JPH0216335A - 高バイパス比ガスタービンエンジン - Google Patents
高バイパス比ガスタービンエンジンInfo
- Publication number
- JPH0216335A JPH0216335A JP1112354A JP11235489A JPH0216335A JP H0216335 A JPH0216335 A JP H0216335A JP 1112354 A JP1112354 A JP 1112354A JP 11235489 A JP11235489 A JP 11235489A JP H0216335 A JPH0216335 A JP H0216335A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fan
- engine
- blades
- gas turbine
- bypass ratio
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 40
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims abstract description 10
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 5
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 abstract 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RICLFGYGYQXUFH-UHFFFAOYSA-N buspirone hydrochloride Chemical compound [H+].[Cl-].C1C(=O)N(CCCCN2CCN(CC2)C=2N=CC=CN=2)C(=O)CC21CCCC2 RICLFGYGYQXUFH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
- B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
- B64C11/308—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers automatic
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
- B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
-
- 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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- 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
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
-
- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/16—Control of working fluid flow
- F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
- F02C9/22—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes by adjusting turbine vanes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (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】
この発明は、ガスタービンエンジン、特に二重反転ダク
トなしフロントファンおよび二重反転ブースタ圧縮機を
駆動する二重反転ロータををする改良型ターボファンエ
ンジンに関する。
トなしフロントファンおよび二重反転ブースタ圧縮機を
駆動する二重反転ロータををする改良型ターボファンエ
ンジンに関する。
発明の背景
従来のギア駆動単回転ターボプロップエンジンは、代表
的には、比較的低い巡航速度で用いられ、そのような範
囲ではすぐれた性能を発揮し効率も高い。もっと高い巡
航速度では、比較的大きい要求スラストを生成するため
にダクトつきターボファンを用いる必要がある。中型ま
たは大型輸送機をマツハ0. 7ないし0,85の巡航
速度および高い高度で飛行させるパワーを得るのに適当
なように従来のターボプロップエンジンを、スケールア
ップするとなると、従来可能なものより著しく大きなプ
ロペラ直径が必要になる。単回転プロペラでは、高い亜
音速飛行速度でパワーディスク負荷が低く効率が低下す
ることが限定因子となる。
的には、比較的低い巡航速度で用いられ、そのような範
囲ではすぐれた性能を発揮し効率も高い。もっと高い巡
航速度では、比較的大きい要求スラストを生成するため
にダクトつきターボファンを用いる必要がある。中型ま
たは大型輸送機をマツハ0. 7ないし0,85の巡航
速度および高い高度で飛行させるパワーを得るのに適当
なように従来のターボプロップエンジンを、スケールア
ップするとなると、従来可能なものより著しく大きなプ
ロペラ直径が必要になる。単回転プロペラでは、高い亜
音速飛行速度でパワーディスク負荷が低く効率が低下す
ることが限定因子となる。
プロペラを有する航空機用ターボ機関は、一般に、プロ
ペラロータの速度をタービンの速度に対して低くするた
めに、変速歯車箱を用いる構成となっている。変速歯車
箱を用いれば、高速小径タービン駆動シャフトおよび複
数の少ない高速タービンとともに、効率を高くするため
にプロペラ先端速度をより適切にする方法が得られる。
ペラロータの速度をタービンの速度に対して低くするた
めに、変速歯車箱を用いる構成となっている。変速歯車
箱を用いれば、高速小径タービン駆動シャフトおよび複
数の少ない高速タービンとともに、効率を高くするため
にプロペラ先端速度をより適切にする方法が得られる。
しかし、歯車箱およびその付属品は、エンジンの1(雑
さ、重量および非効率を著しく増大することになる。
さ、重量および非効率を著しく増大することになる。
ダクトなしく unductcd)二重反転アフトファ
ンエンジンが開発されており、たとえばしばしばUDF
エンジンと称せられるGE36エンジンがある。このよ
うなエンジンは歯車箱なしのダイレクトドライブ方式で
ある。しかし、これらのエンジンは航空機胴体の後部に
搭載するのが普通である。
ンエンジンが開発されており、たとえばしばしばUDF
エンジンと称せられるGE36エンジンがある。このよ
うなエンジンは歯車箱なしのダイレクトドライブ方式で
ある。しかし、これらのエンジンは航空機胴体の後部に
搭載するのが普通である。
このようなアフトファンエンジンを航空機の翼に搭載す
るのは、エンジン支持バイロンを大径のファンの前にも
ってこなければならないので、困難である。
るのは、エンジン支持バイロンを大径のファンの前にも
ってこなければならないので、困難である。
本発明者は、高バイパス比エンジンを形成するダクトつ
きギアなし二重反転フロントファンエンジンを、米国特
許出願筒902,341 (1986年8 JJ29日
出願)として出願している。
きギアなし二重反転フロントファンエンジンを、米国特
許出願筒902,341 (1986年8 JJ29日
出願)として出願している。
発明の目的
したがって、この発明の目的は、改良したダクトなし、
ギアなし、二重反転フロントファンエンジンを提供する
ことにある。
ギアなし、二重反転フロントファンエンジンを提供する
ことにある。
この発明の別の目的は、二重反転ダクトなしフロントフ
ァンおよび二重反転ブースタ部を駆動する二重反転ター
ビン部を用いたガスタービンエンジンを提供することに
ある。
ァンおよび二重反転ブースタ部を駆動する二重反転ター
ビン部を用いたガスタービンエンジンを提供することに
ある。
この発明の他の目的は、本質的にガス発生機であるコア
エンジンと、コアエンジンの後部に位置する2つの交互
配置された二重反転タービンロタからなるパワータービ
ンと、コアエンジンの前部に位置する2つの二重反転ダ
クトなしファンブレード部と、2つのファンブレード部
間に配置された2つの二重反転交互配置ブースタ圧縮機
口−夕とを有するガスタービンエンジンを提供すること
にある。
エンジンと、コアエンジンの後部に位置する2つの交互
配置された二重反転タービンロタからなるパワータービ
ンと、コアエンジンの前部に位置する2つの二重反転ダ
クトなしファンブレード部と、2つのファンブレード部
間に配置された2つの二重反転交互配置ブースタ圧縮機
口−夕とを有するガスタービンエンジンを提供すること
にある。
この発明のさらに他の目的は、2つの静止支持フレーム
を有し、これらの静止支持フレーム間にガス発生コアエ
ンジンが支持され、かつ静止支持フレームがコアエンジ
ンの後部で二重反転タービン部を、コアエンジンの前部
で二重反転ダクトなしファンブレード部を支持し、ファ
ンブレード部の間に二重反転ブースタ圧縮機が配置され
たガスタービンエンジンを提供することにある。
を有し、これらの静止支持フレーム間にガス発生コアエ
ンジンが支持され、かつ静止支持フレームがコアエンジ
ンの後部で二重反転タービン部を、コアエンジンの前部
で二重反転ダクトなしファンブレード部を支持し、ファ
ンブレード部の間に二重反転ブースタ圧縮機が配置され
たガスタービンエンジンを提供することにある。
この発明のさらに別の目的は、エンジン部品のすべてが
1対の離間された静止支持フレームで支持され、かつエ
ンジン部品か構造的支持部材ではない外側ケーシング内
に収容されたガスタービンエンジンを提供することにあ
る。
1対の離間された静止支持フレームで支持され、かつエ
ンジン部品か構造的支持部材ではない外側ケーシング内
に収容されたガスタービンエンジンを提供することにあ
る。
この発明のさらに他の目的は、1対の離間した前進角の
ファン、1対の離間した後退角のファン、または離間し
た前進角のファンと後退角のファンとの組合せを用いた
ダクトなし、ギアなし二重反転フロントファンエンジン
を提供することにある。
ファン、1対の離間した後退角のファン、または離間し
た前進角のファンと後退角のファンとの組合せを用いた
ダクトなし、ギアなし二重反転フロントファンエンジン
を提供することにある。
この発明のさらに他の目的は、ファンブレード用の可変
ピッチ制御装置を有するとともに、ブースタ圧縮機の1
つ以上のブレード列も可変であるダクトなし、ギアなし
二重反転フロントファンエンジンを提供することにある
。
ピッチ制御装置を有するとともに、ブースタ圧縮機の1
つ以上のブレード列も可変であるダクトなし、ギアなし
二重反転フロントファンエンジンを提供することにある
。
発明の要旨
この発明は、ファンと自由パワータービンとの間に歯車
箱を用いず、また多数のブースタおよびタービン段も用
いない、バイパス比の極めて高いダクトなしフロントフ
ァンエンジン用のターボ機関を提供する。エンジンは、
二重反転パワータービンロータに連結された二重反転フ
ァン部を備える。ファン部とタービンロータとを連結す
る二重反転シャフトは、コアエンジンの中心ボアを通過
する。これらの同じシャフトで二重反転ブースタ圧縮機
も駆動する。二重反転ブースタおよび二重反転タービン
ロータを用いることにより、ブースタおよびタービン段
の数を、所定レベルの効率およびロータ速度で、2〜4
倍減らすことができる。
箱を用いず、また多数のブースタおよびタービン段も用
いない、バイパス比の極めて高いダクトなしフロントフ
ァンエンジン用のターボ機関を提供する。エンジンは、
二重反転パワータービンロータに連結された二重反転フ
ァン部を備える。ファン部とタービンロータとを連結す
る二重反転シャフトは、コアエンジンの中心ボアを通過
する。これらの同じシャフトで二重反転ブースタ圧縮機
も駆動する。二重反転ブースタおよび二重反転タービン
ロータを用いることにより、ブースタおよびタービン段
の数を、所定レベルの効率およびロータ速度で、2〜4
倍減らすことができる。
このような高バイパス比は通常20〜35の範囲にある
。
。
この発明の1実施態様では、二重反転ブースタをダクト
なしの二重反転フロントおよびアフトファン部の間に軸
線方向に配置する。エンジンは、前部および後部支持フ
レームを含む2つの軸線方向に離間した静止支持フレー
ムで支持される。圧縮機、燃焼器および高圧タービンを
含むコアエンジンが、これら2つの静止支持フレームか
ら支持される。二重反転タービンロータはコアエンジン
の後部の後部支持フレームで支持される。前部支持フレ
ームは、二重反転ファン部および二重反転ブースタ圧縮
機を支持する。航空機支持パイロン支柱が、前部および
後部支持フレームのエンジン装着部まで延在している。
なしの二重反転フロントおよびアフトファン部の間に軸
線方向に配置する。エンジンは、前部および後部支持フ
レームを含む2つの軸線方向に離間した静止支持フレー
ムで支持される。圧縮機、燃焼器および高圧タービンを
含むコアエンジンが、これら2つの静止支持フレームか
ら支持される。二重反転タービンロータはコアエンジン
の後部の後部支持フレームで支持される。前部支持フレ
ームは、二重反転ファン部および二重反転ブースタ圧縮
機を支持する。航空機支持パイロン支柱が、前部および
後部支持フレームのエンジン装着部まで延在している。
エンジンのまわりには外側ケーシングが設けられ、この
外側ケーシングはエンジン部品のいずれの構造的支持も
行なわれない。
外側ケーシングはエンジン部品のいずれの構造的支持も
行なわれない。
この発明の実施態様では、可変ピッチ制御装置を用いて
、軸線方向に離間した二重反転ファンブレードのピッチ
を制御する。ブースタ圧縮機も、そのブースタブレード
列の1つ以上を可変とすることができ、それを連結可変
ブレード列の設計の一部とする。
、軸線方向に離間した二重反転ファンブレードのピッチ
を制御する。ブースタ圧縮機も、そのブースタブレード
列の1つ以上を可変とすることができ、それを連結可変
ブレード列の設計の一部とする。
相互に離間したフロントファン部のファンブレードは、
前進角、後退角、または前進角と後退角の組合せのいず
れの設計としてもよい。
前進角、後退角、または前進角と後退角の組合せのいず
れの設計としてもよい。
以下図面を用いて本発明を具体的に説明する。
図面中、同一部祠は同一符号で示す。
具体的な構成
第1図は、この発明の1実施例によるエンジン11を搭
載した航空機10を示す。図示の航空機10は、1対の
後退翼13および15を有する。
載した航空機10を示す。図示の航空機10は、1対の
後退翼13および15を有する。
翼15には、この発明によるダクトなし、ギヤなし、二
重反転フロントファン高バイパス比エンジン11が装着
されている。ここで高バイパス比としては20〜35の
範囲のバイパス比が代表的である。この装着は、パイロ
ン58を翼から延ばしてエンジンを支持することにより
行なう。フロントファンが存在するので、バイロンを大
径のファンより後方にするのが取り付けやすい。これに
よリ、装着構造が改善され、エンジンの翼に対するバラ
ンスが改善され、これまで後部装着ファンにみられた問
題の多くが解決される。
重反転フロントファン高バイパス比エンジン11が装着
されている。ここで高バイパス比としては20〜35の
範囲のバイパス比が代表的である。この装着は、パイロ
ン58を翼から延ばしてエンジンを支持することにより
行なう。フロントファンが存在するので、バイロンを大
径のファンより後方にするのが取り付けやすい。これに
よリ、装着構造が改善され、エンジンの翼に対するバラ
ンスが改善され、これまで後部装着ファンにみられた問
題の多くが解決される。
第2図はエンジンの側面図で、第3A図および第3B図
は2枚続きでこの発明の1実施例によるガスタービンエ
ンジン11を示す断面図である。
は2枚続きでこの発明の1実施例によるガスタービンエ
ンジン11を示す断面図である。
第3A図と第3B図のつなぎ部分は、解りやすいように
二重表示しである。エンジン11は、長さ方向中心軸線
12のまわりに同軸配置された外側ケーシング14を含
む。以下に詳しく説明するように、外側ケーシング14
は通常ナセルと呼ばれ、エンジン部品をなんら支持しな
いという意味で非構造的である。したがって、外側ケー
シング14は、薄い金属シート、たとえばアルミニウム
および/または1¥1合材料から形成することができる
。
二重表示しである。エンジン11は、長さ方向中心軸線
12のまわりに同軸配置された外側ケーシング14を含
む。以下に詳しく説明するように、外側ケーシング14
は通常ナセルと呼ばれ、エンジン部品をなんら支持しな
いという意味で非構造的である。したがって、外側ケー
シング14は、薄い金属シート、たとえばアルミニウム
および/または1¥1合材料から形成することができる
。
エンジン11は、コアエンジン16と称されるガス発生
機も含む。コアエンジン16は、圧縮機18、燃焼器2
0、および中段または多段の高圧タービン22を含む。
機も含む。コアエンジン16は、圧縮機18、燃焼器2
0、および中段または多段の高圧タービン22を含む。
このコアエンジン16は、tドーユニットであり、ガス
タービンの他の部品とは別個に独立に交換可能である点
でモデュールである。コアエンジン16の部品はすべて
、直列軸流関係でエンジン10の長さ方向中心軸線12
のまわりに同軸配置されている。環状駆動シャフト24
Aおよび24Bは圧縮機18と高圧タービン22とを固
定的に相互連結している。高速ベアリング26および2
8はコア16を回転自在に支持している。
タービンの他の部品とは別個に独立に交換可能である点
でモデュールである。コアエンジン16の部品はすべて
、直列軸流関係でエンジン10の長さ方向中心軸線12
のまわりに同軸配置されている。環状駆動シャフト24
Aおよび24Bは圧縮機18と高圧タービン22とを固
定的に相互連結している。高速ベアリング26および2
8はコア16を回転自在に支持している。
コアエンジン16は、前部支持フレーム30および後部
支持フレーム32を含む2つの静止支持フレームで支持
されている。これらの静止支持フレーム30および32
は、(第3A図および第3B図に示すように)エンジン
の他の部品も支持する。エンジン部品は外側ケーシング
14から懸架されているわけではないので、外側ケーシ
ング14は非構造的要素にすることができ、エンジンナ
セルの一部とすることができる。コアエンジン16は燃
焼ガスを発生する作用をなす。圧縮機18からの加圧空
気を燃焼器20で燃料と混合し、点火し、こうして燃焼
ガスを発生する。高圧タービン22により燃焼ガスから
適当量の仕事を抽出して圧縮機18を駆動する。残りの
燃焼ガスは、コアエンジン16からディフュザ部31を
通してパワータービン34に送り出す。
支持フレーム32を含む2つの静止支持フレームで支持
されている。これらの静止支持フレーム30および32
は、(第3A図および第3B図に示すように)エンジン
の他の部品も支持する。エンジン部品は外側ケーシング
14から懸架されているわけではないので、外側ケーシ
ング14は非構造的要素にすることができ、エンジンナ
セルの一部とすることができる。コアエンジン16は燃
焼ガスを発生する作用をなす。圧縮機18からの加圧空
気を燃焼器20で燃料と混合し、点火し、こうして燃焼
ガスを発生する。高圧タービン22により燃焼ガスから
適当量の仕事を抽出して圧縮機18を駆動する。残りの
燃焼ガスは、コアエンジン16からディフュザ部31を
通してパワータービン34に送り出す。
パワータービン34は、後部支持フレーム32に回転自
在に装着された環状ドラム外側ロータ36を含む。外側
ロータ36には、そこから半径方向内方に延在する複数
列の第1タービンブレードの列38が軸線方向に相互に
間隔をあけて設けられている。
在に装着された環状ドラム外側ロータ36を含む。外側
ロータ36には、そこから半径方向内方に延在する複数
列の第1タービンブレードの列38が軸線方向に相互に
間隔をあけて設けられている。
パワータービン34は、外側ロータ36および第1ブレ
ード列38の半径方向内方に位置する内側環状ドラムロ
ータ40も含む。内側ロータ40には、そこから半径方
向外方に延在する複数列の第2タービンブレードの列4
2が軸線方向にI’[]互に間隔をあけて設けられてい
る。
ード列38の半径方向内方に位置する内側環状ドラムロ
ータ40も含む。内側ロータ40には、そこから半径方
向外方に延在する複数列の第2タービンブレードの列4
2が軸線方向にI’[]互に間隔をあけて設けられてい
る。
回転フレーム支持体44は外側ドラムロータ36および
第1ブレード列38を支持している。−方この支持体4
4は後部支持フレーム32で支えられている。内側シャ
フト46が回転フレームサポート44から延在している
。同軸の外側シャフト48が内側ドラムロータ40に連
結されている。
第1ブレード列38を支持している。−方この支持体4
4は後部支持フレーム32で支えられている。内側シャ
フト46が回転フレームサポート44から延在している
。同軸の外側シャフト48が内側ドラムロータ40に連
結されている。
差動ベアリング50および52が回転シャフト46およ
び48間に配置されている。
び48間に配置されている。
高速回転するコアエンジン16は、自前の高速ベアリン
グを有する別個のモデュールを構成している。したがっ
て、シャフト46.48を支持する差動ベアリングの組
50および52は低速ベアリングとすることができる。
グを有する別個のモデュールを構成している。したがっ
て、シャフト46.48を支持する差動ベアリングの組
50および52は低速ベアリングとすることができる。
差動ベアリング(111ff造は、一つのベアリングを
他のベアリングで支持した構造とすることができる。
他のベアリングで支持した構造とすることができる。
第1タービンブレード列38および第2タービンブレー
ド列42それぞれは、複数個の円周方向に離間したター
ビンブレードからなり、第1タービンブレード列38お
よび第2タービンブレード列42は1列ずつ交互に配置
されている。2つのロータのブレード列をこのように1
列おきに配置することを交互配置(Intercl!g
ltat8d)と称する。
ド列42それぞれは、複数個の円周方向に離間したター
ビンブレードからなり、第1タービンブレード列38お
よび第2タービンブレード列42は1列ずつ交互に配置
されている。2つのロータのブレード列をこのように1
列おきに配置することを交互配置(Intercl!g
ltat8d)と称する。
燃焼ガスはブレード列38および42を流れながら、内
側ドラムロータ36および外側ドラムロータ40を互い
に反対回転方向に駆動する。したがって、シャフト46
および48も互いに反対方向に回転する。シャフト46
および48はエンジン10の長さ方向中心軸線12に対
して同軸配置され、コアエンジン16内を前方に延在し
ている。
側ドラムロータ36および外側ドラムロータ40を互い
に反対回転方向に駆動する。したがって、シャフト46
および48も互いに反対方向に回転する。シャフト46
および48はエンジン10の長さ方向中心軸線12に対
して同軸配置され、コアエンジン16内を前方に延在し
ている。
エンジン10の前部には、フロントファン部54が設け
られている。ファン部54は、パワータービンとファン
部との間に延在する内側二重反転シャフト46の前端に
連結された第1フアンブレード列60を含む。フロント
ファン部54は、同じくパワータービンとファン部との
間に延在する外側駆動シャフト48の前端に連結された
第2ファンブレード列62を含む。第1ファンブレード
列60および第2ファンブレード列62はそれぞれ、複
数個の円周方向に離間したファンブレードからなる。フ
ァンブレード列60および62は互いに反対方向に回転
し、これによりディスク負荷を大きくし推進効率を向上
する。第2二重反転ファンブレード列62は、第に重反
転ファンブレード列60が空気の円周方向成分に与える
渦を除去する作用をなす。
られている。ファン部54は、パワータービンとファン
部との間に延在する内側二重反転シャフト46の前端に
連結された第1フアンブレード列60を含む。フロント
ファン部54は、同じくパワータービンとファン部との
間に延在する外側駆動シャフト48の前端に連結された
第2ファンブレード列62を含む。第1ファンブレード
列60および第2ファンブレード列62はそれぞれ、複
数個の円周方向に離間したファンブレードからなる。フ
ァンブレード列60および62は互いに反対方向に回転
し、これによりディスク負荷を大きくし推進効率を向上
する。第2二重反転ファンブレード列62は、第に重反
転ファンブレード列60が空気の円周方向成分に与える
渦を除去する作用をなす。
列60および62のファンブレードは、後退または前進
翼設計のいずれでもよい。第4図は第2図の実施例の側
面図であり、同様の部分を同じ符号で示しである。しか
し、第4図では、前部ブレード列のブレード160およ
び後部ブレード列のブレード】62が両方とも前進ff
+をとっている。
翼設計のいずれでもよい。第4図は第2図の実施例の側
面図であり、同様の部分を同じ符号で示しである。しか
し、第4図では、前部ブレード列のブレード160およ
び後部ブレード列のブレード】62が両方とも前進ff
+をとっている。
さらに、第5図も第2図の実施例の側面図であり、同様
の部分を同じ符号で示しである。しかし、第5図では、
前部プレート列のブレード260か前進角をとり、後部
ブレード列のブレード262が後退角をとっている。
の部分を同じ符号で示しである。しかし、第5図では、
前部プレート列のブレード260か前進角をとり、後部
ブレード列のブレード262が後退角をとっている。
第3A図および第3B図に戻ると、列60および62の
ファンブレードは、そのピッチ角、すなわち空気力学的
迎え角を機械的に変化できるようにし、エンジン性能が
、スラストを最大にするか、燃料消費率を最小にするか
、騒音レベルを下げるのに最適化にする。その」二、可
変ピッチ機(1■86および87は、スラストを反転す
る目的で、空気流れの方向を反転する作用もなす。当業
界で周知のように、ファンブレードを作動するのに種々
の機fMか可能である。
ファンブレードは、そのピッチ角、すなわち空気力学的
迎え角を機械的に変化できるようにし、エンジン性能が
、スラストを最大にするか、燃料消費率を最小にするか
、騒音レベルを下げるのに最適化にする。その」二、可
変ピッチ機(1■86および87は、スラストを反転す
る目的で、空気流れの方向を反転する作用もなす。当業
界で周知のように、ファンブレードを作動するのに種々
の機fMか可能である。
エンジン10はさらにブースタ圧縮機64を備える。ブ
ースタ圧縮機64は、外側環状ロータ66を含み、この
ロータもエンジン内の主流路の独立の吸気端として作用
する。複数個の第1圧縮機ブレード列68が外側ロータ
66から半径方向内方に延在し、相互に軸線方向に離間
している。ブースタ圧縮機64は、外側環状ロータ66
の内方に配置された内側環状ロータ70も含み、そして
複数個の第2圧縮機ブレード列72が内側ロータ70か
ら半径方向外方に延在し、相互に軸線方向に離間してい
る。第1および第2圧縮機ブレード列68および72は
交互配置され、互いに反対回転する。外側ロータ66は
ファンブレード列62および外側シャフト48の前端に
固着されている。
ースタ圧縮機64は、外側環状ロータ66を含み、この
ロータもエンジン内の主流路の独立の吸気端として作用
する。複数個の第1圧縮機ブレード列68が外側ロータ
66から半径方向内方に延在し、相互に軸線方向に離間
している。ブースタ圧縮機64は、外側環状ロータ66
の内方に配置された内側環状ロータ70も含み、そして
複数個の第2圧縮機ブレード列72が内側ロータ70か
ら半径方向外方に延在し、相互に軸線方向に離間してい
る。第1および第2圧縮機ブレード列68および72は
交互配置され、互いに反対回転する。外側ロータ66は
ファンブレード列62および外側シャフト48の前端に
固着されている。
同様に、内側ロータ70はファンブレード列60および
内側シャフト46の前端に固着されている。
内側シャフト46の前端に固着されている。
第1および第2圧縮機ブレード列68および72はそれ
ぞれ、複数個の円周方向に離間した圧縮機ブレードから
なり、ブレード列は互いに1列おきに配置されている。
ぞれ、複数個の円周方向に離間した圧縮機ブレードから
なり、ブレード列は互いに1列おきに配置されている。
第1および第2圧縮機ブレード列68および72は互い
に反対回転し、コアエンジン16に至る流れ通路内に位
置している。
に反対回転し、コアエンジン16に至る流れ通路内に位
置している。
二重反転ブースタ圧縮機64は、コアエンジン16に入
ってくる空気の圧力を大きく上昇させる。
ってくる空気の圧力を大きく上昇させる。
ファンブレード列および圧縮機ブレード列を同じ駆動シ
ャフトで駆動することの利点は、バワータビン34によ
りエネルギーを適切に抽出できることである。パワータ
ービンによりシャフト46および48を介して駆動され
るブースタ圧縮機段がなければ、別の圧縮機が追加のシ
ャフトおよび駆動タービンともども必要である。二重反
転ブースタ圧縮機64は、ファン速度が遅いにもかかわ
らず十分な圧力上昇を達成する。圧縮機ブレード列68
および72を反対回転させることにより、必要な圧縮機
ブレード列の数が、1本のシャフトたけから駆動される
単一低速圧縮機の場合に必要とされるのより少なくなる
。ブースタ圧縮機64はファンブレードの前方に別個の
吸入部を有し、これによりブースタ圧縮機の作動に悪影
響を与えることなく、ファンを逆流モードで作動させる
ことかできる。スラストのほぼすべて(少なくとも80
%)がファン部54から得られ、ごく僅かが排気ノズル
から得られるにすぎない。
ャフトで駆動することの利点は、バワータビン34によ
りエネルギーを適切に抽出できることである。パワータ
ービンによりシャフト46および48を介して駆動され
るブースタ圧縮機段がなければ、別の圧縮機が追加のシ
ャフトおよび駆動タービンともども必要である。二重反
転ブースタ圧縮機64は、ファン速度が遅いにもかかわ
らず十分な圧力上昇を達成する。圧縮機ブレード列68
および72を反対回転させることにより、必要な圧縮機
ブレード列の数が、1本のシャフトたけから駆動される
単一低速圧縮機の場合に必要とされるのより少なくなる
。ブースタ圧縮機64はファンブレードの前方に別個の
吸入部を有し、これによりブースタ圧縮機の作動に悪影
響を与えることなく、ファンを逆流モードで作動させる
ことかできる。スラストのほぼすべて(少なくとも80
%)がファン部54から得られ、ごく僅かが排気ノズル
から得られるにすぎない。
ンヤフト46および48の前端にも2組の差動ベアリン
グ74および76が設けられ、このうちベアリング化7
6は差動ベアリングである。これらのベアリングも、回
転するコアエンジン16を支承する高速ベアリング26
および28を支持しない。ブレードとして作用して圧縮
機能を果たす空気力学的形状を釘する1隻数個の支柱か
らなる回転フレーム80が設けられて、ファンブレード
列62および外側ブースタケースおよびブレードを支持
している。次に、回転フレーム80は静止支持フレーム
30で支持されている。フレーム80と同様の(R成の
回転フレーム81が設けられて、ファンブレード列60
を支持している。これらのフレーム80および81は互
いに反対に回転する。
グ74および76が設けられ、このうちベアリング化7
6は差動ベアリングである。これらのベアリングも、回
転するコアエンジン16を支承する高速ベアリング26
および28を支持しない。ブレードとして作用して圧縮
機能を果たす空気力学的形状を釘する1隻数個の支柱か
らなる回転フレーム80が設けられて、ファンブレード
列62および外側ブースタケースおよびブレードを支持
している。次に、回転フレーム80は静止支持フレーム
30で支持されている。フレーム80と同様の(R成の
回転フレーム81が設けられて、ファンブレード列60
を支持している。これらのフレーム80および81は互
いに反対に回転する。
エンジン通路内の流れを維持するために、一連のンール
78が適当に設けられている。
78が適当に設けられている。
この発明の重要な特徴は、ブースタ圧縮機64の位置決
めにある。ファンブレード列60および62から生じる
騒音を減じるためには、ファンブレード列間の間隔を十
分にとらなければならない。
めにある。ファンブレード列60および62から生じる
騒音を減じるためには、ファンブレード列間の間隔を十
分にとらなければならない。
この間隔は、ファンブレード列60のファンブレードの
翼弦長の1.5倍又はこれ以上とするのが好ましい。ブ
レード列62とパイロン58との間にも間隔をとる必要
がある。この間隔は、ファンブレード列62のファンブ
レードの翼弦長の約1倍又はそれ以上とするのが好まし
い。
翼弦長の1.5倍又はこれ以上とするのが好ましい。ブ
レード列62とパイロン58との間にも間隔をとる必要
がある。この間隔は、ファンブレード列62のファンブ
レードの翼弦長の約1倍又はそれ以上とするのが好まし
い。
こうして得られるファンブレード列60および62間の
軸線方向間隔を、二重反転ブースタブレード列68およ
び72の位置決めに利用する。したかって、ブースタ圧
縮機64は、ファンプレー1・列間の長さ以内に収容さ
れ、空気の流れと並列に配置される。
軸線方向間隔を、二重反転ブースタブレード列68およ
び72の位置決めに利用する。したかって、ブースタ圧
縮機64は、ファンプレー1・列間の長さ以内に収容さ
れ、空気の流れと並列に配置される。
前部および後部回転フレーム80および81は、エンジ
ンの流路に沿って、かつブースタ圧縮機64の前部およ
び後部にそれぞれ位置決めされている。後部回転フレー
ム80は、外側ロータ66に連結され、ブースタ圧縮機
ブレード63と共に回転し、一方前部回転フレーム81
は内側ロータ70に連結され、ブースタ圧縮機ブレード
72と共に回転する。このように、ブースタ圧縮機69
は10段ブースタとみなすことができ、片方のブレード
列のブースタ部を符号aで表示し、他方のブレード列の
ブースタ部を符号すで表示しである。
ンの流路に沿って、かつブースタ圧縮機64の前部およ
び後部にそれぞれ位置決めされている。後部回転フレー
ム80は、外側ロータ66に連結され、ブースタ圧縮機
ブレード63と共に回転し、一方前部回転フレーム81
は内側ロータ70に連結され、ブースタ圧縮機ブレード
72と共に回転する。このように、ブースタ圧縮機69
は10段ブースタとみなすことができ、片方のブレード
列のブースタ部を符号aで表示し、他方のブレード列の
ブースタ部を符号すで表示しである。
外側回転ケースに装着されたブースタブレード列すは固
定ブレード列または連動(ganged)可変ブレード
列設計とすることができる。ブースタブレード列すが連
動可変ブレード列である場合、ブースタ空気流−ロータ
速度の関係を変えて、離陸および逆スラスト運転時のエ
ンジン性能を改善したり、ブースタ作動安定性を高めた
りすることができる。
定ブレード列または連動(ganged)可変ブレード
列設計とすることができる。ブースタブレード列すが連
動可変ブレード列である場合、ブースタ空気流−ロータ
速度の関係を変えて、離陸および逆スラスト運転時のエ
ンジン性能を改善したり、ブースタ作動安定性を高めた
りすることができる。
ブースタ圧縮機の可変ブレードまたはベーンを可変ピッ
チファンブレードと組合わせることによって、多数の利
点が得られる。たとえば、ファンブレードを閉鎖したと
き、ブースタも閉鎖することができる。したがって、着
氷状態が起こったら、同じパワーレベルでロータをより
高速で回転させ、単にブレードの速度で氷を細断するこ
とができる。
チファンブレードと組合わせることによって、多数の利
点が得られる。たとえば、ファンブレードを閉鎖したと
き、ブースタも閉鎖することができる。したがって、着
氷状態が起こったら、同じパワーレベルでロータをより
高速で回転させ、単にブレードの速度で氷を細断するこ
とができる。
同様に、盾陸にそなえてピッチを広げ、スローダウンす
ることもでき、これにより騒音を緩和する。
ることもでき、これにより騒音を緩和する。
フィードバック制御系を組み込むこともでき、これによ
りファンおよびブースタを、ガスタービンエンジンに関
する種々の条件を感知することにより、自動的に制御す
ることができる。ブースタ圧縮機ブレードの可変位置制
御は、液体圧スリップリングを用いることにより油圧ラ
インをロータベーンに連結することにより達成できる。
りファンおよびブースタを、ガスタービンエンジンに関
する種々の条件を感知することにより、自動的に制御す
ることができる。ブースタ圧縮機ブレードの可変位置制
御は、液体圧スリップリングを用いることにより油圧ラ
インをロータベーンに連結することにより達成できる。
このような液体圧ラインは当業界で周知である。外側ブ
ースタロータブレードを制御する必要があるだけで、圧
縮機のブレード両方を制御する必要はない。
ースタロータブレードを制御する必要があるだけで、圧
縮機のブレード両方を制御する必要はない。
流路に沿って圧力を調節するために、ブリード(抽気)
ドア83を設ける。ブースタ部64に対する圧力比はフ
ァン圧力比より高く、そしてブリードドア83はブース
タの失速余裕を制御する作用をなす。ブリードドア83
が開のとき、空気はファンの後へ排出される。低圧ブー
スタのポンプ作用とコアエンジンのポンプ作用とは同じ
でない。
ドア83を設ける。ブースタ部64に対する圧力比はフ
ァン圧力比より高く、そしてブリードドア83はブース
タの失速余裕を制御する作用をなす。ブリードドア83
が開のとき、空気はファンの後へ排出される。低圧ブー
スタのポンプ作用とコアエンジンのポンプ作用とは同じ
でない。
両者はエンジンが平常状態で作動している高速ではマツ
チングしている。しかし、低速では、失速を避けるため
に、圧力を解除して背圧を除去する必要がある。連動可
変ブースタブレードを用いることにより、ブリードドア
を設ける必要はなくなる。
チングしている。しかし、低速では、失速を避けるため
に、圧力を解除して背圧を除去する必要がある。連動可
変ブースタブレードを用いることにより、ブリードドア
を設ける必要はなくなる。
前部および後部静止支持フレーム30および32はそれ
ぞれ、そこから延在しコアエンジン16を支持する固定
アームを含む。同様に、パワータービン34は後部支持
フレーム32で支持され、またファン部54およびブー
スタ圧縮機64は前部支持フレーム30で支持されてい
る。
ぞれ、そこから延在しコアエンジン16を支持する固定
アームを含む。同様に、パワータービン34は後部支持
フレーム32で支持され、またファン部54およびブー
スタ圧縮機64は前部支持フレーム30で支持されてい
る。
エンジン部品はすべてこれら2つの静止支持フレーム3
0および32で支持されている。外側ケーシングまたは
ナセル14は非構造的支持となっている。端部排気装置
85はシャフト46のまわりを回転し続ける。このよう
に排気装置は外側ケシングで支持する必要がない。しか
し、所望に応じて、端部ノズルを分離ビ、構造的サポー
トを外側ケーシング14と後部排気装置85との間に延
長することができる。しかし、この場合、外側ケーシン
グ14の構造的剛固さを補強することが必要になる。エ
ンジンはバイロン58で支持され、パイロン58は外側
ケーシング14を貫通してアーム59に達し、静止支持
フレーム30および32に取り付けられる。
0および32で支持されている。外側ケーシングまたは
ナセル14は非構造的支持となっている。端部排気装置
85はシャフト46のまわりを回転し続ける。このよう
に排気装置は外側ケシングで支持する必要がない。しか
し、所望に応じて、端部ノズルを分離ビ、構造的サポー
トを外側ケーシング14と後部排気装置85との間に延
長することができる。しかし、この場合、外側ケーシン
グ14の構造的剛固さを補強することが必要になる。エ
ンジンはバイロン58で支持され、パイロン58は外側
ケーシング14を貫通してアーム59に達し、静止支持
フレーム30および32に取り付けられる。
コアエンジン自体は代表的にはG E/NA S AE
3コアエンジン(その仕様は公知である)とすることが
できる。しかし、コアエンジンはそれ自体で一体のユニ
ットであるので、このエンジンを他のエンジン、たとえ
ばCF6コアエンジン、CFM56コアエンジン等に置
き換えることができる。
3コアエンジン(その仕様は公知である)とすることが
できる。しかし、コアエンジンはそれ自体で一体のユニ
ットであるので、このエンジンを他のエンジン、たとえ
ばCF6コアエンジン、CFM56コアエンジン等に置
き換えることができる。
代表的には、ファンブレード列60および62はほぼ同
じ速度で回転し、好適な実施例では、可変ピッチ型とす
るのがよく、こうすれば既知の方法でピッチを調節して
速度を所望の値に変えることができる。
じ速度で回転し、好適な実施例では、可変ピッチ型とす
るのがよく、こうすれば既知の方法でピッチを調節して
速度を所望の値に変えることができる。
ブースタ圧縮機への入口ダクトは、長い入口中心体また
は短い入口中心体によることができる。
は短い入口中心体によることができる。
第6図は代表的な長い入口中心体100の上半分の図で
あり、第7図は短い入口中心体IQ2を示す。第6図の
長い入口中心体100は、長い傾斜フロント部104お
よび***部106を含み、ブースタ圧縮機を鳥や氷の衝
突から保護している。
あり、第7図は短い入口中心体IQ2を示す。第6図の
長い入口中心体100は、長い傾斜フロント部104お
よび***部106を含み、ブースタ圧縮機を鳥や氷の衝
突から保護している。
しかし、長い入口中心体は、隣接する航空機ドアへの出
入りの邪魔になる。短い人口中心体はファン60の下側
に広い入口108およびスタブノーズ110を与え、パ
ネルへの出入度は大きくなる。
入りの邪魔になる。短い人口中心体はファン60の下側
に広い入口108およびスタブノーズ110を与え、パ
ネルへの出入度は大きくなる。
上述したエンジンは二重反転タービンで駆動された二重
反転フロントファン部を利用している。
反転フロントファン部を利用している。
ファンブレード列間にブースタ圧縮機段を設け、これを
用いてコアエンジンの過給を行なう。ブースタ圧縮機の
複数は、所望の過給度に依存する。
用いてコアエンジンの過給を行なう。ブースタ圧縮機の
複数は、所望の過給度に依存する。
二重反転タービン段の数と寸法は、パワー必要量および
所望の効率レベルに依存する。ダイレクトドライブ構成
であるので、かなり多数のタービン段が必要である。た
とえば、各回転方向の複数を6〜12とし、後部ブレー
ドの数を前部プレートの数とは異ならせてもよい。コア
エンジンは、圧縮機、燃焼器およびタービンからなり、
それらの中心ボアが二重反転タービンシャフトを収容す
るのに適切な寸法になっている。コアエンジンは、使用
可能な手段内で色々な必要条件およびディスクボア応力
レベルを持つように設計することができる。
所望の効率レベルに依存する。ダイレクトドライブ構成
であるので、かなり多数のタービン段が必要である。た
とえば、各回転方向の複数を6〜12とし、後部ブレー
ドの数を前部プレートの数とは異ならせてもよい。コア
エンジンは、圧縮機、燃焼器およびタービンからなり、
それらの中心ボアが二重反転タービンシャフトを収容す
るのに適切な寸法になっている。コアエンジンは、使用
可能な手段内で色々な必要条件およびディスクボア応力
レベルを持つように設計することができる。
このエンジンはギアなしであり、それでもバイパス比の
極めて高いダクトなしフロントファンエンジンが実現さ
れ、これは、歯車箱および付属品の複雑さをもちこむこ
となく、燃料消費率を大きく減少させることができる。
極めて高いダクトなしフロントファンエンジンが実現さ
れ、これは、歯車箱および付属品の複雑さをもちこむこ
となく、燃料消費率を大きく減少させることができる。
30以上のバイパス比および50,000馬力以上を得
ることができる。
ることができる。
したがって、この発明は前述した2つのエンジンの混成
物である。すなわち、この発明は、前述した係属中の米
国特許出願のダクトつき、ギアなしフロントファン、ダ
イレクトドライブエンジンの特徴を備えている。しかし
、この発明はダクトをなくし、ほかに種々の変更を加え
ている。この発明は、ファンに可変ピッチを用いる点で
UDFエンジンにも似ている。しかし、この発明はアフ
トファンではなくフロントファンを用いる。さらに、こ
の発明はブースタ圧縮機に可変ベーン制御を採用するこ
とができる。
物である。すなわち、この発明は、前述した係属中の米
国特許出願のダクトつき、ギアなしフロントファン、ダ
イレクトドライブエンジンの特徴を備えている。しかし
、この発明はダクトをなくし、ほかに種々の変更を加え
ている。この発明は、ファンに可変ピッチを用いる点で
UDFエンジンにも似ている。しかし、この発明はアフ
トファンではなくフロントファンを用いる。さらに、こ
の発明はブースタ圧縮機に可変ベーン制御を採用するこ
とができる。
このような形式のファンは、C5またはC17のような
大型軍用輸送機の翼に装着するのに極めて適切である。
大型軍用輸送機の翼に装着するのに極めて適切である。
燃料消費率の向上は約20%になるであろう。
この発明の要旨を逸脱上ぬ範囲内で種々の変形および変
更か可能であり、また部分的または全体的均等物を用い
ることができる。
更か可能であり、また部分的または全体的均等物を用い
ることができる。
第1図はこの発明の1実施態F策によるエンジンを搭載
した航空機の斜視図、 第2図は第1図のエンジンの側面図、 第3A図および第3B図は、この発明の1実施態様によ
るダクトなし、ギアなし、二重反転、フロントファンエ
ンジンの軸線方向断面図、第4図は両ファンブレード列
が前進角をとっている例を示す第2図と同様の側面図、 第5図は前部ファンプレート列が前進角を、後部ファン
ブレード列が後退角をとっている列を示す第2図と同様
の側面図、 第6図は長い人口中心体を示すエンジンの前部の略図、
そして 第7図は短し入口中心体を示すエンジンの前部の略図で
ある。 主な符号の説明 10:エンジン、12:中心軸線、 14;外側ケーシング、16:コアエンジン、18:圧
縮機、20:燃焼器、 22:高圧タービン、24:駆動シャフト、30.32
:支持フレーム、 34:パワータービン、 36、外側ドラムロータ、 38:第1ブレード列、 40:内側ドラムロータ、 42:第2ブレード列、 回転フレームサポート、 内側ンヤフト、48:外側シャフト、 52:差動ベアリング、 :フロントファン部、58:パイロン、:第1ファンブ
レード列、 :第2ファンブレード列、 :ブースタ圧縮機、66:外側ロータ、:第1圧縮機ブ
レード列、 :内押10−タ、 第2圧縮機ブレード列、 81:回転フレーム、 ブリードドア、 88:可変ピッチ機+14゜ 44 。 46 : 50゜ 80゜ 83 : 86゜
した航空機の斜視図、 第2図は第1図のエンジンの側面図、 第3A図および第3B図は、この発明の1実施態様によ
るダクトなし、ギアなし、二重反転、フロントファンエ
ンジンの軸線方向断面図、第4図は両ファンブレード列
が前進角をとっている例を示す第2図と同様の側面図、 第5図は前部ファンプレート列が前進角を、後部ファン
ブレード列が後退角をとっている列を示す第2図と同様
の側面図、 第6図は長い人口中心体を示すエンジンの前部の略図、
そして 第7図は短し入口中心体を示すエンジンの前部の略図で
ある。 主な符号の説明 10:エンジン、12:中心軸線、 14;外側ケーシング、16:コアエンジン、18:圧
縮機、20:燃焼器、 22:高圧タービン、24:駆動シャフト、30.32
:支持フレーム、 34:パワータービン、 36、外側ドラムロータ、 38:第1ブレード列、 40:内側ドラムロータ、 42:第2ブレード列、 回転フレームサポート、 内側ンヤフト、48:外側シャフト、 52:差動ベアリング、 :フロントファン部、58:パイロン、:第1ファンブ
レード列、 :第2ファンブレード列、 :ブースタ圧縮機、66:外側ロータ、:第1圧縮機ブ
レード列、 :内押10−タ、 第2圧縮機ブレード列、 81:回転フレーム、 ブリードドア、 88:可変ピッチ機+14゜ 44 。 46 : 50゜ 80゜ 83 : 86゜
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1)主流路に流れる燃焼ガスを発生するコアエンジンと
、 上記コアエンジンの後部に位置し、第1および第2駆動
シャフトを互いに反対に回転させる第1および第2の二
重反転可能な交互配置のタービンブレード列を有するパ
ワータービンと、 上記コアエンジンの前部に位置し、上記第1駆動シャフ
トに連結された第1ファンブレード列および上記第1フ
ァンブレード列から軸線方向後方に離間され、上記第2
駆動シャフトに連結された第2ファンブレード列を有す
るダクトなしファン部と、 上記第1および第2ファンブレード列間に軸線方向に配
置され、上記第1駆動シャフトに連結された複数の第1
圧縮機ブレード列および上記第2駆動シャフトに連結さ
れた複数の第2圧縮機ブレード列を含むブースタ圧縮機
とを含む高バイパス比ガスタービンエンジン。 2)上記第1および第2圧縮機ブレード列が交互配置さ
れている請求項1に記載の高バイパス比ガスタービンエ
ンジン。 3)上記第1および第2ダクトなしファンブレード列が
互いに軸線方向に第1ブレード列のブレードの翼弦長の
約1.5倍離間している請求項1に記載の高バイパス比
ガスタービンエンジン。 4)エンジンを支持するパイロンを備え、このパイロン
が第2ファンブレード列から第2ブレード列のブレード
の翼弦長の約1倍離間している請求項1に記載の高バイ
パス比ガスタービンエンジン。 5)ブースタ圧縮機吸気部がファン空気流路とは別個で
、ファン部の前方にある請求項1に記載の高バイパス比
ガスタービンエンジン。 6)上記第1および第2ファンブレード列のファンブレ
ードの空気力学的迎え角を変える手段を含む請求項1に
記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 7)上記圧縮機ブレード列両方のブレードが固定されて
いる請求項1に記載の高バイパス比ガスタービンエンジ
ン。 8)上記圧縮機ブレード列の片方が相互連結ブレードを
有し、可変ブレード制御機構に結合され、少なくとも上
記片方の圧縮機ブレード列のブレードのピッチを変えら
れる請求項2に記載の高バイパス比ガスタービンエンジ
ン。 9)上記可変ブレード制御機構が液体圧スリップリング
に結合された油圧ラインおよびピッチ制御装置を含む請
求項8に記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 10)上記第1および第2ファンブレード列のファンブ
レードがすべて前進角をとっている請求項1に記載の高
バイパス比ガスタービンエンジン。 11)上記ファンブレードがすべて後退角をとっている
請求項1に記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 12)片方のファンブレード列が前進角のブレードから
なり、他方のファンブレード列が後退角のブレードから
なる請求項1に記載の高バイパス比ガスタービンエンジ
ン。 13)第1ファンブレード列のブレードが前進角をとり
、第2ファンブレード列のブレードが後退角をとってい
る請求項12に記載の高バイパス比ガスタービンエンジ
ン。 14)さらに、上記ブースタ圧縮機とコアエンジンとの
間に位置し、ブースタ圧縮機の背圧を解除して失速余裕
を制御するブリードドアを備える請求項1に記載の高バ
イパス比ガスタービンエンジン。 15)さらに、主流路に沿ってかつブースタ圧縮機の両
側に配置された2つの二重反転フレームを備える請求項
1に記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 16)さらに、上記コアエンジンの両側に離間配置され
た1対の環状静止支持フレームを含み、片方のフレーム
がブスタ圧縮機の後部に、他方のフレームがパワーター
ビンの前部に位置する請求項1に記載の高バイパス比ガ
スタービンエンジン。 17)さらに、外側非構造的支持ナセルを含む請求項1
6に記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 18)さらに、上記シャフトの一方とともに回転する排
気装置を含む請求項17に記載の高バイパス比ガスター
ビンエンジン。 19)上記コアエンジンが取り外し可能である請求項1
に記載の高バイパス比ガスタービンエンジン。 20)バイパス比が20〜35である請求項1に記載の
高バイパス比ガスタービンエンジン。 21)さらに、上記ファン部の前部に長い入口中心体を
含む請求項1に記載の高バイパス比ガスタービンエンジ
ン。 22)さらに、上記ファン部の前部に短いスタブノーズ
入口中心体を含む請求項1に記載の高バイパス比ガスタ
ービンエンジン。 23)コアエンジンと、 コアエンジンの後部に位置するパワータービンと、 上記コアエンジンの前部に位置し、上記パワータービン
に結合された、ファンブレードを有するダクトなしファ
ン部と、 上記ファン部の少なくとも一部と上記コアエンジンとの
間に軸線方向に配置され、ブースタ圧縮機ブレードを有
するブースタ圧縮機と、 上記ファンブレードのピッチを変える手段と、上記ブー
スタ圧縮機ブレードのピッチを変える手段とを含みエン
ジンのパワーレベルを維持しながら、ファンブレードお
よびブースタ圧縮機ブレード両方のピッチを変えること
によりエンジンの速度が制御することができる高バイパ
ス比ガスタービンエンジン。 24)上記ファンブレードおよびブースタ圧縮機ブレー
ドを閉鎖する手段を備え、これにより同じパワーレベル
で速度を増加する請求項23に記載の高バイパス比ガス
タービンエンジン。 25)上記ファンブレードおよびブースタ圧縮機ブレー
ドを広げる手段を備え、これによりエンジンを騒音低減
状態で減速する請求項23に記載の高バイパス比ガスタ
ービンエンジン。 26)主流路に流れる燃焼ガスを発生するコアエンジン
と、 上記コアエンジンの後部に位置し、第1および第2駆動
シャフトを互いに反対に回転させるための第1および第
2二重反転交互配置タービンブレード列を有するパワー
タービンと、 上記コアエンジンの前部に位置し、上記第1駆動シャフ
トに連結された第1ファンブレード列および上記第1フ
ァンブレード列から軸線方向後方に離間され、上記第2
駆動シャフトに連結された第2ファンブレード列を有す
るダクトなしファン部とを含み、このダクトなしファン
部がパワータービンから二重反転ダイレクトドライブさ
れ、エンジンから得られるほぼすべてのスラストを生成
する高バイパス比ガスタービンエンジン。 27)上記ファン部の推進力のほぼすべてがパワーター
ビンからくる請求項26に記載の高バイパス比ガスター
ビンエンジン。 28)上記第1および第2タービンブレード列それぞれ
が6〜12段からなる請求項26に記載の高バイパス比
ガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/191,529 US4976102A (en) | 1988-05-09 | 1988-05-09 | Unducted, counterrotating gearless front fan engine |
US191,529 | 1988-05-09 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0216335A true JPH0216335A (ja) | 1990-01-19 |
Family
ID=22705860
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP1112354A Pending JPH0216335A (ja) | 1988-05-09 | 1989-05-02 | 高バイパス比ガスタービンエンジン |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4976102A (ja) |
JP (1) | JPH0216335A (ja) |
FR (1) | FR2631079B1 (ja) |
GB (2) | GB2218741B (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009264380A (ja) * | 2008-04-21 | 2009-11-12 | General Electric Co <Ge> | デュアルロータ振動監視 |
US8763400B2 (en) | 2009-08-04 | 2014-07-01 | General Electric Company | Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors |
JP2016196883A (ja) * | 2015-04-06 | 2016-11-24 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンエンジン用のファン軸受 |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
US10399664B2 (en) | 2015-05-11 | 2019-09-03 | General Electric Company | Immersed core flow inlet between rotor blade and stator vane for an unducted fan gas turbine |
Families Citing this family (71)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5361580A (en) * | 1993-06-18 | 1994-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine rotor support system |
DE19824421A1 (de) | 1998-05-30 | 1999-12-02 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Gehäuseausbildung an einer Gasturbine |
USH2032H1 (en) * | 1999-10-01 | 2002-07-02 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Integrated fan-core twin spool counter-rotating turbofan gas turbine engine |
US6708482B2 (en) | 2001-11-29 | 2004-03-23 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
US6619030B1 (en) | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US6732502B2 (en) | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
US6739120B2 (en) | 2002-04-29 | 2004-05-25 | General Electric Company | Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine |
US6666017B2 (en) * | 2002-05-24 | 2003-12-23 | General Electric Company | Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine |
US6684626B1 (en) | 2002-07-30 | 2004-02-03 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines |
US6711887B2 (en) * | 2002-08-19 | 2004-03-30 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines |
US6763652B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines |
US6763653B2 (en) | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster |
US6763654B2 (en) | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
US7063505B2 (en) | 2003-02-07 | 2006-06-20 | General Electric Company | Gas turbine engine frame having struts connected to rings with morse pins |
US7409819B2 (en) * | 2004-10-29 | 2008-08-12 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling same |
DE102005059438B3 (de) * | 2005-12-13 | 2007-07-19 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Turbostrahlantrieb |
EP2074315A1 (en) | 2006-10-12 | 2009-07-01 | United Technologies Corporation | Controlling ice buildup on aircraft engine and nacelle static and rotating components |
FR2912181B1 (fr) * | 2007-02-07 | 2009-04-24 | Snecma Sa | Turbine a gaz a turbines hp et bp contra-rotatives |
GB0702608D0 (en) | 2007-02-10 | 2007-03-21 | Rolls Royce Plc | Aeroengine |
US8590286B2 (en) * | 2007-12-05 | 2013-11-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving tip fans |
US8015798B2 (en) * | 2007-12-13 | 2011-09-13 | United Technologies Corporation | Geared counter-rotating gas turbofan engine |
FR2935350B1 (fr) | 2008-08-27 | 2011-05-20 | Snecma | Methode de reduction des niveaux vibratoires d'une helice de turbomoteur. |
US8166748B2 (en) * | 2008-11-21 | 2012-05-01 | General Electric Company | Gas turbine engine booster having rotatable radially inwardly extending blades and non-rotatable vanes |
US8011877B2 (en) * | 2008-11-24 | 2011-09-06 | General Electric Company | Fiber composite reinforced aircraft gas turbine engine drums with radially inwardly extending blades |
FR2940247B1 (fr) * | 2008-12-19 | 2011-01-21 | Snecma | Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices |
DE102009007013A1 (de) * | 2009-01-31 | 2010-08-12 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Triebwerk, insbesondere CROR-Antrieb, für ein Flugzeug |
FR2942203B1 (fr) | 2009-02-13 | 2011-04-22 | Snecma | Systeme d'helices contrarotatives a encombrement reduit |
FR2950381B1 (fr) * | 2009-09-18 | 2011-10-28 | Snecma | Turbomachine a helices non carenees contrarotatives |
EP2519439B1 (en) * | 2009-12-28 | 2018-01-24 | GKN Aerospace Sweden AB | Air propeller arrangement and aircraft |
US8720815B2 (en) * | 2010-04-27 | 2014-05-13 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft propulsion system |
FR2963067B1 (fr) * | 2010-07-23 | 2012-08-24 | Snecma | Turbomoteur a double helice non carenee |
GB201102987D0 (en) * | 2011-02-22 | 2011-04-06 | Rolls Royce Plc | A propfan engine |
US8708274B2 (en) * | 2011-09-09 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Transverse mounted gas turbine engine |
FR2981686B1 (fr) * | 2011-10-21 | 2016-05-20 | Snecma | Turbomachine comprenant un recepteur a helices contrarotatives supporte par une enveloppe structurale fixee au carter intermediaire |
US9340277B2 (en) | 2012-02-29 | 2016-05-17 | General Electric Company | Airfoils for use in rotary machines |
US9915199B2 (en) * | 2012-10-08 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Bi-directional compression fan rotor for a gas turbine engine |
FR2997681B1 (fr) * | 2012-11-08 | 2015-05-15 | Snecma | Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives |
EP2964530B1 (en) | 2013-03-09 | 2019-10-30 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft power plant |
US10287917B2 (en) | 2013-05-09 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
FR3005989B1 (fr) * | 2013-05-21 | 2017-08-18 | Snecma | Turbopropulseur d'aeronef |
US11448123B2 (en) | 2014-06-13 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan architecture |
US10072510B2 (en) | 2014-11-21 | 2018-09-11 | General Electric Company | Variable pitch fan for gas turbine engine and method of assembling the same |
US20160167798A1 (en) | 2014-12-12 | 2016-06-16 | General Electric Company | Variable pitch mounting for aircraft gas turbine engine |
EP3067566B1 (en) | 2015-03-12 | 2018-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Multi-stage co-rotating variable pitch fan |
US10669946B2 (en) | 2015-06-05 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared architecture for a gas turbine engine |
US10443412B2 (en) * | 2015-08-28 | 2019-10-15 | General Electric Company | Variable pitch fan pitch range limiter |
FR3050721B1 (fr) * | 2016-04-28 | 2018-04-13 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef comprenant un bord d'attaque de mat integre a une rangee annulaire d'aubes directrices de sortie non carenees |
US10914194B2 (en) * | 2017-09-20 | 2021-02-09 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced turbine rotor blades |
US10174763B1 (en) | 2018-08-02 | 2019-01-08 | Florida Turbine Technologies, Inc | Variable pitch fan for gas turbine engine |
FR3087849B1 (fr) * | 2018-10-26 | 2020-11-20 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine a double helices non carenees |
US11021970B2 (en) | 2019-02-20 | 2021-06-01 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades |
US11156097B2 (en) | 2019-02-20 | 2021-10-26 | General Electric Company | Turbomachine having an airflow management assembly |
US11073088B2 (en) | 2019-02-20 | 2021-07-27 | General Electric Company | Gearbox mounting in a turbomachine |
US11085515B2 (en) | 2019-02-20 | 2021-08-10 | General Electric Company | Gearbox coupling in a turbomachine |
US11753939B2 (en) | 2019-02-20 | 2023-09-12 | General Electric Company | Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades |
US11286795B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-03-29 | General Electric Company | Mount for an airfoil |
US11401824B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-08-02 | General Electric Company | Gas turbine engine outlet guide vane assembly |
US20210108595A1 (en) | 2019-10-15 | 2021-04-15 | General Electric Company | Unducted single rotor engine and method for operation |
US11506067B2 (en) | 2019-10-15 | 2022-11-22 | General Electric Company | Gas turbine engine with clutch assembly |
CN112660396A (zh) | 2019-10-15 | 2021-04-16 | 通用电气公司 | 用于飞行器的可去除机身护罩 |
US20210348555A1 (en) | 2020-03-26 | 2021-11-11 | Rolls-Royce Plc | High pressure ratio gas turbine engine |
US11814154B2 (en) * | 2020-08-31 | 2023-11-14 | General Electric Company | Pitch angles of an aircraft engine rotor assembly |
US11674435B2 (en) | 2021-06-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11795964B2 (en) | 2021-07-16 | 2023-10-24 | General Electric Company | Levered counterweight feathering system |
US11492918B1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-11-08 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US11834995B2 (en) | 2022-03-29 | 2023-12-05 | General Electric Company | Air-to-air heat exchanger potential in gas turbine engines |
US11834954B2 (en) | 2022-04-11 | 2023-12-05 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US11680530B1 (en) | 2022-04-27 | 2023-06-20 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with a power gearbox of a turbofan engine |
US11834992B2 (en) | 2022-04-27 | 2023-12-05 | General Electric Company | Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine |
US12031504B2 (en) | 2022-08-02 | 2024-07-09 | General Electric Company | Gas turbine engine with third stream |
US20240060430A1 (en) * | 2022-08-17 | 2024-02-22 | General Electric Company | Gas turbine engine |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB594206A (en) * | 1945-06-28 | 1947-11-05 | David Macleish Smith | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
DE586626C (de) * | 1927-04-10 | 1933-10-24 | Strachimir Kermektchiew | Vorrichtung zur Verringerung des Widerstandes umstroemter Koerper |
DE738081C (de) * | 1938-09-11 | 1943-08-02 | Ver Deutsche Metallwerke Ag | Loesbar auf der Propellernabe befestigte Doppelhaube |
US2404767A (en) * | 1941-10-28 | 1946-07-23 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Jet propulsion plant |
GB586570A (en) * | 1943-03-18 | 1947-03-24 | Karl Baumann | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
GB620721A (en) * | 1945-10-13 | 1949-03-29 | Svenska Turbinfab Ab | Improvements in gas turbine unit for the propelling of aircraft and other vehicles |
AU5010069A (en) * | 1969-02-06 | 1972-03-02 | General Electric Company | Gas turbine engines |
GB1294898A (ja) * | 1969-12-13 | 1972-11-01 | ||
CA1020365A (en) * | 1974-02-25 | 1977-11-08 | James E. Johnson | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
FR2560642A1 (fr) * | 1984-03-02 | 1985-09-06 | Gen Electric | Moteur a turbosoufflante a contre-rotation |
US4621978A (en) * | 1984-12-03 | 1986-11-11 | General Electric Company | Counterrotating power turbine |
GB2173863B (en) * | 1985-04-17 | 1989-07-19 | Rolls Royce Plc | A propeller module for an aero gas turbine engine |
CA1262409A (en) * | 1985-05-01 | 1989-10-24 | Kenneth Odell Johnson | Counter rotation power turbine |
GB2194593B (en) * | 1986-08-29 | 1991-05-15 | Gen Electric | High bypass ratio, counter rotating gearless front fan engine |
US4790133A (en) * | 1986-08-29 | 1988-12-13 | General Electric Company | High bypass ratio counterrotating turbofan engine |
US4738591A (en) * | 1986-09-09 | 1988-04-19 | General Electric Company | Blade pitch varying mechanism |
GB2195712B (en) * | 1986-10-08 | 1990-08-29 | Rolls Royce Plc | A turbofan gas turbine engine |
FR2606081A1 (fr) * | 1986-10-29 | 1988-05-06 | Snecma | Moteur de propulsion a turbines de travail contrarotatives |
-
1988
- 1988-05-09 US US07/191,529 patent/US4976102A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-04-26 FR FR898905536A patent/FR2631079B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1989-05-02 JP JP1112354A patent/JPH0216335A/ja active Pending
- 1989-05-08 GB GB8910526A patent/GB2218741B/en not_active Expired - Fee Related
-
1992
- 1992-03-26 GB GB9206626A patent/GB2254661B/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009264380A (ja) * | 2008-04-21 | 2009-11-12 | General Electric Co <Ge> | デュアルロータ振動監視 |
US8763400B2 (en) | 2009-08-04 | 2014-07-01 | General Electric Company | Aerodynamic pylon fuel injector system for combustors |
US9869190B2 (en) | 2014-05-30 | 2018-01-16 | General Electric Company | Variable-pitch rotor with remote counterweights |
JP2016196883A (ja) * | 2015-04-06 | 2016-11-24 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンエンジン用のファン軸受 |
US10399664B2 (en) | 2015-05-11 | 2019-09-03 | General Electric Company | Immersed core flow inlet between rotor blade and stator vane for an unducted fan gas turbine |
US10100653B2 (en) | 2015-10-08 | 2018-10-16 | General Electric Company | Variable pitch fan blade retention system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2254661B (en) | 1993-01-06 |
FR2631079B1 (fr) | 1991-05-03 |
GB2254661A (en) | 1992-10-14 |
GB2218741A (en) | 1989-11-22 |
GB8910526D0 (en) | 1989-06-21 |
GB2218741B (en) | 1993-01-06 |
FR2631079A1 (fr) | 1989-11-10 |
US4976102A (en) | 1990-12-11 |
GB9206626D0 (en) | 1992-05-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH0216335A (ja) | 高バイパス比ガスタービンエンジン | |
US4860537A (en) | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine | |
EP2540989B1 (en) | Variable cycle turbine engine | |
EP1403499B1 (en) | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster | |
EP1403500B1 (en) | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and single direction of rotation booster aft of counter rotating fans | |
US8667773B2 (en) | Counter-rotating turbomachinery | |
CA2440527C (en) | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines | |
US4936748A (en) | Auxiliary power source in an unducted fan gas turbine engine | |
JP2607051B2 (ja) | 航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法 | |
JPH0351899B2 (ja) | ||
EP1394385A1 (en) | Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines | |
US11655767B2 (en) | Gearbox for an engine | |
CA1262409A (en) | Counter rotation power turbine | |
CN112594087A (zh) | 无涵道的推力产生***体系结构 | |
CA2676850A1 (en) | Aeroengine | |
JPH0142879B2 (ja) | ||
JP2927790B2 (ja) | ガスタービン機関 | |
US9447695B2 (en) | Diffuser seal for geared turbofan or turboprop engines | |
US10421553B2 (en) | Pusher fan engine with in wing configuration | |
EP3828384B1 (en) | Gas turbine engine | |
CA1308922C (en) | Unducted, counterrotating gearless front fan engine | |
US20230242260A1 (en) | Blower system | |
CN113217582B (zh) | 用于发动机的齿轮箱 |