JP2004232636A - ガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 航空機で用いるガスタービン組立体（１０）が提供される。
【解決手段】 ガスタービン組立体は、推進用ガスタービンと補助動力ユニット（１２）とを含む。推進用ガスタービンは、ファン（１４）と航空機の推力を発生するためのコアエンジン（１１）とを含む。ガスタービンエンジンは更に、ファンの出口からコアエンジンまで下流方向に延びるバイパスダクト（５０）を含む。補助動力ユニットは、少なくとも１つのタービンと、ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結された入口とを含み、ガスタービンのバイパスダクトに入る空気流（５２）の一部が補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされている。
【選択図】 図１

Description

本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、航空機推進用及び補助動力用に用いるガスタービンエンジンを作動させるための方法及び装置に関する。

ガスタービンエンジンは一般的に、空気を加圧するための圧縮機を含む。加圧された空気は燃料と混合され、燃焼器に導かれ、該燃焼器において燃料／空気混合気は、燃焼室内で燃焼されて高温の燃焼ガスを発生する。燃焼ガスはタービンへ導かれ、該タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機へ動力を供給し同時に有用な仕事を行う。次に排気ガスは排気ノズルを通して吐出され、反動推進力を発生する。

最新の航空機は、油圧負荷及び電気負荷が増大してきている。ガスタービンエンジンの要求される電気負荷は、フライトコンピュータ、通信機器、ナビゲーション機器、レーダ、環境制御システム及び防衛システムが航空機に組み込まれるにつれて増加する。ガスタービンエンジンの要求される油圧負荷は、フライト制御装置、ポンプ、アクチュエータ、及び他の付属装置が航空機に組み込まれるにつれて増加する。少なくとも一部の公知の航空機においては、機械的軸動力を使用して、油圧ポンプ、発電機、オルタネータへ動力を供給している。より具体的には、電気及び油圧機器は一般的に、タービンへ結合されたシャフトにより駆動される付属装置のギヤボックスに結合されている。付加的な電気又はは油圧動力が必要とされる時は、予め定められた最高温度及び/又は出力作動レベルに到達するまで、付加的な燃料が燃焼器に加えられる。

高度が増すにつれて空気の密度は減少するので、航空機がより高い高度で飛行している時は、低高度でエンジンが発生可能な軸動力と同じ軸動力を発生させるために、エンジンはより激しく仕事をしなくてはならない。増加した仕事の結果として、タービンは高い作動温度で作動されることになり、軸動力を制限するか又は減少させて、エンジンが予め定められた作動限界を越えるのを防止しなければならなくなる。

少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンにおいては、電気動力及び油圧動力も補助動力ユニット（ＡＰＵ）によって発生させられる。ＡＰＵは小型のターボシャフトエンジンであり、該ターボシャフトエンジンは、航空機の推力を供給するガスタービンエンジンとは独立して作動される。より具体的には、ＡＰＵの作動もまた、空気密度の影響を受け、更に予め定められた温度及び性能限界による作動上の制限を受けるので、ＡＰＵは一般的に、航空機が地上にある時又はは航空機が飛行中で緊急事態にある時に限り作動される。

１つの態様において、ファンと、バイパスダクトと、コアエンジンとを含むガスタービンエンジンを作動させるための方法が提供される。この方法は、ガスタービンエンジンのファンから出る空気流の一部を、該空気がコアエンジンをバイパスするようにバイパスダクトを通して導く段階と、バイパスダクトからの空気流の一部を補助動力ユニットへ向けて導く段階とを含む。

発明の別の態様において、航空機に用いるガスタービン組立体が提供される。ガスタービン組立体は、推進用ガスタービンエンジンと、補助動力ユニットとを含む。推進用ガスタービンエンジンは、ファンと、航空機の推力を発生するためのコアエンジンと、該ファンから該コアエンジンの排気口まで下流方向に延びるバイパスダクトとを含む。補助動力ユニットは、圧縮機と、燃焼器と、少なくとも１つのタービンと、入口とを含み、該入口は、ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結されて、エンジンファンから出る空気流の一部が補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされている。

更に別の態様において、航空機用ガスタービンエンジン組立体が提供される。組立体は、少なくとも１つのガスタービンと少なくとも１つの補助動力ユニットとを含む。少なくとも１つのガスタービンは、入口と、排気口と、ファンと、コアエンジンと、バイパスダクトとを含む。コアエンジンは、ファンの吐出口と排気口との間で延びている。バイパスダクトもまた、ファンの吐出口からコア排気口まで下流方向に延びている。少なくとも１つの補助動力ユニットは、入口と、圧縮機と、燃焼器と、少なくとも１つのタービンと、排気口とを含む。入口は、ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結されて、ガスタービンの入口に入る空気流の一部が補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされている。

図１は、ガスタービンエンジン組立体１０の例示的な概略図であり、該ガスタービンエンジン組立体１０は、推進用ガスタービン１１と、以下により詳しく説明するように複合サイクルの形態で互いに結合された補助動力ユニット又は補助動力エンジン１２とを含む。より具体的には、ガスタービン組立体１０は、以下により詳しく説明するように、軸動力を発生しかつ航空機（図示せず）の推進力を発生することを可能にする。

ガスタービンエンジン１１は、コアエンジン１３とファン組立体１４とを含む。コアエンジン１３は、高圧圧縮機１６と燃焼器（図示せず）とを含む。 コアエンジン１３はまた、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。ファン組立体１４とタービン２０とは第１の軸２２により結合されており、圧縮機１６とタービン１８とは第２の軸２３により結合されている。ガスタービンエンジン１１はまた、入口側２４と排気側２６とを含む。１つの実施形態では、エンジン１１は、オハイオ州シンシナチ所在のGeneral Electric Aircraft Enginesから購入可能なＦ１１８−ＧＥ−１００型ターボファンエンジンである。

作動中、矢印３０で示した入口空気はファン組立体１４に入り、そこで空気は加圧され、矢印３１で示した該空気の一部は上昇した圧力及び温度で下流方向に高圧圧縮機１６に吐出される。矢印５１で示したファンからの吐出空気の残りの部分は、バイパスダクト５０に入る。高度に加圧された空気３５は、燃焼器（図示せず）に送給され、該燃焼器において、空気は燃料と混合され点火される。燃焼ガスは、タービン１８及び２０を回転させ、該タービン１８及び２０は、それぞれ圧縮機１６及びファン組立体１４を駆動する。コアエンジンの排気３２は、バイパスダクト５０に入る空気５１と流れ連通状態で連結されている混合ダンパ３４に流れる。別の実施形態では、コアエンジンの排気３２は、該コアエンジンの排気３２と流れ連通状態で連結されている可変面積バイパスインジェクタ（図示せず）に導かれる。

補助動力エンジン１２は、圧縮機４２と、高圧タービン４４と、低圧タービン４６とを含む。圧縮機４２と高圧タービン４４とは、第１の軸４３により結合されて、燃焼ガスがタービン４４を回転させ、タービン４４が圧縮機４２を駆動するようにされている。補助エンジン１２はまた、低圧タービン４６に結合された第２の軸４８を含み、該低圧タービン４６が、航空機内での使用のための矢印４９で表した軸動力アウトプットを提供する。動力アウトプット４９を用いて、それに限定するのではないが、例えばオルタネータ、発電機、及び/又は油圧ポンプのような機器を駆動することができる。１つの実施形態では、補助動力エンジン１２は、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから購入可能であり、本発明に従い改良されたＴ７００−ＧＥ−７０１型エンジンのようなターボシャフトエンジンである。

高高度飛行でのエンジン作動時、空気流３０は航空機エンジンの入口（図示せず）を通り、ファン組立体１４を通ってコアエンジン１３に向けて導かれる。次ぎに空気流３０の一部５１は、バイパスダクト５０を通してコアエンジン１３の周りに導かれる。より具体的には、バイパスダクト５０に入る空気流５１は、コアエンジン１３の周りを混合ダンパ３４に向けて導かれる。１つの実施形態では、ファン組立体１４に入る空気流３０のおよそ５０パーセント（５０％）がバイパスダクト５０を通して導かれる。

バイパスダクト５０を通して導かれた空気流の一部は、補助動力エンジン１２で補助空気流として使用するために補助ダクト５２を通してそらされる。より具体的には、補助空気流は、バイパスダクト５０から補助エンジンの圧縮機４２に向かう経路で送られる。１つの実施形態では、バイパスダクト５０内へ流れる空気のおよそ１０％が補助ダクト５２を通して補助エンジン１２の補助動力ユニットの圧縮機４２へ導かれる。

ファン組立体１４を通して補助エンジン１２の方向に向けられた補助空気流は、ガスタービンエンジン組立体１０に入る空気流よりも高い圧力及び温度になっている。補助空気流は、高い圧力及び温度になっているために、補助エンジン１２に入る空気流の密度は、低高度において補助エンジン１２に入る空気流の密度と実質的に同じである。より具体的には、補助エンジン１２の動力アウトプットは入口空気の密度に比例する。従って、補助エンジン１２は、低高度において補助エンジン１２により使用可能な作動及び性能特性と実質的に同一の状態で高高度において作動可能である。例えば、Ｆ１１０／Ｆ１１８系のエンジンで使用した時、補助エンジン１２は、３０〜４０，０００フィートの高度において、補助エンジン１２が海水準で独立して作動している場合に得られるのとほぼ同一の馬力及び作動特性を発生した。

補助動力エンジン１２からの排気空気流６０は、コアエンジン１３から吐出された排気流３２の吐出圧と実質的に同一の吐出圧で、コアエンジンの排気３２に向けて導かれる。具体的には、例示的な実施形態において、補助エンジンの排気空気流６０は、混合ダンパ３４を通る経路で送られ、該混合ダンパ３４内において、空気流６０は、コアエンジン１３から出る排気流３２とダクト５０を通して導かれるバイパス流とに混合される。より具体的には、排気空気流６０は、推進用コアエンジンノズル（図示せず）の上流側でコアエンジンへ再導入される。混合された排気流７０は次に、エンジンノズル（図示せず）を通して吐出される。別の実施形態においては、排気空気流６０は、コアエンジン排気３２を通る経路で送られるのではなくて、排気流３２及びバイパス流れ５０とは独立して吐出される。

従って、作動時、補助動力エンジン１２は、航空機内部での使用のための増大した軸動力の発生を行うことを可能にする。より具体的には、補助動力エンジン１２は、軸動力発生のために選択的に作動可能であるので、補助動力エンジン１２は、必要とされる時だけ使用することが可能であり、従って航空機の燃料の節約を可能にする。更に、ガスタービン組立体１０の設計は、補助動力エンジン１２を推進用エンジン１１とは独立して作動させることを可能とし、補助動力エンジン１２の作動速度が、コアエンジン１１の作動速度から独立したものとなるようにする。それに加えて、推進用エンジン１１及び補助動力エンジン１２の油圧機械制御又ははディジタル制御装置は、作動状態及び性能のパラメータ値（圧力、温度、ＲＰＭなど）を一方から他方へ相互に交換するように構成されている。

上述した動力システムは、コスト効果があり、かつ軸動力の発生を増大させる。この動力システムは、ガスタービンエンジンと流れ連通状態で連結された補助タービンエンジンを含み、補助タービンに供給された入口空気が、ガスタービンエンジンへの入口を通して引き込まれるようにされている。そのようにすることによって、補助エンジンが従来の方法により周囲入口空気流を受けたとした場合に供給される空気密度に比べて、より高い空気密度が補助エンジンに供給されるようになる。その結果、高い空気密度は、コスト効果がありかつ信頼性がある方法で、補助エンジンからの増大したタービン軸動力の発生を可能にする。

ガスタービン組立体の例示的な実施形態を、上に詳細に説明した。組立体は、本名細書で説明した特定の実施形態に限定されるものではなく、逆に、各組立体の構成部品は、本明細書で説明した他の構成部品から独立してかつ別個に使用することができる。例えば、各タービン構成部品及び／又は補助タービンエンジン構成部品はまた、他のコアエンジン及び補助タービン構成部品と組み合わせて使用することも可能である。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

ガスタービン組立体の例示的な概略図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン組立体
１１ 推進用ガスタービン
１２ 補助動力エンジン
１４ ファン
２４ 入口側
２６ 排気側
３０ 入口空気
３２ コアエンジンの排気
３４ 混合ダンパ
５０ バイパスダクト
５１ ファンからの吐出空気の一部
５２ 補助ダクト
６０ 補助動力エンジンからの排気空気流
７０ 混合された排気流

Claims (13)

1. 航空機に用いるガスタービン組立体（１０）であって、
   ファン（１４）と航空機の推力を発生するためのコアエンジン（１１）と前記ファンの出口から前記コアエンジンまで下流方向に延びるバイパスダクト（５０）とを含む推進用ガスタービンエンジンと、
   少なくとも１つのタービンと前記ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結された入口とを含む補助動力ユニット（１２）と、を含み、
   前記ガスタービンのバイパスダクトに入る空気流の一部（５２）が、前記補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされている、
   ことを特徴とするガスタービンエンジン組立体（１０）。
2. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）が、前記推進用ガスタービンエンジンへ入る空気流（３０）の圧力及び温度よりも高い圧力及び温度の空気流（５２）を受けることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
3. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）が、該ガスタービンエンジン組立体の作動時に、前記補助動力タービンにより増大した軸出力の発生を可能にすることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
4. 前記補助動力ユニットのタービン（１２）は、該補助動力ユニットのタービンから吐出された排気が前記ガスタービンのバイパスダクト（５０）に流れ連通状態になるように配置されていることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
5. 前記補助動力タービン（１２）の排気と前記推進用ガスタービンエンジンの排気とに流れ連通状態で連結された混合ダンパ（３４）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
6. 前記補助動力タービン（１２）の排気と前記バイパスダクト（５０）とに流れ連通状態で連結された混合ダンパ（３４）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
7. 前記補助動力タービン（１２）の排気と前記バイパスダクト（５０）と前記推進用ガスタービンエンジンの排気とに流れ連通状態で連結された混合ダンパ（３４）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
8. 前記補助動力ユニット（１２）の排気が、前記推進用ガスタービンエンジンの排気から独立していることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
9. 入口と、ファン（１４）と、排気口と、前記ファンと前記排気口との間で延びるコアエンジン（１１）と、前記ファンから下流方向に前記排気口に延びるバイパスダクト（５０）とを含む少なくとも１つの推進用ガスタービンエンジンと、
   前記推進用ガスタービンエンジンのバイパスダクトに流れ連通状態で連結された入口と、少なくとも１つのタービン（４４）と、排気口とを含む少なくとも１つの補助動力ユニット（１２）と、を含み、
   前記推進用ガスタービンの入口に入る空気流の一部（５２）が、前記補助動力ユニットによる使用のために導かれるようにされている、
   ことを特徴とする航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
10. 前記補助動力ユニットの入口は、該補助動力ユニットへ導かれる前記空気流（５２）が前記推進用ガスタービンエンジンの入口に入る空気流（３０）よりも高い圧力になるように前記ファン（１４）の下流に連結されていることを特徴とする、請求項９に記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
11. 前記補助動力ユニットの排気口が、前記コアエンジンの排気口と前記バイパスダクト（５０）とから独立していることを特徴とする、請求項９に記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
12. 前記補助動力ユニットの排気口が、前記コアエンジンの排気口に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項９記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
13. 前記補助動力ユニットの排気口が、前記バイパスダクト（５０）に流れ連通状態で連結されていることを特徴とする、請求項９に記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。

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