JPS63134817A - ガスタ−ビン機関 - Google Patents
ガスタ−ビン機関Info
- Publication number
- JPS63134817A JPS63134817A JP62210392A JP21039287A JPS63134817A JP S63134817 A JPS63134817 A JP S63134817A JP 62210392 A JP62210392 A JP 62210392A JP 21039287 A JP21039287 A JP 21039287A JP S63134817 A JPS63134817 A JP S63134817A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- fan
- engine
- compressor
- row
- blades
- 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.)
- Granted
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 38
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 claims description 7
- 210000000988 bone and bone Anatomy 0.000 description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
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
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
- F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明はガスタービン機関、更に具体的に云えば、反
対廻りの昇圧圧縮機と共に、反対廻りのダクト形フロン
ト・ファンを駆動する反対廻りの回転子を有する改良さ
れたターボファン・エンジンに関する。
対廻りの昇圧圧縮機と共に、反対廻りのダクト形フロン
ト・ファンを駆動する反対廻りの回転子を有する改良さ
れたターボファン・エンジンに関する。
発明の背景
従来のターボプロップは低い巡航速度で使われ、その場
合は良い性能及び高い効率が得られる。巡航速度が更に
高くなると、必要な比較的大きな推力を発生する為にタ
ーボファンを使うことが典型的には必要になる。所要の
巡航速度及び高度で中位の規模の輸送機の動力源として
適する様に、従来のターボプロップ・エンジンをスケー
ルアップしたものは、必要とするプロペラの直径が大き
くなりすぎると共に、従来可能であるよりも一層高い軸
馬力を発生する能力を必要とする。この様な側路比の高
い機関は効率がよいが、直径の大きいプロペラの回転速
度がこの様な機関を使う上での制限因子になる。一般的
にプロペラ先端の螺旋形速度を超音速より低く抑えるこ
とか要求される。
合は良い性能及び高い効率が得られる。巡航速度が更に
高くなると、必要な比較的大きな推力を発生する為にタ
ーボファンを使うことが典型的には必要になる。所要の
巡航速度及び高度で中位の規模の輸送機の動力源として
適する様に、従来のターボプロップ・エンジンをスケー
ルアップしたものは、必要とするプロペラの直径が大き
くなりすぎると共に、従来可能であるよりも一層高い軸
馬力を発生する能力を必要とする。この様な側路比の高
い機関は効率がよいが、直径の大きいプロペラの回転速
度がこの様な機関を使う上での制限因子になる。一般的
にプロペラ先端の螺旋形速度を超音速より低く抑えるこ
とか要求される。
超音速で動作するプロペラ先端は相当量の望ましくない
騒音を発生すると共に、空気力学的な効率の低下を招く
。
騒音を発生すると共に、空気力学的な効率の低下を招く
。
側路比が大体８より大きいファンを持つ航空機用のター
ボ機械は、一般的に、タービン速度に対してファン回転
子の速度を下げる為に、変速歯車箱を使う様に構成され
ている。変速歯車箱が、高速で直径が一層小さいタービ
ン駆動軸及び段数の少ない高速タービンと共に、一層高
い効率が得られる様に更に最適のファン羽根の速度を得
る方法になる。然し、歯車箱及び関連する付属品は機関
の複雑さ及び重量をかなり強める。
ボ機械は、一般的に、タービン速度に対してファン回転
子の速度を下げる為に、変速歯車箱を使う様に構成され
ている。変速歯車箱が、高速で直径が一層小さいタービ
ン駆動軸及び段数の少ない高速タービンと共に、一層高
い効率が得られる様に更に最適のファン羽根の速度を得
る方法になる。然し、歯車箱及び関連する付属品は機関
の複雑さ及び重量をかなり強める。
発明の目的
従って、この発明の目的は、改良された側路比の高い、
反対廻りの歯車を使わないフロント・ファン・エンジン
を提供することである。
反対廻りの歯車を使わないフロント・ファン・エンジン
を提供することである。
この発明の別の目的は、反対廻りのフロント・ファン及
び反対廻りの昇圧圧縮機部分を駆動する反対廻りのター
ビン部分を用いたガスタービン機関を提供することであ
る。
び反対廻りの昇圧圧縮機部分を駆動する反対廻りのター
ビン部分を用いたガスタービン機関を提供することであ
る。
この発明の別の目的は、くし形の反対廻りの２つのター
ビン部分をコア・エンジンより後方に持つコア・ガス発
生器、コア・エンジンより前側にある２つの反対廻りの
ファン羽根部分、及びファン羽根部分の間に相隔たるく
し形の反対廻りの２つの昇圧圧縮機部分を持つガスター
ビン機関を提供することである。
ビン部分をコア・エンジンより後方に持つコア・ガス発
生器、コア・エンジンより前側にある２つの反対廻りの
ファン羽根部分、及びファン羽根部分の間に相隔たるく
し形の反対廻りの２つの昇圧圧縮機部分を持つガスター
ビン機関を提供することである。
この発明の別の目的は、２つの不動の枠を持ち、その間
にガス発生器コア・エンジンが支持されていて、同じ不
動の枠が、コア・エンジンより後方の反対廻りのタービ
ン部分及びコア・エンジンより前側の反対廻りのファン
羽根部分を支持し、ファン羽根部分の間に反対廻りの昇
圧圧縮機部分を設けたガスタービン機関を提供すること
である。
にガス発生器コア・エンジンが支持されていて、同じ不
動の枠が、コア・エンジンより後方の反対廻りのタービ
ン部分及びコア・エンジンより前側の反対廻りのファン
羽根部分を支持し、ファン羽根部分の間に反対廻りの昇
圧圧縮機部分を設けたガスタービン機関を提供すること
である。
この発明の別の目的は、機関の全ての部品がコア・エン
ジンの外側ケーシングと相隔たる１対の固定支持体とに
よって支持されていて、機関の部品が構造支持用でない
外側シュラウドの中に収容されている様なガスタービン
機関を提供することである。
ジンの外側ケーシングと相隔たる１対の固定支持体とに
よって支持されていて、機関の部品が構造支持用でない
外側シュラウドの中に収容されている様なガスタービン
機関を提供することである。
この発明の別の目的は、環状ダクトを持つ前側に取付け
られた反対廻りのファン、及びファン部分の間に相隔た
る反対廻りの昇圧圧縮機を持つガスタービン機関を提供
することである。
られた反対廻りのファン、及びファン部分の間に相隔た
る反対廻りの昇圧圧縮機を持つガスタービン機関を提供
することである。
発明の要約
この発明は、ファンとタービンの間に歯車を使わず、多
数の昇圧段及びタービン段を使わない、側路比が非常に
高いフロント−ファン・エンジン用のターボ機械を提供
する。このエンジンが反対廻りのタービンに接続された
反対廻りのファン部分で構成されている。ファンとター
ビンの間の反対廻りの接続軸がコア・エンジンの中心の
中孔を通過する。反対廻りの昇圧圧縮機も同じ軸によっ
て作動される。反対廻りの昇圧機及び反対廻りのタービ
ンという構成を利用することにより、所定のレベルの効
率及び回転速度に対し、昇圧段及びタービン段の数を一
般的に１／２に少なくすることが出来る。
数の昇圧段及びタービン段を使わない、側路比が非常に
高いフロント−ファン・エンジン用のターボ機械を提供
する。このエンジンが反対廻りのタービンに接続された
反対廻りのファン部分で構成されている。ファンとター
ビンの間の反対廻りの接続軸がコア・エンジンの中心の
中孔を通過する。反対廻りの昇圧圧縮機も同じ軸によっ
て作動される。反対廻りの昇圧機及び反対廻りのタービ
ンという構成を利用することにより、所定のレベルの効
率及び回転速度に対し、昇圧段及びタービン段の数を一
般的に１／２に少なくすることが出来る。
この発明の実施例では、反対廻りの昇圧機が軸方向には
反対廻りの前側及び後側ファン部分の間に配置される。
反対廻りの前側及び後側ファン部分の間に配置される。
機関が軸方向に相隔たる２つの不動の支持枠によって支
持される。圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含む中心
のコア拳エンジンが２つの枠支持体によって支持される
。反対廻りのタービンが、コア・エンジンより後方の後
側支持枠によって支持される。前側支持枠が反対廻りの
ファン部分及び反対廻りの昇圧根部分をも支持する。前
側支持体から伸びる支柱が、ファン部分の廻りに環状に
配置されたダクトをも支持する。機関の周りにナセルを
設け、このナセルは機関のどの部品に対しても構造的な
支持をしない。
持される。圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含む中心
のコア拳エンジンが２つの枠支持体によって支持される
。反対廻りのタービンが、コア・エンジンより後方の後
側支持枠によって支持される。前側支持枠が反対廻りの
ファン部分及び反対廻りの昇圧根部分をも支持する。前
側支持体から伸びる支柱が、ファン部分の廻りに環状に
配置されたダクトをも支持する。機関の周りにナセルを
設け、このナセルは機関のどの部品に対しても構造的な
支持をしない。
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
示す。機関１０が中心線の縦軸線１２）及び軸線１２と
同軸に配置された環状シュラウド１４を持っている。後
で詳しく説明するが、シュラウド１４は、機関のどの部
品をも支持しないと云う意味で、構造的ではない。従っ
て、これはアルミニウム並びに／又は複合材料の様な薄
い板金で構成することが出来る。
示す。機関１０が中心線の縦軸線１２）及び軸線１２と
同軸に配置された環状シュラウド１４を持っている。後
で詳しく説明するが、シュラウド１４は、機関のどの部
品をも支持しないと云う意味で、構造的ではない。従っ
て、これはアルミニウム並びに／又は複合材料の様な薄
い板金で構成することが出来る。
機関１０がコア・エンジン１６と呼ぶコア・ガス発生器
を持っている。このコア発生器が圧縮機１８、燃焼器２
０及び１段又は多段の高圧タービン２２を持っている。
を持っている。このコア発生器が圧縮機１８、燃焼器２
０及び１段又は多段の高圧タービン２２を持っている。
コア争エンジンは、それが１個の装置であって、ガスタ
ービンの他の部分とは別個に独立に取替えることが出来
るという意味でモジュール形である。コア・エンジン１
６の全ての部品は、軸方向の流れに対して直列に、機関
１０の縦軸線１２の周りに同軸に配置されている。
ービンの他の部分とは別個に独立に取替えることが出来
るという意味でモジュール形である。コア・エンジン１
６の全ての部品は、軸方向の流れに対して直列に、機関
１０の縦軸線１２の周りに同軸に配置されている。
環状の駆動軸２４Ａ及び２４Ｂが圧縮機１８及び高圧タ
ービン２２を固着する。
ービン２２を固着する。
コア・エンジンが不動の支持体３０を含む主支持枠と後
側支持部材３２の間に支持されている。
側支持部材３２の間に支持されている。
これらの枠支持体３０．３２は機関の他の部品をも支持
する。機関の部品は外側シュラウド１４から垂下するの
ではなく、この為シュヨウド１４を構造的でない要素に
することが出来る。ガス発生器コア豐エンジン１６は燃
焼ガスを発生する様に作用する。圧縮機１８からの加圧
空気が燃焼器２０で燃料と混合され、点火され、燃焼ガ
スを発生する。高圧タービン２２が、このガスから若干
の仕事を取出し、圧縮機１８を駆動する。残りの燃焼ガ
スがガス発生器コア・エンジン１６から、全体を３４で
示す動力タービンに吐出される。
する。機関の部品は外側シュラウド１４から垂下するの
ではなく、この為シュヨウド１４を構造的でない要素に
することが出来る。ガス発生器コア豐エンジン１６は燃
焼ガスを発生する様に作用する。圧縮機１８からの加圧
空気が燃焼器２０で燃料と混合され、点火され、燃焼ガ
スを発生する。高圧タービン２２が、このガスから若干
の仕事を取出し、圧縮機１８を駆動する。残りの燃焼ガ
スがガス発生器コア・エンジン１６から、全体を３４で
示す動力タービンに吐出される。
動力タービン３４が、後側支持枠３２に回転自在に装着
された第１の外側環状ドラム形回転子３６を持っている
。回転子３６からは、複数個の第１のタービン羽根の列
３８が、互いに軸方向に隔たって、それから半径方向内
向きに伸びている。
された第１の外側環状ドラム形回転子３６を持っている
。回転子３６からは、複数個の第１のタービン羽根の列
３８が、互いに軸方向に隔たって、それから半径方向内
向きに伸びている。
動力タービン３４が、第１の外側回転子３６及び第１の
羽根の列３８より半径方向内側に配置された第２の内側
の環状ドラム形回転子４０を持っている。第２の回転子
４０からは複数個の第２のタービン羽根の列４２が、軸
方向に隔たって、それから半径方向外向きに伸びている
。
羽根の列３８より半径方向内側に配置された第２の内側
の環状ドラム形回転子４０を持っている。第２の回転子
４０からは複数個の第２のタービン羽根の列４２が、軸
方向に隔たって、それから半径方向外向きに伸びている
。
回転枠支持体４４が外側タービン回転子のケーシング３
６及び羽根３８を支持する。この支持体が後側の不動の
支持部材３２に支持されている。
６及び羽根３８を支持する。この支持体が後側の不動の
支持部材３２に支持されている。
支持体４４から内側軸４６が伸びている。同軸の外側軸
４８が第２の内側回転子４０に接続されている。回転軸
４６．４８の間に差動軸受装置５０゜５２が結合されて
いる。
４８が第２の内側回転子４０に接続されている。回転軸
４６．４８の間に差動軸受装置５０゜５２が結合されて
いる。
高速回転するコア・エンジン１６は、それ自身の高速軸
受と共に別個のモジュール装置を形成している。従って
、軸４６．４８を支持する差動軸受は低速軸受にするこ
とが出来る。差動軸受装置は、一方の軸受を他方で支持
することが出来る。
受と共に別個のモジュール装置を形成している。従って
、軸４６．４８を支持する差動軸受は低速軸受にするこ
とが出来る。差動軸受装置は、一方の軸受を他方で支持
することが出来る。
第１及び第２のタービン羽根の列３８．４２の各々は円
周方向に相隔たる複数個のタービン羽根で構成されてい
て、第１の羽根の列３８がｆｊＳ２の羽根の列４２と交
互になって隔たっている。２つの回転子の羽根は互いに
くし形で交互に設けられている。羽根の列３８．４２を
通る燃焼ガスが、第１及び第２の回転子３６．４０を反
対廻りの方向に駆動する。この為、軸４６，４８が反対
廻りの方向に回転する。軸４６．４８は機関１０の中心
線１２に対して同軸に配置されていて、コア部分１６の
中を前向きに伸びる。
周方向に相隔たる複数個のタービン羽根で構成されてい
て、第１の羽根の列３８がｆｊＳ２の羽根の列４２と交
互になって隔たっている。２つの回転子の羽根は互いに
くし形で交互に設けられている。羽根の列３８．４２を
通る燃焼ガスが、第１及び第２の回転子３６．４０を反
対廻りの方向に駆動する。この為、軸４６，４８が反対
廻りの方向に回転する。軸４６．４８は機関１０の中心
線１２に対して同軸に配置されていて、コア部分１６の
中を前向きに伸びる。
機関の前側部分にフロント・ファン部分５４が設けられ
ている。外側ファン争ダクト又はカウル５６がファン部
分５４を環状に取囲んでいる。カウル５６が、主支持枠
３０から伸びる支柱５８によって支持されている。
ている。外側ファン争ダクト又はカウル５６がファン部
分５４を環状に取囲んでいる。カウル５６が、主支持枠
３０から伸びる支柱５８によって支持されている。
ファン部分５４が、タービンとファン部分の間を伸びる
内側の反対廻りの軸４６の前端に接続されたファン羽根
の第１列６０を持っている。ファン部分５４は、やはり
タービンとファン部分の間に接続された内側駆動軸４８
の前端に接続されたファン羽根の第２列６２を持ってい
る。ファン羽根の第１列及び第２列６０．６２の各々は
、円周方向に相隔たる複数個のファン羽根で構成されて
いる。ファン羽根の列６０．６２は反対廻りであり、こ
れにより・て各々のファン羽根の列に於ける先端速度の
絶対値を一般的に低くして、比較的高いファン効率及び
推進効率が得られるファン羽根の列６０．６２がファン
・ダクト５６まで半径方向外向きに、機関のシュラウド
とカウル５６の間の空気流通路全体を略横切ってのびる
。ファン羽根の前縁並びに／又は後縁は掃引又は非掃引
形の設計にすることが出来る。
内側の反対廻りの軸４６の前端に接続されたファン羽根
の第１列６０を持っている。ファン部分５４は、やはり
タービンとファン部分の間に接続された内側駆動軸４８
の前端に接続されたファン羽根の第２列６２を持ってい
る。ファン羽根の第１列及び第２列６０．６２の各々は
、円周方向に相隔たる複数個のファン羽根で構成されて
いる。ファン羽根の列６０．６２は反対廻りであり、こ
れにより・て各々のファン羽根の列に於ける先端速度の
絶対値を一般的に低くして、比較的高いファン効率及び
推進効率が得られるファン羽根の列６０．６２がファン
・ダクト５６まで半径方向外向きに、機関のシュラウド
とカウル５６の間の空気流通路全体を略横切ってのびる
。ファン羽根の前縁並びに／又は後縁は掃引又は非掃引
形の設計にすることが出来る。
反対廻りのファン羽根の列６２が、反対廻りのファン羽
根の列６０によって加えられた空気の旋回又は円周方向
成分を取除く様に作用することに注意されたい。この為
、支柱６８は、支柱によって旋回を取除く必要がないと
いう意味で、出口案内ベーンではない。その為、カウル
５６を支持するには比較的少数の支柱５８しか必要とし
ない。
根の列６０によって加えられた空気の旋回又は円周方向
成分を取除く様に作用することに注意されたい。この為
、支柱６８は、支柱によって旋回を取除く必要がないと
いう意味で、出口案内ベーンではない。その為、カウル
５６を支持するには比較的少数の支柱５８しか必要とし
ない。
支柱が空気から旋回も除かなければならない場合、約４
０本の支柱が必要であったのと較べて、典型的には６乃
至８個のファン枠の支柱しか必要としない。
０本の支柱が必要であったのと較べて、典型的には６乃
至８個のファン枠の支柱しか必要としない。
支柱５８がコア・エンジン１６より軸方向前側に配置さ
れている。この為、出来るだけファン羽根の列６０．６
２に接近した場所で、機関を支持することが出来る。
れている。この為、出来るだけファン羽根の列６０．６
２に接近した場所で、機関を支持することが出来る。
更に機関１０が昇圧圧縮機６４を有する。昇圧圧縮機６
４は、機関を通る主流路の取入口側の端としでも作用す
る第１の環状回転子６６を持っている。複数個の第１の
圧縮機の羽根の列６８が回転子６６から半径方向内向き
に伸び、互いに軸方向に隔たっている。昇圧圧縮機６４
は、回転子６６より内側に配置された第２の環状回転子
７０を持ち、これから複数個の第２の圧縮機の羽根の列
６２が、軸方向に相隔たって、半径方向外向きに伸びて
いる。第１及び第２の圧縮機の羽根の列６８．６２は互
いにくし形であって、反対廻りである。回転子６６が外
側軸４８の前端と共にファン羽根の列６２に固着されて
いる。同様に、回転子７０が内側軸４６の前端及びファ
ン羽根の列６０に固着されている。
４は、機関を通る主流路の取入口側の端としでも作用す
る第１の環状回転子６６を持っている。複数個の第１の
圧縮機の羽根の列６８が回転子６６から半径方向内向き
に伸び、互いに軸方向に隔たっている。昇圧圧縮機６４
は、回転子６６より内側に配置された第２の環状回転子
７０を持ち、これから複数個の第２の圧縮機の羽根の列
６２が、軸方向に相隔たって、半径方向外向きに伸びて
いる。第１及び第２の圧縮機の羽根の列６８．６２は互
いにくし形であって、反対廻りである。回転子６６が外
側軸４８の前端と共にファン羽根の列６２に固着されて
いる。同様に、回転子７０が内側軸４６の前端及びファ
ン羽根の列６０に固着されている。
第１及び第２の圧縮機の羽根の列６１１１．７２の各々
は、複数個の円周方向に相隔たる圧縮機の羽根で構成さ
れており、羽根の列が互いに交互になっている。圧縮機
の羽根の列６８．７２は反対廻りであって、主たるコア
・エンジン１６に通ずる流路内に配置されている。
は、複数個の円周方向に相隔たる圧縮機の羽根で構成さ
れており、羽根の列が互いに交互になっている。圧縮機
の羽根の列６８．７２は反対廻りであって、主たるコア
・エンジン１６に通ずる流路内に配置されている。
反対廻りの昇圧圧縮機６４が、コア・エンジン１６に入
る空気にかなりの圧力上昇をもたらす。
る空気にかなりの圧力上昇をもたらす。
ファン羽根の列及び圧縮機の羽根の列が同じ駆動軸によ
って駆動されることの利点は、動力タービン３４からの
エネルギの抽出が最適になることである。動力タービン
から軸４６．４８を介して駆動される昇圧圧縮機の段が
なければ、別の軸及び駆動タービンを用いた別個の圧縮
機が必要になる。
って駆動されることの利点は、動力タービン３４からの
エネルギの抽出が最適になることである。動力タービン
から軸４６．４８を介して駆動される昇圧圧縮機の段が
なければ、別の軸及び駆動タービンを用いた別個の圧縮
機が必要になる。
更に、昇圧圧縮段が存在していなければ、機関の全体的
な圧力比が制限され、効率が一層悪くなる。
な圧力比が制限され、効率が一層悪くなる。
回転昇圧機は、・ファン速度が遅いにもか＼わらず、十
分な圧力上昇をもたらす。圧縮機の羽根の列６８．７２
が反対廻りであることにより、１本の軸だけから駆動さ
れる１個の低速圧縮機の場合に必要なよりも、圧縮機の
列の数を一層少なくすることが可能になる。
分な圧力上昇をもたらす。圧縮機の羽根の列６８．７２
が反対廻りであることにより、１本の軸だけから駆動さ
れる１個の低速圧縮機の場合に必要なよりも、圧縮機の
列の数を一層少なくすることが可能になる。
軸４６，４ｇの前端にも、２組の軸受７４，７６が設け
られており、その内の軸受装置７６は差動形である。こ
れらも、その周りにコア・エンジンが回転する高速軸受
を支持するものではない。
られており、その内の軸受装置７６は差動形である。こ
れらも、その周りにコア・エンジンが回転する高速軸受
を支持するものではない。
Ｐｆ圧機の外側ケーシング及び羽根と共に、後側のファ
ン羽根６２を支持する為に回転枠８０が設けられている
。回転枠８０が不動の枠によって支持されている。一連
の封じ７８が適切に設けられ、機関の通路内の流れを保
持する。
ン羽根６２を支持する為に回転枠８０が設けられている
。回転枠８０が不動の枠によって支持されている。一連
の封じ７８が適切に設けられ、機関の通路内の流れを保
持する。
この発明の重要な特徴は、昇圧圧縮機６４の配置である
。ファン羽根部分６０．６２から生ずる騒音を少なくす
る為、羽根部分の間に十分な間隔を設けなければならな
い。この間隔は、第１の羽根６０の翼弦長の１．５倍又
はそれ以上にすることが好ましい。後側の羽根部分６２
と支柱５８の間にも間隔を設けるべきである。この間隔
も大体１弦長であることが好ましい。
。ファン羽根部分６０．６２から生ずる騒音を少なくす
る為、羽根部分の間に十分な間隔を設けなければならな
い。この間隔は、第１の羽根６０の翼弦長の１．５倍又
はそれ以上にすることが好ましい。後側の羽根部分６２
と支柱５８の間にも間隔を設けるべきである。この間隔
も大体１弦長であることが好ましい。
従って、ファン羽根の部分６０．６２の間の軸方向の間
隔を使って、反対廻りの昇圧機の羽根６８．７２を配置
する。この為、昇圧機はファン部分の長さの中に収容さ
れており、空気流と平行に配置されている。
隔を使って、反対廻りの昇圧機の羽根６８．７２を配置
する。この為、昇圧機はファン部分の長さの中に収容さ
れており、空気流と平行に配置されている。
第２Ａ図及び第２Ｂ図は併せて第１図に示したガスター
ビン機関の詳細図である。第２Ａ図及び第２Ｂ図でも、
同様な部分は第１図と同じ符号で示されている。然し、
第２Ａ図及び第２Ｂ図には追加の成る特徴が示されてお
り、これを説明する。
ビン機関の詳細図である。第２Ａ図及び第２Ｂ図でも、
同様な部分は第１図と同じ符号で示されている。然し、
第２Ａ図及び第２Ｂ図には追加の成る特徴が示されてお
り、これを説明する。
機関の中の流路に沿って、昇圧圧縮機６４より後方に回
転ベーン枠８０が配置されている。ベーン枠が外側回転
子６６に接続されていて、昇圧圧縮機の羽根６８と共に
回転する。こうして、前側ファン羽根６０を含めること
により、昇圧圧縮機は６段昇圧機とみなすことが出来、
羽根の１列の昇圧機部骨は見を付して表わし、羽根の他
方の列の昇圧機部骨は互を付して表わす。後側のファン
羽根の列６２は側路流内に配置されていて、主たるコア
の空気流の中に入っていない。
転ベーン枠８０が配置されている。ベーン枠が外側回転
子６６に接続されていて、昇圧圧縮機の羽根６８と共に
回転する。こうして、前側ファン羽根６０を含めること
により、昇圧圧縮機は６段昇圧機とみなすことが出来、
羽根の１列の昇圧機部骨は見を付して表わし、羽根の他
方の列の昇圧機部骨は互を付して表わす。後側のファン
羽根の列６２は側路流内に配置されていて、主たるコア
の空気流の中に入っていない。
流路に沿って圧力を調節する為に、分流ドア８２が設け
られている。昇圧機部骨６４に対する圧力比は、ファン
の圧力比より高く、分流ドアが昇圧機の失速余裕を制御
するのに役立つ。即ち、全体的に一層高い圧力比を達成
することが出来る。
られている。昇圧機部骨６４に対する圧力比は、ファン
の圧力比より高く、分流ドアが昇圧機の失速余裕を制御
するのに役立つ。即ち、全体的に一層高い圧力比を達成
することが出来る。
分流ドアを開く時、空気がファンの背後に放出される。
低圧昇圧機の圧送特性及びコアの圧送特性は同じではな
い。機関を通常運転する高い速度で、それらを釣合せる
。然し、低速では、圧力を軽減して、失速が起る様な背
圧がない様にする。ドアは低速及びアイドリング速度で
開いて圧力を軽減し、昇圧機を失速させない様にする。
い。機関を通常運転する高い速度で、それらを釣合せる
。然し、低速では、圧力を軽減して、失速が起る様な背
圧がない様にする。ドアは低速及びアイドリング速度で
開いて圧力を軽減し、昇圧機を失速させない様にする。
前端及び後端の不動の枠部材３０．３２が、それから伸
出してコア・エンジン１６を支持する固定アームを持っ
ている。同様に、動力タービン３４の後端が不動の枠３
２によって支持され、ファン及び昇圧機部骨５４．６４
が前側の不動の枠３０によって支持される。コアは、前
側軸受２６及び後側軸受２８を含む２つの軸受装置に沿
って回転する。
出してコア・エンジン１６を支持する固定アームを持っ
ている。同様に、動力タービン３４の後端が不動の枠３
２によって支持され、ファン及び昇圧機部骨５４．６４
が前側の不動の枠３０によって支持される。コアは、前
側軸受２６及び後側軸受２８を含む２つの軸受装置に沿
って回転する。
機関の部品は何れも２つの主となる不動の支持体３０．
３２とコア・エンジン１６の外側ケーシングとによって
支持されている。外側シュラウド又はナセル１４は構造
的な支持作用をしない。端の排気装置８４が、軸４６と
共に回転を続ける。
３２とコア・エンジン１６の外側ケーシングとによって
支持されている。外側シュラウド又はナセル１４は構造
的な支持作用をしない。端の排気装置８４が、軸４６と
共に回転を続ける。
こうすることにより、外側ナセルによって支持されない
。然し、希望によっては、端のノズルを分離して、構造
的な支持体を外側シュラウド１４と端の排気装置の間に
伸ばしてもよい。然し、この場合、ケーシング１４に構
造的な頑丈さを持たせることが必要である。
。然し、希望によっては、端のノズルを分離して、構造
的な支持体を外側シュラウド１４と端の排気装置の間に
伸ばしてもよい。然し、この場合、ケーシング１４に構
造的な頑丈さを持たせることが必要である。
コア・エンジン自体は、典型的にはＧＥ／ＮＡＳＡ
Ｅ３コア瞭エンジンにすることが出来る。
Ｅ３コア瞭エンジンにすることが出来る。
その仕様は人手することが出来る。然し、コア・エンジ
ンが単独で一体の装置であるから、このエンジンをＣＦ
６コア又はＣＦＭ５６コア又はその他の様なエンジンに
置き換えることが可能である。
ンが単独で一体の装置であるから、このエンジンをＣＦ
６コア又はＣＦＭ５６コア又はその他の様なエンジンに
置き換えることが可能である。
推力の反転を達成する為、この装置に標準的な推力反転
装置を取入れることが出来る。この代りに、公知の可変
ピッチ機構を設け、この装置内に取入れることが出来る
。
装置を取入れることが出来る。この代りに、公知の可変
ピッチ機構を設け、この装置内に取入れることが出来る
。
典型的には、ファンは略同じ速度で回転し、公知の方式
によって調節して、速度を所望の値に変更することが出
来る。
によって調節して、速度を所望の値に変更することが出
来る。
以に説明した機関は、反対廻りのタービンによって駆動
される反対廻りのフロント・ファンを利用している。フ
ァン回転子が昇圧圧縮機段を持ち、それを使ってコア・
エンジンの過給を行なう。昇正圧縮機段の数は、希望す
る過給の程度に関係する。反対廻りのタービン段の数及
び寸法は、所要エネルギ及び効率の所望レベルに関係す
る。コア・エンジンは圧縮機、燃焼器及びタービンで構
成されていて、反対廻りのタービン軸を通す為の適当な
寸法の中心の中孔を持っている。コア・エンジンは利用
し得る手段の範囲内にある変化する条件及び円板の中孔
の応力レベルを持つ様に設計することが出来る。
される反対廻りのフロント・ファンを利用している。フ
ァン回転子が昇圧圧縮機段を持ち、それを使ってコア・
エンジンの過給を行なう。昇正圧縮機段の数は、希望す
る過給の程度に関係する。反対廻りのタービン段の数及
び寸法は、所要エネルギ及び効率の所望レベルに関係す
る。コア・エンジンは圧縮機、燃焼器及びタービンで構
成されていて、反対廻りのタービン軸を通す為の適当な
寸法の中心の中孔を持っている。コア・エンジンは利用
し得る手段の範囲内にある変化する条件及び円板の中孔
の応力レベルを持つ様に設計することが出来る。
この機関は歯車を使わないが、それでも歯車箱及び関連
した付属品の曳雑さを持たずに、消費燃料比を切下げる
ことの出来る様な、側路比が非常に高いフロント・ファ
ン・エンジンが達成される。
した付属品の曳雑さを持たずに、消費燃料比を切下げる
ことの出来る様な、側路比が非常に高いフロント・ファ
ン・エンジンが達成される。
この側路比の高い反対廻りの、歯車を用いないフロント
・ファン・エンジンに外側ダクトを使えば、１０乃至２
０の高い側路比が達成され、７５，０００＋ＩＰ又はそ
れ以上の馬力が考えられる。
・ファン・エンジンに外側ダクトを使えば、１０乃至２
０の高い側路比が達成され、７５，０００＋ＩＰ又はそ
れ以上の馬力が考えられる。
この発明の範囲は特許請求の範囲によって限定されてお
り、その範囲を逸脱せずに、種々の変更を加えることが
出来ることを承知されたい。
り、その範囲を逸脱せずに、種々の変更を加えることが
出来ることを承知されたい。
第１図はこの発明の１実施例による側路比の高い反対廻
りの歯車を用いないフロント・ファン−エンジンの簡略
断面図、 第２Ａ図及び第２Ｂ図は併せて第１図に示すガスタービ
ン機関を更に詳しく示す分割図である。 主な符号の説明 １６：コア学エンジン ３４：動力タービン ３ｇ、４２：タービン羽根の列 ４６．４８：駆動軸 ５４：ファン部分 ６０．６２：ファン羽根の列 ６４：昇圧圧縮機 ６８．７２：圧縮機の羽根の列
りの歯車を用いないフロント・ファン−エンジンの簡略
断面図、 第２Ａ図及び第２Ｂ図は併せて第１図に示すガスタービ
ン機関を更に詳しく示す分割図である。 主な符号の説明 １６：コア学エンジン ３４：動力タービン ３ｇ、４２：タービン羽根の列 ４６．４８：駆動軸 ５４：ファン部分 ６０．６２：ファン羽根の列 ６４：昇圧圧縮機 ６８．７２：圧縮機の羽根の列
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）燃焼ガスを発生する様に作用するガス発生器コア・
エンジンと、 夫々第１及び第２の駆動軸を回転する様に作用する第１
及び第２の反対廻りのくし形タービン羽根の列を含む動
力タービンと、 前記第１の駆動軸に接続されたファン羽根の第１列及び
該ファン羽根の第１列から軸方向に隔たって前記第２の
駆動軸に接続されたファン羽根の第２列を含むファン部
分と、 軸方向に前記ファン羽根の第１列及び第２列の間に位置
ぎめされていて、前記第１の駆動軸に接続された第１の
圧縮機の羽根の列及び前記第２の駆動軸に接続された第
２の圧縮機の羽根の列を持つ昇圧圧縮機とを有するガス
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、前記ファン羽根の第１列及び第２列が、軸方向に
、前記第１の羽根の外側部分の翼弦長の大体１乃至２倍
だけ隔たっているガスタービン機関。 ３）特許請求の範囲１）に記載したガスタービン機関に
於て、前記ファン羽根の第１列及び第２列を取囲む環状
ファン・ダクトと、該ファン・ダクトを支持する半径方
向に伸びる複数個の支柱とを有し、該支柱は後側の羽根
の列より軸方向後方に、第２のファン羽根の大体弦長だ
け隔たってい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、約６乃至８個のファン枠の支柱を有するガスター
ビン機関。 ５）特許請求の範囲１）に記載したガスタービン機関に
於て、前記昇圧圧縮機及び前記コア・エンジンの間の主
流路に沿って配置され、一番後側の圧縮機の羽根に対し
て反対廻りである回転ベーン枠を有するガスタービン機
関。 ６）特許請求の範囲１）に記載したガスタービン機関に
於て、前記昇圧圧縮機と前記コア・エンジンの間に位置
ぎめされていて、昇圧圧縮機の失速余裕を制御する為の
差圧を軽減する分流ドアを有するガスタービン機関。 ７）１対の相隔たる不動の環状枠支持体と、流れに対し
て直列にコア圧縮機、燃焼器及びタービンを持っていて
、燃焼ガスを発生する様に作用し、前記枠支持体によっ
て支持されるガス発生器コア・エンジンと、 該コア・エンジンより後方にあって、夫々第１及び第２
の駆動軸を回転する様に作用する第１及び第２の反対廻
りのタービン羽根の列を持ち、１つの前記枠支持体によ
って支持されている動力タービンと、 前記コア部分より前方にあって、１つの前記枠支持体に
よって支持されていて、前記第１の駆動軸に接続された
ファン羽根の第１列及び前記第２の駆動軸に接続された
ファン羽根の第２列を含むファン部分と、 前記第１の駆動軸に接続された圧縮機の羽根の第１列及
び前記第２の駆動軸に接続されていて、１つの枠支持体
によって支持された圧縮機の羽根の第２列を含む昇圧圧
縮機と、 機関の中心線の周りに同軸に配置された構造支持を目的
としない環状ケーシングとを有するガスタービン機関。 ８）特許請求の範囲７）に記載したガスタービン機関に
於て、１つのタービン羽根の列と共に回転する様に結合
された回転排気装置を有するガスタービン機関。 ９）特許請求の範囲７）に記載したガスタービン機関に
於て、前記コア・エンジンを前記枠支持体に回転自在に
装着する高速軸受装置と、前記動力タービン、前記ファ
ン部分及び前記昇圧圧縮機を前記枠支持体に回転自在に
装着する低速差動軸受装置とを有するガスタービン機関
。 １０）特許請求の範囲７）に記載したガスタービン機関
に於て、前記ファン部分を取囲む環状ファン・ダクトと
、１つの前記枠支持体に支持されていて、前記ファン・
ダクトを保持する半径方向の支柱とを有するガスタービ
ン機関。 １１）側路比の高い反対廻りの歯車を使わないフロント
・ファン・エンジンに於て、 燃焼ガスを発生する様に作用するガス発生器と、それか
ら半径方向内向きに複数個の第１のタービン羽根の列が
伸びている第１のタービン回転子、及びそれから半径方
向外向きに複数個の第２のタービン羽根の列がのびてい
る第２のタービン回転子を持ち、該第１及び第２のター
ビン回転子が反対廻りであって、夫々第１及び第２の駆
動軸を駆動する様に作用する動力タービンと、 前記第１の駆動軸に接続されたファン羽根の第１列及び
前記第２の駆動軸に接続されたファン羽根の第２列を持
つファン部分と、 前記第１の駆動軸に接続されていて、それから半径方向
外向きに複数個の第１の圧縮機の羽根の列が伸びている
第１の圧縮機回転子、及び前記第２の駆動軸に接続され
ていて、それから半径方向内向きに複数個の第２の圧縮
機の羽根の列が伸びている第２の圧縮機回転子を持つ昇
圧圧縮機とを有し、該昇圧圧縮機が軸方向には前記ファ
ン羽根の第１列及び第２列の間に配置されているフロン
ト・ファン・エンジン。 １２）特許請求の範囲１１）に記載したフロント・ファ
ン・エンジンに於て、エンジンに対する空気取入口を有
し、昇圧圧縮機の一方の回転子が該空気取入口の一部分
を構成しているフロント・ファン・エンジン。 １３）特許請求の範囲１１）に記載したフロント・ファ
ン・エンジンに於て、前記ファン部分を環状に取巻くフ
ァン・ダクトと、前記ガス発生器より軸方向前側に配置
されていて前記ファン・ダクトを支持する半径方向の支
柱とを有するフロント・ファン・エンジン。 １４）特許請求の範囲１３）に記載したフロント・ファ
ン・エンジンに於て、前記ファン羽根の第１列及び第２
列が前記ファン・ダクトの近くまで半径方向外向きに伸
びているフロント・ファン・エンジン。 １５）特許請求の範囲１１）に記載したフロント・ファ
ン・エンジンに於て、前記昇圧圧縮機より後方に配置さ
れた回転ベーン枠を有するフロント・ファン・エンジン
。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US90234186A | 1986-08-29 | 1986-08-29 | |
| US902341 | 2001-07-10 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63134817A true JPS63134817A (ja) | 1988-06-07 |
| JP2927790B2 JP2927790B2 (ja) | 1999-07-28 |
Family
ID=25415717
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62210392A Expired - Lifetime JP2927790B2 (ja) | 1986-08-29 | 1987-08-26 | ガスタービン機関 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2927790B2 (ja) |
| DE (1) | DE3728437C2 (ja) |
| FR (1) | FR2603343B1 (ja) |
| GB (1) | GB2194593B (ja) |
| IT (1) | IT1222555B (ja) |
| SE (1) | SE464718B (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07145741A (ja) * | 1993-06-18 | 1995-06-06 | General Electric Co <Ge> | 回転可能なタービンフレーム |
| WO1998000628A1 (fr) * | 1996-06-28 | 1998-01-08 | Hiroyasu Tanigawa | Turbine a vapeur et a gaz combinees |
| JP2004003488A (ja) * | 2002-05-24 | 2004-01-08 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体 |
| US10961850B2 (en) | 2017-09-19 | 2021-03-30 | General Electric Company | Rotatable torque frame for gas turbine engine |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3812027A1 (de) * | 1988-04-11 | 1989-10-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Propfan-turbotriebwerk |
| US4976102A (en) * | 1988-05-09 | 1990-12-11 | General Electric Company | Unducted, counterrotating gearless front fan engine |
| US5010729A (en) * | 1989-01-03 | 1991-04-30 | General Electric Company | Geared counterrotating turbine/fan propulsion system |
| DE19824421A1 (de) | 1998-05-30 | 1999-12-02 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Gehäuseausbildung an einer Gasturbine |
| US6684626B1 (en) * | 2002-07-30 | 2004-02-03 | General Electric Company | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines |
| FR2866073B1 (fr) * | 2004-02-11 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Turboreacteur ayant deux soufflantes contrarotatives solidaires d'un compresseur a basse pression contrarotatif |
| US7950220B2 (en) | 2006-06-19 | 2011-05-31 | United Technologies Corporation | Turbine engine compressor |
| DE102008005163B4 (de) | 2008-01-19 | 2009-12-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugtriebwerk |
| FR3095670B1 (fr) * | 2019-04-30 | 2021-12-03 | Safran Aircraft Engines | Architecture améliorée de turbomachine à turbine contrarotative |
| CN109973244B (zh) * | 2019-05-12 | 2024-07-05 | 西北工业大学 | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59103947A (ja) * | 1982-11-01 | 1984-06-15 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | 反対廻りの動力タ−ビン |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2404767A (en) * | 1941-10-28 | 1946-07-23 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Jet propulsion plant |
| GB586570A (en) * | 1943-03-18 | 1947-03-24 | Karl Baumann | Improvements in internal combustion turbine plant for propulsion |
| US3861139A (en) * | 1973-02-12 | 1975-01-21 | Gen Electric | Turbofan engine having counterrotating compressor and turbine elements and unique fan disposition |
| US3903690A (en) * | 1973-02-12 | 1975-09-09 | Gen Electric | Turbofan engine lubrication means |
| GB2061389B (en) * | 1979-10-23 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
| FR2560642A1 (fr) * | 1984-03-02 | 1985-09-06 | Gen Electric | Moteur a turbosoufflante a contre-rotation |
-
1987
- 1987-07-08 GB GB8716113A patent/GB2194593B/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-08-24 SE SE8703275A patent/SE464718B/sv not_active IP Right Cessation
- 1987-08-24 FR FR8711838A patent/FR2603343B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1987-08-26 JP JP62210392A patent/JP2927790B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1987-08-26 DE DE3728437A patent/DE3728437C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1987-08-28 IT IT21739/87A patent/IT1222555B/it active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS59103947A (ja) * | 1982-11-01 | 1984-06-15 | ゼネラル・エレクトリツク・カンパニイ | 反対廻りの動力タ−ビン |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07145741A (ja) * | 1993-06-18 | 1995-06-06 | General Electric Co <Ge> | 回転可能なタービンフレーム |
| WO1998000628A1 (fr) * | 1996-06-28 | 1998-01-08 | Hiroyasu Tanigawa | Turbine a vapeur et a gaz combinees |
| JP2004003488A (ja) * | 2002-05-24 | 2004-01-08 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンのための二重反転可能なブースタ圧縮機組立体 |
| US10961850B2 (en) | 2017-09-19 | 2021-03-30 | General Electric Company | Rotatable torque frame for gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2194593B (en) | 1991-05-15 |
| IT1222555B (it) | 1990-09-05 |
| JP2927790B2 (ja) | 1999-07-28 |
| FR2603343B1 (fr) | 1994-04-08 |
| SE8703275D0 (sv) | 1987-08-24 |
| GB8716113D0 (en) | 1987-08-12 |
| DE3728437C2 (de) | 2002-01-31 |
| GB2194593A (en) | 1988-03-09 |
| IT8721739A0 (it) | 1987-08-28 |
| SE8703275L (sv) | 1988-03-01 |
| FR2603343A1 (fr) | 1988-03-04 |
| DE3728437A1 (de) | 1988-03-03 |
| SE464718B (sv) | 1991-06-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4860537A (en) | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine | |
| US4976102A (en) | Unducted, counterrotating gearless front fan engine | |
| US4790133A (en) | High bypass ratio counterrotating turbofan engine | |
| US6763654B2 (en) | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans | |
| EP1403499B1 (en) | Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster | |
| US6763652B2 (en) | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines | |
| US5079916A (en) | Counter rotation power turbine | |
| CA1233325A (en) | Counter rotation power turbine | |
| US6711887B2 (en) | Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines | |
| EP1387060B1 (en) | Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines | |
| EP1577491B1 (en) | Turbine engine arrangements | |
| CA1262409A (en) | Counter rotation power turbine | |
| EP3553303A1 (en) | Gas turbine engine and turbine arrangement | |
| JP2927790B2 (ja) | ガスタービン機関 | |
| GB2189844A (en) | Gas turbine engines | |
| JPS63106335A (ja) | ガスタ−ビン機関 | |
| EP3828384B1 (en) | Gas turbine engine | |
| CA1308922C (en) | Unducted, counterrotating gearless front fan engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080514 Year of fee payment: 9 |