JP2019528212A - 3ホイールターボマシンを用いた環境制御システムの改善された予冷方法および航空機 - Google Patents
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Abstract
Description
[実施態様1]
ガスタービンエンジン(12、112)を使用して抽気を環境制御システム(48、148)に提供する方法(300)であって、前記方法(300)は、
前記環境制御システム(48、148)に対する抽気需要を決定すること(310)と、
前記ガスタービンエンジン(12、112)の圧縮機から低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を、ターボエアサイクルマシン(38、138)の第1タービン部(40a、140a)と圧縮機部(42、142)に選択的に供給し、前記第1タービン部(40a、140a)は冷却空気流(70)を放出し、前記圧縮機部(42、142)は圧縮空気流(72)を放出すること(320)と、
前記冷却空気流(70)を第2タービン部(40b、140b)に選択的に供給し、前記第2タービン部(40b、140b)はさらなる冷却空気流(70)を放出すること(330)と、
前記第1タービン部(40a、140a)から放出された前記冷却空気流(70)または前記第2タービン部(40b、140b)から放出された前記さらなる冷却空気流(70)の少なくとも1つを、前記圧縮機部(42、142)から放出された前記圧縮空気流(72)と組み合わせて調整空気流(74)を形成すること(340)と、
を含み、
低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を前記選択的に供給すること(320)と、前記冷却空気流(70)を選択的に供給すること(330)は、前記調整空気流(74)が前記決定された抽気需要を満たすように制御される、方法(300)。
[実施態様2]
前記調整空気流(74)の温度に関連する温度センサからの出力信号を受信することをさらに含む、実施態様1に記載の方法(300)。
[実施態様3]
前記抽気需要を決定すること(310)は、前記環境制御システム(48、148)に対する気温需要、前記環境制御システム(48、148)に対する圧力需要、または前記環境制御システム(48、148)に対するエネルギーバランス需要を決定することを含む、実施態様2に記載の方法(300)。
[実施態様4]
前記決定された気温需要と前記出力信号とに基づいて、前記第2タービン部(40b、140b)に供給される冷却空気流(70)の量を決定することをさらに含む、実施態様3に記載の方法(300)。
[実施態様5]
供給される冷却空気流(70)の前記量を決定することが、供給される冷却空気流(70)の前記量を連続的に決定することを含む、実施態様4に記載の方法(300)。
[実施態様6]
前記第2タービン部(40b、140b)に前記冷却空気流(70)を選択的に供給すること(330)は、前記第2タービン部(40b、140b)に前記冷却空気流(70)の100%未満を供給することを含む、実施態様1に記載の方法(300)。
[実施態様7]
前記第2タービン部(40b、140b)に前記冷却空気流(70)を選択的に供給すること(330)は、前記第2タービン部(40b、140b)に前記冷却空気流(70)の100%を供給することを含む、実施態様1に記載の方法(300)。
[実施態様8]
前記ガスタービンエンジン(12、112)の前記圧縮機から前記選択的に低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を供給することは、複数の低圧抽気供給源(180a、180b、180c)のうちの1つから低圧抽気(66)を供給すること、または複数の高圧抽気供給源(186a、186b、186c)のうちの1つから高圧抽気(68)を供給することのうちの少なくとも1つをさら含む、実施態様1に記載の方法(300)。
[実施態様9]
前記第1タービン部(40a、140a)から放出される前記冷却空気流(70)または前記第2タービン部(40b、140b)から放出される前記さらなる冷却空気流(70)のうちの少なくとも一方を前記圧縮機部(42、142)から放出される前記圧縮空気流(72)と組み合わせることが、前記圧縮空気流(72)の流れを制御することをさらに含む、実施態様1に記載の方法(300)。
[実施態様10]
航空機(10、110)であって、
抽気入口(49)を有する環境制御システム(48、148)と、
少なくとも1つの低圧抽気供給源(180a、180b、180c)と、少なくとも1つの高圧抽気供給源(186a、186b、186c)とを有するガスタービンエンジン(12、112)と、
回転連結された第1タービン部(40a、140a)、第2タービン部(40b、140b)および圧縮機部(42、142)を有するターボエアサイクルマシン(38、138)と、
前記低圧(66)および高圧抽気供給源(186a、186b、186c)を、前記第1タービン部(40a、140a)と圧縮機部(42、142)に流体連結する上流ターボエジェクタと、
前記第1タービン部(40a、140a)または前記第2タービン部(40b、140b)の少なくとも一方からの流体出力を、前記圧縮機部(42、142)からの流体出力と流体的に組み合わせて、前記環境制御システム(48、148)の前記抽気入口(49)に供給される共通の流れにする下流ターボエジェクタ(44、144)と、
を備えた、航空機(10、110)。
[実施態様11]
前記航空機(10、110)が、複数の低圧抽気供給源(180a、180b、180c)または複数の高圧抽気供給源(186a、186b、186c)のうちの少なくとも1つを含む、実施態様10に記載の航空機(10、110)。
[実施態様12]
前記複数の低圧抽気供給源(180a、180b、180c)のうちの少なくとも1つまたは前記複数の高圧抽気供給源(186a、186b、186c)のうちの少なくとも1つに流体連結されたチェックバルブ(52)をさらに備える、実施態様11に記載の航空機(10、110)。
[実施態様13]
前記第1タービン部(40a、140a)の前記流体出力を前記下流ターボエジェクタ(44、144)に流体連結するバイパス導管(43、143)をさらに備える、実施態様10に記載の航空機(10、110)。
[実施態様14]
前記バイパス導管(43、143)を通る流体流れを選択的に制御するように構成されたバイパスバルブ(47、147)をさらに備える、実施態様13に記載の航空機(10、110)。
[実施態様15]
前記共通流れの温度に関連する信号を出力するように構成された温度センサをさらに備える、実施態様14に記載の航空機(10、110)。
[実施態様16]
前記信号を受信し、それに基づいて前記バイパスバルブ(47、147)を制御可能に動作させるように構成されたコントローラモジュール(60、160)をさらに備える、実施態様15に記載の航空機(10、110)。
[実施態様17]
前記下流ターボエジェクタ(44、144)が、前記圧縮機部(42、142)からの前記流体出力に流体連結された可変ターボエジェクタピントルバルブをさらに備える、実施態様10に記載の航空機(10、110)。
[実施態様18]
航空機(10、110)の環境制御システム(48、148)に空気を供給する方法(300)であって、前記方法(300)は、
低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を、ガスタービンエンジン(12、112)の圧縮機からターボエアサイクルマシン(38、138)に選択的に供給し、環境制御システム(48、148)の動作上の需要により前記抽気を事前調整すること
を含み、
前記事前調整は、さらなる冷却のために、前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の第1タービン部(40a、140a)から前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の第2タービン部(40b、140b)に放出された流体出力を選択的に供給することを含む、方法(300)。
[実施態様19]
前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の圧縮機部(42、142)からの流体出力を、前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の前記第1タービン部(40a、140a)または前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の前記第2タービン部(40b、140b)のうちの少なくとも1つから放出される流体出力に、選択的に供給することをさらに含む、実施態様18に記載の方法(300)。
[実施態様20]
前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の前記第1タービン部(40a、140a)から前記ターボエアサイクルマシン(38、138)の前記第2タービン部(40b、140b)に放出される流体出力を選択的に提供することは、前記環境制御システム(48、148)の温度需要に基づく、実施態様18に記載の方法(300)。
12 ガスタービンエンジン
14 胴体
16 コックピット
18 翼アセンブリ
20 抽気システム
22 ファン
24 抽気ポート
25 燃焼部
26 圧縮機部
27 タービン部
28 温度センサ
29 排気部
30 多段低圧圧縮機
32 多段高圧圧縮機
34 低圧抽気ポート
36 高圧抽気ポート
38 ターボエアサイクルマシン
40a 第1タービン部
40b 第2タービン部
41 共通シャフト
42 圧縮機部
43 バイパス導管
44 下流ターボエジェクタ
46 第1制御可能バルブ
47 バイパスバルブ
48 環境制御システム(ECS)
49 抽気入口
50 第2制御可能バルブ
52 チェックバルブ
54 圧縮機出力
56 第1タービン出力、流体出力
58 スロート、スロート部
60 コントローラ、コントローラモジュール
62 プロセッサ
64 メモリ
66 低圧抽気流、低圧空気流
68 高圧抽気流、高圧空気流
70 冷却空気流
71 空気流、第2タービン出力
72 圧縮機出力空気流、圧縮空気流、高圧空気
73 バイパス空気流
74 合流空気流、共通混合流、出力空気流
75 タービン出力空気流、圧縮機出力空気流、低圧空気
76 抽気需要信号
110 航空機
112 ガスタービンエンジン
120 抽気システム
128 温度センサ
134 低圧抽気ポート
138 ターボエアサイクルマシン
140a 第1タービン部
140b 第2タービン部
142 圧縮機部
143 バイパス導管
144 ターボエジェクタ
145 制御可能バルブアセンブリ
146 制御可能バルブ
147 バイパスバルブ
148 環境制御システム(ECS)
150 制御可能バルブ
154 圧縮機出力
156 第1タービン出力
158 スロート、スロート部
160 コントローラ、コントローラモジュール
162 プロセッサ
166 低圧抽気流
171 第2タービン出力
172 圧縮空気流、高圧質量空気流、高圧空気
173 バイパス空気流
174 合流空気流
175 低圧質量空気流、低圧空気
176 抽気需要信号
180a 低圧抽気ポート、低圧抽気供給源
180b 低圧抽気ポート、低圧抽気供給源
180c 低圧抽気ポート、低圧抽気供給源
182 マニホールド
184 バルブ
186a 高圧抽気ポート、高圧抽気空気供給源
186b 高圧抽気ポート、高圧抽気空気供給源
186c 高圧抽気ポート、高圧抽気空気供給源
188 マニホールド
290 バルブ
292 ニードル
300 方法
Claims (10)
- ガスタービンエンジン(12、112)を使用して抽気を環境制御システム(48、148)に提供する方法(300)であって、前記方法(300)は、
前記環境制御システム(48、148)に対する抽気需要を決定すること(310)と、
前記ガスタービンエンジン(12、112)の圧縮機から低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を、ターボエアサイクルマシン(38、138)の第1タービン部(40a、140a)と圧縮機部(42、142)に選択的に供給し、前記第1タービン部(40a、140a)は冷却空気流(70)を放出し、前記圧縮機部(42、142)は圧縮空気流(72)を放出すること(320)と、
前記冷却空気流(70)を第2タービン部(40b、140b)に選択的に供給し、前記第2タービン部(40b、140b)はさらなる冷却空気流(70)を放出すること(330)と、
前記第1タービン部(40a、140a)から放出された前記冷却空気流(70)または前記第2タービン部(40b、140b)から放出された前記さらなる冷却空気流(70)の少なくとも1つを、前記圧縮機部(42、142)から放出された前記圧縮空気流(72)と組み合わせて調整空気流(74)を形成すること(340)と、
を含み、
低圧抽気(66)および高圧抽気(68)を前記選択的に供給すること(320)と、前記冷却空気流(70)を選択的に供給すること(330)は、前記調整空気流(74)が前記決定された抽気需要を満たすように制御される、方法(300)。 - 前記調整空気流(74)の温度に関連する温度センサからの出力信号を受信することをさらに含む、請求項1に記載の方法(300)。
- 前記抽気需要を決定すること(310)は、前記環境制御システム(48、148)に対する気温需要、前記環境制御システム(48、148)に対する圧力需要、または前記環境制御システム(48、148)に対するエネルギーバランス需要を決定することを含む、請求項2に記載の方法(300)。
- 前記決定された気温需要と前記出力信号とに基づいて、前記第2タービン部(40b、140b)に供給される冷却空気流(70)の量を決定することをさらに含む、請求項3に記載の方法(300)。
- 前記第1タービン部(40a、140a)から放出される前記冷却空気流(70)または前記第2タービン部(40b、140b)から放出される前記さらなる冷却空気流(70)のうちの少なくとも一方を前記圧縮機部(42、142)から放出される前記圧縮空気流(72)と組み合わせることが、前記圧縮空気流(72)の流れを制御することをさらに含む、請求項1に記載の方法(300)。
- 航空機(10、110)であって、
抽気入口(49)を有する環境制御システム(48、148)と、
少なくとも1つの低圧抽気供給源(180a、180b、180c)と、少なくとも1つの高圧抽気供給源(186a、186b、186c)とを有するガスタービンエンジン(12、112)と、
回転連結された第1タービン部(40a、140a)、第2タービン部(40b、140b)および圧縮機部(42、142)を有するターボエアサイクルマシン(38、138)と、
前記低圧(66)および高圧抽気供給源(186a、186b、186c)を、前記第1タービン部(40a、140a)と圧縮機部(42、142)に流体連結する上流ターボエジェクタと、
前記第1タービン部(40a、140a)または前記第2タービン部(40b、140b)の少なくとも一方からの流体出力を、前記圧縮機部(42、142)からの流体出力と流体的に組み合わせて、前記環境制御システム(48、148)の前記抽気入口(49)に供給される共通の流れにする下流ターボエジェクタ(44、144)と、
を備えた、航空機(10、110)。 - 前記航空機(10、110)が、複数の低圧抽気供給源(180a、180b、180c)または複数の高圧抽気供給源(186a、186b、186c)のうちの少なくとも1つを含む、請求項6に記載の航空機(10、110)。
- 前記第1タービン部(40a、140a)の前記流体出力を前記下流ターボエジェクタ(44、144)に流体連結するバイパス導管(43、143)をさらに備える、請求項6に記載の航空機(10、110)。
- 前記バイパス導管(43、143)を通る流体流れを選択的に制御するように構成されたバイパスバルブ(47、147)をさらに備える、請求項8に記載の航空機(10、110)。
- 前記共通流れの温度に関連する信号を出力するように構成された温度センサをさらに備える、請求項9に記載の航空機(10、110)。
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