JPS6153545B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 発明の技術分野 本発明は、一般にガスタービンエンジン、特に
離陸、巡航および周回運転状態（loiter conditi
on：特定の行先を定めず、所定の高度で低速巡
回する運転状態）の間を循環する方法および装置
に関する。

発明の背景 滑走路に標準的に離着陸する普通の航空機用の
推進系統は、最大エンジン推力／航空機重量比が
約0.3〜0.4となり、燃料消費率（SFC）がその高
速着陸時の推力レベルで比較的高くなるように設
計されている。しかし、エンジンは、巡航時に必
要な推力レベルにおいてSFCが最小に近くなる
ように設計されている。

垂直離着陸（VTOL）航空機の設計において
は、推進系統を航空機の重量より更に大きい推力
が得られる寸法のものとする。しかし、このよう
な寸法の普通のエンジンは、水平飛行中の効率的
な巡航または周回運転に対して、余りに大きすぎ
ることがわかつた。即ち、この比較的大形のエン
ジンでは、エンジン速度を遅くして、実際の設計
外の運転で且つ非常に高いSFCで作動しなけれ
ばならない。このVTOL航空機の問題は、数個の
エンジンのうちの一つが停止したときでも航空機
を垂直モードで安全に着陸させる必要があること
により、さらに大きくなる。

従来技術 この問題を解決するための数々の方策も何らか
の理由で満足できるものではなかつた。エンジン
の複数個用いて、巡航条件下ではこれらのエンジ
ンのうち１個またはそれ以上のエンジンを停止す
る方法は、SFC問題を解決するものの、飛行時
間の大部分の間これら複数個の停止エンジンを運
んで飛行しなければならないという非効率がある
ので、望ましいものではない。さらに、パイロツ
トは一般に飛行中にエンジンを不必要に停止する
のをためらうものである。

他の方法では、高い減少率（飛行速度の増加に
伴なう推力減少率）に見合つた低いフアン圧力比
の組合せを用いる。この方法はSFCをある程度
減少させるが、所望通りの最低設計SFC付近の
点までは下げられない。さらに、この方法では過
度に大きいフアンを用いる必要がある。

発明の目的 従つて本発明の目的は、垂直離着陸が可能で、
巡航および周回運転状態での効率的作動も可能な
航空機推進システムを提供することにある。

本発明の他の目的は、VTOL航空機においてエ
ンジンの必要数を最小にすることにある。

本発明のさらに他の目的は、VTOL航空機にお
いて使用するフアン（１個または複数個）の寸法
を制限することにある。

本発明のさらに他の目的は、VTOL航空機にお
いてエンジンのサイクルを選択して周回および巡
航状態で最小のSFCを得ることにある。

発明の要約 概略すると、本発明の一つの観点によれば、可
変サイクルターボシヤフトエンジンは比較的小さ
い高圧コアエンジン系統、このまわりを通過する
バイパスダクト、および高圧コア系統の燃焼器と
は別個の燃焼器を有する比較的大きい低圧糸統を
包含する。低圧系統およびコアエンジン系統の適
当なタービン段（移送タービン）の双方を一方向
クラツチ（オーバランニングクラツチ）を介して
遠隔フアンへの動力伝達系統に駆動連結する。離
着陸時の作動のためには、低圧燃焼器を作用さ
せ、フアン系統を実質的に低圧系統単独により駆
動し、高圧コアエンジン系統による駆動は行なわ
ない。亜音速巡航および周回飛行時の作動の間、
低圧燃焼器をオフにして、コアエンジン系統が高
温高圧作動して、低圧軸にギア連結された移送タ
ービン（transfer turbine）を介して遠隔フアン
に実質的な駆動エネルギーを与える。低圧軸で必
要な仕事の残りの部分のみ、バイパスダクトおよ
びコア排出口の双方から原動流体を受取る大きい
低圧タービンにより行なわれる。

本発明の他の観点によれば、混合機をコアエン
ジンの下流に配置して、比較的高温のコア排出ガ
スおよびバイパスダクトからの比較的低温の原動
流体を受取り、これらを混合し、かくして低圧タ
ービンに適度に均一な温度および圧力の混合ガス
を送る。

本発明のさらに他の観点によれば、低圧タービ
ンおよびフアンにおいて、入口案内羽根を適切に
配向して低流量状態を得る、いわゆる低流量技術
を適用して、巡航および周回飛行状態の間フアン
系統の寸法を小さなものとする。さらに、大きな
低圧タービンに可変出口案内羽根を組込んで排出
渦流の角度変化に適合させることもできる。

本発明の目的および特徴は図面を関連した以下
の説明から一層明瞭になる。

図面に本発明の実施例を示すが、本発明の要旨
を逸脱せぬ範囲内で変更を行い別の構成とするこ
とができる。

実施例の記載 第１図に、本発明の一実施例の可変サイクルエ
ンジンを線図的に示す。本発明のターボエンジン
１０はターボフアンエンジン１１に組込まれたも
のとして図示されている。ターボエンジン１０は
コアエンジン１２を具え、その支持構体またはケ
ーシング１３を環形フアンケーシング１４内に配
置して、これらの間にバイパスダクト１５を画成
する。コアエンジン系統１２は高圧圧縮機１６、
燃焼器１７および高圧タービン１８を、入口１９
および出口２１を有する環状流れコアエンジン通
路に沿つて配置した構成である。高圧圧縮機１６
と高圧タービン１８とはコアエンジン軸２２によ
り駆動連結される。

高圧タービン１８の直ぐ下流に低圧または移送
タービン２３が配置され、このタービン２３は減
速歯車２６を介して低圧軸２４に駆動連結されて
いる。ケーシング１３は低圧軸２４をターボエン
ジン技術でよく知られた方法で、コアエンジン軸
２２とは独立に回転し得るように支持する。低圧
軸２４の前端には低圧圧縮機２７が駆動連結され
る。低圧圧縮機２７は、外側ではフアンケーシン
グ１４により、内側では内側円錐のノーズ２９に
より囲まれた環状入口ダクト２８の中に在る。好
ましくは可変ピツチ型の複数個の入口案内羽根３
１が、入口の空気流を選択的に変調できるように
低圧圧縮機２７の前方に配置されている。低圧圧
縮機２７は、バイパスダクト１５および圧縮機入
口ダクト１９に流入する空気を圧縮する働らきを
し、低圧軸２４により駆動される。低圧軸２４は
移送タービン２３および比較的大きい低圧タービ
ン３２の双方から動力を受けとることが出来る構
造であり、その仕事量の特定の割振りは後述する
ような所定のサイクルに従つて変えられる。

第１図から明らかなように、バイパスダクト１
５は、後方に進むにつれて環形断面寸法が拡が
り、低圧タービン３２の前方にバーナ室３３を形
成する。移送タービン２３の排気端２１に普通の
型式の混合機３４が連結され、この混合機３４は
コアエンジン１２から高温排出ガスと、バイパス
ダクト１５から比較的低温の空気とを受けとり、
低圧タービン３２に進入するのに適切な均一な温
度および圧力を有する原動流体の混合物をつく
る。バーナ室３３には混合機３４の直ぐ下流に複
数個のバーナ３６が配置され、これにより噴霧化
燃料をバーナ室３３中に導入し、高温ガスのバー
ナ室３３での燃焼を促進して、エネルギーを付与
する。低圧タービン３２へ流入する空気の量を選
択的に制御する目的で、低圧タービン３２への入
口に複数個の可変面積タービンノズル３７を設け
る。

低圧軸２４の後端に一方向クラツチ４０を介し
て駆動かさ歯車３８が駆動連結され、これにより
被駆動かさ歯車３９及び４１が駆動される。被駆
動かさ歯車３９および４１はそれぞれ駆動軸４２
および４３に接続されている。駆動軸４２および
４３はそれぞれかさ歯車４６および４７などのよ
うな適当な機械的連続部材を介して遠隔フアン４
４を駆動するように連結されている。各遠隔フア
ン４４には可変入口案内ばね４８が有り、この羽
根は離着陸時には制御目的に、周回飛行または巡
航飛行条件下では流入流量を減少する、いわゆる
低流量技術のために用いられる。

上述の実施例にはエンジンの中心軸線から互に
反対方向に伸びる１対の駆動軸により駆動される
１対の遠隔フアン４４を有するものとして図示お
よび説明したが、任意の数の遠隔フアン系統を主
ターボエンジン１１のまわりに配置しまたは組み
込むことができ、これらを低圧軸２４によつて駆
動できる。さらに、２つ以上のターボフアンエン
ジン１１を設け、各エンジンが関連する遠隔フア
ン４４を複数個有する場合、異なるターボフアン
エンジン１１間に延在する交差軸により遠隔フア
ンを相互連結して、ターボフアンエンジンの１個
が不作動となつた場合に、不作動になつたターボ
フアンエンジンに駆動接続している遠隔フアンを
他の正常なターブフアンエンジンにより駆動する
ように構成することもできる。

第２図に他の実施例を示す。本例では低圧軸２
４の後端で駆動連結している遠隔フアン系統を取
去り、その代りに低圧軸２４の前方延長部４９お
よび低圧圧縮機２７の前方に同心配置された単一
大型フアン５１を取付ける。クラツチ５２を軸連
結部に配置して単一大型フアンの離脱を可能に
し、特定の運転機間中にフアンの自由回転を許
す。エンジン休止状況中のエンジンクロスオーバ
ー（２つ以上のエンジンを相互に駆動結合し、１
つのエンジンで他のエンジンのフアンを駆動でき
るようにすること。）のために、または他の遠隔
フアン５７を駆動するために、かさ歯車集成体６
３および関連する駆動軸５４および５６を設け
る。

第１図及び第２図を用いて説明した可変サイク
ルエンジンを次のようにして運転する。垂直離陸
時の作動モードでは、第３図に点Ａで示されるよ
うに大きな推力が必要である。従つて小さいコア
エンジン１２およびバーナー３６付きの大きい低
圧系統の双方を作動させる。このモードでは低圧
圧縮機２７により圧縮空気をバイパスダクト１５
およびコア入口１９の双方に供給する。コアエン
ジン１２は空気をさらに圧縮および加圧して高温
高圧状態とし、この間移送タービン２３を介して
実質的に仕事を行なわない（即ち、低圧軸２４を
介して低圧圧縮機２７のフアン及び遠隔フアン４
４を駆動するエネルギを供給していない）。コア
エンジン１２は高温高圧ガスを混合機３４に排出
し、ここでバイパスダクト１５からの比較的冷た
い空気と一緒にする。次いでコアエンジン１２か
らの高温高圧ガスとバイパスダクト１５からの冷
たい空気とを混合機３４により混合し、比較的均
一な混合ガスをバーナー室３３に導入し燃焼した
後、低圧タービン３２に進入させる。この比較的
大きな低圧タービンにより低圧圧縮機２７および
遠隔フアン４４（または５１，５７）の双方に回
転力を与える。入口案内ベーン３１および４８な
らびに可変面積タービンノズル３７を、最大流れ
および圧力比が得られる位置に配置する。

低圧タービン３２がこの作動モード中、（低圧
圧縮機２７及び遠隔フアン４４，５１，５７を駆
動するための）ほとんどすべての仕事をなす一
方、小さい高圧コアエンジン１２は圧縮機排出温
度限界または移送タービン排出温度限界を越えな
い速度で作動する。従つて効果的系統は、主とし
て低圧圧縮機２７、燃焼器３３および離陸に必要
とされる高い推力レベルを供給するよう特別に設
計されたタービン３２よりなる。コアエンジン１
２は移送タービン２３を介して行う仕事は極く僅
かであるが、コアエンジン１２が高温高圧ガスを
混合機へ排出してこの作動モード中の全推進力へ
寄与するところは極めて大である。第３図からわ
かるように、このような離陸の作動モードに対す
るSFCは比較的高い。しかし、かゝる作動の時
間は限られているので、高いSFCは相対的に重
要でなく、従つて低圧系統の圧力比は中程度とす
ることができる。さらに、移送タービン２３の効
率はこの条件下では重要でない。その理由は、こ
のタービンが殆んど仕事を行わないからである。

離陸後にエンジンを前述した態様で作動させる
ならば、低圧タービン３２がほとんどすべての仕
事を行ない続けることにより、推力を亜音速巡航
および周回状態向きに下げるにつれて、SFC／
推力曲線は第３図の破線に沿つて点ＢおよびＣま
で達する。しかし、このようなSFCは長期間に
わたつては防止すべきであるから、本願発明にお
いてはエンジンサイクルを次のように修正する。
周回および巡航状態では、バーナ３６付きの大形
燃焼器を点火せず、従つて低圧タービン３２によ
り行なわれる仕事の量を減少させる。コアエンジ
ン１２は、この段階で一層多くの仕事を行う必要
があるので、一層速い速度で作動され、かくして
高圧圧縮機１６がコアエンジン１２を過給し、か
なりの量（約50％）の仕事を移送タービン２３に
より、行なう、低圧の仕事の残部は、この条件下
で比較的負荷が少なくなつている大形の低圧ター
ビン３２により行なう。低圧タービン３２に排出
渦巻角度変化をとり入れるために、可変出口案内
羽根５３が必要である。入口案内羽根３１および
４８を適当に配向して低流量状態を得、これによ
りフアン系統を効果的に減縮、即ち寸法を小さい
ものとする。このようにして最高効率を得ること
のできる最高圧力および温度で低圧軸の仕事を行
い、第３図の曲線上の点ＤおよびＥで示されるよ
うにSFCレベルを大幅に下げる。

本発明を可変サイクルエンジンの好適例および
変形例についてのみ説明したが、本発明の要旨を
逸脱せぬ範囲内で他の種々の変更を加え得ること
が明らかである。さらに、本発明をVTOL用途に
関して説明したが、種々の推力流を導びいて航空
機を所望通りに制御する種々の方法を記載しよう
と企図したものではない。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の可変サイクルエンジンの一実
施例を示す線図的構成図、第２図は本発明の他の
実施例を示す線図的構成図、および第３図は普通
のVTOLエンジンのSFC／推力能力を本発明のエ
ンジンと比較したグラフである。 １０…ターボ機械、１１…ターボフアンエンジ
ン、１２…コアエンジン、１５…バイパスダク
ト、１６…高圧圧縮機、１７…燃焼器、１８…高
圧タービン、２２…コアエンジン軸、２３…移送
タービン、２４…低圧軸、２６…減速歯車、２７
…低圧圧縮機、２８…環状入口ダクト、３１…入
口案内羽根、３２…低圧タービン、３３…バーナ
室、３４…混合機、３６…バーナ、３７…可変面
積タービンノズル、３８，３９，４１…かさ歯
車、４０…クラツチ、４２，４３…駆動軸、４４
…遠隔フアン、４８…可変入口案内羽根、５１…
単一大型フアン、５２…クラツチ、５４，５６…
駆動軸、５７…遠隔フアン、６３…かさ歯車集成
体。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 高圧圧縮機１６、燃焼器１７及び高圧タービ
   ン１８を有する比較的小さい高圧コアエンジン系
   統１２と、 該高圧コアエンジン系統の下流に配置された比
   較的大きい低圧タービン３２によつて駆動される
   低圧圧縮機２７と、 前記高圧コアエンジン系統を迂回するバイパス
   ダクト１５と、 前記コアエンジン系統の下流で且つ該バイパス
   ダクト内に部分的に配置されて、前記燃焼器から
   の比較的高温のガスと前記バイパスダクトからの
   比較的低温の空気とを受け取つて、混合流体を作
   り前記低圧タービンに送つてこれを駆動し、こう
   して前記低圧圧縮機を駆動している混合機３４
   と、 該混合機と前記低圧タービンの間に配置され、
   前記混合流体中にその燃焼のため燃料を選択的に
   送り込むバーナ装置３６と、 前記高圧タービンの直ぐ下流に配置され、前記
   燃焼器からの高温ガスを受取る移送タービン２３
   とを含み、該移送タービンは減速歯車２６を介し
   て前記低圧圧縮機に駆動連結している、垂直離着
   陸航空機に用いられるサイクルターボシヤフトエ
   ンジン。 ２ 前記低圧タービンが可変面積ノズル３７を有
   する特許請求の範囲第１項記載のターボシヤフト
   エンジン。 ３ 前記低圧タービンが可変面積出口案内羽根５
   ３を具える特許請求の範囲第１項記載のターボシ
   ヤフトエンジン。 ４ 前記高圧圧縮機が、前記低圧圧縮機からの空
   気のうち前記バイパスダクトを通過しない部分を
   さらに圧縮する特許請求の範囲第１項記載のター
   ボシヤフトエンジン。 ５ 高圧圧縮機１６、燃焼器１７及び高圧タービ
   ン１８を有する比較的小さい高圧コア系統１２
   と、 該高圧コアエンジン系統の下流に配置された比
   較的大きい低圧タービン３２によつて駆動される
   低圧圧縮機２７と、 前記高圧コアエンジン系統を迂回するバイパス
   ダクト１５と、 前記コアエンジン系統の下流で且つ該バイパス
   ダクト内に部分的に配置されて、前記燃焼器から
   の比較的高温のガスと前記バイパスダクトからの
   比較的低温の空気とを受け取つて、混合流体を作
   り前記低圧タービンに送つてこれを駆動し、こう
   して前記低圧圧縮機を駆動している混合機３４
   と、 該混合機と前記低圧タービンの間に配置され、
   前記混合流体中にその燃焼のため燃料を選択的に
   送り込むバーナ装置３６と、 前記高圧タービンの直ぐ下流に配置され前記燃
   焼器からの高温ガスを受取る移送タービン２３と
   を含み、該移送タービンは減速歯車２６を介して
   前記低圧圧縮機に駆動連結され、 更に前記低圧タービンが少くとも１つのフアン
   ４４，５１，５７に駆動連結された段を含むター
   ボシヤフトエンジン。 ６ 前記少くとも１つのフアンが前記燃焼器より
   後方に配置された複数個のフアン４４である特許
   請求の範囲第５項記載のターボシヤフトエンジ
   ン。 ７ 前記少くとも１つのフアン５１，５７が前記
   低圧圧縮機より前方に配置されている特許請求の
   範囲第５項記載のターボシヤフトエンジン。 ８ 前記移送タービンが少くとも１つのフアン４
   ４，５１，５７に駆動連結された特許請求の範囲
   第５項記載のターボシヤフトエンジン。 ９ 前記駆動連結が減速歯車を含む特許請求の範
   囲第８項記載のターボシヤフトエンジン。 １０ 前記少くとも１つのフアンが燃焼器より後
   方に配置された複数個のフアン４４である特許請
   求の範囲第８項記載のターボシヤフトエンジン。 １１ 前記少くとも１つのフアン５１，５７が前
   記低圧圧縮機より前方に配置されている特許請求
   の範囲第８項記載のターボシヤフトエンジン。 １２ 低圧圧縮機２７と、高圧圧縮機１６、燃焼
   器１７および高圧タービン１８を含む高圧コアエ
   ンジン１２と、バーナ３６と、前記低圧圧縮機と
   駆動連結した低圧タービン３２とを直列流れ関係
   で具え、かつ前記低圧圧縮機からの空気流を前記
   低圧タービンへ送るコアエンジンを迂回するバイ
   パスダクト１５を有する型の垂直離着陸航空機エ
   ンジンを運転する方法であつて、 (a) 離陸状態の場合には、前記バーナーを開にし
   てスラストのほヾすべてを前記低圧タービンか
   ら取出し、 (b) 巡航状態の場合には、前記バーナを閉にし
   て、減速歯車を介して前記低圧圧縮機を駆動す
   る前記高圧タービンからスラストの相当な部分
   を生成する段階を有する運転方法。 １３ 離陸および巡航状態の両方の間、前記高圧
   コアエンジンからの排出空気および前記バイパス
   ダクトからの空気を混合機に通す特許請求の範囲
   第１２項記載の方法。 １４ 離陸および巡航状態の両方の間少くとも１
   つの低圧フアン４４，５１，５７を低圧タービン
   で駆動する特許請求の範囲第１２項記載の方法。