(57)【要約】【課題】高効率で機動性の高い多段過給システムを提供する。【解決手段】低圧段過給器Ｂ１，Ｂ２を並列に接続し、排気路の分岐点ｐ２においてタービンｔ２、ｔ３への排気の分配を制御する分配制御弁ｖ４を設け、これを制御する制御装置を備える。また、合流点ｐ２と圧縮機ｃ２，ｃ３との間の排気路８ｅ，８ｆのそれぞれ吸気逆止弁ｖ５，ｖ６を備える。【効果】分配制御弁ｖ４の制御により使用する過給器を選択制御することができる。【選択図】図１
2008106728.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
レシプロエンジンに昇圧させた吸気を供給するための多段過給システムであって、
互いに直列に接続された複数段の過給器を備え、
前記過給器のそれぞれは、前記レシプロエンジンからの排気を受けて回転するタービンと、該タービンによって駆動されて前記レシプロエンジンに供給する吸気を昇圧させる圧縮機とからなり、
前記複数段のうちの少なくとも一段に、複数の過給器を含み、
該複数の過給器におけるタービン同士は、上流側の分岐点から分岐した排気路を介して並列に接続され、
さらに、
前記分岐点において前記タービンへの排気の分配を制御する分配制御弁と、
前記分配制御弁を制御する制御装置とを備えるレシプロエンジン用多段過給システム。
【請求項２】
前記複数の過給器における圧縮機同士は、下流側の合流点で合流する吸気路を介して並列に接続され、
前記合流点と前記圧縮機との間にそれぞれ設置された吸気逆止弁を備えることを特徴とする請求項１に記載のレシプロエンジン用多段過給システム。
【請求項３】
前記レシプロエンジンと前記タービンとの間の排気路に過給空気を噴射投入することにより前記過給器の駆動力を増加させるアンチラグシステムを備えることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のレシプロエンジン用多段過給システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用レシプロエンジンの多段過給システムに関し、より詳しくは、高度約１１ｋｍ以上の高々度を長時間にわたって飛行可能な航空機のレシプロエンジンに用いる多段過給システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
レシプロエンジンは、高度上昇に伴う空気密度の低下によりエンジン出力が低下する。このため飛行中は、過給器を用いてエンジン吸気圧力を地上の大気圧と同等の圧力まで昇圧させることにより、エンジンの出力確保を行なっている。
ところで、既存の過給器における圧力比の最大値は、約４．５：１程度である。これにより、このような過給器を１段のみ備えたレシプロエンジンにおいては、地上と同等なエンジン出力が得られる飛行高度は、大気圧が地上の約１／４．５となる高度約１１ｋｍが限界となる。
したがって、この高度以上を飛行しようとする場合、過給器を２段以上組み合わせたレシプロエンジンシステムが必要となる。
また、高々度を飛行するレシプロ航空機では、エンジンへの十分な過給を得るためには過給した圧力空気の温度冷却性能等を考慮すると、高度約２０ｋｍでは２段過給が必要なことが解っている。
さらに、高度約２５ｋｍの超高々度飛行においては、約３段過給という直列接続の多段過給システムが必要であることが地上試験等で明らかにされてきている。
【０００３】
特許文献１〜３には、多段過給システムが記載されている。特許文献２には、低圧過給器を並列にした多段過給システムが記載されている。
【特許文献１】特開平１１−３１５７２５号公報
【特許文献２】特開平８−２２６３３３号公報
【特許文献３】特開２００５−３３０８１１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかし、以上のような従来の多段過給システムにあっても、高々度飛行状態で必要な高圧過給状態を保ったまま、過給空気量を可変とすることが難しいため、高々度飛行状態においてエンジン出力の制御性が低下する。
さらに、高々度まで飛行するため大型の過給器を装備した航空機では、中・低高度域を飛行している時にエンジンの出力を絞ると、排気エネルギーによって駆動されている過給器の駆動エネルギーが減少し、再度出力上昇を求めた時の即応性や、制御性の低下につながる。
大型の過給器ほど、過給器のタービンの慣性量が大きいため、駆動するための排気エネルギーは多く必要となる。このため、応答の時間遅れに起因してエンジンが作動不安定となったり、制御性が低下したりする可能性がある。
高圧力過給のみを求めて過給器の直列接続数が増えると、1つの過給器の故障が、システム全体の過給状態へ影響する確率が高くなり、システムとしての冗長性が低下する。
【０００５】
航空機のような飛行高度により外気環境（圧力、密度、温度）が大きく変動するシステムにおいては、高々度を飛行する航空機が、地上付近又は低高度を飛行する場合（過給器の過給圧力が低くてよく、また、過給流量が少なくてよい場合）は、全ての過給器をフル稼働させる必要は無く、高々度においては高稼働率を要する。
過給器の稼働率は従来の方法と同じく、ウエィスト・ゲート・バルブを開とすることで、本来過給器の駆動に使用するべき排気エネルギーを外部へ捨て、過給器の駆動力を減少させることで制御するが、高々度飛行機においては可能な限り排気エネルギーを無駄に捨てることなく回収する要求が高くなり、更なる高効率化が常に求められている。  
【０００６】
本発明は以上の従来技術における問題に鑑みてなされたものであって、高効率で即応性が高く、且つ冗長性が高く、外部環境に対する適応性の高い多段過給システムを提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
以上の課題を解決するための請求項１記載の発明は、レシプロエンジンに昇圧させた吸気を供給するための多段過給システムであって、
互いに直列に接続された複数段の過給器を備え、
前記過給器のそれぞれは、前記レシプロエンジンからの排気を受けて回転するタービンと、該タービンによって駆動されて前記レシプロエンジンに供給する吸気を昇圧させる圧縮機とからなり、
前記複数段のうちの少なくとも一段に、複数の過給器を含み、
該複数の過給器におけるタービン同士は、上流側の分岐点から分岐した排気路を介して並列に接続され、
さらに、
前記分岐点において前記タービンへの排気の分配を制御する分配制御弁と、
前記分配制御弁を制御する制御装置とを備えるレシプロエンジン用多段過給システムである。
【０００８】
請求項２記載の発明は、前記複数の過給器における圧縮機同士は、下流側の合流点で合流する吸気路を介して並列に接続され、
前記合流点と前記圧縮機との間にそれぞれ設置された吸気逆止弁を備えることを特徴とする請求項１に記載のレシプロエンジン用多段過給システムである。
【０００９】
請求項３記載の発明は、前記レシプロエンジンと前記タービンとの間の排気路に過給空気を噴射投入することにより前記過給器の駆動力を増加させるアンチラグシステムを備えることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のレシプロエンジン用多段過給システムである。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、分配制御弁により並列接続された複数のタービンへの排気の分配を制御することができる。これにより、同一段に設けられた複数の過給器の使用率を変化させることができる。同一段に設けられた複数の過給器の使用率を変化させることにより、その段の全体的な容積を可変制御することができる。
また、同じ能力の過給システムを稼動させていても、同一段に設けられた複数の過給器の中から稼動する過給器を選択することができる。
したがって、本発明によれば、飛行高度や、エンジンの作動状態、操縦に基づきエンジンに要求される出力、過給器の不具合等の状況に応じて、稼動する過給器の構成を変化させることのできる冗長性が高く、且つ外部環境に対する適応性の高い多段過給システムを構成することができる。
【００１１】
例えば、高々度飛行する場合（過給器の高圧力過給が必要な場合）に、分配制御弁を制御することで、エンジンへの過給空気の高圧力比状態を保ちながら、過給空気量を可変にすることができ、高々度飛行時におけるエンジン出力の選択幅、制御性が向上する。
また、使用する過給器のみに駆動エネルギーとなる排気を集中して供給することができるため、高効率駆動、及び安定した出力を出すことが可能となる。これは、高々度飛行のための多段過給システムを持つ航空機も、低〜中高度に適した過給システムを併せ持つことができるようになることを意味する。
【００１２】
同一段の複数の過給器のうちいずれかの過給器が故障しても全動力系統システムの喪失は回避することができる可能性が高まる（システムの冗長性、生存性の向上）。
さらに、排気ガスを故障した過給器のタービンへ分配することなく、他の故障していない過給器へ集中して送ることが可能であり、故障していない過給器のみを高効率で駆動することが可能となる。すなわち、生存側の過給器に十分な駆動エネルギーを集約することができ、過給能力低下分を補うことで、制御性の低下が抑えられる。
【００１３】
また、本発明によれば、分配制御弁により並列接続された複数のタービンへの排気の分配を制御するので、排気エネルギーを捨てることなく、高効率な多段過給システムを構成することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下に本発明の一実施の形態につき図面を参照して説明する。以下は本発明の一実施形態であって本発明を限定するものではない。
【００１５】
〔第１実施形態〕
まず、本発明の第１実施形態につき、図１を参照して説明する。図１は本発明の第１実施形態の多段過給システムの構成図である。なお、本実施形態の多段過給システムは、直列に２段で、排気下流側の過給機を２機並列に接続した構成例で、航空機用レシプロエンジンに適用した例である。
【００１６】
図１に示すように本実施形態の多段過給システムは、高圧段過給器Ａ１と、互いに並列にされた２つの低圧段過給器Ｂ１，Ｂ２とを備え、レシプロエンジン６に昇圧させた吸気を供給する。高圧段過給器Ａ１と、２つの低圧段過給器Ｂ１，Ｂ２とは互いに直列に接続されている。
レシプロエンジン６には、フライホイール５とギアボックス２を介してプロペラ１が接続されている。ギアボックス２には、プロペラガバナー３及びジェネレータ４が付設されている。プロペラガバナー３は、フライトコントロールコンピュータ（以下「ＦＣＣ」という。）１２により制御される。レシプロエンジン６は、エンジンコントロールユニット（以下「ＥＣＵ」という。）１１により制御される。
【００１７】
高圧段過給器Ａ１は、レシプロエンジン６からの排気を受けて回転するタービンｔ１と、タービンｔ１によって駆動されてレシプロエンジン６に供給する吸気を昇圧させる圧縮機ｃ１とからなる。
低圧段過給器Ｂ１は、レシプロエンジン６からの排気を受けて回転するタービンｔ２と、タービンｔ２によって駆動されてレシプロエンジン６に供給する吸気を昇圧させる圧縮機ｃ２とからなる。
低圧段過給器Ｂ２は、レシプロエンジン６からの排気を受けて回転するタービンｔ３と、タービンｔ３によって駆動されてレシプロエンジン６に供給する吸気を昇圧させる圧縮機ｃ３とからなる。
【００１８】
本多段過給システムの排気路は、レシプロエンジン６とタービンｔ１とを繋ぐ排気路７ａと、タービンｔ１と分岐点ｐ１とを繋ぐ排気路７ｂと、タービンｔ１を介さずに排気路７ａと排気路７ｂを短絡させるバイパス排気路７ｃと、分岐点ｐ１とタービンｔ２とを繋ぐ排気路７ｄと、分岐点ｐ１とタービンｔ３とを繋ぐ排気路７ｅと、タービンｔ２から排気口７ｊまで形成された排気路７ｆと、タービンｔ２を介さずに排気路７ｄと排気路７ｆを短絡させるバイパス排気路７ｇと、タービンｔ３から排気口７ｋまで形成された排気路７ｈと、タービンｔ３を介さずに排気路７ｅと排気路７ｈを短絡させるバイパス排気路７ｉとから構成される。
【００１９】
バイパス排気路７ｃ，７ｇ，７ｉをそれぞれ開閉するウエィスト・ゲート・バルブｖ１，ｖ２，ｖ３が設けられている。
また、分岐点ｐ１においてタービンｔ２，ｔ３への排気の分配を制御する分配制御弁ｖ４が設けられている。
【００２０】
本多段過給システムの吸気路は、吸気口８ａから圧縮機ｃ２まで形成された吸気路８ｃと、吸気口８ｂから圧縮機ｃ３まで形成された吸気路８ｄと、圧縮機ｃ２と合流点ｐ２とを繋ぐ吸気路８ｅと、圧縮機ｃ３と合流点ｐ２とを繋ぐ吸気路８ｆと、合流点ｐ２と圧縮機ｃ１とを繋ぐ吸気路８ｇと、圧縮機ｃ１とレシプロエンジン６とを繋ぐ吸気路８ｈとから構成される。
【００２１】
合流点ｐ２と圧縮機ｃ２との間の吸気路８ｅには吸気逆止弁ｖ５が設置されている。合流点ｐ２と圧縮機ｃ３との間の吸気路８ｆには吸気逆止弁ｖ６が設置されている。吸気逆止弁ｖ５，ｖ６は吸気の逆流を阻止する。
【００２２】
排気路７ａには、アンチ・ラグ・ソレノイド・バルブｖ７が設置されている。アンチ・ラグ・ソレノイド・バルブｖ７を制御することにより、排気路７ａに過給空気を噴射投入する。これにより過給器Ａ１，Ｂ１，Ｂ２の駆動力を増加させる。
吸気路８ｈには、過度な過給を防止するリリーフ機能を備え、また、エンジンへの流入空気量を制御するためのブロー・オフ・バルブｖ８が設置されている。吸気路８ｇにはインタークーラー９ａが設置されている。吸気路８ｈにはインタークーラー９ｂが設置されている。１３はスロットルである。
【００２３】
バルブｖ１〜ｖ３，ｖ７，ｖ８は、ＥＣＵ１１によって制御される。分配制御弁ｖ４は、ＦＣＣ１２によって制御される。ＥＣＵ１１は、ＦＣＣ１２からの命令を受け制御動作を実行し、実行状態をＦＣＣ１２に伝達する。
【００２４】
ＦＣＣ１２は、低圧段過給器Ｂ１及び低圧段過給器Ｂ２を使用する場合は、分配制御弁ｖ４を中立にし、分岐点ｐ１において排気路７ｄ，７ｅの両者を上流の排気路７ｂに対して開状態とする。
ＦＣＣ１２は、低圧段過給器Ｂ１を使用し、低圧段過給器Ｂ２を停止する場合は、分配制御弁ｖ４を制御し、分岐点ｐ１において排気路７ｄを上流の排気路７ｂに対して開状態とし、排気路７ｅを上流の排気路７ｂに対して閉状態とする。このとき、合流点ｐ２から圧縮機ｃ３への吸気の逆流は、吸気逆止弁ｖ６により阻止される。
ＦＣＣ１２は、低圧段過給器Ｂ１を停止し、低圧段過給器Ｂ２を使用する場合は、分配制御弁ｖ４を制御し、分岐点ｐ１において排気路７ｄを上流の排気路７ｂに対して閉状態とし、排気路７ｅを上流の排気路７ｂに対して開状態とする。このとき、合流点ｐ２から圧縮機ｃ２への吸気の逆流は、吸気逆止弁ｖ５により阻止される。
【００２５】
〔第２実施形態〕
次に、本発明の第２実施形態につき、図２を参照して説明する。図２は本発明の第２実施形態の多段過給システムの構成図である。なお、本実施形態の多段過給システムは、直列に３段で、排気下流側の２段の過給機を２機並列に接続した構成例で、航空機用レシプロエンジンに適用した例である。
【００２６】
本実施形態の多段過給システムは、第１実施形態の高圧段過給器Ａ１に相当する高圧段過給器Ｃ１と、第１実施形態の低圧段過給器Ｂ１，Ｂ２に相当する中圧段過給器Ｄ１，Ｄ２とを同様に備え、さらに低圧段過給器Ｅ１，Ｅ２を加えた構成である。適宜、第１実施形態と同様の要素は同一の符号を用いる。
【００２７】
高圧段過給器Ｃ１と中圧段過給器Ｄ１，Ｄ２との排気路及び吸気路の接続関係は、第１実施形態のものと同様である。第１実施形態と同様に、分岐点ｐ１には分配制御弁ｖ４が設けられており、図示しないＦＣＣにより制御される。
【００２８】
中圧段過給器Ｄ１，Ｄ２からの排気路は、合流分岐点ｐ３に合流する。排気路は合流分岐点ｐ３から分岐して低圧段過給器Ｅ１，Ｅ２にそれぞれ接続される。
合流分岐点ｐ３において低圧段過給器Ｅ１のタービンｔ４と、低圧段過給器Ｅ２のタービンｔ５への排気の分配を制御する分配制御弁ｖ９が設けられている。分配制御弁ｖ９は、図示しないＦＣＣにより制御される。
【００２９】
一方、低圧段過給器Ｅ１の圧縮機ｃ４からの吸気路と、低圧段過給器Ｅ２の圧縮機ｃ５からの吸気路は、その下流で直ちに合流することなく、吸気逆止弁ｖ１０，ｖ１１を介して、中圧段過給器Ｄ１の圧縮機ｃ２、中圧段過給器Ｄ２の圧縮機ｃ３にそれぞれ直列につながれる。
【００３０】
各過給器Ｃ１，Ｄ１，Ｄ２，Ｅ１，Ｅ２を通る排気路及び吸気路には、バイパス路及びこれを開閉するバルブが付設されている。９ａ〜９ｄはインタークーラー、１３はスロットルである。
【００３１】
ＦＣＣは、第１の実施形態と同様に分配制御弁ｖ４を制御して、使用する中圧段過給器Ｄ１，Ｄ２を選択制御する。同様にＦＣＣは、分配制御弁ｖ９を制御して、使用する低圧段過給器Ｅ１，Ｅ２を選択制御する。
【００３２】
以上の第１，第２の実施形態によれば、以下の作用効果がある。
（１）高々度飛行する場合（過給器の高圧力過給が必要な場合）に、分配制御弁を制御することで、エンジンへの過給空気の高圧力比状態を保ちながら、過給空気量を可変にすることができ、高々度飛行時におけるエンジン出力の選択幅、制御性が向上する。ウエィスト・ゲート・バルブを開とする従来の方法では、圧力比が下がることにより、これは不可能であった。
（２）分配制御弁を使用すれば、使用する過給器のみに駆動エネルギー（排気エネルギー）を集中して供給することができるため、高効率駆動、及び安定した出力を出すことが可能となる。これは、高々度飛行のための多段過給システムを持つ航空機も、低〜中高度に適した過給システムを併せ持つことができるようになるということでもある。
（３）並列接続する過給器は、過給流量を足し合わせることで、１つの大型の過給器と同等の性能を発揮するため、小型の物で分散して使用すれば、個々は勿論のこと全体としても軽量な過給器となる可能性がある。この効果は更に、航空機の艤装性が向上し、航空機機体形状に対する影響を小さくすることができる。また、航空機においては、機体規模を小さくすることは機体構造体の軽量化につながるため、燃費向上、航続距離の向上につながるため大きな利点である。
（４）並列接続にすることで、エンジンへ至る過給流路が増えることとなり、並列接続した過給器の何れかが故障しても全動力系統システムの喪失は回避することができる可能性が高まる（システムの冗長性、生存性の向上）。
（５）上記（４）はさらに、排気エネルギーを故障した過給器のタービンへ分配することなく、他の故障していない過給器へ集中して送ることが可能であり、故障していない過給器のみを高効率で駆動することが可能となる。すなわち、生存側の過給器に十分な駆動エネルギーを得ることができ、制御性の低下が抑えられる。
（６）並列接続することで、過給器を小型のものへと置き換えられる効果は、過給器のタービンの慣性（質量）を小さくすることになるため、過給器のタービンを駆動させやすくなり、レスポンス性が向上する。これにより、航空機においてはエンジン出力の変化に対する即応性が高まると同時に、飛行中のエンジン不時停止が発生した場合の空中再始動性の良さにもつながり、エンジン・システムの安全性が向上する。
（７）直列数、並列数を任意に選択することで様々な航空機に適したシステムが構築できる。ただし、過給器の数は無限に増やすことはできない。これは、過給器の機械損失（タービン駆動時の摩擦、空力的な駆動効率、外部へ放出される熱エネルギー等による損失）が、エンジンから得られる排気エネルギーより上回れば、過給器を駆動できなくなるからである。この量は、エンジンの排気エネルギーと過給器の駆動力に必要なエネルギーによって左右される。
{エンジン排気エネルギー}  ≧  {過給器の駆動エネルギー（効率、損失を含む）}
また、高度30km以上の超高々度では、過給器内のレイノルズ数が低下する影響や、必要流量に比例して必要となってくる過給器吸入口面積のサイズ的な影響から、過給器の物理的サイズ、過給性能に容易な解が得られないことが考えられる。過給器の大きさ、数量共に現実的ではなくなった時点でこのシステムの限界が訪れるものと考える。
（８）一般的に空気密度の濃い低高度の地上付近では、過給器によるエンジン過給は必要ではないだけでなく、大型の過給器を地上付近で駆動することはエンジンの出力超過となる。しかし、高々度飛行状態においては、外気密度が非常に薄くなるために、エンジンの過給が必要な反面、高圧・高温排気エネルギーが過給器のタービン部を流れやすくなり（圧力の高いところから、低いところにエネルギーが流れるエネルギー的なポテンシャル差が増加し、過給器駆動のための力が増す）、地上状態に比べて駆動が容易となる。これらの効果を鑑みて、駆動可能なサイズの過給器と、飛行機の運用との関係を考慮し、使用する過給器の順番や使用率を制御する方法が、同時にシステム成立性の重要なファクターとなる。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】本発明の第１実施形態の多段過給システムの構成図である。
【図２】本発明の第２実施形態の多段過給システムの構成図である。
【符号の説明】
【００３４】
１     プロペラ
２     ギアボックス
６     レシプロエンジン
Ａ１   高圧段過給
Ｂ１，Ｂ２    低圧段過給器
ｃ１-ｃ５     圧縮機
Ｃ１   高圧段過給器
Ｄ１，Ｄ２    中圧段過給器
Ｅ１，Ｅ２    低圧段過給器
ｐ１   分岐点
ｐ２   合流点
ｐ３   合流分岐点
ｔ１-ｔ５     タービン
ｖ１，ｖ２，ｖ３     ウエィスト・ゲート・バルブ
ｖ４   分配制御弁
ｖ５，ｖ６    吸気逆止弁
ｖ６   吸気逆止弁
ｖ７   アンチ・ラグ・ソレノイド・バルブ
ｖ８   ブロー・オフ・バルブ
ｖ９   分配制御弁
ｖ１０，ｖ１１吸気逆止弁
【図１】
2008106728.tif 000003
【図２】
2008106728.tif 000004