JPH05502081A - 一体パワーユニツト燃焼装置及び方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 一部バワーユニット燃焼装置及び方法 本願は同日に出願された３件の関連出願の１であり、全て同一の共同発明者であ り且つ譲渡人が同一である１、３＃の出願のタイトルは、〔一体パワーユニット ］、［一体パワーユニット燃焼装置々び方法］、［一体パワーユニット制御装置 及び方法Ｊである１、 （技術分野） 本発明は航空機の２次パワーシステムの分野に関する。本発明は特に航空機に搭 載して使用され、タービンエンジンを有する一部パワーユニットを備え、タービ ンエンジンはタービン部〉ジンのダイナミックコンプレッサあるいは航空機に搭 載される貯蔵源により与えられる圧縮空気と共に、航空機の推進エンジン燃料タ ンクからの燃料を用いる２次パワーシステムに関する。特に一体パワーユニット のタービンエンジンは単一のタービン部と単一の燃焼器部とを有する。燃焼器部 は航空機の燃料タンクからの燃料を導入し、第１の動作モートではタービン部に より駆動され得るダイナミックコンプレッサからのみ圧縮空気を導入する。別の 動作モードでは燃焼器部には航空機搭載の圧縮空気貯蔵ボトルから圧縮空気が導 入される。タービンエンジンは２個の圧縮空気供給源の一方からの圧縮空気を用 いて始動し、動作維持可能であり、貯蔵した圧縮空気の使用からダイナミックコ ンプレッサにより与えられる圧縮外気の使用に切り替え可能である。

航空機の推進エンジンは通常付属システムを駆動するが常時駆動可能である必要 はない１．従って、２次パワーシステムを用いて航空機搭システムを駆動する。

従来の２次パワーシステムには吸気タービンエンジンの補助パワーシステム１（ ＡＰｔｌ）が包有されるっこの補助パワーユニットは、航空機が地Ｊ二にあるか 、あるいは電力、油圧及び圧縮空気を航空機に与える飛行中にある開作動される 。一般に補助パワーユニットからのパワーを用いて航空機搭載の電気装置を作動 し、航空機飛行制御面を油圧により移動し、また航空機の乗客キャビンを加圧し 環境を制御する。２次パワーシステムには更に緊急パワーユニット（ＥＰＵ）が 包有され、緊急パワーユニットは飛行中に使用され得、航空機の主推進エンジン からの動力が失われる場合、航空機の電力及び油圧動力を実質的に最小限にする 迅速反応動力源である。

現在の航空機においては付属装置の故障によりギアボックスの動力伝達シャフト から付属装置への動力が失われると推進動力が失われることになり危険である。

多くの航空機は電力または油圧を利用することなしに飛行を維持出来ないので、 迅速に反応する緊急パワーユニットを用いて、補助パワーユニットを始動し得る 低い高度まで降下するまでこの重要な動力を与えるものである。緊急パワーユニ ットは補助パワーユニットより短時間で高い高度で始動し重要な動力を与えるこ とが出来る。この種の機内動力故障は力学的に不安定な航空機の場合特に危険で ある。飛行制御動力が失われると航空機は制御出来なくなる。飛行制御動力が迅 速に回復されなければ、飛行機は墜落することにもなる。従って力学的に不安定 な航空機にはこのような２次パワーシステムの一部として緊急パワーユニットを 搭載することが必須である。

従来補助パワーユニットおよび緊急パワーユニットヲ組み合わせて現在の航空機 に搭載し、予測出来る全ての動力要求を満足させていた。従来の最新補助パワー ユニットには航空機の主タンクからのジェットエンジン燃料を用いる吸気９−ビ ンエンジンが採用される。従来の最新の緊急パワーユニットには航空機搭載の貯 蔵ボトルからの圧縮空気およびジェット燃料、あるいはヒドラジンのような触媒 的に分解したモノフューエルが使用される。ヒドラジンのモノフューエルの欠点 は当業者には良く知られている。即ち毒性が高く、動作中緊急パワーユニットの 操作が困難で迅速に劣化する。このため貯蔵ボトルからの圧縮空気およびジェッ トエンジン燃料を用いる緊急パワーユニットが本願と同じ譲渡人である７ランシ ス・ケイ・ウェイガント等による米国特許第４．７７７、７９３号に開示される 。この緊急パワーユニットによればヒドラジンのような、問題の多いモノフュー エルの使用を避けられる。

緊急パワーユニットの機能と補助パワーユニットの機能を組み合わせて過剰の部 品を除去することにより、コストおよび重量を減少可能な一部パワーユニットが トナルト・ビー・スチュアート・ジュニアによる米国特許出願第２０２．７２３ 号（現在米国特許第　号）に開示される。この特許も本願のＳ渡人と同一である 。この場合、２個の分離した燃焼チャンバが使用され、一方のチャンバには貯蔵 容器からの圧縮空気およびジェット燃料が受容され、一方他方のチャンバにはダ イナミックコンプレッサからの圧縮空気及びジェット燃料が受容され、これらチ ャンバにより別個のタービンおよび出力シャフトが駆動される。別個のタービン および出力シャフトからの動力は一部ギアホツクスは送られ、ギアボックスでは タービンの一方からの動力出力を選択し付属装置を駆動する。スチュアート・ジ ュニアによるマルチ機能の一部パワーユニットはこれまで知られている別個の補 助パワーシステムまたは緊急パワーユニットに比べ相当に優れている。この場合 航空機に搭載する必要のある付属装置の不必要な部分が除去されるので、航空機 に搭載するシステムの複雑さ、コスト、重量が軽減される。

別の従来の一部パワーユニットがバーシュア・ジュニアによる米国特許第４．８ １５．２７７号に開示され、この場合タービンエンジンには単一のタービン部と ２個の燃焼チャンバ部とが包有される。燃焼チャンバの一方は貯蔵供給源からの 圧縮空気及びジェットエンジン燃料を受容し、連係するノズル部材を介し単一の タービン部へ高温の圧縮燃焼ガスを送るように構成される。他方の燃料チャンバ はタービン部により駆動されるダイナミックコンプレッサからの圧縮空気を受容 し高温の圧縮燃焼生成物を別個のノズル装置を介し単一のタービン部へ送るよう に構成される。一方２個の別個の燃焼チャンバのノズル装置は必然的に互いに緊 密に関連付けされ、それぞれの燃焼生成物を一部パワーユニットの同一で単一の タービン部へ供給する必要があるものと考えられる。ノズル装置のこのような関 連付けの結果一体パワーユニツ）・の性能に制限が加えられ、また一体パワーユ ニットの補助パワーユニット（正常吸気）モード動作での効率が低下すると推定 される。

バーシュア・ジュニア等による特許に開示された一部パワーユニットの構成の欠 点は、両方の燃焼チャンバをもって同時に作動出来ないことにある。両方の燃焼 チャンバを同時に動作させる高温で圧縮された燃焼生成物をタービン部に与える と、貯蔵供給源から圧縮空気が経済的に使用され得よう、不都合なことに貯蔵供 給源からの圧縮空気を使用する燃焼チャンバは燃料の供給が豊富になる構成を用 いて燃料供給を実行し、一方ダイナミックコンプレツサからの圧縮空気ヲ用いる 燃焼チャンバは空気チャンバが同時に動作されれば、豊富な燃料による燃焼生成 物とリッチな空気による燃焼生成物が単一のタービン部への入口部で同時に混合 されよう。豊富な燃料による燃焼生成物とリッチな空気による燃焼生成物がこの ように混合されると、タービン部内での燃焼となろう１、タービンエンジンのタ ービン部内での燃焼は燃料利用の効率が低下し、またタービン部は過度な高温を 受けることになろう。

更ニ、バーシュア・ジュニア等による特許に開示される一部パワーユニットは所 望のものより大きく重量が大になる。

これは従来の一部パワーユニットには必ず２個の燃焼器、２個のタービンノズル 、２個の点火器、点火器の動力供給装置および２個の分離した燃料計量装置を包 有する必要からである。

従来の補助パワーシステム、緊急パワーユニット及び一体の１目的は単一のター ビン部を有するタービンエンジンと、ダイナミックコンプレッサと、ジェットエ ンジン燃料とダイナミックコンプレッサからあるいは貯蔵圧縮空気供給源からの 圧縮空気とを受容可能な燃焼チャンバとを備える２次パワー／ステムを提供する ことにある。

本発明の付加目的は上述した一部パワーユニットを備え、一体パワーユニットが 貯蔵供給源からの圧縮空気を用いて始動し動作維持しく緊急パワーユニットとほ ぼ同一）、ダイナミックコンプレッサからの圧縮外気を用いて始動し作動維持し く補助パワーシステムとほぼ同一）、更に緊急パワーユニット動作モードから補 助パワーユニットの動作モートへの切り替えを行うことの可能な２次パワーシス テムを提供することにある。

本発明の更に別の目的は上述した一部パワーユニットを備え、緊急パワーユニッ ト動作モードと補助パワーユニット動作モードとの間の一部パワーユニットの切 り替えは燃焼チャンバ内の燃焼を中断することなく、また一体パワーユニットか らの馬力出力を損なう事なく行われる２次パワーシステムを提供することにある 。

本発明により一部ハワーユニット及び２次パワーシステムの別の目的および利点 は次の添付図面に示す本発明の単一の実施例に沿った以下の詳細な説明から明ら かとなろう。

（図面の簡単な説明） 第１図は本発明による一部パワーユニットを含む２次パワーシステムの簡略図、 第２図は第１図に示す２次パワーシステムの一部パワーユニットに含まれるター ビンエンジンの縦断面図、第３図は第２図の線３−３に沿って切断した矢印方向 から見た部分拡大横断断面図、第４ａ図および第４ｂ図は第１図の２次パワーシ ステムの動作を観察し実行する制御ユニットの部分簡略図、第５および第６図は 緊急パワーユニットモードでのタービンエンジンの始動中および緊急パワーユニ ットモードから補助パワーシステムモードへの切り替え中における一部パヮーユ ニットの動作パラメータのグラフである。

（発明を実施するための最良の形態） 第１図には本発明の１実施例としての２次パワーシステム１０の概略が示される 。２次パワーシステム（ＳＰＳ）１０の動作の概略を理解するには、このシステ ムがタンク１４からの燃料ト貯蔵ボトルＩ６からの圧縮空気とを利用する緊急パ ヮーユニツｉ・とじて始動し動作を維持することが出来ることを理解する必要が ある。この２次パワーシステムはまたダイナミックコンプレッサ２２から与えら れる圧縮外気とタンク１４がらの燃料を用いる補助パワーユニットのように始動 しその動作を維持することも出来る。両方の動作モートでは、単一の燃焼部２６ 内において燃焼が生じる。

２次パワーシステム１０には、一体パワーユニット１２、燃料供給源としてのタ ンク１４（これは２次パワーシステム１０ヲ搭載する航空機のジェットエンジン の燃料タンクを利用し得る、（圧縮空気貯蔵ボトル１６のような）圧縮空気貯蔵 源、および電子制御ユニット（ＥＣｔｌ）　１８が包有される１、電子制御ユニ ット１８により２次パワーシステムの動作が制御される。更に具体的には２次パ ワーシステムの、一体パワーユニット１２に＋ｔＪＭ動機としてのタービンエン ジン２ｏｆＪ＜ホまれることが理解されよう。

タービンエンジン２０には、補助パワーユニットの動作で外気２４を吸入し、そ のＬモ縮空気を矢印２８により示される如く燃焼部２Ｇへ供給するダイナミック コンプレッサ２２が包有される。

燃焼部はタンク１４からポンプ３ｏ、燃料制御装置３２及び導管３４を介し燃料 を導入する。燃焼部２６内で維持された燃焼により高温で圧縮された燃焼生成物 流が得られる。燃焼生成物はタービン部３６内（例えば矢印３８により示される ように）に流れ、燃焼生成物流は（例えば矢印４ｏにより示されるように）外気 圧レベルに近付くよう膨張されて放出され、シャフトのパワーが得られる。ター ビン部３６によりシャフト４２が駆動され、次にシャフト４２によりダイナミッ クコンプレッサ２２が駆動される。シャフト４２はパワー分配ギアボックス４４ へ向かって延びている。パワー分配ギアボックス４４には各種のツヤ７トパワー 消費付属装責４６が連結されている。

２次パワーシステム１ｏの緊急パワーユニット動作モートは貯蔵ボトル１６によ り与えられる。この圧縮空気貯蔵源からは圧縮空気が遮断弁４７、遮断弁４７と 直列に接続された空気量調整弁４８、文び導管５ｏを経て燃焼部２６へ送られる 。遮断弁４７、空気量調整弁４８および導管５ｏを経て貯蔵ボトル１６がら導入 される圧縮空気により、導管３４を経て受容されるタンク１４がらの燃料を用い て燃焼部２６内で燃焼が、ダイナミックコンプレッサ２２からの圧縮外気を用い て燃料を実行する場合とほぼ同様に、実行される。２次パワーシステムＩＯの緊 急パワーユニット動作モードについては以下に更に詳述する。。

補助パワーシステム（または正常空気吸入）モートで２次パワーンステムＩＯを 始動するため、補助パワーシステムには導管５２と導管内を流れる空気流を制御 する弁５４とが包有される。導管５２により、空気流が貯蔵ボトル１６からパワ ー分配ギアボックス４４と連係するエアタービンスタータ５６へ送られる３２次 パワーシステム１０が補助パワーシステムモートでの動作状態にあるとき、貯蔵 ボトル１６は導管５８を経てダイナミックコンプレッサ２２からの空気を利用し て再び充気可能である。。

ダイナミックコンプレッサ２２からの供給空気は導管５８を介し空気圧増幅装置 ６０、更に貯蔵ボトル１６へ送られる。更に、補助パワーシステムを緊急パワー ユニットモードで始動あるいは補助パワーユニットモードへの過渡あるいは補助 パヮーユニッ！・モートで始動の後、圧縮空気は貯蔵ボトル１６から消費される ため、空気圧増幅装ｆｆ１６０を用いて導管５８を経るダイナミックコンプレッ サ２２からの供給空気の圧力を増加して貯蔵ボトル１６を再び充気する。以上の 動作はすべて電子制御ユニット１８の制御下で遂行される。

要約するに航空機は地上あるいは飛行中の比較的低高度にあるときは、２次パワ ーシステム１０が補助パワーユニットモートで始動され動作せしめられ、航空機 に油圧、電気および圧縮空気を供給する。一方、航空機が吸気モードで補助パワ ーシステムを始動し動作させ得る高度にあるとき、あるいは主推進エンジンの電 気、油圧あるいは圧縮空気システムが故障したとき、２次パワーシステム１０は 全体的に一部上述したように多様に貯蔵ボトル１６からの圧縮空気を用いて緊急 パワーユニット（ＥＰＩＪ）として始動され動作され得る。この緊急パワーユニ ット動作は、２次パヮーンステｔ・の動作が補助パワーシステムモートに過渡的 に変化される低い高度へ航空機が降下するに十分長い期間維持される。即ち、２ 次パワーシステムは航空機の高度が低くダイナミックコンプレッサ２２が燃焼部 ２６の空気量または圧力の条件を満足すると、正常な吸気動作に切り替えられる 。

また電子制御ユニットモードから補助パワーユニットモードへの切り替え動作は 、ダイナミックコンプレッサ２２が十分な空気量と圧力を供給し航空機のパワー 条件を満足させることが出来る高い高度で行われる。即ち、補助パワーユニット 動作モードへ切り替えられると、一体パワーユニット１２からのパワー出力がそ の高度での最大パワー出力以下になる。一方、一体パワーユニット１２の減少さ れたパワー出カがその時の航空機のパワー条件を満足させるに十分である場合、 比較的高い高度でこの切り替えが行われ得、この結果貯蔵ボトル１６からの圧縮 空気の使用量が低減される。

タービンエンジン２０、パワー分配ギアボックス４４、シャフトパワー消費付属 装置４６及びエアタービンスタータ５６を含む２次パワーシステム１ｏおよび一 部パワーユニット１２の概要は上述の通りである。次に一部パワーユニットＩ２ の原動機であるタービンエンジン２０の構成を説明する。

第２図を参照するに、タービンエンジン２ｏにはハウジング６２が包有されるこ とは理解されよう。またハウジング６２には導入スクリーン部材６４゛　を介し た外気の導入部６４が具備され、導入部６４には外気が矢印２４のように導入さ れる。ハウジング６２の導入部６４には円周方向に配置された複数の導入阻止羽 根６５が支承される。導入阻止羽根６５は開放位置（図示のように）と閉鎖位置 （図示せず）との間の動作に同期され、閉鎖位置では隣接する羽根が協働して空 気流に対し導入部６４を閉鎖する。図示のように導入阻止羽根６５には閉鎖位置 へ向かって僅かにバネによる弾性負荷が加えられているが、導入部６４の僅かな 補助外気圧により図示の閉鎖位置へ容易に移動される。

この補助外気圧は補助パワーユニットモートまたは正常な吸気モードでタービン エンジン２０が動作している間導入部６４で生じる１１周知の二位置作動器（図 示せず）が電子制御ユニット１８の制御下で全開位置と全閉位置とに確実に導入 阻止羽根６５を作動し、選択された一方の位置において羽根が係止されるよう構 成される。

ハウジング６２にはロータ部材６６が枢支される。０−夕部材６６にはコンプレ ッサロータ部６８、タービンロータ部７ｏ及び長手の連結ボルト７２が包有され る１、コンプレッサロータ部６８、タービンロータ部７０、連結ポルト７２及び 負荷コンプレッサロータ７４は協働してタービンエンジン２０のシャフト４２を 実質的に構成する。シャフト４２は１対のアンギュラコンタクト軸受７６校びジ ャーナル７８によりハウジング６２に枢支され、アンギュラコンタクト軸受７６ により半径方向負荷およびスラスト負荷が支承されて、シャフト４２の一部をな す。ジャーナル７８は自己発生ガスのダイナミックジャーナルベアリング構造体 ８０により半径方向に支承されるＵ第２図のシャフト４２の左端部にはスプライ ン駆動連結部４２゛　が具備されていて、これによりシャフト動力がタービンエ ンジン２０からパワー分配ギアボックス４４へと伝達される。

ハウジング６２とロータ部材６６とが協働して二叉流路８２が区画される。二叉 流路８２はダイナミックコンプレッサ２２を経て一方の軸方向へ、且つ負荷コン プレッサロータ７４を経て他方の軸方向へ延びている。負荷コンプレッサロータ ７４はシャフト４２により駆動され、負荷コンプレッサロータ７４から出口（図 示せず）を経て圧縮空気が航空機上の乗務員キャビンの加圧あるいは環境制御シ ステムのような供給部へ送られる。二叉流路８２はまたダイナミックコンプレッ サ２２を経て軸方向に、また円周方向に延びる渦巻消滅・拡散装置８４を経て半 径方向外側および軸方向に延びている。渦巻消滅・拡散装置８４の出［コ部には 円周方向に配置された複数の逆止め・計量弁８６が配設される。逆止め・計量弁 ８６については以下に詳述するが、開放位置では逆止め・計量弁８６により圧縮 空気がダイナミックコンプレッサ２２から燃焼器充気チャンバ８８内へ向かって 矢印２８方向に放出される。燃焼器充気チャンバ８８はハウジング６２の半径方 向内側の環形壁９０と半径方向外側の環形壁９２とに区画される。半径方向及び 円周方向に延びる一対の端壁９４．９６は環形壁９０．９２と協働して燃焼器充 気チャンバ８８が形成される。

燃焼器充気チャンバ８８内には、半径方向に離間され孔が設けられた一対のライ ナ壁９８．１００が環形壁９０．９２に対し半径方向に離間して配置される。燃 焼ライナ壁９８．１００は協働して、燃焼部２６から出口１０２へ軸方向および 半径方向内側に延びる燃焼流路を区画する。出口１０２はタービンエンジン２０ のタービン部３６と連通されているっ孔を有する燃焼器のドーム壁１０４は一対 のライナ壁９８．１００間を円周方向および半径方向に延びて、第２図に矢印３ ８で示すような燃焼器充気チャンバ８８と燃焼流路との間に流路が形成される。

また燃焼部２６内では、円周方向に延びる空気分配壁１ｔ）６が環形壁９０．９ ２間を半径方向に対し斜めに延びて空気分配チャンバ１０８を燃焼器充気チャン バ８８に対し区分する。空気分配壁１０６はライナ壁９８．１００のドーム壁１ ０４と隣接し且つドーム壁１０４から軸方向に離間される。ハウジング６２の外 壁をもなす外側環形壁９２には、空気分配チャンバ１０８と連通する入口・　部 １１．０が形成される。第２図において矢印５０は導管５０から入口部１１０を 経て空気分配チャンバ１０８内に導入すれる圧縮空気を示す（第１図の簡略図も 併照）。円周方向に離間され、流出気を利用する複数の燃料噴射ノズル１１２は 端壁９６の開［」部１１４を経、シールドチューブ１１６内の空気分配チャンバ １０８を経、更にドーム壁１０４の開口部１１８を経て延びている。燃料噴射ノ ズル１１２は導管３４と連結された取付具１２０を介し圧縮燃料を導入する（第 １図参照）。この燃料噴射ノズル１１２への燃料供給は第２図で矢印３４により 示される。燃料噴射ノズル１１２はまた取付具１２２で圧縮空気を導入する。燃 料および圧縮空気は矢印１２４で示されるように燃料噴射ノズル１１２から燃焼 流路３８内に噴霧されて燃焼が維持される。この結果生じた高温で高圧の燃焼生 成物は出口１０２を経てタービン部３６へ放出される。タービン部３６には３列 の固定ノズル羽根１２６が包有されており、各固定ノズル羽根１２６の後部には それぞれ列をなすロークリタービン羽根１２８が配設される。ロークリタービン 羽根１２８はタービンロータ部７０に装着される。相対的低いエネルギの燃焼生 成物はタービンエンジン２Ｇの出口部１３０から矢印４０で示されるように放出 される。

第３図の部分断面図を参照するに、逆止め・計量弁８６には実際円周方向に配置 された複数の７ラツパ弁部材１３２が包有されることが理解されよう。各フラッ パ弁部材１３２はヒンジ１３４により一対の壁部１３６．１３８の半径方向外側 の壁部に枢着されている。壁部１３６．１３８の協働により、渦巻消滅・拡散装 置８４の軸方向に延びる部分と渦巻消滅・拡散装置８４から燃焼器充気チャンバ ８８内への開口部１４０とが区画される３、第３図において左側部分に示すよう に開放位置では、フラッパ弁部材１３２が側部側へ旋回して圧縮空気が開口部１ ４０から燃焼器充気チャンバ８８へ送られる。各フラッパ弁部材１３２には僅か にバネによる弾性負荷が加えられており、第３図の右側部分の閉鎖位置へ旋回し 開口部１４０が閉鎖される。また第３図において右側部分に示すように、７ラツ パ弁部材１３２の円周方向の隣接部は閉鎖位置で円周方向に離間されて計量ギャ ップ１４４を区画することが理解されよう。計量ギャップ１４４の機部について 以下に詳述するが、逆止め・計量弁８６により燃料・空気流がダイナミックコン プレッサ２２から燃焼器充気チャンバ８８へ流動され、設定された量の空気流の みが逆方向に流動されることになる。タービンエンジン２０の電子制御ユニット モードで動作中、圧縮空気は貯蔵ボトル１６から遮断弁４７、空気量調整弁４８ 、導管５０および入口部１１０を経て空気分配チャンバ１０８へ送られる。この 空気は孔を有する空気分配壁１０６を経て燃焼器充気チャンバ８８へ分配される 。また圧縮空気は燃焼器充気チャンバ８８からライナ壁９８．１００及びドーム 壁１０４を経て流動され、燃焼生成物３８の燃焼が維持される（、第２図参照） 。圧縮された高温燃焼生成物はタービン部３６を経て膨張され、コンプレッサロ ータ部６８および負荷コンプレッサロータ７４を含むシャフト４２が駆動される 。シャフト４２によりシャフト動力がスプライン駆動連結部４２゛　を経てパワ ー分配ギアボックス４４へ供給される。

必要なことは、電子制御ユニット動作モードでは逆止め・計量弁８６が閉鎖され 、設計量の空気が燃焼器充気チャンバ８８から計量ギャップ１４４および渦巻消 滅・拡散装置８４を経て流れ、コンプレッサロータ部６８を経て導入部６４へ逆 方向に流れる１、ダイナミックコンプレッサ２２から逆流する空気はコンプレッ サ部内での撹拌により得られた高温空気として放出される。また導入阻止羽根６ ５は電子制御ユニットモートで閉鎖され、入口へのこの少量の空気は負荷コンプ レッサロータ７４を経て流れる。ダイナミックコンプレッサ２２内で逆方向に流 れる設計量の空気により更に、コンプレッサロータ部６８の羽根部に対しその粘 性による制動が与えられる。このコンブレラされた入口阻止羽根が効果的に作用 する。この変位された阻すロータ部６８の羽根部に対する粘性による制動によっ て羽根部の振動あるいは疲労亀裂が防止される。

四に、ダイナミックコンプレッサ２２からの設計量の逆流空気流によりコンプレ ッサロータ部６８のクラッチ部が空気力を利用して外される。換言するに少量の 逆流空気流が流れることにより、クラッチ部が外されたコンプレッサロータ部６ ８は設計速度でも設計圧力比で作動しな（なる、っダイナミックコンプレッサ２ ２を流れるクラッチ部を外す逆流空気流は全設計流量の内の少量であり一般に設 計流量の約６〜７％である。

クラッチ部が外されたコンプレッサロータ部は設計速度での通常の駆動馬力の約 １０％以下にされることが好ましい。

上記の２つの作用により高い高度および低い高度の両方でコンプレッサロータ部 ６８のクラッチ部が効果的に外されるものと推断する。即ちコンプレッサ部を流 れる少量の逆流空気流はコンプレッサロータ部６８により吸収される動力を減少 させ、導入圧力が高い高度で確実に超高圧の外気となるように機能する。従って 導入阻止羽根６５は羽根がラッチされ閉鎖されるか、単に変位されたものである かは関係なく、航空機が下降するに応じ閉鎖維持される１、一体パワーユニット １２を搭載する航空機が中間高度へ下降するに従い、外気圧が上昇する。一方、 クラッチ部が外されたコンプレッサ部は通過する少量の逆流空気流により正常の 圧力比を発生しなくなるので、閉鎖された導入阻止羽根６５内の圧力が超高圧に 維持され外気は吸入されない。一体パワーユニット１２への負荷を考慮し上記の 高度で吸気モートに替えられると、ハネにより弾性変位す部の空気流の正常化は サーソング若しくは衝撃負荷による止羽根はクラッチ部を外す逆流空気流が停止 されるまで閉鎖状態に維持され、ダイナミックコンプレッサ２２が正常動作状態 に復帰すると外気圧により開放される。

一方、電子制御ユニットの動作が比較的低い高度まで連続的に維持されると、阻 止羽根は冒頭に上述したように二位置作動器によりラッチ閉鎖する必要がある３ 、これは高度が降下して大気圧が導入阻止羽根６５内の圧力より太き（なった場 合である。外気が導入部６４内に導入されると、クラッチ部を外す逆流空気力は これに対抗できず、ダイナミックコンプレッサ２２が正常動作へ復帰し、一体パ ワーユニット１２への負荷が維持される。一方、閉鎖位置において導入阻止羽根 ６５をラッチすることにより、外気の吸入が阻止され、航空機の高度が低くなり 、ダイナミックコンプレッサ２２のみが一部〕くワーユニット１２の負荷によっ て要求される空気量を満足出来るまで、電子制御ユニットの動作が維持されて一 部パワーユニット１２による動力の要求が満足される。

外気圧条件が補助パワーユニット（正常吸気）モードでのタービンエンジン２０ の動作に適するようになると、貯蔵ボトル１６から空気分配チャンバ１０８への 圧縮空気が遮断される。

従って、ダイナミックコンプレッサ２２を流れる逆流空気流が停止し、コンプレ ッサロータ部６８の空気力学的なりラッチ部外しが停止される。この直後、ダイ ナミックコンプレッサ２２の空気流が正常方向へ戻り、設計量の空気と圧力の比 をもってダイナミックコンプレッサ２２から付与される。コンブレラ小ｍ　甘” ＆　二ノノノ慣厄冷すノ校カニＪ−１４冨刷−Ｃフ１ｄＮ−ソ−なく達成される 。、補助外気圧が導入部６４内に生じるので、コンプレッサ部の空気流の正常化 により導入阻止羽根６５が開放され逆止め・計量弁８６の７ラッパ弁部材１３２ が僅かな閉鎖方向の変位と逆方向に開放される。またこのとき２位置作動器（図 示せず）を使用して、電子制御ユニット１８の制御Ｆで導入阻止羽根６５が閉鎖 位置から開放位置へと移動される。

タービンエンジン２０の電子制御ユニットモートから補助ノクワーユニット（正 常吸気）モードへの切り替えにより、燃焼器への燃料供給は燃料制御装置３２お よび電子制御ユニツ１−１８の制御下で燃料噴射ノズル１１２を経て行われる。

燃焼部２６の燃焼はこの切り替え中連続され、タービンエンジン２０からのシャ フトに伝達される馬力は後述するように殆ど完全に一定である。タービンエンジ ン２０は豊富な空気による燃焼によって常に作動され、燃料量が大の状態から空 気量が大の状態への切り替えは行われない。実際行った分析結果によれば、燃焼 充気チャンバの軸方向の空気流は電子制御ユニットモードから補助パワーユニッ トモードへの切り替えが生じると環形壁９２．１００間で逆方向に向けられ、こ の切り替えは実際上燃焼ロスを来したり、フレームアウトを減少させずに連続燃 焼を行い得ることが判明した。

これは、例えば貯蔵ボトルＩ６から供給される空気をジュールトムソン冷却せし めると２０，０００フイートの高度で且つ一１２°Ｆの積車大気条件で空気分配 チャンバ１０８の空気温度が約−７０°Ｆになる。一方補助パワーユニット動作 モードへの切り替えの際略直後に得られるダイナミックコンプレッサ２２からの 空気流は約５００°Ｆで燃焼器充気チャンバ８８に導入される、燃焼を行う空気 のこのような著しい温度上昇により燃料噴射ノズル１１２からの燃料の噴霧か助 長される。燃焼部２６への供給空気の温度の同様な上昇は切り替えを行う高度に 関係なく生じる１、一体パワーユニット１２の構造及び全体動作を上述したので 、次に第４図に簡略に示す一部パワーユニットの制御部１４８について説明する 。制御部１４８は電子制御ユニット１８の一部をなす、一体パワーユニット１２ は複数のモードで動作可能であり、第４図に示す制御部１４８はこれらの動作モ ートの各々１について上述したターボ装置の制御または電子制御ユニット動作モ ードから一部パワーユニット動作モードへの切り替えを留意する必要がある。制 御部１４８により与えられる制御機能には、電子制御ユニットモードを始動し動 作を維持する機能、一体パワーユニットモードを始動し動作を維持する機能、お よび動作が不連続の電子制御ユニット動作モートから一部パワーユニットの動作 の維持への切り替え機能が包有される。制御部＋４８は単位時間当たりの燃料重 量を示す信号Ｗ、を出力し、電子制御ユニット１８の制御下で燃料制御装置３２ により燃料が燃焼部２６へ供給される。制御部１４８の制御動作については以下 に更に詳述する。

（舅七三）号−傾１０層り級昨 電子制御ユニット始動開始には、圧縮空気を貯蔵ボトル１６からシャフトパワー 消費付属装置４６および空気量調整弁４８を経て一部パワーユニット１２の燃焼 部２６へ供給し、且つタンク１４からの燃料を燃焼部２６へ供給する必要がある 。この空気及び燃料は所定の比率で燃焼部２６へ供給され、点火されて一部パワ ーユニット１２の電子制御ユニットを始動せしめる。従って制御部１４８は制御 されるべき変数として燃焼部２６での燃焼器入口空気圧を示す信号ＣＩＰを入力 する。即ち信号ＣＥＰは一部パワーユニット１２の燃焼部２６の燃焼器充気チャ ンバ８８内の空気圧を示している１、電子制御ユニットモードで一部パワーユニ ット１２を始動する際、信号ＣＩＰのみを用いて貯蔵ボトル１６から一部パワー ユニット１２への空気供給を制御し、この空気供給を制御することにより燃料制 御装置３２を介した燃料供給を制御し得る。簡単に説明するに電子制御ユニット モードでの始動中、燃焼部２６への空気流を調整して燃焼部２６内の圧力を所定 レベル（信号ＣＩＰにより示す）にし、燃料流は空気流の圧力レベルを示す信号 ＣＩＰにのみに応動して制御され、一体パワーユニット１２の始動・加速のため の空燃比を制御する。

理解を推進するために、第５図には電子制御ユニットモートの始動および動作維 持中のタービンエンジン２０の３つの動作パラメータに関する情報が示される。

第５図の表記記号は次の文章内の、特に理解に有用である文章内に関連して示さ れろう第１のパラメータはエンジン速度（信号Ｎ％、シャフト４２の速度）で設 計速度に対するパーセンテージである。他のパラメータは燃焼器充気チャンバ８ ８内の空気圧（信号ＣＩＰ）及び１秒当たりのポンドで示される燃焼器充気チャ ンバ８８への空気供給量（信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　ＣＯＩＪＭ）である。

史に詳述するに、信号ＣＩＩ’は負の値として加算ノート１５０へ送られ、加算 ノート１５０はまたバイアスノート１５２、リミタ−１５４及びセレクタ１５６ から正の基準信号Ｐ２ｒｅｆを入力する。

セレクタ１５６は制御部１４８内の複数のセレクタの１つであり、信号Ｎ１０゜ を入力する。７各セレクタはいずれのモードでも一部パワーユニット１２の動作 開始時には零（０）状態であり、従って各セレクタが選択しＯ端子にあたえらえ る信号を出力する。信号Ｎ１ｏｏの与え方を以下に詳述するに、今は信号Ｎ１． 、。

については、一体パワーユニット１２が始動し加速して設計動作速度の１００％ かあるいは実質的に設計された所定速度のいずれかに達したことを示すステップ 関数、あるいはバイナリ信号であると理解するだけで十分である。セレクタ１５ ６の端子０での基準値はこの設計動作速度へ向かって一部パワーユニット１２が 迅速に加速するよう選択される。加算ノート１５０からの出力Ｐ、、ＥＲＲは２ 個のスケジューラ１．５８．１６０の夫々独立変数として与えられる。スケジュ ーラ１５８．１６０の下流のセレクタ１．６２により、スケジューラ１５８から の信号のみが電子制御ユニットモートで一部パワーユニット１２の始動中使用さ れる。

スケジューラ１５８は一部パワーユニツトの広い速度範囲に亙り指令信号Ａｉ＋ ”　Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭを与えるよう構成される。この速度範囲はゼロ速度から Ｎ　、、０速度までである（第５図参照）、。

ＭｑＡｌｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭはセレクタ１６３を経て直接あるいは周知の信 号条件性は装置（図示せず）を経て空気量調整弁４８への入力信号として与えら れる。同様に、信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　ＣＯＨはスケジューラ１６４へ送られ、 スケジューラ１６４は加算ノート１６６およびセレクタ１６８を経て始動中型子 制御ユニット１８の残部へ信号Ｗ、を与える。

従って、電子制御ユニットモートで一部パワーユニット１２の始動中、貯蔵ボト ル１６から遮断弁４７および空気量調整弁４８を経て燃焼部２６内へ達する制御 ループは一部パワーユニット１２自体の空気力学的な応答動作により閉じられる 。即ちスケジューラ１５８は一部バワーユニツ１−１２の始動・加速中貯蔵ボト ル１６から必要な空気流を予測し燃焼器入口での空気圧を所定値にする予測器で ある。この予測は信号ＣＩＰの特定の現在値に基づいて判断され、始動中の迅速 な加速度および一部パワーユニット１２の変化する空気量を考慮する。予測値は 分析およびテストデータに基づいており、スケジューラ１５８によりセレクタ１ ６２に与えられる信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭの値として表現される。燃焼 部２６への燃料量はスケジューラ１６４によりこの始動期間中に開ループ制御さ れる。スケジューラ１５８と同様にスケジューラ１６４は予測器である。スケジ ューラ１６４により行われる予測は燃焼器２６への空気流量に基づいて燃焼部２ ６への燃料流量を制御するよう企図される。この結果はタービン部３６へ流れた 燃焼生成物を所定温度に発生させる空燃比である。一体パワーユニット１２の始 動中、上述した空燃比の制御により、一体パワーユニットが停止状態から全速度 まで約２秒で迅速に加速出来る。この制御計画により電子制御ユニットモードで の一部パワーユニット１２の動作維持中、貯蔵ボトル１６からの貯蔵空気の使用 が節減されることは理解されよう。

制Ｈ部ｔ４ｇにはまた、シャフト４２の速度を示す信号Ｎ％が入力される。信号 Ｎ％は加算ノード１７０で基準値Ｎ１７．と比較され、エラー信号Ｎ、１、はセ レクタ１７２に与えられる。設計速度の１００％が一部パワーユニット１２によ り得られると、速度検出・信号発生部１７４が設計速度値を与える信号Ｎ％に応 答して信号Ｎ１ｎｏあるいは一部パワーユニット１２が実質的に設計速度を達成 したことを示す所定値を発生する（第５図参照）。

従って信号Ｎ１００を人力すると制御部１４８の各セレクタは状態（１）へ切り 替わる４、この状態（１）では、セレクタがその端子（１）に信号を出力する。

信号Ｎ、Ｏ０に応答して制御部１４８の各種セレクタの状態変化は開始から電子 制御ユニットモートの動作維持へ変化する一部パワーユニット１２を示し、第５ 図のパラメータで容易に認識されようつこれにより信号ＣＩＰの実際の値がセレ クタ１５６の端子（１）で変位され、制限された所定値に低下されている信号Ｐ 　２．、、と共に、加算ノート１５０に加えられる。信号Ｎ１゜。ち負荷可能信 号として電子制御ユニット１８内で使用され得、一体パワーユニット１２が負荷 な（迅速に設計動作速度まで加速され、信号Ｎ１００が発生されたとき、全電子 側聞ユニット負荷が与えられる。加算ノート１５０から出力されるエラー信号Ｎ ２１．はスケジューラ１６０で使用され、電子制御ユニットモートの一部パワー ユニット１２の動作維持中信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭとして与えられる。

与えられた負荷および航空機高度の変化により設計速度が変動したとき、スケジ ューラ１６０はこの設計速度を中心とする狭い速度範囲内で一部パワーユニット １２を制御するよう構成されている１、スケジューラ１５８の場合と同様に、ス ケジューラ１６０は設計速度近傍で必要な空気量を予測し燃焼部２６の必要な空 気圧を維持する。Ｌ述したように、スケジューラ１６４は信号Ｗ、の一部を与え 燃焼部２６の空燃比および燃焼部２６からタービン部３６へ流れる燃焼生成物の 温度を制御する。

更に、セレクタ１７２がその状態（１）へ切り替わると、エラー信号Ｎ　、　、 　、が比例コントローラ１７６、ゲイン補正スケジューラ１７８および積分コン トローラ１８０へ送られる。ゲイン補正スケジューラ１７８はエラー信号Ｎ　ｅ 、、の過渡変化に応答して高いゲイン出力信号および一部パワーユニット１２の 定常動作状態の近傍で殆どゲインのない信号を与える。）ゲイン補正スケジュー ラ１７８からの出力信号はノート１８２で比例コントローラ１７６の出力と組み 合わせられる。同様に積分コントローラ１８０からの出力信号はノート１８４で ノート１８２からの複合信号と組み合わせられる。結果としての信号ＲＰＭ・Ａ ｉｒは負の入力として通過正信号条件付は部１８６を介し加算ノード１５０に加 えられる。正の信号を通過させる条件付は装置により、信号Ｐ２ＥＲＲを減少す る信号のみが加算ノート１５０に加えられる。貯蔵ボトル１６からの空気量を減 少値に制限するこの信号ＲＰＭ−Ａｉｒは、電子制御ユニットモートの動作維持 中貯蔵ボトルからの使用空気量を節減することに加え、一体パワーユニット１２ の加速中信号Ｎ、、、の直後に空気量を迅速に遮断あるいは減少させる。燃焼部 ２６への空気を迅速に遮断することにより、設計速度を越えるオーバシュート速 度が最小限に押されられる（第５図参照）。このオーバシュート速度は信号Ｎ、 ｏｏの発生時に電子制御ユニット負荷を加えることによってもある程度抑制され る。一方、オーバシュー１・速度は所望速度より大で、制御部１４８の空気制御 部に作用する信号ＲＰＭ　−Ａｉｒによる空気量の迅速な減少を行わないと、正 常状態になるまで長時間かかることになる。またこの信号により制御部１４８内 に更に閉ループが形成される（これは更に以Ｆで説明する）。

セレクタ１７２が状態（１）へ切り替わると、エラー信号Ｎ５．。

が比例コントローラ１８８及び積分コントローラ１９０へ加えられる３、各コン トローラの出力は加算ノード１９２で加算され、更にセレクタ１９４を経て加算 ノート１６６に信号Ｎｃ。、７や１．とじて与えられる。スケジューラ１６４か らの信号＾ｉｒ　−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭと共に信号Ｎｃ、、ｔ〜ｒｔｅｌは一部 パワーユニット１２の電子制御ユニットモートの動作維持で信号Ｗ２を発生する 。従って、電子制御ユニット動作の始動フェーズに対比し、維持フェーズにより 二重閉ループ制御が使用される。即ち信号ＣＩＰから遮断弁４７および空気量調 整弁４８を経る空気量の制御ループは、例えば始動フェーズで一部パワーユニッ ト１２の空気力学的な応答により閉にされる。また信号Ｎ％から信号Ｗ、または 空気量の燃焼部２６への制御ループは加わる負荷に応じた一部パワーユニット１ ２の速度応答により閉にされる。最後に、これら閉ループは信号ＲＰＭ−Ａｉｒ の選択値により互いに連係され、これにより貯蔵ボトル１６からの空気使用量が 節減され、同時に始動・加速終了時の、一体パワーユニット１２の加速中に設計 速度が得られるときのオーバシュート速度が最小限に押さえられる。

一部パワーユニットモートでの一部パワーユニット１２の始動及び動作は概して エアタービンスタータを備える周知の補助パワーユニットの始動と同様に行われ る。この始動には更に、セレクタ１６３に状態（０）命令を加える必要があり、 従って遮断弁４７が開放されない。またセレクタＩ６８への状態（０）命令を加 えることにより、信号Ｗ、が加算ノード１９６から確実に引き出される（以下に 詳述する）。次に電子制御ユニット１８の制御下で弁５４が開放され、圧縮空気 が貯蔵ボトル１６からエアタービンスタータ５６へ送られる。エアタービンスタ ータ５６により一部パワーユニット１２はその動作速度まで加速される。はぼ約 １０％動作速度で燃焼部２６への燃料流が周知のスパーク点火器（図示せず）の 動作と共に点火され、燃焼部２６内での燃焼が開始（ｌｉｇｈｔ　ｏｆｆ）され る。その後エアタービンスタータ５６からのトルクおよびタービン部３６に作用 する燃焼ガスからのエネルギが連続発生され、一体パワーユニット１２がその設 計速度まで加速される。設計速度以下の所定速度で、弁５４が閉鎖され、エアタ ービンスタータ５６からのトルクの供給が遮断される。その後、一体パワーユニ ット１２はそれ自体の動力によりその設計速度まで加速される。

制御部１４８には上述のように信号Ｎ％が入力される。この信号Ｎ％は導入部６ ４での外気温度を示す信号Ｔ１と共にＡｃｃｅ　１スケジユーラ１９８に加えら れる。Ａｃｃｅ　ｌスケジューラ１９８は一部パワーユニットにより吸入される 外気の温度及びその動作速度に応じて一部パワーユニット１２の加速中燃料量に 変更を与える１、燃料量の変更は導入部６４での外気圧を示す信号Ｐ１を入力す るスケジューラ２００により更に遂行される。

燃焼部２６内の燃焼点近傍での燃料供給を正確に制御するため、廃棄ガス温度を 示す信号ＥＧＴがＬｉｔｅ　−Ｏｆｆスケジューラ２０２に加えられる。信号Ｅ ＧＴはまたスケジューラ２０６からの負の信号値と共に加算ノート２０４へ加え られる１、スケジューラ２０６は信号Ｎ％を入力し加算ノート２０４ヘトリミン グ信号を出力する４、加算ノード２０４からの信号はリミタと値比較器からなる リミタ・比較ネットワーク２０８に加えられ、その出力はセレクタ２１０を経て 加算ノード１９６に負の値として与えられる。７セレクタ２１０から加算ノート １９６に与えられる信号は一部パワーユニット１２内、特にタービン部３６内で の温度での始動及び温度過渡速度を制御する。

更に、制御部１４８には速度制御チャネル２１２が包有され、速度制御チャネル ２１２はセレクタ２１４が信号Ｎ　、、０およびエラー信号Ｎ６１、を入力した とき付勢される。速度制御チャネル２１２には比例コントローラ２１６及び積分 コントローラ２１８が包有される。セレクタ２２０により制御されるバイアス入 力により上述したスケジューラからの制御信号は確実に信号Ｎ１ｏｏの罰にセレ クタ２２２及びセレクタ２２４により選択される。即ち速度制御チャネル２１． ２からの出力が阻止され、信号Ｎ、。。が得られるまで効果を果たさない、信号 Ｎ　、。、が得られると一部パワーユニット１２は動作維持状態へ変化する（こ れはについて電子制御ユニットに関し上述した）。即ち全てのセレクタはその状 態（１）にセットされているので、速度制御チャネル２１２からの信号により信 号Ｎ％に応動して信号Ｗ、−が与えられる。

一体パワーユニット１２は、電子制御ユニットモードで始動し電子制御ユニット の維持動作を達成し、更に補助パワーユニット動作へ移項することにより、補助 パワーユニットモードを動作させるため始動されることは当業者には理解されよ う。補助パワーユニットによる一部パワーユニット１２の始動によって制御弁５ ４およびエアタービンスタータ５Ｇが不要になる。またパワー分配ギアホックス ４４が、エアタービンスタータ５６と関連するギア列が不要になるのでより小さ く、軽量で安価に出来る。

一部パワーユニット１２が電子制御ユニットモードで始動され（信号Ｎ、ｏｏに より示される）設計動作速度を実質的に達成した後、一体パワーユニットは航空 機が高度を下げ切替が容易になると、補助パワーユニットモードへ切り替えられ 得ることは理解されよう、換言するに航空機の高度が十分に下げられ、タービン エンジン２０の設計速度でダイナミックコンプレッサ２２が貯蔵ボトル１６から の空気を供給することなく、燃焼部２６で一部パワーユニットへの負荷を維持す るに必要な空気量および圧力を与えることが可能な構成をとる必要かある。。

この切り替えは手動入力または自動入力、例えば航空機のエアデータコンピュー タからのデータに基づく入力に応動して行われる。いずれの場合でも電子制御ユ ニットモートから補助パワーユニットモートへの切り替えはセレクタ１６３．１ ６８に状態（０）入力を与えることにより制御部１４８内で行われる。

セレクタ１６３の（０）状態により遮断弁４７および空気量調整弁４８からの開 放信号Ａｉｒ　−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭが単に除去されることは第４図から理解さ れよう。遮断弁４７は迅速に動作し通常閉位償にある２位置弁であり、入力信号 を入力することによって全開動作される。空気量調整弁４８は緩徐に応動し通常 開位置にある調整弁であり、信号Ａｉ＋”　Ｆｕｅｌ　ＣＯＭ旧こ応動して一部 閉鎖され、貯蔵ボトル１６から燃焼部２６への空気量が制御される。

従って、（０）命令がセレクタ１６３に加えられると単に閉鎖され、貯蔵ボトル １６から一部パワーユニット１２への圧縮空気の供給が停止される。同様にセレ クタ１６８が（０）状態になると、スケジューラ１６４からの信号がセレクタの 出力から除去され加算ノード１９６からの信号と置き換えられる。即ち信号Ｗ、 は（０）命令がセレクタ１６８に加えられると加算ノード１９６から引き出され る。

第６図を参照するに、点線２２６は（０）状態命令がセレクタ１６３．１６８に 加えられる時間を示すことは第４図の説明から理解されよう。信号Ａｉｒ−Ｆｕ ｅｌ　ＣＯＭＭＩよ直ぐに零まで降下し、実際図示したパラメータ曲線は遮断弁 ４７の閉鎖曲線を示している。この弁の閉鎖動作はステップ関数に近似にされ約 １／４秒の期間を有していることは理解されよう。貯蔵ボトル１６から一部バ７ −ユニットへの空気流の急激な遮断、僅かに存在する逆流によりダイナミックコ ンプレッサ２２のクラッチ部を空気力学的に外す際に必要である３導入阻止羽根 ６５が移動され作動器によりラッチされるとき、セレクタ１６：’（、１６８へ の（０）状態命令も用いて導入阻止羽根６５の開放が指令される。

従ってダイナミックコンプレッサ２２は外気の吸入を開始し、コンプレッサ内の 空気はその正常方向へ流れる。っ逆止め・計量弁８６はダイナミックコンプレッ サ２２からのこの流れにより開放され、燃焼部２６はダイナミックコンプレッサ ２２からのその空気量の全ての導入を開始する。点線２２６に続（パラメータ６ １２曲線は圧力増加を示し、これはダイナミックコンプレッサ２２が高度変化で 必要な流量及び圧力比で供給を行い、補助パワーユニットモードへの切替前に空 気力学的にクラッチ部を外すことにより圧力増加が抑止されることを示している 。。

一体パワーユニット１２の動力の出力降下は実質的にないことが理解されよう。

即ち信号Ｎ％のパラメータ曲線は電子制御ユニットモートから補助パワーユニッ トモードへの切す替え中その１．００％俄からそれ程変位されない。

第６図には更に、燃料量、廃棄ガスの温度（これから信号ＥＧＴが誘導される） および燃焼部２６からタービン部３６へ流れる燃焼生成物の温度をそれぞれ示す 信号Ｗ１、ＥＧＴおよびターヒン入口温度に関するパラメータ曲線が示されてい る。各位は、ダイナミックコンプレッサ２２のクラッチ部が外されるとき、電子 制御ユニットモードから補助パワーユニットモードへ切り替わる際増加し、ター ビン部３６がダイナミックコンプレッサ２２を駆動するために大きな馬力が必要 となる事は理解されよう。以上実施例に沿って説明したが、クラッチ部を外した 約６馬力から一１２°Ｆで高度２０にでの設計速度における約１５８馬力へダイ ナミックコンプレッサ２２の馬力吸収が変化し、一体パワーユニット１２のシャ フトの動力出力は切り習え前の電子制御ユニットモードおよび切り替え後の一部 パワーユニットモードの両方で実質的に一定の２００馬力にされる。

本発明は特に好ましい１実施例に沿って説明したが、本発明はこの実施例に限定 されるものではなく、本発明の定義を与える添付のクレームの精神および範囲に よってのみに限定される。

す〜　０ １、）１１′１〉 「−一 １　Ｎ′００　也　〇 へ噛　寸７■幻　ｎｖ ン ・　１　雇う や１ト：ｉ Ｌ”ＩＩ’ １−−−−−−−−一土」　か− 寸 補正書の写しく翻訳文）提出書 （特許法第１８４条の８） 平成４年３月１９日

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. １．内部に燃焼充気室を区画する境界壁と、燃焼充気室内に受容され内部燃焼空 間を区画する多孔を有した燃焼ライナと、燃焼可能な燃料を内部燃焼空間内に供 給する燃焼供給装置と、燃焼充気室内に開口し第１の供給源と連通し且つ第１の 供給源から圧縮空気を受容する第１の入口部と、燃焼充気室と連通し第１の供給 源とは別の第２の供給源と連通し且つ第２の供給源から圧縮空気を受容する第２ の入口部とを備え、更に第２の供給源から第２の入口部を経て圧縮空気を受容す る空気分配チヤンバと、空気分配チヤンバから燃焼充気室へ圧縮空気を運搬させ る空気運搬装置とを包有してなるタービンエンジンの燃焼装置。
2. ２．空気運搬装置には燃焼充気室と空気分配チヤンバとの間に配置され空気分配 チヤンバから燃焼充気室へと連通する多孔壁が包有されてなる請求項１記載の燃 焼装置。
3. ３．燃焼充気室は環形で軸方向に長手に形成され、第１の入口部は燃焼充気室の 一方の軸端部に配設され、空気分配チヤンバは環形であり長手の燃焼充気室の端 部に第１の入口部と反対側において境界壁内に配置されてなる請求項１記載の燃 焼装置。
4. ４．燃焼供給装置には円周方向に配設された複数の燃料供給ノズルが包有され、 各燃料供給ノズルは空気分配チヤンバを架橋する軸方向に延びた長手の部分を有 してなる請求項３記載の燃焼装置。
5. ５．第１の供給源から燃焼器内に第１の圧縮空気流を送る工程と、燃料を第２の 圧縮空気流と混合し空気・燃料混合流を与える工程と、第２の圧縮空気流を第２ の供給源から燃焼器内に送る工程と、第２の圧縮空気流と燃料を混合して空気・ 燃料混合流を与える工程と、空気・燃料混合流を燃焼して高温の圧縮燃焼生成物 流を与える工程とを包有してなる、タービンエンジンの燃焼器を動作させる方法 。
6. ６．更に、空気を第１の供給源から燃焼器内に流路に沿い第１の方向に送る工程 と、空気の一部を第２の供給源から燃焼器内に流路に沿い第１の方向と反対方向 に送る工程とを包有してなる請求項５記載の方法。
7. ７．第１の圧縮空気流を燃焼器内に分配する工程と、第１の空気流の燃焼器内へ の分配と実質的に同時に第２の圧縮空気流を燃焼器内へ供給開始する工程と、燃 料供給ノズルを用いて燃料と第１の空気流とを混合する工程と、燃料供給ノズル を用いて燃料と第２の空気流とを混合させる工程とを包有してなる請求項５記載 の方法。
8. ８．内部に燃焼空間を区画し内部で圧縮空気流と燃料流とを混合して燃焼を維持 し燃焼空間の出口部から高温の圧縮燃焼生成物流を送出する燃焼生成装置を備え 、燃焼空間を区画する燃焼生成装置は更に燃焼空間に通じる複数の空気流入路を 区画する壁装置と燃料流と空気流とを燃焼室間内で混合する燃料供給装置と、燃 焼空間を区画する装置と囲繞するよう圧縮空気充気室を区画する装置とが包有さ れ、空気充気室を区画する装置は第１の供給源からの圧縮空気を受容する第１の 空気入口部と第２の供給源から圧縮空気流を受容する第２の空気入口部とを有し 、燃焼空間を区画する装置は環形をなし、壁装置により環形空間の一端部からそ の反対の端部へ向かつて軸方向に空気流が送られ出口部に向かつて軸方向内側へ 送られてなるタービンエンジンの燃焼器。
9. ９．圧縮空気充気室も環形であり一端部で半径方向内側及び半径方向外側並びに 軸方向に囲繞し、第１の空気入口部は充気室の第１の端部に配置され燃焼空間の 半径方向外側の充気室と連通され軸方向に一端部へ第１の方向に且つ第１の方向 と反対方向に燃焼空間の半径方向内側へ第１の端部へと第１の空気流を送り、第 ２の空気入口部は充気室の他方端部に配置され燃焼空間の一方端部での第２の空 気流を充気室の第１の端部へ燃焼室間の半径方向内側および半径方向外側へ且つ 第１の方向と反対方向に送り、燃焼空間と第２の空気入口部との間に多孔空気分 配壁が配置され、空気分配壁により空気充気室が第１の入口部と直接連通する第 １の部分と第２の空気入口部と直接連通する空気分配用の第２の部分とに分けら れてなる請求項８記載の燃焼器。
10. １０．半径方向に離間され環形の第１の対をなす同軸の壁部と、半径方向に離間 され環形の第２の対をなす同軸の壁部と、軸方向に離間され半径方向および円周 方向に延びる一対の壁部と、充気室の他方端部で開口する第２の入口部と、半径 方向および円周方向に延びる多孔空気分配壁部とを備え、第１の対をなす同軸の 壁部は夫々断面がＪ状をなすと共に多孔であり、第１の対をなす同軸の壁部間に それらを連結する半径方向および円周方向に延びる多孔の燃焼器ドーム壁が配設 され、第１の対をなす同軸の壁部と燃焼器ドーム壁とが協働して断面がＪ状で軸 方向及び半径方向内側へ延びる環形の燃焼流路が区画され、燃焼流路は第１の対 をなす同軸の壁部および燃焼器ドーム壁により区画される複数の入口部から燃焼 器構造体の単一で半径方向内側の環形出口部へ向かつて延設されており、第２の 対をなす同軸の壁部がそれぞれ第１の対をなす同軸の壁部の半径方向内側および 半径方向外側へそれぞれ離間され、一対の壁部はそれぞれ第２の対をなす同軸の 壁部間において協働して延び燃焼流路、第１の対をなす同軸の壁部および燃焼器 ドーム壁の全てを囲繞する長手で環形の圧縮空気充気室を区画し、これらの壁部 は協働して空気充気室および軸方向および円周方向に延びる第１の入口開口部を 区画し、第１の入口開口部が充気室に対し第２の対をなす同軸の壁部の半径方向 外側の壁部近傍の充気室の端部において開口し、空気分配壁部は空気充気室を区 画する協働する壁部内に配置され、空気充気室と第２の入口部と直接連通する円 周空気分配チヤンバとに区分され、燃焼流路内に燃焼可能な燃料を導入する燃焼 装置が燃焼充気室の外側から内側へ向かつて延設されてなるタービンエンジンの 燃焼器構造。