JP4974694B2 - 航空機補助ガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、広義にはガスタービンエンジンに関するものであり、具体的には、航空機における推進用でない航空機補助ガスタービンエンジン及びこの種のエンジンを操作する方法に関する。

公知の補助ガスタービンエンジンは、機械の軸力を、例えば電力発生器や交流発電機や水圧ポンプのような電気や油圧器材へ供給するために、一部の航空機に取り付けられている。この種の補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口は、大気から空気を受け取る。空気の密度が高度の増加と共に減少するので、高度が高まると、この種の補助ガスタービンエンジンは、増加した動作温度に伴って所望の軸力を発生する為の負担が高まるか、又は動作温度制限の範囲内で動作し続けるためには出力軸力を減らさなければならない。

しかし、科学者及び技術者は、航空機用の改良された推進用でない航空機補助ガスタービンエンジンと、この種のエンジンを操作する改良された方法を探し続けている。

本発明の第１実施例の第１の形態は、航空機推進用ガスタービンエンジンを有する航空機に装着可能な推進用でない航空機補助ガスタービンエンジンのためのものであり、航空機が加圧されるのに適するキャビンを有する。補助ガスタービンエンジンは、吸入口を有する補助ガスタービンエンジン圧縮器を含む。吸入口は、キャビンから圧縮空気を受け取るのに適する。

本発明の第１実施例の第２の形態は、航空機の推進用でない航空機補助ガスタービンエンジンのためのものであり、航空機が航空機推進用ガスタービンエンジンを有し、かつ、与圧キャビンを有する。補助ガスタービンエンジンは、吸入口を有する補助ガスタービンエンジン圧縮器を含む。吸入口は、キャビンから圧縮空気を受け取る。

本発明の方法は航空機の推進用でない航空機補助ガスタービンエンジンを操作するためのものであり、航空機が航空機推進用ガスタービンエンジンを有し、かつ、加圧されるのに適するキャビンを有する。本方法は、キャビンから補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口まで圧縮空気を提供することを含む。本方法は、圧縮器から補助ガスタービンエンジンの燃焼室まで圧縮空気を提供することを含む。本方法は燃焼室から補助ガスタービンエンジンのタービンまで燃焼ガスを提供することを含んでおり、前記タービンが圧縮器に機械的に連結されている。

添付の図面は、本発明の実施例を例示する。

図面を参照すると、図１は、本発明の第１実施例を開示する。
図１の実施例の第１の形態は、航空機１２に装着可能な推進用でない航空機補助ガスタービンエンジン１０であり、航空機１２は航空機推進用ガスタービンエンジン１４を有し、かつ、加圧されるのに適するキャビン１６を有する。補助ガスタービンエンジン１０は、吸入口２０を有する補助ガスタービンエンジン圧縮器１８を含む。吸入口２０は、キャビン１６から圧縮空気２２を受け取るのに適する。航空機に装着された航空機推進用ガスタービンエンジンは、航空機の推進力を得ることを主目的とする航空機ガスタービンエンジンであり、航空機の非航空機推進ガスタービンエンジンは航空機の推進力を得ることを主目的としない航空機ガスタービンエンジンであることに注意されたい。

図１の実施例に記載された第１の形態の第１の実施例において、圧縮器１８の吸入口２０は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４から抽気２３（点線によって図示される）を受け取るのに適する。一つの実施例において、この種の抽気２３は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４の圧縮器（図示せず）からの圧縮空気である。他の実施例では、この種の抽気２３は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４のバイパスダクト（図示せず）から得られる圧縮空気である。他の実施例では、航空機推進用ガスタービンエンジンの中で、この種の抽気は、圧縮器からの圧縮空気と、バイパスダクトから圧縮空気の組み合わせとすることもできる。他の実施例は、技術者によって実現される。

図１の実施例に記載された第１の形態の第１の実施例において、補助ガスタービンエンジン１０は、補助ガスタービンエンジン・タービン２４を含む。タービン２４は、圧縮器１８に機械的に連結され、発電機２６に有効に接続される。変形において、補助ガスタービンエンジン１０は、第２の発電機２８にも有効に接続される。

図１の実施例に記載された第１の形態の第１の実施例において、補助ガスタービンエンジン１０も補助ガスタービンエンジン燃焼室３０を含み、圧縮器１８は流体が燃焼室３０に行き来することができる放出口ダクト３２を含み、かつ、放出口ダクト３２は放出口ダクト３２から大気３８まで空気３６を放出するのに適する可変的な領域ブリード弁３４を含む。第２の応用において、補助ガスタービンエンジン１０は補助ガスタービンエンジン燃焼室３０を含み、圧縮器１８は燃焼室３０と通気性のある放出口ダクト３２を含み、放出口ダクト３２は可変的な領域放出口ダクトである。これらのいずれか又は両方の利用における実施例では、当業者が理解するように、補助ガスタービンエンジン１０に対するストーリング（キャビンへの逆流による）、又は、サージング（キャビンからの圧力スパイクによる）を防ぐように、可変的な領域ブリード弁及び／又は可変的な領域放出口ダクトが操作されてよい。

図１の実施例の第１の形態の第１の配置において、吸入口２０は、音響的に処理された吸入口である。

航空機のキャビン内にいる乗客へ到達する航空機推進用ガスタービンエンジンのノイズを減らす音響処理のような、航空機構成要素の音響処理は周知である。航空機構成要素の音響処理の実施例は、技術者によって達成される。

図１の実施例の第１の形態の構造において、圧縮器１８は燃焼室３０に圧縮空気を供給する高圧圧縮器であり、タービン２４は軸４０によって機械的に高圧圧縮器に連結する高圧タービンであり、補助ガスタービンエンジン１０は図示するように低圧のタービン４２（それは、実施例において、大気３８’にガスを排出する。）を含む。この種の構成要素の動作は、当分野において周知である。図１のガスの流れが矢付き線によって示されることに注意されたい。

図１の実施例の第１の形態の配備において、補助ガスタービンエンジン１０は、接続ダクト４４を含む。接続ダクト４４は、入口４４’及び出口４４”を有する。入口４４’は、キャビン１６から圧縮空気２２を受け取るのに適する。圧縮器１８の吸入口２０は、接続ダクト４４の出口４４”に接続可能な状態でキャビン１６から圧縮空気２２を受け取るのに適する。

図１の実施例の第１の形態の展開において、補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口へ供給されるキャビン内の空気の使用を強化するためのシステム（図示せず）が含まれる。このシステムは、キャビン内の空気を吸い込むのに適する吸入口を有し、かつ、補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口と通気性のある放出口を有するシステム・タービンを含む。このシステムは機械的にシステム・タービンに連結されるシステム圧縮器を含み、大気から空気を受け取るのに適する吸入口を有し、かつ、補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口と通気性のある放出口を有する。当業者が理解するように、大気中の空気は、巻き込まれて圧縮され、システム・タービン及びシステム圧縮器の放出口は実質的に同じ圧力を有しており、より大きな大量の流れを補助ガスタービンエンジンの圧縮器の吸入口に分配するために結合される。変形において、熱交換器（図示せず）は、航空機（例えば冷却装置から）から廃熱を受け取って、キャビンから出たがシステム圧縮器にはまだ入っていない圧縮空気に熱を与える。

図１の実施例の第２の形態は、航空機１２の推進用でない航空機補助ガスタービンエンジン１０のためのものであり、航空機１２が航空機推進用ガスタービンエンジン１４と与圧キャビン１６とを有する。補助ガスタービンエンジン１０は、吸入口２０を有する補助ガスタービンエンジン圧縮器１８を含む。吸入口２０は、キャビン１６から圧縮空気２２を受け取る。航空機に装着された航空機推進用ガスタービンエンジンは、航空機の推進力を得ることを主目的とする航空機ガスタービンエンジンであり、航空機の非航空機推進ガスタービンエンジンは航空機の推進力を得ることを主目的としない航空機ガスタービンエンジンであることに注意されたい。

図１の実施例の第２の形態の第１の使用可能性において、圧縮器１８の吸入口２０は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４から、抽気２３（点線に示される）を受け取る。
実施例において、この種の抽気２３は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４の圧縮器（図示せず）からの圧縮空気である。他の例では、この種の抽気２３は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４のバイパスダクト（図示せず）からの圧縮空気である。他の実施例では、この種の抽気は、航空機推進用ガスタービンエンジンの、圧縮器からの圧縮空気と、バイパスダクトからの圧縮空気との組み合わせである。他の実施例は、技術者によって実現される。

図１の実施例の第２の形態の実施において、補助ガスタービンエンジン１０は、補助ガスタービンエンジン・タービン２４も含む。タービン２４は、圧縮器１８に機械的に連結され、発電機２６に有効に接続される。変形において、補助ガスタービンエンジン１０は、第２の発電機２８にも有効に接続される。

図１の実施例の第２の形態の第１の応用において、補助ガスタービンエンジン１０は補助ガスタービンエンジン燃焼室３０も含み、圧縮器１８は、燃焼室３０と通気性のある放出口ダクト３２を含み、放出口ダクト３２は放出口ダクト３２から大気３８まで空気３６を放出するのに適する可変的な領域ブリード弁３４を含む。第２の応用において、補助ガスタービンエンジン１０は補助ガスタービンエンジン燃焼室３０を含み、圧縮器１８は、燃焼室３０と通気性のある放出口ダクト３２を含み、放出口ダクト３２は可変的な領域放出口ダクトである。これら応用のいずれか又は両方の実施例では、当業者が理解するように、補助ガスタービンエンジン１０に対するストーリング（キャビンへの逆流による）、又は、サージング（キャビンからの圧力スパイクによる）を防ぐように、可変的な領域ブリード弁及び／又は可変的な領域放出口ダクトが操作されてよい。

図１の実施例の第２の形態の第１の配置において、吸入口２０は、音響的に処理された吸入口である。航空機のキャビン内の乗客へ到達する航空機推進用ガスタービンエンジンのノイズを減らす音響処理のような、航空機構成要素の音響処理は周知である。航空機構成要素の音響処理の実施例は、技術者によって実現される。

図１の実施例の第２の形態の構造において、圧縮器１８は燃焼室３０に圧縮空気を供給する高圧圧縮器であり、タービン２４は軸４０によって機械的に高圧圧縮器に連結する高圧タービンであり、補助ガスタービンエンジン１０は図示すように低圧のタービン４２（それは、実施例において、大気３８’にガスを排出する）を含む。この種の構成要素の動作は、当分野において周知である。図１のガスの流れが矢付き線によって示されることに注意されたい。

図１の実施例の第２の形態の配備において、補助ガスタービンエンジン１０は、吸入口２０をキャビン１６に接続する接続ダクト４４を含み、吸入口２０は接続ダクト４４を介してキャビン１６から圧縮空気２２を受け取る。変形において、補助ガスタービンエンジン１０は、接続ダクト４４に配置される一方向の弁４６も含む。同じ又は異なる変形として、接続ダクト４４は、圧縮器１８とキャビン１６との間に少なくともいくらかのノイズ隔離を提供するように、音響的に調整される。

本発明の方法は航空機１２における推進用でない航空機補助ガスタービンエンジン１０を操作するためのものであり、この方法における航空機１２は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４と、加圧されるのに適するキャビン１６とを有する。本方法は、キャビン１６から補助ガスタービンエンジン１０の圧縮器１８の吸入口２０まで圧縮空気２２を提供することを含む。本方法は、圧縮器１８から補助ガスタービンエンジン１０の燃焼室３０まで圧縮空気４８を提供することを含む。本方法は、燃焼室３０から補助ガスタービンエンジン１０の、圧縮器１８に機械的に連結されたタービン２４まで燃焼ガス５０を提供することを含む。手法として、本方法は、補助ガスタービンエンジン１０を有効に発電機２６に接続することも含む。

同じ又は異なる利用において、本方法は、有効に補助ガスタービンエンジン１０を交流発電機（図示せず）に接続することも含む。同じ又は異なる利用において、本方法は、有効に補助ガスタービンエンジン１０を水圧ポンプ（図示せず）に接続することも含む。

設定において、本方法は、航空機推進用ガスタービンエンジン１４から吸入口２０まで抽気２３を提供することも含む。この設定の変形において、本方法は、補助ガスタービンエンジン１０を有効に発電機２６に接続することも含む。

利用形態において、圧縮器１８は、放出口ダクト３２を含む。圧縮器１８から燃焼室３０へ供給される圧縮空気４８は、放出口ダクト３２を介して供給される。当業者が理解するように、放出口ダクト３２は、圧縮器１８からキャビン１６まで背圧を減らすような大きさである。

本発明が方法及び実施例のいくつかの形態で説明されているが、このような詳細へと添付の特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲を限定又は制限することは、出願人の意図するところではない。当業者は、本発明の技術的範囲内で多数の他の変形、変更、及び置換をするであろう。

航空機推進用ガスタービンエンジンを有し、かつ２台の発電装置に接続される推進用でない航空機補助ガスタービンエンジンを有する航空機の実施例の概略図。

符号の説明

１０ 補助ガスタービンエンジン
１２ 航空機
１４ 航空機推進用ガスタービンエンジン
１６ キャビン
１８ 補助ガスタービンエンジン圧縮器
２０ 吸入口
２２ 圧縮空気
２３ 抽気
２４ タービン
２６ 発電機
２８ 第２の発電機
３０ 補助ガスタービンエンジン燃焼室
３２ 放出口ダクト
３４ 領域ブリート弁
３６ 空気
３８ 大気
３８’ 大気
４０ 軸
４２ 低圧タービン
４４ 接続ダクト
４４’ 入口
４４’’ 出口
４６ 一方向の弁
４８ 圧縮空気
５０ 燃焼ガス

Claims (5)

1. 航空機（１２）に装着可能な、推進用でない航空機補助ガスタービンエンジン（１０）であって、
   前記航空機は航空機推進用ガスタービンエンジン（１４）と加圧されるよう構成されたキャビン（１６）とを有しており、
   前記補助ガスタービンエンジンは、吸入口（２０）を有する補助ガスタービンエンジン圧縮器（１８）と、補助ガスタービンエンジン燃焼室（３０）とを含んでおり、
   前記圧縮器（１８）は、前記燃焼室（３０）と通気性のある放出口ダクト（３２）を含んでおり、
   前記吸入口はキャビンから圧縮空気（２２）を受け取るよう構成され、
   前記吸入口は、航空機推進用ガスタービンエンジンから抽気（２３）を受け取るよう構成され、
   前記圧縮器（１８）の前記放出口ダクトが該放出口ダクトから大気（３８）までの抽気（３６）に適する可変的な領域ブリード弁（３４）を含む
   ことを特徴とする、補助ガスタービンエンジン。
2. 前記圧縮器に機械的に連結され、かつ有効に発電機（２６）に接続された補助ガスタービンエンジン・タービン（２４）を更に含む請求項１記載の補助ガスタービンエンジン。
3. 補助ガスタービンエンジン燃焼室を更に含んでおり、前記圧縮器が燃焼室と通気性のある放出口ダクトを含んでおり、前記放出口が可変的な領域放出口ダクトである請求項１記載の補助ガスタービンエンジン。
4. 前記吸入口が音響的に処理された吸入口である請求項１記載の補助ガスタービンエンジン。
5. 前記キャビン内の空気を吸い込むのに適する吸入口と、前記補助ガスタービンエンジンの前記圧縮器の吸入口と通気性のある放出口とを備えるシステムタービンを有するシステムを更に含み、
   該システムは、機械的に前記システムタービンに連結されるシステム圧縮器を含み、
   該システム圧縮機は、大気から空気を受け取るのに適する吸入口と、前記補助ガスタービンエンジンの前記圧縮器の前記吸入口と通気性のある放出口とを有する、
   請求項１乃至４のいずれか１項に記載の補助ガスタービンエンジン。
   

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