JP2964063B2 - 非常時動力装置の燃焼器およびこの燃焼器に用いる混合器 - Google Patents
非常時動力装置の燃焼器およびこの燃焼器に用いる混合器Info
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機において非常時動
力を与える非常時動力装置、特に航空燃料とエアとの燃
料比の高い混合気を用いて高圧、高温ガスを発生する非
常時動力装置の燃焼器およびこの燃焼器に用いる混合器
に関する。この種の非常時動力装置により、非常時動力
装置において発生された燃焼ガスを用いてタービンホイ
ールが駆動され、エンジンスタータ、発電機、油圧ポン
プ等の装置が駆動されることになる。 【０００２】 【従来の技術】一般に航空機には一以上のメインエンジ
ンが搭載されており、このエンジンにより航空機の推進
力と機内環境制御機構の圧縮ブリードエアとが与えられ
る。またメインエンジンにより発電機および油圧ポンプ
が駆動される。この発電機および油圧ポンプは計器ある
いは飛行制御機構の電源および動力源として必要であ
る。更に、航空機の多くはメインエンジンが作動されて
いないとき例えば航空機が地上にあるとき電源および油
圧源ないしは機内のブリードエアを与えるように補助動
力エンジンを搭載している。がまた補助動力エンジンに
より着陸状態にあるとき、あるいは飛行中のメインエン
ジンがスタートされ得る。メインおよび補助エンジンは
共に航空機の主燃料タンクからの航空燃料と外気を利用
したエアとの混合気を燃焼させることにより駆動され
る。両エンジンにおいて燃料効率を最大にするために
は、化学量論上エア率が高く燃料が希薄な混合気を用い
ることが好ましい。多くの場合、補助動力エンジンの始
動には地上のスタータ車、圧縮エアタンク、あるいは非
常時動力装置等の外部動力源が必要である。補助動力エ
ンジンは主としてエアが比較的濃厚な地上で作動するよ
う設計されているので、このエンジンは高い高度例えば
５５，０００フイート（約１６，５００メートル）以上
の高所では始動できない。従つて多くの場合補助動力エ
ンジンは高度５５，０００フイート（約１６，５００メ
ートル）以上の個所でメインエンジンが故障し停止した
とき、電源若しくは油圧源が存在しないときにはメイン
エンジンを再起動することができないことになる。また
メインおよび補助エンジンは共に、主燃料タンクからの
燃料を用いるので、この燃料がなくなると電源若しくは
油圧源が働かなくなりパイロツトにより飛行機の制御あ
るいは着陸動作が遂行できなくなる。【０００３】 従つて外部条件に関係なく非常時に電力あ
るいは油圧動力を飛行制御機構に与え、補助又はメイン
エンジンを再始動し得る非常時動力装置を航空機に設置
することが最低条件となつている。非常時動力装着は緊
急時にのみ作動されるので、長期間にわたり保管され非
作動状態に置かれるが、一度使用されるときには瞬間的
な作動に耐え、かつ連続的に動力を与えることが要求さ
れる。また理想的にはこの種の非常時動力装置はコンパ
クト、軽量、高信頼性で、保守が容易であり、特殊な材
料あるいは燃料が不要でかつ制御可能な燃焼工程により
清浄で無害の燃焼ガスを発生するものが求められる。【０００４】 現在、非常時動力手段としては主に液体ヒ
ドラジンを主成分とする燃料を触媒ベツドに散布して圧
縮ガスを発生するものが主流となつている。この非常時
動力手段は各種の航空機に用いられており、高性能で、
かつ軽量である。【０００５】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、液体ヒ
ドラジンは腐蝕性が高く有毒であるから、取扱上問題が
多く、航空機に設置する際設置個所を格別設計する必要
がある。また触媒材料は高価である上、触媒の作用が不
充分になつたときは触媒を交換する必要があり、コスト
高になる問題があつた。更に圧縮ガスを得る際に発生す
る燃焼ガスは有毒であるため非常時動力装置を地上でテ
ストするときは制約を受けることが多い。【０００６】 よつて航空燃料とエアとの燃料に富み、安
全性が高く入手の容易な混合気を用い、無毒かつ清浄な
燃焼により非常時動力を得ることができ、かつコンパク
ト、軽量、高信頼性で保守が容易な非常時動力装置の提
供が望まれている。【０００７】 しかして本発明の一目的は圧縮エアおよび
航空燃料を貯蔵し、使用時に燃料とエアとが所定比の、
燃料に富んだ混合気を燃焼器へ供給し燃焼して、燃焼ガ
スを発生しタービンを駆動させる非常時動力装置、並び
にこれに採用されるガス発生装置を提供することにあ
る。【０００８】 他の目的はエアおよび燃料の燃焼器への供
給を開始し、維持し遮断する制御装置を包有した非常時
動力装置を提供することにある。【０００９】 本発明の別の目的は更に各種の出力パラメ
ータをモニタし効率を最大にする制御装置を含む非常時
動力装置を提供することにある。【００１０】 更に他の目的は燃料とエアとが所定比の、
燃料に富んだ混合気の燃焼を長期間にわたり維持でき、
かつ燃焼器の内壁への炭素の付着あるいは熱による損傷
によつて作動不能になることのない燃焼器を含む非常時
動力装置を提供することにある。【００１１】 更に別の目的は航空燃料とエアの所定比
の、燃料に富んだ混合気を作り燃料を実質的に完全に噴
霧状にし燃焼室の中央部かつ中心軸に沿つて混合気の燃
焼炎を維持するノズル付の燃焼器を含む非常時動力装置
を提供することにある。【００１２】 他の目的は航空燃料タンクおよび圧縮エア
タンクを使用後再補給する装置を包有した非常時動力装
置を提供することにある。【００１３】 他の目的は航空機に用いられた従来のもの
と置換可能な非常時動力装置を提供することにある。【００１４】 他の目的は補助動力装置に付設可能な非常
時動力装置を提供することにある。【００１５】 他の目的は航空機のメインエンジンを再始
動可能な非常時動力装置を提供するにある。【００１６】 【課題を解決するための手段】本発明による航空機の非
常時動力装置によれば、航空燃料および圧縮エアが貯蔵
エネルギ源として使用されるように構成され、非常時に
動力が必要な場合、燃料およびエアが導管、遮断弁、温
度センサ、流量制御弁を介しノズルへ送出され燃焼器内
に噴出されるように設けられる。この場合酸素（エア）
と燃料（航空燃料）との比は化学量論上燃料に富んだ範
囲、即ち約１．５対１ないし約７対１にされ、燃焼室内
における燃焼により温度１４００°Ｆ（７６０℃）以上
の動力源をなす燃焼ガスが得られるように設けられ、こ
の燃焼ガスはタービンに送出されタービンの出力シヤフ
トが回転され動力が与えられるように構成されて、上記
の目的が達成される。【００１７】 【作用】上述のように構成された本発明による非常時動
力装置においては、航空機のメインエンジンの停止など
の非常時に航空燃料と酸素との、燃料比の高い混合気を
燃焼器内に噴出して、仮に航空機高度が高くとも迅速か
つ円滑に点火され、メインエンジンが再始動され得る。 【実施例】【００１８】 第１図には、高圧エア用のエアタンク２２
と、貯蔵エネルギ装置としての航空燃料用の燃料タンク
２４とを包有した非常時動力装置２０が示されている。
エアタンク２２は高圧エア用のエア路２８、エア圧の圧
力調整器３６および調圧されたエア用のエア路２９を介
し燃焼器２６と連結される。エア路２８内にはエアの遮
断弁３２とエア温度制御用の制御弁３４が挿入され、一
方、エア路２９内にはエア温度検出用のエア温度センサ
３８とエア流量制御用のエア流量制御弁４０が挿入され
る。同様に燃料タンク２４の燃料路３０と燃焼器２６と
の間には燃料遮断弁４２、燃料温度検出用の燃料温度セ
ンサ４４および燃料制御弁４６が挿入されている。非常
時動力装置２０の電気的コントローラ５０がエア遮断弁
３２、エア温度センサ３８、エア流量制御弁４０、燃料
遮断弁４２、燃料温度センサ４４、燃料制御弁４６、点
火器６８、燃焼器温度センサ５８、およびタービン速度
検出用のタービン速度センサ５６に電気的に接続され
る。タービン速度センサ５６は燃焼器２６内において発
生された燃焼ガスにより駆動されるタービン５２に付設
された出力シヤフト５４に近置され、出力シヤフト５４
の回転速度を検出する。タービン５２の出力シヤフト５
４はギヤ装置７０と連結されており、ゼネレータ７２お
よび油圧ポンプ７４が駆動される。タービン５２からの
燃焼ガスは排気ダクト６０を介し下流へ流動され、排気
ダクト６０自体には排気ガスとエアとの間で熱交換を行
なう熱交換器６２が包有され得る。熱交換器６２は冷却
エア用の導管６４が連結され、導管６４の他端は高圧エ
ア用のエア路２８に対し遮断弁３２とエア温度制御用の
エア温度制御弁３４との間に連結されている。熱交換器
６２の高温側には導管６６が連結され、且導管６６の他
端にはエア温度制御弁３４が連結される。【００１９】 動作前に、エアタンク２２のエア圧は数千
ｐｓｉ（１プサイ≒７０３ｋｇ／ｍ２）にされ、燃料タ
ンク２４には航空燃料、好ましくはＪＰ．４が充填され
る。燃料タンク２４としては容量ピストン形又はブラダ
（袋）形タンクを用い得る。コントローラ５０を介しエ
ア遮断弁３２および燃料遮断弁４２が開放されると、エ
アおよび燃料が各々のエア路２８および燃料路３０を介
し供給される。制御弁３４においてはエアタンク２２か
ら直接導入されたエアと熱交換器６２内を循環していた
エアとが混合され、温度の調整された混合エアが制御弁
３４から圧力調整器３６へ送られ、ここでエア圧が好適
なレベルに調整される。またコントローラ５０はエア温
度センサ３８からのエア温度信号と燃料温度センサ４４
からの燃料温度信号とを導入して、エア流量制御弁４０
および燃料調整弁４６を制御し、高度に制御された空燃
比を持つ混合気を燃焼器２６へ供給する。燃焼器２６内
の混合気は点火器６８により点火され、燃焼が開始され
る。一度点火されると、燃焼は燃焼器へ混合気が供給さ
れる間自動的に維持される。コントローラ５０を介し、
点火器６８が付勢され、且燃焼器温度センサ５８および
タービン速度センサ５６から導入した信号に基づきエア
温度と燃料温度が測定されて非常時動力装置の性能およ
び効率が最適化され、更に燃焼器２６へ供給される燃料
量およびエア量を調整することによりタービン速度が正
常に極めて高速に調速される。【００２０】 エアタンク２２内のエア圧が低下するに応
じ残留するエアの温度が急速に低下することは理解され
よう。このため、燃焼器２６へ供給される混合気の燃料
とエアとの比を好適に調整するため、コントローラ５０
を介しエア温度および燃料温度を連続的にモニタする必
要がある。【００２１】 空燃の所望混合比は燃料に富む１．５対１
〜７対１の範囲にあり、この場合燃焼ガスの温度は１４
００°Ｆ（７６０℃）以上になる。本動力装置における
最適の空燃比は約３．５対１であり、燃焼ガスの温度は
１８５０°Ｆ（１０１０℃）である。非常時動力装置２
０を上述の範囲の混合気で動作させると、必要な圧縮エ
ア量が最小にされ、従つてエアタンク２２の大きさが最
小にされ得、更に発生する燃焼ガスが高温となるので動
力を与えるためのエネルギ量が最大にされ得る。【００２２】 用途上非常時動力装置２０は相当に長期間
休止するから、コントローラ５０の信頼性を高めること
が極めて重要である。このためコントローラ５０には２
つの独立したデイジタル電子制御装置（以下単に「ＥＣ
Ｕ」と呼ぶ）が包有され、このＥＣＵは実質的に同一構
成および機能を有する主ＥＣＵおよび従ＥＣＵ３１１
（第２図参照）でなる。ＥＣＵ３１０、３１１を介しス
タートおよびストツプ指令およびタービン動作がモニタ
される。コントローラ５０にはすべての電子部品の保全
性を連続的にモニタする内蔵テスト（ＢＩＴ）機能が具
備される。主ＥＣＵ３１０が故障したり、燃料遮断弁４
２、エア遮断弁３２、エア流量制御弁４０燃料調整器４
６、燃料温度センサ４４、エア温度センサ３８、燃料器
温度センサ５８、タービン速度センサ５６等の動力装置
の電気部品のいずれかが故障すると、従ＥＣＵ３１１が
主ＥＣＵ３１０にかわつて動作し、非常時動力装置２０
が制御される。【００２３】 主ＥＣＵ３１０は電力が航空機のバツテリ
装置（図示せず）あるいはバツクアツプ電力装置を介し
非常時動力装置２０に供給される間付勢されている。こ
の付勢時に、スタート指令の待機期間中主ＥＣＵ３１０
はそれ自体で各センサおよびコントローラの各制御部品
に対し各種のチエツクを行なう。待機制御装置をチエツ
クするため、主ＥＣＵ３１０を介しテストイネーブル信
号により従ＥＣＵ３１１が付勢される。主ＥＣＵ３１０
により主ＥＣＵ３１０あるいは従ＥＣＵ３１１の一方に
故障が発見されると、パイロツト室へ中継され得る分離
した出力線あるいはオプシヨンのデータバスコントロー
ラ３１４を介し、主ＥＣＵ３１０からアラーム信号が出
力される。従ＥＣＵ３１１は正常時は休止される、即ち
付勢されずに待機状態にあり、スタート指令又は主ＥＣ
Ｕ３１０からのテストイネーブル信号の入力を待つてい
る。従ＥＣＵ３１１は付勢されると自己テストプログラ
ムを実行し、テストイネーブル信号、スタート指令およ
びストツプ指令を読み適切な動作を決定する。【００２４】 第２図には主ＥＣＵ３１０のハードウエア
ブロツク図が示される。主ＥＣＵ３１０の最重要の部品
は単一チツプのマイクロコントローラ３１５である。こ
のマイクロコントローラ３１５には、ビツトアナログ・
テイジタルコンバータ、チヤンネルマルチプレクサ、タ
イマ、高速パルス入力、高速パルス出力、パルス幅変調
出力、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、リードオン
リメモリ（ＲＯＭ）、ウオツチドツグタイマ、乗算器、
除算器、直列入出力部、外部メモリ、インターフエー
ス、離散入出力部等、デイジタルコントローラに必要な
回路のほとんどすべてが含まれている。この場合マイク
ロコントローラ３１５にマイクロプロセツサを用いる
と、ＥＣＵ機能を果たすに必要な他の素子は入力バツフ
ア３１６、出力バツフア３１７、センサ付勢回路３１８
および切換電源３１９だけとなる。マイクロコントロー
ラ３１５のメモリを補強するため外部メモリ３２２も必
要である。外部メモリ３２２はマイクロコントローラ３
１５とオプシヨンのデータバスコントローラ３１４との
インターフエースを形成している。オプシヨンとして配
置され得るバツテリ３２３を介し、マイクロコントロー
ラ３１５の低電力ＲＡＭが持久記憶装置にされ、オフラ
イン使用のテスト情報が保存される。ＥＰＵスタート・
ストツプバツフア３２４および高度バツフア３２５から
マイクロコントローラ３１５に入力信号が与えられる。【００２５】 主ＥＣＵ３１０を作動するため、外部電源
（図示せず）から＋２８ボルトが切換電源３１９および
センサ付勢回路３１８に与えられる。切換電源３１９に
は高周波数のパルス幅変調方式が採用され、マイクロコ
ントローラ３１５内の動力スイツチのゲート駆動回路に
個別に、電力が与えられる。センサ付勢回路３１８によ
りマイクロコントローラ３１５に対し基準電圧が与えら
れ、また燃料温度センサ４４、エア温度センサ３８およ
び燃焼器温度センサ５８に電力を与えて付勢する。これ
らのセンサに供給する付勢電力はマイクロコントローラ
３１５の自己テスト機能によりモニタされ、センサ回路
の導通がチエツクされる。このテストには正常時には電
力を必要としないタービン速度センサ５６が含まれる。
一方回路導通チエツクのためセンサ付勢回路３１８から
タービン速度センサ５６に対しパルス電圧を与えること
ができる。センサ３８、４４、５６、５８からの出力信
号は入力バツフア３１６を介しマイクロコントローラ３
１５へ送られる。マイクロコントローラ３１５は各セン
サからの入力信号を分析し、制御信号を出力バツフア３
１７を介し点火器６８、燃料遮断弁４２、エア遮断弁３
２、燃料調整弁４６およびエア流量制御弁４０へ供給す
る。出力バツフア３１７はまたマイクロコントローラ３
１５および外部ウオツチドツグロツクアウト回路３２６
に対するラツパランド（ｗｒａｐａｒｏｕｎｄ）フイー
ドバツクループを包有している。【００２６】 第１図、第３図および第４図の燃焼器２６
の詳細な断面図が第５図に示される。燃焼室２５１はほ
ぼ円筒状の熱ライナ２５３により囲繞される。この熱ラ
イナ２５３の一端部はノズルボツクス２６１の付属部材
２６７に向かつて先細状にテーパ付けされる。また熱ラ
イナ２５３の外周部には断熱セラミツク材２５５および
シエル２５７が配設される。燃焼室２５１の他端部はイ
ンジエクタヘツド２３１により閉鎖され、インジエクタ
ヘツド２３１にはプレナムカバー２２９およびインジエ
クタ装置２２７が付設される。プレナムカバー２２９に
はエア入口装置２２５が付設され、エア入口装置２２５
からエアがプレナムカバー２２９により囲繞される外部
プレナム２３３へ供給される。インジエクタヘツド２３
１内の複数のエア路２３７を介しエアが外部プレナム２
３３から内部プレナム２３５へ送られる。インジエクタ
ヘツド２３１に装着されたエア旋回器２３９には複数の
羽根２４１が包有され、エアが内部プレナム２３５から
燃焼室２５１へ導入される際当該羽根２４１によりエア
が旋回される。更に第５図のインジエクタ装置２２７の
詳細図が第６図に示される。インジエクタ装置２２７に
は、ノズル胴部２７３、接線ポペツト２７５、濾過スク
リーン２７７、圧縮バネ２７９および円筒形のインサー
ト２８１が包有される。【００２７】 この場合燃焼器２６は燃焼室２５１に導入
される燃料とエアの混合効率を最大にし、混合気を点火
し、燃焼器２６の基部が溶融したり内壁に過度に炭素沈
積物が付着することなく長期間にわたり燃焼を維持する
よう構成される。航空燃料はノズル胴部２７３内のイン
サート２８１の中央部を通つてインジエクタ装置２２７
へ送られ、濾過フイルタ２７７により燃料から異物が濾
過されて圧縮バネ２７９により適所に保持された接線ポ
ペツト２７５の周囲を通過する。航空燃料は更にノズル
胴部２７３の端部の開口部２７４から放出される。一方
同時にエアはエア入口装置２２５を経て外部プレナム２
３３に導入され、インジエクタ装置２２７の周部に分布
されてエア路２３７を介し内部プレナム２３５へ導入さ
れ、エア旋回器２３９の羽根２４１により旋回されて燃
焼室２５１へ放出される。このときエアと燃料とが混合
され噴霧状にされる。次に点火器６８により混合気が点
火され、燃焼が開始される。上記のように外部と内部と
の２つのプレナムが存在することにより、エアと燃料と
の混合が均一にされ、燃焼炎が燃焼室２５１の中央部を
中心に形成される。一方熱ライナ２５３はほぼ燃焼温度
まで急速に加熱される。一方断熱セラミツク材２５５に
より圧力シエル２５７への熱の伝導が防止され、通常の
動作中熱ライナ２５３の温度が最大１８００°Ｆ（約９
８２．２℃）に達する反面、シエル２５７の温度は５０
０°Ｆ（２６０℃）以下になる。次に燃焼ガスは燃焼器
２６からノズルボツクス２６１へ流動される。ノズルボ
ツクス２６１において、流入した燃焼ガスは一以上のノ
ズル２６３に向かつて分流されタービン５２に衝突せし
められて、タービン５２が出力シヤフト５４を中心に回
動され、これにより、ゼネレータ７２、油圧ポンプ７４
が回転駆動される。 【００２８】 上述の如く燃焼器２６の壁体に新規な
構成をさることによつて、燃焼炎が円滑かつ安定に生ぜ
しめられ、また燃焼器の重量が最小にされる。かつまた
熱ライナ２５３はインコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ、商標
名）スチールで、厚さを極めて薄くして形成されてお
り、熱ライナ２５３が迅速に燃焼炎の温度まで加熱され
得る。熱ライナ２５３は一度充分に加熱されると、熱ラ
イナ２５３において遂行される燃焼工程が安定化され
る。セラミツク織布で作られた断熱セラミツク材２５５
により熱ライナ２５３からシエル２５７への熱伝導が抑
制される。シエル２５７もインコネルスチールで作られ
得、燃焼圧に対抗するに必要なシエル２５７の厚さが最
小にされ得る。また熱ライナ２５３を使用することによ
る他の利点は、燃焼室２５１の内壁における炭素付着が
効果的に防止されることにある。【００２９】 第３図を参照するに本発明の他の実施例の
非常時動力装置１２０が示されている。第３図の非常時
動力装置１２０は第１図の実施例の非常時動力装置２０
と基本的には同一であるが、更にエアを圧縮しエアタン
ク２２の高圧エアを補充するエア補充装置と圧縮された
燃料タンク１２４を再補給する、あるいは主燃料タンク
４８から直接燃焼器２６に燃料を供給する装置が包有さ
れている。エア補充装置には、容量形のエアポンプ１７
６、安全弁１７８、エア逆止め弁１８０、エア供給弁１
８８、第２の圧力調整弁１１０および第２のエア遮断弁
１８４が包有され、安全弁１７８およびエア逆止め弁１
８０はエア再供給路１２７内に配設され、エア逆止め弁
１８０はエアタンク２２に対し並列に配設されており、
またエアタンク２２にはエア供給弁１８８が具備され
る。この構成により、アキユムレータ１８２に対し２経
路から圧縮エアが供給され得、アキユムレータ１８２自
体は高圧エアのエア路１２８を介し、エア遮断弁３２、
エアの圧力調整弁３６および燃料の主遮断弁１１２、更
に燃焼器２６へ連通されている。【００３０】 非常時動力装置１２０の燃焼供給側には、
室素供給弁１９９と圧力計１９６と燃料ポンプ１８６と
並列に配設される燃料遮断弁４２とを有したブラダ
（袋）型の燃料タンク１２４が包有され、一方燃料ポン
プ１８６により燃料が航空機の主燃料タンク４８から燃
料路１８７および燃料逆止め弁１９２を介し直接供給さ
れる。２系統の燃料は次に燃料路の上流の燃料調整弁４
６で合流され調整されて、主遮断弁１１２へ送られ、次
いで燃焼器２６へ送られる。本非常時動力装置には更に
電気的なコントローラ１５０が包有され、コントローラ
１５０はエア遮断弁１８４、エアポンプ１７６、エア遮
断弁３２、エア圧の圧力調整器３６、燃料遮断弁４２、
燃料ポンプ１８６、主遮断弁１１２に、且また点火器６
８、タービン速度センサ５６および航空機のパイロツト
室の計器盤に電気的に接続されている。【００３１】 第３図に示す非常時動力装置１２０の他部
は第１図と実質的に同一の構成である。コントローラ１
５０は第１図の実施例のものと実質的に同一の機能を果
たし得、かつエアタンク２２と燃料タンク１２４が空近
くになつて貯蔵した燃料とエアが燃焼されているときで
も、非常時動力を連続的に与えるためエアポンプ１７６
および燃料ポンプ１８６を付勢する。本非常時動力装置
１２０の場合、エアポンプ１７６および燃料ポンプ１８
６は飛行中または地上で非常時動力装置１２０が使用さ
れてしまつたときエアタンク２２および燃料タンク１２
４を再補給し得るように設けられる。【００３２】 第４図には本発明の更に他の実施例の非常
時動力装置が示される。第１図および第３図の実施例と
同様に本非常時動力装置には高圧エア用のエアタンク２
２、ピストン圧縮型の燃料タンク２２４、燃焼器２６お
よびタービン５２が包有される。高圧エア用のエア路２
８を介しエアタンク２２とエア調整弁３１が連結され
る。エア調整弁３１にはエア遮断弁３２と圧力調整弁３
７と逆止め弁８０と安全弁７８とが包有される。エア調
整弁３１は圧力が調整されたエア用のエア路２９および
エア路５９を介しピストン式圧縮燃料タンク２２４およ
び冷却エア用の導管６６と夫々連通され、導管６６は更
に熱交換器６２およびエア温度制御用の制御弁３４へ連
通されている。制御弁３４は又熱交換器６２からエアを
戻す熱エア用の導管６４に連通される。制御弁３４にお
いて調整されたエアはエア制御弁３９を経て燃焼器２６
へ送られる。エア制御弁３９には遮断弁８４と流量制御
弁４０とが包有される。燃料タンク２２４から燃焼器２
６へ燃料を供給する燃料路３０には、燃料調整弁９４と
フイルタ９８と安全弁９０と燃料遮断弁４２と燃料制御
弁４６とが挿入されている。【００３３】 第４図の非常時動力装置の燃料タンク２２
４には容量形タンクが用いられており、一端部が燃料路
３０に、また他端部がエア路５９に連結される。この場
合シリンダ８１内において自在に浮動するピストン８３
により燃料タンク２２４内が燃料室８５とエア室８７と
に区画される。エア遮断弁３２が開放されると、エア室
８７の圧力がエア路２９、５９内の空気圧を所定レベル
にするように加圧される。エア室８７が加圧されると、
ピストン８３を介し燃料室８５内の燃料が所定の調整エ
ア圧と同一レベルまで加圧される。ピストン８３はシリ
ンダ８１内を自在に移動し得るから、燃料に加わる圧力
は燃料量が少なくなつても維持されることになる。【００３４】 本非常時動力装置には更に、非常時動力装
置２０の使用後主燃料タンク４８から燃料路１８７を介
しピストン式圧縮燃料タンク２２４へ燃料を補給する燃
料ポンプ８６が包有される。このとき逆止め弁９２によ
り、燃料タンク２２４から燃料路１８７を介して主燃料
タンク４８へ燃料が逆流することが防止される。【００３５】 第４図の非常時動力装置の動作は第１図お
よび第３図の動力装置と実質的に同一であり、コントロ
ーラ５０を作動することにより燃焼器２６への燃料およ
びエアの供給が開始され、供給するエアと燃料との比が
調整され、またセンサからの入力信号に基づき空燃比あ
るいは燃焼効率が最適化される。【００３６】 かつ第１図および第３図の非常時動力装置
と同様に、燃焼器２６で作られた燃焼ガスがタービン５
２へ送られる。また航空機のメインエンジンのブリード
エア機構からタービン５２駆動用の圧縮エアを供給する
こともできる。この場合、非常時動力装置は、メインエ
ンジンが故障したときタービン５２を駆動するようにブ
リードエア機構を作動しかつタービン５２に必要な全動
力を与えるように構成される。このためコントローラ５
０によりエア量および燃料量を別個に供給し点火器６８
を選択的に付勢することにより燃焼器２６を間欠的に作
動させる必要がある。コントローラ５０によつて、ター
ビン速度センサ５６からのフイードバツク信号に基づき
非常時の動力負荷条件が決定され、各燃焼パルスの動作
および休止期間、更に大きさが決定されてタービンに対
し平均的な出力が与えられる。【００３７】 本発明は図示の実施例に沿つて説明した
が、本発明は特定の実施例に限定されるものではなく、
特許請求の範囲の技術的思想に含まれるすべての設計変
更を包有することは理解されよう。【００３８】 【発明の効果】上述のように構成された本発明の非常時
動力装置によれば、燃料比の高い混合気を用いて高高
度、即ち酸素が希薄であつても容易に点火される反面、
旧知の触媒の如く有毒ガスを発生することがないから、
使い勝手が良好であると共に低廉化を充分に図ることが
できる等々の効果を達成できる。上述した本発明による
非常時動力構成の要旨を集約して以下に記載する。 １．航空機上の高圧のエアタンクから燃焼器へ高圧のエ
アを供給する工程と、航空機上の航空燃料タンクから燃
焼器へ航空燃料を供給する工程と、圧縮エアと航空燃料
との比を実質的に１．５対１〜７対１の範囲内に調整し
燃料に富んだ混合比を維持する工程と、エアと燃料との
混合気を燃焼し温度が少なくとも実質的に１４００°Ｆ
（７６０℃）の燃料動力源ガスを作る工程とを包有して
なる、航空機の緊急時に制御された燃焼動力源ガスを発
生し、非常動力を付与する方法。 ２．航空機のメインエンジンの作動に併用可能な航空燃
料を貯蔵する航空燃料タンクと、高圧のエアタンクと、
燃焼器と、航空燃料タンクから燃焼器へ航空燃料を供給
する燃料導管と、航空機の主燃料タンクから航空燃料タ
ンクを補給する燃料補給装置と、エアタンクから燃焼器
へ圧縮エアを供給するエア導管と、エア導管および燃料
導管と連係され、燃焼器へ送る圧縮エア量と航空燃料量
との比を実質的に２対１〜７対１の範囲内の値に調整し
燃料に富んだ混合比を維持し燃焼器内で燃焼させて温度
が少なくとも約１５００°Ｆ（約８１５℃）の燃焼ガス
を発生させる制御装置とを備え、航空機の非常時に燃焼
ガスを発生し一時的に動力を発生する主燃料タンクを有
した航空機の非常時動力装置。 ３．燃料補給装置には、航空機の主燃料タンクから航空
燃料タンクへ連通される燃料補給路と、燃料補給路内に
配設され主燃料タンクから航空燃料タンクへ航空燃料を
供給する燃料ポンプと、燃料補給路内に配設され航空燃
料タンクから主燃料タンクへの航空燃料の逆流を防止す
る逆止め弁とが包有されてなる上記第２項記載の非常時
動力装置。 ４．高圧のエアタンクに圧縮エアを補給する圧縮エア補
給装置を包有してなる上記第３項記載の非常時動力装
置。 ５．圧縮エアの補給装置には、外気を高圧レベルまで圧
縮する容量形エアポンプと、エアポンプからエア導管へ
連通されるエア路と、エア導管からエア路への圧縮エア
の逆流を防止する逆止め弁とが包有されてなる上記第４
項記載の非常時動力装置。
力を与える非常時動力装置、特に航空燃料とエアとの燃
料比の高い混合気を用いて高圧、高温ガスを発生する非
常時動力装置の燃焼器およびこの燃焼器に用いる混合器
に関する。この種の非常時動力装置により、非常時動力
装置において発生された燃焼ガスを用いてタービンホイ
ールが駆動され、エンジンスタータ、発電機、油圧ポン
プ等の装置が駆動されることになる。 【０００２】 【従来の技術】一般に航空機には一以上のメインエンジ
ンが搭載されており、このエンジンにより航空機の推進
力と機内環境制御機構の圧縮ブリードエアとが与えられ
る。またメインエンジンにより発電機および油圧ポンプ
が駆動される。この発電機および油圧ポンプは計器ある
いは飛行制御機構の電源および動力源として必要であ
る。更に、航空機の多くはメインエンジンが作動されて
いないとき例えば航空機が地上にあるとき電源および油
圧源ないしは機内のブリードエアを与えるように補助動
力エンジンを搭載している。がまた補助動力エンジンに
より着陸状態にあるとき、あるいは飛行中のメインエン
ジンがスタートされ得る。メインおよび補助エンジンは
共に航空機の主燃料タンクからの航空燃料と外気を利用
したエアとの混合気を燃焼させることにより駆動され
る。両エンジンにおいて燃料効率を最大にするために
は、化学量論上エア率が高く燃料が希薄な混合気を用い
ることが好ましい。多くの場合、補助動力エンジンの始
動には地上のスタータ車、圧縮エアタンク、あるいは非
常時動力装置等の外部動力源が必要である。補助動力エ
ンジンは主としてエアが比較的濃厚な地上で作動するよ
う設計されているので、このエンジンは高い高度例えば
５５，０００フイート（約１６，５００メートル）以上
の高所では始動できない。従つて多くの場合補助動力エ
ンジンは高度５５，０００フイート（約１６，５００メ
ートル）以上の個所でメインエンジンが故障し停止した
とき、電源若しくは油圧源が存在しないときにはメイン
エンジンを再起動することができないことになる。また
メインおよび補助エンジンは共に、主燃料タンクからの
燃料を用いるので、この燃料がなくなると電源若しくは
油圧源が働かなくなりパイロツトにより飛行機の制御あ
るいは着陸動作が遂行できなくなる。【０００３】 従つて外部条件に関係なく非常時に電力あ
るいは油圧動力を飛行制御機構に与え、補助又はメイン
エンジンを再始動し得る非常時動力装置を航空機に設置
することが最低条件となつている。非常時動力装着は緊
急時にのみ作動されるので、長期間にわたり保管され非
作動状態に置かれるが、一度使用されるときには瞬間的
な作動に耐え、かつ連続的に動力を与えることが要求さ
れる。また理想的にはこの種の非常時動力装置はコンパ
クト、軽量、高信頼性で、保守が容易であり、特殊な材
料あるいは燃料が不要でかつ制御可能な燃焼工程により
清浄で無害の燃焼ガスを発生するものが求められる。【０００４】 現在、非常時動力手段としては主に液体ヒ
ドラジンを主成分とする燃料を触媒ベツドに散布して圧
縮ガスを発生するものが主流となつている。この非常時
動力手段は各種の航空機に用いられており、高性能で、
かつ軽量である。【０００５】 【発明が解決しようとする課題】しかしながら、液体ヒ
ドラジンは腐蝕性が高く有毒であるから、取扱上問題が
多く、航空機に設置する際設置個所を格別設計する必要
がある。また触媒材料は高価である上、触媒の作用が不
充分になつたときは触媒を交換する必要があり、コスト
高になる問題があつた。更に圧縮ガスを得る際に発生す
る燃焼ガスは有毒であるため非常時動力装置を地上でテ
ストするときは制約を受けることが多い。【０００６】 よつて航空燃料とエアとの燃料に富み、安
全性が高く入手の容易な混合気を用い、無毒かつ清浄な
燃焼により非常時動力を得ることができ、かつコンパク
ト、軽量、高信頼性で保守が容易な非常時動力装置の提
供が望まれている。【０００７】 しかして本発明の一目的は圧縮エアおよび
航空燃料を貯蔵し、使用時に燃料とエアとが所定比の、
燃料に富んだ混合気を燃焼器へ供給し燃焼して、燃焼ガ
スを発生しタービンを駆動させる非常時動力装置、並び
にこれに採用されるガス発生装置を提供することにあ
る。【０００８】 他の目的はエアおよび燃料の燃焼器への供
給を開始し、維持し遮断する制御装置を包有した非常時
動力装置を提供することにある。【０００９】 本発明の別の目的は更に各種の出力パラメ
ータをモニタし効率を最大にする制御装置を含む非常時
動力装置を提供することにある。【００１０】 更に他の目的は燃料とエアとが所定比の、
燃料に富んだ混合気の燃焼を長期間にわたり維持でき、
かつ燃焼器の内壁への炭素の付着あるいは熱による損傷
によつて作動不能になることのない燃焼器を含む非常時
動力装置を提供することにある。【００１１】 更に別の目的は航空燃料とエアの所定比
の、燃料に富んだ混合気を作り燃料を実質的に完全に噴
霧状にし燃焼室の中央部かつ中心軸に沿つて混合気の燃
焼炎を維持するノズル付の燃焼器を含む非常時動力装置
を提供することにある。【００１２】 他の目的は航空燃料タンクおよび圧縮エア
タンクを使用後再補給する装置を包有した非常時動力装
置を提供することにある。【００１３】 他の目的は航空機に用いられた従来のもの
と置換可能な非常時動力装置を提供することにある。【００１４】 他の目的は補助動力装置に付設可能な非常
時動力装置を提供することにある。【００１５】 他の目的は航空機のメインエンジンを再始
動可能な非常時動力装置を提供するにある。【００１６】 【課題を解決するための手段】本発明による航空機の非
常時動力装置によれば、航空燃料および圧縮エアが貯蔵
エネルギ源として使用されるように構成され、非常時に
動力が必要な場合、燃料およびエアが導管、遮断弁、温
度センサ、流量制御弁を介しノズルへ送出され燃焼器内
に噴出されるように設けられる。この場合酸素（エア）
と燃料（航空燃料）との比は化学量論上燃料に富んだ範
囲、即ち約１．５対１ないし約７対１にされ、燃焼室内
における燃焼により温度１４００°Ｆ（７６０℃）以上
の動力源をなす燃焼ガスが得られるように設けられ、こ
の燃焼ガスはタービンに送出されタービンの出力シヤフ
トが回転され動力が与えられるように構成されて、上記
の目的が達成される。【００１７】 【作用】上述のように構成された本発明による非常時動
力装置においては、航空機のメインエンジンの停止など
の非常時に航空燃料と酸素との、燃料比の高い混合気を
燃焼器内に噴出して、仮に航空機高度が高くとも迅速か
つ円滑に点火され、メインエンジンが再始動され得る。 【実施例】【００１８】 第１図には、高圧エア用のエアタンク２２
と、貯蔵エネルギ装置としての航空燃料用の燃料タンク
２４とを包有した非常時動力装置２０が示されている。
エアタンク２２は高圧エア用のエア路２８、エア圧の圧
力調整器３６および調圧されたエア用のエア路２９を介
し燃焼器２６と連結される。エア路２８内にはエアの遮
断弁３２とエア温度制御用の制御弁３４が挿入され、一
方、エア路２９内にはエア温度検出用のエア温度センサ
３８とエア流量制御用のエア流量制御弁４０が挿入され
る。同様に燃料タンク２４の燃料路３０と燃焼器２６と
の間には燃料遮断弁４２、燃料温度検出用の燃料温度セ
ンサ４４および燃料制御弁４６が挿入されている。非常
時動力装置２０の電気的コントローラ５０がエア遮断弁
３２、エア温度センサ３８、エア流量制御弁４０、燃料
遮断弁４２、燃料温度センサ４４、燃料制御弁４６、点
火器６８、燃焼器温度センサ５８、およびタービン速度
検出用のタービン速度センサ５６に電気的に接続され
る。タービン速度センサ５６は燃焼器２６内において発
生された燃焼ガスにより駆動されるタービン５２に付設
された出力シヤフト５４に近置され、出力シヤフト５４
の回転速度を検出する。タービン５２の出力シヤフト５
４はギヤ装置７０と連結されており、ゼネレータ７２お
よび油圧ポンプ７４が駆動される。タービン５２からの
燃焼ガスは排気ダクト６０を介し下流へ流動され、排気
ダクト６０自体には排気ガスとエアとの間で熱交換を行
なう熱交換器６２が包有され得る。熱交換器６２は冷却
エア用の導管６４が連結され、導管６４の他端は高圧エ
ア用のエア路２８に対し遮断弁３２とエア温度制御用の
エア温度制御弁３４との間に連結されている。熱交換器
６２の高温側には導管６６が連結され、且導管６６の他
端にはエア温度制御弁３４が連結される。【００１９】 動作前に、エアタンク２２のエア圧は数千
ｐｓｉ（１プサイ≒７０３ｋｇ／ｍ２）にされ、燃料タ
ンク２４には航空燃料、好ましくはＪＰ．４が充填され
る。燃料タンク２４としては容量ピストン形又はブラダ
（袋）形タンクを用い得る。コントローラ５０を介しエ
ア遮断弁３２および燃料遮断弁４２が開放されると、エ
アおよび燃料が各々のエア路２８および燃料路３０を介
し供給される。制御弁３４においてはエアタンク２２か
ら直接導入されたエアと熱交換器６２内を循環していた
エアとが混合され、温度の調整された混合エアが制御弁
３４から圧力調整器３６へ送られ、ここでエア圧が好適
なレベルに調整される。またコントローラ５０はエア温
度センサ３８からのエア温度信号と燃料温度センサ４４
からの燃料温度信号とを導入して、エア流量制御弁４０
および燃料調整弁４６を制御し、高度に制御された空燃
比を持つ混合気を燃焼器２６へ供給する。燃焼器２６内
の混合気は点火器６８により点火され、燃焼が開始され
る。一度点火されると、燃焼は燃焼器へ混合気が供給さ
れる間自動的に維持される。コントローラ５０を介し、
点火器６８が付勢され、且燃焼器温度センサ５８および
タービン速度センサ５６から導入した信号に基づきエア
温度と燃料温度が測定されて非常時動力装置の性能およ
び効率が最適化され、更に燃焼器２６へ供給される燃料
量およびエア量を調整することによりタービン速度が正
常に極めて高速に調速される。【００２０】 エアタンク２２内のエア圧が低下するに応
じ残留するエアの温度が急速に低下することは理解され
よう。このため、燃焼器２６へ供給される混合気の燃料
とエアとの比を好適に調整するため、コントローラ５０
を介しエア温度および燃料温度を連続的にモニタする必
要がある。【００２１】 空燃の所望混合比は燃料に富む１．５対１
〜７対１の範囲にあり、この場合燃焼ガスの温度は１４
００°Ｆ（７６０℃）以上になる。本動力装置における
最適の空燃比は約３．５対１であり、燃焼ガスの温度は
１８５０°Ｆ（１０１０℃）である。非常時動力装置２
０を上述の範囲の混合気で動作させると、必要な圧縮エ
ア量が最小にされ、従つてエアタンク２２の大きさが最
小にされ得、更に発生する燃焼ガスが高温となるので動
力を与えるためのエネルギ量が最大にされ得る。【００２２】 用途上非常時動力装置２０は相当に長期間
休止するから、コントローラ５０の信頼性を高めること
が極めて重要である。このためコントローラ５０には２
つの独立したデイジタル電子制御装置（以下単に「ＥＣ
Ｕ」と呼ぶ）が包有され、このＥＣＵは実質的に同一構
成および機能を有する主ＥＣＵおよび従ＥＣＵ３１１
（第２図参照）でなる。ＥＣＵ３１０、３１１を介しス
タートおよびストツプ指令およびタービン動作がモニタ
される。コントローラ５０にはすべての電子部品の保全
性を連続的にモニタする内蔵テスト（ＢＩＴ）機能が具
備される。主ＥＣＵ３１０が故障したり、燃料遮断弁４
２、エア遮断弁３２、エア流量制御弁４０燃料調整器４
６、燃料温度センサ４４、エア温度センサ３８、燃料器
温度センサ５８、タービン速度センサ５６等の動力装置
の電気部品のいずれかが故障すると、従ＥＣＵ３１１が
主ＥＣＵ３１０にかわつて動作し、非常時動力装置２０
が制御される。【００２３】 主ＥＣＵ３１０は電力が航空機のバツテリ
装置（図示せず）あるいはバツクアツプ電力装置を介し
非常時動力装置２０に供給される間付勢されている。こ
の付勢時に、スタート指令の待機期間中主ＥＣＵ３１０
はそれ自体で各センサおよびコントローラの各制御部品
に対し各種のチエツクを行なう。待機制御装置をチエツ
クするため、主ＥＣＵ３１０を介しテストイネーブル信
号により従ＥＣＵ３１１が付勢される。主ＥＣＵ３１０
により主ＥＣＵ３１０あるいは従ＥＣＵ３１１の一方に
故障が発見されると、パイロツト室へ中継され得る分離
した出力線あるいはオプシヨンのデータバスコントロー
ラ３１４を介し、主ＥＣＵ３１０からアラーム信号が出
力される。従ＥＣＵ３１１は正常時は休止される、即ち
付勢されずに待機状態にあり、スタート指令又は主ＥＣ
Ｕ３１０からのテストイネーブル信号の入力を待つてい
る。従ＥＣＵ３１１は付勢されると自己テストプログラ
ムを実行し、テストイネーブル信号、スタート指令およ
びストツプ指令を読み適切な動作を決定する。【００２４】 第２図には主ＥＣＵ３１０のハードウエア
ブロツク図が示される。主ＥＣＵ３１０の最重要の部品
は単一チツプのマイクロコントローラ３１５である。こ
のマイクロコントローラ３１５には、ビツトアナログ・
テイジタルコンバータ、チヤンネルマルチプレクサ、タ
イマ、高速パルス入力、高速パルス出力、パルス幅変調
出力、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、リードオン
リメモリ（ＲＯＭ）、ウオツチドツグタイマ、乗算器、
除算器、直列入出力部、外部メモリ、インターフエー
ス、離散入出力部等、デイジタルコントローラに必要な
回路のほとんどすべてが含まれている。この場合マイク
ロコントローラ３１５にマイクロプロセツサを用いる
と、ＥＣＵ機能を果たすに必要な他の素子は入力バツフ
ア３１６、出力バツフア３１７、センサ付勢回路３１８
および切換電源３１９だけとなる。マイクロコントロー
ラ３１５のメモリを補強するため外部メモリ３２２も必
要である。外部メモリ３２２はマイクロコントローラ３
１５とオプシヨンのデータバスコントローラ３１４との
インターフエースを形成している。オプシヨンとして配
置され得るバツテリ３２３を介し、マイクロコントロー
ラ３１５の低電力ＲＡＭが持久記憶装置にされ、オフラ
イン使用のテスト情報が保存される。ＥＰＵスタート・
ストツプバツフア３２４および高度バツフア３２５から
マイクロコントローラ３１５に入力信号が与えられる。【００２５】 主ＥＣＵ３１０を作動するため、外部電源
（図示せず）から＋２８ボルトが切換電源３１９および
センサ付勢回路３１８に与えられる。切換電源３１９に
は高周波数のパルス幅変調方式が採用され、マイクロコ
ントローラ３１５内の動力スイツチのゲート駆動回路に
個別に、電力が与えられる。センサ付勢回路３１８によ
りマイクロコントローラ３１５に対し基準電圧が与えら
れ、また燃料温度センサ４４、エア温度センサ３８およ
び燃焼器温度センサ５８に電力を与えて付勢する。これ
らのセンサに供給する付勢電力はマイクロコントローラ
３１５の自己テスト機能によりモニタされ、センサ回路
の導通がチエツクされる。このテストには正常時には電
力を必要としないタービン速度センサ５６が含まれる。
一方回路導通チエツクのためセンサ付勢回路３１８から
タービン速度センサ５６に対しパルス電圧を与えること
ができる。センサ３８、４４、５６、５８からの出力信
号は入力バツフア３１６を介しマイクロコントローラ３
１５へ送られる。マイクロコントローラ３１５は各セン
サからの入力信号を分析し、制御信号を出力バツフア３
１７を介し点火器６８、燃料遮断弁４２、エア遮断弁３
２、燃料調整弁４６およびエア流量制御弁４０へ供給す
る。出力バツフア３１７はまたマイクロコントローラ３
１５および外部ウオツチドツグロツクアウト回路３２６
に対するラツパランド（ｗｒａｐａｒｏｕｎｄ）フイー
ドバツクループを包有している。【００２６】 第１図、第３図および第４図の燃焼器２６
の詳細な断面図が第５図に示される。燃焼室２５１はほ
ぼ円筒状の熱ライナ２５３により囲繞される。この熱ラ
イナ２５３の一端部はノズルボツクス２６１の付属部材
２６７に向かつて先細状にテーパ付けされる。また熱ラ
イナ２５３の外周部には断熱セラミツク材２５５および
シエル２５７が配設される。燃焼室２５１の他端部はイ
ンジエクタヘツド２３１により閉鎖され、インジエクタ
ヘツド２３１にはプレナムカバー２２９およびインジエ
クタ装置２２７が付設される。プレナムカバー２２９に
はエア入口装置２２５が付設され、エア入口装置２２５
からエアがプレナムカバー２２９により囲繞される外部
プレナム２３３へ供給される。インジエクタヘツド２３
１内の複数のエア路２３７を介しエアが外部プレナム２
３３から内部プレナム２３５へ送られる。インジエクタ
ヘツド２３１に装着されたエア旋回器２３９には複数の
羽根２４１が包有され、エアが内部プレナム２３５から
燃焼室２５１へ導入される際当該羽根２４１によりエア
が旋回される。更に第５図のインジエクタ装置２２７の
詳細図が第６図に示される。インジエクタ装置２２７に
は、ノズル胴部２７３、接線ポペツト２７５、濾過スク
リーン２７７、圧縮バネ２７９および円筒形のインサー
ト２８１が包有される。【００２７】 この場合燃焼器２６は燃焼室２５１に導入
される燃料とエアの混合効率を最大にし、混合気を点火
し、燃焼器２６の基部が溶融したり内壁に過度に炭素沈
積物が付着することなく長期間にわたり燃焼を維持する
よう構成される。航空燃料はノズル胴部２７３内のイン
サート２８１の中央部を通つてインジエクタ装置２２７
へ送られ、濾過フイルタ２７７により燃料から異物が濾
過されて圧縮バネ２７９により適所に保持された接線ポ
ペツト２７５の周囲を通過する。航空燃料は更にノズル
胴部２７３の端部の開口部２７４から放出される。一方
同時にエアはエア入口装置２２５を経て外部プレナム２
３３に導入され、インジエクタ装置２２７の周部に分布
されてエア路２３７を介し内部プレナム２３５へ導入さ
れ、エア旋回器２３９の羽根２４１により旋回されて燃
焼室２５１へ放出される。このときエアと燃料とが混合
され噴霧状にされる。次に点火器６８により混合気が点
火され、燃焼が開始される。上記のように外部と内部と
の２つのプレナムが存在することにより、エアと燃料と
の混合が均一にされ、燃焼炎が燃焼室２５１の中央部を
中心に形成される。一方熱ライナ２５３はほぼ燃焼温度
まで急速に加熱される。一方断熱セラミツク材２５５に
より圧力シエル２５７への熱の伝導が防止され、通常の
動作中熱ライナ２５３の温度が最大１８００°Ｆ（約９
８２．２℃）に達する反面、シエル２５７の温度は５０
０°Ｆ（２６０℃）以下になる。次に燃焼ガスは燃焼器
２６からノズルボツクス２６１へ流動される。ノズルボ
ツクス２６１において、流入した燃焼ガスは一以上のノ
ズル２６３に向かつて分流されタービン５２に衝突せし
められて、タービン５２が出力シヤフト５４を中心に回
動され、これにより、ゼネレータ７２、油圧ポンプ７４
が回転駆動される。 【００２８】 上述の如く燃焼器２６の壁体に新規な
構成をさることによつて、燃焼炎が円滑かつ安定に生ぜ
しめられ、また燃焼器の重量が最小にされる。かつまた
熱ライナ２５３はインコネル（Ｉｎｃｏｎｅｌ、商標
名）スチールで、厚さを極めて薄くして形成されてお
り、熱ライナ２５３が迅速に燃焼炎の温度まで加熱され
得る。熱ライナ２５３は一度充分に加熱されると、熱ラ
イナ２５３において遂行される燃焼工程が安定化され
る。セラミツク織布で作られた断熱セラミツク材２５５
により熱ライナ２５３からシエル２５７への熱伝導が抑
制される。シエル２５７もインコネルスチールで作られ
得、燃焼圧に対抗するに必要なシエル２５７の厚さが最
小にされ得る。また熱ライナ２５３を使用することによ
る他の利点は、燃焼室２５１の内壁における炭素付着が
効果的に防止されることにある。【００２９】 第３図を参照するに本発明の他の実施例の
非常時動力装置１２０が示されている。第３図の非常時
動力装置１２０は第１図の実施例の非常時動力装置２０
と基本的には同一であるが、更にエアを圧縮しエアタン
ク２２の高圧エアを補充するエア補充装置と圧縮された
燃料タンク１２４を再補給する、あるいは主燃料タンク
４８から直接燃焼器２６に燃料を供給する装置が包有さ
れている。エア補充装置には、容量形のエアポンプ１７
６、安全弁１７８、エア逆止め弁１８０、エア供給弁１
８８、第２の圧力調整弁１１０および第２のエア遮断弁
１８４が包有され、安全弁１７８およびエア逆止め弁１
８０はエア再供給路１２７内に配設され、エア逆止め弁
１８０はエアタンク２２に対し並列に配設されており、
またエアタンク２２にはエア供給弁１８８が具備され
る。この構成により、アキユムレータ１８２に対し２経
路から圧縮エアが供給され得、アキユムレータ１８２自
体は高圧エアのエア路１２８を介し、エア遮断弁３２、
エアの圧力調整弁３６および燃料の主遮断弁１１２、更
に燃焼器２６へ連通されている。【００３０】 非常時動力装置１２０の燃焼供給側には、
室素供給弁１９９と圧力計１９６と燃料ポンプ１８６と
並列に配設される燃料遮断弁４２とを有したブラダ
（袋）型の燃料タンク１２４が包有され、一方燃料ポン
プ１８６により燃料が航空機の主燃料タンク４８から燃
料路１８７および燃料逆止め弁１９２を介し直接供給さ
れる。２系統の燃料は次に燃料路の上流の燃料調整弁４
６で合流され調整されて、主遮断弁１１２へ送られ、次
いで燃焼器２６へ送られる。本非常時動力装置には更に
電気的なコントローラ１５０が包有され、コントローラ
１５０はエア遮断弁１８４、エアポンプ１７６、エア遮
断弁３２、エア圧の圧力調整器３６、燃料遮断弁４２、
燃料ポンプ１８６、主遮断弁１１２に、且また点火器６
８、タービン速度センサ５６および航空機のパイロツト
室の計器盤に電気的に接続されている。【００３１】 第３図に示す非常時動力装置１２０の他部
は第１図と実質的に同一の構成である。コントローラ１
５０は第１図の実施例のものと実質的に同一の機能を果
たし得、かつエアタンク２２と燃料タンク１２４が空近
くになつて貯蔵した燃料とエアが燃焼されているときで
も、非常時動力を連続的に与えるためエアポンプ１７６
および燃料ポンプ１８６を付勢する。本非常時動力装置
１２０の場合、エアポンプ１７６および燃料ポンプ１８
６は飛行中または地上で非常時動力装置１２０が使用さ
れてしまつたときエアタンク２２および燃料タンク１２
４を再補給し得るように設けられる。【００３２】 第４図には本発明の更に他の実施例の非常
時動力装置が示される。第１図および第３図の実施例と
同様に本非常時動力装置には高圧エア用のエアタンク２
２、ピストン圧縮型の燃料タンク２２４、燃焼器２６お
よびタービン５２が包有される。高圧エア用のエア路２
８を介しエアタンク２２とエア調整弁３１が連結され
る。エア調整弁３１にはエア遮断弁３２と圧力調整弁３
７と逆止め弁８０と安全弁７８とが包有される。エア調
整弁３１は圧力が調整されたエア用のエア路２９および
エア路５９を介しピストン式圧縮燃料タンク２２４およ
び冷却エア用の導管６６と夫々連通され、導管６６は更
に熱交換器６２およびエア温度制御用の制御弁３４へ連
通されている。制御弁３４は又熱交換器６２からエアを
戻す熱エア用の導管６４に連通される。制御弁３４にお
いて調整されたエアはエア制御弁３９を経て燃焼器２６
へ送られる。エア制御弁３９には遮断弁８４と流量制御
弁４０とが包有される。燃料タンク２２４から燃焼器２
６へ燃料を供給する燃料路３０には、燃料調整弁９４と
フイルタ９８と安全弁９０と燃料遮断弁４２と燃料制御
弁４６とが挿入されている。【００３３】 第４図の非常時動力装置の燃料タンク２２
４には容量形タンクが用いられており、一端部が燃料路
３０に、また他端部がエア路５９に連結される。この場
合シリンダ８１内において自在に浮動するピストン８３
により燃料タンク２２４内が燃料室８５とエア室８７と
に区画される。エア遮断弁３２が開放されると、エア室
８７の圧力がエア路２９、５９内の空気圧を所定レベル
にするように加圧される。エア室８７が加圧されると、
ピストン８３を介し燃料室８５内の燃料が所定の調整エ
ア圧と同一レベルまで加圧される。ピストン８３はシリ
ンダ８１内を自在に移動し得るから、燃料に加わる圧力
は燃料量が少なくなつても維持されることになる。【００３４】 本非常時動力装置には更に、非常時動力装
置２０の使用後主燃料タンク４８から燃料路１８７を介
しピストン式圧縮燃料タンク２２４へ燃料を補給する燃
料ポンプ８６が包有される。このとき逆止め弁９２によ
り、燃料タンク２２４から燃料路１８７を介して主燃料
タンク４８へ燃料が逆流することが防止される。【００３５】 第４図の非常時動力装置の動作は第１図お
よび第３図の動力装置と実質的に同一であり、コントロ
ーラ５０を作動することにより燃焼器２６への燃料およ
びエアの供給が開始され、供給するエアと燃料との比が
調整され、またセンサからの入力信号に基づき空燃比あ
るいは燃焼効率が最適化される。【００３６】 かつ第１図および第３図の非常時動力装置
と同様に、燃焼器２６で作られた燃焼ガスがタービン５
２へ送られる。また航空機のメインエンジンのブリード
エア機構からタービン５２駆動用の圧縮エアを供給する
こともできる。この場合、非常時動力装置は、メインエ
ンジンが故障したときタービン５２を駆動するようにブ
リードエア機構を作動しかつタービン５２に必要な全動
力を与えるように構成される。このためコントローラ５
０によりエア量および燃料量を別個に供給し点火器６８
を選択的に付勢することにより燃焼器２６を間欠的に作
動させる必要がある。コントローラ５０によつて、ター
ビン速度センサ５６からのフイードバツク信号に基づき
非常時の動力負荷条件が決定され、各燃焼パルスの動作
および休止期間、更に大きさが決定されてタービンに対
し平均的な出力が与えられる。【００３７】 本発明は図示の実施例に沿つて説明した
が、本発明は特定の実施例に限定されるものではなく、
特許請求の範囲の技術的思想に含まれるすべての設計変
更を包有することは理解されよう。【００３８】 【発明の効果】上述のように構成された本発明の非常時
動力装置によれば、燃料比の高い混合気を用いて高高
度、即ち酸素が希薄であつても容易に点火される反面、
旧知の触媒の如く有毒ガスを発生することがないから、
使い勝手が良好であると共に低廉化を充分に図ることが
できる等々の効果を達成できる。上述した本発明による
非常時動力構成の要旨を集約して以下に記載する。 １．航空機上の高圧のエアタンクから燃焼器へ高圧のエ
アを供給する工程と、航空機上の航空燃料タンクから燃
焼器へ航空燃料を供給する工程と、圧縮エアと航空燃料
との比を実質的に１．５対１〜７対１の範囲内に調整し
燃料に富んだ混合比を維持する工程と、エアと燃料との
混合気を燃焼し温度が少なくとも実質的に１４００°Ｆ
（７６０℃）の燃料動力源ガスを作る工程とを包有して
なる、航空機の緊急時に制御された燃焼動力源ガスを発
生し、非常動力を付与する方法。 ２．航空機のメインエンジンの作動に併用可能な航空燃
料を貯蔵する航空燃料タンクと、高圧のエアタンクと、
燃焼器と、航空燃料タンクから燃焼器へ航空燃料を供給
する燃料導管と、航空機の主燃料タンクから航空燃料タ
ンクを補給する燃料補給装置と、エアタンクから燃焼器
へ圧縮エアを供給するエア導管と、エア導管および燃料
導管と連係され、燃焼器へ送る圧縮エア量と航空燃料量
との比を実質的に２対１〜７対１の範囲内の値に調整し
燃料に富んだ混合比を維持し燃焼器内で燃焼させて温度
が少なくとも約１５００°Ｆ（約８１５℃）の燃焼ガス
を発生させる制御装置とを備え、航空機の非常時に燃焼
ガスを発生し一時的に動力を発生する主燃料タンクを有
した航空機の非常時動力装置。 ３．燃料補給装置には、航空機の主燃料タンクから航空
燃料タンクへ連通される燃料補給路と、燃料補給路内に
配設され主燃料タンクから航空燃料タンクへ航空燃料を
供給する燃料ポンプと、燃料補給路内に配設され航空燃
料タンクから主燃料タンクへの航空燃料の逆流を防止す
る逆止め弁とが包有されてなる上記第２項記載の非常時
動力装置。 ４．高圧のエアタンクに圧縮エアを補給する圧縮エア補
給装置を包有してなる上記第３項記載の非常時動力装
置。 ５．圧縮エアの補給装置には、外気を高圧レベルまで圧
縮する容量形エアポンプと、エアポンプからエア導管へ
連通されるエア路と、エア導管からエア路への圧縮エア
の逆流を防止する逆止め弁とが包有されてなる上記第４
項記載の非常時動力装置。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は本発明による非常時動力装置の一実施例
の簡略説明図である。 【図２】図２は同装置のコントローラのブロツク図であ
る。 【図３】図３は本発明による非常時動力装置の他の実施
例の簡略説明図である。 【図４】図４は本発明による非常時動力装置の他の実施
例の簡略図である。 【図５】図５は本発明による非常時動力装置の燃焼器の
拡大断面図である。 【図６】図６は同燃焼器のインジエクタ装置の拡大断面
図である。【符号の説明】 １８ 計器盤 ２０ 非常時動力装置 ２２ エアタンク ２４ 燃料タンク ２６ 燃焼器 ２８ エア路 ２９ エア路 ３０ 燃料路 ３１ エア調整弁 ３２ エア遮断弁 ３４ 制御弁 ３６ 圧力調整器 ３７ 圧力調整弁 ３８ エア温度センサ ３９ エア制御弁 ４０ エア流量制御弁 ４２ 燃料遮断弁 ４４ 燃料温度センサ ４６ 燃料調整弁 ４８ 主燃料タンク ５０ コントローラ ５２ タービン ５４ 出力シヤフト ５６ タービン速度センサ ５８ 燃焼器温度センサ ５９ エア路 ６０ 排気ダクト ６２ 熱交換器 ６４ 導管 ６６ 導管 ６８ 点火器 ７０ ギヤ装置 ７２ ゼネレータ ７４ 油圧ポンプ ７８ 安全弁 ８０ 逆止め弁 ８１ シリンダ ８３ ピストン ８４ 遮断弁 ８５ 燃料室 ８６ 燃料ポンプ ８７ エア室 ９０ 安全弁 ９２ 逆止め弁 ９４ 燃料調整弁 ９８ フイルタ １１０ 圧力調整弁 １１２ 主遮断弁 １２０ 非常時動力装置 １２４ 燃料タンク １２７ エア再供給路 １２８ エア路 １５０ コントローラ １７６ エアポンプ １７８ 安全弁 １８０ エア逆止め弁 １８２ アキユムレータ １８４ エア遮断弁 １８６ 燃料ポンプ １８７ 燃料路 １８８ エア供給弁 １９２ 燃料逆止め弁 １９６ 圧力計 １９９ 窒素供給弁 ２２４ 燃料タンク ２２５ エア入口装置 ２２７ インジエクタ装置 ２２９ プレナムカバー ２３１ インジエクタヘツド ２３３ 外部充気室 ２３５ 内部プレナム ２３７ エア路 ２３９ エア旋回器 ２４１ 羽根 ２５１ 燃焼室 ２５３ 熱ライナ ２５５ 断熱セラミツク材 ２５７ シエル ２６１ ノズルボツクス ２６３ ノズル ２６７ 付属部材 ２７３ ノズル胴部 ２７４ 開口部 ２７５ 接線ポペツト ２７７ 濾過スクリーン ２７９ 圧縮バネ ２８１ インサート ３１０ 主ＥＣＵ ３１１ 従ＥＣＵ ３１４ データバスコントローラ ３１５ マイクロコントローラ ３１６ 入力バツフア ３１７ 出力バツフア ３１８ センサ付勢回路 ３１９ 切換電源 ３２２ 外部メモリ ３２３ バツテリ ３２４ ＥＰＵスタート・ストツプバツフア ３２５ 高度バツフア ３２６ 外部ウオツチドツグロツクアウト回
路
の簡略説明図である。 【図２】図２は同装置のコントローラのブロツク図であ
る。 【図３】図３は本発明による非常時動力装置の他の実施
例の簡略説明図である。 【図４】図４は本発明による非常時動力装置の他の実施
例の簡略図である。 【図５】図５は本発明による非常時動力装置の燃焼器の
拡大断面図である。 【図６】図６は同燃焼器のインジエクタ装置の拡大断面
図である。【符号の説明】 １８ 計器盤 ２０ 非常時動力装置 ２２ エアタンク ２４ 燃料タンク ２６ 燃焼器 ２８ エア路 ２９ エア路 ３０ 燃料路 ３１ エア調整弁 ３２ エア遮断弁 ３４ 制御弁 ３６ 圧力調整器 ３７ 圧力調整弁 ３８ エア温度センサ ３９ エア制御弁 ４０ エア流量制御弁 ４２ 燃料遮断弁 ４４ 燃料温度センサ ４６ 燃料調整弁 ４８ 主燃料タンク ５０ コントローラ ５２ タービン ５４ 出力シヤフト ５６ タービン速度センサ ５８ 燃焼器温度センサ ５９ エア路 ６０ 排気ダクト ６２ 熱交換器 ６４ 導管 ６６ 導管 ６８ 点火器 ７０ ギヤ装置 ７２ ゼネレータ ７４ 油圧ポンプ ７８ 安全弁 ８０ 逆止め弁 ８１ シリンダ ８３ ピストン ８４ 遮断弁 ８５ 燃料室 ８６ 燃料ポンプ ８７ エア室 ９０ 安全弁 ９２ 逆止め弁 ９４ 燃料調整弁 ９８ フイルタ １１０ 圧力調整弁 １１２ 主遮断弁 １２０ 非常時動力装置 １２４ 燃料タンク １２７ エア再供給路 １２８ エア路 １５０ コントローラ １７６ エアポンプ １７８ 安全弁 １８０ エア逆止め弁 １８２ アキユムレータ １８４ エア遮断弁 １８６ 燃料ポンプ １８７ 燃料路 １８８ エア供給弁 １９２ 燃料逆止め弁 １９６ 圧力計 １９９ 窒素供給弁 ２２４ 燃料タンク ２２５ エア入口装置 ２２７ インジエクタ装置 ２２９ プレナムカバー ２３１ インジエクタヘツド ２３３ 外部充気室 ２３５ 内部プレナム ２３７ エア路 ２３９ エア旋回器 ２４１ 羽根 ２５１ 燃焼室 ２５３ 熱ライナ ２５５ 断熱セラミツク材 ２５７ シエル ２６１ ノズルボツクス ２６３ ノズル ２６７ 付属部材 ２７３ ノズル胴部 ２７４ 開口部 ２７５ 接線ポペツト ２７７ 濾過スクリーン ２７９ 圧縮バネ ２８１ インサート ３１０ 主ＥＣＵ ３１１ 従ＥＣＵ ３１４ データバスコントローラ ３１５ マイクロコントローラ ３１６ 入力バツフア ３１７ 出力バツフア ３１８ センサ付勢回路 ３１９ 切換電源 ３２２ 外部メモリ ３２３ バツテリ ３２４ ＥＰＵスタート・ストツプバツフア ３２５ 高度バツフア ３２６ 外部ウオツチドツグロツクアウト回
路
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ
Ｆ２３Ｒ 3/42 Ｆ２３Ｒ 3/42 Ａ
(72)発明者 ミツチエル エス．ケーナー
アメリカ合衆国 カリフオルニア州 ハ
ーバー シテイブライトウオーター
23349
(56)参考文献 特開 昭59−215518（ＪＰ，Ａ)
特開 昭56−100233（ＪＰ，Ａ)
特開 昭50−36818（ＪＰ，Ａ)
特開 昭54−49410（ＪＰ，Ａ)
特開 昭58−168820（ＪＰ，Ａ)
特公 昭50−203（ＪＰ，Ｂ２)
実公 昭34−7501（ＪＰ，Ｙ１)
米国特許4777793（ＵＳ，Ａ)
米国特許4898000（ＵＳ，Ａ)
株式会社地人書館 昭和39年７月20日
発行「小型ガスタービン」第190〜195頁
丸善株式会社 昭和51年10月20日発行
「鉄鋼材料便覧」第636〜639頁、第662
〜667頁、第1375〜1384頁
(58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名)
F23R 3/12,3/28,3/42
F02C 7/24
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 １．両端部に開口部を有した燃焼器を形成するライナ
と、ライナを囲繞するシエルと、ライナとシエルとの間
に配設されライナを燃焼温度近傍まで加熱し、かつシエ
ルへの熱伝達を抑制しシエルを低温に維持する断熱体
と、燃焼室内において燃焼工程を開始させる装置と、燃
焼室の開口部の一方を密封した状態でライナに固設し、
燃焼室にエアおよび燃料を供給するインジエクタヘツド
とを備えてなる非常時動力装置の燃焼器。 ２．ライナがインコネルスチールで作られてなる請求項
１の燃焼器。 ３．シエルがインコネルスチールで作られてなる請求項
１の燃焼器。 ４．断熱体がセラミツク織布で作られてなる請求項１の
燃焼器。 ５．断熱体およびライナは、ライナにより熱が保持され
燃焼器の作動中燃焼器の内壁に実質的に炭素が付着され
ることを防止すべく設定されてなる請求項１の燃焼器。 ６．航空燃料がＪＰ．４である請求項１の燃焼器。 ７．圧縮エアを導入するエア導入装置と、航空燃料を導
入する燃料導入装置と、燃料導入装置の半径方向の周囲
に配設されエア導入装置とを介し連通され燃料導入装置
の半径方向の周囲に圧縮エアを分配する第１のプレナム
と、第１のプレナムと直列に燃料導入装置の半径方向の
周囲に配設される第２のプレナムと、第１および第２の
プレナム間に形成される複数のエア路とを備えた、エア
および航空燃料を混合する非常時動力装置の燃焼器に用
いる混合器。
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