(57)【要約】ガスタービンエンジン１０は、少なくとも１つの発電機３０，３２およびエンジン１０のガス経路と関連する電気ヒータ３４，２６を備える。ヒータ３４，３６は、ガスタービンサイクルに熱を選択的に加えるために、発電機３０，３２から電力が供給される。
2009515081.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンであって、
エンジンシャフトに回転可能に接続された少なくとも１つの発電機と、
前記発電機に回転可能に接続されるとともに、前記エンジンのガス経路に対応し、前記ガス経路内のガスを加熱する電気ヒータと、
前記ガス経路に熱を加えるように、前記ヒータを選択的に制御する制御装置と、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記ガス経路が、前記エンジンのコアガス経路であり、前記コアガス経路が、前記エンジンの少なくとも１つの圧縮機段、燃焼器段およびタービン段を連続的に経由することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記ヒータが、前記燃焼器段の上流、前記燃焼器段の下流、および前記燃焼段内から選択される１つまたは複数の個所に配置されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記タービン段が、多数のタービンを備え、前記ヒータが、前記タービンの２つの間に配置されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記ヒータが、燃料供給システム内に配置され、かつ燃料を加熱して前記ガス経路に熱を加えるのに適するようにされることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記ガス経路が、前記エンジンのバイパス通路であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトであって、前記第１のシャフトが少なくとも推進器および低圧タービンを回転可能に支持し、前記第２のシャフトが少なくとも圧縮機および高圧タービンを回転可能に支持する、少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトと、
前記第１のシャフトに取り付けられた発電機と、
前記発電機に電気的に接続された電気ヒータであって、前記高圧タービンを通るガス経路内のガスに熱を選択的に加えるように設けられた、電気ヒータと、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記発電機に接続された第２の電気ヒータをさらに備え、
前記第２のヒータが、前記発電機からの少なくとも一部の電力を用いて前記バイパス通路内の空気に熱を選択的に加えるように、前記エンジンのバイパス通路内に設けられることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記第２のシャフトに取り付けられた第２の発電機と、
前記第１の発電機および前記第２の発電機に接続された第２の電気ヒータと、
をさらに備え、
前記第２のヒータが、前記第１の発電機、前記第２の発電機、またはその両方からの電力を用いて、前記エンジンのバイパス通路内の空気に熱を選択的に加えるために、前記バイパス通路内に配置されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンであって、
エンジンシャフトからのトルクを電力に変換する手段と、
前記第１の手段からの電力を用いて、前記エンジン内のガス経路内のガスを加熱する手段であって、これにより、前記ガス経路内のガスによって生じる推力を増大させるガス加熱手段と、
前記第１の手段から前記第２の手段に伝達される電力を制御する手段と、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ガス経路が、コアガス経路を含むことを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記ガス経路が、バイパス経路を含むことを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン内の第１の個所と第２の個所との間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、
前記エンジンによって生じたトルクを電力に変換するステップと、
前記電力を用いて、ガス経路内のガスを加熱するステップと、
を含むことを特徴とする推力生成方法。
【請求項１４】
前記ガス経路が、コアガス経路を含み、
前記熱が、タービンによって推力に変換されることを特徴とする請求項１３に記載の推力生成方法。
【請求項１５】
前記ガス経路が、バイパスガス経路を含み、
前記熱が、バイパスダクト内において推力に変換されることを特徴とする請求項１３に記載の推力生成方法。
【請求項１６】
２つのガスタービンエンジン間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、
第１のガスタービンエンジン内において生じたトルクを電力に変換するステップと、
前記第１のガスタービンエンジンからの電力を用いて、第２のガスタービンエンジンのガス経路内のガスに熱を加えるステップと、
を含み、
前記第２のガスタービンエンジン内の前記加えられた熱の少なくとも一部が、機械的動力に変換されることを特徴とする方法。
【請求項１７】
前記ガス経路が、前記第２のガスタービンエンジンのコアガス経路であり、前記コアガス経路が、少なくとも１つの圧縮機段、燃焼器段、およびタービン段を連続的に経由することを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記熱が、前記燃焼器段の上流、前記燃焼器段の下流、および前記燃焼器段内から選択される前記第２のガスタービンエンジンの１つまたは複数の個所に加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項１９】
前記タービン段が、多数のタービンを備え、前記熱が、前記タービンの２つの間に加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項２０】
前記熱の少なくとも一部が、前記第２のガスタービンエンジン内で燃焼される予定の燃料を加熱することによって、前記第２のガスタービンエンジンに加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項２１】
前記ガス経路が、前記第２のガスタービンエンジンのバイパス経路であることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項２２】
少なくとも圧縮機段、燃焼器段およびタービン段を備えてなる航空機ガスタービンエンジンであって、
前記圧縮機段および前記タービン段が、少なくとも１つの回転可能なシャフトによって、回転可能に接続され、
前記エンジンが、発電機と共に回転するように接続されたフリータービンをさらに備え、
前記フリータービンが、前記エンジンのどの圧縮機段にも機械的に接続されておらず、
前記エンジンが、前記フリータービンの回転に応じて前記発電機によって生じた電気を熱に変換するのに適するようにされた熱入力装置をさらに備え、
前記熱入力装置が、前記ガスタービンエンジンのガスタービンサイクルに前記熱を加えるのに適するようにされる、ことを特徴とする航空機ガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に、ガスタービンエンジンに関し、さらに詳細には、ガスタービンエンジンの構造および運転に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン、特に、航空機に取り付けられるガスタービンエンジンは、広い範囲の条件下および広い範囲の動力要件下で運転されることが知られている。典型的なサイクルでは、ガスタービンエンジンは、離陸段階および上昇段階中には高速で回転する一方、暖機、地上走行、巡航および降下のような他の段階中には低速で回転する。また、ガスタービンエンジンは、同一のエンジンサイクルを通して、種々の温度、圧力、空気速度で運転されねばならない。これらの全ての要件を満たすために、通常、エンジンが常に良好な性能をもたらすことができるように、種々の設計上の妥協がなされる。しかし、全てを最適化させると共に、エンジンサイクル中のいくつかの時点において、エンジンの一部が、エンジンの１つまたは複数の部分の選択された運転時点に関して必要とされるよりも多くの動力を生じることがある。換言すれば、最適化を試みながら、エンジンの過剰な能力が使われていない場合がある。
【０００３】
ヒールド（Ｈｉｅｌｄ）等に付与された米国特許第５，６９４，７６５号明細書は、マルチスプールエンジン内において、１つのガスタービンエンジンスプールから他のガスタービンエンジンスプールに動力を伝達させる機構を開示している。しかし、エンジン動力を伝達し、この動力を任意選択的に用いることができる、改良されたエンジン設計および方法を提供することがなお必要とされている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、本発明の目的は、改良されたガスタービンエンジンを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
一態様では、本発明は、ガスタービンエンジンであって、エンジンシャフトに回転可能に接続された少なくとも１つの発電機と、エンジンのガス経路と関連し、ガス経路内のガスを加熱するのに適するようにされた電気ヒータであって、発電機に電気的に接続された、電気ヒータと、ガス経路に熱を加えるように、ヒータを選択的に制御するのに適するようにされた制御装置と、を備えることを特徴とするガスタービンエンジンを提供する。
【０００６】
他の態様では、本発明は、少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトであって、第１のシャフトが少なくとも推進器および低圧タービンを回転可能に支持し、第２のシャフトが少なくとも圧縮機および高圧タービンを回転可能に支持する、少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトと、第１のシャフトに取り付けられた発電機と、発電機に電気的に接続された電気ヒータであって、高圧タービンを通るガス経路内のガスに熱を選択的に加えるために設けられた、電気ヒータと、を備えることを特徴とするガスタービンエンジンを提供する。
【０００７】
他の態様では、本発明は、ガスタービンエンジンであって、エンジンシャフトからのトルクを電力に変換する手段と、第１の手段からの電力を用いて、エンジン内のガス経路内のガスを、ガス経路内のガスによって生じる推力を増大させるために、加熱する手段と、第１の手段から第２の手段に伝達される電力を制御する手段と、を備えることを特徴とするガスタービンエンジンを提供する。
【０００８】
他の態様では、本発明は、ガスタービンエンジン内の第１の個所と第２の個所との間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、エンジンによって生じたトルクを電力に変換し、その電力を用いて、ガス経路のガスを加熱することを含むことを特徴とする方法を提供する。
【０００９】
他の態様では、本発明は、２つのガスタービンエンジン間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、第１のガスタービンエンジン内において生じたトルクを電力に変換し、第１のガスタービンエンジンからの電力を用いて、第２のガスタービンエンジンのガス経路内のガスに熱を加え、第２のガスタービンエンジン内の加えられた熱の少なくとも一部を機械的な動力に変換させることを特徴とする方法を提供する。
【００１０】
他の態様では、本発明は、少なくとも圧縮機段、燃焼段、およびタービン段を備えてなる航空機ガスタービンエンジンであって、圧縮機段およびタービン段が、少なくとも１つの回転可能なシャフトによって回転可能に接続され、該エンジンが、発電機と共に回転するように接続されたフリータービンをさらに備え、フリータービンは、エンジンのどのような圧縮段にも機械的に接続されず、該エンジンが、フリータービンの回転に応じて発電機によって生じた電気を熱に変換するのに適するのに適するようにされた熱入力装置をさらに備え、熱入力装置が、ガスタービンエンジンのガスタービンサイクルに該熱を加えるのに適するようにされる、ことを特徴とする航空機ガスタービンエンジンを提供する。
【００１１】
本発明の上記および他の態様のさらなる細部は、以下の詳細な説明および添付の図面から明らかになるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
図１は、好ましくは超音速飛行に用いられる形式のガスタービンエンジン１０の例を示している。このガスタービンエンジン１０は、概して、互いに直列に連通する、周囲空気を推進させるファン１２と、空気を加圧する多段圧縮機１４と、圧縮空気を燃料と混合させ、点火して、環状流の高温燃焼ガスを生成する燃焼器１６と、燃焼ガスからエネルギーを抽出するタービンセクション１８と、を備える。
【００１３】
タービンセクション１８を通流するガスは、（以後、コアガス経路と呼ぶ）ガス経路に沿って流れる。ファン１２によって吸引された空気の一部は、バイパス通路２０に送給される。バイパス通路２０は、エンジン１０のコアの周囲に設けられ、バイパスガス経路を画定する。ここに用いられる「ガス経路」という用語は、コアガス経路またはバイパスガス経路のいずれかを指すことに留意されたい。
【００１４】
マルチスプールエンジンでは、ファン１２は、シャフト２６（ファンシャフトと呼ばれる）を介して、タービン、すなわち、低圧（ＬＰ）タービン２２によって、駆動される。単一段の低圧タービンを有するエンジンもあるし、多段の低圧タービンを有するエンジンもある。ファン１２、ＬＰタービン２２およびＬＰシャフト２６は、一緒になって、エンジン１０内に、ＬＰスプールと呼ばれるユニットを構成する。このユニットは、任意選択的に、ファン１２に加えて、ＬＰ圧縮機を含むこともある。
【００１５】
エンジン１０は、タービンセクション１８におけるタービン２４によって駆動される高圧（ＨＰ）圧縮機を含むＨＰスプールも備える。ＨＰタービン２４およびＨＰ圧縮機１４は、ＨＰシャフト２８を介して、互いに接続されている。ＨＰスプールおよびＬＰスプールは、独立して回転可能である。
【００１６】
図１，２は、エンジン１０が、好ましくは、一体型スタータ−発電機（ＩＳＧ３０）を備えることを概略的に示している。ＩＳＧ３０は、適切な接続を介して、ＨＰシャフト２８によって駆動されるか、または（場合に応じて）ＨＰシャフト２８を駆動する。図１，２の設計では、ＩＳＧ３０は、好ましくは、直接的な同軸機械的取付け法によって、ＨＰシャフト２８に取り付けられる。ＩＳＧ３０は、好ましくは、エンジン１０を始動する機能およびエンジン１０の運転時に発電する機能を果たすのに適するようにされている。
【００１７】
図示されるように、図１，２の設計では、ＩＳＧ３０は、ＨＰシャフト２８に対して同軸に取り付けられる。他のより一般的な実施形態では、ＩＳＧ３０は、図１において点線で示されるように、補機ギアボックス（ＡＧＢ１９）に取り付けられたスタータ−発電機（図示せず）に置き換えられてもよい。当業者には理解されるように、ＡＧＢ１９は、多数の機械的駆動部品を備える。エンジンとこれらの機械的駆動部品との間の接続部は、通常、タワーシャフトおよび対応するギアを含む。機械的駆動部品は、ここに述べるＩＳＧ３０と同様の機能を果たす電気スタータ−発電機を含む。
【００１８】
図１，２は、ＬＰシャフト２６からのトルクを電力に変換するために、ＬＰシャフト２６に取り付けられた発電機３２をさらに示している。例示される実施形態は、ＬＰシャフト２６に同軸に取り付けられた発電機３２を示している。エンジンに応じて、発電機３２を接続する他の方法が、選択されてもよい。この発電機３２は、コアガス経路およびバイパス経路の各々の周囲に配置された１つまたは複数の電気ヒータ３４，３６に電気的に接続され、これによって、該ヒータによって生じた熱がガス経路内のガスに伝達される。ヒータ３４，３６は、好ましくは、環状ガス経路を囲むように設けられる抵抗ヒータである。ヒータは、以下にさらに説明するように、作動したとき、ガス経路の関連する部分を通流する空気またはガスを加熱するのに適するようにされている。抵抗加熱が好ましいが、任意の種類の電気加熱、例えば、プラズマ加熱が用いられてもよい。１つまたは複数の電気ヒータ３４が、コアガス経路内の任意の個所、例えば、圧縮機セクションの上流または下流のいずれに設けられてもよい。電気ヒータ３４は、好ましくは、燃焼器１６に隣接して配置される。１つまたは複数のヒータ３４は、燃焼器１６の上流または下流のいずれか、または燃焼器１６上に設けられてもよい。追加的または代替的に、ヒータは、タービン段間のガス経路内またはそのガス経路に隣接して、またはタービン段の下流のガス経路内またはそのガス経路に隣接して、配置されてもよく、または図３に示されるように、抵抗燃料ヒータ３５の形態で燃料供給と操作可能に関連させ、燃料を加熱するのに適するようにされてもよい。当業者であれば、この開示に照らして、ガスタービンサイクルに熱を加えるどのような手段であっても、本発明の示唆から利得を得ることができることを理解するだろう。
【００１９】
１つまたは複数の電気ヒータ３６が、バイパス通路２０内の適切な個所、好ましくは、バイパスダクトの下流端に向かう個所に設けられてもよい。
【００２０】
使用時に、１つまたは複数のヒータ３４がエンジンの燃焼器１６の領域のコアガス経路内において作動すると、ヒータによって加えられた熱は、その領域を通ってＨＰタービン２４内に入る空気／ガス流を加熱する。従って、あたかも追加の燃料を燃焼器１６内で燃焼させたかのような効果が得られ（すなわち、燃焼器１６でより多くの燃料を用いることなく、燃焼ガスがより高温になり）、その結果、より多くの熱エネルギーが、ＨＰタービン２４による後続の動力抽出用のガス流にもたらされる。特定のガス温度を得るために、燃焼器１６に供給される燃料の量を低減させる目的で、この追加された熱が用いられてもよい。ヒータ３４がＬＰスプールの発電機３２によって駆動される場合、この装置は、ＬＰタービン２２によって生じたトルクがＨＰタービン２４に部分的に戻されるように、機能する。電気抵抗ヒータ３４，３６が電力を熱に変換する上で極めて効率的であると共に、タービン２２，２４も極めて効率的なので、ＬＰスプールからＨＰスプールへの動力変換の全体的な効率が高い。
【００２１】
バイパス通路２０内に設けられるとき、ヒータ３６または一組のヒータ３６は、バイパスガス経路内のガスの温度を高め、これによって、再燃焼装置がガスタービンエンジンの推力を増大させるのと同様の方法によって、推力を増大させるように、作用する。
【００２２】
上記および他の実施形態では、ヒータ３４，３６の動力源は、必ずしも固定される必要がなく、柔軟に対処されてもよい。すなわち、これらの動力源は、前述した実施形態とは異なる配列に設置されてもよい。例えば、必要に応じて、バイパス通路２０内における１つまたは複数のヒータ３６に電力をもたらすのに、発電機３２およびＩＳＧ３０の両方を用いることもできるし、またはＩＳＧ３０のみを用いることもできる。さらに、例えば、燃料ヒータ３５を含む、他の組合せおよび他の並び換えも可能である。
【００２３】
動力伝達システムの運転は、発電機３２、ＩＳＧ３０、および１つまたは複数のヒータ３４，３５，３６間の電気の生成およびその流れを制御する適切な制御装置４０、例えば、電気リレー、電子制御装置、または他の適切な装置を用いて、制御される。
【００２４】
さらに、電気ヒータを用いて、同一航空機の２つ以上のエンジン間で動力を伝達することができる。具体的には、１つまたは複数のエンジンにおいて生じた電力を用いて、１つまたは複数の他のエンジンにおけるヒータを作動することができる。例えば、図４に示されるように、２つのエンジン１０、例えば、ターボファンエンジン１０1，１０2を有する航空機１００において、一方のエンジン１０1，１０2内の発電機（図示せず）によって生じた電力が、航空機電力網１０５を介して、他方のエンジン１０1，１０2内の適切な電気加熱装置（図示せず）に伝達されてもよい。この場合、電力を受けるエンジン１０1，１０2に取り付けられた発電機の補助があってもよいし、なくてもよい。エンジンは、電力送給専用のエンジン、例えば、ＡＰＵ１０3から電力を受けてもよく、またはＡＰＵ１０3に電力を供給してもよい。
【００２５】
また、図２の発電機３２を用いて、ＬＰスプールから動力を引出し、ファン１２の回転速度を低減させることもできる。航空機では、これによって、パイロットが、ファン１２を過回転させることなく、コア推力を増大させることができる。また、ＩＳＧ３０からの電力を同時に用いて、バイパスガス経路内の空気を加熱することもできる。
【００２６】
本発明の他の利得として、エンジン１０の作動を停止しながら飛行している最中の空気の継続的な運動によって生じるファン１２のウインドミル（ｗｉｎｄｍｉｌｌ）効果を用いて、飛行中の航空機エンジンを再始動することができる。ウインドミル運動するＬＰスプールから発電機３２の駆動を介して生じた電力が適切なヒータに送られ、燃焼器に熱を供給し、再点火を助長することができる。ＩＳＧ３０に故障が生じた場合、発電機３２を用いて、電力を他のシステムに供給することもできる。
【００２７】
図５を参照すると、他の態様では、フリータービン２３のような他のタービンが、好ましくは、低圧タービン２２の下流に設けられてもよい。タービン２３は、発電機３１を有し、この発電機３１は、タービン２３に回転可能に取り付けられ、好ましくは、タービン２３のシャフト（図示せず）に取り付けられる。タービン２３および発電機３１は、ガスがエンジンから排出される前にガスから付加的なエネルギーを取り出す。すなわち、タービン２３が回転し、これによって、発電機３１を回転させ、発電させることができる。この電力は、必要に応じて、例えば、前述したような方法によって、ガスタービンサイクル内に取り込まれる。従って、付加的なエネルギーが排気ガスから回収される。
【００２８】
理解されるように、電力伝達システムを有するガスタービンエンジンを前述したように設計することによって、多くの利点、例えば、エンジンサイクルのある段階において、あるスプールが必要以上に高速で回転しているとき、利用可能なエネルギーをエンジンの他の部分に再配分することができるという利点が得られる。これによって、最終的に、エンジンサイクルの段階において、推力を増大させ、または燃料要求を低減させることができる。従って、全体的な効率を高めることができ、例えば、良好な燃料消費を得ることができ、特に、必要に応じて、過渡時における良好な適応性能を得ることができる。
【００２９】
前述の説明は、単なる例示にすぎず、当業者であれば、開示された本発明の範囲から逸脱することなく、記載された実施形態に対して変更がなされてもよいことを認めるだろう。例えば、ここでは、２スプールエンジンが一般的に参照されているが、本発明は、任意のマルチスプールエンジンに用いられてもよい。本発明は、推進器がエンジン１０のファン１２ではなくプロペラであるターボプロップガスタービンエンジン、減速ギアボックス出力（例えば、ヘリコプターロータ）がエンジン１０のファン１２と類似しているターボシャフトガスタービンエンジンに適用されてもよい。圧縮機およびタービンは、任意の種類のもの、例えば、単一段または多段からなるものであってもよい。また、本発明は、航空機の原動機としてのエンジンへの使用に制限されず、他の用途に用いられる種々のガスタービンエンジン、例えば、航空機の補助動力装置（ＡＰＵ）および地上ガスタービンエンジンに実施されてもよい。ガス経路の外側に物理的に配置された抵抗ヒータが、効率およびこのような構成のガス経路と干渉しない点から好ましいが、他の加熱形式および他の構成が用いられてもよい。例えば、ヒータは、ガス経路内に配置されてもよいし、またはガス経路内に延びるように配置されてもよい。この開示を検討すれば、本発明のさらに他の修正が、当業者に明らかになるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】動力伝達システムを有するガスタービンエンジンの例を示す図である。
【図２】本発明による動力伝達システムの例を示す拡大概略図である。
【図３】燃料ヒータの例を示す概略図である。
【図４】電力を１つのエンジンから他のエンジンに変換させることを可能にする環境の例を示す、マルチエンジン航空機の略上面図である。
【図５】システムの他の態様を示す、図１と同様の図である。
【図１】
2009515081.tif 000003
【図２】
2009515081.tif 000004
【図３】
2009515081.tif 000005
【図４】
2009515081.tif 000006
【図５】
2009515081.tif 000007
【手続補正書】
【提出日】平成19年9月7日(2007.9.7)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンであって、
エンジンシャフトに回転可能に接続された少なくとも１つの発電機と、
前記発電機に回転可能に接続されるとともに、前記エンジンのガス経路に対応し、前記ガス経路内のガスを加熱する電気ヒータと、
前記エンジンシャフトからの一部の過剰な動力を前記エンジンの他の部分に伝達するために、前記ガス経路に熱を加えるように、前記ヒータを選択的に制御する制御装置と、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項２】
前記ガス経路が、前記エンジンのコアガス経路であり、前記コアガス経路が、前記エンジンの少なくとも１つの圧縮機段、燃焼器段およびタービン段を連続的に経由することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項３】
前記ヒータが、前記燃焼器段の上流、前記燃焼器段の下流、および前記燃焼段内から選択される１つまたは複数の個所に配置されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項４】
前記タービン段が、多数のタービンを備え、前記ヒータが、前記タービンの２つの間に配置されることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記ヒータが、燃料供給システム内に配置され、かつ燃料を加熱して前記ガス経路に熱を加えるのに適するようにされることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記ガス経路が、前記エンジンのバイパス通路であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトであって、前記第１のシャフトが少なくとも推進器および低圧タービンを回転可能に支持し、前記第２のシャフトが少なくとも圧縮機および高圧タービンを回転可能に支持する、少なくとも第１のシャフトおよび第２のシャフトと、
前記第１のシャフトに取り付けられた発電機と、
前記発電機に電気的に接続された電気ヒータであって、前記第１のシャフトから前記第２のシャフトへの動力伝達を達成するために、前記高圧タービンを通るガス経路内のガスに熱を選択的に加えるように設けられた、電気ヒータと、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記発電機に接続された第２の電気ヒータをさらに備え、
前記第２のヒータが、前記発電機からの少なくとも一部の電力を用いて前記バイパス通路内の空気に熱を選択的に加えるように、前記エンジンのバイパス通路内に設けられることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記第２のシャフトに取り付けられた第２の発電機と、
前記第１の発電機および前記第２の発電機に接続された第２の電気ヒータと、
をさらに備え、
前記第２のヒータが、前記第１の発電機、前記第２の発電機、またはその両方からの電力を用いて、前記エンジンのバイパス通路内の空気に熱を選択的に加えるために、前記バイパス通路内に配置されることを特徴とする請求項７に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンであって、
エンジンシャフトからのトルクを電力に変換する第１の手段と、
前記第１の手段からの電力を用いて、前記エンジン内のガス経路内のガスを加熱する第２の手段であって、これにより、前記ガス経路内のガスによって生じる推力を増大させる第２の手段と、
前記第１の手段から前記第２の手段に伝達される電力を制御する第３の手段と、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項１１】
前記ガス経路が、コアガス経路を含むことを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１２】
前記ガス経路が、バイパス経路を含むことを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン内の第１の個所と第２の個所との間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、
前記エンジンによって生じたトルクを電力に変換するステップと、
前記電力を用いて、ガス経路内のガスを加熱するステップと、
を含むことを特徴とする推力生成方法。
【請求項１４】
前記ガス経路が、コアガス経路を含み、
前記熱が、タービンによって推力に変換されることを特徴とする請求項１３に記載の推力生成方法。
【請求項１５】
前記ガス経路が、バイパスガス経路を含み、
前記熱が、バイパスダクト内において推力に変換されることを特徴とする請求項１３に記載の推力生成方法。
【請求項１６】
２つのガスタービンエンジン間で動力を伝達することによって、推力を生成する方法であって、
第１のガスタービンエンジン内において生じたトルクを電力に変換するステップと、
前記第１のガスタービンエンジンからの電力を用いて、第２のガスタービンエンジンのガス経路内のガスに熱を加えるステップと、
を含み、
前記第２のガスタービンエンジン内の前記加えられた熱の少なくとも一部が、機械的動力に変換されることを特徴とする方法。
【請求項１７】
前記ガス経路が、前記第２のガスタービンエンジンのコアガス経路であり、前記コアガス経路が、少なくとも１つの圧縮機段、燃焼器段、およびタービン段を連続的に経由することを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記熱が、前記燃焼器段の上流、前記燃焼器段の下流、および前記燃焼器段内から選択される前記第２のガスタービンエンジンの１つまたは複数の個所に加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項１９】
前記タービン段が、多数のタービンを備え、前記熱が、前記タービンの２つの間に加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項２０】
前記熱の少なくとも一部が、前記第２のガスタービンエンジン内で燃焼される予定の燃料を加熱することによって、前記第２のガスタービンエンジンに加えられることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項２１】
前記ガス経路が、前記第２のガスタービンエンジンのバイパス経路であることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項２２】
内部動力伝達装置を有する航空機ガスタービンエンジンであって、該エンジンは、少なくとも圧縮機段、燃焼器段およびタービン段を備え、
前記圧縮機段および前記タービン段が、少なくとも１つの回転可能なシャフトによって、回転可能に接続され、
前記エンジンが、発電機と共に回転するように接続されたフリータービンをさらに備え、
前記フリータービンが、前記エンジンのどの圧縮機段にも機械的に接続されておらず、
前記エンジンが、前記フリータービンの回転に応じて前記発電機によって生じた電気を熱に変換するのに適するようにされた熱入力装置をさらに備え、
前記熱入力装置が、前記ガスタービンエンジンのガスタービンサイクルに前記熱を加えるのに適するようにされる、ことを特徴とする航空機ガスタービンエンジン。
【国際調査報告】
2009515081.tif 000008
2009515081.tif 000009