JP5220400B2 - ダクト燃焼式混成流ターボファン - Google Patents

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Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはダクトバーナを有するターボファンエンジンに関する。
研究中の幾つかの新規な航空機設計は、海水準静止(SLS)離陸スラストレベル、巡航スラスト・燃料消費率(SFC)レベル、エンジン直径・長さ制約条件及び排気システム形状構成(すなわち、「低可観測」目的のための)に関して種々の推進要求を有しており、このことは、既存のエンジンを利用すること、或いはそれらの要求の全てを満たす新規な非オーグメント式エンジンを形成することさえ困難にしている。具体的には、厳しい「高温日」かつ高高度かつ短滑走路要件は、適用可能なファン直径制約条件をも満たす既存のエンジンの非オーグメント式又は「ドライ式」バージョンによって満たすことが困難である可能性がある。これら既存のエンジンのオーグメント式(アフタバーン式)バージョンは一般的に、長尺過ぎ、非アフタバーン式バージョンと同様に特殊排気システムの形状構成になじまない。直径及び長さ制約条件の範囲内で必要なスラストを供給する非オーグメント式高ファン圧力比エンジンを形成することができるが、これらのエンジンは、所望よりも高い巡航セグメントSFCレベルを有することになる。
このような状況において必要とされるものは低バイパス式軍用機ターボファンエンジンのようないずれかの既存のエンジンにおいて離陸スラストの適度な(例えば、約15〜25%の)増加を与えることができる或いはより多くの最適巡航サイクルを利用することができるように新規のエンジン設計に組み込むことができるオーグメンテーションシステムである。このオーグメンテーションの概念は、排気システムの全長及び形状構成の要求とも適合していなければならない。
最新のエンジンオーグメンテーションシステムは、後方フレームの下流のエンジンテールパイプ内に設置される。これらのオーグメンテーションシステムは、15〜25%を十分に越える上述のスラスト増加をもたらす寸法に容易にすることができるが、相当の長さを付加することになると共に排気システム形状構成に高度には適応できなくなる。
エンジンのバイパスダクト内に配置された「ダクトバーナ」すなわちオーグメンテーションシステムは、先行技術において実証されている。しかしながら、これらのダクトバーナは、2つの別個の排気装置、すなわち主ストリームに対するものと、オーグメントバイパスストリームに対するものとを必要として、エンジンの重量、複雑さ及びコストを上昇させる。
公開米国特許出願第US2006/0016171A1号
とりわけ先行技術における上述の欠点は、本発明によって解決され、1つの態様によると、本発明はガスタービンエンジンを提供し、本ガスタービンエンジンは、出口平面を有し、第1の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コアと、コアの上流に配置されて、該コアからエネルギーを取出しかつ第1の加圧空気流を供給するようになったファンと、コアを囲みかつファンから加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクトと、出口平面の上流でバイパスダクト内に配置されて第2の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナと、コアの下流に配置され、第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクトとを含む。
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンは、出口平面を有し、第1の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コアと、コアの上流に配置されて、該コアからエネルギーを取出しかつ第1の加圧空気流を供給するようになったファンと、コアを囲みかつファンから加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクトと、出口平面の上流でバイパスダクト内に配置されて第2の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナと、コアの下流に配置され、第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクトと、排気ダクトの下流に配置された第1の排気ノズルと、バイパスダクトを囲むファン外側ダクトと、ファン外側ダクト内に配置された補助ファンを含みかつ該ファンによって駆動されて第2の加圧空気流を発生させるようになったフレード段と、排気ノズル内に配置されかつ下流方向に第2の加圧空気流を吐出するようになった第2の排気ノズルとを含む。
またここで開示される、ガスタービンエンジンを作動させる方法は、出口平面を有するターボ機械コア内で燃料を燃焼させて第1の加圧燃焼ガス流を発生させる段階と、コアの上流に配置されたファンを使用して第1の加圧空気流を発生させる段階と、第1の加圧空気流の一部を出口平面の上流に配置されたダクトバーナに流す段階と、ダクトバーナ内で燃料を燃焼させて第2の加圧燃焼ガス流を発生させる段階と、第1及び第2の流れの加圧燃焼ガスを混合して出口平面の下流で混成排気流にする段階とを含む。
本発明は、添付図面の図に関連して行った以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
様々な図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図1は、その全体を参照符号10で示した典型的なガスタービンエンジンを示している。エンジン10は、長手方向中心線又は軸線Aと該軸線Aの周りに同心にかつ該軸線Aに沿って同軸に配置された外側固定環状ケーシング12とを有する。エンジン10は、直列流れ関係で配置されたファン14、圧縮機16、燃焼器18、高圧タービン20及び低圧タービン22を含む。作動中に、圧縮機16からの加圧空気は、燃焼器18内で燃料と混合されかつ点火され、それによって加圧燃焼ガスを発生させる。これらの燃焼ガスから高圧タービン20によって幾らかの仕事が取出され、高圧タービン20は、外側シャフト24を介して圧縮機16を駆動する。燃焼ガスは次に、低圧タービン22内に流れ、低圧タービン22は内側シャフト26を介してファン14を駆動する。
ファン吐出量の一部分は、一纏めにしてエンジン10の「コア」28と呼ばれる圧縮機16、燃焼器18及び高圧タービン20を通って流れる。ファン吐出量の別の一部分は、コア28を囲む環状バイパスダクト30を通って流れる。図示したエンジン10は、軍用機低バイパス式ターボファンエンジンによく見られるような従来型の3段ファンを有しているが、本発明の原理は、バイパス流が存在する限りその他のエンジン構成にも同様に適用可能である。
公知の構成の1つ又はそれ以上の燃料噴射装置及びフレームホルダ36を含むダクトバーナ32は、コア28からの流れの出口平面「E」の上流位置においてバイパスダクト30内に配置される。例えばエンジン10の制御装置を使用して先行技術のアフタバーナが制御されることになる方法に類似した公知の方法で、ダクトバーナ32の前方での燃料給送及び点火が行われる。必要に応じて、ダクトバーナ32又はその構成部品は、ダクトバーナ32を使用していない時に、選択的にバイパスダクト30から外に折り畳むか又は後退させてバイパスダクト30内での流れ損失を最少にするように構成することができる。ダクトバーナライナ及び下流排気システムの要求冷却空気は、ダクトバーナ32の前方で抽出されて適切な温度及び圧力レベルの冷却源を得ることができる。
排気ダクト38は、コア28の下流に配置されかつ該コア28及びバイパスダクト30の両方から混成気体流を受ける。ミキサ40(例えば、ローブ又はシュート型ミキサ)は、コア28の流れストリームとバイパスダクト30の流れストリームとの合流点に配置されて、2つのストリームの有効な混合を促進する。必要に応じて、ミキサ40は、その開口面積を選択的に変化させてファン14に作用する背圧を制御するようにすることができる形式のものとすることができる。この形式のミキサは、可変面積バイパス型インゼクタ(「VABI」)と呼ばれることもある。
入口44、スロート46及び出口48を有するノズル42は、排気ダクト38の下流に配置される。従来からの慣例に従って「A8」と呼ばれるスロート面積は、ノズル42内で可動構成部品を使用することによって可変にして、ダクトバーナ32がサイクルオン及びオフされた時の作動サイクル流の変化に適応するようにすることができる。選択ダクト温度に応じて、有効最大出力オーグメント性能レベル及び許容ドライスラスト及び巡航SFCレベルを得ることになる一定のA8を定めることも可能にすることができる。この図示した実施例では、ノズル42は、高温エンジン排気の探知を低下させるか又は防止する低可観測機構として蛇行流路を組み込んだ、いわゆる「2−D」設計であり、逆スラスト装置又はベクトル機構を含むことができる。しかしながら、本発明はまた、従来型の軸対称ノズル設計(図示せず)で使用することもできる。
図2は、その全体を参照符号110で表したダクトバーナを含む別のガスタービンエンジンを示す。エンジン110は、その構造がエンジン10とほぼ同様であり、直列流れ関係で配置された外側固定環状ケーシング112、ファン114、圧縮機116、燃焼器118、高圧タービン120及び低圧タービン122を含む。エンジン110はまた、バイパスダクト130内に配置された上述したようなダクトバーナ132、排気ダクト138、ミキサ140、並びに入口144、スロート146及び出口148を有するノズル142を含む。スロート面積A8は、上述したように可変にすることができる。この図示した実施例では、ノズル142は、蛇行流路を組み込んだ「2−D」設計である。
エンジン110はまた、環状シュラウド152から半径方向外向きに延びかつファン114によって駆動される翼形部のリングの形態になった「フレード(FLADE)」段150と呼ばれる補助ファン含む。フレード段150は、バイパスダクト130を囲むファン外側ダクト154内に設置される。フレード段150は、ファン114とは異なる流量及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。フレード段150は、設置損失を最適化するように(すなわち、エンジン110が高速時に一定の幾何学形状入口から過剰な空気流を吸込むのを可能にするように)、かつ付加的ノズル冷却が得られるように使用することができる。例えば、フレード段150からの空気流は、ノズル142の内部空間156内に吐出させてノズル表面を冷却し、次にノズル142内のスロット又はフレードノズル158を通して噴出させて幾らかの補助スラストを発生させることができる。
任意選択的に、ノズル142の内部空間156内に、熱交換器160を配置することができる。例えば、液体対空気型のような熱交換器160は、管路162及び164を通して熱伝達流体(例えば、燃料又はオイル)に連結することができる。これにより、廃熱を機体(図示せず)から除去することが可能になり、フレード吐出流の温度を上昇させることによって幾らかのスラスト増大を生じさせる。
図3は、ダクトバーナを含むさらに別のガスタービンエンジン210を示している。エンジン210は、その構造がエンジン10とほぼ同様であり、直列流れ関係で配置された外側固定環状ケーシング212、ファン214、圧縮機216、燃焼器218、高圧タービン220及び低圧タービン222を含む。エンジン210はまた、バイパスダクト230内に配置された上述したようなダクトバーナ232と、バイパスダクト230及びエンジンコア228から混成流を受ける排気ダクト238とを含む。
混成流排気は、外側ノズル242を通して吐出される。様々な形式のノズルを使用することができるが、この実施例では、外側ノズル242は、プラグ型であり、中心本体243、内側シュラウド245及び外側シュラウド247を含む。中心本体243は、エンジン210の長手方向軸線Aに沿って中心に配置されかつ後方方向に延びる。中心本体243は順次に、小直径のテーパ状前方セクションと、大直径のスロートセクションと、その直径がテーパ状になって後方向きの円錐形状を形成した後方セクションとを含む。内側及び外側シュラウド245及び247は、様々な運転条件の間に、独立して平行移動して、独立して可変スロート(A8)面積及び出口平面(従来通り「A9」で表す)面積を達成することができる。そのようなノズルの構造及び作動は、本発明の出願人に譲渡された公開米国特許出願第US2006/0016171A1号に記載されている。
エンジン210はまた、環状シュラウド251から半径方向外向きに延びかつファン214によって駆動される翼形部のリングの形態になった「フレード」段250と呼ばれる補助ファンを含む。フレード段250は、バイパスダクト230を囲むファン外側ダクト254内に配置される。フレード段250は、ファン214とは異なる流量及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。フレード段250は、設置損失を最適化するように(すなわち、エンジン210が高速時に一定の幾何学形状入口から過剰な空気流を吸込むのを可能にするように)使用して、付加的ノズル冷却を行いかつ付加的スラストを生じさせることができる。
この図示した実施例では、ファン外側ダクト254からの流れは、1つ又はそれ以上の半径方向に延びる中空支柱266を通って内側ノズル268に吐出される。内側ノズル268は、プラグ型であり、このプラグ型は、シュラウド270(この場合には、外側ノズル242の中心本体243を形成する同一の構造体の一部分によって形成される)及びプラグ272を有する。ノズルスロート274は、シュラウド270の最狭部分とプラグ272の最大幅部分との間に形成される。プラグ272は、アクチュエータ276を使用して前後に平行移動させて、公知の方法でスロート面積A8を変化させることができる。フレード段の吐出量は、ファン外側ダクト254、支柱266及び内側ノズル268を通って流れ、この方法で排気システム全体の構造に対して冷却を行う。このことは次に、外側ノズル内でより高い排気温度を使用することを可能にする。分析的検討及びスケールモデルテストは、所定のジェット速度レベルにおいて、ジェット排気の温度が高いが圧力レベルが低い場合に、ジェット騒音を低減させることができることを示した。図示したエンジン210の場合、ファン圧力レベル及びダクトバーナ温度レベルは、最適なパラメータの組合せになるように調整されて、適切な離陸スラストを生成するのに必要な規定の混成ストリームジェット速度レベルにおいてジェット騒音を最少化することになる。ダクトバーナ232はまた、最適な超音速巡航飛行状態までの遷音速加速度及び上昇に必要なエンジン寸法及び時間を最小にするために使用することもできる。
上述したダクトバーナシステムは、軍用機低バイパス式ターボファンエンジンのようないずれかの既存のエンジンに対して適度のスラスト増加を与えることができ、或いはより多くの最適巡航サイクルを利用することができるように新規なエンジン設計に組み込むことができる。例えば、ダクト温度が1000℃〜1300℃(2000°F〜2400°F)の範囲内にある状態で、約15%〜25%のSLSスラスト増加を達成することができる。
ファン流量及び/又は長さが機体の制約条件に起因して制限されるエンジン設計では、より高い巡航効率かつ低ファン圧力比の高バイパス比エンジンを同一スラスト及びファン流量寸法の高ファン圧力比ドライエンジンの代わりに使用するのを可能にすることによって、このダクト燃焼スラストオーグメンテーション概念から利点を得ることができる。
例えば、約20%SLSスラスト増加をもたらすダクトバーナを備えた3.5ファン圧力比の中程度バイパス比エンジンは、4.5ファン圧力比の低バイパス比ドライエンジンと同程度のファン流量及び離陸スラストを有すると同時にまた、約10%低い亜音速巡航SFCをもたらすことになる。
以上の説明は、ダクトバーナ及び該ダクトバーナを組み込んだガスタービンエンジンについて説明している。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱せずに本発明に対する様々な改良を行うことができることは、当業者には分かるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、説明の目的だけのために示したものであって限定を目的とするものではなく、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。
本発明の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。 本発明の別の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。 本発明のさらに別の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。
符号の説明
10 タービンエンジン
12 ケーシング
14 ファン
16 圧縮機
18 燃焼器
20 高圧タービン
22 低圧タービン
24 外側シャフト
26 内側シャフト
28 コア
30 バイパスダクト
32 ダクトバーナ
34 燃料噴射装置
36 フレームホルダ
38 排気ダクト
40 ミキサ
42 ノズル
44 入口
46 スロート
48 出口
110 別のタービンエンジン
112 ケーシング
114 ファン
116 圧縮機
118 燃焼器
120 高圧タービン
122 低圧タービン
130 バイパスダクト
132 ダクトバーナ
138 排気ダクト
140 ミキサ
142 ノズル
144 入口
146 スロート
148 出口
150 フレード段
152 環状シュラウド
154 外側ダクト
156 内部空間
158 フレードノズル
160 熱交換器
162 管路
164 管路
210 別のタービンエンジン
212 外側環状ケーシング
214 ファン
216 圧縮機
218 燃焼器
220 高圧タービン
222 低圧タービン
228 エンジンコア
230 バイパスダクト
232 ダクトバーナ
238 排気ダクト
242 外側ノズル
243 中心本体
245 内側シュラウド
247 外側シュラウド
250 フレード段
251 シュラウド
254 ファン外側ダクト
266 中空支柱
268 内側ノズル
270 シュラウド
272 プラグ
274 ノズルスロート
276 アクチュエータ
A 軸線
A8 スロート面積
A9 出口平面
E 出口平面

Claims (7)

  1. (a)出口平面(E)を有し、第1の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コア(28)と、
    (b)前記コア(28)の上流に配置されて、該コア(28)からエネルギーを取出しかつ第1の加圧空気流を発生させるようになったファン(14)と、
    (c)前記コア(28)を囲みかつ前記ファン(14)から加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクト(30)と、
    (d)前記出口平面(E)の上流で前記バイパスダクト内に配置されて前記第1の加圧空気流を受けかつ第2の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナ(32)と、
    (e)前記コア(28)の下流に配置され、前記第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクト(38)と、
    (f)前記排気ダクト(38)の下流に配置された可変スロート面積(A8)を有し、且つ、蛇行流路を備える排気ノズル(42)と、
    (g)前記第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ前記排気ダクト(38)に前記混合流を吐出するようになったミキサ(40)と
    を含み、
    前記ミキサ(40)の開口面積が選択的に可変である
    ことを特徴とする、ガスタービンエンジン(10)。
  2. (a)前記バイパスダクト(30)を囲むファン外側ダクト(154)と、
    (b)前記ファン外側ダクト(154)内に配置された補助ファン(214)を含みかつ該ファン(214)によって駆動されて第2の加圧空気流を発生させるようになったフレード段(250)と、
    (c)前記排気ノズル(142)内に配置されかつ下流方向に前記第2の加圧空気流を吐出するようになったフレードノズル(158)と、
    をさらに含む、請求項記載のガスタービンエンジン(10)。
  3. 前記排気ノズル(142)の内部空間内に配置された熱交換器(160)をさらに含む、請求項記載のガスタービンエンジン(10)。
  4. 前記ダクトバーナ(32)の少なくとも一部分が、前記バイパスダクト(30)内での伸長位置と該バイパスダクト(30)から外の後退位置との間で移動可能である、請求項1記載のガスタービンエンジン(10)。
  5. (a)出口平面(E)を有し、第1の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コア(28)と、
    (b)前記コア(28)の上流に配置されて、該コア(28)からエネルギーを取出しかつ第1の加圧空気流を供給するようになったファン(14)と、
    (c)前記コア(28)を囲みかつ前記ファン(14)から加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクト(30)と、
    (d)前記出口平面(E)の上流で前記バイパスダクト内に配置されて第2の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナ(32)と、
    (e)前記コア(28)の下流に配置され、前記第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ前記排気ダクト(38)の下流に配置された第1の排気ノズル(42)であって可変スロート面積(A8)を有し且つ蛇行流路を備える第1の排気ノズル(42)を通して下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクト(38)と、
    (f)前記バイパスダクト(130)を囲むファン外側ダクト(154)と、
    (g)前記ファン外側ダクト(154)内に配置された補助ファン(114)を含みかつ該ファン(114)によって駆動されて第2の加圧空気流を発生させるようになったフレード段(150)と、
    (h)前記排気ノズル(42)内に配置されかつ下流方向に前記第2の加圧空気流を吐出するようになった第2の排気ノズル(142)と、
    (i)前記第1及び第2の加圧燃焼ガス流を受けかつ前記排気ダクト(38)に前記混合流を吐出するようになったミキサ(40)と
    を含み、
    前記ミキサ(40)の開口面積が選択的に可変である
    ことを特徴とする、ガスタービンエンジン(10)。
  6. 前記第1の排気ノズル(42)がプラグノズルである、請求項記載のガスタービンエンジン(10)。
  7. 前記第1の排気ノズル(42)が、可変出口面積を有する、請求項記載のガスタービンエンジン(10)。
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