JPS598662B2 - タ−ボフアンエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はターボファンエンジンに関し、特に可変バイパ
ス比型のターボファンエンジンに関スル。

先進技術によるターボファンエンジンは広範な飛行状態
にわたって働くよう設計されている。

主として亜音速の今日の航行と異り、先進技術による航
行は亜音速の超音速の両様式でなされる。

先行技術の形状を有するエンジンは両様式の両方ではな
くどちらか一方においてのみ効率の良い運転が可能であ
るということは既に明らかとなっている。

低ハイパスタ・−ボファンエンジンは超音速で最も効率
良く働き、他方高バイパスターボファンエンジンは亜音
速で最も運転効率が高いということも知られている。

これらの事実は共に、先行技術によるエンジンの適用を
どちらか一方の運転様式に限定してきた。

従来長い間求められそして本発明によって提供される理
想的なターボファンエンジンは、高バイパス比および低
バイパス比状態の両方において運転可能なターボファン
エンジンであり、したがって、単一のエンジンを亜音速
および超音速で効率良く運転することができる。

また、運転中の航空機ジェットエンジンによって生じる
騒音が祈しい社会問題となってきている。

個ｋのエンジンにおいて、その全騒音出力は多様な騒音
によって生じる。

高バイパス比ファンエンジンの場合、主な騒音の一種は
回転中のファン動翼によって生じる騒音である。

低バイパスエンジンの場合、主な騒音の一種は「ジェッ
トノイズ」である。

この騒音はエンジンからの噴流とエンジン周囲の大気と
の間の極めて大きな圧力差およびこれらの流体間のせん
断作用との結果である。

ジェットノイズ問題を解決する従来の方策には複雑なノ
イズ機構が含まれる。

このような機構は運転効率とエンジンの望ましい簡潔性
を損ねるものである。

本発明は、エンジンを複雑にせずしかもその効率を低下
させずにジェットノイズを減らすため、次のようなノズ
ル形状、すなわち、他の点においても本発明に依存する
エンジンの作動変数に独特に適合するノズル形状を用い
る。

可変バイパス原理を利用しようとする従来の試みは、そ
の複雑さのゆえに失敗に帰した。

たとえば、引込み可能ファン、可変面積タービン、可変
ピンチファンおよび可変ピンチ圧縮機は、良効率の運転
には適しないような形態に設計されていた。

またエンジンを「コンパウンド」形にすることが試みら
れた。

「コンパウンド」エンジンは１対のエンジンをタンデム
状に利用するよう設計されたもので、運転様式に応じて
１対のエンジンのうちの一方または両方が働く。

このような機構は、時時使用しなくなるエンジン部分に
関連する死重量等のような明らかな欠陥を有する。

実用的な可変サイクルエンジンを設Ｂ↑しようとする比
較的最近の方策は、ファン空気流を複数の代替的なファ
ンダクトに選択的に通すことである。

ダクト間の切換えは弁機構によってなされる。

この種の可変バイパスエンジンの不利な特性の一つは、
ダクト切換え中少なくとも１瞬の間両ファンダクトへの
流れが遅れ、かくてファンの失速が生じやすくなるとい
うことである。

本発明は、２個の別ｂのファンダクトと、両ダクトの一
方または両方を閉ざす必要なしに両ダクトを通る空気流
量を調整し且つ両ダクト間の流量比を変える手段とを設
けることによって上述の欠点を克服する。

少なくとも１個のファンダクトが連続的に作動するので
、本発明を利用すれば失速は生じない。

したがって、本発明の主目的は、亜音速と超音速で効率
良くしかも静かに運転でき、さらに失速状態に至ること
なく亜音速および超音速運転間の切換えが可能である簡
単な形態の改良された流量調整式可変バイパス比ターボ
ファンエンジンを提供することである。

この目的および以下に明らかとなる他の目的を達成する
ため、総体的に本発明はコアエンジンと第１および第２
ファンバイパスダクトとを有するターボファンエンジン
を提供する。

第１および第２ファンが設けられ、そして第１バイパス
ダクトの入口は両ファンの下流に存し、第２バイパスダ
クトの入口は両ファンの間に存する。

３つのエンジンダクト（コアエンジン、第１ファンダク
トおよび第２ファンダクト）の各ｈに通す空気の流量比
を調整するため、独立ロー夕、可変案内羽根、可変ステ
ータ、可変ピンチファン動翼等のような調整可能な羽根
装置が設けられる。

後述のごとく、調整可能な羽根装置の各ｈに対して適当
な作動方式を選択することによって低バイパス比および
高バイパス比において効率の良い運転が可能となる。

加えて、エンジン騒音の抑制を高めるため、排気ノズル
を一体の排気ノズルまたは３個の同軸の順次包囲環状体
を含む形状の排気ノズルとして設ける。

これらの排気ノズルのいずれもコアエンジン流と第１お
よび第２ファン流を周囲の大気へ放出し、その際最低速
流は２番目に低速の流れを包囲し、この第２低速流は３
つの流れのうちの最高速流を包囲する。

このようにして最高速で移動する分子はそれらよシ低速
で移動する分子によって周囲の静止大気からしやへいさ
れ、かくて流れ相互間のせん断作用によるジェットノイ
ズを極めて少なくしつる。

本願の第１の発明の構成は次の通シである。

本願のターボファンエンジンは， （ａ）軸によって駆
動される第１ファン段と、第１ファン段の下流に第１フ
ァン段から第１のスペースだけ離れて配置されている第
２ファン段とを有するファン部と、（ｂ）第２ファン段
から第２のスペースだけ下流側に配置されているコア入
口、コア圧縮機、燃焼室、コアタービンおよびコア圧縮
機とコアタービンを連結するコア軸を有してコア流を発
生するコアエンジンとを有する。

そして、第１ファンダクトが第１ファン流を導き、その
入口が前記第２のスペース内に配置され、第２ファン流
を導くため、第２ファンダクトが第１ファンダクトと実
質的に同軸に設けられていて、その入口が第１のスペー
ス内に配置されている。

そして、第１ファン段を通る流れの空気流量を第１の調
整可能な羽根装置によって変えられるようになっていて
、第１ファン段を通過する流れのうち第２ファン段をも
通過する部分の空気流量を第２の調整可能な羽根装置に
よって変えられるようになっている。

そして、第１ファン段を通過する流れの残りの部分が第
２ファン流となる。

さらに、ファンタービン装置が第１ファン段と第２ファ
ン段に作動的に結合されていて、該ファンタービン装置
は、コア排気ノズルを通って大気へ放出される圧縮コア
流によって専ら作動されるようになっている。

さらに第１ファン排気ノズルが第１ファン流を大気中へ
放出するようにコアノズルと実質的に同軸に配置されて
いて、第２ファン排気ノズルが第２ファン流を大気中へ
放出するために、第１ファン排気ノズルに対して実質的
に同軸に配置されている。

第１の発明の構成によれば、バイパス比の制御が可能な
３ダクトターボファンエンジンが得られる。

すなわち、ターボファンエンジンのコア流の周囲に第１
ファン流と第２ファン流が設けられていて、飛行態様の
すべてに応じて、これらのファン流を独立に制御するこ
とにより、ファンの失速を防止し、飛行効率を上げるこ
とができる。

また、３つの排気ノズル構成により高速のコア流を低速
のファン流で包囲するようにしてジェット騒音の抑制を
行うことができる。

本願の第２の発明の構成では、第１の発明の構成のター
ボファンエンジンに次の要素が加わる。

前記ファンタービン装置が、第１ファンタービンと、該
第１ファンタービンを第２ファン段と協働させる第１フ
ァン軸とを有し、第２の調整可能な羽根装置には第１フ
ァンタービンの内側に配置された調整可能な羽根を有す
る第１タービンステータが含まれ、第１作動器によって
第１タービンステータの羽根を調整するようになってい
て、これにより第１ファン軸の速度と第２ファン段が制
御可能である。

前記ファンタービン装置が更に、調整町能な羽根を有す
る第２ファンタービンと、該第２ファンタービンを前記
第１ファン段と協働させる第２ファン軸とを有し、第２
作動器によって前記第２ファンタービンのタービンステ
ータの羽根を調整し、これにより第２ファン軸の速度と
第１ファン段の速度が制御可能である。

この構成によれば、第１ファン段（第１調整装置）と第
２フアン段（第２調整装置）がコア流によって各ｈ圧縮
機と独立に制御できる。

本願の第３の発明の構成では、第１の発明の構成のター
ボファンエンジンに次の要素が加わる。

第１ファン排気ノズルが第１ファンダクトからの流れを
制御するように配置され、第２ファン排気ノズルが第２
ファンダクトからの流れを制御するために第１ファンノ
ズルと実質的に同軸に且つそれより半径方向外側に配置
される。

また、コア排気ノズルが実質的に環状であって、第１フ
ァンノズルと同軸に且つ半径方向内側に配置され、そし
て、第２ファンノズルを閉じてそこを通る流れを閉塞す
る機素を配置してある。

この構成によれば、コア排気流の周囲に第１ファン排気
流と第２ファン排気流を重ねることができると同時に第
２ファン流を流さないときは選択的に第２ファン排気流
を閉止することもできる。

本発明は添付の図面に関する以下の説明から一層良く理
解されよう。

以下の説明は本発明の３つの特定実施例に関してなされ
る。

これらの実施例は、３スプール形３重排気ノズル構造、
２スプール形一体排気ノズル構造、および３スプール形
一体排気ノズル構造を包含する。

基本概念は全体を通じて終始一貫しているので、第１実
施例を特に詳しく説明する。

その全般的な概念は後続の実施例に適用しうるものであ
る。

第１図に本発明による機素を備えたターボファンエンジ
ンを示す。

このターボファンエンジンは総括的に守号１０で示され
、外側ナセル１２を有する。

このナセルは概して筒形の上流リップ部１４を有し、そ
して入口１６を部分的に画成する。

入口１６はさらにスピナまたは弾頭形組立体１８によっ
て画成される。

組立体１８は断面が概して円形で、その半径は下流方向
に向かって増加する。

入口１６は概して環状であり、所定の断面積を有する。

したがって、所与の運転状態において入口１６は所定の
空気流量を受入れるような寸法を有する。

エンジン１０はまた、入口１６からの空気流を部分的に
受入れそして圧縮するためのファン部２０と、コアエン
ジン２２ヲ含ｔｒ。

コアエンジン２２は圧縮機２４と燃焼室２６とタービン
部２Ｂを含む。

エンジン１０の後端には中心体３０と符号３２で総括的
に示した排気ノズル構造体が存する。

このエンジンは叫型的なターボファンエンジンと概して
類似の方式で働く。

空気流は第１図における入口１６を通ってファン部２０
によって圧縮され、その後空気流の一部はコアエンジン
２２に流入してさらに圧縮機２４によって圧縮され、高
エネルギ燃料と共に燃焼室２６に送り込まれる。

燃焼室２６内で燃料と空気の混合気は燃焼し、かくて第
１図における右方に向かって燃焼室２６から出る高エネ
ルギの「コアストリーム」を発生する。

このコアストリームはタービン２８の機素に衝突し、そ
れらに運動エネルギを与えることによってそれらを駆動
する。

タービン２８はコアストリームから受取った運動エネル
ギの一部分をトルクに変換し、このトルクは適当な形状
の軸系によって圧縮機２４とファン部２０に伝達されて
それらを駆動する。

ファン部２０によって圧縮された空気流のコアエンジン
２２に流入しない部分はコアエンジン周囲のバイパスダ
クト（後述）を通るように導かれ、そしてコアエンジン
の作用は受けない。

バイパスダクトを通る質量流量対コアエンジン２２を通
る質量流量の比は「バイパス比」として知られている。

上述のごとく、この比はエンジンの効率に影響を与える
極めて重要な変数であり、本発明を適用することによっ
てこの比を変えることができる。

バイパスダクトを通る空気流量の比率を高めるように空
気流を調整すればバイパス比が増し、コアエンジン２２
を通る空気流量の比率を高めればバイパス比が減る。

本発明によれば、ファン部２０は静翼３６，３Ｂの間に
配設された第１ファン動翼段３４と、静翼４２，４４の
間に配設された第２ファン動翼段４０を含みうる。

（ここではファン動翼段３４，４０はそれぞれ単一ロー
タのファンを構成するが、いくつかの動翼段を用いて各
ファンを構成してもよい。

）ファン動翼段３４，４０は符号４６で総，括的に示す
軸方向スペースによって互いに軸方向に隔たっていて、
各々複数のファン動翼を有する。

本実施例において、各ファン動翼段およびそれぞれの静
翼は可変ピッチ特性を有する。

静翼３６，３８，４２，４４のピッチ変更は、空気流に
対して開いているそれぞれの面（ｐｌａｎｅ）において
エンジンの断面積を定めるための弁の働きをなす。

同時に、ファン動翼段３４，４０のピンチ変更は各ファ
ン動翼段の動作中１回転ごとに該ファン動翼段を通る空
気の量を決めるに役立つ。

コアエンジンの周囲を通過する空気流の所定量をバイパ
スするため、本発明は１対のファンダクトを設ける。

両ダクトの一方は総括的に４８で示され、コアエンジン
ナセル４９と中間ナセル５１の間に画成され、ファンダ
クト４８の入口５０は第２のファン動翼段４０の下流に
依する。

その結果、ファン動翼段３４，４０によって圧縮された
空気流がファンダクト４８を通る。

第２ファンダクト５２は中間ナセル５１と外側ナセル１
２との間に画成され、第１ファンダクト４８の半径方向
外側に画する。

このファンダクト５２の入口５４はファン動翼段間の軸
方向スペース４６内に存する。

この構造によれば、入口５４とファンダクト５２を通る
空気は、第１ファン動翼段３４だけによって圧縮された
空気である。

（もし前述のように多数のファン動翼段でファンを構成
すれば、入口５０は全ファン動翼段の下流に存し、そし
て入口５４は、軸方向に隔たる２つのファン動翼段の間
に設けられ、これらの両ファン動翼段はそれぞれ各ファ
ンに対応する。

）また、第２ファン動翼段４０の下流に、そして入口５
０と概して同じ面内にコア入口５６が存し、このコア入
口５６を通って空気がコアエンジンのコア圧縮機２４に
供給される。

図からわかるように、コア圧縮機２４では、静翼の形状
を可変にして圧縮機内に流れの断面積を増減する弁とし
て働きうる。

これらの可変静翼の代表的なものは静翼６０，６２，６
４であり、静翼の実際の数は圧縮機の段数によって決ま
る。

代表的な圧縮機動翼段を６６，６８．７０で示す。

前述のごとく、コアエンジン２２は燃焼室２６を含み、
この燃焼室は燃料ノズル１２からの燃料の混合物と共に
、高度に圧縮された圧縮機放出空気を受入れる。

この空気と燃料は混合されそして点火される。

この作用により発生する高エネルギのコアガス流は燃焼
室２６から右方に排出され、タービン２８０機素と接触
する。

タービン２８はコアエンジンタービン７４と第１ファン
タービン１６と第２ファンタービン１８を含む。

本実施例において、コアエンジンタービンγ４ハ単一ノ
タービン動ｘ段ｓｏを有する。

このタービン動翼段は燃焼室２６から流出する高速コア
ガス流から運動エネルギを取出すよう働き、そしてこの
運動エネルギを圧縮機の各動翼段を駆動するためのトル
クに変換する。

コアエンジンタービン１４によってこのように発生した
トルクは、適当な設計の車板８４と協働する軸８２によ
って圧縮機動翼段に伝達される。

車板８４には複数のタービン動翼が装着されてタービン
動翼段８０を形成する。

この軸は８６，８８で示すような軸受によって回転可能
である。

軸８２の回転速度（したがって圧縮機動翼の回転速度）
はタービン動翼段８０の回転速度によって決まる。

タービン動翼段８０の回転速度を制御するため、本発明
はタービン動翼段８０の上流に可変ピンチの入口案内静
翼γ５を設ける。

これらの入口案内静翼はコアタービン１４内の流れの断
面積を増減する弁として働いてタービン動翼段８０の回
転を制御し、かくてそれに関連する軸８２と圧縮機動翼
段６６，６８，１０等の回転を制御する。

コアタービンγ４の下流には、コアタービンを出た高温
ガス流を受け入れる第１ファンタービン１・６が存する
。

このファンタービンは単一のタービン動翼段９０と可変
ピンチの入口案内静翼９２を含み、コアガス流からの運
動エネルギをトルクに変えそしてこのトルクをファン動
翼段４０に伝える。

このトルクはタービン動翼段９０を装着した車板９６と
ファン動翼段４０を連結する軸９４によって伝達される
。

軸９４は軸受９８ ， １ ００によって軸８２とは無
関係に回転しつる。

そして両軸の回転速度はそれぞれ独立的に制御されつる
。

軸９４の速度制御は、第１ファンタービン内の流れの断
面積を増減するよう入口案内静翼９２のピンチを作動器
によって変えることによって達成される。

第１ファンタービンγ６の下流には、それからコアガス
流を受入れる第２ファンタービン１８が配設される。

この第２ファンタービンは２つのターヒン動翼ＩＲ１０
２，１０４と、町変ピッチの入口案内静翼１０６と固定
静翼１０８を含む。

第２ファンタービン１８は軸１１０によってファン動翼
段３４にトルクを伝達する。

軸１１０はファン動翼段３４とタービン動翼段１０２，
１０４をもつ車板との間に延任する。

この軸１１０は軸受１１２，１１４によって回転可能で
ある。

軸１１０の回転速度は、流れの断面積を増減して軸の回
転速度を増減するよう入口案内静翼１０６を作動器で方
向づけることによって制御されつる。

したがって、３本の軸の各ｂは他の２本とは実質的に無
関係の速度で回転しうる。

本発明によるこれら３つの独立的可変速度スプールの主
な利点は以下の説明から明らかとなろう。

第２ファンタービンｒ８の下流において、高エネルギの
コアガス流は、中心体３０とナセル４９の間に画成され
た概して環状のコア排気ノズル１１６によって周囲の大
気中に排出される。

コア排気ノズル１１６は、第１実施例によれば、排気ノ
ズル３２０３部構造の１部分である。

前述のように、第１ファンダクト４８はコアエンジン２
２０半径方向外側にそれと隣接して存し、そしてバイパ
ス空気を通す。

この空気は第１ファンダクト４８から出た後、概して環
状のファン排気ノズル１１８を通って周囲の大気内に噴
出する。

ファン排気ノズル１１８はナセル４９，５１の間におい
てコア排気ノズル１１６の半径方向外側にそれと同軸的
に画成される。

前述の第２ファンダクト５２は、図示のごとく第１およ
び第２ファン動翼股間の軸方向スペース４６内に存する
入口５４から下流方向に延任して概して環状のファン排
気ノズル１２６に達する。

このファン排気ノズルはナセル５１とケーシング１２の
間においてファン排気ノズル１１８の半径方向外側に画
成される。

この第２ファンダクト５２はコアエンジン２２と第１フ
ァンダクト４Ｂの周囲を通り過ぎる第２空気流量をバイ
パスするよう働く。

各ノズルから流出するガスは第１図の左方に推力を発生
させる。

かくて、エンジンの全推力は３つの個別流による推力の
和である。

既述のごとく、ターボファンエンジンは亜音速ではバイ
パス比を高くすると効率が良く、超音速では低バイパス
比で効率が良いということがわかっている。

両運転様式で高効率の運転を達成するため、および本発
明の主目的に従って、本発明はエンジン運転中バイパス
比を増減する手段を提供する。

さらに、このバイパス比調整は、様々なバイパス比に次
々に移行する時間を含むすべての時間に両ファンダクｌ
−４８．５２の少なくとも一つのファンダクト内に流れ
を維持しておくことによつてファンの失速を誘起する状
況を無くするようにして達成される。

次にファンダクトコアエンジンに流れを分配する手段に
ついて説明する。

ファンダク｝４８．５２（それぞれ前述のように配設さ
れた入口５０．５４を有する）の存任によって、入口１
６にはいる所定量の空気流は様ルな割合に分割されてコ
アエンジン２２と第１ファンダクト４８と第２ファンダ
クト５２を通ることができ、したがってバイパス比が変
わる。

すなわち、ファンダク｝４８ ．５２を通る空気流の割
合を増すとともに、コアエンジン２２を通る流れを一定
に保つかまたは減らせば、バイパス比が高くなる。

ダクト４８の入口５０とコアエンジン２２０入口５６に
対するファンダクト５２の入口５４の位置は、前述の作
動部材のうちのいくつかの可変状と共に、バイパス比の
変更を可能にする。

第１ファン動翼段３４は前述のようにそれぞれの軸線を
中心として回転可能であり、そして作動器３５によって
ピッチが変わシうる。

ファン動翼段３４の第１所定ピッチは、最大量の空気が
１回転ごとにファン動翼段３４を通るような方式の運転
に対応する。

同様に作動器３５によって得られる第２ピッチ位置は毎
回転の空気流量が実際上最小となる運転に対応する。

ファン動翼段３４のこれらの可変特性に加えて、前述の
ごとく、駆動トルクをファン動翼段３４に与える軸１１
０は残りの軸と無関係の速度で回転しう，る。

この速度は可変ピッチの入口案内静翼９２をセントする
ことによって部分的に決定される。

かくて、ファン動翼段３４０回転速度を変えると、それ
らを通る空気流量が変わる。

ファン動翼段３４のピンチを変えてもその空気流量の変
化が生じる。

第２ファン動翼段４０については、前述のように、その
ファン動翼段４０も可変ピッチ特性を有し、そしてピン
チの設定は叫型的な性状の作動器４１によって制御され
うる。

ファン動翼段４０のピッチの様ルな設定により、ファン
動翼段４０を・通る空気の１回転当りの流量が増減する
。

加えて、ファン動翼段４０を回転させるトルクを供給す
る軸９４は、前述のごとく、残りの軸に対して独立した
速度で回転しつる。

この速度はタービンの可変ピンチの入口案内静翼１０６
によって部分的に決定される。

かくて、ファン動翼段４０の回転速度を変えれば、それ
らを通る空気流量が変わる。

ファン動翼段４０のピンチを変えた場合も空気流量の変
化が生じる。

空気流の分配を制御するための他の機素を設けるために
、コアエンジンも前述のように町変形状機素を含む。

入口案内静翼γ５はピッチが町変のものとして図示され
ており、これにより圧縮機動翼の回転速度、したがって
圧縮機２４を通る空気の流量が制御されうる。

この制御は次の事実、すなわちタービン動翼段８０と圧
縮機動翼段６６，６８，１０等の間に延伍する軸８２が
軸９４，１１０から独立して回転しうるという事実によ
る。

機能について述べると、第１ファン動翼段３４の［・・
イフ’−（ｈｉｇｈ ｆｌｏｗ月作動（すなわち、高速
回転または高ピッチ設定またはその両方）と第２ファン
動翼段４０の「ローフロー（ｌｏｗ ｆｌｏｗ）作動（
すなわち、比較的低速の回転または低ピンチ設定あるい
はその両方）の組合わせにより高パイ，パス比が得られ
る。

さらに詳述すると、この運転方式では、多量の空気が入
口１６にはいり、そ．の小部分だけがコアエンジン２２
とファンダクト４８を通る。

残りの大部分の空気はファンダクト５２を通る。

というのは、「ローフロー」回転中の第２ファン動翼段
はその空気を受入れることができないからである。

第１ファン動翼段３４の「ローフロー」作動と第２ファ
ン動翼段４０の「ノ・イフロー」作動の組合せの結果、
低バイパス比が得られる。

というのは、この運転方式では、第２ファン動翼段４０
は入口１６を通る実質的にすべての空気流を受入れ；る
ことかできるからである。

このような運転中、ファンダクト５２を通る流れは実質
的に無に等しく、そしてフラップ１２２を第２図に示す
ように配置することにより、ファンダクト５２を閉ざす
とともにファンダクト４８に対して効率の良い中Ｊ細ノ
ズルを形成する。

上記の各運転方式の間、コア圧縮機２４０回転速度と静
翼設定は可変である。

（前者は入口案内静翼γ５の調節によって可変である）
。

かくて各運転方式において、ファン動翼段４０を通る流
れ一の多少の部分をコアエンジンに入れることによって
バイパス比をさらに変えることができる。

さらに、これにより、各方式においてコアエンジンは燃
料の利用を最適にするのに最も効率の良い運転速度と混
度にセントされうる。

亜音速および超音速の巡航（それぞれ前述の低バイパス
比および高バイパス比の状態を特徴とする）に加えて、
第３の運転状態として離陸または高加速状態がある。

この状態ではエンジンは最大推力を出すことを要求され
る。

この場合、バイパス比の重要性は二の次であり、そして
本発明は最大推力の発生に適する中間バイパス比の達成
を可能にする。

第１および第２ファン動翼段はそれらを最大量の空気流
が通るようセントされる。

その結果、総合ファン圧力比は最大に達し、それゆえ推
力も最大となる。

この場合、ファンダクト４８内に配設された増力器１１
９を超音速の場合と同様に利用しうる。

増力器１１９は引込み可能保炎器１２０を含む。

第１図はこの保炎器引込み位置を示し、第２図はその使
用可能位置を示す。

このような増力器は本発明の概念にとって必要でないが
、それはファン排気ノズル１１８を出る流れのエネルギ
を大いに増加し且つエンジンの全推力を補強する手段と
してエンジンの適応性を高める。

エンジン運転中、バイパス比の調整が必要かまたは望ま
しい時、ファン動翼段３４，４０とコア圧縮機２４の相
対速度を増減するよう可変ピッチの入口案内静Ｊｉ７５
，９２，１０６の位置を変えることができる。

この位置調整とファン動翼段３４，４０のピッチの調整
によって、バイパス比を最大値（ファンダク｝４Ｂ，５
２を通る全流量が最大且つコアエンジン２２を通る全流
量が最小の場合）と最小値（ファンダク｝，４８．５２
を通る全流量が最小且つコアエンジンを通る全流量が最
犬の場合）の間において自由に変えうる。

本発明の主目的によれば、この調整はダクト間の「切換
え」または他の流れ停滞点の必要なしに実施しうる。

かくて、バイパス比率調整は先行技術装置の特徴である
ファンの失速のおそれを無くする。

本発明の第１実施例の残りの前記可変形状機素は、運転
効率を高めるとともに流れの調整を補足するに役立つ。

たとえば、第１ファンの可変ピッチの入口案内静翼３６
，３８と第２ファンの可変ピッチの入口案内静翼４２は
それらの設定に応じてそれぞれを通る空気の量に影響を
与える。

加えて、上記の各可変ピッチの入口案内静翼はそれぞれ
の下流段に対する空気の迎え角に影響を与え、かくてエ
ンジン内の空気力学的効率を高めるに役立つ。

（これはコア圧縮機の静ｊＪＲ６０，６２，６４につい
ても言えることである。

）本発明の可変形状および町変サイクル特性による適応
性によって、任意の飛行状態において性能特性が最適と
なるようコア温度とエンジンの全流量と圧力比を選ぶこ
とが可能である。

上述のように、本発明は低バイパス比と高バイパス比の
運転によって亜音速と超音速における運転効率を高める
に効果的であるが、本発明はまた抗力損失と摩擦損失を
減らすことによって運転効率を高めることが可能である
。

従来の経験によれば、ターボファンエンジンに関連する
抗力は、入口の寸法が任意の運転状態においてエンジン
を通る空気の量に対して大き過ぎる時増加する。

換言すれば、入口はそれが大気中を進む時出合う空気の
すべてをのみ込むことができないので空気の「スピレー
ジ（逃げ）」が生じる。

先行技術のターボファンエンジンはこれに対する効果的
な対策をもたない。

本発明は超音速の低バイパス比状態における運転ｒ対し
て入口を従来のような寸法にすることによって抗力を減
らす。

低バイパス比の運転に関してこれを達成するには、第２
ファン動翼段４０がその高速流作動状態にあるとき第１
ファン動翼段３４を通る空気のすべてを受入れることが
できるように全ファン動翼段に対して一つの入口寸法を
選べばよい。

この場合、外側のファンダクト５２を通ってバイパスさ
れる空気の量はほとんどゼロにまで減り、そしてバイパ
ス比は超音速運転に適する低い値に保たれ、同時に入口
はスピレージを発生させずに大気中を進む事ができる。

亜音速の部分出力高バイパス化運転の場合、エンジンを
通る空気流は、流入空気の大部分を第２ファンダクト５
２内に向けることによって入口要件に「マッチ」しうる
。

したがって、さもなければ入口で「スピレージ」される
空気をファンダクト５２内に導流しながら、推力と燃料
消費率を比較的低く保つことができる。

抗力損失に関しては、入口寸法と関連する「スピレージ
」損失のほかに外部ノズル抗力損失が通常発生してエン
ジンの性能に悪影響を与える。

外部ノズル抗力損失はエンジン後端の先細形状とそれに
関連する空気流によって発生する。

先行技術のターボファンエンジンにおいて、この効果は
エンジンの巡航運転中の運転効率に対して特に有害であ
る。

本発明を利用すれば、このような部分出力運転の外部ノ
ズル抗力損失はかなり低下する。

これを達成するために、第１ファン動翼段を通る空気流
量を適当に選ぶことによって前述のようにスピレージを
除去するような空気速度に入口空気流を整合しうる。

同時に、第２ファン動翼段を通る空気流量を減らすこと
により外側のファンダクト５２を通るバイパス流量が多
くなる。

この外側バイパス流は、外気に近接するファン排気ノズ
ル１２６ののど部を通る体積流量を増すことによって、
外部ノズル抗力損失を極めて少なくするよう外部の流れ
状態に整合されうる。

これらの様ルな流れ整合は先行技術のターボファンエン
ジン原理（先行技術の町変サイクル原理を含む）によっ
ては効果的になし得ないことである。

以上の説明からわかるように、本発明によれば、入口抗
力（スピレージによる）、外部ノズル抗力（ノズルのど
部を通る体積流量を増すことによって減少）およびコア
エンジン内部効率（コア速度とコア温度を最適値に合わ
すことによって向上）を含む諸作動変数間の最適妥協点
を見いだすことが可能である。

したがって、本発明は先行技術のエンジンに比べて根本
的に改良された機能特性を有する極めて適応性の高いタ
ーボファンエンジンを提供する。

第３図と第４図は本発明の第２実施例を示す。

この第２実施例と前述の実施例との差異は、以下に第１
図の排気ノズル構造と関連させて詳述する排気ノズル構
造に限られる。

第５図に本発明の第３実施例を示す。

この実施例は第２実施例による排気ノズルを含む。

また、この実施例は第１実施例の「３スプール」構造に
対して「２スプール」構造を示す。

すなわち、３本の軸ではなく２本の独立的に回転しうる
軸を設ける。

第１ファンは可変ピンチの静翼１８０．１８２と可変ピ
ンチのファン動翼段１８４を有する。

第２ファンは可変ピンチの静翼１８６と固定静翼１８８
と可変ピンチのファン動翼段１９０を有する。

第１ファンのファン動翼段１８４と第２ファンのファン
動翼段１９０は単一の軸１９２によって一緒に駆動され
る。

第１および第２ファンダク｝１ ９１ ， １ ９３は
前の実施例におけると同様に配設された入口１９５，１
９１を備える。

コア圧縮機１９４は入口１９９を有しそして可変静翼１
９６，１９８，２００等と固定静翼を含む。

さらに、コア圧縮機１９４は軸１９２から独立して回転
しうる軸２０８に支持された動翼段２０２，２０４，２
０６を含む。

コアタービンについてはタービン動翼段２１０が車板に
装着され、この車板は軸２０８と協働してそれを駆動し
、そして町変ピンチの入口案内静翼２０９の下流に存す
る。

タービン動翼段２１２，２１４，２１６は輔９２と協働
してそれを駆動し、かくてファンタービンを構成する。

加えて、このファンタービンは可変ピンチの静翼２１８
，２２０を含む。

第１実施例の３本の軸の代わシに２本の独立的に駆動さ
れる軸を用いることを除いて、第５図の実施例は第１図
のそれと同様に働く。

バイパス比の調整はコアエンジンとダクト１９Ｌ１９３
に空気流を割当てることによって達成される。

この実施例における流れの割当ては主としてファ滑翼Ｒ
１８４，１９０のピンチ設定の調整とファン速度および
コア速度の調整とによて達成される。

ファン速度の調整はファンタービンの静翼２１８，２２
０のピンチを調節することによって達成される。

しかし、この実施例では、両ファンは単軸によって駆動
され、したがって同一速度で回転する。

コア圧縮機速度の調整はコアタービンの静翼２０９のピ
ンチ設定の調整によってなされる。

第１図の実施例におけると同様に、ファンダクＮ９１，
１９３を通る空気の割合いを増すこともバイパス比を高
める。

他方、コアエンジンを通る空気の割合いをますとバイパ
ス比が低下する。

この実施例はファン動翼段１８４，１９０の速度が等し
いので第１図の実施例より適応性が本質的に少ないが、
重量と複雑さを少なくするという点では有利または好適
である。

ジェットノイズ抑制の問題について述べると、第１図と
第２図は、効果的な方法、そして本発明の特性をすでに
備えたエンジンに容易に適用しつる方法でジェットノイ
ズを処理するだめの第１排気ノズル装置を示す。

コアス｝ ＩＪ−ムが燃焼室とコア排気ノズル１１６間
の３個の個別タービンを通過するという事実にもかかわ
らず、その排出コアストリームは極めて高速の分子から
なシ、そしてその流れが概して速度ゼロの周囲大気中に
噴出するとき多量の好ましからぬジェットノイズが発生
する。

これは高速コアストリーム分子と相対的に静止している
大気分子との間の「せん断」相互作用によるものであろ
う。

第１図の実施例で、コア排気ノズル１１６と第１ファン
排気ノズル１１８と第２ファン排気ノズル１２６とから
なる３重または３部排気ノズル構造体３２は様ｈの排気
流の分子と周囲人気の分子との間の相対連変を減らすに
役立つ。

これは３個の概して環状の排出ノズル（以下単にノズル
という）を同軸的且つ同面的関係に配設することによっ
て達成される。

ノズル１１６はノズル１１８によって概して包囲され、
同様にノズル１１８はノズル１２６によって概して包囲
される。

その結果、エンジンを出るコアストリームはノズル１１
８を出る第１ファン流によって包囲され、これらの両流
はノズル１２６を出る第２ファン流によって包囲される
。

前述のように、コアストリームは極めて高い速度でエン
ジンから噴出し、第１ファン流は〔コアエンジン２２に
よる作用を受けないので〕それより実質的に低い速度で
ノズル１１Ｂを出る。

そして第２ファン流は（ただ１個のファンによって圧縮
された流れであるから）他の２つの流れのいずれよりも
低い速度でノズル１２６を出る。

このようにして、コアストリームとの直接の相互作用は
第１ファン流に限られ、第１ファン流はコアス｝ ＩＪ
−ムおよび第２ファン流と直接相互作用をなす。

第２ファン流はエンジン排気口近くの相対的に静止して
いる大気と直接係合する唯一のエンジン排気流である。

かくて、分子間の相対速度は本発明のノズル装置による
排気流の「混合」によって実質的に最小となる。

その結果、ジェットノイズの抑制は実質的に改良される
。

というのは、各流の相互作用分子間のせん断力が概して
最小となるからである。

第１図と第２図のノズル構造の他の特性は、それが低バ
イパス比または高バイパス比において流れの良好率の膨
張を可能にすることである。

第１図において、ナセル５１の下流端におけるフラップ
１２２は高バイパス比の亜音速運転に適する位置にある
。

この状態において、フラップ１２２は外側のノズル１２
６と中間のノズル１１Ｂの出口表面を画成する。

各ノズルは多量の流れを大気中に放出する。

また各ノズルはその下流端に向かつて先細のノズルであ
り、流れの膨張は主としてノズルの外側および下流側で
生じる。

第２図において、フラップ１２２は低バイパス比の超音
速運転に適する位置にある。

この状態では、外側のファンダクト５２を通る流れは実
質的に無に等しく、他方、内側のファンダクト４８内で
は多量の流れが生じる（そして増力されうる。

）この状態に適するのは、ノズル１１８からなる中細ノ
ズル形状であり、この場合流れの主な膨張はノズルの内
側で、そして周囲大気への噴出に先立って発生する。

したがって、本発明のノズル構造は、ジェットノイズを
抑制するほかに、高効率の空気力学的膨張を助ｌること
によってエンジンの総合性能を高める。

本発明による３分流の利用は第１図の３重排気ノズルを
用いる場合に特に好適であるが、第３図と第４図のノズ
ル構造を用いても概して同等の騒音抑制と性能が得られ
る。

この第２ノズル実施例の基本的概念は、一体の（排気）
ノズル１５０を利用することである。

この一体の（排気）ノズルは外側のファンダクト１５２
と内側のファンダクト１５４とコアコンジン排気管１５
６からの流れを受入れる混合室として働く。

（外側のファンダクト１５２は外側ナセル１５８とナセ
ル１６０の間に形成され、ファンダクト１５４は中間ナ
セル１６０とコアエンジンナセル１６２０間に形成され
る。

）外側ナセル１５８と中間ナセル１６０はそれぞれ可変
ノズルフラップ部１６４，１６６を含む可変形状を有す
．る。

一体ノズル１５０は可変ノズルフラップ構造体１６４の
環状延長体１６８内に画成される。

延長体１６８は上流方向に延伍する環状部材１γ０を含
む。

この環状部材は可変ノズル構造体１６６に近接する一点
まで延任し、そして外側のファン ・ダクトを通る流れ
を無くする時そのファンダクトの閉止を可能にする。

高バイパス比の亜音速運転においては、第３図に示すよ
うに、多量の流れが外側のファンダクト１５２を通り、
それより少ない流れがファンダク ・ト１５４とコア排
気管１５６を通る。

各源からの流れがそれぞれのダクトの下流に達すると、
それは一体ノズル１５０内に排出され、そこで所定の混
合が生じる。

その後、混合流は周囲大気内に噴出する。

この噴出流は、最低速度がその半径方向外側に、そして
最高速度が流れの中心に保たれるような速度分布を有す
る。

このように、この第２実施例のノズルは前記ノズル実施
例のノズルと類似する。

しかし、この第２実施例では、諸流の混合は一体のノズ
ル１５０内で生じる。

これに対し、分割ノズルの場合はそれらの下流側でその
混合が生じる。

一体ノズル１５０内の混流の結果、排気流と周囲大気と
の間の相互作用点で比較的滑らかな速度分布が得られる
。

両実施例はエンジンの運転効率の向上と共に騒音の減少
に極めて効果的である。

両実施例のいずれを選ぶかは、機械的好適性を大きな根
焚として決定しうろ。

第４図は第２実施例の超音速運転方式における形態を示
す。

またこの図はアフタバーナ１γ１がその引込み可能保炎
器１γ２と共に働いている状態を示す。

この運転様式では、前述の実施例におけると同様、外側
のファンダクト１５２を通る空気流は実質的に無視しつ
る。

そして全流入空気は内側のファンダクト１５４とコアエ
ンジンとに分けられる。

ノズル要素１６４，１６６，１７０を含むノズル構造の
可変形状は、ノズル要素１６６を上流方向延在部材１１
０と係合するよう回転させることによって外側のファン
ダクト１５２を閉ざすに役立つ。

加えて、ノズル要素１６６のこの回転は、内側のファン
ダクト１５４の出口を先細形状から超音速飛行に好適な
中細形状に交換する。

このようにして、エンジンのバイパス比は低下し、そし
てファンダクト１５４とコアエンジン出口からの流れは
一体ノズル１５０内で混合された後大気中に排出される
。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の概念を利用したターボファンエンジン
の断面図、第２図は第１のエンジンの一部分の断面図、
第３図は本発明によるエンジンの第２実施例の二部分の
断面図、第４図は第３図のエンジンの一部分を示す図、
第５図は第３実施例の断面図である。 図において、１６は主入口、２２はコアエンジン、３４
は第１ファン動翼段、３６，３８．４２は可変ピッチの
静翼、４０は第２ファン動翼段、４８は第１ファンダク
ト、５０は第１人口、５２は第２ファンダクト、５４は
第２人口、６０，６２，６４は圧縮機の可変静翼、γ５
，９２，１０６はタービンの可変ピンチの入口案内静翼
、１１８は内側ファン排気ノズル、１２６は外側フアン
排気ノズルを表す。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １（ａ）軸によって駆動される第４ファン段と、第１フ
   ァン段の下流に第１ファン段から第１のスペースだけ離
   れて配置されている第２ファン段とを有するファン部と
   、（ｂ）第２ファン段から第２のスペースだけ下流側に
   配置されているコア入口、コア圧縮機、燃焼室、コアタ
   ービンおよびコア圧縮機とコアタービンを連結するコア
   軸を有してコア流を発生するコアエンジンとを有するタ
   ーボファンエンジンにおいて、第１ファンダクトが第１
   ファン流を導き、その入口が前記第２のスペース内に配
   置され、第２ファン流を導くため、第２ファンダクトが
   第１ファンダクトと実質的に同軸に設けられていて、そ
   の入口が第１のスペース内に配置され、そして、第１フ
   ァン段を通る流れの空気流量を第１の調整可能な羽根装
   置によって変えられるようになっていて、第１ファン段
   を通過する流れのうち第２ファン段をも通過する部分の
   空気流量を第２の調整可能な羽根装置によって変えられ
   るようになっていて、第１ファン段を通過する流れの残
   りの部分が第２ファン流となり、さらに、ファンタービ
   ン装置が第１ファン段と第２ファン段に作動的に結合さ
   れていて、該ファンタービン装置は、コア排気ノズルを
   通って大気へ放出される圧縮コア流によって専ら作動さ
   れるようになっていて、さらに第１ファン排気ノズルが
   第１ファン流を大気中へ放出するようにコアノズルと実
   質的に同軸に配置されていて、第２ファン排気ノズルが
   第２ファン流を大気中へ放出するために、第１ファン排
   気ノズルに対して実質的に同軸に配置されていることを
   特徴とす・るターボファンエンジン。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載のターボファンエンジ
   ンにおいて、前記ファンタービン装置カ、第１ファンタ
   ービンと、該第１ファンタービンを第２ファン段と協働
   させる第１ファン軸とを有し、第２の調整町能な羽根装
   置には第１ファンタービンの内側に配置された調整町能
   な羽根を有する第１タービンステータが含まれ、第１作
   動器によって第１タービンステータの羽根を調整するよ
   うになっていて、これにより第１ファン軸の速度と第２
   ファン段の速度が制御可能であり、前記ファンタービン
   装置が更に、調整可能な羽根を有する第２ファンタービ
   ンと、該第２ファンタービンを前記第１ファン段と協働
   させる第２ファン軸とを有し、第２作動器によって前記
   第２ファンタービンのタービンステータの羽根を調整し
   、これにより第２ファン軸の速度と第１ファン段の速度
   が制御可能であることを特徴とするターボファンエンジ
   ン。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載のターボファンエンジ
   ンにおいて、コア排気ノズルが実質的に環状であって、
   第１ファン排気ノズルがコア排気ノズルと実質的に同軸
   でかつそれより半径方向外側に配置され、第２ファン排
   気ノズルが第１ファン排気ノズルと実質的に同軸であっ
   てかつそれより半径方向外側に配置され、そして、第２
   ファンノズルを閉じてそこを通る流れを閉塞する機素を
   配置したことを特徴とするターボファンエンジン。