(57)【要約】【課題】  多重ファンバイパスを有する航空機用ガスタービンエンジンを提供する。【解決手段】  ファンバイパスダクト（４０）への第１のバイパス入口（４２）が第１及び第２段ファン（３１及び３３）の軸方向間に配置され、また第２のバイパス入口（４６）が第２段ファン（３３）と環状のコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置される。ファンシュラウド（１０８）が、第２段ファンブレード（３６）をそれぞれ半径方向内側ファンハブ（３７）と半径方向外側先端セクション（３９）とに分割する。先端セクション（３９）は、ファン先端ダクト（１４６）内に半径方向に配置される。軸方向並進式デフレクタ（４４）が、該デフレクタが第１のバイバス入口（４２）を開くとファン先端ダクト（１４６）を閉じかつ第１のバイパス入口（４２）を閉じるとファン先端ダクト（１４６）を開くように、位置決め配置される。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
低圧シャフト（３０）に駆動係合状態で結合されたエンジンファン（３５）の軸方向に間隔を置いて配置された第１及び第２段ファン（３１及び３３）と、
前記第２段ファン（３３）を囲むファンバイパスダクト（４０）と、
前記第１及び第２段ファン（３１及び３３）の軸方向間に配置された、前記ファンバイパスダクト（４０）への第１のバイパス入口（４２）と、
前記第２段ファン（３３）と環状のコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置された、前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）と、
第１のファンダクト（１３１）にわたる軸方向位置に配置された、前記第１段ファン（３１）の第１段ファンブレード（３２）と、第２段ファンダクト（１３２）にわたる軸方向位置に半径方向に配置された第２段ファンブレード（３６）と、を含み、
前記第２のファンダクト（１３２）が、前記第１のバイパス入口（４２）の軸方向後方に設置されかつ前記ファンバイパスダクト（４０）の半径方向内側に配置され、
ファンシュラウド（１０８）が、前記第２段ファンブレード（３６）をそれぞれ半径方向内側ファンハブ（３７）と半径方向外側先端セクション（３９）とに分割し、
前記先端セクション（３９）が、環状のダクト壁（５０）を含むファン先端ダクト（１４６）内に半径方向に配置され、前記環状のダクト壁（５０）が、前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の前方に隣接する回転不能前方ダクト壁部分（９０）を有し、
軸方向並進式デフレクタ（４４）が、該デフレクタが前記第１のバイバス入口（４２）を開くと前記ファン先端ダクト（１４６）を閉じかつ前記第１のバイパス入口（４２）を閉じると前記ファン先端ダクト（１４６）を開くように、位置決め配置されている、
多重バイパス式ターボファン・ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
さらに、前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有する、請求項１記載のエンジン（１０）。
【請求項３】
さらに、前記前方円錐形セクション（９６）が、第１の流れスプリッタ（４５）を有する、請求項２記載のエンジン（１０）。
【請求項４】
さらに、前記回転不能前方ダクト壁部分（９０）が、第２の流れスプリッタ（５５）を有する、請求項３記載のエンジン（１０）。
【請求項５】
さらに、前記環状のダクト壁（５０）が、前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の後方に隣接して設置されかつ軸方向に前記第２のバイパス入口（４６）まで延びる、該環状のダクト壁（５０）の回転不能後方ダクト壁部分（９２）を有する、請求項１記載のエンジン（１０）。
【請求項６】
さらに、前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有し、前記前方円錐形セクション（９６）が第１の流れスプリッタ（４５）を有し、前記回転不能前方ダクト壁部分（９０）が第２の流れスプリッタ（５５）を有する、請求項５記載のエンジン（１０）。
【請求項７】
前記第２段ファン（３３）とコアエンジン入口（４７）との間で軸方向に延びる環状のオープンスペース（２２０）と、前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の後方に位置する、前記環状のダクト壁（５０）の回転不能引込み式後方ダクト壁部分（１９２）とをさらに含む、請求項１記載のエンジン（１０）。
【請求項８】
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置されている、請求項７記載のエンジン（１０）。
【請求項９】
さらに、前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有し、前記前方円錐形セクション（９６）が、第１の流れスプリッタ（４５）を有する、請求項８記載のエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置されている、請求項９記載のエンジン（１０）。
【請求項１１】
さらに、前記後方ダクト壁部分（１９２）が、前記デフレクタ（４４）に制御可能に連結されている、請求項７記載のエンジン（１０）。
【請求項１２】
さらに、
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、
前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置され、
前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有し、
前記前方円錐形セクション（９６）が、第１の流れスプリッタ（４５）を有する、
請求項１１記載のエンジン（１０）。
【請求項１３】
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置されている、請求項１２記載のエンジン（１０）。
【請求項１４】
下流方向直列流れ関係でファンセクション（３５）、コアエンジン（１８）及び低圧タービン（２７）を含み、前記コアエンジン（１８）が、下流方向直列流れ関係で高圧圧縮機（２０）、燃焼器（２２）及び高圧タービン（２３）を含み、前記高圧圧縮機（２０）が、コアエンジンシャフト（２６）によって前記高圧タービンブレード（２４）に駆動係合状態で結合された、多重バイパス式ターボファン・ガスタービンエンジン（１０）であって、
低圧シャフト（３０）によって前記低圧タービン（２７）に駆動係合状態で結合された、前記エンジンファン（３５）の軸方向に間隔を置いて配置された第１及び第２段ファン（３１及び３３）と、
前記第２段ファン（３３）及びコアエンジン（１８）を囲むファンバイパスダクト（４０）と、
前記第１及び第２段ファン（３１及び３３）の軸方向間に配置された、前記ファンバイパスダクト（４０）への第１のバイパス入口（４２）と、
前記第２段ファン（３３）と前記コアエンジン（１８）への環状のコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置された、前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）と、
第１のファンダクト（１３１）にわたる軸方向位置に配置された、前記第１段ファン（３１）の第１段ファンブレード（３２）と、第２段ファンダクト（１３２）にわたる軸方向位置に半径方向に配置された第２段ファンブレード（３６）と、を含み、
前記第２のファンダクト（１３２）が、前記第１のバイパス入口（４２）の軸方向後方に設置されかつ前記ファンバイパスダクト（４０）の半径方向内側に配置され、
ファンシュラウド（１０８）が、前記第２段ファンブレード（３６）をそれぞれ半径方向内側ファンハブ（３７）と半径方向外側先端セクション（３９）とに分割し、
前記先端セクション（３９）が、環状のダクト壁（５０）を含むファン先端ダクト（１４６）内に半径方向に配置され、前記環状のダクト壁（５０）が、前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の前方に隣接する回転不能前方ダクト壁部分（９０）を有し、
軸方向並進式デフレクタ（４４）が、該デフレクタが前記第１のバイバス入口（４２）を開くと前記ファン先端ダクト（１４６）を閉じかつ前記第１のバイパス入口（４２）を閉じると前記ファン先端ダクト（１４６）を開くように、位置決め配置されている、
エンジン（１０）。
【請求項１５】
さらに、
前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有し、
前記前方円錐形セクション（９６）が、第１の流れスプリッタ（４５）を有し、
前記回転不能前方ダクト壁部分（９０）が、第２の流れスプリッタ（５５）を有する、請求項１４記載のエンジン（１０）。
【請求項１６】
さらに、
前記環状のダクト壁（５０）が、前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の後方に隣接して設置されかつ軸方向に前記第２のバイパス入口（４６）まで延びる、該環状のダクト壁（５０）の回転不能後方ダクト壁部分（９２）を有し、
前記デフレクタ（４４）が、後に続く後方円筒形セクション（９８）を含む前方円錐形セクション（９６）を有し、
前記前方円錐形セクション（９６）が第１の流れスプリッタ（４５）を有し、また前記回転不能前方ダクト壁部分（９０）が第２の流れスプリッタ（５５）を有する、
請求項１４記載のエンジン（１０）。
【請求項１７】
前記第２段ファン（３３）とコアエンジン入口（４７）との間で軸方向に延びる環状のオープンスペース（２２０）と、
前記回転可能ファンシュラウド（１０８）の後方に位置する、前記環状のダクト壁（５０）の回転不能引込み式後方ダクト壁部分（１９２）と、を含み、
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、
前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置されている、
請求項１４記載のエンジン（１０）。
【請求項１８】
さらに、
前記デフレクタ（４４）が、後方円筒形セクション（９８）が後に続く前方円錐形セクション（９６）を有し、
前記前方円錐形セクション（９６）が、第１の流れスプリッタ（４５）を有し、
前記ファンバイパスダクト（４０）への第２のバイパス入口（４６）が、前記オープンスペース（２２０）とコアエンジン入口（４７）との軸方向間に配置され、
前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が、前記第２のバイパス入口（４６）とコアエンジン入口（４７）との半径方向間に配置されている、
請求項１７記載のエンジン（１０）。
【請求項１９】
前記低圧タービン（２７）と可変面積排気ノズル（１２２）との間で後向きに延びるテールパイプ（６９）と、
前記テールパイプ（６９）に開口しかつ前記ファンバイパスダクト（４０）の後端部に設置された後部可変面積バイパスインゼクタ（５３）と、
をさらに含む、
請求項１４記載のエンジン（１０）。
【請求項２０】
前記可変面積排気ノズル（１２２）と後部可変面積バイパスインゼクタ（５３）との軸方向間に配置された、前記テールパイプ（６９）内のアフタバーナ（１３０）をさらに含む、請求項１９記載のエンジン（１０）。
【請求項２１】
さらに、前記デフレクタ（４４）が、該デフレクタ（４４）が前方に伸出したときに前記後方ダクト壁部分（１９２）が前方に伸出しかつ該デフレクタ（４４）が後方に引込まれたときに前記後方ダクト壁部分（１９２）が後方に引込まれるように、該引込み式後方ダクト壁部分（１９２）に連結されている、請求項１８記載のエンジン（１０）。
【請求項２２】
前記デフレクタ（４４）を前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）に連結する機械的リンク機構（２２７）をさらに含み、
前記機械的リンク機構（２２７）が、前記デフレクタ（４４）を前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）に比例するように連動させ、
前記デフレクタ（４４）が、前記引込み式後方ダクト壁部分（１９２）が該デフレクタ（４４）に対して非線形関係で伸出しかつ引込まれるように、該引込み式後方ダクト壁部分（１９２）に連結されている、
請求項２１記載のエンジン（１０）。
【請求項２３】
並進可能に作動させるようにそれぞれ前記デフレクタ（４４）及び後方ダクト壁部分（１９２）に結合された第１及び第２のアクチュエータ（２５０及び２５２）をさらに含み、
前記第１及び第２のアクチュエータ（２５０及び２５２）には、作動システムが制御可能に連結されており、
前記作動システムが、前記デフレクタ（４４）及び後方ダクト壁部分（１９２）を直接に又は比例して並進させるように、制御装置（２５４）によって制御されている、
請求項２２記載のエンジン（１０）。
【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に関し、具体的には、多重ファンバイパスを有する航空機用ガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来型のガスタービンエンジンは、直列軸流関係で、コアエンジンに流入する空気流を加圧するための高圧圧縮機と、その中で燃料及び加圧空気の混合気を燃焼させて推進ガス流を発生する燃焼器と、推進ガス流によって回転されかつ半径方向内側の比較的大径シャフトによって結合されて高圧圧縮機を駆動する高圧タービンとを有するコアエンジンを含む。標準的なバイパス式ターボファン・エンジンでは、高圧タービンの後方に低圧タービンが付加され、また高圧圧縮機の前方に前方ファンが付加される。
【０００３】
特許文献１に開示されているような標準的な可変バイパス比設計は、前方ファン内に１つ又はそれ以上の前方のファンロータブレード列を含む。ファンロータブレードは、半径方向内側の比較的小径駆動シャフトに結合され、この小径駆動シャフトは、中空の大径シャフトを貫通して延びかつ低圧タービンによって駆動される。後方ファンは、より大径の駆動シャフトに結合された１つ又はそれ以上の後方のファンロータブレード列を含み、高圧タービンによって駆動される。後方ファンは、直列軸流関係で前方ファンと高圧圧縮機との間に配置される。前方及び後方ファン間に可変面積バイパスインゼクタを設置して、ファンバイパスダクトの第１の入口に流入する空気量を変化させてエンジンのファンバイパス比（すなわち、ファンバイパスダクトを通って流れる空気とコアエンジンを通って流れる空気との比率）を可変にしているが、エンジンを表現するための可変サイクルという用語はこのことに由来している。ファンバイパスダクトは、後方のファンブレード列の後方に設置された第２の入口を有する。第１及び第２のバイパスダクト入口内に導かれる空気流の制御は一般的に、切換弁機構と通常ＶＡＢｌとして表す可変バイパスインゼクタと呼ばれる幾つかのより特別なバルブとによって達成される。
【０００４】
２つ又はそれ以上の入口を備えたファンバイパスダクトを有するエンジンは、多重バイパスストリーム可変サイクル・ガスタービンエンジンと呼ぶことができる。一般的にステータベーンの列が、各前方及び後方のファンブレード列の直ぐ前方に設置される。選択したステータベーン列を可変、一般的には可変角度として、ロータブレードから見た流れの角度を変化させる。エンジン推力の一部は、コアエンジンから流出する推進ガスによってもたらされ、またその一部は、ファンバイパスダクトから流出する空気流によってもたらされる。コア駆動ファン段を備えた可変サイクルエンジンが、コアの第１段の先端セクションを用いてバイパスストリーム圧力比を高めることによって効果的にファンバイパスストリーム圧力比を増大させるようにこれまで設計されてきた。このような設計の一例が、特許文献２に開示されている。それらは、バイパスストリームに対する流れを調整するために一連の案内ベーン及びドアを利用している。
【０００５】
離陸及び上昇出力設定時には高比推力を得るために高いファンハブ及びバイパスストリーム圧力比で作動し、また低出力巡航時には良好な燃料消費率を得るために低いバイパスストリーム圧力比で作動する航空機用ガスタービンエンジンに対する要求がある。従来型のファンでは、低い圧力比（ブレード配列内の流れの閉塞によって制限される）で作動するようにされている場合があるが、このことはさらに、コアを過給するハブ圧力比を低下させ、それによってサイクル効率を低下させかつ燃料消費率の改善を無効なものにすることになる。一般的には、低いファン圧力比においてはファン効率の大きな低下もあり、このことが、燃料消費率における改善をも減少させる。
【特許文献１】特公昭５９−０２４２６１号
【特許文献２】米国特許第５，８０９，７７２号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
コアエンジンの周りでのファンセクションからバイパスストリームまでのバイパス流を調整でき、離陸及び上昇出力設定時には高比推力を得るために高いファンハブ及びバイパスストリーム圧力比で効果的に作動し、また低出力巡航時には良好な燃料消費率を得るために低いバイパスストリーム圧力比で作動することができる航空機用ガスタービンエンジンを手に入れることは、非常に望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
多重バイパス式ターボファン・ガスタービンエンジンは、低圧シャフトに駆動係合状態で結合されたエンジンファンの軸方向に間隔を置いて配置された第１及び第２段ファンと、第２段ファンを囲むファンバイパスダクトとを含む。ファンバイパスダクトへの第１のバイパス入口が、第１及び第２段ファンの軸方向間に配置され、ファンバイパスダクトへの第２のバイパス入口が、第２段ファンと環状のコアエンジン入口との軸方向間に配置される。第１段ファンの第１段ファンブレードが、第１のファンダクトにわたる軸方向位置に配置され、第２段ファンブレードが、第２段ファンダクトにわたる軸方向位置に半径方向に配置される。第２のファンダクトは、第１のバイパス入口の軸方向後方に設置されかつファンバイパスダクトの半径方向内側に配置される。ファンシュラウドが、第２段ファンブレードをそれぞれ半径方向内側ファンハブと半径方向外側先端セクションとに分割する。先端セクションは、環状のダクト壁を含むファン先端ダクト内に半径方向に配置され、環状のダクト壁は、回転可能ファンシュラウドの前方に隣接する回転不能前方ダクト壁部分を有する。軸方向並進式デフレクタが、該デフレクタが第１のバイバス入口を開くとファン先端ダクトを閉じかつ第１のバイパス入口を閉じるとファン先端ダクトを開くように、位置決め配置される。
【０００８】
デフレクタの１つの実施形態は、後方円筒形セクションが後に続く前方円錐形セクションを有する。前方の円錐形セクションは、第１の流れスプリッタを含む。回転不能前方ダクト壁部分は、第２の流れスプリッタを含む。
【０００９】
エンジンの１つの実施形態は、環状のダクト壁の回転不能後方ダクト壁部分を含み、該回転不能後方ダクト壁部分は、回転可能ファンシュラウドの後方に隣接して設置されかつ軸方向に第２のバイパス入口まで延びる。エンジンの別の実施形態は、回転可能ファンシュラウドの後方に位置する、環状のダクト壁の回転不能引込み式後方ダクト壁部分を含む。引込み式後方壁は、第２段ファンとコアエンジン入口との間を軸方向に延びる環状のオープンスペースを形成する。ファンバイパスダクトへの第２のバイパス入口は、オープンスペースとコアエンジン入口との軸方向間に配置される。環状の第３のスプリッタが、第２のバイパス入口とコアエンジン入口との半径方向間に配置される。
【００１０】
エンジンのより具体的な実施形態は、下流方向直列流れ関係でファンセクション、コアエンジン及び低圧タービンを含む。コアエンジンは、下流方向直列流れ関係で高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含む。高圧圧縮機は、コアエンジンシャフトによって高圧タービンブレードに駆動係合状態で結合される。ファンバイパスダクトが、第２段ファン及びコアエンジンを囲む。エンジンはさらに、低圧タービンと可変面積排気ノズルとの間で後向きに延びるテールパイプと、テールパイプに開口しかつファンバイパスダクトの後端部に設置された後部可変面積バイパスインゼクタとを含む。可変面積排気ノズルと後部可変面積バイパスインゼクタとの軸方向間に配置した状態で、アフタバーナをテールパイプ内に組み入れることができる。
【００１１】
上述の航空機用ガスタービンエンジンの実施形態は、コアエンジンの周りでのファンセクションからバイパスストリームまでのバイパス流を調整しながら、離陸及び上昇出力設定時には高比推力を得るために高いファンハブ及びバイパスストリーム圧力比で効果的に作動することができ、また低出力巡航時には良好な燃料消費率を得るために低いバイパスストリーム圧力比で作動することができる。
【００１２】
添付の図面に関連してなされた以下の記述において、本発明の上述の態様及び他の特徴を説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
図１に示すのは、ほぼ軸方向に延びる軸線すなわち中心線１２を有するバイパス式ターボファン・エンジン１０であって、中心線１２は、全体として前方向１４及び後方向１６に延びる。バイパス式ターボファン・エンジン１０は、それら全てが直列軸流関係で配列されている、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（ＨＰＴ）２３とを備えたコアエンジン１８（ガス発生機とも呼ばれる）を含む。高圧圧縮機２０の高圧圧縮機ブレード６４は、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されて高圧スプール２１を形成するより大径の環状のコアエンジンシャフト２６によって駆動係合状態で高圧タービンブレード２４に固定結合される。
【００１４】
コアエンジン１８内の燃焼器２２により、高圧圧縮機２０からの加圧空気を燃料と混合し、生じた燃料及び空気の混合気に点火し、燃焼ガスを発生させる。幾らかの仕事が、高圧タービンブレード２４によってこれらのガスから取り出され、高圧タービンブレード２４が高圧圧縮機２０を駆動する。燃焼ガスは、コアエンジン１８から低圧タービンブレード２８の列を有する出力タービン又は低圧タービン（ＬＰＴ）２７内に吐出される。低圧タービンブレード２８は、コアエンジンシャフト２６内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されて低圧スプール２９を形成するより小径の環状の低圧シャフト３０に固定取付けされる。低圧シャフト３０は、エンジンファンセクション３５の軸方向に間隔を置いて配置された第１及び第２段ファン３１及び３３を回転させる。第１及び第２段ファン３１及び３３は、それぞれほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔を置いて配置された第１及び第２段ファンブレード３２及び３６の第１及び第２段列を含む。
【００１５】
ファンバイパスダクト４０が、第２段ファン３３及びコアエンジン１８を囲む。コア吐出空気流１７０が、低圧タービン２７から吐出されて、後部可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）５３を通してファンバイパスダクト４０から吐出されるバイパス空気流１７８と混合する。テールパイプ６９内で混合が行われ、テールパイプ６９内で排気流が形成されて、この排気流が可変面積排気ノズル１２２を通して吐出される。随意選択的にアフタバーナ１３０を用いて、エンジン１０の推力レベルを高めることができる。
【００１６】
図１及び図２を参照すると、ファンバイパスダクト４０は、第１及び第２段ファン３１及び３３の軸方向間に配置された第１のバイパス入口４２を有する。その前端部に第１の流れスプリッタ４５を有するデフレクタ４４が、軸方向に並進可能でありかつ第１のバイパス入口４２を開閉するように位置決め配置される。デフレクタ４４は、後方円筒形セクション９８が後に続く第１の流れスプリッタ４５を含む前方円錐形セクション９６を有するものとして示しているが、それに限定されない。
【００１７】
ファンバイパスダクト４０への第２のバイパス入口４６が、第２段ファン３３とコアエンジン１８への環状のコアエンジン入口４７との軸方向間に配置され、それによって前方ファンからのファンバイパスダクト内に２つの同軸のバイパス流路を形成する。ファンバイパスダクト４０は、該ファンバイパスダクト４０への第２のダクト出口４９を有する第２の入口ダクト４８によって第２のバイパス入口４６と流体連通している。第１段ファンブレード３２は、第１のファンダクト１３１を横切って半径方向に配置され、また第２段ファンブレード３６は、第２のファンダクト１３２を横切って半径方向に配置される。第２のファンダクト１３２は、第１のバイパス入口４２の軸方向後方で始まり、かつファンバイパスダクト４０の半径方向内側に配置される。
【００１８】
ファンシュラウド１０８が、第２段ファンブレード３６をそれぞれ半径方向内側及び外側パネルにすなわち半径方向内側ファンハブ３７と半径方向外側先端セクション３９とに分割する。第２のバイパス空気流部分５４は、第２段ファンブレード３６の先端セクション３９を横切ってファン先端ダクト１４６を通して第２の入口４６内に導かれる。ファン先端ダクト１４６は、その前端部に第２の流れスプリッタ５５を有する環状のダクト壁５０を含む。環状のダクト壁５０は、第２段ファン３３のファンシュラウド１０８である回転可能部分を含む。環状のダクト壁５０の回転不能前方及び後方ダクト壁部分９０及び９２は、回転可能ファンシュラウド１０８の前方及び後方に隣接して設置される。第２の流れスプリッタ５５は、回転不能前方ダクト壁部分９０の前端部に設置される。環状のシール４３が、環状のダクト壁５０の回転可能ファンシュラウド１０８と環状のダクト壁５０の前方及び後方ダクト壁部分９０及び９２との間に設けられる。軸方向に並進可能な（軸方向並進式）デフレクタ４４はまた、該デフレクタが第１のバイパス入口４２を開くとファン先端ダクト１４６を閉じかつ第１のバイパス入口４２を閉じるとファン先端ダクト１４６を開くように、位置決め配置される。
【００１９】
第２段ファンブレード３６は、第１段ファンブレード３２の軸方向後方に配置され、また円周方向に間隔を置いて配置されたファンステータベーン３４の列が、第１及び第２段ファンブレード３２及び３６の列の軸方向間に配置される。第１のバイパス入口４２は、軸方向並進式デフレクタ４４及び第１の流れスプリッタ４５を含む。第２段ファンブレード３６は、第１及び第２のバイパス入口４２及び４６の軸方向間に配置される。付加的なファンブレード及び／又はファンベーンの列を設けることができる。
【００２０】
離陸のようなエンジン１０の高出力モード作動時、軸方向並進式デフレクタ４４は、図２に示すように、軸方向に後方軸方向位置８５に引込まれる。デフレクタ４４は、第１段ファンブレードを流出するエンジン又はファン空気流６０の全てを第２の流れスプリッタ５５を横切るように反らせ、第２の流れスプリッタ５５が、空気流６０をコア空気流部分７０と第２のバイパス空気流部分５４とに分割する。第２のバイパス空気流部分５４は、ファン先端ダクト１４６を通り、ファン先端セクション３９を横切り、第２のバイパス入口４６を通って、ファンバイパスダクト４０内に流れる。コア空気流部分７０は、ファンハブセクション３７を通ってコアエンジン１８内に流れる。
【００２１】
巡航モードのような低出力エンジン作動時、軸方向並進式デフレクタ４４は、図３に示すように、軸方向に前方軸方向位置８６に伸出る。デフレクタ４４の第１の流れスプリッタ４５は、第１段ファンブレード３２を流出するファン空気流６０を第１のバイパス空気流５７とコア空気流部分７０とに分割する。さらに、その軸方向伸出し位置において、デフレクタ４４は、空気流６０がファン先端ダクト１４６に流入し、ファン先端セクション３９を横切り、第２のバイパス入口４６を通って、ファンバイパスダクト４０内に流れるのを阻止しかつ実質的に防止する。コア空気流部分７０は、ファンハブセクション３７を通ってコアエンジン１８内に流れる。
【００２２】
図４に示すのは、回転可能ファンシュラウド１０８の後方に位置する、環状のダクト壁５０の回転不能な引込み可能な（引込み式）後方ダクト壁部分１９２を含むエンジン１０の別の実施形態である。引込み式後方ダクト壁部分１９２は、第２段ファンブレード３６とファンバイパスダクト４０への第２のバイパス入口４６との間で完全に又は部分的に伸出ることができる。このことで、エンジンの作動に対して一層の融通性が得られる。並進可能な引込み式後方ダクト壁部分１９２は、図７に示すように、ファンバイパスダクト４０を横切って半径方向に配置された１つ又はそれ以上の支柱２３７を貫通して延びる機械的リンク機構２２７によって機械的に連結されることができる。
【００２３】
機械的リンク機構２２７を用いて、デフレクタ４４が完全に前方に伸出たときに後方ダクト壁部分１９２が完全に前方に伸出しまたデフレクタ４４が完全に後方に引込まれたときに後方ダクト壁部分１９２もまた完全に後方に引込まれるように、直接に又は並進するデフレクタ４４に比例して引込み式後方ダクト壁部分１９２を並進させる。第２段ファン３３の後方の先端対ハブ流分割を操作可能に制御するために、後方ダクト壁部分１９２の軸方向移動は、機械的に又はその他の方法で並進するデフレクタ４４に非線形関係で連動させることができる。エンジンのこの実施形態では、デフレクタ４４は、引込み式後方ダクト壁部分１９２が該デフレクタ４４に対して非線形関係で伸出し及び引込まれるように、引込み式後方ダクト壁部分１９２に連結されている。
【００２４】
別の実施形態では、別個の第１及び第２のアクチュエータ２５０及び２５２を有する作動システムを用いて、それぞれデフレクタ４４及び後方ダクト壁部分１９２を並進させることができる。第１及び第２のアクチュエータ２５０及び２５２は、作動システムによって制御可能に連動され、デフレクタ４４及び後方ダクト壁部分１９２を直接に又は比例させて並進させるように制御装置２５４によって制御されることができる。さらに別の実施形態では、デフレクタ４４及び後方ダクト壁部分１９２は、予め定められた関係に従って制御装置によって独立して制御されるか又はエンジン内部の様々なフィードバック信号で作動する閉ループ制御装置を介して独立して調整されて、エンジン作動及び／又は航空機運転を最適化することができる。
【００２５】
エンジン１０の別の実施形態の高出力及び低出力モードを、それぞれ図５及び図６に示す。第２段ファンブレード３６は、コアエンジン１８のコアエンジン入口４７まで軸方向に延びる第２のファンダクト１３２を横切って半径方向に延びる。第２の流れスプリッタ５５は、ファン空気流６０をそれぞれ第２段ファンブレード３６のファンハブセクション３７及びファン先端セクション３９を横切って流れるハブ空気流５９と先端空気流６１とに分割する。
【００２６】
第２段ファンダクト１３２内の環状のオープンスペース２２０が、第２段ファンブレード３６とコアエンジン入口４７との間で軸方向に延びる。ファンバイパスダクト４０への第２のバイパス入口４６は、オープンスペース２２０とコアエンジン１８へのコアエンジン入口４７との軸方向間に配置される。環状の第３のスプリッタ２２６が、第２のバイパス入口４６とコアエンジン入口４７との半径方向間に配置される。第２のバイパス入口４６は、オープンスペース２２０に開口して、ファンハブセクション３７を通って流れるハブ空気流５９の一部が第３のバイパス空気流部分１５９としてファンバイパスダクト４０に流れることを可能にする。残りのハブ空気流５９は、コアエンジン１８に対するコア空気流部分７０を形成する。このことは、ハブ空気流５９及びバイパス空気流１７８が下流圧力バランスに一層良好に適合するか又は該下流圧力バランスを一層良好に制御することを可能にする。
【００２７】
エンジン１０の別の実施形態の高出力モード作動時、図５に示すように、軸方向並進式デフレクタ４４は軸方向に後方軸方向位置８５に引込まれ、また後方ダクト壁１９２は軸方向に後方位置９５に引込まれる。この位置では、軸方向並進式デフレクタ４４は、第１段ファンブレード３２を流出するエンジン又はファン空気流６０の全てを第２の流れスプリッタ５５を横切るように反らせ、第２の流れスプリッタ５５が、ファン空気流６０をコア空気流部分７０と第２のバイパス空気流部分５４とに分割する。第２のバイパス空気流部分５４は、ファン先端ダクト１４６を通り、ファン先端セクション３９を横切り、次いでオープンスペース２２０を横切って流れる。
【００２８】
実質上、第２のバイパス空気流部分５４の全て又は大部分は、次ぎに第２のバイパス入口４６を通ってファンバイパスダクト４０に至る。コア空気流部分７０は、ファンハブセクション３７を通り、次いでほぼその全てがコアエンジン１８内に流れる。オープンスペース２２０は、ハブ空気流５９及び第２のバイパス空気流部分５４が流れ接触面２２８を有することを可能にし、従ってバイパス空気流１７８を圧力バランスさせるのを可能にする。
【００２９】
低出力エンジン作動時、図６に示すように、軸方向並進式デフレクタ４４は、軸方向に前方軸方向位置８６に伸出し、また後方ダクト壁１９２は軸方向に前方位置１０６に伸出し、システムは、図３に示すエンジンの場合に説明したように作動する。
【００３０】
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これまで説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明の他の変更形態が明らかになるはずであり、また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】可変圧力比ファンを有する航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの縦方向概略断面図。
【図２】出力作動モードに構成された、図１に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの前方部分の縦方向断面図。
【図３】巡航作動モードに構成された、図２に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの前方部分の縦方向断面図。
【図４】図１に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの別の実施形態の前方部分の縦方向断面図。
【図５】出力作動モードに構成された、図１に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの第１の別の実施形態の前方部分の縦方向断面図。
【図６】巡航作動モードに構成された、図５に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンの第１の別の実施形態の前方部分の縦方向断面図。
【図７】図４に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンのデフレクタ及び後方ダクト壁部分を連結する機械的リンク機構の概略断面図。
【図８】図４に示す航空機用ターボファン・ガスタービンエンジンのデフレクタ及び後方ダクト壁部分を直接に又は比例するように並進させるために制御装置によって作動されるアクチュエータの概略断面図。
【符号の説明】
【００３２】
１０  バイパス式ターボファン・エンジン
１８  コアエンジン
２０  高圧圧縮機
２２  燃焼器
２３  高圧タービン
２７  低圧タービン
３１  第１段ファン
３３  第２段ファン
３６  第２段ファンブレード
３７  ファンハブセクション
３９  先端セクション
４０  ファンバイパスダクト
４２  第１のバイパス入口
４４  軸方向並進式デフレクタ
４５  第１の流れスプリッタ
４６  第２のバイパス入口
４７  コアエンジン入口
５０  環状のダクト壁
５３  後部可変面積バイパスインゼクタ
５５  第２の流れスプリッタ
６９  テールパイプ
１２２  可変面積排気ノズル
１３０  アフタバーナ
１３２  第２のファンダクト
１４６  ファン先端ダクト
１９２  引込み式後方ダクト壁部分
【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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