JP2011069342A

JP2011069342A - 超音速機推進システム

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Publication number: JP2011069342A
Application number: JP2009238709A
Authority: JP
Inventors: Isamu Nemoto; 勇根本
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2009-09-24
Filing date: 2009-09-24
Publication date: 2011-04-07

Abstract

【課題】遷音速上昇時は加速性能を高め、超音速巡航時には推力一定でファン回転数を増減し、インテーク背圧を制御してインテークでの抽気量を削減することにより超音速機推進システムの全体効率を改善する。
【解決手段】高圧タービン（ＨＰＴ）と低圧タービン（ＬＰＴ）の入口面積を固定とし、両者の出口面積は可変として、遷音速ではＨＰＴ出口面積を広げＬＰＴ入口から抽気してファンを過回転にすることなく圧縮機（ＨＰＣ）の回転数を高めて、加速のための推力を増し、超音速ではＬＰＴ入口抽気により高推力を維持すると同時に、ＬＰＴ出口面積（コアダクト出口面積）を開閉して、ＬＰＴ膨張比を変化させることにより、ＨＰＣ回転数ほぼ一定でファン回転数を変化させる。
【選択図】図１

Description

超音速機用可変サイクルエンジンは、インテーク、ターボファン、末細−末広ノズルから成る推進システムであり、マッハ数や飛行条件により変化するインテークとエンジンの作動状態をマッチングさせ、エンジン要求流量とインテークやノズルの流量を整合して最適化しなければならない。本発明は、超音速機推進システムの統合化技術に関する。

２００３年、運航が停止されたコンコルド（超音速旅客機）は、騒音とレンジの短さから限られた路線しか就航できず、燃費の悪さと相俟って経済的に成功しなかった。次世代超音速輸送機（ＳＳＴ）は、それらの欠点を克服したものでなければならない。

コンコルドの反省から次世代ＳＳＴ推進用エンジンとして、離陸時に排気速度を低めて騒音を低減するためバイパス比（ＢＰＲ）を高め、高速飛行時には排気速度を上昇させて比推力を高めるためＢＰＲを低下させる、所謂ＢＰＲを可変にできる可変サイクルエンジン（ＶＣＥ）が、我が国をはじめ欧米諸国で研究開発されている。ＢＰＲを可変にする方法は種々検討されており、これまでにダブルバイパスエンジン、可変流量制御エンジン、ダンデムファンエンジン等が提案されている。

また我が国には、国家プロジェクトとして国際共同開発研究が進められたＨＹＰＲ（超音速輸送機用推進システム）。その後継プロジェクトであるＥＳＰＲ（環境適合型次世代超音速システム）がある。コンバインドサイクルエンジンであるＨＹＰＲのターボ系エンジン、およびその後継プロジェクトであるＥＳＰＲは、低圧タービン可変静翼（ＬＰＴ−ＶＧ）を採用し、低速ではＬＰＴ−ＶＧを絞ってＢＰＲを高め、高速ではＬＰＴ−ＶＧを開いてＢＰＲを低めるＶＣＥである。

これ等に対し、上記ＶＣＥとはＢＰＲの変化のさせ方が異なる独自の発想に基く方式が提案されている。上記ＶＣＥは何れも高圧タービン（ＨＰＴ）と低圧タービン（ＬＰＴ）の流量が等しいが、これ等と異なり、高／低圧タービン間抽気によってＬＰＴよりＨＰＴの流量を多くして、ＢＰＲの変化の量を他の方式より大きくするインタータービン・バイパスエンジンである（特許文献１ではダブルバイパス・エンジンと称している）。

特許第３９０３２７０号特願２００７−２５０１５１

日本航空宇宙学会、第３版航空宇宙工学便覧、丸善株式会社、２００５年１１月、Ｐ．３７８，Ｐ．５０３，Ｐ．５４２〜５４３日本ガスタービン学会誌、特集「超音速輸送機用推進システム（ＨＹＰＲ）」、Ｖｏｌ．２８、Ｎｏ．１、２０００年１月日本ガスタービン学会誌、特集「環境適合型次世代超音速推進システム（ＥＳＰＲ）」、Ｖｏｌ．３２、Ｎｏ．５、２００４年９月

超音速機推進システムの推力分布は、コンコルドを例に取ると、離陸時はエンジン自体が全推力の８２％、インテークは１２％、残りの６％は排気ノズルであるが、超音速巡航時では、エンジン自体の推力分布は僅か８％、インテークは６３％を分担し、排気ノズルは２９％と著しく変化する。従って超音速機推進システムはエンジン自体の効率改善もさることながら、インテークとエンジンのマッチングを最適化し、全運転範囲で推進系全体の正味推力が最も高くなる作動状態に保つことが極めて重要である。

超音速インテークの機能は、全運転範囲でエンジン側からの要求を満たすよう、エンジンに供給される空気の状態を調整することにある。超音速インテークは、背圧を増すと亜臨界流れとなり、垂直衝撃波はスロートの上流に発生し、インテーク前面に形成された斜衝撃波は、衝撃波角度を増加させ前方に移動して空気を吸込むため、流量捕獲率が低下して漏れ流量が増し、エンジン流量が減少する。

背圧が低下すると超臨界流れとなり、最終衝撃波がスロートの下流に移る。亜音速ディフューザーに垂直衝撃波が立つと境界層との干渉により境界層剥離が発生し、全圧損失が増加する。

安定的に臨界作動状態を保持するためには、終端衝撃波の制御をスロートのスリットからの抽気や、バイパスによって行う。しかしこれらインテークでの流量抽出は内部抗力の増大をもたらす。

本発明の解決すべき第一の課題は、従来、超音速巡航時に推力分布が大きくなるインテークの作動状態を推力分布が小さくなるエンジンの作動条件に合わせていたのに対し、逆に推力分布の大きいインテークに、推力分布が小さいエンジンの作動を合わせ、インテークでの内部抗力の増大を生む抽気量を削減することである。

超音速インテークは、亜臨界作動状態と超臨界作動状態では出口流量が異なる。解決すべき第一の課題に基づきエンジン流量をインテーク側の変化に合わせるには、推力一定でファン吸込空気流量を変化させる必要がある。従って離陸時および低速飛行時は、騒音低減のためＢＰＲを高め、高速飛行時は比推力を高めるためＢＰＲを低くするという、これまでの超音速機推進システムの常識を覆し、超音速においてタービン入口温度（ＴＩＴ）、全圧力比（ＯＰＲ）一定で、つまり推力一定でＢＰＲを変化させなければならない。これが本発明の解決すべき第二の課題である。

本発明は、特許文献１、特許文献２の可変サイクルエンジン、即ち高／低圧タービン間抽気によりＨＰＴとＬＰＴの流量を違え、ＢＰＲを大きく変化させるＶＣＥに、上記の新しい着眼点による課題を解決するため、新たな概念を加えたものである。

本発明の概念図を図１に示す。また図１のＡ−Ａ断面図を図２に示す。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、ＴＣは前後に出し入れ可能なテールコーンであり、ＣＤＮｏｚｚｌｅは末細−末広ノズル、Ｐは抽気管、ＢＶは抽気弁である。数字はエンジンの各位置を表す。抽気管Ｐは冷却の容易性を確保するため、バイパスダクト内を放射状に通し、ダクト内壁側に抽気弁ＢＶを設ける。テールコーンＴＣを前後に移動し、コアダクト出口面積を変化させることにより、ＬＰＴ排気とファンバイパス排気は等しい静圧で混合できる。しかし抽気ガスはＯＰＲとＴＩＴを高めるとＰ_５が高くなり、他の排気との全圧差が大きくなるので、静圧を等しくして混合することはできない。そこで高温高圧の抽気を主流の外側に流出させる構造とし、図２に示すように、抽気管出口の表面積を断面積を増さずに大きくして、ジェット混合を促進する。特許文献１および特許文献２と本発明の違いは、混合の順序であり、本発明では先ずＬＰＴ排気とファンバイパス排気を混合し、その混合ガスに抽気を再導入している点である。

本エンジンの新たな構想は、エンジンの推重比を高めるために、設計点でのＯＰＲを高く設定した場合、超音速巡航時にラム圧縮の影響で圧縮機出口温度（ＣＤＴ）が材料許容温度に近付き制限を受けるので、これに対処するため、上記方式に次の流量制御を加えたものである。テールコーンＴＣの前後移動をコア排気とバイパス排気の混合において、その静圧を一致させるためのみでなく、ＬＰＴ膨張比の制御にも利用する。即ち、ＨＰＴとＬＰＴの入口面積は固定し、両者の出口面積は可変とする。超音速巡航時においてＬＰＴ膨張比を変えファン回転数を変化させることができると、超音速インテークとエンジンのマッチングをエンジン側から最適化することができる。このＬＰＴ膨張比の制御は、上記の如くＬＰＴ排気とファンバイパス排気を最初に混合することによって成り立つ。

高／低圧タービン間抽気によるＢＰＲの変化とテールコーンＴＣの前後移動によるＢＰＲの変化は、その目的が異なるので、先ず二つの方法の違いについて説明する。抽気率Ｑを数１で定義する。

ここでｍ_ｃはＨＰＣ流量、ｍ_Ｑは抽気流量、ｍ_ｈｔはＨＰＴ流量、ｍ_ｌｔはＬＰＴ流量、ｆは燃料空気混合比である。ＢＰＲとＱの関係は、数２で表される。

数２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ＢＰＲが低下しコア流量が増加することが分かる。即ち抽気により推力を高めることができる。低圧軸回転数Ｎ_１は数３で、高圧軸回転数Ｎ_２は数４で表される。

ここでＣｐｔはタービン側定圧比熱、η_ｍは回転系の機械効率、Ｔは全温である。数４からＮ_２は、Ｔ_４（タービン入口温度）と抽気率Ｑにより制御され、一般には制御されないＮ_１も数３からＱとＴ_５（陰にはＴ_４）によって制御されるので、燃料流量を増しながら高／低圧タービン間から抽気すると、Ｎ_１を所要の回転数に留めたままＮ_２を上昇させＢＰＲを下げることができる。

数３、数４からＮ_１を所要の回転数に留めたままＮ_２を上昇させるには、Ｔ_４を上昇させなければならない。つまり抽気率Ｑの増加は燃料流量の増加を伴いＯＰＲを上昇させる。ラム圧縮が小さいためＣＤＴの制約を受けない遷音速では、ファンが過回転にならないよう抽気によりファン回転数を抑えて、ＨＰＣ回転数を増加し比推力を高めることができる。

ところがＨＹＰＲのように低いＯＰＲではなく、ＥＳＰＲのように高いＯＰＲに設定すると、ラム効果が大きい超音速ではＴＩＴとＣＤＴが制約を受けることになるので、燃料流量をより増加してＨＰＣ回転数を高めることができなくなる。そこで超音速巡航では燃料流量を増さず、ＬＰＴ出口面積を広げるとＴＩＴの上昇を伴わずＬＰＴ膨張比を増すことができる。このようにＴＩＴとＣＤＴの制約のもとでは、ＨＰＣ回転数をほぼ一定に保ち、逆にファン回転数を増減してＢＰＲを変化させる。

本サイクルにおけるＨＰＴとＬＰＴの膨張比制御について説明する。質量流束パラメータｍａｓｓｆｌｕｘｐａｒａｍｅｔｅｒ（ＭＦＰ）を数５で定義する。

ここでＡは流路断面積、Ｃｐは定圧比熱、Ｍはマッハ数、Ｐは圧力、κは比熱比である。ＨＰＴとＬＰＴの入口と出口の状態を、ＭＦＰを用いて表すとそれぞれ数６、７となる。

ここでＡ_Ｑは抽気弁ＢＶの開口部面積で、Ａ_５＋Ａ_ＱはＨＰＴ出口面積である。またＡ_７Ｔはコアダクト出口面積である。両式で出口面積を増すと右辺の面積比、ＭＦＰ比ともに増加するので、それぞれの膨張比が上昇する。前述のように数６では、Ｎ_１を所要の回転数に留めたままＨＰＴ膨張比を増すには、Ｔ_４、Ｐ_４を上昇させなければならない。一方、数７ではＨＰＣ回転数Ｎ_２を抑えて、即ち燃料流量を増さず、コアダクト出口面積を開いてＬＰＴ膨張比を増すと、Ｐ_５が上昇するのではなくＰ_６、Ｔ_６が降下する。

以上から、ＨＰＴ出口面積を広げＬＰＴ入口抽気によりＢＰＲを低下させると推力が増加し、ＬＰＴ出口面積（コアダクト面積）を変えてファン回転数を増減しＢＰＲを変化させると、ファン入口軸流速度が変化し、超音速インテークの背圧を制御することが可能になる。このように本発明の課題解決は、ＨＰＴとＬＰＴの出口面積それぞれの制御の組み合わせによって実現される。両タービン制御の目的を表１に示す。

本発明の効果の第一は、造波抵抗が大きく飛行が不安定になる遷音速上昇時に高／低圧タービン間抽気を行って大幅にＢＰＲを低め、推力を高めることができる点である。その上、本ＶＣＥはアフターバーナーと違って燃料の増量が圧縮のピーク時に行われるため、比較的少ない燃料消費率（ｓｆｃ）の上昇で、加速性能を高めることができる。

本発明の効果の第二は、超音速巡航時にエンジン側から超音速インテークとエンジンの作動状態をマッチングさせることができる点である。本サイクルは、前述のように超音速飛行時に推力一定でファン回転数を変えることができる。よって超音速インテークが亜臨界作動状態にあるとき、ファン回転数を高めてインテーク背圧を下げ、超臨界作動状態にあるとき、ファン回転数を下げてインテーク背圧を高めることで終端衝撃波の位置を制御し、内部抗力が大きな抽気の量を削減することができる。

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１のＡ−Ａ断面図。ファン特性マップ。ＨＰＣ特性マップ。超音速巡航時におけるタービン出口面積の変化とタービン特性の関係図。膨張側のエンジン位置４から８までの状態量の変化を表したＴ−ｓ線図。

発明を実施するための形態は、「課題を解決する手段」の説明のために、既に図１にその概念図を、図２に図１のＡ−Ａ断面図を示した。

実施例（計算例）

「発明の効果」で示した本発明のサイクル特性を、ファン、ＨＰＣ、タービンの作動特性マップを用いて計算した結果により、詳しく説明する。表２にＥＳＰＲの目標エンジン仕様を示す。

ＨＹＰＲのターボ系エンジンでは、離陸時のファン圧力比は２．６、ＨＰＣ圧力比は４．８５であるから、表２のＥＳＰＲのＯＰＲはかなり大きく、また超音速巡航時のＴＩＴも１８７３Ｋから１９２３Ｋへと大幅に上昇している。本計算では、できるだけ表２の諸元に準じるよう努めた。離陸時を設計点とし、離陸時のＢＰＲ、ＴＩＴ、ＯＰＲは上表と一致させた。また離陸時における騒音対策のためのミキサエジェクタノズルでの推力損失は７．５％と仮定した。尚、本計算では冷却空気は見積もっていない。本計算に用いたファン作動マップを図３に、ＨＰＣ作動マップを図４に示す。両図においてＡはＳＬＳ（Ｓｅａ−ＬｅｖｅｌＳｔａｔｉｃ）の作動点である。

先ず、遷音速（Ｍ_０＝０．９）の作動から説明する。図３および図４のＢ１は、抽気率Ｑ＝０（固定サイクルに相当）の作動点である。

作動点Ｂ２ではＢ１より燃料流量を増し、ＨＰＣ修正回転数を高める。それに伴い高／低圧タービン間から約５．３％の抽気を行い、ファンの過回転を防ぎファン相対修正回転数を１１０％に留める。Ｂ２では推力の増加にも関わらずＢＰＲが高く維持されているためｓｆｃが低減される。

Ｂ３は遷音速域で加速性能を高めるための計算例で、燃料流量をより一層増加し、ＨＰＣ相対修正回転数を１０５％に上昇させ、１０．８％の抽気を行う。ＴＩＴを高めることにより、ファン圧力比を高めてＯＰＲを上昇させ、推力を増加する。飛行高度１０ｋｍ、飛行マッハ数Ｍ_０＝０．９での性能を表３に示す。表において推力比はＳＬＳの推力に対する比である。亜音速および遷音速では、ＣＤＴに余裕があり機械的に許される範囲でＯＰＲを高めることができる。

亜音速、遷音速と違い超音速飛行では、ラム圧縮の影響で、Ｐ_３、Ｔ_３が高くなり、ＣＤＴは制約を受ける。図３および図４のＣ１、Ｃ２、Ｃ３は、超音速巡航時の作動点であり、Ｔ_４とＯＰＲ一定で、下記の三つの可変機構操作により流量制御を行って運転状態を変えたものである。即ち；
１）超音速巡航時の抗力に対抗する推力を得るため、ＬＰＴ入口から抽気を行い、ＨＰＣ流量を確保する。
２）コアダクト出口面積Ａ_７Ｔを変えＬＰＴ熱落差に変化を与えて、ファンの回転数を増減する。
３）排気ノズルのスロート面積Ａ_８を変化させ、ファン空気流量の増減に対応する。

Ｃ１は表２に示すＥＳＰＲの超音速巡航Ｍ_０＝２．２における仕様に忠実に従った作動点で、固定サイクルでは上昇するＢＰＲを１．１８に止めるため１３．９％の抽気が必要になる。

Ｃ２は、ＨＰＴ修正流量概ね一定で抽気率Ｑを増し、ＬＰＴのエネルギを減らすことによってファン回転数を低下させＢＰＲを下げた場合で、ファン入口軸流速度が減少する。

Ｃ３では、テールコーンＴＣの移動によりコアダクト出口面積Ａ_７Ｔを広げる。よって数７からＬＰＴ膨張比が増しファン回転数が上昇、ファン入口軸流速度が高まる。

表４に超音速性能を示す（飛行高度１７ｋｍ、飛行マッハ数Ｍ_０＝２．２）。

本計算では、タービン修正流量を膨張比のみの関数とし数８のように楕円で近似した。

但しＰ_ｉ／Ｐ_ｅ≧（Ｐ_ｉ／Ｐ_ｅ）_{ｃｈｏｋｅ}の場合はｍ√θ_ｉ／δ_ｉ＝（ｍ√θ_ｉ／δ_ｉ）_{ｃｈｏｋｅ}である。ここで添字ｉは入口、ｅは出口を表す。

図５に超音速巡航でのタービン出口面積の変化とタービン特性の関係を示す。図において横軸の左側はチョーク状態のＨＰＴ入口修正流量に対する相対修正流量をとってある。横軸の右側は数６、７の右辺である。この二つの式は、タービン入口に対する出口の修正流量比そのものである。超音速ではＴＩＴ、ＯＰＲ一定としているので、ＨＰＴの膨張比および修正流量の変化はごく僅かである（ほぼチョーク状態）。

ＬＰＴ入口圧力はＨＰＴ出口で設定され、コアダクト出口面積を広げ出口修正流量を増すと、出口圧力Ｐ_６が降下し、膨張比が増加する。図５よりタービン動翼から離れた下流にある絞り（可変ＴＣ）が、タービン出口修正流量や膨張比に影響を及ぼしていることが見て取れる。

膨張側のエンジン位置４から８（ノズルスロート）までの状態量変化を混合領域の表示を省略して図６にＴ−ｓ線図で示す。Ｃ３はＰ_５が上昇せず、Ｐ_６が降下してＬＰＴ膨張比が増すことがよく分かる。

Ｃ３は図３に示す如くファン回転数が増しファン吸込空気流量が多くなるので、離陸時よりＢＰＲが高くなる。これでは比推力が小さくなりラム抗力も増して、低速ではＢＰＲが高く、高速では低くあるべきだという、超音速機用可変サイクルエンジンに求められる性能に反する。しかし本エンジンはコアダクト出口面積Ａ_７Ｔの開閉によりファン流量が増減するが、高／低圧タービン間抽気により、Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３のＨＰＣ実流量および燃料流量は維持される。Ｃ３の場合、図６に示す如くｐ_８は他よりも低く全体の膨張仕事が増している。よってラム抗力が増しても正味推力はＣ１とＣ３で変わりがない。つまりエンジンの流入運動量と流出運動量の差は３つのケースでほとんど変わりがない。このように本サイクルは、超音速巡航時に推力一定でファン入口状態を変化させることができるので、超音速インテークの背圧を制御できるのである。

国家プロジェクトであるＥＳＰＲの三大課題は、環境適合性向上のための空港騒音低減、ＮＯ_Ｘ排出削減、ＣＯ_２排出削減である。先ず騒音問題については、本サイクルの試算は、離陸時のＴＩＴ、ＯＰＲ、ＢＰＲをＥＳＰＲと同等に設定しており、排気速度は同程度になる。従ってミキサエジェクターノズルを用いれば、本発明は離陸騒音低減という課題を解決できる。

次にＣＯ_２排出削減であるが、これはｓｆｃの低減が決め手である。本発明は推進システムの全体効率を改善することにより、この課題を解決できる。また燃料経済性の改善は、これも超音速機の重要課題である航続率を大きくする。

超音速インテークとエンジンのマッチングをエンジン側から最適化するという考えは、新規性に富み、また従来の常識を破って、超音速巡航時に推力一定でＢＰＲを変化させるという概念は、当業者にとって自明な技術ではなく、過去の事例から容易に類推できるものではない。

以上から、本発明は独自性に富んだ産業上の利用可能性が極めて高い発明である。

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：前後に出し入れ可能なテールコーン
ＣＤ：Ｎｏｚｚｌｅ：末細−末広可変排気ノズルＰ：抽気管ＢＶ：抽気弁
図１における数字：エンジンの各断面位置を表す
図３、４における符号
Ａ：ＳＬＳでの作動点Ｂ１、Ｂ２、Ｂ３：マッハ数Ｍ_０＝０．９での各作動点
Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３：マッハ数Ｍ＝２．２での各作動点

Claims

超音速機用低バイパス比ターボファンエンジンにおいて、低圧タービン（ＬＰＴ）排気ダクト出口に前後に出し入れ可能なテールコーンＴＣを設けてコアダクト出口面積を可変とし、ＬＰＴの入口と、コアダクト出口より下流の排気ダクトを結ぶ、抽気弁ＢＶを備えた抽気管Ｐを設けることによって、高圧タービン（ＨＰＴ）とＬＰＴの入口面積を固定とし、両者の出口面積を可変とすることで、ＨＰＴの入口に対する出口の修正流量比を増すと推力が高まり、ＬＰＴの入口に対する出口の修正流量比を変化させると、推力一定でバイパス比を変えられることを特徴とする二つの可変機構を組み合わせることにより、遷音速上昇時にはＬＰＴ入口から抽気して、ファンを過回転にすることなく圧縮機（ＨＰＣ）回転数を高めて加速性能を向上させ、超音速巡航時には、ＬＰＴ入口抽気により高推力を維持すると同時に、テールコーンＴＣの移動によりコアダクト出口面積を変えＬＰＴ膨張比を変化させることにより、ＨＰＣ回転数ほぼ一定でファン回転数を変化させファン入口軸流速度を増減して、インテーク背圧を制御し、超音速では推力分布が大きくなるインテークに、推力分布が小さくなるエンジンの作動をマッチングさせる、従来とは逆なインテークとエンジンのマッチング方法によって、内部抗力が大きなインテーク抽気を削減し、マッハ数や飛行条件でそれぞれが変化するインテークとエンジンの作動状態を一つのシステムとして統合、最適化して、システムの全体効率を向上させる超音速機推進システム。