JP7372225B2

JP7372225B2 - gas turbine generator

Info

Publication number: JP7372225B2
Application number: JP2020175918A
Authority: JP
Inventors: 俊一郎玉田
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2020-10-20
Filing date: 2020-10-20
Publication date: 2023-10-31
Anticipated expiration: 2040-10-20
Also published as: JP2022067287A

Description

本発明は、ガスタービン発電機に関するものである。 The present invention relates to a gas turbine generator.

従来、航空機等の機体に搭載された複数の圧縮機やタービンに発電機を接続し、この発電機からの電力を用いて複数のプロペラを駆動するガスタービン発電機の技術が種々提案されている。 Conventionally, various gas turbine generator technologies have been proposed in which a generator is connected to multiple compressors and turbines mounted on an aircraft body, and the power from the generator is used to drive multiple propellers. .

例えば特許文献１には、複数のガスタービンエンジンと、プロペラの電動機に電力を供給するバッテリと、ガスタービンエンジンの運転により発電する発電機と、を備えるガスタービン発電機の構成が開示されている。ガスタービンエンジンとバッテリのいずれかを作動させることにより、ガスタービンエンジンから生成された電力が電動機を作動させる。特許文献１に記載の技術によれば、電動機が発電機又はバッテリに選択的に応答するように構成されることで、ガスタービンエンジンの故障等の種々の状況に対応できるとされている。 For example, Patent Document 1 discloses the configuration of a gas turbine generator that includes a plurality of gas turbine engines, a battery that supplies electric power to a propeller motor, and a generator that generates electricity by operating the gas turbine engines. . By operating either the gas turbine engine or the battery, electrical power generated from the gas turbine engine operates the electric motor. According to the technique described in Patent Document 1, by configuring the electric motor to selectively respond to the generator or the battery, it is possible to cope with various situations such as failure of the gas turbine engine.

米国特許第９４９３２４５号明細書US Patent No. 9493245

しかしながら、特許文献１に記載の技術にあっては、複数のガスタービンエンジンのそれぞれが燃焼器を有するため、ガスタービン発電機全体での重量やコストが増加するおそれがある。また、重量が増加した場合には、燃費が低下するおそれがある。 However, in the technique described in Patent Document 1, since each of the plurality of gas turbine engines has a combustor, there is a risk that the weight and cost of the entire gas turbine generator may increase. Furthermore, if the weight increases, there is a risk that fuel efficiency will decrease.

そこで、本発明は、従来技術と比較して重量及びコストの増加を抑制しつつ、燃費を向上したガスタービン発電機を提供することを目的とする。 SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, an object of the present invention is to provide a gas turbine generator that improves fuel efficiency while suppressing increases in weight and cost compared to conventional techniques.

上記の課題を解決するため、請求項１に記載の発明に係るガスタービン発電機（例えば、実施形態におけるガスタービン発電機１）は、発電機に接続されて前記発電機を駆動するとともに、前記発電機で発電される電力によって駆動される複数のロータ（例えば、実施形態におけるロータ１２）を備えたハイブリッド推進システムを有する航空機（例えば、実施形態における航空機１０）の機体（例えば、実施形態における機体１１）に搭載され、第一圧縮機（例えば、実施形態における第一圧縮機２１）及び前記第一圧縮機と第一回転軸（例えば、実施形態における第一回転軸２３）を介して接続されて前記第一圧縮機と一体回転する第一タービン（例えば、実施形態における第一タービン２２）を有する第一ガスタービン要素（例えば、実施形態における第一ガスタービン要素２）と、第二圧縮機（例えば、実施形態における第二圧縮機３１）及び前記第二圧縮機と第二回転軸（例えば、実施形態における第二回転軸３３）を介して接続されて前記第二圧縮機と一体回転する第二タービン（例えば、実施形態における第二タービン３２）を有する第二ガスタービン要素（例えば、実施形態における第二ガスタービン要素３）と、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素にそれぞれ接続される単一の燃焼器（例えば、実施形態における燃焼器４）と、前記第一圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第一圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の吸気口（例えば、実施形態における吸気口４０）へ流通させる第一供給管（例えば、実施形態における第一供給管５１）と、前記第二圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第二圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の前記吸気口へ流入させる第二供給管（例えば、実施形態における第二供給管５２）と、前記燃焼器と前記第一タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第一タービンへ流通させる第一排出管（例えば、実施形態における第一排出管５３）と、前記燃焼器と前記第二タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第二タービンへ流通させる第二排出管（例えば、実施形態における第二排出管５４）と、複数の開閉弁（例えば、実施形態における開閉弁６）と、前記航空機の飛行状態を検出する飛行状態検出部（例えば、実施形態における飛行状態検出部８）と、前記複数の開閉弁の開閉を制御し、前記飛行状態検出部により検出された飛行状態に基づいてエンジン出力を制御する出力制御部（例えば、実施形態における出力制御部７）と、を備え、前記第一ガスタービン要素は、前記第一回転軸に接続されるとともに、前記第一回転軸の軸方向において前記第一圧縮機と前記第一タービンとの間に配置される第一発電機（例えば、実施形態における第一発電機２４）を有し、前記第二ガスタービン要素は、前記第二回転軸に接続されるとともに、前記第二回転軸の軸方向において前記第二圧縮機と前記第二タービンとの間に配置される第二発電機（例えば、実施形態における第二発電機３４）を有し、前記複数の開閉弁は、前記第一供給管に設けられ、前記第一供給管内の空気の流通を遮断可能な第一開閉弁（例えば、実施形態における第一開閉弁６１）と、前記第二供給管に設けられ、前記第二供給管内の空気の流通を遮断可能な第二開閉弁（例えば、実施形態における第二開閉弁６２）と、前記第一排出管に設けられ、前記第一排出管内の空気の流通を遮断可能な第三開閉弁（例えば、実施形態における第三開閉弁６３）と、前記第二排出管に設けられ、前記第二排出管内の空気の流通を遮断可能な第四開閉弁（例えば、実施形態における第四開閉弁６４）と、を含み、前記出力制御部は、前記飛行状態に基づいて、前記航空機の出力モードを、第一運転モード（例えば、実施形態における第一運転モードＭ１）と、出力値が前記第一運転モードの出力値未満である第二運転モード（例えば、実施形態における第二運転モードＭ２）と、に切り替え可能であり、前記第二運転モードにおいて、前記出力制御部は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素の一方の動作を停止するとともに、前記一方のガスタービン要素（例えば、実施形態における第二ガスタービン要素３）に接続される前記供給管（例えば、実施形態における第二供給管５２）及び前記排出管（例えば、実施形態における第二排出管５４）に設けられる前記開閉弁（例えば、実施形態における第二開閉弁６２及び第四開閉弁６４）をそれぞれ閉じることを特徴としている。 In order to solve the above problems, a gas turbine generator according to the invention according to claim 1 (for example, gas turbine generator 1 in the embodiment) is connected to a generator to drive the generator, and A fuselage of an aircraft (e.g., aircraft 10 in an embodiment) having a hybrid propulsion system including a plurality of rotors (e.g., rotor 12 in an embodiment) driven by electric power generated by a generator (e.g., an airframe in an embodiment) 11) and connected to the first compressor (for example, the first compressor 21 in the embodiment) and the first compressor via a first rotation shaft (for example, the first rotation shaft 23 in the embodiment). a first gas turbine element (for example, the first gas turbine element 2 in the embodiment) having a first turbine (for example, the first turbine 22 in the embodiment) that rotates integrally with the first compressor; and a second compressor. (for example, the second compressor 31 in the embodiment) and is connected to the second compressor via a second rotation shaft (for example, the second rotation shaft 33 in the embodiment) and rotates integrally with the second compressor. a second gas turbine element (e.g., the second gas turbine element 3 in the embodiment) having a second turbine (e.g., the second turbine 32 in the embodiment); A single combustor (for example, combustor 4 in the embodiment) connected to each other is connected to the first compressor and the combustor, and the air compressed by the first compressor is transferred to the combustor. A first supply pipe (for example, the first supply pipe 51 in the embodiment) that flows to the intake port (for example, the intake port 40 in the embodiment) connects the second compressor and the combustor, A second supply pipe (for example, the second supply pipe 52 in the embodiment) through which air compressed by the compressor flows into the intake port of the combustor connects the combustor and the first turbine, and A first exhaust pipe (for example, the first exhaust pipe 53 in the embodiment) that allows air discharged from the combustor to flow to the first turbine, connects the combustor and the second turbine, and connects the combustor to the second turbine. A second exhaust pipe (for example, the second exhaust pipe 54 in the embodiment) that circulates the exhausted air to the second turbine , a plurality of on-off valves (for example, the on-off valve 6 in the embodiment), and a A flight state detection section (for example, the flight state detection section 8 in the embodiment) that detects the state, and a flight state detection section that controls the opening and closing of the plurality of on-off valves, and adjusts the engine output based on the flight state detected by the flight state detection section. an output control section (for example, the output control section 7 in the embodiment) for controlling the first gas turbine element, the first gas turbine element is connected to the first rotation shaft, and the first gas turbine element is connected to the first rotation shaft in the axial direction of the first rotation shaft. The second gas turbine element includes a first generator (for example, the first generator 24 in the embodiment) disposed between the first compressor and the first turbine, and the second gas turbine element is connected to the second rotating shaft. a second generator (for example, the second generator 34 in the embodiment) that is connected to the generator and is arranged between the second compressor and the second turbine in the axial direction of the second rotating shaft. , the plurality of on-off valves include a first on-off valve (for example, the first on-off valve 61 in the embodiment) that is provided in the first supply pipe and is capable of blocking air flow in the first supply pipe; a second on-off valve (e.g., the second on-off valve 62 in the embodiment) provided on the second supply pipe and capable of blocking air flow in the second supply pipe; and a second on-off valve provided on the first discharge pipe and capable of blocking air flow in the second supply pipe; a third on-off valve (for example, the third on-off valve 63 in the embodiment) that is capable of blocking the flow of air in the discharge pipe; and a third on-off valve that is provided in the second discharge pipe and that is capable of blocking the flow of air in the second discharge pipe. a fourth on-off valve (e.g., the fourth on-off valve 64 in the embodiment), and the output control unit changes the output mode of the aircraft to the first operation mode (e.g., in the embodiment) based on the flight state. It is possible to switch between a first operation mode M1) in which the output value is less than the output value of the first operation mode (for example, a second operation mode M2 in the embodiment); In the operation mode, the output control unit stops the operation of one of the first gas turbine element and the second gas turbine element, and also stops the operation of one of the gas turbine elements (for example, the second gas turbine element 3 in the embodiment). ) connected to the supply pipe (e.g., the second supply pipe 52 in the embodiment) and the discharge pipe (e.g., the second discharge pipe 54 in the embodiment). It is characterized by closing the on-off valve 62 and the fourth on-off valve 64) .

また、請求項２に記載の発明に係るガスタービン発電機は、前記第一発電機は、前記第一回転軸と同軸上に設けられ、前記第二発電機は、前記第二回転軸と同軸上に設けられることを特徴としている。 Further, in the gas turbine generator according to the invention according to claim 2, the first generator is provided coaxially with the first rotating shaft, and the second generator is coaxially provided with the second rotating shaft. It is characterized by being installed on top.

また、請求項３に記載の発明に係るガスタービン発電機は、前記第一発電機は、前記第一回転軸の軸方向において、前記第一タービンよりも前記第一圧縮機に近づくように配置され、前記第二発電機は、前記第二回転軸の軸方向において、前記第二タービンよりも前記第二圧縮機に近づくように配置されていることを特徴としている。 Further, in the gas turbine generator according to the invention according to claim 3 , the first generator is arranged closer to the first compressor than the first turbine in the axial direction of the first rotating shaft. The second generator is arranged closer to the second compressor than the second turbine in the axial direction of the second rotating shaft.

また、請求項４に記載の発明に係るガスタービン発電機は、前記燃焼器は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素の並び方向において、前記第一ガスタービン要素と前記第二ガスタービン要素との間に配置されていることを特徴としている。 Further, in the gas turbine generator according to the invention as set forth in claim 4 , the combustor is arranged between the first gas turbine element and the second gas turbine element in the direction in which the first gas turbine element and the second gas turbine element are arranged. It is characterized by being arranged between the gas turbine element and the gas turbine element.

本発明の請求項１に記載のガスタービン発電機によれば、ガスタービン発電機は、第一ガスタービン要素と、第二ガスタービン要素と、単一の燃焼器と、を備える。複数のガスタービン要素は、単一の燃焼器に接続されているので、複数のタービン要素に対応して複数の燃焼器を有する従来技術と比較して、部品点数を削減できる。これにより、ガスタービン発電機全体の重量やコストの増加を抑制することができる。また、ガスタービン発電機の軽量化により、従来技術と比較して出力性能を低下させることなく燃費を向上させることができる。
第一発電機は、第一回転軸の軸方向において第一圧縮機と第一タービンとの間に設けられている。第二発電機は、第二回転軸の軸方向において第二圧縮機と第二タービンとの間に設けられている。このように、各発電機を圧縮機とタービンとの間にそれぞれ配置することにより、軸方向における圧縮機とタービンとの間の空間を有効利用し、ガスタービン要素全体での軸長を短くすることができる。よって、ガスタービン発電機を小型化し、機体に搭載する際のレイアウト自由度を向上できる。また、小型化によりガスタービン発電機の重量を低減できる。
したがって、従来技術と比較して重量及びコストの増加を抑制しつつ、燃費を向上したガスタービン発電機を提供できる。
また、出力制御部は、飛行状態検出部により検出された飛行状態に基づいて、航空機の出力モードを、第一運転モードと第二運転モードとに切り替える。第二運転モードにおいて、出力制御部は、第一ガスタービン要素及び第二ガスタービン要素の一方の動作を停止するとともに、停止したガスタービン要素に接続される供給管及び排出管における空気の流通を遮断する。これにより、例えば航空機が巡航する場合等の低負荷時に第二運転モードに切り替えることで、過剰な電力生成を抑制できる。一方、航空機が離着陸する場合等の高負荷時に第一運転モードに切り替えることで、高出力を確保できる。よって、特に低負荷時と高負荷時とで出力値の変動が大きい航空機に適用した場合において、より一層燃費の向上を図ることができるガスタービン発電機とすることができる。 According to the gas turbine generator according to claim 1 of the present invention, the gas turbine generator includes a first gas turbine element, a second gas turbine element, and a single combustor. Since the plurality of gas turbine elements are connected to a single combustor, the number of parts can be reduced compared to the prior art which has a plurality of combustors corresponding to the plurality of turbine elements. Thereby, it is possible to suppress an increase in the weight and cost of the entire gas turbine generator. Furthermore, by reducing the weight of the gas turbine generator, fuel efficiency can be improved without reducing output performance compared to conventional technology.
The first generator is provided between the first compressor and the first turbine in the axial direction of the first rotating shaft. The second generator is provided between the second compressor and the second turbine in the axial direction of the second rotating shaft. In this way, by placing each generator between the compressor and the turbine, the space between the compressor and the turbine in the axial direction can be effectively used, and the axial length of the entire gas turbine element can be shortened. be able to. Therefore, it is possible to downsize the gas turbine generator and improve the degree of freedom in layout when mounting it on the aircraft body. Moreover, the weight of the gas turbine generator can be reduced by downsizing.
Therefore, it is possible to provide a gas turbine generator with improved fuel efficiency while suppressing an increase in weight and cost compared to the conventional technology.
Further, the output control section switches the output mode of the aircraft between the first operation mode and the second operation mode based on the flight state detected by the flight state detection section. In the second operation mode, the output control unit stops the operation of one of the first gas turbine element and the second gas turbine element, and also stops the flow of air in the supply pipe and exhaust pipe connected to the stopped gas turbine element. Cut off. Thereby, excessive power generation can be suppressed by switching to the second operation mode during low load, such as when an aircraft is cruising. On the other hand, high output can be ensured by switching to the first operation mode during high loads such as when an aircraft takes off and lands. Therefore, it is possible to provide a gas turbine generator that can further improve fuel efficiency, especially when applied to an aircraft whose output value fluctuates greatly between low load and high load.

本発明の請求項２に記載のガスタービン発電機によれば、第一発電機は、第一回転軸と同軸上に設けられ、第二発電機は、第二回転軸と同軸上に設けられる。これにより、圧縮機及びタービンにより生じた回転力を効率的に各発電機に伝達させることができる。よって、ガスタービン発電機の発電効率を高めることができる。 According to the gas turbine generator according to claim 2 of the present invention, the first generator is provided coaxially with the first rotating shaft, and the second generator is provided coaxially with the second rotating shaft. . Thereby, the rotational force generated by the compressor and the turbine can be efficiently transmitted to each generator. Therefore, the power generation efficiency of the gas turbine generator can be improved.

本発明の請求項３に記載のガスタービン発電機によれば、第一発電機は、第一タービンよりも第一圧縮機の近くに配置され、第二発電機は、第二タービンよりも第二圧縮機の近くに配置される。これにより、タービンと比較して低温な圧縮機側に発電機を配置できるので、発電機を熱から守ることができる。よって、圧縮機とタービンとの間に発電機を配置して軸長を短縮した場合であっても、高温による発電機の性能低下を抑制できる。 According to the gas turbine generator according to claim 3 of the present invention, the first generator is arranged closer to the first compressor than the first turbine, and the second generator is arranged closer to the first compressor than the second turbine. Two compressors are placed near each other. This allows the generator to be placed on the compressor side, which is cooler than the turbine, so the generator can be protected from heat. Therefore, even when the axial length is shortened by disposing the generator between the compressor and the turbine, deterioration in the performance of the generator due to high temperatures can be suppressed.

本発明の請求項４に記載のガスタービン発電機によれば、燃焼器は、第一ガスタービン要素と第二ガスタービン要素との間に配置されている。これにより、燃焼器と各ガスタービン要素を接続する複数の配管の長さを短くすることができる。よって、配管の重量増加を抑制できる。 According to the gas turbine generator according to claim 4 of the present invention, the combustor is disposed between the first gas turbine element and the second gas turbine element. Thereby, the length of the plurality of pipes connecting the combustor and each gas turbine element can be shortened. Therefore, an increase in the weight of the piping can be suppressed.

実施形態に係るガスタービン発電機を搭載した航空機の外観図。1 is an external view of an aircraft equipped with a gas turbine generator according to an embodiment. 実施形態に係るガスタービン発電機の概略構成図。FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine generator according to an embodiment. 実施形態に係る第二運転モードにおけるガスタービン発電機の動作説明図。FIG. 3 is an explanatory diagram of the operation of the gas turbine generator in the second operation mode according to the embodiment. 実施形態に係る航空機の要求出力と運転モードとの関係を示すグラフ。3 is a graph showing the relationship between the required output and the operation mode of the aircraft according to the embodiment.

以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。 Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.

（ガスタービン発電機）
図１は、実施形態に係るガスタービン発電機１を搭載した航空機１０の外観図である。
航空機１０は、例えば、機体１１と、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄと、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄと、取り付け部材１６Ａ～１６Ｄと、ガスタービン発電機１と、を備える。以下、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄを互いに区別しない場合は、ロータ１２と称し、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄを互いに区別しない場合は、電動機１４と称する。
航空機１０は、詳しくは後述する発電機２４，３４で発電される電力によって駆動される複数のロータを備えたハイブリッド推進システムを有する。 (Gas turbine generator)
FIG. 1 is an external view of an aircraft 10 equipped with a gas turbine generator 1 according to an embodiment.
The aircraft 10 includes, for example, a fuselage 11, a plurality of rotors 12A to 12D, a plurality of electric motors 14A to 14D, mounting members 16A to 16D, and a gas turbine generator 1. Hereinafter, when the plurality of rotors 12A to 12D are not distinguished from each other, they are referred to as rotors 12, and when the plurality of electric motors 14A to 14D are not distinguished from each other, they are referred to as electric motors 14.
The aircraft 10 has a hybrid propulsion system including a plurality of rotors driven by electric power generated by generators 24 and 34, which will be described in detail later.

ロータ１２Ａは、取り付け部材１６Ａを介して機体１１に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、航空機１０が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、取り付け部材１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。 The rotor 12A is attached to the body 11 via an attachment member 16A. An electric motor 14A is attached to the base (rotation shaft) of the rotor 12A. Electric motor 14A drives rotor 12A. The electric motor 14A is, for example, a brushless DC motor. The rotor 12A is a fixed wing with blades that rotates around an axis parallel to the direction of gravity when the aircraft 10 is in a horizontal position. The rotors 12B to 12D, the mounting members 16B to 16D, and the electric motors 14B to 14D also have the same functional configurations as described above, so descriptions thereof will be omitted.

制御信号に応じてロータ１２が回転することで、航空機１０は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく航空機１０を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで航空機１０が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータ等が設けられてもよい。 By rotating the rotor 12 in response to the control signal, the aircraft 10 flies in a desired flight state. The control signal is a signal for controlling the aircraft 10 based on an operator's operation or an instruction in an autopilot. For example, the aircraft 10 flies by rotating the rotor 12A and the rotor 12D in a first direction (for example, clockwise) and rotating the rotor 12B and the rotor 12C in a second direction (for example, counterclockwise). Further, in addition to the rotor 12 described above, an auxiliary rotor (not shown) for posture maintenance or horizontal propulsion may be provided.

図２は、実施形態に係るガスタービン発電機１の概略構成図である。図２は、実施形態に係る第一運転モードにおけるガスタービン発電機の動作を説明するための図である。
ガスタービン発電機１は、航空機１０の内部に搭載されている。ガスタービン発電機１は、航空機１０のロータ１２Ａ～１２Ｄ（図１参照）を駆動させる動力源となる電力を発電する。ガスタービン発電機１は、いわゆるガスタービンエンジンからなる。ガスタービン発電機１は、第一ガスタービン要素２と、第二ガスタービン要素３と、単一の燃焼器４と、複数の配管５と、複数の開閉弁６と、出力制御部７と、飛行状態検出部８と、を備える。 FIG. 2 is a schematic configuration diagram of the gas turbine generator 1 according to the embodiment. FIG. 2 is a diagram for explaining the operation of the gas turbine generator in the first operation mode according to the embodiment.
Gas turbine generator 1 is mounted inside aircraft 10 . The gas turbine generator 1 generates electric power that becomes a power source for driving the rotors 12A to 12D (see FIG. 1) of the aircraft 10. The gas turbine generator 1 consists of a so-called gas turbine engine. The gas turbine generator 1 includes a first gas turbine element 2, a second gas turbine element 3, a single combustor 4, a plurality of pipes 5, a plurality of on-off valves 6, an output control section 7, A flight state detection section 8 is provided.

（ガスタービン要素）
第一ガスタービン要素２は、第一圧縮機２１と、第一タービン２２と、第一回転軸２３と、第一発電機２４と、を有する。第一圧縮機２１は、航空機１０の機体１１に設けられた不図示の通風孔から吸入される吸入空気を圧縮するファン動翼である。第一タービン２２は、第一圧縮機２１と接続されて第一圧縮機２１と一体回転する。第一回転軸２３は、第一圧縮機２１と第一タービン２２とを連結している。第一回転軸２３は、例えば機体１１の前後方向（ヨー軸）に平行な方向に沿って延びている。第一回転軸２３の前端部に第一圧縮機２１が接続されている。第一回転軸２３の後端部に第一タービン２２が接続されている。 (Gas turbine element)
The first gas turbine element 2 includes a first compressor 21 , a first turbine 22 , a first rotating shaft 23 , and a first generator 24 . The first compressor 21 is a fan rotor blade that compresses intake air taken in from a ventilation hole (not shown) provided in the fuselage 11 of the aircraft 10. The first turbine 22 is connected to the first compressor 21 and rotates together with the first compressor 21 . The first rotating shaft 23 connects the first compressor 21 and the first turbine 22. The first rotating shaft 23 extends, for example, along a direction parallel to the longitudinal direction (yaw axis) of the aircraft body 11. The first compressor 21 is connected to the front end of the first rotating shaft 23 . The first turbine 22 is connected to the rear end of the first rotating shaft 23 .

第一発電機２４は、第一回転軸２３の軸方向において、第一圧縮機２１と第一タービン２２との間に配置されている。より具体的に、第一発電機２４は、第一回転軸２３の軸方向において、第一タービン２２よりも第一圧縮機２１に近づくように配置されている。第一発電機２４は、第一回転軸２３と同軸上に設けられるとともに、減速機構等を介して第一回転軸２３に接続されている。第一発電機２４は、第一タービン２２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第一発電機２４で発電された交流電力は不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、不図示のバッテリに貯留される。バッテリからの放電電力が電動機１４に供給されることにより、電動機１４が駆動する。 The first generator 24 is arranged between the first compressor 21 and the first turbine 22 in the axial direction of the first rotating shaft 23 . More specifically, the first generator 24 is arranged closer to the first compressor 21 than the first turbine 22 in the axial direction of the first rotating shaft 23 . The first generator 24 is provided coaxially with the first rotating shaft 23 and is connected to the first rotating shaft 23 via a speed reduction mechanism or the like. The first generator 24 generates electric power (AC power) by driving the first turbine 22 . The AC power generated by the first generator 24 is converted into DC power by a converter of a power drive unit (PDU) not shown, and stored in a battery (not shown). The electric motor 14 is driven by supplying discharged power from the battery to the electric motor 14.

第二ガスタービン要素３は、第一ガスタービン要素２に対して、例えば機体１１の左右方向に並んで設けられている。第二ガスタービン要素３の構成は、第一ガスタービン要素２の構成と同等である。つまり、第二ガスタービン要素３は、第二圧縮機３１と、第二タービン３２と、第二回転軸３３と、第二発電機３４と、を有する。第二圧縮機３１は、機体１１に設けられた通風孔（不図示）から吸入される吸入空気を圧縮する圧縮機である。第二タービン３２は、第二圧縮機３１と接続されて第二圧縮機３１と一体回転する。第二回転軸３３は、第二圧縮機３１と第二タービン３２とを連結している。 The second gas turbine element 3 is provided in line with the first gas turbine element 2, for example, in the left-right direction of the fuselage 11. The configuration of the second gas turbine element 3 is equivalent to the configuration of the first gas turbine element 2. That is, the second gas turbine element 3 includes a second compressor 31 , a second turbine 32 , a second rotating shaft 33 , and a second generator 34 . The second compressor 31 is a compressor that compresses intake air taken in from a ventilation hole (not shown) provided in the body 11. The second turbine 32 is connected to the second compressor 31 and rotates together with the second compressor 31 . The second rotating shaft 33 connects the second compressor 31 and the second turbine 32.

第二発電機３４は、第二回転軸３３の軸方向において、第二圧縮機３１と第二タービン３２との間に配置されている。より具体的に、第二発電機３４は、第二回転軸３３の軸方向において、第二タービン３２よりも第二圧縮機３１に近づくように配置されている。第二発電機３４は、第二回転軸３３と同軸上に設けられるとともに、減速機構等を介して第二回転軸３３に接続されている。第二発電機３４は、第二タービン３２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第二発電機３４で発電された交流電力は不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、不図示のバッテリに貯留される。なお、本実施形態において、第一発電機２４及び第二発電機３４は共通のバッテリに接続されて電力を貯蓄するが、第一発電機２４及び第二発電機３４がそれぞれ異なるバッテリに接続されてそれぞれのバッテリに電力を貯蓄する構成であってもよい。 The second generator 34 is arranged between the second compressor 31 and the second turbine 32 in the axial direction of the second rotating shaft 33. More specifically, the second generator 34 is arranged closer to the second compressor 31 than the second turbine 32 in the axial direction of the second rotating shaft 33. The second generator 34 is provided coaxially with the second rotating shaft 33 and is connected to the second rotating shaft 33 via a speed reduction mechanism or the like. The second generator 34 generates electric power (AC power) by driving the second turbine 32 . The AC power generated by the second generator 34 is converted into DC power by a converter of a power drive unit (PDU), not shown, and stored in a battery, not shown. Note that in this embodiment, the first generator 24 and the second generator 34 are connected to a common battery to store power, but the first generator 24 and the second generator 34 are connected to different batteries, respectively. The structure may be such that power is stored in each battery.

この実施形態に係る航空機１０において、第一ガスタービン要素２は１００ｋＷ、第二ガスタービン要素３は１００ｋＷ程度の電力規模を備える。バッテリは残量ＳＯＣ（State of Charge）を自己診断する不図示のＢＭＳ（Battery Management System）を内蔵してもよい。
また、以下の説明において、圧縮機及びタービンのうち、空気の流通方向の上流側に位置して空気が流入する部分を「入口２１ａ，２２ａ，３１ａ，３２ａ」といい、空気の流通方向の下流側に位置して空気が排出される部分を「出口２１ｂ，２２ｂ，３１ｂ，３２ｂ」という場合がある。 In the aircraft 10 according to this embodiment, the first gas turbine element 2 has a power scale of 100 kW, and the second gas turbine element 3 has a power scale of about 100 kW. The battery may have a built-in BMS (Battery Management System), not shown, that self-diagnoses the remaining amount SOC (State of Charge).
In addition, in the following explanation, the parts of the compressor and turbine that are located on the upstream side in the air flow direction and into which air flows are referred to as "inlets 21a, 22a, 31a, and 32a", and the downstream parts in the air flow direction The portions located on the sides from which air is discharged are sometimes referred to as "exits 21b, 22b, 31b, and 32b."

（燃焼器）
燃焼器４は、２個のガスタービン要素（第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３）に対して１個設けられる。燃焼器４は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３の並び方向（機体１１の左右方向）において、第一ガスタービン要素２と第二ガスタービン要素３との間に配置されている。燃焼器４は、機体１１の前後方向において、各圧縮機２１，３１と各タービン２２，３２との間に位置している。より具体的に、燃焼器４の吸気口４０は、第一圧縮機２１の出口２１ｂ及び第二圧縮機３１の出口３１ｂより後方に設けられ、燃焼器４の排気口４１は、第一タービン２２の入口２２ａ及び第二タービン３２の入口３２ａより前方に設けられている。燃焼器４は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３にそれぞれ接続される。燃焼器４には、第一圧縮機２１及び第二圧縮機３１の少なくとも一方からの圧縮空気が流入する。 (combustor)
One combustor 4 is provided for two gas turbine elements (first gas turbine element 2 and second gas turbine element 3). The combustor 4 is arranged between the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3 in the direction in which the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3 are lined up (in the left-right direction of the fuselage 11). There is. The combustor 4 is located between each compressor 21, 31 and each turbine 22, 32 in the longitudinal direction of the fuselage 11. More specifically, the intake port 40 of the combustor 4 is provided behind the outlet 21b of the first compressor 21 and the outlet 31b of the second compressor 31, and the exhaust port 41 of the combustor 4 is provided behind the first turbine 22. and the inlet 32a of the second turbine 32. The combustor 4 is connected to the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3, respectively. Compressed air from at least one of the first compressor 21 and the second compressor 31 flows into the combustor 4 .

（複数の配管）
複数の配管５は、第一供給管５１と、第二供給管５２と、第一排出管５３と、第二排出管５４と、を有する。第一供給管５１は、第一圧縮機２１の出口２１ｂと燃焼器４の吸気口４０とを接続する。第一供給管５１は、第一圧縮機２１により圧縮された空気を燃焼器４へ向けて流通させる。第二供給管５２は、第二圧縮機３１の出口３１ｂと燃焼器４の吸気口４０とを接続する。第二供給管５２は、第二圧縮機３１により圧縮された空気を燃焼器４へ向けて流通させる。第一供給管５１と第二供給管５２とは、互いに内部の空気が混ざることなく独立して形成されている。 (Multiple piping)
The plurality of piping 5 includes a first supply pipe 51 , a second supply pipe 52 , a first discharge pipe 53 , and a second discharge pipe 54 . The first supply pipe 51 connects the outlet 21b of the first compressor 21 and the intake port 40 of the combustor 4. The first supply pipe 51 allows air compressed by the first compressor 21 to flow toward the combustor 4 . The second supply pipe 52 connects the outlet 31b of the second compressor 31 and the intake port 40 of the combustor 4. The second supply pipe 52 allows air compressed by the second compressor 31 to flow toward the combustor 4 . The first supply pipe 51 and the second supply pipe 52 are formed independently without mixing of internal air with each other.

第一排出管５３は、燃焼器４の排気口４１と第一タービン２２の入口２２ａとを接続している。第一排出管５３は、燃焼器４から排出された空気を第一タービン２２へ向けて流通させる。第二排出管５４は、燃焼器４の排気口４１と第二タービン３２の入口３２ａとを接続している。第二排出管５４は、燃焼器４から排出された空気を第二タービン３２へ向けて流通させる。第一排出管５３と第二排出管５４とは、互いに内部の空気が混ざることなく独立して形成されている。 The first exhaust pipe 53 connects the exhaust port 41 of the combustor 4 and the inlet 22a of the first turbine 22. The first exhaust pipe 53 allows air discharged from the combustor 4 to flow toward the first turbine 22 . The second exhaust pipe 54 connects the exhaust port 41 of the combustor 4 and the inlet 32a of the second turbine 32. The second exhaust pipe 54 allows air discharged from the combustor 4 to flow toward the second turbine 32 . The first discharge pipe 53 and the second discharge pipe 54 are formed independently without mixing of internal air with each other.

複数の配管５は、さらに第一及び第二の外気導入管４５，４６と、第一及び第二の排気導出管４７，４８と、を含む。第一の外気導入管４５は、第一圧縮機２１の入口２１ａに接続されている。第一の外気導入管４５は、外気を第一圧縮機２１に供給する。第二の外気導入管４６は、第二圧縮機３１の入口３１ａに接続されている。第二の外気導入管４６は、外気を第二圧縮機３１に供給する。第一の排気導出管４７は、第一タービン２２の出口２２ｂに接続されている。第一の外気導入管４５は、第一タービン２２から排出された空気（ガス）を機体１１の外部へ排出する。第二の排気導出管４８は、第二タービン３２の出口３２ｂに接続されている。第二の外気導入管４６は、第二タービン３２から排出された空気（ガス）を機体１１の外部へ排出する。 The plurality of pipes 5 further include first and second outside air introduction pipes 45 and 46, and first and second exhaust outlet pipes 47 and 48. The first outside air introduction pipe 45 is connected to the inlet 21a of the first compressor 21. The first outside air introduction pipe 45 supplies outside air to the first compressor 21 . The second outside air introduction pipe 46 is connected to the inlet 31a of the second compressor 31. The second outside air introduction pipe 46 supplies outside air to the second compressor 31. The first exhaust outlet pipe 47 is connected to the outlet 22b of the first turbine 22. The first outside air introduction pipe 45 discharges air (gas) discharged from the first turbine 22 to the outside of the fuselage 11 . The second exhaust outlet pipe 48 is connected to the outlet 32b of the second turbine 32. The second outside air introduction pipe 46 discharges the air (gas) discharged from the second turbine 32 to the outside of the fuselage 11 .

なお、第一及び第二の外気導入管４５，４６、或いは第一及び第二の排気導出管４７，４８は無くてもよい。すなわち、例えば外気を機体１１内部に取り入れ可能又は機体１１内部から外部へ空気を排出可能な空間や通路、孔等が機体１１に設けられていればよく、別途配管部材を設けなくてもよい。 Note that the first and second outside air intake pipes 45, 46 or the first and second exhaust outlet pipes 47, 48 may not be provided. That is, it is sufficient that the fuselage body 11 is provided with a space, a passage, a hole, etc. that can take in outside air into the fuselage body 11 or exhaust air from the interior of the fuselage body 11 to the outside, and there is no need to provide a separate piping member.

（複数の開閉弁）
複数の開閉弁６は、第一開閉弁６１と、第二開閉弁６２と、第三開閉弁６３と、第四開閉弁６４と、を有する。第一開閉弁６１は、第一供給管５１に設けられ、第一供給管５１内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第二開閉弁６２は、第二供給管５２に設けられ、第二供給管５２内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第三開閉弁６３は、第一排出管５３に設けられ、第一排出管５３内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第四開閉弁６４は、第二排出管５４に設けられ、第二排出管５４内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。各開閉弁は、例えば通電のオン／オフの切り替えによって弁を開閉する電磁弁等である。 (Multiple on-off valves)
The plurality of on-off valves 6 include a first on-off valve 61, a second on-off valve 62, a third on-off valve 63, and a fourth on-off valve 64. The first on-off valve 61 is provided in the first supply pipe 51 and can be switched to allow or block the flow of air within the first supply pipe 51. The second on-off valve 62 is provided in the second supply pipe 52 and can be switched to allow or block the flow of air within the second supply pipe 52. The third on-off valve 63 is provided in the first discharge pipe 53 and can be switched to allow or block the flow of air within the first discharge pipe 53. The fourth on-off valve 64 is provided in the second discharge pipe 54 and can be switched to allow or block the flow of air within the second discharge pipe 54. Each on-off valve is, for example, a solenoid valve that opens and closes the valve by switching on/off energization.

（出力制御部）
出力制御部７は、第一開閉弁６１、第二開閉弁６２、第三開閉弁６３及び第四開閉弁６４の開閉を制御する。出力制御部７は、例えば電気的な方法により各開閉弁６に信号を送信する。複数の開閉弁６は、それぞれ受信した信号により開状態又は閉状態に切り替えられる。出力制御部７は、航空機１０の状態情報やパイロットからの操作情報等に基づいて、航空機１０が所定の運転モードであることを特定し、特定された運転モードの種類に応じて所定の組み合わせで各開閉弁を開閉させる。 (output control section)
The output control unit 7 controls opening and closing of the first on-off valve 61, the second on-off valve 62, the third on-off valve 63, and the fourth on-off valve 64. The output control unit 7 transmits a signal to each on-off valve 6 by, for example, an electrical method. The plurality of on-off valves 6 are switched to an open state or a closed state according to the received signals. The output control unit 7 specifies that the aircraft 10 is in a predetermined operation mode based on the status information of the aircraft 10, operation information from the pilot, etc., and outputs the output control unit 7 in a predetermined combination according to the type of the specified operation mode. Open and close each on-off valve.

図３は、実施形態に係る第二運転モードにおけるガスタービン発電機１の動作説明図である。なお、図３では、出力制御部７及び飛行状態検出部８の図示を省略している。
図２及び図３に示すように、出力制御部７は、少なくとも第一運転モードＭ１（図２及び図４参照）と第二運転モードＭ２（図３及び図４参照）との２個の運転モードを特定可能である。 FIG. 3 is an explanatory diagram of the operation of the gas turbine generator 1 in the second operation mode according to the embodiment. Note that in FIG. 3, illustration of the output control section 7 and the flight state detection section 8 is omitted.
As shown in FIGS. 2 and 3, the output control unit 7 operates at least in two modes: a first operation mode M1 (see FIGS. 2 and 4) and a second operation mode M2 (see FIGS. 3 and 4). The mode can be specified.

図４は、実施形態に係る航空機１０の要求出力と運転モードとの関係を示すグラフである。図４のグラフは、横軸を運転モード、縦軸を要求出力としている。
図４に示すように、航空機１０は、滑走離陸、もしくは垂直離陸（ホバリング）し、上昇および加速して、巡航する。そして、航空機１０は、下降および減速し、ホバー（ホバリング）して、着陸する。航空機１０が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に移動している状態は、巡航状態である。以下の説明では、巡航状態とは、航空機１０が、上昇及び加速、又は下降及び減速している状態であるものとする。また、航空機１０が離陸する動作または着陸する動作を行っている状態は、離着陸状態である。 FIG. 4 is a graph showing the relationship between the required output and the operation mode of the aircraft 10 according to the embodiment. In the graph of FIG. 4, the horizontal axis represents the operation mode and the vertical axis represents the required output.
As shown in FIG. 4, the aircraft 10 takes off by taxiing or vertically (hovering), climbs, accelerates, and cruises. The aircraft 10 then descends, decelerates, hovers, and lands. A state in which the aircraft 10 is moving in directions including the horizontal direction after reaching a predetermined altitude is a cruising state. In the following description, it is assumed that the cruising state is a state in which the aircraft 10 is ascending and accelerating, or descending and decelerating. Further, a state in which the aircraft 10 is taking off or landing is a takeoff and landing state.

上記の飛行状態のうち、航空機１０が離着陸状態である場合の要求出力は、航空機１０が巡航状態である場合の要求出力よりも大きい。要求出力とは、航空機１０が制御信号に応じた飛行状態に移行するため、または飛行状態を維持するために必要な電力である。航空機１０の制御装置（不図示）は、要求出力を電動機１４に提供し、電動機１４が要求出力に基づいてロータ１２を駆動させることで、制御信号に応じた飛行状態に航空機１０を制御する。 Among the above flight states, the required output when the aircraft 10 is in the takeoff and landing state is larger than the required output when the aircraft 10 is in the cruising state. The required output is the power required for the aircraft 10 to transition to a flight state according to a control signal or to maintain a flight state. A control device (not shown) of the aircraft 10 provides a requested output to the electric motor 14, and the electric motor 14 drives the rotor 12 based on the requested output, thereby controlling the aircraft 10 to a flight state according to the control signal.

複数の開閉弁６の開閉を制御する出力制御部７は、航空機１０が離着陸状態にあるとき、第一運転モードＭ１に移行する。出力制御部７は、航空機１０が巡航状態にあるとき、第二運転モードＭ２に移行する。換言すれば、第一運転モードＭ１は、航空機１０が離陸又は着陸する際に使用される運転モードであり、第二運転モードＭ２は、航空機１０が巡航する際に使用される運転モードである。第一運転モードＭ１は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３に対する要求出力が所定値Ｘ以上の場合の運転モードである。第二運転モードＭ２は、要求出力が所定値Ｘ未満の場合の運転モードである。 The output control unit 7, which controls the opening and closing of the plurality of on-off valves 6, shifts to the first operation mode M1 when the aircraft 10 is in the takeoff and landing state. The output control unit 7 shifts to the second operation mode M2 when the aircraft 10 is in a cruising state. In other words, the first operation mode M1 is an operation mode used when the aircraft 10 takes off or lands, and the second operation mode M2 is an operation mode used when the aircraft 10 cruises. The first operation mode M1 is an operation mode when the required outputs for the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3 are equal to or greater than a predetermined value X. The second operation mode M2 is an operation mode when the required output is less than the predetermined value X.

飛行状態検出部８は、航空機１０の飛行状態を検出する。例えば、飛行状態検出部８は、航空機１０が離着陸状態であるか否か、又は航空機１０が巡航状態であるか否か、を検出する。飛行状態検出部８により検出された検出結果は、出力制御部７に送信される。出力制御部７は、飛行状態検出部８により検出された航空機１０の飛行状態に基づいて、エンジン出力を制御する。すなわち、出力制御部７は、飛行状態検出部８から航空機１０が離着陸状態であるという検出結果を受信した場合に、第一運転モードＭ１に移行する。出力制御部７は、飛行状態検出部８から航空機１０が巡航状態であるという検出結果を受信した場合に、第二運転モードＭ２に移行する。 The flight state detection unit 8 detects the flight state of the aircraft 10. For example, the flight state detection unit 8 detects whether the aircraft 10 is in a takeoff or landing state or whether the aircraft 10 is in a cruising state. The detection result detected by the flight state detection section 8 is transmitted to the output control section 7. The output control section 7 controls the engine output based on the flight state of the aircraft 10 detected by the flight state detection section 8 . That is, when the output control section 7 receives a detection result from the flight state detection section 8 that the aircraft 10 is in the takeoff and landing state, the output control section 7 shifts to the first operation mode M1. When the output control unit 7 receives a detection result indicating that the aircraft 10 is in a cruising state from the flight state detection unit 8, the output control unit 7 shifts to the second operation mode M2.

（各運転モードにおけるガスタービン発電機の動作）
以下、各運転モードにおけるガスタービン発電機１の動作について説明する。始めに、第一運転モードＭ１におけるガスタービン発電機１の動作について説明する。
図２に示すように、第一運転モードＭ１において、出力制御部７は、第一開閉弁６１、第二開閉弁６２、第三開閉弁６３及び第四開閉弁６４を開く。つまり、第一開閉弁６１は、第一圧縮機２１から燃焼器４へ空気を流通させる。第二開閉弁は、第二圧縮機３１から燃焼器４へ空気を流通させる。第三開閉弁６３は、燃焼器４から第一タービン２２へ空気を流通させる。第四開閉弁６４は、燃焼器４から第二タービン３２へ空気を流通させる。 (Operation of gas turbine generator in each operation mode)
Hereinafter, the operation of the gas turbine generator 1 in each operation mode will be explained. First, the operation of the gas turbine generator 1 in the first operation mode M1 will be described.
As shown in FIG. 2, in the first operation mode M1, the output control unit 7 opens the first on-off valve 61, the second on-off valve 62, the third on-off valve 63, and the fourth on-off valve 64. That is, the first on-off valve 61 allows air to flow from the first compressor 21 to the combustor 4. The second on-off valve allows air to flow from the second compressor 31 to the combustor 4. The third on-off valve 63 allows air to flow from the combustor 4 to the first turbine 22. The fourth on-off valve 64 allows air to flow from the combustor 4 to the second turbine 32.

第一圧縮機２１は、外気を吸入して圧縮する。第一圧縮機２１により圧縮された空気は、第一供給管５１を流通して燃焼器４へ流入する。第二圧縮機３１は、外気を吸入して圧縮する。第二圧縮機３１により圧縮された空気は、第二供給管５２を流通して燃焼器４へ流入する。これにより、燃焼器４には、第一圧縮機２１及び第二圧縮機３１のそれぞれから圧縮空気が流入するので、燃焼器４に要求された出力を発生するのに十分な流量の空気が供給される。 The first compressor 21 takes in outside air and compresses it. The air compressed by the first compressor 21 flows through the first supply pipe 51 and flows into the combustor 4 . The second compressor 31 takes in outside air and compresses it. The air compressed by the second compressor 31 flows through the second supply pipe 52 and flows into the combustor 4 . As a result, compressed air flows into the combustor 4 from each of the first compressor 21 and the second compressor 31, so a flow rate of air sufficient to generate the required output is supplied to the combustor 4. be done.

燃焼器４から排出された空気の約半分は、第一排出管５３を流通して第一タービン２２に供給され、第一タービン２２を回転させる。その後、空気は第一タービン２２から外部へ排出される。燃焼器４から排出された空気の残りの半分は、第二排出管５４を流通して第二タービン３２に供給され、第二タービン３２を回転させる。その後、空気は第二タービン３２から外部へ排出される。第一タービン２２及び第二タービン３２が回転することにより、第一発電機２４及び第二発電機３４が回転駆動され、電力を発電する。 Approximately half of the air discharged from the combustor 4 flows through the first exhaust pipe 53 and is supplied to the first turbine 22, causing the first turbine 22 to rotate. Air is then exhausted from the first turbine 22 to the outside. The remaining half of the air discharged from the combustor 4 flows through the second exhaust pipe 54 and is supplied to the second turbine 32, causing the second turbine 32 to rotate. The air is then exhausted from the second turbine 32 to the outside. As the first turbine 22 and the second turbine 32 rotate, the first generator 24 and the second generator 34 are rotationally driven to generate electric power.

次に、第二運転モードＭ２におけるガスタービン発電機１の動作について説明する。
図３に示すように、第二運転モードＭ２において、出力制御部７は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３のうち一方の動作を停止するとともに、停止したガスタービン要素に接続される供給管（第一供給管５１又は第二供給管５２）及び排出管（第一排出管５３又は第二排出管５４）に設けられる開閉弁６をそれぞれ閉じる。図３に示す例では、第二ガスタービン要素３の動作を停止した場合について説明する。具体的に、図３に示す例において、出力制御部７は、第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３を開くとともに、第二開閉弁６２及び第四開閉弁６４を閉じる。つまり、第一開閉弁６１は、第一圧縮機２１から燃焼器４へ空気を流通させる。第二開閉弁６２は、第二圧縮機３１から燃焼器４への空気の流通を遮断する。第三開閉弁６３は、燃焼器４から第一タービン２２へ空気を流通させる。第四開閉弁６４は、燃焼器４から第二タービン３２への空気の流通を遮断する。これにより、出力制御部７は、第二ガスタービン要素３の動作を停止させ、かつ第一ガスタービン要素２を動作させる。なお、出力制御部７は、第二ガスタービン要素３の回転が完全に停止した後に上述の各開閉弁６の開閉制御を行ってもよい。 Next, the operation of the gas turbine generator 1 in the second operation mode M2 will be explained.
As shown in FIG. 3, in the second operation mode M2, the output control unit 7 stops the operation of one of the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3, and connects the stopped gas turbine element. The on-off valves 6 provided in the supply pipe (the first supply pipe 51 or the second supply pipe 52) and the discharge pipe (the first discharge pipe 53 or the second discharge pipe 54) are respectively closed. In the example shown in FIG. 3, a case will be described in which the operation of the second gas turbine element 3 is stopped. Specifically, in the example shown in FIG. 3, the output control unit 7 opens the first on-off valve 61 and the third on-off valve 63, and closes the second on-off valve 62 and the fourth on-off valve 64. That is, the first on-off valve 61 allows air to flow from the first compressor 21 to the combustor 4. The second on-off valve 62 blocks air flow from the second compressor 31 to the combustor 4 . The third on-off valve 63 allows air to flow from the combustor 4 to the first turbine 22. The fourth on-off valve 64 blocks air flow from the combustor 4 to the second turbine 32. Thereby, the output control unit 7 stops the operation of the second gas turbine element 3 and operates the first gas turbine element 2. Note that the output control unit 7 may perform the opening/closing control of each on-off valve 6 described above after the rotation of the second gas turbine element 3 has completely stopped.

第一圧縮機２１は、外気を吸入して圧縮する。第一圧縮機２１により圧縮された空気は、第一供給管５１を流通して燃焼器４へ流入する。第二運転モードＭ２において、第一圧縮機２１から燃焼器４へ供給される空気の圧縮比は、第一運転モードＭ１において第一圧縮機２１から燃焼器４へ供給される空気の圧縮比と同等である。これにより、第二運転モードＭ２における第一ガスタービン要素２では、第一運転モードＭ１における第一ガスタービン要素２の出力と同等の出力が得られる。ここで、本実施形態において、第一ガスタービン要素２と第二ガスタービン要素３の定格出力は同等である。よって、第二運転モードＭ２では、ガスタービン発電機１全体として、第一運転モードＭ１におけるガスタービン発電機１の約半分の出力が得られる。
燃焼器４から排出された空気は、第一排出管５３を流通して第一タービン２２へ供給され、第一タービン２２を回転させる。その後、空気は第一タービン２２から外部へ排出される。 The first compressor 21 takes in outside air and compresses it. The air compressed by the first compressor 21 flows through the first supply pipe 51 and flows into the combustor 4 . In the second operation mode M2, the compression ratio of the air supplied from the first compressor 21 to the combustor 4 is the same as the compression ratio of the air supplied from the first compressor 21 to the combustor 4 in the first operation mode M1. are equivalent. Thereby, the first gas turbine element 2 in the second operation mode M2 can obtain an output equivalent to the output of the first gas turbine element 2 in the first operation mode M1. Here, in this embodiment, the rated outputs of the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3 are equivalent. Therefore, in the second operation mode M2, the gas turbine generator 1 as a whole can obtain approximately half the output of the gas turbine generator 1 in the first operation mode M1.
Air discharged from the combustor 4 flows through the first exhaust pipe 53 and is supplied to the first turbine 22, causing the first turbine 22 to rotate. Air is then exhausted from the first turbine 22 to the outside.

（作用、効果）
次に、上述のガスタービン発電機１の作用、効果について説明する。
本実施形態のガスタービン発電機１によれば、ガスタービン発電機１は、第一ガスタービン要素２と、第二ガスタービン要素３と、単一の燃焼器４と、を備える。複数のガスタービン要素２，３は、単一の燃焼器４に接続されているので、複数のガスタービン要素２，３に対応して複数の燃焼器を有する従来技術と比較して、部品点数を削減できる。これにより、ガスタービン発電機１全体の重量やコストの増加を抑制することができる。また、ガスタービン発電機１の軽量化により、従来技術と比較して出力性能を低下させることなく燃費を向上させることができる。
第一発電機２４は、第一回転軸２３の軸方向において第一圧縮機２１と第一タービン２２との間に設けられている。第二発電機３４は、第二回転軸３３の軸方向において第二圧縮機３１と第二タービン３２との間に設けられている。このように、各発電機２４，３４を圧縮機２１，３１とタービン２２，３２との間にそれぞれ配置することにより、軸方向における圧縮機２１，３１とタービン２２，３２との間の空間を有効利用し、ガスタービン要素２，３全体での軸長を短くすることができる。よって、ガスタービン発電機１を小型化し、機体１１に搭載する際のレイアウト自由度を向上できる。また、小型化によりガスタービン発電機１の重量を低減できる。
したがって、従来技術と比較して重量及びコストの増加を抑制しつつ、燃費を向上したガスタービン発電機１を提供できる。 (action, effect)
Next, the functions and effects of the above-described gas turbine generator 1 will be explained.
According to the gas turbine generator 1 of this embodiment, the gas turbine generator 1 includes a first gas turbine element 2, a second gas turbine element 3, and a single combustor 4. Since the plurality of gas turbine elements 2 and 3 are connected to a single combustor 4, the number of parts is reduced compared to the conventional technology which has a plurality of combustors corresponding to the plurality of gas turbine elements 2 and 3. can be reduced. Thereby, an increase in the weight and cost of the gas turbine generator 1 as a whole can be suppressed. Further, by reducing the weight of the gas turbine generator 1, fuel efficiency can be improved without reducing output performance compared to the conventional technology.
The first generator 24 is provided between the first compressor 21 and the first turbine 22 in the axial direction of the first rotating shaft 23 . The second generator 34 is provided between the second compressor 31 and the second turbine 32 in the axial direction of the second rotating shaft 33. In this way, by arranging the generators 24, 34 between the compressors 21, 31 and the turbines 22, 32, the space between the compressors 21, 31 and the turbines 22, 32 in the axial direction can be reduced. This can be used effectively to shorten the overall axial length of the gas turbine elements 2 and 3. Therefore, the gas turbine generator 1 can be downsized, and the degree of freedom in layout when mounting it on the fuselage 11 can be improved. Moreover, the weight of the gas turbine generator 1 can be reduced by downsizing.
Therefore, it is possible to provide a gas turbine generator 1 that improves fuel efficiency while suppressing increases in weight and cost compared to the conventional technology.

第一発電機２４は、第一回転軸２３と同軸上に設けられ、第二発電機３４は、第二回転軸３３と同軸上に設けられる。これにより、圧縮機２１，３１及びタービン２２，３２により生じた回転力を効率的に各発電機２４，３４に伝達させることができる。よって、ガスタービン発電機１の発電効率を高めることができる。 The first generator 24 is provided coaxially with the first rotating shaft 23 , and the second generator 34 is provided coaxially with the second rotating shaft 33 . Thereby, the rotational force generated by the compressors 21, 31 and the turbines 22, 32 can be efficiently transmitted to the respective generators 24, 34. Therefore, the power generation efficiency of the gas turbine generator 1 can be increased.

出力制御部７は、飛行状態検出部８により検出された飛行状態に基づいて、航空機１０の出力モードを、第一運転モードＭ１と第二運転モードＭ２とに切り替える。第二運転モードＭ２において、出力制御部７は、第一ガスタービン要素２及び第二ガスタービン要素３の一方の動作を停止するとともに、停止したガスタービン要素に接続される供給管及び排出管における空気の流通を遮断する。これにより、例えば航空機１０が巡航する場合等の低負荷時に第二運転モードＭ２に切り替えることで、過剰な電力生成を抑制できる。一方、航空機１０が離着陸する場合等の高負荷時に第一運転モードＭ１に切り替えることで、高出力を確保できる。よって、特に低負荷時と高負荷時とで出力値の変動が大きい航空機１０に適用した場合において、より一層燃費の向上を図ることができるガスタービン発電機１とすることができる。 The output control section 7 switches the output mode of the aircraft 10 between the first operation mode M1 and the second operation mode M2 based on the flight state detected by the flight state detection section 8. In the second operation mode M2, the output control unit 7 stops the operation of one of the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3, and also controls the supply pipe and exhaust pipe connected to the stopped gas turbine element. Block air circulation. Thereby, excessive power generation can be suppressed by switching to the second operation mode M2 when the load is low, such as when the aircraft 10 is cruising. On the other hand, high output can be ensured by switching to the first operation mode M1 during high loads such as when the aircraft 10 takes off and lands. Therefore, the gas turbine generator 1 can further improve fuel efficiency, especially when applied to an aircraft 10 whose output value fluctuates greatly between low load and high load.

第一発電機２４は、第一タービン２２よりも第一圧縮機２１の近くに配置され、第二発電機３４は、第二タービン３２よりも第二圧縮機３１の近くに配置される。これにより、タービン２２，３２と比較して低温な圧縮機２１，３１側に発電機を配置できるので、発電機２４，３４を熱から守ることができる。よって、圧縮機２１，３１とタービン２２，３２との間に発電機２４，３４を配置して軸長を短縮した場合であっても、高温による発電機２４，３４の性能低下を抑制できる。 The first generator 24 is arranged closer to the first compressor 21 than the first turbine 22, and the second generator 34 is arranged closer to the second compressor 31 than the second turbine 32. Thereby, the generator can be placed on the side of the compressors 21, 31, which is at a lower temperature than the turbines 22, 32, so the generators 24, 34 can be protected from heat. Therefore, even if the generators 24, 34 are disposed between the compressors 21, 31 and the turbines 22, 32 to shorten the axial length, it is possible to suppress performance deterioration of the generators 24, 34 due to high temperatures.

燃焼器４は、第一ガスタービン要素２と第二ガスタービン要素３との間に配置されている。これにより、燃焼器４と各ガスタービン要素を接続する複数の配管５の長さを短くすることができる。よって、配管５の重量増加を抑制できる。 The combustor 4 is arranged between the first gas turbine element 2 and the second gas turbine element 3. Thereby, the length of the plurality of pipes 5 connecting the combustor 4 and each gas turbine element can be shortened. Therefore, an increase in the weight of the pipe 5 can be suppressed.

なお、本発明の技術範囲は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、上述の実施形態及び図３では、第二運転モードＭ２として第二ガスタービン要素３の動作を停止した場合について説明したが、これに限られない。第二運転モードＭ２において、第一ガスタービン要素２の動作を停止し、かつ第二ガスタービン要素３を動作させてもよい。この場合、出力制御部７は、第一開閉弁６１及び第三開閉弁６３を閉じるとともに、第二開閉弁６２及び第四開閉弁６４を開く。 Note that the technical scope of the present invention is not limited to the embodiments described above, and various changes can be made without departing from the spirit of the present invention.
For example, in the above-described embodiment and FIG. 3, a case has been described in which the operation of the second gas turbine element 3 is stopped as the second operation mode M2, but the present invention is not limited to this. In the second operation mode M2, the operation of the first gas turbine element 2 may be stopped and the second gas turbine element 3 may be operated. In this case, the output control unit 7 closes the first on-off valve 61 and the third on-off valve 63, and opens the second on-off valve 62 and the fourth on-off valve 64.

航空機１０のロータ１２及び電動機１４の個数は上述の実施形態に限定されない。
ガスタービン発電機１は、３個以上の複数のガスタービン要素を有してもよい。 The number of rotors 12 and electric motors 14 of aircraft 10 is not limited to the above embodiment.
The gas turbine generator 1 may have three or more gas turbine elements.

その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上述した実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上述した実施形態を適宜組み合わせてもよい。 In addition, the components in the embodiments described above can be replaced with known components as appropriate without departing from the spirit of the present invention, and the embodiments described above may be combined as appropriate.

１ガスタービン発電機
２第一ガスタービン要素
３第二ガスタービン要素
４燃焼器
６開閉弁
７出力制御部
８飛行状態検出部
１０航空機
１１機体
１２ロータ
２１第一圧縮機
２２第一タービン
２３第一回転軸
２４第一発電機
３１第二圧縮機
３２第二タービン
３３第二回転軸
３４第二発電機
４０吸気口
５１第一供給管
５２第二供給管
５３第一排出管
５４第二排出管
６１第一開閉弁
６２第二開閉弁
６３第三開閉弁
６４第四開閉弁
Ｍ１第一運転モード
Ｍ２第二運転モード 1 Gas turbine generator 2 First gas turbine element 3 Second gas turbine element 4 Combustor 6 On-off valve 7 Output control section 8 Flight state detection section 10 Aircraft 11 Airframe 12 Rotor 21 First compressor 22 First turbine 23 First Rotating shaft 24 First generator 31 Second compressor 32 Second turbine 33 Second rotating shaft 34 Second generator 40 Inlet port 51 First supply pipe 52 Second supply pipe 53 First discharge pipe 54 Second discharge pipe 61 First on-off valve 62 Second on-off valve 63 Third on-off valve 64 Fourth on-off valve M1 First operation mode M2 Second operation mode

Claims

mounted on an aircraft body having a hybrid propulsion system including a plurality of rotors connected to a generator to drive the generator and driven by the electric power generated by the generator;
a first gas turbine element having a first compressor and a first turbine connected to the first compressor via a first rotating shaft and rotating integrally with the first compressor;
a second gas turbine element having a second compressor and a second turbine connected to the second compressor via a second rotating shaft and rotating integrally with the second compressor;
a single combustor connected to the first gas turbine element and the second gas turbine element, respectively;
a first supply pipe that connects the first compressor and the combustor and allows the air compressed by the first compressor to flow to the intake port of the combustor;
a second supply pipe that connects the second compressor and the combustor and causes the air compressed by the second compressor to flow into the intake port of the combustor;
a first exhaust pipe that connects the combustor and the first turbine and allows air exhausted from the combustor to flow to the first turbine;
a second exhaust pipe that connects the combustor and the second turbine and allows air exhausted from the combustor to flow to the second turbine;
multiple on-off valves,
a flight state detection unit that detects a flight state of the aircraft;
an output control unit that controls opening and closing of the plurality of on-off valves and controls engine output based on the flight state detected by the flight state detection unit;
Equipped with
The first gas turbine element includes a first generator connected to the first rotating shaft and disposed between the first compressor and the first turbine in the axial direction of the first rotating shaft. have,
The second gas turbine element includes a second generator connected to the second rotating shaft and disposed between the second compressor and the second turbine in the axial direction of the second rotating shaft. have,
The plurality of on-off valves are
a first on-off valve provided in the first supply pipe and capable of blocking air flow within the first supply pipe;
a second on-off valve provided in the second supply pipe and capable of blocking air flow within the second supply pipe;
a third on-off valve provided in the first discharge pipe and capable of blocking air flow within the first discharge pipe;
a fourth on-off valve provided in the second exhaust pipe and capable of blocking air flow within the second exhaust pipe;
including;
The output control unit is capable of switching the output mode of the aircraft between a first operation mode and a second operation mode in which the output value is less than the output value of the first operation mode, based on the flight state. can be,
In the second operation mode, the output control section stops the operation of one of the first gas turbine element and the second gas turbine element, and also stops the operation of the supply pipe connected to the one gas turbine element and the A gas turbine generator characterized in that each of the on-off valves provided in the exhaust pipe is closed .

The first generator is provided coaxially with the first rotating shaft,
The gas turbine generator according to claim 1, wherein the second generator is provided coaxially with the second rotating shaft.

The first generator is arranged closer to the first compressor than the first turbine in the axial direction of the first rotating shaft,
3. The second generator is arranged closer to the second compressor than the second turbine in the axial direction of the second rotating shaft. gas turbine generator.

The combustor is arranged between the first gas turbine element and the second gas turbine element in the direction in which the first gas turbine element and the second gas turbine element are arranged. The gas turbine generator according to any one of claims 1 to 3 .