(57)【要約】  本発明の例示の一態様のガスタービンエンジンが、エンジン中心軸に沿って画定されたギアトレインと、前記エンジン中心軸に沿ってギアトレインを駆動するスプールと、を含み、スプールは、低段数の低圧タービンを含む。前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低段数が、３〜６個の段を含む。代替的にまたは追加として、低段数が、３個の段を含む。代替的にまたは追加として、低段数が、５個または６個の段を含む。
2014526639.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン中心軸に沿って画定されたギアトレインと、
前記エンジン中心軸に沿って前記ギアトレインを駆動するとともに、低段数の低圧タービンを含んだスプールと、
を備えたガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記低段数が、３〜６個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記低段数が、３個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記低段数が、５個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記低段数が、６個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記スプールが、低スプールであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記エンジン中心軸を中心として画定されたコアナセルと、
ファンバイパス空気流のためのファンバイパス空気流路を画定するように前記コアナセルの周りに少なくとも部分的に取付けられたファンナセルと、
エンジン運転時にファンノズル出口面積を変化させて、前記ファンバイパス空気流の圧力比を調節するように、前記ファンナセルに関して軸方向に動作可能なファン可変面積ノズルと、
をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ファンノズル出口面積を変化させて、前記ファンバイパス空気流の前記圧力比を調節するための前記ファン可変面積ノズルを制御するように動作可能なコントローラをさらに備えることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記コントローラが、巡航飛行条件時に前記ファンノズル出口面積を低下させるように動作可能であることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記コントローラが、ファンの不安定性を低減するように前記ファンノズル出口面積を制御するように動作可能であることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ファン可変面積ノズルが、前記ファンナセルの後縁を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記ファンバイパス空気流が約６を上回るバイパス比を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記ファンバイパス空気流が約１０を上回るバイパス比を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
前記ファンバイパス空気流が６を上回るバイパス比を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記ファンバイパス空気流が１０を上回るバイパス比を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
前記ギアトレインが、約２．３以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記ギアトレインが、約２．５以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記ギアトレインが、２．５以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
前記低圧タービンが、約５を上回る低圧タービン圧力比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
前記低圧タービンが、５を上回る低圧タービン圧力比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記スプールが、前記ギアトレインを介してファンを駆動することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
エンジン中心軸を中心として画定されたコアナセルと、
ファンバイパス空気流のファンバイパス流路を画定するように、前記コアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、
前記コアナセル内のギアトレインと、
前記コアナセル内において前記エンジン中心軸に沿って前記ギアトレインを駆動するとともに、低段数の低圧タービンを含んだスプールと、
エンジン運転時にファンノズル出口面積を変化させて、前記ファンバイパス空気流の圧力比を調節するように、前記ファンナセルに関して軸方向に移動可能なファン可変面積ノズルと、
を備えたガスタービンエンジン。
【請求項２３】
前記低圧タービンが、５を上回る圧力比を画定することを特徴とする請求項２２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２４】
前記低圧タービンが、５を上回る圧力比を画定し、前記スプールが、前記ファンナセル内のファンを前記ギアトレインを介して駆動し、前記ファンバイパス空気流が、１０を上回るバイパス比を画定し、前記ギアトレインが、２．５以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項２２に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願のクロスリファレンス）
本出願は、２００８年６月２日出願の米国特許出願第１２／１３１８７６号の一部継続出願である。
【０００２】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に航空機パイロンにターボファンガスタービンエンジンを取り付けるためのエンジン取付け構造に関する。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンエンジンは、航空機構造に一体化されたパイロンなどの、航空機の様々な箇所に取り付けられる。エンジン取付け構造はエンジンと航空機構造との間の荷重の伝達を保証する。荷重は通常、エンジンの重量、スラスト、空力側面荷重、およびエンジン軸を中心とする回転トルクを含む。またエンジン取付け構造は、異なる飛行段階の間にエンジンが受ける変形や、熱膨張、熱収縮による寸法変化を吸収する必要がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従来のエンジン取付け構造の一つは、前方取付け部と後方取付け部とを有し、後方取付け部からエンジン中間ケース構造へと前方に延在する相対的に長いスラストリンクを有するパイロンを含む。これは有効であるが、この従来型の取付け構造の欠点の一つは、スラストリンクからエンジンケースへの相対的に大きな「パンチ荷重」（ｐｕｎｃｈ  ｌｏａｄ）であり、この荷重はエンジンからのスラストを作用（ｒｅａｃｔ）させてそのスラストをパイロンに結合させる。それらの荷重は、中間ケースや低圧圧縮機（ＬＰＣ）ケースを変形させる傾向がある。こうした変形は静的なケースと回転ブレード先端部との間の隙間を増大させ、それにより、エンジン性能に悪影響を与え、燃料の燃焼を増加させる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の例示の一態様のガスタービンエンジンが、エンジン中心軸に沿って画定されたギアトレインと、前記エンジン中心軸に沿って前記ギアトレインを駆動するスプールと、を含み、スプールは、低段数の低圧タービンを含む。
【０００６】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低段数が、３〜６個の段を含む。代替的にまたは追加として、低段数が、３個の段を含む。代替的にまたは追加として、低段数が、５個または６個の段を含む。
【０００７】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、スプールは、低スプールである。
【０００８】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、エンジンが、エンジン中心軸を中心として画定されたコアナセルと、ファンバイパス空気流のためのファンバイパス流路を画定するようにコアナセルの周りに少なくとも部分的に取付けられたファンナセルと、エンジン運転時にファンノズル出口面積を変化させて、ファンバイパス空気流の圧力比を調節するように、ファンナセルに関して軸方向に動作可能なファン可変面積ノズルと、を含む。
【０００９】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、エンジンが、ファンノズル出口面積を変化させて、ファンバイパス空気流の圧力比を調節するためのファン可変面積ノズルを制御するように動作可能なコントローラを含む。
【００１０】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、コントローラは、巡航飛行条件時にファンノズル出口面積を低下させるように動作可能である。代替的にまたは追加として、コントローラは、ファンの不安定性を低減するようにファンノズル出口面積を制御するように動作可能である。
【００１１】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、ファン可変面積ノズルが、ファンナセルの後縁を画定する。
【００１２】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、バイパス流が、約６を上回るバイパス比を画定する。代替的にまたは追加として、バイパス流が、約１０を上回るバイパス比を画定する。代替的にまたは追加として、バイパス流が、６を上回るバイパス比を画定する。代替的にまたは追加として、バイパス流が、１０を上回るバイパス比を画定する。
【００１３】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、ギアトレインが、約２．３以上のギア減速比を画定する。代替的にまたは追加として、ギアトレインが、約２．５以上のギア減速比を画定する。代替的にまたは追加として、ギアトレインが、２．５以上のギア減速比を画定する。
【００１４】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低圧タービンが、約５を上回る圧力比を画定する。
【００１５】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低圧タービンが、５を上回る圧力比を画定する。
【００１６】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、ギアトレインがファンを駆動する。
【００１７】
本発明の別の一例の態様のガスタービンエンジンが、エンジン中心軸を中心として画定されたコアナセルと、ファンバイパス空気流のファンバイパス流路を画定するように、コアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、コアナセル内のギアトレインと、コアナセル内でエンジン中心軸に沿ってギアトレインを駆動するとともに、低段数の低圧タービンを含んだスプールと、エンジン運転時にファンノズル出口面積を変化させて、ファンバイパス空気流の圧力比を調節するように、ファンナセルに関して軸方向に移動可能なファン可変面積ノズルと、を含む。
【００１８】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低圧タービンが、５を上回る圧力比を画定する。
【００１９】
前述のガスタービンエンジンの実施例のいずれかにおけるこれに限定しない更なる実施例では、低圧タービンが、５を上回る圧力比を画定し、バイパス流が、１０を上回るバイパス比を画定し、ギアトレインが、２．５以上のギア減速比を画定する。
【００２０】
本発明の様々な特徴および利点が、以下に開示の実施例の詳細な説明から当業者にとって明らかとなるであろう。詳細な説明に添付の図面を以下のように簡単に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１Ａ】ガスタービンエンジンを通るエンジン長手方向軸に沿った全般的な概略断面図。
【図１Ｂ】ガスタービンエンジンの下半分にエンジンの静的構造ケースの配置を示す、ガスタービンエンジンを通るエンジン長手方向軸に沿った全般的な断面図。
【図１Ｃ】中間タービンフレームに支持された第１および第２のベアリングの間で、該中間タービンフレームにエンジンスラストケースを通して取り付けられた後方取付け部を示す、取付け機構の側面図。
【図１Ｄ】中間タービンフレームに支持された第１および第２のベアリングの間で該中間タービンフレームにエンジンスラストケースを通して取り付けられた後方取付け部を示す、取付け機構の前方斜視図。
【図２Ａ】エンジン取付け機構の上面図。
【図２Ｂ】ナセル機構内部のエンジン取付け機構の側面図。
【図２Ｃ】ナセル機構内部のエンジン取付け機構の前方斜視図。
【図３】別の前方取付け部を有するエンジン取付け機構の側面図。
【図４Ａ】後方取付け部の後方斜視図。
【図４Ｂ】図４Ａの後方取付け部の後面図。
【図４Ｃ】図４Ａの後方取付け部の正面図。
【図４Ｄ】図４Ａの後方取付け部の側面図。
【図４Ｅ】図４Ａの後方取付け部の上面図。
【図５Ａ】第１の摺動位置にある図４Ａの後方取付け部の側面図。
【図５Ｂ】第２の摺動位置にある図４Ａの後方取付け部の側面図。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図１Ａは概して亜音速飛行用に設計された航空機に一般的な、エンジンナセルアセンブリＮ内でエンジンパイロン１２から懸吊されたガスターボファンエンジン１０の部分概略断面図を示す。
【００２３】
ターボファンエンジン１０は、コアナセルＣ内に低スプール１４および高スプール２４を収容するコアエンジンを含む。低スプール１４は、低圧圧縮機１６および低圧タービン１８を含む。低スプール１４は、その低スプール１４に連結されたファンセクション２０を直接またはギアトレイン２５を通して駆動する。
【００２４】
高スプール２４は高圧圧縮機２６および高圧タービン２８を含む。高圧圧縮機２６と高圧タービン２８との間に燃焼器３０が配置される。低スプール１４および高スプール２４は、エンジンの回転軸Ａを中心として回転する。
【００２５】
限定しない一実施例のエンジン１０は高バイパスギア設計の航空機エンジンである。これに限定しない開示の一実施例では、エンジン１０のバイパス比は約６よりも大きく、例示の実施例では約１０よりも大きく、ギアトレイン２５は約２．３よりも大きいギア減速比を有する遊星歯車装置またはその他の歯車装置などのエピサイクリック・ギアトレインであり、低圧タービン１８は約５よりも大きい圧力比を有する。開示の一実施例では、エンジン１０のバイパス比は１０（１０：１）よりも大きく、ターボファンの直径は低圧圧縮機１６の直径に比べて著しく大きく、低圧タービン１８は５：１よりも大きい圧力比を有する。ギアトレイン２５は約２．５：１よりも大きいギア減速比を有する遊星歯車装置またはその他の歯車装置などのエピサイクリック・ギアトレインでもよい。一方、上記のパラメータはギア設計のエンジンの一実施例の例示にすぎず、本発明がダイレクトドライブ・ターボファンを含むその他のガスタービンエンジンにも適用できることに留意されたい。
【００２６】
コアナセルＣを少なくとも部分的に包囲するファンナセルＦに空気流が流入する。ファンセクション２０が空気流をコアナセルＣ内の低圧圧縮機１６へと伝達する。低圧圧縮機１６および高圧圧縮機２６によって圧縮されたコア空気流が燃焼器３０内で燃料と混合され、ここで点火されて燃焼する。結果として生じた高圧燃焼生成物が高圧タービン２８および低圧タービン１８を通して膨張される。タービン２８，１８は、それぞれ圧縮機２６，１６と回転可能に連結され、燃焼生成物の膨張に応じて圧縮機２６，１６を駆動する。また低圧タービン１８がギアトレイン２５を通してファンセクション２０を駆動する。コアエンジン排気Ｅは、コアナセルＣとテールコーン３３との間に画定されたコアノズル４３を通してコアナセルＣから流出する。
【００２７】
図１Ｂを参照すると、低圧タービン１８が少ない数の段を含み、例示のこれに限定しない実施例では、３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃを含む。ギアトレイン２２により、低圧タービン１８内の著しく少ない数の段が実用可能に達成される。３つのタービン段１８Ａ，１８Ｂ，１８Ｃにより軽量の、運転効率の高いエンジン設計が容易となる。少ない数の段が、例えば３〜６個の段を意図することが理解できるであろう。低圧タービン１８の圧力比は、排気ノズルの前の低圧タービン１８のアウトレットにおける圧力に関連する、低圧タービン１８のインレットの前で測定される圧力である。
【００２８】
スラストは密度、速度、および面積の関数である。バイパス流Ｂによってもたらされるスラストの量および方向を変化させるようにそれらの一つ以上のパラメータが操作される。可変面積ファンノズル（「ＶＡＦＮ」）４２は、ファンノズル出口領域４４の面積を効果的に変化させるように作動して、コントローラＣに応じてバイパス流Ｂの圧力比を選択的に調節する。低圧力比のターボファンはその高い推進効率のために望ましい。一方、低圧力比のファンは低出力および低飛行速度においてファン安定性／フラッタの問題を本質的に受けやすい。ＶＡＦＮ４２は、エンジンを低出力におけるより好ましいファン操作線（ｆａｎ  ｏｐｅｒａｔｉｎｇ  ｌｉｎｅ）に変化させて、不安定領域を防ぎ、さらには飛行時の高効率ファン操作線を得るために必要な相対的に小さいノズル面積を提供する。
【００２９】
その高バイパス比により相当量のスラストがバイパス流Ｂによってもたらされる。エンジン１０のファンセクション２０は、通常マッハ約０．８で、約３５，０００フィートを巡航する、特定の飛行条件のために設計される。エンジンが最適な燃料消費率−「バケット巡航（ｂｕｃｋｅｔ  ｃｒｕｉｓｅ）スラスト燃料消費率（ＴＳＦＣ）」として知られる−を有するマッハ０．８、高度３５，０００フィートの巡航条件は、エンジンがその最小点で発生するスラストのｌｂｆで割った、燃焼される燃料のｌｂｍの工業規格のパラメータである。「低ファン圧力比（ｌｏｗ  ｆａｎ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｒａｔｉｏ）」は、ファン出口ガイドベーン（ＦＥＧＶ）装置３６のない、ファンブレードのみに亘る圧力比である。これに限定されない一実施例による本明細書に開示の低ファン圧力比は約１．４５未満である。「低修正ファン先端速度（ｌｏｗ  ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ  ｆａｎ  ｔｉｐ  ｓｐｅｅｄ）」は、工業規格の温度修正［（Ｔ大気温度（°Ｒ）／５１８．７）＾０．５］で割った実際のファン先端速度ｆｔ／ｓｅｃである。限定しない一実施例による本明細書に記載の「低修正ファン先端速度」は約１１５０ｆｔ／ｓｅｃ未満である。
【００３０】
ファンセクション２０内部のファンブレードは効率的な巡航状態のために特定の固定された食違い角で効果的に設計されているため、ＶＡＦＮ４２が、ファンノズル出口面積４４を効率的に変化させるように作動してファンバイパス空気流を調節し、ファンブレードの迎え角または取付け角が着陸、離陸などのその他の巡航条件における効率的なエンジン動作の設計取付け角に近いように維持されて、巡航条件の範囲に亘り、性能、および騒音レベルなどのその他の動作パラメータに関して最適化されたエンジン動作を提供する。
【００３１】
エンジンの静的構造４４は多くの場合にエンジンバックボーンと呼ばれるケース構造を含む基礎構造を一般的に有する。エンジン静的構造４４は概ねファンケース４６と、中間ケース（ＩＭＣ）４８と、高圧圧縮機ケース５０と、燃焼器ケース５２Ａと、高圧タービンケース５２Ｂと、スラストケース５２Ｃと、低圧タービンケース５４と、タービン排気ケース５６と、を含む（図１Ｂ）。代替的に、燃焼器ケース５２Ａ、高圧タービンケース５２Ｂ、スラストケース５２Ｃが単一のケースに結合されてもよい。これは例示的な構造であり任意の数のケースが利用されうることを理解されたい。
【００３２】
ファンセクション２０は、複数の周方向に離間された径方向外側に延在するファンブレード３４を有するファンロータ３２を含む。ファンブレード３４がファンケース４６によって包囲される。コアエンジンケース構造が、ファンケース４６に中間ケース４８で固定されており、この中間ケース４８は、コアエンジンケース構造とファンケース２０との間で径方向にまたがる複数の周方向に離間された径方向に延在するストラット４０を含む。
【００３３】
エンジン静的構造４４はベアリングシステムをさらに支持し、そのベアリング上でタービン２８，１８、圧縮機２６，１６、およびファンロータ３２が回転する。ファンロータ３２を回転可能に支持する（＃１）ファンデュアルベアリング６０が概ねファンケース４６内で軸方向に配置される。（＃１）ファンデュアルベアリング６０が予荷重（ｐｒｅｌｏａｄ）されてファンスラストを前後に作用（ｒｅａｃｔ）させる（サージの場合）。低スプール１４を回転可能に支持する（＃２）低圧圧縮機（ＬＰＣ）ベアリング６２が概ね中間ケース（ＩＭＣ）４８内で軸方向に配置される。（＃２）ＬＰＣベアリング６２はスラストを作用させる。高スプール２４を回転可能に支持する（＃３）ファンデュアルベアリング６４もまたスラストを作用させる。また（＃３）ファンベアリング６４は概ね中間ケース４８内の高圧圧縮機ケース５０のすぐ前方に軸方向に配置される。低スプール１４の後方セグメントを回転可能に支持する（＃４）ベアリング６６は半径方向荷重のみを作用させる。（＃４）ベアリング６６は概ねスラストケース５２Ｃ内の後部に軸方向に配置される。（＃５）ベアリング６８は低スプール１４の後部を回転可能に支持し、半径方向荷重のみを作用させる。（＃５）ベアリング６８は概ねスラストケース５２Ｃ内の（＃４）ベアリング６６のすぐ後方に軸方向に配置される。これは例示的な構造であり任意の数のベアリングが利用されうることを理解されたい。
【００３４】
（＃４）ベアリング６６および（＃５）ベアリング６８は、中間タービンフレーム（ＭＴＦ）７０内に支持されて、径方向に延在する予め引張状態に荷重が加えられた構造ストラット７２にまたがる（図１Ｃ〜１Ｄ）。中間タービンフレーム７０はスプール１４，２４を回転可能に支持する（＃４）ベアリング６６および（＃５）ベアリング６８用の後方構造支持体をスラストケース５２Ｃ内に提供する。
【００３５】
図示の実施例に開示のデュアルロータエンジンは通常主ロータベアリングを支持する前方フレームおよび後方フレームを含む。中間ケース（ＩＭＣ）４８はまた、（＃２）低圧圧縮機ベアリング６２（図１Ｂ）と概ね径方向に揃えられた径方向に延在するストラット４０を含む。種々のケースおよびフレーム構造体を有する種々のエンジンが本発明から利益を享受されることを理解されたい。
【００３６】
ターボファンガスタービンエンジン１０は、パイロン１２によって取り付けられる取付け機構８０を通して航空機翼などの航空機構造に取り付けられる。取付け機構８０は前方取付け部８２および後方取付け部８４を含む（図２Ａ）。前方取付け部８２は中間ケース４８に固定されるとともに後方取付け部８４はスラストケース５２Ｃの中間タービンケース７０に取り付けられる。前方取付け部８２および後方取付け部８４はターボファンガスタービン１０の軸Ａを含む平面に配置される。これにより中間ケースからスラストリンクが排除され、コアナセルの下に貴重なスペースが確保され、中間ケース４８の変形が最小限にされる。
【００３７】
図２Ａ〜２Ｃを参照すると、取付け機構８０はエンジンスラストをエンジン１０の後部で作用させる。本明細書中において用いられる語句「作用させる（ｒｅａｃｔ）」とは、荷重を吸収してその荷重をガスタービンエンジン１０のその他の位置に逃がすことと定義される。
【００３８】
前方取付け部８２が垂直荷重および側面荷重を支持する。これに限定されない一実施例の前方取付け部８２は中間ケース４８に二点８６Ａ，８６Ｂで取り付けられるシャックル機構を含む。前方取付け部８２は概してエンジン軸Ａを含む平面に対して横方向に向けられた板状の部材である。エンジン軸Ａに対して概ね平行な中間ケース４８と係合するように、締結具が前方取付け部８２を通して指向される。この図示の限定しない実施例では、前方取付け部８２が中間ケース４８に取り付けられる。これに限定しないその他の実施例では、前方取付け部８２は、ガスタービンエンジン１０の高圧圧縮機ケース５０などのコアエンジンの一部に固定される（図３参照）。本発明から利益を享受する当業者にとっては、前方取付け部８２の適切な取付け位置を選択することが可能であろう。
【００３９】
図４Ａを参照すると、後方取付け部８４は概ね、第１のＡ−アーム８８Ａと、第２のＡ−アーム８８Ｂと、後方取付けプラットフォーム９０と、ウィッフルツリー（ｗｉｆｆｌｅ  ｔｒｅｅ）アセンブリ９２と、ドラッグリンク９４と、を含む。後方取付けプラットフォーム９０はパイロン１２などの航空機構造体に直接取り付けられる。第１のＡ−アーム８８Ａおよび第２のＡ−アーム８８Ｂは、中間タービンフレーム７０（図４Ｂ，４Ｃ）と相互作用するケースボス９６におけるスラストケース５２Ｃと、後方取付けプラットフォーム９０と、ウィッフルツリーアセンブリ９２と、の間に取り付けられる。第１のＡ−アーム８８Ａおよび第２のＡ−アーム８８Ｂは代替的に、高圧タービンケースまたはその他のケースなどの、エンジン１０のその他の領域に取り付けられてもよいことを理解されたい。またその他のフレーム構造が代替的に任意のエンジンケース構造とともに使用されうることを理解されたい。
【００４０】
図４Ｄを参照すると、第１のＡ−アーム８８Ａおよび第２のＡ−アーム８８Ｂは剛体の概ね三角形の構造であり、それぞれ、第１のリンクアーム８９ａと、第２のリンクアーム８９ｂと、第３のリンクアーム８９ｃと、を有する。第１のリンクアーム８９ａはケースボス９６と、後方取付けプラットフォーム９０と、の間にある。第２のリンクアーム８９ｂはケースボス９６と、ウィッフルツリーアセンブリ９２と、の間にある。第３のリンクアーム８９ｃはウィッフルツリーアセンブリ９２と、後方取付けプラットフォーム９０と、の間にある。第１のＡ−アーム８８Ａおよび第２のＡ−アーム８８Ｂは主にエンジン１０の垂直重量荷重を支持し、エンジンから後方取付けプラットフォーム９０へとスラスト荷重を伝達する。
【００４１】
後方取付け部８４の第１のＡ−アーム８８Ａおよび第２のＡ−アーム８８Ｂがエンジンケーシングにおける合成スラストベクトルをエンジン軸Ａに沿って作用させ、それにより後方取付け部８４におけるエンジン荷重に起因する先端隙間の損失を最小限に抑える。これによりブレード先端隙間の要件が最小限となり、その結果エンジン性能が向上する。
【００４２】
ウィッフルツリーアセンブリ９２は、中央玉継手１００を支持するウィッフルリンク９８と、第１の滑り玉継手（スライディング・ボールジョイント）１０２Ａと、第２の滑り玉継手１０２Ｂと、を含む（図４Ｅ）。種々のブッシュ、振動絶縁装置等がここで付加的に利用されうることを理解されたい。中央玉継手１００がパイロン１２などの航空機構造に直接取り付けられる。第１の滑り玉継手１０２Ａが第１のＡ−アーム８８Ａに取り付けられるとともに第２の滑り玉継手１０２Ｂが第１のＡ−アーム８８Ａに取り付けられる。第１および第２の滑り玉継手１０２Ａ，１０２Ｂが第１および第２のＡ−アーム８８Ａ，８８Ｂの滑り運動を可能にして（図５Ａ，５Ｂの矢印Ｓで示す）、垂直荷重のみがウィッフルツリーアセンブリ９２によって作用されるのを確実にする。換言すれば、ウィッフルツリーアセンブリ９２は、その滑り運動により、後方取付けプラットフォーム９０を通してエンジンパイロン１２へと、全エンジンスラスト荷重を平衡化（ｅｑｕａｌｉｚｅ）して伝達することを可能にし、デュアル・スラストリンク構成に起因するスラスト荷重を平衡化する。ウィッフルリンク９８は第１の滑り玉継手１０２Ａおよび第２の滑り玉継手１０２Ｂによる垂直荷重の平衡リンクとして作用する。ウィッフルリンク９８が中央玉継手１００を中心に回転するに従い、スラスト力が軸方向に平衡化される。ウィッフルツリーアセンブリ９２は垂直荷重のみに起因する荷重を経験し、それにより従来のスラスト荷重設計に比べ破損しにくい。
【００４３】
ドラッグリンク９４はスラストケース５２Ｃに取り付けられた玉継手１０４Ａと、後方取付けプラットフォーム９０に取り付けられた玉継手１０４Ｂと、を含む（図４Ｂ〜４Ｃ）。ドラッグリンク９４はトルクを作用させるように機能する。
【００４４】
後方取付け部８４はエンジン荷重をスラストケース５２Ｃおよび中間タービンフレーム７０に直接伝達する。スラスト荷重、垂直荷重、側面荷重、およびトルク荷重が中間タービンフレーム７０から直接伝達され、それにより現行の実際の設計に比べて構造部材の数を減少させる。
【００４５】
追加のすなわち相対的により大型の空力フェアリングを必要とし、かつ空力抵抗および燃料消費量を増大させる構成である、コアナセルの外側の空間を占有するタービン排気ケースに取り付けられた構成に比べ、本発明の取付け機構８０は小型であり、コアナセル容積内部の空間を占有する。取付け機構８０により、これまで必要とされていたスラストリンクが中間ケースから排除され、それにより中間ケース４８およびコアナセルＣ内の高圧圧縮機ケース５０に隣接する貴重な空間が確保される。
【００４６】
「前方」、「後方」、「上方」、「下方」、「上」、「下」などの相対的な位置を表す用語は乗物の通常の運転姿勢を基準にするものであり、さもなければ限定するものとして考慮されるべきでないことを理解されたい。
【００４７】
上記の記載は限定的なものではなく例示に過ぎない。上記の教示に照らして本発明の種々の修正および変形例が可能である。本発明の実施例を開示したが、特定の修正が本発明の範囲に含まれることが当業者にとって理解されるであろう。従って、付記の特許請求の範囲内において、本発明が明確に記載されたもの以外に実施されうることを理解されたい。そのため、本発明の真の範囲および意義を画定するために付記の特許請求の範囲を検討すべきである。
【図１Ａ】
2014526639.tif 000003
【図１Ｂ】
2014526639.tif 000004
【図１Ｃ】
2014526639.tif 000005
【図１Ｄ】
2014526639.tif 000006
【図２Ａ】
2014526639.tif 000007
【図２Ｂ】
2014526639.tif 000008
【図２Ｃ】
2014526639.tif 000009
【図３】
2014526639.tif 000010
【図４Ａ】
2014526639.tif 000011
【図４Ｂ】
2014526639.tif 000012
【図４Ｃ】
2014526639.tif 000013
【図４Ｄ】
2014526639.tif 000014
【図４Ｅ】
2014526639.tif 000015
【図５Ａ】
2014526639.tif 000016
【図５Ｂ】
2014526639.tif 000017
【手続補正書】
【提出日】平成26年3月11日(2014.3.11)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン中心軸に沿って画定されたギアトレインと、
前記エンジン中心軸に沿って前記ギアトレインを駆動するとともに、低段数の低圧タービンを含んだスプールと、
前記エンジン中心軸を中心として前記低圧タービンの速度よりも遅いファン速度で回転可能であるとともに、前記低圧タービンにより前記ギアトレインを介して駆動されるファンと、
前記エンジン中心軸を中心として画定されたコアナセルによって包囲されるコアと、
ファンバイパス空気流のためのファンバイパス空気流路を画定するように前記コアナセルの周りに少なくとも部分的に取付けられたファンナセルと、
を備え、
前記ファンバイパス空気流を、前記コアを通る空気流で割ることにより画定されるバイパス比が、約１０を上回る、ガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記低段数が、６個以下の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記低段数が、３個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記低段数が、５個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記低段数が、６個の段を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記スプールが、低スプールであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
エンジン運転時にファンノズル出口面積を変化させて、前記ファンバイパス空気流の圧力比を調節するように、前記ファンナセルに関して軸方向に動作可能なファン可変面積ノズルをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ファンノズル出口面積を変化させて、前記ファンバイパス空気流の前記圧力比を調節するための前記ファン可変面積ノズルを制御するように動作可能なコントローラをさらに備えることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記コントローラが、巡航飛行条件時に前記ファンノズル出口面積を低下させるように動作可能であることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記コントローラが、ファンの不安定性を低減するように前記ファンノズル出口面積を制御するように動作可能であることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ファン可変面積ノズルが、前記ファンナセルの後縁を画定することを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記ギアトレインが、約２．３以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
前記ギアトレインが、約２．５以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
前記ギアトレインが、２．５以上のギア減速比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記低圧タービンが、約５を上回る低圧タービン圧力比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
前記低圧タービンが、５を上回る低圧タービン圧力比を画定することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【国際調査報告】
2014526639.tif 000018