JPH10502152A - マルチ・スプール・バイパス・ターボファン・エンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 マルチ・スプール・ターボファン・エンジン（6）は、補機に電力を供給し、アイドルＲＰＭから全定格ＲＰＭまでの加速時間を最短にするように、高アイドルＲＰＭで動作し、着陸操縦及び地上運転を妥協して行うことになる高アイドル・スラストを生じることのない、高圧スプール（26）を備えている。燃焼器（40）からのガス流は、高圧タービン（36）の直後で分割されるので、その一部だけしか、低圧スプール（12）の中間タービン・ブレード（22）及び低圧タービン・ブレード（24）を通過せず、このため、低圧スプール（12）によって生じるパワーは大幅に低下する。従って、ファン（18）のＲＰＭは、大幅に低下し、アイドル状態におけるエンジン（6）のスラストが低下することになる。さらに、高圧スプール（26）の比較的高いアイドルＲＰＭは、高圧タービン（36）の直後における燃焼ガスの抽気によって維持される。高圧スプール（26）のアイドルＲＰＭが比較的高いので、交流発電機（56）に十分な電力が供給されることになる。

Description

【発明の詳細な説明】 マルチ・スプール・バイパス・ターボファン・エンジン 技術分野 本発明は、一般にガス・タービン・エンジンに関するものであり、とりわけ、 ジェット航空機のパワー・プラントとして特に有効なマルチ・スプール・バイパ ス・ターボファン・エンジンに関するものである。 背景技術 マルチ・スプール・バイパス・ターボファン・エンジンは、効率がよく、信頼 できるパワー・プラントとして航空機産業に受け入れられている。典型的なエン ジンは、前方端にファンを備え、後方端に低圧タービンを備える低圧スプールを 具備している。高圧スプールは、低圧スプールのファンと流体流で通じる高圧コ ンプレッサ、及び、前記低圧スプールの低圧タービンと流体流で通じる高圧ター ビンを備えている。いくつかの用途では、中間圧コンプレッサが、中間圧スプー ルの一部または低圧スプールのコンポーネントとしてファンの下流に向けて配置 される。独立した中間圧スプールに取り付けられる場合、中間圧コンプレッサは 、中間圧タービンに結合される。 低圧スプールのファンは、高圧スプール及び低圧スプールを包囲する環状バイ パス・ダクトとほぼアライメントがとれている。 エンジンの高圧コンプレッサと高圧タービンの間には、燃焼器が配置されてい る。発電機及び油圧ポンプを含む発動機補機は、高圧スプールによって駆動され る。前述の幾何学的配置は比較的効率がよく、現場での使用において十分に立証 されている。 航空機用ジェット・エンジンの要件の１つは、アイドルＲＰＭから全定格ＲＰ Ｍまでエンジンの高圧スプールを加速するのに必要な時間を最短にして、失速し た場合、または、着陸進入に失敗した場合に、対気速度を回復するための全定格 スラストを得るのに必要な時間が最短で済むようにすることである。エンジン加 速時間フレームは、一般に、エンジンの高圧スプールに比較的高いアイドルＲＰ Ｍを利用することによって最短に抑えられる。 考慮すべきもう１つの要素は、航空機は、ランプ（ramp）において、航空機の バッテリから得られるより実質的に大きい電力を必要とするということである。 大型の航空機の場合、電力は、一般に、機上の補助電力ユニットによって供給さ れる。ビジネス用またはローカル路線用航空機のような小型航空機の場合、機上 補助電力ユニットに要するコスト、重量、及び、容積は甚大である。従って、電 力、油圧パワー、及び、エア・サイクル式エア・コンディショニングは、航空機 のエンジンによって供給される場合か多い。必要な電力を発生させるため、エン ジンの高圧スプールは、比較的高いアイドルＲＰＭを示さなければならない。 しかし、アイドルＲＰＭから全ＲＰＭまでのエンジン加速時間フレームを最短 に抑え、ランプにおいて十分なパワーを供給するのに必要な高圧スプールの高ア イドルＲＰＭのために、アイドル・スラストが意に満たないレベルにまで顕著に 増大するので、前述の要件を満たすことに関しては、矛盾が存在する。高アイド ル・スラストによって、航空機の着陸操縦と地上運転が、両方とも、妥協して行 われることになる。 発明の概要 以上の問題に対する出願人の解決策を支える本発明の概念は、アイドルＲＰＭ においてバイパス・ターボファン・エンジンが示すスラストの75パーセント以上 が、該ファンによって生じる空気流量によるものであるという認識に基づくもの である。出願人の発見したところによれば、ａ)用いられる場合には、ファンと 中間圧コンプレッサの圧縮比を低くし、ｂ)高圧タービンにおける膨張比を高く し、ｃ)低圧タービンにおける膨張比を低くすると、これに付随して、アイドル ＲＰＭにおける過剰に高いスラストを排除し、同時に、高圧スプールの比較的高 い所望のアイドルＲＰＭを維持することが可能になる。前述の処理には、ファン 速度、従って、ファンを通る空気流量を低下させる正味の効果かあるので、高圧 スプールか、膨張比の上昇のために比較的高いＲＰＭで動作する場合でも、アイ ドル・スラストは許容できるレベルまで低下する。さらに、用いられている場合 には、ファンと中間圧コンプレッサの圧力比が低下すると、高圧コンプレッサに 入る空気の圧力及び密度が低下し、この結果、中心部の空気流量、及び、中心部 の空気によって生じるスラストが低下する。 前述の概念は、エンジンのアイドル状態時に、高圧タービンの直後のポイント からエンジンのバイパス・ダクトに燃焼ガスの一部を送ることによって実施され る。 本発明の譲受人に譲渡された米国特許第3,363,415号には、ガス・タービン・ エンジンの中間圧の排出が開示されているが、ファン・ジェット・エンジンのア イドル・スラストを最小限に抑え、同時に、高アイドルＲＰＭを維持し、これに より、アイドルＲＰＭから全ＲＰＭまでのエンジン加速の時間フレームが最短に なり、エンジンのアイドル時に補機の駆動に利用できる電力が最大になるように する問題については記載がない。 換言すれば、米国特許第3,363,415号では、それに開示のエンジンが高圧コン プレッサの上流にファンを利用していないので、本発明によって解決される問題 を取り扱っていない。しかし、留意すべきは、本発明は、アイドル・スラストを 低下させ、同時に、アイドル速度を維持するだけではなく、米国特許第3,363,41 5号におけるエンジンよりも、はるかに有効に燃料消費を減少させるという点で ある。これは、本発明のエンジンの場合、高圧コンプレッサに送られて、高圧コ ンプレッサを通り、さらに、バーナに通される空気流量が減少するために生じる 。この空気流量の減少によって、バーナの出口で所定の温度を得るのに必要な燃 料の量が減少することになる。 従って、本発明の第１の態様によれば、マルチ・スプール・バイパス・ターボ ファン・エンジンは、前方端にファンを備え、その後方端に低圧タービンを備え る低圧スプールと、低圧スプールと同軸をなし、ファンと低圧タービンの間に配 置された高圧スプールを有する。高圧スプールは、低圧スプールのファンの後方 に配置された、前方端部の高圧コンプレッサと、後方端部の高圧タービンを備え ている。燃焼器が、前記高圧スプールの高圧コンプレッサと高圧タービンの間に 、流体流が通じるように設けられており、燃焼ガス・ダクトが、高圧スプールの 高圧タービンと低圧スプールの低圧タービンとの間に配置され、バイパス・ダク トが、低圧スプールのファンの後方のポイントから低圧スプールの低圧タービン の後方のポイントまで延びていて、バイパス・ダクトと高圧スプールの高圧コン プレッサとの間において、ファンの後方の気流を分割するようになっている。交 流発電機は、高圧スプールによって駆動され、燃焼ガス・ダクトのオリフィスは 、高圧 スプールにおける高圧タービンの後方端部と半径方向においてアライメントがと れている。燃焼ガス・ダクトの弁は、オリフィスから後方に間隔をあけて配置さ れており、エンジンのアイドル状態時に開くことによって、高圧タービンからオ リフィスを通り、さらに、弁を通って、バイパス・ダクトに達する流体流路を形 成することが可能であり、これによって、高圧タービンの膨張比が高くなって、 アイドル状態における高圧スプールのＲＰＭが最高になり、同時に、これに付随 して、低圧タービンの膨張比が低くなることによって、低圧スプール及びファン の速度が低下し、この結果、高圧タービンのＲＰＭをあまり低下させなくても、 ファンによって生じるアイドル・スラストが弱まり、高圧スプールの高圧コンプ レッサへの空気流量が減少することになる。 本発明のもう１つの態様によれば、スラストを最小限に抑え、同時に、マルチ ・スプール・バイパス・ターボファン・エンジンの高圧スプールのＲＰＭを最高 にする方法は、後方端に低圧タービンを備えた低圧スプールの前方端のファンに 気流を導入するステップと高圧スプールにおける高圧コンプレッサとバイパス・ ダクトの間において、低圧スプールのファンからの空気流を分割するステップと 、高圧コンプレッサから高圧スプールの高圧コンプレッサと高圧タービンとの間 に配置された燃焼器に空気を導くステップを含む。燃焼ガスは、高圧スプールの 高圧タービンに導かれ、燃焼ガスの一部は、高圧タービンから低圧タービンに導 かれる。燃焼ガスの一部は、エンジン・アイドル状態時に、高圧スプールの高圧 タービンの直後からバイパス・ダクトに抽気され、これによって、高圧タービン の膨張比が高くなって、アイドル状態におけるそのＲＰＭが最高になり、同時に 、これに付随して、低圧タービンの膨張比が低くなることによって、低圧スプー ル及びファンの速度が低下し、この結果、ファンによって生じるアイドル・スラ ストが弱まり、高圧スプールの高圧コンプレッサへの空気流量が減少することに なる。交流発電機は、高圧スプールによって駆動される。 図面の簡単な説明 図１は、本発明によるマルチ・スプール・ターボファン・エンジンの部分断面 立面図である。 図２は、図１の領域「２」内を描いた図である。 図３は、図２のライン３−３に沿って描かれた部分断面図である。 図４は、開放状態のバイパス弁を示す、図３と同様の図である。 図５は、高圧タービン及び低圧タービンに対するバイパスの配向を示す、３ス プール・エンジンの概略図である。 発明を実施するための最良の形態 図１に最もよく示されているように、マルチ・スプール・バイパス・ターボフ ァン・エンジン６は、その外端部が環状バイパス・ダクト10の外壁を形成する円 筒形ハウジング８を有する。低圧スプール・アセンブリ12は、エンジン６の中心 縦軸14のまわりを回転可能であり、前方端にファン18及び中間圧コンプレッサ段 20を後方端に中間圧タービン22及び低圧タービン24を備えたシャフト16を有する 。 高圧スプール・アセンブリ26は、同軸をなす低圧スプール12に対して入れ子式 にはまるようになっており、前方端に高圧コンプレッサ34を、後方端に高圧ター ビン36を備えたシャフト32を有する。 環状燃焼器40が、それぞれ、高圧コンプレッサ34と高圧タービン36の間におい て、低圧スプール12及び高圧スプール26のまわりに配置されている。 補助駆動シャフト50は、高圧スプール26のシャフト32に設けられた相補形歯車 54にかみ合う歯車52を備えている。例えば始動発電機56のような従来の補機は、 補助駆動シャフト50によって、高圧スプール26のＲＰＭに直接関連したＲＰＭで 駆動される。 ファン・ジェット・エンジン６のファン18によって生じる気流は、高圧コンプ レッサ34に流れる燃焼用空気とバイパス・ダクト10に流れるバイパス空気との間 で分割される。燃焼用空気は、高圧コンプレッサ34の出口から、燃焼器40に流れ 、燃焼器に燃料が送り込まれて、燃焼させられる。燃焼ガスは、高圧タービン36 に通され、そこから、中間圧タービン22、及び、低圧タービン24に通されること になる。 バイパス空気は、ファン18からバイパス・ダクト10を通って流れ、付加エネル ギーが付与されることはない。しかし、ファン18によって生じる空気流量が比較 的大きいので、アイドルＲＰＭにおいて、ファンによって、着陸進入時及び地上 操縦時に、望ましくない、かなりのスラストが生じることになる。 図２に最もよく示されているように、本発明によれば、エンジン６がアイドル 状態で作動すると、高圧タービン36を出る高温ガス流が分割され、その一部は、 高圧タービン36の直後に位置するタービン中間ダクト61の外壁62の環状バイパス ・アパーチャ60を通り、次に、ダクト10の内壁62の環状フランジ65における複数 のアパーチャ64を通り、そこから帯状弁66を通って、外側のバイパス・ダクト10 に流入する。高圧タービン36を出る高温燃焼ガスの別の一部は、中間圧タービン ・ブレード22及び低圧タービン・ブレード24をそれぞれ通過して、混合ノズル68 に通される。このタービンの排気ガスは、次に、ダクト10からのバイパス流と混 合し、推進ノズル69を通って排出される。 図３及び４において明らかなように、帯状弁66が、リンク71を介してアクチュ エータ70によって制御される。アクチュエータ70のロッド72が前進すると、帯状 弁66の端部74及び76の間隔が拡大し、この結果、その直径が増し、バイパス・ダ クトの内部ライナ62のアパーチャ64が開放される。 燃焼器40からのガス流は、高圧タービン36の直後で分割されるので、その一部 だけしか、低圧スプール12の中間タービン・ブレード22及び低圧タービン・ブレ ード24を通過せず、このため、低圧スプール12によって生じるパワーは大幅に低 下する。従って、ファン18のＲＰＭは、大幅に低下し、アイドル状態におけるエ ンジン６のスラストが低下することになる。さらに、その結果生じる高圧コンプ レッサ34に対する入口圧力の低下によって、燃焼器40に対する空気流量が大幅に 減少し、アイドルによる燃料消費の著しい減少が生じることになる。しかし、燃 焼器40に対する空気流量が減少しても、高圧タービンの直後における燃焼ガスの 抽気によって、高圧タービン36の膨張比は比較的大きくなるため、高圧スプール 26のアイドルＲＰＭは、比較的高く保たれるという点に留意すべきである。高圧 タービンにおける膨張比が大きいので、高圧スプール26に関するアイドルＲＰＭ が比較的高くなり、これによって、さらに、補助シャフト50を介して交流発電機 56に十分なパワーが伝えられ、この結果、ランプにおける航空機のパワー要件が 満たされ、アイドルＲＰＭから全ＲＰＭへの加速時間が最短になる。 図５に概略が示されているように、本発明のもう１つの実施例による３スプー ル・ターボファン・エンジン80は、その外端が環状バイパス・ダクト84を形成す るハ ウジング82を有する。低圧スプール・アセンブリ86が、エンジン80の中心縦軸88 のまわりで回転可能であり、前方端にファン92を後方端に低圧タービン94を備え るシャフト90を有する。 中間圧スプール100は、低圧スプール・シャフト90及びエンジン80の縦軸88と 同軸をなして回転するように、低圧スプール・シャフト90に入れ子式にはめ込ま れる。中間圧スプール100は、前方端に中間圧コンプレッサ104を後方端に中間圧 ターピン106を備えるシャフト102を有する。 高圧スプール110は、中間圧スプール100に入れ子式にはめられており、高圧コ ンプレッサ112及び高圧タービン114を有する。燃焼器116は高圧コンプレッサ112 と高圧タービン114の間に配置される。補助駆動シャフト（不図示）は、エンジ ン６の場合のように高圧スプール110にかみ合っている。 エンジン80の動作は、エンジン６の動作と同様である。エンジン80がアイドル 状態にある場合、弁120によって、高圧タービン114の直後にあるタービンの中間 ダクト121の外壁124に設けられたオフィリス122が開放され、これによって、高 圧スプール110のＲＰＭが最高になり、同時に、ファン92によって生じるスラス トが最小になり、高圧コンプレッサ112の入口における圧力及び密度が低下する ことになる。 以上から明らかなように、マルチスプール・ターボファン・エンジン技術に対 する出願人の貢献は、補機に電力を供給し、アイドルＲＰＭ及びスラストから全 定格ＲＰＭ及びスラストまでの加速時間を最短にするように、高アイドルＲＰＭ で動作し、結果として、これまで既知のファン・ジェット・エンジンで示された ように、着陸操縦及び地上運転を妥協して行うことになる高アイドル・スラスト を生じることのない、高圧スプールを備えたエンジンである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．前方端にファンを、後方端に低圧タービンを備える低圧スプールと、 前記低圧スプールと同軸をなし、ファンと低圧タービンの間に配置された高 圧スプールてあって、前記低圧スプールのファンの後方に配置された、前方端の 高圧コンプレッサと、後方端の高圧タービンを備えた前記高圧スプールと、 高圧コンプレッサと前記高圧スプールの高圧タービンとの間において流体流 で通じている燃焼器と、 前記高圧スプールの高圧タービンと前記低圧スプールの低圧タービンとの間 にそれぞれ配置された燃焼ガス・ダクトと、 前記低圧スプールのファンの後方のポイントから前記低圧スプールの低圧タ ービンの後方のポイントまで延びているバイパス・ダストであって、それと前記 高圧スプールの高圧コンプレッサとの間において、ファンの後方の気流を分割す るようになっているバイパス・ダクトと、 前記高圧スプールによって駆動される交流発電機と、 前記高圧スプールにおける高圧タービンの後方端部と半径方向においてアラ イメントがとれている前記燃焼ガス・ダクトのオリフィスと、 オリフィスから後方に間隔をあけて配置された前記燃焼ガス・ダクトの弁と 、を有し、エンジンのアイドル状態時に前記弁が開くことによって、前記高圧タ ービンから前記オリフィスを通り、さらに、前記弁を通って、前記バイパス・ダ クトに達する流体流路を形成することが可能になり、これによって、高圧タービ ンの膨張比が高くなって、アイドル状態における前記高圧スプールのＲＰＭが最 高になり、同時に、これに付随して、低圧タービンの膨張比が低くなることによ って、前記低圧スプール及びファンの速度が低下し、この結果、前記高圧タービ ンのＲＰＭをあまり低下させなくても、ファンによって生じるアイドル・スラス トが弱まり、前記高圧スプールの高圧コンプレッサへの空気流量が減少するよう になっていることを特徴とする、マルチ・スプール・バイパス・ターボファン・ エンジン。 ２．スラストを最小限に抑え、同時に、マルチ・スプール・バイパス・ターボフ ァン・エンジンの高圧スプールのＲＰＭを最高にする方法において、 後方端に低圧タービンを備えた低圧スプールの前方端のファンに気流を導入 するステップと、 高圧スプールにおける高圧コンプレッサとバイパス・ダクトの間において、 前記低圧スプールのファンからの空気流を分割するステップと、 前記高圧コンプレッサから前記高圧スプールの高圧コンプレッサと高圧ター ビンとの間に配置された燃焼器に空気を導くステップと、 燃焼ガスを前記高圧スプールの前記高圧タービンに導くステップと、 燃焼ガスの一部を高圧タービンから低圧タービンに導くステップと、 エンジン・アイドル状態時に、前記高圧スプールの高圧タービンの直後から 前記バイパス・ダクトに燃焼ガスの一部を抽気し、これによって、高圧タービン の膨張比が高くなって、アイドル状態におけるそのＲＰＭが最高になり、同時に 、これに付随して、低圧タービンの膨張比が低くなることによって、前記低圧ス プール及びファンの速度が低下し、この結果、ファンによって生じるアイドル・ スラストが弱まり、前記高圧スプールの高圧コンプレッサへの空気流量の減少が 生じるようにするステップと、 交流発電機を前記高圧スプールによって駆動するステップと、を有する方法 。