特開 2025-9603 背圧を下げ、推力を下げず、最高温度を下げるターボファンサイクル

(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】P2025009603

(43)【公開日】2025-01-20

(54)【発明の名称】背圧を下げ、推力を下げず、最高温度を下げるターボファンサイクル

(51)【国際特許分類】

   F02K 3/02 20060101AFI20250109BHJP

   F02C 9/28 20060101ALI20250109BHJP

【ＦＩ】

F02K3/02

F02C9/28 A

【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 2023120299

(22)【出願日】2023-07-05

(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】

【課題】 コアの排気ノズルを広くしてエンジン背圧を下げ、同時にタービン入口温度（ＴＩＴ）を下げると、タービン膨張比が大きくなりファン回転数が上昇、流量が増して、ＴＩＴを下げたにも拘らず推力を保てるという新しい概念を、コアの排気ノズルＷＮを固定したままで実現すること。
【解決手段】 ＴＩＴの下げ幅、ファン回転数の上昇幅を定めるサイクルパラメータの値やタービンチョーク点を、部分負荷時にタービン膨張比が過大にならないよう、離陸定格のみでなく部分負荷も考慮して決め、全運転域で排気ノズル固定で運転できるようにサイクルを設計する。
【効果】 １）推力当りの燃料消費量を低減しＳＦＣを改善できる。２）推力を落さずＴＩＴを下げることができるので、冷却空気量を減らせる。タービン寿命を伸ばせる。製造コストを低減できる。３）コアの排気ノズルを固定したままで上記１）２）を実現できる。
【選択図】図１

【特許請求の範囲】

【請求項1】

推力を落さずタービン入口温度（ＴＩＴ）を下げる本発明の以下の方法。
１）高圧タービン（ＨＰＴ）、低圧タービン（ＬＰＴ）、コアの排気ノズル（ＷＮ）のチョーク点を離陸定格とし、
２）コアエンジンの排気ノズル面積を従来のターボファンのノズルより大きく設定して、
３）２）によりエンジン背圧を下げ、高圧圧縮機（ＨＰＣ）の作動線をチョーク側に移動してコアの流量を増し、燃料空気混合比を低下させてＴＩＴを下げ、ＨＰＣ圧力比の過昇を防ぎ、
４）２）３）により、広い排気ノズル面積でＴＩＴを下げると、タービン膨張比が大きくなる現象を作り出す方法。
５）４）の方法により、高圧軸を過回転にすることなく低圧軸回転数を高め、推力当りの燃料消費量を小さくする固定サイクル。
６）５）のサイクルを成立させるための条件として、最高温度とファン回転数、及び排気ノズル面積の設定は、巡航時にタービン膨張比がチョーク値を越えないよう、離陸定格のみでなく巡航時つまり部分負荷でも排気ノズル固定で運転可能な値とするサイクル設計とエンジン構成。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、ターボファンエンジンのための新しいサイクルの創出である。このターボファンは排気として捨てられるエネルギーの一部を回収して、環境対策と経済性を両立させる特許文献１の改良案である。

【背景技術】

【0002】

軽量、小型、高推力を要求される航空機用エンジンは、性能向上のため高温・高圧化が追求され続けてきた。ジェットエンジンの推力はタービン入口温度（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耐熱材料の革新的技術が開発されてきた。しかし高温化はタービン寿命を縮める。またそれを防ぐための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。その上燃焼器内の火炎温度の上昇に対しＮＯｘ（窒素酸化物）の排出量は指数関数的に増加する。ＮＯｘは温室効果ガスである。このように高性能化と省資源や環境対策は両立が難しい。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】特願２０２２－１１７５５９

【非特許文献】

【0004】

【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

【0005】

【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】

【0006】

ターボファンの技術開発動向として、推進効率を高めるために高バイパス比化が進められてきた。しかしながらバイパス比を高めるにはＴＩＴを高めねばならない。ＴＩＴを高めれば上述のように多くの問題が生じ必ずしも環境対策に繋がらない。特許文献１では以上の点に鑑み、ＴＩＴを高めず現実的な温度範囲で低圧タービン・ファン系の仕事を増しエンジン空気流量を増加、推力を保つオリジナリティに富んだ技術思想を生み出した。

【0007】

しかし特許文献１は、部分負荷で低圧タービン（ＬＰＴ）膨張比が設計点の値を超えてしまう、即ち設計点（ここでは離陸定格）での排気ノズル面積が部分負荷より小さくなる。従って離陸定格で最大推力を得るためには、コアエンジンの排気ノズルを可変機構にしなければならなかった。可変機構は複雑で重量が増す。本発明の課題は、可変機構をなくして固定ノズルによりＴＩＴを下げても推力を維持できるサイクルを実現することである。

【課題を解決するための手段】

【0008】

ＴＩＴを下げても推力を維持するためには、高圧軸回転数を高めずに低圧軸回転数を高めエンジン流量を増さねばならない。解決策としてコアの排気ノズル面積を大きく設定し、ＴＩＴを下げるとタービン膨張比が大きくなることを発見した。この現象を用いると、コアの排気ノズルを固定したままで高圧軸回転数を過昇にせずに低圧軸回転数を高めることが出来ることが分かった。この発想と計算による解析は実施例で詳しく記す。

【0009】

本発明では、排気ノズルを固定したままで、部分負荷時のタービン膨張比がチョーク値を超えないよう、ＴＩＴの下げ幅や、ファン回転数の上昇幅、高圧タービン（ＨＰＴ）やＬＰＴのチョーク点の設定等のマッチング技術を改める事で排気ノズルの固定化を図り、特許文献１の弱点を改善し、推力当りの燃料消費量を低減するサイクルを実現した。

【0010】

本サイクルを実現するためのメカニズムとは、
１）本エンジンではファン前面面積が等しい従来のターボファンに対し、如何程ＴＩＴを下げるか、ファン回転数を如何程上げるかの設定を、空力設計点（離陸定格）のみで決めず、上空における部分負荷での運転も配慮して選択する。つまり部分負荷でも排気ノズル固定で運転できることを必須の条件とする。
２）それはＨＰＴやＬＰＴのチョーク点の設定においても同じで、上空で両タービンの何れかでも膨張比がチョーク点を超えてはならない。

【発明の効果】

【0011】

１）推力当りの燃料消費量を低減できる。即ちＳＦＣを改善できる（表１参照）。
２）推力を落さずＴＩＴを下げることができるので、冷却空気量を減らせる。タービン寿命を延伸できる。製造コストを低減できる。
３）コアの排気ノズルを固定して上記１）２）を実現できる（特許文献１との相違点）。

【図面の簡単な説明】

【0012】

【図1】本発明ターボファン・エンジンの概念図である。

【図2】ＦＡＮ作動マップである。

【図3】ＬＰＣ作動マップである。

【図4】ＨＰＣ作動マップである。

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

【図6】従来型と本案のタービン膨張比の違いを示す図。

【図7】ＨＰＴとＬＰＴの空力的繋がりを示すタービン結合特性曲線図（例３は従来型、例４は特許文献１、例５は本発明の例）。

【発明を実施するための形態】

【0013】

本発明ターボファンエンジンの概念図を図１に示す。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、ＷＮ（Ｗｉｄｅ Ｎｏｚｚｌｅ）は本案のコア排気ノズル（実線）であって、点線で示す従来型のノズルＮＮ（Ｎｏｍａｌ Ｎｏｚｚｌｅ）より出口面積が大きい。特許文献１との違いは、コアの排気ノズルが固定である点であり、前述の効果を生むための空力設計点やチョーク点の設定方法、マッチング技術が違う点である。それらはマップを基に実施例で示す。図において数字はエンジン位置番号を表す。ＨＰＣの作動線を支配するのはコアの排気ノズルであり、下流に位置する排気ノズルＷＮの作動条件が上流のＨＰＣに伝わるように、ＨＰＴ、ＬＰＴともにその膨張比がチョーク値を超えてはならない。図１から本発明は従来のターボファンと機構上は何ら変わりなく見えるが、本発明は推力を落さずＴＩＴを下げると云う技術思想がまったく異なるのである。ＴＩＴを下げれば必ず推力（出力）が落ちる。それがガスタービンの常識であった。

【0014】

離陸定格においてＴＩＴが低い本発明ターボファ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のターボファンと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、即ち通常の従来型ターボファンと本発明の離陸定格における性能を計算し、その作動の違いを比較して示す。

【0015】

図２、３、４にＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣの作動マップを示す。これらのマップは非特許文献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。図５の例１は、高圧タービンＨＰＴの特性曲線図、例２は低圧タービンＬＰＴの特性曲線図である。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。また特性曲線端の黒点がそれぞれのタービンチョーク点である。図から明らかなようにここで比較する従来型と本エンジンはＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣは同一のハードウエアだが、タービンは異なるハードウエアである。特許文献１は部分負荷でＬＰＴ膨張比がチョーク点より大きくなっているが、本発明では排気ノズルを固定するためＬＰＴ膨張比をチョーク点より大きくしてはいけない。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0016】

先ずエンジン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２～４において点Ａは従来型エンジン及び本エンジンの空力設計点（ＡＤＰ；Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｄｅｓｉｇｎ Ｐｏｉｎｔ）であり、ファン相対修正回転数Ｎｆｃ＝１である。従来型の離陸定格における作動点はＡ点であり、Ａ点での従来型のＴＩＴは１８２０Ｋ（１５４７℃）、ファン流量は９ｋｇ／ｓ、コア流量は１ｋｇ／ｓ、ＢＰＲは８である。この計算では中小型機を対象に１８２０ＫをＴＩＴの上限温度とする。

【0017】

点ＴＳ（Ｔｏｐ ｓｐｅｅｄ）は、ファンの相対修正回転数を従来型と同じ作動線上のＮｆｃ＝１．０３まで高めた作動点で、本エンジンの離陸定格での作動点である。本案のＴＳにおけるＴＩＴは１６９０Ｋ（１４１７℃）で点Ａでの従来型より１３０度ＴＩＴが低い。従来型エンジンの点Ａにおける推力と本エンジンの点ＴＳにおける推力は、表１に示す如くほぼ同じとなる。従来型と本エンジンのこの試算におけるノズル面積比は約１対１．２３５である。

【0018】

本エンジンはノズル面積Ａ７を通常の従来型エンジンより広く設定するので、ＨＰＴ、ＬＰＴがチョークしていなければＨＰＣ下流の抵抗が減り、図４に示すようにＨＰＣ作動線がチョーク側に移動し作動点ＴＳの流量が増して圧力比ＨＰＲが低下する。ここでＨＰＴ、ＬＰＴ、ノズルの何れもチョークさせる。つまりタービンの流量特性を示す図５の例１、２において従来型のチョーク点はＡ、本エンジンのチョーク点はＴＳである。タービンノズル面積はＨＰＴもＬＰＴも、ＨＰＣの作動線の移動を許容する最小面積とする。

【0019】

これに対し特許文献１はＦＡＮ、ＬＰＣ、ＨＰＣの空力設計点は何れもＴＳであり、可変ノズルの面積をもっと広げてＴＳでのＦＡＮ相対修正回転数を１．０５まで上げいる。この違いは「排気ノズルを固定にする（可変機構を無くす）」「部分負荷でＬＰＴ膨張比が過大になることを防ぐ」。この２点を新たに制約条件とすることにより生じた。

【0020】

次に離陸定格における計算方法を説明する、ファン相対修正回転数を１から１．０３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いので、相対修正回転数は９７．８％と低くなる。ＬＰＣマップ上で９７．８％の等回転数曲線を描きその曲線と作動線の交点が本案のＬＰＣ作動点ＴＳである。ＬＰＣ出口条件から得られるＨＰＣ入口の相対修正流量１．０２をＨＰＣマップ図４に縦の点線で示す。

【0021】

この点線とＨＰＣ作動線の交点は、従来型のターボファンでファン相対修正回転数をＮｆｃ＝１から１．０３に高めたときのＨＰＣ作動点で、ＨＰＣ圧力比はＨＰＲ＝８．９４、ＴＩＴ＝１９８３．５ＫとなってＴＩＴは許容温度を超え限界超過、運転不可となる。

【0022】

航空宇宙技術研究所報告３４７号（非特許文献１）ではタービンガス流量を膨張比の関数として、数１の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。ｉ＝４、ｅ＝５とすれば数１の左辺はＨＰＴ入口修正流量を表す。次にＴＩＴを１６９０Ｋに指定した燃焼器出口修正流量を数２に示す。

【0023】

【数1】

【0024】

【数2】

【0025】

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、排気ノズルの作動条件が上流のＨＰＣに伝わっている状態である。

【0026】

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相対修正流量（縦の点線）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点を見い出せる。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で得られた値とすれば本発明のＨＰＴは図５例１の点ＴＳでチョークすることになる。

【0027】

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の特性を知ることが出来る。ここでもＬＰＴの入口修正流量及び膨張比のチョーク値は排気ノズル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共にそのチョーク値は、上述のＨＰＣの作動を許容する最小面積となる。流量と仕事の釣合の計算方法は既知なので省略する。

【0028】

次に図５に示したタービン膨張比がどのようにして得られるか説明する。推力を維持したままコアの排気ジェット速度を下げるにはエンジン流量を増す必要がある。エンジン流量を増すにはタービン膨張比を増して低圧タービン・ファン系の仕事を増せばよい。

【0029】

本発明ではタービン膨張比の増加を二つの方法により実現する。
１）コアエンジンの排気ノズル面積を広く設定しエンジン背圧を下げる。しかしこれだけでは十分な膨張比は得られない。
２）もう一つの方法は、タービン入口温度を下げることである。
上記１）２）について詳しく説明する。コアエンジンの排気ノズル面積を大きく設定するとＬＰＴ膨張比が増す。コアエンジンの排気ノズルはチョークしているので出口の流れは、静圧を用いた流れ関数より

【0030】

【数3】

【0031】

ここで添字７はコアエンジンのノズル出口を表す。数３の右辺は一定である。設計点でノズル面積Ａ７を広く取るとノズル流量ｍ７（Ｇ７／ｇ）が増加するが、コア流量は上流のＬＰＣにより制約を受ける。従って数３からＳｑｒｔ（Ｔ０７）／Ｐ７も大きくなるがＴ０７＝Ｔ０６で、全温度Ｔ０７はノズルで変化しないのでＰ７が小さくなりエンジン排圧が下がる。ノズル入口全圧Ｐ０６（ＬＰＴ出口全圧）は数４で表される。

【0032】

【数4】

【0033】

ノズルはチョークしているので数４の右辺は一定、よってＰ７が低下すればノズル入口全圧Ｐ０６（ＬＰＴ出口全圧）も低下する。このサイクルは離陸定格で圧縮機側の全圧力比はほとんど低下しないので、Ｐ０６が低下するとＬＰＴ膨張比が増加しファン回転数が上昇、エンジン流量Ｇａが増す。もう一つタービンの膨張比を大きくする上で強力な方法はＴＩＴを下げることである。タービンの仕事Ｗ_Ｔは数５で表される。

【0034】

【数5】

【0035】

ここで添字ｉは入口、ｅは出口である。数５からＬＰＴ入口温度Ｔ０５を下げると、ＬＰＴの仕事Ｗ_Ｔは減少する。これが常識的なＴ０５とＷ_Ｔの関係である。ここで排気ノズルＡ７を開いて数３、数４よりＰ０ｅ（Ｐ０６）を下げたとき、同時にＬＰＴ入口温度Ｔ０ｉ（Ｔ０５）を下げた場合と下げない場合どのような違いが生じるかを考える。

【0036】

数５でＬＰＴ入口温度Ｔ０５が高いと所要のタービン仕事Ｗ_Ｔを得るのにＬＰＴ膨張比はさほど大きくなる必要はなくＡ７面積の拡大も僅かになる。一方ＬＰＴ入口温度Ｔ０５を下げると数５から、ファン側の要求に見合う所要のＷ_Ｔを得るには大きなＰ０５／Ｐ０６が必要となりＡ７面積が大きくなる。従ってＴ０５を下げ、即ちＴＩＴを下げ、同時にＡ７を広く取ると、先ほど述べたタービン仕事の常識とは異なる現象が生じ、大きなタービン膨張比を得ることができる。

【0037】

図６にコアエンジンの排気ノズル面積Ａ７とＴＩＴを変化させた場合のＨＰＴ、ＬＰＴの膨張比の変化と排圧Ｐ７の大気圧への近付き方を示す。ここでＡ軸はこのサイクル計算の基準となる通常のターボファンで、相対修正回転数Ｎｆｃ＝１、ＴＩＴ＝１８２０Ｋ、Ｂ案は本案でＮｆｃを１から１．０３に高めＴＩＴを１６５０Ｋに下げた場合、Ｃ軸も本案でＮｆｃを１．０４に上げＴＩＴを＝１６５０Ｋまで下げた場合である。従来型Ａのノズル面積で割ったＢ、Ｃそれぞれのノズル面積比はＢが１．２３５、Ｃが１．３３３である。図６から推力を落さずタービン膨張比を高めるには、Ａ７を広げることとＴＩＴを下げることの両方を併せ行う必要があることが分かる。

【0038】

これが本発明の着眼点であり進歩性である。今迄ＴＩＴを下げ、コア排気ノズル面積を広げることを併せて行うと、図６のように大きなＬＰＴ膨張比を生み出せるとは誰も気付かなかった。ましてやコアエンジンの排気ノズル面積Ａ７固定でＴＩＴを下げ、正面面積当りの空気流量を増やし、推力当りの燃料消費量を減少させる発想を持った者は誰もいなかった。つまり本案の技術思想は、専門家なら誰でも容易に考えられることではない。

【0039】

エンジン性能向上のための方法に対する今迄の常識的な考え方と本発明の考え方（着眼点）の違いが本発明の進歩性を生み出した。ガスタービンの性能指標に比出力（比推力）と熱効率がある。比推力を大きくするためには最高温度を上げ、熱効率を高めるには圧力比を高める。ところが本発明では圧力比ほぼ一定でＴＩＴを下げている。

【0040】

またターボファンでは推進効率を向上させるためにＢＰＲを高めるが、本発明ではＢＰＲは寧ろ下がり推進効率の向上はない。では何故、推力当りの燃料消費量を減らせるのか。それはＴＩＴを下げることとエンジン背圧を下げることが同時に行われると、図６に示したようにタービン膨張比が非常に大きくなり、ＴＩＴを下げたにも拘らず低圧軸系の仕事が増えて、正面面積当りの流量を増すことができるからである。

【0041】

それなら従来型でもＴ０４＝１８２０Ｋのままで、排気ノズル面積を広げてファン回転数をＮｆｃ＝１．０３に上げれば一層性能アップできそうだが、ＴＩＴ一定ではタービン膨張比がＰ０４／Ｐ０６＝６．７３４となり本案のＰ０４／Ｐ０６＝７．９２２より小さく、大きな膨張比を得られない。するとコアの排気速度に対するバイパス側の排気速度の比がＶＦ／ＶＴ＝０．３７２となり本案のＶＦ／ＶＴ＝０．３９３より小さくなる。よってＳＦＣが高くなる。本発明の進歩性とは、この点に着目し新しいサイクルを創造したことである。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くし背圧を下げることで燃料流量を増さずにファン流量を増し、ＴＩＴを下げてＬＰＴ膨張比をより一層大きくして、正面面積当りの流量を増すことが出来るのである。

【0042】

次にこのように大きな膨張比をもつＨＰＴとＬＰＴの結合特性について図７に基づき説明する。図７の例３は通常の２軸直列フリータービンの結合特性であり、例４は特許文献１の巡航時における結合特性、例５は本願のものである。図７例３のコアノズル固定の従来型ターボファンは、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）。

【0043】

例４はコアの排気ノズル面積を可変にして大きく広げ、離陸定格でＴＩＴを２０００Ｋから１７７３Ｋに２２７度下げる特許文献１の巡航時（高度１０ｋｍ、マッハ＝０．９）のタービン空力結合特性である。図示するように特許文献１は部分負荷でＬＰＴ膨張比がチョーク値を超え計算上部分負荷の燃費が非常に良くなる。しかし例４の図から明らかなようにこのサイクルは部分負荷のＬＰＴ出口修正流量が離陸定格よりはるかに大きくなってしまう。よってコアの排気ノズルを固定ノズルとすれば離陸定格の推力を最大にすることが出来ない。例４のノズルを固定化するためサイクルを変更し実現性を高めたのが本発明であり、例５に示す如く部分負荷でＬＰＴ膨張比が設計点の値を超えないよう、二つのタービンの結合特性を定めサイクル設計している。離陸定格のサイクル計算の結果を表１に示す。

【0044】

表１においてＧａはファン入口空気流量、ＧｈｃはＨＰＣ流量、Ｇｆは燃料流量、全圧比は全圧力比のこと、Ｆｎは正味推力のことである。Ａ７はコアの排気ノズル面積を従来型のそれで割った比である。表１のＡは従来型ターボファン、Ｂは本発明のファン相対修正回転数Ｎｆｃ＝１．０３、ＴＩＴ＝１６９０Ｋの計算値、Ｃは本発明でＮｆｃを１．０４に高め、ＴＩＴを１６５０Ｋに下げた場合である。二つの本発明の内Ｃの方がＢよりＳＦＣが低いが上空におけるＬＰＴ膨張比の増大が限界になる。表１から本発明は従来型より推力当りの燃料消費量（Ｇｆ／Ｆｎ）が低くなるが、Ａ７を広げ、ＴＩＴを下げることによってタービン膨張比を増して得られた効果であることがこの表より分かる。

【0045】

【表1】

【0046】

【産業上の利用可能性】

【0047】

本発明は環境対策としてＳＦＣの低減によって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排出量を低減する。その上経済性向上策として、推力を落さずタービン入口温度を下げ、タービン寿命の延伸を図りライフサイクル・コストを節減して、環境と経済の両立を図ることが出来る。また将来的には水素燃焼の弱点であるＮＯｘの生成を抑え水素燃料ターボファンエンジンの実現に寄与できる。高温高圧化を至上命題としてきたターボファンに、このサイクルは、低い温度で性能を高める新しい世界をもたらすであろう。

【符号の説明】

【0048】

Ａ Ｎｆｃ＝１の作動点、または面積
ＡＤＰ 空力設計点 ＢＰＲ バイパス比
ＣＯＭＢ 燃焼器 Ｃｐｔ タービン部定圧比熱
ＦＡＮ ファン ｆ 燃料空気混合比
Ｇ 実流量 ＨＰＣ 高圧圧縮機
ＨＰＴ 高圧タービン ＬＰＣ 低圧圧縮機
ＬＰＴ 低圧タービン Ｍ マッハ数
Ｎ 回転数 Ｎｆｃ ファン相対修正回転数
Ｎｈｃ ＨＰＣ相対修正回転数 Ｎｌｃ ＬＰＣ相対修正回転数
Ｓｑｒｔ（） 自乗根 ＴＳ 最高速回転域（トップスピード）
（Ｇ√θｉ／δｉ）／（Ｇ√θｉ／δｉ）ｄｅｓ 相対修正流量
δ Ｐ／Ｐｓ ε 全圧損失係数 θ Ｔ／Ｔｓ
数字
ａ． 大気 １．ファン入口
２２．ファン出口 ２．ＬＰＣ出口
３．ＨＰＣ出口（燃焼器入口） ４．燃焼器出口（ＨＰＴ入口）
５．ＬＰＴ入口 ６．ＬＰＴ出口
７．コアノズル出口 ８．バイパスノズル出口

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】