JPWO2005085620A1 - 亜音速機推進用可変サイクルエンジン - Google Patents

Abstract

本発明は、コアのジェットノズル及びバイパスノズルを可変機構にしたターボファン・エンジンである。現在実用されている高バイパス比エンジンは、高バイパス比化が限界に達し、減速機を用いずにファン径をこれ以上増すのは困難である。本発明は、熱サイクルを改良することによって、ファン径を増さずに巡航時の推進効率を高めるものであって、コアの可変ジェットノズル（ＶＪＮ）の制御によってファンジェット速度とコアジェット速度の比を高め、コアジェットの排気残留エネルギを有効エネルギに変換し、可変バイパスノズル（ＶＢＮ）の制御によって推進効率の向上に伴う推力の低下を防ぐ、亜音速機推進用の可変サイクルエンジンである。

Description

この発明は、ターボファンエンジンのコアのジェットノズル及びバイパスノズルを可変機構にして、離陸と上空でサイクルを変更するエンジンに関し、亜音速機に搭載されるターボファンエンジンの、巡航時における燃料消費率（ＳＦＣ）の低減を、新しいサイクルによって実現する亜音速機推進用可変サイクルエンジンに関する。
記 号
Ａ：流路断面積 ＢＰＲ：バイパス比
ＣＯＭＢ：燃焼器 Ｃｐ：定圧比熱
ＣＰＲ：サイクル圧力比 ＦＡＮ：ファン
Ｆｎ：正味推力 ＦＰＲ：ファン圧力比
ｆ：燃料空気混合比 ＨＰＣ：圧縮機
ＨＰＲ：圧縮機圧力比 ＨＰＴ：高圧タービン
ＬＰＣ：低圧圧縮機 ＬＰＲ：低圧圧縮機圧力比
ＬＰＴ：低圧タービン Ｍ：マッハ数
ＭＦＰ：質量流束パラメータ ｍ：質量流量、或いはファン空気量
Ｎｃ：設計点に対する相対修正回転数（百分比）
Ｐ：全圧力 Ｐｓ：標準圧力
ｐ：静圧力 ＳＢ：凸形の傾斜面をもつ円筒
ＳＦＣ：燃料消費率 ＳＬＳ或いはＳ：海面上静止状態
Ｔ：全温度 ＴＣ：テールコーン
ＴＩＴ：タービン入口温度 Ｔｓ：標準温度
Ｖ：流速 ＶＢＮ：可変バイパスノズル
ＶＪＮ：可変ジェットノズル Ｗ：機関が発生するエネルギ
Ｗｆ：燃料流量 Ｗｐ：推進仕事
γ：比熱比 δ：Ｐ／Ｐｓ
η：効率 θ：Ｔ／Ｔｓ
添え字
数字：エンジンの各断面位置を表す
Ｂ：バイパス Ｃ：ガス発生機 Ｆ：ファン
ＪＢ：ファンジェット ＪＣ：コアジェット Ｔ或いはｔ：タービン
（）ｃｈｏｋｅ：チョーク値 （）ｄｅｓ：設計値

ターボジェットでジェットとなるべきエネルギの一部でファン駆動タービンを駆動し、低速のファンジェットを噴出するターボファンは、平均排気速度が飛行速度に近付くため推進効率が向上しＳＦＣが低減される。故に燃料経済性の観点から航空用エンジンとして広く用いられている。先ずバイパス比ＢＰＲを式（１）で定義する。

ターボファンの正味推力Ｆｎは式（２）で、推力がなす仕事（推進仕事）Ｗｐは式（３）で、ファンエンジンが作り出すエネルギＷは式（４）で与えられる。

エンジンが作り出すエネルギＷは式（４）に示すように、推進仕事Ｗｐと排気残留エネルギの和として表される。式（４）第２等号右辺の第２項はコアジェットの排気残留エネルギであり、第３項はファンジェットの排気残留エネルギである。この運動エネルギは使われず損失となる。次に推進効率η_Ｐを式（５）で定義する。

式（５）から明らかなように、エンジンが発生するエネルギＷに占める推進仕事Ｗｐの割合を増し、排気残留エネルギの割合を減らすと推進効率η_Ｐが向上する。Ｗに占めるＷｐの割合を増す方法として、従来はＢＰＲを高めることによってコアのジェット速度Ｖ_ＪＣを減少させる方法が取られて来た。式（２）からＶ_ＪＣを低下させてもＢＰＲを高めバイパス流量ｍ_Ｂを増せば推力を維持できる。このことから燃費節減が厳しく要求される民間航空機用エンジンでは、高バイパス比化が進められてきた。
しかしながら現在の高バイパス比エンジンは、減速機なしでファンを駆動するターボファンの限界までＢＰＲが高くなっており、これ以上のファン径の増大は困難である。また小型エンジンの場合は、圧縮機およびタービンの翼が小さいため圧力比を高めることが難しく、最適なサイクル圧力比とバイパス比は大型エンジンに比べて低い。
以上の観点から、本発明はＢＰＲを高めずに、巡航時の推進効率を高める新しいサイクルを提案するものである。
ファンのジェット速度Ｖ_ＪＢとコアのジェット速度Ｖ_ＪＣの比の最適値は、式（６）に示すようにファン断熱効率η_Ｆとタービン断熱効率η_Ｔの積であることが知られている。

ここでは式（６）の証明は省略するが、Ｖ_ＪＢがＶ_ＪＣとη_Ｔ及びη_Ｆの積に等しくあるべきだということは、ファン駆動タービンの出力を高めコアの排気残留エネルギからより多くの有効エネルギを取り出すことを意味する。
しかしながら実際のターボファンでは、重量及び価格の上昇や騒音発生を抑えるため、一般に単段のファンを使っており、Ｖ_ＪＢとＶ_ＪＣの比は式（６）よりずっと小さく、従来のターボファンはファンのジェット速度Ｖ_ＪＢに対しコアのジェット速度Ｖ_ＪＣが大き過ぎた。そこでファン直径を増さずとも、巡航時にファン駆動タービンの吸収エネルギを増し、ファン回転数一定でファン圧力比を上昇させることができれば、Ｖ_ＪＢが上昇し、速度が大きいＶ_ＪＣが低下する。よって式（４）からエンジンが作り出すエネルギＷに占める排気残留エネルギの割合が減少し、式（５）からＢＰＲを高めずとも推進効率η_Ｐを向上させることができる。
本発明は巡航時にＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣを式（６）の最適値に近付けることによって、ファン径を増さずに巡航経済性を高める可変サイクル・ターボファンエンジンを提供することを目的としている。

推進効率を高めるための新しい方法、即ちファン径を増さずにＶ_ＪＢとＶ_ＪＣの比を最適値に近付ける方法を、第１図に示す本発明の概念図に基づいて説明する。
本発明はコアのジェットノズル及びバイパスノズルを可変機構にしたターボファンである。第１図においてＶＪＮは可変ジェットノズル、ＴＣはテールコーン、ＶＢＮは可変バイパスノズル、ＳＢはバイパスノズル出口に設けた凸形の傾斜面をもつ円筒である。その他の各要素の記号は、記号の項に記述したとおりである。
離陸時は可変ジェットノズルＶＪＮのテールコーンＴＣを後方に押し出してノズルスロート断積を狭め推力を増す。部分負荷である巡航時は、ＴＣを前方に引き込みスロート断面積を広げ、ＬＰＴ膨張比を上昇させてＶ_ＪＢとＶ_ＪＣの比を高める。可変バイパスノズルＶＢＮは、凸形の傾斜面をもつ円筒ＳＢを前後に移動することによって、バイパスノズルのスロート断面積を変えＢＰＲを制御して、Ｖ_ＪＣの減少による推力の低下を防ぐ。
ファン径固定の場合、推力と推進効率は相反する。従ってファン径を増さずに推進効率を改善するための最重要課題は、推力を低下させずに推進効率を向上させるという矛盾をサイクル的に克服することである。
本発明と従来型ターボファンのサイクル上の根本的な違いは、エンジン空気流量と推力の関係である。通常のターボ・エンジンでは、推力はエンジンを流れる空気の流量に比例する。本サイクルでは両者は比例しない。部分負荷において空気流量をできるだけ一定に保ち、高圧側と低圧側の仕事の配分を変えるとマッチング温度Ｔ_４が変化する。よって推力を制御できる。推力を低下させずに推進効率を高めるには、空気流量のみでなくＴＩＴ（Ｔ_４）もできるだけ一定に維持し、高圧側と低圧側の仕事の配分を変えてＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣを高める。ファン空気量を一定に保ち高／低両圧タービンの仕事の配分を変える役割をＶＪＮが、ＢＰＲを制御してＴＩＴの低下を防ぐ役割をＶＢＮが担う。
作用（原理説明）
原理説明の項では低圧圧縮機ＬＰＣは省略し、ファンの出口が高圧圧縮機ＨＰＣの入口で、その位置番号を２とする。また回転要素の断熱効率は一定と仮定する。
本サイクルは次の条件に従うものとする。コアのジェットノズルは離陸時、巡航時ともにチョークし、バイパスノズルは地上ではチョークしないが高空ではチョークする。またＨＰＴは段負荷が大きいのでチョークするが、ＬＰＴは段負荷を抑えるため多段化するのでチョークしないものとする。
先ず可変バイパスノズルＶＢＮは操作せずノズルスロート断面積Ａ_８一定で、コアの可変ジェットノズルＶＪＮのみを作動させた場合から説明する。低圧軸系のパワーバランスは式（７）で与えられる。

ここでη_ｍは回転系の機械効率である。式（７）の中括弧内の量は第１近似では定数として扱えるので、これを定数Ｃと置いて式（７）を書き直すと、

以下、式（８）の５つの変数について順次説明する。
１）Ｔ_２／Ｔ_１
高空ではファン入口温度が低下するので修正回転数が上昇し、ファン作動線が特性図の大流量側によりサージマージンに余裕が生じるため、Ｔ_５／Ｔ_６を高めることによって修正回転数一定でファン温度比Ｔ_２／Ｔ_１を上昇させることができる。
２）Ｔ_６／Ｔ_５
質量流束パラメータｍａｓｓ ｆｌｕｘ ｐａｒａｍｅｔｅｒ（ＭＦＰ）を式（９）で定義する。

式（９）を用いてＬＰＴの質量流束パラメータＭＦＰ_５は式（１０）で、主ジェットノズルのＭＦＰ_７は式（１１）で表される。

ＬＰＴとＶＪＮの流量は等しいので、式（１０）と（１１）から質量流量を消去すると式（１２）を得る。

ここでＰ_７＝Ｐ_６、Ｔ_７＝Ｔ_６である。η_Ｔを用いて膨張比Ｐ_５／Ｐ_６と温度比Ｔ_６／Ｔ_５の関係を式（１３）で示す。

チョークしないＬＰＴは膨張比を高めると修正流量が増し、式（１０）のＭＦＰ_５が増加する。式（１２）においてＬＰＴノズル面積Ａ_５は固定であり、ＶＪＮチョークの条件からＭＦＰ_７は一定である。ＶＪＮを開いてＡ_７を広げると、Ａ_７の増加がＭＦＰ_５の増加を凌ぐため、式（１２）（１３）から膨脹比Ｐ_５／Ｐ_６が上昇し、温度比Ｔ_６／Ｔ_５が減少する。よってＴ_２／Ｔ_１を高めることができる。
３）ＢＰＲ
式（８）のＢＰＲは、式（１４）によってＨＰＣ修正流量と関係づけられる。バイパスノズルは高空ではチョークを条件とするのでＭＦＰ_８は一定、またＡ_８も今の段階では一定である。

式（１４）の最初の式から、Ｐ_２、Ｔ_２を上昇させるとＢＰＲが高まる。二番目の式からファン径固定でＢＰＲが高まることは、ＨＰＣ修正流量が減少することである。
４）Ｔ_４／Ｔ_１
ＨＰＴ修正流量と、ファン修正流量及びＨＰＣ修正流量の関係は、それぞれ式（１５）と式（１６）で与えられる。

ＨＰＴチョークの条件からＨＰＴ修正流量は一定である。ファン修正回転数一定で圧力比Ｐ_２／Ｐ_１を高めるとファン修正流量は微減する。Ｐ_２、Ｔ_２の上昇によるＢＰＲの上昇、即ちＨＰＣ修正流量の減少は、式（１５）（１６）からマッチング温度Ｔ_４を押し下げる。つまりＶＪＮを開くと低いＴ_４でエンジン全要素が釣り合うことになる。
５）Ｔ_５／Ｔ_４
ＨＰＴの入口と出口（ＬＰＴ入口）の関係は式（１７）で与えられる。

高空でＬＰＴの膨張比Ｐ_５／Ｐ_６を高めると、前述ようにＨＰＴ修正流量は一定だが、ＬＰＴ修正流量（ＨＰＴ出口修正流量）は増加する。よって式（１７）からＨＰＴ膨張比Ｐ_４／Ｐ_５は上昇し、温度比Ｔ_５／Ｔ_４は減少する。但し、Ｐ_４／Ｐ_５の上昇は僅かである。
ここで注意すべきはＨＰＴの温度比Ｔ_５／Ｔ_４とＨＰＣ温度比Ｔ_３／Ｔ_２の関係である。高圧軸系のパワーバランスは式（１８）で与えられる。

式（１７）からＨＰＴ膨張比Ｐ_４／Ｐ_５は僅かに上昇し、温度比Ｔ_５／Ｔ_４は減少するが、Ｔ_４が降下しＴ_２が上昇するためＴ_４／Ｔ_２の減少が大きく、式（１８）からＨＰＣ温度比Ｔ_３／Ｔ_２は減少する。つまりＶＪＮを開くと、ＨＰＴ膨張比が上昇してもＴ_４が低下するため、その熱落差は小さくなりＨＰＣ圧力比は低下する。
Ｔ_４／Ｔ_１、設計点を基準としたＨＰＣの相対修正流量、Ｐ_２／Ｐ_１、Ｔ_５／Ｔ_６、ＶＪＮの設計点に対する面積比、これらの相関関係を第２図に示す。温度比Ｔ_２／Ｔ_１に換えてＰ_２／Ｐ_１を用いたのは、温度比Ｔ_２／Ｔ_１は変化量が表れにくく変化の傾向を読み取りにくいからである。図において黒丸は本発明、白丸は従来型ターボファンの作動を表す。第２図において第１象限はＴ_４／Ｔ_１とＨＰＣ相対修正流量の関係、第２象限はＨＰＣ相対修正流量とＰ_２／Ｐ_１の関係、第３象限はＰ_２／Ｐ_１とＴ_５／Ｔ_６の関係、第４象限はＴ_５／Ｔ_６と面積比Ａ_７の関係を示す。
ＨＰＣ修正流量は式（１６）から、ＨＰＣとＨＰＴの釣り合い、即ち高圧軸系の運転状態を示すと言える。よって第２図はＦＡＮ、ＨＰＣ、ＨＰＴ、ＬＰＴ、ＶＪＮの５つの要素と、ＴＩＴ（Ｔ_４）の関係を示すものである。点線Ｎ３は本発明の或る作動点を結んだものであり、点線Ｔは従来型ターボファンの各要素の作動点を結んだものである。点線Ｎ３と点線Ｔは推力がほぼ同じになるよう選んである。
本サイクルでは、ＶＪＮを開くとＬＰＴの膨張比が上昇し、ファン圧力比が高まってＨＰＣ修正流量が減少する。よって低いＴ_４でエンジン全要素のマッチングが行われる。一方、従来型ターボファンはコアのジェットノズルは固定だから、直列フリータービンの特性から部分負荷ではＬＰＴの膨張仕事が減少する。図で白丸のＴ_５／Ｔ_６は一定だが熱落差は右方へいくほど低くなる。従ってＰ_２／Ｐ_１は低下するが、ＨＰＣ修正流量は本発明の場合より多くなる。よって本サイクルより高いＴ_４でエンジン全体が釣り合う。
このことから本サイクルは部分負荷でＶＪＮを開くと、高圧軸系の仕事が減少し、低圧軸系の仕事が増加するという従来のターボファン・サイクルと異なる特性を持つサイクルであることが分かる。
第４象限に示すように、ＶＪＮは推力が低下すると一旦広げたＡ_７を絞っている。その理由はＶＪＮを最も広げた所でｐ_７≒ｐ_０となるからで、それ以降、ノズルでの膨張が過膨張にならないようＶＪＮを制御しなければならないからである。このようにＶＪＮ出口静圧ｐ_７が大気圧ｐ_０に近くなるため、Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣが大きな値となり、本サイクルは推進効率が著しく向上する。
第２図の第１象限でＴ_４が低下することは、Ｐ_３の低下をもたらす。Ｔ_４、Ｐ_３の低下はサイクルの熱効率を悪化させる。しかし本サイクルは推進効率の向上が著しく、熱効率の悪化を凌駕するため、巡航時のＳＦＣを低減することができる。
Ｔ_４の低下よって起こる問題は、熱効率の悪化より寧ろ推力の低下である。次にＴ_４の低下を防ぎ推力を維持するための可変バイパスノズルＶＢＮの作用を説明する。
式（１４）のはじめの式から、可変バイパスノズルＶＢＮを絞ってＡ_８を狭めると、ＢＰＲが低下し、式（１５）からＰ_４、Ｔ_４の低下が抑制される。ＶＪＮを開いたとき同時にＶＢＮを絞った場合の各要素の変化を、第２図にプロットして第３図に示す。図でＮ２はＶＢＮを絞ってＢＰＲを一定に保った場合のマッチングを示すものである。
ＶＪＮとＶＢＮのノズルスロート断面積Ａ_７、Ａ_８、及びＴ_４の３つの制御変数を整合させＢＰＲをほぼ一定に保つと、ＶＪＮの開度はＡ_８一定の場合に比べて非常に小さくなる。従ってＴ_５／Ｔ_６の上昇はＡ_８一定の時より僅かとなるが、高いＴ_４でエンジン全体がマッチングするため、ＬＰＴの膨張仕事は大きくなる。よってファン圧力比Ｐ_２／Ｐ_１の上昇が大きくなるが、ＢＰＲの制御によりコア流量ｍ_Ｃがほぼ一定となるためＨＰＣ修正流量の減少は少なく、Ｔ_４の低下が抑制される。よってＴ_４が僅かしか低下せずＰ_２／Ｐ_１が上昇してファンジェットのエンタルピが増加するため、推力を維持してＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣを高めることができる。但し、その増加の量は大きくない（第１０図参照）。
本サイクルでは、ファン圧力比を高めたとき、何故ファンが過回転にならないのかを第３図は示している。本サイクルでファン圧力比を高めると、その作動点は第２象限の左側下方に移動し、ＨＰＣ修正流量は減少、Ｔ_４は僅かではあるが降下する。一方、従来型ではファン圧力比を高めると、作動点は白丸を結んだ作動線上を左側上方に向かって上昇する。従ってＨＰＣ修正流量が増加し、Ｔ_４が高まってファンはオーバースピードになってしまう。つまり従来型ターボファンでは、Ｔ_４を高めることによってファン圧力比が上昇するのに対し、本サイクルではＬＰＴの背圧を下げることによってファン圧力比を高める。この違いが本サイクルではファンが過回転にならず、修正回転数一定で圧力比を高めることができる理由である。

第１図は、既に述べたように本発明の構成を示す概念図である。
第２図は、可変ジェットノズルＶＪＮを作動させた場合の、５つのエンジン構成要素とＴ_４の関係を示す図である。
第３図は、ＶＪＮと可変バイパスノズルＶＢＮの双方を作動させた場合の、５つのエンジン構成要素とＴ_４の関係を示す図である。
第４図は、ＶＪＮスロート断面積Ａ_７の設計点に対する面積比と、設計点を基準にした相対推力の関係、及びＴＩＴ（Ｔ_４）と相対推力の関係を示す図である。即ちコアのジェットノズルスロート断面積Ａ_７の変化とマッチング温度Ｔ_４の関係を表す図である。
第５図は、ＶＢＮスロート断面積Ａ_８の設計点に対する面積比と相対推力の関係、及びＢＰＲと相対推力との関係を示す図である。即ちバイパスノズルのスロート断面積Ａ_８の変化とＢＰＲの関係を表す図である。
第６図はＦＡＮ性能曲線図、第７図はＬＰＣ性能曲線図、第８図はＨＰＣ性能曲線図、第９図はＨＰＴ、ＬＰＴの特性を示す図である。
第１０図は、Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣ、η_Ｐ、η_ｔｈと相対推力の関係を示す図である。
第１１図は、ＳＦＣと相対推力の関係、即ち巡航性能を示す図である。
尚、図において白丸は従来型ターボファンの作動点、黒丸は本発明の作動点、小さい黒丸はＶＢＮを作動させない場合の作動点である。またＳは設計点を示す。
発明を実施するための最良の形態（計算例）
本発明のサイクル特性及び従来のターボファンとの巡航性能の違いをより具体的に説述するために、要素の特性を表す性能曲線図を使った設計点外性能の推計を示す。先ず設計点（ＳＬＳ：海面上静止状態）では、従来型のターボファンと本発明のファン空気流量、ＣＰＲ、ＴＩＴ、ＢＰＲを同一に設定する。ＳＬＳにおける設定値とエンジン性能を表１に示す。

表１での単位は、流量（重量流量）はｋｇ／ｓ、温度はＫ、推力はｋｇ、ＳＦＣはｋｇ／ｈ／ｋｇｆである。またＦＰＲはファン圧力比、ＬＰＲはＬＰＣ圧力比、ＨＰＲはＨＰＣ圧力比である。本サイクルは巡航時にＬＰＣ作動線が大きくサージライン側に寄る（第７図参照）。そのためＳＬＳにおけるＬＰＲを低く設定し従来型とＣＰＲを等しくするためＨＰＲを高くした。このような設定で従来型と本発明のＳＬＳでの推力及びＳＦＣは、表１に示すようにほぼ同じとなる。巡航時の飛行高度は１０ｋｍ、飛行マッハ数は０．８とする。
巡航時の本発明の作動を１〜２，２〜３，３〜４の三つの過程に分けて説明する。先ず第４図〜第９図に基づいてＶＪＮ、ＶＢＮ、Ｔ_４の制御によって、回転要素がどのように作動するかについて説明する。
作動点１
設計点を基準としたファンの相対機械回転数１００％、ＶＪＮ、ＶＢＮとも操作せず、設計点と同じノズル面積を保った場合の巡航時における作動点である。
１→２ ＢＰＲほぼ一定の過程（ファン修正回転数一定）
ＶＪＮを開くと同時にＶＢＮを絞ってＢＰＲをほぼ一定に保つと（第５図）、ＶＪＮの開度は僅かとなり、Ｔ_４の低下が抑えられる（第４図）。作動点２と３ではファンの修正回転数は同じなので、ＢＰＲをほぼ一定に保つことによって如何にＴ_４の低下を抑えられるかが第４図から分かる。この時ファンは修正回転数一定で圧力比が大きく上昇する（第６図）。ＶＢＮを絞ることによってバイパス流量が制御され、コア流量は減少しないので、ＬＰＣの圧力比の上昇は小さく（第７図）、ＨＰＣ修正回転数の低下も小さい（第８図）。この過程ではＶＪＮの開度が小さく、Ｔ_４が高く維持されるためＬＰＴ膨張比の上昇は左程ではない（第９図）。
２→３ Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣ増大の過程（ファン修正回転数一定）
ＶＪＮをより一層広げ、絞ったＶＢＮを広げてＡ_８を元の面積に戻していくと、Ｔ_４は大きく降下し、ＢＰＲは上昇する（第４図、第５図）。この過程ではＴ_４の低下が大きいためファンは修正回転数一定で圧力比が作動点２から作動点３まで低下する（第６図）。ＬＰＣはＢＰＲが高まりコア流量が減少する上、ファンと同一回転数なので圧力比が大きく上昇する（第７図）。またＨＰＣ修正回転数の減速も大きくなる。ＶＪＮの開度が大きくなると，ＬＰＴ膨張比は大幅に上昇する（第９図）。これはＴ_４の低下に伴いＴ_５も低下するためである。この大きな膨張比のため作動点３ではｐ_７≒ｐ_０となり、ＬＰＴによるコアの排気エネルギからの有効エネルギの吸収は限界となる。
３→４ ｐ_７≒ｐ_０一定の過程（ファン減速）
３〜４間ではＶＢＮは作動させずＡ_８一定でＴ_４を下げＶＪＮを絞る。Ａ_８一定のためＢＰＲは高まる（第４図、第５図）。ファン、ＬＰＣ、ＨＰＣは何れも減速する。但し、ＨＰＣの減速は小さい（第６図、第７図、第８図）。またＬＰＴの膨張比も作動点３から作動点４へ減少する（第９図）。
次に第１０図、第１１図に基づいて本発明の効果を説明する。
１→２ ＢＰＲほぼ一定の過程（推力ほぼ維持、ＳＦＣ低減）
この過程ではＴ_４の減少が小さく、推力はほぼ保たれる。従ってＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣの増加は僅かであり、推進効率η_Ｐの向上も小さい。しかしＴ_４の低下が抑えられるので、熱効率η_ｔｈはほぼ一定に維持される。よってη_Ｐの向上がそのままＳＦＣに反映され、推力を維持してＳＦＣを低減することができる。ＶＢＮを絞った場合の黒丸と、絞らない場合の小さい黒丸を比較すると、ＶＢＮの効果が歴然である。作動点２で如何程ＳＦＣを低減できるかは、第６図のファン圧力比をどれだけ高められるかに依存する。しかしＰ_２／Ｐ_１が高くなるにつれ、ＳＦＣ低減の割合が減少するので、無暗にＰ_２／Ｐ_１を高めても意味がない。
２→３ Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣ増大の過程（推力減少、ＳＦＣ大幅に低減）
この過程ではＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣが著しく増加し、η_Ｐの向上が大きい、一方、Ｔ_４とＰ_３の大幅な減少によりη_ｔｈは低下する。しかしη_Ｐの向上がη_ｔｈの低下に勝り、ＳＦＣは大幅に低減される。同時に推力が低下する。
３→４ ｐ_７≒ｐ_０一定の過程（推力減少、ＳＦＣ上昇）
この過程ではＴ_４を下げてもｐ_７＜ｐ_０とならないようにＶＪＮを絞るため、η_Ｐの上昇はなだらかになり、η_ｔｈは減少する。よってＳＦＣは高まり従来型ターボファンのそれに近付きながら推力が低下する。
作動点４以降
進入・着陸に入る前に、ＶＪＮを絞りＡ_７を離陸時の面積に戻す。進入・着陸時はエンジンの運用が広範囲にわたり、着陸後もスラスト・リバーサにより大きな推力が使用される。また進入復行や離陸復行にも備えなければならない。よって推力の急激な変動に対応するため、ＶＪＮは離陸時の状態に戻し固定する。尚、第２図、第３図のＮ２、Ｎ３は作動点２及び作動点３のマッチングを示したものである。
以上から本発明は、巡航時にＶＪＮ、ＶＢＮ、及びＴ_４を連動して制御することによってファン吸収動力が増大し、主ジェットの噴出ガスエネルギが減少するので、ファンコア推力比が大きくなり、ファン口径を増さずとも同一ナセルで巡航時の推進効率を向上させＳＦＣを低減することができる。

現在の高バイパス比エンジンはＢＰＲが９に達し、ファン径は３ｍにも及ぶ、そのためエンジン全重量に占めるファン部の重量は過大になり、ファン翼端周速は非常に高いレベルに達している。よって高バイパス比化は、減速機なしでファンを駆動する形式の限界に達していると云われている。
ＢＰＲを現在以上に１１〜１５程度に高め推進効率をより一層向上させることを目指してＡｄｖａｎｃｅｄ Ｄｕｃｔｅｄ Ｐｒｏｐが研究・開発されている。このエンジンは可変ピッチファンと大馬力の遊星歯車式減速機を採用しているのが特徴となっている。従って構造が複雑になり、高効率であっても大幅な価格上昇と重量増を免れない。この問題を解決するには、ターボファン・サイクル自体を根本的に改良すべきであると考える。
本発明は、従来にない新しい熱サイクルにより、ファン径を増さず低温部の比較的簡単な構造改良により、巡航時の推進効率を高めＳＦＣを低減することができる。
ジェットエンジンは大量の化石燃料を消費し、大量の排気ガスを排出する。その燃料消費率を低減することは、有限である石油資源の節約に寄与し、温室効果ガスの主因とされる二酸化炭素の排出量を削減することができる。
以上から本発明は、省エネルギで地球環境保全に貢献する、小型・軽量（ＡＤＰに比べて）、高効率の航空用ガスタービンを世に提供するものである。

【０００５】
その他の各要素の記号は、記号の項に記述したとおりである。
離陸時は可変ジェットノズルＶＪＮのテールコーンＴＣを後方に押し出してノズルスロート面積を狭め推力を増す。部分負荷である巡航時は、ＴＣを前方に引き込みスロート断面積を広げ、ＬＰＴ膨張比を上昇させてＶ_ＪＢとＶ_ＪＣの比を高める。可変バイパスノズルＶＢＮは、凸形の傾斜面をもつ円筒ＳＢを前後に移動することによって、バイパスノズルのスロート断面積を変えＢＰＲを制御して、Ｖ_ＪＣの減少による推力の低下を防ぐ。
ファン径固定の場合、推力と推進効率は相反する。従ってファン径を増さずに推進効率を改善するための最重要課題は、推力を低下させずに推進効率を向上させるという矛盾をサイクル的に克服することである。
本発明と従来型ターボファンのサイクル上の根本的な違いは、エンジン空気流量と推力の関係である。通常のターボ・エンジンでは、推力はエンジンを流れる空気の流量に比例する。本サイクルでは両者は比例しない。部分負荷において空気流量をできるだけ一定に保ち、高圧側と低圧側の仕事の配分を変えるとマッチング温度Ｔ_４が変化する。よって推力を制御できる。推力を低下させずに推進効率を高めるには、空気流量のみでなくＴＩＴ（Ｔ_４）もできるだけ一定に維持し、高圧側と低圧側の仕事の配分を変えてＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣを高める。ファン空気量を一定に保ち高／低両圧タービンの仕事の配分を変える役割をＶＪＮが、ＢＰＲを制御してＴＩＴの低下を防ぐ役割をＶＢＮが担う。
作用（原理説明）
原理説明の項では低圧圧縮機ＬＰＣは省略し、ファンの出口が高圧圧縮機ＨＰＣの入口で、その位置番号を２とする。また回転要素の断熱効率は一定と仮定する。
本サイクルは次の条件に従うものとする。コアのジェットノズルは離陸時、巡航時ともにチョークし、バイパスノズルは地上ではチョークしないが高空ではチョークする。またＨＰＴは段負荷が大きいのでチョークするが、ＬＰＴは段負荷を抑えるため多段化


５

【０００９】
Ｔ_４が降下しＴ_２が上昇するためＴ_４／Ｔ_２の減少が大きく、式（１８）からＨＰＣ温度比Ｔ_３／Ｔ_２は減少する。つまりＶＪＮを開くと、ＨＰＴ膨張比が上昇してもＴ_４が低下するため、その熱落差は小さくなりＨＰＣ圧力比は低下する。
Ｔ_４／Ｔ_１、設計点を基準としたＨＰＣの相対修正流量、Ｐ_２／Ｐ_１、Ｔ_５／Ｔ_６、ＶＪＮの設計点に対する面積比、これらの相関関係を第２図に示す。温度比Ｔ_２／Ｔ_１に換えてＰ_２／Ｐ_１を用いたのは、温度比Ｔ_２／Ｔ_１は変化量が表れにくく変化の傾向を読み取りにくいからである。図において黒丸は本発明、白丸は従来型ターボファンの作動を表す。第２図において第１象限はＴ_４／Ｔ_１とＨＰＣ相対修正流量の関係、第２象限はＨＰＣ相対修正流量とＰ_２／Ｐ_１の関係、第３象限はＰ_２／Ｐ_１とＴ_５／Ｔ_６の関係、第４象限はＴ_５／Ｔ_６とＶＪＮスロート断面積Ａ_７の設計点に対する面積比の関係を示す。
ＨＰＣ修正流量は式（１６）から、ＨＰＣとＨＰＴの釣り合い、即ち高圧軸系の運転状態を示すと言える。よって第２図はＦＡＮ、ＨＰＣ、ＨＰＴ、ＬＰＴ、ＶＪＮの５つの要素と、ＴＩＴ（Ｔ_４）の関係を示すものである。点線Ｎ３は本発明の或る作動点を結んだものであり、点線Ｔは従来型ターボファンの各要素の作動点を結んだものである。点線Ｎ３と点線Ｔは推力がほぼ同じになるよう選んである。
本サイクルでは、ＶＪＮを開くとＬＰＴの膨張比が上昇し、ファン圧力比が高まってＨＰＣ修正流量が減少する。よって低いＴ_４でエンジン全要素のマッチングが行われる。一方、従来型ターボファンはコアのジェットノズルは固定だから、直列フリータービンの特性から部分負荷ではＬＰＴの膨張仕事が減少する。図で白丸のＴ_５／Ｔ_６は一定だが熱落差は右方へいくほど低くなる。従ってＰ_２／Ｐ_１は低下するが、ＨＰＣ修正流量は本発明の場合より多くなる。よって本サイクルより高いＴ_４でエンジン全体が釣り合う。
このことから本サイクルは部分負荷でＶＪＮを開くと、高圧軸系の仕事が減少し、低圧軸系の仕事が増加するという従来のターボファン・サイクルと異なる特性を持つサイクルであることが分かる。


９

【００１０】
第４象限に示すように、ＶＪＮは推力が低下すると一旦広げたＡ_７を絞っている。その理由はＶＪＮを最も広げた所でｐ_７≒ｐ_０となるからで、それ以降Ｔ_４／Ｔ_１が降下しても、式（９）（１２）からノズルでの流出マッハ数をＭ_７＝１に維持するため、ＶＪＮを制御しなければならないからである。このようにＶＪＮ出口静圧ｐ_７が大気圧ｐ_０に近くなるため、Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣが大きな値となり、本サイクルは推進効率が著しく向上する。
第２図の第１象限でＴ_４が低下することは、Ｐ_３の低下をもたらす。Ｔ_４、Ｐ_３の低下はサイクルの熱効率を悪化させる。しかし本サイクルは推進効率の向上が著しく、熱効率の悪化を凌駕するため、巡航時のＳＦＣを低減することができる。
Ｔ_４の低下よって起こる問題は、熱効率の悪化より寧ろ推力の低下である。次にＴ_４の低下を防ぎ推力を維持するための可変バイパスノズルＶＢＮの作用を説明する。
式（１４）のはじめの式から、可変バイパスノズルＶＢＮを絞ってＡ_８を狭めると、ＢＰＲが低下し、式（１５）からＰ_４、Ｔ_４の低下が抑制される。ＶＪＮを開いたとき同時にＶＥＮを絞った場合の各要素の変化を、第２図にプロットして第３図に示す。図でＮ２はＶＢＮを絞ってＢＰＲを一定に保った場合のマッチングを示すものである。
ＶＪＮとＶＢＮのノズルスロート断面積Ａ_７、Ａ_８、及びＴ_４の３つの制御変数を整合させＢＰＲをほぼ一定に保つと、ＶＪＮの開度はＡ_８一定の場合に比べて非常に小さくなる。従ってＴ_５／Ｔ_６の上昇はＡ_８一定の時より僅かとなるが、高いＴ_４でエンジン全体がマッチングするため、ＬＰＴの膨張仕事は大きくなる。よってファン圧力比Ｐ_２／Ｐ_１の上昇が大きくなるが、ＢＰＲの制御によりコア流量ｍ_Ｃがほぼ一定となるためＨＰＣ修正流量の減少は少なく、Ｔ_４の低下が抑制される。よってＴ_４が僅かしか低下せずＰ_２／Ｐ_１が上昇してファンジェットのエンタルピが増加するため、推力を維持してＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣを高めることができる。但し、その増加の量は大きくない（第１０図参照）。
本サイクルでは、ファン圧力比を高めたとき、何故ファンが過回転にならないのかを第３図は示している。本サイクルでファン圧力比を高めると、その作動点は第２象限の


１０

【００１４】
作動点４へ減少する（第９図）。
次に第１０図、第１１図に基づいて本発明の効果を説明する。
１→２ ＢＰＲほぼ一定の過程（推力ほぼ維持、ＳＦＣ低減）
この過程ではＴ_４の減少が小さく、推力はほぼ保たれる。従ってＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣの増加は僅かであり、推進効率η_Ｐの向上も小さい。しかしＴ_４の低下が抑えられるので、熱効率η_ｔｈはほぼ一定に維持される。よってη_Ｐの向上がそのままＳＦＣに反映され、推力を維持してＳＦＣを低減することができる。ＶＢＮを絞った場合の黒丸と、絞らない場合の小さい黒丸を比較すると、ＶＢＮの効果が歴然である。作動点２で如何程ＳＦＣを低減できるかは、第６図のファン圧力比をどれだけ高められるかに依存する。しかしＰ_２／Ｐ_１が高くなるにつれ、ＳＦＣ低減の割合が減少するので、無暗にＰ_２／Ｐ_１を高めても意味がない。
２→３ Ｖ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣ増大の過程（推力減少、ＳＦＣ大幅に低減）
この過程ではＶ_ＪＢ／Ｖ_ＪＣが著しく増加し、η_Ｐの向上が大きい、一方、Ｔ_４とＰ_３の大幅な減少によりη_ｔｈは低下する。しかしη_Ｐの向上がη_ｔｈの低下に勝り、ＳＦＣは大幅に低減される。同時に推力が低下する。
３→４ ｐ_７≒ｐ_０一定の過程（推力減少、ＳＦＣ上昇）
この過程ではＴ_４を下げてもコアのジェットノズルがチョーク状態を維持するようにＶＪＮを絞るため、η_Ｐの上昇はなだらかになり、η_ｔｈは減少する。よってＳＦＣは高まり従来型ターボファンのそれに近付きながら推力が低下する。
作動点４以降
進入・着陸に入る前に、ＶＪＮを絞りＡ_７を離陸時の面積に戻す。進入・着陸時はエンジンの運用が広範囲にわたり、着陸後もスラスト・リバーサにより大きな推力が使用される。また進入復行や離陸復行にも備えなければならない。よって推力の急激な変動に対応するため、ＶＪＮは離陸時の状態に戻し、固定する。尚、第２図、第３図のＮ２、


１４

Claims (1)

1. ターボファンエンジンのコアのジェットノズル及びバイパスノズルを可変機構にし、二つの可変排気ノズルと燃料流量の制御を連動させて、コアの可変ジェットノズル（ＶＪＮ）の制御によりファンジェット速度とコアジェット速度の比を高めて、推進効率を向上させ、可変バイパスノズル（ＶＢＮ）によりバイパス比を制御することによって、推進効率の向上に伴う推力の低下を防ぐことを特徴とする亜音速機推進用可変サイクルエンジン。

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