JPH0114413B2 - - Google Patents

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JPH0114413B2
JPH0114413B2 JP55050498A JP5049880A JPH0114413B2 JP H0114413 B2 JPH0114413 B2 JP H0114413B2 JP 55050498 A JP55050498 A JP 55050498A JP 5049880 A JP5049880 A JP 5049880A JP H0114413 B2 JPH0114413 B2 JP H0114413B2
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JP
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bypass
exhaust duct
chute
airflow
annular
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Ooen Natsushu Datsudorii
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンエンジンの排気ノズル
ライナ領域においてフアンバイパス空気流を制御
する方法および装置ならびに推力を減じる方法お
よび装置に関する。
1950年代以来、ジエツト航空機エンジンのメー
カーは可変サイクルエンジンの開発に多大な努力
を注いできた。この開発努力の理由の１つ、そし
てまた可変サイクル・ターボジエツトエンジンの
高性能に寄与する重要な特徴は、推力を減じる際
に入口空気流を維持できることにある。この特徴
から、最大推力に達しない推力条件下、例えば亜
音速巡航中に重要な性能上の利点が得られる。推
力を減じる際に入口空気流を維持する効果は、入
口逃し抗力および後部胴体閉止抗力（ともに大き
な影響をなす）のような性能上の不利益を軽減で
きることである。
本出願人に譲渡された米国特許第4068471号に
記載されているものなど特定の可変サイクルエン
ジンでは、可変面積バイパスインジエクタ
（VABI＝variable area bypass injector）と称
される弁装置でフアンバイパス流の量を変えるこ
とにより、推力を変える際に空気流を比較的一定
にする。エンジン推力を減少させるにつれて、こ
の弁装置（VABI）はバイパス流を増加して減少
するコアエンジン流を補い、この結果合計のエン
ジン流を比較的一定にする。
可変サイクルエンジンは推力を変える際に入口
流を一定に維持することによつて性能向上を計る
が、アフタバーナ型の推力増加装置を用いる場合
には特別な考察が必要である。通常のターボフア
ンエンジンに推力増加装置を用いる場合、推力増
加装置のバーナより上流でバイパス流およびコア
流を混合することによつて、一層大きな推力レベ
ルを達成することができる。バイパスダクト流が
可変である可変サイクルエンジンの場合、可変面
積射出兼混合装置（後部可変面積バイパスインジ
エクタ）をエンジン排気ノズルより上流の推力増
加装置に使用する。この後部インジエクタが必要
とされるのは、変化するバイパス流を排気ノズル
で加速される以前にコア流と合わせ推力増加装置
で加熱するので、圧力および速度を整合させると
ともに整然とした流れ状態を達成できるからであ
る。
バイパスダクト弁付き可変サイクルエンジンの
運転では、後部弁または後部インジエクタのとこ
ろで、弁の両側間に比較的大きな圧力差が存在す
る状態が生れる。推力増加装置で再加熱された高
熱ガスを包むのに用いられる遮蔽またはライナは
バイパスダクトからの空気で冷却するのが最良で
あるが、こうするとライナはこの大きな圧力差を
受けることになる。これは満足できる状態ではな
い。なぜなら、ライナの外側の高い空気圧がライ
ナに過度の応力を加えるからである。この状況で
はライナを構造的に補強しなければならず、それ
に伴つて重量が増加する。その上圧力差が原因で
ライナに過剰量の冷却空気流が流れ、その結果性
能が著しく低下する。
推力増加を用いるエンジンに関連する別の問題
が、エンジンを緩速状態に維持するときの航空機
のタキシング運転中に起る。このようなエンジン
の緩速時推力は、通常、タキシング状態での航空
機操縦を容易にする望ましい推力より高い。後部
インジエクタを有する可変サイクルエンジンで
は、タキシング運転中にこのインジエクタを閉じ
ることによつてフアン空気流のエンジン排気ノズ
ルへの射出を大幅に減らし、これによりエンジン
推力をある程度減らす。しかし、フアン空気流の
大部分が熱遮蔽またはライナに方向転換して送ら
れ、最終的にはエンジン排気ノズルから出る。可
変サイクルエンジンでも望ましくない量の前方向
推力が依然として生成される。
本発明は、排気ダクト冷却環状路への入口で空
気流制御を行う特異な装置を提供する。この流れ
制御装置を用いて、適当なエンジンサイクル運転
中に冷却環状路へのバイパスフアン空気流を限定
する。流れ制御装置は環状部材または並進リング
を具え、この環状部材が排気ノズルライナへの環
状入口と相互作用して進入空気流を制限する。流
れ制御装置は、好適例では、可変サイクルエンジ
ンの可変面積バイパスインジエクタ（射出兼混合
装置）用の作動装置によつて作動されるように設
計し、これにより流れ制御を可変面積バイパス射
出と連動させる。この連動を達成するには、作動
装置の同期リングを、流れ制御装置の並進リング
も制御する二重機能手段として使用する。
次に図面を参照しながら本発明の実施例を具体
的に説明する。
第１図は本発明を適用した航空機エンジンの断
面図である。この改良された可変サイクルエンジ
ン１０はフアン部分１１、圧縮機１３、燃焼器１
４およびタービン１５を具える。このエンジンは
多数のダクトを用いて、燃焼器１４およびタービ
ン１５に導びかれる空気に対するバイパスダクト
１２に導びかれる空気の相対量を作動状態に従つ
て変えることにより、エンジン性能を改良するよ
うに構成されている。エンジンに空気流を変える
能力があるので、エンジン１０は亜音速で高バイ
パスサイクルで作動することも、また逆に超音速
で低バイパスサイクルで作動することもできる。
エンジン作動サイクルをこのように変えることに
よりエンジンの全体的作動効率は飛躍的に改善さ
れる。可変サイクルエンジンの１例が、本出願人
に譲渡された米国特許第4068471号（1978年１月
17日公告）に記載されている。
バイパスダクト１２に導びかれる空気の量を効
果的に変えるために、２つの可変面積バイパスイ
ンジエクタ（VABI、以下単にインジエクタと称
する）１６および１８を設ける。第１インジエク
タ１６をバイパスダクト１２の前端に、第２イン
ジエクタ１８をバイパスダクト１２の後端、即ち
出口に設ける。これら２つのインジエクタ１６お
よび１８は協働して適正量の空気をダクト１２に
導びくとともに、第２，３および４図に示すよう
にダクト１２の下流端でアフタバーナ１９より上
流の位置でこのバイパス流をコアエンジン流と合
流する。
後部インジエクタ１８は、普通の排気ノズル２
０より上流でバイパス空気流をコアエンジン流と
直接混合する多重シユート可変面積混合器であ
る。第１図において、インジエクタ１８の多重シ
ユート２２のうちの１つをその移動状態とともに
図示してシユートが空気流を混合する態様を示
す。シユート２２が第１図の実線位置、即ち
「開」位置にあるとき（第２図に示すシユートの
位置と同じ）、このシユートはバイパス空気流を
半径方向内方へタービン１２からのコアエンジン
流中に導びく。シユート２２を半径方向外方へ第
１図の破線位置、即ち「閉」位置２４に枢動した
とき（第３図に示すシユートの位置と同じ）、こ
のシユートは後部インジエクタをほとんど完全に
閉じ、バイパス空気流はもはやコアエンジン流と
実質的に混合されない。
前部および後部インジエクタを有する可変サイ
クルエンジンには重要な性能上の利点があるが、
本発明は前述したようなこの種エンジンについて
の検討考察の結果なされたものである。具体的に
は、後部インジエクタの開閉を含めてエンジン作
動サイクルの変更を行うと、バイパス空気流とコ
アエンジン流との間に大きな圧力変動が生じる。
この大きな圧力変動は主としてバイパス空気流排
出面積の函数である。シユート２２を第２図に示
すように開いているときには、バイパス流の大部
分がコア流と混合され、後部インジエクタ１８よ
り下流ではこれら２つの流れの間には圧力差がほ
とんどない。シユート２２を閉じているときに
は、ごく僅かな混合しか起らず、圧力差は著しく
増大する。ここで第２図および第３図を参照する
と、シユートの空気流に対する作用を太線矢印の
相対寸法で示してある。これらの図から圧力差の
増減する理由がすぐに理解できるはずである。シ
ユート２２が第２図に示すように開のとき、大量
のバイパス空気流が矢印２６で示されるようにコ
ア流中に導びかれるので、内側冷却ライナ壁２８
および外側壁３１の同心軸上にある両壁の表面間
に画成された排気ダクト冷却環状路２７の半径方
向内方に位置する排気ダクト２１内の圧力は比較
的高い。シユート２２が第３図に示すように閉の
とき、バイパス流は半径方向内方へ導びかれな
い。その結果、排気ダクト２１内の圧力が降下
し、ライナ壁２８の両側で大きな圧力差が生じ
る。
この冷却ライナ壁２８の両側間の大きな圧力差
の結果、２つの極端な状況、即ち(a)シユートが開
の状態でライナ壁２８およびノズル２０に冷却空
気が乏しくなる状況と、(b)シユートが閉の状態で
環状路２７の冷却流が過剰になりライナ壁２８に
過剰な圧力負荷が加わる状況が生じ得る。
ライナ壁の過熱および過負荷問題を回避する一
方、この圧力変動に対処しかつ性能上の理由から
冷却空気流を維持するために、本発明によれば可
変面積ライナ入口弁を設ける。本発明の１実施例
を第２，３および４図に示す。環状路２７の入口
断面積は、環状可動並進部材、本例では作動リン
グ３０と冷却ライナ壁２８の前端に設けられた密
封リツプ３２との間の環状ギヤツプで画成され
る。シユート２２が第２図に示すように開で、ラ
イナ壁２８より半径方向内方の排気ダクト２１の
圧力が比較的高いときには、リング３０が環状路
２７に向つてかつリツプ３２から遠去かる方へ並
進する結果、排気ダクト冷却環状路２７への入口
面積は大である。これにより環状路２７内は高圧
になつて排気ダクト２１内の高圧を補償するとと
もに、適切な冷却流も得られる。逆に、シユート
２２が第３図に示すように閉で、排気ダクト２１
内の圧力が比較的低いときには、環状路２７への
入口断面積は減少し、これにより過剰な冷却流を
防止するとともにライナ圧力負荷を制限する。こ
のようにして、冷却ダクト２７と排気ダクト２１
間の圧力を制御、調整する弁装置が提供される。
このライナ入口弁の優れた特徴は、これを第１
図に示すタイプの可変サイクルエンジンに組込む
場合に、後部インジエクタ１８に余計な部品を追
加することなしに、後部インジエクタ１８用の作
動装置４０によつて弁開閉を行えることにある。
第４図に示すように、作動装置による弁作用は作
動リング３０とリツプ３２との間で生じる。この
作動リング３０は二重機能、即ち弁作用を実現す
るのと同時に後部インジエクタシユート２２を枢
動する機能を果す。従つて本発明によれば、ライ
ナ入口２９の同心軸上の内側および外側表面、作
動リング３０およびリツプ３２を弁における圧力
損が最小になるように適切な輪郭に形成すること
により、ライナ入口２９に有効な弁作用を達成す
る。作動リング３０を特別な輪郭に形成してその
外面が壁３１とほゞ隣接し、またその内面が隆
起、即ち球状前縁を呈するようにする。第２，３
および４図は、混合器シユート２２を開および閉
位置間で動かすときに、リング３０がライナ２８
のリツプ３２に対して移動する様子を示す。
さらに、シユート２２を開いてアフタバーナ１
９より上流でバイパス空気流をコア流と混合する
機能はアフタバーナの作動とも協調するようにな
つている。アフタバーナを作動させる場合、ライ
ナ２８が排気ダクト２１内での燃焼から生じる高
温にさらされるので、ライナ冷却空気流を一層多
くしてライナ２８を冷却する。
作動装置４０の部品と入口流れ制御弁の動きと
の関係を説明するために、この作動装置４０を以
下に説明する。作動装置４０の一部の主要部品
は、第５図に示すように、油圧作動器４２、クラ
ンクシヤフト４４、外側同期リング４６および作
動リング３０を含む。後部インジエクタに用いら
れる作動装置４０の１例においては、３個の部分
的に回転するクランクシヤフト４４それぞれから
延在するアーム４８を枢動することによつて、作
動リング３０を前後に並進させる。クランクシヤ
フト４４は第４図に示すように推力増加装置ケー
シング５０に装着され、作動器４２の作動力をケ
ーシング壁を経て作動リング３０、従つて入口弁
に伝達する。クランクシヤフト４４は推力増加装
置ケーシング５０の半径方向上に装着され、推力
増加装置ケーシング５０を貫いて延びている。作
動器４２がそのアームを伸ばしたり引込めたりす
ると、クランクシヤフト４４が回転し、この回転
力が推力増加装置ケーシング５０を通つて伝達さ
れる。推力増加装置ケーシング５０の内側では、
この回転力が作動リング３０に枢着されたアーム
４８を駆動する。３個以上の作動器４２によつて
初期作動力を与える。これらの作動器の運動を、
図示のようにすべてのクランクシヤフト４４を相
互連結する同期リングまたはヨーク４６の円周方
向運動によつて同期する。
作動装置４０とシユート２２との間の連結部材
およびこれらの入口弁との関係を第４図に示す。
推力増加装置ケーシング５０の内側で、作動リン
グ３０は、バイパスダクト１２の後端に対称的に
配置された約20個のシユート２２それぞれの上向
延長部５１にリンク結合されている。シユート２
２は枢軸５２に枢着されており、かくして作動リ
ング３０が上向延長部５１と共に並進するとシユ
ート２２は半径方向内外にコアエンジン流路に出
入するように枢動する。これらの連結部材によつ
て、後部インジエクタの作動を入口弁の弁作用と
前述したような態様で連動させることができる。
後部インジエクタと組合せた入口弁の機能は、
航空機タキシング運転中にエンジンの推力を著し
く減らし得る点で特異である。これを達成するに
は、後部インジエクタシユートを閉じ、これと同
時に入口弁を閉じてライナ入口２９の面積を減ら
す。シユート２２および入口弁双方を「閉」とす
るとき、バイパスダクト１２を通つて流れるフア
ン空気はダクト１２の出口で効果的に塞がれ、こ
れによりバイパス空気流が生成する前方向推力の
大部分を除去する。タキシング運転中に推力を減
らすこの方法により必要な制動量を減らし、タキ
シング速度での航空機の操縦性を増す。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明を適用した航空機エンジンの線
図的断面図、第２図は本発明の制御装置を開位置
で示す断面図、第３図は本発明の制御装置を閉位
置で示す断面図、第４図はインジエクタ作動装置
と組合せた本発明の制御装置を示す断面図、およ
び第５図は本発明の制御装置と組合せたインジエ
クタ作動装置の側面図である。 １０…可変サイクルエンジン、１２…バイパス
ダクト、１８…インジエクタ、２０…排気ノズ
ル、２１…排気ダクト、２２…シユート、２４…
閉位置のシユート、２７…排気ダクト冷却環状
路、２８…内壁、２９…環状入口、３０…並進リ
ング、３１…外壁、３２…リツプ、４０…作動装
置。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 上流のフアンバイパスダクト１２および排気
    ダクト冷却環状路２７によつて囲まれた下流の排
    気ダクト２１を有するガスターボフアンエンジン
    に於て、前記排気ダクト２１および前記排気ダク
    ト冷却環状路２７へのバイパス空気流を制御する
    可変面積バイパスインジエクタ１８が、バイパス
    空気流を半径方向内方へ前記排気ダクト２１中に
    射出する旋回可能に装着されたシユート２２およ
    び前記シユートに接続され、前記フアンバイパス
    ダクト１２と下流で直接流通する前記排気ダクト
    冷却環状路２７へのフアンバイパス空気流を制御
    する装置とを有し、前記装置が、(a)同心軸上の内
    側および外側ダクト表面によつて限定される、前
    記排気ダクト冷却環状路２７への環状の入口２９
    と、(b)前記環状の入口２９の近くで、前記同心軸
    上の表面の一方の上にある密封リツプ３２と、(c)
    前記排気ダクト冷却環状路２７への空気流を少く
    とも部分的に閉塞するために流れを制御するた
    め、前記密封リツプ３２の領域で前記環状の入口
    ２９に出入可能な環状部材３０と、(d)前記環状部
    材３０と前記シユート２２とを接続するリンクと
    を含み、前記環状部材３０が前記環状の入口２９
    への空気流を制限するために移動すると、更に前
    記シユート２２を半径方向外方へ旋回させて前記
    排気ダクト２１中へのバイパス空気の射出を制限
    する装置。 ２ 前記密封リツプが前記同心軸の内側表面に固
    定され、 前記環状部材が隆起部を有する帯部材よりな
    り、この環状部材の適切な移動後に隆起部が前記
    密封リツプと相互作用して前記環状の入口への空
    気流を制限する特許請求の範囲第１項記載の装
    置。 ３ 前記帯部材の外側表面が前記同心軸の外側表
    面にほゞ隣接し、内側が前記密封リツプと相互作
    用して空気流を制限する球状前縁をなすように形
    成された特許請求の範囲第２項記載の装置。
JP5049880A 1979-04-23 1980-04-18 Method and device for controlling fan duct flow Granted JPS55142949A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/032,329 US4285194A (en) 1979-04-23 1979-04-23 Apparatus and method for controlling fan duct flow in a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS55142949A JPS55142949A (en) 1980-11-07
JPH0114413B2 true JPH0114413B2 (ja) 1989-03-10

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ID=21864357

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP5049880A Granted JPS55142949A (en) 1979-04-23 1980-04-18 Method and device for controlling fan duct flow

Country Status (8)

Country Link
US (1) US4285194A (ja)
JP (1) JPS55142949A (ja)
CA (1) CA1144769A (ja)
DE (1) DE3015154A1 (ja)
FR (1) FR2455178B1 (ja)
GB (1) GB2048387B (ja)
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