(57)【要約】【課題】ダクト燃焼式混成流ターボファン及びその作動方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン（１０）は、出口平面（Ｅ）を有し、第１の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コア（２８）と、コア（２８）の上流に配置されて、該コア（２８）からエネルギーを取出しかつ第１の加圧空気流を発生させるようになったファン（１４）と、コア（２８）を囲みかつファン（１４）から加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクト（３０）と、出口平面（Ｅ）の上流でバイパスダクト内に配置されて第１の加圧空気流を受けかつ第２の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナ（３２）と、コア（２８）の下流に配置され、第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクト（３８）とを含む。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
（ａ）出口平面（Ｅ）を有し、第１の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コア（２８）と、
（ｂ）前記コア（２８）の上流に配置されて、該コア（２８）からエネルギーを取出しかつ第１の加圧空気流を発生させるようになったファン（１４）と、
（ｃ）前記コア（２８）を囲みかつ前記ファン（１４）から加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクト（３０）と、
（ｄ）前記出口平面（Ｅ）の上流で前記バイパスダクト内に配置されて前記第１の加圧空気流を受けかつ第２の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナ（３２）と、
（ｅ）前記コア（２８）の下流に配置され、前記第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクト（３８）と、
を含むガスタービンエンジン（１０）。
【請求項２】
前記排気ダクト（３８）の下流に配置された可変スロート面積（Ａ８）を有する排気ノズル（４２）をさらに含む、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項３】
前記排気ノズル（４２）が、蛇行流路を含む、請求項２記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
（ａ）前記バイパスダクト（３０）を囲むファン外側ダクト（１５４）と、
（ｂ）前記ファン外側ダクト（１５４）内に配置された補助ファン（２１４）を含みかつ該ファン（２１４）によって駆動されて第２の加圧空気流を発生させるようになったフレード段（２５０）と、
（ｃ）前記排気ノズル（１４２）内に配置されかつ下流方向に前記第２の加圧空気流を吐出するようになったフレードノズル（１５８）と、
をさらに含む、請求項２記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
前記排気ノズル（１４２）の内部空間内に配置された熱交換器（１６０）をさらに含む、請求項４記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
前記ダクトバーナ（３２）の少なくとも一部分が、前記バイパスダクト（３０）内での伸長位置と該バイパスダクト（３０）から外の後退位置との間で移動可能である、請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
前記第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ前記排気ダクト（３８）に前記混合流を吐出するようになったミキサ（４０）をさらに含み、
前記ミキサ（４０）の開口面積が選択的に可変である、
請求項１記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
（ａ）出口平面（Ｅ）を有し、第１の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コア（２８）と、
（ｂ）前記コア（２８）の上流に配置されて、該コア（２８）からエネルギーを取出しかつ第１の加圧空気流を供給するようになったファン（１４）と、
（ｃ）前記コア（２８）を囲みかつ前記ファン（１４）から加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクト（３０）と、
（ｄ）前記出口平面（Ｅ）の上流で前記バイパスダクト内に配置されて第２の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナ（３２）と、
（ｅ）前記コア（２８）の下流に配置され、前記第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ前記排気ダクト（３８）の下流に配置された第１の排気ノズル（４２）を通して下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクト（３８）と、
（ｆ）前記バイパスダクト（１３０）を囲むファン外側ダクト（１５４）と、
（ｇ）前記ファン外側ダクト（１５４）内に配置された補助ファン（１１４）を含みかつ該ファン（１１４）によって駆動されて第２の加圧空気流を発生させるようになったフレード段（１５０）と、
（ｈ）前記排気ノズル（４２）内に配置されかつ下流方向に前記第２の加圧空気流を吐出するようになった第２の排気ノズル（１４２）と、
を含むガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記第１のノズル（４２）が、可変スロート面積を有するプラグノズルである、請求項８記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記第１のノズル（４２）が、可変出口面積を有する、請求項９記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはダクトバーナを有するターボファンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
研究中の幾つかの新規な航空機設計は、海水準静止（ＳＬＳ）離陸スラストレベル、巡航スラスト・燃料消費率（ＳＦＣ）レベル、エンジン直径・長さ制約条件及び排気システム形状構成（すなわち、「低可観測」目的のための）に関して種々の推進要求を有しており、このことは、既存のエンジンを利用すること、或いはそれらの要求の全てを満たす新規な非オーグメント式エンジンを形成することさえ困難にしている。具体的には、厳しい「高温日」かつ高高度かつ短滑走路要件は、適用可能なファン直径制約条件をも満たす既存のエンジンの非オーグメント式又は「ドライ式」バージョンによって満たすことが困難である可能性がある。これら既存のエンジンのオーグメント式（アフタバーン式）バージョンは一般的に、長尺過ぎ、非アフタバーン式バージョンと同様に特殊排気システムの形状構成になじまない。直径及び長さ制約条件の範囲内で必要なスラストを供給する非オーグメント式高ファン圧力比エンジンを形成することができるが、これらのエンジンは、所望よりも高い巡航セグメントＳＦＣレベルを有することになる。
【０００３】
このような状況において必要とされるものは低バイパス式軍用機ターボファンエンジンのようないずれかの既存のエンジンにおいて離陸スラストの適度な（例えば、約１５〜２５％の）増加を与えることができる或いはより多くの最適巡航サイクルを利用することができるように新規のエンジン設計に組み込むことができるオーグメンテーションシステムである。このオーグメンテーションの概念は、排気システムの全長及び形状構成の要求とも適合していなければならない。
【０００４】
最新のエンジンオーグメンテーションシステムは、後方フレームの下流のエンジンテールパイプ内に設置される。これらのオーグメンテーションシステムは、１５〜２５％を十分に越える上述のスラスト増加をもたらす寸法に容易にすることができるが、相当の長さを付加することになると共に排気システム形状構成に高度には適応できなくなる。
【０００５】
エンジンのバイパスダクト内に配置された「ダクトバーナ」すなわちオーグメンテーションシステムは、先行技術において実証されている。しかしながら、これらのダクトバーナは、２つの別個の排気装置、すなわち主ストリームに対するものと、オーグメントバイパスストリームに対するものとを必要として、エンジンの重量、複雑さ及びコストを上昇させる。
【特許文献１】公開米国特許出願第ＵＳ２００６／００１６１７１Ａ１号
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
とりわけ先行技術における上述の欠点は、本発明によって解決され、１つの態様によると、本発明はガスタービンエンジンを提供し、本ガスタービンエンジンは、出口平面を有し、第１の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コアと、コアの上流に配置されて、該コアからエネルギーを取出しかつ第１の加圧空気流を供給するようになったファンと、コアを囲みかつファンから加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクトと、出口平面の上流でバイパスダクト内に配置されて第２の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナと、コアの下流に配置され、第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクトとを含む。
【０００７】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジンは、出口平面を有し、第１の加圧燃焼ガス流を発生させるように作動可能であるターボ機械コアと、コアの上流に配置されて、該コアからエネルギーを取出しかつ第１の加圧空気流を供給するようになったファンと、コアを囲みかつファンから加圧空気流の一部分を受けるバイパスダクトと、出口平面の上流でバイパスダクト内に配置されて第２の加圧燃焼ガス流を発生させるようになったダクトバーナと、コアの下流に配置され、第１及び第２の加圧燃焼ガス流を受けかつ下流方向に混合流を吐出するように作動可能である排気ダクトと、排気ダクトの下流に配置された第１の排気ノズルと、バイパスダクトを囲むファン外側ダクトと、ファン外側ダクト内に配置された補助ファンを含みかつ該ファンによって駆動されて第２の加圧空気流を発生させるようになったフレード段と、排気ノズル内に配置されかつ下流方向に第２の加圧空気流を吐出するようになった第２の排気ノズルとを含む。
【０００８】
またここで開示される、ガスタービンエンジンを作動させる方法は、出口平面を有するターボ機械コア内で燃料を燃焼させて第１の加圧燃焼ガス流を発生させる段階と、コアの上流に配置されたファンを使用して第１の加圧空気流を発生させる段階と、第１の加圧空気流の一部を出口平面の上流に配置されたダクトバーナに流す段階と、ダクトバーナ内で燃料を燃焼させて第２の加圧燃焼ガス流を発生させる段階と、第１及び第２の流れの加圧燃焼ガスを混合して出口平面の下流で混成排気流にする段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
本発明は、添付図面の図に関連して行った以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【００１０】
様々な図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、その全体を参照符号１０で示した典型的なガスタービンエンジンを示している。エンジン１０は、長手方向中心線又は軸線Ａと該軸線Ａの周りに同心にかつ該軸線Ａに沿って同軸に配置された外側固定環状ケーシング１２とを有する。エンジン１０は、直列流れ関係で配置されたファン１４、圧縮機１６、燃焼器１８、高圧タービン２０及び低圧タービン２２を含む。作動中に、圧縮機１６からの加圧空気は、燃焼器１８内で燃料と混合されかつ点火され、それによって加圧燃焼ガスを発生させる。これらの燃焼ガスから高圧タービン２０によって幾らかの仕事が取出され、高圧タービン２０は、外側シャフト２４を介して圧縮機１６を駆動する。燃焼ガスは次に、低圧タービン２２内に流れ、低圧タービン２２は内側シャフト２６を介してファン１４を駆動する。
【００１１】
ファン吐出量の一部分は、一纏めにしてエンジン１０の「コア」２８と呼ばれる圧縮機１６、燃焼器１８及び高圧タービン２０を通って流れる。ファン吐出量の別の一部分は、コア２８を囲む環状バイパスダクト３０を通って流れる。図示したエンジン１０は、軍用機低バイパス式ターボファンエンジンによく見られるような従来型の３段ファンを有しているが、本発明の原理は、バイパス流が存在する限りその他のエンジン構成にも同様に適用可能である。
【００１２】
公知の構成の１つ又はそれ以上の燃料噴射装置及びフレームホルダ３６を含むダクトバーナ３２は、コア２８からの流れの出口平面「Ｅ」の上流位置においてバイパスダクト３０内に配置される。例えばエンジン１０の制御装置を使用して先行技術のアフタバーナが制御されることになる方法に類似した公知の方法で、ダクトバーナ３２の前方での燃料給送及び点火が行われる。必要に応じて、ダクトバーナ３２又はその構成部品は、ダクトバーナ３２を使用していない時に、選択的にバイパスダクト３０から外に折り畳むか又は後退させてバイパスダクト３０内での流れ損失を最少にするように構成することができる。ダクトバーナライナ及び下流排気システムの要求冷却空気は、ダクトバーナ３２の前方で抽出されて適切な温度及び圧力レベルの冷却源を得ることができる。
【００１３】
排気ダクト３８は、コア２８の下流に配置されかつ該コア２８及びバイパスダクト３０の両方から混成気体流を受ける。ミキサ４０（例えば、ローブ又はシュート型ミキサ）は、コア２８の流れストリームとバイパスダクト３０の流れストリームとの合流点に配置されて、２つのストリームの有効な混合を促進する。必要に応じて、ミキサ４０は、その開口面積を選択的に変化させてファン１４に作用する背圧を制御するようにすることができる形式のものとすることができる。この形式のミキサは、可変面積バイパス型インゼクタ（「ＶＡＢＩ」）と呼ばれることもある。
【００１４】
入口４４、スロート４６及び出口４８を有するノズル４２は、排気ダクト３８の下流に配置される。従来からの慣例に従って「Ａ８」と呼ばれるスロート面積は、ノズル４２内で可動構成部品を使用することによって可変にして、ダクトバーナ３２がサイクルオン及びオフされた時の作動サイクル流の変化に適応するようにすることができる。選択ダクト温度に応じて、有効最大出力オーグメント性能レベル及び許容ドライスラスト及び巡航ＳＦＣレベルを得ることになる一定のＡ８を定めることも可能にすることができる。この図示した実施例では、ノズル４２は、高温エンジン排気の探知を低下させるか又は防止する低可観測機構として蛇行流路を組み込んだ、いわゆる「２−Ｄ」設計であり、逆スラスト装置又はベクトル機構を含むことができる。しかしながら、本発明はまた、従来型の軸対称ノズル設計（図示せず）で使用することもできる。
【００１５】
図２は、その全体を参照符号１１０で表したダクトバーナを含む別のガスタービンエンジンを示す。エンジン１１０は、その構造がエンジン１０とほぼ同様であり、直列流れ関係で配置された外側固定環状ケーシング１１２、ファン１１４、圧縮機１１６、燃焼器１１８、高圧タービン１２０及び低圧タービン１２２を含む。エンジン１１０はまた、バイパスダクト１３０内に配置された上述したようなダクトバーナ１３２、排気ダクト１３８、ミキサ１４０、並びに入口１４４、スロート１４６及び出口１４８を有するノズル１４２を含む。スロート面積Ａ８は、上述したように可変にすることができる。この図示した実施例では、ノズル１４２は、蛇行流路を組み込んだ「２−Ｄ」設計である。
【００１６】
エンジン１１０はまた、環状シュラウド１５２から半径方向外向きに延びかつファン１１４によって駆動される翼形部のリングの形態になった「フレード（ＦＬＡＤＥ）」段１５０と呼ばれる補助ファン含む。フレード段１５０は、バイパスダクト１３０を囲むファン外側ダクト１５４内に設置される。フレード段１５０は、ファン１１４とは異なる流量及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。フレード段１５０は、設置損失を最適化するように（すなわち、エンジン１１０が高速時に一定の幾何学形状入口から過剰な空気流を吸込むのを可能にするように）、かつ付加的ノズル冷却が得られるように使用することができる。例えば、フレード段１５０からの空気流は、ノズル１４２の内部空間１５６内に吐出させてノズル表面を冷却し、次にノズル１４２内のスロット又はフレードノズル１５８を通して噴出させて幾らかの補助スラストを発生させることができる。
【００１７】
任意選択的に、ノズル１４２の内部空間１５６内に、熱交換器１６０を配置することができる。例えば、液体対空気型のような熱交換器１６０は、管路１６２及び１６４を通して熱伝達流体（例えば、燃料又はオイル）に連結することができる。これにより、廃熱を機体（図示せず）から除去することが可能になり、フレード吐出流の温度を上昇させることによって幾らかのスラスト増大を生じさせる。
【００１８】
図３は、ダクトバーナを含むさらに別のガスタービンエンジン２１０を示している。エンジン２１０は、その構造がエンジン１０とほぼ同様であり、直列流れ関係で配置された外側固定環状ケーシング２１２、ファン２１４、圧縮機２１６、燃焼器２１８、高圧タービン２２０及び低圧タービン２２２を含む。エンジン２１０はまた、バイパスダクト２３０内に配置された上述したようなダクトバーナ２３２と、バイパスダクト２３０及びエンジンコア２２８から混成流を受ける排気ダクト２３８とを含む。
【００１９】
混成流排気は、外側ノズル２４２を通して吐出される。様々な形式のノズルを使用することができるが、この実施例では、外側ノズル２４２は、プラグ型であり、中心本体２４３、内側シュラウド２４５及び外側シュラウド２４７を含む。中心本体２４３は、エンジン２１０の長手方向軸線Ａに沿って中心に配置されかつ後方方向に延びる。中心本体２４３は順次に、小直径のテーパ状前方セクションと、大直径のスロートセクションと、その直径がテーパ状になって後方向きの円錐形状を形成した後方セクションとを含む。内側及び外側シュラウド２４５及び２４７は、様々な運転条件の間に、独立して平行移動して、独立して可変スロート（Ａ８）面積及び出口平面（従来通り「Ａ９」で表す）面積を達成することができる。そのようなノズルの構造及び作動は、本発明の出願人に譲渡された公開米国特許出願第ＵＳ２００６／００１６１７１Ａ１号に記載されている。
【００２０】
エンジン２１０はまた、環状シュラウド２５１から半径方向外向きに延びかつファン２１４によって駆動される翼形部のリングの形態になった「フレード」段２５０と呼ばれる補助ファンを含む。フレード段２５０は、バイパスダクト２３０を囲むファン外側ダクト２５４内に配置される。フレード段２５０は、ファン２１４とは異なる流量及び圧力比で付加的流れストリームを供給する。フレード段２５０は、設置損失を最適化するように（すなわち、エンジン２１０が高速時に一定の幾何学形状入口から過剰な空気流を吸込むのを可能にするように）使用して、付加的ノズル冷却を行いかつ付加的スラストを生じさせることができる。
【００２１】
この図示した実施例では、ファン外側ダクト２５４からの流れは、１つ又はそれ以上の半径方向に延びる中空支柱２６６を通って内側ノズル２６８に吐出される。内側ノズル２６８は、プラグ型であり、このプラグ型は、シュラウド２７０（この場合には、外側ノズル２４２の中心本体２４３を形成する同一の構造体の一部分によって形成される）及びプラグ２７２を有する。ノズルスロート２７４は、シュラウド２７０の最狭部分とプラグ２７２の最大幅部分との間に形成される。プラグ２７２は、アクチュエータ２７６を使用して前後に平行移動させて、公知の方法でスロート面積Ａ８を変化させることができる。フレード段の吐出量は、ファン外側ダクト２５４、支柱２６６及び内側ノズル２６８を通って流れ、この方法で排気システム全体の構造に対して冷却を行う。このことは次に、外側ノズル内でより高い排気温度を使用することを可能にする。分析的検討及びスケールモデルテストは、所定のジェット速度レベルにおいて、ジェット排気の温度が高いが圧力レベルが低い場合に、ジェット騒音を低減させることができることを示した。図示したエンジン２１０の場合、ファン圧力レベル及びダクトバーナ温度レベルは、最適なパラメータの組合せになるように調整されて、適切な離陸スラストを生成するのに必要な規定の混成ストリームジェット速度レベルにおいてジェット騒音を最少化することになる。ダクトバーナ２３２はまた、最適な超音速巡航飛行状態までの遷音速加速度及び上昇に必要なエンジン寸法及び時間を最小にするために使用することもできる。
【００２２】
上述したダクトバーナシステムは、軍用機低バイパス式ターボファンエンジンのようないずれかの既存のエンジンに対して適度のスラスト増加を与えることができ、或いはより多くの最適巡航サイクルを利用することができるように新規なエンジン設計に組み込むことができる。例えば、ダクト温度が１０００℃〜１３００℃（２０００°Ｆ〜２４００°Ｆ）の範囲内にある状態で、約１５％〜２５％のＳＬＳスラスト増加を達成することができる。
【００２３】
ファン流量及び／又は長さが機体の制約条件に起因して制限されるエンジン設計では、より高い巡航効率かつ低ファン圧力比の高バイパス比エンジンを同一スラスト及びファン流量寸法の高ファン圧力比ドライエンジンの代わりに使用するのを可能にすることによって、このダクト燃焼スラストオーグメンテーション概念から利点を得ることができる。
【００２４】
例えば、約２０％ＳＬＳスラスト増加をもたらすダクトバーナを備えた３．５ファン圧力比の中程度バイパス比エンジンは、４．５ファン圧力比の低バイパス比ドライエンジンと同程度のファン流量及び離陸スラストを有すると同時にまた、約１０％低い亜音速巡航ＳＦＣをもたらすことになる。
【００２５】
以上の説明は、ダクトバーナ及び該ダクトバーナを組み込んだガスタービンエンジンについて説明している。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱せずに本発明に対する様々な改良を行うことができることは、当業者には分かるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、説明の目的だけのために示したものであって限定を目的とするものではなく、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。
【図２】本発明の別の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。
【図３】本発明のさらに別の態様によって製作したガスタービンエンジンの概略側面断面図。
【符号の説明】
【００２７】
１０  タービンエンジン
１２  ケーシング
１４  ファン
１６  圧縮機
１８  燃焼器
２０  高圧タービン
２２  低圧タービン
２４  外側シャフト
２６  内側シャフト
２８  コア
３０  バイパスダクト
３２  ダクトバーナ
３４  燃料噴射装置
３６  フレームホルダ
３８  排気ダクト
４０  ミキサ
４２  ノズル
４４  入口
４６  スロート
４８  出口
１１０  別のタービンエンジン
１１２  ケーシング
１１４  ファン
１１６  圧縮機
１１８  燃焼器
１２０  高圧タービン
１２２  低圧タービン
１３０  バイパスダクト
１３２  ダクトバーナ
１３８  排気ダクト
１４０  ミキサ
１４２  ノズル
１４４  入口
１４６  スロート
１４８  出口
１５０  フレード段
１５２  環状シュラウド
１５４  外側ダクト
１５６  内部空間
１５８  フレードノズル
１６０  熱交換器
１６２  管路
１６４  管路
２１０  別のタービンエンジン
２１２  外側環状ケーシング
２１４  ファン
２１６  圧縮機
２１８  燃焼器
２２０  高圧タービン
２２２  低圧タービン
２２８  エンジンコア
２３０  バイパスダクト
２３２  ダクトバーナ
２３８  排気ダクト
２４２  外側ノズル
２４３  中心本体
２４５  内側シュラウド
２４７  外側シュラウド
２５０  フレード段
２５１  シュラウド
２５４  ファン外側ダクト
２６６  中空支柱
２６８  内側ノズル
２７０  シュラウド
２７２  プラグ
２７４  ノズルスロート
２７６  アクチュエータ
Ａ  軸線
Ａ８  スロート面積
Ａ９  出口平面
Ｅ  出口平面
【図１】
2008151134.tif 000003
【図２】
2008151134.tif 000004
【図３】
2008151134.tif 000005