JP3120113B1 - 高速航空機用ジェットエンジン - Google Patents
高速航空機用ジェットエンジンInfo
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- air
- air intake
- bypass
- turbofan
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- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 2
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
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
- F02K3/12—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan characterised by having more than one gas turbine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
【要約】
【課題】 離陸時の騒音を低く抑えながら超音速飛行を
可能とし、且つ高燃焼効率が実現可能な超音速飛行機用
ジェットエンジンを得る。 【解決手段】 ターボファンエンジンからなる前置エン
ジン２と、該前置エンジンの後方に配置されたターボフ
ァン又はターボジェットからなる後置エンジン４とから
なり、超音速飛行時には前置エンジン２のバイパス空気
を後置エンジン４で昇圧、昇温し、大推進力を得ること
ができ、離陸時にはバイパス空気を昇温昇圧させずに排
気させることにより、低騒音で離陸が可能である。
可能とし、且つ高燃焼効率が実現可能な超音速飛行機用
ジェットエンジンを得る。 【解決手段】 ターボファンエンジンからなる前置エン
ジン２と、該前置エンジンの後方に配置されたターボフ
ァン又はターボジェットからなる後置エンジン４とから
なり、超音速飛行時には前置エンジン２のバイパス空気
を後置エンジン４で昇圧、昇温し、大推進力を得ること
ができ、離陸時にはバイパス空気を昇温昇圧させずに排
気させることにより、低騒音で離陸が可能である。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高速航空機用ジェ
ットエンジン、特に超音速又は亜音速で飛行する航空機
の推進用に適するジェットエンジンに関する。
ットエンジン、特に超音速又は亜音速で飛行する航空機
の推進用に適するジェットエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】超音速で飛行する航空機において、エン
ジンは離陸時や超音速飛行時に大推力を得るため、排気
ガスを高温、高速にする必要がある。しかるに通常のタ
ーボジェットでは、タービン入口温度の制限から超音速
飛行に必要な排気ガス温度を得ることができなかった。
ジンは離陸時や超音速飛行時に大推力を得るため、排気
ガスを高温、高速にする必要がある。しかるに通常のタ
ーボジェットでは、タービン入口温度の制限から超音速
飛行に必要な排気ガス温度を得ることができなかった。
【０００３】この目的で、アフターバーナー付ターボジ
ェットエンジンおよびアフターバーナー付ターボファン
エンジンが実用化されている。しかしながら、これらの
アフターバーナー付エンジンの場合は、特に離陸時の排
気ガス速度が高速なためエンジンの発生する騒音が過大
である欠点がある。
ェットエンジンおよびアフターバーナー付ターボファン
エンジンが実用化されている。しかしながら、これらの
アフターバーナー付エンジンの場合は、特に離陸時の排
気ガス速度が高速なためエンジンの発生する騒音が過大
である欠点がある。
【０００４】このため、離陸時騒音を小さくしながら超
音速飛行時に高い排気ガス温度を得るため、エンジン内
にバイパス比を変える等の可変機構を組み込んだエンジ
ンが提案され、研究されているが、未だ充分な成果を得
ていない。また、米国特許第３，８４１，０９１号にお
いては、ターボジェットを前後に２基連接して、空気通
路を切換えてバイパス空気を一基のターボジェットに送
り込む様にしたものが提案されているが、軽量、小型化
を可能にするには到っていない。
音速飛行時に高い排気ガス温度を得るため、エンジン内
にバイパス比を変える等の可変機構を組み込んだエンジ
ンが提案され、研究されているが、未だ充分な成果を得
ていない。また、米国特許第３，８４１，０９１号にお
いては、ターボジェットを前後に２基連接して、空気通
路を切換えてバイパス空気を一基のターボジェットに送
り込む様にしたものが提案されているが、軽量、小型化
を可能にするには到っていない。
【０００５】
【究明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の問題点に鑑みなされたものであって、高速、特に超
音速又は亜音速で飛行する航空機用のジェットエンジン
の離陸時の騒音及び重量問題を軽減して、大推力が得ら
れるジェットエンジンを提供することを目的としてい
る。
術の問題点に鑑みなされたものであって、高速、特に超
音速又は亜音速で飛行する航空機用のジェットエンジン
の離陸時の騒音及び重量問題を軽減して、大推力が得ら
れるジェットエンジンを提供することを目的としてい
る。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決する本発
明の高速航空機用ジェットエンジンは、ターボファンエ
ンジンからなる前置エンジンと、該前置エンジンの後方
に配置された少なくとも１台の後置ターボファンエンジ
ンもしくはターボジェットエンジンからなる後置エンジ
ンとからなり、該後置エンジンが前記前置エンジンのバ
イパス空気を取り込むバイパス空気取込状態、または外
部空気を直接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替
え可能な取入空気切替手段を有し、該取入空気切替手段
が、前記後置エンジンを前記前置エンジンの軸心回りに
９０°回転可能に配置して、前記前置エンジンのバイパ
ス空気を取り込むバイパス空気取込状態の第１位置と、
該第１位置から９０°回転して外部空気を取り込む外部
空気取込状態の第２位置の何れかに切替える回転手段か
らなることを特徴とする。
明の高速航空機用ジェットエンジンは、ターボファンエ
ンジンからなる前置エンジンと、該前置エンジンの後方
に配置された少なくとも１台の後置ターボファンエンジ
ンもしくはターボジェットエンジンからなる後置エンジ
ンとからなり、該後置エンジンが前記前置エンジンのバ
イパス空気を取り込むバイパス空気取込状態、または外
部空気を直接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替
え可能な取入空気切替手段を有し、該取入空気切替手段
が、前記後置エンジンを前記前置エンジンの軸心回りに
９０°回転可能に配置して、前記前置エンジンのバイパ
ス空気を取り込むバイパス空気取込状態の第１位置と、
該第１位置から９０°回転して外部空気を取り込む外部
空気取込状態の第２位置の何れかに切替える回転手段か
らなることを特徴とする。
【０００７】上記構成により、低騒音のターボファンの
バイパス空気を別置の一基または複数のターボジェット
またはターボファンにより昇温、昇圧させることが可能
となり、離陸時には後置エンジンを第２位置に位置さ
せ、バイパス空気を昇温、昇圧せずに排気させることに
より、低騒音での離陸が可能な超音速機用ジェットエン
ジンを実現することができる。前記ターボファンエンジ
ンは、フロントファン又はアフトファン何れの形式であ
っても良い。
バイパス空気を別置の一基または複数のターボジェット
またはターボファンにより昇温、昇圧させることが可能
となり、離陸時には後置エンジンを第２位置に位置さ
せ、バイパス空気を昇温、昇圧せずに排気させることに
より、低騒音での離陸が可能な超音速機用ジェットエン
ジンを実現することができる。前記ターボファンエンジ
ンは、フロントファン又はアフトファン何れの形式であ
っても良い。
【０００８】上記課題を解決する本発明の他の高速航空
機用ジェットエンジンは、ターボファンエンジンからな
る前置エンジンと、該前置エンジンの後方に配置された
少なくとも１台の後置ターボファンエンジンもしくはタ
ーボジェットエンジンからな る後置エンジンとからな
り、該後置エンジンが前記前置エンジンのバイパス空気
を取り込むバイパス空気取込状態、または外部空気を直
接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替え可能な取
入空気切替手段を有し、前記取入空気切替手段が、前記
後置エンジンを前記前置エンジンの前面投影面積外に変
位させる後置エンジン変位手段からなり、該後置エンジ
ン変位手段が前記後置エンジンを前記前置エンジンの前
面投影面積外に移動させることにより、該後置エンジン
が外部から空気を取り込み、前記前置エンジンと合わせ
てエンジンの空気流量を増加させて推進力を得ることを
特徴とするものである。
機用ジェットエンジンは、ターボファンエンジンからな
る前置エンジンと、該前置エンジンの後方に配置された
少なくとも１台の後置ターボファンエンジンもしくはタ
ーボジェットエンジンからな る後置エンジンとからな
り、該後置エンジンが前記前置エンジンのバイパス空気
を取り込むバイパス空気取込状態、または外部空気を直
接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替え可能な取
入空気切替手段を有し、前記取入空気切替手段が、前記
後置エンジンを前記前置エンジンの前面投影面積外に変
位させる後置エンジン変位手段からなり、該後置エンジ
ン変位手段が前記後置エンジンを前記前置エンジンの前
面投影面積外に移動させることにより、該後置エンジン
が外部から空気を取り込み、前記前置エンジンと合わせ
てエンジンの空気流量を増加させて推進力を得ることを
特徴とするものである。
【０００９】上記課題を解決する本発明のさらに他の高
速航空機用ジェットエンジンは、ターボファンエンジン
からなる前置エンジンと、該前置エンジンの後方に配置
された少なくとも１台の後置ターボファンエンジンもし
くはターボジェットエンジンからなる後置エンジンとか
らなり、該後置エンジンが前記前置エンジンのバイパス
空気を取り込むバイパス空気取込状態、または外部空気
を直接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替え可能
な取入空気切替手段を有し、前記取入空気切替手段が、
前記前置エンジンを後置エンジンの前面投影面積外に移
動させる前置エンジン変位手段からなり、該前置エンジ
ン変位手段が前記前置エンジンを前記後置エンジンの前
面投影面積外に移動させることにより、該後置エンジン
が外部から空気を取り込み、前記前置エンジンと合わせ
てエンジンの排気を増加させて推進力を得ることを特徴
とするものである。
速航空機用ジェットエンジンは、ターボファンエンジン
からなる前置エンジンと、該前置エンジンの後方に配置
された少なくとも１台の後置ターボファンエンジンもし
くはターボジェットエンジンからなる後置エンジンとか
らなり、該後置エンジンが前記前置エンジンのバイパス
空気を取り込むバイパス空気取込状態、または外部空気
を直接取り込む外部空気取込状態の何れかに切替え可能
な取入空気切替手段を有し、前記取入空気切替手段が、
前記前置エンジンを後置エンジンの前面投影面積外に移
動させる前置エンジン変位手段からなり、該前置エンジ
ン変位手段が前記前置エンジンを前記後置エンジンの前
面投影面積外に移動させることにより、該後置エンジン
が外部から空気を取り込み、前記前置エンジンと合わせ
てエンジンの排気を増加させて推進力を得ることを特徴
とするものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる
実施形態のみに限定されるものではない。また、以下の
実施形態では超音速航空機に適用する場合について説明
するが、もちろん亜音速の航空機等にも適用可能であ
る。
発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる
実施形態のみに限定されるものではない。また、以下の
実施形態では超音速航空機に適用する場合について説明
するが、もちろん亜音速の航空機等にも適用可能であ
る。
【００１１】図１〜図３は本発明の一実施形態に係る高
速航空機用ジェットエンジンを示す断面概念図である。
図１は、超音速又は亜音速巡航飛行時の形態が示され、
図３は離陸時、亜音速上昇、加速時の形態が示されてい
る。
速航空機用ジェットエンジンを示す断面概念図である。
図１は、超音速又は亜音速巡航飛行時の形態が示され、
図３は離陸時、亜音速上昇、加速時の形態が示されてい
る。
【００１２】本実施形態の高速航空機用ジェットエンジ
ン１０は、ターボファンエンジンからなる前置エンジン
２と、該前置エンジンの後方に接続配管３を介して設け
られた２台の後置エンジン４の組合せから構成されてい
る。前置エンジンとして採用するターボファンエンジン
は、フロントファン又はアフトファン何れの形式も採用
可能であるが、本実施形態ではフロントファン形式を採
用してある。また、後置エンジン４は、ターボファン又
はターボジェットの何れを採用しても良く、本実施形態
ではターボファンエンジンを２基採用している。該後置
エンジン４は、前置エンジン２のコアエンジン８の排気
ノズル６外に位置するように設けられており、コアエン
ジン８の排気は後置エンジンには入らずに、後置エンジ
ン間に配置されたコアエンジンの排気ノズル６より後方
に排気されるようになっている。
ン１０は、ターボファンエンジンからなる前置エンジン
２と、該前置エンジンの後方に接続配管３を介して設け
られた２台の後置エンジン４の組合せから構成されてい
る。前置エンジンとして採用するターボファンエンジン
は、フロントファン又はアフトファン何れの形式も採用
可能であるが、本実施形態ではフロントファン形式を採
用してある。また、後置エンジン４は、ターボファン又
はターボジェットの何れを採用しても良く、本実施形態
ではターボファンエンジンを２基採用している。該後置
エンジン４は、前置エンジン２のコアエンジン８の排気
ノズル６外に位置するように設けられており、コアエン
ジン８の排気は後置エンジンには入らずに、後置エンジ
ン間に配置されたコアエンジンの排気ノズル６より後方
に排気されるようになっている。
【００１３】接続配管３は、図２に明示するように、上
流入口部がバイパスダクト５の後端に接続されたバイパ
スダクト接続円筒部となっており、下流端部が後置エン
ジン４の空気取入口に接続できるように途中で１８０°
間隔の２つの後置エンジン接続円筒部１２に分岐してい
る。前記一対の後置エンジン４は、図１に示すように後
置エンジン空気取入口１３が前置エンジン２のバイパス
ダクト５の後方に設けられた接続配管３の後置エンジン
接続円筒部１２に連通して接合する第１位置と、図３に
示すように図１の状態から、前置エンジンの軸心回りに
９０°回転して接続配管３と分離する第２位置とに、適
宜の回転取付手段により前置エンジンの軸心回りに回転
駆動可能に取り付けられている。そして、第２位置で
は、後置エンジン空気取入口１３が別置の補助空気取入
口７に接続されるようになっている。前記回転手段とし
ては、たとえば図２に示すように、前置エンジン２の排
気ノズル６の外周部に回転自在に軸受１４を設け、該軸
受１４に後置エンジン４を支持する後置エンジン固定リ
ング１５を一体に設け、航空機本体等に設けられた適宜
のアクチュエーターによって軸受１４を前置エンジンの
軸心回りに回転することによって、後置エンジンも一体
に回転するようになっている。
流入口部がバイパスダクト５の後端に接続されたバイパ
スダクト接続円筒部となっており、下流端部が後置エン
ジン４の空気取入口に接続できるように途中で１８０°
間隔の２つの後置エンジン接続円筒部１２に分岐してい
る。前記一対の後置エンジン４は、図１に示すように後
置エンジン空気取入口１３が前置エンジン２のバイパス
ダクト５の後方に設けられた接続配管３の後置エンジン
接続円筒部１２に連通して接合する第１位置と、図３に
示すように図１の状態から、前置エンジンの軸心回りに
９０°回転して接続配管３と分離する第２位置とに、適
宜の回転取付手段により前置エンジンの軸心回りに回転
駆動可能に取り付けられている。そして、第２位置で
は、後置エンジン空気取入口１３が別置の補助空気取入
口７に接続されるようになっている。前記回転手段とし
ては、たとえば図２に示すように、前置エンジン２の排
気ノズル６の外周部に回転自在に軸受１４を設け、該軸
受１４に後置エンジン４を支持する後置エンジン固定リ
ング１５を一体に設け、航空機本体等に設けられた適宜
のアクチュエーターによって軸受１４を前置エンジンの
軸心回りに回転することによって、後置エンジンも一体
に回転するようになっている。
【００１４】本実施形態の高速航空機用ジェットエンジ
ン１０は、以上のように構成され、離陸時および亜音速
上昇、加速時は、図３に示すように、後置エンジンを前
置エンジン２のバイパス空気が後置エンジンに導入され
ない第２位置に位置させることによって、前置エンジン
空気取入口１より空気が前置エンジン２に導入されると
同時に、別置の補助空気取入口７より後置エンジン４に
も空気が導かれ、後置エンジン４で昇圧された空気は、
前置エンジンのバイパス空気とは別に後方に排出され
る。
ン１０は、以上のように構成され、離陸時および亜音速
上昇、加速時は、図３に示すように、後置エンジンを前
置エンジン２のバイパス空気が後置エンジンに導入され
ない第２位置に位置させることによって、前置エンジン
空気取入口１より空気が前置エンジン２に導入されると
同時に、別置の補助空気取入口７より後置エンジン４に
も空気が導かれ、後置エンジン４で昇圧された空気は、
前置エンジンのバイパス空気とは別に後方に排出され
る。
【００１５】一方、超音速への加速時及び超音速で巡航
中、もしくは亜音速巡航時は、図１に示すように、後置
エンジン４を第１位置に回転させて後置エンジン空気取
入口１３を前置エンジンのバイパスダクト５の後方に設
けられた接続配管３に接合することによって、前置エン
ジン空気取入口１より空気が前置エンジン２に導入さ
れ、前置エンジン２で昇圧されたバイパス空気は、バイ
パスダクト５から接続配管３を通じて後置エンジン４に
導かれ、２台の後置エンジン４、４でさらに昇温、昇圧
されて高速の気流となり後方に排出される。それによ
り、超音速飛行時や超音速への加速時に必要な大推力を
得ることができる。
中、もしくは亜音速巡航時は、図１に示すように、後置
エンジン４を第１位置に回転させて後置エンジン空気取
入口１３を前置エンジンのバイパスダクト５の後方に設
けられた接続配管３に接合することによって、前置エン
ジン空気取入口１より空気が前置エンジン２に導入さ
れ、前置エンジン２で昇圧されたバイパス空気は、バイ
パスダクト５から接続配管３を通じて後置エンジン４に
導かれ、２台の後置エンジン４、４でさらに昇温、昇圧
されて高速の気流となり後方に排出される。それによ
り、超音速飛行時や超音速への加速時に必要な大推力を
得ることができる。
【００１６】なお、亜音速巡航中も、前置エンジン空気
取入ロ１より空気が前置エンジン２に導入され、前置エ
ンジンで昇圧されたバイパス空気５は、同様に接続配管
３を通じて後置エンジン４に導かれるが、亜音速巡航中
は後置エンジン４の出力を絞るか、空転することによ
り、空気の圧力、温度を大幅に上昇させること無く、後
方に排出させることができ、亜音速巡航を維持すること
ができる。
取入ロ１より空気が前置エンジン２に導入され、前置エ
ンジンで昇圧されたバイパス空気５は、同様に接続配管
３を通じて後置エンジン４に導かれるが、亜音速巡航中
は後置エンジン４の出力を絞るか、空転することによ
り、空気の圧力、温度を大幅に上昇させること無く、後
方に排出させることができ、亜音速巡航を維持すること
ができる。
【００１７】従って、本実施形態のエンジンによれば、
離陸時には後置エンジンに前置エンジンのバイパス空気
を導入せずに、後置エンジンに直接空気を導入すること
によって、エンジン排気ガス流量を増大させることがで
きるから、排気ジェットから発生する騒音を減少させる
ことができ、低騒音での離陸が可能な超音速機用ジェッ
トエンジンを得ることができる。また超音速巡航時又は
超音速への加速時には前置エンジンのバイパス空気を昇
温・昇圧させることにより、アフターバーナーを用いる
ことなく、大推力を得ることができる。そして、アフタ
ーバーナーを用いないことにより、高い燃焼効率が実現
可能であり、従来のターボファンジェットエンジン並み
の燃費を実現するとともに、排気ガス中の未燃炭化水
素、窒素酸化物も軽減される。
離陸時には後置エンジンに前置エンジンのバイパス空気
を導入せずに、後置エンジンに直接空気を導入すること
によって、エンジン排気ガス流量を増大させることがで
きるから、排気ジェットから発生する騒音を減少させる
ことができ、低騒音での離陸が可能な超音速機用ジェッ
トエンジンを得ることができる。また超音速巡航時又は
超音速への加速時には前置エンジンのバイパス空気を昇
温・昇圧させることにより、アフターバーナーを用いる
ことなく、大推力を得ることができる。そして、アフタ
ーバーナーを用いないことにより、高い燃焼効率が実現
可能であり、従来のターボファンジェットエンジン並み
の燃費を実現するとともに、排気ガス中の未燃炭化水
素、窒素酸化物も軽減される。
【００１８】図４は本発明の他の実施形態に係る高速航
空機用ジェットエンジンを示す断面概念図である。本図
では、後置エンジン４を２台とした場合の離陸時および
亜音速上昇、加速時の形態が示されている。なお図にお
いて、前記実施形態と同様な構成については同様な符号
を付してある。
空機用ジェットエンジンを示す断面概念図である。本図
では、後置エンジン４を２台とした場合の離陸時および
亜音速上昇、加速時の形態が示されている。なお図にお
いて、前記実施形態と同様な構成については同様な符号
を付してある。
【００１９】本実施形態の高速航空機用ジェットエンジ
ン２０は、基本的構成は前記実施形態と同様であるが、
後置エンジンを前置エンジンバイパス空気取り込み状態
と外部空気取り込み状態に切替可能にする取入空気切替
手段として、後置エンジンを軸心回りに回転させて位置
を変える代わりに、接続配管を回転させて切り替える配
管切替手段を設けてある。
ン２０は、基本的構成は前記実施形態と同様であるが、
後置エンジンを前置エンジンバイパス空気取り込み状態
と外部空気取り込み状態に切替可能にする取入空気切替
手段として、後置エンジンを軸心回りに回転させて位置
を変える代わりに、接続配管を回転させて切り替える配
管切替手段を設けてある。
【００２０】即ち、本実施形態における接続配管２１
は、前置エンジン２のバイパスダクトに適宜のアクチュ
エーターによりバイパス空気取入位置と外部空気取入位
置口とに回転駆動可能に支持され、後置エンジンは一定
位置に固定されている。接続配管２１は、図５に示され
ているように、図２に示す接続配管と同様に、上流部が
バイパスダクト接続円筒部２２、下流部が２個の後置エ
ンジン接続円筒部２３となっている。
は、前置エンジン２のバイパスダクトに適宜のアクチュ
エーターによりバイパス空気取入位置と外部空気取入位
置口とに回転駆動可能に支持され、後置エンジンは一定
位置に固定されている。接続配管２１は、図５に示され
ているように、図２に示す接続配管と同様に、上流部が
バイパスダクト接続円筒部２２、下流部が２個の後置エ
ンジン接続円筒部２３となっている。
【００２１】本実施形態は以上のように構成され、離陸
時および亜音速上昇、加速時は、接続配管１４を外部空
気取入位置に切換えることで、前置エンジン空気取入口
１より空気が前置エンジン２に導入されると同時に、別
置の補助空気取入口より後置エンジン４にも空気が直接
取り入れられ、両エンジンで昇圧された空気は、個別に
後方に排出される。一方、超音速への加速時及び超音速
で巡航中、もしくは亜音速巡航時は、接続配管３をバイ
パス空気取入位置に回転させて切り替えることにより、
前記実施形態と同様に、前置エンジン２のバイパス空気
が後置エンジン４に導入され、前置エンジン２で昇圧さ
れたバイパス空気は、２台の後置エンジン４、４でさら
に昇温、昇圧されて高速の気流となり後方に排出され
る。
時および亜音速上昇、加速時は、接続配管１４を外部空
気取入位置に切換えることで、前置エンジン空気取入口
１より空気が前置エンジン２に導入されると同時に、別
置の補助空気取入口より後置エンジン４にも空気が直接
取り入れられ、両エンジンで昇圧された空気は、個別に
後方に排出される。一方、超音速への加速時及び超音速
で巡航中、もしくは亜音速巡航時は、接続配管３をバイ
パス空気取入位置に回転させて切り替えることにより、
前記実施形態と同様に、前置エンジン２のバイパス空気
が後置エンジン４に導入され、前置エンジン２で昇圧さ
れたバイパス空気は、２台の後置エンジン４、４でさら
に昇温、昇圧されて高速の気流となり後方に排出され
る。
【００２２】図６乃至図７は本発明の高速航空機用ジェ
ットエンジンのさらに他の実施形態を示す断面概念図で
ある。本実施形態の高速航空機用ジェットエンジン３０
は、後置エンジン４が１基のみであり、該後置エンジン
４は前置エンジンに対して後置エンジン変位手段により
前置エンジンの前面投影面積内に位置する第１位置と、
前置エンジンの前面投影面積外に位置する第２位置に平
行移動可能に設けられている。後置エンジン変位手段と
しては、例えば後置エンジンを航空機本体にリンクで吊
り該リンクを適宜のアクチュエーターで水平面で軸線と
直角に平行移動させる等適宜の機構が採用できる。
ットエンジンのさらに他の実施形態を示す断面概念図で
ある。本実施形態の高速航空機用ジェットエンジン３０
は、後置エンジン４が１基のみであり、該後置エンジン
４は前置エンジンに対して後置エンジン変位手段により
前置エンジンの前面投影面積内に位置する第１位置と、
前置エンジンの前面投影面積外に位置する第２位置に平
行移動可能に設けられている。後置エンジン変位手段と
しては、例えば後置エンジンを航空機本体にリンクで吊
り該リンクを適宜のアクチュエーターで水平面で軸線と
直角に平行移動させる等適宜の機構が採用できる。
【００２３】後置エンジン４が第１位置に位置するとき
は、図６に示すように、後置エンジン空気取入口１３が
前置エンジン２のバイパスダクトに連接され、後置エン
ジンがバイパス空気を導入できるようになっている。ま
た、第２位置に位置するときは、図７に実線で示すよう
に、前置エンジンのバイパスダクト５と後置エンジン空
気取入口１３は分離され、後置エンジンに直接空気を取
り入れることができるようになっている。
は、図６に示すように、後置エンジン空気取入口１３が
前置エンジン２のバイパスダクトに連接され、後置エン
ジンがバイパス空気を導入できるようになっている。ま
た、第２位置に位置するときは、図７に実線で示すよう
に、前置エンジンのバイパスダクト５と後置エンジン空
気取入口１３は分離され、後置エンジンに直接空気を取
り入れることができるようになっている。
【００２４】従って、超音速で巡航中もしくは超音速へ
の加速時は、後置エンジンを第１位置に固定することに
より、前置エンジン空気取入口１より空気が前置エンジ
ン２に導入され、前置エンジンで昇圧されたバイパス空
気は、後置エンジン４に導かれ、さらに昇温、昇圧され
て高速の気流となり後方に排出される。
の加速時は、後置エンジンを第１位置に固定することに
より、前置エンジン空気取入口１より空気が前置エンジ
ン２に導入され、前置エンジンで昇圧されたバイパス空
気は、後置エンジン４に導かれ、さらに昇温、昇圧され
て高速の気流となり後方に排出される。
【００２５】なお、亜音速巡航中も後置エンジンを第１
位置に固定することによって、前置エンジン空気取入口
１より空気が前置エンジン２に導入され、前置エンジン
で昇圧されたバイパス空気は、後置エンジン４に導かれ
るが、後置エンジンは出力を絞るか、空転することによ
り、空気の圧力、温度を大幅に上昇させること無く、後
方に排出させることができる。
位置に固定することによって、前置エンジン空気取入口
１より空気が前置エンジン２に導入され、前置エンジン
で昇圧されたバイパス空気は、後置エンジン４に導かれ
るが、後置エンジンは出力を絞るか、空転することによ
り、空気の圧力、温度を大幅に上昇させること無く、後
方に排出させることができる。
【００２６】一方、離陸時および亜音速上昇、加速時
は、前後置エンジンを第２位置に変位させて固定するこ
とにより、前置エンジン空気取入口１より空気が前置エ
ンジン２に導入されると同時に、後置エンジン４は前置
エンジンの前面投影面積外に移動することにより空気が
導かれ、両エンジンで昇圧された空気は、個別に後方に
排出される。
は、前後置エンジンを第２位置に変位させて固定するこ
とにより、前置エンジン空気取入口１より空気が前置エ
ンジン２に導入されると同時に、後置エンジン４は前置
エンジンの前面投影面積外に移動することにより空気が
導かれ、両エンジンで昇圧された空気は、個別に後方に
排出される。
【００２７】図８は本発明のさらに他の実施形態を示す
断面概念図である。本実施形態の高速航空機用ジェット
エンジン４０では、前記実施形態における後置エンジン
４を変位させるのに代えて、前置エンジン２を後置エン
ジンに対して、第１位置と第２位置に変位駆動するよう
にしたものである。図８は、後置エンジン４を１台とし
た場合の離陸時および亜音速上昇、加速時の形態が示さ
れている。
断面概念図である。本実施形態の高速航空機用ジェット
エンジン４０では、前記実施形態における後置エンジン
４を変位させるのに代えて、前置エンジン２を後置エン
ジンに対して、第１位置と第２位置に変位駆動するよう
にしたものである。図８は、後置エンジン４を１台とし
た場合の離陸時および亜音速上昇、加速時の形態が示さ
れている。
【００２８】離陸時および亜音速上昇、加速時は、前置
エンジン２が前置エンジン空気取入口１および後置エン
ジン４の前面投影面積外に移動することにより前置エン
ジン２に空気が導入されると同時に、前置エンジン２が
移動することにより生じる補助空気取入れ口より後置エ
ンジン４にも空気が導かれ、両エンジンで昇圧された空
気は、個別に後方に排出される。超音速で巡航中もしく
は超音速への加速時又は亜音速巡航中は、図４に示す状
態に変位させることによって、前述と同様な作用効果を
奏する。
エンジン２が前置エンジン空気取入口１および後置エン
ジン４の前面投影面積外に移動することにより前置エン
ジン２に空気が導入されると同時に、前置エンジン２が
移動することにより生じる補助空気取入れ口より後置エ
ンジン４にも空気が導かれ、両エンジンで昇圧された空
気は、個別に後方に排出される。超音速で巡航中もしく
は超音速への加速時又は亜音速巡航中は、図４に示す状
態に変位させることによって、前述と同様な作用効果を
奏する。
【００２９】
【発明の効果】以上に述べたように、本発明によれば、
複雑な機構を有せずに離陸時から超音速巡航飛行時まで
の飛行形態に応じて、排気速度を大きく変化させること
が可能なエンジンを実現することが可能であり、亜音速
から超音速にわたって高効率な航空機による航行が実現
できる。特に、離陸時には前置エンジンと後置エンジン
の両エンジンで昇圧された空気が個別に外部に排出さ
れ、排気ガス流速を増大させることなくエンジン推力を
増大させることができるから、排気ジェットから発生す
る騒音を減少させることができ、低騒音での離陸が可能
な超音速機用ジェットエンジンを得ることができる。ま
た超音速巡航時又は超音速への加速時には前置エンジン
のバイパス空気を昇温・昇圧させることにより、大推力
を得ることができる。そして、アフターバーナーを用い
ないことにより、高い燃焼効率が実現可能であり、亜音
速飛行時に従来のターボファンジェットエンジン並みの
燃費を実現するとともに、排気ガス中の未燃炭化水素、
窒素酸化物も軽減される。
複雑な機構を有せずに離陸時から超音速巡航飛行時まで
の飛行形態に応じて、排気速度を大きく変化させること
が可能なエンジンを実現することが可能であり、亜音速
から超音速にわたって高効率な航空機による航行が実現
できる。特に、離陸時には前置エンジンと後置エンジン
の両エンジンで昇圧された空気が個別に外部に排出さ
れ、排気ガス流速を増大させることなくエンジン推力を
増大させることができるから、排気ジェットから発生す
る騒音を減少させることができ、低騒音での離陸が可能
な超音速機用ジェットエンジンを得ることができる。ま
た超音速巡航時又は超音速への加速時には前置エンジン
のバイパス空気を昇温・昇圧させることにより、大推力
を得ることができる。そして、アフターバーナーを用い
ないことにより、高い燃焼効率が実現可能であり、亜音
速飛行時に従来のターボファンジェットエンジン並みの
燃費を実現するとともに、排気ガス中の未燃炭化水素、
窒素酸化物も軽減される。
【図１】本発明の実施形態に係る高速航空機用ジェット
エンジンの巡航飛行時の断面概念図である。
エンジンの巡航飛行時の断面概念図である。
【図２】図１に示す高速航空機用ジェットエンジンの接
続配管の概略斜視図である。
続配管の概略斜視図である。
【図３】図１の後置エンジンを第２位置に回転移動させ
た状態の断面概念図である。
た状態の断面概念図である。
【図４】本発明の他の実施形態に係る高速航空機用ジェ
ットエンジンの接続配管を切換えて後置エンジンに空気
を導入する形態の断面概念図である。
ットエンジンの接続配管を切換えて後置エンジンに空気
を導入する形態の断面概念図である。
【図５】図４に示す高速航空機用ジェットエンジンの接
続配管の概略斜視図である
続配管の概略斜視図である
【図６】本発明のさらに他の実施形態に係る高速航空機
用ジェットエンジンの巡航飛行時の断面概念図である。
用ジェットエンジンの巡航飛行時の断面概念図である。
【図７】図６の後置エンジンを第２位置に平行移動させ
た形態の断面概念図である。
た形態の断面概念図である。
【図８】本発明のさらに他の実施形態に係る高速航空機
用ジェットエンジンの前置エンジンを第２の位置に平行
移動させた状態の断面概念図である。
用ジェットエンジンの前置エンジンを第２の位置に平行
移動させた状態の断面概念図である。
１ 前置エンジン空気取入口 ２ 前置エンジン ３ 接続配管 ４、１２ 後置エンジン ５ バイパスダクト ６ 排気ノズル ７ 補助空気取入口 ８ コアエンジン ９ ファン １０、２０、３０、４０ 高速航空機用ジェットエンジ
ン １４ 接続配管 ２５ 後置エンジン空気取入口
ン １４ 接続配管 ２５ 後置エンジン空気取入口
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02K 3/11
Claims (3)
- 【請求項１】 ターボファンエンジンからなる前置エン
ジンと、該前置エンジンの後方に配置された少なくとも
１台の後置ターボファンエンジンもしくはターボジェッ
トエンジンからなる後置エンジンとからなり、該後置エ
ンジンが前記前置エンジンのバイパス空気を取り込むバ
イパス空気取込状態、または外部空気を直接取り込む外
部空気取込状態の何れかに切替え可能な取入空気切替手
段を有し、該取入空気切替手段が、前記後置エンジンを
前記前置エンジンの軸心回りに９０°回転可能に配置し
て、前記前置エンジンのバイパス空気を取り込むバイパ
ス空気取込状態の第１位置と、該第１位置から９０°回
転して外部空気を取り込む外部空気取込状態の第２位置
の何れかに切替える回転手段からなることを特徴とする
高速航空機用ジェットエンジン。 - 【請求項２】 ターボファンエンジンからなる前置エン
ジンと、該前置エンジンの後方に配置された少なくとも
１台の後置ターボファンエンジンもしくはターボジェッ
トエンジンからなる後置エンジンとからなり、該後置エ
ンジンが前記前置エンジンのバイパス空気を取り込むバ
イパス空気取込状態、または外部空気を直接取り込む外
部空気取込状態の何れかに切替え可能な取入空気切替手
段を有し、前記取入空気切替手段が、前記後置エンジン
を前記前置エンジンの前面投影面積外に変位させる後置
エンジン変位手段からなり、該後置エンジン変位手段が
前記後置エンジンを前記前置エンジンの前面投影面積外
に移動させることにより、該後置エンジンが外部から空
気を取り込み、前記前置エンジンと合わせてエンジンの
空気流量を増加させて推進力を得ることを特徴とする高
速航空機用ジェットエンジン。 - 【請求項３】 ターボファンエンジンからなる前置エン
ジンと、該前置エンジンの後方に配置された少なくとも
１台の後置ターボファンエンジンもしくはターボジェッ
トエンジンからなる後置エンジンとからなり、該後置エ
ンジンが前記前置エンジンのバイパス空気を取り込むバ
イパス空気取込状態、または外部空気を直接取り込む外
部空気取込状態の何れかに切替え可能な取入空気切替手
段を有 し、前記取入空気切替手段が、前記前置エンジン
を後置エンジンの前面投影面積外に移動させる前置エン
ジン変位手段からなり、該前置エンジン変位手段が前記
前置エンジンを前記後置エンジンの前面投影面積外に移
動させることにより、該後置エンジンが外部から空気を
取り込み、前記前置エンジンと合わせてエンジンの排気
を増加させて推進力を得ることを特徴とする請求項２記
載のジェットエンジン。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11319389A JP3120113B1 (ja) | 1999-11-10 | 1999-11-10 | 高速航空機用ジェットエンジン |
| GB0016784A GB2356224B (en) | 1999-11-10 | 2000-07-07 | Jet engine for high-speed aircraft |
| US09/621,333 US6415597B1 (en) | 1999-11-10 | 2000-07-21 | Switchably coupled turbofan engines for high speed aircraft |
| FR0014238A FR2800802B1 (fr) | 1999-11-10 | 2000-11-07 | Reacteur pour avion volant a grande vitesse |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11319389A JP3120113B1 (ja) | 1999-11-10 | 1999-11-10 | 高速航空機用ジェットエンジン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP3120113B1 true JP3120113B1 (ja) | 2000-12-25 |
| JP2001132541A JP2001132541A (ja) | 2001-05-15 |
Family
ID=18109633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11319389A Expired - Lifetime JP3120113B1 (ja) | 1999-11-10 | 1999-11-10 | 高速航空機用ジェットエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6415597B1 (ja) |
| JP (1) | JP3120113B1 (ja) |
| FR (1) | FR2800802B1 (ja) |
| GB (1) | GB2356224B (ja) |
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| US6837038B2 (en) * | 2001-10-16 | 2005-01-04 | United Technologies Corporation | Variable cycle boost propulsor |
| 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 |
| 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 |
| US7121078B2 (en) * | 2003-01-28 | 2006-10-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US6968674B2 (en) * | 2003-01-28 | 2005-11-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US7464533B2 (en) * | 2003-01-28 | 2008-12-16 | General Electric Company | Apparatus for operating gas turbine engines |
| EP1637725A3 (en) * | 2004-09-15 | 2009-04-01 | Munoz Saiz, Manuel | Turbofan or turbojet arrangements for vehicles craft, aircraft and the like |
| GB0602140D0 (en) * | 2006-02-03 | 2006-03-15 | Lewis Stephen D | The supersonic turbofan 1 |
| US8336289B2 (en) | 2007-08-30 | 2012-12-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems and related methods involving multiple gas turbine cores |
| US8061119B2 (en) | 2007-11-29 | 2011-11-22 | United Technologies Corporation | Actuation mechanism for a convertible gas turbine propulsion system |
| US8511058B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Convertible gas turbine propulsion system |
| DE102008011643A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeugantriebseinheit mit Multi-Fan-Ausgestaltung |
| DE102008062813A1 (de) | 2008-12-23 | 2010-07-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Flugzeug mit einer Heck-Propeller-Triebwerksanordnung |
| CN102787945A (zh) * | 2011-05-19 | 2012-11-21 | 董庆江 | 二次增压喷气发动机 |
| US8365514B1 (en) * | 2012-02-27 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Hybrid turbofan engine |
| US9222409B2 (en) | 2012-03-15 | 2015-12-29 | United Technologies Corporation | Aerospace engine with augmenting turbojet |
| US9488103B2 (en) * | 2013-03-14 | 2016-11-08 | United Technologies Corporation | Variable cycle intake for reverse core engine |
| GB2519152B (en) | 2013-10-11 | 2016-09-07 | Reaction Engines Ltd | Engine |
| US20170057649A1 (en) * | 2015-08-27 | 2017-03-02 | Edward C. Rice | Integrated aircraft propulsion system |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| CN108137149B (zh) | 2015-09-02 | 2021-07-06 | 杰托普特拉股份有限公司 | 喷射器和翼型构型 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB881967A (en) * | 1959-04-17 | 1961-11-08 | Rolls Royce | Improved propulsion unit for use in vertical take-off aircraft |
| GB1077955A (en) * | 1963-05-16 | 1967-08-02 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Gas turbine jet propulsion units for aircraft |
| GB1069033A (en) * | 1965-01-30 | 1967-05-17 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines |
| US3659422A (en) | 1966-11-04 | 1972-05-02 | North American Rockwell | Method and apparatus for aircraft propulsion |
| US3517509A (en) * | 1968-08-26 | 1970-06-30 | North American Rockwell | Integrated aircraft propulsion control system |
| US3841091A (en) * | 1973-05-21 | 1974-10-15 | Gen Electric | Multi-mission tandem propulsion system |
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| FR2392239A1 (fr) * | 1976-08-30 | 1978-12-22 | Snecma | Systeme de propulsion pour avion supersonique |
| GB1545365A (en) * | 1977-02-24 | 1979-05-10 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
| GB2037895B (en) * | 1977-12-03 | 1982-04-07 | Rolls Royce | Gas turbine power plant |
| GB2161765B (en) * | 1978-05-30 | 1986-07-02 | Rolls Royce | Gas turbine engine power plant |
-
1999
- 1999-11-10 JP JP11319389A patent/JP3120113B1/ja not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-07-07 GB GB0016784A patent/GB2356224B/en not_active Expired - Fee Related
- 2000-07-21 US US09/621,333 patent/US6415597B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-11-07 FR FR0014238A patent/FR2800802B1/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| FR2800802A1 (fr) | 2001-05-11 |
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| GB0016784D0 (en) | 2000-08-30 |
| JP2001132541A (ja) | 2001-05-15 |
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| GB2356224B (en) | 2004-01-07 |
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