"低バイパス比ターボファンエンジンの低圧タービン直下のコアダクト出口に、前後に出し入れ可能な可動テールコーンを設けて、このテールコーンを前後に移動してコアダクト出口面積を変化させ、コアダクト出口面積の変化により低圧タービン膨張比を増減すると同時に、エンジン位置7におけるバイパス流とコア流の静圧を等しくして混合することを可能とし、離陸時においてはコアダクト出口面積を広げてファン回転数を高め、コア流量を減らさずにエンジン流量を増加して、排気速度を下げ、且つ推力を高め、遷音速上昇時及び超音速巡航時には、燃料流量を増し全圧力比を高めて推力を上昇させた時、コアダクト出口面積を絞って低圧タービン背圧の低下を防いでファンが過回転になることを防ぎ、超音速飛行を可能にする高推力を得ることができる、単純な構造の可変機構によって成る可変サイクルエンジン。解決しようとする問題点は2点ある。第1点は、LPT-VGの冷却と潤滑が困難な点であり、且つバイパス流とコア排気の混合における圧力調整機構の複雑さである。第2点は、従来のVCEは、前述の如くコア流量の増減によってBPRを変化させた。離陸時はBPRを高めるためにコア流量を減らし、超音速では比推力を高めるためにコア流量を正常に戻してBPRを下げた。しかしながら空港騒音規制が厳しい今日、騒音低減化デバイスを装着せねばならず、例えばミキサエジェクタノズルを用い、外部空気を導入し、エンジン排気と混合して排気速度を下げると、大きな推力損失を生じる。HYPRはミキサエジェクタノズルで15dBの騒音を低減するため、7.5推力を失う。これに対し本発明では、離陸時はコア流量を減らさずにファン流量を増すことによって、BPRを高めて排気速度を下げ、同時に推力を高める。また超音速ではBPRを低めるという考え方ではなく、全圧力比OPR:OverallPressureRatioを高めて推力を増加し、同時にファンが過回転にならないよう簡単な手段でLPTを制御するという、小型VCEに適したコンセプトを樹立し、VCEがもつ問題点を解決しようとするものである。本発明の概念図を図1に示す。図においてFANはファン、HPCは圧縮機、CVSVは圧縮機可変静翼、CCは燃焼器、HPTは高圧タービン、LPTは低圧タービン、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。図示する如く、本発明は容易に改造できる、より簡単な可変機構とするため、LPT-VGを廃し、より低温となる下流に配置されるテールコーンTCを前後に移動可能とした。TCの移動によってコアダクト出口面積A7Cを変化させると、LPT膨張比を増減し、ファン回転数を制御できる。単位時間、単位面積当たりの無次元空気流量を質量流束パラメータMFP:massfluxparameterとして、数式1で定義する。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。MFPκ,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。LPTがチョークしているときA5、MFPM5一定から数式2の左辺P5/P7C、T5/T7Cは、コアダクト出口のマッハ数M7Cと面積比A7C/A5の関数となる。燃料流量一定でコアダクト出口面積A7Cを広げるとコアダクト出口マッハ数M7Cが低下MFPM7Cが減少するが、面積比A7C/A5の増加の割合の方が大きく、数式2の左辺が増加する。膨張比P5/P7Cが上昇すれば温度比の逆数T5/T7Cも増加するが、分母は温度の平方根であるため分子の増加の割合が大きくなる。断熱流れにおいては、全エンタルピの変化は、その間になされる外部仕事に対応するので、TCの移動によってコアダクト出口面積A7Cを広げ、LPTの全エンタルピ降下量を増すと、作動ガスからLPTに供与されるエネルギーが増加して出力が上昇する。LPT直下のコアダクト出口面積A7Cを絞ると、まったく逆にLPT背圧の低下が抑えられ、LPTの仕事が減少する。よって本VCEはTCの前後移動によりファン回転数が増減しBPRが変化する。エンジン位置7でコアダクト出口排気とファンバイパス流を混合する時、コア側の静圧p7Cとバイパス側の静圧p7Bは数式3に示す如く等しくなければならない。従って位置7におけるバイパス流のマッハ数M7B、コア流のマッハ数M7Cは数式4で得られる。ここでPは全圧、pは静圧、m=κ-1/κ、添え字cは圧縮側、tはタービン側である。コアダクト出口面積A7Cとバイパスダクト面積A7Bの比は、数式5で与えられる。ここでρは密度、Vは流速、fは燃料空気混合比、tは静温である。コアダクト出口面積A7CとLPT膨張比の関係を表す数式2と、直上の数式5を同時に満たす作動点では、コア流とバイパス流を等しい静圧で混合し、同時にLPT膨張比を変化させることができる。即ち可動式TCによるコアダクト出口面積A7Cの可変機構は、HYPRのLPT-VGとR-VABIを兼ね合わせた機能をもっていると言える。可動コーンはジェットエンジン黎明期のJumo004に既に用いられていた。但し、Jumo004はターボファンではなくターボジェットであり、その可変排気コーンは高圧軸と低圧軸の速度比を変えBPRを変化させる機構ではない。このエンジンの可変排気コーンは飛行中の推力を制御する際に、タービン入口温度TIT:TurbineinletTemperatureを一定に保つために工夫されたものである。本発明の可動コーンは排気ノズルではなくコアダクト出口に設置し、これを前後に移動することにより、高低二つの軸の速度比を変化させ、同時にバイパス流れとコア流れの混合時の静圧を等しく保つ。故に本エンジンの可動コーンとターボジェットの可変排気コーンとは技術上の思想を全く異にする。コアダクト出口面積の増減により得られる離陸時と遷音速での効果を表1に示す。先ず離陸時における効果は、コアダクト出口面積A7Cを設計点の約1.29倍に広げると、エンジン流量が7.8、コア流量が2.4増加し、BPRが高まって排気ジェット速度が減少するにも関らず推力が5.8増加、しかも燃料消費率sfcが4.3減少する。従って騒音低減化デバイスにおける推力損失を補うことができる。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のミキサエジェクタノズルにおけるこの目標値は4dBである。従ってこの目標値を達成できれば、本エンジンでは、推力増加分の百分率5.837と4dBの積、23.35dBのジェット騒音を、設計点推力を維持したまま低減できることになる。次に遷音速上昇時における効果は、音の壁を突破し超音速飛行に移るとき、TITを高めOPRを上昇させて、同時にA7Cを設計点の約0.98倍に僅かに絞ってファン相対修正回転数の上昇を約110に抑えると、コア流量の増加10.97の方が、エンジン流量の増加6.0の割合より大きく、BPRが下がると同時に、推力は18.8上昇する。従って音速を超える高推力をアフターバーナーなしで確保できるので、燃費が大幅に改善される。超音速巡航時では、TITは最高温度になり、固定サイクルの場合上昇してしまうBPRを抑えるためA7Cを設計点の0.91倍に絞ると、ファン機械回転数を100に保つことができる表2参照。このような運転が可能なのは、飛行マッハ数が1.8前後のSSBJではラム圧力の影響によってCDT圧縮機出口温度が材料許容温度を越えることはないからである。SSBJ用小型エンジンとして、低バイパス比ターボファンのBPRを出来るだけ簡単な改造で可変化するという目的を、テールコーンを前後移動することによってLPT膨張比を変化させ、従来のVCEのようにコア流量を増減するのではなく、ファン回転数ファン吸込み空気流量を制御することによって実現した。実施例として行ったサイクル計算に用いたファン特性マップを図2に、圧縮機特性マップを図3に示す。実際の超音速戦闘機のマップやデータは入手できないため、両マップは仮想のものであり、実物のマップではない。図において、1は離陸時設計点、1-1は離陸時にコアダクト出口面積A7Cを開いた作動点。2はマッハ0.95の遷音速、2-1は遷音速上昇で面積A7Cを絞った作動点2および2-1は白丸で表示、3は飛行高度16km、飛行マッハ数1.8の超音速巡航時の作動点である。図2、図3に示した作動条件におけるエンジン性能を表2に示す。先ず離陸時に設計点1から作動点1-1に運転点を移す。この場合の条件は、燃料流量一定、また高圧タービンHPT:HighPressureTurbineとLPTはチョーク状態にある。コアダクト出口面積A7Cを開きLPTの全エンタルピ降下量を増し膨張比を上げると、LPTのエネルギーが増すのでファン回転数が上昇しエンジン流量が増加する。LPT回転数が上がったことによりファンのコア側出口条件が変わり、圧縮機入口ではコア流量mc、圧力P2、温度T2とも上昇し、圧縮機に、より高い密度のより多くの流量が流れ込む。従って圧縮機修正回転数は少々下がる。燃料流量一定、HPT、LPTともチョークが条件だからHPTの仕事は増さず、新しい熱力学的平衡点は、A7Cを広げる直前に比べT4は下がるがHPT入口修正流量は変化しない。ファンのコア側は圧縮機に流量を押し込むため圧力比が上昇し、BPRが増える流れ場が形成される。結果として推力が上昇して、sfcは低減され、ジェット速度Vjも減少する冷却空気等を考慮していないため表2の排気速度は実際より高い。遷音速巡航2においては、ファン修正回転数を100に維持するためA7Cを僅かに開いてLPT出力を保つ。遷音速上昇2-2は、音の壁を破り超音速飛行に入るためエンジン流量を増し、且つ比推力を高めた場合である。燃料流量を増加して圧縮機圧力比を高め、推力を増すが、そのままでは当然ファン回転数が上昇してしまうので、A7Cを絞りLPT背圧の低下を抑えて、ファンの過回転を防ぐ。超音速巡航3では、TITは最高となり、固定サイクルの場合上昇してしまうBPRを抑えるため、A7Cを絞りファン機械回転数を100に保つ。サイクル計算を基に、本エンジンのLPTの作動性operabilityを解析するために、離陸時における1と1-1のLPT入口出口エンジン位置、5、6、7Cの状態を計算した。離陸1設計点ではLPT出口6とコアダクト出口7Cの面積は等しいとした。計算結果を表3に示す。興味深いことに、LPT出口6の両者1と1-1の軸流マッハ数M6は等しく、膨張比もほとんど違いがない。つまり両者の膨張比の違いはコアダクト内で生じている。コアダクト出口面積A7Cを広げると、運動量流束が減少して、コアダクト内で作動ガスは断熱膨張する。よって作動ガスの動圧が低下し、運動エネルギーは運動量の変化を通してLPT動力に変換される。一般に拡大流路デフューザーは、減速流で逆圧力勾配となる。数式2はA7Cを広げ拡大流路にすると、減速流で順圧力勾配の流れ場が形成されることを示している。これは当該コアダクトが静止した要素ではないことを意味している。流体の全エネルギーを表現する方程式を数式6に示す。数式6から流体の全温、従ってその全圧は、非定常な圧縮、または膨張によってのみ変化し得る。定常流は∂/∂t=0なので、流体にエネルギーを加えたり、流れからエネルギーを引き出すことはできない。さらに数式6は、タービンのように流体のエネルギーを減らすには、圧力運動量流束を下げねばならないことを示しており、表3と整合している。コアダクト内の流れが定常流となり、静止した要素、即ちディフューザーになるのはLPTがチョークしていない場合である。図4に示す離陸時のタービン特性図は、上記の物理現象をよく表している。P5/P6は1と1-1で差がなく両者ともチョーク状態、1-1のみコアダクト出口7Cで膨張比が大きくなっている。回転するターボ機械と流体のエネルギー交換は、非定常過程を通じてのみ行われるという原理に、図4は合致している。タービン出口の特性曲線は、入口の状態量と、ファンとLPTのパワーバランスによって定まる。従ってタービンチョーク状態でこの曲線に沿って体積流量を増すと、入口修正流量一定からタービン背圧が低下する。図5には遷音速上昇時のタービン特性図を示す。遷音速での推力増加は、あくまで燃料の増量によるものである。この場合の可変コアダクト出口面積の役割は、前述のようにファン回転数の異常な上昇を防ぐことにある。温度変化量による反動度Rを数式6で示す。表3から数式6により算出された反動度を表4に示す。表4から面積A7Cを広げると反動度が小さくなり1-1、A7Cを狭めると反動度が高くなる2-1。反動度の定義から離陸1-1において、結局P6=P7C=349.23kPaであることが理解される。何故ならコアダクト流路内には機械要素はないからである。"