JP2002221092A - 可変ジェットノズル付き高バイパス比ターボファン・エンジン - Google Patents
可変ジェットノズル付き高バイパス比ターボファン・エンジンInfo
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- JP2002221092A JP2002221092A JP2001053115A JP2001053115A JP2002221092A JP 2002221092 A JP2002221092 A JP 2002221092A JP 2001053115 A JP2001053115 A JP 2001053115A JP 2001053115 A JP2001053115 A JP 2001053115A JP 2002221092 A JP2002221092 A JP 2002221092A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 高バイパス比ターボファンの流量を制御し
て、巡航時の燃料消費率を低減することを目的としてい
る。 【構成】 ターボファンのコアのコンバージェント・ノ
ズルを可変機構にし、可変ジェットノズルを開閉するこ
とによりコアの流量を制御して、高圧系のみでなく低圧
系も、その回転数と流量を制御することを特徴としてい
る。 【効果】 亜音速飛行では、排気のジェット速度による
推力には抗力が働くが、圧力差スラストには抗力が働か
ない。従って高亜音速飛行時に、可変ジェットノズルを
開いて低圧タービン膨張比を増し、ファンの修正回転数
と圧力比を高めることによって、主ジェットの速度エネ
ルギの一部をバイパス流の圧力差スラストに変換する
と、推進効率を低下させずに推力を増せるので、巡航時
に燃料流量を減らして燃料消費率を低減することができ
る。
て、巡航時の燃料消費率を低減することを目的としてい
る。 【構成】 ターボファンのコアのコンバージェント・ノ
ズルを可変機構にし、可変ジェットノズルを開閉するこ
とによりコアの流量を制御して、高圧系のみでなく低圧
系も、その回転数と流量を制御することを特徴としてい
る。 【効果】 亜音速飛行では、排気のジェット速度による
推力には抗力が働くが、圧力差スラストには抗力が働か
ない。従って高亜音速飛行時に、可変ジェットノズルを
開いて低圧タービン膨張比を増し、ファンの修正回転数
と圧力比を高めることによって、主ジェットの速度エネ
ルギの一部をバイパス流の圧力差スラストに変換する
と、推進効率を低下させずに推力を増せるので、巡航時
に燃料流量を減らして燃料消費率を低減することができ
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は亜音速機に搭載される高
バイパス比ターボファン・エンジンに関するものであ
り、運航時間の長い巡航時の燃料消費率を、流量制御に
よって低減することを目的としている。
バイパス比ターボファン・エンジンに関するものであ
り、運航時間の長い巡航時の燃料消費率を、流量制御に
よって低減することを目的としている。
【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、高圧側に比べて低圧側への仕
事配分が減少し、膨脹比が大きく低下する特性がある。
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、高圧側に比べて低圧側への仕
事配分が減少し、膨脹比が大きく低下する特性がある。
【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
比が高まる傾向がある。部分負荷である巡航時は、フリ
ータービンの特性からファン駆動力が小さくなるので、
バイパス比が増すとファン圧力比が低下する。
だけバイパスノズルの膨脹比が上昇し、バイパス空気量
が増加するため、飛行マッハ数の増加に伴ってバイパス
比が高まる傾向がある。部分負荷である巡航時は、フリ
ータービンの特性からファン駆動力が小さくなるので、
バイパス比が増すとファン圧力比が低下する。
【０００４】またコンバージェント・ノズルを使用した
通常のターボファンは、高亜音速飛行時にバイパスノズ
ルがチョークする。チョークド・ノズル状態では圧力差
スラストは無視できない値を示す。圧力差スラストはノ
ズル内部の静圧と大気圧との圧力差がノズル断面積に作
用して生じる推力であり、高バイパス比エンジンではバ
イパスノズル面積が非常に大きいので、正味推力に強い
影響を及ぼす。しかしながら通常のターボファンは、前
述の理由から巡航時にファン圧力比が低下するため、ノ
ズル内部の静圧が低下し圧力差スラストを高めることが
できなかった。
通常のターボファンは、高亜音速飛行時にバイパスノズ
ルがチョークする。チョークド・ノズル状態では圧力差
スラストは無視できない値を示す。圧力差スラストはノ
ズル内部の静圧と大気圧との圧力差がノズル断面積に作
用して生じる推力であり、高バイパス比エンジンではバ
イパスノズル面積が非常に大きいので、正味推力に強い
影響を及ぼす。しかしながら通常のターボファンは、前
述の理由から巡航時にファン圧力比が低下するため、ノ
ズル内部の静圧が低下し圧力差スラストを高めることが
できなかった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】解決しようとする問題
点は、通常の高バイパス比ターボファンでは、低圧系を
制御しないため、巡航時にバイパスノズル出口での圧力
差スラストを充分利用できない点である。
点は、通常の高バイパス比ターボファンでは、低圧系を
制御しないため、巡航時にバイパスノズル出口での圧力
差スラストを充分利用できない点である。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、コアのジェッ
トノズルを可変ノズルにしてコア流量を制御し、それに
よって低圧系も制御することを最も主要な特徴とする。
巡航時の燃料消費率を低減するという目的を、ファンの
修正回転数及び圧力比を高め、ファン空気量とバイパス
ノズル出口での圧力差スラストを増加することによって
実現した。巡航時にファンの回転数及び圧力比を高める
には、低圧タービンの吸収動力を増さねばならず、その
ためコアのジェット速度が低下する。しかし面積の大き
なバイパスノズル出口で圧力差スラストが増すので推力
は増大する。よって本発明はファン修正回転数を高め得
る範囲で、推力を増大させることができる。部分負荷で
の推力増加は、所要の推力を得る上で、それだけ燃料流
量を減少させることができるので燃料消費率の低減に結
び付く。
トノズルを可変ノズルにしてコア流量を制御し、それに
よって低圧系も制御することを最も主要な特徴とする。
巡航時の燃料消費率を低減するという目的を、ファンの
修正回転数及び圧力比を高め、ファン空気量とバイパス
ノズル出口での圧力差スラストを増加することによって
実現した。巡航時にファンの回転数及び圧力比を高める
には、低圧タービンの吸収動力を増さねばならず、その
ためコアのジェット速度が低下する。しかし面積の大き
なバイパスノズル出口で圧力差スラストが増すので推力
は増大する。よって本発明はファン修正回転数を高め得
る範囲で、推力を増大させることができる。部分負荷で
の推力増加は、所要の推力を得る上で、それだけ燃料流
量を減少させることができるので燃料消費率の低減に結
び付く。
【０００７】
【実施例】図１は、本発明の概念図である。図において
ＦＡＮはファン、ＬＰＣは低圧圧縮機（ブースト段）、
ＨＰＣは高圧圧縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧
タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＶＪＮはコアの可変
ジェットノズル、ＢＮはバイパスノズルである。
ＦＡＮはファン、ＬＰＣは低圧圧縮機（ブースト段）、
ＨＰＣは高圧圧縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧
タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＶＪＮはコアの可変
ジェットノズル、ＢＮはバイパスノズルである。
【０００８】図１に基づいて本発明の作動を説明する。
巡航時に可変ジェットノズルＶＪＮを前方に移動しノズ
ル面積を広げると、コアの流量が増加するのでＨＰＴ膨
脹比も僅かに上昇する。しかしＨＰＣは流量とタービン
入口温度の関係から、回転数が下がり圧力比も低下す
る。ＨＰＴ膨脹比が増すと、ＨＰＴとＬＰＴの流量は等
しくＨＰＴ出口修正流量とＬＰＴ入口修正流量が等しい
という条件から、フリータービンであるＬＰＴの膨脹比
はより大きく増加する。よってファンは修正回転数が増
し圧力比も高まる。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。
巡航時に可変ジェットノズルＶＪＮを前方に移動しノズ
ル面積を広げると、コアの流量が増加するのでＨＰＴ膨
脹比も僅かに上昇する。しかしＨＰＣは流量とタービン
入口温度の関係から、回転数が下がり圧力比も低下す
る。ＨＰＴ膨脹比が増すと、ＨＰＴとＬＰＴの流量は等
しくＨＰＴ出口修正流量とＬＰＴ入口修正流量が等しい
という条件から、フリータービンであるＬＰＴの膨脹比
はより大きく増加する。よってファンは修正回転数が増
し圧力比も高まる。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。
【０００９】
【記号】可変ジェットノズルＶＪＮを閉じた場合と開い
た場合のサイクル計算を行い、本発明の優位性を論証す
る。計算式に用いた記号を以下に示す。 Ａ：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 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） 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 ＶＢ：バイパスジェット速度 ＶＪ：主ジェット速度 ＶＪＥ：平均ジェット速度 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：高圧圧縮機 ＨＴ：高圧タービン ｉ：入口 ＬＣ：低圧圧縮機 ＬＴ：低圧タービン Ｎ：ノズル ｔ：タービン側 （）ｄｅｓ：設計値
た場合のサイクル計算を行い、本発明の優位性を論証す
る。計算式に用いた記号を以下に示す。 Ａ：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 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） 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 ＶＢ：バイパスジェット速度 ＶＪ：主ジェット速度 ＶＪＥ：平均ジェット速度 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：高圧圧縮機 ＨＴ：高圧タービン ｉ：入口 ＬＣ：低圧圧縮機 ＬＴ：低圧タービン Ｎ：ノズル ｔ：タービン側 （）ｄｅｓ：設計値
【００１０】
【本発明の原理】本発明の概念を数式によって説明す
る。排気ノズル入口全圧の大気圧に対する比がノズルを
閉塞させる値以上の時、ノズルで完全膨張する場合と不
完全膨脹の場合では、得られる推力は前者の方が大き
い。しかしコンバージェント・ノズルを用いることによ
って起こる不完全膨張損失は、飛行マッハ数がＭ０＜１
の範囲では比較的小さい。ファンの修正回転数と圧力比
を高めることによって生じる不完全膨張損失より、その
ことによってもたらされる以下に示す利得の方が勝る。
本発明が巡航時のＳＦＣを低減できる理論的根拠は、次
の三点である。
る。排気ノズル入口全圧の大気圧に対する比がノズルを
閉塞させる値以上の時、ノズルで完全膨張する場合と不
完全膨脹の場合では、得られる推力は前者の方が大き
い。しかしコンバージェント・ノズルを用いることによ
って起こる不完全膨張損失は、飛行マッハ数がＭ０＜１
の範囲では比較的小さい。ファンの修正回転数と圧力比
を高めることによって生じる不完全膨張損失より、その
ことによってもたらされる以下に示す利得の方が勝る。
本発明が巡航時のＳＦＣを低減できる理論的根拠は、次
の三点である。
【００１１】先ず第一点はファン空気量ＧＦの増加であ
る（図７参照）。推力が同じ場合、流量を増して排気速
度を小さくする方がエンジン発生動力は小さく省エネル
ギである。これはターボファンの根本原理であり、よく
知られたことである。従って本発明では低圧系を制御す
ることによって巡航時にファン回転数を最大に保つ。第
二点は、速度エネルギの圧力エネルギへの変換である。
推進効率を数式１で定義し、チョークド・ノズル状態の
ターボファンの正味推力を数式２で与える。
る（図７参照）。推力が同じ場合、流量を増して排気速
度を小さくする方がエンジン発生動力は小さく省エネル
ギである。これはターボファンの根本原理であり、よく
知られたことである。従って本発明では低圧系を制御す
ることによって巡航時にファン回転数を最大に保つ。第
二点は、速度エネルギの圧力エネルギへの変換である。
推進効率を数式１で定義し、チョークド・ノズル状態の
ターボファンの正味推力を数式２で与える。
【００１２】
【数１】
【００１３】
【数２】
【００１４】機速Ｖ０一定で正味推力Ｆｎが同じ場合、
式２第２項の圧力項を減らし第１項の速度項を増すと式
１から推進効率ηＰが低下する。逆に式２第１項の速度
項を減らし第２項の圧力項を増すと、式１からηＰが高
くなる。つまりバイパスノズルでの圧力差スラストを増
すと、高バイパス比エンジンでは、ノズル面積Ａ８が非
常に大きいため正味推力Ｆｎに貢献するが、圧力の超過
分によるこのスラストには式２から抗力が働かない。
式２第２項の圧力項を減らし第１項の速度項を増すと式
１から推進効率ηＰが低下する。逆に式２第１項の速度
項を減らし第２項の圧力項を増すと、式１からηＰが高
くなる。つまりバイパスノズルでの圧力差スラストを増
すと、高バイパス比エンジンでは、ノズル面積Ａ８が非
常に大きいため正味推力Ｆｎに貢献するが、圧力の超過
分によるこのスラストには式２から抗力が働かない。
【００１５】Ｊ．Ｌ．ケルブロック著「ジェットエンジ
ン概論」によれば、ｐ８＞ｐ０で亜音速飛行の場合、エ
ンジン位置８に垂直な面上で外部流れが飛行方向に平行
であれば、ポテンシャル流理論によりナセルの圧力抗力
はゼロである。超音速流れとは違い、このとき抗力はす
べてナセル表面上の粘性剪断力だけに帰せられる。よっ
て亜音速機では、排気の速度エネルギの一部を圧力エネ
ルギに変換し圧力差スラストを増すと、推力を維持した
まま推進効率を高めることができる。
ン概論」によれば、ｐ８＞ｐ０で亜音速飛行の場合、エ
ンジン位置８に垂直な面上で外部流れが飛行方向に平行
であれば、ポテンシャル流理論によりナセルの圧力抗力
はゼロである。超音速流れとは違い、このとき抗力はす
べてナセル表面上の粘性剪断力だけに帰せられる。よっ
て亜音速機では、排気の速度エネルギの一部を圧力エネ
ルギに変換し圧力差スラストを増すと、推力を維持した
まま推進効率を高めることができる。
【００１６】第三点は、コアのジェット速度ＶＪとバイ
パスジェット速度ＶＢの関係である。森田光男氏らの論
文、日本航空宇宙学会誌第２２巻、第２５１号「ファン
・エンジンの特性」によれば、ＳＦＣを最も低めるＶＢ
とＶＪの関係は、数式３に示すように、その比がファン
断熱効率とＬＰＴ断熱効率の積に等しいことである。
パスジェット速度ＶＢの関係である。森田光男氏らの論
文、日本航空宇宙学会誌第２２巻、第２５１号「ファン
・エンジンの特性」によれば、ＳＦＣを最も低めるＶＢ
とＶＪの関係は、数式３に示すように、その比がファン
断熱効率とＬＰＴ断熱効率の積に等しいことである。
【００１７】
【数３】
【００１８】但し、この論文では燃料消費率の逆数、推
力比を用いて説明している。推力比とは、ターボジェッ
トにファンを付加して得られる推力の、基のターボジェ
ットの推力に対する比で、式３は最大推力比を得られる
条件である。実際のターボファン・エンジンでは、ファ
ン騒音及び重量を減ずるためファンは１段であり、しか
も上空ではファン圧力比が低下するためＶＪはＶＢより
かなり高くなる。つまり式３の左辺は右辺よりかなり小
さい。ファンの修正回転数及び圧力比を高めるとＶＪと
ＶＢの差が縮まり、左辺の値が右辺に近付き推力比が増
加する。
力比を用いて説明している。推力比とは、ターボジェッ
トにファンを付加して得られる推力の、基のターボジェ
ットの推力に対する比で、式３は最大推力比を得られる
条件である。実際のターボファン・エンジンでは、ファ
ン騒音及び重量を減ずるためファンは１段であり、しか
も上空ではファン圧力比が低下するためＶＪはＶＢより
かなり高くなる。つまり式３の左辺は右辺よりかなり小
さい。ファンの修正回転数及び圧力比を高めるとＶＪと
ＶＢの差が縮まり、左辺の値が右辺に近付き推力比が増
加する。
【００１９】実際にはこうなる。バイパスノズルがチョ
ークすると、ファン圧力比を高めてもバイパスジェット
速度ＶＢは音速のままでそれ以上にはならない。ｔ８の
僅かな上昇によりＶＢも微増する。一方主ジェット速度
ＶＪは低下するが、高バイパス比エンジンではバイパス
流は大流量であり、コア流は小流量である。従って主ジ
ェット速度ＶＪが低下してもＶＢが微増するため、平均
ジェット速度ＶＪＥはほとんど変わらず、式１から推進
効率への影響は少ない。
ークすると、ファン圧力比を高めてもバイパスジェット
速度ＶＢは音速のままでそれ以上にはならない。ｔ８の
僅かな上昇によりＶＢも微増する。一方主ジェット速度
ＶＪは低下するが、高バイパス比エンジンではバイパス
流は大流量であり、コア流は小流量である。従って主ジ
ェット速度ＶＪが低下してもＶＢが微増するため、平均
ジェット速度ＶＪＥはほとんど変わらず、式１から推進
効率への影響は少ない。
【００２０】またファンの修正回転数及び圧力比を高め
ると、ファン空気量ＧＦが増し、バイパスノズル内部の
静圧ｐ８が上昇する。ＶＪの低下は前述の理由から正味
推力に対する影響が少ないが、ｐ８の上昇はバイパス流
の圧力差スラストを増大させるので、ＧＦの増加と相俟
って正味推力Ｆｎを増加する。以上から本発明が成り立
つ理由は、航空機用エンジンに特有の推進効率に起因
し、また亜音速機だからである。速度が大きく推進効率
に関与する主ジェットの速度エネルギの一部を、推進効
率に関与しない圧力差スラストに変換することによっ
て、推進効率を低下させずに推力を増せるので、高亜音
速巡航時に従来のターボファンよりも燃料流量を減ら
し、ＳＦＣを低減することができるのである。
ると、ファン空気量ＧＦが増し、バイパスノズル内部の
静圧ｐ８が上昇する。ＶＪの低下は前述の理由から正味
推力に対する影響が少ないが、ｐ８の上昇はバイパス流
の圧力差スラストを増大させるので、ＧＦの増加と相俟
って正味推力Ｆｎを増加する。以上から本発明が成り立
つ理由は、航空機用エンジンに特有の推進効率に起因
し、また亜音速機だからである。速度が大きく推進効率
に関与する主ジェットの速度エネルギの一部を、推進効
率に関与しない圧力差スラストに変換することによっ
て、推進効率を低下させずに推力を増せるので、高亜音
速巡航時に従来のターボファンよりも燃料流量を減ら
し、ＳＦＣを低減することができるのである。
【００２１】
【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４で定義し、空気
取入口における温度比を数式５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４で定義し、空気
取入口における温度比を数式５で与える。尚、ηＲ＝１
と仮定する。
【００２２】
【数４】
【００２３】
【数５】
【００２４】圧縮機及びファン；圧力比を修正回転数と
修正流量に関する多項式、数式６及び数式７で近似す
る。
修正流量に関する多項式、数式６及び数式７で近似す
る。
【００２５】
【数６】
【００２６】
【数７】
【００２７】ここでＢｎ、ｊ（ｎ＝０、１、２、ｊ＝
０、１、２、３、４）は圧縮機の特性を表す係数であ
る。圧縮過程での入口と出口の温度比は数式８で与えら
れる。
０、１、２、３、４）は圧縮機の特性を表す係数であ
る。圧縮過程での入口と出口の温度比は数式８で与えら
れる。
【００２８】
【数８】
【００２９】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９で与える。
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９で与える。
【００３０】
【数９】
【００３１】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１０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１０で定義する。
【００３２】
【数１０】
【００３３】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１１で表す。指数ｍは３．５３と
する。この値は稲垣詠一氏の論文「ガスタービンの動特
性とサージングに関する研究」より引用した。ｍ＝２で
は無限段タービンとなり、修正流量が小さ過ぎて、本エ
ンジンには適さない。
とし、流量特性を数式１１で表す。指数ｍは３．５３と
する。この値は稲垣詠一氏の論文「ガスタービンの動特
性とサージングに関する研究」より引用した。ｍ＝２で
は無限段タービンとなり、修正流量が小さ過ぎて、本エ
ンジンには適さない。
【００３４】
【数１１】
【００３５】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１２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１２で近似する。
【００３６】
【数１２】
【００３７】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１３及び数式１４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１３及び数式１４で与えられる。
【００３８】
【数１３】
【００３９】
【数１４】
【００４０】バイパス及びジェットノズル；ノズルの流
量特性は、ノズルがチョークしていない場合は数式１５
を、チョークしている場合は数式１６を用いる。また臨
界状態の静圧ｐＣと静温ｔＣは数式１７で与えられる。
量特性は、ノズルがチョークしていない場合は数式１５
を、チョークしている場合は数式１６を用いる。また臨
界状態の静圧ｐＣと静温ｔＣは数式１７で与えられる。
【００４１】
【数１５】
【００４２】
【数１６】
【００４３】
【数１７】
【００４４】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１８、１９、２０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１８、１９、２０で表され
る。ここでηｍは回転系の機械効率である。
【００４５】
【数１８】
【００４６】
【数１９】
【００４７】
【数２０】
【００４８】低圧系の釣り合い；先ずＢＰＲ（μ）を数
式２１で定義する。ファン及びＬＰＣ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２２、２
３、２４で表される。
式２１で定義する。ファン及びＬＰＣ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２２、２
３、２４で表される。
【００４９】
【数２１】
【００５０】
【数２２】
【００５１】
【数２３】
【００５２】
【数２４】
【００５３】全体性能；機速Ｖ０、バイパスジェット速
度ＶＢ、主ジェット速度ＶＪは、数式２５で表される。
正味推力は数式２で与えられ、燃料消費率は数式２６で
表される。ここでＧｆは燃料流量である。
度ＶＢ、主ジェット速度ＶＪは、数式２５で表される。
正味推力は数式２で与えられ、燃料消費率は数式２６で
表される。ここでＧｆは燃料流量である。
【００５４】
【数２５】
【００５５】
【数２６】
【００５６】
【設定値】計算に用いたＦＡＮ特性マップを図２に、Ｌ
ＰＣ特性マップを図３に、ＨＰＣ特性マップを図４に示
す。本計算ではＳＬＳでの設定値を次のように定めた。
ＦＡＮ空気量１５００ｋｇ／ｓ、ＴＩＴを１８７３Ｋ、
ＢＰＲを９。ＦＡＮは修正回転数（比）を１００％、圧
力比１．４、断熱効率を０．８５。ＬＰＣは修正回転数
（比）を１００％、圧力比１．８、断熱効率を０．８
６。ＨＰＣは修正回転数（比）を約１０２．５％、圧力
比１８、断熱効率０．８５。ＳＬＳにおけるＦＡＮ、Ｌ
ＰＣ、ＨＰＣの作動点は、それぞれ図２〜４のＳであ
る。ＳＬＳにおけるエンジン性能を表１に示す。
ＰＣ特性マップを図３に、ＨＰＣ特性マップを図４に示
す。本計算ではＳＬＳでの設定値を次のように定めた。
ＦＡＮ空気量１５００ｋｇ／ｓ、ＴＩＴを１８７３Ｋ、
ＢＰＲを９。ＦＡＮは修正回転数（比）を１００％、圧
力比１．４、断熱効率を０．８５。ＬＰＣは修正回転数
（比）を１００％、圧力比１．８、断熱効率を０．８
６。ＨＰＣは修正回転数（比）を約１０２．５％、圧力
比１８、断熱効率０．８５。ＳＬＳにおけるＦＡＮ、Ｌ
ＰＣ、ＨＰＣの作動点は、それぞれ図２〜４のＳであ
る。ＳＬＳにおけるエンジン性能を表１に示す。
【００５７】
【表１】
【００５８】
【部分負荷の計算法】亜音速巡航は飛行高度１０ｋｍ、
飛行マッハ数を０．８５とする。可変ジェットノズルＶ
ＪＮを開いた場合の計算順序を説明する。先ず、ＦＡＮ
機械回転数をＳＬＳと同じ回転数にして、ＨＰＣ圧力比
を指定する。次に、ＦＡＮ修正流量とＴＩＴ（Ｔ４）を
仮定する。式４、式５よりＦＡＮ入口圧力Ｐ１と入口温
度Ｔ１を求め、式７と式６からＦＡＮ圧力比を求めて、
式８よりＦＡＮ出口温度Ｔ２ｂを得る。ＦＡＮ圧力比か
らＰ２ｂが得られるので式１６よりバイパスノズル流量
ＧＢを算出し、ファン空気量からこれを差し引いてＬＰ
Ｃ流量を求める。よってＬＰＣ修正流量が得られる。
飛行マッハ数を０．８５とする。可変ジェットノズルＶ
ＪＮを開いた場合の計算順序を説明する。先ず、ＦＡＮ
機械回転数をＳＬＳと同じ回転数にして、ＨＰＣ圧力比
を指定する。次に、ＦＡＮ修正流量とＴＩＴ（Ｔ４）を
仮定する。式４、式５よりＦＡＮ入口圧力Ｐ１と入口温
度Ｔ１を求め、式７と式６からＦＡＮ圧力比を求めて、
式８よりＦＡＮ出口温度Ｔ２ｂを得る。ＦＡＮ圧力比か
らＰ２ｂが得られるので式１６よりバイパスノズル流量
ＧＢを算出し、ファン空気量からこれを差し引いてＬＰ
Ｃ流量を求める。よってＬＰＣ修正流量が得られる。
【００５９】次に同軸の条件から式２３よりＬＰＣ修正
回転数を求め、式７、式６を用いてＬＰＣ圧力比を算出
する。式８からＴ２をＬＰＣ圧力比からＰ２を求めて、
ＧＨ Ｃ＝ＧＬＣよりＨＰＣ修正流量を得る。ＨＰＣ圧力
比よりＰ３、式８よりＴ３を求め、式９から燃焼器出口
圧力Ｐ４、式１０から燃空比ｆを計算する。次に、式１
２〜１４及び式１８〜２０を用いて高圧系のマッチング
計算を行う。ここまでの計算手順で、始めに仮定したＴ
ＩＴが自らその値を変え、タービン流量特性を表す式１
１から得られるＴ４に収斂す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。
回転数を求め、式７、式６を用いてＬＰＣ圧力比を算出
する。式８からＴ２をＬＰＣ圧力比からＰ２を求めて、
ＧＨ Ｃ＝ＧＬＣよりＨＰＣ修正流量を得る。ＨＰＣ圧力
比よりＰ３、式８よりＴ３を求め、式９から燃焼器出口
圧力Ｐ４、式１０から燃空比ｆを計算する。次に、式１
２〜１４及び式１８〜２０を用いて高圧系のマッチング
計算を行う。ここまでの計算手順で、始めに仮定したＴ
ＩＴが自らその値を変え、タービン流量特性を表す式１
１から得られるＴ４に収斂す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。
【００６０】低圧系については、式１２〜１４及び式２
１〜２４を用いてマッチング計算を行い、この計算によ
って得られるＬＰＴ修正流量と、式１１から得られるＬ
ＰＴ修正流量が一致するまで、始めに仮定したＦＡＮ修
正流量を変えて計算を繰り返す。後は式１６よりＶＪＮ
面積を求め、計算を閉じてエンジン性能を求める。
１〜２４を用いてマッチング計算を行い、この計算によ
って得られるＬＰＴ修正流量と、式１１から得られるＬ
ＰＴ修正流量が一致するまで、始めに仮定したＦＡＮ修
正流量を変えて計算を繰り返す。後は式１６よりＶＪＮ
面積を求め、計算を閉じてエンジン性能を求める。
【００６１】一般のターボファンつまり主ジェットノズ
ル固定の場合は、Ａ７一定で式１６より得られるノズル
流量がＧＬＴと等しくなければならない。そこでＦＡＮ
修正流量のみでなく、ＦＡＮ修正回転数もその値を変え
て繰り返し計算を行い、エンジン全体のマッチングを取
る。上に述べた計算式及び係数を用いた本計算方法では
主ジェットノズルの流量とＧＬＴを完全に合致させるこ
とはできないが、近似値を得ることはできる。尚、特性
マップ図２〜４を基にしたこの計算法ではＦＡＮ、ＬＰ
Ｃ、ＨＰＣの断熱効率は、その都度図から読み取り修正
する必要がある。
ル固定の場合は、Ａ７一定で式１６より得られるノズル
流量がＧＬＴと等しくなければならない。そこでＦＡＮ
修正流量のみでなく、ＦＡＮ修正回転数もその値を変え
て繰り返し計算を行い、エンジン全体のマッチングを取
る。上に述べた計算式及び係数を用いた本計算方法では
主ジェットノズルの流量とＧＬＴを完全に合致させるこ
とはできないが、近似値を得ることはできる。尚、特性
マップ図２〜４を基にしたこの計算法ではＦＡＮ、ＬＰ
Ｃ、ＨＰＣの断熱効率は、その都度図から読み取り修正
する必要がある。
【００６２】
【計算結果】図２〜４においてＣ、Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は
巡航時である。Ｃは可変ジェットノズルＶＪＮの面積が
一定の場合の一計算例であり、Ｃ１はノズル面積を１．
１７倍、Ｃ２は１．３１倍、Ｃ３は１．５０倍に広げた
時の各作動点である。図２のＦＡＮでは、巡航時におい
てＶＪＮ面積一定の場合（Ｃ点）、修正回転数は計算上
９９．８％になる。従って機械回転数はＳＬＳより低下
している。この場合は低圧系を制御していないので、Ｆ
ＡＮ圧力比は低下する。ＶＪＮを広げた場合、ＦＡＮ機
械回転数を一定とすれば修正回転数は１０６．２％にな
る。ＶＪＮを広げるとＦＡＮ圧力比は高くなるが、開度
を大きくしても圧力比の変化は少ない。
巡航時である。Ｃは可変ジェットノズルＶＪＮの面積が
一定の場合の一計算例であり、Ｃ１はノズル面積を１．
１７倍、Ｃ２は１．３１倍、Ｃ３は１．５０倍に広げた
時の各作動点である。図２のＦＡＮでは、巡航時におい
てＶＪＮ面積一定の場合（Ｃ点）、修正回転数は計算上
９９．８％になる。従って機械回転数はＳＬＳより低下
している。この場合は低圧系を制御していないので、Ｆ
ＡＮ圧力比は低下する。ＶＪＮを広げた場合、ＦＡＮ機
械回転数を一定とすれば修正回転数は１０６．２％にな
る。ＶＪＮを広げるとＦＡＮ圧力比は高くなるが、開度
を大きくしても圧力比の変化は少ない。
【００６３】図３のＬＰＣはＦＡＮと同軸であるため、
Ｃ点では修正回転数、圧力比とも下がり、ＶＪＮを開く
と上昇する。図３からＶＪＮの開度を増すと作動点がサ
ージラインに近付くのでＶＪＮの開度には限界があるこ
とが分かる。図４のＨＰＣはＶＪＮを開くと修正回転
数、圧力比とも低下する。従って修正流量も減少するが
実流量はＣ点より多い。ただＶＪＮ開度を増して行くと
ＨＰＣ圧力比が低下するため、実流量も減少する。
Ｃ点では修正回転数、圧力比とも下がり、ＶＪＮを開く
と上昇する。図３からＶＪＮの開度を増すと作動点がサ
ージラインに近付くのでＶＪＮの開度には限界があるこ
とが分かる。図４のＨＰＣはＶＪＮを開くと修正回転
数、圧力比とも低下する。従って修正流量も減少するが
実流量はＣ点より多い。ただＶＪＮ開度を増して行くと
ＨＰＣ圧力比が低下するため、実流量も減少する。
【００６４】図５は巡航時におけるＴＩＴ及びＢＰＲと
ＶＪＮ面積比の関係、図６は主ジェット速度ＶＪ、バイ
パスジェット速度ＶＢ、平均ジェット速度ＶＪＥとＶＪ
Ｎ面積比の関係、図７はＦＡＮ空気量及びバイパスノズ
ルでの圧力差スラストとＶＪＮ面積比の関係、図８は正
味推力とＳＦＣの関係を示したものである。
ＶＪＮ面積比の関係、図６は主ジェット速度ＶＪ、バイ
パスジェット速度ＶＢ、平均ジェット速度ＶＪＥとＶＪ
Ｎ面積比の関係、図７はＦＡＮ空気量及びバイパスノズ
ルでの圧力差スラストとＶＪＮ面積比の関係、図８は正
味推力とＳＦＣの関係を示したものである。
【００６５】図５のＣ２、Ｃ３では、ＴＩＴが降下して
いるにもかかわらずＢＰＲが高い。その理由はＶＪＮを
広げることによりＬＰＴのタービン容量一定で膨張比を
増加しているからである。ＬＰＴ膨張比を増す方法とし
て一般に用いられるのはＬＰＴ可変静翼である。部分負
荷でこれを絞ると、膨張比が増すと同時にコアが小流量
となってＴＩＴが上昇する。但し、ＬＰＴ可変静翼を絞
るとＬＰＣがサージングを起すので、ブースト段付きで
は使用できない。よって本発明ではコア流量を増加して
ＬＰＴ膨張比を高めた。図５からＣ３ではＣ点よりＢＰ
Ｒが高くなっているが、Ｃ２のＢＰＲはＣ点とほとんど
変わらずＣ１では寧ろ低くなっている。よってＢＰＲの
変化は本エンジンにおけるＳＦＣ低減の主な原因ではな
い。
いるにもかかわらずＢＰＲが高い。その理由はＶＪＮを
広げることによりＬＰＴのタービン容量一定で膨張比を
増加しているからである。ＬＰＴ膨張比を増す方法とし
て一般に用いられるのはＬＰＴ可変静翼である。部分負
荷でこれを絞ると、膨張比が増すと同時にコアが小流量
となってＴＩＴが上昇する。但し、ＬＰＴ可変静翼を絞
るとＬＰＣがサージングを起すので、ブースト段付きで
は使用できない。よって本発明ではコア流量を増加して
ＬＰＴ膨張比を高めた。図５からＣ３ではＣ点よりＢＰ
Ｒが高くなっているが、Ｃ２のＢＰＲはＣ点とほとんど
変わらずＣ１では寧ろ低くなっている。よってＢＰＲの
変化は本エンジンにおけるＳＦＣ低減の主な原因ではな
い。
【００６６】次に図６では可変ジェットノズルＶＪＮの
開度を増すと主ジェット速度ＶＪは大きく低下するが、
バイパスジェット速度ＶＢは僅かに増し、流量の違いに
より平均ジェット速度ＶＪＥはほとんど変化しない。た
だＶＪＮの開度を増すとＶＪＥは幾分低下する。それに
対し、図７のファン空気量ＧＦとバイパスノズルでの圧
力差スラストＡ８（ｐ８−ｐ０）は、ＶＪＮを広げるこ
とにより増加する。よって推力が増加するのでＶＪＮ開
度を増し、図５に示すようにＴＩＴを下げＢＰＲを高め
ても推力を維持できる。その結果として、本発明は図８
に示すように巡航時のＳＦＣを低減できる。図７と図８
を比較すると、バイパスノズルでの圧力差スラストが正
味推力に占める割合が如何に大きいかが分かる。高亜音
速飛行という条件下ではこの圧力差スラストに抗力が働
かないことに着目し、ターボファンのＳＦＣ改善を設計
点ではなく部分負荷で実現したことに本発明の新規性が
ある。
開度を増すと主ジェット速度ＶＪは大きく低下するが、
バイパスジェット速度ＶＢは僅かに増し、流量の違いに
より平均ジェット速度ＶＪＥはほとんど変化しない。た
だＶＪＮの開度を増すとＶＪＥは幾分低下する。それに
対し、図７のファン空気量ＧＦとバイパスノズルでの圧
力差スラストＡ８（ｐ８−ｐ０）は、ＶＪＮを広げるこ
とにより増加する。よって推力が増加するのでＶＪＮ開
度を増し、図５に示すようにＴＩＴを下げＢＰＲを高め
ても推力を維持できる。その結果として、本発明は図８
に示すように巡航時のＳＦＣを低減できる。図７と図８
を比較すると、バイパスノズルでの圧力差スラストが正
味推力に占める割合が如何に大きいかが分かる。高亜音
速飛行という条件下ではこの圧力差スラストに抗力が働
かないことに着目し、ターボファンのＳＦＣ改善を設計
点ではなく部分負荷で実現したことに本発明の新規性が
ある。
【００６７】
【効果】民間用航空エンジンは常に性能向上が厳しく求
められており、ＳＦＣ低減のため高温高圧化、ＢＰＲの
増大、要素効率の向上など多大な努力が積み重ねられて
きた。これ等の改善は技術的に極めて高度で且つ困難な
課題である。それに対し本発明は、コアのジェットノズ
ルを可変機構にするという比較的容易な技術により、図
８に示す如く高亜音速飛行時のＳＦＣを低減できる。よ
って本発明は民間用旅客機の経済性を高め、省資源、地
球温暖化防止に貢献するものである。
められており、ＳＦＣ低減のため高温高圧化、ＢＰＲの
増大、要素効率の向上など多大な努力が積み重ねられて
きた。これ等の改善は技術的に極めて高度で且つ困難な
課題である。それに対し本発明は、コアのジェットノズ
ルを可変機構にするという比較的容易な技術により、図
８に示す如く高亜音速飛行時のＳＦＣを低減できる。よ
って本発明は民間用旅客機の経済性を高め、省資源、地
球温暖化防止に貢献するものである。
【図１】可変ジェットノズルＶＪＮによりコアの流量を
制御する、本発明高バイパス比ターボファン・エンジン
の概念図。
制御する、本発明高バイパス比ターボファン・エンジン
の概念図。
【図２】本計算に用いたＦＡＮ特性マップ。
【図３】本計算に用いたＬＰＣ特性マップ。
【図４】本計算に用いたＨＰＣ特性マップ。
【図５】ＴＩＴ及びＢＰＲと可変ジェットノズルＶＪＮ
面積比の関係を示す図。
面積比の関係を示す図。
【図６】主ジェット速度ＶＪ、バイパスジェット速度Ｖ
Ｂ、平均ジェット速度ＶＪＥとＶＪＮ面積比の関係を示
す図。
Ｂ、平均ジェット速度ＶＪＥとＶＪＮ面積比の関係を示
す図。
【図７】ＦＡＮ流量及びバイパスノズルでの圧力差スラ
ストとＶＪＮ面積比の関係を示す図。
ストとＶＪＮ面積比の関係を示す図。
【図８】正味推力とＳＦＣの関係を示した図。
ＦＡＮ ファン ＬＰＣ 低圧圧縮機 ＨＰＣ 高圧圧縮機 ＣＯＭＢ 燃焼器 ＨＰＴ 高圧タービン ＬＰＴ 低圧タービン ＶＪＮ 可変ジェットノズル ＢＮ バイパスノズル
Claims (1)
- 【請求項１】 ターボファンのコアのコンバージェント
・ノズルを可変機構にし、可変ジェットノズルを開閉す
ることによりコアの流量を制御して、コア流量の増減に
より高圧系のみでなく低圧系も、その回転数と流量を制
御することを特徴とする可変ジェットノズル付き高バイ
パス比ターボファン・エンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001053115A JP2002221092A (ja) | 2001-01-24 | 2001-01-24 | 可変ジェットノズル付き高バイパス比ターボファン・エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001053115A JP2002221092A (ja) | 2001-01-24 | 2001-01-24 | 可変ジェットノズル付き高バイパス比ターボファン・エンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002221092A true JP2002221092A (ja) | 2002-08-09 |
Family
ID=18913633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001053115A Pending JP2002221092A (ja) | 2001-01-24 | 2001-01-24 | 可変ジェットノズル付き高バイパス比ターボファン・エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2002221092A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005069222A (ja) * | 2003-08-25 | 2005-03-17 | General Electric Co <Ge> | 二重反転ファンを備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン |
| 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 |
| JP2007247648A (ja) * | 2006-03-15 | 2007-09-27 | General Electric Co <Ge> | 連続式リアルタイムｅｇｔマージン制御方法及びシステム |
| CN114017200A (zh) * | 2021-11-16 | 2022-02-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡扇发动机进口总压重构方法及装置 |
-
2001
- 2001-01-24 JP JP2001053115A patent/JP2002221092A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005069222A (ja) * | 2003-08-25 | 2005-03-17 | General Electric Co <Ge> | 二重反転ファンを備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン |
| 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 |
| JP2007247648A (ja) * | 2006-03-15 | 2007-09-27 | General Electric Co <Ge> | 連続式リアルタイムｅｇｔマージン制御方法及びシステム |
| CN114017200A (zh) * | 2021-11-16 | 2022-02-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡扇发动机进口总压重构方法及装置 |
| CN114017200B (zh) * | 2021-11-16 | 2022-09-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡扇发动机进口总压重构方法及装置 |
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