(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン可変抽気バルブを提供する。【解決手段】環状共有壁６５を間に有する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム４５、６０は、移行ダクト２９から半径方向外向きに延びる。可変抽気バルブ４９は、移行ダクト２９の抽気入口４７に配置された可変抽気バルブドア５０を含み、可変抽気バルブドアは、回転軸１６０の周りに回転可能な回転バルブ本体５１に取り付けられ、後方プレナムへの抽気入口を開閉作動する。回転プレナムドア８０は、可変抽気バルブドアからクロックされ又は円周方向に離間して配置され、回転バルブ本体に取付けられ、回転プレナムドアが開閉して、共有壁６５におけるプレナム間アパーチャ６２を通る流れを制御する。後方及び前方抽気排気ダクト５８、６８は、ブースタ抽気後方及び前方プレナム４５、６０からバイパス流路まで延びる。熱管理システムの熱交換器５２は、抽気排気ダクト５８、６８に配置する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）であって、
移行ダクト（２９）から略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）並びにこれらの間にある環状共有壁（６５）と、
前記移行ダクト（２９）の抽気入口（４７）に配置された可変抽気バルブドア（５０）を含む可変抽気バルブ（４９）と、
を備え、
前記可変抽気バルブドア（５０）が、回転軸（１６０）の周りに枢動可能又は回転可能な回転バルブ本体（５１）の一部であるか又は該回転バルブ本体（５１）に取り付けられ、前記可変抽気バルブドア（５０）が、前記移行ダクト（２９）及び前記抽気入口（４７）から半径方向外向きに延びて位置付けられた前記後方プレナム（４５）への前記抽気入口（４７）を開閉するように作動し、
前記ガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）が更に、
前記可変抽気バルブドア（５０）からクロックされ又は円周方向に離間して配置されて、前記回転バルブ本体（５１）の一部であるか又は該回転バルブ本体（５１）に取り付けられた回転プレナムドア（８０）を備え、
前記回転プレナムドア（８０）が開閉して、前記軸方向に隣接する後方及び前方プレナム（４５，６０）間で前記共有壁（６５）におけるプレナム間アパーチャ（６２）を通る流れを制御するよう作動する、ガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項２】
前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれから流体連通して延びた後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）のうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器（５２）を更に備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項３】
前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれと流体連通し且つ前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれからバイパス流路（３５）まで延びた後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）と、該後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）のうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器（５２）と、を更に備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項４】
前記後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）のうちの少なくとも１つを含む前記後方抽気排気ダクト（５８）の１つに制御可変又は受動的固定ルーバ（１２１）を更に備える、請求項３に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項５】
前記可変抽気バルブドア（５０）の半径方向外側部（６６）上にシュート部（６４）を更に備え、前記シュート部（６４）が、前記後方抽気排気ダクト（５８）への前記抽気入口（４７）に流入して該後方抽気排気ダクト（５８）を通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、請求項２に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項６】
前記回転プレナムドア（８０）、前記プレナム間アパーチャ（６２）、及び前記共有壁（６５）の少なくとも一部が円筒形で且つ前記回転軸（１６０）の周りを囲む、請求項２に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）。
【請求項７】
航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）であって、
エンジン中心軸線（１２）と、
下流側直列流れ関係で、ファン（１４）、低圧圧縮機又はブースタ（１６）、高圧圧縮機（１８）、燃焼器（２０）、高圧タービン（２２）及び低圧タービン（２４）と、
を備え、
前記高圧タービン（２２）が前記高圧圧縮機（１８）に駆動可能に接続され、前記低圧タービン（２４）が前記ファン（１４）と前記低圧圧縮機又はブースタ（１６）の両方に駆動可能に接続され、
前記航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）が更に、
前記エンジン中心軸線（１２）の周りを囲み、前記低圧圧縮機又はブースタ（１６）と前記高圧圧縮機（１８）の間の移行ダクト（２９）から略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）並びにこれらの間に環状共有壁（６５）を含む、ガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）と、
前記移行ダクト（２９）の外側環状壁（６７）を通って円形列で配置された複数の抽気入口（４７）と、
前記抽気入口（４７）の各々に配置された可変抽気バルブドア（５０）を含む可変抽気バルブ（４９）と、
を備え、
前記可変抽気バルブドア（５０）が、回転軸（１６０）の周りに枢動可能又は回転可能な回転バルブ本体（５１）の一部であるか又は該回転バルブ本体（５１）に取り付けられ、前記可変抽気バルブドア（５０）が、前記移行ダクト（２９）及び前記抽気入口（４７）から半径方向外向きに延びて位置付けられた前記後方プレナム（４５）への前記抽気入口（４７）を開閉するように作動し、
前記ガスタービンエンジン可変抽気装置（４８）が更に、
前記可変抽気バルブドア（５０）からクロックされ又は円周方向に離間して配置されて、前記回転バルブ本体（５１）の一部であるか又は該回転バルブ本体（５１）に取り付けられた回転プレナムドア（８０）を備え、
前記回転プレナムドア（８０）が開閉して、前記軸方向に隣接する後方及び前方プレナム（４５，６０）間で前記共有壁（６５）におけるプレナム間アパーチャ（６２）を通る流れを制御するよう作動する、航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれと流体連通し且つ前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれからバイパス流路（３５）まで延びた後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）と、該１又はそれ以上の後方抽気排気ダクト（５８）それぞれに配置された１又はそれ以上の熱交換器（５２）と、を更に備える、請求項７に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記１又はそれ以上の熱交換器（５２）を含む熱管理システム（５４）を更に備える、請求項８に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記回転プレナムドア（８０）、前記プレナム間アパーチャ（６２）、及び前記共有壁（６５）の少なくとも一部が円筒形で且つ前記回転軸（１６０）の周りを囲む、請求項８に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１１】
前記可変抽気バルブドア（５０）の半径方向外側部（６６）上にシュート部（６４）を更に備え、前記シュート部（６４）が、前記後方抽気排気ダクト（５８）への前記抽気入口（４７）に流入して該後方抽気排気ダクト（５８）を通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動し、
前記航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）が更に、
前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれと流体連通し且つ前記ブースタ抽気後方及び前方プレナム（４５，６０）それぞれからバイパス流路（３５）まで延びた後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）と、
１又はそれ以上の前記後方抽気排気ダクト（５８）それぞれに配置された熱交換器（５２）の１又はそれ以上を含む熱管理システム（５４）と、
前記後方及び前方抽気排気ダクト（５８，６８）にある制御可変又は受動的固定ルーバ（１２１）と、
を備える、請求項１０に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１２】
エンジン中心軸線（１２）の周りを囲み且つ前記ファン（１４）を支持する環状ファンフレーム（３３，２３３）を更に備え、前記回転プレナムドア（８０）、前記プレナム間アパーチャ（６２）、及び前記共有壁（６５）の少なくとも一部が円筒形で且つ前記回転軸（１６０）の周りを囲み、前記可変抽気バルブドア（５０）が、前記ファンフレーム（３３，２３３）のファンハブフレーム（１２９）に取り付けられたヒンジ（１６１）によってヒンジ作動する、請求項１１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１３】
前記エンジン中心軸線（１２）の周りを囲み、前記ファン（１４）と前記バイパス流路（３５）を収容するバイパスダクト（３６）とを囲むファンケーシング（３０）を更に備え、
前記バイパスダクト（３６）が、前記ファン（１４）の下流側又は後方に位置して、前記ブースタ（１６）から半径方向外向きに離間して配置され、
前記航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）が更に、
前記ファンケーシング（３０）を支持する環状ファンフレーム（３３）を備え、
前記ファンフレーム（３３）が、環状外側フレームケーシング（１２３）と、ファンハブフレーム（１２９）と、前記外側フレームケーシング（１２３）及び前記ファンハブフレーム（１２９）間に延びる複数の円周方向に離間したダクトストラット（１３４）とを含む、請求項１１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１４】
前記低圧タービン（２４）に対する前記ファン（１４）の回転速度を調整するため前記低圧タービン（２４）と前記ファン（１４）の間に作動可能に配置された出力ギアボックス（４６）と、
前記低圧タービン（２４）、前記ファン（１４）、前記高圧圧縮機（１８）及び前記高圧タービン（２２）のうちの少なくとも１つを回転可能に支持するエンジン軸受（５３）と、
を更に備え、
前記熱交換器（５２）のうちの１つが、前記出力ギアボックス（４６）及び／又は前記エンジン軸受（５３）用のオイルを冷却するよう作動可能なエンジン空気冷却オイルクーラである、請求項１３に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１５】
前記熱交換器（５２）のうちの第２及び第３の交換器（５２）が、前記後方抽気排気ダクト（５８）のうちの第２及び第３の後方抽気排気ダクト（５８）にそれぞれ配置され、
前記熱交換器（５２）のうちの第２の交換器（５２）が、前記後方抽気排気ダクト（５８）のうちの第２の後方抽気排気ダクト（５８）において空気調和制御可変ルーバ（１２１）を用いて選択的に冷却するよう作動可能な空気調和予冷器熱交換器であり、
前記熱交換器（５２）のうちの第３の交換器（５２）が、可変周波数発生器用の可変周波数発生器潤滑回路においてオイルを冷却する可変周波数発生器空気冷却オイルクーラである、請求項１４に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１６】
前記航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）が、アンダクテッド又はオープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジンであり、
前記ファン（１４）が、アンダクテッドファンであり、アンダクテッドステータベーン（１１５）の円形列の前方又は上流側に位置し、
前記航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）が更に、
前記ファン（１４）を回転可能に支持する環状ファンフレーム（２３３）と、前記バイパス流路（３５）を内向きに境界付けるエンジンナセル（２４０）を支持する環状ファンハブフレーム（１２９）と、
１又はそれ以上の後方抽気排気ダクト（５８）それぞれに配置された１又はそれ以上の熱交換器（５２）を含む熱管理システム（５４）と、
前記低圧タービン（２４）に対する前記ファン（１４）の回転速度を調整するため前記低圧タービン（２４）と前記ファン（１４）の間に作動可能に配置された出力ギアボックス（４６）と、
前記低圧タービン（２４）、前記ファン（１４）、前記高圧圧縮機（１８）及び前記高圧タービン（２２）のうちの少なくとも１つを回転可能に支持するエンジン軸受（５３）と、
を備え、
前記熱交換器（５２）のうちの１つが、前記出力ギアボックス（４６）及び／又は前記エンジン軸受（５３）用のオイルを冷却するよう作動可能なエンジン空気冷却オイルクーラである、請求項１１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ブースタとコアエンジン圧縮機との間のガスタービンエンジン可変抽気バルブに関し、より詳細には、サージを防止し、熱管理の実現を支援するのに使用されるこのようなバルブに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの技術分野において、ガスタービンエンジンのブースタとコアエンジン圧縮機との間の圧縮空気を抜き取るために、エンジンの周りに可変抽気バルブ（ＶＢＶ）を、通常は抽気流路を提供するよう開放されたドアを設けることは周知である。空気は、多くの場合、ブースタとコアエンジン圧縮機との間のグースネック流路と呼ばれるものから抽気される。航空機ファンジェットタービンエンジン並びにかかるエンジンの船舶及び産業転用エンジンは、流路ケーシングに引きこまれる様々な形態の湾曲流路及びＶＢＶ抽気ドアを利用してエンジンサージを回避し且つエンジンの作動性を改善するため、ブースタ又は低圧圧縮機の排気空気流を抽気する抽気ダクトへの入口を形成するようにしている。
【０００３】
ゼネラルエレクトリックＣＦ６及びＧＥ９０シリーズエンジンのようなターボファンエンジンは、直列関係で、ファン、ブースタ、及びコアエンジン圧縮機を有し、ファンを通過する空気の一部がブースタ及び次いでコアエンジン圧縮機にダクト供給されるようにする。コアエンジン圧縮機の入口空気流を飛行作動要件に適合させるため並びにブースタストールを防ぐために、ブースタ可変抽気バルブ（ＶＢＶ）が、ブースタ及びコアエンジン圧縮機間の入口とファンダクトへの出口とを有するブースタ抽気ダクトの形態で設けられる。ブースタ抽気ダクトの開閉動作は、従来では、円周方向に配置された複数の枢動ドアによって提供され、該枢動ドアは、エンジン構造又はケーシング内に引き込まれ、１又はそれ以上の燃料駆動アクチュエータによって動力供給される単一のユニゾンリングによって操作される。Ｍｏｎｈａｒｄｔの特許におけるスライドドア又はバルブと比べて、引き込み枢動ドアを用いたこのようなストール防止システムの１つの実施例は、Ｓｈｉｐｌｅｙ他による名称「Ｂｙｐａｓｓ  Ｖａｌｖｅ  Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ（バイパスバルブ機構）」の米国特許第３，６３８，４２８号に開示されている。ＶＢＶの作動は、機械的又はデジタル電子機器型の何れかを用いて、エンジンコントローラによってスケジュール設定することができる。
【０００４】
ガスタービンエンジンと共に熱管理システムを用いて、様々な航空機及びエンジン熱負荷並びに冷却流体として使用される冷却空気、オイル、及び燃料を管理することができる。抽気空気もまた航空機に供給され、顧客抽気空気と呼ばれることが多い。熱管理システムにおける熱交換器は、ファン空気、ファンバイパスダクト空気、及びグースネックを通過してエンジン周囲の可変抽気バルブ（ＶＢＶ）により抜き取られる空気により冷却することができる。これらのバルブが開放されて、ガスタービンエンジンのブースタとコアエンジン圧縮機との間の圧縮空気を抜き取るための抽気流路を提供する。
【０００５】
最新の高バイパス比エンジンは、より高圧のコア圧縮機及びより低圧のブースタを組み込んでおり、従って、ブースタ出口とファンバイパスダクトとの間に発生する圧力差が小さくなっている。これにより、ブースタストールを防ぐためブースタの下流側からファンバイパスダクトに十分な量の空気を抽気することがより困難になっている。ブースタストールマージンは、ＶＢＶドアの開放によって制御され、ブースタ流の一部を機外に放出して、ブースタ作動ラインをブースタストールラインを下回るポイントまで制御するようにする。
【０００６】
このように、より高圧のコア圧縮機及びより低圧のブースタを組み込んだ高バイパス比エンジンにおいて、ブースタストールを防ぐため、ブースタの下流側から十分な量の空気を抽気する可変抽気バルブ及びシステムを有することが極めて望ましい。また、エンジン及び航空機用の熱管理システム及び航空機に対して、顧客抽気空気と呼ばれることが多い冷却空気の提供を支援する効率的な冷却空気抽気システムを有することが極めて望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第８，９０４，７５３号明細書
【特許文献１】米国特許第３，６３８，４２８号明細書
【発明の概要】
【０００８】
ガスタービンエンジン可変抽気装置は、移行ダクトから略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム並びにこれらの間にある環状共有壁と、移行ダクトの抽気入口に配置された可変抽気バルブドアを含む可変抽気バルブと、を備える。可変抽気バルブドアは、回転軸の周りに枢動可能又は回転可能な回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられ、移行ダクト及び抽気入口から半径方向外向きに延びて位置付けられた後方プレナムへの抽気入口を開閉するように作動する。回転プレナムドアは、可変抽気バルブドアからクロックされ又は円周方向に離間して配置されて、回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられる。回転プレナムドアが開閉して、軸方向に隣接する後方及び前方プレナム間で共有壁におけるプレナム間アパーチャを通る流れを制御するよう作動する。回転プレナムドア、プレナム間アパーチャ、及び共有壁の少なくとも一部は、円筒形で且つ回転軸の周りを囲むことができる。
【０００９】
少なくとも１つの熱交換器は、ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれから流体連通して延びた後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つに配置することができる。後方及び前方抽気排気ダクトは、バイパス流路まで延びることができる。制御可変又は受動的固定ルーバは、後方抽気排気ダクトの１つに存在することができる。シュート部は、可変抽気バルブドアの半径方向外側部上に存在することができ、該シュート部は、後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動することができる。
【００１０】
エンジン中心軸線を有する航空機ターボファンガスタービンエンジンは、下流側直列流れ関係で、ファン、低圧圧縮機又はブースタ、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンと、を備える。高圧タービンは、高圧圧縮機に駆動可能に接続され、低圧タービンは、ファンと低圧圧縮機又はブースタの両方に駆動可能に接続される。ガスタービンエンジン可変抽気装置は、エンジン中心軸線の周りを囲み、低圧圧縮機又はブースタと高圧圧縮機の間の移行ダクトから略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム並びにこれらの間に環状共有壁を含む。円形列の複数の抽気入口が、移行ダクトの外側環状壁を通って配置され、可変抽気バルブドアを含む可変抽気バルブが抽気入口の各々に配置される。
【００１１】
後方及び前方抽気排気ダクトは、ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びることができ、熱管理システムに存在することができる１又はそれ以上の熱交換器は、１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトそれぞれに配置することができる。制御可変又は受動的固定ルーバは、後方及び前方抽気排気ダクトに存在することができる。
【００１２】
ファンを支持する環状ファンフレームを含むことができ、可変抽気バルブドアは、ファンフレームのファンハブフレームに取り付けられたヒンジによってヒンジ作動することができる。熱管理システムは、１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトそれぞれに配置された１又はそれ以上の熱交換器を含むことができる。
【００１３】
航空機ターボファンガスタービンエンジンは、エンジン中心軸線の周りを囲み、ファンとバイパス流路を収容するバイパスダクトとを囲むファンケーシングでダクトを形成することができる。バイパスダクトは、ファンの下流側又は後方に位置し、ブースタから半径方向外向きに離間して配置される。ファンケーシングを支持する環状ファンフレームは、環状外側フレームケーシングと、ファンハブフレームと、外側フレームケーシング及びファンハブフレーム間に延びる複数の円周方向に離間したダクトストラットとを含む。出力ギアボックスは、低圧タービンに対するファンの回転速度を調整するため低圧タービンとファンの間に作動可能に配置することができ、エンジン軸受は、低圧タービン、ファン、高圧圧縮機及び高圧タービンのうちの少なくとも１つを回転可能に支持する。熱交換器のうちの１つは、出力ギアボックス及び／又はエンジン軸受用のオイルを冷却するよう作動可能なエンジン空気冷却オイルクーラとすることができる。熱交換器のうちの第２及び第３の交換器は、後方抽気排気ダクトのうちの第２及び第３の後方抽気排気ダクトにそれぞれ配置することができ、後方抽気排気ダクトのうちの第２の後方抽気排気ダクトにおいて空気調和制御可変ルーバを用いて選択的に冷却するよう作動可能な空気調和予冷器熱交換器及び可変周波数発生器用の可変周波数発生器潤滑回路においてオイルを冷却する可変周波数発生器空気冷却オイルクーラとすることができる。
【００１４】
航空機ターボファンガスタービンエンジンは、アンダクテッド又はオープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジンとすることができ、ファンは、アンダクテッドファンであり、アンダクテッドステータベーンの円形列の前方又は上流側に位置する。
【００１５】
環状ファンフレームは、ファンを回転可能に支持し、環状ファンハブフレームは、バイパス流路を内向きに境界付けるエンジンナセルを支持する。出力ギアボックスは、低圧タービンに対するファンの回転速度を調整するため低圧タービンとファンの間に作動可能に配置することができる。
【００１６】
本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面と関連して以下で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】ブースタから流出するコア空気流を転回させるブースタと高圧圧縮機との間の移行ダクトにおいて複数の抽気通路を備えた可変抽気バルブ（ＶＢＶ）を有する航空機ターボファンガスタービンエンジンの例示的な実施形態の長手方向部分断面及び部分概略図。
【図２】後方及び前方抽気通路が開放された、図１に例示した可変抽気バルブの拡大部分断面及び部分概略図。
【図３】完全閉鎖位置にある図２に例示した後方及び前方抽気通路並びにバルブの断面図。
【図４】後方抽気通路が完全開放位置にあり、前方抽気通路が完全閉鎖位置にある、図２に例示したバルブの断面図。
【図５】図２に例示したバルブの回転バルブ本体の断面図。
【図６】図５に例示した回転バルブ本体の斜視図。
【図７】図６に例示した回転バルブ本体の実質的に半径方向内向きに見た斜視図。
【図８】図６に例示した、３つの円周方向に隣接した回転バルブ本体の軸方向後方に見た斜視図。
【図９】図８に例示した回転バルブ本体の実質的に半径方向内向きに見た斜視図。
【図１０】図１に例示した可変抽気バルブの後方及び前方抽気通路の概略図。
【図１１】図１１は、移行ダクトにおいて複数の抽気通路を備えた可変抽気バルブを有するアンダクテッド又はオープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジンの前方セクションの概略断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１は、エンジン中心軸線１２の周りを囲み、航空機のウィング（翼）又は胴体に装着されるよう好適に設計された例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジンを示している。エンジン１０は、下流側直列流れ連通で、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。コアエンジン２５は、高圧駆動シャフト２３により高圧圧縮機１８及び燃焼器２０に駆動可能に接続されたＨＰＴ又は高圧タービン２２を含む。ＬＰＴ又は低圧タービン２４は、低圧駆動シャフト２６によりファン１４及びブースタ１６の両方に駆動可能に接続される。ファン１４は、図１に示されるように、出力ギアボックス４６にわたる低圧駆動シャフト２６によりエンジン中心軸線１２の周りで回転することができる。出力ギアボックス４６は、低圧駆動シャフト２６及び低圧タービン２４に対してファン１４の回転速度を調整する複数のギアを含む。ファン１４は、図１及び図１１に示すように、ディスク１４３に結合された複数の可変ピッチファンブレード１４０を有する可変ピッチファン１３８とすることができる。図１に示すように、ファンブレード１４０は、ディスク１４３から半径方向外向きに延びる。各ファンブレード１４０は、該ファンブレード１４０のピッチを一致して全体的に変化させるよう構成された好適な作動機構１４２に動作可能に結合されていることにより、ピッチ軸Ｐの周りでディスク１４３に対して回転することができる。
【００１９】
典型的な作動時には、空気２７は、ファン１４によって加圧されて内側又はコア空気流１５を生成してブースタ１６に送られ、該ブースタ１６がコア空気流１５を更に加圧する。加圧空気は、燃焼器２０において燃料と混合されて高温の燃焼ガス２８を発生し、該燃焼ガスは、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４を通って下流側に流れる。エンジン軸受５３は、高圧圧縮機１８及びＨＰＴ２２を回転可能に支持し、また、ファン１４及びＬＰＴ２４を回転可能に支持する。ファン１４の直ぐ後方でブースタ１６を囲む流れスプリッター３４は、ファン１４によって加圧されたファン空気２７をブースタ１６を通じて送られる半径方向内側ストリーム（コア空気流１５）と半径方向外側ストリーム又はバイパス空気流１７とに分割する鋭利な前縁３２を含み、該半径方向外側ストリーム又はバイパス空気流１７は、ブースタ１６から半径方向外向きに離間したバイパスダクト３６を通じてバイパス流路３５に送られる。ファン１４及びバイパスダクト３６を囲むファンケーシング３０は、エンジン中心軸線１２の周りを囲む環状のファンフレーム３３により支持される。ブースタ１６は、ブースタダクト４０においてブースタ流路３９にわたって半径方向外向き及び内向きに延びるブースタブレード及びベーン３８，４２の交互する環状列４４を含む。ブースタブレード３８の環状列は、低圧駆動シャフト２６に好適に連結される。ブースタ１６は、ファンフレーム３３の前方で且つ流れスプリッター３４の半径方向内寄りに位置する。
【００２０】
ファンフレーム３３は、環状外側フレームケーシング１２３、ファンハブフレーム１２９、及びこれらの間に延びる複数の円周方向に離間したダクトストラット１３４を含む。ダクトストラット１３４は、隣接するダクトストラットの間をバイパス空気が通過するので、翼形形状になっている。グースネックとも呼ばれる移行ダクト２９は、ファンハブフレーム１２９の半径方向内側端部１３６に位置し、コアエンジン２５のブースタ１６及び高圧圧縮機１８間に軸方向にこれらと流体連通して配置される。
【００２１】
図１及び２を参照すると、円形列の複数（図では１０個が例示されている）の抽気入口４７又は開口が、ブースタ１６及び高圧圧縮機１８間に移行ダクト２９の外側環状壁６７を通って円周方向に配置される。外側環状壁６７は、円錐状又は湾曲状とすることができる。可変抽気装置４８は、ブースタ１６及び高圧圧縮機１８間でコア空気流１５を抽気して、ブースタ１６が特定のエンジン作動条件下でストールするのを防ぐために使用される。
【００２２】
可変抽気装置４８は、抽気入口４７の各々に配置されて、コア空気流１５から取り出される抽気空気１９の量を調節する可変抽気バルブドア５０を含む可変抽気バルブ（ＶＢＶ）４９を含む。ＶＢＶドア５０は、回転バルブ本体５１の一部であるか又は該回転バルブ本体５１に取り付けられる。ＶＢＶドア５０は、図２において開放位置で例示され、図３においては、抽気入口４７を完全に閉鎖した閉鎖位置で例示される。ＶＢＶドア５０は、移行ダクト２９及び抽気入口４７から半径方向外向きに延びて配置された環状ブースタ抽気後方プレナム４５への抽気入口４７を開放する働きをする。後方ブースタ抽気流路４３は、後方プレナム４５から、後方抽気排気ダクト５８を通ってバイパス空気流１７及びバイパスダクト３６のバイパス流路３５に通じている。ルーバ１２１は、後方ブースタ抽気流路４３から後方抽気排気ダクト５８を通ってバイパス空気流１７に流入する抽気空気１９を転回及び配向するのに用いることができる。ルーバ１２１は、制御された可変ルーバ又は受動的固定ルーバとすることができる。熱管理システム５４に属する熱交換器５２は、後方抽気排気ダクト５８のうちの１又はそれ以上に配置することができる。
【００２３】
ＶＢＶドア５０は、ストール状態及び空気流の不安定状態を引き起こし、燃焼器２０における火炎又は燃焼を消炎する可能性がある高圧圧縮機１８に到達する前に、ブースタ１６及び移行ダクト２９から空気１９を抽気し氷塊を取り出すのに使用される。
【００２４】
図２を再度参照すると、回転バルブ本体５１及びＶＢＶドア５０は、ヒンジ１６１のヒンジ軸１６０によって例証される回転軸の周りで枢動又は回転可能である。回転バルブ本体５１及びＶＢＶドア５０は、ヒンジ軸１６０の周りに回転バルブ本体５１及びＶＢＶドア５０を回転させるアクチュエータ（図示せず）によって作動させることができる。ドアを位置決めするためのアクチュエータ、ユニゾンリング及びベルクランクを用いてＶＢＶドアを開閉可能に作動又は回転させることは周知である。このことの一例は、１９７２年２月１日に出願された、名称「Ｂｙｐａｓｓ  Ｖａｌｖｅ  Ｍｅｃｈａｎｉｓｍ（バイパスバルブ機構）」のＳｈｉｐｌｅｙ他に対する米国特許第３，６３８，４２８号で見出すことができる。ＶＢＶドア５０は、ファンフレーム３３のファンハブフレーム１２９に取り付けられ又は装着されたヒンジ１６１によってヒンジ作動する。可変抽気バルブ４９の例示的な実施形態は、ＶＢＶドア５０の半径方向外側部６６上にシュート部６４を含む。シュート部６４は、抽気入口４７に流入する抽気空気を配向支援して、後方抽気排気ダクト５８に効率的に流入及び通過させるように湾曲している。
【００２５】
環状ブースタ抽気前方プレナム６０は、ブースタ１６のブースタダクト４０から半径方向外向きに配置されて延びている。軸方向に隣接する後方及び前方プレナム４５，６０は、軸方向に隣接する後方及び前方プレナム４５，６０を分離する環状共有壁６５においてプレナム間アパーチャ６２として本明細書で例示されるプレナム通路により接続される。前方ブースタ抽気流路７０は、前方プレナム６０から前方抽気排気ダクト６８を通ってバイパス流路３５におけるバイパス空気流１７に通じている。前方ブースタ抽気流路７０は、本明細書では、複数の作動状態でのブースタ及び圧縮機の作動性を維持するために、コア空気流１５から取り出された抽気空気１９を抽気し、これを前方抽気排気ダクト６８を通ってバイパスダクト３６に流すのに使用される。ルーバ１２１は、前方ブースタ抽気流路７０において前方抽気排気ダクト６８を通ってバイパス空気流１７に流入する抽気空気１９を転回及び配向するのに用いることができる。
【００２６】
回転プレナムドア８０は、回転バルブ本体５１の一部であるか又は該回転バルブ本体５１に取り付けられて開閉して、軸方向に隣接する後方及び前方プレナム４５，６０間で共有壁６５におけるプレナム間アパーチャ６２を通る流れを制御する機能を果たす。回転プレナムドア８０は、可変抽気バルブドア５０からクロックされ、すなわち可変抽気バルブドア５０から円周方向に離間して配置される。プレナムドア８０、プレナム間アパーチャ６２、及び少なくとも一部の共有壁６５は全て、円筒形で、ヒンジ軸１６０の周りを囲むことができる。プレナムドア８０は、プレナムドア支持フレーム８３によって支持され、ヒンジ軸１６０の周りに回転可能である。図２は、後方プレナム４５から完全に開放された後方及び前方ブースタ抽気流路４３，７０を示している。抽気入口４７及びプレナムドア８０において、可変抽気バルブドア５０は、図２では完全開放位置にある。
【００２７】
図３は、後方プレナム４５から完全に閉鎖された後方及び前方ブースタ抽気流路４３，７０を示している。抽気入口４７及びプレナムドア８０において、可変抽気バルブドア５０は、図３では完全閉鎖位置にある。図４は、完全開放状態の後方ブースタ抽気流路４３及び完全閉鎖状態の前方ブースタ抽気流路７０を示している。図４において、抽気入口４７における可変抽気バルブドア５０は、完全開放位置にあり、プレナムドア８０は完全閉鎖位置にある。
【００２８】
図５〜７は、回転バルブ本体５１を例示している。ＶＢＶドア５０の半径方向外側部６６上のシュート部６４は、抽気入口４７に流入する抽気空気を配向支援して、後方抽気排気ダクト５８に効率的に流入及び通過させるように湾曲している。シュート部６４は、該シュート部６４を通って後方プレナム４５に流入するシュート部抽気空気８４を拡散するようなサイズ及び形状にされる。シュート部抽気空気８４は、シュート部入口８８を通じてシュート部６４に流入し、シュート部ディフューザ９０を通過して、シュート部出口９４を通じてディフューザ９０から流出する。シュート部ディフューザ９０の例示的な実施形態は、シュート部入口領域１００のサイズの２倍のシュート部出口領域９８を有する。
【００２９】
図８及び図９は、図２に例示するような、完全開放位置にあるプレナムドア８０及びＶＢＶドア５０を含む３つの隣接する回転バルブ本体５１の前方から後方を見た図と半径方向外向きに見た図である。円周方向に隣接するプレナムドア８０の例示的な実施形態は、円周方向に幅広であり、ほぼ接触しており、プレナムドア８０の円周方向に隣接する側部１０４間に小さなプレナムドアクリアランス１１０を有する点に留意されたい。円周方向に隣接するＶＢＶドア５０の間には、プレナムドアクリアランス１１０よりも約１０倍大きいとすることができる、大きなＶＢＶドアクリアランス１１２が設けられる。幅広のプレナムドア８０は、前方抽気排気ダクト６８を通じたバイパスダクト３６への抽気空気の量を最大にするために、共有壁６５における幅広のプレナム間アパーチャ６２の使用を可能にする。
【００３０】
図１０には、３つの後方抽気排気ダクト５８における熱管理システム５４の３つの熱交換器５２の例示的な構成が概略的に例示される。図１０にはまた、エンジン１０の周りに３つの前方抽気排気ダクト６８を含む、＃１、＃２及び＃３で表示された３つの補助通気口の例示的な構成が概略的に例示される。空気調和予冷器熱交換器として図１０に表示される３つの熱交換器５２のうちの１つは、３つの後方抽気排気ダクト５８のそれぞれにおいて空気調和すなわちＡ／Ｃ制御可変ルーバ１２１を用いて選択的に冷却することができる。
【００３１】
残りの抽気排気ダクト５８は、受動的固定ルーバ１２１を有する。３つの熱交換器５２のうちの別の熱交換器は、図１に示されるエンジン軸受５３及び出力ギアボックス４６用のオイルを冷却するためのエンジン空気冷却オイルクーラＡＣＯＣとして用いることができる。３つの熱交換器５２のうちの第３の熱交換器は、可変周波数発生器用のＶＦＧ潤滑回路においてオイルを冷却するための可変周波数発生器空気冷却オイルクーラ（ＶＦＧ−ＡＣＯＣ）として用いることができる。エンジンＡＣＯＣ熱交換器は、エンジンギア、軸受、及びサンプからエンジン潤滑回路を介して廃熱する。予冷器熱交換器は、顧客抽気空気を冷却する。顧客抽気空気は、圧縮機から抽気され、予冷器を通過して航空機に送給される（客室加圧などのため）。＃１、＃２及び＃３で表示された３つの補助通気口は、作動性抽気ダクトであり、ブースタ抽気前方プレナム６０から送給されて、空気が熱交換器をバイパスすることを可能にし、複数の作動状態でのブースタ及び圧縮機の作動性を維持するのに使用される。
【００３２】
図１１は、アンダクテッド又はオープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジン１０において本明細書で開示される、可変抽気装置４８並びに抽気入口４７の各々に配置された可変抽気バルブドア５０を有する可変抽気バルブ（ＶＢＶ）４９の１つの実施形態を示している。オープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジン１０は、下流側直列流れ連通で、オープンロータファン１４、低圧圧縮機又はブースタ１６、及び高圧圧縮機１８を含む。ファン１４は、アンダクテッドファンであり、エンジン中心軸線１２の周りに回転可能である。アンダクテッドファン１４は、ディスク１４３に結合された複数の可変ピッチアンダクテッドファンブレード１１４を有する可変ピッチファンである。各アンダクテッドファンブレード１１４は、該ファンブレード１１４のピッチを一致して全体的に変化させるよう構成された好適な作動機構１４２にファンブレード１４０が動作可能に結合されていることにより、ピッチ軸Ｐの周りでディスク１４３に対して回転することができる。アンダクテッドファン１４は、アンダクテッドステータベーン１１５の円形列の前方又は上流側に位置する。ファン１４は、エンジン中心軸線１２の周りを囲む環状のファンフレーム２３３により支持される。ファン１４は、出力ギアボックス４６にわたる低圧駆動シャフト２６によりエンジン中心軸線１２の周りで回転することができる。
【００３３】
流れスプリッター１４４は、ブースタ１６への入口１１７を囲み且つこれを部分的に定める。流れスプリッター１４４は、ファン１４によって加圧されたファン空気２７をブースタ１６を通じて送られる半径方向内側ストリーム（コア空気流１５）と半径方向外側ストリーム又はバイパス空気流１７とに分割する鋭利な前縁３２を含む。ブースタ１６は、ブースタダクト４０においてブースタ流路３９にわたって半径方向外向き及び内向きに延びるブースタブレード及びベーン３８，４２の交互する環状列４４を含む。ファンフレーム２３３は、バイパス流路３５においてバイパス空気流１７と内向きに境界付けてそこに沿ってバイパス空気流１７が流れるエンジンナセル２４０を支持する環状ファンハブフレーム１２９を含む。
【００３４】
グースネックとも呼ばれる移行ダクト２９は、ファンハブフレーム１２９の半径方向内側端部１３６に位置し、ブースタ１６及び高圧圧縮機１８間に軸方向にこれらと流体連通して配置される。円形列の複数（図では１０個が例示されている）の抽気入口４７又は開口が、ブースタ１６及び高圧圧縮機１８間に移行ダクト２９の外側環状壁６７を通って円周方向に配置される。外側環状壁６７は、円錐状又は湾曲状とすることができる。上述の可変抽気装置４８は、ブースタ１６及び高圧圧縮機１８間でコア空気流１５を抽気して、ブースタ１６が特定のエンジン作動条件下でストールするのを防ぐために使用される。
【００３５】
図１１に示す可変抽気装置４８は、後方プレナム４５から後方抽気排気ダクト５８を通り、エンジンナセル２４０を通ってバイパス空気流１７に通じた後方ブースタ抽気流路４３を含む。熱管理システム５４に属する熱交換器５２は、後方抽気排気ダクト５８のうちの１又はそれ以上に配置することができる。前方ブースタ抽気流路７０は、前方プレナム６０から前方抽気排気ダクト６８を通り、エンジンナセル２４０を通ってバイパス流路３５及びバイパス空気流１７に通じている。前方ブースタ抽気流路７０は、本明細書では、複数の作動状態でのブースタ及び圧縮機の作動性を維持するために、コア空気流１５から取り出された抽気空気１９を抽気し、これを前方抽気排気ダクト６８を通ってバイパスダクト３６に流すのに使用される。後方及び前方ブースタ抽気流路４３，７０は、ステータベーン１１５の後方又は下流側のエンジンナセル２４０にて終端している。
【００３６】
例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく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、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００３７】
従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【００３８】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン可変抽気装置であって、
移行ダクトから略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム並びにこれらの間にある共有壁と、
移行ダクトの抽気入口に配置された可変抽気バルブドアを含む可変抽気バルブと、
を備え、
可変抽気バルブドアが、回転軸の周りに枢動可能又は回転可能な回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられ、可変抽気バルブドアが、移行ダクト及び抽気入口から半径方向外向きに延びて位置付けられた後方プレナムへの抽気入口を開閉するように作動し、
ガスタービンエンジン可変抽気装置が更に、
可変抽気バルブドアからクロックされ又は円周方向に離間して配置されて、回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられた回転プレナムドアを備え、
回転プレナムドアが開閉して、軸方向に隣接する後方及び前方プレナム間で共有壁におけるプレナム間アパーチャを通る流れを制御するよう作動する、ガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様２］
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれから流体連通して延びた後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器を更に備える、実施態様１に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様３］
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、該後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器と、を更に備える、実施態様１に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様４］
後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つを含む後方抽気排気ダクトの１つに制御可変又は受動的固定ルーバを更に備える、実施態様３に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様５］
可変抽気バルブドアの半径方向外側部上にシュート部を更に備え、シュート部が、後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、実施態様２に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様６］
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、該後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器と、を更に備える、実施態様５に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様７］
後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つを含む後方抽気排気ダクトの１つに制御可変又は受動的固定ルーバを更に備える、実施態様６に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様８］
回転プレナムドア、プレナム間アパーチャ、及び共有壁の少なくとも一部が円筒形で且つ回転軸の周りを囲む、実施態様２に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様９］
後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、可変抽気バルブドアの半径方向外側部上のシュート部と、
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、該後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つに配置された少なくとも１つの熱交換器と、
後方及び前方抽気排気ダクトのうちの少なくとも１つを含む後方抽気排気ダクトの１つに制御可変又は受動的固定ルーバと、
を更に備える、実施態様８に記載のガスタービンエンジン可変抽気装置。
［実施態様１０］
航空機ターボファンガスタービンエンジンであって、
エンジン中心軸線と、
下流側直列流れ関係で、ファン、低圧圧縮機又はブースタ、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンと、
を備え、
高圧タービンが高圧圧縮機に駆動可能に接続され、低圧タービンがファンと低圧圧縮機又はブースタの両方に駆動可能に接続され、
航空機ターボファンガスタービンエンジンが更に、
エンジン中心軸線の周りを囲み、低圧圧縮機又はブースタと高圧圧縮機の間の移行ダクトから略半径方向外向きに延びる軸方向に隣接する環状のブースタ抽気後方及び前方プレナム並びにこれらの間に共有壁を含む、ガスタービンエンジン可変抽気装置と、
移行ダクトの外側環状壁を通って円形列で配置された複数の抽気入口と、
抽気入口の各々に配置された可変抽気バルブドアを含む可変抽気バルブと、
を備え、
可変抽気バルブドアが、回転軸の周りに枢動可能又は回転可能な回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられ、可変抽気バルブドアが、移行ダクト及び抽気入口から半径方向外向きに延びて位置付けられた後方プレナムへの抽気入口を開閉するように作動し、
ガスタービンエンジン可変抽気装置が更に、
可変抽気バルブドアからクロックされ又は円周方向に離間して配置されて、回転バルブ本体の一部であるか又は該回転バルブ本体に取り付けられた回転プレナムドアを備え、
回転プレナムドアが開閉して、軸方向に隣接する後方及び前方プレナム間で共有壁におけるプレナム間アパーチャを通る流れを制御するよう作動する、航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１１］
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、該１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトに配置された１又はそれ以上の熱交換器と、を更に備える、実施態様１０に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１２］
１又はそれ以上の熱交換器を含む熱管理システムを更に備える、実施態様１１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１３］
後方及び前方抽気排気ダクトにおいて制御可変又は受動的固定ルーバを更に備える、実施態様１２に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１４］
可変抽気バルブドアの半径方向外側部上にシュート部を更に備え、シュート部が、後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、実施態様１３に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１５］
回転プレナムドア、プレナム間アパーチャ、及び共有壁の少なくとも一部が円筒形で且つ回転軸の周りを囲む、実施態様１１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１６］
後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、可変抽気バルブドアの半径方向外側部上のシュート部と、
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、
１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトそれぞれに配置された熱交換器の１又はそれ以上を含む熱管理システムと、
後方及び前方抽気排気ダクトにおいて制御可変又は受動的固定ルーバと、
を備える、実施態様１５に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１７］
エンジン中心軸線の周りを囲み且つファンを支持する環状ファンフレームを更に備え、可変抽気バルブドアが、ファンフレームのファンハブフレームに取り付けられたヒンジによってヒンジ作動し、回転プレナムドア、プレナム間アパーチャ、及び共有壁の少なくとも一部が円筒形で且つ回転軸の周りを囲む、実施態様１５に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１８］
後方抽気排気ダクトへの抽気入口に流入して該後方抽気排気ダクトを通過する抽気空気を配向するように湾曲し且つ作動する、可変抽気バルブドアの半径方向外側部上のシュート部と、
ブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれと流体連通し且つブースタ抽気後方及び前方プレナムそれぞれからバイパス流路まで延びた後方及び前方抽気排気ダクトと、
後方抽気排気ダクトの１又はそれ以上それぞれに配置された熱交換器の１又はそれ以上を含む熱管理システムと、
後方及び前方抽気排気ダクトにおいて制御可変又は受動的固定ルーバと、
を備える、実施態様１７に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様１９］
エンジン中心軸線の周りを囲み、ファンとバイパス流路を収容するバイパスダクトとを囲むファンケーシングを更に備え、
バイパスダクトが、ファンの下流側又は後方に位置して、ブースタから半径方向外向きに離間して配置され、
航空機ターボファンガスタービンエンジンが更に、
ファンケーシングを支持する環状ファンフレームを備え、
ファンフレームが、環状外側フレームケーシングと、ファンハブフレームと、外側フレームケーシング及びファンハブフレーム間に延びる複数の円周方向に離間したダクトストラットとを含む、実施態様１７に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２０］
１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトそれぞれに配置された熱交換器の１又はそれ以上を含む熱管理システムを更に備える、実施態様１９に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２１］
低圧タービンに対するファンの回転速度を調整するため低圧タービンとファンの間に作動可能に配置された出力ギアボックスと、
低圧タービン、ファン、高圧圧縮機及び高圧タービンのうちの少なくとも１つを回転可能に支持するエンジン軸受と、
を更に備え、
熱交換器のうちの１つが、出力ギアボックス及び／又はエンジン軸受用のオイルを冷却するよう作動可能なエンジン空気冷却オイルクーラである、実施態様２０に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２２］
熱交換器のうちの第２及び第３の交換器が、後方抽気排気ダクトのうちの第２及び第３の後方抽気排気ダクトにそれぞれ配置され、
熱交換器のうちの第２の交換器が、後方抽気排気ダクトのうちの第２の後方抽気排気ダクトにおいて空気調和制御可変ルーバを用いて選択的に冷却するよう作動可能な空気調和予冷器熱交換器であり、
熱交換器のうちの第３の交換器が、可変周波数発生器用の可変周波数発生器潤滑回路においてオイルを冷却する可変周波数発生器空気冷却オイルクーラである、実施態様２１に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２３］
航空機ターボファンガスタービンエンジンが、アンダクテッド又はオープンロータ航空機ターボファンガスタービンエンジンであり、
ファンが、アンダクテッドファンであり、アンダクテッドステータベーンの円形列の前方又は上流側に位置し、
航空機ターボファンガスタービンエンジンが更に、
ファンを回転可能に支持する環状ファンフレームと、バイパス流路を内向きに境界付けるエンジンナセルを支持する環状ファンハブフレームと、
を更に備える、実施態様１７に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２４］
１又はそれ以上の後方抽気排気ダクトそれぞれに配置された１又はそれ以上の熱交換器を含む熱管理システムを更に備える、実施態様２３に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２５］
低圧タービンに対するファンの回転速度を調整するため低圧タービンとファンの間に作動可能に配置された出力ギアボックスと、
低圧タービン、ファン、高圧圧縮機及び高圧タービンのうちの少なくとも１つを回転可能に支持するエンジン軸受と、
を更に備え、
熱交換器のうちの１つが、出力ギアボックス及び／又はエンジン軸受用のオイルを冷却するよう作動可能なエンジン空気冷却オイルクーラである、実施態様２４に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
［実施態様２６］
熱交換器のうちの第２及び第３の交換器が、後方抽気排気ダクトのうちの第２及び第３の後方抽気排気ダクトにそれぞれ配置され、
熱交換器のうちの第２の交換器が、後方抽気排気ダクトのうちの第２の後方抽気排気ダクトにおいて空気調和制御可変ルーバを用いて選択的に冷却するよう作動可能な空気調和予冷器熱交換器であり、
熱交換器のうちの第３の交換器が、可変周波数発生器用の可変周波数発生器潤滑回路においてオイルを冷却する可変周波数発生器空気冷却オイルクーラである、実施態様２５に記載の航空機ターボファンガスタービンエンジン。
【符号の説明】
【００３９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  エンジン中心軸線
１４  ファン
１５  内側又はコア空気流
１６  低圧圧縮機又はブースタ
１７  バイパス空気流
１８  高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９  抽気空気
２０  燃焼器
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２３  高圧駆動シャフト
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２５  コアエンジン
２６  低圧駆動シャフト
２７  空気
２８  高温燃焼ガス
２９  移行ダクト
３０  ファンケーシング
３２  鋭利な前縁
３３  ファンフレーム
３４  流れスプリッター
３５  バイパス流路
３６  バイパスダクト
３８  ブースタブレード
３９  ブースタ流路
４０  ブースタダクト
４２  ブースタベーン
４３  第１のブースタ抽気流路
４４  列
４５  第１のプレナム
４６  出力ギアボックス
４７  抽気入口
４８  可変抽気装置
４９  可変抽気バルブ
５０  ＶＢＶドア
５１  回転バルブ本体
５２  熱交換器
５３  軸受
５４  熱管理システム
５８  後方抽気排気ダクト
６０  第２のプレナム
６２  プレナムアパーチャ
６４  シュート部
６５  共有壁
６６  外側部
６７  外側環状壁
６８  前方抽気排気ダクト
７０  第２のブースタ抽気流路
８０  プレナムドア
８３  プレナムドア支持フレーム
８４  シュート部抽気空気
８８  シュート部入口
９０  シュート部ディフューザ
９４  シュート部出口
９８  シュート部出口領域
１００  シュート部入口領域
１０４  隣接する側部
１１０  プレナムドアクリアランス
１１２  大きなＶＢＶドアクリアランス
１１５  ステータベーン
１１７  入口
１２１  ルーバ
１２３  外側フレームケーシング
１２９  ファンハブフレーム
１３４  ダクトストラット
１３６  半径方向内側端部
１４２  作動機構
１４３  ディスク
１４４  流れスプリッター
１６０  ヒンジ軸
１６１  ヒンジ
２３３  ファンフレーム
２４０  エンジンナセル
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【外国語明細書】
2017180458000001.pdf