JP5689067B2

JP5689067B2 - 回転可能な半径方向内側に延びるブレードおよび回転しないベーンを備えるガスタービンエンジンブースタ

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Publication number: JP5689067B2
Application number: JP2011537457A
Authority: JP
Inventors: シリング，ジャン・クリストファー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2008-11-21
Filing date: 2009-10-16
Publication date: 2015-03-25
Anticipated expiration: 2029-10-16
Also published as: JP2012509441A; WO2010059321A3; CA2742837A1; US20100126141A1; US8166748B2; WO2010059321A2; EP2358989A2

Description

本発明は、単段ファンまたは二重反転可能なファン段を備える航空機ガスタービンエンジン、特にブースタまたは二重反転可能なファン段の間のブースタを有するそのようなエンジンに関する。

ターボファン型ガスタービンエンジンは、一般に、前方ファンおよびブースタ圧縮機、ミドルコアエンジン、ならびに後方低圧出力タービンを備える。コアエンジンは、高圧圧縮機、燃焼器、および高圧タービンを直列流れ関係で備える。コアエンジンの高圧圧縮機および高圧タービンは、高圧シャフトによって相互接続される。高圧圧縮機、タービン、およびシャフトは、基本的に高圧ロータを形成する。高圧圧縮機は、回転駆動されて、コアエンジンに入る空気を比較的高圧に圧縮する。次いで、この高圧空気を燃焼器内で燃料と混合し、点火して高エネルギーガスストリームを形成する。このガスストリームは、後方に流れ、高圧タービンを通過し、高圧タービンおよび高圧シャフトを回転駆動し、高圧シャフトは、圧縮機を回転駆動する。

高圧タービンから出るガスストリームは、第２タービンまたは低圧タービンを通って膨張する。この低圧タービンは、低圧シャフトを介してファンおよびブースタ圧縮機を回転駆動し、これら全てが低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫いて延びる。いくつかのファンジェットエンジンは、二重反転ファンおよびブースタまたは低圧圧縮機に動力を供給する二重反転タービンを用いて設計されていた。米国特許第４，７９０，１３３号、第４，８６０，５３７号、第５，３０７，６２２号、および第６，７３２，５０２号は、二重反転ファンおよびブースタまたは低圧圧縮機に動力を供給する二重反転低圧タービン（ＬＰＴ）を開示している。生み出される推力の大部分は、ファンによって発生する。ファンおよびブースタの二重反転を引き起こすためにギアボックスを使用する二重反転ファンエンジンについての様々な設計も存在する。

欧州特許第１９２１２９０号

典型的には、ブースタは、半径方向内側回転ドラムまたはロータから半径方向外側に延びる回転ブースタブレードを有する。回転ブレードは、回転しない外側シェル、ドラムまたはダクトから半径方向内側に延びる回転しないブースタベーンと互いに噛み合っている（ｉｎｔｅｒｄｉｇｉｔａｔｅｄ）。この設計の欠点の中には、エンジンの加速中に回転ブースタブレードが摩擦の影響をより受けやすいことがある。したがって、この摩擦を最小にするために、代替のより頑強なエンジン設計または構成が望まれる。

ガスタービンエンジンブースタは、回転ドラムから半径方向内側に延びるブースタブレードを有する１つまたは複数の回転可能なブースタ段と、回転しない環状構造から半径方向外側に延びるブースタベーンを有する１つまたは複数の回転しないベーン段とを含む。ブースタの例示的な実施形態は、１つまたは複数の回転可能なブースタ段それぞれの、ブースタブレードからなる１つまたは複数のブースタブレード列と、１つまたは複数の回転しないベーン段それぞれの、ブースタベーンからなる１つまたは複数のベーン列とを含み、このブースタブレード列は、ベーン列と互いに噛み合っている。

ブースタは、ファンブレードからなる第１のファンブレード列を備える第１のファン段を有する航空機ガスタービンエンジンファンセクションに組み込むことができる。ファンセクションは、第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトを含んでもよく、ブースタブレードおよびブースタベーンが、コアエンジン入口ダクトを横切って延びる。

ファン段は、第２のファン段に対して二重反転可能である第１のファン段であってもよい。二重反転可能な第１のファン段および二重反転可能な第２のファン段は、第１のファンブレード列および第２のファンブレード列をそれぞれ含んでもよく、ガスタービンエンジンブースタは、第１のファン段と第２のファン段のほぼ間に軸方向に位置してもよい。コアエンジン入口ダクトへの入口は、第２のファン段の上流に位置してもよい。第２のファンブレード列のファンブレードは、回転ドラムに接続され、回転ドラムの半径方向外側に取り付けられてもよい。

ブースタおよびファンセクションは、ファンセクションの下流にコアエンジンを有すると共に、コアエンジン内に高圧ロータおよび高圧タービンを有する航空機ガスタービンエンジンに組み込むことができる。低圧タービンは、コアエンジンの下流にあり、ガスタービンエンジンブースタは、ファン段の軸方向下流に位置する。

本発明の前述の態様および他の特徴は、添付図面を参照して以下の説明の中に記載されている。

二重反転可能な第１のファン段および第２のファン段と、回転ドラムから半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレードとを備え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断面図である。図１に示すファンおよびブースタの長手方向拡大断面図である。単一のファン段と、ファン段に接続した回転ドラムから半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレードとを備え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断面図である。低圧シャフトによってタービンに駆動接続した単一のファン段と、ギアボックスに接続されると共にファン段に対して二重反転可能な回転ドラムから半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレードとを備え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断面図である。ギアボックスを介してタービンに駆動接続した単一のファン段と、このファン段に接続した回転ドラムから半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレードとを備え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断面図である。ギアボックスを介して二重反転可能なタービンに駆動接続した単一のファン段と、ファン段に接続した回転ドラムから半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレードとを備え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断面図である。

図１および図２に、エンジン中心線８を中心にして取り囲んでいると共に、周囲空気５の入口空気流を受け取るファンセクション１２を有する例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示す。ファンセクション１２は、第１および第２のファンブレード列１３、１５をそれぞれ含む二重反転可能な第１および第２のファン段４、６を有する。ブースタ１６は、第１のファン段４と第２のファン段６のほぼ間に軸方向に位置する。第１のファン段４と第２のファン段６のほぼ間にブースタ１６を配置することは、２つのファン段の間の空気力学的な相互作用による騒音を低減するのに役立つ。

ブースタ１６は、第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２をそれぞれ備える回転可能な第１、第２および第３のブースタ段３８、４０、４２を有する。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２のブースタブレード１７は、第２のファン段６に接続した回転ドラム４６から半径方向内側に延びる。ブースタ１６は、第１および第２のベーン列６６、６８をそれぞれ備える回転しない第１および第２のベーン段６２、６４を有する。第１および第２のベーン段６２、６４のブースタベーン６５は、前方フレームまたはファンフレーム３４に固定接続した回転しないシェル６９または他の環状構造から半径方向外側に延びる。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２は、第１および第２のベーン列６６、６８と互いに噛み合っている。したがって、エンジンの加速時に、回転しないシェル６９が、半径方向所定の位置のままでありつつ、ブースタブレード１７は、半径方向外側に促され、このようにして、シェルに接するブレードの摩擦を低減するまたはなくす。これにより、ブースタ１６を頑強かつ軽量に設計することが可能になる。第２のファン段６の第２のファンブレード列１５のファンブレード１４は、ブースタ１６の半径方向外側に取り付けられ、回転ドラム４６に接続される。

図１を参照すると、ファンセクション１２に続いて、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、および燃焼器２０があり、燃焼器２０は、燃料をＨＰＣ１８によって加圧した空気５と混合して燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスは、高圧タービン（ＨＰＴ）２４および二重反転低圧タービン（ＬＰＴ）２６を通じて下流に流れ、ＬＰＴ２６により燃焼ガスは、エンジン１０から排出される。高圧シャフト２７は、ＨＰＴ２４をＨＰＣ１８に連結して実質的に第１のロータまたは高圧ロータ３３を形成する。高圧圧縮機１８、燃焼器２０、および高圧タービン２４は、総称してコアエンジン２５と呼ばれ、このコアエンジン２５は、本特許では、高圧シャフト２７を含む。

ファンケーシング１１および回転可能な環状の半径方向内側バイパスダクト壁９によって半径方向に境界付けられたバイパスダクト２１は、ブースタ１６と、コアエンジン２５の高圧圧縮機１８へのコアエンジン入口ダクト１９とを囲む。バイパスダクト２１は、ファンケーシング１１および環状の半径方向内側バイパスダクト壁９によって半径方向に境界付けられる。半径方向内側バイパスダクト壁９は、第２のファンブレード列１５に固定取り付された、回転ドラム４６を含む回転可能な壁セクション２２を備える。第２のファンブレード列１５は、バイパスダクト２１内に半径方向に配設され、ファンブレード１４は、回転可能な壁セクション２２から半径方向外側に延び、回転ドラム４６の半径方向外側に位置する。

入口ダクト１９は、第１のファン段４および第１のファンブレード列１３の軸方向後方および下流に位置する入口２３５を有し、第１のファンブレード列１３は、第１のファン段４から出て入口ダクト１９に入り高圧圧縮機１８およびコアエンジン２５の中に入るファン気流１２６のコア部分１２４から、滑走路からのデブリ（ＦＯＤ）、砂埃、粒子、および氷を遠心分離して取り除くことを可能にする。ブースタブレード１７およびベーン６５は、入口ダクト１９を横切って配設される。

二重反転低圧タービン２６は、後方低圧内側円錐形シャフト延長部１３２によって低圧内側シャフト１３０に回転可能に取り付けた環状外側ドラムロータ１３６を含む。外側ドラムロータ１３６は、外側ドラムロータ１３６から半径方向内側に延びると共に軸方向に互いに間隔をおいて配置される複数の第１の低圧タービンブレード列１３８を備える。ドラムロータ１３６は、第１の低圧タービンブレード列１３８の最終段１３９から片持ちにされ、最終段１３９は、後方低圧内側円錐形シャフト延長部１３２にボルト留めされている。二重反転低圧タービン２６は、後方低圧外側円錐形シャフト延長部１４２によって低圧外側シャフト１４０に回転可能に取り付けた環状低圧内側ドラムロータ１４６も含む。内側ドラムロータ１４６は、内側ドラムロータ１４６から半径方向外側に延びると共に軸方向に互いに間隔をおいて配置される複数の第２の低圧タービンブレード列１４８を備える。第１の低圧タービンブレード列１３８は、第２の低圧タービンブレード列１４８と互いに噛み合っている。

低圧外側シャフト１４０は、内側ドラムロータ１４６を、第２のファンブレード列１５が接続されるブースタ１６に駆動接続する。ブースタ１６および第２のファンブレード列１５は、前方円錐形外側シャフト延長部１４３によって低圧外側シャフト１４０に接続される。低圧外側シャフト１４０、内側ドラムロータ１４６、第２のファンブレード列１５、およびブースタ１６は、低圧外側ロータ２０２の主要な構成要素である。低圧内側シャフト１３０は、外側ドラムロータ１３６を第１のファンブレード列１３に駆動接続する。第１のファンブレード列１３は、前方円錐形内側シャフト延長部１３３によって低圧内側シャフト１３０に接続される。低圧内側シャフト１３０、外側ドラムロータ１３６、および第１のファンブレード列１３は、低圧内側ロータ２００の主要な構成要素である。低圧内側シャフト１３０および低圧外側シャフト１４０はそれぞれ、少なくとも部分的に、高圧ロータ３３と同軸方向に、かつ高圧ロータ３３の半径方向内側に、回転可能に配設される。

前方円錐形外側シャフト延長部１４３を介しての低圧外側ロータ２０２は、第１の軸受支持構造４４に取り付けた後方スラスト軸受４３、および第２の軸受支持構造４７に取り付けた第２の軸受３６、すなわちローラ軸受によって、ファンフレーム３４から軸方向および半径方向に、回転可能に支持されている。前方円錐形内側シャフト延長部１３３を介しての低圧内側ロータ２００は、前方円錐形外側シャフト延長部１４３の前方に延びている延長部５６と前方円錐形内側シャフト延長部１３３との間に取り付けられている前方差動スラスト軸受５５によってファンフレーム３４から軸方向および半径方向に、回転可能に支持されている。低圧内側ロータ２００は、低圧内側シャフト１３０と低圧外側シャフト１４０の間の前方差動軸受２０８、すなわちローラ軸受によって、ファンフレーム３４から軸方向に、さらに回転可能に支持されている。第１および第２の軸受支持構造４４、４７は、ファンフレーム３４に固定取り付けされる。ファンケーシング１１は、ファンフレーム支柱３５によってファンフレーム３４に固定接続される。

後方低圧外側円錐形シャフト延長部１４２を介して低圧外側シャフト１４０に接続されている低圧外側ロータ２０２は、タービン間フレーム６０内で第３の軸受７６によって半径方向に、回転可能に支持されている。第３の軸受７６は、タービン間フレーム６０の後部１１０に取り付けた後方軸受支持構造９７と、後方低圧外側円錐形シャフト延長部１４２の前方内側延長部１９０との間に配設される。低圧外側ロータ２０２は、第３の軸受７６によって最後方に、回転可能に支持されており、したがって、第３の軸受７６は、最後方低圧ロータ支持軸受と呼ばれる。ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６の間に軸方向に位置するタービン間フレーム６０は、低圧タービン２６全体を実質的に支持する。

後方低圧内側円錐形シャフト延長部１３２を介して低圧内側シャフト１３０に接続されている低圧内側ロータ２００は、低圧外側ロータ２０２の後方低圧外側円錐形シャフト延長部１４２によって半径方向に、回転可能に支持されている。差動軸受１４４（シャフト間軸受とも呼ばれる）は、後方低圧外側円錐形シャフト延長部１４２の後方内側延長部１９２と後方低圧内側円錐形シャフト延長部１３２の外側延長部１９４との間に配設される。これにより低圧内側ロータ２００および低圧外側ロータ２０２が二重反転することが可能になる。

高圧ロータ３３の高圧圧縮機１８の前方高圧端部７０は、ファンフレーム３４に取り付けた軸受組立体支持構造８２に取り付けた軸受組立体８０によって半径方向に、回転可能に支持される。高圧ロータ３３の後端９２は、タービン間フレーム６０の前部１０８に取り付けた前方軸受支持構造９６に取り付けた第５の軸受９４によって後方半径方向に、回転可能に支持されている。前方軸受支持構造９６および後方軸受支持構造９７は、タービン間フレーム６０の前部１０８および後部１１０にそれぞれ固定連結または取り付けされ、軸方向に離れて間隔をおいて配置されている。タービン間フレーム６０の前部１０８および後部１１０はそれぞれ、第２の構造リング８８によって隔てられる。

ＬＰＴ２６の後方に位置するのは、低圧タービンケーシング５４と環状箱構造１５４の間で半径方向内側に延びる出口ガイドベーン１５２の静止列を支持する出口ガイドベーン組立体１５０である。出口ガイドベーン組立体１５０は、ＬＰＴ２６から出るガス流の渦を取り除く。接続した低圧タービンケーシング５４は、ＨＰＴ２４とＬＰＴ２６の間のタービン間移行ダクト１１４の端部でエンジンケーシング４５にボルト留めされる。ドーム形カバープレート１５６は、環状箱構造１５４にボルト留めされる。

ブースタを有する単一回転方向のロータまたはファンを有する他の多くのタイプの二重反転可能タービンエンジンおよび二重反転しないタービンエンジンまたはガスタービンエンジンが、本明細書に開示したブースタ構成を使用できる。いくつかのそのようなガスタービンを以下に説明する。

図３に、ファンブレード１４からなる単一のファン段１０４と、このファン段１０４に接続した回転ドラム４６から半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレード１７を有するブースタ１６とを備える航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態を概略的に示す。ブースタ１６は、第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２をそれぞれ備える回転可能な第１、第２および第３のブースタ段３８、４０、４２を有する。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２のブースタブレード１７は、回転ドラム４６から半径方向内側に延びる。ブースタ１６は、第１および第２のベーン列６６、６８をそれぞれ備える回転しない第１および第２のベーン段６２、６４を有する。第１および第２のベーン段６２、６４のブースタベーン６５は、前方フレームまたはファンフレーム３４に固定接続した回転しないシェル６９または他の環状構造から半径方向外側に延びる。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２は、第１および第２のベーン列６６、６８と互いに噛み合っている。したがって、エンジンの加速時に、回転しないシェル６９が、半径方向所定の位置のままでありつつ、ブースタブレード１７は、半径方向外側に促され、このようにして、シェルに接するブレードの摩擦を低減するまたはなくす。これにより、ブースタ１６を頑強かつ軽量に設計することが可能になる。

図４に、単一のファン段１０４を備える航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態を概略的に示す。単一のファン段１０４の下流には、高圧圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２４、および低圧タービン（ＬＰＴ）２６があり、それによって燃焼ガスは、エンジン１０から排出される。高圧シャフト２７は、ＨＰＴ２４をＨＰＣ１８に連結する。高圧圧縮機１８、燃焼器２０、および高圧タービン２４は、総称してコアエンジン２５と呼ばれる。単一のファン段１０４は、低圧シャフト３０によって減速ギアボックス１０６を介して低圧タービン２６に駆動接続される。

回転ドラム４６から半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレード１７を有するブースタ１６は、低圧シャフト３０を介して低圧タービン２６によって直接駆動される。ブースタブレード１７および回転ドラム４６は、低圧シャフト３０に駆動接続され、回転ドラム４６は、ファン段１０４に対して二重反転可能である。ブースタブレード１７および回転ドラム４６は、ファン段１０４より大きい速度で回転することにもなる。ブースタ１６は、第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２をそれぞれ備える回転可能な第１、第２および第３のブースタ段３８、４０、４２を有する。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２のブースタブレード１７は、回転ドラム４６から半径方向内側に延びる。ブースタ１６は、第１および第２のベーン列６６、６８をそれぞれ備える回転しない第１および第２のベーン段６２、６４を有する。第１および第２のベーン段６２、６４のブースタベーン６５は、前方フレームまたはファンフレーム３４に固定接続した回転しないシェル６９または他の環状構造から半径方向外側に延びる。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２は、第１および第２のベーン列６６、６８と互いに噛み合っている。したがって、エンジンの加速時に、回転しないシェル６９が、半径方向所定の位置のままでありつつ、ブースタブレード１７は、半径方向外側に促され、このようにして、シェルに接するブレードの摩擦を低減するまたはなくす。これにより、ブースタ１６を頑強かつ軽量に設計することが可能になる。

図５に、ギアボックス１０６を介して低圧タービン２６に駆動接続した単一のファン段１０４と、このファン段１０４に駆動接続されている回転ドラム４６から半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレード１７を有するブースタ１６とを備える航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態を概略的に示す。ブースタ１６は、第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２をそれぞれ備える回転可能な第１、第２および第３のブースタ段３８、４０、４２を有する。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２のブースタブレード１７は、回転ドラム４６から半径方向内側に延びる。

ブースタ１６は、第１および第２のベーン列６６、６８をそれぞれ備える回転しない第１および第２のベーン段６２、６４を有する。第１および第２のベーン段６２、６４のブースタベーン６５は、前方フレームまたはファンフレーム３４に固定接続した回転しないシェル６９または他の環状構造から半径方向外側に延びる。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２は、第１および第２のベーン列６６、６８と互いに噛み合っている。したがって、エンジンの加速時に、回転しないシェル６９が、半径方向所定の位置のままでありつつ、ブースタブレード１７は、半径方向外側に促され、このようにして、シェルに接するブレードの摩擦を低減するまたはなくす。これにより、ブースタ１６を頑強かつ軽量に設計することが可能になる。

図６に、ギアボックス１０６を介して第１および第２の二重反転低圧タービン１１６、１１８に駆動接続した単一のファン段１０４と、このファン段１０４に駆動接続した回転ドラム４６から半径方向内側に延びるたった１つのセットだけの共回転可能なブースタブレード１７を有するブースタ１６とを備える航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態を概略的に示す。ブースタ１６は、第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２をそれぞれ備える回転可能な第１、第２および第３のブースタ段３８、４０、４２を有する。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２のブースタブレード１７は、回転ドラム４６から半径方向内側に延びる。ブースタ１６は、第１および第２のベーン列６６、６８をそれぞれ備える回転しない第１および第２のベーン段６２、６４を有する。第１および第２のベーン段６２、６４のブースタベーン６５は、前方フレームまたはファンフレーム３４に固定接続した回転しないシェル６９または他の環状構造から半径方向外側に延びる。第１、第２および第３のブースタブレード列４８、５０、５２は、第１および第２のベーン列６６、６８と互いに噛み合っている。したがって、エンジンの加速時に、回転しないシェル６９が、半径方向所定の位置のままでありつつ、ブースタブレード１７は、半径方向外側に促され、このようにして、シェルに接するブレードの摩擦を低減するまたはなくす。これにより、ブースタ１６を頑強かつ軽量に設計することが可能になる。

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、限定の用語ではなく、説明の用語としての性質のものであることが意図されていることを理解されたい。本明細書において、本発明の好ましい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、当業者には、本明細書の教示から本明細書の他の修正形態が明らかなはずであり、したがって、そのような修正形態の全ては、本発明の本来の思想および範囲内に含まれるものとして特許請求の範囲において保護されることを望む。

したがって、特許により保護が望まれるものは、添付の特許請求の範囲において定義し、差別化した本発明である。

４二重反転可能な第１のファン段、第１のファン段
５周囲空気、空気
６二重反転可能な第２のファン段、第２のファン段
８エンジン中心線
９回転可能な環状の半径方向内側バイパスダクト壁、半径方向内側バイパスダクト壁
１０ターボファンガスタービンエンジン、エンジン、航空機ターボファンガスタービンエンジン
１１ファンケーシング
１２ファンセクション
１３第１のファンブレード列
１４ファンブレード
１５第２のファンブレード列
１６ブースタ
１７ブースタブレード
１８高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９コアエンジン入口ダクト、入口ダクト
２０燃焼器
２１バイパスダクト
２２回転可能な壁セクション
２４高圧タービン（ＨＰＴ）
２５コアエンジン
２６二重反転低圧タービン（ＬＰＴ）、低圧タービン
２７高圧シャフト
３０低圧シャフト
３３第１のロータまたは高圧ロータ、高圧ロータ
３４前方フレームまたはファンフレーム、ファンフレーム
３５ファンフレーム支柱
３６第２の軸受
３８回転可能な第１のブースタ段
４０回転可能な第２のブースタ段
４２回転可能な第３のブースタ段
４３後方スラスト軸受
４４第１の軸受支持構造
４５エンジンケーシング
４６回転ドラム
４７第２の軸受支持構造
４８第１のブースタブレード列
５０第２のブースタブレード列
５２第３のブースタブレード列
５４低圧タービンケーシング
５５前方差動スラスト軸受
５６前方に延びている延長部
６０タービン間フレーム
６２回転しない第１のベーン段、第１のベーン段
６４回転しない第２のベーン段、第２のベーン段
６５ブースタベーン、ベーン
６６第１のベーン列
６８第２のベーン列
６９回転しないシェル
７０前方高圧端部
７６第３の軸受
８０軸受組立体
８２軸受組立体支持構造
８８第２の構造リング
９２後端
９４第５の軸受
９６前方軸受支持構造
９７後方軸受支持構造
１０４単一のファン段、ファン段
１０６減速ギアボックス、ギアボックス
１０８前部
１１０後部
１１４タービン間移行ダクト
１１６第１の二重反転低圧タービン
１１８第２の二重反転低圧タービン
１２４コア部分
１２６ファン気流
１３０低圧内側シャフト
１３２後方低圧内側円錐形シャフト延長部
１３３前方円錐形内側シャフト延長部
１３６環状外側ドラムロータ、外側ドラムロータ、ドラムロータ
１３８複数の第１の低圧タービンブレード列、第１の低圧タービンブレード列
１３９最終段
１４０低圧外側シャフト
１４２後方低圧外側円錐形シャフト延長部
１４３前方円錐形外側シャフト延長部
１４４差動軸受
１４６環状低圧内側ドラムロータ、内側ドラムロータ
１４８複数の第２の低圧タービンブレード列、第２の低圧タービンブレード列
１５０出口ガイドベーン組立体
１５２出口ガイドベーン
１５４環状箱構造
１５６ドーム形カバープレート
１９０前方内側延長部
１９２後方内側延長部
１９４外側延長部
２００低圧内側ロータ
２０２低圧外側ロータ
２０８前方差動軸受
２３５入口

Claims

航空機ガスタービンエンジンのファン段の軸方向下流に設けられるガスタービンエンジンブースタであって、
回転ドラムから半径方向内側に延びる複数の回転可能なブースタブレードを有する１つまたは複数の回転可能なブースタブレード列と、
回転しない環状構造から半径方向外側に延びる複数の回転しないブースタベーンを有する１つまたは複数の回転しないブースタベーン列と
を備え、
前記ブースタブレード列が、前記ブースタベーン列と互いに噛み合っている
ことを特徴とする、ガスタービンエンジンブースタ。
ファンブレード列を含むファン段と、
ファン段の軸方向下流に位置するガスタービンエンジンブースタと
を備える航空機ガスタービンエンジンファンセクションであって、
前記ブースタが、回転ドラムから半径方向内側に延びる複数の回転可能なブースタブレードを有する１つまたは複数の回転可能なブースタブレード列を含み、
前記ブースタが、回転しない環状構造から半径方向外側に延びる複数の回転しないブースタベーンを有する１つまたは複数の回転しないブースタベーン列を含み、
前記ブースタブレード列が、前記ブースタベーン列と互いに噛み合っている
ことを特徴とする、航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトをさらに備え、前記ブースタブレードおよび前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、請求項２記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記ファン段が、二重反転可能な第２のファン段に対して二重反転可能である二重反転可能な第１のファン段であり、
前記二重反転可能な第１のファン段および前記二重反転可能な第２のファン段が、第１のファンブレード列および第２のファンブレード列をそれぞれ含み、
前記ガスタービンエンジンブースタが、前記第１のファン段と前記第２のファン段のほぼ間に軸方向に位置する、
請求項２又は３記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトをさらに備え、前記ブースタブレードおよび前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、請求項４記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記コアエンジン入口ダクトへの前記入口が、前記第２のファン段の上流にある、請求項５記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記回転ドラムに接続され、前記回転ドラムの半径方向外側に取り付けられる前記第２のファンブレード列のファンブレードをさらに備える、請求項４記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトをさらに備え、前記ブースタブレードおよび前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、請求項７記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
前記コアエンジン入口ダクトへの前記入口が、前記第２のファン段の上流にある、請求項８記載の航空機ガスタービンエンジンファンセクション。
航空機ガスタービンエンジンであって、
少なくとも１つのファンブレード列を有するファン段を含むエンジンファンセクションと、
前記ファンセクションの下流にあり、高圧ロータおよび高圧タービンを含むコアエンジンと、
前記コアエンジンの下流の低圧タービンと、
前記ファン段の軸方向下流に位置するガスタービンエンジンブースタと
を備え、
前記ブースタが、回転ドラムから半径方向内側に延びる複数の回転可能なブースタブレードを有する１つまたは複数の回転可能なブースタ列を含み、
前記ブースタが、回転しない環状構造から半径方向外側に延びる複数の回転しないブースタベーンを有する１つまたは複数の回転しないベーン列を含み、
前記ブースタブレード列が、前記ブースタベーン列と互いに噛み合っている
ことを特徴とする、航空機ガスタービンエンジン。
前記コアエンジンへのコアエンジン入口ダクトをさらに備え、
前記コアエンジン入口ダクトが、前記第１のファン段および前記ブースタブレードの下流に入口を有し、
前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、
請求項１０記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記ファン段が、二重反転可能な第２のファン段に対して二重反転可能である二重反転可能な第１のファン段であり、
前記二重反転可能な第１のファン段および前記二重反転可能な第２のファン段が、第１のファンブレード列および第２のファンブレード列をそれぞれ含み、
前記ガスタービンエンジンブースタが、前記第１のファン段と第２のファン段のほぼ間に軸方向に位置する、
請求項１０又は１１記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトをさらに備え、前記ブースタブレードおよび前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、請求項１２記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記コアエンジン入口ダクトへの前記入口が、前記第２のファン段の上流にある、請求項１３記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記回転ドラムに接続され、前記回転ドラムの半径方向外側に取り付けられる前記第２のファンブレード列のファンブレードをさらに備える、請求項１２記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記第１のファン段の下流に入口を有するコアエンジン入口ダクトをさらに備え、前記ブースタブレードおよび前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、請求項１５記載の航空機ガスタービンエンジン。
前記コアエンジン入口ダクトへの前記入口が、前記第２のファン段の上流にある、請求項１６記載の航空機ガスタービンエンジン。
航空機ガスタービンエンジンであって、
ファンブレードを有する単一のファン段を含むエンジンファンセクションと、
前記ファンセクションの下流にあり、高圧ロータおよび高圧タービンを含むコアエンジンと、
前記コアエンジンの下流の低圧タービンと
前記ファン段の軸方向下流に位置するガスタービンエンジンブースタであって、
前記ブースタが、回転ドラムから半径方向内側に延びる複数の回転可能なブースタブレードを有する１つまたは複数の回転可能なブースタ列を含み、
前記ブースタが、回転しない環状構造から半径方向外側に延びる複数の回転しないブースタベーンを有する１つまたは複数の回転しないベーン列を含む、
ガスタービンエンジンブースタと、
低圧シャフトによって前記低圧タービンに駆動接続した減速ギアボックスと
を備え、
前記ブースタブレード列が、前記ブースタベーン列と互いに噛み合っており、
前記減速ギアボックスが、前記ファン段に駆動接続され、
前記回転ドラムおよび前記ブースタブレードが、前記低圧シャフトに駆動接続される
ことを特徴とする、航空機ガスタービンエンジン。
前記コアエンジンへのコアエンジン入口ダクトをさらに備え、
前記コアエンジン入口ダクトが、前記単一のファン段および前記ブースタブレードの下流に入口を有し、
前記ブースタベーンが、前記コアエンジン入口ダクトを横切って延びる、
請求項１８記載の航空機ガスタービンエンジン。