JP4463810B2 - 航空機用エンジン装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機用エンジン装置、より具体的には、比較的高速度又は超音速の航空機の用途に使用されるエンジン装置に関する。

歯車箱及び電気式始動機／発電装置のような比較的現代型の航空用−ガスタービンエンジンの特定の補機は、その内部にエンジンが埋め込まれるナセル又は機体内にてファンケーシングの外方に取り付けられる。給油管及び電気ケーブルのような補機の配管類は、バイパスダクトを横切るフェアリングを貫通して配置される。これらのフェアリングは、構造的荷重を支持しないが、補機配管類の周りに空気力学的形状体を提供する。

空気力学的抗力を最小にするため、ナセル又は機体は、エンジンの周りに緊密に巻かれ、前面面積を最小にする。しかし、１つの不利益な点は、機体又はナセルの空気力学的形状は補機を収容することの膨れに伴なって損なわれることである。当然、全ての膨れは、流線化することができるが、付随的な効果によりエンジンの補機を通り越すのに必要とされる急峻なカウル角度のため、航空機の抗力係数にとって有害となる。超音速航空機の場合、かかる膨れは、ナセルの衝撃波音を増大させることも知られている。

英国特許明細書ＧＢ７４４，６９５号には、下流へのフロー順序にてコンプレッサと、燃焼器と、タービンとを有するコアエンジンを備える小型の２回路ガスタービンエンジンが開示されている。コアガス流は、方向変更され且つ、前方に向けられて一列の個別の複数の管内に収容された燃焼器を通って流れる。エンジンは、周方向に向けて、燃焼器管の間にて交互に隔てられた個別の複数のバイパス流れ管を更に備えている。燃焼器管は、バイパス管の軸方向部分にのみ伸びるため、エンジン補機は、バイパス管の間にて且つ、燃焼器管の軸方向前方に収容されている。このエンジンの形態は逆流燃焼器であるため、短いが、この形態は、ガスの流れを逆にするから、かなりの流れエネルギの損失を生じ、また、燃焼器内へのガスの流れを乱すので極めて不利益となる。更に、周方向に交互に位置するバイパス管及び燃焼器管は、コアエンジンを通る任意の所定の空気流に対し、環状入口があるのみならず、逆流させた燃焼器コアの流れは、従来の現代型のガスタービンエンジンにおいて、実質的に環状のバイパスダクトとなるであろう部分のかなりの部分を占めることにもなる。このように、バイパス気体流は、個別の複数のバイパス管に侵入し、通って流れ且つ、そのバイパス管から出るエネルギをかなり損失し易い。このため、このエンジンの前面面積は、環状のバイパスダクトを有し、逆流させた燃焼器の流れは有しない、従来のガスタービンエンジンよりも著しく大きくなるであろう。更に、英国特許明細書ＧＢ７４４，６９５号には、バイパスダクトを横切るフェアリングについて、また、かかるフェアリング内に補機を取り付けることは開示されていない。英国特許明細書ＧＢ７４４，６９５号のエンジンは、高速度又は超音速飛行には適していない。

本発明に従って、回転軸線と、ファンと、外側ケーシングにより取り囲まれ且つ、これによりバイパスダクトを画成するコアエンジンと、エンジン補機と、フェアリングとを備え、該フェアリングは、コアエンジンと外側ケーシングとの間を全体として半径方向に伸びるガスタービンエンジンであって、エンジン補機がフェアリング内に収容されることを特徴とするガスタービンエンジンが提供される。補機は、駆動軸を介してコアエンジンに駆動可能に接続されている。

補機は、歯車箱と、駆動可能に取り付けられたその他の補機とを備えている。好ましくは、補機は、エンジンの回転軸線に対し実質的に軸方向に配置されており、また、その他の補機は、フェアリングの断面積を最小にし得るように、歯車箱に沿って実質的に軸方向に配置されるものとする。

これと代替的に、補機は、エンジンの回転軸線に対し実質的に垂直に配置される。
これと代替的に、補機は、エンジンの回転軸線に対し垂直な状態と平行な状態との間にて角度を付けて配置される。

好ましくは、その他の補機は、フェアリングの空気力学的形状を画成し得るようフェアリングの寸法に関して配置されるものとする。
好ましくは、少なくとも２つのフェアリングが設けられ、少なくとも２つのフェアリングが設けられるとき、従来の案内ベーンの環状列は都合良いように不要とされるものとする。

好ましくは、フェアリングは、エンジン負荷をコアエンジンと外側ケーシングとの間にて伝達することができ、構造的負荷は、推進負荷、横方向負荷、垂直方向負荷又は捩れ負荷の群からの１つ又はより多くを備えるものとする。本発明にて、フェアリングは湾曲しており且つ、ファンからのバイパス空気流れを直線状にし得るよう配置されている。

好ましくは、エンジンは、空気力学的抗力を最小にし得るようにナセルにより取り囲まれるものとする。
好ましくは、フェアリングは、エンジンを亙って空気力学的に平衡状態にあるものとする。

好ましくは、少なくとも１つのケーシングは、バイパスダクトを亙って空気流を正常化し得るようにされ、また、かかる適応化は、少なくとも１つのケーシングを樽状化により行われるものとする。

好ましくは、フェアリング及び（又は）歯車箱ケーシングは、補機機構に対する熱遮蔽効果を提供するものとする。
これと代替的に、フェアリングは、油タンク及び（又は）燃料油の熱交換器を収容する。

好ましくは、バイパスダクトの一部分は、フェアリングへのアクセスを許容し得るよう可動であるものとする。
これと代替的に、アクセスドアがケーシングに設けられ、また、アクセスドアがフェアリング（２６）に設けられる。

以下、本発明の実施の形態について、添付図面を参照しつつ、単に一例としてのみ説明する。
図１を参照すると、全体として参照番号１０で示した、従来の先行技術によるダクト付きファンガスタービンエンジンは、主回転軸線１１を有している。エンジン１０は、軸方向へのフロー系にて、吸気口１２と、推進ファン１３と、コアエンジン８とを備えており、該コアエンジン８は、それ自体、中間圧コンプレッサ１４と、高圧コンプレッサ１５と、燃焼装置１６と、高圧タービン１７と、中間圧タービン１８と、低圧タービン１９とを備えている。エンジン１０は、排気ノズル２０を更に備えている。ナセル２１は、全体として、エンジン１０を取り囲み且つ、吸気口１２と、排気ノズル２０との双方を画成する。

ガスタービンエンジン１０は、従来の要領にて作用し、吸気口１２に入る空気は、ファン１３により加速され、２つの空気流、すなわち、コアエンジン８内に入り且つ、中間圧コンプレッサ１４を通って進む第一の空気流と、バイパスダクト２２を通って流れ、推力を提供する第二の空気流れとを発生させる。中間圧コンプレッサ１４は、該コンプレッサに導かれた空気流を高圧コンプレッサ１５に送り出す前に圧縮し、その高圧コンプレッサにて更なる圧縮が行われる。

高圧コンプレッサ１５から排気された圧縮した空気は、燃焼装置１６内に導かれ、この燃焼装置にて、その空気は、燃料と混合されその混合体が燃焼する。次に、発生される高温の燃焼生成物は、高圧タービン１７、中間圧タービン１８、低圧タービン１９を通って膨張し、これにより、ノズル２０から排気される前に、これらのタービンを駆動し、追加的な推力を提供する。高圧タービン１７、中間圧タービン１８及び低圧タービン１９は、関係した相互接続する軸２３、２４、２５によりそれぞれ高圧コンプレッサ１５、中間圧コンプレッサ１４及びファン１３を駆動する。

ファン１３は、ファンケーシング４１の形態をした構造的部材により周方向に取り囲まれており、該ファンケーシング４１は、コアエンジン８を取り囲むケーシング３９の間を渡る出口案内ベーン９の環状列によって支持されている。

エンジン１０は、エンジンを始動させ且つ、エンジンが始動されたならば、発電のために使用され、また、従来の要領にて作用する歯車箱／発電装置組立体２８を更に備えている。発電された電気は、当該技術にて周知であるように、エンジン及び関係した航空機の電気的補機に対して使用される。歯車箱／発電装置組立体２８は、駆動手段３５を介して高圧軸２４に駆動可能に接続されているが、その他の実施の形態において、歯車箱／発電装置組立体２８は、軸２４、２５の任意の１つ又はより多くにより駆動することができる。この実施の形態において、歯車箱／発電装置組立体２８は、第一の駆動軸３０を高圧軸２３に接続する内側歯車箱２９と、第一の駆動軸３０を第二の駆動軸３２に接続する中間歯車箱３１と、第二の駆動軸３２に駆動可能に接続された外側歯車箱３３とを備えている。外側歯車箱３５は、上述した作用を果たすことのできる発電装置３４に駆動可能に接続されている。発電装置３４及び外側歯車箱３３は、ファンケーシング２６に取り付けられ且つ、ナセル２１内に収容されている。第一の駆動軸３０、中間歯車箱３１及び第二の駆動軸３２は、バイパスダクトのスプリッタフェアリング４０内に収容されている。

ロールスロイス・ピーエルシー（Ｒｏｌｌｓ−Ｒｏｙｃｅ ｐｌｃ）、１９８６年第５版、ＩＳＢＮ０９０２１２１２３５、「ジェットエンジン（Ｊｅｔ Ｅｎｇｉｎｅ）」文献６６−７１頁を参照すると、歯車箱３３は始動機及び発電装置３６を駆動するのみならず、多数のポンプのようなその他の補機を駆動する。従来通り、歯車箱３３及び被駆動補機（３６）は、ファンケーシング４１の周りにて周方向に且つ、全体としてエンジン１０の底部に配置されている。

当該技術にて既知であるようなその他のエンジン補機３６もまたファンケーシング２６に取り付けられている。
全体として、タービンエンジンは、共通の軸線１１の周りに配置された多数の回転コンプレッサブレード１３、１４、１５と、タービンブレード１７、１８、１９とを有している。かかる環境において、タービンエンジンは円筒形であることが分かる。このように、タービンエンジンの基部の形状は長手方向に円筒形であり、その基部の円筒状の形状に対する任意の補機機構２８、３６は外方に突き出している。高速度の航空機に関して、その空気力学的プロフィール及びエンベロープは、抗力係数及び衝撃波音／騒音に関して極めて重要である。かかる環境において、基部エンジンの円筒形のプロフィールに対する歯車箱及び補機機構に起因する従来の突出物及び突起は、空気力学的プロフィールを最小にしようと試みるとき、問題を招来する。

図２には、航空機３の翼２における典型的な高速度エンジン装置が示されている。理解し得るように、翼２は、タービンエンジン１０と関係している。高速度で且つ超音速の可能性のある場合、従来のピトー型ナセル吸気口は、衝撃波の発生程度が強いため、不適当であり、このため、吸気速度が増すに伴い、吸気効率が次第に低下することが経験されている。このように、高速度のとき、吸気口にへの超音速の空気流がエンジンコンプレッサの必要条件に適合するよう亜音速まで実質的に低下する、いわゆる外部／内部圧縮吸気の形態であることが好ましい。この型式の吸気口の配置は、図２に示すように、コンプレッサの吸気効率を過度に減少させることなく一連の穏やかな衝撃波を発生させる。

空気力学的抗力を減少させるため、ファンの直径は最小値に保たれ、その結果、エンジン長さは、しばしば比較的長くなる。エンジン１０の比較的長く且つ痩せたアスペクト比は、補機機構をナセル２１内に設ける必要性のため損なわれ、その結果、この実施例において、エンジン１０の下方に少なくとも１つの突出する膨れ部５が生ずる。この膨れ部５は、空気力学的に平滑とされるが、依然として空気力学的抗力係数を増大させ且つ、衝撃波音の強さを増す。

理想的には、ナセル内のエンジンプロフィールを最小にし、可能な限り低い空気力学的抗力係数を実現し、また、高速度において衝撃波音に関する環境的騒音の問題が軽減されるようにすることである。本発明は、補機機構がエンジンの基部の円筒形のプロフィール内に組み込まれ、これにより空気力学的抗力を顕著に減少させ、衝撃波音を最小にするのに役立つようにした、エンジンの配置に関するものである。

次に、図３、図４を参照すると、エンジン１０のナセル又はケーシング２１の全体として円筒形のプロフィールは、補機機構が該プロフィール内に配置される間、維持されることが理解できる。エンジン１０は、全体として、図１に関して説明したような形態とされているが、本発明に由来する相違点について以下に説明する。

本発明に従い、フェアリング２６が設けられ且つ、補機機構２７を収容するバイパスダクト２２内に配置されている。これらの補機機構２７は、歯車箱／発電装置２８と、油、燃料、機体の専用の発電装置、液圧作動装置用ポンプのようなその他の補機３６とを含む。この場合、歯車箱２８は、実質的に軸方向に整合され（軸線１１に対して）、また、被駆動補機３６の各々も、フェアリング２６内にて実質的に軸方向に整合されている。このように、歯車箱２８から駆動される補機３６の回転軸線はエンジンの軸線１１に対し実質的に直角である。

歯車箱及び補機は、軸線１１に対して全体として平行に整合されることが好ましいが、これらを全体として垂直に、又は、平行な状態と垂直な状態との間にて角度を付けて整合させることも可能である。このことの有利な効果は、駆動アーム５４がコアエンジン８と係合する箇所、及び歯車箱２８がフェアリング２６内に取り付けられる箇所に依存して駆動アーム５４が有益で且つ、望ましい角度（図３）にて歯車箱２８と係合する点である。

フェアリング２６は、エンジン１０の全体として円筒形のプロフィール内に配置され、また、図２に関して説明したように、突出する突起５を形成することはない。先行技術の配置と相違して、本発明は、より円筒形のナセルのプロフィールを許容し、このことは、空気力学的抗力を著しく減少させ且つ（又は）航空機の衝撃波音の特性を減少させることになる。

補機機構２７は、既知の方法に従ってそれらの必要な機能を果たし得るよう連結されている。
図３ａには、フェアリング内の補機２８、３６の１つの好ましい配置及びフェアリング２６自体のプロフィールも示されている。歯車箱２８は、補機３６に対し半径方向内方に配置されている。歯車箱２８は、駆動軸５４を介してコアエンジン８に駆動可能に接続され且つ、全体として軸方向に整合され、また、配置され、これにより、パイパス流れに対し最少の面積を提供する。歯車箱２８を介して駆動される補機３６の各々は、各補機３６の寸法がフェアリング２６に対する空気力学的プロフィールを便宜に画成するような位置に配置されている。かかる補機２８、３６の配置は、バイパスダクト２２内の詰まりを最小にする点にて特に有益である。

その他の補機２７´を有する少なくとも１つの他のフェアリング２６´をエンジン内に組み込むことができることを理解すべきである。
従来通り、案内ベーン９の環状列（図２）は、構造的、空気及び動的負荷をコアエンジン８とその他のフェアリングケーシング４１、及びそこから航空機の取り付け構築物５８に伝達することができる（図４）。本発明の更なる有利な効果は、フェアリング２６、２６´は構造的負荷、航空負荷及び動的なエンジン負荷を支え得る設計とされている点である。本発明の場合、案内ベーン９の少なくとも幾つかはフェアリング２６、２６´にて置換することができるが、特に、１つ以上のフェアリング２６、２６´が設けられる場合、案内ベーンの全体列を置換することが可能である。

この場合（図４、図６）、フェアリング２６、２６´は、コアケーシング３９とファンケーシング４１又はケーシング２１との間にて堅固に接続される。フェアリング２６、２６´は、推力、垂直方向負荷、水平方向負荷及び捩れエンジン負荷を支えることのできる剛性の箱状の構造体６０を備えている。当該技術分野の当業者には、多くの異なる構造的形態が可能であることが理解されようが、かかる代替的な形態は、エンジン負荷をコアエンジン８とファンケーシング４１との間にて伝達する手段であるべきであることが容易に理解される。このため、フェアリング２６、２６´は、外側ケーシング４１又は２１と、コアケーシング３９とに堅固に接続され、ケーシングの各々は、実質的に環状であり且つ、性質上、極めて剛い。フェアリング２６、２６´は、先行技術のフェアリング４０（図２）と比較して比較的長い距離を軸方向に伸びているため、コアエンジンの強度が増すという追加的に有利な効果が実現される。かかる有利な効果は、ブレードの先端隙間の制御が改良され、このため、経済性が向上することを含む。

図５を参照すると、ファン１３から発するバイパス空気の流れを直線状にするため案内ベーン９が設けられることも周知である。本発明の更なる実施の形態として且つ、追加的に有利な点として、フェアリング２６、２６´は、また、同様のバイパス空気の流れを直線状にし得るよう湾曲している。

次に、図６を参照すると、本発明は、補機機構２７をフェアリング２６内に収容することを許容するが、フェアリング２６は、バイパスダクト２２内に配置されているため、空気流２４に乱流、閉塞及び不均一性を生じさせることが理解されよう。かかる状況において、バイパスダクト２２を形成するためのナセルケーシング２１とコアケーシング３９との間の全体として同心状の関係による内部形状は、エンジン１０の効率的な作動のため、空気流２４を制御する作用を果たす形態とされている。内部の形状化は、異なる周方向位置にてバイパスダクト２３の半径方向への寸法を効果的に変化させ、フェアリング２６をそのダクト２３内に導入する効果を制限すべくケーシング２１とコアケーシング３９との間の同心状の関係の樽状化を含む。この樽状化は、バイパスダクト２２の半径方向への寸法を全体としてフェアリング２６、２６´から離れ且つ、フェアリング２６、２６´にそれぞれ近接した位置に配置された寸法４４、４３の間にて変化させるステップを備えている。半径方向への寸法４３は、寸法４４よりも大きい。

この樽状化は、バイパスケーシング２１、コアケーシング３９又は双方のケーシング２１、３９の形状をバレル状に形成することにより実現される。フェアリング２６、２６´の周方向幅がその内部に収容された補機の寸法の変化のため、下流方向に向けて変化する場合、樽状化の程度もまた変化し、空気流２４の断面プロフィールを一定に又はさもなければ所望の状態に維持するようにする。樽状化の程度は、比較的小さいこと、また、上記に好ましいものとして説明したように、ナセルの外部プロフィールは円筒形に維持されることを理解すべきである。

空気流２４及び補機の従来の（中心線の水平方向）向きに関して、より大きい有害な効果が生じるであろうが、３つのフェアリングを１２０°の関係にて又は４つのフェアリングを互いに対して９０°の間隔にて設けることも可能であることも理解されよう。これと代替的に、本発明に従いフェアリングは、妨害する断面の点にて不釣合いとし、かかる非対称の変更にバイパスダクトの断面の変化又はその他によって対応するようにしてもよい。

補機機構２７を収容するフェアリング２６に加えて、単に潤滑油のリザーバタンク３４として機能し又は油フィルタ３５を収容し又は、油又は燃料を冷却するため熱交換器４５を適宜に配置するフェアリング２６（図４）を含めてもよいことも理解されよう。メンテナンスの必要性が高い造作構造物である場合、これらの造作構造物をエンジンエンジンケーシング内にて専用の切欠きパネル又はアクセスパネル５０に近い位置に配置することが望ましい。

燃焼器１６、タービン１７、１８、１９及びその他の装置を内蔵するコアエンジン８は、比較的高温となることが理解されよう。かかる状況において、フェアリング２６は、コア８の温度から補機機構２７を遮蔽する適宜な手段３１、５２を内蔵している。１つの実施の形態において、これは、歯車箱ケーシング３１と、別個の領域内にてエンジン補機を遮蔽するためコアケーシング３９とフェアリング２６とに対するシールとを使用することで実現される。しかしながら、ダクト２３を通る空気流２４は、それ自体、フェアリング２６を冷却させる一方、このことは、また、フェアリング２６内に保持された補機機構に対する加熱上の問題を制限すべきことも理解されよう。

全体として、フェアリング２６内に保持された機構２７は、隣接する歯車箱２８を介してコアエンジン８の推進動力源に連結する。このように、コア８からのそれぞれの半径方向駆動装置５４（図４）は、これらの歯車箱２８、従って、フェアリング２６内の補機機構２７を駆動する。これと代替的に、補機機構２７の各々は、個々にエンジン作動の半径方向駆動装置ではなく、電気モータ５６により駆動してもよい。

タービンエンジン１０の作動は、フェアリング２６が補機機構２７を通常のエンジン１０のエンジンカバー（ｃｏｗｌｉｎｇ）プロフィール内に配置することを許容する点を除いて通常の方法に従うものであろう。要するに、補機機構２７は、バイパスダクト２２を跨ぐフェアリング２６内に配置される。空気流２４は、フェアリング２６に起因する詰まりを緩和し得るようダクト２３の適宜な非対称な形状及び樽状化により維持される。かかる状況において、ケーシング２１をこのように樽状化する場合でさえ、エンジン１０は、その他の考慮事項（例えば、ファンブレード外の偏向プロフィール又はナセルカウル３７とエンジンケーシング２１との間に配置されたエンジンの配管又は管路）によりそれ以前に設定されたものようも小さい直径を有する。この直径は、ナセルの寸法を最小にすることを必要とする。

勿論、歯車箱２８及び補機機構２７をフェアリング２６内に保持された状態に維持することは必要があろう。かかる状況において、これらのフェアリング２６及び機構２７へのアクセスは、専用のアクセスドア５０を通じて行われる。これらのアクセスドア５０は、バイパスダクト２３を画成するケーシング２１の構造体内に配置され且つ、該ケーシング２１の構造体の一部を形成する。ドア５０はナセルケーシング２１の周りに回転可能に取り付けられたヒンジ式ダクト部分の形態をしている。これと代替的に、アクセスドア５０は除去可能としてもよい。アクセスドア５０は、飛行中、ダクト２３の強度を向上させる一方、ケーシング４１の固定部分４１ａがエンジン構成要素（例えば、逆推力装置／可変ノズル）を支持するための構造的強度を提供する。ドア５０は、メンテナンス作業中、フェアリング２６内に収容された補機及びコアエンジン８の構成要素へアクセスすることを許容する。

図６を参照すると、１つの代替的なアクセス部分の形態は、ナセル２１の可動部分２１ａと、ケーシング４１の可動パネル６２と、補機２７にアクセスするためのフェアリング２６の可動パネル６４と、コアケーシング３９の可動パネル６６とを備えている。これら全てのアクセスパネル２１ａ、４１、６２、６４は、可動であるとして説明したが、当該技術にて既知であるように、機構により回転可能に取り付け又は除去し且つしっかりと固定してもよい。

エンジン１０のプロフィール、従って、エンジン１０が配置される機体又はナセルの断面がより望ましいものである場合、従来の高速度航空機のタービンエンジン装置と比較して、衝撃波音の特性を減少させることが可能であることが理解されよう。更に、カウル又はケーシングの抗力を増大させる外部膨れ部の有害な空気力学的効果を回避することは、航空機の性能を向上させることになる。更に、空気流の均一性のため少しでも膨れるならば、その空気流は垂直方向ではなくて、垂直方向に拡がる、すなわち、機体、胴体、又は翼を亙って拡がるであろう。基部の円筒形の形状と一致するエンジン１０のより規則的なプロフィールは、エンジン１０の周りに形成されたナセル２１の必要な断面積を減少することを許容する一方、このことは、機体の胴体のプロフィールを許容された航空機設計の基準範囲内で画成することを許容し、しかも、衝撃波音の強さを低下させることができ、このことは、超音速の飛行にとって特に有利な効果である。

上記の説明にて、特に重要であると考えられる本発明の特徴について注意を喚起しようと試みたが、任意の特許可能な特徴又は上述し且つ（又は）図面に示した特徴の組み合わせに関して、当該出願人は、それらについて特に重点的に説明したかどうかを問わず、保護を請求するものであることを理解すべきである。

ナセル内に取り付けらけれた先行技術のガスタービンエンジンの概略側面図である。 翼における可能な高速度航空機のタービンエンジンの概略側面図である。 本発明に従った航空機のタービンエンジン装置の水平中心線に沿った概略長手方向断面図である。

３ａは、図３の線Ａ−Ａに沿ったフェアリングの断面図である。
本発明に従った航空機のタービンエンジン装置の概略正面断面図である。 本発明の更なる実施の形態に従ったフェアリングを示す、図４のＢ−Ｂに沿った概略断面図である。 本発明の更なる実施の形態に従った航空機のタービンエンジン装置の水平中心線に沿った概略正面断面図である。

Claims (14)

1. 回転軸線（１１）と、ファン（１３）と、外側ケーシング（４１、２１）により取り囲まれ且つ、これによりバイパスダクト（２２）を画成するコアエンジン（８）と、エンジン補機（２７）と、フェアリング（２６）とを備え、該フェアリング（２６）は、コアエンジン（８）と外側ケーシング（４１、２１）との間を全体として半径方向に伸び、前記エンジン補機（２７）はフェアリング（２６）内に収容され、歯車箱（２８）と、駆動可能に該歯車箱（２８）に取り付けられたその他の補機（３６）とを備える、ガスタービンエンジンにおいて、
   前記歯車箱（２８）は、エンジンの回転軸線（１１）に対し実質的に平行に配置され、
   前記その他の補機（３６）は、フェアリング（２６）の断面積を最小にし得るように、各々、歯車箱（２８）に沿ってエンジンの回転軸線（１１）に対し実質的に平行な一列（３７）に並べて配列されていることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
2. 請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）において、エンジン補機（２７）は、駆動軸（５４）を介してコアエンジン（８）に駆動可能に接続される、ガスタービンエンジン。
3. 請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０）において、その他の補機（３６）は、フェアリング（２６）の空気力学的形状を画成し得るように該フェアリングの寸法に関して配置される、ガスタービンエンジン。
4. 請求項１ないし３の何れか１つの項に記載のガスタービンエンジン（１０）において、少なくとも２つのフェアリング（２６）が設けられる、ガスタービンエンジン。
5. 請求項１ないし４の何れか１つの項に記載のガスタービンエンジン（１０）において、フェアリング（２６）は、エンジン負荷をコアエンジンと外側ケーシング（２１、４１）との間にて伝達することができる、ガスタービンエンジン。
6. 請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０）において、エンジン負荷は、推進負荷、側方向負荷、垂直方向負荷又は捩れ負荷の群からの１つ又はより多くを備える、ガスタービンエンジン。
7. 請求項１ないし６の何れか１つの項に記載のガスタービンエンジン（１０）において、フェアリング（２６）は、湾曲しており且つ、ファン（１３）からのバイパス空気流れを直線状にし得るよう配置される、ガスタービンエンジン。
8. 請求項１ないし７の何れか１つの項に記載のガスタービンエンジン（１０）において、空気力学的抗力を最小にし得るようにナセル（２１）により取り囲まれる、ガスタービンエンジン。
9. 請求項１ないし８の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）において、フェアリング（２６）又は歯車箱ケーシングは、エンジン補機（２７）に対する熱遮蔽効果を提供する、ガスタービンエンジン。
10. 請求項１ないし９の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）において、フェアリング（２６）は、油タンク（３４）又は燃料油の熱交換器（３５）を収容する、ガスタービンエンジン。
11. 請求項１ないし１０の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）において、バイパスダクト（２２）の一部分（５０）は、フェアリング（２６）へのアクセスを許容し得るよう可動である、ガスタービンエンジン。
12. 請求項１ないし１１の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）において、アクセスドア（６２）がケーシング（４１）に設けられる、ガスタービンエンジン。
13. 請求項１ないし１２の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）において、アクセスドア（６４）がフェアリング（２６）に設けられる、ガスタービンエンジン。
14. 請求項１ないし１３の何れかに記載のガスタービンエンジン（１０）を内蔵する航空機（３）。

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