JP2003065155A - 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法 - Google Patents

超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法

Info

Publication number
JP2003065155A
JP2003065155A JP2002170960A JP2002170960A JP2003065155A JP 2003065155 A JP2003065155 A JP 2003065155A JP 2002170960 A JP2002170960 A JP 2002170960A JP 2002170960 A JP2002170960 A JP 2002170960A JP 2003065155 A JP2003065155 A JP 2003065155A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
engine
propulsion assembly
supersonic
gas
exhaust gas
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2002170960A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4005851B2 (ja
Inventor
Michel Franchet
ミシエル・フランシエ
Yann Laugier
ヤン・ロジエ
Jean Loisy
ジヤン・ロワジー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of JP2003065155A publication Critical patent/JP2003065155A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4005851B2 publication Critical patent/JP4005851B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • F02K3/025—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 by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
    • 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
    • F02K3/12—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan characterised by having more than one gas turbine
    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 亜音速用構成と超音速用構成とが充分分離さ
れた、超音速飛行機のための可変サイクル推進システム
を提案する。 【解決手段】 排気ガスを発生する手段と、ガス排気ノ
ズルとを有する少なくとも１つのエンジン１と、前記エ
ンジンから分離され、ガス発生器を備えない少なくとも
１つの別個の補助推進アセンブリ１４とを有し、ガス流
分岐手段を更に有し、ガス流分岐手段は、前記エンジン
により生成された排気ガスの少なくとも一部を分岐、そ
れを前記推進アセンブリに供給して、離陸、着陸、およ
び亜音速巡航飛行のための推力を発生可能とする位置
と、前記エンジン１により生成されたガスを、超音速巡
航飛行のためのエンジンノズルだけに送る位置との間で
移動自在であることを特徴とする。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、離陸、着陸、およ
び亜音速巡航飛行の段階の間に、燃料消費率を大幅に低
減して、また向上させるように、これら離陸、着陸、お
よび亜音速巡航飛行のための高い推力と高いバイパス比
を得ると共に、超音速巡航飛行に適した高い排気速度を
得ることのできる、超音速飛行機のための可変サイクル
推進システムに関する。
【０００２】特に、本発明は、エンジンとは別個の補助
ファンを有すると共に、亜音速飛行（騒音と燃料消費の
両面において）に適した推進システムに関する。
【０００３】本発明の別の態様において、本発明は、前
記可変サイクル推進システムを作動する方法にも関す
る。
【０００４】超音速民間飛行機を構成する際に、離陸、
上昇、および着陸の間の飛行機のエンジン騒音を低く押
さえることに関して特定の問題が生じる。認定を受ける
ためには、現在、全ての飛行機は、離陸および着陸に関
する低い騒音規定を満さなければならない。
【０００５】更に、超音速飛行機のエンジンは、超音速
巡航の間、低いエンジンポッドドラッグの要求、亜音速
巡航速度での住宅地域の上空を飛行する間の低燃料消費
率の要求、およびオゾン層に近い高い高度で窒素酸化物
汚染の低減された排気の要求をも満たさなくてはならな
い。
【０００６】これら種々の要求を満たすために、エンジ
ン製造業者は、超音速飛行機を推進させるための可変サ
イクルエンジンを提案した。典型的には、エンジンの作
動に関するこれら２つの飛行段階間の不適合性を考慮
し、このタイプのエンジンは、２つの異なる構成、即
ち、亜音速飛行、離陸、および着陸の構成と、超音速飛
行の別構成とを採用している。
【０００７】離陸および着陸の間の低いエンジン騒音の
要求は、特に、離陸および着陸の間、また亜音速での巡
航間は、ガスを低速で噴射すべきことを意味し、これは
高速でガスを噴射する必要のある超音速での巡航で巡航
可能であることは両立しない。
【０００８】騒音のレベルはガスの排気速度に依存し、
騒音を許容レベルまで低減するためには、排気速度を現
在では４００ｍ／秒未満にしなければならず、これは、
１０３デシベルの閾値に対応する（新たな規定では、２
００６年からこれを、３００ｍ／秒或いは９０デシベル
まで低減させなくてはならない）。従って、このような
排気速度は、低い比推力を有するエンジンを意味し、こ
れは、大きなバイパス比、即ち、超音速での巡航時の高
いレベルのドラッグに対応する。
【０００９】従って、製造業者により提案された可変サ
イクルエンジンは、離陸および着陸の間の低いエンジン
騒音と、亜音速巡航の間の低燃料消費率と、高い高度で
の超音速巡航の間の高い比推力との組み合わせを模索す
るものである。
【００１０】種々の可変サイクルエンジンの構成が知ら
れているが、亜音速構成と超音速構成との両方におい
て、そのような構成のバイパス比を変更することによっ
て最適化を良好にはできない。
【００１１】ガス排気速度を４００ｍ／秒以下にするに
は、大きな直径のエンジンポッドが必要であり、現在知
られている可変サイクルエンジンは、全て超音速巡航飛
行のための最適な断面より大きなポッド前部断面を必要
とする。
【００１２】例えば、米国特許第５５２９２６３号は、
離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推進アセン
ブリと、超音速巡航飛行のための２つのエンジンとを有
する超音速飛行機を開示している。推進アセンブリは、
格納式の高いバイパス比のブースタターボジェットエン
ジンにより構成されているが、特に飛行機にとっての大
きさおよび重量に関して多くの欠点がある。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明は、特
に、超音速巡航飛行の間、任意に格納可能な大きな直径
の１つ或いは複数の別個の補助ファンを使用することに
より、亜音速用構成と超音速用構成とが充分分離され
た、超音速飛行機のための可変サイクル推進システムを
提案することにより、上記欠点を緩和することを目的と
する。本発明は、またそのような推進システムを作動す
る作動方法を提案する。
【００１４】
【課題を解決するための手段】このために、本発明は、
排気ガスを発生する手段と、超音速飛行速度のための推
力を発生させるためのガス排気ノズルとを有する少なく
とも１つのエンジンと、前記エンジンから分離され、ガ
ス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速飛行速度
のための推力を発生することのできる少なくとも１つの
別個の補助推進アセンブリとを有する、超音速飛行機の
ための可変サイクル推進システムであって、ガス流分岐
（タッピング）手段を更に有し、ガス流分岐手段は、前
記エンジンにより生成された排気ガスの少なくとも一部
を分岐し、それを前記推進アセンブリに供給して、離
陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力を発生さ
せる位置と、前記エンジンにより生成されたガスを超音
速巡航飛行のためのエンジンノズルだけに送る位置との
間で移動自在であることを特徴とする、超音速飛行機の
ための可変サイクル推進システムを提供する。
【００１５】従って、離陸、着陸、および亜音速巡航飛
行に専用の推進アセンブリは、超音速巡航飛行に専用の
エンジンのリソース（ガス発生器）を使用する。前記推
進アセンブリは、エンジンからガスの分岐を行うことに
より駆動される１つ或いは複数のファンを有する。ファ
ンは、飛行機の胴体に収納されるか、もしくは格納可能
であり、従って、超音速飛行において低いドラッグを保
持するにもかかわらず、ファンを、必要な推力を高いバ
イパス比で発生させるのに充分な寸法とすることができ
る。
【００１６】本発明のその他の特徴および利点は、本発
明を限定することを目的としない種々の実施形態の添付
図面を参照した以下の記載から明らかとなろう。
【００１７】
【発明の実施の形態】本発明の第１実施形態を構成する
システムの概略長手方向断面図を示す図１Ａおよび１Ｂ
を参照すると、このシステムは、特に、２つのエンジン
１および１’によって構成されていることが判る。これ
らのエンジンは、一般に飛行機の翼の底面に連結される
低ドラッグポッド（図示せず）に従来通り配置されてい
るが、これらは翼の上面に同様に取り付けられることが
できる。
【００１８】従来通り、これらのエンジンは、１本、２
本、或いは３本のシャフトを有するシングルフロータイ
プ、もしくは１本、２本、或いは３本のシャフトを有す
るダブルフロータイプのものである。この実施形態で
は、各エンジンは、空気取入口２、圧縮セクション４、
燃焼室６、タービンセクション８、および燃焼ガス排気
セクション１０を有する。エンジンの寸法は、また超音
速巡航飛行に最適に決定なされる（周期は最長の飛行時
間を含む）。
【００１９】燃焼ガス排気セクション１０は、全ての飛
行段階（離陸、着陸、亜音速巡航、超音速巡航）を通じ
て、例えば、排気断面（開放或いは閉鎖、すなわち全体
或いは部分的な分岐）に変化を与えるべく、軸方向に対
称或いは二次元的な可変幾何構成ノズル１２で終端して
いる。
【００２０】また、さらに、本発明の第１実施形態で
は、推進システムは、補助推進アセンブリ１４をも有す
る。補助推進アセンブリ１４は、２つのエンジン１、
１’から分けられかつ分離されると共に、自身のガス発
生器は有していない。エンジンから「分離される」とい
う用語は、補助推進アセンブリが何れのエンジンとも一
体ではないが、両エンジンからずれているという意味で
ある。この推進アセンブリは、タービン１６とファン１
８とを有する。ファン１８の直径は大きい方が好まし
く、ファンは、前記タービンにより回転される。この推
進アセンブリは、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に
使用されるが、この構成は後で詳述する。
【００２１】従来から、ファン１８は、大きな翼弦或い
は反転の単一或いは多段式のファンであってよく、端部
を多段式ハブおよび／または減速歯車に任意に嵌合され
たタービン１６により回転される。
【００２２】更に、エンジン１、１’により生成された
排気ガスの少なくとも一部を分岐する共に、推進アセン
ブリにガスを供給するようにノズル１２を閉鎖するため
に、エンジンのノズル１２の近傍に手段２０も設けられ
る。
【００２３】例として、これら分岐手段は、排気ガスが
通過する通路の各エンジンのノズル１２に設けられた２
つのフラップ２０ａ、２０ｂ（または、ハーフシェ
ル）、および各エンジンの排気セクション１０を推進ア
センブリ１４に連結する１本或いは複数のチューブ２２
により構成することができる。
【００２４】各エンジンにおいて、２つのフラップは、
以下の少なくとも２つの位置を限定するために、それぞ
れの軸を中心に回動することができる。一方の位置は、
少なくとも１本のチューブ２２を介して推進アセンブリ
に排気ガスの少なくとも一部を分岐することに対応する
位置であり、そこではエンジンのノズル１２の少なくと
も一部が、フラップにより閉鎖され、他方の位置は、分
岐しないことに対応する位置であり、そこではノズル１
２は開き、チューブ２２が一方のフラップ（２０ｂ）に
より閉鎖される。一方の構成から他方の構成への移行
は、適切なコマンドにより行われ、フラップ２０ａ、２
０ｂは、一方の位置から他方の位置まで傾斜する。
【００２５】エンジンのノズルの少なくとも一部を開い
たりまたは閉じること、およびチューブ２２へのアクセ
スを閉じたりまたは開くことを、同期して駆動される別
個の部材により交互に行うことができることは、着目さ
れるべきである。
【００２６】分岐しない位置にあるとき、推進アセンブ
リ１４にいかなるガスをも供給されることを防ぐため
に、フラップ２０ａ、２０ｂ或いはそれらと同期して駆
動される他の部材が、チューブ２２を完全に閉鎖するよ
うに働くことを考えることもできる。
【００２７】チューブ２２は、各タービン１６のボリュ
ートに開口したダクトの形態である。また、推進システ
ムが、単一の推進アセンブリ１４を供給する少なくとも
２つのエンジン１、１’を有する場合、チューブ２２
は、有利には互いに分離したセクタを介してチューブ１
６に開口する。この特徴は、システムの安全性を高め
る。エンジン１、１’の一方が故障した際、他方のエン
ジンにより生成されたガスが故障したエンジンに入り込
む危険性が回避される。
【００２８】本発明の推進システムの第１実施形態の作
用を、両方の可能な構成（離陸、着陸、亜音速巡航、お
よび超音速巡航）について以下に説明する。
【００２９】離陸および着陸の間（図１Ａを参照された
い）、エンジン１、１’は最高速度未満で作動し、エン
ジンの排気ノズル１２は遮断され、排気ガス分岐手段２
０は起動されて、推進アセンブリ１４のタービン１６に
ガスが供給され、タービンはファン１８を駆動する。
【００３０】従って推進システムは、離陸、着陸および
亜音速飛行に完全に適した、大きなバイパス比で、且つ
低い比推力で作動し、これにより騒音の要求、および低
燃料消費率の要求をより容易に満たすことができる。バ
イパス比は、エンジン１、１’により噴射された排気ガ
スの量に対する、ファンにより排気される空気の量の比
である。
【００３１】ファン１８を駆動することにより、エンジ
ン１、１’により生成される排気ガスの速度は大幅に低
下し、ガスは低速で排気され、騒音の低レベル化を達成
するために役立つ。
【００３２】有利には、飛行機が加速し、また亜音速飛
行を行う間、エンジン１、１’のノズル１２は、ベース
ドラッグ（ｂａｓｅ ｄｒａｇ）を低減するために僅か
に開いている。
【００３３】推進アセンブリ１４が停止するまで、ノズ
ル１２を漸進的に開き、チューブ２２を同時に閉じるよ
うに、分岐手段２０を移動させることにより、亜音速巡
航飛行と超音速巡航飛行（図１Ｂを参照されたい）との
間の移行が行われる。するとエンジン１、１’は、自身
で飛行機を推進させ、超音速飛行の速度に到達させるこ
とができる。するとこのシステムは、非常に低い（或い
はゼロ）バイパス比および非常に高い排気速度（高い比
推力に実際に対応する）で作動する。
【００３４】図２に示すように、推進アセンブリ１４
は、飛行機の胴体の後部に直接一体化することもでき
る。そうするためには、推進アセンブリ１４に空気を供
給できるように、飛行機の胴体に閉鎖可能なサイドルー
バー２４を設け、展開可能な排気ノズル２４により、推
進アセンブリからのガスを、離陸、着陸、および亜音速
巡航の間に排気させる。
【００３５】図３に示す本発明の第２実施形態では、推
進システムは、３つのエンジン（１、１’、１’’）を
有し、３つのエンジンは、これら全てのエンジンから分
けられかつ分離した単一の推進アセンブリ１４に供給す
る。図２に示した実施形態のように、本実施形態の推進
アセンブリは、飛行機の後部に直接一体化され、ガスを
排気し、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に必要な推
力を発生させるために、展開可能な排気ノズル２６’が
設けられる。この例では、２つのエンジン（１’、
１’’）が飛行機の翼の下側に配置され、３つ目のエン
ジン（１）は尾翼面２８の基部に取り付けられることが
判る。
【００３６】エンジンの排気セクションを推進アセンブ
リ１４のタービンに連結するチューブ２２’は、有利に
は、互いに隔離されたセクタを介して前記アセンブリに
向けて開口している。従って、１つのエンジンが故障し
た際に、他の２つのエンジンにより生成されたガスが、
故障したエンジンに入り込む危険性はない。
【００３７】更に、飛行機の胴体に閉鎖可能なルーバー
２４’（サイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）
を設け、推進アセンブリ１４に空気を供給する。超音速
飛行に移行すると、推進アセンブリ１４にはもはや空気
は供給されず、従って停止する。空気を供給するルーバ
ー２４’は閉鎖し、排気ノズル２６’は格納される。こ
れによりドラッグは、エンジンのポッドにより生成され
るものと同等まで低減される。
【００３８】この解決方法は、推進アセンブリに非常に
すぐれた遮音と、飛行機の離陸の間に異物（滑走路上の
岩屑、タイヤ片、小鳥など）が入り込む危険を低減する
という特定の効果をもたらす。
【００３９】当然、１つ或いは複数のエンジンと、１つ
或いは複数の推進アセンブリとを組み合わせた更なる実
施形態も考えることが可能であろうし、任意にそのよう
なアセンブリを格納式にすることもできる。
【００４０】本発明の推進システムの作動方法は、上記
記載から生ずることは明らかである。
【００４１】推進システムは、超音速飛行速度のための
推力を発生させるための排気ガスを生成できる少なくと
も１つのエンジンと、前記エンジンから分離され、自身
のガス発生器を備えず、離陸、着陸、および亜音速巡航
飛行のための推力を発生に適した少なくとも１つの別個
の推進アセンブリとを有する。
【００４２】推進システムの作動原理は、推進アセンブ
リを、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための推力
を発生可能とするように、エンジンにより生成される排
気ガスの少なくとも一部を分岐し、それを推進アセンブ
リに供給することにある。
【００４３】これに対し、超音速巡航飛行への移行時、
或いは超音速巡航飛行の間、排気ガスはもはや分岐され
ず、推進アセンブリに供給されず、エンジンだけが推力
を供給する。
【００４４】有利には、エンジンにより生成される燃焼
ガスの出口は、離陸および着陸の間少なくとも部分的に
閉鎖される。
【００４５】好ましくは、加速および亜音速巡航飛行の
間、ベースドラッグを低減させるため、エンジンにより
生成される排気ガスの出口は僅かに開く。移行中の超音
速巡航飛行では、推進アセンブリが作動を中止して、エ
ンジンだけが推力を供給するまで、エンジンにより生成
される排気ガスの分岐は漸進的に停止され、エンジンの
ノズルが漸進的に開かれる。
【００４６】上記本発明には数多くの利点があり、特
に、推進システムは、１０３ｄＢ未満（或いは３００ｍ
／秒未満の排気速度に対して９０ｄＢ未満）の騒音レベ
ルに対応する、４００ｍ／秒（或いは３００ｍ／秒）未
満のガス排気速度で、離陸および着陸することを可能に
することと、推進アセンブリにおけるファンの直径によ
り、離陸の推力を、エンジンの作動だけで生成される推
力に対して、例えば約１５０％から３００％の率で増加
でき、従ってエンジンの数を、４つから３つへ、３つか
ら２つへ等、減らすことができることと、亜音速飛行機
のバイパス比と同等までバイパス比を高めることができ
るため、亜音速巡航の間の燃料消費率を大幅に低下させ
ることができることと、格納式或いは機内推進アセンブ
リを有する実施形態では、ファンのドラッグは超音速飛
行の間はゼロであることと、ガス分岐は漸進的に行われ
るため、亜音速巡航飛行から超音速巡航飛行への移行は
容易に行われ、ファンが故障した際には上記移行は迅速
に行うことができることと、推進システムは、従来の構
造の１つ或いは複数のエンジンを使用することにより、
新しい技術に伴い頻繁に起こる故障の危険性を制限する
ことと、このシステムの熱力学的サイクルが、亜音速か
ら超音速への移行の間に配分された、分岐方法とは無関
係であるので、エンジンの制御がより容易であること
と、安全性の面では、離陸および着陸の間に幾分低速で
作動するエンジンからの保留されたパワーにより、エン
ジンが故障した際の離陸（およびその後の着陸）を保証
するために、ダイレクトジェットを使用して充分な推力
を維持することが可能であることと、ファンを含む推進
アセンブリの機械的故障時に、エンジンの排気ノズルが
（必要ならば）素早く開き、これにより、離陸および／
或いは着陸のためにダイレクトジェットで必要な推力を
提供することとである（ここでの最優先の関心事は、も
はや騒音の基準を満たすことではなく、飛行機事故を避
けることである）。
【００４７】本発明は上記実施形態に限定されず、本発
明は実施形態のいかなる変形例をも含むすることは勿論
である。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】離陸、着陸および、亜音速巡航飛行のための
構成における本発明の推進システムの第１実施形態を示
す概略図である。
【図１Ｂ】超音速巡航飛行の構成における本発明の推進
システムの第１実施形態を示す概略図である。
【図２】図１のシステムを含み、使用中の両構成を示す
超音速飛行機の部分長手方向断面図である。
【図３】本発明の第２実施形態を構成する推進システム
を含む飛行機の概略斜視図である。
【符号の説明】
１、１’、１’’ エンジン ２ 空気取入口 ４ 圧縮セクション ６ 燃焼室 ８ タービンセクション １０ 燃焼ガス排気セクション １２ ガス排気ノズル １４ 補助推進アセンブリ １６ タービン １８ ファン ２０ ガス流分岐手段 ２０ａ、２０ｂ フラップ ２２ チューブ ２４、２４’ ルーバー ２６’ ノズル ２８ 尾翼面
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） // Ｂ６４Ｃ 30/00 Ｂ６４Ｃ 30/00 (72)発明者 ヤン・ロジエ フランス国、94880・ノワゾー、リユ・ク ロード・モネ、27 (72)発明者 ジヤン・ロワジー フランス国、77310・ポンテイエリー、ア レ・デ・ウイエ、６

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 排気ガスを発生する手段と、超音速飛行
    速度のための推力を発生させるためのガス排気ノズル
    （１２）とを有する少なくとも１つのエンジン（１）
    と、前記エンジンから分離され、ガス発生器を備えず、
    離陸、着陸、および亜音速飛行速度のための推力を発生
    することができる少なくとも１つの別個の補助推進アセ
    ンブリ（１４）とを有する、超音速飛行機のための可変
    サイクル推進システムであって、ガス流分岐手段（２
    ０）を更に有し、該ガス流分岐手段（２０）は、前記エ
    ンジンにより生成された排気ガスの少なくとも一部を分
    岐し、分岐された前記排気ガスの少なくとも一部を前記
    推進アセンブリに供給して、離陸、着陸、および亜音速
    巡航飛行のための推力を発生させる位置と、前記エンジ
    ン（１）により生成されたガスを、超音速巡航飛行のた
    めのエンジンノズル（１２）だけに送る位置との間で移
    動自在であることを特徴とする、超音速飛行機のための
    可変サイクル推進システム。
  2. 【請求項２】 前記補助推進アセンブリ（１４）が、タ
    ービン（１６）と、該タービン（１６）により回転され
    るファン（１８）とを有することを特徴とする、請求項
    １に記載のシステム。
  3. 【請求項３】 前記ガス流分岐手段（２０）が、特にフ
    ラップ（２０ａ、２０ｂ）と、タービン（１６）の流入
    入口に開口した少なくとも１本のチューブ（２２）とよ
    り構成されることを特徴とする、請求項２に記載のシス
    テム。
  4. 【請求項４】 単一の推進アセンブリ（１４）にガスを
    供給する少なくとも２つのエンジン（１、１’）を有す
    ることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に
    記載のシステム。
  5. 【請求項５】 単一の推進アセンブリ（１４）に供給す
    る少なくとも３つのエンジン（１、１’、１’’）を有
    することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項
    に記載のシステム。
  6. 【請求項６】 前記補助推進アセンブリ（１４）が、ド
    ラッグを低減するように、超音速巡航飛行の間に格納さ
    れることができることを特徴とする、請求項１から５の
    いずれか一項に記載のシステム。
  7. 【請求項７】 前記補助推進アセンブリ（１４）が、ド
    ラッグを低減し、遮音を向上するように、飛行機の胴体
    に一体化されることを特徴とする、請求項１から５のい
    ずれか一項に記載のシステム。
  8. 【請求項８】 超音速飛行機のための可変サイクル推進
    システムの作動方法であって、前記可変サイクル推進シ
    ステムが、排気ガスを発生することが可能であり、超音
    速飛行速度のための推力を発生させるためのノズルを有
    する少なくとも１つのエンジン（１）と、前記エンジン
    から分離され、ガス発生器を備えず、離陸、着陸、およ
    び亜音速飛行速度のための推力を発生することができる
    少なくとも１つの別個の補助推進アセンブリ（１４）と
    を有し、前記方法は、前記推進アセンブリが、離陸およ
    び着陸に必要な推力を発生できるように、少なくとも離
    陸と着陸の間、前記エンジンにより生成される排気ガス
    の少なくとも一部が分岐され前記推進アセンブリに供給
    されることを特徴とする方法。
  9. 【請求項９】 超音速巡航飛行の間、推進アセンブリ
    （１４）のための排気ガスの分岐が中断され、エンジン
    （１）のみが推力を提供することを特徴とする、請求項
    ８に記載の方法。
  10. 【請求項１０】 離陸および着陸の間、エンジンにより
    生成された排気ガスのためのノズルを介する出口の少な
    くとも一部を閉鎖することを特徴とする、請求項９に記
    載の方法。
  11. 【請求項１１】 前記エンジンのベースドラッグを低減
    するために、加速および亜音速巡航飛行の間、前記エン
    ジンからの排気ガス出口を僅かに開くことを特徴とす
    る、請求項１０に記載の方法。
  12. 【請求項１２】 超音速巡航飛行に切り換えるために、
    推進アセンブリが停止するまで、エンジンにより生成さ
    れた燃焼ガスを分岐することと、推進アセンブリへの前
    記燃焼ガスを供給することとを漸進的に遮断し、ノズル
    を介する排気ガスの出口を漸進的に開き、その後、エン
    ジンのみが推力を提供することを特徴とする、請求項１
    １に記載の方法。
JP2002170960A 2001-06-14 2002-06-12 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法 Expired - Lifetime JP4005851B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0107771 2001-06-14
FR0107771A FR2826054B1 (fr) 2001-06-14 2001-06-14 Dispositif de propulsion a cycle variable par derivation de gaz pour avion supersonique et procede de fonctionnement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2003065155A true JP2003065155A (ja) 2003-03-05
JP4005851B2 JP4005851B2 (ja) 2007-11-14

Family

ID=8864291

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2002170960A Expired - Lifetime JP4005851B2 (ja) 2001-06-14 2002-06-12 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法

Country Status (6)

Country Link
US (2) US6845606B2 (ja)
EP (1) EP1267064B1 (ja)
JP (1) JP4005851B2 (ja)
CA (1) CA2389525C (ja)
DE (1) DE60211803T2 (ja)
FR (1) FR2826054B1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101034450B1 (ko) * 2010-03-30 2011-05-12 윙쉽테크놀러지 주식회사 복합 추진기를 구비한 위그선

Families Citing this family (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003206746A (ja) * 2002-01-16 2003-07-25 National Aerospace Laboratory Of Japan 多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン
JP2003206806A (ja) * 2002-01-16 2003-07-25 National Aerospace Laboratory Of Japan コアエンジン分離型ターボファンエンジン
GB2400411B (en) * 2003-04-10 2006-09-06 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
FR2864029B1 (fr) * 2003-12-23 2006-04-07 Eurocopter France Aeronef convertible pourvu de deux "tilt fan" de part et d'autre du fuselage et d'un "fan" fixe insere dans le fuselage
EP1637725A3 (en) * 2004-09-15 2009-04-01 Munoz Saiz, Manuel Turbofan or turbojet arrangements for vehicles craft, aircraft and the like
US7549604B2 (en) * 2006-10-26 2009-06-23 Hutterer Joseph A Fuel efficient fixed wing aircraft
US7665689B2 (en) * 2006-11-24 2010-02-23 The Boeing Company Unconventional integrated propulsion systems and methods for blended wing body aircraft
US8015796B2 (en) * 2007-06-05 2011-09-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine with dual fans driven about a central core axis
FR2921043B1 (fr) * 2007-09-18 2010-04-02 Gfic Methode pour faire decoller et atterrir, a faible niveau de bruit, un avion de transport, ainsi que pour ameliorer son rendement, et avion permettant la mise en oeuvre de cette methode
FR2924763B1 (fr) * 2007-12-06 2014-04-25 Snecma Systeme de tuyeres de moteur-fusee
US8453961B2 (en) * 2009-09-29 2013-06-04 Richard H. Lugg Supersonic aircraft with shockwave canceling aerodynamic configuration
US8887488B1 (en) * 2011-04-12 2014-11-18 Florida Turbine Technologies, Inc. Power plant for UAV
US8708274B2 (en) 2011-09-09 2014-04-29 United Technologies Corporation Transverse mounted gas turbine engine
US8844266B1 (en) * 2011-10-03 2014-09-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Variable bypass ratio augmented gas turbine engine
US8789354B2 (en) * 2012-02-10 2014-07-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine with separate core and propulsion unit
US8955304B2 (en) * 2012-02-10 2015-02-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine with modular cores and propulsion unit
US10384796B2 (en) * 2012-04-04 2019-08-20 Commercial Aerospace Plane Pty Limited Aerospace plane system
EP2719621A3 (en) * 2012-10-10 2017-10-25 Sikorsky Aircraft Corporation Aft exhaust system for rotary wing aircraft
US10001063B2 (en) * 2012-11-12 2018-06-19 United Technologies Corporation Angled core gas turbine engine mounting
US10232937B2 (en) * 2012-12-07 2019-03-19 Hypermach Aerospace Industries, Inc. Hypersonic aircraft
US9352843B2 (en) * 2012-12-31 2016-05-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine having fan rotor driven by turbine exhaust and with a bypass
GB201303860D0 (en) * 2013-03-05 2013-04-17 Rolls Royce Plc Engine installation
US9644537B2 (en) * 2013-03-14 2017-05-09 United Technologies Corporation Free stream intake with particle separator for reverse core engine
DE102013213518A1 (de) * 2013-07-10 2015-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan-Triebwerk
US11286885B2 (en) * 2013-08-15 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation External core gas turbine engine assembly
US9776714B2 (en) * 2013-10-15 2017-10-03 Sandor Wayne Shapery Engine system for vertical and short take off and landing (V/STOL) aircraft
US10107500B2 (en) 2014-05-22 2018-10-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine with selective flow path
US9951721B2 (en) 2014-10-21 2018-04-24 United Technologies Corporation Three-stream gas turbine engine architecture
FR3039133B1 (fr) * 2015-07-22 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage
US10125622B2 (en) 2015-08-27 2018-11-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Splayed inlet guide vanes
US10233869B2 (en) 2015-08-27 2019-03-19 Rolls Royce North American Technologies Inc. System and method for creating a fluidic barrier from the leading edge of a fan blade
US9915149B2 (en) 2015-08-27 2018-03-13 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System and method for a fluidic barrier on the low pressure side of a fan blade
US10280872B2 (en) 2015-08-27 2019-05-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System and method for a fluidic barrier from the upstream splitter
US20170057649A1 (en) 2015-08-27 2017-03-02 Edward C. Rice Integrated aircraft propulsion system
US9976514B2 (en) 2015-08-27 2018-05-22 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Propulsive force vectoring
US10267159B2 (en) 2015-08-27 2019-04-23 Rolls-Royce North America Technologies Inc. System and method for creating a fluidic barrier with vortices from the upstream splitter
US10718221B2 (en) 2015-08-27 2020-07-21 Rolls Royce North American Technologies Inc. Morphing vane
US10267160B2 (en) 2015-08-27 2019-04-23 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Methods of creating fluidic barriers in turbine engines
US10421554B2 (en) 2015-10-05 2019-09-24 United Technologies Corporation Double propulsor imbedded in aircraft tail with single core engine
FR3043648B1 (fr) * 2015-11-13 2018-11-16 Safran Aircraft Engines Voilure propulsive d'un aeronef
FR3052743B1 (fr) * 2016-06-20 2018-07-06 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant des moteurs a propulsion par ingestion de la couche limite
RU2644721C2 (ru) * 2016-06-23 2018-02-13 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Авиационная силовая установка
US10414509B2 (en) 2017-02-23 2019-09-17 United Technologies Corporation Propulsor mounting for advanced body aircraft
US11111029B2 (en) * 2017-07-28 2021-09-07 The Boeing Company System and method for operating a boundary layer ingestion fan
US10906657B2 (en) * 2018-06-19 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Aircraft system with distributed propulsion
US10759545B2 (en) 2018-06-19 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion
GB201811401D0 (en) * 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft propulsion installation
GB201811852D0 (en) 2018-07-20 2018-09-05 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft turbofan
GB201817279D0 (en) 2018-10-24 2018-12-05 Rolls Royce Plc Supersonic jet aircraft
DE102019203595A1 (de) 2019-03-15 2020-09-17 MTU Aero Engines AG Luftfahrzeug
US11274599B2 (en) 2019-03-27 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system switching system to allow aero-engines to operate in standby mode
US11391219B2 (en) 2019-04-18 2022-07-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Health monitor for air switching system
US11859563B2 (en) 2019-05-31 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system of multi-engine aircraft
US11274611B2 (en) 2019-05-31 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Control logic for gas turbine engine fuel economy
US11326525B2 (en) * 2019-10-11 2022-05-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft bleed air systems and methods
FR3101856B1 (fr) * 2019-10-15 2024-07-05 Inst Superieur De L Aeronautique Et De L Espace Propulsion distribuée à modules propulsifs déportés
US11377219B2 (en) * 2020-04-17 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation Systems and methods for hybrid electric gas turbine engines
US20240026829A1 (en) * 2022-07-22 2024-01-25 Raytheon Technologies Corporation Multi-duct exhaust system for gas turbine engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3194516A (en) * 1962-10-22 1965-07-13 Messerschmitt Ag Arrangement for jet engines at the tail end of aircraft
GB971224A (en) * 1962-12-17 1964-09-30 Rolls Royce Gas turbine jet power plant
US3215369A (en) * 1963-05-09 1965-11-02 Boeing Co Dual mission propulsion system
US3318095A (en) * 1964-05-14 1967-05-09 Bristol Siddeley Engines Ltd Jet propulsion plant for aircraft with gas turbine engine and with fan driven by exhaust of such engine
FR1472962A (fr) * 1964-08-08 1967-03-17 Dornier Werke Gmbh équipement moteur pour avions
FR1470325A (fr) * 1965-11-22 1967-02-24 Snecma Dispositif d'éjection réglable pour propulseurs à réaction
US3442082A (en) * 1966-12-19 1969-05-06 Adolphe C Peterson Turbine gas generator and work propulsion system for aircraft and other vehicles
FR1586188A (ja) * 1968-09-06 1970-02-13
GB1407428A (en) * 1971-10-20 1975-09-24 Mtu Muenchen Gmbh Gas turbine engine having a power turbine system adapted to be selectively cut in
US3893638A (en) * 1974-02-14 1975-07-08 Boeing Co Dual cycle fan jet engine for stol aircraft with augmentor wings
GB1545365A (en) * 1977-02-24 1979-05-10 Rolls Royce Gas turbine engines
US5529263A (en) 1992-10-21 1996-06-25 The Boeing Company Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same
FR2784960B1 (fr) * 1998-10-26 2000-12-01 Gerard Fernand Fournier Avion supersonique a faible consommation de carburant et procedes, pour le faire fonctionner a la dite faible consommation ainsi qu'a faible bruit au decollage
FR2826056B1 (fr) 2001-06-14 2003-12-19 Snecma Moteurs Dispositif de propulsion a cycle variable par transmission mecanique pour avion supersonique

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101034450B1 (ko) * 2010-03-30 2011-05-12 윙쉽테크놀러지 주식회사 복합 추진기를 구비한 위그선
WO2011122750A1 (ko) * 2010-03-30 2011-10-06 윙쉽테크놀러지 주식회사 복합 추진기를 구비한 위그선
CN102712347A (zh) * 2010-03-30 2012-10-03 水翼艇技术株式会社 具备复合推进器的地效翼船

Also Published As

Publication number Publication date
US20050211822A1 (en) 2005-09-29
CA2389525C (fr) 2010-10-19
US20020189230A1 (en) 2002-12-19
US6845606B2 (en) 2005-01-25
DE60211803T2 (de) 2006-11-30
DE60211803D1 (de) 2006-07-06
CA2389525A1 (fr) 2002-12-14
JP4005851B2 (ja) 2007-11-14
EP1267064A1 (fr) 2002-12-18
US7162859B2 (en) 2007-01-16
EP1267064B1 (fr) 2006-05-31
FR2826054B1 (fr) 2003-12-19
FR2826054A1 (fr) 2002-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2003065155A (ja) 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法
US9784212B2 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
US4222233A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US8127532B2 (en) Pivoting fan nozzle nacelle
US8015797B2 (en) Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine
US8074440B2 (en) Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle
JP7155174B2 (ja) 航空機の垂直離着陸システムの構成
US8959889B2 (en) Method of varying a fan duct nozzle throat area of a gas turbine engine
US20080010969A1 (en) Gas turbine engine and method of operating same
US20050188676A1 (en) Ventilated confluent exhaust nozzle
US9637218B2 (en) Aircraft with forward sweeping T-tail
EP2395222B1 (en) Gas turbine engine system and corresponding controlling method
US11408368B2 (en) Reconfigurable exhaust nozzle for a gas turbine engine
JP4034600B2 (ja) 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム
CA2798660C (en) Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser
JPH0762465B2 (ja) アイドル時のスラストを低減できる排気ノズル及び方法
US20130026301A1 (en) Nacelle for variable section nozzle propulsion unit
CA1136432A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
Shaner Booster Engines for Commercial Airliners
ELLIOTT et al. A remote tip-driven fan powered supersonic fighter concept

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20040528

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070109

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20070327

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20070330

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070706

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20070807

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20070824

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 4005851

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100831

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100831

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110831

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120831

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130831

Year of fee payment: 6

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term