(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
回転軸を有するロータアセンブリと、前記回転軸回りに回転するように構成された１つ以上の動力軸とを含むガスタービンエンジンと；
前記１つ以上の動力軸に連結された第一のファン（６０２）と；
前記１つ以上の動力軸に、前記第一のファン（６０２）および前記ガスタービンエンジンと同軸上で連結され、前記第一のファン（６０２）の軸方向前方に変位した第二のファン（６０４）と；
第一の吸気口を含み、第一の気流が前記第一のファン（６０２）に指向するように構成された第一のファンダクト（６０８）と；
第二の吸気口を含み、第二の気流が前記第二のファン（６０４）に指向するように構成された第二のファンダクト（６１０）であって、前記第二の気流が前記第一の気流から分離している前記第二のファンダクト（６１０）と；
前記ガスタービンエンジンの排気ガス流が、前記回転軸方向に指向するように構成された排気ダクトと、
を含み、
前記第一のファン及び第二のファンが、軸方向に重複しており且つ前記ガスタービンエンジンの軸方向後方に位置している、ガスタービンエンジンアセンブリ（６００）。
【請求項２】
前記第二の吸気口が、前記第一の吸気口より半径方向外側に位置する、請求項１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（５００）。
【請求項３】
前記第二のファンからの排出流が第二の排出流ダクトから軸方向後方に流れ、
前記ガスタービンエンジンからの排気流が前記第二の排出流ダクトの半径方向外側の第一の排出流ダクトを通って軸方向後方に流れる、請求項１又は２に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（６００）。
【請求項４】
前記第一のファンダクト及び第二のファンダクトが平行である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
【請求項５】
前記第一のファンおよび前記第二のファンがそれぞれ、前記１つ以上の動力軸のうちの異なる動力軸に連結された、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
【請求項６】
前記ガスタービンエンジンアセンブリが、第一の低圧タービンおよび第二の低圧タービンを含み、前記第一のファンが、前記第一の低圧タービンに、前記１つ以上の動力軸のうちのそれぞれの動力軸を介して連結され、前記第二のファンが、前記第二の低圧タービンに、前記１つ以上の動力軸のうちのそれぞれの動力軸を介して連結された、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
【請求項７】
前記第一のファンダクトが、複数の吸気口を含む、請求項１乃至６のいずれか１項に記載のガスタービンエンジンアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、インライン分散型推進のための方法およびシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
本明細書は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ファン圧力比を
低下させるために、複数のファンを有するガスタービンエンジンを構成する方
法およびシステムに関する。
【０００３】
少なくとも一部の既知の高バイパスターボファンは、非常に大型のファンを
有する。低圧タービン（ＬＰＴ）は、典型的には、直結駆動構成でファンに連
結される。したがって、非常に大型のファンに対してＬＰＴが比較的ゆっくり
と回転することにより、高負荷および効率の低下をもたらす。この問題に対処
しようと試みる既知の一方法は、分散型エンジン、例えば複数のより小型のフ
ァンを用いることである。しかしながら、こうした解決法は、その双方が航空
機の重量および複雑性を増すベベルギヤまたは横方向の動力伝導装置などであ
るがこれらに限定されない、さらなる装置を要する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第９０３９５６７号
【発明の概要】
【０００５】
一実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリは、回転軸を有するロー
タアセンブリと、回転軸回りに回転するように構成された動力軸とを備えたガ
スタービンエンジンを含む。また、ガスタービンエンジンアセンブリは、動力
軸に連結された第一のファンと、動力軸に、第一のファンおよびガスタービン
エンジンと同軸上で連結された第二のファンとを含む。第二のファンは、第一
のファンの軸方向前方に変位している。ガスタービンエンジンアセンブリは、
さらに、第一の気流が第一のファンに指向するように構成された第一のファン
ダクトを含む。ガスタービンエンジンアセンブリは、また、第二の気流が第二
のファンに指向するように構成された第二のファンダクトを含む。第一および
第二のファンダクトの排出口は、ファン気流が回転軸方向に指向するように構
成される。
【０００６】
他の実施形態では、ガスタービンエンジンの運転方法は、回転軸を有するロ
ータアセンブリを備えたガスタービンエンジンを提供することを含み、そこで
、該ガスタービンエンジンは、回転軸回りに回転するように構成された動力軸
を含む。また、該方法は、第一のファンを動力軸に連結することと、第一のフ
ァンの軸方向前方に変位した第二のファンを、動力軸に、第一のファンおよび
ガスタービンエンジンと同軸上で連結することとを含む。該方法は、さらに、
第一のファンダクトを、第一の気流が第一のファンに指向するように配置する
ことと、第二のファンダクトを、第二の気流が第二のファンに指向するように
配置することとを含み、そこで、第二の気流は第一の気流と異なっている。該
方法は、加えて、第一および第二の排出口を、ガスタービンエンジンの排気ガ
ス流が回転軸方向に指向するように配置することを含む。
【０００７】
さらに他の実施形態において、１つ以上の高バイパスターボファンエンジン
で駆動する航空機は、高圧高温の排気ガス流が発生するように構成されたコア
エンジンと、複数のファンがコアエンジンの排気ガス流を用いて駆動するよう
に構成されたタービンとを含み、そこで、複数のファンは相互に同軸上にあり
、各ファンは別々の気流を圧縮する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
図１〜１０は、本明細書に記載される方法およびシステムの例示的実施形態
を示す。
【図１】図１は、例示的なガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図２は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジ ンアセンブリの後方に向かって見た斜視図である。
【図３】図３は、図２に示すガスタービンエンジンアセンブリの前方に 向かって見た斜視図である。
【図４】図４は、本開示の実施形態におけるガスタービンエンジンアセ ンブリの側面図である。
【図５】図５は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンア センブリの側面図である。
【図６】図６は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンア センブリの側面図である。
【図７】図７は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンア センブリの側面図である。
【図８Ａ】図８Ａは、ガスタービンエンジンアセンブリの後方に向かっ て見た軸方向図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図８Ａに示すガスタービンエンジンアセンブリの側面図である。
【図９】図９は、本開示の他の例示的実施形態によるガスタービンエンジンアセンブリ９００の平面図である。
【図１０】図１０は、本明細書に記載される種々のガスタービンエンジンアセンブリと共に使用されうる航空機の斜視図である。
【０００９】
様々な実施形態の特定の特徴が、一部の図面に示され、他の図面には示され
ない場合があるが、これは単に便宜のためである。任意の図面のいかなる特徴
も、任意の他の図面のいかなる特徴と組み合わせて参照および／または請求さ
れうる。
【００１０】
特に示されない限り、本明細書で提供される図面は、本開示の実施形態の特
徴を示すように意図される。これらの特徴は、本開示の１つ以上の実施形態を
含む多種多様なシステムで適用可能であると考えられる。図面は、それ自体と
して、本明細書に開示された実施形態の実施に必要とされる、当業者に既知の
全ての従来的な特徴を含むことを意図するものではない。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下の詳細な説明は、本開示の実施形態を、限定のためではなく例示のため
に示すものである。本開示は、工業的、商業的、および居住的応用において、
回転機器への一般適用を有することが企図される。
【００１２】
複数の同軸上のファンを含む高バイパスガスタービンエンジンの実施形態が
、本明細書で説明される。異なる気流を圧縮する２つ以上のファンを提供する
ことによって、分散型推進に通常関連する推進効率の向上が容易になる。一方
、この利点は、複雑なベベルギヤまたは横方向の動力伝導装置を用いることな
しに達成される。これらの実施形態では、ファン吸気部、排気部、および相互
接続ダクトは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）および／または揚力利得のために、
翼および／または胴体構造と一体化される。
【００１３】
高バイパスターボファンガスタービンエンジンは、非常に大型のファンを有
しうる。低圧タービン（ＬＰＴ）は、典型的には、直結駆動構成でファンに連
結される。したがって、非常に大型のファンに対してＬＰＴが比較的ゆっくり
と回転することにより、高負荷および効率の低下をもたらす。一実施形態では
、ファンは別々の気流を圧縮する複数の同軸上のファンに分けられて推進力を
発生させ、全体のファンサイズが減少し、ならびに高バイパスターボファンは
、翼下で一体化されうると同時に、接地面／回転据え付け要件を満たし、およ
び単一の大直径ファンを駆動する単一のＬＰＴよりも高速で運転することがで
きる１つ以上のＬＰＴを使用可能にする。
【００１４】
以下の説明は添付の図面を参照し、別段の表記をしない場合、異なる図面に
おける同一番号は、同様の要素を表す。
【００１５】
図１は、ガスタービンエンジン１００の側面図である。ガスタービンエンジ
ン１００は、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１０４、燃焼器アセンブリ１０６、および
高圧タービン（ＨＰＴ）１０８を、コアエンジン軸１１２回りに回転するコア
エンジンロータ１１０上の軸直列的な流れ関係において備えた、ガス発生器ま
たはコアエンジン１０２を含む。ガスタービンエンジン１００は、また、動力
エンジン軸１２６回りに回転可能な動力エンジンロータ１２２上の軸流関係で
配設された、低圧圧縮機またはブースター圧縮機１１３、ファン１１４、およ
び低圧タービン１２０を含む。
【００１６】
運転中に、空気が中心軸１２８に沿って流れ、圧縮空気が高圧圧縮機１０４
に供給される。高圧縮空気は、燃焼器アセンブリ１０６に送出される。燃焼器
アセンブリ１０６からの排気ガス流（図１に示さず）は、タービン１０８およ
びタービン１２０を駆動し、ならびに、タービン１２０は、ブースター圧縮機
１１３が存在すればそれを駆動し、および軸１２６を介してファン１１４を駆
動する。ガスタービンエンジン１００は、さらに、ファン収納ケース１４０を
含む。
【００１７】
図２は、本発明の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンアセンブリ
２００の後方に向かって見た斜視図である。図３は、ガスタービンエンジンア
センブリ２００の前方に向かって見た斜視図である。例示的な実施形態におい
て、ガスタービンエンジン２０２は、１つ以上のロータアセンブリ（図２また
は図３に示さず）であって、各ロータアセンブリが回転軸２０４回りに回転す
るロータアセンブリと、回転軸２０４回りに回転するように構成された１つ以
上の動力軸（図２または図３に示さず）とを含む。第一のファン２０６は、１
つ以上の動力軸のそれぞれの動力軸に連結され、第二のファン２０８は、１つ
以上の動力軸のそれぞれの動力軸に、第一のファン２０６およびガスタービン
エンジン２０２と同軸上で連結される。いくつかの実施形態では、第一のファ
ン２０６は、第一のＬＰＴによって１つ以上の動力軸のうちの第一の動力軸を
介して駆動され、第二のファン２０８は、第二のＬＰＴによって１つ以上の動
力軸のうちの第二の動力軸を介して駆動される。一実施形態では、第一および
第二のＬＰＴは、回転可能なステータおよび回転可能なロータを有する単一の
タービンに包含され、各々がそれぞれの軸に連結され、第一のファンおよび第
二のファンのそれぞれを駆動する。他の実施形態では、ファン２０６およびフ
ァン２０８は共に、単一のＬＰＴによって単一の軸を介して駆動されるか、ま
たはギヤボックスを用いて複数の軸によって駆動される。例示的な実施形態で
は、第二のファン２０８は、第一のファン２０６の軸方向前方に変位している
。本明細書に記載されるように、第一のファン２０６および第二のファン２０
８は共に、単一の動力軸に連結される。一実施形態では、動力軸は一体構造体
であり、この構造体に第一のファン２０６および第二のファン２０８の両方が
連結される。代替の実施形態では、動力軸は一体構造ではなく、間にベアリン
グ、ギヤボックス、およびカップリングなどを含んでもよい。
【００１８】
図２および図３に例示されるように、第二のファン２０８は、第二のファン
２０８がガスタービンエンジン２０２の前方に配置され、第一のファン２０６
がガスタービンエンジン２０２の後方に配置された状態で、第一のファン２０
６の軸方向前方に変位している。しかしながら、本開示の他の実施形態による
と、第二のファン２０８および第一のファン２０６は、共にガスタービンエン
ジン２０２の前方に配置される。さらに他の実施形態によると、第二のファン
２０８および第一のファン２０６は、共にガスタービンエンジン２０２の後方
に配置される。
【００１９】
第一のファン吸気部２１０は、第一の気流が第一のファン２０６に指向する
ように構成される。例示的な実施形態では、第一のファン吸気部２１０は、第
一のファンダクト２１３の吸気口２１２を含む。吸気口２１２は第一のファン
ダクト２１３の前方向きリップ２１５によって形成される。第二のファン吸気
部２１６は、第二の気流が第二のファン２０８に指向するように構成される。
【００２０】
例示的な実施形態では、第二のファン吸気部２１６は、第二のファンダクト２
１９の吸気口２１８を含む。第一のファン吸気部２１０および第二のファン吸
気部２１６は、流れをそのそれぞれの第一のファン２０６および第二のファン
２０８に向けて、その回転面に対して可能な限り直交して流すように構成され
る。一部の運転モードでは、吸気口２１２および吸気口２１８の迎え角は、非
軸性ベクトル成分を吸気流に導入しうる。しかしながら、こうしたベクトル成
分は、一般的に短寿命であり、非軸方向に限られた大きさの速度のみを提供す
る。いくつかの実施形態では、整流器または羽根（図示せず）が、第一または
第二の気流を第一のファンダクト２１３および／または第二のファンダクト２
１９において整流するために使用される。
【００２１】
また、ガスタービンエンジンアセンブリ２００は、第一のファン排出部２２
１および第二のファン排出部２２５を含む。第一のファン排出部２２１は、第
一のファンダクト２１３の後方向きリップ２２７によって画定される排出口２
２０を含む。第二のファン排出部２２２は、第二のファンダクト２１９の後方
向きリップ２２９によって画定される排出口２２０を含む。本明細書で使用す
る場合、第一および第二のファンダクトの吸気部は、一般に、それぞれの吸気
口からおおよそ第一のファン２０６の第一の回転面２１４、または第二のファ
ン２０８の第二の回転面２１９まで延在する。第一のダクト２１３および第二
のダクト２１９の排出部は、一般に、おおよそ面２１４または面２１９からそ
れぞれのファン排出口２２０または排出口２２２まで延在する。一方で、いく
つかの実施形態では、コアエンジンの排気ガス流とファン排出流が混合され、
その結果、コアエンジン排気からの少なくとも一部の燃焼生成物を含む第一の
ファン排出流および／または第二のファン排出流の流れをもたらす。第一のフ
ァン排出口２２０は、第一のファン排出流が、回転軸２０４に実質的に平行で
ある方向２２３で軸方向後方に指向するように構成される。第二のファン排出
口２２２は、第二のファン排出流が、回転軸２０４に実質的に平行である方向
２２３で軸方向後方に指向するように構成される。しかしながら、第二のファ
ン２０８からの排出流は第一のファン２０６および第一のファンダクト２１０
の周囲に送られるので、第二のファン排出流は、まず回転軸２０４に実質的に
平行である方向２２３で軸方向後方に指向され、次いで第一のファンダクト２
１０の外側表面に沿って進むように向きを変える。コアエンジン排気排出部２
２６は、コアエンジン１０２（図１に示す）からの排気ガス流が方向２２３に
指向するように構成される。
【００２２】
図４は、本開示の実施形態におけるガスタービンエンジンアセンブリ２００
の側面図である。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ２
００は、第一のファン２０６がガスタービンエンジン２０２の後方に配置され
、第二のファン２０８がガスタービンエンジン２０２の前方に配置された状態
で示される。この構成では、第二のファン吸気口２１８は軸対称であり、第一
のファン吸気口２１２は第二のファン吸気口２１８に対してオフセットされ、
第二のファン排出流が第一のファン吸気口２１２の周囲に流れるように適合さ
れる。
【００２３】
図５は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンアセンブリ５０
０の側面図である。例示的な実施形態では、第一のファン５０２および第二の
ファン５０４は、ガスタービンエンジンアセンブリ５００のガスタービンエン
ジン部分５０６の前方端５０５に配置される。第一のファン５０２および第二
のファン５０４は、相互に、およびガスタービンエンジン部分５０６に対して
同軸上にある。第一のファン５０２に関連する第一の吸気部５０８、および第
二のファン５０４に関連する第二の吸気部５１０は、相互に平行であり、別々
の吸気流を第一のファン５０２および第二のファン５０４のそれぞれのファン
に指向させる。第一のファンダクト５１２は、第一の吸気部５０８からの吸気
流を、第二のファン５０４の周囲を通して第一のファン５０２まで流す。第一
のファン５０２の排出流は、第一のダクト５１４によって、ガスタービンエン
ジン部分５０６のコアエンジン５１６を通り過ぎて軸方向後方に流れる。第二
のファンダクト５１８は、第二の吸気部５１０からの吸気流を第二のファン５
０４に直接流す。第二のファン５０４の排出流は、第二のダクト５２０によっ
て第一のファン５０２の周囲を軸方向後方に流れ、および第一のダクト５１４
から半径方向外向きにコアエンジン５１６を通り過ぎて流れる。コアエンジン
５１６からの排気は、エンジン中心線または回転軸５２２と平行に、軸方向後
方に流れる。
【００２４】
図６は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンアセンブリ６０
０の側面図である。例示的な実施形態では、第一のファン６０２および第二の
ファン６０４は両方とも、ガスタービンエンジンアセンブリ６００の後方端６
０６に相互に同軸上で配置される。第一のファンダクト６０８および第二のフ
ァンダクト６１０は平行である。第一のファン６０２および第二のファン６０
４は、別々の気流をそのそれぞれのファンダクト６０８およびファンダクト６
１０を介して圧縮する。
【００２５】
図７は、本開示の他の実施形態によるガスタービンエンジンアセンブリ７０
０の側面図である。例示的な実施形態では、第一のファン７０２は、ガスター
ビンエンジンアセンブリ７００の後方端７０４に配置され、第二のファン７０
６はガスタービンエンジンアセンブリ７００の前方に、第一のファン７０２と
同軸上で配置される。例示的な実施形態では、第一のファン７０２および第二
のファン７０６は共に、それぞれの気流を共通の吸気部７０８を介して受ける
が、これは、まず第一のファン７０２および第二のファン７０６に流入する空
気の総量を受け、次いでそれぞれのファンである第一のファン７０２および第
二のファン７０６により低いマッハ数にて分配されている。第一のファンダク
ト７１０および第二のファンダクト７１２は平行である。第一のファン７０２
および第二のファン７０６は、別々の気流をそのそれぞれのファンダクト７１
０およびファンダクト７１２を介して圧縮する。第一のファンダクト７１０お
よび第二のファンダクト７１２が交差７１４する箇所では、第一のファンダク
ト７１０および／または第二のファンダクト７１２は、複数のローブ７１６で
形成されうる。各ローブ７１６は、総空気流の一部を、各々のファン（７０２
、７０６）を介して供給するように構成される。
【００２６】
図８Ａは、ガスタービンエンジンアセンブリ８００の後方に向かって見た軸
方向図である。図８Ｂは、ガスタービンエンジンアセンブリ８００の側面図で
ある。例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンアセンブリ８００は、そ
れぞれが別々の気流を圧縮する複数の同軸上ファン８０４を備えたガスタービ
ンエンジン８０２を含む。いくつかの実施形態では、複数の同軸上ファン８０
４は、１つ以上の低圧タービン（ＬＰＴ）８０５によってそれぞれの軸、ギヤ
ボックス、およびカップリングなどを介して駆動される。ガスタービンエンジ
ンアセンブリ８００は、また、単一のほぼ楕円形の共通吸気ダクト８０８を備
えた共通のファン吸気アセンブリ８０６を含む。ファン吸気アセンブリ８０６
内側の内部のダクト構造は、流入する気流をより低いマッハ数で分配するよう
に構成され、および個々の気流が、複数の同軸上ファン８０４のうちの各同軸
上ファン８０４に指向するように構成される。２つの同軸上ファン８０４を有
する実施形態では、吸気口８０８に流入する流れの約半分は、第一のファン８
１０に第一の開口８１１を介して流れ、吸気口８０８に流入する流れの残りは
、第二のファン８１２に第二の開口８１３を介して流れる。第二のファン８１
２に流れる空気は、ファン吸気アセンブリ８０６内部のダクト系統により送ら
れ、該ダクト系統は、空気を第一のファン８１０に流すダクト系統から半径方
向外向きに配置された環であってもよい。他の実施形態では、空気を第一のフ
ァン８１０に流すダクト系統は、空気を第二のファン８１２に流すダクト系統
と円周方向に離隔していてもよい。種々の実施形態では、複数の同軸上ファン
８０４のうちの各同軸上ファン８１０、８１２への個々の気流は、相等しくな
いが、一連の各々のファン８１０、８１２における構成要素の異なる性能に基
づいている。例えば、小型ファンは他のＬＰＴよりも動力出力を有さないＬＰ
Ｔ用に使用されうる。
【００２７】
図９は、本開示の他の例示的実施形態によるガスタービンエンジンアセンブ
リ９００の平面図である。例示的実施形態では、ガスタービンエンジンアセン
ブリ９００は、第一のファン９０４および第二のファン９０６を備えたガスタ
ービンエンジン９０２を含む。図９に例示されるように、第二のファン９０６
は、ガスタービンエンジンアセンブリ９００の対向側にある第一のファン９０
４の前方に配置される。第一のファン９０４および第二のファン９０６は、ガ
スタービンエンジンアセンブリ９００の回転軸９０８に沿って同軸上に配列さ
れる。第一のファン９０４および第二のファン９０６はそれぞれ、別々の気流
９１０および気流９１２を個々に圧縮するように構成される。
【００２８】
ガスタービンエンジンアセンブリ９００は、第一のファンダクトアセンブリ
９１４および第二のファンダクトアセンブリ９１６を含む。第一のファンダク
トアセンブリ９１４は、第一のファンダクト吸気口９２０からおおよそ第一の
ファン９０４まで延在する第一のファンダクト９１８を含む。第一のファン排
出ダクト９２２は、おおよそ第一のファン９０４から第一のファンダクト排出
口９２４まで延在する。第二のファンダクトアセンブリ９１６は、第二のファ
ンダクト吸気口９２８からおおよそ第二のファン９０６まで延在する第二のフ
ァンダクト９２６を含む。第二のファン排出ダクト９３０は、おおよそ第二の
ファン９０６から第二のファンダクト排出口９３２まで延在する。
【００２９】
一実施形態では、第二のファンダクト吸気口９２８は、９０度以下の角度９
３４で軸９２８に対して傾斜している。他の実施形態では、第二のファンダク
ト吸気口９２８は、９０度を超える角度９３４で軸９２８に対して傾斜してい
る。種々の実施形態では、軸９０８は、第二のファンダクト吸気口９２８に流
入する気流に対して角度９３６で傾斜している。
【００３０】
運転時に、ガスタービンエンジンアセンブリ９００は、別々の気流９１０お
よび気流９１２をガスタービンエンジン９０２に搭載された同軸上ファンを用
いて圧縮する。各気流９１０および気流９１２は、第一のファンダクトアセン
ブリ９１４および第二のファンダクトアセンブリ９１６のそれぞれを介して流
れる。具体的には、気流９１０は、第一のファンダクト吸気口９２０と第一の
ファンダクト排出口９２４の間を流れ、気流９１２は、第二のファンダクト吸
気口９２８と第二のファンダクト排出口９３２の間を流れる。別々の気流９１
０および気流９１２を圧縮することにより、ガスタービンエンジンアセンブリ
９００のファンの流れが増加し、ファン圧力比を維持または低下させることが
できる。
【００３１】
図１０は、航空機１０００の斜視図である。例示的実施形態において、航空
機１０００は、機首１００４、尾部１００６、およびそれらの間に延在する空
洞で細長い胴部１００８を備えた胴体１００２を含む。航空機１０００は、ま
た、胴体１００２から離れるように横方向１０１２に延在する翼１０１０を含
む。翼１０１０は、前方前縁１０１４を通常飛行中の航空機１０００の運動方
向１０１６に含み、および後方後縁１０１８を翼１０１０の対向端部に含む。
【００３２】
航空機１０００は、さらに、ブレード付き回転可能部１０２２またはファンを
駆動し、推進力を発生させるように構成された少なくとも１つのエンジン１０
２０を含む。エンジン１０２０は、翼１０１０および胴体１００２のうち少な
くとも１つに、例えば尾部１００６に近接した推進式（図示せず）で連結され
る。
【００３３】
個々の詳細に記載された上記の実施形態は、単に、例示的なものであるか、
または実施可能な実施形態であること、および多くの他の組み合わせ、追加、
または代替が包含されうることを理解するであろう。
【００３４】
近似の言い回しは、本明細書および特許請求の範囲の全体を通してここで使
用される場合、関連する基本的機能に変化を生じさせることなく許容範囲で変
動しうる任意の定量的表現を修飾するために適用されてもよい。したがって、
「約」および「実質的」などの用語（複数可）によって修飾される値は、明記
されたそのものの値に限定されるものではない。少なくとも一部の例では、近
似の言い回しは、値を測定するための機器の精度に対応しうる。ここで、なら
びに本明細書および特許請求の範囲の全体を通して、範囲の限定は、組み合わ
せおよび／または相互交換が可能であり、文脈または文言が特に指示しない限
り、かかる範囲は特定され、およびそれに包含される全ての部分範囲（ｓｕｂ
−ｒａｎｇｅ）を含む。
【００３５】
複数の異なる構成のうちの１つで形成されたガスタービンエンジンアセンブ
リの運転方法およびシステムについての上述した実施形態は、ガスタービンエ
ンジンアセンブリの全体のファン圧力比を改善するための費用対効果の高い、
確実な手段を提供する。より具体的には、本明細書に記載される方法およびシ
ステムは、１つの気流を、ガスタービンエンジンアセンブリによって駆動され
る複数のファンのうちの第一のファンに流すことを容易にし、また他の異なる
気流を、複数のファンのうちの第二のファンに流すことを容易にする。加えて
、上述の方法およびシステムは、推進効率効果を、例えば航空機に、ベベルギ
ヤなどであるがこれに限定されない横方向の伝導装置を用いることなしに提供
することを容易にする。結果として、本明細書に記載される方法およびシステ
ムは、ガスタービンエンジンの運転を、費用対効果が高く、確実な方法で改善
することを容易にする。
【００３６】
ガスタービンエンジンを運転するための例示的方法およびシステムが詳細に
上述されている。例示された装置は、本明細書に記載される特定の実施形態に
限定されるものではなく、むしろそれぞれの構成要素が、本明細書に記載され
る他の構成要素と独立しておよび別々に利用されてもよい。各システムの構成
要素は、また、他のシステムの構成要素と組み合わせて用いることもできる。
【００３７】
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの開示を説明し、か
つ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを製作し用いるこ
とおよび任意の統合された方法を実行することを含む本開示を実施することを
可能にする。特許を受けることができるこの開示の範囲は、特許請求の範囲に
よって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施
例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を
有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をも
つ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図さ
れる。
【００３８】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
【００３９】
［実施態様１］
回転軸（２０４）を有するロータアセンブリと、前記回転軸（２０
４）回りを回転するように構成された１つ以上の動力軸（１２６）と、を含む
ガスタービンエンジン（２０２）と；
前記１つ以上の動力軸（１２６）に連結された第一のファン（２０６
）と；
前記１つ以上の動力軸（１２６）に、前記第一のファン（２０６）お
よび前記ガスタービンエンジン（２０２）と同軸上で連結され、前記第一のフ
ァン（２０６）の軸方向前方に変位した第二のファン（２０８）と；
第一のファンダクト吸気口（２１２）を含み、第一の気流が前記第一
のファン（２０６）に指向するように構成された第一のファンダクト（２１３
）と；
第二の吸気口（２１８）を含み、第二の気流が前記第二のファン（２
０８）に指向するように構成された第二のファンダクト（２１９）であって、
前記第二の気流が前記第一の気流から分離している前記第二のファンダクト（
２１９）と；
前記ガスタービンエンジン（２０２）の排気ガス流が、前記回転軸（
２０４）方向に指向するように構成された排気ダクトと、を含むガスタービン
エンジンアセンブリ（２００）。
【００４０】
［実施態様２］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
それぞれ、前記１つ以上の動力軸（１２６）のうちの異なる動力軸に連結され
た、実施態様１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４１】
［実施態様３］
前記ガスタービンエンジンアセンブリ（２００）が、第一の低圧タ
ービン（８０５）および第二の低圧タービン（８０５）を含み、前記第一のフ
ァン（２０６）が、前記第一の低圧タービン（８０５）に、前記１つ以上の動
力軸（１２６）のうちのそれぞれの動力軸を介して連結され、前記第二のファ
ン（２０８）が、前記第二の低圧タービン（８０５）に、前記１つ以上の動力
軸（１２６）のうちのそれぞれの動力軸を介して連結された、実施態様１に記
載のガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４２】
［実施態様４］
前記ガスタービンエンジンアセンブリ（２００）が、回転可能なス
テータおよび回転可能なロータを備えた低圧タービン（８０５）を含み、前記
第一のファン（２０６）が、前記回転可能なステータおよび回転可能なロータ
のうち少なくとも一方に、前記１つ以上の動力軸（１２６）のうちのそれぞれ
の動力軸を介して連結され、前記第二のファン（２０８）が、前記回転可能な
ステータおよび回転可能なロータのうちの他方に、前記１つ以上の動力軸（１
２６）のうちのそれぞれの動力軸を介して連結された、実施態様１に記載のガ
スタービンエンジンアセンブリ（２００）。
［実施態様５］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の対向端にある、実施態様１に記載の
ガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４３】
［実施態様６］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の前方にある、実施態様１に記載のガ
スタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４４】
［実施態様７］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の後方にある、実施態様１に記載のガ
スタービンエンジンアセンブリ（２００）。
［実施態様８］
前記第一のファンダクト（２１３）が、複数の吸気口（２１２）を
含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４５】
［実施態様９］
前記第一のファン（２０６）が第一の直径を含み、前記第二のファ
ン（２０８）が第二の直径を含み、前記第二の直径が前記第一の直径と異なる
、実施態様１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４６】
［実施態様１０］
前記第一のファンダクト（７１０）および前記第二のファンダクト
（７１２）のうち少なくとも１つが、空気をそれぞれの吸気口からそれぞれの
ファン（７０２、７０６）に流すように構成された１つ以上のローブ（７１６
）を有する交差ダクト部分（７１４）を含む、実施態様１に記載のガスタービ
ンエンジンアセンブリ（７００）。
【００４７】
［実施態様１１］
前記第一のファン（２０６）が、前記排気ガス流から動力を抽出す
るために構成された半径方向内側部分と、気流を圧縮するために構成された半
径方向外側部分と、を含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジンアセン
ブリ（２００）。
【００４８】
［実施態様１２］
前記第一のファン（２０６）が、前記半径方向内側部分および前記
半径方向外側部分を分離するように構成された中間シュラウドを含む、実施態
様１１に記載のガスタービンエンジンアセンブリ（２００）。
【００４９】
［実施態様１３］
ガスタービンエンジン（２０２）の運転方法であって、
回転軸（２０４）を有するロータアセンブリと、前記回転軸（２０４
）回りに回転するように構成された動力軸（１２６）と、を含むガスタービン
エンジン（２０２）を提供することと；
第一のファン（２０６）を前記動力軸（１２６）に連結することと；
前記第一のファン（２０６）の軸方向前方に変位した第二のファン（
２０８）を、前記動力軸（１２６）に前記第一のファン（２０６）および前記
ガスタービンエンジン（２０２）と同軸上で連結することと；
第一の気流が前記第一のファン（２０６）に指向するように、１つ以
上の第一の吸気口（２１２）を含む第一のファンダクト（２１３）を配置する
ことと；
第二の気流が前記第二のファン（２０８）に指向するように、１つ以
上の第二の吸気口（２１８）を含む第二のファンダクト（２１９）を配置する
ことと；
前記ガスタービンエンジン（２０２）の排気ガス流が前記回転軸（２
０４）方向に指向するようにエンジン排気ダクトを配置することと、を含む、
前記方法。
【００５０】
［実施態様１４］
前記第一の気流と前記第二の気流間の分離が維持されるように、前
記第二のファンダクト（２１９）が前記第一のファンダクト（２１３）の周囲
を経由していることをさらに含む、実施態様１３に記載の方法。
【００５１】
［実施態様１５］
前記ガスタービンエンジン（２０２）と同軸上に、前記ガスタービ
ンエンジンアセンブリ（２００）のエンジン排気流を排出することをさらに含
む、実施態様１３ に記載の方法。
【００５２】
［実施態様１６］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）を
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の対向端に配置することをさらに含む
、実施態様１３に記載の方法。
【００５３】
［実施態様１７］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）を
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の前方に配置することをさらに含む、
実施態様１３ に記載の方法。
【００５４】
［実施態様１８］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）を
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の後方に配置することをさらに含む、
実施態様１３に 記載の方法。
【００５５】
［実施態様１９］
１つ以上の高バイパスターボファンエンジン（１０２０）によって
駆動される航空機（１０００）であって、
高圧高温の排気ガス流が発生するように構成されたコアエンジン（１０２）と
；
複数のファン（２０６、２０８）を前記コアエンジン（１０２）の排気ガス流
を用いて駆動するように構成されたタービン（８０５）であって、前記複数の
ファン（２０６、２０８）が相互に同軸上にあり、前記複数のファン（２０６
、２０８）の各ファン（２０６、２０８）が別々の気流を圧縮する前記タービ
ン（８０５）と、を含む前記航空機（１０００）。
【００５６】
［実施態様２０］
１つ以上の第一の吸気口（２１２）を備え、第一の気流が前記複数
のファン（２０６、２０８）のうちの第一のファン（２０６）に指向するよう
に構成された第一のファンダクト（２１３）と；0
１つ以上の第二の吸気口（２１８）を備え、第二の気流が前記第二の
ファン（２０８）に指向するように構成された第二のファンダクト（２１９）
と、をさらに含む、実施態様１９に記載のエンジン（１０２０）。
【００５７】
［実施態様２１］
前記ガスタービンエンジン（２０２）の排気ガス流が回転軸（２０
４）方向に指向するように構成されたエンジン排気ダクトをさらに含む、実施
態様１９に記載のエンジン（１０２０）。
【００５８】
［実施態様２２］
エンジン排気流が、前記ガスタービンエンジン（２０２）と同軸上
で前記ガスタービンエンジンアセンブリ（２００）から流出する、実施態様１
９に記載のエンジン（１０２０）。
【００５９】
［実施態様２３］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の対向端に配置された、実施態様１９
に記載のエンジン（１０２０）。
【００６０】
［実施態様２４］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が
、前記ガスタービンエンジン（２０２）の前方に配置された、実施態様１９ に
記載のエンジン（１０２０）。
【００６１】
［実施態様２５］
前記第一のファン（２０６）および前記第二のファン（２０８）が、前記ガスタービンエンジン（２０２）の後方に配置された、実施態様１９ に記載のエンジン（１０２０）。
【符号の説明】
【００６２】
１００   ガスタービンエンジン
１０２   コアエンジン
１０４   高圧圧縮機
１０６   燃焼器アセンブリ
１０８   高圧タービン（ＨＰＴ）
１１０   コアエンジンロータ
１１２   コアエンジン軸
１１４   ファン
１２０   低圧タービン
１２２   動力エンジンロータ
１２６   動力エンジン軸
１２８   中心軸
１４０   圧縮機収納ケース
２００   ガスタービンエンジンアセンブリ
２０２   ガスタービンエンジン
２０４   回転軸
２０６   第一のファン
２０８   第二のファン
２１０   第一のファンダクト
２１２   第一のファン吸気部
２１４   面
２１６   第二のファンダクト
２１８   第二のファン吸気部
２１９   面
２２０   第一のファン排気排出部
２２２   第二のファン排気排出部
２２３   方向
２２６     コアエンジン排気排出部
５００   ガスタービンエンジンアセンブリ
５０２   第一のファン
５０４   第二のファン
５０５   前方端
５０６   ガスタービンエンジン部分
５０８   第一の吸気部
５１０   第二の吸気部
５１２   第一のファンダクト
５１４   第一の排気ダクト
５１６   コアエンジン
５１８   第二のファンダクト
５２０   第二の排気ダクト
５２２   回転軸
６００   ガスタービンエンジンアセンブリ
６０２   第一のファン
６０４   第二のファン
６０６   後方端
６０８   第一のファンダクト
６１０   第二のファンダクト
７００   ガスタービンエンジンアセンブリ
７０２   第一のファン
７０４   後方端
７０６   第二のファン
７０８   前方端
７１０   第一のファンダクト
７１２   第二のファンダクト
８００   ガスタービンエンジンアセンブリ
８０２   ガスタービンエンジン
８０４   同軸上ファン
８０６   ファン吸気アセンブリ
８０８   吸気口
８１０   第一のファン
８１１   第一の開口
８１２   第二のファン
８１３   第一の開口
９００   航空機
９０２   胴体
９０４   機首
９０６   尾部
９０８   胴部
９１０   翼
９１２   横方向
９１４   前方前縁
９１６   方向
９１８   後方後縁
９２０   エンジン
９２２   ブレード付き回転可能部
【図１】
0006505074.tif 000002
【図２】
0006505074.tif 000003
【図３】
0006505074.tif 000004
【図４】
0006505074.tif 000005
【図５】
0006505074.tif 000006
【図６】
0006505074.tif 000007
【図７】
0006505074.tif 000008
【図８Ａ】
0006505074.tif 000009
【図８Ｂ】
0006505074.tif 000010
【図９】
0006505074.tif 000011
【図１０】
0006505074.tif 000012