JP2017072136A - 可変ピッチ出口ガイドベーンを有するエンジン - Google Patents

可変ピッチ出口ガイドベーンを有するエンジン Download PDF

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Abstract

【課題】
可変ピッチガイドベーンを有する航空機推進装置を提供すること。
【解決手段】
ファン（３８）及び複数の可変ガイドベーンを含む航空機推進装置が提供される。ファン（３８）は、空気流を供給するための複数のファンブレード（４０）を含み、複数の可変ガイドベーンは、ファン（３８）に向かう空気を又はファン（３８）からの空気を所望の方向に配向するように構成される。複数のガイドベーンの各々は、半径方向に沿って内側端（１０２）を定め、内側端において推進装置のハウジングに対して回転自在に取り付く。推進装置は、ハウジングの中に配置されかつ複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構を含む。
【選択図】 図１

Description

本主題は、一般には航空機推進装置に関し、より詳細には、可変ピッチガイドベーンを有する航空機推進装置に関する。
一般に、ガスタービンエンジンは、直流流れ関係で、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排出セクションを有するコアを含む。作動時、エンジン空気流は、圧縮機セクションの入口に供給され、圧縮機セクションでは、１又は２以上の軸流圧縮機が、空気を燃焼器セクションに到達するまで漸進的に圧縮する。燃料は、燃焼器セクション内で圧縮空気と混合及び燃焼して燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、燃焼器セクションからタービンセクションに送られる。燃焼セクションを通過する燃焼ガス流は、圧縮機セクションを駆動し、排出セクションを通過して例えば大気中に送られる。
特定の構成において、ガスタービンエンジンは、追加的にコアに結合するファン及び複数の出口ガイドベーンを含む。例えば、当該ガスタービンエンジンのファンは、一般的にコアのシャフトで駆動される複数の回転ブレードを含む。複数のブレードが回転するとガスタービンエンジンのための推力が発生する。加えて、複数の出口ガイドベーンは、例えば、ガスタービンエンジンから発生する騒音量を低減しかつガスタービンエンジンの性能を高めるように、ブレードからの空気流を配向することができる。
特定の構成において、ガスタービンエンジンは、ファンの複数のファンブレード及び複数の出口ガイドベーンを囲む外側ナセルを定めることができる。このような構成により、出口ガイドベーは、該出口ガイドベーンが外側ナセルに取り付く半径方向外端においてそれぞれのピッチ軸の周りで回転することができる。
しかしながら、特定のガスタービンエンジンは、複数のファンブレード及び複数の出口ガイドベーンを取り囲む外側ナセルを備えていない場合がある。従って、出口ガイドベーンを作動させる公知の方法は、当該ガスタービンエンジンには組み込むことができない。従って、複数の出口ガイドベーンを取り囲む外側ナセルを必要とすることなく複数の出口ガイドベーンを作動させることができるガスタービンエンジンは有用であろう。
米国特許第８７６２７６６号明細書
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。
本開示の例示的な実施形態において、半径方向を定める航空機推進装置が提供される。航空機推進装置は、流路内に空気流を供給するための複数のファンブレードを含むファンと、ファンに向かう空気を又はファンからの空気を所望の方向に配向するための複数の可変ガイドベーンとを含む。複数のガイドベーンの各々は、半径方向に沿って内側端及び外側端を定める。複数のガイドベーンの各々は、内側端において推進装置のハウジングに対して回転自在に取り付く。航空機推進装置は、追加的に、推進装置のハウジングの中に配置されかつ複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構を含む。
本開示の他の例示的な実施形態において、半径方向を定める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、流路に空気流を供給するための複数のファンブレードを有するファンと、ファンの複数のファンブレードからの空気を所望の方向に配向するための複数の可変出口ガイドベーンとを含む。複数の可変出口ガイドベーンの各々は、半径方向に沿って内側端及び外側端を定める。複数の可変出口ガイドベーンの各々は、内側端においてガスタービンエンジンのコアに対して回転自在に取り付く。ガスタービンエンジンは、追加的に、ガスタービンエンジンのコアの中に配置されかつ複数の可変出口ガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、複数の可変出口ガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構を含む。
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、本開示の実施形態を例証しており、本明細書と共に本開示の原理を説明する役割を果たす。
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。
本主題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。 本主題の別の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの前端の概略断面図。 図２の例示的なガスタービンエンジンのコアに図２の例示的なガスタービンエンジンの可変ガイドベーンを取り付ける取り付け機構の拡大断面図。 本主題の例示的な実施形態による後部エンジンの断面図。
ここで、その１又は２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、「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。
次に、幾つかの図全体を通して同様の参照符号が同様の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。より詳細には、図１の実施形態に関して、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」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照用の長手方向中心線１２に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒを定める。また、ターボファンエンジン１０は円周方向を定める（図示せず）。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４及びコアエンジン１６を含み、ファンセクション１４は、コアエンジン１６に機械的に連結した状態で構成されかつこれに流れ連通した状態で配置される。
図示の例示的なコアエンジン１６は、一般に、環状入口２０を定める略管状の外部ケーシング１８を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（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と、燃焼器セクション２６と、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と、ジェット排出ノズルセクション３２とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動結合する。
加えて、図示の実施形態に関して、ファンセクション１４は、相隔たる様式でディスク４２に結合した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。図示のように、ファンブレード４０は、略半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びる。ファンブレード４０及びディスク４２は、出力ギヤボックス４４を横切るＬＰシャフト３６によって長手方向中心線１２の周りを一緒に回転可能である。出力ギヤボックス４４は、ＬＰシャフト３６の回転速度を調節するめの複数のギヤを含む。加えて、複数のファンブレード４０は、作動装置（図示せず）によってそれぞれのピッチ軸Ｐ１の周りで回転可能である。さらに、図示の実施形態に関して、可変ピッチファン３８のディスク４２は、空力的外形の回転フロントハブ４６でカバーされ、複数のファンブレード４０を通る空気流を向上させるようになっている。
図１の例示的なターボファンエンジン１０をさらに参照すると、例示的なターボファンエンジン１０は、複数の円周方向に離間した出口ガイドベーン５０を含む。複数の出口ガイドベーン５０は、軸方向Ａに沿ってファン３８の下流に配置され、かつ略半径方向Ｒに沿ってコアエンジン１６の外部ケーシング１８から外向きに延びる。特に、図示の実施形態に関して、出口ガイドベーン５０の各々は、１又は２以上の作動装置（図示せず）によって、それぞれのピッチ軸Ｐ２の周りで回転可能であり、出口ガイドベーン５０は、可変出口ガイドベーンと呼ぶことができる。加えて、例示的なターボファンエンジン１０は、ファンセクション１４及び／又は出口ガイドベーン５０を囲む外部ケーシングを備えていない。従って、図示の実施形態に関して、ターボファンエンジン１０は、アンダクテッド、単一ファンターボファンエンジンと呼ぶことができる。
図示の例示的なターボファンエンジン１０に関して、ファンセクション１４、より詳細には、ファンセクション１４のファンブレード４０の回転がターボファンエンジン１０の推進力の大部分を与える。加えて、複数の出口ガイドベーン５０は、ファンセクション１４の効率を高めるために、並びに、例えばファンセクション１４の複数のファンブレード４０からの空気の流れを配向することでターボファンエンジン１０から発生する騒音量を低減する等の他の利点をもたらすために設けられる。
ターボファンエンジン１０の作動時、所定量の空気５６は、ファンセクション１４の複数のブレード４０を通過する。所定量の空気５６の第１の部分、すなわち空気の第１の部分６０は、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、及び排出セクション３２を貫通して延びるエンジン空気流路６４に配向されるか又は送られる。加えて、所定量の空気５６の第２の部分、すなわち空気の第２の部分６２は、コアエンジン１６をバイパスして（すなわち、バイパス空気流路内で）コアエンジン１６の周りを流れる。空気の第２の部分６２と空気の第１の部分６０との間の比率はバイパス比として一般に知られている。
図１をさらに参照すると、空気の第１の部分６０の圧力は、ＬＰ圧縮機２２を通過し、次にＨＰ圧縮機２４を通過するにつれて高くなる。圧縮された空気の第１の部分６０は、次に燃焼セクション２６に供給され、燃焼セクション２６において、この圧縮空気は燃料と混合しかつ燃焼して燃焼ガス７４をもたらす。燃焼ガス７４はＨＰタービン２８を通過し、ＨＰタービン２８では、外部ケーシング１８に結合したＨＰタービンステータベーン７６及びＨＰシャフトすなわちスプール３４に結合したＨＰタービンロータブレード７８の連続段によって燃焼ガス７４から熱及び／又は運動エネルギの一部が抽出され、これによりＨＰシャフトすなわちスプール３４が回転してＨＰ圧縮機２４の作動を助ける。次に、燃焼ガス７４はＬＰタービン３０を通過し、ＬＰタービン３０では、熱及び運動エネルギの第２の部分が抽出され、外部ケーシング１８に結合したＬＰタービンステータベーン８０及びＬＰシャフトすなわちスプール３６に結合したＬＰタービンロータブレード８２の連続段によって燃焼ガス７４から熱及び運動エネルギの第２の部分が抽出され、これによりＬＰシャフトすなわちスプール３６が回転してＬＰ圧縮機２２の作動及びファン３８の回転を助ける。次に、燃焼ガス７４は、コアエンジン１６のジェット排出ノズルセクション３２を通過し、ファンセクション１４によってもたらされる推進力を補うための推進力を与えるようになっている。
ここで図２を参照すると、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前端の概略的な拡大断面図が提示される。特定の例示的な実施形態において、図２のガスタービンエンジンは、図１のターボファンエンジン１０と実質的に同じターボファンエンジン１０として構成することができる。従って、同じ又は類似の参照符号は、同じ又は類似の部品を指す。
図１の例示的な実施形態と同様に、図２の例示的なターボファンエンジン１０は、アンダクテットターボファンエンジンとして構成される。図示のように、ターボファンエンジン１０は、コアエンジン１６及びファンセクション１４を含み、ファンセクション１４は、空気流をもたらすための複数のファンブレード４０を有するファン３８を含む。図示の実施形態に関して、ファン３８は、可変ピッチファンとして構成されており、複数のファンブレード４０の各々は、ピッチ変更機構９０によってそれぞれのピッチ軸Ｐ１の周りを回転可能である。加えて、ファン３８は、ギヤボックス４４を横切るターボファンエンジン１０のＬＰシャフト３６によって、長手方向中心線１２の周りで回転可能である。
前述の実施形態と同様に、ファン３８から供給される空気流の第１の部分６０は、コアエンジン１６の中のエンジン空気流路６４に流入し、空気流路６４では、当該空気６０は、ＬＰ圧縮機２２、次にＨＰ圧縮機２４によって漸増的に圧縮されることになる。ファン３８から供給される空気流の第２の部分６２は、コアエンジン１６をバイパスしてバイパス空気流路に供給される。
加えて、ターボファンエンジン１０は、ファン３８に向かう空気を又はファン３８からの空気を所望の方向に配向する複数の可変ガイドベーン１００を含む。詳細には、図示の実施形態に関して、複数の可変ガイドベーン１００は、概して半径方向内側端１０２と半径方向外側端１０３との間で半径方向Ｒに沿って延びる、複数の可変出口ガイドベーンとして構成される。図示のように、複数のガイドベーン１００は、ファン３８の複数のファンブレード４０の後方に配置されており、複数のガイドベーン１００は、ターボファンエンジン１０のためのバイパス空気流６２を配向するように構成される。
ここで図３を参照すると、例示的な可変ガイドベーン１００の半径方向内側端１０２の拡大概略図が提示される。可変ガイドベーン１００は、半径方向内側端１０２においてターボファンエンジン１０のハウジングに回転自在に取り付けられる。詳細には、可変ガイドベーン１００は、半径方向内側端１０２においてターボファンエンジン１０のコアエンジン１６に回転自在に取り付けられる。
可変ガイドベーン１００をコアエンジン１６に対して回転自在に取り付けるために、ターボファンエンジン１０は、追加的に１又は２以上の可変出口ガイドベーン１００をコアエンジン１６に対して取り付けるための取り付け機構１０４を含む。図示の実施形態に関して、取り付け機構１０４は、可変ガイドベーン１００の基部１０８に取り付けられたインナーレース１０６及びコアエンジン１６のフレーム部材１１２に取り付けられたアウターレース１１０を含む。加えて、複数の軸受部材１１３は、取り付け機構１０４のインナーレース１０６とアウターレース１１０との間に設けられ、可変ガイドベーン１００のそれぞれのピッチ軸Ｐ２の周りでの可変ガイドベーン１００の回転を可能にする。軸受部材１１３は、何らかの適切な軸受又は軸受の組み合わせとして構成することができる。例えば、軸受部材１１３は、１又は２以上の円筒形ローラー軸受、テーパー付きローラー軸受、ボール軸受等を含むことができる。加えて、図２及び３には単一のガイドベーン１００及び取り付け機構１０４が示されているが、特定の実施形態において、複数のガイドベーン１００の各々は、対応する複数の取り付け機構１０４を使用してコアエンジン１６に回転自在に取り付けることができることを理解されたい。しかしながら、取り付け機構１０４は、単に例示的に設けられており、他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な取り付け機構１０４を設けることができることも理解されたい。
図２及び３をさらに参照すると、ターボファンエンジン１０は、追加的に、ターボファンエンジン１０のハウジングの中に配置され（すなわち、コアエンジン１６の中に配置され）、かつ複数の可変ガイドベーン１００のうちの少なくとも１つに機械的に結合したピッチ変更機構１１４を含み、複数の可変出口ガイドベーン１００のうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっている。図示の実施形態に関して、ピッチ変更機構１１４は、さらに複数のガイドベーン１００の各々に機械的に結合して、複数のガイドベーン１００の各々のピッチを一斉に変更するようになっている。詳細には、図示の実施形態に関して、各可変ガイドベーン１００の基部１０８は伸長アーム１１６を含み、ピッチ変更機構１１４は、ラックアンドピニオン式ギヤシステムを含む。例えば、ラック／リングギヤ１１８は、複数の可変ガイドベーン１００の伸長アーム１１６に取り付けることができる。また、ピッチ変更機構１１４は、ラック／リングギヤ１１８に噛み合い、ラック／リングギヤ１１８をターボファンエンジン１０の円周方向の周りに移動させ、複数の可変ガイドベーン１００の各々の基部１０８を回転させて、結果的に複数の可変ガイドベーン１００の各々をそれぞれのピッチ軸Ｐ２の周りで回転させる、１又は２以上のピニオンギヤ１２０を含むことができる。
しかしながら、図２及び３を参照して説明するピッチ変更機構１１４を含む例示的なターボファンエンジン１０は、単なる例示目的であることを理解されたい。他の例示的な実施形態において、例えば、何らかの他の適切なピッチ変更機構１１４を設けることができる。例えば、他の例示的な実施形態において、ピッチ変更機構１１４は、１又は２以上のガイドベーン１００の残りのガイドベーン１００に対するピッチＰ２を変更するように構成することができる。詳細には、特定の例示的な実施形態において、ピッチ変更機構１１４は、複数のガイドベーン１００のピッチＰ２を一斉に変更する必要はない。例えば、他の例示的な実施形態において、ピッチ変更機構１１４は、１又は２以上のスウォシュプレートで構成することができる。
さらに、他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切なガスタービンエンジンを備えることができ、さらに、本開示の各態様は、何らかの他の適切な航空機推進装置に利用することができる。例えば、ここで図４を参照すると、本開示の例示的な態様による後部エンジン１５０の拡大断面図が提示される。詳細には、図４は、航空機１５２の尾部に組み込まれた例示的な後部エンジン１５０を示す。
加えて、図４の実施形態に関して、後部エンジン１５０は、境界層吸い込みファンとして構成され、詳細には、ファンは、搭載される航空機１５２の胴体１５４の周りの境界層の流れを吸い込むように構成される。図示の例示的な後部エンジン１５０は、概して後部エンジン１５０の中心軸線１５８の周りを回転可能なファン１５６を含む。一般に、ファン１５６は、半径方向Ｒ２に沿った内側端においてファン１５６のファンシャフト１６２に取り付けられた、複数のファンブレード１６０を含む。ファンシャフト１６２は、概して後部エンジン１５０の軸方向Ａ２に沿って延びて、動力源１６４に機械的に結合する。動力源１６４は、電気エンジン等の電気的動力源又は何らかの他の適切な動力源とすることができる。例えば、他の実施形態において、動力源１６４は、何らかの適切な位置に配置された内燃エンジン又はターボ機械要素を含むことができる。
ファン１５６の複数のファンブレード１６０は、ナセル１６６で囲まれている。図示の実施形態に関して、ナセル１６６は、後部エンジン１５０のハウジング又はコア１６８の周り並びに航空機１５２の胴体１５４の一部を約３６０度にわたって囲む。従って、ナセル１６６は、航空機１５２の胴体１５４と共に前端に入口１７０を定め、入口１７０は、航空機１５２の胴体１５４の周りを約３６０にわたって広がる。図示の実施形態に関して、ナセル１６６は、複数のファンブレード１６０の後方に配置された複数の構造部材１７２で支持される。複数の構造部材１７２は、出口ガイドベーンとして構成することができる。
さらに、後部エンジン１５０は、空気を複数のファンブレード１６０に向かって所望の方向に配向するための複数の可変ガイドベーン１７４を含む。複数の可変ガイドベーン１７４は、複数のファンブレード１６０の前方に配置され、可変入口ガイドベーンとして構成される。さらに、図示のように、複数の可変ガイドベーン１７４の各々は、それぞれの半径方向内側端１７６において回転自在に後部エンジン１５０のコア１６８／航空機１５２の胴体１５４に取り付けられる。従って、複数の可変ガイドベーン１７４の各々は、後部エンジン１５０のコア１６８／航空機１５２の胴体１５４に対して片持ち様式で取り付けられる。追加的に、後部エンジン１５０は、複数の可変ガイドベーン１７４の各々に機械的に結合したピッチ変更機構１７８を含み、複数の可変ガイドベーン１７４のピッチＰ２を例えば一斉に変更するようになっている。
しかしながら、図４に示す例示的な後部エンジン１５０は、単なる例示であり、他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な後部エンジン１５０を備えることができ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、ナセル１６６を支持する構造部材１７２は、代わりに、複数のファンブレード１６０の前方に配置することができ、及び／又は可変ガイドベーン１７４は、複数のファンブレード１６０の後方に配置することができる。追加的に又は代替的に、後部エンジン１５０はナセル１６６を含む必要はない。
本開示の各態様を含む航空機推進装置により、可変ガイドベーンは、半径方向内側端で回転自在に推進装置のハウジング又はコアに片持ち様式で取り付けることができる。このような可変ガイドベーンを含むことで、可変ガイドベーンが半径方向外側端でこれに取り付きかつこれで制限されるように、推進装置が例えばナセル又は他の外部ケーシング部材を必要とすることなく、推進装置の効率を高めること並びに種々の他の利点をもたらすことができる。
本明細書は、開示される主題の実施例を用いて、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及びあらゆる包含の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。本発明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。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
半径方向を定める航空機推進装置であって、
流路内に空気流を供給するための複数のファンブレードを含むファンと、
上記ファンに向かう空気を又は上記ファンからの空気を所望の方向に配向するための複数の可変ガイドベーンであって、上記複数のガイドベーンの各々は、上記半径方向に沿って内側端及び外側端を定め、かつ上記内側端において上記推進装置のハウジングに対して回転自在に取り付く、複数の可変ガイドベーンと、
上記推進装置の上記ハウジングの中に配置されかつ上記複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、上記複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構と、
を備える航空機推進装置。
［実施態様２］
上記複数の可変ガイドベーンは、入口ガイドベーンとして構成される、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様３］
上記複数の可変ガイドベーンは、出口ガイドベーンとして構成される、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様４］
上記航空機推進装置は、アンダクテットターボファンエンジンである、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様５］
上記航空機推進装置は、ターボファンエンジンであり、上記複数のガイドベーンは、上記ターボファンエンジンのバイパス空気流を配向するように構成される、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様６］
上記航空機推進装置は、後部エンジンである、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様７］
上記複数の可変ガイドベーンは、複数の取り付け装置を用いて上記推進装置の上記ハウジングに取り付けられる、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様８］
上記複数の取り付け装置の各々は、上記可変ガイドベーンの基部に取り付けられたインナーレース及び上記推進装置のフレーム部材に取り付けられたアウターレースを含み、上記複数の取り付け装置の各々は、追加的に、上記インナーレースと上記アウターレースとに間に配置された１又は２以上の軸受部材を含む、実施態様７に記載の航空機推進装置。
［実施態様９］
上記ピッチ変更機構は、さらに上記複数のガイドベーンの各々に機械的に結合して、上記それぞれのガイドベーンの各々のピッチを一斉に変更する、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様１０］
上記ピッチ変更機構は、ラックアンドピニオンギヤシステムを含む、実施態様９に記載の航空機推進装置。
［実施態様１１］
上記ピッチ変更機構は、さらに上記複数のガイドベーンの各々に機械的に結合して、上記それぞれガイドベーンの各々のピッチを変更するようになっており、上記ピッチ変更機構は、上記複数のガイドベーンの１又は２以上のガイドベーンのピッチを上記複数のガイドベーンの残りのガイドベーンに対して変更するように構成される、実施態様１に記載の航空機推進装置。
［実施態様１２］
上記ピッチ変更機構は、スウォシュプレートとして構成される、実施態様１１に記載の航空機推進装置。
［実施態様１３］
半径方向を定めるガスタービンエンジンであって、
ファンの複数のファンブレードからの空気を所望の方向に配向するための複数の可変出口ガイドベーンであって、上記複数の可変出口ガイドベーンの各々は、上記半径方向に沿って内側端及び外側端を定め、かつ上記内側端において上記ガスタービンエンジンのコアに対して回転自在に取り付く、複数の可変ガイドベーンと、
上記ガスタービンエンジンの上記コアの中に配置されかつ上記複数の可変出口ガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、上記複数の可変出口ガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構と、
を備えるガスタービンエンジン。
［実施態様１４］
上記ガスタービンエンジンは、アンダクテットターボファンエンジンである、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１５］
上記複数のガイドベーンは、上記ファンの複数のファンブレードの後方に配置される、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１６］
上記複数のガイドベーンは、上記ターボファンエンジンのバイパス空気の流れを配向するように構成される、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１７］
上記ピッチ変更機構は、さらに上記複数の可変出口ガイドベーンの各々に機械的に結合して、上記それぞれの可変出口ガイドベーンの各々のピッチを一斉に変更する、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１８］
上記ピッチ変更機構は、ラックアンドピニオンギヤシステムを含む、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１９］
上記複数の可変ガイドベーンは、複数の取り付け装置を使用して上記ガスタービンエンジンの上記コアに取り付けられる、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン。
［実施態様２０］
上記複数の取り付け装置の各々は、上記可変ガイドベーンの基部に取り付けられたインナーレース及び上記推進装置のフレーム部材に取り付けられたアウターレースを含み、上記複数の取り付け装置の各々は、追加的に、上記インナーレースと上記アウターレースとに間に配置された１又は２以上の軸受部材を含む、実施態様１９に記載のガスタービンエンジン。
１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ナセル
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排出セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 出力ギヤボックス
４６ 回転フロントハブ
５０ 出口ガイドベーン
５２ 圧力中心
５６ 空気
６０ 空気の第１の部分
６２ 空気の第２の部分
６４ エンジン空気流路
７４ 燃焼ガス
７６ ステータベーン
７８ タービンロータブレード
８０ ステータベーン
８２ タービンロータブレード
８４ ファンノズル排出セクション
８６ 高温ガス通路
１００ ガイドベーン
１０２ 半径方向内側端
１０４ 取り付け機構
１０６ インナーレース
１０８ ベーンの基部
１１０ アウターレース
１１２ フレーム部材
１１３ 軸受組立体
１１４ ピッチ変更機構
１１６ 伸長アーム
１１８ ラック／リングギヤ
１２０ ピニオンギヤ
１５０ 後部エンジン
１５２ 航空機
１５４ 胴体
１５６ ファン
１５８ 中心軸線
１６０ ファンブレード
１６２ ファンシャフト
１６４ 動力源
１６６ ナセル
１６８ 後部エンジンのコア
１７０ 入口
１７２ 構造部材
１７４ 可変ガイドベーン
１７６ 半径方向内側端
１７８ ピッチ変更機構

Claims (10)

  1. 半径方向を定める航空機推進装置であって、
    流路内に空気流を供給するための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）に向かう空気を又は前記ファン（３８）からの空気を所望の方向に配向するための複数の可変ガイドベーンであって、前記複数のガイドベーンの各々は、前記半径方向に沿って内側端（１０２）及び外側端（１０３）を定め、かつ前記内側端（１０２）において前記推進装置のハウジングに対して回転自在に取り付く、複数の可変ガイドベーンと、
    前記推進装置の前記ハウジングの中に配置されかつ前記複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つに機械的に結合して、前記複数のガイドベーンのうちの少なくとも１つのピッチを変更するようになっているピッチ変更機構（１１４）と、
    を備える航空機推進装置。
  2. 前記複数の可変ガイドベーンは、入口ガイドベーン（１７４）として構成される、請求項１に記載の航空機推進装置。
  3. 前記複数の可変ガイドベーンは、出口ガイドベーン（１００）として構成される、請求項１に記載の航空機推進装置。
  4. 前記航空機推進装置は、アンダクテットターボファンエンジンである、請求項１に記載の航空機推進装置。
  5. 前記航空機推進装置は、ターボファンエンジン（１０）であり、前記複数のガイドベーンは、前記ターボファンエンジン（１０）のバイパス空気流を配向するように構成される、請求項１に記載の航空機推進装置。
  6. 前記航空機推進装置は、後部エンジン（１５０）である、請求項１に記載の航空機推進装置。
  7. 前記複数の可変ガイドベーンは、複数の取り付け装置（１０４）を用いて前記推進装置の前記ハウジングに取り付けられる、請求項１に記載の航空機推進装置。
  8. 前記複数の取り付け装置（１０４）の各々は、前記可変ガイドベーンの基部（１０８）に取り付けられたインナーレース（１０６）及び前記推進装置のフレーム部材に取り付けられたアウターレース（１１０）を含み、前記複数の取り付け装置（１０４）の各々は、追加的に、前記インナーレース（１０６）と前記アウターレース（１１０）とに間に配置された１又は２以上の軸受部材を含む、請求項７に記載の航空機推進装置。
  9. 前記ピッチ変更機構（１１４）は、さらに前記複数のガイドベーンの各々に機械的に結合して、前記それぞれのガイドベーンの各々のピッチを一斉に変更する、請求項１に記載の航空機推進装置。
  10. 前記ピッチ変更機構（１１４）は、さらに前記複数のガイドベーンの各々に機械的に結合して、前記それぞれガイドベーンの各々のピッチを変更するようになっており、前記ピッチ変更機構（１１４）は、前記複数のガイドベーンの１又は２以上のガイドベーンのピッチを前記複数のガイドベーンの残りのガイドベーンに対して変更するように構成される、請求項１に記載の航空機推進装置。
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