JP2022067287A - ガスタービン発電機 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】ガスタービン発電機1は、第一ガスタービン要素2と、第二ガスタービン要素3と、単一の燃焼器4と、複数の配管5と、複数の開閉弁6と、出力制御部7と、を備える。第一ガスタービン要素2は、第一圧縮機21と第一タービン22とを接続する第一回転軸23と同軸上であって、かつ第一回転軸23の軸方向において第一圧縮機21と第一タービン22との間に配置される第一発電機24を有する。第二ガスタービン要素3は、第二圧縮機31と第二タービン32とを接続する第二回転軸33と同軸上であって、かつ第二回転軸33の軸方向において第二圧縮機31と第二タービン32との間に配置される第二発電機34を有する。
【選択図】図2
Description
第一発電機は、第一回転軸の軸方向において第一圧縮機と第一タービンとの間に設けられている。第二発電機は、第二回転軸の軸方向において第二圧縮機と第二タービンとの間に設けられている。このように、各発電機を圧縮機とタービンとの間にそれぞれ配置することにより、軸方向における圧縮機とタービンとの間の空間を有効利用し、ガスタービン要素全体での軸長を短くすることができる。よって、ガスタービン発電機を小型化し、機体に搭載する際のレイアウト自由度を向上できる。また、小型化によりガスタービン発電機の重量を低減できる。
したがって、従来技術と比較して重量及びコストの増加を抑制しつつ、燃費を向上したガスタービン発電機を提供できる。
図1は、実施形態に係るガスタービン発電機1を搭載した航空機10の外観図である。
航空機10は、例えば、機体11と、複数のロータ12A~12Dと、複数の電動機14A~14Dと、取り付け部材16A~16Dと、ガスタービン発電機1と、を備える。以下、複数のロータ12A~12Dを互いに区別しない場合は、ロータ12と称し、複数の電動機14A~14Dを互いに区別しない場合は、電動機14と称する。
航空機10は、詳しくは後述する発電機24,34で発電される電力によって駆動される複数のロータを備えたハイブリッド推進システムを有する。
ガスタービン発電機1は、航空機10の内部に搭載されている。ガスタービン発電機1は、航空機10のロータ12A~12D(図1参照)を駆動させる動力源となる電力を発電する。ガスタービン発電機1は、いわゆるガスタービンエンジンからなる。ガスタービン発電機1は、第一ガスタービン要素2と、第二ガスタービン要素3と、単一の燃焼器4と、複数の配管5と、複数の開閉弁6と、出力制御部7と、飛行状態検出部8と、を備える。
第一ガスタービン要素2は、第一圧縮機21と、第一タービン22と、第一回転軸23と、第一発電機24と、を有する。第一圧縮機21は、航空機10の機体11に設けられた不図示の通風孔から吸入される吸入空気を圧縮するファン動翼である。第一タービン22は、第一圧縮機21と接続されて第一圧縮機21と一体回転する。第一回転軸23は、第一圧縮機21と第一タービン22とを連結している。第一回転軸23は、例えば機体11の前後方向(ヨー軸)に平行な方向に沿って延びている。第一回転軸23の前端部に第一圧縮機21が接続されている。第一回転軸23の後端部に第一タービン22が接続されている。
また、以下の説明において、圧縮機及びタービンのうち、空気の流通方向の上流側に位置して空気が流入する部分を「入口21a,22a,31a,32a」といい、空気の流通方向の下流側に位置して空気が排出される部分を「出口21b,22b,31b,32b」という場合がある。
燃焼器4は、2個のガスタービン要素(第一ガスタービン要素2及び第二ガスタービン要素3)に対して1個設けられる。燃焼器4は、第一ガスタービン要素2及び第二ガスタービン要素3の並び方向(機体11の左右方向)において、第一ガスタービン要素2と第二ガスタービン要素3との間に配置されている。燃焼器4は、機体11の前後方向において、各圧縮機21,31と各タービン22,32との間に位置している。より具体的に、燃焼器4の吸気口40は、第一圧縮機21の出口21b及び第二圧縮機31の出口31bより後方に設けられ、燃焼器4の排気口41は、第一タービン22の入口22a及び第二タービン32の入口32aより前方に設けられている。燃焼器4は、第一ガスタービン要素2及び第二ガスタービン要素3にそれぞれ接続される。燃焼器4には、第一圧縮機21及び第二圧縮機31の少なくとも一方からの圧縮空気が流入する。
複数の配管5は、第一供給管51と、第二供給管52と、第一排出管53と、第二排出管54と、を有する。第一供給管51は、第一圧縮機21の出口21bと燃焼器4の吸気口40とを接続する。第一供給管51は、第一圧縮機21により圧縮された空気を燃焼器4へ向けて流通させる。第二供給管52は、第二圧縮機31の出口31bと燃焼器4の吸気口40とを接続する。第二供給管52は、第二圧縮機31により圧縮された空気を燃焼器4へ向けて流通させる。第一供給管51と第二供給管52とは、互いに内部の空気が混ざることなく独立して形成されている。
複数の開閉弁6は、第一開閉弁61と、第二開閉弁62と、第三開閉弁63と、第四開閉弁64と、を有する。第一開閉弁61は、第一供給管51に設けられ、第一供給管51内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第二開閉弁62は、第二供給管52に設けられ、第二供給管52内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第三開閉弁63は、第一排出管53に設けられ、第一排出管53内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。第四開閉弁64は、第二排出管54に設けられ、第二排出管54内の空気の流通を許可又は遮断するように切り替え可能となっている。各開閉弁は、例えば通電のオン/オフの切り替えによって弁を開閉する電磁弁等である。
出力制御部7は、第一開閉弁61、第二開閉弁62、第三開閉弁63及び第四開閉弁64の開閉を制御する。出力制御部7は、例えば電気的な方法により各開閉弁6に信号を送信する。複数の開閉弁6は、それぞれ受信した信号により開状態又は閉状態に切り替えられる。出力制御部7は、航空機10の状態情報やパイロットからの操作情報等に基づいて、航空機10が所定の運転モードであることを特定し、特定された運転モードの種類に応じて所定の組み合わせで各開閉弁を開閉させる。
図2及び図3に示すように、出力制御部7は、少なくとも第一運転モードM1(図2及び図4参照)と第二運転モードM2(図3及び図4参照)との2個の運転モードを特定可能である。
図4に示すように、航空機10は、滑走離陸、もしくは垂直離陸(ホバリング)し、上昇および加速して、巡航する。そして、航空機10は、下降および減速し、ホバー(ホバリング)して、着陸する。航空機10が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に移動している状態は、巡航状態である。以下の説明では、巡航状態とは、航空機10が、上昇及び加速、又は下降及び減速している状態であるものとする。また、航空機10が離陸する動作または着陸する動作を行っている状態は、離着陸状態である。
以下、各運転モードにおけるガスタービン発電機1の動作について説明する。始めに、第一運転モードM1におけるガスタービン発電機1の動作について説明する。
図2に示すように、第一運転モードM1において、出力制御部7は、第一開閉弁61、第二開閉弁62、第三開閉弁63及び第四開閉弁64を開く。つまり、第一開閉弁61は、第一圧縮機21から燃焼器4へ空気を流通させる。第二開閉弁は、第二圧縮機31から燃焼器4へ空気を流通させる。第三開閉弁63は、燃焼器4から第一タービン22へ空気を流通させる。第四開閉弁64は、燃焼器4から第二タービン32へ空気を流通させる。
図3に示すように、第二運転モードM2において、出力制御部7は、第一ガスタービン要素2及び第二ガスタービン要素3のうち一方の動作を停止するとともに、停止したガスタービン要素に接続される供給管(第一供給管51又は第二供給管52)及び排出管(第一排出管53又は第二排出管54)に設けられる開閉弁6をそれぞれ閉じる。図3に示す例では、第二ガスタービン要素3の動作を停止した場合について説明する。具体的に、図3に示す例において、出力制御部7は、第一開閉弁61及び第三開閉弁63を開くとともに、第二開閉弁62及び第四開閉弁64を閉じる。つまり、第一開閉弁61は、第一圧縮機21から燃焼器4へ空気を流通させる。第二開閉弁62は、第二圧縮機31から燃焼器4への空気の流通を遮断する。第三開閉弁63は、燃焼器4から第一タービン22へ空気を流通させる。第四開閉弁64は、燃焼器4から第二タービン32への空気の流通を遮断する。これにより、出力制御部7は、第二ガスタービン要素3の動作を停止させ、かつ第一ガスタービン要素2を動作させる。なお、出力制御部7は、第二ガスタービン要素3の回転が完全に停止した後に上述の各開閉弁6の開閉制御を行ってもよい。
燃焼器4から排出された空気は、第一排出管53を流通して第一タービン22へ供給され、第一タービン22を回転させる。その後、空気は第一タービン22から外部へ排出される。
次に、上述のガスタービン発電機1の作用、効果について説明する。
本実施形態のガスタービン発電機1によれば、ガスタービン発電機1は、第一ガスタービン要素2と、第二ガスタービン要素3と、単一の燃焼器4と、を備える。複数のガスタービン要素2,3は、単一の燃焼器4に接続されているので、複数のガスタービン要素2,3に対応して複数の燃焼器を有する従来技術と比較して、部品点数を削減できる。これにより、ガスタービン発電機1全体の重量やコストの増加を抑制することができる。また、ガスタービン発電機1の軽量化により、従来技術と比較して出力性能を低下させることなく燃費を向上させることができる。
第一発電機24は、第一回転軸23の軸方向において第一圧縮機21と第一タービン22との間に設けられている。第二発電機34は、第二回転軸33の軸方向において第二圧縮機31と第二タービン32との間に設けられている。このように、各発電機24,34を圧縮機21,31とタービン22,32との間にそれぞれ配置することにより、軸方向における圧縮機21,31とタービン22,32との間の空間を有効利用し、ガスタービン要素2,3全体での軸長を短くすることができる。よって、ガスタービン発電機1を小型化し、機体11に搭載する際のレイアウト自由度を向上できる。また、小型化によりガスタービン発電機1の重量を低減できる。
したがって、従来技術と比較して重量及びコストの増加を抑制しつつ、燃費を向上したガスタービン発電機1を提供できる。
例えば、上述の実施形態及び図3では、第二運転モードM2として第二ガスタービン要素3の動作を停止した場合について説明したが、これに限られない。第二運転モードM2において、第一ガスタービン要素2の動作を停止し、かつ第二ガスタービン要素3を動作させてもよい。この場合、出力制御部7は、第一開閉弁61及び第三開閉弁63を閉じるとともに、第二開閉弁62及び第四開閉弁64を開く。
ガスタービン発電機1は、3個以上の複数のガスタービン要素を有してもよい。
2 第一ガスタービン要素
3 第二ガスタービン要素
4 燃焼器
6 開閉弁
7 出力制御部
8 飛行状態検出部
10 航空機
11 機体
12 ロータ
21 第一圧縮機
22 第一タービン
23 第一回転軸
24 第一発電機
31 第二圧縮機
32 第二タービン
33 第二回転軸
34 第二発電機
40 吸気口
51 第一供給管
52 第二供給管
53 第一排出管
54 第二排出管
61 第一開閉弁
62 第二開閉弁
63 第三開閉弁
64 第四開閉弁
M1 第一運転モード
M2 第二運転モード
Claims (5)
- 発電機に接続されて前記発電機を駆動するとともに、前記発電機で発電される電力によって駆動される複数のロータを備えたハイブリッド推進システムを有する航空機の機体に搭載され、
第一圧縮機及び前記第一圧縮機と第一回転軸を介して接続されて前記第一圧縮機と一体回転する第一タービンを有する第一ガスタービン要素と、
第二圧縮機及び前記第二圧縮機と第二回転軸を介して接続されて前記第二圧縮機と一体回転する第二タービンを有する第二ガスタービン要素と、
前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素にそれぞれ接続される単一の燃焼器と、
前記第一圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第一圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の吸気口へ流通させる第一供給管と、
前記第二圧縮機と前記燃焼器とを接続し、前記第二圧縮機により圧縮された空気を前記燃焼器の前記吸気口へ流入させる第二供給管と、
前記燃焼器と前記第一タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第一タービンへ流通させる第一排出管と、
前記燃焼器と前記第二タービンとを接続し、前記燃焼器から排出された空気を前記第二タービンへ流通させる第二排出管と、
を備え、
前記第一ガスタービン要素は、前記第一回転軸に接続されるとともに、前記第一回転軸の軸方向において前記第一圧縮機と前記第一タービンとの間に配置される第一発電機を有し、
前記第二ガスタービン要素は、前記第二回転軸に接続されるとともに、前記第二回転軸の軸方向において前記第二圧縮機と前記第二タービンとの間に配置される第二発電機を有することを特徴とするガスタービン発電機。 - 前記第一発電機は、前記第一回転軸と同軸上に設けられ、
前記第二発電機は、前記第二回転軸と同軸上に設けられることを特徴とする請求項1に記載のガスタービン発電機。 - 複数の開閉弁と、
前記航空機の飛行状態を検出する飛行状態検出部と、
前記複数の開閉弁の開閉を制御し、前記飛行状態検出部により検出された飛行状態に基づいてエンジン出力を制御する出力制御部と、
を備え、
前記複数の開閉弁は、
前記第一供給管に設けられ、前記第一供給管内の空気の流通を遮断可能な第一開閉弁と、
前記第二供給管に設けられ、前記第二供給管内の空気の流通を遮断可能な第二開閉弁と、
前記第一排出管に設けられ、前記第一排出管内の空気の流通を遮断可能な第三開閉弁と、
前記第二排出管に設けられ、前記第二排出管内の空気の流通を遮断可能な第四開閉弁と、
を含み、
前記出力制御部は、前記飛行状態に基づいて、前記航空機の出力モードを、第一運転モードと、出力値が前記第一運転モードの出力値未満である第二運転モードと、に切り替え可能であり、
前記第二運転モードにおいて、前記出力制御部は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素の一方の動作を停止するとともに、前記一方のガスタービン要素に接続される前記供給管及び前記排出管に設けられる前記開閉弁をそれぞれ閉じることを特徴とする請求項1又は請求項2に記載のガスタービン発電機。 - 前記第一発電機は、前記第一回転軸の軸方向において、前記第一タービンよりも前記第一圧縮機に近づくように配置され、
前記第二発電機は、前記第二回転軸の軸方向において、前記第二タービンよりも前記第二圧縮機に近づくように配置されていることを特徴とする請求項1から請求項3のいずれか1項に記載のガスタービン発電機。 - 前記燃焼器は、前記第一ガスタービン要素及び前記第二ガスタービン要素の並び方向において、前記第一ガスタービン要素と前記第二ガスタービン要素との間に配置されていることを特徴とする請求項1から請求項4のいずれか1項に記載のガスタービン発電機。
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RU214475U1 (ru) * | 2022-06-01 | 2022-10-28 | Наиль Наилевич Бильгильдеев | Беспилотный летательный аппарат нулевой плавучести |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5940532U (ja) * | 1982-09-02 | 1984-03-15 | 大阪瓦斯株式会社 | 高圧熱風発生装置の燃料供給装置 |
US20050189772A1 (en) * | 2004-02-14 | 2005-09-01 | Gozdawa Richard J. | Turbomachinery electric generator arrangement |
US9493245B2 (en) * | 2008-01-11 | 2016-11-15 | Ival O. Salyer | Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system |
JP2017521585A (ja) * | 2014-03-27 | 2017-08-03 | サフラン・ヘリコプター・エンジンズ | マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも1つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ |
JP2018131197A (ja) * | 2017-02-10 | 2018-08-23 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 二重機能航空機 |
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Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5940532U (ja) * | 1982-09-02 | 1984-03-15 | 大阪瓦斯株式会社 | 高圧熱風発生装置の燃料供給装置 |
US20050189772A1 (en) * | 2004-02-14 | 2005-09-01 | Gozdawa Richard J. | Turbomachinery electric generator arrangement |
US9493245B2 (en) * | 2008-01-11 | 2016-11-15 | Ival O. Salyer | Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system |
JP2017521585A (ja) * | 2014-03-27 | 2017-08-03 | サフラン・ヘリコプター・エンジンズ | マルチエンジンヘリコプターの待機状態にあるターボシャフトエンジンを支援する方法、および待機状態になることが可能な少なくとも1つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターの推進システムのアーキテクチャ |
JP2018131197A (ja) * | 2017-02-10 | 2018-08-23 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 二重機能航空機 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU214475U1 (ru) * | 2022-06-01 | 2022-10-28 | Наиль Наилевич Бильгильдеев | Беспилотный летательный аппарат нулевой плавучести |
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