JP2007278288A - 航空機の補助ガスタービンエンジンの圧縮機に空気を供給するシステム - Google Patents

Abstract

【課題】 航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でないガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するための改良されたシステムの提供
【解決手段】 航空機（２０）の補助ガスタービンエンジン（１８）の圧縮機（１６）に空気（１２）を供給するシステム（１０）。システムタービン（２６）は、航空機から圧縮空気（３４）を受け取る入口（３０）を有する。システム圧縮機（２８）は、システムタービンに機械的に結合される。システム圧縮機（２８）は、大気（４０）を受け取る入口（３６）を有する。システムタービンの出口及びシステム圧縮機の出口は、補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に流体接続自在である。
【選択図】 図１

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、特に、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するシステム及び方法に関する。

周知の補助ガスタービンエンジンは、ある航空機においては、発電機、交流発電機及び油圧ポンプなどの電気機器及び油圧機器に機械的軸動力を供給するために設置されている。補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口は、大気から空気を受け取る。高度が増すにつれて空気の密度は低下するので、高度が増したとき、補助ガスタービンエンジンは、所望の軸動力を発生するために更に高出力で動作しなければならず、その結果、動作温度が上昇する。あるいは、補助ガスタービンエンジンは、動作温度限界内にとどまるために出力軸動力を低下しなければならない。

科学者及び技術者は、今も尚、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でないガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するための改良されたシステム及び方法を模索し続けている。
米国特許第６，２８３，４１０号公報 米国特許出願公開第２００４／０１４４０９６号 米国特許第６，７０４，６２５号公報 米国特許第６，８６８，６６４号公報 米国特許第６，６３４，５９６号公報

本発明の第１の実施形態のひとつは、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するシステムを表すものである。システムは、システムタービン及びシステム圧縮機を含む。システムタービンは入口及び出口を有し、システムタービンの入口は、航空機から圧縮空気を受け取る。システム圧縮機は、システムタービンに機械的に結合される。システム圧縮機は入口及び出口を有し、システム圧縮機の入口は大気を受け取る。システムタービンの出口及びシステム圧縮機の出口は、補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に流体接続自在である。

本発明の第１の実施形態の他のひとつは、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するシステムを表すものである。システムは、システムタービン及びシステム圧縮機を含む。システムタービンは入口及び出口を有し、システムタービンの入口は、航空機から圧縮空気を受け取る。システム圧縮機は、システムタービンに機械的に結合される。システム圧縮機は入口及び出口を有し、システム圧縮機の入口は大気を受け取る。システムタービンの出口及びシステム圧縮機の出口は、補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口と流体連通している。

ここで開示される方法は、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給する方法である。この方法は、システム圧縮機に機械的に結合されたシステムタービンの入口に、航空機からの圧縮空気を供給することを含む。また、システム圧縮機の入口に大気を供給することを含む。さらにこの方法は、システムタービンの出口からの空気及びシステム圧縮機の出口からの空気を補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に供給することを含む。

添付の図面は、本発明の一実施形態を示す。

図面を参照すると、図１は、本発明の第１の実施形態を示す。図１の実施形態の第１の表現は、航空機推進用ガスタービンエンジン２２を有する航空機２０の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に空気１２を供給するシステム１０を表すものである。システム１０は、システムタービン２６及びシステム圧縮機２８を含む。システムタービン２６は入口３０及び出口３２を有し、システムタービン２６の入口３０は、航空機２０から圧縮空気３４を受け取る。システム圧縮機２８は、システムタービン２６に機械的に結合される。システム圧縮機２８は入口３６及び出口３８を有し、システム圧縮機２８の入口３６は大気４０を受け取る。システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に流体接続自在である。尚、航空機の航空機推進用ガスタービンエンジンは、航空機を推進することを主な目的とする航空機用ガスタービンエンジンであり、航空機の航空機推進用でないガスタービンエンジンは、主な目的が航空機を推進することではない航空機用ガスタービンエンジンである。第１の実施例においては、システム圧縮機２８の入口３６により受け取られる大気４０は、ＥＣＳ（環境制御システム）の入口からのラム空気である。第２の実施例においては、システム圧縮機２８の入口３６により受け取られる大気４０は、システム圧縮機２８の入口３６に空気を供給するための専用の航空機入口からのラム空気である。他の実施例は、当業者の判断に任される。

図１の第１の実施形態の第１の表現を可能にする第１の例においては、航空機２０は機室４２を有し、圧縮空気３４は機室４２からの加圧空気３４’である。第２の例においては、圧縮空気３４は、航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”（圧縮機及び／又はバイパス導管からの抽気などの破線で示される加圧空気）である。第３の例においては、圧縮空気３４は、機室からの加圧空気３４’と航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”との組み合わせである。第１の表現を可能にする他の構成は、当業者の判断に任される。

図１の第１の実施形態の第１の表現の１つの実現例においては、補助ガスタービンエンジン１８は、発電機４６に動作自在に結合される。１つの変形例においては、補助ガスタービンエンジン１８は、第２の発電機４８にも動作自在に結合される。同一の変形例又はそれとは異なる変形例においては、図示されるように、補助ガスタービンエンジン１８は、高圧圧縮機５０、燃焼器５２、高圧タービン５４及び低圧タービン５６（一実施例においては、大気４０’に対してガスを排出する）を含み、これらの構成要素の動作は、当該技術においては周知である。尚、図１におけるガスの流れは矢印付きの線により示され、図１における軸の機械的結合は矢印なしの線により示される。

図１の第１の実施形態の第１の表現の１つの適用例においては、システム１０は流れミキサ５８を更に含み、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、流れミキサ５８を介して補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に流体接続自在である。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、ほぼ等しい排出圧力を有する。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、システム１０は熱交換器６０を更に含む。熱交換器６０は、航空機２０から熱を受け取り、システムタービン２６の入口３０の上流側でその熱を圧縮空気３４に伝達する。

図１の第１の実施形態の第２の表現は、航空機推進用ガスタービンエンジン２２を有する航空機２０の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に空気１２を供給するシステム１０を表すものである。システム１０は、システムタービン２６及びシステム圧縮機２８を含む。システムタービン２６は入口３０及び出口３２を有し、システムタービン２６の入口３０は、航空機２０から圧縮空気３４を受け取る。システム圧縮機２８は、システムタービン２６に機械的に結合される。システム圧縮機２８は入口３６及び出口３８を有し、システム圧縮機２８の入口３６は大気４０を受け取る。システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４と流体連通している。

図１の第１の実施形態の第２の表現を可能にする第１の例においては、航空機２０は機室４２を有し、圧縮空気３４は機室４２からの加圧空気３４’である。第２の例においては、圧縮空気３４は、航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”（圧縮機及び／又はバイパス導管からの抽気などの破線で示される加圧空気）である。第３の例においては、圧縮空気３４は、機室からの加圧空気３４’と航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”との組み合わせである。第２の表現を可能にする他の構成は、当業者の判断に任される。

図１の第１の実施形態の第２の表現の１つの実現例においては、補助ガスタービンエンジン１８は、発電機４６に動作自在に結合される。１つの変形例においては、補助ガスタービンエンジン１８は、第２の発電機４８にも動作自在に結合される。同一の変形例又はそれとは異なる変形例においては、図示されるように、補助ガスタービンエンジン１８は、高圧圧縮機５０、燃焼器５２、高圧タービン５４及び低圧タービン５６（一実施例においては、大気４０’に対してガスを排出する）を含み、それらの構成要素の動作は、当該技術においては周知である。尚、図１におけるガスの流れは矢印付きの線により示され、図１における軸の機械的結合は矢印なしの線により示される。

図１の第１の実施形態の第２の表現の１つの適用例においては、システム１０は、流れミキサ５８を更に含み、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、流れミキサ５８を介して補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４と流体連通している。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８は、ほぼ等しい排出圧力を有する。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、システム１０は熱交換器６０を更に含む。熱交換器６０は、航空機２０からの熱を受け取り、システムタービン２６の入口３０の上流側でその熱を圧縮空気３４に伝達する。

ここで開示される方法は、航空機推進用ガスタービンエンジン２２を有する航空機２０の航空機推進用でないガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に空気１２を供給する方法である。方法は、システム圧縮機２８に機械的に結合されたシステムタービン２６の入口３０に航空機２０からの圧縮空気３４を供給することを含む。方法は、システム圧縮機２８の入口３６に大気４０を供給することを含む。方法は、システムタービン２６の出口３２からの空気１２’及びシステム圧縮機２８の出口３８からの空気１２”を補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に供給することを含む。

方法を可能にする第１の例においては、加圧空気３４は、航空機２０の機室４２からの加圧空気３４’及び航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”（圧縮機及び／又はバイパス導管からの抽気などの破線で示される加圧空気）のうちの一方である。第３の実施例においては、加圧空気３４は、機室からの加圧空気３４’と航空機推進用ガスタービンエンジン２２からの加圧空気３４”との組み合わせである。方法を可能にする他の例は、当業者の判断に任される。

１つの実現例においては、方法は、補助ガスタービンエンジン１８を発電機４６に動作自在に結合することを更に含む。１つの適用例においては、方法は、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８を補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４に流れミキサ５８を介して流体接続することを更に含む。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、方法は、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８から流れミキサ５８へ空気をほぼ等しい排出圧力で排出することを更に含む。同一の適用例又はそれとは異なる適用例においては、方法は、航空機からの廃熱をシステムタービン２６の入口３０の上流側で圧縮空気３４に加えることを更に含む。

本発明の方法及び本発明の実施形態の表現のうち１つ以上又は全ての一実施例においては、航空機２０からの圧縮空気３４は、大気４０を巻き込み且つ圧縮するために使用され、補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４へ搬送される空気１２の組み合わせ流れは、圧縮空気３４の温度及び圧力と大気４０の温度及び圧力との間の任意の温度及び圧力で、圧縮空気３４又は大気４０より大きな質量流量を有する。この実施例においては、システム１０は、システムタービン２６を通して圧縮空気を膨張させることにより流れ増倍装置として作用する。これによりシステムタービン２６はシステム圧縮機２８を駆動し、システム圧縮機２８は大気４０を圧縮する。この実施例の１つの変形例においては、システム１０により、補助ガスタービンエンジン１８は、同一の動作温度に対してより大きな高度出力を発生できる。

この実施例の１つの変形例においては、システム１０は、航空機２０からの圧縮空気３４を更に圧縮する前にシステムタービン２６を通して圧縮空気を膨張させることにより、航空機２０からの圧縮空気３４の発生元（例えば、機室４２及び／又は航空機推進用ガスタービンエンジン２２）に戻る逆圧力勾配の存在が軽減され、それにより、逆圧力勾配と関連するサージ／失速の問題が回避されると共に、防音を提供する場合の複雑さも回避される。同一の変形例又はそれとは異なる変形例においては、航空機の構成要素は、航空機の廃熱を熱交換器６０へ送り出す冷却系統（図示されないか又は他の形で説明される）により冷却される。その結果、航空機の廃熱は、システム１０により回収され、補助ガスタービンエンジン１８の圧縮機１６の入口１４へ搬送される空気１２の質量流量を更に増加するために使用される。同一の変形例又はそれとは異なる変形例においては、システムタービン２６の出口３２及びシステム圧縮機２８の出口３８からの排出圧力をほぼ等しくすることにより、流れミキサ５８における混合を最小限の損失で実行できる。

この実施例の一例においては、システム１０は、エントロピー発生（効率）を、出力を発生する能力と交換し、その結果、当業者には理解されるように、発電機４６からの適切な電力の発生を維持しつつ、航空機推進用ガスタービンエンジン２２の高度飛行アイドルスラストを減少することが可能になる。

一実施形態の方法及びいくつかの表現を説明することにより本発明を例示したが、添付の特許請求の範囲の趣旨をそのような詳細に制限又は限定することは、出願人の意図ではない。本発明の範囲から逸脱することなく、多くの他の変形、変更及び置き換えが当業者には明らかになるであろう。

航空機推進用ガスタービンエンジンと、２つの発電機に結合された航空機推進用でない補助ガスタービンエンジンと、補助ガスタービンエンジンの圧縮機の入口に空気を供給するシステムとを有する航空機の一実施形態を示した概略図である。

符号の説明

１０…システム、１４…入口、１６…圧縮機、１８…航空機推進用でない補助ガスタービンエンジン、２０…航空機、２２…航空機推進用ガスタービンエンジン、２６…システムタービン、２８…システム圧縮機、３０…入口、３２…出口、３４…圧縮空気、３４’、３４”…加圧空気、３６…入口、３８…出口、４０…大気、４２…機室、４６…発電機、４８…第２の発電機、５８…流れミキサ、６０…熱交換器

Claims (7)

1. 航空機推進用ガスタービンエンジン（２２）を有する航空機（２０）の航空機推進用でない補助ガスタービンエンジン（１８）の圧縮機（１６）の入口（１４）に空気（１２）を供給するシステム（１０）において、
   ａ）入口（３０）及び出口（３２）を有するシステムタービン（２６）であって、前記入口は、前記航空機から圧縮空気（３４）を受け取るシステムタービン（２６）と；
   ｂ）前記システムタービンに機械的に結合され、入口（３６）及び出口（３８）を有するシステム圧縮機（２８）であって、前記システム圧縮機の前記入口は大気（４０）を受け取り、前記システムタービンの前記出口及び前記システム圧縮機の前記出口は、前記補助ガスタービンエンジンの前記圧縮機の前記入口に流体接続自在であるシステム圧縮機（２８）とを具備するシステム。
2. 前記航空機は機室（４２）を有し、前記圧縮空気は前記機室からの加圧空気（３４’）である請求項１記載のシステム。
3. 前記圧縮空気は前記航空機推進用ガスタービンエンジンからの加圧空気（３４”）である請求項１記載のシステム。
4. 前記補助ガスタービンエンジンは発電機（４６）に動作自在に結合される請求項１乃至３のいずれか１項に記載のシステム。
5. 流れミキサ（５８）を更に含み、前記システムタービンの前記出口及び前記システム圧縮機の前記出口は、前記流れミキサを介して前記補助ガスタービンエンジンの前記圧縮機の前記入口に流体接続自在である請求項１乃至４のいずれか１項に記載のシステム。
6. 前記システムタービンの前記出口及び前記システム圧縮機の前記出口は、ほぼ等しい排出圧力を有する請求項１乃至５のいずれか１項に記載のシステム。
7. 前記航空機からの熱を受け取り、前記システムタービンの前記入口の上流側で前記圧縮空気に熱を伝達する熱交換器（６０）を更に含む請求項１乃至６のいずれか１項に記載のシステム。

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