JPS63227929A - 航空機用エンジン装置 - Google Patents

航空機用エンジン装置

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JPS63227929A
JPS63227929A JP63041827A JP4182788A JPS63227929A JP S63227929 A JPS63227929 A JP S63227929A JP 63041827 A JP63041827 A JP 63041827A JP 4182788 A JP4182788 A JP 4182788A JP S63227929 A JPS63227929 A JP S63227929A
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engine
turbine
compressor
internal combustion
inlet
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JP63041827A
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Inventor
ロナルド・ウイルキンソン
ラルフ・ベンウェイ
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TDY Industries LLC
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Teledyne Industries Inc
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Publication date
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は航空機用エンジン装置、詳しくは、成層圏の低
高度から圏界面の上限までの間を音速以下の高速の飛行
速度で最も効率のよい推力を発生させるためのダクト付
きファンを有するガスタービン付のターボチャージ式内
燃機関に関する。
〔従来の技術〕
内燃機関が航空機用のガスタービンエンジンよりも燃料
効率のよいことは知られている。従来のガスタービン燃
料消費量は、高度とともに増加し、また、内燃機関と比
較して部分負荷が高くなる。適切に設計されたターボチ
ャージ式のピストンエンジンは、その燃料消費量が、高
い高度においても海面のような低い高度と同じか、ある
いはむしろ少なくなり、また、部分負荷時の燃料消費量
も、最大負荷時の消費量と同じか、あるいはむしろ少な
くなる。
しかしながら、ガスタービンは、一定の推力を得るのに
大きさが小さく、かつ１、軽量であるため、低い高度用
としてはほとんど内燃機関に取って代わった。この小型
で軽量であるという利点は高度が上昇するに伴って減少
するが、より効率のよい軽量のものが存在しないため、
ガスタービンは、通常、高い高度での高速飛行用のエン
ジンとして使用されている。
また、多量の空気を適度に加速する推進装置は、約０．
６マツハあるいはそれ以下の飛行速度で非常に効率がよ
いが、より少量の空気を大きく加速するターボファンは
、そのような低速度で効率は低いが、飛行速度が増加す
るにつれて効率のよくなることも知られている。したが
って、音速以下あるいは超音速においては、ターボファ
ンやターボジェットが推進装置として好ましいものであ
る。
〔発明が解決しようとする課題〕
本発明は、以上のような点にかんがみ、燃料効率のよい
内燃機関を組み込んだ航空機用エンジン装置を提供しよ
うとするものである。
〔課題を解決するための手段〕
そのため、本発明による航空機用エンジン装置は、回転
可能な駆動軸、空気流入口、ならびに排気流出口を有す
る内燃機関と、ダクト内に回転可能に配設されて前記駆
動軸に連動連結された推力発生用のファンと、それぞれ
入口と出口を持ったタービンとコンプレッサを含むター
ボチャージャとからなり、前記タービンがコンプレッサ
を回転するように構成され、タービンの入口が内燃機関
の排気流出口に連通されるとともに、コンプレッサの出
口が内燃機関の空気流入口に連通され、かつ、前記コン
プレッサの入口が、ファンからの空気流の少なくとも一
部を受け入れるように、ファンより下流側の前記ダクト
内に配置されていることを特徴とする。
〔作用および効果〕
このように、推力発生用のファンが、航空機の飛行に必
要な推力の大部分を供給するのであるが、そのファンを
駆動する内燃機関へコンプレッサによって十分に圧縮さ
れた空気をターボチャージするものであるから、内燃機
関は、高い高度においても海面のような低い高度におけ
ると同じような馬力を発生する。また、内燃機関をター
ボチャージするコンプレッサが推力発生用ファンの下流
側に位置されているので、空気を圧縮するに必要なコン
プレッサをより軽量に、より小型にすることができる。
したがって、装置全体がより軽量に簡素化され、効率が
向上するのである。
なお、ファン、コンプレッサ、ならびにタービンは、単
式でも多段式でもよいし、ファンとターボチャージャと
を同軸状に配置することもできる。また、内燃機関とタ
ーボチャージャとを近接配置して、熱エネルギのロスを
極力少なくすることもできる。
〔実施例〕
第１図はエンジン装置（工０）の概略図で、主として、
内燃機関（１２）、ファン（１４）、パワータービン（
１６）、ならびにターボチャージャ（１８）とからなり
、このターボチャージャ（１８）は、共通の軸（２４）
に同軸状に取り付けられたコンプレッサ（２０）とター
ビン（２２）とからなる。内燃機関（Ｉ２）はスパーク
点火式でも圧縮点火式でもよく、空気流入口（２６）と
排気流出口（２８）とを有する。この内燃機関（１２）
は駆動軸（３０）を有し、これは適当な第１伝動装置（
３２）を介してファン（１４）の軸（３４）に連動連結
されている。また、この駆動軸（３０）は適当な第２伝
動装置（３６）を介してパワータービン（１６）の軸（
３８）に連動連結されている。
ファン（１４）はひとつだけでも、複数個でもよいが、
発生する推力を変えるために角度調節可能なブレードを
有し、好ましくは、ダクト（４０）と入口側のディフュ
ーザ（４２）を有している。ダクｌ−（４０）は、第４
図に示すように、細長い形状で、ファン（１４）を通過
した空気流の一部がコンプレッサ（２０）に流入するよ
うに、このダクト（４０）内にターボチャージャ（１８
）が配設されている。このコンプレッサ（２０）は空気
をさらに圧縮して、導管（４４）とインタークーラ（４
６）を介して空気流入口（２６）へ排出する。特に、第
４図に示すように、コンプレフサ（２０）とファン（１
４）とを同軸状に配置し、かつ、細長いダクト（４０）
と同心状に配置するのが好ましい。これらは支持部材（
４７）などによってダクト（４０）内に保持される。
圧縮後の空気は、よく知られているように、内燃機関（
１２）のピストンのストロークでさらに圧縮されて、燃
料と混合される。その混合物は点火され、出力行程を経
て、高圧、高温の状態で排気流出口（２８）から排出さ
れる。この内燃機関（１２）からの排気ガスは導管（４
８）を通ってノズル（５０）に案内され、パワータービ
ン（１６）のブレードに衝突するように導かれる。その
後、さらに、排気ガスは導管（５２）とノズル（５４）
によってタービン（２２）のブレードに衝突するように
導かれる。最終的に、その排気ガスは排気用のノズル（
５６）を通ってエンジン装置（１０）外に排出される。
排気ガス用の導管（４Ｂ）　、　（５２）は、タービン
（１６）　、　（２２）へ伝達される熱エネルギを最大
にするため、できるだけ短くするのが好ましく、また、
第４図において（５５）で示すように断熱処理するのが
好ましい。
前記パワータービン（１６）は、第１図と第４図に示す
ように、ターボチャージャ（１８）から分離して回転可
能に支持し、内燃機関（１２）に近接して連動連結する
ことが可能である。逆に、このパワータービン（１６）
は、第２図に示すように、筒状の軸（１３８）に取り付
け、この筒状の軸（１３８）をターボチャージャ（１８
）の軸（２４）に同軸状に外嵌することもできる。しか
し、この場合にも、パワータービン（１６）とその筒状
軸（１３８）とを、軸（２４）とそれに取り付けられた
コンプレッサ（２０）やタービン（２２）に対して相対
回転可能に構成するのが好ましい。それによって、ター
ボチャージャ（１８）のコンプレッサ（２０）とタービ
ン（２２）とは、パワータービン（１６）から独立して
内燃機関（１２）をターボチャージすることができ、第
２伝動装置（３６）、駆動軸（３０）、ならびに第１伝
動装置（３２）を介してファン（１４）をさらに駆動す
る。
第３図は別の実施例を示し、ターボチャージャ（１８）
のタービン（２２）が内燃機関（１２）の駆動軸（３０
）に直接ギヤで連動連結されている。この構成では、タ
ービン（２２）によって生ずる駆動力とコンプレッサ（
２０）が必要とする駆動力との差が伝達される。
ある機関の作動状態においては、パワータービン（１６
）かタービン（２２）、あるいはその両方をバイパスさ
せる必要がある。そのために設けられているのが排気弁
（５日）と（６０）である。これら排気弁（５８）　、
　（６０）を選択して作動させることにより、機関への
ターボチャージのレベル（マニホールドの圧力上昇）を
制御することができるとともに、内燃機関（１２）とパ
ワータービン（１６）からの駆動力をバランスさせるこ
とができる。
ファン（１４）を通過し、かつコンプレッサ（２０）に
流入しなかった空気は、矢印（５７）で示すように、ダ
クト（４０）を通って直接排気ノズル（５６）に至る。
このエンジン装置（１０）の正味の推力は、コンプレッ
サ（２０）を迂回するファン（１４）による推力とター
ビン（２２）からの排気による推力との合計である。
従来公知の熱交換器（６２）が、内燃機関（１２）を冷
却するために利用される。第１伝動装置（３２）と第２
伝動装置（３６）としては、出力ロスを最少におさえる
コンパクトで軽量な減速システムが好ましい。さらに、
第２伝動装置（３６）は、内燃機関（１２）がパワータ
ービン（１６）を駆動するのを防止するための一方向ク
ラッチ（図示せず）と、パワータービン（１６）からの
ねじり振動の影響を減少させるための流体継手（図示せ
ず）を有している。
本発明の種々の構造的特徴について説明したが、その作
用と効果については後述する。前述したように、高い高
度と高速飛行のために、一般にターボファンやターボジ
ェット式の推力装置が使用されているが、それらの装置
は、内燃機関に比べて非効率的な燃料供給を必要とする
。
航空機のガスタービンエンジンの特徴として、高い高度
における動力は、空気の濃度が低下するため、海面のよ
うな低い高度下での動力よりも著しく減少する。ところ
が、高い高度において一定の推力が要求される割りには
、ガスタービンは海面のような低い高度で作動するよう
に設計されている。
それに対して、ターボチャージされた内燃機関は、海面
から高い高度にまで適用できる動力を維持することがで
きる。さらに、内燃機関は空気の消費量が少ないため、
付帯するターボ機構の大きさと重さは、同じ推力レベル
においては、従来のガスタービンに比べて実質的に減少
する。
したがって、ターボチャージされた内燃機関は、高い高
度においては、従来のガスタービンに比較して燃料の効
率がよい上に、重さと大きさの点からも明らかに有利と
なる。
さらに、内燃機関をターボチャージするターボ機構が高
い高度に近づけば、ターボチャージ用の空気圧縮に加え
て、主に推力発生用として作用するファンがコンプレッ
サの入口側に位置されていることが、有利に作用する。
さもなければ、内燃機関に対して濃度の高い空気を供給
するために、航空機用のエンジンに加えて、大きくて重
いターボチャージャが必要となる。
本発明によれば、高い高度における音速以下の高速飛行
用の航空機エンジンのためのターボチャージャを、より
軽量、小型にすることができる。ターボチャージャのコ
ンプレッサをファンの下流側に配置するとともに、全装
置を共通のダンク内に配置することにより、コンプレッ
サは、その入口において、すでにファンによっである程
度圧縮された空気を受け入れることができる。それによ
って、コンプレッサがなすべき仕事量が減少し、コンプ
レッサをより小型にすることができる。ターボチャージ
によって得られる正味の出力増加量はコンプレッサを駆
動するのに要する駆動力にかかっているが、本発明によ
れば、そのコンプレッサを駆動するための駆動力が少な
くてすむ。
その上、本発明のエンジン装置によれば、ダクト付きフ
ァンによって効率のよい推力かえられると同様に、内燃
機関による良好な燃料効率が得られ、それによって、高
い高度での高速飛行が可能となる。さらに、同等の推力
が得られるタービンエンジンに比較して、内燃機関への
空気に対する燃料比が低くなるため、ターボチャージャ
の空気流が少なくなり、それによって、小型、軽量であ
るにもかかわらず、高い推力比空気消費ｌ（Ｔ、５ＡＣ
）が可能となる。なお、ファンによって発生された推力
のほとんどはターボチャージャを迂回して、直接、排気
ノズルに至る。
本発明のエンジン装置は、ターボチャージャを組み込み
、ダクト付きのファンをそのターボチャージャと同軸状
に配置することで、低熱排除の内燃機関の燃料効率を向
上させ、従来のガスタービンエンジンに比べて高効率で
軽量化できるとともに、成層圏の低高度から圏界面の上
限までの間を音速以下の高速で飛行するのに適したエン
ジン装置を提供する。
以上、理解を助けるために最適な実施例の詳細について
説明したが、本発明はこれらの実施例に限定されるもの
ではなく、当業者にとって自明な改変を種々加えること
は、もちろん可能である。
【図面の簡単な説明】
図面は本発明にかかる航空機用エンジン装置を示し、第
１図は概略図、第２図は別の実施例を示す概略図、第３
図はさらに別の実施例を示す概略図、第４図は概略側面
図である。 （１２）・・・・・・内燃機関、（１４）・・・・・・
ファン、（１８）・・・・・・ターボチャージャ、（２
０）・・・・・・コンプレッサ、（２２）・・・・・・
タービン、（２６）・・・・・・空気流入口、（２８）
・・・・・・排気流出口、（３０）・・・・・・駆動軸
、（４０）・・・・・・ダクト。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、回転可能な駆動軸、空気流入口、ならびに排気流出
    口を有する内燃機関と、ダクト内に回転可能に配設され
    て前記駆動軸に連動連結された推力発生用のファンと、
    それぞれ入口と出口を持ったタービンとコンプレッサを
    含むターボチャージャとからなり、前記タービンがコン
    プレッサを回転するように構成されタービンの入口が内
    燃機関の排気流出口に連通されるとともに、コンプレッ
    サの出口が内燃機関の空気流入口に連通され、かつ、前
    記コンプレッサの入口が、ファンからの空気流の少なく
    とも一部を受け入れるように、ファンより下流側の前記
    ダクト内に配置されている航空機用エンジン装置。 ２、前記タービンを駆動軸に選択的に連動連結する手段
    を有する請求項１記載のエンジン装置。 ３、前記連動連結手段が、タービンとコンプレッサとの
    共通軸と、この共通軸と前記駆動軸との間に介在された
    伝動装置とからなる請求項２記載のエンジン装置。 ４、入口と出口を持った回転可能なパワータービンを有
    し、そのパワータービンの入口が前記排気流出口に連通
    されるとともに、パワータービンが前記駆動軸に選択的
    に連動連結されるように構成されている請求項１記載の
    エンジン装置。 ５、前記パワータービンが、そのパワータービンの軸と
    前記駆動軸との間に介在された伝動装置によって駆動軸
    に連動連結されている請求項４記載のエンジン装置。 ６、前記パワータービンがターボチャージャと同軸状に
    配設され、かつ、ターボチャージャのタービンに対して
    相対回転可能に構成されている請求項４記載のエンジン
    装置。 ７、前記パワータービンの出口がターボチャージャのタ
    ービンの入口に連通されている請求項４記載のエンジン
    装置。 ８、前記パワータービンへの排気ガスをバイパスさせる
    ために選択作動可能な第１排気弁と、ターボチャージャ
    のタービンへの排気ガスをバイパスさせるために選択作
    動可能な第２排気弁とを有する請求項７記載のエンジン
    装置。 ９、前記内燃機関がターボチャージャに近接して配置さ
    れている請求項１記載のエンジン装置。 １０、前記排気流出口とタービンの入口、ならびに中間
    の連通手段が、エネルギロスを減少させるために断熱処
    理されている請求項１記載のエンジン装置。 １１、前記排気流出口とパワータービンの出入口、なら
    びに中間の連通手段が、エネルギロスを減少させるため
    に断熱処理されている請求項７記載のエンジン装置。 １２、前記ファンが多段式である請求項１記載のエンジ
    ン装置。 １３、前記コンプレッサが多段式である請求項１記載の
    エンジン装置。 １４、前記タービンが多段式である請求項１記載のエン
    ジン装置。 １５、前記パワータービンが多段式である請求項４記載
    のエンジン装置。 １６、前記コンプレッサと内燃機関との間に配設された
    インタークーラを有する請求項１記載のエンジン装置。 １７、前記内燃機関を冷却して、機関のエネルギロスを
    最少におさえるべく低熱排除に利用するための熱交換器
    を有する請求項１記載のエンジン装置。 １８、前記ファンとコンプレッサとが同軸状に配置され
    ている請求項１記載のエンジン装置。
JP63041827A 1987-02-24 1988-02-24 航空機用エンジン装置 Pending JPS63227929A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/017,825 US4815282A (en) 1987-02-24 1987-02-24 Turbocharged compund cycle ducted fan engine system
US017825 1994-01-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS63227929A true JPS63227929A (ja) 1988-09-22

Family

ID=21784744

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP63041827A Pending JPS63227929A (ja) 1987-02-24 1988-02-24 航空機用エンジン装置

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4815282A (ja)
JP (1) JPS63227929A (ja)
AU (1) AU1201888A (ja)
BR (1) BR8800851A (ja)
DE (1) DE3804906A1 (ja)
FR (1) FR2611229A1 (ja)
GB (1) GB2201467A (ja)

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