JPH03217625A - オール動翼ガスタービン - 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】 し産業上の利用分野〕 この発明は通常のガスターヒンと同様に発電用原動機や
船及び航空機のエンンンとして利用できるのであるが，
圧縮機やタービンの効率を上昇さし，小型軽量とするた
め，静翼を全廃して動翼のみによって圧縮機とタービン
を構成さし，自動車のエンンンとしても利用する。即ち
圧縮機やタービンの長さや外径を半分にしても殆んど同
じ出力が得られるため，大巾に小型軽量化でき，航空エ
ンジンの小型軽量化と熱効率の上昇にも効果が大きく，
小型軽量の自動車用エンシンを得ることを第一目的とし
，小型軽量で熱効率の高いンエットエンジンを得ること
を第二目的とする。

〔従来技術〕

従来のガスタービンは静翼という動かないであまり仕事
をしない部分があり，従ってその分だけ動翼を余分に働
らかせるため．材料強度の限界まで使用することとなり
，圧縮効率の低下やタービン効率の低下，即ちガスター
ビンの熱効率の低下の原因となっていた。しかも静翼部
分の長さだけ全体の長さか長《なり，外径も太き《なる
欠点があった。

〔発明が解決しようとする問題点Ｊ そこでこの発明は，働らきの悪い静翼を改良して動翼と
し，互に反対方向に回転さして協力さし，仕事を半分づ
つにすることにより余裕をもたせ，必要時には二倍以−
ヒの仕事をさすことにより圧縮効率やタービン効率を上
昇し，即ちガスターヒンの熱効率を上昇し．静翼を全廃
することによりその分だけ全長を短かくシ，外径も小さ
くして小型軽量て熱効率の高いガスターヒンを提洪する
ことを目的とする。又，外径の大きいジェットエンシン
として使用するときは，エンジンの中心に空気抜き穴を
設けて空気抵抗を減少さしたり，ラムンエットを連結し
て推力を増大する航空エンシンを提供することを目的と
する。

〔問題点を解決するための手段〕

上記目的を達成するため，この発明は次の構成を要旨と
する。

固定円筒１の中央長軸方向に軸流圧縮機動翼２及びター
ビン動翼８を具備するタービン軸３を設け，前部を固定
円筒１の前部に転支し後部タービン側を固定円筒の後部
に転支して，その外側に圧縮機外側動翼４及びタービン
外側動翼５を具備する外側タービン軸６を外嵌転支し，
圧縮機外側動翼４とタービン外側動翼５０間に燃焼器７
を配列し，前部カバー９及び後部カバー１０内；こ適宜
に始動装置や歯車装置や各種軸受や密封装置を装着し，
必要に応じてその他の部分にも通常のカスタービンと同
様に装着するのであるが，動翼間の相対速度を二倍にで
きるので９磁気軸受や気体軸受のような超高速用軸受も
対象となる。又，タービン翼の冷却についても通常のガ
スタービンと同様に圧縮機より適宜に抽気してタービン
翼の冷却に使用する。

〔作　　用： 図にないが始動は一般的ガスタービンの始動順序と同様
にエンジンの始動スイッチを入れると始動機が回転を開
始し，圧縮機回転数が上昇し始める。或る一定の回転数
に達したら燃料閉止レバーを進める。レバーの動きと連
動して点火系統か作動を開始し．燃料が噴射され着火す
る。圧縮機の回転数が自立運転速度に達したら始動スイ
ッチを切る。これで始動機と点火系統の作動が停止し，
エンジンの始動が完了し，運転状態となる。第１図燃焼
器７より噴射する高温高圧の燃焼カスは．先ず外側ター
ヒンｌａｌ６のタービン外側動翼５の１段動翼に作用し
て外側タービン１１＋１６を加速する。

従って外側タービン軸に設けたタービン外側動翼５及び
圧縮機外側動翼４も加速する。タービン１段動翼を加速
した燃焼カスは方向を転じてターヒン軸３のターヒン動
翼８のタービン２段動翼に作用してタービン軸３即ち軸
流圧縮機動翼２及びターヒン動翼８を加速する。同様に
３段動翼４段動翼５段動翼と加速できるのであるが，静
翼を全廃したことにより通常２段の動翼でしか加速でき
ない所を５段の動翼即ち２５倍の加速ができ，しかも流
路か半分程になるので損失も大巾に低減できる効果があ
り，タービン効率を飛躍的に上昇できる効果が大きい。

圧縮機についても全く同様の説明ができる。第１図に示
す実施例の圧縮機は１７段の軸流圧縮であり，通常の軸
流圧縮機の８段に相当する長さであり約２倍の圧縮仕事
ができる。しかも通常の軸流圧縮機では各段に静翼があ
りその中に圧縮された空気があり隙あらばと常｛こ逆流
の機会を待っており，静翼を全廃することにより圧縮空
気の逆流を予防する効果も大きい。しかも流路が半分程
になるので損失も大巾：こ低減できる効果があり，圧縮
効率を飛躍的に上昇できる効果も大きい。従って軽量小
型で飛躍的に熱効率の高いオール動翼ガスタービンを得
る効果が大きい。

〔効　　果〕

本発明を自動車用エンジンとして使用する場合は，燃焼
ガスの排気速度は遅い程良《，従ってタービンの段数が
多くなりますが静翼を全廃することによって容易に段数
増加できることは作用の説明の通りです。動力軸はター
ビン軸３を前方又は後方に延長し，変速機と組合せて容
易に構成できるので，軽量小型で熱効率の高い自動車用
カスタービンを得る効果が大きい。

本発明をターボプロップエンシンとして使用する場合は
，タービン軸３の前端に減速機を介してプロペラを取付
けることになり，ターボファンエンジンとして使用する
場合は，タービン軸３側の動翼を前端にし外径を太き《
すれば２枚のファンが構成でき，別にファン排出ダクト
を設けることによりターホファンエンジンが構成できる
。共に作用の項で説明の効果により，小型軽量で熱効率
の高いターホプロップエンシンやターボファンエンシン
を得る効果が大きい。

本発明を大型のターボジェットエンジンとして使用する
場合，エンジンの中央に第２図に示す如く空気抜穴１１
を設ける。空気中を高速で移動するとき前面の空気抵抗
を大巾に低減できる効果があり，後面も空気の乱れ：こ
よる抵抗損失を大巾に低減できることは，ビル風公害を
・低減するためにビルの中心に風穴をあけることにより
効果を上げておることで証明できるうその効果は，ビル
風の関倍を超える速度で飛行するとき計り知れない程大
きい。

又，空気抜穴１１にラムジェットを連結できるので，超
超音速飛行用エンジンを得るためにも大きな効果がある
。

〔実施例〕

以下図示する実施例に基づいて本発明を詳細に説明する
。

第１図に第１実施例を示す，固定円筒ｌの中央長軸方向
に軸流圧縮機動翼２及びタービン動翼８を具備するター
ビン軸３を設け，即ち外側ケースの中央長軸方向に圧縮
機動翼群とタービン動翼群を有するタービン軸を設ける
。前部を固定円筒１の前部に転支し，後部タービン側を
固定円筒１の後部に転支して，即ちタービン軸の前後を
外側ケースの中央に軸受等によって支持する。その外側
に圧縮機外側動翼４群及びタービン外側動翼５群を具備
する外側タービン軸６を回転自在に外嵌転支し，即ち通
常のガスタービン軸の外側に本発明のタービン軸を外嵌
して通常静翼の位置に本発明の圧縮機外側動翼４群やタ
ービン外側動翼５群を配設して回転自在とし，軸受等に
より外側ケースの前部及び後部に支持する。圧縮機外側
動翼４とタービン外側動翼５の間に燃焼器７を配列して
成るオール動翼のカスタービン。即ち本発明の圧縮機外
側動翼４とタービン外側動翼５の間に通常の各種燃焼器
７を配列して，動翼のみによって構成した全く新しいカ
スタービン。と言うことであり，通常のカスタービンに
於ける静翼を本発明によって動翼としたことにより大き
な効果を生みたし得るものである。従って通常のガスタ
ービンに於いて静翼に関する問題を除き，その他の点に
ついては殆んど従来技術が利用できるのも本発明の大き
な利点であり特徴であります。

以下本発明の外側タービン軸６及びタービン外側動翼５
及び圧縮機外側動翼４について図面を参照しながら説明
します。

第１図に於で外側タービン軸６は，円筒の両端にフラン
シを取付けたもので車輪のような形状であり，断面でな
い部分が動翼で前方の動翼が圧縮機外側動翼１７段とな
り，後方の動翼がタービン外側動翼１段となり，いずれ
も奇数段を構成することになります。

ターヒン外！１Ｊ動Ｘ５は円筒の一端にフランシを取付
けて外側タービン軸６のフランジにホルト締めする構成
とし，２つ割とし，２つ割としたタービン３段動翼板及
びターヒン５段動翼板をボルト締めする。この場合円筒
部分を水平接手とした場合通常は動翼板も水平接手とす
るのであるが．大きな遠心力に対応するため，特に垂直
接手とする。従って円筒部分を垂直接手とした場合は，
動翼板は水平接手とする。５段動翼板は軸受を介して固
定円筒１の後部に支持する。

圧縮機外側動翼４も上記と同様に円筒の一端にフランジ
を取付けＣ外側タービン軸６の前部フランジにホルト締
めする構成とし，２つ割とし，２つ割とした圧縮機１段
３段５段７段９段１１段１３段１５段各動翼板をボルト
締めする。この場合円筒部分を水平接手とした場合動翼
板は垂直接手とする。即ち十字接手として大きな遠心力
に対応する。

圧縮機１段動翼板は軸受を介して固定円筒ｌの前部に支
持する。

図にないが前部カバー９，又は後部カハー１０内その他
に適宜分散して，必要に応じて通常の如く各種歯車装置
や始動装置や各種軸受や各種密封装置や潤滑装置や冷却
装置を装着するのであるが，動翼間の相対速度を通常の
カスタービンの静翼。歯車装置によりタービン軸を互に
反転さす。

第２図に第２実施例を示す。第１実施例を大型のターポ
シェットエンシンとして使用する場合の実施例であり，
相違点はエンジン中央に空気抜穴１ｌを設けた点である
。空気中を高速度で移動する場合，前面の空気抵抗を大
巾に低減できる効果があり，後面も空気流の乱れによる
抵抗損失を大巾に１氏減できる。

又．通常のシエットエンジンの静翼と動翼の相対速度と
本発明のジェットエンンンの動翼間の相対速度を同じに
した場合，本発明のジェットエンジンの回転数は半分で
良く，従って遠心力は皆となり．材料強度を大巾に低減
できる効果があり．しかも外径が太き《低回転のシエッ
トエンジンが得られるので．低騒音のジェットエンジン
が得られる効果が大きい。

又，エンジン中心の空気抜穴１１にラムジェットを連結
して使用すれば， を得る効果が大きい。

【図面の簡単な説明】

第１図は第１実施例を示す断面図であり，第２図は第２
実施例を示す断面図である。 １・・・固定円筒　　　　　７・・・燃焼器２・・・軸
流圧縮機動翼　　８・・・タービン動翼３・・・タービ
ン軸　　　　９・・・前部カバー４・・・圧縮機外側動
翼　　１０・・・後部カバー５・・・タービン外側動翼
　１１・・・空気抜穴６・・・外側タービン軸 超超音速飛行用エンジン

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 固定円筒１の中央長軸方向に軸流圧縮機動翼２群及びタ
   ービン動翼８群を具備するタービン軸３を設け、前部を
   固定円筒１の前部に転支し、後部タービン側を固定円筒
   １の後部に転支して、その外側に圧縮機外側動翼４群及
   びタービン外側動翼５群を具備する外側タービン軸６を
   回転自在に外嵌転支し、圧縮機外側動翼４とタービン外
   側動翼５の間に燃焼器７を配列して成るオール動翼のガ
   スタービン。