(57)【要約】【課題】小型のブースタ抽気式ターボファンを提供する。【解決手段】ターボファンエンジン（１０）は、ファンナセル（３０）の内部でファンフレーム（３２）に取付けられたファン（１４）を含む。ブースタ圧縮機（１６）は、流れスプリッタ（３４）の内側でファン（１４）に結合される。ブースタ抽気システム（５４）は、スプリッタ（３４）の内部に配置され、かつ圧縮機出口（５２）における入口（５８）とファン（１４）のあとに続くバイパスダクト（３６）に結合された出口（６０）とを含む。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
直列流れ連通状態で同軸に配置されたファン（１４）、第１の圧縮機（１６）、第２の圧縮機（１８）、燃焼器（２０）、第１のタービン（２２）及び第２のタービン（２４）と、
前記ファン（１４）の後方で前記第１の圧縮機（１６）を囲む流れスプリッタ（３４）と、
前記ファン（１４）及びスプリッタ（３４）を囲み、前記スプリッタ（３４）から間隔を置いて配置されて該スプリッタとの間にバイパスダクト（３６）を形成したナセル（３０）と、
前記第１の圧縮機（１６）の後方に配置され、前記第１及び第２の圧縮機（１６、１８）間に配置された環状ハブ（４０）から前記バイパスダクト（３６）を貫通して半径方向外向きに延びた支柱（３８）の列を含むファンフレーム（３２）と、
前記スプリッタ（３４）の内部に配置され、前記第１の圧縮機（１６）及びハブ（４０）間に配置された抽気入口（５８）と前記支柱（３８）の前方で前記スプリッタ（３４）の後端部に配置された抽気出口（６０）とを含むブースタ抽気システム（５４）と、
を含むターボファンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記抽気システムが、前記抽気入口（５８）と前記抽気出口（６０）との間で前記スプリッタ（３４）の内部に配置されて前記第１の圧縮機（１６）と前記バイパスダクト（３６）との間の抽気流を選択的に開閉する弁（６２）をさらに含む、請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
前記第１の圧縮機（１６）と前記ハブ（４０）との間に配置された出口ガイドベーン（５０）の列をさらに含み、前記抽気入口（５８）が、前記第１の圧縮機（１６）と前記ベーン（５０）との間に配置される、請求項２記載のエンジン。
【請求項４】
前記第１の圧縮機（１６）が、前記ベーン（５０）の前方に出口（５２）を含み、
前記抽気入口（５８）が、前記圧縮機出口（５２）から半径方向外向きに延びた環状スロットを含みかつ円周方向に間隔を置いて配置された入口抽気ベーン（６４）の列を備え、
前記抽気出口（６０）が、前記抽気ベーン（６４）の半径方向外側で前記スプリッタ（３４）の後端部の周りに円周方向に延びた複数のルーバ（６６）を含み、
前記弁（６２）が、前記抽気ベーン（６４）と前記ルーバ（６６）との半径方向間に配置されてそれらの間の抽気流を選択的に遮断するようになっている、
請求項３記載のエンジン。
【請求項５】
前記弁（６２）が、円筒形であり、前記抽気ベーン（６４）と前記ルーバ（６６）との間で軸方向平行移動するように前記抽気システム（５４）内に取付けられる、請求項４記載のエンジン。
【請求項６】
前記弁（６２）を選択的に軸方向平行移動させるように該弁に結合された複数のアクチュエータ（７２）をさらに含む、請求項５記載のエンジン。
【請求項７】
前記抽気入口が、内側及び外側スロット（５８、６８）に分割され、
前記内側スロット（５８）が、前記圧縮機出口（５２）を囲みかつ軸方向アーチ形輪郭を有し、
前記出口スロット（６８）が、前記内側スロット（５８）を囲みかつ該内側スロットから半径方向外向きに延び、
前記内側及び外側スロット（５８、６８）が、それらの内部に対応する抽気ベーン（６４、７０）を有する、
請求項６記載のエンジン。
【請求項８】
前記入口スロット（５８）が、半径方向外向きに延びた軸方向アーチ形輪郭を有し、
前記抽気ベーン（６４、７０）が、前記軸方向アーチ形スロット（５８）の内部で円周方向に湾曲し、
前記ルーバ（６６）が、軸方向アーチ形輪郭を有する、
請求項７記載のエンジン。
【請求項９】
前記弁（６２）が、その上に圧縮ばね（８０）を有する複数の軸ボルト（７８）上において前記ファンフレーム（３２）に取付けられ、前記圧縮ばね（８０）が、前記抽気ベーン（６４、７０）の上方で前記弁（６２）を閉じた状態に付勢する、請求項８記載のエンジン。
【請求項１０】
前記弁（６２）が、前記抽気ベーン（６４、７０）の上方に位置した時に閉じた状態にシールされて前記圧縮機（１６）から抽気するのを阻止する、請求項８記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの抽気システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファン航空機エンジンは、周囲のナセルの内部に取付けられたファンを含み、低圧タービン（ＬＰＴ）によって駆動される。ファンを通って流れる空気の内側部分は、コアエンジンに流入し、コアエンジンにおいて、空気は高圧圧縮機（ＨＰＣ）内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて高温の燃焼ガスを発生する。高圧タービン（ＨＰＴ）内で燃焼ガスからエネルギーが取出され、高圧タービンにより圧縮機が駆動される。
【０００３】
ファン空気の外側部分は、コアエンジンを迂回して環状バイパスダクトを通る。バイパスダクトから吐出された加圧空気により、飛行中の航空機を駆動するためのエンジン推進推力の大部分が得られる。
【０００４】
大型のターボファンエンジンでは、ファンの後方かつコアエンジンのＨＰＣの前方に低圧又はブースタ圧縮機を備えることによって、付加的な出力が生成される。ブースタ圧縮機は一般的に、ＨＰＣに供給するファン空気の与圧を高める複数の軸方向段を含み、ＨＰＣもまた、燃焼器に供給する空気の圧力をさらに高める複数の軸方向段を含む。
【０００５】
一般的なターボファン航空機エンジンは、アイドル、離陸、上昇、巡航、滑走路進入及び着陸を含む飛行エンベロープにわたって運転するように構成され、それらにおいて、エンジンの出力は対応して変化する。例えば、ブースタ及び高圧圧縮機の複数の軸方向段は、全運転範囲にわたって好適な失速マージンが得られるように設計されかつ作動する必要がある。エンジンの最大出力運転では、圧縮機は、好適な失速マージンを有する状態で最大空気流量及び最大与圧で作動する。
【０００６】
しかしながら、航空機の着陸進入時における飛行アイドル運転では、エンジンは、比較的低出力を発生し、それに対応してＨＰＣは、それを通るより少ない空気流量を必要とする。こうした部分出力条件においてエンジンの効率的運転を維持しかつＨＰＣにおける好適な失速マージンを維持するために、加圧したブースタ圧縮機空気の一部分は一般的に、エンジンから抽気されかつファンバイパスダクト内に投棄される。
【０００７】
従って、ブースタ抽気システムは一般的に、好適な圧縮機失速マージンを含むエンジンの効率的運転を維持するのが望ましい時にブースタ吐出空気の一部分を選択的に抽気するために、大型のターボファン航空機エンジン内に組み込まれる。
【０００８】
一般的なブースタ抽気システムは、比較的大型かつ比較的複雑であり、ブースタと高圧圧縮機との間に配置される。例えば、ターボファンエンジンは、２つの圧縮機間に配置されたファンフレームを含む。フレームは、ファンナセルを支持するためにファンバイパスダクトを貫通して半径方向外向きに延びた支柱の列を含む。
【０００９】
フレームはまた、中心構造ハブを含み、中心構造ハブは、ブースタ圧縮機の出口とＨＰＣの入口との間で流れの連続性をもたらすように支柱の内端部間で交互に並んだ流れ移行ダクトの列を有する。ハブはまた、１つ又はそれ以上の軸受支持体を含み、軸受支持体は、ファンをＬＰＴに結合するファン駆動シャフトを支持するための軸受を含む。ブースタ圧縮機のロータブレードもまた、ファン駆動シャフトに結合される。
【００１０】
大型のターボファンエンジンでは、ファンフレームは対応して大型であり、その中に典型的なブースタ抽気システムを組み込むことができる対応して大型の中心ハブを有する。しかしながら、抽気システムを組み込むことにより、それに対応してブースタ空気を抽気するための入口開口がハブ内に必要となる。ハブ内には、ファンバイパスダクトの対応する出口内に抽気空気を流すための出口開口もまた、必要になる。
【００１１】
ファンフレームの構造ハブ内に配置されたあらゆる穴又は開口は、その構造的健全性を阻害し、それに対応してハブの強化が必要となり、このことにより一般的に、ファンフレームの寸法及び重量が増大する。抽気システムはまた、複数の入口弁又はドアと、エンジン運転中に必要な時にその抽気ドアを選択的に開閉するための対応する作動機構とを必要とする。
【００１２】
大型のターボファンエンジンの典型的なファンフレームの内部に取付けられた抽気システムは、エンジンの製造コストを増大させ、エンジン重量を増大させ、かつそれに対応してエンジンの全体効率を低下させる。
【００１３】
高バイパス式ターボファン航空機ガスタービンエンジンの絶え間ない開発では、対応する出力定格の低下がない状態でエンジンの寸法及び重量を低減することが望ましい。１つの開発中のエンジンでは、ファンフレームは、従来型のブースタ抽気システムを導入するための利用可能スペースが不足した比較的小型の中心ハブを含む。
【００１４】
さらに、ファンフレームに隣接する構成部品は、好適なブースタ抽気システムを導入するのを付加的に複雑化させないでそれら構成部品自体を取付けるための利用可能スペースが制限される。
【特許文献１】米国特許第３，７７７，４８９号公報
【特許文献２】米国特許第５，２６１，２２８号公報
【特許文献３】米国特許第６，５６１，７６０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
従って、比較的小型かつ簡単であり、またエンジン内の利用可能スペース内に組み込むための薄型の輪郭を有する改良型のブースタ圧縮機抽気システムを備えたターボファン航空機エンジンを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
ターボファンエンジンは、ファンナセルの内部でファンフレームに取付けられたファンを含む。ブースタ圧縮機は、流れスプリッタの内側でファンに結合される。ブースタ抽気システムは、スプリッタの内部に配置され、圧縮機出口における入口とファンのあとに続くバイパスダクトに結合された出口とを含む。
【００１７】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をそのさらに別の目的及び利点と共に、添付図面と関連して行った以下の詳細な記述においてより具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１に概略的に示すのは、ターボファン航空機ガスタービンエンジン１０であり、エンジン１０は、飛行エンベロープにわたる一般的な運転サイクルにおける離陸から巡航〜着陸までの飛行中に航空機（図示せず）に動力を供給するように構成されている。エンジンは、長手方向又は軸方向中心軸線１２の周りで軸対称であり、航空機の翼又は胴体に好適に取付けられる。
【００１９】
エンジンは、直列流れ連通状態でファン１４、ブースタ又は低圧圧縮機１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含む。ＨＰＴ又は第１のタービン２２は、１つの駆動シャフトによって高圧又は第２の圧縮機１８に結合される。また、ＬＰＴ又は第２のタービン２４は、別の駆動シャフトによってファン１４及びブースタ又は第１の圧縮機１６の両方に結合される。
【００２０】
一般的な運転において、空気２６は、ファン１４によって加圧され、この空気の内側部分は、この空気をさらに加圧する第１の圧縮機１６を通って導かれる。加圧空気は次に、この加圧空気をさらに加圧する第２の圧縮機１８に導かれる。
【００２１】
加圧空気は、燃焼器２０内で燃料と混合されて高温の燃焼ガス２８を発生し、この燃焼ガスは次に、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４を通って下流方向に流れる。２つのタービンにおいてエネルギーが取出されて、従来通りの方式でファン１４、ブースタ圧縮機１６及び高圧圧縮機１８を駆動する。
【００２２】
図１に示すターボファンエンジンは、高バイパス運転用として構成され、ファン１４を囲みかつ環状ファンフレーム３２上に支持された短いファンナセル３０を含む。ブースタ圧縮機１６は、ファンフレーム３２の前方でファン１４に好適に結合され、ファンナセル３０の内面から半径方向内側に間隔を置いて配置されて該ファンナセル３０との間に環状ファンバイパスダクト３６の前方部分を形成した環状流れスプリッタ３４の半径方向内側に配置される。
【００２３】
流れスプリッタ３４は、ファン１４の直ぐ後方でブースタ圧縮機１６を囲む金属薄板ケーシングであり、ファン１４によって加圧されたファン空気２６をブースタ圧縮機を通って流れる半径方向内側ストリームとバイパスダクト３６を通って流れる半径方向外側ストリームとに分割する鋭角の前端縁を含む。
【００２４】
図１に示す基本的なターボファンエンジンは、飛行中の航空機に動力を供給するための構成及び作動が従来通りのものである。ファン１４は、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びたファンブレードの列を含む。
【００２５】
ブースタ圧縮機１６は、支持ロータディスク又はスプールから半径方向外向きに延びた対応する圧縮機ロータブレードを有する図示した３段などの複数の段を含み、支持ロータディスク又はスプールは次に、ファン１４の支持ディスクに固定結合され、また支持ディスクは次に、ＬＰＴ２４のロータディスクに連結された対応する駆動シャフトに固定結合される。
【００２６】
同様に、高圧圧縮機１８は、対応する駆動シャフトによってＨＰＴ２２のロータディスクに結合された圧縮機ロータブレードの複数の列又は段を含む。
【００２７】
圧縮機１６、１８及びタービン２２、２４の両方は、それぞれのロータブレードの前方に取付けられた対応するステータベーンを有し、これらロータブレード及びステータベーンは、従来通りの方法で協働して、圧縮機内では空気流を加圧する一方、タービン内では燃焼ガスを膨張させるようにする。
【００２８】
上記のように、図１に示す例示的なターボファンエンジン１０は、その寸法を最小にしながらその出力定格を最大にするようになった改良型の設計を有する。具体的には、新規なファンフレーム３２は、従来のより大型のファンフレームと比較して比較的小型であり、第１及び第２の圧縮機１６、１８間の限られた利用可能スペース内に配置される。
【００２９】
小型のファンフレーム３２は、ファンバイパスダクト３６を貫通して半径方向外向きに延びてそれに対して好適に取付けられたナセル３０を支持する中空のフレーム支柱３８の列を含む。
【００３０】
中心ハブ４０は、対応する支柱３８の半径方向内端部の円周方向間に配置された移行流れダクト４２の列を含む。ハブはまた、半径方向内向きに延びた複数の環状軸受支持体４４を含み、この環状支持体は次に、図１に示す３つの支持体及び３つの軸受のような対応する軸受４６を支持する。ファンフレームは、ファン１４のロータディスクとブースタ圧縮機１６のロータとの両方に結合されたファン駆動シャフト４８を、そのハブを介して回転可能に支持する。
【００３１】
図１及び図２に示すように、エンジンはさらに、ブースタ圧縮機１６の環状出口５２においてブースタ圧縮機１６の最後の段とファンフレームのハブ４４との間に配置された従来型の出口ガイドベーン（ＯＧＶ）５０の列を含む。ＯＧＶ５０は、一般的にブースタ圧縮機からの空気が移行ダクト４２を通って高圧圧縮機１８の入口内に流れる時に、その空気の旋回を除去するような好適な翼形構成を有する。
【００３２】
移行ダクト４２の列は、全体として、それらの間の比較的緊密結合でかつ最小の利用可能スペース内でブースタ圧縮機出口５２を高圧圧縮機に結合するセグメント形環状空間を形成する。さらに、図２に示す移行ダクト４２とバイパスダクト３６との間のハブ４４の外側部分はまた、比較的小さくかつ小型であり、背景技術の項で上述した従来型の抽気システムを組み込むのに十分なボリュームが不足している。
【００３３】
従って、薄型の輪郭のすなわち小型のブースタ抽気システム又は装置５４は、図１に概略的にまた図２により詳細に示すようにその大半部がスプリッタ３４の後端部内に配置される。図２に示すように、スプリッタ３４の後端部は、該スプリッタ３４がファンフレーム３２と交わるところで発散し、その中に小型の抽気システム５４の全部ではないとしてもその大部分を取付けることができる環状チャンバ５６を形成する。
【００３４】
より具体的には、抽気システム５４は、圧縮機出口５２と流れ連通状態でブースタ圧縮機１６とハブ４４との軸方向間に配置された抽気入口５８を含む。それに対応して、抽気システムはまた、バイパスダクト３６と流れ連通状態で支柱３８の前方の流れスプリッタ３４の後端部に配置された抽気出口６０を含む。
【００３５】
このようにして、ブースタ圧縮機１６からの加圧空気の一部分は、流れスプリッタ３４を通して半径方向外向きに抽気し、コアエンジン及び該コアエンジンの高圧圧縮機を迂回するようにファンバイパスダクト３６内に投棄することができる。抽気入口５８は、その中に圧縮機出口５２が位置しているそれらの間のスペースを実質的に増大させることなくかつ圧縮機の性能に悪影響を及ぼすことなく、抽気圧縮機１６におけるロータブレードの最終列とＯＧＶ５０との間に都合よく設置される。
【００３６】
抽気流を制御するために、抽気入口５８と抽気出口６０との間でスプリッタ３４の内部に抽気弁６２を配置して、ブースタ圧縮機とバイパスダクトとの間の抽気流を選択的に開閉する。
【００３７】
図２では、抽気弁６２は、その軸方向前方位置において完全に閉じた状態で示している。図３では、抽気弁６２は、その軸方向後方位置において完全に開いた状態で示している。両方の図において、抽気入口５８は、エンジン中心軸線と同軸でありかつブースタ圧縮機の外側ケーシングの後方延長部である前方壁とＯＧＶ５０を支持する外側バンドの前方延長部である後方壁とによって形成された環状スロットの好ましい形態になっている。
【００３８】
環状スロット入口５８は、圧縮機出口５２から半径方向外向きに延び、互いに円周方向に間隔を置いて配置された入口抽気ベーン６４の列を含む。
【００３９】
それに対応して、抽気出口６０は、支柱３８の直ぐ前方でスプリッタ３４の後端部の周りに円周方向に延びた複数の出口ルーバ６６間に形成される。出口ルーバ６６は、抽気入口５８内にある抽気ベーン６４の半径方向外側にかつ該抽気ベーンと半径方向に整列した状態で抽気出口６０を位置させる。
【００４０】
それに対応して、弁６２は、円筒形であり、抽気ベーン６４と抽気ルーバ６６との間で軸方向平行移動するようにエンジン中心軸線と同軸に抽気システム内に取付けられる。弁は、ベーン６４とルーバ６６との半径方向間に配置されて、該弁が図２に示すその閉じた位置まで軸方向前方に平行移動した時にそれらの間の抽気流を選択的に遮断する一方、該弁が図３に示すその開いた位置まで後方に平行移動した時に抽気流を選択的に許すようにする。
【００４１】
抽気入口５８及び抽気出口６０の両方は、ブースタ圧縮機からの加圧空気を効率的に抽気しかつその空気を外方にファンバイパスダクト３６内に投棄するその空気力学的効率を最大にするように設計される。図３及び図４に示すように、抽気入口は、内側スロット５８と周囲の環状外側スロット６８とに分割するのが好ましい。
【００４２】
内側スロット５８は、圧縮機出口５２を直接囲み、抽気空気を軸方向後向き方向から半径方向外向き方向に方向転換させる軸方向アーチ形輪郭を有する。内側スロット５８は、圧縮機出口５２の外側流路境界にほぼ同一平面に取付けられたスクープ入口を形成しており、スロット５８の後方壁は、圧縮機出口からの抽気空気を効率的に取り出すための鋭角の前端縁を有する。
【００４３】
外側スロット６８は、内側スロット５８を同軸に囲み、内側スロットから半径方向外向きに直線的にかつ該内側スロットと半径方向に整列した状態で延びる。外側スロット６８は、内側スロット５８内に取付けられた内側ベーン６４の対応するベーンと好ましくは位置合わせ又は整合した対応する外側抽気ベーン７０の列を含む。
【００４４】
図２に示す好ましい実施形態では、例えば、内側スロット５８は、１つの環状構成部品として形成し、その後端部においてハブ４０に対してまたその前端部においてブースタ圧縮機１６の外側ケーシングに対して好適にボルト止めすることができる。外側スロット６８は、別の環状構成部品として形成し、その後端部のみにおいて内側スロット５８の直ぐ上方でハブ４０に対して共通してボルト止めすることができる。２つのスロット５８、６８のフレーム間に好適なリングシールを嵌め込んで、２つのフレームを互いにシールしかつさらに外側スロット６８を含む外側フレームをファンフレームハブ４０の前面に対してシールするようにすることができる。
【００４５】
図２及び図５に示すように、円筒形弁６２は、該弁を選択的に軸方向平行移動させるための複数の従来型の線形アクチュエータ７２に結合される。例えば、アクチュエータ７２の２つは、ユニゾンリング７４に連結された出力ロッドを有し、次にこのリング７４は、複数の連結リンク７６によって円筒形弁６２の後端部に結合することができる。
【００４６】
リンク７６の４つは、弁６２の円周部の周りに等角度で間隔を置いて配置し、ハブ４０の前面の対応する小さい開口を貫通して延び、ユニゾンリング７４の前面に対して普通に結合することができる。２つのアクチュエータ７２は、等間隔を置いて配置し、スペースが許されるハブ４０の内部又はハブ４０の後端部の外部に好適に取付けることができる。
【００４７】
入口スロット５８、６８は、比較的小さい軸方向長さを有することができるので、弁６２の軸方向作動距離は、それに対応して小さく、またアクチュエータ７２の軸方向作動距離もまた、それに対応して小さい。従って、アクチュエータ７２、ユニゾンリング７４及び連結リンク７６は、ファンバイパスダクト３６の下方におけるファンフレームハブ４０の外側部分内の小さいエンベロープの範囲内に適合するような実施可能な限り小さい寸法とすることができる。
【００４８】
上記のように、内側スロット５８は、一体形のリングとして都合よく形成し、ブースタ圧縮機１６の後端部とファンフレームハブ４０の前面との間で適所に都合よくボルト止めすることができる。例えば、内側スロット５８は、その後端部において、ＯＧＶ５０を支持する外側バンドと一体形に形成することができる。内側スロット５８の前端部は、ブースタロータブレードの最終段を囲む環状ケーシング又はシュラウドと一体形に形成することができる。
【００４９】
それに対応して、外側スロット６８は、その後端部においてハブ４０に取付けられた単体構造の環状リング又は円筒体として都合よく形成し、その前端部においてはそれらの間に好適なリングシールを設けた状態で内側スロットの上方に簡単に支持するか又は片持ち支持することができる。
【００５０】
さらに、円筒形弁６２は、スプリッタチャンバ５６の限られたスペース内に３つのリングの小型の積層組立体として外側スロット６８の周りに同心に取付けられる。円筒形弁６２は、該弁が閉じられた時に、外側スロット６８の前端部における好適なＰ−シールに係合する遠位前端部と、外側スロット６８の後方段部に係合する後方段及び別のＰ−シールとを含む。このようにして、弁６２は、閉じられた時に、外側抽気ベーン７０の上方に好適にシールされてブースタ圧縮機１６からのあらゆる空気を抽気するのを完全に阻止する。
【００５１】
ブースタ圧縮機から抽気することは、例えば飛行アイドル時のような部分出力時においてのみ望ましいので、抽気システムは、エンジンの運転サイクルの大部分の間に、閉じた状態を維持することになり、その時間の間における何らかの抽気漏洩が、それに応じてエンジン効率を低下させることになる。
【００５２】
図３に示すように弁６２が開いている時には、ブースタ抽気は、簡単かつ空気力学的な効率的方法で行うことができる。例えば、抽気入口５８は、スプリッタチャンバ５６の限られた領域内で抽気出口６０に緊密結合する。それに対応して、内側スロット入口５８及びベーン６４は、初期の軸方向後向きの圧縮機空気流２６を滑らかな空気力学的な効率的方向転換又は曲げとして直線的な半径方向外向きに延びる出口スロット６８内に向けて半径方向外向きに方向を向け直す軸方向アーチ形輪郭を有する。
【００５３】
さらに、図４に示すように、抽気ベーン６４、７０はまた、ブースタ吐出空気をファンバイパスダクトダクト３６内に半径方向外向きに投棄する時に該ブースタ吐出空気の旋回を除去するように円周方向に好適に湾曲させるか又はアーチ形にすることができる。或いは、ベーンは、特定の用途に望ましい場合には空気流を旋回さるか又は直線流にするように別な方法で構成することができる。
【００５４】
それに対応して、抽気出口６０内のルーバ６６は、外側スロット６８からの半径方向吐出流を軸方向後向き方向に再び方向転換させてバイパスダクト３６を通って後方に流れるファンバイパスストリームと効率的に混合するように後向き方向に半径方向外向きに延びた軸方向アーチ形輪郭を有する。
【００５５】
図２に最初に示したように、円筒形弁６２は、比較的薄く、抽気入口５８の上方で後方スプリッタチャンバ５６内に都合よく取付けられた薄型の輪郭を有する。弁６２は、抽気流路を開閉するための簡単な軸方向平行移動を必要とする。上述のように、好適な作動装置は、スペースが許されるハブ４０内部に取付けられたアクチュエータ７２と、ユニゾンリンク７４と、連結リンク７６とを含み、所望に応じてリング弁６２を選択的に平行移動させる。アクチュエータ７２は、従来通りの方式でエンジン制御システムに好適に接続することができる。
【００５６】
アクチュエータ７２を使用してすべり弁６２を開くように駆動しまた閉じるように駆動することができるが、弁６２は、複数の円周方向に間隔を置いて配置された軸ボルト７８上においてファンフレーム３２に取付けるのが好ましい。ボルトは、すべり弁６２の後方半径方向フランジを貫通して延び、そのために特別に構成したリングフランジの形態になったハブ４０に好適に固定取付けされる。
【００５７】
ボルト７８の４つは、互いに等角度で間隔を置いて配置し、各ボルトが、その上に同心に取付けられて抽気ベーン６４、７０の上方で弁６２を閉じた状態に付勢する対応する圧縮ばね８０を有することができる。
【００５８】
図２は、すべり弁６２に前向きの力を作用させて該弁を外側スロット６８の上方で閉じかつ対応するシールを圧縮する伸長した圧縮ばね８０を示す。
【００５９】
図３及び図５は、連結リンク７６を後方方向に引寄せて弁６２を抽気ベーンの上方から平行移動させると同時に、弁及び支持構造体の対応するフランジ間で圧縮ばね８０を圧縮させるアクチュエータ７２の作動を示す。
【００６０】
上述したブースタ抽気システムの特有の利点は、ファンフレームの直ぐ前方で後方スプリッタチャンバ５６内に形成された小さい利用可能スペース内に都合よく適合するようになったその比較的簡単な構成及び小型の寸法にある。抽気入口５８、６８及び協働する抽気弁６２は、小型の組立体として互いに半径方向に入れ子にした環状又は円筒形構造体として都合よく形成することができる。抽気弁６２の軸方向作動距離は、比較的小さく、スペースが許されるエンジン内部に取付けたあらゆる好適な作動機構によって行わせることができる。
【００６１】
図２に示す例示的な実施形態では、４つの連結リンク７６は、ファンフレームハブ４０のリムの周りの小さいアクセス開口を貫通して延び、ユニゾンリング７４で協調された状態で小さいアクチュエータ７２よって一斉に都合よく駆動させることができる。
【００６２】
従って、フレームハブ４０は、大型のターボファンエンジンの従来型の抽気システムで使用されているそれに対応する複数の抽気ドア又は弁を組み込むための多数の比較的大きい開口を必要としない。従って、ハブは、その構造的健全性を維持し、従来型の抽気弁又はドアを収容するために該ハブを強化する必要性がない状態で比較的小型かつ軽量を保つことができる。
【００６３】
さらに、リング弁６２の作動システムは、比較的簡単であり、従来型の抽気システムに見られる多数の個別のヒンジ式弁を必要とする作動システムとは異なり、比較的少ない数の構成部品を有する。
【００６４】
本明細書では、本発明の好ましいかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本発明の他の改良が、本明細書の教示から当業者には明らかであるはずであり、従って、あらゆるそのような改良は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。
【００６５】
従って、本特許によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００６６】
【図１】航空機ターボファンガスタービンエンジンの軸方向部分概略断面図。
【図２】その閉じた抽気弁の状態で示す、図１のターボファンエンジンに示したブースタ抽気システムの軸方向拡大断面図。
【図３】その開いた抽気弁の状態で示す、図２に示した抽気システムの別の軸方向拡大断面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図３に示した抽気システムの一部分の半径方向断面図。
【図５】線５−５に沿って取った、図３に示した抽気システムの一部分の部分断面平面図。
【符号の説明】
【００６７】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  ファン
１６  第１の圧縮機
１８  第２の圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２６  空気
２８  燃焼ガス
３０  ファンナセル
３２  ファンフレーム
３４  流れスプリッタ
３６  ファンバイパスダクト
３８  フレーム支柱
４０  ハブ
４２  移行流れダクト
４４  軸受支持体
４６  軸受
４８  駆動シャフト
５０  出口ガイドベーン（ＯＧＶ）
５２  圧縮機出口
５４  抽気システム
５６  チャンバ
５８  抽気入口
６０  抽気出口
６２  抽気弁
６４  抽気ベーン
６６  出口ルーバ
６８  外側スロット
７０  外側抽気ベーン
７２  アクチュエータ
７４  ユニゾンリング
７６  リンク
７８  軸ボルト
８０  圧縮ばね
【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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【外国語明細書】
2007170399000001.pdf