JPS58149898A - プロツプフアン式航空機推進用エンジン - Google Patents

プロツプフアン式航空機推進用エンジン

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JPS58149898A
JPS58149898A JP58018732A JP1873283A JPS58149898A JP S58149898 A JPS58149898 A JP S58149898A JP 58018732 A JP58018732 A JP 58018732A JP 1873283 A JP1873283 A JP 1873283A JP S58149898 A JPS58149898 A JP S58149898A
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • 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
    • 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
    • F02K3/062—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 aft fan
    • 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
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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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、ガスタービンがガスジェネレータと減速ギヤ
ボックスとを介してシロップファンを駆動する成る形式
のパワータービンとを含んでおり、シロップファンがガ
スタービンの下流に取付けられている、ガスタービン、
駆動プロップファンに関する。
プロップファンとは、ｄ内で尚朋の後退用を持つ羽根を
数枚（約８〜１０枚が典型的であるが、）有する、成る
形式の高性能のプロペラであると足端することができる
。この配置により、衝撃液の発生が遅らせられ、羽根は
高負荷にて作動することができる。プロップファンエン
ジンで駆動される航空機は飛行速度を約マツハ数０．６
に制限される在来型のターボプロップエンジン駆動のｍ
空［と異り、約マツハ数０．８にて飛行することができ
る。後者ではプロペラ翼端速度が音速を超えると推進効
率が急速に低下し、騒音レベルが上るからである。また
ターボファンのエンジンに比シ、プロップファン・エン
ジンの燃料消費率は最高２０係も低い。
ガスジェネレータから延びる軸によりギヤボックスを介
して上流のファンを駆動するようになっているプロップ
ファンと駆動用ガスジェネレータとの種々の配置に関し
て提案が為されている。このような配置ではプロップフ
ァンの下流にエンジン吸気口を設け、これらの吸気口を
環状ま７たは顎（チン）型とする必要がある。この二つ
の型式の吸気口は共に空力的な障害を生じて、正しいエ
ンジン吸気状態を生ずることが困難となる。荷にエンジ
ンが逆推力を生ずる必要が有る時、プロップファン会ブ
レードのピッチは逆転され、翼付根はエンジン吸気口を
事実上ふさいでしまう可能江があり、特別な方法を構じ
ないとこの状態は避けられない。
本発明は、プロップファンを駆動用ガスタービンの下流
に配置してガスタービンに正常な吸気口を持たせること
により、これらの問題を避けている。またこの後方配置
型プロップファン・エンジンはエンジンを航空機の後部
に配置することを可能にするから、プロップファンの偵
方回騒音が航空機の胴体に衝突せず、客室を含まない部
分のみに当るようになる。
本発明によれば、航空機推進用エンジンは、ガスジェネ
レータと、該ガスジェネレータにより駆動し得るタービ
ン親離と、減速両軍装置を介して該タービン装置により
駆動し得る少（とも１個のプロップファンとを有してお
り、該プロップファンはコアエンジ゛ンと該タービン装
置とに同軸で回転するようにしかも該タービン装置の下
流に取付けられており、該ガスジェネレータおよびター
ビン装置は隣接する複数のシュート（流路）を含む排気
ダクトを有し、その交互のシュートを辿って排気ガスと
周囲空気とが流れており、該プロップファンは回転する
ハブ構造を有してその中で該プロップファンのｌｌＪ接
する羽根の間に軸方向通路が設けられており、該ガスジ
ェネレータおよびタービン装置からの排気ガスと周囲空
気との流れが交互に軸方回通路を通過する配置になって
いる。
タービン装置はガスジェネレータの下流にあるタービン
に連結された、ガスジェネレータの上流に配置されるブ
ースタまたはフリー・パワータービンを含むことができ
る。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明をより詳細に記載
する。
図面中、プロップファン推進エンジン１０はガスジェネ
レータ１２を含む。ガスジェネレータの詳細は図示され
ていないが、代表的なものは圧縮機と、圧縮機からの圧
縮空気および燃料を受入れる燃焼装置と、燃焼装置から
の商運、尚温のガスにより駆動される圧縮機駆動用ター
ビンとを含むであろう。図示の配置では、ガスジェネレ
ータ１２からの排気ガスが６段のタービン１４を駆動し
、つぎにタービンがガスジェネレータ圧縮機の上流にあ
る６段のブースタ１６を駆動し、ブースタは在米型の吸
気口１８からの流入空気を受入れる。タービン１４はパ
ワータービンとしてａｔ、離脱自在の接−ｆ＝（図示昼
ず）を有する＠２２と減速ギヤボックスとを介して複数
羽根のプロップファン２０を駆動する。
タービン１４からの排気はダクト２６に流れ、ダクト２
６の端末は第２図のＡＡ断面図に見られるように、ダク
ト端周辺に連続するひだにより形成される多数のシュー
）２８．３０になっている。
シュート２８はタービン排気を含み、ダクト２６の内壁
により閉ざされているのに対し、シュート６０は周囲空
気を受入れるように開放している。
すなわち、タービン排気と周囲空気との交斤の流れはダ
クト２６を離れて、プロップファン羽根の付根３３を包
む、回転する環状ハブ構造３２に向って流れる。
環状ハブ構造３２は減速ギヤボックス２４の出力により
駆動される内方リング状構造６４を宮み、このリング状
構造６４に羽根取付部６６が取付けられ、プロップファ
ン羽根は羽根取付部６６の中で羽根ピツチ変更機構４２
により軸受３８，４０の中で回転することができる。各
羽根取付部３６の間に軸方向ダクト４４が形成されて外
壁４６と内壁４８とにより画成され、また各羽根取付部
３６の上流にフェアリングが設けられて隣接するダクト
４４の側壁に滑らかにつながる。ダクト４４は別々の出
口を持つこともできるし、また隣接するダクトの側壁を
各羽根取付部の下流にて滑らかにつないで環状出口を形
成させることもできる。
かくしてタービン排気と周囲空気とは回転する環状ハブ
構造６２にある軸方向ダクト４４を通ってエンジンから
大気中に排出される。
タービンにより可能な限り多くの有効エネルギーを抽出
するけれども、ガスはまだ光分な残留エネルギを有して
いて、ガスは不必要な抗力を生ずることなく最終的にエ
ンジンを離れることができる。
減速ギヤボックス２４は、＠２２に取付けられ軸受６０
に支持される歯車５８により駆動される歯車５６を有し
軸受５４に支持される数個のレイシャツ）　（ｌａｙ　
５ｈａｆｔ　）　５２を含む。各レイシャフト５２上の
歯車６２は軸受６４の中で回転自在のリング状構造３４
を駆動する。
プロップファン２００羽根は数が８ないし１０で有得る
が、高度の後退角を有し、有効翼弦長を増し衝撃波の発
生を遅らせる薄肉断面のものである。この型式の羽根構
造によりターボプロップ航空機に比べてより速い機体速
度が得られ、その速度は純粋ジェットおよびターボファ
ンを動力トスる民間航空機の速度に比肩することができ
、しかも燃料経済性はターボファンよりも優っている。
以上の記載から判るように、プロップファンをプロップ
ファン駆動用エンジンの後部に取付ける推進エンジンの
配置はエンジンの在来型窒気椴入口がプロップファンや
ギヤボックスの存在により妨害されることを無（し、ま
たエンジン性能に有害な影４Ｉヲ与えることなしに工′
；ンジン排気を大気中に誘導する適当な方法を与える。
＠２２に付く離脱自在の接手はまたプロップファン駆動
用エンジンを修理または交換の、ために容易に取外すこ
とができるようにする。本発明によるエンジンを航空機
の胴体に対して適当に配置することにより、エンジンが
生ずる客室の雑音を減少または極限することかり能であ
ろう。たとえば、１個またはそれ以上のフィンの如き適
当な支持構造によりエンジンを航空機の後部に取付けた
とすると、プロップファンからの横方向の騒音は胴体を
全く避、けるか、または客室を含まない胴体部分にのみ
影響を与えるようになる。
本発明の範囲内で種々の変形が可能であり、たとえば、
プロップファンを駆動するタービンはフリー・パワータ
ービンであることができ、減速ギヤボックスは任意の形
式のものでよく、またダクト２６の出口におけるシュー
トは異る形状のものとすることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によるシロップファン推進エンジンの一
型式の、部分的に略図化された側方正囲図の上半部であ
り、 第２図は第１図の線ＡＡ、ＢＢ、およびＣＣに沿う断面
図の合成図である。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 （１１ガスジェネレータと、該ガスジェネレータにより
    駆動し得るタービン装置と、減速歯車装置を介して該タ
    ービン装置、により駆動し得る少くとも１１ｉｉ！ｉＩ
    のプロップファンと、を有する航空機推進用エンジンに
    おいて、該プロップファンはコアエンジン（該ガスジェ
    ネレータ）と該タービン装置とに同軸に回転するように
    し力・も該タービン装置の下流に堰付けられており、該
    ガスジェネレータおよびタービン装置は１４接する襟叔
    のシュート（方路）馨含む排気ダクトを有し、その交互
    のシュートを通り、て排気ガスと周囲空気とが流れてお
    ゛す、該プロップファンは回転するハブ構造を有してそ
    の中で該シロップファンの隣接する羽根の間に軸方向通
    路が設けられて３つ、該ガスジェネレータおよびタービ
    ン装置からの伊気ガスと周囲空気との匪れが父互該軸方
    回通路を通過するように閂ピーされている、航空機推進
    用エンジン。 （２１該タービン装置は、該ガスジェネレータ夕の下流
    にある１段以上のタービンに連結されて該ガスジェネレ
    ータの上流にある１段以上のブースタを含んでいる、時
    計請求の範囲第１項に記載のエンジン。 （３）該タービン装置は１段以上のフリー・ノくワータ
    ービンを含んでいる、時計請求の範囲第１項に記載のエ
    ンジン。 （４）該タービン装置は離脱自在の接キを持つ鴨により
    該減速ギヤ装置の入力に駆動可能に取付けられる、時計
    請求の範囲第１項に記載のエンジン。
JP58018732A 1982-02-17 1983-02-07 プロツプフアン式航空機推進用エンジン Granted JPS58149898A (ja)

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JPS58149898A true JPS58149898A (ja) 1983-09-06
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DE (1) DE3304417C2 (ja)
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GB (1) GB2117054B (ja)

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