JPH0587646B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0587646B2 JPH0587646B2 JP10536689A JP10536689A JPH0587646B2 JP H0587646 B2 JPH0587646 B2 JP H0587646B2 JP 10536689 A JP10536689 A JP 10536689A JP 10536689 A JP10536689 A JP 10536689A JP H0587646 B2 JPH0587646 B2 JP H0587646B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- auxiliary
- main
- passage
- turbine
- compressor
- Prior art date
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- Expired - Lifetime
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Supercharger (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は主エンジンと補助推進装置とを有する
可変サイクルエンジンに関する。
可変サイクルエンジンに関する。
（従来の技術）
高速の民間輸送機は、たとえば、ターボジエツ
トエンジンや低バイパス比ターボフアンエンジン
を、その推進用の原動機として搭載している。タ
ーボジエツトエンジンは、圧縮機によつて圧縮し
た空気中に、燃料を加えて、燃焼室で燃やして高
温ガスを作り、このガスによつてタービンをまわ
して圧縮機を動かし、さらにノズルより噴出さ
せ、その反作用として推進力を得ている。
トエンジンや低バイパス比ターボフアンエンジン
を、その推進用の原動機として搭載している。タ
ーボジエツトエンジンは、圧縮機によつて圧縮し
た空気中に、燃料を加えて、燃焼室で燃やして高
温ガスを作り、このガスによつてタービンをまわ
して圧縮機を動かし、さらにノズルより噴出さ
せ、その反作用として推進力を得ている。
（本発明が解決しようとする課題〕
高速民間輸送機に使用される超音速用エンジン
は、離陸時の排気騒音が非常に大きい。このため
排気騒音の厳しいエアポートには、超音速用エン
ジンを使用した高速民間輸送機の離着陸が禁止さ
れる傾向にあり、排気騒音の低減は重要な課題と
なつている。
は、離陸時の排気騒音が非常に大きい。このため
排気騒音の厳しいエアポートには、超音速用エン
ジンを使用した高速民間輸送機の離着陸が禁止さ
れる傾向にあり、排気騒音の低減は重要な課題と
なつている。
それ故に、本発明は、前述した排気騒音の低減
を図ることを解決すべき課題とする。
を図ることを解決すべき課題とする。
（課題を解決するための手段）
本発明は、前述した課題を解決するために、主
圧縮機の排気側に通じる主通路、主通路から第１
のシヤツタを介して分岐する副通路、主通路に対
して第２のシヤツタ及び副通路に対して第３のシ
ヤツタを介して連通自在なバイパス通路、副通路
に配された主燃焼器と主タービン、バイパス通路
に配された副圧縮機と副燃焼器と副タービンから
なる主エンジンと；副圧縮機からの高圧空気の一
部をダクトを介して受ける補助燃焼器と補助ター
ビン、補助タービンにより駆動されるフアンを有
する補助推進装置とを有する可変サイクルエンジ
ンを提供する。
圧縮機の排気側に通じる主通路、主通路から第１
のシヤツタを介して分岐する副通路、主通路に対
して第２のシヤツタ及び副通路に対して第３のシ
ヤツタを介して連通自在なバイパス通路、副通路
に配された主燃焼器と主タービン、バイパス通路
に配された副圧縮機と副燃焼器と副タービンから
なる主エンジンと；副圧縮機からの高圧空気の一
部をダクトを介して受ける補助燃焼器と補助ター
ビン、補助タービンにより駆動されるフアンを有
する補助推進装置とを有する可変サイクルエンジ
ンを提供する。
（作用）
本発明では離着陸時の如き低速モードは、主圧
縮機からの高圧空気は、バイパス通路の副圧縮機
を通つて、その一部が副燃焼室と副タービン及び
主燃焼室と主タービンを通つて推進力として利用
され、残部がダクトを介して補助推進装置のフア
ン回転に利用される。フアンが補助推力を作る。
このように、低速モードでは、本発明のエンジン
は、低速で推進効率がよく、騒音の低い、高バイ
パス比ターボフアンエンジンとして駆動される。
縮機からの高圧空気は、バイパス通路の副圧縮機
を通つて、その一部が副燃焼室と副タービン及び
主燃焼室と主タービンを通つて推進力として利用
され、残部がダクトを介して補助推進装置のフア
ン回転に利用される。フアンが補助推力を作る。
このように、低速モードでは、本発明のエンジン
は、低速で推進効率がよく、騒音の低い、高バイ
パス比ターボフアンエンジンとして駆動される。
一方、高速モードでは、主圧縮機からの高圧空
気は、その一部が主通路から排出されて推力をつ
くり、残部が副通路に入り、主燃焼室と主タービ
ンを通つて推進力をつくるのに利用される。即
ち、高速モードでは、本発明のエンジンは低バイ
パス比ターボフアンエンジンとして駆動される。
気は、その一部が主通路から排出されて推力をつ
くり、残部が副通路に入り、主燃焼室と主タービ
ンを通つて推進力をつくるのに利用される。即
ち、高速モードでは、本発明のエンジンは低バイ
パス比ターボフアンエンジンとして駆動される。
（実施例）
第１図を参照すする。外筒１と内筒２との間で
あつて、前方に主圧縮機３を配す。主圧縮機３の
下流側に外筒１の内壁に沿つた主通路４を作る。
主通路４の下流側に第１のシヤツタ５を介して主
通路４と連通自在な副通路６を設ける。主通路４
に第２のシヤツタ７を介して連通自在であり且つ
副通路６に第３のシヤツタ８を介して連通自在な
バイパス通路９を設ける。
あつて、前方に主圧縮機３を配す。主圧縮機３の
下流側に外筒１の内壁に沿つた主通路４を作る。
主通路４の下流側に第１のシヤツタ５を介して主
通路４と連通自在な副通路６を設ける。主通路４
に第２のシヤツタ７を介して連通自在であり且つ
副通路６に第３のシヤツタ８を介して連通自在な
バイパス通路９を設ける。
副通路６に主燃焼室１０と主タービン１１を配
す。又、バイパス通路９に副圧縮機１２と副燃焼
室１３と副タービン１４とを配す。主タービン１
１が主圧縮機１３を駆動し、副タービン１４が副
圧縮機１２を駆動する。
す。又、バイパス通路９に副圧縮機１２と副燃焼
室１３と副タービン１４とを配す。主タービン１
１が主圧縮機１３を駆動し、副タービン１４が副
圧縮機１２を駆動する。
副圧縮機１２の下流側にダクト１５を接続し、
高圧空気の一部吐出を可能にする。
高圧空気の一部吐出を可能にする。
ダクト１５を、必要に応じ高圧空気制御装置１
６を介して、単独又は複数個の補助推進装置１７
に接続する。補助推進装置１７は、シユラウド１
８内のフアン１９と、フアン１９を駆動する補助
タービン２０と、補助タービン２０をまわす高温
ガスを作る補助燃焼室２を有す。ダクト１５から
の高圧空気が補助燃焼室２１に供給される。高圧
空気制御装置１６は、高圧空気の圧力、流量、温
度等を制御する。
６を介して、単独又は複数個の補助推進装置１７
に接続する。補助推進装置１７は、シユラウド１
８内のフアン１９と、フアン１９を駆動する補助
タービン２０と、補助タービン２０をまわす高温
ガスを作る補助燃焼室２を有す。ダクト１５から
の高圧空気が補助燃焼室２１に供給される。高圧
空気制御装置１６は、高圧空気の圧力、流量、温
度等を制御する。
（効果）
本発明の補助推進装置は、第４図に示す如く、
離着陸に応用できるので低排気騒音の離着陸用の
エンジンとして適する。本発明は、高速モードで
航空機の速度を落すことなく、超音速での巡行を
可能にする利点を有す。
離着陸に応用できるので低排気騒音の離着陸用の
エンジンとして適する。本発明は、高速モードで
航空機の速度を落すことなく、超音速での巡行を
可能にする利点を有す。
第１図は本発明の一例のエンジンの断面図、第
２図は高速モード時のエンジンの断面図、第３図
は低速モード時のエンジンの断面図、第４図は実
施例を示す斜視図である。 図中：３，１２…圧縮機、４…主通路、５，
７，８…シヤツタ、６…副通路、９…バイパス通
路、１０，１３，２１…燃焼室、１１，１４，２
０…タービン、１５…ダクト、１９…フアン。
２図は高速モード時のエンジンの断面図、第３図
は低速モード時のエンジンの断面図、第４図は実
施例を示す斜視図である。 図中：３，１２…圧縮機、４…主通路、５，
７，８…シヤツタ、６…副通路、９…バイパス通
路、１０，１３，２１…燃焼室、１１，１４，２
０…タービン、１５…ダクト、１９…フアン。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 主圧縮機の排気側に通じる主通路、主通路か
ら第１のシヤツタを介して分岐する副通路、主通
路に対して第２のシヤツタ及び副通路に対して第
３のシヤツタを介して連通自在なバイパス通路、
副通路に配された主燃焼器と主タービン、バイパ
ス通路に配された副圧縮機と副燃焼器と副タービ
ンからなる主エンジンと；副圧縮機からの高圧空
気の一部をダクトを介して受ける補助燃焼器と補
助タービン、補助タービンにより駆動されるフア
ンを有する補助推進装置とを有する可変サイクル
エンジン。 ２ 低速モードの時ダクトに高圧空気が供給され
る請求項１の可変サイクルエンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10536689A JPH02283822A (ja) | 1989-04-25 | 1989-04-25 | 可変サイクルエンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10536689A JPH02283822A (ja) | 1989-04-25 | 1989-04-25 | 可変サイクルエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02283822A JPH02283822A (ja) | 1990-11-21 |
| JPH0587646B2 true JPH0587646B2 (ja) | 1993-12-17 |
Family
ID=14405721
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10536689A Granted JPH02283822A (ja) | 1989-04-25 | 1989-04-25 | 可変サイクルエンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02283822A (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003206806A (ja) * | 2002-01-16 | 2003-07-25 | National Aerospace Laboratory Of Japan | コアエンジン分離型ターボファンエンジン |
| JP2003206746A (ja) * | 2002-01-16 | 2003-07-25 | National Aerospace Laboratory Of Japan | 多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン |
| EP3566952B1 (en) * | 2017-01-06 | 2021-01-27 | Northwestern Polytechnical University | Distributed propulsion system |
-
1989
- 1989-04-25 JP JP10536689A patent/JPH02283822A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH02283822A (ja) | 1990-11-21 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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