JP2007146832A - 可変ファン出口案内静翼を備えるターボファンガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】重量、ファン入口前面面積、およびファン入口気流妨害を最低限に抑えることができるガスタービンを提供する。
【解決手段】１列のファン動翼３２を有する前方ファン区間３３と、コアエンジン１８と、前方ファン区間３３の下流のファンバイパスダクト４０とを備える。前方ファン区間３３は、前方ファン動翼３２の下流にある可変ファン出口案内静翼３５である、単一ステージのみの可変ファン案内静翼を有する。コアエンジン１８と排気ノズル６８との間のファンバイパスダクト４０の下流にある、アフタバーナ１３０を備える。可変ファン出口案内静翼３５は、離陸時の公称ＯＧＶ位置から、約２．５〜４＋の範囲内であり得る高い飛行マッハ数での、開いたＯＧＶ位置へと枢動するように動作可能である。
【選択図】図１

Description

本発明は、ターボファンガスタービンエンジンに関し、より詳細には、エンジンの前方ファン区間内に案内静翼を有するそのようなエンジンに関する。

多数のバイパスを備え、可変サイクル能力を有するターボファンガスタービンエンジンが、速さおよび出力を向上させるために開発されている。１つの特定の応用例は、宇宙発射運転用の航空機様のビークルである。そのようなガスタービンエンジンは、その時点でスクラムジェット推進システムに切り替わる高い飛行マッハ数（マッハ＋４）まで、ビークルを加速するように設計される。そのような応用例のための広範囲の運転条件を満たす、ガスタービンエンジンを有することが非常に望ましい。ファンは、離陸時には高いファン圧力比で動作し、高い飛行マッハ数では気流により回転されなければならない。

エンジンの前面面積を減少させ、エンジンの重量を減少させ、ファン内へ進む気流の障害を最低限に抑えまたはなくすことが望ましい。ファンは、離陸時に高いファン圧力で動作しなければならない。ファン動翼および出口案内静翼（ＯＧＶ）は、このような条件下で空力的に最も大きい負荷を受ける。エンジンおよびファン区間は、所要のスラストを生み出すためにファンステージを通ってラムバーナへと所要の気流を通過させることができるように、このような条件で動作することが必要とされ、効率的に動作する。離陸運転条件のために、ファンＯＧＶを、高剛率および高負荷で設計しなければならないが、高い飛行マッハ数では、ファンを気流によって回転させなければならない。これら２つの要件では、ファンＯＧＶ設計が相反するものとなる。この手法の結果として、高い飛行マッハ数でＯＧＶを閉塞状態で動作させ、それによってラムバーナへの流量が制限され、したがって生み出すことのできるスラストの大きさが低減される、ＯＧＶ設計がもたらされる。
米国特許第２００２／０１４８２１６Ａ１号 米国特許第２００５／００７２１５８Ａ１号 米国特許第３，６３２，２２４号公報 米国特許第４，０６９，６６１号公報 米国特許第４，１３７，７０８号公報 米国特許第５，１４８，６７３号公報 米国特許第５，３１１，７３５号公報 米国特許第５，６９４，７６８号公報 米国特許第５，７９４，４３２号公報 米国特許第５，８０６，３０３号公報 米国特許第５，８０９，７７２号公報 米国特許第５，８６７，９８０号公報 米国特許第６，０４５，３２５号公報 米国特許第６，４３８，９４１号公報 米国特許第６，６１９，９１６号公報 米国特許第６，６６２，５４６号公報 米国特許第６，９３１，８５８号公報

すなわち、離陸からラムバーナモードを含む高マッハ数状態までＯＧＶを閉塞させずに動作することができ、ラムバーナモードでファンを気流で回転させることができ、さらに、重量、ファン入口前面面積、およびファン入口気流妨害を最低限に抑えることができる、ガスタービンエンジンを有することが非常に望ましい。

ターボファンガスタービンエンジンは、少なくとも１列の円周方向に離隔された長手方向前方のファン動翼を有する前方ファン区間と、前方ファン区間の後方かつ下流に配置されたコアエンジンとを備える。コアエンジンは、下流直列流れ関係で、コア圧縮機と、コア燃焼器と、コアエンジンシャフトによってコア圧縮機に駆動式に結合された高圧タービンとを備える。前方ファン区間の下流に配置されたファンバイパスダクトは、コアエンジンの径方向外側に配置される。前方ファン区間は、単一ステージのみの可変ファン案内静翼を有し、ファン案内静翼は、前方ファン動翼の下流または後方にそれと隣接して配置された、可変ファン出口案内静翼である。

ターボファンガスタービンエンジンの例示的な一実施形態は、ファンバイパスダクトと、コアエンジンの後方かつ下流に配置され、低圧シャフトによって前方ファン動翼に駆動式に結合された低圧タービンとの下流にありそれらと流体連通する排出ダクトを備える。排気ノズルが、排気ダクトの下流端に配置され、アフタバーナが、低圧タービンと排気ノズルとの間にある排出ダクト内に配置される。ストラットが、前方ファン区間とコアエンジンとの間に軸方向に延びる、エンジンの流路の移行区間にある、径方向内側に湾曲した部分を径方向に横断して延びることができる。前方可変面積バイパスインゼクタを、ファンバイパスダクトへの入口に配置することができ、後方可変面積バイパスインゼクタを、ファンバイパスダクトからのファンバイパスダクト出口に配置することができる。可変ファン出口案内静翼は、離陸時の公称ＯＧＶ位置から、高い飛行マッハ数での開いたＯＧＶ位置へと枢動するように動作可能とすることができ、高い飛行マッハ数は、約２．５〜４＋の範囲内とすることができる。この範囲を、約４．９に等しい飛行マッハ数まで拡大することができる応用例が意図される。

ターボファンガスタービンエンジンの別の例示的な実施形態は、ファンバイパスダクトへの２つの入口、すなわち径方向外側および内側入口を有する。内側入口ダクトが、内側入口からファンバイパスダクトへと延び、過給器が、入口ダクト内に配置される。過給器は、コア被駆動ファンの動翼の、径方向外側に延びる動翼先端を含むことができる。

本発明の以上の態様およびその他の特徴を、添付の図面と関連付けて読まれる以下の説明で説明する。

図１に、ファンジェット、ターボジェット、およびラムジェットモードまたはサイクルで、離陸から約マッハ４またはそれ以上（４＋）を通じて動作することができる、例示的なターボガスタービンエンジン１０を示す。約４．９に等しい飛行マッハ数まで範囲を広げることができる応用例が企図される。エンジン１０の長手方向に延びる軸または中央線１２の周りに、前方ファン区間３３が、さらに下流にコアエンジン１８（ガス発生器とも呼ばれる）が配置される。コアエンジン１８は、直列下流軸流関係で、後方またはコア被駆動ファン（ＣＤＦ）１９と、高圧圧縮機２０と、コア燃焼器２２と、１列の高圧タービン動翼２４を有する高圧タービン（ＨＰＴ）２３とを備える。高圧圧縮機２０の高圧圧縮機動翼６４、およびＣＤＦ１９は、エンジン１０の中央線１２の周りで同軸に配置され高圧スプールを形成する、直径がより大きい環状コアエンジンシャフト２６によって、高圧タービン動翼２４に駆動係合で固定的に相互連結される。

高圧圧縮機２０からの加圧空気は、燃焼器２２内で燃料と混合され点火されて、燃焼ガスを発生する。高圧圧縮機２０を駆動する高圧タービン動翼２４によって、これらのガスからいくらかの仕事が得られる。燃焼ガスは、コアエンジン１８から、低圧タービン動翼２８を有する低圧タービン（ＬＰＴ）２７内へと排出される。低圧タービン動翼２８は、エンジン１０の中央線１２の周りに同軸でコアエンジンシャフト２６内に配置された、直径がより小さい環状低圧シャフト３０に固定的に取り付けられ、前方ファン区間３３の、円周方向に離隔された１列の長手方向前方ファン動翼３２に駆動可能に取り付けられて、低圧スプールを形成する。

前方ファン区間３３は、エンジン１０の流路２９を横切って径方向に延びる、可変ファン出口案内静翼３５の単一ステージ２００のみを有する。可変ファン出口案内静翼３５の単一ステージは、前方ファン動翼３２の下流または後方に位置しそれと隣接しており、それらは、前方ファン区間３３内で唯一の案内静翼である。本特許のために本明細書で使用する「隣接する」という用語は、指定された隣接要素間（すなわちファン動翼３２の前列と可変ファン出口案内静翼３５との間）に、その他の動翼の列および／または静翼の列がないことを意味する。固定または可変のいずれの入口案内静翼も全く存在せず、これはエンジンを大幅に軽量化する。

エンジン１０は、その時点でスクラムジェット推進システムに切り替わる高い飛行マッハ数（マッハ４＋）まで、ビークルを加速するように動作可能である。エンジンがそのような応用例の幅広い運転条件を効率的に満たすために、前方ファン区間３３は、離陸時には高いファン圧力比で動作し、高い飛行マッハ数では気流によって回転されなければならない。単一の列またはステージの可変ファン出口案内静翼３５しかもたない、単一案内静翼ステージの前方ファン区間３３は、この能力を備える。

コアエンジンシャフト２６はまた、ほぼ径方向外側に延びる動翼先端３８を有する、円周方向に離隔されたコア被駆動または後方ファン動翼３６の長手方向後方の列を回転させる。後方ファン動翼３６は、より長手方向前方の前方ファン動翼３２の列の、長手方向後方に配置される。１列の円周方向に離隔された後方ファン静翼３４は、前方および後方ファン動翼３２および３６の列の間に長手方向に配置され、後方ファン動翼３６の列と長手方向に隣接し、直接直流関係となる。

エンジン内側ケーシング７４とエンジン外側ケーシング８２との間に径方向に配置されたファンバイパスダクト４０が、前方ファン区間３３と後方またはコア被駆動ファン１９との間に長手方向に配置された、径方向外側入口４２を有する。外側入口４２は、切換弁ドア４４で例示される、前方可変領域バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）を備える。ファンバイパスダクト４０への径方向内側入口４６は、前方ファン区間３３と後方またはコア被駆動ファン１９との間で長手方向に、外側入口４２の径方向内側に配置される。環状の径方向外側分流器５３は、径方向外側および内側入口４２および４６の間に配置される。径方向外側および内側入口４２および４６は、外側分流器５３によって前方ファンからファンバイパスダクト４０内へと分離された、２つの平行なバイパス流路を形成する。内側入口ダクト４３は、内側入口４６から、ファンバイパスダクト４０への内側入口ダクト出口４７へと延び、内側入口４６をファンバイパスダクト４０と流体連通させる。内側入口４６は、径方向内側の分流器４８を有する環状ダクト壁４５を備える。

環状ダクト壁４５は、後方ファン動翼の動翼エーロフォイル３７の、径方向外側動翼先端部分１０７と径方向内側動翼ハブ部分１０９との間にそれぞれ径方向に配置された、回転可能部分１０８またはシュラウドを備える。動翼エーロフォイル３７は、動翼基部４１から動翼先端３８へと延び、回転可能部分１０８は、エーロフォイルのスパンＳに沿って動翼先端付近の位置に配置される。環状ダクト壁４５はまた、少なくとも部分的に後方ファン静翼３４を形成する径方向外側可変角度静翼８４と径方向内側可変角度静翼８６との間に配置された、非回転可能部分１０６を備える。ファンバイパスダクト出口５１は、外側および内側入口４２および４６の後方かつ下流に長手方向に配置され、後方ドア４９によって例示される後方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）を備える。

エンジンまたはファン気流５０は、ファン動翼３２の前列内を通り、径方向内側分流器４８によって、流路２９を径方向に横切って延びるストラット３１により支持される非回転部分１０６の前端にて、コア気流部分６０およびバイパス流５４へと分流される。バイパス流れ５４は、エンジンの動作によって、ファンバイパスダクト４０の外側入口４２を通る径方向外側バイパス気流部分５２、およびファンバイパスダクト４０の内側入口４６を通る径方向内側バイパス気流部分５６を含む。動翼先端３８は、径方向内側入口４６内をファンバイパスダクト４０へと通過するバイパス流れ５４の、内側バイパス気流部分５６に過給しまたはそれをさらに圧縮する、過給機５７として機能する。高出力では、外側バイパス気流部分５２がほぼゼロであり、内側バイパス気流部分５６が、最大またはほぼ最大となる。部分出力では、内側バイパス気流部分５６が減少するにつれて、外側バイパス気流部分５２が事実上正比例で増大する。前方切換弁ドア４４が閉じている場合、ファン気流５０は、後方ファン静翼３４およびより後列のファン動翼３６内を通るコア気流部分６０と、内側バイパス気流部分５６との間で分流される。本明細書に記載する過給器５７は、コアエンジン１８の高圧タービン２３によって駆動され、ファンバイパスダクト４０への径方向内側入口４６内のその他の過給器は、記載されている低圧タービンによって駆動されることに留意されたい。

内側バイパス気流部分５６は、内側入口４６を通り、かつ、内側入口ダクト４３内で内側バイパス気流部分５６を共に圧縮するための過給手段を形成する、外側可変角度静翼８４および動翼先端部分１０７を通過する。動翼先端部分１０７は、内側バイパス気流部分５６を圧縮またはそれに過給し、外側可変角度静翼８４は、共に制御を提供し、こうして、切換弁ドア４４が完全に閉じた位置にある場合、いくつかの運転条件では、ファンバイパスダクト４０内を通ってコアエンジン１８の周囲を通過するバイパス流のほぼ全てとなり得る、内側バイパス気流部分５６の可変かつ制御可能な過給が行われる。内側バイパス気流部分５６がファンバイパスダクト４０内へと排出されて外側バイパス気流部分５２と混合する前に、内側バイパス気流部分５６を内側入口ダクト４３内でデスワールするように、１列のバイパス静翼５８が、内側入口ダクト４３内に配置される。

コア気流部分６０は、直流で、高圧圧縮機２０の高圧圧縮静翼６２および高圧圧縮機動翼６４、燃焼器２２、高圧タービン動翼２４の列、低圧タービン静翼６６の列、ならびに低圧タービン動翼２８の列を通過する。コア気流部分６０は、低圧タービン２７から排出され、エンジン内側ケーシング７４と中心本体７２との間の低圧タービン動翼２８を通過し、その位置でコア排出気流７０と呼ばれる。外側および内側バイパス気流部分５２および５６の組合せを含む総バイパス気流７８は、ファンバイパスダクト４０を通り、ＶＡＢＩ後部ドア４９へと流れる。エンジン１０のターボファンおよびラム運転時は、総バイパス気流７８の大部分が後部ＶＡＢＩを通り、排気ダクト６９の上流端７１内にバイパス排出流８０として噴射され、コア排出気流７０と混合される。

アフタバーナ１３０が、排気ダクト６９の上流端７１付近の、コアエンジン１８の後部および下流に配置されており、エンジン１０の推力増強およびラムモード運転時に、混合されたコア排出気流７０およびバイパス排出流８０と共に燃焼させるための燃料を、排気ダクト６９内に供給するように動作可能である。アフタバーナ１３０によって、エンジン１０のラム運転モードでの燃焼のための、実質的に全ての燃料および点火が提供される。可変スロート領域Ａ８の排気ノズル６８は、排気ダクト６９の下流端７３において、アフタバーナ１３０の下流に配置される。

図２を参照すると、流路２９は、環状であり、前方ファン区間３３とコアエンジン１８の間で軸方向に延びる移行区間１２９を有する。移行区間１２９の一部分１３１は、軸方向後方または下流方向で、径方向内側に湾曲する。移行区間１２９は、グーズネックと呼ばれることがある。ストラット３１は、流路２９の移行区間１２９の径方向内側に湾曲した部分１３１を横切って、径方向に延びる。可変ファン出口案内静翼３５は、図３に示す公称および開いたＯＧＶ部分によって示すように、枢動するよう動作可能である。

図３で、公称ＯＧＶ位置は実線で表し、開いたＯＧＶ位置は破線で表す。公称ＯＧＶ位置は、可変ファン出口案内静翼３５から来るスワールを約５°にし、それによって可変ファン出口案内静翼３５の負荷を低減させるように選択される。可変ファン出口案内静翼３５は、離陸時のより良好な動作性のために高い剛率を有する。開いたＯＧＶ位置は、本明細書では図１のアフタバーナ１３０として示すラムバーナへの気流の量を制限する、したがって生み出すことができるスラストの大きさを低減させる、高い飛行マッハ数での可変ファン出口案内静翼３５の閉塞を妨げるように選択される。

図４に示すように、可変ファン出力案内静翼３５は、第１および第２のスワール角度Ａ１およびＡ２にそれぞれ適合するよう、公称および開いたＯＧＶ位置の間で１０°枢動するように設計される。第１および第２のスワール角度Ａ１およびＡ２は、可変ファン出口案内静翼３５の前縁ＬＥでの、中央線１２とフローベクトルＶ１およびＶ２との間の角度である。本明細書に示す例示的な実施形態で、第１および第２のスワール角度Ａ１およびＡ２は、離陸時および３．３に等しい飛行マッハ数で、可変ファン出口案内静翼３５の４０％スパンにおいて、それぞれ５１°および２４°である。特定の設計の場合、図４に示すように、可変ファン出口案内静翼３５は、０°で表される公称設定に設定され、約２．９に等しいビークル飛行マッハ数で、１０°の変化である開いた設定にリセットされる。

公称および開いたＯＧＶ位置は、グーズネックまたは移行区間１２９内下流の軸方向ストラット３１が入射作用によって失速しないことを保証するように、可変ファン出口案内静翼３５から出る約＋および−５°のスワールをそれぞれ生み出すように設計される。

図１および図２に示す各可変ファン出口案内静翼３５は、その全体が、公称および開いたＯＧＶ位置の間で枢動する。可変ファン出口案内静翼３５の２つの代替実施形態を、図５および図６に、可変ファン出口案内静翼３５の４０％スパンにおける断面図で示す。これらの可変ファン出口案内静翼３５はそれぞれ、枢動前方区間１１０および固定後方区間１１２を有する。図５および図６に、可変ファン出口案内静翼３５の公称および開いたＯＧＶ位置を、それぞれ実線および破線で表す。枢動前方区間１１０の後縁ＴＥは、図５に示す可変ファン出口案内静翼３５の実施形態内に漏れが入り込まないよう、固定後方区間１１２の前縁ＬＥに対するフラッシュを封止するように設計される。

図６に示す可変ファン出口案内静翼３５の実施形態では、間隙１１４が、枢動前方区間１１０の後縁ＴＥと固定後方区間１１２の前縁ＬＥとの間にある。枢動前方区間１１０が閉じている、すなわち実線で表される可変ファン出口案内静翼３５の公称ＯＧＶ位置にあるとき、前方および後方区間１１０および１１２は接触せず、枢動前方区間１１０から離れる後流が、わずかに後方区間１１２の圧力面１１６の下方に方向付けられる。枢動前方区間１１０が開いている、すなわち破線で示す可変ファン出口案内静翼３５の開いたＯＧＶ位置にあるとき、前方および後方区間１１０および１１２は、それぞれさらに離隔され、間隙１１４はより大きくなり、枢動前方区間１１０から離れる後流は、後方区間１１２の圧力面１１６の下方および下流にさらに離れて方向付けられる。

本明細書では、本発明の好ましく例示的な実施形態と考えられるものを説明してきたが、本明細書における教示から、本発明のその他の修正形態が当業者には明らかになり、したがって、そのような修正形態が全て、本発明の真の精神および範囲に包含されるものとして添付の特許請求の範囲内で保証されることが望ましい。したがって、添付の特許請求の範囲において定義され差別化されるような本発明が、特許によって保証されることを望む。

ファン入口案内静翼および可変ファン出口案内静翼をもたない、航空機の可変サイクルガスタービンエンジンを示す概略断面図である。 図１に示すエンジン内のファン区間を示す、より詳細な断面図である。 可変出口案内静翼の公称位置および開位置を示す、図２に示す可変ファン出口案内静翼を通る概略断面図である。 図３に示す可変ファン出口案内静翼の１つの例示的な動作を示すグラフである。 可変ファン出口案内静翼の固定後方区間の前縁に対するフラッシュを封止するように設計された後縁を有する枢動前方区間を備える、可変ファン出口案内静翼の第１の代替実施形態を示す図である。 枢動前方区間の後縁と、可変ファン出口案内静翼の固定後方区間の前縁との間に間隙を有する、可変ファン出口案内静翼の第２の代替実施形態を示す図である。

符号の説明

１０ ターボファンガスタービンエンジン
１２ 中央線
１８ コアエンジン
１９ コアエンジン被駆動ファン
２０ 圧縮機
２２ 燃焼器
２３ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２４ 高圧タービン動翼
２６ コアエンジンシャフト
２７ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２８ 低圧タービン動翼
２９ 流路
３０ 低圧シャフト
３１ ストラット
３２ 前方ファン動翼
３３ 前方ファン区間
３４ 後方ファン静翼
３５ 可変ファン出口案内静翼
３６ 後方ファン動翼
３７ 動翼エーロフォイル
３８ 動翼先端
４０ ファンバイパスダクト
４１ 動翼基部
４２ 外側入口
４３ 内側入口ダクト
４４ 切換弁ドア
４５ 環状ダクト壁
４６ 内側入口
４７ 内側入口ダクト出口
４８ 内側分流器
４９ 後方ドア
５０ エンジンまたはファン気流
５１ ダクト出口
５２ 出口バイパス気流部分
５３ 外側分流器
５４ バイパス流れ
５６ 内側バイパス気流部分
５７ 過給器
５８ バイパス静翼
６０ コア気流部分
６２ 高圧圧縮機静翼
６４ 高圧圧縮機動翼
６６ 低圧タービン静翼
６８ 排気ノズル
６９ 排気ダクト
７０ コア排出気流
７１ 上流端
７２ 中央本体
７３ 下流端
７４ エンジン内側ケーシング
７８ 全バイパス気流
８０ バイパス排出流
８２ エンジン外側ケーシング
８４ 外側角度静翼
８６ 内側角度静翼
１０６ 回転不可能部分
１０７ 外側動翼先端部分
１０８ 回転可能部分
１０９ 内側動翼ハブ部分
１１０ 枢動前方区間
１１２ 固定後方区間
１１４ 間隙
１１６ 圧力面
１２９ 移行区間
１３０ アフタバーナ
１３１ 湾曲部分
２００ 単一ステージ
Ｓ スパン
Ａ８ 可変スロート領域
Ａ１ 第１のスワール角度
Ａ２ 第２のスワール角度
Ｖ１ フローベクトル
Ｖ２ フローベクトル
ＬＥ 前縁
ＴＥ 後縁

Claims (10)

1. ターボファンガスタービンエンジン（１０）であって、
   少なくとも１列の円周方向に離隔された長手方向前方のファン動翼（３２）を備える前方ファン区間（３３）と、
   前記前方ファン区間（３３）の後方かつ下流に配置され、コア圧縮機（２０）、コア燃焼器（２２）、および、コアエンジンシャフト（２６）によって前記コア圧縮機（２０）に駆動式に結合された高圧タービン（２３）を、下流直列流れ関係で備えるコアエンジン（１８）と、
   前記前方ファン区間（３３）の下流に配置され、前記コアエンジン（１８）の径方向外側に配置されたファンバイパスダクト（４０）とを備え、
   前記前方ファン区間（３３）が、単一ステージのみの可変ファン案内静翼を有し、前記ファン案内静翼が、前記前方ファン動翼（３２）の下流にそれと隣接して配置される可変ファン出口案内静翼（３５）である、ターボファンガスタービンエンジン。
2. 前記ファンバイパスダクト（４０）と、前記コアエンジン（１８）の後方かつ下流に配置され、低圧シャフト（３０）によって前記前方ファン動翼（３２）に駆動式に結合される低圧タービン（２７）との下流にあり、それらと流体連通する排気ダクト（６９）と、
   前記排気ダクト（６９）の下流端（７３）に配置される排気ノズル（６８）と、
   前記低圧タービン（２７）と前記排気ノズル（６８）との間で前記排気ダクト（６９）内に配置されたアフタバーナ（１３０）とをさらに備える、請求項１記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
3. 前記エンジン（１０）の流路（２９）と、
   前記前方ファン区間（３３）と前記コアエンジン（１８）との間で軸方向に延びる、前記流路（２９）の移行区間（１２９）と、
   移行区間（１２９）の径方向内側に湾曲した部分（１３１）を径方向に横断して延びるストラット（３１）とをさらに備える、請求項２記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
4. 前記ファンバイパスダクト（４０）への入口（４２）にて、前方可変面積バイパスインゼクタ（４４）を、前記ファンバイパスダクト（４０）からのファンバイパスダクト出口（５１）にて、後方可変面積倍端インゼクタ（４９）をさらに備える、請求項３記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
5. 離陸時の公称ＯＧＶ位置から、高い飛行マッハ数での開いたＯＧＶ位置へと枢動するように動作可能な、前記可変ファン出口案内静翼（３５）をさらに備える、請求項４記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
6. 前記高い飛行マッハ数が、２．５〜４＋の範囲内である、請求項５記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
7. 前記ファンバイパスダクト（４０）への入口（４２）にて、前方可変面積バイパスインゼクタ（４４）を、前記ファンバイパスダクト（４０）からのファンバイパスダクト出口（５１）にて、後方可変面積バイパスインゼクタ（４９）をさらに備える、請求項２記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
8. 離陸時の公称ＯＧＶ位置から、高い飛行マッハ数での開いたＯＧＶ位置へと枢動するように動作可能な、前記可変ファン出口案内静翼（３５）をさらに備える、請求項２記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
9. それぞれが枢動前方区間（１１０）および固定後方区間（１１２）を有する前記可変ファン出口案内静翼（３５）をさらに備える、請求項１記載のターボファンガスタービンエンジン（１０）。
10. ターボファンガスタービンエンジン（１０）であって、
    少なくとも１列の、円周方向に離隔された長手方向前方のファン動翼（３２）を備える前方ファン区間（３３）と、
    前記前方ファン区間（３３）の後方かつ下流に配置され、後方コア被駆動ファン（１９）、圧縮機（２０）、コア燃焼器（２２）、ならびに、コアエンジンシャフト（２６）によって前記コア被駆動ファン（１９）および前記コア圧縮機（２０）に駆動式に結合された高圧タービン（２３）を、下流直列流れ関係で備えるコアエンジン（１８）と、
    前記コアエンジン（１８）の後方かつ下流に配置され、低圧シャフト（３０）によって、前記前方ファン動翼（３２）に駆動式に接続された低圧タービン（２７）と、
    前記前方ファン区間（３３）の下流にあり、前記コアエンジン（１８）の径方向外側に配置され、前記前方ファン区間（３３）から前記ファンバイパスダクト（４０）への径方向外側および内側入口（４２および４６）を備えるファンバイパスダクト（４０）と、
    前記内側入口（４６）から前記ファンバイパスダクト（４０）へと延び、入口ダクト（４３）内に配置される過給器（５７）を有する内側入口ダクト（４３）とを備え、
    前記前方ファン区間（３３）が、単一ステージのみのファン案内静翼を有し、前記ファン案内静翼が、前記前方ファン動翼（３２）の下流または後方にそれと隣接して配置される可変ファン出口案内静翼（３５）である、ターボファンガスタービンエンジン。

Images