可変サイクルエンジン
【課題】 低バイパス比ターボファンを、小型超音速機の推進機とするため、小型エンジンでも作動可能な、従来よりも簡単な可変機構によって、可変サイクルエンジンとする。
【解決手段】 低圧タービン直下のコアダクト出口に設置されるテールコーンを、前後に移動できるようにし、可動テールコーンの前後移動により、コアダクト出口面積を変化させて低圧タービン膨張比を増減し、ファン回転数の変化によりバイパス比を可変にして、離陸時は排気速度を低めて、尚且つ推力を高め、遷音速上昇や超音速巡航では、タービン入口温度、全圧力比を高めたとき、ファン回転数の上昇を抑制して、高推力を実現する。
【解決手段】 低圧タービン直下のコアダクト出口に設置されるテールコーンを、前後に移動できるようにし、可動テールコーンの前後移動により、コアダクト出口面積を変化させて低圧タービン膨張比を増減し、ファン回転数の変化によりバイパス比を可変にして、離陸時は排気速度を低めて、尚且つ推力を高め、遷音速上昇や超音速巡航では、タービン入口温度、全圧力比を高めたとき、ファン回転数の上昇を抑制して、高推力を実現する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、小型ＳＳＴ（Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ）、ＳＳＢＪ（Ｓｕｐｅｒ Ｓｏｎｉｃ Ｂｕｓｉｎｅｓｓ Ｊｅｔ）に搭載される小型可変サイクルエンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ）に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
拡大する航空需要を支えるために、大量・低運賃輸送の亜音速旅客機と高速・高利便性輸送である次世代ＳＳＴの相互補完による多様性のある航空輸送システムの発展が望まれている。高速・高利便性輸送では、大型ＳＳＴより、環境影響の少ないＳＳＢＪないしは小型ＳＳＴが大型ＳＳＴに先駆けて実現する可能性が高いとされている。
【０００３】
ＳＳＢＪは都市間を直行し都市近郊の飛行場から発着するので、空港騒音低減問題はＳＳＢＪ成立の鍵となる。一方で、ＳＳＢＪのエンジンは開発のリスクを避けるため、現用戦闘機エンジンの改良型で対応することが考えられている。従って簡単な改造で、バイパス比（ＢＰＲ：Ｂｙｐａｓｓ Ｒａｔｉｏ）を可変にする必要があり、従来提案されている方式とは異なる新たなコンセプトに基づいた改良でなければならない。
【０００４】
ＢＰＲを可変にする可変サイクルエンジンの方式は、各種考えられているが、ＢＰＲを変化させるための流量制御を圧縮機側で行うものと、タービン側で行うものに大別でき、何れもコア流量を増減することでＢＰＲを変化させている。圧縮機側で流量を制御する方式の代表にタービンバイパスエンジンを選ぶとＶＣＥにとって一つの難題が明白になる。ターボジェットの圧縮機出口から抽気し、これを排気ダクトに再導入するとターボファンになるが、抽気とコア排気の全圧差が大き過ぎ、大きな混合損失が生じる。そのためｖａｒｉａｂｌｅ ａｒｅａ ｂｙｐａｓｓ ｉｎｊｅｃｔｏｒ或いはｄｉｖｅｒｔｅｒ ｖａｌｖｅを装備しなければならず、改良型小型エンジンには複雑すぎる。
【０００５】
タービン側で流量制御する方式には、低圧タービン可変静翼（ＬＰＴ−ＶＧ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｇｅｏｍｅｔｒｉｅｓ）を採用し、バイパス流とコア流の混合時に圧力バランスを取るため可変ファンバイパスインジェクター（Ｒ−ＶＡＢＩ：Ｒｅａｒ−Ｖａｒｉａｂｌｅ Ａｒｅａ Ｂｙｐａｓｓ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ）と組み合せたＶＣＥがある。この方式はＶＣＥのもう一つの難問を明らかにする。超音速機のエンジン内は何所も高温であり、低圧タービン（ＬＰＴ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）の静翼も冷却しなければならない、その上、静翼の角度を可変にするため高温下で潤滑せねばならず、これは極めて難しい技術であり改良型小型エンジンには不向きである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】 特許第３９０３２７０号
【特許文献２】 特願２０１０−２３００４２
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】 日本ガスタービン学会誌、特集「超音速輸送機用推進システム（ＨＹＰＲ）」、Ｖｏｌ．２８、Ｎｏ．１、２０００年１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】
【０００８】
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。
【０００９】
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：Ｏｖｅｒａｌｌ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）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。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
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。
【００１１】
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：ｍａｓｓｆｌｕｘ ｐａｒａｍｅｔｅｒ）として、数式１で定義する。
【００１２】
【数１】
【００１３】
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。
【００１４】
【数２】
【００１５】
ＬＰＴがチョークしているときＡ５、ＭＦＰ（Ｍ５）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ＭＦＰ（Ｍ７Ｃ）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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【００１８】
【数３】
【００１９】
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。
【００２０】
【数４】
【００２１】
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。
【００２２】
【数５】
【００２３】
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。
【００２４】
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：Ｔｕｒｂｉｎｅ ｉｎｌｅｔ Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）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。
【発明の効果】
【００２５】
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。
【００２６】
【表１】
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】 本エンジンの概念図である。
【図２】 ファン作動マップである。
【図３】 圧縮機作動マップである。
【図４】 離陸時のタービン特性図である。
【図５】 遷音速上昇時のタービン特性図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
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】
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３３】
【表２】
【００３４】
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：Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）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。
【００３５】
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）。
【００３６】
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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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。
【００４０】
【数６】
【００４１】
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。
【００４２】
【表３】
【００４３】
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。
【００４４】
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。
【００４５】
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。
【００４６】
【数６】
【００４７】
表３から数式６により算出された反動度を表４に示す。
【００４８】
【表４】
【００４９】
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。
【産業上の利用可能性】
【００５０】
大型ＳＳＴでは、陸上超音速飛行が許容される可能性があるソニックブーム強度のレベルを達成するのは、現段階では困難と考えられている。それに対し小型ＳＳＴは陸上超音速飛行を前提としている。一方、近年はＩＣＡＯ（Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｏｒｇａｎｉｚａｔｉｏｎ）による空港騒音に対する規制が益々強化されており、次世代超音速機にとって大きな環境課題であるが、本発明は超音速巡航が可能な低バイパスエンジンを簡単な改造により離陸時に排気速度を下げて、しかも推力を高め得るので、騒音低減デバイスでの推力損失を補うことができる。離陸時での低騒音、且つ超音速での飛行が可能なエンジンの出現は、新しい航空輸送分野を築く可能性がある。
【符号の説明】
【００５１】
ＦＡＮ：ファン ｆ：燃料空気混合比 ＨＰＣ：圧縮機
ＣＣ：燃焼器 ＣＶＳＶ：圧縮機可変静翼 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：エンジン位置７におけるバイパス流路断面積
Ａ７Ｃ：コアダクト出口断面積 ＲＭ：ローブミキサー ＥＮ：エジェクタノズル
１：離陸時（設計点） １−１：離陸時Ａ７Ｃ開 ２：遷音速巡航時
２−２：遷音速上昇Ａ７Ｃ閉 ３：超音速巡航時Ａ７Ｃ閉の作動点
添え字
ｄｅｓ：設計点、数字：エンジンの各断面位置を表す
【技術分野】
【０００１】
この発明は、小型ＳＳＴ（Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ）、ＳＳＢＪ（Ｓｕｐｅｒ Ｓｏｎｉｃ Ｂｕｓｉｎｅｓｓ Ｊｅｔ）に搭載される小型可変サイクルエンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ）に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
拡大する航空需要を支えるために、大量・低運賃輸送の亜音速旅客機と高速・高利便性輸送である次世代ＳＳＴの相互補完による多様性のある航空輸送システムの発展が望まれている。高速・高利便性輸送では、大型ＳＳＴより、環境影響の少ないＳＳＢＪないしは小型ＳＳＴが大型ＳＳＴに先駆けて実現する可能性が高いとされている。
【０００３】
ＳＳＢＪは都市間を直行し都市近郊の飛行場から発着するので、空港騒音低減問題はＳＳＢＪ成立の鍵となる。一方で、ＳＳＢＪのエンジンは開発のリスクを避けるため、現用戦闘機エンジンの改良型で対応することが考えられている。従って簡単な改造で、バイパス比（ＢＰＲ：Ｂｙｐａｓｓ Ｒａｔｉｏ）を可変にする必要があり、従来提案されている方式とは異なる新たなコンセプトに基づいた改良でなければならない。
【０００４】
ＢＰＲを可変にする可変サイクルエンジンの方式は、各種考えられているが、ＢＰＲを変化させるための流量制御を圧縮機側で行うものと、タービン側で行うものに大別でき、何れもコア流量を増減することでＢＰＲを変化させている。圧縮機側で流量を制御する方式の代表にタービンバイパスエンジンを選ぶとＶＣＥにとって一つの難題が明白になる。ターボジェットの圧縮機出口から抽気し、これを排気ダクトに再導入するとターボファンになるが、抽気とコア排気の全圧差が大き過ぎ、大きな混合損失が生じる。そのためｖａｒｉａｂｌｅ ａｒｅａ ｂｙｐａｓｓ ｉｎｊｅｃｔｏｒ或いはｄｉｖｅｒｔｅｒ ｖａｌｖｅを装備しなければならず、改良型小型エンジンには複雑すぎる。
【０００５】
タービン側で流量制御する方式には、低圧タービン可変静翼（ＬＰＴ−ＶＧ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｇｅｏｍｅｔｒｉｅｓ）を採用し、バイパス流とコア流の混合時に圧力バランスを取るため可変ファンバイパスインジェクター（Ｒ−ＶＡＢＩ：Ｒｅａｒ−Ｖａｒｉａｂｌｅ Ａｒｅａ Ｂｙｐａｓｓ Ｉｎｊｅｃｔｏｒ）と組み合せたＶＣＥがある。この方式はＶＣＥのもう一つの難問を明らかにする。超音速機のエンジン内は何所も高温であり、低圧タービン（ＬＰＴ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）の静翼も冷却しなければならない、その上、静翼の角度を可変にするため高温下で潤滑せねばならず、これは極めて難しい技術であり改良型小型エンジンには不向きである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】 特許第３９０３２７０号
【特許文献２】 特願２０１０−２３００４２
【非特許文献】
【０００７】
【非特許文献１】 日本ガスタービン学会誌、特集「超音速輸送機用推進システム（ＨＹＰＲ）」、Ｖｏｌ．２８、Ｎｏ．１、２０００年１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】
【０００８】
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。
【０００９】
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：Ｏｖｅｒａｌｌ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｒａｔｉｏ）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。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
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。
【００１１】
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：ｍａｓｓｆｌｕｘ ｐａｒａｍｅｔｅｒ）として、数式１で定義する。
【００１２】
【数１】
【００１３】
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。
【００１４】
【数２】
【００１５】
ＬＰＴがチョークしているときＡ５、ＭＦＰ（Ｍ５）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ＭＦＰ（Ｍ７Ｃ）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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【００１８】
【数３】
【００１９】
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。
【００２０】
【数４】
【００２１】
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。
【００２２】
【数５】
【００２３】
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。
【００２４】
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：Ｔｕｒｂｉｎｅ ｉｎｌｅｔ Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）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。
【発明の効果】
【００２５】
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。
【００２６】
【表１】
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】 本エンジンの概念図である。
【図２】 ファン作動マップである。
【図３】 圧縮機作動マップである。
【図４】 離陸時のタービン特性図である。
【図５】 遷音速上昇時のタービン特性図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
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】
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３３】
【表２】
【００３４】
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：Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）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。
【００３５】
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）。
【００３６】
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。
【００３７】
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。
【００３８】
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。
【００３９】
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。
【００４０】
【数６】
【００４１】
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。
【００４２】
【表３】
【００４３】
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。
【００４４】
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。
【００４５】
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。
【００４６】
【数６】
【００４７】
表３から数式６により算出された反動度を表４に示す。
【００４８】
【表４】
【００４９】
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。
【産業上の利用可能性】
【００５０】
大型ＳＳＴでは、陸上超音速飛行が許容される可能性があるソニックブーム強度のレベルを達成するのは、現段階では困難と考えられている。それに対し小型ＳＳＴは陸上超音速飛行を前提としている。一方、近年はＩＣＡＯ（Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｏｒｇａｎｉｚａｔｉｏｎ）による空港騒音に対する規制が益々強化されており、次世代超音速機にとって大きな環境課題であるが、本発明は超音速巡航が可能な低バイパスエンジンを簡単な改造により離陸時に排気速度を下げて、しかも推力を高め得るので、騒音低減デバイスでの推力損失を補うことができる。離陸時での低騒音、且つ超音速での飛行が可能なエンジンの出現は、新しい航空輸送分野を築く可能性がある。
【符号の説明】
【００５１】
ＦＡＮ：ファン ｆ：燃料空気混合比 ＨＰＣ：圧縮機
ＣＣ：燃焼器 ＣＶＳＶ：圧縮機可変静翼 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：エンジン位置７におけるバイパス流路断面積
Ａ７Ｃ：コアダクト出口断面積 ＲＭ：ローブミキサー ＥＮ：エジェクタノズル
１：離陸時（設計点） １−１：離陸時Ａ７Ｃ開 ２：遷音速巡航時
２−２：遷音速上昇Ａ７Ｃ閉 ３：超音速巡航時Ａ７Ｃ閉の作動点
添え字
ｄｅｓ：設計点、数字：エンジンの各断面位置を表す
【特許請求の範囲】
【請求項１】
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。
【請求項１】
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。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１２−２５１５４２（Ｐ２０１２−２５１５４２Ａ）
【公開日】平成２４年１２月２０日（２０１２．１２．２０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−１３６７４６（Ｐ２０１１−１３６７４６）
【出願日】平成２３年６月３日（２０１１．６．３）
【出願人】（５９１２１７４９２）
【公開日】平成２４年１２月２０日（２０１２．１２．２０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年６月３日（２０１１．６．３）
【出願人】（５９１２１７４９２）
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