JP6401759B2

JP6401759B2 - 航空機用後部エンジン

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Publication number: JP6401759B2
Application number: JP2016178125A
Authority: JP
Inventors: トーマス・リー・ベッカー; カート・デーヴィッド・マロー; パトリック・マイケル・マリナン; ブランドン・ウェイン・ミラー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-09-21
Filing date: 2016-09-13
Publication date: 2018-10-10
Anticipated expiration: 2036-09-13
Also published as: CN106986037B; US9821917B2; EP3144226A1; CA2941229C; CN106986037A; JP2017061303A; BR102016021222A2; US20170081035A1; CA2941229A1; EP3144226B1

Description

本主題は、全体的には、後部エンジンを含む航空機推進システムに関する。

従来の商用航空機は、概して胴体、一対の主翼、及び推力を提供する推進システムを含む。一般に、推進システムは、ターボファンジェットエンジン等の少なくとも２つの航空機エンジンを含む。各ターボファンジェットエンジンは、例えば主翼の真下の吊り下げ位置において、主翼及び胴体と切り離されて航空機の主翼のそれぞれに取り付けられている。このような構成により、ターボファンジェットエンジンは、主翼及び／又は胴体の影響を受けない独立した自由流の空気流と相互作用することができる。この構成により、それぞれのターボファンジェットエンジンの各々の入口に流入する空気内の変動量を低減することができ、このことは航空機の正味推進力に好ましい影響を与える。

しかしながら、ターボファンジェットエンジンを含む航空機上の抗力は、同様に航空機の正味推進力に影響を及ぼす。表面摩擦、形状抗力、及び誘導抗力を含む航空機上の抗力の総量は、一般に航空機に近づく空気の自由流速度と航空機上の抗力が引き起こす航空機からの伴流下流の平均速度との差分に比例する。

抗力の影響を打ち消すための及び／又はターボファンジェットエンジンの効率を高めるためのシステムが提案されている。例えば、特定の推進システムは、例えば胴体及び／又は主翼にわたって境界層を形成する比較的速度が遅い空気の一部をターボファンジェットエンジンのファンセクションから上流でターボファンジェットエンジンに送る、境界層吸い込みシステムを組み込む。この構成は、航空機の下流からの境界層空気流を回復させることで抗力を低減できるが、ターボファンジェットエンジンに流入する境界層からの比較的速度が遅い空気流は、一般に不均一な又は変形した速度プロフィールを有する。結果的に、このようなターボファンジェットエンジは、効率損失を受ける可能性があり、航空機上の抗力低減の何らかの利点が最小になるか又無くなる。

従って、航空機の所定量の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが有用であろう。詳細には、航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための１又は２以上の構成要素を含む推進システムが特に好都合であろう。

米国特許第９０３８３９８号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

本開示の１つの例示的な実施形態において、胴体を有する航空機のための推進システムが提供される。推進システムは、航空機の後端において航空機に取り付けられるように構成された後部エンジンを含む。後部エンジンは中心軸を定め、中心軸の周りで回転可能で複数のファンブレードを有するファンを含む。また、後部エンジンは、ファンの複数のファンブレードを取り囲み、後部エンジンが航空機に取り付けられた場合に航空機の後端において航空機の中点線の周りを延びるナセルを含む。また、後部エンジンは、後部エンジンが航空機に取り付けられた場合に複数のファンブレードの前方の位置で、ナセルと航空機の胴体との間に延びる１又は２以上の構造部材を含む。

本開示の他の例示的な実施形態において、航空機の後端で航空機に取り付けられる境界層吸い込みファンが提供される。境界層吸い込みファンは、境界層吸い込みファンの中心軸の周りで回転可能でかつ複数のファンブレードを有するファンを含む。また、境界層吸い込みファンは、ファンの複数のファンブレードを取り囲むナセルを含む。また、ナセルは、境界層吸い込みファンが航空機の後端に取り付けられた場合に、航空機の胴体と共に入口を定めかつ航空機の胴体の周りに延びる。また、境界層吸い込みファンを航空機に取り付けるために、境界層吸い込みファンは、ファンの複数のファンブレードの前方の位置でナセルに取り付けられた１又は２以上の構造部材を含む。

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、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明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。

本開示の種々の例示的な実施形態による航空機の上面図。図１の例示的な航空機の左側面図。図１の例示的な航空機に取り付けられたガスタービンエンジンの概略断面図。本開示の例示的な実施形態による後部エンジンの概略断面図。本開示の例示的な実施形態による図４の例示的な後部エンジンの構造部材の断面図。図４の例示的な後部エンジンの軸方向中心線に沿って見た、図４の例示的な後部エンジンの概略断面図。本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略的断面図。本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略的断面図。本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略的断面図。本開示の他の例示的な実施形態による後部エンジンの概略的断面図。

ここで、その１つ又はそれ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、図全体を通して同じ参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図１は、本発明の種々の実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の上面図を提示する。図２は、図１に示す航空機１０の左側面図を提示する。図１及び２に集合的に示すように、航空機１０は、これを貫通して延びる長手方向中心線１４、垂直方向Ｖ、横方向Ｌ、前端１６、及び後端１８を定める。さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６と後端１８との間で延びる中点線（ｍｅａｎｌｉｎｅ）１５を定める。本明細書で用いる場合、「中点線」は、航空機２００の長さに沿って延びる、航空機２００の付属物（例えば、以下に説明する主翼２０及び安定板）を考慮しない中間点線を意味する。

さらに、航空機１０は、航空機１０の前端１６から後端１８に向かって長手方向に延びる胴体１２と、一対の主翼２０とを含む。本明細書で用いる場合、「胴体」は、一般に航空機１０の尾部等の航空機１０の本体全てを含む。第１の主翼２０は、胴体１２の左舷から長手方向中心線１４に対して横方向外向きに延び、第２の主翼２０は、胴体１２の右舷から長手方向中心線１４４に対して横方向外向きに延びる。図示の例示的な実施形態に関する主翼２０の各々は、１又は２以上の前縁フラップ２６及び１又は２以上の後縁フラップ２８を含む。さらに、航空機１０は、ヨー制御用のラダーフラップ３２を有する垂直安定板３０と、各々がピッチ制御用のエレベータフラップ３６を有する一対の水平安定板３４とを含む。胴体１２は、外面又は外板３８をさらに含む。しかしながら、本開示の他の例示的な実施形態において、航空機１０は、追加的に又は代替的に、垂直方向Ｖ又は水平方向／横方向Ｌに沿って直接延びることができる又は延びなくてもよい何らかの他の適切な安定板の形態を含むことができることを理解されたい。

図１及び２の例示的な航空機１０は、本明細書では「システム１００」と呼ぶ、本開示の例示的な実施形態による推進システム１００を含む。例示的なシステム１００は、一対の航空機エンジン及び後部エンジンを含み、一対の航空機エンジンのうちの少なくとも１つは、一対の主翼２０の各々に取り付けられている。図示の実施形態に関して、航空機エンジンは、ターボファンジェットエンジン１０２、１０４として構成され、翼下（ｕｎｄｅｒ−ｗｉｎｇ）構成でもって主翼２０の真下に吊り下げられる。加えて、後部エンジンは、航空機１０の胴体１２の上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成されたエンジンとして構成される。特に、後部エンジンは、ファン、すなわち境界吸い込み（ＢＬＩ）ファンとして構成され、航空機１０の胴体１２の上に境界層を形成する空気を吸い込んで利用するように構成される。ＢＬＩファン１０６は、主翼２０及び／又はジェットエンジン１０２、１０４の後方位置で航空機１０に取り付けられており、中点線１５はこれを通って延びる。詳細には、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン１０６は、後端１８において胴体１２に固定的に結合されるので、ＢＬＩファン１０６は、後端１８で尾部に組み込まれるか又は一体化される。しかしながら、幾つかを以下に説明する種々の他の実施形態において、ＢＬＩファン１０６は、代替的に後端１８の何らかの適切な位置に配置できることを理解されたい。

種々の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、発電機１０８及び／又はエネルギ蓄積装置１１０に出力を供給するように構成することができる。例えば、一方又は両方のジェットエンジン１０２、１０４は、回転シャフト（例えば、ＬＰシャフト又はＨＰシャフト）から発電機１０８に対して機械的出力を供給するように構成することができる。加えて、発電機１０８は、機械的出力を電力に変換して、この電力をエネルギ蓄積装置１１０又はＢＬＩファン１０６のうちの一方又は両方に供給するように構成することができる。従って、このような実施形態において、推進システム１００は、ガス−エレクトリック推進システムと呼ぶことができる。しかしながら、図１及び２に示す航空機１０及び推進システム１００は、単なる例示目的であり、本開示の他の例示的な実施形態において、何らかの他の適切な方法で構成された推進システム１００を有する何らかの他の適切な航空機１０を提供できることを理解されたい。

ここで図３を参照すると、少なくとも特定の実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、高バイパスターボファンジェットエンジンとして構成することができる。図３は、本明細書では「ターボファン２００」と呼ぶ、例示的な高バイパスターボファンジェットエンジン２００の概略断面図である。種々の実施形態において、ターボファン２００は、ジェットエンジン１０２、１０４を代表することができる。図３に示すように、ターボファンエンジン２００は、軸方向Ａ１（参照として設けられる長手方向中心線２０１に対して平行に延びる）及び半径方向Ｒ１を定める。一般に、ターボファン２００は、ファンセクション２０２及び該ファンセクション２０２から下流に配置されたコアタービンエンジン２０４を含む。

概略的に示された例示的なコアタービンエンジン２０４は、環状入口２０８を定める略管状の外部ケーシング２０６を含む。外部ケーシング２０６は、直列流れ関係で、ブースタすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２１０及び高圧（ＨＰ）圧縮機２１２を含む圧縮機セクションと、燃焼器セクション２１４と、高圧（ＨＰ）タービン２１６及び低圧（ＬＰ）タービン２１８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２２０とを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール２２２は、ＨＰタービン２１８をＨＰ圧縮機２１２に駆動結合する。低圧（ＬＰ）又はスプール２２４は、ＬＰタービン２１８をＬＰ圧縮機２１０に駆動結合する。

図示の実施形態に関して、ファンセクション２０２は、相隔たる様式でディスク２３０に結合した複数のファンブレード２２８を有する可変ピッチファン２２６を含む。図示のように、ファンブレード２２８は、略半径方向Ｒ１に沿ってディスク２３０から外向きに延びる。ファンブレード２２８のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切な作動部材２３８に作動的に結合するファンブレード２２８に基づいて、各ファンブレード２２８は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク２３０に対して回転可能である。ファンブレード２２８、ディスク２３０、及び作動部材２３２は、出力ギヤボックス２３４を横切るＬＰシャフト２２４によって長手方向軸線２０１の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス２３４、ＬＰシャフト２２４の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数のギヤを含む。

さらに図３の例示的な実施形態を参照すると、ディスク２３０は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード２２８を通るのを促進する、回転可能フロントハブ２３６でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション２０２は、円周方向でファン２２６及び／又はコアタービンエンジン２０４の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル２３８を含む。ナセル２３８は、複数の周方向に離間した出口ガイドベーン２４０によってコアタービンエンジン２０４に対して支持されるようになっていることを理解されたい。さらに、ナセル２３８の下流セクション２４２は、コアタービンエンジン２０４の外部に広がり、その間にバイパス空気流通路２４４を定めることができる。

しかしながら、図３に示す例示的なターボファンエンジン２００は例証であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン２００は、何らかの他の適切な構成を含み得ることを理解されたい。さらに、他の例示的な実施形態において、ジェットエンジン１０２、１０４は、代わりに、何らかの他の適切な航空エンジンとして構成できることを理解されたい。

図４を参照すると、図４は、本開示の種々の実施形態による後部エンジンの概略的な断面側面図を提示し、後部エンジンは、航空機１０の尾部１８において航空機１０に取り付けられている。詳細には、図示の実施形態に関して、後部エンジンは、境界層吸い込み（ＢＬＩ）ファン３００として構成される。ＢＬＩファン３００は、図１及び２を参照して前述したＢＬＩファン１０６と実質的に同じ様式で構成することができ、航空機１０は、図１及び２を参照して前述した例示的な航空機１０と実質的に同じ様式で構成することができる。

図４に示すように、ＢＬＩファン３００は、参照用にその中を通って延びる長手方向中心軸線３０２に沿って延びる軸方向Ａ_２を定める。加えて、ＢＬＩファン３００は、半径方向Ｒ_２及び円周方向Ｃ_２（図６参照）を定める。

一般に、ＢＬＩファン３００は、中心軸線３０２の周りを回転可能なファン３０４、ファン３０４の一部の周りを延びるナセル３０６、及び航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間に延びる１又は２以上の構造部材３０８を含む。詳細には、ファン３０４は、概して円周方向Ｃ_２に沿って離間した複数のファンブレード３１０を含み、１又は２以上の構造部材３０８は、複数のファンブレード３１０の前方位置で航空機１０のナセル３０６と胴体１２の間に延びる。さらに、ナセル３０６は、複数のファンブレード３１０の周りを延びてこれを囲み、さらに、図４に示すようにＢＬＩファン３００が航空機１０に取り付けられる場合、航空機１０の胴体１２の周り及び航空機１０の中点線（ｍｅａｎｌｉｎｅ）１５の周りを延びる。本明細書で用いる場合、用語「ナセル」は、ナセル並びに構造的ファンケーシングを含むことに留意されたい。

また、図４に示すように、ファン３０４は、追加的に複数のファンブレード３１０が取り付けられたファンシャフト３１２を含む。図示されていないが、ファンシャフト３１２は、複数のファンブレード３１０の前方に設けられた１又は２以上の軸受、及び随意的に複数のファンブレード３１０の後方に設けられた１又は２以上の軸受によって回転可能に支持される。このような軸受は、ローラ軸受、ボール軸受、スラスト軸受等の何らかの適切な組み合わせとすることができる。

特定の例示的な実施形態において、複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に対して固定様式で取り付けることができ、もしくは、複数のファンブレード３１０は、ファンシャフト３１２に対して回転可能に取り付けることができる。例えば、複数のファンブレード３１０は、可変ピッチ機構（図示せず）によって、複数のファンブレード３１０の各々のピッチを例えば一斉に変更できるようにファンシャフト３１２に取り付けることができる。複数のファンブレード３１０のピッチを変更することで、ＢＬＩファン３００の効率を高めること及び／又はＢＬＩファン３００が所望の推力特性を実現することができる。このような例示的な実施形態では、ＢＬＩファン３００は、可変ピッチＢＬＩファンと呼ぶことができる。

ファンシャフト３１２は、少なくとも部分的に航空機１０の胴体１２の中に設けられた動力源３１４に機械的に結合される。図示の実施形態に関して、ファンシャフト３１２は、ギヤボックス３１６を介して動力源３１４に機械的に結合する。ギヤボックス３１６は、動力源１１４、厳密には動力源３１４のシャフト３１５の回転速度を変更するように構成することができ、ＢＬＩファン３００のファン３０４は所望の回転速度で回転する。ギヤボックス３１６は、固定ギヤ比のギヤボックスとすること、もしくはギヤボックス３１６は可変ギヤ比とすることができる。このような実施形態に関して、ギヤボックス３１６は、１又は２以上の飛行条件に応じてギヤ比を変更するために、例えば、航空機１０のコントローラに作動可能に接続することができる。

特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００は、図１を参照して前述したガス−エレクトリック推進システム等のガス−エレクトリック推進システムで構成することができる。このような実施形態において、動力源３１４は、エネルギ蓄積装置又は発電機の一方又は両方から電力を受け取る電気モータとすることができ、例えば、エネルギ蓄積装置又は発電機は、図１及び２のエネルギ蓄積装置１１０又は発電機１０８であり、発電機１０８は、１又は２以上の翼下搭載式航空機エンジンから受け取った機械力を電力に変換する。しかしながら、他の例示的な実施形態において、動力源３１４は、代わりに何らかの他の適切な動力源とすることができる。例えば、動力源３１４は、代替的にガスタービンエンジン又は内燃エンジン等のガスエンジンとして構成することができる。さらに、特定の例示的な実施形態において、動力源３１４は、航空機１０の胴体１２又はＢＬＩファン３００等の内部の何らかの他の適切な位置に配置することができる。例えば、特定の例示的な実施形態において、動力源３１４は、少なくとも部分的にＢＬＩファン３００の内部に配置されたガスタービンエンジンとして構成することができる。

前記で簡単に説明したように、ＢＬＩファン３００は、該ＢＬＩファン３００を航空機１０の取り付けるための１又は２以上の構造部材３０８を含む。図示の実施形態に関する１又は２以上の構造部材３０８は、航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間でＢＬＩファン３００の半径方向Ｒ_２に沿って実質的に延び、ＢＬＩファン３００を航空機１０の胴体１２に取り付けるようになっている。本明細書で使用される場合、「約」、「実質的に」、又は「およそ」などの近似用語は、許容誤差の１０％以内にあることを意味することを理解されたい。

加えて、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、ファン３０４に関する入口ガイドベーンとして構成される。詳細には、１又は２以上の構造部材３０８は、例えば、ＢＬＩファン３００の効率を高めるために又はＢＬＩファン３００に流入する空気の変形（ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ）を低減するために、空気流をＢＬＩファン３００に案内して調節を行うように形作られかつ方向付けされている。

特定の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３０８は、航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間で延びる固定式入口ガイドベーンとして構成することができる。しかしながら、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、可変式入口ガイドベーンとして構成することができる。ここで図５を参照すると、図５は、図４に示す例示的な構造部材３０８のうちの１つの半径方向Ｒ_２に沿って切り取った断面図を提示する。図示のように、構造部材３０８は、前方の上流端３１８と後方の下流端３２０との間を延びる。図示の構造部材３０８の本体３２２は、ＢＬＩファン３００のナセル３０６及び航空機１０の胴体１２に対して固定される。しかしながら、構造部材３０８は、追加的に、後端３２０において実質的に半径方向軸３２６の周りで回転するように構成されたフラップ３２４を含む。詳細には、図示のように、フラップ３２４は、第１の位置３２８（点線）、中立位置３３０、第２の位置３３２（点線）の間で回転するように構成され、その間で無数の位置が可能である。フラップ３２４を種々の位置の間で回転させることで、その上を流れる空気が案内される構造部材３０８は方向を変えように構成することができる。

図４及びさらに図６を参照すると、ＢＬＩファン３００は、前端３３６において、航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間で入口３３４を定める。前述のように、ＢＬＩファン３００のナセル３０６は、航空機１０の後端において航空機１０の中点線１５及び航空機１０の胴体１２の周りに広がる。従って、図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００の入口３３４は、図示の実施形態のようにＢＬＩファン３００が航空機１０に取り付けられる場合、航空機１０の中点線１５及び航空機１０の胴体１２の周りで実質的に３６０度にわたって広がる。特に、図６から分かるように、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、ＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ_２に沿って等間隔で離間する。図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、ＢＬＩファン３００の円周方向Ｃ_２に沿って離間する８個の構造部材３０８を含み、各々が、ほぼ半径方向Ｒ_２に沿って航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間に延びる。しかしながら、他の例示的な実施形態において、航空機１０のナセル３０６と胴体１２との間に延びる何らかの他の適切な数の構造部材３０８を設けることができる。加えて、さらに他の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００、詳細にはナセル３０６は、軸方向Ａ２に沿って（図示の円形とは対照的に）何らかの他の適切な断面形状とすることができ、構造部材３０８は、円周方向Ｃ_２に沿って等間隔で離間する必要はない。

さらに図４を参照すると、ＢＬＩファン３００は、追加的に１又は２以上の出口ガイドベーン３３８及びテールコーン３４０を含む。図示の実施形態に関して、１又は２以上の出口ガイドベーン３３８は、ナセル３０６とテールコーン３４０との間に延び、ＢＬＩファン３００を通る空気流を案内するようになっており、随意的にＢＬＩファン３００に対して強度及び剛性を付与するようになっている。出口ガイドベーン３３８は、円周方向Ｃ_２に沿って等間隔に離間すること（図６に示す入口ガイドベーン／構造部材３０８と同様に）、又は何らかの他の間隔を有することができる。加えて、出口ガイドベーン３３８は、固定式出口ガイドベーンとすること、代替的に可変式出口ガイドベーンとすることができる。ナセル３０６とテールコーン３４０との間に延びる複数の出口ガイドベーン３３８が存在すると、複数のファンブレード３１０とナセル３０６との間の狭い間隙が可能になり、ＢＬＩファン３００の効率を最大にすることができる。

複数のファンブレード３１０の後方において、図示の実施形態に関して、１又は２以上の出口ガイドベーン３３８の後方において、ＢＬＩファン３００は、追加的に、ナセル３０６とテールコーン３４０との間にノズル３４２を定める。ノズル３４２は、その中を通る空気から所定量の推力を発生させるように構成することができ、テールコーン３４０は、ＢＬＩファン３００上の抗力の量を最小にするように形作ることができる。しかしながら、他の実施形態において、テールコーン３４０は、何らかの他の形状とすること、例えば、テールコーン３４０の後端がナセル３０６で囲まれるようにナセル３０６の後端の前方で終端することができる。加えて、別の実施形態において、ＢＬＩファン３００は、何らかの一定量の推力を発生するように構成する必要はなく、代わりに、航空機１０の胴体１２の境界層から空気を吸い込んで、この空気にエネルギを付与して、すなわち空気を加速して航空機１０の全体的な抗力を低減する（結果的に航空機１０の正味推力を増大させる）ように構成することができる。

ここで図７−１０を参照すると、図４に示す例示的なＢＬＩファン３００種々の別の実施形態が提示される。図７−１０に示す種々の実施形態の各々は、図４に示す例示的なＢＬＩファン３００と実質的に同じ様式で構成することができ（本明細書で説明する相違点以外は）、従って、各図面を通して同じ又は類似の符号は同じ又は類似の構成要素を指す。

特に図７を参照すると、例示的なＢＬＩファン３００は、航空機１０の後端において航空機１０の胴体１２に取り付けられかつ航空機１０の尾部１８に一体化される。詳細には、図７の実施形態に関して、垂直安定板３０の少なくとも部分３４２において、航空機１０は、航空機１０の胴体１２からＢＬＩファン３００のナセル３０６まで延びかつこれを貫通して延びる。より詳細には、図示の実施形態に関して、航空機１０の垂直安定板３０は、ＢＬＩファン３００の１又は２以上の構造部材３０８のうちの１つとして機能し、ＢＬＩファン３００の１又は２以上の構造部材３０８は、航空機１０の垂直安定板３０の部分３４２を含むと見なすことができる。図示しないが、特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００の１又は２以上の構造部材３０８は、追加的に又は代替的に、航空機１０の１又は２以上の水平安定板（例えば、図１及び２に示す水平安定板３４）の少なくとも一部を含むことができる。図示の実施形態に関して、垂直安定板３０のフラップ３２は、ＢＬＩファン３００の外側に位置決めされることに留意されたい。

同様に、ここで図８の例示的なＢＬＩファン３００を参照すると、ＢＬＩファン３００は、この場合も、航空機１０の胴体１２に取り付けられて航空機１０の尾部１８に一体化される。詳細には、図８の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、そうでなければ垂直安定板３０が配置されることになる場所に取り付けられており、垂直安定板３０は、代わりにＢＬＩファン３００のナセル３０６に直接取り付けられている。このような構成により、ＢＬＩファン３００の１又は２以上の構造部材３０８及び１又は２以上の出口ガイドベーン３３８は、垂直安定板３０が発生するナセル３０６上の予想される負荷に耐える大きさとすることができる。図示されていないが、特定の例示的な実施形態において、ＢＬＩファン３００のナセル３０６は、追加的に又は代替的に、これに取り付けられた航空機１０の１又は２以上の水平安定板３４を含むことができる。

ここで図９を参照すると、図示の例示的なＢＬＩファン３００は、別の方法で航空機１０の胴体１２に取り付けられている。詳細には、図９の例示的な実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、１又は２以上の構造部材３０８を含み、この１又は２以上の構造部材３０８は軸方向に設けられている。詳細には、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、厳密にはＢＬＩファン３００の半径方向Ｒ_２に沿って延びておらず、代わりにＢＬＩファン３００の軸方向Ａ_２又は中心軸線３０２に対して鋭角３４４を規定する（参照のために中心軸線３０２に平行な点線３０２’が提示されている）。例えば、図示の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、ＢＬＩファン３００の軸方向Ａ２に対して約３０度未満の鋭角３４４を規定する。しかしながら、他の例示的な実施形態において、１又は２以上の構造部材３０８は、代わりに、軸方向に対して約２０度未満、約１５度未満、又は約１０度未満の鋭角３４４を規定することを理解されたい。本明細書で意図されるように、１又は２以上の構造部材３０８と軸方向Ａ_２との間の鋭角３４４は、１又は２以上の構造部材３０８の中心線すなわち翼型／キャンバ線３４６（点線）と軸方向Ａ２との間で規定された角度を意味する。しかしながら、さらに他の実施形態において、１又は２以上の構造部材３０８及び軸方向Ａ２は、代わりに約０度と約９０度との間の（例えば図４参照）何らかの適切な角度といった、何らかの他の適切な角度を規定することができる。

図示のように、図９の実施形態に関して、１又は２以上の構造部材３０８は、ＢＬＩファン３００のナセル３０６から航空機１０の胴体１２まで延びて、航空機１０の胴体１２の中の特定の構造部材３４８に取り付く。このような構成により、軸方向に方向付けされた構造部材３０８は、ＢＬＩファン３００のナセル３０６上の予想される力の量を支持することができる。

ここで図１０を参照すると、別の例示的なＢＬＩファン３００が示されている。図示の実施形態に関して、ＢＬＩファン３００は、ＢＬＩファン３００のナセル３０６とテールコーン３４０との間に延びる出口ガイドベーン（例えば、図４の出口ガイドベーン３３８）なしで構成される。詳細には、図１０の実施形態に関して、ナセル３０６は、単にファン３０４の複数のファンブレード３１０の前方に配置された１又は２以上の構造部材３０８によって片持ち式で支持される。このような構成により、ＢＬＩファン３００のテールコーン３４０は、ＢＬＩファン３００のファン３０４のファンシャフト３１２に取り付けることができ、テールコーン３４０はＢＬＩファン３００の軸方向中心線３０２の周りで回転可能である。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、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並びにあらゆる組み込み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含む場合、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。

１０航空機
１２胴体
１４長手方向中心線
１６前端
１８尾部
２０主翼
２２左舷
２４右舷
２６前縁フラップ
２８後縁フラップ
３０垂直安定板
３２ラダーフラップ
３４水平安定板
３６エレベータフラップ
３８胴体外面
１００推進システム
１０２ジェットエンジン
１０４ジェットエンジン
１０６ＢＬＩファン
１０８発電機
１１０エネルギ蓄積装置
２００ターボファンジェットエンジン
２０１長手方向又は軸方向中心線
２０２ファンセクション
２０４コアタービンエンジン
２０６外部ケーシング
２０８入口
２１０低圧圧縮機
２１２高圧圧縮機
２１４燃焼セクション
２１６高圧タービン
２１８低圧タービン
２２０ジェット排出セクション
２２２高圧シャフト／スプール
２２４低圧シャフト／スプール
２２６ファン
２２８ブレード
２３０ディスク
２３２作動部材
２３４出力ギヤボックス
２３６ナセル
２３８ファンケーシング又はナセル
２４０出口ガイドベーン
２４２下流セクション
２４４バイパス空気流通路
２４６空気
２４８入口
２５０空気の第１の部分
２５２空気の第２の部分
２５４燃焼ガス
２５６ステータベーン
２５８タービンロータブレード
２６０ステータベーン
２６２タービンロータブレード
２６４ファンノズル排出セクション
３００ＢＬＩファン
３０２中心軸線
３０４ファン
３０６ナセル
３０８構造部材
３１０ファンブレード
３１２ファンシャフト
３１４動力源
３１６ギヤボックス
３１８前端又はＩＧＶ
３２０後端又はＩＧＶ
３２２本体
３２４フラップ
３２６半径方向軸
３２８第１の位置
３３０中立位置
３３２第２の位置
３３４入口
３３６ＢＬＩファンの前端
３３８ＯＧＶ
３４０テールコーン
３４２ノズル
３４４角度
３４６構造部材の中心線
３４８航空機の構造部材

Claims

航空機（１０）の後端において前記航空機（１０）に取り付けられるように構成された後部エンジンを備える胴体（１２）を有する前記航空機（１０）のための推進システムであって、
前記後部エンジンは中心軸を定めて、
前記後部エンジンの前記中心軸の周りで回転可能であり、複数のファンブレード（３１０）を含むファン（３０４）と、
前記ファン（３０４）の前記複数のファンブレード（３１０）を取り囲み、前記後部エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられた場合に前記航空機（１０）の前記後端において前記航空機（１０）の中点線（１５）の周りを延びるナセル（３０６）と、
前記後部エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられた場合に前記複数のファンブレード（３１０）の前方の位置で、前記ナセル（３０６）と前記航空機（１０）の前記胴体（１２）との間に延びる１又は２以上の構造部材（３０８）と、
を含み、
前記後部エンジンの前記ファン（３０４）は、ファンシャフト（３１２）とテールコーン（３４０）とを含み、
前記ファンシャフト（３１２）は、前記後部エンジンの前記中心軸の周りで回転可能であり、
前記テールコーン（３４０）は、前記後部エンジンの前記中心軸の周りで回転可能となるように前記ファンシャフト（３１２）に取り付けられる、推進システム。
前記後部エンジンは、境界層吸い込みファン（３０４）として構成される、請求項１に記載の推進システム。
前記後部エンジンは、テールコーン（３４０）及び１又は２以上の出口ガイドベーン（３３８）をさらに含み、前記１又は２以上の出口ガイドベーン（３３８）は、前記ナセル（３０６）から前記テールコーン（３４０）まで延びる、請求項１または２に記載の推進システム。
前記ナセル（３０６）は、前記後部エンジンが前記航空機（１０）に取り付けられた場合に、前記航空機（１０）の中点線（１５）の周りで実質的に３６０度にわたって広がる入口（３３４）を定める、請求項１乃至３のいずれかに記載の推進システム。
前記後部エンジンは、円周方向を定め、前記１又は２以上の構造部材（３０８）は、前記後部エンジンの前記円周方向に沿って離間した複数の構造部材（３０８）を含む、請求項１乃至４のいずれかに記載の推進システム。
前記後部エンジンは、半径方向を定め、前記１又は２以上の構造部材（３０８）は、前記後部エンジンの前記半径方向に実質的に沿って延びる複数の構造部材（３０８）を含む、請求項１乃至５のいずれかに記載の推進システム。
前記１又は２以上の構造部材（３０８）は、可変式入口ガイドベーンとして構成される、請求項１乃至６のいずれかに記載の推進システム。