JPS62126254A - 変換式タ−ボフアン、タ−ボシヤフト航空機推進システム - Google Patents

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】 （発明の背景） 本発明は、推力発生モード或いは軸馬力モード間いは両
方の出力モードの何れかに於て運転可能す多段式ターボ
ファン及びターボシャフトエンジンに関する。推力及び
軸馬力モード間で変換し得るエンジンは、回転翼機の離
陸中に四−夕を駆動する為に使用し得、そして航空機が
一旦離陸した後は前進飛行の為に徐々に推力モードへと
切換え得る。動力離陸概念を使用する多数のターボファ
ン駆動エンジンを設けた航空機に於ても又、翼のｌｉｔ
のそうしたエンジンのファンに軸馬力を選択的に再配分
することによって、従来の空気力学的制御表面が機能し
得ない低速飛行における航空機のロールを制御可能であ
る。

多段式ターボファン及びターボシャフトエンジンには３
つの特定の運転状況・即ち１００％推力状況、１００％
軸馬力出力状況及びそれら２つの中間の状況、が存在す
る。回転翼用途に於ては一定出力軸速度が一般的に要求
される。従って、推進ファン及び軸出力装置の両方が同
一タービンによって駆動される種々の運転モードを達成
する為には、各運転モード間の円滑な移行を提供する機
構及びターボファンとターボシャフト出力との間の負荷
配分を均衡する為の手段が要求される。−般に、均衡作
用はファン及びシャフト出力の両方に渡る負荷制御によ
って為し得る。回転翼機に於ては、ロータ飛行制御シス
テム、即ちコレクティブピッチ制御システムがこの機能
を提供する。従来技術に於ては、ファンは定速で回転運
転するガスタービンシャフトに剛着され、またファン動
力要求量は通常、例えば可変人口及び出口ガイドベーン
等の種々の高価な装置の使用ブレードピッチの変更、異
なる機能専用のタービンへの高温ガス流の選択的配向或
いは分流によりファンを空気力学的に調節すること、で
もって制御される。

然し乍ら、本発明に於てはファン動力の吸収は、比較的
経済的な無限可変速度比の流体動圧式トルクコンバータ
変速機でもって固定ピッチファンのファン速度をフント
ロールすることにより調節される。この機構は種々のモ
ード及びモードの組合わせの選択を、それらモード間を
円滑に移行させることで非常に融通性の有るものとする
一方、ターボファン及びターボシャフトを同一のタービ
ンで駆動する。

（従来技術の説明） 米国特許第５．６７８．６９０号には２つのモード間で
軸馬力か或いは推力発生成いはその中間のモードを提供
し得る変換式多段エンジンが記載される。前記米国特許
は、エンジン中心線と同軸の変換式多段エンジンを教示
する。ガス発生器からの出力は、コンプレッサを駆動す
るタービンに動力を提供する。ガス流れは前記タービン
の下流に於て分流され、分流されたガスの一方はファン
段を駆動するタービンに動力を提供し、他方のガス流れ
は９０°傘歯車組体を介して動力離陸シャフトに動力を
供給するタービンに動力を提供する。ガス流れを加速す
る為の手段が具備され、該手段の加速動作が推力発生及
び軸馬力モード間の運転を可変動力分割式と為す。

米国特許第５，５２Ｇ、１５８号には、ファン段を駆動
するタービンと、出力軸を駆動する別のタービンとを具
備する変換式エンジンが記載される。

各タービンの周囲にガスを転流し同時に各タービンを横
断する圧力比を変化させる為の手段が具備され、そうし
た転流作用を実現する羽根（ベーン）を制御することで
）ファン及び軸馬力モード間の動力出力のコントロール
が可能とされている。

米国特許第４．２２２，２５５号には、遠ｇＡ７アンシ
ステムと、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力及び巡航中並び
に各種飛行状況下で最小限の指定燃料消費を提供する為
に、ファンシステムを選択的に駆動する為の高低の各圧
力システムと、？具備する可変サイクルターボシャフト
エンジンが記載される。

こうした従来技術はいずれも、ファンの速度をコントロ
ールするべくＷｔされたトルクコンバータを介して駆動
される単一動力タービン及び固定ピッチ推進ファンを具
備して成る変換式ターボファン及びターボシャフトエン
ジンを教示しない。

ファンに要求される以上の余剰の動力は、回転翼或いは
交差軸式運転の為の動力離陸シャフトに於て利用可能で
ある。トルクコンバータは動力シャフトに於て全開出力
が利用され得る様、ファン段を完全に断続可能とも為す
。トルクコンバータは、ファン段を容易に再係合させ、
且つ動力離陸シャフトと推進ファンとの間の動力を選択
的に分割する。

（発明の目的及び概要） 本発明の主要目的は、推力発生モードか或いは軸馬力モ
ード運転の可能な改良された変換式エンジンを提供する
ことにある。前記エンジンは更に、機械的動力離陸シャ
フトと推進ファンとの間に任意の所望の動力分割を提供
するべく調節可能である。

本発明のターボファンエンジンは、高バイパス率ターボ
ファンエンジンの代表的なものであり、円周方向バイパ
ス管が外側及び内側シュラウドの枠によって＠成され、
そこにコアエンジンが固定　′される構造を有している
。流入空気は、エンジン入口に取付けられたファンによ
って加圧され、加圧された空気はファンの下流でコアの
コンプレッサ区画に空気を供給する遷移通路と、推進エ
ンジンの為の空気を供給するバイパス管との間に分流さ
れる。コンプレッサからの圧縮空気はディフューザを貫
通しそして燃焼器に供給される。燃料が燃焼器に追加さ
れ、そして圧縮ガスが高圧タービンを駆動し、高圧ター
ビンがコンプレッサを駆動する。

高圧タービンの下流には、動力シャフト駆動用の低圧タ
ービンに高温ガス流れを供給する環状通路が配置される
。タービン駆動シャフトは、ロータシステムの駆動に使
用可能な勅に傘歯車を介して結合され或いは他の類似の
機関に交差軸結合され得る。

動力タービンシャフトは、推進ファンの最適低圧タービ
ン速度に合致させる為に使用される減速ギヤシステムと
も又結合さね、それを駆動する。

減速ギヤシステムは、太陽ギヤが動力タービンシャフト
に具備さねそして多数の遊星ギヤが太陽ギヤを取囲み且
つエンジンフレームに固定されたキャリアによって位置
決めされ、一方向側のベルギヤが遊星ギヤを取囲みそれ
がシステムの動力出力要素を構成して成る、遊星運動型
式のものである。

一般的な回転ハウジング、可変トルク吸収容量の流体動
圧式トルクコンバータがベルギヤによって駆動さね、そ
してそわらばファンスピナー内に組込まれる。

ファンそれ自体は、トルクコンバータと減速ギヤ組体と
の間に物理的に配置される。選択的なファンロータブレ
ーキを、ファンロータをエンジンフレームに接触させる
ことによってファンの回転を停止或いは阻止する為に使
謂し得る。減速ギヤシステムノ出力側ヘルギャが、トル
クコンバータのインペラー要素を駆動する。トルクコン
バータタービンがファンに連結されそれを駆動する。ト
ルクコンバータのタービン部分から機構的に突出するこ
とにより、推進及びタービン要素間に複合ディスク、直
結駆動クラッチを配設可能である。

トルクコンバータの冷却を容易とする為、トルクコンバ
ータがハブスピナー内に配置され、流入空気による直接
冷却が可能である。

（好ましい実施例の説明） 第１図を参照するに、多段式ターボファン及びターボシ
ャフトガスタービンエンジン１０が示すれ、入口２１、
バイパス管２０、コンプレッサ２８に空気を運ぶ繋ぎダ
クト２６、ディフューザ５５、燃ｆｌｌ、器３６、コン
プレッサタービン４０、そして動力タービン駆動シャフ
ト１４に有用な動力を発生させるべ〈従来通りの態様で
配列構成された動力タービン４８とより成立っている。

ディフューザ３５からの加圧空気は燃焼器３６内に流入
する。供給ライン６６からの燃料は燃料ノズル３Ｂを介
して燃焼器３６内に噴出される。

高温の加圧ガスが、シャツ）４４を介してコンプレッサ
２８を駆動するフンプレツサタービン即ち高圧タービン
４０内に流入する。高圧タービン４０の下流には、動力
タービン駆動シャフト１４を駆動する動力タービン、即
ち低圧タービン４８が配列される。排出ガスはノズル５
０を通して逃出する。

動力タービン駆動シャフト１４は傘歯車１３を介して動
力離陸シャフト１２に連結される。動力離陸シャフト１
２は出力負荷、例えばロータシステムに結合し得る。成
る状況下で負荷を隔絶する為にクラッチ１５を設は得る
。動力タービン駆動シャフト１４は減速ギヤシステム１
８を通してトルクコンバータ１６の入力用の中空シャフ
ト８２にも又、駆動結合される。

第３図に概略示される如く、減速ギヤシステム１Ｂの太
陽ギヤ１１０は、動力タービン駆動シャフト１４に固定
され、それと共に回転する。−組の遊星ギヤ１１１が、
キャリア１１２内の太陽ギヤ１１０に係合する為に取付
けられる。キャリヤ１１２は７アン７レーム３１に固定
される。傘歯車１１３が、中空シャフト８２と共に回転
する為に取付けられ、中空シャフト８２が減速ギヤシス
テム１８の出力側を形成する。遊星ギヤの固定されたキ
ャリヤ１１２は固定シャフト７０に結合され、鵠固定シ
ャ７）７０にはフンバータタービン８６が回転自在に取
付けられる。固定シャフト７０は中空シャフト８２内を
伸延する。こうした配列構成は相互に係り合う部品を大
幅に改変すること無く、固定シャフト７０をフレームに
固定するのに都合が良い。

環状のバイパス管２０は外側覆い檄１７内部でコアエン
ジンを取囲む構造とされ、エンジンの入口２１はシステ
ムへの空気の導入を許容する。７アン２２は７アン遮壁
２４内部に取伺けられ、そして減速ギヤシステム１８及
びトルクコンバータ１６を介し動力タービン駆動シャフ
ト１４によって駆動される。成る状況の下でのファンの
自由回転を止める為、ブレーキ３０ｆｅ設は得る。ファ
ン２２は入口２１に流入した空気を加圧し、次いでこの
加圧された空気がバイパス管２０と繋ぎ管２６との間に
配分されそれぞれ推力及び使用可能な軸馬力を提供する
。コアエンジンは空気通路、即ちバイパス管２０及び繋
ぎダクト２６を横断して支柱２７及び３２によって支持
される。このことが、外部取付は及び内側支持の為のし
つかりした固定フレームを提供する。空気力学的ハブ、
即ちスピナー１１には、コンバータから熱を取出しそし
てそれを入口空気流に放出するべく構成し得る特別の冷
却用空気流路が鰻けられる。

トルクコンバータ１６は、第２図にもつと詳しく示され
るが回転ハウジングを使用する、可変静翼形態式の流体
動圧式設計のものである。コンバータ１６は、容易な接
近を提供し且つ冷却を可能とする為、ファンモジュール
のスピナー内部に取付けられる。コンバータ１６のハウ
ジング１０１内部には流体チャンバ６２が設けられ、該
流体チャンバ６２は、中空シャフト８２内の通路６３を
通し油の如き作動流体源に連通されている。インペラ８
０がチャンバ６２内に取付けられ、ボルトによって入力
用の中空シャフト８２の端のカラー８１に固着される。

中空シャフト８２は減速ギヤシステム１８の出力によっ
て駆動される。可変ジオメトリステータ即ち独立ベーン
７２及びステータアセンブリ９５が、固定シャフト７０
の周囲に於てベアリング７４によって［＋１転する為、
流体チャンバ６２内に取付けられる。−軸クラッチ７５
が、ステータアセンブリ９５をしてインペラ及びタービ
ンの回転方向に於てだけ回転可能ならしめる。

流体作動の、クランク９０及び制御ピストン９１を具備
する独立ベーン７２から構成されるステータピッチ変更
機構７６が、ステータアセンブリ、即ちステータハブ９
５内に収蔵される。空間９６内の信号圧力が、制御ピス
トン９１に反抗し独立ベーン７２を一団として位置決め
を行う。中空シャフト８２とインペラ８０とが、固定シ
ャ７ト７０に於て回転する為に軸受８４によって取付け
られる。トルクコンバータのタービン８６が、ハウジン
グ１０１と共に回転する為に玉軸受８７によって取付け
られる。スラスト軸受８５が、軸受８４を介しステータ
推力を地面に伝達する。トルクコンバータ１６は直結駆
動式のクラッチ機構１０２を含み、そこにはインペラ８
０と共に回転するべくインペラ８８に付設されたディス
ク８８が含まれる。ディスク８Ｂは、クラッチ機＠０１
２が空間９３内の流体圧力によって作動される環状ヒス
トン９２と係合した時、コンバータのハウシング１０１
から内側に伸延する＊ｍディスク１００と係合する。直
結駆動式の表ラッチ機構１０２は、係合状態がエンジン
作動状況の関数として自動的に制御される状態の下に於
て流体動圧的に作動される。７７ン２２がタービン８６
からの出力シャフト９４によって駆動される。

作動に際し、検出用導管１０３内の圧力によって作動さ
れる弁９７が排出ｇ−）９８を閉じ、コンバータ１６を
して供給通路６３からの流体（潤滑油、燃料油その他適
宜の物質）でもって充満可能ならしめる。制御圧力が解
放された時、ばね９９がコンバータ１６から流体を抜き
出す為に弁９７を開く。

（発明の運転態様） 初期に於て、本発明のシステムは離陸の為のり一タシス
テムに全動力を供給する為に使用される。

運転のこのモード期間中に於ては、クラッチ機構１０２
は脱係合され、そしてコンバータチャンバから流体が抜
き出され及び或いは入力用の中空シャフト８２から出力
シャフト９４負荷を外す為にステータベーンが完全に閉
塞される。次いで、動力タービン駆動シャフト１４から
の全動力が田−タシステムに供給される。航空機が離陸
しそして前進が要求されると、コンバータは流体で充満
されそれによって可変静翼形態のステータ７２が駆動さ
れ、ファン２２に対する動力をファン推力及び出力シャ
フト動力の選択された組合わせに迄徐々に高める。これ
は、７アンに対する動力を提供する為に出力シャフト負
荷を適宜減少することによって達成されるべきである。

回転翼航空機に於ては、これはコレクティブピッチ機構
により達成可能である。ファンによって全開推力に到達
した後、動力離陸シャフト１２における負荷をクラッチ
１５によって脱係合し得、それによってロータはオート
ジャイロ回転可能とされる。トルクコンバータ１６の直
結駆動式のクラッチ機構１０２は、コンバータの出力シ
ャｙト９４ｆコ／バータ入力用の中空シャフト８２に固
定し、それらが動力タービン駆動シャフト１４によって
共同回転駆動される様、係合し得る。

全開推力でもって前進飛行する間、トルクコンバータ１
６は機械的にバイパスされる。７７ンは動力タービン駆
動シャフト１４によって直結駆動され、従って動力離陸
ｌ１ｉｈ１２には負荷は無い。航空機を着陸させる必要
が生じた時は、出力シャフトのクラッチ１５はロータピ
ッチを最少限の負荷の為に調節した状態で係合される。

次いでコンバータ１６がクラッチ機構１０２によって脱
係合される。航空機のロータシステムがファンから脱負
荷され、利用し得る動力を吸収するべく調整されている
時、可変＠翼形態のステータ７２がファン速度を減少す
る為に作動される。７７ン速度が推力を無視し得る程に
減速されている時、コンバータ１６は動力タービン駆動
シャフト１４からファンを釈放する為に排流される。選
択的なブレーキ３０を、ファンを固定する為に作動し得
る。

本発明を通し軸出力負荷、エンジン燃料流れ、動力ター
ビン速度を変化し及び種々のトルクコンバータ運転特性
を使用することＫよって、多様な組合わせモードでの運
転が達成されることが観察された。従って、コンバータ
１６は直結駆動式のクラッチ機構１０２、可変静翼形態
のステータ７２、そして覆々のモードを達成する有効な
手段であり且つそれら同志間の円滑“な移行を提供する
減速ギヤシステム１８と連結される。

トルクコンバータ１６の運転によって大量の熱が発生さ
れ得ることから、それが７アン２２のスピナーハブ１１
内に配置されることが望ましい。

ハブ外面上に空気流れを提供することによってトルクコ
ンバータ１６を冷却し得るが、こうした付加利益は７７
ンに対するコンバータの機械的位置及びギヤによる減速
によって得られるものである。

本発明の基本システム、即ち減速ギヤシステム及ヒトル
クコンパータを介してタービン駆動される７７ンモジユ
ールを有し且つ同一のタービンによって駆動される動力
出力シャフトを有するターボファンエンジンも又、航空
機の交互の側におけるエンジン負荷を均衡させることが
有利である場合の多重エンジン用途に於て有益に使用さ
れる。

この場合には別個に設計されたターボファンエンジンが
航空機に塔載され、そしてそれらは動力出力シャフトを
介して機械的に相互結合される。本発明は相互結合され
て成る複数のエンジンの相対的運転を、全範囲に於て変
更可能とする。

以上、本発明を実施例に基き説明したが、本発明の内で
多くの変更を為し得る事を銘記されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の動力伝達機構を有するターボファン
エンジンの部分ａ路断面図である。 第２図は、本発明に使用されるトルクコンバータの部分
概略断面図である。 第３図は、本発明の減速ギヤシステムの概略図である。 尚、図中主な部分の名称は以下の通りである。 １２；動力離陸シャフト １４：動力タービン駆動シャフト １８二減運ギヤシステム ２０：バイパス管 ２６：繋ぎダクト ２８：フンプレツサ ３０ニブレーキ ３５：ディ７ユーザ ４０：フンプレツサタービン ４８：動力タービン ５０：ノズル ６２：流体チャンバ ７６；ステータピッチ変化機構 ８０：インペラ ８２：中空シャフト ８５ニスラスト軸受け ８６：コンバータタービン ９４：出力シャフト ９５；ステータアセンプリ ９８：排出ボート １００：摩擦ディスク １０１：ハウジング １０２：直結駆動クラッチ機構 １１０：太陽ギヤ １１２：キャリア １１３：傘歯車 ｌ　　ス 同　　　　　風　　間　　弘　　胤 ゝ−′

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、前進推力を提供する為の推進ファンと、外部負荷を
   駆動する為のターボ−シャフト動力出力側と、運転のそ
   れらモード間及びそれらの組合わせを選択的に変換する
   為の手段とを具備して成る、航空機の為のガスタービン
   推進システムに於て、フレームに取付けられ駆動軸に動
   力を提供するガスタービンエンジンと、 外部負荷を駆動する為に好適な動力出力側を提供する為
   の駆動軸に結合されて成る第１の伝達機構と、 推進ファンを駆動する為に好適な可変動力出力側を提供
   する為の駆動軸に結合されて成る第２の伝達機構にして
   、 駆動軸に駆動係合され且つファンを駆動する為に好適な
   出力シャフトに出力動力を提供するべく構成された減速
   ギヤシステムと、 動力がそれを介して伝達され得、流体チャンバと、該流
   体チャンバ内に配設され、且つ減速ギヤシステムの出力
   シャフトに駆動結合された駆動インペラと、流体チャン
   バ内に回転自在に配設され且つファンに駆動結合された
   出力タービンと、インペラからタービンへの動力の伝達
   を制御し、出力タービンの速度を変える為の、流体チャ
   ンバ内に配設された可変静翼形態のステータと、そして
   前記流体チャンバに流体を供給する為の手段と、によつ
   て構成される第２の伝達機構、とによつて成立つことを
   特徴とする、航空機の為のガスタービン推進システム。 ２、トルクコンバータ出力タービン及びトルクコンバー
   タインペラ間に駆動結合されそれら要素を共同回転する
   為に選択的に固定する手段を具備して成る特許請求の範
   囲第１項記載のシステム。 ３、第１の伝達機構が一対の傘歯車を含み、一方の傘歯
   車が駆動シャフトに固定され他方の傘歯車が前記一方の
   傘歯車に駆動係合し、該他方の傘歯車が前記一方の傘歯
   車の軸に対し横断方向に回転する軸を有し且つその出力
   軸が外部負荷に駆動係合されて成る特許請求の範囲第１
   項記載のシステム。 ４、減速ギヤシステムは、 駆動シャフトと共に回転する為に駆動シャフトに駆動結
   合された太陽ギヤと、 エンジンフレームに固定された遊星ギヤキャリアと、 遊星ギヤキャリア内に太陽ギヤと駆動係合状態で取付け
   られた複数の遊星ギヤと、 遊星ギヤと駆動係合状態に取付けられ且つ減速ギヤシス
   テムの出力側を提供する為の、そこから伸延するシャフ
   トを有するベルギヤと、 より成立つ特許請求の範囲第１項記載のシステム。 ５、固定された遊星ギヤキャリアはトルクコンバータ内
   に伸延し、それによつてトルクコンバータの出力タービ
   ンがそこに回転自在に装着される固定構造を提供する特
   許請求の範囲第１項記載のシステム。 ６、第１の伝達機構の出力側を或る状況下に於て外部負
   荷から選択的に脱係合する為の手段を含んで成る特許請
   求の範囲第１項記載のシステム。 ７、第１の伝達機構の出力側を或る状況下に於て外部負
   荷から選択的に脱係合する為の手段はクラッチを含んで
   成る特許請求の範囲第６項記載のシステム。 ８、ファンの運転状態の変化に応答して、外部負荷によ
   つて使用される動力を変化する手段を含んで成る特許請
   求の範囲第１項記載のシステム。 ９、ファンは、エンジンを貫いての空気流れに対し、前
   方位置に於てエンジンの長手方向に装着され且つ流入す
   る空気流れに対して突出する、前方に伸延するスピナー
   ハブが設けられ、トルクコンバータは前記スピナーハブ
   内部に取付けられ、該スピナーハブにはトルクコンバー
   タに冷却用空気を提供する為の手段が設けられて成る特
   許請求の範囲第１項記載のシステム。 １０、トルクコンバータ出力タービンをトルクコンバー
   タインペラーに結合する為の手段はクラッチを含んで成
   る特許請求の範囲第２項記載のシステム。 １１、外部負荷は回転翼航空機の為の上昇を提供するべ
   く構成されたロータから成立ち、それによつて吸収され
   た負荷をファンの運転に応答して変化する為の手段を有
   して成る特許請求の範囲第１項記載のシステム。 １２、ファンには固定ピッチを有するブレードが形成さ
   れて成る特許請求の範囲第１項記載のシステム。 １３、外部負荷は、第２の多段ガスタービンエンジン推
   進システムから成立つ特許請求の範囲第１項記載のシス
   テム。