WO2020170657A1 - ジェットエンジン - Google Patents

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jet engine
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turbine
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正太郎 名古
拓人 羽二生
知久 和田
正二郎 古谷
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三菱重工業株式会社
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    • F02C7/22—Fuel supply systems
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a jet engine.
  • Jet engines such as ramjet engines may inject fuel at high injection pressure into a combustor that burns fuel.
  • Patent Document 1 discloses a method of pressurizing fuel by using a turbine pump. In this turbine pump, the compressed air compressed by the turbine engine flows into the turbine pump to operate the turbine pump. Further, it is described that electric power may be taken out from the turbine pump by incorporating a generator in the turbine pump. Further, it is described that by incorporating an electric motor in the turbine pump, the compressed air from the turbine engine can be reduced.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide a jet engine that can efficiently apply pressure to fuel.
  • Other objects can be understood from the following description and description of the embodiments.
  • a jet engine includes a pump that pressurizes fuel, a heating flow path that heats the pressurized fuel, a fuel turbine that powers the pump, and a rotating electric machine. ..
  • the rotating electrical machine powers the fuel turbine when the desired conditions are not met.
  • the pre-combustion fuel that has passed through the heating flow path flows into the fuel turbine and powers the fuel turbine.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of a machine body including a jet engine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing a cross section of the jet engine according to the embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic diagram of a jet engine supply system according to an embodiment.
  • FIG. 4 is a flowchart regarding processing of the jet engine supply system according to the embodiment.
  • the jet engine 2 is mounted on an aircraft 1, for example, as shown in FIG.
  • the jet engine 2 may be mounted on a flying body including a missile or the like.
  • the jet engine 2 includes, for example, an airframe 10, a cowl 20, and a supply system 30.
  • a space 15 through which gas can flow is formed between the machine body 10 and the cowl 20.
  • the airframe 10 and the cowl 20 configure an inlet 50 that introduces air into the space 15 as the aircraft 1 moves forward.
  • a combustor 60 in which fuel is injected from the supply system 30, and the fuel and air are mixed and burned is configured in the central portion of the space 15.
  • the burned gas is discharged from a nozzle 70 formed of the body 10 and the cowl 20.
  • the jet engine 2 takes in air from the inlet 50 and releases burned gas from the nozzle 70 to obtain thrust.
  • the jet engine 2 includes, for example, a ramjet engine.
  • the supply system 30 includes a fuel tank 100, a pump 110, a heating flow path 120, a fuel turbine 130, a rotating electric machine 140, a power supply device 150, and an injection port 160. Fuel is stored in the fuel tank 100.
  • the rotary electric machine 140 supplies power to the pump 110 when the jet engine 2 starts.
  • the rotary electric machine 140 is connected to the pump shaft 115 of the pump 110 via the fuel turbine shaft 135 of the fuel turbine 130.
  • the rotary electric machine 140 is supplied with electric power from the power supply device 150, rotates the fuel turbine shaft 135, and supplies power to the fuel turbine 130.
  • the pump shaft 115 rotates.
  • the pump 110 applies pressure to the fuel supplied from the fuel tank 100.
  • the fuel to which pressure has been applied is injected into the combustor 60 from the injection port 160 via the heating flow path 120.
  • the fuel turbine 130 supplies power to the pump 110.
  • the heating flow passage 120 heats the fuel flowing through the heating flow passage 120 to vaporize it by the heat generated in the combustor 60 being transmitted to the heating flow passage 120.
  • the vaporized fuel flows into the fuel turbine 130 to supply power to the fuel turbine 130 and rotate the fuel turbine shaft 135 of the fuel turbine 130 before burning in the combustor 60. Since the fuel turbine shaft 135 is connected to the pump shaft 115, the rotational force generated in the fuel turbine 130 causes the pump shaft 115 of the pump 110 to rotate.
  • the pump 110 applies pressure to the fuel as the pump shaft 115 rotates. Further, the fuel released from the fuel turbine 130 is injected into the combustor 60 from the injection port 160.
  • the pump 110 obtains power from the rotating electric machine 140 when the temperature of the heating flow passage 120 is low, and obtains power from the fuel turbine 130 when the temperature of the heating flow passage 120 is high. Accordingly, the pump 110 can apply sufficient pressure to the fuel when the temperature of the heating flow path 120 is low.
  • the fuel turbine 130 rotates the rotor of the rotating electric machine 140, so that the rotating electric machine 140 generates electric power.
  • the electric power generated by the rotating electric machine 140 is supplied to the electronic device 40 mounted on the aircraft 1.
  • the power supply device 150 includes a thermal battery, a molten salt battery, and the like.
  • the power supply device 150 may be provided adjacent to the combustor 60 or the heating flow path 120. The heat generated in the combustor 60 is transmitted to the power supply device 150. As a result, the power supply device 150 is kept warm, and the operating time of the power supply device 150 can be lengthened.
  • the supply system 30 includes a first flow path 170 connecting the fuel tank 100 and the pump 110, a second flow path 180 connecting the pump 110 and the heating flow path 120, a heating flow path 120, the injection port 160, and the fuel.
  • a third flow path 190 connecting the turbine 130 and a fourth flow path 200 connecting the fuel turbine 130 and the injection port 160 are provided.
  • the injection port 160 may be plural.
  • the first flow path 170 guides the fuel stored in the fuel tank 100 to the pump 110 when the jet engine 2 starts.
  • a cutoff valve 172 is provided in the first flow path 170.
  • the fuel flows into the pump 110 by opening the shutoff valve 172 when the jet engine 2 starts.
  • the fuel that has flowed into the pump 110 is pressurized and discharged into the second flow path 180.
  • the pump 110 includes a spiral pump such as a turbine pump.
  • the second channel 180 guides the fuel pressurized by the pump 110 to the heating channel 120.
  • the fuel introduced into the heating flow passage 120 is heated in the heating flow passage 120 and flows into the third flow passage 190.
  • the heating flow path 120 is provided, for example, adjacent to the combustor 60.
  • the heating flow path 120 may be provided adjacent to the nozzle 70.
  • the third flow path 190 guides the fuel to the injection port 160 or the fuel turbine 130 according to the temperature of the heating flow path 120.
  • the third flow path 190 includes a branch point 192 between a flow path that guides fuel from the heating flow path 120 to the injection port 160 and a flow path that guides fuel from the heating flow path 120 to the fuel turbine 130.
  • a first opening/closing valve 194 is provided between the branch point 192 and the fuel turbine 130, and a second opening/closing valve 196 is provided between the branch point 192 and the injection port 160. When the temperature of the heating flow path 120 is low, the first opening/closing valve 194 is closed and the second opening/closing valve 196 is opened.
  • the fuel that has passed through the heating flow path 120 flows into the injection port 160 without passing through the fuel turbine 130, is injected from the injection port 160 into the combustor 60, and burns.
  • the first opening/closing valve 194 is opened and the second opening/closing valve 196 is closed.
  • the fuel that has passed through the heating flow path 120 flows to the fuel turbine 130.
  • the fuel guided to the fuel turbine 130 rotates the fuel turbine shaft 135 and is discharged to the fourth flow path 200.
  • the fourth flow path 200 guides the fuel discharged from the fuel turbine 130 to the injection port 160.
  • the fuel guided to the injection port 160 is injected from the injection port 160 and burns.
  • the supply system 30 includes, for example, a control device 210, a temperature sensor 220, and a tachometer 230 in order to control the flow of fuel.
  • the temperature sensor 220 measures the temperature of the heating flow path 120 and sends temperature information indicating the measured temperature to the control device 210.
  • the tachometer 230 measures the rotation speed of the pump shaft 115 and transmits rotation information indicating the measured rotation speed to the control device 210.
  • the tachometer 230 may estimate the rotation speed of the pump shaft 115 by measuring the rotation speed of the fuel turbine shaft 135.
  • the control device 210 controls the shutoff valve 172, the first opening/closing valve 194, and the second opening/closing valve 196.
  • the control device 210 controls the first opening/closing valve 194 and the second opening/closing valve 196 based on the temperature measured by the temperature sensor 220.
  • the control device 210 also controls the rotating electric machine 140.
  • the control device 210 supplies electric power to the rotary electric machine 140 and drives the rotary electric machine 140 as an electric motor so that the pump 110 can pressurize the fuel when the jet engine 2 is started. Further, when the temperature of heating flow path 120 is high, control device 210 drives rotating electric machine 140 as a generator so as to generate electric power from the power of fuel turbine 130.
  • control device 210 may control the rotation speed of the rotating electric machine 140 according to the rotation speed measured by the tachometer 230.
  • the pressure applied by the pump 110 to the fuel is determined according to the rotation speed of the pump shaft 115. Therefore, when the rotation speed of the pump shaft 115 is high, the control device 210 controls the rotation electric machine 140 so as to reduce the rotation speed of the rotation electric machine 140. Similarly, when the rotation speed of the pump shaft 115 is low, the control device 210 controls the rotary electric machine 140 so as to increase the rotation speed of the rotary electric machine 140. Thereby, the pressure of the fuel discharged from the pump 110 can be controlled.
  • the jet engine 2 operates as shown in FIG. Before the jet engine 2 is started, the shutoff valve 172, the first opening/closing valve 194 are closed, and the second opening/closing valve 196 is opened.
  • the rotary electric machine 140 When the jet engine 2 starts, the rotary electric machine 140 is driven as an electric motor to open the shutoff valve 172 (step S100).
  • the controller 210 opens the shutoff valve 172 and causes the fuel in the fuel tank 100 to flow to the pump 110. Further, the control device 210 supplies electric power to the rotary electric machine 140 so that the pump 110 pressurizes the fuel.
  • the second opening/closing valve 196 may be opened when the jet engine 2 is started.
  • step S110 the control device 210 determines whether the fuel heated in the heating flow passage 120 is vaporized based on the temperature of the heating flow passage 120 measured by the temperature sensor 220. For example, when the temperature of the heating channel 120 is higher than the desired temperature, it is determined that the fuel flowing through the heating channel 120 is vaporized. The control device 210 waits until it is determined that the fuel flowing through the heating flow path 120 is vaporized. When it is determined that the fuel flowing through the heating flow path 120 is vaporized, the process proceeds to step S120.
  • step S120 the control device 210 controls the first opening/closing valve 194 and the second opening/closing valve 196 to change the fuel flow path.
  • the control device 210 determines that the fuel heated in the heating flow path 120 is vaporized, it opens the first opening/closing valve 194.
  • the control device 210 closes the second opening/closing valve 196. Therefore, the fuel heated in the heating flow path 120 flows into the fuel turbine 130 and rotates the fuel turbine shaft 135.
  • the pump shaft 115 of the pump 110 rotates. As a result, the pump 110 pressurizes the fuel.
  • control device 210 determines whether the rotation speed of pump shaft 115 measured by tachometer 230 is lower than a first threshold value.
  • the rotation speed of the pump shaft 115 is lower than the first threshold value, it means that the pressure of the fuel discharged from the pump 110 is low. Therefore, when the control device 210 determines that the rotation speed of the pump shaft 115 is lower than the first threshold value, the control device 210 controls the rotation electric machine 140 to increase the rotation speed of the rotation electric machine 140 (step S140).
  • the controller 210 returns to the process of step S130 after performing the process of step S140.
  • the process proceeds to step S150.
  • the first threshold may be determined based on the lower limit of the fuel pressure that the jet engine 2 can tolerate.
  • the first threshold may be determined according to the speed of the aircraft 1.
  • the supply system 30 acquires the speed of the aircraft 1 from the speedometer included in the aircraft 1. Further, the supply system 30 may include a speedometer.
  • control device 210 determines whether the rotation speed of pump shaft 115 measured by tachometer 230 is higher than a second threshold value.
  • the rotation speed of the pump shaft 115 is higher than the second threshold value, it means that the pressure of the fuel discharged from the pump 110 is high. Therefore, when the control device 210 determines that the rotation speed of the pump shaft 115 is higher than the second threshold value, the control device 210 controls the rotation electric machine 140 so as to reduce the rotation speed of the rotation electric machine 140 (step S160).
  • the controller 210 returns to the process of step S130 after performing the process of step S160.
  • the process proceeds to step S170.
  • the second threshold may be determined based on the upper limit value of the fuel pressure that the jet engine 2 can tolerate.
  • the second threshold may be determined according to the speed of the aircraft 1. For example, the second threshold may be greater than the first threshold.
  • step S170 the control device 210 drives the rotating electric machine 140 as a generator to supply the electric power generated by the rotating electric machine 140 to the electronic device 40.
  • the control device 210 receives the electric power generated by the rotating electric machine 140 and supplies the electric power to the electronic device 40.
  • the electric power generated by the rotating electric machine 140 may be directly supplied to the electronic device 40.
  • control device 210 may supply the electric power supplied from power supply device 150 to electronic device 40.
  • control device 210 can adjust the fuel pressure.
  • step S110 an arbitrary method for determining whether the fuel heated in the heating flow path 120 is vaporized can be selected. For example, whether or not the fuel is vaporized may be determined based on the temperature of the fuel flowing through the heating flow passage 120 or the third flow passage 190. In this case, the temperature sensor 220 measures the temperature of the fuel flowing through the heating flow path 120 or the third flow path 190. The control device 210 determines that the fuel is vaporized when the temperature of the fuel measured by the temperature sensor 220 is higher than a desired value. Further, it may be determined whether or not the fuel is vaporized, based on the time elapsed since the jet engine 2 was started.
  • control device 210 determines that the fuel is vaporized when a desired time has elapsed since the jet engine 2 was started. Further, two or more of the temperature of the heating flow path 120, the temperature of the fuel flowing through the heating flow path 120, the temperature of the fuel flowing through the third flow path 190, and the time elapsed since the jet engine 2 was started are set. Based on the combination, it may be determined whether the fuel heated in the heating channel 120 is vaporized.
  • step S120 it is possible to select any method for changing the fuel flow path.
  • the control device 210 may open the first opening/closing valve 194 after closing the second opening/closing valve 196. Further, the control device 210 may simultaneously close the second opening/closing valve 196 and open the first opening/closing valve 194.
  • the branch point 192 may be provided with a three-way valve.
  • the fuel that has passed through the heating flow passage 120 is guided to the injection port 160 or the fuel turbine 130 by the control device 210 controlling the three-way valve.
  • the control device 210 controls the three-way valve so that the fuel that has passed through the heating flow path 120 flows to the injection port 160 when the temperature of the heating flow path 120 is low.
  • the control device 210 controls the three-way valve so that the fuel that has passed through the heating flow passage 120 flows to the fuel turbine 130 when the temperature of the heating flow passage 120 is high.
  • any method for injecting fuel from the injection port 160 when the temperature of the heating flow path 120 is low can be selected.
  • the fuel may be guided to the injection port 160 from the second flow path 180 without passing through the heating flow path 120.
  • the second flow path 180 has a branch point between a flow path for guiding the fuel from the pump 110 to the heating flow path 120 and a flow path for guiding the fuel from the pump 110 to the injection port 160.
  • a third on-off valve is provided between this branch point and the heating flow path 120, and a fourth on-off valve is provided between this branch point and the injection port 160.
  • the control device 210 controls the third opening/closing valve and the fourth opening/closing valve in the same manner as the first opening/closing valve 194 and the second opening/closing valve 196. Further, the fuel may always flow to the injection port 160 via the fuel turbine 130 without providing the branch point 192 in the third flow path 190.
  • the present invention has been described with reference to the exemplary embodiments and examples, the present invention is not limited to the above-described exemplary embodiments and examples.
  • the configuration and details of the present invention can be appropriately modified and changed by those skilled in the art within the scope of the technical idea of the present invention described in the claims.
  • the processing described above is an example, and the order of each step and the processing content may be changed within a range that does not hinder the function.
  • the configuration described may be arbitrarily changed within a range that does not impair the function.
  • the pump shaft 115 of the pump 110 has only to transmit power to the fuel turbine shaft 135 of the fuel turbine 130, and may be connected to the fuel turbine shaft 135 by any method.
  • the fuel turbine shaft 135 of the fuel turbine 130 may be connected to the rotary electric machine 140 by any method as long as the power is transmitted to the rotary electric machine 140.
  • the control device 210 may not control the rotating electric machine 140 according to the rotation speed of the pump shaft 115. In this case, steps S130 to S160 of FIG. 4 can be omitted.

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Abstract

燃料に圧力を効率的に加えることができるジェットエンジンを提供する。ジェットエンジン２は、燃料を加熱するポンプ１１０と、加圧された燃料を加熱する加熱流路１２０と、ポンプに動力を与える燃料タービン１３０と、回転電機１４０とを備える。所望の条件を満たさないときに、回転電機１４０が燃料タービン１３０に動力を与える。所望の条件を満たすときに、加熱流路１２０を通過した燃焼前の燃料が、燃料タービン１３０に流入して燃料タービン１３０に動力を与える。

Description

ジェットエンジン
　本発明は、ジェットエンジンに関するものである。
　ラムジェットエンジンなどのジェットエンジンには、燃料を燃焼する燃焼器に、高い噴射圧で燃料を噴射する場合がある。例えば、特許文献１には、タービンポンプを用いて燃料を加圧する方法が開示されている。このタービンポンプは、タービンエンジンで圧縮した加圧空気がタービンポンプに流入することで、タービンポンプを稼働させる。また、タービンポンプに発電機を組み込むことで、タービンポンプから電力を取り出してもよいことが記載されている。さらに、タービンポンプに電動モータを組み込むことで、タービンエンジンからの加圧空気を低減することができることが記載されている。
特表２０１６－５１０３７６号公報
　本発明は、以上の状況に鑑みなされたものであり、燃料に圧力を効率的に加えることができるジェットエンジンを提供することを目的の１つとする。他の目的については、以下の記載及び実施の形態の説明から理解することができる。
　上記目的を達成するための一実施の形態によるジェットエンジンは、燃料を加圧するポンプと、加圧された燃料を加熱する加熱流路と、ポンプに動力を与える燃料タービンと、回転電機とを備える。所望の条件を満たさないときに、回転電機が燃料タービンに動力を与える。所望の条件を満たすときに、加熱流路を通過した燃焼前の燃料が、燃料タービンに流入して燃料タービンに動力を与える。
　本発明によれば、ジェットエンジンの燃料に効率的に圧力を加えることができる。
図１は、一実施の形態におけるジェットエンジンを備える機体の概略図である。 図２は、一実施の形態におけるジェットエンジンの断面を表す概略図である。 図３は、一実施の形態におけるジェットエンジンの供給システムの概略図である。 図４は、一実施の形態におけるジェットエンジンの供給システムの処理に関するフローチャートである。
　一実施の形態によるジェットエンジン２は、例えば、図１に示すように、航空機１に搭載される。ジェットエンジン２は、ミサイルなどを含む飛昇体に搭載されてもよい。ジェットエンジン２は、図２に示すように、例えば、機体１０と、カウル２０と、供給システム３０とを備える。機体１０と、カウル２０との間に気体の流通可能な空間１５が形成されている。機体１０とカウル２０とは、航空機１が前方に進むことで、空気を空間１５に導入するインレット５０を構成する。空間１５の中央部分には、供給システム３０から燃料が噴射され、燃料と空気とが混合され燃焼される燃焼器６０が構成される。燃焼した気体は、機体１０とカウル２０とで構成されたノズル７０から放出される。ジェットエンジン２は、インレット５０から空気を取り込み、ノズル７０から燃焼した気体を放出することで推力を得る。ジェットエンジン２は、例えば、ラムジェットエンジンを含む。
　供給システム３０は、図３に示すように、燃料タンク１００と、ポンプ１１０と、加熱流路１２０と、燃料タービン１３０と、回転電機１４０と、電源装置１５０と、噴射口１６０とを備える。燃料タンク１００には、燃料が格納されている。
　ジェットエンジン２が始動するとき、回転電機１４０がポンプ１１０に動力を供給する。回転電機１４０は、燃料タービン１３０の燃料タービン軸１３５を介して、ポンプ１１０のポンプ軸１１５に接続されている。回転電機１４０は、電源装置１５０から電力が供給されて、燃料タービン軸１３５を回転させて、燃料タービン１３０に動力を供給する。燃料タービン軸１３５が回転することで、ポンプ軸１１５が回転する。ポンプ軸１１５が回転することで、ポンプ１１０は、燃料タンク１００から供給される燃料に圧力を加える。圧力が加えられた燃料は、加熱流路１２０を経由し、噴射口１６０から燃焼器６０に噴射される。
　燃焼器６０が高温になると、燃料タービン１３０がポンプ１１０に動力を供給する。加熱流路１２０は、燃焼器６０で生じる熱が加熱流路１２０に伝搬されることで、加熱流路１２０を流れる燃料を加熱して気化させる。気化した燃料は、燃焼器６０で燃焼する前に、燃料タービン１３０に流入して、燃料タービン１３０に動力を供給し、燃料タービン１３０の燃料タービン軸１３５を回転させる。燃料タービン軸１３５はポンプ軸１１５に接続されているため、燃料タービン１３０で生じた回転力は、ポンプ１１０のポンプ軸１１５を回転させる。ポンプ軸１１５が回転することで、ポンプ１１０は燃料に圧力を加える。また、燃料タービン１３０から放出された燃料は、噴射口１６０から燃焼器６０に噴射される。
　このように、ポンプ１１０は、加熱流路１２０の温度が低いときに回転電機１４０から動力を得て、加熱流路１２０の温度が高いときに燃料タービン１３０から動力を得る。これにより、ポンプ１１０は、加熱流路１２０の温度が低いときに、燃料に十分な圧力を加えることができる。
　また、加熱流路１２０の温度が高いときに、燃料タービン１３０が回転電機１４０の回転子を回転させることで、回転電機１４０は電力を生成する。回転電機１４０が生成した電力は、航空機１に搭載された電子機器４０に供給される。
　このように、回転電機１４０が電力を供給することで、電源装置１５０の電力消費を抑制することができる。電源装置１５０は、熱電池（thermal battery）、融解塩電池（molten salt battery）などを含む。電源装置１５０は、燃焼器６０または加熱流路１２０に隣接して設けられてもよい。燃焼器６０で生じる熱が電源装置１５０に伝搬される。これにより、電源装置１５０が保温されることで、電源装置１５０の作動時間が長くなり得る。
　供給システム３０における燃料の流れを説明する。供給システム３０は、燃料タンク１００とポンプ１１０とを接続する第１流路１７０と、ポンプ１１０と加熱流路１２０とを接続する第２流路１８０と、加熱流路１２０と噴射口１６０と燃料タービン１３０とを接続する第３流路１９０と、燃料タービン１３０と噴射口１６０とを接続する第４流路２００とを備える。噴射口１６０は、複数であってもよい。
　第１流路１７０は、ジェットエンジン２が始動するときに、燃料タンク１００に格納された燃料をポンプ１１０に導く。第１流路１７０には、遮断弁１７２が設けられている。ジェットエンジン２が始動するときに遮断弁１７２が開くことで、燃料がポンプ１１０に流れる。ポンプ１１０に流入した燃料は、加圧されて、第２流路１８０に放出される。ポンプ１１０は、タービンポンプなどのうず巻きポンプを含む。
　第２流路１８０は、ポンプ１１０で加圧された燃料を加熱流路１２０に導く。加熱流路１２０に導かれた燃料は、加熱流路１２０で加熱され、第３流路１９０に流れる。加熱流路１２０は、例えば、燃焼器６０に隣接して設けられている。また、加熱流路１２０は、ノズル７０に隣接して設けられてもよい。
　第３流路１９０は、加熱流路１２０の温度に応じて、噴射口１６０または燃料タービン１３０に燃料を導く。第３流路１９０は、加熱流路１２０から噴射口１６０に燃料を導く流路と、加熱流路１２０から燃料タービン１３０に燃料を導く流路との分岐点１９２を備える。また、分岐点１９２と燃料タービン１３０との間には第１開閉弁１９４が設けられ、分岐点１９２と噴射口１６０との間には第２開閉弁１９６が設けられている。加熱流路１２０の温度が低いときに、第１開閉弁１９４が閉じられ、第２開閉弁１９６が開かれる。これにより、加熱流路１２０を通過した燃料は、燃料タービン１３０を通過せずに噴射口１６０に流れ、噴射口１６０から燃焼器６０に噴射され、燃焼する。加熱流路１２０の温度が高いときに、第１開閉弁１９４が開き、第２開閉弁１９６が閉じられる。これにより、加熱流路１２０を通過した燃料は燃料タービン１３０に流れる。
　燃料タービン１３０に導かれた燃料は、燃料タービン軸１３５を回転させ、第４流路２００に放出される。
　第４流路２００は、燃料タービン１３０から放出された燃料を噴射口１６０に導く。噴射口１６０に導かれた燃料は、噴射口１６０から噴射され、燃焼する。
　供給システム３０は、燃料の流れを制御するために、例えば、制御装置２１０と、温度センサ２２０と、回転計２３０とを備える。
　温度センサ２２０は、加熱流路１２０の温度を計測し、計測した温度を示す温度情報を制御装置２１０に送信する。
　回転計２３０は、ポンプ軸１１５の回転速度を計測し、計測した回転速度を示す回転情報を制御装置２１０に送信する。回転計２３０は、燃料タービン軸１３５の回転速度を計測することで、ポンプ軸１１５の回転速度を推定してもよい。
　制御装置２１０は、遮断弁１７２と、第１開閉弁１９４と、第２開閉弁１９６とを制御する。制御装置２１０は、温度センサ２２０が計測した温度に基づき、第１開閉弁１９４と第２開閉弁１９６とを制御する。
　また、制御装置２１０は、回転電機１４０を制御する。制御装置２１０は、ジェットエンジン２が始動するときに、ポンプ１１０が燃料を加圧できるように、回転電機１４０に電力を供給して、回転電機１４０を電動機として駆動する。また、加熱流路１２０の温度が高いときに、制御装置２１０は、燃料タービン１３０の動力から電力を発電するように、回転電機１４０を発電機として駆動する。
　さらに、制御装置２１０は、回転計２３０が計測した回転速度に応じて、回転電機１４０の回転数を制御してもよい。ポンプ軸１１５の回転速度に応じて、ポンプ１１０が燃料に加える圧力が決定される。このため、ポンプ軸１１５の回転速度が速いときに、制御装置２１０は、回転電機１４０の回転速度を下げるように回転電機１４０を制御する。同様に、ポンプ軸１１５の回転速度が遅いときに、制御装置２１０は、回転電機１４０の回転速度を上げるように回転電機１４０を制御する。これにより、ポンプ１１０から放出される燃料の圧力を制御することができる。
　ジェットエンジン２は、図４に示すように動作する。ジェットエンジン２が始動する前に、遮断弁１７２と、第１開閉弁１９４は閉じられ、第２開閉弁１９６が開かれる。
　ジェットエンジン２が始動するときに、回転電機１４０を電動機として駆動し、遮断弁１７２を開く（ステップＳ１００）。制御装置２１０は、遮断弁１７２を開き、燃料タンク１００の燃料をポンプ１１０に流す。また、制御装置２１０は、ポンプ１１０が燃料を加圧するように、回転電機１４０に電力を供給する。第２開閉弁１９６は、ジェットエンジン２が始動するときに開かれてもよい。
　ステップＳ１１０において、制御装置２１０は、温度センサ２２０が計測する加熱流路１２０の温度に基づき、加熱流路１２０で加熱された燃料が気化しているかを判断する。例えば、加熱流路１２０の温度が所望の温度より高いときに、加熱流路１２０を流れる燃料が気化していると判断する。制御装置２１０は、加熱流路１２０を流れる燃料が気化していると判断されるまで待つ。加熱流路１２０を流れる燃料が気化していると判断したときに、ステップＳ１２０に移行する。
　ステップＳ１２０において、制御装置２１０は、第１開閉弁１９４と第２開閉弁１９６とを制御して、燃料が流れる経路を変更する。制御装置２１０は、加熱流路１２０で加熱された燃料が気化していると判断すると、第１開閉弁１９４を開く。次に、制御装置２１０は、第２開閉弁１９６を閉じる。このため、加熱流路１２０で加熱された燃料は、燃料タービン１３０に流入し、燃料タービン軸１３５を回転させる。燃料タービン軸１３５が回転することで、ポンプ１１０のポンプ軸１１５が回転する。その結果、ポンプ１１０は燃料を加圧する。
　ステップＳ１３０において、制御装置２１０は、回転計２３０が測定するポンプ軸１１５の回転速度が第１閾値より低いかを判断する。ポンプ軸１１５の回転速度が第１閾値より低い場合、ポンプ１１０から放出される燃料の圧力が低いことを意味する。このため、制御装置２１０は、ポンプ軸１１５の回転速度が第１閾値より低いと判断すると、回転電機１４０の回転速度を上げるように回転電機１４０を制御する（ステップＳ１４０）。制御装置２１０は、ステップＳ１４０の処理を行った後にステップＳ１３０の処理に戻る。ポンプ軸１１５の回転速度が第１閾値以上であるときは、処理はステップＳ１５０に移行する。第１閾値は、ジェットエンジン２が許容し得る燃料の圧力の下限値に基づき、決定されてもよい。第１閾値は、航空機１の速度に応じて、決定されてもよい。この場合、供給システム３０は、航空機１の速度を航空機１が備える速度計から取得する。また、供給システム３０が速度計を備えてもよい。
　ステップＳ１５０において、制御装置２１０は、回転計２３０が測定するポンプ軸１１５の回転速度が第２閾値より高いかを判断する。ポンプ軸１１５の回転速度が第２閾値より高い場合、ポンプ１１０から放出される燃料の圧力が高いことを意味する。このため、制御装置２１０は、ポンプ軸１１５の回転速度が第２閾値より高いと判断すると、回転電機１４０の回転速度を下げるように回転電機１４０を制御する（ステップＳ１６０）。制御装置２１０は、ステップＳ１６０の処理を行った後にステップＳ１３０の処理に戻る。ポンプ軸１１５の回転速度が第２閾値以下であるときは、処理はステップＳ１７０に移行する。第２閾値は、ジェットエンジン２が許容し得る燃料の圧力の上限値に基づき、決定されてもよい。第２閾値は、航空機１の速度に応じて、決定されてもよい。例えば、第２閾値は、第１閾値より大きくてもよい。
　ステップＳ１７０において、制御装置２１０は、回転電機１４０を発電機として駆動して、回転電機１４０が発電した電力を電子機器４０に供給する。例えば、制御装置２１０は、回転電機１４０が発電した電力を受け取り、電子機器４０に供給する。回転電機１４０が発電した電力を直接、電子機器４０に供給してもよい。また、ステップＳ１４０、Ｓ１６０において、制御装置２１０は、電源装置１５０から供給される電力を電子機器４０に供給してもよい。
　ステップＳ１３０～Ｓ１７０を繰り返すことで、制御装置２１０は、燃料の圧力を調整することができる。
　ステップＳ１１０において、加熱流路１２０で加熱された燃料が気化しているかを判断するための任意の方法を選択することができる。例えば、加熱流路１２０または第３流路１９０を流れる燃料の温度に基づき、燃料が気化しているかを判断してもよい。この場合、温度センサ２２０は、加熱流路１２０または第３流路１９０を流れる燃料の温度を測定する。制御装置２１０は、温度センサ２２０が測定した燃料の温度が所望の値より大きいときに、燃料が気化していると判断する。また、ジェットエンジン２を始動してから経過した時間に基づき、燃料が気化しているかを判断してもよい。この場合、制御装置２１０は、ジェットエンジン２を始動してから所望の時間が経過しているときに燃料が気化していると判断する。また、加熱流路１２０の温度と、加熱流路１２０を流れる燃料の温度と、第３流路１９０を流れる燃料の温度と、ジェットエンジン２が始動してから経過した時間との２つ以上の組み合わせに基づき、加熱流路１２０で加熱された燃料が気化しているかを判断してもよい。
　ステップＳ１２０において、燃料が流れる経路を変更するための任意の方法を選択することができる。例えば、制御装置２１０は、第２開閉弁１９６を閉じた後に、第１開閉弁１９４を開いてもよい。また、制御装置２１０は、第２開閉弁１９６の閉鎖と、第１開閉弁１９４の開放とを同時に行ってもよい。また、分岐点１９２に三方弁を備えてもよい。制御装置２１０がこの三方弁を制御することで、加熱流路１２０を通過した燃料は噴射口１６０または燃料タービン１３０に導かれる。この場合、加熱流路１２０の温度が低いときに加熱流路１２０を通過した燃料が噴射口１６０に流れるように、制御装置２１０は三方弁を制御する。加熱流路１２０の温度が高いときに加熱流路１２０を通過した燃料が燃料タービン１３０に流れるように、制御装置２１０は三方弁を制御する。
　加熱流路１２０の温度が低いときに燃料が噴射口１６０から噴射するための任意の方法を選択することができる。例えば、加熱流路１２０の温度が低いときに、加熱流路１２０を経由せずに、燃料は第２流路１８０から噴射口１６０に導かれてもよい。この場合、第２流路１８０は、ポンプ１１０から加熱流路１２０に燃料を導く流路と、ポンプ１１０から噴射口１６０に燃料を導く流路との分岐点を備える。この分岐点と加熱流路１２０との間に第３開閉弁が設けられ、この分岐点と噴射口１６０との間に第４開閉弁が設けられる。制御装置２１０は、第３開閉弁と第４開閉弁とを、第１開閉弁１９４と第２開閉弁１９６と同様に制御する。また、燃料は、第３流路１９０に分岐点１９２を設けずに、常に燃料タービン１３０を経由して、噴射口１６０に流れてもよい。
　以上、実施の形態や実施例を参照して本発明を説明したが、本発明は上記実施の形態及び実施例に限定されるものではない。本発明の構成や詳細には、請求の範囲に記載された本発明の技術的思想の範囲内において、当業者が適宜、様々な変形または変更を加えることが可能である。例えば、以上において説明した処理は一例であり、各ステップの順番、処理内容は、機能を阻害しない範囲で変更してもよい。また、説明した構成は、機能を阻害しない範囲で、任意に変更してもよい。例えば、ポンプ１１０のポンプ軸１１５は、燃料タービン１３０の燃料タービン軸１３５に動力が伝わればよく、燃料タービン軸１３５に任意の方法で接続されてもよい。燃料タービン１３０の燃料タービン軸１３５は、回転電機１４０に動力が伝わればよく、回転電機１４０に任意の方法で接続されてもよい。制御装置２１０は、ポンプ軸１１５の回転速度に応じて、回転電機１４０を制御しなくてもよい。この場合、図４のステップＳ１３０～Ｓ１６０を省略することができる。
　なお、この出願は、２０１９年２月１８日に出願された日本国特許出願２０１９－０２６２９０号を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てを引用によりここに組み込む。

Claims (12)

  1. 　燃料を加圧するポンプと、
    　加圧された前記燃料を加熱する加熱流路と、
    　前記ポンプに動力を与える燃料タービンと、
    　回転電機と、
    　を備え、
    　所望の条件を満たさないときに、前記回転電機が前記燃料タービンに動力を与え、
    　前記所望の条件を満たすときに、前記加熱流路を通過した燃焼前の前記燃料が、前記燃料タービンに流入して前記燃料タービンに動力を与える
    　ジェットエンジン。
  2. 　前記所望の条件は、前記加熱流路を通過した前記燃料が気化していることを含む
    　請求項１に記載のジェットエンジン。
  3. 　前記所望の条件は、前記加熱流路の温度が第１閾値より高いことを含む
    　請求項１または２に記載のジェットエンジン。
  4. 　前記所望の条件は、前記加熱流路を通過した前記燃料の温度が第２閾値より高いことを含む
    　請求項１から３のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  5. 　前記所望の条件は、当該ジェットエンジンを始動してから所望の時間が経過していることを含む
    　請求項１から４のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  6. 　前記回転電機は、前記所望の条件を満たすときに、前記燃料タービンの回転力を受けて電力を発電する
    　請求項１から５のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  7. 　前記燃料タービンの回転速度を計測する回転計と、
    　前記回転速度に応じて、前記回転電機の回転速度を制御する制御装置と
    　をさらに備える
    　請求項１から６のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  8. 　前記制御装置は、
    　　前記回転速度が第３閾値より大きいときに、前記燃料タービンの前記回転速度を減少させる方向に動力を加え、
    　　前記回転速度が第４閾値より小さいときに、前記燃料タービンの前記回転速度を増加させる方向に動力を加える
    　請求項７に記載のジェットエンジン。
  9. 　前記燃料は、前記所望の条件を満たさないときに、前記燃料タービンを通過せずに燃焼する
    　請求項１から８のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  10. 　前記燃料を燃焼する燃焼器を備え、
    　前記加熱流路は、前記燃焼器に隣接して設けられている
    　請求項１から９のいずれか１項に記載のジェットエンジン。
  11. 　前記回転電機に電力を供給する電源装置をさらに備え、
    　前記電源装置は、前記燃焼器で発生する熱により保温される
    　請求項１０に記載のジェットエンジン。
  12. 　前記電源装置は、前記加熱流路に隣接して設けられている
    　請求項１１に記載のジェットエンジン。
     
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