JPH05502080A - 一体パワーユニツト - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 一部パワーユニット （技術分野） 本発明は航空機の２次パワーシステトの分野に関する。本発明は特に航空機に搭 載して使用され、タービンエンジンを有する一部パワーユニットを備え、タービ ンエンジンはタービンエンジンのダイナミックコンプレッサあるいは航空機に搭 載される貯蔵源により与えられる圧縮空気と共に、航空機の推進エンジン燃料タ ンクからの燃料を用いる２次パワーシステムに関する。特に一体パワーユニット のタービンエンジンは単一のタービン部と単一の燃焼器部とを有する。７燃焼器 部は航空機の燃料タンクからの燃料を導入し、第１の動作モードではタービン部 により駆動され得るダイナミックコンプレッサからのみ圧縮空気を導入する。別 の動作モードでは燃焼器部には航空機搭載の圧縮空気貯蔵ボトルから圧縮空気が 導入される。タービンエンジンは２個の圧縮空気供給源の一方からの圧縮空気を 用いて始動し、動作維持可能であり、貯蔵した圧縮空気の使用からダイナミック コンプレッサにより与えられる圧縮外気の使用に切り替え可能である。

航空機の推進エンジンは通常付属システムを駆動するが常時駆動可能である必要 はない。従って、２次パワーシステムを用いて航空機搭システムを駆動する１、 従来の２次パワーシステムには吸気タービンエンジンの補助パワーシステム１（ ＡＰＵ）が包有される。この補助パワーユニットは、航空機が地上にあるか、あ るいは電力、油圧及び圧縮空気を航空機に与える飛行中にある開作動される。一 般に補助パワーユニットからのパワーを用いて航空機搭載の電気装置を作動し、 航空機飛行制御面を油圧により移動し、また航空機の乗客キャビンを加圧し環境 を制御する。２次パワーシステムには更に緊急パワーユニット（ＥＰＵ）が包有 され、緊急パワーユニットは飛行中に使用され得、航空機の主推進エンジンから の動力が失われる場合、航空機の電力及び油圧動力を実質的に最小限にする迅速 反応動力源である。

現在の航空機においては付属装置の故障によりギアボックスの動力伝達シャフト から付属装置への動力が失われると推進動力が失われることになり危険である。

多くの航空機は電力または油圧を利用することなしに飛行を維持出来ないので、 迅速に反応する緊急パワーユニットを用いて、補助パワーユニットを始動し得る 低い高度まで降下するまでこの重要な動力を与えるものである。緊急パワーユニ ットは補助パワーユニットより短時間で高い高度で始動し重要な動力を与えるこ とが出来る。この種の機内動力故障は力学的に不安定な航空機の場合特に危険で ある。飛行制御動力が失われると航空機は制御出来なくなる。飛行制御動力が迅 速に回復されなければ、飛行機は墜落することにもなる。従って力学的に不安定 な航空機にはこのような２次パワーシステムの一部として緊急パワーユニットを 搭載することが必須である。

従来補助パワーユニットおよび緊急パワーユニットを組み合わせて現在の航空機 に搭載し、予測出来る全ての動力要求を満足させていた。従来の最新補助パワー ユニットには航空機の主タンクからのジェットエンジン燃料を用いる吸気タービ 〉エンジンが採用される。従来の最新の緊急パワーユニットには航空機搭載の貯 蔵ボトルからの圧縮空気およびジェット燃料、あるいはヒドラジンのような触媒 的に分解したモノフューエルが使用される。ヒドラジンのモノフューエルの欠点 は当業者には良く知られている。即ち毒性が高く、動作中緊急パワーユニットの 操作が困難で迅速に劣化する。このため貯蔵ボトルからの圧縮空気およびジェッ トエンジン燃料を用いる緊急パワーユニットが本願と同じ譲渡人である７ランン ス・ケイ・ウェイガント等による米国特許第４．７７７、７９３号に開示される ７、この緊急パワーユニットによればヒドラジンのような、問題の多いモノフュ ーエルの使用を避けられる。

緊急パワーユニットの機能と補助パワーユニットの機能を組み合わせて過剰の部 品を除去することにより、コストおよび重量を減少可能な一部パワーユニットが ドナルド・ビー・スチュアート・ンユニアによる米国特許出願第２０２．７２３ 号（現在米国特許第　号）に開示される３、この特許も本願の譲渡人と同一であ る。この場合、２個の分離した燃焼チャンバが使用され、一方のチャンバには貯 蔵容器からの圧縮空気およびジェット燃料が受容され、一方他方のチャンバには ダイナミックコンプレッサからの圧縮空気及びジェット燃料が受容され、これら チャンバにより別個のタービンおよび出カンヤフトが駆動される。別個のタービ ンおよび出力シャフトからの動力は一体ギアボックスは送られ、ギアボックスで はタービンの一方からの動力出力を選択し付属装置を駆動する、７スチユアート ・ジュニアによるマルチ機能の一部パワーユニットはこれまで知られている別個 の補助パワーシステムまたは緊急パワーユニットに比べ相当に優れている。この 場合航空機に搭載する必要のある付属装置の不必要な部分が除去されるので、航 空機に搭載するシステムの複雑さ、コスト、重量が軽減される。

別の従来の一部パワーユニットがバーシュア・ジュニアによる米国特許第４．８ １５．２７７号に開示され、この場合タービンエンジンには単一のタービン部と ２個の燃焼チャンバ部とが包有される。燃焼チャンバの一方は貯蔵供給源からの 圧縮空気及びジェットエンジン燃料を受容し、連係するノズル部材を介し単一の タービン部へ高温の圧縮燃焼ガスを送るように構成される。他方の燃料チャンバ はタービン部により駆動されるダイナミックコンプレッサからの圧縮空気を受容 し高温の圧縮燃焼生成物を別個のノズル装置を介し単一のタービン部へ送るよう に構成される。一方２個の別個の燃焼チャンバのノズル装置は必然的に互いに緊 密に関連付けされ、それぞれの燃焼生成物を一部パワーユニットの同一で単一の タービン部へ供給する必要があるものと考えられる。ノズル装置のこのような関 連付けの結果一体パワーユニットの性能に制限が加えられ、また一体パワーユニ ットの補助パワーユニット（正常吸気）モード動作での効率が低下すると推定さ れる。

バーシュア・ジュニア等による特許に開示された一部パワーユニットの構成の欠 点は、両方の燃焼チャンバをもって同時に作動出来ないことにある。両方の燃焼 チャンバを同時に動作させる高温で圧縮された燃焼生成物をタービン部に与える と、貯蔵供給源から圧縮空気が経済的に使用され得よう。

不都合なことに貯蔵供給源からの圧縮空気を使用する燃焼チャンバは燃料の供給 が豊富になる構成を用いて燃料供給を実行シ、一方ダイヂミツクコンプレツサか らの圧縮空気を用いる燃焼チャンバは空気チャンバが同時に動作されれば、豊富 な燃料による燃焼生成物とリッチな空気による燃焼生成物が単一のタービン部へ の入口部で同時に混合されよう。豊富な燃料による燃焼生成物とリッチな空気に よる燃焼生成物がこのように混合されると、タービン部内での燃焼となろう。タ ービンエンジンのタービン部内での燃焼は燃料利用の効率が低下し、またタービ ン部は過度な高温を受けることになろう、更に、バーシュア・ジュニア等による 特許に開示される一部パワーユニットは所望のものより大きく重量が大になる。

これは従来の一部パワーユニットには必ず２個の燃焼器、２個のタービンノズル 、２個の点火器、点火器の動力供給装置および２個の分離した燃料計量装置を包 有する必要からである。

従来の補助パワーシステム、緊急パワーユニット及び一体パワーユニットは上述 したように効率が悪く、従って本発明の１目的は単一のタービン部を有するター ビンエンジンと、ダイナミックコンプレッサと、ジェットエンジン燃料とダイナ ミックコンプレッサからあるいは貯蔵圧縮空気供給源からの圧縮空気とを受容可 能な燃焼チャンバとを備える２次バワーシステムを提供することにある。

本発明の付加目的は上述した一部パワーユニットをｉえ、一体パワーユニットが 貯蔵供給源からの圧縮空気を用いて始動し動作維持しく緊急パワーユニットとほ ぼ同一）、ダイナミックコンプレッサからの圧縮外気を用いて始動し作動維持し く補助パワーシステムとほぼ同一）、更に緊急パワーユニット動作モードから補 助パワーユニットの動作モードへの切り替えを行うことの可能な２次パワーシス テムを提供することにある。

本発明の更に別の目的は上述した一部パワーユニットを備え、緊急パワーユニッ ト動作モートと補助パワーユニット動作モートとの間の一部パワーユニットの切 り替えは燃焼チャンバ内の燃焼を中断することなく、また一体パワーユニットか らの馬力出力を損なう事なく行われる２次パワーシステムを提供することにある 。

本発明により一部パワーユニット及び２次パワーシステムの別の目的および利点 は次の添付図面に示す本発明の単一の実施例に沿った以下の詳細な説明から明ら かとなろう４、図面の簡単な説明） 第１図は本発明による一部パワーユニットを含む２次パワーシステムの簡略図、 第２図は第１図に示す２次パワーシステムの一部パワーユニットに含まれるター ビンエンジンの縦断面図、第３図は第２図の線３−３に沿って切断した矢印方向 から見た部分拡大横断断面図、第４ａ図および第４ｂ図は第１図の２次パワーシ ステムの動作を観察し実行する制御ユニットの部分簡略図、第５および第６図は 緊急パワーユニツトモードでのタービンエンジンの始動中および緊急パワーユニ ットモートから補助パワーシステムモードへの切り替え中における一部パワーユ ニットの動作パラメータのグラフである。。

（発明を実施するための最良の形態） 第１図には本発明の１実施例としての２次／くワーシステム１０の概略が示され る。２次パワーシステム（ＳＰＳ）１０の動作の概略を理解するには、このシス テムがタンク１４からの燃料と貯蔵ボトル１６からの圧縮空気とを利用する緊急 パワーユニットとして始動し動作を維持することが出来ることを理解する必要が ある３、この２次パワーシステムはまたダイナミックコンプレッサ２２から与え られる圧縮外気とタンク１４からの燃料を用いる補助パワーユニットのように始 動しその動作を維持することも出来る。両方の動作モートでは、単一の燃焼部２ ６内において燃焼が生じる。

２次パワーシステム１０には、一体パワーユニット１２、燃料供給源としてのタ ンク１４（これは２次パワーシステム１０を搭載する航空機のジェットエンジン の燃料タンクを利用し得る、（圧縮空気貯蔵ボトル１６のような）圧縮空気貯蔵 源、および電子制御ユニツＩ−（ＥＣＵ）　１．８が包有される。電子制御ユニ ット１８により２次パワーシステムの動作が制御される。更に具体的には２次パ ワーシステムの、一体パワーユニット１２には原動機としてのタービンエンジン ２０が含まれることが理解されよう。

タービンエンジン２０には、補助ｌ々ワーユニットの動作で外気２４を吸入し、 その圧縮空気を矢印２８により示される如く燃焼部２６へ供給するダイナミック コンプレッサ２２が包有される１、燃焼部はタンク１４からポンプ３０、燃料制 御装置３２及び導管３４を介し燃料を導入する。燃焼部２６内で維持された燃焼 により高温で圧縮された燃焼生成物流が得られる。燃焼生成物はタービン部３６ 内（例えば矢印３８により示されるように）に流れ、燃焼生成物流は（例えば矢 印４０により示されるように）外気圧レベルに近付くよう膨張されて放出され、 シャフトのパワーが得られる。タービン部３６によりシャフト４２が駆動され、 次にシャフト４２によりダイナミックコンプレッサ２２が駆動される。シャフト ４２はパワー分配ギアホックス４４へ向かって延びている。パワー分配ギアホッ クス４４には各種のシャツ］・パワー消費付属装置４６が連結されている。

２次パワーシステム１０の緊急パワーユニット動作モードは貯蔵ボトル１６によ り与えられる。この圧縮空気貯蔵源からは圧縮空気が遮断弁４７、遮断弁４７と 直列に接続された空気量調整弁４８、及び導管５０を経て燃焼部２６へ送られる 。遮断弁４７、空気量調整弁４８および導管５０を経て貯蔵ボトル［６から導入 される圧縮空気により、導管３４を経て受容されるタンク１４からの燃料を用い て燃焼部２６内で燃焼が、ダイナミックコンプレッサ２２からの圧縮外気を用い て燃料を実行する場合とほぼ同様に、実行される。２次パワーシステム１０の緊 急パワーユニット動作モードについては以下に更に詳述する。

補助パワーシステム（または正常空気吸入〕モートで２次バ’７−システム１０ を始動するため、補助パワーシステムには導管５２と導管内を流れる空気流を制 御する弁５４とが包有される１、導管５２により、空気流が貯蔵ボトル１６から ノ々ワー分配ギアホックス４４と連係するエアタービンスタータ５６へ送られる 。５２次バワーンステムｌＯが補助パワーシステムモードでの動作状態にあると き、貯蔵ボトル１６は導管５８を経てダイナミ・ツクコンプレッサ２２からの空 気を利用して再び充気可能である。

ダイナミックコンプレッサ２２からの供給空気は導管５８を介し空気圧増幅装置 ６０、更に貯蔵ボトル１６へ送られる。更に、補助パワーシステムを緊急パワー ユニットモートで始動あるし１は補助パワーユニットモートへの過渡あるいは補 助、ａワーユニットモートで始動の後、圧縮空気は貯蔵ボトル１６から消費され るため、空気圧増幅装置６０を用いて導管５８を経るダイナミックコンプレッサ ２２からの供給空気の圧力を増加して貯蔵ボトル１６を再び充気する。以上の動 作はすべて電子制御ユニット１８の制御下で遂行される。

要約するに航空機は地上あるいは飛行中の比較的低高度にあるときは、２次パワ ーシステムｌＯが補助パワーユニットモートで始動され動作せしめられ、航空機 に油圧、電気および圧縮空気を供給する。一方、航空機が吸気モートで補助ノク ワーシステムを始動し動作させ得る高度にあるとき、あるし＼は主推進エンジン の電気、油圧あるいは圧縮空気システムが故障したとき、２次パワーシステム１ ０は全体的に一部上述したように多様に貯蔵ボトル■６からの圧縮空気を用いて 緊急パワーユニット（ＥＰ、Ｕ）として始動され動作され得る。この緊急、＜ワ ーユニット動作は、２次パワーシステムの動作が補助ノ々ワーシステムモートに 過渡的に変化される低い高度へ航空機が降下するに十分長い期間維持される。即 ち、２次パワーシステムは航空機の高度が低くダイナミックコンプレッサ２２が 燃焼部２６の空気量または圧力の条件を満足すると、正常な吸気動作に切り替え られる。

また電子制御ユニットモートから補助パワーユニットモートへの切り替え動作は 、ダイナミックコンプレッサ２２が十分な空気量と圧力を供給し航空機のパワー 条件を満足させることが出来る高い高度で行われる。即ち、補助パワーユニット 動作モードへ切り替えられると、一体パワーユニツト１２からのパワー出力がそ の高度での最大パワー出力以下になる。一方、一体パワーユニット１２の減少さ れたパワー出力がその時の航空機のパワー条件を満足させるに十分である場合、 比較的高い高度でこの切り替えが行われ得、この結果貯蔵ボトル１６からの圧縮 空気の使用量が低減される。

タービンエンジン２０、パワー分配ギアボックス４４、シャフトパワー消費付属 装置４６及びエアタービンスタータ５６を含む２次パワーシステムＩａおよび一 部パワーユニット１２の概要は上述の通りである。次に一部パワーユニット１２ の原動機であるタービンエンジン２０の構成を説明する。

第２図を参照するに、タービンエンジン２０にはハウジング６２が包有されるこ とは理解されよう。またハウジング６２には導入スクリーン部材６４°　を介し た外気の導入部６４が具備され、導入部６４には外気が矢印２４のように導入さ れる５、／’％ウンング６２の導入部６４には円周方向に装置された複数の導入 阻止羽根６５が支承される。導入阻止羽根６５は開放位置（図示のように）と閉 鎖位置（図示せず）との間の動作に同期され、閉鎖位置では隣接する羽根が協働 して空気流に対し導入部６４を閉鎖する１７図示のように導入阻止羽根６５には 閉鎖位置へ向かって僅かにバネによる弾性負荷が加えられているが、導入部６４ の僅かな補助外気圧により図示の閉鎖位置へ容易に移動される。

この補助外気圧は補助パワーユニットモードまたは正常な吸気モードでタービン エンジン２０が動作している間導入部６４で生じる。周知の二位宜作動器（図示 せず）が電子制御ユニット１８の制御下で全開位置と全開位置とに確実に導入阻 止羽根６５を作動し、選択された一方の位置において羽根が係止されるよう構成 される。

ハウジング６２にはロータ部材６６が枢支される。ロータ部材６６にはコンプレ ッサロータ部６８、タービンロータ部７０及び長手の連結ボルト７２が包有され る。コンプレッサロータ部６８、タービンロータ部７０、連結ボルト７２及び負 荷コンプレッサロータ７４は協働してタービンエンジン２０のシャフト４２を実 質的に構成する。シャフト４２は１対のアンギュラコンタクト軸受７６及びジャ ーナル７８によりハウジング６２に枢支され、アンギュラコンタクト軸受７６に より半径方向負荷およびスラスト負荷が支承されて、シャフト４２の一部をなす 。ツヤ−ナル７８は自己発生ガスのダイナミックジャーナルへアリンク構造体８ ０により半径方向に支承される。第２図のシャフト４２の左端部にはスプライン 駆動連結部４２゛　が具備されていて、これによりシャフト動力がタービンエン ノン２０からパワー５）配キアホツクス４４へと伝達される。

ハウジング６２とロータ部材６６とが協働して二叉流路８２が区画される。二叉 流路８２はダイナミックコンプレッサ２２を経て一方の軸方向へ、且つ負荷コン プレッサロータ７４を経て他方の軸方向へ延びている。負荷コンプレッサロータ ７４はシャフト４２により駆動され、負荷コンプレッサロータ７４から出口（図 示せず）を経て圧縮空気が航空機上の乗務員キャビンの加圧あるいは環境制御シ ステムのような供給部へ送られる。二叉流路８２はまたダイナミックコンプレッ サ２２を経て軸方向に、また円周方向に延びる渦巻消滅・拡散装置８４を経て半 径方向外側および軸方向に延びている。渦巻消滅・拡散装置８４の出口部には円 周方向に配置された複数の逆止め・計量弁８６が配設される。、逆止め・計量弁 ８６については以下に詳述するが、開放位置では逆止め・計量弁８６により圧縮 空気がダイナミックコンプレッサ２２から燃焼器充気チャンバ８８内へ向かって 矢印２８方向に放出される。燃焼器充気チャンバ８８はハウジング６２の半径方 向内側の環形壁９０と半径方向外側の環形壁９２とに区画される。半径方向及び 円周方向に延びる一対の端壁９４．９６は環形壁９０．９２と協働して燃焼器充 気チャンバ８８が形成される。

燃焼器充気チャンバ８８内には、半径方向に離間され孔が設けられた一対のライ ナ壁９８．１００が環形壁９０．９２に対し半径方向に離間して配置される。燃 焼ライナ壁９８．１００は協働して、燃焼部２６から出口１０２へ軸方向および 半径方向内側に延びる燃焼流路を区画する。出口１０２はタービンエンジン２０ のタービン部３６と連通されている。孔を有する燃焼器のドーム壁１０４は一対 のライナ壁９８．１００間を円周方向および康径方向に延びて、第２図に矢印３ ８で示すような燃焼器充気チャン１１８８と燃焼流路との間に流路が形成される 。

また燃焼部２６内では、円ＩＷ１方向に延びる空気分配壁１０６が環形壁９０． ９２間を半径方向に対し斜めに延びて空気分配チャンバ１０８を燃焼器充気チャ ンバ８８に対し区分する１、空気分配壁１０６はライナ壁９８．１００のドーム 壁１０４と隣接し巨つドーム壁１０４から軸方向に離間される。／Ｘウジング６ ２の外壁をもなす外側環形壁９２には、空気分配チャンバ１０８と連通ずる入口 部１１０が形成される。第２図において矢印５０は導管５０から入口部１１０を 経て空気分配チャンバ１０８内に導入すれる圧縮空気を示す（第１図の簡略図も 併照）。円周方向に離間され、流出気を利用する複数の燃料噴射ノズル１１２は 端壁９６の開口部１１４を経、シールドチューブ１１６内の空気分配チャンバ１ ０８を経、更にドーム壁１０４の開口部１．１８を経て延びている。燃料噴射ノ ズル１１２は導管３４と連結された取付具１２０を介し圧縮燃料を導入する（第 １図参照）。この燃料噴射ノズル１１２への燃料供給は第２図で矢印３４により 示される。燃料噴射ノズル１、１．２はまた取付具１２２で圧縮空気を導入する 。燃料および圧縮空気は矢印１２４で示されるように燃料噴射ノズル１１２から 燃焼流路３８内に噴霧されて燃焼が維持される。この結果生じた高温で高圧の燃 焼生成物は出口１０２を経てタービン部３６へ放出される。タービン部３６には ３列の固定ノズル羽根１２６が包有されており、各固定ノズル羽根１２６の後部 にはそれぞれ列をなすロータリタービン羽根１２８が配設される。ロータリター ビン羽根１２８はタービンロータ部７０に装着される。相対的低いエネルギの燃 焼生成物はタービンエンジン２０の出口部１３０から矢印４０で示されるように 放出される。

第３図の部分断面図を参照するに、逆止め・計量弁８６には実際円周方向に配置 された複数のフラッパ弁部材１３２が包有されることが理解されよう。各フラッ パ弁部材１３２はヒンジ１３４により一対の壁部１３６．１３８の半径方向外側 の壁部に枢着されている。壁部１３６．１３８の協働により、渦巻消滅・拡散装 置８４の軸方向に延びる部分と渦巻消滅・拡散装置８４から燃焼器充気チャンバ ８８内への開口部１４０とが区画される。第３図において左側部分に示すように 開放位置では、フラッパ弁部材１３２が側部側へ旋回して圧縮空気が開口部１４ ０から燃焼器充気チャンバ８８へ送られる。各フラッパ弁部材１３２には僅かに バネによる弾性負荷が加えられており、第３図の右側部分の閉鎖位置へ旋回し開 口部１４０が閉鎖される。また第３図において右側部分に示すように、フラッパ 弁部材１３２の円周方向の隣接部は閉鎖位置で円周方向に離間されて計量ギャッ プ１４４を区画することが理解されよう。計量ギャップ１４４の機能について以 下に詳述するが、逆止め・計量弁８６により燃料・空気流がダイナミックコンプ レッサ２２から燃焼器充気チャンｌ〈８８へ流動され、設定された量の空気流の みが逆方向に流動されることになる。タービンエンジン２０の電子制御ユニット モードで動作中、圧縮空気は貯蔵ボトル１６から遮断弁４７、空気量調整弁４８ 、導管５０および入口部１１０を経て空気分配チャンバ１．０８へ送られる。こ の空気は孔を有する空気分配壁１０６を経て燃焼器充気チャンバ８８へ分配され る。また圧縮空気は燃焼器充気チャンバ８８からライナ壁９８．１００及びドー ム壁１０４を経て流動され、燃焼生成物３８の燃焼が維持される（第２図参照） 。圧縮された高温燃焼生成物はタービン部３６を経て膨張され、コンプレッサロ ータ部６８および負荷コンプレッサロータ部を含むシャフト４２が駆動される。

シャフト４２によりシャフト動力がスプライン駆動連結部４２“を経てパワー分 配ギアボックス４４へ供給される。

必要なことは、電子制御ユニット動作モートでは逆止め・計量弁８６が閉鎖され 、設計量の空気が燃焼器充気チャンノ・８８から計量ギャップ１４４および渦巻 消滅・拡散装置８４を経て流れ、コンプレッサロータ部６８を経て導入部６４へ 逆方向に流れる。ダイナミックコンプレッサ２２から逆流する空気はコンプレッ サ部内での撹拌により得られた高温空気として放出されるっまた導入阻止羽根６ ５は電子制御ユニットモートで閉鎖され、入口へのこの少量の空気は負荷コンプ レッサロータ７４を経て流れる。ダイナミックコンプレッサ２２内て逆方向に流 れる設計量の空気により更に、コンプレッサロータ部６８の羽根部に対しその粘 性による制動が与えられる。このコンプレッサロータ部６８の羽根部に対する粘 性による制動によって羽根部の振動あるいは疲労亀裂が防止される。

更に、ダイナミックコンプレッサ２２からの設計量の逆流空気流によりコンプレ ッサロータ部６８のクラッチ部が空気力を利用して外される。換言するに少量の 逆流空気流が流れることにより、クラッチ部が外されたコンプレッサロータ部６ ８は設計速度でも設計圧力比で作動しなくなる。ダイナミックコンプレッサ２２ を流れるクラッチ部を外す逆流空気流は全設計流量の内の少量であり一般に設計 流量の約６〜７％である。

クラッチ部が外されたコンプレッサロータ部は設計速度での通常の駆動馬力の約 １０％以下にされることが好ましい１゜上記の２つの作用により高い高度および 低い高度の両方でコンプレッサロータ部６８のクラッチ部が効果的に外されるも のと推断する。即ちコンプレッサ部を流れる少量の逆流空気流はコンプレッサロ ータ部６８により吸収される動力を減少させ、導入圧力が高い高度で確実に超高 圧の外気となるように機能する。従って導入阻止羽根６５は羽根がラッチされ閉 鎖されるか、単に変位されたものであるかは関係なく、航空機が下降するに応じ 閉鎖維持される。一体パワーユニット１２を搭載する航空機が中間高度へ下降す るに従い、外気圧が上昇する。一方、クラッチ部が外されたコンプレッサ部は通 過する少量の逆流空気流により正常の圧力比を発生しなくなるので、閉鎖された 導入阻止羽根６５内の圧力が超高圧に維持され外気は吸入されない。一体パワー ユニット１２への負荷を考慮し上記の高度で吸気モートに習えられると、バネに より弾性変位された入口阻止羽根が効果的に作用する。この変位された阻止羽根 はクラッチ部を外す逆流空気流が停止されるまで閉鎖状態に維持され、ダイナミ ックコンプレッサ２２が正常動作状態に復帰すると外気圧により開放される。

一方、電子制御ユニットの動作が比較的低い高度まで連続的に維持されると、阻 止羽根は冒頭に丘述したように二位置作動器によりラッチ閉鎖する必要がある。

これは高度が降下である。外気が導入部６４内に導入されると、クラッチ部を外 す逆流空気力はこれに対抗できず、ダイナミックコンプレ・ンサ２２が正常動作 へ復帰し、一体パワーユニット１２への負荷が維持される９一方、閉鎖位置にお いて導入阻止羽根６５をラッチすることにより、外気の吸入が阻止され、航空機 の高度が低くなり、ダイナミックコンプレッサ２２のみが一部／クワーユニット １２の負荷によって要求される空気量を満足出来るまで、電子制御ユニットの動 作が維持されて一部パワーユニット１２による動力の要求が満足される。

外気圧条件が補助パワーユニット（正常吸気）モートでのタービンエンジン２０ の動作に適するようになると、貯蔵ボトル１６がら空気分配チャンバ１０８への 圧縮空気が遮断される。

従って、ダイナミックコンプレッサ２２を流れる逆流空気流が停止し、コンプレ ッサロータ部６８の空気力学的なりラッチ部外しが停止される。この直後、ダイ ナミックコンプレッサ２２の空気流が正常方向へ戻り、設計量の空気と圧力の比 をも“つてダイナミックコンプレッサ２２から寸与される。コンプレッサ部の空 気流の正常化はサーソング若しくは衝撃負荷による不都合なエンンン構造体の疲 労または振動を引き起こすことなく達成される。補助外気圧が導入部６４内に生 じるので、コンプレッサ部の空気流の正常化により導入阻止羽根６５が開放され 逆止め・計量弁８６の７ラツパ弁部材１３２が僅かな閉鎖方向の変位と逆方向に 開放される。またこのとき２位置作動器（図示せず）を使用して、電子制御ユニ ット１８の制御下で導入阻止羽根６５が閉鎖位置から開放位置へと移動される。

タービンエンジン２０の電子制御ユニットモートから補助７ζ。

ワーユニット（正常吸気）モードへの切り替えにより、燃焼器への燃料供給は燃 料制御装置３２および電子制御ユニ・ント１８の制御下で燃料噴射ノズル１１２ を経て行われる。燃焼部２６の燃焼はこの切り替え中連続され、タービンエンジ ン２０からのシャフトに伝達される馬力は後述するように殆ど完全に一定。

である。タービンエンジン２０は豊富な空気による燃焼によって常に作動され、 燃料量が大の状態から空気量が大の状態への切り替えは行われない。実際行った 分析結果によれば、燃焼充気チャンバの軸方向の空気流は電子制御ユニットモー トから補助パワーユニットモートへの切り替えが生じると環形壁９２．１００間 で逆方向に向けられ、この切り替えは実際上燃焼ロスを来したり、フレームアウ トを減少させずに連続燃焼を行い得ることが判明した。

これは、例えば貯蔵ボトル１６から供給される空気をジュールトムソン冷却せし めると２０．０００フイートの高度で且つ一１２°Ｆの標準大気条件で空気分配 チャンバ１０８の空気温度が約−７０゛Ｆになる。一方補助パワーユニット動作 モートへの切り替えの際略直後に得られるダイナミックコンプレッサ２２からの 空気流は約５００″Ｆで燃焼器充気チャン１Ｘ８８に導入される７燃焼を行う空 気のこのような著しい温度上昇により燃料噴射ノズル１１２からの燃料の噴霧が 助長される、燃焼部２６への供給空気の温度の同様な上昇は切り替えを行う高度 に関係なく生じる。一体パワーユニツｈ１２の構造及び全体動作を上述したので 、次に第４図に簡略に示す一部パワーユニットの制御部１．４８について説明す る。制御部１４８は電子制御ユニット１８の一部をなす。一体パワーユニット１ ２は複数のモードで動作可能であり、第４図に示す制御部１４８はこれらの動作 モードの各々１について上述したターボ装置の制御または電子制御ユニット動作 モートから一部パワーユニット動作モードへの切り替えを留意する必要がある。

制御部１４８により与えられる制御機能には、電子制御ユニットモードを始動し 動作を維持する機能、一体パワーユニットモートを始動し動作を維持する機能、 および動作が不連続の電子制御ユニット動作モートから一部パワーユニットの動 作の維持への切り替え機能が包有される。制御部１４８は単位時間当たりの燃料 重量を示す信号Ｗ、を出力し、電子制御ユニット１８の制御下で燃料制御波ｆｆ ３２により燃料が燃焼部２６へ供給される。制御部１４８の制御動作については 以下に更に詳述する１、電子制御ユニット唯軌−文μ−勉港 電子制御ユニット始動開始には、圧縮空気を貯蔵ボトル１６からシャフトパワー 消費付属装置４６および空気量調整弁４８を経て一部パワーユニット１２の燃焼 部２６へ供給し、ばつタンク１４からの燃料を燃焼部２６へ供給する必要がある ５、この空気及び燃料は所定の比率で燃焼部２６へ供給され、点火されて一部バ ワーユニット１２の電子制御ユニットを始動せしめる。、従って制御部１４８は 制御されるべき変数として燃焼部２６での燃焼器入口空気圧を示す信号ＣＩＰを 入力する。即ち信号ＣＩＰは一部パワーユニット１２の燃焼部２６の燃焼器充気 チャンバ８８内の空気圧を示している。電子制御ユニットモートで一部パワーユ ニッ！−１２を始動する際、信号ＣＩＰのみを用いて貯蔵ボトル１６から一部パ ワーユニット１２への空気供給を制御し、この空気供給を制御することにより燃 料制御装置３２を介した燃料供給を制御し得る。簡単に説明するに電子制御ユニ ットモードでの始動中、燃焼部２６への空気流を調整して燃焼部２６内の圧力を 所定レベル（信号ＣＩＰにより示す）にし、燃料流は空気流の圧力レベルを示す 信号ＣＩＰにのみに応動して制御され、一体パワーユニット１２の始動・加速の ための空燃比を制御する、。

理解を推進するために、第５図には電子制御ユニットモードの始動および動作維 持中のタービンエンジン２０の３つの動作パラメータに関する情報が示される。

第５図の表記記号は次の文章内の、特に理解に有用である文章内に関連して示さ れる。第１のパラメータはエンジン速度（信号Ｎ％、シャフト４２の速度）で設 計速度に対するパーセンテージである。他のパラメータは燃焼器充気チャンバ８ ８内の空気圧（信号ＣＩＰ）及び１秒当たりのポンドで示される燃焼器充気チャ ンバ８８への空気供給量（信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　ＣＯＭＭ）であるう更に詳述 するに、信号ＣＩＰは負の値として加算ノード１５０へ送られ、加算ノード１５ ０はまたバイアスノート１５２、リミタ−１５４及びセレクタ１５６から正の基 準信号Ｐ２ｒｅｆを入力する。

セレクタ１．５６は制御部１４８内の複数のセレクタの１つであり、信号Ｎｌ０ Ｉ＋を入力する。各セレクタはいずれのモートでも一部パワーユニット１２の動 作開始時には零（０）状態であり、従って各セレクタが選択しＯ端子にあたえら える信号を出力する１、信号Ｎ　、ｏｏの与え方を以下に詳述するに、今は信号 Ｎ１゜。

ニツイテは、一体パワーユニット１２が始動し加速して設計動作速度の１００％ かあるいは実質的に設計された所定速度のいずれかに達したことを示すステップ 関数、あるいはバイナリ信号であると理解するだけで十分である。セレクタ１５ ６の端子０での基準値はこの設計動作速度へ向かって一部パワーユニツ１−１２ が迅速に加速するよう選択される。加算ノード１５０からの出力Ｐ２Ｅ［！Ｒは ２個のスケジューラ１５８．１６０の夫々独立変数として与えられる。スケジュ ーラ１５８．１６０の下流のセレクタ１６２により、スケジューラ１５８からの 信号のみが電子制御ユニットモードで一部パワーユニット１２の始動中使用され る。

スケジューラ１５８は一部パワーユニットの広い速度範囲に亙り指令信号Ａｉｒ −Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭを与えるよう構成される。この速度範囲はゼロ速度からＮ 、、、速度までである（第５図参照）。

信号＾ｉｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭはセレクタ１６３を経て直接あるいは周知の信 号条件付は装置（図示せず）を経て空気量調整弁４８への入力信号として与えら れる。同様に、信号Ａｉ＋”　Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭはスケジューラ１６４へ送ら れ、スケジューラ１６４は加算ノート１６６およびセレクタ１６８を経て始動中 型子制御ユニット１８の残部へ信号Ｗ、を与える。

従って、電子制御ユニットモードで一部パワーユニット１２の始動中、貯蔵ボト ル１６から遮断弁４７および空気量調整弁４８を経て燃焼部２６内へ達する制御 ループは一部パワーユニット１２自体の空気力学的な応答動作により閉じられる 。即ちスケジューラ＋５８は一部パワーユニット１２の始動・加速中貯蔵ボトル １６から必要な空気流を予測し燃焼器人口での空気圧を所定値にする予測器であ る。この予測は信号ＣＩＰの特定の現在値に基づいて判断され、始動中の迅速な 加速度および一部／ぐワーユニット１２の変化する空気量を考慮する。予測値は 分析およびテストデータに基づいており、スケジューラ１５８によりセレクタ１ ６２に与えられる信号人ｉｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭの値として表現される。燃焼 部２６への燃料量はスケジューラ１６４によりこの始動期間中に開ループ制御さ れる。スケジューラ１５８と同様にスケジューラ１６４は予測器である。スケジ ューラ１６４により行われる予測は燃焼器２６への空気流量に基づいて燃焼部２ ６への燃料流量を制御するよう企図される。この結果はタービン部３６へ流れた 燃焼生成物を所定温度に発生させる空燃比である。一体パワーユニット１２の始 動中、上述した空燃比の制御により、一体パワーユニットが停止状態から全速度 まで約２秒で迅速に加速出来る。この制御計画により電子制御ユニットモートで の一部バワーユニツト１２の動作維持中、貯蔵ボトル１６からの貯蔵空気の使用 が節減されることは理解されよう。

制御部１４８にはまた、シャフト４２の速度を示す信号Ｎ％が人力される。信号 Ｎ％は加算ノード１７０で基準値Ｎ　Ｔｌｌ＋と比較され、エラー信号Ｎｃ、、 はセレクタ１７２に与えられる。設計速度の１００％が一部パワーユニット１２ により得られると、速度検出・信号発生部１７４が設計速度値を与える信号Ｎ％ に応答して信号ＮＩｏＯあるいは自体パワーユニット１２が実質的に設計速度を 達成したことを示す所定値を発生する（第５図参照）。

従って信号Ｎ１００を入力すると制御部１４８の各セレクタは状態（１）へ切り 替わる。この状態（１）では、セレクタがその端子（１）に信号を出力する。信 号Ｎ、。０に応答して制御部１４８の各種セレクタの状態変化は開始から電子制 御ユニットモードの動作維持へ変化する一部パワーユニッ１−１２を示し、第５ 図のパラメータで容易に認識されよう。これにより信号ＣＩＰの実際の値がセレ クタ１５６の端子（１）で変位され、制限された所定値に低下されている信号Ｐ ２＋１！１と共に、加算ノーＦＩ５０に加えられる。信号ＮＩＱＯも負荷可能信 号として電子制御ユニット１８内で使用され得、一体パワーユニット１２が負荷 なく迅速に設計動作速度まで加速され、信号ＮＩＱＯが発生されたとき、全電子 制御ユニット負荷が与えられる。加算ノード１５０から出力されるエラー信号Ｎ ２１、はスケジューラ１６０で使用され、電子制御ユニットモートの自体パワー ユニット１２の動作維持中信号Ａｉｒ”　Ｆｕｅｌ　Ｃ０１ｌｌｌとして与えら れる。与えられた負荷および航空機高度の変化により設計速度が変動したとき、 スケジューラ１６０はこの設計速度を中心とする狭い速度範囲内で自体パワーユ ニット１２を制御するよう構成されている。スケジューラ１５８の場合と同様に 、スケジューラ１６０は設計速度近傍で必要な空気量を予測し燃焼部２６の必要 な空気圧を維持する。上述したように、スケジューラ１６４は信号Ｗ、の一部を 与え燃焼部２６の空燃比および燃焼部２６からタービン部３６へ流れる燃焼生成 物の温度を制御する。

更に、セレクタ１７２がその状態（１）へ切り替わると、エラー　（ｉ　号Ｎ　 、　、　、が比例コントローラ１７６、ゲイン補正スケジューラ＋７８および積 分コントローラ１８０へ送られる１、ゲイン補正スケジューラ１７８はエラー信 号Ｎ６１．の過渡変化に応答して高いゲイン出力信号および自体パワーユニット １２の定常動作状態の近傍で殆どゲインのない信号を与える。

ゲイン補正スケジューラ１７８からの出力信号はノード１８２で比例コントロー ラ１７６の出力と組み合わせられる。同様に構分コントローラ１８０からの出力 信号はノート１８４でノート１８２からの複合信号と組み合わせられる。結果と しての信号ＦＩＰＭ・Ａげは負の入力として通過正信号条件材は部１８６を介し 加算ノード１５０に加えられる。正の信号を通過させる条件付は装置により、信 号Ｐ２ＥＲＲを減少する信号のみが加算ノート１５０に加えられるっ貯蔵ボトル １６からの空気量を減少値に制限するこの信号ＲＰＭ　−Ａｉｒは、電子制御ユ ニットモードの動作維持中貯蔵ボトルからの使用空気量を節減することに加え、 一体パワーユニット１２の加速中信号Ｎ１００の直後に空気量を迅速に遮断ある いは減少させる。燃焼部２６への空気を迅速に遮断することにより、設計速度を 越えるオーパンニート速度が最小限に押されられる（第５図参照）７、このす− バシュート速度は信号Ｎ１００の発生時に電子制御ユニット負荷を加えることに よってもある程度抑制される。一方、オーパンニート速度は所望速度より大で、 制御部１４８の空気制御部に作用する信号ＲＰＭ−〜１「による空気量の迅速な 減少を行わないと、正常状態になるまで長時間かかることになる１、またこの信 号により制御部１４８内に更に閉ループが形成される（これは更に以Ｆで説明す るン５゜ セレクタ１７２が状態（１）へ切り替わると、エラー信号Ｎ２．。

が比例コントローラ１８８及び積分コントローラ１９０へ加えられる。１各コン ト０−ラの出力は加算ノード１９２で加算され、更にセレクタ１９４を経て加算 ノード１６６に信号Ｎ、。１Ｔｅｅｌとして与えられるっスケジューラ１６４か らの信号Ａ：ｒ−Ｆｕｅｌ　ＣＣ０１ｊと共に信号Ｎ、、、、？。は一体パワー ユニット１２の電子制御ユニットモートの動作維持で信号ＷＰを発生する。従っ て、電子制御ユニット動作の始動フェースに対比し、維持フェーズにより二重閉 ループ制御が使用される。即ち信号ＣＩＰから遮断弁４７および空気量調整弁４ ８を経る空気量の制御ループは、例えば始動フェーズで自体パワーユニット１２ の空気力学的な応答により閉にされる。また信号Ｎ％から信号Ｗ２または空気量 の燃焼部２６への制御ループは加わる負荷に応じた自体パワーユニット１２の速 度応答により閉にされる。最後に、これら閉ループは信号ＲＰＭ−Ａｉｒの選択 値により互いに連係され、これにより貯蔵ボトル１６からの空気使用量が節減さ れ、同時に始動・加速終了時の、一体パワーユニット１２の加速中に設計速度が 得られるときのす−バシュート速度が最小限に押さえら自体パワーユニットモー ドでの自体パワーユニット１２の始動及び動作は概してエアタービンスタータを 備える周知の補助パワーユニットの始動と同様に行われる。この始動には更に、 セレクタ１６３に状態（０）命令を加える必要があり、従って遮断弁４７が開放 されない。またセレクタ１６８への状態（０）命令を加えることにより、信号Ｗ 、が加算ノーＦ　１９６から確実に引き出される（以下に詳述する）、、次に電 子制御ユニット１８の制御下で弁５４が開放され、圧縮空気が貯蔵ボトル１６か らエアタービンスタータ５６へ送られる。エアタービンスタータ５６により自体 パワーユニット１２はその動作速度まで加速される１、はぼ約１０％動作速度で 燃焼部２６への燃料流が周知のスパーク点火器（図示せず）の動作と共に点火さ れ、燃焼部２６内での燃焼が開始（ｌｉｇｈｔ　ｏｆｆ）される。その後エアタ ービンスタータ５６からのトルクおよびタービン部３６に作用する燃焼ガスから のエネルギが連続発生され、一体パヮーユニッ！、２がその設計速度まで加速さ れる。設計速度以下の所定速度で、弁５４が閉鎖され、エアタービンスタータ５ ６からのトルクの供給が遮断される。その後、一体パワーユニット１２はそれ自 体の動力によりその設計速度まで加速される。

制御部１４８には上述のように信号Ｎ％が入力される。この信号Ｎ％は導入部６ ４での外気温度を示す信号Ｔ、と共にＡｃｃｅｌスゲシューラ１９８に加えられ る。、Ａｃｃｅｌスケジューラ１９８は自体パワーユニットにより吸入される外 気の温度及びその動作速度に応じて自体パワーユニット１２の加速中燃料量に変 更を与える。燃料量の変更は導入部６４での外気圧を示す信号Ｐ１を入力するス ケジューラ２００により更に遂行される。

燃焼部２６内の燃焼点近傍での燃料供給を正確に制御するため、廃棄ガス温度を 示す信号ＥＧＴがＬｉｔｅ−Ｏｆｆスケジューラ２゜２に加えられる。信号ＥＧ Ｔはまたスケジューラ２０６からの負の信号値と共に加算ノード２０４へ加えら れる。スケジューラ２０６は信号Ｎ％を入力し加算ノード２０４ヘトリミング信 号を出力する。加算ノード２０４からの信号はリミタと値比較器からなるリミタ ・比較ネットワーク２０８に加えられ、その出力はセレクタ２１０を経て加算ノ ード１９６に負の値として与えられる。

セレクタ２１０から加算ノート１９６に与えられる信号は一部パワーユニット１ ２内、特にタービン部３６内での温度での始動及び温度過渡速度を制御する。

更に、制御部１４８には速度制御チャネル２１２が包有され、速度制御チャネル ２１２はセレクタ２１４が信号Ｎ、ｏｏおよびエラー信号Ｎ１１．を入力したと き付勢される。速度制御チャネル２１２には比例コントローラ２１６及び積分コ ントローラ２１．８が包有される。セレクタ２２０により制御されるバイアス入 力により上述したスケジューラからの制御信号は確実に信号Ｎ１ｏｆｌの前にセ レクタ２２２及びセレクタ２２４により選択される。即ち速度制御チャネル２１ ２からの出力が阻止され、信号Ｎ、。。が得られるまで効果を果たさない。信号 Ｎ　１００が得られると一部パワーユニット■２は動作維持状態へ変化する（こ れはについて電子制御ユニットに関し上述した）、即ち全てのセレクタはその状 態（１）にセットされているので、速度制御チャネル２１２からの信号により信 号Ｎ％に応動して信号ＷＦが与えられる。、一体パワーユニットＩ２は、電子制 御ユニットモートて始動し電子制御ユニットの維持動作を達成し、更に補助パワ ーユニット動作へ移項することにより、補助パワーユニットモードを動作させる ため始動されることは当業者には理解されよう。補助パワーユニットによる一部 パワーユニット１２の始動によって制御弁５４およびエアタービンスタータ５６ が不要になる。またパワー分配ギアボックス４４が、エアタービンスタータ５６ と関連するギア列が不要になるのでより小さく、軽量で安価に出来る。

一部パワーユニット１２が電子制御ユニットモートで始動され（信号Ｎ＋ｏｏに より示される）設計動作速度を実質的に達成した後、一体パワーユニットは航空 機が高度を下げ切替が容易になると、補助パワーユニットモードへ切り替えられ 得ることは理解されよう。換言するに航空機の高度が十分に下げられ、タービン エンジン２０の設計速度でダイナミックコンプレッサ２２が貯蔵ボトル１６から の空気を供給することなく、燃焼部２６で一部パワーユニットへの負荷を維持す るに必要な空気量および圧力を与えることが可能な構成をとる必要がある。

この切り替えは手動入力または自動入力、例えば航空機のエアデータコンピュー タからのデータに基づく人力に応動して行われる。いずれの場合でも電子制御ユ ニットモートから補助パワーユニットモードへの切り替えはセレクタ１６３．１ ６８に状態（０）入力を与えることにより制御部１４８内で行われる。

セレクタ＋６３の（０）状態により遮断弁４７および空気量調整弁４８からの開 放信号Ａｉｒ−Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭが単に除去されることは第４図から理解され よう４．遮断弁４７は迅速に動作し通常閉位置にある２位置弁であり、入力信号 を入力することによって全開動作される。空気量調整弁４８は緩徐に応動じ通常 開位置にある調整弁であり、信号Ａぽ・Ｆｕｅｌ　Ｃ０ＭＭに応動して一部閉鎖 され、貯蔵ボトルＩ６から燃焼部２６への空気量が制御される。

従って、（０）命令がセレクタ１６３に加えられると単に閉鎖され、貯蔵ボトル １６から一部パワーユニット１２への圧縮空気の供給が停止される。同様にセレ クタ１６８が（０）状態になると、スケジューラ１６４からの信号がセレクタの 出力がら除去され加算ノート１９６からの信号と置き換えられる。即ち信号Ｗ、 は（０）命令がセレクタ１６８に加えられると加算ノート＋９６から引き出され る。

第６図を参照するに、点線２２６は（０）状態命令がセレクタ１．６３．１６８ に加えられる時間を示すことは第４図の説明から理解されようつ信号Ａｉｒ−Ｆ ｕｅｌ　Ｃ０ＭＭは直ぐに零まで降下し、実際図示したパラメータ曲線は遮断弁 ４７の閉鎖曲線を示している、この弁の閉鎖動作はステップ関数に近似にされ約 １／４秒の期間を有していることは理解されよう６．貯蔵ボトル１６かラ一体パ ワーユニットへの空気流の急激な遮断、僅かに存在する逆流によりダイナミック コンプレッサ２２のクラッチ部を空気力学的に外す際に必要である。導入阻止羽 根６５が移動され作動器によりラッチされるとき、セレクタ１．６３　、１．６ ８への（０）状態命令も用いて導入阻止羽根６５の開放が指令される１、従って ダイナミックコンプレッサ２２は外気の吸入を開始し。

コンプレッサ内の空気はその正常方向へ流れる。逆止め・計ｆｆｉ’１ｆ８Ｇは ダイナミックコンプレッサ２２からのこの流れにより開放され、燃焼部２６はダ イナミックコンプレッサ２２がらのその空気量の全ての導入を開始する。点線２ ２６に続くパラメータＣＩＰ曲線は圧力増加を示し、これはダイナミックコンプ レッサ２２が高度変化で必要な流量及び圧力比で供給を行い、補助ハワーユニッ トモートへの切替府に空気力学的にクラッチ部を外すことにより圧力増加が抑止 されることを示している。

一体パワーユニット１２の動力の出力降下は実質的にないことが理解されよう１ ．即ち信号Ｎ　％のパラメータ曲線は電子制御ユニットモートから補助パワーユ ニットモーダへの切り替え中その１００％値からそれ程変位されない。

第６図には更に、燃料量、廃棄ガスの温度（これから信号ＥＧＴが誘導される） および燃焼部２６がらタービン部３６へ流れる燃焼生成物の温度をそれぞれ示す 信号Ｗ、、ＥＧＴおよびタービン入口温度に関するパラメータ曲線が示されてい る。各値は、ダイナミックコンプレッサ２２のクラッチ部が外されるとき、電子 制御ユニットモードから補助パワーユニットモードへ切り替わる際増加し、ター ビン部３６がダイナミックコンプレッサ２２を駆動するために大きな馬力が必要 となる事は理解されよう９以上実施例に沿って説明したが、クラッチ部を外した 約６馬力から一■２°Ｆで高度２０にでの設計速度における約１５８馬力へダイ ナミックコンプレッサ２２の馬力吸収が変化し、一体パワーユニット１２のシャ フトの動力出力は切り替え前の電子制御ユニットモードおよび切り替え後の一部 パワーユニットモートの両方で実質的に一定の２００馬力にされる。

本発明は特に好ましい１実施例に沿って説明したが、本発明はこの実施例に限定 されるものではなく、本発明の定義を与える添付のクレームの精神および範囲に よってのみに限定される。

■−士１　□ 寸 駒 ν： ぺ 歪 補正書の写しく翻訳文）提出書 （特許法第１８４条の８） 平成４年３月１９日

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．外気を導入し圧縮空気を発生するダイナミツクコンプレツサ（２２）と、ダ イナミツクコンプレツサ（２２）から第１の入口部（１４０）を経て圧縮空気を 燃料と共に導入し燃焼を維持し高温の圧縮燃焼生成物を与える燃焼器（２６）と 、外気に対し燃焼生成物を膨張させダイナミツクコンプレツサ（２２）を駆動し シヤフトに動力を与えるタービン（３６）とを備え、燃焼器（２６）には貯蔵供 給源（１６）から圧縮燃焼空気を受容する第２の入口部（１１０）が具備される ことを特徴とするタービンエンジン（２０）。 ２．更に第２の入口部（１１０）を経て導入された圧縮空気を実質的に均一に燃 焼器（２６）へ分配する分配装置（１０６）、（１０８）を備え、分配装置には 第２の入口部（１１０）と連通し、燃焼器（２６）と連通する空気分配チヤンバ （１０８）が包有されてなる請求項１記載のタービンエンジン。 ３．分配装置（１０６）、（１０８）には更に第２の入口部（１１０）と燃焼器 （２６）との間に配置される多孔分配壁（１０６）が包有され、多孔分配壁（１ ０６）により空気分配チヤンバ（１０８）が区画されてなる請求項２記載のター ビンエンジン。 ４．更にタービン（３６）からダイナミツクコンプレツサ（２２）へ供給される シヤフト動力を大幅に減少する空気力学的なクラツチ外し装置（６５）、（８６ ）、（１３２）、（１４４）が包有されてなる請求項１記載のタービンエンジン 。 ５．クラツチ外し装置（６５）、（８６）、（１３２）、（１４４）には圧縮空 気流に対しダイナミツクコンプレツサ２２と燃焼器（２６）との間に配置される 逆止め弁（８６）が包有され、逆止め弁（８６）により圧縮空気流が第１の入口 部（１４０）を経て実質的に燃焼器（２６）へ流動され、クラツチ外し装置（６ ５）、（８６）、（１３２）、（１４４）には更に逆止め弁（８６）と並列な流 路内に設けられ制限された量の圧縮空気を燃焼器（２６）からダイナミツクコン プレツサ（２２）へ通過させる計量装置（１３２）、（１４４）が包有されてな る請求項４記載のタービンエンジン。 ６．クラツチ外し装置（６５）、（８６）、（１３２）、（１４４）には更に外 気とダイナミツクコンプレツサ（２２）との間に配置されダイナミツクコンプレ ツサ（２２）により外気の導入、並びに阻止可能にする弁装置（６５）が包有さ れてなる請求項４記載のタービンエンジン。 ７．逆止め弁（８６）は半径方向に離間された一対の環形壁部（１３６）、（１ ３８）を有するタービンエンジン（２０）のハウジング（６２）と円周方向に配 置された複数のフラツパ弁部材（１３２）とを備え、環形の壁部（１３６）、（ １３８）は協働してその間に流路（８４）を区画し、流路はダイナミツクコンプ レツサ（２２）に通じ且つ燃焼器（２６）へ開口し第１の入口部（１４０）を形 成し、各フラツパ弁部材は円周方向に延び一対の環形壁部（１３６）、（１３８ ）の一方に旋回可能に装着され、第１の位置で複数のフラツパ弁部材（１３２） の夫々が第１の入口部（１４０）を架橋し協働して実質的に第１の入口部を閉鎖 し、第２の位置では複数のフラツパ弁部材（１３２）の夫々がダイナミツクコン プレツサ（２２）から燃焼器（２６）への圧縮空気を実質的に自由に通過させる べく第１の入口部（１４０）を巾方向に旋回してなる請求項５記載のタービンエ ンジン。 ８．圧縮された燃焼外気を受容する第１の入口部（１４０）と貯蔵供給源（１６ ）から圧縮燃焼空気を受容する第２の入口部（１０）とを有する得燃焼器（２６ ）と、外気を導入し圧縮空気を燃焼器（２６）の第１の入口部（１４０）へ供給 するダイナミツクコンプレツサ（２２）と、燃焼器（２６）の第２の入口部（１ １０）と連通する圧縮空気の貯蔵供給源（１６）と、燃焼器（２６）へ燃料を与 え燃焼空気との燃焼を維持し高温の圧縮燃焼生成物流を発生する装置（１１２） と、外気に対し燃焼生成物を膨張してダイナミツクコンプレツサ（２２）を駆動 し航空機に二次パワーを与えるタービン（３６）とを備えること特徴とする、外 気を消費している間の補助パワーモードと貯蔵した圧縮空気を消費している間の 緊急パワーモードとの双方のモードで航空機へ二次パワーを与える２次パワーシ ステム（１０）。 ９．圧縮外気あるいは圧縮貯蔵空気を選択的に単一の燃焼チヤンバ（２６）内に 送る工程と、燃料を単一の燃焼チヤンバ（２６）内の圧縮空気へ導入し空気が豊 富な空気・燃料混合を与える工程と、空気・燃料混合を燃焼して高温の燃焼生成 物流を与える工程と、外気に対し燃焼生成物を膨張させシヤフトパワーを与える 工程と、シヤフトパワーを使用して補助パワーあるいは緊急パワーを航空機に与 える工程とを包有してなる、圧縮外気を利用して燃焼する間航空機に補助パワー を与え貯蔵された圧縮空気を利用して燃焼する緊急パワーを与える方法。 １０．遠心ダイナミツクコンプレツサ（２２）はロータ部材（６８）を回転可能 に収納するハウジング（６２）を包有し、ハウジング（６２）およびロータ部材 （６８）は協働して外気導入部（６４）からコンプレツサの導出部（１４０）へ 通じる流路（８２）を区画し、設計速度を有する遠心ダイナミツクコンプレツサ （２２）の吸収されるシヤフト馬力を選択的に制御する方法において、コンプレ ツサ（２２）の導出部（１４０）に逆止め・計量弁（８６）を設け圧縮空気流の 流出を自在にし導出部（１４０）から流路（８２）を経て導入部（６４）へ制限 された量の圧縮空気の逆流を許容する工程と、設計速度でコンプレツサ（２２） を動作させる工程と、逆止め・計量弁（８６）およびダイナミツクコンプレツサ （２２）を経て圧縮空気流の、制限された量の逆流を許容する工程と、制限され た量の空気逆流を利用してコンプレツサロータ（６８）のシヤフト馬力吸収を減 少させる工程とを包有してなる方法。 １１．導入部（６４）と導出部（１４０）と導出部（１４０）と導入部（６４） とを連通しその間で空気流を流動させる流路（８２）とを有したハウジング（６ ２）と、流路（８２）内に配置され導入部（６４）から外気を軸方向に向けて受 容する導入部分と空気を遠心方向外側へ導出部（１４０）へ向かつて放出する半 径方向外側へ延びる部分とを有する遠心流ロータ部材（６８）と、コンプレツサ （２２）の導出部（１４０）に配置されフラツパ弁部材を第２の位置にして圧縮 空気流を外側の方向に流動することを実質的に許容する逆止め弁（８６）とを備 えた遠心コンプレツサ（２２）。