JP2022067285A - Gas turbine system - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービンシステムに関するものである。 The present invention relates to a gas turbine system.
従来、航空機等の機体に搭載され、機体を推進させるための動力源としてのガスタービンエンジンの構成が知られている。これらのガスタービンエンジンでは、例えば離着陸などの高負荷時に高出力を得るための技術が種々提案されている。 Conventionally, it is known that a gas turbine engine is mounted on an airframe such as an aircraft and is used as a power source for propelling the airframe. In these gas turbine engines, various techniques for obtaining high output at high load such as takeoff and landing have been proposed.
例えば特許文献１には、複数の圧縮機と複数のタービンとを複数の回転軸にそれぞれ直結し、複数の圧縮機からの圧縮空気を単一の燃焼器に供給する構成が開示されている。特許文献１に記載の技術によれば、複数の圧縮機から単一の燃焼器へ圧縮空気を供給することで、離着陸などの高負荷時に高出力を得ることができるとされている。
For example,
特許文献１に記載の技術にあっては、例えば航空機の巡航時等の低負荷時に無駄な燃料消費が発生する。この問題を解決するため、特許文献１に記載の技術では、低負荷時にディーゼルエンジンに切り替えることで無駄な燃料消費の発生を抑制し、高負荷時における高出力化と低負荷時における低燃費化とを両立している。
しかしながら、特許文献１に記載の技術にあっては、新たにディーゼルエンジンを追加する必要があるため、ガスタービンシステム全体のコスト及び重量が増加するおそれがある。
In the technique described in
However, in the technique described in
そこで、本発明は、高出力及び低燃費を両立しつつ、コスト及び重量の増加を抑制したガスタービンシステムを提供することを目的とする。 Therefore, an object of the present invention is to provide a gas turbine system that suppresses an increase in cost and weight while achieving both high output and low fuel consumption.
上記の課題を解決するため、請求項１に記載の発明に係るガスタービンシステム（例えば、実施形態におけるガスタービンシステム１）は、第一圧縮機（例えば、実施形態における第一圧縮機２１）及び前記第一圧縮機と一体回転する第一タービン（例えば、実施形態における第一タービン２２）を有する第一ガスタービン要素（例えば、実施形態における第一ガスタービン要素２）と、第二圧縮機（例えば、実施形態における第二圧縮機３１）及び前記第二圧縮機と一体回転する第二タービン（例えば、実施形態における第二タービン３２）を有する第二ガスタービン要素（例えば、実施形態における第二ガスタービン要素３）と、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素にそれぞれ接続される単一の燃焼器（例えば、実施形態における燃焼器４）と、前記第一圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第一圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の吸気口（例えば、実施形態における吸気口４０）へ流通させる第一供給管（例えば、実施形態における第一供給管５１）と、前記第二圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第二圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の前記吸気口へ流通させる第二供給管（例えば、実施形態における第二供給管５２）と、前記第一圧縮機の出口（例えば、実施形態における出口２１ｂ）と前記第二圧縮機の入口（例えば、実施形態における入口３１ａ）とを連通する圧縮機連通管（例えば、実施形態における圧縮機連通管５３）と、前記第一供給管に設けられ、前記第一供給管内の空気の流通を遮断可能な第一開閉弁（例えば、実施形態における第一開閉弁６１）と、前記第二圧縮機の入口よりも空気の流通方向の上流側に設けられ、前記第二圧縮機への空気の流入を遮断可能な第二開閉弁（例えば、実施形態における第二開閉弁６２）と、前記圧縮機連通管に設けられ、前記圧縮機連通管内の空気の流通を遮断可能な第三開閉弁（例えば、実施形態における第三開閉弁６３）と、前記第一開閉弁、前記第二開閉弁及び前記第三開閉弁の開閉を制御する制御部（例えば、実施形態における制御部７）と、を備え、前記制御部は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素に対する要求出力が所定値（例えば、実施形態における所定値Ｘ）以上の場合の第一運転モード（例えば、実施形態における第一運転モードＭ１）と、前記要求出力が前記所定値未満の場合の第二運転モード（例えば、実施形態における第二運転モードＭ２）と、に切替え可能であり、前記第一運転モードにおいて、前記制御部は、前記第一開閉弁及び前記第二開閉弁を開くとともに前記第三開閉弁を閉じ、前記第二運転モードにおいて、前記制御部は、前記第一開閉弁及び前記第二開閉弁を閉じるとともに前記第三開閉弁を開くことを特徴としている。
In order to solve the above problems, the gas turbine system according to the invention according to claim 1 (for example, the
また、請求項２に記載の発明に係るガスタービンシステムは、航空機（例えば、実施形態における航空機１０）に搭載され、前記第一運転モードは、前記航空機の離着陸に使用される運転モードであり、前記第二運転モードは、前記航空機の巡航に使用される運転モードであり、前記第一運転モードにおいて、前記燃焼器には、前記第一圧縮機及び前記第二圧縮機のそれぞれから圧縮空気が供給され、前記第二運転モードにおいて、前記燃焼器には、前記第一圧縮機及び前記第二圧縮機を順に経て空気が段階的に圧縮されることにより、前記第一運転モードの圧縮空気よりも高圧力な圧縮空気が供給されることを特徴としている。
Further, the gas turbine system according to the invention according to
また、請求項３に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記圧縮機連通管は、前記第一供給管における前記第一圧縮機と前記燃焼器との間の供給管中途部（例えば、実施形態における供給管中途部５７）に接続されて前記第一供給管と連通することで前記第一供給管と一体形成され、前記第一開閉弁及び前記第三開閉弁は、前記供給管中途部に設けられた三方弁（例えば、実施形態における三方弁４２）であることを特徴としている。
Further, in the gas turbine system according to the third aspect of the invention, the compressor communication pipe is the middle part of the supply pipe between the first compressor and the combustor in the first supply pipe (for example, implementation). The first on-off valve and the third on-off valve are integrally formed with the first supply pipe by being connected to the middle part of the supply pipe 57) in the form and communicating with the first supply pipe. It is characterized in that it is a three-way valve provided in (for example, the three-
また、請求項４に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記燃焼器と前記第一タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第一タービンへ流通させる第一排出管（例えば、実施形態における第一排出管５４）と、前記燃焼器と前記第二タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第二タービンへ流通させる第二排出管（例えば、実施形態における第二排出管５５）と、前記第一タービンの入口（例えば、実施形態における入口２２ａ）と前記第二タービンの出口（例えば、実施形態における出口３２ｂ）とを連通するタービン連通管（例えば、実施形態におけるタービン連通管５６）と、前記第一排出管に設けられ、前記第一排出管内の空気の流通を遮断可能な第四開閉弁（例えば、実施形態における第四開閉弁６４）と、前記第二タービンの出口よりも空気の流通方向の下流側に設けられ、前記第二タービンから外部への空気の流出を遮断可能な第五開閉弁（例えば、実施形態における第五開閉弁６５）と、前記タービン連通管に設けられ、前記タービン連通管内の空気の流通を遮断可能な第六開閉弁（例えば、実施形態における第六開閉弁６６）と、を備え、前記制御部は、前記第四開閉弁、前記第五開閉弁及び前記第六開閉弁の開閉を制御し、前記第一運転モードにおいて、前記制御部は、前記第四開閉弁及び前記第五開閉弁を開くとともに前記第六開閉弁を閉じ、前記第二運転モードにおいて、前記制御部は、前記第四開閉弁及び前記第五開閉弁を閉じるとともに前記第六開閉弁を開くことを特徴としている。
Further, in the gas turbine system according to the invention of
また、請求項５に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記タービン連通管は、前記第一排出管における前記第一タービンと前記燃焼器との間の排出管中途部（例えば、実施形態における排出管中途部５８）に接続されて前記第一排出管と連通することで前記第一排出管と一体形成され、前記第四開閉弁及び前記第六開閉弁は、前記排出管中途部に設けられた三方弁（例えば、実施形態における三方弁４３）であることを特徴としている。
Further, in the gas turbine system according to the invention of
また、請求項６に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記第一ガスタービン要素は、前記第一圧縮機と前記第一タービンとを接続する第一回転軸（例えば、実施形態における第一回転軸２３）と、前設第一圧縮機と前記第一タービンとの間かつ前記第一回転軸と同軸上に設けられた第一発電機（例えば、実施形態における第一発電機２４）と、を有し、前記第二ガスタービン要素は、前記第二圧縮機と前記第二タービンとを接続する第二回転軸（例えば、実施形態における第二回転軸３３）と、前設第二圧縮機と前記第二タービンとの間かつ前記第二回転軸と同軸上に設けられた第二発電機（例えば、実施形態における第二発電機３４）と、を有することを特徴としている。
Further, in the gas turbine system according to the invention of
本発明の請求項１に記載のガスタービンシステムによれば、ガスタービンシステムは、２個のガスタービン要素と単一の燃焼器とを備える。制御部は、要求出力が所定値以上である場合の第一運転モードと、要求出力が所定値未満である場合の第二運転モードと、に切り替え可能となっている。高負荷時に対応する第一運転モードにおいて、制御部は、第一開閉弁及び第二開閉弁を開くとともに第三開閉弁を閉じる。第三開閉弁を閉じると、圧縮機連通管内における第一圧縮機から第二圧縮機への空気の流通が遮断される。このため、各圧縮機により圧縮された空気は単一の燃焼器にそれぞれ流入する。よって、燃焼器への空気の流入量が増加するので、ガスタービンシステムから高い出力を得ることができる。
一方、低負荷時に対応する第二運転モードにおいて、制御部は、第一開閉弁及び第二開閉弁を閉じるとともに第三開閉弁を開く。第三開閉弁を開くと、圧縮機連通管内に空気が流通可能となり、第一圧縮機で圧縮された空気が第二圧縮機の入口へ流入する。第一圧縮機で圧縮された後、さらに第二圧縮機で圧縮された空気が燃焼器に供給される。第二運転モードにおいて第二圧縮機で圧縮された後の空気は、第一運転モードにおいて燃焼器に供給される空気よりも高い圧力を有する。このように、第二運転モードでは、複数の圧縮機により多段圧縮されることにより圧力の高い空気が燃焼器へ供給されるので、エンジンサイクルの改善により、エネルギー効率を高めることができる。よって、ガスタービンシステムの低燃費化を実現できる。
さらに、複数の開閉弁の開閉動作により上述の各運転モードを切り替えることができるので、従来技術のように低負荷時用のディーゼルエンジンを別途設ける必要が無い。このため、第一運転モードと第二運転モードとの切り替えを容易にして高出力及び低燃費を両立しつつ、ディーゼルエンジンを有する従来技術と比較してコストや重量の増加を抑制することができる。また、開閉弁の開閉を制御するだけで運転モードを切り替えることができるので、ガスタービンエンジンとディーゼルエンジンとを切り替える従来技術と比較して、運転モードの切り替えに係る構成を簡素化できる。
したがって、高出力及び低燃費を両立しつつ、コスト及び重量の増加を抑制したガスタービンシステムを提供できる。
According to
On the other hand, in the second operation mode corresponding to the low load, the control unit closes the first on-off valve and the second on-off valve and opens the third on-off valve. When the third on-off valve is opened, air can flow in the compressor communication pipe, and the air compressed by the first compressor flows into the inlet of the second compressor. After being compressed by the first compressor, the air further compressed by the second compressor is supplied to the combustor. The air after being compressed by the second compressor in the second operation mode has a higher pressure than the air supplied to the combustor in the first operation mode. As described above, in the second operation mode, air having a high pressure is supplied to the combustor by being compressed in multiple stages by a plurality of compressors, so that the energy efficiency can be improved by improving the engine cycle. Therefore, it is possible to realize low fuel consumption of the gas turbine system.
Further, since each of the above-mentioned operation modes can be switched by opening and closing the plurality of on-off valves, it is not necessary to separately provide a diesel engine for low load as in the prior art. Therefore, it is possible to easily switch between the first operation mode and the second operation mode to achieve both high output and low fuel consumption, and to suppress an increase in cost and weight as compared with the conventional technique having a diesel engine. .. Further, since the operation mode can be switched only by controlling the opening and closing of the on-off valve, the configuration related to the switching of the operation mode can be simplified as compared with the conventional technique for switching between the gas turbine engine and the diesel engine.
Therefore, it is possible to provide a gas turbine system that suppresses an increase in cost and weight while achieving both high output and low fuel consumption.
本発明の請求項２に記載のガスタービンシステムによれば、特に航空機に搭載されるガスタービンシステムにおいて、大きな出力が要求される航空機の離着陸時に第一運転モードが使用される。また、離着陸時と比較して小さい出力で済む航空機の巡航時に第二運転モードが使用される。第二運転モードでは、空気を段階的に圧縮することにより、第一運転モードと比較して少量であるが圧縮比の高い空気が燃焼器に供給される。これにより、第二運転モードにおいて必要な出力を維持しつつエネルギー効率を向上できる。よって、特に航空機の駆動源として使用された際に、出力の大きさに基づいて容易に複数の運転モードに切り替えが可能であり、高出力と低燃費とを両立したガスタービンシステムとすることができる。
According to the gas turbine system according to
本発明の請求項３に記載のガスタービンシステムによれば、圧縮機連通管及び第一供給管が一体化され、圧縮機連通管と第一供給管との接続部分（供給管中途部）に設けられた三方弁が第一開閉弁及び第三開閉弁を兼ねる。これにより、部品点数が削減されるので、コスト及び重量の増加を抑制できる。
According to the gas turbine system according to
本発明の請求項４に記載のガスタービンシステムによれば、ガスタービンシステムは、燃焼器よりも排気側に複数の配管（第一排出管、第二排出管及びタービン連通管）及び複数の開閉弁（第四開閉弁、第五開閉弁及び第六開閉弁）を有する。第一運転モードにおいて、制御部は、第四開閉弁及び第五開閉弁を開くとともに第六開閉弁を閉じる。第六開閉弁を閉じると、タービン連通管内における第二タービンから第一タービンへの空気の流通が遮断される。これにより、燃焼器から排出された排気は、第一排出管又は第二排出管をそれぞれ流通して第一タービン及び第二タービンに流入する。よって、第一タービン及び第二タービンの両方からそれぞれ排気を排出できる。
一方、第二運転モードにおいて、制御部は、第四開閉弁及び第五開閉弁を閉じるとともに第六開閉弁を開く。第六開閉弁を開くと、タービン連通管内に空気が流通可能となり、第二タービンの出口と第一タービンの入口とが連通する。燃焼器の排気は、第二タービン及び第一タービンを順に経て排出される。これにより、少ない空気量でも２個のタービンを効率的に回転させることができる。よって、エネルギー効率を高めることができる。
According to the gas turbine system according to
On the other hand, in the second operation mode, the control unit closes the fourth on-off valve and the fifth on-off valve and opens the sixth on-off valve. When the sixth on-off valve is opened, air can flow in the turbine communication pipe, and the outlet of the second turbine and the inlet of the first turbine communicate with each other. The exhaust gas of the combustor is discharged through the second turbine and the first turbine in order. As a result, the two turbines can be efficiently rotated even with a small amount of air. Therefore, energy efficiency can be improved.
本発明の請求項５に記載のガスタービンシステムによれば、タービン連通管及び第一排出管が一体化され、タービン連通管と第一排出管との接続部分（排出管中途部）に設けられた三方弁が第四開閉弁及び第六開閉弁を兼ねる。これにより、部品点数が削減されるので、コスト及び重量の増加をより一層抑制できる。
According to the gas turbine system according to
本発明の請求項６に記載のガスタービンシステムによれば、第一発電機は、第一圧縮機及び第一タービンと同軸上に設けられ、第二発電機は、第二圧縮機及び第二タービンと同軸上に設けられる。これにより、第一ガスタービン要素の第一圧縮機及び第一タービンの回転により第一発電機を駆動して発電させることができる。また、第二ガスタービン要素の第二圧縮機及び第二タービンの回転により第二発電機を駆動して発電させることができる。よって、第一運転モード及び第二運転モードのいずれの運転モードにおいても発電機を用いて効果的に発電することができる。
According to the gas turbine system according to
以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
（ガスタービンシステム）
図１は、実施形態に係るガスタービンシステムを搭載した航空機１０の外観図である。
航空機１０は、例えば、機体１１と、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄと、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄと、取り付け部材１６Ａ～１６Ｄと、ガスタービンシステム１と、を備える。以下、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄを互いに区別しない場合は、ロータ１２と称し、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄを互いに区別しない場合は、電動機１４と称する。
(Gas turbine system)
FIG. 1 is an external view of an
The
ロータ１２Ａは、取り付け部材１６Ａを介して機体１１に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、航空機１０が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、取り付け部材１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。
The
制御信号に応じてロータ１２が回転することで、航空機１０は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく航空機１０を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで航空機１０が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータ等が設けられてもよい。
By rotating the rotor 12 in response to the control signal, the
図２は、実施形態に係るガスタービンシステム１の概略構成図である。
ガスタービンシステム１は、航空機１０の内部に搭載されている。ガスタービンシステム１は、航空機１０のロータ１２Ａ～１２Ｄ（図１参照）を駆動させる動力源となる電力を発電する。ガスタービンシステム１は、いわゆるガスタービンエンジンからなる。ガスタービンシステム１は、第一ガスタービン要素２と、第二ガスタービン要素３と、単一の燃焼器４と、複数の配管５と、複数の開閉弁６と、制御部７と、を備える。
FIG. 2 is a schematic configuration diagram of the
The
（ガスタービン要素）
第一ガスタービン要素２は、第一圧縮機２１と、第一タービン２２と、第一回転軸２３と、第一発電機２４と、を有する。第一圧縮機２１は、航空機１０の機体１１に設けられた不図示の通風孔から吸入される吸入空気を圧縮するファン動翼である。第一タービン２２は、第一圧縮機２１と接続されて第一圧縮機２１と一体回転する。第一回転軸２３は、第一圧縮機２１と第一タービン２２とを連結している。第一回転軸２３は、例えば機体１１の前後方向（ヨー軸）に平行な方向に沿って延びている。第一回転軸２３の前端部に第一圧縮機２１が接続されている。第一回転軸２３の後端部に第一タービン２２が接続されている。
(Gas turbine element)
The first
第一発電機２４は、第一圧縮機２１と第一タービン２２との間に配置されている。第一発電機２４は、第一回転軸２３と同軸上に設けられるとともに、減速機構等を介して第一回転軸２３に接続されている。第一発電機２４は、第一タービン２２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第一発電機２４で発電された交流電力は不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、不図示のバッテリに貯留される。バッテリからの放電電力が電動機１４に供給されることにより、電動機１４が駆動する。
The
第二ガスタービン要素３は、第一ガスタービン要素２に対して、例えば機体１１の左右方向に並んで設けられている。第二ガスタービン要素３の構成は、第一ガスタービン要素２の構成と同等である。つまり、第二ガスタービン要素３は、第二圧縮機３１と、第二タービン３２と、第二回転軸３３と、第二発電機３４と、を有する。第二圧縮機３１は、機体１１に設けられた通風孔（不図示）から吸入される吸入空気を圧縮する圧縮機である。第二タービン３２は、第二圧縮機３１と接続されて第二圧縮機３１と一体回転する。第二回転軸３３は、第二圧縮機３１と第二タービン３２とを連結している。
The second
第二発電機３４は、第二圧縮機３１と第二タービン３２との間に配置されている。第二発電機３４は、第二回転軸３３と同軸上に設けられるとともに、減速機構等を介して第二回転軸３３に接続されている。第二発電機３４は、第二タービン３２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第二発電機３４で発電された交流電力は不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、不図示のバッテリに貯留される。なお、本実施形態において、第一発電機２４及び第二発電機３４は共通のバッテリに接続されて電力を貯蓄するが、第一発電機２４及び第二発電機３４がそれぞれ異なるバッテリに接続されてそれぞれのバッテリに電力を貯蓄する構成であってもよい。
The
この実施形態に係る航空機１０において、第一ガスタービン要素２は１００ｋＷ、第二ガスタービン要素３は１００ｋＷ程度の電力規模を備える。バッテリは残量ＳＯＣ（State of Charge）を自己診断する不図示のＢＭＳ（Battery Management System）を内蔵してもよい。
また、以下の説明において、圧縮機及びタービンのうち、空気の流通方向の上流側に位置して空気が流入する部分を「入口２１ａ，２２ａ，３１ａ，３２ａ」といい、空気の流通方向の下流側に位置して空気が排出される部分を「出口２１ｂ，２２ｂ，３１ｂ，３２ｂ」という場合がある。
In the
Further, in the following description, of the compressor and the turbine, the portion where the air flows in located on the upstream side in the air distribution direction is referred to as "
（燃焼器）
燃焼器４は、２個のガスタービン要素（第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３）に対して１個設けられる。燃焼器４は、機体１１の左右方向において第一ガスタービン要素２と第二ガスタービン要素３との間に配置されている。燃焼器４は、機体１１の前後方向において、各圧縮機２１，３１と各タービン２２，３２との間に位置している。より具体的に、燃焼器４の吸気口４０は、第一圧縮機２１の出口２１ｂ及び第二圧縮機３１の出口３１ｂより後方に設けられ、燃焼器４の排気口４１は、第一タービン２２の入口２２ａ及び第二タービン３２の入口３２ａより前方に設けられている。燃焼器４は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３にそれぞれ接続される。燃焼器４には、第一圧縮機２１及び第二圧縮機３１の少なくとも一方からの圧縮空気が流入する。
(Combustor)
One
（複数の配管）
複数の配管５は、第一供給管５１と、第二供給管５２と、圧縮機連通管５３と、第一排出管５４と、第二排出管５５と、タービン連通管５６と、を有する。第一供給管５１は、第一圧縮機２１の出口２１ｂと燃焼器４の吸気口４０とを接続する。第一供給管５１は、第一圧縮機２１により圧縮された空気を燃焼器４へ向けて流通させる。第二供給管５２は、第二圧縮機３１の出口３１ｂと燃焼器４の吸気口４０とを接続する。第二供給管５２は、第二圧縮機３１により圧縮された空気を燃焼器４へ向けて流通させる。第一供給管５１と第二供給管５２とは、互いに内部の空気が混ざることなく独立して形成されている。
(Multiple pipes)
The plurality of
圧縮機連通管５３は、第一圧縮機２１の出口２１ｂと第二圧縮機３１の入口３１ａとを連通している。圧縮機連通管５３は、第一圧縮機２１で圧縮された空気を第二圧縮機３１へ向けて流通させる。具体的に、圧縮機連通管５３のうち空気の流通方向における上流側の端部は、第一供給管５１の供給管中途部５７に接続されている。供給管中途部５７は、第一供給管５１のうち第一圧縮機２１の出口２１ｂと燃焼器４との間に設けられた部分である。供給管中途部５７は、第一供給管５１の長手方向の中間部分に設けられている。圧縮機連通管５３のうち空気の流通方向における下流側の端部は、第二圧縮機３１の出口３１ｂに接続されている。本実施形態において、圧縮機連通管５３は、第一供給管５１と連通することで第一供給管５１と一体形成されている。圧縮機連通管５３及び第一供給管５１は、例えば供給管中途部５７と対応する位置で二股状に分岐した１個のパイプ部品により形成されている。
The
第一排出管５４は、燃焼器４の排気口４１と第一タービン２２の入口２２ａとを接続している。第一排出管５４は、燃焼器４から排出された空気を第一タービン２２へ向けて流通させる。第二排出管５５は、燃焼器４の排気口４１と第二タービン３２の入口３２ａとを接続している。第二排出管５５は、燃焼器４から排出された空気を第二タービン３２へ向けて流通させる。第一排出管５４と第二排出管５５とは、互いに内部の空気が混ざることなく独立して形成されている。
The
タービン連通管５６は、第一タービン２２の入口２２ａと第二タービン３２の出口３２ｂとを連通している。タービン連通管５６は、第二タービン３２から排出された空気を第一タービン２２へ向けて流通させる。タービン連通管５６のうち空気の流通方向における上流側の端部は、第二タービン３２の出口３２ｂに接続されている。タービン連通管５６のうち空気の流通方向における下流側の端部は、第一排出管５４の排出管中途部５８に接続されている。排出管中途部５８は、第一排出管５４のうち燃焼器４と第一タービン２２の入口２２ａとの間に設けられた部分である。排出管中途部５８は、第一排出管５４の長手方向の中間部分に設けられている。本実施形態において、タービン連通管５６は、第一排出管５４と連通することで第一排出管５４と一体形成されている。タービン連通管５６及び第一排出管５４は、例えば排出管中途部５８と対応する位置で二股状に分岐した１個のパイプ部品により形成されている。
The
複数の配管５は、さらに第一及び第二の外気導入管４５，４６と、第一及び第二の排気導出管４７，４８と、を含む。第一の外気導入管４５は、第一圧縮機２１の入口２１ａに接続されている。第一の外気導入管４５は、外気を第一圧縮機２１に供給する。第二の外気導入管４６は、第二圧縮機３１の入口３１ａに接続されている。第二の外気導入管４６は、外気を第二圧縮機３１に供給する。第一の排気導出管４７は、第一タービン２２の出口２２ｂに接続されている。第一の外気導入管４５は、第一タービン２２から排出された空気（ガス）を機体１１の外部へ排出する。第二の排気導出管４８は、第二タービン３２の出口３２ｂに接続されている。第二の外気導入管４６は、第二タービン３２から排出された空気（ガス）を機体１１の外部へ排出する。
The plurality of
なお、第一及び第二の外気導入管４５，４６、或いは第一及び第二の排気導出管４７，４８は無くてもよい。すなわち、例えば外気を機体１１内部に取り入れ可能又は機体１１内部から外部へ空気を排出可能な空間や通路、孔等が機体１１に設けられていればよく、別途配管部材を設けなくてもよい。
The first and second outside
（複数の開閉弁）
複数の開閉弁６は、第一開閉弁６１と、第二開閉弁６２と、第三開閉弁６３と、第四開閉弁６４と、第五開閉弁６５と、第六開閉弁６６と、を有する。第一開閉弁６１は、第一供給管５１に設けられ、第一供給管５１内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第二開閉弁６２は、第二圧縮機３１の入口３１ａよりも空気の流通方向の上流側に設けられている。第二開閉弁６２は、第二の外気導入管４６に設けられ、第二圧縮機３１への空気の流入を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第三開閉弁６３は、圧縮機連通管５３に設けられ、圧縮機連通管５３内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。各開閉弁は、例えば通電のオン／オフの切り替えによって弁を開閉する電磁弁等である。
(Multiple on-off valves)
The plurality of on-off
本実施形態において、第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３は、一体化された１個の部品である。具体的に、第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３は、供給管中途部５７に設けられた三方弁４２である。三方弁４２は、少なくとも次の第一状態と第二状態とに切替え可能となっている。第一状態は、第一圧縮機２１と燃焼器４とが連通し（第一開閉弁６１を開いた状態に対応する。）、かつ第一圧縮機２１から第二圧縮機３１への空気の流通が遮断された（第三開閉弁６３を閉じた状態に対応する。）状態である。第二状態は、第一圧縮機２１から燃焼器４への空気の流通が遮断され（第一開閉弁６１を閉じた状態に対応する。）、かつ第一圧縮機２１と第二圧縮機３１とが連通した（第三開閉弁６３を開いた状態に対応する。）状態である。なお、以下の説明では、三方弁４２の動作を説明する際に、単に第一開閉弁６１の開閉動作及び第三開閉弁６３の開閉動作として説明する場合がある。
In the present embodiment, the first on-off
第四開閉弁６４は、第一排出管５４に設けられ、第一排出管５４内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第五開閉弁６５は、第二タービン３２の出口３２ｂよりも空気の流通方向の下流側に設けられている。第五開閉弁６５は、第二の排気導出管４８に設けられ、前記第二タービン３２から外部への空気の流出を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第六開閉弁６６は、タービン連通管５６に設けられ、タービン連通管５６内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。
The fourth on-off
第四開閉弁６４及び第六開閉弁６６は、一体化された１個の部品である。具体的に、第四開閉弁６４及び第六開閉弁６６は、排出管中途部５８に設けられた三方弁４３である。三方弁４３は、少なくとも次の第一状態と第二状態とに切替え可能となっている。第一状態は、第一タービン２２と燃焼器４とが連通し（第四開閉弁６４を開いた状態に対応する。）、かつ第二タービン３２から第一タービン２２への空気の流通が遮断された（第六開閉弁６６を閉じた状態に対応する。）状態である。第二状態は、燃焼器４から第一タービン２２への空気の流通が遮断され（第四開閉弁６４を閉じた状態に対応する。）、かつ第一タービン２２と第二タービン３２とが連通した（第六開閉弁６６を開いた状態に対応する。）状態である。なお、以下の説明では、三方弁４３の動作を説明する際に、単に第四開閉弁６４の開閉動作及び第六開閉弁６６の開閉動作として説明する場合がある。
The fourth on-off
（制御部）
制御部７は、吸気側の三方弁４２（第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３）、第二開閉弁６２、排気側の三方弁４３（第四開閉弁６４及び第六開閉弁６６）、及び第五開閉弁６５の開閉を制御する。制御部７は、例えば電気的な方法により各開閉弁に信号を送信する。複数の開閉弁６は、それぞれ受信した信号により開状態又は閉状態に切り替えられる。制御部７は、航空機１０の状態情報やパイロットからの操作情報に基づいて、航空機１０が所定の運転モードであることを特定し、特定された運転モードの種類に応じて所定の組み合わせで各開閉弁を開閉させる。
(Control unit)
The
図３は、実施形態に係る第一運転モードＭ１におけるガスタービンシステム１の動作説明図である。図４は、実施形態に係る第二運転モードＭ２におけるガスタービンシステム１の動作説明図である。なお、図３及び図４では、制御部７の図示を省略している。
制御部７は、少なくとも第一運転モードＭ１（図３及び図５参照）と第二運転モードＭ２（図４及び図５参照）との２個の運転モードを特定可能である。
FIG. 3 is an operation explanatory diagram of the
The
図５は、実施形態に係る航空機１０の要求出力と運転モードとの関係を示すグラフである。図５のグラフは、横軸を運転モード、縦軸を要求出力としている。
図５に示すように、航空機１０は、滑走離陸、もしくは垂直離陸（ホバリング）し、上昇および加速して、巡航する。そして、航空機１０は、下降および減速し、ホバー（ホバリング）して、着陸する。航空機１０が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に移動している状態は、巡航状態である。以下の説明では、巡航状態とは、航空機１０が、上昇及び加速、又は下降及び減速している状態であるものとする。また、航空機１０が離陸する動作または着陸する動作を行っている状態は、離着陸状態である。
FIG. 5 is a graph showing the relationship between the required output of the
As shown in FIG. 5, the
上記の飛行状態のうち、航空機１０が離着陸状態である場合の要求出力は、航空機１０が巡航状態である場合の要求出力よりも大きい。要求出力とは、航空機１０が制御信号に応じた飛行状態に移行するため、または飛行状態を維持するために必要な電力である。航空機１０の制御装置（不図示）は、要求出力を電動機１４に提供し、電動機１４が要求出力に基づいてロータ１２を駆動させることで、制御信号に応じた飛行状態に航空機１０を制御する。
Among the above flight states, the required output when the
複数の開閉弁６の開閉を制御する制御部７は、航空機１０が離着陸状態にあるとき、第一運転モードＭ１に移行する。制御部７は、航空機１０が巡航状態にあるとき、第二運転モードＭ２に移行する。換言すれば、第一運転モードＭ１は、航空機１０が離陸又は着陸する際に使用される運転モードであり、第二運転モードＭ２は、航空機１０が巡航する際に使用される運転モードである。第一運転モードＭ１は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３に対する要求出力が所定値Ｘ以上の場合の運転モードである。第二運転モードＭ２は、要求出力が所定値Ｘ未満の場合の運転モードである。
The
（各運転モードにおけるガスタービンシステムの動作）
以下、各運転モードにおけるガスタービンシステム１の動作について説明する。始めに、第一運転モードＭ１におけるガスタービンシステム１の動作について説明する。
図３に示すように、第一運転モードＭ１において、制御部７は、第一開閉弁６１及び第二開閉弁６２を開くとともに第三開閉弁６３を閉じる。つまり、吸気側の三方弁４２は、第一圧縮機２１から燃焼器４へ空気を流通させるとともに、第一圧縮機２１から第二圧縮機３１への空気の流通を遮断する。また、第一運転モードＭ１において、制御部７は、第四開閉弁６４及び第五開閉弁６５を開くとともに第六開閉弁６６を閉じる。つまり、排気側の三方弁４３は、燃焼器４から第一タービン２２へ空気を流通させるとともに、第二タービン３２から第一タービン２２への空気の流通を遮断する。
(Operation of gas turbine system in each operation mode)
Hereinafter, the operation of the
As shown in FIG. 3, in the first operation mode M1, the
第一圧縮機２１は、外気を吸入して圧縮する。第一圧縮機２１により圧縮された空気は、第一供給管５１を流通して燃焼器４へ流入する。第二圧縮機３１は、外気を吸入して圧縮する。第二圧縮機３１により圧縮された空気は、第二供給管５２を流通して燃焼器４へ流入する。これにより、燃焼器４には、第一圧縮機２１及び第二圧縮機３１のそれぞれから圧縮空気が流入するので、燃焼器４に要求された出力を発生するのに十分な流量の空気が供給される。
The
燃焼器４から排出された空気の約半分は、第一排出管５４を流通して第一タービン２２に供給され、第一タービン２２を回転させる。その後、空気は第一タービン２２から外部へ排出される。燃焼器４から排出された空気の残りの半分は、第二排出管５５を流通して第二タービン３２に供給され、第二タービン３２を回転させる。その後、空気は第二タービン３２から外部へ排出される。
About half of the air discharged from the
次に、第二運転モードＭ２におけるガスタービンシステム１の動作について説明する。
図４に示すように、第二運転モードＭ２において、制御部７は、第一開閉弁６１及び第二開閉弁６２を閉じるとともに第三開閉弁６３を開く。つまり、吸気側の三方弁４２は、第一圧縮機２１から燃焼器４への空気の流通を遮断するとともに、第一圧縮機２１から第二圧縮機３１へ空気を流通させる。また、第二運転モードＭ２において、制御部７は、第四開閉弁６４及び第五開閉弁６５を閉じるとともに第六開閉弁６６を開く。つまり、排気側の三方弁４３は、燃焼器４から第一タービン２２への空気の流通を遮断するとともに、第二タービン３２から第一タービン２２へ空気を流通させる。
Next, the operation of the
As shown in FIG. 4, in the second operation mode M2, the
第一圧縮機２１は、外気を吸入して圧縮する。第一圧縮機２１により圧縮された空気は、圧縮機連通管５３を流通して第二圧縮機３１へ流入する。第二開閉弁６２が閉じているため、第二圧縮機３１には、第一圧縮機２１からの圧縮空気のみが供給される。第二圧縮機３１は、第一圧縮機２１からの圧縮空気をさらに圧縮する。第二圧縮機３１により高い圧縮比に圧縮された空気は、第二供給管５２を流通して燃焼器４へ流入する。このように、燃焼器４には、第一圧縮機２１及び第二圧縮機３１を順に経て空気が段階的に圧縮されることにより、第一運転モードＭ１の圧縮空気よりも高圧力な圧縮空気が供給される。
The
燃焼器４から排出された空気は、第二排出管５５を流通して第二タービン３２へ供給され、第二タービン３２を回転させる。第二タービン３２の出口３２ｂから排出された空気は、タービン連通管５６を流通して第一タービン２２の入口２２ａへ供給され、第一タービン２２を回転させる。その後、空気は第一タービン２２から外部へ排出される。
The air discharged from the
（作用、効果）
次に、上述のガスタービンシステム１の作用、効果について説明する。
本実施形態のガスタービンシステム１によれば、ガスタービンシステム１は、２個のガスタービン要素２，３と単一の燃焼器４とを備える。制御部７は、要求出力が所定値Ｘ以上である場合の第一運転モードＭ１と、要求出力が所定値Ｘ未満である場合の第二運転モードＭ２と、に切り替え可能となっている。高負荷時に対応する第一運転モードＭ１において、制御部７は、第一開閉弁６１及び第二開閉弁６２を開くとともに第三開閉弁６３を閉じる。第三開閉弁６３を閉じると、圧縮機連通管５３内における第一圧縮機２１から第二圧縮機３１への空気の流通が遮断される。このため、各圧縮機２１，３１により圧縮された空気は単一の燃焼器４にそれぞれ流入する。よって、燃焼器４への空気の流入量が増加するので、ガスタービンシステム１から高い出力を得ることができる。
(Action, effect)
Next, the operation and effect of the
According to the
一方、低負荷時に対応する第二運転モードＭ２において、制御部７は、第一開閉弁６１及び第二開閉弁６２を閉じるとともに第三開閉弁６３を開く。第三開閉弁６３を開くと、圧縮機連通管５３内に空気が流通可能となり、第一圧縮機２１で圧縮された空気が第二圧縮機３１の入口３１ａへ流入する。第一圧縮機２１で圧縮された後、さらに第二圧縮機３１で圧縮された空気が燃焼器４に供給される。第二運転モードＭ２において第二圧縮機３１で圧縮された後の空気は、第一運転モードＭ１において燃焼器４に供給される空気よりも高い圧力を有する。このように、第二運転モードＭ２では、複数の圧縮機により多段圧縮されることにより圧力の高い空気が燃焼器４へ供給されるので、エンジンサイクルの改善によりエネルギー効率を高めることができる。よって、ガスタービンシステム１の低燃費化を実現できる。
On the other hand, in the second operation mode M2 corresponding to the low load, the
さらに、複数の開閉弁６の開閉動作により上述の各運転モードを切り替えることができるので、従来技術のように低負荷時用のディーゼルエンジンを別途設ける必要が無い。このため、第一運転モードＭ１と第二運転モードＭ２との切り替えを容易にして高出力及び低燃費を両立しつつ、ディーゼルエンジンを有する従来技術と比較してコストや重量の増加を抑制することができる。また、開閉弁６の開閉を制御するだけで運転モードを切り替えることができるので、ガスタービンエンジンとディーゼルエンジンとを切り替える従来技術と比較して、運転モードの切り替えに係る構成を簡素化できる。
したがって、高出力及び低燃費を両立しつつ、コスト及び重量の増加を抑制したガスタービンシステム１を提供できる。
Further, since each of the above-mentioned operation modes can be switched by opening and closing the plurality of on-off
Therefore, it is possible to provide a
ガスタービンシステム１は、航空機１０に搭載される。特に航空機１０に搭載されるガスタービンシステム１において、大きな出力が要求される航空機１０の離着陸時に第一運転モードＭ１が使用される。また、離着陸時と比較して小さい出力で済む航空機１０の巡航時に第二運転モードＭ２が使用される。第二運転モードＭ２では、空気を段階的に圧縮することにより、第一運転モードＭ１と比較して少量であるが圧縮比の高い空気が燃焼器４に供給される。これにより、第二運転モードＭ２において必要な出力を維持しつつエネルギー効率を向上できる。よって、特に航空機１０の駆動源として使用された際に、出力の大きさに基づいて容易に複数の運転モードに切り替えが可能であり、高出力と低燃費とを両立したガスタービンシステム１とすることができる。
The
圧縮機連通管５３及び第一供給管５１は一体形成され、第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３は、供給管中途部５７に設けられた三方弁４２である。これにより、圧縮機連通管５３及び第一供給管５１が一体化され、圧縮機連通管５３と第一供給管５１との接続部分（供給管中途部５７）に設けられた三方弁４２が第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３を兼ねる。これにより、部品点数が削減されるので、コスト及び重量の増加を抑制できる。
The
ガスタービンシステム１は、燃焼器４よりも排気側に複数の配管５（第一排出管５４、第二排出管５５及びタービン連通管５６）及び複数の開閉弁６（第四開閉弁６４、第五開閉弁６５及び第六開閉弁６６）を有する。第一運転モードＭ１において、制御部７は、第四開閉弁６４及び第五開閉弁６５を開くとともに第六開閉弁６６を閉じる。第六開閉弁６６を閉じると、タービン連通管５６内における第二タービン３２から第一タービン２２への空気の流通が遮断される。これにより、燃焼器４から排出された排気は、第一排出管５４又は第二排出管５５をそれぞれ流通して第一タービン２２及び第二タービン３２に流入する。よって、第一タービン２２及び第二タービン３２の両方からそれぞれ排気を排出できる。
一方、第二運転モードＭ２において、制御部７は、第四開閉弁６４及び第五開閉弁６５を閉じるとともに第六開閉弁６６を開く。第六開閉弁６６を開くと、タービン連通管５６内に空気が流通可能となり、第二タービン３２の出口３２ｂと第一タービン２２の入口２２ａとが連通する。燃焼器４の排気は、第二タービン３２及び第一タービン２２を順に経て排出される。これにより、少ない空気量でも２個のタービンを効率的に回転させることができる。よって、エネルギー効率を高めることができる。
The
On the other hand, in the second operation mode M2, the
タービン連通管５６及び第一排出管５４は一体形成され、第四開閉弁６４及び第六開閉弁６６は、排出管中途部５８に設けられた三方弁４３である。これにより、タービン連通管５６及び第一排出管５４が一体化され、タービン連通管５６と第一排出管５４との接続部分（排出管中途部５８）に設けられた三方弁４３が第四開閉弁６４及び第六開閉弁６６を兼ねる。これにより、部品点数が削減されるので、コスト及び重量の増加をより一層抑制できる。
The
第一ガスタービン要素２は、第一発電機２４を有し、第二ガスタービン要素３は、第二発電機３４を有する。第一発電機２４は、第一圧縮機２１及び第一タービン２２と同軸上に設けられ、第二発電機３４は、第二圧縮機３１及び第二タービン３２と同軸上に設けられる。これにより、第一ガスタービン要素２の第一圧縮機２１及び第一タービン２２の回転により第一発電機２４を駆動して発電させることができる。また、第二ガスタービン要素３の第二圧縮機３１及び第二タービン３２の回転により第二発電機３４を駆動して発電させることができる。よって、第一運転モードＭ１及び第二運転モードＭ２のいずれの運転モードにおいても発電機を用いて効果的に発電することができる。
The first
なお、本発明の技術範囲は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、上述の実施形態では、圧縮機連通管５３の上流側の端部が第一供給管５１の供給管中途部５７に接続されたが、圧縮機連通管５３の上流側の端部は、第一圧縮機２１の出口２１ｂに接続されていてもよい。但し、圧縮機連通管５３を第一供給管５１の供給管中途部５７に接続することで、圧縮機連通管５３及び第一供給管５１を一体形成し、部品点数や重量の増加を抑制できる点で、実施形態の構成は優位性がある。
The technical scope of the present invention is not limited to the above-described embodiment, and various modifications can be made without departing from the spirit of the present invention.
For example, in the above-described embodiment, the upstream end of the
制御部７は、第一運転モードＭ１及び第二運転モードＭ２以外の他の運転モードを有していてもよい。ここで、上述の実施形態における第一運転モードＭ１では、燃焼器４の吸気側において燃焼器４と各圧縮機２１，３１とが並列に接続され、かつ燃焼器４の排気側において燃焼器４と各タービン２２，３２とが並列に接続された。また、上述の実施形態における第二運転モードＭ２では、燃焼器４の吸気側において燃焼器４と各圧縮機２１，３１とが直列に接続され、かつ燃焼器４の排気側において燃焼器４と各タービン２２，３２とが直列に接続された。例えば、他の運転モードとしては、燃焼器４の吸気側において燃焼器４と各圧縮機２１，３１とが並列に接続され、かつ燃焼器４の排気側において燃焼器４と各タービン２２，３２とが直列に接続されてもよい。また、燃焼器４の吸気側において燃焼器４と各圧縮機２１，３１とが直列に接続され、かつ燃焼器４の排気側において燃焼器４と各タービン２２，３２とが並列に接続されてもよい。
The
第一開閉弁６１と第三開閉弁６３はそれぞれ別個の部品であってもよい。但し、部品点数、重量及びコストの増加を抑制できる点で、第一開閉弁６１と第三開閉弁６３とが１個の三方弁４２により構成される本実施形態の構成は優位性がある。
同様に、第四開閉弁６４と第六開閉弁６６はそれぞれ別個の部品であってもよい。但し、部品点数、重量及びコストの増加を抑制できる点で、第四開閉弁６４と第六開閉弁６６とが１個の三方弁４３により構成される本実施形態の構成は優位性がある。
The first on-off
Similarly, the fourth on-off
その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上述した実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上述した実施形態を適宜組み合わせてもよい。 In addition, it is possible to appropriately replace the components in the above-described embodiments with well-known components without departing from the spirit of the present invention, and the above-described embodiments may be combined as appropriate.
１ ガスタービンシステム
２ 第一ガスタービン要素
３ 第二ガスタービン要素
４ 燃焼器
７ 制御部
１０ 航空機
２１ 第一圧縮機
２１ｂ （第一圧縮機の）出口
２２ 第一タービン
２２ａ （第一タービンの）入口
２３ 第一回転軸
２４ 第一発電機
３１ 第二圧縮機
３１ａ （第二圧縮機の）入口
３２ 第二タービン
３２ｂ （第二タービンの）出口
３３ 第二回転軸
３４ 第二発電機
４０ 吸気口
４２ （吸気側の）三方弁
４３ （排気側の）三方弁
５１ 第一供給管
５２ 第二供給管
５３ 圧縮機連通管
５４ 第一排出管
５５ 第二排出管
５６ タービン連通管
５７ 供給管中途部
５８ 排出管中途部
６１ 第一開閉弁
６２ 第二開閉弁
６３ 第三開閉弁
６４ 第四開閉弁
６５ 第五開閉弁
６６ 第六開閉弁
Ｍ１ 第一運転モード
Ｍ２ 第二運転モード
Ｘ 所定値
1
Claims (6)
第二圧縮機及び前記第二圧縮機と一体回転する第二タービンを有する第二ガスタービン要素と、
前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素にそれぞれ接続される単一の燃焼器と、
前記第一圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第一圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の吸気口へ流通させる第一供給管と、
前記第二圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第二圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の前記吸気口へ流通させる第二供給管と、
前記第一圧縮機の出口と前記第二圧縮機の入口とを連通する圧縮機連通管と、
前記第一供給管に設けられ、前記第一供給管内の空気の流通を遮断可能な第一開閉弁と、
前記第二圧縮機の入口よりも空気の流通方向の上流側に設けられ、前記第二圧縮機への空気の流入を遮断可能な第二開閉弁と、
前記圧縮機連通管に設けられ、前記圧縮機連通管内の空気の流通を遮断可能な第三開閉弁と、
前記第一開閉弁、前記第二開閉弁及び前記第三開閉弁の開閉を制御する制御部と、
を備え、
前記制御部は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素に対する要求出力が所定値以上の場合の第一運転モードと、前記要求出力が前記所定値未満の場合の第二運転モードと、に切替え可能であり、
前記第一運転モードにおいて、前記制御部は、前記第一開閉弁及び前記第二開閉弁を開くとともに前記第三開閉弁を閉じ、
前記第二運転モードにおいて、前記制御部は、前記第一開閉弁及び前記第二開閉弁を閉じるとともに前記第三開閉弁を開くことを特徴とするガスタービンシステム。 A first gas turbine element having a first compressor and a first turbine that rotates integrally with the first compressor,
A second gas turbine element having a second compressor and a second turbine that rotates integrally with the second compressor,
A single combustor connected to the first gas turbine element and the second gas turbine element, respectively.
A first supply pipe that connects the first compressor and the combustor and allows air compressed by the first compressor to flow to the intake port of the combustor.
A second supply pipe that connects the second compressor and the combustor and allows air compressed by the second compressor to flow to the intake port of the combustor.
A compressor communication pipe that communicates the outlet of the first compressor and the inlet of the second compressor,
A first on-off valve provided in the first supply pipe and capable of blocking the flow of air in the first supply pipe.
A second on-off valve provided on the upstream side in the air flow direction from the inlet of the second compressor and capable of blocking the inflow of air into the second compressor.
A third on-off valve provided in the compressor communication pipe and capable of blocking the flow of air in the compressor communication pipe,
A control unit that controls the opening and closing of the first on-off valve, the second on-off valve, and the third on-off valve.
Equipped with
The control unit includes a first operation mode when the required output for the first gas turbine element and the second gas turbine element is equal to or more than a predetermined value, and a second operation mode when the required output is less than the predetermined value. Can be switched to,
In the first operation mode, the control unit opens the first on-off valve and the second on-off valve and closes the third on-off valve.
In the second operation mode, the control unit closes the first on-off valve and the second on-off valve and opens the third on-off valve.
前記第一運転モードは、前記航空機の離着陸に使用される運転モードであり、
前記第二運転モードは、前記航空機の巡航に使用される運転モードであり、
前記第一運転モードにおいて、前記燃焼器には、前記第一圧縮機及び前記第二圧縮機のそれぞれから圧縮空気が供給され、
前記第二運転モードにおいて、前記燃焼器には、前記第一圧縮機及び前記第二圧縮機を順に経て空気が段階的に圧縮されることにより、前記第一運転モードの圧縮空気よりも高圧力な圧縮空気が供給されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシステム。 Mounted on an aircraft,
The first operation mode is an operation mode used for takeoff and landing of the aircraft.
The second operation mode is an operation mode used for cruising the aircraft.
In the first operation mode, compressed air is supplied to the combustor from each of the first compressor and the second compressor.
In the second operation mode, the air is gradually compressed in the combustor through the first compressor and the second compressor in order, so that the pressure is higher than that of the compressed air in the first operation mode. The gas turbine system according to claim 1, wherein the compressed air is supplied.
前記第一開閉弁及び前記第三開閉弁は、前記供給管中途部に設けられた三方弁であることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のガスタービンシステム。 The compressor communication pipe is connected to the middle part of the supply pipe between the first compressor and the combustor in the first supply pipe and communicates with the first supply pipe to communicate with the first supply pipe. Formed integrally,
The gas turbine system according to claim 1 or 2, wherein the first on-off valve and the third on-off valve are three-way valves provided in the middle of the supply pipe.
前記燃焼器と前記第二タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第二タービンへ流通させる第二排出管と、
前記第一タービンの入口と前記第二タービンの出口とを連通するタービン連通管と、
前記第一排出管に設けられ、前記第一排出管内の空気の流通を遮断可能な第四開閉弁と、
前記第二タービンの出口よりも空気の流通方向の下流側に設けられ、前記第二タービンから外部への空気の流出を遮断可能な第五開閉弁と、
前記タービン連通管に設けられ、前記タービン連通管内の空気の流通を遮断可能な第六開閉弁と、
を備え、
前記制御部は、前記第四開閉弁、前記第五開閉弁及び前記第六開閉弁の開閉を制御し、
前記第一運転モードにおいて、前記制御部は、前記第四開閉弁及び前記第五開閉弁を開くとともに前記第六開閉弁を閉じ、
前記第二運転モードにおいて、前記制御部は、前記第四開閉弁及び前記第五開閉弁を閉じるとともに前記第六開閉弁を開くことを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のガスタービンシステム。 A first discharge pipe that connects the combustor and the first turbine and distributes the air discharged from the combustor to the first turbine.
A second discharge pipe that connects the combustor and the second turbine and distributes the air discharged from the combustor to the second turbine.
A turbine communication pipe that communicates the inlet of the first turbine and the outlet of the second turbine,
A fourth on-off valve provided in the first discharge pipe and capable of blocking the flow of air in the first discharge pipe,
A fifth on-off valve provided on the downstream side in the air flow direction from the outlet of the second turbine and capable of blocking the outflow of air from the second turbine to the outside.
A sixth on-off valve provided in the turbine communication pipe and capable of blocking the flow of air in the turbine communication pipe.
Equipped with
The control unit controls the opening and closing of the fourth on-off valve, the fifth on-off valve, and the sixth on-off valve.
In the first operation mode, the control unit opens the fourth on-off valve and the fifth on-off valve and closes the sixth on-off valve.
One of claims 1 to 3, wherein in the second operation mode, the control unit closes the fourth on-off valve and the fifth on-off valve and opens the sixth on-off valve. The gas turbine system described in.
前記第四開閉弁及び前記第六開閉弁は、前記排出管中途部に設けられた三方弁であることを特徴とする請求項４に記載のガスタービンシステム。 The turbine communication pipe is integrally formed with the first discharge pipe by being connected to the middle part of the discharge pipe between the first turbine and the combustor in the first discharge pipe and communicating with the first discharge pipe. Being done
The gas turbine system according to claim 4, wherein the fourth on-off valve and the sixth on-off valve are three-way valves provided in the middle of the discharge pipe.
前記第一圧縮機と前記第一タービンとを接続する第一回転軸と、
前設第一圧縮機と前記第一タービンとの間かつ前記第一回転軸と同軸上に設けられた第一発電機と、
を有し、
前記第二ガスタービン要素は、
前記第二圧縮機と前記第二タービンとを接続する第二回転軸と、
前設第二圧縮機と前記第二タービンとの間かつ前記第二回転軸と同軸上に設けられた第二発電機と、
を有することを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか１項に記載のガスタービンシステム。 The first gas turbine element is
The first rotating shaft connecting the first compressor and the first turbine,
A first generator provided between the front first compressor and the first turbine and coaxially with the first rotating shaft,
Have,
The second gas turbine element is
A second rotating shaft connecting the second compressor and the second turbine,
A second generator provided between the front second compressor and the second turbine and coaxially with the second rotating shaft,
The gas turbine system according to any one of claims 1 to 5, wherein the gas turbine system comprises.
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