JP2009057955A - 超音速機用インタータービン・バイパス可変サイクルエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】
環境に適合した超音速機用エンジンであるアフターバーナーなしの可変サイクルエンジンを実現するには、バイパス比を従来になく大きくする必要がある。その方法として高／低圧タービン間から抽気し、低圧タービン（ＬＰＴ）をバイパスして抽気を排気ダクトに再導入する方法が考えられる。しかし抽気ガスは、ＬＰＴ出口ガス、ファンバイパス流より全圧が高いため混合が困難となり、損失が非常に大きくなる。本発明は三つの流れの混合を可能にして、インタータービン・バイパス可変サイクルエンジンを実現することを目的とする。
【解決手段】 混合方式の第一は、テールコーンを前後に移動し、コアの排気出口面積を可変にすることで、三つの流れを等しい静圧で混合するものである。第二の方式は、二重ローブ式ミキサを用い、二重ローブの間にＬＰＴ抽気をスポーク状に流し、互いの流れの接触表面積を拡大して大スケールの混合を実現するものである。
【選択図】図１

Description

本発明は、超音速輸送機（ＳＳＴ）推進用可変サイクルエンジンに関する。

空港騒音問題は、超音速機の主要な環境影響問題の一つである。従って離陸時は、低い排気速度が要求され、推力の増加は大きいがジェット騒音が増大するアフターバーナーを離陸時に使用することはできない。一方、超音速飛行時は比推力を高めるため高排気速度が要求される。次世代ＳＳＴにとって、この矛盾する二つの要求を満たすには、可変サイクルエンジン（ＶＣＥ）が不可欠なエンジンとなる。

環境に適合したエンジンであるアフターバーナーなしのＶＣＥを実現するためには、遷音速／超音速域で再燃せずに加速性能を高める必要がある。
造波抵抗が大きい遷音速領域を逸早く通過し、音の壁を突破するには、大きな加速度が必要である。然るに高空では大気密度が薄く、高亜音速ではラム圧縮の効果も小さいのでエンジン内の圧力は上がらず、低いタービン入口温度（ＴＩＴ）でエンジンがマッチングし十分な推力が得られない。一方、超音速巡航時はラム効果によってファン入口温度が上昇、圧縮機出口温度（ＣＤＴ）が高くなるため、材料の耐熱強度によって決まるタービン入口の許容最大ガス温度とＣＤＴの差が狭まり、十分に燃料を供給できなくなる。或いは高い比推力を得るにはＴＩＴを著しく高めねばならない。

離陸時に空港騒音を抑え、アフターバーナーなしで遷音速／超音速域で大きな推力を得るには、バイパス比（ＢＰＲ）の変化の量が大きなエンジンでなければならない。機構的な制約が少なくＢＰＲの変化の量を大幅に増すことができるエンジンとして、高圧タービン（ＨＰＴ）流量の一部を抽気し、低圧タービン（ＬＰＴ）をバイパスさせるダブルバイパス・エンジンが提案されている（特許文献１参照）。

低圧タービン（ＬＰＴ）をバイパスしてコア流量の一部を排気ダクトに再導入すると、低圧軸を過回転にすることなく高圧軸回転数を高めることができる。しかもこの方式は、圧縮機（ＨＰＣ）を大流量化する方法であるためＨＰＣサージの恐れがなく、ＢＰＲの変化の量を他の方式より増すことができる。よって遷音速／超音速域でＢＰＲを下げ推力を高めることができる。

特許第３９０３２７０号

しかしこのダブルバイパス・エンジンのサイクル特性を十分活かすには、混合という問題を解決しなければならない。ＬＰＴバイパス流れ、即ちＨＰＴ出口流れは、ファンバイパス流れやＬＰＴ出口流れより全圧がかなり高いので、排気ダクトでの混合で圧力バランスを取るのが極めて難しい。大きな圧力差のまま排気ダクト（ｓｕｂｓｏｎｉｃ ｍｉｘｅｒ）で混合すると、圧力が高いＬＰＴバイパス流が他の流れをブロックしたり、逆流を起こす可能性がある。特許文献１では、全圧差を考慮してＬＰＴバイパスをファンバイパスダクトに放出せずに、コアの排気ダクトに再導入しているが、三つの流れの圧力バランスを如何にして取るかという点が課題である。

ダブルバイパス・エンジンは、他にファンバイパスとコアバイパスを組み合わせたＧＥのＩｎｉｔｉａｌ ｄｏｕｂｌｅ−ｂｙｐａｓｓ ＶＣＥがあるので、以下本発明にはこの名称を用いず、インタータービン・バイパス可変サイクルエンジンと呼ぶことにする。

本発明は、ＬＰＴバイパスによって２軸直列フリータービンの回転数特性を変え、ＢＰＲの変化の量を増してもＨＰＣサージの心配がないインタータービン・バイパス可変サイクルエンジンの混合方式を改善することによって、他のＶＣＥ方式では実現できない、以下の優れたサイクル特性を引き出し、実用化を促すことを目的とする。
１）アフターバーナーなしで遷音速／超音速域における推力を増強できる。
２）亜音速では燃料消費率を低減、超音速では推力一定でＴＩＴを下げることができる。

上記目的を達成するための本発明の概念図を図１と図２に示す。図１は排気ダクトでの圧力バランスを取るため、コア排気ダクト出口の幾何形状（面積）を変化させる方式であり、図２は排気ダクトの幾何形状固定で混合を促進できる方式である。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は低圧タービンである。ＶＡＢＩはＬＰＴ入口と排気ダクトを結ぶＬＰＴバイパス流路に設けたＶａｒｉａｂｌｅ Ａｒｅａ Ｂｙｐａｓｓ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ、ＣＤ Ｎｏｚｚｌｅは末細−末広可変排気ノズルである。ＴＣはテールコーンであり、図１の方式は可変機構を有し前後に移動する。図２の方式ではＴＣは固定されている。図２のＬｏｂｅ Ｍｉｘｅｒは通常のローブミキサとは異なり、図２のＡ−Ａ断面図である図３に示す如く、二重ローブ式のミキサである。

このＶＣＥは、離陸時にはＶＡＢＩを閉じ、通常のターボファンと同様に運転される。高空ではＶＡＢＩを開きＬＰＴバイパスを行う。ＬＰＴバイパス、ＬＰＴ排気、ファンバイパスの三つの流れを同時に混合すると、全圧が高いＬＰＴバイパスの流速が音速に達し、等しい静圧で混合することができない。そこで図１の方式ではＶＡＢＩの開閉により、先ずＬＰＴ排気とＬＰＴバイパスの二つの流れをダクトの位置７〜９間で混合する。高温と低温の流れは同じ静圧で一緒に流れるのでマッハ数はそれぞれの温度には無関係になる。後述するサイクル計算では、ＬＰＴ出口静圧ｐ_７＝混合側静圧ｐ_８となる位置８のマッハ数Ｍ_８を算出した。

次にその混合ガスとファンバイパスを位置９〜１０間で混合する。ＢＰＲの変化により両者の流量変化が非常に大きくなるので、可変テールコーンＴＣを前後に移動して位置９におけるコア側の出口面積を変化させ、両者の静圧を等しく保つ。

ＴＣを出し入れして可変とする機構は、古くは１９４０年代にドイツのＪｕｍｏ００４エンジン（Ｍｅ２６２のエンジン）に採用されているが、これはターボジェットであり、ＢＰＲを可変とするためのものではない。また亜音速機用ターボファンのコアノズルに前後式の可変テールコーンＴＣを設けたものもある（例えば、特許文献２、３参照。）。

特開昭６１−１０１６５８号（全文、全図） ＰＣＴ／ＪＰ２００５／００１５３９（図１）

特許文献２、３は、それぞれ亜音速機用ターボファンのコア排気ノズル面積を可変にするためＴＣを前後に出し入れするものであり、超音速機用エンジンの排気ダクト面積を変化させて、等しい静圧で混合を行う本発明とは同一でない。

次に図２の混合方式を説明する。ファンバイパス流れは、ミキサローブを通して内側に転向され、ＬＰＴ排気はミキサローブを通して外側に向けられる。二重ローブの間をＬＰＴバイパスがスポーク状に流れ、互いの流れの接触表面積が大きくなって大スケールの混合が実現されるので、ほぼ完全な混合がミキサ下流で達成される。

以下、Ｉｎｔｅｒ−ｔｕｒｂｉｎｅ Ｂｙｐａｓｓ Ｃｏｎｃｅｐｔのサイクル特性を理想サイクルにより詳述する。先ずファンバイパス比をＢＰＲで表し、数１で定義する。ＬＰＴバイパスについてはファンバイパス比との混同を避けるため、ここからは用語として抽気を統一して用い、抽気率Ｑを数２で定義する。ここでは燃料流量は空気流量に比べて無視しうるとする。

ＢＰＲとＱの関係は、数１と数２から数３で表される。

数１〜数３からファン空気流量ｍ_ａとＬＰＴ流量ｍ_ｌｔを一定に維持し、抽気率Ｑを増すとコア流量ｍ_ｃが増加しＢＰＲが低下することが分かる。
次に全温を大気の静温で除したθと、エンジン要素前後の全温の比τを用い、本ターボファンの単位ファン空気流量当りの推力を理想サイクルで表すと数４となる。ここでは簡単のためバイパス空気、ＬＰＴ排気、ＨＰＴ／ＬＰＴ間抽気の三つの流れをそれぞれ別々のノズルから排出するものとする。

数４のそれぞれの根号に大気の音速ａ_０を乗じると、第一の根号はＬＰＴ排気のジェット速度、第二の根号は抽気のジェット速度、第三の根号はファンのジェット速度を表す。ここでＬＰＴの温度比τ_ｌｔはファンに流れるパワーを考慮して、数５で示される。

抽気率Ｑの定義域は０≦Ｑ≦１であり、Ｑ＝０のとき数４は数６、数５は数７となる。

Ｑ＝１のとき数５の始めの式からＴ_２−Ｔ_１＝０、よって低圧系の仕事はなくＢＰＲ＝０、故に数４は数８となる。

数６はターボファンの推力を表し、数８はターボジェットの推力を表す。つまりＨＰＴ／ＬＰＴ間抽気は、ターボファンエンジンのターボジェット化を意味する。但し、ＨＰＣ回転数の制限からＱ＝１になることはない。ここで数４の導出を簡単のため数８によって説明する。θ_ｔ／（θ_０τ_ｃ）＝τ_ｂ＝Ｔ_４／Ｔ_３＝ｔ_ｎ／ｔ_０、ｔ_ｎは排気ノズル最狭部静温、τ_ｂは燃焼器温度比である。τ_ｂを数８に代入すると数９を得る。

ここでＶ_Ｊは排気ジェット速度、Ｖ_０は機速である。数４が示す重要なサイクル特性の第一は、抽気率Ｑを増すとＢＰＲが減少、サイクルがターボジェットに近付き、ＴＩＴつまりθ_ｔ＝Ｔ_４／ｔ_０一定でも、同一エンジンで推力を増せること。第二は正味推力Ｆｎ一定で、つまり燃料流量一定で抽気率Ｑを増すとＴＩＴが下がることである。

次に、高／低圧軸の回転数に対する抽気の影響について説述する。圧縮機入力と回転数の三乗は比例関係にあり、圧縮機入力とタービン出力は等しいので、圧縮機の回転数Ｎ_２を数１０で表すことができる。

数１０から本エンジンの高圧軸回転数Ｎ_２は、Ｔ_４のみでなく抽気率Ｑによっても制御され、Ｔ_４と同様に抽気率Ｑを増すとＮ_２を上昇させることができる。しかし超音速領域では、ラム効果によりＨＰＣ入口温度が上昇するので、本来は修正回転数を下げなければＮ_２が過大になってしまう。そこで高速飛行時にＢＰＲの低下を狙う本エンジンは、高圧系の設計点を超音速巡航時とする必要がある。

通常のターボファンの回転数は、燃料流量の制御を通して高圧系のみが制御されるが、本エンジンでは抽気率Ｑによって低圧系も制御される。高圧系と同様、低圧軸回転数Ｎ_１は数１１で表される。

数１１からＨＰＣ流量ｍ_ｃの増減に見合って抽気率Ｑを制御すれば、低圧軸回転数Ｎ_１を所要の回転数に保つことができる。

実施例（計算例）

我が国で国際プロジェクトとして研究・開発されたＨＹＰＲ（超音速輸送機用推進システムの研究開発）のターボ系エンジンは、低圧タービン静翼を可変機構にしてＢＰＲを変化させている（非特許文献１参照）。ＨＹＰＲのターボ系エンジンは一切再燃を行わず、離陸時の排気速度を５５０ｍ／ｓに抑えた低バイパス比ターボファンに、ミキサエジェクタ排気ノズルを装着して、ＩＣＡＯ Ａｎｎｅｘ１６ Ｃｈａｐｔｅｒ３の騒音規制値をクリアすると同時に、離陸要求推力を満たしている。このエンジンはＥＳＰＲ（環境適合型次世代超音速機推進システムの研究開発）に引き継がれた（非特許文献２参照）。

竹生健二著、コンバインドサイクルエンジンの研究開発の現状、日本ガスタービン学会誌、Ｖｏｌ．２０、Ｎｏ．７７、１９９２年６月号、Ｐ．３８〜４３

特集「環境適合型次世代超音速推進システム（ＥＳＰＲ）」、日本ガスタービン学会誌、Ｖｏｌ．３２、Ｎｏ．５、２００３年９月号

インタータービン・バイパス可変サイクルエンジンの高空性能を計算するに際し、できるだけＨＹＰＲに倣って設計点の諸元を定めた。表１に固定サイクルエンジンの性能を示す。ここで燃料消費率ｓｆｃの単位はｋｇ／ｈ／ｋｇｆである。ＨＹＰＲに関する非特許文献１によれば飛行マッハ数０．９５の亜音速巡航での正味推力は離陸時に対し約３１％。マッハ数２．５の超音速巡航時の離陸時に対する推力比は４０．６％である。それに対し低圧タービン可変静翼（ＬＰＴ−ＶＧ）を装備しない固定サイクルエンジンのドライ性能は、高空での推力が足りないことが、表１から分かる。

次に表１のターボファンの高／低圧タービン間から抽気するインタータービン・バイパス可変サイクルエンジンの高空性能の計算結果を表２に示す。コンコルドのマッハ２における離陸時に対する推力比は約２７％であるから、本計算では、高亜音速（Ｍ_０＝０．９）、超音速（Ｍ_０＝２．２）ともその推力比を約３０％として計算した。またこの設計点外性能計算では、図１の方式により混合の計算を行った。

次にファン特性マップを図４に、ＨＰＣ特性マップを図５に示し、表２とマップを基にそれぞれの運転状態について説明する。
高亜音速巡航（２−０）
燃料流量を増しながら高／低圧タービン間からごく僅か抽気すると、ファン、ＨＰＣとも修正回転数と圧力比は２（白丸）から２−０（三角）に上昇する。抽気の効果によってＨＰＣの作動変化がＦＡＮのそれより大きくなるのでＢＰＲが低下し、固定サイクルでは１３６６ＫだったＴＩＴが１５９７Ｋに上昇、ＳＬＳ（海面上静止状態）に対する推力比を３０．５％に高めることができる。

高亜音速巡航（２−１）
２−１は２−０よりＢＰＲを高めた場合である。抽気率を減じファン回転数を２−０から強度上許される範囲２−１（黒丸）に高める。図４ではファンの相対修正回転数を１１０％（相対機械回転数１０３％）としている。よって表２に示すようにファン吸込み空気流量が増加するため推力が上昇する。そこで燃料流量を減じてＮ_２を低め、ＨＰＣ作動点を２−０から２−１へ下げて推力を一定に保つ。よってＢＰＲが上昇し、僅かではあるがｓｆｃを低減できる。これは陸上飛行時の燃料経済性を向上させる。抽気率は極めて微小であるが、抽気しないとファンはオーバースピードになる。

遷音速上昇（２−２）
燃料流量を大幅に増しながら抽気率を約１５％に高めると、ファン回転数は上昇せず、ＨＰＣ作動点が大きく上昇するので、ＨＰＣ流量が増加しＢＰＲが０．５８と大幅に低下する。従って初期のＨＹＰＲのサイクル最高温度１８７３ＫまでＴＩＴを高めることができる。よってＳＬＳに対する推力比は４６．８％と高まり、音の壁を突破するために十分な加速度が得られる。

超音速巡航（３−０）
超音速では燃料流量を増加し、ＨＰＣの修正回転数と圧力比を３（白丸）から３−０（三角）に高める（但し、流量増加のためＴＩＴは作動点３と同じ）。このときファンが過回転にならないように１３％の抽気を行い、ファンの作動点を３から３−０の上昇に抑制する。よってＢＰＲは１．４３（表１の３）から０．９８に大幅に低下し、ＳＬＳに対する推力比を３０．５％に高めることができる。

超音速巡航（３−１）
この作動は超音速巡航時のＴＩＴの低下を目的とする。抽気率を僅かに減少させると、ファンの修正回転数と圧力比が３−０から３−１（黒丸）に高まりファン空気量が増すので推力が上昇する。よって推力を一定に保つには燃料流量をごく僅か減らすことができる。その結果ＨＰＣ流量の僅かな増加と相俟って（圧力比は微減）ＴＩＴを５１．５度低下させることができる。

超音速加速（３−２）
超音速域で最高速度（ここではマッハ２．２）に達するには、巡航時より高い推力が必要である。そのため抽気率は最も大きくなり、ファン作動点の上昇を抑えながら燃料流量を増しＨＰＣを大流量化する（ファン、ＨＰＣとも相対機械回転数１０５％）。しかしラム抗力により正味推力は遷音速加速時（２−２）より低下し、推力比約３６％で巡航速度に達する。図４、５から明らかなように、本サイクルでは高／低圧タービン間抽気により、ファン及びＨＰＣは圧力比が修正流量の二乗に比例する通常の作動線上とは異なる作動点に移動する。

超音速におけるタ−ビンの作動を図６に示す。この図から本サイクルではＨＰＴの作動がＬＰＴ無次元流量に拘束されないことが分かる。結果ＢＰＲの変化の量が大きくなる。
次に、ＢＰＲのグラフを図７に示す。固定サイクルエンジン、ＨＹＰＲ９０−Ｔ、ＥＳＰＲ、本サイクル、これ等の機速によるＢＰＲの変化を図７の（ａ）に示す。固定サイクルエンジンは機速が遅くなるとＢＰＲが減少するのに対し、ＨＹＰＲ９０−ＴはＬＰＴ−ＶＧを採用することにより低速時のＢＰＲを高めている。ＥＳＰＲでは更に、先進材料及び先進空冷技術を適用してタービン冷却空気量を減少させることにより、離陸時のＢＰＲを１．２にまで引き上げている。このことにより超音速巡航時のＢＰＲも１．１８と高くなり、高比推力を維持するためサイクル最高温度は１９２３Ｋと非常に高温になっている。それに対し高／低圧タービン間から抽気する本サイクルは、他に比べてＢＰＲの変化の量が非常に大きいことが図から分かる。

離陸からマッハ２．２に達するまでの本サイクルのＢＰＲの変化を実線で結ぶと図７の（ｂ）に示す如くになる。図から本サイクルの場合、離陸から亜音速巡航まではＥＳＰＲに近く、遷音速上昇からマッハ２．２に到達する飛行ではＨＹＰＲ９０−Ｔより寧ろＢＰＲが低くなっている。この大きなＢＰＲの変化は、サイクル最高温度に多大な影響を及ぼすことが容易に推察され、本サイクルの長所、即ち優位性となる。

ＬＰＴ−ＶＧは部分負荷においてＬＰＴへの仕事の配分を増加する方法として古くから知られた技術である。この方式ではＨＰＴとＬＰＴの流量は等しいので、ＬＰＴ膨張比を増すためＬＰＴ−ＶＧを絞るとコアが小流量化しＨＰＣサージを起こす恐れがある。この方式における作動ガスの混合はコア流れとファンバイパスの二つの流れの間で行なわれる。

一方、ＬＰＴ入口から抽気する本発明は、抽気時にＬＰＴとＨＰＴの流量が異なるためＨＰＣサージの恐れはない。しかし混合する流れが三つとなり難しくなる。

この困難な混合の問題を解決する手段として図１、２に示した混合方式は、タービン側からの抽気によってＢＰＲの変化を増大させようという今までにない概念から生み出されたものであって、他の目的から容易にその構成や組み合せを類推できるものではなく、また当業者にとって自明のものでもない。図１または図２の混合方式により三つの流れの混合を促し、燃料流量とＶＡＢＩの制御を連動することによって、上に縷々説明した先行技術を凌駕する効果を得ることができるのである。

混合損失を最小限にして、インタータービン・バイパス・コンセプトによるサイクル特性を実現する本発明は、最も飛行が不安定になる遷音速域で強力な推力を再燃なしで発揮し、また超音速巡航では、推力を維持したままＴＩＴを５２度近く低下させることができる。タービン入口温度を１０度下げるとエンジン寿命が倍違うと云われており、本発明はエンジンの信頼性、安全性及びエンジン寿命の向上に寄与できる。その上、推力を維持したままのＴＩＴの低下は、ＮＯ_Ｘの削減にもつながる。

またＢＰＲの変化の量が大きい本サイクルの特徴を活かして、離陸時のＢＰＲを一層高め、ミキサエジェクタの二次空気量を減らし小型化を図れば（できれば取り除いて）、我が国の国家プロジェクトであるＥＳＰＲの小型・軽量化に貢献できる可能性もある。本発明は、このように環境適合性に優れた次世代ＳＳＴ用エンジンを世に提供するものである。

テールコーンＴＣを前後移動する混合方式を用いた本発明インタータービン・バイパス可変サイクルエンジンの概念図 二重ローブ式ミキサによる混合方式を用いた本発明インタータービン・バイパス可変サイクルエンジンの概念図 図２のＡ−Ａ断面図 ファン特性マップ ＨＰＣ特性マップ 超音速飛行時におけるタービン作動特性 飛行マッハ数によるＢＰＲの変化を比較した図

符号の説明

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 ＴＣ：テールコーン
ＶＡＢＩ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ａｒｅａ Ｂｙｐａｓｓ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ
ＣＤ Ｎｏｚｚｌｅ：末細−末広可変排気ノズル
Ｌｏｂｅ Ｍｉｘｅｒ：二重ローブ式ミキサ
図１、２における数字：エンジンの各断面位置を表す
図４〜７における数字
１：離陸時の作動点 ２：固定サイクルエンジンの亜音速での作動点
３：固定サイクルエンジンの超音速での作動点
２−０〜２−２：本エンジンの亜音速及び遷音速域での作動点
３−０〜３−２：本エンジンの超音速域での作動点
ａ_０：音速 ＢＰＲ：バイパス比 ＣＤＴ：圧縮機出口温度
Ｃｐ：定圧比熱 Ｆｎ：正味推力
ＬＰＴ−ＶＧ：低圧タービン可変静翼 Ｍ：マッハ数
ｍ：質量流量 Ｎ：回転数、或いはニュートン
ｐ：静圧力 Ｑ：抽気率 ＳＬＳ：海面上静止状態
ｓｆｃ：燃料消費率 Ｔ：全温度 ＴＩＴ：タービン入口温度
Ｔｓ：標準温度 ｔ：静温度 Ｖ：流速
η：効率 η_ｍ：回転系の機械効率 θ：Ｔ／Ｔｓ
κ：比熱比 τ：要素前後の全温比
添え字
ａ：大気 ｂ：燃焼器 ｃ：圧縮機
ｆ：ファン ｈｔ：高圧タービン ｌｔ：低圧タービン
Ｊ：ジェット ｎ：ノズル ｔ：タービン

Claims (2)

1. 超音速機用低バイパス比ターボファンにおいて、低圧タービン（ＬＰＴ）入口と排気ダクトを結ぶＬＰＴバイパス流路を設け、その流路に抽気流量を制御するバリアブルエリアバイパスインジェクター（ＶＡＢＩ）を備えて、テールコーン（ＴＣ）を前後に移動可能にし、遷音速や超音速飛行時にＶＡＢＩを開いてコア流量の一部を抽気し、ＬＰＴをバイパスして排気ダクトに再導入して、ＬＰＴ入口からの抽気とＬＰＴ排気を混合し、その混合ガスとファンバイパスを混合するとき、テールコーン（ＴＣ）を移動して排気ダクト出口面積を変化させることによって、三つの流れを等しい静圧で混合する混合方式を用いることにより、バイパス比の変化の量を大きくし、燃料流量とＶＡＢＩおよびテールコーン（ＴＣ）の制御を連動することによって、亜音速巡航では燃料消費率を低減し、遷音速及び超音速での加速時には再燃なしで推力を高め、超音速巡航時には推力を維持しながらタービン入口温度を低めることを可能にするサイクルを実現するインタータービン・バイパス可変サイクルエンジン。
2. 高／低圧タービン間から抽気し、ＬＰＴバイパスを行うことによってバイパス比の変化の量を増す請求項１記載の可変サイクルエンジンにおいて、テールコーン（ＴＣ）を固定し、二重ローブ式ミキサを設けて、ファンバイパス流れはミキサローブを通して内側に転向させ、ＬＰＴ排気はミキサローブを通して外側に向け、ＬＰＴバイパスを二重ローブの間にスポーク状に流すことによって、瓦いの流れの接触表面積を拡大して、大スケールの混合を実現する混合方式を採用したインタータービン・バイパス可変サイクルエンジン。

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