JP7143904B2 - 航空機用ガスタービンエンジンの冷却システム - Google Patents

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Description

本開示は、航空機用ガスタービンエンジンの冷却システムに関する。
航空機用ガスタービンエンジンは、コンプレッサ及びタービン等の推進機構に加え、発電機を搭載している。発電機は、機体の電気系統に電力を供給する。一般的な発電機は、ファンケースの近傍に設けられたアクセサリ・ギアボックス(AGB: Accessory-drive Gearbox)に搭載されている。
多軸式ガスタービンエンジンは、コンプレッサおよびタービンを複数段備えている。このエンジンでは、低圧コンプレッサと低圧タービンは低圧軸によって連結され、高圧コンプレッサと高圧タービンは高圧軸によって連結されている。また、上述の発電機は、高圧軸に、ギアボックス及びドライブシャフト等を介して接続されている。高圧軸の回転エネルギーの一部は、このギアボックス等を介して発電機に伝達され、これにより発電機は駆動される。
近年では、航空機の電動化(MEA: More Electric Aircraft)等からの要請に伴い、機内の電力需要が増大している。この需要の増大に伴って、これまで一般的であった高圧軸からの抽出力を利用する発電方式だけでなく、低圧軸からの抽出力を利用する発電方式も提案されている（特許文献１参照）。特許文献１の発電方式では、発電機は低圧タービンの後方に設置され、低圧軸とのスプライン結合によって駆動されている。
特開２００６－１５３０１３号公報
稼働中に発熱する発電機等の電気機器は、当該熱による損傷を防止するために定常的に冷却する必要がある。このような電気機器が低圧タービンの後方に設置される場合、当該電気機器は環状の排気流路よりも径方向内方に位置することになる。つまり、電気機器は、排気流路を流れる高温の排気ガスに囲まれる。このような電気機器を冷却するには、油冷システムを用いることが最も一般的である。ただし、油冷システムは予め冷却対象の形状に合わせて設計する必要があり、構造が複雑化しやすい。
本開示は、上述の事情を鑑みて成されたものである。即ち、本開示は、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、簡便な構成でタービン後方に設置される電気機器を冷却することが可能な冷却システムを提供することを目的とする。
本開示の一態様は航空機用ガスタービンエンジンの冷却システムであって、コンプレッサ、燃焼室及びタービンを収容するコアケーシングと、前記コアケーシングと共に前記タービンの排気流路の少なくとも一部を形成するテールコーンと、前記コアケーシングと前記テールコーンの支持体とを連結するストラットと、前記テールコーン内に設置され、電気機器を収容するハウジングと、前記ストラットのうちの少なくとも１つと前記コアケーシングの径方向外側とを経由して、前記コンプレッサの出口流路又は前記ガスタービンエンジンに設置されるブロアの排気口と前記ハウジングの内部空間とを連通する少なくとも１つの主ダクトと、電気機器に接続する電線とを備え、前記主ダクトは、前記コンプレッサの前記出口流路又は前記ブロアの前記排気口に接続する前側主ダクトと、前記ハウジングに接続する後側主ダクトと、前記コアケーシングの径方向外側に設けられ、前記前側主ダクト及び前記後側主ダクトを連通且つ連結する中継器とを含み、前記中継器は端子盤を備え、前記電線は、前記端子盤から前記後側主ダクトを通じて前記電気機器に接続されていることを要旨とする。
前記冷却システムは、前記電気機器に接続する電線を更に備えてもよい。前記主ダクトは、前記コンプレッサの前記出口流路又は前記ブロアの前記排気口に接続する前側主ダクトと、前記ハウジングに接続する後側主ダクトと、前記コアケーシングの径方向外側に設けられ、前記前側主ダクト及び前記後側主ダクトを連通且つ連結する中継器とを含んでもよい。前記中継器は端子盤を備えてもよい。前記電線は、前記端子盤から前記後側主ダクトを通じて前記電気機器に接続されてもよい。
前記ハウジングは排気口を有してもよい。
前記後側主ダクトは、前記燃焼室及び前記タービンからの熱に対する遮蔽構造を有してもよい。
本開示の他の一態様は航空機用ガスタービンエンジンの冷却システムであって、コンプレッサ、燃焼室及びタービンを収容するコアケーシングと、前記コアケーシングと共に前記タービンの排気流路の少なくとも一部を形成するテールコーンと、前記コアケーシングと前記テールコーンの支持体とを連結するストラットと、前記テールコーン内に設置され、電気機器を収容するハウジングと、前記ストラットのうちの少なくとも１つと前記コアケーシングの径方向外側とを経由して、前記コンプレッサの出口流路又は前記ガスタービンエンジンに設置されるブロアの排気口と前記ハウジングの内部空間とを連通させる少なくとも１つの主ダクトと、前記コアケーシングの径方向外側と前記ストラットのうち前記主ダクトが経由するストラット以外のストラットとを経由して、ファン後方のバイパス流路と前記ハウジングの前記内部空間とを連通する副ダクトとを備え、前記副ダクトは、当該副ダクトが敷設される前記ストラットよりも径方向外方の位置で分岐し、前記排気流路に向けて開口している。
前記冷却システムは、前記副ダクトに収容され、前記電気機器に接続する電線を更に備えてもよい。前記副ダクトは、前記バイパス流路に接続する前側副ダクトと、前記前側副ダクトから前記ハウジングまで延伸する後側副ダクトと、を含んでもよい。前記後側副ダクトは、前記燃焼室及び前記タービンからの熱に対する遮蔽構造を有してもよい。
本開示によれば、航空機用ガスタービンエンジンにおいて、簡便な構成でタービン後方に設置される電気機器を冷却することが可能な冷却システムを提供することができる。
図１は、本開示の第１実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン（エンジン）の構成図である。 図２は、第１実施形態に係る冷却システムを説明するための図である。 図３は、第１実施形態に係る前側主ダクト、中継器、及び後側主ダクトを示す部分断面図である。 図４（ａ）及び図４（ｂ）は、第１実施形態に係る前側主ダクト及び後側主ダクトを説明するための図であり、図４（ａ）は図３における前側主ダクトのＩＶＡ－ＩＶＡ断面図、図４（ｂ）は図３における後側主ダクトのＩＶＢ－ＩＶＢ断面図である。 図５は、本開示の各実施形態に係るストラットの分解斜視図である。 図６は、本開示の第２実施形態に係る航空機用ガスタービンエンジン（エンジン）の構成図である。 図７は、第２実施形態に係る冷却システムを説明するための図である。 図８（ａ）～図８（ｃ）は、第２実施形態に係る副ダクトを説明するための図であり、図８（ａ）は副ダクト全体の斜視図、図８（ｂ）は図８（ａ）における前側副ダクトのＶＩＩＩＡ－ＶＩＩＩＡ断面図、図８（ｃ）は図８（ａ）における後側副ダクトのＶＩＩＩＢ－ＶＩＩＩＢ断面図である。
以下、本開示の実施形態に係る冷却システムについて添付図面に基づいて説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
本開示に係る冷却システムを搭載する航空機用ガスタービンエンジンは、例えば、ターボファンエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、などである。本実施形態に係るガスタービンエンジンは、コンプレッサおよびタービンを複数段備える多軸式のガスタービンエンジンである。以下の説明では、航空機用多軸式ガスタービンエンジンの一例としてターボファンエンジンを挙げる。また、説明の便宜上、ターボファンエンジンを単にエンジンと称する。
（第１実施形態）
本開示の第１実施形態について説明する。
図１は、本実施形態に係るエンジン１０Ａの構成図である。図２は、本実施形態に係る冷却システムを説明するための図である。図１に示すように、エンジン１０Ａは二軸式のターボファンエンジンである。エンジン１０Ａは、ファン１１と、低圧コンプレッサ（コンプレッサ）１２と、高圧コンプレッサ（コンプレッサ）１３と、燃焼室１４と、高圧タービン（タービン）１５、低圧タービン（タービン）１６とを備えている。また、これらは、記載順に、前方から後方に向けて中心軸Ｚ上に配列している。エンジン１０ＡのホットセクションＨは燃焼室１４から後方に位置する。エンジン１０Ａの稼働中、ホットセクションＨは、燃焼室１４に伴う燃焼ガスや輻射熱によって加熱される。
エンジン１０Ａは、ファンケーシング１７と、ファンケーシング１７の後方に設けられるコアケーシング１８とを備える。ファンケーシング１７はファン１１を収容する。一方、コアケーシング１８は、低圧コンプレッサ１２、高圧コンプレッサ１３、燃焼室１４、高圧タービン１５、及び低圧タービン１６を収容する。さらに、コアケーシング１８の周りはカバー（コアカウル）１９で覆われている。
ファン１１の後方には、出口案内翼２０が設けられている。出口案内翼２０は、ファンケーシング１７とコアケーシング１８を連結する。これにより両者の相対的な位置が維持され、バイパス流路２１が形成される。バイパス流路２１は、エンジン１０Ａを収容するナセル（図示せず）とカバー１９の間を延伸する。一方、コアケーシング１８の内側にはコア流路２２が形成される。コア流路２２内の気体は、作動流体として低圧コンプレッサ１２に流入する。このように、コアケーシング１８及びカバー１９は、ファン１１よりも後側の流路を、バイパス流路２１とコア流路２２に区切っている。
エンジン１０Ａの基本的な構成及び動作（即ち、気体の圧縮、燃焼、圧力エネルギーから運動（回転）エネルギーへの変換など）は、従来のものと同一でもよい。即ち、ファン１１は気体（作動流体）を吸入し、後方へ排出する。ファン１１を通過した気体の一部は、コア流路２２を介して低圧コンプレッサ１２に流入し、その残りはバイパス流路２１を経由してエンジン１０Ａから後方に排出される。低圧コンプレッサ１２は、ファン１１から流入した気体を圧縮し、高圧コンプレッサ１３に排出する。高圧コンプレッサ１３は、低圧コンプレッサ１２によって圧縮された気体を更に圧縮し、燃焼室１４に供給する。
燃焼室１４は、高圧コンプレッサ１３によって圧縮された気体と燃料との混合ガスを燃焼し、高圧タービン１５に排出する。燃焼ガスは、高圧タービン１５を通過する間に膨張しつつ、高圧タービン１５を回転させる。この回転エネルギーが高圧軸２５を介して、高圧コンプレッサ１３に伝達され、高圧コンプレッサ１３が回転する。
高圧タービン１５を通過した燃焼ガスは、低圧タービン１６を通過する間に更に膨張しつつ、低圧タービン１６を回転させる。この回転エネルギーが低圧軸２４を介して低圧コンプレッサ１２及びファン１１に伝達され、低圧コンプレッサ１２及びファン１１が回転する。低圧タービン１６を通過した燃焼ガスは、排気流路２３を経てエンジン１０Ａの外部に排出される。
低圧コンプレッサ１２と低圧タービン１６は、低圧軸２４を介して連結され、高圧コンプレッサ１３と高圧タービン１５は、高圧軸２５を介して連結されている。なお、本開示に係るエンジンは、中圧コンプレッサ（図示せず）と中圧タービン（図示せず）を更に備える三軸式のものでもよい。
図１に示すように、低圧タービン１６の後部には、エグゾースト・フレーム２６が取り付けられている。エグゾースト・フレーム２６は中心軸Ｚに対して同心状に配置された内側ケース２６ａと外側ケース２６ｂとによって構成され、低圧タービン１６及びテールコーン２８の支持体として機能する。
ストラット２７は、内側ケース２６ａと外側ケース２６ｂの間で中心軸Ｚに対して放射状に設けられ、内側ケース２６ａと外側ケース２６ｂとを連結する。ストラット２７は内側ケース２６ａと外側ケース２６ｂの間隔を維持し、両者の間に排気流路２３を形成する。外側ケース２６ｂはコアケーシング１８に取り付けられ、内側ケース２６ａはテールコーン２８を支持する。即ち、ストラット２７は、コアケーシング１８とテールコーン２８の支持体（即ち、内側ケース２６ａ）とを連結している。
エグゾースト・フレーム２６の後部にはテールコーン２８が取り付けられている。テールコーン２８は略円錐状に形成され、コアケーシング１８と共に排気流路２３の少なくとも一部を形成する。
エンジン１０Ａは、発熱する電気機器の一例としての発電機３０を備える。発電機３０はテールコーン２８内に設置され、ハウジング３１に収容されている。発電機３０は、例えば、機体及びエンジン１０Ａのための電力を発生する。
発電機３０は、回転子３０ａと、回転子３０ａの周りに設けられる固定子３０ｂとを備える。回転子３０ａは、低圧軸２４の回転エネルギーによって回転する界磁（即ち磁界の発生源）である。固定子３０ｂは、回転子３０ａの磁界によって電力を発生する電機子である。
回転子３０ａは、回転子コア（図示せず）と、回転子コアに保持された複数の磁石（図示せず）とを備えている。回転子３０ａには、低圧軸２４の回転エネルギーが伝達される。この回転エネルギーの伝達によって、回転子３０ａは回転する。
固定子３０ｂは巻線（図示せず）と、磁気回路を構成する固定子コア（図示せず）とからなる。固定子３０ｂは、ハウジング３１の内部空間に曝された状態で、当該ハウジング３１内に設置されている。
発電機３０の出力側（即ち固定子３０ｂ）は、電線３２を介して電力変換器３３の入力側に接続している。電力変換器３３は、例えば、ファンケーシング１７の外周に設置されている。この場合、電線３２はハウジング３１から引き出され、主ダクト４０（後述）、及び出口案内翼２０を介して、電力変換器３３に接続する。
なお、電線３２は、例えば棒状の金属部材である。電線３２の外周は絶縁材料で被覆されている。ただし、ホットセクションＨに位置する部分は、ポリイミド樹脂やセラミック等の耐熱性をもつ絶縁材料で被覆されている。その他の部分の被覆材料については耐熱性を問わない。
図１及び図２に示すように、エンジン１０Ａは主ダクト４０を備える。主ダクト４０は、エンジン１０Ａの前方から後方に向けて延伸する管状部材であり、気体の流路を構成する。主ダクト４０は、耐熱合金によって形成される。ただし、ホットセクションＨよりも前方の部分（例えば後述の前側主ダクト４１）は可撓性を持つ樹脂（例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））、エラストマーなどの弾性材料、或いはその他の非金属材料によって形成されていてもよい。
主ダクト４０は、コアケーシング１８の径方向外側とストラット２７のうちの少なくとも１つのストラット２７ａとを経由して、低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａとハウジング３１の内部空間とを連通させる。換言すれば、主ダクト４０は、コアケーシング１８とカバー１９との間の空間及び複数のストラット２７のうちの少なくとも１つのストラット２７ａを介して、出口流路１２ａからテールコーン２８内のハウジング３１まで延伸している。
エンジン１０Ａが稼働している間、出口流路１２ａ内の気圧は、ハウジング３１内の気圧よりも十分に高い。また、出口流路１２ａ内の温度は、稼働時の発電機３０の温度よりも十分に低い。従って、出口流路１２ａから抽出された冷却気体ＣＧは、主ダクト４０を介してハウジング３１に流入し、発電機３０を冷却することができる。
なお、主ダクト４０のうち、ストラット２７ａを通る部分が最も加熱されやすい。従って、ストラット２７ａは後述の遮蔽構造５６（図５参照）を有してもよい。主ダクト４０の一部であるストラット２７ａが遮蔽構造５６を有することにより、ストラット２７ａの内部への熱の流入を抑制し、冷却気体ＣＧの温度上昇を抑制することができる。
図１及び図２の点線で示すように、主ダクト４０は、低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａに接続する代わりに、ブロア３４の排気口に接続してもよい。即ち、主ダクト４０は、ブロア３４の排気口とハウジング３１の内部空間とを連通させてもよい。ブロア３４は、例えば電力変換器３３を空冷する吸気ファンであり、電力変換器３３と共にファンケーシング１７の外周に設置されている。従って、主ダクト４０がブロア３４の排気口に接続する場合、主ダクト４０は出口案内翼２０の内部を延伸することになる。
ブロア３４から排出される気体の温度も、稼働時の発電機３０の温度より十分に低い。従って、ブロア３４から排出された気体を、主ダクト４０を介してハウジング３１に流入させることで、発電機３０を冷却することができる。
上述の通り、ハウジング３１には主ダクト４０からの冷却気体ＣＧが流入する。この気体の排出を促すため、本実施形態の冷却システムは、排出口３１ａ及び排気ダクト４０ａのうちの少なくとも一方を有してもよい。図１に示すように、排出口３１ａはハウジング３１の壁面に形成される。一方、排気ダクト４０ａは、ハウジング３１から、主ダクト４０が設けられたストラット２７（ストラット２７ａ）以外のストラット２７（ストラット２７ｂ）内を延伸し、コアケーシング１８の外面に開口する。
エンジン１０Ａの稼働中、ホットセクションＨは燃焼室１４の燃焼に伴って加熱される。一方、上述の電線３２はホットセクションＨの近傍に敷設されている。従って、電線３２はホットセクションＨからの熱による損傷を受けやすい。このような電線３２の熱損傷を防ぐため、主ダクト４０は、電線３２のうち、少なくともホットセクションＨに位置する部分を収容してもよい。上述の通り、主ダクト４０には比較的低温の気体が流れている。また、主ダクト４０自体も熱を遮蔽する。従って、ホットセクションＨの熱から電線３２を保護することできる。
図１に示すように、主ダクト４０は、前側主ダクト４１と、後側主ダクト４２と、中継器４３とを含んでもよい。前側主ダクト４１の上流側は、低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａ又はブロア３４の排気口に接続する。後側主ダクト４２は、少なくともホットセクションＨに設けられ、その下流側はハウジング３１に接続する。そして、中継器４３は、コアケーシング１８の径方向外側に設けられ、前側主ダクト４１の下流側及び後側主ダクト４２の上流側の間を連通且つ連結する。換言すれば、主ダクト４０は、中継器４３を挟んで、前側のダクトと後側のダクトとに分割されてもよい。
図３は、本実施形態に係る前側主ダクト４１、中継器４３、及び後側主ダクト４２を示す部分断面図である。図４（ａ）及び図４（ｂ）は前側主ダクト４１及び後側主ダクト４２を説明するための図であり、図４（ａ）は図３における前側主ダクト４１のＩＶＡ－ＩＶＡ断面図、図４（ｂ）は図３における後側主ダクト４２のＩＶＢ－ＩＶＢ断面図である。
図３に示すように、中継器４３は中空の箱体４４と、箱体４４の内部に設置された端子盤４５と、箱体４４（例えば箱体４４の外面４４ａ）に取り付けられたレセプタクル（メスコネクタ）４６、４７、４８とを備える。箱体４４は、前側主ダクト４１から後側主ダクト４２への気体の流動を許容すると共に、それ以外の箇所からの気体の漏出を極力抑えるように構成されている。
レセプタクル４６には、前側主ダクト４１のプラグ（オスコネクタ）４９が接続される。レセプタクル４７には、後側主ダクト４２のプラグ（オスコネクタ）５０が接続される。レセプタクル４６及びレセプタクル４７には、対応するダクトと箱体４４の内部空間との間を連通する貫通穴（図示せず）が形成され、これにより、中継器４３を介した前側主ダクト４１から後側主ダクト４２への冷却気体ＣＧの流動が許容されている。
後側主ダクト４２内には、発電機３０に接続する電線３２が収容されている。電線３２は、レセプタクル４７から中継器４３内に引き出され（即ち、露出し）、端子盤４５に接続される。即ち、電線３２は、端子盤４５から後側主ダクト４２を通じて発電機３０に接続されている。
レセプタクル４８には、電線３２のプラグ（オスコネクタ）５１が接続され、当該電線３２は端子盤４５に接続される。これにより、発電機３０の出力側と電力変換器３３の入力側は、中継器４３（端子盤４５）を介して電気的に接続される。
図４（ａ）に示すように、前側主ダクト４１は、管状の本体部５２を有する。前側主ダクト４１は、ホットセクションＨよりも前方に位置し、熱の損傷を受けにくい。従って、本体部５２は、後側主ダクト４２と同様に耐熱合金によって形成されてもよく、可撓性を持つ樹脂（例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））、エラストマー等の弾性材料、或いはその他の非金属材料によって形成されてもよい。
図４（ｂ）に示すように、後側主ダクト４２は、管状の本体部５３と、本体部５３の内側に設けられる断熱材５４と、断熱材５４の内側に設けられるシース５５とを有する。本体部５３とシース５５は管状に形成され、断熱材５４が設けられる空間をそれらの間に置いて、同心状に位置する。即ち、本体部５３とシース５５は二重壁構造を構成する。本体部５３とシース５５は、耐熱性を有する材料によって形成される。このような材料は例えば耐熱合金である。断熱材５４は、本体部５３の内面とシース５５の外面との間に設けられる。断熱材５４はシース５５共に、電線３２への熱の過剰な伝達（放射）を阻止する。つまり、主ダクト４０（後側主ダクト４２）は、ホットセクションＨからの熱に対する遮蔽構造５６を有し、電線３２を保護している。
シース５５は、その内側に空洞部５７を形成する。空洞部５７は電線３２を収容すると共に、気体の流動を確保する。即ち、後側主ダクト４２の長手方向に直交する空洞部５７の断面積は、電線３２の断面積よりも大きく、且つ、気体の流動を確保できる値に設定されている。
なお、ストラット２７のうちの少なくとも１つのストラット２７ａは、後側主ダクト４２の本体部５３として機能する。図５は、主ダクト４０（後側主ダクト４２）を兼ねたストラット２７ａの分解斜視図である。なお、ストラット２７ａを含め、ストラット２７は何れも、翼型の断面を有し、径方向に延伸している。また、ストラット２７は、耐熱合金で構成されており、内側ケース２６ａと外側ケース２６ｂを安定に連結するために十分な機械的強度を有する。
図５に示すように、ストラット２７ａは主ダクト４０（後側主ダクト４２）の本体部５３として機能し、電線３２を収容する。従って、ストラット２７ａの内側には断熱材５４が設けられ、断熱材５４の内側にはシース５５が設けられる。
シース５５のうち、ストラット２７ａ内に設けられる部分は、ストラット２７ａと同様の扁平な断面をもつ。これに合わせて、電線３２も扁平な断面（例えば長方形の断面）を有してもよい。
上述の通り、電線３２のうち、ホットセクションＨに敷設される部分は、主ダクト４０（後側主ダクト４２）に収容されている。一方、主ダクト４０（後側主ダクト４２）には、冷却気体ＣＧがハウジング３１に向けて流れている。従って、電線３２のうち、ホットセクションＨに敷設される部分は、主ダクト４０（後側主ダクト４２）によってホットセクションＨの熱から遮蔽されるともに、冷却気体ＣＧによって冷却されている。これにより、電線３２の熱損傷を防止することができる。
なお、ストラット２７ａに収容される電線３２の本数は１本に限らず、複数本でもよい。同様に、主ダクト４０の本数は１本に限られない。即ち、本実施形態に係る冷却システムは、少なくとも１つの主ダクト４０を備える。主ダクト４０が複数設けられる場合、各主ダクト４０に収容される電線３２の本数を減らすことができる。その結果、主ダクト４０のサイズ（例えば外径）が小さくなり、敷設箇所の自由度が向上する。また、主ダクト４０が複数設けられる場合は、その本数に応じてストラット２７ａの本数も増やしてもよい。
（第２実施形態）
本開示の第２実施形態について説明する。
図６は、第２実施形態に係るエンジン１０Ｂの構成図である。図７は、第２実施形態に係る冷却システムを説明するための図である。図８（ａ）～図８（ｃ）は、第２実施形態に係る副ダクト６０を説明するための図であり、図８（ａ）は副ダクト６０全体の斜視図、図８（ｂ）は図８（ａ）における前側副ダクト６１のＶＩＩＩＡ－ＶＩＩＩＡ断面図、図８（ｃ）は図８（ａ）における後側副ダクト６２のＶＩＩＩＢ－ＶＩＩＩＢ断面図である。
第２実施形態に係る冷却システムは、上述の主ダクト（第１ダクト）４０に加えて、副ダクト（第２ダクト）６０を備える。また、第２実施形態では、副ダクト６０が、発電機３０と電力変換器３３との間を接続する電線３２を収容する。さらに、ハウジング３１は、テールコーン２８の内部に開口する冷却気体ＣＧの排気口を持たない。その他の構成は、第１実施形態と同様であるため、重複する構成については同一の符号を付し、その説明を省略する。
主ダクト４０と同じく、副ダクト６０も気体の流路を構成する。また、副ダクト６０も耐熱合金によって形成される。ただし、ホットセクションＨよりも前方の部分（例えば後述の前側副ダクト６１）は、可撓性を持つ樹脂（例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））、エラストマーなどの弾性材料、或いはその他の非金属材料によって形成されていてもよい。
図６及び図７に示すように、副ダクト６０は、コアケーシング１８の径方向外側と、ストラット２７のうち主ダクト４０が経由するストラット２７ａ以外のストラット２７ｂとを経由して、ファン１１後方のバイパス流路２１とハウジング３１の内部空間とを連通させる。換言すれば、副ダクト６０は、コアケーシング１８の径方向外側とストラット２７ｂとを介して、バイパス流路２１からハウジング３１まで延伸している。
図６、図７及び図８（ａ）に示すように、副ダクト６０は吸気口６０ａを有する。吸気口６０ａは、例えば、バイパス流路２１に面するコアケーシング１８の外周面において、出口案内翼２０の前方に開口している。また、副ダクト６０は、当該副ダクト６０が敷設されるストラット２７ｂよりも径方向外方の位置で分岐し、排気口６０ｂとして排気流路２３に向けて開口している。
図８（ａ）及び図８（ｂ）に示すように、副ダクト６０は、コアケーシング１８とカバー１９との間で、エンジン１０Ｂの前方から後方に向けて延伸するチャネル部材を含む。チャネル部材はカバー１９に向けて開口するＣ字状の断面を有する。カバー１９に向かったチャネル部材の開口はカバー１９によって覆われ、これにより、副ダクト６０内の空間は、副ダクト６０とカバー１９によって囲まれることになる。電線３２は、ハウジング３１から引き出され、副ダクト６０及び出口案内翼２０を介して、電力変換器３３に接続する。
副ダクト６０のうち、ストラット２７ｂからハウジング３１までの部分は、主ダクト４０のうち、ストラット２７ａからハウジング３１までの部分と同様の構成である。従って、ストラット２７ｂは、ストラット２７ａと同一の構成（図５参照）を有する。
エンジン１０Ｂが稼働している間、低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａから抽出された冷却気体ＣＧは、主ダクト４０を介してハウジング３１に流入し、発電機３０を冷却する。上述の通り、ハウジング３１は、ハウジング３１は、テールコーン２８の内部に開口する冷却気体ＣＧの排気口を持たない。その代りに、ハウジング３１には副ダクト６０が接続されている。従って、発電機３０を冷却した冷却気体ＣＧは、副ダクト６０に流入し、当該副ダクト６０の一部を構成するストラット２７ｂを経由して、排気口６０ｂから排出される。
このように、冷却気体ＣＧは、ハウジング３１からストラット２７ｂを経由して、排気口６０ｂまで流れている。この冷却気体ＣＧの流通によって、電線３２のうち、ハウジング３１からストラット２７ｂまでの部分も冷却される。
また、ファン１１の排出気体ＥＧは吸気口６０ａに流入し、排気口６０ｂから排出される。この排出気体ＥＧの流通によっても、電線３２は冷却される。つまり、副ダクト６０に収容された電線３２全体が、冷却気体ＣＧ又は排出気体ＥＧによって冷却される。これにより、ホットセクションＨからの熱による電線３２の熱損傷を防止することができる。
図８（ａ）に示すように、副ダクト６０は、バイパス流路２１に接続する前側副ダクト６１と、前側副ダクト６１からハウジング３１に延伸する後側副ダクト６２とを含んでもよい。後側副ダクト６２は、少なくともホットセクションＨに設けられる。図８（ｃ）に示すように、後側副ダクト６２は、上述の遮蔽構造５６を有してもよい。即ち、後側副ダクト６２の内面に断熱材５４が設けられ、断熱材５４の内面にシース５５が設けられる。断熱材５４及びシース５５の何れもが、後側副ダクト６２と相似する断面を有し、電線３２への熱の過剰な伝達（放射）を阻止する。
前側副ダクト６１は、耐熱性が要求されない部位に設けられる。前側副ダクト６１は、例えば、可撓性を持つ樹脂（例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ））、エラストマーなどの弾性材料、或いはその他の非金属材料によって形成されてもよい。この場合、後側副ダクト６２よりも軽量となる。
副ダクト６０に収容される電線３２の本数は任意である。例えば、図８（ｂ）及び図８（ｃ）に示すように複数本の電線３２が収容されてもよい。
第１実施形態と同じく、主ダクト４０は、低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａ、或いは、ブロア３４の排気口に接続する。ただし、主ダクト４０がブロア３４の排気口に接続する場合、副ダクト６０もブロア３４の排気口に接続してもよい。また、主ダクト４０が低圧コンプレッサ１２の出口流路１２ａに接続する場合、副ダクト６０がブロア３４の排気口に接続してもよい。つまり、主ダクト４０（前側主ダクト４１の上流側）と副ダクト６０（前側副ダクト６１の上流側）うちの少なくとも一方が、ブロア３４の排気口に接続してもよい。
副ダクト６０がブロア３４の排気口に接続する場合、副ダクト６０は、出口案内翼２０の内部を延伸し、ブロア３４の排気口に接続する。上述の電線３２は、副ダクト６０内に収容されることになる。
なお、ブロア３４は複数設けられてもよい。この場合、主ダクト４０と副ダクト６０は、対応するブロア３４の排気口に個別に接続してもよい。各ブロア３４の用途は冷却に限られず、例えば送風や換気でもよい。
上述の通り、各実施形態に係る冷却システムは、ダクトを用いた空冷を採用している。従って、油冷システムよりも簡便な構成でタービン後方に設置される電気機器を冷却することができる。ただし、上述した冷却システムは、油冷システムを排除するものではない。即ち、本実施形態の冷却システムは、油冷システムと併用することも可能である。
なお、本開示は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。

Claims (5)

  1. 航空機用ガスタービンエンジンの冷却システムであって、
    コンプレッサ、燃焼室及びタービンを収容するコアケーシングと、
    前記コアケーシングと共に前記タービンの排気流路の少なくとも一部を形成するテールコーンと、
    前記コアケーシングと前記テールコーンの支持体とを連結するストラットと、
    前記テールコーン内に設置され、電気機器を収容するハウジングと、
    前記ストラットのうちの少なくとも１つと前記コアケーシングの径方向外側とを経由して、前記コンプレッサの出口流路又は前記ガスタービンエンジンに設置されるブロアの排気口と前記ハウジングの内部空間とを連通させる少なくとも１つの主ダクトと、
    電気機器に接続する電線と
    を備え、
    前記主ダクトは、
    前記コンプレッサの前記出口流路又は前記ブロアの前記排気口に接続する前側主ダクトと、
    前記ハウジングに接続する後側主ダクトと、
    前記コアケーシングの径方向外側に設けられ、前記前側主ダクト及び前記後側主ダクトを連通且つ連結する中継器と
    を含み、
    前記中継器は端子盤を備え、
    前記電線は、前記端子盤から前記後側主ダクトを通じて前記電気機器に接続されている冷却システム。
  2. 前記ハウジングは排気口を有する
    請求項１に記載の冷却システム。
  3. 前記後側主ダクトは、前記燃焼室及び前記タービンからの熱に対する遮蔽構造を有する
    請求項１または２に記載の冷却システム。
  4. 航空機用ガスタービンエンジンの冷却システムであって、
    コンプレッサ、燃焼室及びタービンを収容するコアケーシングと、
    前記コアケーシングと共に前記タービンの排気流路の少なくとも一部を形成するテールコーンと、
    前記コアケーシングと前記テールコーンの支持体とを連結するストラットと、
    前記テールコーン内に設置され、電気機器を収容するハウジングと、
    前記ストラットのうちの少なくとも１つと前記コアケーシングの径方向外側とを経由して、前記コンプレッサの出口流路又は前記ガスタービンエンジンに設置されるブロアの排気口と前記ハウジングの内部空間とを連通させる少なくとも１つの主ダクトと、
    前記コアケーシングの径方向外側と前記ストラットのうち前記主ダクトが経由するストラット以外のストラットとを経由して、ファン後方のバイパス流路と前記ハウジングの前記内部空間とを連通させる副ダクトと
    を備え、
    前記副ダクトは、当該副ダクトが敷設される前記ストラットよりも径方向外方の位置で分岐し、前記排気流路に向けて開口している
    冷却システム。
  5. 前記副ダクトに収容され、前記電気機器に接続する電線を更に備え、
    前記副ダクトは、
    前記バイパス流路に接続する前側副ダクトと、
    前記前側副ダクトから前記ハウジングまで延伸する後側副ダクトと、
    を含み、
    前記後側副ダクトは、前記燃焼室及び前記タービンからの熱に対する遮蔽構造を有する
    請求項４に記載の冷却システム。
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Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3099912B1 (fr) * 2019-08-18 2021-08-13 Safran Nacelles Entrée d’air d’une nacelle d’une turbomachine d’aéronef
US11719113B2 (en) * 2020-02-05 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Cooling system for power cables in a gas turbine engine
US11585291B2 (en) * 2020-09-11 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Tail cone ejector for power cable cooling system in a gas turbine engine
US11578657B2 (en) * 2020-10-27 2023-02-14 Raytheon Technologies Corporation Power cable cooling system in a gas turbine engine
US11852024B2 (en) 2020-12-18 2023-12-26 Ge Aviation Systems Llc Electrical strut for a turbine engine
US11795837B2 (en) * 2021-01-26 2023-10-24 General Electric Company Embedded electric machine
US11867121B2 (en) * 2021-03-24 2024-01-09 General Electric Company Gas turbine engines with heat recovery systems
US11821370B2 (en) * 2021-11-18 2023-11-21 Hamilton Sundstrand Corporation Cooling system for tail cone mounted generator
FR3129427A1 (fr) * 2021-11-22 2023-05-26 Safran Aircraft Engines Carter d’echappement comportant un bras creux traverse par un element conducteur de transmission de puissance
EP4223986A1 (en) * 2022-02-07 2023-08-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Turbine generator system
US11927137B2 (en) * 2022-03-21 2024-03-12 Ge Infrastructure Technology Llc System and method for insulating components in an exhaust gas flow from a gas turbine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005507044A (ja) 2001-10-29 2005-03-10 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション 補助動力装置設備のための受動型冷却システム
US20120227371A1 (en) 2011-03-09 2012-09-13 General Electric Company System for cooling and purging exhaust section of gas turbine engine
US20130133336A1 (en) 2011-11-28 2013-05-30 Barry Barnett Support for electric machine in a turbine engine
US20140079530A1 (en) 2012-09-14 2014-03-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooling design for tail-cone generator installation
US20180051702A1 (en) 2016-08-22 2018-02-22 General Electric Company Embedded electric machine
JP2018184162A (ja) 2017-04-21 2018-11-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機のための推進システム

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5265408A (en) * 1992-02-13 1993-11-30 Allied-Signal Inc. Exhaust eductor cooling system
US6092360A (en) * 1998-07-01 2000-07-25 The Boeing Company Auxiliary power unit passive cooling system
FR2878287B1 (fr) 2004-11-25 2009-05-22 Snecma Moteurs Sa Turboreacteur double corps double flux avec generateur de courant electrique arriere
FR2964481B1 (fr) * 2010-09-08 2012-08-31 Thales Sa Dispositif ameliore pour la configuration d'un composant programmable, systeme integrant ce dispositif, et procede associe
US9092369B2 (en) * 2012-10-31 2015-07-28 International Business Machines Corporation Tracking specific Java native interface invocations of system and library calls
FR3054858B1 (fr) * 2016-08-03 2018-09-07 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un dispositif d'entrainement d'un equipement dispose dans le cone d'echappement
US10801410B2 (en) * 2018-04-12 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Thermal management of tail cone mounted generator
US11162379B2 (en) * 2019-03-15 2021-11-02 Hamilton Sundstrand Corporation Temperature control device for tail cone mounted generator

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005507044A (ja) 2001-10-29 2005-03-10 プラット　アンド　ホイットニー　カナダ　コーポレイション 補助動力装置設備のための受動型冷却システム
US20120227371A1 (en) 2011-03-09 2012-09-13 General Electric Company System for cooling and purging exhaust section of gas turbine engine
US20130133336A1 (en) 2011-11-28 2013-05-30 Barry Barnett Support for electric machine in a turbine engine
US20140079530A1 (en) 2012-09-14 2014-03-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooling design for tail-cone generator installation
US20180051702A1 (en) 2016-08-22 2018-02-22 General Electric Company Embedded electric machine
JP2018184162A (ja) 2017-04-21 2018-11-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機のための推進システム

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