(57)【要約】【課題】  超音速推進機のジェット騒音低減のために、外部空気を取り入れエンジン排気と混合することによって排気ジェット速度を低減するミキサエジェクタノズルにおいて、混合によって生じる推力損失を、エンジン流量を増加することで排気速度を高めずに推力を高めて補填する。【解決手段】  低バイパス比ターボファンの低圧タービン静翼を可変とし、低圧タービン下流のコアダクト出口に前後移動可能なテールコーンを設け、離陸時に低圧タービン可変静翼を絞って低圧タービンをチョークさせ、同時にテールコーンを移動してコアダクト出口面積を広げ、低圧タービン膨張比を上昇させ、この二つの可変機構の組み合せにより、ファン回転数を高めてファン空気流量を増し、燃料流量を増さずに推力を上昇させる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
超音速機用低バイパス比ターボファンの低圧タービン静翼を可変機構とし、低圧タービン下流のコアダクト出口に、前後に出し入れ可能なテールコーン、またはプラグを設け、離陸時に低圧タービン可変静翼を絞って低圧タービンをチョークさせ、同時にテールコーンまたはプラグを移動してコアダクト出口面積を広げ、二つの可変機構の組み合わせにより、コアダクトに減速流で順圧力勾配の流れ場を形成して低圧タービンの背圧を下げ、低圧タービン膨張比を上昇させることにより、燃料流量一定でファン回転数を高めエンジン流量を増加して、ジェット排気速度を高めず推力を増し、ジェット騒音低減のため外部空気を導入するミキサエジェクタノズルでの混合による推力損失を補うことによって、推力を落さず騒音を低減できる低騒音超音速推進機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】  この発明は、推力の低下なくジェット騒音を低減する超音速推進機に関する。
【背景技術】
【０００２】  超音速巡航時には、高い比推力を得るため高い排気速度を、離陸時には環境適合性から騒音を低減するため低い排気速度を要求される超音速輸送機用の推進機は、高速と低速でバイパス比（ＢＰＲ：Ｂｙｐａｓｓ  Ｒａｔｉｏ）を変化させることが必須の要件である。【０００３】  ＢＰＲを可変にする可変サイクルエンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｃｙｃｌｅ  Ｅｎｇｉｎｅ）の方式は、各種考えられているが、ファンを駆動する低圧タービン（ＬＰＴ：Ｌｏｗ  Ｐｒｅｓｓｕｒｅ  Ｔｕｒｂｉｎｅ）の静翼を可変にすることで、高圧タービン（ＨＰＴ：Ｈｉｇｈ  Ｐｒｅｓｓｕｒｅ  Ｔｕｒｂｉｎｅ）とＬＰＴの仕事配分を変え、ＢＰＲを変化させる方法が、最も現実的であるとされている。【０００４】  我が国の国家プロジェクトとして国際共同開発研究が進められたＥＳＰＲ（環境適合型次世代超音速システム）は、低圧タービン可変静翼（ＬＰＴ−ＶＧ：Ｌｏｗ  Ｐｒｅｓｓｕｒｅ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ｇｅｏｍｅｔｒｉｅｓ）、及びバイパス流とコア流の混合時に圧力バランスをとるためのリアバビ（Ｒ−ＶＡＢＩ：Ｒｅａｒ−Ｖａｒｉａｂｌｅ  Ａｒｅａ  Ｂｙｐａｓｓ  Ｉｎｊｅｃｔｏｒ）を有するＶＣＥである。【０００５】  ＥＳＰＲが現実的であるとされる理由は、可変部位の設置位置による。ダブルバイパスエンジン、タービンバイパスエンジン、可変流量制御エンジン、インタータービン・バイパスエンジンなどは、コアの流れの一部を抽気し、排気ダクトに再導入して、抽気流量によりＢＰＲを変化させている。【０００６】  コアの流れの途中から抽気し後方に再導入するには、フロントやリアのｖａｒｉａｂｌｅ  ａｒｅａ  ｂｙｐａｓｓ  ｉｎｊｅｃｔｏｒ或いはｄｉｖｅｒｔｅｒ  ｖａｌｖｅを装備しなければならず、エンジン内部が何所も高温である超音速推進機では、可変部位を潤滑、冷却することが極めて難しい。その上、全圧差の大きい三つの異なる流れを混合するのは損失を大きくする。それに対しＥＳＰＲはＬＰＴ−ＶＧがあるものの、コアとバイパスの流れが別々であり、最後に二つの流れを静圧を等しくして混合できる点が、実用上極めて有利である。【０００７】  ＥＳＰＲは、空港騒音対策として、離陸時にＬＰＴ−ＶＧを絞ってＨＰＴに対するＬＰＴの仕事配分を増し、ＢＰＲを高めて排気ジェット速度を５５０ｍ／ｓに落とし、更にミキサエジェクタノズルにより外部空気を取り込んで混合することで、ＩＣＡＯ（国際民間航空機構）の規制値Ａｎｎｅｘ１６  ｃｈａｐｔｅｒ３に対し３．１ｄＢ低い騒音レベルを達成している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】  特許第３９０３２７０号
【特許文献２】  特願２００９−２３８７０９
【非特許文献】
【０００９】
【非特許文献１】  日本ガスタービン学会誌、小特集「航空用ガスタービン」、Ｖｏｌ．２１、Ｎｏ．８４、１９９４年３月
【非特許文献２】  日本ガスタービン学会誌、特集「環境適合型次世代超音速推進システム（ＥＳＰＲ）」、Ｖｏｌ．３２、Ｎｏ．５、２００４年９月
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】  上述のＥＳＰＲは、ＬＰＴ−ＶＧの開閉によるＢＰＲの変化のみでは、排気ジェット速度がまだ高く、ＩＣＡＯの騒音規制値を満たすことはできないので、排気ダクト出口にミキサエジェクタノズルを装着して、エジェクタ効果により外部空気を取り込み、排気速度を下げなければならない。【００１１】  解決しようとする問題点は、ミキサエジェクタにおけるエンジン排気と外部空気の混合は、大きな推力損失を生じる点である。ＥＳＰＲの前身であるＨＹＰＲ（超音速輸送機用推進システム）のミキサエジェクタでの推力損失は、おおよそ７．５％である。
【課題を解決するための手段】
【００１２】  本発明は、騒音低減デバイスの性能を高め推力損失を軽減しようとするものではない。本発明は、騒音低減デバイスであるミキサエジェクタの採用によって、混合損失が生じ減少する推力を回復させることを目的とする。離陸時にＢＰＲを高めるためＬＰＴ−ＶＧを絞るとＬＰＴがチョークするが、そのとき同時にコアダクトの出口面積を広げてコア流量一定でＬＰＴの仕事をより一層増し、燃料流量一定でサイクル的に、同一エンジンのファン吸込み空気流量を増加することによって、排気ジェット速度を下げ、推力を高めることを最も主要な特徴とする。
【発明の効果】
【００１３】  離陸上昇時の短時間、タービン入口温度（ＴＩＴ：Ｔｕｒｂｉｎｅ  ｉｎｌｅｔ  Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）、全圧力比（ＯＰＲ：Ｏｖｅｒａｌｌ  Ｐｒｅｓｓｕｒｅ  Ｒａｔｉｏ）一定で、つまり燃料流量一定で、ＬＰＴ−ＶＧを絞り、コアダクト出口面積を広げて、ファン相対修正回転数を１００％から１１０％に高めた場合の離陸性能の向上を、後述の実施例に基いて行った計算例により、表１に示す。【００１４】
【表１】
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【００１５】  ジェット騒音低減上の問題点は、騒音低減量／１％ジェット推力損失の比であり、ＥＳＰＲにおけるこの目標値は４ｄＢである。従ってこの目標値が達成できれば、本エンジンでは、推力増加分の百分率４．８と４ｄＢの積が１９．２ｄＢとなる。ＥＳＰＲのエジェクタノズルは、エジェクタ効果により外部空気を導入し、且つローブミキサーを併用することにより縦渦効果で、高速ジェットをエジェクタ内で混合し、１８〜２０ｄＢの騒音低減が得られている。【００１６】  ミキサエジェクタでの推力損失軽減技術の進展により、１８〜２０ｄＢの大きな騒音低減量でも、推力損失１％当り４ｄＢ騒音を下げる目標が達成されれば、本サイクルの場合、ファン相対修正回転数１００％でミキサエジェクタ未装着と同等の推力（表４のＴ−１参照）、即ち推力損失なしで１９．２ｄＢ騒音を低減できることが表１から分かる。その際のｓｆｃは表４のＴ−１の値となる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】  本エンジンの概念図である。
【図２】  離陸時のタービン特性図である。
【図３】  コア流れの膨張側Ｔ−ｓ線図である。
【図４】  ファン作動マップである。
【図５】  圧縮機作動マップである。
【発明を実施するための形態】
【００１８】  固定サイクルの超音速機用ターボファンでは飛行マッハ数が増すとＢＰＲが上昇する。ＬＰＴ−ＶＧは超音速巡航時にこれを開くとコア流量が増しＢＰＲの上昇を抑えて比推力を高めることができる。一方、離陸時にＬＰＴ−ＶＧを絞ると回転数の変化が大きい低圧系の回転数降下を抑え、コア流量を減じてＢＰＲを高めることができる。つまりＬＰＴ−ＶＧの作動による離陸時のＢＰＲ上昇は、エンジン空気流量の増加によるものではなく、コア流量の減少によるものである。
【００１９】  同一エンジンで、離陸時にファン吸込空気流量を増加しＢＰＲを高めて推力を上昇させ、騒音低減に伴う推力損失を補填する本ＶＣＥの概念図を図１に示す。図においてＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧縮機、ＣＣは燃焼器、ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＬＰＴ−ＶＧは低圧タービン可変静翼、ＴＣは前後に移動可能なテールコーン或いはプラグでもよい、Ａ７Ｂはエンジン位置７におけるバイパス流路断面積、Ａ７Ｃはコアダクト出口断面積、ＲＭはローブミキサー、ＥＮはエジェクタノズルである。
【００２０】  図示する如く本ＶＣＥは、ＬＰＴ−ＶＧを採用したＥＳＰＲのテールコーンＴＣ（或いはプラグ）を前後に移動可能にしたものであり、ＴＣの移動によってコアダクト出口面積Ａ７Ｃを変化させるエンジンである。
【００２１】  面積Ａ７Ｃを変化させる意味は二つある。
【００２２】１）ＬＰＴ−ＶＧが高圧系と低圧系の仕事の配分を変えるのに対し、ＴＣの移動によるコ  アダクト出口面積Ａ７Ｃの変化は、ＬＰＴとコア排気のエネルギー配分を変える。つま  りコアダクト出口面積Ａ７Ｃを広げるとＬＰＴ背圧が下がり、膨張比が増すのでファン  回転数が上昇する。
【００２３】２）図１におけるエンジン位置７のバイパス流路断面積Ａ７Ｂは固定であり、ＴＣの前後  移動によりコアダクト出口面積Ａ７Ｃを変化させると面積比Ａ７Ｂ／Ａ７Ｃが変化する  ので、コア流とバイパス流の静圧を等しくして混合することができる。つまりＴＣを可  変機構にした分、もう一つの可変機構、リアバビを廃し構造をシンプルにできる。
【００２４】  以上から、コアダクト出口面積を可変にすることによって、ＬＰＴ−ＶＧを単独で用いた場合より離陸上昇時のＢＰＲを高め、エンジン流量を増して推力を上昇させることができる。
【作動原理】
【００２５】  単位時間、単位面積当たりの無次元空気流量を、質量流量パラメータ（ＭＦＰ：ｍａｓｓ  ｆｌｕｘ  ｐａｒａｍｅｔｅｒ）として、数式１で定義する。
【００２６】
【数１】
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【００２７】  ここでｍは質量流量、Ｍはマッハ数、Ａは流路断面積、Ｃｐは定圧比熱、Ｔは全温、Ｐは全圧、κは比熱比である。ＭＦＰ（κ、Ｍ）を一定とすれば、流路断面積Ａを広げると数式１から修正流量が増加する。ＬＰＴ入口とコアダクト出口の状態を、ＭＦＰを用いて表すと、質量保存則からｍ５＝ｍ７Ｃ、よって数式２を得る。
【００２８】
【数２】
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【００２９】  また膨張比と温度比の関係は断熱効率ηを用いて数式３で表される。
【００３０】
【数３】
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【００３１】  上式よりＬＰＴチョーク状態（Ｍ５＝１）で、η、κ、Ｃｐを一定とすれば、数式２左辺のＰ５／Ｐ７Ｃ、Ｔ５／Ｔ７Ｃは、コアダクト出口のマッハ数Ｍ７Ｃと面積比Ａ７Ｃ／Ａ５の関数となり、Ａ５、ＭＦＰ（Ｍ５）一定、即ちＬＰＴ修正流量一定の時、Ａ７Ｃを広げると数式２と数式３から膨張比Ｐ５／Ｐ７Ｃが上昇し、温度比Ｔ７Ｃ／Ｔ５が減少する。全圧比の増加（温度差の拡大）は、エネルギー保存則より、数式４に示す如く周速Ｕを上昇させ低圧ロータの仕事を増す。
【００３２】
【数４】
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【００３３】  ここでＵは動翼の周速、Ｃθは周方向絶対速度である。ＬＰＴ入口の修正流量一定で、数式２の膨張比が増す理由は、ＬＰＴ背圧が低下するためである。ここでいま、添字５を動翼前縁に置き、運動量保存則を適用すると、
【００３４】
【数５】
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【００３５】  ここでｐは静圧、ｒは半径方向座標、Ｑは動翼のトルクである。数式５の左辺第一項は一定で、Ａ７Ｃの拡大により第二項が増加しないためには、即ち角運動量が減少しないためには、コアダクト出口の背圧ｐ７Ｃ、マッハ数Ｍ７Ｃがともに減少しなければならない。つまり数式２の膨張比の上昇は全圧Ｐ７Ｃの低下によるものである。
【００３６】  後述するサイクル計算から、離陸時においてファン相対修正回転数１００％の場合をＴ−１とし、相対修正回転数を１１０％に高めた場合をＴ−２として、エンジン位置７におけるコアダクト出口とファン排気の、マッハ数と圧力の変化を表２に示す。
【００３７】
【表２】
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【００３８】  ここでＭ７ＢとＰ７Ｂ、ｐ７Ｂは、バイパス流のマッハ数および全圧、静圧である。表２からＴ−２はコアダクト出口マッハ数Ｍ７Ｃ、静圧ｐ７Ｃとも減少し、全圧Ｐ７Ｃが低下している。またｐ７Ｃ＝ｐ７Ｂである。尚、圧力単位はｋＰａである。
【００３９】  ＬＰＴ入口修正流量を一定に維持したまま、Ａ７Ｃを開いてＬＰＴの背圧を下げ、膨張比を上昇させるには、ＬＰＴがチョークしていることが条件となる。ＬＰＴがチョークしていない場合、数式４のＴ７ＣはＴ６、数式５のｐ７Ｃ、Ｍ７Ｃ、Ａ７Ｃはｐ６、Ｍ６、Ａ６になる。
【００４０】  面積Ａ６を拡大することはできないので、ＬＰＴがチョークしていない場合、Ａ７Ｃを広げると流管６〜７Ｃはディフューザーとなり、流速が減少して静圧は上昇する。ＥＳＰＲはＬＰＴ−ＶＧを有するため、離陸時にＬＰＴをチョークさせることができる。ＬＰＴがチョークした場合と、していない場合の違いを図２に示す。
【００４１】  図２からＬＰＴチョークの場合は、コアダクト出口面積Ａ７Ｃを広げるとＬＰＴ膨張比が増大することが分かる。一方、円形で囲んだ引き出し図は、チョークしていない場合で、面積Ａ７Ｃを拡大すると図示する如く連続の法則が成り立たず、ＬＰＴ膨張比を高めることはできない。
【００４２】  ＬＰＴ動力の増加は、コアダクト出口面積拡大により、低圧ロータとコア排気のエネルギー配分が変化しＬＰＴの断熱熱落差が増加するためである。このエネルギー配分は、分離型ターボファンとして、コア流れをバイパス流れと混合せずに、分離したまま計算することによって調べることができる。離陸時のＴＩＴを１７２１Ｋとして計算した膨張側のコア流れの状態量変化を図３にＴ−ｓ線図で示す。図３からＬＰＴエネルギーの増加は、数式６に示す有効噴流速度Ｖｅｊを減少させることが分かる。よって排気速度が減少し、エンジン流量が増加する。数式６においてｍａはエンジン流量、ｆは燃料空気混合比である。
【００４３】
【数６】
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【００４４】  コアダクト６〜７Ｃでの作動流体の挙動をより詳しく説明する。作動流体からＬＰＴ動翼へのエネルギー供給を、ＬＰＴ背圧を下げることの物理的意味によって明らかにする。ＬＰＴがチョークしていない状態でＡ７Ｃを開くと、コアダクトは数式７に示すディフューザーになる。
【００４５】
【数７】
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【００４６】  ここでρは密度、ｈはディフューザーにおけるエネルギー損失を表す。流路の広がりにより数式７右辺の速度エネルギーが減少し、圧力エネルギー（静エンタルピー）が増す。よってＬＰＴは膨張流れ、コアダクトは減速流で逆圧力勾配、即ち圧縮流れとなる。一方ＬＰＴがチョーク状態でＡ７Ｃを広げると、コアダクトのエネルギー式は数式８となる。
【００４７】
【数８】
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【００４８】  数式８ではエンジン位置７のコア流れの速度エネルギーＶ７Ｃ２／２と、圧力エネルギー（ｐ／ρ）７Ｃがともに減少する減速流で順圧力勾配の流れ場が形成される。よってＬＰＴとコアダクトは連続したひとつながりの流路と見做すことができ、ＬＰＴもコアダクトも流路全体が断熱膨張の流れとなる。従って熱流体の定常流動の一般エネルギー式に従い、流管入口（ＬＰＴ入口）と出口（コアダクト出口）の全エンタルピ差が、数式４に示すように作動流体から翼に供給される工業仕事となる。
【００４９】  つまりＬＰＴをチョークさせＡ７Ｃを広げて背圧を下げることの意味は、ディフューザーとしては一つの独立した機械要素であるコアダクトを、ＬＰＴをチョークさせることによりＬＰＴと連続した一連の流路とし、流路の出口面積の広がりにより、減速流で順圧力勾配の流れ場を作り出すことにある。尚、減速流で順圧力勾配のコアダクトは、境界層剥離を抑制する流れとなり、数式８の損失ｈが小さくなると考えられる。
【実施例（サイクル計算結果）】
【００５０】  表３にＥＳＰＲの性能諸元を示す。
【００５１】
【表３】
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【００５２】  本サイクル計算では表３を基に計算した。計算に用いたファン作動マップを図４に、圧縮機作動マップを図５に示す。図においてＴ−１は離陸時の作動点であり、ＬＰＴ−ＶＧ、Ａ７Ｃともに絞った設計点である。Ｃは超音速巡航時の作動点で、ＬＰＴ−ＶＧは開きＡ７Ｃは絞ったままである。
【００５３】  Ｔ−２は離陸上昇時で、Ｔ−１の状態からＡ７Ｃを開き、ファン修正回転数を１１０％に高めた場合の作動点である。ファン相対修正回転数１００％の時、ファン入口マッハ数を０．４５と仮定すると、図４ではファン相対修正回転数を１１０％に上昇させるとファン入口マッハ数は約０．４９となる。ＬＰＴ−ＶＧを絞るとファン流量一定でコア流量を減らすことができるが、可変ＴＣと併用するとコア流量一定でファン流量を増すことができる。因みに、ファンの遠心加速度は回転数の二乗に比例するが、ＣＦ６エンジンのＮ１最大回転数は１１８．５％である。Ｃ、Ｔ−１、Ｔ−２におけるエンジン性能を表４に示す。
【００５４】
【表４】
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【００５５】  ＥＳＰＲではＣＯ２排出削減の新技術の一つとして、冷却空気を５６％も削減している。これ等の高度な技術情報は一般には入手困難である。そのため本計算では、定式化の際、冷却空気量、及びキャビンエアーを考慮していない。従って表４は、絶対値に意味はないが、Ｔ−１に対するＴ−２の相対的なエンジン性能向上の傾向を知ることができる。最も顕著な例はジェット速度Ｖｊであり、実際よりかなり大きな速度となっている（ミキサエジェクタ未装着の状態）。しかしながらエンジン空気流量が増加したＴ−２のＶｊがＴ−１のＶｊより２０．８ｍ／ｓ減少し、しかも推力が大きくなっている。これは本発明の目的に照らして極めて意義深い。表４から、Ｔ−１に対するＴ−２のエンジン性能向上の値を示したのが表１である。
【産業上の利用可能性】
【００５６】  ＬＰＴ静翼の角度変化によりガスゼネレータの流量を制御し、部分負荷性能を改善する方法は古くからあり、例えば米陸軍のＭ１戦車に搭載されているＡＧＴ１５００に採用されている。しかしＬＰＴ−ＶＧによりＶＣＥのＢＰＲを可変にするコンセプトはＥＳＰＲが初めてであろう。【００５７】  一方、テールコーンを出し入れする方法はもっと古く、１９４０年代にドイツのＪｕｍｏ００４エンジンが採用しているが、これはターボジェットの排気ノズルを可変にするものであって、コアダクト出口面積を可変にし、ＢＰＲを変化させるものではない。【００５８】  従ってＬＰＴ−ＶＧとコアダクト出口面積可変機構を組み合せて、ＬＰＴ−ＶＧによりＬＰＴをチョークさせ、同時にテールコーンＴＣの前後移動によるコアダクト出口面積の拡大により、燃料流量一定で同一エンジンの流量を増してＢＰＲを高め、推力を増すというコンセプトは新規性に富むものである。【００５９】  そのコンセプトを、超音速推進機のジェット騒音低減によって生じる推力損失を回復させることに用いるという技術思想は、当業者が容易に類推できるものではなく、進歩性に富んでいると言えよう。【００６０】  環境適合性を目指す次世代超音速推進機の三大課題は、低騒音、ＮＯｘ排出削減、ＣＯ２排出削減である。本発明はジェット騒音低減時の推力低下を補填し、しかもその際ｓｆｃを低減することができるのでＣＯ２排出を削減するという、先行技術を超えた効果が得られるので、産業上の利用可能性も極めて高い。
【符号の説明】
【００６１】ＦＡＮ：ファン            ｆ：燃料空気混合比          ＨＰＣ：圧縮機
ＣＣ：燃焼器              ＨＰＴ：高圧タービン        ＬＰＴ：低圧タービン
ＬＰＴ−ＶＧ：低圧タービン可変静翼
ＴＣ：前後に出し入れ可能なテールコーン
Ａ：流路断面積              Ａ７Ｂ：バイパス流路出口断面積
Ａ７Ｃ：コアダクト出口断面積      Ｃ：超音速巡航時の作動点又は性能
ＲＭ：ローブミキサー        ＥＮ：エジェクタノズル
Ｔ−１：ファン相対修正回転数１００％の作動点又は性能
Ｔ−２：ファン相対修正回転数１１０％の作動点又は性能
数字：エンジンの各断面位置を表す
【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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