JP2686419B2 - 航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法 - Google Patents
航空機フレード・ガスタービンエンジン及び航空機フレード・ガスタービンエンジンを運転する方法Info
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors
- F02K1/825—Infra-red radiation suppressors
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、フレード（ＦＬＡＤ
Ｅ）・ガスタービンエンジンに関し、特に、入口こぼれ
抗力を低減すると共に、航空機及び航空機エンジンの赤
外徴候を低減するフレード・ガスタービンエンジンの構
成及びその運転方法に関する。
Ｅ）・ガスタービンエンジンに関し、特に、入口こぼれ
抗力を低減すると共に、航空機及び航空機エンジンの赤
外徴候を低減するフレード・ガスタービンエンジンの構
成及びその運転方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】高性能可変サイクルガスタービンエンジ
ンの開発に向けて、多大の努力が払われてきた。これら
の形式のエンジンは、種々のスラスト設定、並びに亜音
速及び超音速の両方の飛行速度で効率よく動作可能であ
るという、特異な性質を有している。その高性能に寄与
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、スラストを変化させても、実質的に一定な入口空気
流を維持できることにある。この特徴は、全出力未満の
エンジン設定、即ち最大スラスト未満の状態、例えば亜
音速巡航中に、重要な性能上の利点につながる。スラス
トの減少時に入口空気流を維持することの効果は、入口
こぼれ抗力及び後部体閉止抗力（これらの抗力はどちら
も、航空機及びそのエンジンの総合効率、寸法、重量及
び性能に顕著な有害作用を有する）のような性能ペナル
ティを低減することである。
ンの開発に向けて、多大の努力が払われてきた。これら
の形式のエンジンは、種々のスラスト設定、並びに亜音
速及び超音速の両方の飛行速度で効率よく動作可能であ
るという、特異な性質を有している。その高性能に寄与
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、スラストを変化させても、実質的に一定な入口空気
流を維持できることにある。この特徴は、全出力未満の
エンジン設定、即ち最大スラスト未満の状態、例えば亜
音速巡航中に、重要な性能上の利点につながる。スラス
トの減少時に入口空気流を維持することの効果は、入口
こぼれ抗力及び後部体閉止抗力（これらの抗力はどちら
も、航空機及びそのエンジンの総合効率、寸法、重量及
び性能に顕著な有害作用を有する）のような性能ペナル
ティを低減することである。
【０００３】ある種の可変サイクルエンジン、例えば本
出願人に譲渡された米国特許番号第４０６８４７１号及
び同第４２８５１９４号に記載されたエンジンは、可変
面積バイパス・インジェクタ（ＶＡＢＩ＝Variable Are
a Bypass Injector ）と称される弁システムを用いてフ
ァンバイパス流れの量を変化させることにより、スラス
トを変化させるにつれて、相対的に一定の空気流を達成
する。エンジンスラストを減少させるにつれて、ＶＡＢ
Ｉはバイパス流れを増加させて、減少するコアエンジン
流れを相殺し、その結果、合計エンジン流れを相対的に
一定とし、こうして前述した性能上の利点が得られる。
しかしながら、これは、そのようにするのに極めて高価
な多段ファン空気を使用する。更に、これは、弁システ
ムを極めて高く加圧された空気が放出されるバイパスダ
クト内の流れ条件に適合する寸法としなければならない
ので、亜音速部分出力エンジン設定でのエンジン運転時
に空気を取り込む能力が幾分か限定されている。このフ
ァン空気は、コア流れとバイパス流れとに分割され、従
って、ＶＡＢＩのような種々のバイパス流れ制御機構に
よって制御される。このため今度は、こぼれを回避する
ためにバイパス空気を用いる程度が限定される。代表的
には、通常の可変サイクルエンジンは、所与のマッハ数
（特に亜音速レベル、例えば、マッハ数＝０．８〜０．
９）に対して、本質的に一定な空気流を維持することが
できると共に燃料消費率を最小限にすることができるス
ラスト設定の範囲が限定されている。従って、亜音速部
分出力スラスト設定で入口空気流を、従来得られるもの
よりも、もっと効率よく且つもっと広い飛行包絡線図に
わたって維持することのできる航空機ガスタービンエン
ジンを構成すると共に運転することが望まれている。
出願人に譲渡された米国特許番号第４０６８４７１号及
び同第４２８５１９４号に記載されたエンジンは、可変
面積バイパス・インジェクタ（ＶＡＢＩ＝Variable Are
a Bypass Injector ）と称される弁システムを用いてフ
ァンバイパス流れの量を変化させることにより、スラス
トを変化させるにつれて、相対的に一定の空気流を達成
する。エンジンスラストを減少させるにつれて、ＶＡＢ
Ｉはバイパス流れを増加させて、減少するコアエンジン
流れを相殺し、その結果、合計エンジン流れを相対的に
一定とし、こうして前述した性能上の利点が得られる。
しかしながら、これは、そのようにするのに極めて高価
な多段ファン空気を使用する。更に、これは、弁システ
ムを極めて高く加圧された空気が放出されるバイパスダ
クト内の流れ条件に適合する寸法としなければならない
ので、亜音速部分出力エンジン設定でのエンジン運転時
に空気を取り込む能力が幾分か限定されている。このフ
ァン空気は、コア流れとバイパス流れとに分割され、従
って、ＶＡＢＩのような種々のバイパス流れ制御機構に
よって制御される。このため今度は、こぼれを回避する
ためにバイパス空気を用いる程度が限定される。代表的
には、通常の可変サイクルエンジンは、所与のマッハ数
（特に亜音速レベル、例えば、マッハ数＝０．８〜０．
９）に対して、本質的に一定な空気流を維持することが
できると共に燃料消費率を最小限にすることができるス
ラスト設定の範囲が限定されている。従って、亜音速部
分出力スラスト設定で入口空気流を、従来得られるもの
よりも、もっと効率よく且つもっと広い飛行包絡線図に
わたって維持することのできる航空機ガスタービンエン
ジンを構成すると共に運転することが望まれている。
【０００４】フレード（ＦＬＡＤＥ）・エンジン（ＦＬ
ＡＤＥは、fan on bladeの頭字語である）と呼ばれる特
定の形式の可変サイクルエンジンは、外側ファンが半径
方向内側ファンによって駆動され、そのフレード空気
を、内側ファンを包囲している内側ファンダクトと概し
て共環状であると共にその内側ファンダクトを包囲して
いる外側ファンダクトに排出することにより特徴付けら
れる。このようなエンジンの一例が、トーマス等の米国
特許番号第４０４３１２１号「２スプール可変サイクル
エンジン」に開示されており、この場合、フレード・フ
ァンと、外側ファンダクトとが設けられており、フレー
ド外側ファンダクトを通過する空気量を制御することに
より、ダクト内の可変案内ベーンでサイクル可変性を制
御する。
ＡＤＥは、fan on bladeの頭字語である）と呼ばれる特
定の形式の可変サイクルエンジンは、外側ファンが半径
方向内側ファンによって駆動され、そのフレード空気
を、内側ファンを包囲している内側ファンダクトと概し
て共環状であると共にその内側ファンダクトを包囲して
いる外側ファンダクトに排出することにより特徴付けら
れる。このようなエンジンの一例が、トーマス等の米国
特許番号第４０４３１２１号「２スプール可変サイクル
エンジン」に開示されており、この場合、フレード・フ
ァンと、外側ファンダクトとが設けられており、フレー
ド外側ファンダクトを通過する空気量を制御することに
より、ダクト内の可変案内ベーンでサイクル可変性を制
御する。
【０００５】こぼれ抗力を回避すると共に、広い飛行条
件の範囲にわたってこぼれ抗力を回避するために、高度
及び飛行マッハ数等の所与の一組の亜音速飛行周囲条件
において、比較的広いスラスト範囲にわたって本質的に
一定の入口空気流を維持することができる、高性能の航
空機ガスタービンエンジン、特に可変サイクル型の航空
機ガスタービンエンジンを設ける必要性が依然として重
要である。このような能力は、亜音速部分出力エンジン
運転状態で特に必要とされる。
件の範囲にわたってこぼれ抗力を回避するために、高度
及び飛行マッハ数等の所与の一組の亜音速飛行周囲条件
において、比較的広いスラスト範囲にわたって本質的に
一定の入口空気流を維持することができる、高性能の航
空機ガスタービンエンジン、特に可変サイクル型の航空
機ガスタービンエンジンを設ける必要性が依然として重
要である。このような能力は、亜音速部分出力エンジン
運転状態で特に必要とされる。
【０００６】本発明は又、エンジン排気ダクトからの赤
外線（ＩＲ）の放出を抑制すると共に隠蔽する装置に関
する。戦闘機を目的通りに運行できるかどうかは、部分
的には、その航空機が飛行中にミサイルの赤外線センサ
により探知されない能力によって決まる。エンジンの排
気ガス、高熱金属タービン部品、及び高熱ガスと直接接
触する高熱金属壁の高温が原因で、エンジンは高レベル
の赤外エネルギを発生する。戦闘に参加する軍用航空機
は、高度な赤外線センサを搭載した対航空機ミサイルに
攻撃され易い。
外線（ＩＲ）の放出を抑制すると共に隠蔽する装置に関
する。戦闘機を目的通りに運行できるかどうかは、部分
的には、その航空機が飛行中にミサイルの赤外線センサ
により探知されない能力によって決まる。エンジンの排
気ガス、高熱金属タービン部品、及び高熱ガスと直接接
触する高熱金属壁の高温が原因で、エンジンは高レベル
の赤外エネルギを発生する。戦闘に参加する軍用航空機
は、高度な赤外線センサを搭載した対航空機ミサイルに
攻撃され易い。
【０００７】ガスタービンエンジンからの赤外放出を低
減させるために、多数の装置が設計されている。いずれ
の形式の設計も、空気力学、熱伝達及び幾何形状を適切
に組み合わせて、効果的なＩＲサプレッサ、即ちタービ
ンエンジンへのサプレッサ重量及び出力の影響が最小と
なるようなＩＲサプレッサを実現することに努力してい
る。これらの幾何形状の種類の１つに、同心の中心体を
環状ダクト内に用いているものがある。このサプレッサ
の幾何形状は、プラグ又は中心体サプレッサと称され、
米国特許番号第４２１４４４１号、同第４０４４５５５
号及び同第３９７０２５２号等に例示されている。プラ
グ・サプレッサは、空気力学的形状の支柱で支持されて
おり、ファン及び／又は高圧抽出空気からの冷却空気を
供給され、その同じ支柱を中心体を位置決めし支持する
ためにも用いている。これらの中空中心体プラグ・サプ
レッサは、エンジンの貴重なファン、並びに圧縮機空気
及び出力を消費し、その結果、エンジン効率が低下し、
戦闘作戦半径が減少する。
減させるために、多数の装置が設計されている。いずれ
の形式の設計も、空気力学、熱伝達及び幾何形状を適切
に組み合わせて、効果的なＩＲサプレッサ、即ちタービ
ンエンジンへのサプレッサ重量及び出力の影響が最小と
なるようなＩＲサプレッサを実現することに努力してい
る。これらの幾何形状の種類の１つに、同心の中心体を
環状ダクト内に用いているものがある。このサプレッサ
の幾何形状は、プラグ又は中心体サプレッサと称され、
米国特許番号第４２１４４４１号、同第４０４４５５５
号及び同第３９７０２５２号等に例示されている。プラ
グ・サプレッサは、空気力学的形状の支柱で支持されて
おり、ファン及び／又は高圧抽出空気からの冷却空気を
供給され、その同じ支柱を中心体を位置決めし支持する
ためにも用いている。これらの中空中心体プラグ・サプ
レッサは、エンジンの貴重なファン、並びに圧縮機空気
及び出力を消費し、その結果、エンジン効率が低下し、
戦闘作戦半径が減少する。
【０００８】本発明は、フレード・エンジンを用いて総
合エンジン効率を向上させると共に、フレード・ファン
空気をＩＲ抑制用の冷却空気として使用する、低出力手
段を提供する。
合エンジン効率を向上させると共に、フレード・ファン
空気をＩＲ抑制用の冷却空気として使用する、低出力手
段を提供する。
【０００９】
【発明の概要】フレード航空機ガスタービンエンジン
は、好ましくは可変サイクルの内側ガスタービンエンジ
ンを包囲しているフレード・ダクトと、フレード・ダク
ト内に配設されているフレード・ファンとを備えてい
る。フレード・ファンは、内側エンジンの第１のファン
ダクト内に配設された第１のファンの半径方向外側に配
設されていると共に、第１のファンに駆動連結されてい
る。第１のファンダクトの環状入口の寸法は、環状フレ
ード・ダクト入口を本質的に閉じた全出力状態において
エンジンの全質量空気流を本質的に受け取る寸法であ
る。エンジンは更に、所定の部分出力飛行状態でフレー
ド・ファンダクトの入口を全開すると共に、離陸のよう
な全出力飛行状態でフレード・ファンダクトの入口を本
質的に閉じるように設計されていると共に、そのように
動作する。赤外線（ＩＲ）遮蔽装置がエンジンの排気ダ
クト内に配設されており、エンジンの高熱金属表面から
放出される赤外線を、排気ダクトの排気出口を通しての
視線から遮断する。ＩＲ遮蔽（シールディング）装置
は、フレード・ダクトからの空気流で冷却される。
は、好ましくは可変サイクルの内側ガスタービンエンジ
ンを包囲しているフレード・ダクトと、フレード・ダク
ト内に配設されているフレード・ファンとを備えてい
る。フレード・ファンは、内側エンジンの第１のファン
ダクト内に配設された第１のファンの半径方向外側に配
設されていると共に、第１のファンに駆動連結されてい
る。第１のファンダクトの環状入口の寸法は、環状フレ
ード・ダクト入口を本質的に閉じた全出力状態において
エンジンの全質量空気流を本質的に受け取る寸法であ
る。エンジンは更に、所定の部分出力飛行状態でフレー
ド・ファンダクトの入口を全開すると共に、離陸のよう
な全出力飛行状態でフレード・ファンダクトの入口を本
質的に閉じるように設計されていると共に、そのように
動作する。赤外線（ＩＲ）遮蔽装置がエンジンの排気ダ
クト内に配設されており、エンジンの高熱金属表面から
放出される赤外線を、排気ダクトの排気出口を通しての
視線から遮断する。ＩＲ遮蔽（シールディング）装置
は、フレード・ダクトからの空気流で冷却される。
【００１０】一実施例では、赤外線遮蔽装置として、円
周方向に配設されている複数の中空なベーンと、本質的
に中空な中心体とが設けられており、中空なベーンはフ
レード・ダクトからの冷却空気を受け取るように動作可
能であると共に、中心体は中空なベーンからの冷却空気
を受け取るように動作可能である。中心体は、中空なベ
ーンによって構造的に支持されており、内側エンジンの
排気ノズルの一部を形成している。他の実施例では、中
心体に可変スロート中心体ノズルが設けられており、こ
のノズルは、中空なベーンから受け取った冷却空気を中
心体の内部から排出するように動作可能である。
周方向に配設されている複数の中空なベーンと、本質的
に中空な中心体とが設けられており、中空なベーンはフ
レード・ダクトからの冷却空気を受け取るように動作可
能であると共に、中心体は中空なベーンからの冷却空気
を受け取るように動作可能である。中心体は、中空なベ
ーンによって構造的に支持されており、内側エンジンの
排気ノズルの一部を形成している。他の実施例では、中
心体に可変スロート中心体ノズルが設けられており、こ
のノズルは、中空なベーンから受け取った冷却空気を中
心体の内部から排出するように動作可能である。
【００１１】特定の一実施例では、エンジンに、フレー
ド・ダクトと、第１のファンダクト流れ制御手段とが設
けられている。流れ制御手段は、第１のファンダクトを
閉じたときにフレード・ダクトを開き、第１のファンダ
クトを開いたときにフレード・ダクトを閉じるように動
作可能な可変ステータベーンを含んでいる。エンジンの
合計入口面積は、フレード・ダクト入口の環状面積と、
第１のファンダクト入口の環状面積との和であり、他の
特定の実施例では、フレード・ダクト入口面積は、第１
のファンダクト入口面積の３０％〜４０％の範囲の寸法
となっている。
ド・ダクトと、第１のファンダクト流れ制御手段とが設
けられている。流れ制御手段は、第１のファンダクトを
閉じたときにフレード・ダクトを開き、第１のファンダ
クトを開いたときにフレード・ダクトを閉じるように動
作可能な可変ステータベーンを含んでいる。エンジンの
合計入口面積は、フレード・ダクト入口の環状面積と、
第１のファンダクト入口の環状面積との和であり、他の
特定の実施例では、フレード・ダクト入口面積は、第１
のファンダクト入口面積の３０％〜４０％の範囲の寸法
となっている。
【００１２】他の実施例では、本発明を超音速エンジン
に使用する。本発明は、フレード・ファンを内側エンジ
ン空気流の約５％で運転して、全フレード・エンジン入
口を通過する境界層流れの本質的にすべてを受け取り、
その受け取った境界層流れを他のバイパスに通すのでは
なく、フレード・ダクトに通す。境界層流れを他のバイ
パスに通すと、総合エンジン効率が低下するからであ
る。
に使用する。本発明は、フレード・ファンを内側エンジ
ン空気流の約５％で運転して、全フレード・エンジン入
口を通過する境界層流れの本質的にすべてを受け取り、
その受け取った境界層流れを他のバイパスに通すのでは
なく、フレード・ダクトに通す。境界層流れを他のバイ
パスに通すと、総合エンジン効率が低下するからであ
る。
【００１３】本発明の更に他の特徴によれば、フレード
・ダクトからの空気流を用いて、フレード・ダクトの端
部に位置しているフレード・ダクト排気ノズル等に有用
な仕事をする手段が設けられており、追加のスラストを
得て、これによりフレード・ファン及びダクトの追加の
コスト、並びに重量ペナルティを相殺せしめる。フレー
ド・ファン空気流は、エンジンの部品を冷却するために
も用いることができる。
・ダクトからの空気流を用いて、フレード・ダクトの端
部に位置しているフレード・ダクト排気ノズル等に有用
な仕事をする手段が設けられており、追加のスラストを
得て、これによりフレード・ファン及びダクトの追加の
コスト、並びに重量ペナルティを相殺せしめる。フレー
ド・ファン空気流は、エンジンの部品を冷却するために
も用いることができる。
【００１４】本発明の上述、並びに他の構成及び特徴
を、以下に図面を参照しながら説明する。
を、以下に図面を参照しながら説明する。
【００１５】
【実施例】図１に、フレード・ダクト３内に配設された
フレード（ＦＬＡＤＥ）ファン２を有しているフレード
航空機ガスタービンエンジン１を示す。フレード・ファ
ン２は、第１の可変フレード・ベーン６の軸線方向前方
の列と第２の可変フレード・ベーン７の軸線方向後方の
列との間に配設された１列のフレード・ファンブレード
５を有しているものとして示してある。フレード・ファ
ン２は、フレード・ダクト３への環状フレード入口８の
下流に配設されている。フレード・ダクト３は好ましく
は、可変サイクルのターボファン内側エンジン１０を概
して包囲している。内側エンジン１０は、環状内側エン
ジン入口１１と、概して軸線方向に延在している軸線又
は中心線１２とを有しており、中心線１２は、前方１４
及び後方１６に概して延在している。フレード入口８
と、内側エンジン入口１１とは組み合わさって、フレー
ド・エンジン入口面積ＡＩを有しているフレード・エン
ジン入口１３を概して形成している。
フレード（ＦＬＡＤＥ）ファン２を有しているフレード
航空機ガスタービンエンジン１を示す。フレード・ファ
ン２は、第１の可変フレード・ベーン６の軸線方向前方
の列と第２の可変フレード・ベーン７の軸線方向後方の
列との間に配設された１列のフレード・ファンブレード
５を有しているものとして示してある。フレード・ファ
ン２は、フレード・ダクト３への環状フレード入口８の
下流に配設されている。フレード・ダクト３は好ましく
は、可変サイクルのターボファン内側エンジン１０を概
して包囲している。内側エンジン１０は、環状内側エン
ジン入口１１と、概して軸線方向に延在している軸線又
は中心線１２とを有しており、中心線１２は、前方１４
及び後方１６に概して延在している。フレード入口８
と、内側エンジン入口１１とは組み合わさって、フレー
ド・エンジン入口面積ＡＩを有しているフレード・エン
ジン入口１３を概して形成している。
【００１６】入口性能の重要な評価基準の１つはラム回
復係数である。良好な入口は、低い抗力及び良好な流れ
安定性のみならず、エンジンと適合した空気取り扱い特
性を有していなければならない。空気流マッチング（適
合）特性の重要性は、図１の面積の考察から示すことが
できる。図１には、フレード・エンジン入口１３の場
合、自由流流れ面積Ａ０、及び全エンジン空気流が通過
するフレード・エンジン入口面積ＡＩが示されている。
所与の一組の運転中の飛行条件について、空気流の必要
条件はフレード・エンジン１のポンピング特性によって
決定される。もしもＡＩが小さ過ぎて空気を取り扱うこ
とができないと、エンジンは不足量の空気を吸い込まな
ければならず（「サックイン」）、その結果、ラム回復
が減少する。もしもＡＩが大き過ぎると、フレード・エ
ンジン入口１３は、エンジンが使用することができる量
以上の空気を供給し、その結果、過剰な抗力（こぼれ抗
力（spillage drag ））を生じる。これは、過剰な空気
をエンジンの周りにパイパスさせるか、又は過剰な空気
を押し戻して入口から「こぼす」かしなければならない
からである。空気が多過ぎても少な過ぎても、入口性能
に有害である。本発明は、フレード・ファン２と、フレ
ード・ダクト３とを設けて、こぼれを回避し、又、第１
の可変フレード・ベーン６と、所望により第２の可変フ
レード・ベーン７とを設けて、過剰な吸い込み及びこぼ
れを回避すると共に、その結果それぞれ生じるラム回復
の減少及びこぼれ抗力を回避する。
復係数である。良好な入口は、低い抗力及び良好な流れ
安定性のみならず、エンジンと適合した空気取り扱い特
性を有していなければならない。空気流マッチング（適
合）特性の重要性は、図１の面積の考察から示すことが
できる。図１には、フレード・エンジン入口１３の場
合、自由流流れ面積Ａ０、及び全エンジン空気流が通過
するフレード・エンジン入口面積ＡＩが示されている。
所与の一組の運転中の飛行条件について、空気流の必要
条件はフレード・エンジン１のポンピング特性によって
決定される。もしもＡＩが小さ過ぎて空気を取り扱うこ
とができないと、エンジンは不足量の空気を吸い込まな
ければならず（「サックイン」）、その結果、ラム回復
が減少する。もしもＡＩが大き過ぎると、フレード・エ
ンジン入口１３は、エンジンが使用することができる量
以上の空気を供給し、その結果、過剰な抗力（こぼれ抗
力（spillage drag ））を生じる。これは、過剰な空気
をエンジンの周りにパイパスさせるか、又は過剰な空気
を押し戻して入口から「こぼす」かしなければならない
からである。空気が多過ぎても少な過ぎても、入口性能
に有害である。本発明は、フレード・ファン２と、フレ
ード・ダクト３とを設けて、こぼれを回避し、又、第１
の可変フレード・ベーン６と、所望により第２の可変フ
レード・ベーン７とを設けて、過剰な吸い込み及びこぼ
れを回避すると共に、その結果それぞれ生じるラム回復
の減少及びこぼれ抗力を回避する。
【００１７】内側エンジン入口１１の寸法は、第１の可
変フレード・ベーン６と、第２の可変フレード・ベーン
７とを閉じることにより、フレード・エンジン入口１３
を本質的に閉じた全出力状態で、エンジンの全空気流１
５を本質的に受け入れる寸法である。エンジンは更に、
所定の部分出力飛行状態でフレード・ダクトの入口を全
開して、離陸等の全出力状態でフレード・ダクトの入口
を本質的に閉じるように設計されていると共に、そのよ
うに動作可能である。
変フレード・ベーン６と、第２の可変フレード・ベーン
７とを閉じることにより、フレード・エンジン入口１３
を本質的に閉じた全出力状態で、エンジンの全空気流１
５を本質的に受け入れる寸法である。エンジンは更に、
所定の部分出力飛行状態でフレード・ダクトの入口を全
開して、離陸等の全出力状態でフレード・ダクトの入口
を本質的に閉じるように設計されていると共に、そのよ
うに動作可能である。
【００１８】本発明の代表的な実施例を図２に、可変サ
イクル内側エンジン１０を有しているものとして、その
動作及び本発明の動作を理解するのに十分な項目につい
て示す。尚、異なる形式の可変サイクルエンジン、並び
に非可変サイクルターボファン及びターボジェット内側
エンジンも本発明の目的に使用することができる。バイ
パスターボファン内側エンジン１０は更に、コアエンジ
ン１８（ガス発生機ともいう）を含んでいる。コアエン
ジン１８は、すべて直列な軸流関係に設けられている高
圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、１列のタービンロータ
ブレード２４を有している高圧タービン２３とを含んで
いる。内側エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配
設されている高圧シャフト２６が、高圧圧縮機２０と高
圧タービンブレード２４とを固定的に相互連結してい
る。コアエンジン１８は燃焼ガスを発生する作用を成し
ている。高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２
で燃料と混合され、点火され、これにより、燃焼ガスが
発生する。高圧タービンブレード２４によって燃焼ガス
からある量の仕事を抽出し、これにより、高圧圧縮機２
０を駆動する。燃焼ガスはコアエンジン１８から、１列
のタービンロータブレード２８を有している低圧タービ
ン１９に排出される。
イクル内側エンジン１０を有しているものとして、その
動作及び本発明の動作を理解するのに十分な項目につい
て示す。尚、異なる形式の可変サイクルエンジン、並び
に非可変サイクルターボファン及びターボジェット内側
エンジンも本発明の目的に使用することができる。バイ
パスターボファン内側エンジン１０は更に、コアエンジ
ン１８（ガス発生機ともいう）を含んでいる。コアエン
ジン１８は、すべて直列な軸流関係に設けられている高
圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、１列のタービンロータ
ブレード２４を有している高圧タービン２３とを含んで
いる。内側エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配
設されている高圧シャフト２６が、高圧圧縮機２０と高
圧タービンブレード２４とを固定的に相互連結してい
る。コアエンジン１８は燃焼ガスを発生する作用を成し
ている。高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２
で燃料と混合され、点火され、これにより、燃焼ガスが
発生する。高圧タービンブレード２４によって燃焼ガス
からある量の仕事を抽出し、これにより、高圧圧縮機２
０を駆動する。燃焼ガスはコアエンジン１８から、１列
のタービンロータブレード２８を有している低圧タービ
ン１９に排出される。
【００１９】低圧タービンブレード２８は、内側エンジ
ン１０の中心線１２の周りに同軸に且つ高圧シャフト２
６内に配設されている低圧シャフト３０に固定されてい
る。低圧シャフト３０は軸線方向前方の第１のファンを
回転させる。この第１のファンは、概して半径方向外向
きに延在していると共に円周方向に離間しているファン
ロータブレード３２の軸線方向前方の第１の列として図
示されている。高圧シャフト２６は又、軸線方向後方の
第２のファンを回転させる。この第２のファンは、概し
て半径方向外向きに延在しているブレード先端３８を有
している円周方向に離間した第２のファンロータブレー
ド３６の軸線方向後方の列として図示されている。ファ
ンロータブレード３６の軸線方向後方の列は、ファンロ
ータブレード３２の軸線方向前方の列より軸線方向後方
に配設されている。円周方向に離間しているファンステ
ータベーン３４（半径方向の一方の端又は両端で固定さ
れている）の列が、ファンロータブレード３２の前方列
とファンロータブレード３６の後方列との間に、且つフ
ァンロータブレード３６の後方列に軸線方向に隣接して
配設されている。
ン１０の中心線１２の周りに同軸に且つ高圧シャフト２
６内に配設されている低圧シャフト３０に固定されてい
る。低圧シャフト３０は軸線方向前方の第１のファンを
回転させる。この第１のファンは、概して半径方向外向
きに延在していると共に円周方向に離間しているファン
ロータブレード３２の軸線方向前方の第１の列として図
示されている。高圧シャフト２６は又、軸線方向後方の
第２のファンを回転させる。この第２のファンは、概し
て半径方向外向きに延在しているブレード先端３８を有
している円周方向に離間した第２のファンロータブレー
ド３６の軸線方向後方の列として図示されている。ファ
ンロータブレード３６の軸線方向後方の列は、ファンロ
ータブレード３２の軸線方向前方の列より軸線方向後方
に配設されている。円周方向に離間しているファンステ
ータベーン３４（半径方向の一方の端又は両端で固定さ
れている）の列が、ファンロータブレード３２の前方列
とファンロータブレード３６の後方列との間に、且つフ
ァンロータブレード３６の後方列に軸線方向に隣接して
配設されている。
【００２０】尚、これらのファンは多段式のファンとし
てもよく、この場合、ファンロータブレード及び／若し
くはファンステータベーンの１つ以上の追加の列を、フ
ァンロータブレード３２の前方列の軸線方向前方に、又
はファンロータブレード３２の前方列とファンステータ
ベーン３４の列との軸線方向中間に、若しくはその両方
に配設する。図面にはそのような追加の列として、ファ
ンロータブレード３２の前方列に軸線方向に隣接して且
つその軸線方向後方に配設されているファンステータベ
ーン３５の列のみが示されており、このステータベーン
３５の列を設けることは任意であるが、設けた方が好ま
しい。ここで、「軸線方向に隣接」とは、言及した軸線
方向に隣接する要素（即ち、ファンロータブレード３２
の前方列と、ファンステータベーン３５の追加列と）の
間に他のロータブレード列及び／又はステータベーン列
が存在していないことを意味する。
てもよく、この場合、ファンロータブレード及び／若し
くはファンステータベーンの１つ以上の追加の列を、フ
ァンロータブレード３２の前方列の軸線方向前方に、又
はファンロータブレード３２の前方列とファンステータ
ベーン３４の列との軸線方向中間に、若しくはその両方
に配設する。図面にはそのような追加の列として、ファ
ンロータブレード３２の前方列に軸線方向に隣接して且
つその軸線方向後方に配設されているファンステータベ
ーン３５の列のみが示されており、このステータベーン
３５の列を設けることは任意であるが、設けた方が好ま
しい。ここで、「軸線方向に隣接」とは、言及した軸線
方向に隣接する要素（即ち、ファンロータブレード３２
の前方列と、ファンステータベーン３５の追加列と）の
間に他のロータブレード列及び／又はステータベーン列
が存在していないことを意味する。
【００２１】フレード・ファンブレード５の列は、ファ
ンロータブレード３２の軸線方向前方第１の列によって
示されている第１のファンの半径方向外側に配設されて
おり、第１のファンに作動連結されていると共に、第１
のファンによって駆動される。第１の可変フレード・ベ
ーン６の軸線方向前方列と、第２の可変フレード・ベー
ン７の軸線方向後方列とを用いて、フレード入口８及び
フレード・ダクト３に進入するフレード空気流の量を制
御する。内側エンジン入口１１及びフレード入口８を通
して取り込むことのできない入口空気流はすべて、組み
合わせられたフレード・エンジン入口１３からこぼれ出
て、こぼれ抗力及び前部体抗力の原因となる。本発明
は、フレード入口環状区域８Ａを設けることにより、こ
れら２つの追加の抗力成分を回避する。フレード入口環
状区域８Ａの寸法は、フレード・ファン制御システム１
４０を用いることにより、フレード入口８が内側エンジ
ン入口１１からのこぼれ空気を本質的に全量受け入れる
のを許容する寸法である。フレード・ファン制御システ
ム１４０が構成しているフレード・ベーン制御手段は、
エンジン１の所定の部分出力スラスト設定時に、第１の
フレード・ベーン６を、そして所望に応じて第２の可変
フレード・ベーン７の後方列を開閉することにより、フ
レード・ダクト３の開閉を制御する。フレード・ファン
制御システム１４０は又、エンジンの所定の全出力スラ
スト設定時にベーンを本質的に閉じるために用いられて
いる。更に、フレード入口環状区域８Ａの寸法は、内側
エンジン入口１１の内側エンジン入口環状区域１１Ａの
数分の１であり、内側エンジン入口１１からこぼれたこ
ぼれ空気の所定の最大量を受け入れるのに十分な寸法と
されている。尚、本発明では、フレード・ファンブレー
ド及び対応する可変フレード・ベーンの追加の列も考慮
されている。
ンロータブレード３２の軸線方向前方第１の列によって
示されている第１のファンの半径方向外側に配設されて
おり、第１のファンに作動連結されていると共に、第１
のファンによって駆動される。第１の可変フレード・ベ
ーン６の軸線方向前方列と、第２の可変フレード・ベー
ン７の軸線方向後方列とを用いて、フレード入口８及び
フレード・ダクト３に進入するフレード空気流の量を制
御する。内側エンジン入口１１及びフレード入口８を通
して取り込むことのできない入口空気流はすべて、組み
合わせられたフレード・エンジン入口１３からこぼれ出
て、こぼれ抗力及び前部体抗力の原因となる。本発明
は、フレード入口環状区域８Ａを設けることにより、こ
れら２つの追加の抗力成分を回避する。フレード入口環
状区域８Ａの寸法は、フレード・ファン制御システム１
４０を用いることにより、フレード入口８が内側エンジ
ン入口１１からのこぼれ空気を本質的に全量受け入れる
のを許容する寸法である。フレード・ファン制御システ
ム１４０が構成しているフレード・ベーン制御手段は、
エンジン１の所定の部分出力スラスト設定時に、第１の
フレード・ベーン６を、そして所望に応じて第２の可変
フレード・ベーン７の後方列を開閉することにより、フ
レード・ダクト３の開閉を制御する。フレード・ファン
制御システム１４０は又、エンジンの所定の全出力スラ
スト設定時にベーンを本質的に閉じるために用いられて
いる。更に、フレード入口環状区域８Ａの寸法は、内側
エンジン入口１１の内側エンジン入口環状区域１１Ａの
数分の１であり、内側エンジン入口１１からこぼれたこ
ぼれ空気の所定の最大量を受け入れるのに十分な寸法と
されている。尚、本発明では、フレード・ファンブレー
ド及び対応する可変フレード・ベーンの追加の列も考慮
されている。
【００２２】ファンバイパスダクト４０は第１の入口４
２を有しており、第１の入口４２は、ファンロータブレ
ード３２の前方列とファンステータベーン３４の列との
軸線方向中間に配設されている。随意に選択可能なファ
ンステータベーン３５の追加列が存在している場合、第
１の入口４２は、随意に選択可能なファンステータベー
ン３５の追加列とファンステータベーン３４の列との軸
線方向中間に配設されている。第１の入口４２は、前方
可変面積バイパスインジェクタ（ＶＡＢＩ＝Variable A
rea Bypass Injector ）ドア４４を含んでいる。ファン
バイパスダクト４０は、第２の入口４６と、出口４７と
を有している。第２の入口４６は、軸線方向後方部分を
含んでおり、流れスプリッタ前縁４８が、ファンロータ
ブレード３６の後方列に軸線方向に隣接して且つその軸
線方向後方に配設されていると共に、ロータブレード先
端３８より半径方向内方に配設されている。流れスプリ
ッタ前縁４８とファンロータブレード３６の後方列との
間には、他のロータブレード列及び／又はステータベー
ン列が存在していない。ファンバイパスダクト出口４７
は、第２の入口４６より軸線方向後方に配設されてお
り、後部可変面積バイパスインジェクタ（ＶＡＢＩ）ド
ア４９を含んでいる。
２を有しており、第１の入口４２は、ファンロータブレ
ード３２の前方列とファンステータベーン３４の列との
軸線方向中間に配設されている。随意に選択可能なファ
ンステータベーン３５の追加列が存在している場合、第
１の入口４２は、随意に選択可能なファンステータベー
ン３５の追加列とファンステータベーン３４の列との軸
線方向中間に配設されている。第１の入口４２は、前方
可変面積バイパスインジェクタ（ＶＡＢＩ＝Variable A
rea Bypass Injector ）ドア４４を含んでいる。ファン
バイパスダクト４０は、第２の入口４６と、出口４７と
を有している。第２の入口４６は、軸線方向後方部分を
含んでおり、流れスプリッタ前縁４８が、ファンロータ
ブレード３６の後方列に軸線方向に隣接して且つその軸
線方向後方に配設されていると共に、ロータブレード先
端３８より半径方向内方に配設されている。流れスプリ
ッタ前縁４８とファンロータブレード３６の後方列との
間には、他のロータブレード列及び／又はステータベー
ン列が存在していない。ファンバイパスダクト出口４７
は、第２の入口４６より軸線方向後方に配設されてお
り、後部可変面積バイパスインジェクタ（ＶＡＢＩ）ド
ア４９を含んでいる。
【００２３】全空気流１５は、フレード入口８と内側エ
ンジン入口１１との間で分割される。内側エンジン空気
流５０は内側エンジン入口１１を通過し、次いでファン
ブレード３２の前方列を通過する。内側エンジン空気流
５０の第１のバイパス空気部分５２は、（前方ＶＡＢＩ
ドア４４が開いているときに、）ファンバイパスダクト
４０の第１の入口４２を通過し、一方、残りの空気部分
５４はファンステータベーン３４の列及びファンブレー
ド３６の後方列を通過する。残りの空気部分５４はこの
後、第２のバイパス空気部分５６とコア空気部分６０と
に分割される。第２のバイパス空気部分５６は第２の入
口４６を通過して、バイパスステータベーン５８を通過
する。コア空気部分６０は、高圧圧縮機２０のステータ
ベーン６２及びロータブレード６４、燃焼器２２、高圧
タービンブレード２４の列、タービンステータベーン６
６の列、そして低圧タービンブレード２８の列を通過す
る。コア空気部分６０がエンジン排気ダクト６８に入る
と、中心体７２とエンジン内側ケーシング７４との間に
コア排出空気流７０を形成する。第１のバイパス空気部
分５２と第２のバイパス空気部分５６とを合わせたバイ
パス空気７８がエンジン排気ダクト６８に入ると、低圧
タービンブレード２８を過ぎた位置で、エンジン内側ケ
ーシング７４とエンジン外側ケーシング８２との間にバ
イパス排出流８０を形成する。好ましくは、ファンバイ
パスダクト４０は、第２の入口４６と出口４７との軸線
方向中間に配設されている中間ミキサドア８３を含んで
いる。中間ミキサドア８３は、位置可変であり、第１の
入口４２及び第２の入口４６からの流量を中間ミキサド
ア８３の下流で、その位置に比例して変化させる。
ンジン入口１１との間で分割される。内側エンジン空気
流５０は内側エンジン入口１１を通過し、次いでファン
ブレード３２の前方列を通過する。内側エンジン空気流
５０の第１のバイパス空気部分５２は、（前方ＶＡＢＩ
ドア４４が開いているときに、）ファンバイパスダクト
４０の第１の入口４２を通過し、一方、残りの空気部分
５４はファンステータベーン３４の列及びファンブレー
ド３６の後方列を通過する。残りの空気部分５４はこの
後、第２のバイパス空気部分５６とコア空気部分６０と
に分割される。第２のバイパス空気部分５６は第２の入
口４６を通過して、バイパスステータベーン５８を通過
する。コア空気部分６０は、高圧圧縮機２０のステータ
ベーン６２及びロータブレード６４、燃焼器２２、高圧
タービンブレード２４の列、タービンステータベーン６
６の列、そして低圧タービンブレード２８の列を通過す
る。コア空気部分６０がエンジン排気ダクト６８に入る
と、中心体７２とエンジン内側ケーシング７４との間に
コア排出空気流７０を形成する。第１のバイパス空気部
分５２と第２のバイパス空気部分５６とを合わせたバイ
パス空気７８がエンジン排気ダクト６８に入ると、低圧
タービンブレード２８を過ぎた位置で、エンジン内側ケ
ーシング７４とエンジン外側ケーシング８２との間にバ
イパス排出流８０を形成する。好ましくは、ファンバイ
パスダクト４０は、第２の入口４６と出口４７との軸線
方向中間に配設されている中間ミキサドア８３を含んで
いる。中間ミキサドア８３は、位置可変であり、第１の
入口４２及び第２の入口４６からの流量を中間ミキサド
ア８３の下流で、その位置に比例して変化させる。
【００２４】ファンベーン３４の半径方向外側部分及び
半径方向内側部分の流れ面積を独立に変化させる手段が
設けられている。このような面積変化手段として、ファ
ンステータベーン３４の少なくとも１つを、可変な半径
方向外側部分８４と、それとは独立に可変な半径方向内
側部分８６とを有しているものとすることが好ましい。
好ましくは、半径方向外側部分８４は枢動可能な後縁フ
ラップ８８を含んでおり、半径方向内側部分８６はそれ
とは独立に枢動可能な後縁フラップ９０を含んでいる。
半径方向内側部分の流れ面積を独立に変化させる手段が
設けられている。このような面積変化手段として、ファ
ンステータベーン３４の少なくとも１つを、可変な半径
方向外側部分８４と、それとは独立に可変な半径方向内
側部分８６とを有しているものとすることが好ましい。
好ましくは、半径方向外側部分８４は枢動可能な後縁フ
ラップ８８を含んでおり、半径方向内側部分８６はそれ
とは独立に枢動可能な後縁フラップ９０を含んでいる。
【００２５】可変部分の他の設計としては、外側部分全
体と内側部分全体とが独立に枢動可能である設計、内側
及び外側サイドフラップが、固定された主内側及び外側
部分から遠去かる向きに独立に枢動可能である設計、内
側及び外側サイドフラップが、固定された主内側及び外
側部分のすぐ近くに沿って独立に且つ概して軸線方向に
摺動可能である設計、並びに内側及び外側プラグが、円
周方向に隣接した内側部分と円周方向に隣接した外側部
分との間に概して半径方向に延在している設計等があ
る。
体と内側部分全体とが独立に枢動可能である設計、内側
及び外側サイドフラップが、固定された主内側及び外側
部分から遠去かる向きに独立に枢動可能である設計、内
側及び外側サイドフラップが、固定された主内側及び外
側部分のすぐ近くに沿って独立に且つ概して軸線方向に
摺動可能である設計、並びに内側及び外側プラグが、円
周方向に隣接した内側部分と円周方向に隣接した外側部
分との間に概して半径方向に延在している設計等があ
る。
【００２６】半径方向外側部分８４と半径方向内側部分
８６とをそれぞれ独立に変化させる手段９２が設けられ
ている。好ましくは、変化手段９２は、フラップ８８及
び９０を独立に枢動する手段を含んでいる。非枢動式の
ファンステータベーン設計用のこの種の変化手段とし
て、他に、軸線方向に移動するユニゾン・リング、及び
ジェットエンジンにおける機械的クリアランス制御用の
公知の手段（即ち、円周方向に包囲しているシュラウド
セグメントが、ロータブレード先端の列に対して半径方
向に近付いたり離れたり機械的に移動して、熱膨張率及
び熱収縮率に差があっても、一定のクリアランスを維持
する手段）がある。非枢動式のファンステータベーン設
計用のこの種の変化手段として、更に、航空機において
翼フラップを伸ばしたり引っ込めたりする公知の手段等
もある。好ましくは、このような枢動手段は、外側シャ
フト９６と、外側シャフト９６の内部に同軸に配設され
ている内側シャフト９４とを含んでいる。ユニゾン・リ
ング１００によって付勢されるレバーアーム９８により
内側シャフト９４を回動させ、他のユニゾン・リング１
０４によって付勢される他のレバーアーム１０２により
外側シャフト９６を回動させ、内側シャフト９４をファ
ンステータベーン３４の内側部分８６の枢動可能な後縁
フラップ９０に取り付け、外側シャフト９６をファンス
テータベーン３４の外側部分８４の枢動可能な後縁フラ
ップ８８に取り付ける。尚、レバーアーム９８及び１０
２、並びにユニゾン・リング１００及び１０４はすべ
て、ファンステータベーン３４の半径方向外側に配設さ
れている。このような枢動手段として、他に、ジェット
エンジンにおいて高圧圧縮機の可変ステータベーンを枢
動する公知の手段等もある。
８６とをそれぞれ独立に変化させる手段９２が設けられ
ている。好ましくは、変化手段９２は、フラップ８８及
び９０を独立に枢動する手段を含んでいる。非枢動式の
ファンステータベーン設計用のこの種の変化手段とし
て、他に、軸線方向に移動するユニゾン・リング、及び
ジェットエンジンにおける機械的クリアランス制御用の
公知の手段（即ち、円周方向に包囲しているシュラウド
セグメントが、ロータブレード先端の列に対して半径方
向に近付いたり離れたり機械的に移動して、熱膨張率及
び熱収縮率に差があっても、一定のクリアランスを維持
する手段）がある。非枢動式のファンステータベーン設
計用のこの種の変化手段として、更に、航空機において
翼フラップを伸ばしたり引っ込めたりする公知の手段等
もある。好ましくは、このような枢動手段は、外側シャ
フト９６と、外側シャフト９６の内部に同軸に配設され
ている内側シャフト９４とを含んでいる。ユニゾン・リ
ング１００によって付勢されるレバーアーム９８により
内側シャフト９４を回動させ、他のユニゾン・リング１
０４によって付勢される他のレバーアーム１０２により
外側シャフト９６を回動させ、内側シャフト９４をファ
ンステータベーン３４の内側部分８６の枢動可能な後縁
フラップ９０に取り付け、外側シャフト９６をファンス
テータベーン３４の外側部分８４の枢動可能な後縁フラ
ップ８８に取り付ける。尚、レバーアーム９８及び１０
２、並びにユニゾン・リング１００及び１０４はすべ
て、ファンステータベーン３４の半径方向外側に配設さ
れている。このような枢動手段として、他に、ジェット
エンジンにおいて高圧圧縮機の可変ステータベーンを枢
動する公知の手段等もある。
【００２７】例示の実施例では、ファンステータベーン
３４は、流れスプリッタ前縁４８と概して心合わせされ
た中間シュラウド１０６を含んでいる。中間シュラウド
１０６は、翼弦全体の中間シュラウドであることが好ま
しい。例示の実施例では又、ファンロータブレード３６
は、流れスプリッタ前縁４８と概して心合わせされた中
間シュラウド１０８を含んでいる。中間シュラウド１０
８は、翼弦全体の中間シュラウドであることが好まし
い。
３４は、流れスプリッタ前縁４８と概して心合わせされ
た中間シュラウド１０６を含んでいる。中間シュラウド
１０６は、翼弦全体の中間シュラウドであることが好ま
しい。例示の実施例では又、ファンロータブレード３６
は、流れスプリッタ前縁４８と概して心合わせされた中
間シュラウド１０８を含んでいる。中間シュラウド１０
８は、翼弦全体の中間シュラウドであることが好まし
い。
【００２８】上では少なくとも１つのファンステータベ
ーン３４と記述したが、図２に例示した実施例では、そ
の列内のファンステータベーン３４のすべてが、可変な
半径方向外側部分８４と、それとは独立に可変な半径方
向内側部分８６とを含んでいる。この場合、変化手段９
２は、半径方向外側部分８４のすべてを１群として変化
させると共に、半径方向内側部分８６のすべてを他の１
群として独立に変化させることが好ましい。
ーン３４と記述したが、図２に例示した実施例では、そ
の列内のファンステータベーン３４のすべてが、可変な
半径方向外側部分８４と、それとは独立に可変な半径方
向内側部分８６とを含んでいる。この場合、変化手段９
２は、半径方向外側部分８４のすべてを１群として変化
させると共に、半径方向内側部分８６のすべてを他の１
群として独立に変化させることが好ましい。
【００２９】高圧タービン（ＨＰＴ）２３のノズルステ
ータベーン１１０の列が、ファンバイパスダクト４０の
第２の入口４６の軸線方向後方に配設されている。ＨＰ
Ｔノズルベーン１１０の流れ面積を変化させる手段が設
けられている。このような手段として、ＨＰＴノズルベ
ーン１１０の少なくとも１つ（好ましくは、すべて）を
可変ベーン、特に枢動ベーンとすることが好ましく、付
勢レバー１１２でベーン１１０を回動させる。このよう
な手段の他の例は、ファンステータベーン３４の流れ面
積を変化させる手段に関連して既に説明した。
ータベーン１１０の列が、ファンバイパスダクト４０の
第２の入口４６の軸線方向後方に配設されている。ＨＰ
Ｔノズルベーン１１０の流れ面積を変化させる手段が設
けられている。このような手段として、ＨＰＴノズルベ
ーン１１０の少なくとも１つ（好ましくは、すべて）を
可変ベーン、特に枢動ベーンとすることが好ましく、付
勢レバー１１２でベーン１１０を回動させる。このよう
な手段の他の例は、ファンステータベーン３４の流れ面
積を変化させる手段に関連して既に説明した。
【００３０】図２には、高圧タービンロータブレード２
４の列を１つのみ、低圧タービンロータブレード２８の
列を１つのみ、そしてタービンステータベーン６６の列
を１つのみ示したが、特定のエンジンの設計によって
は、タービンロータブレード及びステータベーンの追加
の列を設けることができる。本発明の好適な実施例で
は、図２に示すように、高圧タービンロータブレード２
４の軸線方向最後方列は、高圧タービンノズルステータ
ベーン１１０の列より軸線方向後方に配設されている。
低圧タービンロータブレード２８の軸線方向最前方列
は、高圧タービンロータブレード２４の後方列より軸線
方向後方に配設されている。低圧タービンノズルステー
タベーン６６の列は、高圧タービンブレード２４の後方
列と低圧タービンブレード２８の前方列との軸線方向中
間に配設されている。低圧タービン（ＬＰＴ）ノズルベ
ーン６６の流れ面積を変化させる手段が設けられてい
る。このような手段として、ＬＰＴノズルベーン６６の
少なくとも１つ（好ましくは、すべて）を可変ベーン、
特に枢動ベーンとすることが好ましく、付勢レバー１１
４でベーン６６を回動させる。このような手段の他の例
は、ファンステータベーン３４の流れ面積を変化させる
手段に関連して既に説明した。ＨＰＴブレード２４及び
ＬＰＴブレード２８を同一の方向に回転させる場合、Ｈ
ＰＴブレード２４によって付与される旋回流を流れから
取り除くために、ＬＰＴノズルベーン６６を設ける。Ｌ
ＰＴノズルベーン６６を可変にすると、可変ＨＰＴノズ
ルベーン１１０に関して前述したのと全く同様に、一層
効率のよいエンジンの運転が可能になる。当業者には明
らかなように、これらの特徴の組み合わせにより、部分
出力時の燃料消費率が向上する。
４の列を１つのみ、低圧タービンロータブレード２８の
列を１つのみ、そしてタービンステータベーン６６の列
を１つのみ示したが、特定のエンジンの設計によって
は、タービンロータブレード及びステータベーンの追加
の列を設けることができる。本発明の好適な実施例で
は、図２に示すように、高圧タービンロータブレード２
４の軸線方向最後方列は、高圧タービンノズルステータ
ベーン１１０の列より軸線方向後方に配設されている。
低圧タービンロータブレード２８の軸線方向最前方列
は、高圧タービンロータブレード２４の後方列より軸線
方向後方に配設されている。低圧タービンノズルステー
タベーン６６の列は、高圧タービンブレード２４の後方
列と低圧タービンブレード２８の前方列との軸線方向中
間に配設されている。低圧タービン（ＬＰＴ）ノズルベ
ーン６６の流れ面積を変化させる手段が設けられてい
る。このような手段として、ＬＰＴノズルベーン６６の
少なくとも１つ（好ましくは、すべて）を可変ベーン、
特に枢動ベーンとすることが好ましく、付勢レバー１１
４でベーン６６を回動させる。このような手段の他の例
は、ファンステータベーン３４の流れ面積を変化させる
手段に関連して既に説明した。ＨＰＴブレード２４及び
ＬＰＴブレード２８を同一の方向に回転させる場合、Ｈ
ＰＴブレード２４によって付与される旋回流を流れから
取り除くために、ＬＰＴノズルベーン６６を設ける。Ｌ
ＰＴノズルベーン６６を可変にすると、可変ＨＰＴノズ
ルベーン１１０に関して前述したのと全く同様に、一層
効率のよいエンジンの運転が可能になる。当業者には明
らかなように、これらの特徴の組み合わせにより、部分
出力時の燃料消費率が向上する。
【００３１】図面には示していないが、他の実施例で
は、ＨＰＴブレード２４及びＬＰＴブレード２８が互い
に反対方向に回転（二重反転）し、この場合には、ＬＰ
Ｔノズルステータベーン６６の列を所望に応じて省略し
てもよい。これは、ＨＰＴブレード２４からの旋回出口
流れが、反対方向に回転するＬＰＴブレード２８に関し
て適切な角度になっているからである。
は、ＨＰＴブレード２４及びＬＰＴブレード２８が互い
に反対方向に回転（二重反転）し、この場合には、ＬＰ
Ｔノズルステータベーン６６の列を所望に応じて省略し
てもよい。これは、ＨＰＴブレード２４からの旋回出口
流れが、反対方向に回転するＬＰＴブレード２８に関し
て適切な角度になっているからである。
【００３２】当業者には明らかなように、内側エンジン
１０には、内側エンジンが減少した出力設定で動作して
いるときに利用されている内側エンジン効率を増加する
ためのタービン冷却空気変調システム、例えば、米国特
許番号第４２９６５９９号、及び同第４８０７４３３号
等に記載されているシステムを設けることができる。冷
却空気変調と可変圧力比コアファン先端とを組み合わせ
ると、ＨＰＴ出口旋回（渦）流が変化する。二重反転Ｈ
ＰＴ及びＬＰＴ設計においてこの旋回流が変化すると、
その結果として、ＬＰＴ流れ関数の上昇が空気力学的に
誘起され、これに伴ってＨＰＴ流れ関数が機械的に減少
する。この有益な結果のため、ＬＰＴに可変幾何形状を
与えなければならないという必要がなくなる。具体的に
は、図２に示すタービン冷却空気変調システムは、ＨＰ
Ｔダブル・インデューサ１１６と、ＬＰＴインデューサ
１１８とを含んでいる。各々のインデューサは、温度変
化又はエンジン制御命令に応答する弁を含んでおり、こ
れにより、圧縮機抽出空気１２０から取り出したタービ
ン冷却流れを調節する。タービン冷却空気変調を行っ
て、ＨＰＴ及びＬＰＴブレードの両方を冷却するために
用いられる圧縮機空気の量をスケジュール通り制御する
ことを可能にする。最大スラスト運転時には高レベルの
流れが必要であるが、部分出力運転時には、このサイク
ル性能を低下させる空気は数分の１しか必要でない。前
述したように、この変調装置としては、多重流れ冷却空
気インデューサ１１６及び１１８、又は変調を目的とし
て流れ制御弁を挿入した供給パイプがある。これらの変
調装置を、図示の内側エンジン位置、又はその他冷却空
気回路内のどこにでも配置することができる。
１０には、内側エンジンが減少した出力設定で動作して
いるときに利用されている内側エンジン効率を増加する
ためのタービン冷却空気変調システム、例えば、米国特
許番号第４２９６５９９号、及び同第４８０７４３３号
等に記載されているシステムを設けることができる。冷
却空気変調と可変圧力比コアファン先端とを組み合わせ
ると、ＨＰＴ出口旋回（渦）流が変化する。二重反転Ｈ
ＰＴ及びＬＰＴ設計においてこの旋回流が変化すると、
その結果として、ＬＰＴ流れ関数の上昇が空気力学的に
誘起され、これに伴ってＨＰＴ流れ関数が機械的に減少
する。この有益な結果のため、ＬＰＴに可変幾何形状を
与えなければならないという必要がなくなる。具体的に
は、図２に示すタービン冷却空気変調システムは、ＨＰ
Ｔダブル・インデューサ１１６と、ＬＰＴインデューサ
１１８とを含んでいる。各々のインデューサは、温度変
化又はエンジン制御命令に応答する弁を含んでおり、こ
れにより、圧縮機抽出空気１２０から取り出したタービ
ン冷却流れを調節する。タービン冷却空気変調を行っ
て、ＨＰＴ及びＬＰＴブレードの両方を冷却するために
用いられる圧縮機空気の量をスケジュール通り制御する
ことを可能にする。最大スラスト運転時には高レベルの
流れが必要であるが、部分出力運転時には、このサイク
ル性能を低下させる空気は数分の１しか必要でない。前
述したように、この変調装置としては、多重流れ冷却空
気インデューサ１１６及び１１８、又は変調を目的とし
て流れ制御弁を挿入した供給パイプがある。これらの変
調装置を、図示の内側エンジン位置、又はその他冷却空
気回路内のどこにでも配置することができる。
【００３３】運転時には、当業者には明らかなように、
可変幾何形状のファン要素と、ＶＡＢＩドア及び中間ミ
キサドアとによって、バイパスダクト圧力レベルを、コ
ア過給圧力レベルとは独立に制御することができる。
又、可変幾何形状タービンシステムは、可変ファン圧力
比システムのサイクルバランスの要件と適合するよう
に、タービン温度の変動につれて、総合サイクル圧力比
を制御することを可能にする。可変幾何形状のファンの
ため更に、スラストを部分出力から全出力に増加させる
につれて、コアファン先端圧力を段階的に取り入れ（フ
ェーズ・インし）たり、又はスラストを全出力から部分
出力に減少させるにつれて、コアファン先端圧力を段階
的に取り除く（フェーズ・アウトする）ことが可能にな
る。高圧タービン流れ関数を機械的手段によって制御で
きることと、これに対応してＬＰＴ流れ関数に空気力学
的に誘引された変化とは、本発明の重要な要素である。
高圧及び低圧タービン流れ関数を調節することにより、
ファン圧力比を極めて高いレベル（コアファン先端圧力
の全上昇）から本質的に前部ファン圧力比（コアファン
先端フェーズ・アウト）にまで減少させる際に、総合圧
力を維持することができる。タービン温度の極めて大き
な変化が、コアファン先端のフェーズ・イン／フェーズ
・アウトを伴う。一組の可変幾何形状タービンがなけれ
ば、大きなコア速度変化が起こり、それに対応してサイ
クル圧力比が減少し、部分出力時の性能ポテンシャル
（潜在的な性能）が低下するおそれがある。このモード
の運転での潜在的な燃料消費率が向上するかどうかは、
総合ファン圧力比の最大レベル（５〜７＋）及び前部フ
ァン設計圧力レベル（３〜４）に依存する。最大ファン
圧力比が５：１クラスにあるエンジンでは、５％〜１０
％の向上が得られるはずである。最大ファン圧力レベル
が６〜７：１であるエンジンでは、部分出力時燃料消費
率の１０％〜１５％の向上が得られる。
可変幾何形状のファン要素と、ＶＡＢＩドア及び中間ミ
キサドアとによって、バイパスダクト圧力レベルを、コ
ア過給圧力レベルとは独立に制御することができる。
又、可変幾何形状タービンシステムは、可変ファン圧力
比システムのサイクルバランスの要件と適合するよう
に、タービン温度の変動につれて、総合サイクル圧力比
を制御することを可能にする。可変幾何形状のファンの
ため更に、スラストを部分出力から全出力に増加させる
につれて、コアファン先端圧力を段階的に取り入れ（フ
ェーズ・インし）たり、又はスラストを全出力から部分
出力に減少させるにつれて、コアファン先端圧力を段階
的に取り除く（フェーズ・アウトする）ことが可能にな
る。高圧タービン流れ関数を機械的手段によって制御で
きることと、これに対応してＬＰＴ流れ関数に空気力学
的に誘引された変化とは、本発明の重要な要素である。
高圧及び低圧タービン流れ関数を調節することにより、
ファン圧力比を極めて高いレベル（コアファン先端圧力
の全上昇）から本質的に前部ファン圧力比（コアファン
先端フェーズ・アウト）にまで減少させる際に、総合圧
力を維持することができる。タービン温度の極めて大き
な変化が、コアファン先端のフェーズ・イン／フェーズ
・アウトを伴う。一組の可変幾何形状タービンがなけれ
ば、大きなコア速度変化が起こり、それに対応してサイ
クル圧力比が減少し、部分出力時の性能ポテンシャル
（潜在的な性能）が低下するおそれがある。このモード
の運転での潜在的な燃料消費率が向上するかどうかは、
総合ファン圧力比の最大レベル（５〜７＋）及び前部フ
ァン設計圧力レベル（３〜４）に依存する。最大ファン
圧力比が５：１クラスにあるエンジンでは、５％〜１０
％の向上が得られるはずである。最大ファン圧力レベル
が６〜７：１であるエンジンでは、部分出力時燃料消費
率の１０％〜１５％の向上が得られる。
【００３４】具体的には、地上でのアイドル（低速）か
ら、最高ロータ速度、全内側エンジンファン流れ及び中
間タービン温度が生じる中間スラストまで、内側エンジ
ン１０は、本質的に通常の混合流ターボファンとして動
作する。前部ＶＡＢＩドア４４を開き、コアファンステ
ータベーン３４の外側部分８４（即ち、外側部分８４の
後縁フラップ８８）を、６０度〜８０度の入口案内ベー
ン（ＩＧＶ）設定に閉じる。ＨＰＴノズルステータベー
ン１１０を閉じて、圧縮機性能を最適にする。図２に示
すようにＬＰＴノズルステータベーン６６が設けられて
いる場合には、これらのベーン６６を開放設定にセット
して、エンジン性能を最適にするために必要なＨＰ−Ｌ
Ｐロータ速度関係を制御する。
ら、最高ロータ速度、全内側エンジンファン流れ及び中
間タービン温度が生じる中間スラストまで、内側エンジ
ン１０は、本質的に通常の混合流ターボファンとして動
作する。前部ＶＡＢＩドア４４を開き、コアファンステ
ータベーン３４の外側部分８４（即ち、外側部分８４の
後縁フラップ８８）を、６０度〜８０度の入口案内ベー
ン（ＩＧＶ）設定に閉じる。ＨＰＴノズルステータベー
ン１１０を閉じて、圧縮機性能を最適にする。図２に示
すようにＬＰＴノズルステータベーン６６が設けられて
いる場合には、これらのベーン６６を開放設定にセット
して、エンジン性能を最適にするために必要なＨＰ−Ｌ
Ｐロータ速度関係を制御する。
【００３５】ベーンなし二重反転設計の場合、２つの密
接に関係したタービンロータの変動するＨＰＴ出口旋回
流及び反対回転流れの場により、最適なＬＰＴ流れ関数
の変化が空気力学的にもたらされる。中間ミキサドア８
３によって、外側バイパス流５２と内側バイパス流５６
との間のロスを最小にする一方、後部ＶＡＢＩドア４９
を用いて、ダクト出口対コア排出圧力の所要比を保持す
る。可変面積エンジン排気ノズル１２２が、エンジン排
気ダクト６８の後端に配設されており、その面積を変化
させて、最適な部分出力時エンジン性能を得る。排気ノ
ズル１２２は図示の通りであるが、収束−発散ノズルに
限定されない。本発明では又、可変収束ノズルや、固定
面積排気ノズル１２２も考慮されている。中間出力から
最大出力までは、流れが増加してタービン温度を上昇さ
せるにつれて、上述した設定を変化させる。ここで、冷
却空気変調装置の弁を開いて、タービン冷却回路への流
れを増加させる。ＨＰＴノズルステータベーン１１０を
開いて、ＨＰＴベーン流れ面積を増加させ、適切なコア
失速余裕を維持する。図２に示すようにＬＰＴノズルス
テータベーン６６が設けられている場合には、ベーン６
６を閉じて、ＨＰ速度を維持する。ベーンなし二重反転
設計の場合、ＨＰタービンロータブレード２４からの増
大した出口旋回流が、ＬＰＴに相応しい閉じた流れ関数
レベルを空気力学的に生成する。（スラストを最大レベ
ルから低下させるときには、この過程は反対方向に進
む。）出力を中間から最大まで増加させるにつれて、コ
アファンステータベーン３４の外側部分８４（即ち、外
側部分８４の後縁フラップ８８）を６０度レベル〜８０
度レベルから０（全開）レベルまで開く。これにより、
コアファン先端圧力比が増加し、又、増加した燃料流れ
によって生成される増大したコアエネルギを効果的に用
いて、混合排気ガスの総合圧力レベルを大幅に増加さ
せ、この結果、エンジンスラストが２０％〜３０％増加
する。前部ＶＡＢＩドア４４を、中間よりわずかに上の
出力設定で閉じ、閉じたままにする（単一バイパス運転
を規定する）。中間ミキサドア８３の位置を一定に維持
する。後部ＶＡＢＩドア４９を用いて、ダクトとコア排
出との圧力関係を制御する。総合ノズル圧力レベルが増
加するにつれて、可変排気ノズル１２２の面積を減少さ
せる。
接に関係したタービンロータの変動するＨＰＴ出口旋回
流及び反対回転流れの場により、最適なＬＰＴ流れ関数
の変化が空気力学的にもたらされる。中間ミキサドア８
３によって、外側バイパス流５２と内側バイパス流５６
との間のロスを最小にする一方、後部ＶＡＢＩドア４９
を用いて、ダクト出口対コア排出圧力の所要比を保持す
る。可変面積エンジン排気ノズル１２２が、エンジン排
気ダクト６８の後端に配設されており、その面積を変化
させて、最適な部分出力時エンジン性能を得る。排気ノ
ズル１２２は図示の通りであるが、収束−発散ノズルに
限定されない。本発明では又、可変収束ノズルや、固定
面積排気ノズル１２２も考慮されている。中間出力から
最大出力までは、流れが増加してタービン温度を上昇さ
せるにつれて、上述した設定を変化させる。ここで、冷
却空気変調装置の弁を開いて、タービン冷却回路への流
れを増加させる。ＨＰＴノズルステータベーン１１０を
開いて、ＨＰＴベーン流れ面積を増加させ、適切なコア
失速余裕を維持する。図２に示すようにＬＰＴノズルス
テータベーン６６が設けられている場合には、ベーン６
６を閉じて、ＨＰ速度を維持する。ベーンなし二重反転
設計の場合、ＨＰタービンロータブレード２４からの増
大した出口旋回流が、ＬＰＴに相応しい閉じた流れ関数
レベルを空気力学的に生成する。（スラストを最大レベ
ルから低下させるときには、この過程は反対方向に進
む。）出力を中間から最大まで増加させるにつれて、コ
アファンステータベーン３４の外側部分８４（即ち、外
側部分８４の後縁フラップ８８）を６０度レベル〜８０
度レベルから０（全開）レベルまで開く。これにより、
コアファン先端圧力比が増加し、又、増加した燃料流れ
によって生成される増大したコアエネルギを効果的に用
いて、混合排気ガスの総合圧力レベルを大幅に増加さ
せ、この結果、エンジンスラストが２０％〜３０％増加
する。前部ＶＡＢＩドア４４を、中間よりわずかに上の
出力設定で閉じ、閉じたままにする（単一バイパス運転
を規定する）。中間ミキサドア８３の位置を一定に維持
する。後部ＶＡＢＩドア４９を用いて、ダクトとコア排
出との圧力関係を制御する。総合ノズル圧力レベルが増
加するにつれて、可変排気ノズル１２２の面積を減少さ
せる。
【００３６】内側エンジン１０を部分出力で運転するの
と同時に、第１の可変フレード・ベーン６及び第２の可
変フレード・ベーン７を開き、過剰なこぼれ及びこぼれ
抗力を回避する。これらのベーンは、部分出力亜音速巡
航状態で全開位置に達する。フレード・ファン制御シス
テム１４０は、一組の、スロットル設定等の内側エンジ
ン運転条件、及び高度、自由流れマッハ数等の飛行運転
条件の測定値及び計算値に応じて、フレード・ベーンを
所定の態様で作動させるように動作可能である。フレー
ド・ファン制御システム１４０は代表的には、本発明の
方法に従ってベーンを作動させるようにプログラムされ
たエンジン電子制御システムとすることができる。
と同時に、第１の可変フレード・ベーン６及び第２の可
変フレード・ベーン７を開き、過剰なこぼれ及びこぼれ
抗力を回避する。これらのベーンは、部分出力亜音速巡
航状態で全開位置に達する。フレード・ファン制御シス
テム１４０は、一組の、スロットル設定等の内側エンジ
ン運転条件、及び高度、自由流れマッハ数等の飛行運転
条件の測定値及び計算値に応じて、フレード・ベーンを
所定の態様で作動させるように動作可能である。フレー
ド・ファン制御システム１４０は代表的には、本発明の
方法に従ってベーンを作動させるようにプログラムされ
たエンジン電子制御システムとすることができる。
【００３７】赤外線（ＩＲ）遮蔽（シールディング）装
置２００をフレード航空機ガスタービンエンジン１の排
気ダクト６８に配設して、エンジンの高熱金属表面、例
えば高圧タービン２３、及び特に低圧タービン１９の高
熱金属表面から放出される赤外線を、排気ダクト６８の
排気出口６９を通しての視線から遮断する。ＩＲ遮蔽装
置２００はフレード・ダクト３からの空気流で冷却され
ている。ＩＲ遮蔽装置２００は、円周方向に配設されて
いる複数の中空なベーン２０８を有している。複数のベ
ーン２０８は、フレード・ダクト３と流体連通してお
り、フレード・ダクト３から冷却空気を受け取るように
動作可能である。中空なベーン２０８は、本質的に中空
な中心体７２を構造的に支持しており、冷却空気を中心
体７２に流す。中心体７２は内側エンジンの排気ノズル
の一部を形成している。中心体７２は、スロート面積の
可変な中心体ノズル２１８を含んでおり、ノズル２１８
は、中空ベーン２０８から受け取った冷却空気を中心体
の内部２１６から排出するように動作可能である。
置２００をフレード航空機ガスタービンエンジン１の排
気ダクト６８に配設して、エンジンの高熱金属表面、例
えば高圧タービン２３、及び特に低圧タービン１９の高
熱金属表面から放出される赤外線を、排気ダクト６８の
排気出口６９を通しての視線から遮断する。ＩＲ遮蔽装
置２００はフレード・ダクト３からの空気流で冷却され
ている。ＩＲ遮蔽装置２００は、円周方向に配設されて
いる複数の中空なベーン２０８を有している。複数のベ
ーン２０８は、フレード・ダクト３と流体連通してお
り、フレード・ダクト３から冷却空気を受け取るように
動作可能である。中空なベーン２０８は、本質的に中空
な中心体７２を構造的に支持しており、冷却空気を中心
体７２に流す。中心体７２は内側エンジンの排気ノズル
の一部を形成している。中心体７２は、スロート面積の
可変な中心体ノズル２１８を含んでおり、ノズル２１８
は、中空ベーン２０８から受け取った冷却空気を中心体
の内部２１６から排出するように動作可能である。
【００３８】中空なベーン２０８及び中心体７２の両方
を用いて、フレード航空機ガスタービンエンジンの高熱
金属表面、例えば高圧タービン２３、及び特に低圧ター
ビン１９の高熱金属表面から放出される赤外線を、排気
ダクト６８の排気出口６９を通しての視線から遮断す
る。フレード・ダクト３からの空気流を用いて、エンジ
ンの他の部分、例えばエンジンのノズルに冷却空気を供
給して、その熱劣化を防止することがよい。ノズルは、
スロート面積Ａ８を制御する枢動可能な収束フラップ及
びシールと、ノズル出口面積Ａ９を制御する枢動可能な
発散フラップ及びシールとを有しているスロート面積の
可変なノズルとすることができる。シール及びフラップ
をこの冷却空気によって内部及び／又は外部から冷却し
てもよい。ノズルは、図２に示す枢動可能な発散フラッ
プ２２０を有しているノズル１２２のように、可変出口
面積Ａ９と、固定スロート面積Ａ８とを有しているもの
であってもよい。スロート面積Ａ８の後方で、この冷却
空気を用いて発散フラップ２２０及び／又はシールを、
スロット又は孔等の気膜（フィルム）冷却開口２２２を
通して気膜冷却することができる。但し、このような気
膜冷却は、その点での局所圧力が、実質的にファン抽出
空気の圧力である冷却空気の圧力よりも十分に低く、冷
却空気がノズル流内に流れ込むのを許容する限り可能で
ある。
を用いて、フレード航空機ガスタービンエンジンの高熱
金属表面、例えば高圧タービン２３、及び特に低圧ター
ビン１９の高熱金属表面から放出される赤外線を、排気
ダクト６８の排気出口６９を通しての視線から遮断す
る。フレード・ダクト３からの空気流を用いて、エンジ
ンの他の部分、例えばエンジンのノズルに冷却空気を供
給して、その熱劣化を防止することがよい。ノズルは、
スロート面積Ａ８を制御する枢動可能な収束フラップ及
びシールと、ノズル出口面積Ａ９を制御する枢動可能な
発散フラップ及びシールとを有しているスロート面積の
可変なノズルとすることができる。シール及びフラップ
をこの冷却空気によって内部及び／又は外部から冷却し
てもよい。ノズルは、図２に示す枢動可能な発散フラッ
プ２２０を有しているノズル１２２のように、可変出口
面積Ａ９と、固定スロート面積Ａ８とを有しているもの
であってもよい。スロート面積Ａ８の後方で、この冷却
空気を用いて発散フラップ２２０及び／又はシールを、
スロット又は孔等の気膜（フィルム）冷却開口２２２を
通して気膜冷却することができる。但し、このような気
膜冷却は、その点での局所圧力が、実質的にファン抽出
空気の圧力である冷却空気の圧力よりも十分に低く、冷
却空気がノズル流内に流れ込むのを許容する限り可能で
ある。
【００３９】このように、フレード・ファンダクトから
受け取った冷却空気を用いて、エンジン１がこの冷却空
気を供給するのに余分なエネルギを費やすことなく、Ｉ
Ｒ遮蔽装置２００及びエンジンのノズル１２２の部品を
冷却することができる。従って、本発明に係るエンジン
は、フレード・ファン及びダクトの追加重量を補償する
のに十分な以上に抗力を軽減することができると共に、
この冷却空気を用いてエンジンのＩＲ放射を軽減又は抑
制することができ、こうして、航空機のＩＲ痕跡を低減
し、更にこの冷却空気を用いてエンジンの高熱部品、例
えばノズル及びそのフラップを冷却することができ、こ
うして、そうしなければエンジンが被るであろう熱劣化
量を低減させる。これにより、エンジンの寿命を長くす
ると共に、本発明を適用しなければこれらの部品を冷却
するのに必要とされたであろう燃料及びエンジン出力を
節約する。
受け取った冷却空気を用いて、エンジン１がこの冷却空
気を供給するのに余分なエネルギを費やすことなく、Ｉ
Ｒ遮蔽装置２００及びエンジンのノズル１２２の部品を
冷却することができる。従って、本発明に係るエンジン
は、フレード・ファン及びダクトの追加重量を補償する
のに十分な以上に抗力を軽減することができると共に、
この冷却空気を用いてエンジンのＩＲ放射を軽減又は抑
制することができ、こうして、航空機のＩＲ痕跡を低減
し、更にこの冷却空気を用いてエンジンの高熱部品、例
えばノズル及びそのフラップを冷却することができ、こ
うして、そうしなければエンジンが被るであろう熱劣化
量を低減させる。これにより、エンジンの寿命を長くす
ると共に、本発明を適用しなければこれらの部品を冷却
するのに必要とされたであろう燃料及びエンジン出力を
節約する。
【００４０】以上、具体的な例示を目的として本発明の
好適な実施例を説明した。この説明は本発明のすべてを
尽くすものでも、発明を記載の通りの形態に限定するも
のでもなく、本発明の要旨から逸脱しない範囲内で、上
述した教示から種々の変更及び改変が可能である。
好適な実施例を説明した。この説明は本発明のすべてを
尽くすものでも、発明を記載の通りの形態に限定するも
のでもなく、本発明の要旨から逸脱しない範囲内で、上
述した教示から種々の変更及び改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例によるフレード航空機ガスタ
ービンエンジンを、その入口を一部断面にて示す側面図
である。
ービンエンジンを、その入口を一部断面にて示す側面図
である。
【図２】本発明の一実施例による赤外線遮蔽装置を有し
ている図１のフレード航空機ガスタービンエンジンの線
図的断面図である。
ている図１のフレード航空機ガスタービンエンジンの線
図的断面図である。
１ フレード・ガスタービンエンジン ２ フレード・ファン ３ フレード・ダクト ５ フレード・ファンブレード ６、７ フレード・ベーン ８ フレード入口 １０ 内側エンジン １１ 内側エンジン入口 １３ フレード・エンジン入口 ２４ 高圧タービンロータブレード ２８ 低圧タービンロータブレード ３２、３６ ファンロータブレード ３４、３５ ファンステータベーン ４０ ファンバイパスダクト ６８ 排気ダクト ８４ 半径方向外側部分 ８６ 半径方向内側部分 ８８、９０ フラップ ９２ 流れ面積変化手段 １２２ ノズル １４０ フレード・ファン制御システム ２００ ＩＲ遮蔽装置
Claims (7)
- 【請求項１】 少なくとも１列の内側ファンブレードを
内側ファンダクトに設けた少なくとも１つの内側ファン
部を有している内側ガスタービンエンジンと、 該内側エンジンの周りに円周方向に設けられているフレ
ード・ファンダクトと、 該フレード・ダクトに設けられているフレード・ファン
であって、該フレード・ファンは、前記内側ファン部の
半径方向外側に設けられていると共に該内側ファン部に
駆動連結されている少なくとも１列のフレード・ファン
ブレードを有しており、前記内側ファンダクトは、内側
ファンダクト入口を有しており、前記フレード・ファン
ダクトは、フレード・ファンダクト入口を有している、
フレード・ファンと、 前記フレード・ファンダクトを流れる空気流を制御する
ように該フレード・ファンダクトに設けられているフレ
ード入口空気流変調手段であって、前記内側ファンダク
ト入口の寸法は、前記フレード・ファンダクト入口を本
質的に閉じた亜音速全出力状態で、前記フレード・エン
ジンの全質量空気流を本質的に受け入れる寸法である、
フレード入口空気流変調手段と、 前記フレード・エンジンの部分出力亜音速飛行状態で前
記フレード・ファンダクト入口を全開すると共に前記フ
レード・エンジンの全出力亜音速飛行状態で前記フレー
ド・ファンダクト入口を本質的に閉じるように、前記フ
レード入口空気流変調手段を制御するよう動作可能なエ
ンジン入口空気流制御手段と、 前記フレード・エンジンの高熱金属表面から放出される
赤外線を排気ダクトの排気出口を通しての視線から遮断
するように前記排気ダクトに設けられている赤外線遮蔽
手段であって、前記フレード・ダクトと冷却空気流を受
け取る連通関係にある赤外線遮蔽手段とを備えた航空機
フレード・ガスタービンエンジン。 - 【請求項２】 前記赤外線遮蔽手段は、本質的に中空な
中心体を含んでおり、該中空な中心体は、前記フレード
・ダクトからの冷却空気を受け取るように前記フレード
・ダクトに作動連結されている請求項１に記載の航空機
フレード・ガスタービンエンジン。 - 【請求項３】 前記赤外線遮蔽手段は更に、円周方向に
設けられている複数の中空なベーンを含んでおり、該ベ
ーンは、前記フレード・ダクトからの冷却空気を受け取
ると共に該冷却空気を前記中空なベーンを通して前記中
心体に流すように、前記フレード・ダクトを前記中空な
中心体に作動連結している請求項２に記載の航空機フレ
ード・ガスタービンエンジン。 - 【請求項４】 前記中心体は、前記中空なベーンにより
構造的に支持されている請求項３に記載の航空機フレー
ド・ガスタービンエンジン。 - 【請求項５】 前記中心体は、前記中空なベーンから受
け取った冷却空気を排気するように動作可能な可変スロ
ート中心体ノズルを含んでいる請求項３に記載の航空機
フレード・ガスタービンエンジン。 - 【請求項６】前記フレード・ダクトの排気端部近くに設
けられている発散フラップを含んでいるエンジンノズル
を更に含んでおり、前記フレード・ダクトは冷却空気を
流して前記エンジンノズル発散フラップを冷却するよう
に前記エンジンノズルに作動連結されている請求項５に
記載の航空機フレード・ガスタービンエンジン。 - 【請求項７】 前記内側ファンダクト入口は、内側ファ
ンダクト入口面積を有しており、前記フレード・ファン
ダクト入口は、前記内側ファンダクト入口面積の約３０
％〜４０％の範囲にあるフレード・ファンダクト入口面
積を有している請求項１に記載の航空機フレード・ガス
タービンエンジン。
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