JP2018059491A - 超高バイパス比可変サイクルターボファンの流量制御法 - Google Patents

Abstract

【課題】 超高バイパス比ターボファンは、比推力が小さく巡航速度が低くなる点。【解決手段】 超高バイパス比コンベンショナルターボファンのコアノズルを可変形状とし、圧縮機入口に可変入口案内翼ＶＩＧＶを設け、巡航時にＴＩＴを上げて圧縮機回転数を高めたとき、コアノズルを絞ってファン回転数を下げ、ＶＩＧＶのスロート面積を広げて圧縮機のサージングを防ぐ、可変コアノズルとＶＩＧＶを連動させた流量制御法によって巡航時にファン回転数を下げて最大巡航推力を高めることを可能とする。この可変サイクルにより比推力が増加し巡航速度が高まるので所要時間が短縮され、燃料使用料を節減することができる。【選択図】図１

Description

本発明は、超高バイパス比ターボファンエンジンのサイクルを可変化する流量制御法に関し、巡航時にファン回転数を下げ、圧縮機回転数を上げて、最大巡航推力を高める可変サイクルを流量制御によって実現する方法である。

本発明は超高バイパス比ターボファンと可変サイクルエンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ）の両方に関係する技術である。先ず超高バイパス比ターボファンの背景技術について説明する。より一層の対環境性の向上と燃料消費率（ＳＦＣ：Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｆｕｅｌ Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）低減のためターボファンエンジンの超高バイパス比化が世界の潮流となっている。

超高バイパス比ターボファンには、コンベンショナルターボファン、ギアードターボファン、オープンロータ等の形式があり、世界のエンジンメーカーにより鋭意研究開発が進められている。例えばギアードターボファンは、ファン駆動タービンである低圧タービンとファンを、ギアを介して結び、直径が大きく周速の制約があるファンの回転を低く抑えている。オープンロータ方式は、ファンを収納するナセルがなく、プロペラ同様外気で直径の大きなファンを回転させ推進する。このようにファン径を従来のターボファンより大きくし、バイパス比（ＢＰＲ：Ｂｙｐａｓｓ Ｒａｔｉｏ）を高めると推進効率が向上しＳＦＣが改善される。本発明はコンベンショナルターボファンの超高バイパス比化に関するものである。

次にＶＣＥの技術背景について説明する。ＶＣＥは元来、超音速機を対象としたエンジンであり、亜音速域ではターボファン、超音速域ではターボジェットとして飛行速度に応じてエンジンの形態を変えることで超音速飛行を可能とし、またＳＦＣや騒音の大幅な低減を図るものである。我が国においては、旧通産省工業技術院産業科学技術研究開発制度のもと１９８９年から１９９８年に亘って超音速輸送機推進システムの研究開発が実施されたが、そのシステムにおいて飛行マッハ数０〜３で作動するターボ系エンジンは、低圧タービン静翼とＲ―ＶＡＢＩ（リア―バリアブルエリアバイパスインジェクター）、および排気ノズルを可変機構とした可変サイクルエンジンである。可変サイクルは亜音速機でも性能が改善されることが知られており、多種の亜音速機用ＶＣＥが提案されている。しかし亜音速機のＶＣＥは実用化されていない。その理由は、機構が複雑になる、重量及びコストが上昇する、信頼性が損なわれるというデメリットの方が、ＶＣＥ化による低燃費化のメリットを上回ると考えられてきたためと思われる。

特許第３９０３２７０号 特願２０１０−２３００４２

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 Ｖｏｌ．２０ Ｎｏ．７７．１９９２年．６月．Ｐ．４０〜４２ 遠藤征紀著 「航空用ガスタービンの信頼性向上」日本ガスタービン学会 Ｖｏｌ．２６ Ｎｏ．１０１．１９９８年．６月．Ｐ．７ 北川和也、秋山直輝、福山佳孝著 「可変面積ノズル付き高バイパス比ターボファンエンジンの性能評価」第３３回ガスタービン定期講演会 講演論文集 ２００５年．Ｐ．１３１ 坂田公夫、林茂、柳良二共著 「ＪＡＸＡ航空ビジョンと研究動向」第３６回ガスタービン定期講演会 講演論文集 ２００８年 Ｐ．６ 超音速輸送機用推進システム国際シンポジウム予稿集 １９９５年．１０月．Ｐ．２２９〜２３５ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｓ ａｔ Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ １９５５−１９９５

本発明が解決しようとする課題は、第１にファンと低圧タービン（ＬＰＴ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）が直結し減速装置を持たない超高バイパス比コンベンショナルターボファンは、ファン翼端で発生する衝撃波損失を避けるため、ファン回転数Ｎ１を低くせざるを得ない。そのため比推力が減少し、巡航速度が低下する点である。

他方、２軸直列フリータービン形式のガスタービンは、高圧軸回転数を高めると低圧軸回転数も上昇し、高圧軸回転数を下げると低圧軸回転数も低下する。その上高圧軸と低圧軸の回転数の変化は、低圧軸回転数の方が大きいという特性がある。解決しようとする課題の第２点は、この高低両圧軸の間の拘束を解くことである。可変サイクルにとって最も重要なコンセプトは、必要に応じてタービン入口温度（ＴＩＴ：Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｉｎｌｅｔ Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）を高めたとき、ファンの作動に拘束されることなく圧縮機の回転数を高めることができることである。より端的に言えば、低圧軸回転数Ｎ１を下げて高圧軸回転数Ｎ２を高めることができることである。

本発明の流量制御法を用いた超高バイパス比可変サイクルターボファンの概念図を図１例１に示す。その機構は、コアノズルを可変形状とし、圧縮機（ＨＰＣ：Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）の入口に可変入口案内翼（ＶＩＧＶ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｉｎｌｅｔ Ｇｕｉｄｅ Ｖａｎｅ）を設けた可変サイクルエンジンである。
尚、可変コアノズルは排気ダクトの出口面積を開閉する、或いはテールコーンを軸方向に出し入れする等、どのような方法でもよい。

課題を解決するための手段をサイクル計算に基づいて説明する。計算は海面上静止状態（ＳＬＳ： Ｓｅａ Ｌｅｖｅｌ Ｓｔａｔｉｃ）を設計点とする。エンジンパラメータの設定はＴＩＴ：１７７３Ｋ、高圧圧縮機圧力比（ＨＰＲ：Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）：１２、低圧圧縮機圧力比（ＬＰＲ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）：２．２２、ファン圧力比（ＦＰＲ：Ｆａｎ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）：１．５、全圧力比（ＯＰＲ：Ｏｖｅｒａｌｌ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）：４０、ＢＰＲ：１０とし、計算結果からＳＬＳでエンジン要素の幾何形状を固定した。

巡航時の設計点外性能計算では、高度：１０ｋｍ、飛行マッハ数：０．８５とし、インテークにおける圧力回復係数は１と仮定した。ファン、低圧圧縮機（ＬＰＣ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）、ＨＰＣの断熱効率はηａｄ＝０．８５一定とし、タービン断熱効率は速度比（Ｎ／√θｉ）／（√１−Ｔｅ／Ｔｉ）の関数として計算した。ここでＮは回転数、添字ｉは入口、ｅは出口、θはＴ／Ｔｓ、Ｔｓは標準温度である。上空における固定サイクルの計算は、ＦＰＲを１．４９から１．４と振って性能の変化を調べた。一方可変サイクルは、低圧軸回転数Ｎ１を下げて高圧軸回転数Ｎ２を高めるので、ファン（相対）修正回転数を１（ほぼ）以下とした。

サイクル計算の結果を示す図２〜図４に基づいて本流量制御法を説明する。図２の例２にファンマップを示す。細い作動線が固定サイクル、太い作動線が可変サイクルであるが、ＶＩＧＶの作用による作動線の移動が小さく見え難いので、図２の例３にファンマップの拡大図を示す。図２の例４はＬＰＣ、例５はＨＰＣの作動マップである。それぞれのマップに固定サイクルの作動線と可変サイクルの作動線を示す。また図２例６に上空における固定サイクルと可変サイクルのＦＰＲに対するＴＩＴの変化を示す。

上空でコアノズル面積を絞るとＬＰＴとノズルへの仕事の配分が変化し、ＬＰＴの仕事が減少するため、ファン作動点は図２例３のＦＰＲ１．４９（右端）から１．４６まで細い作動線上を降下する。

次にＶＩＧＶの軸方向角度を狭めスロート面積を広げると、ファンは出口側流路面積が広がり背圧が低下する。よってファン作動線は図２の例３に太線で示すようにチョーク側に移動しＦＰＲは１．４５５（太い作動線の右端）に低下する。またＶＩＧＶの作動によりコア流量は増すので（図２例４のＬＰＣマップ参照）、ＨＰＣ作動線はサージライン側に寄らずサージマージンが確保される。次に図２の例６に示すようにＴＩＴを高めると、図２の例５に示すようにＮ１一定のままＨＰＣ回転数Ｎ２がサージ余裕を持って上昇する。

次にタービン側の流量特性を示す。図３の例７は高低両圧タービンの流量特性、図３の例８は低圧タービンとコアノズルの流量特性、図３の例９は膨張側のＴ−ｓ線図である。また表１にタービンとコアノズルの温度変化を示す。何れの図もＦＰＲ：１．４６の固定サイクルとＦＰＲ：１．４５５の可変サイクルを比較したものである。

図３例７の固定サイクルは高低両圧タービンともチョークしているが、可変サイクルはチョークしていない。可変サイクルのＨＰＴ修正流量、及び膨張比は固定サイクルより僅
が大きいのは、図２例６にあるようにＴ_４を高めたためである。従って可変サイクルのＨＰＴの仕事は固定サイクルより大きくなりＨＰＣ出口圧力Ｐ_３が高くなるので図３例９にあるように可変サイクルのＰ４は高くなる。また図３例８からコアノズルを絞るとノズル膨張比が増し、ＬＰＴ膨張比が減少する。これは図３例７でＨＰＴ修正流量の僅かな減少によりＬＰＴ膨張比が大きく減っていることと符合する。このようにコアノズルを絞ってＰ３を高めると、ＨＰＴとＬＰＴがチョークしない可変サイクルとなる。

ＴＩＴを高めてコアノズルを絞ると、図４例１０に示すようにＮ１に対するＮ２が大きく上昇する。すると図４例１１から分かるように太線の可変サイクルはＢＰＲが急激に低下する。従ってＮ１を下げて推力を大きく増せることが図４例１２から分かる。推力の増加にともない図４の例１３に示すようにＳＦＣは低減されるが、最大巡航推力では僅かに上昇する。図４の例１２と例１３からＳＦＣをほとんど高めることなく推力を増強できることが分かる。

この計算では、図４例１２の可変サイクル最大巡航推力（太線右端）は、固定サイクルの最大巡航推力（細線右端）より約９ポイント上昇、１６．９％推力が大きくなる。図４例１３のＳＦＣは０．００１７ポイント上昇、僅かに０．２５％悪化する。このときファン修正回転数Ｎ１は１．０４７から１．００５７（ほぼ１）に低下する。

このサイクルにおける推力増強は、最大離陸推力ではなく最大巡航推力である。そのことは何を意味するのか、ギアードターボファンになぞらえて説明する。Ｎ１を下げてＮ２を上げ巡航推力を増すということは、ギア比一定の減速機ではなく、離陸と巡航でギア比が変化する変速機がファンに装着されていることと同じ意味を持つ。高速と低速で機械的にギア比を変えるのではなく、可変コアノズルにより空力的にＮ１とＮ２の比を変え、コアノズル面積とＨＰＣ作動線のミスマッチングをＶＩＧＶを開くことにより解消する。この従来にない流量制御法によって、超高バイパス比エンジンの比推力の減少により巡航速度が低下する弱点（課題）を解決することができる。

本発明、超高バイパス比可変サイクルターボファンの概念図。（例１） 高度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．８５での各要素の作動とＴＩＴの変化。（例２はＦＡＮ作動マップ、例３はＦＡＮ作動マップの拡大図、例４はＬＰＣ作動マップ、例５はＨＰＣ作動マップ、例６は固定サイクルと可変サイクルのＴＩＴの変化の違い） タービン及びコアノズルの流量特性とＴ−ｓ線図。（例７はＨＰＴとＬＰＴの流量特性、例８はＬＰＴとコアノズルの流量特性、例９は固定サイクルと可変サイクルの膨張側のＴ−ｓ線図） 発明の効果。（例１０は固定サイクルと可変サイクルのＮ１に対するＮ２の変化、例１１は同じくＮ１に対するＢＰＲの変化、例１２は同じくＮ１に対する推力の変化、例１３は同じくＮ１に対するＳＦＣの変化）

超高バイパス比エンジン（コンベンショナルターボファン）のコアノズルを可変とし、ＨＰＣ入口にＶＩＧＶを設けた図１に示す可変サイクルエンジンは、ＴＩＴを高めるとＨＰＴ出力が増加し、ＨＰＣ回転数Ｎ２が上昇する。固定サイクルではＬＰＴ出力も増加するが、本流量制御法による可変サイクルではコアノズルを絞るのでＬＰＴ出力が減少し、ファン回転数Ｎ１を下げることができる。

ＶＩＧＶのスロート面積を広げると、ファン作動線をチョーク側に移動してＦＰＲを下げることができる。故にバイパス流量が減少しコア流量が増加するのでＨＰＣのサージマージンを確保できる。このように可変コアノズルとＶＩＧＶを連動させる本流量制御法はＮ１を低め、Ｎ２を高めることができるので、超高バイパス比エンジンであるコンベンショナルターボファンのファン回転数Ｎ１を下げて、最大巡航推力を増強し、巡航速度を高めることができる。

我が国が主導して研究開発された前述の超音速輸送機ＨＹＰＲのターボ系エンジンと比較して本発明を実施するための形態を説明する。ＨＹＰＲはマッハ２．５で低圧タービン静翼を開いてＨＰＣの流量を維持し、ファン回転数を下げている（非特許文献１参照）。超音速でＮ２ほぼ一定でＮ１を下げているＨＹＰＲと、亜音速域でＮ１を下げＮ２を高める本サイクルは、高低２つの軸の関係は同じであり、制御の方法は異なる。

もう一つの注目すべき点は、ＨＹＰＲは亜音速（マッハ０．９５）でＴＩＴを離陸時より下げたとき、ファン回転数を下げずに、回転数一定でＦＰＲを下げ、エンジン流量を確保している（非特許文献１参照）。これは本サイクルのファンと同じ作動である。本発明は可変機構に何ら新規性はないが、ＨＹＰＲのターボ系エンジンがマッハ２．５でやっていることと、マッハ０．９５でやっていることの両方を、本サイクルでは亜音速域で同時に併せ行うことにより、タービン入口の温度Ｔ４と圧力Ｐ４を高めている。可変コアノズルによりＮ１とＮ２の比を変え、そのことにより生じるコアノズル面積とＨＰＣ作動線のミスマッチングをＶＩＧＶにより解消する点に本流量制御法のオリジナリティがある。このサイクルの独自性はコアノズルとＶＩＧＶを組み合わせる流量制御によって形成される。

通常ＶＩＧＶはＨＰＣ低回転時にＧｕｉｄｅ Ｖａｎｅの軸方向角度を大きくすることで、動翼に相対的な流速を減少させ、空気流の角度を翼列の向きに合わせて、ＨＰＣの失速を防ぐために用いられるが、本発明では逆にＨＰＣ回転数Ｎ２高めたとき、Ｇｕｉｄｅ Ｖａｎｅの軸方向角度を小さくしてスロート面積を広げ、動翼に相対的な流速を増して、ＨＰＣ入口側のチョークを防ぎ流量を確保する。コアノズルを絞るとＨＰＴ及びＬＰＴはチョークしていないためＨＰＣは直接その影響を受け、作動線がサージ側に移動するが、コア流量の増加によりサージングを防ぐことができる。以上の説明からこの可変コアノズルとＶＩＧＶを連動させる本流量制御法によりもたらされる可変サイクルは、当業者にとって自明なものではなく、新規性、進歩性、並びに有用性に富んだターボファンサイクルである。

燃費の低減と騒音対策から、ターボファンの超高バイパス比化が進むと予想されるが、超高バイパス比エンジンであるコンベンショナルターボファンをＶＣＥ化した本エンジンは、ファン回転数Ｎ１を下げて最大巡航推力を高めることができるので、巡航速度が低い超高バイパス比ターボファンの弱点を解決することができる。またこの長所は航空業界の温室効果ガス規制に対応できる。巡航速度を高めてもＳＦＣはほぼ変わらないので、目的地への所要時間が短縮され燃料使用量が節減される。

ＦＡＮ ファン
ＬＰＣ 低圧圧縮機
ＨＰＣ 高圧圧縮機
ＣＯＭＢ 燃焼器
ＨＰＴ 高圧タービン
ＬＰＴ 低圧タービン
ＶＩＧＶ 可変入口案内翼
ＶＳＶ 可変静翼
Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｎｏｚｚｌｅ 可変ノズル

Claims (1)

1. 超高バイパス比ターボファンのコアノズルを可変形状とし、圧縮機入口に可変入口案内翼（ＶＩＧＶ）を設け、巡航時にタービン入口温度を高めてコアノズルを絞ると、高圧タービン出力が増加し低圧タービン出力が低下するので、圧縮機回転数が上昇し高圧タービン入口圧力が高くなり、ファン回転数は低下して、バイパス流量の減少と高圧タービン入口圧力の上昇によりコア流量が増加し、可変入口案内翼（ＶＩＧＶ）の軸方向角度を狭めてスロート面積を広げると、ファン作動線がチョーク側に移動し、圧縮機作動線のサージラインへの接近を防ぎ、コア流量の増加と相俟って圧縮機のサージマージンを確保する、タービン入口温度を高めたとき、高低二つのタービンへの仕事の配分を変えることと、ＨＰＣ入口のチョークを回避することの二つの技術を糾合した流量制御法により、ファン回転数を下げ圧縮機回転数を高めて最大巡航推力を増強することを特徴とする超高バイパス比可変サイクルターボファンの流量制御法。