(57)【要約】【課題】単一壁片持ち構造を有するタービンエンジンを提供する。【解決手段】タービンエンジン（２０）を航空機（１０）に取り付けるための装置および方法が、圧縮機部分（４２）と、燃焼器部分（４８）と、タービン部分（５２）とを流れの配置にて含むタービンエンジン（２０）のためのエンジンコア（４０）を含むことができる。少なくとも１つの支柱（１１０）が、単一の取り付け平面（１２０）においてエンジンコア（４０）に結合する。主流路（１１８）を少なくとも部分的に定める構造壁（１１６）が、少なくとも１つの支柱（１１０）に結合し、圧縮機部分（４２）およびタービン部分（５２）を通過する。【選択図】図２
2019044762.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン中心線（３２）を定めており、圧縮機部分（４２）と、燃焼器部分（４８）と、タービン部分（５２）とを順次の流れの配置にて含んでいるエンジンコア（４０）と、
前記圧縮機部分（４２）と前記タービン部分（５２）との間の単一の取り付け平面（１２０）に従って前記エンジンコア（４０）に結合した少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）と、
前記取り付け支柱（１１０）に結合した前記エンジンコア（４０）を支持し、少なくとも前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）を延びており、前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）を少なくとも部分的に通る主流路（１１８）を形成している構造壁（１１６）と、
を備えるタービンエンジン（２０）。
【請求項２】
前記単一の取り付け平面（１２０）は、１２ｍｍ〜２０５ｍｍの間の幅（１２２）を有する、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項３】
前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）は、前記燃焼器部分（４８）の半径方向外側において前記エンジンコア（４０）に取り付けられている、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）を前記構造壁（１１６）に結合させる少なくとも１つの支柱マウント（１２４）をさらに備える、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項５】
前記取り付け支柱（１１０）を前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）に沿って前記構造壁（１１６）に結合させる少なくとも１つの構造要素（１１４）をさらに備える、請求項４に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項６】
前記構造壁（１１６）は、前記圧縮機部分（４２）または前記タービン部分（５２）の１つ以上の構成要素を、前記構造壁（１１６）を通って前記主流路（１１８）へと延ばすことを可能にする１つ以上の開口部（１３４）を含む、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項７】
前記１つ以上の構成要素は、前記１つ以上の開口部（１３４）に設けられた構造シール要素（１５０）である、請求項６に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項８】
前記構造シール要素（１５０）は、ブレード、シール、またはシュラウドのうちの１つである、請求項７に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項９】
前記エンジンコア（４０）は、エンジン中心線（３２）を定めており、前記単一の取り付け平面（１２０）は、前記エンジン中心線（３２）に対して直角に定められている、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【請求項１０】
前記コアエンジン（４０）は、航空機（１０）において使用されるように構成されている、請求項１に記載のタービンエンジン（２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、単一壁片持ち構造（ｓｉｎｇｌｅ  ｗａｌｌ  ｃａｎｔｉｌｅｖｅｒｅｄ  ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ）を有するタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、とりわけターボプロップエンジンまたはフリータービンエンジンは、空気および燃焼ガスの流れによって駆動される。このようなタービンエンジンは、別個のシャフトをそれぞれ駆動する高圧タービンおよび低圧タービンを有するタービン部分を含むことができる。ＨＰタービンが、圧縮機部分へと接続された高圧シャフトを駆動する一方で、低圧タービンは、プロペラ、ギアボックス、またはファン部分に結合した低圧シャフトを駆動する。
【０００３】
いくつかのタービンエンジンは、エンジン内で流れを２回反転させるために使用される逆流燃焼器を含むことができる。流れは、１回目に、ガスを燃焼させるために反転させられ、２回目に、タービン部分を通ってガスを排気するために反転させられる。
【発明の概要】
【０００４】
一態様において、本開示は、圧縮機部分と、燃焼器部分と、タービン部分とを順次の流れの配置にて有するエンジンコアを含むタービンエンジンに関する。少なくとも１つの取り付け支柱が、圧縮機部分とタービン部分との間の単一の取り付け平面に従ってエンジンコアに結合する。エンジンを支持する構造壁が、取り付け支柱に結合し、少なくとも圧縮機部分およびタービン部分に延在する。構造壁は、主流路を形成し、圧縮機部分およびタービン部分を少なくとも部分的に通って延びる。
【０００５】
別の態様において、本開示は、圧縮機部分とタービン部分とを有するエンジンを含むタービンエンジンに関する。タービンエンジンは、圧縮機部分およびタービン部分に沿った順次の流れの配置にて主流路を含む。取り付け支柱が、エンジンコアを単一の取り付け平面に従って航空機へと取り付けるように構成される。単一の構造壁が、主流路を少なくとも部分的に形成し、圧縮機部分およびタービン部分を通って延びる。
【０００６】
さらに別の態様において、本開示は、タービンエンジンを航空機へと取り付ける方法であって、単一の取り付けにおいて単一の取り付け平面の周りで少なくとも１つの取り付け支柱によってエンジンコアを支持することと、タービンエンジンを通る主流路を少なくとも部分的に形成している単一の構造壁を少なくとも１つの取り付けシャフトで支持することとを含む方法に関する。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】翼に取り付けられたタービンエンジンを有する航空機の上面図である。
【図２】図１の航空機用の１つのタービンエンジンの断面２−２を横切って得た概略の断面図である。
【図３】取り付けシャフトに結合しており、タービンエンジンを通る主流路を形成している図２のエンジンコアの構造壁の分離図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
本明細書に記載される本開示の態様は、単一の取り付け平面に従って航空機に取り付けられるタービンエンジンであって、タービンエンジンの主流路を形成する単一の構造壁を有しているタービンエンジンに関する。例示の目的で、本開示は、逆流ターボプロップタービンエンジンに関して説明される。しかしながら、本明細書に記載される本開示の態様が、そのように限定されず、本明細書に記載される単一の取り付け平面および単一の構造壁を、これらに限られるわけではないがターボジェット、ターボプロップ、ターボシャフト、およびターボファンエンジンなどの他のタービンエンジンにおいても実施可能であることを、理解できるであろう。さらに、航空機に関して説明されるが、本明細書で論じられる本開示の態様は、他の移動の用途ならびに非移動の産業、商業、および住居の用途など、航空機以外のエンジンにおいても広く適用可能である。本明細書に記載される態様が、逆流燃焼器に限定されず、逆流燃焼器の有無にかかわらず、任意のタービンエンジンに同様に適用できることを、理解すべきである。
【０００９】
本明細書において使用されるとき、用語「前方」は、プロペラまたはファンへと向かう方向の移動を指し、あるいは或る構成要素が別の構成要素と比較してプロペラまたはファンにより近いことを指す。用語「後方」は、前方のプロペラまたはファンの反対側のエンジンの後部に向かう方向を指す。用語「上流」が、本明細書において使用されるとき、エンジンの空気取り入れ口により近い位置を指す一方で、用語「下流」は、本明細書において使用されるとき、エンジンの排気部に向かって移動することを指す。さらに、本明細書において使用されるとき、用語「半径方向の」または「半径方向に」は、エンジンの中心の長手方向の軸線とエンジンの外周との間を延びる寸法を指す。さらに、本明細書において使用されるとき、要素の「組」または「一式」という用語は、要素が任意の数であってよく、要素が１つだけであってもよい。
【００１０】
方向についてのすべての言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上部、下部、上方、下方、左、右、横方向、前部、後部、頂部、底部、上に、下に、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流側、下流側、前方、後方、など）は、本開示の読者の理解を助けるための識別目的のためだけに使用され、とくに本明細書に記載される本開示の態様の位置、方向、または使用に関して限定を生じさせるものではない。接続についての言及（例えば、取り付ける、結合する、連結する、接合する）は、広義に解釈されるべきであり、とくに断らない限り、要素の集合間の中間部材および要素間の相対運動を含むことができる。このように、接続についての言及は、必ずしも２つの要素が直接に接続されて互いに固定された関係にあることを、意味するものではない。例示される図面は、あくまでも説明を目的とするものであり、添付の図面に反映される寸法、位置、順序、および相対サイズは、さまざまに変更可能である。
【００１１】
図１を参照すると、航空機１０は、機首１４と尾部１６とを有する胴体１２を含むことができ、胴体１２から２つの翼１８が延びている。１対のエンジン２０が、翼１８に取り付けられ、１組のプロペラブレード２４を有するプロペラ部２２を含んでいる。図示のとおりのエンジン２０の数およびエンジン２０の取り付け位置は、例示であり、任意の数のエンジン２０を航空機１０の任意の位置に備えることができることを、理解されたい。１つのさらなる例（ただし、これに限られるわけではない）においては、エンジンが翼１８には取り付けられず、ただ１つのエンジンを機首１４に取り付けることができる。
【００１２】
図２を参照すると、亜音速飛行で使用されるエンジンなどのエンジン２０は、前方３４から後方３６へと延びているおおむね長手方向に延びる軸線または中心線３２を有する。エンジン２０は、空気が吸気口３８において取り込まれ、おおむね後方３６から前方３４への方向に流れるフリータービンターボプロップエンジンとして図示されている。エンジン２０は、吸気口３８と、軸流圧縮機部分４４と、遠心圧縮機部分４６とを含む圧縮機部分４２、燃焼器５０を含む燃焼部分４８、高圧（ＨＰ）タービン部分５４と低圧（ＬＰ）タービン部分５６とを含むタービン部分５２、排気部分５８、ならびにプロペラ部２２を下流への直列な流れの関係にて含んでいるエンジンコア４０を含む。燃焼器５０は、後方から前方への流れの方向が燃焼器５０において反転させられ、その後に再び反転させられてタービン部分５２に進入する逆流燃焼器として図示されている。プロペラ部２２は、複数のプロペラブレード２４へと結合したプロペラハブ６０を含み、プロペラブレード２４は、プロペラハブ６０の周囲に放射状に配置されている。エンジンナセルまたはケーシング６２が、エンジンコア４０のための環状ハウジングを形成することができる。エンジンが断面で図示されており、エンジン中心線３２の上方に断面の半分だけが図示されていることを、理解すべきである。エンジン２０が環状であり、タービンエンジンに典型的な内部構成要素の周状の配置を含むことを、理解すべきである。
【００１３】
エンジン２０の中心線３２の周囲に同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール６４が、ＨＰタービン部分５４を軸流圧縮機部分４４および遠心圧縮機部分４６へと駆動可能に接続する。ＨＰスプール６４に整列し、かつＨＰスプール６４とは別であり、やはりエンジン２０の中心線３２の周囲に同軸に配置されたＬＰシャフトまたはスプール６６が、ＬＰタービン部分５６をプロペラハブ６０へと駆動可能に接続する。ＬＰタービン部分５６の駆動は、ＬＰスプール６６を駆動して、プロペラハブ６０を回転させ、結果としてプロペラブレード２４を回転させる。スプール６４，６６は、エンジン中心線３２を中心にして回転可能であり、ロータ６８を協働して定める複数の回転可能要素に結合している。
【００１４】
圧縮機部分４４は、少なくとも１つの圧縮機段７２を含み、圧縮機段７２においては、１組の圧縮機ブレード７４が対応する１組の固定圧縮機ベーン７８（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、各段７２を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。遠心圧縮機部分４６は、１組のインペラベーン７６を有するインペラ７０を含むことができる。単一の圧縮機段７２において、複数の圧縮機ブレード７４をリング状に設け、中心線３２に対して半径方向外向きに延ばすことができる一方で、対応する固定圧縮機ベーン７８は、回転するブレード７４の下流に、回転するブレード７４に隣接して配置される。図２に示されているブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、説明の目的で選択されたものにすぎず、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１５】
圧縮機の各段のブレード７４，７６は、ディスク８０に取り付けられ、ディスク８０は、対応するＨＰスプール６４に取り付けられ、各段は、自身のディスク８０を有している。圧縮機の各段のベーン７８は、本明細書において詳述される構造壁１１６に、周状の配置にて取り付けられる。
【００１６】
ＨＰタービン部分５４およびＬＰタービン部分５６は、複数のタービン段８４、８６をそれぞれ含み、タービン段８４、８６においては、１組のタービンブレード８８、９０が対応する１組の固定タービンベーン９４、９８（ノズルとも呼ばれる）に対して回転し、各段を通過する流体の流れからエネルギを取り出す。単一のタービン段８４、８６において、複数のタービンブレード８８、９０をリング状に設け、中心線３２に対して半径方向外向きに延ばすことができる一方で、対応する固定タービンベーン９４、９８は、回転するブレード８８、９０の上流に、回転するブレード８８、９０に隣接して配置される。図２に示されているブレード、ベーン、およびタービン段の数は、説明の目的で選択されたものにすぎず、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１７】
ＨＰタービン段８４のブレード８８を、ディスク９２に取り付けることができ、ディスク９２は、対応するＨＰスプール６４に取り付けられ、各段は、専用のディスク９２を有する。ＬＰタービン段８６のブレード９０を、ディスク９６に取り付けることができ、ディスク９６は、対応するＬＰスプール６６に取り付けられ、各段は、専用のディスク９６を有する。タービンの各段のベーン９４，９８を、周状の配置にて構造壁１１６に取り付けることができる。
【００１８】
ロータ部分と相補的に、圧縮機部分４２およびタービン部分５２の固定ベーン７８，９４，９８など、エンジン２０の静止部分は、個別に、またはまとめて、ステータ８２とも呼ばれる。したがって、ステータ８２は、エンジン２０の全体にわたる非回転要素の組合せを指すことができる。
【００１９】
動作時に、吸気口３８に進入する空気流は、軸流圧縮機部分４４へと導かれ、軸流圧縮機部分４４は、加圧された空気１００を遠心圧縮機部分４６へと供給し、遠心圧縮機部分４６が、空気をさらに加圧する。遠心圧縮機部分４６からの加圧された空気１００は、燃焼器５０において燃料と混合され、燃焼器５０において燃料が燃焼することで、燃焼ガスが発生する。ＨＰタービン部分５４が、これらのガスからいくらかの仕事を抽出し、軸流圧縮機部分４４および遠心圧縮機部分４６を駆動する。ＨＰタービン部分５４は、燃焼ガスをＬＰタービン部分５６へと排出し、ＬＰタービン部分５６は、ＬＰタービン部分５６を駆動する追加の仕事を抽出し、排気ガスが排気部分５８を介してエンジン２０から最終的に排出される。
【００２０】
加圧された空気流１００の一部を、抽気１０２として圧縮機部分４２から引き出すことができる。抽気１０２を、加圧された空気流１００から引き出し、冷却を必要とするエンジン構成要素へと供給するなど、エンジンまたは航空機の他の領域において利用することができる。燃焼器５０に進入する加圧された空気流１００の温度は、著しく高くなる。したがって、抽気１０２によってもたらされる冷却が、そのようなエンジン構成要素を高温の環境において動作させるために必要である。
【００２１】
一例（ただし、これに限られるわけではない）における減速ギアボックスなど、ギアボックス１０４が、ＬＰスプール６６とプロペラハブ６０との間に設けられる。さらに、軸流圧縮機部分４４の後方３６に配置される補機ギアボックス１０６を、例えば、これらに限られるわけではないが、燃料ポンプ、燃料制御装置、オイルポンプ、スタータ／発電機、およびタコメータなど、エンジン２０の他の部分を動作させるために設けることができる。
【００２２】
取り付け支柱１１０を、航空機１０あるいは航空機１０の翼または機首内の構成要素などの航空機の構造要素１１２からエンジンコア４０へと延ばすことができ、圧縮機部分４２とタービン部分５２との間でエンジンコア４０へと取り付けることができる。取り付け支柱１１０は、例えば、エンジン中心線３２と同一平面上にあってよい。１つ以上の構造要素１１４を、エンジン２０の残りの構成要素を取り付け支柱１１０の周りに取り付けるために、取り付け支柱１１０に取り付けることができる。このような構造要素１１４は、いくつかの例（ただし、これらに限られるわけではない）において、構造壁１１６、あるいは取り付けシャフト、ロッド、バー、梁、ファスナ、ボルト、ナット、ねじ、またはエンジンコア４０を航空機１０に固定するために適した他の必要な構造要素を含むことができる。支柱マウント１２４を使用して、取り付けシャフト１１０を構造要素１１４に結合させることができる。支柱マウント１２４は、取り付け支柱１１０と構造要素１１４または構造壁１１６との間の接続を容易にする。単一の取り付け支柱１１０が示されているが、１組の取り付け支柱１１０または複数の取り付け支柱１１０を、エンジン２０の外周の各所においてエンジンコア４０へと取り付けられるように延ばしてもよいことを、理解すべきである。さらに、取り付け支柱１１０は、支柱である必要はなく、例えば、これらに限られるわけではないがロッド、バー、シャフト、または梁など、エンジンコア４０を航空機１０に結合させるための任意の他の適切な構造部材であってよい。
【００２３】
構造壁１１６は、取り付け支柱１１０に結合し、エンジンコア４０を通って延びる主流路１１８を少なくとも部分的に形成する。構造壁１１６を、取り付け支柱１１０に直接的または間接的に結合させることができる。
【００２４】
ここで図３を参照すると、取り付け支柱１１０は、エンジンコア４０を単一の取り付け平面１２０に従って取り付けることができる。取り付け支柱１１０は、単一の取り付け支柱１１０として図示されているが、エンジン２０の環状の構成において、エンジンコア４０の周囲に組織的に配置された任意の数の取り付け支柱１１０を使用して、エンジン２０を単一の取り付け平面１２０に従って取り付けることができる。同様に、単一の取り付け平面１２０は、エンジンの断面を通る線として図示されているが、取り付け平面は、図３に示されている線においてエンジン中心線３２と直交するように定められる環状の領域であってよい。さらに、単一の取り付け平面１２０として説明されているが、単一の取り付け平面１２０は、幾何学的平面のような限りなく薄い幅に限定されず、幅１２２を有することができることを理解すべきである。一例において、幅１２２は、取り付けシャフト１１０の直径または厚さに等しくてよい。例えば、幅１２２は、０．５インチ（１２ｍｍ）から８インチ（２０５ｍｍ）の間であってよい。取り付け支柱１１０の少なくとも一部分は、燃焼部分４８の内部に位置することができ、燃焼器５０の半径方向外側に取り付けられてよい。１つの代替例においては、エンジンコア４０への接続点における取り付け支柱１１０を、燃焼器５０の外側に位置させることができるが、さらには、取り付け支柱１１０をエンジンコア４０の軸方向に沿った任意の場所に配置し、単一の取り付け平面１２０をエンジンコア４０に沿った任意の場所に位置させることができると考えられる。
【００２５】
単一の取り付け平面１２０は、２つ以上の軸方向位置におけるエンジンの取り付けと対照的に、エンジン中心線３２に沿った１つの軸方向位置における単一の環状の取り付け平面に従ったエンジン２０の取り付けを提供する。したがって、エンジン２０を、取り付け支柱１１０において単一の取り付け平面１２０の周りに片持ちすることができる。単一の片持ち取り付け平面１２０は、図１の航空機１０にエンジン２０を取り付けるための重量効果に優れた手段を提供し、エンジン２０の出力対重量比の改善をもたらすことができる。単一の取り付け平面１２０は、二次の取り付け用の特徴および追加の接続金物を回避する。このような重量の減少は、エンジンの性能および効率の向上に直接関係する。
【００２６】
構造壁１１６は、主流路１１８の周囲の周壁であってよい。主流路１１８を、加圧された空気１００を流れの関係において吸気口３８から圧縮機部分４２、燃焼部分４８、およびタービン部分５２を通ってもたらし、排気部分５８から排気する流路と定義することができる。構造壁１１６は、単一の一体的な部品である単一の構造壁であってよく、あるいは互いに接合された半径方向外側の壁１３０と半径方向内側の壁１３２との組合せであってよい。別の代替例において、構造壁１１６は、圧縮機部分４２のための主流路１１８を形成する１つの部品と、タービン部分５２のための主流路１１８を形成する１つの部品とを有する２つの部分であってよく、燃焼部分４８を含んでも、含まなくてもよい。一例においては、構造壁１１６を、単一の一体的な部品または複数の部品としての構造壁の複雑な形状を形成するために、３Ｄ印刷などの付加製造によって製作することができる。
【００２７】
構造壁１１６は、動作に必要な追加の構造を取り付け、支持するように構成することができる。例えば、加圧された空気１００を駆動するためにブレード８８を主流路１１８へと延ばすことができるように、１つ以上の開口部１３４を構造壁１１６に設けることができる。別の例においては、構造壁１１６を、圧縮機部分４２において使用されるように構成された圧縮機部分１３６と、タービン部分５２において使用されるように構成されたタービン部分１３８とに分けることができる。さらに、構造壁１１６は、燃焼部分４８において使用されるように構成された燃焼部分１４０を含むことができる。部分１３６，１３８，１４０のいずれもが互いに一体でなくてよく、あるいは部分１３６，１３８，１４０のうちの２つ以上が互いに一体であってよいが、部分１３６，１３８，１４０のすべてが別々であってよいと考えられる。
【００２８】
一例において、構造壁１１６は、単一の取り付け平面１２０において取り付け支柱１１０に直接結合することができる。あるいは、取り付けシャフト１１０は、１つ以上の二次シャフト１４２を介して構造壁１１６に結合することができる。あるいは、構造壁１１６は、二次シャフト１４２またはファスナ１４４などの１つ以上の追加の構造要素１１４を介して間接的に取り付けシャフト１１０に結合することができる。一例においては、二次シャフト１４２を、圧縮機シャフトとして圧縮機部分に配置することができ、あるいはタービンシャフトとしてタービン部分に配置することができる。
【００２９】
構造壁１１６は、主流路１１８の少なくとも一部分を形成するために使用される。構造壁１１６は、主流路１１８を直接形成することができ、あるいは１つ以上の構造シール要素１５０を支持して、主流路１１８を間接的に形成することができる。このような構造シール要素１５０は、いくつかの例（ただし、これらに限られるわけではない）において、ブレード、ベーン、シュラウド、ディスク、プラットフォーム、蟻ほぞ、シール、あるいは主流路１１８に面する任意の他の回転または非回転要素を含むことができる。構造壁１１６は、取り付けシャフト１１０への荷重の伝達において荷重を運ぶためのエンジン２０の残りの部分のための構造的基礎として機能する。
【００３０】
構造壁１１６の単一壁構造は、構造要素を、主流路を形成する周壁と組み合わせて有しているエンジンと比べ、より軽量な設計を有するエンジン構造を提供する。軽量化により、ペイロードを増やすことができ、あるいは必要な揚力が小さくて済むことで、燃料の燃焼を最小限に抑えて、効率を向上させ、総飛行時間を長くすることができる。
【００３１】
単一壁の片持ちタービンエンジンは、２つの方法で出力対重量比を改善するという課題に取り組む。第１に、単一の取り付け平面は、エンジンを取り付けるための重量効率に優れた手段であり、第２の一式の取り付け用の特徴および接続金物の使用を避け、全体としての構造を最小限に抑える。構造壁１１６の単一壁は、主たるエンジン支持構造および主流路の表面の両方として機能することによって、より軽量なシステムをもたらす。両方の特徴の組合せは、エンジンの半径の縮小をもたらし、典型的には流路をシールするために使用される軸対称の金物の第２の層を排除する。単一壁構造は、保守の簡略化を可能にし、翼上で圧縮機の軽い損傷を修理する可能性を含み、エンジンのモジュール式での分解を可能にするが、他のエンジンにおいてはビークルからエンジンを取り外す必要がある。
【００３２】
本明細書に記載のとおりのエンジン２０の構造および構成を、一例（ただし、これに限られるわけではない）においては３Ｄ印刷などの付加製造によって製作できることを、理解すべきである。添加製造は、本明細書に記載の主流路１１８を形成する構造壁１１６など、エンジン構成要素の複雑な三次元形状の形成において有益である。
【００３３】
エンジン中心線を定めているタービンエンジンを航空機へと取り付ける方法は、エンジン中心線に直交するように定められた単一の取り付け平面においてエンジンコアを少なくとも１つの取り付け支柱で支持することと、タービンエンジンを通る主流路を少なくとも部分的に形成している単一の構造壁を少なくとも１つの取り付け支柱で支持することとを、含むことができる。エンジンの支持は、図３に記載されているように、エンジン中心線３２に直交する単一の取り付け平面１２０においてエンジン２０を取り付けることを含むことができる。さらに、単一の構造壁は、図３の構造壁１１６であってよく、本明細書に記載のとおりであってよい。さらに、取り付け支柱は、本明細書に記載のとおりの取り付け支柱１１０であってよいが、必ずしも支柱に限定される必要はなく、いくつかの例（ただし、これらに限られるわけではない）においては、梁、ロッド、シャフト、またはバーなどの任意の同様な構造要素であってよい。
【００３４】
この方法は、単一の構造壁に図２のエンジンナセルまたはケーシング６２などのナセルまたはケーシングを取り付けることを、さらに含むことができる。またさらに、この方法は、少なくとも１つの取り付けシャフトが、タービンエンジンによって駆動されるプロペラからの荷重を航空機へと伝達するように構成されることを、含むことができる。
【００３５】
この方法は、タービンエンジンがタービン部分および圧縮機部分を含み、少なくとも１つの取り付けシャフトがタービン部分と圧縮機部分との間でエンジンコアに結合することを、さらに含むことができる。取り付け支柱のエンジンコアへの結合点は、単一の取り付け平面に従って定められる。このように、単一の取り付け平面は、流体に関してタービン部分と圧縮機部分との間に設けられた燃焼部分と交差しても、交差しなくてもよい。この方法は、単一構造壁が少なくとも１つの取り付けシャフトからタービン部分および圧縮器部分の両方に向かって延びることを、さらに含むことができる。
【００３６】
本開示の設計の適用が、ファン部分およびブースタ部分を有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェットおよびターボエンジンにも同様に適用可能であることを、理解すべきである。
【００３７】
未だ説明されていない限りにおいて、種々の実施形態の異なる特徴および構造を、所望に応じて互いに組み合わせ、あるいは互いに置き換えて使用することができる。或る１つの特徴が一部の実施形態において示されていないとしても、それは説明を簡潔にするためであり、そのような例示が不可能であるとの解釈を意味しない。したがって、異なる実施形態の種々の特徴を所望のとおりに混合し、あるいは結合させて、新たな実施形態を形成することが、そのような新たな実施形態が明示的に説明されているか否かにかかわらず可能である。本明細書に記載の特徴のすべての組合せまたは置き換えが、本開示に包含される。
【００３８】
本明細書においては、本明細書に記載される開示の態様を最良の様態を含めて説明するとともに、あらゆる装置またはシステムの製作および使用ならびにあらゆる関連の方法の実行を含む本開示の態様の実施を当業者にとって可能にするために、いくつかの実施例を使用している。本開示の態様の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を有しており、あるいは特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含むならば、特許請求の範囲の技術的範囲に包含される。
［実施態様１］
エンジン中心線（３２）を定めており、圧縮機部分（４２）と、燃焼器部分（４８）と、タービン部分（５２）とを順次の流れの配置にて含んでいるエンジンコア（４０）と、
前記圧縮機部分（４２）と前記タービン部分（５２）との間の単一の取り付け平面（１２０）に従って前記エンジンコア（４０）に結合した少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）と、
前記取り付け支柱（１１０）に結合した前記エンジンコア（４０）を支持し、少なくとも前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）を延びており、前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）を少なくとも部分的に通る主流路（１１８）を形成している構造壁（１１６）と、
を備えるタービンエンジン（２０）。
［実施態様２］
前記単一の取り付け平面（１２０）は、１２ｍｍ〜２０５ｍｍの間の幅（１２２）を有する、実施態様１に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様３］
前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）は、前記燃焼器部分（４８）の半径方向外側において前記エンジンコア（４０）に取り付けられている、実施態様１に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様４］
前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）を前記構造壁（１１６）に結合させる少なくとも１つの支柱マウント（１２４）をさらに備える、実施態様１に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様５］
前記取り付け支柱（１１０）を前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）に沿って前記構造壁（１１６）に結合させる少なくとも１つの構造要素（１１４）をさらに備える、実施態様４に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様６］
前記構造壁（１１６）は、前記圧縮機部分（４２）または前記タービン部分（５２）の１つ以上の構成要素を、前記構造壁（１１６）を通って前記主流路（１１８）へと延ばすことを可能にする１つ以上の開口部（１３４）を含む、実施態様１に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様７］
前記１つ以上の構成要素は、前記１つ以上の開口部（１３４）に設けられた構造シール要素（１５０）である、実施態様６に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様８］
前記構造シール要素（１５０）は、ブレード、シール、またはシュラウドのうちの１つである、実施態様７に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様９］
前記エンジンコア（４０）は、エンジン中心線（３２）を定めており、前記単一の取り付け平面（１２０）は、前記エンジン中心線（３２）に対して直角に定められている、実施態様１に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１０］
圧縮機部分（４２）およびタービン部分（５２）を有しており、前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）に沿った順次の流れの配置にて主流路（１１８）を含んでいるエンジンコア（４０）と、
前記エンジンコア（４０）を単一の取り付け平面（１２０）に従って航空機（１０）へと取り付けるように構成された取り付け支柱（１１０）と、
前記主流路（１１８）を少なくとも部分的に形成しており、前記圧縮機部分（４２）および前記タービン部分（５２）を通って延びている単一の構造壁（１１６）と
を備えるタービンエンジン（２０）。
［実施態様１１］
前記圧縮機部分（４２）と前記タービン部分（５２）との間に設けられた燃焼器部分（４８）をさらに備え、前記取り付け支柱（１１０）は、前記燃焼器部分（４８）の範囲内に取り付けられる、実施態様１０に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１２］
前記構造壁（１１６）は、前記圧縮機部分（４２）または前記タービン部分（５２）の構成要素を、前記構造壁（１１６）を通って前記主流路（１１８）へと延ばすことを可能にする１つ以上の開口部（１３４）を含む、実施態様１０に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１３］
構造シール要素（１５０）が、前記１つ以上の開口部（１３４）に設けられる、実施態様１２に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１４］
前記構造シール要素（１５０）は、ブレード、シール、またはシュラウドのうちの１つである、実施態様１３に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１５］
前記エンジンコア（４０）を囲む外側ケーシング（６２）をさらに備え、前記外側ケーシング（６２）は、前記構造壁（１１６）によって支持される、実施態様１０に記載のタービンエンジン（２０）。
［実施態様１６］
エンジン中心線（３２）を定めているタービンエンジン（２０）を航空機（１０）に取り付ける方法であって、
エンジンコア（４０）を前記エンジン中心線（３２）に対して直角に定められる単一の取り付け平面（１２０）において少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）で支持することと、
前記タービンエンジン（２０）を通る主流路（１１８）を少なくとも部分的に形成する単一の構造壁（１１６）を前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）で支持することと
を含む方法。
［実施態様１７］
ケーシング（６２）を前記単一の構造壁（１１６）に取り付けることをさらに含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）は、前記タービンエンジン（２０）によって駆動されるプロペラ（２２）からの荷重を前記航空機（１０）へと伝えるように構成されている、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１９］
タービンエンジン（２０）は、タービン部分（５２）および圧縮機部分（４２）を含み、前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）は、前記タービン部分（５２）と前記圧縮機部分（４２）との間で前記エンジンコア（４０）に結合する、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様２０］
前記単一の構造壁（１１６）は、前記少なくとも１つの取り付け支柱（１１０）から前記タービン部分（５２）および前記圧縮機部分（４２）の両方に向かって延びる、実施態様１９に記載の方法。
【符号の説明】
【００３９】
１０  航空機
１２  胴体
１４  機首
１６  尾部
１８  翼
２０  エンジン
２２  プロペラ部
２４  プロペラブレード
３２  エンジン中心線
３４  前方
３６  後方
３８  吸気口
４０  エンジンコア
４２  圧縮機部分
４４  軸流圧縮機部分
４６  遠心圧縮機部分
４８  燃焼部分
５０  燃焼器
５２  タービン部分
５４  高圧（ＨＰ）タービン部分
５６  低圧（ＬＰ）タービン部分
５８  排気部分
６０  プロペラハブ
６２  エンジンナセルまたはケーシング
６４  ＨＰスプール
６６  ＬＰスプール
６８  ロータ
７０  インペラ
７２  圧縮機段
７４  圧縮機ブレード
７６  インペラベーン
７８  固定圧縮機ベーン
８０  ディスク
８２  ステータ
８４  ＨＰタービン段
８６  ＬＰタービン段
８８  タービンブレード
９０  タービンブレード
９２  ディスク
９４  固定タービンベーン
９６  ディスク
９８  固定タービンベーン
１００  加圧された空気、加圧された空気流
１０２  抽気
１０４  ギアボックス
１０６  補機ギアボックス
１１０  取り付け支柱、取り付けシャフト
１１２  航空機の構造要素
１１４  構造要素
１１６  構造壁
１１８  主流路
１２０  単一の片持ち取り付け平面
１２２  幅
１２４  支柱マウント
１３０  半径方向外側の壁
１３２  半径方向内側の壁
１３４  開口部
１３６  圧縮機部分
１３８  タービン部分
１４０  燃焼部分
１４２  二次シャフト
１４４  ファスナ
１５０  構造シール要素
【図１】
2019044762.tif 000003
【図２】
2019044762.tif 000004
【図３】
2019044762.tif 000005
【外国語明細書】
2019044762000001.pdf