JP2003090233A - 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム - Google Patents

超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 亜音速構成を超音速構成と明確に分離した、
超音速飛行のための可変サイクル推進システムを提案す
る。 【解決手段】 少なくとも１つの圧縮機を有し、超音速
飛行速度のための推力を発生することができる少なくと
も１つのエンジン１と、離陸、着陸、および亜音速巡航
のための更なる推力を発生することができる、エンジン
とは別個の少なくとも１つの補助推進アセンブリ１２と
を有する、超音速飛行機のための可変サイクル推進シス
テムであって、補助推進アセンブリ１２が、離陸、着
陸、および亜音速巡航のための更なる推力を発生できる
ように、エンジン１を補助推進アセンブリ１２に連結し
て、圧縮機により生成された圧縮空気を補助推進アセン
ブリに導く少なくとも１本のパイプ２０を備え、超音速
巡航のためにパイプを閉鎖することができる少なくとも
１つの弁を更に有することを特徴とする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、第１に、離陸、着
陸、および亜音速巡航飛行段階の間に、騒音を大幅に減
少させるとともに燃料消費率を向上させるために、離
陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に、高いバイパス
比と共に高い推力を得ることを可能にし、第２に、超音
速巡航飛行に適応する高い排気速度を得ることを可能に
する、超音速飛行機のための可変サイクル推進システム
に関する。
【０００２】特に、本発明は、離陸、着陸、および亜音
速巡航飛行の構成と、超音速飛行の別構成という、２つ
の異なる構成を有する推進システムに関する。
【０００３】
【従来の技術】超音速民間飛行機を構成する際に、離
陸、上昇、および着陸の間の飛行機の低エンジン騒音に
関する特定の問題が生じる。認定を受けるためには、現
在、全ての飛行機は、離陸および着陸に関して低い騒音
規定を満さなければならない。
【０００４】更に、超音速飛行機のエンジンは、超音速
巡航飛行の間の低いエンジンポッドドラッグの要求、亜
音速巡航速度での住宅地域の上空を飛行する間の低燃料
消費率の要求、およびオゾン層に近い高い高度での窒素
酸化物汚染の低減された排気の要求をも満たさなくては
ならない。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】これら種々の要求を満
足させるために、エンジンの製造業者は、超音速飛行機
を推進させるための可変サイクルエンジンを提案した。
典型的には、このタイプのエンジンは、ガス発生器と少
なくとも１つのファンを有する。このファンは、エンジ
ンのバイパス比を調整することができ、従って騒音を低
減させることができる。エンジンは２つの異なる構成、
即ち、高いバイパス比を用いて亜音速巡航飛行、離陸、
および着陸の構成と、低いバイパス比の超音速巡航飛行
の構成とを採用している。これは、これら２つの飛行段
階が、エンジンの作動に関していくらかの不適合性があ
るためである。
【０００６】離陸および着陸の間の低いエンジン騒音の
要求は、特に、離陸および亜音速巡航飛行速度の間の低
いガス排気速度を意味し、これは高速でガスを排気する
必要がある超音速巡航飛行とは両立しない。
【０００７】騒音のレベルは、ガスの排気速度に依存
し、騒音を許容レベルまで低減するためには、排気速度
を現在では４００ｍ／秒未満にしなければならず、これ
は、１０３デシベルの閾値に対応する（新たな規定で
は、２００６年からこれを３００ｍ／秒或いは９０デシ
ベルまで低減させなくてはならない）。従って、このよ
うな排気速度は、低い比推力を有するエンジンを意味
し、これは大きなバイパス比、即ち、超音速での飛行時
の高いレベルのドラッグに対応する。
【０００８】従って、製造業者により提案された可変サ
イクルエンジンは、離陸および着陸の間の低いエンジン
騒音と、亜音速巡航の間の低燃料消費率と、高い高度で
の超音速巡航の間の高い比推力との組み合わせを模索す
るものである。
【０００９】種々の可変サイクルエンジンの構成が知ら
れているが、亜音速構成と超音速構成との両方におい
て、そのような構成のバイパス比を変更することによっ
て最適化を良好にはできない。
【００１０】４００ｍ／秒以下のガス排気速度を採用す
るには、エンジンポッドの直径を大きくする必要があ
り、現在知られている全ての可変サイクルエンジン、特
にファンがエンジンに連結されて一体化される場合、フ
ランス特許第２５１３６９７号、第２６８８２７１号、
および第２６８５３８５号に記載されるエンジンは、ポ
ッドが、超音速巡航飛行に最適な前部断面より大きな前
部断面を有する必要がある。
【００１１】例えば、米国特許第５５２９２６３号は、
離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推進アセン
ブリと、超音速巡航飛行のために構成された２つのエン
ジンとを有する、超音速飛行機を開示している。推進ア
センブリは、格納式の高いバイパス比のブースタターボ
ジェットエンジンより構成されているが、特に飛行機に
とっての大きさおよび重量に関して多くの欠点がある。
【００１２】本発明は、亜音速構成を超音速構成と明確
に分離した、超音速飛行のための可変サイクル推進シス
テムを提案することにより、特に大きな直径を有する１
つ或いは複数の別個の補助ファンを使用することによ
り、上記欠点を低減しようとするものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】この目的のために、本発
明は、少なくとも１つの圧縮機を有し、超音速飛行速度
のための推力を発生することができる少なくとも１つの
エンジンと、離陸、着陸、および亜音速巡航のための更
なる推力を発生することができる、前記エンジンとは別
個の少なくとも１つの補助推進アセンブリとを有する、
超音速飛行機のための可変サイクル推進システムであっ
て、前記補助推進アセンブリが、離陸、着陸、および亜
音速巡航のための更なる推力を発生できるように、前記
エンジンを前記補助推進アセンブリに連結して、前記圧
縮機により生成された圧縮空気を前記補助推進アセンブ
リに導く少なくとも１本のパイプを備え、超音速巡航の
ために前記パイプを閉鎖することができる少なくとも１
つの弁を更に有することを特徴とする、超音速飛行機の
ための可変サイクル推進システムを提供する。
【００１４】従って、離陸、着陸、および亜音速巡航飛
行段階に使用される補助推進アセンブリは、エンジンリ
ソースを利用する（圧縮空気の生成）。例えば、各エン
ジンの圧縮機の最終段から圧縮空気が分岐（タッピン
グ）され、推進アセンブリの燃焼室に供給される。推進
アセンブリは、離陸、着陸、および亜音速飛行の間、所
望のバイパス比で必要な推力を生成するように寸法決め
された少なくとも１つのファンを有する。超音速飛行の
ドラッグを最小にするために、推進アセンブリを胴体内
に収納することができる。
【００１５】本発明のその他の特徴および利点は、本発
明をどんな形であれ限定することを目的としない複数の
実施形態を示す、添付の図面を参照した以下の記載から
明らかとなろう。
【００１６】
【発明の実施の形態】本発明の第１実施形態を構成する
システムの概略長手方向断面図を示す図１Ａおよび１Ｂ
を参照すると、このシステムは、２つのエンジン１およ
び１’を有することが判る。これらのエンジンは、一般
に飛行機の翼の底面に連結される低ドラッグポッド（図
示せず）に従来通り配置されている。
【００１７】従来通り、これらのエンジンは、１本、２
本、或いは３本のシャフトを有するシングルフロータイ
プ、もしくは１本、２本、或いは３本のシャフトを有す
るダブルフロータイプのものであることができる。この
実施形態では、各エンジンは、空気取入口２、圧縮セク
ション４、燃焼室６、タービンセクション８、および燃
焼ガス排気セクション１０を有する。エンジンの寸法
は、超音速巡航飛行に最適に決定される（周期は最長の
飛行時間を含む）。ガス排気セクションは、可変セクシ
ョンのノズル１１で終端している。
【００１８】また、本発明の第１実施形態では、推進シ
ステムは、２つのエンジン１および１’とは別個の補助
推進アセンブリ１２も有する。補助推進アセンブリは、
後述の構成における離陸、着陸、および亜音速巡航飛行
に使用される。
【００１９】推進アセンブリ１２は、タービン１４、フ
ァン１６、および従来の手段（図１Ａおよび１Ｂには図
示せず）を使用して燃料が供給される燃焼室１８を有す
る。
【００２０】更に、本発明の推進システムは、各エンジ
ン１、１’を推進アセンブリ１２、より詳しくは推進ア
センブリ１２の燃焼室１８に連結する、少なくとも１本
のパイプ２０、２０’を有し、各エンジンの少なくとも
１つの圧縮機２２、２２’により生成された圧縮空気を
前記推進アセンブリに供給する。
【００２１】より正確には、各パイプ２０、２０’は、
推進アセンブリ１２の燃焼室１８の周囲に設けられた圧
縮空気マニホルド、好ましくは環状マニホルドに開口す
る。
【００２２】好ましくは、圧縮空気は、各エンジン１、
１’の圧縮機２２、２２’の最終段から取り込まれる。
当然、空気を、圧縮機内の異なるレベルから取り込むこ
とはできるが、最終段は空気が最も圧縮される位置であ
るため、最終段は最良の結果をもたらす。
【００２３】従来から、ファン１６は、大きな翼弦或い
は反転の単一或いは多段式のファンであってよく、端部
を多段式ハブおよび／または減速歯車に任意に嵌合され
たタービン１４により回転される。
【００２４】更に、圧縮空気を推進アセンブリ１２に送
る各パイプ２０、２０’は、パイプを超音速巡航飛行の
ために少なくとも部分的に遮断することができる少なく
とも１つの弁２４、２４’を備える。弁２４、２４’は
同期して制御される。
【００２５】本発明のある特徴によれば、エンジン１、
１’を推進アセンブリ１２の燃焼室１８に連結するパイ
プ２０、２０’は、エンジンの圧縮機２２、２２’の最
終段からの圧縮空気の２０％から４０％、好ましくは２
５％から３０％を導き、これは、約マッハ２に対応する
超音速巡航飛行速度のために構成されたエンジンに特に
適用される。
【００２６】本発明の第１実施形態を構成する推進シス
テムの動作は、２つの可能な構成（離陸、着陸および亜
音速巡航飛行段階、および超音速巡航飛行段階）のそれ
ぞれにおいて、以下に説明される。
【００２７】離陸および着陸の間（図１Ａを参照された
い）、３つのアセンブリ全て（両方のエンジン１、
１’、および推進アセンブリ１２）は、圧縮機から分岐
された空気のため、同時に推力を提供すると共に、２つ
のエンジンは、独自の推力と低減された排気速度とを有
する。パイプ２０、２０’は閉鎖しておらず、従って圧
縮空気を補助推進アセンブリの燃焼室１８に導く。
【００２８】このようにして導かれた圧縮空気は、燃料
と混合され、推進アセンブリ１２の燃焼室１８内で生成
された燃焼ガスは、前記推進アセンブリのファン１６を
駆動するタービン１４を通過して、離陸、着陸、および
亜音速巡航飛行に充分な更なる推力を発生させる。
【００２９】ファン１６を適切に寸法決めすることによ
り、推進システムを、高いバイパス比で、且つ低い排気
速度で作動させることができ、これは、騒音および低燃
料消費率の要求により容易に応じながら、離陸および亜
音速巡航飛行に適している。用語「バイパス比」は、エ
ンジン１、１’の燃焼室と燃焼室１８との両方により生
成された排気される燃焼ガスの量で割った、ファンによ
り生成された排気される空気の全体量の比を意味するの
に用いられる。
【００３０】弁２４、２４’によりパイプ２０、２０’
を閉鎖し、補助推進アセンブリ１２が停止するまで燃焼
室１８への燃料の供給を遮断することにより、亜音速巡
航飛行と超音速巡航飛行との間の移行（図１Ｂを参照さ
れたい）が行われる。するとエンジン１、１’は、飛行
機を推進させ、超音速飛行の速度に到達させることがで
きる。その後このシステムは、非常に低い（或いはゼ
ロ）バイパス比、および非常に高い排気速度（高い比推
力に実際に対応する）で作動する。
【００３１】図２に示すように、補助推進アセンブリ１
２を、飛行機の胴体内の後部に直接一体化させることが
できる。そうするためには、推進アセンブリ１２に空気
を供給できるように、飛行機の胴体に閉鎖可能なルーバ
ー２６（図示するようなサイドルーバーおよび／または
腹側ルーバー）を設け、展開可能な排気ノズル２８によ
り、補助推進アセンブリにより生成されるガスを、離
陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に排気させる。
【００３２】本発明の別の実施形態（図３を参照された
い）において、システムは、補助推進アセンブリ１２、
１２’に別々に圧縮空気を送る２つのエンジン１、１’
を有する。この実施形態は、推進アセンブリの１つが故
障した際における、推進システムの安全性を高めるもの
である。
【００３３】更に、アセンブリが飛行機内の容量の占有
の仕方を最適化するために、有利には、これら２つの推
進アセンブリを、飛行機の主軸線に沿ってずらすことが
できる。
【００３４】図３において、閉鎖可能なルーバー２６
（サイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）を同様
に飛行機の胴体内に設け、離陸、着陸、および亜音速巡
航飛行の間に推進アセンブリ１２、１２’に空気を供給
し、上記飛行段階の間に推力を発生するガスを排気する
ように、排気ノズル２８を配備する。超音速巡航飛行へ
の切り換え時に、補助推進アセンブリ１２、１２’が停
止すると、ルーバー２６が閉鎖し、排気ノズル２８が格
納される。次いで、ドラッグを、エンジンのポッドドラ
ッグまで低減させる。
【００３５】当然、１つ或いは複数のエンジンと１つ或
いは複数の推進アセンブリとを組み合わせた、更なる実
施形態も考え出すことが可能であろう。
【００３６】上記本発明には数多くの利点があり、特
に、推進システムは、離陸および着陸の間に、１０３ｄ
Ｂ未満（３００ｍ／秒未満の速度に対して９０ｄＢ）の
騒音レベルに対応する４００ｍ／秒（或いは３００ｍ／
秒近く）未満のガス排気速度を得ることを可能にし、離
陸時のエンジンからの推力を、エンジンだけが生成する
ことができる推力に比較して、補助推進アセンブリのフ
ァンの直径に応じて約５０％から６０％まで高めること
ができ、ある亜音速飛行機と同等な大きなバイパス比に
より、亜音速巡航の間に燃料消費率を大幅に低減するこ
とができ、推進システムは、１つ或いは複数の従来の構
成のエンジンを使用することにより、新しい技術に伴い
頻繁に起こる故障の危険性を抑え、補助推進アセンブリ
が停止または故障した際に、空気分岐弁を閉鎖し、エン
ジンをフルパワーでダイレクトジェットとして作動する
ように切り換えることが可能であり、これにより、離陸
を続行し着陸を保証するのに十分な推力を維持し、これ
により、最大の関心事が、騒音の基準に合致することで
はなく、事故を防止することとなる。
【００３７】本発明は、上記実施形態に限定されず、本
発明は、実施形態のいかなる変形例をも含むことは勿論
である。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】本発明の第１実施形態を構成する推進システ
ムの長手方向概略断面図であり、離陸、着陸、および亜
音速巡航飛行の構成における図である。
【図１Ｂ】本発明の第１実施形態を構成する推進システ
ムの長手方向概略断面図であり、超音速巡航飛行の構成
における図である。
【図２】図１に類似する推進アセンブリを含む飛行機の
部分断面図であり、使用中の２つの構成が示される断面
図である。
【図３】使用中の両方の構成における、本発明の別の実
施形態を構成する推進システムを含む飛行機の部分概略
図である。
【符号の説明】
１、１’ エンジン １１ ノズル １２、１２’ 補助推進アセンブリ １４ タービン １６ ファン １８ 燃焼室 ２０ パイプ ２２ 圧縮機 ２４ 弁 ２６ ルーバー ２８ 排気ノズル
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ヤン・ロジエ フランス国、94880・ノワゾー、リユ・ク ロード・モネ、27 (72)発明者 ジヤン・ロワジー フランス国、77310・ポンテイエリー、ア レ・デ・ウイエ、６

Claims (7)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 少なくとも１つの圧縮機（２２）を有
    し、超音速飛行速度のための推力を発生することができ
    る少なくとも１つのエンジン（１）と、離陸、着陸、お
    よび亜音速巡航のための更なる推力を発生することがで
    きる、前記エンジンとは別個の少なくとも１つの補助推
    進アセンブリ（１２）とを有する、超音速飛行機のため
    の可変サイクル推進システムであって、前記補助推進ア
    センブリ（１２）が、離陸、着陸、および亜音速巡航の
    ための更なる推力を発生できるように、前記エンジン
    （１）を前記補助推進アセンブリ（１２）に連結して、
    前記圧縮機（２２）により生成された圧縮空気を前記補
    助推進アセンブリ（１２）に導く少なくとも１本のパイ
    プ（２０）を備え、超音速巡航のために前記パイプを閉
    鎖することができる少なくとも１つの弁（２４）を更に
    有することを特徴とする、超音速飛行機のための可変サ
    イクル推進システム。
  2. 【請求項２】 前記補助推進アセンブリ（１２）が、離
    陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に圧縮空気が送ら
    れる燃焼室（１８）と、前記燃焼室により生成される燃
    焼ガスが通過するタービン（１４）と、前記タービンに
    より回転するファン（１６）とを有することを特徴とす
    る、請求項１に記載のシステム。
  3. 【請求項３】 前記パイプ（２０）が、前記エンジン
    （１）の圧縮機（２２）の最終段から送られる空気の約
    ２０％から４０％を導くことを特徴とする、請求項１ま
    たは２に記載のシステム。
  4. 【請求項４】 前記システムが、単一の推進アセンブリ
    （１２）に圧縮空気を供給する少なくとも２つのエンジ
    ン（１、１’）を有することを特徴とする、請求項１か
    ら３のいずれか一項に記載のシステム。
  5. 【請求項５】 前記システムが、２つの推進アセンブリ
    （１２、１２’）の１つが故障した時の安全性を高める
    ために、該２つの推進アセンブリ（１２、１２’）に個
    々に圧縮空気を供給する少なくとも２つのエンジン
    （１、１’）を有することを特徴とする、請求項１から
    ３のいずれか一項に記載のシステム。
  6. 【請求項６】 飛行機内での容積の占有の仕方を最適化
    するように、前記２つの推進アセンブリ（１２、１
    ２’）が、飛行機の主軸線に沿って互いに前後にずれて
    いることを特徴とする、請求項５に記載のシステム。
  7. 【請求項７】 前記推進アセンブリ（１２、１２’）
    が、飛行機の胴体に収納されており、離陸、着陸、およ
    び亜音速巡航飛行の間に、前記推進アセンブリ（１２、
    １２’）に空気を供給するために前記胴体にルーバー
    （２６）が設けられ、前記離陸、着陸、および亜音速巡
    航飛行段階の間に、推力発生ガスを排気するために格納
    式の排気ノズル（２８）が設けられることを特徴とす
    る、請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム。
JP2002170958A 2001-06-14 2002-06-12 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム Expired - Lifetime JP4034600B2 (ja)

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