(57)【要約】【課題】  ガスタービンエンジンの長さと比べて比較的短いナセル組立体を有するガスタービンエンジンを提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジンが、ファンと、ファンと流体連通するコアとを含む。コア、最後方タービンを含み、最後方タービンは、ロータブレードの最後方段を含む。ガスタービンエンジンはまた、並進及び回転逆推力システムも含み、ファン及びコアの少なくとも一部を囲む。ナセル組立体は、前方リップと後方端部との間にナセル組立体長を定める。さらに、ガスタービンエンジンは、ナセル組立体の前方リップと最後方タービンのロータブレードの最後方段との間にエンジン長を定める。エンジン長に対するナセル組立体長の比は、約０．５より大きく、約１より小さい。【選択図】      図１
2017106465.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）であって、
ファン（３８）と、
ロータブレード（７４）の最後方段（１１８）を含む最後方タービンを含む、前記ファン（３８）と流体連通するコア（１６）と、
並進及び回転逆推力システム（１９９）を含み、前記ファン（３８）及び前記コア（１６）の少なくとも一部を囲み、前方リップ（１１４）及び後方端部（１１６）をさらに含み、かつ前記前方リップ（１１４）と前記後方端部（１１６）との間のナセル組立体長（ＬN）を定める、ナセル組立体（５０）と、
を含み、前記ガスタービンエンジン（１０）は、前記ナセル組立体（５０）の前記前方リップ（１１４）と前記最後方タービンの前記ロータブレード（７４）の最後方段（１１８）との間のエンジン長（ＬE）を定め、前記エンジン長（ＬE）に対する前記ナセル組立体長（ＬN）の比は約１より小さい、ガスタービンエンジン。
【請求項２】
ピーク運転中、前記ファンは、約１．４より小さいファン圧力比を定める、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記最後方タービンは、低圧タービンである、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記逆推力システムは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能なカスケードシステムを含み、前記カスケードシステムは、前記完全収容位置にあるとき、前記ナセル組立体内に完全に囲まれる、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記逆推力システムは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能であり、前記ナセル組立体長は、前記逆推力システムが前記完全収容位置にあるとき、前記前方リップと前記後方端部との間に定められる、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記ファンは、ファン直径を定める複数のファンブレードを含み、前記ナセル組立体は、前記後方端部における内径を定め、前記ガスタービンエンジンは、少なくとも約０．９の、前記ファン直径に対する前記後方端部における前記ナセル組立体の前記内径の比を定める、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記ナセル組立体は、前記後方端部における内径を定め、前記ナセル組立体は、約３より小さい、前記後方端部における前記ナセル組立体の前記内径に対する前記ナセル組立体長の比を定める。請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ガスタービンエンジンは、
前記ガスタービンエンジンの前記コアを前記ガスタービンエンジンの前記ファンに機械的に連結する出力ギアボックスをさらに含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記ファンは、可変ピッチファンである、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記ガスタービンエンジンは。可変領域ファンノズルを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ガスタービンエンジンは、コアに取り付けられたガスタービンエンジンである、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
ガスタービンエンジン（１０）であって、
ファン直径を定める複数のファンブレード（４０）を含むファン（３８）と、
前記ファン（３８）と流体連通するコア（１６）と、
並進及び回転逆推力システムを含み、前記ファン及び前記コアの少なくとも一部を囲み、後方端部を含み、かつ前記後方端部における内径を定める、ナセル組立体（５０）と、
を含み、前記ガスタービンエンジン（１０）は、少なくとも約０．９の、前記ファン直径（ＤF）に対する前記後方端部における前記ナセル組立体の前記内径（ＤN）の比を定める、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１３】
ピーク運転中、前記ファンは、約１．４より小さいファン圧力比を定める、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１４】
前記最後方タービンは、低圧タービンである、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記逆推力システムは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能なカスケードシステムを含み、前記カスケードシステムは、前記完全収容位置にあるとき、前記ナセル組立体内に完全に囲まれる、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
前記コアは最後方タービンを含み、前記最後方タービンはロータブレードの最後方段を含み、前記ナセル組立体は、前方リップを含み、前記前方リップと前記後方端部との間のナセル組立体長を定め、前記ガスタービンエンジンは、前記ナセル組立体の前記前方リップと前記ロータブレードの最後方段との間のエンジン長を定め、前記ガスタービンエンジンは、約０．５より大きく、約１より小さい、前記エンジン長に対する前記ナセル組立体長の比を定める、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
前記逆推力システムは、完全収容位置と完全展開位置との間で移動可能であり、前記ナセル組立体長は、前記逆推力システムが前記完全収容位置にあるとき、前記前方リップと前記後方端部との間に定められる、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
前記ナセル組立体は、約３より小さい、前記後方端部における前記ナセル組立体の前記内径に対する前記ナセル組立体長の比を定める。請求項１６に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１９】
前記ガスタービンエンジンは、
前記ガスタービンエンジンの前記コアを前記ガスタービンエンジンの前記ファンに機械的に連結する出力ギアボックスをさらに含む、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項２０】
前記ガスタービンエンジンは、コアに取り付けられたガスタービンエンジンである、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、一般に、ガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンエンジンは、一般に、互いに流体連通して配置されるファン及びコアを含む。ターボファンエンジンのコアは、通常、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。運転時、コアに供給された空気は圧縮機セクションを通って流れ、ここで、１つ又はそれ以上の軸流圧縮機が、燃焼セクションに達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料が圧縮空気と混合され、燃焼セクション内で燃やされて、燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションへと送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動させ、次に、排気セクションを通って例えば大気へと送られる。
【０００３】
ファンは、通常、空気流を生成する回転可能な複数のファンブレードを含む。ファンを通過する空気の流れの第１の部分はコアに供給することができ、ファンを通過する空気の第２の部分は、バイパス通路（コアと外側ナセル組立体との間に定められる）を介してコアを通過することができる。
【０００４】
一般に、ナセル組立体内の逆推力システムを含むことは好都合であり、これはナセル組立体の長さを増大させる場合がある。運転時、逆推力システムは、バイパス通路を通る空気の流れを逆にしてガスタービンエンジンのための逆推力量を生成することができる。さらに、所望の推力量を与えながら、比較的小さい圧力比でファンを作動させることができるように、ファンブレードの直径を増大させることは好都合である。しかしながら、本開示の発明者らは、より長いナセル組立体は、特に比較的大きいファンの場合、抗力量の増大をもたらし、従って、燃料消費量を増大させ得ることを見出した。従って、ガスタービンエンジンの長さと比べて比較的短いナセル組立体を有するガスタービンエンジンは、有用である。より具体的には、比較的小さいファン圧力比を定めるファンを有し、比較的短いナセル組立体を含むガスタービンエンジンは、特に有用である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８７５３０６５号明細書
【発明の概要】
【０００６】
本発明の態様及び利点は、以下の説明において部分的に記載され、又は、本説明から明らかになることができ、或いは、本発明を実施することによって理解することができる。
【０００７】
本開示の１つの例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、ファンと、ファンと流体連通するコアとを含む。コアは最後方タービンを含み、最後方タービンは、ロータブレードの最後方段を含む。ガスタービンエンジンはまた。並進及び回転逆推力システムを有し、ファン及びコアの少なくとも部分を囲むナセル組立体も含む。ナセル組立体はさらに、前方リップ及び後方端部を含み、前方リップと後方端部との間にナセル組立体長を定める。ガスタービンエンジンは、ナセル組立体の前方リップと最後方タービンのロータブレードの最後方段との間にエンジン長を定める。エンジン長に対するナセル組立体長の比は、約０．５より大きく約１．０より小さい。
【０００８】
本開示の別の例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、複数のファンブレードを有するファンを含む。複数のファンブレードは、ファン直径を定める。また、ガスタービンエンジンは、ファンと流体連通するコアと、ナセル組立体とを含む。ナセル組立体は、並進及び回転逆推力システムを含み、ファン及びコアの少なくとも一部を囲む。付加的に、ナセル組立体は、後方端部を含み、後方端部における内径を定める。ガスタービンエンジンは、少なくとも約０．９の、ファン直径に対する後方端部におけるナセル組立体の内径の比を定める。
【０００９】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
【００１０】
添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】完全収容位置にある逆推力システムを有する、本開示の種々の実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】完全展開位置にある例示的な逆推力システムを有する、図１の例示的なガスタービンエンジンの概略断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。
【００１３】
ここで図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１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の概略断面図である。詳細には、図１の実施形態の場合、ガスタービンエンジンは、高バイパス・ターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ばれる。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、（参照用に示された長手方向中心線１２と平行に延びる）軸方向Ａ、及び半径方向Ｒを定める。また、ターボファンエンジン１０は、ファンセクション１４、及びファンセクション１４の下流に配置されたコアエンジン１６を含む。
【００１４】
図示の例示的なコアエンジン１６は、通常、環状入口２０を定める実質的に管状の外側ケーシング１８内に囲まれる。外側ケーシング１８は、直列流れ関係において、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション；燃焼セクション２６；高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション；並びに、ジェット排気ノズルセクション３２を収容する。高圧（ＨＰ）シャフトすなわちスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動連結する。低圧（ＬＰ）シャフトすなわちスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動連結する。圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション及びノズルセクション３２は協働して、そこを通るコア空気流路３７を定める。
【００１５】
図示の実施形態の場合、ファンセクション１４は、複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。ファンブレード４０は、出力ギアボックス４４を横切るＬＰシャフト３６によって、長手方向軸線１２の周りで回転可能である。出力ギアボックス４４は、ＬＰシャフト３６の回転速度を、より効率的な回転ファン速度まで降下させるための複数のギアを含む。さらに、複数のファンブレード４０の各々は、ピッチ変更機構４６によりそれぞれのピッチ軸Ｐの周りで回転可能である。
【００１６】
図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するような空気力学的輪郭にされた回転可能な前面ハブ４８で覆われる。さらに、例示的なターボファンエンジン１０は、ファン３８及びコアエンジン１６の少なくとも一部を円周方向に囲む環状ナセル組立体５０を含む。ナセル組立体５０は、円周方向に離間された複数の出口ガイドベーン５２により、コアエンジン１６に対して支持される。さらに、ナセル組立体５０の一部は、ケーシング１８の外部の上方を延び、その間にバイパス空気流通路５６を定める。以下により詳細に説明するように、ナセル組立体５０は、図１に完全収容位置で示される並進及び回転逆推力システム１００をさらに含む。
【００１７】
ターボファンエンジン１０の運転中、ある量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連した入口６０を通ってターボファン１０に入る。ある量の空気５８がファンブレード４０を通過すると、矢印６２で示す空気５８の第１の部分が、バイパス空気流通路５６の中へ導かれるか又は送られ、矢印６４で示す空気５８の第２の部分が、空気流路３７の中へ、又はより具体的にはＬＰ圧縮機２２の中へ導かれるか又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は、通常、バイパス比として知られる。その後、空気の第２の部分６４の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って送られるにつれて増大する。次に、空気の第２の部分６４は、燃焼セクション２６に流入し、ここで空気は、燃料と混合されて燃やされ、燃焼ガス６６をもたらす。
【００１８】
燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、そこで燃焼ガス６６からの熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に連結されたＨＰタービンステータベーン６８、及びＨＰシャフトすなわちスプール３４に連結されたＨＰタービンロータブレード７０の連続する段を介して取り出されて、ＨＰシャフトすなわちスプール３４を回転させることによって、ＨＰ圧縮機２４の動作を助ける。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、そこで熱エネルギー及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に連結されたＬＰタービンステータベーン７２、及びＬＰシャフトすなわちスプール３６に連結されたＬＰタービンロータブレード７４の連続する段を介して燃焼ガス６６から取り出されて、ＬＰシャフトすなわちスプール３６を回転させることによって、ＬＰ圧縮機２２の動作、及び／又はファン３８の回転を助ける。
【００１９】
燃焼ガス６６は、その後、コアエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を介して送られ、推進力をもたらす。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２が、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排気される、同様に推進力をもたらす前に、バイパス空気流通路５６を通って送られるにつれて実質的に増大する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアエンジン１６を介して燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を定める。
【００２０】
さらに図１、及び完全展開位置にある逆推力システム１００を有する例示的なターボファンエンジン１０を示す図２を参照すると、ターボファンエンジン１０のナセル組立体５０は、通常、入口組立体１０２、ファンカウル１０４、ファンカウル１０４に対してスライド可能な並進カウル（トランスカウル）１０６、並びに並進及び回転逆推力システム１００を含む。入口組立体１０２は、ナセル組立体５０の前方端に配置され、ファンカウル１４は、入口組立体１０２の後方に配置され、ファン３８を少なくとも部分的に囲む。図示のように、トランスカウル１０６は、ナセル組立体５０の最後方セクションであり、ファンカウル１０４の後方に位置し、コアエンジン１６の外側ケーシング１８の周りを囲む。
【００２１】
さらに、逆推力システム１００は、通常、カスケードシステム１１２を含む、完全収容位置（図１）にあるとき、カスケードシステム１１２は、少なくとも部分的に、ファンカウル１０４及びトランスカウル１０６内に収容され、トランスカウル１０６は、ファンカウル１０４に隣接して配置される。対照的に、完全展開位置（図２）にあるとき、カスケードシステム１１２は、少なくとも部分的に、バイパス通路５６内に配置され、トランスカウル１０６は、ファンカウル１０４から離れて配置され、これらの間に開口部１１３を定める。より具体的には、図示のように、逆推力システム１００が完全収容位置（図１）にあるとき、カスケードシステム１１２は、ファンカウル１０４及びトランスカウル１０６内に（すなわち、ナセル組立体５０内に）完全に囲まれる。対照的に、逆推力システム１００が完全展開位置（図２）にあるとき、カスケードシステム１１２は、実質的に、バイパス通路５６の半径方向幅にわたって延び、開口部１１３を通るバイパス通路５６からの空気流の方向を変えて逆推力を発生する。
【００２２】
上述のように、逆推力システム１００は、並進及び回転逆推力システム１００である。従って、逆推力システム１００は、完全収容位置から完全展開位置に移動されるとき、並進及び回転するように構成される。詳細には、図示の実施形態の場合、トランスカウル１０６及びカスケードシステム１１２は、完全収容位置から完全展開位置に移動されるとき、軸方向Ａに沿って並進するように構成され、カスケードシステム１１２はさらに、完全収容位置から完全展開位置に移動されるとき、半径方向Ｒに沿って内向きに回転するように構成される。例えば、カスケードシステム１１２は、前方端において環状リングに回転可能に取り付けること、並びに１つ又はそれ以上の連結アームにピボット運動可能に取り付けること（次に、連結アームをコアエンジン１６に取り付ける）ができ、カスケードシステム１１２は、軸方向に並進するとき、バイパス通路５６の内又は外にも回転される。
【００２３】
しかしながら、他の例示的な実施形態において、逆推力システム１００は、並進及び回転逆推力システム１００として構成されず、代わりに、例えば、単に、並進逆推力装置とすることができることを理解されたい。そうした実施形態において、カスケードシステム１１２及び／又はトランスカウル１０６は、完全収容位置から完全展開位置に移動されるとき、軸方向Ａに沿って並進することができ、カスケードシステム１１２を通して空気を通すために、例えば複数の遮蔽ドアを同時に展開又は格納することができる。
【００２４】
図示されていないが、逆推力システム１００は、逆推力システム１００を完全収容位置と完全展開位置との間で移動させるための１つ又はそれ以上の作動組立体を含むことができる。作動組立体は、何らかの適切なタイプのものとすることもでき、かつ、例えば、空気圧モータ、液圧モータ、又は電気モータによって駆動することができる。さらに、作動組立体は、例えば、ナセル組立体５０内に円周方向に離間配置することができる。さらに、上述のように、少なくとも特定の例示的な実施形態において、逆推力システム１００は、逆推力システム１００が完全展開位置に移動されるときにカスケードシステム１１２をバイパス通路５６内にピボット運動させるための、カスケードシステム１１２とコアエンジン１６との間に延びる一連の連結アームを含むことができる。代替的に、逆推力システム１００は、何らかの他の方法で完全展開位置に移動させてもよい。
【００２５】
特に、カスケードシステム１１２は、完全収容位置にあるときに、少なくとも部分的に、ファンカウル１０４内に収容される（及び、展開位置にスライド／並進する）ので、カスケードシステム１１２を包含することにより、ナセル組立体５０の軸方向長さ全体が付加されることはない。例えば、図示の例示的なナセル組立体５０は、前方リップ１１４及び後方端部１１６を含む。特に、図示の例示的なナセル組立体５０の入口６０は、半径方向Ｒに対して僅かな角度を定める。従って、本明細書で用いられる場合、ナセル組立体５０に関連する「前方リップ」という用語は、ナセル組立体５０の最前方の点を指す。
【００２６】
ナセル組立体５０はさらに、前方リップ１１４と後方端部１１６との間にナセル組立体長ＬNを定める。図示の実施形態の場合、ナセル組立体長ＬNは、逆推力システム１００が完全収容位置にあるとき、ナセル組立体５０の前方リップ１１４と後方端部１１６との間に軸方向Ａに沿って定められる。
【００２７】
さらに図１及び図２を参照すると、ターボファンエンジン１０は、ナセル組立体５０の前方リップ１１４とタービンセクションの最後方タービンのロータブレードの最後方段との間にエンジン長ＬEを定める。より具体的には、図示の実施形態の場合、最後方タービンのロータブレードの最後方段は、ＬＰタービン３０のロータブレードの最後方段１１８である。
【００２８】
上述のように、例示的なターボファンエンジン１０のナセル組立体５０は、比較的短いナセル組立体５０である。具体的には、図示の例示的なターボファンエンジン１０は、約０．５より大きく約１より小さい、エンジン長ＬEに対するナセル組立体長ＬNの比（ＬN：ＬE）を定める。より具体的には、図示の例示的なターボファンエンジン１０は、約０．６より大きく約０．８より小さい、エンジン長ＬEに対するナセル組立体長ＬNとの比（ＬN：ＬE）を定める。本明細書で用いられる場合、「約」又は「およそ」のような近似の用語は、１０％の許容誤差の範囲内にあるものとする。
【００２９】
さらに図１及び図２を参照すると、ターボファンエンジン１０のファンは、比較小さな圧力比のファンである。具体的には、図示の例示的なターボファンエンジン１０は、比較的低速で回転する比較的大きいファン３８を有する。例えば、図示の例示的な実施形態のファン３８は、ピーク運転中、約１．４未満のファン圧力比を定める。本明細書で用いられる場合、「ピーク運転」という用語は、ファン３８が最大回転速度で作動しているエンジン作動条件を指す。
【００３０】
さらに、図示のように、ファン３８の複数のファンブレード４０は協働して、概ね半径方向Ｒに沿ったファン直径ＤFを定める。さらに、ナセル組立体５０は、ナセル組立体５０の後方端部１１６における内径ＤNを定める。図示のターボファンエンジン１０は、少なくとも０．９５の、ファン直径ＤFに対する後方端部１１６におけるナセル組立体５０の内径ＤNの比（ＤN：ＤF）を定める。例えば、特定の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、少なくとも１．０又は少なくとも１．０５の、ファン直径ＤFに対する後方端部１１６におけるナセル組立体５０の内径ＤNの比（ＤN：ＤF）を定める。
【００３１】
さらに、図示の例示的なターボファンエンジン１０の場合、ナセル組立体５０は、約２．５より小さい、約２．０より小さい、又は１．４５より小さいなど、約３．０より小さい、後方端部１１６におけるナセル組立体５０の内径ＤNに対するナセル組立体長ＬNの比（ＬN：ＤN）を定める。同様に、ナセル組立体５０は、ファン直径ＤFに対するナセル組立体長ＬNの同様の比（ＬN：ＤF）を定めることができる。また、比（ＬN：ＤF）は、約２．５より小さい、約２．０より小さい、又は１．４５より小さいなど、約３．０より小さくすることができる。
【００３２】
本開示の発明者らは、本開示によるファン３８及びナセル組立体５０を含むターボファンエンジン１０が、依然として所望量の推力を発生しながら、運転中の抗力量を低減させ得ることを見出した。例えば、本開示によるナセル組立体５０は、本開示によるファン３８と協働して、所望量の推力を効率的に発生しながら、比較的低速でファン３８を作動させることを可能にする。比較的短いナセル組立体５０は、望ましくない量の抗力を発生させることなく、バイパス通路５６を通して空気流を流し、所望量の推力を発生するのに十分な長さとすることができる。さらに、本開示の１つ又はそれ以上の態様によるナセル組立体５０は、ナセル組立体内に収容される逆推力システムを用いて、ターボファンエンジンがある量の逆推力を発生するのを依然として可能にしながら、本明細書で説明される利点をもたらすことが可能である。
【００３３】
さらに図１及び図２を参照すると、図示の例示的なターボファンエンジン１０は、コアに取り付けられたターボファンエンジンとして構成される。より具体的には、図示の実施形態の場合、ターボファンエンジン１０は、翼１２０から直接コアに延びる１つ又はそれ以上のストラット１２２によって、航空機（図示せず）の翼１２０の下に取り付けられる。こうした構成は、本明細書で説明される例示的な態様の１つ又はそれ以上によるナセル組立体５０を有するターボファンエンジン１０の提供を助けることができる。具体的には、ターボファンエンジン１０のコア１６に直接取り付けられた１つ又はそれ以上のストラット１２２によってターボファンエンジン１０を翼１２０に取り付けることにより、ターボファンエンジン１０の運転中、ナセル組立体５０は、ターボファンエンジン１０のコア１６の構造負荷を支持する必要がない。さらに、本開示の１つ又はそれ以上の態様によるナセル組立体５０を包含することにより、ターボファン１０のコアへの取り付けが可能になる。具体的には、本開示によるターボファンエンジン１０は、コア１６の長さに対して短いナセル組立体５０を有することができ、その結果、翼１２０への取り付けのために、十分な量のコア１６が露出される。
【００３４】
しかしながら、図１及び図２に説明される例示的なターボファンエンジン１０は単なる例として与えられ、他の例示的な実施形態においては、ターボファンエンジン１０は、他の何らかの適切な構成を有し得ることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態においては、ターボファンエンジン１０のファン３８は、固定ピッチファンとして構成することができ、複数のファンブレード４０はそれぞれのピッチ軸Ｐの周りで回転可能ではなく、ターボファンエンジン１０はピッチ変更機構４６を含まない。加えて、さらに別の実施形態においては、ターボファンエンジン１０は、ギア付ガスタービンエンジンとして構成されない場合があり、ターボファンエンジン１０は、ＬＰシャフト３６をファン３８に機械的に連結する出力ギアボックス４４を含まない場合がある。加えて、さらに他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、コアに取り付けられたターボファンエンジン１０ではない場合があり、代わりに、ナセル組立体５０に延びる１つ又はそれ以上のストラット１２２及び／又はナセル組立体５０によって、航空機の翼１２０に取り付けるように構成することができる。加えて、さらに他の例示的な実施形態においては、他の何らかの適切な逆推力システム１００をナセル組立体５０と共に包含することができる。さらに、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、可変ファン領域ノズルを含むことができる。より具体的には、ナセル組立体５０は、ノズル７６の有効断面積を増大させるために、特定の作動中、後方端部において概ね半径方向Ｒに沿って拡張するように構成することができる。
【００３５】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること、並びに、あらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００３６】
１０  ターボファンエンジン
１２  長手方向中心線
１４  ファンセクション
１６  コアエンジン
１８  外側ケーシング
２０  環状入口
２２  低圧（ＬＰ）圧縮機
２４  高圧（ＨＰ）圧縮機
２６  燃焼セクション
２８  高圧（ＨＰ）タービン
３０  低圧（ＬＰ）タービン
３２  ジェット排気ノズルセクション
３４  高圧（ＨＰ）シャフトすなわちスプール
３６  低圧（ＬＰ）シャフトすなわちスプール
３７  コア空気流路
３８  ファン
４０  ファンブレード
４２  ディスク
４４  出力ギアボックス
４６  ピッチ変更機構
４８  前面ハブ
５０  ナセル組立体
５６  バイパス空気流通路
５８  空気
６０  入口
６２  空気の第１の部分
６４  空気の第２の部分
６６  燃焼ガス
６８  ＨＰタービンステータベーン
７０  ＨＰタービンロータブレード
７２  ＬＰタービンステータベーン
７４  ＬＰタービンロータブレード
７６  ノズル
１００  逆推力システム
１０４  ファンカウル
１０６  トランスカウル
１１２  カスケードシステム
１１３  開口部
１２０  翼
１２２  ストラット
Ａ  軸方向
ＤF  ファンの直径
ＤN  後方端部におけるナセル組立体の内径
ＬE  エンジン長
ＬN  ナセル組立体長
Ｐ  ピッチ軸
Ｒ  半径方向
【図１】
2017106465.tif 000003
【図２】
2017106465.tif 000004
【外国語明細書】
2017106465000001.pdf