JP6554282B2 - 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に関する。

航空機用のタービンエンジンでは、ファンよりも上流側の径方向中心において前方に向けて円錐状に縮径するノーズコーンが設けられている。このノーズコーンは、ファンのハブ部に固定されてファンとともに一体に回転するのが通常である。他方、特許文献１では、ファンの上流側においてノーズコーンとファンケースとの間に整流用の案内翼（静翼）を架け渡した構成が開示されている。これによれば、案内翼の径方向内端がノーズコーンに固定され、案内翼の径方向外端がファンケースに固定されるため、ノーズコーンはファン回転時も静止した状態となる。

特開２０１３−１９９９３６号公報

しかし、ファン回転時にノーズコーンを静止状態に保ちたいと考えた場合に、特許文献１に開示された案内翼を採用すると、案内翼がファンに流入するエアの流れを阻害しないように流体力学の側面から慎重な形状設計を行う必要がある。また、案内翼がノーズコーンから径方向外方に延びてファンケースと接続されるため、案内翼が径方向に大きくなってエンジン全体の重量増を招くことにもなる。

そこで本発明は、航空機用エンジンにおいて、ノーズコーンを静止状態に保つようにしながら、設計負担を軽減して重量増も抑制することを目的とする。

本発明の一態様に係る航空機用エンジン装置は、回転軸と、前記回転軸により駆動されるファンと、前記回転軸の径方向の外方から前記ファンを囲うファンケースと、前記ファンよりも上流側に配置されるノーズコーンと、前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、前記回転軸の動力を前記ファンに伝達する第１動力伝達部と、前記第１動力伝達部よりも前記径方向の内方に配置され、前記ノーズコーンを静止状態で支持するように前記ノーズコーンを前記筐体に連結する支持部材と、を備える。

前記構成によれば、ノーズコーンを静止状態で支持する支持部材が、第１動力伝達部の径方向内方に配置されるので、従来の案内翼のようにファンに流入するエアの流れを阻害しないように流体力学の側面から慎重な形状設計を行う必要がない。また、支持部材が第１動力伝達部の径方向内方に配置されるので、支持部材が径方向に大きくなって重量増となることが抑制できる。

本発明によれば、航空機用エンジン装置において、ノーズコーンを静止状態に保つようにしながら、設計負担を軽減できて、重量増も抑制することができる。

第１実施形態に係る航空機用エンジン装置を示す断面図である。 第１実施形態に係る航空機用エンジン装置のファン周辺の拡大断面図である。 第２実施形態に係る航空機用エンジン装置のファン周辺の拡大断面図である。 第３実施形態に係る航空機用エンジン装置のファン周辺の拡大断面図である。 第４実施形態に係る航空機用エンジン装置のファン周辺の拡大断面図である。

以下、本発明の各実施形態について、各図を参照して説明する。なお、以下の説明では、特に指示のない「上流」は、エンジン内で空気が流れる方向における上流を指す。同様に、特に指示のない「下流」は、エンジン内で空気が流れる方向における下流を指す。即ち、「上流側」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、ファンが設けられている側を指し、「下流側」は、エンジンの回転軸の軸線方向において、テールコーンが設けられている側を指す。また、特に指示のない「径方向」は、エンジンの回転軸の軸線方向を基準とした径方向を指す。同様に、特に指示のない「周方向」は、エンジンの回転軸の軸線方向を基準とした周方向を指す。

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態に係る航空機用エンジン装置１（以下、「エンジン装置１」ともいう。）を示す断面図である。図２は、航空機用エンジン装置１のファン１０周辺の拡大断面図である。図１及び２に示すように、エンジン装置１は、一例として、ＧＴＦ（Geared Turbo Fan）型の２軸ガスタービンエンジンであって、筐体２、圧縮機３、タービン４、燃焼器５、低圧軸６、高圧軸７、変速装置８、連結部材９、ファン１０、ファンケース１１、トルクチューブ１２、ノーズコーン１３及び発電装置２８を備える。即ち、エンジン装置１は、エンジンと航空機用機器（発電装置）とを備える。

筐体２は筒体であり、エンジン装置１の長手方向に延びている。筐体２は、低圧軸６の少なくとも一部を収容し、ファンケース１１を支持する。具体的に、筐体２は、圧縮機３、タービン４、燃焼器５、低圧軸６、高圧軸７、変速装置８及び連結部材９をそれぞれ収容する。筐体２の内部の上流側には圧縮機３が配置され、筐体２の内部の下流側にはタービン４が配置され、圧縮機３とタービン４との間には燃焼器５が配置される。圧縮機３は、上流側の低圧圧縮機１４及び下流側の高圧圧縮機１５を有する。

タービン４は、上流側の高圧タービン１６及び下流側の低圧タービン１７を有する。高圧タービン１６及び低圧タービン１７の各々は、エンジン装置１の駆動時に回転駆動される。低圧軸６（回転軸）は、エンジン装置１の長手方向に延び、その軸線Ｘの軸周りに軸支される。低圧圧縮機１４及び低圧タービン１７は、低圧軸６に連結される。高圧軸７（回転軸）は、内部に低圧軸６が挿通された状態で、軸線Ｘの軸周りに軸支される。高圧圧縮機１５及び高圧タービン１６は、高圧軸７に連結される。燃焼器５は、筐体２の内部において、筐体２と高圧軸７との間に設けられる。

筐体２は、その内部空間が長手方向両側において外部に開放され、エンジン装置１の上流側に形成された流路２ａから下流側に向けて外気が導入される。筐体２の下流側には、テールコーン４０が設けられる。ファンケース１１は、筐体２よりも大径の筒体であり、筐体２の上流側に配置される。ファンケース１１の内部空間にはファン１０が収容されており、ファンケース１１はファン１０を囲っている。ファン１０には、低圧軸６の駆動力が伝達される。燃焼器５からテールコーン４０の周囲を通って下流側に噴射される燃焼ガスのジェット流と、ファン１０から筐体２の周囲を通って下流側に噴射される高速の気流とによって、エンジン装置１の推力が得られる。

変速装置８は、低圧軸６と連結部材９との間に設けられ、ファン１０よりも下流側かつ圧縮機３よりも上流側に配置される。変速装置８は、サンギヤ１９と、サンギヤ１９の周囲に間隔をおいて配置され、サンギヤ１９に噛み合う複数のプラネタリギヤ２０と、各プラネタリギヤ２０の外周を囲むように設けられて各プラネタリギヤ２０に噛み合う内歯を有するリングギヤ２１と、各プラネタリギヤ２０を軸支するキャリヤ２２とを有する。ここで、変速装置８は、各プラネタリギヤ２０が公転を行わないスター型の遊星歯車機構である。

具体的には、後述するようにキャリヤ２２が筐体２に連結されるとともに、サンギヤ１９とリングギヤ２１との間の所定位置に固定されている。このように、変速装置８では、キャリヤ２２が所定位置に固定された非可動部（静止体）として構成されている。各プラネタリギヤ２０は、変速装置８の非可動部であるキャリヤ２２によってサンギヤ１９の周方向の所定位置に位置決めされ、かつその所定位置において軸支されている。サンギヤ１９の中央部には、挿通孔１９ａが形成されている。サンギヤ１９は、挿通孔１９ａに低圧軸６の一端部６ａが挿通された状態で低圧軸６に連結されている。キャリヤ２２は、筐体２の内周面２ｂに向けて径方向に延設された延設部２２ａを有する。

筐体２の内部には、筐体２に連結された支持構造体２３が設けられる。支持構造体２３は、本体部２３ａと、本体部２３ａから延びる複数の支持アーム２３ｂとを有する。本体部２３ａは筒状に形成されており、内部に変速装置８が収容される。各々の支持アーム２３ｂは、筐体２の内周面２ｂから径方向内側に向けて延びて本体部２３ａに繋がっている。

キャリヤ２２の延設部２２ａは、本体部２３ａに連結される。これによって、キャリヤ２２は、支持構造体２３を介して筐体２に連結されることとなる。変速装置８は、ファン１０の回転速度を低圧軸６の回転速度よりも減速させるＦＤＧＳ（Fan Drive Gear System）として用いられる。

変速装置８は、低圧軸６の回転駆動力の一部を減速してファン１０に伝達する。変速装置８のリングギヤ２１には、軸線Ｘ方向に延びる筒状の中空部材である連結部材９が連結され、その連結部材９は、ファン１０に連結される。連結部材９は、低圧軸６とファン１０とに連結されて低圧軸６の駆動力の一部をファン１０に伝達する第１動力伝達部として用いられ、具体的には、変速装置８を介して低圧軸６と連結される。連結部材９は、低圧軸６の軸線Ｘ方向に延びる管状の本体部９ａと、変速装置８と近接する側における本体部９ａの一端に設けられた拡径部９ｂとを有する。拡径部９ｂは、リングギヤ２１の外周を部分的に覆いながら、リングギヤ２１と連結されている。連結部材９の本体部９ａの外周面と支持構造体２３との間に軸受Ｂ１が設けられることで、連結部材９が軸線Ｘ周りに回転可能に支持構造体２３に支持されている。

ファン１０は、ファンハブ２５と、ファンハブ２５に周方向に間隔をおいて連結され、かつ放射状に延びる複数のファンブレード２４とを備える。各々のファンブレード２４の先端部２４ａは、環状のファンケース１１で覆われる。ファンケース１１は、複数の固定用ベーン２６によって筐体２に支持される。エンジン装置１の長手方向に延びる不図示のナセルに、ファンケース１１の外周面部１１ａが支持される。ファン１０から送風される外気の一部は、エンジン装置１の上流側から下流側に向けて、筐体２と前記ナセルとの間に形成されるエア流路を通過する。

ファンハブ２５は、筒状のベース部２５ａと、ベース部２５ａの周囲に設けられた複数のジョイント部２５ｂとを有する。ファンハブ２５は、ベース部２５ａの内部に連結部材９の本体部９ａが挿通された状態で、本体部９ａの周面に形成された溝部９ｃとスプライン結合している。これにより、ファン１０は連結部材９と連結されて低圧軸６により駆動される。各ジョイント部２５ｂには、ファンブレード２４の基端部２４ｂが連結される。なお、ファンブレード２４とファンハブ２５は、一体的に形成されていてもよい。

ファン１０に近接する側における連結部材９の一端部には、ノーズコーン１３の下流端部が軸受Ｂ２を介して嵌合される。ノーズコーン１３は、ファン１０よりも上流側の径方向中心において前方に向けて円錐状に縮径するコーン部１３ａと、コーン部１３ａの下流端部に固定されたベース部１３ｂとを有する。ベース部１３ｂは、一例としてスリーブ状であり、連結部材９の一端部には、ノーズコーン１３のベース部１３ｂが軸受Ｂ２を介して嵌合される。ノーズコーン１３は、軸受Ｂ２を介して連結部材９に相対的に回転可能に支持されることで、連結部材９に径方向に位置決め支持されている。

ノーズコーン１３は、ファン１０よりも上流側においてファンケース１１に対して機械的に離間している。即ち、ノーズコーン１３は、ノーズコーン１３の径方向外側かつファン１０よりも上流側においてファンケース１１とは非接続である。よって、ファン１０の上流側には、ノーズコーン１３とファンケース１１とを連結する案内翼は存在しない。そのため、ノーズコーン１３の外周面とファンケース１１の内周面との間には、軸線Ｘ方向におけるノーズコーン１３の上流端からファン１０の上流端までにわたって、ノーズコーン１３周りに環状の空間が連続して形成されている。

連結部材９の径方向内方で且つドライブシャフト３２の径方向外方には、ノーズコーン１３を支持する中空の支持部材であるトルクチューブ１２が配置されている。トルクチューブ１２は、連結部材９の本体部９ａの内部において、軸線Ｘ方向に延びている。そして、トルクチューブ１２の一端部１２ａは、ノーズコーン１３のベース部１３ｂに連結され、トルクチューブ１２の他端部１２ｂは、変速装置８の非可動部であるキャリヤ２２に連結されている。これにより、トルクチューブ１２は、キャリヤ２２を介して筐体２と連結され、ノーズコーン１３を回転方向に位置決めして拘束している。即ち、トルクチューブ１２は、ファン１０の回転時にノーズコーン１３を静止状態で支持するようにノーズコーン１３を筐体２に連結する。なお、トルクチューブ１２は、ノーズコーン１３のベース部１３ｂに連結される構成としたが、ノーズコーン１３に連結されていればよく、例えば、コーン部１３ａに連結されてもよい。

ノーズコーン１３には、その内部空間に発電装置２８が収容されている。発電装置２８は、ノーズコーン１３に設けられる航空機用機器の一例である。本実施形態では、発電装置２８は、ノーズコーン１３のベース部１３ｂに固定されている。これにより、トルクチューブ１２は、ノーズコーン１３だけでなく発電装置２８も径方向及び回転方向に位置決めして拘束する。連結部材９（第１動力伝達部）よりも径方向内方には、低圧軸６の駆動力を発電装置２８の装置入力軸３０に伝達するドライブシャフト３２が設けられている。ドライブシャフト３２は、低圧軸６の駆動力の一部を発電装置２８に伝達する第２動力伝達部として用いられる。

発電装置２８の装置入力軸３０は、ノーズコーン１３のベース部１３ｂの開口１３ｂａを通過してドライブシャフト３２側に突出している。ドライブシャフト３２の一端部３２ａは、発電装置２８の装置入力軸３０にスプライン結合で連結され、ドライブシャフト３２の他端部３２ｂは、低圧軸６の一端部６ａ内に挿入されて、スプライン結合で連結されている。低圧軸６の一端部６ａは、変速装置８のサンギヤ１９に挿入されて連結されている。低圧軸６の駆動力の一部は、ドライブシャフト３２を介して装置入力軸３０に伝達され、発電装置２８は、低圧軸６の回転数と同じ回転数で駆動されて発電する。

トルクチューブ１２は、径方向において連結部材９とドライブシャフト３２との間の空隙に配置されている。このように、エンジン装置１では、低圧軸６からファン１０に至る動力伝達経路と、ノーズコーン１３及び発電装置２８を支持するトルクチューブ１２と、低圧軸６から発電装置２８に至る動力伝達経路とが、この順に径方向の外方から内方に並んで配置されている。

発電装置２８で発電された電力は、ターミナル３１を介して外部機器に供給される。発電装置２８のターミナル３１に接続された配線は、例えば、ノーズコーン１３のベース部１３ｂに形成した不図示の挿通孔を介し、トルクチューブ１２の外周に沿って延設される。前記配線は、さらに支持構造体２３及び固定用ベーン２６に沿って延設されることで、エンジン装置１の外部に取り出される。これにより、リングギヤ２１と連結部材９とファン１０との回転と、装置入力軸３０とドライブシャフト３２との回転とを阻害することなく前記配線が設けられる。

以上に説明した構成によれば、ノーズコーン１３を静止状態で支持するトルクチューブ１２は、連結部材９の径方向内方に配置されるので、従来の案内翼のようにファン１０に流入するエアの流れを阻害しないように流体力学の側面から慎重な形状設計を行う必要がない。また、トルクチューブ１２が連結部材９の径方向内方に配置されるので、トルクチューブ１２が径方向に大きくなって重量増となることが抑制できる。したがって、航空機用エンジン装置１において、ノーズコーン１３を静止状態に保つようにしながら、設計負担を軽減できて、重量増も抑制することができる。

そして、ファン１０の回転時にノーズコーン１３が静止状態に保たれるので、ノーズコーン１３に案内されてファンブレード２４に向かうエアの流線が、ノーズコーン１３の回転外力により湾曲して不安定になることが防止される。そうすると、ノーズコーン１３の周りのエア流れが安定し、層流から乱流へ遷移するポイントを下流側に移動させることができる。その結果、ファンブレード２４の入口での乱流境界層の厚さを薄くすることができ、乱流によりファン効率が低下する領域を低減することが可能となる。

また、ノーズコーン１３が非回転体となるため、例えば、ノーズコーン１３は軸対称形状にする必要がなくなり、ノーズコーン１３の形状自由度も向上する。また、ノーズコーン１３が非回転体となるため、ノーズコーン１３自体に発生する遠心力等が無くなり、ノーズコーン１３の剛性要求が緩和され、ノーズコーン１３を軽量化することも可能となる。

なお、本実施形態では、ノーズコーン１３内に航空機用機器として発電装置２８が収容されているが、発電装置２８に代えて、ドライブシャフト３２で駆動されて動作する他の航空機用機器（例えば、ポンプ等）が収容されてもよい。

（第２実施形態）
図３は、第２実施形態に係る航空機用エンジン１００のファン１０周辺の拡大断面図である。図３に示すように、エンジン１００に設けられる変速装置１０８は、入力ギヤ８７と、複数（一例として５個）の２段ギヤ８８と、出力ギヤ８９とを有する。変速装置１０８は、支持構造体１２３の筒状の本体部１２３ａに収容されている。

入力ギヤ８７は、低圧軸６の一端部６ａに設けられ、低圧軸６の回転駆動力を各２段ギヤ８８に伝達する。複数の２段ギヤ８８は、第１ギヤ部８８Ａ及び第２ギヤ部８８Ｂを有する。第１ギヤ部８８Ａは、入力ギヤ８７と噛み合っている。第２ギヤ部８８Ｂは、出力ギヤ８９と噛み合っている。第１ギヤ部８８Ａ及び第２ギヤ部８８Ｂは、歯数が互いに異なる。一例として、第１ギヤ部８８Ａの歯数は、第２ギヤ部８８Ｂの歯数よりも多く設定されている。各２段ギヤ８８は、回転軸Ｙが装置入力軸３０の軸方向と平行にされた状態で、低圧軸６の周方向で離間して配置される。

各２段ギヤ８８は、支持構造体１２３の本体部１２３ａの内部に設けられたキャリヤ１２３ｃに軸支されている。出力ギヤ８９は、連結部材１０９と一体に設けられており、連結部材１０９の他端側に位置している。出力ギヤ８９は、各２段ギヤ８８の回転駆動力を、連結部材１０９を介してファン１０に伝達する。このようにエンジン１００では、低圧軸６の回転駆動力の一部が、入力ギヤ８７、２段ギヤ８８、出力ギヤ８９及び連結部材１０９を順に経てファン１０に伝達される。

変速装置１０８は、トルクチューブ１１２が上流側から下流側に通過する空間Ｓを有する。具体的には、トルクチューブ１１２は、軸線Ｘ方向に延びる筒状の連結部材１０９の内部空間から隣り合う２段ギヤ８８の間隙（空間Ｓ）を通り、入力ギヤ８７の下流側に延びている。このようにして、トルクチューブ１１２の一端部１１２ａがノーズコーン１３に連結され、トルクチューブ１１２の他端部１１２ｂが、支持構造体１２３の本体部１２３ａに連結されている。支持構造体１２３は、筐体２の内周面２ｂに支持アーム１２３ｂを介して支持されている。これによりノーズコーン１３は、トルクチューブ１１２と支持構造体１２３とを介して筐体２に連結されている。このように、トルクチューブ１２及び支持構造体１２３が筐体２とノーズコーン１３を連結し、ノーズコーン１３を支持する支持部材として用いられる。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。

（第３実施形態）
図４は、第３実施形態に係る航空機用エンジン２００のファン１０周辺の拡大断面図である。図４に示すように、ノーズコーン２１３は、ファン１０よりも上流側の径方向中心において前方に向けて円錐状に縮径するコーン部２１３ａと、コーン部２１３ａの下流端部に固定されたベース部２１３ｂとを有する。コーン部２１３ａは、その少なくとも一部に透明部分を有する。一例として、コーン部２１３ａは、上流端に窓開口Ｈが形成された円錐台状の不透明なコーン本体部２１３ａａと、窓開口Ｈを塞ぐようにコーン本体部２１３ａに固定された円錐状の透明な閉塞部２１３ａｂとを有する。

ベース部２１３ｂは、コーン部２１３ａの下流端の開口を閉鎖する板状部材であり、連結部材９から離間している。即ち、ノーズコーン２１３は、トルクチューブ１２の径方向外側かつファン１０の上流側において連結部材９とは機械的に離間している。ノーズコーン２１３のベース部２１３ｂは、変速装置８のキャリヤ２２に連結されたトルクチューブ１２に固定されている。これにより、ノーズコーン２１３は、ファン１０の回転時も静止状態に保たれた状態で支持される。

ノーズコーン２１３には、光学的にノーズコーン２１３の外部にアクセスする航空機用機器としてカメラ２２８が設けられている。具体的には、カメラ２２８は、透明な閉塞部２１３ａｂを介してエンジン装置２００の前方を撮影できるようにノーズコーン２１３に収容されている。カメラ２２８は、ノーズコーン２１３のベース部２１３ｂに固定され、カメラ２２８の配線（図示せず）は、ベース部２１３ｂの開口２１３ｂａを通してノーズコーン２１３の外部に導出されている。カメラ２２８は、機械的な駆動力を必要としない機器であるため、トルクチューブ１２の内部空間にはドライブシャフトは配置されていない。なお、本実施形態では、ノーズコーン２１３に航空機用機器としてカメラ２２８が収容されているが、カメラ２２８に代えて、電波、音波又は光によりノーズコーン２１３の外部とアクセスする他の航空機用機器（例えば、レーダー等）が収容されてもよい。そして、ノーズコーン内に収容される航空機用機器が、ノーズコーンに透明部分を設けなくてもノーズコーンを介してノーズコーンの外部にアクセス可能な機器（例えば、電波利用機器等）である場合には、ノーズコーンの全体が不透明でもよい。

（第４実施形態）
図５は、第４実施形態に係る航空機用エンジン３００のファン１０周辺の拡大断面図である。図５に示すように、ノーズコーン１３には、航空機用機器として熱交換器３３４が設けられている。例えば、熱交換機３３４は、オイルクーラである。ノーズコーン１３内に収容された発電装置３２８では、そのハウジング３２９内の発熱部品と熱交換して冷却できるように、ハウジング３２９内に所定の冷却用流体（例えば、ハウジング３２９内を流れるオイルの一部）を循環させている。発電装置３２８には、ハウジング３２９内の発熱部品との熱交換に用いた冷却用流体を外部に排出するための配管３３２と、冷却された冷却用流体を内部に導入するための配管３３３とが外部に延設されている。配管３３２、３３３は、ノーズコーン１３に形成された挿通孔１３ｃ、１３ｄに挿通されて、ノーズコーン１３の外表面に沿って取り付けられた熱交換器３３４に連結される。

熱交換器３３４は、一例としてサーフェース型であって、本体３３５と、複数の放熱フィン３３６とを有する。本体３３５は、厚みの薄い箱状の筐体であって、コルゲートフィンが形成された不図示のプレートが内部に設けられている。そして、前記コルゲートフィンによって複数のチャネルが形成され、前記チャネルの各々の間に冷却用流体が流通可能に構成されている。複数の放熱フィン３３６は、本体３３５の外表面に立てられた状態で、本体３３５と熱結合するように設けられる。

発電装置３２８の冷却に用いられた冷却用流体は、配管３３２を通じて熱交換器３３４の本体３３５に送られる。熱交換器３３４では、エンジン駆動中に外気が放熱フィン３３６に豊富に当たることにより、本体３３５中を流れる冷却用流体が外気と良好に熱交換されて冷却される。また、冷却用流体は、本体３３５を介し、ノーズコーン１３とも熱交換されて冷却される。これにより、十分に冷却された冷却用流体を配管３３３を通じてハウジング４２９の内部に戻し、ハウジング３２９内の各部の熱交換に再び用いることができ、発電装置３２８で発電が行われる際に、発電装置３２８が冷却用流体によって良好に冷却される。これにより、発電効率の向上を期待できる。さらに、ノーズコーン１３に熱交換器３３４を設けることで、発電装置３２８を冷却するための冷却用流体の配管３３２、３３３を短縮できる。従って、熱交換器３３４及び配管３３２、３３３を配設することによる重量増加をある程度抑制できる。なお、熱交換器は、ノーズコーンに面接触するサーフェース型に限らず、他のタイプのものでもよい。例えば、本実施形態では、熱交換器３３４がノーズコーン１３のコーン部１３ａに沿った円錐形状を有するが、他の形状の熱交換器を用いてもよい。

（その他）
なお、本発明は前述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲でその構成を変更、追加、又は削除することができる。前記各実施形態は、互いに任意に組み合わせてもよく、例えば１つの実施形態中の一部の構成又は方法を他の実施形態に適用してもよい。

前記各実施形態では、ノーズコーン内に航空機用機器を収容したが、ノーズコーン内に航空機用機器を収容しなくてもよい。また、ノーズコーン内に機器を収容しない場合、又は、ノーズコーン内に収容される機器が機械的な駆動力を必要としない機器である場合には、ドライブシャフト３２を省略してもよい。また、前記各実施形態では、変速装置を介して連結部材と低圧軸とを連結する構成を例示した。しかしながら、変速装置は必須ではなく、支持部材が通過する空間を有する動力伝達機構を介して連結部材と低圧軸とを連結すればよい。そのような動力伝達機構として、例えば、図３に示した入力ギヤ８７、複数の２段ギヤ８８及び出力ギヤ８９を等速で動力伝達するように歯車数を変更した構成、又は、ベルトで等速に動力伝達する構成等が採用しえる。また、前記各実施形態では、筐体に連結された変速装置にトルクチューブを連結することで、変速装置を介してトルクチューブを筐体に間接的に連結してもよいし、変速装置を介さずにトルクチューブを前記筐体に直接的に連結してもよい。

トルクチューブの径方向内方にドライブシャフトが配置される場合には、トルクチューブは、軸受を介してドライブシャフト３２を軸支してもよい。連結部材９、１０９は、例えば、トルクチューブ１２、１１２の外周に設けた別の軸受により軸支してもよい。前記各実施形態における変速装置は、無段変速機を用いて構成してもよい。例えば、無段変速機は、複数のプーリーと、複数のプーリーの間で動力伝達を行うベルトとを有するベルト式の無段変速機であってもよい。この場合、トルクチューブが複数のプーリー間の空間を通過してもよい。

１、１００、２００、３００ 航空機用エンジン装置
２ 筐体
６ 低圧軸（回転軸）
８、１０８ 変速装置
９、１０９ 連結部材（第１動力伝達部）
１０、１１０ ファン
１１ ファンケース
１２、１１２ トルクチューブ（支持部材）
１３，２１３ ノーズコーン
１９ サンギヤ
２０ プラネタリギヤ
２１ リングギヤ
２２ キャリヤ
２８、３２８ 発電装置（航空機用機器）
２２８ カメラ（航空機用機器）
３３４ 熱交換器（航空機用機器）
Ｓ 空間

Claims (11)

1. 回転軸と、
   ファンハブと、前記ファンハブに周方向に間隔をおいて連結され且つ放射状に延びる複数のファンブレードとを有し、前記回転軸により駆動されるファンと、
   前記回転軸の径方向の外方から前記ファンを囲うファンケースと、
   前記ファンの上流側に配置されるノーズコーンと、
   前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
   前記回転軸の軸方向に延びる中空部材であり、前記回転軸の動力を前記ファンに伝達する連結部材と、
   前記ファンよりも下流側に配置され、前記回転軸を前記連結部材に連結する変速装置と、
   前記連結部材よりも前記径方向の内方に配置され、前記ノーズコーンを静止状態で支持するように前記ノーズコーンを前記筐体に連結する支持部材と、を備える、航空機用エンジン装置。
2. 回転軸と、
   前記回転軸により駆動されるファンと、
   前記回転軸の径方向の外方から前記ファンを囲うファンケースと、
   前記ファンの上流側に配置されるノーズコーンと、
   前記回転軸の少なくとも一部を収容し、前記ファンケースを支持する筐体と、
   前記回転軸の動力を前記ファンに伝達する連結部材と、
   前記ファンよりも下流側に配置され、前記回転軸を前記連結部材に連結する変速装置と、
   前記連結部材よりも前記径方向の内方に配置され、前記ノーズコーンを静止状態で支持するように前記ノーズコーンを前記筐体に連結する支持部材と、を備え、
   前記変速装置は、前記支持部材が通過する空間を有し、
   前記支持部材は、前記空間を通って前記筐体に連結される、航空機用エンジン装置。
3. 前記ノーズコーンは、前記ファンの上流側において前記ファンケースに対して機械的に離間している、請求項１又は２に記載の航空機用エンジン装置。
4. 前記支持部材は、前記連結部材の内部で前記回転軸の軸線方向に延びるトルクチューブである、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。
5. 前記変速装置は、前記筐体に固定された非可動部を有し、
   前記支持部材は、前記非可動部を介して前記筐体に連結される、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。
6. 前記変速装置は、サンギヤと、前記サンギヤに噛み合う複数のプラネタリギヤと、前記複数のプラネタリギヤに噛み合うリングギヤと、前記複数のプラネタリギヤを回転可能に支持するキャリヤとを有するスター型の遊星歯車機構であり、
   前記非可動部は前記キャリヤである、請求項５に記載の航空機用エンジン装置。
7. 前記連結部材は、前記回転軸の軸線方向に延びる管状の本体部と、前記変速装置と近接する側における前記本体部の一端に設けられた拡径部とを有し、
   前記拡径部は、前記リングギヤの外周を部分的に覆いながら、前記リングギヤと連結されている、請求項６に記載の航空機用エンジン装置。
8. 前記ノーズコーンに設けられた航空機用機器を更に備える、請求項１乃至７のいずれか１項に記載の航空機用エンジン装置。
9. 前記航空機用機器に接続された配線は、前記支持部材の外周に沿って延設されている、請求項８に記載の航空機用エンジン装置。
10. 前記支持部材の径方向内方に配置され、前記回転軸に接続されたドライブシャフトを更に備え、
    前記航空機用機器は、前記ノーズコーンの内部空間に収容され、前記回転軸の軸線上に配置された発電装置を含み、
    前記ドライブシャフトは、前記回転軸の駆動力の一部を前記発電装置に伝達する、請求項８に記載の航空機用エンジン装置。
11. 前記航空機用機器は、熱交換器である、請求項８に記載の航空機用エンジン装置。

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