JP2009293390A

JP2009293390A - ガスタービンエンジン

Info

Publication number: JP2009293390A
Application number: JP2008144731A
Authority: JP
Inventors: Toshiyuki Kitazawa; 俊幸北澤; Keiji Iino; 啓司飯野; Hiroshi Inoue; 啓井上; 広太 ▲徳▼備; Kota Tokubi
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2008-06-02
Filing date: 2008-06-02
Publication date: 2009-12-17

Abstract

【課題】発電装置の軽量化により、ガスタービンエンジンの軽量化及び燃費が向上することができる技術を提供することを課題とする。
【解決手段】排気ダクト２５に一定の間隔をおいて囲い外周面２６が外気に触れるカバー部材２７との間に熱発電素子１０が設けられており、この熱発電素子１０は、高温導体１１が排気ダクト２５に臨み、低温導体１４がカバー部材２７に臨むように配置されている。
【効果】燃焼ガスと外気の温度差を利用し、熱発電素子用の熱源を別途設ける必要がないので、発電装置の省スペース化及び軽量化を図ることができる
【選択図】図３

Description

本発明は、発電装置を備えたガスタービンエンジンに関するものである。

従来、発電装置としてのオルタネータ（交流発電機）を備えた航空機用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。）。
特開２００１−１０７７５０公報（図１）

特許文献１を次図に基づいて説明する。
図８は従来の技術の基本原理を説明する図であり、航空機の機体に備えられているガスタービンエンジン１００は、ファン１０１を回転させ外気から空気を吸引する。ファン１０１と一体的に形成された低圧ロータ１０２とステータ１０３とで低圧コンプレッサ１０４を構成し、吸引した空気を圧縮しつつ後方に送る。

圧縮された空気は、高圧ロータ１０５とステータ１０６とで構成された高圧コンプレッサ１０７でさらに圧縮され、燃焼室１０８に送られる。この圧縮された空気に燃料ノズル１０９から噴射された燃料を混ぜて燃焼させ、得られた燃焼ガスで高圧タービン１１０及び低圧タービン１１１を廻す。燃焼ガスは排気ダクト１１２から排出される。

低圧タービン１１１は、低圧タービン軸１１３を介して低圧ロータ１０２を廻す。高圧タービン１１０は、高圧タービン軸１１４（低圧タービン軸１１３と同心二軸）を介して高圧ロータ１０５を廻す。
また、高圧タービン軸１１４の回転が、駆動軸１１５からギアボックス１１６を介して出力軸１１７に伝達される。そして、出力軸１１７の回転によりオルタネータ１１８が駆動されることで、動作電源が発電される。

従来技術においては、比較的大型のオルタネータ１１８が必要であり、重量が大きくなり燃費向上につながらない。すなわち、発電装置の軽量化により、ガスタービンエンジンの軽量化及び燃費が向上することができる技術の提供が求められている。

本発明は、発電装置の軽量化により、ガスタービンエンジンの軽量化及び燃費が向上することができる技術を提供することを課題とする。

請求項１に係る発明は、コンプレッサで圧縮された空気に燃料を混ぜて燃焼させ、得られた燃焼ガスでタービンを廻すガスタービンエンジンにおいて、このガスタービンエンジンは、前記燃焼ガスを排出する排気ダクトと、この排気ダクトに一定の間隔をおいて囲い外周面が外気に触れるカバー部材との間に、熱発電素子が設けられており、この熱発電素子は、高温導体が前記排気ダクトに臨み、低温導体が前記カバー部材に臨むように配置されていることを特徴とする。

請求項２に係る発明は、排気ダクトの外周面と高温導体との間に断熱材が介設されていることを特徴とする。

請求項１に係る発明では、燃焼ガスと外気の温度差を利用し、熱発電素子で発電させる。熱発電素子は排気ダクトとカバー部材との間に配置されている。すなわち、空きスペースに配置されているため、ガスタービンエンジンが大型になることはない。又、オルタネータを備えたとしても、主たる発電は熱発電素子に委ねるためオルタネータは小型でよい。

請求項２に係る発明では、排気ダクトの外周面と高温導体との間に断熱材を介設している。燃焼ガスによる熱を直接に受けないので、発電環境を適切に保つことができる。

本発明を実施するための最良の形態を添付図に基づいて以下に説明する。なお、図面は符号の向きに見るものとする。
図１は本発明に使用する熱発電素子の基本原理を説明する図であり、発電装置としての熱発電素子１０は、高温側に設けられている高温導体１１と、低温側に設けられている低温導体１４、１４と、高温導体１１と低温導体１４とに介設されるｎ型熱電半導体１２及びｐ型熱電半導体１３とからなる。

次に、この熱発電素子１０の作用を説明する。
高温導体１１は、高温の熱媒体から矢印（１）のように熱が供給されると高温が維持される。又、低温導体１４、１４は低温の媒体へ矢印（２）、（２）のように放熱することで低温が維持される。
このようにして、高温導体１１と低温導体１４、１４との間に温度差が生じると、ゼーベック効果が起こる。
ゼーベック効果によれば、ｎ型熱電半導体１２で、矢印（３）のように、電子１５が移動し、ｐ型熱電半導体１３で、矢印（４）のように、正孔１６が移動する。この結果、矢印（５）のように、電流が生じる。

なお、ｎ型及びｐ型熱電半導体の材料としては、ビスマス・テルル化合物が好適であるが、この他、鉛・テルル合金、シリコン・ゲルマニウム合金、コバルト・アンチモン化合物及び亜鉛・アンチモン化合物など、熱電材料であれば、種類は問わない。

図２は本発明に係る熱発電素子の外観を説明する図であり、熱発電素子１０は、高温導体１１と、低温導体１４と、高温導体１１と低温導体１４で挟まれたｎ型熱電半導体１２及びｐ型熱電半導体１３とからなり、全体的に板状を呈する。

図３は本発明に係るガスタービンエンジンの基本構成を説明する図であり、ガスタービンエンジン２０には、外気を吸入する吸気口２１と、この吸気口２１の後方に設けられ空気を圧縮するコンプレッサ２２と、このコンプレッサ２２の後方に設けられコンプレッサ２２で圧縮された空気に燃料を混ぜて燃焼させる燃焼室２３と、この燃焼室２３の後方に設けられ得られた燃焼ガスのエネルギーの一部で廻されるタービン２４と、このタービン２４の後方に設けられ燃焼ガスを排出する排気ダクト２５と、この排気ダクト２５に一定の間隔をおいて囲うカバー部材２７とが設けられている。

そして、排気ダクト２５と、外周面２６が外気に触れるカバー部材２７との間に、熱発電素子１０が設けられており、この熱発電素子１０は、高温導体１１が排気ダクト２５に臨み、低温導体１４がカバー部材２７に臨むように配置されている。

排気ダクト２５の外周面３３と高温導体１１の面３４との間に断熱材３５が介設されている。排気ダクト２５の後方には排気される燃焼ガスを整流する排気口３６が設けられている。

コンプレッサ２２は、低圧タービン軸４１に設けられ空気を圧送する低圧ファン３７及びこの低圧ファン３７の後方に設けられているステータ４３で構成される低圧コンプレッサ４４と、高圧タービン軸４５に設けられ得られた圧縮空気をさらに圧送するインペラ４６で構成される高圧コンプレッサ４７と、からなる。

燃焼室２３は、ケーシング５１と、燃料を噴射するノズル５２を備えている。なお、コンプレッサ２２で得られた圧縮空気と燃料を混ぜて燃焼させると、燃焼直後の燃焼ガスの温度は２０００℃近くの高温になる。

タービン２４は、燃焼室２３の直後に設けられ燃焼ガスのエネルギーの一部を回転運動にして高圧タービン軸４５を廻す高圧タービン５３と、この高圧タービン５３の後方に設けられ低圧タービン軸４１を廻す低圧タービン５４と、からなる。
なお、高圧タービン軸４５は中空であり、低圧タービン軸４１と同軸である。タービン２４の後方に設けられている、５５はジェットコーンである。

また、高圧タービン軸４５には、ギヤ機構５６、出力軸５７、ギヤボックス５８及び伝達軸５９を介してオルタネータ６１が接続されている。
ガスタービンエンジン２０の始動時には、スタータとしてのオルタネータ６１で、伝達軸５９を回転させ、その回転が出力軸５７を介して高圧タービン軸４５に伝えられ、燃焼に必要な空気が送られる。

一方、ガスタービンエンジン２０が、一定以上の運転状態になると、逆に、高圧タービン軸４５が出力軸５７を回転させ、伝達軸５９を介してオルタネータ６１を駆動する。この結果、発電される。
本発明に係るガスタービンエンジンにおいては、主になる発電を熱発電素子１０で行うので、オルタネータ６１による発電容量は小さくてよい。この結果、オルタネータ６１を小型化及び軽量化できる。

以上の構成からなるガスタービンエンジンの作用を次に述べる。
図４は燃焼ガスを排出する状態を説明する図であり、矢印（６）のように、高温の燃焼ガスが排出されている。バイパス６２、６２を通ってくる空気の流れにより、燃焼ガスが直接排気ダクト２５に吹き付けられることはないが、排気ダクト２５はかなり高温になる。

図５は外気が流れる状態を説明する図であり、航空機に搭載されたガスタービンエンジン２０は、マイナス数十℃の高高度空間を飛行する。そのため、矢印（７）のように、低温の媒体に晒され、カバー部材２７の外周面２６はかなり低温になる。

図６は図５の要部拡大図であり、燃焼ガスから伝わった熱は、低温側に伝わるため、矢印（８）のように、熱が断熱材３５に伝わる。燃焼ガスは非常に高温（例えば１０００℃）であるため、熱発電素子１０を直接には高温に晒すことができない。しかし、断熱材を介することで、熱発電素子１０の発電に適した温度で、矢印（９）のように、高温導体１１に熱が伝わる。この結果、高温導体１１は、高温なる。

一方、低温導体１４は、矢印（１０）のように、低温媒体へ放熱する。この結果、低温導体１４は、低温になる。すなわち、熱発電素子１０の高温導体１１側と、低温導体１４側に温度差が生じる。そうすると、図１で説明した基本原理のように、矢印（１１）に示す向きに、電流が流れて発電される。

図７は熱発電素子の有無を比較する図であり、（ａ）に示す比較例は、熱発電素子を備えていないため、必要な発電容量をすべてオルタネータ６１でまかなう。そのため、大型で重量の大きいオルタネータ６１が必要となり、ガスタービンエンジン２００全体としても重量が大きくなる。

（ｂ）に示す実施例では、主発電を熱発電素子１０で行うため、オルタネータ６１の容量を小さくすることができる。その結果、ガスタービンエンジン２０全体としても軽量化することができる。
加えて、オルタネータ６１を回転させるための負荷が小さくなり、ガスタービンエンジン２０の燃費を向上することができる。
さらに、熱発電素子２０は板状であるので、いっそう省スペース化及び軽量化を図ることができる。

尚、本発明に係るガスタービンエンジンは、実施の形態では航空機に適用したが、発電所の発電設備にも適用可能であり、一般のガスタービンエンジンを使用する機械に適用することは差し支えない。

本発明のガスタービンエンジンは、航空機に好適である。

本発明に使用する熱発電素子の基本原理を説明する図である。本発明に係る熱発電素子の外観を説明する図である。本発明に係るガスタービンエンジンの基本構成を説明する図である。燃焼ガスを排出する状態を説明する図である。外気が流れる状態を説明する図である。図５の要部拡大図である。熱発電素子の有無を比較する図である。従来の技術の基本原理を説明する図である。

符号の説明

１０…熱発電素子、１１…高温導体、１４…低温導体、２０…ガスタービンエンジン、２２…コンプレッサ、２４…タービン、２５…排気ダクト、２６…カバー部材の外周面、２７…カバー部材、３３…排気ダクトの外周面、３５…断熱材。

Claims

コンプレッサで圧縮された空気に燃料を混ぜて燃焼させ、得られた燃焼ガスでタービンを廻すガスタービンエンジンにおいて、
このガスタービンエンジンは、前記燃焼ガスを排出する排気ダクトと、この排気ダクトに一定の間隔をおいて囲い外周面が外気に触れるカバー部材との間に、熱発電素子が設けられており、
この熱発電素子は、高温導体が前記排気ダクトに臨み、低温導体が前記カバー部材に臨むように配置されていることを特徴とするガスタービンエンジン。
前記排気ダクトの外周面と前記高温導体との間に断熱材が介設されていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン。