JP4820545B2

JP4820545B2 - 後方ｆｌａｄｅ式エンジン

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Publication number: JP4820545B2
Application number: JP2004336213A
Authority: JP
Inventors: ジェームズ・エドワード・ジョンソン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2003-11-21
Filing date: 2004-11-19
Publication date: 2011-11-24
Anticipated expiration: 2024-11-19
Also published as: EP1533510A3; US20050109012A1; US7216475B2; JP2005155621A; CN100404839C; EP1533510A2; CN1619129A; EP1533510B1

Description

本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ＦＬＡＤＥ式エンジンに関する。

様々な推力設定並びに亜音速及び超音速の両飛行速度で効率的に作動するそれらの特異な能力の故に、種々の高性能可変サイクルガスタービンエンジンが設計されている。その高性能に寄与する可変サイクルガスタービンエンジンの１つの重要な特徴は、その推力が変化した時に、実質的に一定の入口空気流を維持するというこのエンジンの能力である。この特徴によって、亜音速巡航中のような、全出力エンジン設定すなわち最大推力状態よりも低い状態において重要な性能上の利点が得られる。

ＦＬＡＤＥ式エンジン（ＦＬＡＤＥは、ファン・オン・ブレード「ｆａｎｏｎｂｌａｄｅ」の略語である）と呼ばれる１つの特殊なタイプの可変サイクルエンジンは、半径方向内側ファンによって駆動される外側ファンに特徴があり、この外側ファンは、内側ファンを囲む内側ファンダクトとほぼ同心環状でありかつ該内側ファンダクトを囲んだ外側ファンダクト内にそのＦＬＡＤＥ空気を吐出する。特許文献１に開示されている１つのこのようなエンジンは、ＦＬＡＤＥファンと外側ファンダクトとを備えており、外側ファンダクト内で、可変案内ベーンがＦＬＡＤＥ外側ファンダクトを通過する空気の量を制御することによって、サイクル可変性を制御している。高度及び飛行マッハ数のような任意の組の亜音速飛行周囲条件における比較的広い推力範囲にわたって実質的に一定の入口空気流量を維持してスピレージ抗力（ｓｐｉｌｌａｇｅｄｒａｇ）を回避し、また飛行条件の範囲全体にわたってスピレージ抗力を回避することができるその他の高性能航空機用可変サイクルガスタービンＦＬＡＤＥ式エンジンが、研究されてきた。この性能は、特に亜音速部分出力エンジン作動状態にとって必要とされる。これらの実例は、特許文献２、特許文献３、特許文献４、及び特許文献５に開示されている。二重反転ファンを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンが、「二重反転ファンを備えたＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン」の名称の特許文献６に開示されている。

ＦＬＡＤＥ式エンジンは、前方ファンの１つに取付けられたファンブレードを有する。これは、ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化した低圧スプール設計になる可能性がある。前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンブレードはまた、現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難である。現存のエンジンを前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンブレードをテストするようにすることは、大きな費用がかかることになる。新しい低圧システム又は現存のコアエンジンの周りに形成した低圧システムのコストに比較して割安なコストで、ＦＬＡＤＥ式エンジンの概念によってもたらされるシステムの利点の幾つかを発揮するようにすることは困難であると思われる。
特公昭５９−０２４２６０号特開平０７−１９７８５３号米国特許第５４０２９６３号米国特許第５２６１２２７号特開平０６−０１０７６４号米国特許出願第１３３７４６号

ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化することのない低圧スプール設計を可能にするＦＬＡＤＥ式エンジンを得ることは非常に望ましい。ＦＬＡＤＥファンブレードを現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難ではなく、また現存のエンジンでテストするようにするのに前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンと比較して大きな費用がかかることがないようなエンジンを得ることは非常に望ましい。さらに、大きな困難なくかつ新しい低圧システム又は現存のコアエンジンの周りに形成した低圧システムのコストに比較して割安なコストで、ＦＬＡＤＥ式エンジンの概念によってもたらされるシステムの利点の幾つかを発揮させることできることが望ましい。

後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンは、低圧タービンセクションに被駆動接続されたファンセクションと、ファンセクションと低圧タービンセクションとの間に設置されたコアエンジンと、コアエンジンを囲みかつファンセクションと流体連通したファンバイパスダクトと、低圧タービンセクションの下流に設置されかつファンバイパスダクトと流体連通したミキサと、ミキサの下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービンとを含む。少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列が、後方ＦＬＡＤＥタービンの半径方向外側に配置されかつ該後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動結合される。後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列は、ファンセクションを囲むＦＬＡＤＥダクトを横切って半径方向に延びる。

エンジンのより具体的な実施形態は、ＦＬＡＤＥファンブレードの列の軸方向前方においてＦＬＡＤＥダクトを横切って半径方向に延びる第１の可変ＦＬＡＤＥベーンの列を含む。エンジンの１つの実施形態はさらに、ファンセクションへのファン入口とＦＬＡＤＥダクトへの環状のＦＬＡＤＥ入口とを含み、これらの入口は、ＦＬＡＤＥ入口がファンセクションの実質的に軸方向後方に設置されるように、またより具体的な実施形態では、ＦＬＡＤＥ入口がコアエンジンの軸方向後方に設置されるように配置される。後方ＦＬＡＤＥタービンは、低圧タービンセクションの低圧タービンに接続されかつ該低圧タービンと共に回転可能にすることができ、或いはフリータービンとすることもできる。このエンジンは、ミキサ及び低圧タービンの後方つまり下流に設置された可変タービンノズルベーンを備えた可変面積タービンノズルを組み込むことができる。

動力抽出装置は、エンジン内に設置されかつ後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動接続されることができる。１つの実施形態では、動力抽出装置は、後方ＦＬＡＤＥタービンの後方つまり下流に設置されたエンジンの中空のエンジンノズル中心本体内に設置することができる。動力抽出装置の１つの実施形態は、増速ギヤボックを介して後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動接続された発電機である。動力抽出装置の別の実施形態は、中空のエンジンノズル中心本体内などのエンジン内に配置されたハウジングを含み、かつ直角ギヤボックスを介して後方ＦＬＡＤＥタービンに被駆動接続された動力取出シャフトを有する動力取出組立体である。

ミキサ及びファンバイパスダクトの下流つまり軸方向後方に、可変又は固定スロート面積エンジンノズルを組み込むことができる。エンジンの別のより具体的な実施形態は、ＦＬＡＤＥダクトと流体流れ連通した複数の円周方向に配置された中空のストラットと、中空のストラットによって支持されかつ該中空のストラットと流体流れ連通した実質的に中空の中心本体とを含む。中心本体内及び可変スロート面積の下流のエンジンノズル壁内の冷却孔が、ＦＬＡＤＥダクトと流体連通している。

中空の中心本体内で軸方向に移動可能なプラグと中心本体の半径方向外側に配置された固定ノズルカウリングとを含む可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズルもまた、エンジン内で使用できる。後方推力増強アフタバーナは、後方ＦＬＡＤＥタービンの後方つまり下流に組み込むことができる。ミキサと後方ＦＬＡＤＥタービンとの軸方向間に前方アフタバーナを配置して、後方ＦＬＡＤＥタービンへの要求に応じて付加的なエネルギーを供給し、また後方ＦＬＡＤＥファンブレードの列に対して及び発電機又は動力取出組立体のような動力抽出装置に対して付加的な動力を供給することができる。

後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンは、航空機の胴体内で使用することができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口及びエンジン空気吸入口は、胴体に対して面一に取付けることができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、エンジン空気吸入口から軸方向にオフセットしている。エンジン空気吸入口は、エンジン固定入口ダクトによってファン入口に接続しかつ該ファン入口と流体連通させることができる。ＦＬＡＤＥ空気吸入口は、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクトによってＦＬＡＤＥ入口に接続しかつ該ＦＬＡＤＥ入口と流体連通させることができる。エンジンの入口ダクト通路及びＦＬＡＤＥ固定入口ダクトは、それぞれ二次元的でありかつそれぞれ入口ダクト通路とファン及びＦＬＡＤＥ入口との間の遷移区間において終端する。

後方ＦＬＡＤＥタービンは、ＦＬＡＤＥブレードの取付け及びその位置に起因するロータ速度の限界及び大きな応力の故に悪化することのない低圧スプール設計をＦＬＡＤＥ式エンジンが有することを可能にする。後方ＦＬＡＤＥタービン上に取付けたＦＬＡＤＥファンブレードは、現存のエンジン又はエンジン設計に適応させることが困難ではない。後方ＦＬＡＤＥタービンは、現存のエンジンでテストするようにするのに前方ファン取付け式のＦＬＡＤＥファンと比較して大きな費用がかかることがない。さらに、大きな困難なくかつ新しい低圧システム又は現存のコアエンジンの周りに形成した低圧システムのコストに比較して割安なコストで、ＦＬＡＤＥ式エンジンの概念によってもたらされるシステムの利点の幾つかを発揮させることが容易である。

本発明の上記の態様及びその他の特徴を、添付の図面と関連させて以下の記載において説明する。

図１に断面で概略的に示すのは、可変入口案内ベーン４の下流に単一回転方向ファン３３０を備えたファンセクション１１５を有する航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１である。ファンセクション１１５の下流つまり軸方向後方にはコアエンジン１８があり、コアエンジン１８は、環状のコアエンジン入口１７と、ほぼ前方１４及び後方１６に延びた全体にわたって軸方向に延びる軸線すなわち中心線１２とを有する。ファンセクション１１５の下流つまり軸方向後方に設置されたファンバイパスダクト４０は、コアエンジン１８を囲む。ＦＬＡＤＥダクト３は、ファンセクション１１５及びファンバイパスダクト４０を囲む。ＦＬＡＤＥダクト３を横切って配置されたフェアリング１９０は、可変入口案内ベーン４のピッチを変えかつ制御するために使用する、ＦＬＡＤＥダクト３を貫通した可変ベーンシャフト１９４を囲む。

コアエンジン１８は、下流方向の直列軸流関係で、コア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７と、高圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、高圧タービンブレード２４の列を有する高圧タービン２３とを含む。エンジン１の中心線１２の周りで同軸に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０と高圧タービンブレード２４とを固定相互接続する。高圧シャフト２６によって高圧タービン２３に被駆動接続されたコア駆動ファン３７及び高圧圧縮機２０の組合せ又は組立体は、高圧スプール４７と呼ばれる。コアエンジン１８は、燃焼ガスを発生する働きをする。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、それによって燃焼ガスを発生する。高圧タービンブレード２４がこれらのガスから幾らかの仕事が取出して、コア駆動ファン３７と高圧圧縮機２０とを駆動する。高圧シャフト２６は、単一の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７を回転させ、コア駆動ファンブレード３６は、全体的に半径方向内側に設置されたブレードハブ部分３９から環状のファンシュラウド１０８によって隔てられた全体的に半径方向外側に設置されたブレード先端部分３８を有する。

燃焼ガスは、コアエンジン１８から少なくとも１つの低圧タービンブレード３２８の列を有する単一回転方向低圧タービン３１９内に吐出される。低圧タービン３１９は、低圧シャフト３２１によって単一回転方向ファン３３０に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、第１の低圧スプール２４０と呼ばれる。単一回転方向ファン３３０は、ほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔をおいて配置された少なくとも１つのファンブレード３３３の列を有する。

葉形又はシュートミキサとして図示したミキサ４９は、ファンバイパスダクト４０の下流つまり該ファンバイパスダクト４０の後端部にかつ低圧タービン３１９の低圧タービンブレード３２８の下流つまり後方に配置される。ミキサ４９は、バイパス空気７８を低圧タービン３１９からのコア吐出空気７０と混合して混合流１８８を形成するために使用される。ミキサ４９の１つの別形態は、バイパス空気７８をコア吐出空気７０と混合するためにファンバイパスダクト４０の後端部に配置された後方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドアである。後方ＶＡＢＩドアは、一般的に中空のエンジンノズル中心本体７２を構造的に支持しかつ該中心本体７２に空気を流す中空のストラット２０８間に円周方向に配置される。

ミキサ４９からの排出ガスは、複数のＦＬＡＤＥタービンブレード２５４を有しかつミキサ４９の下流つまり後方に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン１６０を通って流される。ＦＬＡＤＥファン２は、少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード５の列を含み、これらの後方ＦＬＡＤＥファンブレード５は、ファンバイパスダクト４０の半径方向外側に配置されかつ該ファンバイパスダクト４０を囲むＦＬＡＤＥダクト３を横切って、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０から半径方向外向きに延びかつ該後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動結合される。ＦＬＡＤＥ空気流８０は、ＦＬＡＤＥファンブレード５によって圧送され、ＦＬＡＤＥファンブレード５の下流で使用される。ＦＬＡＤＥファンブレード５は、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０のＦＬＡＤＥタービンブレード２５４に取付けられかつ該ＦＬＡＤＥタービンブレード２５４を囲む環状の回転可能なＦＬＡＤＥタービンシュラウド２５０から半径方向外向きに延びる。ＦＬＡＤＥタービンシュラウド２５０は、ＦＬＡＤＥファンブレード５をＦＬＡＤＥタービンブレード２５４から分離する。

図１及び図２に示すエンジン１の実施形態は、ＦＬＡＤＥファンブレード５から前方にファンセクション１１５へのファン入口１１まで延びるロングＦＬＡＤＥダクト３と呼ばれるものを有する。ファン入口１１は、ＦＬＡＤＥダクト３への環状のＦＬＡＤＥ入口８と共に全体としてエンジン入口１３を形成する。図１及び図２に示すように後方ＦＬＡＤＥタービン１６０は、低圧シャフト３２１に駆動接続され、従って低圧タービン３１９と共に回転可能である。これに代えて、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０は、図５〜図７及び図９〜図１０に示すように、低圧シャフトにも高圧シャフトにも接続されないフリータービンとすることができる。

図１を参照すると、ＦＬＡＤＥダクト３を通るＦＬＡＤＥ空気流８０を制御するために、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６の列が、ＦＬＡＤＥファンブレード５の列の軸方向前方つまり上流においてＦＬＡＤＥダクト３内に設置される。可変ベーンシャフト１９４が、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６のピッチを変えかつ制御するために使用される。第２のＦＬＡＤＥベーン７の列は、図１には固定されたものとして図示されているが、可変的であってもよい。第２のＦＬＡＤＥベーン７の列もまた、ＦＬＡＤＥダクト３内に設置されるが、ＦＬＡＤＥファンブレード５の列の軸方向後方つまり下流に設置される。第２のＦＬＡＤＥベーン７は、ＦＬＡＤＥ空気流８０の渦流を打ち消すために使用される。

ファン入口１１を通過する空気が多過ぎること又は少な過ぎることは、航空機システムの性能にとって有害である。ＦＬＡＤＥファン２の後方ＦＬＡＤＥファンブレード５とＦＬＡＤＥダクト３とは、入口を介してファンに供給される入口空気流を制御するのを助けるように設計されかつ作動する。後方ＦＬＡＤＥタービン１６０とＦＬＡＤＥファン２のＦＬＡＤＥファンブレード５とは、エンジン１が全ての飛行条件において最適かつ効率的に作動することを可能にするために使用される。ファン入口１１は、全出力状態におけるエンジンの本質的に全エンジン空気流１５を受けるような大きさにされる。第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６によって制御されるＦＬＡＤＥ空気流８０は、ＦＬＡＤＥタービン１６０の一定のロータ速度において最大レベルから最小レベルまで調整できる。

図１に示す可変タービンノズルベーン１８２を備えた任意選択的な可変面積タービンノズル１８０は、ミキサ４９及び低圧タービン３１９の下流でかつ後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の直ぐ上流つまり該後方ＦＬＡＤＥタービン１６０への入口に設置される。可変タービンノズルベーン１８２のピッチを変えかつ制御するために使用される可変面積ノズルベーンシャフト１９２は、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６のピッチを変えかつ制御するために使用される可変ベーンシャフト１９４を貫通する。

図１及び図２を参照すると、ファンバイパスダクト４０への第１のバイパス入口４２は、ファンセクション１１５とコア駆動ファン３７との軸方向間に配置される。ファン３３０のファンブレード３３３は、第１のファンダクト１３８を横切って半径方向に延びる。円周方向に間隔をおいて配置されたファンステータベーン３５の列は、ファンブレード３３３の下流かつファンブレード３３３とファンバイパスダクト４０への第１のバイパス入口４２との軸方向間において、第１のファンダクト１３８を横切って半径方向に延びる。コア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６の列は、環状の第２のファンダクト１４２を横切って半径方向に延びる。第２のファンダクト１４２は、第１のバイパス入口４２の軸方向後方で始まり、ファンバイパスダクト４０の半径方向内側に配置される。環状の第１の流れスプリッタ４５が、第１のバイパス入口４２と第２のファンダクト１４２との半径方向間に配置される。

全エンジン空気流１５は、ＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１との間で分割される。ファン空気流５０は、ファン入口１１を通り、次いでファンセクション１１５を通って流れる。ファン空気流５０の第１のバイパス空気部分５２は、第１のバイパス入口４２内の前方可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア４４が開いている時には、ファンバイパスダクト４０の第１のバイパス入口４２を通って流れ、残りの空気部分５４は、コア駆動ファン３７及びそのコア駆動ファンブレード３６の列を通って流れる。

第２のファンダクト１４２内の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンステータベーン３４の列は、第２のファンブレード３２の列とコア駆動ファン３７のコア駆動ファンブレード３６との軸方向間に配置される。コア駆動ファン３７のコア駆動ファンステータベーン３４及びコア駆動ファンブレード３６の列は、第２のファンダクト１４２を横切って配置される。ベーンシュラウド１０６は、コア駆動ファンステータベーン３４を半径方向内側ベーンハブ部分８５と半径方向外側ベーン先端部分８４とに分割する。ファンシュラウド１０８は、コア駆動ファンブレード３６を半径方向内側ブレードハブ部分３９と半径方向外側ブレード先端部分３８とに分割する。

第２のバイパス空気流部分５６は、ファン先端ダクト１４６を通ってコア駆動ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４とコア駆動ファンブレード３６のブレード先端部分３８とを通り、第２のバイパスダクト５８の第２のバイパス入口４６内に入り、ファンバイパスダクト４０へ流れる。第２のバイパス入口４６を通してのファンバイパスダクト４０への流れを調整するために、任意選択的な中間可変面積バイパスインゼクタ（ＶＡＢＩ）ドア８３を第２のバイパスダクト５８の後端部に配置することができる。

ファン先端ダクト１４６は、ベーンシュラウド１０６とファンシュラウド１０８とを含み、またベーンシュラウド１０６の前端部に第２の流れスプリッタ５５を含む。ベーンハブ部分８５とベーン先端部分８４との流れ面積を独立的に変えるために、第１及び第２の変更手段９１及び９２が設けられる。例示的な第１及び第２の変更手段９１及び９２は、それぞれ独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４を含む（米国特許第５８０６３０３号参照）。独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の設計は、ベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の全体を独立的にピボット動可能にすることを含むことができる。米国特許第５８０９７７２号及び第５９８８８９０号には、その他の可能な設計が開示されている。

独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４の別の実施形態は、独立的に可変のベーンハブ部分８５及びベーン先端部分８４のピボット動可能な後縁ハブフラップ８６及び後縁先端フラップ８８を含む。第１及び第２の変更手段９１及び９２は、独立的にピボット動するフラップを含むことができる。ピボット動不能なファンステータベーン設計のための別の変更手段は、軸方向に動くユニゾンリングと、ジェットエンジンにおける機械的間隙制御で知られているそれらの手段（即ち、異なる熱膨張及び収縮にも拘わらず一定の間隙を維持するために、円周方向に囲むシュラウドセグメントをロータブレード先端の列に近づけたりまた遠ざけたりするように機械的に半径方向に移動させる手段）とを含む。ピボット動不能なファンステータベーン設計のためのさらに別のそのような変更手段は、航空機等の翼フラップを伸展及び退縮させるのに知られている手段を含む。

図１に示す例示的な第１及び第２の変更手段９１及び９２は、外側シャフト９６内に同軸に配置された内側シャフト９４を含む。内側シャフト９４は、第１のユニゾンリング１００により作動される第１のレバーアーム９８によって回転させられる。外側シャフト９６は、第２のユニゾンリング１０４により作動される第２のレバーアーム１０２によって回転させられる。内側シャフト９４は、ファンステータベーン３４のベーンハブ部分８５のピボット動可能な後縁ハブフラップ８６に取付けられる。外側シャフト９６は、ファンステータベーン３４のベーン先端部分８４のピボット動可能な後縁先端フラップ８８に取付けられる。レバーアーム９８、１０２及びユニゾンリング１００、１０４は、全てファンステータベーン３４の半径方向外側に配置されることに注目されたい。その他のそのようなピボット動手段には、ジェットエンジン等の高圧圧縮機の可変ステータベーンをピボット動させるのに知られている手段が含まれる。

例えば図１及び図２を参照すると、可変スロート面積Ａ８を有する可変スロート面積エンジンノズル２１８が、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０及びファンバイパスダクト４０の下流つまり軸方向後方にある。エンジンノズル２１８は、中心本体７２上の半径方向に固定されかつ軸方向に移動可能な環状の内壁２２２から半径方向外側に間隔をおいて配置された軸方向に移動可能な半径方向外側の環状の収束及び発散壁２２０を含む。移動可能な半径方向外側の環状の収束及び発散壁２２０は、該外側の環状の収束及び発散壁２２０と半径方向に固定されかつ軸方向に移動可能な環状の内壁２２２との間のスロート面積Ａ８を制御する。移動可能な半径方向外側の環状の収束及び発散壁２２０はまた、エンジンノズル２１８のノズル出口面積Ａ９も制御する。それに代えて、米国特許第５４０４７１３号に開示されているように、フラップを備えた可変スロート面積収束／発散ノズルを使用することができる。

複数の円周方向に配置された中空のストラット２０８は、ＦＬＡＤＥダクト３と流体連通しかつ該ＦＬＡＤＥダクト３から空気を受けるように作動可能である。中空のストラット２０８は、実質的に中空である中心本体７２を構造的に支持しかつ該中心本体７２に空気を流す。可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズル２１３は、軸方向に移動可能なプラグ１７２を含み、このプラグ１７２は、中心本体７２の半径方向外側に配置した固定ノズルカウリング１７４と協働して、中空のストラット２０８から受けたＦＬＡＤＥ空気流８０を排出し、推力の形態でエンジンに仕事を戻す。

図２、図３、図６及び図７は、ＦＬＡＤＥ空気流８０の少なくとも幾らかが、中空のストラット２０８を介して実質的に中空の中心本体７２内に流れる冷却空気２５１として使用されるノズル冷却構成を示す。冷却空気２５１は、次に可変スロート面積Ａ８の下流において中心本体７２内の冷却孔２４９を通って流れて、中心本体の外面を冷却する。ＦＬＡＤＥ空気流８０の幾らかはまた、同様に可変スロート面積Ａ８の下流においてエンジンノズル２１８の半径方向に環状の外壁２２０を冷却するための冷却空気２５１としても使用できる。後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の後方つまり下流において図７に示すような推力増強アフタバーナ２２４が点火された時、環状の外壁２２０及び中空の中心本体７２の冷却は有益である。冷却孔を傾斜させて、中心本体７２及び／又は中空のストラット２０８に沿ってフィルム冷却を行うことができる。使用可能な冷却孔２４９のタイプには、孔、整形傾斜孔並びにスロット及び傾斜スロットがある。

オーグメンタは、排気ケーシング２３１と、その内部に燃焼区域２３６を形成したライナ２３４とを含む。推力増強アフタバーナ２２４は、オーグメンタ内で燃焼させて付加的な推力を発生させる再熱動作中に必要に応じて付加的燃料を噴射するように、タービンと排気ノズルとの間に取付けられる。バイパスターボファン式エンジンにおいては、コアエンジンの周りでファン空気の一部分をオーグメンタにバイパスさせるための環状のバイパスダクトがファンからオーグメンタまで延びる。バイパス空気は、一部は排気ライナを冷却するために使用され、また排気ノズルを介して排出される前にコアガスと混合される。

様々なタイプの保炎器が知られており、典型的には再熱動作中に燃焼を持続させるためにその後方に局所的な低速再循環及び滞留区域を形成する半径方向及び円周方向のＶ字形溝を含み、これらの溝が無い場合には、コアガスが高速度で流れることになる。コアガスはコアエンジン内での燃焼の生成物であるので、このコアガスは、タービンを離れる時に始めは高温であり、再熱動作中にバイパス空気及び付加的燃料と共に燃焼するとさらに加熱される。

図３及び図４に示すのは、ファンセクション１１５へのファン入口１１が、ＦＬＡＤＥダクト３への環状のＦＬＡＤＥ入口８から軸方向にオフセットしているエンジン１の実施形態である。図示した軸方向にオフセットしたＦＬＡＤＥ入口８は、ファンセクション１１５の実質的に軸方向後方に設置され、より具体的には、コアエンジン１８の軸方向後方に設置されている。図４に示す航空機１２４は、エンジン固定入口ダクト１２６によって環状のファン入口１１に接続されかつ該ファン入口１１と流体連通した単一のオフセットして面一に取付けたエンジン空気吸入口１２７を含む。面一に取付けたデュアルＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９は、ＦＬＡＤＥ固定入口ダクト１２８によって環状のＦＬＡＤＥ入口８に接続されかつ該ＦＬＡＤＥ入口８と流体連通している。ＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９は、エンジン空気吸入口１２７から軸方向にオフセットしている。このことは、効率的なエンジン、航空機、並びに完全に航空機の胴体１１３又は本体内に取付けられたエンジンを備えかつＦＬＡＤＥ空気吸入口１２９及びエンジン空気吸入口１２７が胴体１１３に対して面一に取付けられた航空機の設計及び製作に大きな自由度をもたらす。また、可変又は固定スロート面積エンジンノズルとすることができるエンジンノズル２１８からオフセットした別個のＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５に、ＦＬＡＤＥダクト３が通じていることも注目されたい。エンジンの入口ダクト通路１１１及びＦＬＡＤＥ固定入口ダクト１２６、１２８は、該入口ダクト通路１１１と軸対称の環状のファン入口１１及びＦＬＡＤＥ入口８との間の遷移区間１１９において終端する状態で二次元的にすることができる。ＦＬＡＤＥ空気流８０はまた、良好な加圧冷却空気源であるので、航空機システムを冷却するためのヒートシンクとして使用することができる。この機構の一例を航空機廃熱冷却システム１５２として示しており、この航空機廃熱冷却システム１５２は、ＦＬＡＤＥダクト３からＦＬＡＤＥ排気ノズル１２５の１つに至る少なくとも１つのＦＬＡＤＥ空気排出ダクト１５５内のＦＬＡＤＥ排出空気流１５４によって冷却される航空機廃熱源１５３を有する。熱交換器１５６は、加圧ＦＬＡＤＥ排出空気１５４によって冷却できるように、ＦＬＡＤＥ空気排出ダクト１５５内に配置される。それぞれ高温流体パイプ１５７及び低温流体パイプ１５８（空気対空気熱交換器のためにダクトを使用できる）が、廃熱源１５３を熱交換器１５６に流体接続する。

図５に示すのは、図３に示す後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１の別の実施形態である。「ボルト取付けした」後方ＦＬＡＤＥモジュール２６０には、フリー後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が組み込まれており、それに限定されないがテスト及び設計検証を含む様々な目的のために、現存のエンジン２６２に付加することができる。図５に示す別の特徴は、エンジン１内に配置されかつ増速ギヤボックス２６８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続された発電機２６６として示したＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４である。図示した発電機２６６は、中空のエンジンノズル中心本体７２内に設置されているが、図１１に示すようにエンジン１内の別の場所に配置することもできる。動力抽出装置２６４の別の実施形態は、図９に示すような動力取出組立体２７０であり、この動力取出組立体２７０は、中空のエンジンノズル中心本体７２内に配置されたハウジング２７４を含む。動力取出シャフト２７６が、ハウジング２７４内で直角ギヤボックス２７８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続される。動力取出シャフトは、典型的にはギヤボックス、発電機、オイルポンプ及び燃料ポンプのようなエンジン外部に取付けられた付属機械を駆動するために使用される。ＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５によって使用される動力が、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０によって混合流１８８から取出された動力の小さなパーセンテージであり、従ってＦＬＡＤＥ空気流８０の量を変えかつ制御することが、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の効率に小さな影響しか及ぼさないために、エンジン１の設計における一層大きな自由度を可能にする。また、図９及び図１０と同様に、図５には、ミキサ４９及びファンバイパスダクト４０の軸方向後方の固定スロート面積エンジンノズル２１６が示されている。

図１０に示すのは、共に軸方向に設置されかつ図３及び図５に示す実施形態のように互いに軸方向にオフセットしていないＦＬＡＤＥ入口８とファン入口１１とを備え、中空のエンジンノズル中心本体７２内に配置されかつ増速ギヤボックス２６８を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続された発電機２６６を有するエンジン１である。また、ファンバイパスダクト４０への第１及び第２のバイパス入口４２、４６の両方を有する図１〜図３に示すエンジン１とは異なり、図５〜図７及び図９〜図１０に示すエンジン１は、ただ１つのバイパス入口２７２のみを有する単一バイパスタイプである。

図１１に示すのは、エンジン１内に配置された１つ以上のＦＬＡＤＥ動力抽出装置２６４を備えたエンジン１の一部分である。後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の前方及び後方つまり上流及び下流においてエンジン１内には、前方発電機３６６及び後方発電機３６７が配置される。前方及び後方発電機３６６、３６７は、前方及び後方増速ギヤボックス３６８、３６９を介して後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に被駆動接続される。また、図９〜図１１には、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の下流つまり軸方向後方に固定スロート面積Ａ８を有する固定スロート面積エンジンノズル２１６を示している。動力抽出は、第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６を閉鎖した状態で、そのような固定スロート面積エンジン内で達成することができる。

図６に示すのは、ミキサ４９と後方ＦＬＡＤＥタービン１６０との軸方向間において混合流１８８内に配置された前方アフタバーナ２２６を備えたエンジン１である。前方アフタバーナ２２６は、前方燃料噴霧バー２３０と前方保炎器２３２とを含む。前方アフタバーナ２２６は、後方ＦＬＡＤＥファンブレード５及び／又は発電機２６６又は動力取出組立体２７０のような動力抽出装置２６４による後方ＦＬＡＤＥタービン１６０に対する要求に応じて付加的なエネルギーを供給するために後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が一層多くの動力を必要とする場合に、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０の上流で混合流１８８に付加的的なエネルギーを加えるために使用することができる。

図８に断面で概略的に示すのは、第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２を備えたファンセクション１１５を有する航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン１である。第１の可変ＦＬＡＤＥベーン６は、ＦＬＡＤＥ入口８及びＦＬＡＤＥダクト３内に流入することができるＦＬＡＤＥ空気流８０の量を制御するために使用される。ＦＬＡＤＥ式エンジン１の部分出力推力設定において第１のＦＬＡＤＥベーン６を開くことによるＦＬＡＤＥダクト３の開放は、エンジンが、高度及びマッハ数のような任意の組の亜音速飛行周囲条件における比較的広い推力範囲にわたって本質的に一定の入口空気流を維持し、同時にスピレージ抗力を回避しまた飛行条件の範囲全体にわたってスピレージ抗力を回避することを可能にする。この能力は、亜音速部分出力エンジン作動状態のために特に必要である。

ＦＬＡＤＥ入口８及びファン入口１１は、組合されて、全体としてエンジン入口１３を形成する。第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２の下流つまり軸方向後方にはコアエンジン１８があり、コアエンジン１８は、環状のコアエンジン入口１７とほぼ前方１４及び後方１６に延びた全体にわたって軸方向に延びる軸線すなわち中心線１２とを有する。第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２の下流つまり軸方向後方に設置されたファンバイパスダクト４０は、コアエンジン１８を囲む。ＦＬＡＤＥダクト３は、第１及び第２の二重反転ファン１３０、１３２とファンバイパスダクト４０とを囲む。

入口性能の１つの重要な基準は、ラム回復率である。良好な入口は、エンジンと整合した空気取入れ特性と共に、低い抗力と良好な流量安定性とを有するものでなくてはならない。任意の組の作動飛行条件において、空気流量要件は、ＦＬＡＤＥエンジン１のポンピング特性によって決まる。エンジンの超音速作動時に、エンジン入口１３の面積が入口空気流量を取入れるには小さ過ぎる場合には、特に固定入口である場合に入口衝撃が入口スロートの下流に影響し、衝撃後の圧力回復が悪化し、エンジンの要求を満たすために入口から出る補正流量が増大する。ＦＬＡＤＥエンジン入口面積が大き過ぎる場合には、エンジン入口１３は、エンジンが使用できるよりも多くの空気を供給し、余分な空気をエンジンの周りにバイパスさせるか又は入口から外に戻すように「溢れ」させなくてはならなくなるので、過度な抗力（スピレージ抗力）を生じることになる。空気が多過ぎても少な過ぎても、航空機システムの性能には有害である。ＦＬＡＤＥファン２及びＦＬＡＤＥダクト３は、入口からファンに供給される入口空気流量の制御を助けるように設計されかつ作動する。

コアエンジン１８は、下流方向の直列軸流関係で、コア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７と、高圧圧縮機２０と、燃焼器２２と、高圧タービンブレード２４の列を有する高圧タービン２３とを含む。エンジン１の中心線１２の周りで同軸に配置された高圧シャフト２６は、高圧圧縮機２０と高圧タービンブレード２４とを固定相互接続する。コアエンジン１８は、燃焼ガスを発生する働きをする。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、それによって燃焼ガスを発生する。高圧タービンブレード２４がこれらのガスから幾らかの仕事が取出して、コア駆動ファン３７と高圧圧縮機２０とを駆動する。高圧シャフト２６は、単一の円周方向に間隔をおいて配置されたコア駆動ファンブレード３６の列を有するコア駆動ファン３７を回転させ、コア駆動ファンブレード３６は、全体的に半径方向内側に設置されたブレードハブ部分３９から環状のファンシュラウド１０８によって隔てられた全体的に半径方向外側に設置されたブレード先端部分３８を有する。

燃焼ガスは、コアエンジン１８から、それぞれ第１及び第２の低圧タービンブレード２８、２９の列を備えた逆方向回転可能な（二重反転の）第１及び第２の低圧タービン１９、２１を有する低圧タービンセクション１５０内に吐出される。第２の低圧タービン２１は、第１の低圧シャフト３０によって第１の二重反転ファン１３０に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、第１の低圧スプール２４０と呼ばれる。第１の低圧タービン１９は、第２の低圧シャフト３１によって第２の二重反転ファン１３２に駆動接続され、この組合せ又は組立体は、第２の低圧スプール２４２と呼ばれる。第２の二重反転ファン１３２は、ほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔をおいて配置された単一の第２のファンブレード３２の列を有する。第１の二重反転ファン１３０は、ほぼ半径方向外向きに延びかつ円周方向に間隔をおいて配置された単一の第１のファンブレード３３の列を有する。ＦＬＡＤＥファンブレード５は、主として入口空気流量要件に柔軟に整合させるために使用される。

高圧タービン２３は、燃焼器２２からの流れを高圧タービンブレード２４の列に向ける高圧タービン（ＨＰＴ）ノズルステータベーン１１０の列を含む。高圧タービンブレード２４の列からの流れは、次にそれぞれ逆方向回転可能な第２及び第１の低圧タービン２１、１９並びに第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列内に向けられる。第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列間には、低圧ステータベーン６６の列が配置される。

第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列間には、固定低圧ステータベーン６６の列が配置される。それに代えて、第２及び第１の低圧タービンブレード２９、２８の列間に、可変低圧ステータベーンの列を組み込むことができる。第１の低圧タービン１９及びその第１の低圧タービンブレード２８の列は、高圧タービンブレード２４の列に対して逆方向回転可能である。第１の低圧タービン１９及びその第１の低圧タービンブレード２８の列は、第２の低圧タービン２１及びその第２の低圧タービンブレード２９の列に対して逆方向回転可能である。図８には後方ＦＬＡＤＥタービン１６０が、スプール又はファンセクション１１５内のファンと接続されていないフリータービンとして示されている。これに代えて、後方ＦＬＡＤＥタービン１６０は、第２の低圧スプール２４２の第２の低圧シャフト３１に駆動接続することができる。

本明細書に示したエンジンは、単一バイパスタイプ又は二重バイパスタイプであるが、バイパスダクト又はバイパス流が存在せず、またファン及び／又は圧縮機を駆動するために使用する任意のタービンセクションの下流に後方ＦＬＡＤＥタービンが配置されたターボジェットタイプも使用可能であると考えられる。ターボジェットタイプのエンジンはさらに、オーグメンタ及び可変面積二次元ノズルを使用することができる。

本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本発明のその他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかになる筈であり、また、特許請求の範囲に記載した参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めることを意図ものではなく、本発明を容易に理解するためのものである。

単一回転方向のファンセクションと後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンとを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。排気ノズル冷却装置を備えた、図１に示すエンジンの別の概略断面図。後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンとショートＦＬＡＤＥダクトとを備えた航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。航空機に取付けられた、図３のショート後方ダクト形ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジンの概略断面図。内部取付けした発電機に駆動接続された後方ＦＬＡＤＥタービンを有するショートダクト形後方ＦＬＡＤＥタービンモジュールの概略断面図。フリー後方ＦＬＡＤＥタービンの上流に第１のアフタバーナを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。後方ＦＬＡＤＥタービンの下流に可変面積タービンノズルと推力増強アフタバーナとを備えた後方ＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。二重反転ファンと後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンとを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。動力取出シャフトに駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。エンジン内に設置された発電機に駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。エンジン内に設置された２つの発電機に駆動接続された後方ＦＬＡＤＥブレード及びタービンを備えたＦＬＡＤＥ式航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。

符号の説明

１航空機用後方ＦＬＡＤＥ式エンジン
２ＦＬＡＤＥファン
３ＦＬＡＤＥダクト
５後方ＦＬＡＤＥファンブレード
６可変ＦＬＡＤＥベーン
８ＦＬＡＤＥ入口
１１ファン入口
１８コアエンジン
１９、２１低圧タービン
２０高圧圧縮機
２２燃焼器
４０ファンバイパスダクト
４７高圧スプール
４９ミキサ
７２中空のエンジンノズル中心本体
１１５ファンセクション
１５０低圧タービンセクション
１６０後方ＦＬＡＤＥタービン
２０８中空のストラット
２１８可変スロート面積エンジンノズル
２４０、２４２低圧スプール
２６４ＦＬＡＤＥ動力抽出装置
２６６発電機
２６８増速ギヤボックス
２７０動力取出組立体

Claims

後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）であって、
低圧タービンセクション（１５０）に被駆動接続されたファンセクション（１１５）と、
前記ファンセクション（１１５）へのファン入口（１１）と、
前記ファンセクション（１１５）と前記低圧タービンセクション（１５０）との間に設置されたコアエンジン（１８）と、
前記コアエンジン（１８）を囲みかつ前記ファンセクション（１１５）と流体連通したファンバイパスダクト（４０）と、
前記低圧タービンセクション（１５０）の下流に設置されかつ前記ファンバイパスダクト（４０）と流体連通したミキサ（４９）と、
前記ミキサ（４９）の下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の半径方向外側に配置されかつ該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）に結合された少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列と、
を含み、
前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列が、前記ファンセクション（１１５）を囲むＦＬＡＤＥダクト（３）を横切って半径方向に延びており、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）は、ＦＬＡＤＥ入口（８）を備え、前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）から前方に前記ファン入口（１１）まで延びて、前記ＦＬＡＤＥ入口（８）および前記ファン入口（１１）がエンジン入口（１３）を形成し、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）を通るＦＬＡＤＥ空気流（８０）を制御するために、該ＦＬＡＤＥダクト（３）内に第１の可変ＦＬＡＤＥベーン（６）の列が前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の上流に設置されることを特徴とする、エンジン（１）。
さらに、前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）が、前記低圧タービンセクション（１５０）の低圧タービン（１９、２１又は３１９）に接続されかつ該低圧タービン（１９、２１又は３１９）と共に回転可能である、請求項１記載のエンジン（１）。
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）がフリータービンである、請求項１記載のエンジン（１）。
航空機（１２４）であって、
該航空機の胴体（１１３）内に設置された後方ＦＬＡＤＥ式ガスタービンエンジン（１）を含み、該ガスタービンエンジン（１）が、
低圧タービンセクション（１５０）に被駆動接続されたファンセクション（１１５）と、
前記ファンセクション（１１５）と前記低圧タービンセクション（１５０）との間に設置されたコアエンジン（１８）と、
前記コアエンジン（１８）を囲みかつ前記ファンセクション（１１５）と流体連通したファンバイパスダクト（４０）と、
前記低圧タービンセクション（１５０）の下流に設置されかつ前記ファンバイパスダクト（４０）と流体連通したミキサ（４９）と、
前記ミキサ（４９）の下流に設置された後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の半径方向外側に配置されかつ該後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）に結合された少なくとも１つの後方ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列と、を含み、
前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の列が、前記ファンセクション（１１５）を囲むＦＬＡＤＥダクト（３）を横切って半径方向に延びており、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）は、ＦＬＡＤＥ入口（８）を備え、前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）から前方に前記ファン入口（１１）まで延びて、前記ＦＬＡＤＥ入口（８）および前記ファン入口（１１）がエンジン入口（１３）を形成し、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）を通るＦＬＡＤＥ空気流（８０）を制御するために、該ＦＬＡＤＥダクト（３）内に第１の可変ＦＬＡＤＥベーン（６）の列が前記ＦＬＡＤＥファンブレード（５）の上流に設置されることを特徴とする、航空機（１２４）。
前記エンジン（１）内に配置されかつ前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）に被駆動接続された動力抽出装置（２６４）をさらに含む、請求項４記載の航空機（１２４）。
前記ミキサ（４９）及びファンバイパスダクト（４０）の下流つまり軸方向後方に設置された可変スロート面積エンジンノズル（２１８）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通した複数の円周方向に配置された中空のストラット（２０８）と、
前記中空のストラット（２０８）によって支持されかつ該中空のストラット（２０８）と流体流れ連通した中空の中心本体（７２）と、
前記中心本体（７２）内及び前記エンジンノズル（２１８）の壁（２２０）内に設けられ、前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通する冷却孔（２４９）と、
前記中空の中心本体（７２）内で軸方向に移動可能なプラグ（１７２）と該中心本体（７２）の半径方向外側に配置された固定ノズルカウリング（１７４）とを備えた可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズル（２１３）と
をさらに含む、請求項４記載の航空機（１２４）。
前記ミキサ（４９）及びファンバイパスダクト（４０）の下流つまり軸方向後方に設置された可変スロート面積エンジンノズル（２１８）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通した複数の円周方向に配置された中空のストラット（２０８）と、
前記中空のストラット（２０８）によって支持されかつ該中空のストラット（２０８）と流体流れ連通した中空の中心本体（７２）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の後方つまり下流に設置された後方推力増強アフタバーナ（２２４）と、
前記中心本体（７２）内及び前記エンジンノズル（２１８）のスロート面積（Ａ８）の下流に位置する壁（２２０）内の冷却孔（２４９）と、
を更に含み、
前記冷却孔（２４９）が、前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通している、
請求項４記載の航空機（１２４）。
前記ミキサ（４９）及びファンバイパスダクト（４０）の下流つまり軸方向後方に設置された可変スロート面積エンジンノズル（２１８）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通した複数の円周方向に配置された中空のストラット（２０８）と、
前記中空のストラット（２０８）によって支持されかつ該中空のストラット（２０８）と流体流れ連通した中空の中心本体（７２）と、
前記中心本体（７２）内及び前記エンジンノズル（２１８）の壁（２２０）内に設けられ、前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通する冷却孔（２４９）と、
前記中空の中心本体（７２）内で軸方向に移動可能なプラグ（１７２）と該中心本体（７２）の半径方向外側に配置された固定ノズルカウリング（１７４）とを備えた可変面積ＦＬＡＤＥ空気ノズル（２１３）と
をさらに含む、請求項１に記載のエンジン（１）。
前記ミキサ（４９）及びファンバイパスダクト（４０）の下流つまり軸方向後方に設置された可変スロート面積エンジンノズル（２１８）と、
前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通した複数の円周方向に配置された中空のストラット（２０８）と、
前記中空のストラット（２０８）によって支持されかつ該中空のストラット（２０８）と流体流れ連通した中空の中心本体（７２）と、
前記後方ＦＬＡＤＥタービン（１６０）の後方つまり下流に設置された後方推力増強アフタバーナ（２２４）と、
前記中心本体（７２）内及び前記エンジンノズル（２１８）のスロート面積（Ａ８）の下流に位置する壁（２２０）内の冷却孔（２４９）と、
を更に含み、
前記冷却孔（２４９）が、前記ＦＬＡＤＥダクト（３）と流体連通している、
請求項１に記載のエンジン（１）。