JP2616841B2 - 一体パワーユニツト - Google Patents

一体パワーユニツト

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JP2616841B2 JP2515840A JP51584090A JP2616841B2 JP 2616841 B2 JP2616841 B2 JP 2616841B2 JP 2515840 A JP2515840 A JP 2515840A JP 51584090 A JP51584090 A JP 51584090A JP 2616841 B2 JP2616841 B2 JP 2616841B2
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Description

【発明の詳細な説明】 （技術分野） 本発明は航空機の２次パワーシステムの分野に関す
る。本発明は特に航空機に搭載して使用され、タービン
エンジンを有する一体パワーユニツトを備え、タービン
エンジンはタービンエンジンのダイナミツクコンプレツ
サあるいは航空機に搭載される貯蔵源により与えられる
圧縮空気と共に、航空機の推進エンジン燃料タンクから
の燃料を用いる２次パワーシステムに関する。特に一体
パワーユニツトのタービンエンジンは単一のタービン部
と単一の燃焼器部とを有する。燃焼器部は航空機の燃料
タンクからの燃料を導入し、第１の動作モードではター
ビン部により駆動され得るダイナミツクコンプレツサか
らのみ圧縮空気を導入する。別の動作モードでは燃焼器
部には航空機搭載の圧縮空気貯蔵ボトルから圧縮空気が
導入される。タービンエンジンは２個の圧縮空気供給源
の一方からの圧縮空気を用いて始動し、動作維持可能で
あり、貯蔵した圧縮空気の使用からダイナミツクコンプ
レツサにより与えられる圧縮外気の使用に切り替え可能
である。
航空機の推進エンジンは通常付属システムを駆動する
が常時駆動可能である必要はない。従つて、２次パワー
システムを用いて航空機搭システムを駆動する。従来の
２次パワーシステムには吸気タービンエンジンの補助パ
ワーシステム１（APU）が含有される。この補助パワー
ユニツトは、航空機が地上にあるか、あるいは電力、油
圧及び圧縮空気を航空機に与える飛行中にある間作動さ
れる。一般に補助パワーユニツトからのパワーを用いて
航空機搭載の電気装置を作動し、航空機飛行制御面を油
圧により移動し、また航空機の乗客キヤビンを加圧し環
境を制御する。２次パワーシステムには更に緊急パワー
ユニツト（EPU）が包有され、緊急パワーユニツトは飛
行中に使用され得、航空機の主推進エンジンからの動力
が失われる場合、航空機の電力及び油圧動力を実質的に
最小限にする迅速反応動力源である。
現在の航空機においては付属装置の故障によりギアボ
ツクスの動力伝達シヤフトから付属装置への動力が失わ
れると推進動力が失われることになり危険である。多く
の航空機は電力または油圧を利用することなしに飛行を
維持出来ないので、迅速に反応する緊急パワーユニツト
を用いて、補助パワーユニツトを始動し得る低い高度ま
で降下するまでこの重要な動力を与えるものである。緊
急パワーユニツトは補助パワーユニツトより短時間で高
い高度で始動し重要な重力を与えることが出来る。この
種の機内動力故障は力学的に不安定な航空機の場合特に
危険である。飛行制御動力が失われると航空機は制御出
来なくなる。飛行制御動力が迅速に回復されなければ、
飛行機は墜落することにもなる。従つて力学的に不安定
は航空機にはこのような２次パワーシステムの一部とし
て緊急パワーユニツトを搭載することが必須である。
従来補助パワーユニツトおよび緊急パワーユニツトを
組み合わせて現在の航空機に搭載し、予測出来る全ての
動力要求を満足させていた。従来の最新補助パワーユニ
ツトには航空機の主タンクからのジエツトエンジン燃料
を用いる吸気タービンエンジンが採用される。従来の最
新の緊急パワーユニツトには航空機搭載の貯蔵ボトルか
らの圧縮空気およびジエツト燃料、あるいはヒドラジン
のような触媒的に分解したモノフユーエルが使用され
る。ヒドラジンのモノフユーエルの欠点は当業者には良
く知られている。即ち毒性が高く、動作中緊急パワーユ
ニツトの操作が困難で迅速に劣化する。このため貯蔵ボ
トルからの圧縮空気およびジエツトエンジン燃料を用い
る緊急パワーユニツトが本願と同じ譲渡人であるフラン
シス・ケイ・ウエイガンド等による米国特許第4,777,79
3号に開示される。この緊急パワーユニツトによればヒ
ドラジンのような、問題の多いモノフユーエルの使用を
避けられる。
緊急パワーユニツトの機能と補助パワーユニツトの機
能を組み合わせて過剰の部品を除去することにより、コ
ストおよび重量を減少可能な一体パワーユニツトが提案
されている。この場合、２個の分離した燃焼チヤンバが
使用され、一方のチヤンバには貯蔵容器からの圧縮空気
およびジエツト燃料が受容され、一方他方のチヤンバに
はダイナミツクコンプレツサからの圧縮空気及びジエツ
ト燃料が受容され、これらチヤンバにより別個のタービ
ンおよび出力シヤフトが駆動される。別個のタービンお
よび出力シヤフトからの動力は一体ギアボツクスは送ら
れ、ギアボツクスではタービンの一方からの動力出力を
選択し付属装置を駆動する。スチユアート・ジユニアに
よるマルチ機能の一体パワーユニツトはこれまで知られ
ている別個の補助パワーシステムまたは緊急パワーユニ
ツトに比べ相当に優れている。この場合航空機に搭載す
る必要のある付属装置の不必要な部分が除去されるの
で、航空機に搭載するシステムの複雑さ、コスト、重量
が軽減される。
別の従来の一体パワーユニツトがバーシユア・ジユニ
アによる米国特許第4,815,277号に開示され、この場合
タービンエンジンには単一のタービン部と２個の燃焼チ
ヤンバ部とが包有される。燃焼チヤンバの一方は貯蔵供
給源からの圧縮空気及びジエツトエンジン燃料を受容
し、連係するノズル部材を介し単一のタービン部へ高温
の圧縮燃焼ガスを送るように構成される。他方の燃料チ
ヤンバはタービン部により駆動されるダイナミツクコン
プレツサからの圧縮空気を受容し高温の圧縮燃焼生成物
を別個のノズル装置を介し単一のタービン部へ送るよう
に構成される。一方２個の別個の燃焼チヤンバのノズル
装置は必然的に互いに緊密に関連付けされ、それぞれの
燃焼生成物を一体パワーユニツトの同一で単一のタービ
ン部へ供給する必要があるものと考えられる。ノズル装
置のこのような関連付けの結果一体パワーユニツトの性
能に制限が加えられ、また一体パワーユニツトの補助パ
ワーユニツト（正常吸気）モード動作での効率が低下す
ると推定される。
バーシユア・ジユニア等による特許に開示された一体
パワーユニツトの構成の欠点は、両方の燃焼チヤンバを
もつて同時に作動出来ないことにある。両方の燃焼チヤ
ンバを同時に動作させる高温で圧縮された燃焼生成物を
タービン部に与えると、貯蔵供給源から圧縮空気が経済
的に使用され得よう。不都合なことに貯蔵供給源からの
圧縮空気を使用する燃焼チヤンバは燃料の供給が豊富に
なる構成を用いて燃料供給を実行し、一方ダイナミツク
コンプレツサからの圧縮空気を用いる燃焼チヤンバは空
気チヤンバが同時に動作されれば、豊富な燃料による燃
焼生成物とリツチな空気による燃焼生成物が単一のター
ビン部への入口部で同時に混合されよう。豊富な燃料に
よる燃焼生成物とリツチな空気による燃焼生成物がこの
ように混合されると、タービン部内での燃焼となろう。
タービンエンジンのタービン部内での燃焼は燃料利用の
効率が低下し、またタービン部は過度な高温を受けるこ
とになろう。
更に、バーシユア・ジユニア等による特許に開示され
る一体パワーユニツトは所望のものより大きく重量が大
になる。これは従来の一体パワーユニツトには必ず２個
の燃焼器、２個のタービンノズル、２個の点火器、点火
器の動力供給装置および２個の分離した燃料計量装置を
包有する必要からである。
従来の補助パワーシステム、緊急パワーユニツト及び
一体パワーユニツトは上述したように効率が悪く、従つ
て本発明の１目的は単一のタービン部を有するタービン
エンジンと、ダイナミツクコンプレツサと、ジエツトエ
ンジン燃料とダイナミツクコンプレツサからあるいは貯
蔵圧縮空気供給源からの圧縮空気とを受容可能な燃焼チ
ヤンバとを備える２次パワーシステムを提供することに
ある。
本発明の付加目的は上述した一体パワーユニツトを備
え、一体パワーユニツトが貯蔵供給源からの圧縮空気を
用いて始動し動作維持し（緊急パワーユニツトとほぼ同
一）、ダイナミツクコンプレツサからの圧縮外気を用い
て始動し作動維持し（補助パワーシステムとほぼ同
一）、更に緊急パワーユニツト動作モードから提供パワ
ーユニツトの動作モードへの切り替えを行うことの可能
な２次パワーシステムを供給することにある。
本発明の更に別の目的は上述した一体パワーユニツト
を備え、緊急パワーユニツト動作モードと補助パワーユ
ニツト動作モードとの間の一体パワーユニツトの切り替
えは燃焼チヤンバ内の燃焼を中断することなく、また一
体パワーユニツトからの馬力出力を損なう事なく行われ
る２次パワーシステムを提供することにある。
本発明により一体パワーユニツト及び２次パワーシス
テムの別の目的および利点は次の添付図面に示す本発明
の単一の実施例に沿つた以下の詳細な説明から明らかと
なろう。
（図面の簡単な説明） 第１図は本発明による一体パワーユニツトを含む２次
パワーシステムの簡略図、第２図は第１図に示す２次パ
ワーシステムの一体パワーユニツトに含まれるタービン
エンジンの縦断面図、第３図は第２図の線３−３に沿つ
て切断した矢印方向から見た部分拡大横断断面図、第4a
図および第4b図は第１図の２次パワーシステムの動作を
観察し実行する制御ユニツトの部分簡略図、第５および
第６図は緊急パワーユニツトモードでのタービンエンジ
ンの始動中および緊急パワーユニツトモードから補助パ
ワーシステムモードへの切り替え中における一体パワー
ユニツトの動作パラメータのグラフである。
（発明を実施するための最良の形態） 第１図には本発明の１実施例としての２次パワーシス
テム10の概略が示される。２次パワーシステム（SPS）1
0の動作の概略を理解するには、このシステムがタンク1
4からの燃料と貯蔵ボトル16からの圧縮空気とを利用す
る緊急パワーユニツトとして始動し動作を維持すること
が出来ることを理解する必要がある。この２次パワーシ
ステムはまたダイナミツクコンプレツサ22から与えられ
る圧縮外気とタンク14からの燃料を用いる補助パワーユ
ニツトのように始動しその動作を維持することも出来
る。両方の動作モードでは、単一の燃焼部26内において
燃焼が生じる。
２次パワーシステム10には、一体パワーユニツト12、
燃料供給源としてのタンク14（これは２次パワーシステ
ム10を搭載する航空機のジエツトエンジンの燃料タンク
を利用し得る、（圧縮空気貯蔵ボトル16のような）圧縮
空気貯蔵源、および電子制御ユニツト（ECU）18が包有
される。電子制御ユニツト18により２次パワーシステム
の動作が制御される。更に具体的には２次パワーシステ
ムの、一体パワーユニツト12には原動機としてのタービ
ンエンジン20が含まれることが理解されよう。
タービンエンジン20には、補助パワーユニツトの動作
で外気24を吸入し、その圧縮空気を矢印28により示され
る如く燃焼部26へ供給するダイナミツクコンプレツサ22
が包有される。燃焼部はタンク14からポンプ30、燃料制
御装置32及び導管34を介し燃料を導入する。燃焼部26内
で維持された燃焼により高温で圧縮された燃焼生成物流
が得られる。燃焼生成物はタービン部36内（例えば矢印
38により示されるように）に流れ、燃焼生成物流は（例
えば矢印40により示されるように）外気圧レベルに近付
くよう膨張されて放出され、シヤフトのパワーが得られ
る。タービン部36によりシヤフト42が駆動され、次にシ
ヤフト42によりダイナミツクコンプレツサ22が駆動され
る。シヤフト42はパワー分配ギアボツクス44へ向かつて
延びている。パワー分配ギアボツクス44には各種のシヤ
フトパワー消費付属装置46が連結されている。
２次パワーシステム10の緊急パワーユニツト動作モー
ドは貯蔵ボトル16により与えられる。この圧縮空気貯蔵
源からは圧縮空気が遮断弁47、遮断弁47と直列に接続さ
れた空気量調整弁48、及び導管50を経て燃焼部26へ送ら
れる。遮断弁47、空気量調整弁48および導管50を経て貯
蔵ボトル16から導入される圧縮空気により、導管34を経
て受容されるタンク14からの燃料を用いて燃焼部26内で
燃焼が、ダイナミツクコンプレツサ22からの圧縮外気を
用いて燃料を実行する場合とほぼ同様に、実行される。
２次パワーシステム10の緊急パワーユニツト動作モード
については以下に更に詳述する。
補助パワーシステム（または正常空気吸入）モードで
２次パワーシステム10を始動するため、補助パワーシス
テムには導管52と導管内を流れる空気流を制御する弁54
とが包有される。導管52により、空気流が貯蔵ボトル16
からパワー分配ギアボツクス44と連係するエアタービン
スタータ56へ送られる。
２次パワーシステム10が補助パワーシステムモードで
の動作状態にあるとき、貯蔵ボトル16は導管58を経てダ
イナミツクコンプレツサ22からの空気を利用して再び充
気可能である。ダイナミツクコンプレツサ22からの供給
空気は導管58を介し空気圧増幅装置60、更に貯蔵ボトル
16へ送られる。更に、補助パワーシステムを緊急パワー
ユニツトモードで始動あるいは補助パワーユニツトモー
ドへの過渡あるいは補助パワーユニツトモードで始動の
後、圧縮空気は貯蔵ボトル16から消費されるため、空気
圧増幅装置60を用いて導管58を経るダイナミツクコンプ
レツサ22からの供給空気の圧力を増加して貯蔵ボトル16
を再び充気する。以上の動作はすべて電子制御ユニツト
18の制御下で遂行される。
要約するに航空機は地上あるいは飛行中の比較的低高
度にあるときは、２次パワーシステム10が補助パワーユ
ニツトモードで始動され動作せしめられ、航空機に油
圧、電気および圧縮空気を供給する。一方、航空機が吸
気モードで補助パワーシステムを始動し動作させ得る高
度にあるとき、あるいは主推進エンジンの電気、油圧あ
るいは圧縮空気システムが故障したとき、２次パワーシ
ステム10は全体的に一部上述したように多様に貯蔵ボト
ル16からの圧縮空気を用いて緊急パワーユニツト（EP
U）として始動され動作され得る。この緊急パワーユニ
ツト動作は、２次パワーシステムの動作が補助パワーシ
ステムモードに過渡的に変化される低い高度へ航空機が
降下するに十分長い期間維持される。即ち、２次パワー
システムは航空機の高度が低くダイナミツクコンプレツ
サ22が燃焼部26の空気量または圧力の条件を満足する
と、正常な吸気動作に切り替えられる。
また電子制御ユニツトモードから補助パワーユニツト
モードへの切り替え動作は、ダイナミツクコンプレツサ
22が十分な空気量と圧力を供給し航空機のパワー条件を
満足させることが出来る高い高度で行われる。即ち、補
助パワーユニツト動作モードへ切り替えられると、一体
パワーユニツト12からのパワー出力がその高度での最大
パワー出力以下になる。一方、一体パワーユニツト12の
減少されたパワー出力がその時の航空機のパワー条件を
満足させるに十分である場合、比較的高い高度でこの切
り替えが行われ得、この結果貯蔵ボトル16からの圧縮空
気の使用量が低減される。
タービンエンジン20、パワー分配ギアボツクス44、シ
ヤフトパワー消費付属装置46及びエアタービンスタータ
56を含む２次パワーシステム10および一体パワーユニツ
ト12の概要は上述の通りである。次に一体パワーユニツ
ト12の原動機であるタービンエンジン20の構成を説明す
る。
第２図を参照するに、タービンエンジン20にはハウジ
ング62が包有されることは理解されよう。またハウジン
グ62には導入スクリーン部材64′を介した外気の導入部
64が具備され、導入部64には外気が矢印24のように導入
される。ハウジング62の導入部64には円周方向に配置さ
れた複数の導入阻止羽根65が支承される。導入阻止羽根
65は開放位置（図示のように）と閉鎖位置（図示せず）
との間の動作に同期され、閉鎖位置では隣接する羽根が
協働して空気流に対し導入部64を閉鎖する。図示のよう
に導入阻止羽根65には閉鎖位置へ向かつて僅かにバネに
よる弾性負荷が加えられているが、導入部64の僅かな補
助外気圧により図示の閉鎖位置へ容易に移動される。こ
の補助外気圧は補助パワーユニツトモードまたは正常な
吸気モードでタービンエンジン20が動作している間導入
部64で生じる。周知の二位置作動器（図示せず）が電子
制御ユニツト18の制御下で全開位置と全閉位置とに確実
に導入阻止羽根65を作動し、選択された一方の位置にお
いて羽根が係止されるよう構成される。
ハウジング62にはロータ部材66が枢支される。ロータ
部材66にはコンプレツサロータ部68、タービンロータ部
70及び長手の連結ボルト72が包有される。コンプレツサ
ロータ部68、タービンロータ部70、連結ボルト72及び負
荷コンプレツサロータ74は協働してタービンエンジン20
のシヤフト42を実質的に構成する。シヤフト42は１対の
アンギユラコンタクト軸受76及びジヤーナル78によりハ
ウジング62に枢支され、アンギユラコンタクト軸受76に
より半径方向負荷およびスラスト負荷が支承されて、シ
ヤフト42の一部をなす。ジヤーナル78は自己発生ガスの
ダイナミツクジヤーナルベアリング構造体80により半径
方向に支承される。第２図のシヤフト42の左端部にはス
プライン駆動連結部42′が具備されていて、これにより
シヤフト動力がタービンエンジン20からパワー分配ギア
ボツクス44へと伝達される。
ハウジング62とロータ部材66とが協働して二又流路82
が区画される。二又流路82はダイナミツクコンプレツサ
22を経て一方の軸方向へ、且つ負荷コンプレツサロータ
74を経て他方の軸方向へ延びている。負荷コンプレツサ
ロータ74はシヤフト42により駆動され、負荷コンプレツ
サロータ74から出口（図示せず）を経て圧縮空気が航空
機上の乗務員キヤビンの加圧あるいは環境制御システム
のような供給部へ送られる。二又流路82はまたダイナミ
ツクコンプレツサ22を経て軸方向に、また円周方向に延
びる渦巻消滅・拡散装置84を経て半径方向外側および軸
方向に延びている。渦巻消滅・拡散装置84の出口部には
円周方向に配置された複数の逆止め・計量弁86が配設さ
れる。逆止め・計量弁86については以下に詳述するが、
開放位置では逆止め・計量弁86により圧縮空気がダイナ
ミツクコンプレツサ22から燃焼器充気チヤンバ88内へ向
かつて矢印28方向に放出される。燃焼器充気チヤンバ88
はハウジング62の半径方向内側の環形壁90と半径方向外
側の環形壁92とに区画される。半径方向及び円周方向に
延びる一対の端壁94、96は環形壁90、92と協働して燃焼
器充気チヤンバ88が形成される。
燃焼器充気チヤンバ88内には、半径方向に離間され孔
が設けられた一対のライナ壁98、100が環形壁90、92に
対し半径方向に離間して配置される。燃焼ライナ壁98、
100は協働して、燃焼部26から出口102へ軸方向および半
径方向内側に延びる燃焼流路を区画する。出口102はタ
ービンエンジン20のタービン部36と連通されている。孔
を有する燃焼器のドーム壁104は一対のライナ壁98、100
間を円周方向および半径方向に延びて、第２図に矢印38
で示すような燃焼器充気チヤンバ88と燃焼流路との間に
流路が形成される。
また燃焼部26内では、円周方向に延びる空気分配壁10
6が環形壁90、92間を半径方向に対し斜めに延びて空気
分配チヤンバ108を燃焼器充気チヤンバ88に対し区分す
る。空気分配壁106はライナ壁98、100のドーム壁104と
隣接し且つドーム壁104から軸方向に離間される。ハウ
ジング62の外壁をもなす外側環形壁92には、空気分配チ
ヤンバ108と連通する入口部110が形成される。第２図に
おいて矢印50は導管50から入口部110を経て空気分配チ
ヤンバ108内に導入サれる圧縮空気を示す（第１図の簡
略図も併照）。円周方向に離間され、流出気を利用する
複数の燃料噴射ノズル112は端壁96の開口部114を経、シ
ールドチユーブ116内の空気分配チヤンバ108を経、更に
ドーム壁104の開口部118を経て延びている。燃料噴射ノ
ズル112は導管34と連結された取付具120を介し圧縮燃料
を導入する（第１図参照）。この燃料噴射ノズル112へ
の燃料供給は第２図で矢印34により示される。燃料噴射
ノズル112はまた取付具122で圧縮空気を導入する。燃料
および圧縮空気は矢印124で示されるように燃料噴射ノ
ズル112から燃焼流路38内に噴霧されて燃焼が維持され
る。この結果生じた高温で高圧の燃焼生成物は出口102
を経てタービン部36へ放出される。タービン部36には３
列の固定ノズル羽根126が包有されており、各固定ノズ
ル羽根126の後部にはそれぞれ列をなすロータリタービ
ン羽根128が配設される。ロータリタービン羽根128はタ
ービンロータ部70に装着される。相対的低いエネルギの
燃焼生成物はタービンエンジン20の出口部130から矢印4
0で示されるように放出される。
第３図の部分断面図を参照するに、逆止め・計量弁86
には実際円周方向に配置された複数のフラツパ弁部材13
2が包有されることが理解されよう。各フラツパ弁部材1
32はヒンジ134により一対の壁部136、138の半径方向外
側の壁部に枢着されている。壁部136、138の協働によ
り、渦巻消滅・拡散装置84の軸方向に延びる部分と渦巻
消滅・拡散装置84から燃焼器充気チヤンバ88内への開口
部140とが区画される。第３図において左側部分に示す
ように開放位置では、フラツパ弁部材132が側部側へ旋
回して圧縮空気が開口部140から燃焼器充気チヤンバ88
へ送られる。各フラツパ弁部材132には僅かにバネによ
る弾性負荷が加えられており、第３図の右側部分の閉鎖
位置へ旋回し開口部140が閉鎖される。また第３図にお
いて右側部分に示すように、フラツパ弁部材132の円周
方向の隣接部は閉鎖位置で円周方向に離間されて計量ギ
ヤツプ144を区画することが理解されよう。計量ギヤツ
プ144の機能について以下に詳述するが、逆止め・計量
弁86により燃料・空気流がダイナミツクコンプレツサ22
から燃焼器充気チヤンバ88へ流動され、設定された量の
空気流のみが逆方向に流動されることになる。タービン
エンジン20の電子制御ユニツトモードで動作中、圧縮空
気は貯蔵ボトル16から遮断弁47、空気量調整弁48、導管
50および入口部110を経て空気分配チヤンバ108へ送られ
る。この空気は孔を有する空気分配壁106を経て燃焼器
充気チヤンバ88へ分配される。また圧縮空気は燃焼器充
気チヤンバ88からライナ壁98、100及びドーム壁104を経
て流動され、燃焼生成物38の燃焼が維持される（第２図
参照）。圧縮された高温燃焼生成物はタービン部36を経
て膨張され、コンプレツサロータ部68および負荷コンプ
レツサロータ74を含むシヤフト42が駆動される。シヤフ
ト42によりシヤフト動力がスプライン駆動連結部42′を
経てパワー分配ギアボツクス44へ供給される。
必要なことは、電子制御ユニツト動作モードでは逆止
め・計量弁86が閉鎖され、設計量の空気が燃焼器充気チ
ヤンバ88から計量ギヤツプ144および渦巻消滅・拡散装
置84を経て流れ、コンプレツサロータ部68を経て導入部
64へ逆方向に流れる。ダイナミツクコンプレツサ22から
逆流する空気はコンプレツサ部内での撹拌により得られ
た高温空気として放出される。また導入阻止羽根65は電
子制御ユニツトモードで閉鎖され、入口へのこの少量の
空気は負荷コンプレツサロータ74を経て流れる。ダイナ
ミツクコンプレツサ22内で逆方向に流れる設計量の空気
により更に、コンプレツサロータ部68の羽根部に対しそ
の粘性による制動が与えられる。このコンプレツサロー
タ部68の羽根部に対する粘性による制動によつて羽根部
の振動あるいは疲労亀裂が防止される。
更に、ダイナミツクコンプレツサ22からの設計量の逆
流空気流によりコンプレツサロータ部68のクラツチ部が
空気力を利用して外される。換言するに少量の逆流空気
流が流れることにより、クラツチ部が外されたコンプレ
ツサロータ部68は設計速度でも設計圧力比で作動しなく
なる。ダイナミツクコンプレツサ22を流れるクラツチ部
を外す逆流空気流は全設計流量の内の少量であり一般に
設計流量の約６〜７％である。クラツチ部が外されたコ
ンプレツサロータ部は設計速度での通常の駆動馬力の約
10％以下にされることが好ましい。
上記の２つの作用により高い高度および低い高度の両
方でコンプレツサロータ部68のクラツチ部が効果的に外
されるものと推断する。即ちコンプレツサ部を流れる少
量の逆流空気流はコンプレツサロータ部68により吸収さ
れる動力を減少させ、導入圧力が高い高度で確実に超高
圧の外気となるように機能する。従つて導入阻止羽根65
は羽根がラツチされ閉鎖されるか、単に変位されたもの
であるかは関係なく、航空機が下降するに応じ閉鎖維持
される。一体パワーユニツト12を搭載する航空機が中間
高度へ下降するに従い、外気圧が上昇する。一方、クラ
ツチ部が外されたコンプレツサ部は通過する少量の逆流
空気流により正常の圧力比を発生しなくなるので、閉鎖
された導入阻止羽根65内の圧力が超高圧に維持され外気
は吸入されない。一体パワーユニツト12への負荷を考慮
し上記の高度で吸気モードに替えられると、バネにより
弾性変位された入口阻止羽根が効果的に作用する。この
変位された阻止羽根はクラツチ部を外す逆流空気流が停
止されるまで閉鎖状態に維持され、ダイナミツクコンプ
レツサ22が正常動作状態に復帰すると外気圧により開放
される。
一方、電子制御ユニツトの動作が比較的低い高度まで
連続的に維持されると、阻止羽根は冒頭に上述したよう
に二位置作動器によりラツチ閉鎖する必要がある。これ
は高度が降下して大気圧が導入阻止羽根65内の圧力より
大きくなつた場合である。外気が導入部64内に導入され
ると、クラツチ部を外す逆流空気力はこれに対抗でき
ず、ダイナミツクコンプレツサ22が正常動作へ復帰し、
一体パワーユニツト12への負荷が維持される。一方、閉
鎖位置において導入阻止羽根65をラツチすることによ
り、外気の吸入が阻止され、航空機の高度が低くなり、
ダイナミツクコンプレツサ22のみが一体パワーユニツト
12の負荷によつて要求される空気量を満足出来るまで、
電子制御ユニツトの動作が維持されて一体パワーユニツ
ト12による動力の要求が満足される。
外気圧条件が補助パワーユニツト（正常吸気）モード
でのタービンエンジン20の動作に適するようになると、
貯蔵ボトル16から空気分配チヤンバ108への圧縮空気が
遮断される。従つて、ダイナミツクコンプレツサ22を流
れる逆流空気流が停止し、コンプレツサロータ部68の空
気力学的なクラツチ部外しが停止される。この直後、ダ
イナミツクコンプレツサ22の空気流が正常方向へ戻り、
設計量の空気と圧力の比をもつてダイナミツクコンプレ
ツサ22から付与される。コンプレツサ部の空気流の正常
化はサージング若しくは衝撃負荷による不都合なエンジ
ン構造体の疲労または振動を引き起こすことなく達成さ
れる。補助外気圧が導入部64内に生じるので、コンプレ
ツサ部の空気流の正常化により導入阻止羽根65が開放さ
れ逆止め・計量弁86のフラツパ弁部材132が僅かな閉鎖
方向の変位と逆方向に開放される。またこのとき２位置
作動器（図示せず）を使用して、電子制御ユニツト18の
制御下で導入阻止羽根65が閉鎖位置から開放位置へと移
動される。
タービンエンジン20の電子制御ユニツトモードから補
助パワーユニツト（正常吸気）モードへの切り替えによ
り、燃焼器への燃料供給は燃料制御装置32および電子制
御ユニツト18の制御下で燃料噴射ノズル112を経て行わ
れる。燃焼部26の燃焼はこの切り替え中連続され、ター
ビンエンジン20からのシヤフトに伝達される馬力は後述
するように殆ど完全に一定である。タービンエンジン20
は豊富な空気による燃焼によつて常に作動され、燃料量
が大の状態から空気量が大の状態への切り替えは行われ
ない。実際行つた分析結果によれば、燃焼充気チヤンバ
の軸方向の空気流は電子制御ユニツトモードから補助パ
ワーユニツトモードへの切り替えが生じると環形壁92、
100間で逆方向に向けられ、この切り替えは実際上燃焼
ロスを来したり、フレームアウトを減少させずに連続燃
焼を行い得ることが判明した。
これは、例えば貯蔵ボトル16から供給される空気をジ
ユールトムソン冷却せしめると7,000メートルの高度で
且つ−24℃の標準大気条件で空気分配チヤンバ108の空
気温度が約−57℃になる。一方補助パワーユニツト動作
モードへの切り替えの際略直後に得られるダイナミツク
コンプレツサ22からの空気流は約260℃で燃焼器充気チ
ヤンバ88に導入される。燃焼を行う空気のこのような著
しい温度上昇により燃料噴射ノズル112からの燃料の噴
霧が助長される。燃焼部26への供給空気の温度の同様な
上昇は切り替えを行う高度に関係なく生じる。一体パワ
ーユニツト12の構造及び全体動作を上述したので、次に
第４図に簡略に示す一体パワーユニツトの制御部148に
ついて説明する。制御部148は電子制御ユニツト18の一
部をなす。一体パワーユニツト12は複数のモードで動作
可能であり、第４図に示す制御部148はこれらの動作モ
ードの各々１について上述したターボ装置の制御または
電子制御ユニツト動作モードから一体パワーユニツト動
作モードへの切り替えを留意する必要がある。制御部14
8により与えられる制御機能には、電子制御ユニツトモ
ードを始動し動作を維持する機能、一体パワーユニツト
モードを始動し動作を維持する機能、および動作が不連
続の電子制御ユニツト動作モードから一体パワーユニツ
トの動作の維持への切り替え機能が包有される。制御部
148は単位時間当たりの燃料重量を示す信号WFを出力
し、電子制御ユニツト18の制御下で燃料制御装置32によ
り燃料が燃焼部26へ供給される。制御部148の制御動作
については以下に更に詳述する。
電子制御ユニツト始動及び動作 電子制御ユニツト始動開始には、圧縮空気を貯蔵ボト
ル16からシヤフトパワー消費付属装置46および空気量調
整弁48を経て一体パワーユニツト12の燃焼部26へ供給
し、且つタンク14からの燃料を燃焼部26へ供給する必要
がある。この空気及び燃料は所定の比率で燃焼部26へ供
給され、点火されて一体パワーユニツト12の電子制御ユ
ニツトを始動せしめる。従つて制御部148は制御される
べき変数として燃焼部26での燃焼器入口空気圧を示す信
号CIPを入力する。即ち信号CIPは一体パワーユニツト12
の燃焼部26の燃焼器充気チヤンバ88内の空気圧を示して
いる。電子制御ユニツトモードで一体パワーユニツト12
を始動する際、信号CIPのみを用いて貯蔵ボトル16から
一体パワーユニツト12への空気供給を制御し、この空気
供給を制御することにより燃料制御装置32を介した燃料
供給を制御し得る。簡単に説明するに電子制御ユニツト
モードでの始動中、燃焼部26への空気流を調整して燃焼
部26内の圧力を所定レベル（信号CIPにより示す）に
し、燃料流は空気流の圧力レベルを示す信号CIPにのみ
に応動して制御され、一体パワーユニツト12の始動・加
速のための空燃比を制御する。
理解を推進するために、第５図には電子制御ユニツト
モードの始動および動作維持中のタービンエンジン20の
３つの動作パラメータに関する情報が示される。第５図
の表記信号は次の文章内の、特に理解に有用である文章
内に関連して示される。第１のパラメータはエンジン速
度（信号Ｎ％、シヤフト42の速度）で設計速度に対する
パーセンテージである。他のパラメータは燃焼器充気チ
ヤンバ88内の空気圧（信号CIP）及び１秒当たりのポン
ドで示される燃焼器充気チヤンバ88への空気供給量（信
号Air・Fuel COMM）である。
更に詳述するに、信号CIPは負の値として加算ノード1
50へ送られ、加算ノード150はまたバイアスノード152、
リミター154及びセレクタ156から正の基準信号P2refを
入力する。セレクタ156は制御部148内の複数のセレクタ
の１つであり、信号N100を入力する。各セレクタはいず
れのモードでも一体パワーユニツト12の動作開始時には
零（０）状態であり、従つて各セレクタが選択しＯ端子
にあたえらえる信号を出力する。信号N100の与え方を以
下に詳述するに、今は信号N100については、一体パワー
ユニツト12が始動し加速して設計動作速度の100％かあ
るいは実質的に設計された所定速度のいずれかに達した
ことを示すステツプ関数、あるいはバイナリ信号である
と理解するだけで十分である。セレクタ156の端子Ｏで
の基準値はこの設計動作速度へ向かつて一体パワーユニ
ツト12が迅速に加速するよう選択される。加算ノード15
0からの出力P2ERRは２個のスケジユーラ158、160の夫々
独立変数として与えられる。スケジユーラ158、160の下
流のセレクタ162により、スケジユーラ158からの信号の
みが電子制御ユニツトモードで一体パワーユニツト12の
始動中使用される。スケジユーラ158は一体パワーユニ
ツトの広い速度範囲に亙り指令信号Air・Fuel COMMを与
えるよう構成される。この速度範囲はゼロ速度からN100
速度までである（第５図参照）。信号Air・Fuel COMMは
セレクタ163を経て直接あるいは周知の信号条件付け装
置（図示せず）を経て空気量調整弁48への入力信号とし
て与えられる。同様に、信号Air・Fuel COMMはスケジユ
ーラ164へ送られ、スケジユーラ164は加算ノード166お
よびセレクタ168を経て始動中電子制御ユニツト18の残
部へ信号WFを与える。
従つて、電子制御ユニツトモードで一体パワーユニツ
ト12の始動中、貯蔵ボトル16から遮断弁47および空気量
調整弁48を経て燃焼部26内へ達する制御ループは一体パ
ワーユニツト12自体の空気力学的な応答動作により閉じ
られる。即ちスケジユーラ158は一体パワーユニツト12
の始動・加速中貯蔵ボトル16から必要な空気流を予測し
燃焼器入口での空気圧を所定値にする予測器である。こ
の予測は信号CIPの特定の現在値に基づいて判断され、
始動中の迅速な加速度および一体パワーユニツト12の変
化する空気量を考慮する。予測値は分析およびテストデ
ータに基づいており、スケジユーラ158によりセレクタ1
62に与えられる信号Air・Fuel COMMの値として表現され
る。燃焼部26への燃料量はスケジユーラ164によりこの
始動期間中に開ループ制御される。スケジユーラ158と
同様にスケジユーラ164は予測器である。スケジユーラ1
64により行われる予測は燃焼器26への空気流量に基づい
て燃焼部26への燃料流量を制御するよう企図される。こ
の結果はタービン部36へ流れた燃焼生成物を所定温度に
発生させる空燃比である。一体パワーユニツト12の始動
中、上述した空燃比の制御により、一体パワーユニツト
が停止状態から全速度まで約２秒で迅速に加速出来る。
この制御計画により電子制御ユニツトモードでの一体パ
ワーユニツト12の動作維持中、貯蔵ボトル16からの貯蔵
空気の使用が節減されることは理解されよう。
制御部148にはまた、シヤフト42の速度を示す信号Ｎ
％が入力される。信号Ｎ％は加算ノード170で基準値N
refと比較され、エラー信号Ncrrはセレクタ172に与えら
れる。設計速度の100％が一体パワーユニツト12により
得られると、速度検出・信号発生部174が設計速度値を
与える信号Ｎ％に応答して信号N100あるいは一体パワー
ユニツト12が実質的に設計速度を達成したことを示す所
定値を発生する（第５図参照）。従つて信号N100を入力
すると制御部148の各セレクタは状態（１）へ切り替わ
る。この状態（１）では、セレクタがその端子（１）に
信号を出力する。信号N100に応答して制御148の各種セ
レクタの状態変化は開始から電子制御ユニツトモードの
動作維持へ変化する一体パワーユニツト12を示し、第５
図のパラメータで容易に認識されよう。これにより信号
CIPの実際の値がセレクタ156の端子（１）で変位され、
制限された所定値に低下されている信号P2refと共に、
加算ノード150に加えられる。信号N100も負荷可能信号
として電子制御ユニツト18内で使用され得、一体パワー
ユニツト12が負荷なく迅速に設計動作速度まで加速さ
れ、信号N100が発生されたとき、全電子制御ユニツト負
荷が与えられる。加算ノード150から出力されるエラー
信号Nerrはスケジユーラ160で使用され、電子制御ユニ
ツトモードの一体パワーユニツト12の動作維持中信号Ai
r・Fuel COMMとして与えられる。与えられた負荷および
航空機高度の変化により設計速度が変動したとき、スケ
ジユーラ160はこの設計速度を中心とする狭い速度範囲
内で一体パワーユニツト12を制御するよう構成されてい
る。スケジユーラ158の場合と同様に、スケジユーラ160
は設計速度近傍で必要な空気量を予測し燃焼部26の必要
な空気圧を維持する。上述したように、スケジユーラ16
4は信号WFの一部を与え燃焼部26の空燃比および燃焼部2
6からタービン部36へ流れる燃焼生成物の温度を制御す
る。
更に、セレクタ172がその状態（１）へ切り替わる
と、エラー信号Nerrが比例コントローラ176、ゲイン補
正スケジユーラ178および積分コントローラ180へ送られ
る。ゲイン補正スケジユーラ178はエラー信号Nerrの過
渡変化に応答して高いゲイン出力信号および一体パワー
ユニツト12の定常動作状態の近傍で殆どゲインのない信
号を与える。
ゲイン補正スケジユーラ178からの出力信号はノード1
82比例コントローラ176の出力と組み合わせられる。同
様に積分コントローラ180からの出力信号はノード184で
ノード182からの複合信号と組み合わせられる。結果と
しての信号RPM・Airは負の入力として通過正信号条件付
け部186を介し加算ノード150に加えられる。正の信号を
通過させる条件付け装置により、信号P2ERRを減少する
信号のみが加算ノード150に加えられる。貯蔵ボトル16
からの空気量を減少値に制限するこの信号RPM・Airは、
電子制御ユニツトモードの動作維持中貯蔵ボトルからの
使用空気量を節減することに加え、一体パワーユニツト
12の加速中信号N100の直後に空気量を迅速に遮断あるい
は減少させる。燃焼部26への空気を迅速に遮断すること
により、設計速度を越えるオーバシユート速度が最小限
に押されられる（第５図）参照。このオーバシユート速
度は信号N100の発生時に電子制御ユニツト負荷を加える
ことによつてもある程度抑制される。一方、オーバシユ
ート速度は所望速度より大で、制御部148の空気制御部
に作用する信号RPM・Airによる空気量の迅速な減少を行
わないと、正常状態になるまで長時間かかることにな
る。またこの信号により制御部148内に更に閉ループが
形成される（これは更に以下で説明する）。
セレクタ172が状態（１）へ切り替わると、エラー信
号Nerrが比例コントローラ188及び積分コントローラ190
へ加えられる。各コントローラの出力は加算ノード192
で加算され、更にセレクタ194を経て加算ノード166に信
号Ncorrectとして与えられる。スケジユーラ164からの
信号Air・Fuel COMMと共に信号Ncorrectは一体パワーユ
ニツト12の電子制御ユニツトモードの動作維持で信号WF
を発生する。従つて、電子制御ユニツト動作の始動フエ
ーズに対比し、維持フエーズにより二重閉ループ制御が
使用される。即ち信号CIPから遮断弁47および空気量調
整弁48を経る空気量の制御ループは、例えば始動フエー
ズで一体パワーユニツト12の空気力学的な応答により閉
にされる。また信号Ｎ％から信号WFまたは空気量の燃焼
部26への制御ループは加わる負荷に応じた一体パワーユ
ニツト12の速度応答により閉にされる。最後に、これら
閉ループは信号RPM・Airの選択値により互いに連係さ
れ、これにより貯蔵ボトル16からの空気使用量が節減さ
れ、同時に始動・加速終了時の、一体パワーユニツト12
の加速中に設計速度が得られるときのオーバシユート速
度が最小限に押さえられる。
補助パワーユニツトの始動及び動作 一体パワーユニツトモードでの一体パワーユニツト12
の始動及び動作は概してエアタービンスタータを備える
周知の補助パワーユニツトの始動と同様に行われる。こ
の始動には更に、セレクタ163に状態（０）命令を加え
る必要があり、従つて遮断弁47が開放されない。またセ
レクタ168への状態（０）命令を加えることにより、信
号WFが加算ノード196から確実に引き出される（以下に
詳述する）。次に電子制御ユニツト18の制御下で弁54が
開放され、圧縮空気が貯蔵ボトル16からエアタービンス
タータ56へ送られる。エアタービンスタータ56により一
体パワーユニツト12はその動作速度まで加速される。ほ
ぼ約10％動作速度で燃焼部26への燃料流が周知のスパー
ク点火器（図示せず）の動作と共に点火され、燃焼部26
内での燃焼が開始（light off）される。その後エアタ
ービンスタータ56からのトルクおよびタービン部36に作
用する燃焼ガスからのエネルギが連続発生され、一体パ
ワーユニツト12がその設計速度まで加速される。設計速
度以下の所定速度で、弁54が閉鎖され、エアタービンス
タータ56からのトルクの供給が遮断される。その後、一
体パワーユニツト12はそれ自体の動力によりその設計速
度まで加速される。
制御部148には上述のように信号Ｎ％が入力される。
この信号Ｎ％は導入部64での外気温度を示す信号T1と共
にAccelスケジユーラ198に加えられる。Accelスケジユ
ーラ198は一体パワーユニツトにより吸入される外気の
温度及びその動作速度に応じて一体パワーユニツト12の
加速中燃料量に変更を与える。燃料量の変更は導入部64
での外気圧を示す信号P1を入力するスケジユーラ200に
より更に遂行される。
燃焼部26内の燃焼点近傍での燃料供給を正確に制御す
るため、廃棄ガス温度を示す信号EGTがLite-Offスケジ
ユーラ202に加えられる。信号EGTはまたスケジユーラ20
6からの負の信号値と共に加算ノード204へ加えられる。
スケジユーラ206は信号Ｎ％を入力し加算ノード204ヘト
リミング信号を出力する。加算ノード204からの信号は
リミタと値比較器からなるリミタ・比較ネツトワーク20
8に加えられ、その出力はセレクタ210を加算ノード196
に負の値として与えられる。セレクタ210から加算ノー
ド196に与えられる信号は一体パワーユニツト12内、特
にタービン部36内での温度での始動及び温度過渡速度を
制御する。
更に、制御部148には速度制御チヤネル212が包有さ
れ、速度制御チヤネル212はセレクタ214が信号N100およ
びエラー信号Nerrを入力したとき付勢される。速度制御
チヤネル212には比例コントローラ216及び積分コントロ
ーラ218が包有される。セレクタ220により制御されるバ
イアス入力により上述したスケジユーラからの制御信号
は確実に信号N100の前にセレクタ222及びセレクタ224に
より選択される。即ち速度制御チヤネル212からの出力
が阻止され、信号N100が得られるまで効果を果たさな
い。信号N100が得られると一体パワーユニツト12は動作
維持状態へ変化する（これはについて電子制御ユニツト
に関し上述した）。即ち全てのセレクタはその状態
（１）にセツトされているので、速度制御チヤネル212
からの信号により信号Ｎ％に応動して信号WFが与えられ
る。
一体パワーユニツト12は、電子制御ユニツトモードで
始動し電子制御ユニツトの維持動作を達成し、更に補助
パワーユニツト動作へ移項することにより、補助パワー
ユニツトモードを動作させるため始動されることは当業
者には理解されよう。補助パワーユニツトによる一体パ
ワーユニツト12の始動によつて制御弁54およびエアター
ビンスタータ56が不要になる。またパワー分配ギアボツ
クス44が、エアタービンスタータ56と関連するギア列が
不要になるのでより小さく、軽量で安価に出来る。
電子制御ユニツトモードから一体パワーユニツトモード
への切替 一体パワーユニツト12が電子制御ユニツトモードで始
動され（信号N100により示される）設計動作速度を実質
的に達成した後、一体パワーユニツトは航空機が高度を
下げ切替が容易になると、補助パワーユニツトモードへ
切り替えられ得ることは理解されよう。換言するに航空
機の高度が十分に下げられ、タービンエンジン20の設計
速度でダイナミツクコンプレツサ22が貯蔵ボトル16から
の空気を供給することなく、燃焼部26で一体パワーユニ
ツトへの負荷を維持するに必要な空気量および圧力を与
えることが可能な構成をとる必要がある。
この切り替えは手動入力または自動入力、例えば航空
機のエアデータコンピユータからのデータに基づく入力
に応動して行われる。いずれの場合でも電子制御ユニツ
トモードから補助パワーユニツトモードへの切り替えは
セレクタ163、168に状態（０）入力を与えることにより
制御部148内で行われる。セレクタ163の（０）状態によ
り遮断弁47および空気量調整弁48からの開放信号Air・F
uel COMMが単に除去されることは第４図から理解されよ
う。遮断弁47は迅速に動作し通常閉位置にある２位置弁
であり、入力信号を入力することによつて全開動作され
る。空気量調整弁48は緩徐に応動し通常開位置にある調
整弁であり、信号Air・Fuel COMMに応動して一部閉鎖さ
れ、貯蔵ボトル16から燃焼部26への空気量が制御され
る。従つて、（０）命令がセレクタ163に加えられると
単に閉鎖され、貯蔵ボトル16から一体パワーユニツト12
への圧縮空気の供給が停止される。同様にセレクタ168
が（０）状態になると、スケジユーラ164からの信号が
セレクタの出力から除去され加算ノード196からの信号
と置き換えられる。即ち信号WFは（０）命令がセレクタ
168に加えられると加算ノード196から引き出される。
第６図を参照するに、点線226は（０）状態命令がセ
レクタ163、168に加えられる時間を示すことは第４図の
説明から理解されよう。信号Air・Fuel COMMは直ぐに零
まで降下し、実際図示したパラメータ曲線は遮断弁47の
閉鎖曲線を示している。この弁の閉鎖動作はステツプ関
数に近似にされ約1/4秒の期間を有していることは理解
されよう。貯蔵ボトル16から一体パワーユニツトへの空
気流の急激な遮断、僅かに存在する逆流によりダイナミ
ツクコンプレツサ22のクラツチ部を空気力学的に外す際
に必要である。導入阻止羽根65が移動され作動器により
ラツチされるとき、セレクタ163、168への（０）状態命
令も用いて導入阻止羽根65の開放が指令される。従つて
ダイナミツクコンプレツサ22は外気の吸入を開始し、コ
ンプレツサ内の空気はその正常方向へ流れる。逆止め・
計量弁86はダイナミツクコンプレツサ22からのこの流れ
により開放され、燃焼部26はダイナミツクコンプレツサ
22からのその空気量の全ての導入を開始する。点線226
に続くパラメータCIP曲線は圧力増加を示し、これはダ
イナミツクコンプレツサ22が高度変化で必要な流量及び
圧力比で供給を行い、補助パワーユニツトモードへの切
替前に空気力学的にクラツチ部を外すことにより圧力増
加が抑止されることを示している。一体パワーユニツト
12の動力の出力降下は実質的にないことが理解されよ
う。即ち信号Ｎ％のパラメータ曲線は電子制御ユニツト
モードから補助パワーユニツトモードへの切り替え中そ
の100％値からそれ程変位されない。
第６図には更に、燃料量、廃棄ガスの温度（これから
信号EGTが誘導される）および燃焼部26からタービン部3
6へ流れる燃焼生成物の温度をそれぞれ示す信号WF、EGT
およびタービン入口温度に関するパラメータ曲線が示さ
れている。各値は、ダイナミツクコンプレツサ22のクラ
ツチ部が外されるとき、電子制御ユニツトモードから補
助パワーユニツトモードへ切り替わる際増加し、タービ
ン部36がダイナミツクコンプレツサ22を駆動するために
大きな馬力が必要となる事は理解されよう。以上実施例
に沿つて説明したが、クラツチ部を外した約６馬力から
−25℃で高度20Kでの設計速度における約158馬力へダイ
ナミツクコンプレツサ22の馬力吸収が変化し、一体パワ
ーユニツト12のシヤフトの動力出力は切り替え前の電子
制御ユニツトモードおよび切り替え後の一体パワーユニ
ツトモードの両方で実質的に一定の200馬力にされる。
本発明は特に好ましい１実施例に沿つて説明したが、
本発明はこの実施例に限定されるものではなく、本発明
の定義を与える添付のクレームの精神および範囲によつ
てのみに限定される。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ミンシヤル，バート ジエイ. アメリカ合衆国 アリゾナ州 85257, スコツツデイル，ハーベル ストリート 8429 イー. (72)発明者 スリアノ，フランシス ジエイ. アメリカ合衆国 アリゾナ州 85251 スコツツデイル，メドウブルツク アベ ニユー 8626 イー. (72)発明者 キヤーン，ウイリアム アメリカ合衆国 アリゾナ州 85251, スコツツデイル，ローズ サークル 6346 イー. (56)参考文献 特開 昭60−198338（ＪＰ，Ａ) 特開 昭64−69721（ＪＰ，Ａ) 実開 昭61−120044（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭59−182637（ＪＰ，Ｕ)

Claims (2)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】外気を導入し圧縮空気を発生するダイナミ
    ツクコンプレツサ（22）と、ダイナミツクコンプレツサ
    （22）から第１の入口部（140）を経て圧縮空気を燃料
    と共に導入し燃焼を維持し高温の圧縮燃焼生成物を与え
    る燃焼器（26）と、外気に対し燃焼生成物を膨張させダ
    イナミツクコンプレツサ（22）を駆動しシヤフトに動力
    を与えるタービン（36）とを備え、燃焼器（26）には貯
    蔵供給源（16）から圧縮燃焼空気を受容する第２の入口
    部（110）が具備され且つ前記第１、第２の入口部（14
    0）、（110）は独立してエンジン動作を維持するに充分
    な空気を燃焼器（26）に送出するよう設けられてなるこ
    とを特徴とするタービンエンジン（20）。
  2. 【請求項２】圧縮貯蔵空気を単一の燃焼チヤンバ（26）
    内に送る工程と、燃料を単一の燃焼チヤンバ（26）内の
    圧縮空気へ導入し空気が豊富な空気・燃料混合を与える
    工程と、空気・燃料混合を燃焼して高温の燃焼生成物流
    を与える工程と、外気に向つて燃焼生成物を膨張させシ
    ヤフトパワーを与える工程と、シヤフトパワーを使用し
    て航空機にパワーを与える工程と、航空機にパワーの供
    給を継続している間、圧縮貯蔵空気の供給を中断すると
    同時に、単一の燃焼チヤンバ内に圧縮外気の供給を開始
    する工程とを包有してなる、圧縮外気を利用して燃焼す
    る間貯蔵された圧縮空気を利用して航空機に緊急パワー
    を与える方法。
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