JP4349314B2 - 推力調整装置 - Google Patents

Description

本発明は、コンプレッサからの吐出空気を利用して推力を発生する飛行体における推力を調整する技術に関するものである。

例えば、特許文献１に記載の飛行体は、ガスタービン機関の回転軸により駆動され吸入した空気を圧縮するターボコンプレッサと、当該ターボコンプレッサから排出される圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生装置と、当該推力発生装置に流入する圧縮空気の量を調整する流量制御弁を備えており、当該圧縮空気の量を調整することにより推力を調整している。

流量制御弁としては、図３に示すように、主弁８ａ・パイロット電磁弁８ｂで構成されており、パイロット電磁弁８ｂのソレノイドコイル８ｂ１ヘの通電によりスプール弁８ｂ３が開弁してターボコンプレッサからの吐出空気が主弁８ａのピストン室８ａ８に導入され、主弁８ａを閉じようとするばね力に打ち勝ってピストン８ａ１を動かし、主弁８ａを開弁させる構造を有するエアオペレート方式の電磁弁を例示することができる。
特開２００４−３５３４８９号公報 特開平６−１１７２７８号公報 特開平１０−８９９６号公報

図３に例示した流量制御弁を用いて、ターボコンプレッサからの吐出空気を、パイロット電磁弁８ｂを介して主弁８ａのピストン室８ａ８に導入して主弁８ａを開弁させる場合、パイロット電磁弁８ｂの操作部を構成する、スプール弁８ｂ３、スプール弁シール８ｂ５、バルブボディ８ｂ４等は、コンプレッサから吐出される圧縮空気に常時曝されるため、熱変形、劣化による空気漏れ、焼付き等が発生するおそれがある。このような場合、スプール弁８ｂ３を通過する空気量の減少、或いは最悪の場合スプール弁８ｂ３の固着により開閉不可能となり、パイロット電磁弁８ｂが正常に機能しなくなる。

また、パイロット電磁弁８ｂが正常に機能しないことで、主弁８ａのピストン室８ａ８への導入空気量が減少、最悪の場合は導入不可能となり、推力発生装置に流入する圧縮空気の量を適切に調整することができなくなる。その結果、推力発生装置により発生する推力の制御が不可能となる。

また、スプール弁８ｂ３開弁時には、主弁８ａのピストン室８ａ８内に高温空気が導入され、主弁８ａのピストン８ａ１、ピストンハウジング８ａ４も高温雰囲気に曝されるため、主弁８ａのピストンシール８ａ２の熱変形、劣化によりシール性低下、焼付きが発生し、主弁開閉制御の精度悪化、最悪の場合ピストン８ａ１が固着し流量制御不可となる。また、主弁８ａのピストン８ａ１、ピストンハウジング８ａ４の熱変形により焼付きが発生し、流量制御不可となるおそれがある。

なお、熱変形を防止するため、単にパイロット電磁弁８ｂのスプール弁８ｂ３、スプール弁シール８ｂ５、バルブボディ８ｂ４などといった流量制御弁の構成部品を高耐熱性材質に変更するのでは、コストアップあるいは重量増加といった問題が生じてしまう。

例えば、パイロット電磁弁のスプール弁シール８ｂ５あるいは主弁のピストンシール８
ａ２の材質を、ゴム、テフロン（登録商標）系にするのでは耐熱性に乏しくシール性が急激に劣化し易いため使用できない。これに対して、耐熱性の高いステンレス等の金属系とすると、摺動抵抗増加による応答性悪化、コストアップといった問題が生じてしまう。

また、主弁を開閉するための空気として、コンプレッサから吐出される圧縮空気を利用するのではなく、別に備えた空気供給手段から空気を供給するのでは、当該空気供給手段の分、重量増加、大型化してしまい、全体構成の複雑化、コストアップといった問題が生じてしまう。

本発明は、上記した問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、簡便な構成かつ低廉な価格で推力を適切に調整することができる技術を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明に係る推力調整装置は、インペラと、当該インペラを収容するハウジングと、当該ハウジングに固定されたディフューザとを有し、ガスタービン機関の回転軸により駆動され吸入した空気を圧縮するコンプレッサと、前記ディフューザを通過した後の空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、当該推力発生手段の推力発生用に利用される推力発生用空気の量を調整する流量制御弁と、を備える推力調整装置であって、前記流量制御弁は、空気の圧力が作用することにより開弁し、その開弁量に応じて前記推力発生用空気の量を調整する第一の制御弁と、開弁量に応じて前記第一の制御弁の開弁に利用される空気の量を調整する第二の制御弁と、を有し、前記第一の制御弁の開弁に利用される空気は、前記インペラと前記ディフューザとの間で抽気され、熱媒体との熱交換により温度が低下させられた空気であることを特徴とする。

インペラと、ディフューザを有するコンプレッサで吸入した空気を圧縮する場合、通常、インペラ出口部を出てディフューザの入口部に至る前に抽気された空気の温度は、コンプレッサから吐出される空気であるディフューザを通過した後の空気の温度に比べて１００℃程度低い。

それゆえ、ディフューザを通過した後の空気を、そのまま、第二の制御弁にてその量を調整して第一の制御弁の開弁に利用する場合と比較すると、より低温の空気が第一の制御弁、第二の制御弁に導入される。その結果、第一の制御弁および第二の制御弁の構成部品が高温となることに起因して生じる適切な推力調整不能などの不具合を防止することができる。そのため、第一の制御弁および第二の制御弁の構成部品に耐熱材を使用する必要はないので、コストアップ、重量アップ、応答性の悪化などの不具合を防止することができる。また、部品の耐久性を向上させることができるので、メンテナンスコストを低下することができる。

また、第二の制御弁にてその量が調整され第一の制御弁の開弁に利用される空気は、ディフューザの入口部に至る前に抽気された後、熱媒体との熱交換により、その温度がさらに低下させられるので、上述した効果をより一層得ることができる。

ここで、前記熱媒体は、前記ガスタービン機関の燃料タンク内の燃料であることを例示することができる。かかる場合、熱交換により加熱された燃料がガスタービン機関に供給されるので、ガスタービン機関の燃費向上、ランニングコストの低減を図ることができるとともに、冬季低温始動性を向上させることができる。

また、前記推力発生手段が、前記推力発生用空気でタービンを回転させることにより推力を発生するものである場合、前記熱媒体は、前記タービンの回転に用いられた後に排出
される排気であることを例示することができる。かかる場合、熱交換により排気が加熱されたとしても、当該排気は大気に排出されるので特に問題ない。

このように、第二の制御弁にてその量が調整され第一の制御弁の開弁に利用される空気は、熱媒体との熱交換によりその温度を低下させるが、その空気は、ディフューザを通過した後の空気ではなく、ディフューザに至る前の空気であるので、エネルギーロスは小さい。

以上説明したように、本発明によれば、簡便な構成かつ低廉な価格で推力を適切に調整することができる。

以下に図面を参照して、この発明を実施するための最良の形態を例示的に詳しく説明する。ただし、この最良の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、特に特定的な記載がない限りは、この発明の範囲をそれらのみに限定する趣旨のものではない。

図１は、本実施例に係る飛行体の概略構成を示す図である。ガスタービン機関１は、コンプレッサ２、燃焼器３、タービン４を備えている。そして、吸入空気（吸気）はコンプレッサ２にて圧縮され、燃焼器３において燃料供給アクチュエータ（図示省略）により供給される燃料と混合されて燃焼し、その燃焼ガスはコンプレッサ２と回転軸５で直結されたタービン４を回転させた後に、排気となって大気に排出される。

このガスタービン機関１にはターボコンプレッサ６が回転軸５で直結されており、タービン４の回転数と同じ回転数でターボコンプレッサ６が回転して吸入した空気を圧縮し、ターボコンプレッサ６出口部に接続された吐出空気配管７へ排出する。吐出空気配管７は、流量制御弁８を介して、推力発生手段としての推力発生用ファン１０に連結されている。

推力発生用ファン１０の構成の概略を示したのが図２であり、推力発生用ファン１０は、主にタービン２１、減速機２２、ファン２３とから構成されている。そして、吐出空気配管７から流入した高圧の空気によりタービン２１が回転駆動され、減速機２２により減速させられてファン２３が回転し、ファン２３の回転により推力が発生する。

ターボコンプレッサ６は、吸気を、ハウジング６ａに収容されたインペラ（動翼）６ｂで圧縮し、この空気の有する速度エネルギーをディフューザ（静翼）６ｃで減速することにより圧力に変換し更に高圧化する構成である。

また、本実施例に係るターボコンプレッサ６においては、インペラ（動翼）６ｂ出口部とディフューザ（静翼）６ｃ入口部の間のこれらの翼(ブレード)と相対するハウジング６ａ部に抽気孔６ｄが設けられている。そして、当該抽気孔６ｄから、インペラ６ｂの出口部を出てディフューザ６ｃの入口部に至る前の高圧空気を抽気し、抽気配管９を介して、後述する流量制御弁８のパイロット電磁弁８ｂに導入するようにしている。さらに、本実施例においては、抽気配管９は、ガスタービン機関１の燃料タンク１１内部を貫通する構造となっている。

流量制御弁８は、エアオペレート方式の電磁弁であり、主弁８ａ・パイロット電磁弁８ｂで構成されている。その概略を示したのが図３であり、主弁８ａは、ピストン８ａ１、
ピストンシール８ａ２、ばね８ａ３、ピストンハウジング８ａ４、主弁体８ａ５、主弁体シール８ａ６、バルブボディ８ａ７などにより構成されている。パイロット電磁弁８ｂは、ソレノイドコイル８ｂ１、プッシュロッド８ｂ２、スプール弁８ｂ３、バルブボディ８ｂ４、スプール弁シール８ｂ５などにより構成されている。

そして、パイロット電磁弁８ｂのソレノイドコイル８ｂ１への通電により、プッシュロッド８ｂ２、スプール弁８ｂ３を動かし、スプール弁８ｂ３が開弁してスプール弁８ｂ３とバルブボディ８ｂ４間に空隙が発生すると、パイロット電磁弁８ｂに流入した空気が、主弁８ａのピストン室８ａ８に導入される。そして、ピストン室８ａ８に流入した空気が、主弁８ａを閉じようとするばね８ａ３の力に打ち勝ってピストン８ａ１を引き上げ、これに連結された主弁体８ａ５を開弁させる。その後、主弁８ａを駆動して開弁させた後の空気は、大気あるいは主弁８ａ後流に開放される。

主弁８ａには、ディフューザ６ｂを通過した後の高温・高圧の空気が、コンプレッサ吐出空気として吐出空気配管７を介して供給される構造となっている。そして、主弁８ａの主弁体８ａ５が開弁して、主弁体８ａ５とバルブボディ８ａ７間に空隙が発生することで、ディフューザ６ｂを通過した後の高温・高圧の空気が、推力発生用ファン１０のタービン２１に流入する。これにより、ファン２３が回転し、推力が発生する。

このように、本実施例おいては、推力発生用ファン１０が発生する推力は、推力発生用ファン１０に供給される空気により制御され、推力発生用ファン１０に供給される空気流量は、パイロット電磁弁８ｂのソレノイドコイル８ｂ１に通電する電流により制御される。

また、上述したように、流量制御弁８のパイロット電磁弁８ｂには、インペラ６ｂで圧縮された空気の一部を、抽気孔６ｄおよび抽気配管９を介して、インペラ６ｂとディフューザ６ｃとの間で抽気し導入するようにしている。

通常、インペラ６ｂ出口部を出てディフューザ６ｃの入口部に至る前に抽気された空気の温度は、ディフューザ６ｃを通過した後の空気の温度に比べて１００℃程度低い。また、ディフューザ６ｃに入る前に抽気された空気は、燃料タンク１１内部を通過する間に、保有する熱の一部を、燃料タンク１１内の熱媒体である燃料と熱交換して、燃料を加熱することにより放熱するので、更に温度が低下する。なお、熱交換により加熱された燃料はガスタービン機関１に供給される。

このように、本実施例においては、ディフューザ６ｃを通過した後の空気をそのままパイロット電磁弁８ｂに導入する場合と比較すると、低温の空気をパイロット電磁弁８ｂに導入するので、パイロット電磁弁８ｂ、主弁８ａの構成部品への熱影響は小さい。

それゆえ、シール性の悪化、スプール弁８ｂ３あるいは主弁体８ａ５、ピストン８ａ１の焼付きによる固着を防止することができる。また、パイロット電磁弁８ｂ、主弁８ａの構成部品に耐熱材を使用する必要はないので、コストアップ、重量アップ、応答性の悪化を防止することができる。また、部品の耐久性を向上させることができるので、メンテナンスコストを低下することができる。

また、かかる効果により、推力発生用ファン１０による推力の応答性悪化や変動発生を防止することができる。さらに、別空気源の設置による、全体システムの重量・コスト・サイズアップ、構成複雑化を防止することができる。

また、ディフューザ６ｃを通過した後の空気を冷却してパイロット電磁弁８ｂに流入さ
せるのではなく、ディフューザ６ｃで高温・高圧化する前の空気を使用するので、エネルギーロスが小さい。さらに、ガスタービン機関１の燃料は、熱交換により温度が上昇した後に供給されるので、ガスタービン機関１の燃費向上、ランニングコストの低減を図ることができるとともに、冬季低温始動性を向上させることができる。

なお、インペラ６ｂ出口を出てディフューザ６ｃに入る前の高圧空気と燃料タンク１１内の燃料に熱交換させることができるのであれば、抽気配管９が燃料タンク１１を貫通する構成ではなく、両者が単に接する構成でもよい。

図４は、本実施例に係る飛行体の概略構成を示す図である。本実施例においても、インペラ６ｂ出口部とディフューザ６ｃ入口部の間のこれらの翼(ブレード)と相対するハウジング６ａ部に抽気孔６ｄが設けられている。そして、当該抽気孔６ｄから、インペラ６ｂ出口部を出てディフューザ６ｃ入口部に至る前の空気を抽気し、抽気配管９を介して、パイロット電磁弁８ｂに導入するようにしている。

ただし、本実施例においては、実施例１と異なり、抽気配管９は、推力発生用ファン１０のタービン２１で仕事をしてファン２３により推力を発生させた後の排気を排出する排気ダクト２４内を貫通している。これにより、ディフューザ６ｃに入る前に抽気された空気は、排気ダクト２４内部を通過する間に、保有する熱の一部を、常温に近い排気ダクト２４内の排気と熱交換して当該排気を加熱することにより放熱するので、温度が低下する。なお、排気ダクト２４内の排気が熱交換により温度が上昇したとしても大気に開放されるため問題ない。

このように、本実施例においては、ディフューザ６ｃを通過した後の空気をそのままパイロット電磁弁８ｂに導入する場合と比較すると、低温の空気をパイロット電磁弁８ｂに導入するので、パイロット電磁弁８ｂ、主弁８ａの構成部品への熱影響は小さい。これにより、実施例１で述べたのと同様の効果を得ることができる。

また、排気ダクト２４内を貫通する抽気配管９の表面に放熱フィンを設けることにより、さらに冷却効果を増大させることができ、さらなる効果を得ることができる。なお、インペラ６ｂ出口部を出てディフューザ６ｃ入口部に至る前の高圧空気と排気ダクト２４内の排気に熱交換させることができるのであれば、抽気配管９が排気ダクト２４を貫通する構成ではなく、両者が単に接する構成でもよい。

実施例１に係る飛行体の概略構成を示す図である。 推力発生用ファンの概略構成を示す図である。 流量制御弁の概略構成を示す図である。 実施例２に係る飛行体の概略構成を示す図である。

符号の説明

１ ガスタービン機関
２ コンプレッサ
３ 燃焼器
４ タービン
５ 回転軸
６ ターボコンプレッサ
６ａ ハウジング
６ｂ インペラ（動翼）
６ｃ ディフューザ（静翼）
６ｄ 抽気孔
７ 吐出空気配管
８ 流量制御弁
８ａ 主弁
８ｂ パイロット電磁弁
９ 抽気配管
１０ 推力発生用ファン
１１ 燃料タンク
２１ タービン
２２ 減速機
２３ ファン
２４ 排気ダクト

Claims (3)

1. インペラと、当該インペラを収容するハウジングと、当該ハウジングに固定されたディフューザとを有し、ガスタービン機関の回転軸により駆動され吸入した空気を圧縮するコンプレッサと、
   前記ディフューザを通過した後の空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、
   当該推力発生手段の推力発生用に利用される推力発生用空気の量を調整する流量制御弁と、
   を備える推力調整装置であって、
   前記流量制御弁は、空気の圧力が作用することにより開弁し、その開弁量に応じて前記推力発生用空気の量を調整する第一の制御弁と、開弁量に応じて前記第一の制御弁の開弁に利用される空気の量を調整する第二の制御弁と、を有し、
   前記第一の制御弁の開弁に利用される空気は、前記インペラと前記ディフューザとの間で抽気され、熱媒体との熱交換により温度が低下させられた空気であることを特徴とする推力調整装置。
2. 前記熱媒体は、前記ガスタービン機関の燃料タンク内の燃料であることを特徴とする請求項１に記載の推力調整装置。
3. 前記推力発生手段は、前記推力発生用空気でタービンを回転させることにより推力を発生するものであり、
   前記熱媒体は、前記タービンの回転に用いられた後に排出される排気であることを特徴とする請求項１に記載の推力調整装置。

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