JPS5812899A - 複合推進装置 - Google Patents

複合推進装置

Info

Publication number
JPS5812899A
JPS5812899A JP57110052A JP11005282A JPS5812899A JP S5812899 A JPS5812899 A JP S5812899A JP 57110052 A JP57110052 A JP 57110052A JP 11005282 A JP11005282 A JP 11005282A JP S5812899 A JPS5812899 A JP S5812899A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
propeller
fan
propulsion device
blades
core
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
Application number
JP57110052A
Other languages
English (en)
Inventor
ドナルド・フア−レイ・サ−ギツソン
ダニエル・リ−・ハ−シユマン
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS5812899A publication Critical patent/JPS5812899A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • 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
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • 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
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Glass Compositions (AREA)
  • Diaphragms For Electromechanical Transducers (AREA)
  • Carbon And Carbon Compounds (AREA)
  • Retarders (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、ファンに
動力を与えるコアガスタービンエンジンと、少なくとも
７個のプロペラとを効率良く組込んだ新規独得の複合推
進装置に関する。
現在数種の、ガスタービンエンジンが航空機に動力を与
えるために用いられており、そのうちのコ捕はターボフ
ァンエンジンとターボプロップエンジンである。ターボ
ファンエンジンはファンに動力を与えるためにコアガス
タービンエンジンを用い、ターボプロップエンジンはプ
ロペラに動力を与えるためにコアガスタービンエンジン
ヲ用いる。
一種の高効率ターボ７７ンエンジントシて、大径ファン
ヲ用いた高バイパス比ターボファンエンジンがある。こ
の種のターボファンエンジンの有利な最高性能は、ター
ボプロップエンジンノ最高性能が得られる飛行状態とは
異なる飛行状態で得られる。ターボプロップエンジンの
性能と効率は、マツハ（Ｍ）θＳ〜θ乙５の範囲内の巡
航のような比較的低速の飛行時にすぐれている。Ｍ＝０
７以上の速度では、ターボプロップエンジンの性能は、
プロペラ効率が低下することと、装備損失、すなわち、
航空機表面上を流れるかまたは該表面に衝突するプロペ
ラ後流における空気速度の増加による抗力損失が高いこ
とによって悪化する。このような飛行速度では、プロペ
ラ先端の相対らせん速度は超音速になり、この時圧縮性
効果によってプロペラ効率の低下と望ましくない空気力
学的騒音とが生ずる。代表的な最新商用航空機の運航に
おける巡航状態中に生ずるＭ＝０７〜θｇのような高い
亜音速では、ターボファンエンジンの性能ト装備推進効
率は、従来のプロペラ羽根を用いるターボプロップエン
ジンのそれを超過し得る。
スラストラプス（ｔｈｒｕｓｔ　！ａｐｓｅ　）率、す
なわち、高度と気流速度の増加に伴うエンジン推力の減
少は、エンジン性能を比較する一手段である。
ターボプロップエンジンのスラスト２ブス率は高バイパ
ス比ターボファンエンジンのスラストラプス率より高い
。このような高いラプス率の故に、同等のコア寸法の高
バイパス比ターボファンエンジンから得られる高高度高
速度状態における推力量を得るためには、ターボプロッ
プエンジンのプロペラの寸法は低高度低速度状態（例え
ば離陸）の時大いに過大になるように定められる。過大
寸法のプロペラの余分な重量と他の欠点により、ターボ
プロップエンジンを高高度かつ高速度で用いることは望
ましくない。
同様に、気流速度が低（、・場合、装備ターボプロップ
エンジンの燃料効率はターボ７７ンエンジンのそれより
高い。他方、高亜音速では、高バイパス比ターボファン
エンジンの燃料効率は、前述のプロペラ効率の低下と装
備損失の減少とにより、ターボプロップの場合より高く
なり得る。
比較的短距離、例えば２００〜１０００海里の飛行用と
して設計された多くの現用航空機はターボファンまたは
ターボプロップエンジンを選択的に用いている。例えば
、滑走路が短いがまたは空港近くに好書物があることに
より、離陸および着陸性能が特に重要な場合、および騒
音抑制要件に合う場合には、ターボプロップエンジンが
選ばれる。高速巡航時の区間時間性能と燃料効率が高い
ことが重要な場合、例えば、乗客および貨物の飛行時間
と燃料費を最少にするには、高バイパス比ターボファン
エンジンが選シれる。しかし一種のエンジンを選択する
と、それに応じて、選択されない種類のエンジンから得
られるはずの総合性能利益が幾分失われる。
ターボプロップエンジンに生ずる一つの問題はプロペラ
によって発生する騒音である。ターボプロップエンジン
は同等コア寸法のターボファンエンジンより騒音が大き
くなりがちである。ターボファンエンジンにおいてファ
ンとファンダクトとを包囲するファンカウルは騒音抑制
のために音響的に処理され得るが、ターボプロップエン
ジンのプロペラは騒音抑制が困難な空気流内に突出して
いる。また、ターボプロップの騒音発生の程度はプロペ
ラの回転速度の増加ならびにプロペラ羽根ピッチの増加
とともに増加する。このような騒音は航空機が飛ぶ地域
に有害であるだけでなく、航空機自体の内部でも有害で
ある。
前述の問題にかんがみ、本発明の目的はターボプロップ
エンジンの効率と性能上の利点を含み、しかも過大寸法
のプロペラを要することなしに高高度と高速度で適当な
推力を発生し得る複合推進装置を提供することである。
本発明の他の目的は全飛行状態を通じて燃料効率を最適
にする複合推進装置を提供することである。
本発明の他の目的は、ターボプロップエンジンの性能上
の利点を含むが、プロペラによって発生する騒音を選択
的に減らし得るような複合推進装置を提供することであ
る。
本発明はターボファンおよびターボプロップ両種エンジ
ンの性能と燃料効率上の利点を兼備した、航空機用等の
複合推進装置を包含する。この複合推進装置はコアガス
タービンエンジンと、カウルに包囲されたファンを含む
ファン部と、少なくとも７個の可変ピッチプロペラと、
コアエンジンをファンとプロペラとに連結する駆動手段
とから成る。駆動手段はコアエンジンによって発生する
動力の一部分をファンにそして動力の他の部分をプロッ
プに分配する−ように配設される。
本発明の特定実施態様では、複合推進装置は、ファンの
上流に配設された、適当な制御手段と作動手段を備えた
可変形状入口案内翼を含み、これらの入口案内翼はファ
ンの負荷を変え、従って、プロペラとファンとに対する
動力分配を変えるように作用しうる。
本発明の他の実施態様では、複合推進装置は互いに逆向
きに回転するように配設されつる一個のプロペラを含む
。
本発明の他の実施態様では、複合推進装置は完全寸法の
第１プロペラと、半径方向に比較的短い短縮形第コプロ
ペラを含み、この短縮形第コプロペラは第１プロペラと
は異なる羽根ピツチ設定で作用しうる。
次に添付図面によりて本発明を詳述する。第１図は本発
明の複合推進装置の一例を示す。この複合推進装置はフ
ァン／２とプロペラ／ｑとに動力を与えるコアガスター
ビンニシジン１０を含む。
回転軸／乙のような駆動手段がコアエンジンｌＯ゛をフ
ァン／２とプロペラ／４’とに連結し、コアエンジン１
０によって生ずる動力の一部分をファン／２にそして動
力の他の部分をプロペラ／ｑに分配する。
コアエンジンＩＯは圧縮機／ｇと燃焼器２０と高圧ター
ビン２２と低圧タービン２ダとを有する代表的なガスタ
ービンエンジンである。空気ハ圧縮機／ｇによって１□
縮された後燃焼器−〇に流入し、そこで燃料と混合して
燃焼する。その結果゛、膨張高温ガスが燃焼器２０から
流出して高圧タービン２２を通過し次いで低圧タービン
２’ｌを通過し、旨タービンの動翼を回転させる。また
、軸２乙が高圧タービン２２を圧縮機／ｇに連結してい
るので、高圧タービンによって圧縮機ロータが回転し得
、従って、圧縮機に動力が与えられる。
同様に、回転軸１６は低圧タービン２’１ｆ７７ン／２
とプロペラ／ｑとに連結する。回転軸／６はファン／２
を直接、すなわち、／対／の比で駆動することが好まし
く、また、プロペ７　／　９　ヲ７”ロペラ回転速度を
減らす歯車列、２ｇを介して駆動することが好ましい。
歯車列２ｇは、ン口々うとファンの最適性能整合をもた
らすように選択し得る回転速度でプロペラ／ｑを駆動す
るのに適する任意め構成と寸法の歯車群からなるもので
よい。
このような歯車列２ｇの一例として第１図に示しである
ものでは、太陽歯車３０が回転軸／乙に直接取付けられ
、固定輪歯車３コが太陽歯車の半径方向外側にそれから
離れて設けられ、さらに複数゛の遊星歯車３’ｌが太陽
歯車と輪歯車との間に配置されそしてプロペラ／ｌＩの
ハブ３乙に取付けられている。もちろん他の歯車列構成
も用いつる。
コアエンジン１０が飛行中に停止した場合、プロペラ／
４’がファンノコまたは低圧タービンコクを回すこそ、
すなわち、負のトルクを生ずる状況が起こり得ないよう
にすることが望ましく・。従って、複合推進装置はトル
クが負になる場合に歯車列２ｇを回転軸／６から切離す
手段を含むことが好ましい。このような切離し手段とし
て、例えば、歯車列、２ｇを回転軸／６と連結するオー
バランニング・クラッチ３７を用いうる。
歯車列２ｇはプロペラ／ｌＩによって生ずる騒音量を減
らすように有利に構成されうる。プロペラ先端速度が減
ると、その結果所与の羽根ピンチ角度での騒音発生が減
少する。従って、歯車列２ｇは、推力と騒音発生量の所
望の組合わせをもたらす回転速度でプロペラ／ｌを駆動
するように選定される。
プロペラ／ｌＩはハブ３６から概して半径方向外方に延
在する複数のプロペラ羽根３ｇを含む。羽根３ｇの数と
形は所望に応じて選定可能であり、第１図に示す羽根３
ざは一例に過ぎない。さらに、「プロペラ」という用語
は、［プロップファン１と呼ばれるプロペラ形状、すな
わち、多数の高スイープ羽根を有するプロペラをも意味
するものとする。プロペラ／・グは羽根３ｇのピッチを
変える手段を含む。このようなピッチ変更手段はボック
ス１１０で代表され、例えば、自蔵式油圧作動ピッチ変
更機構でよい。もちろん、代替的に、羽根３ｇのピッチ
を変える他の適当な手段、例えば、歯車付き駆動装置を
備えた電動機も用いうる。
プロペラフグはまた、ハブ３６を保護しかつ高い巡航速
度で抗力を減らすためにプロペラの上流端に弾頭形スピ
ナＦ、２を含むことが好ましい。
複合推進装置はまたファン部ｑｌＩを含む。ファン部’
Ｉ’ｌはファン／ａと、このファンの上流に配設した複
数の入ロ案内翼ダ乙と、ファン／２の下流に配設した複
数の出口案内翼ｌ１ｇとからなる。
概して環状のカウルｓｏがファン／２と入口および出口
案内翼ｑ６、ｌＩｇとを包囲している。カウル５０はま
た入口および出口案内翼ｑ乙、ｌＩｇによって支持され
ている。ファン／２は複数の概して半径方向に延在する
ファン動翼を具備する。
第１図に見られるように、コアエンジン１０とファン部
１ＩＩＩは、ファン／２の下流のガス流路がバイパス流
路５２とコア流路５グからなるように形成されている。
両流路Ｓ２、Ｓｔｔは環状コアケーシング５乙によって
分けられ、このケーシングの上流端部は概して環状の分
流体５ｇになっている。バイパス流路５２はカウル５０
とコアケーシングＳ乙との間に画成され、これを通る空
気流はコアエンジン１０をバイパスするように導かれる
。
コア流路３４ｔｌ／−１コアクーンング５乙と、圧縮機
／ざ、燃焼器２０、高圧タービン２２および低圧タービ
ン２グのそれぞれの半径方向内側境界との間に画成され
、これにより空気とガスの流れがコアエンジン１０を通
るように導かれる。
ファン／２の上流に配設した入口案内翼ｌＩ乙は可変形
状入口案内翼を含むことが好ましい。可変形状入口案内
翼はファンに向かう空気流量の調整に有効である。この
ような案内呉の一例は７９ｇ／年の米国特許第グｘｑｔ
ｉｑ号に開示されている部分翼幅可変案内プルＯであり
、この引用特許は本発明の譲受人に譲渡されたもので、
参照に−よってここに包含される。このような部分翼幅
可変案内プルＯは入口案内、翼グ乙の下流縁から延在し
、そしてファン／２への空気流を調整するように回動し
うる。部分翼幅可変案内プルＯはバイパス流路５．２と
櫃して軸方向に整合するように配設され、王としてバイ
パス流路Ｓ２の空気流量を調整するようになっている。
従って、コア流路５１Ｉへの空気の全圧と全流量は部分
翼幅可変案内翼６０によってほとんど影響されない。
部分翼幅可変案内翼６０のような可変形状入口案内翼を
複合推進装置に組込む場合には、それに応じてバイパス
流路タコの出口ノズルの面積ヲ変える手段も設けること
によりバイパス流路Ｓ２の適正流れ特性を保つことが好
ましい。このような手段の一例はカウルＳＯの下流端部
の外周に枢着した複数のフラップ乙／である。複合推進
装置に適用しつるフラップは７９７９年の米国特許第！
／　３２０６ｇ号に開示されており、この引例は参照に
よってここに包含される。フラッグ乙／をコアケーシン
グ３乙から離すかまだは近づけるように回動すればノズ
ル面積が増減する。
第１歯に示す複合推進装置は、比較的短距離、すなわち
、２００〜１０００海里の範囲でほぼＭ−６７〜０ｇの
最高巡航速度で飛行するように設計された航空機用とし
て特に適するものでおる。
このような運航条件のもとでは、複合推進装置コア７ｔ
ａ（Ｄバイパス比がコないし乙であることが好ましい。
このバイパス比はバイノくス流路Ｓ２を通る空気の質量
流量対コア流路５１１を通る空気の質量流量の比である
。
複合推進装置に可変形状入口案内翼、例えば、部分翼幅
可変案内プル０を組込むことは、ファン／２とプロペラ
／ｌＩとに分配される動力部分を変える手段となり、こ
れにより飛行のあらゆる状態においてファンとプロペラ
の効率特性を最大限に利用しうる。例えば、上昇または
低速巡航中のような低速運転中に望ましいことは、コア
エンジン１０によって生ずる動力のほとんどを、低速で
多量の推力を発生するプロペラ／ｑに分配することであ
る。同様に、プロペラ／ｑは低速時にファン／コより燃
料効率が高い。プロペラ／ｌがコアエンジン／θからの
動力のほとんどを受けるように動力分配をなすには、部
分翼幅可変案内プルＯをそれらがファン／２へ流れる空
気の量を最不にす″るように位置づけてファンの負荷を
減らす。すなわち、コアエンジン１０によって生ずるあ
る量の動力の比較的少ない部分をファン／２に分配する
必要があり、これに対し比較的多い動力部分がプロペラ
／ｌＩに利用される。この動力の増加分はプロペラ羽根
３ｇのピッチの増加によってプロペラに吸収される。
逆に、巡航のような比較的高速の飛行状態では、複合推
進装置の７１ン／２は性能と燃料効率がプロペラ／ｑよ
り高くなりうる。従って、コアエンジン１０によって生
ずる動力の比較的多い部分をプロペラ／ｌＩにではなく
ファン／λに分配するととが望ましい。このような動力
分配をなすには、部分翼幅可変案内プルθをそれらがフ
ァン／２へ流れる空気の量を最大にするように位置づけ
てファンの負荷を増す。コアエンジン１０によって生ず
るある量の動力について、ファンの負荷の増加により比
較的多い動力部分をファン／２に分配する必要があり、
これに応じて比較的少ない動力部分がプロペラ／４に利
用される。プロペラの羽根３ｇのピッチを減らしてプロ
ペラの負荷を減らすことにより、プロペラはそれに分配
される比較的少ない動力部分を受ける。
もちろん、・ファン／２とプロペラ／ｌｌへの動力分配
の多様な組合わせが前述の両種分配間において可能であ
る。
複合推進装置の幾つかの利点を第Ω図のグラフによって
絣明する。このグラフは、それぞれが対等寸法のコアエ
ンジンを有するターボプロップと高バイパス比ターボフ
ァンと複合推進装置のスラストラプス率を示す。図示の
ように、複合推進装置のスラストラプス率すなわちその
線の傾斜は、ターボプロップのスラストラプス率すなわ
ちその線の傾斜より少ない。点Ａは比較的高い高度と高
い気流速度での各エンジンの所望推力を示す。点Ｂ、Ｃ
，Ｄは低い高度と低い気流速度でターボプロップと複合
推進装置とターボファンからそれぞれのスラストラプス
率に従って得られる推力の量を示す。図示のように、低
い気流速度と低い高度では、複合推進装置（点Ｃ）の出
す推力は高バイパス比ターボファン（点Ｄ）の推力より
多量であるが、ターボプロップ（点Ｂ）の推力より少量
である。ターボプロップが点Ｂで示す推力を出すには、
そのプロペラの直径は１合推進装置のプロペラの直径よ
りかなり大きくなければならない。従って、複合推進装
置は、ターボプロップに要するプロペラ寸法より少ない
寸法のプロペラを用い、高い高度と高い気流速度（点Ａ
）で高バイパス比ターボファンの場合と同量の推力を出
すが、低い高度と低い気流速度（点Ｃ）ではターボファ
ンより多量の推力を出す。プロペラの寸法が減る結果、
それに応じて重量と費用の点で有利になるとともに装備
損失が低下する。比較的小径のプロペラは幾゛つかの別
の利点を有する。航空機の着陸装置の長さ−ｈ；プロペ
ラの寸法によって決められる時、プロペラが小さいと比
較的短い着陸装置を用いることができ、従って費用と重
量がさらに減る。比較的低い馬力とトルクを出す小径プ
ロペラは、比較的小形軽量の歯車列の使用を可能にする
。さらに、プロペラの直径が減ると、プロペラと歯車列
は、プロペラ先端速度を所望限度内に保ちながら、比較
的高い回転速度（ＲＰＭ）で回転しうる。歯車列が比較
的高い回転速度で働くと、各歯車段におけるトルクが減
りそして全歯車列比が低下するので、複雑さが減りそし
て費用が少なくなる。
部分翼幅可変案内翼ｂｏはまだ、複合推進装置によって
生ずる騒音量を減らすために有利に用（・得るものであ
る。例えば、エンジンを装備した航空機がある地域の上
を比較的低い高度で飛んでいる時、可変案内プル０をフ
ァン／２の負荷を増すように位置づけることができ、こ
うしてプロペラ／ｑの負荷を減らす。これに応じてプロ
ペラ／４’の羽根３ｇのピッチを減らすことにより、プ
ロペラによって生ずる騒音の量が減る。ファン／コラ包
囲するカウル５０には、ファン／２によって生ずる騒音
量がそれに応じて増加しないように音響的処理を施しう
る。
複合推進装置の別の利点は、従来のターボファンエンジ
ンにおいて必要なように、別の逆推力装置を組込む必要
がないことである。プロペラ／４ｔの可変ピンチの特徴
は逆推力能力をもたらす。これに応じて、別の逆推力装
置の除去はプロペラ／ｌＩの重量の相殺に役立つ。
第３図は複合推進装置の第２形状を示す。−第一λ以降
の形状における・第１形状の要素と同じ要素は同符号で
示しである。
第３図に示す複合推進装置はコアエンジン／θと、ファ
ン／２と、第１形状について前述した態様で連結されか
つ作動するプロペラ／ｑとを含む。
第コ形状はファン部ｌＩ＜２からコアエンジン１０の下
流端を越えて延在するカウリング６２を含む°。
カウリング乙コはバイパス流路Ｓ２の半径方向外側境界
を画成する。なおバイパス流路５２はコアエンジン１０
の半径方向外側に存する。
第３図に見られるように、この形状の複合推進装置は高
圧および低圧タービン２２．２’ｌの下流に配置した混
合手段、例えばマルチロープミキサ乙ｑを含む。ミキサ
６ｔＩはバイパス流路５２を通流するガスの少なくとも
一部分を、コア流路５４’を通流するガスの少なくとも
一部分と混ぜて、推力増強、特に上昇および巡航のため
のエンジン高出力設定時の推力増強をもたらす。
カウリング６２はコアエンジン１０の一構造部、例えば
、コアケーシングＳ乙に複数の支柱６乙を介して強固に
連結されることが好ましく・０支柱６乙はまた、バイパ
ス流路５２を通る空気流のだめの案内−としても作用し
うる。第９図に明示の分離して片持ちするのに十分な強
度を有するように形成される。
第５図は複合推進装置の第３形状を示す。この形状は、
軸方向に相隔たる２個のプロペラを含む点を除き、第１
図に示した第１形状と同じ構成部を有しそして同様に作
用する。第Ｓ図に見られるように、この形状の複合推進
装置は第１プロペラ７２と第２プロペラ７ダを有し、両
−プロペラはそれぞれ複数のプロペラ羽根７６．７ｇを
有する。
第１プロペラ７２と第１プロペラ７２は、それぞれ、ボ
ックスｇＯ，ｇ２で代表されるプロペラ羽根のピッチを
変える手段を含む。好ましくは、ピッチ変更手段ｇ０、
ｇ２は互いに無関係に作用し得、従って、任意の時点で
第１プロペラ７２の羽根７乙のピッチは第１プロペラ７
２の羽根７ｇのピッチと必ずしも同じではない。
第１および第１プロペラ７２．７ｑは回転軸／乙により
歯車列ｇｔＩを介して駆動される。歯車列ｇｌＩと第１
および第１プロペラ７２．７’ｌは両プロペラが同方向
に回転するように配設されうる。
あるいは、歯車列ｇダと第１および第コプロペラ７．２
．７１Ｉは、歯車列ｇ夕が第１プロペラ７２に、へえら
れる回転の方向とけ逆方向の回転を第１プロペラフｔＩ
に与えるように配設されうる。すなわち、両プロペラは
互いに逆向きに回転する。歯車列の構成によって第１お
よび第２プロペラ７２．７１Ｉの回転速度を同じかまた
は相異なるようにしうる。また第１プロペラ７ａの羽根
７乙の数を第２プロペラ７１の羽根７ｇの数と同じがま
たは異なるようにしうる。しかし、性能と音響に関する
理由から、第１および第１プロペラフ、２．７’ｌが互
いに逆向きに回転する場合、第１プロペラ７２の羽根７
乙の数対第コプロペラ７ｑの羽根７ｇの数の比を通例Ｓ
対ケにすることが好ましい。
第６図は複合推進装置の第グ形状を示す。この形状は第
Ｓ図に示した第３形状と類似のものでありかつ同様の機
能をもつが、第１プロペラ７２０羽根７６の半径方向長
さより短い半径方向長さをもつプロペラ羽根ｇｇを有す
る短縮形第２プロペ２ｇ乙を含む。また、短縮形第コプ
ロペラｇ６は、ファン部ダｑを包囲するカウルと一体が
または別プロペラ７コはその羽根７乙のピッチを変える
手段ｇθを含み、短縮形第２プロペラｇ乙は羽根ｇｇの
ピンチを変える手段ｑ／を含む。両ピッチ変更手段は互
いに無関係に作用しうろことが好ましい。
第１プロペラ７乙と短縮形第コノロペラｇ乙は、羽根の
数と回転方向と回転速度を、性能上の所望に応じて同じ
にするかまたは相異なるようにしうるものである。しか
し、第６図に示す形状において好ましいことは、短縮形
第コノロペラｇ乙の羽根ｇｇを、少なくともある羽根ピ
ンチ位置において第１プロペラ７２の羽根７乙のポンプ
作用特性を強化するように第１プロペラ７２の羽根７乙
に対して周方向に配置することである。すなわち、ある
羽根ピンチ位置において、短縮形第２プロペラｇ乙の各
羽根ｇざは第１プロペラ７コの羽根７６の一つと整合さ
れ、従って、各対の羽根は羽根７６、ｇｇの翼弦長と両
羽根間の距、離の和に等しい翼弦長を有する単一の大き
な羽根を事実上構成する。
第７図は複合推進装置の第Ｓ形状を示す。この形状は第
１図に示した形状と類似しかつ実質的に同様の機能を有
するが、回転軸／乙はプロペラ／ｌＩをファン部ｔＩＩ
Ｉから離すために軸方向に長く延びている。このような
形状は取付けど重量のつり合わせに関する理由から望ま
しいかもしれない。
この形状は長い回転軸／乙を支持する中間軸受９Ｉｌを
内蔵する静止管状ハウジング９２を含む。
以上、本発明の特定実施例を開示したが、もちろん、本
発明はこれらの実施例に限定されるものではなく、本発
明の範囲内で幾多の改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の諸特徴を包含する複合推進装置の一具
体例の断面図、第２図はターボファンブと複合推進装置
とターボファンのスラストラプス率のグラフ、第３図は
本発明の諸特徴を包含する複合推進装置の第コ具体例の
断面図、第９図は航空機に装備した複合推進装置の図、
第Ｓ図は本発明の諸特徴を包含する複合推進装置の第３
具体例の断面図、第６図は本発明の諸特徴を包含する複
合推進装置の第ダ具体例の断面図、第７図は本発明の諸
特徴を包含する複合推進装置の第５具体例の断面図であ
る。 ＩＯ・・・・・・コアガスタービンエンジン、／２・・
・・・・ファン、／ダ・・・・・・プロペ゛う、／乙・
・・・・・回転軸、２’ｌ・・・・・・低圧タービン、
２ｇ・・・・・・歯車列、３ｇ・・・・・・プロペラ羽
根、ｑＯ・・・・・・ボックス（ピッチ変更手段）、ｌ
ｌｌ１・・・・・・ファン部、５０・・・・・・カウル
、Ｓ２・・・・・・バイパス流路、５４’・・・・・・
コア流路、６０・・・・・・部分翼幅可変案内翼、乙／
・・・・・・フラップ、Ａ、２・・・・・・カウリング
、６Ｉｌ・・・・・・ミキサ、７２・・・・・・第１プ
ロペラ、７ｑ・・・・・・第１プロペラ、７乙、７ｇ・
・・・・・プロペラ羽根、ざ０、ざコ・・・・・・ボッ
クス（ピッチ変更手段）、ｇｔｔ・・・・・・歯車列、
ｇ乙・・・・・・短縮形第コプロペラ、ざｇ・・・・・
・プロペラ羽根、ｑＯ・・・・・・カウル、９／・・・
・・・ピッチ変更手段。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 （リ　（ａ）動力を発生するコアガスタービンエンジン
    ト、（ｂｌカウルに包囲されたファンを含むファン部と
    、（ｃ）複数の羽根とこれらの羽根のピッチを変える手
    段とを含む少くとも７個のプロペラと、（ｄ１前記コア
    エンジンを前記ファンと各プロペラとに連結する駆動手
    段であって、前記動力の一部分を前記ファンにそして前
    記動力の他の部分を各プロペラに分配するように配設さ
    れた駆動手段とから成る複合推進装置。 （２）前記駆動手段は前記コアエン、ジンのタービンを
    前記ファンと前記プロペラとに連結する回転軸を含む、
    特許請求の範囲第（１）項記載の複合推進装置。 （３）前記・軸は前記ファンを直接駆動するとともに前
    記プロペラを歯車列を介して駆動するように配置されて
    いる、特許請求の範囲第（２）項記載の複合推進装置。 （４）　　前記ファンと前記プロペラとに分配される前
    記動力部分を変える手段をさらに含む特許請求の範囲第
    （３）項記載の複合推進装置。 （５）前記ファンと前記プロペラとに分配される前記動
    力部分を変える前記手段は、前記ファン部内かつ前記フ
    ァンの上流に配設した可変形状入口案内翼を含む、特許
    請求の範囲第（り項記載の複合推進装置。 （６）　　前記コアエンジンと前記ファン部は、前記フ
    ァンの下流のガス流路がバイパス流路とコア流路から成
    るように形成され、また前記可変形状入口案内翼は主と
    して前記バイパス流路のガス流量を調整するだめの部分
    翼幅可変案内翼から成る、特許請求の範囲第（５）項記
    載の複合推進装置。 、（７）　　前記バイパス流路は出口ノズルを含み、ま
    た複合推進装置の別の構成要素として、前記可変形状入
    口案内翼の位置に応じて前記出口ノズルの面積を変える
    手段を含む特許請求の範囲第（６）項記載の複合推進装
    置。 ｆ８）　　（ａ１貫通コア流路を有する動力発生用コア
    がスタービンエンジンと、（ｂ）カウルに包囲されたフ
    ァンと、このファンの上流に配設した可変形状入口案内
    翼とを含むファン部であって、それ砺貫通するバイパス
    流路をさらに含むファン部と、ｆｃｌ前記ファンの上流
    に配置されかつ複数の羽根とこれらの羽根のピッチを変
    える手−とを含むプロペラと、（ｄｌ前記コアエンジン
    を前記ファンと前記プロペラとに連結する回転軸であっ
    て、前記動力の一部分を＃記ファンにそして前記動力の
    他の、部分を歯車列を介して前記プロペラに分配するよ
    うに配設された回転軸とから成る複合推進装置。 （９）前記ファンと前記バイパス流路と前記コア流路と
    をバイパス比がコないし乙となるように形成した、特許
    請求の範囲第（８）項記載の複合推進装置。 （１（Ｊ　　前記バイパス流路は前記コアエンジンの半
    径方向外側境界設され、前記バイパス流路の半径方向外
    側境界は前記ファン部から前記コアエンジンの下流端を
    越えて延在するカウリングによって画成され、まだ複合
    推進装置の他の構成要素として、前記バイパス流路のガ
    スの少なくとも一部分と前記コア流路のガスの少なくと
    も一部分とを混合゛するために前記タービンの下流に配
    設された混合手段を含む特許請求の範囲第（８）項記載
    の複合推進装置。 （１１）前記カウリングは前記コアエンジンの一構造部
    と、前記プロペラが乗物に接触しないように複合推進装
    置を乗物から十分離して片持ちし得るように複合推進装
    置を装備した乗物の一構造部とに強固に連結されている
    、特許請求の範囲第（１１項記載の複合推進装置。 （１４前記回転軸は前記プロペラを前記ファン部から離
    すように軸方向に長く延びている、特許請求の範囲第（
    ８）項記載の複合推進装置。 （１１軸方向に相隔たる第１プロペラと第一プロペラを
    含む特許請求の範囲第一（１１項記載の複合推進装置。 （１脅　　前記第１プロペラの羽根のピッチを変島る前
    記手段は前記第２プロペラの羽根のピッチを変える手段
    と無関係に作用し得る、特許請求の範囲第（ｌ：１項記
    載の複合推進装置。 （＋１　　前記駆動手段は前記；マアエンジンのタービ
    ンから前記ファンと前記第７および第２プロペラとに延
    在する回転軸を含み、この軸は前記第１および第２プロ
    ペラを駆動するように配置されている、特許請求の範囲
    第（１４）項記載の複合推進装置。 （鴫　前記歯車列は前記第１プロペラに与えられた回転
    の方向とは逆方向の回転を前記第一プロペラに与えるよ
    うに配設されている、特許請求の範囲第−項記載の複合
    推進装置。 的　前記第１プロペラの前記羽根の数対前記第コノロペ
    ラの前記羽根の数の比ＦｉＳ対ｑである、特許請求の範
    囲第（１四項記載の複合推進装置。 −前記第１および第２プロペラは同数の羽根を有する、
    特許請求の範囲第０１項記載の複合推進装置。 晴　前記第２プロペラの前記羽根は、少なくともある羽
    根ピツチ位置において前記第７プロペラの前記羽根のポ
    ンプ作用特性を強化するように前記第１プロペラの前記
    羽根に対して周方向に配設される、特許請求の範囲第（
    １１項記載の複合推進装置。 （４）前記第一プロペラは前記第１プロペラの下流に配
    置され、そして前記第２プロペラの前記羽根は前記第１
    プロペラの前記羽根の半径方向長さより短い半径方向長
    さを有する、特許請求の範囲第（１１項記載の複合推進
    装置。 の）　前記第２プロペラを包囲するカウルをさらに含む
    特許請求の範囲第一項記載の複合推進装置。 −（ａ）動力を発生するコアのガスタービンエンジンと
    、（ｂ）カウルに包囲された７７ンと、このファンの上
    流に配設した可変形状入口案内翼とを含むファン部と、
    （ｃ）前記ファンの上流に配置されかつ複数の羽根とこ
    れらの羽根のピッチを変える手段とを含む第１プロペラ
    と、（ｄｊ前記第１プａべ２と前記可変形状入口案内翼
    との間に配設され、かつ前記ファンを包囲する前記カウ
    ルに包囲された第一プロペラであって、前記第１プロペ
    ラの前記羽根の半径方向長さより短い半径方向長さを有
    する複数の羽根を含み、さらに、前記第１プロペラの前
    記羽根のピンチを変える前記手段と無関係に作用し得る
    第コプロペラの羽根のピンチを変える手段を具備する第
    １プロペラと、（ｅ）前記コアエンジンを前記ファンと
    前記第１および第コプロペラとに連結する回転軸であっ
    て、前記動力の一部分を前記ファンにそして前記動力の
    他の部分を歯車列を介して前記第１および第コプロペラ
    に分配するように配設された回転軸とから成る複合推進
    装置。
JP57110052A 1981-06-29 1982-06-28 複合推進装置 Pending JPS5812899A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US278924 1981-06-29
US06/278,924 US4446696A (en) 1981-06-29 1981-06-29 Compound propulsor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS5812899A true JPS5812899A (ja) 1983-01-25

Family

ID=23066968

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP57110052A Pending JPS5812899A (ja) 1981-06-29 1982-06-28 複合推進装置

Country Status (8)

Country Link
US (1) US4446696A (ja)
JP (1) JPS5812899A (ja)
CA (1) CA1190050A (ja)
DE (1) DE3223201A1 (ja)
FR (1) FR2508552B1 (ja)
GB (1) GB2100799B (ja)
IT (1) IT1151665B (ja)
SE (1) SE450786B (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014043773A (ja) * 2012-08-24 2014-03-13 Ge Aviation Systems Ltd オープンローター様式のためのピッチ変更機構
JP2017193328A (ja) * 2016-04-19 2017-10-26 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用推進エンジン

Families Citing this family (82)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4569199A (en) * 1982-09-29 1986-02-11 The Boeing Company Turboprop engine and method of operating the same
DE3467601D1 (en) * 1984-04-02 1987-12-23 Boeing Co Turboprop engine
CA1262409A (en) * 1985-05-01 1989-10-24 Kenneth Odell Johnson Counter rotation power turbine
US4651521A (en) * 1985-11-21 1987-03-24 Avco Corporation Convertible turbo-fan, turbo-shaft aircraft propulsion system
US4815273A (en) * 1985-12-31 1989-03-28 Peter Rudolph Single propeller turboprop propulsion apparatus
GB2196390B (en) * 1986-10-16 1991-06-26 Rolls Royce Plc Intake for turbopropeller gas turbine engine.
US5010729A (en) * 1989-01-03 1991-04-30 General Electric Company Geared counterrotating turbine/fan propulsion system
US5683225A (en) * 1991-10-28 1997-11-04 General Electric Company Jet engine variable area turbine nozzle
US5281087A (en) * 1992-06-10 1994-01-25 General Electric Company Industrial gas turbine engine with dual panel variable vane assembly
CN1105827C (zh) * 1995-12-20 2003-04-16 谢逢申 移出式超扇发动机
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US6041589A (en) * 1998-01-09 2000-03-28 General Electric Company Asymmetric turboprop booster
US6883503B2 (en) * 2002-09-26 2005-04-26 Ernest A. Carroll Engine driven supercharger for aircraft
FR2864997B1 (fr) * 2004-01-08 2006-04-28 Snecma Moteurs Turbomachine a turbine semi-liee entrainant un recepteur pilote de maniere a conserver une vitesse de rotation sensiblement constante
US7412832B2 (en) * 2004-03-26 2008-08-19 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
US7246481B2 (en) * 2004-03-26 2007-07-24 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
GB0702608D0 (en) * 2007-02-10 2007-03-21 Rolls Royce Plc Aeroengine
US10151248B2 (en) * 2007-10-03 2018-12-11 United Technologies Corporation Dual fan gas turbine engine and gear train
US8181442B2 (en) * 2008-05-05 2012-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine aircraft engine with power variability
US8887485B2 (en) * 2008-10-20 2014-11-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Three spool gas turbine engine having a clutch and compressor bypass
DE102009009715A1 (de) * 2009-02-19 2010-08-26 Mtu Aero Engines Gmbh Verdichter mit Leitgitter mit radial veränderlicher Abströmung
EP2430292A1 (en) 2009-05-12 2012-03-21 Icr Turbine Engine Corporation Gas turbine energy storage and conversion system
GB0911100D0 (en) * 2009-06-29 2009-08-12 Rolls Royce Plc Propulsive fan system
US8689538B2 (en) * 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
GB2474286B (en) * 2009-10-12 2011-08-31 Rolls Royce Plc A propulsion engine
DE102010009477A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbinenantrieb
WO2011109514A1 (en) 2010-03-02 2011-09-09 Icr Turbine Engine Corporatin Dispatchable power from a renewable energy facility
GB2482545B (en) * 2010-08-06 2017-05-03 Ge Aviat Systems Ltd Aircraft propellers with composite blades mounted to a single propeller hub
EP2612009B1 (en) 2010-09-03 2020-04-22 ICR Turbine Engine Corporatin Gas turbine engine
CA2819586C (en) * 2010-12-10 2014-09-16 Corporation Mc2 Recherches Internationales Turbine assembly, and kit with components for assembling the same
FR2972768B1 (fr) * 2011-03-14 2015-07-17 Snecma Turbomachine a helice(s) pour aeronef, a tuyere mobile
US9021778B2 (en) 2011-06-28 2015-05-05 United Technologies Corporation Differential gear system with carrier drive
US8943796B2 (en) * 2011-06-28 2015-02-03 United Technologies Corporation Variable cycle turbine engine
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US10094288B2 (en) 2012-07-24 2018-10-09 Icr Turbine Engine Corporation Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine
EP2904218B1 (en) * 2012-10-01 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Low compressor having variable vanes
EP2904254B8 (en) * 2012-10-02 2020-11-04 Raytheon Technologies Corporation Geared turbofan engine with high compressor exit temperature
US10036316B2 (en) 2012-10-02 2018-07-31 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with high compressor exit temperature
WO2014066508A2 (en) * 2012-10-23 2014-05-01 General Electric Company Unducted thrust producing system architecture
EP2932068B1 (en) * 2012-12-13 2017-11-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine with cooling scheme for drive gear system and pitch control
FR3002979B1 (fr) * 2013-03-06 2016-07-15 Snecma Systeme de lubrification pour turbopropulseur
US9624827B2 (en) 2013-03-15 2017-04-18 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
US10724479B2 (en) 2013-03-15 2020-07-28 United Technologies Corporation Thrust efficient turbofan engine
EP2994628A4 (en) * 2013-05-09 2017-01-18 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
WO2014182546A2 (en) 2013-05-09 2014-11-13 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
ITTO20130400A1 (it) * 2013-05-17 2014-11-18 Avio Spa Turbina di bassa pressione provvista di sdoppiatori in corrispondenza dell'ultima schiera statorica, in particolare per un motore a turbina a gas
US9909495B2 (en) * 2014-02-07 2018-03-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine with distributed fans with drive control
US9951690B2 (en) * 2014-08-19 2018-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Low noise aeroengine inlet system
US9957889B2 (en) * 2014-08-19 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Low noise aeroengine inlet system
FR3029172B1 (fr) * 2014-11-27 2018-05-25 Safran Helicopter Engines Groupe propulseur a moyens d'accouplement selectif
WO2017091260A2 (en) 2015-09-15 2017-06-01 Sikorsky Aircraft Corporation Drive system arrangement for rotorcraft
FR3043735B1 (fr) * 2015-11-17 2017-12-29 Snecma Conduit d'entree d'air de turbomachine d'aeronef
US11168828B2 (en) * 2017-05-02 2021-11-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine casing arrangement
FR3074476B1 (fr) * 2017-12-06 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur d'aeronef comportant une helice non carenee
US11427304B2 (en) 2018-10-15 2022-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for slowing down aircraft
US11834196B2 (en) * 2019-10-15 2023-12-05 General Electric Company System and method for control for unducted engine
CN112664349A (zh) * 2019-10-15 2021-04-16 通用电气公司 推进***架构
US20210108572A1 (en) * 2019-10-15 2021-04-15 General Electric Company Advance ratio for single unducted rotor engine
CN111102098B (zh) * 2020-01-03 2021-01-12 中国科学院工程热物理研究所 基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进***、控制方法
US11668253B2 (en) 2020-10-16 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft
US20220252008A1 (en) * 2021-02-08 2022-08-11 General Electric Company Propulsion system configurations and methods of operation
US20220259985A1 (en) * 2021-02-15 2022-08-18 General Electric Company Open rotor turbomachinery engines
US20220333553A1 (en) * 2021-04-14 2022-10-20 General Electric Company Three-stream gas turbine engine with embedded electric machine
WO2022261538A1 (en) * 2021-06-11 2022-12-15 Raytheon Technologies Corporation Oil circulation system for hybrid electric engine
US11492918B1 (en) 2021-09-03 2022-11-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
EP4144980A1 (en) * 2021-09-03 2023-03-08 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
US11572827B1 (en) * 2021-10-15 2023-02-07 General Electric Company Unducted propulsion system
US11753144B2 (en) 2021-10-15 2023-09-12 General Electric Company Unducted propulsion system
US20230150681A1 (en) * 2021-11-15 2023-05-18 General Electric Company Gas turbine engine noise reduction
US20230167783A1 (en) * 2021-12-01 2023-06-01 General Electric Company Propulsion system for a gas turbine engine
FR3130758B1 (fr) * 2021-12-17 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aéronef
US20230220815A1 (en) * 2022-01-10 2023-07-13 General Electric Company Three-stream gas turbine engine control
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
WO2023198963A1 (fr) * 2022-04-15 2023-10-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aeronef a plusieurs flux
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
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
US12031504B2 (en) 2022-08-02 2024-07-09 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
WO2024121464A1 (fr) * 2022-12-05 2024-06-13 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aéronef a triple flux
WO2024121465A1 (fr) * 2022-12-05 2024-06-13 Safran Aircraft Engines Turbomachine d'aéronef a triple flux

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL62565C (ja) * 1900-01-01
US1793933A (en) * 1928-06-14 1931-02-24 Edward L Hoffman Propeller and engine arrangement for aircraft
GB578005A (en) * 1941-10-28 1946-06-12 Fritz Albert Max Heppner Improvements in and relating to jet propulsion plant
US2533346A (en) * 1944-01-19 1950-12-12 Curtiss Wright Corp Dual rotation propeller
CH267849A (de) * 1944-01-31 1950-04-15 Power Jets Res & Dev Ltd Verbrennungsturbinen-Kraftanlage für Luftfahrzeuge.
FR995990A (fr) * 1945-04-04 1951-12-11 Rateau Soc Perfectionnement aux turbines à gaz entraînant une hélice aérienne
CH259296A (de) * 1945-10-13 1949-01-15 Svenska Turbinfab Ab Propeller-Antriebseinrichtung an Fahrzeugen.
US2619795A (en) * 1947-01-20 1952-12-02 Gen Electric Aircraft booster jet power unit
DE1124823B (de) * 1959-05-02 1962-03-01 Daimler Benz Ag Antrieb fuer Flugzeuge
GB1069033A (en) * 1965-01-30 1967-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines
US3678690A (en) * 1970-07-10 1972-07-25 United Aircraft Corp Convertible composite engine
US3892358A (en) * 1971-03-17 1975-07-01 Gen Electric Nozzle seal
CA1020365A (en) * 1974-02-25 1977-11-08 James E. Johnson Modulating bypass variable cycle turbofan engine
US4132068A (en) * 1975-04-30 1979-01-02 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration Variable area exhaust nozzle
GB1497477A (en) * 1975-07-19 1978-01-12 Rolls Royce Gas turbine engine
US4222235A (en) * 1977-07-25 1980-09-16 General Electric Company Variable cycle engine
US4254619A (en) * 1978-05-01 1981-03-10 General Electric Company Partial span inlet guide vane for cross-connected engines

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014043773A (ja) * 2012-08-24 2014-03-13 Ge Aviation Systems Ltd オープンローター様式のためのピッチ変更機構
JP2017193328A (ja) * 2016-04-19 2017-10-26 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機用推進エンジン
US10392120B2 (en) 2016-04-19 2019-08-27 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
IT1151665B (it) 1986-12-24
SE8203975D0 (sv) 1982-06-28
IT8222040A0 (it) 1982-06-24
DE3223201A1 (de) 1983-01-13
SE8203975L (sv) 1982-12-30
GB2100799B (en) 1985-08-07
FR2508552B1 (fr) 1988-04-29
US4446696A (en) 1984-05-08
SE450786B (sv) 1987-07-27
CA1190050A (en) 1985-07-09
GB2100799A (en) 1983-01-06
FR2508552A1 (fr) 1982-12-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS5812899A (ja) 複合推進装置
US4251987A (en) Differential geared engine
CA1094527A (en) Multi-bladed, high speed prop-fan
US20230415914A1 (en) Advance ratio for single unducted rotor engine
US20210108572A1 (en) Advance ratio for single unducted rotor engine
US4936748A (en) Auxiliary power source in an unducted fan gas turbine engine
EP2540989B1 (en) Variable cycle turbine engine
US5079916A (en) Counter rotation power turbine
EP3284942B1 (en) Direct drive aft fan engine
US6041589A (en) Asymmetric turboprop booster
GB2129502A (en) Counter rotation power turbine
US4488399A (en) Propfan aircraft propulsion engine
CA1262409A (en) Counter rotation power turbine
US4183210A (en) Gas turbine engine powerplants
US11655767B2 (en) Gearbox for an engine
CN114909215A (zh) 推进***配置及操作方法
CN115750135A (zh) 具有第三流的燃气涡轮发动机
JPS63134817A (ja) ガスタ−ビン機関
US11078870B2 (en) Method and system for a stowable bell-mouth scoop
CN111322158A (zh) 用于气体涡轮引擎的冰晶体防护
CN112664349A (zh) 推进***架构
GB2379483A (en) Augmented gas turbine propulsion system
CN113217582B (zh) 用于发动机的齿轮箱
CA1096642A (en) Differential geared engine
CN118049311A (zh) 具有第三流的燃气涡轮发动机