JPH07301150A - クロスコンパウンド・ターボファン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 ＳＳＴ推進用２軸低バイパス比ターボファン
をクロスコンパウンド型式にする事により，離陸時の平
均ジェット排気速度を低下させ，同時に離陸時のＳＦＣ
を改善して，ＳＳＴのジェット騒音低減と燃料消費率の
軽減を両立させる。 【構成】 ２軸低バイパス比ターボファンの２つの軸を
歯車列により互いに交差させ，低圧タービンで圧縮機を
駆動し，高圧タービンを歯車列で減速してファンを駆動
し，低圧タービン入口に可変静翼を設け，離陸時に該可
変静翼を開く事により流量を増し，流量のマッチングを
図ると同時に，部分負荷に於いてタービン入口温度の低
下，圧縮比の上昇，タービン全膨張比の増大をもたらす
クロスコンパウンドの部分負荷特性を引き出す事を特徴
とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は，ＳＳＴ（超音速旅客
機）搭載用ターボファンの騒音低減法に関する。

【０００２】

【従来の技術】超音速機の推進エンジンは，巡航時にマ
ッハ数２〜３で飛行する必要からジェット排気速度の大
きなターボジェットエンジン，或いは低バイパス比ター
ボファンエンジンが選定される。次世代ＳＳＴとしては
経済性と環境適合性から，後者が開発の対象になってい
る。

【０００３】次世代超音速機のエンジン騒音低減は重要
課題の一つである。ＳＳＴ推進エンジンの主要な音源は
ジェット騒音であり，ジェット騒音の強さは理論的には
ジェット速度の８乗に比例して増加する為，基本的には
ジェット排気速度を低減する事が騒音低減上最も有効で
ある。しかしジェット排気速度の大きな超音速機推進エ
ンジンの排気速度の低減は極めて困難である。現在のジ
ェット排気速度低減法には可変バイパス比，タービンバ
イパス，及びミキサ／エジェクタなどがある。

【０００４】 エンジン全面面積を大きくできるとき効果が大きい。

【０００５】従ってエンジン寸法は固定のままで，離陸
時に可変低圧タービン静翼を閉じる事によって低圧系の
仕事を増やし，バイパス比を増す可変サイクルエンジン
や， の増量は充分ではなく，平均排気速度ｕ_ｅの低減量も大
きなものではない。よって，それ単独ではジェット騒音
を規制値内に納める事はできず，可変サイクルとミキサ
／エジェクタを組み合わせる事が提案されている。

【０００６】しかしミキサ／エジェクタは，付加的な空
気の吸い込みによるジェット排気との混合は不可逆過程
であるからエントロピの増大を招き，推力損失，燃料消
費増大をもたらし，また重量が増加するという問題があ
る。よって，混合の前にできるだけ平均排気速度ｕ_ｅを
低下させる事が望ましい。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】本発明が解決しようと
する問題点は，現在の排気速度低減法によるジェット排
気速度ｕ_ｅの低減量が充分でなく，推力損失，燃料消費
増大，重量増加を伴う点である。離陸時に排気速度低減
量を増す為には，タービン入口温度を下げる。圧縮
比（ファンと高圧圧縮機の圧力比の積）を高める。タ
ービン全膨張比を増大させる。以上三つの要件を満たす
必要がある。何故なら，タービン入口温度を下げるとジ
ェット排気速度ｕ_ｅが低下する。圧縮比の上昇とタービ
ン入口温度の低下は排気流の密度を増すので流量が増
し，ｕ_ｅの低下による単位流量当たりの推力の低下を補
う事ができる。タービン全膨張比の増大は圧縮比及びフ
ァン圧力比の増大，及びタービン入口温度の低下に結び
付く。このような相互作用をもたらすからである。

【０００８】しかし，ジェット排気速度ｕ_ｅを低減する
為にタービン入口温度を下げる事と，排気流量を増す為
に圧縮比を上げる事とは矛盾する。何故なら，圧縮比の
上昇はそれに見合ったタービン入口温度の上昇を必要と
するからである。但しタービン全膨張比が増大すれば，
タービン入口温度の低下と圧縮比の上昇を同時に実現で
きるが，タービン全膨張比の増大はタービンノズル面積
の制約を受ける為ままならない。

【０００９】つまり，タービン入口温度，圧縮比，ター
ビン全膨張比はそれぞれ独立した変数ではなく，お互い
に関連しあうので，従来のターボファンのエンジンシス
テムでは，ジェット排気速度低減の為に，推力一定でタ
ービン入口温度を下げる事はできなかった。本発明は，
この点を解決するものである。

【００１０】

【課題を解決するための手段】本発明は，ＳＳＴ推進エ
ンジンである２軸低バイパス比ターボファンをクロスコ
ンパウンド型式にし，低圧タービン入口に可変静翼を設
け，これを操作して，クロスコンパウンド特有の部分負
荷特性を制御し利用する事により，上記三つの排気速度
低減要因を満たす事を最も主要な特徴とする。

【００１１】２軸直列フリータービンは，負荷の変動に
より高圧タービンと低圧タービンの膨張比の配分が変化
し，低圧タービンの方が高圧タービンより負荷の変動に
よる膨張比の変化が大きいという特性がある。従って低
圧タービンと圧縮機を結んだクロスコンパウンド・ガス
タービンは，負荷によって圧縮機圧力比が大きく変化す
る。ガスタービンの場合圧縮機圧力比の変化幅が大きい
事はタービン全膨張比の変化幅が大きい事を意味する。

【００１２】つまりクロスコンパウンドは，圧縮比の増
加とタービン全膨張比の増大というジェット排気速度低
減要因を機関自体の基本的部分負荷特性として有してい
るのである。ただ圧縮機圧力比の変化が大きいクロスコ
ンパウンドは，部分負荷に於いてマッチングに不具合を
生じる事が多い。そこで低圧タービン静翼を可変機構と
し，流量を制御する事によって，部分負荷に於けるフロ
ーマッチングを図る必要がある。このように２軸ターボ
ファンをクロスコンパウンド型式にすると，クロスコン
パウンド特有の部分負荷特性から，上記三つのジェット
速度低減要因を満たす事が可能となり，ジェット排気速
度低減量を増すという目的を果たすことができるのであ
る。

【００１３】

【実施例】図１にＳＳＴクロスコンパウンド・ターボフ
ァンの構成を模式的に示す。図に於いてＤはディフュー
ザ，Ｆはファン，ＨＰＣは高圧圧縮機，Ｂは燃焼器，Ｈ
ＰＴは高圧タービン，ＬＰＴは低圧タービン，ＶＧは可
変低圧タービン静翼，Ｎｐは主ジェットノズル，Ｎｂは
バイパスノズルであり，Ｇは歯車列である。本発明クロ
スコンパウンド・ターボファンは，２軸ファンエンジン
の２つの軸を歯車列Ｇにより互いに交差させ，低圧ター
ビンＬＰＴで高圧圧縮機ＨＰＣを駆動し，高圧タービン
ＨＰＴを歯車列により減速してファンＦを駆動するよう
にして，低圧ターピンＬＰＴの入口に可変静翼ＶＧを設
けた，ＳＳＴ搭載用の低バイパス比ターボファンであ
る。

【００１４】

【作用】

ア流の質量流量，Ｗ：重量流量，ｕ_ｅ：平均ジェット速
度，ｕ_６：主ジェットの速度，ｕ_８：バイパスノズルか
らの噴出空気速度，Ｍ_０：飛行マッハ数，μ：バイパス
比，Ｃｐ：定圧比熱，η：断熱効率，Ａ：流路断面積。
エンジン要素前後の全圧の比をπと記し，全温の比をτ
とする。また全温を大気の静温ｔ_０で除したものをθ，
全圧を大気の静圧ｐ_０で除したものをδで記して，要素
を表す添字を付す。ｆ：ファン，ｃ：圧縮機，ｈｃ：高
圧圧縮機，ｂ：燃焼器，ｔ：タービン，ｈｔ：高圧ター
ビン，１ｔ：低圧タービン，ｎ：ノズル，添字の数字は
図１の位置番号を示す。尚ファンと高圧圧縮機の圧力比
の積を圧縮比と称しπ_ｃで表す。

【００１５】クロスコンパウンド・ターボファン（以下
ＣＣターボファンと略す）がジェット排気速度低減要因
を満たす理由，つまりその作用をストレートコンパウン
ド・ターボファン（以下ＳＣターボファンと略す）と対
比して説明する。

【００１６】ＳＳＴはもともと離陸時に高い推力／重量
比を有しているので，超音速巡航時が設計点，離陸は部
分負荷である。ＳＳＴターボファンでは部分負荷である
離陸時に圧縮比π_ｃが大きくなる。よって，２軸直列フ
リータービンの特性から離陸時に低圧タービン温度比τ
_ｌｔが大きく減少すると，ＳＣターボファンではファン
温度比τ_ｆが増し，その流量が増加する。ＳＣターボフ
ァンに於ける低圧タービン温度比τ_ｌｔとファン温度比
τ_ｆの関係は式（１）で表される。

【００１７】

【数１】

【００１８】一方，ＣＣターボファンでは離陸時にτ
_ｌｔが大幅に減少すると，高圧圧縮機温度比τ_ｈｃが増
し，その流量が増大する。ＣＣターボファンに於ける低
圧タービン温度比τ_ｌｔと高圧圧縮機温度比τ_ｈｃの関
係は式（２）で表される。

【００１９】

【数２】

【００２０】低圧タービンでファンを駆動するＳＣター
ボファンに比し，低圧タービンで高圧圧縮機を駆動する
ＣＣターボファンでは，Ｗ_２．５＝Ｗ_２／（１＋μ）で
あるが故に高圧圧縮機温度比τ_ｈｃの上昇が非常に大き
くなる事が式（１）と式（２）を比較する事により分か
る。

【００２１】燃料の添加による作動流体の流量変化を無
視すれば，高圧圧縮機入口流量Ｗ_２．５と，低圧タービ
ン入口流量Ｗ_４．５の流量バランスは式（３）で表され
る。

【００２２】

【数３】

【００２３】式（３）に於いて簡単の為に低圧タービン
が閉塞しているとすれば，左辺の低圧タービン修正流量
は一定である。従ってτ_ｈｃの上昇により高圧圧縮機流
量Ｗ_２．５が過大になるという事は，低圧タービンノズ
ル面積Ａ_４．５が狭すぎて低圧タービンが過回転にな
り，高圧圧縮機がサージング領域に入ってしまう事を意
味する。以上からクロスコンパウンドの第一の特質は，
圧縮比が小さい時を設計点に選ぶと部分負荷に於いて圧
縮比π_ｃが増すにつれ，低圧タービン温度比τ_ｌｔが過
小となり，高圧圧縮機の温度比τ_ｈｃが過大となって，
マッチングが果たせなくなる事である。

【００２４】つまり，ＳＳＴターボファンの離陸時平均
ジェット速度低減にクロスコンパウンド型式が適してい
る最大の理由は，上述の如く部分負荷時に低圧タービン
温度比τ_ｌｔが過小になり，ファン圧力比と高圧圧縮機
の圧力比の積である圧縮比π_ｃが過大になるクロスコン
パウンドの部分負荷特性にある。

【００２５】上で述べたクロスコンパウンドの第一の特
質は，そのままでは運転不能となり有効ではない。そこ
でこの部分負荷特性を制御し，利用する為に，図１に示
す如く低圧タービン入口に可変静翼ＶＧを設ける。離陸
時に可変静翼ＶＧの喉部面積Ａ_４．５を広げ，低圧ター
ビンに配分されるエネルギの一部を高圧タービンに移せ
ば，圧縮側とタービン側のマッチングを図る事ができる
上，ファン圧力比π_ｆが増す。従ってバイパスノズルか
らの噴出空気速度が増し，離陸時にターボプロップに近
づく事になる。式（３）から圧縮比π_ｃとタービン全圧
力比π_ｔの積を求めると式（４）となる。

【００２６】

【数４】

【００２７】式（４）は圧縮比がどれ程膨張比としてタ
ービンに吸収されたかを表す。計算によればＣＣターボ
ファンでは低圧タービンノズル面積Ａ_４．５を設計点の
１．５２倍としたマッチング点でもなお，ＳＣターボフ
ァンよりπ_ｃは高く，π_ｌｔは低い。しかも可変低圧タ
ービン静翼の作用により，高圧タービン圧力比π_ｈｔが
減少する為δ_４．５は低下する。従って式（４）よりπ
_ｔは極めて小さな値となる。つまりクロスコンパウンド
の第二の特質は，部分負荷時に高い圧縮比π_ｃを維持
し，その上圧縮比に対するタービン全膨張比（１／
π_ｔ）が極めて大きくなる事である。

【００２８】タービン全温度比τ_ｔと，タービン入口温
度Ｔ_４の等価無次元量であるθ_ｔの関係を式（５）に示
す。

【００２９】

【数５】

【００３０】式（５）よりτ_ｔの減少はθ_ｔを小さく
し，τ_ｃとτ_ｆの増加はθ_ｔを増す。ＣＣターボファン
はＳＣターボファンよりτ_ｃ，τ_ｆとも増すが，前述の
如くτ_ｔの減少が非常に大きい為θ_ｔは減少する。つま
りτ_ｃ及びτ_ｆの増加はθ_ｔの上昇を必要とするが，τ
_ｃ及びτ_ｆよりもτ_ｔの影響が強ければθ_ｔを低下させ
る事ができるのである。従って，クロスコンパウンドの
第三の特質は，離陸時にθ_ｔ，つまりタービン入口温度
Ｔ_４が減少する事である。

【００３１】図２にＳＣ可変サイクルターボファンとＣ
Ｃターボファンの違いを表す模式図を示す。図に於いて
実線がプロペラ駆動機構であり，点線はその機構にエネ
ルギを供給するガス発生機であると考える。今，点線で
示されたガス発生機の回転数を一定に保ち，実線で示さ
れたプロペラ駆動機構を高速飛行時に低速で回転させて
ジェット噴流を増し，離陸時にはプロペラを高速で回転
させてジェット噴流を弱めると考えると，ＳＣ可変サイ
クルでは，離陸時にプロペラの回転数を上げる為に可変
静翼を絞る事になり，小流量化する事になる。図に於い
て矢印が高圧タービンから低圧タービンに向かっている
のはエネルギ配分の移動を示している。

【００３２】一方，ＣＣターボファンでは前述のクロス
コンパウンドの特質から，ガス発生機の回転数を一定に
保つ為には，ガス発生機駆動タービンへのエネルギ配分
をプロペラ駆動タービンに移す必要があり，エネルギ配
分の移動を示す矢印は逆に低圧タービンから高圧タービ
ンへとなる。この場合は可変機構を開く事になって，大
流量化する事になる。つまりＳＣ可変サイクルとＣＣタ
ーボファンの違いは，離陸時にコア流を小流量化する
か，大流量化するかである。

【００３３】前述の如く，ターボファンはジェットパワ
を一定に保ち，バイパス比を上げる事により流量を増し
て排気速度を下げ，推力を増す方式であるが，エンジン
前面面積の制約を受けるＳＳＴに於いて平均排気速度ｕ
_ｅを低減する為には，推力Ｆ きく影響するのである。

【００３４】ＣＣターボファンの場合，コア流量が増し
てもなおバイパス比を一定に保つ為にはファン圧力比π
_ｆが大きくなる。よってプロペラ回転数が増し（バイパ
スノズルからの噴出空気速度が増し），逆転速度分布ジ
ェットになる（表２参照）。

【００３５】以下に本計算に用いた設定値を示す。

【００３６】設計点：飛行マッハ数Ｍ_０＝２．５，飛行
高度１８ｋｍ，ｔ_０＝２１６．５Ｋ，ｐ_０＝０．０７６
５ｋｇｆ／ｃｍ^２，タービン入口温度Ｔ_４＝１７７３
Ｋ，圧縮比π_ｃ＝５。設計点，離陸時とも一定（固定）
としたもの，バイパス比μ＝１，ファン及び圧縮機の断
熱効率η_ｆ＝η_ｃ＝０．８５，タービン断熱効率η_ｔ＝
０．９，推力効率η_ｎ＝０．９８，ファン及び圧縮機出
口マッハ数Ｍ_７＝Ｍ_３＝０．４５。またジェットノズル
及びバイパスノズルでは理想膨張するものとした。設計
点ではＰ_７＝Ｐ_５をπ_ｆ選定の条件とした。

【００３７】離陸時（部分負荷時）：飛行マッハ数Ｍ_０
＝０，ｔ_０＝２８８Ｋ，ｐ_０＝１．０３３ｋｇｆ／ｃｍ
^２，推力Ｆ＝設計点正味推力の２．５倍，ＣＣターボフ
ァンの低圧タービンノズル面積Ａ_４．５＝１．５２×
（Ａ_４．５）_ｄｅｓとした。

【００３８】本計算では，ファン，圧縮機及びタービン
の断熱効率を一定と仮定しているので回転要素の性能特
性曲線図を用いず，ファン及び圧縮機はその出口面積か
ら，高低両圧タービンはノズル面積から，連続の式によ
りそれぞれの流量を求め，部分負荷に於けるマッチング
を図った。

【００３９】

【発明の効果】離陸時に平均ジェット速度ｕ_ｅを低減す
る要因として述べた各パラメータがどのような値になる
かを表１に，設計点及び離陸時のエンジン性能を表２
に，上記の仮定の下に計算した結果をＳＣターボファン
と比較して示す。

【００４０】

【表１】

【００４１】

【表２】

【００４２】表１，表２から，ＣＣターボファンはター
ビン全温度比τ_ｔの減少幅が大きい為タービン入口温度
Ｔ_４が低下し，平均ジェット速度ｕ_ｅが減少している。
にも拘わらず推力ＦがＳＣターボファンと等しいのは，
コア流量Ｗ_２．５の増加が大きくバイパス比一定である
から全流量も増している為である。先行文献によれば，
可変バイパス比ターボファンの離陸時平均ジェット速度
は約５５０ｍ／ｓであるとされている。よってＣＣター
ボファンの平均ジェット速度低減量が，従来の方法に比
して大きい事が分かる。

【００４３】全流量の１単位当たりの推力を最大にする
最適圧縮温度比τ_ｃ＝τ_ｆ・τ_ｈｃは， 時に最大パワを生む燃焼機温度比τ_ｂと最適圧縮温度比
τ_ｃの関係はτ_ｂ／τ_ｃ＝１となる。損失を伴う実際の
要素に対し，最高効率を与える圧縮機圧力比は，最大パ
ワを生む圧力比とそれ程違わない。表１よりＣＣターボ
ファンは離陸時にτ_ｂ／τ_ｃが１に近付いている事が分
かる。よって燃料／推力比が減少し離陸時のＳＦＣが改
善されている。つまり本発明ＣＣターボファンは，ジェ
ット騒音の低減と，燃料消費率の改善を両立できる事が
分かる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明クロスコンパウンド・ターボファンエン
ジンの構成を示す摸式図。

【図２】ＳＣ可変バイパス比エンジンとＣＣターボファ
ンの比較説明図。

【符号の説明】

Ｄ ディフューザ Ｆファン ＨＰＣ 高圧圧縮機 Ｂ 燃焼器 ＨＰＴ 高圧タービン ＬＰＴ 低圧
タービン ＶＧ 可変低圧タービン静翼 Ｎｐ 主ジェ
ットノズル Ｎｂ バイパスノズル Ｇ 歯車列 ＳＣ ストレートコンパウンド・ターボファン ＣＣ クロスコンパウンド・ターボファン ０ 大気 １ ディフュ
ーザ入口 ２ ファン入口 ２．５ 高圧
圧縮機入口 ３ 燃焼器入口 ４ 高圧ター
ビン入口 ４．５ 低圧タービン入口 ５ 低圧ター
ビン出口 ６ 主ジェットノズル出口 ７ ファン出
口 ８ バイパスノズル出口

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 超音速機の推進エンジンである２軸低バ
   イパス比ターボファンに於いて，同心上にある２つの軸
   を圧縮機とタービンの中間で二分し，歯車列（Ｇ）によ
   り内径軸と外径軸を互いに交差させ，低圧タービン（Ｌ
   ＰＴ）で高圧圧縮機（ＨＰＣ）を駆動し，高圧タービン
   （ＨＰＴ）の回転数を歯車列（Ｇ）により減速し，該高
   圧タービン（ＨＰＴ）でファン（Ｆ）を駆動して，低圧
   タービン（ＬＰＴ）の入口に可変静翼（ＶＧ）を設け，
   部分負荷である離陸時に該可変静翼（ＶＧ）を開き大流
   量化する事によって流量のマッチングを図ると同時に，
   タービン入口温度の低下，圧縮比の上昇，タービン全膨
   張比の増大の三つの相互作用をもたらすクロスコンパウ
   ンドの部分負荷特性を引き出す事を特徴とするクロスコ
   ンパウンド・ターボファン。