JPS59103947A - Reversely rotating power turbine - Google Patents
Reversely rotating power turbineInfo
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- 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
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (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。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
［発明の分野］
この発明はガスタービン機関、更に具体的に云えば、比
較的低い速度で出力軸の動力を′供給りる様に作用覆る
反対廻りの回転子すなわち２重反転回転子を有する動力
タービンを含む新規で改良されたガスタービン機関に関
する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Field of the Invention This invention relates to gas turbine engines, and more particularly to counter-rotating rotors or The present invention relates to a new and improved gas turbine engine including a power turbine having counter-rotating rotors.
［発明の青用］
これに限らないが、この発明は航空機の推進用に使われ
る様なガスタービンに特に用いられる。[Blue Application of the Invention] This invention has particular but not limited use in gas turbines such as those used for aircraft propulsion.
航空機に動力を供給する為に幾つかの種類のガスタービ
ン機関が現在利用し得る。ターボファン及びターボプロ
ップがこういう機関の２例である。Several types of gas turbine engines are currently available to power aircraft. Turbofans and turboprops are two examples of such engines.
ターボファン・エンジンはコア・エンジン、即ちガス発
生器を含／ｖでいて、ファンに動力を供給する。これに
対してターボプロップ・エンジンはプロペラに動力を供
給するガス発生器を含んでいる。A turbofan engine includes a core engine, or gas generator, that powers the fan. Turboprop engines, on the other hand, include a gas generator that powers a propeller.
こういう機関は推力を発生層る為にプロペラ又はファン
を駆動りるので、こういう機関は、排気ジェットのみを
通じて推力を発生ずる純粋なターボジェット・１ンジン
よりも、亜音速で一層燃料効率がよいのが典型的である
。Because these engines drive a propeller or fan to generate thrust, they are more fuel efficient at subsonic speeds than pure turbojet engines that generate thrust only through the exhaust jet. is typical.
中間規模の輸送用航空機、例えば乗客１００乃至１８０
人の輸送用の航空機は、推進用にターボファン・エンジ
ンを使うのが典型的である。ターボファンは、比較的高
い高度で約マツハ０．６乃至約マツハ０．８の巡航速度
で、こういう航空機に必要な動力を供給する為の比較的
大きな推力を発生り°る。これより低い巡航速度用に設
計された航空機では、普通のターボプロップを使うのか
り（型内である。これはその方が１ぐれた性能並びに効
率が得られるからである。例えば、ターボファンに較べ
て空気ツノ学的に更に効率のよいターボプロップを使う
ことにより、燃料の燃焼ｍ、即ち乗客マイル数あたりの
燃料消費量をかなり減少りることが出来る。Medium-sized transport aircraft, e.g. 100 to 180 passengers
Aircraft used to transport people typically use turbofan engines for propulsion. Turbofans generate a relatively large amount of thrust to provide the necessary power for these aircraft at relatively high altitudes and cruise speeds of about 0.6 to about 0.8. Aircraft designed for lower cruising speeds may use conventional turboprops (in-type) because they offer superior performance and efficiency. For example, turbofans By using turboprops, which are aerodynamically more efficient, the fuel burn m, or fuel consumption per passenger mile, can be significantly reduced.
従って、ターボファン及びターボブ［ＴＩツブの利点を
組合せて、ターボファンを動ツノ源とする航空機のＯ（
型内な航空機巡航速度で効率を改善しｌ〔複合機関が得
られ）ば望ましいことである。Therefore, by combining the advantages of a turbofan and a turbob [TI hub,
It would be desirable to improve efficiency at within-type aircraft cruise speeds.
然し、ターボファンを動力源とする航空機の典型的な巡
航速度並びに高度で、中間規模の輸送用航空機に動力を
供給するのに適した普通のターボプロップ・エンジンを
単純に大形にしだだけでは、１個のプロペラとしては直
径約１６フイートのものが必要になる。更に約１５．０
００軸馬力を発生づ−る能ツノが要求されるが、これは
普通のターボプロップ・エンジンの動力出力の何倍かで
ある。However, it is not possible to simply oversize an ordinary turboprop engine suitable for powering a medium-sized transport aircraft at the cruise speeds and altitudes typical of turbofan-powered aircraft. , one propeller would need to be about 16 feet in diameter. About 15.0 more
It is required to be able to generate 00 shaft horsepower, which is several times the power output of a normal turboprop engine.
普通のターボブ０ツブ・エンジンをこういう条件に合せ
て構成すれば、比較的低い速度で所要の動力及びトルク
をプロペラに伝達する為に、比較的大形で望ましくない
程重い減速歯車装置を開発づることが必要になる。直径
の大きいプロペラの回転速度がプロペラ先端の螺旋速度
、即ち航空機の速度にプロペラ先端の接線方向速度を加
えたものを、超音速より低く抑えるための制限因子にな
る。超音速で動作するプロペラ先端はかなりの望ましく
ない騒音を発生ずると共に、空気力学的な効率の低下を
招くので、そうすることが望ましい。Configuring a conventional turbo-bobbed engine for these conditions would result in the development of a relatively large and undesirably heavy reduction gearing system to transmit the required power and torque to the propeller at relatively low speeds. It becomes necessary. The rotational speed of the large diameter propeller becomes the limiting factor in keeping the helical speed of the propeller tip, ie, the speed of the aircraft plus the tangential speed of the propeller tip, below supersonic speed. This is desirable because propeller tips operating at supersonic speeds generate significant undesirable noise and result in reduced aerodynamic efficiency.
減速歯車装置を使わずにプロペラ又はファンを駆動する
様に作用づ−るガスタービン機関も従来公知である。典
型的には、これは、１対の反対廻りのファン又はプロペ
ラを駆動する比較的少ない数の動翼列の段を有する比較
的低速の反対廻りの夕−ビン回転子を含んでいる。こう
いう機関は、単に排気ジェットによって発生された推力
を増強する為に、ファン又はプロペラを利用する種々の
形式を構成している。Gas turbine engines that operate to drive propellers or fans without reduction gearing are also known in the art. Typically, this includes a relatively low speed counter-rotating spindle rotor with a relatively small number of stages of rotor blades driving a pair of counter-rotating fans or propellers. These engines come in various forms that utilize fans or propellers simply to augment the thrust generated by the exhaust jets.
然し、比較的大きな動力出力を要求り−る今日の中間規
模の航空機を推進させる為には、普通のターボファン及
びターボプロップ・エンジンや、今述べた反対廻りのタ
ービン回転子形機関よりも性能を目立って高めた、燃料
効率が比較的よい新１１１代の実用的なｍ関が必要であ
る。However, to propel today's medium-sized aircraft, which require relatively large power outputs, they require more performance than conventional turbofan and turboprop engines, or the counter-rotating turbine-rotor engines just mentioned. What is needed is a new 111-generation practical model with significantly improved fuel efficiency and relatively good fuel efficiency.
従って、この発明の１つの目的は、新規で改良されたガ
スタービン機関を提供することぐある。Accordingly, one object of the present invention is to provide a new and improved gas turbine engine.
この発明の別の目的は、反対廻りの回転子を持つ動力タ
ービンを含む新規で改良されたガスタービン機関を提供
することである。Another object of the invention is to provide a new and improved gas turbine engine that includes a power turbine with counter-rotating rotors.
この発明の別の目的は、複数個の反対廻りのタービン動
翼列の段を持つ動力タービンを含んでいて、実質的に全
部の出力動力が燃焼ガスをこれらの段で膨張させること
によって得られ、機関を出て行く排出ガスに実質的に殆
んどエネルギが残らない様にする新規で改良されたガス
タービン機関を提供りることである。Another object of the invention includes a power turbine having stages of a plurality of counter-rotating turbine rotor blades, wherein substantially all of the output power is obtained by expanding combustion gases in the stages. It is an object of the present invention to provide a new and improved gas turbine engine in which substantially little energy remains in the exhaust gases leaving the engine.
この発明の別の目的は、減速歯車装置を使わずに出力動
ツノが得られる様にした新規で改良されたガスタービン
機関を提供することである。Another object of the invention is to provide a new and improved gas turbine engine which provides a power horn without the use of reduction gearing.
この発明の別の目的は、ガス発生器と、反対廻りの回転
子を持つ動力タービンとを含んでいて、動力タービンが
ガス発生器の後方に固定して支持される様な新規で改良
されたガスタービン機関を提供することである。Another object of the invention is to provide a new and improved system comprising a gas generator and a power turbine having counter-rotating rotors, the power turbine being fixedly supported aft of the gas generator. Its purpose is to provide gas turbine engines.
この発明の別の目的は、プロペラ及びファンの羽恨の様
な反対廻りの翼部材に動力を供給りる様に作用する新規
で改良されたガスタービン機関を１１？供づることであ
る。Another object of this invention is to provide a new and improved gas turbine engine for powering counter-rotating blade members such as propellers and fan blades. It is to offer.
［発明の概要］
この発明は、ガス発生器及び動力タービンを含む新規で
改良されたガスタービン機関を提供する。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention provides a new and improved gas turbine engine that includes a gas generator and a power turbine.
動力タービンが第１の回転子及びそれから半径方向外向
きに伸びる複数個の第１のタービン動蔚列と、第２の回
転子及びそれから半径方向内向きに伸びる複数個の第２
のタービン動翼列を含ｌυでいる。動力タービンはガス
発生器の後方に支持されていて、ガス発生器からの燃焼
ガスを受取り、該カスを第１及び第２のタービン動ｙｑ
列の中で膨張させて、略全部のその出カニネル−１！を
抽出しＣ１第１及び第２の回転子を反対廻りの向きに駆
動りる様に作用する。A power turbine includes a first rotor and a plurality of first turbine rotor rows extending radially outwardly therefrom, a second rotor and a plurality of second rows extending radially inwardly therefrom.
It includes a row of turbine rotor blades. A power turbine is supported behind the gas generator, receives combustion gas from the gas generator, and directs the waste to the first and second turbines.
Inflate it in the row and almost all of it comes out - 1! C1 acts to drive the first and second rotors in opposite directions.
この発明の幾つかの実施例では、動力タービンは、機関
の前端又は後端の何れかに配置された反対廻りのファン
又はプロペラを駆動りる様に作用する。In some embodiments of the invention, the power turbine acts to drive counter-rotating fans or propellers located at either the front or rear end of the engine.
この発明の構成、その他の目的並びに利点は、以下図面
について詳しく説明Ｊる所から、更によく理解されよう
。The structure, other objects, and advantages of the present invention will be better understood from the following detailed description of the drawings.
［発明の詳細な説明］
第１図にこの発明の１実施例のガスタービン機関１０を
示ず。機関１０が中心線となる縦軸線１２を含Ｉνぐお
り、軸線１２の周りに同軸に環状ケーシング１４が配置
されている。機関１ｏは、例えばブースタ圧縮１ｆｉ１
８、圧縮機２ｏ、゛燃焼器２２、高圧タービン（トＩＰ
Ｔ）２’４、及び中間圧タービン（ＩＰＴ）２６で構成
し得る普通のガス発生器１６をも含んでおり、これら全
ては機関１０の縦軸線１２の周りに、直列の軸流形で同
軸に配置され−Ｃいる。第１の環状駆動軸２８が圧縮機
２０及び１」１〕王 ２４を連結する。第２の環状駆動
＠２３がブースタ圧縮１１８及びＩＰ−Ｃ２６を連結づ
る。[Detailed Description of the Invention] A gas turbine engine 10 according to an embodiment of the invention is not shown in FIG. The engine 10 includes a longitudinal axis 12 serving as a centerline, and an annular casing 14 is disposed coaxially around the axis 12. The engine 1o is, for example, a booster compression 1fi1
8. Compressor 2o, combustor 22, high pressure turbine (IP)
T) 2'4, and a conventional gas generator 16, which may consist of an intermediate pressure turbine (IPT) 26, all of which are coaxial in series axial flow around the longitudinal axis 12 of the engine 10. It is located at -C. A first annular drive shaft 28 connects the compressor 20 and the shaft 24 . A second annular drive @23 couples booster compression 118 and IP-C26.
動作について説明り”ると、ガス発生器１６はブースタ
圧縮機１８及び圧縮ｔｓ２’ｏからの加圧空気を燃焼器
２２に供給して、そこで燃料と混合し、適当に点火しＣ
燃焼ガスを発生りる様に作用する。In operation, the gas generator 16 supplies pressurized air from the booster compressor 18 and compressor ts2'o to the combustor 22, where it is mixed with fuel and suitably ignited to produce carbon dioxide.
It acts to generate combustion gas.
この燃焼ガスが１−１１） １’ ２４及びＩＰ−ｒ
’２６を駆動し、これらが夫々圧縮機２０及びブースタ
圧縮機１８を駆動りる。燃焼ガスは、縦軸線１２から平
均吐出半径Ｒ１の所で、ガス発生器１６から１１’）
Ｔ ２６を介して吐出される。This combustion gas is 1-11) 1' 24 and IP-r
'26, which drive compressor 20 and booster compressor 18, respectively. The combustion gas is discharged from the gas generators 16 to 11' at an average discharge radius R1 from the longitudinal axis 12.
It is discharged via T26.
環状支持部材３０がガス発生器１６より後方で、ケーシ
ング１４の一番後側の端に取付けられる。An annular support member 30 is attached to the rearmost end of the casing 14 behind the gas generator 16 .
支持部月３０はケーシング１４の後端から半径方面内向
き及び後向きに伸びる。支持部材３０が、ケーシング１
４の後端から半径方向内向きに伸びる複数個の円周方向
に相隔たる支柱部材３２、及び支柱部材３２の半径方向
内側の端に固着され−Ｃいて後向きに伸びる環状ハブ部
材３４を含む。Support portion 30 extends radially inwardly and rearwardly from the rear end of casing 14 . The support member 30 is attached to the casing 1
4 includes a plurality of circumferentially spaced apart strut members 32 extending radially inwardly from the rear ends of the strut members 32, and an annular hub member 34 secured to the radially inner ends of the strut members 32 and extending rearwardly.
支社部ｔｔＡ３２はハブ部材３４を支持すると共に、ガ
ス発生器１６からの燃焼ガスをこの発明の１実施例に従
って構成された動力タービン３６に供給する通路とじ−
０作用する。動力タービン３６すなわち低圧タービン（
Ｌ ｌ〕１’ ） ３６がハブ部材３４に回転自在に装
着されている。The branch ttA32 supports the hub member 34 and has a passageway for supplying combustion gases from the gas generator 16 to a power turbine 36 constructed in accordance with one embodiment of the present invention.
0 works. Power turbine 36 or low pressure turbine (
L l]1') 36 is rotatably mounted on the hub member 34.
Ｌ Ｉ） Ｔ ３６が、ハブ部材３４にその前端４２
及び後端４４で適当な軸受４０によって回転自在に装着
された第１の環状ドラム形回転子３８を含む。第１の回
転子３８からは複数個の第１のタービン動翼列４６が半
径方向外向きに伸び−Ｃおり、これらの動翼列は回転子
上で軸方向に相隔たっている。L I) T 36 is attached to the hub member 34 at its forward end 42.
and a first annular drum-shaped rotor 38 rotatably mounted at a rear end 44 by suitable bearings 40 . Extending radially outward from the first rotor 38 are a plurality of first rows of turbine rotor blades 46 that are axially spaced apart on the rotor.
ＬＰＴ３６は第１の回転子３８及び第１の動翼列４６よ
り半径方向外側に配置された第２の環状ドラム形回転子
４８をも含んでいる。第２の回転子４８からは複数個の
第２のタービン動翼列５０が半径方向内向きに伸びてお
り、これらの動翼列はこの回転子上で軸方向に相隔たっ
ている。第２の回転子４８は、第２の動翼列５０の内の
一番前側の動翼列５０ａの半径方向内側の端、並びに一
番後側の動翼列５０ｂの半径方向内側の端に配置された
適当な軸受５２により、ハブ部材３４に回転自在に装着
されている。一番後側の動翼列５ｏｂは、ハブ部材３４
に装着されｌＣ第１の回転子３８上に回転自在に配置さ
れでいる。LPT 36 also includes a first rotor 38 and a second annular drum-shaped rotor 48 disposed radially outwardly from first rotor 38 and first row of rotor blades 46 . Extending radially inwardly from the second rotor 48 are a plurality of second rows of turbine rotor blades 50 that are axially spaced apart on the rotor. The second rotor 48 is located at the radially inner end of the frontmost rotor blade row 50a of the second rotor blade row 50 and at the radially inner end of the rearmost rotor blade row 50b. It is rotatably mounted to the hub member 34 by suitable bearings 52 located therein. The rearmost rotor blade row 5ob is a hub member 34
The first rotor 38 is rotatably arranged on the IC first rotor 38.
第１及び第２のタービン動翼列４６．５０の各々は、円
周方向に相隔たる複数個のタービン動翼で構成され、第
１の動翼列４６と第２の動翼列５０とが夫々交互に配置
されて相隔たっている。動翼列４６．５０に沿って流れ
る燃焼ガスは平均流路半径Ｒ２に沿って流れる。この平
均流路半径は、定義により、ＬＰＴ ３６の合成仕事
荷重が集中づると想定づる動翼半径を表わす。例えば、
半径Ｒ２は、ＬＰＴ３６の全ての動翼列の平均ピッチ線
半径と定義することが出来る。Each of the first and second turbine rotor blade rows 46,50 is composed of a plurality of turbine rotor blades spaced apart in the circumferential direction, and the first rotor blade row 46 and the second rotor blade row 50 are They are arranged alternately and separated from each other. Combustion gas flowing along the rotor blade row 46.50 flows along the average flow path radius R2. This average flow path radius, by definition, represents the rotor blade radius around which the resultant work load of the LPT 36 is assumed to be concentrated. for example,
The radius R2 can be defined as the average pitch line radius of all rotor blade rows of the LPT 36.
ガス発生器１６から平均流路半径（で１の所で吐出され
る燃焼ガスが、支柱部Ｕ３２によつ−Ｃ形成された流路
を介してＬＰＴ ３６に送られる。ＬＰＴ ３６は平
均流路半径［く２に沿つ−Ｃ１この燃焼ガスを第１及び
第２のタービン動翼列４６，５０の中Ｃ膨張させて、こ
のガスの略全部の出力エネルギを抽出覆る様に作用し、
第１の駆動軸２８の速度より比較的低い回転速度で、第
１及び第２の回転子３８．４８を反対廻りの向きに駆動
りる。Combustion gas discharged from the gas generator 16 at a point with an average flow path radius (1) is sent to the LPT 36 via a flow path formed by the pillar portion U32. -C1 along the radius [2] expands this combustion gas in the first and second rows of turbine blades 46, 50 so as to extract substantially all of the output energy of this gas;
The first and second rotors 38,48 are driven in opposite directions at rotational speeds that are relatively lower than the speed of the first drive shaft 28.
上に述べた様に構成されたガス光生器１６及びＬＰＴ３
６により、比較的低い回転速度で出力軸動力を供給ジる
様に作用する反対廻りの回転子を持つ新規で改良された
ガスタービン機関が得られる。この発明の重要な特徴と
しては、機関の要素が相補的に配置されていることが挙
げられる。Gas light generator 16 and LPT 3 configured as described above
6 provides a new and improved gas turbine engine with counter-rotating rotors that act to provide output shaft power at relatively low rotational speeds. An important feature of the invention is the complementary arrangement of the engine elements.
具体的に云うと、Ｈｌ〕Ｔ ２４は燃焼器２２の後方
に配置されて、比較的高圧の燃焼ガスが吐出されノこ後
に、最初にこれを受取る。ＨＰ ’Ｔ ２４は、この
タービンと第１の駆動軸２８が、１５．０００軸馬力の
機関で約ｉｏ、ｏｏｏ乃至１５．０００ ＲＦ） Ｍで
回転する様に設ｈ１されている時、最−し効率がよく、
燃焼器２２からの高圧の燃焼ガスを最も効率よく利用り
る。Specifically, Hl]T 24 is located aft of combustor 22 to initially receive relatively high pressure combustion gases after they are discharged. HP'T 24 is the most powerful when this turbine and first drive shaft 28 are set to rotate at approximately io, ooo to 15,000 RF) M in a 15,000 shaft horsepower engine. and efficient,
The high pressure combustion gas from the combustor 22 is utilized most efficiently.
燃焼ガスは、トＩ Ｐ Ｔ ２４を通過した後、それ
より低下した中間圧力になる。この中間圧ノコのガスが
ＩＰ１２６を通り、これによってガスの圧力が比較的低
圧に更に下がるが、その間、ト＋ ｐ −ｒ２４の速度
より比較的低い速度で、第２の駆動軸２３及びブースタ
圧縮ｔｉ１８を回転させる為の動力を最も効率よく抽出
する。After the combustion gases pass through the IPT 24, they are at a lower intermediate pressure. This intermediate pressure saw gas passes through IP 126, which further reduces the pressure of the gas to a relatively low pressure, while the second drive shaft 23 and booster compression To extract the power for rotating ti18 most efficiently.
最１多に、低圧燃焼ガスが１ Ｆ） Ｔ ３６に送ら
れ、そこで更に膨張し、その残りのエネルギの略全部が
抽出されて、第１及び第２の回転子３８．４８を回転さ
せ、出力軸動力を供給する。１１）Ｔ２Ｏから吐出され
る排気ジェットに残るエネルギは殆んどなく、この為そ
の利用効率は低下する。更に、ＬＰＴ ３６は機関１
０内の最後の要素であるから、それが受ける燃焼ガスは
温度が最低であり、従って、熱によって誘起される応力
も減少し、Ｌｌ）Ｔ’３６はそれ程複雑でないものにり
ることか出来る。Most importantly, the low pressure combustion gases are sent to 1 F) T 36 where they are further expanded and substantially all of their remaining energy is extracted to rotate the first and second rotors 38.48; Provides output shaft power. 11) Very little energy remains in the exhaust jet discharged from T2O, thus reducing its utilization efficiency. Furthermore, LPT 36 is engine 1
Since it is the last element in 0, the combustion gases it experiences are the lowest in temperature and therefore the thermally induced stresses are also reduced, allowing Ll) T'36 to become less complex. .
ＬＰＩ’ ３６で燃焼ガスから更に効率よく１ネルギ
を抽出覆る為、その平均流路半径Ｒ２がガス発生器１６
の平均吐出半径Ｒ１より大ぎいことが好ましい。第１図
に示覆実施例では、平均流路半径Ｒ２は平均吐出半径Ｒ
１の大きさの人体２１８である。この配置は、タービン
動翼列４６．５０を縦軸線１２から大きな半径の所に配
置して、その相対的な接線方向の速度を高め、そこを流
れるガスから一層効率よくエネルギを抽出り−るのに有
効である。In order to more efficiently extract 1 energy from the combustion gas with LPI' 36, the average flow path radius R2 is the same as that of the gas generator 16.
It is preferable that the radius is larger than the average discharge radius R1. In the embodiment shown in FIG. 1, the average flow path radius R2 is the average discharge radius R
The human body 218 has a size of 1. This arrangement places the turbine rotor blade rows 46,50 at a large radius from the longitudinal axis 12 to increase their relative tangential velocity and more efficiently extract energy from the gas flowing therethrough. It is effective for
ＬＰＴ３６は、回転子３８．４８に対りる略全での出力
動力を供給する様に作用する動力タービンであって、好
ましくはガス発生器１６の後方に配置するから、効果的
な適当な取付り装置が必要である。上に述べた様にケー
シング１４の後端から伸びる支持部材が、この為、この
発明の重要な特徴でもある。The LPT 36 is a power turbine that acts to provide substantially all of the output power to the rotor 38, 48, and is preferably located aft of the gas generator 16, thus allowing for effective and suitable mounting. equipment is required. The support member extending from the rear end of the casing 14, as discussed above, is therefore also an important feature of the invention.
第１図に示す実施例では、ＬＰＴ ３６は反対向きの
ピッチを持つ反対廻りの前側プ【コペラ５４及び後側プ
ロペラ５６を駆動する様に作用する。In the embodiment shown in FIG. 1, the LPT 36 acts to drive oppositely rotating forward propellers 54 and aft propellers 56 with opposite pitches.
更に具体的に云うと、第１の回転子３８の一番後側の端
から後側動翼列４６ａが伸びており、これは大体第２の
回転子４８の半径方向の位置まで半径方向外向きに伸び
ている。後側動翼列４．６ａの半径り向性側の端に環状
シュラ・クド部材５８が取イ」（）られている。後側プ
ロペラ５６がシュラウド部材５８に適当に取（＝Ｊけら
れる。同様に、前側プロペラ５４が第２の回転子４８の
前端に適当に取イ］りられる。適当なピッチ変更手段６
ｏを設けて、前側及び後側プロペラ５４．５６のピッチ
を独立に制御する。More specifically, an aft rotor blade row 46a extends from the aft-most end of the first rotor 38 and extends radially outward to approximately the radial position of the second rotor 48. It extends in the direction. An annular shroud member 58 is attached to the radially oriented end of the rear rotor blade row 4.6a. The rear propeller 56 is suitably mounted on the shroud member 58. Similarly, the front propeller 54 is suitably mounted on the front end of the second rotor 48.
o to independently control the pitch of the front and rear propellers 54,56.
この発明の最も重要な特徴は、ガスタービン機関１０が
、減速歯車装置を使わずに、比較的低い回転速度で比較
的大きな出力動力及びトルクを供給する様に作用するＬ
ＰＴ ３６を持つことである。減速歯車装置並びに関
連した付属品があれば、乗客１５０人の輸送機の様な輸
送用航空機を運転するのに必要な比較的大きな推力を発
生し得る機関に、かなりの重量並びに複雑さが付は加わ
る。The most important feature of the invention is that the gas turbine engine 10 operates to provide relatively large output power and torque at relatively low rotational speeds without the use of reduction gearing.
It is to have PT 36. Reduction gearing and associated accessories add considerable weight and complexity to engines that can generate the relatively large thrusts required to operate a transport aircraft, such as a 150-passenger transport aircraft. will join.
プロペラ又はファンの様な岡部材を駆動する為にガスタ
ービン機関を使う場合、減速が必要である。普通の低圧
タービン（図に示してない）は、典型的には約１０．０
’ＯＯ乃至１５．００ＯＲＰＭで回転づる１個の回転子
を含む。Ｗ部材を駆動づる為には、この回転速度を約１
．０００乃至約２、ＯＯＯＲＰＭの比較的低い速度に下
げなりればならない。プロペラ及びファンは、推力を発
生する為に比較的低い軸速度で比較的大量の空気を動か
り°様に設晶１されており、比較的低い回転速度で動作
する１うが効率がよい。更に、プロペラの先端螺旋速度
を超音速よりも低く制限する為に、低い回転速度が必要
である。When using a gas turbine engine to drive an engine member such as a propeller or fan, deceleration is necessary. A common low pressure turbine (not shown) typically has approximately 10.0
Contains one rotor that rotates from 'OO to 15.00 ORPM. In order to drive the W member, this rotational speed must be approximately 1
．． 000 to a relatively low speed of about 2,000 RPM. Propellers and fans are designed to move relatively large amounts of air at relatively low shaft speeds to generate thrust, and are more efficient when operating at relatively low rotational speeds. Additionally, low rotational speeds are required to limit the propeller tip helical speed to below supersonic speeds.
この発明では、第１図のＬ ｌ） １’ ３６の第２
の回転子４８を第１の回転子３８と反対向きに回転りる
ことか出来る様に覆ることにＪ：す、２つの出力軸、即
ち第１の回転子３８及び第２の回転子４８は、これと同
様な１個の回転子を持つ従来のし＋） Ｈの速度の約１
／４の速度で回転しζこうして減速を行なう。In this invention, the second part of L l) 1' 36 in FIG.
The two output shafts, namely the first rotor 38 and the second rotor 48, are covered so that they can rotate in the opposite direction to the first rotor 38. , a conventional rotor with one rotor similar to this +) approximately 1 of the speed of H
It rotates at a speed of /4 and decelerates in this way.
更に、第１及び第２のタービン動翼列４６．５０の数、
即ち段数を増加することにより、追加の減速を行なうこ
とが出来る。これは、回転子３８゜４８の回転速度が低
い時、ＬＰＴ ３６の１段あたり、燃焼ガスから抽出
するエネルギは一層少なくて済むからである。所望の低
下した速度を達成づると共に燃焼ガスから略全部の残り
のエネルギを抽出覆る為には、段数を増加づることが必
要である。Furthermore, the number of first and second turbine rotor blade rows 46.50;
That is, by increasing the number of stages, additional deceleration can be achieved. This is because when the rotational speed of the rotor 38.48 is low, less energy is extracted from the combustion gases per stage of the LPT 36. In order to achieve the desired reduced speed and extract substantially all of the remaining energy from the combustion gases, it is necessary to increase the number of stages.
然し、比Ｒ２／ Ｒ１の値を大きくして、一層大きな平
均流路半径Ｒ２の所でＬＰＴ３６に燃焼ガスを供給１−
ることにより、上に述べた目的を達成りる為に少ない段
数を用いることも出来る。段数が多くなつりきることは
、複雑さ、１法並びに重■が増加覆る点で望ましくなく
、正面面積及び重量が増加する点で、段数が少なく、比
Ｒ２／Ｒ１が比較的大きいＬＰＴ３６も望ましくない。However, by increasing the value of the ratio R2/R1, the combustion gas is supplied to the LPT 36 at a point with a larger average flow path radius R2.
By doing so, fewer stages can be used to achieve the above objectives. It is undesirable to increase the number of stages due to the increase in complexity, weight and weight. LPT36, which has a small number of stages and a relatively large ratio R2/R1, is also desirable because it increases the frontal area and weight. do not have.
この発明では、上に述べた様に、約２．０の比［＜２／
Ｒ１が好ましいことが判った。In this invention, as mentioned above, a ratio of about 2.0 [<2/
It has been found that R1 is preferred.
更に、第１図に示す実施例では、反対廻りのプロペラ５
４．５６を駆動する為、第１及び第２の回転子３８．４
８に約１．２００ＲＰＭ（７）出力軸速度を得るのに、
約１４段を持っＬｌ）１３６が好ましい。この速度は、
第１及び第２の駆動＠２３．２８の回転速度よりずっと
低い。Furthermore, in the embodiment shown in FIG.
4.56, the first and second rotors 38.4
To obtain an output shaft speed of approximately 1.200 RPM (7) to 8,
Ll) 136 having approximately 14 stages is preferred. This speed is
Much lower than the rotational speed of the first and second drives @23.28.
第１図に示ず実施例では、反対廻りのプロペラ５４．５
６は、第１の回転子３８及び第２の回転子４８の両方よ
り半径方向外側で機関１ｏの後方に取付けられる。これ
らのプロペラは縦軸線１２からのハブ半径Ｒ３及び先端
半径Ｒ４を持っている。約１４１段を持っていてプロペ
ラを駆動１−るＬＰＴ３６を有する実施例の機ｐＡ１０
では、べ１／Ｒ４，Ｒ２／Ｒ４及びＲ３／ Ｒ４が、夫
々的０゜１８．０．３５及び０．４５に等しいことが好
ましい。然し、ＬＰＴ３６の段数は約１０段乃至約１８
段であってよく、Ｒ１／Ｆ＜４． Ｒ２／ｖ＜４及びＲ
３／Ｒ４は夫々的０．２乃至０．１６．０゜４乃至０．
３及び０．５乃至０．４の範囲に゛りることか出来る。In the embodiment, which is not shown in FIG.
6 is mounted at the rear of the engine 1o, radially outward from both the first rotor 38 and the second rotor 48. These propellers have a hub radius R3 and a tip radius R4 from the longitudinal axis 12. Example aircraft pA10 having approximately 141 stages and having an LPT36 driving the propeller.
Then, it is preferable that Be1/R4, R2/R4 and R3/R4 are equal to 0°18, 0.35 and 0.45, respectively. However, the number of stages of LPT36 is about 10 stages to about 18 stages.
R1/F<4. R2/v<4 and R
3/R4 is 0.2~0.16.0°4~0.
3 and can range from 0.5 to 0.4.
こういう関係は、約１：２ｏｏＲＰＭの回転速度で反対
廻りのプロペラ５４．５６を最も効率よく駆動づ゛るの
に適した機関１０を得る為に好ましいものである。This relationship is preferred in order to obtain an engine 10 suitable for most efficiently driving counter-rotating propellers 54,56 at rotational speeds of approximately 1:2oo RPM.
ＬＰＴ ３６の回転子３８．４８の速度の低下ににす
、遠心力で発生覆る応力の２次低下が生ずる。例えば、
速度が１／４に低下り−ると、遠心力による応力は１／
１６に減少り゛る。これは、Ｌ Ｐ Ｔ２Ｃが遠心力の
応力に耐える為の材料が少なくて済む点で重要であり、
この結果一層軽いＬＰＴ３６になる。反対廻りのＬＰＴ
３６を使う全体的な効果として、普通のＬ Ｐ ｌ’及
び減速歯車装置を含む機関に較べて、機関の重力が目立
って減少−する。As the speed of the rotor 38,48 of the LPT 36 decreases, a quadratic decrease in the centrifugal force generated stress occurs. for example,
When the speed decreases to 1/4, the stress due to centrifugal force decreases by 1/4.
It has decreased to 16. This is important because L P T2C requires less material to withstand the stress of centrifugal force.
This results in a lighter LPT36. Opposite LPT
The overall effect of using 36 is that the engine's gravity is significantly reduced compared to an engine containing a conventional L P l' and reduction gearing.
第１図に示しｌ〔実施例の機関１０は、この他の利点も
ある。例えば、プロペラ５４．５６を機関１０の後端に
取イ］けることにより、機関１０の環状入口領域６２に
は、流れを妨げる障害物が比較的なくなる。従って、入
口領ｈｆｉ６２並びに機関１０を取囲む環状ナセル６４
は、゛機関１０に入る空気並びにそこを流れる空気の空
気力学的な性能を高める様に適当に設ｉ１ｉ＋ ？ｌる
ことが出来る。The engine 10 of the embodiment shown in FIG. 1 also has other advantages. For example, by placing the propellers 54,56 at the rear end of the engine 10, the annular inlet region 62 of the engine 10 is relatively free of flow obstructions. Therefore, the annular nacelle 64 surrounding the inlet area hfi 62 as well as the engine 10
Is it appropriately set so as to improve the aerodynamic performance of the air entering the engine 10 and the air flowing there? I can do it.
１個のプロペラでなく、２つのプロペラを使うことによ
り、約マツハ０．７乃至約マツハ０．８の航空機の巡航
速度で夫々的１．２０ＯＲＰＭ及び９００ Ｒｌ）Ｍの
回転速度で同等の１を力を発生づる為に、直径の一層小
さいプロペラにづることが出来る。例えば１個の場合の
１６フイートに対し−Ｃ約１２フィートにし、即ちＲ４
−６フイートにりることが出来る。直径が小さくなる結
果、ブ【−１ベラの先端速度が低下し、その騒音も減少
する。By using two propellers instead of one propeller, an equivalent 1 at a rotational speed of 1.20 ORPM and 900 Rl) M at an aircraft cruise speed of about 0.7 to about 0.8, respectively. To generate power, it can be attached to a smaller diameter propeller. For example, instead of 16 feet for one piece, -C is about 12 feet, that is, R4
-Can climb 6 feet. As a result of the smaller diameter, the tip speed of the blade is reduced and its noise is also reduced.
プロペラ５４及び５６を第２の回転子４８より半径方向
外側に取付けることにより、プロペラのハブと先端の比
Ｒ３／ Ｒ４が増加するが、これはその空気力学的な性
能を改善する。更に、ブ［ｌペラはＬ ｌ） Ｔ ３
．６から吐出される燃焼ガスの流れを妨げないが、こう
しない場合には、機関の性能を低下させ、プロペラ５４
＋ ５６の熱による損傷を防止り−る為の冷却方式を必
要とすることになろう。By mounting the propellers 54 and 56 radially outward of the second rotor 48, the propeller's hub-to-tip ratio R3/R4 is increased, which improves its aerodynamic performance. Furthermore, B[lpera is L l) T 3
．． Do not obstruct the flow of combustion gases discharged from propeller 54;
A cooling system would be required to prevent damage from +56 heat.
第２図には、航空１６６の一番後側め端に装着された、
第１図に示す様な反対廻りのプ［１ペラを駆動り°る２
つの機関１０を含む航空機６６が示されている。後側に
装着されたこの発明の反対廻りのプロペラ機関１０は、
性能並びに燃料の燃焼を改善しＩｃ航空機６６を作り出
す様に作用Ｊる。更に、機関１０は、同じ推ツノ出力を
発生する様な１法の普通のターボプロップ・エンジンに
較べる時、重量が減少している。プロペラの騒音を減少
覆ることが可能であり、これによって航空機に対する騒
音減衰用の変更の規模を少なくすることが出来、従つ−
Ｃ航空機の全重量を更に減少づることになる。In Figure 2, the device attached to the rearmost end of Aviation 166 is shown.
As shown in Figure 1, the oppositely rotating propeller is
An aircraft 66 is shown including two engines 10 . The counter-rotating propeller engine 10 of this invention mounted on the rear side is as follows:
It acts to improve performance as well as fuel combustion to create an Ic aircraft 66. Additionally, engine 10 has a reduced weight when compared to a conventional one-way turboprop engine producing the same thrust power. It is possible to reduce propeller noise, thereby reducing the scale of noise attenuating modifications to the aircraft, and therefore -
This would further reduce the overall weight of the C aircraft.
第３図には第１図に示す様な反対廻りのプロペラ機関１
０を航空機（図に示しでない）の翼６８に取付Ｇｌる別
の構成が示されている。この実施例では、機関１０のハ
ブ部材３４が後向きに延長され、９！ ６８に適当に取
（ｔ Ｇ）られる。不動の環状排気ダクト７０がハブ部
材３４に適当に固定され、機関１０の排ガスを例えばｍ
６８の下側に適当に絞る。第３図に示１実施例の機関１
０は、機関１０の支持部材３０の重要な利点をはっきり
と示しＣいる。具体的に云うと、支持部材３０はＬ Ｐ
１−３６を機関１０内に取（Ｊける作用をＪ−るだ（
」でなく、機関１０全体を航空機の興６８に取イ」番〕
る作用もづる。Figure 3 shows a counter-rotating propeller engine 1 as shown in Figure 1.
An alternative configuration is shown for attaching G10 to a wing 68 of an aircraft (not shown). In this embodiment, the hub member 34 of the engine 10 is extended rearwardly and the 9! 68 (t G). A stationary annular exhaust duct 70 is suitably secured to the hub member 34 and carries exhaust gases from the engine 10, e.g.
Squeeze it appropriately to the bottom of 68. Engine 1 of the first embodiment shown in FIG.
0 clearly shows the important advantages of the support member 30 of the engine 10. Specifically, the support member 30 is L P
1-36 in the engine 10
``Instead of taking the whole engine 10 to the aircraft development 68'']
It also has an effect.
第４図にはこの発明の別の実施例のガスタービン機関７
２が示され−Ｃいる。機関７２はガス発生器１６を含む
。このガス発生器は、第１図のＩ暖間１０のガス発生器
１６と実質的に同一である。然し、この実施例では、Ｌ
ＰＴ７４が、機関７２の後端に装着された反対廻りの前
側及び後側ファン７６．７８を夫々駆動り−る。ファン
７６．７８が円周方向に相隔たっＣ半径方向外向きに伸
びる複数個のファン羽根を含む。環状ファン・ダクト８
０がファン７６．７８より半径方向外側に配置されてい
て、複数個の支柱部月８２により、機関７２のケーシン
グ１４及びナセル６４に適当に取（＝ｊけられる。後側
ファン７８より後方でハブ部材３４に適当な推力逆転手
段（図に示してない）を取付けることが出来る。FIG. 4 shows a gas turbine engine 7 according to another embodiment of the present invention.
2 is shown -C. Engine 72 includes gas generator 16 . This gas generator is substantially identical to the gas generator 16 of the I warmer 10 of FIG. However, in this example, L
PT 74 drives oppositely rotating front and rear fans 76 and 78, respectively, mounted at the rear end of engine 72. Fans 76, 78 include a plurality of circumferentially spaced and radially outwardly extending fan blades. Annular fan duct 8
0 is disposed radially outward from the fans 76 and 78, and is appropriately attached to the casing 14 and the nacelle 64 of the engine 72 by a plurality of struts 82. Hub member 34 may be fitted with suitable thrust reversal means (not shown).
ファン羽根はプロペラの羽根とは作用が異なるから、Ｌ
ＰＴ ７４は、基本的には第１図のＬＰ−１３６と同
一であるが、ファンの羽根を駆動づる様に設計覆ること
が好ましい。更に具体的に云うと、第１及び第２のター
ビン動翼列４５．５０の合δ１の段数は約６段乃至約１
２段の範囲であることが好ましく、約８段く第４図に示
す場合がそうである）が好ましい。これに対応して、Ｒ
１／１犬４及びＩ’（２／ Ｒ４は、夫々的０．３５乃
至０゜２５及び０．６５乃至約０．４５の値を持つこと
が好ましい。然し、８段の場合、Ｒ１／ Ｒ４及びｒ＜
２ ／ Ｒ４は夫々的０．３及び０．５８の値である
ことが好ましい。第１図に示した実施例と同じく、Ｒ２
がＲ１よりも大きな値を持ち、２倍の大きさであること
が好ましい。Fan blades have a different action from propeller blades, so L
PT 74 is basically the same as LP-136 of FIG. 1, but is preferably designed to drive the fan blades. More specifically, the total number of stages δ1 of the first and second turbine rotor blade rows 45.50 is about 6 stages to about 1 stage.
A range of two stages is preferred, with about eight stages (as shown in FIG. 4) being preferred. Correspondingly, R
1/1 dog 4 and I' (2/R4 preferably have values of 0.35 to 0°25 and 0.65 to about 0.45, respectively. However, in the case of 8 stages, R1/R4 and r<
2/R4 preferably have values of 0.3 and 0.58, respectively. As in the embodiment shown in FIG.
has a larger value than R1, preferably twice as large.
第５図にはこの発明の別の実施例のガスタービン・機関
８４が示されている。機関８４はガス発生器１６を含み
、これは第１図に示したものと実質的に同一である。機
関８４はＬＰＩ ８６をも含むが、これは第４図に示
したＬＰＴ ７４と実質的に同一である。然し、この
実施例では、Ｌ Ｐ Ｔ２Ｃが追加の一番後側の動翼列
５０ｃを含ｌυでいて、合計８段になることが好ましい
。これらの段は、機関８４の一番前側の端に回転自在に
装着された反対廻りの前側及び後側ファン８８．９０を
人々駆動り゛る様に構成されている。ファン８８゜９０
の半径方向外側に一部状フアン・ダクト９２が配置され
−Ｃいて、支柱９４によって機関８４に適当に固定され
ている。FIG. 5 shows a gas turbine engine 84 according to another embodiment of the invention. Engine 84 includes gas generator 16, which is substantially identical to that shown in FIG. Engine 84 also includes an LPI 86, which is substantially identical to LPT 74 shown in FIG. However, in this embodiment, it is preferred that L P T2C include an additional aftmost rotor blade row 50c, for a total of eight stages. These stages are configured to drive opposing front and rear fans 88, 90 which are rotatably mounted at the forward-most end of engine 84. Fan 88°90
A partial fan duct 92 is disposed radially outwardly of -C and is suitably secured to engine 84 by struts 94.
第４図に示したＬ Ｐ Ｔ ７４と対照的に、第１の
回転子３８の一番後側の端９６はハブ部材３４の半径方
向内側に伸びてい−Ｃ１第３の環状駆動軸９８に固着さ
れている。駆動軸９８が機関８４の前端まｅ伸び、後側
ファン９０に適当に取（＝Ｊりられている。一番後側の
動画列５０ｃが第２の回転子４８から半径方向内向きに
伸びＣいる。一番後側の動翼列５００の半径方向内側の
端１００が第４の駆動軸１０２に固着され、この駆動軸
が機関８４の前端まで伸びていて、前側ファン８８に固
着されている。この為、機関８４は同軸に配置された４
つの駆動軸２３．２８．９８．’１０２を含み、ＬＰＴ
８６は夫々前側及び後側〕７ン８８゜９０を反対向きに
駆動する様に作用する。こうして構成された機関８４は
、約６対１より大きい超高側路比にＪることか出来る。In contrast to L P T 74 shown in FIG. It is fixed. The drive shaft 98 extends to the front end of the engine 84 and is appropriately attached to the rear fan 90.The rearmost moving image train 50c extends radially inward from the second rotor 48. The radially inner end 100 of the rearmost rotor blade row 500 is fixed to a fourth drive shaft 102, and this drive shaft extends to the front end of the engine 84 and is fixed to the front fan 88. For this reason, the engine 84 has four
one drive shaft 23.28.98. '102 included, LPT
86 act to drive the front and rear [7] pins 88 and 90 in opposite directions, respectively. The engine 84 thus constructed is capable of very high shunting ratios of greater than about 6 to 1.
第６図にはこの発明の別の実施例のガスタービン機関１
０４が示されている。この実施例は、第５図に示した実
施例と実質的に同一であるが、後側ファン９０がブース
タ圧縮機１８に固着され″でいる。これらが共に共通の
駆動軸、即ち第３の駆動軸９８によって駆動される。駆
動軸９８はＬＰＴ８６の第１の回転子３８及びＩＰＩ−
２６の円扱形回転子に固着されている。FIG. 6 shows a gas turbine engine 1 according to another embodiment of the present invention.
04 is shown. This embodiment is substantially the same as the embodiment shown in FIG. The drive shaft 98 is driven by the first rotor 38 of the LPT 86 and the IPI-
It is fixed to a circular rotor of 26.
第７図にはこの発明の別の実施例のガスタービン機関１
０６が示されている。この実施例のＬＰ’ｌ’１０８は
１４段を持つ第１図のＬＰＩ−３６と実質的に同一であ
る。然し、Ｌ Ｐ Ｔ’ １０８は追加の動画列５０
Ｃを含めて、第５図のＬ Ｐ Ｔ２Ｃと同様に構成され
ていて、合計１５段であり、第３及び第４の駆動軸９８
．＋０２を含む。駆動軸９８ 、１０２ ハＰｓ関１０
６ （７）一番前側（７）ＧｍｋＪｌｊｌ転自在に装着
された反対廻りの前側及び後側可変ピッチ・ブ［ｌペラ
１１０，１１２を夫々駆動り゛る様に作用りる。FIG. 7 shows a gas turbine engine 1 according to another embodiment of the present invention.
06 is shown. The LP'l' 108 in this embodiment is substantially identical to the LPI-36 of FIG. 1 with fourteen stages. However, L P T' 108 is an additional video sequence 50
Including C, the structure is similar to L P T2C in FIG. 5, and there are 15 stages in total, and the third and fourth drive shafts 98
．． Including +02. Drive shaft 98, 102 HaPs section 10
6 (7) Frontmost (7) GmkJljl Rotatably mounted front and rear variable pitch wheels act in opposite directions to drive the propellers 110 and 112, respectively.
この実施例では、１つ又は複数個のガス発生器１１４を
設りて、Ｌ’ＰＴ １０８を駆動り−る。ガス発生器
１１４は第１図のガス発生器１６と実質的に同一であっ
−Ｃ１中心線である縦軸線１１６を含む。然し、第１図
に示したものと対照的に、ガス発生器１１４は、その縦
軸線１１６が機関１０６の縦軸線と平行ひあるが、それ
から隔たる様に取付けられている。適当な環状ダク＋−
１１８がガス発生器１１４をＬＰＴ １０８に流体接
続しＣ１ＬＰＨに対して燃焼ガスを供給づる。この実施
例では、１つ又は更に多くのガス発生器１１４を機関１
０６の縦軸線１２と平行に、その周りの円周方向に取付
け、Ｌｌ）Ｔ １０８に燃焼ガスを供給しで、反対廻
りのプロペラ１１０．１１２を駆動することが出来る。In this embodiment, one or more gas generators 114 are provided to drive L'PT 108. Gas generator 114 is substantially identical to gas generator 16 of FIG. 1 and includes a longitudinal axis 116 which is the C1 centerline. However, in contrast to that shown in FIG. 1, gas generator 114 is mounted such that its longitudinal axis 116 is parallel to, but spaced from, the longitudinal axis of engine 106. Appropriate annular duct +-
118 fluidly connects gas generator 114 to LPT 108 to provide combustion gas to C1LPH. In this embodiment, one or more gas generators 114 are connected to the engine 1.
06, parallel to and circumferentially around the longitudinal axis 12, Ll)T 108 can be supplied with combustion gases to drive counter-rotating propellers 110, 112.
現在この発明の好ましい実施例と考えられるものを説明
したが、当業者には、以上の説明からこの他の実施例が
容易に考えられよう。Although what is presently considered to be the preferred embodiment of the invention has been described, other embodiments will be readily apparent to those skilled in the art from the foregoing description.
例えばブースタ圧縮機１８及びＩＰＴ２６を持たない第
１図のガス発生器１６を用いで、燃焼ガスを発生づるこ
とか出来る。更に、反対廻りのＬ Ｐ ｌ’ ３６が
低速で比較的大きな出力動力及びトルクを供給する様に
作用するから、このＬ Ｐ Ｔを用いたガスタービン機
関は例えば船舶、発電機及び大形ポンプに動力を供給す
る為に使うことが出来、こういう装置は、ＬＰＴ３６の
第１及び第２の回転子３８．４８に適当に取イ」けられ
た反対廻りの入力軸を持つ様に段組することが出来る。For example, combustion gas can be generated using the gas generator 16 of FIG. 1 without the booster compressor 18 and IPT 26. Furthermore, since the counter-rotating L P l' 36 acts to provide relatively large output power and torque at low speeds, gas turbine engines using this L P T are suitable for use in ships, generators, and large pumps, for example. Such devices may be arranged in stages with oppositely rotating input shafts suitably mounted on the first and second rotors 38, 48 of the LPT 36. I can do it.
更に、この発明を１５，０００軸馬力の機関に用いた場
合を説明したが、この発明は伯の等級の機関用の規模に
することも出来る。例えば、これより小形の１，５００
軸馬力の機関で、一層短いプロペラ５４．．５６に動力
を供給する場合、ＨＰＴ ２４は約３０．ＯＯＯＲＰ
Ｍで動作する様に設計する。第１図のＬＰＴ３６の第１
の回転子３８及び第２の回転子４８は（これに対応して
約１０対１の減速で、即ち、約３００ＯＲＰＭで動作１
−る様に設計する。プロペラ５４．５６は、約３．００
ＯＲ１）Ｍで動作Ｊるが、先端半径（＜４が減少し、従
つ〔螺旋先端速度は超音速より低く抑えることが出来る
。Furthermore, although the case where this invention is applied to a 15,000-shaft horsepower engine has been described, this invention can also be scaled up to a 15,000 shaft horsepower engine. For example, a smaller 1,500
Shaft horsepower engine, shorter propeller 54. ．． 56, the HPT 24 is approximately 30. OOORP
Designed to work with M. The first part of LPT36 in FIG.
rotor 38 and second rotor 48 (operating at a correspondingly reduced speed of about 10:1, i.e., about 300 ORPM).
-Design so that Propeller 54.56 is approximately 3.00
OR1) M operates, but the tip radius (<4) decreases, so the helical tip speed can be kept lower than supersonic speed.
第１図は後側に装着しｌこ反対廻りのブ［−Ｉペラを駆
動覆る様に作用する反対廻りの回転子を持つ動力タービ
ンを含むこの発明の１実施例のガスタービン機関の断面
図、第２図はその後端に第１図に示゛り様な２つのガス
タービン機関を装着した航空機の概略図、第３図は第１
図に承り様なガスタービン機関の航空機の翼に装着した
別の構成を示９１度略図、第４図は後側に装むした反対
廻りのファンを駆動する様に作用する動力タービンを含
むこの発明の別の実施例のガスタービン機関の断面図、
第５図は前側に装着した反対廻りのファンを駆動する様
に作用づる動力タービンを含むこの発明の別の実施例の
ガスタービン機関の断面図、第６図はブースタ圧縮機及
び中間圧タービンが前側に装着したファン及び動力ター
ビンの回転テと共通の駆動軸を持つ様なこの発明の別の
実施例のガスタービン機関の断面図、第７図は環状ガス
発生器を機関の縦軸線と平行に、それから隔ＩＣって配
置した、前側に装着した反対廻りのプロペラを駆動り゛
る様に作用Ｊ−る動力タービンを会むこの発明の別の実
施例のカスタービン機関の断面図である。
主な符号の説明
１４：環状ケーシング、１６：カス発生器、１８：ブー
スタ圧縮機、２０：圧縮機、２２：燃焼器、 ２
３．２８：駆動軸、２４：高圧タービン、 ２６：中間
圧タービン、３０：環状支持部材、 ３２：支柱部材、
３４：ハブ部材、 ３６：動力タービン、３８．４
８：回転子、 ４６，５０：動翼列、５４．５６＋プロ
ペラ、
特許出願人FIG. 1 is a sectional view of a gas turbine engine according to one embodiment of the present invention, which includes a power turbine mounted on the rear side and having a rotor rotating in opposite directions and acting to drive and cover a propeller rotating in opposite directions. , FIG. 2 is a schematic diagram of an aircraft equipped with two gas turbine engines as shown in FIG.
Figure 4 shows an alternative configuration of a similar gas turbine engine mounted on an aircraft wing, and is a 91 degree schematic illustration of this engine, which includes a power turbine acting to drive a counter-rotating fan mounted on the rear side. A cross-sectional view of a gas turbine engine according to another embodiment of the invention,
FIG. 5 is a cross-sectional view of a gas turbine engine according to another embodiment of the invention including a power turbine operating to drive a counter-rotating fan mounted on the front side; FIG. FIG. 7 is a cross-sectional view of a gas turbine engine according to another embodiment of the present invention having a common drive shaft with a front-mounted fan and a rotating shaft of a power turbine, with an annular gas generator parallel to the longitudinal axis of the engine. FIG. 2 is a cross-sectional view of another embodiment of a cast turbine engine of the present invention, which includes a power turbine acting to drive a counter-rotating propeller mounted on the front side, spaced apart from the engine; . Explanation of main symbols 14: Annular casing, 16: Cas generator, 18: Booster compressor, 20: Compressor, 22: Combustor, 2
3.28: drive shaft, 24: high pressure turbine, 26: intermediate pressure turbine, 30: annular support member, 32: strut member,
34: Hub member, 36: Power turbine, 38.4
8: Rotor, 46, 50: Rotating blade row, 54.56 + propeller, Patent applicant
Claims (1)
数個のタービン動翼列がそれから半径方向外向きに伸出
している第１の回転子、及び複数個の第２のタービン動
翼列がそれから半径方向内向きに伸出している第２の回
転子を持っ動力タービンとを有し、該動力タービンは前
記燃焼ガスを受取って、その略全での出力エネルギを抽
出しＣ１前記第１及び第２の回転子を反対廻りの向きに
駆動りる様に作用するガスタービン機関。 ２、特許請求の範囲１）に記載したガスタービン機関に
於て、前記ガス発生器の周りの円周方向に配置された環
状ケーシングと、該ケーシングの後端から半径方向内向
きに後向きに伸びる環状支持部材とを有し、前記動力タ
ービンの前記第１及び第２の回転子は半径り内向側の端
で前記支持部材に回転自在に支持されているガスに一ビ
ン機関。 ３） 縦軸線を持つガスタービン機関に於て、前記軸線
の周りに同軸に配置された環状ケーシングと、該ケーシ
ングの後端から半径方向内向きに後向きに伸びる環状支
持部材と、前記ケーシング内に配置されていＣ１流れに
対して直列に圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含み、
該高圧タービンが前記燃焼器からの燃焼ガスを最初に受
取って、圧縮機に固着された駆動軸を介して前記圧縮機
を駆動する様になっており、前記燃焼ガスを前記縦軸線
から大体平均吐出半径の所で後向きに排出する様に作用
Ｊるガス発生器と、前記縦軸線の周りに同軸に配置され
た動力タービンとを有し、該動力タービンは、前記支持
部材に回転自在に取付けられた第１のドラム形回転子、
該第１の回転子から半径方向外向きに伸びると共にその
軸方向に相隔たっている複数個の第１のタービン動翼列
、前記支持部材に回転自在に取付けられていて、第１の
回転子並びに前記第１のタ−ビン動翼列より半径方向外
側に配置されている第２のドラム形回転子、及び該第２
の回転子から半径方向内向きに伸びていて前記複数個の
第１のタービン動翼列と交Ｈに相隔て）配置された複数
個の第２のタービン動翼列を含んでおり、該動力タービ
ンは前記ガス発生器からの燃焼ガスを受取って、平均流
路半径に沿って前記第１及び第２のタービン動す７列の
中で該ガスを膨張さけて、その略全での出力エネルギを
抽出して、前記駆動軸の速度より相対的に低い速度で前
記第１及び第２の回転子を反対廻りの向きに駆動するガ
スタービン機関。 ４） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機関
に於て、前記動力タービンの平均流路半径が前記ガス発
生器の平均吐出半径より大きいカスタービン機関。 ５） 特許請求の範囲４）に記載しｌこ刀スタービン機
関に於−〇、前記流路半径が前記平均吐出半径の大きさ
の人体２倍であるガスタービン機関。 ６） 特許請求の範囲３〉に記載したガスタービン機関
に於て、前記支持部材が前記ケーシングの後端から半径
方向内向きに伸びる、耐層方向に相隔たった複数個の支
柱部材、及び該支柱部材の半径方向の内側端に固着され
ていて後向きに伸びる環状ハブ部月で構成され、前記支
柱部材は前記ハブ部材を支持すると共に前記ガス発生器
からの燃焼カスを前記動力タービンに送る流路の作用を
し、前記ハブ部月は前記動力タービンの前記第１及び第
２の回転子を支持づる様に作用するガスタービン機関。 ７） 特許′［請求の範囲３）に記載したガスタービン
機関に於て、前記第２のドラム形回転子が前記第２の動
翼列の内の一番前側の動翼列の半径方向内側の端並びに
前記第２の動翼列の一番後側の１ＥＩＪ ｊ、Ｖ、列の
半径方向内側の端で前記支持部材に回転自在に装着され
てｄ３す、前記一番後側の動Ｖ々列が前記支持部材に装
着された第１のドラム形回転子上に回転自在に配置され
ているガスタービン機関。 ８） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機関
に於て、前記ガス発生器が前記縦軸線並びに前記動力タ
ービンと同軸に配置されているガスタービン機関。 ９） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機関
に於て、前記ガス発生器がガスタービン機関の前記縦軸
線と平行で且つそれから隔たる縦方向中心線を持ってい
るガスタービン機関。 １０） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機
関に於Ｃ１前記第１の回転子及び前記第２の回転子が第
１及び第２の反対廻りの翼部材を駆ｉ１１ツる様に作用
するガスタービン機関。 １１） 特許請求の範囲１０）に記載したガスタービン
機関に於て、前記翼部材がプロペラを構成しているガス
タービン機関。 １２、特許請求の範囲１０）に記載したガスタービン機
関に於て、前記翼部材がファンを構成しているガスター
ビン機関。 １３） 特許請求の範囲１０）に記載したガスタービン
機関に於て、前記翼部材がガスタービン１幾関の前端で
、そのガス発生器より前側に配置されているガスターピ
ン１ｍ門。 １４） 特許請求の範囲１０）に記載したガスタービン
機関に於て、前記翼部材がガスタービン機関の後端で前
記動力タービンに隣接して配置されているガスタービン
機関。 １５） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機
関に於て、前記動力タービンの前記第１及び第２の回転
子が第１及び第２の反対廻りのプロペラを駆動する様に
作用し、前記第１及び第２のタービン動翼列の合計の数
が約１０列より多く、約１８列より少ないガスタービン
機関。 １６） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機
関に於て、前記動力タービンの前記第１及び第２の回転
子が第１及び第２の反対廻りのプロペラを駆動する様に
作用し、該プロペラは先端半径及びハブ半径を持ち、前
記ガス発生器の平均吐出半径、前記動力タービンの平均
流路半径及び前記プロペラのハブ半径は、該プロペラの
前記先端半径に対し、夫々的０．２乃至約０．１６．０
゜４乃至約０．３．０．５乃至約０．４の大きさを持ち
、前記第１及び第２のタービン動翼列の合６１の数が夫
々約１０列より多くミ約１８列より少ないことに対応し
−Ｃいるガスタービン機関。 １７） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機
関に於て、前記動力タービンの前記第１及び第２の回転
子が第１及び第２の反対廻りのファンを駆動り゛る様に
作用し、前記第１及び第２のタービン動翼列の合計の数
が約６列より多く、約１２列より少ないガスタービン機
関。 １８） 特許請求の範１１１１０３）に記載したガスタ
ービン機関に於て、前記動力タービンの前記第１及び第
２の回転子が第１及び第２の反対廻りのファンを駆動Ｊ
る様に作用し、該ファンは先端半径を持っており、前記
ガス発生器の平均吐出半径及び前記動力タービンの平均
流路半径は、前記第１及び第２のタービン動翼列の合計
の数が夫々約６列より多く、約１２列より少ないことに
対応して、前記ファンの先端半径に対し、夫々的０．３
５乃至約０．２５及び０．６５乃至約０．４５（７）大
きさを持つ−Ｃいるガスタービン機関。 １９） 特ｉ７１請求の範囲３）に記載したガスタービ
ン機関に於て、前記第２の回転子の前側部分に取付けら
れていて、それから半径方向外向きに伸びる複数個の前
側翼部材と、前記第１のタービン動翼列の内の一番後側
の動翼列の半径方向外側の端に取（＝Ｊけられた環状シ
ュラウドに取付けられていて、それから半径方向外向き
に伸びる複数個の後側翼部Ｉとを有し、前記動力タービ
ンは前記前側及び後側翼部材を反対廻りの向きに駆動す
る様に作用して、それから推力を発生し、前記動力ター
ビンが受取る燃焼ガスは、前記前側及び後側プロペラよ
り後方に且つ半径方向内側で排出りることが可能である
様にしたガスタービン機関。 ２０） 特許請求の範囲１９〉に記載したガスタービ
ン機関に於−Ｃ１前記翼部材がプロペラを構成しＣいる
ガスタービン機関。 ２１） 特許請求の範囲１９）に記載したガスタービン
機関に於て、前記翼部材がファンを構成しているガスタ
ービン機関。 ２２、特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機関
に於て、前記複数個の第２のタービン動翼列の内の後側
の動翼列が前記動力タービンの一番後側の動翼列を構成
していて、半径方向内側の端が第３の回転子に取イ」け
られており、該第３の回転子は前記駆動軸の半径方向内
側に配置され−Ｃいてガス発生器より上流側に配置され
た前側ファンを駆動する様に作用し、前記第２の回転子
は前記第１のファン及びガス発生器の間に配置された後
側ファンを駆動する様に作用する刀スタービン機関。 ２３） 特許請求の範囲３）に記載したガスタービン機
関に於て、前記ガス発生器が前記圧縮機より前側に配置
されたブースタ圧縮（幾及び前記高圧タービンより下流
側に配置された中間圧タービンを含んでおり、該中間圧
タービンは前記高圧タービンからの燃焼ガスを受取って
ブースタ圧縮機を駆動し、前記圧縮機に対して加圧空気
を供給する様に作用するガスタービン機関。 ２４） 縦軸線を持つガスタービン機関に於Ｃ１前記軸
線の周りに同軸に配置された環状ケーシングと、該ケー
シングの後端から半径方向内向き及び後向きに伸びる環
状支持部材と、前記ケーシング内に配置されていて、流
れに対してど列に圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含
んでいて、該高圧タービンが前記燃焼器からの燃焼ガス
を最初に受取って圧縮機に固着された駆動軸を介して該
圧縮機を駆動する様になっており、前記縦軸線から大体
平均吐出半径の所で後向きに燃焼ガスを排出する様に作
用するガス発生器と、前記縦軸線の周りに同軸に配置さ
れた動力タービンとを有し、該動ツノタービンは、前記
支持部材に回転自在に取付（）られた第１のドラム形回
転子、該第１の回転子から半径方向外向きに伸びると共
にその軸方向に相隔ｌＣつＣいて、その内の後側の動翼
列が動力タービンの一番後側の動翼列を構成している様
な複数個の第１のタービン動翼列、前記支持部材に回転
自在に取イ」けられると共に前記第１の回転子並びに前
記第１のタービン動翼列より半径方向外側に配置されで
いる第２のドラム形回転子、該第２の回転子から半径方
向内向きに伸びると共に、前記複数個の第１のタービン
動翼列の内の夫々１つと交互に相隔で）設けられている
複数個の第２のタービン動翼列、前記第２の回転子の前
側部分に取イ］りられていて、それから半径方向外向き
に伸びる複数個の前側プロペラ、及び前記一番後側の動
翼列の半径方向外側の端に取付けられた環状シー１ラウ
ドに取付けられていて、それから半径方向外向きに伸び
る複数個の後側プロペラを含んでｄ５す、前記動翼ター
ビンはガスタービン機関の縦軸線の周りに同軸に配置さ
れていて、前記ガス発生器からの燃焼ガスを受取り且つ
平均流路半径に沿って前記第１及び第２のタービン動■
列の中で該ガスを膨張させて、その略全部の出力エネル
ギを抽出して、前記駆動軸の速度より相対的に低い速度
で、前記第１及び第２の回転子を反対廻りの向きに駆動
して推力を発生し、前記動力タービンが受取った燃焼ガ
スは前記前側及び後側１［１ペラより半径方向内側で後
向きに排出することが出来る様にしたガスタービン機関
。Claims: 1) a first rotor having a gas generator effective for generating combustion gases, a first rotor having a plurality of turbine blade rows extending radially outward therefrom; a second turbine rotor blade row having a second rotor extending radially inwardly therefrom, the power turbine receiving the combustion gases and generating substantially all of the output energy therefrom; A gas turbine engine that operates to extract C1 and drive the first and second rotors in opposite directions. 2. The gas turbine engine according to claim 1) includes an annular casing disposed circumferentially around the gas generator, and extending radially inward and rearward from a rear end of the casing. an annular support member; wherein the first and second rotors of the power turbine are rotatably supported by the support member at radially inward ends thereof. 3) In a gas turbine engine having a longitudinal axis, an annular casing disposed coaxially around the axis, an annular support member extending radially inwardly rearward from a rear end of the casing, and an annular support member extending radially inwardly and rearward from a rear end of the casing; a compressor, a combustor and a high pressure turbine arranged in series with the C1 flow;
The high pressure turbine is adapted to initially receive combustion gases from the combustor and drive the compressor via a drive shaft affixed to the compressor, the high pressure turbine directing the combustion gases generally from the longitudinal axis. a gas generator operative to discharge rearwardly at a discharge radius; and a power turbine coaxially disposed about the longitudinal axis, the power turbine being rotatably mounted to the support member. a first drum-shaped rotor,
a plurality of first rows of turbine rotor blades extending radially outward from the first rotor and spaced apart from each other in the axial direction; rotatably attached to the support member; a second drum-shaped rotor disposed radially outwardly from the first row of turbine rotor blades;
a plurality of second turbine rotor blade rows extending radially inward from the rotor and arranged at alternating distances with the plurality of first turbine rotor blade rows; A turbine receives combustion gas from the gas generator and expands the gas in seven rows of moving first and second turbines along an average flow path radius to generate substantially all of the output energy. A gas turbine engine that extracts the first and second rotors to drive the first and second rotors in opposite directions at a speed relatively lower than the speed of the drive shaft. 4) The gas turbine engine according to claim 3, wherein the average flow path radius of the power turbine is larger than the average discharge radius of the gas generator. 5) The gas turbine engine according to claim 4), wherein the flow passage radius is twice as large as the average discharge radius of a human body. 6) In the gas turbine engine according to claim 3, the support member extends radially inward from the rear end of the casing, and a plurality of strut members spaced apart in the layer resistance direction, and the struts. The strut member comprises a rearwardly extending annular hub fixed to the radially inner end of the member, the strut member supporting the hub member and providing a flow path for conveying combustion residue from the gas generator to the power turbine. A gas turbine engine, wherein the hub portion acts to support the first and second rotors of the power turbine. 7) In the gas turbine engine described in patent '[Claim 3], the second drum-shaped rotor is located radially inside the frontmost rotor blade row of the second row of rotor blades. and the rearmost rotor blade row 1EIJ j, V, rotatably mounted on the support member at the radially inner end of the row, and the rearmost rotor blade V A gas turbine engine, wherein each row is rotatably disposed on a first drum-shaped rotor mounted on the support member. 8) The gas turbine engine according to claim 3, wherein the gas generator is disposed coaxially with the longitudinal axis and the power turbine. 9) A gas turbine engine according to claim 3), wherein the gas generator has a longitudinal centerline parallel to and spaced from the longitudinal axis of the gas turbine engine. 10) In the gas turbine engine according to claim 3), the first rotor and the second rotor act to drive the first and second oppositely rotating blade members. gas turbine engine. 11) The gas turbine engine according to claim 10, wherein the blade member constitutes a propeller. 12. The gas turbine engine according to claim 10, wherein the blade member constitutes a fan. 13) The gas turbine engine according to claim 10, wherein the blade member is disposed at the front end of the gas turbine 1 and in front of the gas generator thereof. 14) The gas turbine engine according to claim 10, wherein the blade member is located adjacent to the power turbine at a rear end of the gas turbine engine. 15) In the gas turbine engine according to claim 3), the first and second rotors of the power turbine act to drive first and second counter-rotating propellers, A gas turbine engine in which the total number of first and second turbine rotor blade rows is greater than about 10 and less than about 18. 16) In the gas turbine engine according to claim 3), the first and second rotors of the power turbine act to drive first and second counter-rotating propellers, The propeller has a tip radius and a hub radius, and the average discharge radius of the gas generator, the average flow path radius of the power turbine, and the hub radius of the propeller are each 0.2 with respect to the tip radius of the propeller. to about 0.16.0
0.5 to about 0.4, and the total number of the first and second turbine rotor blade rows is greater than about 10 rows, respectively, and less than about 18 rows. A gas turbine engine that is compatible with less. 17) In the gas turbine engine according to claim 3), the first and second rotors of the power turbine act to drive first and second counter-rotating fans. and a gas turbine engine in which the total number of the first and second turbine rotor blade rows is greater than about 6 rows and less than about 12 rows. 18) In the gas turbine engine according to claim 111103), the first and second rotors of the power turbine drive first and second counter-rotating fans.
the fan has a tip radius, and the average discharge radius of the gas generator and the average flow path radius of the power turbine are equal to the total number of the first and second rows of turbine rotor blades. 0.3 for the tip radius of the fan, corresponding to more than about 6 rows and less than about 12 rows, respectively.
5 to about 0.25 and 0.65 to about 0.45 (7). 19) In the gas turbine engine according to claim 3), a plurality of front wing members are attached to the front portion of the second rotor and extend radially outward therefrom; A plurality of shrouds are attached to the radially outer end of the aftmost rotor blade row of the first turbine rotor blade row and extend radially outwardly from the annular shroud. an aft wing section I, said power turbine operative to drive said front and aft wing members in opposite directions to generate thrust therefrom, and combustion gases received by said power turbine are directed toward said forward side and a gas turbine engine configured to be capable of discharging air to the rear of the rear propeller and radially inward. 20) In the gas turbine engine according to claim 19, the blade member is a propeller. The gas turbine engine that consists of C. 21) The gas turbine engine according to claim 19, wherein the blade member constitutes a fan. 22. In the gas turbine engine according to claim 3), the rearmost rotor blade row of the plurality of second turbine rotor blade rows is the rearmost rotor blade of the power turbine. a third rotor arranged at the radially inner end of the drive shaft, the third rotor being disposed radially inwardly of the drive shaft; The second rotor operates to drive a front fan disposed further upstream, and the second rotor operates to drive a rear fan disposed between the first fan and the gas generator. Starbin engine. 23) In the gas turbine engine according to claim 3), the gas generator is a booster compressor disposed in front of the compressor (and an intermediate pressure turbine disposed downstream of the high pressure turbine). a gas turbine engine, the intermediate pressure turbine operative to receive combustion gas from the high pressure turbine to drive a booster compressor and supply pressurized air to the compressor; 24) vertical; A gas turbine engine having an axis includes an annular casing disposed coaxially around the axis, an annular support member extending radially inward and rearward from a rear end of the casing, and an annular support member disposed within the casing. , a compressor, a combustor, and a high-pressure turbine in series with respect to the flow, the high-pressure turbine first receiving combustion gas from the combustor and compressing the gas through a drive shaft fixed to the compressor. a gas generator adapted to drive the engine and operative to discharge combustion gases rearwardly at approximately an average discharge radius from said longitudinal axis; and a power turbine disposed coaxially about said longitudinal axis. The movable horn turbine has a first drum-shaped rotor rotatably attached to the support member, extending radially outward from the first rotor and having a gap lC in the axial direction. a plurality of first turbine rotor blade rows, the rearmost rotor blade row of which constitutes the rearmost rotor blade row of the power turbine; a second drum-shaped rotor disposed radially outwardly from the first rotor and the first row of turbine rotor blades; radially inwardly from the second rotor; a plurality of second rows of turbine rotor blades extending from each other and alternately spaced apart from each other of the plurality of first rows of turbine rotors; a) a plurality of forward propellers extending radially outward therefrom; , and a plurality of aft propellers extending radially outwardly therefrom, the rotor blade turbine is disposed coaxially about the longitudinal axis of the gas turbine engine and directs the combustion gases from the gas generator. said first and second turbine motions along a receiving and average flow path radius;
expanding the gas in the train to extract substantially all of its output energy to counterrotate the first and second rotors at a speed relatively lower than the speed of the drive shaft; A gas turbine engine that is driven to generate thrust and that combustion gas received by the power turbine can be discharged rearward from the front side and the rear side 1 [1] radially inside the propeller.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US43792382A | 1982-11-01 | 1982-11-01 | |
| US437923 | 1982-11-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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