(57)【要約】【課題】離陸時のジェット騒音を低く抑えながら超音速飛行を可能とし、且つ超音速巡航時のエンジン付加抵抗が小さい超音速飛行機用ターボファンジェットエンジンを提供する。【解決手段】ターボファンジェットエンジンにおいて、フロントファン１０とアフトファン３０の２つのファンを配設し、フロントファン１０とアフトファン３０に対し、空気取り入れ口および出口を各々別個に設け、離陸時においては、フロントファン１０とアフトファン３０を、それぞれの空気取り入れ口から空気を取り入れ並列に駆動し、各々の出口より空気を噴出させる。一方、超音速巡航時には、アフトファンダクト５０の外部空気取り入れ口とフロントファンダクト４０の出口を連結することにより、フロントファンダクト４０の空気取り入れ口から外部空気を取り入れ、フロントファン１０で圧縮された空気をアフトファンダクト５０の入口に送り込んでアフトファン３０でさらに圧縮し、これをノズルから噴出する。【選択図】図１
2008082243.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼ガスを後方に噴出することにより推進力を発生するコアエンジンと、空気流を圧縮しながら後方に噴出することにより推進力を発生すると共に前記コアエンジンの排気流の騒音を抑制するファンとを具備したターボファンジェットエンジンであって、前記ファンは、前記コアエンジンの圧縮機の近傍又は上流に配設されたフロントファン及びそれを収容するフロントファンダクト並びに同タービンの近傍又は下流に配設されたアフトファン及びそれを収容するアフトファンダクトとから成り、該フロントファンダクトおよび該アフトファンダクトの少なくとも一方は回動可能に構成され、且つ該フロントファンダクトの出口部および該アフトファンダクトの入口部の重複部分が前記回動に応じて変化し前記ファンのバイパス比を可変にすることを特徴とするターボファンジェットエンジン。
【請求項２】
前記フロントファンダクトおよび前記アフトファンダクトは、前記重複が最小の時に、各々別個の空気取り入れ口と同出口を有するように構成されている請求項１に記載のターボファンジェットエンジン。
【請求項３】
前記フロントファンダクトおよび前記アフトファンダクトは、前記重複が最大の時に、該アフトファンダクトの入口部を前記フロントファンダクトの出口部に連結することにより、前記フロントファンによって圧縮された空気を前記アフトファンに導入し、その圧縮空気を該アフトファンによって更に圧縮して後方へ噴出するように構成されている請求項１に記載のターボファンジェットエンジン。
【請求項４】
前記フロントファンと前記アフトファンは各々別個に外部空気を取り入れて運転する第１形態と、前記フロントファンによって圧縮された空気を前記アフトファンに導入し、その圧縮空気を前記アフトファンによって更に圧縮して後方へ噴出する第２形態とを航空機の運航時において切り替え可能に構成されている請求項１から３の何れかに記載のターボファンジェットエンジン。
【請求項５】
その一部または全部が航空機の内部に組み込まれ、該航空機の全体を正面から見た場合、前記第１形態より前記第２形態の方が、投影面積が小さくなるように構成されている請求項４に記載のターボファンジェットエンジン。
【請求項６】
前記フロントファンダクトの出口部の形状と、前記アフトファンダクトの入口部の形状とは位相を異にする同一または異の形状を成し、一方の又は双方の位相を変化させることにより前記第１形態と前記第２形態とを切り換え可能に構成されている請求項４又は５に記載のタ一ボファンジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボファンジェットエンジン、特に巡航時において超音速の対気速度で飛行する航空機の推進装置として好適なターボファンジェットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
超音速で飛行する航空機において、超音速巡航時の抵抗は、その航空機の正面面積に大きく依存することから、亜音速のみで飛行する航空機に比べて正面面積を比較的小さくし、バイパス比の小さなエンジンで必要な推力を生み出す必要があった。一方、そのようなパイパス比の小さなエンジンでは、離陸時の排気ジェットが高速となるため、排気ジェット速度の８乗に比例して増大するジェット騒音が大きくなり、空港周辺の騒音問題を引き起こしていた。
【０００３】
バイパス比の小さな超音速航空機用のエンジンにおいて、離陸時のジェット騒音を低減するため、排気ノズル下流にダクトを付加し、ダクト壁面に消音パネルを設けて消音させると共に、外部空気をダクト内に導入して混合させ、ジェット速度の低減を図る消音装置が考案されているが、有意な騒音低減効果をあげるためには、機体サイズから考えて相当長く重いダクトが必要なため、実用化されていないのが現実である。
【０００４】
また、離陸時の騒音を小さくしながら超音速飛行時に高い推力を得るため、エンジン内にバイパス比を変える等の可変機構を組み込んだエンジンが提案され、研究されているが、未だ充分な成果が得られていない。また、下記特許文献１においては、ターボジェットを前後に２基連接して、空気通路を切り換えてバイパス空気を１基のターボジェットに送り込む様に構成したものが提案されているが、軽量、小型化を可能にするには到っていない。
【０００５】
【特許文献１】米国特許第３,８４１,０９１号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、かかる従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、超音速で巡航するターボファンジェットエンジンの離陸時の騒音を軽減しつつ、超音速巡航時のエンジン付加抵抗を増大させることなく、必要推力が得られるジェットエンジンを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
前記目的を達成するために請求項１に記載のターボファンジェットエンジンでは、燃焼ガスを後方に噴出することにより推進力を発生するコアエンジンと、空気流を圧縮しながら後方に噴出することにより推進力を発生すると共に前記コアエンジンの排気流の騒音を抑制するファンとを具備したターボファンジェットエンジンであって、前記ファンは、前記コアエンジンの圧縮機の近傍又は上流に配設されたフロントファン及びそれを収容するフロントファンダクト並びに同タービンの近傍又は下流に配設されたアフトファン及びそれを収容するアフトファンダクトとから成り、該フロントファンダクトおよび該アフトファンダクトの少なくとも一方は回動可能に構成され、且つ該フロントファンダクトの出口部および該アフトファンダクトの入口部の重複部分が前記回動に応じて変化し前記ファンのバイパス比を可変にすることを特徴とする。
上記ターボファンジェットエンジンでは、フロントファンとアフトファンという２つのファンがコアエンジンに対し配設され、離陸時にはフロントファンとアフトファンが並列に駆動し、各々の空気取り入れ口から外部空気を取り入れて、空気を後方へ噴出させる。これにより、バイパス比が大きくなり、離陸時のジェット騒音を好適に軽減することが出来るようになる。一方、フロントファンダクト及びアフトファンダクトは回動可能に構成され、超音速巡航時には、フロントファンダクトおよびアフトファンダクトの少なくとも一方が回動し、フロントファンダクトの出口部とアフトファンダクトの入口部の重複部分を最大とすることにより、主にフロントファンダクトの空気取り入れ口から外部空気を取り入れ、フロントファンで圧縮された空気をアフトファンに送り込んで更に圧縮し、これをノズルから噴出することが可能となる。これにより、超音速巡航時には、離陸時と比べて小さなバイパス比で必要な推力を得ること、すなわち比較的小さなエンジン正面面積で超音速巡航時に必要な推力を確保することが可能となり、結果として、エンジン付加抵抗の小さい超音速飛行が実現できるようになる。
【０００８】
請求項２に記載のターボファンジェットエンジンでは、前記フロントファンダクトおよび前記アフトファンダクトは、前記重複が最小の時に、各々別個の空気取り入れ口と同出口を有するように構成されていることとした。
上記ターボファンジェットエンジンでは、フロントファンダクト及びアフトファンダクトはそれぞれ別個に空気取り入れ口と別個の出口を有するように構成されているため、フロントファンのみに外部空気を取り込む場合に比べバイパス空気流量が増大しバイパス比が大きくなる。これにより、離陸に必要な推力を発生させる際のジェット排気速度が小さくなり、結果として、ジェット騒音を低く抑えることが可能となる。
【０００９】
請求項３に記載のターボファンジェットエンジンでは、前記フロントファンダクトおよび前記アフトファンダクトは、前記重複が最大の時に、該アフトファンダクトの入口部を前記フロントファンダクトの出口部に連結することにより、前記フロントファンによって圧縮された空気を前記アフトファンに導入し、その圧縮空気を該アフトファンによって更に圧縮して後方へ噴出するように構成されていることとした。
上記ターボファンジェットエンジンでは、上記構成とすることにより、フロントファンダクトの空気取り入れ口からのみ外部空気を取り入れ、その空気をフロントファンで圧縮し、その圧縮された空気をアフトファンに送り込んで更に圧縮し、これをノズルから噴出することが出来る。これにより、小さなバイパス比で必要な推力を得ること、すなわち比較的小さなエンジン正面面積で超音速巡航時に必要な推力を確保することが可能となり、結果として、エンジン付加抵抗の小さい超音速飛行が実現できるようになる。
【００１０】
請求項４に記載のターボファンジェットエンジンでは、前記フロントファンと前記アフトファンは各々別個に外部空気を取り入れて運転する第１形態と、前記フロントファンによって圧縮された空気を前記アフトファンに導入し、その圧縮空気を前記アフトファンによって更に圧縮して後方へ噴出する第２形態とを航空機の運航時において切り替え可能に構成されていることとした。
上記ターボファンジェットエンジンでは、上記構成とすることにより、離陸時においてはジェット騒音が低く抑えられ、且つ超音速巡航時においてはエンジン付加抵抗が小さい超音速飛行を好適に実現することが出来るようになる。
【００１１】
請求項５に記載のターボファンジェットエンジンでは、その一部または全部が航空機の内部に組み込まれ、該航空機の全体を正面から見た場合、前記第１形態より前記第２形態の方が、投影面積が小さくなるように構成されていることとした。
上記ターボファンジェットエンジンでは、上記構成とすることにより、当該ターボファンジェットエンジンの一部または全部が航空機の内部に組み込まれている航空機において、航空機全体としての抵抗が小さな超音速飛行を好適に実現することが出来るようになる。
【００１２】
請求項６に記載のターボファンジェットエンジンでは、前記フロントファンダクトの出口部の形状と、前記アフトファンダクトの入口部の形状とは位相を異にする同一または異の形状を成し、一方の又は双方の位相を変化させることにより前記第１形態と前記第２形態とを切り換え可能に構成されていることとした。
上記ターボファンジェットエンジンでは、上記構成とすることにより、フロントファンダクトの出口部とアフトファンダクトの入口部の重複部分を好適に変化させることが出来る。
【発明の効果】
【００１３】
本発明のターボファンジェットエンジンは上記のとおり構成されているため、超音速で巡航する航空機に適用した場合、以下に記す効果を有する。
先ず離陸時には、フロントファンとアフトファンそれぞれ別個に外部から空気を取り入れて運転することが可能となるので、フロントファンダクトのみから外部空気を取り込む場合と比べて、バイパス空気流量が増大し、バイパス比が大きくなる。これにより、離陸に必要な推力を発生させる際のジェット排気速度が小さくなり、結果として、離陸時におけるジェット騒音を低く抑えることが可能となる。一方、超音速巡航時には、アフトファンダクトの空気取り入れ口をフロントファンダクトの出口に連結し、フロントファンによって圧縮された空気をアフトファンに導入して、さらにアフトファンによって圧縮した後にノズルから噴出する状態に切り替える。これにより、フロントファンとアフトファンがそれぞれ別個に外部から空気を取り入れて運転する離陸時の第１形態に比べてバイパス比が小さくなり、少ない流入空気量で所定の推力を得ることができる。さらに、離陸時の第１形態と比べて、フロントファンダクトとアフトファンダクトが連結している超音速巡航時の第２形態では、比較的小さなエンジン正面面積で超音速巡航時に必要な推力を確保することが可能となり、結果として、離陸時にバイパス比を大きくしたことによる、超音速巡航時のエンジン付加抵抗の増加を抑えることが可能となる。
また、本発明のターボファンジェットエンジンの一部または全部が航空機の内部に組み込まれている航空機においては，該航空機の全体を正面から見た場合、前記第１形態より前記第２形態の方が、投影面積が小さくなるように構成することにより、超音速飛行時の航空機全体としての抵抗を小さくすることが出来るようになる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
図１は、本発明のターボファンジェットエンジン１００を示す要部断面説明図である。
このターボファンジェットエンジン１００は、取り込んだ空気流の一部をコアエンジン２０に導入すると共に残りの空気流を圧縮しながら後方へバイパスするフロントファン１０と、フロントファン１０を内部に収納するフロントファンダクト４０と、圧縮機２１、燃焼器２２、タービン２３および排気ノズル２４から成るコアエンジン２０と、取り込んだ空気流を圧縮しながら後方へ噴出するアフトファン３０と、アフトファン３０を内部に収納し回転可能なアフトファンダクト５０とを具備して構成されている。
【００１５】
フロントファン１０は、高圧タービン２３ａの後段に設置された低圧タービン２３ｂによって駆動される。また、圧縮機２１は高圧タービン２３ａによって駆動される。
【００１６】
アフトファン３０は、タービン２３ｃの外周端部に配設されて、タービン２３ｃの回転と完全に同期させた形態で駆動されるように構成されている。
【００１７】
フロントファンダクト４０は、詳細については図２から４を参照しながら後述するが、入口部の形状が円形であるのに対して出口部の形状が縦横比の大きい、いわゆる横長の矩形を成している。また、入口部から出口部にかけてのダクト内壁は空力的に滑らかな形状である。また、フロントファンダクト４０の出口部は、離陸時においてアフトファンダクト５０の入口部に重複しないように、フロントファン１０およびアフトファン３０は並列に駆動されることになるが、超音速巡航時においては、フロントファンダクト４０の出口部とアフトファンダクト５０の入口部は連結し、フロントファン１０で圧縮された空気は、アフトファン３０に導入されて更に圧縮されて後方へ噴出されることになる。これにより、離陸時においてはバイパス比が大きくなり、コアエンジン２０のジェット排気流の周囲に大流量のバイパス流が流れるため、ジェット騒音を好適に軽減することが出来る一方、超音速巡航時においては離陸時と比べて小さなバイパス比で必要な推力を得ると共にエンジン付加抵抗を小さくすることが出来るようになる。
【００１８】
アフトファンダクト５０は、詳細については図２から４を参照しながら後述するが、入口部の形状は、離陸時においては、縦横比の小さい、いわゆる縦長の矩形を成し、一方、超音速巡航時においては、フロントファンダクト４０の出口部と連結するために、位相を±９０°変化させて横長の矩形に変わる。なお、アフトファンダクト５０の出口部の形状は円形である。
【００１９】
また、離陸時においてはフロントファンダクト４０とアフトファンダクト５０が互いに離隔し且つ位相が異なるように構成される一方、超音速巡航時においてはアフトファンダクト５０が位相を変化させながら軸方向に移動し、フロントファンダクト４０の出口部と連結するように構成しても良い。
【００２０】
図２から４は、本発明のターボファンジェットエンジン１００を超音速航空機に適応した例を示す説明図である。
このターボファンジェットエンジン１００は、図４に示すように翼の内部に埋め込まれている。図４の（ａ）は離着陸時のフロントファンダクト４０およびアフトファンダクト５０の形態を示し、同（ｂ）は超音速巡航時の同形態を示している。なお、本実施例では、このターボファンジェットエンジン１００は、翼の内部に埋め込まれた形態であるが、これに限らずパイロンや胴体等の航空機を構成する部位に埋め込まれた形態、もしくは、簡易に、機体の上部又は下部に取り付けられた形態でもよい。
図３に示すようにフロントファンダクト４０の入口部は円形、出口部は長方形、アフトファンダクト５０の入口部は長方形、出口部は円形とする。離陸時には、図３の（ａ）に示す通り、フロントファンダクト４０とアフトファンダクト５０が別々に空気を取り込む高バイパス比形態を取る。一方、超音速巡航時には、同（ｂ）に示す通り、フロントファンダクト４０の出口をアフトファンダクト５０の入り口に連結して、フロントファンダクト４０のみから空気を取り込んでフロントファン１０とアフトファン３０の両方で空気を圧縮する低バイパス比形態を取る。同（ａ）と同（ｂ）を比較すると分かる通り、離陸時よりも超音速巡航時の方が、エンジンを正面から見た面積が小さくなるように設定する。図４には、当該エンジンを翼の中に組み込んだ状態を示す。フロントファンダクト４０の空気取り入れ口が翼と重なって、航空機全体の正面面積が小さくなるように設定している。
【００２１】
アフトファンダクト５０の入口部については、フロントファンダクト４０の出口部から流出する空気がアフトファンダクト５０に滑らかに流入する形状とする。この場合、フロントファンダクト４０の出口部とアフトファンダクト５０の入口部が完全に一致する必要はなく、アフトファン３０に必要な空気流量がフロントファンダクト４０から流出する空気流量よりも多い場合には、フロントファンダクト４０の出口部よりアフトファンダクト５０の入口部を小さく設定し、反対に少ない場合には、フロントファンダクト４０の出口部よりアフトファンダクト５０の入口部を大きく設定する。いずれの場合にも、超音速巡航時には、フロントファンダクト４０の出口部と同様に、アフトファンダクト５０の入口部は、例えば長方形とし、アフトファンダクト５０の入口部とフロントファンダクト４０の出口部が重なり合って、エンジンの正面面積が小さくなるように形状を設定する。
【００２２】
フロントファン１０のファン動静翼直後からフロントファンダクト４０の出口までは、円形から長方形に断面形状がゆるやかに変化する空力的にみて滑らかなダクト形状とし、内部での剥離や、コーナー部での二次流れ等の損失が小さい形状とする。ダクトを短くしたい場合には、ダクト内壁において、Vortex Generator配置、壁面からの抽気、及び、空気噴き出し等、剥離防止のための境界層制御を行う。また、ダクト断面形状変化により強い旋回流が発生する場合には、旋回を起こしにくい静翼の設計、および、追加での静翼の設置を考慮する。
【００２３】
アフトファンダクト５０の入口部からファンブレードまでは、長方形断面から円形断面に断面形状がゆるやかに変化する空力的にみて滑らかなダクト形状とし、内部での剥離や、コーナー部での二次流れ等の損失が発生しない形状とする。ダクトを短くしたい場合には、ダクト内壁において、Vortex Generator配置、壁面からの抽気、及び、空気噴き出し等、剥離防止のための境界層制御を行う。また、ダクト断面形状変化により強い旋回流が発生して、ファンブレードの回転でうまく空気を圧縮することが困難な場合には、ファンブレードの前に、流れを制御するガイド(静翼)を追加で設置することを考慮する。
【００２４】
アフトファンダクト５０については運航中に回転可動とし、離陸時については、図３の（ａ）に示す通り、アフトファンダクト５０の入口部が正面からみて縦長の長方形となって、フロントファンダクト４０からの流出空気は外部に放出され、アフトファンダクト５０の入口部に外部より空気が流入するように設定する。
【００２５】
一方、超音速巡航時については、図３の（ｂ）に示す通り、アフトファンダクト５０の入口部が正面からみて横長の長方形となって、フロントファンダクト４０からの流出空気はアフトファンダクト５０の入口部に流入するように設定する。すなわち、超音速巡航時には、エンジン正面面積が小さくなるように設定する。
【００２６】
上記ターボファンジェットエンジン１００を超音速で巡航する航空機に適用した場合、以下に記す効果を有する。
離陸時には、フロントファン１０とアフトファン３０はそれぞれ別個に外部から空気を取り入れて運転することが可能となるので、フロントファン１０のみから外部空気を取り込む場合と比べて、バイパス空気流量が増大し、バイパス比が大きくなる。これにより、離陸に必要な推力を発生させる際のジェット排気速度が小さくなり、結果として、ジェット騒音を低く抑えることが可能となる。一方、超音速巡航時には、アフトファンダクト５０の空気取り入れ口をフロントファンダクト４０の出口に連結し、フロントファン１０によって圧縮された空気をアフトファン３０に導入して、さらにアフトファン３０によって圧縮した後にノズルから噴出する状態に切り替える。これにより、離陸時の状態に比べてバイパス比が小さくなり、少ない流入空気量で所定の推力を得ることができる。さらに、離陸時の状態と比べて、アフトファンダクト５０の空気取り入れ口とフロントファンダクトの出口とが連結している状態では、エンジン正面面積が小さくなるように、アフトファンダクト５０の空気取り入れ口及び切替機構を設計することにより、離陸時にバイパス比を大きくしたことによる、超音速巡航時のエンジン付加抵抗の増加を抑えることが可能となる。
【産業上の利用可能性】
【００２７】
本発明のターボファンジェットエンジンは、航空機用ターボファンジェットエンジン、特に巡航時において超音速で飛行する航空機の推進用ジェットエンジンに対し好適に適用することが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明のターボファンジェットエンジンを示す要部断面説明図である。
【図２】本発明のターボファンジェットエンジンの離陸時および超音速巡航時の各バイパス比形態を示す要部断面説明図である。
【図３】本発明のターボファンジェットエンジンの離陸時および超音速巡航時の各バイパス比形態を示す要部斜視説明図である。
【図４】本発明のターボファンジェットエンジンが翼の内部に組み込まれた形態を示す要部断面説明図である。
【符号の説明】
【００２９】
１０    フロントファン
２０    コアエンジン
２１    圧縮機
２２    燃焼器
２３    タービン
２４    排気ノズル
３０    アフトファン
４０    フロントファンダクト
５０    アフトファンダクト
１００  ターボファンジェットエンジン
【図１】
2008082243.tif 000003
【図２】
2008082243.tif 000004
【図３】
2008082243.tif 000005
【図４】
2008082243.tif 000006