JPS6338670A - 軸流ガスタ−ビンエンジンの出口構造 - Google Patents

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、ガスタービンエンジンに係わり、更に詳細に
はガスタービンエンジンの出口構造に係わる。

従来の技術 ガスタービンエンジンは過去３０年間に亘り商業用空輸
業に於て従来より使用されている。「軸流ターボファン
」と呼ばれる成る特定の型式のエンジンは広範囲に使用
されており、かなりの割合の現代の空輸航空機に於て原
動機として使用されている。

ターボファンエンジンはその前端に於て空気の軸流を吸
入し、吸入した空気流を環状のファン空気流とこれと同
軸のインナコア空気流とに分流することにより作動する
。コア空気流はエンジン内に於て更に圧縮され、しかる
後燃焼器セクションを通過し、該燃焼器セクションに於
て液体燃料が燃焼されて温度が」二昇され、しかる後タ
ービンセクションを経て流れ、該タービンセクションに
於て高温且高圧且高速のコアガス流のエネルギが機械的
に抽出されて−Ｌ流側の空気圧縮機及びファンが駆動さ
れる。

エンジンのコアよりの尚も高温状態にある排気ガスはエ
ンジンの下流側端部に於て吐出される。

ファン空気流及びコア排気ガス流は吐出される際にかな
りの推力を発生し、これにより機体を推進駆動する。今
日では環状のファン空気流をファンセクションのすぐ下
流側に於て吐出させるか、又はエンジンの後端に近接し
た下流側の点までアウタフェアリングによりファン空気
流を環状の流路内に閉込めることが一般に行われている
。空輸業に使用されている軸流ターボファンエンジンに
対する歴史的な性能要求により、できるだけ低い燃料消
費率にて高い軸線方向の推力を発生することが必要とさ
れている。人口密度の増大や環境に対する配慮の高まり
により、空港や人口密度の高い地域近傍に於てエンジン
により発生される騒音のレベルを低減することを要求す
る法規が制定されている。

軸流ターボファンエンジンに於て有害な騒音を発生する
幾つかの原因や発生源が存在するが、一つの特定の既に
解っている騒音発生原因は、高速且高温のコアガス流が
エンジンより直接吐出されることである。コアガス流及
びバイパスファン空気流がエンジンより吐出される前に
完全に混合されると、エンジンの全体としての騒音発生
レベルが２〜３ｄｂ低減されるものと予測されている。

更にターボファンエンジンに於てコアガス流及びバイパ
スファン空気流を互いに分離された状態にて吐出すると
、これらが完全に混合された状態にて吐出される場合に
比して、エンジンの全体としての推力が１〜２％低下す
るものと推測されている。

かくしてバイパスファン空気流とコアエンジン排気ガス
流とを混合することの利点は従来より当技術分野に於て
よく知られている。

従来のミキサは、エンジン及び航空機の設計者にとって
それらの魅力を低減する固をの幾つかの欠点ををしてい
る。かかる従来のミキサは、混合領域の軸線方向長さと
混合部に於て生じる圧力損失、従ってエネルギ損失との
妥協を含んでいる。

機械的に混合を促進させることなく互いに同軸の二つの
流れを混合させれば、混合領域の軸線方向長さが過剰に
長くなる。また回旋状の混合リング等を用いて短い軸線
方向距離にて二つの流れの混合を促進させれば、摩擦に
よる圧力、乱流、他の内部流体損失が生じ、これらによ
りコアガス流及びバイパス空気流を混合された状態にて
吐出させることにより得られる利益が相殺される。

発明の概要 従って本発明の目的は温度及び速度が一様な混合された
吐出ガス流を形成することによりガスタービンエンジン
等により発生される騒音を低減することである。

本発明の他の一つの目的は、混合されたガスをエンジン
の出口部分より亜音速にて吐出させる前に比較的短い距
離にて完全にエンジン内に於て二つの流れを混合するこ
とである。

本発明の更に他の一つの目的は、上述の如き混合及び吐
出を達成し、しかもエンジンの全体としての前方への推
力を増大させることである。

本発明によれば、ターボファンガスタービンエンジンの
排気出口構造であって、高温のコアガス流及びこれを囲
繞する低温のバイパスファン空気流の混合が殆ど内部流
体摩擦損失を生じることなくエンジン内に於て達成され
る排気出口構造が得られる。混合されたガスは実質的に
一様な温度及び流速分布を有する一つの吐出ガス流とし
てエンジンより流出し、これによりエンジンの運転時の
騒音レベルがかなり低減される。また本発明による８１
手１１ｒ、造に於ては、吐出されるガスより追加の推力
を回収する手段が設けられる。

コアガス流及びファン空気流の混合は、エンジンの出口
部分への入口に於て互いに同軸のコアガス流とファン空
気流との間に配置された小型の環状のコンボリユートミ
キサにより開始される。ミキサはコアガス流を半径方向
外方へ移動させ、ファン空気流を半径方向内方へ移動さ
せ、これによりミキサの出口に於て二つの流れの混合界
面を増大させる。混合は軸線方向に延在するノズルプラ
グの直径が次第に増大する部分とアウタフェアリングと
により郭定された先細状の流路内に於て自由に下流側方
向に継続する。

ノズルプラグはアウタフェアリングの下流側エツジによ
り郭定されるノズルの出口平面のすぐ上流側に於て最大
直径に到達し、これにより環状の出口口に対し成る角度
を成す環状のノズル喉部を形成しており、混合されたガ
スは出口口に於て高速にて吐出される。ノズルプラグは
ノズル喉部の下流側に於て先細状を成し、吐出される混
合されたガスより推力を回収し、このことはアウタフェ
アリングの下流側エツジの半径方向内方への湾曲に従っ
て流れる外部流により飛行中更に増力される。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。

実施例 第１図はナセル８内に収容され本発明による排気出口構
造が組込まれた軸流ガスタービンエンジンを示す側面図
である。エンジン１０は上流側前端の吸入口１２と、バ
イパスファン空気流を後方へ導くアウタフェアリング１
４とを有している。

後に説明する如く互いに混合されるコアガス流及びバイ
パスファン空気は、エンジン１０の後端、即ち下流側端
部に於て環状の出口口１６を経て吐出される。ノズル喉
部１７の下流側に於て突出する次第に直径が減少する構
造体はノズルプラグ３８の外部膨張部１８であり、これ
についても後に詳細に説明する。

第２図はエンジンの中心軸線２０の平面に沿って見た場
合に於ける本発明による排気出口構造を示す断面図であ
る。図示の如く、アウタフェアリング１４は環状の構造
体であり、環状のバイパスファン空気流２２の外方の流
路境界３４を郭定している。環状のフローセパレータ２
４が比較的低温のファン空気流２２をこれと同軸の比較
的高温のコアエンジン排気ガス流２６より分離するよう
になっている。互いに同軸の空気流２２とガス流２６と
のｌ捏合は、フローセパレータ２４のトレーリングエツ
ジ３０に取付られた小型の環状のコンボリユートミキサ
２８により開始されるようになっている。ミキサ２８は
、第３図に明瞭に示されている如＜、複数個の半径方向
内方へ突出するローブ２９及び複数個の半径方向外方へ
突出するローブ３１より成っている。

ミキサ２８はインナコアガス流２６の一部を半径方向外
方へ導き且アウタファン空気流２２の一部を半径方向内
方へ導くことによってこれらの混合を開始する。ミキサ
２８は流れの剥離及びこれに関連する乱流による損失の
発生を防止するような形状に形成されている。二つの流
れ２２及び２６の実際の混合はミキサ２８の出口に於て
開始し、アウタフェアリング１４の内面３４及びノズル
プラグ３８の次第に直径が増大する部分３６により郭定
された先細状の流路空間３２内に於て下流側方向に継続
する。

当業者には理解され得る如く、互いに同軸の二つの流れ
２２及び２６を完全に混合するに必要な軸線方向の混合
長さは、自由な流れの混合の横方向の速度、混合界面の
面積、平均ガス速度、混合流路の高さの関数である。増
力されないガスタービンエンジンについてのノズル喉部
面積はエンジンの設計条件及び運転条件に対応して大き
さが設定され、従ってエンジンの出口部の設計には成る
制限が課せられる。

本発明による出口構造は最適のノズル喉部面積を維持し
、しかも拡大されたノズルプラグ３６とアウタフェアリ
ング１４との間の混合流路の高さを低減する。直径が次
第に増大する部分３６により直径が増大された環状の流
路によっても、ガスが環状の出口口１６へ向けて移動す
る際にファン空気流とコアガス流との間の界面の面積を
増大することによって二つの流れ２２及び２６の混合が
向上される。

更に本発明による出口構造はエンジン１０内に比較的低
速のガス流及び空気流の領域を与え、これにより従来の
出口構造の場合の如く互いに同軸のガス流中に流れの剥
離や圧力損失を発生させることなく、小型のミキサ３８
のローブ角度を１５度程度の大きい角度にすることを可
能にする。更にミキサ２８の大きさをできるだけ低減す
ることにより内部流体圧力損失が低減される。許容し得
る摩擦損失及び運動量損失にて最大の混合効果は、上流
側の環状流路４４の半径方向高さにほぼ等しい距離に亙
り軸線方向に延在するコンボリユートミキサにより達成
されることが計算により解った。

更にかかる損失の小さいミキサは、流入する軸線方向ガ
ス流より平均で約１５度の反れ角度を青し、これにより
ガスの境界層の剥離が生じることを回避する。

プラグの最大直径の部分４０は出口口１６の僅に前方の
ノズル喉部１７に存在する。ノズルプラグ３８の下流側
部分１８は１５度の角度にて先細状を成しており、長平
方向の長さに対する直径の比が０．２６８：１を成して
いる。この先細形状は、出口口１６より吐出される高速
のガスとノズルプラグ３８の下流側部分１８の表面との
間に形成される流体の境界層の剥離を回避するに十分な
ほど僅かである。ガスの境界層の剥離を回避し、剥離し
た再循環流の発生を回避することにより、本発明はエン
ジン構造体に対する流体の抗力を低減し、これにより作
かではあるが望ましい程度だけエンジン全体としての応
力を増大する。

第２図に示されている如く、アウタフェアリング１４の
下流側エツジ４２を僅かに半径方向内方へ配向すること
により、外部液抗力が更に低減され、またプラグの表面
に対する前方への推力が増大される。ノズルプラグ３８
の下流側部分１８の表面に平行であるこの半径方向内方
へ配向された部分は、出口口１６より流出する混合され
たガス流をまず直径が次第に増大する下流側部分１８に
平行に導き、これにより吐出されたガスが下流側部分１
８の近傍に於て膨張し減速し、従って静圧を増大する際
に下流側部分に対し追加の正圧を与える。

かくして本発明は、まずコアガス流２６とバイパスファ
ン空気流２２とを小型のコンボリユートミキサ２８によ
って混合し、しかる後軸線方向に延在するノズルプラグ
３８とアウタフェアリング１４との間に形成された先細
状の流路の高さを低減すると共に該流路内に於ける混合
界面の面積を増大させることにより、完全に混合された
出口ガス流を与えるものである。環状の出口口１６より
吐出される混合された高速のガス流は、ノズルプラグ３
８の下流側部分１８の先細状の表面に平行に導かれ、こ
れにより吐出された混合されたガスが外部膨張する際に
於ける流れの剥離を回避し、また下流側部分に対し正の
静圧を有益に及ぼす。

前述の如く、ターボファンガスタービンエンジンの出口
に於てガス流を十分に混合することにより、騒音の低減
が特に必要とされる離陸時や低速飛行時に特徴的な高温
且高速のコアガス流と一般に低温且比較的低速の周囲空
気との間の相互作用により発生される騒音のレベルが低
減される。高温のコアガス流２６は、好ましい実施例の
ノズルプラグ３８の最大直径４０の部分をフローセパレ
ータ２４のトレーリングエツジの直径に少くとも等しく
なるよう大きさを設定することにより、エンジン１０よ
り直接的に流出することが防止される。かくしてコアガ
ス流２６はそれが環状の出口口１６より流出する前にフ
ァン空気流２２内へ半径方向外方へ変位せしめられ、こ
れにより二つの流れ２２及び２６が完全に混合されるこ
とが確保される。

更に下流側部分１８の表面を設け、この表面に沿って吐
出された高速の排気ガスが膨張せしめられるようにする
ことにより、軸線に沿って下流側方向へ延在するノズル
プラグ３８は正の推力を発生する。バイパスファン空気
流とコアエンジンガス流とを完全に混合することにより
推力が増大されることに加えて、下流側部分１８の表面
によって推力が増大されることにより、典型的な現代の
設計に係るガスタービンエンジンに比して推力が１．５
〜２％増大される。

本発明による排気出口構造によれば、かかる構造が組込
まれたエンジンがエンジンの局部的な面積法則により抗
力が低減される現代の空輸航空機に使用される場合には
追加の利点が得られる。典型的にはこのことはエンジン
が航空機のテール部分に装着される場合に生じる。輸送
業界の当業者によく知られた従来の構造に於ては、航空
機及びエンジンの横断面積はテール部分に於ては長平方
向の変位につれて急激に減少する。今日使用されている
航空機に於ては、横断面積は急激に減少し、従って静圧
が小さく、また機体及びテール構造体の後端部の表面よ
り境界層が剥離することにより抗力が発生される。

本発明による排気出口構造を有するエンジンを使用すれ
ば、航空機の全体としての断面積がテール構造体より上
流側に於ては元の状態に維持され、テール構造体に近接
した領域に於ては拡大され、これによりテール構造体近
傍に於ける面積減少率が低減され、これにより局部的に
静圧が増大され、境界層の剥離及びこれに起因する空気
力学的抗力が低減される。面積法則に従って適正に設計
された航空機に於ける成る与えられた速度及び負荷につ
いての全体としての燃料消費率は従来の鈍い形状のテー
ル部分を有するエンジン及び機体の組合せに比して１．
５〜２％程度低減されるものと推測される。

以−１−に於ては本発明を特定の実施例について詳細に
説明したが、本発明はかかる実施例に限定されるもので
はなく、本発明の範囲内にて他の種々の実施例が可能で
あることは当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による出口構造が組込まれたターボファ
ンガスタービンエンジンを示す側面図である。 第２図は本発明によるターボファンガスタービンエンジ
ンの出口部分を示す軸線に沿う断面図である。 第３図は第２図に示されたコンボリユートミキサを示す
解図的部分図である。 ８・・・ナセル、１０・・・エンジン、１２・・・吸入
口。 １４・・・アウタフェアリング、１６・・・出口口、１
７・・・ノズル喉部、１８・・・下流側部分、２０・・
・中心軸線、２２・・・バイパスファン空気流、２４・
・・フローセパレータ、２６・・・コアエンジン排気ガ
ス流、２８・・・ミキサ、３０・・・トレーリングエツ
ジ、２９．３１・・・ローブ、３２・・・流路、３４・
・・内面、３６・・・直径が次第に増大する部分、３８
・・・ノズルプラグ。 ４０・・・最大直径の部分、４２・・・下流側エツジ、
４４・・・流路 特許出願人　　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コー
ポレイション 代　　理　　人　　　　　弁　　理　　士　　明　　石
　　昌　　毅ＦＩＧ、　Ｊ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 高温のコアガス流とこれを囲繞する環状のバイパスファ
   ン空気流とを有する軸流ガスタービンエンジンの出口構
   造にして、 前記エンジンの出口部分の上流側に於て前記ファン空気
   流より前記コアガス流を分離しトレーリングエッジにて
   終る環状のフローセパレータと、前記フローセパレータ
   の前記トレーリングエッジに固定され前記コアガス流と
   前記ファン空気流との混合を開始させるコンボリュート
   ミキサと、前記ミキサの下流側に配置され、軸線に沿っ
   て下流側方向へ変位するにつれて最大値まで直径が増大
   し更に軸線に沿って下流側へ変位するにつれて直径が減
   小する軸線方向に延在するノズルプラグと、 前記ミキサの上流側に於て前記ファン空気流を閉込め、
   前記ミキサの下流側に於て互いに混合する前記ファン空
   気流及び前記コアガス流を閉込め、前記ノズルプラグの
   前記最大直径の部分近傍の軸線方向位置に位置する下流
   側エッジに於て終る環状のアウタフェアリングと、 を含む軸流ガスタービンエンジンの出口構造。