(57)【要約】  推進システムは、流体源と流体連通する第１の圧縮機を含む。第１の導管は、第１の圧縮機に結合され、熱交換器は、第１の導管を介して第１の圧縮機と流体連通する。第２の導管は、熱交換器に近接して位置する。燃焼器は、第２の導管を介して熱交換器と流体連通し、高温ガスストリームを発生させるように構成される。第３の導管は、燃焼器に連結され、第１の推力増強装置は、第３の導管を介して燃焼器と流体連通する。熱交換器は、燃焼器によって発生させられるガスストリーム内に置かれる。
2019504237.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
推進システムであって、
流体源と流体連通する第１の圧縮機と、
前記第１の圧縮機に連結される第１の導管と、
前記第１の導管を介して前記第１の圧縮機と流体連通する熱交換器と、
前記熱交換器に近接して置かれる第２の導管と、
前記第２の導管を介して前記熱交換器と流体連通し、高温ガスストリームを発生させるように構成される燃焼器と、
前記燃焼器に連結される第３の導管と、
前記第３の導管を介して前記燃焼器と流体連通する第１の推力増強装置と、前記熱交換器は、前記燃焼器によって発生させられる前記ガスストリーム内に位置する、
を備える、推進システム。
【請求項２】
前記熱交換器は、前記第３の導管内に配置される、請求項１に記載の推進システム。
【請求項３】
前記第１の圧縮機に連結され、前記燃焼器と前記熱交換器との間に位置するタービンをさらに備える、請求項１に記載の推進システム。
【請求項４】
前記タービンは、セラミックマトリックス複合材料を備える、請求項３に記載の推進システム。
【請求項５】
前記タービンに連結される第２の圧縮機をさらに備える、請求項３に記載の推進システム。
【請求項６】
前記タービンは、前記第１圧縮機に固定して連結され、クラッチを介して前記第２の圧縮機に連結される、請求項５に記載の推進システム。
【請求項７】
前記第３の導管を前記第１の推力増強装置に連結する回転コネクタをさらに備える、請求項１に記載の推進システム。
【請求項８】
前記燃焼器と流体連通する第２の推力増強装置をさらに備える、請求項１に記載の推進システム。
【請求項９】
燃焼器であって、
軸の周囲を囲み、流体を受けるように構成される入口を有する第１のトロイダルケーシングと、前記第１のケーシングは、前記入口と流体連通する第１の内部チャンバを画定する、
前記第１の内部チャンバ内に配置され、前記軸の周囲を囲む第２のトロイダルケーシングと、前記第２のケーシングは、第２の内部チャンバを画定する外壁を有し、前記外壁は、それを通して形成される複数のオリフィスを有し、前記オリフィスは、前記第１のチャンバと前記第２のチャンバとの間に流体連通を提供する、
前記オリフィスを通して前記第２のチャンバに燃料を噴射するように位置する複数の燃料噴射器と、
前記第２のチャンバと流体連通する少なくとも１つの経路を画定する出口構造と、前記少なくとも１つの経路は、前記軸に平行に方向付けられる、
を備える、燃焼器。
【請求項１０】
前記オリフィスは、前記外壁に対して斜角に方向付けられる、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１１】
前記第２のチャンバ内に位置する点火源をさらに備える、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１２】
前記出口構造は、前記外壁に向かって収斂する内壁を備え、前記少なくとも１つの経路を通して前記第２のチャンバ内で前記軸の周りを流れる高温流体を推し進めるように構成される、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１３】
前記オリフィス内に配置され、前記第２のチャンバに伸びる複数の漏斗要素をさらに備え、前記漏斗要素は、前記第１のチャンバから前記第２のチャンバに先細になっている、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１４】
前記燃料噴射器は、前記第２のチャンバに伸びる、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１５】
前記第２のケーシングは、セラミックマトリックス複合材料を備える、請求項９に記載の燃焼器。
【請求項１６】
前記入口と流体連通する空気源をさらに備え、前記空気源は、前記少なくとも１つの経路を通して前記第２のチャンバによって放出される流体によって加熱される、請求項９に記載の燃焼器。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
優先権主張
[0001]  本願は、２０１５年１２月４日に出願された米国仮特許出願第６２／２６３，４０７号に対して優先権を主張し、その全体が本明細書に完全に記載されているかのように参照により本明細書に組み込まれる。
【０００２】
著作権表示
[0002]  本開示は、米国著作権法及び／若しくは国際著作権法の下で保護されている。（Ｃ）２０１６  Ｊｅｔｏｐｔｅｒａ。著作権所有。本特許文献の開示の一部分は、著作権保護を受ける資料を含む。著作権者は、特許文献または特許開示が特許及び／若しくは商標庁特許ファイルまたは記録に記載されるので、何者かによる複写に対する異議を持たないが、他の場合は、いかなる著作権も全て保有する。
【背景技術】
【０００３】
[0003]  マイクロタービンは、航空推進のためにますます普及している。図１、「Ｍｏｄｅｌ  Ｊｅｔ  Ｅｎｇｉｎｅｓ」、第３版、ＩＳＢＮ９７８−１−９００３７１−９３−３、Ｔｈｏｍａｓ  Ｋａｍｐｓによって開示されたマイクロタービンの現在の支配的な設計（current dominant design）の例示、は、ケース（２１）及びロータ（２２）を有する遠心圧縮機（centrifugal compressor）；ディフューザ（２３）;軸受及び潤滑（２５）;軸流タービン（３２）と圧縮機ホイールを接続するシャフト（２６）；ケーシング（３５）の内側に包含された外側ライナー（２８）及び内側ライナー（２９）を包含する環状の逆流燃焼器（annular, reverse flow combustor）；燃焼ガスを加速させそれらをタービン（３２）に向けるためのノズル（３１）；及び排気を加速させ、ジェットを介して推力を発生させるための排気ノズル（３４）を示す。図１は、１００ｌｂｆより少ない範囲における、実質的に全ての趣味及び小型ジェットエンジンの設計を例示するが、同じ設計は、最大１０００ｌｂｆまでの推力に対しても使用される。
【発明の概要】
【０００４】
[0004]  エンジニアが、大型ジェットエンジンがそれらの効率を最大限にすることを可能にするために、洗練された、高コストの技術を実現しているが、現在のマイクロジェットエンジンは、そのような技術を欠き続けている。例えば、マイクロジェットエンジンは、タービン冷却空気流の欠如があるため、寿命を制限している。さらに、マイクロジェットエンジンのサイズは、それらに超高速でスピンする−概して、１００，０００をはるかに上回る毎分回転数（ＲＰＭ：Rotations Per Minute）だが、いくつかは１５０，０００ＲＰＭに近づく及び１５０，０００ＲＰＭを超える−ことを要求する。あまり洗練されていない技術の結果として、マイクロジェットエンジンは、高い燃成温度及び圧力比率を伴う、厳しい熱力学サイクル（demanding thermodynamic cycle）を達成することができない。マイクロジェットエンジンの燃料消費量は概して、１時間当たり推力１ｌｂｆで燃料０．５ｌｐを消費することができる高バイパスタイプの大型ジェットエンジンと比較して、１時間当たり推力１ｌｂｆで燃料１．５ｌｂを超える。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】[0005]  図１は、航空推進に使用される従来型のマイクロタービンを断面図で例示する。
【図２】[0006]  図２は、本発明の、ある実施形態を背面断面図で例示する。
【図３】[0007]  図３は、図２に例示された実施形態を横断面図（elevated side cross-section）で例示する。
【図４】[0008]  図４は、図２に示される実施形態を側断面図で例示する。
【図５】[0009]  図５は、巡航位置に方向付けられる（oriented）推進装置の一実施形態を概略的に例示する。
【図６】[0010]  図６は、らせん状の熱交換器、二段の遠心圧縮機、トロイダル燃焼器及びコアンダ排出装置を有する本発明の、ある実施形態を例示する。
【図７】[0011]  図７は、増強装置を有するコアンダノズル推進システムを例示する。
【図８】[0012]  図８は、従来型の小型ターボジェットの熱力学サイクルを例示する。
【図９】[0013]  図９は、従来型のターボジェットを例示する。
【図１０】[0014]  図１０は、再生式熱交換器（regenerative heat exchanger）及び排出装置を用いて修正されたときの熱力学サイクルを例示する。
【図１１】[0015]  図１１は、熱交換器ストリームを例示する。
【図１２】[0016]  図１２は、周囲の圧力及びプレナムに供給される排気ガスの圧力比率と比較して、本願に開示された増強装置を使用する実験データを通して取得される増強の比率を例示する。
【図１３】[0017]  図１３は、図２に例示された実施形態を横断面図で例示する。
【図１４】[0018]  図１４は、図２に例示された実施形態を部分側断面図で例示する。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
[0019]  この出願は、本発明の１つ以上の実施形態を説明することを意図されている。「〜しなければならい（must）」、「こととなる（will）」等のような絶対的な用語並びに特定の量の使用は、そのような実施形態のうちの１つ以上に適用可能であるが、必ずしも全てのそのような実施形態に適用可能というわけではないと解釈されるべきである、ということが理解されるべきである。このように、本発明の実施形態は、そのような絶対的な用語との関連で説明される１つ以上の特徴若しくは機能性を省略し、若しくはそれらの修正を含み得る。さらに、この出願の見出しは、参考目的のためだけであり、本発明の意味若しくは解釈に何らかの影響を与えるものではない。
【０００７】
[0020]  １つ以上の実施形態は、以下の特徴のうちのいくつか若しくは全部を含む推進システムを提供する、
[0021]  少なくとも１つの圧縮機と、燃焼チャンバと、タービンと、推力増強装置とを画定するガス発生器であって、
[0022]  吸入開口部と、導管の流体加圧ネットワークに関連するバルブを用いて提供される少なくとも１つのブリードポートと、二次圧縮機、若しくは燃焼チャンバ、若しくは少なくともボリュート（volute）及び圧縮機吐出導管を介してその両方への１つの出口とを画定する第１の圧縮機と、
[0023]  固定した方法で少なくとも第１の圧縮機に、及び固定した方法で、若しくはクラッチを介して第２の圧縮機に、接続されたタービンと、
[0024]  圧縮機吐出導管から受け取られた空気を、それが熱交換器において予熱された後に受け取り、予蒸発混合器（prevaporizing mixers）を介して大部分がトロイダル形状のライナー及びスクロールされたケーシングによって形成されたスリーブに、ガス発生器の主軸に接線方向に（tangentially）、予熱された空気を徐々に導入し、ライナーの内側の燃焼生成物及び空気の全体的な周方向運動（circumferential movement）を発生させる、トロイダル燃焼器と、
[0025]  燃焼器スクロールの外周に分布する（distributed）、燃料及び空気の複数の予蒸発混合器であって、燃料導管から燃料を受け取り、混合器の内側のベンチュリ通路において燃料及び空気を混合する、複数の予蒸発混合器と、
[0026]  燃料及び空気の混合物を加速させ、トロイダルライナーの直径中心線に向かって接線の方法で（in a tangential manner）それらを噴射する燃料噴射器及び予蒸発混合器と連通する複数の長方形のスロットと、
[0027]  トロイダルライナーと連通し、高温ガスを、主に周方向の／角度の反応流方向から、前記ガス発生器のほぼ軸方向に、及び前記ガス発生器の主軸方向に共線的に、導く収斂経路と、
[0028]  タービンは、主に軸方向に燃焼器からの高温ガスのストリームを受け取り、圧縮機を駆動するための動力を引き出しながらガスを膨張させる。
【０００８】
[0029]  タービンから高温ガスを受け取り、圧縮機吐出空気を予熱し、燃焼器にそれを送り、冷却された高温ガスを回転継手に導く熱交換器であって、
[0030]  動力ガスとして、燃焼器出口によって供給される加圧された高温ガスを、推力増強装置に向けて送る回転コネクタと、
[0031]  混合セクション、スロートセクション及びディフューザを包含する推力増強装置であって、周囲空気を流体的に取り込むことによって推力を発生させるために、動力ガスとして使用するために加圧されたガスを受け取り、それを動力空気と混合し、ディフューザを介して高速度でそれを排出する、
[0032]  混合セクション、スロートセクション及びディフューザを各々包含する一連の推力増強装置であって、それによって、それらは、ブリードバルブ及び流体ネットワークを介して圧縮機から圧縮された空気を受け取り、周囲の空気を流体的に取り込み、それを動力空気と混合し、それを、ディフューザを介して高速で噴出させることによって推力を発生させるために、動力ガスとして加圧された空気を使用する、推力増強装置と、
[0033]  第１の圧縮機は、クラッチを介してタービン及び第２の圧縮機、シャフトに連結され、その出力空気は、離陸、ホバリング及び着陸ミッションポイントで推力増強装置に向けられ、巡航状態で減結合される、
[0034]  単一の圧縮機は、推進システムの２つ以上の位置において推力を発生させるために、熱交換器を介して燃焼器と、流体ネットワーク及び圧縮機ブリードバルブを介して推力増強装置との両方に空気を供給する。
【０００９】
[0035]  ライナー及びタービンは、セラミックマトリックス複合材料で構成される。
【００１０】
[0036]  流体ネットワークは、ブリードバルブと連通し、推進システムによって動力を与えられる航空機の姿勢制御を支援するために、複数の推力増強装置への流れを調整することができる。
【００１１】
[0037]  航空機若しくはホバークラフトを飛行させる方法は、
[0038]  いくつかの推力増強装置を供給するオープン圧縮機ブリードバルブを用いて最大の動力までガス発生器を加速させ、前記圧縮された空気を推力増強装置に、及び垂直ホバリング、離陸及び着陸の間、分配する制御バルブを閉じる、及び開くことによって航空機の姿勢のバランスを保つことと、
[0039]  航空機の姿勢のバランスを保ち、垂直に離陸、ホバー若しくは垂直に着陸するために使用される推力を発生させるために、動力流体として、推力増強装置へ前記熱交換器を出る残りのガス発生器コア流を供給することと、
[0040]  航空機、ホバークラフト、若しくはガス発生器を使用する任意の他の飛行装置の姿勢を制御するための制御バルブの圧縮機及び流体ネットワーク作用のブリード比率を用いて、前記ガス発生器の速度及び動力のバランスを保つことと、
[0041]  タービンからの高温排気ガス及び圧縮機ブリードからの圧縮された空気を供給される推力増強装置へのより多い若しくはより少ない流れを生じさせるために、ガス発生器を加速若しくは減速させることと、
[0042]  流体ネットワークと連通する推力増強装置への圧縮された空気の一部を供給若しくは遮るために圧縮機ブリードバルブを開ける、若しくは閉じることと、
[0043]  ロール、ヨー及びピッチを制御するために推力増強装置に圧縮された空気を分配する制御バルブを開ける、若しくは閉めることと、を含み得る。
【００１２】
[0044]  排出装置は、短時間の間の推力の増強のための１つ以上の燃料噴射ノズルを包含する。
【００１３】
[0045]  本願に開示される本発明の実施形態は、特にガス発生器として動作するマイクロタービン（マイクロジェットエンジンとしても既知である）に関する。典型的なジェットエンジンのように可能な限り最も早い速度までガス塊を加速させることによって推力を最大にしようとするのではなく、本発明の好ましい実施形態は、排出装置への加圧された、高温ガスのいくつかのストリームを生じさせ、飛行の全ての段階において使用される力を作り出す。本発明の一実施形態において、新しい再生サイクル及びそれのコンポーネントは、例えば、（ｉ）メインシャフト（main shaft）に機械的に、若しくはクラッチを介して連結され得る若しくはされない可能性がある新規のいくつかの段の圧縮機及び／若しくは新規の圧縮機、（ｉｉ）仕様を満たすための燃料要件を最小限にするために加熱された空気を利用する新規の燃焼システム、及び（ｉｉｉ）コンポーネントにおけるセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ：Ceramic Matrix Composites）の使用のような、性能を最大化するための新規材料等、本願に開示される。
【００１４】
[0046]  本発明の別の実施形態において、タービン段は、典型的なターボジェットの場合のように、大気圧の近くまで流れを膨張させることなく動力を引き出すように設計される。代わりに、流れは、ターボジェットノズルの入口の典型であるそれらの圧力よりも高い圧力まで膨張する。故に、タービン段の出口での圧力は、動力流体としてコアンダタイプの排出装置において使用するために、典型的なターボジェットの場合よりも高い−意図的にそのようである−。本発明の他の実施形態において、開示された技術は、タービン段に対するスロットルノズル、若しくは高温ガスを加速させるための推進ノズルのような、ある特定のコンポーネントを完全に除外することを可能にする。
【００１５】
[0047]  新規のガス発生器は、遠心分離機（圧縮機）及び軸流（圧縮機及びタービン）ターボ機械（axial (compressor and turbine) turbomachinery）の原理から設計される。熱力学サイクルは、再生タイプのものであり、圧縮機吐出空気がガス発生器の出口フランジの前の、タービン段からの排気領域に置かれた熱交換器を介して燃焼器に送られる状態にある。
【００１６】
[0048]  本発明の、ある実施形態において、いくつかの段の圧縮は、例えば、離陸及び着陸段階で、若しくは航空機をホバリングするときに、第１の圧縮機を係合させるためのクラッチを使用してシステムに入る空気に適用され得る。第１の圧縮機によって圧縮された空気は、排出装置に送られ得、及び／若しくは二次ノズルの吸入口に向けられることを含む、他の目的のために使用され、又は冷却、推力の増強、キャビンの加圧、或いは他の使途のために使用され得る。典型的なターボチャージャ圧縮機と同様に、第１の圧縮機は、ピーク運転で、好ましくは２．５若しくはそれより多い圧力比率を有し得る。バルブは、必要に応じて、二次圧縮機か、若しくはガス発生器の外側かのいずれかに圧縮された空気を向かわせるために、圧縮機吐出ボリュート上に存在し得る。
【００１７】
[0049]  第２の圧縮機は、それ自体の空気吸入量を使用し得る、若しくは第一段圧縮機からの空気の一部若しくは全部を吸い込み得る。この第二段圧縮機は、第一のものと同様に、少なくとも３だが、好ましくは５より上の圧力比率を採用し得る。故に、離陸、着陸若しくはホバリング時に、全体の圧力比率は、７．５：１を超え得る。
【００１８】
[0050]  一実施形態において、圧縮機は、軸流タービンに機械的に接続され、それらは、同じシャフト上で同じレートでスピンする。
【００１９】
[0051]  第２圧縮機からの圧縮された出口空気は、図６を参照してより詳細に説明される、適切な速度で絶縁導管を介してエンジンの後ろに送られ、排気ダクトの内側のガス発生器の出口に置かれる熱交換器に向けられる。このことは、熱交換器が２大気圧より大でガス発生器を出る高温ガス排気から熱を拾い、その熱を燃焼器に供給される空気に伝達する（言い換えれば、燃焼器に入る空気を予熱する）ため、増大した効率をもたらす。熱交換器自体は、重要な熱回収が起こることができるように、圧縮された空気の表面積及び滞留時間を増加させるために、渦巻き構造及びマニホルドを利用して、コンパクトであり得る。１０００°Ｆより高い温度は、燃焼前に取得されることができる。空気の加熱は、それがサイクルの燃料消費を低減し、故に燃料は、少なくとも３０％減少だけ燃えるため、有利である。
【００２０】
[0052]  さらに、タービンが冷却されないため、現在のＣＭＣ材料は、約２０００°Ｆ（金属の場合は１７５０°Ｆ）の温度がタービンに入ることを可能にする（タービン入口温度すなわちＴＥＴ）。従って、４の圧力比率（ＰＲ：Pressure Ratio）及び金属ノズル（最大ＴＥＴ１７５０°Ｆ）で、１ｌｂ／ｓの流れが存在する例において、燃焼器は、本発明が、熱回収がない状況と比較して利用された場合、１０００°Ｆから１７５０°Ｆに届くように再生されたＴＦＴに到達するために、おおよそ５９％の燃料を追加する必要があることとなる。さらに、２０００°Ｆ  ＴＥＴに耐えることができるＣＭＣ材料で製造されたタービンのような、より良い材料が使用される場合、燃料効率は、もう３５％さらに増加することができる。表１は、両方の場合において同じ焼成温度ＴＥＴに達するために必要とされる燃料対空気比率の比較を示す。表２は、熱交換器が１００ｌｂｆの推力システムに取り付けられる得る場合を例示する。
【００２１】
【表１】
2019504237.tif 000003
【００２２】
表１：左側には１７５０°Ｆでタービンを燃やすガス発生器の金属版があり、右側には２０００°Ｆまで燃えるＣＭＣ版がある。燃料の１／３より多くは、この方法で節約されることができる。
【００２３】
【表２】
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【００２４】
表２：左側には１７５０°Ｆでタービンを燃やすガス発生器の金属版があり、右側には１００ｌｂｆエンジンにフィットする熱交換器を用いてモデル化される、２０００°Ｆまで燃えるＣＭＦ版がある。
【００２５】
[0053]  ６０ｐｓｉａ（低圧）で運転し、１７５０°Ｆで燃える１ｌｂ／ｓの空気流ガス発生器の場合、飛行の１時間当たりの節約は、重要であることとなる。既存のガスタービンで使用されるとき、燃料消費量は、１ｌｂｆの推力当たり１時間ごとにおおよそ１．５ｌｂの燃料から、１ｌｂｆの推力当たり１時間ごとに約０．８７ｌｂの燃料に低下することができる。特にＣＭＣタービンの場合、同様の燃料節約は、１ｌｂｆの推力当たり１時間ごとに燃料の１ｌｂより下のレベルをもたらすことができる。これらの効率は、ビークルが、同じ有効荷重に対して、範囲及び持続時間においてより長く、若しくはより早く、若しくはそれら両方で飛行することを可能にすることとなる。低バイパスターボファンのような旧世代のジェット燃料動力ターボファンは、典型的なターボジェットよりも低いが、高バイパスターボファンよりも高い、１ｌｂｆの推力当たり１時間ごとに０．８ｌｂ燃料の同様のレベルの燃料燃焼を展開する。このことは、本発明が、より小型のガスタービン、典型的にはターボジェットが、排気ガスの再生及びより良い材料及び耐性の導入に関して、低バイパスターボファンと同様に実行することが可能であることを意味する。
【００２６】
[0054]  別の実施形態において、垂直離陸、ホバリング、垂直着陸、及びミッションによって要求される他の操縦のために使用される空気を供給する少なくとも１つのブリードポートが存在するという条件で、１つの圧縮機が採用され得る。ブリードポートはまた、燃焼器及びタービンによって使用される空気を提供することもできる。ブリードはまた、様々な理由で巡航飛行の間に延長され得る。最大１５％までのブリードが、大型航空機エンジンによく見られ、特別に設計された圧縮機は、その性能を低下させるにもかかわらず、ブリードを用いた操作性から恩恵を受け得る。飛行の限られた部分にのみ採用されるブリード、及びミッションの大部分の間閉じられたブリードバルブを用いて、圧縮機の性能は、無人ビークル並びに軽飛行機に許容可能であり得る。
【００２７】
[0055]  典型的に５０ｐｓｉａを超える圧力で及び１０００°Ｆを超えて、予熱された空気は、燃焼器に向けられる。本発明における燃焼器は、ボリュートを介して高温の、予熱された空気の流入のある、接線のタイプのものであり、それは、著しく増大した燃焼滞留時間を考慮して設計される。先行技術における現在の設計は、非常に短い滞留時間が起こることを可能にするのみであり、それは、燃焼器が詰め込まれる狭い空間と、短い滞留時間の組み合わせのために非常に頻繁に炎がタービンから出てくるという結果になる。燃焼の発熱反応の時間の量が制限され、及び燃焼プロセスの効率は、例えば、現在の大型ターボファン燃焼器上の典型的な９９．５％或いはそれより多い、よりはるかに少ない。燃料が生成物において完全には変換されていない状態で、従って、不完全燃焼の生成物がガスタービンを出る状態で、効率は著しく低い。このことは、現在のマイクロタービンで直面する低い効率への別の要因である。
【００２８】
[0056]  一方、本願に開示された本発明は、燃焼チャンバ自体の大容積、並びにその設計によって形成された、接線の及び渦巻く燃焼器パターン（tangential and swirling around the combustor pattern）のため、増大した滞留時間を介して燃焼のための非常に寛大な時間を可能にする。１０ミリ秒の滞留時間は、このような先行技術の小型エンジンにおいて典型的であるが、それは、完全な燃焼プロセスを確実するのに十分でない。２０ミリ秒を超える滞留時間は、燃焼器の軸の回りを再循環するトロイダル型（toroidal fashion）で燃焼プロセスを誘導する形状を介して可能である。このアプローチを用いて、いくつかの利点が達成される。
【００２９】
[0057]  燃料噴射は、それが局部的に自動点火を遅らせるのに十分にリッチ（rich）であり、速く動くように空気の共流（co-flow）をも採用する管を介して予蒸発された方法でなされる。（ブリード後の）圧縮機からの全空気の約２０％が、予混合／予蒸発管に通される。各管の終端では、燃料及び空気のリッチな混合物が、旋回流の助けなしに、共流配置で主燃焼トーラスに出現する。これらの燃料供給管は、燃料を蒸発させ、少量の空気と混合されたガス（燃料リッチ／空気混合物）としてオプション的に有利にそれを噴射するために長い混合丈（long mixing lengths）を提供する。
【００３０】
[0058]  出現する燃料及び空気の混合物はその後、燃焼器において形成された一般的なトロイダル再循環パターンに合流し、周方向に流れ場（flowfield）の投影（projection）を支援する。二次空気は、参照により本明細書に組み込まれる、Ｋａｌｂ他による文書（Ｂｒｕｎｃｋｎｅｒ−Ｋａｌｂ、Ｊ．、Ｋｒｏｓｓｅｒ、Ｍ．、Ｈｉｒｓｃｈ、Ｃ．、Ｓａｔｔｅｌｍａｙｅｒ、Ｔ．、Ｅｍｉｓｓｉｏｎ  ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ  ｏｆ  ａ  ｐｒｅｍｉｘｅｄ  Ｃｙｃｌｉｃ−Ｐｅｒｉｏｄｉｃａｌ−Ｍｉｘｉｎｇ  Ｃｏｍｂｕｓｔｏｒ  ｏｐｅｒａｔｅｄ  Ｗｉｔｈ  ｈｙｄｒｏｇｅｎ−ｎａｔｕｒａｌ  ｇａｓ  ｆｕｅｌ  ｍｉｘｔｕｒｅｓ、  Ｊｏｕｒｎａｌ  ｏｆ  Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ  ｆｏｒ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅｓ  ａｎｄ  Ｐｏｗｅｒ、Ｖｏｌ．１３２、Ｎｏ．２、０２１５０５ページ、２０１０）に説明されるのと同様の方法で、再循環を維持するために、及び、燃料及び空気のフレッシュな混合物の燃焼及び再点火のために要求される熱い空気を提供するために、（燃料を入れられた噴射器（fueled injectors）の間において）接線方向に、及び互い違いの位置（staggered locations）で入る。オリフィスは、本来は非円形が好ましく、主に燃焼器の主軸に対して斜めに出現するスロットであり、軸線方向及び円周方向の両方に互い違いであり、並びに段階分けされ（staged）得、２つの燃料ラインマニホルド、低い動力運転のために１つ、高い動力運転のために両方、を介して供給されるとき遮断されることを含む。復熱された、全金属非冷却タービンの全燃料対空気比が、０．０１０−０．０１５の範囲である（表１を参照、この場合は、０．０１１６）ため、予蒸発された管における燃料及び空気の混合物は、約０．０５−０．０７５であることができる（ジェット燃料についての化学量論的ＦＡＲが典型的に約０．０６８であるため、化学量論的に燃料リッチに近い）。（本発明のような）小型エンジンの低圧での自動点火は、約６０ｐｓｉａの圧力及び１０００°Ｆの予熱温度と仮定して、１５ミリ秒より多い範囲にある（Ｖａｓｕ、Ｓ．Ｓ．、Ｄａｖｉｄｓｏｎ、Ｄ．Ｆ．、及びＨａｎｓｏｎ、Ｒ．Ｋ．、「Ｊｅｔ  ｆｕｅｌ  ｉｇｎｉｔｉｏｎ  ｄｅｌａｙ  ｔｉｍｅｓ：Ｓｈｏｃｋ  ｔｕ
ｂｅ  ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ  ｏｖｅｒ  ｗｉｄｅ  ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ  ａｎｄ  ｓｕｒｒｏｇａｔｅ  ｍｏｄｅｌ  ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｓ」Ｃｏｍｂｕｓｔ．Ｆｌａｍｅ１５２、１２５−１４３（２００８）を参照）。７ミリ秒より少ない滞留時間は、これら予混合要素において達成可能であり、それらは、図２−４に示されているように、好ましい管若しくは非円形形状であることができる。これらの予混合管における燃料及び空気の混合は、任意の旋回運動を伴わず、純粋に一方向性であり、公称速度で１秒当たり少なくとも８０フィートの速度で燃焼チャンバの主反応領域の円周に対して接線方向に現れる。
【００３１】
[0059]  図２は、向かって後部の位置から見られる、ある実施形態の燃焼器３１１を示す。燃焼器３１１は、エンジンシャフト９０１の周囲を囲み、及び流体を受けるように構成される入口３０１を有する第１のトロイダルケーシング３０２を含む。第１のケーシング３０２は、入口３０１と流体連通する第１の内部チャンバ３０４を画定する。
【００３２】
[0060]  燃焼器３１１は、第２のトロイダルケーシング３０３をさらに含み、それは、セラミックマトリックス複合材料から成り得、第１の内部チャンバ３０４内に配置され、またシャフト９０１の周囲を囲む。第２のケーシング３０３は、第２の内部チャンバ３１５を画定する外壁３０６を有する。外壁３０６は、第１のチャンバ３０４及び第２のチャンバ３１５の間で流体連通を提供する、それを通して形成される複数のオリフィス（図３を参照してより詳細に説明される）を有する。ある実施形態において、オリフィスは、外壁３０６に対して斜角に方向付けられる。複数の燃料噴射器３１０は、オリフィスを通して燃料を第２のチャンバ３１５に噴射するように置かれる。ある実施形態において、噴射器は、第２のチャンバ３１５に伸びる。さらに、点火源３３５は、第２のチャンバ３１５内に置かれ得る。
【００３３】
[0061]  燃焼器３１１は、第２のチャンバ３１５と流体連通する少なくとも１つの経路３５０（図４）を画定する出口構造をさらに含む。経路３５０は、シャフト９０１に平行に方向付けられている。出口構造は、経路３５０を通って第２のチャンバ３１５内でシャフト９０１の軸の周りを流れる高温流体を推し進めるように構成される、外壁３０６に向かって収斂する内壁３０７（図４）を備える。以下により詳細に説明されることとなるように、入口３０１は、経路３５０を通して第２のチャンバ３１５によって放出された流体によって加熱される、熱交換器からの加熱された空気を受け取る。
【００３４】
[0062]  矢印３１１によって示される、第１のチャンバ３０４の中に流入する空気は、第２のケーシング３０３を冷却し、矢印３１２によって示される空気３１１の一部は、外壁３０６の周りに分布するいくつかの燃料及び空気混合器３０５を介して第２のチャンバ３１５に周方向の方法で導入される。第１のケーシング３０２は本質的に、圧力容器として機能し、圧縮機ケーシングの前に、及びタービンケースの後ろに機械的に取り付けられる。第２のチャンバ３１５への空気の流入および流れは、エンジンシャフト９０１と一致する、エンジンの主軸に対して周方向である。
【００３５】
[0063]  空気及び燃料流の反応混合物３１２は、様々な周方向ロケーションで第１のチャンバ３０４及び噴射器３１０から導入された空気及び燃料混合物のフレッシュな供給を用いて、周方向の方法で、第２のケーシング３０３をスクラブする。噴射器３１０はまた、それらを第１のチャンバ３０４の中に、及び第２のケーシング３０３の近くに埋めることによって燃料を予熱し得る。燃料は、熱を拾い、燃料及び空気混合器３０５に送られる前に、蒸発する。数十ミリ秒間、第２のチャンバ３１５内で燃焼した後、加速され完全に燃やされたガスは、所定の入射角で、ノズルを使用して若しくは使用せずに、第２のケーシング３０３からタービンに出る。
【００３６】
[0064]  図３は、混合器３０５へのフレッシュな予熱された空気の導入及び混合器３０５の構造の詳細な機構を描写する。スロット３２６は、シャフト９０１の垂直若しくは水平軸座標に対して角度を形成し、漏斗３２７による「すくい取り（scooping）」機能を介して空気を受け取り得る。第２のケーシング３０３の外側をスクラブする空気３１１は、漏斗３２７を介して予蒸発／混合スロット３２６へ、小さく、分割された量３３１で徐々に入れられる。漏斗３２７は、スロット３２６内に配置され、第２のチャンバ３１５に伸び得る。さらに、漏斗３２７は、第１のチャンバ３０４から第２のチャンバ３１５に向かって先細になり得る。スロット３２６は、燃料噴射面で始まる拡散セクションが噴射器３１０を介して送られる燃料の急速混合をサポートするように設計される。燃料は既に、予熱された空気中に浸漬されており、故にほぼ完全に予蒸発され、本質的に、空気との、燃料リッチな高温の混合物を形成するために燃料と急速に混合する、スロット３２６のスロートセクションでの複数のソース（sources）のうち単一のものから噴射されるガスのような反応を示す。
【００３７】
[0065]  スロット３２６は、第２のチャンバ３１５に供給される前に、燃料及び空気の滞留時間がその内側で混合するように設計される。滞留時間は概して、５ミリ秒或いはそれより少ない、より少なく、混合器３０５の内側の燃料の自動点火が起こらないことを可能にする。さらに、混合器３０５の内側の高速度は、これらの小さな通路において起こるためのフラッシュバックを防止する。空気が第２のチャンバ３１５に供給され、第１のチャンバ３０４の周りの周方向の流れに誘導されると、それは第１のチャンバを冷却しており、並びに熱を拾っており、空気に３６０度の終わりで完全に一巡りさせ、及び最初の漏斗よりも熱い最後の漏斗３２７への最終受け入れ（final admittance）をさせる。
【００３８】
[0066]  漏斗３２７は、第２のチャンバ３１５への供給の均一性及び第２のチャンバ内の温度均一性を確実にすることに応じて微調整及び調整され得る。しかしながら、外周の混合器３０５の各々に供給される燃料流量は、一定ではなく、均一性及び円滑な運用を確実にするためにわずかに変化する。各混合器３０５から第２のチャンバ３１５に入れられた空気及び燃料のフレッシュな混合物の点火機構は、前に直接隣接した混合器の高温生成物を介する。このように、一旦、グロープラグのような、格納可能、若しくは取り外し可能な点火源３３５を介して点火されると、システムは、極めて低い火炎温度、２０００°Ｆと同じように低い若しくはそれより低い、にまで下がる反応において安定する。
【００３９】
[0067]  燃焼チャンバに供給された空気は、混合及び予蒸発混合器３０５に供給される燃焼用空気３３１、及び第１のチャンバ３０４における流れを介して第２ケーシング３０３のスクラビング及び冷却に主に分けられる。故に、全燃焼空気は、燃焼器３１１に供給される全空気の約６０〜７０％である一方、残りの部分は、第２のケーシング３０３の収斂セクションに導入され、ここで反応流は、軸方向に向けられ、タービンに向かう。この希釈空気の導入は、タービンへの流入前に、及び重要な残存周方向にもかかわらず、タービンの回転段に主に軸方向にガスを導くのを助けるために、ガスを冷却する。
【００４０】
[0068]  フレッシュでリッチな混合物の点火は、主燃焼トーラスの周りを伝搬し、それは、さらなる空気、ブリード後の圧縮機吐出（compressor discharge post-bleed）の約６０％、が、トーラスの内側の反応流と概ね同じ周方向である角度で、トーラスの内壁及び外壁を通して噴射される場合、壁のための保護膜を形成し、壁の低減されたスクラブを提供する。トーラスの内側は、均一な、反応流であり、非常に低い温度で安定することができ、それはまさに、リーンブローアウトポイントの回避とターンダウンに必要とされるものである。さらに、熱交換器からの、燃焼器に送られる予熱された空気の高い温度は、火炎が燃え続けるのに十分高温であり、一方で材料を負荷に耐えさせるのに十分低温でもある。外部熱伝達率は、低温側の第２のケーシング３０３の壁を冷却する空気が熱を拾っており、それを第２のケーシング３０３の出口近くに位置する希釈孔に運んでいるように、スペーサによって維持される、燃焼器の第２のケーシング３０３と第１のケーシング３０２との間の小さな隙間を維持することによって確実にされる。第２のケーシング３０３が金属である場合、フィルム冷却は有利であり得るが、第２のケーシング３０３がＣＭＣでできている場合、外部冷却は、大幅に低減され得る。ＣＭＣは特に非常に強力な材料であり、単一形状の第２のケーシング３０３は、少なくとも１５０００サイクルの間、これらの条件で存続することができることとなる。
【００４１】
[0069]  予混合管の中の予蒸発された燃料の使用は、プロパンのような気体燃料の使用を事実上模倣し、それは、代替オプションとして、エンジンを始動するために使用され得る。点火は、プロパン燃焼プロセスが安定し、エンジンがアイドルであり、もはやスタータモータによって支援されなくなるまで、スパークプラグ若しくはパイロット火炎によって支援される。ポータブルプロパンボトルが利用可能であり、制御論理が、熱交換器及びエンジンの点火及び熱安定後にプロパン（若しくは他の適切なガス）を置換するために実装される。気体燃料で数分運転した後、一旦サイクルが熱を回収し、許容可能なレベルまで燃焼入口空気を予熱すると、気体燃料は、ジェット、ディーゼル等のような液体燃料によって徐々に置き換えられる。運転は、気体燃料が液体燃料によって完全に置換されるまで続き、気体燃料源は、エンジンから取り外されることができる。同様に、シャットダウンの際、液体燃料の任意の残留物は、高温のために燃料噴射管において酸化されることができる。
【００４２】
[0070]  燃料ターンダウンは、エンジンを制御するために、奇数の噴射器に各々動力を供給している２つの異なるサイズのマニホルドを介して達成されることができる。例えば、気体燃料がプロパン単体上での点火のために１つのマニホルドに噴射され、３つの噴射器に動力を供給する状態で、第２のマニホルドは、ソレノイドの開口部を介して液体燃料を噴射することを開始し、一方プロパン供給は、ゼロに低減される。この段階におけるエンジンへの熱付加は、気体燃料が完全に置換されるまで、気体燃料の低減と液体燃料の増加とのバランスを保ちながら、一定の値に従う。その時点で、エンジンはアイドルである。同じ液体燃料巡回が加速のために増加し、第２の遷移が、燃料流量を低減する一次液体燃料巡回と共に起こり、一方二次液体燃料マニホルドのソレノイドバルブは、加速曲線を補う燃料を供給し始める。アイドルポイント（低出力）より上及び最大出力（離陸、ホバリング及び着陸）で、両方の液体燃料マニホルドが、常に液体燃料を燃焼器に供給し、それらのうちの１つは、ミッションによって必要に応じて段階を下げる（stage down）ために使用される。両方の巡回への流量を低減させる付加の運転もまた、可能である。復熱装置は、安定化された運転を提供するのに十分である、一定の、高温供給を燃焼器入口に提供し、リーンブローアウトの回避を含む、燃焼操作性の問題を被らない。このタイプの火炎の安定化は、当該技術分野で既知であり、ターンダウンは、システムの高い熱慣性（high thermal inertia）（運転を通した高い復熱された燃焼入口温度、トロイダルライナーの内側の燃焼プロセスの高度に均一な温度反応ゾーン、全面的に安定化運転に貢献するライナーの高温壁）のため、かなりの低いレベルまで達成されることができる。
【００４３】
[0071]  図１３において、入口３０１からの空気の流入及び燃料蒸気との混合は、混合器３０５において行われる。燃料と空気のフレッシュな混合物は、第２のチャンバ３１５へ斜めに噴射され、シャフト９０１の周りの周方向の全体的な反応流を駆動し、それはガス発生器の主軸でもあり、フレッシュな空気及び燃料混合物９０３を常に供給される。第１のチャンバ３０４の空気の一部は、全燃焼空気が燃焼プロセスに入れられるまで反応ゾーンに導入される。滞留時間は、燃焼ゾーンの容積のために増加し、燃焼プロセスの安定性は、前の隣接する混合器３０５からの高温ガスにさらされたフレッシュな混合物９０３の点火によって確実にされる。第１のケーシング３０２は、予熱された空気の高い速度がライナーを冷却するために維持されるように設計される。混合器３０５はまた、混合器の後ろに低再循環ゾーンを維持し、より低い圧力低下を提供するための整形板を含む。
【００４４】
[0072]  図１４に例示されているように、第２のケーシング３０３は、第１のケーシング３０２の内側に位置し、燃料噴射器３１０は、燃料が熱を拾っており、それが予蒸発混合器３０５に入る時までに殆ど予蒸発されるように、第２のケーシング３０３及び第１のケーシング３０２によって形成されたスリーブの内部に浸漬される。第２のケーシング３０３は、その小さいサイズのため、第１のケーシング３０２の最終溶接が第２のケーシング３０３を内部に閉じ込めることを実行される前に、第１のケーシング３０２の内部に設置されることができる。さらに、第２のケーシング３０３は、ＣＭＣで製造され得る。
【００４５】
[0073]  図５は、巡航位置における推力増強装置５００を含む推進装置の一実施形態を例示する。方法は当技術分野において知られており、推力増強装置５００は、ガス発生器の長さを通る軸に垂直な軸の周りを少なくとも１００度回転することができる。推進装置は、圧縮機シュラウド８０１、シャフト８０６、及びボリュート８０３における空気を吐出し、コンパクト熱交換器８３０に向かって、導管８２０を介して、流れを向かわせる圧縮機ロータ８０２で構成されている。コンパクトな、渦巻き状に巻かれたタイプのものであり得る、熱交換器８３０は、入口８２５から圧縮機吐出空気を受け取り予熱し、予熱された空気を熱交換器出口８１２に導く。予熱された空気は次に、空気が、燃焼器の主軸の周りの円周方向の流れに向けられる、燃焼器入口３０１にさらに導かれる。空気は次に、マニホルド８１０から供給される燃料と、混合器３０５を介して円周の周りの接線方向に供給される空気及び燃料のフレッシュな混合物を用いて、第２のケーシング３０３内で燃焼される。
【００４６】
[0074]  システムは、第一段ノズル８１１を包含し得る、若しくは含まない可能性がある。一実施形態において、ノズルは除外され、収斂経路は、速度のいくらかの残留周方向コンポーネントを運ぶガスをタービンロータ８１２に向けて導く。より低い圧力への膨張の後、タービンの出口での排気ガスは、圧縮機吐出空気を予熱するために、コンパクトな熱交換器８３０にわたって、導管８１４に向かって高温ガス流として導かれる。導き回転する導管（guiding, swiveling conduit）８１４は、装置５００のプレナム５０１への圧力にさらされながらガスを導き、ここで排気ガスは、航空機の方向５０９に推力増強を発生させるための動力流体として使用される。推力ベアリング及びそれらの補助システムが、８０５で表される。
【００４７】
[0075]  図６は、代替の実施形態に従う推進システム１０００を例示する。システムは、多段の圧縮機を包含し、第１の圧縮機１００１は、離陸及び飛行の様々な段階で推力増強排出装置に空気を供給し得るが、残りのミッションの間、メインシャフトからクラッチを介して切断され得る。第２の圧縮機１００２は、空気を圧縮し、次にそれを、導管１００９内の排気エリアに位置し、タービン１０３０及び少なくとも１つの推力増強排出装置１１００の中間に介在する熱交換器１０５０に、導管１００５及びフランジ１００６を介して向かわせる。ある実施形態において、タービンは、セラミックマトリックス複合材料から製造される。熱交換器１０５０は、圧縮機１００２によって吐出され、熱交換器に導管１００５によって供給される空気の温度を上昇させるために、燃焼器１０２０によって提供され、タービン１０３０から出る流体の排気熱を使用する。
【００４８】
[0076]  加熱された空気は次に、フランジ１００７及び導管１００８を介して熱交換器１０５０及び導管１００９から燃焼器１０２０へ出る。ある実施形態において、熱交換器は、らせんタイプである。さらに別の実施形態において、巡航状態で、排気ガスは、２７ｐｓｉ及び１４００°Ｆでタービン１０３０を出て、導管１００５によって供給される、より冷たい圧縮機、吐出空気に熱を伝達した後、２５ｐｓｉ及び８００°Ｆに低下する。この実施形態において、熱交換器１０５０は、フランジ１００７及び導管１００８を介して燃焼器１０２０に予熱された空気を送り、次に熱交換器１０５０に導管１００５によって供給される、６０ｐｓｉ、４００°Ｆでの圧縮機吐出空気流の温度を、少なくとも５００°Ｆ及び５８ｐｓｉの圧力まで、上昇させる。このようにして、燃料消費は、熱交換器のタイプと性能に依存して、７％より多い、場合により２０％を超えて低減される（以下の表３を参照）。
【００４９】
【表３】
2019504237.tif 000005
【００５０】
[0077]  表３：様々なタイプの熱交換器及び１時間巡航状態飛行で、図６の配置を採用する７５ｌｂｆクラスの推進システムの例。延長された飛行時間の場合、熱交換器１０５０の追加の負荷（weight）は故に、追加の負荷の負の効果が燃料節約における利益と運転のコストとによってバランスが保たれているため、正当化される。
【００５１】
[0078]  本発明の一実施形態において、タービンに高温ガスを導くために、ノズルは使用されない。別の実施形態において、ノズルは、ガスの最小の方向転換のために利用され得る。このことは、旋回翼を使用する予混合器を持つ燃焼器において起こる、調整されていない軸方向再循環プロセス（軸方向の攪拌、入れ子式再循環（stirring, nested recirculations in the axial direction））のため、ガスが概して、第一段タービンに向けられ、大いに加速させる必要がある、殆どの従来型のガスタービンシステムとは特に異なる。
【００５２】
[0079]  本発明のさらに別の実施形態において、旋回翼の使用は、火炎の安定化若しくは混合のいずれかのために、燃焼器から完全に除外される。
【００５３】
[0080]  本発明のさらに別の実施形態において、燃焼チャンバは、今日利用されている航空慣行とは異なる、はるかにより長い滞留時間を提供し、例えば発電のために利用されるガスタービンフレーム燃焼器により密接に類似している。大容量燃焼器が航空用途において使用されることを概して除外するものは、小型で経済的なこと（compactness）及び重量制限の必要性である。航空用途における滞留時間は、高速及び短い長さの要件のため、発電フレームからのそれらのものより１桁近く短い。ある実施形態において、軸方向に方向転換する前の周方向モードでの反応流の流れは、著しく容積を増加させることができることにオプション的に有利であり、故に高い効率及び反応の完全性を可能にする。
【００５４】
[0081]  さらに、（１つ若しくは複数の）第一段のノズルベーンの欠如は、熱伝達要件を低減させながらも、タービンの回転段に斜めに導入及び加速に有利な形状をなお維持しながら、負荷を除外する。
【００５５】
[0082]  本願に開示されるサイクル及びエンジンは、コアンダ増強排出装置と特にペアになることができる。タービンから出でくる排気ガス及び圧縮機ブリード空気は、特殊排出装置への動力流体として供給されるため、性能を最大にし、燃料燃焼を最小にするために、排出装置それ自身で動力流体の流れを塞ぐことが望まれ得る。他の出願とは大いに異なる、開示されたサイクルは、タービンへの通路をほぼ塞ぐが、その寸前で止め、代わりに排気推力増強排出装置での流れを塞ぐ。
【００５６】
[0083]  タービンは、説明されたように高温ガスを受け取り、当該技術分野で既知のメカニズムを介して圧縮機に動力を供給するために必要とされる動力を引き出す。タービン流出物から、ガスは、コンパクトな熱交換器に出て、ここで高温ガスは、燃焼器へ向かう途中で圧縮機吐出空気を予熱しながら冷却される。
【００５７】
[0084]  熱交換器は、熱伝達を最大にし、運転サイクルに耐えるために、様々な形状のものであり得る。一実施形態において、空気吐出は、熱回収を最大にし、圧力低下を最小にするために、らせん要素を介して排気パイプを通過する。ある好ましい実施形態において、熱交換器は、サイクル及び用途に応じて、圧縮機吐出温度を、例えば４００°Ｆから６００°Ｆまで、好ましくは１０００°Ｆまで上昇させるために、熱を回収する。次に、燃料燃焼がそれに応じて減るにつれて、サイクルの効率は、増加する。推進システムのアーキテクチャは、熱回収が、エンジンにおいて高度に統合される、コンパクトな熱交換器及び固有の燃焼チャンバを介して実現されることを可能にする。
【００５８】
[0085]  従来型のターボジェット若しくはターボファンの場合のように、ノズルへ加速されるのではなく、現在熱交換器における入口セクションと比較してより低い圧力及び温度であるが、まだ周囲の圧力及び温度よりそれぞれ高い値である、熱交換器からの結果として生じた流れが、チョーキング状態で、若しくはそれに近い状態で、排出装置の一次ノズルへ送られ、加速される。一実施形態では、コアンダ排出装置は、排出装置の一次ノズルがタービン流出への導管を介して接続されるため、ミッションのあらゆる点で周囲の入ってくる空気の同伴によって推力を提供するために、タービンから出てくるガスを使用する。排出装置は、垂直離陸、着陸及びホバリング、並びに水平飛行推進を可能にするために回転し得る若しくは回転しない可能性がある。
【００５９】
[0086]  図７は、コアンダノズル推進システム燃焼器増強装置を例示する。燃焼器ライナートロイダル構造の出口において、小さな開口部は、タービンに向かって軸方向への流れを加速させる、収斂した、環状経路に変わる。トーラスの内側の周方向流れの高い回転の特性のため、軸方向への流れを整流することは、完全には達成されず、望ましくない。適切な形状では、流れを加速させ、それを回転する軸流タービンに導くためのノズルの必要性がなくなる。（第一段ノズルとしても既知である）タービンノズルは、除外される。希釈孔の遅れた噴射（late injection）によってさらに促進される、反応流の残留運動は、適切な角度でタービン動翼への流れを導くのに十分である。この実施形態は、燃焼器の出口及びタービンへの入口で流れを塞がず、むしろ流れを塞ぐことは、本明細書に説明されるようにガス発生器の出口（コアンダタイプの特殊排出装置の位置）において起きる。この実施形態において、タービンから流出する高温排気は、それが、元のターボジェットのベースライン推力と比べて、２５−７５％だけストリームの推力を増強する及び空気を同伴するための排出装置のための動力流体として使用されることができるように、高い圧力及び温度をまだ有する。
【００６０】
[0087]  タービン自体は、ＣＭＣ若しくは金属ベースの材料から製造され得る。冷却は、採用され得る、若しくは採用されない可能性がある。一実施形態において、ＣＭＣ製のタービンブレードは、冷却の必要なしに２０００°Ｆの入口温度（焼成温度）に耐えることができ、離陸及びホバリングの状態で４から２バール（６０から３０ｐｓｉａ）の圧力の間で圧縮機を駆動するために必要とされる作業を引き出すことができる。その運転状態では、圧縮機は、前方の排出装置への流れ（flow to forward ejectors）の大体２０％をブリードし、残りの８０％は、圧縮機を通して流れ、熱交換器を使用して圧縮機吐出からの排気ガスによって１０００°Ｆに予熱される。燃焼器は、ＣＭＣライナーの内側で２２００°Ｆで燃焼し、高温ストリームは、２０００°Ｆ  ＴＥＴに希釈される。本明細書に説明されるガスタービンは、例えば、５ｌｂ／ｓの空気を使用して離陸時に５００ｌｂｆ、その２５％をブリードし、離陸時に３０％、巡航状態で３０％台後半の効率で生じさせることができる。離陸条件はまた、直接コアンダノズルの中心に燃料を噴射することによって推力をさらに増強させるために使用され得、それによって疑似ラム効果を介した短いバーストのため、より低い効率で極めて大量の推力を発生させ、ブリードが圧縮機上で閉じられ、効率がおおよそ４０％に増加するとき、巡航状態への遷移によって後続される。この実施形態において、疑似ラム効果は、少なくとも１０：１のエントレインメント（entrainment）比率の大量の空気を取り込むために使用され得る、コアンダ排出装置の前面において作り出されるバキュームによって発生させられる。同時に、コアンダ排出装置同伴空気及びその壁面ジェットは、その中央に噴射された燃料の噴霧化を助け、ディフューザセクション内の燃料及び空気を自己点火する（autoignite）ことができ、プロセスにおいてさらなる推力を発生させる。ディフューザの内側の燃料及び空気の混合物の点火は、口火若しくはスパークプラグによって達成され、ここで、火炎安定化がコアンダディフューザのより低い速度のエリアにおけるディフューザの壁から離れている（図５を参照）。
【００６１】
[0088]  図７において、コアンダ排出装置５００のプレナム５０１は、排出装置への動力空気として周囲の圧力より高い圧力で排気ガス若しくは圧縮機ブリードからの圧縮された空気であることができる加圧流体を導入し、推力５０８をもたらす流れパターンを形成する。燃料噴射器５０２は、コアンダ排出装置５００の前、入口から離れているが、コアンダ排出装置の運転による影響を受ける低圧エリアに置かれる。噴射器５０２は、噴霧若しくは燃料ジェット５０６の形状でコアンダ排出装置５００の主軸に沿って液体（若しくは気体）燃料を噴霧／噴射する。パイロット火炎若しくはトーチ若しくは火花点火器が混合物を点火し、火炎５０７は、下流に伝搬し、排出装置５００によって吸引されるが、ディフューザの壁５０３から離れてそれ自体を安定化させ、それは、超高速壁ジェット５０４を介して火炎との直接接触から保護される。中央における局部的な軸流速度が燃料噴射の方向における乱流火炎伝搬速度と等しいため、火炎前面は安定し、より多くの推力５０９を発生させる熱をリリースする。プレナム５０１における流体がガスタービンからの高温の加圧された排気である場合、燃料及び排気ガスは、適切に噴霧器を方向付けることによって、ガスとの接触で自己点火され得る。運転は、短い持続時間、例えばＶＴＯＬ若しくはＳＴＯＬ、ホバリング若しくは緊急事態等の間に実行されるように意図される。
【００６２】
[0089]  総重量１０００ｌｂより少ない小型航空ビークルにおいて採用される従来型のジェットエンジンは一般に、Ｗｉｌｌｉａｍｓ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ（米国特許第４，５９８，５４４号公報）によって採用されるもの、若しくはＪｅｔｃａｔ若しくはＪｅｔｂｅｅｔｌｅのような趣味の卸売業者によって製造されるもののような、非常に低いバイパス比を持つジェット若しくはターボジェットである。図８は、本発明の、ある実施形態と比較してＪｅｔｃａｔモデルとサイズが類似しているターボジェットエンジンのモデル化の結果を描写する。
【００６３】
[0090]  図８において、ターボジェットは、３００Ｎ若しくは６７ｌｂｆの推力を生じさせるために、３０．９ｇ／（ｓ−ｋＮ）若しくは１．０９ｌｂ燃料／ｌｂｆ−ｈの特定の燃料消費量を有する。本発明は、熱を回収し、少なくとも２５％だけ燃料の消費を減らすために、ジェットエンジンにおいて熱再生ユニットを実装し、従って推力比燃料消費量が適切に１．０９＊７５％若しくは０．８１７５ｌｂ燃料／ｌｂｆ−ｈｒまで低下することができる。平均で３００Ｎの推力要件を持つ、無人航空ビークルの２時間のミッションの場合、大体１１０ｌｂの燃料（すなわち約１８ガロン）を使用することができる一方、従来型のターボジェットは、同じミッションのために１４６ｌｂの燃料（すなわち２５ガロン）を要求することとなる。このことは、従来型のターボジェットの場合１ガロン当たり１６マイルに対して、本発明の場合、１ガロンの燃料当たり２２マイルの節約をもたらすこととなる。
【００６４】
[0091]  熱交換器の実装は、サイクルへの推力増強排出装置の導入によってさらに改善されることができる。
【００６５】
[0092]  図９は、従来型のターボジェットを例示する。本発明の１つ以上の実施形態は、多くの点で図９に示されるターボジェットとは異なる。第１に、圧縮機は、本願内で説明される２：１の推力増強排出装置を供給するために大体２５％まで、離陸、ホバリング、及び着陸でブリードされる。ブリードバルブは、マークされたハンドリングブリードであり、ミッションに従って、巡航状態で閉じられ、ホバリング及び着陸時に再び開かれることができる。
【００６６】
[0093]  第２に、セクション３における圧縮機吐出空気は、タービンセクション６を通過する排気セクション内に位置する熱交換器を通して送られる。ユニットは、熱再生ユニットと呼ばれ、排気ガスが燃焼器へのそれの供給の前に燃焼空気を加熱することを可能にする。
【００６７】
[0094]  第３に、セクション３からセクション３１への流れは、熱交換器の導入が排気熱の一部を回収することを可能にするように修正される。
【００６８】
[0095]  第４に、燃焼器は、熱交換器のために、元のターボジェットと比較して、より小さい温度差のために熱を加える。燃焼器入口温度と燃焼器からの出口の間の温度における増加は、燃焼器は概して、４００°Ｆ若しくは４７５Ｋであり、サイクルによって必要とされる燃料の２５％の低減をもたらし、タービンへの同じ入口温度を維持する（表１及び２を参照）。
【００６９】
[0096]  第５に、燃焼器出口セクションは、ガスのいくらかの残留周方向運動を運び、ガスを加速させるために必ずしも従来型の第一段ノズルを採用するわけではない。むしろ、収斂セクションは、タービンロータ段に排気ガスを導入することができる。
【００７０】
[0097]  第６に、タービンは、それが、大気圧より高く、好ましくは周囲の状態と比べて１．１の圧力比率を上回るまで排気ガスを膨張させるように設計される；（図８と比較して）図１０は、膨張プロセスが１．５：１と２：１の圧力比率との間のどこかで終わることを示す。周囲の圧力と比較して、このことは、図１１に現される熱再生器の熱交換器性能を高め、セクション８の出口に排出装置を使用するための余地を与える。
【００７１】
[0098]  第７に、好ましくはコイルタイプ、若しくは向流タイプのものである、熱交換器は、セクション５と６との間で排熱温度を低下させながら、熱を回収し、フレッシュな燃焼空気ストリームにその一部を伝達する。図１１、本発明の一実施形態、は、タービンの後のセクション１１０５から提供される熱い側のガスの排気ガス温度が、熱交換器の前、要素１１０６で１４００°Ｆ及び２６．５ｐｓｉであり、及び図１１の要素１１０７で熱交換器の後９４４°Ｆ及び１７ｐｓｉであることを示す。熱交換器１１１１は、圧縮機吐出プレナム１１０８から供給され、４２６°Ｆ及び６０ｐｓｉで導管１１０５を介して供給される圧縮機吐出流の温度を上昇させる。熱交換器が起きた後、フレッシュな、復熱された圧縮機吐出空気は、上記のセクションに説明された燃焼器に導入される前に、５３．５ｐｓｉで８５６°Ｆに達する。図２−３及び上記の文章に説明された燃焼器において、温度は、例えば、流れをタービンに導入する前におおよそ２０００°Ｆに高められている。５２ｐｓｉ及び２０００°Ｆから２７ｐｓｉ及び１４００°Ｆにタービンによって引き出された動力（図１１のプレナム１１０７）は、ターボ機械コンポーネントについて当該技術分野において既知のそれぞれの効率と組み合わされて、圧縮機動力入力の必要性のバランスを保つ。４３０°Ｆに到達する熱交換器を出るフレッシュな空気の温度における上昇が、この熱力学サイクルにおいて使用される燃料の多量の節約をもたらすこととなる。熱交換器を出る他のストリームもまた、例えば１５００°Ｆ（１０９０Ｋ）の代わりに９４４°Ｆ（７８０Ｋ）等の、ターボジェットサイクルの元の値よりはるかに低い温度で排除される（rejected）ため、損失を低減することに寄与する。
【００７２】
[0099]  第８に、上記の同じサンプル計算に続いて、熱交換器からの排気ストリームは、１７ｐｓｉ及び９４４°Ｆで熱交換器を出て、次に図９のセクション８に示されている単純なノズル（simple nozzle）に向けられないが、代わりに特別に設計された排出装置に向けられ、ここで、前記排気ストリームは、動力空気として使用される。試験データは、軸対称の排出装置の場合、＜１．２５の圧力比率に対して＞１．２５の増強比率、及び＜１．５の圧力比率に対してフラットな排出装置について２を超える増強比率を示す。故に、上述の条件から予想される推力増強は、本発明の場合、及び非常に小さい圧力比率のために必要とされる場合、１．２５と２．０との間である。
【００７３】
[00100]  第９に、推力増強は、６７＊１．２５＝８４ｌｂｆと６７＊２＝１３４ｌｂｆとの間で生み出すことができる。比較すると、必要とされる同じレベルの推力を達成するための流量の減少は、ＴＥＴを含むサイクル条件に合致するために同じ燃料対空気比率及び、同じ推力の要求に対して０．４５４ｋｇ／ｓ（１ｌｂ／ｓ）＊０．８０（すなわち、２０％少ない流量）であることとなる。
【００７４】
[00101]  図１０は、再生式熱交換器及び排出装置を用いて修正されたときの熱力学サイクルを例示する。熱再生は、タービン排気ストリームから熱を伝達し、燃焼器によって要求される熱付加の量を低減する。燃焼熱付加エボリューションは、３’−４となる。タービン膨張プロセスもまた、４’−６’エボリューションに変化し、圧縮機を動作させるのに十分な動力を提供する。熱交換器は、一種の等エントロピープロセスで点８’へのエボリューションを決定し、排出装置の一次ノズルにおいて、等エントロピーの方法で排出装置によって後続される、エボリューション８’−ｓ８’。エボリューションの終わりに、圧力がｓ８’に下がったとき、混合プロセスは、周囲空気である二次流体から始める、エボリューションｓ８’−混合。‘混合（mix）’と呼ばれる点は、周囲よりもわずかに高い圧力であり、最終的なエボリューションは、周囲の出口静圧への流れのほぼ等エントロピー膨張にある。
【００７５】
[00102]  排出装置技術の導入と組み合わせられた再生サイクル及び流量における低減を含む、本願に開示された本発明の様々な実施形態は、２５％より大きい燃料節約、及びより小さい回転コアを発生させることができる。このように、航空ビークルは、大きなファン若しくは他の可動部品の使用なしに、ターボジェットと比べて、１ガロン当たり２５％より多いマイル以上を達成し得る。燃料消費量は、１ポンド力及び１時間当たり０．７ｌｂより少ない燃料にまで、本発明に従って下げられることができ、本発明に開示されたシステムによって動力を与えられる航空ビークルが、９０ｌｂより少ない燃料で４００マイル（すなわち大体２７ｍｐｇ）を周遊することを可能にする。
【００７６】
[00103]  図１１は、タービンからプレナム１１０７への排気であって、１４００°Ｆ及び２６．５ｐｓｉで導管１１０３を通って熱交換器に流れ、９４４°Ｆ及び１７ｐｓｉで熱交換器１１１１から導管１１０４を通って出る、タービンからプレナム１１０７への排気と；４２６°Ｆ及び６０ｐｓｉでの圧縮機からのフレッシュな圧縮された空気が、プレナム１１０８で供給され、導管１１０５を通って熱交換器１１１１に流れ、８５６°Ｆ及び５３．５ｐｓｉで導管１１０６を介して燃焼器に出る；要素１１０１によって表されるような、システムに恒久的に接続された排出装置の動力流体ノズル（一次ノズル）と、を含む、熱交換器ストリームの例を例示する。図１１の導管供給要素１１０１は、図７の要素５０１である。
【００７７】
[00104]  本発明の一実施形態におけるオプション的に有利な要素は、ブリードバルブを採用する圧縮機の使用である。運転中のブリードバルブの開放は、圧力の低下をもたらし、失速ラインから離れて、作業ラインを下げる。圧力が低下する間、圧縮機はまだ加速されることができ、流れは、より低い効率であるにもかかわらず増加することができる。ブリード流が非推進的理由（キャビン加圧、機外ブリード等）のために使用される場合、動力が消費された、圧縮された空気が、推力を発生することに寄与しないため、特定の燃料消費量が増加する。しかしながら、ブリード流が、サイクルの終わりでノズルを通した膨張を介して同じ流れを用いた他の方法で取得される推力の１．５−２．５倍で推力増強のために使用される場合、ブリードは、推力に、特に、垂直離陸及び着陸の用途において要求される垂直推力に大いに寄与することができる。本発明は、システムがフレキシブルであり、飛行の様々な段階で圧縮機ブリード動力式推力増強排出装置と係合することを可能にする。意図が、推力増強排出装置に動力を供給するために、垂直離陸及び着陸時、並びにホバリング時にブリードバルブを全開にして操作することである場合、燃料消費量は、それに応じて増加し得る。しかしながら、殆どの用途では、このことは、ミッションのごく一部であり得るため、これらの操作を可能にするためのバルブの開放は、許容可能であり、排出装置を供給するブリードバルブは、巡航条件で閉じられる、若しくは最小限にされ得る。
【００７８】
[00105]  趣味の用途において使用される小型のターボジェット、すなわち、３００ｌｂｆより少ない推力、のような単純な圧縮機上で開放ブリードバルブを用いる運転は、ＴＥＴが材料性能のため制限され、より少ない空気がブリーディングの場合に燃焼器に供給されるため、ＴＥＴに影響を与えている。しかしながら、システムのメンテナンス間隔に大きな影響を与えることなく、公称値と比較して上回る温度で、限られた時間の間タービンを運転することが可能である。さらに、材料科学における最近の進歩、並びに燃焼器ライナー及びタービンノズル及びロータへのＣＭＣの導入は、タービンの寿命に大きな影響を与えることなく、類似の金属タービンに対してタービン入口温度数百度を超える可能性を考慮に入れる。
【００７９】
[00106]  システムの全体的な性能は、推力増強排出装置の効率にも依存する。単に圧縮機ストリームを徐々に減らすことは、排出装置の代わりに単純なノズルを使用することが２−３倍のエンタイトルメント（entitlement）を達成することができることを実証している。一実施形態において、システムは、最大速度で１ｌｂ／秒の空気流、４：１の圧力比率、システムの前面における「冷温」排出装置（“cold” ejectors）に動力を供給する１０％の圧縮機ブリードおよび（「高温」排出装置（“hot” ejector）としても既知の）排気装置に供給される９０％の高温ガスのためにサイズ化される（sized）。冷温排出装置は、１１ｌｂｆの推力（すなわち、１１０ｌｂｆ／ｌｂ／s）を生じさせ、高温流の残りの９０％は、１００ｌｂｆ／ｌｂ／ｓを生じさせ、９０ｌｂｆの推力をもたらす。（本明細書で開示されたような）推力増強排出装置における燃料噴射に起因する追加の推力ブーストは、冷温排出装置について２０ｌｂｆ、高温排出装置について１５０ｌｂｆまで増加する、ブーストされた推力をもたらす。従来型の趣味のターボジェットは、５０ｌｂｆの推力だけを生じ、従って燃料噴射なしで、説明された排出装置は、同じ量の消費された燃料について推力を倍にするより多い、（１１＋９０）＝１０１ｌｂｆだけ推力を増強させることができる。結果は、元の製品と比較して５０％より多い燃料燃焼節約（fuel burn savings）である。推力増強排出装置における追加の燃料噴射は、燃料効率を低減し、逆に、離陸若しくはホバリング若しくは着陸のような、ミッションの短い持続時間の間、燃料消費を増加させる。しかしながら、推力増強は、元の５０ｌｂｆに対して１７０ｌｂｆになり、それは、垂直離陸、ホバリング若しくは着陸、又は短距離離着陸（ＳＴＯＬ：Short Take-Off and Landing）を支援するために垂直に向けられることもできる。
【００８０】
[00107]  装置は、周囲への他の単純な膨張の１．２５−２．０倍の間で推力を増強する。図１２は、１９７９年９月に出版されたＶｏｕｇｈｔ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ  Ａｄｖａｎｃｅｄ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ  ＣｅｎｔｅｒのＮＴＩＳ出版ＡＤＡ０９８６２０における他の排出装置の編集と比較して、本願に開示された増強装置を使用する実験データを通して取得された増強の比率を例示する。
【００８１】
[00108]  図１２に示されるように、本発明の推力増強性能は、１．５−３の間に及ぶ、１−２圧力比率の範囲内にあり、従来技術の殆どの他の排出装置より性能が優れている。本発明のガス発生器の最大出力及び圧縮機の最高速度で、高温排気ガスは、元の小型ターボジェット単純排気ノズルよりも少なくとも５０％多い推力を生じさせることができ、本発明の推力増強装置（図５の要素５００）は、ガス発生器を使用する垂直離陸及び着陸、並びに／若しくはホバリングのために方向付けられることができることが期待される。さらに、圧縮機ブリード流は、単純なターボジェット促進ノズルの推力の２−３倍の間で生じさせることができる回転推力増強装置に、導管のネットワークを通して都合よく向けられることができる。必要ならば、さらなる増強が、（本明細書に説明されたような）前記推力増強装置における燃料の噴射及びその点火を介して取得され得る。
【００８２】
[00109]  本発明の好ましい実施形態が例示され、説明されてきたが、上で述べたように、多くの変更は、本発明の趣旨及び範囲から逸脱することなくなされることができる。従って、本発明の範囲は、好ましい実施形態の開示によって限定されない。代わりに、本発明は、続く特許請求の範囲を参照することによって完全に決定されるべきである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【国際調査報告】
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