特開 2024-7302 環境保全と経済性を両立させる低エントロピー・エンジン

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024007302

(43)【公開日】2024-01-18

(54)【発明の名称】環境保全と経済性を両立させる低エントロピー・エンジン

(51)【国際特許分類】

   F02C 9/00 20060101AFI20240111BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20240111BHJP

   F02C 9/20 20060101ALI20240111BHJP

   F02K 1/16 20060101ALI20240111BHJP

【ＦＩ】

F02C9/00 B

F02C7/00 F

F02C9/20

F02K1/16

【審査請求】未請求

【請求項の数】1

【出願形態】書面

(21)【出願番号】P 2022117559

(22)【出願日】2022-07-05

(71)【出願人】

【識別番号】591217492

【氏名又は名称】根本 勇

(72)【発明者】

【氏名】根本 勇

(57)【要約】      （修正有）

【課題】コアの排気ノズルを可変機構とし、離陸定格で可変コアノズル（ＶＣＮ）を広げて、推力を落さずタービン入口温度（ＴＩＴ）を下げる。巡航時にファン回転数を下げずに燃料流量を減らして推力を制御し、燃料消費率（ＳＦＣ）を低減する。
【解決手段】ファン回転数が最大の離陸定格を空力設計点（ＡＤＰ）とし、高圧タービン（ＨＰＴ）、低圧タービン（ＬＰＴ）、ＶＣＮのノズルをＡＤＰでチョークさせ、ＶＣＮを開いたとき高圧軸回転数を高めずに低圧軸回転数を高めることを可能とし、亜音速機用ターボファン・エンジンのための新たな「ＴＩＴと流量と推力」の関係を生み出して、上記課題を解決する。
【効果】低エントロピー・サイクルによって熱効率を高め、ＳＦＣを低減してＣＯ２排出量を削減、低いＴＩＴによってＮＯＸの排出量を低減し、タービン寿命を伸ばして、経済性と環境適合性の両立を果たす。
【選択図】図１

【特許請求の範囲】

【請求項1】

本発明は可変サイクル・ターボファンエンジンの機構として
１）コアの排気ノズルを可変ノズル（ＶＣＮ）とする。
２）ファンの回転数が最大の離陸定格を空力設計点（ＡＤＰ）とする。
３）ＡＤＰを高圧タービン（ＨＰＴ）、低圧タービン（ＬＰＴ）のチョーク点とする。
進歩性として
４）チョーク点ＡＤＰで高圧圧縮機（ＨＰＣ）の作動線をチョーク側に移動し、ＨＰＣ圧力比が下がるように下流側のＨＰＴ、ＬＰＴ、ＶＣＮのノズル面積と膨張比を設定する。
その作動として、
５）ＶＣＮを開くとエンジン背圧が下がりＬＰＴ膨張比が増して、ファン回転数が上昇、燃料流量の増加なくしてコア流量、バイパス流量ともに増加する。
６）コア流量の増加により燃空比が下がりタービン入口温度（ＴＩＴ）が降下する。
７）バイパス流量の増加によりバイパス側の推力を高め総推力を維持する。
タービン特性の新規制として
８）ＶＣＮを開くことで、ＨＰＴ膨張比一定でＬＰＴ膨張比を高め、従来の２軸直列フリータービンの仕事の分配法則を覆すタービン特性を生み出し、
９）高圧軸回転数を増さずに低圧軸回転数を増す。
サイクル特性の新規制として
１０）燃焼過程の温度上昇が少なく、膨張過程の温度差が大きい低エントロピー・サイクルを形成し、低エントロピー・サイクルにより熱効率を高める。
１１）亜音速機のための新たなＴＩＴと流量と推力の関係を生み出す。
効果として
１２）離陸定格でＶＣＮを開くと、推力を落さずＴＩＴを下げることが出来る。
１３）また巡航時にＶＣＮを開き、ファン回転数を下げずに燃料流量を減らして推力を制御し、燃料消費率（ＳＦＣ）を低減することが出来る。
産業上の利用可能性として
１４）ＳＦＣの低減によりＣＯ２の排出量を削減し、燃焼ガス温度を下げることによってＮＯｘ排出量を低減し、タービン寿命の延伸を図りライフサイクル・コストを節減する。
以上のサイクル効果により、環境保全と経済性を両立させる低エントロピー・エンジン。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、コアの排気ノズルを可変機構にした可変サイクル・エンジン（ＶＣＥ：Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ）に関する。ターボファン・エンジンの環境対策に関する発明であって、温室効果ガス排出量低減とエンジンのライフサイクルコスト節減を両立させる低エントロピー・エンジンである。

【背景技術】

【0002】

従来の固定サイクルターボファンで操作できる独立変数は燃料流量である。燃料流量、即ちタービン入口温度（ＴＩＴ：ｔｕｒｂｉｎｅ ｉｎｌｅｔ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）によって圧縮機やファンの回転数が決まり推力も決まる。このようにジェットエンジンの推力はＴＩＴに支配され、ＴＩＴは材料の融点により制約を受ける。そのため高度なタービン空冷技術や材料の革新的技術が開発されてきた。しかし冷却空気量が多すぎると高温化による性能向上を冷却空気過剰によるサイクル損失が上回ってしまう。また燃焼機内の火炎温度の上昇にともない温室効果ガスであるＮＯｘ（窒素酸化物）の排出量は指数関数的に増加する。

【先行技術文献】

【非特許文献】

【0003】

【非特許文献1】森田光男、関根静雄著 「多軸ターボファンエンジンの設計点外性能」航空宇宙技術研究所報告３４７号

【0004】

【非特許文献2】八田桂三著 「ガスタービンおよびジェットエンジン」共立出版株式会社

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

従来ターボファンエンジンの技術開発の方向は、小型軽量、高推力を目的としてサイクル最高温度（タービン入口温度ＴＩＴ）と最低温度（大気温度Ｔａ）の差を大きくすることにあった。本発明が解決しようとする課題は、これに反しＴＩＴの上昇を抑え、ＴＩＴに対する推力を最大化することである。

【0006】

上記課題を地上と上空に分けて説明すると、第一に離陸定格では推力を落さずＴＩＴを下げることである。一般にはＴＩＴを下げれば推力は落ちる。第二に巡航時は、エンジン流量を維持したまま燃料流量を減じて推力を制御し、燃料消費率（ＳＦＣ；ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｆｕｅｌ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）を低減することである。これも一般には燃料流量を減らせばファン回転数は低下しエンジン流量は減少する。

【課題を解決するための手段】

【0007】

上記課題を解決するには、高圧軸回転数を高めずに低圧軸回転数を高めるシステムを生み出せばよい。その手段は；
１）可変コア排気ノズル（ＶＣＮ；Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｏｒｅ Ｎｏｚｚｌｅ）を装着して、操作できる独立変数を二つに増やす。
２）ファンの回転数が最大の離陸定格を空力設計点（ＡＤＰ；Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｄｅｓｉｇｎ Ｐｏｉｎｔ）とする。
３）ＡＤＰを高圧タービン（ＨＰＴ；Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）と低圧タービン（ＬＰＴ；Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｔｕｒｂｉｎｅ）のチョーク点とする。
４）ＶＣＮを広げることにより、チョーク点ＡＤＰで高圧圧縮機（ＨＰＣ；Ｈｉｇｈ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ）の作動線を大流量側に移動し、作動点の流量を増して圧力比（ＨＰＲ；Ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｒａｔｉｏ）が低下するように下流側のＨＰＴ、ＬＰＴ、ＶＣＮのノズル面積と膨張比を設定する（詳細は「発明を実施するための形態」の項で説明する）。

【発明の効果】

【0008】

発明の効果は、ＳＦＣの低減によりＣＯ２の排出量を、ＴＩＴの低下によりＮＯｘの排出量を減らし、またＴＩＴの低温化によりタービン寿命の延伸を図り、ライフサイクル・コストを低減して、温暖化対策と経済性の両立を図ることである。

【図面の簡単な説明】

【0009】

【図1】本発明低エントロピー・エンジンの基本構成。

【図2】ＦＡＮ作動マップ。

【図3】ＬＰＣ作動マップ。

【図4】ＨＰＣ作動マップ。

【図5】タービンの流量特性曲線図、図の実線は本発明、点線は従来型エンジン（例１はＨＰＴ、例２はＬＰＴ）。

【図6】本発明と従来型エンジンの離陸定格でのタービン入口温度と推力の比較。

【図7】相対推力（Ｆ）／（Ｆ）ｄｅｓとＳＦＣの関係を示す図（例３は地上静止状態、例４は巡航時）。

【図8】ＨＰＴとＬＰＴの空力的繋がりを示すタービン特性曲線図（例５は地上静止状態、例６は巡航時）。

【図9】固定サイクル・エンジンのタービン部流量関係図。

【図10】本発明と従来型エンジンの離陸定格でのエントロピー変化の比較。

【発明を実施するための形態】

【0010】

本発明低エントロピー・エンジンの基本構成を図１に示す。その機構はコアノズルを可変機構にした可変サイクルエンジンである。図においてＦＡＮはファン、ＬＰＣは低圧圧縮機、ＨＰＣは高圧圧縮機、ＣＯＭＢは燃焼器、ＨＰＴは高圧タービン、ＬＰＴは低圧タービン、ＶＣＮは可変コアノズルである。また数字はエンジン位置番号を表す。

【0011】

本発明低エントロピー・エンジンのサイクル特性及びその効果を説明するには、エンジン前面面積が等しい従来型固定サイクルエンジンと可変コアノズルを装着した本発明を比較してその違いを示す方法が分かり易い。よってこの作動説明では、ファン前面面積が等しく、ＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣの幾何形状が同じ二つのエンジン、即ちコアの排気ノズル固定の従来型ターボファンとＶＣＮを装着した可変サイクル・エンジン（本発明）の離陸定格、及び巡航（同じ飛行条件）における作動を計算し比較して示す。

【0012】

図２、３、４にＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣの作動マップを示す。これらは航空宇宙技術研究所報告３４７号（非特許文献１）に掲載されているマップから、回転数に対する流量特性を、流量に対して放物線近似する方法で再現し、その作動線上に計算した各作動点をプロットしたものである。図５はタービン流量特性曲線を後記する数１を用いて描いた図である。例１は高圧タービンＨＰＴの特性曲線、例２は低圧タービンＬＰＴの特性曲線である。図において実線は本発明、点線は従来型の流量特性曲線である。図から明らかなようにここで比較する従来型と本発明はＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣは同一ハードウエアであり、タービンは異なるハードウエアである。尚、航技研報告３４７号は工学単位系で書かれており、この明細書もそれに準じた。

【実施例0013】

先ず「実施例１」としてエンジンの基本諸元の設定値を示し、計算方法を説明する。また計算に基づき本発明と従来型の作動の違いを示す。図２～５において、点Ａは排気ノズル固定の従来型エンジンの空力設計点（ＡＤＰ）でファン相対修正回転数Ｎｆｃ＝１００％、ＴＩＴ＝２０００Ｋである。簡単のため従来型のＨＰＴ、ＬＰＴはＡ点でチョークするものとする。

【0014】

点ＴＳ（Ｔｏｐ ｓｐｅｅｄ）はファンの回転数を従来型と同じ作動線上のＮｆｃ＝１０５％まで高めた作動点である。ＴＳ点は本案のＡＤＰでファン相対修正回転数１０５％、ＴＩＴ＝１７７３Ｋである。本発明はＨＰＴ、ＬＰＴとも点ＴＳでチョークする。また本案は相対修正回転数１００％の時、ＴＩＴ＝１６１４．６Ｋである。

【0015】

離陸定格の計算では、従来型の点Ａにおける推力と、ＶＣＮを開いてファン相対修正回転数を１０５％に高めＴＩＴを２２７度下げた本発明の点ＴＳにおける推力がほぼ等しくなることを証明する。従来型の点Ａにおける計算方法は通常の設計点性能計算である。

【0016】

点ＴＳにおける本発明の計算方法を説明する。ファン修正回転数を１０５％に高めると、ＬＰＣはファンと同軸であるから機械回転数は同じで入口温度はファンより高くなるので修正回転数は９９．５％と低くなる。ＬＰＣマップ上にＮｌｃ＝９９．５％の等回転数曲線を描くと、その曲線とＬＰＣ作動線の交点が本案のＬＰＣの作動点ＴＳである。よってＬＰＣ修正流量と圧力比が得られるのでＬＰＣ出口条件からＨＰＣ入口修正流量が分かる。ＨＰＣ入口相対修正流量１．０２６を図４のＨＰＣマップ上に点線で示す。

【0017】

ＨＰＣ修正流量を示す点線とＨＰＣ作動線の交点は、従来型固定サイクルで燃料流量を増しファン回転数Ｎｆｃを１００％から１０５％に高めた時のＨＰＣ作動点で、ＨＰＲ＝９．０１５、ＴＩＴ＝２０８８Ｋとなるので限界超過、運転不可になる。そこでＴＩＴを１７７３Ｋに降下させるためのタービン及びＶＣＮの設計が必要になる。

【0018】

ＮＡＬ報告３４７号（非特許文献１）ではタービン流量特性を数１に示す楕円式で近似している。数１においてｉは入口、ｅは出口である。離陸定格の計算ではＧ＊Ｓｑｒｔθｉ／δｉは空力設計点の修正流量、Ｐｉ／Ｐｅは空力設計点の膨張比である。ｉ＝４、ｅ＝５とすれば数１左辺はＨＰＴ入口修正流量を表す。次にＴＩＴを１７７３Ｋに指定した燃焼器出口修正流量を数２に示す。

【0019】

【数1】

【0020】

【数2】

【0021】

ここでεは燃焼器全圧損失係数である。計算の初めの段階ではＨＰＴがチョークすることを避けるため、数１の修正流量と膨張比のチョーク値を大きめに仮定した上で、数２の右辺第２項、分母のＨＰＲ＝Ｐ０３／Ｐ０２をいろいろ変えて計算し、左辺の燃焼器出口修正流量と数１の左辺のＨＰＴ入口修正流量を一致させれば、図４に示す点ＴＳのＨＰＲの値を知ることが出来る。このＨＰＲの値は、ＶＣＮを広げたときの値でＶＣＮの作動条件が上流のＨＰＣに伝わっている状態であり、この計算段階では、ＨＰＣの作動線を支配するのはＶＣＮである。

【0022】

つまりＨＰＣ下流の絞りを開いてＨＰＣ作動線を大流量側に移動し、その作動線とＬＰＣ出口条件から導いたＨＰＣ修正流量の交点の値がＨＰＲとなる。よってコア流量Ｇｈｃが増しＨＰＣ出口圧Ｐ０３が過昇にならないマッチング計算となる。数１と数２の左辺が等しくなった時点で数１の修正流量と膨張比のチョーク値を計算値と一致させれば、本発明のＨＰＴは図５例１の点ＴＳ（本発明のＡＤＰ）でチョークすることになる。

【0023】

次に数１のエンジン位置番号をＬＰＴ入口、出口の位置番号５、６に替えて計算し、ＨＰＴ出口修正流量とＬＰＴ入口修正流量を合致させれば、ＬＰＴの特性を得ることが出来る。ここでもＬＰＴの入口修正流量及び膨張比のチョーク値はＶＣＮの動作条件が上流に伝わることを妨げない値とし、計算後チョーク値を計算値に一致させる。つまりＬＰＴも点ＴＳでチョークさせる。よってＨＰＴ、ＬＰＴともにそのチョーク値は、上述のＨＰＣ作動を許容する最小面積となる。尚、流量と仕事の釣合の計算方法は既知なので省略する。

【0024】

以上述べてきたマッチング計算から、本発明はコア排気ノズルを広げることで燃料流量を増さずにファン流量が増し、コアの流量、バイパス流量ともに増加するので推力を落さずＴＩＴを下げることが出来る。その流量とＴＩＴと推力の関係を表１に示す。また離陸定格での本発明と従来型エンジンのタービン入口温度と推力の比較を図６に示す。離陸定格での本発明のＶＣＮ面積は従来型の１．３５５倍である。この設定により本発明は推力を落さず従来型よりＴＩＴを２２７度下げることが出来ることが表１と図６より分かる。

【0025】

【表1】

【0026】

次に地上静止状態の部分負荷性能を図７の例３に、高度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．９の巡航性能を図７の例４に示す。例３はコアノズル固定の従来型のターボファン（Ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ＴＦ）と本エンジンＶＣＥの地上静止状態における部分負荷性能を比較したものである。図において点線で結んだ二つの作動点でのＳＦＣは従来型が０．３８７、本エンジンが０．３２で、本案はＳＦＣを約１７％低減できている。例４は高度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．９における同一条件での巡航性能の比較である。図において点線で結んだ二つの作動点でのＳＦＣは従来型が０．８０４、本案が０．７である。ＶＣＮを開いた本発明は、巡航時の点線位置のＳＦＣを従来型より約１３％改善できている。

【実施例0027】

次に「実施例２」として本サイクルの新たな二つのセオリーを示す。先ず本サイクルのセオリーその１は、本サイクルはＨＰＴとＬＰＴの関係が通常の２軸直列フリータービンのエネルギー配分と異なることを示す。本発明のＨＰＴとＬＰＴの空力的繋がりを示すタービン特性曲線図を図８に示す。図８の例５は地上静止状態、例６は巡航時（高度１０ｋｍ、飛行マッハ数０．９）である。図から分かるようにＶＣＮを開いてＴＩＴを下げると、ＨＰＴ膨張比一定でＬＰＴ膨張比が大きくなっている。これは従来の固定サイクルエンジンでタービンが直列につながるときの部分負荷の膨張比配分と全く異なる。

【0028】

図９にコアノズル固定の従来型ターボファンのタービン部流量関係図を示す。図９から分かるように設計点では両タービン間の関係は実線で示されるように結ばれるが、部分負荷時に全膨張比が減ると点線のようになりＨＰＴでは膨張比減少が少なく、ＬＰＴで大きく減少する。即ちＴＩＴを下げるとＨＰＴの仕事とＬＰＴの仕事の比は大きくなりＬＰＴの出力は急激に減少する（非特許文献２、２６頁より）。

【0029】

図８と図９で注目すべきは、ＬＰＴ膨張比の増減を示す矢印の方向が正反対なことでる。図８の本発明の作動は、二つのタービンを結ぶ従来の空力的法則を打ち破る、今迄にない新規な現象である。図８の例５、６の作動は「課題を解決するため手段」で述べた「高圧軸回転数を高めずに低圧軸回転数を高めるシステム」を具現したものである。このシステムはタービンの新しいセオリーを生み出している。広いＶＣＮ面積によりもたらされるこの現象は理に適っており本サイクルの要であって、本発明の進歩性を現している。

【0030】

航空機用エンジンの可変排気ノズルは昔からある。世界で最初の量産エンジンユモ００４Ｂ型エンジンは、高速稼働中にＴＩＴを一定に保つため排気ノズルが可変になっていた。現在は超音速軍用機にＶＣＮが用いられ、アフターバナー使用時にＶＣＮを開いている。しかし使用目的が本発明とはまったく違い、図８のタービン結合特性はまだこの世に存在していなかった。