JPH08501370A - ガスタービンエンジンにおける軸力の伝達 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 航空機用多スプールガスタービンエンジンは、相対的に回転自在のエンジンのスプール間で動力を伝達するように作動する伝動システムを有する。この伝動システムは、第１モードでは、エンジンの低圧スプールから高圧スプールに動力を伝達することによって飛行中のエンジンの再点火特性を改善し、第２モードでは、エンジンの中間圧スプールから高圧スプールに動力を伝達することによってエンジンの部分速度性能を改善し、第３モードでは、エンジンの高圧スプールから中間圧スプールに動力を伝達することによって地上での始動を助けるように作動する。

Description

【発明の詳細な説明】 ガスタービンエンジンにおける軸力の伝達 本発明は、ガスタービンエンジンの伝動システムに関する。詳細には、本発明 は、多スプールガスタービンエンジンの独立して回転できるエンジンシャフト間 で動力を伝達するのに適した伝動システムに関する。 従来の伝動システムを備えた多スプールガスタービン１０を第１図に概略に示 す。 図示のガスタービンは、流れの順で、前ファンアッセンブリ１２及びコアエン ジン１４を有する。エンジンは、ダクテッドファンバイパス型エンジンであり、 相対的に回転可能な三つのスプール、即ち低圧スプール１６、中間圧スプール１ ８、及び高圧スプール２０を有する。低圧スプールは、ファン１２、コアエンジ ンの下流端に配置された多段タービンアッセンブリ２２、エンジンの軸線２６を 中心として回転自在の相互連結荷重伝達シャフト２４を有する。中間圧スプール １８は、多段軸流コンプレッサ２８、タービンロータアッセンブリ３０、及びエ ンジンのシャフト２４の周りに同心に配置された中空相互連結シャフト３２を有 する。エンジンの高圧スプール２０は、同様に、多段軸流コンプレッサ３４、タ ービンロータアッセンブリ３６、及びエンジンシャフト３２ 及び２４と同心の相互連結シャフト３８を有する。 伝動装置は、半径方向動力取り出しシャフト４０、駆動シャフト４０でエンジ ンの高圧スプールに駆動的に連結されたいわゆる側方配置ギヤボックス４２、外 側に取り付けられた附属装置用ギヤボックス４４、及びこの附属装置用ギヤボッ クスを側方配置ギヤボックス４２に連結する駆動シャフト４６を有する。エンジ ン及び航空機の両方の種々の附属装置（図示せず）は、エンジンの作動中に伝動 装置によって駆動されるように、附属装置用ギヤボックス４４に取り付けられて いる。 この形体は、多くのダクテッドファン型多スプールガスタービンエンジンで見 られるものである。この形体は、他の形体と比べて、自立作動中にエンジンの動 力を附属装置に伝達するばかりでなく、地上始動中にエンジンの始動トルクをエ ンジンの高圧スプールに伝達するのに同じ伝動システムを使用できるという利点 がある。しかしながら、この種の装置には欠点がある。 飛行中にフレームアウト状態になった場合には、航空機に取り付けられたガス タービンエンジンは、代表的には、燃焼を持続し且つ再点火時にエンジンを迅速 に加速するのに十分なコアエンジン流れを発生させるのにエンジンのスプールの 自由回転に依存する。附属装置をエンジンの高圧スプールで駆動する構成では、 この能力はかなり低下い。エンジンの作動停止期間中、附属装置によ る負荷によってスプールの自由回転速度が低下し、その結果、コアエンジンを通 る空気流が減少する。 ダクテッドファン型ガスタービンエンジンの再点火特性を改善するための一つ の方法は、本出願人の現在継続中の国際特許出願ＧＢ９２／０１１７９に開示さ れている。この特許出願には、附属装置駆動装置をエンジンの低圧スプールとリ ンクさせた航空機取り付け型ガスタービンエンジンが開示されている。この構成 では、フレームアウト状態になった場合に、エンジンのウィンドミルファンによ り附属装置用ギヤボックスが駆動し続けるようになっている。このような状態の 下では、ウィンドミルファンから利用できる動力は、附属装置が必要とする動力 よりもかなり大きく、そのため、附属装置による負荷がコアエンジン流れに及ぼ す影響はかなり小さい。 別の方法は、エンジンの外部にある動力源から停止したエンジンの高圧スプー ルへの動力の伝達を改善する方法である。これは、一般的には、停止したエンジ ンの始動装置を隣接したエンジンからのブリード空気を使用して駆動することに よって行われる。伝達された動力は、自由に回転している高圧スプールに力を加 え、このようにしてスプールを更に高速で回転させ、再点火の成功の機会を改善 する。これに付随した主な欠点は、少なくとも一つの他のエンジンが機能し続け ていることを必要とするということである。 これを解決するための一つの方法は、エンジンのスプールを加速するのに、隣 接したエンジンからのブリード流れのエネルギの代わりに、停止したエンジンの ウィンドミルファンからの動力を使用することである。 従って、本発明の一つの目的は、航空機に取り付けられたガスタービンエンジ ンの飛行中の再点火性能を改善することである。更に詳細に述べると、燃焼フレ ームアウト状態が生じた場合に、動力をエンジンの低圧スプールから高圧スプー ルに伝達することのできる伝動システムを提供することである。 本発明の別の目的は、エンジンの部分負荷性能を改善することである。 ガスタービンエンジンのコンプレッサシステムの空力学的性質は、特定の条件 での最適な作動について設計されているため、大抵の場合、部分速度作動で流れ がばらばらにならないようにするため、任意の形態の空気流制御装置を設ける必 要がある。これは、通常は、部分速度作動中のコンプレッサのサージを防止する ため、コンプレッサ流れの一部をエンジンから抽気したコンプレッサのブリード を使用して行われる。個々のコンプレッサ段の送出流れ圧力を制御する上で有効 であるけれども、ブリード流れ制御には多くの欠点があり、そのうちの主な欠点 は、サイクル効率に影響を及ぼすということである。設計から外れた条件で流れ を制御するための別の方法は、 可変静翼を使用することである。代表的には、ガスタービンエンジンのコンプレ ッサシステムには可変角エーロフォイルが設けられている。エーロフォイル角度 を再設定することによって、個々のコンプレッサ段の流れ特性を大きく変化させ ることができる。可変静翼式流れ制御装置は、効果的であるけれども、この装置 にもまた多くの欠点がある。即ち、装置を追加することによって、エンジンの価 格、重量、及び複雑さがかなり大きくなってしまうのである。 部分速度作動でのエンジンの個々のスプールの回転速度を再設定することによ って同様の制御を行うことができるということが周知である。例えば、３スプー ルエンジンの高圧スプール及び中間圧スプールの回転速度を夫々増減させること によって部分速度作動でのサイクル効率を大きく改善することができる。残念な ことに、エンジンの各スプールの回転速度は、スプールを駆動するタービンの所 定の空力学的特性で決定されるため、従来のエンジンでは不可能である。 従って、本発明の第２の目的は、多スプールガスタービンエンジンの部分速度 性能を改善することであり、更に詳細には、部分速度作動でのエンジンの個々の スプールの回転速度を再設定できる伝動システムを提供することである。 本発明の別の目的は、エンジンの地上始動性能を改善 することである。 従来は、多スプールガスタービンエンジンの地上始動は、エンジンの附属装置 用ギヤボックスを介してエンジンの高圧スプールにトルクを伝達することによっ て行われていた。ひとたび十分なコア流れが発生すると、点火が行われる。一般 的には、点火に要する時間は、附属装置の負荷、エンジンの空力学的特性といっ た要因で決まる。未来のエンジンの用途では、附属装置駆動システムに対する要 求が益々大きくなっているため、この期間が今日の標準と比べて大きくなる可能 性がある。 従って、本発明の第三の目的は、多スプールガスタービンエンジンの地上始動 性能を改善することであり、詳細には、エンジンの始動トルクを、地上始動中に 、エンジンの一つ以上のスプールに伝達できる伝動システムを提供することであ る。 本発明は、その最も広い意味において、独立して回転できる少なくとも二つの エンジンスプールを持ち、スプールのうちの少なくとも一つのスプールからスプ ールのうちの少なくとも他のスプールに動力を伝達するように作動できる伝動手 段を備えたガスタービンエンジンを提供する。 好ましくは、伝動手段は、エンジンのスプール間で動力を選択的に伝達し、エ ンジンのスプール間で順及び逆の両方について動力を伝達する。 好ましくは、ガスタービンエンジンは、エンジン駆動式の複数の附属装置を有 し、伝動手段は、エンジンのスプールのうちの少なくとも一つのスプールから動 力を伝達して附属装置を駆動するようになっている。 好ましくは、ガスタービンエンジンは、エンジン駆動式の複数の附属装置を持 つ航空機に取り付けられるようになっており、伝動手段は、更に、エンジンのス プールのうちの少なくとも一つのスプールから動力を伝達して航空機の附属装置 を駆動するようになっている。 図面の簡単な説明 添付図面を単なる例として参照し、本発明を以下に詳細に説明する。添付図面 では、全図に亘り、同じ部品には同じ参照番号が附してある。 第１図は、従来技術の伝動システムを組み込んだ多スプールガスタービンエン ジンの概略図である。 第２図は、第１図と同様であるが、本発明の第１実施例による伝動システムを 組み込んだガスタービンエンジンの、一部を切除した部分断面側面図である。 第３図は、本発明の第１実施例の伝動システムのレイアウト図である。 第４図は、本発明の第２実施例による伝動システムを組み込んだ、第２図に示 すガスタービンエンジンと同じ多スプールガスタービンエンジンを示す概略図で ある。 第５図は、本発明の第３実施例による伝動システムを 組み込んだ、第２図に示すガスタービンエンジンと同じ多スプールガスタービン エンジンを示す概略図である。 第６図は、本発明の第４実施例の一つの特徴による伝動システムを組み込んだ 、第５図に示すガスタービンエンジンと同じ多スプールガスタービンエンジンを 示す概略図である。 第７図は、本発明の第４実施例の別の特徴による伝動システムを組み込んだ、 第５図に示すガスタービンエンジンと同じ多スプールガスタービンエンジンを示 す概略図である。 第８図は、本発明の第５実施例の一つの特徴による伝動システムを組み込んだ 、第５図に示すガスタービンエンジンと同じ多スプールガスタービンエンジンを 示す概略図である。 実 施 例 第２図を参照すると、ダクテッドファン型ガスタービンエンジン１０が航空機 の翼部５０からパイロン５２で吊り下げられている。 エンジン１０は、第１図に示すエンジンと同じ構造を持ち、前ファン１２、コ アエンジン即ちガス発生器１４、及び独立して回転できる三つのスプール１６、 １８、及び２０を有する。第１図と異なり、第２図は、エンジンを部分的に切除 して示し、明瞭化を図るため、エンジンの細部の大部分が省略してある。 図示のエンジンは、本発明の第１実施例による伝動システム６０を含む。この 伝動装置は、本質的には、三つの液圧流れ押し退け機械６２、６４、及び６６を 有し、これらの液圧流れ押し退け機械の各々は、エンジンのスプールの夫々に駆 動的に連結されている。これらの三つの機械は、全て、液圧伝動システムを構成 するため、流体供給連通状態で配置されている。液圧伝動システムの正確な形体 を以下に説明する。 機械６２、６４、及び６６は、機械仕事入力を加圧液圧出力に変換するポンプ として容積式モードで作動し、加圧液圧入力を機械仕事出力に変換するモータと して逆モードで作動する種類の機械である。このような機械は、液圧伝動システ ムで一般的にみられるものである。この実施例では、作動上の融通性が大きいた め、流れ容量が可変の可逆流れ斜板式機械が好ましい。 第２図を参照すると、第１流れ機械６２は側方配置ギヤボックス４２に取り付 けられている。ギヤボックス４２は、半径方向駆動シャフト４０とともに、流れ 機械６２を液圧の高圧スプール２０に連結する。流れ機械６２及び関連した配管 （図示せず）をコアエンジンのケーシング構造７０とカウリング７２との間に構 成された領域６８内に配置できるようにするため、シャフト４０からの駆動力の 方向を９０゜変化させるため、ギヤボックス４２には傘歯車（図示せず）が設け られている。同 様に、第２液圧流れ機械６４はエンジンの中間圧スプール１８に駆動的に連結さ れている。液圧機械６４をエンジンの中間圧スプール１８に連結するため、第２ 半径方向駆動シャフト７４及び減速ギヤボックス７６が設けられている。ギヤボ ックス７６は、側方配置ギヤボックス４２と同様に、カウリング構造７２の内側 でコアエンジンのケーシング構造７０に液圧機械６４とともに取り付けられてい る。更に、ギヤボックス７６は、シャフト７４からの駆動力の方向を９０゜変化 させるための傘歯車（図示せず）を減速歯車の他に備えている。第３液圧流れ機 械６６は、エンジンの低圧スプールのシャフト２４の下流端に駆動的に連結され ている。減速ギヤボックス７８がエンジンシャフト２４と液圧機械６６との間に 設けられている。ギヤボックスは、コアエンジンの下流端に位置決めされた支持 体８０及びベーン８２を介してエンジンの固定構造７２に取り付けられている。 流れ押し退け機械６６の空力学的配置及び作動的接近性の両方を提供するため、 この配置が好ましい。 次に、液圧伝動装置６０のレイアウトを示す第３図を参照する。図示の伝動装 置は、エンジンの滑油系統と一体であるのがよいが、所望であれば、別であって もよい。図示のように、液圧機械６２、６４、及び６６の各々は、別々の液圧管 路８８、９０、及び９２で流れ制御装置８６に夫々連結されている。流れ制御装 置８６は、流れを 機械６４から管路９０に沿った受入れるようになった第１入口９４、流れを機械 ６６から管路９２に沿った受入れるようになった第２入口９６、及び流れを管路 ８８に沿って機械６２に送出するための出口９８を有する。同様に、機械６２は 、逆止弁１０６を備えた液圧管路１０４でタンク１０２に連結された第１入口１ ００と、管路８８を受入れるための第２入口１０８と、液圧管路１１２を介して 機械６４に連結された第１出口１１０と、液圧管路１１６を介して機械６６に連 結された第２出口１１４と、タンク１０２に至るドレン管路１２０に連結された 別の出口１１８を有する。第２機械６４は、逆止弁１２５を備えた管路１２４に 沿ってタンク１０２に連結された第１入口１２２と、管路１１２を受入れるため の第２入口１２６と、管路９０を介して流れ制御装置８６に連結された第１出口 １２８と、ドレン管路１３２を介してタンク１０２に連結された第２出口１３０ とを有する。第３機械６６は、機械６２からの管路１１６に連結された入口１３ ４と、管路９２で流れ制御装置８６に連結された出口１３６とを有する。伝動シ ステム６０には、作動中に管路９２及び１１２に沿って通過する作動流体を冷却 するためのクーラー１４２が更に設けられており、管路９２及び１１６には機械 ６６を孤立させるための遮断弁１４４及び１６６が夫々設けられている。 エンジンの作動中、伝動装置６０を、エンジンの選択 されたスプール間で動力を伝達するように構成することができる。第３図を参照 すると、第１モードでは、伝動装置は、エンジンの低圧スプールと高圧スプール との間で動力を伝達するように構成される。この構成は、飛行中にフレームアウ ト状態になった場合に選択される。この作動モードでは、エンジンの低圧スプー ルに連結された液圧機械６６は、ポンプとして作動するように構成され、エンジ ンの高圧スプールに連結された液圧機械６２は、ポンプ６６が賦勢した作動流体 によって動力が与えられるモータとして作動するように構成される。遮断弁１４ ４及び１４６が開放している場合には、作動流体は、ポンプ６６から流れ制御装 置８６を通ってモータ６２に動力を与える。このモードでは、流れ制御装置は、 液圧機械６４を加圧作動流体から孤立させ、利用可能な全ての動力をエンジンの 高圧スプールに流す。 第２モードでは、伝動装置を、エンジンの中間圧スプールと高圧スプールとの 間で動力を伝達するように構成する。この構成は、部分速度作動について選択さ れる。このモードでは、エンジンの中間圧スプールに連結された液圧機械６４は 、ポンプとして作動するように構成され、エンジンの高圧スプールに連結された 液圧機械６２は、ポンプ６４が賦勢した作動流体により動力が与えられるモータ として作動するように構成される。このモードでは、流れ制御装置８６は、液圧 機械６６を孤立させ、 そのため、全ての加圧作動流体は管路８８及び９０に沿ってモータ６２に流入し 、戻り流れは管路１１２に沿ってポンプ６４に戻る。 第３モードでは、伝動装置は、エンジンの高圧スプールと中間圧スプールとの 間で動力を伝達するように構成され、この構成は、地上での始動中に選択される 。このモードでは、エンジンの高圧スプールに連結された液圧機械６２は、ポン プとして作動するように構成され、エンジンの中間圧スプールに連結された液圧 機械６４は、ポンプ６２が賦勢した作動流体によって動力が与えられるモータと して作動するように構成される。このモードでは、流れ制御装置８６は液圧機械 ６６を孤立させ、全ての加圧作動流体は管路１１２に沿ってモータ６４に流入し 、戻り流れは管路８８及び９０に沿ってポンプ６２に戻る。 エンジンの重量を小さくするため、第２図のエンジンには別の液圧伝動装置６ ０ａが設けられている。別の液圧流れ押し退け機械１４８がパイロン構造５２に 取り付けられており、この機械は、航空機の液圧システムに動力を与えるように なった液圧ポンプ１６０に駆動的に連結されている。流れ押し退け機械１４８及 びポンプ１６０は、集合的に、エンジンから航空機への動力伝達手段を構成する 。次に、第３図を参照すると、流れ押し退け機械６６には、機械１４８に連結す るための別の入口１ ３８及び出口１４０が設けられている。第１液圧管路１５２が出口１４０を機械 １４８に連結し、第２液圧管路１５０が機械１４８を機械６６の入口１３８にク ーラー１５６を介して連結する。管路１５０及び１５２をタンクに連結するため 、第３液圧管路１５４が設けられている。 伝動装置６０ａでは、液圧機械６６は永久的にポンプとして構成されており、 機械１４８はモータとして構成されている。エンジンの作動中、ポンプ６６は、 加圧作動流体を常にモータ１４８に送出して航空機の液圧システムを駆動する。 第２図のエンジンに伝動装置６０ａを追加することによって、航空機の液圧ポ ンプ１６０をこのポンプが駆動する液圧システムの更に近くに位置決めすること ができる。ポンプ１６０を附属装置用ギヤボックス４４からパイロン構造５２ま で動かすことによって、大量の配管をなくすことができ、及び従ってエンジンの 重量を軽減することができる。 次に、第２図と同様であるが本発明の第２実施例による伝動システム６０を備 えたガスタービンエンジンを示す第４図を参照する。 図示の伝動装置は、エンジンのスプールのうちの二つだけ、即ち、高圧スプー ル２０及び低圧スプール１６の夫々を連結する。図示のように、伝動装置は、二 の高圧 スプール及び低圧スプールに夫々駆動的に連結された第１及び第２の減速ギヤボ ックス１６２及び１６４を有する。減速ギヤボックス１６２は、側方配置ギヤボ ックス４２を介してエンジンの高圧スプールに連結されており、減速ギヤボック ス１６４は、上述の実施例と同様に、シャフト２４の下流端でエンジンの低圧ス プールに連結されている。ギヤボックス１６４は、シャフト２４からの駆動力を 半径方向出力シャフト１６６に伝達するための傘歯車（図示せず）を含む。出力 シャフト１６６は、二つの部品からなり、ギヤボックス１６４からパイロンに取 り付けられたギヤボックス１６８までデファレンシャル１７０を介して延びてい る。これによって、現在継続中の国際特許出願９２／０１１７９に開示されてい るのとほとんど同じ方法でポンプ１６９及び１７１を介して航空機の液圧システ ムを駆動するのにエンジンの低圧スプールを使用できる。シャフト１６６を伝動 装置に組み込むため、エンジンの側方配置ギヤボックス４２及び附属装置用ギヤ ボックス４４をパイロンと隣接して配置する。このようにして、伝動装置全体を エンジンの一方の側に配置し、これによって、伝動装置の構成を簡単にする。い わゆるアキシャルギヤデファレンシャル定速駆動装置１７２、並びにこのアキシ ャルギヤデファレンシャル１７２をギヤボックス１６２及び１７０に連結するシ ャフト１７４及び１７６が伝動装置を完成する。 アキシャルギヤデファレンシャル駆動装置１７２は、航空機の発電システムで 一般的に使用されている種類の駆動装置である。これらの駆動装置は、これらの 駆動装置を通過する動力の大部分がデファレンシャルギヤ装置を通るが、一体の 可変速液圧伝動装置を駆動するのに動力の一部分が使用されるように構成されて いる。デファレンシャル駆動装置は、二つの異なる速度入力を機械的に加算して 単一の速度出力をつくりだすことができるように設計されている。アキシャルデ ファレンシャル駆動装置は、一方の速度入力がデファレンシャルギヤ自体への機 械的入力であり、他方の速度入力が液圧伝動装置からの出力であるように構成さ れている。デファレンシャル駆動装置の駆動比は、可変の液圧伝動装置出力によ って無限に変化させることができる。 従って、第２の好ましい実施例の伝動装置６０は以下のように作動する。エン ジンの通常の作動中、エンジンのシャフト間でトルクの伝達は行われず、駆動装 置１７２の駆動比は、本質的には、低圧スプールの速度の高圧スプールの速度に 対する比で決まる。駆動装置１７２がこれから外れる唯一の時は、飛行中に燃焼 フレームアウト状態になった場合である。エンジンの制御装置（図示せず）がこ れをひとたび検出すると、駆動装置１７２の駆動比は、動力伝達条件に従って変 化する。上述のように、これによって、エンジンの低圧スプールで高圧スプ ールを加速し、再点火条件にすることができる。 勿論、エンジンのスプールのうちの任意の二つのスプール間で動力を選択的に 伝達できるように伝動システムを更に変更することができるということは理解さ れよう。これは、例えば、別のアキシャルデファレンシャル駆動ギヤをエンジン の高圧スプール２０と中間圧スプール１８との間に加えることによって、或いは 、第１の好ましい実施例におけるように液圧伝動装置を加えることによって行わ れる。 次に、本発明の第３実施例による伝動システムを持つ第１図のガスタービンエ ンジンを概略に示す第５図を参照する。 図示のように、エンジンは、従来技術の伝動装置の全ての構成要素を含む。高 圧スプール２０は、上述の実施例と同様に、エンジンの附属装置用ギヤボックス ４４を駆動シャフト４０及び４６及び側方配置ギヤボックス４２を介して駆動す るようになっており、半径方向駆動シャフト４０は、エンジンの高圧スプールに １８０のところで通常の方法で傘歯車で連結されている。 しかしながら、第５図に示す伝動システムでは、エンジンの中間圧スプール１ ８に駆動的に連結された、領域６８に配置された減速ギヤボックス１８２、シャ フト２４の下流端でエンジンの低圧スプール１６に駆動的に連結された減速−傘 歯車１８４、及び領域６８で歯車１８ ４の半径方向外方に位置決めされた傘歯車１８６を更に有する。ギヤボックス１ ８２は、シャフト３２に傘歯車１９０で連結された半径方向駆動シャフト１８８ でエンジンの中間圧スプール１８に連結されており、側方配置ギヤボックス４２ にアキシャル駆動シャフト１９２で連結されている。同様に、歯車１８６は、半 径方向駆動シャフト１９４で歯車１８４に連結され、傾斜した駆動シャフト１９ ６で側方配置ギヤボックス４２に連結されている。駆動シャフト１９２にはクラ ッチアッセンブリ１９８が設けられており、そのため、エンジンの高圧スプール ２０と中間圧スプール１８とを選択的に駆動係合させたり外したりすることがで きる。同様に、第２クラッチアッセンブリ２００がクラッチシャフト１９６に設 けられ、そのため、エンジンの高圧スプール２０と低圧スプール１６とを選択的 に駆動係合させたり外したりすることができる。 エンジンの通常の作動中、第５図の伝動装置６０は従来技術の伝動システムと 同じ方法で作動する。クラッチアッセンブリ１９８及び２００が外れた状態では 、附属装置用ギヤボックスへの駆動力だけがエンジンの高圧スプールから取り出 される。しかしながら、クラッチアッセンブリ１９８及び２００を選択的に係合 させたり外したりすることによって、動力をエンジンのスプール間で伝達するこ とができ、附属装置用ギヤボックスをエンジ ンの高圧スプール以外のスプールで駆動することができるということがわかる。 以上から、フレームアウト状態の後、クラッチアッセンブリ２００を係合させ 、クラッチアッセンブリ１９８を外すことによってエンジンの再点火性能を改善 できるということが理解されよう。更に、部分負荷作動中にクラッチアッセンブ リ１９８を係合させ、クラッチアッセンブリ２００を外すことによってエンジン の部分速度性能を改善でき、エンジンの点火前に同様に係合させ、外すことによ って地上始動性能を改善できるということは理解されよう。 本発明の第４実施例の第１の特徴による動力伝達システム即ち伝動システム６ ０を第６図に示す。第５図と同様に、第６図は、従来技術の伝動装置の全ての構 成要素を持つ第１図のガスタービンエンジンを概略に示す。図示の伝動システム は、本発明の第３実施例にみられる多数の追加の構成要素を更に有する。 図示のように、第６図の伝動システムは、エンジンの附属装置用ギヤボックス ４４に駆動的に連結された第１電気機械２０２、ギヤボックス１８２に駆動的に 連結された第２電気機械２０４、歯車２０８を介してエンジンの低圧スプールに 駆動的に連結された第３電気機械２０６を更に有する。電気機械２０２、２０４ 、及び２０６は、順モードでは、機械仕事の入力を電気的出力に変換 する発電機として作動し、逆モードでは、電気的入力を機械仕事の出力に変換す るモータとして作動する。この目的のため、これらの機械は、永久磁石誘導型機 械又は電磁石誘導型機械のいずれかであるのがよい。 図示の実施例では、三つの機械２０２、２０４、及び２０６は、別々の線２１ ２、２１４、及び２１６を介して制御装置２１０に夫々電気的に接続されている 。本質的には、制御装置２１０は、これらの機械２０２、２０４、及び２０６の 各々を伝動装置から孤立させるようになったスイッチ装置からなる。 この実施例では、機械２０６を発電機として作動し、機械２０２を発電機２０ ６からの電流で動力が与えられるモータとして作動させることによって、動力を エンジンの低圧スプール１６から高圧スプール２０に選択的に伝達できる。変形 例では、機械２０４を発電機として作動し、機械２０２を発電機２０４によって 動力が与えられるモータとして作動させることによって、動力をエンジンの中間 圧スプール１８からエンジンの高圧スプール２０に伝達するのがよい。同様に、 機械２０２と２０４とを逆に作動させることによって、動力をエンジンの高圧ス プール２０から中間圧スプール１８に伝達することができる。 本発明のこの実施例の第２の特徴を第７図に示す。本発明のこの特徴では、電 気誘導機械２０２、２０４、及 び２０６を機械駆動式伝動装置とともに、反作用電気機械２２２、２２４、及び ２２６の夫々に代える。上述の構成の誘導機械と同様に、これらの反作用機械は 、順及び逆のモータモード及び発電機モードの両方で作動するようになっている 。これらの反作用機械には、第６図の伝動装置の誘導機械と比べて、大きさの割 りに動力が大きいという利点がある。図示の構成では、これによって、ガス流れ 部分のエンジン内部内にこれらの機械２２２、２２４、及び２２６を埋設できる 。図示の構成では、機械２２２、２２４、及び２２６のロータ２２８は、エンジ ンのシャフト３８、３２、及び２４の夫々と一体である。 機械２２２、２２４、及び２２６は、上述のように、別々の線２１２、２１４ 及び２１６に沿って夫々制御装置２１０に電気的に接続されている。従って、動 力をエンジンのスプール間で第６図の実施例におけるのと同じ方法で選択的に伝 達することができる。 次に、本発明の第５実施例による動力伝達システムを示す第８図を参照する。 第５図及び第６図と同様に、第８図は、従来技術の伝動装置の全ての構成要素を 持つ第１図のガスタービンエンジンを概略に示す。 図示の伝動システムは、エンジンの附属装置用ギヤボックス４４に駆動連結さ れた副空気タービン２３０を更に有する。副タービン２３０は、コンプレッサ２ ８の下 流端と流体連通した入口２３２を有する。 ダクト２３４が、タービンの入口２３２をコンプレッサ２８への出口のところ に位置決めされたエンジンのブリード流れ手段２３６に連結する。ブリード流れ 制御弁２３８が、コンプレッサのブリード２３６と隣接して位置決めれ、その結 果、コンプレッサの排出空気をエンジンから選択的に逃がしてタービン２３２を 駆動することができる。 エンジンの通常の作動中、ブリード流れ制御弁２３８は閉じたままであり、エ ンジンは通常の通りに機能する。しかしながら、部分速度作動では、ブリード流 れ制御弁２３８が開放し、コンプレッサの排出空気がタービン２３０に供給され る。有効排出面積が増大すると、タービン区分３０に作用する負荷が増大し、こ れによって、中間圧スプール１８の回転速度が低下する。これは、タービン２３ ０からエンジンの附属装置駆動装置を介して入力された仕事により高圧スプール の回転速度が増大するのと対照的である。 従って、この実施例に示す伝動システムでは、弁２３８を選択的に作動させる ことによって、動力を中間圧スプールから高圧スプールに選択的に伝達すること ができる。図示していないけれども、出口からコンプレッサ２８へ逃がされたブ リードガスの代わりに入口からタービン３０へ逃がされたブリードガスでタービ ン２３２を駆 動するようにしても同じ効果を得ることができる。このような実施例では、ター ビン２３２へのブリードを開放すると、タービン３０の面積比が効果的に減少し 、これによって、スプール１８の回転速度が低下すると同時にスプール２０の回 転速度が上昇する。 第５図に示す構成は、このような変形例に対し、多数の利点を提供する。詳細 には、この構成では、部分速度作動での流れ制御の結果として発生したブリード 流れを更に有用な方法で使用できる。従来の構成では、ブリード流れは、通常は バイパス流れに放出され、そのため、サイクル効率に及ぼす効果はほんの僅かで ある。しかしながら、上述の構成では、エンジンの高圧コンプレッサ３４の流れ 容量を増大させるのにブリード流れを使用でき、これによって部分速度でのエン ジンの性能を改善することができる。 ３シャフトガスタービンエンジンに関して説明したが、本発明の全ての実施例 は、任意の多スプールエンジンに等しく適用できるということは理解されよう。 詳細には、本発明は、２シャフトエンジンの特徴を上述の３シャフトエンジンに ついて用いたのとほぼ同じ方法で改善するのに使用できる。更に、部分速度性能 の利点は、本発明を組み込んだ地上据え置きガスタービンエンジン並びに航空機 に取り付けたガスタービンエンジンで実現される。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ヒールド，ポール マイケル イギリス国ブリストル、ホーフィールド、 ブレント、ロード、２ (72)発明者 ミッドグレイ，ロナルド アントニー イギリス国ダービー、ウェストン‐オン- トレント、トレント、レイン、コピンズ （番地なし) (72)発明者 カンディ，ジョン マイケル イギリス国ダービー、リトルオーバー、ラ イクネルド、ロード、137、オウク、ファ ーム（番地なし)

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 独立して回転できる少なくとも二つのエンジンスプールを有するガスタ ービンエンジンにおいて、動力を前記スプールのうちの少なくとも一つのスプー ルから前記スプールのうちの少なくとも別のスプールに伝達するように作動する 伝動手段を有する、ガスタービンエンジン。 ２． 前記伝動手段は、前記エンジンの前記スプール間で動力を選択的に伝達 する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。 ３． 前記伝動手段は、前記エンジンの前記スプール間で動力を順方向及び逆 方向の両方向に伝達する、請求項１又は２に記載のガスタービンエンジン。 ４． 前記エンジンは、エンジン駆動式の複数の附属装置を含み、前記伝動手 段は、動力を前記エンジンの前記スプールのうちの少なくとも一つのスプールか ら伝達して前記附属装置を駆動するようになっている、請求項１、２、又は３に 記載のガスタービンエンジン。 ５． エンジン駆動式の複数の附属装置を持つ航空機に取り付けられるように なっており、前記伝動手段は、更に、動力を前記エンジンの前記スプールのうち の少なくとも一つのスプールから伝達して前記航空機の前記附属装置を駆動する ようになっている、請求項１乃至４の うちのいずれか一項に記載のガスタービンエンジン。 ６． 前記伝動手段は、液圧的に連結された少なくとも二つの流れ押し退け機 械を有し、各機械は前記エンジンの前記スプールのうちの異なるスプールに駆動 的に連結されており、前記流れ押し退け機械のうちの少なくとも一つの機械は、 ポンプとして作動する少なくとも一つの他の流れ押し退け機械によって賦勢され た作動流体によって動力が与えられるモータとして作動する、請求項１乃至５の うちのいずれか一項に記載のガスタービンエンジン。 ７． 前記流れ押し退け機械は、可変流機械である、請求項６に記載のガスタ ービンエンジン。 ８． 前記流れ押し退け機械は、第１モードではポンプとして作動し、第２モ ードではモータとして作動するようになっている、請求項７に記載のガスタービ ンエンジン。 ９． 前記伝動手段は、前記流れ押し退け機械間の作動流体の流れを制御する ための制御弁手段を更に有する、請求項６に記載のガスタービンエンジン。 １０． 前記流れ押し退け機械の各々は、前記エンジンの前記スプールの夫々 にギヤボックスを介して連結されている、請求項６に記載のガスタービンエンジ ン。 １１． 前記作動流体は、エンジンの滑油系統から分流されたエンジンオイル からなる、請求項６に記載のガ スタービンエンジン。 １２． 前記流れ押し退け機械のうちの第１機械は、エンジンの低圧スプール に連結され、前記流れ押し退け機械のうちの第２機械は、エンジンの高圧スプー ルに連結されている、請求項６に記載のガスタービンエンジン。 １３． 前記エンジンの前記低圧スプールは、荷重伝達シャフトで相互連結さ れたファン及び低圧タービンを有し、第１流れユニットが荷重伝達シャフトの下 流端に駆動的に連結されている、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。 １４． 前記第１流れユニットは、前記エンジン及び前記航空機の前記附属装 置に動力を伝達するための手段に液圧的に連結されている、請求項１２並びに請 求項５に従属する請求項６に記載のガスタービンエンジン。 １５． 第３流れ押し退けユニットがエンジンの中間圧スプールに連結されて いる、請求項１２に記載のガスタービンエンジン。 １６． 前記伝動手段は、前記エンジンの前記スプールのうちの二つのスプー ル間で動力を伝達するようになっており且つそのように構成された少なくとも一 つの可変比デファレンシャル駆動手段からなる、請求項１乃至５のうちのいずれ か一項に記載のガスタービンエンジン。 １７． 前記エンジンは低圧スプール及び高圧スプールを有し、前記伝動手段 は、前記低圧スプールを前記高 圧スプールに連結する少なくとも一つの可変比デファレンシャル駆動手段を有す る、請求項１６に記載のガスタービンエンジン。 １８． 前記低圧スプールは、荷重伝達シャフトで相互連結されたファン及び 低圧タービンを有し、前記デファレンシャル駆動手段は、前記荷重伝達シャフト の下流端に連結されたギヤボックスを介して低圧スプールに駆動的に連結されて いる、請求項１７に記載のガスタービンエンジン。 １９． 前記ギヤボックスは、前記航空機の前記附属装置用ギヤボックスに、 追加に、駆動的に連結されている、請求項１８並びに請求項５に従属する請求項 １６に記載のガスタービンエンジン。 ２０． 前記伝動手段は、前記エンジンの前記スプールのうちの少なくとも二 つのスプールに駆動的に連結されている、請求項１乃至５のうちのいずれか一項 に記載のガスタービンエンジン。 ２１． 前記伝動手段は、前記スプールのうちの少なくとも一つのスプールと 前記ギヤボックス手段との間に位置決めされたクラッチ手段を有し、これによっ て、前記エンジンの前記スプールの夫々の間で動力を選択的に伝達する、請求項 ２０に記載のガスタービンエンジン。 ２２． 前記エンジンは、低圧スプール及び高圧スプールを有し、前記第１ギ ヤボックス手段が前記エンジン の附属装置用ギヤボックス手段に駆動的に連結され、これによって、前記高圧ス プールは、前記附属装置用ギヤボックス手段を、クラッチ手段の係合とは別個に 、前記第１ギヤボックス手段を介して駆動するようになっている、請求項２１に 記載のガスタービンエンジン。 ２３． 前記伝動手段は、前記エンジンの前記スプールに駆動的に連結されて おり且つ発電機として作動するようになった少なくとも一つの電気機械と、前記 エンジンの別のスプールに駆動的に連結されており且つ前記発電機からの電流で 動力が与えられるモータとして作動するようになった少なくとも一つの電気機械 とを有する、請求項１乃至５のうちのいずれか一項に記載のガスタービンエンジ ン。 ２４． 前記電気機械は、電気誘導機械であり、各機械は、順モードではモー タとして作動し、逆モードでは発電機として作動する、請求項２３に記載のガス タービンエンジン。 ２５． 前記電気誘導機械の各々は、減速歯車装置を介して、前記エンジンの 前記スプールの夫々に駆動的に連結されている、請求項２４に記載のガスタービ ンエンジン。 ２６． 前記電気機械は、反作用機械であり、これらの電気機械の各々は、順 モードではモータとして作動し、逆モードでは発電機として作動する、請求項２ ３に記載 のガスタービンエンジン。 ２７． 前記反作用機械のロータは、前記エンジンの前記スプールの夫々と一 体である、請求項２４に記載のガスタービンエンジン。 ２８． 前記伝動手段は、前記エンジンのブリード流れ手段及び前記エンジン の前記スプールのうちの少なくとも一つのスプールに駆動的に連結された副ター ビンを有し、該副タービンは、使用時に、前記タービンを駆動し、これによって 前記エンジンのスプールの動力を増大するのに前記エンジンのブリード流れを使 用できるように、ブリード流れ手段からのエンジン流れを受入れるようになって いる、請求項１乃至５のうちのいずれか一項に記載のガスタービンエンジン。 ２９． 前記ブリード流れ手段は、前記エンジンの前記スプールのうちの少な くとも一つのスプールのコンプレッサ区分から前記副タービンに空気を送出する ようになっている、請求項２８に記載のガスタービンエンジン。 ３０． 前記副タービンは、前記エンジンの前記スプールのうちの第１スプー ルから空気を受入れ、前記エンジンの前記スプールのうちの第２スプールに駆動 的に連結する、請求項２９に記載のガスタービンエンジン。 ３１． 前記エンジンは、低圧スプール及び高圧スプールを有し、前記副ター ビンは、前記エンジンの前記高圧スプールに駆動的に連結されている、請求項２ ８、２ ９、又は３０に記載のガスタービンエンジン。 ３２． 前記副タービンは、前記減速歯車装置を介して前記スプールに駆動的 に連結されている、請求項２８乃至３１のうちのいずれか一項に記載のガスター ビンエンジン。 ３３． 前記エンジンは、ダクテッドファン型エンジンである、請求項１乃至 ３２のうちのいずれか一項に記載のガスタービンエンジン。 ３４． 添付図面を参照して上文中に説明し、添付図面に示したのとほぼ同様 のガスタービンエンジン。