JPS642774B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジン用作動装置に関
し、特に、外側作動器の動きをガスタービンエン
ジンの内部に伝達して内側の滑動部材または滑動
弁を動かす作動装置に関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to an actuating device for a gas turbine engine, and more particularly to an actuating device for transmitting the movement of an outer actuator into the interior of a gas turbine engine to move an inner sliding member or valve.

本発明の開発は先進型の可変サイクルガスター
ビンエンジンによつて促進された。1950年代以
来、ジエツト機用エンジンとしてこの種のエンジ
ンの開発が進められてきた。可変サイクルエンジ
ンでは、燃焼サイクルに対してフアンバイパスサ
イクルに向けられる空気の相対量は、エンジン性
能を高めるために運転状態の変化に応じて変えら
れる。このエンジンの一実施例では、前側滑動弁
装置によつて空気流が制御される。この装置は前
側可変面積バイパスインジエクタ（前側
VABI）と呼ばれ、内外バイパスダクト間の通路
内に設置されており、外側バイパスダクト内に流
入し、従つて、燃焼サイクルをバイパスするフア
ン空気の量を変えるべく開閉される。後ろ側可変
面積バイパスインジエクタ（後ろ側VABI）と呼
ばれる別の弁状機構が、バイパス空気流をコアエ
ンジン流に戻すためにバイパスダクトの末端に設
けられる。この種の可変サイクルエンジンの詳細
については、本発明の譲受人に譲渡された1978年
１月17日付の米国特許第4068471号を参照された
い。この引例の開示内容はそれを参照することに
よつてここに包含される。 The development of the present invention was facilitated by advanced variable cycle gas turbine engines. Since the 1950s, this type of engine has been under development for jet aircraft. In variable cycle engines, the relative amount of air directed to the fan bypass cycle relative to the combustion cycle is varied in response to changing operating conditions to enhance engine performance. In one embodiment of this engine, airflow is controlled by a front sliding valve arrangement. This device is equipped with an anterior variable area bypass injector (anterior
VABI) is located in the passageway between the outer and outer bypass ducts and is opened and closed to vary the amount of fan air that flows into the outer bypass duct and thus bypasses the combustion cycle. Another valve-like mechanism called an aft variable area bypass injector (aft VABI) is provided at the end of the bypass duct to return bypass airflow to the core engine flow. For more information on variable cycle engines of this type, see U.S. Pat. The disclosure of this reference is incorporated herein by reference.

前側および後ろ側バイパス弁は、軸方向運動を
外側作動器からエンジンの外側ケーシングを経て
内側装着弁に伝達し得る作動機構によつて操作さ
れるように設計される。従来の諸機構において、
この種の運動伝達は、しばしば、エンジンケーシ
ングを貫通する多数の半径方向軸によつて達成さ
れる。２個以上の作動器によつて多数の半径方向
軸を駆動し得る機構が既に開発されている。ター
ボジエツトエンジンに多年用いられてきた周知の
例は、圧縮機の可変角静翼の回動に用いられた諸
装置である。圧縮機の可変角静翼の回動は、エン
ジンの回転速度が変わるにつれて動翼の流出ベク
トル角度の変化に応じて行われる。これらの静翼
は、静翼シヤンクに取付けられたクランクによつ
て全静翼を相互に連結するユニゾンリングによつ
て同時に駆動される。静翼シヤンクは航空機エン
ジンケーシングを半径方向に貫通しているので、
静翼シヤンクを回転させると、エンジン内の全静
翼が同じ角度回転する。運動開始手段は、ユニソ
ンリングを回転させる２個の対称に配置された作
動器である。 The front and rear bypass valves are designed to be operated by an actuation mechanism that can transmit axial motion from an outer actuator through the outer casing of the engine to the inner mounted valve. In conventional mechanisms,
This type of motion transmission is often achieved by multiple radial shafts passing through the engine casing. Mechanisms have already been developed in which multiple radial axes can be driven by two or more actuators. A well-known example that has been used for many years in turbojet engines is the devices used to rotate variable angle vanes of compressors. The variable angle vanes of the compressor are rotated in response to changes in the outflow vector angle of the rotor blades as the rotational speed of the engine changes. These vanes are simultaneously driven by a unison ring which interconnects all the vanes by means of a crank attached to the vane shank. Since the stator vane shank penetrates the aircraft engine casing in the radial direction,
When the stator vane shank is rotated, all stator vanes in the engine rotate by the same angle. The movement initiation means are two symmetrically arranged actuators that rotate the Unison ring.

この種の装置は多数の半径方向軸をもつ多数の
エンジン静翼の回動に最適であるが、前側と後ろ
側のVABIを可変サイクルエンジンに設けた場合
のように比較的少数の半径方向軸を一斉に回動す
べき場合には使用上の制限がある。可変サイクル
エンジンでは、重量と複雑さを減らすために、わ
ずか３本の半径方向軸を用いて弁を動かすことが
望ましい。比較的少数の半径方向軸を用いる場合
は、軸相互の間隔が広くなり、そして軸の回転を
機械的に同期化することがそれだけ困難になる。 This type of device is ideal for rotating a large number of engine stator vanes with a large number of radial axes; There is a restriction on use when the two must be rotated all at once. In variable cycle engines, it is desirable to move the valves using only three radial shafts to reduce weight and complexity. If a relatively small number of radial axes are used, the spacing between the axes will be wide and it will be more difficult to mechanically synchronize the rotation of the axes.

前側滑動弁には別の問題が生ずる。なぜなら、
この弁は航空機エンジンの前部に配置され、その
辺では、必然的に制御装置と補機がエンジンケー
シングの下側のかなりの部分を占有しているから
である。従来の機構に用いるユニゾンリングはエ
ンジンケーシングの全周にわたつて延在し、従つ
て、上記の占有スペースと同じスペースの一部を
占めることになる。このリングと制御装置外被の
物理的干渉の結果、周囲包絡面の寸法が増大する
とともに、制御装置外被の内側における作動リン
グの組立てと取外しが困難であることから整備上
の問題が生ずる。 Another problem arises with front sliding valves. because,
This valve is located at the front of the aircraft engine, where the control equipment and accessories necessarily occupy a significant portion of the underside of the engine casing. The unison ring used in conventional mechanisms extends all the way around the engine casing and therefore occupies a portion of the same space as described above. This physical interference between the ring and the control housing increases the size of the surrounding envelope and creates maintenance problems due to the difficulty in assembling and removing the actuation ring inside the control housing.

最後に、単一の作動器を備えた作動装置を用い
て重量と複雑さを減らすことが望ましい。 Finally, it would be desirable to use an actuator with a single actuator to reduce weight and complexity.

本発明は航空機エンジンケーシングの外側に配
置された単数または複数の作動器の直線運動をエ
ンジン内部に伝達して滑動部材を前後に動かし得
る独得な作動装置である。本発明の一実施例にお
いては、単一の作動器が単一のクランク軸を回転
させることによつて作動装置を働かせる。このク
ランク軸は複数のクランク軸に機械的に連結され
てそれらを同時に回転する。クランク軸はすべて
エンジン内部の外側ケーシングを貫通している。
エンジンの内側で、クランク軸から１個の滑動部
材または滑動弁へ運動が伝達され、その結果滑動
部材の軸方向の前進と後退が生ずる。本発明の一
実施例において、作動装置は可変サイクルエンジ
ンの内外バイパスダクト間の滑動弁の開閉に用い
られる。 The present invention is a unique actuating device that can transmit the linear motion of one or more actuators located outside the aircraft engine casing into the interior of the engine to move a sliding member back and forth. In one embodiment of the invention, a single actuator operates the actuator by rotating a single crankshaft. This crankshaft is mechanically coupled to multiple crankshafts to rotate them simultaneously. All crankshafts pass through the outer casing inside the engine.
Inside the engine, motion is transmitted from the crankshaft to a sliding member or sliding valve, resulting in axial advancement and retraction of the sliding member. In one embodiment of the invention, the actuating device is used to open and close a slide valve between the internal and external bypass ducts of a variable cycle engine.

第１図は本発明の開発を促進した型の航空機用
可変サイクルガスタービンエンジン１０を示す。
このエンジン１０は多重ダクトを用い、運転状態
の変化に応じて、燃焼器１３とタービン１４を通
るガス流量ではなく、バイパスダクト１２を通る
空気の相対流量を変えてエンジン性能を高める。
エンジン１０のこの空気流量を変える能力によつ
て、エンジンは亜音速では高バイパス比サイクル
で働き、逆に、超音速では低バイパス比サイクル
で働き得る。エンジン運転サイクルをこのように
変えると、エンジンの全運転効率が大いに向上す
る。この種の可変サイクルエンジンの詳細につい
ては、先に引用した米国特許第4068471号を参照
されたい。 FIG. 1 shows an aircraft variable cycle gas turbine engine 10 of the type that facilitated the development of the present invention.
The engine 10 uses multiple ducts to increase engine performance by varying the relative flow rate of air through the bypass duct 12, rather than the gas flow rate through the combustor 13 and turbine 14, as operating conditions change.
The ability of the engine 10 to vary this air flow rate allows the engine to operate in high bypass ratio cycles at subsonic speeds and, conversely, in low bypass ratio cycles at supersonic speeds. This modification of the engine operating cycle greatly increases the overall operating efficiency of the engine. For more information on variable cycle engines of this type, see the above-cited US Pat. No. 4,068,471.

エンジン１０において、流入空気はまず第１フ
アン１５によつて加速される。環状分流体１７が
この空気流を分割し、流れの一部を内側バイパス
ダクト１８内に導き、残部を外側バイパスダクト
１９内に導く。内側ダクト１８を通る空気流はさ
らに第２フアン１６によつて加速される。運転状
態が多様に変化するので、内側ダクト１８から通
路２１を通つてバイパスダクト１２に向かう空気
の流量を変えることが望ましい。内側バイパスダ
クト１８からバイパスダクト１２に流入する空気
の量を制御するために、前側可変面積バイパスイ
ンジエクタ（前側VABI）として知られる直動部
材または環状滑動弁２０が通路２１に設けられて
いる。この滑動弁２０は航空機の亜音速巡航状態
では第１図に実線で示すように前方位置に保持さ
れて最大量の空気をバイパスダクト１２に流入さ
せる。航空機が超音速飛行に入ると、弁２０は第
１図に点線で示すように後方位置に動かされる。
この後方位置では、弁２０はバイパスダクト１２
に入る空気流量を制限するので、比較的多量の第
２フアン空気が燃焼器１３に入り、推力発生用燃
焼ガス流を多くする。 In the engine 10, incoming air is first accelerated by the first fan 15. An annular fluid divider 17 splits this airflow, directing a portion of the flow into an inner bypass duct 18 and the remainder into an outer bypass duct 19. The airflow through the inner duct 18 is further accelerated by the second fan 16. Since the operating conditions vary, it is desirable to vary the flow rate of air from the inner duct 18 through the passage 21 to the bypass duct 12. A direct acting member or annular slide valve 20, known as an anterior variable area bypass injector (anterior VABI), is provided in passage 21 to control the amount of air flowing into bypass duct 12 from inner bypass duct 18. When the aircraft is in subsonic cruise mode, the slide valve 20 is held in a forward position, as shown by the solid line in FIG. 1, to allow the maximum amount of air to flow into the bypass duct 12. When the aircraft enters supersonic flight, valve 20 is moved to an aft position as shown in dotted lines in FIG.
In this rearward position, the valve 20 is connected to the bypass duct 12.
By limiting the amount of air entering, a relatively large amount of second fan air enters the combustor 13, increasing the flow of combustion gases for thrust generation.

弁２０を働かせるため、本発明は簡単で効果的
な軽量作動装置３０を提供する。この作動装置３
０の大部分は外側ダクト１９とバイパスダクト１
２を囲む外側ケーシング２２の外側に配設されて
いる。従つて、作動装置３０は外側ダクト１９を
通る空気流をほとんど妨害しない。また、作動装
置３０は外側ケーシング２２の漏流発生孔を不要
にするような構造になつており、外側ダクト１９
からの多量の空気損失を防止する。 To actuate valve 20, the present invention provides a simple and effective lightweight actuation device 30. This actuating device 3
Most of 0 is outside duct 19 and bypass duct 1
2 is disposed on the outside of an outer casing 22 that surrounds the outer casing 22. Therefore, the actuating device 30 hardly obstructs the airflow through the outer duct 19. Further, the actuating device 30 has a structure that eliminates the need for a leakage hole in the outer casing 22, and the outer duct 19
Prevent large amounts of air loss from.

第２図は作動装置３０の立面図であり、航空機
エンジンの外側ケーシング２２に装着された作動
装置の一実施例を示す。作動装置３０の外側構成
部だけが示されており、滑動弁２０はケーシング
２２の外面によつて隠されている。 FIG. 2 is an elevational view of the actuator 30, illustrating one embodiment of the actuator mounted to the outer casing 22 of an aircraft engine. Only the outer components of the actuating device 30 are shown, the slide valve 20 being hidden by the outer surface of the casing 22.

複数の回転クランク軸４０が作動力または回転
運動を外側ケーシング２２を経て外側ダクト１９
内に伝達するように設けられており、その一つを
第２図と第３図に示してある。回転クランク軸４
０はこの機能に最適である。というのは、クラン
ク軸４０は、空気の漏流がクランク軸の側面をま
わつて外側ダクト１９から逃げることを防止する
プシユ４２によつて容易に包囲されるからであ
る。 A plurality of rotating crankshafts 40 transmit actuating force or rotational motion through the outer casing 22 to the outer duct 19.
2 and 3, one of which is shown in FIGS. 2 and 3. rotating crankshaft 4
0 is optimal for this function. This is because the crankshaft 40 is easily surrounded by the pusher 42 which prevents air leakage from escaping from the outer duct 19 around the sides of the crankshaft.

第２図と第３図に示したクランク軸は作動装置
構成部の中枢をなすので、まずこれについて説明
する。作動装置３０の基本的な機械理論は、ケー
シング２２の外側の直線運動を各クランク軸４０
の部分回転に変換し、次いで外側ケーシングの内
側で全クランク軸の部分回転を滑動部材の軸方向
直線運動に変換し直すことである。第２、３、４
図に示す実施例では、滑動部材は滑動弁２０であ
る。外側ケーシング２２を貫く機械作用の伝達は
特に第３図と第４図で観察しやすい。次に、この
伝達に役立つ諸構成部とこれらの構成部の利点に
ついて詳述する。 Since the crankshaft shown in FIGS. 2 and 3 forms the core of the actuator component, it will be explained first. The basic mechanical theory of the actuator 30 is that the outer linear motion of the casing 22 is coupled to each crankshaft 40.
, and then inside the outer casing convert the entire crankshaft partial rotation back into an axial linear movement of the sliding member. 2nd, 3rd, 4th
In the embodiment shown, the sliding member is a sliding valve 20. The transmission of mechanical forces through the outer casing 22 is particularly easy to observe in FIGS. 3 and 4. Next, we will discuss in detail the components that help with this communication and the benefits of these components.

第２図を再び参照するに、液圧を作動力として
用いる液圧作動器５０が、作動装置３０において
直線運動を開始するために設けられている。作動
器５０は、本発明の一部分を構成しない別の制御
系（図示せず）によつて制御される。航空機の適
当な使用段階で、この制御系により作動器が作動
棒５２を押出すかまたは引込める。作動棒５２は
ピン取付部５４で作動クランクアーム５６（第３
クランクアーム）に連結されている。クランクア
ーム５６は複数のクランク軸４０の一つに直接取
付けられ、作動棒５２の突出時にそのクランク軸
の部分回転をひき起こす。第２図に点線で示す作
動棒５２とクランクアーム５６の図はクランクア
ームの突出位置とそれに対応するクランク軸の部
分回転とを示す。作動器５０は、例えば玉とソケ
ツトを備えた取付部５８に装着され、従つて作動
器は作動棒５２の突出または後退中わずかな角度
回動し得る。作動器と作動棒が突出状態にある
時、滑動弁２０は第３図に実線で示す「開」位置
にあり、逆に作動器が後退状態にある時、弁２０
は第３図に破線で示す「部分閉」位置にある。こ
れが達成される過程は以下の説明から明らかにな
ろう。 Referring again to FIG. 2, a hydraulic actuator 50 is provided for initiating linear motion in the actuating device 30, using hydraulic pressure as the actuating force. Actuator 50 is controlled by a separate control system (not shown) that does not form part of the present invention. The control system causes the actuator to push out or retract the actuation rod 52 during the appropriate phase of use of the aircraft. The operating rod 52 is attached to the operating crank arm 56 (third
crank arm). Crank arm 56 is attached directly to one of the plurality of crankshafts 40 and causes partial rotation of that crankshaft upon extension of actuation rod 52. The view of the actuating rod 52 and crank arm 56 shown in dotted lines in FIG. 2 shows the protruding position of the crank arm and the corresponding partial rotation of the crankshaft. The actuator 50 is mounted in a mounting 58, for example with a ball and socket, so that the actuator can pivot through a small angle during the extension or retraction of the actuator rod 52. When the actuator and actuating rod are in the extended position, the slide valve 20 is in the "open" position shown in solid line in FIG. 3; conversely, when the actuator is in the retracted position, the valve 20
is in the "partially closed" position shown in broken lines in FIG. The process by which this is achieved will become clear from the description below.

前述のごとく、本発明の前述の実施例では単一
の作動器５０が単一のクランク軸４０に直結され
ている。また、作動器５０によるこの単一クラン
ク軸の回転時に残りの全クランク軸４０を同時に
部分的に回転させる装置が設けられている。第４
図には３本のクランク軸４０と単一の作動器５０
を示す。全クランク軸を同時に動かす装置の主要
部は、外側ケーシング２２の一部分の周面に沿つ
て回転するように周方向に装着された環状作動部
材またはヨーク６０である。ヨーク６０はそれに
装着された同心軌道６５と係合する複数のローラ
６１によつて担持されている。ローラ６１は外側
ケーシング２２に固定されたブラケツト６３によ
つて保持されている。ブラケツト６３の側面はヨ
ーク６０の軌道と接しており、ヨーク６０がロー
ラ６１上を自由に回転し得るように摩擦減少材料
を用いる。 As previously mentioned, in the previously described embodiments of the invention, a single actuator 50 is coupled directly to a single crankshaft 40. Additionally, a device is provided for simultaneously partially rotating all remaining crankshafts 40 during rotation of this single crankshaft by the actuator 50. Fourth
The figure shows three crankshafts 40 and a single actuator 50.
shows. The main part of the device for moving all crankshafts simultaneously is an annular actuating member or yoke 60 mounted circumferentially for rotation around a portion of the outer casing 22. Yoke 60 is carried by a plurality of rollers 61 that engage concentric tracks 65 mounted thereon. Roller 61 is held by a bracket 63 fixed to outer casing 22. The sides of the bracket 63 contact the track of the yoke 60 and are made of friction reducing material so that the yoke 60 can freely rotate on the rollers 61.

ヨーク６０はケーシング２２の周囲の約３分の
２にわたつて延在し、かくていかなる外部作動装
置も存在しない下側領域が残存する。ほとんどの
航空機エンジンにおいて、このスペースは制御装
置・補機外被７０と通常呼ばれるもので占められ
ている。 The yoke 60 extends about two-thirds of the circumference of the casing 22, thus leaving a lower region free from any external actuation devices. In most aircraft engines, this space is occupied by what is commonly referred to as the control and accessory jacket 70.

第２図と第４図を参照するに、ヨーク６０は個
別のリンクアーム６２によつて各クランク軸４０
に連結されている。リンクアーム６２の反対側の
端部はクランク軸から延在する個別のクランクア
ーム６４に取付けられている。ヨークのこのリン
ク機構によつて、クランク軸４０は、ヨーク６０
がケーシング２２の周囲を部分的に回転する時各
クランク軸を同角度回転させる。従つて、単一の
作動器５０が１個のクランク軸を直接回転させる
と、残りの全クランク軸４０が同角度・同期回転
する。 Referring to FIGS. 2 and 4, the yoke 60 is connected to each crankshaft 40 by separate link arms 62.
is connected to. The opposite end of link arm 62 is attached to a separate crank arm 64 extending from the crankshaft. This link mechanism of the yoke allows the crankshaft 40 to connect to the yoke 60.
rotates partially around the casing 22, causing each crankshaft to rotate by the same angle. Therefore, when a single actuator 50 directly rotates one crankshaft, all remaining crankshafts 40 rotate synchronously and at the same angle.

リンクアーム６２はクランク軸４０の部分回転
中リンクアームの非直線運動を許容するように装
着される必要がある。従つて、図示の実施例で
は、リンクアーム６２は玉とソケツト６６でヨー
ク６０に連結され、また玉とソケツト６８でクラ
ンクアーム６４に連結されている。 Link arm 62 must be mounted to allow non-linear movement of the link arm during partial rotations of crankshaft 40. Thus, in the illustrated embodiment, the link arm 62 is connected to the yoke 60 at a ball and socket 66 and to the crank arm 64 at a ball and socket 68.

以上の説明から明らかなように、作動棒５２の
突出によつて全クランク軸４０が同角度回転す
る。第３図と第４図には、この共通回転運動を外
側ケーシング２２内の滑動部材または滑動弁２０
の軸方向直線運動に変換する機構を示す。前述の
ように、クランク軸４０は外側ケーシング２２を
貫通して外側ダクト１９内に延びている。この外
側ダクト１９の内側において、内側クランクアー
ム４４（第２クランクアーム）がクランク軸と共
に回転するようにそれに取付けられ、軸方向およ
び半径方向内方に延在して弁２０に達している。
このクランクアーム４４は玉とソケツト４６で弁
２０に連結されており、半径方向に弾性的にたわ
み得る。このたわみは、クランクアーム４４が回
転して弁２０を軸方向に動かす時エンジン軸線に
対するクランクアーム４４の端部の半径方向位置
のわずかな変化を可能にする。 As is clear from the above description, all the crankshafts 40 rotate by the same angle due to the protrusion of the actuating rod 52. 3 and 4, this common rotational movement is shown by a sliding member in the outer casing 22 or by a sliding valve 20.
This shows the mechanism that converts the motion into axial linear motion. As previously mentioned, the crankshaft 40 extends through the outer casing 22 and into the outer duct 19. Inside this outer duct 19, an inner crank arm 44 (second crank arm) is attached to it for rotation with the crankshaft and extends axially and radially inward to reach the valve 20.
The crank arm 44 is connected to the valve 20 by a ball and socket 46 and is elastically deflectable in the radial direction. This deflection allows for slight changes in the radial position of the end of crank arm 44 relative to the engine axis as crank arm 44 rotates to move valve 20 axially.

弁２０は内側および外側ガイド２６間にはさま
れて流路の空気力学的連続性を保つ。作動器５０
が突出状態にある時、弁２０は第３図に実線で示
した「開」位置にあり、作動器５０が後退状態に
ある時、弁は第３図に破線で示した「部分閉」位
置にある。 Valve 20 is sandwiched between inner and outer guides 26 to maintain aerodynamic continuity of the flow path. Actuator 50
When the actuator 50 is in the extended condition, the valve 20 is in the "open" position shown in solid lines in FIG. It is in.

以上の説明から容易に理解されるように、本発
明の作動装置は独得で簡単な軽量装置である。本
発明の諸利点は航空機エンジンにおける他の用途
において、特に、第１図における可変サイクルエ
ンジン１０の後ろ側可変面積バイパスインジエク
タ（後ろ側VABI）と関連して有用である。 As will be readily understood from the foregoing description, the actuating device of the present invention is a unique, simple and lightweight device. The advantages of the present invention are useful in other applications in aircraft engines, particularly in connection with the aft variable area bypass injector (aft VABI) of variable cycle engine 10 in FIG.

第１図に後ろ側VABI用作動装置の位置を概略
的に示し、第５図と第６図に作動装置の本実施例
の諸構成部を示す。本実施例は液圧作動器５０
と、クランク軸４０と、外側同期化リングまたは
ヨーク６０と、作動環７２とを含む。この作動環
の運動は、概して、前述の前側VABIにおける滑
動弁の運動と対応する。後ろ側VABI用作動装置
３２の本実施例では、作動環７２は第６図に示す
アーム４４の回動によつて前後に動かされる。ア
ーム４４は３個の部分的に回転するクランク軸４
０の各々から１個ずつ突出している。クランク軸
４０は推力増強装置ケーシング７４に装着されて
おり、作動器５０の作動力をケーシング壁を経て
作動環７２に伝達する。最初の作動力は３個以上
の作動器５０によつて生じ、これらの作動器の運
動は、図示のごとく全クランク軸４０を相互に連
結する１個の周方向に動く同期化リングまたはヨ
ーク６０によつて同期化される。 FIG. 1 schematically shows the position of the rear VABI actuator, and FIGS. 5 and 6 show the various components of this embodiment of the actuator. In this embodiment, the hydraulic actuator 50
, a crankshaft 40 , an outer synchronization ring or yoke 60 , and an actuation ring 72 . This movement of the actuating ring generally corresponds to the movement of the slide valve in the anterior VABI described above. In this embodiment of the rear VABI actuating device 32, the actuating ring 72 is moved back and forth by the rotation of the arm 44 shown in FIG. The arm 44 has three partially rotating crankshafts 4
One protrudes from each 0. The crankshaft 40 is mounted on the thrust enhancer casing 74 and transmits the actuation force of the actuator 50 to the actuation ring 72 through the casing wall. The initial actuation force is generated by three or more actuators 50 whose movement is coupled to a circumferentially moving synchronizing ring or yoke 60 interconnecting all crankshafts 40 as shown. synchronized by

第５図に複数の回動シユート７６に対する作動
装置３２の連結要素を示す。推力増強装置ケーシ
ング７４の内側において、作動環７２が約20個の
シユート７６のそれぞれの上側延長部７８に連結
されており、シユート７６はバイパスダクト１２
の後端の周囲に対称的に配設されている。シユー
ト７６はピボツト８０に枢着され、従つて、作動
環７２が上側延長部７８と共に直動すると、シユ
ート７６は半径方向に回動してコアエンジン流路
に出入りする。シユート７６の位置とエンジン内
側のシユート移動の効果は第１図で観察し得る。
エンジン運転中、後ろ側VABIの作用は前側
VABIの作用と整合され、その結果、フアン空気
のバイパス流は適切にバイパスダクト内に導か
れ、次いでコアエンジン流に再導入された後エン
ジンノズルから噴出する。 FIG. 5 shows the connecting elements of the actuating device 32 to the plurality of pivoting chutes 76. Inside the thrust enhancer casing 74, a working ring 72 is connected to an upper extension 78 of each of approximately 20 chutes 76, which are connected to the bypass duct 12.
are arranged symmetrically around the rear end of the The chute 76 is pivotally mounted to a pivot 80 so that when the actuating ring 72 translates with the upper extension 78, the chute 76 rotates radially into and out of the core engine flow path. The position of the chute 76 and the effect of chute movement inside the engine can be observed in FIG.
While the engine is running, the rear VABI acts on the front side.
Coordinated with the action of VABI, the bypass flow of fan air is appropriately directed into the bypass duct and then reintroduced into the core engine flow before being ejected from the engine nozzle.

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]

第１図は本発明を適用した航空機用ガスタービ
ンエンジンの断面図、第２図は本発明の部分立面
図、第３図は滑動弁と関連する本発明の部分断面
部分破断平面図、第４図は第１図の線４−４に沿
つて見た本発明の平面図、第５図は後ろ側可変面
積バイパスインジエクタと関連する本発明の一実
施例の部分断面部分破断平面図、第６図は第５図
に示した本発明の実施例の立面図である。 ２０……滑動弁、２２……外側ケーシング、３
０，３２……作動装置、４０……クランク軸、４
４……内側クランクアーム、５０……液圧作動
器、５６……クランクアーム、６０……ヨーク、
６１……ローラ、６２……リンクアーム、６３…
…ブラケツト、６４……クランクアーム、７２…
…作動環、７６……シユート、８０……ピボツ
ト。 FIG. 1 is a sectional view of an aircraft gas turbine engine to which the present invention is applied, FIG. 2 is a partial elevational view of the present invention, and FIG. 4 is a plan view of the present invention taken along line 4--4 of FIG. 1; FIG. 5 is a partially cut-away plan view, partially in section, of one embodiment of the present invention in conjunction with a rear variable area bypass injector; FIG. 6 is an elevational view of the embodiment of the invention shown in FIG. 20...Slide valve, 22...Outer casing, 3
0, 32... Actuation device, 40... Crankshaft, 4
4...Inner crank arm, 50...Hydraulic pressure actuator, 56...Crank arm, 60...Yoke,
61...Roller, 62...Link arm, 63...
...Bracket, 64...Crank arm, 72...
...Operating ring, 76...Shute, 80...Pivot.

Claims (1)

【特許請求の範囲】 １ ガスタービンエンジンの筒形外側ケーシング
の内側に設けた部材を直動させる作動装置であつ
て、回転運動を伝達するために前記ケーシングを
貫通している複数のクランク軸と、これらのクラ
ンク軸の一つ以上を回転させる作動手段と、前記
クランク軸の一つの部分回転時に全クランク軸の
同期部分回転を誘起する手段であつて、(a)各クラ
ンク軸から突出していてそれと共に回転するクラ
ンクアームと、(b)前記ケーシングの少なくとも一
部分の周面に沿つて部分的に回転するように周方
向に装着された環状作動部材と、(c)各クランクア
ームに対応し、一端がクランクアームに枢着され
そして他端が前記環状作動部材に枢着されている
リンクアームとから成るクランク軸同期回転誘起
手段と、前記クランク軸の回転時に前記直動部材
の直動をひき起こすために各クランク軸を前記直
動部材に連結する手段とから成る作動装置。 ２ 各クランク軸を前記直動部材に連結する前記
手段が、前記ケーシングの内側で各クランク軸か
ら突出しており且つ前記直動部材に枢着されてい
て前記クランク軸の回転時に前記部材の軸方向運
動をひき起こす第２クランクアームから成る、特
許請求の範囲第１項記載の作動装置。 ３ 前記環状作動部材が前記ケーシングの外周の
一部分だけにわたつて延在するヨークである特許
請求の範囲第１項記載の作動装置。 ４ 前記ヨークが２重同心環状バンド間に配置さ
れた複数のローラカムによつて担持された前記バ
ンドから成り、また、前記ローラカムが、前記バ
ンドの軸方向の動きを妨げる摩擦パツドを有する
ブラケツトによつて位置づけられている、特許請
求の範囲第３項記載の作動装置。 ５ 前記外側ケーシングがターボフアンエンジン
のバイパスダクトを周方向に囲み、また前記直動
部材が前記エンジンのフアン部から前記バイパス
ダクトまでの通路を通る空気流を調整するための
環状滑動弁である、特許請求の範囲第１項記載の
作動装置。 ６ 前記作動手段が、前記クランク軸から突出し
た第３クランクアームに枢着された線形作動器か
ら成る、特許請求の範囲第１項記載の作動装置。 ７ ガスターボフアンエンジンのフアン部をバイ
パスダクトに連結する環状通路を通る空気流を調
整する環状滑動弁を制御する作動装置であつて、
(a)前記バイパスダクトを囲む外側筒形ケーシング
を貫通している複数の回転運動伝達用クランク軸
と、(b)これらのクランク軸の一つから延在する作
動クランクアームに枢着された線形作動器から成
り、前記クランク軸の一つを部分的に回転させる
作動手段と、(c)前記ケーシングの一部分の周面に
沿つて部分的に回転するように周方向に装着さ
れ、二重同心環状バンドからなるヨークであつ
て、該二重同心環状バンドがその間に配置された
複数のローラカムによつて半径方向に担持されま
た、前記ローラカムが、前記バンドの軸方向の動
きを妨げる摩擦パツドを有するブラケツトによつ
て位置づけられているようなヨークと、(d)このヨ
ークを各クランク軸に連結する手段であつて、前
記クランク軸から突出していてそれらと共に回転
する第１クランクアームと、一端が前記第１クラ
ンクアームに枢着されそして他端が前記ヨークに
枢着されたリンクアームとから成り、１本のクラ
ンク軸の部分回転によつて前記ヨークと連結手段
とが残りの全クランク軸に等量の同期回転を与え
るような連結手段と、(e)前記ケーシングの内側で
各クランク軸から突出しており且つ前記滑動弁に
枢着されていて、前記クランク軸の部分回転時に
前記弁の軸方向運動をひき起こす第２クランクア
ームから成る弁連結手段とから成る作動装置。 ８ バイパスダクトの下流端においてガスタービ
ンエンジンの筒形外側ケーシングの内側に設置さ
れた後ろ側可変面積バイパスインジエクタの複数
のシユートを回動する作動装置であつて、(a)回転
運動を伝達するために前記ケーシングを貫通して
いる複数のクランク軸と、(b)これらのクランク軸
の一つ以上を回転させる作動手段と、(c)前記クラ
ンク軸の一つの部分回転時に全クランク軸の同期
部分回転を誘起する手段であつて、前記ケーシン
グの少なくとも一部分の周面に沿つて部分的に回
転するように周方向に装着された環状同期化リン
グまたはヨークと、前記クランク軸を前記リング
に連結するために各クランク軸と対応する手段と
から成り、前記リングの部分回転によつて前記ク
ランク軸の同期部分回転が生ずるようになつてい
るクランク軸同期回転誘起手段と、(d)前記クラン
ク軸の回転時に直動部材を直動させるために前記
外側ケーシングの内側において各クランク軸を前
記直動部材に連結する手段と、(e)前記直動部材を
各シユートの上側延長部に連結してこの延長部を
移動させる手段と、(f)前記上側延長部の移動によ
つて各シユートの回動が生ずるように各シユート
を支持するピボツトとから成る作動装置。[Scope of Claims] 1. An actuating device for linearly moving a member provided inside a cylindrical outer casing of a gas turbine engine, the actuating device comprising a plurality of crankshafts passing through the casing for transmitting rotational motion. , actuating means for rotating one or more of these crankshafts, and means for inducing synchronous partial rotation of all crankshafts upon partial rotation of one of said crankshafts, the actuating means (a) projecting from each crankshaft; a crank arm rotating therewith; (b) an annular actuating member mounted circumferentially for partial rotation around the circumference of at least a portion of the casing; (c) corresponding to each crank arm; crankshaft synchronous rotation inducing means comprising a link arm having one end pivotally connected to the crank arm and the other end pivotally connected to the annular actuating member; means for connecting each crankshaft to said linear member for raising the crankshaft. 2. The means for connecting each crankshaft to the translational member projects from each crankshaft inside the casing and is pivotally connected to the translational member so that the means for connecting each crankshaft to the translational member is connected in the axial direction of the member when the crankshaft rotates. 2. Actuating device according to claim 1, comprising a second crank arm causing the movement. 3. The actuating device of claim 1, wherein the annular actuating member is a yoke extending over only a portion of the outer circumference of the casing. 4. The yoke comprises the band carried by a plurality of roller cams disposed between double concentric annular bands, and the roller cams are supported by a bracket having friction pads that impede axial movement of the band. 4. An actuating device as claimed in claim 3, wherein the actuating device is located in the same direction. 5. The outer casing circumferentially surrounds a bypass duct of a turbofan engine, and the direct-acting member is an annular slide valve for regulating airflow through a passage from a fan section of the engine to the bypass duct. An actuating device according to claim 1. 6. The actuating device of claim 1, wherein said actuating means comprises a linear actuator pivotally mounted on a third crank arm projecting from said crankshaft. 7. An actuating device for controlling an annular slide valve that adjusts air flow through an annular passage connecting a fan section of a gas turbo fan engine to a bypass duct,
(a) a plurality of rotary motion transmission crankshafts extending through an outer cylindrical casing surrounding said bypass duct; and (b) a linear shaft pivotally connected to an actuating crank arm extending from one of said crankshafts. an actuator for partially rotating one of said crankshafts; A yoke consisting of an annular band, the double concentric annular bands being carried radially by a plurality of roller cams disposed therebetween, the roller cams having friction pads that impede axial movement of the bands. (d) means for connecting said yoke to each crankshaft, a first crank arm projecting from said crankshaft and rotating therewith; a link arm pivotally connected to the first crank arm and the other end of which is pivotally connected to the yoke, and a partial rotation of one crankshaft causes the yoke and the connecting means to rotate to all remaining crankshafts. (e) coupling means projecting from each crankshaft inside said casing and pivotally connected to said slide valve so as to provide an equal amount of synchronous rotation; and a valve coupling means consisting of a second crank arm causing a directional movement. 8. An actuating device for rotating a plurality of shoots of a rear variable area bypass injector installed inside a cylindrical outer casing of a gas turbine engine at a downstream end of a bypass duct, the actuating device (a) transmitting rotational motion; (b) actuating means for rotating one or more of these crankshafts; and (c) synchronization of all crankshafts upon partial rotation of one of said crankshafts. means for inducing partial rotation, an annular synchronizing ring or yoke mounted circumferentially for partial rotation around the circumference of at least a portion of the casing, and coupling the crankshaft to the ring; (d) crankshaft synchronous rotation inducing means, comprising means associated with each crankshaft, such that a partial rotation of said ring causes a synchronous partial rotation of said crankshaft; and (d) said crankshaft. (e) means for connecting each crankshaft to the translational member inside the outer casing for translational movement of the translational member during rotation of the shaft; and (e) means for coupling the translational member to an upper extension of each chute. an actuation device comprising means for moving said extension; and (f) a pivot supporting each chute so that movement of said upper extension causes rotation of each chute.