JPH04219422A - 航空機エンジンスタータと一体化した境界抽気系統 - Google Patents

航空機エンジンスタータと一体化した境界抽気系統

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JPH04219422A
JPH04219422A JP3060967A JP6096791A JPH04219422A JP H04219422 A JPH04219422 A JP H04219422A JP 3060967 A JP3060967 A JP 3060967A JP 6096791 A JP6096791 A JP 6096791A JP H04219422 A JPH04219422 A JP H04219422A
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JP
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bleed
engine
turbine
air supply
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JP3060967A
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Samuel H Davison
サムエル・ヘンリー・ダビソン
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General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Publication date
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    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、航空機諸系統へ抽気
を供給するとともに、航空機エンジンを始動する航空機
ガスタービンエンジン・システムに関する。さらに詳し
くは、この発明は、これらの機能を効率よく行うととも
に、層流境界層空気を航空機抽気系統に供給する空気と
して使用することにより、エンジンナセルまたは他の表
面上の抗力を減少させる、航空機ガスタービンエンジン
と一体化した系統に関する。
【０００２】
【従来の技術】現代の航空機に用いられるガスタービン
エンジンは、推進のほかに、航空機諸系統に必要な二次
的な機能も果たしている。これらの二次的な機能として
は、電力、油圧および航空機抽出空気（抽気）の供給な
どがある。抽気は通常、エンジン圧縮機から取り出し、
熱交換機でエンジンファン空気で予め冷却した後、種々
の航空機系統（システム）、例えばカウルおよび翼の着
氷を防止する系統、客室空気の新鮮さと温度を制御する
客室与圧および環境制御系統（ＥＣＳ＝ｅｎｖｉｒｏｎ
ｍｅｎｔａｌ　　ｃｏｎｔｒｏｌ　　ｓｙｓｔｅｍ）に
送る。これら２つの系統は、通常、防氷系統およびＥＣ
Ｓと呼ばれる。航空機の空気管路系統の一部として、空
気をエンジンとは逆流方向に導き、空気タービン・エン
ジンスタータを駆動するのにも用いる。エンジン始動用
の空気は、地上のカート、航空機に搭載した補助動力装
置または別のエンジンからの抽気から得ることができる
。
【０００３】エンジン圧縮機から航空機抽気を抽出する
と、推進サイクルやエンジン寿命に悪影響がある。エン
ジン圧縮機に取り込まれた空気はラム抗力ペナルティ（
運動量の損失）を招く。エンジンの正味のスラストは、
エンジン排気運動量から入口ラム抗力を引いた値に等し
い。空気を圧縮し、圧縮機の非効率を補うのにエンジン
タービン動力が必要である。したがって、抽気（スラス
トを生成しない空気）にはいつも余分な燃料消費が関連
している。エンジン燃焼器でこの余分な燃料を燃やす結
果、エンジンタービンにはその分高いガス温度がかかり
、タービンブレード寿命が短くなる。エンジンタービン
が抽気と関連した余分な動力を生成するためには、どう
してもこのようなペナルティがもたらされる。航空機の
防氷系統およびＥＣＳに必要な正確な圧力を丁度与える
エンジン圧縮機段から常に抽気することは、過度に複雑
な機構を用いない限り、不可能である。代表的には、抽
気ポートは２つあるだけである。したがって、結果的に
は、必要な圧力最小値を越える空気を抽出することにな
り、航空機系統が必要とする以上の大きなペナルティが
エンジンサイクルにかかることになる。大抵の場合、抽
気は必要な値より高い圧力にあるだけでなく、必要以上
に熱い。火災に対する安全性を見込んで、抽気の最高温
度は通常４５０−５００°Ｆに限定される。温度制御に
は、抽気を予備クーラーで冷却する必要がある。 最新式のエンジンでは、ファン空気を用いて圧縮機抽気
を冷却する。ファン空気を用いると、燃料消費へのペナ
ルティが増えることになる。さらに、予備クーラーは通
常大型で、ファン空気スクープを必要とするが、そのよ
うなスクープは抗力を生成する。代表的な大型ターボフ
ァンエンジンは、航空機系統への抽気を供給するために
、約３％余分な燃料を消費し、約５０°Ｆ高いタービン
温度で作動する。この発明は、航空機抽気を供給するの
に用いられている従来の慣例装置に特有のこれらの問題
および欠点を解決する。
【０００４】この発明の第２の観点はエンジン空気で駆
動されるスタータに関する。空気スタータは通常、エン
ジンのアクセサリ・ギヤボックスに装着した空気駆動の
タービンである。スタータタービンは、アイドル速度の
直下までエンジンを加速する間極めて高速で回転し、遊
星歯車系を介してエンジンを駆動する。ひとたびエンジ
ンが点火すれば、エンジンは自ら動力を発生し始め、ア
イドル以下の速度で、スタータとは切り離されて加速す
る。オーバーランニング機械クラッチでスタータを切り
離し、そして始動用空気を遮断し、スタータタービンを
停止する。その後の飛行期間中、スタータは何の目的に
も使用せず、航空機が搭載している余分な重量となるに
すぎない。航空機の極めて狭い飛行プロフィール内で、
時にスタータを緊急エンジン再点火に用いることができ
るが、ただし、クラッシュ係合と称される急激な係合に
よる損傷なしに、スタータクラッチを係合できる程に、
エンジンの空転速度が低い条件でのみ可能である。平常
の航空機巡航条件では、エンジンスタータを使用できず
、その場合の再点火の手段は自由に空転しているエンジ
ンからだけである。この発明の利点として、空気スター
タをあらゆる航空機飛行条件で作動させることができ、
これにより迅速な空転再点火には適当でない飛行条件に
伴って起こり得るエンジン再点火の遅れを避ける。 この発明はさらに、あらゆる運転状態で、スタータター
ビンを、補助抽気圧縮機の性能を改善する手段として用
いることにより、再点火問題の解決を確実にする。
【０００５】この発明の第３の観点はエンジンコンパー
トメントの冷却に関する。通常、冷却空気をエンジンフ
ァンダクトから抜き取り、主エンジンケーシングの外側
に装着したエンジンアクセサリ用の換気冷却空気として
使用する。このことは特に、電子コントロールや電気部
品の冷却に必要である。冷却空気は圧縮機およびタービ
ンのクリアランス制御系統、すなわち回転するブレード
と隣接するケーシング壁との間の隙間を制御して、こす
れや過剰なクリアランスを防止するシステムに関連して
も使用する。この発明の１実施例の燃料節約という利点
では、エンジンスタータおよび補助抽気圧縮機と関連し
たタービンを空気を冷却する手段として使用し、そうし
て冷却した空気をエンジンコンパートメントの冷却、電
子コントロールの冷却あるいはクリアランス制御に用い
ることができる。
【０００６】この発明の第４の観点は、エンジンナセル
、パイロンおよび他の空気流路表面と関連した空気力学
的抗力に関する。空気がエンジンナセルのような表面の
上をそれに沿って流れるにつれて、空気は次第に低速度
の境界層を形成し、その厚さが増加する。この境界層の
内部では、自由流れ全圧の速度成分の一部が静圧に変換
され、静圧が増加する。静圧、境界層厚さ、そして拡散
が増加する結果、背圧がそうでなければ層流である境界
層を乱流にする点に達する。乱流領域では、全圧のかな
りの量が、熱力学的にエントロピーの増加として表わさ
れる静的温度に変換される。境界層が表面から離れる時
、特に航空機ガスタービンエンジンの場合ナセルの末端
から去る時までには、全圧の回復不可能な程の損失が起
こっている。乱流と関連した大きなエントロピーの増加
は、空気運動量を犠牲にして生じる。乱流は静圧の増加
も生じ、これにより表面に後ろ向きに作用する圧力の力
の強度が増加する。ここで、もしも境界層厚さを小さく
保つならば、剥離や乱流は起こらず、抗力を著しく小さ
くすることができる。境界層厚さの増加を回避する１つ
の方法は、境界層空気を表面の穴を通して吸引または抽
出して取り去ることである。境界層ポンプまたは圧縮機
が空気力学的観点から望ましいが、有効な境界層吸引ま
たは抽出を行うための空気流量は比較的大きいので、こ
の思想は現代の航空機およびエンジンには適用されてい
ない。したがって、この発明が解決しようとする問題の
１つは、層流境界層空気を吸引および圧縮するのにエン
ジン補助圧縮機を効果的かつ経済的に使用することであ
る。
【０００７】この発明の性能を最高にするため、この発
明の好適な実施例は、補助圧縮機の作動線（圧力比およ
び流れ）を、航空機系統の圧力および流れ（通常エンジ
ン抽気により供給される）についての必要なスケジュー
ルに適合させることに関する問題を解決する。圧縮機が
ストール（必要な圧力を生成するのに必要とされる運転
速度に対して流れが低過ぎる）なしで送り出すことので
きる圧力および流れと比べて、より少ない流れでより高
い圧力が系に必要になる運転条件がいつでも起こる。圧
縮機は余分な流れを流し、ストールを回避するのを許さ
れていなければならない。しかし、この余分な流れは、
圧縮機への余分な動力と、空気をエンジンに導入するこ
とに関連したラム抗力の増加（そして空気源がファンダ
クトである場合には余分なファン動力）という点で、損
失の増加である。この発明の好適な実施例は、使用しな
い流れを単に廃棄（ダンプ）するのとは対照的に、この
問題への経済的な燃料節減的解決策を提供する。この発
明は、この余分な流れから、その圧縮後に、動力を抽出
する手段を提供する。さらに、余分な流れがエンジンを
始動するのにも用いられる空気タービンを通過した後、
またその余分な流れを膨張させ、有効な動力を抽出して
圧縮機の駆動を助けた後、その余分な流れをエンジンコ
ンパートメントや電子コントロールを冷却するのに使用
し、またクリアランス制御系統の一部として使用する。
【０００８】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、エンジ
ン圧縮機抽気を少なくするかなくし、それに関連したフ
ァン空気予備クーラーをなくすことにより、もっと効率
のよい、寿命の長い航空機ガスタービンエンジンを提供
することにある。
【０００９】この発明の別の目的は、航空機防氷系統お
よびＥＣＳに圧縮空気を供給する燃料効率のよい系統を
提供することにある。
【００１０】この発明の他の目的は、エンジンに迅速か
つ信頼できる飛行中の再始動または再点火性能を与える
ことにある。
【００１１】この発明のさらに他の目的は、エンジンに
、飛行中の再点火の際に、クラッシュ係合の危険を回避
できるスタータを与えることにある。
【００１２】この発明のさらに他の目的は、エンジンコ
ンパートメントや電子コントロールを冷却したり、クリ
アランス制御系統の一部として用いられる冷却空気を提
供することにある。
【００１３】この発明のさらに他の目的は、燃料効率の
よい態様で航空機抗力を減らすことにある。
【００１４】この発明のさらに他の目的は、航空機ガス
タービンエンジンのコストおよび複雑さを低減すること
にある。
【００１５】この発明のさらに他の目的は、航空機ガス
タービンエンジンと関連した弁およびダクト構成を簡略
にすることにある。
【００１６】これらの、また他の特徴および利点は、後
述する図面を参照した説明から、もっと簡単に理解でき
るであろう。
【００１７】
【発明の概要】簡単に説明すると、この発明の第１の観
点によれば、航空機ガスタービンエンジンに補助圧縮空
気系統を設ける。この補助圧縮空気系統は、しばしば乗
客用抽気と称される航空機抽気を供給する補助圧縮機と
、補助圧縮機をガスタービンエンジンのロータから機械
的に駆動する手段と、上記補助圧縮機を航空機ガスター
ビンエンジンの圧縮機のサイクルとは独立のサイクルで
作動させるサイクル変更手段とを備える。好適な実施例
では、サイクル変更手段は、圧縮機と機械的駆動関係に
ありガスタービンエンジンのロータで駆動される変速駆
動装置（ドライブ）を含む。さらに好適な実施例の補助
圧縮空気系統は、補助圧縮機と共通なシャフトに装着し
た空気タービンと、ガスタービンエンジンを始動するた
めに空気を上記空気タービンに供給する手段と、補助圧
縮空気系統を制御するエンジン電子コントロール系統と
を備える。
【００１８】この発明の第２の観点によれば、ナセルを
有する航空機ガスタービンエンジンに、穴あき外板を設
け、その穴を穴あき外板の下側の環状プレナムにつなげ
る。プレナムを補助圧縮機にダクトで連結する。補助圧
縮機は、ナセルの穴あき部分から境界層を吸引または抽
出して取り去る。圧縮機の吐出し空気を、圧縮機と機械
的駆動関係にある空気タービンに流す。圧縮機を変速ド
ライブにより機械的リンク機構を介して駆動する。変速
ドライブは、ガスタービンエンジンの動力取り出しまた
はアクセサリ駆動シャフトからはずれた位置で駆動され
、そして電子コントロールにより制御される。この発明
の好適な実施例では、圧縮機およびタービンに可変入口
案内ベーンおよびノズルを用いて系の性能を最適にする
。好適な実施例では、圧縮機およびタービンを、変速ド
ライブからの出力シャフトと同じシャフトに装着する。 弁を含むダクト配管を設け、圧縮機吐出し空気の少なく
とも一部を航空機抽気ダクトに供給し、そこでその空気
を用いて空調や防氷などの航空機抽気要求を満たすこと
ができる。残りの空気を空気タービンに流し、そこで膨
張させる。空気タービンは３つの仕事を行う。第一は、
圧縮機に航空機の抽気系統に必要な以上の流れを吐き出
させて、圧縮機のストールを回避することである。 第二は、圧縮機流れの一部からエネルギーを抽出するこ
とである。第三は、空気タービンを通過する流れを膨張
させて、流れを冷却し、その後流れをエンジンコンパー
トメントに流し、そこでその冷却空気を、エンジン付属
部品や電子コントロールを冷却するのに使用したり、エ
ンジンクリアランス制御系統と関連して使用する。
【００１９】
【具体的な構成】図１はこの発明の１実施例を組み込ん
だ代表的なガスタービンエンジン２を示す。この発明は
、スタータと一体化した境界抽気システム（ＳＩＢＢＳ
＝Ｓｔａｒｔｅｒ　　Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ　　Ｂｏｕ
ｎｄａｒｙ　　Ｂｌｅｅｄ　　Ｓｙｓｔｅｍ）と称され
、ナセル１０からの境界層の一部を抽出または吸引して
取り去るように設計されている。エンジン２に含まれる
ナセル１０は前方外側部分１４を有し、そこに環状プレ
ナム２０に通じる穴１８が設けられ、境界層抽気手段２
２を構成している。別の例では、穴あき前方部分１４の
代わりに、境界層の一部を抽出し、ナセルの実質的な部
分に層流を生じさせる目的で、多孔性外板または薄いセ
グメント状スロットがナセルのまわりに円周方向に延び
た外板を用いることもできる。エンジン２はさらに、共
通ロータ５５上に補助圧縮機２４および空気タービン５
６を含み、また圧縮機２４の速度を制御する変速ドライ
ブ（駆動手段）３６を含む。好適な実施例で考えられて
いる、ターボ型圧縮機システム２５と称するアセンブリ
は、補助圧縮機２４、空気タービン５６および変速ドラ
イブ３６を含み、補助圧縮機２４および空気タービン５
６を、変速ドライブ３６の出力シャフト３３に連結され
ているかそれと一体の共通ロータ５５に装着した構成で
ある。
【００２０】図２に示すように、プレナム２０は、補助
圧縮機２４への可変ベーン圧縮機入口２８にダクトを通
して連通している。補助圧縮機２４を、図１のロータ５
５を線図的に示すシャフト５８を介して、変速ドライブ
３６で駆動し、一方変速ドライブ３６の速度をエンジン
の電子コントロール４６により調節する。あるいは、別
個の電子または油圧機械コントローラを使用してもよい
。ガスタービンエンジンのロータシャフト４８から変速
ドライブ３６に動力を供給するため、内部歯車箱５０を
動力取出しシャフト５２を介してトランスファ歯車箱４
０に連結し、トランスファ歯車箱４０を、たわみシャフ
トとすることのできる駆動シャフト４１により、変速ド
ライブ３６に駆動連結する。
【００２１】図２に示す好適な実施例では、入口ダクト
２１で圧縮機２４を空気供給プレナム２０に連結する。 代替空気供給源１１（ファンダクト空気を使用すること
ができる）を代替空気供給ダクト１３を介して入口ダク
ト２１と流体供給関係で連通させ、弁１５を入口ダクト
２１と代替空気供給ダクト１３との間に配置する。弁１
５は補助圧縮機２４への空気流を制御する作用をなし、
これにより入口流れ密度を大きくする必要がある場合に
、代替空気供給源１１からの空気を用いてその条件を満
たすことができる。補助圧縮機２４および空気タービン
５６を共通シャフト５８に装着し、共通シャフト５８を
変速ドライブ３６の出力シャフト３３に連結するか、そ
の延長とする。ダクト６０は、圧縮機２４の出口流れを
空気タービン５６の可変ノズルタービン入口５２に案内
する。ダクト６０には、補助圧縮機２４の下流に圧縮機
弁６１を配置し、また圧縮機弁６１と空気タービン５６
との間にタービン弁６３を配置する。ＳＩＢＢＳ抽気ダ
クト６５で、ダクト６０を、圧縮機弁６１とタービン弁
６３との間の接合点から抽気弁６８に連結する。抽気弁
６８から空気を取り出し、図２にブロック７０で線図的
に示す、例えば防氷や空調のための航空機の抽気要求を
満たす。平常の巡航運転中は、補助圧縮機２４の圧縮空
気出口流れの一部をＳＩＢＢＳ抽出ダクト６５に導いて
、種々の航空機系統の必要に応じて使用する。圧縮機２
４からの余りの流れを可変ベーンタービン入口５２を介
して空気タービン５６に導き、そのタービン５６で圧縮
空気を膨張させ、ある程度のエネルギーをシステムに戻
し、圧縮機２４の駆動を助ける。好適な実施例では、タ
ービン排気ダクト９６で、膨張し終わり冷却した空気タ
ービン５６の出口流れを冷却ダクト９０に案内し、その
ダクト９０は冷却空気流を図１に示すコアカウリング７
１の内側の点へ導き、エンジンの付属品、電子コントロ
ールおよびクリアランス制御系統の冷却に用いる冷却空
気流を供給する。
【００２２】図２に線図的に示すように、空気タービン
５６は地上および飛行中のエンジン始動に使用すること
もできる。そのために、地上の始動空気供給源８２、機
体に搭載した補助動力装置（パワーユニット）８４また
は他のエンジンのクロスブリード空気８８からの始動用
空気を使用し、そのいずれかの圧縮空気を始動用空気供
給弁７５を通して航空機抽気ダクト６５に、そして空気
タービン５６に供給する。この後、空気タービン５６か
らの排気をタービン排気ダクト９６を通してエンジン冷
却ダクト９０に流す。エンジン始動中は、圧縮機弁６１
を閉じ、始動用空気供給弁７５を開く。圧縮機入口ベー
ン２８も閉じて、圧縮機２４を駆動するためにタービン
５６から取り出されるパワーの量を少なくする。補助圧
縮機ダンプ弁７８を開いて、圧縮機２４からの空気がダ
ンプ弁７８を通してエンジン冷却ダクト９０に流れるよ
うにする。
【００２３】変速ドライブ３６は、補助圧縮機２４およ
び空気タービン５６を最適利用する利点と、補助圧縮機
２４および空気タービン５６の速度をエンジン運転条件
に合わせる（速度マッチング）利点を得るのに役立つ。 変速ドライブ３６は、エンジン始動の際、ピークタービ
ン効率でより大きなパワーを与えることができるので、
必要なエンジン始動時間が短くなる。また、変速ドライ
ブ３６は常にエンジンシャフト４８に機械的に連結され
ているので、飛行中に止まってしまったエンジンを、ク
ラッシュ係合なしに、速やかに再始動できるという利点
も得られる。
【００２４】この発明には、多数の特定の実施例が含ま
れる。航空機エンジンの効率を最大にし、エンジン運転
条件に合わせるために、補助圧縮機２４および空気ター
ビン５６の種類のいろいろな組合せが考えられる。図３
に示す好適な実施例では、二段の軸流および遠心補助圧
縮機２４および単段の半径流空気タービン５６を使用す
る。この発明で考えられている他の例としては、多段軸
流補助圧縮機２４と単段軸流空気タービン５６の組合せ
、単段遠心補助圧縮機２４と軸流インパルス空気タービ
ン５６の組合せがある。
【００２５】図３において、ターボ型圧縮機２３は、補
助圧縮機２４および空気タービン５６を含み、これらを
全体を２０５で示すフランジにより変速ドライブ３６に
連結した単一のアセンブリまたは装置として示してある
。補助圧縮機２４は、圧縮機２４への空気の回転を制御
するための、可変角度ベーン２１０を有する可変ベーン
圧縮機入口２８を含む。補助圧縮機２４は、全体が軸流
圧縮機ブレード２２０および軸流ステータベーン２３０
で示される第１の軸流段と、遠心圧縮機ブレード２４０
およびステータを含むディフューザ２５０で示される遠
心段とを有する。回転ブレード２２０および２４０はロ
ータ５５に装着されている。ターボ型圧縮機２３はさら
に、圧縮機出口スクロール２６０を含む。このスクロー
ル２６０はディフューザ２５０からの圧縮空気を集め、
ダクト６０（図２に示す）に送る。そしてダクト６０は
、必要に応じて、補助圧縮機２４または図２のＳＩＢＢ
Ｓ抽気ダクト６５からの圧縮空気の一部を空気タービン
５６に送る。
【００２６】ターボ型圧縮機２３はタービン入口スクロ
ール２７０を含む。このスクロール２７０は、圧縮機２
４またはＳＩＢＢＳ抽気ダクト６５から圧縮空気を受け
取り、それを空気タービン５６の可変ノズルタービン入
口５７に送る。可変ノズルタービン入口５７は、タービ
ン入口案内ベーン２８０およびタービン入口可変ノズル
ベーン２９０を含む。可変ノズルベーン２９０の下流に
は、共通ロータ５５に取り付けた内向き半径流タービン
ブレード３００が配置され、空気タービン５６に送られ
た圧縮空気流からエネルギーを抽出し、そのエネルギー
を共通ロータ５５に付与する。半径流タービン段の下流
には、ターボ型圧縮機２３の後部軸受３１６を支える構
造的サポートをなすストラット３１０が配置されている
。タービン出口スクロール３２０は、空気タービン５６
から排出空気を集め、それを図２に示すタービン出口９
１まで運ぶ。
【００２７】変速装置がターボ型圧縮機２３より前方に
ある図１に示す実施例とは反対に、図３に示す実施例で
は、ターボ型圧縮機２３を変速装置３６の前方にフラン
ジ２０５で装着する。補助圧縮機２４と空気タービン５
６とを含むターボ型圧縮機システム２５の位置は、特定
の航空機およびそのタービンエンジン搭載の際の必要と
使用可能な空間とに依存する。圧縮機システムをエンジ
ンの頂部、たとえばエンジンのパイロンに配置すること
もできる。
【００２８】この発明は、異なる飛行運転状態に応じて
種々の運転モードを有する。この発明の１実施例では、
ガスタービンエンジン２が作動している平常の運転状態
で、ＳＩＢＢＳは、ナセルの前方部分１４または全部か
ら境界層を抽出して取り去ることにより、ナセル１０上
の抗力を減らすように設計されている。図２を参照する
と、圧縮機弁６１を開に、弁７８を閉にセットする。こ
うすれば、補助圧縮機２４は、境界層をナセル前方部分
１４の穴１８を通してプレナム２０に、ついで圧縮機入
口ダクト２１に引き込むことにより、ナセル１０の前方
部分１４から境界層をはぎとることができる。この後、
補助圧縮機２４は、航空機抽出空気を、ＳＩＢＢＳ抽気
ダクト６５を通して航空機抽気弁６８に供給する。こう
すれば、航空機は、その空気を凍結防止や客室の空調な
どの通常の目的に使用することができる。
【００２９】ターボ型圧縮機システム２５は、一連の駆
動シャフトおよび歯車箱によりガスタービンエンジン２
の高圧ロータ４８からずれて駆動される。具体的に示す
と、図１、図２および図３に示す実施例は、パワーを高
圧ロータ４８から内部歯車箱５０により取り出し、つぎ
にパワー取出しシャフト５２を介してトランスファ歯車
箱４０に伝達し、それにより駆動シャフト４１を駆動し
、こうしてパワーを変速ドライブ３６に伝達する。パワ
ー取出しシャフト５２は半径方向駆動シャフトであり、
トランスファ歯車箱４０はパワーを９０度方向転換する
直角歯車箱である。パワーを変速ドライブ３６に伝える
のに、他のトランスミッション構成や他の形式のトラン
スミッションを用いてもよく、例えば、高圧ロータ４８
とは軸のずれた直接駆動系を用いたり、ターボ型圧縮機
システム２５を特定の場所に装着できるように、パワー
の方向を９０度より著しく小さい角度、例えば３５度の
角度方向転換するトランスファ歯車箱を用いることがで
きる。
【００３０】好適な実施例では、電子コントロール４６
は、変速ドライブ３６の出力速度を調節することにより
、補助圧縮機２４の速度を制御し、また補助圧縮機２４
をその出口空気の圧力および流量を所望の値にするよう
作動させるのに適切な速度を計算する。コントロール４
６は、補助圧縮機２４および空気タービン５６の速度超
過、温度超過およびストールに対する保護も行う。補助
圧縮機２４を補正した低い流れで作動させる低高度では
、可変ベーン圧縮機入口２８を次第に閉じるが、補助圧
縮機のストールマージンを大きくとるため遮断はしない
。補助圧縮機２４からの余りの流れを、タービン弁６３
を開くことにより、ダクト６０を経て空気タービン５６
に送る。空気タービン５６を通過する流れの量は、電子
コントロール４６を用いて可変ノズルタービン入口５２
を制御することにより、調整する。空気タービン５６か
らの排気をタービン排気ダクト９６を通して、この特定
の実施例では、図１に示すようにコアカウリング内に配
置された冷却ダクト９０に導き、その後種々のエンジン
付属品、電子コントロールを冷却するのに、またエンジ
ンクリアランス制御系統と関連して、使用する。
【００３１】空気タービン５６は、主としてエンジン２
を始動するのに用いられ、したがってダクト６０および
ＳＩＢＢＳ抽気ダクト６５を経て航空機空気ダクト８０
に接続されている。飛行中のエンジン停止とそれに続く
再始動の場合、作動している別のエンジンの同様の圧縮
機系統、例えばＳＩＢＢＳを用いて、航空機ダクト系統
８０を経て加圧空気を供給し、停止したエンジンを再始
動することができる。このような系をクロスブリードと
言う。
【００３２】エンジンを始動するには、空気を航空機空
気系統のダクト８０を経てＳＩＢＢＳ抽気ダクト６５に
送る。圧縮機弁６１を閉じる。ダンプ弁７８を開き、可
変ベーン圧縮機入口２８をほとんど全閉にし、始動時の
圧縮機２４へのパワーを最小にする。タービン弁６３を
次第に開き、空気タービン５６を所定の速度まで上げる
。所定の速度は、ここでの目的には、約２５，０００Ｒ
ＰＭであることを確かめた。電子エンジンコントロール
４６により変速ドライブ３６を制御し、エンジン回転の
初期段階の間エンジンロータ４８へのトルクをほぼ一定
にする。所定のライトオフ（ｌｉｇｈｔｏｆｆ）速度、
すなわちエンジン圧縮機ストールまたは過剰なタービン
温度を生じることなく、エンジン燃焼器を点火すること
のできる速度を越えたら、電子エンジンコントロール４
６は、エンジン２に所定の一定の馬力を与えるように変
速ドライブ３６を調節し、また空気タービン５６を可変
速度および一定の馬力出力で作動させるように可変ノズ
ルタービン入口５７を調節する。
【００３３】以上、この発明を具体的な実施例について
説明した。ここで使用した用語は、限定のためではなく
、概念を記述する性格のものである。
【００３４】以上の教示から、この発明を種々に変更、
改変することが可能である。したがって、この発明は、
その要旨の範囲内で、上述した特定の実施例以外に種々
の態様で実施できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明のスタータと一体化した境界抽気系統
（ＳＩＢＢＳ）の１実施例を組み込んだ、穴あき前方部
分を有するナセルを含むガスタービンエンジンの概略的
断面図である。
【図２】この発明の好適な実施例における種々の要素、
接続ダクトおよび弁を示す略図である。
【図３】この発明の補助圧縮機および変速歯車箱を示す
断面図である。
【符号の説明】
２　　ガスタービンエンジン １０　　ナセル ２４　　補助圧縮機 ２５　　ターボ型圧縮機系統 ３６　　変速ドライブ ５５　　共通ロータ ５６　　空気タービン ６０　　ダクト ６５　　ＳＩＢＢＳ抽気ダクト

Claims (24)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ロータを有する航空機ガスタービンエンジ
    ンから航空機抽気を供給する装置において、補助圧縮機
    と、上記補助圧縮機をガスタービンエンジンのロータか
    ら機械的に駆動する手段と、上記補助圧縮機を航空機ガ
    スタービンエンジンのサイクルとは独立のサイクルで作
    動させるサイクル変更手段とを備える抽気供給装置。
  2. 【請求項２】上記サイクル変更手段が、上記補助圧縮機
    と機械的駆動関係にあり、ガスタービンエンジンのロー
    タに駆動連結された変速駆動手段を含む請求項１に記載
    の抽気供給装置。
  3. 【請求項３】上記サイクル変更手段がさらに、上記装置
    を制御する電子コントロール系統を含む請求項２に記載
    の抽気供給装置。
  4. 【請求項４】さらに、上記補助圧縮機と共通なシャフト
    に装着した空気タービンと、上記補助圧縮機からの圧縮
    空気の一部を上記空気タービンに供給する手段とを備え
    る請求項３に記載の抽気供給装置。
  5. 【請求項５】さらに、始動用圧縮空気を上記空気タービ
    ンに供給する手段を備える請求項４に記載の抽気供給装
    置。
  6. 【請求項６】始動用圧縮空気をエンジンクロスブリード
    系統から供給する請求項５に記載の抽気供給装置。
  7. 【請求項７】航空機ガスタービンエンジンから境界層空
    気を抽出し、航空機抽気を供給する装置において、航空
    機の外板から境界層空気を集める抽気手段と、上記抽気
    手段と流体供給連通しており、抽気手段から供給される
    抽気を圧縮する補助圧縮機と、上記補助圧縮機からの圧
    縮空気の少なくとも一部を航空機の抽気要求位置まで運
    ぶ第１ダクト手段と、上記圧縮機をガスタービンエンジ
    ンのロータに、圧縮機をエンジンのロータからはずれた
    位置で駆動できるように連結するトランスミッション手
    段とを備える抽気供給装置。
  8. 【請求項８】さらに、上記補助圧縮機に選択的に流体を
    供給するように連通している代替空気供給源と、上記抽
    気手段および代替空気供給源間に配置された選択弁とを
    備え、上記選択弁は上記補助圧縮機と流体供給連通して
    おり、上記抽気手段および代替空気供給源から補助圧縮
    機への空気の流れを制御する請求項７に記載の抽気供給
    装置。
  9. 【請求項９】上記トランスミッション手段がエンジンロ
    ータと補助圧縮機との間に駆動関係で配置された変速駆
    動手段を含む請求項８に記載の抽気供給装置。
  10. 【請求項１０】さらに、上記補助圧縮機に駆動連結され
    た空気タービンと、この空気タービンを駆動するため補
    助圧縮機からの圧縮空気の第２の部分を空気タービンに
    流す第２ダクト手段とを備える請求項８に記載の抽気供
    給装置。
  11. 【請求項１１】さらに、上記補助圧縮機に駆動連結され
    た空気タービンを備える請求項９に記載の抽気供給装置
    。
  12. 【請求項１２】さらに、上記空気タービンを駆動するた
    め上記補助圧縮機からの圧縮空気の第２の部分を空気タ
    ービンに流す第２ダクト手段とを備える請求項１１に記
    載の抽気供給装置。
  13. 【請求項１３】さらに、上記空気タービンに始動用空気
    を供給する始動用空気供給手段を備える請求項１２に記
    載の抽気供給装置。
  14. 【請求項１４】上記変速駆動手段を制御する電子コント
    ロール系統を備える請求項１３に記載の抽気供給装置。
  15. 【請求項１５】上記電子コントロール系統は上記第１ダ
    クト手段、第２ダクト手段および始動用空気供給手段を
    選択的に制御する請求項１４に記載の抽気供給装置。
  16. 【請求項１６】さらに、上記始動用空気または補助圧縮
    機の排出空気いずれかを選択して上記空気タービンに供
    給する第１弁手段を備える請求項１５に記載の抽気供給
    装置。
  17. 【請求項１７】上記始動用空気供給手段は、始動用空気
    を上記空気タービンに供給するため、地上の始動用空気
    または飛行中の始動用空気を選択的に使用する第２弁手
    段を含む請求項１６に記載の抽気供給装置。
  18. 【請求項１８】上記第２弁手段を上記電子コントロール
    系統で制御する請求項１７に記載の抽気供給装置。
  19. 【請求項１９】さらに、上記始動用空気または補助圧縮
    機の排出空気いずれかを選択して上記空気タービンに供
    給する第１弁手段を備える請求項１５に記載の抽気供給
    装置。
  20. 【請求項２０】さらに、上記補助圧縮機からの圧縮空気
    の第３の部分をダンプ部に選択的に流すダンプ手段を備
    え、このダンプ手段が圧縮空気の第３部分の流れを制御
    するダンプ弁を含む請求項１０に記載の抽気供給装置。
  21. 【請求項２１】さらに、上記空気タービンの出口流れの
    少なくとも一部を上記ダンプ弁より下流の上記ダンプ手
    段に送るタービン排気ダクトを含む空気タービン排気手
    段を備える請求項２０に記載の抽気供給装置。
  22. 【請求項２２】上記ダンプ手段が冷却手段であり、上記
    ダンプ部がエンジンの冷却を必要とする区域である請求
    項２１に記載の抽気供給装置。
  23. 【請求項２３】上記エンジンの冷却を必要とする区域が
    コアカウリング内に配置されている請求項２２に記載の
    抽気供給装置。
  24. 【請求項２４】上記エンジンの冷却を必要とする区域が
    エンジンの付属品を収容する区域である請求項２２に記
    載の抽気供給装置。
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