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JPS5941017B2 - 可変サイクルガスタ−ビンエンジン - Google Patents
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JPS5941017B2 - 可変サイクルガスタ−ビンエンジン - Google Patents

可変サイクルガスタ−ビンエンジン

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JPS5941017B2
JPS5941017B2 JP51062992A JP6299276A JPS5941017B2 JP S5941017 B2 JPS5941017 B2 JP S5941017B2 JP 51062992 A JP51062992 A JP 51062992A JP 6299276 A JP6299276 A JP 6299276A JP S5941017 B2 JPS5941017 B2 JP S5941017B2
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nacelle
bypass duct
engine
core engine
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トム・フオスター
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Publication date
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • 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
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    • 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
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Control Of Turbines (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はバイパス型の可変ザイクルガスタービンエンジ
ンに関し、特に、エンジンバイパス比とガス流を特定の
エンジン運転状態に適合するように制御し得るような超
音速航空機用に適する可変サイクルガスタービンエンジ
ンに関する。
可変サイクルガスタービンエンジンは、ファンと、直列
に配設した圧縮機、燃焼器および高圧タービンからなる
コアエンジンと、このコアエンジンの周囲にファン空気
流の一部をバイパスするためコアエンジンと同心的に設
けた少なくとも一つの環状ダクトとを有する。
高圧タービンから排出されたガス流は低圧タービンに向
かい、この低圧タービンは上流方向に延在する駆動軸を
介してファンを駆動する。
バイパスダクトノズルとコアノズルが別々に配設されて
、それぞれのガス流を排出する。
また、一組の転向弁がコアエンジンと低圧タービンの下
流且つバイパスノズルとコアノズルの上流に設ケられて
、コア排気流とバイパス排気流を選択的に混合または分
離する。
流れの可変性と圧力の不変性を維持するため、可変形状
手段（流量調整装置）を設けることによりコア排気ノズ
ルとバイパスダクト排気ノズルの面積を変えることがで
きる。
加えて、低圧タービンには次のような可変前置案内羽根
（ｖａｒｉａｂｌｅ １ｎｌｅｔ ｇｕｉｄｅｖａｎｅ
）、すなわち、分流式の運転中低圧タービンのエネル
ギ抽出率の広範な変化を許容しながら低圧および高圧タ
ービンロータ回転速度を調整するに役立つような可変前
置案内羽根（流量調整装置）を設は得る。
コアエンジン圧縮機は、エンジン始動から全速に至るま
で無失速運転を可能にする十分な可変静翼形状を有し得
る。
コアエンジンの下流に設けたアフタバーナを用いること
によって推力を増強できる。
流れの可変性（ｆｌｏｗｆｌｅｘｉｂｉｌｉｔｙ ）を
さらに高めるため、二つの同心バイパスダクトに連通ず
る分割形ファン部の使用による機構の変更が可能である
。
両バイパスダクトは共通の可変面積排気ノズルを備え得
る。
あるいは、流れと圧力の可変性をさらに高めるため、各
バイパスダクトに別々の可変面積排気ノズルを設けても
よい。
流れの可変性の向上に加えて、分割形ファンを用いた実
施例は、アフタバーナを用いずに分流式運転において短
期間用の比較的高い推力の発生を可能にする。
さらに、分流式運転における余剰タービン能力は、外側
バイパスダクト内に渦形分離器を設けることによって揚
力増加または他の補助的な目的のために多量の圧縮空気
を機体に供給するように使用され得る。
本発明の目的を具体的に述べると次の通りである。
全体的に言えば、全飛行様式において高効率の運転をも
たらすように、エンジンの入ロ寸法ト飛行状態に対応し
て、一定の空気流量値にお℃・て最適性能を得るように
コア温度とバイパス比と圧力比を自由に選定できるよう
な、可変サイクル特性を具備したガスタービンエンジン
を提供することである。
具体的には、エンジンを分流式高バイパス比低推力サイ
クルと混流式低バイパス比高推力サイクルの間の切換え
を可能とするガスタービンエンジンを提供することであ
る。
更に、このガスタービンエンジンにお〜・て、入口ガス
流を最適設計値に保持することである。
次に、高バイパス比性能を更に高めて流れ可変性を改良
した複バイパス式ガスタービンエンジンを提供すること
である。
更に、高バイパス比性能を高めて流れ可変性を改良する
ために、ファン部を前部と後部に分離したガスタービン
エンジンを提供することである。
更に、アフタバーナを使用しなくても分流式運転におい
て高い推力の発生を可能にするガスタービンエンジンを
提供することである。
更に、高バイパス比ターボファンや低バイパス比ターボ
ジェットとして作動可能であり、さらに分流式と混流式
およびその間の遷移時点の運転を可能とするガスタービ
ンエンジンを提供することである。
更に、分流式運転中の余剰タービン能力を補助的な目的
に利用しうるガスタービンエンジンを提供することであ
る。
本発明を一層間らかにするため、次に本発明の好適実施
例を添付の図面によって説明する。
第１面と第２図において、同符号は同部分を表わす。
両図は可変サイクルガスタービンエンジン１０を示し、
このエンジンは外側ケーシングまたはナセル１１を有す
る。
外側ナセル１１はそれと内側コアエンジン１４との間に
環状バイパスダクＩ・１３を画成するように内側コアエ
ンジン１４から隔たっている。
可変サイクルエンジン１０はファン部１２を有する。
このファン部は３段ロータ３４と、ロータ段間に配設さ
れそして外側ナセル１１から半径方向内方に突出する入
口案内羽根４２とを有する。
ファン部１２は、総括的に１５で示す入口から入口空気
流を受入れ、この空気流を圧縮する。
圧縮空気流の一部分はコアエンジン１４に向かい、その
残りの部分はバイパスダクト１３に向かう。
入口１５は所定の膜形空気流量を受入れるような寸法を
有する。
コアエンジン１０はロータ２２を有する軸流圧縮機２０
を有する。
環状流路２４を通って圧縮機２０に流入した圧縮空気は
圧縮された後排出されて燃焼室２６に達し、そこで燃料
を燃焼させる。
その結果高エネルギ燃焼ガスが発生して高圧タービンロ
ータ２８が駆動する。
高圧タービンロータ２８は燃焼室２６から出た高圧コア
ガス流から運動エネルギを抽出し、そしてこの運動エネ
ルギを圧縮機２０のロータ段２２を駆動するためのトル
クに変換するよう働へコアエンジンの流れをさらに制御
するために、可変ピッチ前置案内羽根２７をタービンロ
ータ２８の上流に設は得る。
高圧タービン２８の下流には、そのタービンを出た高温
ガスを受入れる位置に低圧タービン１６が存する。
低圧タービン１６はロータ９０と可変ピッチ前置案内羽
根９２を有する。
図示のロータ９０は３段からなるが、当業者に明らかな
ように、所要のタービンエネルギ抽出能力に応じて３段
より多いか少ない段数を用い得る。
前置案内羽根９２はコアガス流からの運動エネルギをト
ルクに変換しそしてこのトルクなロータ９０に与えるよ
う作用し、ロータ９０は上流方向に延在する駆動軸１８
を介してファン部１２０ロータ３４を駆動する。
軸１８はロータ３４，９０と共に回転するよう両ロータ
に連結されている。
低圧タービンロータ９０にはいる流れの断面積は可変人
口案内羽根（流量調整装置）９２のピッチを変えること
によって変わる。
前置案内羽根９２は高圧タービンロータ２８の背圧を変
えるように作用し、これによって高圧タービンロータ速
度を制御する。
推進力はコアエンジン１４から可変面積コアノズル（内
側排気ノズル）３８を通る燃焼ガスの噴出によって得ら
れる。
推進力はまたコアノズル３８と同心の可変面積バイパス
ノズル（外側排気ノズル）３２がら空気を排出するファ
ン１２０作用によっても得られる。
本発明の一態様によれば、バイパスダクト内とコアエン
ジン内の流れを調整する一助として、バイパスノズル３
２とコアノズル３８の面積を米国特許第２９６９６４１
号に記載のような当業者に周知の適当な可変形状手段（
流量調整装置）によって変え得る。
図示のごとく、可変形状手段は、複数のヒンジ止めバイ
パスノズルフラップ１３２を制御する複数の線形作動器
１３０と、当業者に周知の仕方でコアノズル３８の断面
積を変えるため折りたたみ式のヒンジ止め壁組立体１３
３を制御する第２の複数の線形作動器１３４とを包含し
得る。
ヒンジ止めフラップ１３２は、第２図に明示のとと（、
閉位置に移動可能であり、この閉位置では、排気ノズル
３２が閉ざされているので、排気流はそこから噴出しな
い。
低圧タービン１６の後方には、総括的に４０で示す環状
の転向弁を設ける。
弁４０は線形作動器３６に制御されるヒンジ止めパネル
１３８を備え得る。
パネル１３８は、バイパスダクトとコアエンジンを隔て
る内壁または内側ナセル８０に設けた複数の羽根（流路
装置）１４０を覆う。
羽根１４０はコアガス流とバイパス流の混合を促進する
ようわん曲している。
パネル１３８はその位置において、第２図に明示のとと
（羽根１４０から離れ、これによりバイパス流はコア流
と混合できる。
パネル１３８はその閉位置において、第１図の明示のご
とく羽根１４０を覆い、こうしてコアガス流とバイパス
ガス流の混合を防ぐ。
本発明によれば、転向弁４０は、ヒンジ止めフラップ１
３２と共に、基本的なエンジン運転様式を第１図に示す
分流式高バイパス比低推力サイクルから第２図に示す混
流式低バイパス比高推力静圧均衡サイクルに、またはそ
の逆に切換えるよう使用される。
高バイパス比運転様式では、パネル１３８はその閉位置
にあってコア排気流とバイパス排気流の混合を防ぎ、そ
してヒンジ止めフラップ１３２は第１図に示すように開
位置にあってバイパスダクト内の空気に分流排出口を与
える。
この運転様式は、コア流とバイパス流間の静圧均衡を保
つ必要を除き、そして適合されたエンジン入口空気流量
を保ちながらエンジン推力を変えることのできる範囲を
広（する。
この運転様式では、コア排気ノズル３８とバイパス排気
ノズル３２の面積を調整することによってエンジン入口
空気流量を適合した設計レベルに維持する。
低バイパス比運転様式への切換えを望む場合、転向弁４
０は、パネル１３８を開位置へ動かして羽根１４０の覆
いをとることによって開かれ、そして排気ノズル３２は
ヒンジ止めフラップ１３２を閉位置に動かすことによっ
て閉ざされる。
その結果バイパス排気流は阻止され、そしてバイパスダ
クトを通る流れは第２図に示すように羽根１４０を通っ
てコア流と混合する。
この混流式の運転では、コアガス流とバイパス流の合流
点の区域１７１において静圧均衡を保つ必要がある。
この静圧均衡は、コアノズル３８０面積の調整とタービ
ン可変前置案内羽根２７，９２を含む可変形状のエンジ
ン構成部分の調整とによってエンジン入口空気流量を適
合した設計レベルに保ちながら維持される。
本発明実施例で用いる転向弁４０は全閉または全開位置
で働へ流れの調整をもつと広範に行うため、弁４０を可
変面積混合器として操作することも可能である。
圧縮機２０の前置案内羽根２１が圧縮機２０にはいる流
れの断面積を増減する弁として作用するように圧縮機２
０の前置案内羽根２１用の可変ピッチ機構を設けること
によって流れの可変性をさらに高めることができる。
バイパス比をさらに変えそして入口空気流量を全運転状
態において設計レベルに適合したままに保つため、ファ
ン１２の前置案内羽根５４にも可変ピッチ機構（流量調
整装置）５５を設は得る。
混流式の運転中に推力をさらに増強するため、アフタバ
ーナ１６３を通路１４０の下流に設は得る。
本発明の可変形状と可変サイクル特性により、全飛行様
式において高効率の運転をもたらすように入口寸法と諸
飛行状態に対して整合された一定の空気流量値において
最適性能を得るようコア温度とバイパス比と圧力比を自
由に選定できる。
第１図と第２図に示した実施例における適合した入口空
気流量に対する推力調整が限度に達するのは、低圧ター
ビン１６がそのエネルギ抽出能力の最大限度に達する時
である。
部分絞り高バイパス比性能をさらに高めるため、第１図
と第２図の基本的な単バイパスエンジンを改造する必要
がある。
このような改造の一例を第３図と第４図の実施例におい
て示す。
第３図と第４図において、前述実施例で用いた符号は同
部分を表す。
両図は本発明の原理を用いタカスタービンエンジンの代
替実施例を示す。
この実施例は第１図と第２図の実施例に（らべて改良さ
れた流れ可変性を有する。
本実施例ではエンジンのファン部１２は２つの部分、す
なわちファン前部または第１ファン部６０とファン後部
または第２ファン部６２に分かれる。
ファン前部６０は前置案内羽根６８，７０間に設けた第
１ファンロータ段６６を有する。
ファン前部６０の下流にあるファン後部６２は２段の動
翼７Ｌ７２を有するファンロータを含み、前置案内羽根
７３，７７４．７５が動翼７１．７２と交互に配置され
る。
図示のファン前部６０は単段ロータ部６６を有し、また
ファン後部６２は２段７１，１２０一タ部を有するが、
各ファン部の動翼段数を増すこと、および（または）フ
ァン前部とファン後部の段数比を変えてファン部を任意
に構成することが可能である。
例えば、第８図に示すようにファン前部に２段ロータを
用い、そしてファン後部に１段ロータを用いてもよい。
ファンの両部または両段６０゜６２は軸方向に相隔たっ
て両部間に軸方向間隔７６を有する。
本発明実施例では、各ファン静翼段が可変ピンチ特性を
有する。
ファン前部６００町変ピツチ静翼６８．７０とファン後
部６２の可変ピッチ静翼７３゜７４．７５は、それぞれ
の面において空気流を迎え入れるエンジン断面積を定め
そしてファン各段の作動中１回転毎にファン各段を通る
空気の量を決定するに役立つ弁として働叡従って様々な
運転状態において入口空気流量を設計レベルに合わせた
ままに保ちながら本発明の可変ザイクルエンジンバイパ
スおよび圧力比を調整し得る範囲を最大にする。
第１図と第２図に示すような内側バイパスダクト１３に
加え、本発明の実施例は外側バイパスダクト７８を含む
。
内側バイパスダクト１３はコアエンジンナセル８０と中
間ナセル８２との間に画成される。
内側バイパスダクトの入口８４はファン後部６２の下流
に存する。
その結果、ファン前部６０とファン後部６２によって圧
縮された空気流がバイパスダクト１３に向かう。
外側バイパスダクト７８は中間ナセル８２と外側ナセル
１１との間に画成され、そして内側バイパスダクト１３
０半径方向外側にそれと同心的に設けられる。
外側バイパスダクト１８はファン前部６０と後部６２の
間に存する軸方向間隙７６内に配置した入口８６を有す
る。
この構成によって、ファン前部６０だげによって圧縮さ
れた空気が入口８６を通って外側バイパスダクト７８に
流入する。
ファン後部または第２ファン部６２の下流にはまた、入
口８４と概して同面内にコアエンジン圧縮機２０への出
口２４が存する。
コアエンジン圧縮機２０から出た圧縮空気は環状燃焼室
２６内に流入し、そこで燃料を燃焼させる。
その結果高エネルギ燃焼ガスが生じて、高圧タービン２
８と低ターヒン１６を駆動する。
高圧タービン２８は、第１図と第２図に示す実施例に゛
おげろと同様に、上流方向に延在する駆動軸３０を介し
て圧縮機ロータ２２に回転エネルギを供給する。
低圧タービン１６は上流方向に延在する駆動軸１８を介
してファン前部６０とファン後部６２に回転エネルギを
供給する。
駆動軸１８は低圧タービンロータ９０とファンロータ６
６、γ１，７２に連続される。
ファン駆動軸１８は圧縮機駆動軸３０とは独立して回転
し得るので、両軸のそれぞれの回転速度は独立的に制御
可能である。
高圧タービンロータ２８の速度制御は、低圧タービンの
可変前置案内羽根９２のピッチとコアノズル３８の面積
とを変えることによって部分的に達成される。
低タービンロータの速度制御は、可変面積バイパスダク
トノズル３２を用いるバイパスダクト排気面積の調整と
、可変面積コアノズル３８を用いるコア排気断面積の調
整とによって部分的に制御される。
ファン前部６００ロータ６６とファン後部６２のロータ
γ１，７２は同一回転軸１８に連結されているので同じ
回転速度で回転するが、両ファン部のそれぞれの可変ピ
ッチ機構は別々に制御されるので、両ファン部間の空気
流量は同じではない。
すなわち、ファン前部６０の流量は可変ピッチ前置案内
羽根６８，７００使用によって増減可能であり、ファン
後部６２の流量の流量は可変ピッチ前置案内羽根７３，
７４，７５の使用によって増減し得る。
ファン前部６００ロータ６６とファン後部６２のロータ
７１，７２は同一駆動軸１８に連結されるように、図示
されているが、これらのロータのそれぞれに別々の駆動
軸を同いてもよい。
ただしこの場合は構造がはるかに複雑になる。
このような実施例（図示せず）では、第２低圧タービン
を、ファン前部を駆動するだめのそれ自体の別の上流方
向延在駆動軸と共に設は得る。
低圧タービン１６の後方に、環状転向弁４０を第１図と
第２図の実施例におけると同様に設ける。
環状転向弁４０は、第４図に示すように、その開位置に
おいて、内側バイパスダクト１３内の流れがコアエンジ
ン排気と混合することを可能し、また第３図に示すよう
に、その閉位置において内側バイパスダクト１３内の流
れを阻止する。
環状転向弁４０と可変バイパスノズル３２は、エンジン
の運転様式を高バイパス分流式から低バイパス混流式へ
変換するように互いに関連して働く。
高バイパス分流式の運転においては、第３図に示すよう
に、環状転向弁４０は閉ざされて内側ダクト流を阻止し
、そしてバイパスノズル３２は開位置に動かされ、その
結果外側バイパスダクト７８を通る流れはバイパスノズ
ル３２を通って排出され、そして内側バイパスダクト１
３内には流れが存在しない。
このような場合、エンジンは高バイパス分流式ターボフ
ァンとして働く。
低バイパス運転へ切換えたい時は、第４図に明示のごと
く、バイパスノズル３２を閉ざして外側バイパスダクト
７８内の流れを阻止し、また転向弁４０を開いて内側バ
イパスダクト流とコア流を混合する。
この運転様式では、内側バイパス流とコア流の合流点に
おいて静圧均衡を維持する必要がある。
また、この実施例では、転向弁４０とバイパスノズル３
２を同時に開くことによって高バイパス混流式（図示せ
ず）の運転が可能である。
内側バイパスダクト排気流とコア排気流の合流点におけ
る静圧均衡の維持は、コア排気ノズル３８の面積の調整
と可変前置案内羽根６８，７０γ３．γ４，７５，２１
，２γ、９２を含む他の可変形状のエンジン構成部分を
利用するコア流とバイパス流の調整とによって達成され
る。
本発明の複バイパス型の実施例はまた、アフタバーナを
用いることなく分流式運転においてかなり高い推力の発
生を可能にする。
この高い「ドライスラスト」と呼ばれる推力は、第５図
に示すように、中間ナセル８２の下流端に回転自在にヒ
ンジ止めされた第２転向弁４３を設けることによって得
られる。
環状のヒンジ止め弁４３は適当な作動器（図示せず）に
よって第５図に示す閉位置から第５図に仮想線で示す位
置へ、またはその逆に、動かされる。
この閉位置では、外側バイパスダクトγ８内の流れは阻
止され、そして内側バイパスダクト１３はバイパスノズ
ル３２と連通ずる。
また前記の開位置では、外側バイパスダクト７８内ノ流
レババイパスノズル３２から排出され、そして内側バイ
パスダクト１３内の流れは阻止される。
高ドライスラスト式運転中は、第５図に示すように、外
側ダクト流は存在せず、そして内側ダクト流はよべてバ
イパスノズル３２を通って排出される。
低圧タービン案内羽根９２を調節することによって、低
圧ロータの速度と流量を一定に保ちながら比較的高い推
力を発生させるようにコア速度と温度を高めることがで
きる。
本実施例の複式ファン部により、高バイパス運転にオイ
て、第１図と第２図の単バイパスダクト型実施例の場合
に可能であるより広範囲の推力調整が適合入口空気流量
値において可能である。
前述のごとく配置されたそれぞれの入口８４，８６を有
するファンダクト１３．γ８の存在により、入口１５に
入る所定量の空気流は二分されて外側バイパスダクト７
８とファン後部６２を通る。
ファン後部６２に入る空気は、さらに圧縮された後、内
側バイパスダクト１３に入る空気とコア圧縮機２０に入
る空気に分かれる。
ファン前部６０の可変前置案内羽根６８，７０と、ファ
ン後部６２の可変前置案内羽根γ３，７４，７５と圧縮
機２０の前置案内羽根の可変ピッチ機構２１の制御と、
バイパスノズル３２とコアノズル３８のそレソれの面積
の制御とにより、全エンジン入口流を適合設計流量に保
ちながらバイパス比を広い範囲にわたって変え得るよう
に全入口空気流を外側バイパスダクト７８と内側バイパ
スダクト１３とコア圧縮機２０とに様々な比率で分ける
ことができる。
さらに詳述すれば、ファンバイパスダクト１３゜１８に
向かう全空気流の割合を増し、他方コアエンジン２２を
通る空気流を減らせば、バイパス比は高まる。
それに対し、バイパスダクト１３゜７８を通る全空気流
の割合を減らし、コアエンジン２２を通る空気流を増せ
ば、バイパス比は低下する。
内側ダクト１３の入口８４とコア圧縮機２００Å口２４
を外側ダクト７８の入口とファン後部６２０入口の下流
に配置したことと、ファン前部６０とコア圧縮機２０と
高圧タービン２８と低圧タービン１６の可変形状とによ
り、高バイパス比運転において、低圧タービン１６のエ
ネルギ抽出能力を超過することなく、適合した入口空気
流量を維持しながら広範囲の流れの調整をなすことが可
能である。
複バイパス式可変サイクルエンジンの流れと圧力の可変
性をさらに高めるためには、第３．４゜５図のエンジン
の改造が必要である。
第６図と第７図において、第３図〜５図の実施例で用い
た符号に同部分を表す。
両図は複バイパス可変サイクルエンジンの代替実施例を
示し、この場合、ＭＩＪダクト７８に別の可変面積排気
ノズル４２を設ける。
この実施例では、中間ナセル８２が下流方向に延在して
内側ナセル８０の下流端とほぼ同面に終端を有する。
バイパスダクＮ３，７８はそれぞれ適当な可変面積排気
ノズル３２，４２を備える。
第１図と第２図の実施例と同様に適当な線形作動器１３
０により制御されるヒンジ止めフラップまたは弁１３２
を設けることにより、バイパスノズル３２０面積を変え
そして混流式運転中内側バイパスダクト１３をを閉ざす
。
中間ナセル８２の下流端に第２のヒンジ止めフラップま
たは弁１４２が設けられ、そして適当な線形作動器１３
６によって制御されて、外側ダクトノズル４２０面積を
変えそして混流式運転中外側バイパスダクト７８を閉ざ
す。
この実施例の可変面積コアノズルと転向弁４０は第１図
と第２図の実施例におけると同じものである。
排気を分けそして両バイパスダクト１３，７８の面積を
イ■りに変えることができるので、本発明の可変サイク
ルエンジンにおいて整合入口空気流量を保ちながら所望
のバイパス比を得るため低圧および高圧タービンロータ
のそれぞれの回転速度を調整することの可能な範囲をさ
らに広げ得る。
混流式運転中は、第１図に示すように、両バイパスダク
ト排気ノズル３２，４２は閉ざされそして転向弁４０は
開かれるので、外側バイパスダクト７８内には流れが無
く、そして内側バイパスダクト１３を通る流れは第２図
の実施例におけると同様にコア流と混合する。
分流式運転中は、第８図に示すように、両バイパスダク
トノズル３２゜４２は開いており、転向弁４０は閉ざさ
れてコア排気流とバイパス排気流の混合を阻止する。
内側バイパスダクト１３内の流れがコアエンジン内の流
れから隔離されるので、両流の合流点において静圧均衡
を維持する必要がなく、従ってエンジンのバイパス比と
圧力比の可変性が高まる。
バイパスダクトとコアエンジンとを通る流れを広いロー
タ回転速度範囲にわたって調整できることと、転向弁４
０の使用によって両バイパスダクトとコアエンジンから
の排気を分流状態から混流状態に切換えるととができる
ことにより、本発明の可変サイクルエンジンは高バイパ
ス比ターボファンかまたは低バイパス比ターボジェット
として作動可能であり、さらに分流式と混流式の運転中
および両運転様式間の全遷移時点において全入口空気流
を最小のあふれ出しレベルに維持できる。
分流式運転中のノズル面積は比較的大きい（コアノズル
面積とバイパスノズル面積の和に等しい）ので、本発明
の可変サイクルエンジンは、バイパスガス流用の別の排
気系を用いない従来の可変サイクルエンジンにおいて存
在するよりかなり低い後部体抗力レベルを有する。
この後部体抗力の低下の結果、本発明の可変サイクルエ
ンジンの燃料消費量はかなり少なくなる。
第６図と第７図の実施例はまた高ドライスラスト式運転
に適する形態をとり得る。
すなわち、外側バイパスダクトノズル４２と転向弁４０
を閉ざすと同時に内側バイパスダクトノズル３２を開く
ことにより、外側ダクト１８内の流れは阻止され、そし
てすべての内側ダクト流は第５図の実施例におけるよう
に内側バイパスダクトノズル３２を通って噴出する。
本発明の可変サイクルエンジンの複バイパス３孔ノズル
型実施例は分流式運転中比較的高い余剰タービン能力を
有し、この余剰能力を補助的な目的に利用し得る。
圧縮されたエンジン空気流の一部分を推進力発生以外の
様々な目的に用いることは航空機エンジンの設計におい
て実行されていることである。
これらの目的はエンジン構成部品用の冷却源を得ること
や機体に空気を供給することを包含する。
現代の航空機設計の複雑化につれ、このような補助空気
の必要性も増大している。
例えば、航空機の揚力を高めるため、バイパスダクト流
の一部分を航空機翼および（または）フラップ上に導き
、またはそれらに吹きつげ、あるいはそれらの周囲に導
くことが提案されている。
従来のエンジン設計においては、このような空気は限ら
れた量だけしか上述のような目的に利用し得なかった。
なぜなら圧縮空気を過度に抽出すると、エンジンの発生
推力が望ましくない程低下するからである。
排気によるエンジン推力の低下を最少にする一解決策は
、エンジンの総空気流量を所与の運転状態に好適な推力
の発明の可変サイクルエンジンの分割ファン型実施例は
、タービンの制限温度エネルギ抽出能力を超えることな
くこのようなエンジン空気流量の増加を可能にする。
補助抽気が多量に必要な期間中は、可変前置案内羽根の
調節によってエンジンファン前部の流量を増すことがで
き、またファン前部の余剰流はスクロールの使用によっ
て超循環配管系に送り込まれるかあるいは他の補助目的
のために利用され得る。
第８図は渦形分離器１６０を装着した複バイパス可変サ
イクルエンジンの構成を示す。
渦形分離器（補助流路装置）１６０はプレナム１６２と
スクロール１６４からなり、外側バイパスダクト１８と
連通ずる。
プレナム１６２は外側バイパスダクト７８から補助空気
を捕集し、この捕集空気はスクロール１６４を通って所
望の航空機構成部分に向かう。
例えばその空気は翼上に導かれて機体の揚力を高める。
この実施例におけるファン前部６゜の動翼数とファン後
部６２の動翼数の比は第３〜７図の実施例のそれとは逆
になっているが、これは外側ダクト７８内の圧力を高め
るためである。
本発明の可変サイクルエンジンの分流式運転では流れの
可変性が比較的大きくそして余剰タービン能力が存する
ので、比較的多量の高圧空気を、総エンジン推力の損失
が最小であるように、外側バイパスダクト７８から抽出
し得る。
第１〜８図に示した構造は本発明の範囲内で様様に改変
し得る。
設計が簡単なように、実施例で用いた可変形状部分の数
は、所望の流れの可変性を得るに要する最小視度に迎え
であるが、しかし本発明の概念を逸脱することなく、流
れの可変性を高めるために他の可変形状部分を用いるこ
と、例えば、ファンおよびタービン部に可変ピッチ動翼
を用いることも可能である。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の可変サイクルの概念を取入れたバイパ
スガスタービンエンジンの断面図で、そのエンジンが高
バイパス運転状態にある場合を示す。 第２図は低バイパス運転状態にある第１図の可変サイク
ルエンジンの断面図、第３図は本発明の可変サイクルの
概念を取入れた複バイパス二流排気ガスタービンエンジ
ンの断面図で、そのエンジンが高バイパス運転状態にあ
る場合を示す。 第４図は低バイパス運転状態にある第３図の複バイパス
二流排気ガスタービンエンジンの断面図、第５図は高ド
ライスラスト分流式運転状態にある第３図の複バイパス
二流排気ガスタービンエンジンの断面図、第６図図本発
明の可変サイクルの概念を取入れた複バイパス三流排気
ガスタービンエンジンの断面図で、そのエンジンが高バ
イパス運転状態にある場合を示す。 第７図は低バイパス運転状態にある第６図の複バイパス
三流排気ガスタービンエンジンの断面図、第８図は外側
ダクト内に渦形分離器を有しそしてファン部の代替実施
例を含む複バイパス可変サイクルエンジンの断面図であ
る。 １３・・・・・・バイパスダクト（内側バイパスダクト
）、２１．２７，６８，７０．γ３，７４，７５゜９２
・・・・・・可変前置案内羽根、３２・・・・・・バイ
パス排気ノズル、３８・・・・・・コアノズル（内側排
気ノズル）、４０・・・・・・転向弁、４２・・・・・
・外側バイパス排気ノズル、４３・・・・・・第２転向
弁、５５・・・・・・可変ピンチ機構、１３２，１４２
・・・・・・バイパスノズル弁、１３３・・・・・・折
りたたみ式ヒンジ止め壁組立体、１４０・・・・・・羽
根付き通路（流路装置）、１６０・・・・・・渦形分離
器（補助流路装置）。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ａ、コアエンジンと低圧タービンとアフタバーナ
    を流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コアエン
    ジンガス流を排出する内側排気ノズルを画定するように
    アフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成するよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下流に延び、。 。入口ガス流を圧縮してバイパスダクトとコアエンジン
    へ流すように、ファン部がコアエンジン上流の人口に配
    置されていて低圧タービンによって駆動され、ｄ、バイ
    パスダクト流をコアエンジン排気流に吹き込み、その混
    合流がアフタバーナを通るように、流路装置が低圧ター
    ビンとアフタバーナの間において内側ナセルを貫通し、
    ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを高バイパスクーボ
    ッアンとして作動し、前記流路装置を開いてエンジンを
    低バイパス混流補助燃焼式ターボジェットとじて作動す
    るように、転向弁が前記流路装置を選択的に開閉し、ｆ
    、内側排気ノズルの面積とバイパスダクトの排気面積を
    同時に変えるように内側ナセルの下流端に回動自在に枢
    着されたフラップが、外側バイパスダクトを通るガス流
    を止めるように外側ナセルに接する位置へ可動になって
    いることからなるガスタービンエンジン。 ２ 前記外側排気ノズルの面積が可変になっている特許
    請求の範囲第１項に記載のガスタービンエンジン。 ３ ａ、 コアエンジンと低圧ターピントアフタバ
    ーナを流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コア
    エンジンガス流を排出する内側排気ノズルを画定するよ
    うにアフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクＩ・を形成するよ
    うに内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、
    エンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延
    びると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排
    出する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズル
    の下流に延び、Ｃ０入ロガス流を圧縮してバイパスダク
    トとコアエンジンへ流すように、ファン部がコアエンジ
    ン上流の入口に配置されていて低圧タービンによって駆
    動され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に
    吹き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流
    路装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側
    ナセルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを
    高バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を
    開いテエンシンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェ
    ットとじて作動するように、転向弁が前記流路装置を選
    択的ニ開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダ
    クトの排気面積を同時に変えるように内側ナセルの下流
    端に回動自在に枢着させたフラップが、外側バイパスダ
    クトを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する
    位置へ可動になっており、ｇ、前記入口ガス流量をバイ
    パス比の変化に応じて調整するための流量調整装置を設
    けたことからなるガスタービンエンジン。 ４ コアエンジンが圧縮機、燃焼器、高圧タービンを流
    れに直列に有し、前記流量調整装置が高圧タービンと低
    圧タービンの間の可変人口案内羽根を有する特許請求の
    範囲第３項に記載のガスタービンエンジン。 ５ ａ、 コアエンジンと低圧タービンとアフタバ
    ーナを流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コア
    エンジンガス流を排出する内側排気ノズルを画定するよ
    うにアフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成するよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下流に延び、Ｃ１入ロガス流を圧縮してバイパスダクト
    とコアエンジンへ流すように、ファン部がコアエンジン
    上流の入口に配置されていて低圧タービンによって駆動
    され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に吹
    き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流路
    装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側ナ
    セルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを高
    バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を開
    いてエンジンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェッ
    トとして作動するように、転向弁が前記流路装置を選択
    的に開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダク
    トの排気面積を同様に変えるように内側ナセルの下流端
    に回動自在に枢着されたフラップが、外側バイパスダク
    トを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する位
    置へ可動になっていて、ｇ、前記入口ガス流量をバイパ
    ス比の変化に応じて調整するだめの流量調整装置を設け
    、ｈ、コアエンジンと外側バイパスダクトの間に内側バ
    イパスダクトを形成するように内側ナセルを囲むと共に
    外側ナセルによって囲まれる中間ナセルが設けられ、そ
    の上流端がファン部と内側ナセルの上流端の間にあって
    、ファン部によって下網されたガス流を外側バイパスダ
    クトと内側バイパスダクトとコアエンジンに分流するよ
    うになっているガスタービンエンジン ６ ａ、 コアエンジンと低圧タービンとアフタバ
    ーナを流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コア
    エンジンガス流を排出する内側排気ノズルを画歪するよ
    うにアフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成スるよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流トコアニンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下流に延び、Ｃ０入ロガス流を圧縮してバイパスダクト
    とコアエンジンへ流すように、ファン部がコアエンジン
    上流の入口に配置されていて、低圧タービンによって駆
    動され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に
    吹き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流
    路装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側
    ナセルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを
    高バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を
    開いてエンジンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェ
    ットとして作動するように、転向弁が前記流路装置を選
    択的に開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダ
    クトの排気面積を同時に変えるように内側ナセルの下流
    端に回動自在に枢着されたフラップが、外側バイパスダ
    クトを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する
    位置へ可動になっていて、ｇ、前記入口ガス流量をバイ
    パス比の変化に応じて調整するための流量調整装置を設
    け、ｈ。 コアエンジンと外側バイパスダクトの間に内側バイパス
    ダクトを形成するように内側ナセルを囲むと共に外側ナ
    セルによって囲まれる中間ナセルが設けられ、その上流
    端がファン部と内側ナセルの上流端の間にあって、ファ
    ン部によって圧縮されたガス流を外側バイパスダクトと
    内側バイパスダクトとコアエンジンに分流さるようにな
    って℃・て、ｉ、内側ナセルの上流に配置され、前記中
    間ナセルによって囲まれる第２ファン部によって圧縮さ
    れたガス流が内側バイパスダクトとコアエンジンに分流
    されるようになっているガスタービンエンジン。 ７ 中間ナセルの下流端が、前記流路装置の下流側の地
    点で内側ナセルに接触関係になっており、外側バイパス
    ダクトがフラップによって閉じられない場合は、外側バ
    イパスダクトを通る全ての流れが外側排気ノズルから排
    出され、流路装置が開いている場合は、内側バイパスダ
    クトを通る全ての流れが流路装置を通過するようになっ
    ている、特許請求の範囲第６項に記載のガスタービンエ
    ンジン。 ８ ａ、 コアエンジンと低圧タービンとアフタバ
    ーナを流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コア
    エンジンガス流を排出する内側排気ノズルを画定するよ
    うにアフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成するよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下流に延び、Ｃ０入ロガス流を圧縮してバイパスダクト
    とコアエンジンへ流すように、ファン部がコアエンジン
    上流の入口に配置されていて、低圧タービンによって駆
    動され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に
    吹き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流
    路装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側
    ナセルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを
    高バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を
    開いてエンジンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェ
    ットとして作動するように、転向弁が前記流路装置を選
    択的に開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダ
    クトの排気面積を同時に変えるように内側ナセルの下流
    端に回動自在に枢着されたフラップが、外側バイパスダ
    クトを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する
    位置へ可動になっていて、ｇ、 Ｆｉｉｌ記入ロ記入
    原ガス流量パス比の変化に応じて調整するための流量調
    整装置を設け、ｈ。 コアエンジンと外側バイパスダクトの間に内側バイパス
    ダクトを形成するように内側ナセルな囲むと共に外側ナ
    セルによって囲まれる中間ナセルが設けられ、その上流
    端がファン部と内側ナセルの上流端の間にあって、ファ
    ン部によって圧縮されたガス流を外側バイパスダクトと
    内側バイパスダクトとコアエンジンに分流するようにな
    っていて、ｉ、内側ナセルの上流に配置され、前記中間
    ナセルによって囲まれる第２ファン部によって圧縮され
    たガス流が内側バイパスダクトとコアエンジンに分流さ
    れるようになっていて、ｊ、内側ナセルの下流端の上流
    に中間ツーセルの下流端があり、該中間ナセルの下流端
    に第２フランプが回動自在に枢着されていて、第２フラ
    ツプが外側ナセルに接することによって外側バイパスダ
    クト中の流れを止めると共に内側バイパスダクトと外側
    排気ノズルとを連通させる第１位置と、外側バイパスダ
    クトを通る流れが外側排気ノズルから排出されると共に
    内側バイパスダクトを通る流れが流路装置の下流で止め
    られるように第２フラツプが流路装置の下流で内側ナセ
    ルに接する第２位置との間で第２フラツプが可動であり
    、第２フラツプが外側ナセルと接する位置にあると共に
    前記転向弁が前記流路装置を通る流れを阻止する位置を
    取り５るようにしたガスターボエンジン。 ９ ａ、 コアエンジンと低圧タービンとアフタバ
    ーナを流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コア
    エンジンガス流を排出する内側排気ノズルを画定するよ
    うにアフタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成するよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下路に延び、Ｃ１入ロガス流を圧縮してバイパスダクト
    とコアエンジンへ流すように、ファン部がコアエンジン
    上流の入口に配置されていて、低圧タービンによって駆
    動され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に
    吹き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流
    路装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側
    ナセルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを
    高バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を
    開いてエンジンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェ
    ットとて作動するように、転向弁が前記流路装置を選択
    的に開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダク
    トの排気面積を同時に変えるように内側ナセルの下流端
    に回動自在に枢着されたフラップが、外側バイパスダク
    トを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する位
    置へ可動になっていて、ｇ、前記入口ガス流量をバイパ
    ス比の変化に応じて調整するための流量調整装置を設け
    、ｈ、コアエンジンと外側バイパスダクトの間に内側バ
    イパスダクトを形成するように内側ナセルを囲むと共に
    外側ナセルによって囲まれる中間ナセルが設げられ、そ
    の上流端がファン部と内側ナセルの上流端の間にあって
    、ファン部によって圧縮されたガス流を外側バイパスダ
    クトと内側バイパスダクトとコアエンジンに分流するよ
    うになって℃゛て、ｉ。 内側ナセルの上流に配置され、前記中間ナセルによって
    囲まれる第２ファン部によって圧縮されたガス流が内側
    バイパスダクトとコアエンジンに分流されるようになっ
    ていて、ｊ、中間ナセルの下流端が内側ナセルの下流端
    と外側ナセルの下流端との間にあって、中間ナセルの下
    流端に第３フラツプが回動自在に枢着されていて可変面
    積の中間排気ノズルを形成し、コアエンジン流が内側排
    気ノズルから排出され、内側バイパスダクト流が中間排
    気ノズルから排出され、コアエンジン流と内側バイパス
    ダクト流と外側バイパスダクト流の混合流が外側排気ノ
    ズルから排出されるようになっている、ガスタービンエ
    ンジン。 １０ａ、コアエンジンと低圧タービンとアフタバーナを
    流れに沿って直列関係に囲む内側ナセルが、コアエンジ
    ンガス流を排出する内側排気ナセルな画定するようにア
    フタバーナの下流に延び、ｂ。 コアエンジンを囲む外側バイパスダクトを形成するよう
    に内側ナセルをそれから隔たって囲む外側ナセルが、エ
    ンジンの入口を形成するように内側ナセルの上流に延び
    ると共に、バイパスガス流とコアエンジンガス流を排出
    する外側排気ノズルを形成するように内側排気ノズルの
    下流に延び、Ｃ１入ロガス流を圧縮してバイパスダクト
    とコアエンジンへ流スように、ファン部がコアエンジン
    上流の入口に配置されていて、低圧タービンによって駆
    動され、ｄ、バイパスダクト流をコアエンジン排気流に
    吹き込み、その混合流がアフタバーナを通るように、流
    路装置が低圧タービンとアフタバーナの間において内側
    ナセルを貫通し、ｅ、前記流路装置を閉じてエンジンを
    高バイパスターボファンとして作動し、前記流路装置を
    開いてエンジンを低バイパス混流補助燃焼式ターボジェ
    ットとじて作動するように、転向弁が前記流路装置を選
    択的に開閉し、ｆ、内側排気ノズルの面積とバイパスダ
    クトの排気面積を同時に変えるように内側ナセルの下流
    端に回動自在に枢着されたフラップが、外側バイパスダ
    クトを通るガス流を阻止するように外側ナセルに接する
    位置へ可動になっていて、ｇ、前記入口ガス流量をバイ
    パス比の変化に応じて調整するための流量調整装置を設
    け、ｈ、コアエンジンと外側バイパスダクトの間に内側
    バイパスダクトを形成するように内側ナセルを囲むと共
    に外側ナセルによって囲まれる中間ナセルが設けられ、
    その上流端がファン部と内側ナセルの上流端の間にあっ
    て、ファン部によって圧縮されたガス流を外側バイパス
    ダクトと内側バイパスダクトとコアエンジンに分流する
    ようになっていて、ｉ。 内側ナセルの上流に配置され、前記中間ナセルによって
    囲まれる第２ファン部によって圧縮されたガス流が内側
    バイパスダクトとコアエンジンに分流されるようになっ
    ていて、ｊ、中間ナセルの下流端が内側ナセルの下流端
    と外側ナセルの下流端との間にあって、中間ナセルの下
    流端に第３フラツプが回動自在に枢着されていて可変面
    積の中間排気ノズルを形成し、コアエンジン流が内側排
    気ノズルから排出され、内側バイパスダクト流が中間排
    気ノズルから排出され、コアエンジン流と内側バイパス
    ダクト流と外側バイパスダクト流の混合流が外側排気ノ
    ズルから排出されるようになっていて、ｋ、補助的な目
    的に利用するバイパスダクト流を加圧供給するために、
    補助流路装置が外側バイパスダクトと連通しているガス
    タービンエンジン。 １１ 補助通路装置がプレナムとスクロールからなる
    特許請求の範囲第１０項に記載のガスタービンエンジン
    。
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GB (2) GB1546957A (ja)
IT (1) IT1060788B (ja)

Families Citing this family (128)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4245787A (en) * 1978-12-01 1981-01-20 General Electric Company Variable area nozzle system
US4285194A (en) * 1979-04-23 1981-08-25 General Electric Company Apparatus and method for controlling fan duct flow in a gas turbine engine
FR2482199A1 (fr) * 1980-05-07 1981-11-13 Astech Tuyere pour turbomoteur a double flux
US5694767A (en) * 1981-11-02 1997-12-09 General Electric Company Variable slot bypass injector system
US4813229A (en) * 1985-03-04 1989-03-21 General Electric Company Method for controlling augmentor liner coolant flow pressure in a mixed flow, variable cycle gas
DE8915860U1 (de) * 1989-02-08 1991-12-05 Deutsche Forschungsanstalt für Luft- und Raumfahrt eV, 5300 Bonn Strahltriebwerk
US5070690A (en) * 1989-04-26 1991-12-10 General Electric Company Means and method for reducing differential pressure loading in an augmented gas turbine engine
US5694768A (en) * 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
US5307624A (en) * 1990-04-04 1994-05-03 General Electric Company Variable area bypass valve assembly
US5154052A (en) * 1990-05-07 1992-10-13 General Electric Company Exhaust assembly for a high speed civil transport aircraft engine
US5184461A (en) * 1990-05-11 1993-02-09 General Electric Company Method and apparatus for automatic bypass operation
US5113649A (en) * 1990-05-11 1992-05-19 General Electric Company Passive bypass valve assembly
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
US5054286A (en) * 1990-06-29 1991-10-08 General Electric Company Bypass valve system
US5305599A (en) * 1991-04-10 1994-04-26 General Electric Company Pressure-ratio control of gas turbine engine
US5157917A (en) * 1991-05-20 1992-10-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling air flow
US5287697A (en) * 1992-01-02 1994-02-22 General Electric Company Variable area bypass injector seal
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
US5259187A (en) * 1993-02-05 1993-11-09 General Electric Company Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes
US5381655A (en) * 1993-05-10 1995-01-17 General Electric Company Admission mixing duct assembly
US5404713A (en) * 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
GB2308866B (en) * 1996-01-04 1999-09-08 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine with secondary duct
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
US5941065A (en) * 1996-11-04 1999-08-24 The Boeing Company Stowable mixer ejection nozzle
US5884843A (en) * 1996-11-04 1999-03-23 The Boeing Company Engine noise suppression ejector nozzle
US5908159A (en) * 1997-02-24 1999-06-01 The Boeing Company Aircraft chute ejector nozzle
US5826794A (en) * 1997-02-28 1998-10-27 The Boeing Company Aircraft scoop ejector nozzle
TW452727B (en) * 1999-03-29 2001-09-01 Winbond Electronics Corp Micro-computer system and method for using reset to set different working modes
US6684626B1 (en) 2002-07-30 2004-02-03 General Electric Company Aircraft gas turbine engine with control vanes for counter rotating low pressure turbines
US6711887B2 (en) 2002-08-19 2004-03-30 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine with tandem non-interdigitated counter rotating low pressure turbines
US6763653B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Counter rotating fan aircraft gas turbine engine with aft booster
US6763652B2 (en) 2002-09-24 2004-07-20 General Electric Company Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines
US6763654B2 (en) 2002-09-30 2004-07-20 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans
RU2249120C9 (ru) * 2003-05-21 2007-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Регулируемый смеситель для изменения степени двухконтурности турбореактивного двухконтурного двигателя
DE10361644B4 (de) * 2003-12-30 2008-08-07 Airbus Deutschland Gmbh Luftleitklappe eines Luftfahrzeuges mit Regelung der auf sie wirkenden Druckkräfte, und Stauluftsystem mit einer solchen Luftleitklappe
FR2868131B1 (fr) * 2004-03-25 2006-06-09 Airbus France Sas Tuyere primaire a chevrons pour turboreacteur a double flux d'aeronef et aeronef comportant une telle tuyere
US7334409B2 (en) * 2004-05-19 2008-02-26 Alltech, Inc. Retractable afterburner for jet engine
US7185484B2 (en) * 2004-08-11 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US7509797B2 (en) * 2005-04-29 2009-03-31 General Electric Company Thrust vectoring missile turbojet
US7475545B2 (en) 2005-04-29 2009-01-13 General Electric Company Fladed supersonic missile turbojet
US7424805B2 (en) * 2005-04-29 2008-09-16 General Electric Company Supersonic missile turbojet engine
US7448199B2 (en) 2005-04-29 2008-11-11 General Electric Company Self powdered missile turbojet
US20070000232A1 (en) * 2005-06-29 2007-01-04 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating same
US7614210B2 (en) * 2006-02-13 2009-11-10 General Electric Company Double bypass turbofan
GB0603285D0 (en) * 2006-02-18 2006-03-29 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US7712315B2 (en) * 2006-04-20 2010-05-11 United Technologies Corporation Augmentor variable vane flame stabilization
GB2443194B (en) * 2006-10-24 2008-09-10 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
GB2443838B (en) * 2006-11-16 2009-01-28 Rolls Royce Plc Combustion control for a gas turbine
US7784266B2 (en) * 2006-12-18 2010-08-31 General Electric Company Methods and systems for supplying air to a vehicle
US8739548B2 (en) * 2007-12-20 2014-06-03 United Technologies Corporation Sliding ramp nozzle system for a gas turbine engine
EP2123884B1 (en) * 2008-05-13 2015-03-04 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement
US8181441B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-22 United Technologies Corporation Controlled fan stream flow bypass
US8689538B2 (en) * 2009-09-09 2014-04-08 The Boeing Company Ultra-efficient propulsor with an augmentor fan circumscribing a turbofan
US20110167792A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive engine
US20110171007A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Convertible fan system
US20110167831A1 (en) * 2009-09-25 2011-07-14 James Edward Johnson Adaptive core engine
CN101709679B (zh) * 2009-12-18 2013-06-05 北京航空航天大学 一种变循环发动机模式转换机构中的可调后涵道引射器
US8844262B2 (en) * 2009-12-29 2014-09-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Exhaust for a gas turbine engine
WO2011162845A1 (en) 2010-03-26 2011-12-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Adaptive fan system for a variable cycle turbofan engine
US10041442B2 (en) * 2010-06-11 2018-08-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle
US8961114B2 (en) 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
WO2012174240A1 (en) 2011-06-14 2012-12-20 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft powerplant
US20130104522A1 (en) * 2011-11-01 2013-05-02 Daniel B. Kupratis Gas turbine engine with variable pitch first stage fan section
US9279388B2 (en) * 2011-11-01 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with two-spool fan and variable vane turbine
US9057328B2 (en) * 2011-11-01 2015-06-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine with intercooling turbine section
US10378439B2 (en) 2011-12-30 2019-08-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with variable speed turbines
US9222409B2 (en) 2012-03-15 2015-12-29 United Technologies Corporation Aerospace engine with augmenting turbojet
US9157366B2 (en) 2012-05-30 2015-10-13 United Technologies Corporation Adaptive fan with cold turbine
US10253651B2 (en) * 2012-06-14 2019-04-09 United Technologies Corporation Turbomachine flow control device
US20140137538A1 (en) * 2012-11-16 2014-05-22 United Technologies Corporation Fast Response Bypass Engine
US10197008B2 (en) 2013-02-19 2019-02-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine including a third flowpath exhaust nozzle
US20160017815A1 (en) * 2013-03-12 2016-01-21 United Technologies Corporation Expanding shell flow control device
US9863366B2 (en) * 2013-03-13 2018-01-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
WO2014160449A2 (en) * 2013-03-13 2014-10-02 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Three stream, variable area fixed aperture nozzle with pneumatic actuation
US9506423B2 (en) 2013-03-14 2016-11-29 United Technologies Corporation Flow control device for a three stream turbofan engine
US9488101B2 (en) 2013-03-14 2016-11-08 United Technologies Corporation Adaptive fan reverse core geared turbofan engine with separate cold turbine
US9850822B2 (en) 2013-03-15 2017-12-26 United Technologies Corporation Shroudless adaptive fan with free turbine
US9523329B2 (en) * 2013-03-15 2016-12-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine with stream diverter
WO2015030858A2 (en) * 2013-04-08 2015-03-05 United Technologies Corporation Geared annular airflow actuation system for variable cycle gas turbine engines
US10400710B2 (en) * 2013-05-07 2019-09-03 General Electric Company Secondary nozzle for jet engine
US9920710B2 (en) * 2013-05-07 2018-03-20 General Electric Company Multi-nozzle flow diverter for jet engine
US10371090B2 (en) 2014-01-13 2019-08-06 United Technologies Corporation Variable area exhaust mixer for a gas turbine engine
US10030606B2 (en) * 2014-01-27 2018-07-24 United Technologies Corporation Variable exhaust mixer and cooler for a three-stream gas turbine engine
CN103939219B (zh) * 2014-04-24 2016-01-27 北京航空航天大学 一种变循环发动机可调机构中的模式转换阀
US10190506B2 (en) * 2014-12-02 2019-01-29 United Technologies Corporation Turbomachine bypass flow diverting assembly and method
US10119477B2 (en) * 2015-01-20 2018-11-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine with a multi-spool driven fan
US10100734B2 (en) * 2015-02-24 2018-10-16 Honeywell International Inc. Multi-channel particle separator
US9822731B2 (en) * 2015-03-27 2017-11-21 United Technologies Corporation Control scheme using variable area turbine and exhaust nozzle to reduce drag
US10161316B2 (en) * 2015-04-13 2018-12-25 United Technologies Corporation Engine bypass valve
DE102015209892A1 (de) * 2015-05-29 2016-12-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Adaptives Flugzeugtriebwerk und Flugzeug mit einem adaptiven Triebwerk
US9963981B2 (en) * 2015-06-10 2018-05-08 General Electric Company Pitch change mechanism for shrouded fan with low fan pressure ratio
US9938874B2 (en) * 2015-06-29 2018-04-10 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10215070B2 (en) 2015-06-29 2019-02-26 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10030558B2 (en) 2015-06-29 2018-07-24 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10060316B2 (en) 2015-06-29 2018-08-28 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
US10087801B2 (en) 2015-06-29 2018-10-02 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
CN105484898A (zh) * 2015-12-25 2016-04-13 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种变循环发动机的模式转换装置
CN105545522B (zh) * 2015-12-29 2017-04-12 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种模式选择阀门组件
US10197007B2 (en) * 2016-01-14 2019-02-05 General Electric Company Method and system for controlling core cowl vent area
ITUA20161507A1 (it) 2016-03-09 2017-09-09 Gen Electric Turbomotore a gas con una derivazione d'aria.
US20170307311A1 (en) * 2016-04-26 2017-10-26 United Technologies Corporation Simple Heat Exchanger Using Super Alloy Materials for Challenging Applications
US10316759B2 (en) 2016-05-31 2019-06-11 General Electric Company Power generation system exhaust cooling
DE102016118779A1 (de) * 2016-10-04 2018-04-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan-Triebwerk für ein ziviles Überschallflugzeug
RU2675637C1 (ru) * 2017-08-01 2018-12-21 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой
US11125187B2 (en) 2018-08-01 2021-09-21 Raytheon Technologies Corporation Turbomachinery transition duct for wide bypass ratio ranges
US11512667B2 (en) * 2019-02-25 2022-11-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Anti-unstart for combined cycle high mach vehicles
CN111207005A (zh) * 2020-02-14 2020-05-29 中国航发沈阳发动机研究所 一种变循环发动机模式控制机构及具有其的中介机匣结构
KR102940704B1 (ko) * 2020-05-05 2026-03-18 아틀란티스 리서치 랩스 인크. 멀티 모드 추진 시스템
CN112065604B (zh) * 2020-08-31 2021-11-30 南京航空航天大学 一种低红外特征喷管
US11002146B1 (en) * 2020-10-26 2021-05-11 Antheon Research, Inc. Power generation system
US11408343B1 (en) * 2021-05-06 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Turboshaft engine with axial compressor
US12085027B2 (en) 2021-09-09 2024-09-10 General Electric Company Compressor bleed for gas turbine engine
US12410758B2 (en) 2022-01-10 2025-09-09 General Electric Company Three-stream gas turbine engine control
CN115182815B (zh) * 2022-05-31 2024-04-19 中国航发四川燃气涡轮研究院 具有可变几何的多涵道变循环加力燃烧室
US12584455B2 (en) 2022-08-02 2026-03-24 General Electric Company Airflow mixer assembly for a gas turbine engine
US12196131B2 (en) 2022-11-01 2025-01-14 General Electric Company Gas turbine engine
US12428992B2 (en) 2022-11-01 2025-09-30 General Electric Company Gas turbine engine
US20240141835A1 (en) * 2022-11-01 2024-05-02 General Electric Company Gas turbine engine
US12535033B2 (en) 2022-11-01 2026-01-27 General Electric Company Gas turbine engine
US12503980B2 (en) 2022-11-01 2025-12-23 General Electric Company Gas turbine engine
US12392290B2 (en) 2022-11-01 2025-08-19 General Electric Company Gas turbine engine
US12410753B2 (en) 2022-11-01 2025-09-09 General Electric Company Gas turbine engine
US20240159191A1 (en) * 2022-11-15 2024-05-16 General Electric Company Gas turbine engine with third stream
CN116792207B (zh) * 2023-06-13 2026-01-09 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于飞机使用场景的变循环发动机模式转换方法
US12326114B2 (en) * 2023-08-15 2025-06-10 Rtx Corporation Gas turbine engine with core debris protection
CN120367714A (zh) * 2025-06-10 2025-07-25 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮级间燃烧室超音速巡航发动机及其操控方法
US12540551B1 (en) 2025-07-01 2026-02-03 General Electric Company Gas turbine engines including splittered airfoils

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3352110A (en) * 1967-11-14 Cresswell gas turbine by-pass engine
US3118276A (en) * 1964-01-21 Gas turbine engines
US2458600A (en) * 1942-01-26 1949-01-11 Rateau Soc Aerodynamic propelling means operating through direct reaction jet and scavenging
GB712633A (en) * 1952-07-22 1954-07-28 Rolls Royce Improvements relating to gas-turbine engines
US3060680A (en) * 1957-12-30 1962-10-30 Rolls Royce By-pass gas-turbine engine and control therefor
GB945862A (en) * 1961-08-18 1964-01-08 Rolls Royce Gas turbine by-pass engines
FR1377198A (fr) * 1963-12-17 1964-10-31 Rolls Royce Nouveau type de moteur à turbine à gaz, susceptible notamment de fonctionner en stato-réacteur
FR1377199A (fr) * 1963-12-17 1964-10-31 Rolls Royce Moteur à turbine à gaz
US3514952A (en) * 1964-07-01 1970-06-02 Us Air Force Variable bypass turbofan engine
GB1069033A (en) * 1965-01-30 1967-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines
CH457976A (fr) * 1966-05-25 1968-06-15 Dowty Rotol Ltd Turbopropulseur
GB1127853A (en) * 1967-06-17 1968-09-18 Rolls Royce Gas turbine engine
US3449914A (en) * 1967-12-21 1969-06-17 United Aircraft Corp Variable flow turbofan engine
DE2149619A1 (de) * 1971-10-05 1973-04-19 Motoren Turbinen Union Turbinenstrahltriebwerk fuer senkrechtoder kurzstartende bzw. landende flugzeuge
US3938328A (en) * 1971-11-08 1976-02-17 The Boeing Company Multicycle engine
GB1436796A (en) * 1972-08-22 1976-05-26 Mtu Muenchen Gmbh Gas turbine ducted fan engines of multi-shaft and multi-flow construction
US3797233A (en) * 1973-06-28 1974-03-19 United Aircraft Corp Integrated control for a turbopropulsion system

Also Published As

Publication number Publication date
GB1546957A (en) 1979-05-31
FR2313566B1 (ja) 1983-02-18
DE2624164C2 (de) 1986-04-17
JPS521220A (en) 1977-01-07
CA1053010A (en) 1979-04-24
BE842432A (fr) 1976-10-01
FR2313566A1 (fr) 1976-12-31
IT1060788B (it) 1982-09-30
GB1546956A (en) 1979-05-31
DE2624164A1 (de) 1976-12-23
US4064692A (en) 1977-12-27

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