JP6219463B2 - ガスタービンエンジンのストールマージンの管理 - Google Patents

Description

本主題は一般に、ガスタービンエンジンの電力システム、およびガスタービンエンジンを動作させるための方法に関する。

ガスタービンエンジンは一般に、互いに流れ連通して配置されたファンおよびコアを含む。さらに、特定のガスタービンエンジンのコアは、直列流れ順に、圧縮機セクション（低圧（ＬＰ：ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機および高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機を含む）、燃焼セクション、タービンセクション（高圧（ＨＰ）タービンおよび低圧（ＬＰ）タービンを含む）、および排気セクションを含むことができる。作動中、ファンからの空気は、燃焼セクションに達するまでＬＰ圧縮機およびＨＰ圧縮機によって漸進的に圧縮される。燃料は圧縮空気と混合され、燃焼セクション内で燃焼して燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからＨＰタービンおよびＬＰタービンを通り、続いて排気セクションを通って、例えば大気に出る。ＨＰタービンおよびＬＰタービンを通る燃焼ガスの流れがそれぞれＨＰタービンおよびＬＰタービンを駆動する。

ＨＰタービンは高圧（ＨＰ）シャフトを通じてＨＰ圧縮機に機械的に結合することができ、その結果、ＨＰタービンが回転するとそれに応じてＨＰ圧縮機が回転する。同様に、ＬＰタービンは低圧（ＬＰ）シャフトを通じてＬＰ圧縮機に機械的に結合することができ、その結果、ＬＰタービンが回転するとそれに応じてＬＰ圧縮機が回転する。したがって、ＨＰタービンはＨＰ圧縮機を駆動することができ、ＬＰタービンはＬＰ圧縮機を駆動することができる。

さらに、ＨＰタービンの回転はまた、ガスタービンエンジンおよび／またはガスタービンエンジンを含む航空機の様々な補機システムを駆動することができる。例えば、特定のガスタービンエンジンのＨＰシャフトは、始動機−発電機に機械的に結合された補機歯車装置を駆動する。始動機−発電機はＨＰシャフトから機械的な仕事を取り出して、ガスタービンエンジンを含む航空機の環境制御システムなどのシステムのためにそのような仕事を電力に変換する。

ガスタービンエンジンを通る安定した空気流を確保し、かつガスタービンエンジンがストールしないようにするために、ガスタービンエンジンは、始動機−発電機を使ってガスタービンエンジンから比較的大きな動力が引き出されることを想定して計算されたストールマージン内で作動するように設計される。しかしながら、この結果、例えば、ガスタービンエンジンの加速は比較的時間がかかり、かつ／または最大の利用できる推力の発生は小さくなる。したがって、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から所望の電力量が発生させられても、ガスタービンエンジンの性能を改善するようにガスタービンエンジンを動作させるための方法は特に有益となろう。

本発明の態様および利点は、以下の説明で部分的に明らかにされ、またはその説明から理解することができ、または本発明の実施を通じて学ぶことができる。

本開示の１つの例示的な態様では、電気機械を有する航空機用多軸ガスタービンエンジンを動作させるための方法が提供される。電気機械は、ガスタービンエンジンのシャフトのうちの少なくとも１つによって駆動される始動機−発電機を含む。本方法は、ガスタービンエンジンから発生させられる所望の推力量を決定するステップと、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される所望の電力量を決定するステップとを含む。本方法はまた、所望の推力量をガスタービンエンジンを使用して発生させるステップと、ガスタービンエンジンが所望の推力量を発生することができるように、または所望の推力量をより短時間に発生することができるように、またはストールマージンを維持することができるように、所望の電力量より少ない電力量をガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出すステップとを含む。

本開示の例示的な実施形態では、航空機用ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、圧縮機セクションと、圧縮機セクションの下流に配置された燃焼セクションと、燃焼セクションの下流に配置されたタービンセクションとを含む。タービンセクションは、１つまたは複数のシャフトで圧縮機セクションに機械的に結合される。ガスタービンエンジンは、１つまたは複数のシャフトと機械的に連通する電気機械を含み、電気機械は始動機−発電機を含む。ガスタービンエンジンはまた、始動機−発電機に動作可能に接続されたコントローラを含む。コントローラは、ガスタービンエンジンが所望の推力量を容易に発生するために、またはガスタービンエンジンが所望の推力量を容易により短時間に発生するために、またはストールマージンを維持するために、始動機−発電機から引き出される電力量を、引き出される所望の電気量より少ない量に減少させるように構成される。

本発明のこれらのおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照すればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本記述と併せて本発明の実施形態を例示して本発明の原理を説明する働きをしている。

当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全かつ有効な開示を、添付の図を参照して本明細書で説明する。

本主題の様々な実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 本開示の例示的な実施形態による電力管理システムの態様を含む図１の例示的なガスタービンエンジンの単純化した概略図である。 例示的なガスタービンエンジンから比較的高い電力量を取り出しているときの図２の例示的なガスタービンエンジンのストール線および作動線を示すグラフである。 例示的なガスタービンエンジンから電力をわずかしか取り出していない、またはまったく取り出していないときの図２の例示的なガスタービンエンジンのストール線および作動線を示すグラフである。 本開示の例示的な態様によるガスタービンエンジンを制御するための方法のフロー図である。 本開示の別の例示的な態様によるガスタービンエンジンを制御するための方法のフロー図である。

次に、１つまたは複数の例が添付図面に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。詳細な説明では、図面内の要素を指すために数字表示および文字表示を使用する。図面および記述における類似または同様の表示は、本発明の類似または同様の部品を指すために使用されている。本明細書で使用するとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、１つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の位置または重要性を意味することを意図していない。用語「上流」および「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。

本開示の態様は、ガスタービンエンジンの始動機−発電機の１つまたは複数の負荷を管理して、確実に所望のエンジン性能に合致させる（例えば、確実に所望の推力量を発生させる、確実に所望の推力量をより短時間に発生させる、かつ／または確実に特定のストールマージンを維持する）ガスタービンエンジン用のシステム（およびそれを動作させる方法）を提供する。例えば、特定の例示的な実施形態では、システムは、確実に特定のエンジン性能に合致させるために、ガスタービンエンジンの１つまたは複数の電気システムへの電力供給の優先度を下げることができる。詳細には、本システムは、所望のエンジン性能に合致させるために、１つまたは複数の電気負荷が所望の電力量よりも少ない電力量を始動機−発電機から引き出すように、１つまたは複数の電気負荷を管理することができる。

さらに、特定の実施形態では、本システムはこれに加えて、始動機−発電機から引き出される電力の発生の減少を補う（例えば、エネルギー貯蔵装置または補助発電機の形態の）補助電力供給装置を含むことができる。所望の電力量が負荷に（始動機−発電機および補助電力供給装置のそれぞれからこのような所望の電力量の一部分を引き出すことによって）供給されるように、または所望の電力量より少ない電力量が負荷に供給されるように、負荷および補助電力供給装置を制御することができる。しかしながら、これにもかかわらず、本システムは確実に所望のエンジン性能に合致させる。

次に、図全体を通して同一の数字が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態では、ガスタービンエンジンは高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、本明細書では、これを「ターボファンエンジン１０」と称する。図１に示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参考のために示した長手方向中心線１２に平行に延在する）および半径方向Ｒを規定する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４、およびファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６を含む。

図示した例示的なコアタービンエンジン１６は一般に、環状の入口２０を画定する実質的に管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８内には、直列流れ関係で、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２２、および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８および低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション、ならびにジェット排気ノズルセクション３２が収まっている。高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動可能に接続する。低圧（ＬＰ）シャフトまたはスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動可能に接続する。

図示の実施形態では、ファンセクション１４は可変ピッチファン３８を含み、可変ピッチファン３８は間隔を置くようにしてディスク４２に結合された複数のファンブレード４０を有する。図示のように、ファンブレード４０は、半径方向Ｒに概ね沿ってディスク４２から外向きに延在する。ファンブレード４０が、ファンブレード４０のピッチを同時にまとめて変えるように構成された適切な作動部材４４に動作可能に結合されることによって、各ファンブレード４０はディスク４２に対してピッチ軸Ｐの周りを回転することができる。ファンブレード４０、ディスク４２、および作動部材４４は、動力歯車装置４６を通るＬＰシャフト３６によって、長手方向軸１２の周りを一緒に回転することができる。動力歯車装置４６は、ＬＰシャフト３６の回転速度をより効率的なファン回転速度に落とすための複数の歯車を含む。

図１の例示的な実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、空気流が複数のファンブレード４０を通りやすくなるように空気力学的な輪郭をもつ回転可能な前面ハブ４８によって覆われる。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファン３８、および／またはコアタービンエンジン１６の少なくとも一部分を周方向に取り囲む環状のファンケーシングまたは外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、周方向に離間した複数の出口案内翼５２によって、コアタービンエンジン１６に対して支持されるように構成することができることを理解されたい。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分を覆って延在して、それらの間にバイパス空気流通路５６を画定することができる。

ターボファンエンジン１０の作動中、ある量の空気５８が、ナセル５０および／またはファンセクション１４に付随する入口６０を通ってターボファン１０に入る。その量の空気５８がファンブレード４０を通りすぎると、矢印６２で示した空気５８の第１の部分はバイパス空気流通路５６内に向けられ、または送られ、矢印６４で示した空気５８の第２の部分はＬＰ圧縮機２２内に向けられ、または送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は通常、バイパス比として知られる。次いで、空気の第２の部分６４は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通ってその圧力が上昇し、燃焼セクション２６内に送られて、そこで燃料と混合されて燃焼して燃焼ガス６６を供給する。

燃焼ガス６６はＨＰタービン２８を通るように向けられ、そこで、燃焼ガス６６からの熱エネルギーおよび／または運動エネルギーの一部分が、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８と、ＨＰシャフトまたはスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０との連続した段によって取り出され、したがって、ＨＰシャフトまたはスプール３４が回転させられ、それによって、ＨＰ圧縮機２４の作動が維持される。次いで、燃焼ガス６６はＬＰタービン３０を通るように送られ、そこで、燃焼ガス６６から、熱エネルギーおよび運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２と、ＬＰシャフトまたはスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４との連続した段によって取り出され、したがって、ＬＰシャフトまたはスプール３６が回転させられ、それによって、ＬＰ圧縮機２２の作動および／またはファン３８の回転が維持される。

続いて、燃焼ガス６６はコアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通るように送られて推進力を与える。同時に、空気の第１の部分６２がバイパス空気流通路５６を通るように送られると、空気の第１の部分６２の圧力が実質的に上昇し、その後、ターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出されてこれも推進力を与える。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、およびジェット排気ノズルセクション３２は、燃焼ガス６６をコアタービンエンジン１６を通るように送るための高温ガス通路７８を少なくとも部分的に画定する。

しかしながら、図１に示した例示的なターボファンエンジン１０は単なる一例であり、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジンなどの航空機用ガスタービンエンジンのうちの１つまたは複数の任意の他の適切なガスタービンエンジンとすることができることを理解されたい。

次に図２を参照すると、本開示の様々な態様による一対のターボファンエンジンを含む航空機１００の単純化した概略図が示されている。詳細には、図示の例示的な航空機１００は、第１のターボファンエンジン１０２および第２のターボファンエンジン１０４を含む。しかしながら、図示の例示的な航空機１００は単なる一例として提示され、他の例示的な実施形態では、航空機１００は任意の他の適切な数のエンジンおよび／または任意の他の適切なエンジンの構成を含むことができることを理解されたい。

さらに、第１および／または第２のターボファンエンジン１０２、１０４はそれぞれ、図１の例示的なターボファンエンジン１０と実質的に同じ態様で構成することができる。したがって、構成部品の同じまたは同様の符号は、同じまたは同様の部品を指すことができる。例えば、図２の第１のターボファンエンジン１０２の単純化した拡大概略図に示すように、例示的な第１のターボファンエンジン１０２は、圧縮機セクション（ＬＰ圧縮機２２およびＨＰ圧縮機２４を含む）、燃焼セクション２６、およびタービンセクション（ＨＰタービン２８およびＬＰタービン３０を含む）を含む。ＨＰ圧縮機２４は、ＨＰシャフト３４（燃焼セクション２６を通る仮想線で示されている）を介してＨＰタービン２８に機械的に結合され、ＬＰ圧縮機２２はＬＰシャフト３６を介してＬＰタービン３０に機械的に結合される。例示的な第１のターボファンエンジン１０２はさらに、図１を参照して上記で説明した例示的なターボファンエンジン１０と同様な他の態様を含むことができる。

さらに、第１のターボファンエンジン１０２は、ＨＰシャフト３４に機械的に結合された電気機械を含む。より具体的には、第１のターボファンエンジン１０２は、ＨＰシャフト３４に機械的に結合された補機歯車装置１０６を含み、電気機械は補機歯車装置１０６に機械的に結合されている。電気機械は、図示の実施形態では、主始動機−発電機１０８である。始動機−発電機１０８は、電力を機械的な仕事に変換して、補機歯車装置１０６を通じてＨＰシャフト３４にこのような機械的な仕事を加えることによって、ターボファンエンジン１０２を起動させるように構成することができる。例えば、始動機−発電機１０８は、ターボファンエンジン１０２の特定の構成部品が起動速度で回転するまでＨＰシャフト３４を回転させることができる。いったんターボファンエンジン１０２のこのような構成部品が起動速度で回転すると、燃料を燃焼セクション２６に供給することができ、燃焼セクション２６内のこのような燃料の燃焼が燃焼ガスを発生し、ターボファンエンジン１０２の駆動を引き継ぐことができる。

しかしながら、対照的にターボファンエンジン１０２の作動中では、始動機−発電機１０８はＨＰシャフト３４からの機械的な仕事を電力に変換することができる。ターボファンエンジン１０２のＨＰシャフト３４から取り出され、始動機−発電機１０８によって発生させられた電力は、次いで、ターボファンエンジン１０２および／または航空機１００の特定の構成部品に電力を与えるために使用することができる。例えば、例示的な主始動機−発電機１０８は、ターボファンエンジン１０２および／または航空機１００の配電バス１１０と電気的に連通するように構成される。詳細には、図２に示す実施形態では、主始動機−発電機１０８は、１つまたは複数の電線１１２を経て配電バス１１０と電気的に連通している。

配電バス１１０は、１つまたは複数の電源からの電力をターボファンエンジン１０２および／または航空機１００の様々なシステムに分配することできる。図２の実施形態では、配電バス１１０は、第１の負荷１１４および第２の負荷１１６と電気的に連通している。第１の負荷１１４は、例えば、航空機１００の環境制御システムとすることができる。環境制御システムは、航空機１００の客室の内部温度および圧力を調整することができる。さらに、第２の負荷１１６は、ターボファンエンジン１０２および／または航空機１００の１つまたは複数の電気システムとすることができる。もちろん、他の例示的な実施形態では、これに加えて、またはこれに代わって、任意の他の適切な負荷が配電バス１１０と電気的に連通することができることを理解されたい。

さらに、補助動力装置１１８もまた配電バス１１０と電気的に連通して備えられる。補助動力置１１８は、発電機および専用のタービンエンジンを含むことができ、それぞれ航空機１００の後端１２０に配置される。発電機は専用のタービンエンジンによって駆動されて電力を発生することができる。補助動力装置１１８は、例えば、ターボファンエンジン１０２が作動していないときに配電バス１１０にこのような電力を供給することができる。例えば、航空機１００が駐機しているとき、または航空機１００の飛行中にターボファンエンジン１０２が故障した場合、補助動力装置１１８は電力を配電バス１１０に供給することができる。少なくとも特定の例示的な実施形態では、起動中、補助動力装置１１８は配電バス１１０を通じて電力を始動機−発電機１０８に供給することができ、その結果、始動機−発電機１０８は上記のような方法でターボファンエンジン１０２を起動することができる。

下記でより詳細に論じるように、ターボファンエンジン１０２はエンジン制御と電力の発生を統合するように構成される。詳細には、配電バス１１０上の様々な負荷に動作可能に接続されるとともに、始動機−発電機１０８に動作可能に接続されるコントローラ１２２をターボファンエンジン１０２は含む。コントローラ１２２は、ターボファンエンジン１０２の専用のコントローラとすることができる、またはその代わりに、航空機１００の主コントラーラに統合することができる。一般に、コントローラ１２２は、コンピュータで実施する様々な機能を実行するように構成された１つまたは複数のプロセッサおよび関連する記憶装置を有する任意のコンピュータシステムを含んでターボファンエンジン１０を制御することができる。本明細書で使用するとき、用語「プロセッサ」は、コントローラ、マイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブルロジックコントローラ（ＰＬＣ：ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ ｌｏｇｉｃ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）、特定用途向け集積回路、および他のプログラム可能な回路を指すことができることを理解されたい。さらに、記憶装置は一般に、限定するものではないが、コンピュータ読取可能な媒体（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ：ｒａｎｄｏｍ ａｃｃｅｓｓ ｍｅｍｏｒｙ））、コンピュータ読取可能な非揮発性媒体（例えば、フラッシュメモリ）、コンパクトディスク読み出し専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ：ｃｏｍｐａｃｔ ｄｉｓｃ−ｒｅａｄ ｏｎｌｙ ｍｅｍｏｒｙ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ：ｍａｇｎｅｔｏ−ｏｐｔｉｃａｌ ｄｉｓｋ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ：ｄｉｇｉｔａｌ ｖｅｒｓａｔｉｌｅ ｄｉｓｃ）、および／または他の適切な記憶素子を含む記憶素子を含むことができる。記憶装置は、プロセッサによって実行されるとき、所望の機能を実行するソフトウェアまたは他の制御命令を含むことができる。

図示の実施形態では、コントローラ１２２は、例えば、ターボファンエンジン１０２から発生させられる所望の推力量とともに、ターボファンエンジン１０２、より具体的には、ターボファンエンジン１０２の始動機−発電機１０８から取り出される所望の電力量を決定するように構成される。これらの決定に照らして、コントローラ１２２は、所望の推力量を達成するために、かつ／または所望の推力量の発生を短時間に達成するために、ターボファンエンジン１０２を動作させるように構成される。このような動作モードでは、コントローラ１２２は、ターボファンエンジン１０２からのこのような推力の発生を容易にするために、始動機−発電機１０８から引き出される電力量を所望の量より少ない量に減少させるように構成される。例えば、特定の例示的な実施形態では、コントローラ１２２は、特定の電気システム、例えば、負荷１１４、１１６の使用を止める、または縮小することによって負荷電力の引き出しを減少させることによって、始動機−発電機１０８から引き出される電力量を減少させるように構成することができる。なお、特定の例示的な実施形態では、コントローラ１２２は、始動機−発電機１０８から引き出される電力量を所望の量の少なくとも約１０パーセント（１０％）だけ減少させて、ターボファンエンジン１０２からの推力の発生を容易にするように構成することができる。しかしながら、これに代えて、他の例示的な実施形態では、コントローラ１２２は、始動機−発電機１０８から引き出される電力量を所望の量の少なくとも約１５パーセント（１５％）、所望の量の少なくとも約２０パーセント（２０％）、所望の量の少なくとも約３０パーセント（３０％）、所望の量の少なくとも約５０パーセント（５０％）、または所望の量の少なくとも約７５パーセント（７５％）だけ減少させるように構成することができる。始動機−発電機１０８から引き出される電力の最大削減量は、ターボファンエンジン１０２および／または航空機１００の特定の重要な電子構成部品を動かすのに必要な最低限の電力量に相関させることができる。

したがって、ターボファンエンジン１０２のコントローラ１２２は、少なくとも特定の例示的な態様では、推力の要求を決定して、確実にこのような推力の要求に合致させ、またはより短時間に合致させるために電力発生の必要度の優先度を下げる。

次に、図３および４も参照すると、例示的なターボファンエンジン１０２のストール線１２４がグラフ上に示されている。詳細には、図３には、例示的なターボファンエンジン１０２のストール線１２４とともに、ターボファンエンジン１０２が始動機−発電機１０８を使用して比較的多くの電力量を取り出している間のターボファンエンジン１０２の作動線１２６が描かれている。対照的に、図４には、例示的なターボファンエンジン１０２のストール線１２４とともに、ターボファンエンジン１０２が始動機−発電機１０８を使用して電力をわずかしか取り出していない、またはまったく取り出していない間のターボファンエンジン１０２の作動線１２６が描かれている。

図３および４では、ストール線１２４は、安定した空気流が一貫してターボファンエンジン１０２を通ることができる圧縮機圧力比（ｙ軸）対圧縮機質量流量（ｘ軸）の最大の比として定義される。圧縮機圧力比は一般に、圧縮機セクションの前方端（すなわち上流端）におけるよどみ圧力対圧縮機セクションの後方端（すなわち下流端）での圧力の比として定義される。さらに、圧縮機質量流量は一般に、圧縮機セクションを通って単位時間あたりに流れる空気の質量として定義される。さらに、作動線１２６は、様々な圧縮機速度でターボファンエンジン１０２が定常状態で作動しているときの、ターボファンエンジン１０２の圧縮機圧力比対圧縮機質量流量の比を示している。

圧縮機圧力比対圧縮機質量流量の比がストール線１２４を超えた場合、圧縮機がストールまたはサージを起こす可能性がより高くなる。したがって、確実に空気流がターボファンエンジン１０２を安定して通るために、ターボファンエンジン１０２は作動線１２６がストール線１２４より下になるように設計され、かつ／または運転される。ストールマージン１２８は、ターボファンエンジン１０２の作動線１２６とターボファンエンジン１０２のストール線１２４との間として定義される。図示のように、始動機−発電機１０８を通してターボファンエンジン１０２から取り出される電力量が減少すると、ストールマージン１２８は増大する。例えば、始動機−発電機１０８を通してターボファンエンジン１０２から電力をわずかしか取り出さない、またはまったく取り出さない図４では、ストールマージン１２８は、始動機−発電機１０８を通してターボファンエンジン１０２から取り出される電力量が比較的多い図３のストールマージン１２８に比べると大きい。

さらに、ターボファンエンジン１０２が過渡状態で運転されているとき、例えば、ターボファンエンジン１０２のコア速度が増大している、または減少しているとき、圧縮機圧力比対圧縮機質量流量の比はターボファンエンジン１０２の作動線１２６から変わり得る。ターボファンエンジン１０２のコア速度は、ＨＰシャフト３４の回転速度を指すことができる。ターボファンエンジン１０２のコア速度が増大すると、タービンセクションおよびノズル３２（図１参照）を通る燃焼ガスの速度および／または質量流量もまた増大することができ、これによってより多くの推力が発生する。

したがって、本開示の態様は、始動機−発電機１０８を通してターボファンエンジン１０２から取り出される電力量を減少させて、ターボファンエンジン１０２のストールマージン１２８を増大させることができ、このようなエンジン過渡状態で作動線１２６からより大きく変動することを許容する。したがって、このような方法で動作されるターボファンエンジン１０２は、例えば、コア速度をより短時間に増大させる（すなわち加速させる）ことが可能となり、かつ／または、ストール線に近づけることがエンジン効率などの利益またはエンジン設計に関する他の利益がある場合には、ストール線により近づけて動作させることができる。例えば、図３には、所望の電力量がターボファンエンジン１０２から取り出されているときのターボファンエンジン１０２の過渡作動線１３０（仮想線）が描かれており、図４には、所望の電力量より少ない電力量がターボファンエンジン１０２から取り出されるときのターボファンエンジン１０２の過渡作動線１３０（仮想線）が描かれている。図４に示すように、ターボファンエンジン１０２から取り出される電力量を減少させるとストールマージン１２８が増大し、それによって、ターボファンエンジン１０２は、より短時間にコア速度の増大を達成でき、したがって、より短時間に増大した推力量を発生することができる。例えば、ストールマージン１２８が増大すると、ターボファンエンジン１０２は標準のストールマージン１２８で可能な場合より短時間に圧縮機圧力比を増大することができる。

図２に戻って参照すると、図示の例示的なターボファンエンジン１０２は、例えば、始動機−発電機１０８を通してターボファンエンジン１０２から取り出される電力量をコントローラ１２２が減少させたときに補助電力を供給するために追加の要素を含む。より詳細には、例示的なターボファンエンジン１０２は、これもまた配電バス１１０と電気的に連通するように構成された補助電力供給装置１３２をさらに含む。ターボファンエンジン１０２による所望の推力量の発生を容易にするために、始動機−発電機１０８によって発生させられる、また始動機−発電機１０８から引き出される電力量を減少させるために、電力を配電バス１１０に供給するように補助電力供給装置１３２を構成することができる。

図示の実施形態では、補助電力供給装置１３２はエネルギー貯蔵装置および補助発電機１３６を含み、エネルギー貯蔵装置は図示の実施形態ではバッテリパック１３４として構成され、配電バス１１０と電気的に連通するように構成され、補助発電機１３６もまた配電バス１１０と電気的に連通するように構成される。図示の実施形態では、バッテリパック１３４および補助発電機１３６を含む補助電力供給装置１３２は、１つまたは複数の電線１１２を経て配電バス１１０と電気的に連通している。

バッテリパック１３４は、航空機１００および／またはターボファンエンジン１０２の電気負荷を担うには十分な任意の適切なバッテリパック１３４とすることができる。例えば、バッテリパック１３４は、電力を少なくとも約１５０ＫＷ、少なくとも約２００ＫＷ、少なくとも約２５０ＫＷ、少なくとも約３００ＫＷ、または少なくとも約３５０ＫＷの率で供給するように構成することができる。さらに、バッテリパック１３４は、このような電力を少なくとも約１０秒間、少なくとも約３０秒間、少なくとも約２分間、少なくとも約５分間、または少なくとも約１０分間供給するように構成することができる。しかしながら、他の例示的な実施形態では、バッテリパック１３４は、電力を任意の他の適切な率で任意の他の適切な時間供給するように構成することができる。さらに、バッテリパック１３４は任意の適切なバッテリ技術を組み入れることができる。例えば、バッテリパック１３４は、以下の化学物質のうち１つまたは複数を含むことができる、すなわち、リン酸鉄リチウム、リチウムイオン、アルカリ、または亜鉛系である。本明細書で使用されるとき、「約」または「おおよそ」などの近似の用語は、１０パーセント（１０％）の誤差の範囲内にあることを指すことを理解されたい。

図示のように、バッテリパック１３４はコントローラ１２２と動作可能に連通している。特定の実施形態では、例えば、推力をターボファンエンジン１０２によって容易に発生させるために、始動機−発電機１０８から引き出される電力量を所望の量よりも減少させなければならないときに、コントローラ１２２は、電力をバッテリパック１３４から配電バス１１０に供給するようにバッテリパック１３４を作動させるように構成することができる。例えば、ターボファンエンジン１０２が特定のエンジン過渡状態で運転されているとき、コントローラ１２２は、電力をバッテリパック１３４から配電バス１１０に供給するようにバッテリパック１３４を作動させるように構成することができる。

前述したように、例示的な補助電力供給装置１３２もまた補助発電機１３６を含む。補助発電機１３６は、ターボファンエンジン１０２の１つまたは複数のシャフトによって駆動される。より具体的には、図示の実施形態では、補助発電機１３６はターボファンエンジン１０２のＬＰシャフト３６によって駆動される。したがって、図示の実施形態では、ターボファンエンジン１０２は、ＨＰシャフト３４に機械的に結合されて駆動される主始動機−発電機１０８、およびＬＰシャフト３６に機械的に結合されて駆動される補助発電機１３６を含む。

補助発電機１３６はコントローラ１２２に動作可能に結合される。これに加えて、またはこれに代えて、ターボファンエンジン１０２がエンジン過渡状態で運転されているとき、コントローラ１２２は、電力を補助発電機１３６から配電バス１１０に供給するように補助発電機１３６を作動させるように構成することができる。特に、ターボファンエンジン１０２からの所望の推力量の発生に適応するために始動機−発電機１０８を使用してＨＰシャフト３４から取り出される電力量を減少させるとき、コントローラ１２２は、電力を補助発電機１３６から配電バス１１０に供給するように補助発電機１３６を作動させるように構成することができる。

これに加えて、またはこれに代えて、特定の例示的な態様では、コントローラ１２２は、電力を補助発電機１３６から配電バス１１０を通じて供給して、始動機−発電機１０８を通じてターボファンエンジン１０２のコア１６に戻すように構成することができる。より具体的には、コントローラ１２２は、電力を補助発電機１３６から配電バス１１０を通じて、さらに始動機−発電機１０８を通じてＨＰシャフト３４に供給するように構成することができる。例えば、エンジンの低速アイドル状態中、コントローラ１２２は、このような方法でＨＰシャフト３４に動力を供給するように構成することができる。例えば、航空機１００の降下時、ターボファンエンジン１０２がほとんど推力を発生しない、またはまったく発生しないように、ターボファンエンジン１０２を比較的低いコア速度で（例えば、アイドル速度で）運転することが有益となることがある。圧縮機質量流量をさらに減少させるために（したがって、発生する推力量を減少させるために）、始動機−発電機１０８によって取り出される電力量は、ストールマージン１２８を増大させるために最小限にする必要がある（図４参照）。したがって、電力の発生の不足を埋め合わせるために、補助発電機１３６を使用することができる。さらに、補助発電機１３６が、その不足分の上に追加の発電容量を含む場合、このような追加の電力を上記のような方法で配電バス１１０および始動機−発電機１０８を通じて供給して、ターボファンエンジン１０２のＨＰシャフト３４に戻すことができる。これによって、燃料の使用が減り、したがって、ターボファンエンジン１０２の効率が高くなる。

しかしながら、図２を参照して上記で説明した例示的な実施形態は、単なる例として提示されていることを理解されたい。例えば、特定の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン１０２は、本明細書で説明した補助電力供給装置１３２の１つまたは複数の態様を含まない場合がある。例えば、特定の実施形態では、ターボファンエンジン１０２は、バッテリシステム１３４または補助発電機１３６のうちの少なくとも１つを含まない場合がある。さらに他の実施形態では、さらにターボファンエンジン１０２は補助電力供給装置１３２をまったく含まない場合がある。

次に、図５を参照すると、多軸ガスタービンエンジンを動作させるための方法（２００）のフロー図が提供されている。特定の例示的な態様では、多軸ガスタービンエンジンは、図２を参照して上記で説明した航空機１００に組み込まれた第１のターボファンエンジン１０２とすることができる。したがって、特定の例示的な態様では、ガスタービンエンジンは電気機械を含むことができ、電気機械は、ガスタービンエンジンの高圧シャフトによって駆動される始動機−発電機とすることができる。

図示のように、例示的な方法（２００）は、（２０２）において、ガスタービンエンジンから発生させられる所望の推力量を決定するステップを含む。（２０２）におけるこのような決定するステップは、例えば、ユーザの入力に応答して、ガスタービンエンジンおよび／または航空機のコントローラによって行うことができる。例えば、ユーザが航空機のスロットルを増大すると、ガスタービンエンジンからの推力の発生を増大することが望まれることをコントローラに示すことができる。

例示的な方法（２００）はさらに、（２０４）において、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される所望の電力量を決定するステップを含む。例えば、（２０４）でガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される所望の電力量を決定するステップは、ガスタービンエンジンおよび／または航空機の配電バスと電気的に連通した１つまたは複数の負荷を作動させるために、始動機−発電機から引き出す必要のある電力量を決定するステップを含むことができる。例えば、（２０４）でなされる決定するステップは、航空機の環境制御システム、ならびにガスタービンエンジンおよび／または航空機の様々な他の電気システムを完全に作動させるために、始動機−発電機から引き出す必要のある電力量を決定するステップを含むことができる。

さらに図５を参照すると、例示的な方法（２００）はさらに、（２０６）において、（２０２）で決定された所望の推力量をガスタービンエンジンを使用して発生させるステップ、および（２０８）において、（２０４）で決定した所望の電力量より少ない電力量を始動機−発電機から引き出すステップを含む。なお、図５の例示的な方法（２００）では、（２０８）で所望の電力量より少ない電力量を引き出すステップによって、ガスタービンエンジンは（２０６）で所望の推力量を発生することができ、または（２０６）で所望の推力量をより短時間に発生することができ、または、（エンジンの効率を増大するため、または特定のエンジン設計を許容するためなど）任意の目的に対してストールマージンを維持することができる。例えば、（２０８）で所望の電力量より少ない電力量を引き出すステップは、特定の例示的な態様では、環境制御システム、ならびに／あるいはガスタービンエンジンおよび航空機の様々な他の電気システムを完全に作動させるために必要な電力量より少ない電力量を始動機−発電機から引き出すステップを含むことができる。

したがって、図５の例示的な方法（２００）では、ガスタービンエンジンは、推力の要求を決定して、確実にこのような推力の要求に合致させ、またはより短時間に合致させるために、電力発生の必要度の優先度を下げる。図３および４を参照して上記で論じたように、所望の推力量を発生する能力、または所望の推力量をより短時間に発生する能力は、ＨＰシャフトからエネルギーを取り出すことによって始動機−発電機から引き出される（したがって、始動機−発電機によって発生させられる）電力を減少させることから生じるストールマージンの増大による。

しかしながら、図５に示した例示的な態様では、方法（２００）は、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される電力の減少を補うための要素を含む。より詳細には、例示的な方法（２００）はさらに、（２１０）において、所望の時間内に（２０６）で所望の推力量をも発生しながら、または決定されたストールマージンを維持しながら、始動機−発電機から引き出すことができる最大電力量を決定するステップを含む。（２１０）でなされる決定から、例示的な方法（２００）は、（２１２）において、望まれる補助電力量を決定するステップを含む。詳細には、方法（２００）は、（２１２）において、（２０４）で決定された引き出される所望の電力量から、（２１０）で決定された始動機−発電機から引き出すことができる最大電力量を差し引くことによって望まれる補助電力量を決定するステップを含む。

図５を参照すると、例示的な方法はまた、（２１４）において、（２１２）で決定された補助電力量を補助電力システムから配電バスに供給するステップを含む。配電バスは、航空機および／またはガスタービンエンジンの配電バスとすることができる。したがって、ガスタービンエンジンの始動機−発電機もまた配電バスと電気的に連通することができる。図示の例示的な態様では、補助電力システムはバッテリパックを含み、（２１２）で決定された補助電力量を（２１４）で配電バスに供給するステップは、（２１６）において、決定された補助電力量を補助電力システムのバッテリパックから配電バスに供給するステップを含む。

なお、特定の例示的な態様では、方法（２００）はガスタービンエンジンのエンジン過渡状態で効果を出すことができる。さらに、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される電力量を減少させ、その代わりに補助電力システムのバッテリパックからこれに対する電力を供給することによってガスタービンエンジンのスト−ル線とガスタービンエンジンの作動線との間のストールマージンを増大させることができる。したがって、始動機−発電機を使用してガスタービンエンジンから取り出される電力をこのように減少させることによって、エンジン過渡状態によりよく適応することができ、例えば、ガスタービンエンジンの加速を増大させ、かつ／または提供される最大推力量を増大させ、かつ／または所望のストールマージンを維持することができる。

次に、図６を参照すると、本開示の別の例示的な態様による多軸ガスタービンエンジンを動作させるための方法が提供されている。例示的な方法（３００）は、図５を参照して上記で説明した例示的な方法（２００）と同様とすることができる。例えば、例示的な方法（３００）は、（３０２）において、ガスタービンエンジンから発生させられる所望の推力量を決定するステップ、および、（３０４）において、ガスタービンエンジンの発電機から引き出される所望の電力量を決定するステップを含むことができる。さらに、例示的な方法（３００）は、（３０６）において、（３０２）で決定された所望の推力量をガスタービンエンジンを使用して発生させるステップ、および、ガスタービンエンジンが所望の推力量を発生することができるように、または所望の推力量をより短時間に発生することができるように、または、（エンジンの効率を増大するため、または特定のエンジン設計を許容するためなど）任意の目的に対してストールマージンを維持することができるように、（３０８）において、（３０４）で決定した所望の電力量より少ない電力量をガスタービンエンジンの始動機−発電機を使用して引き出すステップを含む。

しかしながら、図５に示した方法（２００）と同様に、方法（３００）は、ガスタービンエンジンの始動機−発電機から引き出される（したがって、始動機−発電機によって発生される）電力の減少を補うための要素を含む。より詳細には、例示的な方法（３００）はさらに、（３１０）において、（３０２）で決定された所望の推力量をも発生しながら、始動機−発電機から引き出される最大電力量を決定するステップを含む。（３１２）において、例示的な方法（３００）は、（３０４）で決定された引き出される所望の電力量と、所望の推力量をもガスタービンエンジンを使用して発生しながら、（３１０）で決定された引き出すことができる最大電力量とに基づいて、望まれる補助電力量を決定するステップを含む。

さらに図６を参照すると、例示的な方法（３００）はまた、（３１４）において、決定された補助電力量を補助電力システムから配電バスに供給するステップを含む。図５の例示的な方法（２００）と同様に、配電バスは、ガスタービンエンジン、および／またはガスタービンエンジンを含む航空機の配電バスとすることができる。したがって、ガスタービンエンジンの始動機−発電機もまた配電バスと電気的に連通することができる。

しかしながら、図６の実施形態では、始動機−発電機は主発電機であり、補助電力システムは、同様にガスタービンエンジンの１つまたは複数のシャフトによって駆動される補助発電機を含む。より具体的には、図６の例示的な態様では、ガスタービンエンジンは高圧シャフトおよび低圧シャフトを含む。主発電機は高圧シャフトによって駆動され、補助発電機は低圧シャフトによって駆動される。したがって、図６の例示的な方法（３００）では、決定された補助電力量を（３１４）で配電バスに供給するステップは、（３１６）において、決定された補助電力量を補助発電機を使用して配電バスに供給するステップを含む。

さらに、例示的な方法（３００）は、（３１８）において、電力を補助発電機から配電バスを通じて供給して、始動機−発電機を通じてガスタービンエンジンの１つまたは複数のシャフト（具体的には、ガスタービンエンジンの高圧シャフト）に供給して、このようなシャフトに動力を追加して駆動するステップを含む。なお、（３１８）において、電力を補助発電機から配電バスを通じて供給して、始動機−発電機を通じて高圧シャフトに供給するステップは、補助発電機が付加の電力容量を有していると決定されることに対応して行うことができる。（３１８）において、動力を補助発電機から高圧シャフトに供給するステップによって、ガスタービンエンジンを含む航空機の降下時などで、ガスタービンエンジンのアイドル速度を下げることができ、またガスタービンエンジンの燃料効率を増大させることができる。

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。

１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向または軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３８ ファン
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 作動部材
４６ 動力歯車装置
４８ 前面ハブ
５０ ファンケーシングまたはナセル
５２ 出口案内翼
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流通路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ステータベーン
７０ タービンロータブレード
７２ ステータベーン
７４ タービンロータブレード
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス通路
１００ 航空機
１０２ 第１のターボファンエンジン
１０４ 第２のターボファンエンジン
１０６ 補機歯車装置
１０８ 始動機−発電機
１１０ 配電バス
１１２ 電線
１１４ 第１の負荷
１１６ 第２の負荷
１１８ 補助動力装置
１２０ 航空機の後端
１２２ コントローラ
１２４ ストール線
１２６ 作動線
１２８ ストールマージン
１３０ 過渡作動線
１３２ 補助電力供給装置
１３４ バッテリパック
１３６ 補助発電機

Claims (6)

1. 電気機械を有する航空機用多軸ガスタービンエンジンを動作させるための方法であって、前記電気機械が、前記ガスタービンエンジンのシャフトのうちの少なくとも１つによって駆動される始動機−発電機（１０８）を含み、
   前記ガスタービンエンジンから発生させられる所望の推力量を決定するステップと、
   前記ガスタービンエンジンの前記始動機−発電機（１０８）から引き出される所望の電力量を決定するステップと、
   前記所望の推力量を前記ガスタービンエンジンを使用して発生させるステップと、
   前記ガスタービンエンジンが前記所望の推力量を発生することができるように、または前記所望の推力量をより短時間に発生することができるように、またはストールマージンを維持することができるように、前記所望の電力量より少ない電力量を前記ガスタービンエンジンの前記始動機−発電機（１０８）から引き出すステップと
   を含み、
   前記方法がさらに、
   前記所望の推力量をも発生させながら、前記始動機−発電機（１０８）から引き出すことができる最大電力量を決定するステップと、
   決定された引き出される前記所望の電力量と、前記所望の推力量をも発生させながら前記始動機−発電機（１０８）から引き出すことができる前記決定された最大電力量とに基づいて、望まれる補助電力量を決定するステップと、
   前記決定された補助電力量をエネルギー貯蔵装置（１３４）を含む補助電力システム（１３２）から配電バス（１１０）に供給するステップと、を含み、
   前記ガスタービンエンジンの前記始動機−発電機（１０８）もまた前記配電バス（１１０）と電気的に連通している、
   方法。
2. 引き出される前記所望の電力量を決定するステップが、環境制御システムを完全に作動させるために必要な電力量を決定するステップを含み、前記所望の電力量より少ない電力量を引き出すステップが、前記環境制御システムを完全に作動させるために必要な前記電力量より少ない電力量を引き出すステップを含む、請求項１記載の方法。
3. 前記エネルギー貯蔵装置（１３４）がバッテリパック（１３４）を含み、
   前記決定された補助電力量を前記配電バス（１１０）に供給するステップが、エンジン過渡状態でガスタービンエンジンを動作させている間、前記決定された補助電力量を前記補助電力システム（１３２）の前記バッテリパック（１３４）から前記配電バス（１１０）に供給するステップを含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記ガスタービンエンジンの前記始動機−発電機（１０８）が主始動機−発電機であり、前記補助電力システム（１３２）が、前記ガスタービンエンジンの１つまたは複数のシャフトによって駆動される補助発電機を含む、請求項１乃至３のいずれかに記載の方法。
5. 航空機用ガスタービンエンジンであって、
   圧縮機セクションと、
   前記圧縮機セクションの下流に配置された燃焼セクション（２６）と、
   前記燃焼セクション（２６）の下流に配置され、１つまたは複数のシャフトで前記圧縮機セクションに機械的に結合されたタービンセクションと、
   前記１つまたは複数のシャフトと機械的に連通する電気機械であって、発電用の始動機−発電機（１０８）を含む電気機械と、 前記始動機−発電機（１０８）に動作可能に接続されたコントローラ（１２２）であって、前記ガスタービンエンジンが所望の推力量を容易に発生するために、または前記ガスタービンエンジンが前記所望の推力量を容易により短時間に発生するために、またはストールマージンを維持するために、前記始動機−発電機（１０８）から引き出される電力量を、引き出される所望の電気量より少ない量に減少させるように構成されたコントローラ（１２２）と
   備え、
   前記コントローラ（１２２）がさらに、
   前記所望の推力量をも発生させながら、前記始動機−発電機（１０８）から引き出すことができる最大電力量を決定し、
   決定された引き出される前記所望の電力量と、前記所望の推力量をも発生させながら前記始動機−発電機（１０８）から引き出すことができる前記決定された最大電力量とに基づいて、望まれる補助電力量を決定するように構成され、
   エネルギー貯蔵装置（１３４）を含む補助電力供給装置（１３２）が、前記決定された補助電力量を配電バス（１１０）に供給し、
   前記ガスタービンエンジンの前記始動機−発電機（１０８）が、前記配電バス（１１０）と電気的に連通している、
   航空機用ガスタービンエンジン。
6. 前記始動機−発電機（１０８）が配電バス（１１０）と電気的に連通するように構成され、前記ガスタービンエンジンが、
   同じく前記配電バス（１１０）と電気的に連通するように構成された補助電力供給装置（１３２）であって、前記ガスタービンエンジンが所望の推力を容易に発生するために前記始動機−発電機（１０８）から引き出される電力量が減少されるとき、前記コントローラが、電力を前記補助電力供給装置（１３２）から前記配電バス（１１０）に供給するようにさらに構成される、補助電力供給装置（１３２）を含む、請求項５記載のガスタービンエンジン。