(57)【要約】  バイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。本発明によれば、巡航飛行段階の最初と最後とにそれぞれ対応する膨張率の極限値同士間の範囲に亘る冷気流(９)の膨張率に対する参照値(ＶＲ)に合わせて流出口開口部(６)の領域が調整される。【選択図】    図２
2011503409.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に、
−  ナセル外側カウル(３)を備え、冷気流(９)を発生させるファン(８)と熱気流(11)を発生させる中央発生器(10)とを含むナセル(２)と、
−  上記の中央熱気流発生器(10)の周囲に形成された環状冷気流ダクト(12)と、
−  上記のナセル外側カウル(３)側で上記の環状冷気流ダクト(12)を制限するファン外側カウル(14)と、
−  環状冷気流出口開口部(６)であって、その縁(７)が上記ナセル(２)の後縁を形成し、合致するまで相互に向けて集合する上記のナセル外側カウル(３)と上記のファン外側カウル(14)とにより形成されものと、
−  上記の中央熱気流発生器(10)側で上記の環状冷気流ダクト(12)を制限するファン内側カウル(13)であって、上記の冷気流出口開口部(６)を通り、この冷気流出口開口部(６)から上記のターボジェット・エンジンの後ろを向く突出部(16)を形成するものと、
−  冷気流ノズル・スロート(Ｔ)であって、上記の冷気流出口開口部(６)の前方、上記のファン内側カウル(13)と上記のファン外側カウル(14)との間で形成され、その環状横断面が、上記ターボジェット・エンジンの熱力学的サイクルにより固定され、上記の冷気流出口開口部(６)の領域(Ａ)より狭い名目領域(Ａc)を有して、集合／拡散ノズル(15)が上記の冷気流ダクト(12)の後部に形成されているものとからなる
巡航飛行段階を含む所定の飛行指令を達成するため航空機に搭載されているバイパス・ターボジェット・エンジンの性能を改良する方法であって、
−  上記の巡航段階の最初と最後とにそれぞれ対応する冷気流の膨張率の極限値が決定され、
−  上記の極限値から、上記の膨張率に対する参照値(ＶＲ)が選択され、
−  上記の膨張率の参照値(ＶＲ)に対し、上記の冷気流出口開口部(６)の領域の理論値(Ａth)が決定され、
−  上記の冷気流出口開口部(６)は、その領域が上記の理論値(Ａth)に対応するように、上記の長手方向軸(Ｌ−Ｌ)に沿って位置決めされていることを特徴とするバイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。
【請求項２】
膨張率の上記極限値が計算により決定されることを特徴とする請求項１に記載のバイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。
【請求項３】
上記膨張率の上記参照値(ＶＲ)が、上記の巡航段階の最初と最後とにそれぞれ対応する上記冷気流(９)の膨張率の上記極限値の平均値に少なくともほぼ等しいことを特徴とする請求項１あるいは２に記載のバイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。
【請求項４】
上記の冷気流出口開口部(６)の領域の理論値(Ａth)が、この冷気流出口開口部の理論領域と上記ノズル・スロートの名目横断面領域との間の比率を表す補助理論値から決定されることを特徴とする請求項１〜３のいずれか１項に記載のバイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。
【請求項５】
上記の補助理論値が “expanded Mach number charts”(膨張マッハ数表)から取得されることを特徴とする請求項４に記載ののバイパス・ターボジェット・エンジンの性能改良方法。
【請求項６】
長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を中心に、
−  ナセル外側カウル(３)を備え、冷気流(９)を発生させるファン(８)と熱気流(11)を発生させる中央発生器(10)とを含むナセル(２)と、
−  上記の中央熱気流発生器(10)の周囲に形成された環状冷気流ダクト(12)と、
−  上記のナセル外側カウル(３)側で上記の環状冷気流ダクト(12)を制限するファン外側カウル(14)と、
−  環状冷気流出口開口部(６)がであって、その縁(７)が上記ナセル(２)の後縁を形成し、合致するまで相互に向けて集合する上記のナセル外側カウル(３)と上記のファン外側カウル(14)とにより形成されものと、
−  上記の中央熱気流発生器(10)側で上記の環状冷気流ダクト(12)を制限するファン内側カウル(13)であって、上記の冷気流出口開口部(６)を通り、この冷気流出口開口部(６)から上記のターボジェット・エンジンの後ろを向く突出部(16)を形成するものと、
−  冷気流ノズル・スロート(Ｔ)であって、上記の冷気流出口開口部(６)の前方、上記のファン内側カウル(13)と上記のファン外側カウル(14)との間で形成され、その環状横断面が、上記ターボジェット・エンジンの熱力学的サイクルにより固定され、上記の冷気流出口開口部(６)の領域(Ａ)より狭い名目領域(Ａc)を有して、集合/拡散ノズル(15)が上記の冷気流ダクト(12)の後部に形成されているものとからなる
巡航飛行段階を含む所定の飛行指令を達成するため航空機に搭載されているバイパス・ターボジェット・エンジンであって、
上記のファン内側カウル(13)が少なくともほぼ樽型をしており、
上記の冷気流ノズル・スロート(Ｔ)が上記のファン内側カウル(13)の最大横断面部(23)の後ろに位置することを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載の方法を実施するバイパス・ターボジェット・エンジン。
【請求項７】
上記の冷気流(９)が上記ノズルの中間円錐体(24)と一直線上になるように、上記の冷気流ノズル・スロート(Ｔ)が向けられていることを特徴とする請求項６に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。
【請求項８】
上記の環状冷気流出口開口部(６)の少なくとも近辺では、上記ナセル外側カウル(３)と上記ファン外側カウル(14)との間の集合角度は数度であることを特徴とする請求項６あるいは７に記載のバイパス・ターボジェット・エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機のバイパス・ターボジェット・エンジンの改良に関し、この改良とは上記のターボジェット・エンジンの性能を高揚させ巡航飛行中はこのエンジンが出す騒音を減少できるようにすることである。
【背景技術】
【０００２】
即ち、本発明は、例えば、ＷＯ ２００６/１２３０３５に記載されているタイプのバイパス・ターボジェット・エンジンに関し、このタイプは、長手方向軸を中心に、
−  ナセルの外側カウルを備え、冷気流を発生させるファンと熱気流を発生させる中央発生器とを含むナセルと、
−  上記の中央熱気流発生器の周囲に形成された環状冷気流ダクトと、
−  上記のナセル外側カウル側で上記の環状冷気流ダクトを制限するファン外側カウルと、
−  環状冷気流出口開口部(オリフィス)であって、その縁が上記ナセルの後縁を形成し、合致するまで相互に向けて集合する上記のナセル外側カウルと上記のファン外側カウルとにより形成されるものと、
−  上記の中央熱気流発生器側で上記の環状冷気流ダクトを制限するファン内側カウルであって、上記の冷気流出口開口部を通り、この冷気流出口開口部から上記のターボジェット・エンジンの後ろに向かう突出部を形成するものと、
−  冷気流ノズル・スロートであって、上記の冷気流出口開口部の前方、上記のファン内側カウルと上記のファン外側カウルとの間で形成され、その環状横断面が上記ターボジェット・エンジンの熱力学的サイクルにより固定され、上記の冷気流出口開口部の領域より狭い名目領域を有して、集合/拡散ノズルが上記の冷気流ダクトの後部に形成されているものとからなる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
そのようなターボジェット・エンジンを搭載する航空機が飛行中、特に、巡航飛行中、上記の冷気流と、上記ナセルの周囲の外側空力学的気流との間の上記冷気流出口開口部での圧力差のため、超音速高速領域と音速領域とが上記のノズル・スロートに向かう上記の冷気流に交互に現れ、上記の超音速高速領域と音速領域との間の遷移が徐々でなく突然であり中間速度値がなく、その結果、真っ直ぐな衝撃となる。即ち、上記の冷気流は、上記のターボジェット・エンジンの後ろに伝播して行き、かなりな量の騒音(“衝撃セル騒音”として知られている)を発生するだけでなく、ターボジェット・エンジン、よって航空機が搭載するターボジェット・エンジンの性能を低下させる衝撃波の場所である。
【０００４】
本発明の目的は、一般に、航空機、特に民間輸送機は同様の飛行指令を繰り返し遂行するように設計されていることを考慮して、上記の短所を解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
このため、本発明によれば、巡航飛行段階を含む所定の飛行指令を達成すべき航空機に搭載されている上記タイプのバイパス・ターボジェット・エンジンの性能を改良する方法は、
−  上記の巡航段階の最初と最後とにそれぞれ対応する冷気流の膨張率の極限値が決定され、
−  上記の極限値から、上記の膨張率に対する参照値(reference value)が選択され、
−  上記の膨張率の参照値に対し、上記の冷気流出口開口部の領域の理論値が決定され、
−  上記の冷気流出口開口部は、その領域が上記の理論値に対応するように、上記の長手方向軸に沿って位置決めされていることを特徴とする。
【０００６】
よって、本発明によれば、上記ターボジェット・エンジンのノズルは上記指令の巡航飛行条件に少なくともほぼ合わせて調整されており、そこで、冷気流の、出口開口部での圧力が、ナセルの周囲を流れる空気力学的気流の圧力に等しくなくとも、これに近くなり得る。これにより高速度領域と上記冷気流での衝撃が消失し、よってこれらターボジェット・エンジンの性能を改良し、騒音を減少させる。
【０００７】
米国特許公開第２００４/００３１２５８ Ａ１号にはターボジェット・エンジンが記載されており、このエンジンでは、ノズル出口での衝撃波を回避するため、上記ノズルの入口領域と出口領域との比率の値はそれに応じて選択される。また、ＥＰ特許第１,６１９,３７６号は、その幾何学的配置が軸方向の摺動により変化させることができるノズルを記載している。
【０００８】
本発明による方法では、上記冷気流の膨張率の値が、航空機の機種、航空機の質量、所望の性能、必要スラスト(推力)、飛行姿勢プロフィール(輪郭)等のパラメータから計算により決定される。
【発明の効果】
【０００９】
従って、上記の巡航段階の最初と最後とにそれぞれ対応する上記冷気流の膨張率の上記極限値の平均値に少なくともほぼ等しく、膨張率に対する参照値を決定することが容易である。
【００１０】
上記の冷気流出口開口部の領域の、膨張率の上記参照値に対応する理論値は、上記の冷気流出口開口部の理論領域と上記ノズル・スロートの名目横断面領域との間の比率を示す補助理論値から決定されるのが望ましい。よって、この補助理論値は空気力学上、手に入り、一般には等エントロピ圧縮あるいは膨張表―衝撃表)(時々、英語で“expanded Mach number charts”として知られている)表から取得される。
【００１１】
確かに、一方では、膨張率(全圧力Ｐtと静的圧力Ｐ(この場合は周囲圧力)と間の比率Ｐt／Ｐ)と膨張マッハ数Ｍとの間の第１全単射と、他方では、この膨張マッハ数Ｍと、等エントロピ気流管の横断面領域(即ち、出口開口部の理論領域(Ａth)とマッハ数が１(即ち、ノズル・スロートの領域(Ａc))と等しい横断面領域との間の比率と間での第２全単射があることはよく知られている。
【００１２】
よって、膨張率に対する参照値として、上記の表により先ず膨張マッハ数Ｍが、ついで比率Ａth／Ａcとが与えられる。ノズル・スロートの領域(Ａc)は名目上で、既知であるので、これから、冷気流ノズルを巡航飛行に合わせて調整するため冷気流出口開口部が有する必要のある領域(Ａth)を演繹することは容易である。
【００１３】
上記のファン内側カウルは少なくともほぼ樽型をしている際には、上記の冷気流ノズル・スロートは上記のファン内側カウルの最大横断面部の後ろに位置させるのが望ましい。よって、上記の冷気流ノズル・スロートを上記の冷気流が上記ノズルの中間円錐体と一直線上になるように向けられている。
【００１４】
さらに、本発明の実施をより簡単にするため、上記の環状冷気流出口開口部の少なくとも近辺では、上記のナセル外側カウルと上記ファン外側カウルとの間の集合角度は数度、例えば、約５度であるのが望ましい。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本発明によるターボジェット・エンジンの略軸方向断面図である。
【図２】図1のターボジェット・エンジンの冷気流ノズルの略部分拡大図である。
【図３】空気力学上、手に入る膨張マッハ数の表からの抜粋の複製である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
添付図面の各図により本発明がどのように実施されるかが容易に理解される。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
【００１７】
バイパス・ターボジェット・エンジン(１)は、図１に示されているように、長手方向軸(Ｌ−Ｌ)を有し、ナセル外側カウル(３)により外側が制限されているナセル(２)からなる。
【００１８】
上記ナセル(２)は、前部に先縁(５)を備えた空気入口(４)を、後部には後縁(７)により制限されている空気出口開口部(オリフィス)(６)を備える。
【００１９】
ナセル(２)の内側には、
−  上記空気入口(４)に向けられ、上記のターボジェット・エンジン(１)の冷気流(９)を発生できるファン(８)と、
−  低圧および高圧コンプレッサと、燃焼室および高圧タービンとを既知のように備え、上記ターボジェット・エンジン(１)の熱気流を発生する中央発生器(10)と、
−  上記中央発生器(10)側に位置するファン内側カウル(13)と、ナセル外側カウル(３)側に位置するファン外側カウル(14)と間で上記の中央発生器(10)の周囲に形成された環状冷気流ダクト(12)とが位置する。
【００２０】
ファン外側カウル(14)はナセル外側カウル(３)の方向にターボジェット・エンジン(１)の後ろに向けて集合して、外側カウル(３)と共に上記の開口部(６)の縁(７)を形成し、よって、冷気流の出口開口部を構成する。後縁(７)の近辺で上記の集合カウル(３)と(14)との間に形成される角度(Φ)は数度、例えば、５度の値を有する(図２参照)。
【００２１】
ファン内側および外側カウル(13)および(14)はそれらの間に上記の冷気流(９)のノズル(15)を形成し、そのノズルのスロート(Ｔ)は上記の出口開口部(６)の前方に位置し、図１では鎖線で示されている。環状ノズル・スロート(Ｔ)の名目領域(Ａc)はターボジェット・エンジン(１)の熱力学サイクルにより固定される。
【００２２】
冷気流の環状出口開口部(６)の領域(Ａ)は環状ノズル・スロート(Ｔ)の名目領域(Ａc)より大きい。これは比率Ａ／Ａcが１より大きいことを意味する。
【００２３】
よって、ノズル(15)は集合・拡散タイプであり、その集合・拡散の比率(Ａ−Ａc)は約数％、例えば、０.５％〜１％である。
【００２４】
更に、ターボジェット・エンジン(１)の後部で上記ファン内側カウル(13)は上記のファン外側カウル(14)に対する突出部(16)を形成し、この突出部(16)は上記の冷気流出口開口部(６)の外側にある。
【００２５】
ファン内側カウル(13)と中央発生器(10)との間に形成された環状室(17)はこの中央発生器(10)の温度を調節するため良く使用される。そのため、矢印(18)で示されている、ファン(８)からの新鮮な空気が上記の環状室(17)の前部で分流し、ファン内側カウル(13)に作成された少なくとも１つの通気開口部(19)を通ってその後部に排気される。
【００２６】
ターボジェット・エンジン(１)を搭載する航空機(図示略)が移動すると、外側空気力学的気流(20)がナセル(２)の周囲を流れ、冷気流(９)と熱気流(11)とはそれぞれ開口部(６)と中央発生器(10)により噴射され、従って、冷気流(９)は熱気流(11)を囲み、それ自体は空気力学的気流(20)によって囲まれる。よって、スリップ面(滑り面)(21)が冷気流(９)と熱気流(11)との間に形成され、スリップ面(22)が上記空力学的気流(20)と上記の冷気流(９)との間に形成される。加えて、開口部(19)を通って出ていく換気用空気(18)は先ず冷気流(19)と、それから熱気流(11)と混合して、それら２者間のスリップ面(21)に混入される。
【００２７】
本発明による、図１及び図２に示されているノズル(15)では、冷気流(９)において、以下に説明するように、騒音を生じ、性能を減少させる真っ直ぐな(１８０度の)衝撃により分離される、高速度領域と音速領域とが交互に変わらない。
【００２８】
先ず、ファン内側カウル(13)は少なくともほぼ樽型であるので、上記の冷気流(９)が上記のノズル(15)の中間円錐体(24)と一直線上になるよう上記のノズル・スロート(Ｔ)を向かせる湾曲の僅かな効果の恩恵を享受するためには、ノズル・スロート(Ｔ)はカウル(13)の最大横断面部(23)近くで、その後ろに位置させるのが望ましい。
【００２９】
更に、ターボジェット・エンジン(１)を搭載する航空機が主として遂行しなければならない飛行指令の巡航段階の最初と最後でのノズル(15)の膨張率の値は計算により決定される。次いで、これら２つの値の平均値が膨張率に対する参照値(ＶＲ)を得るために決定される。この膨張率は冷気流(９)の全圧力の値(Ｐt)と環状開口部(６)の出口での静圧(周囲圧)の値(Ｐ)との間の比率Ｐt／Ｐを表す。
【００３０】
図３に部分的に示されているように、空気力学上、手に入る膨張マッハ数表(25)は、相互に対応する複数個の空気力学的パラメータの値を照合させている。図３では、複製された表(25)の抜粋がマッハ数(Ｍ)、臨海マッハ数Ｍc、全圧力に対する静圧の比率を示すパラメータ(π)と、マッハ数が１に等しい横断面の領域に対する等エントロピ気流管の横断面積の比率を示すパラメータ(Σ)とを示す。
【００３１】
よって、上記で決定され(パラメータ１／πに対応する)膨張率の参照値(ＶＲ)については、表(25)を見て、先ず膨張マッハ数(Ｍ)を、次いで出口開口部(６)の理論領域(Ａth)とノズル・スロート(Ｔ)の領域(Ａc)との間の(パラメータΣに対応する)比率Ａth／Ａcの値を決定することができる。
【００３２】
例えば、参照値(ＶＲ)が２.６２５に等しければ、即ち、πが０.３８０９に等しければ、表(25)は膨張マッハ数(Ｍ)が１.２６０に等しく、膨張マッハ数(Ｍ)がこの値であると、パラメータ(Σ)は１.０５０に等しいことを示す。よって、この特定例では、冷気流の出口開口部(６)の理論領域(Ａth)は１.０５０ ｘ Ａc、即ち冷気流ノズル(15)に対する集合−拡散比率は５％に等しくなる筈である。
【００３３】
そこで、これにより、上記ノズル(15)が、ターボジェット・エンジンを搭載する飛行機が遂行すべき指令の巡航段階に少なくともほぼ合わせて調整するために、冷気流出口開口部(６)の領域(Ａ)が有する必要がある理論値(Ａth)を決定する。
【００３４】
その結果、上記の出口開口部(６)は位置(26)で軸(Ｌ−Ｌ)に沿って位置しており、位置(26)では、ファン内側カウル(13)の形状を然るべく考慮して、その領域(Ａ)は理論値(Ａth)を有する。
【００３５】
もちろん、開口部(19)は上記の出口開口部(６)の後部に在るように位置決めする必要がある。
【図１】
2011503409.tif 000003
【図２】
2011503409.tif 000004
【図３】
2011503409.tif 000005
【国際調査報告】
2011503409.tif 000006
2011503409.tif 000007
2011503409.tif 000008
2011503409.tif 000009
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2011503409.tif 000011