(57)【要約】      （修正有）【課題】複雑でなく、重くなく、嵩高でなく或いは高価でなく、しかも推力偏向にとって非常に効果的であるＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの提供。【解決手段】この後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン１は、低圧タービンセクション１５０に被駆動接続され、かつ後方ＦＬＡＤＥタービン１６０を囲むＦＬＡＤＥダクト３を横切って半径方向に延びる少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード５の列を有する後方ＦＬＡＤＥタービン１６０がその後に続くファンセクション１１５と、加圧流体流を受けるようにＦＬＡＤＥダクト３と連通した少なくとも１つの推力偏向ノズル１２３とを含む。【選択図】図１
2006132533.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）であって、
低圧タービンセクション（１５０）に被駆動接続されたファンセクション（１１５）と、
前記ファンセクション（１１５）と前記低圧タービンセクション（１５０）との間に設置されたコアエンジン（１８）と、
前記低圧タービンセクション（１５０）の下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の半径方向外側に配置され、該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）に結合され、かつ該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）を囲むＦＬＡＤＥダクト（３）を横切って半径方向に延びる少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列と、
加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と連通した少なくとも１つの推力偏向ノズル（１２３）と、
を含む、後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）。
【請求項２】
前記１つの推力偏向ノズル（１２３）が、右側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５）であり、
加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と連通した左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１３５）が設置され、
前記右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５及び１３５）が、前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の下流に設置されたメインエンジン排気ノズル（２１８）からオフセットしていることを特徴とする請求項１記載の後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）。
【請求項３】
前記右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５及び１３５）が、固定ノズル又は推力偏向ノズルであることを特徴とする請求項２記載の後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）。
【請求項４】
加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と連通したＦＬＡＤＥ空気流マニフォルド（２３１）をさらに含み、
前記右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５及び１３５）が、それぞれＦＬＡＤＥ空気排出右側及び左側ダクト（１５５及び１５６）によって加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥ空気流マニフォルド（２３１）と連通連通し、
右側及び左側バルブ（１６２及び１６４）が、それぞれ前記右側及び左側ダクト（１５５及び１５６）内に配置され、
前記右側及び左側バルブ（１６２及び１６４）が、前記ＦＬＡＤＥダクト（３）からそれぞれ前記右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５及び１３５）の各々に流されるＦＬＡＤＥ排出空気流（１５４）の量を制御するように作動可能であることを特徴とする請求項２記載の後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）。
【請求項５】
前記コアエンジン（１８）を囲みかつ前記ファンセクション（１１５）と流体連通しているファンバイパスダクト（４０）と、
前記ファンバイパスダクト（４０）と流体連通しかつ該ファンバイパスダクト（４０）からのバイパス空気（７８）を前記低圧タービンセクション（１５０）から流出したコア吐出空気（７０）と混合するように作動的に配置されたミキサ（４９）と、をさらに含み、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）が、前記ミキサ（４９）の下流に位置することを特徴とする請求項４記載の後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）。
【請求項６】
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）が、フリータービンであることを特徴とする請求項５記載のエンジン（１）。
【請求項７】
前記ミキサ（４９）と前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）との間に設置された可変タービンノズルベーン（１８２）を備えた可変面積タービンノズル（１８０）をさらに含むことを特徴とする請求項５記載のエンジン（１）。
【請求項８】
前記ファンセクション（１１５）へのファン入口（１１）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）への環状のＦＬＡＤＥ入口（８）と、をさらに含み、
前記ＦＬＡＤＥ入口（８）が、前記ファンセクション（１１５）のほぼ軸方向後方に軸方向に設置されていることを特徴とする請求項７記載のエンジン（１）。
【請求項９】
航空機（１２４）であって、
該航空機の胴体（１１３）内に設置された後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）を含み、該ガスタービンエンジン（１）が、
低圧タービンセクション（１５０）に被駆動接続されたファンセクション（１１５）と、
前記ファンセクション（１１５）と前記低圧タービンセクション（１５０）との間に設置されたコアエンジン（１８）と、
前記低圧タービンセクション（１５０）の下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の半径方向外側に配置され、該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）に結合され、かつ該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）を囲むＦＬＡＤＥダクト（３）を横切って半径方向に延びる少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列と、
加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と連通した少なくとも１つの推力偏向ノズル（１２３）と、を含む、
航空機（１２４）。
【請求項１０】
前記１つの推力偏向ノズル（１２３）が、右側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５）であり、
加圧流体流を受けるように前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と連通した左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１３５）が設置され、
前記右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル（１２５及び１３５）が、前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の下流に設置されたメインエンジン排気ノズル（２１８）からオフセットしていることを特徴とする請求項９記載の航空機（１２４）。
【請求項１１】
前記胴体（１１３）に対して面一に取付けられたＦＬＡＤＥ空気吸入口（１２９）及びエンジン空気吸入口（１２７）をさらに含み、
前記ＦＬＡＤＥ空気吸入口（１２９）が、前記エンジン空気吸入口（１２７）から軸方向にオフセットし、
前記エンジン空気吸入口（１２７）が、エンジン固定入口ダクト（１２６）によって前記ファン入口（１１）に接続されかつ該ファン入口（１１）と流体連通し、
前記ＦＬＡＤＥ空気吸入口（１２９）が、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクト（１２８）によって前記ＦＬＡＤＥ入口（８）に接続されかつ該ＦＬＡＤＥ入口（８）と流体連通していることを特徴とする請求項１０記載の航空機（１２４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンの推力偏向に関し、より具体的には、ＦＬＡＤＥ式エンジンの推力偏向に関する。
【背景技術】
【０００２】
種々の高性能可変サイクルガスタービンエンジンが、様々な推力設定並びに亜音速及び超音速の両飛行速度で効率的に作動するというそれらの特異な能力の故に、設計されている。その高性能に寄与する可変サイクルガスタービンエンジンの１つの重要な特徴は、その推力が変化した時に、実質的に一定の入口空気流を維持するというこのエンジンの能力である。この特徴によって、亜音速巡航中のような、全出力エンジン設定（すなわち最大推力状態）よりも低い状態において重要な性能上の利点が得られる。
【０００３】
ＦＬＡＤＥ式エンジン（ＦＬＡＤＥは、ファン・オン・ブレード「ｆａｎ  ｏｎ  ｂｌａｄｅ」の略語である）と呼ばれる１つの特殊なタイプの可変サイクルエンジンは、半径方向内側ファンによって駆動される外側ファンに特徴があり、この外側ファンは、内側ファンを囲む内側ファンダクトとほぼ同心環状であり、かつ該内側ファンダクトを囲んだ外側ファンダクト内にそのＦＬＡＤＥ空気を吐出する。Ｔｈｏｍａｓ他による「２スプール型可変サイクルエンジン」の名称の米国特許第４０４３１２１号に開示されている１つのこのようなエンジンは、ＦＬＡＤＥファンと外側ファンダクトとを備えており、外側ファンダクト内で、可変案内ベーンがＦＬＡＤＥ外側ファンダクトを通過する空気の量を制御することによって、サイクル可変性を制御している。高度及び飛行マッハ数のような任意の組の亜音速飛行周囲条件における比較的広い推力範囲にわたって実質的に一定の入口空気流量を維持してスピレージ抗力（ｓｐｉｌｌａｇｅ  ｄｒａｇ）を回避し、また飛行条件の範囲全体にわたってスピレージ抗力を回避することができるその他の高性能航空機用可変サイクルガスタービンＦＬＡＤＥ式エンジンが、研究されてきた。この性能は、特に亜音速部分出力エンジン作動状態にとって必要とされる。これらの実例は、「スピレージ抗力及び赤外線低減ＦＬＡＤＥエンジン」の名称の米国特許第５４０４７１３号、「高推力ジェットエンジン用の音響遮蔽式排気システム」の名称の米国特許第５４０２９６３号、「可変比推力ターボファンエンジン」の名称の米国特許第５２６１２２７号、及び「可変サイクル航空機エンジンのバイパスインゼクタ弁」の名称の欧州特許第ＥＰ０５６７２７７号に開示されている。二重反転ファンを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンが、「二重反転ファンを備えたＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン」の名称の米国特許出願第１３３７４６号に開示されている。
【０００４】
ＦＬＡＤＥ式エンジンは、前方ファンの１つに取付けられたファンブレードを有する。これは、ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化した低圧スプール設計になる可能性がある。前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンブレードはまた、現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難である。現存のエンジンを前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンブレードをテストするようにすることは、大きな費用がかかることになる。新しい低圧システム又は現存のコアエンジンの周りに形成した低圧システムのコストに比較して割安なコストで、ＦＬＡＤＥ式エンジンの概念によってもたらされるシステムの利点の幾つかを発揮するようにすることは困難であると思われる。
【特許文献１】米国特許第４０４３１２１号
【特許文献２】米国特許第５４０４７１３号
【特許文献３】米国特許第５４０２９６３号
【特許文献４】米国特許第５２６１２２７号
【特許文献５】欧州特許第ＥＰ０５６７２７７号
【特許文献６】米国特許出願第１３３７４６号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化することのない低圧スプール設計を可能にするＦＬＡＤＥ式エンジンを得ることは非常に望ましい。ＦＬＡＤＥファンブレードを現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難ではないようなエンジン、そして、現存のエンジンでテストするようにするのに前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンと比較して大きな費用がかかることがないようなエンジンを得ることは非常に望ましいことである。さらに、ＦＬＡＤＥ式エンジンの概念によってもたらされるシステムの利点の幾つかを発揮させることできること、それも、大きな困難もなく、かつ、新しい低圧システム若しくは現存のコアエンジンの周辺に位置づけられる低圧システムのコストに比較して割安なコストで発揮できることが望ましい。
【０００６】
航空機及び航空機用エンジンの設計者、また特に高速高操縦性軍用航空機を設計する人々の他の関心は、航空機を制御するためのより良好な方法を絶え間なく探求し、飛行中におけるその操縦性を絶えず高める原動力である。これらは、対空ミサイルの回避及びその他の戦闘操縦のために必要とされる。さらに、航空機設計者は、航空機の短距離離着陸能力を改善することを試みている。特に最新式高速軍用航空機用の排気システムにより、巡航効率を維持しながら高度、速度及びマッハ数を含む広範な飛行条件にわたり高度な操縦性が得られるようになってきた。
【０００７】
航空機操縦性は、翼フラップ又は補助翼或いは垂直安定板又は方向舵のような航空機操舵面によって得ることができる。しかしながら、航空機操舵面は、対気速度などの作戦飛行条件における大きな違いの故に、その有効性に幾分限界がある。航空機の操舵面は、また、航空機のレーダシグネチャを増大させて、航空機を対空砲火及びミサイルの攻撃を一層受け易くする。推力偏向ノズルは、それらが大きなスラスト荷重を航空機のヨーイング及びピッチング方向に迅速に加えることを可能にし、それによって対気速度に比較的左右されることのない高い操縦性を航空機にもたらすので、より有効である。推力偏向ノズルは、複雑であり、嵩高であり、重くかつ高価である。その他の推力偏向方法には、推力を斜めにするためにノズル内部流体噴射及び／又は機械的流れ方向転換装置の使用が含まれる。
【０００８】
推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンによって駆動される航空機は、高い操縦性を有する。推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンは、複雑でなく、重くなく、嵩高でなく或いは高価でなく、しかも推力偏向にとって非常に効果的である。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンは、低圧タービンセクションに被駆動接続されたファンセクションと、ファンセクションと低圧タービンセクションとの間に設置されたコアエンジンと、コアエンジンを囲みかつファンセクションと流体連通したファンバイパスダクトと、低圧タービンセクションの下流に設置されかつファンバイパスダクトと流体連通したミキサと、ミキサの下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービンとを含む。少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列が、後方ＦＬＡＤＥタービンの半径方向外側に配置されかつ該後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動結合される。後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列は、後方ＦＬＡＤＥタービンを囲むＦＬＡＤＥダクトを横切って半径方向に延びる。少なくとも１つの推力偏向ノズルは、加圧流体流を受けるようにＦＬＡＤＥダクトと連通している。
【００１０】
エンジンの１つの実施形態は、加圧流体流を受けるようにＦＬＡＤＥダクトと連通しかつ後方ＦＬＡＤＥタービンの下流に設置されたメインエンジン排気ノズルからオフセットした、間隔を置いて配置された右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズルを含む。右側及び左側バルブは、加圧流体流を受けるようにＦＬＡＤＥダクトと連通したＦＬＡＤＥ空気流マニフォルドとの間で延びる右側及び左側ダクト内に設置することができる。右側及び左側バルブは、ＦＬＡＤＥダクトからそれぞれ右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズルの各々へ流されるＦＬＡＤＥ排出空気流の量を制御して推力を偏向するようにに作動可能である。右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズルは、固定又は推力偏向ノズルとすることができる。
【００１１】
航空機を、その胴体内に設置した後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンを有するように構成することができる。航空機は、胴体に対して面一に取付けられたＦＬＡＤＥ空気吸入口及びエンジン空気吸入口を含むことができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、エンジン固定入口ダクトによってファンセクションへのファン入口に接続されかつ該ファン入口と流体連通したエンジン空気吸入口から軸方向にオフセットしている。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクトによってＦＬＡＤダクトへのＦＬＡＤＥ入口に接続されかつ該ＦＬＡＤＥ入口と流体連通している。
【００１２】
エンジンのより具体的な実施形態は、後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列の軸方向前方においてＦＬＡＤＥダクトを横切って半径方向に延びる第１の可変ＦＬＡＤＥベーンの列を含む。エンジンの１つの実施形態はさらに、ファンセクションへのファン入口とＦＬＡＤＥダクトへの環状のＦＬＡＤＥ入口とを含み、これらの入口は、ＦＬＡＤＥ入口がファンセクションの実質的に軸方向後方に設置されるように、またより具体的な実施形態では、ＦＬＡＤＥ入口がコアエンジンの軸方向後方に設置されるように配置される。後方ＦＬＡＤＥタービンは、低圧タービンセクションの低圧タービンに接続されかつ該低圧タービンと共に回転可能にすることができ、或いはフリータービンとすることもできる。このエンジンは、ミキサ及び低圧タービンの後方つまり下流に設置された可変タービンノズルベーンを備えた可変面積タービンノズルを組み込むことができる。
【００１３】
動力抽出装置を、エンジン内に設置されかつ後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動可能に接続することができる。１つの実施形態では、動力抽出装置は、後方ＦＬＡＤＥタービンの後方つまり下流に設置されたエンジンの中空のエンジンノズル中心本体内に設置することができる。動力抽出装置の１つの実施形態は、増速ギヤボックを介して後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動接続された発電機である。動力抽出装置の別の実施形態は、中空のエンジンノズル中心本体内などのエンジン内に配置されたハウジングを含み、かつ直角ギヤボックスを介して後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動接続された動力取出シャフトを有する動力取出組立体である。
【００１４】
ミキサ及びファンバイパスダクトの下流つまり軸方向後方に、可変又は固定スロート面積エンジンノズルを組み込むことができる。エンジンの別のより具体的な実施形態は、ＦＬＡＤＥダクトと流体流れ連通した複数の円周方向に配置された中空のストラットと、中空のストラットによって支持されかつ該中空のストラットと流体流れ連通した実質的に中空の中心本体とを含む。中心本体内及び可変スロート面積の下流のエンジンノズル壁内の冷却孔が、ＦＬＡＤＥダクトと流体連通している。
【００１５】
中空の中心本体内で軸方向に平行移動可能なプラグと中心本体の半径方向外側に配置された固定ノズルカウリングとを含む可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズルもまた、エンジン内で使用できる。後方推力増強用アフタバーナは、後方ＦＬＡＤＥタービンの後方つまり下流に組み込むことができる。ミキサと後方ＦＬＡＤＥタービンとの軸方向間に前方アフタバーナを配置して、後方ＦＬＡＤＥタービンへの要求に応じて付加的なエネルギーを供給し、また後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列に対して及び発電機又は動力取出組立体のような動力抽出装置に対して付加的な動力を供給することができる。
【００１６】
従って、複雑でなく、重くなく、嵩高でなくかつ高価でなく、しかも推力偏向にとって非常に効果的な推力偏向ノズルを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンによって駆動される航空機を提供することは、大いに望ましい。後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンは、航空機の胴体内で使用することができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口及びエンジン空気吸入口は、胴体に対して面一に取付けることができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、エンジン空気吸入口から軸方向にオフセットしている。エンジン空気吸入口は、エンジン固定入口ダクトによってファン入口に接続し、かつ該ファン入口と流体連通させることができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクトによってＦＬＡＤＥ入口に接続し、かつ該ＦＬＡＤＥ入口と流体連通させることができる。エンジンの入口ダクト通路及びＦＬＡＤＥ固定入口ダクトは、それぞれ二次元的であり、かつそれぞれ入口ダクト通路とファン及びＦＬＡＤＥ入口との間の遷移区間において終端する。
【００１７】
後方ＦＬＡＤＥタービンは、ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化することのない低圧スプール設計をＦＬＡＤＥ式エンジンが有することを可能にする。後方ＦＬＡＤＥタービン上に取付けた後方ＦＬＡＤＥファンブレードは、現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難ではない。後方ＦＬＡＤＥタービンは、現存のエンジンでテストするようにするのに前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンと比較して大きな費用がかかることがない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
本発明の上記の態様及びその他の特徴を、添付の図面と関連させて以下の記載において説明する。
【００１９】
図１に断面で概略的に示す実施形態は、航空機推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジン１に接続され、かつ該ガスタービンエンジンに流体連通したところの、オフセットして面一に取付けられた単一のエンジン空気吸入口１２７を有する航空機１２４の例である。航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１の環状のファン入口１１は、エンジン固定入口ダクト１２６によって空気吸入口１２７に接続されている。ファン入口１１は、ＦＬＡＤＥダクト３への環状のＦＬＡＤＥ入口８から軸方向にオフセットしている。面一に取付けたデュアルＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９は、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクト１２８によって環状のＦＬＡＤＥ入口８に接続されかつ該ＦＬＡＤＥ入口８と流体連通している。
【００２０】
ＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９は、エンジン空気吸入口１２７から軸方向にオフセットされている。このことは、効率的なエンジン、航空機、並びに完全に航空機の胴体１１３又は本体内に取付けられたエンジンを備えかつＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９及びエンジン空気吸入口１２７が胴体１１３に対して面一に取付けられた航空機の設計及び製作に大きな自由度をもたらす。エンジン固定入口ダクト１２６及びＦＬＡＤＥ固定入口ダクト１２８の入口ダクト通路１１１は、該入口ダクト通路１１１と軸対称の環状のファン及びＦＬＡＤＥ入口１１及び８との間の遷移区間１１９において終端する状態での二次元的なものとすることができる。
【００２１】
ＦＬＡＤＥダクト３は、航空機を操縦するための少なくとも１つの推力偏向ノズル１２３に至る。図１に示すそれぞれ右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５は、推力偏向ノズル１２３として働く。右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５は、固定ノズルであり、可変又は固定スロート面積エンジンノズルとすることができるメインエンジン排気ノズル２１８からオフセットしている。ＦＬＡＤＥ空気流マニフォルド２３１は、ＦＬＡＤＥダクト３からＦＬＡＤＥ排出空気流１５４を回収し、このＦＬＡＤＥ排出空気流１５４をＦＬＡＤＥ空気排出右側及び左側ダクト１５５及び１５６を介して、それぞれ右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５に導く。１対以上のＦＬＡＤＥ排気ノズルを使用することができる。
【００２２】
それぞれ右側及び左側ダクト１５５及び１５６内に設置された右側及び左側バルブ１６２及び１６４は、それぞれ右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５の各々に流れるＦＬＡＤＥ排出空気流１５４の量を制御する。航空機の推力偏向及びヨーイングは、不等量のＦＬＡＤＥ排出空気流１５４を右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５に流すことによって達成される。右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５への不等量のＦＬＡＤＥ排出空気流１５４により、航空機の重心ＣＧの周りにトルクが発生する。
【００２３】
右側及び左側ダクト１５５及び１５６内の右側及び左側バルブ１６２及び１６４を介して流される等量のＦＬＡＤＥ排出空気流１５４は、航空機の無偏向の飛行をもたらす。ピッチングは、右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５の偏向バージョンを備えるによって達成することができる。右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５の推力偏向バージョンは、右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５から出てくる排気流を個別的に偏向する、ジンバルノズル、二次元ピッチング誘発ノズル、流体ノズル及びその他のタイプの推力偏向ノズルとすることができる。
【００２４】
ファンバイパスダクト４０への第１及び第２のバイパス入口４２及び４６の両方と二重反転する第１のファン及びコアファンとを有する図４〜図６及び図９に示すエンジン１とは異なり、図１〜図３、図７、図８、図１０及び図１１に示すエンジン１は、単一のバイパス入口２７２しか持たないシングルバイパスタイプのエンジンである。図２に断面で概略的に示すのは、航空機１２４の別の例示的な実施形態であって、この実施形態においては、ＦＬＡＤＥダクト３が、航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１の環状のファン入口１１まで延びる長いダクト（ロングダクト）である。ＦＬＡＤＥダクト３はまた、エンジン固定入口ダクト１２６によって空気吸入口１２７に接続される。
【００２５】
図３に断面で概略的に示すのは、例示的な航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１である。図３に示すエンジン１は、ファン入口１１の下流に３つのファン段３３２を有する単一回転方向ファン３３０を備えたファンセクション１１５を含む。ファンセクション１１５の下流つまり軸方向後方には、環状のコアエンジン入口１７と、全体にわたって軸方向に延びる軸線すなわちほぼ前方１４及び後方１６に延びる中心線１２とを有するコアエンジン１８がある。ファンセクション１１５の下流つまり軸方向後方に設置された単一のファンバイパスダクト４０は、コアエンジン１８を囲む。単一のバイパス入口２７２は、ファン空気流５０をバイパス空気流２５８とコア空気流２５６とに分割する環状のスプリッタ２９３を含む。
【００２６】
コアエンジン１８は、下流方向の直列軸流関係で、高圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、高圧タービンブレード２４の列を有する高圧タービン２３とを含む。エンジン１の中心線１２の周りで同軸に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０と高圧タービンブレード２４とを固定相互接続する。高圧シャフト２６によって高圧タービン２３に被駆動接続された高圧圧縮機２０の組合せ又は組立体は、高圧スプール４７と呼ばれる。
【００２７】
コアエンジン１８は、燃焼ガスを発生する働きをする。高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２内で燃料と混合され点火されて、それによって燃焼ガスを発生する。高圧タービンブレード２４がこれらのガスから幾らかの仕事を取出して、高圧圧縮機２０を駆動する。燃焼ガスは、コアエンジン１８から単一回転方向低圧タービン３１９内に吐出される。低圧タービン３１９は、低圧シャフト３２１によって単一回転方向ファン３３０に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、低圧スプール２９０と呼ばれる。
【００２８】
葉形又はシュートミキサとして図示したミキサ４９は、ファンバイパスダクト４０の下流つまり該ファンバイパスダクト４０の後端部にかつ低圧タービン３１９の低圧タービンブレード３２８の下流つまり後方に配置される。ミキサ４９は、バイパス空気７８を低圧タービン３１９から流出したコア吐出空気７０と混合して混合流１８８を形成するために使用される。ミキサ４９の１つの別バージョンは、バイパス空気７８をコア吐出空気７０と混合するためにファンバイパスダクト４０の後端部に配置された後方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドアである。
【００２９】
ミキサ４９からの排出ガスは、複数の後方ＦＬＡＤＥタービンブレード２５４を有し、かつミキサ４９の下流つまり後方に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン１６０を通って流される。ＦＬＡＤＥダクト３は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０を囲む。後方ＦＬＡＤＥファン２は、少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード５の列を含み、これらの後方ＦＬＡＤＥファンブレード５は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０を囲むＦＬＡＤＥダクト３を横切って後方ＦＬＡＤＥタービン１６０から半径方向外向きに延び、かつ該後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動結合される。ＦＬＡＤＥ空気流８０は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５によって圧送され、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５の下流で使用される。後方ＦＬＡＤＥファンブレード５は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の後方ＦＬＡＤＥタービンブレード２５４に取付けられかつ該ＦＬＡＤＥタービンブレード２５４を囲む環状の回転可能なＦＬＡＤＥタービンシュラウド２５０から半径方向外向きに延びる。ＦＬＡＤＥタービンシュラウド２５０は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５を後方ＦＬＡＤＥタービンブレード２５４から分離する。
【００３０】
図４に断面で概略的に示すのは、別の例示的な航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１である。図４のエンジン１は、入口１１における可変入口案内ベーン４の下流に設置されたファン３３０を備えたファンセクション１１５とロングダクトのＦＬＡＤＥダクト３とを含む。ＦＬＡＤＥダクト３を横切って配置されたフェアリング１９０は、可変入口案内ベーン４のピッチを変えかつ制御するために使用する、ＦＬＡＤＥダクト３を貫通した可変ベーンシャフト１９４を囲む。ファンセクションの下流にはコアエンジン１８が設置され、コアエンジン１８は、下流方向の直列軸流関係で、コア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７と、高圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、高圧タービンブレード２４の列を有する高圧タービン２３とを含む。エンジン１の中心線１２の周りで同軸に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０と高圧タービンブレード２４とを固定相互接続する。高圧シャフト２６によって高圧タービン２３に被駆動接続されたコア駆動ファン３７及び高圧圧縮機２０の組合せ又は組立体は、高圧スプール４７と呼ばれる。
【００３１】
ファンバイパスダクト４０への第１のバイパス入口４２は、ファンセクション１１５とコア駆動ファン３７との軸方向間に配置される。ファン３３０のファンブレード３３３は、第１のファンダクト１３８を横切って半径方向に延びる。円周方向に間隔をおいて配置されたファンステータベーン３５の列は、ファンブレード３３３の下流かつファンブレード３３３とファンバイパスダクト４０への第１のバイパス入口４２との軸方向間において、第１のファンダクト１３８を横切って半径方向に延びる。コア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６の列は、環状の第２のファンダクト１４２を横切って半径方向に延びる。第２のファンダクト１４２は、第１のバイパス入口４２の軸方向後方で始まり、ファンバイパスダクト４０の半径方向内側に配置される。環状の第１の流れスプリッタ４５が、第１のバイパス入口４２と第２のファンダクト１４２との半径方向間に配置される。
【００３２】
全エンジン空気流１５は、ＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１との間で分割される。ファン空気流５０は、ファン入口１１を通り、次いでファンセクション１１５を通って流れる。ファン空気流５０の第１のバイパス空気部分５２は、第１のバイパス入口４２内の前方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア４４が開いている時には、ファンバイパスダクト４０の第１のバイパス入口４２を通って流れ、残りの空気部分５４は、コア駆動ファン３７及びそのコア駆動ファンブレード３６の列を通って流れる。
【００３３】
第２のファンダクト１４２内の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンステータベーン３４の列は、第２のファンブレード３２の列とコア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６との軸方向間に配置される。コア駆動ファン３７のコア駆動ファンステータベーン３４及びコア駆動ファンブレード３６の列は、第２のファンダクト１４２を横切って配置される。ベーンシュラウド１０６は、コア駆動ファンステータベーン３４を半径方向内側ベーンハブ部分８５と半径方向外側ベーン先端部分８４とに分割する。ファンシュラウド１０８は、コア駆動ファンブレード３６を半径方向内側ブレードハブ部分３９と半径方向外側ブレード先端部分３８とに分割する。
【００３４】
第２のバイパス空気流部分５６は、ファン先端ダクト１４６を通ってコア駆動ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４とコア駆動ファンブレード３６のブレード先端部分３８とを通り、第２のバイパスダクト５８の第２のバイパス入口４６内に入り、ファンバイパスダクト４０に流れる。第２のバイパス入口４６を通してのファンバイパスダクト４０への流れを調整するために、任意選択的な中間可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア８３を第２のバイパスダクト５８の後端部に配置することができる。
【００３５】
ファン先端ダクト１４６は、ベーンシュラウド１０６とファンシュラウド１０８とを含み、またベーンシュラウド１０６の前端部に第２の流れスプリッタ５５を含む。ベーンハブ部分８５とベーン先端部分８４との流れ面積を独立的に変えるために、第１及び第２の変更手段９１及び９２が設けられる。例示的な第１及び第２の変更手段９１及び９２は、それぞれ独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４を含む（米国特許第５８０６３０３号参照）。独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の設計は、ベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の全体を独立的にピボット動可能にすることを含むことができる。米国特許第５８０９７７２号及び第５９８８８９０号には、その他の可能な設計が開示されている。
【００３６】
独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の別の実施形態は、独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４のピボット動可能な後縁ハブフラップ８６及び後縁先端フラップ８８を含む。第１及び第２の変更手段９１及び９２は、独立的にピボット動するフラップを含むことができる。ピボット動不能なファンステータベーン設計のための別の変更手段は、軸方向に動くユニゾンリングと、ジェットエンジンにおける機械的間隙制御で知られているそれらの手段（即ち、異なる熱膨張及び収縮にも拘わらず一定の間隙を維持するために、円周方向に囲むシュラウドセグメントをロータブレード先端の列に近づけたりまた遠ざけたりするように機械的に半径方向に移動させる手段）とを含む。ピボット動不能なファンステータベーン設計のためのさらに別のそのような変更手段は、航空機等の翼フラップを伸展及び退縮させるのに知られている手段を含む。
【００３７】
図４に示す例示的な第１及び第２の変更手段９１及び９２は、外側シャフト９６内に同軸に配置された内側シャフト９４を含む。内側シャフト９４は、第１のユニゾンリング１００により作動される第１のレバーアーム９８によって回転させられる。外側シャフト９６は、第２のユニゾンリング１０４により作動される第２のレバーアーム１０２によって回転させられる。内側シャフト９４は、ファンステータベーン３４のベーンハブ部分８５のピボット動可能な後縁ハブフラップ８６に取付けられる。外側シャフト９６は、ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４のピボット動可能な後縁先端フラップ８８に取付けられる。レバーアーム９８、１０２及びユニゾンリング１００、１０４は、全てファンステータベーン３４の半径方向外側に配置されることに注目されたい。その他のそのようなピボット動手段には、ジェットエンジン等の高圧圧縮機の可変ステータベーンをピボット動させるのに知られている手段が含まれる。
【００３８】
実施例として図４を参照すると、可変スロート面積Ａ８を有する可変スロート面積メインエンジン排気ノズル２１８が、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０及びファンバイパスダクト４０の下流つまり軸方向後方にある。メインエンジン排気ノズル２１８は、中心本体７２上の半径方向に固定されかつ軸方向に平行移動可能な環状の内壁２２２から半径方向外側に間隔をおいて配置された軸方向に平行移動可能な半径方向外側の環状の収束・発散壁２２０を含む。平行移動可能な半径方向外側の環状の収束・発散壁２２０は、該外側の環状の収束・発散壁２２０と半径方向に固定されかつ軸方向に平行移動可能な環状の内壁２２２との間のスロート面積Ａ８を制御する。平行移動可能な半径方向外側の環状の収束・発散壁２２０はまた、メインエンジン排気ノズル２１８のノズル出口面積Ａ９も制御する。それに代えて、米国特許第５４０４７１３号に開示されているように、フラップを備えた可変スロート面積収束／発散ノズルを使用することができる。図３、図１０及び図１１に示すのは、ミキサ４９及びファンバイパスダクト４０の軸方向後方に設置された固定スロート面積エンジンノズル２１６である。
【００３９】
複数の円周方向に配置された中空のストラット２０８は、ＦＬＡＤＥダクト３と流体連通しかつ該ＦＬＡＤＥダクト３から空気を受けるように作動可能である。中空のストラット２０８は、実質的に中空である中心本体７２を構造的に支持しかつ該中心本体７２に空気を流す。可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズル２１３は、軸方向に平行移動可能なプラグ１７２を含み、このプラグ１７２は、中心本体７２の半径方向外側に配置した固定ノズルカウリング１７４と協働して、中空のストラット２０８から受けたＦＬＡＤＥ空気流８０を排出し、推力の形態でエンジンに仕事を戻す。
【００４０】
図４には、可変タービンノズルベーン１８２を備えた任意選択的な可変面積タービンノズル１８０を示しており、この可変面積タービンノズル１８０は、ミキサ４９と後方ＦＬＡＤＥタービン１６０との間に設置される。可変タービンノズルベーン１８２のピッチを変えかつ制御するために使用する可変面積ノズルベーンシャフト１９２が、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６のピッチを変えかつ制御するために使用される可変ベーンシャフト１９４を貫通している。第２のＦＬＡＤＥベーン７の列が、固定されているが可変にできるものとして図１に示されている。第２のＦＬＡＤＥベーン７の列もまた、ＦＬＡＤＥダクト３内であるが、ＦＬＡＤＥファンブレード５の列の軸方向後方つまり下流に設置される。第２のＦＬＡＤＥベーン７は、ＦＬＡＤＥ空気流８０の渦流を消すために使用される。
【００４１】
図５〜図８は、ＦＬＡＤＥ空気流８０の少なくとも幾らかが、中空のストラット２０８を介して実質的に中空の中心本体７２内に流れる冷却空気２５１として使用されるノズル冷却構成を示す。冷却空気２５１は、次に可変スロート面積Ａ８の下流において中心本体７２内の冷却孔２４９を通って流れて、中心本体の外面を冷却する。ＦＬＡＤＥ空気流８０の幾らかはまた、同様に可変スロート面積Ａ８の下流においてメインエンジン排気ノズル２１８の半径方向に環状の外壁２２０を冷却するための冷却空気２５１としても使用することができる。それぞれ図７及び図８に示すような推力増強用前方及び後方アフタバーナ２２６及び２２４が点火された時、環状の外壁２２０及び中空の中心本体７２を冷却することは有益である。推力増強用前方アフタバーナ２２６は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の前方つまり上流にあり、後方アフタバーナ２２４は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の後方つまり下流にある。冷却孔を傾斜させて、中心本体７２及び／又は中空のストラット２０８に沿ってフィルム冷却を行うことができる。使用可能な冷却孔２４９のタイプには、孔、整形傾斜孔並びにスロット及び傾斜スロットがある。
【００４２】
図８を参照すると、オーグメンタは、排気ケーシング２３３と、その内部に燃焼区域２３６を形成したライナ２３４とを含む。推力増強用アフタバーナ２２４は、タービンと排気ノズルとの間に取付けられて、再熱動作中に必要に応じてオーグメンタ内で燃焼させて付加的な推力を発生させる付加的燃料を噴射するようにする。バイパスターボファン式エンジンにおいては、コアエンジンの周りでファン空気の一部分をオーグメンタにバイパスさせるための環状のバイパスダクトがファンからオーグメンタまで延びる。バイパス空気は、一部は排気ライナを冷却するために使用され、また排気ノズルを介して排出される前にコアガスと混合される。
【００４３】
様々なタイプの保炎器が知られており、典型的には再熱動作中に燃焼を持続させるためにその後方に局所的な低速再循環及び滞留区域を形成する半径方向及び円周方向のＶ字形溝を含み、これらの溝が無い場合には、コアガスが高速度で流れることになる。コアガスはコアエンジン内での燃焼の生成物であるので、このコアガスは、タービンを離れる時に始めは高温であり、再熱動作中にバイパス空気及び付加的燃料と共に燃焼するとさらに加熱される。
【００４４】
図３及び図６に示すエンジン１の実施形態は、ＦＬＡＤＥダクト３への環状のＦＬＡＤＥ入口８から軸方向にオフセットした、ファンセクション１１５へのファン入口１１を有する。例示的な軸方向にオフセットしたＦＬＡＤＥ入口８は、ファンセクション１１５のほぼ軸方向後方に設置されたものとして図示され、より具体的には、ＦＬＡＤＥ入口８はコアエンジン１８の軸方向後方に設置される。
【００４５】
さらに図３に示すのは、「ボルト取付け式」後方ＦＬＡＤＥモジュール２６０を組み込んだ後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１の別の実施形態であり、「ボルト取付け式」後方ＦＬＡＤＥモジュール２６０には、フリー後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が組み込まれており、それに限定されないがテスト及び設計検証を含む様々な目的のために、現存のエンジン２６２に付加することができる。図３に示すもう１つの特徴は、エンジン１内に配置されかつ増速ギヤボックス２６８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続された発電機２６６として示したＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４である。図示した発電機２６６は、中空のエンジンノズル中心本体７２内に設置されているが、図１２に示すようにエンジン１内の別の場所に配置することもできる。
【００４６】
動力抽出装置２６４の別の実施形態は、図１０に示すような動力取出組立体２７０であり、この動力取出組立体２７０は、中空のエンジンノズル中心本体７２内に配置されたハウジング２７４を含む。動力取出シャフト２７６が、ハウジング２７４内で直角ギヤボックス２７８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続される。動力取出シャフトは、典型的にはギヤボックス、発電機、オイルポンプ及び燃料ポンプのようなエンジン外部に取付けられた付属機械を駆動するために使用される。ＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５によって使用される動力が、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０によって混合流１８８から取出された動力の小さなパーセンテージであり、従ってＦＬＡＤＥ空気流８０の量を変えかつ制御することが、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の効率に小さな影響しか及ぼさないために、エンジン１の設計における一層大きな自由度を可能にする。
【００４７】
図１１に示すのは、共に軸方向に設置されかつ図３及び図６に示す実施形態のように互いに軸方向にオフセットしていないＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１とを備えたエンジン１である。このエンジン１は、ロングダクトのＦＬＡＤＥダクト３を含む。発電機２６６が、中空のエンジンノズル中心本体７２内に配置され、かつ増速ギヤボックス２６８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続される。ファン３３０は、入口１１における可変入口案内ベーン４の下流に設置される。ＦＬＡＤＥダクト３を横切って配置されたフェアリング１９０は、可変入口案内ベーン４のピッチを変えかつ制御するために使用する、ＦＬＡＤＥダクト３を貫通した可変ベーンシャフト１９４を囲む。
【００４８】
図１２に示すのは、エンジン１内に配置された１つ以上のＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４を備えたエンジン１の一部分である。後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の前方及び後方すなわち上流及び下流においてエンジン１内には、前方発電機３６６及び後方発電機３６７が配置される。前方及び後方発電機３６６、３６７は、前方及び後方増速ギヤボックス３６８、３６９を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続される。また、図１０〜図１２には、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の下流つまり軸方向後方に固定スロート面積Ａ８を有する固定スロート面積メインエンジン排気ノズル２１６を示している。動力抽出は、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６を閉鎖した状態で、そのような固定スロート面積エンジン内で達成することができる。
【００４９】
図７に示すのは、ミキサ４９と後方ＦＬＡＤＥタービン１６０との軸方向間において混合流１８８内に配置された前方アフタバーナ２２６を備えたエンジン１である。前方アフタバーナ２２６は、前方燃料噴霧バー２３０と前方保炎器２３２とを含む。前方アフタバーナ２２６は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５及び／或いは発電機２６６又は動力取出組立体２７０のような動力抽出装置２６４による後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に対する要求に応じて付加的なエネルギーを供給するために後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が一層多くの動力を必要とする場合に、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の上流で混合流１８８に付加的的なエネルギーを加えるために使用することができる。
【００５０】
図９に断面で概略的に示すのは、第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２を備えたファンセクション１１５を有する航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１である。第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６は、ＦＬＡＤＥ入口８及びＦＬＡＤＥダクト３内に流入することができるＦＬＡＤＥ空気流８０の量を制御するために使用される。ＦＬＡＤＥ式エンジン１の部分出力推力設定において第１のＦＬＡＤＥベーン６を開くことによるＦＬＡＤＥダクト３の開放は、エンジンが、高度及びマッハ数のような任意の組の亜音速飛行周囲条件における比較的広い推力範囲にわたって本質的に一定の入口空気流を維持し、同時にスピレージ抗力を回避しまた飛行条件の範囲全体にわたってスピレージ抗力を回避することを可能にする。この能力は、亜音速部分出力エンジン作動状態のために特に必要である。
【００５１】
ＦＬＡＤＥ入口８及びファン入口１１は、組み合わされて、全体としてエンジン入口１３を形成する。第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２の下流つまり軸方向後方にはコアエンジン１８があり、コアエンジン１８は、環状のコアエンジン入口１７とほぼ前方１４及び後方１６に延びた全体にわたって軸方向に延びる軸線すなわち中心線１２とを有する。第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２の下流つまり軸方向後方に設置されたファンバイパスダクト４０は、コアエンジン１８を囲む。ＦＬＡＤＥダクト３は、第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２とファンバイパスダクト４０とを囲む。
【００５２】
入口性能の１つの重要な基準は、ラム回復率である。良好な入口は、エンジンと整合した空気取入れ特性と共に、低い抗力と良好な流量安定性とを有するものでなくてはならない。任意の組の作動飛行条件において、空気流量要件は、ＦＬＡＤＥ式エンジン１のポンピング特性によって決まる。エンジンの超音速作動時に、エンジン入口１３の面積が入口空気流量を取入れるには小さ過ぎる場合には、特に固定入口である場合に入口衝撃が入口スロートの下流に影響し、衝撃後の圧力回復が悪化し、エンジンの要求を満たすために入口から出る補正流量が増大する。ＦＬＡＤＥ式エンジン入口面積が大き過ぎる場合には、エンジン入口１３は、エンジンが使用できるよりも多くの空気を供給し、余分な空気をエンジンの周りにバイパスさせるか又は入口から外に戻すように「溢れ」させなくてはならなくなるので、過度な抗力（スピレージ抗力）を生じることになる。空気が多過ぎても少な過ぎても、航空機システムの性能には有害である。ＦＬＡＤＥファン２及びＦＬＡＤＥダクト３は、入口からファンに供給される入口空気流量の制御を助けるように設計されかつ作動する。
【００５３】
コアエンジン１８は、下流方向の直列軸流関係で、コア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７と、高圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、高圧タービンブレード２４の列を有する高圧タービン２３とを含む。エンジン１の中心線１２の周りで同軸に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０とコア駆動ファン３７とを高圧タービンブレード２４を備えた高圧タービン２３に接続する。コアエンジン１８は、燃焼ガスを発生する働きをする。高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２内で燃料と混合され点火されて、それによって燃焼ガスを発生する。高圧タービンブレード２４がこれらのガスから幾らかの仕事を取出して、コア駆動ファン３７と高圧圧縮機２０とを駆動する。高圧シャフト２６は、単一の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７を回転させ、コア駆動ファンブレード３６は、全体的に半径方向内側に設置されたブレードハブ部分３９から環状のファンシュラウド１０８によって隔てられた全体的に半径方向外側に設置されたブレード先端部分３８を有する。
【００５４】
燃焼ガスは、コアエンジン１８から、それぞれ第１及び第２の低圧タービンブレード２８、２９の列を備えた逆方向回転可能な（二重反転の）第１及び第２の低圧タービン１９、２１を有する低圧タービンセクション１５０内に吐出される。第２の低圧タービン２１は、第１の低圧シャフト３１によって第１の二重反転ファン１３０に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、第１の低圧スプール２４２と呼ばれる。第１の低圧タービン１９は、第２の低圧シャフト３０によって第２の二重反転ファン１３２に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、第２の低圧スプール２４０と呼ばれる。第２の二重反転ファン１３２は、ほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔をおいて配置された単一の第２のファンブレード３２の列を有する。第１の二重反転ファン１３０は、ほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔をおいて配置された単一の第１のファンブレード３３の列を有する。後方ＦＬＡＤＥファンブレード５は、主として入口空気流量要件に柔軟に整合させるために使用される。
【００５５】
高圧タービン２３は、燃焼器２２からの流れを高圧タービンブレード２４の列に向ける高圧タービン（ＨＰＴ）ノズルステータベーン１１０の列を含む。高圧タービンブレード２４の列からの流れは、次にそれぞれ逆方向回転可能な第２及び第１の低圧タービン２１、１９並びに第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列内に向けられる。
【００５６】
第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列間には、固定低圧ステータベーン６６の列が配置される。それに代えて、第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列間に、可変低圧ステータベーンの列を組み込むことができる。第１の低圧タービン１９及びその第１の低圧タービンブレード２８の列は、高圧タービンブレード２４の列に対して逆方向回転可能である。第１の低圧タービン１９及びその第１の低圧タービンブレード２８の列は、第２の低圧タービン２１及びその第２の低圧タービンブレード２９の列に対して逆方向回転可能である。図９には、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が、スプール又はファンセクション１１５内のファンと接続されていないフリータービンとして示されている。これに代えて、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０は、第２の低圧スプール２４２の第１の低圧シャフト３１に駆動接続することができる。
【００５７】
偏向のために使用できる全流量は、後方ＦＬＡＤＥファンの回転速度と、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６の設定とによって設定される。右側及び左側バルブ１６２及び１６４は、右側及び左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５及び１３５への流量を制御し、また後方ＦＬＡＤＥタービン１６０及び後方ＦＬＡＤＥファン２が作動する全圧力比を制御する。ターボファンエンジンの作動条件は、全推進システム推力と偏向力との所望の組合せを得るように、必要に応じて調整することができる。ターボファンエンジン制御装置は、推力偏向システムの要求に対応するように変更又は構成されることになる。このことは、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６と右側及び左側バルブ１６２及び１６４との設定に基づいて、現存の制御スケジュールを偏らせることによって達成することができる。これに代えて、航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１の後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の出口とファン入口１１との間の圧力比を制御するシステムで典型的なファン速度制御装置を置き換えるなどして、ターボファンの主要制御モードを変更することができる。
【００５８】
本明細書に示したエンジンは、シングルバイパスタイプ又はデュアルバイパスタイプであるが、バイパスダクト又はバイパス流が存在せず、またファン及び／又は圧縮機を駆動するために使用する任意のタービンセクションの下流に後方ＦＬＡＤＥタービンが配置されたターボジェットタイプも使用可能であると考えられる。ターボジェットタイプのエンジンはさらに、オーグメンタ及び可変面積二次元ノズルを使用することができる。
【００５９】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本発明のその他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるものとして、特許請求の範囲において保護されるのが望ましい。従って、本特許によって保護されるのを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００６０】
【図１】航空機内に取付けられた、ショートＦＬＡＤＥダクトとデュアル推力偏向ノズルとを備えた航空機用推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】航空機内に取付けられた、ロングＦＬＡＤＥダクトとデュアル推力偏向ノズルとを備えた推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図３】図１及び図２に示す、単一回転方向ファンセクションと後方ＦＬＡＤＥブレードとタービンとを備えた後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図４】２つのファンセクションと２つのバイパス入口とを備えた別の後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図５】排気ノズル冷却を備えた、図３に示すエンジンの別の概略断面図。
【図６】後方ＦＬＡＤＥブレードとタービンとショートＦＬＡＤＥダクトとを備えた航空機用推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンの別の例示的な実施形態の概略断面図。
【図７】フリー後方ＦＬＡＤＥタービンの上流に第１のアフタバーナを備えた、図３に示す航空機用推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンの概略断面図。
【図８】後方ＦＬＡＤＥタービンの下流に可変面積タービンノズルと推力増強用アフタバーナとを備えた、図３に示す後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図９】二重反転ファンと後方ＦＬＡＤＥブレードとタービンとを備えた航空機用推力偏向後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンのさらに別の実施形態の概略断面図。
【図１０】動力取出シャフトに駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えた、図３に示す後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図１１】エンジン内に設置された発電機に駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えた、図３に示す後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図１２】エンジン内に設置された２つの発電機に駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えた、図３に示す後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。
【符号の説明】
【００６１】
１  航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン
２  後方ＦＬＡＤＥファン
３  ＦＬＡＤＥダクト
５  後方ＦＬＡＤＥファンブレード
８  ＦＬＡＤＥ入口
１１  ファン入口
１８  コアエンジン
１１１  入口ダクト通路
１１３  航空機の胴体
１１５  ファンセクション
１２３  推力偏向ノズル
１２４  航空機
１２５  右側ＦＬＡＤＥ排気ノズル
１２６  エンジン固定入口ダクト
１２７  エンジン空気吸入口
１２８  ＦＬＡＤＥ固定入口ダクト
１２９  ＦＬＡＤＥ空気吸入口
１３５  左側ＦＬＡＤＥ排気ノズル
１５０  低圧タービンセクション
１５５  ＦＬＡＤＥ空気排出右側ダクト
１５６  ＦＬＡＤＥ空気排出左側ダクト
１６０  後方ＦＬＡＤＥタービン
１６２  右側バルブ
１６４  左側バルブ
２１８  可変スロート面積メインエンジン排気ノズル
２３１  ＦＬＡＤＥ空気流マニフォルド
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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