JP5384670B2 - 電気始動装置の冷却を伴う航空エンジン - Google Patents

Description

本発明は、航空エンジンを始動させるための電気装置の冷却に関する。

本発明の特定の応用分野は、ガスタービンを有する航空エンジン、特にターボエンジンの分野である。

航空エンジンの始動は、通常、エンジンの軸を駆動する電気機械によって確実にされる。電気機械は、始動したときに電動機モードで、次いで同期発電機モードで動作する始動機／発電機（またはＳ／Ｇ）を形成する電動機または機械とすることができる。

始動したときに、例えば欧州特許第１９５３８９９号明細書に示されているように、電気始動装置によって、すなわち実際の電気機械によって、それにまた、好ましくは電気機械を制御するために使用される電子電源回路によって生成された熱量を除去する必要がある。

航空エンジンでは、燃料は通常、冷却流体として、直接的に、または熱伝達流体、例えば油との熱交換により使用される。

燃料は、タンク内へポンプで注入され、高圧ポンプを備えるエンジンの燃料回路に運ばれる。高圧ポンプは、エンジンの燃焼室に供給するための主回路に燃料を高圧下で送出する。高圧ポンプは、通常、エンジンの軸から機械式伝動ボックス（ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｔｒａｎｓｍｉｓｓｉｏｎ ｂｏｘ）またはアクセサリギアボックス（ａｃｃｅｓｓｏｒｙ ｇｅａｒ ｂｏｘ）ＡＧＢを介して駆動される歯車ポンプである。

エンジンのポンピング回路の高圧ポンプの出口で受け取られた燃料により電気始動装置の冷却を確実にすることが提案されている。冷却材燃料の十分な流れを低い始動速度で確実にするために、高圧ポンプにかなりの容量を与える必要がある。その場合、かかる容量は、エンジンが定格回転速度で運転する間に主供給回路によって必要とされる流量を提供するために、あまねく過剰な大きさにされ、それによって、燃料を低圧に戻すために高圧ポンプによって提供された燃料のかなりの部分を分流させる。電気始動装置の冷却装置に供給するために、エンジンによって機械的に駆動される追加ポンプの使用が検討されてもよい。しかしながら、かかる解決法は、質量の増大およびＡＧＢとの追加の機械的接続部の要求によって表され、そのとき過大な燃料の流れを分流させることによる高速での問題を引き起こす。

米国特許第３，７３３，８１６号明細書には、高圧燃料ポンプの上流側に位置する、高圧燃料ポンプと直列のポンプによって提供される燃料を用いてガスタービンエンジンの電子計算機を冷却することが提案されており、両方のポンプは、エンジンに結合された共通の駆動軸に取り付けられる。

欧州特許第１９５３８９９号明細書 米国特許第３，７３３，８１６号明細書

本発明の目的は、かかる欠点を有していない、電気始動装置を冷却する問題に対する解決法を提案することである。

この目的は、低圧燃料導管に接続された入口および高圧燃料を供給するための主回路に接続された出口を有する高圧ポンプ含む燃料ポンピング装置と、エンジンを始動させるための電気装置と、燃料循環による冷却を確実にするためにポンピング装置に接続された電気始動装置用の冷却装置と、を備える航空エンジンであって、冷却装置には、高圧ポンプとは無関係に電動機によって駆動されるものでありかつ高圧ポンプの上流側でポンピング装置に接続された入口を有しているポンプによって燃料が供給される、航空エンジンを用いて達成される。

かかる電気ポンプの使用は、高圧ポンプの容量を過大にせずに十分な流量の冷却燃料を低速で確実にする可能性を与え、エンジンによって機械的に駆動されるポンプを追加することに比べてかさばらずかつ実装が複雑でないことによって表される。

有利には、ポンピング装置は、エンジンの軸から駆動されるものでありかつ高圧ポンプの入口に接続された出口を有している低圧ポンプを備え、冷却装置に供給する電気ポンプは、低圧ポンプの出口と高圧ポンプの入口との間でポンピング装置に接続された入口を有する。

したがって、始動後、エンジンの回転速度が増大したときに電気ポンプが無効にされてもよく、その場合、低圧ポンプは、冷却装置に効果的に供給するために十分な回転速度で駆動されるので、冷却は、電気始動装置がＳ／Ｇ型である場合に恒久的に必要とされる可能性がある。

さらに有利には、冷却装置に供給する電気ポンプは、高圧燃料を供給するための主回路に接続された出口を有する。

したがって、始動段階の間、電気ポンプは、主燃料供給回路に十分な燃料流量を提供するのに寄与することができる。その場合、歯車型であるが小容量の高圧ポンプを、あるいは歯車ポンプに比べて質量が小さくかつ信頼性の高い遠心型の高圧ポンプを使用することが可能であるが、この高圧ポンプは、低い始動速度でより低い燃料流量を送出する。

特定の一実施形態によれば、冷却装置は、電気始動装置に接続された、熱伝達流体を循環させるための第１の回路と、冷却装置に供給する電気ポンプに接続された、燃料を循環させるための第２の回路と、第１の回路および第２の回路で挿通される熱交換器と、を備える。

冷却装置は、電気始動装置の電気始動機と電気始動機の電力制御回路とを冷却するように設計されうる。

本発明は、添付図面を参照して、指標であり限定するものではない、以下でなされる説明を読んだときにより良く理解されるであろう。

航空ガスタービンエンジンを非常に概略的に示す図である。 本発明の一実施形態を示す図である。

本発明の応用分野は、図１に非常に概略的に示されているような航空ガスタービンエンジンの分野であるが、本発明は、他の航空エンジン、特にヘリコプタのタービンならびに陸用エンジン（ｌａｎｄｂｏｒｎｅ ｅｎｇｉｎｅ）および船舶用エンジン（ｍａｒｉｎｅ ｅｎｇｉｎｅ）にも適用可能である。

図１のエンジンは燃焼室１を備えており、燃焼室１からの燃焼ガスが高圧タービン２および低圧タービン３を駆動する。タービン２は、軸を介して、燃焼室に加圧空気を供給する高圧圧縮機に接続されており、低圧タービンは、別の軸を介して、エンジンの入口にあるファン５に接続されている。

伝動ボックスまたはアクセサリギアボックスＡＧＢ７が、機械動力取出装置９を介してタービン軸に接続されており、一定数のアクセサリと機械的に結合するための歯車アセンブリを備える。

図２は、本発明の一実施形態によるエンジン部分を顕著に示す略図である。

参照符号１０は、電動機１４によって駆動されるものでありかつエンジン２０に燃料を運ぶ導管１６に供給するものである燃料ポンプ１２を備える航空機燃料タンクを示す。低圧遮断弁１８（またはＬＰＳＯＶ）がエンジン２０の上流側の導管１６に介在される。

エンジン２０は、エンジンの燃焼室に高圧燃料を供給するための主回路に燃料を供給するポンピング装置２２を備える。

この目的のために、ポンピング装置２２は低圧燃料ポンプ２４を備え、低圧燃料ポンプ２４の入口は導管１６に接続され、低圧燃料ポンプ２４の出口は導管２８を介して高圧燃料ポンプ２６の入口に接続される。高圧ポンプ２６の出口は、主供給回路の導管３０に接続される。計量装置３２は、エンジンの燃焼室（図示せず）に制御された流量の高圧燃料を供給するために高圧ポンプによって供給された燃料の流れを受ける。

低圧ポンプ２４は、例えば、ＡＧＢを介して機械的に駆動される遠心ポンプである。高圧ポンプ２６は、この場合、同様にＡＧＢを介して機械的に駆動される歯車ポンプである。

エンジン２０は、例えばＳ／Ｇ型の電気始動装置４０を備える。装置４０はケース４２内に収容される。装置４０は、ＡＧＢと機械的に結合するための、ケース４２から突出する軸４６を有する電気機械４４を含む。始動段階では、電気機械はＡＧＢを介してタービン軸を駆動するために電動機モードで動作するが、始動後は、タービン軸が十分な回転速度に達したときに、電気機械の動作は発電機モードに切り替えられる。ケーシング４８は、電気機械４４を制御するための電力用電子機器を収容している。ケーシングは、エンジンの電子制御回路（図示せず）に電気的に接続される。ケーシング４８は、図示のようにケース４２に取り付けられてもよく、あるいはケース４２から独立していてもよい。

本発明によれば、電気始動装置４０の冷却は、エンジンの電子制御回路によって制御される電動機５２自体によって駆動されるポンプ５０によりポンピング装置内に取り入れられた燃料によって確実にされ、したがって、ポンプ５０の駆動は高圧ポンプ２６の駆動とは無関係である。

例示されている実施例では、冷却は、熱伝達流体が始動装置４０内の熱量を吸収する熱交換によって確実にされる。

熱伝達流体４２ａを循環させるためのチャネルは、ケース４２の壁の中にケーシング４８に近接して形成される。熱伝達流体は、例えば、ＡＧＢを含む様々な部材に注油するためにも使用される油である。油ポンプ（図示せず）を有する油回路は、油をチャネル４２ａに導く導管５４と、チャネル４２ａ内を循環しており、必要ならばケース４２の軸４６を支持する軸受に注油するためにも使用されている油を回収する導管５６と、を備える。

燃料と油との間の熱交換は交換器５８の中で達成される。交換器５８は、始動装置４０から導管５６を介して油を受け取り、冷却された油を油回路に戻す内部油回路と、ポンプ５０の出口に接続された入口およびタンク１０に接続された出口を有する燃料回路６０の一部である内部燃料回路と、を備える。

例示されている実施例では、ポンプ５０の入口は、導管２８に、すなわち低圧ポンプ２４の出口と高圧ポンプ２６の入口との間に接続される。したがって、始動後に電気ポンプ５０は止められてもよく、低圧ポンプ２４を駆動するタービン軸の回転速度は、機械４４を発電機モードに切り替えた後で始動装置を効果的に冷却するために、所要の冷却燃料流量を提供するのに十分になる。ポンプ５０の停止は、タービン軸の回転速度が所与の最小値を超えると、エンジンの電子制御ユニットの制御下で電動機５２を無効にすることによって制御される。

ポンピング装置だけがタンク１０の燃料ポンプによって直接供給される高圧ポンプを備える場合、電気ポンプ５０は、高圧ポンプに供給する導管に接続される。

図２に示されているように、電気ポンプ５０の出口は、導管６２を介して、計量装置３２の上流側の、加圧燃料を供給するための主回路の導管３０にも接続されうる。したがって、始動段階の間、ポンプ５０は、燃焼室に十分な燃料の流れを提供するのに寄与することができる。始動中に十分な燃料流量を提供するこの要件は、もはや高圧ポンプ２６への負担ではないので、この場合、高圧ポンプ２６として容積式歯車ポンプではなく遠心ポンプを使用することが有利に可能となる。始動後に高圧ポンプ２６からの燃料が導管６２に流れ込むのを回避するために、逆止め弁（ａｎｔｉ−ｒｅｔｕｒｎ ｖａｌｖｅ）６４が導管６２に取り付けられる。

上記では、熱伝達流体として働く油を介して、燃料で間接的な方法で始動装置を冷却することが検討された。もちろん、他の熱伝達流体を使用することも可能であり、さらには、始動装置内で燃料を循環させることにより、始動装置を燃料で冷却することを直接達成することも可能である。

Claims (6)

1. 低圧燃料導管（２８）に接続された入口および高圧燃料を供給するための主回路に接続された出口を有する高圧ポンプ（２６）を含む燃料ポンピング装置と、エンジンを始動させるための電気装置（４０）と、燃料循環による冷却を確実にするためにポンピング装置に接続された電気始動装置の冷却装置と、を備える航空エンジンであって、
   冷却装置（５４、５６、５８）には、高圧ポンプ（２６）とは無関係に電動機（５２）によって駆動されるものでありかつ高圧ポンプ（２６）の上流側でポンピング装置に接続された入口を有しているポンプ（５０）によって燃料が供給されることを特徴とする、航空エンジン。
2. ポンピング装置が、エンジンの軸から駆動されるものでありかつ高圧ポンプ（２６）の入口に連結された出口を有している低圧ポンプ２４を備え、
   冷却装置に供給する電気ポンプ（５０）が、低圧ポンプ（２４）の出口と高圧ポンプ（２６）の入口との間でポンピング装置に連結された入口を有することを特徴とする、請求項１に記載の航空エンジン。
3. 冷却装置に供給する電気ポンプ（５０）が、高圧燃料を供給するための主回路（３０）に連結された出口を有することを特徴とする、請求項１および２のいずれかに記載の航空エンジン。
4. 高圧ポンプ（２６）が遠心ポンプであることを特徴とする、請求項３に記載の航空エンジン。
5. 冷却装置が、電気始動装置に連結された、熱伝達流体を循環させるための第１の回路（５４、５６）と、冷却装置に供給する電気ポンプ（５０）に連結された、燃料を循環させるための第２の回路（６０）と、第１の回路および第２の回路で挿通される熱交換器（５８）と、を備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の航空エンジン。
6. 冷却装置が、電気始動装置（４０）の電気始動機と電気始動機の電力を制御するための電子回路（４８）とを冷却するように設計されることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の航空エンジン。

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