JPH02286836A - 導管ジェットエンジン、特にファン―ラムジェットエンジン用遮断装置 - Google Patents

導管ジェットエンジン、特にファン―ラムジェットエンジン用遮断装置

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JPH02286836A
JPH02286836A JP2091949A JP9194990A JPH02286836A JP H02286836 A JPH02286836 A JP H02286836A JP 2091949 A JP2091949 A JP 2091949A JP 9194990 A JP9194990 A JP 9194990A JP H02286836 A JPH02286836 A JP H02286836A
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engine
rings
ring
duct
intermediate casing
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JP2091949A
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English (en)
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Walter Wildner
ウォルター・ウィルドネル
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MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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Publication date
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines

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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、導管ジェットエンジン、特にファン−ラムジ
ェットエンジンの外側の二次ダクトの断続内壁と内部エ
ンジン回路の間に形成された円筒状流入面を遮断するた
めの装置に関する。
〔従来技術〕
近年、複合タービン−ラムジェットエンジンが、離陸か
ら高い飛行高度（約３０ｋｍ迄）における超音速速度迄
の最高の出動スペクトル（Ｂｉｎｓａｔｚｓｐｅｋｔｒ
ｕｍ）を有する所謂「超音速飛行の構想」の領域におい
てまた有力になってきた。超音速飛行の構想は、特に宇
宙航空装置の構想を含み（ジエンガー企画（Ｐｒｏｊｅ
ｃｔ　Ｓａｎｇｅｒ）　）　、それは、次のとおり二段
の構想に帰する。第１段は大気圏内でのみ運転する航空
装置によって行われ、一方第２段は、宇宙の任務を目的
として大気圏の上部の領域において適当なロケット推進
装置の進路でそれに指定された飛行弾道を独立に続けな
ければならないところの上述の航空装置により運ばれる
［子の（ｈｕｃｋｅｐａｃｋａｒｔｉｇ）　Ｊ積載量の
航空装置に基づく。第１段に所属する航空装置は、した
がって帰還して再利用でき、常用の航空機と同様に離陸
及び着陸を行う。
例えばこのような航空装置用に使用される複合タービン
ラムジェットエンジンの場合、一般に約３マツハの飛行
速度をほぼ達成するとき、ラムジェットエンジンだけで
マツハ４．５までの所望の高い超音速速度を達成するた
めにタービンジェットエンジンは連続して停止され、当
該ラムジェットエンジンが連続して駆動されなければな
らない。
マツハ約２以上の飛行速度はその場合複合運転「接続さ
れたアフタバーナを有するジェットエンジン」において
達成される。これのために有利にジェットエンジン部分
に接続され、場合によっては圧縮機又は送風機の空気と
エンジン排気ガスからなる組み合わせが送り込まれる（
ｂｅａｕｆｓｈｌａｇｔｅ）アフタバーナが炎安定器（
Ｆｌａｍｍｓｔａｂｉｌｉｓａｔｏｒｅｎ）を含めて別
の燃料噴射手段に接続することによってラムエンジン運
転用の駆動装置を、タービンジェットエンジンが切られ
ているとき相応に割り当てられる独占的な周囲の空気の
供給の下で形成する。
上述の使用目的のために、ガス発生器を含む基本エンジ
ン（Ｇｒｕｎｄｔｒｉｅｂｗｅｒｋ）によって駆動され
る送風機を備える複合ファンーラムジエ”）トエンジン
が既に提案されており、それは基本エンジンを取り巻く
二次ダクトに供給し、亜音速運転中の主推進推力（ｆ（
ａｕｐｔｖｏｒｔｒｉｅｂｓｓｃｈｕｂ）を供給する。
相応に適合させられた取り入れ口及びスラストノズルの
構造のとき、亜音速運転中の当該エンジンの場合、送風
機を含めて基本エンジンがスイッチが切られるか又は停
止され、そのとき外側の二次ダクトには必要な動圧空気
（Ｓｔａｕｄｒｕｃｋｌｕｆｔ）が送られ、該動圧空気
は基本エンジンの端部の下流にラムジェット運転用の補
助燃焼室に供給される。
その場合、基本エンジン部分の一つ又は複数の必要な遮
断装置は特に重要である。ラムエンジン運転における基
本エンジンの遮断又は閉鎖位置において基本エンジンは
、比較的高い動圧空気の温度（約１７００℃）により極
力殆ど影響されない。
また、遮断装置自身についていえることは、それがそれ
相応に頑丈に且つ安全運転できるように設計されなけれ
ばならないことである。同時に例えば亜音速運転中送風
機から外側のタービン回路（二次ダクト）及び内側エン
ジン回路（基本エンジン）への空気の供給の申し分のな
い解放が、対応する配分量で可能であることも保証され
なければならない。
これについて目下提案されていることは、可変出力分配
に関する所謂［転換エンジンの着想（Ｗａｎｄｅｌｔｒ
ｌｅｂｗｅｒｋｓｋｏｎｚｅｐｔｅｎ）　Ｊにおいて、
中央に配置され、軸方向に移動できるセンタースリーブ
弁（Ｒｉｎｇｓｃｈｉｅｂｅｒ）又は回転弁（Ｓｃｈｗ
ｅｎｋｋ　Ｉａｐｐｅｎ）を例えば予め与えられた内壁
の開口部（Ｉ　ｎｎｅｎｗａｎｄｋａｎａ　１ｄｕｒｃ
ｈｂｒｕｓｈ）及び基本エンジンへの環状流入ダクトを
、選択的に送風機の下流側で遮断又は解放することであ
る。センタースリーブ弁の着想は、特に比較的大きな軸
方向の調整路（Ｖｅｒｓｔｅｌｌｗｅｇｅ）及び比較的
大きな設備体積に関して欠点を有し、それは構造上の予
め与えられた理由から多重に自由に使うことができず、
比較的大きなスＩＪ　−ブ弁の体積はまた比較的重いス
リーブ弁の重量をもたらす。前記弁の着想は、その場合
特に比較的複雑な、妨害を受けやすく、また広い空間に
突出している組立方に関して、また調整機構に関して欠
点をもたらす。その場合前記弁は、推進ノズルの場合と
同様に、総ての位置に回転対称な気密な結合部としてか
み合うかまたは部分的に重なり合わなければならない。
場所に関して制限されない気密の要求及び上述の温度制
御はさらに足りない技術的な現実の問題を出さない。そ
の場合さらに動かす構成部材の多様性による比較的大き
な妨害を受けやすい程度は、さらに比較的大きな基本エ
ンジン、特に高圧圧縮機の異物による損傷の危険を排除
できない。
比較的高い重量の欠点の他に両着想（センタースリーブ
弁又は前記弁）の別の本質的な欠点は、比較的大きな平
面で遮断調整は存在するガス流に対して生じ、その結果
力を生ずる、重量的に重い組立方の他に比較的高い駆動
力が前記調整のために造り出されることにある。
〔発明が解決しようとする課題〕
本発明の課題は、安全運転でき、比較的簡単であり、重
量の軽い構造で、タービンの比較的僅かな自由に使える
設備体積を考慮して大きな面状のリング状の流入横断面
を遮断又は解放できる上記の技術の遮断装置を提供する
ことである。
〔課題を解決するための手段〕
上記の課題は、導管ジェットエンジン、特にファン−ラ
ムジェットエンジンの外側の二次ダクト３の断続内壁１
と内部エンジン回路の間に形成された円筒状流入面２を
遮断するための装置において、該遮断装置が流れ分配器
として形成された中間ケーシング３内に相互に入れ込ま
れる複数のリング４．５からなり、それらリングは前記
流入面Ｚを遮断するために相互に面接触し、中間ケーシ
ング３から異なった距離だけ軸方向に移動されることを
特徴とする装置によって解決される。
多重に存在する中間ケーシング部分を流れ分配器として
利用して前記リングは設置長さ荷重で相互に重なり合っ
てしまい込むことができる。流入面（ｓｔｒ６ｍｑｕｅ
ｒｓｃｈｎｉｔｔｅｓ）を遮断するために、前記リング
はまた存在する圧縮空気流の局部的に分配される過程に
おいて空気力学的抵抗で軸方向に移動でき、それは重量
の軽いリングの設計の可能性及び比較的僅かな調整力の
要求をもたらす。
有利に、さらにエンジンの中心の駆動及び調整手段の配
列を、エンジンの総ての側で自由に使える環状の設備体
積を利用して二次回路と一次回路（二次ダクト／基本エ
ンジン）の間に設けることができる。
本発明は、例えば、エンジンの不必要な軸方向の延長な
しに基本エンジンの高圧圧縮機用遮断又は閉鎖装置が達
成されるという利点にある。本発明は、またエンジンの
自由に使える空間の極端に制限された割合のときも有利
に使用できる。
リングの必要な移動は後端が玉ころがりスピンドル（Ｋ
ｕｇｅｌｒｏｌｌｓｐｉｎｄｅｌ）に接続された多数の
操作ロッドを介して行われる。その場合総ての玉ころが
りスピンドルのナツトは歯車装置に存在し、それは全周
にわたって存在する複数の柔軟な軸によって結合され、
一つの場所で駆動される。駆動は空気力学的に、水力的
に又は電気モータにより行われる。
同時に複数の閉鎖リングは様々な距離に移動されねばな
らないので、当該内側リング及び外側リング用土ころが
りスピンドルには種々のピッチが設けられる。
〔作　用〕
本発明によれば、その一つのリングのみが最も長い調整
路で駆動され、もう一つのリングを引っ張って行くこと
ができる。このためにナツトばね結合（Ｎｕｔｆｅｄｅ
ｒｖｅｒｂｉｎｄｕｎｇｅｎ）として最も極めて広く定
義することができる歯車結合手段（Ｍｉｔｎａｈｍｅｖ
ｅｒｂｉｎｄｕｎｇｓｍｉｔｔｅｌ）を備える。即ち当
該リングに最も大きな調整路のねじ又は伝動歯車突出部
（Ｍｉｔｎｅｈｍｅｒｎａｓｅｎ）が備えられており、
それは他のひ゛きずられるリングの対応して設けられた
軸方向溝に割り込ませられる。
本発明の根本思想の形成において、当該操作ロッド又は
引っ張り圧力操作ロッドは、中間ケーシング壁の複数の
通路の領域に気密に案内され、それにより生ずる漏れ空
気は基本エンジンの当該内側の分子ダクトに達するのみ
である。
本発明の遮断装置のリングの構成は少ない構成部材の数
を特徴とし、妨害を受けやすい危険は殆どなく実際構成
部材の破壊又は基本エンジンの高圧圧縮機中に破壊片が
流入することに至ることはない。
本発明の基本思想の有利な形成は請求項２乃至１９の特
徴からあきらかになる。
〔実施例〕
図面を用いて本発明につき例示的にさらに詳細に説明す
る。
第１図は、二次循環路及び基本エンジン部分（−次循環
路）の後位置に制御される後部及びラムジェット燃焼室
を省略して中央縦断面として複合ファン−ラムジェット
エンジンにおける本発明の配置を示すものであり、 第２図は、第１図について部分的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分により本発明の第１の実施態様を
示すものであり、 第３図は、第１図について部分的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分により本発明の第２の実施態様を
示す図であり、 第４図は、第２図について本質的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分の範囲内において「リング」引っ
張り装置の変形として第２図及び第３図について原則的
に別の変形を示す、第２図の本質的な特徴に基づく本発
明の第３の実施態様を示す図であり、 第５図は、二つのリングの駆動及び調整装置を明らかに
する、第２図のＡ−Ａ線に従った局部な全周の図であり
、 第６図は、ケーシング側で切断して示す駆動出力を導入
し、分配する補助歯車と共に示す図面領域に投影した調
整歯車の半分の簡単な図であり、第７図は、ケーシング
の周回に一様に分配して配置された多数の第５図に図示
の調整歯車の一つを二つの隣接する同様な図面領域に投
影し、主ケーシング側で切断して示す図である。
第１図は、例えば、本発明の装置の実施のために特に適
した二軸構造の複合ファン−ラムジェットエンジンを示
す。このエンジンは、特に連続の二つの羽根車を有する
前送風機７からなり、その軸方向に流れる回転羽根は順
に２９及び３（１７）示す。
２８は入口側に配置された送風機７の複合支持−案内−
羽根を示す。前送風機７は亜音速運転中に、また場合に
よっては外側の基本エンジンを取り巻く二次ダクト２に
、また基本エンジンの後に詳述する装置に関して解放さ
れる流入部横断面（Ｚｕｓｔｒ５ｍｑｕｅｒｓｃｈｎｉ
ｔｔ）　Ｚに送りだしを行う（ｆ６ｒｄｅｒｔ）　（超
音速運転）。単独ラムジェット運転及びこの場合停止さ
れる基本エンジン並びに前送風機７のために翼面に適切
に遮断され、その結果図示しないエンジン吸い込み口か
ら取り込まれ、次にさらに高圧に圧縮されたラム圧縮空
気が適当な付加燃焼室の二次ダクト２を通して供給され
る。図示しない仕方で後の及び付加の燃焼室が後位置に
続く炎安定器を有する燃料の噴射リングで構成され、こ
れには航空機の任務の必要に応じて多かれ少なかれ噴射
リングを通して燃料が供給される。この後及び付加の燃
焼器は、空気力学的に基本エンジンのノズル側排気ガス
出口２７の下流にその後位置の噴射管の内側に対応する
可変推進ノズルを含めて設けられている。第１図に図示
のように基本エンジンはさらにガス発生器からなり、こ
れは左から右へ図示されているように多段軸流圧縮機９
、環状燃焼室３１及び−段高圧タービン３２を含み、そ
れはガス発生器の共通の円筒状の軸３３を通して高圧圧
縮機９を動かす。高圧タービン３２空気力学的に後位置
に軸流−膜中圧タービン３４があり、咳中圧タービンは
内側の中空軸３５を介して翼配列３０を有する送風機部
分を動かす。さらに基本エンジンに二段低圧タービン３
６が属しており、低圧タービンは中空軸３５と通じてい
る別の中空軸３７によって回転羽根２９を有する圧縮機
の残りの正面部分を動かす。
第２図及び第３図から明らかに分かるように前送風機７
又はその回転羽根３０の後で、二次ダクト２と基本エン
ジンの当該高圧圧縮機９との間のダクト分技部（Ｋａｎ
ａｌｖｅｒｚｗｅｉｇｕｎｇ）　８に本発明による流入
部横断面Ｚの遮断装置が形成され、配置されている。そ
の場合において前記流入面（Ｚｕｓｔｒ６ｍｆｌａｃｈ
ｅ）　Ｚは、即ち外側の二次ダクト２の内壁１の断続部
分にある。
また、原則的に本発明の遮断装置は流れ分配器として形
成された中間ケーシング３の中静止位置に互いに入れ込
まれた二つのリング４．５からなり、該リング４．５は
流入面Ｚを遮断するために相互の面接触で軸方向に異な
るように中間ケーシング３から引き出される。雨中間リ
ング４．５の引きだし位置は、例えば第２図に点線で図
示した輪郭であられされている。さらに第２図から分か
るように有効な遮断位置において斜めに切られた端面を
有する。さらに軸方向に導く引き出された内側リング５
がそれに対応する静止ダクト壁６の斜めに切られた端面
に対して扱われなければならない。このような平滑面の
空気力学的な移り変わりが分岐部８における二次ダクト
２の当該遮断部において保証される。特に有利なことに
、また第２図に示すように、入れ込まれた静止位置のリ
ング４．５は、当該ケーシング部分３の内側でそれらに
よって一つの百ＥＩＸＥ２を形成し、またそこに隣接す
る中間ケーシング３０面部分と共に空気力学的に最適化
されて閉鎖された流れ分配器の突出部の角を形成する。
さらに第２図かられかるようにエンジン支持体の軸１２
（始動軸）があり、これはリング４．５が入る中間ケー
シング３の後に位置せしめられている。この軸１２は、
この場合斜めになっており、前方内側から後方外側に延
び、高圧圧縮機入り口の支持羽根１３を通り、次に環状
室Ｒの一部分を通り、さらに二次ダクト２を通る支持羽
根１４を通っている。特にこのような軸１２に関して比
較的価かな特に装置用の軸方向に自由に使える設備体積
（Ｂｉｎｂａｕｖｏｌｕｍｅｎ）が生じ、これは極端に
少なく特に軸方向の単一構造容積（ここでケーシング部
分３内への収納位置を参照されたい）に関して必要な条
件を満たす。前記軸１２は、第２図及び第３図に示され
る中間のかさ歯車伝動装置にと結合する。
ともかく原理的に同じ組立力の場合、第３図は、それら
の両端の一つＥ１′、Ｅ２’を有する互に入りこむ静止
位置の両リング４′、５’がそれとかみあう所属するケ
ーシング３′のフランジ部分と共に流れ分配器として局
部的に段になった斜めのプロフィルを形成する。
本発明の実施についての必要条件は、第２図及び第３図
の実施例の範囲内で、種々の調整速度でリング４．５又
は４′、５’がかみあわせられなければならないことで
ある。
第２図及び第３図の実施例に対して第４図は、外側の二
次ダクト２に関して半径方向に内側の、軸方向の調整の
とき、最も長い引きだし路（Ａｕｓｆａｈｒｗｅｇ）を
進まなければならないリング５が独占的に駆動調整の下
におかれること及び、この内側リング５は、溝−ばね結
合（Ｎｕｔ−Ｐｅｄｅｒｖｅｒｂｉｎｄｕｎｇ）を経て
又は溝−ピン結合（Ｎｕｔ−３ｔｉｆｔｖｅｒｂｉｎｄ
ｕｎｇ）２３　、１０を経て外側のリング４に引きずり
移動（Ｍｉｔｓｃｈｌｅｐｐｂｅ賀ｅｇｕｎｇ）を受け
させることによる装置の別の本発明の変形を特に示すも
のである。
さらに第２図、第３図及び第４図から、ダクト壁６の斜
めに切られた端がそこのダクト分技部８の構成要素であ
り、該ダクト分技部は上方外側から内側下方にタービン
軸の方向に二次ダクトに対して傾斜し、基本エンジンの
高圧圧縮機９のリング状の空気流入ダクト１１を形成す
ることが分かる。
第５図のようにリング、例えば５（第４図）用の又は第
２図のような両リング４，５用の調整力は、エンジンケ
ーシング部分の全周囲に関して（ここでは二次ダクト２
の内側ダクト壁１の内側で）一つの位置から撓み軸１５
又は同様な部分を用いて該ケーシングの周囲に多数箇所
に一様に分配して配置された調整伝動装置１６　、１６
’に伝えられる。上記の調整伝動装置１６　、１６’は
その中で回転できる軸受された玉ころがりスピンドル１
９　、２０のナツト１７．１８を駆動し、玉ころがりス
ピンドル１９．２０は圧縮−引張棒（Ｚｕｇ−Ｄｒｕｃ
ｋｓｔａｎｇｅｎ）　２１又は２２（第２図及び第３図
）を介して、両リング４５及び４′、５’に夫々側々に
作用する。当該スピンドル１９又は２０の異なった配置
によってリングに種々の軸方向所望の調整速度が刻まれ
る。
第６図は略図示された調整伝動装置１６′及び該調整伝
動装置が駆動出力（軸３８）を導入し、分配する補助伝
動装置（Ｖｏｒｓａｔｚｇｅｔｒｉｅｂｅ）　３９と複
合して備えられている。第６図のように、モータにより
駆動される軸３８はまた総ての駆動出力を、かさ歯車４
０　、４１　、４２を介して一方で調整伝動装置１６′
に軸受された中央の歯車４３に伝え、該歯車４３は両側
で歯車４４　、４５とかみあい、歯車４４　、４５は、
玉ころがりスピンドルの当該ナツト（Ｍｕｔｔｅｒ）　
１７又は１８に位置し、該玉ころがりスピンドルを調整
する。
上記の外側の歯車４４　、４５はナラ）　１７　、１８
を介してそれ自体別々に調整伝動装置１６′のケーシン
グに平行に互いに距離をおいて周方向に回転可能に軸受
されている。上記の補助伝動装置３９又は中央補助伝動
装置を介して両側で周方向に生ずる出力の分配が行われ
るか又はその待時の２つの別の隣接する調整伝動装置１
６上の撓み軸１５を介して駆動が行われる　（第７図参
照）。
第６図の調整伝動装置１６′の構造に対して、第７図の
総てのそのほかの調整伝動装置１６は、構造物の周囲に
縮小された伝動装置補助部分３９′が設けられている点
で相違する。この補助部分（Ｖｏｒｓａｔｚｔｅｉｌ）
　３９’により、第６図に関して先に説明した調整伝動
装置１６′を介して入る主駆動出力は、撓み軸１５の対
応する周側で境界を付ける部分を介して、また第６図の
適切な歯車の対４１　、４２を介してそしてさらに中心
の歯車４３に伝動されるので、周囲の側の出力の伝動は
個々の伝動装置１６に起こる。
第２図及び第３図からさらに明らかなように、第６図に
関して説明した調整伝動装置１６’は、しかしまたその
ほかの調整伝動装置１６とも同様に、そこに玉ころがり
スピンドル１９　、２０がエンジン軸にほぼ平行に延び
て軸受けされており、特に二次ダクト２の内壁１に所属
するエンジンのケーシング部分に配置される。さらに第
２図及び第３図から明らかなように両リング４，５又は
４′、５’の駆動及び調整手段は、リング空間Ｒの内側
で外側の二次ダクト２と基本エンジン、ここで特に基本
エンジンの高圧圧縮機９の間に配置される。
第４図について詳細に述べたように、この実施例の場合
、半径方向外側のリング４は、その１つの側でその上流
側と下流側で終わる軸方向案内溝２３の中に入っており
、該案内溝内に内側リング５の下流側の端にあるもう１
つのリング４の引きだし又は閉鎖用のばね又はここでは
ピン１０が共通の静止位置のために可動にかみあう。
さらに第４図のようにリング４がもう１つのリング５か
ら離れる側に、ばねにより、または、ここで示すように
ピン２４により、流れ分配器として形成された中間ケー
シング３の軸方向の引きだし長さを制限する案内溝２５
内に移動可能に配置されている。
特に第１図のタービンの概念に関して触れると、先に述
べた複数のリングから形成された遮断装置には、軸対称
に（ａｘｓｙｍｅｔｒｉｓｃｈ）基本エンジンの後に接
続され、軸方向に移動できる、耳状のスライド弁（Ｓｈ
ｉａｂｅｒ）　２６を設けることができ、該スライド弁
２６は、独占的なラムジェット運転の場合、基本エンジ
ンの環状のノズル出口開口２７をスライド弁の下流で二
次ダクト２から流出する動圧空気流から隔絶することが
できる。上記遮断装置は、その場合点線で示されており
、一方そのときスライド弁２６に対して形成されたノズ
ル開口部の全開位置が実線で描かれたスライド弁によっ
て明らかにされている。上記スライド弁２６は、本質的
に流れ方向に大きくなりついで円錐台状にまた小さくな
り、広い意味でトロペン（Ｔｒｏｐｅｎ）形として示さ
れる輪郭を有する。この場合、このスライド弁２６用中
央駆動装置が設けられ、その場合においてかさ歯車伝動
装置は、中央のねじ（Ｇｅｗｉｎｄｅ）を備える長ねじ
を動かすことができ、該長ねじの上にさらにナツトがあ
り、該ナツトは長手ねじの回転移動の結果として軸方向
に前後に移動でき局部的な補強部（Ｖｅｒｓｔｒｅｂｕ
ｎｇ）により軸方向に調整してスライド弁２６において
内側にかみあう。その場合、さらに合目的的に当該リン
グ、例えば４．５上の流入横断面Ｚの遮断が、基本エン
ジンの前側及び後側の連続的な遮断を可能にするために
、先に述べたスライド弁２６の調整と同時に相互に合わ
せられてもよい。
始めに述べたラムジェット運転において生ずる比較的高
い熱負荷（約１７００℃迄）に関して本発明により、提
供されることはさらに遮断位置にあり、且つラムジェッ
ト運転に切り換えられたエンジンの場合のリング４，５
又は４′、５’は、エンジンの取り入れ口において取ら
れた適当な圧力の空気によって冷却することができ、主
に薄膜冷却によって冷却することができることである。
その場合取り入れる空気の必要な冷却温度は、この取り
入れる空気とそれと一緒に導かれる燃料、例えば水素と
の熱交換の工程を経て得られる。二つの一杯に引き出さ
れたリング４．５に沿った先に述べた薄膜冷却の形成は
、第１図において例えば下に矢印Ｆで示されている。ラ
ムジェット運転において送風機７の羽根２８　、２９及
び３０は同様に冷却されなければならないので、送風機
７の最後の列の回転羽根３０を冷却するために利用され
る例えば冷却空気の一部分がその羽根から内側に流出さ
れ、遮断装置の当該リング４．５に対して吹出されるこ
とが分かる。
本発明の根本思想の範囲において当該リング、例えば４
．５を有する遮断装置はまたつなぎリンク　（ｋｕｌｉ
ｓｓｅｎａｒｔｉｇ）とすることもできる。
〔発明の効果〕
以上のように本発明によれば、安全運転でき、比較的簡
単であり、重量の軽い構造で、タービンの比較的僅かな
自由に使える設備体積を考慮して大きな面状のリング状
の流入横断面を遮断又は解放できる導管ジェットエンジ
ン、特にファン−ラムジェットエンジン用遮断装置を提
供することができるものである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、二次循環路及び基本エンジン部分（−次循環
路）の後位置に制御される後部及びラムジェット燃焼室
を省略して中央縦断面として複合ファン−ラムジェット
エンジンにおける本発明の配置を示すものであり、 第２図は、第１図について部分的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分により本発明の第１の実施態様を
示すものであり、 第３図は、第１図について部分的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分により本発明の第２の実施態様を
示す図であり、 第４図は、第２図について本質的に拡大して示す半径方
向外側のエンジン部分の範囲内において「リング」引っ
張り装置の変形として第２図及び第３図について原則的
に別の変形を示す、第２図の本質的な特徴に基づく本発
明の第３の実施態様を示す図であり、 第５図は、二つのリングの駆動及び調整装置を明らかに
する、第２図のＡ−Ａ線に従った局部な全周の図であり
、 第６図は、ケーシング側で切断して示す駆動出力を導入
し、分配する補助歯車と共に示す図面領域に投影した調
整歯車の半分の簡単な図であり、第７図は、ケーシング
の周囲に一様に分配して配置された多数の第５図に図示
の調整歯車の一つを二つの隣接する同様な図面領域に投
影し、主ケーシング側で切断して示す図である。 図中の符号については、１は二次ダクトの断続内壁、２
は二次ダクト、Ｚは円筒状流入面、３は中間ケーシング
、４．５はリング、６は静止ダクト壁、７は前送風機で
ある。 ト

Claims (19)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）導管ジェットエンジン、特にファン−ラムジェッ
    トエンジンの外側の二次ダクト（２）の断続内壁（１）
    と内部エンジン回路の間に形成された円筒状流入面（Ｚ
    ）を遮断するための装置において、該遮断装置が流れ分
    配器として形成された中間ケーシング（３）内に相互に
    入れ込まれる複数のリング（４、５）からなり、それら
    リングは前記流入面（Ｚ）を遮断するために相互に面接
    触し、中間ケーシング（３）から異なった距離だけ軸方
    向に移動されることことを特徴とする装置。
  2. （２）最も遠く軸方向に引き出された内側リング（５）
    が斜めに切られた端面を遮断位置において有し、該内側
    リングは静止ダクト壁（６）の対応する斜めに切られた
    外側端面に対して扱われることを特徴とする請求項１に
    記載の装置。
  3. （３）複数のリング（４、５）が互に入れ込まれる静止
    位置において、それらの一端（Ｅ１、Ｅ２）と共に且つ
    それらに隣接する中間ケーシング（３）の面の先端と共
    に空気力学的に最適に閉じられる流れ分配器の鼻端を形
    成することを特徴とする請求項１又は２に記載の装置。
  4. （４）複数のリング（４′、５′）が互に入れ込まれる
    静止位置において、且つそれらに隣接する中間ケーシン
    グ（３′）の面の先端と共に局部的に段付きの流れ分配
    器の斜めの断面を形成することを特徴とする請求項１又
    は２に記載の装置。
  5. （５）断続装置はエンジンの前送風機（７）又は前圧縮
    機の後ろで二次ダクト（２）と特に内側エンジン回路又
    は基本エンジンの高圧圧縮機（９）との間のダクト分枝
    部（８）に形成され、位置せしめられていることを特徴
    とする請求項１乃至４のいずれか一項に記載の装置。
  6. （６）二次ダクト（２）及び基本エンジンの選択による
    送風機の空気の吹き付けのために又は送風機（７）を含
    む停止された基本エンジンの場合基本エンジンの後位置
    の再加熱室の単独の外気吹き付けのために流入断面（Ｚ
    ）を連続的に露出させたり、又は遮断するための複数の
    リング（４、５又は４′、５′）が形成されていること
    を特徴とする請求項１乃至５のいずれか一項に記載の装
    置。
  7. （７）複数のリング（４、５又は４′、５′）が同時に
    且つ異なる調整速度で動かされることを特徴とする請求
    項１乃至６のいずれか一項に記載の装置。
  8. （８）二つのリングの一つ、特に外側の二次ダクト（２
    ）に関して半径方向内側のリング（５）が軸方向の調整
    のために動かされ、それによってもう一つのリング（４
    ）がばね及び溝継ぎ手又はピン及び溝継ぎ手（２３、１
    ０）を介して引張作用の下におかれることを特徴とする
    請求項１乃至６のいずれか一項に記載の装置。
  9. （９）エンジンケーシング部分の全周に関して前記リン
    グ（４、５又は４′、５′）用調整力が撓み軸（１５）
    の中間の位置から周方向に分配配置された調整伝動装置
    （１６、１６′）に伝えられ、それによってそこに回転
    可能に支承された玉ころがりスピンドル（１９、２０）
    のナット（１７、１８）が動かされ、該スピンドルを引
    張−圧縮棒（２１又は２２）を介して一つのリング（４
    、５又は４′、５′）に別々に作用することを特徴とす
    る請求項７又は８に記載の装置。
  10. （１０）リング室（Ｒ）内の少なくとも一つのリング（
    ５又は５′）用の駆動及び調整手段が外側の二次ダクト
    （２）と基本エンジンの間に配置されていることを特徴
    とする請求項１乃至９のいずれか一項に記載の装置。
  11. （１１）玉ころがりスピンドル（１９、２０）がエンジ
    ンの軸に対してほぼ平行に延びて軸受されている調整伝
    動装置（１６又は１６′）が、二次ダクト（２）の内壁
    （１）に所属するエンジンのケーシング部分に配置され
    ていることを特徴とする請求項９又は１０項に記載の装
    置。
  12. （１２）もう一つの又は半径方向外周のリング（４）に
    上流側及び下流側が終わっている一つの側に軸方向案内
    溝（２３）が設けられており、該溝に半径方向内側リン
    グ（５）の下流端にある静止位置のもう一つのリング（
    ４）の引きだし又は閉鎖用のばね又はピン（１０）が可
    動に入り込んでいることを特徴とする請求項８に記載の
    装置。
  13. （１３）もう一つのリング（４）が半径方向内側リング
    （５）から離れた側において流れ分配器として形成され
    た中間ケーシング（３）の軸方向引きだし長さを制限す
    る案内溝（２５）の中にスプリング或いはピン（２４）
    によって移動可能に扱うことができることを特徴とする
    請求項１２に記載の装置。
  14. （１４）基本エンジンの後位置に軸方向に扱うことがて
    きる軸に対称な茸形のスライド弁（２６）が設けられて
    おり、該スライド弁は独占的にラムジェット運転のとき
    基本エンジンをリング状ノズル出口（２７）がスライド
    弁（２６）の下流で二次ダクト（２）から合流するラム
    空気の流れを遮断することを特徴とする請求項１乃至第
    １３のいずれか一項に記載の装置。
  15. （１５）複数のリング（４、５）が遮断位置にあるとき
    、及びエンジンがラムジェット運転に切り換えられると
    き該リングがエンジンの吸い込み口で取り去られる空気
    によって適当な圧力及び温度水準に冷却されることを特
    徴とする請求項１乃至１４のいずれか一項に記載の装置
    。
  16. （１６）取り除く空気の必要な冷却温度が、取り除く空
    気のそれと一緒に導かれる燃料、例えば水素との熱交換
    により、得られることを特徴とする請求項１５に記載の
    装置。
  17. （１７）ダクト壁（６）の斜めに切られた端がダクト支
    流（８）の構成要素であり、該支流は上方外側から内側
    下方にタービン軸の方向に二次ダクトに対して傾斜した
    基本エンジンの高圧圧縮機（９）の空気流入ダクト（１
    １）を形成することを特徴とする請求項１乃至１６のい
    ずれか一項に記載の装置。
  18. （１８）エンジン支持体の駆動軸（１２）が直接に複数
    のリング（４、５又は４′、５′）に入れる中間ケーシ
    ング（３）に配置されており、前方内側から後方外側に
    斜めに延びており高圧圧縮機の吸い込み口にある支持羽
    根（１３）を通して、また環状室（Ｒ）の断面を通して
    更に二次ダクト（２）を通る支持羽根（１４）を通して
    設けられていることを特徴とする請求項１７に記載の装
    置。
  19. （１９）複数のリング（４、５）の機械的な調整手段が
    特に引張圧縮棒（２１又は２２）として形成するとき局
    部的な密封の下に対応する中間ケーシング（３）の壁部
    分を通して設けられていることを特徴とする請求項１乃
    至１８のいずれか一項に記載の装置。
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Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6735954B2 (en) * 2001-12-21 2004-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Offset drive for gas turbine engine
US7216474B2 (en) * 2004-02-19 2007-05-15 Aerojet-General Corporation Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
US7730714B2 (en) * 2005-11-29 2010-06-08 General Electric Company Turbofan gas turbine engine with variable fan outlet guide vanes
US20120111011A1 (en) * 2010-11-10 2012-05-10 General Electric Company Bypass turbine intake
US9109539B2 (en) 2010-12-27 2015-08-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine based combined cycle engine
US10221764B2 (en) * 2014-08-19 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Variable geometry inlet system
US11041463B1 (en) * 2015-02-11 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine structure with oxidizer enhanced mode
FR3039228B1 (fr) * 2015-07-22 2020-01-03 Safran Aircraft Engines Aeronef comprenant un propulseur arriere carene avec stator d'entree comprenant une fonction soufflage
US10794282B2 (en) * 2016-01-25 2020-10-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Inlet turbine for high-mach engines
US10794281B2 (en) 2016-02-02 2020-10-06 General Electric Company Gas turbine engine having instrumented airflow path components
US10934942B2 (en) * 2016-02-16 2021-03-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Inlet turbine and transmission for high-mach engines
US11073090B2 (en) 2016-03-30 2021-07-27 General Electric Company Valved airflow passage assembly for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
US10753278B2 (en) * 2016-03-30 2020-08-25 General Electric Company Translating inlet for adjusting airflow distortion in gas turbine engine
US11261791B2 (en) 2019-02-25 2022-03-01 Rolls-Royce Corporation Hybrid propulsion cooling system
CN111620109B (zh) * 2020-06-04 2021-06-15 深圳市微组半导体科技有限公司 吸嘴自动切换装置
CN111927646A (zh) * 2020-07-14 2020-11-13 中国空气动力研究与发展中心 进气道自起动试验用快速自适应旋转节流装置
GB202210040D0 (en) 2022-05-20 2022-08-24 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB202210039D0 (en) * 2022-05-20 2022-08-24 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
CN115585060B (zh) * 2022-08-30 2024-04-02 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种多涵道发动机引射喷管的次流流量调节机构

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2828603A (en) * 1948-04-09 1958-04-01 Westinghouse Electric Corp Afterburner for turbo jet engines and the like
GB926947A (en) * 1961-11-27 1963-05-22 Rolls Royce Improvements relating to gas turbine engine casings
GB1008322A (en) * 1964-08-04 1965-10-27 Rolls Royce Gas turbine engine
FR1553936A (ja) * 1966-12-05 1969-01-17
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
DE2745131A1 (de) * 1977-10-07 1979-04-12 Motoren Turbinen Union Kombinationsgasturbinentriebwerk fuer fluggeraete mit v/stol eigenschaften
IL59497A (en) * 1979-04-23 1984-08-31 Gen Electric Valve actuation system for use on a gas turbine engine
DE3738703A1 (de) * 1987-05-27 1988-12-08 Mtu Muenchen Gmbh Kombiniertes, umschaltbares strahltriebwerk zum antrieb von flugzeugen und raumfahrzeugen

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