JP2013529756A - ターボ機械の動力を再結合するための方法および構造 - Google Patents

Abstract

本発明は、サイズ、質量、または信頼性の問題を避けることを目的とする。これを行うために、エネルギーは、排出ノズル内で回収され、変換され、機械的および／または電気的動力再結合手段を用いて再循環される。本発明によるターボ機械の構造の例は、主要タービンエンジン（１）と、排出ノズル（７０）内に位置付けられ、管（１８ａおよび１８ｂ）を介して、熱エネルギーを機械的エネルギーに変換する独立システム（１６）に結合された熱交換機（１８）とを含む。この独立システム（１６）は、航空機の要求事項にしたがって動力を動力伝達シャフト（８０）に供給するために、動力シャフト（１５）を介して局所的な（Ｚ１）機械的再結合手段（２０）に連結される。

Description

本発明は、ターボ機械によって供給された動力を再結合するための方法、ならびにそのような方法を実施するためのターボ機械の構造に関する。

ターボ機械は、本明細書では、ガスタービンとして知られている、動力をシャフトに供給することができる航空機械として定義される。一般に、ターボシャフトエンジン（ヘリコプタエンジン、これ以後ＡＰＵと称される補助動力ユニット）およびターボプロップ（飛行機、無人飛行機）は、この範疇に見出されるものとする。

通常、航空機のターボ機械の基本的形態は、同じ主要ラインに沿って配置された、回転の基本構成、すなわち、空気入口と、少なくとも１つの空気圧縮機と、ガス燃焼室と、圧縮機（複数可）をそのシャフトによって駆動する少なくとも１つの高圧タービン（これ以後ＨＰ）と、ＨＰタービン後に利用可能なエネルギーを機械的エネルギーに変換するための、連結式および／または自由動力タービン（以後ＴＬ）になり得る少なくとも１つの動力タービンと、ガス排出ノズルとを含む。この構造に適合された形態によれば、動力タービンはまた、いわゆる主要ラインの外側に回転軸に沿って配置され得る。

動力シャフトを介してＴＬタービンによって供給された機械的エネルギーは、ヘリコプタロータ、ターボプロッププロペラ、ならびにその装置（交流発電機、燃料噴射装置、ポンプ、過給機、油圧ポンプなど）の形態にしたがって伝達シャフトおよび減速ギアを介してペイロードを駆動する。

その機構および部分、それらの構造、ならびにこれらが作製される材料、またはこれらが結合される方法において達成された進歩により、これらの機械のエネルギー効率が大幅に改善されている。この効率性の増大に対する別の手法、いわゆるエネルギー手法は、変換されなかった排出ガスの温度に関連付けられたエネルギーの損失を低減することにある。

このエネルギー手法は、現在、熱電併給および再生として知られている２つの方針にしたがって展開されている：
熱電併給は、エネルギーをさまざまな形態および最適化された場所で回収することにあり、回収は、次の回収モード、すなわち動力シャフトに結合された交流発電機による電気エネルギー、圧縮機の下流側で圧縮された空気を得ることによる空気圧エネルギー、および排出ノズル内の熱交換機による熱エネルギーの少なくとも２つを用いて同時に達成される。
再生は、圧縮された空気が燃焼室に入る前に、すなわち圧縮された空気のストリームおよび排出ガスのストリームがそこを通って流れる熱交換機を用いて排出物内に熱量を取り入れることによって、圧縮された空気を暖めることを目的とする。

熱電併給は、設置の全体的な効率性を改善するが、エネルギー変換に必要な手段のサイズおよびかさばりにより、工業ガスタービンへの適用に留まる。加えて、再生もまた、熱交換機のサイズおよびシステムの不利なかさばりという問題を引き起こしている。さらには、熱交換機の信頼性は、直接的にエンジンに影響を与え得る厳しい環境条件（温度、振動、操縦負荷など）により、確実ではない。

本発明は、エネルギー手法の一部であり、上記で見出された問題、とりわけサイズ、かさばり、および信頼性の問題から解放されることを目的とする。

これを行うために、エネルギーは、排出ノズル内で回収され、変換され、適宜ターボ機械に加えられる。

より正確には、本発明の目的は、少なくともガス発生部、動力タービン、および排出ノズルを含む、上記で説明されたタイプの基本的形態を有する航空機のターボ機械によって供給された動力を再結合するための方法である。この方法では、エネルギーは、排出ノズル内の熱交換によって回収され、この回収されたエネルギーは次いで、独立システムによって機械的エネルギーの形に変換され、変換されたエネルギーは、単一ゾーン内でターボ機械によって供給されたエネルギーと再結合され、機械的または電気的性質のこの再結合は、ガス発生部の駆動シャフトおよび動力タービンの動力シャフトへの対応する連結を経て達成され、ターボ機械および航空機のオペレーション要求事項にしたがって機械的および／または電気的動力の供給に充てられる。

特定の実施形態によれば、
再結合は、上流側ゾーン（Ｚ１）、下流側ゾーン（Ｚ２）、主要伝達ゾーン（３）、および動力伝達手段の全体的なグループ化のためのゾーンの中から選択された一ゾーン内で達成され、
再結合は、機械的性質のものであり、ターボ機械の形態にしたがって、動力削減部、追加連結部、および補助装置への連結部および主要伝達部の中から選択された連結部によってターボ機械の動力伝達シャフト上で達成され、したがって有利には、航空機との単一のインターフェースが、機械動力要求事項を供給するために配置され、
再結合は、機械的または電気的性質のものであり、ターボ機械の運転段階、特に安定化段階中の移行段階または短時間の間、ガス発生部のＨＰ駆動シャフトに連結し、補完的な時間の間、動力タービンの動力シャフトに連結することによって達成され、
再結合は、電気的性質のものであり、回収されたエネルギーを航空機のオンボードネットワークおよび／またはターボ機械の補助装置への電気エネルギーに変換することによって、および／または航空機の装置を駆動するために電気を動力化することによって達成される。

複数エンジン環境と呼ばれるような、いくつかのターボ機械が装備された航空機の場合、再結合方法は、エンジンの１つまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システムを使用し、エンジンのノズル内で直列に装着された熱交換機によってエンジンのエネルギーを回収する。

本発明はまた、この方法を実施するためのターボ機械の構造にも関する。上記で説明されたタイプのそのような構造は、排出ノズル内に位置付けられ、熱エネルギーを機械的エネルギーに変換するための独立システムに連結された熱交換機を含む。この独立システムは、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーン内に位置する機械的および／または電気的再結合手段に連結され、再結合手段は、ターボ機械および航空機の対応する機械的および／または電気的要求事項を満たすために、独立システムによって供給された動力をガス発生部のＨＰ駆動シャフトおよび動力タービンの動力シャフトに伝達することができる。

特定の実施形態によれば、
エネルギー変換のための独立システムは、爪部、弱化ゾーン、特に弱化連結、およびフリーホイールの中から選択された解放手段によって連結解除され得、
独立システムは、開放サイクルの補助熱エンジンであり、特に自由または連結式動力タービンを備えた、すなわち、単一シャフトを備えた、燃焼室が熱交換機によって置き変えられたターボシャフトエンジンであり、
独立システムは、凝縮器、ポンプ、および運動（タービン）または容積（ピストン、ベーンなど）タイプの駆動膨張機構を含む、相変化流体モータであり、
独立システムは、熱交換機に連結された、２ストロークまたは４ストロークサイクルにしたがって作動するピストン式開放サイクル空気エンジンであり、
動力タービンは、機械的および／または電気的再結合手段を用いて、独立システムに連結され、
動力シャフトは、上流側貫通シャフト（３０）になり得、このシャフトおよび独立システム（１６）の動力シャフト（１５）は、機械的再結合手段を介して連結されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成し、これらの手段は、動力減速ギア、主要ギアボックス、補助装置ボックス、および付加ボックスの中から選択され、
動力シャフトは、直接的に、または主要ラインに対して平行な外側の動力シャフトに結合することによって、動力を航空機の下流側または上流側それぞれに伝達することができる下流側非貫通シャフトになり得、下流側非貫通シャフトおよび独立システムの動力シャフトは、機械的再結合手段を介して結合されて航空機の単一の機械的インターフェースを構成し、これらの再結合手段は、動力低減ギア、主要ギアボックス、および基本的形態に適合させるための付加ボックスの中から選択され、付加ボックスの選択肢は、有利には、特に軸方向の空気入口を備えた直接駆動エンジンの場合の複雑な組み込みに使用され、
独立システムと再結合手段の間の結合は、シャフトを用いて、またはこれらの再結合手段に直接フランジ装着することによって達成され得、
機械的および電気的再結合手段は、独立システムによって供給された動力を、ターボ機械の運転段階の間ガス発生部のＨＰシャフトに伝達し、補完的な時間の間、動力タービンの動力シャフトに伝達することができ、
再結合手段は、電気的なものであり、航空機のオンボードネットワークに直接的に、または航空機の装置を駆動する電気モータを介して結合された交流発電機によって構成される。

複数エンジン環境と呼ばれるような、いくつかのターボ機械が装備された航空機の場合、複数エンジン構造は、単一のエンジンまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システムを使用し、エンジンのノズル内で直列に装着された熱交換機によってエンジンのエネルギーを回収する。機械的再結合手段は、さまざまなエンジンとの再結合、またはエンジンの動力シャフトが結合された主要ギアボックスとの直接的な再結合によって達成され、電気的再結合手段は、航空機のオンボードネットワークに供給する交流発電機に結合することによって達成される。

本発明の他の態様、特性、および利点は、個々に表す付属の図を参照する特定の実施形態に関連する以下の非制限的な説明において明らかになるであろう。

貫通シャフトと、上流側減速ギアと、独立システムとして、連結解除爪を備えた改変されたターボシャフトエンジンとを備えた主要ターボシャフトエンジンの構造の例の概略断面図である。 弱化連結を備えた、図１による独立システムの連結解除手段の代用策の概略断面図である。 フリーホイールを備えた、図１による独立システムの連結解除手段の代用策の概略断面図である。 下流側外側動力シャフトおよび減速ギアを備えた本発明による例示的な構造の概略断面図であり、独立システムは、減速ギアによって下流側で再結合されている。 下流側外側動力シャフトおよび減速ギアを備えた本発明による例示的な構造の概略断面図であり、独立システムは、付加ボックスによって上流側で再結合されている。 直接駆動貫通シャフト（減速ギア無し）を備えた本発明による例示的な構造の概略断面図であり、空気入口は径方向であり、独立システムは、補助ボックスによって再結合されている。 直接駆動貫通シャフト（減速ギア無し）を備えた本発明による例示的な構造の概略断面図であり、空気入口は軸方向であり、独立システムは、付加ボックスによって再結合されている。 下流側の直接駆動を有する非貫通シャフトおよび動力再結合のための付加ボックスを備えた本発明による構造の例の概略断面図である。 機械的または電気的接続を介した、ＨＰおよびＴＬシャフトとの動力再結合を有する、本発明による構造の例の概略断面図である。 電力を再結合する手段とする交流発電機を介してオンボードネットワークに接続された独立システムを備えた本発明による構造の例の概略断面図である。 直列の熱交換機および主要伝達ボックスとの動力再結合を有する、２ターボシャフトエンジン環境における構造の例の概略断面図である。 動力再結合手段としてプロペラ減速ギアを備えたターボプロップの構造の例の概略断面図である。 動力再結合手段として補助装置ボックスを備えたＡＰＵの構造の例の概略断面図である。

以下の説明では、上流側および下流側−それぞれ前方および後方の用語は、ガス発生部に対する、主要ラインに沿って配向された軸Ｘ’Ｘにしたがった位置に関連付けられる。加えて、すべての図において、同じ機能を有する同一または類似の要素は、同一の参照記号で識別されている。

図１を参照すれば、本発明による構造の概略断面図は、動力を動力減速ギア２０に再結合する前方位置Ｚ１を示している。この例では、主要ターボシャフトエンジン１は、ガス発生部５０に対して上流側に配置された動力減速ギア２０にピニオンＰ１によって係合された貫通して延びる動力シャフト３０を有する。通常、そのようなターボシャフトエンジンの基本的形態１０は、軸Ｘ’Ｘを中心とする回転物として、径方向の空気入口４０と、遠心式空気圧縮機５１と、ガス燃焼室５３と、ＨＰシャフト５７によって圧縮機５１を駆動するために、燃焼室５３内のガス（圧縮空気および燃料の混合物）の燃焼から発する運動エネルギーの一部を機械的エネルギーに変換するＨＰタービン５５と、動力タービン６０と、残留ガスの排出ノズル７０とを含む。

図示された例では、この連鎖、すなわち（遠心式圧縮機５１による）圧縮、（燃焼室５３内の）燃焼、および（ＨＰタービン５５を用いた）膨張は、ガス発生部５０を形成し、動力タービン６０は、ＴＬと名付けられる自由動力タービンである。他の例では、１つまたは複数の連結式または自由動力タービンもまた、動力発生に加わることもできる。

タービンＴＬ６０は、ガス発生部５０から生じる残留運動エネルギーを機械的エネルギーに変換する。この機械的エネルギーは、貫通して延びる動力シャフト３０、減速ギア２０、および減速ギア２０のピニオンＰ２の高さに係合された動力伝達シャフト８０を介してペイロード（ロータ、装置、補助装置など）に伝えられる。

より正確には、動力再結合は、ここでは本発明による独立システムを構成する補助ターボシャフトエンジン１６を起点とする動力シャフト１４０のピニオンＰ３を介した、上流側のシャフト係合によって行われる。このターボシャフトエンジンは、径方向の空気入口４０、圧縮機５１、連結式動力タービン６１、および単一シャフト１４を備えた開放サイクルの熱エンジンである。

ここでは、このターボシャフトエンジンのガス発生部は、圧縮機５１内の空気の圧縮、そのように圧縮された空気を入口管１８ａを介して、ターボシャフトエンジン１の排出ノズル７０内に配置された熱交換機１８内に移動させることによって行われる熱回収、および補助ターボシャフトエンジン１６のタービン６１による空気の膨張によって形成される。管１８ａおよび１８ｂならびに熱交換機１８は、付属の図（図２ａ、図２ｂおよび図８以外）のほとんどにおいて現れている。

このターボシャフトエンジンは、その燃焼室が熱交換機１８によって置き換えられる点において改変される。さらには、その補助装置ボックスは、燃料システムを取り除くことによって簡略化される。膨張した低温の空気は、ノズル７１内に排出される。

したがって、ノズル７０内で回収された熱エネルギーは、独立ターボシャフトエンジン１６によって機械的エネルギーに変換され、Ｚ１内での、動力シャフト１４および３０の係合ピニオンによる動力再結合を経て主要ターボシャフトエンジン１に加えられる。このようにして追加動力は、要求事項にしたがってシャフト８０において利用可能にされる。

独立ターボシャフトエンジン１６の動力シャフト１４は、歯付き爪１１およびピニオンＰ３によって上流側で係合されている補助シャフト１４０を介して装着される。この歯付き爪により、ターボシャフトエンジン１６が故障した場合にこれをターボシャフトエンジン１から連結解除することが可能になり、それによってターボシャフトエンジンの独立性を確保する。

図２ａおよび図２ｂを参照すれば、等価の機能を有する、連結解除手段である爪の２つの代用策が示されている：
図２ａでは、（部分図の）ターボシャフトエンジン１の動力シャフト１４は、弱化連結１２を有しており、したがって、シャフト１４および補助シャフト１４０は、ターボシャフトエンジン１６の故障の場合にだけ連結解除されることになり、ずれの可能性がある剛性部から可撓性部への連結は、２つのフランジ１４１および１４２によって達成される。
図２ｂでは、動力シャフト１４および補助シャフト１４０それぞれの対向する先端部１４３および１４４は、これらのシャフト間の係合解除式の駆動結合を達成するフリーホイール軸受１３の軌道を形成する。

補助ターボシャフトエンジン１６に加えて、独立システムは、より一般的には、１つまたは複数の自由または連結式動力タービンを備えた、すなわち単一のシャフトを備えた、燃焼室が主要ターボ機械の熱交換機に結合されるために改変された開放サイクルの補助熱エンジン、凝縮器、ポンプおよび圧縮機を特に含む相変化流体モータ、または２ストロークもしくは４ストロークサイクルにしたがって作動し、熱交換機にも結合されるピストン式開放サイクルエンジンにもなり得る。

主要ターボシャフトエンジン１によって供給された動力用の動力シャフトは外側にあることができ、したがって非貫通シャフトになり得る。図３ａおよび図３ｂの概略図に示される場合では、非貫通動力シャフト３１の係合ピニオンＰ１および減速ギア２０は下流側の位置にある。独立システム１６は、減速ギア（図３ａ）によって直接的にまたはターボシャフトエンジン１上に付加された付加ボックス９０（図３ｂ）によって再結合される。

図３ａでは、動力シャフト１５は、シャフト１４および１４０ならびに前述の連結システム（爪１１、弱化連結１２、位置合わせフランジ１４１、１４２、およびフリーホイール１４３）の１つを包含している。このシャフト１５は、有利には、減速ギア２０を有する係合ピニオンＰ２の後方で、外側の出力シャフト８１および動力伝達シャフト８０と共線連結状態にある。動力再結合ゾーンＺ２は、下流側に位置している。図３ｂでは、利用可能な動力用の外側シャフト８１および独立システム１６の動力シャフト１５が、ピニオンＰ２およびＰ３を介して連結の付加ボックス９０内で連結される。再結合ゾーンＺ１はこのとき上流側である。

別の形態では、ターボシャフトエンジンは、減速ギアを有さない、すなわち上流側の直接駆動を有する貫通シャフトを有する。これらの状態では、貫通シャフト３０は、動力伝達シャフト８０に直接的に結合され、動力再結合は上流側で達成される。図４ａおよび図４ｂは、概略断面図によって、ピニオンＰ２およびＰ３を経由した、ゾーンＺ１内のそのような上流側の再結合を示している。径方向の空気入口４０（図４ａ）の場合、シャフト１５の動力をターボシャフトエンジンの補助装置ボックス９１の高さで再結合することが可能である。この補助装置ボックスにより、ターボシャフトエンジンの補助装置（噴射装置、センサなど）および航空機の装置（交流発電機、ポンプなど）への連結が可能になる。軸方向の空気入口４１（図４ｂ）の場合、適切な機構（ピニオン、減速ギアのベベルギアなど）によって形態により容易に適合させるために、付加ボックス９０を組み込むことが有利である。

図５では、（減速ギア無しの）直接駆動は、下流側の、動力伝達シャフト８０に直接的に結合された非貫通動力シャフト３１上で達成される。前述の場合（図４ｂ）と同様に、付加ボックス９０のピニオンＰ２およびＰ３は、独立システム１６から生じる動力を取り出す構成要素となり、またシャフト１５を、シャフト８０を介して利用可能な動力を供給する非貫通動力シャフト３１に再結合させる。この場合、動力再結合ゾーンＺ２は、下流側に位置している。

上述の例示的構造では、動力の再結合により、利用可能な動力の伝達シャフトを航空機とのたった１つの機械的インターフェースとして定めて、全体的な動力要求事項を満たすことが可能になる。これらの形態では、独立システム１６によって伝えられた機械的動力は、動力シャフト１５によって、すなわちシャフト１４および１４０によって、減速ギア２０、付加ボックス９０または補助ボックス９１によってターボシャフトエンジン１の機械的動力と再結合される。あるいは、独立システム１６は、上記のさまざまな再結合手段に「フランジ装着」され、すなわち直接的に固定され得、したがって動力シャフト１４および１４０から解放される（図１）。

到達した利用可能な動力のレベルは、独立システム１６およびターボシャフトエンジン１の供給能力を反映する。エネルギーバランスに関連して、全構造である「ターボシャフトエンジンおよび独立装置」の全体的な効率性を最適化するために、機械的インターフェースを通して独立システムによって供給された動力を、制限が無い場合、真っ先に使用することが有利である。

他の形態では、独立システム１６をターボシャフトエンジンのＨＰおよび／または動力シャフトの少なくとも１つ、すなわちより全体的には、ガス発生部、たとえば図６に示される発生部５０に連結することが有用になり得る。そのため、この図６で示された例示的な構造の概略断面図は、シャフトおよび機械的な二重伝達システム１７を介して、独立システム１６によってＨＰ５７および貫通して延びる３０シャフトに伝えられる動力伝達を示している。このシステムは、航空機の管理モジュールによって規定された要求事項にしたがって、独立システム１６によって伝えられた動力をシステム１７上に装着された伝達シャフト５８または５９の方に向ける。これらのシャフト５８および５９は、貫通して延びる動力シャフト３０およびＨＰシャフト５７それぞれを、ピニオンおよび適切なベベルギア９６を介して駆動する。動力再結合はこのとき、上流側ゾーンＺ１内でこれらのピニオンの高さで行われる。

たとえば、安定化段階中の移行または短時間段階の間、余剰動力がシャフト５９によってＨＰシャフト５７に加えられ、補完的な時間の間、余剰動力はシャフト５８によって貫通シャフト３０に加えられる。

あるいは、独立システムによって供給された機械的エネルギーを、有利には独立システム内に組み込まれた発電機によって電気エネルギーに変換することに基づく電気再結合の変形形態では、動力伝達ケーブル１９ａおよび電気モータ１７ａが、管理モジュールの制御ユニットによって供給された指示に応じて要求事項にしたがってシャフト５８および５９を駆動する。

独立システムによって供給された動力の電気変換はまた、オンボードネットワークまたはターボシャフトエンジンの装置によって直接的に使用され得る。図７の概略断面図は、対応する例示的な構造を示している。この構造では、ターボシャフトエンジン１は、下流側の非貫通動力シャフト３１が装備され、減速ギアを有さず、独立システム１６は、シャフト１４を介して、電池９３を充電する交流発電機９２に連結される。交流発電機はこのとき、電気要求事項９４にしたがって航空機のオンボードネットワーク２に電力を供給することができる。オンボードネットワークはまた、ターボシャフトエンジンによってまたは主要ギアボックス上の発生器によっても供給される。このときこれは、動力再結合機能を実施する。効率性の理由に関して前述で理解されたように、使用される動力は、交流発電機９２を介して独立システム１６によって供給される真っ先のものである。交流発電機９２および／または電池９３から生じるこの電力の一部はまた、電気モータ９５によって使用され得る。このモータは、航空機のいくつかの装置（ポンプ、交流発電機、過給機・・・）、ターボシャフトエンジンの補助装置（ポンプなど）を駆動すること、またはターボシャフトエンジンの特定の運転段階の間、たとえばターボシャフトエンジンの移行加速段階の間、追加の動力供給を生み出すことを可能にする。

有利には、電気の形の再結合動力を使用することは、エンジン構造への組み込みに柔軟性を与える。特に、この電気的解決策は、機械的再結合が空間の縮小だけを有するターボ機械構造の場合に、たとえば減速ギアを有さない構造に適用することができる。

複数エンジン構造の場合、独立システム１６の場所は、前述で示された形態にしたがって１つのターボ機械に組み込まれ、またはターボ機械すべての間で共有され得る。図８の概略断面図は、２ターボシャフトエンジン環境１ａおよび１ｂを備えた構造のためのそのような形態を示している。独立システム１６は、ターボシャフトエンジン１ａおよび１ｂそれぞれの排出ノズル７０ａおよび７０ｂ内に配置された熱交換機１８１および１８２を直列に連結する管１００によって熱エネルギーを回収する。独立システム１６の出力側でシャフト１５に供給された機械的動力は、主要ギアボックスＢＴＰ３によって、（この例では、外側動力シャフト８１ａおよび８１ｂそれぞれに連結した）ターボシャフトエンジンの動力伝達シャフト８０ａおよび８０ｂと直接的に再結合される。

本発明は、前述の例のターボシャフトエンジンを備えた構造に限定されず、いかなるターボ機械にも拡張することができる。図９の概略断面図は、例として、ターボプロップ４の構造を示している。このターボプロップは、特に、独立システムの動力シャフト１５と、基本的形態１０の貫通シャフト３０によって供給された利用可能な動力のための伝達シャフト８０を再結合する手段として、プロペラ５の減速ギア２００を含む。あるいは、独立システム１６は、伝達シャフト１４および／または１４０を有さずに動力減速ギア２００にフランジ装着される（図１）。ターボプロップ４はまた、基本的形態１０の径方向の空気入口４０に連結された軸方向の空気ダクト６も有する。

図１０は、別のタイプのターボ機械の構造、すなわちＡＰＵ７の構造の概略断面図である。そのようなＡＰＵの基本的形態１０は貫通シャフト３０を含み、このシャフトは、その動力のすべてを、伝達シャフト８０を介して、上流側ゾーンＺ１内でこのシャフト３０に連結された補助装置ボックス８に供給する。補助装置ボックス８は、ＡＰＵ７のエンジン補助装置および航空機のオペレーション特有の補助装置９、すなわち交流発電機、噴射装置、ポンプ、負荷圧縮機、油圧ポンプなどを駆動する。動力シャフト１５を介して、独立システム１６もまた、動力再結合手段として働くこの補助装置ボックス８に連結される。あるいは、独立システム１６は、伝達シャフト１４および／または１４０（図１）から解放されるためにボックス８にフランジ装着される。独立システムはこのとき追加の機械的動力を供給することができ、この動力は、オペレーションの要求事項にしたがって、好ましくは真っ先に使用されることになる。

他の構造形態もまた本発明の範囲内にあり、独立システム１６は、たとえばヘリコプタロータ、ターボ機械補助装置および航空機装置へのすべての伝達部を組み込む少なくとも１つのターボ機械に共通する減速ギアに連結され得る。

より良好な組み込みを得る目的で、独立システム１６、１つまたは複数のターボ機械、および減速ギアはまた、特定の機能（潤滑、共通収納、冷却、空気入口）を共用するために、また組立体の質量およびサイズを最小限に抑えるために同じ組立体内に組み込まれ得る。

加えて、すべての基本的形態が、同じラインに沿って位置合わせされる、または同じようにして配置されるとは限らない。たとえば、特定の構造によれば、タービンおよび／または燃焼室は、このラインに対して平行に移動され得る。

さらには、動力伝達は、図示された例のようにシャフト８０を用いて、または任意の他の伝達手段によって達成され得る。

Claims (13)

1. 少なくとも１つのガス発生部（５０）、動力タービン（６０）、および排出ノズル（７０）を含む基本的形態（１０）を有する航空機のターボ機械（１、４、７）によって供給された動力を再結合する方法であって、排出ノズル（７０）内の熱交換によってエネルギーを回収すること、次いでこの回収されたエネルギーを、独立システム（１６）を用いて機械的エネルギーの形に変換すること、および変換されたエネルギーを、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーン（Ｚ１、Ｚ２、３、８）内でターボ機械によって供給されたエネルギーに再結合することにあり、機械的または電気的性質の再結合が、ガス発生部（５０）の駆動シャフト（５７）および動力タービン（６０）の動力シャフト（３０、３１）への対応する連結（１７、１９；１７ａ、１９ａ）を経て達成され、ターボ機械（１、４、７）の要求事項および航空機のオペレーション要求事項にしたがって機械的および／または電気的動力の供給に充てられることを特徴とする、方法。
2. 再結合が、上流側ゾーン（Ｚ１）、下流側ゾーン（Ｚ２）、主要伝達ゾーン（３）、および動力伝達手段の全体的なグループ化のためのゾーンの中から選択された一ゾーン内で達成される、請求項１に記載の動力を再結合する方法。
3. 再結合が、機械的性質のものであり、ターボ機械（１、４、７）の形態にしたがって、動力削減部（２０）、追加連結部（９０）、補助装置への連結部（８、９１）および主要伝達部（３）の中から選択された連結部によって、ターボ機械（１、４、７）の動力シャフト（３０、３１）によって達成される、請求項１または２に記載の動力を再結合する方法。
4. 再結合が、ターボ機械の運転段階の間ガス発生部（５０）のＨＰ駆動シャフト（５７）に連結し、補完的な時間の間、動力タービン（６０）の動力シャフト（３０、３１）に連結することによって達成される、請求項１または２に記載の動力を再結合する方法。
5. 再結合が、電気的性質のものであり、回収されたエネルギーを航空機のオンボードネットワーク（２）および／またはターボ機械の補助装置への電気エネルギーに変換することによって、および／または航空機の装置を駆動するために電気を動力化することによって達成される、請求項１または２に記載の動力を再結合する方法。
6. 複数エンジン環境（（１ａ、１ｂ）において、このとき、単一のエンジン（１ａ、１ｂ）にまたはエンジン共通に位置付けられた、エネルギー変換のための独立システム（１６）を使用し、エンジン（１ａ、１ｂ）のノズル（７０ａ、７０ｂ）内で直列に装着された熱交換機（１８ａ、１８ｂ）によってエンジン（１ａ、１ｂ）からエネルギーを回収することにある、請求項１または２に記載の動力を再結合する方法。
7. 少なくともガス発生部（５０）、動力タービン（６０）、および排出ノズル（７０）を含む、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法を実施するためのターボ機械の構造であって、排出ノズル（７０）内に位置付けられた熱交換機（１８、１８ａ、１８ｂ）と、熱エネルギーを機械的エネルギーに変換するための、熱交換機に結合された独立システム（１６）と、この独立システム（１６）に連結され、ターボ機械の形態にしたがって単一ゾーン（Ｚ１、Ｚ２、３、８）内に位置する、機械的（２０、９０、９１、１７、１９）および電気的（２、１７ａ、１９ａ）再結合手段であって、ターボ機械および航空機の対応する機械的および／または電気的要求事項を満たすために、独立システム（１６）によって供給された動力をガス発生部（５０）のＨＰ駆動シャフト（５７）および動力タービン（６０）の動力シャフト（３０、３１）に伝達することができる、再結合手段とを含むことを特徴とする、ターボ機械の構造。
8. 独立システム（１６）が、自由または連結式動力タービンを備え、燃料室が熱交換機（１８）で置き換えられた開放サイクルの補助ターボシャフトエンジン、凝縮器、ポンプ、および圧縮機を含む相変化流体モータ、および２ストロークまたは４ストロークサイクルにしたがって作動し、熱交換機に結合されたピストン式開放サイクル空気エンジンの中から選択された熱エンジンである、請求項７に記載のターボ機械の構造。
9. 動力タービン（６０）が、動力シャフト（３０、３１、８１、８１ａ、８１ｂ、１５）を介して、機械的および／または電気的再結合手段（２０、９１、１７、１９、１７ａ、１９ａ）によって、独立システム（１６）に連結される、請求項７または８の一項に記載のターボ機械の構造。
10. 動力シャフトが上流側貫通シャフト（３０）であり、上流側貫通シャフト（３０）および独立システム（１６）の動力シャフト（１５）が、動力減速ギア（２０、２００）、主要ギアックス（３）、補助装置ボックス（８、９１）および付加ボックス（９０）の中から選択された機械的再結合手段を介して結合されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成する、請求項７から９までのいずれか一項に記載のターボ機械の構造。
11. 動力シャフトが、直接的に、または主要ライン（Ｘ’Ｘ）に対して平行な外側動力シャフト（８１、８１ａ、８１ｂ）と結合することによって、動力を航空機の下流側または上流側それぞれに伝達することができる下流側の非貫通シャフト（３１）であり、下流側の非貫通シャフト（３１）および独立システム（１６）の動力シャフト（１５）が、動力減速ギア（２０、２００）、主要ギアボックス（３）、および基本的形態に適合させるための付加ボックス（９０）の中から選択された機械的再結合手段を介して結合されて、航空機の単一の機械的インターフェースを構成する、請求項７および８のいずれか一項に記載のターボ機械の構造。
12. 機械的（１７、１９）および電気的（１７ａ、１９ａ）手段が、独立システム（１６）によって供給された動力を、ターボ機械の運転段階の間、ガス発生部（５０）のＨＰ駆動シャフト（５７）に伝達し、補完的な時間の間、動力タービン（６０）の動力シャフト（３０、３１）に伝達することができる、請求項７から１０までのいずれか一項に記載のターボ機械の構造。
13. 電気的再結合手段が、航空機のオンボードネットワーク（２）に直接的に、または航空機の装置を駆動する電気モータ（９４）を介して結合された交流発電機（９２）によって構成される、請求項７または１０の一項に記載のターボ機械の構造。

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