JPH05312005A - 可変低圧タービン静翼付ターボファン・エンジン - Google Patents
可変低圧タービン静翼付ターボファン・エンジンInfo
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- JPH05312005A JPH05312005A JP15554292A JP15554292A JPH05312005A JP H05312005 A JPH05312005 A JP H05312005A JP 15554292 A JP15554292 A JP 15554292A JP 15554292 A JP15554292 A JP 15554292A JP H05312005 A JPH05312005 A JP H05312005A
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- pressure
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 高圧、低圧２軸式ターボファン・エンジンに
可変低圧タービン静翼を装着する事により、ターボファ
ンの巡航定格出力時の全効率を改善する。 【構成】 高圧タービンＨＰにより圧縮機Ｃを、低圧タ
ービンＬＰによりファンＦを駆動する２軸式ターボファ
ンの低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービン静翼Ｖ
Ｎを設ける。 【効果】 巡航定格出力時に可変低圧タービン静翼ＶＮ
を開くと、圧力比が上昇するので、排気ガスの流量は増
加するが、平均噴流速度の増加は僅かとなる。よって、
巡航時の全効率が改善される。また離陸時に該ＶＮを絞
るとタービン入口温度が上昇するので、離昇推力を回復
できる。
可変低圧タービン静翼を装着する事により、ターボファ
ンの巡航定格出力時の全効率を改善する。 【構成】 高圧タービンＨＰにより圧縮機Ｃを、低圧タ
ービンＬＰによりファンＦを駆動する２軸式ターボファ
ンの低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービン静翼Ｖ
Ｎを設ける。 【効果】 巡航定格出力時に可変低圧タービン静翼ＶＮ
を開くと、圧力比が上昇するので、排気ガスの流量は増
加するが、平均噴流速度の増加は僅かとなる。よって、
巡航時の全効率が改善される。また離陸時に該ＶＮを絞
るとタービン入口温度が上昇するので、離昇推力を回復
できる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、巡航定格出力時の全効
率を向上させる可変低圧タービン静翼付ターボファン・
エンジンに関する。
率を向上させる可変低圧タービン静翼付ターボファン・
エンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボファン・エンジンは、圧縮空気の
一部をコア・エンジンを通さずバイパスさせる事によっ
て、排気ガスの平均噴流速度を低下させ、推進効率ηＰ
を高めるジェットエンジンであるが、推進効率をより向
上させる為に、バイパス比を高め吸入空気流量を増す
と、エンジン外径が極めて大きくなり重量増加になる。
逆にエンジン外径を増さずコア側を小形にすれば離昇推
力が減じてしまう。
一部をコア・エンジンを通さずバイパスさせる事によっ
て、排気ガスの平均噴流速度を低下させ、推進効率ηＰ
を高めるジェットエンジンであるが、推進効率をより向
上させる為に、バイパス比を高め吸入空気流量を増す
と、エンジン外径が極めて大きくなり重量増加になる。
逆にエンジン外径を増さずコア側を小形にすれば離昇推
力が減じてしまう。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】発明が解決しようとす
る問題点は、エンジン外径を増さずに、巡航時の機関圧
力比（ファン圧力比×圧縮機圧力比）を高める事によっ
て、吸入空気流量を増加させ、同時に排気ガスの平均噴
流速度の増加を押さえて、ターボファンの巡航定格出力
時全効率を改善する点にある。
る問題点は、エンジン外径を増さずに、巡航時の機関圧
力比（ファン圧力比×圧縮機圧力比）を高める事によっ
て、吸入空気流量を増加させ、同時に排気ガスの平均噴
流速度の増加を押さえて、ターボファンの巡航定格出力
時全効率を改善する点にある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】しかし巡航時の機関圧力
比を高めて離陸時の機関圧力比とほぼ同等にすると、離
陸時にタービン入口温度を上昇させて高出力を得る事が
できなくなる。そこで本発明は低圧タービン入口に可変
静翼を設けて、タービン入口温度の変化を可能にしよう
とするものである。
比を高めて離陸時の機関圧力比とほぼ同等にすると、離
陸時にタービン入口温度を上昇させて高出力を得る事が
できなくなる。そこで本発明は低圧タービン入口に可変
静翼を設けて、タービン入口温度の変化を可能にしよう
とするものである。
【０００５】本発明の構成を図１に示す。図に於いてＩ
Ｄは入口ディフューザ、Ｆはファン、Ｃは圧縮機、ＣＣ
は燃焼器、ＨＰは高圧タービン、ＬＰは低圧タービン、
ＶＮは可変低圧タービン静翼、ＮＪＰはジェットノズ
ル、ＮＪＰはファン後流ノズル、Ｇは吸入空気流量、Ｇ
Ｐはコア側ガス流量、ＧＦはバイパス側空気流量であ
る。本発明は低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービ
ン静翼ＶＮを設ける事にある。尚、説明を簡単にする為
図１に於いては、高圧タービンＨＰは圧縮機Ｃのみを、
低圧タービンＬＰはファンＦのみを駆動するものとした
が、当然の事としてＨＰは高圧圧縮機を、ＬＰはファン
と低圧圧縮機を駆動するものであってもよい。
Ｄは入口ディフューザ、Ｆはファン、Ｃは圧縮機、ＣＣ
は燃焼器、ＨＰは高圧タービン、ＬＰは低圧タービン、
ＶＮは可変低圧タービン静翼、ＮＪＰはジェットノズ
ル、ＮＪＰはファン後流ノズル、Ｇは吸入空気流量、Ｇ
Ｐはコア側ガス流量、ＧＦはバイパス側空気流量であ
る。本発明は低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービ
ン静翼ＶＮを設ける事にある。尚、説明を簡単にする為
図１に於いては、高圧タービンＨＰは圧縮機Ｃのみを、
低圧タービンＬＰはファンＦのみを駆動するものとした
が、当然の事としてＨＰは高圧圧縮機を、ＬＰはファン
と低圧圧縮機を駆動するものであってもよい。
【０００６】また各部の状態値に、図１にその位置を示
す添字を付ける。０は大気、１はファン入口、２Ｆはフ
ァン出口（圧縮機入口）、２は圧縮機出口（燃焼器入
口）、３は高圧タービン入口、４は低圧タービン入口、
５はジェットノズル入口、６はジェットノズル出口、７
はファン後流ノズル出口である。
す添字を付ける。０は大気、１はファン入口、２Ｆはフ
ァン出口（圧縮機入口）、２は圧縮機出口（燃焼器入
口）、３は高圧タービン入口、４は低圧タービン入口、
５はジェットノズル入口、６はジェットノズル出口、７
はファン後流ノズル出口である。
【０００７】従来、可変低圧タービン静翼は陸用、舶用
再生式２軸ガスタービンの部分負荷性能改善に用いられ
てきた。軽負荷に於いて可変低圧タービン静翼を絞ると
小流量になると同時に、低圧（出力）タービンへのエネ
ルギ配分比の低下を防ぐ事ができる。従って軽負荷時の
仕事比が大きくなり、圧力比を維持する為にタービン入
口温度が上昇するのでタービン出口温度も上昇し、排熱
を回収すれば軽負荷時の熱効率を向上させる事ができ
る。
再生式２軸ガスタービンの部分負荷性能改善に用いられ
てきた。軽負荷に於いて可変低圧タービン静翼を絞ると
小流量になると同時に、低圧（出力）タービンへのエネ
ルギ配分比の低下を防ぐ事ができる。従って軽負荷時の
仕事比が大きくなり、圧力比を維持する為にタービン入
口温度が上昇するのでタービン出口温度も上昇し、排熱
を回収すれば軽負荷時の熱効率を向上させる事ができ
る。
【０００８】しかし航空用ガスタービンは、排気の噴流
により推進力を得る為、排熱の回収は行えない。従って
タービン入口温度を上げてもそれだけでは低熱源への放
熱量が増すだけで、熱効率は向上しない。またタービン
入口温度を上昇させ巡航時の仕事比を増しても推進効率
の改善には結び付かない。よって可変バイパス比エンジ
ン、可変サイクルエンジンを除く通常のターボファンで
は、可変タービン静翼は効果がないとされてきた。
により推進力を得る為、排熱の回収は行えない。従って
タービン入口温度を上げてもそれだけでは低熱源への放
熱量が増すだけで、熱効率は向上しない。またタービン
入口温度を上昇させ巡航時の仕事比を増しても推進効率
の改善には結び付かない。よって可変バイパス比エンジ
ン、可変サイクルエンジンを除く通常のターボファンで
は、可変タービン静翼は効果がないとされてきた。
【０００９】しかし可変静翼は絞るのみでなく、これを
開く事もできる。図１に示すような高圧、低圧２軸式タ
ーボファンでは、低圧タービンＬＰの入口に可変静翼Ｖ
Ｎを設け、巡航時（軽負荷時）に該ＶＮを開くと、絞っ
た時とは逆にエネルギ配分比が高圧タービンＨＰ側へよ
り偏る為、高圧タービンＨＰと直結した圧縮機Ｃの回転
数が増し、圧力比が高まると同時に流量Ｇが増す。
開く事もできる。図１に示すような高圧、低圧２軸式タ
ーボファンでは、低圧タービンＬＰの入口に可変静翼Ｖ
Ｎを設け、巡航時（軽負荷時）に該ＶＮを開くと、絞っ
た時とは逆にエネルギ配分比が高圧タービンＨＰ側へよ
り偏る為、高圧タービンＨＰと直結した圧縮機Ｃの回転
数が増し、圧力比が高まると同時に流量Ｇが増す。
【００１０】ガスタービン単体の性能に於いては、圧力
比を増すと熱効率が向上し、タービン入口温度Ｔ３を上
昇させると比出力が向上するので、Ｔ３一定の場合圧力
比が高まれば熱効率ηｔｈｔｈは向上する。また圧力比
が高まる事によって、流量が増せばグロス推力も増加す
るので、機速を早めれば速度比が大きくなって推進効率
ηＰは大巾に向上する。
比を増すと熱効率が向上し、タービン入口温度Ｔ３を上
昇させると比出力が向上するので、Ｔ３一定の場合圧力
比が高まれば熱効率ηｔｈｔｈは向上する。また圧力比
が高まる事によって、流量が増せばグロス推力も増加す
るので、機速を早めれば速度比が大きくなって推進効率
ηＰは大巾に向上する。
【００１１】何故なら可変静翼ＶＮを開くと、ファンタ
ービンである低圧タービンＬＰへの膨張比の配分が小さ
くなるので、圧力比増加の影響は平均噴流速度の増加よ
り、排気流量の増加に寄与するからである。
ービンである低圧タービンＬＰへの膨張比の配分が小さ
くなるので、圧力比増加の影響は平均噴流速度の増加よ
り、排気流量の増加に寄与するからである。
【００１２】以上の理由により、本発明は２軸式ターボ
ファン・エンジンの巡航時の全効率を改善する手段とし
て、低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービン静翼Ｖ
Ｎを設け、従来の陸用、舶用再生式２軸ガスタービンの
場合とは逆に軽負荷である巡航時に該ＶＮを開いて機関
圧力比（ｒ＝Ｐ２／Ｐ１）を増し、離陸時等の高負荷時
には該ＶＮを絞ってタービン入口温度Ｔ３を高めるもの
である。
ファン・エンジンの巡航時の全効率を改善する手段とし
て、低圧タービンＬＰの入口に可変低圧タービン静翼Ｖ
Ｎを設け、従来の陸用、舶用再生式２軸ガスタービンの
場合とは逆に軽負荷である巡航時に該ＶＮを開いて機関
圧力比（ｒ＝Ｐ２／Ｐ１）を増し、離陸時等の高負荷時
には該ＶＮを絞ってタービン入口温度Ｔ３を高めるもの
である。
【００１３】
【作用】本発明の作用を説明するに当たって用いる記
号、並びに計算に用いた設定値を表１に示す。
号、並びに計算に用いた設定値を表１に示す。
【００１４】
【表１】
【００１５】次に、可変低圧タービン静翼ＶＮの開閉に
より生じる流れの変化とサイクルへの影響を説明する。
巡航時に於いて高圧、低圧タービンとも臨界流れである
と仮定し、臨界流量係数τｍａｘを数式１とすれば、高
圧タービン流量ＧＨＰ、低圧タービン流量ＧＬＰはそれ
ぞれ数式２、数式３で表される。
より生じる流れの変化とサイクルへの影響を説明する。
巡航時に於いて高圧、低圧タービンとも臨界流れである
と仮定し、臨界流量係数τｍａｘを数式１とすれば、高
圧タービン流量ＧＨＰ、低圧タービン流量ＧＬＰはそれ
ぞれ数式２、数式３で表される。
【００１６】
【数１】
【００１７】
【数２】
【００１８】
【数３】
【００１９】連続の法則よりＧＨＰとＧＬＰは等しいの
で数式２、３より数式４を得る。
で数式２、３より数式４を得る。
【００２０】
【数４】
【００２１】数式４より、低圧タービンノズル面積Ｓ
ＬＰを増すと高圧タービン膨張比ｒＨＰが上昇し（巡航
時の作動）、ＳＬＰを減少させるとｒＨＰは低下する
（離陸時の作動）。圧縮機吸収動力と高圧タービン出力
の釣り合いは数式５で表される。
ＬＰを増すと高圧タービン膨張比ｒＨＰが上昇し（巡航
時の作動）、ＳＬＰを減少させるとｒＨＰは低下する
（離陸時の作動）。圧縮機吸収動力と高圧タービン出力
の釣り合いは数式５で表される。
【００２２】
【数５】
【００２３】数式５より、タービン入口温度Ｔ３一定の
場合、高圧タービン膨張比ｒＨＰが増せば圧縮機圧力比
ｒＣが高まる（巡航時の作動）。また数式５より所要の
圧縮機圧力比ｒＣを得るには、高圧タービン膨張比ｒ
ＨＰが減少した場合、タービン入口温度Ｔ３を高めねば
ならない（離陸時の作動）。ファン吸収動力と低圧ター
ビン出力の釣り合いは数式６で表される。
場合、高圧タービン膨張比ｒＨＰが増せば圧縮機圧力比
ｒＣが高まる（巡航時の作動）。また数式５より所要の
圧縮機圧力比ｒＣを得るには、高圧タービン膨張比ｒ
ＨＰが減少した場合、タービン入口温度Ｔ３を高めねば
ならない（離陸時の作動）。ファン吸収動力と低圧ター
ビン出力の釣り合いは数式６で表される。
【００２４】
【数６】
【００２５】低圧タービンノズル面積ＳＬＰを拡大する
と、数式４よりタービンへの膨張比配分が高圧側に偏る
ので、圧縮機圧力比ｒＣが上っても低圧タービン膨張比
ｒＬＰの増加は僅少となる。その上高圧タービン膨張比
ｒＨＰが増加する為、数式６右辺の低圧タービン入口温
度Ｔ４が降下するのでファン圧力比ｒＦは増加しない。
圧縮機圧力比ｒＣが増加すると、ファン圧力比ｒＦの変
化は僅少なので、数式７より機関圧力比ｒが増加する。
と、数式４よりタービンへの膨張比配分が高圧側に偏る
ので、圧縮機圧力比ｒＣが上っても低圧タービン膨張比
ｒＬＰの増加は僅少となる。その上高圧タービン膨張比
ｒＨＰが増加する為、数式６右辺の低圧タービン入口温
度Ｔ４が降下するのでファン圧力比ｒＦは増加しない。
圧縮機圧力比ｒＣが増加すると、ファン圧力比ｒＦの変
化は僅少なので、数式７より機関圧力比ｒが増加する。
【００２６】
【数７】
【００２７】機関圧力比ｒが増すとタービン入口全圧Ｐ
３が高まり、数式２よりコア側ガス流量ＧＨＰ＝ＧＰが
増す。バイパス比βは一定なので、ＧＰが増せば数式８
より吸入空気流量Ｇも増加する。
３が高まり、数式２よりコア側ガス流量ＧＨＰ＝ＧＰが
増す。バイパス比βは一定なので、ＧＰが増せば数式８
より吸入空気流量Ｇも増加する。
【００２８】
【数８】
【００２９】ジェットノズルは臨界流れであるとすれ
ば、その噴流速度ＶＪＰは数式９により表される。
ば、その噴流速度ＶＪＰは数式９により表される。
【００３０】
【数９】
【００３１】タービン入口温度Ｔ３を上げずに圧力比ｒ
を高めると、膨張比も増しジェットノズル出口静温ｔ６
は低下するので、数式９よりジェットノズル噴流速度Ｖ
ＪＰは小さくなる。また前述の如くファン圧力比ｒＦは
増加しないのでファン後流ノズル噴流速度ＶＪＦも高ま
る事はない。よって吸入空気流量Ｇが増しても排気ガス
の平均噴流速度ＶＥＪの増加は僅かである。
を高めると、膨張比も増しジェットノズル出口静温ｔ６
は低下するので、数式９よりジェットノズル噴流速度Ｖ
ＪＰは小さくなる。また前述の如くファン圧力比ｒＦは
増加しないのでファン後流ノズル噴流速度ＶＪＦも高ま
る事はない。よって吸入空気流量Ｇが増しても排気ガス
の平均噴流速度ＶＥＪの増加は僅かである。
【００３２】以上から、可変低圧タービン静翼ＶＮを開
き、そのノズル面積ＳＬＰを拡大すると機関圧力比ｒが
増すが、該ｒの増加は排気ガスの平均噴流速度ＶＥＪの
増加より吸入空気流量Ｇの増加に寄与する事が分かる。
グロス推力ＦＧは数式１０で表される。数式１０より流
量Ｇが増せばグロス推力ＦＧも増す。
き、そのノズル面積ＳＬＰを拡大すると機関圧力比ｒが
増すが、該ｒの増加は排気ガスの平均噴流速度ＶＥＪの
増加より吸入空気流量Ｇの増加に寄与する事が分かる。
グロス推力ＦＧは数式１０で表される。数式１０より流
量Ｇが増せばグロス推力ＦＧも増す。
【００３３】
【数１０】
【００３４】正味推力Ｆはグロス推力ＦＧよりラム抗力
ＦＲを減じたものであるから、ＦＧが増せば正味推力Ｆ
も増す。定速飛行に於いては、航空機の全抗力Ｄと正味
推力Ｆは釣り合っているので、数式１１の如くになる。
ＦＲを減じたものであるから、ＦＧが増せば正味推力Ｆ
も増す。定速飛行に於いては、航空機の全抗力Ｄと正味
推力Ｆは釣り合っているので、数式１１の如くになる。
【００３５】
【数１１】
【００３６】抵抗係数ＣＤ、流れに垂直な機の最大投影
面積ＡＰ大気の密度ρ０が一定の場合、正味推力Ｆが増
せば、数式１１より定速飛行の機速Ｖ０は大きくなる。
推進効率ηＰは数式１２で表される。
面積ＡＰ大気の密度ρ０が一定の場合、正味推力Ｆが増
せば、数式１１より定速飛行の機速Ｖ０は大きくなる。
推進効率ηＰは数式１２で表される。
【００３７】
【数１２】
【００３８】数式１２より、平均噴流速度ＶＥＪの増加
が少なく、機速Ｖ０の増加が大きければ、推進効率ηＰ
は向上する。ガスタービンの熱効率は圧力比の函数であ
る。機速Ｖ０の増加によりもたらされるラム圧の上昇
と、機関圧力比の増大によって、サイクル圧力比Ｐ２／
ｐ０が高まると熱効率ηｔｈは向上する。よって、巡航
時に可変低圧タービン静翼ＶＮを開くと、推進効率ηＰ
と熱効率ηｔｈの積である全効率ηＯが改善される。
が少なく、機速Ｖ０の増加が大きければ、推進効率ηＰ
は向上する。ガスタービンの熱効率は圧力比の函数であ
る。機速Ｖ０の増加によりもたらされるラム圧の上昇
と、機関圧力比の増大によって、サイクル圧力比Ｐ２／
ｐ０が高まると熱効率ηｔｈは向上する。よって、巡航
時に可変低圧タービン静翼ＶＮを開くと、推進効率ηＰ
と熱効率ηｔｈの積である全効率ηＯが改善される。
【００３９】
【効果】可変低圧タービン静翼ＶＮをもたない従来のタ
ーボファンを機関Ａとし、本発明ＶＮ装着のターボファ
ンを機関Ｂとして、両者を比較する事により本発明の効
果を説明する。巡航時の飛行高度を１０ｋｍ（大気圧ｐ
０＝０．２６９６ｋｇｆ／ｃｍ２）大気温度ｔ０＝−５
０℃）、タービン入口温度は機関Ａ、Ｂ共Ｔ３＝１００
０℃とする。機関Ａの機関圧力比はｒ＝１６、機関Ｂは
可変低圧タービン静翼ＶＮの面積ＳＬＰを機関Ａの約
１．２５３倍に開く事によって、機関圧力比を静止離陸
出力時と等しい値ｒ＝２０とする。バイパス比βは、表
１に示す如く５とする。
ーボファンを機関Ａとし、本発明ＶＮ装着のターボファ
ンを機関Ｂとして、両者を比較する事により本発明の効
果を説明する。巡航時の飛行高度を１０ｋｍ（大気圧ｐ
０＝０．２６９６ｋｇｆ／ｃｍ２）大気温度ｔ０＝−５
０℃）、タービン入口温度は機関Ａ、Ｂ共Ｔ３＝１００
０℃とする。機関Ａの機関圧力比はｒ＝１６、機関Ｂは
可変低圧タービン静翼ＶＮの面積ＳＬＰを機関Ａの約
１．２５３倍に開く事によって、機関圧力比を静止離陸
出力時と等しい値ｒ＝２０とする。バイパス比βは、表
１に示す如く５とする。
【００４０】また機関Ａを搭載の航空機の巡航速度をマ
ッハ０．８とすると、機関Ｂを搭載の同形の航空機では
正味推力増加の為、巡航速度約マッハ０．８９で定速飛
行となる。機関Ａ、機関Ｂ両者の性能計算結果を表２に
示す。
ッハ０．８とすると、機関Ｂを搭載の同形の航空機では
正味推力増加の為、巡航速度約マッハ０．８９で定速飛
行となる。機関Ａ、機関Ｂ両者の性能計算結果を表２に
示す。
【００４１】
【表２】
【００４２】機関Ｂは可変低圧タービン静翼ＶＮの作用
により、圧縮機Ｃを駆動する高圧タービンＨＰへの膨張
比配分が大きく、ファンＦを駆動する低圧タービンＬＰ
への膨張比の配分比が少なくなっているので、機関Ａに
比し平均噴流速度ＶＥＪの増加は少なく、吸入空気流量
Ｇの増加の割合が大きくなっている。サイクル圧力比
（Ｐ２／ｐ０）の大幅上昇と、単位時間当たりの吸入空
気流量Ｇの増加は、燃料流量（Ｑ／Ｌ）を増大させる
が、それ以上の割合で機関出力Ｗ０が増しているので、
熱効率ηｔｈが向上している。
により、圧縮機Ｃを駆動する高圧タービンＨＰへの膨張
比配分が大きく、ファンＦを駆動する低圧タービンＬＰ
への膨張比の配分比が少なくなっているので、機関Ａに
比し平均噴流速度ＶＥＪの増加は少なく、吸入空気流量
Ｇの増加の割合が大きくなっている。サイクル圧力比
（Ｐ２／ｐ０）の大幅上昇と、単位時間当たりの吸入空
気流量Ｇの増加は、燃料流量（Ｑ／Ｌ）を増大させる
が、それ以上の割合で機関出力Ｗ０が増しているので、
熱効率ηｔｈが向上している。
【００４３】また機速Ｖ０の増加により、機関Ｂの推進
効率ηＰが著しく改善され、本計算結果では全効率ηＯ
は機関Ａより約２．６％向上し、相対的には約９．５％
全効率ηＯを改善できる事になる。
効率ηＰが著しく改善され、本計算結果では全効率ηＯ
は機関Ａより約２．６％向上し、相対的には約９．５％
全効率ηＯを改善できる事になる。
【００４４】機関出力Ｗ０、グロス推力ＦＧが増大して
いるにも拘わらず比推力Ｆ／Ｇが減じているのは、機速
Ｖ０の増加と流量Ｇの増大によるものであり、可変低圧
タービン静翼ＶＮを設けるとエンジン外径を増さず、ま
た機速を低下させずに、バイパス比を高めたと同じ効果
を生む事ができる。
いるにも拘わらず比推力Ｆ／Ｇが減じているのは、機速
Ｖ０の増加と流量Ｇの増大によるものであり、可変低圧
タービン静翼ＶＮを設けるとエンジン外径を増さず、ま
た機速を低下させずに、バイパス比を高めたと同じ効果
を生む事ができる。
【００４５】巡航時のＳＦＣ（燃料消費率）は巡航条件
（高度、飛行マッハ数）により異なる。表２に示した機
関ＢのＳＦＣは飛行マッハ数Ｍ＝０．８９の場合である
が、Ｍ＝０．８とした時のＳＦＣを計算すると約０．７
０２ｋｇ／ｋｇｆ／ｈとなり、同条件では機関Ａに比し
てＳＦＣを低減できる事になる。検算の意味をもって巡
航時に於けるＡ、Ｂ両機関のηＯ・ＳＦＣ／Ｖ０を計算
すると、両者共その値が３６００Ａ／Ｌに一致する。こ
こにＡ：仕事の熱当量、Ｌ：ケロシン低発熱量。よって
機関Ｂは機速Ｖ０の増力によるＳＦＣの悪化を、全効η
Ｏの向上により好転させていると言えよう。
（高度、飛行マッハ数）により異なる。表２に示した機
関ＢのＳＦＣは飛行マッハ数Ｍ＝０．８９の場合である
が、Ｍ＝０．８とした時のＳＦＣを計算すると約０．７
０２ｋｇ／ｋｇｆ／ｈとなり、同条件では機関Ａに比し
てＳＦＣを低減できる事になる。検算の意味をもって巡
航時に於けるＡ、Ｂ両機関のηＯ・ＳＦＣ／Ｖ０を計算
すると、両者共その値が３６００Ａ／Ｌに一致する。こ
こにＡ：仕事の熱当量、Ｌ：ケロシン低発熱量。よって
機関Ｂは機速Ｖ０の増力によるＳＦＣの悪化を、全効η
Ｏの向上により好転させていると言えよう。
【００４６】静止離陸出力時に於いては、機関圧力比を
ｒ＝２０とし、タービン入口温度をＴ３＝１３５０℃に
上げる事にする。離陸時等の高出力を得る為、機関Ａは
タービン入口温度Ｔ３を上げると同時に機関圧力比ｒも
１６から２０に増加させる事ができる。それに対し機関
Ｂの巡航時に於ける機関圧力比ｒは離陸時と等しいの
で、圧力比ｒと高圧タービン膨張比ｒＨＰを固定したま
ま、推進力を上げる為タービン入口温度Ｔ３のみを上昇
させる事はできない。
ｒ＝２０とし、タービン入口温度をＴ３＝１３５０℃に
上げる事にする。離陸時等の高出力を得る為、機関Ａは
タービン入口温度Ｔ３を上げると同時に機関圧力比ｒも
１６から２０に増加させる事ができる。それに対し機関
Ｂの巡航時に於ける機関圧力比ｒは離陸時と等しいの
で、圧力比ｒと高圧タービン膨張比ｒＨＰを固定したま
ま、推進力を上げる為タービン入口温度Ｔ３のみを上昇
させる事はできない。
【００４７】そこで離陸時には可変低圧タービン静翼Ｖ
Ｎの面積ＳＬＰを機関Ａの広さ（１／１．２５３倍）ま
で狭めれば、数式４及び５よりタービン入口温度Ｔ３を
高める事ができる。よって可変低圧タービン静翼ＶＮの
働きにより機関Ｂの静止離陸出力時のグロス推力は機関
Ａと等しくなり、離昇推力を確保できる事になる。
Ｎの面積ＳＬＰを機関Ａの広さ（１／１．２５３倍）ま
で狭めれば、数式４及び５よりタービン入口温度Ｔ３を
高める事ができる。よって可変低圧タービン静翼ＶＮの
働きにより機関Ｂの静止離陸出力時のグロス推力は機関
Ａと等しくなり、離昇推力を確保できる事になる。
【００４８】以上から、可変低圧タービン静翼ＶＮの作
用は、亜音速域に於ける推進効率を向上させるターボフ
ァンの特長を、より助長するものであって、巡航時に該
ＶＮ
用は、亜音速域に於ける推進効率を向上させるターボフ
ァンの特長を、より助長するものであって、巡航時に該
ＶＮ
【００４９】
【図１】本発明の系統図である。
ＩＤ 入口ディフュ−ザ Ｆ ファン Ｃ 圧縮機 ＣＣ 燃焼器 ＨＰ 高圧タービン ＬＰ 低圧タービン ＮＪＰ ジェットノズル ＮＪＦ ファン後流ノズル ＶＮ 可変低圧タービン静翼 Ｇ 吸入空気流量 ＧＰコア側ガス流量 ＧＰバイパス側空気流量 ０ 大気 １ ファン入口 ２Ｆ ファン出口（圧縮機入口） ２ 圧縮機出口（燃焼器入口） ３ 高圧タービン入口 ４ 低圧タービン入口 ５ ジェットノズル入口 ６ ジェットノズル出口 ７ ファン後流ノズル出口
Claims (1)
- 【請求項１】 高圧タービンにより圧縮機（または高圧
圧縮機）を、低圧タービンによりファン（またはファン
及び低圧圧縮機）を駆動する２軸式ターボファンの巡航
時全効率を改善する手段として、低圧タービン入口に可
変低圧タービン静翼を設ける。巡航定格出力時等の軽負
荷時には、該可変低圧タービン静翼を開いて、機関圧力
比（ファン圧力比×圧縮機圧力比）を高める事により、
吸入空気流量（排気流量）を増加させ、同時に排気ガス
の平均噴流速度の増加を押さえて、推進効率と熱効率を
向上させ、両者の積である全効率を改善する。また離陸
時等の高出力時には該可変低圧タービン静翼を絞って、
タービン入口温度を上昇させる事により、推進力の回復
を図る。以上の作動原理に基づく可変低圧タービン静翼
付ターボファン・エンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15554292A JPH05312005A (ja) | 1992-05-01 | 1992-05-01 | 可変低圧タービン静翼付ターボファン・エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15554292A JPH05312005A (ja) | 1992-05-01 | 1992-05-01 | 可変低圧タービン静翼付ターボファン・エンジン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05312005A true JPH05312005A (ja) | 1993-11-22 |
Family
ID=15608336
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15554292A Pending JPH05312005A (ja) | 1992-05-01 | 1992-05-01 | 可変低圧タービン静翼付ターボファン・エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05312005A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007247648A (ja) * | 2006-03-15 | 2007-09-27 | General Electric Co <Ge> | 連続式リアルタイムｅｇｔマージン制御方法及びシステム |
-
1992
- 1992-05-01 JP JP15554292A patent/JPH05312005A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007247648A (ja) * | 2006-03-15 | 2007-09-27 | General Electric Co <Ge> | 連続式リアルタイムｅｇｔマージン制御方法及びシステム |
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