円周距離に、つまり直径上に相互に対
向して隔置されていわゆる２また取入口を形成する。吸
気ダクト２２は吸気口２０の各々から軸方向に環形ダク
ト２６につながシ、ダクト２６は空気をガスジェネレー
タ１４に供給するために半径方向内方に下□流方向に延
在する。環形ダクト２６は環形内壁２５゛と環形外壁２
７とにより画成され、環形内壁２５は軸４２と歯車組立
体４４を包囲する。環形内壁２５の上流端はガスジェネ
レータ・ケーシング４ｏの上流端に固定され、環状内壁
２５は幾つかの半径方向に延在する空力形状の支柱２９
によシ環状外壁２７に固定される。環状外壁２７もガス
ジェネレータ・ケーシング４０に固定される。吸気ダク
ト２２はその半径方向外方端にて、ガスジェネレータ・
ケーシング４０に固定されてそれに滑らかにつながる空
力形状のケーシング４１によって画成される。
吸気ダクト２２の各々は、吸気ダクト２２に接続されて
ガスジェネレータ１４へ流れる空気の中の異物を除去す
る分離ダクト２４．を有する。環状ダクト２６の形態は
、鳥のような大形の異物と同様にごみ、破片、浸食性粒
子その他の異物も分離し出すのに充分な曲率な有する。
分離ダクト２４は第２図、第３図および第４図に図示さ
れ、流れの順に混合ダクト４６、遷移ダクト４８、およ
び出口ダクト５０を含む。混合ダクト４６は管状壁５２
によシ画成されて、断面は円形である。出口ダクト５０
は矩形断面を有し、隔置された側壁５７、側壁５７０間
に延在して側壁に固定される壁５６、および出口ダクト
５０の下流出口端７２の面積を変えるように上流端が枢
動吹付けされる可動壁５８、により画成される。遷移ダ
クト４８は、混合ダクトの円形断面から出口ダクトの矩
形断面への遷移部を形成する壁５４によって画成される
。
イジェクタ組立体６２は、混合ダクト４６の管状壁５２
に配置される複数の、本例では６個の、等円周距離に隔
置されるイジェクタノズル６４を含む。イ）　エクタノ
ズル６４は混合ダクト４６の上流端に配置され、分離ダ
クト２４を通る流れを生ずるように混合ダクト内に下流
方向に流体を供給するように段取シされる。イジェクタ
ノズル６４は任意の適当な型式のものが使用できるけれ
ども、収束型であることが望ましく・。イジェクタノズ
ル６４は壁に対してほぼ１５°の角度にて空気を噴出す
る。イジェクタノズル６４は混合ダクトの回シに同軸状
に配設される環形室６６から流体を供給される。環形室
６６は中空の環状部材６８によって画成される。環状部
材６８は流体をイジェクタノズルに供給するための複数
の窓７０を内方表面に有する。環状部材６８は流体が供
給管７４から流れて入る窓７２を有し、供給管の一端は
環状部材６８に、他端は圧縮機２８に固定される。供給
管７４は分離ダクトを通る流れを生ずるためにイジェク
タノズルへの流体、つまシ空気を圧縮機から抽出する。
管７４にはイジェクタノズルへの空気の供給を制御する
弁７６が設けられる。弁７６は関連する航空機の操縦士
によって作動される操作レバーにより制御される。操作
レバーは航空機のベータコントロールレバー、ハワーレ
ハーテすることもできる。
混合ダクトはその長さ対直径比が０．５と７の間になる
ように寸法法めされるが、最適性能を得るには、長さ対
直径比が２と５の間で、２５が望ましい。イ）　エクタ
ノズルから噴射される流体と、吸気ダクトから分離ダク
トに流入する空気と、が混合ダクトの長さの中で充分に
混合し終えるために、この値が選ばれる。混合ダクトは
また１、１３６ｋｇ（２，５１ｂ）のユ鳥を通過させる
ように寸法取シされ、これには最小径１１．４３ｃｒＩ
Ｌ（４，５ｉｎ）が必要である。
可動壁５８は巡航時に分離ダクトを通る流れを減少させ
ることができる。
離陸時または飛行中の運用において、プロイラの後流と
取入ロラムレカバリーは分離ダクト２４を通って出ロア
２かも出る空気流を生じ、この空気流は環形ダクト２６
およびガスジェネレータから異物を、分離ダクトを介し
て覗シ出す。
しかし、逆推力またはゼロ推力の運用では、環形ダクト
およびガスジェネレータから分離ダクトに異物を引きこ
むために、分離ダクト２４を通る空気流をイジェクタノ
ズルによシ促進しなければならない。圧縮空気をガスジ
ェネレータの圧縮機から抽出し、イジェクタノズルに供
給して、分離ダクト内に流体流れを誘起する。圧縮空気
は比較的低温の約２００℃であシ、分離ダクトを通る流
れを誘起する必要がない時は、弁７６により圧縮空気の
供給を切ることができる。圧縮機から抽出される空気の
全量は圧縮機を通る空気流の５％の程度に過ぎず、これ
はガスジェネレータが耐えられる量である。
弁７６は地上アイト９ル運転中にパワーレバーを逆推力
セツティングに動かされる時に開かれ、航空機が前進推
力レンジでタキシイング（地上走行）している時に開か
れることができるであろう。
イジェクタノズルに流体を供給するのに圧縮機を用いる
ことは２つの利点を有する。第１に、イジェクタノズル
に供給される流体を制御するために弁を用いることが可
能となるのに反し、タービンを用いるならば、高温ガス
のために弁の使用ができないであろう。第２に、イジェ
クタノズルに供給するダクトが故障した場合、比較的冷
たい空気がエンジンカウルの中に流れて関連する航空機
のキャビンに供給されるのに反し、タービンの場合は比
較的高温のガスが航空機キャビンに供給されることによ
シ、好ましくない。
可動壁５８は出口ダクト５０の面積を変えるのに用いら
れ、分離ダクトへの流量°を制御し抗力を減するために
用いられる。巡航条件にては、分離ダクトを通る流量が
少ないので、可動壁５８が出口ダクトの面積を減する。
本発明の主な特徴は、混合ダクトの壁に円周上に配置さ
れた複数のイジェクタノズルを用いることである。これ
は烏その他の大形異物が邪魔されずに分離ダクトを通過
し得るようにし、イジェクタノズルにほとんど、または
全く損傷を与えない。
いま一つの利点は、混合ダクト壁に形成された環形イジ
ェクタを用いると、その幅が０．６３５ｍｍ（２５ｍ１
１）という極小寸法となり、破片やひよう等が詰まる傾
向を生じ、また均一な幅を保つように正確に製作するこ
とが困難であろう。
本発明は２または型式以外の取入口を有するターボプロ
ップまたはターボシャフト・ガスタービンエンジンに適
用可能であシ、単一の取入口、つまりあご形取入口、ま
たは３個以上の取入口にも適用可能である。
同軸型ギヤボックスと同じく、がたよシ型ギヤボックス
を有するターボプロップ・ガスタービンエンジンにも適
用し得る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明による分離装置を有するターボプロップ
・ガスタービンエンジンの部分切断側面図、 第２図は第１図に示す分離装置の拡大断面図、第３図は
第２図のＡ−Ａ線にそう断面図、第４図は第２図のＢ−
Ｂ線にそう断面図である。 １２・・・プロはラ　　　　１４・・・ガスジェネレー
タ２０・・・吸気口　　　　　２２・・・吸気ダクト２
４・・・分離ダクト　　　２８・・・圧縮機４２・・・
軸装置　　　　　４４・・・歯車装置４６・・・混合ダ
クト　　　４８・・・遷移ダクト５０・・・出口ダクト
　　　５２・・・壁５８・・・可動フラ゛ツブ　　６２
・・・イジェクタ装置６４・・・イジェクタノズル　７
６・・・制御弁Ｆｉｇ、　７゜ Ｆｉｇ、２゜

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）少なくとも１個のプロペラとガスジェネレータを
    含み、該少なくとも１個のプロペラは該ガスジェネレー
    タの上流に配置され、該ガスジェネレータに空気を供給
    する空気取入装置が該少なくとも１個のプロペラの下流
    に配置され、該取入装置は少なくとも１個の吸気口と関
    連吸気ダクトとを含み、該少なくとも１個の吸気ダクト
    は前記ガスジェネレータに供給される空気から異物を除
    去する分離装置を有し、該分離装置は、該異物を受入れ
    るために前記吸気ダクトに接続される分離ダクトと、該
    分離ダクトに異物を引き込むように該分離ダクトを通る
    流体流れを発生するイジェクタ装置と、を含み、前記ガ
    スジェネレータは、圧縮機と、前記分離ダクトから前記
    異物を放出するための出口装置と、を含んでいる、ター
    ボプロップ・ガスタービンエンジンであって、前記イジ
    ェクタ装置６２は前記分離ダクト２４の壁５２に円周上
    に等間隔に配置される複数のイジェクタノズル６４を含
    み、前記圧縮機２８は前記分離ダクト２４を通る流体流
    れを発生するように前記イジェクタ装置６２に空気を供
    給し、制御弁７６が前記圧縮機２８から前記イジェクタ
    ノズル６４への空気流量を制御すること、を特徴とする
    ガスタービンエンジン。
  2. （２）前記分離ダクト２４が混合ダクト４６、遷移ダク
    ト４８、および出口ダクト５０を含む、請求項１記載の
    ガスタービンエンジン。
  3. （３）前記混合ダクト４６は管状であり、前記出口ダク
    ト５０は矩形断面を有する、請求項２記載のガスタービ
    ンエンジン。
  4. （４）前記混合ダクト４６は「２」と「５」の間の長さ
    対直径比を有する、請求項２または３記載のガスタービ
    ンエンジン。
  5. （５）前記混合ダクト４６は「２（１／２）」の長さ対
    直径比を有する、請求項４記載のガスタービンエンジン
    。
  6. （６）前記出口ダクト５０はその面積を変えるための可
    動フラップ５８を有する、請求項２ないし５の任意の項
    記載のガスタービンエンジン。
  7. （７）前記可能フラップ５８は矩形形状を有する、請求
    項６記載のガスタービンエンジン。
  8. （８）前記取入装置は直径上に相互に対向して配置され
    る２個の吸気口２０および２個の吸気ダクト２２を有す
    る、請求項１ないし７の任意の項記載のガスタービンエ
    ンジン。
  9. （９）前記吸気ダクト２２の双方ともが前記分離ダクト
    ２４を有する、請求項８記載のガスタービンエンジン。
  10. （１０）前記圧縮機２８が軸流圧縮機である、請求項１
    ないし９の任意の項記載のガスタービンエンジン。
  11. （１１）６個の等円周距離に隔置される前記イジェクタ
    ノズル６４を有する、請求項１ないし１０の任意の項記
    載のガスタービンエンジン。
  12. （１２）前記イジェクタノズル６４が収束形である、請
    求項１ないし１１の任意の項記載のガスタービンエンジ
    ン。
  13. （１３）前記少なくとも１個のプロペラ１２が前記ガス
    ジェネレータ１４と同軸状に配置される、請求項１ない
    し１２の任意の項記載のガスタービンエンジン。
  14. （１４）前記少なくとも１個のプロペラ１２が軸装置４
    ２および歯車装置４４を介して前記ガスジェネレータ１
    ４によって駆動される、請求項１ないし１３の任意の項
    記載のガスタービンエンジン。
JP63070821A 1987-04-14 1988-03-24 ガスタービンエンジン Pending JPS63263225A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

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GB8708859A GB2203801B (en) 1987-04-14 1987-04-14 A gas turbine engine
GB8708859 1987-04-14

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JP (1) JPS63263225A (ja)
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CA (1) CA1308925C (ja)
DE (1) DE3810863A1 (ja)
FR (1) FR2614072B1 (ja)
GB (1) GB2203801B (ja)

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