WO2021009953A1

WO2021009953A1 - ガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体

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Publication number: WO2021009953A1
Application number: PCT/JP2020/005608
Authority: WO
Inventors: 雄一仲谷; 雄貴森崎; 康寛齋木
Original assignee: 三菱重工業株式会社
Priority date: 2019-07-12
Filing date: 2020-02-13
Publication date: 2021-01-21
Also published as: DE112020003364T5; US11885232B2; US20220268178A1; JP7297574B2; JP2021014824A

Abstract

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を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部６０と、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、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、タービン３０を通過した燃焼ガスをナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導く導出部８０と、を備え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、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、燃焼ガスの熱エネルギーの一部を有効に活用することができない。また、高温の燃焼ガスの速度と外部空気の速度との速度差が大きいため、燃焼ガスと外部空気とが混合する際に発生するミキシングノイズが大きくなってしまう。

　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、タービンの駆動に用いられた燃焼ガスの熱エネルギーを有効に活用して燃焼ガスと外部空気とが混合する際のミキシングノイズを低減することが可能なガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体を提供することを目的とする。

　上記課題を解決するために、本開示に係るガスタービンシステムは、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、前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部と、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、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、前記タービンを通過した燃焼ガスと前記外殻部の表面を流通する外部空気との熱交換をさせる熱交換部と、を備える。

　本開示によれば、タービン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して燃焼ガスと外部空気とが混合する際のミキシングノイズを低減することが可能なガスタービンシステムおよびそれを備えた移動体を提供することができる。

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をタービンの軸線に沿って燃焼ガスの流通方向下流側からみた図である。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５に示すＣ部分の部分拡大図である。図５に示すＤ部分の部分拡大図である。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。図８に示すガスタービンシステムのＥ－Ｅ矢視断面図である。図８に示すガスタービンシステムをタービンの軸線に沿って燃焼ガスの流通方向下流側からみた図である。図１０に示すガスタービンシステムのＦ－Ｆ矢視断面図である。本開示の第３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。図１２に示すガスタービンシステムのＧ－Ｇ矢視断面図である。図１２に示すガスタービンシステムをタービンの軸線に沿って燃焼ガスの流通方向下流側からみた図である。図１４に示すガスタービンシステムのＨ－Ｈ矢視断面図である。変形例に係る導出部を示す断面図である。変形例に係る導入部を示す断面図である。変形例に係る導入部を示す断面図である。変形例に係るガスタービンシステムの断面図である。

〔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をタービンの軸線Ｘ１に沿って燃焼ガスＧｃの流通方向下流側からみた図である。

　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、排気部６０と、ナセル（外殻部）７０と、導出部（熱交換部）８０と、導入部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Ｅｘ１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。

　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Ｇｃ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。

　導出部８０は、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃをナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導き、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との熱交換をさせる装置である。導出部８０は、導出流路８１と、導出流路８１に配置される導出ファン８２と、を有する。導出流路８１は、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃを、外側壁部６２に設けられた吸入口８１ａからナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導く。排出口８１ｂから排出される燃焼ガスＧｃは、ナセル７０の表面を流通する外部空気Ｅｘ２と混合して混合ガスＭｘとなりナセル７０の端部へ向けて流通する。

　図４に示すように、ナセル７０の表面には、軸線Ｘ１回りの周方向の複数箇所（図４に示す例では４５°間隔で８箇所）に排出口８１ｂが設けられている。複数の排出口８１ｂに対応するように複数の導出部８０が設けられている。図５に示すように、複数の排出口８１ｂからナセル７０の表面へ流出した燃焼ガスＧｃは、それぞれ外部空気Ｅｘ２と混合して混合ガスＭｘとなり、ナセル７０の端部へ導かれる。

　複数の排出口８１ｂから流出する燃焼ガスＧｃの温度は、外部空気Ｅｘ２の温度よりも十分に高い（例えば、３００℃以上の温度差）。そのため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。また、燃焼ガスＧｃの圧力および速度も外部空気Ｅｘ２より高いため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。

　導出部８０を設けない場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合する際に、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との温度差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。
　一方、本実施形態のように導出部８０を設ける場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差が燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との温度差よりも小さく、かつ流速差も小さいため、ミキシングノイズが低減される。

　導出ファン８２は、環状流路６３を流通する燃焼ガスＧｃを強制的に導出流路８１へ導く装置である。導出ファン８２は、発電機４０が生成する電力または他の電源装置（図示略）から供給される電力により駆動される。図６に示すように、本実施形態の導出ファン８２は、軸線Ｘ２回りに回転するクロスフローファンである。導出ファン８２は、軸線Ｘ２に沿って一様な形状の翼を持つ羽根車を軸線Ｘ２回りに回転させることにより、羽根車の内部に燃焼ガスＧｃを吸い込んでから導出流路８１に吐き出す。

　導入部９０は、排出口８１ｂから排出された燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘをナセル７０の表面に設けられた導入口９１ａから排気部６０へ導く装置である。導入部９０は、導入流路９１と、導入流路９１に配置される導入ファン９２と、を有する。

　導入流路９１は、ナセル７０の表面を流通する混合ガスＭｘを、ナセル７０の表面に設けられた導入口９１ａから外側壁部６２に設けられた排出口９１ｂへ導く。排出口９１ｂから排出される混合ガスＭｘは、燃焼ガスＧｃと混合されてナセル７０の端部へ向けて流通する。図２に示すように、導入口９１ａは、排出口８１ｂよりも燃焼ガスＧｃおよび外部空気Ｅｘ２の流通方向の下流側に設けられている。

　図４に示すように、ナセル７０の表面には、軸線Ｘ１回りの周方向の複数箇所（図４に示す例では４５°間隔で８箇所）に導入口９１ａが設けられている。複数の導入口９１ａに対応するように複数の導入部９０が設けられている。排出口８１ｂおよび導入口９１ａは、周方向で同一の位置に配置されている。なお、排出口８１ｂおよび導入口９１ａは、周方向で完全に同一の位置とはせずに、周方向で一部が重複するように配置してもよい。

　排出口８１ｂおよび導入口９１ａが周方向で重複する位置に配置されているため、排出口８１ｂから流出した燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘの一部は、導入口９１ａから導入流路９１に導かれる。複数の排出口９１ｂから排気部６０に排出される混合ガスＭｘは、燃焼ガスＧｃの温度よりも十分に低い温度であり、かつ燃焼ガスＧｃの圧力よりも十分に低い圧力である。そのため、混合ガスＭｘを排気部６０に排出しない場合に比べ、混合ガスＭｘを排気部６０に排出する場合の方が燃焼ガスＧｃの流速が低下する。

　導入部９０を設けない場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差および圧力差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。一方、本実施形態のように導入部９０を設ける場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差および圧力差が小さく、かつ流速差も小さくなるため、ミキシングノイズが低減される。

　導入ファン９２は、ナセル７０の表面を流通する混合ガスＭｘを強制的に導入流路９１へ導く装置である。導入ファン９２は、発電機４０が生成する電力または他の電源装置（図示略）から供給される電力により駆動される。図７に示すように、本実施形態の導入ファン９２は、軸線Ｘ３回りに回転するクロスフローファンである。導入ファン９２は、軸線Ｘ３に沿って一様な形状の翼を持つ羽根車を軸線Ｘ３回りに回転させることにより、羽根車の内部に混合ガスＭｘを吸い込んでから環状流路６３に吐き出す。

　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を通過した燃焼ガスＧｃを外部へ導く排気部６０と、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、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、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃとナセル７０の表面を流通する外部空気Ｅｘ２との熱交換をさせる導出部８０と、を備える。

　本開示に係る航空機１によれば、タービン３０を通過して排気部６０に導かれた外部空気Ｅｘ２よりも高温の燃焼ガスＧｃの一部が、導出部８０により外部空気Ｅｘ２と熱交換し、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘの温度が外部空気Ｅｘ２の温度よりも上昇する。導出部８０を設けない場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合する際に、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との温度差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。

　それに対して、本開示に係る航空機１では、導出部８０を設けるため、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差が燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との温度差よりも小さく、かつ流速差も小さくなるため、ミキシングノイズを低減することができる。

　本開示に係る航空機１によれば、導出部８０は、タービン３０を通過した燃焼ガスＧｃをナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導いて外部空気Ｅｘ２と混合させることにより燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との熱交換をさせる。本開示に係る航空機１によれば、タービン３０を通過して排気部６０に導かれた外部空気Ｅｘ２よりも高温の燃焼ガスＧｃの一部は、導出部８０によってナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導かれ、外部空気Ｅｘ２と混合することにより外部空気Ｅｘ２と熱交換する。

　本開示に係る航空機１は、排出口８１ｂから排出された燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘをナセル７０の表面に設けられた導入口９１ａから排気部６０へ導く導入部９０を備える。本開示に係る航空機１によれば、導出部８０によりナセル７０の表面に排出された燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘの一部が、導入部９０によって排気部６０に設けられた排出口９１ｂに導かれ、燃焼ガスＧｃと混合する。

　導入部９０を設けない場合には、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。それに対して、本開示に係る航空機１では、導入部９０を設けるため、ナセル７０の端部において燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとが混合する際に、燃焼ガスＧｃと混合ガスＭｘとの温度差が小さく、かつ流速差も小さくなるため、ミキシングノイズを低減することができる。

　本開示に係る航空機１において、排出口８１ｂは、軸線Ｘ１回りの周方向の複数箇所に設けられ、導入口９１ａは、周方向の複数箇所に設けられ、排出口８１ｂおよび導入口９１ａは、周方向で重複する位置に配置されている。そのため、排出口８１ｂから排出された燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが混合した混合ガスＭｘの一部は、排出口８１ｂと周方向で重複する位置に配置された導入口９１ａから導入部９０へ導かれる。

〔第２実施形態〕
　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。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で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。本実施形態に係るガスタービンシステム１００Ａは、流路形成部７６を備える点で第１実施形態に係るガスタービンシステム１００と異なる。

　図８は、本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。図９は、図８に示すガスタービンシステム１００ＡのＥ－Ｅ矢視断面図である。図１０は、図８に示すガスタービンシステム１００Ａをタービン３０の軸線Ｘ１に沿って燃焼ガスＧｃの流通方向下流側からみた図である。

　図８および図９に示すように、流路形成部７６は、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部材である。図９に示すように、流路形成部７６は、軸線Ｘ１回りに環状に形成される混合ガス流路７６ａを形成する。図１０に示すように、流路形成部７６は、排出口８１ｂおよび導入口９１ａを覆うようにナセル７０と同軸に配置されている。混合ガス流路７６ａは、流路形成部７６とナセル７０の表面との間に形成される流路であり、排出口８１ｂから排出される燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とを混合した混合ガスＭｘが流通する流路である。

　図１１に示すように、複数の排出口８１ｂからナセル７０の表面へ流出した燃焼ガスＧｃは、それぞれ外部空気Ｅｘ２と混合して混合ガスＭｘとなり、ナセル７０の端部へ導かれる。複数の排出口８１ｂから流出する燃焼ガスＧｃの温度は、外部空気Ｅｘ２の温度よりも十分に高い（例えば、３００℃以上の温度差）。そのため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。また、燃焼ガスＧｃの圧力および速度も外部空気Ｅｘ２より高いため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。

　複数の排出口８１ｂからナセル７０の表面へ流出した燃焼ガスＧｃは、流路形成部７６とナセル７０の表面との間に形成される混合ガス流路７６ａを流通する。混合ガス流路７６ａは、流路形成部７６により覆われた流路であるため、流路形成部７６よりも軸線Ｘ１に対して外周側を流通する外部空気が流入することがない。

　そのため、燃焼ガスＧｃと混合する外部空気Ｅｘ２の流量が制限され、流路形成部７６を備えない場合に比べ、混合ガスＭｘの温度を高い温度とすることができる。これにより、流路形成部７６を備えない場合に比べ、ナセル７０の端部で混合する混合ガスＭｘと燃焼ガスＧｃその流速差が小さくなり、ミキシングノイズが更に低減される。

〔第３実施形態〕
　以下、本開示の第３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。本実施形態は、第１実施形態の変形例であり、以下で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。本実施形態に係るガスタービンシステム１００Ｂは、流路形成部７７を備える点で第１実施形態に係るガスタービンシステム１００と異なる。

　図１２は、本実施形態に係るガスタービンシステム１００Ｂの縦断面図である。図１３は、図１２に示すガスタービンシステム１００ＢのＧ－Ｇ矢視断面図である。図１４は、図１２に示すガスタービンシステム１００Ｂをタービン３０の軸線Ｘ１に沿って燃焼ガスＧｃの流通方向下流側からみた図である。

　図１２および図１４に示すように、流路形成部７７は、軸線Ｘ１に沿って延びるとともに排出口８１ｂおよび導入口９１ａの双方を覆うように周方向の複数個所に間隔を空けて配置される部材である。図１３および図１４に示すように、流路形成部７７は、軸線Ｘ１回りの周方向に間隔を空けて（図１３および図１４に示す例では４５°間隔で８箇所）離散的に配置されている。混合ガス流路７７ａは、流路形成部７７とナセル７０の表面との間に形成される流路であり、排出口８１ｂから排出される燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とを混合した混合ガスＭｘが流通する流路である。

　図１５に示すように、複数の排出口８１ｂからナセル７０の表面へ流出した燃焼ガスＧｃは、それぞれ外部空気Ｅｘ２と混合して混合ガスＭｘとなり、ナセル７０の端部へ導かれる。複数の排出口８１ｂから流出する燃焼ガスＧｃの温度は、外部空気Ｅｘ２の温度よりも十分に高い（例えば、３００℃以上の温度差）。そのため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。また、燃焼ガスＧｃの圧力および速度も外部空気Ｅｘ２より高いため、外部空気Ｅｘ２よりも混合ガスＭｘの流速が高くなる。

　複数の排出口８１ｂからナセル７０の表面へ流出した燃焼ガスＧｃは、流路形成部７７とナセル７０の表面との間に形成される混合ガス流路７７ａを流通する。混合ガス流路７６ａは、流路形成部７７により覆われた流路であるため、流路形成部７７よりも軸線Ｘ１に対して外周側を流通する外部空気が流入することがない。

　そのため、燃焼ガスＧｃと混合する外部空気Ｅｘ２の流量が制限され、流路形成部７７を備えない場合に比べ、混合ガスＭｘの温度を高い温度とすることができる。これにより、流路形成部７７を備えない場合に比べ、ナセル７０の端部で混合する混合ガスＭｘと燃焼ガスＧｃその流速差が小さくなり、ミキシングノイズが更に低減される。

　流路形成部７７は、軸線Ｘ１回りの周方向に間隔を空けて離散的に配置されている。そのため、周方向に沿ってナセル７０の表面において、外部空気Ｅｘ２が流通する領域と、混合ガスＭｘが流通する領域とが交互に繰り返される。これにより、周方向の各位置において外部空気Ｅｘ２と混合ガスＭｘとの混合が促進されるため、ナセル７０の端部で混合する混合ガスＭｘと燃焼ガスＧｃその流速差が小さくなり、ミキシングノイズが更に低減される。

〔他の実施形態〕
　以上の説明において、航空機が備えるガスタービンシステムは、混合ガスＭｘをナセル７０の表面に設けられた導入口９１ａから排気部６０へ導く導入部９０を備えるものとしたが、導入部９０を備えないようにしてもよい。導入部９０を備えない場合であっても、導出部８０により排気部６０からナセル７０の表面に導かれた燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とが熱交換するため、ミキシングノイズを低減することができる。

　以上の説明において、ガスタービンシステムが備える導出部８０は、燃焼ガスＧｃを強制的に導出流路８１へ導く導出ファン８２を備えるものとしたが、他の態様であってもよい。例えば、図１６に示すように、導出ファン８２を備えないようにしてもよい。環状流路６３を流通する燃焼ガスＧｃが外部空気Ｅｘ２よりも高い圧力を有するため、圧力差によって燃焼ガスＧｃを導出流路８１からナセル７０の表面に設けられた排出口８１ｂへ導くことができる。

　以上の説明において、ナセル７０の表面から導入部９０へ混合ガスＭｘを導く導入口９１ａは、平面上に開口が設けられる形状としたが、他の態様であってもよい。例えば、図１７に示すように、導入口９１ａを覆うようにインテーク部７８を設け、ナセル７０の表面を流通する混合ガスＭｘを強制的に導入口９１ａへ導くようにしてもよい。

　図１７に示すインテーク部７８は、ナセル７０の表面との間に流路を形成するように配置される部材である。インテーク部７８は、混合ガスＭｘの流通方向の上流側で開口し、導入口９１ａが配置される位置で流路を閉塞させるように配置されている。混合ガスＭｘの流通方向の上流側でインテーク部７８により形成される流路に流入した混合ガスＭｘは、その全量が強制的に導入口９１ａへ導かれる。

　以上の説明において、ナセル７０の表面から導入部９０へ混合ガスＭｘを導く導入口９１ａは、平面上に開口が設けられる形状としたが、他の態様であってもよい。例えば、図１８に示すように、導入口９１ａよりも混合ガスＭｘの流通方向の上流側にナセル７０の表面よりも排気部６０側に向けて凹んだスクープ部７９を設け、ナセル７０の表面を流通する混合ガスＭｘを強制的に導入口９１ａへ導くようにしてもよい。

　図１８に示すスクープ部７９は、ナセル７０の表面よりも排気部６０側に向けて凹んだ形状を有する。スクープ部７９は、混合ガスＭｘの流通方向の上流側から混合ガスＭｘの一部を導入し、導入された混合ガスＭｘを強制的に導入口９１ａへ導く。

　以上の説明において、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２との熱交換は、導出部８０からナセル７０の表面に燃焼ガスＧｃを排出して外部空気Ｅｘ２と混合させることによりなされるものとしたが、他の態様であってもよい。図１９に示すように、閉流路部材７８Ａによりナセル７０の表面部分に燃焼ガスＧｃが流通する閉流路を設け、燃焼ガスＧｃと外部空気Ｅｘ２とを混合させずに閉流路部材７８Ａを介して熱交換させるようにしてもよい。

　図１９に示す閉流路部材７８Ａは、ナセル７０の表面との間に燃焼ガスＧｃのみが流通する閉流路を形成するように配置される部材である。閉流路部材７８Ａは、排出口８１ｂと導入口９１ａとを連通する閉流路を形成するように設けられている。排出口８１ｂから排出された燃焼ガスＧｃの全量は、閉流路を流通して導入口９１ａに導かれる。

　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、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）を通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部（６０）と、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、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、タービン（３０）を通過した燃焼ガスと外殻部（７０）の表面を流通する外部空気との熱交換をさせる熱交換部（８０）と、を備える。

　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）を通過して排気部（６０）に導かれた外部空気（Ｅｘ２）よりも高温の燃焼ガス（Ｇｃ）の一部が、熱交換部（８０）により外部空気（Ｅｘ２）と熱交換し、燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合した混合ガス（Ｍｘ）の温度が外部空気（Ｅｘ２）の温度よりも上昇する。熱交換部（８０）を設けない場合には、外殻部（７０）の端部において燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合する際に、燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）との温度差および圧力差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。

　それに対して、本開示に係るガスタービンシステム（１００）では、熱交換部（８０）を設けるため、外殻部（７０）の端部において燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合する際に、燃焼ガス（Ｇｃ）と混合ガス（Ｍｘ）との温度差が燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）との温度差および圧力差よりも小さく、かつ流速差も小さくなるため、ミキシングノイズを低減することができる。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、熱交換部（８０）は、タービン（３０）を通過した燃焼ガスを外殻部（７０）の表面に設けられた排出口（８１ｂ）へ導いて外部空気と混合させることにより燃焼ガスと外部空気との熱交換をさせる。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）を通過して排気部（６０）に導かれた外部空気（Ｅｘ２）よりも高温の燃焼ガス（Ｇｃ）の一部は、熱交換部（８０）によって外殻部（７０）の表面に設けられた排出口（８１ｂ）へ導かれ、外部空気（Ｅｘ２）と混合することにより外部空気（Ｅｘ２）と熱交換する。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、排出口（８１ｂ）から排出された燃焼ガスと外部空気とが混合した混合ガスを外殻部（７０）の表面に設けられた導入口（９１ａ）から排気部（６０）へ導く導入部（９０）を備える。本開示に係るガスタービンシステム（１００）によれば、熱交換部（８０）により外殻部（７０）の表面に排出された燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合した混合ガス（Ｍｘ）の一部が、導入部（９０）によって排気部（６０）に設けられた排出口（９１ｂ）に導かれ、燃焼ガス（Ｇｃ）と混合する。￥

　導入部（９０）を設けない場合には、外殻部（７０）の端部において燃焼ガス（Ｇｃ）と混合ガス（Ｍｘ）が混合する際に、燃焼ガス（Ｇｃ）と混合ガス（Ｍｘ）との温度差および圧力差が大きく、かつ流速差も大きいため、ミキシングノイズが大きくなってしまう。それに対して、本開示に係るガスタービンシステム（１００）では、導入部（９０）を設けるため、外殻部（７０）の端部において燃焼ガス（Ｇｃ）と混合ガス（Ｍｘ）とが混合する際に、燃焼ガス（Ｇｃ）と混合ガス（Ｍｘ）との温度差および圧力差が小さく、かつ流速差も小さくなるため、ミキシングノイズを低減することができる。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、排出口（８１ｂ）は、軸線（Ｘ１）回りの周方向の複数箇所に設けられ、導入口（９１ａ）は、周方向の複数箇所に設けられ、排出口（８１ｂ）および導入口（９１ａ）は、周方向で重複する位置に配置されている。そのため、排出口（８１ｂ）から排出された燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合した混合ガス（Ｍｘ）の一部は、排出口（８１ｂ）と周方向で重複する位置に配置された導入口（９１ａ）から導入部（９０）へ導かれる。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、排出口（８１ｂ）および導入口（９１ａ）を覆い、かつ外殻部（７０）の表面との間に混合ガスが流通する混合ガス流路（７６ａ）を形成する流路形成部（７６，７７）を備える。複数の排出口（８１ｂ）から外殻部（７０）の表面へ流出した燃焼ガス（Ｇｃ）は、流路形成部（７６）と外殻部（７０）の表面との間に形成される混合ガス流路（７６ａ）を流通する。混合ガス流路（７６ａ）は、流路形成部（７６）により覆われた流路であるため、流路形成部（７６）よりも軸線Ｘ１に対して外周側を流通する外部空気が流入することがない。

　そのため、燃焼ガス（Ｇｃ）と混合する外部空気（Ｅｘ２）の流量が制限され、流路形成部（７６）を備えない場合に比べ、混合ガス（Ｍｘ）の温度を高い温度とすることができる。これにより、流路形成部（７６）を備えない場合に比べ、ナセル（７０）の端部で混合する混合ガス（Ｍｘ）と燃焼ガス（Ｇｃ）その流速差が小さくなり、ミキシングノイズが更に低減される。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、流路形成部（７６）は、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ており、混合ガス流路（７６ａ）は、軸線（Ｘ１）回りに環状に形成される流路である。環状に形成さあれる混合ガス流路（７６ａ）で燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とを混合させることで、流路形成部（７６）を備えない場合に比べ、混合ガス（Ｍｘ）の温度を高い温度とすることができる。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）において、流路形成部（７７）は、軸線（Ｘ１）に沿って延びるとともに排出口（８１ｂ）および導入口（９１ａ）の双方を覆うように周方向の複数箇所に間隔を空けて配置されている。流路形成部（７７）は、軸線（Ｘ１）回りの周方向に間隔を空けて離散的に配置されている。そのため、周方向に沿って外殻部（７０）の表面において、外部空気（Ｅｘ２）が流通する領域と、混合ガス（Ｍｘ）が流通する領域とが交互に繰り返される。これにより、周方向の各位置において外部空気（Ｅｘ２）と混合ガス（Ｍｘ）との混合が促進されるため、外殻部（７０）の端部で混合する混合ガス（Ｍｘ）と燃焼ガス（Ｇｃ）その流速差が小さくなり、ミキシングノイズが更に低減される。

　本開示に係るガスタービンシステム（１００）は、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電力により推力を発生する推力発生器（２００）に電力を供給する発電機（４０）を備える。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）の駆動により発電機（４０）で生成される電力で推力発生器（２００）を動作させることができる。

　以上説明した各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）の駆動に用いられた燃焼ガス（Ｇｃ）の熱エネルギーを有効に活用して燃焼ガス（Ｇｃ）と外部空気（Ｅｘ２）とが混合する際のミキシングノイズを低減することができる。

１　　　　航空機（移動体）
１０　　　圧縮機
２０　　　燃焼器
３０　　　タービン
４０　　　発電機
６０　　　排気部
７０　　　ナセル（外殻部）
７６，７７　流路形成部
７８　　　インテーク部
７９　　　スクープ部
８０　　　導出部（熱交換部）
８１　　　導出流路
８１ａ　　吸入口
８１ｂ　　排出口
８２　　　導出ファン
９０　　　導入部
９１　　　導入流路
９１ａ　　導入口
９１ｂ　　排出口
９２　　　導入ファン
１００，１００Ａ，１００Ｂ　ガスタービンシステム
２００　　電動ファン
Ｅｘ１，Ｅｘ２　外部空気
Ｇｃ　　　燃焼ガス
Ｍｘ　　　混合ガス
Ｓ１　　　収納空間
Ｘ１，Ｘ２，Ｘ３　軸線

Claims

　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、
　前記タービンを通過した燃焼ガスを外部へ導く排気部と、
　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、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、
　前記タービンを通過した燃焼ガスと前記外殻部の表面を流通する外部空気との熱交換をさせる熱交換部と、を備えるガスタービンシステム。
　前記熱交換部は、前記タービンを通過し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いて外部空気と混合させることにより燃焼ガスと外部空気との熱交換をさせる請求項１に記載のガスタービンシステム。
　前記排出口から排出された燃焼ガスと外部空気とが混合した混合ガスを前記外殻部の表面に設けられた導入口から前記排気部へ導く導入部を備える請求項２に記載のガスタービンシステム。
　前記排出口は、前記軸線回りの周方向の複数箇所に設けられ、
　前記導入口は、前記周方向の複数箇所に設けられ、
　前記排出口および前記導入口は、前記周方向で重複する位置に配置されている請求項３に記載のガスタービンシステム。
　前記排出口および前記導入口を覆い、かつ前記外殻部の表面との間に前記混合ガスが流通する混合ガス流路を形成する流路形成部を備える請求項３または請求項４に記載のガスタービンシステム。
　前記流路形成部は、前記軸線に沿って延びるとともに前記軸線回りに筒状に形成されており、
　前記混合ガス流路は、前記軸線回りに環状に形成される流路である請求項５に記載のガスタービンシステム。
　前記流路形成部は、前記軸線に沿って延びるとともに前記排出口および前記導入口の双方を覆うように前記周方向の複数箇所に間隔を空けて配置されている請求項５に記載のガスタービンシステム。
　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電力により推力を発生する推力発生器に電力を供給する発電機を備える請求項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。
　請求項８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。