JP2021014825A - ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用する。【解決手段】電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられるガスタービンシステム１００であって、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１０と、圧縮機１０により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器２０と、燃焼器２０が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン３０と、タービン３０に連結されてタービン３０の駆動により発電するとともに推力発生器に電力を供給する第１発電機４０と、タービン３０よりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置され、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する第２発電機５０と、を備えるガスタービンシステム１００を提供する。【選択図】図２

Description

本開示は、電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられるガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体に関するものである。

従来、圧縮部と、燃焼部と、タービン部と、タービン部とともに回転する回転体と、回転体と連動して回転して推力を発生するファンを備える航空機用のガスタービンエンジンが知られている（例えば、特許文献１参照）。特許文献１に開示されるガスタービンエンジンは、ファンとともに回転する発電機を設けることで、ファンが回転する運動エネルギーを電力に変換している。発電機が生成した電力は、航空機の後端に配置された電動ファン等を駆動するために用いられる。

米国特許出願公開第２０１８／００５０８０６号明細書

特許文献１に開示されるガスタービンエンジンは、燃焼部が発生した燃焼ガスのエネルギーを、タービン部とともに回転する発電機を介して電力に変換している。しかしながら、タービン部を通過した燃焼ガスは、そのまま外部へ排出されるため、燃焼ガスの運動エネルギーおよび熱エネルギーの一部を有効に活用することができない。特に、ガスタービンエンジンにファンが設けられておらず、発電機が生成した電力により駆動される電動ファンのみで推力を発生する場合、ガスタービンエンジンから排出される燃焼ガスが推力として利用されないため、燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーの一部が無駄となってしまう。

本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、タービンの駆動により発電する発電機と電力により推力を発生する推力発生器とを備える移動体に用いられるガスタービンシステムにおいて、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用することを目的とする。

上記課題を解決するために、本開示の一態様に係るガスタービンシステムは、電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられ、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記推力発生器に電力を供給する第１発電機と、前記タービンよりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置され、前記タービンを通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する第２発電機と、を備える。

本開示によれば、タービンの駆動により発電する発電機と電力により推力を発生する推力発生器とを備える移動体に用いられるガスタービンシステムにおいて、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用することができる。

本開示の第１実施形態に係る航空機を示す概略構成図である。 図１に示すガスタービンシステムの縦断面図である。 図２に示すガスタービンシステムのＡ−Ａ矢視断面図である。 図２に示すガスタービンシステムのＢ−Ｂ矢視端面図である。 図２に示すガスタービンシステムのＣ−Ｃ矢視端面図である。 変形例に係るガスタービンシステムのＡ−Ａ矢視断面図である。 本開示の第２実施形態に係るガスタービンシステムの縦断面図である。 図７に示すガスタービンシステムのＤ−Ｄ矢視断面図である。 図７に示すガスタービンシステムのＥ−Ｅ矢視断面図である。

〔第１実施形態〕
以下、本開示の第１実施形態に係る航空機（移動体）１について、図面を参照して説明する。図１は、本開示の第１実施形態に係る航空機１を示す概略構成図である。図２は、図１に示すガスタービンシステム１００の縦断面図である。図３は、図２に示すガスタービンシステム１００のＡ−Ａ矢視断面図である。図４は、図２に示すガスタービンシステム１００のＢ−Ｂ矢視端面図である。図５は、図２に示すガスタービンシステム１００のＣ−Ｃ矢視端面図である。

図１に示すように、航空機１は、電力を生成するガスタービンシステム１００と、ガスタービンシステム１００が生成した電力により推力を発生する電動ファン（推力発生器）２００と、を備える。本実施形態の航空機１は、ガスタービンシステム１００が生成した電力により電動ファン２００を駆動して推力を得る装置である。

図１及び図２に示すように、ガスタービンシステム１００は、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、第１発電機４０と、複数の第２発電機５０と、排気部６０と、ナセル７０と、を備える。図１に示すように、第１発電機４０及び第２発電機５０が生成した電力は、電動ファン２００に供給される。

圧縮機１０は、航空機１の進行方向の前方から流入する外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する装置である。圧縮機１０は、軸線Ｘ回りに回転する複数の動翼１１と、固定された複数の静翼１２とを有し、流入した空気を複数の動翼１１と複数の静翼１２を通過させることにより、圧縮空気を生成する。

燃焼器２０は、圧縮機１０により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて高温かつ高圧の燃焼ガスを生成する装置である。燃焼器２０は、高温かつ高圧の燃焼ガスをタービン３０に供給することによりタービン３０を軸線Ｘ回りに回転させる。燃焼器２０は、軸線Ｘ回りの複数個所に設けられている。

タービン３０は、燃焼器２０が生成する燃焼ガスによって駆動される装置である。タービン３０は、軸線Ｘ回りに回転する複数の動翼３１と、固定された複数の静翼３２と、動翼と連結された駆動軸３３と、を有する。燃焼ガスを複数の動翼３１と複数の静翼３２を通過させることにより、動翼３１が軸線Ｘ回りに回転する。動翼３１が回転することにより得られる駆動力は、駆動軸３３を介して第１発電機４０に伝達される。

第１発電機４０は、タービン３０の駆動軸３３に連結されるとともにタービン３０の駆動力により発電する装置である。第１発電機４０は、駆動軸３３に連結されて軸線Ｘ回りに回転するロータ（図示略）と、ロータの回りに固定して配置されるステータとを有する。図１に示すように、第１発電機４０が発生した電力は、電動ファン２００に供給される。

第２発電機５０は、タービン３０を通過した燃焼ガスから電力を発生する装置である。第２発電機５０は、例えば、燃焼ガスの運動エネルギーを、小型タービンや風車等の回転軸を回転させる動力に変換し、その動力で発電機本体（図示略）を駆動して電力を生成する装置である。また、第２発電機５０は、例えば、高温の燃焼ガスと外部空気等との温度差に基づいて、燃焼ガスの熱エネルギーを電力に変換する装置である。また、第２発電機５０は、燃焼ガスの運動エネルギーを電力に変換し、かつ燃焼ガスの熱エネルギーを電力に変換する装置としてもよい。このように、第２発電機５０は、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する装置である。

複数の第２発電機５０は、それぞれが電力を発生する発電機本体（図示略）を有し、発生した電力を電動ファン２００に供給する。ただし、複数の第２発電機５０の各々は発電機本体（図示略）を有さず、複数の第２発電機５０に対して単一の発電機本体を設けるようにしてもよい。この場合、複数の第２発電機５０は、アングルギアボックス等により駆動力を単一の発電機本体に伝達し、単一の発電機本体から電動ファン２００に電力を供給する。

電動ファン２００は、第１発電機４０および第２発電機５０が生成した電力により推力を発生する装置である。電動ファン２００は、航空機１において、ガスタービンシステム１００から離れた任意の位置に設置可能である。電動ファン２００は、ファン（図示略）を回転させることにより推力を得る。

排気部６０は、図２に示すように、タービン３０を通過した燃焼ガスを外部へ導くものである。排気部６０は、内側壁部６１と、外側壁部６２とを有する。内側壁部６１は、タービン３０が回転する軸線Ｘに沿って延びるとともに軸線Ｘ回りに筒状に形成される。外側壁部６２は、軸線Ｘに沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部６１の外周側を取り囲むように配置される。

図３に示すように、内側壁部６１および外側壁部６２は、タービン３０から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線Ｘに沿って延びる環状流路６３を形成する。環状流路６３は、軸線Ｘを中心に環状に形成される流路であり、タービン３０から排出される燃焼ガスの全量を外部へ導く。

図２および図３に示すように、軸線Ｘに対して内側壁部６１の内周側には、内側壁部６１により取り囲まれる収納空間Ｓ１が形成されている。収納空間Ｓ１には、第１発電機４０が配置されている。第１発電機４０は、固定具（図示略）を介して内側壁部６１に固定されている。

図２および図３に示すように、第２発電機５０は、軸線Ｘに沿った同一位置において、環状流路６３の複数個所に配置されている。図３に示すように、第２発電機５０は、軸線Ｘを中心とした周方向Ｃｄに沿って等間隔の複数箇所（図３では、４５°間隔で８箇所）に配置されている。第２発電機５０は、内部に燃焼ガスを流通させることにより、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する。

図２に示すように、軸線Ｘ上の位置Ｐ１は、燃焼ガスの流通方向における第２発電機５０の下流側端部に対応した位置である。位置Ｐ１における内側壁部６１の外径は、Ｄｉ１となっている。また、位置Ｐ１における外側壁部６２の内径は、Ｄｏ１となっている。図４の端面図に示すように、位置Ｐ１における環状流路６３の断面積はＡＲ１である。断面積ＡＲ１は、下記の式（１）により算出される。
ＡＲ１＝π・｛（Ｄｏ１／２）^２−（Ｄｉ１／２）^２｝ （１）

図２に示すように、軸線Ｘ上の位置Ｐ２は、燃焼ガスの流通方向における環状流路６３の下流側端部に対応した位置である。位置Ｐ２における内側壁部６１の外径は、Ｄｉ２となっている。また、位置Ｐ２における外側壁部６２の内径は、Ｄｏ２となっている。図５の端面図に示すように、位置Ｐ２における環状流路６３の断面積はＡＲ２である。断面積ＡＲ２は、下記の式（２）により算出される。
ＡＲ２＝π・｛（Ｄｏ２／２）^２−（Ｄｉ２／２）^２｝ （２）

そして、位置Ｐ２における環状流路６３の断面積ＡＲ２は、位置Ｐ１における環状流路６３の断面積ＡＲ１よりも大きい。また、環状流路６３は、位置Ｐ１から位置Ｐ２に至る各位置において、燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。

タービン３０から排出される燃焼ガスは、タービン３０の回転方向に沿った周方向Ｃｄの速度成分を有している。第２発電機５０が周方向Ｃｄに沿った速度成分よりも軸線Ｘに沿った速度成分に対してエネルギー回収効率が高い場合、燃焼ガスの周方向Ｃｄの速度成分の一部を軸線Ｘに沿った速度成分に変換するのが好ましい。例えば、第２発電機５０として、軸線Ｘあるいは軸線Ｘからわずかに傾斜した軸線を中心に回転する小型タービンを用いる場合、燃焼ガスの周方向Ｃｄの速度成分の一部を軸線Ｘに沿った速度成分に変換するのが好ましい。

そこで、図６に示す変形例に係るガスタービンシステム１０１のように、環状流路６３における位置Ｐ０よりも燃焼ガスの流通方向の上流側の位置において、環状流路６３の周方向Ｃｄの複数箇所に内側壁部６１と外側壁部６２を接続する整流板（整流部）６４を配置してもよい。整流板６４は、周方向Ｃｄに直交（交差）するように延びる板状部材であり、環状流路６３を周方向Ｃｄに沿って複数の領域に仕切っている。ここで、位置Ｐ０は、軸線Ｘ方向において第２発電機５０の上流側の端部が配置される位置に対応している。整流板６４を位置Ｐ０よりも燃焼ガスの流通方向の上流側に配置することにより、整流板６４により整流された燃焼ガスを第２発電機５０に供給することができる。

整流板６４が周方向Ｃｄに直交するように延びているため、燃焼ガスが整流板６４に衝突することにより、燃焼ガスの周方向Ｃｄの速度成分の一部が軸線Ｘに沿った速度成分に変換される。これにより、整流板６４が設けられない場合に比べ、周方向Ｃｄの速度成分が減少し、軸線Ｘに沿った速度成分が増大した燃焼ガスを第２発電機５０に導くことができる。

ナセル７０は、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、排気部６０を含むガスタービンシステム１００の各部を覆うように配置される外殻である。ナセル７０は、軸線Ｘに沿って延びる筒状に形成されている。ナセル７０は、航空機本体（図示略）にパイロン（図示略）を介して連結されている。

以上説明した本実施形態の航空機１が奏する作用および効果について説明する。
本開示に係る航空機１は、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１０と、圧縮機１０により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器２０と、燃焼器２０が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン３０と、タービン３０に連結されてタービン３０の駆動により発電する第１発電機４０と、第１発電機４０が生成した電力により推力を発生する電動ファン２００と、タービン３０よりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置され、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する第２発電機５０と、を備える。

本開示に係る航空機１によれば、燃焼器２０が生成する燃焼ガスによってタービン３０が駆動され、タービン３０の駆動によってタービン３０に連結された第１発電機４０が発電する。第１発電機４０が生成した電力により電動ファン２００が推力を発生するため、航空機１を推進させることができる。

また、タービン３０を駆動した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーは、タービン３０よりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置される第２発電機５０により電力に変換される。そのため、タービン３０の駆動により発電する第１発電機４０および第２発電機５０と電力により推力を発生する電動ファン２００とを備える航空機１において、タービン３０の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用することができる。

本開示に係る航空機１は、タービン３０を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部６０を備え、排気部６０は、タービン３０が回転する軸線Ｘに沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部６１と、軸線Ｘに沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部６１の外周側を取り囲むように配置される外側壁部６２と、を有し、内側壁部６１および外側壁部６２は、タービン３０から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線Ｘに沿って延びる環状流路６３を形成し、第１発電機４０は、内側壁部６１の内周側に形成される収納空間Ｓ１に配置され、第２発電機５０は、環状流路６３に配置される。

本開示に係る航空機１によれば、排気部６０が有する内側壁部６１の内周側に形成される収納空間Ｓ１に第１発電機４０が配置されるため、第１発電機４０を燃焼ガスが流通しない空間に配置することができる。また、排気部６０の内側壁部６１と外側壁部６２により形成される環状流路６３に第２発電機５０が配置されるため、タービン３０から排出される燃焼ガスを確実に第２発電機５０に導くことができる。

本開示に係る航空機１において、環状流路６３は、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。
環状流路６３がディフューザ形状を有するため、第２発電機５０を通過した燃焼ガスを外部へ排出する際に、燃焼ガス流れが減速されて圧力が増加し、タービン３０全体の効率を向上させることができる。なお、燃焼ガスの圧力増加に伴う剥離現象を抑制するため、内側壁部６１および外側壁部６２の形状を、これらから燃焼ガス流れが剥離することを抑制する形状とすることが望ましい。

本開示に係る航空機１において、第２発電機５０は、環状流路６３の軸線Ｘ回りの周方向の複数個所に配置されている。
第２発電機５０が環状流路６３の周方向の複数個所に配置されるため、複数の第２発電機５０の各々で、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換することができる。

〔第２実施形態〕
次に、本開示の第２実施形態に係る航空機について説明する。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第１実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。

第１実施形態の航空機が備えるガスタービンシステム１００は、内側壁部６１と外側壁部６２との間に形成される環状流路６３に、複数の第２発電機５０を配置するものであった。それに対して、本実施形態の航空機が備えるガスタービンシステム１００Ａは、環状流路６３Ａに流入した燃焼ガスが分配される複数の離散流路６５Ａａのそれぞれに複数の第２発電機５０を配置するものである。

以下、本開示の第２実施形態に係る航空機（移動体）について、図面を参照して説明する。図７は、本実施形態に係るガスタービンシステム１００Ａの縦断面図である。図８は、図７に示すガスタービンシステム１００ＡのＤ−Ｄ矢視断面図である。図９は、図７に示すガスタービンシステム１００ＡのＥ−Ｅ矢視断面図である。

本実施形態の排気部６０Ａと第１実施形態の排気部６０とは、タービン３０を通過した燃焼ガスを外部へ導く点で共通するが、具体的な構造が相違している。以下、本実施形態の排気部６０Ａについて説明する。本実施形態の排気部６０Ａは、内側壁部６１Ａと、外側壁部６２Ａと、分配部６５Ａと、を備える。

図８に示すように、内側壁部６１Ａおよび外側壁部６２Ａは、タービン３０から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線Ｘに沿って延びる環状流路６３Ａを形成する。環状流路６３Ａは、軸線Ｘを中心に環状に形成される流路であり、タービン３０から排出される燃焼ガスの全量を外部へ向けて導く。環状流路６３Ａへ流入した燃焼ガスは、分配部６５Ａを経由して外部へ排出される。

分配部６５Ａは、環状流路６３Ａに流入した燃焼ガスを軸線Ｘ回りの周方向Ｃｄの複数箇所に配置される複数の離散流路６５Ａａに分配する部材である。分配部６５Ａは、環状流路６３Ａを流通する燃焼ガスの全量を流通方向の下流側に向けて複数の離散流路６５Ａａに略均等に分配する３次元形状を有している。環状流路６３Ａから分配部６５Ａへ流入した燃焼ガスの全量は、複数の離散流路６５Ａａに分配され、各離散流路６５Ａａを介して外部に排出される。

図９は、図７に示すガスタービンシステム１００ＡのＥ−Ｅ矢視断面図であり、複数の離散流路６５Ａａの断面を示している。図９に示すように、複数の離散流路６５Ａａは、それぞれ断面視が円形の流路であり、軸線Ｘ回りの周方向Ｃｄに沿って間隔を空けて（図９では４５°間隔で８箇所）離散的に配置されている。環状流路６３Ａを流通する燃焼ガスの全量が複数の離散流路６５Ａａに導かれるため、環状流路６３Ａから第１発電機４０が配置される収納空間Ｓ１に燃焼ガスが導かれることはない。

図７から図９に示すように、本実施形態の第２発電機５０は、軸線Ｘに沿った同一位置において、複数の離散流路６５Ａａのそれぞれに配置されている。図８および図９に示すように、第２発電機５０は、軸線Ｘを中心とした周方向Ｃｄに沿って等間隔の複数箇所（図８および図９では、４５°間隔で８箇所）に配置されている。第２発電機５０は、内部に燃焼ガスを流通させることにより、タービン３０を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する。

図８および図９に示すように、複数の離散流路６５Ａａの断面積を合計した値は、環状流路６３Ａの断面積よりも十分に小さい。そのため、環状流路６３Ａから離散流路６５Ａａへ導かれた燃焼ガスの流速が増加し、運動エネルギーが増加した状態で燃焼ガスが第２発電機５０へ流入する。そのため、燃焼ガスの一部が第２発電機５０を通過しない第１実施形態に比べ、第２発電機５０による燃焼ガスからのエネルギー回収効率が増加する。

図７に示すように、軸線Ｘ上の位置Ｐ３は、燃焼ガスの流通方向における第２発電機５０の下流側端部に対応した位置である。位置Ｐ３における離散流路６５Ａａの内径は、Ｄｄ１となっている。軸線Ｘ上の位置Ｐ４は、燃焼ガスの流通方向における離散流路６５Ａａの下流側端部に対応した位置である。位置Ｐ４における離散流路６５Ａａの内径は、Ｄｄ２となっている。

そして、位置Ｐ４における離散流路６５Ａａの内径Ｄｄ２は、位置Ｐ３における離散流路６５Ａａの内径Ｄｄ１よりも大きい。また、離散流路６５Ａａは、位置Ｐ３から位置Ｐ４に至る各位置において、燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。

以上説明した本実施形態の移動体が奏する作用および効果について説明する。
本開示に係る航空機１は、タービン３０を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部６０Ａを備え、排気部６０Ａは、タービン３０が回転する軸線Ｘに沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部６１Ａと、軸線Ｘに沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部６１Ａの外周側を取り囲むように配置される外側壁部６２Ａと、を有し、内側壁部６１Ａおよび外側壁部６２Ａは、タービン３０から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線Ｘ回りに環状流路６３Ａを形成し、環状流路６３Ａに流入した燃焼ガスを軸線Ｘ回りの周方向の複数個所に配置される複数の離散流路６５Ａａに分配する分配部６５Ａを備え、第１発電機４０は、内側壁部６１の内周側に形成される収納空間Ｓ１に配置され、第２発電機５０は、複数の離散流路６５Ａａのそれぞれに配置される。

本開示に係る航空機１によれば、内側壁部６１の内周側に形成される収納空間Ｓ１に第１発電機４０が配置されるため、第１発電機４０を燃焼ガスが流通しない空間に配置することができる。タービン３０から排出される燃焼ガスは、内側壁部６１Ａおよび外側壁部６２Ａにより形成される環状流路６３Ａに流入し、分配部６５Ａによって周方向の複数個所に配置される複数の離散流路６５Ａａのそれぞれに分配される。複数の離散流路６５Ａａのそれぞれに第２発電機５０が配置されるため、タービン３０から排出される燃焼ガスの全量を確実に複数の第２発電機５０に導くことができる。

本開示に係る航空機１において、離散流路６５Ａａは、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。
離散流路６５Ａａがディフューザ形状を有するため、第２発電機５０を通過した燃焼ガスを外部へ排出する際に、燃焼ガス流れが減速されて圧力が増加し、タービン３０全体の効率を向上させることができる。なお、燃焼ガスの圧力増加に伴う剥離現象を抑制するため、離散流路６５Ａａの壁面の形状を、壁面から燃焼ガス流れが剥離することを抑制する形状とすることが望ましい。

〔他の実施形態〕
第１実施形態の環状流路６３は、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、環状流路６３は、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が変化しない流路としてもよい。

第２実施形態の離散流路６５Ａａは、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有するものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、離散流路６５Ａａは、第２発電機５０が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が変化しない流路としてもよい。

以上説明した本実施形態に記載のガスタービンシステムは、例えば以下のように把握される。
本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、電力により推力を発生する推力発生器（２００）を備える移動体（１）に用いられ、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機（１０）と、圧縮機（１０）により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器（２０）と、燃焼器（２０）が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン（３０）と、タービン（３０）に連結されてタービン（３０）の駆動により発電するとともに推力発生器（２００）に電力を供給する第１発電機（４０）と、タービン（３０）よりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置され、タービンを通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する第２発電機（５０）と、を備える。推力発生器（２００）は、例えば、電動ファン２００である。移動体（１）は、例えば、電動ファン２００により推力を得る航空機である。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、燃焼器（２０）が生成する燃焼ガスによってタービン（３０）が駆動され、タービン（３０）の駆動によってタービン（３０）に連結された第１発電機（４０）が発電する。第１発電機（４０）が生成した電力により推力発生部（２００）が推力を発生するため、移動体（１）を推進させることができる。また、タービン（３０）を駆動した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーは、タービン（３０）よりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置される第２発電機（５０）により電力に変換される。そのため、タービン（３０）の駆動により発電する発電機（４０，５０）と電力により推力を発生する推力発生器（２００）とを備える移動体（１）において、タービン（３０）の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用することができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、タービン（３０）を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部（６０）を備え、排気部（６０）は、タービン（３０）が回転する軸線（Ｘ）に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部（６１）と、軸線（Ｘ）に沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部（６１）の外周側を取り囲むように配置される外側壁部（６２）と、を有し、内側壁部（６１）および外側壁部（６２）は、タービン（３０）から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線（Ｘ）に沿って延びる環状流路（６３）を形成し、第１発電機（４０）は、内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に配置され、第２発電機（５０）は、環状流路（６３）に配置される。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、排気部（６０）が有する内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に第１発電機（４０）が配置されるため、第１発電機（４０）を燃焼ガスが流通しない空間に配置することができる。また、排気部（６０）の内側壁部（６１）と外側壁部（６２）により形成される環状流路（６３）に第２発電機（５０）が配置されるため、タービン（３０）から排出される燃焼ガスを確実に第２発電機（５０）に導くことができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、環状流路（６３）は、第２発電機（５０）が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。
環状流路（６３）がディフューザ形状を有するため、第２発電機（５０）を通過した燃焼ガスを外部へ排出する際に、燃焼ガス流れが減速されて圧力が増加し、タービン（３０）全体の効率を向上させることができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、第２発電機（５０）は、環状流路（６３）の軸線（Ｘ）回りの周方向の複数個所に配置されている。
第２発電機（５０）が環状流路（６３）の周方向の複数個所に配置されるため、複数の第２発電機（５０）の各々で、タービン（３０）を通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換することができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、環状流路（６３）の軸線（Ｘ）回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに第２発電機（５０）よりも燃焼ガスの流通方向の上流側に配置される整流部（６４）を備え、整流部（６４）は、内側壁部（６１）と外側壁部（６２）を接続するとともに周方向と交差するように延びる板状部材である。
本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、第２発電機（５０）よりも燃焼ガスの流通方向の上流側の環状流路（６３）に複数の整流部（６４）が配置される。整流部（６４）は、内側壁部（６１）と外側壁部（６２）を接続するとともに周方向と交差するように延びる板状部材であるため、燃焼ガスが整流部（６４）に衝突することにより、燃焼ガスの周方向（Ｃｄ）の速度成分の一部が軸線（Ｘ）に沿った速度成分に変換される。これにより、整流部（６４）が設けられない場合に比べ、周方向（Ｃｄ）の速度成分が減少し、軸線（Ｘ）に沿った速度成分が増大した燃焼ガスを第２発電機５０に導くことができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、タービン（３０）を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部（６０Ａ）を備え、排気部（６０Ａ）は、タービン（３０）が回転する軸線（Ｘ）に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部（６１Ａ）と、軸線（Ｘ）に沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部（６１Ａ）の外周側を取り囲むように配置される外側壁部（６２Ａ）と、を有し、内側壁部（６１Ａ）および外側壁部（６２Ａ）は、タービン（３０）から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線（Ｘ）回りに環状流路（６３Ａ）を形成し、環状流路（６３Ａ）に流入した燃焼ガスを軸線（Ｘ）回りの周方向の複数個所に配置される複数の離散流路（６５Ａａ）に分配する分配部（６５Ａ）を備え、第１発電機（４０）は、内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に配置され、第２発電機（５０）は、複数の離散流路（６５Ａａ）のそれぞれに配置される。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に第１発電機（４０）が配置されるため、第１発電機（４０）を燃焼ガスが流通しない空間に配置することができる。タービン（３０）から排出される燃焼ガスは、内側壁部（６１Ａ）および外側壁部（６２Ａ）により形成される環状流路（６３Ａ）に流入し、分配部（６５Ａ）によって周方向の複数個所に配置される複数の離散流路（６５Ａａ）のそれぞれに分配される。複数の離散流路（６５Ａａ）のそれぞれに第２発電機（５０）が配置されるため、タービン（３０）から排出される燃焼ガスの全量を確実に複数の第２発電機（５０）に導くことができる。

本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、離散流路（６５Ａａ）は、第２発電機（５０）が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する。
離散流路（６５Ａａ）がディフューザ形状を有するため、第２発電機（５０）を通過した燃焼ガスを外部へ排出する際に、燃焼ガス流れが減速されて圧力が増加し、タービン（３０）全体の効率を向上させることができる。

以上説明した本実施形態に記載の移動体は、例えば以下のように把握される。
本開示に係る移動体（１）は、上記のいずれかに記載のガスタービンシステム（１００）と、ガスタービンシステム（１００）が生成した電力により推力を発生する推力発生器（２００）と、を備える。
本開示によれば、タービン（３０）の駆動により発電する発電機（４０）と電力により推力を発生する推力発生器（２００）とを備える移動体（１）に用いられるガスタービンシステム（１００）において、タービン（３０）の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを有効に活用することができる。

１ 航空機（移動体）
１０ 圧縮機
２０ 燃焼器
３０ タービン
３１ 動翼
４０ 第１発電機
５０ 第２発電機
６０，６０Ａ 排気部
６１，６１Ａ 内側壁部
６２，６２Ａ 外側壁部
６３，６３Ａ 環状流路
６４ 整流板（整流部）
６５Ａ 分配部
６５Ａａ 離散流路
７０ ナセル
１００，１００Ａ，１０１ ガスタービンシステム
２００ 電動ファン（推力発生器）
ＡＲ１，ＡＲ２ 断面積
Ｃｄ 周方向
Ｓ１ 収納空間
Ｘ 軸線

Claims (8)

1. 電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられるガスタービンシステムであって、
   外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
   前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
   前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
   前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記推力発生器に電力を供給する第１発電機と、
   前記タービンよりも燃焼ガスの流通方向の下流側に配置され、前記タービンを通過した燃焼ガスの運動エネルギーおよび／または熱エネルギーを電力に変換する第２発電機と、を備えるガスタービンシステム。
2. 前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部を備え、
   前記排気部は、前記タービンが回転する軸線に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部と、前記軸線に沿って延びるとともに筒状に形成され、前記内側壁部の外周側を取り囲むように配置される外側壁部と、を有し、
   前記内側壁部および前記外側壁部は、前記タービンから排出される燃焼ガスを流通させるとともに前記軸線に沿って延びる環状流路を形成し、
   前記第１発電機は、前記内側壁部の内周側に形成される収納空間に配置され、
   前記第２発電機は、前記環状流路に配置される請求項１に記載のガスタービンシステム。
3. 前記環状流路は、前記第２発電機が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する請求項２に記載のガスタービンシステム。
4. 前記第２発電機は、前記環状流路の前記軸線回りの周方向の複数個所に配置されている請求項２または請求項３に記載のガスタービンシステム。
5. 前記環状流路の前記軸線回りの周方向の複数箇所に配置されるとともに前記第２発電機よりも燃焼ガスの流通方向の上流側に配置される整流部を備え、
   前記整流部は、前記内側壁部と前記外側壁部を接続するとともに前記周方向と交差するように延びる板状部材である請求項４に記載のガスタービンシステム。
6. 前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部を備え、
   前記排気部は、前記タービンが回転する軸線に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部と、前記軸線に沿って延びるとともに筒状に形成され、前記内側壁部の外周側を取り囲むように配置される外側壁部と、を有し、
   前記内側壁部および前記外側壁部は、前記タービンから排出される燃焼ガスを流通させるとともに前記軸線回りに環状流路を形成し、
   前記環状流路に流入した燃焼ガスを前記軸線回りの周方向の複数個所に配置される複数の離散流路に分配する分配部を備え、
   前記第１発電機は、前記内側壁部の内周側に形成される収納空間に配置され、
   前記第２発電機は、複数の前記離散流路のそれぞれに配置される請求項１に記載のガスタービンシステム。
7. 前記離散流路は、前記第２発電機が配置される位置から燃焼ガスの流通方向の下流側に向けて断面積が漸次増大するディフューザ形状を有する請求項６に記載のガスタービンシステム。
8. 請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のガスタービンシステムと、
   前記ガスタービンシステムが生成した電力により推力を発生する推力発生器と、を備える移動体。
   

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