JP2006336652A - ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の推進及び補助動力用として使用するガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン組立体(10)は、ファン(14)と該ファンの下流のコアエンジン(13)と複数の抽気位置(124,122,120)とを含む推進ガスタービンエンジン(11)と、推進ガスタービンエンジンに流れ連通状態で結合された調整弁(100)と、動力を発生するために使用される補助エンジン(12)とを含む。補助エンジンは、タービン(44)と入口とを含む。入口は、調整弁に流れ連通状態で結合されて、推進エンジンに流入した空気流(30)の一部分を補助エンジンで使用するために抽気するようにしまた調整弁が推進エンジンから補助エンジンへの空気流(54)の流れを制御するようにする。調整弁は、複数の抽気位置の少なくとも２つから空気流を抽気するように選択的に作動可能である。
【選択図】 図２

Description

本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、航空機の推進及び補助動力用として使用するガスタービンエンジンを運転するための装置に関する。

一般的にガスタービンエンジンは、空気を加圧するための圧縮機を含む。加圧された空気は、燃料と混合されて燃焼器に導かれ、燃焼器において燃料／空気混合気は燃焼室内で点火されて、高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは、タービンに導かれ、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に動力を供給すると共に、有用な仕事を行う。その後、排気ガスは排気ノズルを通して吐出され、従って反動推進力を発生する。

最新の航空機では、油圧及び電気負荷が増大してきている。飛行コンピュータ、通信機器、ナビゲーション機器、レーダ、環境制御システム、最新式ウェポンシステム及び防御システムが航空機に組合わされるので、ガスタービンエンジンの要求電気負荷が増大している。飛行制御装置、ポンプ、アクチュエータ及びその他の補機が航空機に組合わされるので、ガスタービンエンジンの要求油圧負荷が増大している。少なくとも一部の公知の航空機内部では、機械的シャフト出力を用いて油圧ポンプ、発電機及びオルタネータに動力を供給する。より具体的には、電気及び油圧機器は一般的に、タービンに結合されたシャフトによって駆動される補機ギヤボックスに結合される。付加的電力又は油圧出力が必要な場合には、所定の最大温度及び／又は出力運転レベルに達するまで、付加的燃料が燃焼器に加えられる。

高度が増すにつれて空気濃度が希薄になるので、航空機をより高い高度で飛行させた場合、エンジンは、該エンジンがより低い高度で発生することができるのと同じシャフト出力を発生するためにはより強力に働かなければならない。仕事量が増大した結果として、タービンは高い作動温度で運転されることになり、エンジンの所定の運転限度値を超えるのを防止するためにシャフト出力を制限するか又は減少させ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内部では、さらに電力及び油圧出力が、補助動力装置（ＡＰＵ）によって発生される。ＡＰＵは、航空機に推力を供給するガスタービンエンジンから独立して運転される小型ターボシャフトエンジンである。より具体的には、ＡＰＵの運転もまた、空気濃度によって影響を受け、さらに所定の温度及び性能限界値によって運転を制限されるので、ＡＰＵは一般的に、航空機が地上にある場合又は航空機が飛行中である間の緊急状況の場合にのみ運転される。

１つの態様では、ガスタービンエンジン組立体を提供する。本ガスタービンエンジン組立体は、少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンと、調整弁と、動力を発生するために使用される補助エンジンとを含む。推進ガスタービンエンジンは、ファンと、該ファンの下流のコアエンジンと、複数の抽気位置とを含む。調整弁は、各推進ガスタービンエンジンに流れ連通状態で結合される。補助エンジンは、少なくとも１つのタービンと、入口とを含む。入口は、調整弁に流れ連通状態で結合されて、推進エンジンに流入した空気流の一部分を補助エンジンで使用するために抽気するようにしまた調整弁が推進エンジンから補助エンジンへの空気流の流れを制御するようにする。調整弁は、複数の抽気位置の少なくとも２つから空気流を抽気するように選択的に作動可能である。

別の態様では、推進ガスタービンエンジンと調整弁と少なくとも１つの補助エンジンとを含む航空機用ガスタービンエンジン組立体を提供する。推進ガスタービンエンジンは、コアエンジンと排気口とを含む。コアエンジンは、少なくとも１つのタービンを含み、推進ガスタービンエンジンは、航空機の推力を発生するために使用される。調整弁は、推進ガスタービンエンジン内部に形成された複数の空気流抽気源の少なくとも１つに流れ連通状態で結合される。補助エンジンは、入口と少なくとも１つのタービンと排気口とを含む。入口は、推進エンジンを通って流れる空気流の一部分が該少なくとも１つの推進エンジンから選択的に抽気可能でありかつ動力を発生させるために補助エンジンに導かれるように調整弁に流れ連通状態で結合される。

さらに別の態様では、ガスタービンエンジン組立体を組み立てる方法を提供する。本方法は、少なくとも１つのタービンを備えたコアエンジンを含む少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンを準備するステップと、推進ガスタービンエンジンの運転時に推進ガスタービンエンジンに流入した空気流の少なくとも一部分が該推進ガスタービンエンジンから抽気されかつ動力を発生させるために補助エンジンに導かれるように、補助エンジンを推進ガスタービンエンジンに結合するステップと、推進ガスタービンエンジンから補助エンジンへの空気流の流れを制御するように調整弁を推進ガスタービンエンジンに流れ連通状態で結合して、調整弁が推進ガスタービンエンジンからの空気流の抽気位置を制御するように選択的に作動可能であるようにするステップとを含む。

図１は、推進ガスタービンエンジン１１と後でより詳細に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とを含むガスタービンエンジン組立体１０の例示的な概略図である。より具体的には、ガスタービンエンジン組立体１０は、後でより詳細に説明するように、シャフト出力と航空機（図示せず）の推進力とを発生するのを可能にする。

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と低圧タービン組立体２０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）と高圧タービン１８とを含む。ファン組立体１４とタービン２０とは、第１のシャフト２２によって結合され、また圧縮機１６とタービン１８とは、第２のシャフト２３によって結合される。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ティ所在の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。

運転中、矢印３０で表す入口空気がファン組立体１４に流入し、ファン組立体１４において空気は加圧され、矢印３１で表すように、高い圧力及び温度でコアエンジン１３に向けて、より具体的には高圧圧縮機１６に向けて下流方向に吐出される。１つの実施形態では、エンジン１１はバイパスダクト（図示せず）を含み、ファン組立体１４から吐出された空気３１の一部分がさらに、コアエンジン１１ではなくバイパスダクト内にも導かれるようになっている。

高度に加圧された空気３５は燃焼器（図示せず）に送られて、燃焼器内において、加圧空気３５は燃料と混合されかつ点火される。燃焼ガスは、タービン１８及び２０を回転させ、これらタービン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。この例示的な実施形態では、コアエンジン排気３２は、エンジンから吐出されて、ガスタービンエンジン組立体１０による推進力を発生する。この例示的な実施形態では、コアエンジン排気３２は、該コアエンジン排気口３２及び補助エンジン排気口８０に流れ連通状態（流体が流通可能な状態）で結合された可変面積バイパスインジェクタ８２に導かれる。別の実施形態では、コアエンジン排気３２は、該コアエンジン排気口３２に流れ連通状態で結合された混合ダンパ（図示せず）に導かれる。さらに別の実施形態では、コアエンジン排気流及びファン空気は、補助エンジン排気口８０から別々に吐出されて推力を発生する。

補助動力エンジン１２は、後でより詳細に説明するように、エンジン１１に流れ連通状態で結合され、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のシャフト４３によって結合されて、燃焼ガスがタービン４４を回転させると、タービン４４は圧縮機４２を駆動するようになる。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のシャフト４８を含み、第２のシャフト４８が、航空機で用いるための矢印４９で表すシャフト出力を供給する。出力４９は、それに限定されないが、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ために用いることができる。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ティ所在のGeneral Electric Companyから購入可能でありかつ本発明に従って改造した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。

補助ダクト配置（図示せず）は、補助動力エンジン１２をエンジン１１に結合して、コアエンジン１３に向かって流れる空気３１の一部分を補助動力エンジン１２に導くことを可能にする。より具体的には、矢印５２で表す補助空気流は、コアエンジンタービン１８の上流位置でコアエンジン１３から抽気される。この例示的な実施形態では、空気流５２は、高圧圧縮機１６から抽気され、補助エンジン圧縮機４２に向かって送られる。別の実施形態では、補助動力エンジン１２は、一対のエンジン１１に流れ連通状態で結合されて、各エンジン１１から高圧空気流５４を受ける。さらに別の実施形態では、一対の補助動力エンジン１２は、単一のエンジン１１に流れ連通状態で結合されて、両方ともエンジン１１から高圧空気流５４を受ける。より具体的には、この例示的な実施形態では、圧縮機１６は多段圧縮機であり、空気５２は、補助エンジン１２の圧力、温度及び流量要件に基づいて何れかの圧縮機段において抽気することができる。別の実施形態では、空気５２は、圧縮機１６の下流で抽気される。さらに別の実施形態では、空気５２は、圧縮機１６の上流で抽気される。１つの実施形態では、圧縮機１６内に流れ込む空気のおよそ最大１０％又はそれ以上までが、補助エンジン１２で用いるために抽気される。さらに別の実施形態では、空気５２は、それから抽気することに限定されないが、ブースタ中間段、ブースタ吐出口、ファン中間段、ファン吐出口、圧縮機入口、圧縮機中間段又は圧縮機吐出ブリードポートの何れかから抽気される。別の実施形態では、ファン１４内に流れ込む空気のおよそ最大１０％又はそれ以上までが、補助エンジン１２で用いるために抽気される。

別の実施形態では、エンジン１１は、加圧又は圧縮空気を補助動力エンジン１２に供給する。例えば、１つの実施形態では、航空機客室に供給された加圧空気は、航空機環境制御システム内で用いた後に補助動力エンジン１２に送られる。さらに別の実施形態では、補助動力エンジン１２は、エンジン１１からの空気流と周囲空気流とを混合したものを受ける。

補助エンジン１２に向かって導かれる補助空気流５４は、ガスタービンエンジン組立体１０に流入する空気流３０よりも高圧かつ高温である。さらに、補助空気流５４は、ガスタービンエンジンエンジン組立体１０に流入する空気流よりも高い圧力及び温度になっているので、空気流５４の濃度は、より低い高度において補助エンジン１２に流入する空気流の濃度にほぼ同じである。従って、補助エンジン１２の出力は、コアエンジン１１の運転時における入口空気の濃度に比例するので、補助エンジン１２は、より低い高度において補助エンジン１２によって得られるのとほぼ同じ運転及び性能特性でより高い高度において運転可能である。例えば、Ｆ１１０／Ｆ１１８型系列のエンジンで使用した場合には、補助エンジン１２は、該補助エンジン１２が独立して海水準において運転しているとした場合に得られるのとほぼ同じ馬力及び運転特性を３００００〜４００００フィートの高度において発生する。従って、運行飛行高度において、コアエンジン１１から取り出した比較的少量の高圧空気で、補助動力エンジン１２は、海水準における運転において該補助動力エンジン１２から得られる出力レベルと同様の出力レベルを出力することが可能になる。

この例示的な実施形態では、補助空気流５２は、補助エンジン圧縮機４２に供給される前に中間冷却器６０を通って導かれる。中間冷却器６０は、互いに熱伝達状態になった２つの空気流（図示せず）を有し、最小の圧力損失で多量のエネルギーを熱として交換するように設計されている。この例示的な実施形態では、補助空気流５２は熱源であり、第２の空気流がヒートシンクとして用いられる。１つの実施形態では、第２の空気流は、ファン吐出空気流である。別の実施形態では、第２の空気流は、エンジンナセルを通して送られ、機外に吐出される前に中間冷却器６０を通過する周囲空気流である。より具体的には、中間冷却器６０を通って流れる他の空気流の温度が熱の伝達により上昇するにつれて、補助空気流５４の作動温度を中間冷却器６０内部で低下させることが可能になる。別の実施形態では、タービンエンジン組立体１０は、中間冷却器６０を含まない。

中間冷却器６０は、流量を増加させないでまた現存のタービンハードウェアを変更しないで、補助動力エンジン１２に供給されるブリード空気５４の１ポンド当たりの出力量を増大させることを可能にする。制御システム６２は、発電機制御システム（図示せず）に結合されて、補助動力エンジン１２の運転速度を調整するのを可能にする。１つの実施形態では、制御システム６２は、可変流路面積絞り弁６１を制御することによってエンジン１２に供給される入口空気５２を絞り、且つ／又は可変流路面積出口ノズル６３又は可変面積バイパスインジェクタ８２を制御することによってエンジン背圧を制御して、補助動力エンジン１２の運転を制御することを可能にする。

補助動力エンジン１２からの排気空気流８０は、コアエンジン１３から吐出された排気流３２の吐出圧力とほぼ同じ吐出圧力で、コアエンジン排気３２に向かって流れるようになっている。具体的には、この例示的な実施形態では、補助エンジン排気空気流８０は、可変面積バイパスインジェクタ８２を通して送られ、可変面積バイパスインジェクタ８２が、コアエンジン１３から流出した排気流３２を補助エンジン排気空気流８０と混合するのを可能にする。より具体的には、この例示的な実施形態では、排気空気流８０は、推進コアエンジンノズル（図示せず）の上流でコアエンジン排気流３２に再導入される。混合された排気流８６は、次にエンジンノズル（図示せず）を通して吐出される。別の実施形態では、排気空気流８０は、コアエンジン排気流３２と混合されるのではなくて、排気流３２とは独立して吐出される。

従って、補助動力エンジン１２は、運転した場合に、航空機内部で用いるためのシャフト出力発生量を増大させるのを可能にする。より具体的には、補助動力エンジン１２は、シャフト出力を発生するように選択的に運転可能であるので、補助動力エンジン１２は必要な場合にのみ用いることができ、従って航空機の燃料節約を可能にする。加えて、ガスタービンエンジン組立体１０の設計は、補助動力エンジン１２を推進ガスタービンエンジン１１とは独立して運転することを可能にするので、補助動力エンジン１２の運転速度は、コアエンジン１１の運転速度の影響を受けない。そのため、補助動力エンジン１２は、コアエンジン１１の非運転期間の間に運転することが可能であり、さらに、エンジン１１の運転を開始するために必要な動力を供給するのに用いることもできる。

補助動力エンジン１２の運転は、必要に応じて空気流５２を抽気することによって、高度、インストレーション又は変形の影響を克服することができるようにエンジン１１のサージマージンを向上させるのを可能にする。さらに、高圧抽気を排除することによって、補助動力エンジン１２はまた、大きな動力を発生している間のコアエンジン１１の運転性能を向上させることも可能にする。加えて、推進ガスタービンエンジン１１及び補助動力エンジン１２の油圧機械的又はディジタル制御は、相互の運転状態及び性能パラメータ値（圧力、温度、ＲＰＭ等）を相互に交換できるように構成される。

図２は、ガスタービンエンジン組立体１０の別の実施形態の部分概略図である。具体的には、図２に示すエンジン組立体は、後でより詳細に説明する幾らかの構成要素の変更を除いて、図１に示すのと同一のエンジン組立体である。従って、図２においては、図１に示した構成要素と同一である図２に示す構成要素は、図１で使用したのと同一の参照符号を用いて特定する。より具体的には、図２に示す実施形態では、エンジン組立体１０は、補助動力エンジン１２に向けて導かれる空気流５４を制御するのを可能にする制御弁組立体１００を含む。

この例示的な実施形態では、制御弁組立体１００は、制御システム６２に作動可能に接続され一対の調整／制御弁１０２及び１０４を含む。具体的には、この例示的な実施形態では、制御弁１０２は、低圧源制御弁であることが分かり、また制御弁１０４は、高圧源制御弁であることが分かる。弁１０２及び１０４は、後でより詳細に説明するように、協働して作用して、補助動力エンジン１２に導かれる補助空気流５４の温度、密度及び／又は圧力を制御するのを可能にする。

制御弁組立体１００は、動力エンジン１２に導かれる空気流５４が該弁組立体１００を通って送られるように、推進ガスタービンエンジン１１と補助動力エンジン１２との間に流れ連通状態で結合される。この例示的な実施形態では、逆流制御装置１０６が、推進ガスタービンエンジン１１と低圧源制御弁１０２との間に結合されて、制御弁組立体１００から推進ガスタービンエンジン１１に向かう逆流を阻止するのを可能にする。この例示的な実施形態では、制御装置１０６は、それであることに限定されないが、チェック弁組立体である。さらに、この例示的な実施形態では、制御弁組立体１００は、推進ガスタービンエンジン１１と制御弁１０４との間に中間冷却器６０が流れ連通状態で結合されるようにして、推進ガスタービンエンジン１１に流れ連通状態で結合される。

上で説明したように、制御弁組立体１００は、該弁組立体１００、より具体的には弁１０２及び／又は１０４が補助動力エンジン１２に導かれる空気流５４を制御するために選択的に作動するように、制御システム６２に作動結合される。さらに、後でより詳細に説明するように、エンジン運転時に制御システム６２は、空気流５４の抽気位置を制御するのを可能にし、従って圧力、密度及び補助動力エンジン１２に導かれる空気流５４を制御するのを可能にする。従って、制御弁組立体１００は、空気流５４の供給圧力、温度及び密度を最適化するのを可能にし、従ってエンジン１２に関連する性能悪化条件を最低にしかつ出力４９を最大にするのを可能にするように選択的に調整することができる。

例えば、低い高度での運転時には、制御システム６２は、空気流５４がエンジン１２に導入される前にチェック弁１０６及び低圧制御弁１０２を通って流れるようにして、補助動力エンジン１２が、それに限定されないが、例えばファン吐出空気のような低圧抽気源から空気流を受けるのを保証するように作動可能である。高い高度での運転時には、制御弁組立体１００は、空気流５４がエンジン１２に導入される前に中間冷却器６０及び高圧制御弁１０４を通って流れるようにして、補助動力エンジン１２が、それに限定されないが、例えば圧縮機吐出空気のような高圧抽気源から空気流を受けるのを保証するように調整される。中間の高度での運転時には、空気流５４が高圧及び低圧抽気源から弁１０２及び１０４を通って混合されるようにして、補助動力エンジン１２は、中間圧力の空気流５４を受けるようにすることができる。

制御システム６２は、幾つかの因子及び／又はエンジン運転条件に基づいて、補助動力エンジン１２が低圧力／低温度／低密度空気流、高圧力／高温度／高密度空気流又は中間圧力／中間温度／中間密度空気流を受けることができるように制御弁組立体１００を制御するのを可能にする。１つの実施形態では、そのような因子は、それを含むことに限定されないが、補助エンジン運転性、補助エンジン出力に対する要求、推進ガスタービンエンジンの運転性及び／又は推進ガスタービンエンジン効率を含むことができる。

補助動力エンジン１２を低圧力／低温度／低密度空気流源で運転することが望ましい場合には、そのような空気流１２２は、推進ガスタービンエンジン１１内部の複数の異なる抽気位置から抽気することができる。例えば、ファン１４は多段圧縮機であり、ファン中間段ブリード空気１２４は、補助エンジン１２の圧力、温度及び流量要件に基づいて何れかのファン段から抽気することができる。さらに、そのような空気流は、ブースタ吐出空気、ブースタ中間段ブリード空気又はコア駆動ファン吐出空気としてファン１４の下流の何れかの位置から抽気することができる。そのような空気のためのその他の別の抽気源は、それを含むことに限定されないが、ファン吐出空気３１又はファン中間段ブリード空気１２４を含むことができる。さらに、さらに別の実施形態では、低圧力／低温度／低密度空気流源として周囲空気を使用することができる。

補助動力エンジン１２を高圧力／高温度／高密度空気流で運転することが望ましい場合には、そのような空気流５２は、推進ガスタービンエンジン１１内部の複数の異なる抽気位置から抽気することができる。例えば、前に説明したように、圧縮機中間段ブリード空気１２０は、補助エンジン１２の圧力、温度及び流量要件に基づいて何れかの圧縮機段から抽気することができる。さらに、そのような空気流は、ブースタ吐出空気、ブースタ中間段ブリード空気又はコア駆動ファン吐出空気として圧縮機１６の上流の何れかの位置において抽気することができる。

制御弁組立体１００は、補助動力エンジン１２の運転自由度及びガスタービンエンジン組立体１０の全体効率を高める。具体的には、制御弁組立体１００は、補助動力エンジン１２を推進ガスタービンエンジン１１から独立して運転することを可能にする。さらに、弁１０２及び１０４は、選択的に作動可能であるので、補助動力エンジン１２への空気流は、供給圧力、温度及び密度を最適化し、従って性能悪化条件を最低にしかつ出力４９を最大にするのを可能にするように調整することができる。加えて、制御弁組立体１００を選択的に作動させることにより、低い性能悪化条件時に低い高度において又は補助出力４９の量を低下させることが必要な場合に、低圧空気を使用することが可能になり、また高い高度において又は出力４９を増大させることが要求される場合に、高圧空気を使用することが可能になる。さらに、補助エンジン空気供給量もまた、推進エンジン入口ガイドベーン、可変静翼及び可変面積パイパスインジェクタ８２と連携させて選択的に調整して、ストールマージンを増大させること及び運転性を向上させることが可能になり、また性能悪化条件及び燃料燃焼量を低下させることが可能になる。

上述の調整制御弁組立体は、費用効果がありかつシャフト出力発生量及びタービンエンジン運転効率を増大させるのを可能にする。制御弁組立体は、推進ガスタービンエンジンと補助エンジンとの間に流れ連通状態で結合されて、補助動力エンジンに導かれる空気流の作用及び制御を強化するのを可能にする。このようにして、制御弁組立体は、主エンジンから取り出される高圧空気の量を少なくして、より小型のエンジンが海水準での運転の出力レベルと同様の出力レベルを出力することができるのを可能にするように選択的に調整することができる。その結果、補助エンジンに向けられる空気流の制御を高めることにより、費用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タービン出力発生量を増大させることが可能になる。

以上、ガスタービン組立体の例示的な実施形態を詳述に説明している。本組立体は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各組立体の構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。例えば、各タービン構成要素及び／又は補助タービンエンジン構成要素はまた、他のコアエンジン及び補助タービンエンジン構成要素と組合せて用いることもできる。

様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、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することができることは、当業者には明らかであろう。

ガスタービンエンジン組立体の例示的な概略図。 図１に示すガスタービンエンジン組立体の別の実施形態の部分概略図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン組立体
１１ ガスタービンエンジン
１２ 補助動力エンジン
１３ コアエンジン
１４ ファン組立体
１６ 高圧圧縮機
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン組立体
２２ 第１のシャフト
２３ 第２のシャフト
２４ 入口側
２６ 排気側
３０ 周囲空気
３１ ファン吐出空気
３２ コアエンジン排気流
４２ 補助エンジン圧縮機
４３ 第１のシャフト
４４ 高圧タービン
４６ 低圧タービン
４８ 第２のシャフト
４９ 出力
５２ 入口空気
５４ ブリード空気
６０ 中間冷却器
６１ 流路面積絞り弁
６２ 制御システム
６３ 流路面積出口ノズル
８０ 補助エンジン排気空気流
８２ 可変面積バイパスインジェクタ
８６ 混合排気流
１００ 制御組立体
１０２ 調整又は制御弁
１０４ 調整又は制御弁
１０６ 逆流制御装置
１２０ 圧縮機中間段ブリード空気
１２２ 空気流
１２４ 中間段ブリード空気

Claims (10)

1. ファン（１４）と前記ファンの下流のコアエンジン（１３）と複数の抽気位置（１２０、１２２、１２４）とを含む少なくとも１つの推進ガスタービンエンジン（１１）と、
   前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンに流れ連通状態で結合された調整弁（１００）と、
   動力を発生するために使用される補助エンジン（１２）と、を含み、
   前記補助エンジンが、少なくとも１つのタービン（４４）と入口とを含み、
   前記入口が前記調整弁に流れ連通状態で結合されて、前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンに流入した空気流（３０）の一部分を前記補助エンジンで使用するために抽気するように構成され且つ前記調整弁が前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンから前記補助エンジンへの空気流（５４）の流れを制御するように構成され、
   前記調整弁が、前記複数の抽気位置の少なくとも２つから空気流を抽気するように選択的に作動可能である、
   ガスタービンエンジン組立体（１０）。
2. 前記調整弁（１００）が、前記補助エンジンに対する高圧空気流の流れ（３５）を選択的に制御するために前記複数の抽気位置（１２０、１２２、１２４）の第１の位置に結合され、また前記補助エンジン（１２）に対する低圧空気流の流れ（３１）を選択的に制御するために前記複数の抽気位置の第２の位置に結合される、請求項１記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
3. 前記調整弁（１００）が、前記補助エンジンに導かれる空気流（５４）の圧力、温度及び密度の少なくとも１つを制御するのを可能にするように選択的に作動可能である、請求項１又は２に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
4. 前記調整弁（１００）が、前記推進ガスタービンエンジン（１１）のストールマージン及び運転性の少なくとも１つを高めるのを可能にするように選択的に作動可能である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
5. 前記調整弁（１００）が、前記推進ガスタービンエンジン（１１）の運転効率を高めるのを可能にするように選択的に作動可能である、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
6. 少なくとも一部のエンジン運転時に、高圧空気源（３５）に流れ連通状態で結合された少なくとも１つの抽気位置からの空気流と低圧空気源（３１）に流れ連通状態で結合された抽気位置からの空気流とを前記補助エンジンが受けるように、前記調整弁（１００）が前記抽気位置（１２０、１２２、１２４）の少なくとも２つに結合される、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
7. 前記調整弁（１００）が、該ガスタービンエンジン組立体の運転時に前記補助エンジン（１２）が高い軸馬力を発生するのを可能にする、請求項１記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
8. コアエンジン（１３）と排気口とを含み、前記コアエンジンが少なくとも１つのタービン（１６）を含む、航空機の推力を発生するための少なくとも１つの推進ガスタービンエンジン（１１）と、
   前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジン内部に形成された複数の空気流抽気源（１２０、１２２、１２４）の少なくとも１つに流れ連通状態で結合された調整弁（１００）と、
   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つの補助エンジン（１２）と、を含み、
   前記入口が、前記推進ガスタービンエンジンを通って流れる空気流（３０）の一部分が該少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンから選択的に抽気可能でありかつ動力を発生させるために前記補助エンジンに導かれるように、前記調整弁に流れ連通状態で結合される、
   航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
9. 前記調整弁（１００）が、前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジン（１１）から抽気されかつ前記少なくとも１つの補助エンジン（１２）に導かれる空気流（５４）の圧力、温度及び密度の少なくとも１つを制御するのを可能にするように選択的に作動可能であり、前記少なくとも１つの補助エンジンが、前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジンから独立して運転可能である、請求項８記載の航空機用ガスタービンエンジン組立体（１０）。
10. 前記調整弁（１００）が、該ガスタービンエンジン組立体の運転時に前記補助エンジン（１２）が高い軸馬力を発生するのを可能にし、かつ前記少なくとも１つの推進ガスタービンエンジン（１１）のストールマージン及び運転性の少なくとも１つを高めるのを可能にする、請求項８又は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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