JP2009002336A

JP2009002336A - 推進システムのための推力発生器

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Publication number: JP2009002336A
Application number: JP2008154790A
Authority: JP
Inventors: Andrei T Evulet; アンドレイ・トリスタン・エヴュレット; Ludwig Christian Haber; ルドウィグ・クルスティアン・ハバー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-06-20
Filing date: 2008-06-13
Publication date: 2009-01-08
Also published as: DE102008002896A1; CN101327844B; CH704302B1; CN101327844A; US20080315042A1

Abstract

【課題】推力発生器（１２）を提供する。
【解決手段】推力発生器（１２）は、該推力発生器（１２）内部に空気（８０）を導入するように構成された空気吸入口（７８）と、ガス発生器（３０）から排出ガス（６４）を受けかつ該排出ガス（６４）をコアンダプロファイル（７４）上に供給するように構成されたプレナム（７２）とを含み、コアンダプロファイル（７４）は、該プロファイル（７４）への排出ガス（６４）の付着を促進して、境界層（１０６）を形成しかつ空気吸入口（７８）からの流入空気（８０）を同伴して推力を発生するように構成される。
【選択図】図５

Description

本発明は、総括的には推進システムに関し、より具体的には、推進システムの効率を高めるための推力発生器に関する。

様々な推進システムが知られており、また使用されている。例えば、ターボジェットエンジンによって動力供給されるジェット機では、空気は、吸入口から流入した後に回転圧縮機によってさらに高い圧力に加圧される。加圧空気は、燃焼器に送られ、燃焼器において燃料と混合されかつ燃焼される。次に高温燃焼ガスがタービンに流入し、タービンにおいて動力が抽出されて圧縮機を駆動する。ターボジェットでは、タービンからの排出ガスは、ノズルを通して加速されて推力を供給する。

さらに、排出ガス流は、推進ノズルを通して大気圧まで膨張し、該推進ノズルにより、ジェット機を駆動するための正味推力が生成される。一般的に、ターボジェットエンジンでは、推進ノズルは、チョーク状態に閉鎖している。従って、推力を増大させる唯一の方法は、排出ガス流の熱力学的可用性を増大させることであるので、かかるエンジンの推進効率は制限される。

その他の一部の推進システムでは、ターボファンエンジンが使用されている。一般的に、ターボファンエンジンは、ターボジェットの基本コアと共に付加的タービン段を含み、これら付加的タービン段は、排出ガスから動力を抽出して大型のファンを駆動するために使用され、この大型ファンは、周囲空気を加速かつ加圧しまた該周囲空気をそれ自身のノズルを通して加速する。ターボファンエンジン内の圧縮機、燃焼器及び高圧タービンは、ターボジェットエンジン内で使用されているものと同一であり、一般にエンジンコア又はガス発生器と呼ばれている。しかし、かかるシステムは、ファンのような可動部品と低圧タービンによって駆動される第２のシャフトとを必要とする。ナセル寸法及びファン寸法のようなパラメータには一定の実際的限度があるので、これらの装置の推進効率は限定されており、また異物（ＦＯＢ）によるエンジン損傷を受け易い。
米国特許第６１７９２２５号明細書米国特許第６１８２４４０号明細書米国特許第６２５３５４０号明細書米国特許第６２９５８０５号明細書米国特許第６２９８６５８号明細書米国特許第６３４５９３５号明細書米国特許第６３６０５２８号明細書米国特許第６５６８１７１号明細書米国特許第６６１２１０６号明細書米国特許第６７４２７２１号明細書米国特許第６７８６０３７号明細書米国特許第６８０４９４８号明細書米国特許第６８３７０３８号明細書米国特許第６８５４２６０号明細書米国特許第６９６２０４４号明細書米国特許第６９９６９７３号明細書米国特許第７０１７３３２号明細書米国特許第７０４３８９８号明細書

従って、高い推進効率及び低い燃料消費率を有する推進システムに対する必要性が存在する。さらに、現存推進システムと一体に統合してかかるシステムの推進効率を高めるようにすることができる装置を提供することは、望ましいと言える。

簡潔に述べると、一実施形態では、推力発生器を提供する。本推力発生器は、該推力発生器内に空気を導入するように構成された空気吸入口と、ガス発生器から排出ガスを受けかつ該排出ガスをコアンダプロファイル上に供給するように構成されたプレナムとを含み、コアンダプロファイルは、該プロファイルへの排出ガスの付着を促進して、境界層を形成しかつ空気吸入口からの流入空気を同伴して推力を発生するように構成される。

別の実施形態では、航空機を提供する。本航空機は、航空機フレームと、航空機フレームに結合されかつ排出ガスを発生するように構成されたガス発生器とを含む。本航空機はまた、航空機フレームに結合されかつガス発生器から排出ガスを受けまた航空機を駆動するための推力を発生するように構成された複数の推力発生器を含み、複数の推力発生器の各々は、コアンダプロファイルを有する該推力発生器の少なくとも１つの表面を含み、コアンダプロファイルが、該プロファイルへの排出ガスの付着を促進して、境界層を形成しかつ空気吸入口からの流入空気を同伴して高い流量及び速度の空気流を発生するように構成される。

別の実施形態では、推力を発生する方法を提供する。本方法は、ガス発生器からの排出ガスを推力発生器のコアンダプロファイル上に導入して境界層を形成するステップと、境界層により空気を同伴して、吸入及び排出空気流束間の運動量の差により推力を発生するステップとを含む。

別の実施形態では、航空機の推進効率を高める方法を提供する。本方法は、航空機のガス発生器に少なくとも１つの推力発生器を結合するステップを含み、少なくとも１つの推力発生器は、ガス発生器からの排出ガスをコアンダプロファイル上に向けて境界層を形成させかつ次に該後境界層により流入空気を同伴させることによって推力を発生するように構成される。

本発明のそれらの及びその他の特徴、態様及び利点は、図面全体を通して同じ符号が同様な部分を表している添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むことにより、一層良く理解されようになるであろう。

以下に詳細に説明するように、本技術の実施形態は、ターボジェットエンジンによって動力供給されるジェット機のような推進システムの効率を高めるように機能する。具体的には、本技術は、作動流体と周囲空気との組合せを利用して推進システムを駆動するための推力を発生させて、かかるシステムの効率を高めかつ燃料消費率を低下させる。次に図面に移りかつ最初に図１を参照すると、ここには、符号１２で表したような複数の推力発生器を有する航空機１０を示している。航空機１０は、航空機フレーム１４と該航空機フレーム１４に結合されたガス発生器１６とを含む。この例示的な実施形態では、ガス発生器１６には、排出ガスを発生するように構成されたジェットエンジンが含まれる。図示するように、航空機１０は、該航空機１０の翼１８上に配置された２つのジェットエンジン１６を含む。しかし、利用するガス発生器つまりジェットエンジン１６の数を増減して、航空機１０を駆動しかつ排出ガスを発生させるようにすることもできる。

推力発生器１２は、翼１８に結合するか又は該翼１８と一体に統合し、かつガス発生器１６から排出ガスを受けて航空機１０を駆動するための推力を発生するように構成される。この例示的な実施形態では、航空機１０は、４つの推力発生器１２を含み、翼１８の各々上には、２つの推力発生器１２が配置される。ただし、推力発生器の数を増減してもよい。航空機１０のための複数の推力発生器１２は、単一のガス発生源１６により排出ガスを受ける様々な寸法を有することができることに注目されたい。さらに、特定の実施形態では、航空機１０の胴体上に、複数の推力発生器１２を配置することができる。推力発生器１２の各々は、ガス発生器１６からの排出ガスを利用するように構成されており、以下により詳細に説明するコアンダプロファイルを使用して、流入空気を同伴して高速流を発生する。本明細書で使用する場合に、「コアンダプロファイル」という用語は、隣接する表面に対する流体の流れの付着を促進し、かつたとえその表面が元の流体運動方向から離れる方向に湾曲している場合であっても、付着状態を維持するように構成されたプロファイルを意味する。

図２は、図１の航空機１０のガス発生器１６の例示的な構成３０を示す概略図である。ガスタービン３０は、周囲空気を加圧するように構成された圧縮機３２を含む。燃焼器３４が、圧縮機３２と流れ連通状態になっており、燃焼器３４は、圧縮機３２から加圧空気を受けかつ燃料流を燃焼させて、燃焼器流出ガス流を発生させるように構成される。それに加えて、ガスタービン３０は、燃焼器３４の下流に設置されたタービン３６を含む。タービン３６は、燃焼器流出ガス流を膨張させて、外部負荷を駆動するように構成される。図示した実施形態では、圧縮機３２は、タービン３６により生成された動力によってシャフト３８を介して駆動される。さらに、ターボファンのような通常のガスタービンでは、タービン３６からの排出ガスの高速ジェットが、推進ノズル４０を通して大気圧まで膨張し、推進ノズル４０は、ジェットの方向と方向が反対になった正味推力を生成する。

この例示的な実施形態では、燃料流及び空気は、燃焼器３４内で所望の温度及び圧力で燃焼すると、排出ガスを発生する。ガス発生器３０の圧縮機３２を駆動するために動力を抽出した後に、発生排出ガスは次に、推力発生器１２（図１参照）に向かって導かれる。推力発生器１２は、成長する境界層を形成しかつ付加的な空気流を同伴するように構成される。この例示的な実施形態では、同伴された新鮮な空気の小部分は、推力発生器１２の収束区域内の短い距離にわたる壁面において急速同伴及び排出ガスとの混合によって排出ガスと急速に混合して、高エネルギーの成長する希釈排出ガス／新鮮な空気境界層を形成する。これは、円周部の周りの幾つかの個別のスロットを通しての排出ガスの導入によるものであり、この排出ガスの導入が、スロット間での新鮮な空気の同伴を可能にする。さらに、同伴空気の別の部分は、混合空気及び排出ガスの成長境界層との間に剪断層を形成して、推力発生器１２の収束セクションにおいて空気をさらに加速しかつ境界層と流入空気との更なる混合を促進して、推力発生器１２の下流セクションにおいて高速空気流を発生させる。さらに、推力発生器１２の下流セクションは、吸入同伴空気と高速混合ガスとの間での速度の差により推力を発生させる。それに加えて、同伴は、コアンダプロファイルの周りで駆動排出ガスを方向転換させることによって発生する半径方向静圧勾配の作用によって増幅される。１つの例示的な実施形態では、下流セクションは、発散セクションを含む。

従って、推力発生器１２のコア内に同伴される空気は、航空機１０の離陸状態においてはより低速であるが飛行中においては遙かに高い速度であり、駆動排出ガスによる同伴及び該駆動排出ガスからの運動量の移行を非常に効率的にし、
また航空機の速度と現れるジェット速度との差を比較的小さくする。これにより、推力発生器１２におけるより高い推進効率が得られる。上述した推力発生器１２は、排出ガスによる空気の同伴を促進する。特定の実施形態では、推力発生器１２によって同伴される質量と排出ガスの質量との比は、約５〜約１５である。推力発生器１２の作動については、以下に詳細に説明する。

特定の実施形態では、排出ガスの一部分は、推進ノズル４０（図２参照）を通して膨張して推力を発生し、また排出ガスの残余部分は、推力発生器１２に導かれて付加的な推力を供給する。それに代えて、複数の推力発生器１２は、ガス発生器３０からの排出ガスによって、航空機１０を駆動するのに必要な全推力を発生するように構成される。

図３は、本技術の態様による、図２のガス発生器３０からの排出ガス流分割構成５０を示す概略図である。この例示的な実施形態では、タービン３６（図２参照）からの排出ガス流５２は、複数の推力発生器１２（図１参照）に導かれる流れ５４及び５６に分割される。さらに、加圧排出ガス流５４及び５６は、コアンダプロファイル上に導入されて境界層を形成しかつ境界層により流入空気を同伴して推力を発生させる。

排出ガス流５４及び５６を個別の位置を介してつまりスロットを通してコアンダプロファイル上に導入することによって、流れ５４及び５６に強い加速及び方向変化が生じ、それによってこれら個別のジェット間での流入空気の同伴を促進する。さらに、流入空気は、加速されかつコアンダプロファイルの出口において周囲圧力に近い圧力で排出される。空気の同伴、推力発生器１２によるエネルギー及び運動量の急速移行、並びに推力発生器１２にわたる低い圧力低下により、推力発生の強化が得られる利点がある。特定の実施形態では、ガス発生器３０からの排出ガス流５２は、チョーク状態になっており約１２００°Ｆの温度を有する。従って、推力発生器１２の周辺部における排出ガス流５４及び５６は、推力発生器１２の吸入口において音速又は超音速であり、その後膨張しかつ周囲空気と混合するにつれて速度が低下する。

特定の実施形態では、図２のガス発生器からの排出ガス流５４及び５６は、それら排出ガス流５４及び５６を推力発生器１２内に導入するためのプレナムに導くことができる。図４は、本技術の態様による、図１の航空機１０への図２のガス発生器３０の取付け機構６０の概略図である。図示するように、ガス発生器３０は、翼支柱６２によって翼１８（図１参照）の各々に結合されるか又は一体に統合される。ガス発生器３０は、排出ガス５２を発生するように構成され、排出ガス５２は、符号６４で示すようにプレナムに導かれる。さらに、プレナムは、図５〜図９を参照して以下に説明するように、排出ガス５２を推力発生器１２内にかつコアンダプロファイルに沿って半径方向に導くように構成される。

図５は、本技術の態様による、図１の航空機１０の推力発生器１２の例示的な構成７０を示す概略図である。図示するように、推力発生器７０は、ガス発生器３０からの排出ガス６４（図４参照）を受けかつ該排出ガス６４をコアンダプロファイル７４上に供給するように構成されたプレナム７２を含み、コアンダプロファイル７４は、該コアンダプロファイル７４への排出ガス６４の付着を促進するように構成される。特定の実施形態では、燃料を使用してプレナム７２内に熱を導入することにより、エネルギーが増大し、排出ガス６４がより多くの空気を同伴するか又は空気がより高い速度に加速されるようになる。この例示的な実施形態では、プレナム７２は、推力発生器７０のカウルの周りで環状になっている。特定の実施形態では、プレナム７２は、排出ガスのセグメントをスロットに供給する複数のプレナムに区画することができる。一実施形態では、コアンダプロファイル７４には、対数プロファイルが含まれる。作動中に、プレナム７２からの排出ガス６４の加圧流が、符号７６で表すようにコアンダプロファイル７４に沿って導入される。さらに、推力発生器７０は、該推力発生器７０内に空気流８０を導入するための空気吸入口７８を含む。

作動時に、加圧排出ガス７６は、空気流８０を同伴して、高速空気流８２を発生させる。具体的には、コアンダプロファイル７４は、同伴空気流８０との加圧排出ガス７６の比較的急速な混合を促進して、加圧排出ガス７６から空気流８０にエネルギー及び運動量を移行させることによって高速空気流８２を発生する。この例示的な実施形態では、コアンダプロファイル７４は、空気流８０に運動量及びエネルギーを付与しながら流れの速度が初期速度の数分の一まで低下するようになる点まで、プロファイル７４への加圧排出ガス７６の付着を促進する。推力発生器７０の設計は、該推力発生器７０が周囲状態から推力発生器７０の出口まで流れる流入空気流８０の加速を高め、それによって推力発生器７０から発生する推力を最大にするように選択されることに注目されたい。さらに、高速空気流８２を利用して、航空機１０を駆動するための推力を発生させることができる。

図６は、図５の推力発生器７０の作動を示すブロック図である。図示するように、プレナム７２は、ガス発生器３０から排出ガス６４を受けるように構成される。プレナム７２からの排出ガス６４は、推力発生器７０の同伴セクション８４内に導入される。上述したように、同伴セクション８４は、空気８０を同伴して高比率及び高速度で混合ガス（空気及び排出ガス）８２を発生するようになったコアンダプロファイル７４を含む。かかる高速流８２は次に、推力発生器７０の推力発生セクション８６に導いて、該高速流８２により推力８８を生成するようにする。

推力発生器７０を使用することにより、それらのスケールアップが非常に難しくまた複雑さと質量を増大させることになるようなファン及びその他の可動部品を航空機１０（図１参照）内で使用せずにかつ現在のファンの能力を越えて、空気８０の同伴比を増大させることができる利点がある。推力発生器７０から発生する推力８８は、ジェット８２の質量及びエネルギーに応じて決まることに注目されたい。この図示した実施形態では、推力発生器７０による高い同伴比及び急速運動量移行により、高速ジェット８２から所望の推力８８を発生させることが可能になる。さらに、上述した推力発生器７０は、それに関連する高吸引型のコアを持っておらず、推力発生器７０のコアに向って移動する新鮮な空気８０の流入量は、航空機の速度で通過しており、僅かに加速されるに過ぎない。推力発生器７０から出る速度の値が航空機１０の速度と非常に近いことに加えて高い同伴比により、非常に高い推進効率が得られる。推力８８は、推力発生器７０によって高い状態に維持されているが、推力発生器の出口速度は、同程度のターボファンエンジンにおけるよりも低い推力を達成するために使用され、その結果より高い推進効率が得られる利点がある。また、同時に、提案したガス発生器及び推力発生器装置の効果的なバイパス比は、従来型のターボファン技術を用いて達成可能なバイパス比よりも高い。

図７は、本技術の態様による、図５の推力発生器７０のコアンダプロファイル表面を示す概略図である。図示するように、プレナム７２からの排出ガス７６は、推力発生器７０内にかつコアンダプロファイル７４に沿って導かれる。例示的な実施形態では、増圧器（図示せず）がプレナム７２に結合され、プレナム７２内で排出ガス７６の圧力を増大させるように構成される。一実施形態では、増圧器としてはポンプが含まれる。特定の実施形態では、推力発生器７０は、チョーク状態で作動して該推力発生器７０の効率を高めることができる。さらに、離陸状態時のような航空機１０の特定の運転状態において、推力発生器７０は、ガス発生器３０からの排出ガスの圧力をプレナム７２内で増大させることによるか、或いはプレナム７２内で増圧器を使用することによるかのいずれかによって推力を高めるように構成される。コアンダプロファイル７４は、幾つかの円周方向位置において排出ガス７６を導入することによって該プロファイルへの排出ガス７６の付着を促進して境界層を形成しかつこれらの位置間に流入空気流８０を同伴して高速空気流８２を発生する。具体的には、空気吸入口７８を通して供給される空気８０（図５参照）は、境界層との間に剪断層を形成して推力発生器７０の収束セクションにおいて空気流８０を加速し、かつ境界層と流入空気８０との混合を促進して推力発生器７０の出口セクションにおいて高速空気流８２を発生させる。高速空気流８２を発生させるための境界層及び剪断層の形成については、図８及び図９を参照して以下に詳細に説明する。

排出ガス７６は、複数の個別に分散配置されたスロット９２を通してかつコアンダプロファイル７４に沿って、推力発生器７０の軸線に向けて半径方向に導かれ、コアンダプロファイル７４は、剪断層と半径方向圧力勾配との組合せにより同伴を最大にすると同時に境界層が推力発生器の壁面に付着した状態を維持することを保証するようになった曲率９４を使用する。その結果、流れは、コアンダプロファイル７４のスロート区域９６においても依然として付着した状態にあり、また境界層は、初期噴射速度の約０．８倍である最大速度を持つ比較的高い運動量を有する。排出ガス７６の初期速度の減少は、より低速の空気流８０の同伴及び同伴空気流８０への運動量及びエネルギーの移行に起因すると共に、壁面における幾らかの摩擦損失に起因することに注目されたい。さらに、プレナム７２からの高速排出ガス７６は、空気の同伴を助けるコアンダプロファイルに沿った駆動流れの曲率によって低圧区域を発生させる。

図８は、本技術の態様による、図５の推力発生器７０内での空気及び排出ガスの流れの概要１００を示す概略図である。図示するように、排出ガス１０２は、推力発生器７０（図５参照）の内部にかつコアンダプロファイル１０４上に導かれる。図示した実施形態では、排出ガス１０２は、個別のスロット９２（図７参照）を通してかなり高い速度及び圧力で推力発生器７０内に導入される。作動中に、コアンダプロファイル１０４は、該プロファイル１０４に対する排出ガス１０２の付着を促進して境界層１０６を形成し、この境界層１０６は、成長しかつ空気１０８の一部分を同伴し、該空気１０８の一部分の排出ガス１０２との混合を促進する。この実施形態では、プロファイル１０４の幾何学的形状及び寸法は、所望の推力を達成するように最適化される。さらに、流入空気１０８の流れの一部は、成長する混合境界層１０６によって同伴されて、境界層１０６との間に剪断層１１０を形成する。周囲空気１０８の同伴は、コアンダプロファイル１０４の周りでの流線の曲率により得られる半径方向静圧勾配によって達成されることに注目されたい。さらに、流れに加えられる半径方向圧力勾配は、境界層１０６における剪断と協働して、同伴を増大させる。従って、高エネルギー境界層１０６の成長及び該高エネルギー境界層１０６の同伴空気流１０８との混合によって形成される剪断層１１０は、推力発生器７０内における急速かつ均一な混合物の形成を促進する。推力発生器７０におけるコアンダ効果によるコアンダプロファイル１０４への排出ガス１０２の付着については、図９を参照して以下に詳細に説明する。

図９は、コアンダ効果に基づいた、図５の推力発生器７０内のプロファイル１０４に隣接する境界層１０６の形成を示す概略図である。図示した実施形態では、排出ガス１０２は、プロファイル１０４に付着し、かつたとえプロファイル１０４の表面が初期燃料流方向から離れる方向に湾曲している場合であっても、付着状態を維持する。より具体的には、排出ガス１０２が減速するにつれて、流れの両側に圧力差が生じ、これが排出ガス１０２をプロファイル１０４の表面に一層近付くように偏向させる。当業者には分かるように、排出ガス１０２がプロファイル１０４にわたって移動する時に、排出ガス１０２とプロファイル１０４との間に一定量の表面摩擦が発生する。流れ１０２に対するこの抵抗は、排出ガス１０２をプロファイル１０４に向かって偏向させ、それによって排出ガス１０２をプロファイル１０４に付着させる。さらに、このメカニズムによって形成される境界層１０６は、流入空気１０８を同伴して、該境界層１０６との間に剪断層１１０を形成し、空気流１０８の同伴及び該空気流１０８と排出ガス１０２との混合を促進する。さらに、境界層１０６の剥離及び該境界層１０６の同伴空気１０８との混合によって形成された剪断層１１０は、高速空気流１１２を発生させ、この高速空気流１１２が、推力を発生することによって推進システムの効率を高めるために利用される。航空機１０（図１参照）が離陸する時には、流れ１０８の速度は減少し、同伴比が高くなることに注目されたい。さらに、航空機１０が飛行状態にある時は、空気流１０８はより高くなり、同伴もまた高い状態を維持する。従って、排出ガス１０２からの運動量及びエネルギーの移行が流入空気１０８によって促進され、推力発生器７０から出るジェットの速度と航空機の速度との間の差が減少することにより、一層高い推進効率が得られる。

図１０は、現存推進システムと本技術の態様による図５の推力発生器７０を有する推進システムとの推進効率についての例示的な分析結果を示すグラフ図である。横座標軸１２２は、ノットで測定した航空機速度を表しており、また縦座標軸１２４は、推進効率を表している。この実施形態では、データ線１２６及び１２８は、現存ターボファンベース及びターボプロップベースの推進システムの推進効率を表している。さらに、データ線１３０及び１３２は、それぞれ約２０ｐｓｉｇ及び３５ｐｓｉｇの圧力比での推力発生器７０を有する推進システムの推進効率を表している。このグラフ図から分かるように、推力発生器７０を有する推進システムの推進効率は、現存ターボファンベース及びターボプロップベースの推進システムの推進効率よりも実質的に高い。さらに、２０ｐｓｉｇの圧力比での推力発生器７０を有する推進システムの推進効率は、３５ｐｓｉｇの圧力比での推力発生器７０を有する推進システムの推進効率よりも比較的高い。当業者には分かるように、コアンダプロファイルの幾何学的形状、圧力比、排出ガスの圧力等々のような複数のパラメータは、所望の推進効率を達成するように調整することができる。さらに、選択パラメータはまた、ガス発生器の基本設計概念及びレイアウトを決定することになり、ガス発生器は、排出ガス流の圧力パラメータがそのガスタービンコアサイクル出口条件に制約されないようにすることを可能にするような低バイパス比及び高圧力比を備えたターボファンエンジンとして構成することができる。

図１１は、現存ターボファンベースの推進システムと本技術の態様による図５の推力発生器７０を有する推進システムとにより発生した推力についての例示的な分析結果１４０を示すグラフ図である。横座標軸１４２は、流量（ポンド／秒）を表しており、また縦座標軸１４４は、全推力（ポンド）を表している。この実施形態では、データ線１４６及び１４８は、それぞれ１．５のファン圧力比での約９のバイパス比及び１．８のファン圧力比での約５のバイパス比の現存ターボファンベースの推進システムの推力を表している。さらに、データ線１５０及び１５２は、それぞれ約６及び９の同伴比での推力発生器７０を有する推進システムの発生推力を表している。このグラフ図から分かるように、推力発生器を有する推進システムは、該推進システムを推進させる推力を発生することができ、また推力発生器の設計及び数に基づいて、発生推力は、現存ターボファンベースの推進システムに匹敵するものとすることができる。この場合にもまた、空気同伴比のような複数のパラメータは、かかるシステムの所望の効率を達成するように最適化することができる。

上述した推力発生器７０は、作動流体と周囲空気との組合せを利用して推進システムを駆動するための推力を発生し、それによってシステムの効率及び燃料消費率を良好にすることができる。特定の実施形態では、推力発生器７０は、航空機１０（図１参照）の短距離離着陸（ＳＴＯＬ）及び垂直離着陸（ＶＴＯＬ）を可能にする。図１２は、航空機１６０の翼１８の端部に配置された推力発生器１６２を有する例示的な航空機１６０を示している。この例示的な実施形態では、推力発生器１６２から生じる高速ジェット８２は、ＶＴＯＬ運転状態時に航空機１６０の垂直方向に上昇させるのを可能にする。特定の実施形態では、推力発生器１６２は、制御装置によって飛行中における該推力発生器１６２の配向を変更して、該推力発生器１６２を回転させることによって離陸又は着陸距離を短縮することができる。推力発生器１６２は、複数の自由度を有するので、航空機１６０の飛行中又はホバリング時に該航空機１６０の姿勢を調整するために使用することができる利点がある。

本明細書で上述した方法の様々な態様は、航空機、水中推進システム、並びにロケット及びミサイルのような様々な推進システムの効率を高めるために利用される。上述した技術は、現存推進システムと一体に統合することができる推力発生器を使用しまたガス発生器からの排出ガスのような駆動流体を利用して、二次流体流を同伴して高速空気流を発生する。具体的には、推力発生器は、コアンダ効果を使用して高速空気流を発生し、さらにこの高速空気流を使用して推力を発生し、それによってかかるシステムの効率を高めるようにすることができる。かかる推力発生器を使用する推力発生は、現存ターボファンベースの推進システムにおけるファンのような可動部品の必要性を排除し、それによってかかるシステムの運転コストを大幅に低減する利点がある。さらに、推力発生器は、１つよりも多くの位置においてチョーク状態で作動するのを促進し、それによって特に短距離離着陸（ＳＴＯＬ）及び垂直離着陸（ＶＴＯＬ）のような運転状態においてかかるシステムの効率を高める。

本明細書では、本発明の特定の特徴のみを示しかつ説明してきたが、当業者には多くの修正及び変更が想起されるであろう。従って、提出した特許請求の範囲は、全てのかかる修正及び変更を本発明の技術思想の範囲内に属するものとして保護しようとするものであることを理解されたい。

本技術の態様による複数の推力発生器を有する航空機の概略図。本技術の態様による、図１の航空機のガス発生器の例示的な構成を示す概略図。本技術の態様による、図２のガス発生器から分割された排出ガス流を示す概略図。本技術の態様による、図１の航空機へのガス発生器の取付け機構の概略図。本技術の態様による、図１の航空機の推力発生器の例示的な構成を示す概略図。本技術の態様による、図５の推力発生器の作動を示すブロック図。本技術の態様による、図５の推力発生器のコアンダプロファイル表面の概略図。本技術の態様による、図５の推力発生器内部での空気及び排出ガスの流れプロファイルを示す概略図。本技術の態様による、図５の推力発生器内のコアンダプロファイルに隣接する境界層の形成を示す概略図。現存推進システムと本技術の態様による図５の推力発生器を有する推進システムとの推進効率についての例示的な分析結果を示すグラフ図。現存推進システムと本技術の態様による図５の推力発生器を有する推進システムとにより発生した推力についての例示的な分析結果を示すグラフ図。本技術の態様による、航空機の翼の端部に配置された推力発生器を有する例示的な航空機を示す図。

符号の説明

１０航空機
１２推力発生器
１４航空機フレーム
１６ガス発生器
１８翼
３０ガス発生器
３２圧縮機
３４燃焼器
３６タービン
３８シャフト
４０ノズル
５０排出ガス流
５２燃焼器からの排出ガス
５４推力発生器への排出ガス流
５６推力発生器への排出ガス流
６０取付け機構
６２支柱
６４排出ガス
７０推力発生器
７２プレナム
７４コアンダプロファイル
７６コアンダプロファイル上でのガスの流れ
７８空気吸入口
８０空気流
８２高速流
８４同伴セクション
８６推力発生セクション
８８推力
９２スロット
９４曲率
９６スロート
１００流れプロファイル
１０２排出ガス
１０４コアンダプロファイル
１０６境界層
１０８流入空気
１１０剪断層
１１２高速流
１２０推進効率についての分析結果
１２２航空機速度
１２４推進効率
１２６〜１２８現存推進システムについての推進効率
１３０〜１３２推力発生器を備えた推進システムにつての推進効率
１４０推力についての分析結果
１４２コア流量
１４４推力
１４６〜１４８現存推進システムについての推力
１５０〜１５２推力発生器を備えた推進システムについての推力

Claims

推力発生器（１２）であって、
該推力発生器（１２）内に空気（８０）を導入するように構成された空気吸入口（７８）と、
ガス発生器（３０）から排出ガス（６４）を受けかつ該排出ガス（６４）をコアンダプロファイル（７４）上に供給するように構成されたプレナム（７２）と、を含み、
前記コアンダプロファイル（７４）が、該プロファイル（７４）への前記排出ガス（６４）の付着を促進して、境界層（１０６）を形成しかつ前記空気吸入口（７８）からの流入空気（８０）を同伴して推力を発生するように構成される、
推力発生器（１２）。
前記ガス発生器（３０）が、航空機エンジンを含み、
前記発生推力が、航空機（１０）を駆動するために利用される、
請求項１記載の推力発生器（１２）。
該推力発生器（１２）が、チョーク状態で作動して、該推力発生器（１２）の効率を高めるようになる、請求項２記載の推力発生器（１２）。
前記排出ガス（６４）の圧力を前記プレナム（７２）内で増大させるように構成された増圧器をさらに含む、請求項２記載の推力発生器（１２）。
前記コアンダプロファイル（７４）が、対数プロファイルを含む、請求項１記載の推力発生器（１２）。
前記流入空気（８０）の量が、前記空気吸入口（７８）を通しての同伴によって増大されかつ前記境界層（１０６）と急速に混合されて該推力発生器（１２）の収束セクションにおいて該境界層の厚さを増大させると同時に、剪断層（１１０）及び半径方向圧力勾配により前記流入空気（８０）に対する前記境界層（１０６）の運動量及びエネルギー移行を促進させて該推力発生器（１２）の下流セクションにおいて高速空気流を発生させる、請求項１記載の推力発生器（１２）。
該推力発生器（１２）の下流セクションが、吸入及び排出空気流束間の運動量の差により推力を発生する、請求項６記載の推力発生器（１２）。
航空機（１０）であって、
航空機フレーム（１４）と、
前記航空機フレーム（１４）に結合されかつ排出ガス（６４）を発生するように構成されたガス発生器（３０）と、
前記航空機フレーム（１４）に結合されかつ前記ガス発生器（３０）から前記排出ガス（６４）を受けまた該航空機（１０）を駆動するための推力を発生するように構成された複数の推力発生器（１２）と、を含み、
前記複数の推力発生器（１２）の各々が、コアンダプロファイル（７４）を有する該推力発生器（１２）の少なくとも１つの表面を含み、
前記コアンダプロファイル（７４）が、該プロファイル（７４）への前記排出ガス（６４）の付着を促進して、境界層（１０６）を形成しかつ空気吸入口（７８）からの流入空気（８０）を同伴して高い流量及び速度の空気流を発生するように構成される、
航空機（１０）。
推力を発生する方法であって、
ガス発生器からの排出ガスを推力発生器のコアンダプロファイル上に導入して境界層を形成するステップと、
前記境界層により空気を同伴して、吸入及び排出空気流束間の運動量の差により推力を発生するステップと、を含む、
方法。
航空機の推進効率を高める方法であって、
前記航空機のガス発生器に少なくとも１つの推力発生器を結合するステップを含み、
前記少なくとも１つの推力発生器が、前記ガス発生器からの排出ガスをコアンダプロファイル上に向けて境界層を形成させかつ次に該後境界層により流入空気を同伴させることによって推力を発生するように構成される、
方法。