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JP2003206806A - コアエンジン分離型ターボファンエンジン - Google Patents

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
JP2003206806A
JP2003206806A JP2002008072A JP2002008072A JP2003206806A JP 2003206806 A JP2003206806 A JP 2003206806A JP 2002008072 A JP2002008072 A JP 2002008072A JP 2002008072 A JP2002008072 A JP 2002008072A JP 2003206806 A JP2003206806 A JP 2003206806A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
engine
control
core
fan
turbine
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
JP2002008072A
Other languages
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
Priority to JP2002008072A priority Critical patent/JP2003206806A/ja
Priority to US10/341,390 priority patent/US6792746B2/en
Priority to EP03250236A priority patent/EP1331378A3/en
Publication of JP2003206806A publication Critical patent/JP2003206806A/ja
Pending legal-status Critical Current

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    • F02K3/11Heating the by-pass flow by means of burners or combustion chambers
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 機体姿勢制御のための制御用ファンを駆動す
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、制御推進装置が発生する騒音を軽減して静音なコア
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】 コアエンジン分離型ターボファンエンジ
ン1の機体姿勢制御用として設けられる制御用推進装置
4を構成する制御用ファン17は、コアエンジン2の圧
縮機6が圧縮しダクト10を通じて供給される高圧空気
を作動流体とした空気タービン19によって駆動され
る。制御用ファン17や空気タービン19から排出され
る作動流体の速度は、推力用に設けられる推進装置3か
ら排出される作動流体の速度ほど高速ではなく、姿勢制
御用に必要とされる程度の低速であるので、制御用推進
装置4から発生する騒音を低減させることができる。

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、少なくとも一つの推進装置とを備え
た、特に垂直離着陸機用として好適な、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】従来の垂直離着陸機用のターボファンエ
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
ファンを駆動しており、ファンからの排気及びタービン
からの排気で機体を浮揚及び前進させ、圧縮機から抽気
した高圧の空気を翼端付近や機体前後端付近から吹き出
すことで、機体の姿勢制御を行っている。
【0003】従来の垂直離着陸機用のターボファンエン
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、このコア
エンジン分離型ターボファンエンジンを含めて、機体の
姿勢制御用には圧縮機から抽気した高圧の空気を吹き出
すため、吹き出される空気の速度が高速である。このた
め、機体の姿勢制御を行うときに大きな騒音が発生する
という問題がある。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、機体の姿勢制御を
行うときの静音化に関して、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、コアエンジン
分離型ターボファンエンジンにおいて、機体の姿勢制御
用に吹き出される空気の速度の低速化を図る点で解決す
べき課題がある。
【0006】この発明の目的は、コアエンジン分離型タ
ーボファンエンジンにおいて、機体の姿勢制御用に吹き
出される空気の速度を低速にすることにより、機体の姿
勢制御を行うときに発生する騒音を低減することができ
る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、且つ推力
用ファンを駆動するため前記コアエンジンからの高圧空
気が供給される少なくとも一つの推進装置と、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制御用ファンを有
する機体制御用の少なくとも一つの制御用推進装置とか
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
縮機が駆動される。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
いる少なくとも一つの推進装置及び少なくとも一つの制
御用推進装置に供給される。推進装置では、コアエンジ
ンから供給される高圧空気を用いることで推力用ファン
が駆動されて、推進力が得られる。制御用推進装置で
は、コアエンジンから供給される高圧空気を作動流体と
して空気タービンが駆動され、前記空気タービンによっ
て制御用ファンが駆動される。制御用推進装置は、推力
用の推進装置とは別に制御用の吹き出しが必要な位置に
設けられるので、機体制御用に必要な空気速度を低速に
設定でき、機体の姿勢制御時に、制御用空気の吹き出し
により発生する騒音を低減させることができる。
【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、前記推進装置は、前記コアエンジンから
の高圧空気が供給されるファン駆動用燃焼器及び前記推
進用ファンを駆動するファン駆動用タービンを有するこ
とができる。推進装置では、ファン駆動用燃焼器がコア
エンジンから供給される高圧空気と燃料とを混合して燃
料を燃焼させ、生成した燃焼ガスを作動流体としてファ
ン駆動用タービンが駆動されて、ファン駆動用タービン
の出力が推力用ファンを駆動し、推進力が得られる。
【0010】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少な
くとも一つの前記推進装置又は少なくとも一つの前記制
御用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、
少なくとも一つの推進装置又は少なくとも一つの制御用
推進装置には、それぞれの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。
【0011】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、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で、垂直離着陸機に適用するこ
とができる。即ち、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。
【0012】
【発明の実施の形態】以下、この発明によるコアエンジ
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、この発明によるコアエン
ジン分離型ターボファンエンジンの一実施例を示す概略
断面図である。
【0013】図1に示す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
は分離して配置された推進装置3と、同じくコアエンジ
ン2とは分離して配置された制御用推進装置4とから成
っている。コアエンジン2は、ケース5内に、圧縮機
6、圧縮機6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7、及び燃焼器7で生成さ
れた燃焼ガスを作動流体として駆動されるタービン8を
有し、タービン8はシャフト9を介して圧縮機6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、ここではそれ以上の詳細な説明を省略する。圧縮機
6で圧縮された空気は、その一部が燃焼器7及びタービ
ン8に導入され、タービン8による圧縮機6の駆動に用
いられる。残りの高圧空気は、後述する推進装置3及び
制御用推進装置4のために、ダクト10に導入される。
【0014】推進装置3は、シュラウド11内の推力用
ファン12、推力用ファン12と同心のケース13内に
配置されているファン駆動用燃焼器14、及びファン駆
動用タービン15を有しており、推力用ファン12とフ
ァン駆動用タービン15とはシャフト15aによって結
合されている。また、ダクト10は、ファン駆動用燃焼
器14に接続されている。コアエンジン1からダクト1
0を通じて供給される高圧空気は、推進装置3のファン
駆動用燃焼器14において燃料と混合・燃焼され、ファ
ン駆動用燃焼器14において燃料の燃焼によって生成し
た燃焼ガスは作動流体としてファン駆動用タービン15
に流入してファン駆動用タービン15を駆動する。ファ
ン駆動用タービン15の出力回転トルクは、推力用ファ
ン12を回転させて推進力を得る。
【0015】制御用推進装置4は、シュラウド16内に
制御用ファン17、及び制御用ファン17を駆動するた
め制御用ファン17と同心のケース18内に配置された
空気タービン19を有しており、制御用ファン17と空
気タービン19とがシャフト19a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10は、空気タービン19に接続
されており、空気タービン19はコアエンジン2からダ
クト10を通じて空気タービン19に供給された高圧空
気を作動流体として駆動される。空気タービン19の回
転トルクがシャフト19aを介して制御用ファン17を
回転させ、制御用の推力を生じさせる。制御用ファン1
7を駆動するタービンは、作動流体に燃焼ガスを使用せ
ずにコアエンジン2の圧縮機6で圧縮された高圧空気の
一部を用いている空気タービン19であるので、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
る。また、タービンに高価な耐熱性材料を使用する必要
がないので制御用推進装置4を安価に製造できる。更
に、燃焼制御が不要であるので、姿勢制御用推進装置4
の運転制御も簡単になる。
【0016】上記のように、コアエンジン分離型ターボ
ファンエンジン1は、制御用の推力を得るための制御用
推進装置4を、推進用の推力を得るための推進装置3と
は別に構成し必要な位置に配置しているので、制御用推
進装置4で必要とされる推力を得るためにコアエンジン
2から供給され且つ制御用ファン17から吹き出される
空気の速度は、圧縮機から抽気した高圧の空気が吹き出
される速度よりも低くて済む。従って、例えば、コアエ
ンジン分離型ターボファンエンジン1を航空機に適用し
た場合に、機体の姿勢制御のために制御用推進装置4を
作動させたときの制御用ファン17や空気タービン19
から排出される空気の吹き出しに伴う騒音を軽減させる
ことができる。
【0017】図2は、この発明によるコアエンジン分離
型ターボファンエンジンの別の実施例を示す概略図であ
る。図2に示す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、2基の推進装置3
と、2基の制御用推進装置4を備えている。コアエンジ
ン2,2から延びる各ダクト10は、共通の高圧空気制
御装置21に接続されており、高圧空気制御装置21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、そうして制御された高圧空
気を各推進装置3及び各制御用推進装置4へそれぞれダ
クト10a,10bを介して供給する。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
21で調整され、各推進装置3及び制御用推進装置4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21を介することなく、コアエンジン
2,2から直接、各推進装置3及び制御用推進装置4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及び制御用推進装置4の数は、少なくとも一つ
あればよく、図示の例の数に特定されない。
【0018】図3はこの発明による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。図3に示す垂直離着陸機31
では、コアエンジン分離型ターボファンエンジン30
は、垂直離着陸機31の胴体後部に配置されている3基
のコアエンジン2と、胴体後部に2基配置されている推
力用ファンとしての推進装置3aとを有している。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
bが、胴体側部に3基ずつファン軸を機体に垂直方向に
向けて、合計6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。更に、図3に示す例では、機体の姿勢制御用とし
て、姿勢制御用ファンを備えた制御用推進装置4,4
が、それぞれ主翼32,32の翼端部33,33に配設
されている。制御用推進装置4,4から発生する騒音
は、その配置位置に起因して垂直離着陸機31の周りの
広い範囲に届くが、制御用推進装置4,4の騒音レベル
を下げることにより、騒音の影響を軽減させることがで
きる。
【0019】
【発明の効果】この発明によるコアエンジン分離型ター
ボファンエンジンによれば、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、コアエンジンから分離して配置され
た少なくとも一つの推進装置と、機体制御用の少なくと
も一つの制御用推進装置とから成っており、制御用推進
装置はコアエンジンから供給される高圧空気で駆動され
るファン駆動用空気タービン及び前記ファン駆動用空気
タービンによって駆動される制御用ファンを有している
ので、機体の姿勢制御用に制御用推進装置の制御用ファ
ン及びファン駆動用空気タービンから吹き出される空気
の低速化が図られるので、制御用推進装置の静音化が達
成され、機体の姿勢制御時の騒音が低減されたコアエン
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】この発明によるコアエンジン分離型ターボファ
ンエンジンの一実施例を示す概略断面図である。
【図2】この発明によるコアエンジン分離型ターボファ
ンエンジンの別の実施例を示す概略図である。
【図3】この発明による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 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 3,3a,3b 推
進装置 4 制御用推進装置 5 ケース 6 圧縮機 7 燃焼器 8 タービン 9,15a,19a
シャフト 10,10a,10b ダクト 11 シュラウド 12 推力用ファン 13 ケース 14 燃焼器 15 タービン 16 シュラウド 17 制御用ファン 18 ケース 19 空気タービン 21 高圧空気制御装置 31 垂直離着陸機 32 主翼 33 翼端
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 FI テーマコート゛(参考) F02C 7/36 F02C 7/36 F02K 3/12 F02K 3/12 (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 (4)

    【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、且つ推
    進用ファンを駆動するため前記コアエンジンからの高圧
    空気が供給される少なくとも一つの推進装置と、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制御用ファンを
    有する機体制御用の少なくとも一つの制御用推進装置と
    から成るコアエンジン分離型ターボファンエンジン。
  2. 【請求項2】 前記推進装置は、前記コアエンジンから
    の高圧空気が供給されるファン駆動用燃焼器及び前記推
    進用ファンを駆動するファン駆動用タービンを有するこ
    とから成る請求項1に記載のコアエンジン分離型ターボ
    ファンエンジン。
  3. 【請求項3】 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
    制御装置を介して少なくとも一つの前記推進装置又は少
    なくとも一つの前記制御用推進装置に分配供給されるこ
    とから成る請求項1に記載のコアエンジン分離型ターボ
    ファンエンジン。
  4. 【請求項4】 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に記載のコアエンジン分
    離型ターボファンエンジン。
JP2002008072A 2002-01-16 2002-01-16 コアエンジン分離型ターボファンエンジン Pending JP2003206806A (ja)

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JP2002008072A JP2003206806A (ja) 2002-01-16 2002-01-16 コアエンジン分離型ターボファンエンジン
US10/341,390 US6792746B2 (en) 2002-01-16 2003-01-14 Separated core engine type turbofan engine
EP03250236A EP1331378A3 (en) 2002-01-16 2003-01-15 Separated core turbofan engine

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