JP4034601B2 - 超音速飛行機のための機械的伝達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の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、超音速巡航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の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。
【０００４】
更に、超音速飛行機のエンジンは、超音速巡航飛行の間、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。
【０００５】
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つのファンとを有する。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、エンジンの作動に関して、これら２つの飛行段階の間にある程度の不適合性があるため、２つの異なる構成、即ち、高いバイパス比を用いる亜音速巡航飛行、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別構成とを採用している。
【０００６】
離陸および着陸の間の低いエンジン騒音の要求は、離陸および亜音速巡航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】
【発明が解決しようとする課題】
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】
このために、本発明は、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は、ガス発生器を有しておらず、前記エンジンにより生成される機械的パワーの一部を前記補助推進アセンブリに伝達して、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための更なる推力を発生させるために伝達手段が設けられ、超音速巡航飛行のために伝達手段を切り離すための手段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の間、補助推進アセンブリは、エンジンリソースを利用する（機械的エネルギーの生成）。
【００１５】
補助推進アセンブリは、所望のバイパス比で必要な推力を生成するために寸法決めされた少なくとも１つのファンを有する。機械的パワーは、タービン軸、例えばエンジンの低圧タービン軸から得ることができ、機械的伝達によりファン軸に伝達することができる。補助推進アセンブリのために機械的パワーを選択的に解除するために、機械的伝達手段にクラッチタイプの結合装置が介装される。
【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】
図１は、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であり、このシステムは、特に２つのエンジン１および１’より構成されることが判る。これらのエンジンは、一般に飛行機のそれぞれの翼の底面に結合されるポッド（図示せず）に従来通り配置されている。
【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、高圧タービン８、燃焼ガスを排気するセクション１０、および低圧軸１４を回転させる低圧タービン１２を有する。さらに、エンジンの寸法は、超音速巡航飛行に最適に決定される（期間は最長の飛行時間を含む）。低圧タービンの膨張比を調整可能とするために、ガス排気セクションは、可変セクションのノズル１５で終端している。
【００１９】
また、本発明のこの第１の実施形態では、推進システムは、２つのエンジン１および１’とは別個でありガス発生器を備えていない、補助推進アセンブリ１６も有する。補助推進アセンブリは、特に２つの反転ファン１８ａ、１８ｂにより構成され、各ファンは大きな直径を有することが有利である。補助推進アセンブリは、後でより詳細に記載される構成における、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に使用される。
【００２０】
当然、推進アセンブリ１６は、単一のファン、例えば両エンジン１、１’により制御される大きな翼弦のファンより構成しても良い。
【００２１】
更に、エンジン１、１’により生成される機械的パワーの一部を伝達するための手段２０、２０’が、前記エンジンの低圧軸１４、１４’に取り付けられた環状歯車２４、２４’に結合されたアングル伝導機構２２、２２’を有する、従来の機械的伝達システムにより特に構成される。これらの環状歯車は、低圧軸からの回転運動を、伝達軸２６、２６’および、ファン１８ａ、１８ｂの回転軸３０、３０’に結合されたアングル伝導機構２８、２８’を介して、推進アセンブリ１６に伝達する。
【００２２】
結合および分離システム３２、３２’により、エンジン１、１’により生成された機械的パワーの一部を、推進アセンブリ１６に送るか送らないかを選択的に実行ことが可能となる。これらのシステムは、それぞれ軸１４、１４’と軸３０、３０’の間に介装され、例えば伝達軸２６、２６’内に取り付けられる。これらの手段は、同期して制御される。これらは、軸により機械的に伝達するための従来のタイプのものであり、従って詳細な説明はしない。
【００２３】
図１において、ファン１８ａ、１８ｂは、飛行機の胴体の後部に直接一体化される。離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に、ファン１８ａ、１８ｂに空気を供給することができるように、閉鎖可能なルーバー３４（図示されるようなサイドルーバーおよび／または腹側ルーバー）が飛行機の胴体に設けられ、これらの飛行段階の間に、推力を生成する空気流を排気するように排気ノズル３６が配備される。超音速巡航飛行の間、ファンのクラッチが解除されて停止すると、ルーバー３４が閉鎖し、排気ノズル３６が格納される。
【００２４】
本発明の推進システムのこの第１の実施形態の作用を、その２つの可能な構成（１つは、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の構成であり、もう１つは、超音速巡航飛行構成）のそれぞれにおいて以下に説明する。
【００２５】
離陸、着陸、および亜音速巡航の間、結合および分離システム３２、３２’は係合モードにあり、エンジン１、１’はファン１８ａ、１８ｂを駆動する。低圧軸１４、１４’により発生する機械的パワーの一部が抜かれて、推進アセンブリ１６のファン１８ａ、１８ｂを回転させるため、エンジン１、１’からの排気速度は大幅に低下する。
【００２６】
従って、推進システムは、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行に好適に適合する高いバイパス比および低い排気速度で作動し、騒音規定および低燃料消費率の要求により容易に適合する。用語「バイパス比」は、ファンにより排出された空気の量の、エンジン１、１’から排出されたガスの量に対する比率を意味するために使用される。
【００２７】
亜音速巡航飛行と超音速巡航飛行との間の移行は、軸２６、２６’における機械的伝達手段のクラッチを解除することにより行われる。飛行機は、エンジン１、１’だけにより推進され、超音速飛行速度に達する。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（特定の高い比推力に実際に対応する）で作動する。
【００２８】
ファン１８ａ、１８ｂを胴体内に収納することにより、超音速飛行の間のドラッグが低減する。
【００２９】
本発明の第２の実施形態において（図２を参照されたい）、推進システムは、２つの補助推進アセンブリ１６、１６’を別々に制御する２つのエンジン１、１’を有する。
【００３０】
図２に示すように、ファン１８ａ、１８ｂは、それぞれ１つのエンジン１、１’によりそれぞれ駆動され、これらファンは、飛行機の胴体の後部に別々に収容される。胴体内の容積の占有率を最適にするために、ファンを飛行機の主軸に沿って互いに前後にずらすことが可能である。また、推進アセンブリ１６、１６’に空気を供給できるように、閉鎖可能なルーバー３４を胴体に設け、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間に推力と提供するために、展開可能な排気ノズル３６にその空気を排気させる。
【００３１】
推進アセンブリの一方が故障した際に、この実施形態では、他方の補助推進アセンブリを駆動し続けることができる。
【００３２】
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。
【００３３】
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（或いは実際に３００ｍ／秒近く）未満のガス排気速度を得ることを可能にすることと、別個の補助ファンが、エンジンの質量流量を１５０％から１６０％増加することを可能とし、高バイパス比ジェットのように作動することと、推進システムの推力を、燃焼後に頼らずとも自身のエンジンからの推力より約５０％から６０％増大でき、ファンからの推力を、全体の推力の半分にまたは半分近くにすることができることと、機械的パワーを抜くことにより、排気速度を約２５％から３０％下げることができ、従って嵩張るサイレンサーや排気混合機の使用の必要性を避けることができることと、亜音速飛行機と同等の高いバイパス比のため、亜音速飛行の間の燃料消費率を大幅に落とすことができることと、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制限することと、補助推進アセンブリのクラッチ解除に伴って機械的故障が生じた際に、クラッチ解除されたエンジンを、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、関心事が騒音の基準に合致することではなく、飛行機の事故を防止することになることである。
【００３４】
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１】本発明の第１実施形態を構成する推進システムを含む飛行機の概略部分図であり、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の構成と、超音速巡航飛行の構成とを示す。
【図２】本発明の第２実施形態を構成する推進システムを有する飛行機の概略部分図であり、使用中の２つの構成を示す。
【符号の説明】
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 高圧タービン
１０ セクション
１２ 低圧タービン
１４、１４’ エンジンの軸
１５ ノズル
１６ 補助推進アセンブリ
１８ａ、１８ｂ 反転ファン
２０、２０’ 伝達手段
２２、２２’、２８、２８’ アングル伝導機構
２４、２４’ 環状歯車
２６、２６’ 伝達軸
３０、３０’ 回転軸
３２、３２’ クラッチシステム
３４ ルーバー
３６ 排気ノズル

Claims (6)

1. 超音速飛行速度のための推力を発生することができる２つのエンジン（１）と、離陸、着陸、および亜音速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（１６）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（１６）は、ガス発生器を有しておらず、
   前記エンジンにより生成される機械的パワーの一部を前記補助推進アセンブリに伝達して、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行のための更なる推力を発生させるために伝達手段（２０）が設けられ、超音速巡航飛行のために伝達手段（２０）を切り離すための手段を更に有し、
   前記補助推進アセンブリ（１６）は飛行機の胴体内に収納されており、離陸、着陸、および亜音速巡航飛行の間、推進アセンブリに空気を供給するために、ルーバー（３４）が胴体に設けられており、該飛行段階の間、推力を生成する空気流を排気するために、格納式の排気ノズル（３６）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. 前記伝達手段（２０）が、特に、少なくとも１つのエンジン（１）の軸（１４、１４’）からの回転を、前記補助推進アセンブリに伝達するための機械的伝達システム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. 前記伝達手段を切り離し可能とする手段が、特にクラッチシステム（３２、３２’）を有することを特徴とする、請求項２に記載のシステム。
4. 前記補助推進アセンブリ（１６）が、前記機械的伝達システムにより回転される少なくとも１つのファンを有することを特徴とする、請求項２または３に記載のシステム。
5. 前記補助推進アセンブリ（１６）が、少なくとも２つの反転ファン（１８ａ、１８ｂ）を有することを特徴とする、請求項１から４のいずれ一項に記載のシステム。
6. ２つの補助推進アセンブリ（１６、１６’）に別々に結合された少なくとも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５のいずれか一項に記載のシステム。

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