JPH03172539A - 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 - Google Patents
航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法Info
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- JPH03172539A JPH03172539A JP31055589A JP31055589A JPH03172539A JP H03172539 A JPH03172539 A JP H03172539A JP 31055589 A JP31055589 A JP 31055589A JP 31055589 A JP31055589 A JP 31055589A JP H03172539 A JPH03172539 A JP H03172539A
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- centrifugal compressor
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- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 abstract 2
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- 239000007789 gas Substances 0.000 description 10
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- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、航空機用、車輌用、産業用等の主エンジンや
補助エンジン（ＡＰＩＩ）として用いられる軸出力式ガ
スタービンエンジンおよびその運転方法に関する。
補助エンジン（ＡＰＩＩ）として用いられる軸出力式ガ
スタービンエンジンおよびその運転方法に関する。
第４図は従来のガスタービンエンジンの一例を示す縦断
面図である。空気吸込口（１）から吸入された空気は、
軸流圧縮機（２）および遠心圧縮機（３）で圧縮され、
燃焼器（４）に導びかれ、ここで燃料の燃焼に供される
。燃焼により生じた燃焼ガスにより高圧タービン（５）
および出力タービン（６）が回転駆動される。高圧ター
ビン（５）の回転により上記軸流圧縮機（２）および遠
心圧縮機（３）が駆動される。出力タービン（６）の回
転力は出力軸（７）から取出される。（８）はＦＡＤＥ
Ｃ（Ｐｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ
Ｅｌｅｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ。
面図である。空気吸込口（１）から吸入された空気は、
軸流圧縮機（２）および遠心圧縮機（３）で圧縮され、
燃焼器（４）に導びかれ、ここで燃料の燃焼に供される
。燃焼により生じた燃焼ガスにより高圧タービン（５）
および出力タービン（６）が回転駆動される。高圧ター
ビン（５）の回転により上記軸流圧縮機（２）および遠
心圧縮機（３）が駆動される。出力タービン（６）の回
転力は出力軸（７）から取出される。（８）はＦＡＤＥ
Ｃ（Ｐｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ
Ｅｌｅｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ。
完全な電子コントロール）である。出力の増減は、燃料
の供給量を加減して、回転数を変化させることにより、
行なう。上記軸流圧縮機（２）には、サージングを防止
するため、入口側に可変人口案内翼（９）、出口側に可
変静翼ＯＩがそれぞれ設けられていて、Ｆ Ａ Ｄ ［
ＩＣ（８）により角度制御される。
の供給量を加減して、回転数を変化させることにより、
行なう。上記軸流圧縮機（２）には、サージングを防止
するため、入口側に可変人口案内翼（９）、出口側に可
変静翼ＯＩがそれぞれ設けられていて、Ｆ Ａ Ｄ ［
ＩＣ（８）により角度制御される。
次に第５図は従来のガスタービンエンジンの他の例を示
す縦断面図である。この例では、出力タービン（６）の
入口に可変タービンノズル（１１）が設けられていて、
この可変タービンノズル（１１）をＦＡＤＥＣ（８）に
より急速に動かすことにより、出力の応答性を高めてい
る。圧縮機としては遠心圧縮機〔３）のみが設けられて
おり、軸流圧縮機は無いので、前記可変人口案内翼も可
変静翼も設けられていない。
す縦断面図である。この例では、出力タービン（６）の
入口に可変タービンノズル（１１）が設けられていて、
この可変タービンノズル（１１）をＦＡＤＥＣ（８）に
より急速に動かすことにより、出力の応答性を高めてい
る。圧縮機としては遠心圧縮機〔３）のみが設けられて
おり、軸流圧縮機は無いので、前記可変人口案内翼も可
変静翼も設けられていない。
前記従来のガスタービンエンジンには、次のような解決
すべき課題があった。
すべき課題があった。
第４図図示のガスタービンエンジンでは、出力を増減す
るためにはエンジンの回転数を変化させる必要がある。
るためにはエンジンの回転数を変化させる必要がある。
したがって出力応答時間は、ロータの回転慣性モーメン
トに影響され、極端に小さくはできなかった。すなわち
慣性重量の大きい回転体を加減速するには時間が必要で
ある。前記可変人口案内翼（９）および可変静翼００は
、サージング回避の目的で設けられているので可変範囲
が狭く、これを動かしても大きな出力変化は得られない
。
トに影響され、極端に小さくはできなかった。すなわち
慣性重量の大きい回転体を加減速するには時間が必要で
ある。前記可変人口案内翼（９）および可変静翼００は
、サージング回避の目的で設けられているので可変範囲
が狭く、これを動かしても大きな出力変化は得られない
。
第５図図示のガスタービンエンジンでは、可変タービン
ノズル（１１）を急速に動かすことにより出力の応答性
が高まり、更に部分負荷の燃費も改善されるが、可変機
構を高温部に設置しなければならないので、信軌性、性
能（熱膨張を考慮して翼と壁面との隙間を大きくとる必
要があり、洩れ損失が大きくなって性能が低下する）、
重量の点で問題があった。
ノズル（１１）を急速に動かすことにより出力の応答性
が高まり、更に部分負荷の燃費も改善されるが、可変機
構を高温部に設置しなければならないので、信軌性、性
能（熱膨張を考慮して翼と壁面との隙間を大きくとる必
要があり、洩れ損失が大きくなって性能が低下する）、
重量の点で問題があった。
［課題を解決するための手段〕
本発明は、前記従来の課題を解決するために、高圧ター
ビンにより駆動される遠心圧縮機と、同遠心圧縮機の入
口に設けられた可変案内翼とを備えたことを特徴とする
軸出力式ガスタービン、ならびに上記軸出力式ガスター
ビンにおいて、回転数を高い状態に保ったまま、上記可
変案内翼を駆動することにより、軸出力を変化させるこ
とを特徴とする軸出力式ガスタービンの運転方法を提案
するものである。
ビンにより駆動される遠心圧縮機と、同遠心圧縮機の入
口に設けられた可変案内翼とを備えたことを特徴とする
軸出力式ガスタービン、ならびに上記軸出力式ガスター
ビンにおいて、回転数を高い状態に保ったまま、上記可
変案内翼を駆動することにより、軸出力を変化させるこ
とを特徴とする軸出力式ガスタービンの運転方法を提案
するものである。
本発明においては、エンジンの回転数を高い状態に保っ
たまま可変案内翼を常温に近い状態で制御（開閉）して
エンジン空気流量を制御（増減）し、同時に燃料流量も
制御して、出力を制御する。
たまま可変案内翼を常温に近い状態で制御（開閉）して
エンジン空気流量を制御（増減）し、同時に燃料流量も
制御して、出力を制御する。
第１図は本発明をヘリコプタ用ターボシャフトエンジン
に適用した一実施例を示す縦断面図、第２図は同じく出
力応答特性を示す図である。第１図において、前記第４
図および第５図により説明した従来のものと同様の部分
については、冗長になるのを避けるため、同一の符号を
付は詳しい説明を省く。
に適用した一実施例を示す縦断面図、第２図は同じく出
力応答特性を示す図である。第１図において、前記第４
図および第５図により説明した従来のものと同様の部分
については、冗長になるのを避けるため、同一の符号を
付は詳しい説明を省く。
本実施例では、遠心圧縮機（３）の入口に可変人口案内
翼（９）が設けられている。０２）はＶＩＧＶ （可変
人口案内翼）用アクチュエータである。
翼（９）が設けられている。０２）はＶＩＧＶ （可変
人口案内翼）用アクチュエータである。
第１図において可変人口案内翼（９）を絞る（角度を大
きくする）ことにより、高いエンジン回転数でも、エン
ジンに取り込まれる空気流量を減少させ、エンジン軸出
力を低下させることができる（第２図のＡ点）。この状
態から可変人口案内翼（９）を急に開くことにより空気
流量が増加し、出力も急増加する（第２図のＢ点）。こ
のとき、エンジンの回転数は一定なので、エンジンの出
力応答時間は、ＶＩＧＶ （可変人口案内翼）用アクチ
ュエーり（＋２１の応答のみで殆ど決まる。したがって
出力応答時間は非常に短くできる。すなわち本実施例で
は第２図図示のような出力特性が得られ、定格回転数の
ままでも軸出力を１０％以下に絞ることができるため、
非常に短時間で軸出力を変化させることができる。
きくする）ことにより、高いエンジン回転数でも、エン
ジンに取り込まれる空気流量を減少させ、エンジン軸出
力を低下させることができる（第２図のＡ点）。この状
態から可変人口案内翼（９）を急に開くことにより空気
流量が増加し、出力も急増加する（第２図のＢ点）。こ
のとき、エンジンの回転数は一定なので、エンジンの出
力応答時間は、ＶＩＧＶ （可変人口案内翼）用アクチ
ュエーり（＋２１の応答のみで殆ど決まる。したがって
出力応答時間は非常に短くできる。すなわち本実施例で
は第２図図示のような出力特性が得られ、定格回転数の
ままでも軸出力を１０％以下に絞ることができるため、
非常に短時間で軸出力を変化させることができる。
なお、上記空気流量の制御と同時に、燃料流量もＰ Ａ
Ｄ Ｅ Ｃ（８）により制御して、出力を増減させる
。
Ｄ Ｅ Ｃ（８）により制御して、出力を増減させる
。
それを行なうためには、圧縮機が安定作動する必要があ
る。従来のような可変人口案内翼や可変静翼の付いた軸
流圧縮機または軸流圧縮機と遠心圧縮機を組合せた圧縮
機では、可変人口案内翼を閉じていった場合の安定作動
が困難であったが、本実施例のように単段または多段の
遠心圧縮機のみで構成される圧縮機ではこれが可能であ
る。
る。従来のような可変人口案内翼や可変静翼の付いた軸
流圧縮機または軸流圧縮機と遠心圧縮機を組合せた圧縮
機では、可変人口案内翼を閉じていった場合の安定作動
が困難であったが、本実施例のように単段または多段の
遠心圧縮機のみで構成される圧縮機ではこれが可能であ
る。
次に第３図は、第２の実施例として、本発明を固定翼航
空機用のターボプロップエンジンに適用した例を示す縦
断面図である。この図においても、前記と同様の部分に
ついては同一の符号を付は詳しい説明を省く。
空機用のターボプロップエンジンに適用した例を示す縦
断面図である。この図においても、前記と同様の部分に
ついては同一の符号を付は詳しい説明を省く。
６
本実施例で新たに用いられた符号として、面は減速ギヤ
ボックスである。本実施例においても、前記第１の実施
例と同様の作用効果を得ることができる。
ボックスである。本実施例においても、前記第１の実施
例と同様の作用効果を得ることができる。
本発明によれば、軸出力式ガスタービンにおいて、一定
のエンジン回転数で広範囲の出力を得ることができる。
のエンジン回転数で広範囲の出力を得ることができる。
したがってまた、短時間で出力を変化させることができ
る。
る。
第１図は本発明をヘリコプタ用ターボシャフトエンジン
に適用した一実施例を示す縦断面図、第２図は同じく出
力応答特性を示す図である。第３図は第２の実施例とし
て本発明を固定翼航空機用のターボプロップエンジンに
適用した例を示す縦断面図である。第４図および第５図
はいずれも従来のガスタービンエンジンの例を示す縦断
面図である。 （１）・・・空気吸込口、（２）・・・軸流圧縮機（３
）・・・遠心圧縮機、（４）・・・燃焼器。 （６）・・・出力タービン （５）・・・高圧タービン。 （７）・・・出力軸。 （９）・・・可変人口案内翼。 （１０・・・可変タービンノズル ０２１・・・可変人口案内翼（ＶＩＧＶ）０３）・・・
減速ギヤボックス。 （８）・・・ＦＡＤＥＣ。 ００）・・・可変静翼。 用アクチュエータ。
に適用した一実施例を示す縦断面図、第２図は同じく出
力応答特性を示す図である。第３図は第２の実施例とし
て本発明を固定翼航空機用のターボプロップエンジンに
適用した例を示す縦断面図である。第４図および第５図
はいずれも従来のガスタービンエンジンの例を示す縦断
面図である。 （１）・・・空気吸込口、（２）・・・軸流圧縮機（３
）・・・遠心圧縮機、（４）・・・燃焼器。 （６）・・・出力タービン （５）・・・高圧タービン。 （７）・・・出力軸。 （９）・・・可変人口案内翼。 （１０・・・可変タービンノズル ０２１・・・可変人口案内翼（ＶＩＧＶ）０３）・・・
減速ギヤボックス。 （８）・・・ＦＡＤＥＣ。 ００）・・・可変静翼。 用アクチュエータ。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）高圧タービンにより駆動される遠心圧縮機と、同遠
心圧縮機の入口に設けられた可変案内翼とを備えたこと
を特徴とする軸出力式ガスタービン。 ２）高圧タービンにより駆動される遠心圧縮機と、同遠
心圧縮機の入口に設けられた可変案内翼とを備えた軸出
力式ガスタービンにおいて、回転数を高い状態に保った
まま、上記可変案内翼を駆動することにより、軸出力を
変化させることを特徴とする軸出力式ガスタービンの運
転方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31055589A JP2941319B2 (ja) | 1989-12-01 | 1989-12-01 | 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP31055589A JP2941319B2 (ja) | 1989-12-01 | 1989-12-01 | 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03172539A true JPH03172539A (ja) | 1991-07-25 |
| JP2941319B2 JP2941319B2 (ja) | 1999-08-25 |
Family
ID=18006650
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP31055589A Expired - Lifetime JP2941319B2 (ja) | 1989-12-01 | 1989-12-01 | 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2941319B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009542950A (ja) * | 2006-07-06 | 2009-12-03 | アルストム テクノロジー リミテッド | ガスタービン作動方法ならびに当該方法を実施するためのガスタービン |
| JP2015535049A (ja) * | 2012-11-09 | 2015-12-07 | ターボメカＴｕｒｂｏｍｅｃａ | タービンエンジン用圧縮アセンブリ |
-
1989
- 1989-12-01 JP JP31055589A patent/JP2941319B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009542950A (ja) * | 2006-07-06 | 2009-12-03 | アルストム テクノロジー リミテッド | ガスタービン作動方法ならびに当該方法を実施するためのガスタービン |
| JP2015535049A (ja) * | 2012-11-09 | 2015-12-07 | ターボメカＴｕｒｂｏｍｅｃａ | タービンエンジン用圧縮アセンブリ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2941319B2 (ja) | 1999-08-25 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090618 Year of fee payment: 10 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100618 Year of fee payment: 11 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100618 Year of fee payment: 11 |