本発明は、ＦＬＡＤＥ式航空機ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、二重反転ファンを備えたそのようなエンジンに関する。

亜音速及び超音速の両方での様々な推力設定及び飛行速度において効率的に作動するそれらの特有の能力の故に、種々の高性能可変サイクルガスタービンエンジンが設計されている。 その高性能に貢献する可変サイクルガスタービンエンジンの重要な特徴は、このエンジンが、その推力を変化させた時に、実質的に一定の入口流量を維持することができることである。 この特徴により、亜音速巡航時のような、全出力エンジン設定すなわち最大推力状態よりも低い状態において、重要な性能上の利点が得られる。

二重反転ファン式ガスタービンエンジンもまた、効率的に作動するそれらの特有かつ固有の能力の故に設計されかつ試験されてきた。 さらに、二重反転タービンによって駆動される二重反転ファンは、エンジンのファンセクション内におけるステータベーンとエンジンのタービンセクション内における少なくとも１つのノズルとの必要性を排除する。 これによって、エンジンの重量が大きく軽減する。 エンジン性能に関わる１つの問題は、二重反転ファン間のファンロータトルクを均等化することが望ましいことである。

ＦＬＡＤＥエンジン（ＦＬＡＤＥは「ｆａｎ ｏｎ ｂｌａｄｅ」の略語である）と呼ばれる１つの特別なタイプの可変サイクルエンジンは、半径方向内側ファンによって駆動される外側ファンに特徴があり、この外側ファンは、内側ファンを囲む内側ファンダクトとほぼ同心の環状でありかつ該内側ファンダクトを囲んだ外側ファンダクト内にそのｆｌａｄｅ空気を吐出する。 Ｔｈｏｍａｓ他による「２スプール型可変サイクルエンジン」の名称の米国特許第４，０４３，１２１号に開示されている１つのそのようなエンジンは、ｆｌａｄｅファンと外側ファンダクトとを備えており、外側ファンダクト内で、可変案内ベーンがｆｌａｄｅ外側ファンダクトを通過する空気の量を制御することによって、サイクル可変性を制御している。

高度及び飛行マッハ数のような亜音速飛行周囲条件の任意の設定における比較的広い推力範囲にわたって本質的に一定の入口空気流量を維持してスピレージ抗力を回避し、また飛行条件の範囲全体にわたってそのようにすることができるその他の高性能航空機可変サイクルガスタービンＦＬＡＤＥエンジンが、研究されてきた。 この性能は、特に亜音速部分出力エンジン運転状態にとって必要とされる。 これらの実例は、「スピレージ抗力及び赤外線減少ＦＬＡＤＥエンジン」の名称の米国特許第５，４０４，７１３号、「高推力ジェットエンジン用の音響遮蔽式排気システム」の名称の米国特許第５，４０２，９６３号、「可変比推力ターボファンエンジン」の名称の米国特許第５，２６１，２２７号、及び「可変サイクル航空機エンジンのバイパスインゼタ弁」の名称の欧州特許第ＥＰ０５６７２７７号に開示されている。 これまでに設計されたＦＬＡＤＥファンは、内側及び外側部分つまり内側ブレード及び外側ＦＬＡＤＥファンブレードを分離する移行領域つまりシュラウドの位置において断面特性がほぼ連続したｆｒａｄｅブレードの内側及び外側部分を有していた。 このことにより、内側ブレードと外側ＦＬＡＤＥファンブレードとは結果的に同数になる。

米国特許第４，０４３，１２１号公報

米国特許第５，４０４，７１３号公報

米国特許第５，４０２，９６３号公報

米国特許第５，２６１，２２７号公報

欧州特許第ＥＰ０５６７２７７号公報

米国特許第５，８０６，３０３号公報

米国特許第５，８０９，７７２号公報

米国特許第５，９８８，８９０号公報

米国特許公開第２００５／００４７９４２Ａ１号公報

米国特許公開第２００５／００８１５０９Ａ１号公報

米国特許公開第２００５／０１０９０１２Ａ１号公報

米国特許公開第２００６／００２４１６２Ａ１号公報

米国特許公開第２００６／００９６２７２Ａ１号公報

米国特許第３，４４９，９１４号公報

米国特許第５，４０２，６３８号公報

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流路へのバイパス流量を調整するこができ、離陸及び上昇出力設定時に高いファンハブ及びバイパス流圧力比で効率的に作動して高い比推力を発生することができ、また低出力巡航運転時に低いバイパス流圧力比で作動して良好な燃料消費率をもたらすことができる二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジンを得ることは非常に望ましい。 エンジンのファンセクション内のステータベーンを排除し、タービン内のノズル及びベーンの数を最少化し、かつ二重反転ファン間のファンロータトルクを均等化する二重反転ファン式エンジンを得ることも望ましい。 また、最大効率になるように内側ファンブレード及び外側ＦＬＡＤＥファンブレードを設計することができることも望ましい。

ＦＬＡＤＥファン組立体は、中心線の周りに円周方向に配置された回転可能な環状シュラウドからそれぞれ半径方向内向き及び外向きに延びる半径方向内側及び外側翼形部を含む。 内側及び外側翼弦は、それぞれ半径方向内側及び外側翼形部の内側及び外側翼形部断面の内側前縁と内側後縁との間及び外側前縁と外側後縁との間で延びる。 それぞれシュラウドの位置における内側及び外側翼弦と中心線との間の内側及び外側食違い角は、互いに異なる。

半径方向外側翼形部は、半径方向内側翼形部より、特に１．５：１〜約４：１の範囲の比率だけ数を多くすることができる。 異なる内側及び外側食違い角を有するＦＬＡＤＥファン組立体は、ＦＬＡＤＥ二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジンにおいて特に有用である。 ＦＬＡＤＥ二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジンは、中心線の周りに円周方向に配置された軸方向に間隔を置いて配置された上流側及び下流側すなわち前方及び後方二重反転ファンと、半径方向内側翼形部を有する前方及び後方二重反転ファンの１つの半径方向外側に配置されかつそれに駆動結合された半径方向外側翼形部を有する少なくとも１つのＦＬＡＤＥファンブレードの列とを含む。 ＦＬＡＤＥ二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジンのより特定の実施形態は、半径方向内側翼形部を有する後方二重反転ファンに駆動結合されたＦＬＡＤＥファンブレードの列を含む。

添付図面と関連させて行った以下の記載において、本発明の上記の態様及びその他の特徴を説明する。

図１〜図３に示すのは、上流側及び下流側つまり前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２に至るファン入口１１を有するＦＬＡＤＥ二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジン１である。 円周方向のファン入口案内ベーン３５の列が、ファン入口１１と前方二重反転ファン１３０との間に配置される。 ＦＬＡＤＥファン組立体６０は、ＦＬＡＤＥダクト３内に配置された少なくとも１つのＦＬＡＤＥファンブレード５の列を有するＦＬＡＤＥファン２を含み、該ＦＬＡＤＥダクト３を通してＦＬＡＤＥ空気流８０がＦＬＡＤＥファンブレード５によって排出される。 ＦＬＡＤＥファンブレード５の列は、前方又は後方二重反転ファン１３０、１３２の１つの半径方向外側に配置され、該前方又は後方二重反転ファン１３０、１３２の１つに作動可能に結合され、かつ該前方又は後方二重反転ファン１３０、１３２の１つによって駆動される。 ＦＬＡＤＥファンブレード５は、可変ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン６の軸方向後方かつ下流に配置される。 図１において、後方ファン１３２は、ＦＬＡＤＥファンブレード５の列を有するＦＬＡＤＥファンとして図示している。 ＦＬＡＤＥファン２は、ＦＬＡＤＥダクト３への環状のＦＬＡＤＥ入口８の下流に配置される。 ＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１とは、両者組み合さって、全体としてＦＬＡＤＥエンジン入口面積ＡＩを有するＦＬＡＤＥエンジン入口１３を形成する。 ＦＬＡＤＥ空気流８０は、実質的に中空のセンタボデー７２の冷却のような冷却のために又はその他の目的のために使用することができる。 任意選択的に、ＦＬＡＤＥ空気流８０の一部分は、後方ＦＬＡＤＥ可変面積バイパスインゼクタドア１４４を介してエンジン１の排気流１２２内に噴射することができる。

前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２の下流かつ軸方向後方には、環状のコアエンジン入口１７を有するコアエンジン１８が配置され、ほぼ軸方向に延びるその軸線又は中心線１２が、前方１４と後方１６とに延びる。 前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２の下流かつ軸方向後方に設置されたファンバイパスダクト４０が、コアエンジン１８を囲む。 ＦＬＡＤＥダクト３は、前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２並びにファンバイパスダクト４０を囲む。

検討する入口性能の１つの重要な基準は、ラム回復率である。 良好な入口は、エンジンと整合した空気取り入れ特性と共に、低い抗力（ｄｒａｇ）と良好な流量安定性とを有するものでなくてはならない。 エンジンの超音速運転時に、ＡＩが入口空気流を取り入れるには小さ過ぎる場合には、入口衝撃が入口スロートから下流方向に移動し、衝撃後の圧力回復が悪化し、エンジンの要求を満たすために入口から出る補正流量が増大する。 ＡＩが大き過ぎる場合には、ＦＬＡＤＥエンジン入口１３は、エンジンが使用することができるよりも多くの空気を供給し、余分な空気をエンジンの周りにバイパスさせるか又は入口から外に戻すように「溢れ」させなくてはならなくなるので、過度な抗力（スピレージ抗力）を生じることになる。 空気が多過ぎても少な過ぎても、航空機システムの性能は低下する。 ＦＬＡＤＥファン２及びＦＬＡＤＥダクト３は、入口によってファンに送給される入口空気流量の制御を助けるように設計されかつ作動する。

ファン入口１１は、可変ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン６を閉じることによってＦＬＡＤＥエンジン入口１３が本質的に閉鎖された全出力状態において、本質的にエンジンの全エンジン空気流１５を受け入れるような寸法にされる。 さらに、エンジンは、所定の部分出力飛行状態においてｆｌａｄｅダクトの入口を全開し、また離陸のような全出力状態においてｆｌａｄｅダクトの入口を本質的に閉鎖するように設計されかつ作動する。 後方二重反転ファン１３２は、単一の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２のファンブレード３２の列を有する。 ＦＬＡＤＥファンブレード５と第２のファンブレード３２とは、それに対して該ＦＬＡＤＥファンブレード５が取り付けられた回転可能な環状シュラウド９によって分離される。 前方二重反転ファン１３０は、単一の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のファンブレード３３の列を有する。 ＦＬＡＤＥファンブレード５は、主として入口空気流量要件に柔軟に適合するために使用される。

先行技術に開示されたＦＬＡＤＥファン組立体は、半径方向内側ファンブレードと半径方向外側ブレードつまりＦＬＡＤＥファンブレードとを有し、これら内側及び外側ブレードは、それらの間のフレードファンシュラウドの移行領域において、断面特性がほぼ連続している。 先行技術はまた、等しい数のＦＬＡＤＥファンブレードとそのいずれかにＦＬＡＤＥファンブレードが取り付けられた第１又は第２のファンブレードとを開示している。 幾つかの先行技術のＦＬＡＤＥファン組立体では、半径方向外側ブレードつまりＦＬＡＤＥファンブレードは、半径方向内側ファンブレードの延長部と見なされる。

第２のファンブレード３２及びＦＬＡＤＥファンブレード５は、図２〜図６に示すようにそれぞれ中心線１２の周りに円周方向に配置されかつ半径方向内側及び外側根元１１１、１１２から半径方向内側及び外側先端１１４、１１６まで半径方向外向きに延びる半径方向内側及び外側翼形部６１、６２を含む。 本明細書に示したＦＬＡＤＥファン組立体６０は、単体リングであること、またシュラウド９と内側及び外側翼形部６１、６２との輪郭をさらに示すために図４〜図６には組立体又はリングのセグメントを示していることに注目されたい。 さらに図７、図８及び図９を参照すると、内側及び外側翼形部６１、６２は、シュラウド９の位置における内側及び外側翼形部断面１１８、１２０を有する。 内側及び外側翼形部断面１１８、１２０の内側及び外側翼弦１２４、１２６は、それぞれ内側及び外側翼形部６１、６２の内側前縁ＩＬＥと内側後縁ＩＴＥとの間及び外側前縁ＯＬＥと外側後縁ＯＴＥとの間で延びる。 内側及び外側食違い角１６８、１７０が、シュラウド９の位置における内側及び外側翼弦１２４、１２６と中心線１２との間の又はこれらに関する角度として定められる。

本明細書に下流側又は後方二重反転ファン１３２として示した二重反転ファン又は本明細書に第２のファンブレード３２として示した半径方向内側ファンブレードの少なくとも１つの設計及び作動を最適化するために、また二重反転ファンによって提供される空気力学的効率及びより低い回転速度の利点を得るために、内側及び外側食違い角１６８、１７０は、互いに異なっている。 図７に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態では、ＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２は、第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１と数が等しい。 図８及び図９に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態では、ＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２は、第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１より数が多い。 ＦＬＡＤＥファン組立体６０の異なる実施形態は、１．５：１〜４：１の範囲内のＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２対第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１の比率を使用することができる。 図３〜図６及び図８に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態では、ＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２対第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１の比率は、２：１である。 図７に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態では、ＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２対第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１の比率は、１：１であり、図９に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態では、ＦＬＡＤＥファンブレード５及び外側翼形部６２対第２のファンブレード３２及び内側翼形部６１の比率は、３：１である。

直線状の半径方向負荷経路ＬＰが、中心線１２及び後方二重反転ファン１３２のディスク２５から内側及び外側翼形部６１、６２及びそれらの間の回転シュラウド９を通って半径Ｒに沿って半径方向に延びる。 図３〜図６及び図７に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態は、内側翼形部６１の各々に対して２つの外側翼形部６２を有し、他方、図８に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の実施形態は、内側翼形部６１の各２つに対して３つの外側翼形部６２を有する。 直線状の半径方向に延びる負荷経路ＬＰの第１の部分１３４は、内側及び外側前縁ＩＬＥ、ＯＬＥを又はそれらの近傍を通り、また直線状の半径方向に延びる負荷経路ＬＰの第２の部分１３６は、内側及び外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥを又はそれらの近傍を通る。

図８に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の実施形態は、内側翼形部６１の各２つに対して３つの外側翼形部６２を有し、さらにそれぞれ内側及び外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥ間のかつ内側及び外側翼弦１２４、１２６に沿った内側及び外側ポイント１４８、１５０を通る直線状の半径方向に延びる負荷経路ＬＰの第３の部分１４０を含む。 一般に、それぞれ内側及び外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥ間のかつ内側及び外側翼弦１２４、１２６に沿った内側及び外側ポイント１４８、１５０を通る直線状の半径方向に延びる負荷経路ＬＰの複数の部分が存在するようにすることができる。 内側及び外側ポイント１４８、１５０は、必ずしも内側及び／又は外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥの近傍にある必要はない。

この例示的なＦＬＡＤＥファン組立体６０は、１つ又はそれ以上の円周方向の半径Ｒの列を有することができる。 図７、図８及び図９に示すＦＬＡＤＥファン組立体６０の例示的な実施形態は、中心線１２から又は該中心線１２に対して垂直に半径方向外向きに延びる少なくとも第１の円周方向の半径Ｒの列１５２を含み、第１の円周方向列１５２内の半径Ｒの各１つは、内側翼弦１２４の１つ及び外側翼弦１２６の１つと交差する。 より具体的には、第２の円周方向の半径Ｒの列１５４は、中心線１２から又は該中心線１２に対して垂直に半径方向外向きに延び、第１の円周方向列１５２内の半径Ｒは、内側及び外側前縁ＩＬＥ、ＯＬＥを又はそれらの近傍を通り、また第２の円周方向列１５４内の半径Ｒは、内側及び外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥの近傍を又はそれらを通る。 図８に示すのは、中心線１２から又は該中心線１２に対して垂直に半径方向外向きに延びる第３の円周方向の半径Ｒの列１５６であり、第３の円周方向列１５６内の半径Ｒは、それぞれ内側及び外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥ間をかつ内側及び外側翼弦１２４、１２６に沿って通る。 一般に、それぞれ内側及び外側翼弦１２４、１２６と交差する複数の半径Ｒの列が存在するようにすることができる。 半径Ｒの列は、必ずしも内側及び／又は外側後縁ＩＴＥ、ＯＴＥにおいて又はそれらの近傍において内側及び外側翼弦１２４、１２６と交差する必要はない。

ＦＬＡＤＥファンブレード５及びそれらの外側翼形部６２内へのスワールを制御する可変ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン６、シュラウド９の輪郭、並びに内側翼弦１２４は、内側及び外側翼形部断面１１８、１２０の内側及び外側翼弦１２４、１２６間の所望の角度及び半径方向アライメント、内側及び外側食違い角１６８、１７０、並びに内側翼弦１２４と外側翼弦１２６の１つとの間の交差を達成するように設計される。 これにより、第２のファンブレード３２の衝撃損失を減少させるのを助ける該第２のファンブレード３２の半径方向内側先端１１４における独特の混合流式流路構成が得られる。 本明細書に示すような異なる内側及び外側食違い角１６８、１７０を有するＦＬＡＤＥファン組立体６０の実施形態は、特に後方二重反転ファン１３２に対して特有の用途を有する。

再び戻って図１を参照すると、コアエンジン１８は、下流方向への直列の軸方向流れ関係で、コア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７と、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２３とを含む。 エンジン１の中心線１２の周りに同心に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０と高圧タービンブレード２４とを固定相互結合する。 コアエンジン１８は、燃焼ガスを生成する機能がある。 高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２内で燃料と混合されかつ点火され、それによって燃焼ガスを発生する。 高圧タービンブレード２４によって燃焼ガスから幾らかの仕事が取り出され、高圧タービンブレード２４は、コア駆動ファン３７及び高圧圧縮機２０を駆動する。 高圧シャフト２６は、単一の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７を回転させ、このコア駆動ファンブレード３６は、ほぼ半径方向内側に位置するブレードハブ部分３９から環状のファンシュラウド１０８によって分離された、ほぼ半径方向外側に位置するブレード先端部分３８を有する。

燃焼ガスは、コアエンジン１８から、それぞれ第１及び第２の低圧タービンブレード２８、２９の列を有する第１及び第２の二重反転低圧タービン１９、２１内に吐出される。 第２の低圧タービン２１は、第１の低圧シャフト３０によって前方二重反転ファン１３０に駆動結合され、この組合せ又は組立体は、第１の低圧スプール２４０と呼ばれる。 第１の低圧タービン１９は、第２の低圧シャフト３１によって後方二重反転ファン１３２に駆動結合され、この組合せ又は組立体は、第２の低圧スプール２４２と呼ばれる。 高圧タービン２３は、燃焼器２２からの流れを高圧タービンブレード２４の列に向ける高圧タービン（ＨＰＴ）ノズルステータベーン１１０の列を含む。

高圧タービンブレード２４の列からの流れは次に、それぞれ二重反転する第２及び第１の低圧タービン２１及び１９並びに第２及び第１の低圧タービンブレード２９及び２８の列に向けられる。 図１〜図２に示すエンジン１の例示的な実施形態は、第２及び第１の低圧タービンブレード２９及び２８の列間に低圧ステータベーン６６の列を含む。

第２の二重反転低圧タービン２１及びファンバイパスダクト４０の下流かつ軸方向後方には、可変ノズルスロートＡ８を有する可変スロート面積エンジンノズル２１８が設けられる。

図１及び図２を参照すると、ファンバイパスダクト４０への第１のバイパス入口４２が、後方二重反転ファン１３２とコアエンジン１８への環状のコアエンジン入口１７との軸方向間に配置され、それによって前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２からファンバイパスダクト内への２つの同軸のバイパス流路を形成する。 前方二重反転ファン１３０の第１のファンブレード３３と後方二重反転ファン１３２の第２のファンブレード３２とは、第1のファンダクト１３８を横切って半径方向に配置される。 円周方向に間隔をおいて配置されたファン入口案内ベーン３５の列は、前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２の上流かつ軸方向前方で第１のファンダクト１３８を横切って半径方向に配置される。 第１のファンダクト１３８内には、第１及び第２のファンブレード３３、３２を含む前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２と、円周方向に間隔をおいて配置されたファン入口案内ベーン３５の列とが含まれる。 コア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６の列は、環状の第２のファンダクト１４２を横切って半径方向に配置される。 第２のファンダクト１４２は、第１のバイパス入口４２の軸方向後方で始まり、ファンバイパスダクト４０の半径方向内側に配置される。 環状の第１の流れスプリッタ４５が、第１のバイパス入口４２と第２のファンダクト１４２との半径方向間に配置される。

全エンジン空気流１５は、ＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１との間で分割される。 ファン空気流５０は、ファン入口１１を通過し、次に前方及び後方反転可能ファン１３０、１３２を通過する。 ファン空気流５０の第１のバイパス空気部分５２は、第１のバイパス入口４２内の前方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア４４が開いている場合、ファンバイパスダクト４０の第１のバイパス入口４２を通過し、残りの空気部分５４はコア駆動ファン３７及びそのコア駆動ファンブレード３６の列を通過する。 第２のファンダクト１４２内の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンステータベーン３４の列は、第２のファンブレード３２の列とコア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６の列との軸方向間に配置される。 コア駆動ファンステータベーン３４の列とコア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６の列とは、第２のファンダクト１４２を横切って半径方向に配置される。 ベーンシュラウド１０６が、コア駆動ファンステータベーン３４を、それぞれ半径方向にベーンハブ部分８５とベーン先端部分８４とに分割する。 ファンシュラウド１０８が、コア駆動ファンブレード３６を、それぞれ半径方向にブレードハブ部分３９とブレード先端部分３８とに分割する。

第２のバイパス空気流部分５６は、コア駆動ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４とコア駆動ファンブレード３６のブレード先端部分３８とを横切るファン先端ダクト１４６を通って、ファンバイパスダクト４０への第２のバイパスダクト５８の第２のバイパス入口４６内に導かれる。 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に至る流れを調整するために、第２のバイパスダクト５８の後方端部に、任意選択的な中間可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア８３を配置することができる。 バイパス空気７８をコア吐出空気７０と混合するために、ファンバイパスダクト４０の後方端部には、後方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア４９が配置される。

ファン先端ダクト１４６は、ベーン及びファンシュラウド１０６、１０８と、ベーンシュラウド１０６の前方端部における第２の流れスプリッタ５５とを含む。 それぞれベーンハブ及びベーン先端部分８５、８４の流れ面積を独立して変えるために、第１及び第２の変更手段９１、９２が設けられる。 例示的な第１及び第２の変更手段９１、９２は、それぞれ独立して可変のベーンハブ及び先端部分８５、８４を含む（米国特許第５，８０６，３０３号を参照）。 独立して可変のベーンハブ及び先端部分８５、８４の設計は、ベーンハブ及び先端部分８５、８４全体を独立してピボット動可能にすることを含むことができる。 その他の可能な設計が、米国特許第５，８０９，７７２号及び第５，９８８，８９０号に開示されている。

独立して可変のベーンハブ及び先端部分８５、８４の別の実施形態は、図１に示すような独立して可変のベーンハブ及び先端部分８５、８４のピボット動可能な後縁ハブ及び先端フラップ８６、８８を含む。 第１及び第２の変更手段９１、９２は、独立してピボット動するフラップを含むことができる。 ピボット動不能のファンステータベーン設計における別の変更手段は、軸方向に運動するユニゾンリングと、ジェットエンジンにおける機械的クリアランス制御で公知の変更手段（すなわち、異なる熱膨張及び収縮率にも拘らず一定のクリアランスを維持するために、円周方向に囲むシュラウドセグメントをロータブレード先端の列に向かうようにまた該ロータブレード先端の列から離れるように半径方向に機械的に移動させる）とを含む。 ピボット動不能のファンステータベーン設計におけるさらに別のそのような変更手段には、航空機などにおいて翼フラップを伸展及び後退させるような公知の手段が含まれる。

図１に示す例示的な第１及び第２の変更手段９１、９２は、外側シャフト９６内に同軸に配置された内側シャフト９４を含む。 内側シャフト９４は、第１のユニゾンリング１００により作動される第１のレバーアーム９８によって回転させる。 外側シャフト９６は、第２のユニゾンリング１０４により作動される第２のレバーアーム１０２によって回転させる。 内側シャフト９４は、ファンステータベーン３４のベーンハブ部分８５のピボット動可能な後縁ハブフラップ８６に取り付けられる。 外側シャフト９６は、ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４のピボット動可能な後縁先端フラップ８８に取り付けられる。 レバーアーム９８、１０２とユニゾンリング１００、１０４とは、全てファンステータベーン３４の半径方向外側に配置されることに注目されたい。

二重反転ファン式エンジンにおける前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２は、エンジンファンセクション内の二重反転ファン間のステータベーンの列を排除するのを可能にし、またタービン内のノズル又はベーンの数を最少化するのを助ける。 第３のスプール、すなわち前方及び後方二重反転低圧スプールの１つを付加する複雑さと引き換えに、ファンステータベーンを取り除くことによる重量及びコストの削減が得られる。 二重反転ファン式エンジンは一般的に、前方二重反転ファン１３０のホイール速度よりも幾分低い後方二重反転ファン１３２のホイール速度を有する。 これが、その上にＦＬＡＤＥファンブレード５の列を取り付けるのに後方二重反転ファン１３２を選択する１つの理由である。 そのホイール速度がより低いことが、後方二重反転ファン１３２に高い相対マッハ数をかけることができる理由であり、この高い相対マッハ数は前方二重反転ファン１３０によって与えられる逆方向スワールの結果として生じる。 後方二重反転ファン１３２のより低いホイール速度は、後方二重反転ファン１３２における仕事部分が減少して正味ファンロータトルクを均等化することを意味する。 このように、後方二重反転ファン１３２からの流出スワールは、下流において何らのスワール打消しベーンも必要でないほど十分に小さい。 前方二重反転ファン１３０に対する後方二重反転ファン１３２の１つの例示的な速度比（ロータ２の速度／ロータ１の速度）は、０．７５であり、これはまた、２つのファンの仕事比でもある。 得られた仕事の分割は、前方二重反転ファン１３０が５７．５％、後方二重反転ファン１３２が残りの４２．５％である。 現在の研究は、ＦＬＡＤＥファンブレード５の列のエネルギー要件が、ファンの全エネルギーの１５〜３０％の範囲にあることを示唆している。

二重反転ファンについての１つの問題は、第１の低圧タービン１９の両側における面積比要件である。 慎重な設計手法は、タービンロータの軸方向移動によるタービンブレード先端クリアランスの変動を減少させるためには、タービンロータ上の外向きの傾斜を小さくするか又は皆無にすることを示唆している。 設計手法はまた、タービンブレードハブの領域における過度の空気力学的損失を回避するために、タービンブレードハブの傾斜を約３０°よりも小さくすることを制約している。 約１．４５を超えるロータ圧力比を有する第１の低圧タービンは、避けることが望ましい。 タービンロータ圧力比は、タービンブレード入口圧力をタービンブレード出口圧力で除算したものと定義される。 先行技術の二重反転ファン式エンジン設計は、第１の低圧タービンが約１．９の圧力比を有することを示している。 これは、望ましいものよりも遥かに大きい。

第２の低圧スプール２４２における全仕事は、後方二重反転ファン１３２によって行われる仕事とＦＬＡＤＥファンブレード5によって行われる仕事との和である。 後方二重反転ファン１３２に駆動結合された第１の低圧タービン１９によって取り出される全仕事は、タービンノズルが無い構成における上記限界値を遙かに超えた第１の低圧タービン１９圧力比を必要とする。 この問題に対する解決策は、後方二重反転ファン１３２の仕事要件を、第１の低圧タービン１９が約１．４５の圧力比と一致する点まで低減することである。 後方二重反転ファン１３２の低減させた仕事は次に、前方二重反転ファン１３０に要求される仕事に加算され、それによってファンの全仕事を回復させる。

修正した段圧力比要件の場合に、適切なファン失速マージンが保たれなくてはならない。 前方及び後方二重反転ファン１３０、１３２のロータ速度は、それらそれぞれの圧力比要件によって決まる。 後方二重反転ファン１３２のロータ速度は、その圧力比要件又はそれに代えてＦＬＡＤＥファンブレード５の圧力比要件によって決まる。 図１〜図３に示すエンジンの後方二重反転ファン１３２における得られた仕事比は、約０．４３であり、その速度比は、約０．７３である。

離陸運転状態において騒音を低減し又は飛行中にエンジン入口空気流量を整合させるように最大エンジン空気流量性能を得るために、可変ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン６を用いてｆｒａｄｅ空気流量８０を調整することができる。 超音速巡航状態においては、到達可能な最高比推力を可能にするように、ｆｌａｄｅ空気流量をその最少エネルギー吸収空気流量にまで減少させることができる。 ｆｌａｄｅ空気流量の調整により、第２の低圧スプール２４２の第１の低圧タービン１９の仕事要件を変更することができる。 しかしながら、第１の低圧タービン１９及びその第１の低圧タービンブレード２８の列は、高圧タービン２３の高圧タービンブレード２４の列と第２の低圧タービン２１及びその第２の低圧タービンブレード２９の列との間に位置している。

第１の低圧タービン１９の入口流量機能は、その定常状態作動域全体にわたり比較的一定に保たれると予想される。 第２の低圧タービン２１の入口流量機能もまた、その定常状態作動域全体にわたり比較的一定に保たれると予想される。 従って、第１の低圧タービン１９の圧力比は、比較的一定に保たれると予想される。 一定の圧力比において、第１の低圧タービン１９の仕事出力は、比較的一定に保たれることになる。 可変ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン６及びＦＬＡＤＥファンブレード５の列を閉じることによる第１の低圧スプール２４０の低減した仕事入力要件と組み合わさった第１の低圧タービン１９のこの一定の仕事出力は、トルク不均衡を生み出して低圧スプール２４０を加速することになる。 第１の低圧タービン１９の両側における圧力比は、この過度なトルクを防止するように調整されなくてはならない。 この調整は、第１及び第２の低圧タービンブレード２８、２９の列間の可変低圧ステータベーン６６の列を変化させて第２の低圧タービンブレード２９の列に対する入口流量を調整することによって達成される。 可変スロート面積Ａ８は、第１の低圧タービン１９による過度な取り出しを回避するのを助ける。

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について説明してきたが、本明細書の教示から当業者には本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態が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。 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。

二重反転ファンの翼弦がそれらの間のシュラウドの位置での内側及び外側翼形部断面において異なる食違い角を有するＦＬＡＤＥガスタービンエンジンの第１の実施形態の概略断面図。

図１に示すエンジンのより具体的な実施形態のファンセクションの拡大断面図。

図２に示すエンジンのファンの１つの斜視図。

図２に示すファンの１つのセグメントの円周方向に見た斜視図。

図２に示すファンの１つのセグメントの前方から後方に見た斜視図。

内側ブレードに対して垂直に見た、図２に示すファンの１つのセグメントの斜視図。

１：１の外側翼形部対内側翼形部の比率の場合でのシュラウドの位置における内側及び外側翼形部断面とそれぞれの翼弦との概略断面平面図。

２：１の外側翼形部対内側翼形部の比率の場合でのシュラウドの位置における内側及び外側翼形部断面とそれぞれの翼弦との概略断面平面図。

３：１の外側翼形部対内側翼形部の比率の場合でのシュラウドの位置における内側及び外側翼形部断面とそれぞれの翼弦との概略断面平面図。

符号の説明

１ ＦＬＡＤＥ二重反転ファン式航空機ガスタービンエンジン ２ ＦＬＡＤＥファン ３ ＦＬＡＤＥダクト ５ ＦＬＡＤＥファンブレード ６ ＦＬＡＤＥ入口案内ベーン ８ ＦＬＡＤＥ入口 ９ シュラウド １１ ファン入口 １２ 中心線 １３ ＦＬＡＤＥエンジン入口 １４ 前方 １５ 全エンジン空気流 １６ 後方 １７ コアエンジン入口 １８ コアエンジン １９ 第１の低圧タービン ２０ 高圧圧縮機 ２１ 第２の低圧タービン ２２ 燃焼器 ２３ 高圧タービン ２４ 高圧タービンブレード ２５ ディスク ２６ 高圧シャフト ２８ 第１の低圧タービンブレードの列 ２９ 第２の低圧タービンブレードの列 ３０ 第１の低圧シャフト ３１ 第２の低圧シャフト ３２ 第２のファンブレード ３３ 第１のファンブレード ３４ コア駆動ファンステータベーン ３５ ファン入口案内ベーン ３６ コア駆動ファンブレード ３７ コア駆動ファン ３８ ブレード先端部分 ３９ ブレードハブ部分 ４０ ファンバイパスダクト ４２ 第１のバイパス入口 ４４ 前方ＶＡＢＩドア ４５ 第１の流れスプリッタ ４６ 第２のバイパス入口 ４９ 後方ＶＡＢＩドア ５０ ファン空気流 ５２ 第１のバイパス空気部分 ５４ 残りの空気部分 ５５ 第２の流れスプリッタ ５６ 第２のバイパス空気流部分 ５８ 第２のバイパスダクト ６０ ＦＬＡＤＥファン組立体 ６１ 内側翼形部 ６２ 外側翼形部 ６６ 低圧ステータベーン ７０ コア吐出空気 ７２ センタボデー ７８ バイパス空気 ８０ ＦＬＡＤＥ空気流 ８３ 中間ＶＡＢＩドア ８４ ベーン先端部分 ８５ ベーンハブ部分 ８６ ハブフラップ ８８ 先端フラップ ９１ 第１の変更手段 ９２ 第２の変更手段 ９４ 内側シャフト ９６ 外側シャフト ９８ 第１のレバーアーム １００ 第１のユニゾンリング １０２ 第２のレバーアーム １０４ 第２のユニゾンリング １０６ ベーンシュラウド １０８ ファンシュラウド １１０ ＨＰＴノズルステータベーン １１１ 内側根元 １１２ 外側根元 １１４ 内側先端 １１６ 外側先端 １１８ 内側翼形部断面 １２０ 外側翼形部断面 １２２ 排気流 １２４ 内側翼弦 １２６ 外側翼弦 １３０ 前方二重反転ファン １３２ 後方二重反転ファン １３４ 第１の部分 １３６ 第２の部分 １３８ 第１のファンダクト １４０ 第３の部分 １４２ 第２のファンダクト １４４ 後方ＦＬＡＤＥＶＡＢＩドア １４６ ファン先端ダクト １４８ 内側ポイント １５０ 外側ポイント １５２ 第１の円周方向列 １５４ 第２の円周方向列 １５６ 第３の円周方向列 １６８ 内側食違い角 １７０ 外側食違い角 １７２ プラグ ２１８ エンジンノズル ２３２ ２段式第２の二重反転ファン ２４０ 第１の低圧スプール ２４２ 第２の低圧スプール ２５０ 第１段ブレード ２５２ 第２段ブレード ＡＯ 自由ストリーム流れ面積 ＡＩ ＦＬＡＤＥエンジン入口面積 Ａ８ スロート面積 Ａ９ ノズル出口面積 ＬＰ 直線状の半径方向負荷経路 Ｒ 半径 ＬＥ 前縁 ＴＥ 後縁 ＩＬＥ 内側前縁 ＯＬＥ 外側前縁 ＩＴＥ 内側後縁 ＯＴＥ 外側後縁