JP2000220524A - 抽気法による可変サイクルエンジン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 超音速輸送機用推進システムである可変サイ
クルエンジンのバイパス比の変動を拡大する。 【構成】 圧縮機中間段と高／低圧タービン間を結ぶ抽
気流路（Ｐ１）を設け、その入口と出口に抽気弁（Ｖ
１、Ｖ１’）を設ける。低圧タービン入口と排気ダクト
を結ぶ抽気流路（Ｐ２）を設け、その入口に抽気弁（Ｖ
２）を設ける。バイパス流路の入口に前部可変インジェ
クタ（ＦＶＡＢＩ）を、出口に後部可変インジェクタ
（ＲＶＡＢＩ）を設ける。超音速巡航時に抽気流路（Ｐ
１）を閉鎖して抽気流路（Ｐ２）を開通し、離陸時には
抽気流路（Ｐ１）を開通して抽気流路（Ｐ２）を閉鎖す
ることにより、高圧タービンと低圧タービンの流量を違
え、高圧系と低圧系の回転マッチングを変えることを特
徴としている。 【効果】 超音速巡航時に比推力を増加し、離陸時に排
気速度を低減出来る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、超音速輸送機用推
進システムである可変サイクルエンジンに関するもので
ある。

【０００２】

【従来の技術】地上静止から超音速までの広いマッハ数
範囲で、高い効率を要求される超音速輸送機のエンジン
には、高速と低速でバイパス比を変化させる可変サイク
ルエンジンが有力視されている。通商産業省工業技術院
産業科学技術研究開発制度のもとに実施されたＨＹＰＲ
プロジェクト（Ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏ
−ｒｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｒｅｓ
ｅａｒｃｈ Ｐｒｏｊｅｃｔ）において、マッハ数ゼロ
から３までの領域で作動するターボ系エンジンも、可変
低圧タービン静翼（以下、ＬＰＴＶＧと略す）を用いた
可変サイクルエンジンである。このエンジンは、高速飛
行時にはＬＰＴＶＧを開いて高圧タービン（以下、ＨＰ
Ｔと略す）への仕事配分を増加し、圧縮機（以下、ＨＰ
Ｃと略す）の流量を増してバイパス比を減少させる。離
陸時及び亜音速巡航時はこの逆で、ＬＰＴＶＧを閉じる
ことによってバイパス比を上げている。

【０００３】しかしながら、ＬＰＴＶＧのノズル角を制
御することにより低圧タービン（以下、ＬＰＴと略す）
の流量特性を変化させる方法は、ノズル流出角を強く絞
るとＨＰＣのサージングを誘発するため、ノズル角の変
動を大きく出来ないという問題点があった。上記ＨＹＰ
Ｒ用試作ターボジェットエンジンでは、ＬＰＴノズルの
可変角度はせいぜい５度と小さい。よってバイパス比の
変動範囲は０．７から０．９４に止まっている。

【０００４】バイパス比の変動を拡大する上で、現用の
技術では障害になる問題点を列記すると、 １）低圧系 ＨＹＰＲ用ターボ系エンジンでは、離陸時及び亜音速巡
航時において、前述のようにＬＰＴＶＧを絞って、低圧
系への仕事配分を増加しバイパス比を高めている。バイ
パス流量をより以上に増加するために低圧系回転数を高
めると、ファン圧力比が上昇しＨＰＣ修正流量Ｇ√Ｔ_１
／Ｐ_１の分母、入口圧力Ｐ_１が高くなるので、ファンの
実流量が増えると同時にＨＰＣの実流量も増える。従っ
て離陸時にファン回転数のみを今以上に高めてもＬＰＴ
ＶＧの可変角度はあまり大きく出来ないため、バイパ
ス比を著しく高めることは困難である。

【０００５】２）高圧系 離陸時は、超音速巡航時よりタービン入口温度（ＴＩ
Ｔ）は低いが、高空より地上の方が大気密度が濃いため
ＨＰＴ入口ガスの実流量が増加し膨張比が増すので、高
圧系の回転数が高くなる。そこでＨＹＰＲ用ターボ系エ
ンジンでは、離陸時にＬＰＴＶＧを絞ってＨＰＴへの仕
事配分を減少させ、ＨＰＣ作動点をマッハ２．５におけ
る作動点近傍に寄せている。バイパス比の変動を増すた
めには、離陸時の高圧系回転数を高速飛行時より下げる
ことが望ましい。しかし高圧系の回転数を下げるためＬ
ＰＴ ＶＧをより以上に絞るとＨＰＣのサージングを誘
発してしまう。

【０００６】２）高圧系と低圧系の回転マッチング 低圧系の設計点である離陸時に、回転数を高めるようＬ
ＰＴ膨張を大きく設定し、超音速巡航時にバイパス比を
低めるため高圧系回転数を高めると、部分負荷であるＬ
ＰＴがチョークし、ＨＰＴによるＨＰＣの運転線が寧ろ
ＬＰＴによって左右される場合も出て来る可能性があ
り、それが高圧系の回転数を高める上で制限を与える。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】解決しようとする課題
は、従来のＬＰＴＶＧを用いた方法では、上述の問題点
のためバイパス比の変動を大きくしようとすると、ＨＰ
Ｃのサージングを誘発したり、或いはＬＰＴがチョーク
したりするため、これを実現出来ない点である。バイパ
ス比の変動をより以上に拡大出来れば、高速飛行時に比
推力を高め、離陸時及び亜音速巡航時に推進効率を高め
ることが出来る。本発明は、可変サイクルエンジンのバ
イパス比の変動を拡大することを目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明は、抽気による流
量制御法によってＨＰＴとＬＰＴの流量を違えることに
より、高圧系と低圧系の回転マッチングを変えることを
特徴とする。本流量制御法は、超音速巡航時にはＨＰＴ
／ＬＰＴ間から抽気して、ＨＰＣ回転数を上げてもＬＰ
Ｔがチョークしないようにし、ＨＰＣのサージングが問
題になる離陸時には、ＨＰＣ中間段から抽気し、抽気空
気をＨＰＴ／ＬＰＴ間に導入することにより、ＨＰＣ入
口流量は多く出口流量は少なくして、ＨＰＣのサージマ
ージンを確保しながら、高圧系回転数を下げて低圧系回
転数を上げる方法である。よって本発明はバイパス比の
変動を拡大するという目的を抽気による流量制御法によ
りＨＰＣのサージングを誘発せず、またＬＰＴのチョー
クを起こさずに実現した。

【０００９】本発明は、ＨＰＣ中間段から抽気し、抽気
空気をＨＰＴ／ＬＰＴ間に導入する出願番号「特許平８
−１１１０５１」の特許と、ＨＰＴ／ＬＰＴ間から抽気
し、抽気ガスを排気ダクトに導入する出願番号「特許平
１０−１４３５７６」の特許を組み合わせバイパス比の
変動をより一層拡大させたものである。

【００１０】

【実施例】図１は、本発明可変サイクルエンジンの概念
図である。図において、ＦＡＮはファン、ＨＰＣは圧縮
機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰＴ
は低圧タービン、ＦＶＡＢＩは前部可変インジェクタ、
ＲＶＡＢＩは後部可変インジェクタ、Ｐ１、Ｐ２は抽気
流路、Ｖ１、Ｖ１’、Ｖ２は抽気弁であり、数字はエン
ジンの各断面位置を表す。

【００１１】図１の上半部は、超音速巡航時でバイパス
比ゼロの場合である。ＦＶＡＢＩ及びＲＶＡＢＩの作動
によりバイパス流路を閉め、抽気弁Ｖ１、Ｖ１’を閉じ
て抽気流路Ｐ１を閉鎖する。燃料流量を増加して高圧系
の回転数を増すと同時に、抽気弁Ｖ２を開いて抽気ガス
を排気ダクトにバイパスし、ＬＰＴ流量を減少させて低
圧系の回転数を下げる。

【００１２】図１の下半部は、離陸時及び亜音速巡航時
でバイパス比を高めた場合である。ＦＶＡＢＩ及びＲＶ
ＡＢＩの作動によりバイパス流路を開き、抽気弁Ｖ１、
Ｖ１’を開いて抽気流路Ｐ１を開通する。ＨＰＣ中間段
から抽気することによりＨＰＴ流量を減じ、また燃料流
量を減らして高圧系の回転数を下げる。抽気弁Ｖ２を閉
じて抽気流路Ｐ２を閉鎖すると同時に、ＨＰＣ中間段抽
気を燃焼器とＨＰＴをバイパスしてＨＰＴ／ＬＰＴ間に
導入する。よってＬＰＴ流量が増加し低圧系の回転数が
高まる。

【００１３】

【作用】バイパス比μを数式１で、ＨＰＣ中間段からの
抽気率Ｑ_Ｂ２を数式２で定義する。

【００１４】

【数１】

【００１５】

【数２】

【００１６】ここにＧ_ＨＣ・ｉはＨＰＣ入口流量、Ｇ
_ＨＣ・ｅはＨＰＣ出口流量、Ｇ_Ｆはファン空気流量、Ｇ
Ｂ_１はバイパス空気流量、ＧＢ_２はＨＰＣ中間段抽気流
量である。数式１と数式２から数式３を導くことが出来
る。

【００１７】

【数３】

【００１８】一般にターボファンのバイパス比はμ＝Ｇ
Ｂ_１／Ｇ_ＨＣ・ｉであるから、離陸時にＨＰＣ中間段か
らの抽気率ＱＢ_２を増すと、数式３からバイパス比μを
従来より大きく出来ることがわかる。次にＨＰＣ出口で
抽気するタービン冷却空気の抽気率Ｑ_Ｂ３を数式４で、
ＬＰＴ入口からの抽気率Ｑ_Ｂ４を数式５で定義する。

【００１９】

【数４】

【００２０】

【数５】

【００２１】ここに、ＧＢ_３はタービン冷却空気流量、
ＧＢ_４はＬＰＴ入口からの抽気流量、ｆ＝Ｇ_ｆ／（Ｇ
_ＨＣ・ｅ−Ｑ_Ｂ３）は燃料空気混合比であり、Ｇ_ｆは燃
料流量である。またタービンは楕円法則に従うものと
し、流量特性を数式６で表す。

【００２２】

【数６】

【００２３】ここにｉは要素の入口、ｅは出口を表す。
またｋ_Ｔはストドラ係数であり定数である。数式１〜数
式６を用いて、バイパス比の変動を拡大する上で障害に
なる、前述の問題点に対する解決策について論証する。 １）超音速巡航時 １−１）高圧系 簡単化のために、ＨＰＣ出口から抽気したタービン冷却
空気流量ＧＢ_３を全てＨＰＴ入口に導入するものとすれ
ば、ＨＰＴ流量Ｇ_ＨＴは数式７で与えられる。

【００２４】

【数７】

【００２５】超音速巡航時はＨＰＣ中間段抽気は行わず
Ｑ_Ｂ２ゼロ、即ちＧ_ＨＣ・ｅ＝Ｇ_{Ｈ Ｃ・ｉ}であるから、
高空で大気密度が希薄になるにも拘わらず高圧系の流量
は多く、タービン入口温度が定められている場合、燃料
流量が増加し、高圧系回転数を高めることが出来る。

【００２６】１−２）低圧系 超音速巡航時にはＬＰＴ入口から抽気する。よってＬＰ
Ｔ流量Ｇ_ＬＴは数式８で与えられる。

【００２７】

【数８】

【００２８】ＬＰＴ入口からの抽気率Ｑ_Ｂ４を増すと、
数式８からＧ_ＬＴが減少し、低圧系の回転数を下げるこ
とが出来る。また高圧系回転数を高めても、ＬＰＴ入口
からの抽気によりＬＰＴはチョークしないので、高圧系
回転数を高く取ることが出来る。 ２）離陸時 ２−１）高圧系 離陸時においてＨＰＣ中間段からの抽気率Ｑ_Ｂ２を増す
と、数式７からＧ_ＨＴ が減少し、数式６からＨＰＴ膨張
比が低下するので高圧系の回転数を下げることが出来
る。しかもＨＰＣ入口流量は出口流量よりＧＢ_２だけ多
いためＨＰＣ上流段動翼の正迎角の増大を防ぎサージン
グを回避することが出来る。

【００２９】２−２）低圧系 離陸時に、ＨＰＣ中間段抽気をＬＰＴ入口に導入する
と、ＬＰＴ流量Ｇ_ＬＴは数式９となる。

【００３０】

【数９】

【００３１】ＨＰＴ出口ガスと等しい圧力でＨＰＣ中間
段抽気を混合した場合、ＬＰＴ入口ガスの温度は降下し
密度が増すからＧ_ＬＴはＧ_ＨＴよりＧＢ_２だけ流量が増
加する。数式６の左辺から、修正流量に対し平方根で影
響する温度の降下より、有理数である実流量の増加の方
が強く効くため修正流量が増加し、ＬＰＴ入口でのエネ
ルギ値が高まる。よって低圧系の設計点である離陸時
に、回転数を高めファン流量を増加するよう、ＬＰＴ膨
張比を大きく設定することが出来る。このように本サイ
クルでは、離陸時にガス発生器流量のみでなく、ＨＰＣ
中間段抽気もファン駆動に加わるため、ファン空気流量
Ｇ_Ｆが増し数式３のＧＢ_１が増加する。以上からこれら
のサイクル特性を利用すると、抽気による流量制御法に
よって、高圧系と低圧系の回転マッチングを変えること
が出来る上、高圧系の回転数も変化するので、バイパス
比の変動を従来より拡大できる。

【００３２】

【効果】サイクル計算の計算結果により、本発明の効果
を示す。先ず我が国のＨＹＰＲ用試作ターボジェットエ
ンジンの性能の一部を表１に示す。

【００３３】

【表１】

【００３４】ここにＳＦＣは燃料消費率、ＢＰＲはバイ
パス比、ＴＩＴはタービン入口温度である。本サイクル
計算では表１を参考に設定値を次のように定めた。超音
速巡航時は、飛行高度１８ｋｍ、飛行マッハ数２．５、
空気流量４０ｋｇ／ｓ、バイパス比ゼロ及び０．３、燃
焼器出口温度１８７３Ｋ。離陸時の燃焼器出口温度は１
４９６Ｋ。またＨＰＣ中間段からの抽気の条件は、Ｐ_ｑ
＝Ｐ_６１である。ここにＰ_ｑ＝は抽気空気の全圧、Ｐ
_６１はＨＰＴ出口全圧である。

【００３５】次に、ＨＹＰＲ用ターボ系エンジンのファ
ン流量特性マップを図２に、効率特性マップを図３に示
す。また西野宏著「ガスタービン」朝倉書店に掲載され
ているＨＰＣ特性マップを図４に示す。本サイクル計算
ではこれ等の特性マップを用いた。図２〜４において
は超音速巡航時、は離陸時の作動点である。次に計算
結果に基づき本可変サイクルエンジンのエンジン性能を
表２と表３に示す。表２は超音速巡航時のバイパス比を
ゼロにした場合であり、表３は０．３とした場合であ
る。

【００３６】

【表２】

【００３７】

【表３】

【００３８】表２、表３におけるジェット排気速度の単
位はｍ／ｓである。表１〜３から、超音速巡航時に対す
る離陸時の、ＨＰＣを介したファンの相対的な修正回転
数の比は、次の如くになる。 ＨＹＰＲ用ターボ系エンジン （１００／９１）／（７３／９１）≒１．３７倍 本エンジン （１００／８０）／（６０／１００）≒２．０８倍 本流量制御法によれば、超音速巡航時にＧ_ＨＴ＞
Ｇ_ＬＴ、離陸時には逆にＧ_{Ｈ Ｔ}＜Ｇ_ＬＴとなるため、高
圧系、低圧系ともに回転数が変化し、上記のように回転
数の変動が大幅に拡大するため、表２、表３のバイパス
比の変動が表１よりはるかに大きくなっている。表２か
ら、超音速巡航時のバイパス比をゼロに設定すると、表
１に比べ比推力が著しく増加することが分かる。また離
陸時は、ファン流量が増加するためこれも表１に比べ推
力が増加している。

【００３９】本発明は、超音速巡航時に比推力が増加す
ることの外に、もう一つ特筆すべき特長を有する。離陸
時にＨＰＣ中間段抽気を、ＨＰＴ出口ガスと等しい圧力
で、ＨＰＴ／ＬＰＴ間に導入すると、入口温度低下→入
口ガスの密度増加→修正流量増加→膨張比増加→出口温
度と圧力低下→コア排気速度低下 ＬＰＴにおいてこれ等の物理変化が連鎖的に起こり、ジ
ェット排気速度が減少する。ＩＣＡＯ Ａｎｎｅｘ Ｃ
ｈａｐｔｅｒ ３の騒音低減要求を満たす排気速度は概
ね４００ｍ／ｓである。そのためにＨＹＰＲ用ターボ系
エンジンではジェット騒音を低減するためミキサエジェ
クタノズルを使用して、離陸時に外部空気を取り入れ排
気速度を下げている。外部空気の取り込みによる推力損
失は７．５％以上にも及ぶ。抽気による本流量制御法を
用いると、超音速巡航時のバイパス比をμ＝０．３と
し、離陸時のバイパス比をμ＝２に高めた場合、表３か
ら明らかなようにミキサエジェクタノズルを使用せずと
もジェット排気速度は４００ｍ／ｓを下回ることが分か
る。

【００４０】以上から本発明は、 １）ファン及びＨＰＣの運転領域が拡大するため、バイ
パス比の変動を従来よりはるかみ大きく出来る。 ２）離陸時にＨＰＣ中間段抽気をＨＰＴ／ＬＰＴ間に導
入すると、全膨張比に占めるタービン膨張比の割合が増
加し、排気速度を低減できる。従ってその効果は、 １）バイパス比の変動が拡大する特性を利用すると；超
音速巡航時のバイパス比をゼロに設定すれば、比推力が
極めて大きくなり、エンジンを小型化出来る。 ２）排気速度が低くなる特性を利用すると；超音速巡航
時を低バイパス比として離陸時のバイパス比をより高め
れば、排気速度が大幅に減少しジェット騒音を低減出来
るので、ミキサエジェクタノズルを排し、エンジンを軽
量化出来る。 本発明は、このように実用上有益な次世代超音速輸送機
用推進システムを世に提供するものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明、抽気法による可変サイクルエンジンの
概念図である。

【図２】ＨＹＰＲ用ターボ系エンジンのファン流量特性
マップである。

【図３】ＨＹＰＲ用ターボ系エンジンのファン効率特性
マップである。

【図４】ＨＰＣ特性マップである。

【符号の説明】

ＦＡＮ ファン ＨＰＣ 圧縮
機 ＣＯＭＢ 燃焼器 ＨＰＴ 高圧
タービン ＬＰＴ 低圧タービン ＦＶＡＢＩ
前部可変インジェクタ ＲＶＡＢＩ 後部可変インジェクタ Ｐ１、Ｐ２
抽気流路 Ｖ１，Ｖ１’、Ｖ２ 抽気弁 数字は各断面
位置を表す

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 超音速機推進用低バイパス比ターボファ
   ンエンジンにおいて、圧縮機中間段と高／低圧タービン
   間を結ぶ抽気流路（Ｐ１）を設け、該抽気流路（Ｐ１）
   の入口に抽気弁（Ｖ１）を出口に抽気弁（Ｖ１’）を設
   けて、低圧タービン入口と排気ダクトを結ぶ抽気流路
   （Ｐ２）を設け、該抽気流路（Ｐ２）の入口に抽気弁
   （Ｖ２）を設けて、バイパス流路入口に前部可変インジ
   ェクタ（ＦＶＡＢＩ）を、排気ダクトに開口したバイパ
   ス流路出口に後部可変インジェクタ（ＲＶＡＢＩ）を設
   けて、高速時に該抽気流路（Ｐ１）を閉鎖し同時に該抽
   気流路（Ｐ２）を開通して、低速時には該抽気流路（Ｐ
   １）を開通し同時に該抽気流路（Ｐ２）を閉鎖し、高圧
   タービンと低圧タービンの流量を違えて高圧系と低圧系
   の回転マッチングを変えることによって、バイパス比の
   変動を拡大することを特徴とする、抽気法による可変サ
   イクルエンジン。