JP2002054503A - 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン - Google Patents
亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジンInfo
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- JP2002054503A JP2002054503A JP2000277267A JP2000277267A JP2002054503A JP 2002054503 A JP2002054503 A JP 2002054503A JP 2000277267 A JP2000277267 A JP 2000277267A JP 2000277267 A JP2000277267 A JP 2000277267A JP 2002054503 A JP2002054503 A JP 2002054503A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 亜音速機用高バイパス比ターボファンに可変
サイクルを適用し、巡航時にバイパス比を高めてＳＦＣ
を改善する。 【構成】 低圧タービンの入口静翼を可変静翼とし、バ
イパスノズルは固定ノズル、ジェットノズルは可変構造
にする。或いは低圧タービン入口静翼を固定し、可変静
翼に替えて高圧タービン出口に抽気弁を設ける。これ等
の構成によって、低圧系回転数を制御し、離陸時に低バ
イパス比、巡航時に高バイパス比にすることを特徴とす
る。 【効果】 本可変サイクルエンジンは、巡航時にバイパ
ス比を高め、しかも同じ離陸性能を持つ現用ターボファ
ンと同じ巡航推力を発生するので、ＳＦＣを改善出来
る。
サイクルを適用し、巡航時にバイパス比を高めてＳＦＣ
を改善する。 【構成】 低圧タービンの入口静翼を可変静翼とし、バ
イパスノズルは固定ノズル、ジェットノズルは可変構造
にする。或いは低圧タービン入口静翼を固定し、可変静
翼に替えて高圧タービン出口に抽気弁を設ける。これ等
の構成によって、低圧系回転数を制御し、離陸時に低バ
イパス比、巡航時に高バイパス比にすることを特徴とす
る。 【効果】 本可変サイクルエンジンは、巡航時にバイパ
ス比を高め、しかも同じ離陸性能を持つ現用ターボファ
ンと同じ巡航推力を発生するので、ＳＦＣを改善出来
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、亜音速機用高バイパス
比ターボファン・エンジンの巡航時における燃料消費率
を改善するため、離陸時と巡航時でバイパス比を変化さ
せる可変サイクルエンジンに関する。
比ターボファン・エンジンの巡航時における燃料消費率
を改善するため、離陸時と巡航時でバイパス比を変化さ
せる可変サイクルエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】一般にターボファンは、燃料流量の増減
により高圧系回転数のみを制御する。低圧タービンはフ
リータービンであり、フリータービンは部分負荷でター
ビン全膨脹比を下げると、高圧タービンより低圧タービ
ンの方が膨脹比の減少が大きくなる特性がある。従って
部分負荷である巡航時に、圧縮機よりファンの回転数が
低下し、亜音速機用ターボファンの巡航時のファン修正
回転数は、巡航条件によるが、通常９５％から９０％近
くに落ち、ファン修正流量が減少する。
により高圧系回転数のみを制御する。低圧タービンはフ
リータービンであり、フリータービンは部分負荷でター
ビン全膨脹比を下げると、高圧タービンより低圧タービ
ンの方が膨脹比の減少が大きくなる特性がある。従って
部分負荷である巡航時に、圧縮機よりファンの回転数が
低下し、亜音速機用ターボファンの巡航時のファン修正
回転数は、巡航条件によるが、通常９５％から９０％近
くに落ち、ファン修正流量が減少する。
【０００３】一方、巡航時は飛行によるラム圧力回復分
だけバイパスノズルの膨脹比が上昇し、バイパス空気流
量が増加するため、飛行マッハ数の増加に伴ってバイパ
ス比が増加する傾向がある。巡航時はフリータービンの
特性からファン駆動力が少なくなるので、バイパス比が
増すとファン圧力比は大きく低下する（図３参照）。こ
の二つの物理現象から、巡航時にファンの修正回転数、
及び圧力比を一定に保てば、バイパス比をより一層高め
て、巡航時に燃料消費率を改善出来ることを推察出来
る。本発明はこの点に着目した新技術である。
だけバイパスノズルの膨脹比が上昇し、バイパス空気流
量が増加するため、飛行マッハ数の増加に伴ってバイパ
ス比が増加する傾向がある。巡航時はフリータービンの
特性からファン駆動力が少なくなるので、バイパス比が
増すとファン圧力比は大きく低下する（図３参照）。こ
の二つの物理現象から、巡航時にファンの修正回転数、
及び圧力比を一定に保てば、バイパス比をより一層高め
て、巡航時に燃料消費率を改善出来ることを推察出来
る。本発明はこの点に着目した新技術である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明が解決しようと
する問題点は、部分負荷で低圧タービンの膨脹比の減少
割合が高圧タービンのそれより大きくなるフリータービ
ンの特性である。換言すれば、従来の亜音速機用高バイ
パス比ターボファンでは、低圧系が制御されていないた
め巡航時のバイパス比の上昇が少なかった点である。
する問題点は、部分負荷で低圧タービンの膨脹比の減少
割合が高圧タービンのそれより大きくなるフリータービ
ンの特性である。換言すれば、従来の亜音速機用高バイ
パス比ターボファンでは、低圧系が制御されていないた
め巡航時のバイパス比の上昇が少なかった点である。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は、亜音速機用高
バイパス比ターボファンに可変サイクルを適用し、上記
の課題を解決するものである。本発明は離陸時に低バイ
パス比、巡航時に高バイパス比にすることを最も主要な
特徴とする。そのための手段としては、高圧系のみでな
く低圧系も制御して、巡航時にファンの修正回転数及び
圧力比一定で、圧縮機回転数を下げる。
バイパス比ターボファンに可変サイクルを適用し、上記
の課題を解決するものである。本発明は離陸時に低バイ
パス比、巡航時に高バイパス比にすることを最も主要な
特徴とする。そのための手段としては、高圧系のみでな
く低圧系も制御して、巡航時にファンの修正回転数及び
圧力比一定で、圧縮機回転数を下げる。
【０００６】しかしながら一般に、離陸時で低バイパス
比にすると空港騒音が増し、滑走距離が長くなる。また
巡航時に高バイパス比にすると巡航速度が低下する。従
ってこの課題解決には次のような条件がともなう。 １）離陸時のバイパス比を現用の高バイパス比エンジン
と同等にすること；本発明は離陸時に低バイパス比にす
るが、それは巡航時との比較であって離陸時に現用機関
よりバイパス比を下げる訳ではない。つまり本発明は現
用の高バイパス比エンジンの離陸時のバイパス比はその
ままで、巡航時のバイパス比を今迄より高めようとする
ものである。 ２）巡航速度を落さず、同じ離陸性能を持つ現用機関と
同等の巡航推力を維持すること；巡航時にバイパス比を
高めると必然的に比推力が低下する。しかしファン空気
流量を増すことが出来れば、巡航時の推力を維持出来
る。
比にすると空港騒音が増し、滑走距離が長くなる。また
巡航時に高バイパス比にすると巡航速度が低下する。従
ってこの課題解決には次のような条件がともなう。 １）離陸時のバイパス比を現用の高バイパス比エンジン
と同等にすること；本発明は離陸時に低バイパス比にす
るが、それは巡航時との比較であって離陸時に現用機関
よりバイパス比を下げる訳ではない。つまり本発明は現
用の高バイパス比エンジンの離陸時のバイパス比はその
ままで、巡航時のバイパス比を今迄より高めようとする
ものである。 ２）巡航速度を落さず、同じ離陸性能を持つ現用機関と
同等の巡航推力を維持すること；巡航時にバイパス比を
高めると必然的に比推力が低下する。しかしファン空気
流量を増すことが出来れば、巡航時の推力を維持出来
る。
【０００７】巡航時にファン空気流量を増加する上で
も、次のような条件がともなう。 ３）ファン口径を増さないこと；ファン口径を増したの
では、推力重量比が低下し意味がない。またファン口径
を増すのであれば可変サイクルの必要はない。 ４）ファン修正回転数を上昇させないこと；翼高の大き
いファンを持つ亜音速機用高バイパス比ターボファンで
は、ファン翼端の相対マッハ数が、応力や衝撃波損失の
点から問題になるので、修正回転数を高めることは出来
ない。前提条件として上に示した諸点が、従来の亜音速
機用高バイパス比ターボファンでは低圧系の制御が行わ
れなかった理由と考えられる。
も、次のような条件がともなう。 ３）ファン口径を増さないこと；ファン口径を増したの
では、推力重量比が低下し意味がない。またファン口径
を増すのであれば可変サイクルの必要はない。 ４）ファン修正回転数を上昇させないこと；翼高の大き
いファンを持つ亜音速機用高バイパス比ターボファンで
は、ファン翼端の相対マッハ数が、応力や衝撃波損失の
点から問題になるので、修正回転数を高めることは出来
ない。前提条件として上に示した諸点が、従来の亜音速
機用高バイパス比ターボファンでは低圧系の制御が行わ
れなかった理由と考えられる。
【０００８】上記の条件を満たしてバイパス比を高め、
しかも巡航速度を低下させないためには、次のような流
量制御が必要となる。 １）ファン修正流量を一定に保つこと；従来型は巡航時
にファン修正流量が減少するので、ファン修正回転数を
高めずとも一定に保てば、従来型よりファン空気流量が
増し、飛行マッハ数の増加にともなってバイパス流量が
増加する自然現象によって、バイパス比を従来型より高
めることが出来る。計算によれば、巡航時での本発明と
従来型のファン修正流量の違いは僅かだが、それでもそ
の差によって平均ジェット速度を低め、推進効率を改善
することが出来る（表２参照）。
しかも巡航速度を低下させないためには、次のような流
量制御が必要となる。 １）ファン修正流量を一定に保つこと；従来型は巡航時
にファン修正流量が減少するので、ファン修正回転数を
高めずとも一定に保てば、従来型よりファン空気流量が
増し、飛行マッハ数の増加にともなってバイパス流量が
増加する自然現象によって、バイパス比を従来型より高
めることが出来る。計算によれば、巡航時での本発明と
従来型のファン修正流量の違いは僅かだが、それでもそ
の差によって平均ジェット速度を低め、推進効率を改善
することが出来る（表２参照）。
【０００９】２）ファン圧力比を一定に保つこと；巡航
時にバイパス比を高めるには、圧縮機回転数を下げねば
ならないが、圧縮機圧力比が降下しても低圧系を制御し
てファン圧力比を一定に維持すれば、エンジン圧力比を
従来型と同程度に保てる（表２参照）。エンジン圧力比
は燃料流量に支配されるので、エンジン圧力比を下げな
いためには従来型とほぼ同量の（燃料消費率改善分だけ
少ない）燃料流量を必要とする。燃料流量が同じであれ
ば推力も同じになり、巡航速度は低下しない。
時にバイパス比を高めるには、圧縮機回転数を下げねば
ならないが、圧縮機圧力比が降下しても低圧系を制御し
てファン圧力比を一定に維持すれば、エンジン圧力比を
従来型と同程度に保てる（表２参照）。エンジン圧力比
は燃料流量に支配されるので、エンジン圧力比を下げな
いためには従来型とほぼ同量の（燃料消費率改善分だけ
少ない）燃料流量を必要とする。燃料流量が同じであれ
ば推力も同じになり、巡航速度は低下しない。
【００１０】本発明はこのように、亜音速巡航時にバイ
パス比を高めて燃料消費率を改善するという目的を、低
圧系を上記の如く制御して燃料流量を維持し、ファン口
径を増さずに巡航時のファン空気流量を増すことによっ
て実現した。超音速機用可変サイクルエンジンは、離陸
時及び亜音速巡航時（低速時）にバイパス比を高め、超
音速巡航時（高速時）にバイパス比を低める。本亜音速
機用可変サイクルエンジンのバイパス比の変化は丁度こ
れと逆になり、従来にない、まったく新しい可変サイク
ルエンジンの概念となる。
パス比を高めて燃料消費率を改善するという目的を、低
圧系を上記の如く制御して燃料流量を維持し、ファン口
径を増さずに巡航時のファン空気流量を増すことによっ
て実現した。超音速機用可変サイクルエンジンは、離陸
時及び亜音速巡航時（低速時）にバイパス比を高め、超
音速巡航時（高速時）にバイパス比を低める。本亜音速
機用可変サイクルエンジンのバイパス比の変化は丁度こ
れと逆になり、従来にない、まったく新しい可変サイク
ルエンジンの概念となる。
【００１１】また超音速機用可変サイクルエンジンは、
バイパス比を高めるために低速時のファン修正回転数を
高速時より上げている。しかし亜音速機用高バイパス比
ターボファンでは、バイパス比を高めるためファン修正
回転数を上昇させることは、前述の理由から出来ない。
ところが亜音速機の場合、バイパス比を高めるのは高速
巡航時であるから、前述のように、飛行マッハ数の増加
にともなってバイパス比が高まる傾向を利用できる。こ
の点も従来の可変サイクルエンジンと本発明の大きな違
いである。
バイパス比を高めるために低速時のファン修正回転数を
高速時より上げている。しかし亜音速機用高バイパス比
ターボファンでは、バイパス比を高めるためファン修正
回転数を上昇させることは、前述の理由から出来ない。
ところが亜音速機の場合、バイパス比を高めるのは高速
巡航時であるから、前述のように、飛行マッハ数の増加
にともなってバイパス比が高まる傾向を利用できる。こ
の点も従来の可変サイクルエンジンと本発明の大きな違
いである。
【００１２】亜音速機用高バイパス比ターボファンの低
圧系回転数を制御する方法を、図１及び図２の本発明の
概念図に基づき説明する。図１は低圧系回転数を制御す
る方法として、可変低圧タービン静翼を用いた場合の本
発明可変サイクルエンジンの概念図である。図において
ＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、
ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＬＰＴ
ＶＧは可変低圧タービン静翼、ＪＮは可変ジェットノ
ズル、ＢＮはバイパスノズルである。図２は、図１のＬ
ＰＴ ＶＧに替えて、ＨＰＴ出口に抽気弁ＢＶを装着
し、抽気により低圧系回転数を制御する本発明の概念図
である。また図２の抽気法を用いた可変サイクルエンジ
ンは、超音速機用として出願した「特許平８−１３７３
４９」、「特許平１０−１４３５７６」、「特許平１１
−５７４８４」の特許を、亜音速機に適用させるため改
良を加えたものである。
圧系回転数を制御する方法を、図１及び図２の本発明の
概念図に基づき説明する。図１は低圧系回転数を制御す
る方法として、可変低圧タービン静翼を用いた場合の本
発明可変サイクルエンジンの概念図である。図において
ＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、
ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＬＰＴ
ＶＧは可変低圧タービン静翼、ＪＮは可変ジェットノ
ズル、ＢＮはバイパスノズルである。図２は、図１のＬ
ＰＴ ＶＧに替えて、ＨＰＴ出口に抽気弁ＢＶを装着
し、抽気により低圧系回転数を制御する本発明の概念図
である。また図２の抽気法を用いた可変サイクルエンジ
ンは、超音速機用として出願した「特許平８−１３７３
４９」、「特許平１０−１４３５７６」、「特許平１１
−５７４８４」の特許を、亜音速機に適用させるため改
良を加えたものである。
【００１３】
【作用】図１に基づいて本発明の作用を説明する。先ず
亜音速巡航時においては、部分負荷であるから燃料流量
を減らす。従って高圧系の回転数は下がる。ここでＬＰ
Ｔ ＶＧを絞りＬＰＴ膨脹比を増して、低圧系の回転数
を高めＦＡＮ修正回転数及びＦＡＮ圧力比（ＦＰＲ）を
一定に制御する。ＬＰＴ膨脹比を増すとＬＰＴ出口圧力
が低下し体積流量が増加する。よってコアのジェットノ
ズルＪＮを後方に移動しノズル面積を拡大する。以上の
作動により巡航時のバイパス比（ＢＰＲ）を高めること
が出来る。バイパスノズルＢＮは固定ノズルとする。
亜音速巡航時においては、部分負荷であるから燃料流量
を減らす。従って高圧系の回転数は下がる。ここでＬＰ
Ｔ ＶＧを絞りＬＰＴ膨脹比を増して、低圧系の回転数
を高めＦＡＮ修正回転数及びＦＡＮ圧力比（ＦＰＲ）を
一定に制御する。ＬＰＴ膨脹比を増すとＬＰＴ出口圧力
が低下し体積流量が増加する。よってコアのジェットノ
ズルＪＮを後方に移動しノズル面積を拡大する。以上の
作動により巡航時のバイパス比（ＢＰＲ）を高めること
が出来る。バイパスノズルＢＮは固定ノズルとする。
【００１４】次に高推力を要する離陸時は燃料流量を増
やす。従って高圧系の回転数は増す。ここでＬＰＴ Ｖ
Ｇを開いてＬＰＴ膨脹比を減少させ、ＦＡＮ修正回転数
を一定に制御する。ＦＡＮ修正回転数及びＦＰＲを一定
に制御してＨＰＣ回転数を高めると、エンジン圧力比
（ＥＰＲ）が増すため、ＬＰＴ出口ガスの密度が巡航時
より高くなるので、コアのジェットノズルＪＮを前方に
移動しノズル面積を狭めて、臨界圧まで排気を膨脹させ
る。以上の作動により離陸時のＢＰＲを低下させ推力を
増すことが出来る。尚、ジェットノズル面積の可変化
は、ノズルを固定しテエルコーンを前後に移動してもよ
い。
やす。従って高圧系の回転数は増す。ここでＬＰＴ Ｖ
Ｇを開いてＬＰＴ膨脹比を減少させ、ＦＡＮ修正回転数
を一定に制御する。ＦＡＮ修正回転数及びＦＰＲを一定
に制御してＨＰＣ回転数を高めると、エンジン圧力比
（ＥＰＲ）が増すため、ＬＰＴ出口ガスの密度が巡航時
より高くなるので、コアのジェットノズルＪＮを前方に
移動しノズル面積を狭めて、臨界圧まで排気を膨脹させ
る。以上の作動により離陸時のＢＰＲを低下させ推力を
増すことが出来る。尚、ジェットノズル面積の可変化
は、ノズルを固定しテエルコーンを前後に移動してもよ
い。
【００１５】次に図２の本発明についてその作用を説明
する。この新しい熱サイクルを行うエンジンは、巡航時
にＢＰＲを高くするため圧縮機圧力比（ＣＰＲ）を低く
設定する。従ってコア流量が少なくなるのでＬＰＴのタ
ービン容量は小さくなる。よって離陸時に要求推力を満
たすため、燃料流量を増し高圧系回転数を高めると、Ｌ
ＰＴノズルは固定であるから、ＬＰＴは過回転になって
しまう。そこでＨＰＴ出口の抽気弁ＢＶを開き、ＬＰＴ
流量をＨＰＴ流量より少なくすると、ＬＰＴを過回転に
することなく高圧系回転数を高めることが可能となる。
よってＢＰＲが低下し、離陸時の推力を増すことが出来
る。
する。この新しい熱サイクルを行うエンジンは、巡航時
にＢＰＲを高くするため圧縮機圧力比（ＣＰＲ）を低く
設定する。従ってコア流量が少なくなるのでＬＰＴのタ
ービン容量は小さくなる。よって離陸時に要求推力を満
たすため、燃料流量を増し高圧系回転数を高めると、Ｌ
ＰＴノズルは固定であるから、ＬＰＴは過回転になって
しまう。そこでＨＰＴ出口の抽気弁ＢＶを開き、ＬＰＴ
流量をＨＰＴ流量より少なくすると、ＬＰＴを過回転に
することなく高圧系回転数を高めることが可能となる。
よってＢＰＲが低下し、離陸時の推力を増すことが出来
る。
【００１６】
【記号】図１、２に示す二つの可変サイクルエンジンと
従来型ターボファンのサイクル計算により、本発明の従
来型に対する優位性を論証する。計算に用いた記号及び
設定値を以下に示す。 Ａｎ：ノズル面積 Ｃｐ：定圧比熱（Ｊ／ｋｇ・Ｋ） ＢＰＲまたはμ：バイパス比 Ｆｎ：正味推力 ｆ：燃料空気混合比 ＣＰＲ：圧縮機圧力比 ＦＰＲ：ファン圧力比 Ｇ：作動流体流量（ｋｇ／ｓｅｃ） ＧＢ：バイパス流量 Ｈｕ：燃料低位発熱量（ｋＪ／ｋｇ） Ｋ１：燃焼器の形状抵抗係数 Ｋ２：燃焼器の燃焼抵抗係数 Ｍ：マッハ数 Ｎ：回転数（ｒｐｍ） Ｐ：全圧力（ｋＰａ） ｐ：静圧力（ｋＰａ） Ｐｓ：標準圧力（１０１．３ｋＰａ） Ｑ：抽気率 Ｒ：ガス定数（Ｊ／ｋｇＫ） Ｔ：全温度（Ｋ） ｔ：静温度（Ｋ） ＴＩＴ：タービン入口温度 Ｔｓ：標準温度（２８８．１６Ｋ） ＳＦＣ：燃料消費率 ＳＬＳ：海面上静止状態 Ｖ：流速 δ：Ｐ／Ｐｓ η：効率 θ：Ｔ／Ｔｓ κ：比熱比 ｍ＝（κ−１）／κ Ｃｏｍｐ． Ｃｐｃ＝１．００５ｋＪ／ｋｇＫ、 κｃ＝１．４０ Ｔｕｒｂ． Ｃｐｔ＝１．１５６ｋＪ／ｋｇＫ、 κｔ＝１．３３ 添字 数字：エンジンの各断面位置を表す ｂ：燃焼器 ｃ：圧縮機側 Ｆ：ファン ｅ：出口 ＨＣ：圧縮機 ＨＴ：高圧タービン ｉ：入口 Ｊ：ジェット排気 ＬＴ：低圧タービン Ｎ：ノズル Ｑ：抽気 ｔ：タービン側 （）ｄｅｓ：設計値
従来型ターボファンのサイクル計算により、本発明の従
来型に対する優位性を論証する。計算に用いた記号及び
設定値を以下に示す。 Ａｎ：ノズル面積 Ｃｐ：定圧比熱（Ｊ／ｋｇ・Ｋ） ＢＰＲまたはμ：バイパス比 Ｆｎ：正味推力 ｆ：燃料空気混合比 ＣＰＲ：圧縮機圧力比 ＦＰＲ：ファン圧力比 Ｇ：作動流体流量（ｋｇ／ｓｅｃ） ＧＢ：バイパス流量 Ｈｕ：燃料低位発熱量（ｋＪ／ｋｇ） Ｋ１：燃焼器の形状抵抗係数 Ｋ２：燃焼器の燃焼抵抗係数 Ｍ：マッハ数 Ｎ：回転数（ｒｐｍ） Ｐ：全圧力（ｋＰａ） ｐ：静圧力（ｋＰａ） Ｐｓ：標準圧力（１０１．３ｋＰａ） Ｑ：抽気率 Ｒ：ガス定数（Ｊ／ｋｇＫ） Ｔ：全温度（Ｋ） ｔ：静温度（Ｋ） ＴＩＴ：タービン入口温度 Ｔｓ：標準温度（２８８．１６Ｋ） ＳＦＣ：燃料消費率 ＳＬＳ：海面上静止状態 Ｖ：流速 δ：Ｐ／Ｐｓ η：効率 θ：Ｔ／Ｔｓ κ：比熱比 ｍ＝（κ−１）／κ Ｃｏｍｐ． Ｃｐｃ＝１．００５ｋＪ／ｋｇＫ、 κｃ＝１．４０ Ｔｕｒｂ． Ｃｐｔ＝１．１５６ｋＪ／ｋｇＫ、 κｔ＝１．３３ 添字 数字：エンジンの各断面位置を表す ｂ：燃焼器 ｃ：圧縮機側 Ｆ：ファン ｅ：出口 ＨＣ：圧縮機 ＨＴ：高圧タービン ｉ：入口 Ｊ：ジェット排気 ＬＴ：低圧タービン Ｎ：ノズル Ｑ：抽気 ｔ：タービン側 （）ｄｅｓ：設計値
【００１７】
【設定値】計算に用いたＦＡＮ特性マップを図３に、Ｈ
ＰＣ特性マップを図４に示す。本計算ではＳＬＳにおけ
る設定値を次のように定めた。ＦＡＮ流量１ｋｇ／ｓ、
ＴＩＴを１７７３Ｋ、ＢＰＲを６（Ｂ７４７と同程
度）、ＦＡＮ修正回転数１００％、ＦＰＲを１．７、断
熱効率を０．８５。ＨＰＣの修正回転数を１０５％、Ｃ
ＰＲを１２、断熱効率を０．８４５。ＳＬＳにおけるＦ
ＡＮ及びＨＰＣの作動点は、それぞれ図３、図４の１で
ある。この設定値は、三つのエンジンとも共通であり、
エンジンの大きさを同じとする。亜音速巡航時は飛行高
度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．８５とした。
ＰＣ特性マップを図４に示す。本計算ではＳＬＳにおけ
る設定値を次のように定めた。ＦＡＮ流量１ｋｇ／ｓ、
ＴＩＴを１７７３Ｋ、ＢＰＲを６（Ｂ７４７と同程
度）、ＦＡＮ修正回転数１００％、ＦＰＲを１．７、断
熱効率を０．８５。ＨＰＣの修正回転数を１０５％、Ｃ
ＰＲを１２、断熱効率を０．８４５。ＳＬＳにおけるＦ
ＡＮ及びＨＰＣの作動点は、それぞれ図３、図４の１で
ある。この設定値は、三つのエンジンとも共通であり、
エンジンの大きさを同じとする。亜音速巡航時は飛行高
度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．８５とした。
【００１８】
【計算式と係数】森田光男、関根静雄両氏の論文「航空
宇宙技術研究所報告ＴＲ−３４７ 多軸ターボファンエ
ンジンの設計点外性能」から計算式及び係数を引用す
る。空気取入口；圧力回復係数ηＲを数式１で定義し、
空気取入口における温度比を数式２で与える。尚、ηＲ
＝１と仮定する。
宇宙技術研究所報告ＴＲ−３４７ 多軸ターボファンエ
ンジンの設計点外性能」から計算式及び係数を引用す
る。空気取入口；圧力回復係数ηＲを数式１で定義し、
空気取入口における温度比を数式２で与える。尚、ηＲ
＝１と仮定する。
【００１９】
【数１】
【００２０】
【数２】
【００２１】圧縮機及びファン；圧縮過程での入口と出
口の温度比は数式３で与えられる。
口の温度比は数式３で与えられる。
【００２２】
【数３】
【００２３】燃焼器；燃焼器内で生ずる圧力損失は、燃
焼器の形状によって決まるものと燃焼によって決まるも
のとがあり、圧力損失を近似的に数式４で与える事にす
る。
焼器の形状によって決まるものと燃焼によって決まるも
のとがあり、圧力損失を近似的に数式４で与える事にす
る。
【００２４】
【数４】
【００２５】燃焼器の形状抵抗係数はＫ１＝０．０２
６、燃焼抵抗係数はＫ２＝０．００３７とする。また燃
焼効率は数式５で定義する。
６、燃焼抵抗係数はＫ２＝０．００３７とする。また燃
焼効率は数式５で定義する。
【００２６】
【数５】
【００２７】タービン；タービンは楕円法則に従うもの
とし、流量特性を数式６で表す。指数ｍは２段タービン
の値である３．５３を用いる。
とし、流量特性を数式６で表す。指数ｍは２段タービン
の値である３．５３を用いる。
【００２８】
【数６】
【００２９】断熱効率は一般に、タービンの周速度Ｕ
と、熱落差を速度に換算したタービン理論速度Ｃｏとの
比、即ち速度比Ｕ／Ｃｏの関数で表される。ここでは数
式７で近似する。
と、熱落差を速度に換算したタービン理論速度Ｃｏとの
比、即ち速度比Ｕ／Ｃｏの関数で表される。ここでは数
式７で近似する。
【００３０】
【数７】
【００３１】ここでＸ０、Ｘ１、Ｘ２はタービン断熱効
率を表す係数であり、Ｘ０＝１、Ｘ１＝１、Ｘ２＝−１
とする。膨脹過程における入口、出口の膨脹比及び温度
比は数式８及び数式９で与えられる。
率を表す係数であり、Ｘ０＝１、Ｘ１＝１、Ｘ２＝−１
とする。膨脹過程における入口、出口の膨脹比及び温度
比は数式８及び数式９で与えられる。
【００３２】
【数８】
【００３３】
【数９】
【００３４】バイパス及びジェットノズル；ノズルの流
量特性は等エントロピ膨脹するノズルの式１０を用い
る。但しノズルがチョークしている場合は数式１１を用
いる。
量特性は等エントロピ膨脹するノズルの式１０を用い
る。但しノズルがチョークしている場合は数式１１を用
いる。
【００３５】
【数１０】
【００３６】
【数１１】
【００３７】高圧系の釣り合い；ＨＰＣ、燃焼器、ＨＰ
Ｔのマッチング条件である流量、回転数、及びパワーの
バランスは、それぞれ数式１２、１３、１４で表され
る。ここでηｍは回転系の機械効率である。
Ｔのマッチング条件である流量、回転数、及びパワーの
バランスは、それぞれ数式１２、１３、１４で表され
る。ここでηｍは回転系の機械効率である。
【００３８】
【数１２】
【００３９】
【数１３】
【００４０】
【数１４】
【００４１】低圧系の釣り合い；ファンとＬＰＴの流
量、回転数、及びパワーのバランスは、それぞれ数式１
５、１６、１７で表される。尚、図２以外の抽気を行わ
ないエンジンは、抽気率Ｑをゼロとすればよい。ここで
抽気率を数式１８で定義する。
量、回転数、及びパワーのバランスは、それぞれ数式１
５、１６、１７で表される。尚、図２以外の抽気を行わ
ないエンジンは、抽気率Ｑをゼロとすればよい。ここで
抽気率を数式１８で定義する。
【００４２】
【数１５】
【００４３】
【数１６】
【００４４】
【数１７】
【００４５】
【数１８】
【００４６】全体性能；先ずバイパス比μを数式１９で
定義する。エンジンの全体性能としては、正味推力、燃
料消費率を数式２０〜２３より求める。式２２のηＮは
推力効率であり、ηＮ＝０．９７とする。
定義する。エンジンの全体性能としては、正味推力、燃
料消費率を数式２０〜２３より求める。式２２のηＮは
推力効率であり、ηＮ＝０．９７とする。
【００４７】
【数１９】
【００４８】
【数２０】
【００４９】
【数２１】
【００５０】
【数２２】
【００５１】
【数２３】
【００５２】
【部分負荷計算】本計算の要点はＦＡＮとＨＰＣの修正
流量と圧力比及びＴＩＴである。二つの本発明の亜音速
巡航時のマッチング計算は、先ずＦＡＮ修正回転数、Ｆ
ＰＲともＳＬＳと変わらないものとする。つまりＦＡＮ
の巡航時作動点をＳＬＳと同じ図３の１とする。ＨＰＣ
は図４の２、３に示すように作動点の圧力比を１１、１
０と変えて、式１〜式１８を用いてエンジン全体がマッ
チング出来るＴＩＴを試行錯誤法により算出する。
流量と圧力比及びＴＩＴである。二つの本発明の亜音速
巡航時のマッチング計算は、先ずＦＡＮ修正回転数、Ｆ
ＰＲともＳＬＳと変わらないものとする。つまりＦＡＮ
の巡航時作動点をＳＬＳと同じ図３の１とする。ＨＰＣ
は図４の２、３に示すように作動点の圧力比を１１、１
０と変えて、式１〜式１８を用いてエンジン全体がマッ
チング出来るＴＩＴを試行錯誤法により算出する。
【００５３】従来型ターボファンの亜音速巡航時のマッ
チング計算は次のようにする。先ずＧＦ＝ＧＢ＋ＧＨＣ
であるから、ＦＰＲを仮定して式１１よりバイパス流量
ＧＢを求める。次にＧＨＣとＣＰＲを仮定して式１〜式
１７を順次計算する。高圧系の流量バランスを表す式１
２のＧＨＴと、タービン流量特性を表す式６のＨＰＴ流
量が一致する時のＴＩＴが、自動的に求まるように計算
プログラムを組むと未知数を一つ消去できる。よって式
１５のＧＬＴと式６のＬＰＴ流量が一致するまでＦＰＲ
をいろいろ変えて計算を繰り返せば、エンジン全体のマ
ッチングが取れるＦＰＲを見い出せる。但し、ＦＡＮの
効率はその都度図３から読み取り修正する。次にＨＰＣ
作動点を変えて以上の手続きを繰り返し、式２２によっ
て算出された正味推力が、先に計算した可変サイクルエ
ンジンの正味推力に近くなるＨＰＣ作動点を見い出すこ
とによって計算を完了する。計算によって求められたＦ
ＡＮの作動点を図３に、ＨＰＣの作動点を図４に、２’
で示す。
チング計算は次のようにする。先ずＧＦ＝ＧＢ＋ＧＨＣ
であるから、ＦＰＲを仮定して式１１よりバイパス流量
ＧＢを求める。次にＧＨＣとＣＰＲを仮定して式１〜式
１７を順次計算する。高圧系の流量バランスを表す式１
２のＧＨＴと、タービン流量特性を表す式６のＨＰＴ流
量が一致する時のＴＩＴが、自動的に求まるように計算
プログラムを組むと未知数を一つ消去できる。よって式
１５のＧＬＴと式６のＬＰＴ流量が一致するまでＦＰＲ
をいろいろ変えて計算を繰り返せば、エンジン全体のマ
ッチングが取れるＦＰＲを見い出せる。但し、ＦＡＮの
効率はその都度図３から読み取り修正する。次にＨＰＣ
作動点を変えて以上の手続きを繰り返し、式２２によっ
て算出された正味推力が、先に計算した可変サイクルエ
ンジンの正味推力に近くなるＨＰＣ作動点を見い出すこ
とによって計算を完了する。計算によって求められたＦ
ＡＮの作動点を図３に、ＨＰＣの作動点を図４に、２’
で示す。
【００５４】三つのエンジンの離陸性能を表１に示し、
巡航性能を表２に示す。先ず、表１の離陸性能で三者を
比較すると、従来型が推力、ＳＦＣとも優っている。そ
の理由は、バイパスノズルＢＮの設計点を従来型はＳＬ
Ｓとし、本発明は巡航時としているためである。ＳＬＳ
において従来型はｐ８＝ｐ０であり、バイパス空気はノ
ズルで大気圧まで膨脹するが、本発明の場合は式１０か
らｐ８＞ｐ０となり推力が多少落ちる。また可変サイク
ルエンジンの内、抽気法を用いたものがＬＰＴ ＶＧを
用いたものより僅かに性能が劣る理由は、抽気口入口で
流れの損失が生じるからであり、本計算では抽気口での
圧力損失を２％としている。尚、抽気法を用いた可変サ
イクルエンジンでは、巡航時のＨＰＣ作動点２（図４）
で抽気率をゼロとし、各要素のマッチングを取った場
合、ＳＬＳで６．８７％の抽気が必要となり、ＨＰＣ作
動点３（図４）で同様にした場合、ＳＬＳで７．１２％
の抽気が必要になる。
巡航性能を表２に示す。先ず、表１の離陸性能で三者を
比較すると、従来型が推力、ＳＦＣとも優っている。そ
の理由は、バイパスノズルＢＮの設計点を従来型はＳＬ
Ｓとし、本発明は巡航時としているためである。ＳＬＳ
において従来型はｐ８＝ｐ０であり、バイパス空気はノ
ズルで大気圧まで膨脹するが、本発明の場合は式１０か
らｐ８＞ｐ０となり推力が多少落ちる。また可変サイク
ルエンジンの内、抽気法を用いたものがＬＰＴ ＶＧを
用いたものより僅かに性能が劣る理由は、抽気口入口で
流れの損失が生じるからであり、本計算では抽気口での
圧力損失を２％としている。尚、抽気法を用いた可変サ
イクルエンジンでは、巡航時のＨＰＣ作動点２（図４）
で抽気率をゼロとし、各要素のマッチングを取った場
合、ＳＬＳで６．８７％の抽気が必要となり、ＨＰＣ作
動点３（図４）で同様にした場合、ＳＬＳで７．１２％
の抽気が必要になる。
【００５５】次に巡航時については、二つの可変サイク
ルエンジンは従来型より僅かながら空気流量が増してい
る。従ってＢＰＲを高め平均ジェット速度ＪＥを低める
ことが出来る。結果としてＳＦＣが改善されることが示
されている。比推力の重要性は、推力に対する吸込み空
気量の比そのものではなく、エンジンが軽いか、小さい
かという点である。本計算のＳＬＳでの設定値から明ら
かなように、従来型と二つの本発明はエンジンの大きさ
が同じ（図２の抽気法のみＬＰＴが小さくなる）であ
り、また巡航時推力も表２からほぼ同じである。ただ本
発明は同じ大きさのエンジンで、巡航時に従来型より流
量を増せるので、ＢＰＲを高め比推力を下げて推進効率
を改善出来るのである。巡航時における本発明と従来型
のＳＦＣを比べると、運航上有益な差を生み出してい
る。
ルエンジンは従来型より僅かながら空気流量が増してい
る。従ってＢＰＲを高め平均ジェット速度ＪＥを低める
ことが出来る。結果としてＳＦＣが改善されることが示
されている。比推力の重要性は、推力に対する吸込み空
気量の比そのものではなく、エンジンが軽いか、小さい
かという点である。本計算のＳＬＳでの設定値から明ら
かなように、従来型と二つの本発明はエンジンの大きさ
が同じ（図２の抽気法のみＬＰＴが小さくなる）であ
り、また巡航時推力も表２からほぼ同じである。ただ本
発明は同じ大きさのエンジンで、巡航時に従来型より流
量を増せるので、ＢＰＲを高め比推力を下げて推進効率
を改善出来るのである。巡航時における本発明と従来型
のＳＦＣを比べると、運航上有益な差を生み出してい
る。
【００５６】
【効果】バイパス比を高めＳＦＣを改善するためにファ
ン口径を増すことは、大変困難な技術課題である。それ
に対し本発明は、ファン径を増さずに吸込み空気量を増
して、バイパス比を高め得る新しい可変サイクルエンジ
ンの概念を生み出した。故に本発明の優位性は、“本可
変サイクルエンジンは、巡航時にバイパス比を高め、し
かも同じ離陸性能を持つ現用ターボファンと同じ巡航推
力を発生するのでＳＦＣを改善出来る”となる。本発明
は低圧系制御やジェットノズルの可変化など従来型より
構造が複雑になる。しかしながら運航時間の長い巡航時
のＳＦＣを有効な値で改善出来るので、運航費に占める
燃料費の割合を減少させ、旅客機の経済性を高める。２
１世紀は「環境の時代」である。本発明は省資源、環境
保全という時代の要請に合致した航空用エンジンを世に
提供するものである。
ン口径を増すことは、大変困難な技術課題である。それ
に対し本発明は、ファン径を増さずに吸込み空気量を増
して、バイパス比を高め得る新しい可変サイクルエンジ
ンの概念を生み出した。故に本発明の優位性は、“本可
変サイクルエンジンは、巡航時にバイパス比を高め、し
かも同じ離陸性能を持つ現用ターボファンと同じ巡航推
力を発生するのでＳＦＣを改善出来る”となる。本発明
は低圧系制御やジェットノズルの可変化など従来型より
構造が複雑になる。しかしながら運航時間の長い巡航時
のＳＦＣを有効な値で改善出来るので、運航費に占める
燃料費の割合を減少させ、旅客機の経済性を高める。２
１世紀は「環境の時代」である。本発明は省資源、環境
保全という時代の要請に合致した航空用エンジンを世に
提供するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】ＬＰＴ ＶＧにより低圧系を制御する本発明可
変サイクルエンジンの概念図。
変サイクルエンジンの概念図。
【図２】抽気法により低圧系を制御する本発明可変サイ
クルエンジンの概念図。
クルエンジンの概念図。
【図３】本計算に用いたＦＡＮ特性マップ。
【図４】本計算に用いたＨＰＣ特性マップ。
ＦＡＮ ファン ＨＰＣ 圧縮機 ＣＯＭＢ 燃焼器 ＨＰＴ 高圧タービン ＬＰＴ 低圧タービン ＬＰＴ ＶＧ 低圧タービン可変静翼 ＪＮ 可変ジェットノズル ＢＮ バイパスノズル ＢＶ 抽気弁
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０２Ｋ 3/06 Ｆ０２Ｋ 3/06
Claims (2)
- 【請求項１】 ターボファン・エンジンの低圧タービン
入口静翼を可変静翼とし、バイパスノズルは固定ノズ
ル、コアのジェットノズルは可変構造にして、亜音速巡
航時に低圧タービン可変静翼を絞り、ファンの修正回転
数及び圧力比を一定に維持したまま高圧系回転数を下
げ、同時にジェットノズルのノズル面積を広げることに
よって、巡航時にファン空気流量を増しバイパス比を高
める、離陸時に低バイパス比、巡航時に高バイパス比と
することを特徴とする亜音速機用高バイパス比・可変サ
イクルエンジン。 - 【請求項２】 請求項１の低圧タービン入口静翼を固定
し、可変静翼に替えて高圧タービン出口に抽気弁を設
け、離陸時に抽気弁を開いて、低圧タービンを過回転に
することなく高圧系回転数を高め、巡航時に抽気弁を閉
じて、ファンの修正回転数及び圧力比一定で高圧系回転
数を下げることにより、請求項１と同じ特徴を有する亜
音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000277267A JP2002054503A (ja) | 2000-08-10 | 2000-08-10 | 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000277267A JP2002054503A (ja) | 2000-08-10 | 2000-08-10 | 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002054503A true JP2002054503A (ja) | 2002-02-20 |
Family
ID=18762623
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000277267A Pending JP2002054503A (ja) | 2000-08-10 | 2000-08-10 | 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002054503A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005085620A1 (ja) * | 2004-03-02 | 2005-09-15 | Isamu Nemoto | 亜音速機推進用可変サイクルエンジン |
| JP2012528266A (ja) * | 2009-05-27 | 2012-11-12 | ターボメカ | 減音器を有する排気ガスガイドコーンを備えたタービンエンジン |
| JP2013122052A (ja) * | 2005-11-08 | 2013-06-20 | Intematix Corp | シリケート系緑色蛍光体 |
| CN111636974A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-09-08 | 清华大学 | 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器 |
| CN114856818A (zh) * | 2022-05-12 | 2022-08-05 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 工作模式可变的变循环发动机核心机 |
-
2000
- 2000-08-10 JP JP2000277267A patent/JP2002054503A/ja active Pending
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005085620A1 (ja) * | 2004-03-02 | 2005-09-15 | Isamu Nemoto | 亜音速機推進用可変サイクルエンジン |
| JP2013122052A (ja) * | 2005-11-08 | 2013-06-20 | Intematix Corp | シリケート系緑色蛍光体 |
| JP2012528266A (ja) * | 2009-05-27 | 2012-11-12 | ターボメカ | 減音器を有する排気ガスガイドコーンを備えたタービンエンジン |
| KR101809281B1 (ko) * | 2009-05-27 | 2017-12-14 | 사프란 헬리콥터 엔진스 | 노이즈 억제장치를 가진 배출 가스 가이드 콘을 포함하는 터빈 엔진 |
| CN111636974A (zh) * | 2020-06-08 | 2020-09-08 | 清华大学 | 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器 |
| CN111636974B (zh) * | 2020-06-08 | 2021-05-28 | 清华大学 | 一种具有二次膨胀做功能力的大推重比高效推进器 |
| CN114856818A (zh) * | 2022-05-12 | 2022-08-05 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 工作模式可变的变循环发动机核心机 |
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