JP4855275B2 - 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ - Google Patents

Description

本発明は、超音速航空機用の、低バイパス比を有するターボファンジェットエンジン用の可変領域を有するコア排気ミキサの一般的分野に関する。

超音速航空機用の低バイパス比を有するターボファンジェットエンジンは主に、ガス排出路を画定するノズルにより延長されるデュアルフローガス発生器（低温フローおよび高温フロー）から構成される。

低バイパス比を有するターボファンジェットエンジンを搭載する、民間機として利用される超音速航空機は、以下の２つの要件を満たしていなければならない。一方では、遷音速および超音速巡航で、飛行中可能な限り抗力を低減させなくてはならず、他方で航空機の離陸時の騒音レベルを許容可能な範囲に収めなくてはならず、その認証機関は民間機のジェットエンジンによる騒音に関してはますます厳しくなっている。

しかしながら、これら２つの要件は相反するものである。実際、第１の要件ではジェットエンジンの構造が小径となり、第２の要件に関しては、ガス出力を増加させることにより推力を増加させることが必要になるが、これによりファンの（したがってジェットエンジンの）直径が大きくなる。

これらの要件を満たす公知の解決法は、可変領域を有するコア排気ミキサを使用することである。この種のミキサにより、航空機の離陸段階で、ジェットエンジン内へジェットエンジン外部の空気フローを取り込み、これをガス発生器からのガスフローと混合させることが可能になる。実際、外気をガス発生器からのガスフローと混合することにより、ジェットエンジンにより生じるガス出力の増加が可能になる。また、一定的な推力では、ミキサのないターボファンジェットエンジンと比較して、ガスの射出速度が低減可能である。ガスの射出速度が高いとジェット騒音も増すため、この速度の低下によって離陸時の騒音レベルは著しく低減される。

実際には外気は、ノズルの周囲全体に渡って分布している開口部によってガス発生器の下流でジェットエンジン内へ取り込まれる。こうして取り込まれた空気は、ガスフローの排出路を径方向に延伸するガイドにより、ガス発生器からのガスフローと混合される。このガイドは、開口部を開放し混合を可能にする位置（航空機の離陸時）と、その他の飛行段階中に開口部を閉鎖する別の位置との間で可動である。

要件はこれで満たされているものの、外部の空気フローとガス発生器からのガスフローとの混合を補助するために、ジェットエンジンを大幅に長くしなくてはならない点で、この解決策は不利である。にも係わらずジェットエンジンは、その大きさを犠牲にして長くされている。さらに、最も有害な可聴周波数を吸収するために、通常はジェットエンジンの排気ノズルの内壁に吸音性の内張を使用することが必要である。

したがって、本発明の主要な目的は、離陸時のジェットエンジンのジェット騒音レベルを低減できて全体的に小型である、可変領域を有するコア排気ミキサを提案することにより、上述のような短所を軽減することである。

この目的は、超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の可変領域を有するコア排気ミキサにより達成される。これは、ジェットエンジンの長手方向軸に中心があり、ジェットエンジンのガス発生器の周囲に同心に配置されるよう設けられる、実質的に円筒形のノズルを備える。このノズルは、その周囲全体に渡って分布する複数の外気取入口を備え、外気取入口はガス発生器からの低温フローと高温フローとの間の合流領域内にあり、この内部には以下の２つの位置の間を可動であるローブが取り付けられる。ノズルの開口部を閉鎖する第１位置と、第１位置とは異なり、前記開口部を開放し、ジェットエンジン外部の空気を前記合流領域へ取り込むためにノズル内へ径方向に延伸する第２位置である。この第２位置ではローブは、本発明に係り、第２位置にある際に合流領域へ入れられた外気に渦運動を与えるように同方向への方位角成分を構成する。

方位角成分を有するローブの使用により、実質的にジェットエンジンの外部の空気フロー、およびガス発生器からのガスフロー（低温フローと高温フローの混合）の混合が補われる。実際、ローブのこの特殊な形状により生成される空気の渦は、ガス発生器からの低温フローと高温フローとの間の合流領域内におけるせん断効果を増加させる。したがって、同じ音響性能で、従来型のミキサを備えるジェットエンジンと比較して、ジェットエンジンの長さを短くする（またこれにより軽量化する）ことが可能である。同様に、ジェットエンジンの同じ長さで、従来型のミキサを備えるジェットエンジンと比較して、離陸時のジェット騒音を低減することが可能である。

ローブは、実質的にＵ字形の断面を有することが可能である。

好ましくは、各ローブは、上流端で回転ピンによりノズルに連接され、少なくとも１つのジャッキにより２つの位置へ動かされる。

また、ノズルは、開口部に取り付けられ、それぞれローブに接続する複数の旋回するスクープを備えることが可能である。

この他に本発明の対象は、上述のような可変領域を有するコア排気ミキサを備える、超音速航空機用のジェットエンジンである。

本発明のその他の特徴および長所は、例として挙げられる実施形態を示す添付図面と共に以下の説明を参照することにより明らかになる。この実施形態は、決して限定的なものではない。

図１および図２は、超音速航空機用の、低バイパス比を有するターボファンジェットエンジンの長手方向の部分断面図である。

この種のジェットエンジン２は主に、図１および図２に部分的に示される長手方向軸Ｘ−Ｘを有するガス発生器４により構成される。

それ自体公知の方法で、後者は空気取入口６と、部分的に低温フロー排出路１０および部分的に高圧コンプレッサ１２に空気を供給する、低圧コンプレッサ８とを有する。

高圧コンプレッサ１２の出口では、圧縮空気が燃焼室１４内で燃料と混合され、ここで点火される。この燃焼により生じるガスが、高温フロー排出路１８から逃がされる前に、タービン１６を駆動する。

環状リング２０が、低温フロー排出路１０と高温フロー排出路１８とを分離する。このリングの下流では、合流領域と呼ばれる領域２２内で低温フローと高温フローが混合する。

ジェットエンジンは、ジェットエンジンの長手方向軸Ｘ−Ｘに中心がある実質的に円筒形のノズル２４も備える。ノズル２４は、ガス発生器の周囲にこれと同心にその下流に配置されており、ガス排出通路２６を画定する。

ノズル２４は、その周囲全体に渡って分布する複数の外気取入口３０を備える。この開口部３０は、ジェットエンジンの外部に向かって開口し、実質的に、ガス発生器からの低温フローと高温フローとの間の合流領域２２の周囲の排出通路２６にある。

各開口部３０には、以下の２つの位置の間を可動であるローブ３２が取り付けられている。ローブが対応する開口部を閉鎖する、閉位置と呼ばれる第１位置（図１、図３および図６）と、ローブが対応する開口部を開放する、開位置と呼ばれる第２位置（図２、図４および図７）である。

閉位置は、ジェットエンジンを装備する超音速航空機の離陸段階を除いた全ての飛行段階（たとえば超音速巡航段階）に対応する。この位置では、ジェットエンジン外部の外気が排出通路２６へ入ることができないように、ローブ３２は、開口部３０を閉鎖するために引き込まれている。

開位置は、ジェットエンジンが装備される超音速航空機の離陸段階に対応する。この位置では、ローブ３２は排出通路２６内を径方向に延伸するように展開されている。これにより、ガス発生器からの低温フローと高温フローとを混合させるために開口部３０を通じて排出通路２６内へ取り込まれるジェットエンジン外部の空気用のガイドとして、ローブが使用される。この外気により、ジェットエンジンのガス出力は、航空機の離陸時に上昇する。

図１および図２に示されるように、各外気取入口３０内には、回転ピン３３を中心に旋回可能であるスクープ３１も取り付けられている。各スクープ３１はさらにロッド３５により、外気取入口に対応するローブ３２に接続されている。

したがって、ローブ３２が開位置へ展開されると（図２）、スクープ３１はローブと共に旋回し、外気を排出路２６へ入れる。同様に、ローブが閉じている場合（図１）は、スクープ３１は反対方向へとローブの方へ旋回し、開口部３０を閉鎖して、外気が排出路へ入ることを阻止する。

図３および図４に示されるように、ローブ３２は、ノズル２４にその上流端で回転ピン３４により連接され、少なくとも１つのジャッキ３６（たとえば油圧式、空気圧式、または電動式）により、２つの位置へと動かされる。ノズル２４のすべてのローブ３２を操作するために、ジャッキ３６は同期化ケーブル３８により同期化されることが可能である。

本発明に係り、ローブ３２は同じ方向への方位角成分を有する。方位角成分とは、各ローブが、下流端がローブの径方向旋回平面から逸れるように湾曲していることを指す。この方位角成分は、ノズル２４の円筒形の形状との関連で決定され、ローブ３２の詳細図である図５において詳しく示されている。

この図５では、ノズル２４におけるローブの延伸は長手方向軸Ｘ−Ｘに対して平行であるだけではなく、この軸に対してのピッチθを示す（角度θはゼロではない）。たとえば、ピッチθは約２０°であることが可能である。

図５に示されるように、ピッチθは可変である。たとえば、ローブの下流端では、上流端よりも角度が急であることが可能である（延伸において、ローブは実質的に湾曲していることが可能である）。

ローブ３２が取り付けられているノズル２４の開口部３０の形状は、ローブの延伸形状を補完するものであることはいうまでもない。つまり、ノズルへの延伸も、ジェットエンジンの長手方向軸Ｘ−Ｘに対して相対的なピッチを有する。

さらに、方位角成分は全てのローブ３２に関して同じ方向へ向けられている。したがって、ローブが第２位置にある際に合流領域２２へ入れられる外気に渦運動を行わせるように、ローブ３２は全て同じ方向へ「ねじられて」いる。

ローブのこの特殊な形状により生じる渦運動現象は、特に図７に示されている。ミキサの正面図を表すこの図では、ノズル２４内へ入れられた外気が反時計回りのねじり運動にさらされることがよく分かる（当然、空気の渦方向はこれと異なることも可能である）。

ローブの数、形状および長さ、またその方位角成分、開位置におけるノズル内への「侵入度」も、その用途に応じて異なる。

好ましい実施形態では、ローブ３２は実質的にＵ字形の断面を有する（つまり半円筒である）。

または、ローブはたとえば半円錐、または長円形の桶形であることも可能である。

本発明に係る可変領域を有するコア排気ミキサを備えるジェットエンジンの使用時の位置を示す、長手方向の概略的な部分断面図である。 本発明に係る可変領域を有するコア排気ミキサを備えるジェットエンジンの使用時の位置を示す、長手方向の概略的な部分断面図である。 図１および図２のミキサのローブの斜視図である。 図１および図２のミキサのローブの斜視図である。 図１および図２のミキサのローブの詳細図である。 図１および図２のミキサの正面図である。 図１および図２のミキサの正面図である。

符号の説明

２ ジェットエンジン
４ ガス発生器
６ 空気取入口
８ 低圧コンプレッサ
１０ 低温フロー排出路
１２ 高圧コンプレッサ
１４ 燃焼室
１６ タービン
１８ 高温フロー排出路
２０ 環状リング
２２ 合流領域
２４ ノズル
２６ ガス排出通路
３０ 外気取入口
３１ スクープ
３２ ローブ
３３ 回転ピン
３５ ロッド
３６ ジャッキ
３８ 同期化ケーブル

Claims (5)

1. 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサであって、ジェットエンジン（２）の長手方向軸（Ｘ−Ｘ）に中心があり、ジェットエンジンのガス発生器（４）の周囲に同心に配置されるよう設けられる実質的に円筒形のノズル（２４）を備え、ノズル（２４）が、その周囲全体に渡って分布し、ガス発生器（４）からの低温フローと高温フローとの間の合流領域（２２）内にある複数の外気取入口（３０）を備え、ノズル（２４）の外気取入口（３０）を閉鎖する第１位置と、第１位置と異なり、前記外気取入口（３０）を開放し、ジェットエンジン外部の空気を前記合流領域（２２）へ取り込むために、ノズル（２４）内へ径方向に延伸する第２位置との、２つの位置の間を可動であるローブ（３２）が外気取入口（３０）内に取り付けられ、ローブが第２位置にある際に合流領域へ入れられた外気に渦運動を与えるために、ローブ（３２）が同方向への方位角成分を有することを特徴とする、ミキサ。
2. ローブ（３２）が、実質的にＵ字形の断面を有する、請求項１に記載のミキサ。
3. 各ローブ（３２）が、上流端で回転ピン（３４）によりノズル（２４）に連接され、少なくとも１つのジャッキ（３６）により２つの位置へ動かされる、請求項１または２に記載のミキサ。
4. ノズル（２４）が、外気取入口（３０）内に取り付けられているとともにローブ（３２）とそれぞれ接続している複数の旋回するスクープ（３１）をさらに備える、請求項１から３のいずれか一項に記載のミキサ。
5. 請求項１から４のいずれか一項に記載の可変領域を有するコア排気ミキサを備えることを特徴とする、超音速航空機用のジェットエンジン。

Images