(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボファンエンジンであって、前方から軸心上に圧縮機と燃焼器とタービンとが順に並んだコアエンジンと、コアエンジンの先端に前記軸心周りに回転駆動可能に設けられ複数のファン動翼が円周方向に並べられた前部ファンと、前部ファンと少なくともコアエンジンの先端部とを円周状に囲うファンナセルと、コアエンジンとファンナセルとの間に円周方向へ並べられた複数の出口案内静翼と、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を変更出来る間隔変更手段と、を備え、
間隔変更手段が、コアエンジンとファンナセルとの間で出口案内静翼を軸方向に移動可能にする移動駆動機構を有することを特徴とするターボファンエンジン。
【請求項２】
移動駆動機構が、出口案内静翼を軸方向移動自在に支持する直線ガイド機構と、出口案内静翼を軸方向に移動させる直線駆動機構とを有することを特徴とする請求項１に記載のターボファンエンジン。
【請求項３】
移動駆動機構が、出口案内静翼を軸方向に傾倒可能に支持する回転支持機構と、出口案内静翼を軸方向に傾倒する回転駆動機構とを有することを特徴とする請求項１に記載のターボファンエンジン。
【請求項４】
前方から軸心上に圧縮機と燃焼器とタービンとが順に並んだコアエンジンと、コアエンジンの先端に前記軸心周りに回転駆動可能に設けられ複数のファン動翼が円周方向に並べられた前部ファンと、前部ファンと少なくともコアエンジンの先端部とを円周状に囲うファンナセルと、コアエンジンとファンナセルとの間に円周方向へ並べられた複数の出口案内静翼と、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を変更出来る間隔変更手段と、を備えるターボファンエンジンを用意し、
離陸時又は着陸時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げ、高空巡航時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭めることを特徴とするターボファンエンジンの運転方法。
【請求項５】
請求項１〜請求項３のいずれかに記載のターボファンエンジンを用意し、離陸時又は着陸時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げ、高空巡航時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭めることを特徴とするターボファンエンジンの運転方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ターボファンエンジンに係る。特にバイパス部の構造に特徴のあるターボファンエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来のターボファンエンジンの構造を、図を基に説明する。図４は、従来の装置の概念図である。
ターボファンエンジン１は、コアエンジン１０とバイパス部２０とを備える。コアエンジン１０はターボファンエンジン１の中心に設けられ、コアナセル１１と高圧圧縮機１２と燃焼器１３と高圧タービン１４とを有している。高圧圧縮機１２と燃焼器１３と高圧タービン１４とは、コアナセル１１の内部の軸線上に前方から順に並んでいる。高圧圧縮機１２は、コアエンジン１０の前方から入ってくる空気を圧縮する。燃焼器１３は、その圧縮された空気と燃料を混ぜて燃焼させて燃焼ガスを作る。高圧タービン１４は、その燃焼ガスを膨張させて回転力を取り出す。高圧タービン１４と高圧圧縮機１２とは一般に中空の回転軸で連結されている。コアナセル１１が高圧圧縮機１２と燃焼器１３と高圧タービン１４とを囲い、コアエンジン１０の外形を形成している。
【０００３】
ターボファンエンジン１のバイパス部２０は、ファンナセル２１と前部ファン２２と出口案内静翼２４と低圧圧縮機２６と低圧タービン２７とを備える。前部ファン２２は、コアエンジン１０の前方に回転駆動できる様に設けられ、周囲に所定ピッチで設けられたファン動翼２３を有する。ファンナセル２１は、前部ファン２２と少なくともコアエンジン１０の先端部とを円周方向に囲う様に設けられた円筒形状のダクトである。ファンナセル２１は、コアナセル１１の外周から伸びた複数の支持柱２５に支持される。複数の出口案内静翼２４が、コアナセル１１とファンナセル２１との間でファン動翼２３と支持柱２５との間の円筒形状隙間に円周方向へ配置されて設けられる。
低圧圧縮機２６は、前部ファン２２と高圧圧縮機１２との間に設けられ、低圧圧縮空気を高圧圧縮機１２に送る。低圧タービン２７は、高圧タービン１４の後方に設けられ、高圧タービン１４の排気により駆動される。低圧タービン２７と前部ファン２２、低圧圧縮機２６は駆動軸で連結されている。その駆動軸は、コアエンジンの回転軸の中心を貫通している。
【０００４】
従来のターボファンエンジンの作用を説明する。図５は、従来のバイパス空気流れの説明図である。
前部ファン２２が回転し、前方の空気を後方に押しやる。空気の流れは、コアエンジン１１に流れるコアエンジン空気流とその他のバイパス空気流に分離される。
コアエンジン空気流は、低圧圧縮機２６と高圧圧縮機１２とで順に圧縮され、燃焼器１３で燃料を燃焼させて高圧ガスとなり、その高圧ガスが膨張して高圧タービン１４と低圧タービン２７とを順に回転させて、ターボファンエンジン１の後方から排気される。
バイパス空気流は、ファン動翼２３により後方に押し出された際に回転流れとなり、出口案内静翼２４で案内されて軸心に平行な流れとなり、支持柱２５の隙間を通過して、ファンナセル２１の後部（ファンノズルという。）から後方に吹きだし、推進力を発生する。航空機用の高バイパスエンジンの場合であれば、バイパス空気流の推力が、エンジン推進力の大部分を占める。
【０００５】
次に、バイパス部の騒音特性と空力特性を、図を基に説明する。図３は、騒音レベルと空力効率のグラフである。
前部ファンのファン動翼と出口案内静翼とで組み合わされた空力特性は、ターボファンエンジン１の効率に大きな影響を与える。特に、出口案内静翼２４は、ファン動翼２３で出来た回転流を軸に平行な直線流れに変更する重要な役目を果たす。出口案内静翼２４の後流に残った旋回流は推進力を発生せずに、後方に捨てられてエネルギーロスとなる。
一方、前部ファンのファン動翼と出口案内静翼とは、ターボファンエンジンの主要な騒音源の一つである。ファン動翼２３と出口案内静翼２４とで発生した騒音は、ファンナセル２１の前部と後部の開口部から遮るものなく周囲に放射される。
【０００６】
図３に示すように、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向距離を離すと騒音が低減する。ターボファンエンジンの運転時には、出口案内静翼のバイパス空気流がぶつかる先縁部ａに高い圧力ｂが発生する。隣り合う出口案内静翼２４の隙間の圧力は低いので、前部ファンの後方には異なる圧力が円周方向に並んだ流れが生じている。ファン動翼が前部ファンの回転に伴って、その後方の流れに直交して回転すると、大きな騒音が発生する。
従来の設計では、騒音が環境に許容される範囲に収まる様に、ファン動翼と出口案内静翼との距離Ｈを決定していた。この場合、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間の距離Ｈは、空力的な効率が最大になるファン動翼２３と出口案内静翼２４との間の距離Ｈよりも長くなり、バイパス部の空力効率が低下する結果、燃費が悪くなっていた。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
上述のターボファンエンジンの場合、ターボファンエンジンの高出力化により騒音が大きくなる傾向があり、環境問題からも一層の騒音低下が求められる。また、燃費の改善のために、空力効率の向上が要請されている。
ところで、騒音が問題になるのは、飛行機が低空飛行をしている時であり、特に離発着時には、空港付近の環境の改善のために、低騒音が求められる。それに比較して、高高度を巡航中は、ターボファンエンジンの騒音は問題になっていない。
一方、飛行機の運用時間のほとんどは高高度を巡航しており、この時間のターボファンエンジンの空力効率を改善すると、全体の燃費を下げることが出来る。
【０００８】
本発明は以上に述べた問題点に鑑み案出されたもので、従来のターボファンエンジンにかわって、騒音問題を低減でき、さらに燃費を改善できるターボファンエンジンを提供しようとする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明に係るターボファンエンジンは、ターボファンエンジンであって、前方から軸心上に圧縮機と燃焼器とタービンとが順に並んだコアエンジンと、コアエンジンの先端に前記軸心周りに回転駆動可能に設けられ複数のファン動翼が円周方向に並べられた前部ファンと、前部ファンと少なくともコアエンジンの先端部とを円周状に囲うファンナセルと、コアエンジンとファンナセルとの間に円周方向へ並べられた複数の出口案内静翼と、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を変更出来る間隔変更手段と、を備え、間隔変更手段が、コアエンジンとファンナセルとの間で出口案内静翼を軸方向に移動可能にする移動駆動機構を有するものとした。
【００１０】
上記本発明の構成により、圧縮機と燃焼器とタービンとがコアエンジンの軸心上に並び、複数のファン動翼が円周方向に並べられた前部ファンがコアエンジンの先端に軸心中心に回転駆動可能に設けられ、ファンナセルが前部ファンと少なくともコアエンジンの先端部との円周状に囲い、複数の出口案内静翼がコアエンジンとファンナセルとの間に円周方向へ並べられ、間隔変更手段がファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を変更出来るので、
前部ファンで後ろに押し込まれた空気の一部はコアエンジンに入り圧縮機と燃焼室とタービンを通って排気され、その他の空気は出口案内静翼を通ってコアエンジンとファンナセルとの間を通って後ろへ排気され、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げると、ファン動翼と出口案内静翼との空力的な相互作用が弱まり、騒音が小さくなり、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭めると、出口案内静翼の整流効果が強まり、空気効率が良くなるので、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択可能になる。
【００１１】
さらに、移動駆動機構がコアエンジンとファンナセルとの間で出口案内静翼を軸方向に移動可能にするので、出口案内静翼を軸の前方向に移動するとファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔がせまくなって空気効率が良くなり、出口案内静翼を軸の後ろ方向に移動するとファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔が広くなって騒音が小さくなり、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択可能になる。
【００１２】
また、本発明に係るターボファンエンジンは、移動駆動機構が、出口案内静翼を軸方向移動自在に支持する直線ガイド機構と、出口案内静翼を軸方向に移動させる直線駆動機構とを有するものとした。
上記本発明の構成により、直線ガイド機構が出口案内静翼を軸方向移動自在に支持し、直線駆動機構が出口案内静翼を軸方向に移動させるので、
直線駆動機構が直線ガイド機構に支持された出口案内静翼を軸方向に移動でき、直線駆動機構を作動させることで、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択できる。
【００１３】
さらに、本発明に係るターボファンエンジンは、移動駆動機構が、出口案内静翼を軸方向に傾倒可能に支持する回転支持機構と、出口案内静翼を軸方向に傾倒する回転駆動機構とを有するものとした。
上記本発明の構成により、回転支持機構が出口案内静翼を軸方向傾倒自在に支持し、回転駆動機構が出口案内静翼を軸方向に傾倒させるので、
回転駆動機構が回転支持機構に支持された出口案内静翼を軸方向に傾倒でき、回転駆動機構を作動させることで、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択できる。
【００１４】
さらに、本発明に係るターボファンエンジンの運転方法は、上記のターボファンエンジンを用意し、または、前方から軸心上に圧縮機と燃焼器とタービンとが順に並んだコアエンジンと、コアエンジンの先端に前記軸心周りに回転駆動可能に設けられ複数のファン動翼が円周方向に並べられた前部ファンと、前部ファンと少なくともコアエンジンの先端部とを円周状に囲うファンナセルと、コアエンジンとファンナセルとの間に円周方向へ並べられた複数の出口案内静翼と、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を変更出来る間隔変更手段と、を備えるターボファンエンジンを用意し、離陸時又は着陸時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げ、高空巡航時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭めるものとした。上記本発明の構成により、離陸時又は着陸時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げて騒音を小さくし、高空巡航時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭め空力効率を良くすることができるので、環境に騒音を放射せず、燃費のよいターボファンエンジンを実現できる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい第一の実施形態を、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１６】
本発明の第一の実施形態に係るターボファンエンジンの構造を説明する。図１は、本発明の第一の実施形態の概念図である。
【００１７】
コアエンジン１０の構造は従来のものと同じなので説明を省略する。
ターボファンエンジン１のバイパス部２０は、ファンナセル２１と前部ファン２２と出口案内静翼２４と低圧圧縮機２６と低圧タービン２７と移動駆動機構３０（間隔変更手段に相当する）とを備える。前部ファン２２は、コアエンジン１０の前方に回転駆動出来るように設けられ、周囲に所定ピッチで設けられたファン動翼２３を有する。ファンナセル２１は、前部ファン２２と少なくともコアエンジン１０の先端部とを円周方向に囲う様に設けられた円筒形状のダクトである。ファンナセル２１は、コアナセル１１の外周から伸びた複数の支持柱２５に支持される。出口案内静翼２４が、コアナセル１１とファンナセル２１との間のファン動翼２３と支持柱２５の間の円筒形状隙間に円周方向へ所定ピッチで設けられる。
低圧圧縮機２６は、前部ファン２２と高圧圧縮機１２の間に設けられ、低圧圧縮空気を高圧圧縮機１２に送る。低圧タービン２７は、高圧タービン１４の後方に設けられ、高圧タービンの排気により駆動される。低圧タービン２７と前部ファン２２、低圧圧縮機２６とは駆動軸で連結されていいる。その駆動軸は、コアエンジンの回転軸の中心を貫通している。
【００１８】
移動駆動機構３０は、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との軸方向間隔を変更出来る手段であり、コアナセル１１とファンナセル２１との間で出口案内静翼２４を軸方向に移動可能である。
移動駆動機構３０は、直線ガイド機構３１と直線駆動機構３２とを有する。直線ガイド機構３１は、出口案内静翼２４をコアナセル１１とファンナセル２１との間で軸方向移動自在に支持する機構であり、例えば、リニアガイド３１である。リニアガイド３１は、ファンリニアガイドとコアリニアガイドとからなる。ファンリニアガイドはファンナセルの中に設置され、出口案内静翼の外周側の端を軸方向に移動自在に支持する。コアリニアガイドはコアナセルの中に設置され、出口案内静翼の内周側の端を軸方向に移動自在に支持する。
直線駆動機構３２は、出口案内静翼２４を軸方向に移動可能な機構であり、例えば、送りねじとその送りねじを駆動する電動モータである。直線駆動機構３２はは、例えばファンナセル２１の中に配置される。電動モータが送りねじを回転すると、リニアガイド３１にガイドされた出口案内静翼２４を軸方向に移動させる。例えば、電動モータを正転すると、出口案内静翼２４が軸の前方向に移動して、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間隔が狭くなる。電動モータを逆転すると、出口案内静翼２４が軸の後方向に移動して、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間隔が広くなる。
【００１９】
次に、ターボファンエンジンの作用を、運転手順に従って、説明する。
飛行機の離陸時又は着陸時には、電動モータを逆転させて、出口案内静翼２４を軸方向の後方に位置させる。ファン動翼２３と出口案内静翼２４の間隔が広いので、ファン動翼２３と出口案内静翼２４の空力的な相互作用が弱まり、バイパス部２０の騒音が低減される。一方、出口案内静翼２４による整流効果が減少するので空力効率が低下し、離着陸の短い時間は、燃料を多く使用する。
飛行機の高度巡航時には、電動モータを正転させて、出口案内静翼２４を軸方向の前方に位置させる。ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間隔が狭いので、出口案内静翼２４の整流効果が高まり空力効率が向上し、燃費が改善される。一方、ファン動翼２３と出口案内静翼２４の空力的な相互作用が弱まり、バイパス部の騒音が大きくなるが、高度を巡航しているので環境に悪影響は与えない。
【００２０】
次に、本発明の好ましい第二の実施形態を、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２１】
本発明の第二の実施形態に係るターボファンエンジンの構造を説明する。図２は、本発明の第二の実施形態の概念図である。
【００２２】
コアエンジン１０の構造は従来のものと同じなので説明を省略する。
ターボファンエンジン１のバイパス部２０の構造は移動駆動機構を除き同一なので、同一部分の説明を省略する。
【００２３】
移動駆動機構４０は、ファン動翼２３と出口案内静翼２４の軸方向間隔を変更出来る手段であり、コアナセル１１とファンナセル２１との間で出口案内静翼２４を軸方向に移動可能である。
移動駆動機構４０は、回転支持機構４１と回転駆動機構４２とを有する。回転支持機構４１は、出口案内静翼２４をコアナセル１１とファンナセル２１との間で軸方向に傾倒可能に回転支持する機構であり、例えば、ピン支持部である。ピン支持部は、出口案内静翼２４の内側の一端をコアナセル１１に回転自在に固定支持する。
回転駆動機構４２は、出口案内静翼２４を軸方向に傾倒可能な機構であり、例えば、電動シリンダである。電動シリンダのロッド先端が出口案内静翼２４の外側の端に連結される。電動シリンダが作動すると、ピン支持部に回転自在に固定された出口案内静翼２４を軸方向に傾倒させる。例えば、電動シリンダがロッドを延ばすと、出口案内静翼２４が軸の前方向に傾倒して、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間隔が狭くなる。電動シリンダがロッドを縮めると、出口案内静翼２４が軸の後方向に傾倒して、ファン動翼２３と出口案内静翼２４との間隔が広くなる。
【００２４】
次に、ターボファンエンジンの作用を、運転手順に従って、説明する。
飛行機の離着陸時には、電動シリンダがロッドを縮めて、出口案内静翼２５を軸方向の後方に傾倒させる。ファン動翼２３と出口案内静翼２４の間隔が広いので、ファン動翼２３と出口案内静翼２４の空力的な相互作用が弱まり、バイパス部２０の騒音が低減される。一方、出口案内静翼２４による整流効果が減少するので空力効率が低下し、離着陸の短い時間は、燃料を多く使用する。
飛行機の高度巡航時には、電動シリンダがロッドを延ばして、出口案内静翼２４を軸方向の前方に傾倒させる。ファン動翼２３と出口案内静翼２４の間隔が狭いので、出口案内静翼２４の整流効果が高まり空力効率が向上し、燃費が改善される。一方、ファン動翼２３と出口案内静翼２４の空力的な相互作用が弱まり、バイパス部の騒音が大きくなるが、高度を巡航しているので環境に悪影響は与えない。
【００２５】
上述の実施形態のターボファンエンジンを用いれば、航空機の運用状況に合わせて自由にファン動翼の出口案内静翼の間隔を選ぶことが出来て、環境に騒音を放射せず、なおかつ燃費の良い運転をすることができる。
また、出口案内静翼をコアナセルとファンナセルとの間で軸方向に移動させる機構により、出口案内静翼とファン動翼の間隔距離を簡単に選ぶことが出来る。また、移動駆動機構をコアナセルまたはファンナセルの内部に仕込むことができ、ターボファンエンジンの他の空力性能に影響を与えることなく、所定の効果を発揮できる。
【００２６】
本発明は以上に述べた実施形態に限られるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更が可能である。
移動駆動機構は、説明の構造に限定されずその他の形式を採用しても良く、例えば、ファン動翼を前後に移動可能にしてもよい。
図示では、移動駆動機構や回転駆動機構をファンナセル内に設置したがこれに限定されず、例えば、コアナセル内に置いてもよい。
【００２７】
【発明の効果】
以上説明したように本発明のターボファンエンジンは、その構成により、以下の効果を有する。
前部ファンで後ろに押し込まれた空気の一部はコアエンジンに入り圧縮機と燃焼室とタービンを通って排気され、その他の空気は出口案内静翼を通ってコアエンジンとファンナセルとの間を通って後ろへ排気され、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げると、ファン動翼と出口案内静翼との空力的な相互作用が弱まり、騒音が小さくなり、ファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭めると、出口案内静翼と整流効果が強まり、空気効率が良くなるので、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択可能になる。
また、出口案内静翼を軸の前方向に移動するとファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔がせまくなって空気効率が良くなり、出口案内静翼を軸の後ろ方向に移動するとファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔が広くなって騒音が小さくなり、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択可能になる。
また、直線駆動機構が直線ガイド機構に支持された出口案内静翼を軸方向に移動でき、直線駆動機構を作動させることで、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択できる。
また、回転駆動機構が回転支持機構に支持された出口案内静翼を軸方向に傾倒でき、回転駆動機構を作動させることで、騒音を小さくしたい時と空力効率を良くしたい時とを選択できる。
また、離陸時又は着陸時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を広げて騒音を小さくし、高空巡航時にファン動翼と出口案内静翼の軸方向間隔を狭め空力効率を良くすることができるので、環境に騒音を放射せず、燃費のよいターボファンエンジンを実現できる。
従って、騒音問題を低減でき、さらに燃費を改善できるターボファンエンジンとその運転方法を提供できる。
【００２８】
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第一の実施形態の概念図である。
【図２】本発明の第二の実施形態の概念である。
【図３】騒音レベルと空力効率のグラフである。
【図４】従来の装置の概念図である。
【図５】従来のバイパス空気流れの説明図である。
【符号の説明】
１    ターボファンエンジン
１０    コアエンジン
１１    コアナセル
１２    高圧圧縮機
１３    燃焼器
１４    高圧タービン
２０    バイパス部
２１    ファンナセル
２２    前部ファン
２３    ファン動翼
２４    出口案内静翼
２５    支持柱
２６    低圧圧縮機
２７    低圧タービン
３０    移動駆動機構
３１    ガイド機構
３２    直線駆動機構
４０    移動駆動機構
４１    回転支持機構
４２    回転駆動機構
【図１】
0004061635.tif 000002
【図２】
0004061635.tif 000003
【図３】
0004061635.tif 000004
【図４】
0004061635.tif 000005
【図５】
0004061635.tif 000006