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Info
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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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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- 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
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【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。
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
。
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。
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。
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。
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。
、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。
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。
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。
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。
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。
、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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
(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。
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。
断面図である。
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)
- 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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
。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。 - 【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。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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US489150 | 1990-03-06 | ||
US07/489,150 US5136837A (en) | 1990-03-06 | 1990-03-06 | Aircraft engine starter integrated boundary bleed system |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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JPH04219422A true JPH04219422A (ja) | 1992-08-10 |
Family
ID=23942622
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5136837A (ja) |
JP (1) | JPH04219422A (ja) |
CA (1) | CA2036822A1 (ja) |
DE (1) | DE4106752A1 (ja) |
FR (1) | FR2659389A1 (ja) |
GB (1) | GB2242235A (ja) |
IT (1) | IT1248285B (ja) |
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