JPH09287520A - ダブルバイパス・エンジン - Google Patents
ダブルバイパス・エンジンInfo
- Publication number
- JPH09287520A JPH09287520A JP13734996A JP13734996A JPH09287520A JP H09287520 A JPH09287520 A JP H09287520A JP 13734996 A JP13734996 A JP 13734996A JP 13734996 A JP13734996 A JP 13734996A JP H09287520 A JPH09287520 A JP H09287520A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- extraction
- pressure turbine
- engine
- flow rate
- hpt
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- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 超音速輸送機用推進エンジンである低バイパ
ス比ターボファンに於いて、超音速巡航時に低圧系の仕
事を減少させることなく高圧系の仕事を増やし、バイパ
ス比を減少させることによってｓｆｃを低減し、また推
力一定でタービン入口温度を下げ、ＮＯｘ排出量を減少
させる。 【解決手段】 高圧タービン出口と排気ダクトを結ぶ抽
気流路Ｐを設け、抽気流路Ｐの入口に抽気弁Ｖを設け
て、超音速巡航時に抽気弁Ｖを開いて高圧タービン出口
から抽気を行い、低圧タービンをバイパスして抽気ガス
を後方排気に導入することにより、低圧タービンより高
圧タービンの作動ガス流量を多くし、低速飛行時には抽
気弁Ｖを閉じて高低両圧タービンの流量を同一にする。
ス比ターボファンに於いて、超音速巡航時に低圧系の仕
事を減少させることなく高圧系の仕事を増やし、バイパ
ス比を減少させることによってｓｆｃを低減し、また推
力一定でタービン入口温度を下げ、ＮＯｘ排出量を減少
させる。 【解決手段】 高圧タービン出口と排気ダクトを結ぶ抽
気流路Ｐを設け、抽気流路Ｐの入口に抽気弁Ｖを設け
て、超音速巡航時に抽気弁Ｖを開いて高圧タービン出口
から抽気を行い、低圧タービンをバイパスして抽気ガス
を後方排気に導入することにより、低圧タービンより高
圧タービンの作動ガス流量を多くし、低速飛行時には抽
気弁Ｖを閉じて高低両圧タービンの流量を同一にする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】現在、商用運行している唯一
の超音速旅客機であるコンコルドの実績と教訓から、次
世代超音速輸送機用推進エンジンは、低燃費、低ＮＯｘ
化、及び離陸時の低騒音化の三つの課題の改善が要請さ
れている。本発明は、超音速輸送機用推進エンジンであ
る低バイパス比ターボファンの低燃費化、並びに低ＮＯ
ｘ化の技術に関する。
の超音速旅客機であるコンコルドの実績と教訓から、次
世代超音速輸送機用推進エンジンは、低燃費、低ＮＯｘ
化、及び離陸時の低騒音化の三つの課題の改善が要請さ
れている。本発明は、超音速輸送機用推進エンジンであ
る低バイパス比ターボファンの低燃費化、並びに低ＮＯ
ｘ化の技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】離陸時の低騒音化のためには、排気ジェ
ット速度の低減が不可欠であり、一方超音速飛行時に高
比推力を得るためには高排気ジェット速度が要求され
る。一つのエンジンで相異なる要求を満たすエンジンシ
ステムとして、現在可変サイクルエンジンが有力視され
ている。
ット速度の低減が不可欠であり、一方超音速飛行時に高
比推力を得るためには高排気ジェット速度が要求され
る。一つのエンジンで相異なる要求を満たすエンジンシ
ステムとして、現在可変サイクルエンジンが有力視され
ている。
【０００３】可変サイクルエンジンは、低圧タービンノ
ズルを可変化し、これを開閉することにより低圧系と高
圧系の仕事配分を変える低バイパス比ターボファンエン
ジンである。超音速飛行時には低圧タービン可変ノズル
を開くことによって、高圧系への仕事配分を増やし低圧
系への仕事配分を減らして、バイパス比を減少し比推力
を増す。
ズルを可変化し、これを開閉することにより低圧系と高
圧系の仕事配分を変える低バイパス比ターボファンエン
ジンである。超音速飛行時には低圧タービン可変ノズル
を開くことによって、高圧系への仕事配分を増やし低圧
系への仕事配分を減らして、バイパス比を減少し比推力
を増す。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従って従来の可変サイ
クルエンジンは、超音速飛行時に比推力を増すためには
必然的に低圧系の仕事が減少し、エンジン空気流量が減
少するという問題点があった。比推力を増すために、空
気流量を減少しなければならないということは、推力を
増加するためタービン入口温度（以下、ＴＩＴと略す）
を高めなければならず、サイクル圧力比の増加を伴わな
いＴＩＴの上昇は燃料消費率（ｓｆｃ）の悪化をもたら
し、また低ＮＯｘ化を困難にするという問題を生じた。
クルエンジンは、超音速飛行時に比推力を増すためには
必然的に低圧系の仕事が減少し、エンジン空気流量が減
少するという問題点があった。比推力を増すために、空
気流量を減少しなければならないということは、推力を
増加するためタービン入口温度（以下、ＴＩＴと略す）
を高めなければならず、サイクル圧力比の増加を伴わな
いＴＩＴの上昇は燃料消費率（ｓｆｃ）の悪化をもたら
し、また低ＮＯｘ化を困難にするという問題を生じた。
【０００５】本発明は、超音速巡航時に低圧系の仕事を
減少させることなく高圧系の仕事を増加することを目的
とし、超音速巡航時に、推力を一定に保ち、ファン空気
流量一定のままバイパス比を下げてｓｆｃを改善し、然
もＴＩＴを降下させてＮＯｘ排出量を低減することを目
的としている。
減少させることなく高圧系の仕事を増加することを目的
とし、超音速巡航時に、推力を一定に保ち、ファン空気
流量一定のままバイパス比を下げてｓｆｃを改善し、然
もＴＩＴを降下させてＮＯｘ排出量を低減することを目
的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明ダブルバイパス・エンジンは、低バイパス比
ターボファンの高圧タービン（以下、ＨＰＴと略す）出
口から作動ガスの一部を抽気し、低圧タービン（以下、
ＬＰＴと略す）をバイパスして、抽気を後方排気に導く
ものである。
に、本発明ダブルバイパス・エンジンは、低バイパス比
ターボファンの高圧タービン（以下、ＨＰＴと略す）出
口から作動ガスの一部を抽気し、低圧タービン（以下、
ＬＰＴと略す）をバイパスして、抽気を後方排気に導く
ものである。
【０００７】図１に本発明ダブルバイパス・エンジンの
概念図を示す。図に於いてＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧
縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰ
Ｔは低圧タービン、Ｄはコア排気ダクト、Ｐは抽気流
路、Ｖは抽気弁であって、数字はエンジンの位置番号で
ある。本発明ダブルバイパス・エンジンは、高圧タービ
ンＨＰＴの出口とコア排気ダクトＤを結び、Ｄ内に開口
する抽気流路Ｐを設け、抽気流路Ｐの入口に抽気弁Ｖを
設けた低バイパス比ターボファンである。
概念図を示す。図に於いてＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧
縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰ
Ｔは低圧タービン、Ｄはコア排気ダクト、Ｐは抽気流
路、Ｖは抽気弁であって、数字はエンジンの位置番号で
ある。本発明ダブルバイパス・エンジンは、高圧タービ
ンＨＰＴの出口とコア排気ダクトＤを結び、Ｄ内に開口
する抽気流路Ｐを設け、抽気流路Ｐの入口に抽気弁Ｖを
設けた低バイパス比ターボファンである。
【０００８】本発明ダブルバイパス・エンジンは、超音
速巡航時に抽気弁Ｖを開いてＨＰＴ出口から抽気を行
い、ＬＰＴをバイパスすることによって、ＨＰＴ作動ガ
ス流量をＬＰＴ作動ガス流量より多くする。低速飛行時
には抽気弁Ｖを閉じて抽気流路Ｐを閉鎖し、高低両圧タ
ービンの流量を同一にする概念である。
速巡航時に抽気弁Ｖを開いてＨＰＴ出口から抽気を行
い、ＬＰＴをバイパスすることによって、ＨＰＴ作動ガ
ス流量をＬＰＴ作動ガス流量より多くする。低速飛行時
には抽気弁Ｖを閉じて抽気流路Ｐを閉鎖し、高低両圧タ
ービンの流量を同一にする概念である。
【０００９】
【作用】本発明ダブルバイパス・エンジンは、ＨＰＴ出
口から作動ガスの一部を抽気しＬＰＴをバイパスして、
抽気ガスを後方排気に導入することにより； １）低圧系の仕事を減少させることなく、高圧系の仕事
を増加させることが出来る；従って ２）ファン流量を減少させることなく、圧縮機回転数を
高め圧縮機流量を増加することによって、バイパス比を
減少させることが出来る；よって推力一定で抽気率を増
すと ３）平均ジェット速度一定で、機関発生動力を減少させ
ることが出来る； ４）エンジン流量一定で、ガス発生器流量を増加し、Ｔ
ＩＴを低下させることが出来る；というサイクル特性が
得られる。これ等を超音速輸送機用推進エンジンに利用
すると ５）超音速巡航時にｓｆｃを従来より低減する運転； ６）ＮＯｘ排出量を従来より減少させる運転；が可能に
なる。
口から作動ガスの一部を抽気しＬＰＴをバイパスして、
抽気ガスを後方排気に導入することにより； １）低圧系の仕事を減少させることなく、高圧系の仕事
を増加させることが出来る；従って ２）ファン流量を減少させることなく、圧縮機回転数を
高め圧縮機流量を増加することによって、バイパス比を
減少させることが出来る；よって推力一定で抽気率を増
すと ３）平均ジェット速度一定で、機関発生動力を減少させ
ることが出来る； ４）エンジン流量一定で、ガス発生器流量を増加し、Ｔ
ＩＴを低下させることが出来る；というサイクル特性が
得られる。これ等を超音速輸送機用推進エンジンに利用
すると ５）超音速巡航時にｓｆｃを従来より低減する運転； ６）ＮＯｘ排出量を従来より減少させる運転；が可能に
なる。
【００１０】但し、上に示したダブルバイパス・エンジ
ンのサイクル特性は、抽気を行うことでそのまま得られ
るものではない。圧縮機はそれ自体で自動的に回転数を
上げ圧力比を増すことは出来ない。従って超音速飛行時
に、先ず抽気弁Ｖを僅かに開き、一時的にＴＩＴを定格
温度より高め圧縮機の回転数を上げる。ＴＩＴを高め高
圧系の仕事を増すと推力が増加するが、抽気弁Ｖの開度
を増しＴＩＴを低下させて推力を元に戻すと、圧縮機と
ＨＰＴは新しい物理平衡点に達し、ＬＰＴよりＨＰＴの
作動ガス流量が多い上記のサイクル特性を得ることが出
来る。尚、一時的にＴＩＴを高め圧縮機回転数を上げる
時も、低圧系の仕事を一定に保つためには少量の抽気を
行わなければ連続の条件を満たすことは出来ない。
ンのサイクル特性は、抽気を行うことでそのまま得られ
るものではない。圧縮機はそれ自体で自動的に回転数を
上げ圧力比を増すことは出来ない。従って超音速飛行時
に、先ず抽気弁Ｖを僅かに開き、一時的にＴＩＴを定格
温度より高め圧縮機の回転数を上げる。ＴＩＴを高め高
圧系の仕事を増すと推力が増加するが、抽気弁Ｖの開度
を増しＴＩＴを低下させて推力を元に戻すと、圧縮機と
ＨＰＴは新しい物理平衡点に達し、ＬＰＴよりＨＰＴの
作動ガス流量が多い上記のサイクル特性を得ることが出
来る。尚、一時的にＴＩＴを高め圧縮機回転数を上げる
時も、低圧系の仕事を一定に保つためには少量の抽気を
行わなければ連続の条件を満たすことは出来ない。
【００１１】ファン回転数を一定に保ち圧縮機回転数を
増すと、バイパス流量が減少し圧縮機流量が増す。つま
りバイパス比が減少する。従って圧縮機流量（ＨＰＴ作
動ガス流量）の一部を抽気してもＬＰＴ作動ガス流量は
減少せず、ＬＰＴ入口での流れのエネルギ値を一定にす
ることが出来る。よってファン圧力比は維持され、エン
ジン流量一定で圧縮機流量を増すことが出来る。
増すと、バイパス流量が減少し圧縮機流量が増す。つま
りバイパス比が減少する。従って圧縮機流量（ＨＰＴ作
動ガス流量）の一部を抽気してもＬＰＴ作動ガス流量は
減少せず、ＬＰＴ入口での流れのエネルギ値を一定にす
ることが出来る。よってファン圧力比は維持され、エン
ジン流量一定で圧縮機流量を増すことが出来る。
【００１２】本発明ダブルバイパス・エンジンは、推力
一定、エンジン流量一定で圧縮機流量を増すのであるか
ら、平均ジェット速度は一定であり、比推力及び推進効
率に変化はない。ファン圧力比、流量、推力ともに一定
でバイパス比を減少すると、高速の主ジェット排気速度
が減少するため、機関発生動力が小さくなる。機関発生
動力の減少は省エネルギとなり、ｓｆｃを改善すること
ができる。
一定、エンジン流量一定で圧縮機流量を増すのであるか
ら、平均ジェット速度は一定であり、比推力及び推進効
率に変化はない。ファン圧力比、流量、推力ともに一定
でバイパス比を減少すると、高速の主ジェット排気速度
が減少するため、機関発生動力が小さくなる。機関発生
動力の減少は省エネルギとなり、ｓｆｃを改善すること
ができる。
【００１３】本発明ダブルバイパス・エンジンは、抽気
を行うことによりサイクル圧力比を高めることが出来る
が、高い圧力比にも関わらずＴＩＴが降下する。その理
由はエンジン流量一定、推力一定でガス発生器流量を増
加することが出来るからであり、燃焼器に流入する空気
の単位流量当たりの受熱量が減少するからである。
を行うことによりサイクル圧力比を高めることが出来る
が、高い圧力比にも関わらずＴＩＴが降下する。その理
由はエンジン流量一定、推力一定でガス発生器流量を増
加することが出来るからであり、燃焼器に流入する空気
の単位流量当たりの受熱量が減少するからである。
【００１４】次に本発明ダブルバイパス・エンジンのサ
イクル特性を定量的に論証するために行ったサイクル計
算の計算条件を示す。 １）推力一定とする ２）ファンの回転数（圧力比）を一定とする ３）超音速巡航時の計算とする
イクル特性を定量的に論証するために行ったサイクル計
算の計算条件を示す。 １）推力一定とする ２）ファンの回転数（圧力比）を一定とする ３）超音速巡航時の計算とする
【００１５】次にサイクル計算に用いた設定値を以下に
示す。 １）設計点（抽気率Ｑ＝０） 飛行マッハ数Ｍ０＝２．５、飛行高度：１８ｋｍ、大気
温度ｔ０＝２１６．７Ｋ、大気圧ｐ０＝０．０７６５ｋ
ｇｆ／ｃｍ２、タービン入口温度Ｔ５＝１７７３Ｋ、フ
ァン圧力比πＦ＝２、圧縮機圧力比πＨＣ＝３、バイパ
ス比μ＝１。
示す。 １）設計点（抽気率Ｑ＝０） 飛行マッハ数Ｍ０＝２．５、飛行高度：１８ｋｍ、大気
温度ｔ０＝２１６．７Ｋ、大気圧ｐ０＝０．０７６５ｋ
ｇｆ／ｃｍ２、タービン入口温度Ｔ５＝１７７３Ｋ、フ
ァン圧力比πＦ＝２、圧縮機圧力比πＨＣ＝３、バイパ
ス比μ＝１。
【００１６】２）一定に仮定した設定値 ファン、及び圧縮機の断熱効率ηＦ＝ηｃ＝０．８５、
タービンの断熱効率ηＴ＝０．９、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、推力効
率ηＮ＝０．９８とした。即ち主ジェットのノズル及び
バイパスノズルはＣＯＮＶＥＲＧＥＴ−ＤＩＶＥＲＧＥ
ＮＴノズルと仮定した。
タービンの断熱効率ηＴ＝０．９、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、推力効
率ηＮ＝０．９８とした。即ち主ジェットのノズル及び
バイパスノズルはＣＯＮＶＥＲＧＥＴ−ＤＩＶＥＲＧＥ
ＮＴノズルと仮定した。
【００１７】また抽気ガスは単独で膨張するものと仮定
し、計算の上ではコア排気との混合は行わぬものとし
た。つまり主ジェット排気速度Ｖｊ、バイパス排気速度
Ｖｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂはそれぞれ別個に求めた。
し、計算の上ではコア排気との混合は行わぬものとし
た。つまり主ジェット排気速度Ｖｊ、バイパス排気速度
Ｖｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂはそれぞれ別個に求めた。
【００１８】次に図２〜図８に計算結果を示し、本発明
ダブルバイパス・エンジンの特徴を定量的に論証する。
図２は、圧縮機圧力比πＨＣと抽気率Ｑの関係を示した
図である。図示するように推力一定でπＨＣを高めるた
めには、抽気率Ｑを増さねばならない。図に於いてファ
ン圧力比はπＦ＝２一定である。
ダブルバイパス・エンジンの特徴を定量的に論証する。
図２は、圧縮機圧力比πＨＣと抽気率Ｑの関係を示した
図である。図示するように推力一定でπＨＣを高めるた
めには、抽気率Ｑを増さねばならない。図に於いてファ
ン圧力比はπＦ＝２一定である。
【００１９】図３にバイパス比μと抽気率Ｑの関係を示
す。推力一定で抽気率Ｑを増すことによって圧縮機圧力
比πＨＣを増加させると、ファン圧力比πＦは一定であ
るからバイパス比μは大きく減少する。
す。推力一定で抽気率Ｑを増すことによって圧縮機圧力
比πＨＣを増加させると、ファン圧力比πＦは一定であ
るからバイパス比μは大きく減少する。
【００２０】図４にエンジン流量Ｇ２、ガス発生器流量
Ｇ４、ＬＰＴ作動ガス流量Ｇ６、それぞれの変化を重量
流量比で表し、抽気率Ｑとの関係を示す。図から推力一
定で抽気率Ｑを増してもエンジン流量Ｇ２は一定であ
り、ガス発生器流量Ｇ４が大きく増加する。つまりファ
ンのバイパス流量が減少する。またＬＰＴ作動ガス流量
Ｇ６は前述のように減少せず、僅かに増す。
Ｇ４、ＬＰＴ作動ガス流量Ｇ６、それぞれの変化を重量
流量比で表し、抽気率Ｑとの関係を示す。図から推力一
定で抽気率Ｑを増してもエンジン流量Ｇ２は一定であ
り、ガス発生器流量Ｇ４が大きく増加する。つまりファ
ンのバイパス流量が減少する。またＬＰＴ作動ガス流量
Ｇ６は前述のように減少せず、僅かに増す。
【００２１】図５にＴＩＴと抽気率Ｑの関係を示す。図
４から推力一定で抽気率Ｑを増すとガス発生器流量Ｇ４
が増加するためＴＩＴが降下する。図５の計算例では抽
気率Ｑ＝０．３の時ＴＩＴは１７７３Ｋ（Ｑ＝０）から
１５６７．４Ｋまで低下する。抽気率をどの程度大きく
出来るかは、一時的にＴＩＴを高め圧縮機圧力比πＨＣ
を増加させる時の材料の許容温度に依存する。
４から推力一定で抽気率Ｑを増すとガス発生器流量Ｇ４
が増加するためＴＩＴが降下する。図５の計算例では抽
気率Ｑ＝０．３の時ＴＩＴは１７７３Ｋ（Ｑ＝０）から
１５６７．４Ｋまで低下する。抽気率をどの程度大きく
出来るかは、一時的にＴＩＴを高め圧縮機圧力比πＨＣ
を増加させる時の材料の許容温度に依存する。
【００２２】次に主ジェット排気速度Ｖｊ、バイパス排
気速度Ｖｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂ、平均ジェット速度
Ｖｅ、それぞれの変化と抽気率Ｑの関係を図６に示す。
図から抽気率Ｑを増してもバイパス排気速度Ｖｆ及び平
均ジェット速度Ｖｅは一定であるが、主ジェット排気速
度Ｖｊ及び抽気ガス排気速度Ｖｂは抽気率Ｑを増すと減
少することが分かる。
気速度Ｖｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂ、平均ジェット速度
Ｖｅ、それぞれの変化と抽気率Ｑの関係を図６に示す。
図から抽気率Ｑを増してもバイパス排気速度Ｖｆ及び平
均ジェット速度Ｖｅは一定であるが、主ジェット排気速
度Ｖｊ及び抽気ガス排気速度Ｖｂは抽気率Ｑを増すと減
少することが分かる。
【００２３】機関発生動力Ｗｏと抽気率Ｑの関係を図７
に示す。図６からＱが増すと平均ジェット速度Ｖｅは一
定であるが、流量が増える主ジェットの排気速度Ｖｊ及
び抽気ガスの排気速度Ｖｂが減少するため、流出運動エ
ネルギと流入運動エネルギの差である機関発生動力Ｗｏ
は減少することになる。よって図８に示すように抽気率
Ｑを増すと、ｓｆｃを低減できることが分かる。
に示す。図６からＱが増すと平均ジェット速度Ｖｅは一
定であるが、流量が増える主ジェットの排気速度Ｖｊ及
び抽気ガスの排気速度Ｖｂが減少するため、流出運動エ
ネルギと流入運動エネルギの差である機関発生動力Ｗｏ
は減少することになる。よって図８に示すように抽気率
Ｑを増すと、ｓｆｃを低減できることが分かる。
【００２４】
【効果】以上から、本発明ダブルバイパス・エンジン
は、ＨＰＴ出口より抽気を行い、ＬＰＴをバイパスし
て、抽気ガスを後方排気に導入することにより １）推力一定で、機関発生動力Ｗｏを減少させることが
出来るため、超音速巡航時のｓｆｃを改善することが出
来る。
は、ＨＰＴ出口より抽気を行い、ＬＰＴをバイパスし
て、抽気ガスを後方排気に導入することにより １）推力一定で、機関発生動力Ｗｏを減少させることが
出来るため、超音速巡航時のｓｆｃを改善することが出
来る。
【００２５】２）エンジン流量一定でガス発生器流量を
増加することが出来るため、ＴＩＴが低下する。よって
超音速巡航時に於けるＮＯｘ排出量を低減できる。
増加することが出来るため、ＴＩＴが低下する。よって
超音速巡航時に於けるＮＯｘ排出量を低減できる。
【００２６】本発明ダブルバイパス・エンジンは、以上
の効果を有し、超音速輸送機用推進エンジンに対する社
会的、経済的要請を満たし得るエンジンである。
の効果を有し、超音速輸送機用推進エンジンに対する社
会的、経済的要請を満たし得るエンジンである。
【図１】本発明ダブルバイパス・エンジンの概念図。
【図２】圧縮機圧力比πＨＣと抽気率Ｑの関係を示す
図。
図。
【図３】バイパス比μと抽気率Ｑの関係を示す図。
【図４】エンジン流量Ｇ２、ガス発生器流量Ｇ４、ＬＰ
Ｔ作動ガス流量Ｇ６、それぞれの変化と抽気率Ｑの関係
を示す図。
Ｔ作動ガス流量Ｇ６、それぞれの変化と抽気率Ｑの関係
を示す図。
【図５】ＴＩＴと抽気率Ｑの関係を示す図。
【図６】主ジェット排気速度Ｖｊ、バイパス排気速度Ｖ
ｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂ、平均ジェット速度Ｖｅと抽
気率Ｑの関係を示す図。
ｆ、抽気ガス排気速度Ｖｂ、平均ジェット速度Ｖｅと抽
気率Ｑの関係を示す図。
【図７】機関発生動力Ｗｏと抽気率Ｑの関係を示す図。
【図８】ｓｆｃと抽気率Ｑの関係を示す図。
ＦＡＮ ファン ＨＰＣ 圧縮機 ＣＯＭＢ 燃焼器 ＨＰＴ 高圧タ
ービン ＬＰＴ 低圧タービン Ｄ コア排気ダ
クト Ｐ 抽気流路 Ｖ 抽気弁 ０ 大気 １ ディフュー
ザ入口 ２ ファン入口 ３ 圧縮機入口 ４ 燃焼器入口 ５ 高圧タービ
ン入口 ６ 低圧タービン入口 ７ 低圧タービ
ン出口 ８ 抽気ガス出口 ９ 主ジェット
ノズル出口 １０ バイパスダクト入口 １１ バイパス
ノズル出口
ービン ＬＰＴ 低圧タービン Ｄ コア排気ダ
クト Ｐ 抽気流路 Ｖ 抽気弁 ０ 大気 １ ディフュー
ザ入口 ２ ファン入口 ３ 圧縮機入口 ４ 燃焼器入口 ５ 高圧タービ
ン入口 ６ 低圧タービン入口 ７ 低圧タービ
ン出口 ８ 抽気ガス出口 ９ 主ジェット
ノズル出口 １０ バイパスダクト入口 １１ バイパス
ノズル出口
Claims (1)
- 【請求項１】超音速輸送機用推進エンジンである低バイ
パス比ターボファンに於いて、高圧タービン（ＨＰＴ）
出口とコア排気ダクト（Ｄ）を結ぶ抽気流路（Ｐ）を設
け、前記抽気流路（Ｐ）の入口に抽気弁（Ｖ）を設け
て、超音速巡航時に於いては、前記抽気弁（Ｖ）を開き
高圧タービン（ＨＰＴ）出口から作動ガスの一部を抽気
して、低圧タービン（ＬＰＴ）をバイパスし抽気ガスを
後方排気に導入することによって、低圧タービン（ＬＰ
Ｔ）より高圧タービン（ＨＰＴ）の作動ガス流量を多く
する。低速飛行時には、前記抽気弁（Ｖ）を閉じ前記抽
気流路（Ｐ）を閉鎖して、高低両圧タービンの作動ガス
流量を同一にすることを特徴とするダブルバイパス・エ
ンジン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13734996A JP3903270B2 (ja) | 1996-04-24 | 1996-04-24 | ダブルバイパス・エンジン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13734996A JP3903270B2 (ja) | 1996-04-24 | 1996-04-24 | ダブルバイパス・エンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09287520A true JPH09287520A (ja) | 1997-11-04 |
| JP3903270B2 JP3903270B2 (ja) | 2007-04-11 |
Family
ID=15196578
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13734996A Expired - Fee Related JP3903270B2 (ja) | 1996-04-24 | 1996-04-24 | ダブルバイパス・エンジン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3903270B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10590856B2 (en) | 2014-08-08 | 2020-03-17 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine having an annular core bleed |
| CN112392628A (zh) * | 2019-08-15 | 2021-02-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 |
-
1996
- 1996-04-24 JP JP13734996A patent/JP3903270B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10590856B2 (en) | 2014-08-08 | 2020-03-17 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine having an annular core bleed |
| CN112392628A (zh) * | 2019-08-15 | 2021-02-23 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 航空发动机核心机、控制方法和航空发动机 |
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| JP3903270B2 (ja) | 2007-04-11 |
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