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JP2003206746A - 多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン - Google Patents

多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン

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Publication number
JP2003206746A
JP2003206746A JP2002008071A JP2002008071A JP2003206746A JP 2003206746 A JP2003206746 A JP 2003206746A JP 2002008071 A JP2002008071 A JP 2002008071A JP 2002008071 A JP2002008071 A JP 2002008071A JP 2003206746 A JP2003206746 A JP 2003206746A
Authority
JP
Japan
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fan
engine
core engine
turbine
core
Prior art date
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Pending
Application number
JP2002008071A
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English (en)
Inventor
Yoshio Saito
喜夫 齊藤
Masanori Endo
征紀 遠藤
Yukio Matsuda
幸雄 松田
Shichikei Sugiyama
七契 杉山
Takeshi Tagashira
剛 田頭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National Aerospace Laboratory of Japan
Original Assignee
National Aerospace Laboratory of Japan
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National Aerospace Laboratory of Japan filed Critical National Aerospace Laboratory of Japan
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Priority to US10/341,386 priority patent/US6834495B2/en
Priority to EP03250235A priority patent/EP1331386A3/en
Publication of JP2003206746A publication Critical patent/JP2003206746A/ja
Pending legal-status Critical Current

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ファンを駆動するタービンの作動流体として
高圧空気を用いることにより、ターボファンエンジンの
製造コストを低減し、構造を簡単化した多ファン式コア
エンジン分離型ターボファンエンジンを提供する。 【解決手段】 多ファン式コアエンジン分離型ターボフ
ァンエンジン１の推進装置３を構成するファン１１を駆
動するタービンは、コアエンジン２の圧縮機５が圧縮し
た高圧空気の一部がダクト９を通じて供給されることで
駆動される空気タービン１３である。ファン１１を駆動
する空気タービン１３の作動流体は、高温燃焼ガスでは
ないので、タービンに高価な耐熱材料を用いる必要がな
く、推進装置３を安価に製造し、構造を簡素化し、運転
制御を簡単化することができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、少なくとも一つ
のコアエンジンと、複数の推進装置とを備えた多ファン
式コアエンジン分離型ターボファンエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のターボファンエンジンは、ファ
ン、圧縮機、燃焼器及びタービンで構成されており、燃
焼器で生成した高温の燃焼ガスを作動流体としてタービ
ンを回転駆動し、そのタービンによってファンを駆動し
ている。この種のターボファンエンジンは、ファンとタ
ービンとを同一軸線上に配置した構造であるため、ファ
ンの駆動にはファンと同数の燃焼器とタービンとが必要
であり、また、上記配置に起因した制約のためにエンジ
ンとしての設計の自由度が小さくなっている。また、従
来構造のターボファンエンジンは、機体に多数のファン
を使用するとエンジンの構造が複雑になると共に製作コ
ストが高くなり、更にエンジンの運転制御が複雑にな
る。
【０００３】そこで、これらの問題を解消するターボフ
ァンエンジンの一例として、特公平５−９８７６５５号
公報に開示されている形式のものがある。この公報に開
示されているターボファンエンジンは、圧縮機、燃焼器
及びタービンを有する少なくとも１つのコアエンジン
と、このコアエンジンから分離され且つコアエンジンか
らの高圧空気が高圧空気ダクトを通じて供給されるファ
ン駆動用燃焼器、タービン、及び当該タービンによって
駆動されるファンを有する少なくとも１つの推進装置と
から成るコアエンジン分離型のターボファンエンジンで
ある。
【０００４】上記公報に開示されているコアエンジン分
離型ターボファンエンジンは、コアエンジンと推進装置
とを別個に配置・構成する構造となっているので、ファ
ンの軸心とタービンの軸心とを同一線上に配置するとい
う制約を受けることがなく、推進装置を所望の位置に配
置させることができる。この形式のコアエンジン分離型
ターボファンエンジンは、例えば、航空機へ取り付ける
場合にも、自由度を高くすることが可能となり、所期の
目的を達成することができる。しかしながら、この推進
装置は、ファンを駆動するタービンの作動流体として高
温の燃焼ガスを用いているために、内部にファン駆動用
燃焼器を備えている。その結果、タービンに高価な耐熱
材料を用いる必要があるという問題があると共に、推進
装置の構造や燃焼制御を含む推進制御が複雑化するとい
う問題もある。従って、この種のコアエンジン分離型タ
ーボファンエンジンにおいては、ファンの信頼性や製造
コスト低減に、いま一段の改善の余地が残されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】そこで、推進装置にお
いて、コアエンジンから供給される高圧空気を直接利用
することにより、タービンの要求される耐熱性を緩和し
て、推進装置の構造や推進制御を簡単化する点で解決す
べき課題がある。
【０００６】この発明の目的は、ファンを駆動するター
ビンの作動流体として高温の燃焼ガスを用いないことに
より、タービンに高価な耐熱材料を用いる必要をなくし
てターボファンエンジンの製造コストを低減し、構造を
簡単化することで、更に運転制御を簡素化して、前述し
た従来技術の問題点を解消することができる多ファン式
コアエンジン分離型ターボファンエンジンを提供するこ
とである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
め、この発明による多ファン式コアエンジン分離型ター
ボファンエンジンは、圧縮機、前記圧縮機を駆動するた
めの燃焼器及びタービンを有する少なくとも一つのコア
エンジンと、前記コアエンジンから分離して配置され、
且つ前記コアエンジンから供給される高圧空気で駆動さ
れる空気タービン及び前記空気タービンによって駆動さ
れるファンを有する複数の推進装置とから成っている。
【０００８】上記のように構成されたされた多ファン式
コアエンジン分離型ターボファンエンジンによれば、少
なくとも一つのコアエンジンでは、燃焼器で生成された
高温の燃焼ガスによってタービンが運転され、タービン
の出力で圧縮機が駆動され、圧縮機で圧縮された空気の
一部が燃焼器に送られ、燃焼器で噴射される燃料が空気
と混合されて燃焼される。コアエンジンの圧縮機で圧縮
された高圧空気の残部は、コアエンジンとは分離して配
置されている複数の推進装置に供給されて、推進装置の
空気タービンを駆動し、空気タービンの出力はファンを
駆動し推進力を得る。ファンを駆動するタービンは空気
タービンであって、作動流体に燃焼ガスを使用しないた
め、ファン駆動部に燃焼器がなく、構造が単純で小型化
が可能であり、タービンに高価な耐熱性材料を使用する
必要がない。また、エンジンの制御も簡単になる。
【０００９】このコアエンジン分離型ターボファンエン
ジンにおいて、前記コアエンジンが複数台設けられる場
合には、コアエンジンからの高圧空気は、温度、圧力等
の諸量を制御する共通の高圧空気制御装置を介して複数
の前記推進装置に分配供給することができる。複数のコ
アエンジンと複数の推進装置とがシステム構成される場
合、複数のコアエンジンからの高圧空気が、温度、圧
力、流量等の諸量においてバラツキを有していても、共
通の高圧空気制御装置がこれらの諸量を制御し、更に、
複数の推進装置には、それぞれの推進装置で求められる
高圧空気が、高圧空気制御装置によって制御されて分配
供給される。
【００１０】この多ファン式コアエンジン分離型ターボ
ファンエンジンにおいて、少なくとも一部の前記推進装
置が垂直離着陸用として用いることで、垂直離着陸機に
適用することができる。即ち、多ファン式コアエンジン
分離型ターボファンエンジンを垂直離着陸機に適用する
ときには、少なくとも一部の前記推進装置を垂直離着陸
用として用いることができ、残る推進装置を前後方向の
推進装置として用いることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、この発明による多ファン式
コアエンジン分離型ターボファンエンジンの実施例を添
付した図面に基づいて説明する。図１はこの発明による
多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジンの
一例を示す概略断面図、図２はこの発明による多ファン
式コアエンジン分離型ターボファンエンジンの別の例を
示す概略図、図３はこの発明による多ファン式コアエン
ジン分離型ターボファンエンジンを垂直離着陸機に適用
した例を示す概略斜視図である。
【００１２】図１に示す多ファン式コアエンジン分離型
ターボファンエンジン１は、コアエンジン２と、コアエ
ンジン２とは分離された二つの推進装置３，３とから成
っている。コアエンジン２は、ケース４内に、圧縮機
５、圧縮機５によって圧縮された空気に燃料を混合させ
た混合気を燃焼させる燃焼器６、及び燃焼器６で生成さ
れた燃焼ガスで駆動されるタービン７を有し、タービン
７はシャフト８を介して圧縮機５を駆動する。コアエン
ジン２の個々の要素は公知のものであり、ここではそれ
らの詳細な説明を省略する。圧縮機５で圧縮された空気
は、その一部が燃焼器６及びタービン７に導入され、タ
ービン７による圧縮機５の駆動に用いられる。残りの高
圧空気は、ダクト９に導入される。
【００１３】各推進装置３は、シュラウド１０内のファ
ン１１、及びファン１１と同心のケース１２内の空気タ
ービン１３を有しており、ファン１１と空気タービン１
３とがシャフト１３ａによって結合されている。推進装
置３の個々の要素は、公知のものを用いることができ
る。ダクト９は、空気タービン１３に接続されており、
コアエンジン２からダクト９を通じて空気タービン１３
に入った高圧空気は、空気タービン１３を駆動する。空
気タービン１３の回転トルクがシャフト１３ａを介して
ファン１１を回転させ、推力を生じさせる。
【００１４】上記のように、多ファン式コアエンジン分
離型ターボファンエンジン１は、推進装置３の空気ター
ビン１３を駆動する作動流体として、コアエンジン２の
圧縮機５で圧縮された高圧空気の一部を用いており、高
温の燃焼ガスを用いていないので、推進装置３に燃焼器
を設ける必要がなく、そのためタービン１３の製造材料
として耐熱性材料を必要としていない。従って、どの推
進装置３も安価に製造でき、構造が簡単化され、更に燃
焼制御を含む高度で複雑な運転制御を行う必要もない。
【００１５】図２は、この発明の多ファン式コアエンジ
ン分離型ターボファンエンジンの応用例である。図２に
示す多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジ
ン２０は、２基のコアエンジン２と４基の推進装置３と
を備えたシステムに構築されている。コアエンジン２，
２から延びるダクト９ａ，９ａは、共通の高圧空気制御
装置１４に接続されており、高圧空気制御装置１４はコ
アエンジン２，２から供給される高圧空気の圧力、温
度、流量等の諸量を制御し、制御された高圧空気が高圧
空気制御装置１４から各ダクト９ｂを介して各推進装置
３に供給される。コアエンジン２，２からの高圧空気の
圧力、温度、流量等の諸量が異なっていても、これらの
諸量は共通の高圧空気制御装置１４で調整され、各推進
装置３で必要とされる諸量に制御された上で供給され
る。勿論、高圧空気制御装置１４を介することなく、コ
アエンジン２，２から直接に各推進装置３に高圧空気を
供給してもよい。また、コアエンジン２と推進装置３の
数は、図示の例の数に特定されない。
【００１６】図３は、この発明による多ファン式コアエ
ンジン分離型ターボファンエンジンが適用された垂直離
着陸航空機の一例を示す斜視図である。図３に示す多フ
ァン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン３０
は、胴体後部に配置された２基のコアエンジン２と、胴
体後部に配置された推進用ファンとしての６基の推進装
置３とを有している。図３では胴体の左側に３基のみ図
示しているが、胴体の右側にも３基が対称配置されてい
る。この例では、特に、垂直離着陸用ファンとしての推
進装置３が、胴体側部に２０基配置されている。図３に
は、胴体の左側に１０基のみ図示しているが、胴体の右
側にも１０基配置されている。このように、推進装置３
を、推力用及び離着陸用として多用することができる。
【００１７】
【発明の効果】この発明による多ファン式コアエンジン
分離型ターボファンエンジンによれば、推進装置の空気
タービンを駆動する作動流体として、コアエンジンの圧
縮機で圧縮された高圧空気の一部を用いている。その結
果、推進装置のファン駆動用のタービンを駆動するのに
高温の燃焼ガスを用いていないので、推進装置に燃焼器
を設ける必要がなく、そのためタービンの製造材料とし
て耐熱性材料を必要としていない。従って、ファン１基
当たり、構造が簡単化されて信頼性が向上すると共に、
製造コストが下がって価格が低下することで、機体の適
切な部分に多数のファンを分散して取り付けることも容
易になる。更に、燃焼制御を含む高度で複雑な運転制御
を行う必要もない。このように、個々には従来の構造を
用いているが、新規な組み合わせにより、製作が容易
で、価格が低く、且つ制御が容易な多ファン式コアエン
ジン分離型ターボファンエンジンを提供することができ
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明による多ファン式コアエンジン分離型
ターボファンエンジンの一例を示す概略断面図である。
【図２】この発明による多ファン式コアエンジン分離型
ターボファンエンジンの別の例を示す概略図である。
【図３】この発明による多ファン式コアエンジン分離型
ターボファンエンジンが適用された垂直離着陸機の一例
を示す概略斜視図である。
【符号の説明】
１，２０，３０ 多ファン式コアエンジン分離型ターボ
ファンエンジン ２ コアエンジン ３ 推進装置 ４ ケース ５ 圧縮機 ６ 燃焼器 ７ タービン ８，１３ａ シャフト ９，９ａ，９ｂ ダ
クト １０ シュラウド １１ ファン １２ ケース １３ 空気タービン １４ 高圧空気制御装置
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 杉山 七契 千葉県柏市宿連寺291−23 (72)発明者 田頭 剛 東京都東久留米市浅間町２−18−13−２− 204

Claims (3)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 圧縮機、前記圧縮機を駆動するための燃
    焼器及びタービンを有する少なくとも一つのコアエンジ
    ンと、前記コアエンジンから分離して配置され、且つ前
    記コアエンジンから供給される高圧空気で駆動される空
    気タービン及び前記空気タービンによって駆動されるフ
    ァンを有する複数の推進装置とから成る多ファン式コア
    エンジン分離型ターボファンエンジン。
  2. 【請求項２】 複数の前記コアエンジンからの前記高圧
    空気は、温度、圧力等の諸量を制御する共通の高圧空気
    制御装置を介して複数の前記推進装置に分配供給される
    ことから成る請求項１に記載の多ファン式コアエンジン
    分離型ターボファンエンジン。
  3. 【請求項３】 少なくとも一部の前記推進装置が垂直離
    着陸用として用いられることで、垂直離着陸機に適用さ
    れていることから成る請求項１に記載の多ファン式コア
    エンジン分離型ターボファンエンジン。
JP2002008071A 2002-01-16 2002-01-16 多ファン式コアエンジン分離型ターボファンエンジン Pending JP2003206746A (ja)

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005256840A (ja) * 2004-03-12 2005-09-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置
JP2021523855A (ja) * 2018-05-17 2021-09-09 ジェトップテラ，インコーポレイテッド 圧縮流体エジェクタ及びプロペラ推進システムの組み合わせ

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7407133B2 (en) * 2001-07-24 2008-08-05 3X Jet Aircraft Company Using imbalanced thrust in a multi-engine jet aircraft
US7549291B2 (en) * 2003-01-28 2009-06-23 General Electric Company Methods and 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
FR2891242B1 (fr) * 2005-09-23 2007-10-26 Airbus France Sas Turboreacteur pour aeronef, aeronef muni d'un tel turboreacteur, et procede de montage d'un tel turboreacteur sur un aeronef
JP4702385B2 (ja) * 2007-03-30 2011-06-15 トヨタ自動車株式会社 ファン制御装置
FR2919267B1 (fr) * 2007-07-26 2010-02-19 Airbus France Avion a signature acoustique reduite
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
US20100170221A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Turbo fan engine
US8622342B2 (en) * 2011-06-17 2014-01-07 Embraer S.A. On-board aircraft auxiliary power systems having dual auxiliary power units
US20140117152A1 (en) * 2012-10-29 2014-05-01 United Technologies Corporation Twin Tip Turbine Propulsors Powered by a Single Gas Turbine Generator
GB201303860D0 (en) * 2013-03-05 2013-04-17 Rolls Royce Plc Engine installation
DE102013213518A1 (de) 2013-07-10 2015-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbofan-Triebwerk
US11286885B2 (en) * 2013-08-15 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation External core gas turbine engine assembly
US9650954B2 (en) * 2014-02-07 2017-05-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine with distributed fans
US20150274289A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-01 The Boeing Corporation Vertically landing aircraft
US20170057649A1 (en) * 2015-08-27 2017-03-02 Edward C. Rice Integrated aircraft propulsion system
EP3147219B1 (en) * 2015-09-23 2021-03-17 Rolls-Royce Corporation Propulsion system using supercritical co2 power transfer
US10421554B2 (en) * 2015-10-05 2019-09-24 United Technologies Corporation Double propulsor imbedded in aircraft tail with single core engine
CN106368851A (zh) * 2016-09-13 2017-02-01 中国民用航空飞行学院 一种多风扇推进装置
DE112017000168T5 (de) * 2017-01-06 2018-08-16 Northwestern Polytechnical University Verteilungstriebsystem
US11111029B2 (en) * 2017-07-28 2021-09-07 The Boeing Company System and method for operating a boundary layer ingestion fan
US10906657B2 (en) * 2018-06-19 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Aircraft system with distributed propulsion
US10759545B2 (en) 2018-06-19 2020-09-01 Raytheon Technologies Corporation Hybrid electric aircraft system with distributed propulsion
FR3082828B1 (fr) * 2018-06-21 2021-09-10 Safran Systeme propulsif arriere pour aeronef
GB201811401D0 (en) * 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft propulsion installation
EP3666645B1 (en) * 2018-12-14 2021-11-17 Bombardier Inc. Forward swept wing aircraft with boundary layer ingestion and distributed electrical propulsion system
US11808216B1 (en) 2022-06-10 2023-11-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Air-provisioning system with ejectors
EP4365426A1 (en) * 2022-11-04 2024-05-08 RTX Corporation Powerplant with multiple integrated gas turbine engines

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2940689A (en) * 1955-04-06 1960-06-14 Alun R Howell Turbine-driven fans
US3018034A (en) * 1959-11-17 1962-01-23 Gen Applied Science Lab Inc Propulsion device for vertical takeoff aircraft
GB1249155A (en) * 1968-04-04 1971-10-06 David Budworth Ltd Improvements in thermodynamic power plant
GB1201526A (en) * 1968-05-25 1970-08-05 George Henry Garraway Gas turbine power units
US3645476A (en) * 1969-11-26 1972-02-29 Erich J Haberkorn Lift engine arrangement for v/stol aircraft
US3739580A (en) * 1971-03-10 1973-06-19 Mc Donnell Douglas Corp Propulsion system control
US3972490A (en) * 1975-03-07 1976-08-03 Mcdonnell Douglas Corporation Trifan powered VSTOL aircraft
US4519562A (en) * 1981-07-27 1985-05-28 Willis William M Aircraft
JPH02283821A (ja) * 1989-04-25 1990-11-21 Natl Aerospace Lab コアエンジン分離型ターボフアンエンジン
JPH02283822A (ja) * 1989-04-25 1990-11-21 Natl Aerospace Lab 可変サイクルエンジン
JPH0587655A (ja) 1991-09-30 1993-04-06 Mazda Motor Corp トルク検出装置
US6134876A (en) * 1997-11-26 2000-10-24 General Electric Company Gas turbine engine with exhaust expander and compressor
JP3120113B1 (ja) * 1999-11-10 2000-12-25 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 高速航空機用ジェットエンジン
GB2359052B (en) * 2000-02-09 2003-09-17 Rolls Royce Plc Engine arrangement
FR2826054B1 (fr) * 2001-06-14 2003-12-19 Snecma Moteurs Dispositif de propulsion a cycle variable par derivation de gaz pour avion supersonique et procede de fonctionnement
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

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005256840A (ja) * 2004-03-12 2005-09-22 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置
JP2021523855A (ja) * 2018-05-17 2021-09-09 ジェトップテラ，インコーポレイテッド 圧縮流体エジェクタ及びプロペラ推進システムの組み合わせ
JP7547213B2 (ja) 2018-05-17 2024-09-09 ジェトップテラ，インコーポレイテッド 圧縮流体エジェクタ及びプロペラ推進システムの組み合わせ

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