JP2007218255A - 二重ターボファン・エンジン - Google Patents

Abstract

【課題】 可変サイクル・性能および効率、ならびに騒音減衰の改良された超音速航空機ターボファン・エンジンを提供する。
【解決手段】 ターボファン・エンジン（１０）は、タービン（２６、２４）にそれぞれ独立して連結された第１、第２ファン（１４、１６）を含む。第１バイパス管路（４６）は、コアエンジンを包囲して、第２ファン（１６）と連通するように配置されている。第２バイパス管路（４８）は、第１バイパス管路（４６）を包囲して、第１ファン（１４）と連通している。第１排気ノズル（６６）は、コアエンジンと第１バイパス管路（４６）の両方に連結されている。また、第２排気ノズル（６８）は、第２バイパス管路（４８）に連結されている。
【選択図】 図１

Description

本発明はガスタービンエンジン全般に関し、より詳細には、超音速で飛行する航空機に動力を与えるための可変サイクルエンジンに関する。

一般的な航空機のターボファン・ガスタービンエンジンは、低圧タービン（ＬＰＴ）により駆動される単段ファンを含む。ファンの後には多段軸流圧縮機が続き、燃焼器内で燃料と混合された空気をさらに圧縮して高温の燃焼ガスを発生させる。圧縮器に動力を与える高圧タービン（ＨＰＴ）内の燃焼ガスからエネルギーが抽出される。

ファンおよび圧縮器は、ＬＰＴおよびＨＰＴの対応するロータに、独立した駆動軸またはスプールによって連結されている。このようにして、ファンおよび圧縮器の操作線は、離陸、上昇、水平飛行、着陸進入、および滑走路への着陸を含む飛行エンベロープの種々の期間中、独立して制御することができる。

ターボファン・エンジンは２つの別個の構成で配置される。１構成は、高いバイパス比構成においてファンを包囲する短い管路またはナセルを含み、このバイパス構成は、ファンとコアエンジンの排気ノズルとを別々に有し、ファンにより圧縮された空気とコアエンジンで発生した燃焼ガスとを別々に放出する。

ターボファン・エンジンの第２の構成は、ファンを包囲して共通の排気ノズル内のエンジンの後方端部まで延びる長い管路またはナセルを含み、この排気ノズルは、圧縮ファン空気と燃焼排気ガスの両方を放出する。

両方の構成において、短いバイパス管路も長いバイパス管路もコアエンジンを包囲して、圧縮ファン空気の一部をコアエンジンの周りにバイパスまたは迂回させる。このコアエンジンは、その内部に限定的な流量能力を有する高圧圧縮器を含む。

短いナセル構成では、ファン・バイパス管路は相応に短く、独立したファンノズル内で終端する。

長い管路構成では、バイパス管路はファンからＬＰＴの下流に延びており、通常は、共通の排気ノズルに放出する前にバイパス空気を燃焼排気流れに再結合させる。

共通のターボファン航空機エンジンおよびその独立した２つのロータは、通常マッハ１より優に低い亜音速での航空機に動力を与えるように構成されている。

ところが、超音速の軍用機または民間航空機では、航空機をマッハ１より速い超音速まで加速してその超音速を長時間の水平飛行運転中に維持するのに必要な推進スラストの量を高めようとするため、ターボファン・エンジンの寸法、重量、および複雑性が実質的に増大する。持続する超音速水平飛行運転用に設計されている超音速ビジネスジェット機（ＳＳＢＪ）はさらに、商業的に実現可能なエンジン効率および排気騒音の調整許容レベルを必要とする。

超音速航空機における騒音発生は、種々の政府騒音条例（通常、空港のすぐ近傍では最も厳しい）に対処するための重要な設計問題である。

従って、先行技術には、特に超音速での航空機に動力を与えるように構成された可変サイクル・ターボファン・エンジンの種々の構成が豊富にある。これらの種々の可変サイクル・ターボファン・エンジンの寸法、重量、および複雑性は、その空力効率や運転中に発生する騒音レベルと共に劇的に変化している。超音速航空機エンジンの種々の部品の設計では、高い性能を得るために、相反する複数の設計目的のバランスを目指して相当の妥協がなされなければならない。

可変サイクルエンジンの１形態は、ＦＬＡＤＥ（「fan on blade（羽根上のファン）」の頭字語）を含む。ＦＬＡＤＥは、比較的大型のファン羽根を含むファンの特殊な形態であり、このファン羽根は半径方向外側先端延長部を有し、この延長部は部分スパン一体形側板により限定されている。ＦＬＡＤＥエーロフォイル、または側板上のファン羽根の外側部分は、空気力学的断面が、コアエンジンを包囲する対応する環状バイパス管路内を下流に流れる先端空気を効果的に圧縮するように特別に構成されている。その場合、このＦＬＡＤＥバイパス空気は、専用の排気ノズルを種々の形態で使用して、飛行エンベロープの所望の期間中、音響騒音を低減することができる。

ＦＬＡＤＥをターボファン・エンジンに組み込む際の重要な問題とは、これにより作動中に付加的な遠心力が発生し、この遠心力を、内側エーロフォイルおよび支持ロータディスクにより受容しなければならないことである。外側ＦＬＡＤＥエーロフォイルおよびその一体形内側側板は、ファンの回転動作中、大きな遠心荷重を生じる。従って、遠心荷重を好適な応力限界の範囲内で担持してファンの寿命を確保するには、内側エーロフォイルを厚くし支持ロータディスクを大型にする必要がある。

ファン・エーロフォイルを厚くするとエーロフォイルの空力効率および性能が減少し、これにより相応にエンジンの全体的効率が減少する。

従って、ＦＬＡＤＥは、より大型でファン圧力比の低いエンジンサイクルと同じ騒音レベルのターボファン・エンジンにおいて、ファン圧力比の高まった圧縮空気を音響ノズル用に提供するのに使用することができる。ＦＬＡＤＥ付き混合流ターボファン・エンジンは、亜音速の水平飛行構成では、ＦＬＡＤＥ付き可変サイクルエンジンに対して性能の改良を呈することができる（但し従来の混合流ターボファン・エンジンに対して優れた性能はほんの僅かである）。

ＦＬＡＤＥ付きエンジンは、ＦＬＡＤＥエーロフォイルからの遠心荷重が増加し、その受容のためにエンジンの重量が相応に増加するという相当な犠牲を払って、単位気流当たり増大したスラストの恩恵を享受することができ、同様に、ＦＬＡＤＥの下の支持ファン・エーロフォイルを厚くしたことに起因する空気力学的性能の不利益も受ける。

さらにターボファン・エンジンへのＦＬＡＤＥの導入は、通常、ＦＬＡＤＥ付きファン段の前に入口案内翼（ＩＧＶ）を含み、同様に、ＦＬＡＤＥ付き段の後に出口案内翼（ＯＧＶ）を含む。これらの案内翼は、空力効率を増大するのに使用されるが、エンジンの長さを相応に増大し、重量および複雑性を相応に増大しなければならない。

次に、実用的な超音速航空機エンジンを構成する際、エンジン設計者に直面するジレンマは、ふつう相互に関連するターボファン・エンジンの種々の部品の空気力学的構成、機械的強度、排気騒音、寸法、重量、および複雑性の間の微妙なバランスである。
米国特許第２，８４６，８４３号公報 米国特許第３，２９６，８００号公報 米国特許第３，３８２，６７０号公報 米国特許第３，６７７，０１２号公報 米国特許第３，７２９，９５７号公報 米国特許第３，８３０，０５６号公報 米国特許第３，９３８，３２８号公報 米国特許第４，０４３，１２１号公報 米国特許第４，０５２，８４７号公報 米国特許第４，０５４，０３０号公報 米国特許第４，０５５，０４２号公報 米国特許第４，０６０，９８１号公報 米国特許第４，０６４，６９２号公報 米国特許第４，０６８，４７１号公報 米国特許第４，０６９，６６１号公報 米国特許第４，０７２，００８号公報 米国特許第４，０８０，７８５号公報 米国特許出願第１１／１６９３７７号明細書

従って、性能および効率、ならびに騒音減衰の改良された超音速航空機ターボファン・エンジンを提供することが所望される。

可変サイクル・ターボファン・エンジンは、タービンにそれぞれ独立して連結された第１、第２ファンを含む。第１バイパス管路は、コアエンジンを包囲して、第２ファンと連通するように配置されている。第２バイパス管路は、第１バイパス管路を包囲して、第１ファンと連通している。第１排気ノズルは、コアエンジンと第１バイパス管路の両方に連結されている。また、第２排気ノズルは、第２バイパス管路に連結されている。

好ましい例示的な実施形態により、本発明を、そのさらなる目的および利点と共に、以下の詳細な説明において、添付の図面と合わせてより具体的に説明する。

図１に略示するのは、亜音速から超音速までマッハ１を超える飛行速度で飛行中の航空機（図示せず）に動力を与えるように構成された可変サイクル・ターボファン・ガスタービンエンジン１０である。ターボファン・エンジン１０は、長手方向または軸線方向中心軸線１２の周りで軸対称であり、航空機のウィングまたは機体に適宜好適に装着することができる。

エンジン１０は、第１ファン１４と、第２ファン１６と、高圧圧縮器１８と、燃焼器２０と、第１または高圧タービン（ＨＰＴ）２２と、第２または中圧タービン（ＩＰＴ）２４と、第３または低圧タービン（ＬＰＴ）２６と、排気管路２８とを含み、これらは、中心軸線１２に沿って同軸に直列連通するように配置されている。

周囲空気３０が、その取入れ口からエンジンに入り、続いてファンおよび圧縮器により圧縮され、燃焼器２０内で燃料と混合されて高温の燃焼ガス３２を発生させる。３つのタービン内では燃焼ガスからエネルギーが抽出され、ファンおよび圧縮器に動力を与え、燃焼ガスは排気管路２８から放出される。

第１ファン１４は、第１スプールまたは駆動軸３４に連結されている。第２ファン１６は、第２スプールまたは駆動軸３６により第２タービン２４に連結されている。そして、圧縮器１８は、第３スプールまたは駆動軸３８により第１タービン２２に連結されている。これら３つの駆動軸は相互に同軸であり同心である。

第１環状ケーシング４０は、圧縮器１８と燃焼器２０とＨＰＴ２２とを含むコアエンジンを包囲しており、第２タービン２４および第３タービン２６を越えて後方へと延びている。第２環状ケーシング４２は第１ケーシング４０から半径方向外側へ、あるいはこれと同心で外側寄りに離間している。第３環状ケーシング４４は、第２ケーシング４２から半径方向で外側寄りにこれと同心で離間している。

第１ケーシング４０および第２ケーシング４２は、半径方向でそれらの間に環状内側または第１バイパス管路４６を限定し、この第１バイパス管路は、第２ファン１６と連通する圧縮器１８を含むコアエンジンを同軸に包囲して、この第２ファンから圧縮空気３０の一部を受ける。第１バイパス管路４６は、第２ファン１６の後方にあるその前方入口端部からの長さ部分においてコアエンジンの周りを軸線方向に延びており、その後方端部はコアエンジンとの共通の排気管路２８内で終端している。従って、コアエンジンをバイパスしている。

第２ケーシング４２および第３ケーシング４４は、半径方向でそれらの間に環状外側または第２バイパス管路４８を限定し、この第２バイパス管路は、第２ファン１６と、内側バイパス管路４６とを同軸に包囲して、第１ファン１４の半径方向外側先端と連通している。外側バイパス管路４８は、第１ファン１４の直後にあるその入口端部から、コアエンジンおよび第３タービン２６の軸線方向後方で内側バイパス管路４６の後方端部に配置されたその出口端部までの長さ部分において、軸線方向に延びている。

これらのバイパス管路４６、４８は、相互に同心であり、上流のファンから管路構成の長さでエンジンの軸線方向長さの大部分にわたって延びており、内側コアエンジンを、２つのファンからの２つの同心気流流れとバイパスする。

具体的には、第１ファン１４は、直径が大きく、直径の小さい第２ファン１６の半径方向スパンおよびその直後に配置された第１バイパス管路４６を越えて半径方向外側へ延びており、また第２バイパス管路４８の入口端部の半径方向スパンを越えて半径方向外側へさらに延びており、第１ファンを包囲する第３ケーシング４４の内側表面のすぐ下で、小さい半径方向間隔または空隙を保って終端する。

これに相応して、直径の小さい第２ファン１６は、圧縮器１８へ通じるコアエンジンの入口端部と第１バイパス管路４６の入口端部の両方を越えて半径方向外側へ延びており、これを包囲する第２ケーシング４２の入口端部の内側で小さい隙間または空隙を保って終端する。

固定された出口案内翼（ＯＧＶ）５０の列が、これと概ね軸線方向で整列した、第２ファン１６の半径方向外側寄りの第２バイパス管路４８の入口端部内に、同軸に配置されている。ＯＧＶ５０は、第１ファン１４の半径方向外側先端部分から放出された圧縮空気３０の渦を除去するための好適なエーロフォイル構成を有する。

第１ファン１４は、大型の第１ファン動翼５２の単一のみの段または列を含み、この第１ファン動翼は、第１支持ロータディスク５４から半径方向外側へ延びている。第２ファン１６は、好ましくは、小型の第２ファン動翼５６の単段または列であり、この第２ファン動翼は、第２支持ロータディスク５８から半径方向外側へ延びており、軸線方向では第１ファン羽根５２と第１バイパス管路４６との間に配置されている。

第１ディスク５４は第１シャフト３４にしっかりと連結されており、第２ディスク５８は第２シャフト３６にしっかりと連結されている。このようにして、大型の単段の第１ファン１４に小型の単段の第２ファン１６がすぐ続いて連通し、これらのファンは第３タービン２６および第２タービン２４にそれぞれ独立して連結されてこれによって駆動される。

第１ファン羽根５２は、各羽根の根元から先端まで比較的平滑な概ね凹形の圧力側と反対側の概ね凸形の負圧側とを有する好適なエーロフォイル構成を有し、任意の一体形の先端または中間スパン側板が欠如していることを特徴としている。このようにして、支持ロータディスク５４により担持されねばならない遠心荷重を低減しつつ、第１ファン羽根を比較的薄くしてファン段の空気力学的性能を最大にすることができる。

これに相応して、小さい方の第２ファン羽根５６も、根元から先端まで平滑に延びる概ね凹形の圧力側と反対側の概ね凸形の負圧側とを用いて好適に構成される。第２ファン羽根５６は、その空力効率を最大にするように、エーロフォイル断面において好適に構成されており、相応に薄い区域は、支持ディスク５８により担持される重量と遠心荷重とが低減されている。第２羽根５６は、第１羽根５２と同様に、任意の一体形の先端または中間スパン側板がないことを特徴としている。

従って、個々のファン羽根５２、５６は、相応するディスク５４、５８により担持される羽根の重量と遠心荷重とを最小にしつつ、その空気力学的性能は最大にして従来通り設計することができる。

これに相応して、高圧圧縮器１８は、通常の多段軸流圧縮機構成において、その空気力学的性能を最大にするように従来通り構成することができる。この構成は静翼の幾つかの列を含み、この静翼は、ＨＰＴ２２により駆動されるよう第３シャフト３８に共通して連結された圧縮器の動翼の相応する列と協働する。

ＨＰＴ２２は、環状燃焼器２０の出口端部に固定子ノズルを含む単段タービンであり、単一列のタービン動翼が支持ロータディスクから半径方向外側へ延びており、この支持ロータディスクは、第３シャフト３８にしっかりと連結されて圧縮器が駆動される。

ＩＰＴ２４も、単一列のタービン動翼と協働する相応する固定子ノズルを有する単段タービンであり、このタービン動翼は支持ロータディスクから半径方向外側へ延びており、この支持ロータディスクは、第２シャフト３６にしっかりと連結されて第２ファン１６が駆動される。

ＬＰＴ２６は、通常、相応する固定子ノズルと、これと協働するタービン動翼の列とを備えた多数の段を含み、このタービン動翼は相応するロータディスクから半径方向外側へ延びており、このロータディスクは、第１シャフト３４にしっかりと連結されて上流側の第１ファン１４が駆動される。

３つの同心駆動軸またはスプール３４、３６、３８は、エンジンの前方端部にファン架枠６０と、エンジンの後方端部に後部架枠６２とを含む幾つかの架枠に好適に装着されている。架枠は環状であり、相応する構造的ハブを含み、このハブは、種々の軸受を好適に支持し、独立した同心回転のためにエンジン内で３つのシャフトを回転可能に装着している。

環状ファン架枠６０は、軸線方向で第２ファン１６と圧縮器１８との間に配置されているとともにファン支柱６４の列を含み、このファン支柱は、中央のハブから第１バイパス管路４６と第２バイパス管路４８の両方を通ってそれらの入口端部付近でＯＧＶ５０の直後に半径方向外側へ延びている。後部架枠６２は、排気管路２８の前方端部を通り半径方向に延びる相応する支柱の列を含み、駆動軸の後方端部を支持する。

排気管路２８は、コアエンジンと第１バイパス管路４６の両方と連通するように連結された主要または第１排気ノズル６６を含み、そこから排気を放出する。第１バイパス管路４６の出口端部は、排気管路２８と連通するように配置されており、この排気管路は、第１バイパス管路からのファン・バイパス流れを受け、次にこの流れが、第３タービン２６から放出された燃焼ガスと混合される。

第２バイパス管路４８は、その出口が補助的または第２排気ノズル６８と連通するように配置されており、この第２排気ノズルは好ましくは第１排気ノズル６６と同心である。エンジン作動中に排気騒音を低減する好ましい実施形態では、次に、第２バイパス管路４８を通って運ばれる空気の外側バイパス流れを、第２ノズル６８から選択的に放出することができる。

第１排気ノズル６６および第２排気ノズル６８は、従来の任意の構成を有することができ、１実施形態において、可変断面積が操作されるように従来通り構成される。２つのノズルは、ディジタルコンピュータの形態のエンジン制御器７０に好適に連結された相応するアクチュエータを有し、このエンジン制御器は、航空機のその運転サイクルおよび飛行エンベロープの間、エンジンの効率的運転の必要に応じてその放出流量範囲を好適に調整する。

図１に示す例示的な実施形態において、第２排気ノズル６８は、第１排気ノズル６６の内側で同心に配置されており、代替の実施形態では、第２排気ノズルは、主要ノズル６６の外側に配置することができる。

例えば、従来の中央錐体または楔７２を、排気ノズル２８の後方端部の内側に同軸に配置して主要排気ノズル６６を限定することができる。主要ノズル６６を通る放出流量範囲の変更を所望する場合、楔７２を、排気管路２８の内側で軸線方向に好適に並行移動させることができる。

通常の先細・末広型超音速排気ノズルにおいて、楔７２は、後部方向で直径を最大直径の山へと増加させて末広となり、先細管路が排気管路２８の内側の、象徴的にＡ８と指定される最小流量範囲の喉状部で終端するように限定することができる。次に、楔は山から後方へ先細となって直径が減少し、出口流量範囲の増大した、象徴的にＡ９と指定される主要ノズルで終端する末広管路を限定する。

補助的な排気ノズル６８は、主要ノズル６６の後方端部の内側に好適に装着することができる。これに相応して、中空の流れ反転支柱７４の列が、第２バイパス管路４８の出口端部と排気楔７２の前方または入口端部との間を連通するように配置されている。

反転支柱７４は相応する導管を実現し、外側バイパス流れを、外側管路４８から半径方向で内側に内側管路４６の後方端部を通して、および排気管路２８の前方端部を通して楔７２へと運ぶ。第２排気ノズル６８は、楔７２の内側で反転支柱７４と連通するように好適に配置されており、所望する場合、排気楔から外側バイパス流れを選択的に放出する。

第２排気ノズル６８のこの構成において、楔の内側に環状リング弁を好適に装着し、その中で軸線方向に並行移動することができる。圧縮された外側バイパス流れを主要ノズル６６から主要排気流れへと放出して排気騒音を低減することを所望する場合、第２ノズル６８は開放することができる。

したがって、第２ノズル６８は音響ノズルとして構成されて、圧縮ファン空気を主要排気へと噴射してこれと混合し、その速度を低減して騒音を減衰する。騒音減衰またはエンジンの性能の制御がもはや不要であるとき、第２ノズル６８は部分的にまたは完全に好適に閉鎖することができる。

第１バイパス管路４６の後方端部に可変断面積バイパス・インジェクタ（ＶＡＢＩ）７６を導入することにより、可変断面積ノズル６６、６８の性能を補うことができる。ＶＡＢＩ７６は、フラップまたはリング弁を含む従来の任意の構成を有して、内側バイパス管路４６から共通の排気管路２８への内側バイパス流れの放出を制御することができる。

このようにして、エンジン制御器７０が可変排気ノズル６６、６８およびＶＡＢＩ７６の作動を制御し調節するので、その運転サイクル中、エンジンの性能および効率を最大にすることができる。これには、第１ファン１４および第２ファン１６が運転中に気流を圧縮する際のこれらのファンの操作線の独立した同時制御を含む。このことは、二重バイパスファンに関連するバイパス比およびストールマージンを含む。

図１および図２に示す好ましい実施形態において、第１ファン１４および第２ファン１６は、それらのそれぞれのファン羽根５２、５６が正反対のエーロフォイル構成を有し、第３タービン２６および第２タービン２４によりそれぞれ動力を与えられると逆回転で駆動される。具体的には、ファン羽根５２、５６の相応する概ね凹形の圧力側は周方向で反対方向に向いているので、同じく周方向で反対方向のエーロフォイル構成を有する相応するタービン２６、２４の動翼により駆動されると逆回転する。

ファン羽根５２、５６の２段が逆回転に作動することにより、外部からの段および部品を排除しつつ空気力学的性能および効率が改良される。例えば大型の単段の第１ファン１４に小型の単段の第２ファン１６が連通するように直接続き、これらのファンは、そのそれぞれのタービン２６、２４に独立して連結されて逆回転する。

ファンＯＧＶ５０の列は、第１ファン羽根５２の半径方向外側先端部と直接連通し、外側バイパス管路４８への圧縮ファン空気の渦を除去する。

そして、ＯＧＶ５０にはファン支柱６４および外側バイパス管路４８の外側部分が直接続き、第２ファン羽根５６には内側バイパス管路４６内で同じ支柱の内側部分が直接続く。

従って、２つのファン１４、１６の間に入口案内翼（ＩＧＶ）は必要ではなく、従って、特にそれ用の作動システムを排除することにより、エンジンの軸線方向長さを相応に低減し、重量を低減し、複雑性を低減することができる。

さらに、第２ファン１６とファン支柱６４との間の相応するＯＧＶを排除すれば、性能を増大しつつエンジン長さおよび重量をさらに低減することができる。

図１に示す、３スプール・独立型可変二重バイパス・ターボファン・エンジンを使用して、その機械的複雑化および限定なしにＦＬＡＤＥ可変サイクルエンジンに関連する利益を得ることができる。図１に示すエンジンは、ＦＬＡＤＥ側板付きファン羽根を使用する代わりに、中でＦＬＡＤＥと一体化していない大型または特大の第１段ファン１４を含む。従って、第１ファン羽根５２は、空力効率および強度を最適化することができるとともに、遠心荷重が支持ロータディスク５４により担持される比較的薄い横向きの区域を有することができる。

小さい方の第２段ファン５６も、中にＦＬＡＤＥなしで構成され、従って、第２ファン羽根５６は空力効率および強度が最適化され、遠心荷重が支持ロータディスク５８により効果的に担持される比較的薄い横向きの区域を有する。

２つのファン段と協働する二重バイパス管路４６、４８を導入すれば、機械的限界なしに従来のＦＬＡＤＥ設計の恩恵が享受される。大型の第１段のファン羽根５２は入来する空気３０を圧縮し、その外側部分はＯＧＶ５０を通り外側バイパス管路４８へと直接運ばれる。第１ファン１４からの圧縮空気の内側部分は、第２段ファン１６に直接結合する。

空気は第２ファン羽根５６内でさらに圧縮され、その半径方向外側部分は内側バイパス管路４６を通して運ばれ、第２段ファン１６からの空気の中心部分は高圧圧縮器１８の入口へと運ばれる。

２つのファン１４、１６からの先端気流流れはいずれも、二重バイパス管路４６、４８を通ってコアエンジンをバイパスする。内側管路４６からの内側バイパス流れは、共通の排気管路２８へと独立して放出される。外側管路４８内の外側バイパス流れは、後方支柱７４から反転し、エンジン騒音の低減を所望する場合、第２音響ノズル６８を通して選択的に放出される。

断面の速度が反転する音響ノズル６８の供給に使用するため、あるいは可変サイクルエンジンにおけるその他の任意の好適な目的には、ＦＬＡＤＥのない二重バイパス・ターボファン・エンジンは、比較的低圧で低温の外側バイパス流れを生成する。低温の外側バイパス流れは、例えば、排気ノズルの冷却、または排気流れの周りに流体遮蔽体を提供するのに使用することができる。

エンジンからＦＬＡＤＥを排除することにより、より厚いエーロフォイルに関連する、ＦＬＡＤＥ付きの設計の空気力学的不利益、流路の制約、段間漏出、およびＦＬＡＤＥ設計に関連する先端速度の制約が相応に除去される。

従って、ＦＬＡＤＥのない２つのファン段は、エーロフォイル設計およびより高いファン効率を最適化することができ、特定の燃料消費が相応に改良される。

ＦＬＡＤＥのないターボファンの逆回転構成により、ファン段内の固定子エーロフォイルの幾つかの列を除去することができ、これによりエンジンの長さおよび重量が相応に減少する。逆回転を使用すれば、逆回転で作動する第２タービン２４と第３タービン２６との間のタービンノズルを排除することもできる。

さらに、大型の第１ファン１４は、その独自の絞り領域に晒され、または音響ノズル６８内で終端する外側バイパス管路４８内の背圧に晒され、これにより、第１段ファン１４および第２段ファン１６の操作線を独立して制御することが相応に可能となる。内側バイパス管路４６は第２ファン１６に直接結合され、そのバイパス流れを、第２排気ノズル６８と平行に流れさせて第１排気ノズル６６から独立して放出する。

ファン段を独立して制御することにより、所望する場合、２つのノズル６６、６８内の可変断面積を相応に制御して、飛行中のファンの性能を最適化することができる。

上記で開示したＦＬＡＤＥのない二重バイパス・ターボファンの利益を組み合わせると、ＦＬＡＤＥ付き設計を含む従来の可変サイクルエンジンに対して超音速輸送航空機またはビジネスジェット機の領域を著しく増大する可能性が得られる。予備的なエンジンサイクルおよび空気力学的分析は、ＦＬＡＤＥ構成を有する通常の可変または適応サイクルエンジンに対して、上記で開示した二重バイパス・ターボファン・エンジンが特定の燃料消費を１パーセント改良し、重量を潜在的に何百ポンドも低減することを予測している。

特に超音速航空機の推進用に構成された可変サイクルエンジンが種々の構成を有することから、上記で開示したＦＬＡＤＥのない二重バイパス設計は、知られている従来の可変サイクルエンジンを補足するよう適宜修正することができる。可変サイクルエンジンにおける排気ノズルは、上記で開示した、相応するファン段に直接結合されている外側および内側バイパス管路からの独立したバイパス流れと共に役立てるのに使用できる様々な構成を有する。

本明細書において、好ましいと見なされるもの、および本発明の例示的な実施形態を説明したが、当業者には本明細書の教示から本発明の他の変更が明らかとなろう。従って、本発明の真なる精神および範囲内に含まれるような全ての変更が添付の特許請求の範囲において保証されることが望まれる。

従って、本発明は、特許請求の範囲において定義し区別するように特許により保護されることが望まれる。

超音速の可変サイクル・ターボファン航空機エンジンの軸線方向略図である。 図１で示す、概ね線２‐２に沿って切り取ったエンジンの一部の平面図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ 中心軸線
１４ 第１ファン
１６ 第２ファン
１８ 圧縮器
２０ 燃焼器
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２４ 中圧タービン（ＩＰＴ）
２６ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２８ 排気管路
３０ 空気
３２ 燃焼ガス
３４ 第１駆動軸
３６ 第２駆動軸
３８ 第３駆動軸
４０ 第１ケーシング
４２ 第２ケーシング
４４ 第３ケーシング
４６ 第１バイパス管路
４８ 第２バイパス管路
５０ 出口案内翼（ＯＧＶ）
５２ 第１ファン羽根
５４ 第１ロータディスク
５６ 第２ファン羽根
５８ 第２ロータディスク
６０ ファン架枠
６２ 後部架枠
６４ ファン支柱
６６ 第１排気ノズル
６８ 第２排気ノズル
７０ エンジン制御器
７２ 楔
７４ 反転支柱
７６ 可変バイパス・インジェクタ（ＶＡＢＩ）

Claims (10)

1. 可変サイクル・ターボファン・エンジン（１０）において、
   小型である単段の第２ファン（１６）に連通するように直接続く、大型である単段の第１ファン（１４）であって、第１および第２ファンが、それぞれ独立してタービン（２６、２４）に連結されている第１ファン（１４）と、
   圧縮器（１８）と燃焼器（２０）と前記圧縮器（１８）に連結されたタービン（２２）とを含むコアエンジンを包囲する第１バイパス管路（４６）であって、前記第２ファン（１６）と連通するように配置されている第１バイパス管路（４６）と、
   前記第１バイパス管路（４６）を包囲する第２バイパス管路（４８）であって、前記第１ファン（１４）と連通するように配置されている第２バイパス管路（４８）と、
   前記コアエンジンと前記第１バイパス管路（４６）の両方と連通するように連結された第１排気ノズル（６６）と、
   前記第２バイパス管路（４８）と連通するように連結された第２排気ノズル（６８）と
   を有するエンジン。
2. 前記第２バイパス管路（４８）の入口端部内で前記第２ファン（１６）の外側寄りに前記第１ファン（１４）と直接連通するように配置された出口案内翼（５０）の列をさらに有する、請求項１記載のエンジン。
3. 前記第２ファン（１６）と圧縮器（１８）との間に配置されたファン架枠（６０）をさらに有し、前記出口案内翼（５０）の後方で前記第１、第２バイパス管路（４６、４８）を通って半径方向外側へ延びている支柱（６４）の列を含む、請求項２記載のエンジン。
4. 前記第１、第２ファン（１４、１６）が、正反対のエーロフォイル構成を有して、前記相応するタービン（２６、２４）により駆動されると逆回転する、請求項３記載のエンジン。
5. 前記圧縮器（１８）を包囲する第１ケーシング（４０）と、
   前記第１ケーシング（４０）から外側寄りに離間して前記第１バイパス管路（４６）を限定する第２ケーシング（４２）と、
   前記第２ケーシング（４２）から外側寄りに離間して前記第２バイパス管路（４８）を限定する第３ケーシング（４４）と
   をさらに有するエンジンであって、
   前記第２ファン（１６）が、半径方向外側に前記第１バイパス管路（４６）を越えて前記第２ケーシング（４２）まで延びており、
   前記第１ファン（１４）が、半径方向外側に前記第２バイパス管路（４８）を越えて前記第３ケーシング（４４）まで延びている、請求項４記載のエンジン。
6. 前記第１ファン（１４）が、第１スプール（３４）によって第３タービン（２６）に連結されており、
   前記第２ファン（１６）が、第２スプール（３６）によって前記第３タービン（２６）の前方の第２タービン（２４）に独立して連結されており、
   前記圧縮器（１８）が、第３スプール（３８）によって前記第２タービン（２４）の前方の第１タービン（２２）に独立して連結されており、
   前記第１、第２排気ノズル（６６、６８）が、それぞれ前記第１、第２バイパス管路（４６、４８）と独立して連通するように配置されて、前記第１、第２ファン（１４、１６）の操作線を独立して制御する、請求項５記載のエンジン。
7. 前記第１、第２排気ノズル（６６、６８）が可変断面積用に構成されている、請求項６記載のエンジン。
8. 前記第２排気ノズル（６８）が前記第１排気ノズル（６６）の内側でこれと同心に配置されている、請求項６記載のエンジン。
9. 前記第１排気ノズル（６６）の内側でこれと同軸に配置された中央の楔（７２）と、
   前記第２バイパス管路（４８）と前記楔（７２）との間を連通するように配置された流れ反転支柱（７４）の列と
   をさらに有するエンジンであって、
   前記第２排気ノズル（６８）が、前記楔（７２）の内側で前記反転支柱（７４）と連通するように配置されている、
   請求項６記載のエンジン。
10. 前記第１バイパス管路（４６）の後方端部に配置されて前記第１排気ノズル（６６）へのバイパス流れを制御する可変断面積バイパス・インジェクタ（７６）をさらに有する、請求項６記載のエンジン。

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