JPH0142879B2 - - Google Patents

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JPH0142879B2
JPH0142879B2 JP58018732A JP1873283A JPH0142879B2 JP H0142879 B2 JPH0142879 B2 JP H0142879B2 JP 58018732 A JP58018732 A JP 58018732A JP 1873283 A JP1873283 A JP 1873283A JP H0142879 B2 JPH0142879 B2 JP H0142879B2
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JP
Japan
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turbine
gas generator
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propfan
duct
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JP58018732A
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English (en)
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JPS58149898A (ja
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Uiriamu Robii Chaaruzu
Raiton Benetsuto Harii
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
    • F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンがガスジエネレータと
減速歯車装置とを介してプロツプフアンを駆動す
る或る形式のパワータービンとを有しており、プ
ロツプフアンがガスタービンの下流に取付けられ
ている、ガスタービン駆動プロツプフアンに関す
る。
プロツプフアンとは、薄肉で高度の後退角を持
つ羽根を数枚（約８〜10枚が典型的であるが、）
有する、或る形式の高性能のプロペラであると定
義することができる。この配置により、衝撃波の
発生が遅らせられ、羽根は高負荷にて作動するこ
とができる。プロツプフアンエンジンで駆動され
る航空機は飛行速度を約マツハ数0.6に制限され
る在来型のターボプロツプエンジン駆動の航空機
と異なり、約マツハ数0.8にて飛行することがで
きる。在来型のターボプロツプエンジンではプロ
ペラ翼端速度が音速を超えると推進効率が急速に
低下し、騒音レベルが上がるからである。またタ
ーボフアン・エンジンに比し、プロツプフアン・
エンジンの燃料消費率は最高20％も低い。
ガスジエネレータから延びる軸により減速歯車
装置を介して上流のフアンを駆動するようになつ
ているプロツプフアンと駆動用ガスジエネレータ
との種々の配置に関して提案が為されている。こ
のような配置ではプロツプフアンの下流にエンジ
ン吸気口を設け、これらの吸気口を環状または顎
（チン）型とする必要がある。この二つの形式の
吸気口は共に空力的な障害を生じて、正しいエン
ジン吸気状態を生ずることが困難となる。特にエ
ンジンが逆推力を生ずる必要が有る時、プロツプ
フアン・ブレードのピツチは逆転され、翼付根が
エンジン吸気口を事実上ふさいでしまう可能性が
あり、特別な方法を講じないとこの状態は避けら
れない。
本発明は、プロツプフアンを駆動用ガスタービ
ンの下流に配置してガスタービンに正常な吸気口
を持たせることにより、これらの問題を避けてい
る。またこの後方配置型プロツプフアン・エンジ
ンはエンジンを航空機の後部に配置することを可
能にするから、プロツプフアンの横方向騒音が航
空機の胴体に全く当たらないか、少なくとも客室
を含まない部分のみに当たるようになる。
本発明の航空機推進用エンジンは、ガスジエネ
レータと、該ガスジエネレータにより駆動される
タービンと、減速歯車装置を介して該タービンに
より駆動される少なくとも１個のプロツプフアン
とを有し、前記プロツプフアンは前記ガスジエネ
レータおよび前記タービンと同軸に、かつ、該タ
ービンの下流に配置され、前記タービンの排気ダ
クトは互いに円周方向に隣接する複数の流路を形
成し、円周方向交互の該流路を排気ガスと周囲空
気とが流れて、前記プロツプフアンはハブ構造を
有して該ハブ構造の中に、かつ、隣接する羽根の
間に軸方向ダクトを有し、前記排気ガスおよび周
囲空気が該軸方向ダクトを流れるように、前記排
気ダクトの出口と前記軸方向ダクトの入口との半
径方向位置関係が定められている。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明をより詳
細に記載する。
図面中、プロツプフアン推進エンジン１０はガ
スジエネレータ１２を有する。ガスジエネレータ
の詳細は図示されていないが、代表的なものは圧
縮機と、圧縮機からの圧縮空気および燃料を受入
れる燃焼装置と、燃焼装置からの高速、高温のガ
スにより駆動される圧縮機駆動用タービンとを有
するであろう。図示の配置では、ガスジエネレー
タ１２からの排気ガスが３段のタービン１４を駆
動し、つぎにタービンがガスジエネレータ圧縮機
の上流にある３段のブースタ１６を駆動し、ブー
スタは在来型の吸気口１８からの流入空気を受入
れる。タービン１４はパワータービンとして働
き、連接・遮断自在の接手（図示せず）を有する
軸２２と減速歯車装置２４とを介して複数羽根の
プロツプフアン２０を駆動する。
タービン１４からの排気はダクト２６に流れ、
ダクト２６の端末は第２図のAA断面図に見られ
るように、ダクト端周辺に連続するひだにより形
成される多数の流路２８，３０になつている。流
路２８はタービン排気を導く流路を画成し、ダク
ト２６の内壁により閉ざされているのに対し、流
路３０は周囲空気を受入れるように開放してい
る。すなわち、タービン排気と周囲空気との交互
に挟み合つた流れがダクト２６からプロツプフア
ン羽根の付根３３を収容する、回転する環状ハブ
構造３２に向かつて流れる。
環状ハブ構造３２は減速歯車装置２４の出力に
より駆動される内方リング状構造３４を有し、こ
のリング状構造３４に羽根取付部３６が取付けら
れ、プロツプフアン羽根は羽根取付部３６の中で
羽根ピツチ変更機構４２により半径方向に中心軸
線を有する軸受３８，４０の中で回転することが
できる。円周方向に隣り合う各羽根取付部３６の
間に軸方向ダクト４４が形成されて外壁４６と内
壁４８とにより画成され、また各羽根取付部３６
の上流にフエアリングが設けられて隣接するダク
ト４４の側壁に滑らかにつながる。ダクト４４は
別々の出力を持つこともできるし、また隣接する
ダクトの側壁を各羽根取付部の下流にて滑らかに
つないで環状出口を形成させることもできる。
かくしてタービン排気と周囲空気とは回転する
環状ハブ構造３２にある軸方向ダクト４４を通つ
てエンジンから大気中に排出される。
タービンにより可能な限り多くの有効エネルル
ギーを抽出するけれども、排気ガスはまだ充分な
残留エネルギーを有していて、排気ガスは不必要
な抗力を生ずることなく最終的にエンジンを離れ
ることができる。
減速歯車装置２４は、軸２２に取付けられ軸受
６０に支持された歯車５８により駆動される歯車
５６を有し軸受５４に支持された数個の副軸５２
を有している。各副軸５２上の歯車６２は軸受６
４の中で回転自在のリング状構造３４を駆動す
る。
プロツプフアン２０の羽根は数が８ないし10で
有得るが、高度の後退角を有し、有効翼弦長を増
し衝撃波の発生を遅らせる薄肉断面のものであ
る。この型式の羽根構造によりターボプロツプ航
空機に比べてより速い機体速度が得られ、その速
度は純粋ジエツトおよびターボフアンを動力とす
る民間航空機の速度に比肩することができ、しか
も燃料経済性はターボフアンよりも優れている。
以上の説明から判るように、プロツプフアンを
プロツプフアン駆動用エンジンの後部に取付ける
推進エンジンの配置はエンジンの在来型空気取入
口がプロツプフアンや減速歯車装置の存在により
妨害されることを無くし、またエンジン性能に有
害な影響を与えることなしにエンジン排気を大気
中に誘導する適当な方法を与える。軸２２に設け
られた連接・遮断自在の接手によりプロツプフア
ン駆動用エンジンを修理または交換のための容易
に取外すことができる。本発明によるエンジンを
航空機の胴体に対して適当に配置することによ
り、エンジンが生ずる客室の雑音を最少限に減少
することが可能であろう。たとえば、１個または
それ以上のフインの如き適当な支持構造によりエ
ンジンを航空機の後部に取付けたとすると、プロ
ツプフアンからの横方向の騒音は胴体を全く避け
るか、または客室を含まない胴体部分にのみ影響
を与えるようになる。
本発明の範囲内で種々の変形が可能であり、た
とえば、プロツプフアンを駆動するタービンはフ
リー・パワータービンであることができ、減速歯
車装置は任意の形式のものでもよく、またダクト
２６の出口における流路は異なる形状のものとす
ることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によるプロツプフアン推進エン
ジンの一型式の、部分的に略図化された側方正面
図の上半部であり、第２図は第１図の線AA，
BBおよびCCに沿う断面図の合成図である。 １０……エンジン、１２……ガスジエネレー
タ、１４……タービン、２０……プロツプフア
ン、２６……排気ダクト、２８，３０……流路。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ガスジエネレータ１２と、該ガスジエネレー
    タにより駆動されるタービン１４と、減速歯車装
    置２４を介して該タービンにより駆動される少な
    くとも１個のプロツプフアン２０と、を有する航
    空機推進用エンジンにおいて、前記プロツプフア
    ンは前記ガスジエネレータおよび前記タービンと
    同軸に、かつ、該タービンの下流に配置され、前
    記タービンの排気ダクト２６は互いに円周方向に
    隣接する複数の流路２８，３０を形成し、円周方
    向交互の該流路を排気ガスと周囲空気とが流れ、
    前記プロツプフアンはハブ構造３２を有して該ハ
    ブ構造の中に、かつ、隣接する羽根の間に軸方向
    ダクト４４を有し、前記排気ガスおよび周囲空気
    が該軸方向ダクトを流れるように、前記排気ダク
    トの出口と前記軸方向ダクトの入口との半径方向
    位置関係が定められている航空機推進用エンジ
    ン。 ２ 前記タービンは、前記ガスジエネレータの下
    流に設けられ、該ガスジエネレータの上流に設け
    られた１段以上のブースタを駆動する、特許請求
    の範囲第１項に記載のエンジン。 ３ 前記タービンは１段以上のフリー・パワータ
    ービンから成る、特許請求の範囲第１項に記載の
    エンジン。 ４ 前記タービンは連接、遮断自在の接手を有す
    る軸により前記減速歯車装置の入力側に駆動連結
    されている、特許請求の範囲第１項に記載のエン
    ジン。
JP58018732A 1982-02-17 1983-02-07 プロツプフアン式航空機推進用エンジン Granted JPS58149898A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

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JPS58149898A JPS58149898A (ja) 1983-09-06
JPH0142879B2 true JPH0142879B2 (ja) 1989-09-14

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US (1) US4488399A (ja)
JP (1) JPS58149898A (ja)
DE (1) DE3304417C2 (ja)
FR (1) FR2521639B1 (ja)
GB (1) GB2117054B (ja)

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