JP4005851B2 - 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の段階の間に、燃料消費率を大幅に低減して、また向上させるように、これら離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための高い推力と高いバイパス比を得ると共に、超音速巡航飛行に適した高い排気速度を得ることのできる、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムに関する。
【０００２】
特に、本発明は、エンジンとは別個の補助ファンを有すると共に、亜音速飛行（騒音と燃料消費の両面において）に適した推進システムに関する。
【０００３】
本発明の別の態様において、本発明は、前記可変サイクル推進システムを作動する方法にも関する。
【０００４】
超音速民間飛行機を構成する際に、離陸、上昇、および着陸の間の飛行機のエンジン騒音を低く押さえることに関して特定の問題が生じる。認定を受けるためには、現在、全ての飛行機は、離陸および着陸に関する低い騒音規定を満さなければならない。
【０００５】
更に、超音速飛行機のエンジンは、超音速巡航の間、低いエンジンポッドドラッグの要求、亜音速巡航速度での住宅地域の上空を飛行する間の低燃料消費率の要求、およびオゾン層に近い高い高度で窒素酸化物汚染の低減された排気の要求をも満たさなくてはならない。
【０００６】
これら種々の要求を満たすために、エンジン製造業者は、超音速飛行機を推進させるための可変サイクルエンジンを提案した。典型的には、エンジンの作動に関するこれら２つの飛行段階間の不適合性を考慮し、このタイプのエンジンは、２つの異なる構成、即ち、亜音速飛行、離陸、および着陸の構成と、超音速飛行の別構成とを採用している。
【０００７】
離陸および着陸の間の低いエンジン騒音の要求は、特に、離陸および着陸の間、また亜音速での巡航間は、ガスを低速で噴射すべきことを意味し、これは高速でガスを噴射する必要のある超音速での巡航で巡航可能であることは両立しない。
【０００８】
騒音のレベルはガスの排気速度に依存し、騒音を許容レベルまで低減するためには、排気速度を現在では４００ｍ／秒未満にしなければならず、これは、１０３デシベルの閾値に対応する（新たな規定では、２００６年からこれを、３００ｍ／秒或いは９０デシベルまで低減させなくてはならない）。従って、このような排気速度は、低い比推力を有するエンジンを意味し、これは、大きなバイパス比、即ち、超音速での巡航時の高いレベルのドラッグに対応する。
【０００９】
従って、製造業者により提案された可変サイクルエンジンは、離陸および着陸の間の低いエンジン騒音と、亜音速巡航の間の低燃料消費率と、高い高度での超音速巡航の間の高い比推力との組み合わせを模索するものである。
【００１０】
種々の可変サイクルエンジンの構成が知られているが、亜音速構成と超音速構成との両方において、そのような構成のバイパス比を変更することによって最適化を良好にはできない。
【００１１】
ガス排気速度を４００ｍ／秒以下にするには、大きな直径のエンジンポッドが必要であり、現在知られている可変サイクルエンジンは、全て超音速巡航飛行のための最適な断面より大きなポッド前部断面を必要とする。
【００１２】
例えば、米国特許第５５２９２６３号は、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推進アセンブリと、超音速巡航飛行のための２つのエンジンとを有する超音速飛行機を開示している。推進アセンブリは、格納式の高いバイパス比のブースタターボジェットエンジンにより構成されているが、特に飛行機にとっての大きさおよび重量に関して多くの欠点がある。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
従って、本発明は、特に、超音速巡航飛行の間、任意に格納可能な大きな直径の１つ或いは複数の別個の補助ファンを使用することにより、亜音速用構成と超音速用構成とが充分分離された、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムを提案することにより、上記欠点を緩和することを目的とする。本発明は、またそのような推進システムを作動する作動方法を提案する。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
このために、本発明は、排気ガスを発生する手段と、超音速飛行速度のための推力を発生させるためのガス排気ノズルとを有する少なくとも１つのエンジンと、前記エンジンから分離され、ガス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速飛行速度のための推力を発生することのできる少なくとも１つの別個の補助推進アセンブリとを有する、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムであって、ガス流分岐（タッピング）手段を更に有し、ガス流分岐手段は、前記エンジンにより生成された排気ガスの少なくとも一部を分岐し、それを前記推進アセンブリに供給して、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力を発生させる位置と、前記エンジンにより生成されたガスを超音速巡航飛行のためのエンジンノズルだけに送る位置との間で移動自在であることを特徴とする、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムを提供する。
【００１５】
従って、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に専用の推進アセンブリは、超音速巡航飛行に専用のエンジンのリソース（ガス発生器）を使用する。前記推進アセンブリは、エンジンからガスの分岐を行うことにより駆動される１つ或いは複数のファンを有する。ファンは、飛行機の胴体に収納されるか、もしくは格納可能であり、従って、超音速飛行において低いドラッグを保持するにもかかわらず、ファンを、必要な推力を高いバイパス比で発生させるのに充分な寸法とすることができる。
【００１６】
本発明のその他の特徴および利点は、本発明を限定することを目的としない種々の実施形態の添付図面を参照した以下の記載から明らかとなろう。
【００１７】
【発明の実施の形態】
本発明の第１実施形態を構成するシステムの概略長手方向断面図を示す図１Ａおよび１Ｂを参照すると、このシステムは、特に、２つのエンジン１および１’によって構成されていることが判る。これらのエンジンは、一般に飛行機の翼の底面に連結される低ドラッグポッド（図示せず）に従来通り配置されているが、これらは翼の上面に同様に取り付けられることができる。
【００１８】
従来通り、これらのエンジンは、１本、２本、或いは３本のシャフトを有するシングルフロータイプ、もしくは１本、２本、或いは３本のシャフトを有するダブルフロータイプのものである。この実施形態では、各エンジンは、空気取入口２、圧縮セクション４、燃焼室６、タービンセクション８、および燃焼ガス排気セクション１０を有する。エンジンの寸法は、また超音速巡航飛行に最適に決定なされる（周期は最長の飛行時間を含む）。
【００１９】
燃焼ガス排気セクション１０は、全ての飛行段階（離陸、着陸、亜音速巡航、超音速巡航）を通じて、例えば、排気断面（開放或いは閉鎖、すなわち全体或いは部分的な分岐）に変化を与えるべく、軸方向に対称或いは二次元的な可変幾何構成ノズル１２で終端している。
【００２０】
また、さらに、本発明の第１実施形態では、推進システムは、補助推進アセンブリ１４をも有する。補助推進アセンブリ１４は、２つのエンジン１、１’から分けられかつ分離されると共に、自身のガス発生器は有していない。エンジンから「分離される」という用語は、補助推進アセンブリが何れのエンジンとも一体ではないが、両エンジンからずれているという意味である。この推進アセンブリは、タービン１６とファン１８とを有する。ファン１８の直径は大きい方が好ましく、ファンは、前記タービンにより回転される。この推進アセンブリは、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に使用されるが、この構成は後で詳述する。
【００２１】
従来から、ファン１８は、大きな翼弦或いは反転の単一或いは多段式のファンであってよく、端部を多段式ハブおよび／または減速歯車に任意に嵌合されたタービン１６により回転される。
【００２２】
更に、エンジン１、１’により生成された排気ガスの少なくとも一部を分岐する共に、推進アセンブリにガスを供給するようにノズル１２を閉鎖するために、エンジンのノズル１２の近傍に手段２０も設けられる。
【００２３】
例として、これら分岐手段は、排気ガスが通過する通路の各エンジンのノズル１２に設けられた２つのフラップ２０ａ、２０ｂ（または、ハーフシェル）、および各エンジンの排気セクション１０を推進アセンブリ１４に連結する１本或いは複数のチューブ２２により構成することができる。
【００２４】
各エンジンにおいて、２つのフラップは、以下の少なくとも２つの位置を限定するために、それぞれの軸を中心に回動することができる。一方の位置は、少なくとも１本のチューブ２２を介して推進アセンブリに排気ガスの少なくとも一部を分岐することに対応する位置であり、そこではエンジンのノズル１２の少なくとも一部が、フラップにより閉鎖され、他方の位置は、分岐しないことに対応する位置であり、そこではノズル１２は開き、チューブ２２が一方のフラップ（２０ｂ）により閉鎖される。一方の構成から他方の構成への移行は、適切なコマンドにより行われ、フラップ２０ａ、２０ｂは、一方の位置から他方の位置まで傾斜する。
【００２５】
エンジンのノズルの少なくとも一部を開いたりまたは閉じること、およびチューブ２２へのアクセスを閉じたりまたは開くことを、同期して駆動される別個の部材により交互に行うことができることは、着目されるべきである。
【００２６】
分岐しない位置にあるとき、推進アセンブリ１４にいかなるガスをも供給されることを防ぐために、フラップ２０ａ、２０ｂ或いはそれらと同期して駆動される他の部材が、チューブ２２を完全に閉鎖するように働くことを考えることもできる。
【００２７】
チューブ２２は、各タービン１６のボリュートに開口したダクトの形態である。また、推進システムが、単一の推進アセンブリ１４を供給する少なくとも２つのエンジン１、１’を有する場合、チューブ２２は、有利には互いに分離したセクタを介してチューブ１６に開口する。この特徴は、システムの安全性を高める。エンジン１、１’の一方が故障した際、他方のエンジンにより生成されたガスが故障したエンジンに入り込む危険性が回避される。
【００２８】
本発明の推進システムの第１実施形態の作用を、両方の可能な構成（離陸、着陸、亜音速巡航、および超音速巡航）について以下に説明する。
【００２９】
離陸および着陸の間（図１Ａを参照されたい）、エンジン１、１’は最高速度未満で作動し、エンジンの排気ノズル１２は遮断され、排気ガス分岐手段２０は起動されて、推進アセンブリ１４のタービン１６にガスが供給され、タービンはファン１８を駆動する。
【００３０】
従って推進システムは、離陸、着陸および亜音速飛行に完全に適した、大きなバイパス比で、且つ低い比推力で作動し、これにより騒音の要求、および低燃料消費率の要求をより容易に満たすことができる。バイパス比は、エンジン１、１’により噴射された排気ガスの量に対する、ファンにより排気される空気の量の比である。
【００３１】
ファン１８を駆動することにより、エンジン１、１’により生成される排気ガスの速度は大幅に低下し、ガスは低速で排気され、騒音の低レベル化を達成するために役立つ。
【００３２】
有利には、飛行機が加速し、また亜音速飛行を行う間、エンジン１、１’のノズル１２は、ベースドラッグ（ｂａｓｅ ｄｒａｇ）を低減するために僅かに開いている。
【００３３】
推進アセンブリ１４が停止するまで、ノズル１２を漸進的に開き、チューブ２２を同時に閉じるように、分岐手段２０を移動させることにより、亜音速巡航飛行と超音速巡航飛行（図１Ｂを参照されたい）との間の移行が行われる。するとエンジン１、１’は、自身で飛行機を推進させ、超音速飛行の速度に到達させることができる。するとこのシステムは、非常に低い（或いはゼロ）バイパス比および非常に高い排気速度（高い比推力に実際に対応する）で作動する。
【００３４】
図２に示すように、推進アセンブリ１４は、飛行機の胴体の後部に直接一体化することもできる。そうするためには、推進アセンブリ１４に空気を供給できるように、飛行機の胴体に閉鎖可能なサイドルーバー２４を設け、展開可能な排気ノズル２４により、推進アセンブリからのガスを、離陸、着陸、および亜音速巡航の間に排気させる。
【００３５】
図３に示す本発明の第２実施形態では、推進システムは、３つのエンジン（１、１’、１’’）を有し、３つのエンジンは、これら全てのエンジンから分けられかつ分離した単一の推進アセンブリ１４に供給する。図２に示した実施形態のように、本実施形態の推進アセンブリは、飛行機の後部に直接一体化され、ガスを排気し、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に必要な推力を発生させるために、展開可能な排気ノズル２６’が設けられる。この例では、２つのエンジン（１’、１’’）が飛行機の翼の下側に配置され、３つ目のエンジン（１）は尾翼面２８の基部に取り付けられることが判る。
【００３６】
エンジンの排気セクションを推進アセンブリ１４のタービンに連結するチューブ２２’は、有利には、互いに隔離されたセクタを介して前記アセンブリに向けて開口している。従って、１つのエンジンが故障した際に、他の２つのエンジンにより生成されたガスが、故障したエンジンに入り込む危険性はない。
【００３７】
更に、飛行機の胴体に閉鎖可能なルーバー２４’（サイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）を設け、推進アセンブリ１４に空気を供給する。超音速飛行に移行すると、推進アセンブリ１４にはもはや空気は供給されず、従って停止する。空気を供給するルーバー２４’は閉鎖し、排気ノズル２６’は格納される。これによりドラッグは、エンジンのポッドにより生成されるものと同等まで低減される。
【００３８】
この解決方法は、推進アセンブリに非常にすぐれた遮音と、飛行機の離陸の間に異物（滑走路上の岩屑、タイヤ片、小鳥など）が入り込む危険を低減するという特定の効果をもたらす。
【００３９】
当然、１つ或いは複数のエンジンと、１つ或いは複数の推進アセンブリとを組み合わせた更なる実施形態も考えることが可能であろうし、任意にそのようなアセンブリを格納式にすることもできる。
【００４０】
本発明の推進システムの作動方法は、上記記載から生ずることは明らかである。
【００４１】
推進システムは、超音速飛行速度のための推力を発生させるための排気ガスを生成できる少なくとも１つのエンジンと、前記エンジンから分離され、自身のガス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力を発生に適した少なくとも１つの別個の推進アセンブリとを有する。
【００４２】
推進システムの作動原理は、推進アセンブリを、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力を発生可能とするように、エンジンにより生成される排気ガスの少なくとも一部を分岐し、それを推進アセンブリに供給することにある。
【００４３】
これに対し、超音速巡航飛行への移行時、或いは超音速巡航飛行の間、排気ガスはもはや分岐されず、推進アセンブリに供給されず、エンジンだけが推力を供給する。
【００４４】
有利には、エンジンにより生成される燃焼ガスの出口は、離陸および着陸の間少なくとも部分的に閉鎖される。
【００４５】
好ましくは、加速および亜音速巡航飛行の間、ベースドラッグを低減させるため、エンジンにより生成される排気ガスの出口は僅かに開く。移行中の超音速巡航飛行では、推進アセンブリが作動を中止して、エンジンだけが推力を供給するまで、エンジンにより生成される排気ガスの分岐は漸進的に停止され、エンジンのノズルが漸進的に開かれる。
【００４６】
上記本発明には数多くの利点があり、特に、推進システムは、１０３ｄＢ未満（或いは３００ｍ／秒未満の排気速度に対して９０ｄＢ未満）の騒音レベルに対応する、４００ｍ／秒（或いは３００ｍ／秒）未満のガス排気速度で、離陸および着陸することを可能にすることと、推進アセンブリにおけるファンの直径により、離陸の推力を、エンジンの作動だけで生成される推力に対して、例えば約１５０％から３００％の率で増加でき、従ってエンジンの数を、４つから３つへ、３つから２つへ等、減らすことができることと、亜音速飛行機のバイパス比と同等までバイパス比を高めることができるため、亜音速巡航の間の燃料消費率を大幅に低下させることができることと、格納式或いは機内推進アセンブリを有する実施形態では、ファンのドラッグは超音速飛行の間はゼロであることと、ガス分岐は漸進的に行われるため、亜音速巡航飛行から超音速巡航飛行への移行は容易に行われ、ファンが故障した際には上記移行は迅速に行うことができることと、推進システムは、従来の構造の１つ或いは複数のエンジンを使用することにより、新しい技術に伴い頻繁に起こる故障の危険性を制限することと、このシステムの熱力学的サイクルが、亜音速から超音速への移行の間に配分された、分岐方法とは無関係であるので、エンジンの制御がより容易であることと、安全性の面では、離陸および着陸の間に幾分低速で作動するエンジンからの保留されたパワーにより、エンジンが故障した際の離陸（およびその後の着陸）を保証するために、ダイレクトジェットを使用して充分な推力を維持することが可能であることと、ファンを含む推進アセンブリの機械的故障時に、エンジンの排気ノズルが（必要ならば）素早く開き、これにより、離陸および／或いは着陸のためにダイレクトジェットで必要な推力を提供することとである（ここでの最優先の関心事は、もはや騒音の基準を満たすことではなく、飛行機事故を避けることである）。
【００４７】
本発明は上記実施形態に限定されず、本発明は実施形態のいかなる変形例をも含むすることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】離陸、着陸および、亜音速巡航飛行のための構成における本発明の推進システムの第１実施形態を示す概略図である。
【図１Ｂ】超音速巡航飛行の構成における本発明の推進システムの第１実施形態を示す概略図である。
【図２】図１のシステムを含み、使用中の両構成を示す超音速飛行機の部分長手方向断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態を構成する推進システムを含む飛行機の概略斜視図である。
【符号の説明】
１、１’、１’’ エンジン
２ 空気取入口
４ 圧縮セクション
６ 燃焼室
８ タービンセクション
１０ 燃焼ガス排気セクション
１２ ガス排気ノズル
１４ 補助推進アセンブリ
１６ タービン
１８ ファン
２０ ガス流分岐手段
２０ａ、２０ｂ フラップ
２２ チューブ
２４、２４’ ルーバー
２６’ ノズル
２８ 尾翼面

Claims (9)

1. 排気ガスを発生する手段と超音速飛行速度のための推力を発生させるためのガス排気ノズル（１２）とを有する少なくとも１つのエンジン（１）と、前記エンジンから分離され、ガス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速飛行速度のための推力を発生することができる少なくとも１つの別個の補助推進アセンブリ（１４）とを有する、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムであって、ガス流分岐手段（２０）を更に有し、該ガス流分岐手段（２０）は、前記エンジンにより生成された排気ガスの少なくとも一部を分岐し、分岐された前記排気ガスの少なくとも一部を前記推進アセンブリに供給して、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力を発生させる位置と、前記エンジン（１）により生成されたガスを、超音速巡航飛行のためのエンジンノズル（１２）だけに向かわせる位置との間で移動自在であり、前記補助推進アセンブリ（１４）が、タービン（１６）および該タービン（１６）によって回転されるファン（１８）を有し、ドラッグを低減し遮音を向上するように、飛行機の胴体に組み込まれていることを特徴とする、超音速飛行機のための可変サイクル推進システム。
2. 前記ガス流分岐手段（２０）が、特にフラップ（２０ａ、２０ｂ）と、タービン（１６）の流入入口に開口した少なくとも１本のチューブ（２２）とより構成されることを特徴とする、請求項１に記載のシステム。
3. 単一の推進アセンブリ（１４）にガスを供給する少なくとも２つのエンジン（１、１’）を有することを特徴とする、請求項１または２に記載のシステム。
4. 単一の推進アセンブリ（１４）にガスを供給する少なくとも３つのエンジン（１、１’、１’’）を有することを特徴とする、請求項１または２に記載のシステム。
5. 超音速飛行機のための可変サイクル推進システムの作動方法であって、前記可変サイクル推進システムが、排気ガスを発生することが可能であり、超音速飛行速度のための推力を発生させるためのノズルを有する少なくとも１つのエンジン（１）と、前記エンジンから分離され、ガス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速飛行速度のための推力を発生することができる少なくとも１つの別個の補助推進アセンブリ（１４）とを有し、該補助推進アセンブリ（１４）が、タービン（１６）および該タービン（１６）によって回転されるファン（１８）を有し、ドラッグを低減し遮音を向上するように、飛行機の胴体に組み込まれており、前記方法は、前記推進アセンブリが、離陸および着陸に必要な推力を発生できるように、少なくとも離陸と着陸の間、前記エンジンにより生成される排気ガスの少なくとも一部が分岐され前記推進アセンブリに供給されることを特徴とする方法。
6. 超音速巡航飛行の間、推進アセンブリ（１４）のための排気ガスの分岐が中断され、エンジン（１）のみが推力を提供することを特徴とする、請求項５に記載の方法。
7. 離陸および着陸の間、エンジンにより生成された排気ガスのためのノズルを介する出口の少なくとも一部を閉鎖することを特徴とする、請求項６に記載の方法。
8. 前記エンジンのベースドラッグを低減するために、加速および亜音速巡航飛行の間、前記エンジンからの排気ガス出口を僅かに開くことを特徴とする、請求項７に記載の方法。
9. 超音速巡航飛行に切り換えるために、推進アセンブリが停止するまで、エンジンにより生成された燃焼ガスを分岐することと、推進アセンブリへの前記燃焼ガスを供給することとを漸進的に遮断し、ノズルを介する排気ガスの出口を漸進的に開き、その後、エンジンのみが推力を提供することを特徴とする、請求項８に記載の方法。

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