WO2021009952A1 - ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体 - Google Patents

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WO2021009952A1
WO2021009952A1 PCT/JP2020/005601 JP2020005601W WO2021009952A1 WO 2021009952 A1 WO2021009952 A1 WO 2021009952A1 JP 2020005601 W JP2020005601 W JP 2020005601W WO 2021009952 A1 WO2021009952 A1 WO 2021009952A1
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combustion gas
fan
turbine
turbine system
guided
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PCT/JP2020/005601
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雄貴 森崎
和宏 今井
雅之 小田
雄一 仲谷
康寛 齋木
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to a gas turbine system used for a mobile body including a thrust generator that generates thrust by electric power, and a mobile body equipped with the gas turbine system.
  • a gas turbine engine for an aircraft having a compression unit, a combustion unit, a turbine unit, a rotating body that rotates together with the turbine unit, and a fan that rotates in conjunction with the rotating body to generate thrust is known.
  • the gas turbine engine disclosed in Patent Document 1 is provided with a generator that rotates together with a fan to convert the kinetic energy that the fan rotates into electric power.
  • the electric power generated by the generator is used to drive an electric fan or the like arranged at the rear end of the aircraft.
  • the gas turbine engine disclosed in Patent Document 1 converts the energy of the combustion gas generated by the combustion unit into electric power via a generator that rotates together with the turbine unit.
  • the combustion gas that has passed through the turbine section is discharged to the outside as it is, it is not possible to effectively utilize a part of the kinetic energy and the thermal energy of the combustion gas.
  • the gas turbine engine is not provided with a fan and the thrust is generated only by the electric fan driven by the electric power generated by the generator, the combustion gas discharged from the gas turbine engine is not used as the thrust. Part of the kinetic energy or thermal energy of the combustion gas is wasted.
  • the present disclosure has been made in view of such circumstances, and in a gas turbine system used for a moving body including a generator that generates electricity by driving a turbine and a thrust generator that generates thrust by electric power, a turbine.
  • the purpose is to effectively utilize the kinetic energy or thermal energy of the combustion gas used to drive the turbine.
  • the gas turbine system is used for a moving body including a thrust generator that generates thrust by electric power, and is a compressor that compresses external air to generate compressed air.
  • a combustor that burns compressed air generated by the compressor together with fuel to generate combustion gas, a turbine driven by the combustion gas generated by the combustor, and the turbine connected to the turbine.
  • a generator that generates power by driving and supplies power to the thrust generator, a thrust generator that generates thrust by the power generated by the generator, a supercharging fan that guides external air to the compressor, and the turbine.
  • the supercharging fan includes an exhaust unit that guides the combustion gas that has passed through the exhaust gas to the outside, and the supercharging fan heats a part of the combustion gas that is guided to the exhaust unit or a part of the combustion gas that is guided to the exhaust unit. Driven by external air heated by replacement.
  • a gas turbine system used for a moving body including a generator that generates electricity by driving a turbine and a thrust generator that generates thrust by electric power
  • the kinetic energy of the combustion gas used to drive the turbine or Thermal energy can be used effectively.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line AA of the gas turbine system shown in FIG.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB of the gas turbine system shown in FIG.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line CC of the gas turbine system shown in FIG.
  • FIG. 5 is a plan view of the gas turbine system shown in FIG. 5 as viewed from above.
  • It is a vertical sectional view of the gas turbine system which concerns on 2nd Embodiment of this disclosure.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing an aircraft 1 according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a vertical sectional view of the gas turbine system 100 shown in FIG.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line AA of the gas turbine system 100 shown in FIG.
  • FIG. 4 is a front view of the gas turbine system 100 shown in FIG.
  • the aircraft 1 includes a gas turbine system 100 that generates electric power and an electric fan (thrust generator) 200 that generates thrust by the electric power generated by the gas turbine system 100.
  • the aircraft 1 of the present embodiment is a device that drives an electric fan 200 with electric power generated by a gas turbine system 100 to obtain thrust.
  • the gas turbine system 100 includes a compressor 10, a combustor 20, a turbine 30, a generator 40, a supercharging fan 50, an exhaust unit 60, and a nacelle (outer shell). Section 70, a bypass section 80, and a lead-out section 90 are provided. As shown in FIG. 1, the electric power generated by the generator 40 is supplied to the electric fan 200.
  • the compressor 10 is a device that compresses the external air flowing in from the front in the traveling direction of the aircraft 1 to generate compressed air.
  • the compressor 10 has a plurality of moving blades 11 rotating around the axis X1 and a plurality of fixed stationary blades 12, and allows the inflowing air to pass through the plurality of moving blades 11 and the plurality of stationary blades 12. Generates compressed air.
  • the combustor 20 is a device that burns compressed air generated by the compressor 10 together with fuel to generate high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • the combustor 20 rotates the turbine 30 around the axis X1 by supplying a high-temperature and high-pressure combustion gas to the turbine 30.
  • Combustors 20 are provided at a plurality of locations around the axis X1.
  • the turbine 30 is a device driven by the combustion gas generated by the combustor 20.
  • the turbine 30 has a plurality of moving blades 31 rotating around the axis X, a plurality of fixed stationary blades 32, and a drive shaft 33 connected to the moving blades.
  • the driving force obtained by rotating the rotor blade 31 is transmitted to the generator 40 via the drive shaft 33.
  • the generator 40 is a device that is connected to the drive shaft 33 of the turbine 30 and generates electricity by the driving force of the turbine 30.
  • the generator 40 has a rotor (not shown) that is connected to the drive shaft 33 and rotates around the axis X1, and a stator that is fixedly arranged around the rotor. As shown in FIG. 1, the electric power generated by the generator 40 is supplied to the electric fan 200.
  • the electric fan 200 is a device that generates thrust by the electric power generated by the generator 40.
  • the electric fan 200 can be installed at an arbitrary position in the aircraft 1 away from the gas turbine system 100.
  • the electric fan 200 obtains thrust by rotating a fan (not shown).
  • the supercharging fan 50 is a device that forcibly guides the outside air to the compressor 10.
  • the supercharging fan 50 is driven by a part of the combustion gas Gc that has passed through the turbine 30 and is guided to the exhaust unit 60. A part of the combustion gas is guided to the supercharging fan 50 by the bypass portion 80.
  • the supercharging fan 50 of the present embodiment is a cross-flow fan that sucks air into the impeller and then discharges it by rotating an impeller having wings having a uniform shape in the direction of the rotation axis around the rotation axis. ..
  • the efficiency of the gas turbine system 100 can be improved by forcibly guiding the external air to the compressor 10 by the supercharging fan 50.
  • the exhaust unit 60 guides the combustion gas that has passed through the turbine 30 to the outside.
  • the exhaust portion 60 has an inner side wall portion 61 and an outer wall portion 62.
  • the inner side wall portion 61 extends along the axis X1 on which the turbine 30 rotates and is formed in a tubular shape around the axis X1.
  • the outer side wall portion 62 extends along the axis X1 and is formed in a tubular shape, and is arranged so as to surround the outer peripheral side of the inner side wall portion 61.
  • the inner side wall portion 61 and the outer wall portion 62 circulate the combustion gas discharged from the turbine 30 and form an annular flow path 63 extending along the axis X1.
  • the annular flow path 63 is a flow path formed in an annular shape around the axis X1 and guides the combustion gas discharged from the turbine 30 to the outside.
  • a storage space S1 surrounded by the inner side wall portion 61 is formed on the inner peripheral side of the inner side wall portion 61 with respect to the axis X1.
  • a generator 40 is arranged in the storage space S1. The generator 40 is fixed to the inner side wall portion 61 via a fixture (not shown).
  • the nacelle 70 is an outer shell arranged so as to cover each part of the gas turbine system 100 including the compressor 10, the combustor 20, the turbine 30, and the exhaust part 60.
  • the nacelle 70 is formed in a tubular shape extending along the axis X1.
  • the nacelle 70 is connected to the aircraft body (not shown) via a pylon 75.
  • the nacelle 70 is provided with a supercharging flow path 71 that guides external air to the compressor 10 via a supercharging fan 50.
  • the supercharging flow path 71 guides the outside air flowing in from the outside air suction port 71a to the compressor 10 from the outside air supply port 71b.
  • the bypass unit 80 is a device having a bypass flow path 81 that guides a part of the combustion gas Gc led to the exhaust unit 60 to the supercharging fan 50.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas Gc flowing through the exhaust section 60 flows into the bypass flow path 81 from the suction section 81a.
  • the bypass flow path 81 guides the combustion gas Gc flowing in from the suction unit 81a to the supply unit 81b and supplies the combustion gas Gc to the supercharging fan 50.
  • the supercharging fan 50 is driven by the combustion gas Gc guided by the bypass unit 80.
  • the lead-out unit 90 is a device having a lead-out flow path 91 that guides the combustion gas Gc guided to the supercharging fan 50 by the bypass unit 80 to the discharge port 91a provided on the surface of the nacelle 70.
  • the combustion gas Gc guided to the supercharging fan 50 flows into the lead-out flow path 91 and is discharged to the outside from the discharge port 91a. Since the discharge port 91a is provided on the surface of the nacelle 70, the combustion gas Gc flowing out from the discharge port 91a flows along the surface of the nacelle 70 toward the downstream side in the flow direction of the external air. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the nacelle 70, so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated from the surface of the nacelle 70 or is disturbed.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line BB of the gas turbine system 100 shown in FIG.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line CC of the gas turbine system 100 shown in FIG.
  • FIG. 7 is a plan view of the gas turbine system 100 shown in FIG. 5 as viewed from above.
  • the supercharging fans 50 are provided at a plurality of locations (8 locations at 45 ° intervals in the example shown in FIG. 4) around the axis X1. Further, outside air suction ports 71a for inflowing external air into the supercharging flow path 71 in which the supercharging fan 50 is arranged are provided at a plurality of locations around the axis X1 so as to correspond to the plurality of supercharging fans 50. Further, the discharge ports 91a for discharging the combustion gas that has passed through the supercharging fan 50 to the outside are provided at a plurality of locations (8 locations at 45 ° intervals in the example shown in FIG. 4) around the axis X1.
  • the supercharging fan 50 rotates around the axis X2 in the counterclockwise direction indicated by the arrow in FIG. 5 to transfer the outside air in the vicinity of the outside air suction port 71a to the supercharging flow path 71. Guide.
  • the external air Ex2 sucked into the supercharging fan 50 is discharged toward the outside air supply port 71b.
  • the external air Ex2 discharged to the outside air supply port 71b is guided to the compressor 10 together with the external air Ex1 introduced from the front of the nacelle 70.
  • the combustion gas Gc flowing through the bypass flow path 81 of the bypass portion 80 is guided by the supercharging fan 50, and the supercharging fan 50 is rotated around the axis X2.
  • the combustion gas Gc is guided to both ends of the axis X2, which is the rotation axis of the supercharging fan 50.
  • the combustion gas Gc that has passed through the supercharging fan 50 is guided to the lead-out flow path 91 of the lead-out unit 90 and flows out from the discharge port 91a to the surface of the nacelle 70.
  • the supercharging fan 50 is driven by the combustion gas Gc and rotates around the axis X2, and guides the external air Ex2 from the outside air suction port 71a to the supercharging flow path 71.
  • the aircraft 1 includes a compressor 10 that compresses the external air Ex2 to generate compressed air, and a combustor 20 that burns the compressed air generated by the compressor 10 together with fuel to generate combustion gas Gc.
  • a turbine 30 driven by the combustion gas Gc generated by the compressor 20, a generator 40 connected to the turbine 30 to generate power by driving the turbine 30, and an electric fan that generates thrust by the power generated by the generator 40.
  • a 200 and an exhaust unit 60 that guides the combustion gas Gc that has passed through the turbine 30 to the outside are provided, and the boost fan 50 is driven by a part of the combustion gas Gc that is guided to the exhaust unit 60.
  • the turbine 30 is driven by the combustion gas Gc generated by the combustor 20, and the generator 40 connected to the turbine 30 generates electricity by driving the turbine 30. Since the electric fan 200 generates thrust by the electric power generated by the generator 40, the aircraft 1 can be propelled. Further, the supercharging fan 50 is driven by the combustion gas Gc that drives the turbine 30, and the external air is forcibly guided to the compressor 10. Therefore, the kinetic energy of the combustion gas used to drive the turbine can be effectively utilized, and the efficiency of the gas turbine system 100 can be improved.
  • the aircraft 1 according to the present disclosure includes a bypass unit 80 that guides a part of the combustion gas guided to the exhaust unit 60 to the supercharging fan 50, and the supercharging fan 50 is driven by the combustion gas Gc guided by the bypass unit 80. Will be done.
  • the supercharging fan 50 can be driven by guiding a part of the combustion gas guided to the exhaust unit 60 to the supercharging fan 50 by the bypass unit 80.
  • the aircraft 1 includes a compressor 10, a combustor 20, a turbine 30, a nacelle 70 arranged so as to cover the exhaust portion 60, and combustion guided to a supercharging fan 50 by a bypass portion 80.
  • a lead-out unit 90 for guiding the gas to the exhaust port 91a provided on the surface of the nacelle 70 is provided.
  • the discharge port 91a is provided on the surface of the nacelle 70, the combustion gas Gc flowing out from the discharge port 91a flows along the surface of the nacelle 70 toward the downstream side in the flow direction of the external air. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the nacelle 70, so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated from the surface of the nacelle 70 or is disturbed.
  • the gas turbine system 100 included in the aircraft of the first embodiment is used for driving the turbine 30 by guiding a part of the combustion gas guided to the exhaust unit 60 to the supercharging fan 50 to drive the supercharging fan 50. It effectively utilized the kinetic energy of the generated combustion gas.
  • the gas turbine system 100A included in the aircraft of the present embodiment guides a part of the combustion gas led to the exhaust unit 60 to the heat exchanger 95 to heat the outside air to generate heated air and heat it. The air is guided to the supercharging fan 50 to drive the supercharging fan 50. As a result, the thermal energy of the combustion gas used to drive the turbine 30 can be effectively utilized.
  • FIG. 8 is a vertical sectional view of the gas turbine system 100A according to the second embodiment of the present disclosure.
  • the gas turbine system 100A of the present embodiment includes a compressor 10, a combustor 20, a turbine 30, a generator 40, a supercharging fan 50, an intake fan 55, an exhaust unit 60, a nacelle 70, and a bypass.
  • a unit 80A, an introduction unit 80B, a lead-out unit 90, and a heat exchanger 95 are provided.
  • the compressor 10, the combustor 20, the turbine 30, the generator 40, the supercharging fan 50, the exhaust unit 60, the nacelle 70, and the lead-out unit 90 are the same as those in the first embodiment. The description below will be omitted.
  • the suction fan 55, the bypass portion 80A, a part of the introduction portion 80B, and the heat exchanger 95 are housed inside the pylon 75.
  • the suction fan 55, the bypass portion 80A, and the heat exchanger 95 may be housed in a place other than the pylon 75 (for example, inside the main body of the aircraft 1).
  • the suction fan 55 is a device that forcibly guides the external air Ex3 used for driving the supercharging fan 50 to the heat exchanger 95.
  • the intake fan 55 is driven by a part of the combustion gas Gc that has passed through the turbine 30 and is guided to the exhaust unit 60. A part of the combustion gas Gc is guided to the suction fan 55 by the bypass portion 80A.
  • the suction fan 55 of the present embodiment is a cross-flow fan that sucks air into the impeller and then discharges it by rotating an impeller having wings having a uniform shape in the direction of the rotation axis around the rotation axis.
  • the bypass section 80A has a bypass flow path 81A that guides a part of the combustion gas Gc led to the exhaust section 60 to the heat exchanger 95, and a suction fan 55 that takes the other part of the combustion gas Gc led to the exhaust section 60. It is a device having a bypass flow path 82A leading to. As shown in FIG. 8, the high-temperature and high-pressure combustion gas Gc flowing through the exhaust section 60 flows into the bypass section 80A and is branched into the bypass flow path 81A and the bypass flow path 82A.
  • the bypass flow path 81A guides the combustion gas Gc flowing from the exhaust unit 60 to the heat exchanger 95, and discharges the combustion gas Gc that has exchanged heat with the external air Ex3 in the heat exchanger 95 to the outside.
  • the bypass flow path 82A guides the combustion gas Gc flowing in from the exhaust unit 60 to the suction fan 55, and discharges the combustion gas Gc driving the suction fan 55 to the outside. In this way, a part of the heat energy of the combustion gas Gc that has passed through the turbine 30 and is guided to the exhaust unit 60 is used to heat the external air Ex3 in the heat exchanger 95. Further, a part of the kinetic energy of the combustion gas Gc that has passed through the turbine 30 and is guided to the exhaust unit 60 is used to drive the intake fan 55.
  • the introduction unit 80B is a device that guides the heated air Ah generated by heating the external air Ex3 with the combustion gas Gc in the heat exchanger 95 to the supercharging fan 50.
  • the introduction unit 80B has a first flow path 81B and a second flow path 82B.
  • the first flow path 81B is a flow path that guides the external air Ex3 that has passed through the suction fan 55 to the heat exchanger 95 and guides the heated air Ah generated by the heat exchanger 95 to the inside of the nacelle 70.
  • the second flow path 82B supplies the heated air Ah supplied from the first flow path 81B to the supercharging fan 50.
  • the supercharging fan 50 is driven by the heated air Ah guided by the second flow path 82B.
  • the lead-out unit 90 is a device having a lead-out flow path 91 that guides the heated air Ah guided to the supercharging fan 50 by the introduction unit 80B to the discharge port 91a provided on the surface of the nacelle 70.
  • the heated air Ah guided to the supercharging fan 50 flows into the lead-out flow path 91 and is discharged to the outside from the discharge port 91a. Since the discharge port 91a is provided on the surface of the nacelle 70, the heated air Ah flowing out from the discharge port 91a flows along the surface of the nacelle 70 toward the downstream side in the flow direction of the external air. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the nacelle 70, so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated or disturbed from the surface of the nacelle 70.
  • the heat exchanger 95 is a device that exchanges heat between the external air Ex3 discharged from the suction fan 55 and the combustion gas Gc supplied by the bypass flow path 81A.
  • the heat exchanger 95 generates heated air Ah by heating the external air Ex3 with the combustion gas Gc.
  • the aircraft 1 according to the present disclosure includes a heat exchanger 95 that exchanges heat between the external air Ex3 and the combustion gas Gc, a suction fan 55 that guides the external air Ex3 to the heat exchanger 95, and combustion guided to the exhaust unit 60.
  • a bypass section 80A that guides a part of the gas Gc to the heat exchanger 95
  • an introduction section 80B that guides the heated air Ah generated by heating the external air Ex3 with the combustion gas in the heat exchanger 95 to the supercharging fan 50.
  • the supercharging fan 50 is driven by the heated air Ah guided by the introduction unit 80B.
  • the external air Ex3 sucked by the suction fan 55 by the combustion gas Gc passing through the turbine 30 is heated by the heat exchanger 95 and expanded to become the heated air Ah.
  • the heated air Ah guided to the supercharging fan 50 drives the supercharging fan 50 to suck the external air Ex2 into the supercharging fan 50.
  • the thermal energy of the combustion gas Gc used for driving the turbine 30 can be effectively utilized to improve the efficiency of the gas turbine system 100.
  • the aircraft 1 according to the present disclosure includes a bypass unit 80A that guides a part of the combustion gas Gc guided to the exhaust unit 60 to the intake fan 55, and the intake fan 55 is driven by the combustion gas Gc guided by the bypass unit 80A.
  • the suction fan 55 can be driven by guiding a part of the combustion gas led to the exhaust section 60 to the suction fan 55 by the bypass section 80A.
  • the aircraft 1 includes a lead-out unit 90 that guides the heated air Ah guided to the supercharging fan 50 by the introduction unit 80B to the discharge port 91a provided on the surface of the nacelle 70. Since the discharge port 91a is provided on the surface of the nacelle 70, the heated air Ah flowing out from the discharge port 91a flows along the surface of the nacelle 70 toward the downstream side in the flow direction of the external air. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the nacelle 70, so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated from the surface of the nacelle 70 or is disturbed.
  • the supercharging fan 50 uses a cross-flow fan that sucks air into the impeller and then discharges it, but other embodiments may be used.
  • it may be a modification using an axial fan that rotates along the axis and circulates air along the axis.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view showing a gas turbine system 100B including a supercharging fan 50A according to a modified example.
  • the supercharging fan 50A rotates about the axis X3.
  • the rotation of the supercharging fan 50 guides the outside air in the vicinity of the outside air suction port 71Aa to the supercharging flow path 71A.
  • the external air Ex2 sucked into the supercharging fan 50 is discharged toward the outside air supply port 71Ab.
  • the external air Ex2 discharged to the outside air supply port 71Ab is guided to the compressor 10 together with the external air Ex1 introduced from the front of the nacelle 70.
  • FIG. 10 is a view of the supercharging fan 50A shown in FIG. 9 along the axis X3 which is the rotation axis.
  • the supercharging fan 50A includes a plurality of blades 51A arranged at a plurality of locations around the axis X3 at intervals, an edge portion 52A formed in a substantially cylindrical shape around the axis X3, and an edge. It has a plurality of plate-shaped members 53A extending outward from the outer peripheral surface of the portion 52A.
  • the supercharging fan 50A is rotatably fixed to the supercharging flow path 71A around the axis X3 by a fixture (not shown).
  • the combustion gas Gc guided to the supply portion 81b of the bypass flow path 81 collides with the plate-shaped member 53A and rotates the supercharging fan 50A around the axis X3. Rotate to.
  • the combustion gas Gc that has passed through the supercharging fan 50A flows into the lead-out flow path 91 and is discharged to the outside from the discharge port 91a.
  • the heated air Ah guided to the second flow path 82B collides with the plate-shaped member 53A to rotate the supercharging fan 50A around the axis X3.
  • the heated air Ah that has passed through the supercharging fan 50A flows into the lead-out flow path 91 and is discharged to the outside from the discharge port 91a.
  • the gas turbine system described in each of the above-described embodiments is grasped as follows, for example.
  • the gas turbine system (100) according to the present disclosure is used for a moving body (1) including a thrust generator (200) that generates thrust by electric power, and is a compressor (10) that compresses external air to generate compressed air. ), A combustor (20) that burns compressed air generated by the compressor (10) together with fuel to generate combustion gas, and a turbine (30) driven by the combustion gas generated by the combustor (20).
  • a generator (40) that is connected to the turbine (30) to generate power by driving the turbine (30) and also supplies power to the thrust generator (200), and an exhaust that guides external air to the compressor (10).
  • a supply fan (50) and an exhaust unit (60) that guides the combustion gas that has passed through the turbine (30) to the outside are provided, and the supercharge fan (50) is the combustion gas that is guided to the exhaust unit (60). It is driven by external air heated by heat exchange with a part or a part of the combustion gas guided to the exhaust part (60).
  • the turbine (30) is driven by the combustion gas (Gc) generated by the combustor (20), and is connected to the turbine (30) by the drive of the turbine (30).
  • the generator (40) generates electricity. Since the thrust generator (200) generates thrust by the electric power generated by the generator (40), the moving body (1) can be propelled. Further, the supercharging fan (50) is driven by the combustion gas (Gc) that drives the turbine (30), and the external air is forcibly guided to the compressor (10). Therefore, the kinetic energy of the combustion gas used to drive the turbine (30) can be effectively utilized, and the efficiency of the gas turbine system (100) can be improved.
  • the gas turbine system (100) includes a bypass portion (80) for guiding a part of the combustion gas (Gc) led to the exhaust portion (60) to the supercharging fan (50), and the supercharging fan (80). 50) is driven by the combustion gas (Gc) guided by the bypass portion (80).
  • a part of the combustion gas (Gc) led to the exhaust section (60) is guided to the supercharging fan (50) by the bypass section (80).
  • the supply fan (50) can be driven.
  • the gas turbine system (100) includes an outer shell portion (70) arranged so as to cover the compressor (10), the combustor (20), the turbine (30), and the exhaust portion (60). ), And a lead-out unit (90) that guides the combustion gas guided to the supercharging fan (50) by the bypass unit (80) to the exhaust port (91a) provided on the surface of the outer shell portion (70). ..
  • the combustion gas (Gc) flowing out from the discharge port (91a) is of the outside air along the surface of the outer shell portion (70). It flows toward the downstream side in the distribution direction. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the outer shell portion (70), so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated from the surface of the outer shell portion (70).
  • the gas turbine system (100) is a heat exchanger (95) that exchanges heat between external air (Ex3) and combustion gas (Gc), and external air (Ex3) to a heat exchanger (95).
  • the suction fan (55) that guides the air
  • the bypass unit (80A) that guides a part of the combustion gas (Gc) guided to the exhaust unit (60) to the heat exchanger (95), and the heat exchanger (95) burn.
  • the supercharging fan (50) includes an introduction section (80B) that guides the heated air (Ah) generated by heating the external air (Ex3) with gas to the supercharging fan (50), and the supercharging fan (50) is provided with the introduction section (80B). ) Is driven by the heated air (Ah).
  • the external air (Ex3) sucked by the suction fan (55) is heated by the heat exchanger (95) by the combustion gas (Gc) passing through the turbine (30). It expands to become heated air (Ah).
  • the heated air (Ah) guided to the supercharging fan (50) drives the supercharging fan (50) to suck the external air (Ex2) into the supercharging fan (50).
  • the thermal energy of the combustion gas (Gc) used to drive the turbine (30) is effectively utilized to improve the efficiency of the gas turbine system (100). Can be done.
  • the gas turbine system (100) includes a bypass portion (80A) for guiding a part of the combustion gas (Gc) guided to the exhaust portion (60) to the suction fan (55), and the suction fan (55). Is driven by the combustion gas (Gc) guided by the bypass section (80A).
  • a part of the combustion gas guided to the exhaust unit (60) is guided to the intake fan (55) by the bypass unit (80A), whereby the intake fan (55) Can be driven.
  • the gas turbine system (100) has an outer shell portion (70) arranged so as to cover the compressor (10), the combustor (20), the turbine (30), and the exhaust portion (60). ) And the outlet (90) that guides the heated air (Ah) guided to the supercharging fan (50) by the introduction part (80B) to the exhaust port (91a) provided on the surface of the outer shell part (70). , Equipped with. Since the discharge port (91a) is provided on the surface of the outer shell portion (70), the heated air (Ah) flowing out from the discharge port (91a) is of the outside air along the surface of the outer shell portion (70). It flows toward the downstream side in the distribution direction. As a result, the boundary layer control is performed on the surface of the outer shell portion (70), so that it is possible to suppress a problem that the flow of external air is separated from the surface of the outer shell portion (70).
  • the exhaust portion (60) extends along the axis (X1) on which the turbine (30) rotates, and has an inner side wall portion (61) formed in a tubular shape and an axis. It has an outer wall portion (62) that extends along (X1) and is formed in a tubular shape and is arranged so as to surround the outer peripheral side of the inner side wall portion (61), and has an inner side wall portion (61) and an outer side.
  • the wall portion (62) allows the combustion gas discharged from the turbine (30) to flow and forms an annular flow path (63) extending along the axis (X1), and the generator (40) is an inner side wall portion (40).
  • the bypass portion (80) is arranged in the storage space (S1) formed on the inner peripheral side of the 61), and a part of the combustion gas is introduced from the annular flow path (63).
  • the generator (40) is arranged in the storage space (S1) formed on the inner peripheral side of the inner side wall portion (61) of the exhaust portion (60). Therefore, the generator (40) can be arranged in a space where the combustion gas does not flow. Further, a part of the combustion gas can be introduced from the annular flow path (63) to the bypass portion (80).
  • the mobile body described in the present embodiment described above is grasped as follows, for example.
  • the moving body (1) according to the present disclosure includes a gas turbine system (100) according to any one of the above, and a thrust generator (200) that generates thrust by electric power generated by the gas turbine system (100). Be prepared.
  • the moving body (1) according to the present disclosure it is used for a moving body (1) including a generator (40) that generates electricity by driving a turbine (30) and a thrust generator (200) that generates thrust by electric power.
  • the kinetic energy or thermal energy of the combustion gas used to drive the turbine (30) can be effectively utilized.

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Abstract

電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられ、圧縮機（１０）により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器（２０）と、燃焼器（２０）が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン（３０）と、タービン（３０）に連結されてタービン（３０）の駆動により発電するとともに推力発生器に電力を供給する発電機（４０）と、外部空気を圧縮機（１０）へ導く過給ファン（５０）と、タービン（３０）を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部（６０）と、を備え、過給ファン（５０）は、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガスの一部または排気部（６０）へ導かれた燃焼ガスの一部との熱交換により加熱された外部空気により駆動されるガスタービンシステム（１００）を提供する。

Description

ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体
　本開示は、電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられるガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体に関するものである。
　従来、圧縮部と、燃焼部と、タービン部と、タービン部とともに回転する回転体と、回転体と連動して回転して推力を発生するファンを備える航空機用のガスタービンエンジンが知られている（例えば、特許文献１参照）。特許文献１に開示されるガスタービンエンジンは、ファンとともに回転する発電機を設けることで、ファンが回転する運動エネルギーを電力に変換している。発電機が生成した電力は、航空機の後端に配置された電動ファン等を駆動するために用いられる。
米国特許出願公開第２０１８／００５０８０６号明細書
　特許文献１に開示されるガスタービンエンジンは、燃焼部が発生した燃焼ガスのエネルギーを、タービン部とともに回転する発電機を介して電力に変換している。しかしながら、タービン部を通過した燃焼ガスは、そのまま外部へ排出されるため、燃焼ガスの運動エネルギーおよび熱エネルギーの一部を有効に活用することができない。特に、ガスタービンエンジンにファンが設けられておらず、発電機が生成した電力により駆動される電動ファンのみで推力を発生する場合、ガスタービンエンジンから排出される燃焼ガスが推力として利用されないため、燃焼ガスの運動エネルギーまたは熱エネルギーの一部が無駄となってしまう。
　本開示は、このような事情に鑑みてなされたものであって、タービンの駆動により発電する発電機と電力により推力を発生する推力発生器とを備える移動体に用いられるガスタービンシステムにおいて、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーまたは熱エネルギーを有効に活用することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示の一態様に係るガスタービンシステムは、電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられ、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記推力発生器に電力を供給する発電機と、前記発電機が生成した電力により推力を発生する推力発生器と、外部空気を前記圧縮機へ導く過給ファンと、前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部と、を備え、前記過給ファンは、前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部または前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部との熱交換により加熱された外部空気により駆動される。
　本開示によれば、タービンの駆動により発電する発電機と電力により推力を発生する推力発生器とを備える移動体に用いられるガスタービンシステムにおいて、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーまたは熱エネルギーを有効に活用することができる。
本開示の第１実施形態に係る航空機を示す概略構成図である。 図１に示すガスタービンシステムの縦断面図である。 図２に示すガスタービンシステムのＡ－Ａ矢視断面図である。 図２に示すガスタービンシステムの正面図である。 図４に示すガスタービンシステムのＢ－Ｂ矢視断面図である。 図４に示すガスタービンシステムのＣ－Ｃ矢視断面図である。 図５に示すガスタービンシステムを上方からみた平面図である。 本開示の第２実施形態に係るガスタービンシステムの縦断面図である。 変形例に係る過給ファンを備えるガスタービンシステムを示す断面図である。 図９に示す過給ファンを回転軸に沿ってみた図である。
〔第１実施形態〕
　以下、本開示の第１実施形態に係る航空機（移動体）１について、図面を参照して説明する。図１は、本開示の第１実施形態に係る航空機１を示す概略構成図である。図２は、図１に示すガスタービンシステム１００の縦断面図である。図３は、図２に示すガスタービンシステム１００のＡ－Ａ矢視断面図である。図４は、図２に示すガスタービンシステム１００の正面図である。
　図１に示すように、航空機１は、電力を生成するガスタービンシステム１００と、ガスタービンシステム１００が生成した電力により推力を発生する電動ファン（推力発生器）２００と、を備える。本実施形態の航空機１は、ガスタービンシステム１００が生成した電力により電動ファン２００を駆動して推力を得る装置である。
　図１及び図２に示すように、ガスタービンシステム１００は、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、発電機４０と、過給ファン５０と、排気部６０と、ナセル（外殻部）７０と、バイパス部８０と、導出部９０と、を備える。図１に示すように、発電機４０が生成した電力は、電動ファン２００に供給される。
　圧縮機１０は、航空機１の進行方向の前方から流入する外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する装置である。圧縮機１０は、軸線Ｘ１回りに回転する複数の動翼１１と、固定された複数の静翼１２とを有し、流入した空気を複数の動翼１１と複数の静翼１２を通過させることにより、圧縮空気を生成する。
　燃焼器２０は、圧縮機１０により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて高温かつ高圧の燃焼ガスを生成する装置である。燃焼器２０は、高温かつ高圧の燃焼ガスをタービン３０に供給することによりタービン３０を軸線Ｘ１回りに回転させる。燃焼器２０は、軸線Ｘ１回りの複数個所に設けられている。
　タービン３０は、燃焼器２０が生成する燃焼ガスによって駆動される装置である。タービン３０は、軸線Ｘ回りに回転する複数の動翼３１と、固定された複数の静翼３２と、動翼と連結された駆動軸３３と、を有する。燃焼ガスを複数の動翼３１と複数の静翼３２を通過させることにより、動翼３１が軸線Ｘ１回りに回転する。動翼３１が回転することにより得られる駆動力は、駆動軸３３を介して発電機４０に伝達される。
　発電機４０は、タービン３０の駆動軸３３に連結されるとともにタービン３０の駆動力により発電する装置である。発電機４０は、駆動軸３３に連結されて軸線Ｘ１回りに回転するロータ（図示略）と、ロータの回りに固定して配置されるステータとを有する。図１に示すように、発電機４０が発生した電力は、電動ファン２００に供給される。
　電動ファン２００は、発電機４０が生成した電力により推力を発生する装置である。電動ファン２００は、航空機１において、ガスタービンシステム１００から離れた任意の位置に設置可能である。電動ファン２００は、ファン（図示略）を回転させることにより推力を得る。
　過給ファン５０は、外部空気を強制的に圧縮機１０へ導く装置である。過給ファン５０は、タービン３０を通過して排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部により駆動される。燃焼ガスの一部は、バイパス部８０によって過給ファン５０に導かれる。本実施形態の過給ファン５０は、回転軸方向に一様な形状の翼を持つ羽根車を回転軸回りに回転させることにより、羽根車の内部に空気を吸い込んでから吐き出すクロスフローファンである。過給ファン５０により外部空気を強制的に圧縮機１０へ導くことにより、ガスタービンシステム１００の効率を向上させることができる。
　排気部６０は、図２に示すように、タービン３０を通過した燃焼ガスを外部へ導くものである。排気部６０は、内側壁部６１と、外側壁部６２とを有する。内側壁部６１は、タービン３０が回転する軸線Ｘ１に沿って延びるとともに軸線Ｘ１回りに筒状に形成される。外側壁部６２は、軸線Ｘ１に沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部６１の外周側を取り囲むように配置される。
　図３に示すように、内側壁部６１および外側壁部６２は、タービン３０から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線Ｘ１に沿って延びる環状流路６３を形成する。環状流路６３は、軸線Ｘ１を中心に環状に形成される流路であり、タービン３０から排出される燃焼ガスを外部へ導く。
　図２および図３に示すように、軸線Ｘ１に対して内側壁部６１の内周側には、内側壁部６１により取り囲まれる収納空間Ｓ１が形成されている。収納空間Ｓ１には、発電機４０が配置されている。発電機４０は、固定具（図示略）を介して内側壁部６１に固定されている。
　ナセル７０は、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、排気部６０を含むガスタービンシステム１００の各部を覆うように配置される外殻である。ナセル７０は、軸線Ｘ１に沿って延びる筒状に形成されている。ナセル７０は、航空機本体（図示略）にパイロン７５を介して連結されている。図２に示すように、ナセル７０には、過給ファン５０を介して外部空気を圧縮機１０へ導く過給流路７１が設けられている。過給流路７１は、外気吸込口７１ａから流入する外気を外気供給口７１ｂから圧縮機１０へ導く。
　バイパス部８０は、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部を過給ファン５０へ導くバイパス流路８１を有する装置である。図２に示すように、排気部６０を流通する高温かつ高圧の燃焼ガスＧｃは、吸入部８１ａからバイパス流路８１に流入する。バイパス流路８１は、吸入部８１ａから流入した燃焼ガスＧｃを供給部８１ｂへ導くとともに燃焼ガスＧｃを過給ファン５０へ供給する。過給ファン５０は、バイパス部８０により導かれる燃焼ガスＧｃにより駆動される。
　導出部９０は、バイパス部８０により過給ファン５０に導かれた燃焼ガスＧｃをナセル７０の表面に設けられた排出口９１ａへ導く導出流路９１を有する装置である。過給ファン５０に導かれた燃焼ガスＧｃは、導出流路９１へ流入し排出口９１ａから外部へ排出される。排出口９１ａがナセル７０の表面に設けられているため、排出口９１ａから流出する燃焼ガスＧｃは、ナセル７０の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、ナセル７０の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れがナセル７０の表面から剥離する、或いは乱れる不具合を抑制することができる。
　ここで、過給ファン５０により外部空気を強制的に圧縮機１０へ導く機構について図面を参照して詳細に説明する。図５は、図４に示すガスタービンシステム１００のＢ－Ｂ矢視断面図である。図６は、図４に示すガスタービンシステム１００のＣ－Ｃ矢視断面図である。図７は、図５に示すガスタービンシステム１００を上方からみた平面図である。
　図４の正面図に示すように、過給ファン５０は、軸線Ｘ１回りの複数箇所（図４に示す例では４５°間隔で８箇所）に設けられている。また、過給ファン５０が配置される過給流路７１に外部空気を流入させる外気吸込口７１ａは、複数の過給ファン５０と対応するように軸線Ｘ１回りの複数箇所に設けられている。また、過給ファン５０を通過した燃焼ガスを外部へ排出する排出口９１ａは、軸線Ｘ１回りの複数箇所（図４に示す例では４５°間隔で８箇所）に設けられている。
　図５に示すように、過給ファン５０は、軸線Ｘ２を中心として図５中に矢印で示す反時計回り方向に回転することにより、外気吸込口７１ａの近傍の外気を過給流路７１に導く。過給ファン５０に吸入された外部空気Ｅｘ２は、外気供給口７１ｂへ向けて吐出される。外気供給口７１ｂへ吐出された外部空気Ｅｘ２は、ナセル７０の前方から導入される外部空気Ｅｘ１とともに圧縮機１０へ導かれる。
　図６に示すように、バイパス部８０のバイパス流路８１を流通する燃焼ガスＧｃは過給ファン５０に導かれ、過給ファン５０を軸線Ｘ２回りに回転させる。図７に示すように、燃焼ガスＧｃは、過給ファン５０の回転軸である軸線Ｘ２の両端に導かれる。過給ファン５０を通過した燃焼ガスＧｃは、導出部９０の導出流路９１に導かれ、排出口９１ａからナセル７０の表面に流出する。過給ファン５０は、燃焼ガスＧｃにより駆動されて軸線Ｘ２回りに回転し、外部空気Ｅｘ２を外気吸込口７１ａから過給流路７１へ導く。
　以上説明した本実施形態の航空機１が奏する作用および効果について説明する。
　本開示に係る航空機１は、外部空気Ｅｘ２を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１０と、圧縮機１０により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスＧｃを生成する燃焼器２０と、燃焼器２０が生成する燃焼ガスＧｃによって駆動されるタービン３０と、タービン３０に連結されてタービン３０の駆動により発電する発電機４０と、発電機４０が生成した電力により推力を発生する電動ファン２００と、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃを外部へ導く排気部６０と、を備え、過給ファン５０は、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部により駆動される。
　本開示に係る航空機１によれば、燃焼器２０が生成する燃焼ガスＧｃによってタービン３０が駆動され、タービン３０の駆動によってタービン３０に連結された発電機４０が発電する。発電機４０が生成した電力により電動ファン２００が推力を発生するため、航空機１を推進させることができる。また、タービン３０を駆動した燃焼ガスＧｃにより過給ファン５０が駆動され、外部空気が強制的に圧縮機１０へ導かれる。そのため、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーを有効に活用し、ガスタービンシステム１００の効率を向上させることができる。
　本開示に係る航空機１は、排気部６０へ導かれた燃焼ガスの一部を過給ファン５０へ導くバイパス部８０を備え、過給ファン５０は、バイパス部８０により導かれる燃焼ガスＧｃにより駆動される。本開示に係る航空機１によれば、排気部６０へ導かれた燃焼ガスの一部をバイパス部８０により過給ファン５０へ導くことで、過給ファン５０を駆動することができる。
　本開示に係る航空機１は、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、排気部６０とを覆うように配置されるナセル７０と、バイパス部８０により過給ファン５０に導かれた燃焼ガスをナセル７０の表面に設けられた排出口９１ａへ導く導出部９０と、を備える。
　排出口９１ａがナセル７０の表面に設けられているため、排出口９１ａから流出する燃焼ガスＧｃは、ナセル７０の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、ナセル７０の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れがナセル７０の表面から剥離する、或いは乱れる不具合を抑制することができる。
〔第２実施形態〕
　次に、本開示の第２実施形態に係る航空機について説明する。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で特に説明する場合を除き、第１実施形態と同様であるものとし、以下での説明を省略する。
　第１実施形態の航空機が備えるガスタービンシステム１００は、排気部６０へ導かれた燃焼ガスの一部を過給ファン５０へ導いて過給ファン５０を駆動することにより、タービン３０の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーを有効に活用するものであった。それに対して、本実施形態の航空機が備えるガスタービンシステム１００Ａは、排気部６０へ導かれた燃焼ガスの一部を熱交換器９５へ導いて外部空気を加熱して加熱空気を生成し、加熱空気を過給ファン５０へ導いて過給ファン５０を駆動するものである。これにより、タービン３０の駆動に用いられた燃焼ガスの熱エネルギーを有効に活用することができる。
　以下、本開示の第２実施形態に係る航空機（移動体）について、図面を参照して説明する。図８は、本開示の第２実施形態に係るガスタービンシステム１００Ａの縦断面図である。
　本実施形態のガスタービンシステム１００Ａは、圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、発電機４０と、過給ファン５０と、吸入ファン５５と、排気部６０と、ナセル７０と、バイパス部８０Ａと、導入部８０Ｂと、導出部９０と、熱交換器９５と、を備える。
　圧縮機１０と、燃焼器２０と、タービン３０と、発電機４０と、過給ファン５０と、排気部６０と、ナセル７０と、導出部９０については、第１実施形態と同様であるため、以下での説明を省略する。図８に示すように、吸入ファン５５と、バイパス部８０Ａと、導入部８０Ｂの一部と、熱交換器９５は、パイロン７５の内部に収容されているものとする。なお、吸入ファン５５と、バイパス部８０Ａと、熱交換器９５は、パイロン７５とは異なる他の場所（例えば、航空機１の本体の内部）に収容されていてもよい。
　以下、吸入ファン５５と、バイパス部８０Ａと、導入部８０Ｂと、熱交換器９５について説明する。
　吸入ファン５５は、過給ファン５０を駆動するために利用する外部空気Ｅｘ３を強制的に熱交換器９５へ導く装置である。吸入ファン５５は、タービン３０を通過して排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部により駆動される。燃焼ガスＧｃの一部は、バイパス部８０Ａによって吸入ファン５５に導かれる。本実施形態の吸入ファン５５は、回転軸方向に一様な形状の翼を持つ羽根車を回転軸回りに回転させることにより、羽根車の内部に空気を吸い込んでから吐き出すクロスフローファンである。
　バイパス部８０Ａは、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部を熱交換器９５へ導くバイパス流路８１Ａと、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの他の一部を吸入ファン５５へ導くバイパス流路８２Ａとを有する装置である。図８に示すように、排気部６０を流通する高温かつ高圧の燃焼ガスＧｃは、バイパス部８０Ａに流入し、バイパス流路８１Ａおよびバイパス流路８２Ａに分岐される。
　バイパス流路８１Ａは、排気部６０から流入した燃焼ガスＧｃを熱交換器９５へ導くとともに、熱交換器９５で外部空気Ｅｘ３と熱交換した燃焼ガスＧｃを外部へ排出する。バイパス流路８２Ａは、排気部６０から流入した燃焼ガスＧｃを吸入ファン５５へ導くとともに、吸入ファン５５を駆動した燃焼ガスＧｃを外部へ排出する。このように、タービン３０を通過して排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部の熱エネルギーは、熱交換器９５における外部空気Ｅｘ３を加熱するために利用される。また、タービン３０を通過して排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部の運動エネルギーは、吸入ファン５５を駆動するために利用される。
　導入部８０Ｂは、熱交換器９５にて燃焼ガスＧｃにより外部空気Ｅｘ３を加熱して生成された加熱空気Ａｈを過給ファン５０へ導く装置である。導入部８０Ｂは、第１流路８１Ｂと、第２流路８２Ｂとを有する。第１流路８１Ｂは、吸入ファン５５を通過した外部空気Ｅｘ３を熱交換器９５へ導くとともに熱交換器９５で生成された加熱空気Ａｈをナセル７０の内部へ導く流路である。第２流路８２Ｂは、第１流路８１Ｂから供給される加熱空気Ａｈを過給ファン５０へ供給する。過給ファン５０は、第２流路８２Ｂにより導かれる加熱空気Ａｈにより駆動される。
　導出部９０は、導入部８０Ｂにより過給ファン５０に導かれた加熱空気Ａｈをナセル７０の表面に設けられた排出口９１ａへ導く導出流路９１を有する装置である。過給ファン５０に導かれた加熱空気Ａｈは、導出流路９１へ流入し排出口９１ａから外部へ排出される。排出口９１ａがナセル７０の表面に設けられているため、排出口９１ａから流出する加熱空気Ａｈは、ナセル７０の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、ナセル７０の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れがナセル７０の表面から剥離する、或いは乱れる不具合を抑制することができる。
　熱交換器９５は、吸入ファン５５から吐出される外部空気Ｅｘ３とバイパス流路８１Ａにより供給される燃焼ガスＧｃとの熱交換を行う装置である。熱交換器９５は、外部空気Ｅｘ３を燃焼ガスＧｃにより加熱することにより加熱空気Ａｈを生成する。
　以上説明した本実施形態の航空機１が奏する作用および効果について説明する。
　本開示に係る航空機１は、外部空気Ｅｘ３と燃焼ガスＧｃとの熱交換を行う熱交換器９５と、外部空気Ｅｘ３を熱交換器９５へ導く吸入ファン５５と、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部を熱交換器９５へ導くバイパス部８０Ａと、熱交換器９５にて燃焼ガスにより外部空気Ｅｘ３を加熱して生成された加熱空気Ａｈを過給ファン５０へ導く導入部８０Ｂと、を備え、過給ファン５０は、導入部８０Ｂにより導かれる加熱空気Ａｈにより駆動される。
　本開示に係る航空機１によれば、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃにより吸入ファン５５が吸入した外部空気Ｅｘ３が熱交換器９５により加熱されて膨張して加熱空気Ａｈとなる。過給ファン５０に導かれた加熱空気Ａｈは、過給ファン５０を駆動して過給ファン５０に外部空気Ｅｘ２を吸入させる。本開示に係る航空機１によれば、タービン３０の駆動に用いられた燃焼ガスＧｃの熱エネルギーを有効に活用し、ガスタービンシステム１００の効率を向上させることができる。
　本開示に係る航空機１は、排気部６０へ導かれた燃焼ガスＧｃの一部を吸入ファン５５へ導くバイパス部８０Ａを備え、吸入ファン５５は、バイパス部８０Ａにより導かれる燃焼ガスＧｃにより駆動される。本開示に係る航空機１によれば、排気部６０へ導かれた燃焼ガスの一部をバイパス部８０Ａにより吸入ファン５５へ導くことで、吸入ファン５５を駆動することができる。
　本開示に係る航空機１は、導入部８０Ｂにより過給ファン５０に導かれた加熱空気Ａｈをナセル７０の表面に設けられた排出口９１ａへ導く導出部９０と、を備える。
　排出口９１ａがナセル７０の表面に設けられているため、排出口９１ａから流出する加熱空気Ａｈは、ナセル７０の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、ナセル７０の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れがナセル７０の表面から剥離する、或いは乱れる不具合を抑制することができる。
〔他の実施形態〕
　以上の説明において、過給ファン５０は、羽根車の内部に空気を吸い込んでから吐き出すクロスフローファンを用いるものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、軸線に沿って回転するとともに軸線に沿って空気を流通させる軸流ファンを用いる変形例としてもよい。
　図９は、変形例に係る過給ファン５０Ａを備えるガスタービンシステム１００Ｂを示す断面図である。図９に示すように、過給ファン５０Ａは、軸線Ｘ３を中心に回転する。過給ファン５０が回転することにより、外気吸込口７１Ａａの近傍の外気を過給流路７１Ａに導く。過給ファン５０に吸入された外部空気Ｅｘ２は、外気供給口７１Ａｂへ向けて吐出される。外気供給口７１Ａｂへ吐出された外部空気Ｅｘ２は、ナセル７０の前方から導入される外部空気Ｅｘ１とともに圧縮機１０へ導かれる。
　図１０は、図９に示す過給ファン５０Ａを回転軸である軸線Ｘ３に沿ってみた図である。図１０に示すように、過給ファン５０Ａは、軸線Ｘ３回りの複数箇所に間隔を空けて配置される複数の羽根５１Ａと、軸線Ｘ３回りに略円筒状に形成される縁部５２Ａと、縁部５２Ａの外周面から外側へ延びる複数の板状部材５３Ａと、を有する。過給ファン５０Ａは、固定具（図示略）により、軸線Ｘ３回りに回転可能に過給流路７１Ａに固定されている。
　図１０に示すように、第１実施形態の変形例において、バイパス流路８１の供給部８１ｂへ導かれた燃焼ガスＧｃは、板状部材５３Ａに衝突することにより過給ファン５０Ａを軸線Ｘ３回りに回転させる。過給ファン５０Ａを通過した燃焼ガスＧｃは、導出流路９１へ流入し、排出口９１ａから外部へ排出される。また、第２実施形態の変形例において、第２流路８２Ｂへ導かれた加熱空気Ａｈは、板状部材５３Ａに衝突することにより過給ファン５０Ａを軸線Ｘ３回りに回転させる。過給ファン５０Ａを通過した加熱空気Ａｈは、導出流路９１へ流入し、排出口９１ａから外部へ排出される。
　以上説明した各実施形態に記載のガスタービンシステムは、例えば以下のように把握される。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、電力により推力を発生する推力発生器（２００）を備える移動体（１）に用いられ、外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機（１０）と、圧縮機（１０）により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器（２０）と、燃焼器（２０）が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービン（３０）と、タービン（３０）に連結されてタービン（３０）の駆動により発電するとともに前記推力発生器（２００）に電力を供給する発電機（４０）と、外部空気を圧縮機（１０）へ導く過給ファン（５０）と、タービン（３０）を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部（６０）と、を備え、過給ファン（５０）は、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガスの一部または排気部（６０）へ導かれた燃焼ガスの一部との熱交換により加熱された外部空気により駆動される。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、燃焼器（２０）が生成する燃焼ガス（Ｇｃ）によってタービン（３０）が駆動され、タービン（３０）の駆動によってタービン（３０）に連結された発電機（４０）が発電する。発電機（４０）が生成した電力により推力発生器（２００）が推力を発生するため、移動体（１）を推進させることができる。また、タービン（３０）を駆動した燃焼ガス（Ｇｃ）により過給ファン（５０）が駆動され、外部空気が強制的に圧縮機（１０）へ導かれる。そのため、タービン（３０）の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーを有効に活用し、ガスタービンシステム（１００）の効率を向上させることができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガス（Ｇｃ）の一部を過給ファン（５０）へ導くバイパス部（８０）を備え、過給ファン（５０）は、バイパス部（８０）により導かれる燃焼ガス（Ｇｃ）により駆動される。本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガス（Ｇｃ）の一部をバイパス部（８０）により過給ファン（５０）へ導くことで、過給ファン（５０）を駆動することができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、圧縮機（１０）と、燃焼器（２０）と、タービン（３０）と、排気部（６０）とを覆うように配置される外殻部（７０）と、バイパス部（８０）により過給ファン（５０）に導かれた燃焼ガスを外殻部（７０）の表面に設けられた排出口（９１ａ）へ導く導出部（９０）と、を備える。
　排出口（９１ａ）が外殻部（７０）の表面に設けられているため、排出口（９１ａ）から流出する燃焼ガス（Ｇｃ）は、外殻部（７０）の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、外殻部（７０）の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れが外殻部（７０）の表面から剥離する不具合を抑制することができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、外部空気（Ｅｘ３）と燃焼ガス（Ｇｃ）との熱交換を行う熱交換器（９５）と、外部空気（Ｅｘ３）を熱交換器（９５）へ導く吸入ファン（５５）と、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガス（Ｇｃ）の一部を熱交換器（９５）へ導くバイパス部（８０Ａ）と、熱交換器（９５）にて燃焼ガスにより外部空気（Ｅｘ３）を加熱して生成された加熱空気（Ａｈ）を過給ファン（５０）へ導く導入部（８０Ｂ）と、を備え、過給ファン（５０）は、導入部（８０Ｂ）により導かれる加熱空気（Ａｈ）により駆動される。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、タービン（３０）を通過した燃焼ガス（Ｇｃ）により吸入ファン（５５）が吸入した外部空気（Ｅｘ３）が熱交換器（９５）により加熱されて膨張して加熱空気（Ａｈ）となる。過給ファン（５０）に導かれた加熱空気（Ａｈ）は、過給ファン（５０）を駆動して過給ファン（５０）に外部空気（Ｅｘ２）を吸入させる。本開示に係るガスタービンスステム（１００）によれば、タービン（３０）の駆動に用いられた燃焼ガス（Ｇｃ）の熱エネルギーを有効に活用し、ガスタービンシステム（１００）の効率を向上させることができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガス（Ｇｃ）の一部を吸入ファン（５５）へ導くバイパス部（８０Ａ）を備え、吸入ファン（５５）は、バイパス部（８０Ａ）により導かれる燃焼ガス（Ｇｃ）により駆動される。本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、排気部（６０）へ導かれた燃焼ガスの一部をバイパス部（８０Ａ）により吸入ファン（５５）へ導くことで、吸入ファン（５５）を駆動することができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、圧縮機（１０）と、燃焼器（２０）と、タービン（３０）と、排気部（６０）とを覆うように配置される外殻部（７０）と、導入部（８０Ｂ）により過給ファン（５０）に導かれた加熱空気（Ａｈ）を外殻部（７０）の表面に設けられた排出口（９１ａ）へ導く導出部（９０）と、を備える。
　排出口（９１ａ）が外殻部（７０）の表面に設けられているため、排出口（９１ａ）から流出する加熱空気（Ａｈ）は、外殻部（７０）の表面に沿って外部空気の流通方向の下流側へ向けて流れる。これにより、外殻部（７０）の表面において境界層制御が行われるため、外部空気の流れが外殻部（７０）の表面から剥離する不具合を抑制することができる。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、排気部（６０）は、タービン（３０）が回転する軸線（Ｘ１）に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部（６１）と、軸線（Ｘ１）に沿って延びるとともに筒状に形成され、内側壁部（６１）の外周側を取り囲むように配置される外側壁部（６２）と、を有し、内側壁部（６１）および外側壁部（６２）は、タービン（３０）から排出される燃焼ガスを流通させるとともに軸線（Ｘ１）に沿って延びる環状流路（６３）を形成し、発電機（４０）は、内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に配置され、バイパス部（８０）は、環状流路（６３）から燃焼ガスの一部を導入する。
　本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、排気部（６０）が有する内側壁部（６１）の内周側に形成される収納空間（Ｓ１）に発電機（４０）が配置されるため、発電機（４０）を燃焼ガスが流通しない空間に配置することができる。また、環状流路（６３）からバイパス部（８０）に燃焼ガスの一部を導入することができる。
　以上説明した本実施形態に記載の移動体は、例えば以下のように把握される。
　本開示に係る移動体（１）は、上記のいずれかに記載のガスタービンシステム（１００）と、ガスタービンシステム（１００）が生成した電力により推力を発生する推力発生器（２００）と、を備える。
　本開示に係る移動体（１）によれば、タービン（３０）の駆動により発電する発電機（４０）と電力により推力を発生する推力発生器（２００）とを備える移動体（１）に用いられるガスタービンシステム（１００）において、タービン（３０）の駆動に用いられた燃焼ガスの運動エネルギーまたは熱エネルギーを有効に活用することができる。
１　　　　航空機（移動体）
１０　　　圧縮機
２０　　　燃焼器
３０　　　タービン
４０　　　発電機
５０，５０Ａ　過給ファン
５５　　　吸入ファン
６０　　　排気部
６１　　　内側壁部
６２　　　外側壁部
６３　　　環状流路
７０　　　ナセル（外殻部）
７１，７１Ａ　過給流路
７５　　　パイロン
８０，８０Ａ　バイパス部
８０Ｂ　　導入部
８１，８１Ａ，８２Ａ　バイパス流路
８１Ｂ　　第１流路
８２Ｂ　　第２流路
９０　　　導出部
９１　　　導出流路
９１ａ　　排出口
９５　　　熱交換器
１００，１００Ａ，１００Ｂ　ガスタービンシステム
２００　　電動ファン（推力発生器）
Ａｈ　　　加熱空気
Ｅｘ１，Ｅｘ２，Ｅｘ３　外部空気
Ｇｃ　　　燃焼ガス
Ｓ１　　　収納空間
Ｘ１，Ｘ２，Ｘ３　軸線

Claims (8)

  1. 　電力により推力を発生する推力発生器を備える移動体に用いられるガスタービンシステムであって、
    　外部空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、
    　前記圧縮機により生成された圧縮空気を燃料とともに燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、
    　前記燃焼器が生成する燃焼ガスによって駆動されるタービンと、
    　前記タービンに連結されて前記タービンの駆動により発電するとともに前記推力発生器に電力を供給する発電機と、
    　外部空気を前記圧縮機へ導く過給ファンと、
    　前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部と、を備え、
    　前記過給ファンは、前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部または前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部との熱交換により加熱された外部空気により駆動されるガスタービンシステム。
  2. 　前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部を前記過給ファンへ導くバイパス部を備え、
    　前記過給ファンは、前記バイパス部により導かれる燃焼ガスにより駆動される請求項１に記載のガスタービンシステム。
  3. 　前記圧縮機と、前記燃焼器と、前記タービンと、前記排気部とを覆うように配置される外殻部と、
    　前記バイパス部により前記過給ファンに導かれた燃焼ガスを前記外殻部の表面に設けられた排出口へ導く導出部と、を備える請求項２に記載のガスタービンシステム。
  4. 　外部空気と燃焼ガスとの熱交換を行う熱交換器と、
    　外部空気を前記熱交換器へ導く吸入ファンと、
    　前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部を前記熱交換器へ導くバイパス部と、
    　前記熱交換器にて燃焼ガスにより外部空気を加熱して生成された加熱空気を前記過給ファンへ導く導入部と、を備え、
    　前記過給ファンは、前記導入部により導かれる加熱空気により駆動される請求項１に記載のガスタービンシステム。
  5. 　前記バイパス部は、前記排気部へ導かれた燃焼ガスの一部を前記吸入ファンへ導き、
    　前記吸入ファンは、前記バイパス部により導かれる燃焼ガスにより駆動される請求項４に記載のガスタービンシステム。
  6. 　前記圧縮機と、前記燃焼器と、前記タービンと、前記排気部とを覆うように配置される外殻部と、
    　前記導入部により前記過給ファンに導かれた加熱空気を前記外殻部の表面に設けられた排出口へ導く導出部と、を備える請求項４または請求項５に記載のガスタービンシステム。
  7. 　前記排気部は、前記タービンが回転する軸線に沿って延びるとともに筒状に形成される内側壁部と、前記軸線に沿って延びるとともに筒状に形成され、前記内側壁部の外周側を取り囲むように配置される外側壁部と、を有し、
    　前記内側壁部および前記外側壁部は、前記タービンから排出される燃焼ガスを流通させるとともに前記軸線に沿って延びる環状流路を形成し、
    　前記発電機は、前記内側壁部の内周側に形成される収納空間に配置され、
    　前記バイパス部は、前記環状流路から燃焼ガスの一部を導入する請求項２または請求項３に記載のガスタービンシステム。
  8. 　請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のガスタービンシステムと、
    　前記ガスタービンシステムが生成した電力により推力を発生する推力発生器と、を備える移動体。
     
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