JP4034600B2 - 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 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、第１に、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行段階の間に、騒音を大幅に減少させるとともに燃料消費率を向上させるために、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に、高いバイパス比と共に高い推力を得ることを可能にし、第２に、超音速巡航飛行に適応する高い排気速度を得ることを可能にする、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、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の構成と、超音速飛行の別構成という、２つの異なる構成を有する推進システムに関する。
【０００３】
【従来の技術】
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低エンジン騒音に関する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して低い騒音規定を満さなければならない。
【０００４】
更に、超音速飛行機のエンジンは、超音速巡航飛行の間の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の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。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
これら種々の要求を満足させるために、エンジンの製造業者は、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、このタイプのエンジンは、ガス発生器と少なくとも１つのファンを有する。このファンは、エンジンのバイパス比を調整することができ、従って騒音を低減させることができる。エンジンは２つの異なる構成、即ち、高いバイパス比を用いて亜音速巡航飛行、離陸、および着陸の構成と、低いバイパス比の超音速巡航飛行の構成とを採用している。これは、これら２つの飛行段階が、エンジンの作動に関していくらかの不適合性があるためである。
【０００６】
離陸および着陸の間の低いエンジン騒音の要求は、特に、離陸および亜音速巡航飛行速度の間の低いガス排気速度を意味し、これは高速でガスを排気する必要がある超音速巡航飛行とは両立しない。
【０００７】
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、２００６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、超音速での飛行時の高いレベルのドラッグに対応する。
【０００８】
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。
【０００９】
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。
【００１０】
４００ｍ／秒以下のガス排気速度を採用するには、エンジンポッドの直径を大きくする必要があり、現在知られている全ての可変サイクルエンジン、特にファンがエンジンに連結されて一体化される場合、フランス特許第２５１３６９７号、第２６８８２７１号、および第２６８５３８５号に記載されるエンジンは、ポッドが、超音速巡航飛行に最適な前部断面より大きな前部断面を有する必要がある。
【００１１】
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に構成された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。
【００１２】
本発明は、亜音速構成を超音速構成と明確に分離した、超音速飛行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、特に大きな直径を有する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、上記欠点を低減しようとするものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
この目的のために、本発明は、少なくとも１つの圧縮機を有し、超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つのエンジンと、離陸、着陸、および亜音速巡航のための更なる推力を発生することができる、前記エンジンとは別個の少なくとも１つ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、前記補助推進アセンブリが、離陸、着陸、および亜音速巡航のための更なる推力を発生できるように、前記エンジンを前記補助推進アセンブリに連結して、前記圧縮機により生成された圧縮空気を前記補助推進アセンブリに導く少なくとも１本のパイプを備え、超音速巡航のために前記パイプを閉鎖することができる少なくとも１つの弁を更に有す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。
【００１４】
従って、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行段階に使用される補助推進アセンブリは、エンジンリソースを利用する（圧縮空気の生成）。例えば、各エンジンの圧縮機の最終段から圧縮空気が分岐（タッピング）され、推進アセンブリの燃焼室に供給される。推進アセンブリは、離陸、着陸、および亜音速飛行の間、所望のバイパス比で必要な推力を生成するように寸法決めされた少なくとも１つのファンを有する。超音速飛行のドラッグを最小にするために、推進アセンブリを胴体内に収納することができる。
【００１５】
本発明のその他の特徴および利点は、本発明をどんな形であれ限定することを目的としない複数の実施形態を示す、添付の図面を参照した以下の記載から明らかとなろう。
【００１６】
【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、２つのエンジン１および１’を有することが判る。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。
【００１７】
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とができる。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、超音速巡航飛行に最適に決定される（周期は最長の飛行時間を含む）。ガス排気セクションは、可変セクションのノズル１１で終端している。
【００１８】
また、本発明の第１実施形態では、推進システムは、２つのエンジン１および１’とは別個の補助推進アセンブリ１２も有する。補助推進アセンブリは、後述の構成における離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に使用される。
【００１９】
推進アセンブリ１２は、タービン１４、ファン１６、および従来の手段（図１Ａおよび１Ｂには図示せず）を使用して燃料が供給される燃焼室１８を有する。
【００２０】
更に、本発明の推進システムは、各エンジン１、１’を推進アセンブリ１２、より詳しくは推進アセンブリ１２の燃焼室１８に連結する、少なくとも１本のパイプ２０、２０’を有し、各エンジンの少なくとも１つの圧縮機２２、２２’により生成された圧縮空気を前記推進アセンブリに供給する。
【００２１】
より正確には、各パイプ２０、２０’は、推進アセンブリ１２の燃焼室１８の周囲に設けられた圧縮空気マニホルド、好ましくは環状マニホルドに開口する。
【００２２】
好ましくは、圧縮空気は、各エンジン１、１’の圧縮機２２、２２’の最終段から取り込まれる。当然、空気を、圧縮機内の異なるレベルから取り込むことはできるが、最終段は空気が最も圧縮される位置であるため、最終段は最良の結果をもたらす。
【００２３】
従来から、ファン１６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１４により回転される。
【００２４】
更に、圧縮空気を推進アセンブリ１２に送る各パイプ２０、２０’は、パイプを超音速巡航飛行のために少なくとも部分的に遮断することができる少なくとも１つの弁２４、２４’を備える。弁２４、２４’は同期して制御される。
【００２５】
本発明のある特徴によれば、エンジン１、１’を推進アセンブリ１２の燃焼室１８に連結するパイプ２０、２０’は、エンジンの圧縮機２２、２２’の最終段からの圧縮空気の２０％から４０％、好ましくは２５％から３０％を導き、これは、約マッハ２に対応する超音速巡航飛行速度のために構成されたエンジンに特に適用される。
【００２６】
本発明の第１実施形態を構成する推進システムの動作は、２つの可能な構成（離陸、着陸および亜音速巡航飛行段階、および超音速巡航飛行段階）のそれぞれにおいて、以下に説明される。
【００２７】
離陸および着陸の間（図１Ａを参照されたい）、３つのアセンブリ全て（両方のエンジン１、１’、および推進アセンブリ１２）は、圧縮機から分岐された空気のため、同時に推力を提供すると共に、２つのエンジンは、独自の推力と低減された排気速度とを有する。パイプ２０、２０’は閉鎖しておらず、従って圧縮空気を補助推進アセンブリの燃焼室１８に導く。
【００２８】
このようにして導かれた圧縮空気は、燃料と混合され、推進アセンブリ１２の燃焼室１８内で生成された燃焼ガスは、前記推進アセンブリのファン１６を駆動するタービン１４を通過して、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に充分な更なる推力を発生させる。
【００２９】
ファン１６を適切に寸法決めすることにより、推進システムを、高いバイパス比で、且つ低い排気速度で作動させることができ、これは、騒音および低燃料消費率の要求により容易に応じながら、離陸および亜音速巡航飛行に適している。用語「バイパス比」は、エンジン１、１’の燃焼室と燃焼室１８との両方により生成された排気される燃焼ガスの量で割った、ファンにより生成された排気される空気の全体量の比を意味するのに用いられる。
【００３０】
弁２４、２４’によりパイプ２０、２０’を閉鎖し、補助推進アセンブリ１２が停止するまで燃焼室１８への燃料の供給を遮断することにより、亜音速巡航飛行と超音速巡航飛行との間の移行（図１Ｂを参照されたい）が行われる。するとエンジン１、１’は、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。その後このシステムは、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。
【００３１】
図２に示すように、補助推進アセンブリ１２を、飛行機の胴体内の後部に直接一体化させることができる。そうするためには、推進アセンブリ１２に空気を供給できるように、飛行機の胴体に閉鎖可能なルーバー２６（図示するようなサイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）を設け、展開可能な排気ノズル２８により、補助推進アセンブリにより生成されるガスを、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に排気させる。
【００３２】
本発明の別の実施形態（図３を参照されたい）において、システムは、補助推進アセンブリ１２、１２’に別々に圧縮空気を送る２つのエンジン１、１’を有する。この実施形態は、推進アセンブリの１つが故障した際における、推進システムの安全性を高めるものである。
【００３３】
更に、アセンブリが飛行機内の容量の占有の仕方を最適化するために、有利には、これら２つの推進アセンブリを、飛行機の主軸線に沿ってずらすことができる。
【００３４】
図３において、閉鎖可能なルーバー２６（サイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）を同様に飛行機の胴体内に設け、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に推進アセンブリ１２、１２’に空気を供給し、上記飛行段階の間に推力を発生するガスを排気するように、排気ノズル２８を配備する。超音速巡航飛行への切り換え時に、補助推進アセンブリ１２、１２’が停止すると、ルーバー２６が閉鎖し、排気ノズル２８が格納される。次いで、ドラッグを、エンジンのポッドドラッグまで低減させる。
【００３５】
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出すことが可能であろう。
【００３６】
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、離陸および着陸の間に、１０３ｄＢ未満（３００ｍ／秒未満の速度に対して９０ｄＢ）の騒音レベルに対応する４００ｍ／秒（或いは３００ｍ／秒近く）未満のガス排気速度を得ることを可能にし、離陸時のエンジンからの推力を、エンジンだけが生成することができる推力に比較して、補助推進アセンブリのファンの直径に応じて約５０％から６０％まで高めることができ、ある亜音速飛行機と同等な大きなバイパス比により、亜音速巡航の間に燃料消費率を大幅に低減することができ、推進システムは、１つ或いは複数の従来の構成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抑え、補助推進アセンブリが停止または故障した際に、空気分岐弁を閉鎖し、エンジンをフルパワーでダイレクトジェットとして作動するように切り換えることが可能であり、これにより、離陸を続行し着陸を保証するのに十分な推力を維持し、これにより、最大の関心事が、騒音の基準に合致することではなく、事故を防止することとなる。
【００３７】
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ことは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】本発明の第１実施形態を構成する推進システムの長手方向概略断面図であり、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の構成における図である。
【図１Ｂ】本発明の第１実施形態を構成する推進システムの長手方向概略断面図であり、超音速巡航飛行の構成における図である。
【図２】図１に類似する推進アセンブリを含む飛行機の部分断面図であり、使用中の２つの構成が示される断面図である。
【図３】使用中の両方の構成における、本発明の別の実施形態を構成する推進システムを含む飛行機の部分概略図である。
【符号の説明】
１、１’ エンジン
１１ ノズル
１２、１２’ 補助推進アセンブリ
１４ タービン
１６ ファン
１８ 燃焼室
２０ パイプ
２２ 圧縮機
２４ 弁
２６ ルーバー
２８ 排気ノズル

Claims (3)

1. 少なくとも１つの圧縮機（２２）を有し、超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つのエンジン（１）と、離陸、着陸、および亜音速巡航のための更なる推力を発生することができる、前記エンジンとは別個の少なくとも１つの補助推進アセンブリ（１２）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、
   該可変サイクル推進システムは、離陸、着陸、および亜音速巡航のための更なる推力を発生できるように、前記エンジン（１）を前記補助推進アセンブリ（１２）に連結して、前記圧縮機（２２）により生成された圧縮空気を前記補助推進アセンブリ（１２）に導く少なくとも１本のパイプ（２０）を更に備え、また、超音速巡航のために前記パイプを閉鎖することができる少なくとも１つの弁（２４）を有しており、
   前記可変サイクル推進システムが、単一の推進アセンブリ（１２）に圧縮空気を供給する少なくとも２つのエンジン（１、１’）を有しており、
   前記推進アセンブリ（１２）は、飛行機の胴体に収納されており、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に、前記推進アセンブリ（１２）に空気を供給するために前記胴体にルーバー（２６）が設けられ、また、前記離陸、着陸、および亜音速巡航飛行段階の間に、推力発生ガスを排気するために格納式の排気ノズル（２８）が設けられてい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. 前記補助推進アセンブリ（１２）が、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に圧縮空気が送られる燃焼室（１８）と、前記燃焼室により生成される燃焼ガスが通過するタービン（１４）と、前記タービンにより回転するファン（１６）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. 前記パイプ（２０）が、前記エンジン（１）の圧縮機（２２）の最終段から送られる空気の約２０％から４０％を導くことを特徴とする、請求項１または２に記載のシステム。

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