JPH0670405B2 - 航空機用ガスタ−ビンエンジン - Google Patents

航空機用ガスタ−ビンエンジン

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JPH0670405B2
JPH0670405B2 JP61124634A JP12463486A JPH0670405B2 JP H0670405 B2 JPH0670405 B2 JP H0670405B2 JP 61124634 A JP61124634 A JP 61124634A JP 12463486 A JP12463486 A JP 12463486A JP H0670405 B2 JPH0670405 B2 JP H0670405B2
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ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン
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Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明はバイパスダクトを有するガスタービンエンジン
に係る。
背景技術 バイパスダクトにより囲繞されたコアストリームを有す
るガスタービンエンジンは当技術分野に於てよく知られ
ている。適当な減速ギヤを介してタービンにより駆動さ
れるファン段がコアストリーム入口の上流側に配置され
ることが多い。かかるファンのエーロフォイルは固定ピ
ッチ型又は可変ピッチ型の何れかであった。ファンの回
転はそれより下流側のコアストリーム及びバイパススト
リームの空気力学的特性に悪影響を及ぼし、またコアス
トリーム及びバイパスストリームの正面に於けるエーロ
フォイルの形状がエンジンの最も効率的な運転には適合
しない形状であることを要することがあるので、効率的
なエーロフォイル形状を設計することが困難であった。
コアストリーム及びバイパスストリームの空気力学的特
性を充足すべく妥協が行われなければならないことが多
かった。またかくして配置された可変ピッチ型のファン
（バイパスストリーム内の流れを逆転させるためにも使
用される）は推力逆転作動中にコアストリーム内の流れ
に悪影響を及ぼすことがある。何故ならば、バイパスス
トリーム内を流れる逆流の一部がファンのエーロフォイ
ルによって妨害され、コアストリーム内へ方向転換せし
められるからである。
バイパスダクトを有するエンジンのなかには、コアスト
リーム入口平面より下流側のバイパスストリーム内にフ
ァンのエーロフォイルが配置されたものがある。かかる
構造を開示する特許として、米国特許第3,448,582号、
同第3,468,473号、同第3,673,802号、同第3,768,933
号、同第3,924,404号、同第4,005,575号がある。これら
の米国特許に開示された構造に於ては、ファンロータを
回転駆動する動力はコアエンジンシャフトより取出され
る。ファンディスクはコアストリーム流路内壁より半径
方向内方に配置されたトルク伝達部材によってのみ支持
されている。回転するエーロフォイルにより発生される
遠心荷重及びエーロフォイル及びそのディスクに作用す
る航空機の運動荷重はコアストリーム流路を横切って伝
達され、コアストリーム壁及び構造部材を介して取出さ
れる。かくして取出される大きい荷重によりコアストリ
ーム内のシール及び他の回転部材に好ましからざる撓み
が発生せしめられる。かかる撓みによりシールの部分の
間隙を大きくし、またブレードの先端の間隙を大きくし
てエンジンを設計することが必要とされることが多く、
このことによりエンジンの効率が低下する。これらの問
題はバイパス比（コアストリームの質量流量に対するバ
イパスストリームの質量流量の比）の増大につれて大き
くなり、支持することがより一層困難なより大型でより
重いファンブレードが必要となる。
発明の開示 本発明の一つの目的は、バイパス比の高いバイパスダク
ト付きプロップエンジンを提供することである。
本発明の他の一つの目的は、ガスタービンエンジンのバ
イパスダクト内に配置されたエーロフォイルの回転段を
支持する改良された装置を提供することである。
本発明の他の一つの目的は、エーロフォイルを担持する
ディスクを支持する軸受の撓みを低減する態様にて、ガ
スタービンエンジンのバイパスダクト内にエーロフォイ
ルの回転段を支持することである。
本発明の更に他の一つの目的は、バイパスダクト内のエ
ーロフォイルの回転段を駆動するための容易に近接可能
な減速ギアボックスを備えたバイパスダクト付きプロッ
プエンジンを提供することである。
本発明によれば、バイパスダクトを有するガスタービン
エンジンに於て、バイパスダクト内のエーロフォイルの
回転段がコアストリーム入口の下流側に配置されたディ
スクに取付けられ、ディスクは該ディスク及びエーロフ
ォイルに作用する実質的な遠心荷重がコアストリーム流
路を横切ってトルク伝達部材を経て伝達されることを阻
止するに十分な半径方向の可撓性を有しコアストリーム
流路を横切って延在するトルク伝達部材を介してエンジ
ンのタービンにより駆動されるようになっている。
かかる構成は、ファンエーロフォイル及びディスクに作
用する実質的に全ての遠心荷重がコアストリーム流路を
横切って直接半径方向内方へ伝達され、究極的にはケー
ス及び他の幾分か可撓性を有する部材を経て伝達され、
これにより好ましからざる撓みを生じ、これによりシー
ル及びブレードの先端に於ける間隙が増大されることを
要する従来のバイパスダクト付きファンエンジンとは対
照的である。
本発明に於ては、エンジンのメイン支持フレームがコア
ストリーム流路より半径方向外方に配置され、好ましく
はバイパスダクト内のエーロフォイルの回転段より下流
側にてバイパスダクトを横切って延在する剛固なストラ
ット又はベーンを含んでいる。エーロフォイルを担持す
るディスクはコアストリーム流路より半径方向外方に配
置された構造体によりエンジンのメインフレームに直接
取付けられる。従ってディスク及びエーロフォイルに作
用する航空機の運動荷重は、コアストリーム流路より半
径方向外方のメインフレームへ直接通ずる荷重経路を経
てメインフレームに於て部分的に担持され、またメイン
フレームに到達する前にコアストリーム流路を横切って
トルク伝達部材を経て、またコアストリーム壁及び他の
内部構造体を経て延在する荷重経路を経て部分的に担持
される。デイスク及びバイパスストリーム内のエーロフ
ォイルは担持される荷重の大部分をコアストリームを横
切って通すことなくメインフレーム内へ導くよう好まし
く配置される。
本発明の一つの好ましい実施例に於ては、ディスク及び
バイパスストリーム内のエーロフォイルは一対の軸線方
向に隔置された軸受を介して支持され、第一の軸受はコ
アストリーム流路より半径方向外方に配置されメインフ
レームに固定されており、第二の軸受はコアストリーム
流路より半径方向内方に配置されてトルク伝達部材を支
持している。ディスクはこれら二つの軸受の間の軸線方
向位置に、好ましくは第一の軸受に近接して配置され
る。かかる構成によれば、ディスク及びエーロフォイル
が主として強力なメインフレームを介して直接支持され
た状態になることにより、バイパスストリーム内のエー
ロフォイルの撓みが低減される。また、上述の構成によ
れば、コアストリーム流路を横切って通過する荷重が低
減されることにより、コアストリーム流路の半径方向内
方に配置された構造体中の撓みが低減される。
本発明の他の一つの局面によれば、トルク伝達部材を介
してタービン及びエーロフォイルのディスクを接続する
減速ギアが、エンジンの圧縮機のロータ段より上流側で
あってコアストリーム流路の半径方向内方に配置され、
これにより減速ギアに近接することが可能であり、また
圧縮機のロータ段やディスク及びエーロフォイル組立体
を除去することなく減速ギアを修理のために取り外すこ
とができる。
他の一つの好ましい実施例によれば、バイパスストリー
ム内の回転するエーロフォイルは、推力逆転運転を行う
べくバイパスストリーム内の流れが方向転換し、これに
よりバイパスストリーム内に他の推力逆転装置を設ける
必要性が排除されるよう駆動される可変ピッチ型エーロ
フォイルである。
以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。
発明を実施するための最良の形態 本発明の一つの例示的実施例として、第１図に於て符号
10にて全体的に示されたバイパスダクトを有するプロッ
プガスタービンエンジンについて考える。エンジン10は
軸線11を有しており、直列的流れ関係にて軸流低圧圧縮
機12と、軸流高圧圧縮機14と、環状バーナ、即ち燃焼器
16と、高圧タービン18と、低圧タービン20とを含んでい
る。二つのロータ段19を有する高圧タービン18は、シャ
フト22を介して高圧圧縮機14に接続されており、該圧縮
機を駆動するようになっている。四つのロータ段24を含
む低圧タービン20は、シャフト25を介して低圧圧縮機12
に接続されており、該圧縮機を駆動するようになってい
る。互いに同心の内壁26及び外壁28が、入口30より出口
32まで延在するコアストリームガス流路を郭定してい
る。内壁26は後に詳細に説明する如く、減速ギアを介し
て低圧タービンシャフト25に接続された回転可能な部分
29を含んでいる。回転しないノーズコーン31が図には示
されていないオイルリザーバ、オイルポンプ、オイルフ
ィルタ等を収容している。
コアストリームガス流路はバイパスダクト内壁34及びバ
イパスダクト外壁36により囲繞されており、これらの内
壁及び外壁は入口38及び出口40を有するバイパスストリ
ームガス流路を郭定している。バイパスストリームガス
流路の内壁34は回転可能な部分43を含んでおり、該部分
はこの実施例に於てはエンジン軸線11の周りに回転可能
であり且コアストリームガス流路とバイパスストリーム
ガス流路との間に配置されたディスク44を含んでいる。
回転可能な部分43は入口38よりディスクの下流側エッジ
45まで延在している。周方向に配列された複数個のエー
ロフォイル42がディスク44のリム46に固定されており、
バイパスストリームガス流路を横切って延在している。
この例示的実施例に於ては、エーロフォイル42は対応す
る半径方向に延在する軸線47の周りに回転可能に装着さ
れた可変ピッチ型のエーロフォイルである。エーロフォ
イルは可変ピッチ型であることが好ましいが、エーロフ
ォイルが可変ピッチ型のものであることは本発明にとっ
て必須ではない。
エンジン軸線11の周りに周方向に配列されたエーロフォ
イル型の複数個のストラット84がコアストリームガス流
路を横切って半径方向に延在しており、コアストリーム
ガス流路の内壁26の回転可能な部分29とコアストリーム
ガス流路の外壁28の回転可能な部分86とを一体的に接続
している。軸線方向に延在する壁厚の小さい円筒形部材
88がストラット84をディスク44に接続している。より詳
細には、円筒形部材88の軸線方向に延在する壁はその上
流側端部、即ち前端部に半径方向内方へ延在する環状フ
ランジ90を有しており、フランジ90は図には詳細には示
されていない手段（例えばボルト）により、回転可能な
部分86及びストラット84に剛固に接続された半径方向外
方へ延在する環状フランジ92に固定されている。円筒形
部材88の下流側端部、即ち後端部には半径方向外方へ延
在するフランジ94が設けられており、該フランジはディ
スク44と一体の半径方向内方へ延在する環状フランジ96
に固定されている。
ディスク44及びエーロフォイル42を回転駆動する動力は
低圧タービン20より取出される。この実施例に於ては、
エンジン軸線11の周りのエーロフォイル42の回転速度
は、低圧圧縮機12のロータ57より軸線方向前方であって
コアストリームガス流路の内壁26より半径方向内方に配
置された減速ギア60により、タービンロータ24の回転速
度よりも小さい値に減速される。圧縮機のロータ段やデ
ィスク44及びエーロフォイル42の組立体を取り外す必要
もなく減速ギア60を修理し得るよう、減速ギアに近接し
得るようになっている。
第２図及び第３図に於て、減速ギア60はサンギア62と、
リングギア64と、軸受69に支承され対応する固定された
軸線67の周りに回転し得るよう固定ケージ68内に装置さ
れた複数個のピニオンギア66とを含んでいる。ケージ68
は環状の構造部材70を介してコアストリームガス流路の
内壁28の固定された部分72に固定されている。構造部材
70の半径方向内端部はスラスト軸受73の固定されたアウ
タレース上に支持されている。低圧タービンのシャフト
25の前端部は軸受73の回転可能なインナレース上に支持
されている。サンギア62はその後端部74に於て低圧ター
ビンのシャフト25の前端部にスプライン接続されてい
る。サンギア62の前端部78に設けられ半径方向外方へ延
在し周方向に配列された歯車歯76がピニオンギア66と噛
合し、これにより該ピニオンギアを回転駆動するように
なっており、ピニオンギア66はリングギア64の半径方向
内方へ面する歯車歯80と噛合し、これにより低圧タービ
ン20の回転方向とは反対方向にタービン20より低速度に
てエンジン軸線の周りにリングギア64を回転させるよう
になっている。リングギア64はフランジジョイント81を
介してコアストリームガス流路の内壁72の回転可能な部
分29に直接接続されており、内壁72はリングギア64と同
一の速度にて回転するようになっている。また回転可能
な部分29はインナレース87にてケージ68に固定されたロ
ーラ軸受85の回転可能なアウタレース83より半径方向に
支持されている。尤も本発明は上述の如き型式の減速ギ
アに限定されるものではない。
半径方向に延在する複数個の固定された出口ガイドベー
ン48がエーロフォイル42の下流側にてバイパスストリー
ムガス流路内に配置され、バイパスストリームガス流路
を横切って延在している。これらのベーンはバイパスダ
クト外壁36とエンジンナセル35の一部を成すバイパスダ
クト内壁34の固定された部分とを接続している。またベ
ーン48は円錐形の支持部材49を介して低圧圧縮機の出口
ガイドベーン50及び外壁28の固定された部分に接続され
ている。ベーン50は構造的に剛固であり、コアストリー
ムガス流路を横切って延在しており、高圧圧縮機のシャ
フト22及び低圧圧縮機のシャフト25をそれぞれ支持する
軸受55及び59を担持している。支持部材49及びベーン48
は半径方向及び捩り方向に剛固であり、エンジンのため
の装着フレームを郭定している。エンジンの荷重は装着
フレームを経て航空機よりエンジンを支持する機体装着
システム（図示せず）へ伝達される。内壁34と一体であ
る半径方向に延在するプレート51及び53が装着フレーム
に対し半径方向の剛性を付加している。スラスト軸受52
が円錐形の支持部材49に固定されたインナレース54を有
している。ディスク44は該ディスクと一体である円錐形
の支持部材58を介して軸受52の回転可能なインナレース
56上に装着されている。
エンジンの運転中には、低圧タービン20よりのトルクは
サンギア62によりシャフト25より取出され、減速ギア60
を経て内壁26の回転可能な部分29へ伝達される。回転可
能な部分29、外壁28の回転可能な部分86、及び円筒形部
材88は互いに一体となって回転してタービン20よりのト
ルクをディスク44へ伝達し、ディスク44及びエーロフォ
イル42をエンジン軸線11の周りに回転させる。
回転するディスク及びエーロフォイル内の遠心力により
ディスク及びエーロフォイルが半径方向外方へ成長せし
められる。エーロフォイルの先端150とバイパスダクト
の外壁36との間の通常時、即ちエンジン停止時の間隙を
設定する際には、かかる成長を考慮に入れた余裕が見込
まれなければならない。またディスク44及びエーロフォ
イル42に作用する航空機の運動荷重も考慮に入れなけれ
ばならない。
エーロフォイル42の先端150とバイパスダクトの外壁36
との間の間隙をできる限り小さい値に維持するために
は、航空機の運動荷重及び遠心荷重に起因するエーロフ
ォイル42の移動を最小限に抑えることが望ましい。また
ディスク44及びエーロフォイル42をできるだけ軽量に形
成し得るようにし、またコアストリームの内外壁、シー
ル等の撓みを最小限に抑え、まだ減速ギア内の撓みを最
小限に抑えるためには、ディスク44及びエーロフォイル
42より減速ギアを経てコアストリームの静止構造体へ伝
達される荷重を最小限に抑えることが望ましい。この点
に関し、円筒形のトルク伝達部材88はディスク44及びエ
ーロフォイル42よりガイドベーン84へ実質的な遠心荷重
が伝達されないよう半径方向に十分に撓み得るよう設計
されている。かかる遠心荷重の大部分はディスク44及び
比較的剛固な円錐形の支持部材58により担持される。
ディスク44及びエーロフォイル42に作用する航空機の運
動荷重は軸受52及び85に於て担持される。一方の軸受に
於ける荷重の他方の軸受に於ける荷重に対する比は、他
方の軸受より軸線47の平面までの距離（例えばＢ）に対
する軸線47の平面より一方の軸受までの距離（例えば
Ａ）の比に実質的に反比例している。軸受85を経て伝達
される荷重は究極的には減速ギアのケージ68、構造部材
70、ベーン71、コアストリームの外壁28を経て支持部材
49へ伝達される。従って軸線47の平面を軸受85よりも軸
受52に近付け、これにより運動荷重の大部分が出口ガイ
ドベーン48及び支持部材49を含むエンジンの装着フレー
ムにより直接担持されるようにすることが好ましく、本
発明はこのことを可能にしている。
ディスク44及びエーロフォイル42に使用する運動荷重の
40％以下が軸受85により担持されることが最も好まし
い。かかる運動荷重の大部分は比較的剛固で強力な支持
部材49及びベーン48により担持されるので、航空機が運
動する条件下に於けるエーロフォイル42の撓みが低減さ
れる（またその先端の間隙の制御が改善される）。かく
してエーロフォイル先端の間隙はディスク44を軸受52に
接続する支持部材58の構造的特性に大きく依存したもの
となる。軸受52は構造的に剛固なベーン50及び支持部材
49に剛固に取付けられており、このことにより航空機の
運動荷重に起因する軸受52の撓みが最小限に抑えられ
る。また、軸受52はバイパスダクト内壁34の撓みより隔
離されており、バイパスダクト内壁の撓みはそれらが軸
受52に到達する前に支持部材49により減衰される。
前述の如く、この例示的実施例に於ては、エーロフォイ
ル42のピッチが変化される。より詳細には、第２図及び
第４図に示されている如く、各エーロフォイル42はディ
スク44内に装着された軸受104内に回転可能に配置され
たトラニオン102を含んでいる。各トラニオン102はエー
ロフォイルと一体に形成されエーロフォイルの軸線47と
同軸の軸線を有する半径方向内方へ延在する円筒形ボタ
ン106を含んでいる。ボタン106には駆動アーム108の一
端が固定されている。アーム108はその外端部にＵリン
ク110を有している。剛化プレート53には周方向に互い
に隔置された三つのアクチュエータ120（そのうちの一
つのみが図示されている）がブラケット122により固定
れている。各アクチュエータ120の駆動ロッド124はエン
ジン軸線11と同心の円筒形のインナ一体リング126に接
続されている。リング126はその内周面に設けられた軸
線方向のスプラインにより円筒形ガイド部材128の外面
に設けられた対応する軸線方向のスプラインに接続され
ている。ガイド部材128は支持部材49と一体に形成され
ている。一体リング126は軸線方向へ運動可能である
が、ガイド部材128にスプライン接続されていることに
より回転しないようになっている。一体リング126は軸
受130を担持している。軸受130のインナレース132は一
体リング126に固定されており、従って一体リングに対
し相対的に回転しないようになっている。軸受130のア
ウタレース134はリング126と同心であり且これより半径
方向外方へ隔置された円筒形のアウタ一体リング136に
固定され、該アウタ一体リングに対し相対的に回転しな
いようになっている。リング136の前端部は周方向に互
いに均等に隔置された複数個のＵリンク137を含んでお
り、各Ｕリンクはそれぞれエーロフォイル42に対応して
いる。各エーロフォイル42の各駆動アーム108は各リン
ク140の両端に設けられたＵリンク型の接続手段により
アウタ一体リング136に接続されており、これによりリ
ンク140はそれが接続されたベーンの軸線47に垂直な平
面内にて回転し得るようになっている。
アウタ一体リング136の外向き面は軸線方向に延在する
スプライン歯138を含んでいる。スプライン内歯を有す
る環状の回転防止部材139がボルト等により円筒形の支
持チューブ143のフランジを備えた端部141に取付けられ
ている。チューブ143はディスク44と一体に形成され又
はディスクに固定された他端145を有している。回転防
止部材139のスプライン歯はスプライン歯138に係合し、
これによりリング136の軸線方向の運動を許しつつディ
スク44に対し相対的にリング136が回転することを阻止
している。
上述のピッチ変更機構によれば、エーロフォイルはそれ
らがエンジン軸線11の周りに回転する際に自らの軸線47
の周りに同時に回動される。アクチュエータ120は回転
しないことに留意されたい。ディスク44がエンジン軸線
11の周りに回転すると、駆動アーム108、リンク140、回
転防止部材139、アウタ一体リング136、軸受130のアウ
タレース134も回転する。アクチュエータ120は回転しな
い一体リング126及び回転する一体リング136を必要が生
じれば同時に軸線方向へ駆動し、このことによりリンク
140及び駆動アーム108の運動を介してエーロフォイル42
が軸線47の周りに回動せしめられる。
この好ましい実施例に於ては、エーロフォイル42が自ら
の軸線47の周りに最大限回動せしめられると（即ちアク
チュエータのロッド124が完全に引き出されると）、空
気が通常時とは逆方向にバイパスストリームガス流路内
を流れ、これにより着陸や航空機の他の運動を行わせる
べく推力が逆転される。
この好ましい実施例のエンジンはツインスプール型エン
ジンであるが、本発明はシングルスプール型エンジンに
も使用されてよいことは明らかであろう。
以上に於ては、本発明を特定の実施例について詳細に説
明したが、本発明はかかる実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能であ
ることは当業者にとって明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明が組込まれたバイパスダクトを有する軸
流型プロップガスタービンエンジンを一部破断して示す
側面図である。 第２図は第１図のガスタービンエンジンの前方部分を一
部破断して示す拡大部分図である。 第３図は第１図の線３−３に沿う断面図であり、本発明
の好ましい実施例に於て使用される減速ギア機構の特徴
を示している。 第４図は第２図の線４−４に沿う断面図であり、本発明
の好ましい実施例に於て使用される可変ピッチ機構の特
徴を示している。 10……ガスタービンエンジン,11……軸線,12……低圧圧
縮機,14……高圧圧縮機,16……燃焼器,18……高圧ター
ビン,19……ロータ段,20……低圧タービン,22……シャ
フト,24……ロータ段,25……シャフト,26……内壁,28…
…外壁,29……回転可能な部分,30……入口,32……出口,
34……外壁,36……内壁,38……入口,40……出口,42……
エーロフォイル,43……回転可能な部分,44……ディス
ク,45……下流側エッジ,46……リム,47……軸線、48…
…ガイドベーン,49……支持部材,50……ガイドベーン,5
1……プレート,52……スラスト軸受,53……プレート,54
……インナレース,55……軸受,56……インナレース,57
……ロータ,58……支持部材,59……軸受,60……減速ギ
ア,62……サンギア,64……リングギア,66……ピニオン
ギア,67……軸線,68……ケージ,69……軸受,70……構造
部材,72……固定された部分,73……スラスト軸受,74…
…前端部,76……歯車歯,78……前端部,80……歯車歯,81
……フランジジョイント,83……アウタレース,85……ロ
ーラ軸受,87……インナレース,88……円筒形部材,90、9
2、94、96……フランジ,102……トラニオン,104……軸
受,106……ボタン,108……駆動アーム,110……Ｕリン
ク,120……アクチュエータ,122……ブラケット,124……
駆動ロッド,126……インナ一体リング,128……ガイド部
材,130……軸受,132……インナレース,134……アウタレ
ース,136……アウタ一体リング,137……Ｕリンク,138…
…スプライン歯,139……回転防止部材,140……駆動リン
ク,141……フランジを備えた端部,143……支持チュー
ブ,145……外端部,150……エーロフォイルの先端

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】軸線と前端と後端とを有し流体の流れ方向
    に見て軸流圧縮機装置と燃焼器装置とタービン装置とを
    含み、互いに共働して入口を有する環状のコアストリー
    ムガス流路を郭定する互いに隔置され且互いに同心のコ
    アストリーム内壁手段及びコアストリーム外壁手段とを
    含む航空機用ガスタービンエンジンにして、 前記圧縮機装置を囲繞するバイパスダクト装置であっ
    て、互いに共働して前記コアストリームガス流路を囲繞
    する環状のバイパスストリームガス流路を郭定する互い
    に同心のバイパスダクト内壁手段及びバイパスダクト外
    壁手段を含むバイパスダクト装置と、 前記コアストリームガス流路の前記入口より下流側にて
    前記コアストリームガス流路と前記バイパスストリーム
    ガス流路との間に全体が配置され、前記エンジン軸線の
    周りに回転可能なディスクと、 周方向に配列され前記ディスクに固定され前記バイパス
    ストリームガス流路を横切って延在する複数個のエーロ
    フォイルと、 前記コアストリームガス流路より半径方向外方に配置さ
    れ、前記コアストリーム外壁手段より前記バイパスダク
    ト外壁手段まで延在する静止エンジン支持構造体と、 前記コアストリームガス流路より半径方向内方に配置さ
    れた第一の軸受支持装置であって、前記コアストリーム
    ガス流路より半径方向内方に配置された第一の軸受装置
    を含み、該第一の軸受装置は第一の回転可能なレースを
    含む第一の軸受支持装置と、 前記第一の軸受装置より軸線方向に隔置され、前記コア
    ストリームガス流路より半径方向外方にて前記エンジン
    支持構造体上に装着され、第二の回転可能なレースを含
    む第二の軸受装置と、 前記ディスクより前記エンジン支持構造体へ航空機の運
    動荷重を伝達すべく前記ディスクと前記第二の回転可能
    なレースとの間に延在し且前記ディスク及び前記第二の
    回転可能なレースに取付けられた第二の軸受支持装置
    と、 前記ディスクを回転させるべく前記タービン装置を前記
    ディスクに接続する駆動装置であって、前記第一の回転
    可能なレースに固定されたトルク伝達装置を含み、該ト
    ルク伝達装置は前記エンジン軸線の周りに前記ディスク
    及び前記エーロフォイルを回転させ、また航空機の運動
    荷重を前記ディスクより前記第一の軸受支持装置へ伝達
    すべく、前記コアストリームガス流路を横切って延在し
    且前記ディスクに接続された駆動装置と、 を含み、前記ディスクの軸線方向位置は、前記ディスク
    よりの前記運動荷重の大部分が前記エンジン支持構造体
    へ伝達され、前記ディスクよりの前記運動荷重の僅かな
    部分が前記第一の軸受支持装置へ伝達されるような軸線
    方向位置であることを特徴とする航空機用ガスタービン
    エンジン。
  2. 【請求項２】軸線と前端と後端とを有し流体の流れ方向
    に見て軸流圧縮機装置と燃焼器装置とタービン装置とを
    含み、入口を有するコアストリームガス流路を郭定する
    第一の壁手段を含む航空機用ガスタービンエンジンにし
    て、 前記圧縮機装置を囲繞するバイパスダクト装置であっ
    て、互いに共働して前記コアストリームガス流路を囲繞
    するバイパスストリームガス流路を郭定する互いに同心
    のバイパスダクト内壁手段及びバイパスダクト外壁手段
    を含み、前記バイパスダクト内壁手段はディスクを含む
    バイパスダクト装置と、 前記コアストリームガス流路の前記入口より下流側にて
    前記ディスクに固定され周方向に配列された複数個のエ
    ーロフォイルと、 前記エンジン軸線の周りに前記ディスク及び前記エーロ
    フォイルを回転させるべく前記タービン装置を前記ディ
    スクに接続する駆動装置であって、前記タービン装置よ
    り前記コアストリームガス流路を横切って前記バイパス
    ダクト内壁手段の回転可能な部分へトルクを伝達すべく
    前記コアストリームガス流路を横切って延在するトルク
    伝達装置を含み、前記駆動装置はエンジンの運転中に前
    記エーロフォイルにより発生された実質的な遠心荷重が
    前記ディスクより前記コアストリームガス流路を横切っ
    て伝達されることを阻止するよう構成され配列されてい
    る駆動装置と、 を含む航空機用ガスタービンエンジン。
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