JPH06280616A - 航空機バイパス・ターボファンエンジンを運転する方法 - Google Patents

航空機バイパス・ターボファンエンジンを運転する方法

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JPH06280616A
JPH06280616A JP6011273A JP1127394A JPH06280616A JP H06280616 A JPH06280616 A JP H06280616A JP 6011273 A JP6011273 A JP 6011273A JP 1127394 A JP1127394 A JP 1127394A JP H06280616 A JPH06280616 A JP H06280616A
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Bobby R Delaney
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 エンジン不作動状態及びエンジン騒音低減に
合わせて航空機バイパス・ターボファンエンジンを運転
することのできる運転方法を提供する。 【構成】 本発明に係る航空機バイパス・ターボファン
エンジン（１０）を運転する方法の第１の実施例では、
エンジン不作動状態を感知し、ファンロータ速度を繰り
返し測定し、そしてベーン（５２）のピッチをファンロ
ータ速度の関数として所定の値に調節して、エンジン不
作動状態の間にベーン（５２）を通る空気流を概して最
大にする。第２の実施例では、ベーン（５２）のピッチ
をファンロータ速度の関数として予め選択された値に調
節して、騒音低減モードでのエンジン運転中にエンジン
騒音を概して最小にする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般的には航空機バイ
パス・ターボファンエンジンとして知られる型式のガス
タービンエンジンに関し、特にそのようなエンジンを、
エンジン不作動状態及びエンジン騒音低減に合わせて運
転する方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンはコアエンジンを
含んでおり、コアエンジンは、コアエンジンに入ってく
る空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料と圧縮空気との
混合物を燃焼させて推進用ガス流を発生する燃焼器と、
推進用ガス流により回転させられていると共に、高圧圧
縮機を駆動すべく比較的大きな直径のシャフトによって
高圧圧縮機に連結されている高圧タービンとを有してい
る。代表的な航空機バイパス・ターボファンエンジンに
は、高圧タービンの後方に配置されている低圧タービン
が付設されている。低圧タービンは、比較的小さな直径
の同軸シャフトによって、高圧圧縮機の前方に配置され
ていると共にファンナセルにより包囲されている前部フ
ァンを駆動すべく前部ファンに連結されており、又、前
部ファンと高圧圧縮機との間に配置されている低圧圧縮
機をも駆動し得る。低圧圧縮機はブースタ圧縮機又は単
にブースタと呼ぶこともある。ファンと第１の（通常は
低圧）圧縮機との間に配置されている流れスプリッタ
が、ファンを出る空気をコアエンジン空気流と、それを
囲んでいるバイパス空気流とに分離する。ファンからの
バイパス空気流は、ファンノズル（ファンバイパスノズ
ル又はファン排気ノズルとも言う）を出て、航空機用の
（高バイパスエンジンの場合の）エンジン推力の大部分
を生成する。コアエンジン空気流が、低圧及び高圧圧縮
機を通過して燃焼器に流れ、高圧及び低圧タービンで膨
張し、コアノズル（コア排気ノズルとも言う）の外へ加
速される結果として、エンジン推力の一部がコアエンジ
ン空気流から得られる。コアナセルが、低圧及び高圧圧
縮機、低圧及び高圧タービン、並びにそれらの間に介在
している燃焼器を包囲している。
【０００３】公知の航空機バイパス・ターボファンエン
ジンの設計例には、可変ピッチ（例えば枢動可能な）フ
ァン出口案内ベーンの列がファンナセルとコアナセルと
の間に半径方向に配置されていると共に、流れスプリッ
タの長さ方向後方に配置されている設計があり、ベーン
入射角を制御して損失を減少させ、ファンバイパス効率
を向上させ、ファンバイパス失速余裕を増加させること
が報告されている。このようなエンジンをもっと効率よ
く運転する方法が求められているのである。
【０００４】
【発明の概要】本発明の目的は、可変ファン出口案内ベ
ーンを有している航空機バイパス・ターボファンエンジ
ンを、エンジン不作動状態及びエンジン騒音低減に合わ
せて運転する方法を提供することにある。本発明は、概
して半径方向外向きに延在しているファンロータブレー
ドの長さ方向最後方列と、ブレードの後方に配置されて
いると共に、流れスプリッタを画定している前方端を有
しているコアナセルと、ブレードとコアナセルの少なく
とも一部とを包囲しているファンナセルと、ファンナセ
ルとコアナセルとの間に半径方向に配置されていると共
に、流れスプリッタの後方に位置決めされている可変ピ
ッチファン出口案内ベーンの列とを含んでいる航空機バ
イパス・ターボファンエンジンを運転する方法を提供す
る。本発明の方法は、エンジン不作動状態を感知する工
程と、ファンロータ速度を繰り返し測定する工程と、ベ
ーンのピッチをファンロータ速度の最新の測定値の関数
として所定の値に調節して、エンジン不作動状態の間に
ベーンを通る空気流を概して最大にする工程とを含んで
いる。
【０００５】本発明は又、前述と同じ航空機バイパス・
ターボファンエンジンを運転する方法を提供し、この方
法は、ファンロータ速度を繰り返し測定する工程と、ベ
ーンのピッチをファンロータ速度の最新の測定値の関数
として予め選択された値に調節して、騒音低減モードで
のエンジン運転中にエンジン騒音を概して最小にする工
程と、騒音低減モードとは異なるモードでのエンジン運
転中に（例えば巡航中に）、ベーンのピッチをファンロ
ータ速度の最新の測定値の関数として予め確立された値
に調節する工程とを含んでいる。ここで、前述の予め選
択された値は、同じファンロータ速度の測定値に関し
て、前述の予め確立された値とは異なっている。
【０００６】本発明のエンジン運転方法から、特に多数
のエンジンを搭載した航空機について、多くの利点と効
果とが得られる。エンジン不作動状態の間にベーンを通
過する空気流を最大にすることにより、エンジンの内部
抗力及びナセルの（漏れ）抗力を低減させると共に、大
きな迎え角での離陸時に入口上方外部リップでの空気流
剥離を防止する（このような望ましくない剥離は、入口
抗力を増加させると共に翼揚力を低減させるものであ
る）。現在のエンジン設計では、エンジン不作動状態の
抗力及び剥離に備えて設計された比較的大きな重いファ
ンナセルを採用しているので、現在の航空機設計では
又、エンジン不作動状態での抗力増加に起因するヨー
（揺れ）を制御するように設計された比較的大きな重い
テイルを採用しているので、本発明の方法では、比較的
小さなエンジンナセル及び航空機テイルを採用すること
ができ、このためエンジン不作動状態の間、作動中のエ
ンジンが多重エンジン航空機を安全に飛行させることが
できるので、燃料消費率の著しい向上を達成することが
できる。ファンロータ速度に基づいて、エンジン騒音を
最小にするようにベーンピッチを調節することにより、
航空機は、例えば航空機降下時の騒音規制に適合し易く
なる。ファンロータ速度に基づいて、抗力を減少させる
と共に推力を増加させるようにベーンピッチを調節する
ことにより、高い高度での巡航時のようにエンジン騒音
が問題とならないときに、航空機のエンジン性能の向上
が容易になる。
【０００７】
【実施例】本発明の好ましい実施例を図面を参照しなが
ら説明する。図１の線図的横断面図に、前方から後方ま
で概して長さ方向に延在している軸線又は中心線１２を
有している航空機バイパス・ターボファンエンジン１０
を示す。尚、参照番号を付していない矢印（又、場合に
より参照番号を付した矢印）は、エンジン１０を通る空
気流（又はガス流）の方向を示す。バイパス・ターボフ
ァンエンジン１０は、コアエンジン（ガス発生機とも言
う）１４を含んでいる。コアエンジン１４は、高圧圧縮
機１６と、燃焼器１８と、高圧タービン２０とを含んで
おり、これらはすべて、直流の軸流関係に配設されてい
る。エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に設けられ
ている比較的大きな直径の環状駆動シャフト２２が、高
圧圧縮機１６と高圧タービン２０とを固定関係に相互連
結している。
【０００８】コアエンジン１４は燃焼ガスを発生する作
用を成す。高圧圧縮機１６からの加圧空気は、燃焼器１
８で燃料と混合されて、点火され、これにより燃焼ガス
を発生する。高圧タービン２０は、これらの燃焼ガスか
ら仕事を抽出して、高圧圧縮機１６を駆動する。残りの
燃焼ガスは、コアエンジン１４から低圧又は動力（パワ
ー）タービン２４に排出される。低圧タービン２４は、
比較的大径の環状駆動シャフト２２の内側でエンジン１
０の中心線１２の周りに同軸に設けられている比較的小
さな直径の環状駆動シャフト２６に固定して取り付けら
れている。比較的小径の環状駆動シャフト２６は、相互
連結されている低圧圧縮機（ブースタ又はブースタ圧縮
機とも言う）２８と、概して半径方向外向きに延在して
いるファンロータブレード３０の長さ方向最後方列を含
んでいるファンとを回転させる。ブレード３０は固定ピ
ッチブレードであることが好ましい。図１にはファンロ
ータブレード３０の列を一列のみ示してあるが、エンジ
ン設計によっては、追加のファンロータブレードの列
を、関連するファンステータベーン（ファン案内ベーン
とも言う）の列と交互に設けてもよい。
【０００９】コアエンジン１４、低圧タービン２４及び
低圧圧縮機２８は、軸受（図示していない）を介して駆
動シャフト２２及び２６を支持しているケーシング又は
コアナセル３２によって包囲されている。コアナセル３
２は、ブレード３０の長さ方向後方に設けられていると
共に、流れスプリッタ３４を画定している長さ方向前方
端と、コアノズル３６を画定している長さ方向後方端と
を有している。
【００１０】ファンナセル３８が、ブレード３０と、コ
アナセル３２の少なくとも一部とを円周方向に包囲して
いる。ファンナセル３８は、複数の支持部材４０、例え
ばファンフレーム支柱４０又は静止（即ち、非回転）構
造用ファン出口案内ベーン（図１では２つのみを示す）
によって、コアナセル３２の周りに支持されている。
尚、ブレード及びベーンは反りのある翼形（エアホイル
形状）であるが、支柱はそのような形状ではない。ファ
ンナセル３８は、ファンノズル４２を画定している長さ
方向後方端と、概して半径方向内方に面している内側外
部表面４４と、概して半径方向外方に面している外側外
部表面４６とを有している。尚、設計によっては、ファ
ンノズル４２をなくして、バイパス空気を「混流」型の
排気ノズルでコア排気と混ざるように案内してもよい。
【００１１】可変ピッチファン出口案内ベーン５２の列
が、ファンナセル３８とコアナセル３２との間に半径方
向に設けられていると共に、流れスプリッタ３４の長さ
方向後方に設けられている。ベーン５２の列は、流れス
プリッタ３４の長さ方向後方且つ半径方向外側で、ブレ
ード３０に最も近いエアホイル列であることが好まし
い。ベーン５２は枢動可能な（ピボットの周りに回転可
能な）ベーンであることが好ましいが、当業者には知ら
れているように、ベーン前縁若しくはベーン後縁のみを
枢動可能にするか、又はベーンの有効入射角を変えるこ
とにより、ベーンのピッチを変えることができる。
【００１２】例えば枢動可能なベーン５２をピボットの
周りに回転させることによりベーンピッチを変える手段
が設けられている。好ましくは、このようなベーン枢動
又はベーン回動手段は、枢動可能なベーン５２に連結さ
れているレバーアーム５４を含んでいる。一実施例で
は、レバーアーム５４は連動リング５６によって作動さ
れる。このようなベーン枢動手段としては他に、当業界
で公知の種々の機械的装置及び電気機械的装置がある。
【００１３】巡航時には、ベーン５２を枢動させて、ブ
レード３０から排出されるバイパス空気の旋回角度（即
ち、ブレード旋回角度）を小さくする。ブレード旋回角
度は、飛行中に変化するブレード３０の回転速度に依存
する。旋回角度は、エンジンの長さ方向軸線１２に対す
るバイパス空気（即ち、コアナセル３２とファンナセル
３８との間を半径方向に流れる空気）の角度である。旋
回角度がファンノズル４２の所でゼロであると、エンジ
ン抗力が減少し、エンジン推力が増加する。図２に、長
さ方向に向けられた周囲空気６６が、ブレード３０の区
域に入り、そこから、大きなブレード旋回角度に対応す
る空気流方向６８にて出てくる様子、そしてその空気が
次にベーン５２の区域に入り、ベーン５２が空気流を旋
回させて、空気が小さな（本来ゼロの）ベーン旋回角度
に対応する空気流方向７０にてベーン５２から出てくる
様子を示す。このようなベーン５２を、例えば巡航中に
枢動させて、（ファンロータ速度の関数として）変動す
るブレード旋回角度に合わせ、ファンノズル４２の所で
のバイパス空気の旋回角度を小さくし、こうして、抗力
を減少させると共に推力を増加させて、エンジン効率を
改良する。
【００１４】エンジン不作動状態は、センサ、例えば燃
焼器１８の近くに配置されているゼロ燃料流れセンサ７
２によって検出することができる。このようなセンサと
しては他に、燃焼器又は高圧タービン温度センサがあ
り、この場合には、低温がエンジン不作動状態を示す。
ファンロータ速度は、ブースタ又は低圧圧縮機２８のブ
レード先端近くに配置されている電磁又は光学的ピック
アップ装置７４によって測定することができる。このよ
うな装置７４を、ファンブレード３０の先端近く又はフ
ァンシャフト２６の近くに配置することもできる。この
ような温度及び燃料流れセンサ、並びにロータ速度測定
装置は現在、普通のジェットエンジンに用いられてい
る。電子式エンジンコントローラ７６を用いて、エンジ
ン不作動（例えば燃料流れ）センサ７２及びファン速度
測定装置７４からの入力を受け取り、出力を連動リング
５６のアクチュエータに送って、調節可能なピッチベー
ン５２のピッチを変えることができる。
【００１５】本発明の方法の第１の実施例では、エンジ
ン１０に関するエンジン不作動状態を（センサ７２を介
して）感知し、エンジン不作動状態の間にファンロータ
速度を（センサ７４を介して）繰り返し測定し、そして
ベーン５２のピッチをファンロータ速度の最新の測定値
の関数として所定の値に調節して、エンジン不作動状態
の間にベーンを通る空気流を概して最大にする。ベーン
を通過する空気流を最大にするベーン５２のピッチの値
は、ファンロータ速度の関数であり、解析による計算又
は実験による測定によって予め決定することができる。
解析による計算にはコンピュータを用い、実験による測
定には地上試験又は飛行試験を用いることができる。こ
のような解析計算及び実験測定はすべて、当業者の通常
の知識の範囲内のことである。
【００１６】本発明の方法の第２の実施例では、ファン
ロータ速度を繰り返し測定し、ベーンのピッチをファン
ロータ速度の最新の測定値の関数として予め選択された
値に調節して、騒音低減モードでのエンジン運転中にエ
ンジン騒音を概して最小にし、そして騒音低減モードと
は異なるモードでのエンジン運転中に（例えば巡航中
に）、ベーンのピッチをファンロータ速度の最新の測定
値の関数として予め確立された値に調節する。ここで、
（当業者によって決定され得るように）予め選択された
値は、同じファンロータ速度の測定値に関して、予め確
立された値とは異なっている。騒音低減モードでのエン
ジン運転中にエンジン騒音を最小にするベーン５２のピ
ッチの値は、ファンロータ速度の関数であり、前段落で
第１の実施例について説明したのと同様の方法で、解析
計算又は実験測定によって予め選択することができる。
同様に、例えば巡航モードでのエンジン運転中に、エン
ジン性能を最適にするように抗力を最小にすると共に推
力を最大にするベーン５２のピッチの値は、ファンロー
タ速度の関数であり、前段落で第１の実施例について説
明したのと同様の方法で、解析計算又は実験測定によっ
て予め確立することができる。
【００１７】本発明の実施例では、ファンナセル３８は
貫通通路を有しており、貫通通路の終点は、ナセルの概
して半径方向内方に向いている内側外部表面上に位置し
ており、しかもその終点は、ブレード３０の長さ方向後
方に設けられている。ベーン５２は枢動可能であると共
に、通路終点の長さ方向後方に配置されている。地上で
の減速のために、ベーンがそのベーンを通る空気流を概
してブロックするように、ベーンを枢動させる手段が設
けられている。地上での減速のために通路を開くと共
に、通路を閉じる手段も設けられている。この通路はス
ラストリバーサ通路であることが好ましい。エンジン１
０を運転する例示の方法では、地上減速のためには、上
述の通路を開くと共に、ベーンを枢動させてベーンを通
る流れをブロックする。用語「減速」は、負の加速、例
えば滑走路上の前進中の航空機をスローダウンさせるこ
と、又は空港の出発ゲートから航空機を後退させること
を意味するが、これらに限られるものではない。
【００１８】以上の本発明の記述は、例示の目的でなさ
れたものである。以上の説明はすべてを網羅している訳
ではなく、発明を開示した具体例に限定しようとするも
のでもない。例えば、ベーン前縁若しくは後縁を入れ子
式に移動するか、摺動させることにより、又はベーンの
寸法若しくは形状を変化させることにより、ベーン５２
のピッチを変えてもよい。上述した教示から種々の改変
及び変更が可能なことは明らかであり、これらもすべて
本発明の要旨の範囲内に含まれる。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機バイパス・ターボファンエンジンの線図
的軸線方向断面図である。
【図２】図１の２−２線方向に見た線図的頂面図であっ
て、特定のピッチ値に設定された可変ピッチファン出口
案内ベーンを示す図である。
【符号の説明】
１０ バイパス・ターボファンエンジン １２ 軸線 １４ コアエンジン １６ 高圧圧縮機 １８ 燃焼器 ２０ 高圧タービン ２２、２６ 環状駆動シャフト ２４ 低圧タービン ２８ 低圧圧縮機 ３０ ファンロータブレード ３２ コアナセル ３４ 流れスプリッタ ３６ コアノズル ３８ ファンナセル ４２ ファンノズル ５２ ファン出口案内ベーン ７２ ゼロ燃料流れセンサ ７４ 電磁又は光学的ピックアップ装置 ７６ 電子式エンジンコントローラ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ボビー・レイ・デラニイ アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、ラブランド−マデイラ・ロード、9577 番

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 前方から後方まで概して長さ方向に延在
    している軸線（１２）と、概して半径方向外向きに延在
    しているファンロータブレード（３０）の長さ方向最後
    方列と、前記ブレード（３０）の長さ方向後方に設けら
    れていると共に、流れスプリッタ（３４）を画定してい
    る長さ方向前方端を有しているコアナセル（３２）と、
    前記ブレード（３０）と前記コアナセル（３２）の少な
    くとも一部とを円周方向に包囲しているファンナセル
    （３８）と、該ファンナセル（３８）と前記コアナセル
    （３２）との間に半径方向に設けられていると共に、前
    記流れスプリッタ（３４）の長さ方向後方に設けられて
    いる可変ピッチファン出口案内ベーン（５２）の列とを
    含んでいる航空機バイパス・ターボファンエンジン（１
    ０）を運転する方法であって、 （ａ） 前記エンジン（１０）に対するエンジン不作動
    状態を感知する工程と、 （ｂ） 前記エンジン不作動状態の間にファンロータ速
    度を繰り返し測定する工程と、 （ｃ） 前記ベーン（５２）のピッチをファンロータ速
    度の最新の測定値の関数として所定の値に調節して、前
    記エンジン不作動状態の間に前記ベーン（５２）を通る
    空気流を概して最大にする工程とを備えた航空機バイパ
    ス・ターボファンエンジン（１０）を運転する方法。
  2. 【請求項２】 前方から後方まで概して長さ方向に延在
    している軸線（１２）と、概して半径方向外向きに延在
    しているファンロータブレード（３０）の長さ方向最後
    方列と、前記ブレード（３０）の長さ方向後方に設けら
    れていると共に、流れスプリッタ（３４）を画定してい
    る長さ方向前方端を有しているコアナセル（３２）と、
    前記ブレード（３０）と前記コアナセル（３２）の少な
    くとも一部とを円周方向に包囲しているファンナセル
    （３８）と、該ファンナセル（３８）と前記コアナセル
    （３２）との間に半径方向に設けられていると共に、前
    記流れスプリッタ（３４）の長さ方向後方に設けられて
    いる可変ピッチファン出口案内ベーン（５２）の列とを
    含んでいる航空機バイパス・ターボファンエンジン（１
    ０）を運転する方法であって、 （ａ） ファンロータ速度を繰り返し測定する工程と、 （ｂ） 前記ベーン（５２）のピッチをファンロータ速
    度の最新の測定値の関数として予め選択された値に調節
    して、騒音低減モードでのエンジン運転中にエンジン騒
    音を概して最小にする工程と、 （ｃ） 前記騒音低減モードとは異なるモードでのエン
    ジン運転中に、前記ベーン（５２）のピッチをファンロ
    ータ速度の最新の測定値の関数として予め確立された値
    に調節する工程とを備えており、 前記予め選択された値は、同じファンロータ速度の測定
    値に対して、前記予め確立された値とは異なっている、
    航空機バイパス・ターボファンエンジン（１０）を運転
    する方法。
  3. 【請求項３】 前記エンジン（１０）に対するエンジン
    不作動状態を感知する工程と、 前記ベーン（５２）のピッチをファンロータ速度の最新
    の測定値の関数として所定の値に調節して、エンジン不
    作動状態の間に前記ベーン（５２）を通る空気流を概し
    て最大にする工程とを更に含んでいる請求項２に記載の
    方法。
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