JP2010270602A - 高バイパス比ジェットエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ファン直径を大きくせず、低圧タービンの段数を増やさず、かつ複雑な減速機を用いることなく、バイパス空気流量を大幅に増加して高バイパス比化を達成できる高バイパス比ジェットエンジンを提供する。
【解決手段】航空機の機体軸２に対してエンジン軸１３が斜めに配置されたファン駆動用のコアエンジン１２と、コアエンジン１２のエンジン軸１３の軸方向に間隔を隔てて位置しコアエンジンにより直接回転駆動される複数のファン１４と、各ファンにそれぞれ独立に外気３を供給する１又は複数のフロントダクト１６と、各ファンで加速された空気４を航空機の後方に噴射する１又は複数のリヤダクト１８とを備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、バイパス空気流量を増加して高バイパス比化を達成する高バイパス比ジェットエンジンに関する。

圧縮機、燃焼器およびタービンから構成されるコアエンジンの前あるいは後に、大量の空気を吸い込むファンを取付けたジェットエンジンを「ターボファンエンジン」と呼ぶ。
ターボファンエンジンに取りこまれる空気のうち、一部はコアエンジン側に入り燃焼に関与し（コア空気）、コア側に入らなかった残りの空気はファンで加圧された後にバイパス流れとしてそのまま排気ノズルから排出される（バイパス空気）。このバイパス空気流量とコアエンジンに入る空気流量の比をバイパス比（ｂｙｐａｓｓ ｒａｔｉｏ）と呼ぶ。

近年、航空機の燃費改善が強く求められており、そのため、航空用エンジンの高バイパス比化（高ＢＰＲ化）が進められる傾向にある。しかし、通常、航空用エンジンは、機体中心軸に対して平行に設置されるため、高バイパス比化、すなわち、エンジン取り込み空気流量を増大させるには、エンジン前方のファン直径を大きくする必要があった。

この場合、ファン直径を大きくすることにより、２つの問題を生じる。
第１の問題点は、エンジンのインストレーション（搭載）の問題である。ファン直径を大きくすると、ファン直径に比例してエンジンの前面投影面積も増大するので、搭載位置が制限されてしまう。例えば、主翼の下にエンジンを搭載した場合、ファンの下端と地面との間隔がその分、短くなり、主翼の位置を高くする等の必要が生じてしまう。

第２の問題点は、エンジン自体の重量が増加するという問題である。ファン直径を大きくし、直径の大きいファンを従来エンジンと同等の回転数で回転させると、ファン翼端の周速が早くなるため、ファン動翼に対する相対流入速度が速くなる。そのため、衝撃波の発生や翼面の摩擦損失増加などにより、ファンの空力的な損失が増大し、ファン効率が低下する。
この効率低下を回避するために、ファンを従来エンジンよりもゆっくり回転させると、回転数が低いため、通常の低圧タービンの段数ではファンを駆動させるための必要な出力が十分得られなくなる。
その結果、低圧タービンの段数を増やす必要があり、エンジン重量が増加する問題点があった。

なお、上述した高バイパス比エンジンとして、例えば特許文献１が既に提案されている。

特許文献１は、小型エンジンでの超高バイパス化を達成して、低燃料消費化を達成することを目的とする。
そのため、この超高バイパス比エンジンは、図１に示すように、エンジンダクト５１内に装備されているガスジェネレータ５２の軸５３の先端に、小歯車５４を取り付け、小歯車５４の下側に大径のファン５５を配置し、ファン５５の回転軸５６を、エンジンダクト５１から張り出させた支持フレーム５７に回転自在に支持させ、ファン５５の外端に、大直径としたリング状外歯歯車１５を一体に取り付け、リング状外歯歯車５８を小歯車５４に噛合させて、大きな比率の減速機構を構成し、ガスジェネレータ５２を高速回転させて、ファン５５を低速回転させるものである。

特開２００１−７３８７５号公報、「超高バイパス比エンジン」

上述した従来の問題点の解決手段として、低圧タービンとファンの回転軸間に同軸の減速機（例えば遊星歯車）を用い、ファン回転数と低圧タービンの回転数を変化させるギアードターボファンエンジンが知られている。
しかし、低圧タービンとファンの回転軸間に使用する減速機は高レベルの技術であり、複雑な機構が必要となるため信頼性が低下し、重量も増加するという問題点がある。

また、特許文献１の減速機構（小歯車１１とリング状外歯歯車１５）の場合、上述した第１の問題点、すなわち、ファン直径に比例してエンジンの前面投影面積が増大し、搭載位置が制限される問題点を解決できなかった。

本発明は上述した従来の問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ファン直径を大きくせず、低圧タービンの段数を増やさず、かつ複雑な減速機を用いることなく、バイパス空気流量を大幅に増加して高バイパス比化を達成できる高バイパス比ジェットエンジンを提供することにある。

本発明によれば、航空機に搭載される高バイパス比ジェットエンジンであって、
航空機の機体軸に対してエンジン軸が斜めに配置されたファン駆動用のコアエンジンと、
前記エンジン軸の軸方向に間隔を隔てて位置し前記コアエンジンにより直接回転駆動される複数のファンと、
前記各ファンにそれぞれ独立に外気を供給する１又は複数のフロントダクトと、
前記各ファンで加速された空気を、航空機の後方に噴射する１又は複数のリヤダクトと、を備えたことを特徴とする高バイパス比ジェットエンジンが提供される。

本発明の実施形態によれば、前記複数のファンのファン軸は、前記コアエンジンと同一の角度で、航空機の機体軸に対して斜めに配置されており、
前記エンジン軸とファン軸は同軸上に位置し、かつその間を１又は複数の連結シャフトで直結されている。

また、前記ファンは、前記コアエンジンの前方及び／又は後方に位置する。

また、前記リヤダクトからコアエンジンに空気を供給するエンジンダクトを備える。

上記本発明の構成によれば、複数のフロントダクトにより、複数のファンにそれぞれ独立に外気を供給し、１又は複数のリヤダクトにより、各ファンで加速された空気を航空機の後方に噴射するので、各ファンのファン直径を大きくせずに、バイパス空気流量を大幅（少なくも２倍以上）に増加させることができる。

また、ファン駆動用のコアエンジンのエンジン軸が、航空機の機体軸に対して斜めに配置され、このコアエンジンにより複数のファンが直接回転駆動されるので、低圧タービンの段数を増やさず、かつ複雑な減速機を用いることなく、バイパス空気流量を大幅に増加して高バイパス比化を達成できる。

すなわち、本発明では、エンジン自体の機構を複雑化することなしに、複数のファンを用いることで、高バイパス比化を実現する。ファン直径が大きくならないため、エンジンインストレーションの問題を回避することができる。また、ＬＰ軸（低圧タービンの回転軸）を従来と同等の周速で回転させることができるので、低圧タービンの段数を増加させる必要がなく、エンジン重量が増加することもない。さらに、ギアードターボファンで使用される減速機（例えば遊星歯車）が不要となるので、減速機による重量増も発生しない。

特許文献１の超高バイパス比エンジンの構成図である。 本発明による高バイパス比ジェットエンジンの第１実施形態を示す図である。 図２の高バイパス比ジェットエンジンを搭載した航空機の模式図である。 図２の高バイパス比ジェットエンジンを搭載した別の航空機の模式図である。 本発明による高バイパス比ジェットエンジンの実施形態を示す別の図である。

以下、本発明の好ましい実施例を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。

図２は、本発明による高バイパス比ジェットエンジンの第１実施形態を示す図である。この図は、航空機の主翼１の片側を上方から見た図である。

この図において、本発明の高バイパス比ジェットエンジン１０は、ファン駆動用のコアエンジン１２、複数のファン１４、複数のフロントダクト１６、及び１又は複数のリヤダクト１８を備える。

ファン駆動用のコアエンジン１２は、航空機の機体軸２に対してエンジン軸１３が斜め（この例で約４５度）に配置されている。コアエンジン１２は、圧縮機、燃焼器およびタービンから構成され、圧縮機で空気を圧縮し、圧縮した空気を用いて燃焼器で燃料を燃焼し、その燃焼排ガスでタービンを回転駆動し、燃焼排ガスを後方から噴射するようになっている。
上述したコアエンジン１２のエンジン軸１３はタービンに連結されており、その前端及び／又は後端から外部にその動力を取りだせるようになっている。

複数（この例で３台）のファン１４は、コアエンジン１２のエンジン軸１３の軸方向に間隔を隔てて位置し、コアエンジン１２により直接回転駆動される。この例において、３台のファン１４は、コアエンジン１２の前方のみに位置するが、後述するように、後方のみ、或いは前方及び後方の両方に位置してもよい。

本発明において、複数のファンのファン軸１５は、コアエンジン１２と同一の角度で、航空機の機体軸２に対して斜め（この例で約４５度）に配置されている。
また、エンジン軸１３とファン軸１５は同軸上に位置し、かつその間を１又は複数（この例では３本）の連結シャフト２０で直結されている。
なおエンジン軸１３及びファン軸１５と連結シャフト２０との連結は、好ましくはスプライン継手によるが、その他の継手であってもよい。また、連結シャフト２０を支持する回転軸受を適宜設けてもよい。

本発明において、複数（この例で３つ）のフロントダクト１６は、各ファン１４にそれぞれ独立に外気３を供給する。
この例において、フロントダクト１６の入口１６ａは、航空機の機体軸２に対して垂直に位置し、前方から外気を導入しやすくなっている。また、フロントダクト１６の出口１６ｂは、ファン１４と同一の角度で、航空機の機体軸２に対して斜めに位置し、ファン１４に外気を導入しやすくなっている。
なお、フロントダクト１６の断面形状及び断面面積は、入口１６ａから出口１６ｂまで同一でも変化してもよい。また、この例において、フロントダクト１６は、各フロントダクト入口１６ａからそれぞれ独立に空気を航空機の前方から取り込んでいる。しかし、本発明はこれに限定されず、フロントダクト１６を合流又は分岐させてもよい。

本発明において、１又は複数（この例で３つ）のリヤダクト１８は、各ファン１４で加速された空気４を、航空機の後方に噴射する。
この例において、リヤダクト１８は、各ファン１４からそれぞれ独立に加速された空気４を、航空機の後方に噴射している。しかし、本発明はこれに限定されず、リヤダクト１８を合流又は分岐させてもよい。

またこの例において、リヤダクト１８の入口１８ａは、ファン１４と同一の角度で、航空機の機体軸２に対して斜めに位置し、ファン１４から空気を排出しやすくなっている。また、リヤダクト１８の出口１８ｂは、航空機の機体軸２に対して垂直に位置し、航空機１の後方に加速された空気４を噴射しやすくなっている。
なお、リヤダクト１８の断面形状及び断面面積は、入口１８ａから出口１８ｂまで同一でも変化してもよい。また、このリアダクト１８の内部に、アフターバーナを設けてもよい。

さらに、本発明の高バイパス比ジェットエンジン１０は、リヤダクト１８からコアエンジン１２に空気を供給するエンジンダクト２２とコアエンジン１２から排気ガス５を後方に噴射する排気ダクト２４とを備える。
なお、エンジンダクト２２はこの例に限定されず、１又は複数の任意のリヤダクト１８から空気を供給してもよく、或いは外気を直接供給してもよい。
この例において、エンジンダクト２２の入口と出口は、コアエンジン１２と同一の角度で、航空機の機体軸２に対して斜めに位置し、リヤダクト１８から空気を導入し後方に排気しやすくなっている。
なお、エンジンダクト２２の断面形状及び断面面積は、入口から出口まで同一でも変化してもよい。

排気ダクト２４の入口は、コアエンジン１２と同一の角度で、航空機の機体軸２に対して斜めに位置し、コアエンジン１２から排気ガスを排出しやすくなっている。また、排気ダクト２４の出口は、航空機の機体軸２に対して垂直に位置し、航空機１の後方に加速された排気ガス５を噴射しやすくなっている。
なお、排気ダクト２４の断面形状及び断面面積は、従来のジェットエンジンの排気ノズルと同様であるのがよい。また、この排気ダクト２４の内部に、アフターバーナを設けてもよい。

図３は、図２の高バイパス比ジェットエンジンを搭載した航空機の模式図である。この図において、航空機は既存の機体であり、その主翼１の下部に本発明の高バイパス比ジェットエンジン１０を搭載している。

図４は、図２の高バイパス比ジェットエンジンを搭載した別の航空機の模式図である。この図において、航空機は現在開発が進められている機体（Ｂｌｅｎｄｅｄ Ｗｉｎｇ Ｂｏｄｙ）であり、その主翼１の内部に本発明の高バイパス比ジェットエンジン１０を搭載している。

図５は、本発明による高バイパス比ジェットエンジンの実施形態を示す別の図である。
この図において、図５（Ａ）は上述した第１実施形態であり、そのうちファン駆動用のコアエンジン１２、複数のファン１４、および連結シャフト２０のみを示している。
図５（Ｂ）と図５（Ｃ）は、本発明による第２、第３の実施形態図である。
図５（Ｂ）に示すように、ファン１４は、コアエンジン１２の前方及び後方の両方に位置してもよい。また、図５（Ｃ）に示すように、ファン１４は、コアエンジン１２の後方のみに位置してもよい。

上述した本発明の構成によれば、１又は複数のフロントダクト１６により、複数のファン１４に外気３を供給し、１又は複数のリヤダクト１８により、各ファン１４で加速された空気４を航空機の後方に噴射するので、各ファンのファン直径を大きくせずに、バイパス空気流量を大幅（少なくも２倍以上）に増加させることができる。

また、ファン駆動用のコアエンジン１２のエンジン軸１３が、航空機の機体軸２に対して斜めに配置され、このコアエンジン１２により複数のファン１４が直接回転駆動されるので、低圧タービンの段数を増やさず、かつ複雑な減速機を用いることなく、バイパス空気流量を大幅に増加して高バイパス比化を達成できる。

すなわち、本発明では、エンジン自体の機構を複雑化することなしに、複数のファンを用いることで、高バイパス比化を実現する。ファン直径が大きくならないため、エンジンインストレーションの問題を回避することができる。また、ＬＰ軸（低圧タービンの回転軸）を従来と同等の周速で回転させることができるので、低圧タービンの段数を増加させる必要がなく、エンジン重量が増加することもない。さらに、ギアードターボファンで使用される減速機（例えば遊星歯車）が不要となるので、減速機による重量増も発生しない。

また本発明は、ファンが１つでも複数でも、コアエンジンが１つでも複数でも適用可能である。また本発明は、従来の機体にも、将来の機体（例えば、Ｂｌｅｎｄｅｄ Ｗｉｎｇ Ｂｏｄｙ）にも適用することが可能である。

なお、本発明は上述した実施の形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変更を加え得ることは勿論である。

１ 航空機の主翼、２ 航空機の機体軸、
３ 外気、４ 加速された空気、５ 排気ガス、
１０ 高バイパス比ジェットエンジン、
１２ コアエンジン、１３ エンジン軸、
１４ ファン、１５ ファン軸、
１６ フロントダクト、１６ａ 入口、１６ｂ 出口、
１８ リヤダクト、１８ａ 入口、１８ｂ 出口、
２０ 連結シャフト、２２ エンジンダクト、
２４ 排気ダクト

Claims (4)

1. 航空機に搭載される高バイパス比ジェットエンジンであって、
   航空機の機体軸に対してエンジン軸が斜めに配置されたファン駆動用のコアエンジンと、
   前記エンジン軸の軸方向に間隔を隔てて位置し前記コアエンジンにより直接回転駆動される複数のファンと、
   前記各ファンにそれぞれ独立に外気を供給する１又は複数のフロントダクトと、
   前記各ファンで加速された空気を、航空機の後方に噴射する１又は複数のリヤダクトと、を備えたことを特徴とする高バイパス比ジェットエンジン。
2. 前記複数のファンのファン軸は、前記コアエンジンと同一の角度で、航空機の機体軸に対して斜めに配置されており、
   前記エンジン軸とファン軸は同軸上に位置し、かつその間を１又は複数の連結シャフトで直結されている、ことを特徴とする請求項１に記載の高バイパス比ジェットエンジン。
3. 前記ファンは、前記コアエンジンの前方及び／又は後方に位置する、ことを特徴とする請求項１に記載の高バイパス比ジェットエンジン。
4. 前記リヤダクトからコアエンジンに空気を供給するエンジンダクト、を備えたことを特徴とする請求項１に記載の高バイパス比ジェットエンジン。

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