(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸線（Ｘ）を中心に回転するように装着されることが意図されているタービンエンジン（１０）ファン（１６）ロータ（２７）にして、ロータ（２７）は、
ハブ（１８）と、
ハブ（１８）の上流で装着された錐体（２２）と、
を備え、
錐体（２２）は、上流端部部分（３２Ａ）が空気を駆動するための機械的手段を備える空気チャネル（３２）に開口する空気取り込み開口（３４）を備える、タービンエンジン（１０）ファン（１６）ロータ（２７）であって、空気取り込み開口（３４）は、ファン（１６）ロータ（２７）の回転軸線（Ｘ）に同軸である環状形を有し、錐体（２２）は、取り込み開口（３４）によって前方頂点部分（２２Ａ）および後方円錐台形部分（２２Ｂ）に分割されていることを特徴とする、タービンエンジン（１０）ファン（１６）ロータ（２７）。
【請求項２】
前記空気を駆動するための機械的手段がブレード（３６）であり、頂点部分（２２Ａ）が、ブレード（３６）によって、錐体（２２）の円錐台形部分（２２Ｂ）に取り付けられていることを特徴とする、請求項１に記載のファン（１６）ロータ。
【請求項３】
前記空気を駆動するための機械的手段がブレード（３６）であり、空気チャネル（３２）の上流端部部分（３２Ａ）が、ファン（１６）ロータ（２７）の回転軸線（Ｘ）に同軸である環状の断面を有し、これらの径方向のブレード（３６）のリングは、上流端部部分（３２Ａ）に間置され、これらのブレード（３６）は、共回転するようにハブ（１８）に連結されていることを特徴とする、請求項１または２に記載のファン（１６）ロータ（２７）。
【請求項４】
ブレード（３６）のリングが、前記錐体（２２）に配置されていることを特徴とする、請求項３に記載のファン（１６）ロータ。
【請求項５】
空気チャネル（３２）が、ロータ（２７）の回転軸線（Ｘ）上に中心が置かれていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のファン（１６）ロータ。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか一項のファン（１６）ロータ（２７）と、圧縮機シャフト（１５Ｃ）の少なくとも一部分とを備える、タービンエンジン（１０）の上流軸線方向ボディ（２９）であって、空気チャネル（３２）は、ファンロータ（２７）を越えて上流軸線方向ボディ（２９）の中で延び、空気チャネル（３２）は、空気チャネル（３２）の中で循環する空気流と油冷却壁（３０）を通して熱を交換することによって油を冷却することが意図されている少なくとも１つの油冷却壁（３０）を備えることを特徴とする、上流軸線方向ボディ（２９）。
【請求項７】
冷却壁（３０）が、空気を駆動するための機械的手段（３６）の下流に位置することを特徴とする、請求項６に記載の上流軸線方向ボディ（２９）。
【請求項８】
圧縮機シャフト（１５Ｃ）の回転トルクが、上流軸線方向ボディに置かれた減速ギヤ（２４）によってファン（１６）のロータ（２７）に伝達され、減速ギヤ（２４）が、前記冷却壁（３０）との接触を通じて冷却された油によって潤滑されることを特徴とする、請求項７に記載の上流軸線方向ボディ（２９）。
【請求項９】
請求項６から８のいずれか一項に記載の上流軸線方向ボディ（２９）、および少なくとも１つの中空中央シャフトを備えるタービンエンジン（１０）であって、空気チャネル（３２）は、下流で中空中央シャフトに開口し、空気チャネル（３２）の中で循環する空気流は、下流で前記中空中央シャフトの中に排出されることを特徴とする、タービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の分野は、航空のタービンエンジン、より詳細には、ファンまたはプロペラをそれぞれ駆動するための減速ギヤを備える複数流のターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジンの分野である。
【背景技術】
【０００２】
従来、タービンエンジンは、初めに、上流から出発して、連続して配置された１つ以上の圧縮機モジュールを備え、空気入口に吸入された空気を圧縮する。その後、空気は、燃料と混合される燃焼チャンバの中に導入され、燃焼される。燃焼ガスは、圧縮機を駆動する１つ以上のタービンモジュールを通り抜ける。ガスは、最後に、推進力のある力を生み出すために排気ノズルの中に、またはプロペラシャフトから回収される動力を生み出すために使用されていないタービンに放出される。
【０００３】
高いバイパス比率を有する最新のバイパスターボジェットエンジン、またはターボファンは、ファンロータ、および複数の圧縮機段、特にエンジンの第１のボディに属する低圧（ＬＰ）圧縮機および高圧（ＨＰ）圧縮機を備える。低圧圧縮機の上流に、低圧圧縮機および高圧圧縮機を通り抜ける、第１の流れを有する第１ダクト、および第２の排気ノズルと呼ばれる低温流排気ノズルに向かって直接方向付けられた低温の流れまたは第２の流れを有する第２ダクトの両方を供給する、大きな可動のブレードホイールまたはファンが配置されている。ファンは、低圧ボディの回転シャフトによって駆動され、一般に、前記シャフトと同一の速度で回転する。しかしながら、空気力学的にファンを良好に適合させるために、特に、ファンが極めて大きいとき、低圧シャフトよりも遅い回転速度でファンを回転することは、有利であるかもしれない。この目的のために、減速ギヤは、低圧シャフトとファンを支持するファンシャフトとの間に配置されている。このような設計は、詳細には、２０１２年２月２３日に出願された仏国特許出願第２０１２００５１６５５号明細書、および仏国特許出願第２０１２００５１６５６号明細書に記載されている。
【０００４】
減速ギヤを有するターボジェットエンジンは、したがって、明白な利点を有するが、いくつかの困難がさらに克服されなければならない。
【０００５】
詳細には、前記減速ギヤは、損傷されることなく、前記減速ギヤの適切な作動を保証するために、潤滑され冷却されなければならない。最近、減速ギヤを備えたターボジェットエンジンの運転を保証することが必要とされる油の量が、減速ギヤを備えていないターボジェットエンジンの場合よりも２倍多いということが見積もられた。この油は、特に、タービンエンジンの可動の構成要素を潤滑し冷却する機能を果たすことを可能にする。
【０００６】
「ｓｕｒｆａｃｅ  ａｉｒ  ｃｏｏｌｅｄ  ｏｉｌ  ｃｏｏｌｅｒ（表面空気が冷却される油冷却器）」という用語の略語である「ＳＡＣＯＣ」という名前によっても知られている空気／油表面交換器によって前記油を冷却することが知られている。交換表面領域は、一般に、ターボジェットエンジンの空気を循環するためのチャネル中に形成されている。前記交換器には、冷却される油が循環する複数のチャネルが設けられている。熱交換は、チャネルの壁を通じて熱伝導によって実行される。したがって、空気および油は混合されない。
【０００７】
既知の熱交換器では、熱交換器は、ファンの下流に、ターボジェットエンジンの第２ダクトに配置されている。減速ギヤを設けることなく設計されたターボジェットエンジンでは、油を冷却することが必要とされる空気流の速度は、第２ダクトにおいて実質的に圧力損失を生じないほど十分に遅い。
【０００８】
しかしながら、減速ギヤを備えたターボジェットエンジンは、はるかに速い速度の空気流、例えば減速ギヤを備えていないターボジェットエンジンの空気流の速度よりも２倍速い速度の空気流を必要とする。
【０００９】
油が潤滑チャンバの内部に保持されているということを保証するために、周囲空隙に対して過剰な圧力の下で維持されている潤滑チャンバに油が収容されている転がり軸受の潤滑に関する仏国特許発明第２９６５２９９号明細書が知られている。前記過剰な圧力は、圧縮空気をチャンバの中に注入することによって得られる。前記圧縮空気は、潤滑されるべきタービンエンジンの構成要素に対して、油の均一な分配を可能にする油のミストを作り出すことも可能にする。構成要素の効果的な冷却を可能にするように圧縮空気が過度に高い温度を有することを回避するために、この文献は、ファンの上流で空気を取り込むことを提案する。
【００１０】
しかしながら、取り込まれた空気は、そのままでは、潤滑油および冷却油の効果的な冷却を保証するほど十分に低温ではない。さらに、空気は、第１ダクトで空気を取り込むことを必要とするジェットポンプによって油チャンバの中に吸入される。したがって、このような装置の運転は、特に、取り込まれる空気がかなりの量を有するとき、第１ダクトでの空気流を妨害する傾向がある。
【００１１】
タービンエンジンの減速ギヤの潤滑油を冷却するための装置を記載し示す米国特許第４７２２７６６号明細書も知られている。前記装置は、回転軸線を中心に回転するように装着され、ハブ、およびハブの上流で装着され、空気を駆動するためのポンプを供給する空気チャネルに開口する空気取り込み開口が形成された錐体を備え、エンジンによって駆動され、減速ギヤの油が循環する交換器にパワーを供給することが意図されているファンロータを備える。
【００１２】
前記開口および前記チャネルによって錐体の表面で取り込まれる空気は、タービンエンジンから動力のいくらかを取り込む機械的ポンプによって前記空気を圧送することが必要であるような程度まで交換器が十分な供給を有するということを保証するには不十分な流れの速度を有して取り込まれる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】仏国特許出願第２０１２００５１６５５号明細書
【特許文献２】仏国特許出願第２０１２００５１６５６号明細書
【特許文献３】仏国特許発明第２９６５２９９号明細書
【特許文献４】米国特許第４７２２７６６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
本発明は、ファンの上流で空気を取り込むための向上した手段を備えるタービンエンジンファンロータを提案することによって、この欠点を改善する。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
したがって、これらの問題を解決するために、本発明は、
回転軸線を中心に回転するように装着されることが意図されているタービンエンジンファンロータであって、ロータは、
ハブと、
ハブの上流で装着された錐体と
を備え、
錐体は、上流端部部分が空気を駆動するための機械的手段を備える空気チャネルに開口する空気取り込み開口を備える、タービンエンジンファンロータであって、空気取り込み開口は、ファンロータの回転軸線に同軸である環状形を有し、錐体は、取り込み開口によって前方頂点部分および後方円錐台形部分に分割されていることを特徴とする、タービンエンジンファンロータを提案する。
【００１６】
本発明によれば、駆動手段は、例えば吸入口の方法で、空気チャネルで空気を駆動することを可能にする。前記手段は、チャネルに入る空気流の旋回を誘発するように構成されることができる。
【００１７】
ファンロータの他の特徴によれば、
頂点部分は、ブレードによって、錐体の円錐台形部分に取り付けられ、したがって、前記ブレードは前記錐体の部分間の連結を保証し、したがって、ブレードは、構造的役割を有する。頂点部分は、飛行時に前記部分に衝突する可能性がある異物を逸らすことを可能にする、
空気チャネルの上流端部部分は、ファンロータの回転軸線に同軸である環状の断面を有し、径方向のブレードのリングは、上流端部部分に間置され、ブレードは、共回転するようにハブに連結されている、
ブレードのリングは、前記錐体に配置されている、
空気チャネルは、ロータの回転軸線上に中心が置かれている。
【００１８】
本発明は、前に記載したタイプのファンロータと、圧縮機シャフト、特に低圧圧縮機シャフトの少なくとも一部分とを備える、タービンエンジン、特に複数流のターボジェットエンジンの上流軸線方向ボディであって、空気チャネルは、ファンロータを越えて上流軸線方向ボディの中で延び、空気チャネルは、空気チャネルの中で循環する空気流と油冷却壁を通して熱を交換することによって油を冷却することが意図されている少なくとも１つの油冷却壁を備えることを特徴とする、上流軸線方向ボディにも関する。
【００１９】
上流軸線方向ボディの他の特徴によれば、
冷却壁は、空気を駆動するための機械的手段の下流に位置する、
圧縮機シャフトの回転トルクは、減速ギヤによってファンのロータに伝達され、減速ギヤは、前記冷却壁との接触を通じて冷却された油によって潤滑される。
【００２０】
最後に、本発明は、前に記載されたタイプの上流軸線方向ボディ、および少なくとも１つの中空中央シャフトを備え、空気チャネルの中で循環する空気流は、下流で前記中空中央シャフトの中に排出されるタービンエンジンに関する。
【００２１】
したがって、空気チャネルは、ボディの回転軸線上に中心が置かれ、全体として直線的である軸線を有し、ボディの回転軸線に平行である。したがって、空気チャネルは、環状の取り込み開口によって独占的に空気が供給される。
【００２２】
本発明の他の特徴および利点は、理解するために添付図面に対して参照が行われる以下の詳細な説明を読んだときに、明らかになるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】タービンエンジン全体の概略的な軸線方向部分である。
【図２】減速ギヤを備え本発明の教示に従って配置された冷却壁を備えるターボジェットエンジンの前方端部部分を示す軸線方向の片側断面図である。
【図３】冷却壁に供給するように空気取り込み開口を有する回転錐体を備えた図２からの前方端部部分を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
説明の残りの部分では、タービンエンジン１０の回転軸線「Ｘ」に沿って方向付けられた軸線方向の方向「Ａ」、およびタービンエンジン１０の回転軸線「Ｘ」から外側に向かって方向付けられた径方向の方向が、限定されないやり方で採用されるだろう。軸線方向の方向「Ａ」は、図１で右手側に位置する後方から、図１で左手側に位置する前方に向かって方向付けられ、空気は、タービンエンジン１０の前方を通って入り、後方を通って再度タービンエンジン１０を出ていく。
【００２５】
「上流」および「下流」という用語は、タービンエンジンの空気チャネル３２およびダクトにおける空気流の方向に言及して使用される。
【００２６】
図１は、タービンエンジン１０を示す。前記タービンエンジンは、航空機の推進力に使用されるバイパスターボジェットエンジンである。
【００２７】
エンジン１４は、第１の低圧ボディおよび第２の高圧ボディを備えるツインスプールエンジンである。２つのボディは、中央軸線「Ｘ」を中心に同軸上に回転するように装着されている。このような構造は、従来技術から周知である。
【００２８】
低圧ボディは、第１の共通の中央軸線方向シャフト１５Ｃによって軸線「Ｘ」を中心に回転するように連結された前方圧縮機１５Ａおよび後方タービン１５Ｂを備える。同様に、高圧ボディは、中空である第２の共通の中央軸線方向シャフト１７Ｃによって軸線「Ｘ」を中心に回転するように連結された前方圧縮機１７Ａおよび後方タービン１７Ｂを備える。低圧ボディのシャフト１５Ｃは、このケースでは、高圧ボディの中空シャフト１７Ｃの内部と同軸に配置されている。
【００２９】
ファン１６は、低圧圧縮機１５Ａの上流でエンジン１４および環状ケーシングで中央軸線「Ｘ」を中心に回転するように装着されている。ファン１６は、外側に向かって径方向に延びるブレード２０のリングを支持する中央ハブ１８を備える。
【００３０】
ファン１６は、第２ダクト２１と第１ダクト２３との間で下流に分配される入射空気Ｆ１を圧縮する。
【００３１】
第１ダクト２３で軸線方向に循環する空気流は、燃焼チャンバ２５に入る前に、タービンエンジン１０の連続する圧縮機段１５Ａ，１７Ａによって圧縮される。燃焼エネルギーは、圧縮機１５Ａ，１７Ａおよびファン１６を駆動するタービン１７Ｂ，１５Ｂを通して、機械的エネルギーに変換される。第２ダクト２１の中で循環する空気流は、それに関する限り、タービンエンジン１０の推進力を提供することに関わる。
【００３２】
エンジン１４の前部は、図２でより詳細に示されている。エンジン１４の前方端部は、共回転するようにファン１６のハブ１８に装着された錐体２２または前方端部円錐部分を備える。錐体２２は、中央軸線「Ｘ」を有する非対称の形を有し、先端は上流に向けられている。
【００３３】
したがって、ファンの前方端部錐体２２およびハブ１８は、軸線「Ｘ」を中心に回転するファンロータ２７を形成する。
【００３４】
ファン１６は、低圧タービン１５Ｂによって回転させられる。
【００３５】
低圧ボディよりもゆっくりとファン１６を回転させることができるようにするように、低圧タービン１５Ｂの回転トルクは、低圧圧縮機１５Ａのシャフト１５Ｃを介して、例えば遊星歯車列を有する減速ギヤ２４によって、ファン１６に伝達される。減速ギヤ２４は、ファン１６と低圧圧縮機１５Ａとの間に、軸線方向に配置されている。
【００３６】
図２および図３で示された実施形態では、ファン１６、減速ギヤ２４、および低圧圧縮機１５Ａのシャフト１５Ｃの少なくとも一部分を備える上流端部軸線方向ボディ２９は、エンジン１４の残りの部分から独立して予め組み立てられ、後の段階で特に低圧回転アセンブリおよび高圧回転アセンブリ並びに燃焼チャンバ２５を備える、エンジン１４の他のモジュールとともに組み立てられることが意図されたモジュールを形成する。
【００３７】
減速ギヤ２４は、極めて速い速度でひずみを受けて置かれている。これは、減速ギヤ２４の様々な構成要素の極めて著しい加熱を引き起こす。したがって、さらに、減速ギヤ２４を潤滑することを可能にする油を噴霧することによって、前記構成要素を冷却することが提供される。
【００３８】
図面に示された例では、前記油は、図２に示されるように、特に、ファン１６の駆動シャフトの前方端部部分を支持するベアリング２６のための、タービンエンジン１０の他の要素を潤滑し冷却するためにも使用される。
【００３９】
潤滑される様々な構成要素、特に、減速ギヤ２４の構成要素は、タービンエンジン１０のチャンバ２８に収容されている。前記チャンバ２８は、水密な方法で油を収容するように設計されており、したがって油がタービンエンジン１０の残りの部分に漏洩することを回避する。このケースにおける油チャンバ２８は、ファンのハブ１８と減速ギヤ２４との間に軸線方向に間置されている。
【００４０】
前記チャンバ２８は、チャンバ２８の内部と「冷却チャネル３２」として参照される空気チャネル３２との間の分離隔壁を形成する冷却壁３０として参照される壁３０によって部分的に区切られている。冷却チャネル３２は、ガスタービンエンジン１４の内部に配置されている。冷却チャネル３２は、例えば、ロータ２７の駆動シャフトの内部、および／または低圧圧縮機１５Ａのシャフト１５Ｃの内部に形成されている。
【００４１】
冷却壁３０は、図２で２つの矢印「Ｆ２」によって示されるように、前記冷却壁３０の第１表面との接触を通じて冷却チャネル３２の中で循環する低温の空気流と、前記冷却壁３０の反対側である第２表面との接触を通じてチャンバ２８に収容された油との間の熱伝導によって、油を冷却することが意図されている。
【００４２】
空気との熱交換のための表面領域を増加させるように、冷却チャネル３２の内部を形成する冷却壁３０の表面は、（図示されていない）フィンが点在している。
【００４３】
冷却壁３０は、軸線方向に錐体２２の後方に配置されている。
【００４４】
油の冷却は、冷却チャネル３２において、速度を上げた空気流を必要とする。第１ダクト１２における圧力損失を生じることを回避するために、本発明は、ファン１６の上流で空気を取り込むことを提案する。
【００４５】
したがって、図２に示されるように、冷却ダクト３２は、ファン１６のハブの前方に配置された少なくとも１つの上流空気取り込み開口３４によって空気が供給される。
【００４６】
冷却チャネル３２の上流端部部分３２Ａは、空気流を冷却壁３０まで案内するために、ファンロータ２７を貫通し、したがって端部錐体２２を貫通し、その後、ファン１６のハブ１８を貫通する。したがって、上流端部部分３２Ａは、ロータ２７を越えて上流軸線方向ボディ２９で軸線方向に延びている。したがって、冷却チャネル３２の上流端部部分３２Ａは、ガスタービンエンジン１４の軸線「Ｘ」を中心に回転する壁によって径方向に区切られている。
【００４７】
チャネルの上流端部部分３２Ａは、空気を駆動するための機械的手段を備える。空気流が冷却壁３０と接触する前に前記空気流を加速させるように、駆動手段は、冷却壁３０の上流に位置する。
【００４８】
図面に示された例では、冷却チャネル３２は、空気取り込み開口３４によって独占的に空気が供給される。
【００４９】
図示されていない本発明の変形形態では、冷却チャネルは、第１に、ファンのハブの前方で取り込まれた空気が供給され、第２に、第１ダクトで取り込まれた空気が供給される。
【００５０】
図２および図３に示された例では、冷却チャネル３２は、より詳細には、軸線方向に前方に向かってガスタービンエンジン１４の端部錐体２２に開口する単一の空気取り込み開口３４を備える。
【００５１】
このケースでは、空気取り込み開口３４は、ファン１６の回転軸線「Ｘ」に同軸である環状形を有する。したがって、錐体２２は、取り込み開口３４によって前方頂点部分２２Ａおよび後方円錐台形部分２２Ｂに分割されている。
【００５２】
本発明の限定されない実施形態では、ファンを駆動するための減速ギヤを備える１０ＭＷのパワーを有するタービンエンジン１０に対して、油を効率的に冷却するために必要とされる空気流の速度は、約２ｋｇ・ｓ−１であることが見積もられている。航空機が離陸する間にこの速度の流れが達成されることができるように、すなわち、タービンエンジン１０に対して比較的遅い、後方に向かう空気移動の速度で、断面における空気取り込み開口３４の領域は前方端部錐体２２の表面領域の１０％よりも小さくするべきであるということが計算されている。
【００５３】
図３に示されるように、空気を駆動するための手段は、このケースでは、チャネルの上流端部部分３２Ａに間置された径方向の駆動ブレード３６のリングによって形成されている。ブレード３６は、ファン１６の回転中に入る空気を駆動することを可能にするように、共回転するようにファンロータ２７に連結されている。
【００５４】
駆動ブレード３６は、このケースでは、ファン１６の回転中に冷却チャネル３２で空気を駆動するように、環状の取り込み開口３４の前方に直接、錐体２２に配置されている。ブレード３６の傾きは、冷却壁３０を通じて熱を交換することによる油の十分な冷却のために必要とされる最小限の速度の空気流に従って決定される。
【００５５】
例として、ブレード３６は、航空機の巡航速度での空気流の流れに対して、可能な限り中立の効果を有するように寸法が決められており、最大でも空気の旋回を与える。
【００５６】
航空機の遅い移動速度に対して、ブレード３６は、空気流に大きな旋回を与える一方で、冷却チャネル３２の内部の空気流を駆動することを可能にする。
【００５７】
冷却チャネル３２におけるこの空気の旋回は、有利に、冷却壁３０を通じての油の冷却を向上させる大きな対流を作り出すことを可能にする。しかしながら、この旋回は、冷却チャネル３２における圧力損失を制限するために制御されなければならない。
【００５８】
このブレード３６の配置は、錐体２２の円錐台形部分２２Ｂに頂点部分２２Ａを取り付けることを可能にする。
【００５９】
錐体２２の頂点部分２２Ａは、ブレード３６を偏向させることによって、異物が開口３４を通って入ることを回避できるようにするので、この構造は有利である。
【００６０】
リングのブレード３６の全てが、必ずしも同一の構造を有する必要はない。前に見られたように、ブレード３６の配置は、錐体２２の円錐台形部分２２Ｂに頂点部分２２Ａを取り付けることを可能にし、これをするために、例えば、頂点部分２２Ａと円錐台形部分２２Ｂとを一体化するように形成されることによって、前方頂点部分２２Ａを円錐台形部分２２Ｂに連結するには、いくつかのブレード３６、すなわち少なくとも３つのブレード３６に対してのみで十分である。他のブレード３６は、２つの頂点部分２２Ａおよび円錐台形部分２２Ｂに必ずしも同時に堅く結合される必要なく、例えば、薄い外形を有することができる。例えば、このようなブレード３６は、置換できるようにするように、取り外し可能なやり方で、単一の頂点部分２２Ａに取り付けられることによって、開口３４に取り外し可能に装着されることができる。
【００６１】
この構造では、冷却チャネル３２の上流端部部分３２Ａは、したがって、タービンエンジン１０の軸線「Ｘ」に同軸である環状の断面を有する上流端部部分を有する。上流端部部分３２Ａは、円形の断面を有する下流端部部分３２Ｂに開口するように、軸線方向に下流で収束する。図２に示された例では、冷却壁３０は、冷却チャネル３２の下流端部部分３２Ｂに配置されている。
【００６２】
頂点部分２２Ａは、先細りし例えば円錐形を有する部分２３Ａを下流に有する。この構造は、内側に向かって、すなわち、冷却壁３０に近い、タービンエンジン１０の軸線「Ｘ」に向かって、戻るように空気を径方向に移動させることを可能にする。
【００６３】
取り込み開口３４と冷却壁３０との間に収容された冷却チャネル３２の上流端部部分３２Ａは、短く、全体として直線的である。したがって、冷却チャネル３２の中で循環する空気流は、冷却チャネル３２への入口と冷却壁３０の領域での冷却チャネル３２の通路との間での圧力損失をあまり生じない。
【００６４】
冷却チャネル３２の下流端部部分３２Ｂは、軸線「Ｘ」上に中心が置かれた円形の断面を有して直線的である。したがって、冷却壁３０と接する冷却チャネル３２の通路の後、冷却空気は、外気に出力するために、（図示されていない）下流開口までタービンエンジン１０の中空中央シャフトの中で後方に向かって軸線方向に排出される。これは、冷却壁３０の領域で空気を通すための高速の流れを維持することを可能にする。
【００６５】
したがって、冷却チャネル３２の中で循環する空気流は、図２の矢印「Ｆ３」によって示されるように、上流から下流に軸線方向に流れる。
【００６６】
タービンエンジン１０の運転中、ファン１６は回転させられる。冷却チャネル３２に入る低温の空気は、駆動ブレード３６によって駆動される。したがって、駆動ブレード３６によって駆動される低温の空気流は、冷却チャネル３２の中で下流に軸線方向に冷却壁３０まで流れる。高温の油の熱は、冷却壁３０を通して低温の空気流に移動される。その後、この方法で加熱された空気流は、前記流れが外気の中に排出されるまで冷却チャネル３２の中で後方に向かって軸線方向に流れ続ける。
【００６７】
本発明の教示に従って作製されるタービンエンジン１０は、第２ダクト２１の空気流を妨害することなく、冷却チャネル３２の中で高速の空気流を循環させることを可能にする。したがって、これは、極めて効率的に油を冷却することを可能にする。
【００６８】
前方端部錐体２２上での空気取り込み開口３４の配置は、特に、例えばマッハ０．５からマッハ０．６の軸線方向の速い速度で、前方端部錐体２２の入口で空気取り込み開口３４の中に流れる空気から利益を得ることを可能にする。
【００６９】
さらに、錐体２２は、冷却チャネル３２に入る空気を吸入するために、ブレード３６を回転させる。速い吸気速度は、冷却チャネル３２の中で高速の空気流を得ることを可能にする。
【００７０】
さらに、冷却チャネル３２の上流部分は、短く、実質的に真っ直ぐであり、これは、入口開口３４と冷却壁３０との間での空気流からの圧力損失を回避することを可能にする。
【図１】
0006556157.tif 000002
【図２】
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【図３】
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