(57)【要約】      （修正有）【課題】エンジンの気流中に設けられた導管を含むタービンエンジンのための装置および方法を提供する。【解決手段】導管８４は入口９０と、入口９０を被覆するルーバーとを有している。ルーバー９２は、導管８４の入口９０に対して気流を送るように配置された複数の翼形部９４、９６を有している。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
環状ファン排気セクション（４１）と、
前記ファン排気セクション（４１）に少なくとも一部設けられたエンジンコア（４４）と、
前記エンジンコア（４４）に設けられ、入口（９０）を有する冷却空気導管（８４）と、
前記入口（９０）に設けられ、軸方向に間隔を置いた配置において少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部（１２４）を有するルーバー（９３）とを備える、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部（１２４）は、主翼形部（９６）の上流において第１翼形部（９４）を含み、前記主翼形部（９６）は、前記第１翼形部（９４）より長い翼弦（Ｃ）長と、これより高い最大高さ（Ｈ）を有している、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項３】
前記主翼形部（９６）の翼弦（Ｃ）は前記第１翼形部（９４）の翼弦（Ｃ）より、少なくともその２．５倍長くなっている、請求項２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
前記主翼形部（９６）の最大高さ（Ｈ）は前記第１翼形部（９４）の最大高さ（Ｈ）より、少なくともその２倍高くなっている、請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
前記主翼形部（９６）の下流において、第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）をさらに備える、請求項２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）は前記主翼形部（９６）の翼弦（Ｃ）より短い翼弦（Ｃ）を有している、請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記第３翼形部（９８）は前記第１翼形部（９４）および第４翼形部（１００）の翼弦（Ｃ）より長い翼弦（Ｃ）を有している、請求項６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）の迎角（α）は、前記第１翼形部（９４）および主翼形部（９６）の迎角（α）より大きくなっている、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記入口（９０）の前縁部（８５）は丸め縁を有している、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記入口（９０）の後縁部（８７）は面取り部を有している、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過して複数の回転タービンブレードへと向かう燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出すロータリエンジンである。ファンセクションは通常、エネルギーの取出しおよび冷却の目的で周囲空気を取り込み、かつこれをエンジンの種々の部品に送るために使用されている。ファンにおける空気の一部は、最初圧縮機段内に送られるが、ファンにおける空気の他の部分は、出口ガイドベーンを通って流れ続け、後に必要に応じてエンジン部品内に送られ得る。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、冷却、密閉、または熱管理のために、高速旋回流路から内部空気冷却装置に送るための空気が取り出されるエンジン内の領域において、導管を備えている。方向転換の角度が９０度以上となる場合、ルーバーまたは他の空気力学的形状物にあっては、流れを効果的に変えることが必要になる。一般的に、ルーバーは同一の長さ、形状およびキャンバ角のカスケードである。
【発明の概要】
【０００３】
一態様では、いくつかの実施形態は、環状ファン排気セクションと、環状ファン排気セクションに少なくとも一部設けられたエンジンコアと、エンジンコアに設けられ、入口を有する冷却空気導管と、入口に設けられ、軸方向に間隔を置いた配置において少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部を有するルーバーと、を備えるガスタービンエンジンに関する。
【０００４】
別の態様では、いくつかの実施形態は、軸方向配置において設けられ、そのいずれも同一の大きさでない態様の少なくとも４つの翼形部を備える、ガスタービンエンジンにおける空気の導出のためのルーバーアセンブリに関する。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
図面の説明は以下の通りである。
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図１のガスタービンエンジンのファン排気セクションを表す拡大図である。
【図３】図１のガスタービンエンジン用冷却空気導出ダクトのための複数の翼形部を有するルーバーが設けられた入口を表す拡大図である。
【図４Ａ】従来のルーバーアセンブリを表すフロー図である。
【図４Ｂ】提案しているルーバーアセンブリの一実施形態を表すフロー図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
本発明において記載した実施形態は、ファンの空気の方向を変えるルーバーを有するガスタービンエンジンを対象としている。本発明では、例示する目的で、便宜上航空機用ガスタービンエンジンのタービンについて記載する。しかしながら、本発明はそのように限定されず、圧縮機を含むエンジンにおいてはもちろん、他の移動体用途および非移動体の産業用途、商業用途、および住宅用途等の非航空機用途においてもこれを一般に適用できることが理解されよう。
【０００７】
本明細書で使用される場合、「前方」または「上流」という用語は、エンジン吸気口、または他の部品と比較してエンジン吸気口に比較的近接している部品の方向に移動することを指している。「前方」または「上流」という用語に関連して使用される「後方」または「下流」という用語は、エンジン中心線に対してエンジンの後方または排気口に向かう方向を指している。
【０００８】
さらに、本明細書で使用される場合、「半径方向の」または「半径方向に」という用語は、エンジンの中心長手方向軸とエンジン外周との間に延在する寸法を指している。
【０００９】
方向についての言及（たとえば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上部、下部、上方、下方、左、右、横方向、前部、後部、頂部、底部、上側、下側、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方等）はすべて、識別を目的として、本発明の読者の理解を助けるために行われるものであり、特に位置、方向、または本発明の用途に関して制限するものではない。接続についての言及（たとえば、取り付ける、連結する、接続する、接合する）は広義に解釈されるべきであり、特記しない限り、複数の要素の一群において中間部材を含み得、また複数の要素間において相対運動を含み得る。このように、接続についての言及は、２つの要素が直接接続され、相互に固定された関係にあることを必ずしも暗示するものではない。例示的な図面を例示する目的にのみ使用しているのであって、本明細書に添付した図面において示している寸法、位置、順序、および相対的な大きさは変更され得る。
【００１０】
図１は航空機用ガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６へと延在する概ね長手方向に延在する軸線または中心線１２を有している。エンジン１０は、下流方向の直流関係において、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８と、を備える。
【００１１】
ファンセクション１８は、ファン２０を包囲しているファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２を中心に半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。また、ファンケーシング４０は、ファン排気セクション４１の少なくとも一部を包囲し得る。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成しており、これは燃焼ガスを生成している。コア４４はコアケーシング４６に包囲されており、コア４４がファン排気セクション４１内に少なくとも一部設けられるように、コアケーシング４６をファンケーシング４０と連結することができる。
【００１２】
エンジン１０の中心線１２を中心に同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８によって、ＨＰタービン３４がＨＰ圧縮機２６に駆動連結されている。より大径の環状ＨＰスプール４８内においてエンジン１０の中心線１２を中心に同軸に配置されたＬＰシャフトまたはスプール５０によって、ＬＰタービン３６がＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動連結されている。
【００１３】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は、複数の圧縮機段５２、５４をそれぞれ含み、そこにおいては一組の圧縮機ブレード５６、５８が、対応する一組の静止圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれている）に対して回転し、圧縮機段を通過する流体の流れを圧縮または加圧している。１つの圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機ブレード５６、５８が環状に設けられ得、かつブレードプラットフォームからブレード先端部まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在し得るが、一方で対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に、かつこれらに隣接して配置されている。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は例示する目的にのみ選択されたものであって、他の数となり得ることに留意されたい。
【００１４】
ＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応する１つに取り付けられているディスク５９に１つの圧縮機段用のブレード５６、５８を取り付けることができ、これにより各段がそれぞれディスク５９、６１を有する態様となっている。周方向配置において、１つの圧縮機段用のベーン６０と６２とをコアケーシング４６に取り付けることができる。
【００１５】
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は、複数のタービン段６４、６６をそれぞれ含み、そこにおいては一組のタービンブレード６８、７０が、対応する一組の静止タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれている）に対して回転し、タービン段を通過する流体の流れからエネルギーを取り出している。１つのタービン段６４、６６において、複数のタービンベーン７２、７４が環状に設けられ得、かつ中心線１２に対して半径方向外向きに延在し得るが、一方で対応する回転ブレード６８、７０は、静止タービンベーン７２、７４の下流に、かつこれらに隣接して配置されており、またブレードプラットフォームからブレード先端部まで、中心線１２に対して半径方向外向きに延在し得る。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は例示する目的にのみ選択されたものであって、他の数となり得ることに留意されたい。
【００１６】
ＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応する１つに取り付けられているディスク７１に１つのタービン段用のブレード６８、７０を取り付けることができ、これにより各段がそれぞれディスク７１、７３を有する態様となっている。周方向配置において、１つの圧縮機段用のベーン７２、７４をコアケーシング４６に取り付けることができる。
【００１７】
スプール４８および５０のいずれかまたは両方に取り付けられ、かつこれらと共に回転しているエンジン１０の一部は、個別にまたは総称してロータ５３とも呼ばれている。コアケーシング４６に取り付けられている部分を含むエンジン１０の固定部は、個別にまたは総称してステータ６３とも呼ばれている。
【００１８】
作動中、気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られるように、ファンセクション１８から流出する気流は分散され、次いでＬＰ圧縮機２４がＨＰ圧縮機２６に対して加圧周囲空気７６を供給し、さらにＨＰ圧縮機２６がこの周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合された後点火され、これによって燃焼ガスが発生する。一部の動力がＨＰタービン３４によってこれらのガスから取り出され、これによってＨＰ圧縮機２６が駆動される。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に排出され、ＬＰタービン３６はＬＰ圧縮機２４を駆動するための動力を別途取り出し、その後排気ガスは最終的に排気セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動によってＬＰスプール５０が駆動され、ファン２０とＬＰ圧縮機２４とを回転させる。
【００１９】
気流７８の残存部分は、ファン排気セクション４１を通過して、固定ベーンの列、より詳細には、複数の翼形ガイドベーン８２を備える出口ガイドベーンアセンブリ８０を介して、エンジンアセンブリ１０から流出することにより、ＬＰ圧縮機２４を迂回する。より具体的には、半径方向に延在する翼形ガイドベーン８２の円周方向列がファンセクション１８付近で使用され、気流７８の方向制御が一部行われている。ファン排気セクション４１から流出するに際し、気流７８は、エンジンコア４４およびタービンセクション３２に付加的な冷却を施すために、冷却空気導管８４を使用して再配向され得る。
【００２０】
ファン２０によって供給される周囲空気の一部はエンジンコア４４を迂回して、エンジン１０の各部分、特に高温部分の冷却に使用され得、かつ／または航空機の他の部分を冷却するか、またはこれに動力を供給するために使用され得る。タービンエンジンにあっては、エンジンにおいて高温となる部分としては、通常燃焼器３０、および燃焼器３０の下流に存在する部品と、ＨＰタービン３４が燃焼セクション２８の直接下流に存在するので、最も高温となっているため、特にタービンセクション３２とが挙げられる。冷却流体の他の供給源は、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から放出された流体であり得るが、これに限定されない。この流体は、ＬＰまたはＨＰ圧縮機２４、２６から吸気された空気を含み得る抽気７７であり得、これは燃焼器３０を迂回してタービンセクション３２の冷却源となっている。これは一般的なエンジン形態を示しており、限定しようとするものではない。
【００２１】
図２は、ファン排気セクション４１近傍の領域の拡大図である。冷却空気導管８４は、主として半径方向から主として軸方向へとほぼ９０度向きを変える壁部８８を有するダクト８６を備える。冷却空気導管８４は、出口ガイドベーンアセンブリ８０の下流に設けられた入口９０を含む。入口９０は、少なくとも２種類の異なる大きさからなる翼形部９４、９６を備えるルーバー９３を有するルーバーアセンブリ９２を含む。導管８４がファン排気セクション４１の下流の位置に図示されているが、これをエンジン全体において任意の適切な位置に配置することができる。
【００２２】
図３に示す例示的実施形態では、ルーバーアセンブリ９２は軸方向に間隔を置いて配置された翼形部９４、９６、９８、および１００を備える。入口９０は、丸め縁を有する前縁部８５と、ダクト壁部８８から軸方向上流に後縁部８７に向かって測定した場合、少なくとも２０度となるが、３０度を超えないチャンファ角βを有する後縁部８７とを備える。この特徴により、より高圧の抽気が可能となり、衝突点を後方に移動させる。過度の角度を付すことにより、望ましくない圧力損失が生じることになる。
【００２３】
主翼形部９６と呼ぶことになる翼形部９６の形状は、前縁部１０８から後縁部１１０までの線により画定される長さを有する翼弦長Ｃと、エンジン中心線に対する半径方向最大位置１１２から半径方向最小位置１１４までの線により画定される長さを有する高さＨとによって記載する態様で、図４に示されている。また、各翼形部は、局部的な相対風方向１１６から翼弦長Ｃに沿った実線まで測定した場合、迎角αとなる態様で記載されている。例示する目的で、第１、第３、および第４翼形部９４、９８、ならびに１００の寸法をそれぞれ添え数字１、２、３によって表す。
【００２４】
主翼形部９６は、翼弦長Ｃおよび高さＨの双方に関して、他の３つの翼形部９４、９８、ならびに１００より形状的に大きい。主翼形部９６の最大高さＨは第１翼形部９４の最大高さＨ1より、少なくともその２倍高くなっている。翼弦長Ｃは翼弦長Ｃ1より、少なくともその２．５倍長くなっている。翼形部の軸方向配置は、以下の翼弦長の関係式により一部画定されている形状を含む。
Ｃ＞Ｃ3＞Ｃ1≧Ｃ4
軸方向に間隔を置いた配置では、入口９０の前縁部８５の最近傍に第１翼形部９４が配置され、その後主翼形部９６が第１翼形部９４の下流に配置され、次いで下流方向に第３および第４翼形部９８、１００が配置されている。ダクト壁部８８と第４翼形部１００との間隔が第３翼形部９８と第４翼形部１００との間隔とほぼ同等となるように、第３および第４翼形部９８、１００は均等の間隔を置いて配置されている。このような間隔を置いた配置により、マッハ数を高く保ちながらも、翼形部間の気流の分離が防止されている（図４Ａおよび４Ｂを参照のこと）。
【００２５】
第３および第４翼形部９８、１００の迎角αは、第１および第２翼形部９４、９６の迎角αとは異なっている。例示的実施形態では、第３および第４翼形部９８、１００の迎角αは、第１および第２翼形部９４、９６の迎角αより大きくなっている。
【００２６】
例示的実施形態では、第３および第４翼形部９８、１００の後縁部１１０は、主翼形部９６の後縁部１１０と入口９０の前縁部８７の下流に存在する点１１８とを結ぶ直線Ｌにおいて終端している。このような形状となっているため、第３および第４翼形部９８、１００に対応する翼弦長Ｃ3、Ｃ4が連続して短くなる。この関係性により、翼形部表面に気流が接触することで生じるあらゆる摩擦損失を低減しつつ、流れを効果的に変えることができる。
【００２７】
相互にほぼ等しい迎角および均等の間隔を有する、各自が等しい大きさの翼形部を備える現代式のルーバーアセンブリを示している図４Ａと、図２および３の実施形態とを比較することにより、本実施形態の全体的な有益性を見出すことができる。従来のルーバーアセンブリに関しては、図４Ａに図示しているものと類似した形状の翼形部１２４を有するルーバー１２２を使用して気流を誘導することにより、気流の方向を転換している。この設計によって、気流の分離１２６が生じる恐れがあり、これは効果的な気流の移動を実現する上で望ましいものではない。ルーバーアセンブリ９２が少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部９４、９６を備えるように、主翼形部９６の大きさを大きくしており、ここでは第２翼形部９６は第１翼形部９４より形状的に大きくなっている。このような形状の差別化を行うことで、図４Ｂに示しているような気流の加速１２８が生じ、エンジンの全圧Ｐtを高めることが可能になる。
【００２８】
ルーバーアセンブリ９２の翼形部９４、９６、９８、および１００の各々は、個々の空気力学的形状を確実に有効利用することを目的として設計されている。第１翼形部９４は、境界層１３０を安定させ、ダクト８６内の空気再循環１３２が行われるように構成されている。従来のルーバーアセンブリ１２０を使用すると、境界層１３１が厚くなり過ぎて分離が生じることになるが、図４Ｂから理解できるように、第１翼形部９４および主翼形部９６双方による境界層１３０は良好に画定されている。主翼形部９６は、気流の分離を生じることなく気流を最高速度１３４まで加速する（１２８）ように構成されている。第３および第４翼形部９８、１００は、分離を防止するべく、主翼形部９６の下流からの空気の流れを誘導するように構成されている。
【００２９】
ＣＦＤ（計算流体力学）の徹底解析が行われ、これによって従来のルーバーアセンブリ１２０と比較した場合のルーバーアセンブリ９２の利点が実証されている。３次元解析に裏付けられた２次元最適化が、以下の集計結果をもとに実行されている。圧力回復率に関しては、ファン排気セクション４１からＨＰタービン３４までの範囲を考慮するか、またはファン排気セクション４１からＬＰタービン３６までの範囲を考慮するかによって最大化が実現し得るが、どちらの場合も抽気流量を低減することができる。以下の表では、第１エンジンの回復率と第２エンジンの回復率とを比較しており、ここでは第２エンジンの回復率を測定するにあたり、代わりにルーバーアセンブリ９２を使用し、また圧力回復率は少なくとも０．３０となっている。ダクトを通じてタービンセクションに空気を最適に送るために、可能な限り最大全圧（Ｐt）を維持することを目標としている。
【００３０】
【表１】
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【００３１】
圧力回復率を高めつつ、質量流量率を低減する上での利点としては、出力を維持しながらも、ダクト流の減少を実現できることが挙げられる。一般的に、配管設計には制約があり、余裕がないため、この手法の導入によって、ダクト管をより柔軟に設計することが可能になる。
【００３２】
開示した設計の適用は、ファンおよびブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されるものではなく、ターボジェットおよびターボエンジンにも同様に適用可能である。
【００３３】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を使用して本発明を開示し、また任意の装置またはシステムを製作かつ使用すること、および取り入れた任意の方法を実行することを含む本発明の実施を、当業者が行うのを可能にしている。本開示の特許され得る範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含み得る。このような他の実施例が、特許請求の範囲の字義通りの文言と異ならない構造要素を有する場合、または、それらが特許請求の範囲の字義通りの文言と実質的な差異がない等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
環状ファン排気セクション（４１）と、
前記ファン排気セクション（４１）に少なくとも一部設けられたエンジンコア（４４）と、
前記エンジンコア（４４）に設けられ、入口（９０）を有する冷却空気導管（８４）と、
前記入口（９０）に設けられ、軸方向に間隔を置いた配置において少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部（１２４）を有するルーバー（９３）とを備える、ガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様２］
前記少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部（１２４）は、主翼形部（９６）の上流において第１翼形部（９４）を含み、前記主翼形部（９６）は、前記第１翼形部（９４）より長い翼弦（Ｃ）長と、これより高い最大高さ（Ｈ）を有している、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様３］
前記主翼形部（９６）の翼弦（Ｃ）は前記第１翼形部（９４）の翼弦（Ｃ）より、少なくともその２．５倍長くなっている、実施態様２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様４］
前記主翼形部（９６）の最大高さ（Ｈ）は前記第１翼形部（９４）の最大高さ（Ｈ）より、少なくともその２倍高くなっている、実施態様３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様５］
前記主翼形部（９６）の下流において、第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）をさらに備える、実施態様２に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様６］
前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）は前記主翼形部（９６）の翼弦（Ｃ）より短い翼弦（Ｃ）を有している、実施態様５に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様７］
前記第３翼形部（９８）は前記第１翼形部（９４）および第４翼形部（１００）の翼弦（Ｃ）より長い翼弦（Ｃ）を有している、実施態様６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様８］
前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）の迎角（α）は、前記第１翼形部（９４）および主翼形部（９６）の迎角（α）より大きくなっている、実施態様７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様９］
前記入口（９０）の前縁部（８５）は丸め縁を有している、実施態様７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１０］
前記入口（９０）の後縁部（８７）は面取り部を有している、実施態様９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１１］
前記少なくとも２種類の異なる大きさの翼形部（１２４）は、少なくとも０．３の圧力回復率を実現するように形成されている、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１２］
前記圧力回復率は少なくとも０．３４となっている、実施態様１１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
［実施態様１３］
軸方向配置において設けられ、そのいずれも同一の大きさでない状態の少なくとも４つの翼形部（１２４）を備える、ガスタービンエンジン（１０）における空気の導出のためのルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１４］
前記４つの翼形部（１２４）のうちの第２翼形部（９６）は、前記他の４つの翼形部（１２４）のいずれよりも長い翼弦（Ｃ）を有する主翼形部（９６）である、実施態様１３に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１５］
前記主翼形部（９６）は、前記第１翼形部（９４）より少なくともＸ倍長い翼弦（Ｃ）を有している、実施態様１４に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１６］
前記主翼形部（９６）は、前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）の翼弦（Ｃ）より少なくともＹ倍長い翼弦（Ｃ）を有している、実施態様１５に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１７］
前記第３翼形部（９８）および第４翼形部（１００）は、前記第１翼形部（９４）および第２翼形部（９６）と異なる迎角（α）を有している、実施態様１６に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１８］
前記第４翼形部（１００）は前記第３翼形部（９８）より短い翼弦（Ｃ）を有している、実施態様１７に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様１９］
前記ルーバー（９３）は丸め縁の形態の後縁部（８７）を有している、実施態様１８に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様２０］
前記ルーバー（９３）は面取り部形状の後縁部（８７）を有している、実施態様１９に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様２１］
前記少なくとも４種類の異なる大きさの翼形部（１２４）は、少なくとも０．３の圧力回復率を実現するように形成されている、実施態様２０に記載のルーバーアセンブリ（９２）。
［実施態様２２］
圧力回復率は少なくとも０．３４となっている、実施態様２１に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【符号の説明】
【００３４】
１０  エンジン
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション
２４  ＬＰ（低圧）圧縮機
２６  ＨＰ（高圧）圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４１  ファン排気セクション
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  ＨＰ圧縮機段
５３  ロータ
５４  ＨＰ圧縮機段
５６  ＬＰ圧縮機ブレード
５８  ＨＰ圧縮機ブレード
５９  ディスク
６０  ＬＰ圧縮機ベーン
６１  ディスク
６２  ＨＰ圧縮機ベーン
６３  ステータ
６４  ＨＰタービン段
６６  ＬＰタービン段
６８  ＨＰタービンブレード
７０  ＬＰタービンブレード
７１  ディスク
７２  ＨＰタービンベーン
７３  ディスク
７４  ＬＰタービンベーン
７６  加圧周囲空気
７７  抽気
７８  気流
８０  出口ガイドベーンアセンブリ
８２  翼形ガイドベーン
８４  空気導管
８５  前縁部（入口）
８６  ダクト
８７  後縁部（入口）
８８  壁部
９０  入口
９２  ルーバーアセンブリ
９４  第１翼形部
９６  主翼形部
９８  第３翼形部
１００  第４翼形部
１０８  前縁部（翼形部）
１１０  後縁部（翼形部）
１１２  半径方向最大位置
１１４  半径方向最小位置
１１６  風方向
１１８  点
１２０  従来のルーバーアセンブリ
１２２  従来のルーバー
１２４  翼形部
１２６  気流の分離
１２８  加速する
１３０  境界層
１３４  最高速度
Ｃ  翼弦
Ｈ  高さ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【外国語明細書】
2017214919000001.pdf