JPH0361621A - 反転上流及び下流ファンを備えた高バイパス比ターボジェットエンジン - Google Patents
反転上流及び下流ファンを備えた高バイパス比ターボジェットエンジンInfo
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- 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
- F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
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- 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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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】
免里立挺１
本発明は高いバイパス比を有するターボジェット航空機
用エンジンに関する。
用エンジンに関する。
４来弦韮
ここ数年にわたり亜音速推進用のバイパスターボジェッ
トエンジンを使用することは一般的となっており、冷風
流と熱風流とを混合する長所は、高温エンジンのスラス
トを増大することである。
トエンジンを使用することは一般的となっており、冷風
流と熱風流とを混合する長所は、高温エンジンのスラス
トを増大することである。
それにもかかわらず実際には、がかるエンジンに使用可
能なバイパス比は、エンジンの前部面積とそれから必然
的に生じる大断面積とに起因して制限される。バイパス
比８〜１４以上ではエンジンは法外に大きくなり、これ
は明らかに航空機の真下に設置する妨げとなる。
能なバイパス比は、エンジンの前部面積とそれから必然
的に生じる大断面積とに起因して制限される。バイパス
比８〜１４以上ではエンジンは法外に大きくなり、これ
は明らかに航空機の真下に設置する妨げとなる。
８を越えるバイパス比が所望であれば、バイパス比が少
なくとも最高的１１の上流ファンを備えた通常のターボ
ジェットエンジンにとられる解決策は、５〜８段の低圧
タービンを備えることである。
なくとも最高的１１の上流ファンを備えた通常のターボ
ジェットエンジンにとられる解決策は、５〜８段の低圧
タービンを備えることである。
バイパス比１１〜１４に対しては、この通常の解決策は
（過剰な数の低圧タービン段を必要とするので）もはや
便利とは言えず、間に段が挟まれた反転動力タービンに
よって直接に駆動される前置ファンまたは後置ファンに
対して減速歯車を使用する必要がある。
（過剰な数の低圧タービン段を必要とするので）もはや
便利とは言えず、間に段が挟まれた反転動力タービンに
よって直接に駆動される前置ファンまたは後置ファンに
対して減速歯車を使用する必要がある。
バイパス比１４以上では、高速プロペラを有するターボ
ジェットエンジンの領域に入る。
ジェットエンジンの領域に入る。
上記エンジンは、それらが与える比燃料消費がより優れ
ているが故に重要であるが、全体の直径が大きいが故に
、航空機の後部及び胴体の両側に装備するか、または例
えば仏国特許第２６２２５０７号に提案されているタイ
プの高度に一体化された通常とは異なる翼下装備のみが
可能であるという欠点を有する。
ているが故に重要であるが、全体の直径が大きいが故に
、航空機の後部及び胴体の両側に装備するか、または例
えば仏国特許第２６２２５０７号に提案されているタイ
プの高度に一体化された通常とは異なる翼下装備のみが
可能であるという欠点を有する。
見艷曵且Ｅ
本発明の目的はターボジェットエンジンを、バイパス比
８〜１４を有するが、前部面積がバイパス比６以下の現
在のターボジェットバイパスエンジンよりも極めてわず
かしか大きくないように製造することを可能にする！！
４ｒ＆、を提供することである。
８〜１４を有するが、前部面積がバイパス比６以下の現
在のターボジェットバイパスエンジンよりも極めてわず
かしか大きくないように製造することを可能にする！！
４ｒ＆、を提供することである。
本発明の別の目的は、かかるエンジンのコストに逆効果
となるであろうブレードの段の総数を増力「する必要な
しに、バイパス比及びスラストを大きくしたエンジンを
提供することである。
となるであろうブレードの段の総数を増力「する必要な
しに、バイパス比及びスラストを大きくしたエンジンを
提供することである。
本発明は、高いバイパス比を有するターボジェットエン
ジンであって、上流ファン及び前記上流ファンに連結さ
れた低圧圧縮機を備えている低圧装置と、高圧圧縮機、
燃焼チャンバ及び前記高圧圧縮機を駆動する高圧タービ
ンを備えている気体発生器と、前記気体発生器によって
駆動され且つそれ自体は前記低圧装置を駆動する低圧タ
ービンと、後方ファンと、前記低圧タービンを間に挟み
且つ前記後方ファンを駆動する反転タービンとを包含す
るターボジェットエンジンを提供する。
ジンであって、上流ファン及び前記上流ファンに連結さ
れた低圧圧縮機を備えている低圧装置と、高圧圧縮機、
燃焼チャンバ及び前記高圧圧縮機を駆動する高圧タービ
ンを備えている気体発生器と、前記気体発生器によって
駆動され且つそれ自体は前記低圧装置を駆動する低圧タ
ービンと、後方ファンと、前記低圧タービンを間に挟み
且つ前記後方ファンを駆動する反転タービンとを包含す
るターボジェットエンジンを提供する。
好ましい構成においては、上流ファンは、該ファンを通
過する冷風流と気体発生器を通る熱風流（即ち主気体流
〉との間のバイパス比が６〜８となるような直径を有し
、一方後方フアンは、該ファンを通過する冷風流と熱風
流との間のバイパス比が４〜６となるような直径を有す
る。
過する冷風流と気体発生器を通る熱風流（即ち主気体流
〉との間のバイパス比が６〜８となるような直径を有し
、一方後方フアンは、該ファンを通過する冷風流と熱風
流との間のバイパス比が４〜６となるような直径を有す
る。
本発明の更に重要な好ましい特徴においては、エンジン
は冷風のための２つの重なり合った別々の流路を備えて
いる。第１の冷風流路は、上流ファンを通り且つ気体発
生器への第１の空気流と共通の吸気口と、後方ファンか
らの出口の側方外側に設置された２つの三日月形出口と
を有する。第２の冷風流路は後方ファンを通り、且つ第
１の流路の前記吸気口から側方外側に設置された２つの
三日月形吸気口と、前記三日月形吸気口から出発し且つ
その中に前記後方ファンが設置された環状通路を形成す
るために合流する通路を備えている。
は冷風のための２つの重なり合った別々の流路を備えて
いる。第１の冷風流路は、上流ファンを通り且つ気体発
生器への第１の空気流と共通の吸気口と、後方ファンか
らの出口の側方外側に設置された２つの三日月形出口と
を有する。第２の冷風流路は後方ファンを通り、且つ第
１の流路の前記吸気口から側方外側に設置された２つの
三日月形吸気口と、前記三日月形吸気口から出発し且つ
その中に前記後方ファンが設置された環状通路を形成す
るために合流する通路を備えている。
前記環状通路は前記気体発生器から出る熱風流を包囲し
且つ前記第２の流路からの環状出口を規定する。
且つ前記第２の流路からの環状出口を規定する。
ターボジェットエンジンは、２つの蝶番止めされたシェ
ルを備えているナセルを具備しており、前記第１及び第
２の冷風流路の行程の少なくとも一部はこのナセル構造
体内に形成されているのが好ましい。
ルを備えているナセルを具備しており、前記第１及び第
２の冷風流路の行程の少なくとも一部はこのナセル構造
体内に形成されているのが好ましい。
この構造によってナセルは、その断面は長軸が水平方向
の楕円形であるほぼ卵形の形状が与えられ得、従ってこ
のエンジンを、よりいっそう小さいバイパス比を有する
通常のエンジンに対してのみ充分な対地間隙を有する航
空機の翼下に装備することができる。
の楕円形であるほぼ卵形の形状が与えられ得、従ってこ
のエンジンを、よりいっそう小さいバイパス比を有する
通常のエンジンに対してのみ充分な対地間隙を有する航
空機の翼下に装備することができる。
このように本発明では、航空機の翼下にエンジンを搭載
することができる全体の寸法及び断面積が小さい、高い
バイパス比のターボジェットエンジンを製造することが
できる。
することができる全体の寸法及び断面積が小さい、高い
バイパス比のターボジェットエンジンを製造することが
できる。
本発明の他の好ましい特徴は、以下に添付の図面を参照
して行なう本発明のターボジェットエンジンの１つの実
施例の説明がら明らがとなるであろう。
して行なう本発明のターボジェットエンジンの１つの実
施例の説明がら明らがとなるであろう。
及旌舅
第１図を参照すると、図に示したエンジンは通常のごと
く、低圧圧ｍ機２に連結された上流ファン１と、低圧圧
縮機２に続いて高圧圧縮機３と、燃焼チャンバ４と、高
圧圧縮機３を駆動する単一段の高圧タービン５と、低圧
部品１及び２を駆動する４段の低圧タービン６とを具備
している。
く、低圧圧ｍ機２に連結された上流ファン１と、低圧圧
縮機２に続いて高圧圧縮機３と、燃焼チャンバ４と、高
圧圧縮機３を駆動する単一段の高圧タービン５と、低圧
部品１及び２を駆動する４段の低圧タービン６とを具備
している。
本発明のエンジンは、ここでは例示の目的で２つの段７
ａ及び７ｂを有する下流反転タービン７を備えている。
ａ及び７ｂを有する下流反転タービン７を備えている。
しかしながら前記のごときバイパス比と上流及び下流フ
ァンの寸法法めを考慮すると、４段タービンが一般に好
ましい。
ァンの寸法法めを考慮すると、４段タービンが一般に好
ましい。
タービン７のディスク８は、低圧タービンシャフト内に
設置されているシャフト９上に２つの軸受１０によって
担持されており、タービンの段７ａ及び７ｂは、それら
と−緒に回転する外側ケーシング１１によって連結され
ている。この集成装置は、バイパス比５（この値は非限
定的である）を生成する大直径の後方ファン１２を担持
しており、一方この実施例においては上流ファンのバイ
パス比は７（これも非限定的な値である）である。
設置されているシャフト９上に２つの軸受１０によって
担持されており、タービンの段７ａ及び７ｂは、それら
と−緒に回転する外側ケーシング１１によって連結され
ている。この集成装置は、バイパス比５（この値は非限
定的である）を生成する大直径の後方ファン１２を担持
しており、一方この実施例においては上流ファンのバイ
パス比は７（これも非限定的な値である）である。
このように２つのファン１と１２とは「平行」であり且
つ異なる速度で回転する。
つ異なる速度で回転する。
エンジンは翼搭載マスト３０から、構造部材１４に固定
された上流バイロン１３と、高圧タービンのための流れ
直線化装置１６の役割をするハウジング支柱の領域にお
いてエンジンハウジングにしつかり連結されている下流
バイロン１５とによって懸吊されている。
された上流バイロン１３と、高圧タービンのための流れ
直線化装置１６の役割をするハウジング支柱の領域にお
いてエンジンハウジングにしつかり連結されている下流
バイロン１５とによって懸吊されている。
第１図には、２つのファンは別々の空気流路によって供
給されることを模式的に示している。第１の流路は環状
吸気口Ｅｌ（これについては後に詳細を記述する〉と、
２つの三日月形の形態の空気出口Ｓｌ（これについても
後に詳細を記述する）とを備えている。第２の流路は、
２つの側方に設置された三日月形の形態の吸気口Ｅ２（
同じく後述する）と、熱風流１７を包囲する環状空気出
口Ｓ２とを備えている。
給されることを模式的に示している。第１の流路は環状
吸気口Ｅｌ（これについては後に詳細を記述する〉と、
２つの三日月形の形態の空気出口Ｓｌ（これについても
後に詳細を記述する）とを備えている。第２の流路は、
２つの側方に設置された三日月形の形態の吸気口Ｅ２（
同じく後述する）と、熱風流１７を包囲する環状空気出
口Ｓ２とを備えている。
第３図及び第４図は、ナセル１８内に組み込まれたエン
ジンを４分の３後方位置から見た図である。
ジンを４分の３後方位置から見た図である。
ナセル１８は２つのフラップを有する流れ反転機構１９
を備えており、流れ反転機構１９は実際には第１の冷風
流路の排気流ノズルを形成する。フラップは回動して、
第１の流路にある上流ファンから来る流れの全部と、第
２の流路にある下流ファンから来る流れの一部とを遮断
する。このことは第６Ｇ図にも示しである。
を備えており、流れ反転機構１９は実際には第１の冷風
流路の排気流ノズルを形成する。フラップは回動して、
第１の流路にある上流ファンから来る流れの全部と、第
２の流路にある下流ファンから来る流れの一部とを遮断
する。このことは第６Ｇ図にも示しである。
ナセル１８は、各々が支持マストの各側に長手方向軸の
周りで回動可能に設置されている２つの側方シェル２０
を備えて形成されている。
周りで回動可能に設置されている２つの側方シェル２０
を備えて形成されている。
第５図は、エンジンに接触するために側方シェル２０の
一方を持ち上げであるナセルを示す。持ち上げたシェル
の内部から判るように、冷風流路の大部分はシェルの構
造体内に形成されている。従って２つの空気流路の構成
を保証するのはナセルである。
一方を持ち上げであるナセルを示す。持ち上げたシェル
の内部から判るように、冷風流路の大部分はシェルの構
造体内に形成されている。従って２つの空気流路の構成
を保証するのはナセルである。
２つの空気流路を第２ａ図及び第２ｂ図に模式的に示す
、第２＾図は、上流ファンを包含する第１の空気流路を
示す。環状吸気口Ｅ１は通常のものであって、燃焼用空
気流のためのものと共通である。ファン上の下流では、
流路は２つの通路、即ちエンジン上方の通路２１とエン
ジン下方の通路２２とに分がれる。通路２１及び２２の
上流部には、２つの垂直方向貫通孔２３ａ及び２４がそ
れぞれ設けられており、通路２１にある孔２３ａは上流
懸吊バイロン１３及び付属品を収容し、通路２２にある
孔２４はかさ歯車列の、ナセルの下方部分に設置された
歯車箱２５への通路となる。
、第２＾図は、上流ファンを包含する第１の空気流路を
示す。環状吸気口Ｅ１は通常のものであって、燃焼用空
気流のためのものと共通である。ファン上の下流では、
流路は２つの通路、即ちエンジン上方の通路２１とエン
ジン下方の通路２２とに分がれる。通路２１及び２２の
上流部には、２つの垂直方向貫通孔２３ａ及び２４がそ
れぞれ設けられており、通路２１にある孔２３ａは上流
懸吊バイロン１３及び付属品を収容し、通路２２にある
孔２４はかさ歯車列の、ナセルの下方部分に設置された
歯車箱２５への通路となる。
上方通路２１はその下流端部で側方に分岐する２つの枝
管２１ａ及び２１ｂに分かれ、下方通路２２がその下方
端部で側方に分岐した対応する２つの枝管２２ａ及び２
２ｂとそれぞれ連結している。枝管２１ａと２２ａとが
合流し且つ枝管２１ｂと２２ｂとが合流した後には、こ
のように形成された各通路は垂直方向三日月形２５ａ
、 ２５ｂの外観を呈し、−緒になって上流ファンの空
気出口Ｓ１を形成する。
管２１ａ及び２１ｂに分かれ、下方通路２２がその下方
端部で側方に分岐した対応する２つの枝管２２ａ及び２
２ｂとそれぞれ連結している。枝管２１ａと２２ａとが
合流し且つ枝管２１ｂと２２ｂとが合流した後には、こ
のように形成された各通路は垂直方向三日月形２５ａ
、 ２５ｂの外観を呈し、−緒になって上流ファンの空
気出口Ｓ１を形成する。
第２Ｂ図は、下流ファン１２を包含する第２の冷風流路
を示す。上流端部には吸気口Ｅ２が２つの垂直方向三日
月形通路２６ａ及び２６ｂによって形成されている。通
路２６ａ及び２６ｂは、熱風流を包囲し且つフン１２を
供給する環状通路２７を形成するために、最初は一定の
断面であるが、次第によりくびれた花弁形となって合わ
さる。ファン１２の下流では通路２７はその環形状を維
持する。
を示す。上流端部には吸気口Ｅ２が２つの垂直方向三日
月形通路２６ａ及び２６ｂによって形成されている。通
路２６ａ及び２６ｂは、熱風流を包囲し且つフン１２を
供給する環状通路２７を形成するために、最初は一定の
断面であるが、次第によりくびれた花弁形となって合わ
さる。ファン１２の下流では通路２７はその環形状を維
持する。
実際には２つの空気流路は重なり合っており、第２の流
路の三日月形吸気口Ｅ２は第１の流路の環状吸気口Ｅ１
の側方外側にあり、第１の流路の三日月形出口Ｓ１は第
２の流路の環状出口Ｓ２の側方外側にあり、且つ第２の
流路の通路２６ａ及び２６ｂは、第２ａ図に示したよう
に第１の流路の通路２１及び２２の間に形成された空間
２８ａ及び２８ｂを通る。
路の三日月形吸気口Ｅ２は第１の流路の環状吸気口Ｅ１
の側方外側にあり、第１の流路の三日月形出口Ｓ１は第
２の流路の環状出口Ｓ２の側方外側にあり、且つ第２の
流路の通路２６ａ及び２６ｂは、第２ａ図に示したよう
に第１の流路の通路２１及び２２の間に形成された空間
２８ａ及び２８ｂを通る。
このような構成を得るために、ナセルの構造は第６Ａ図
から第６Ｇ図を参照して以下に説明するように、遊隙が
取り入れられている。
から第６Ｇ図を参照して以下に説明するように、遊隙が
取り入れられている。
ナセルは、支持マスト３０に固定され且つナセルの全長
にわたって延伸する長平方向築材２９を包含する構造部
分を備えている。築材２９は、前記したようなナセルの
開放可能な側方シェル２０を回動可能に設置するための
長手方向蝶番３１を担持する２つの側縁を有する。
にわたって延伸する長平方向築材２９を包含する構造部
分を備えている。築材２９は、前記したようなナセルの
開放可能な側方シェル２０を回動可能に設置するための
長手方向蝶番３１を担持する２つの側縁を有する。
第６八図に示したようにナセルの上流端部では２つのシ
ェル２０は、第２のバイパス空気流路の三日月形吸気口
Ｅ２を規定する通路２６ａ及び２６ｂによって全体が占
領されている。
ェル２０は、第２のバイパス空気流路の三日月形吸気口
Ｅ２を規定する通路２６ａ及び２６ｂによって全体が占
領されている。
断面Ｂの位置では（第６Ｂ図）築材２９はより薄くなり
、それ自体とエンジンとの間に第１の空気流路の上方通
路２１の開始部を形成する。ナセルの下方部分もまた構
造的であって、断面Ｂの領域においては歯車箱２５の座
を規定する。
、それ自体とエンジンとの間に第１の空気流路の上方通
路２１の開始部を形成する。ナセルの下方部分もまた構
造的であって、断面Ｂの領域においては歯車箱２５の座
を規定する。
断面Ｃの位置では（第６Ｃ図）、通路２６ｇ及び２６ｂ
は花弁形になるように幅が狭められており、シェル２０
は、シェルの内壁２０ａを外壁２０ｂに連結する延長さ
れた半径方向壁３３を有する。かかる半径方向壁３３は
通路２８ａ及び２６ｂを、それぞれ上方築材２９とエン
ジンケーシング３２との間及びケーシング３２とナセル
の下方構造部３４との間に形成された第１の流路の上方
通路２１及び下方通路２２から分離する。
は花弁形になるように幅が狭められており、シェル２０
は、シェルの内壁２０ａを外壁２０ｂに連結する延長さ
れた半径方向壁３３を有する。かかる半径方向壁３３は
通路２８ａ及び２６ｂを、それぞれ上方築材２９とエン
ジンケーシング３２との間及びケーシング３２とナセル
の下方構造部３４との間に形成された第１の流路の上方
通路２１及び下方通路２２から分離する。
断面りの位置ではく第６Ｄ図）、シェル２０はもはや内
壁を有さす、半径方向壁３３は、通路２６ａ及び２６ｂ
を通路２１及び２２から分離するためにケーシング３２
に固定されたスタブ壁３５と協働する。この位置では上
方築材２９は、後方支持パイロン１５の通路を収容する
ために、チャネル２１内に貫通孔２３ｂを規定する。
壁を有さす、半径方向壁３３は、通路２６ａ及び２６ｂ
を通路２１及び２２から分離するためにケーシング３２
に固定されたスタブ壁３５と協働する。この位置では上
方築材２９は、後方支持パイロン１５の通路を収容する
ために、チャネル２１内に貫通孔２３ｂを規定する。
断面Ｅの位置ではく第６Ｅ図）シェル２０は再度内壁２
０ａを有しており、これによって第１の流路の出口通路
２５ａ及び２５ｂを第２の流路の吸気口通路２７から分
離することが保証される。
０ａを有しており、これによって第１の流路の出口通路
２５ａ及び２５ｂを第２の流路の吸気口通路２７から分
離することが保証される。
断面Ｆの位置以降ではく第６Ｆ図及び第６Ｇ図〉シェル
２０は、第１の流路の出口Ｓ１を形成する三日月形通路
２５ａ及び２５ｂによって全体が占領されている。
２０は、第１の流路の出口Ｓ１を形成する三日月形通路
２５ａ及び２５ｂによって全体が占領されている。
第６Ｇ図においては展開位置にあるスラスト反転装置の
フラップ１９を破線で示しである。図から判るように、
スラスト反転位置においては第Ｉの流路の出口通路Ｓｔ
（通路２５ａ及び２５ｂ〉は全部が遮蔽されており、且
つ第２の流路の出口Ｓ２を形成する通路２７はその一部
が遮蔽されている。即ちスラスト反転装置は、両ファン
からの流れに作用することにより最大に効率的に動作す
る。
フラップ１９を破線で示しである。図から判るように、
スラスト反転位置においては第Ｉの流路の出口通路Ｓｔ
（通路２５ａ及び２５ｂ〉は全部が遮蔽されており、且
つ第２の流路の出口Ｓ２を形成する通路２７はその一部
が遮蔽されている。即ちスラスト反転装置は、両ファン
からの流れに作用することにより最大に効率的に動作す
る。
第７図を参照するとナセルは卵型形態であるので、航空
機の翼下に設置される本発明のエンジンは、同じバイパ
ス比を有する通常の円形断面エンジンよりも翼に必要な
対地間隙がより少なくてよいことが判る。或いは、通常
のエンジンに対するのと同じ対地間隙があれば、本発明
に従って構成するならばより高いバイパス比のエンジン
を取り付けることができる。
機の翼下に設置される本発明のエンジンは、同じバイパ
ス比を有する通常の円形断面エンジンよりも翼に必要な
対地間隙がより少なくてよいことが判る。或いは、通常
のエンジンに対するのと同じ対地間隙があれば、本発明
に従って構成するならばより高いバイパス比のエンジン
を取り付けることができる。
第１図は本発明のターボジェットエンジンの１つの実施
例の部分長手方向断面図、第２八図及び第２Ｂ図は単純
化の目的でそれぞれ別々に示した２つの冷風流路の図で
あって、第２Ａ図はエンジンの上流ファンを通る第１の
空気流路を示し、第２Ｂ図は下流ファンを通る第２の冷
風流路を示す図、第３図はナセル内に取り付けられ且つ
翼搭載パイロンから懸吊されているターボジェットエン
ジンの４分の３後方斜視図、第４図はスラスト反転装置
の２つのフラップを完全に展開させた反転スラスト位置
にあるエンジンを示す第３図と同様の図、第５図はエン
ジンに接触するためにナセルのシェルの一方を上向きに
回動させた第２図と同様の図、第６Ａ図〜第６Ｇ図はそ
れぞれ、シェルを閉じたエンジンナセルの第５図に示し
た平面へ〜Ｇにおける横断面図、第７図は航空機の翼下
に設置された本発明のエンジンを示す航空機の斜視図で
ある。 Ｅｌ、Ｅ２・・・吸気口、Ｓｔ、Ｓ２・・・空気出口、
１・・・上流ファン、２・・・低圧圧縮機、３・・・高
圧圧縮機、４・・・燃焼チャンバ、５・・・高圧タービ
ン、６・・・低圧タービン、７・・・下流反転タービン
、１２・・・下流ファン、１８・・・ナセル、２０・・
・シェル、２１・・・上方通路、２２・・・下方通路、
２９・・・築材。
例の部分長手方向断面図、第２八図及び第２Ｂ図は単純
化の目的でそれぞれ別々に示した２つの冷風流路の図で
あって、第２Ａ図はエンジンの上流ファンを通る第１の
空気流路を示し、第２Ｂ図は下流ファンを通る第２の冷
風流路を示す図、第３図はナセル内に取り付けられ且つ
翼搭載パイロンから懸吊されているターボジェットエン
ジンの４分の３後方斜視図、第４図はスラスト反転装置
の２つのフラップを完全に展開させた反転スラスト位置
にあるエンジンを示す第３図と同様の図、第５図はエン
ジンに接触するためにナセルのシェルの一方を上向きに
回動させた第２図と同様の図、第６Ａ図〜第６Ｇ図はそ
れぞれ、シェルを閉じたエンジンナセルの第５図に示し
た平面へ〜Ｇにおける横断面図、第７図は航空機の翼下
に設置された本発明のエンジンを示す航空機の斜視図で
ある。 Ｅｌ、Ｅ２・・・吸気口、Ｓｔ、Ｓ２・・・空気出口、
１・・・上流ファン、２・・・低圧圧縮機、３・・・高
圧圧縮機、４・・・燃焼チャンバ、５・・・高圧タービ
ン、６・・・低圧タービン、７・・・下流反転タービン
、１２・・・下流ファン、１８・・・ナセル、２０・・
・シェル、２１・・・上方通路、２２・・・下方通路、
２９・・・築材。
Claims (12)
- （１）高いバイパス比を有するターボジェットエンジン
であつて、上流ファン及び前記上流ファンに連結された
低圧圧縮機を備えている低圧装置と、高圧圧縮機、燃焼
チャンバ及び前記高圧圧縮機を駆動する高圧タービンを
備えている気体発生器と、前記気体発生器によって駆動
され且つそれ自体は前記低圧装置を駆動する低圧タービ
ンと、後方ファンと、前記低圧タービンを間に挟み且つ
前記後方ファンを駆動する反転タービンとを包含するタ
ーボジェットエンジン。 - （２）前記上流ファンが、該ファンを通過する冷風流と
前記気体発生器を通る熱風流との間のバイパス比が６〜
８となるような直径を有する請求項１に記載のターボジ
ェットエンジン。 - （３）前記後方ファンが、該ファンを通過する冷風流と
熱風流との間のバイパス比が４〜６となるような直径を
有する請求項２に記載のターボジェットエンジン。 - （４）それぞれ前記上流ファン及び前記後方ファンを包
含する別個の第１及び第２の冷風流路が存在し、前記第
１の冷風流路が前記気体発生器への空気流と共通の前方
吸気口を有し、且つ前記第２の冷風流路が、前記第１の
冷風流の前記吸気口の側方外側に設置された２つの三日
月形吸気口と、前記三日月形吸気口から出発し且つその
中に前記後方ファンが設置される環状通路を形成するた
めに合流する通路を備えており、前記環状通路が前記気
体発生器から出る熱風流を包囲し且つ前記第２の冷風流
路からの環状出口を規定し、前記第１の流路が更に、前
記第２の流路の前記環状出口の側方外側に設置された２
つの三日月形出口と、前記第１の流路の吸気口から前記
三日月形出口まで通ずる通路を備えている請求項１に記
載のターボジェットエンジン。 - （５）更に、２つの蝶番止めされたシェルを備えている
ナセルを包含しており、前記第１及び第２の冷風流路の
行程の少なくとも一部が前記ナセルの構造体内に形成さ
れている請求項４に記載のターボジェットエンジン。 - （６）前記ナセルが、その断面は長軸が水平方向の楕円
形であるほぼ卵形の形状を有する請求項５に記載のター
ボジェットエンジン。 - （７）前記エンジンが、第１の冷風流路の空気流と第２
の冷風流路の空気流の一部とを反転し得るスラスト反転
装置を包含している請求項５に記載のターボジェットエ
ンジン。 - （８）前記スラスト反転装置がフラップ型である請求項
７に記載のターボジェットエンジン。 - （９）前記スラスト反転装置が、前記ナセルの蝶番止め
されたシェル上にそれぞれ担持された２つのフラップか
らなる請求項８に記載のターボジェットエンジン。 - （１０）前記エンジンがマストから懸吊され、更に前方
及び後方懸吊支柱と、前記第１及び第２の冷風流路を通
って延伸し且つ前記前方及び後方懸吊支柱を収容する垂
直方向ダクトとを備えている請求項５に記載のターボジ
ェットエンジン。 - （１１）前記ナセルが、前記支持マストに固定され且つ
前記ナセルの全長にわたって延伸する上方構造部分を備
えており、前記上方構造部分が、その上に前記ナセルの
シェルが蝶番止めされる２つの側縁を有する請求項１０
に記載のターボジェットエンジン。 - （１２）前記シェルの各々が、その前方に前記第２の冷
風流路の三日月形吸気口の一方を規定する段階的箱形セ
クションを備えており、前記箱形セクションが前記高圧
圧縮機のレベルにおいて、前記第２の冷風流路の花弁形
通路と、前記通路を前記第１の空気流路の上方及び下方
通路から分離する半径方向壁とを規定するように変化し
、更に前記箱形セクションが前記後方ファンの領域内で
は、前記ナセルの構造部分と一緒になって前記第１の冷
風流路の三日月形通路規定するように変化しており、こ
の位置では前記第２の冷風流路の通路が前記シェルの内
壁と前記エンジンのケーシングとの間の位置に規定され
ており、前記箱形セクションが後部においては、前記第
１の冷風流路の前記三日月形出口の１つを規定する請求
項１１に記載のターボジェットエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8905144A FR2645911B1 (fr) | 1989-04-18 | 1989-04-18 | Moteur a grand taux de dilution a soufflante amont et soufflante aval |
| FR8905144 | 1989-04-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0361621A true JPH0361621A (ja) | 1991-03-18 |
| JPH065038B2 JPH065038B2 (ja) | 1994-01-19 |
Family
ID=9380864
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2102770A Expired - Lifetime JPH065038B2 (ja) | 1989-04-18 | 1990-04-18 | 反転上流及び下流ファンを備えた高バイパス比ターボジェットエンジン |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5058379A (ja) |
| EP (1) | EP0394102B1 (ja) |
| JP (1) | JPH065038B2 (ja) |
| DE (1) | DE69002187T2 (ja) |
| FR (1) | FR2645911B1 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006132533A (ja) * | 2004-11-05 | 2006-05-25 | General Electric Co <Ge> | Ｆｌａｄｅ式ガスタービンエンジンおよび航空機 |
| JP2008019862A (ja) * | 2007-06-27 | 2008-01-31 | Matsuura Matsue | 低圧タービン駆動方法とその低圧タービン駆動装置 |
| JP2009215895A (ja) * | 2008-03-07 | 2009-09-24 | Japan Aerospace Exploration Agency | 高バイパス比ターボファンジェットエンジン |
| JP2014156861A (ja) * | 2011-12-27 | 2014-08-28 | United Technologies Corp <Utc> | ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンのための装置 |
| JP2015513648A (ja) * | 2012-02-23 | 2015-05-14 | スネクマ | 遊星減速歯車装置から潤滑油を回収する装置 |
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| US6351940B1 (en) * | 1999-12-30 | 2002-03-05 | United Technologies Corporation | Inverter ducting for dual fan concept |
| US6397577B1 (en) | 2001-04-02 | 2002-06-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Shaftless gas turbine engine spool |
| FR2856379B1 (fr) * | 2003-06-18 | 2006-11-24 | Airbus France | Moteur d'avion dont les capots de soufflante et d'inverseurs de poussee sont separes par un jeu reduit |
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| ES2342586B1 (es) * | 2008-04-30 | 2011-06-14 | Futur Investment Partners, S.A. | Turbopropulsor aeronautico. |
| US9181899B2 (en) * | 2008-08-27 | 2015-11-10 | General Electric Company | Variable slope exhaust nozzle |
| FR2951504B1 (fr) * | 2009-10-16 | 2011-11-18 | Snecma | Entree d'air de moteur a turbine a gaz dans une nacelle |
| RU2538350C2 (ru) * | 2009-10-16 | 2015-01-10 | Снекма | Воздухозаборник газотурбинного двигателя в гондоле |
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1990
- 1990-04-05 US US07/504,839 patent/US5058379A/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-04-12 DE DE90401003T patent/DE69002187T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1990-04-12 EP EP90401003A patent/EP0394102B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1990-04-18 JP JP2102770A patent/JPH065038B2/ja not_active Expired - Lifetime
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|---|---|
| EP0394102A1 (fr) | 1990-10-24 |
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| FR2645911A1 (fr) | 1990-10-19 |
| DE69002187T2 (de) | 1993-11-25 |
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