JPS61275550A - 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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JPS61275550A
JPS61275550A JP61124634A JP12463486A JPS61275550A JP S61275550 A JPS61275550 A JP S61275550A JP 61124634 A JP61124634 A JP 61124634A JP 12463486 A JP12463486 A JP 12463486A JP S61275550 A JPS61275550 A JP S61275550A
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  • Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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。適当な減速ギア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オイルは固定ピ
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
フオ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
なエーロフオ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オ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
ァンのエーロフオ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３．４４８，５
８２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。回転するエーロフオイルにより発生される
遠心荷重及びエーロフオ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一１ｍ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オイルの回転段を
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、エーロフオイルを担持する
ディスクを支持する軸受の撓々を低減するｍｓ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オイ
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
ーロフオ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オイルの
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
オ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、ファンエーロフオ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オイルの回転段より下流
側にてバイパスダクトを横切プて延在する剛固なストラ
ット又はベーンを含んでいる。エーロフオイルを担持す
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オイルに作
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。ディスク及びバイパスストリーム内のエーロフ
オ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、イスク及
びバイパスストリーム内のエーロフオイルは一対の軸線
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罰の軸線
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オイル
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
ロフオ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オ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オイル組立体
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オイルは、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
フオイルである。
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１
０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！１１６と、高圧タービン１８と、低圧タービ
ン２０とを含んでいる。二つの〇−タ段１９を有する高
圧タービン１８は、シャフト２２を介して実圧圧縮機１
４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Ｖ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ＩＩ！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２
９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１１１１
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１］３８よ
りディスクの下流側工、ツジ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オイル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、エーロフオイル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
チ型のエーロフオイルである。エーロフオイルは可変ピ
ッチ型であることが好ましいが、エーロフオイルが可変
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ニーＯ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７ランジ９０を有しており、７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、即ら後端部には半径方向外方へ延在するフランジ９
４が設けられており、該７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及びエーロフオイル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＄１１１１の周りのエ
ーロフオイル４２の回転速度は、低圧圧縮１１２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６
０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
エーロフオイル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に支承され対応ザる固
定された軸線６７の周りに回転し得るよう固定ケージ６
８内に装置された複数個のビニオンギア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２
５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がビニオンギア６６と噛合し、こ
れにより該ビニオンギアを回転駆動するようになってお
り、ビニオンギア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はフランジジヨイント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２°９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ロガイドベー
Ｊン４８がエーロフオイル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５ｏは構造的に両
回であり、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５
２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及びエーロフオイル４２をエンジン軸１１
１１１の周りに回転させる。
回転するディスク及びエーロフオイル内の遠心力により
ディスク及びエーロフオイルが半径方向外方へ成長せし
められる。エーロフオイルの先端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
ロフオイル４２に作用する航空機の運動荷重も考慮に入
れられなければならない。
エーロフオイル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
ロフオイル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及びエーロフオイル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、シール等め撓みを最小限に抑え、また減速ギア内
の撓みを最小限に抑えるためには、ディスク４４及びエ
ーロフオイル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及びエーロフオイル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及びエーロフオイル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
ｌｌｌ１１（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がイドベーン４８及
び支持部材４９を含むエンジンのＩＩｉ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及びエーロフオイル４２に作用する運動荷
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オイル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）。
かくしてエーロフオ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５
０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
！！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４
９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、エーロフオイ
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、各エーロフオイル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はエーロフオイルと一体に形成されエーロフオ
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［１
１１１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
面に設番プ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７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オイル４２に対応している。各
エーロフオイル４２の各駆動アーム１０８は各リンク１
４０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７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
つスディスク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、エーロフオイルはそれ
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の周りに回転づると
、駆動アーム１０８、リンク１４０、回転防止部材１３
９、アウタ一体リング１３６、軸受１３０のアウタレー
ス１３４６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
ロフオイル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、エーロフオイル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０ツド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ブール型エンジンに
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ｌ１１３−３に沿うｌｌｉｉｌｉ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１４−４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、１
２・・・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、２
４・・・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０．３２・・
・出口。 ３４・・・外壁、３６・・・内壁、３８・・・入口、４
０・・・出０．４２・・・エーロフオイル、４３・・・
回転可能な部分、４４・・・デイスーク、４５・・・下
流側エツジ、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、５１・・・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・・・ビニオンギア、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・・・７ランジジヨイント、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、９０．９２．９４．９６・・・７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・・・駆動ロンド、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、１３
８・・・スプライン歯、１３９・・・回転防止部材、１
４０・・・駆動リンク、１４１・・・７ランジを備えた
端部、１４３・・・支持チューブ、１４５・・・外端部
、１５０・・・エーロフオイルの先端 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイシジン

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. （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つて
    、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
    切つて延在する複数個のエーロフオイルと、 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つて、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つて、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
    及び前記エーロフオイルを回転させ、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つて延在し
    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. （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つて
    、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
    ーロフオイルと、 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
    フオ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つて、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つて前記バイパス
    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つて延在するトルク
    伝達装置を含み、前記駆動装置はエンジンの運転中に前
    記エーロフオ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つ
    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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