JP2017194055A - オイルフリーのガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】オイルフリーのガスタービンエンジン（１０１）を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン（１０１）は、圧縮機セクション（１２０）、燃焼セクション（１２６）、タービンセクション（１２５）、及び排気ノズルセクション（１３２）を含む。さらに、ガスタービンエンジン（１０１）は、タービンセクションの少なくとも一部を、圧縮機セクション（１２０）の少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素を含む。さらに、ガスタービンエンジン（１０１）は、回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受（１０２）を含む。さらに、ガスタービンエンジン（１０１）は、ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるよう構成された、直接駆動スタータ発電機（１０４）を含む。したがって、本開示のガスタービンエンジン（１０１）は、少なくとも部分的にオイルフリーのエンジンを提供する。【選択図】図３

Description

本主題は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、電気の、オイルフリーのガスタービンエンジンに関する。

ガスタービンエンジンは、一般に、互いに流れ連通して配置されたファン及びコアエンジンを含む。さらに、コアエンジンは一般に、連続する流れの順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。運転中、空気がファンから圧縮機セクションの入口に供給され、圧縮機セクションでは１つ以上の軸流式圧縮機で空気を圧縮し、空気は燃焼セクションに到達する。燃料が圧縮空気と混合され、燃焼セクション内で燃焼されて燃焼ガスを提供する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動し、その後排気セクションを通って、例えば、大気等に送られる。

従来のガスタービンエンジンは、シャフト、圧縮機インペラ、タービン、カップリング、シーリングパック、及び所与の運転条件下で最適な運転に必要な他の要素を有する、ロータ組立体を含む。これらのロータ組立体は、重力に起因する一定の静的な力を発生させる質量を有し、かつ、例えば、動作中のロータ組立体の不均衡等に起因する動的な力を発生させる。そのようなガスタービンエンジンは、ロータ組立体の回転を可能にしながら、これらの力に耐え、これらの力を支持する軸受組立体を含む。通常の軸受組立体は、軸受ハウジング内に収容された軸受と、軸受とシャフトとの間に構成された軸受パッドとを含む。

さらに、従来の航空機エンジンは、転がり要素軸受を使用して動作する。そのような、油を必要とする軸受は、エンジンの動作サイクル全体にわたって、回転するシステムからの静的負荷及び動的負荷を支持する。さらに、エンジン内の通常の転がり要素軸受は、別個の軸受油溜まりを必要とする。軸受油溜まりは、油の必要性と結びついている、複数の機能を果たす複雑な部品組立体を使用して構成される。そのような機能には、例えば、油の供給、密封、排出、軸受の取り付け、冷却、及び／又は制動が含まれ得る。転がり要素軸受は、ジェットエンジンの着想以来使用されてきた実証済みの技術だが、油を必要とするために、複数の支持機材及び補助装置を必要とする。

例えば、転がり要素軸受を使用する従来の航空機エンジンは、半径方向の駆動シャフト及びアクセサリギアボックスをも含む。半径方向の駆動シャフトは、一連の傘歯車及び平歯車を介して、発電機ロータとアクセサリギアボックスとの間で力を機械的に伝達する。さらに、アクセサリギアボックスは、例えば、エンジン始動中のコアの回転、噛み合っているスタータ発電機による発電、転がり要素軸受用の潤滑油供給ポンプ、軸受油溜まり排出ポンプ、燃料昇圧ポンプ、及び入口粒子分離装置（ＩＰＳ）用送風機等を含む、エンジンの複数の機能を提供する。

転がり要素軸受の性質、及びアクセサリギアボックスの機械的構成要素のために、エンジンの正常な動作のためには油が必要である。しかしながら、エンジンから転がり要素軸受及びアクセサリギアボックスを取り除くことは、システムの信頼性の向上に加えて、著しく重量を削減できる可能性がある。

したがって、少なくともいくつかの公知の回転機械は、油潤滑式ではない軸受が望ましい場合には、気体軸受を使用する。しかしながら、エンジンから油を完全に取り除くためには、アクセサリギアボックスも取り除かなければならない。しかしながら、アクセサリギアボックスを首尾よく取り除くためには、本明細書に記載された各々の機能が考慮されなければならない。

上述の観点から、当技術分野では、オイルフリーのターボシャフトエンジンが歓迎されよう。より具体的には、アクセサリギアボックスではなく直接駆動スタータ発電機を有する、電気の、オイルフリーのターボシャフトエンジンが有利であろう。

米国特許第９１６９８４６号明細書

本発明の態様及び利点は、部分的に以下の説明に記載されるか、又は説明から明白であるか、又は本発明の実施を通して学ぶことができる。

一態様では、本開示はガスタービンエンジンを対象とする。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼セクション、及びタービンセクションを含む。さらに、ガスタービンエンジンは、動力タービンセクションの少なくとも一部を、圧縮機セクションの少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素を含む。さらに、ガスタービンエンジンは、回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受を含む。さらに、ガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンを始動させるよう構成された、直接駆動スタータ発電機を含む。したがって、本開示のガスタービンエンジンは、少なくとも部分的にオイルフリーのタービンエンジンを提供する。

別の態様では、本開示は１以上の気体軸受を有するガスタービンエンジンを動作させるための方法を対象とする。方法は、スタータ発電機のロータを回転させることによって、直接駆動スタータ発電機を介してガスタービンエンジンを始動させることを含む。別のステップは、軸受の離昇を達成するため、気体軸受の、圧縮機セクションからの圧縮空気による加圧を開始することを含む。方法はまた、ロータ速度が上昇し、かつ軸受トルクが減少する際、境界層潤滑領域を介して気体により気体軸受１０２を連続的に加圧して、十分に加圧された気体軸受を達成することを含む。

さらに別の態様では、本開示は航空機エンジン組立体を対象とする。航空機エンジン組立体は、１つ以上の動力伝達入力シャフトを有する回転翼機伝達システムと、ガスタービンエンジンとを含む。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、動力タービンセクションの少なくとも一部を圧縮機セクションの少なくとも一部に駆動接続するよう構成されたメインシャフト、回転構成要素を支持するよう構成された１つ以上の気体軸受、及びガスタービンエンジンを始動させるよう構成された直接駆動スタータ発電機を含み、ガスタービンエンジンは少なくとも部分的にオイルフリーである。航空機エンジン組立体はまた、回転翼機伝達システム及びガスタービンエンジンの接続部で、１つ以上の動力伝達入力シャフト上に構成された１つ以上の転がり要素軸受を含む。

本発明の、これら及び他の特徴、態様、及び利点は、以下の説明及び添付する特許請求の範囲を参照することにより、よりよく理解されよう。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する、添付する図面は、本発明の実施形態を示し、説明とともに、本発明の原理を説明する役割を果たす。

当業者を対象とする、最良の形態を含む本発明の完全な、かつ実施可能な程度の開示は、以下の添付する図面を参照する、本明細書に記載されている。

本開示に係る、ガスタービンエンジンの一実施形態の概略断面図を示す。 従来の構造による、ガスタービンエンジンの部分側面図を示す。 本開示に係る、航空機エンジン組立体の一実施形態の、部分側面図を示す。 図３の航空機エンジン組立体の、部分詳細図を示す。 本開示に係る、航空機エンジン組立体の別の実施形態の部分側面図を示す。 本開示に係る、ガスタービンエンジンの動作のための方法の一実施形態の、流れ図を示す。 本開示に係るガスタービンエンジンの、様々な動作形態の一実施形態のグラフを示す。 本開示に係る様々な動作形態中の、気体軸受及び回転構成要素の潤滑状態の概略図を示す。

ここで、本発明の実施形態を提示するため、詳細に説明する。それらの実施形態の１つ以上の例が、添付する図面に示されている。詳細な説明は、図面中の特徴を指すための、数字及び文字による符号を使用する。図面及び説明中の同様の、又は類似の符号は、本発明の同様の、又は類似の部分を指すために使用されている。

本明細書で使用されている「第１」、「第２」、及び「第３」という用語は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために、互いに交換可能であるように使用される場合があり、個々の構成要素の位置、又は重要性を表すことを意図しない。

「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れの、相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る方向を指し、「下流」は流体が流れて行く方向を指す。

一般に、本開示は、オイルフリーのターボシャフトエンジン又はオイルフリーのターボファンエンジン等の、オイルフリーのガスタービンエンジンを対象とする。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼セクション、動力タービンセクション、コアセクション又はガス発電機セクション、及び排気ノズルセクションを有する、コアエンジンを含む。さらに、ガスタービンエンジンは、動力タービンセクションの少なくとも一部を、圧縮機セクションの少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素を含む。さらに、ガスタービンエンジンは、回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受を含む。さらに、ガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンを始動させ、かつミッションサイクルを通じてエンジン付属品のための電力を発電するよう構成された、直接駆動スタータ発電機を含む。したがって、本開示のガスタービンエンジンは、少なくとも部分的にオイルフリーのタービンエンジンを提供する。本明細書で使用される、「少なくとも部分的にオイルフリーの」とは、一般に、１以上の従来の、油を使用する構成要素（例えば、油溜まり等）が、油を使用しない構成要素で置換された、任意のエンジン構成を指す。本開示はまた、完全にオイルフリーの構成を有するエンジンも提供する。

したがって、本開示は、先行技術にはない多くの利点を提供する。例えば、付加製造された気体軸受を使用することにより、油を使用するすべての油溜まり機材／構成要素を取り除き、単一の軸受構成要素に置き換えることができる。したがって、エンジンロータ組立体を支持するために気体軸受を採用することは、部品点数及び重量を削減するだけでなく、転がり要素軸受のＤＮ（すなわち、表面速度）限界を超える超高速の回転速度を可能にし、その結果、高出力密度が得られる。さらに、気体軸受は、油溜まりが必要ないため、エンジンの回転構成要素に沿った任意の位置に配置することができる。

本開示のオイルフリーのガスタービンエンジンのさらなる態様は、１以上の気体軸受を加圧するための代替的方法進めて、ガス発電機のシャフトが回転していなくても外部加圧が提供される。これにより、０ＲＰＭでの軸受トルクをほぼゼロにする。この方法はさらに、小型送風機又は補助動力装置（ＡＰＵ）又は補助エアカート等の補助空気システムからの、外部加圧から、適切なエンジン速度で、圧縮機セクションからの加圧に移行することを包含する。この方法は、軸受が、乾燥摩擦状態又は境界層潤滑状態での動作を回避することを可能にし、流体潤滑が十分に発達した状態になって初めての始動動作を可能にする。

ここで図面を参照すると、図面では、図面全体にわたって同一の番号は同じ要素を示す。図１は、本開示に係る、ターボ機械の一実施形態の概略断面図を示す。より詳細には、図１の実施形態では、ターボ機械はガスタービンエンジンとして構成されているか、又はむしろ高バイパス比ターボファンジェットエンジンもしくはターボシャフトエンジンとして構成されている。図１に示されているように、ガスタービンエンジン１０は、（参考までに記載された長手方向の中心線１２と平行に延在する）軸線方向Ａ１、半径方向Ｒ１、及び軸線方向Ａ１の周りに延在する円周方向（図示せず）を規定する。一般に、ガスタービンエンジン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。

より具体的には、図示されているように、示されているコアタービンエンジン１６は一般に、環状の入口２０を画成する、ほぼ管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタ圧縮機又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション、並びにジェット排気ノズルセクション３２を収容し、コアタービンエンジン１６は、直列流れ関係でこれらを含む。高圧（ＨＰ）シャフト又は高圧（ＨＰ）スプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又は低圧（ＬＰ）スプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動接続する。したがって、ＬＰシャフト３６及びＨＰシャフト３４は、各々が、ガスタービンエンジン１０の動作中に軸線方向Ａ１の周りを回転する回転構成要素である。

そのような回転構成要素を支持するため、ガスタービンエンジン１０は、ガスタービンエンジン１０内の様々な構造部材に取り付けられた複数の軸受組立体８０を含む。より具体的には、図示されているように、軸受組立体８０は、ＬＰシャフト３６及びＨＰシャフト３４の回転を助け、かつガスタービンエンジン１０の動作中に、軸受組立体８０に与えられた振動エネルギーを弱める。

図１の実施形態を引き続き参照すると、ファンセクション１４は、間隔を空けてディスク４２に連結された、複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示されているように、ファンブレード４０は、半径方向Ｒ１にほぼ沿って、ディスク４２から外側に向かって延在している。各々のファンブレード４０は、ファンブレード４０のピッチを一斉にまとめて変更するよう構成された適切なピッチ変更の仕組み４４に作動的に連結されているブレード４０によって、ピッチの軸Ｐの周りでディスク４２に相対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及びピッチ変更の仕組み４４はともに、パワーギアボックス４６の反対側にあるＬＰシャフト３６によって、長手方向の中心線１２の周りを回転可能である。パワーギアボックス４６は、ファン３８の、ＬＰシャフト３６に相対する回転速度を、より効率的なファンの回転速度に調節するための、複数の歯車を含む。より詳細には、ファンセクションは、パワーギアボックス４６の反対側にあるＬＰシャフト３６によって回転可能な、ファンシャフトを含む。したがって、ファンシャフトは、回転構成要素と見なすこともでき、同様に１つ以上の軸受によって支持される。

図１の例示的な実施形態を引き続き参照すると、ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するような空気力学的な外形を有する、回転可能なフロントハブ４８によって覆われている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８を、及び／又は少なくともコアタービンエンジン１６の一部を円周方向に取り囲む、環状のファンケーシングすなわち外側のナセル５０を含む。ナセル５０は、円周方向に間隔を空けられた複数の出口ガイドベーン５２によって、コアタービンエンジン１６に相対して支持されている。さらに、ナセル５０の下流セクション５４はコアタービンエンジン１６の外側部分上に延在しており、下流セクション５４と外側部分との間にバイパス空気流通路５６を画成するように上に延在している。

ガスタービンエンジン１０の動作中は、大量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の、関連する入口６０を通ってターボファン１０に入る。大量の空気５８がファンブレード４０を通過する際、矢印６２で示された空気５８の第１部分がバイパス空気流通路５６内に導かれるか、又は送られ、矢印６４で示された空気５８の第２部分はコアの空気流路３７内、又はより具体的にはＬＰ圧縮機２２内に導かれるか、又は送られる。空気の第１部分６２と空気の第２部分６４との間の比は、一般にバイパス比として知られている。空気の第２部分６４の圧力は、その後、空気の第２部分６４が高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って燃焼セクション２６内に送られる際に、上昇する。燃焼セクション２６では空気は燃料と混合されて燃焼されて、燃焼ガス６６を提供する。

燃焼ガス６６はＨＰタービン２８を通って送られ、ＨＰタービン２８では、燃焼ガス６６からの熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの部分が、外側ケーシング１８に連結されたＨＰタービンステータベーン６８及びＨＰシャフト又はスプール３４に連結されたＨＰタービンロータブレード７０の、連続するステージを介して抽出されて、ＨＰシャフト又はスプール３４を回転させることにより、ＨＰ圧縮機２４の動作を支持する。燃焼ガス６６はその後ＬＰタービン３０を通って送られ、ＬＰタービン３０では、燃焼ガス６６からの熱エネルギー及び運動エネルギーの第２部分が、外側ケーシング１８に連結されたＬＰタービンステータベーン７２及びＬＰシャフト又はスプール３６に連結されたＬＰタービンロータブレード７４の、連続するステージを介して抽出されて、ＬＰシャフト又はスプール３６を回転させることにより、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転を支持する。

燃焼ガス６６は、続いて、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られ、推進力を提供する。同時に、空気の第１部分６２が、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出される前にバイパス空気流通路５６を通って送られる際、空気の第１部分６２の圧力が著しく高められ、そのことも推進力を提供する。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１６を介して燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を画成する。

ここで図２を参照すると、従来の構造によるガスタービンエンジン１０の部分側面図が示されている。図２に示されているように、ガスタービンエンジン１０は、シャフト３４、３６の回転を助けるためシャフト３４、３６に沿って間隔を空けられている複数の従来の、すなわち油潤滑式の軸受組立体８０を含む。さらに、図示されているように、従来のガスタービンエンジン１０は、半径方向の駆動シャフト８４及びアクセサリギアボックス８２も含む。したがって、半径方向の駆動シャフト８４は、一連の傘歯車及び平歯車８８を介して、ガス発電機ロータとアクセサリギアボックス８２との間で力を機械的に伝達する。さらに、アクセサリギアボックス８２は、エンジン始動中のコアの回転、噛み合っているスタータ発電機による発電、転がり要素軸受用の潤滑油供給ポンプ、軸受油溜まり排出ポンプ、燃料ポンプ、及び入口粒子分離装置（ＩＰＳ）用送風機を提供する。前述したように、従来の油潤滑式のエンジンに、欠点がないわけではない。例えば、各々の軸受８０は、油の供給、密封、排出、軸受の取り付け、冷却、及び／又は制動等の、油を必要とする複雑な部品組立体から構成される、別個の油溜まりを必要とする。

したがって、図３に示されているように、本開示に係る航空機エンジン組立体１００の部分側面図が示されている。図示されているように、航空機エンジン組立体１００は、１つ以上の動力伝達入力シャフト１０５を有する回転翼機伝達システム１０３と、ガスタービンエンジン１０１とを含む。図３のガスタービンエンジン１０１は一般に、従来の油潤滑式の軸受８０とアクセサリギアボックス８２とを除いて、図１の従来のガスタービンエンジン１０と同様に構成されていることは、理解されよう。例えば、本開示のガスタービンエンジン１０１は、圧縮機セクション１２０、燃焼セクション１２６、タービンセクション１２５、及び排気ノズルセクション１３２を含む。さらに、ガスタービンエンジン１０１は、タービンセクション１２５の少なくとも一部を、圧縮機セクション１２０の少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素を含む。より具体的には、図示されているように、圧縮機セクション１２０は、低圧圧縮機（ＬＰＣ）１２２及び高圧圧縮機（ＨＰＣ）１２４を含んでいてもよい。さらに、タービンセクション１２５は、高圧（ＨＰ）タービン１２８及び動力タービン１３０を含んでいてもよい。さらに、回転構成要素は、ＨＰタービン１２８を圧縮機１２４に駆動接続する高速シャフト１３４及び／又は動力タービン１３０を駆動接続する動力タービンシャフト１３６を含んでいてもよい。さらに、動力タービンシャフト１３６はその後、回転翼機動力伝達システムに機械的に連結している。

さらに、図示されているように、ガスタービンエンジン１０１は、例えば、シャフト１３４、１３６等の、回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受１０２を含む。さらに、図示されているように、ガスタービンエンジン１０１は、少なくとも、ガスタービンエンジン１０１を始動させるよう構成された、直接駆動スタータ発電機１０４を含む。したがって、本開示のガスタービンエンジン１０１は、オイルフリーのエンジンを提供し、同エンジンは本明細書でより詳細に説明する。

しかし、図３に示されたガスタービンエンジン１０１は例として提供されたに過ぎず、他の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン１０１は任意の他の適切な構成を有していてもよいことは、理解されよう。さらに他の例示的な実施形態では、本開示の態様は、任意の他の適切なガスタービンエンジンに組み込まれ得ることも、理解されよう。例えば、他の例示的な実施形態では、本開示の態様は、例えば、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、ターボファンエンジン、又はターボジェットエンジンに組み込まれてもよい。さらに、さらに他の実施形態では、本開示の態様は、蒸気タービン、遠心圧縮機、及び／又はターボチャージャを含むが、これらに限定されない、任意の他の適切なターボ機械に組み込まれてもよい。

航空機エンジン組立体１００、すなわち、回転翼機伝達システム１０３はまた、回転翼機伝達システム１０３及びガスタービンエンジン１０１の接続部で、動力伝達入力シャフト１０５とともに構成された１つ以上の転がり要素軸受１０７を含んでいてもよい。そのような転がり要素軸受１０７は、従来の油潤滑式の軸受でもよいが、ガスタービンエンジン１０１は、転がり要素軸受１０７が油溜まりに包含されており、かつ、油溜まり密封システム１１８を介してガスタービンエンジン１０１からは分離されているため、オイルフリーのままであることは理解されよう。

本開示の気体軸受１０２は、当技術分野で現在知られているか、今後開発される任意の適切な気体潤滑軸受又は空気潤滑軸受であってもよい。例えば、一実施形態では、気体軸受１０２は、その全体が参照により本明細書に組み込まれる、「日付」に出願された、「軸受組立体」と題する米国特許第「番号」明細書に記載された軸受を含んでいてもよい。さらに、気体軸受１０２はほぼ、ＬＰシャフト３６の前端、及びＨＰシャフト３４の後端に配置されているものとして説明及び図示されているが、軸受１０２は、付加的に、又は代替的に、シャフト３４、３６の中部すなわち中央の領域、又はシャフト３４、３６に沿った任意の他の位置を含むが、これらに限定されない、ＬＰシャフト３６及びＨＰシャフト３４に沿った任意の所望の位置に配置され得る。

さらに、直接駆動スタータ発電機１０４は、エンジン始動中のコアの回転を可能にし、ミッションサイクル中にエンジン付属品に対する電力の伝達を提供する。例えば、いくつかの実施形態では、直接駆動スタータ発電機１０４はさらに、エンジン１０１の１つ以上の電気駆動の構成要素に電力を供給するよう構成されている。より具体的には、いくつかの実施形態では、エンジン１０１の電気駆動の構成要素は、送風機、燃料ポンプ、点火器ボックス、電気油圧式の入口ガイドベーン（ＩＧＶ）アクチュエータ、又は電力を必要とする任意の他のエンジン構成要素を含んでいてもよい。

アクセサリの可変速度駆動は、燃料ポンプ及び送風機の、コアに依存しない速度制御を可能にする。そのような柔軟性は、燃料供給の最適化を可能にし、その結果、タンクに戻る再循環を減少させ、ガスタービンエンジン１０１の全体的な熱管理システム（ＴＭＳ）に影響を与える。さらに、必要な場合にだけ送風機を動作させることは、エンジン１０１全体の効率改善にも貢献する。燃料ポンプと送風機の両方を、いずれかの気体軸受１０２に取り付けて、オイルフリーのシステムを維持することができる。直接駆動スタータ発電機１０４によるさらに他の機能は、点火器ボックスに対する電力供給、及び電気油圧式のＩＧＶの作動を含んでいてもよい。

ここで図４を参照すると、直接駆動スタータ発電機１０４はまた、スタータ発電機１０４のステータ巻線１０８とともに構成された、冷却システム１０６を含んでいてもよい。これは、スタータ発電機１０４の課題の１つが、このようなステータ巻線１０８の冷却であるためである。従来のスタータ発電機では、発電機は油を用いて冷却される。本開示のガスタービンエンジン１０１はオイルフリーであるため、冷却システム１０６は、直接駆動スタータ発電機１０４から熱を抽出するために、燃料を活用する。より具体的には、燃料は、前方の支柱組立体１１１（図４）を通って、電気ステータバッキングの外面にある冷却ジャケット（追加してもよい）まで、供給を達成することができる。熱が、対流／伝導によって電気ステータ巻線１０８から除去されると、加熱された燃料は、前方のフレームの支柱の前縁表面の下に埋め込まれた、表面の空気と燃料の熱交換器１１４（追加してもよい）を通り過ぎる。言い換えれば、図４に示されているように、冷却システム１０６は、熱交換器１１４と、冷却流体１１６、すなわち、ステータ巻線１０８のハウジングを通って循環される燃料とを含んでいてもよい。代替的な実施形態では、冷却システム１０６はまた、燃料の酸素除去、又は燃料の通路における耐コーキングコーティング等の耐コーキング技術を含んでいてもよい。

いくつかの実施形態では、直接駆動スタータ発電機１０４のロータ１１０は、サマリウムコバルト又はネオジム等の希土類磁石を使用した永久磁石機械であってもよい。したがって、電気機械の効率及び出力密度を最大化するため、直接駆動スタータ発電機１０４は、図４に示されているように、磁石組立体を支持するための、炭素繊維保持リング１１２を含んでいてもよい。炭素繊維を使用することは、ステータ組立体とロータ組立体との間の空隙をより小さくすることを可能にし、そのことは、電気機械の出力密度を著しく高めることができる。考慮すべきことの１つは、ロータ１１０が受ける、側面の磁気吸引力である。したがって、前端に配置された軸受は、動作サイクルを通じて、そのような側面の引っ張り負荷に耐える必要があり、そのため確実に動作するためには０ｒｐｍでの加圧が必要となる場合がある。

図３及び５に示されているように、航空機エンジン組立体１００はまた、動力伝達入力シャフト１０５と、メインシャフト１３６との間に構成されたスプライン継手を含んでいてもよい。例えば、図３に示されているように、航空機エンジン組立体１００は、動力伝達入力シャフト１０５と動力タービンシャフト１３６との間に構成された、作業スプライン継手１１５を含んでいてもよい。そのような実施形態では、動力タービンの推力は、エンジン１０１の後端の軸線方向の気体スラスト軸受１０９によって、反応される。代替的には、図５に示されているように、航空機エンジン組立体１００は、動力伝達入力シャフトと動力タービンシャフト１３６との間に構成された、固定スプライン継手１１７を含んでいてもよい。そのような実施形態では、動力タービンからの推力は、動力伝達入力シャフト１０５を支持する転がり要素軸受１０７によって、反応される。

ここで図６を参照すると、本開示に係る、１以上の気体軸受１０２を有するガスタービンエンジン１０１の動作のための方法２００の、一実施形態の流れ図が示されている。２０２に示されているように、方法２００は、スタータ発電機１０４のロータ１１０を回転させることによって、直接駆動スタータ発電機１０４を介してガスタービンエンジン１０１を始動させることを含む。２０４に示されているように、方法２００は、軸受の部分的な離昇を達成するため、気体軸受１０２の気体による加圧を開始することを含む。２０６に示されているように、方法２００はまた、ロータ速度が上昇し、かつ軸受トルクが減少する際、気体により気体軸受１０２を連続的に加圧して、境界層潤滑領域を経て十分に加圧された気体軸受を達成することを含む。本明細書で使用する境界層（Ｂ．Ｌ．）潤滑領域は、気体軸受１０２とロータ１１０との間に、断続的な接触部を含んでいてもよい。さらに、十分に加圧された気体軸受１０２は、気体軸受１０２の１以上の上、又はロータ１１０上に、平均高さの約５倍から約１０倍の厚さを有する十分に発達した流体力学的気体膜を含んでいてもよい。別の実施形態では、方法２００はまた、直接駆動スタータ発電機１０４を介してガスタービンエンジン１０１を停止することと、気体軸受１０２を減圧して軸受の接地を達成することとを含んでいてもよい。

追加的な実施形態では、軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受１０２の気体による加圧を開始するステップは、ロータの回転の前に起こってもよい。代替的には、軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受１０２の気体による加圧を開始するステップは、ロータの回転の後に起こってもよい。例えば、いくつかの実施形態では、気体軸受１０２は、送風機、ＡＰＵ、又は地上に設置する補助エアカート等であるが、これらに限定されない、任意の適切な装置を用いて、エンジンの回転の前に加圧してもよい。

図６の方法２００は、図７及び８を参照するとよりよく理解することができる。図７に示されているように、本開示に係るガスタービンエンジン１０１の様々な動作形態の一実施形態のグラフが示されている。さらに、図示されているように、グラフは、ロータ速度３０２、加圧３０４、及び軸受トルク３０６をエンジンの動作点の関数として示している。

航空機エンジン組立体１００の確実な動作のため、気体軸受１０２は、ミッション中に生じ得る、負荷のかかる事態の可能性のために、飛行ミッション中の外部加圧を必要とする。始動時（すなわち、０ｒｐｍ）に、エンジンは、軸受の離昇を達成するため、流体力学を利用する（図７）。０ｒｐｍでは、軸受パッドの表面は、ロータの表面と直接接触しており、したがって、ロータの回転直後の初期状態は、摺動摩擦の状態である（図８）。したがって、この瞬間は、軸受トルク、又は回転に対する抵抗が、最大となる瞬間である。市販の耐高温摩耗性コーティングを用いて、始動時トルクを低減し、要求される動作サイクルにわたって、動作寿命を延ばすことができる。ロータ速度の上昇に伴い軸受トルクが減少すると、軸受１０２は、境界層（Ｂ．Ｌ．）潤滑領域を経て移行する（図８）。境界層（Ｂ．Ｌ．）潤滑領域では、凸凹同士の間、すなわち軸受の表面とロータ１１０との間に、断続的な接触部がある。

離昇時の速度では、軸受１０２は、十分に発達した流体力学的気体膜を有する。この速度での気体膜の厚さは、潤滑面の凸凹の高さのほぼ１０倍である（図８）。いくつかの実施形態では、離昇時の速度は、発熱が最小限に抑えられ、かつロータの共振が、十分に発達した膜を横断するように、可能な最低速度で生じる。ガスタービンエンジン１０１が地上アイドリング状態に達すると、軸受１０２は、ミッションに備えて、高圧圧縮機１２４から、十分な外部加圧を受ける。この動作形態の停止は、流体潤滑に始まり、摺動摩擦で終了する。

代替的な実施形態では、上述したように、軸受１０２は、ロータの回転前に、気体軸受を加圧することを含む。この方法は、摺動摩擦及び膜の発達を経た移行を回避し、より堅牢な軸受の設計をもたらす。例えば、そのような方法は、最初に著しい静圧気体膜を有するため、回転後に気体軸受を加圧するために必要な位置合わせの精度を必要としない。さらに、０ｒｐｍでの外部加圧は、地上からの給気開始、遠心圧縮機のホイール等の電池駆動式の電気エンジン補機、アキュムレータ／機内圧力容器、ＡＰＵ等を含むが、これらに限定されない、複数の圧力源によって、達成され得る。

本明細書は、当業者であれば、任意の装置又はシステムを製造及び使用すること、並びに任意の組み込まれた方法を実行することを含む本発明の実施を可能にするために、最良の形態を含む例を用いて本発明を開示している。本発明の、特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含んでもよい。そのような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、又は特許請求の範囲の文言と実質的には異ならない均等の構造的要素を有する場合は、特許請求の範囲に含まれることが意図される。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０１）であって、
圧縮機セクション（１２０）、燃焼セクション（１２６）、及びタービンセクション（１２５）と、
タービンセクション（１２５）の少なくとも一部を、圧縮機セクション（１２０）の少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素と、
回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受（１０２）と、
ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるよう構成された直接駆動スタータ発電機（１０４）であって、ガスタービンエンジン（１０１）が少なくとも部分的にオイルフリーである、直接駆動スタータ発電機（１０４）とを備える、ガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様２］
直接駆動スタータ発電機（１０４）がさらに、エンジン（１０１）の１つ以上の電気駆動の構成要素に電力を供給するよう構成されている、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様３］
エンジン（１０１）の、１つ以上の電気駆動の構成要素が、送風機、燃料ポンプ、点火器ボックス、電気油圧式の入口ガイドベーン（ＩＧＶ）アクチュエータのうち少なくとも１つを備える、実施態様２に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様４］
直接駆動スタータ発電機（１０４）が、スタータ発電機（１０４）のステータ巻線（１０８）とともに構成された、冷却システム（１０６）をさらに備える、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様５］
冷却システム（１０６）が、熱交換器（１１４）と、ステータ巻線（１０８）のハウジングを通って循環される冷却流体（１１６）とをさらに備える、実施態様４に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様６］
冷却流体（１１６）が燃料を含む、実施態様５に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様７］
直接駆動スタータ発電機（１０４）が、炭素繊維保持リング（１１２）をさらに備える、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様８］
圧縮機セクション（１２０）が、低圧圧縮機（１２２）と高圧圧縮機（１２４）とを備える、実施態様１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様９］
タービンセクション（１２５）が、ガス発電機タービン（１２８）と動力タービン（１３０）とを備える、実施態様８に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様１０］
１以上の回転構成要素が、ＨＰタービン（１２８）をＨＰ圧縮機（１２４）に駆動接続する高圧（ＨＰ）シャフト（１３４）、又は低圧タービン（１３０）をＬＰ圧縮機（１２２）に駆動接続する低圧（ＬＰ）シャフト（１３６）のうち、少なくとも１つを備える、実施態様９に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
［実施態様１１］
１以上の気体軸受（１０２）を有するガスタービンエンジン（１０１）を動作させるための方法（２００）であって、
スタータ発電機（１０４）のロータ（１１０）を回転させることによって、直接駆動スタータ発電機（１０４）を介して、ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるステップと、
軸受の部分的な離昇を達成するため、気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始するステップと、
ロータ速度（３０２）が上昇し、かつ軸受トルク（３０６）が減少する際、境界層潤滑領域を介して気体により気体軸受（１０２）を連続的に加圧して、十分に加圧された気体軸受（１０２）を達成すること、方法（２００）。
［実施態様１２］
軸受の部分的な接地を達成するために、直接駆動スタータ発電機（１０４）を介してガスタービンエンジン（１０１）を停止するステップと、気体軸受（１０２）を減圧するステップとをさらに含む、実施態様１１に記載の方法（２００）。
［実施態様１３］
境界層潤滑領域が、気体軸受（１０２）とロータ（１１０）との間に、断続的な接触部を含む、実施態様１１に記載の方法（２００）。
［実施態様１４］
十分に加圧された気体軸受（１０２）が、１以上の気体軸受（１０２）又はロータ（１１０）の表面に、凸凹の高さの約５倍から約１０倍の厚さを有する十分に発達した流体力学的気体膜を備える、実施態様１１に記載の方法（２００）。
［実施態様１５］
軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始することが、ロータ（１１０）の回転の前に起こる、実施態様１１に記載の方法（２００）。
［実施態様１６］
軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始することが、ロータ（１１０）の回転の後に起こる、実施態様１１に記載の方法（２００）。
［実施態様１７］
１つ以上の動力伝達入力シャフト（１０５）を備える回転翼機伝達システム（１０３）と、
ガスタービンエンジン（１０１）であって、
圧縮機セクション（１２０）と、燃焼セクション（１２６）と、タービンセクション（１２５）と、タービンセクション（１２５）の少なくとも一部を、圧縮機セクション（１２０）の少なくとも一部に駆動接続するよう構成されたメインシャフト（１３６）と、回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受（１０２）と、ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるよう構成され、ガスタービンエンジン（１０１）が少なくとも部分的にオイルフリーである、直接駆動スタータ発電機（１０４）とを有するガスタービンエンジン（１０１）と、
回転翼機伝達システム（１０３）及びガスタービンエンジン（１０１）の接続部で、１つ以上の動力伝達入力シャフト（１０５）上に構成された１つ以上の転がり要素軸受（１０７）とを備える、航空機エンジン組立体（１００）。
［実施態様１８］
オイルフリーのガスタービンエンジン（１０１）を維持するため、転がり要素軸受（１０７）の各々のための油溜まり密封システム（１１８）をさらに備える、実施態様１７に記載の航空機エンジン組立体（１００）。
［実施態様１９］
１つ以上の動力伝達入力シャフト（１０５）と、メインシャフト（１３６）との間に構成された作業スプライン継手（１１５）をさらに備える、実施態様１７に記載の航空機エンジン組立体（１００）。
［実施態様２０］
１つ以上の動力伝達入力シャフト（１０５）とメインシャフト（１３６）との間に構成された、固定スプライン継手（１１７）をさらに備える、実施態様１７に記載の航空機エンジン組立体（１００）。

１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向の中心線又は軸線方向の中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト
３６ 低圧シャフト
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ ピッチ変更の仕組み
４６ パワーギアボックス
４８ フロントハブ
５０ ファンケーシング又はナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流通路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１部分
６４ 空気の第２部分
６６ 燃焼ガス
６８ ステータベーン
７０ タービンロータブレード
７２ ステータベーン
７４ タービンロータブレード
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス経路
８０ 従来の軸受組立体
８２ アクセサリギアボックス
８４ 半径方向の駆動シャフト
８６ キングストラット
８８ 歯車
１００ 航空機エンジン組立体
１０１ ターボシャフトエンジン
１０２ 気体軸受
１０３ 回転翼機伝達システム
１０４ 直接駆動スタータ発電機
１０５ 動力伝達入力シャフト
１０６ 冷却システム
１０７ 転がり要素軸受
１０８ ステータ／ステータ巻線
１０９ 気体スラスト軸受
１１０ ロータ
１１１ 支柱組立体
１１２ 炭素繊維保持リング
１１４ 熱交換器
１１５ 作業スプライン継手
１１６ 冷却流体
１１７ 固定スプライン継手
１１８ 油溜まり密封システム
１２０ 圧縮機セクション
１２２ 低圧圧縮機
１２４ 高圧圧縮機
１２５ タービンセクション
１２６ 燃焼セクション
１２８ 高圧タービン
１３０ 動力タービン
１３２ 排気セクション
１３４ 高速シャフト
１３６ 動力タービンシャフト
２００ 方法
２０２ 方法ステップ
２０４ 方法ステップ
２０６ 方法ステップ
３００ グラフ
３０２ ロータ速度
３０４ 圧力
３０６ 軸受トルク

Claims (15)

1. ガスタービンエンジン（１０１）であって、
   圧縮機セクション（１２０）、燃焼セクション（１２６）、及びタービンセクション（１２５）と、
   タービンセクション（１２５）の少なくとも一部を、圧縮機セクション（１２０）の少なくとも一部に駆動接続するよう構成された、１以上の回転構成要素と、
   回転構成要素を支持するよう構成された、１つ以上の気体軸受（１０２）と、
   ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるよう構成された直接駆動スタータ発電機（１０４）であって、ガスタービンエンジン（１０１）が少なくとも部分的にオイルフリーである、直接駆動スタータ発電機（１０４）と
   を備える、ガスタービンエンジン（１０１）。
2. 直接駆動スタータ発電機（１０４）がさらに、エンジン（１０１）の１つ以上の電気駆動の構成要素に電力を供給するよう構成されている、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
3. エンジン（１０１）の、１つ以上の電気駆動の構成要素が、送風機、燃料ポンプ、点火器ボックス、電気油圧式の入口ガイドベーン（ＩＧＶ）アクチュエータのうち少なくとも１つを備える、請求項２に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
4. 直接駆動スタータ発電機（１０４）が、スタータ発電機（１０４）のステータ巻線（１０８）とともに構成された、冷却システム（１０６）をさらに備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
5. 冷却システム（１０６）が、熱交換器（１１４）と、ステータ巻線（１０８）のハウジングを通って循環される冷却流体（１１６）とをさらに備える、請求項４に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
6. 冷却流体（１１６）が燃料を含む、請求項５に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
7. 直接駆動スタータ発電機（１０４）が、炭素繊維保持リング（１１２）をさらに備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
8. 圧縮機セクション（１２０）が、低圧（ＬＰ）圧縮機（１２２）と高圧（ＨＰ）圧縮機（１２４）とを備え、タービンセクション（１２５）がガス発電機タービン（１２８）と動力タービン（１３０）とを備える、請求項１に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
9. １以上の回転構成要素が、ガス発電機タービン（１２８）をＨＰ圧縮機（１２４）に駆動接続する高圧（ＨＰ）シャフト（１３４）、又は動力タービン（１３０）をＬＰ圧縮機（１２２）に駆動接続する低圧（ＬＰ）シャフト（１３６）のうち、少なくとも１つを備える、請求項８に記載のガスタービンエンジン（１０１）。
10. １以上の気体軸受（１０２）を有するガスタービンエンジン（１０１）を動作させるための方法（２００）であって、
    スタータ発電機（１０４）のロータ（１１０）を回転させることによって、直接駆動スタータ発電機（１０４）を介して、ガスタービンエンジン（１０１）を始動させるステップと、
    軸受の部分的な離昇を達成するため、気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始するステップと、
    ロータ速度（３０２）が上昇し、かつ軸受トルク（３０６）が減少する際、境界層潤滑領域を介して気体により気体軸受（１０２）を連続的に加圧して、十分に加圧された気体軸受（１０２）を達成するステップと
    を含む方法（２００）。
11. 軸受の部分的な接地を達成するために、直接駆動スタータ発電機（１０４）を介してガスタービンエンジン（１０１）を停止するステップと、気体軸受（１０２）を減圧するステップとをさらに含む、請求項１１に記載の方法（２００）。
12. 境界層潤滑領域が、気体軸受（１０２）とロータ（１１０）との間に、断続的な接触部を含む、請求項１１に記載の方法（２００）。
13. 十分に加圧された気体軸受（１０２）が、１以上の気体軸受（１０２）又はロータ（１１０）の表面に、凸凹の高さの約５倍から約１０倍の厚さを有する十分に発達した流体力学的気体膜を備える、請求項１１に記載の方法（２００）。
14. 軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始することが、ロータ（１１０）の回転の前に起こる、請求項１１に記載の方法（２００）。
15. 軸受の離昇を達成するため、１つ以上の気体軸受（１０２）の気体による加圧を開始することが、ロータ（１１０）の回転の後に起こる、請求項１１に記載の方法（２００）。