(57)【要約】      （修正有）【課題】ブリード空気供給システムにおける電力の補助供給源を生成するエネルギー回収システムの提供。【解決手段】エネルギー回収システムは予冷器入口および予冷器出口の間で圧縮機ブリード空気を流すように構成された第１の流路を含む圧縮機空気供給予冷器を含む。予冷器はさらに、冷却剤を予冷器冷却剤入口と予冷器冷却剤出口との間で流すように構成された第２の流路を含む。予冷器は、ブリード空気源から圧縮機ブリード空気を冷却するように構成される。システムはまた、余冷器冷却剤出口と流体連通して結合された熱電発電装置を含む。【選択図】図１
2017108613.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンエネルギー回収システム（２００）であって：
予冷器入口（２０８）および予冷器出口（２１０）の間で圧縮機ブリード空気（２０６）を流すように構成された第１の流路（２０４）を含み、前記予冷器（２０２）がさらに、冷却剤（２１４）を予冷器冷却剤入口（２１６）と予冷器冷却剤出口（２１８）との間で流すように構成された第２の流路（２１２）を含み、前記予冷器（２０２）がブリード空気源（２３６、２３８）から圧縮機ブリード空気（２０６）を冷却するように構成された、圧縮機空気供給予冷器（２０２）；および
前記予冷器冷却剤出口（２１８）と流体連通して結合された熱電発電装置（２２２）を含む、ガスタービンエンジンエネルギー回収システム。
【請求項２】
前記熱電発電装置（２２２）が、前記予冷器冷却剤出口（２１８）からの加熱空気（２２６）の流れを受けるよう構成された入口（２２４）を含む、請求項1に記載のシステム（２００）。
【請求項３】
前記予冷器出口（２１０）が、環境制御システム（ＥＣＳ）（２２８）と流体連通して結合される、請求項1に記載のシステム（２００）。
【請求項４】
前記予冷器（２０２）が冷却空気の源（２１４）と流体連通する空気対空気熱交換器を含む、請求項1に記載のシステム（２００）。
【請求項５】
前記冷却空気の源（２１４）がファン空気の一部を含む、請求項4に記載のシステム（２００）。
【請求項６】
前記ブリード空気源（２３６、２３８）が、前記圧縮機（２４）の最初ならびに最後の段階の間に位置する低圧ブリード空気口（２３６）および前記低圧ブリード空気口（２３６）および圧縮機（２４）の前記最後の段階の間に位置する高圧ブリード空気口（２３８）を含む、請求項1に記載のシステム。
【請求項７】
ブリード空気源が低圧ブリード空気口および高圧ブリード空気口の間で選択可能である、請求項1に記載のシステム（２００）。
【請求項８】
前記熱電発電装置（２２２）が第１の面（２４２）および対向する第２の面（２４４）を含む熱電モジュール（２４０）を含み、前記熱電モジュール（２４０）が、熱勾配（３０４）が第１の表面（２４２）と第２の表面（２４２）との間で維持される場合に、ゼーベック効果による電流回路を生成するよう構成されている、請求項1に記載のシステム。
【請求項９】
前記熱電発電装置（２２２）が前記予冷器冷却剤出口（２１８）と流体連通して結合した第１の面（２４２）および相対的に冷たい冷却流体と連帯流通し結合した対向する第２の面（２４４）を含む熱電モジュール（２４０）を含む、請求項1に記載のシステム（２００）。
【請求項１０】
前記熱電発電装置（２２２）が、熱電モジュール（２４０）のスタック内に互いに隣接して配置された複数の熱電モジュール（２４０）を含み、前記熱電モジュールが前記複数の熱電モジュール（２４０）の隣接する熱電モジュール（２４０）間に流路を提供するように間隔を空けて配置される、請求項1に記載のシステム（２００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、予冷器排気エネルギー回収のための方法およびシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
本開示の分野は、一般的にはガスタービンエジンに関し、特に、ガスタービンエンジンの予冷器排気から電力を生成するための方法及びシステムに関する。
【０００３】
少なくともいくつかの既知の航空機環境制御システムには、エンジンブリード空気が供給される。一般的にECSシステムと呼ばれる環境制御システムは、調整弁、熱交換器、および事前にエンジンブリード空気を調整するように構成されたシステムにおけるほかの装置といった様々な機器を組み込んでいる。
【０００４】
圧縮機ブリード空気は熱交換器内でファン空気により冷却され、次いでキャビンの空気の新鮮さ、圧力および温度を制御するために、環境制御システムに送達される。エンジン圧縮機からの航空機ブリード空気の抽出は、推進サイクルおよびエンジン寿命に悪影響を及ぼす。空気を圧縮し、圧縮機の非効率性を説明するために、エンジンタービン動力が必要である。従って、余分な燃料消費はガスタービンエンジン圧縮機ブリード空気に関連する（空気は推力を生じさせない）。エンジン燃焼器で燃焼したこの余分な燃料により、エンジンタービンに送達されるガス温度が高くなり、タービンブレードの寿命が短くなる。このようなペナルティは、ブリード空気を伴う余分な動力を提供するために、エンジンタービンによりもたらされる。
【０００５】
圧縮機ブリードタップの離散的な性質のため、ブリード空気は、航空機の防氷およびECSシステムに必要とされる正確な圧力で正確に供給することができない。典型的には、2つのブリード口のみが提供される。従って、最低圧力用件を超えるブリード空気が供給され、その結果、航空機システムによって要求されるよりもエンジンサイクルに対するペナルティがさらに高くなる。ブリード空気は要求される圧力よりも高いだけでなく、航空機の防氷およびECSシステムに直接使用するには熱すぎる。火災安全の理由から、最高ブリード空気温度は通常、350°から500°Fに制限される。温度制御では、ブリード空気を予冷器で冷却する必要がある。ほとんどの現代のエンジンは、圧縮機ブリード空気を冷却するためにファン空気を使用する。ファン空気を使用すると、燃料消費に追加のペナルティが課される。さらに、予冷器は通常大型であり、抗力を生成するファン空気スクープを必要とすることがある。場合によっては、典型的な大型ターボファンエンジンは、約２％の余分な燃料を消費し、約20°Fの高温のタービン温度で運転し、航空機システムのブリード空気を提供することができる。
【発明の概要】
【０００６】
一態様においては、ブリード空気供給システムは予冷器入口および予冷器出口の間で圧縮機ブリード空気を流すように構成された第１の流路を含む圧縮機空気供給予冷器を含む。予冷器はさらに、冷却剤を予冷器冷却剤入口と予冷器冷却剤出口との間で流すように構成された第２の流路を含む。予冷器は、ブリード空気源から圧縮機ブリード空気を冷却するように構成される。システムはまた、予冷器冷却剤出口と流体連通して結合された熱電発電装置を含む。
【０００７】
別の態様では、電力の補助供給源を生成する方法は、航空機エンジンファン空気流の一部を熱交換器に送ること、熱交換器内の航空機エンジンファン空気流の一部を使用してブリード空気を冷却すること、および熱交換器と流体連通するように結合された熱電発電装置に電気エネルギーを発生させることを含む。
【０００８】
さらに別の態様では、ターボファンエンジンは、多段圧縮機を含むコアエンジン、コアエンジンで発生したガスによって駆動される動力タービンによって動力を供給されるファン、およびコアエンジンおよびファンを少なくとも部分的に囲むファンバイパスダクトとを含む。ターボファンエンジンはまた、予冷器入口および予冷器出口の間で圧縮機ブリード空気を流すように構成された第１の流路を含む圧縮機空気供給予冷器を含むガスタービンエンジンエネルギー回収システムを含む。予冷器はさらに、冷却剤を予冷器冷却剤入口と予冷器冷却剤出口との間で流すように構成された第２の流路を含む。予冷器は、ブリード空気源から圧縮機ブリード空気を冷却するように構成される。ターボファンエンジンはまた、予冷器冷却剤出口と流体連通して結合された熱電発電装置を含む。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の詳細な説明を、添付の図面を参照して読むと、よりよく理解されるであろう。図面中、同様の符号は同様の部分を表し、ここで：
【図１】図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図２は、航空機の斜視図である。
【図３】図３は、航空機エネルギー回収システムの概略ブロック図である。
【図４】図４は、図２に示した熱電発電装置と共に使用することができる熱電モジュールの斜視図である。
【図５】図５は、図３に示すTEGにおいて使用され得る複数の熱電モジュールの斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
他に示されない限り、本明細書で提供される図面は、本開示の実施形態の特徴を説明することを意味する。これらの特徴は、本開示の１つ以上の実施形態を含む多種多様なシステムに適用可能であると考えられる。このように、図面は、本明細書で開示された実施形態の実施に必要とされる当業者に知られている全ての従来の特徴を含むことを意味するものではない。
【００１１】
以下の明細書および特許請求の範囲において、いくつかの用語が参照され、これらの用語は以下の意味を有すると定義される。
【００１２】
単数形「a」、「an」および「the」は、文脈上他に明確に指示されていない限り、複数の言及を含む。
【００１３】
「任意の（optional）」または「任意に（optionally）」は、その後に記載される事象または状況が起こっても起こらなくてもよいことを意味し、その記載には、事象が起こる例および起こらない例が含まれる。
【００１４】
本明細書および特許請求の範囲を通じて使用される言語の近似は、それが関連する基本機能に変化をもたらさずに許容可能な程度に変化し得る任意の定量的表現を修正するために適用され得る。従って、用語「約（about）」、「およそ（approximately）」および「実質的に（substantially）」などの用語によって修飾された値は、指定された正確な値に限定されない。少なくともいくつかの例では、近似言語は、値を測定するための機器の精度に対応することができる。本明細書および明細書および特許請求の範囲を通して、範囲の制限を組み合わせることおよび/または交換することができる；そのような範囲は特定され、文脈または言語がそうでないことを示さない限り、そこに含まれる全ての部分範囲を含む。
【００１５】
本明細書に記載されたエネルギー回収システムの実施形態は、圧縮機ブリード空気からファン空気に移された廃熱から電気エネルギーを生成する費用効果の高い方法を提供する。加熱されたファン空気は、典型的には、アンダーカウル位置に、またはガスタービンエンジンから船外に排出される。加熱されたファン空気を船外に排出する前に、加熱されたファン空気をまず熱電発電装置に通すことにより、加熱されたファン空気に含まれる熱の一部を電気エネルギーに変換して、エンジン発電機を補充するか、または他の負荷に電力を供給することができる。この電気エネルギーは、直接熱から電気を発生する熱電材料を含む熱電モジュールを形成する回路に取り込まれる。一実施形態では、熱電モジュールは、その両端に接合された2つの異なる熱電材料、n型（負に帯電した）；およびp型（正に帯電した）半導体を含む。2つの材料の間に温度差があると、回路に直流電流が流れる。一般に、電流の大きさは、温度差と比例関係にある（すなわち、温度差が大きいほど、電流が大きくなる）。
【００１６】
動作中、熱電モジュールは過酷な機械的および熱的条件で使用される。これらは高温勾配で動作するため、モジュールは長時間にわたって大きな熱誘発応力および歪みを受ける。それらはまた、多数の熱サイクルによって引き起こされる機械的疲労の影響を受ける。材料は、これらの厳しい機械的条件および熱的条件に耐えられるように選択される。また、熱電モジュールは、２つの熱電材料が熱的に平行であるが、電気的に直列であるように設計されている。従って、熱電モジュールの効率は、その幾何学的設計によって大きく影響を受ける。
【００１７】
図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジン１０の概略断面図である。例示的な実施形態において、ガスタービンエンジン１０は高バイパスターボファンジェットエンジンに組み込まれている。図１の示すように、ターボファンエンジン１０は、軸方向A（参照のために提供された長手軸12に平行に延びる）と半径方向Rとを規定する。一般に、ターボファン10は、ファンセクション14と、ファンセクション14の下流に配置されたコアタービンエンジン16とを含む。
【００１８】
例示的な実施形態では、コアタービンエンジン16は、環状入口20を画定するほぼ管状の外側ケーシング18を含む。外部ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースターまたは低圧（LPC）圧縮機２２および高圧（HPC）圧縮機２４を含む圧縮機セクション；燃焼セクション２６；高圧タービン（HPT）２８および低圧タービン（LPT）３０を含むタービンセクション；およびジェット排気ノズル部３２を包む。高圧（HP）シャフトまたはスプール３４は、HPT２８をHPC２４に駆動的に連結する。低圧（LP）シャフトまたはスプール３６は、LPT３０をLPC２２に駆動的に連結する。圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション、およびノズルセクション３２は共に、コア空気流路３７を規定する。様々な実施形態において、HPC２４はブリード空気の源である。
【００１９】
例示的な実施形態において、ファンセクション１４は、離間した関係でディスク4 2に結合された複数のファンブレード40を有する可変ピッチファン38を含む。ファンブレード４０は、ディスク４２から半径方向に外側に延びている。各ファンブレード40は、ファンブレード40のピッチを変化させるように構成された適切なピッチ変更機構（PCM）44に動作可能に結合されたファンブレード40によって、ピッチ軸Pの周りでディスク42に対して回転可能である。他の実施形態では、ピッチ変更機構（PCM）44は、ファンブレード40のピッチを一斉に変更するように構成されている。ファンブレード40、ディスク42およびピッチ変更機構44は、パワーギアボックス46を横切ってLPシャフト36によって縦軸12の周りに一緒に回転可能である。パワーギアボックス46は、LPシャフト36に対してファン38の回転速度をより効率的な回転ファン速度に調整するための複数のギアを含む。
【００２０】
ディスク42は、複数のファンブレード40を通る空気流を促進するために空気力学的に輪郭を描かれた回転可能なフロントハブ48によって覆われている。さらに、ファンセクション14は、ファン38および/またはコアタービンエンジン16の少なくとも一部を円周方向に囲む環状ファンケーシングまたは外側ナセル50を含む。例示的な実施形態では、ナセル50は、複数の円周方向に間隔を置いて配置された出口ガイド静翼52によってコアタービンエンジン16に対して支持されるように構成される。さらに、ナセル50の下流セクション54は、それらの間にバイパス空気流通路56を規定するように、コアタービンエンジン16の外側部分上に延びてもよい。
【００２１】
ターボファンエンジン10の運転中、ある量のファン空気58が、ナセル50および/またはファンセクション14の関連する入口60を介してターボファンエンジン10に入る。ファン空気58の体積がファンブレード40を横切って通過するとき時、ファン空気58の第1の部分62はバイパス空気流路56に導かれるか、または送風され、ファン空気58の体積の第2の部分64はコア空気流路 37、またはより具体的にはLP圧縮機22に供給される。第1の部分62と第2の部分64との間の比は、一般に、バイパス比と呼ばれる。第2の部分64の圧力は、HPC24を通って燃焼セクション26に送られるときに増加し、ここでこれは燃料と混合されて燃焼ガス66を提供する。
【００２２】
燃焼ガス66は、HPタービン28を通って送られ、ここで燃焼ガス66からの熱エネルギーおよび/または運動エネルギーの一部は、外部ケーシング１８に結合されているHPタービン静翼68およびHPシャフトまたはスプール３４に結合されているＨＰタービン動翼７０の順次の段階を経て抽出され、それによってHPシャフトまたはスプール34を回転させ、次にHPC24の回転を駆動する。次いで燃焼ガス66は、LPタービン３０を通って送られ、ここで熱エネルギーおよび/または運動エネルギーの第２の一部は、外部ケーシング１８に結合されているHPタービン静翼７２およびLPシャフトまたはスプール３６に結合されているＬＰタービン動翼７４の順次の段階を経て燃焼ガス66から抽出され、LPシャフトまたはスプール３６およびLP圧縮機２２の回転および／またはファン３８の回転を駆動する。
【００２３】
次に、燃焼ガス66は、コアタービンエンジン16のジェット排気ノズル部32を通って推進力を提供するように経路指定される。同時に、第1の部分62の圧力は、第1の部分62がターボファン10のファンノズル排気部76から排出される前に、バイパス空気流路56を通って導かれ、推進推力を提供するので実質的に増加する。HPタービン28、LPタービン30およびジェット排気ノズル部32は、燃焼ガス66をコアタービンエンジン16に送るための高温ガス経路78を少なくとも部分的に規定する。
【００２４】
ターボファンエンジン10は、図1に一例としてのみ示されており、他の例示的な実施形態では、ターボファンエンジン10は、例えば、ターボプロップエンジンを含む任意の他の適切な構成を有してもよい。
【００２５】
図２は、航空機１００の斜視図である。例示的な実施形態では、航空機１００は、ノーズ１０４、テール１０６、それらの間に延びる中空の細長本体108とを含む機体102を含む。航空機100はまた、機体102から横方向112に離れて延びる翼110を含む。ウイング110は、通常の飛行中の航空機100の動きの方向116の前方の前縁114と、ウイング110の対向する縁の後方の後縁118とを含む。航空機100は、推力を生成するように構成された少なくとも1つのエンジン120をさらに含む。エンジン120は、例えばテール106に近接したプッシャー構成において、ウイング110および機体102の少なくとも一方に連結される。
【００２６】
図３は、航空機エネルギー回収システム２００の概略ブロック図である。例示的な実施形態において、航空機エネルギー回収システム２００は予冷器入口２０８および予冷器出口２１０の間で圧縮機ブリード空気２０６を流すように構成された第１の流路２０４を含む圧縮機空気供給予冷器２０２を含む。予冷器２０２はさらに、冷却剤２１４を予冷器冷却剤入口２１６と予冷器冷却剤出口２１８との間で流すように構成された第２の流路２１２を含む。予冷器２０２は、HPC２４のようなブリード空気源からの圧縮機ブリード空気を冷却するように構成される。航空機エネルギー回収システム200はまた、予冷器冷却剤出口218と流体連通して結合された熱電発電装置（TEG）222を含む。TEG222は、予冷器冷却剤出口218からの加熱空気226の流れを受けるよう構成された入り口224を含む。予冷器出口210は、予冷器202からの冷却空気を処理し、処理された空気を航空機機体232内のキャビン230に導く環境制御システム（ECS）228と流体連通して結合されている。予冷器２０２が冷却空気の源２１４と流体連通する空気対空気熱交換器２３４を含む。一実施形態では、冷却空気源２１４はファン空気の一部を含む。例示的な実施形態では、圧縮機２４は、最初ならびに最後の段階の間に位置する低圧ブリード空気口２３６および低圧ブリード空気口２３６および圧縮機の前記最後の段階の間に位置する高圧ブリード空気口２３８を含む。ブリード空気源が低圧ブリード空気口２３６および高圧ブリード空気口２３８の間で選択可能である。
【００２７】
TEG222は、第１の面２４２および対向する第２の面２４４を含む熱電モジュール２４０を含む。TEG222は、第1の表面242および第2の表面244との間に熱勾配が維持されている場合、ゼーベック効果による電流の流れを生成するように構成される。生成された電気エネルギーは、エンジン10または航空機機体232の電気システム246に向けられる。
【００２８】
図４は、TEG222（図２に示す）と共に使用することができる熱電モジュール２４０の斜視図である。熱電モジュール２４０は第１の面２４２および対向する第２の面２４４を含む。熱電モジュール２４０は、熱勾配が第１の表面２４２と第２の表面２４４との間で維持される場合に、ゼーベック効果による電流回路を生成するよう構成されている。グラフ302は、第1の表面242と第2の表面244との間の距離（d）306にわたる温度差（ΔT）304を示す。熱電モジュール２４０は、温度差を電圧に変換することによって熱から直接的に電力を生成する能力を有する熱電材料で形成される。これらの材料は、典型的には、高い導電率および低い熱伝導率を有する。熱伝導率が低いと、一方の面を高温にすると他方の面が冷たくなり、温度勾配中に大きな電圧を発生させるのに役立つ。その材料の温度差に応じた電子流の大きさの尺度は、ゼーベック係数によって与えられる。様々な実施形態において、熱電モジュール240は、テルル化ビスマス（Bi2Te3）、テルル化鉛（PbTe）およびシリコンゲルマニウム（SiGe）から形成される。これらの材料には希少元素が含まれているため、入手して製造するには高価な化合物である。他の実施形態では、半導体の熱伝導率は、例えば、バルク半導体材料中の粒子、ワイヤまたは界面のようなナノスケールの特徴を作り出すことによって、ナノテクノロジーを使用するそれらの高い電気的特性に影響を及ぼすことなく低下させることができる。
【００２９】
熱電モジュール２４０は、直接熱から電気を発生する熱電材料を含む回路に取り込まれる。一実施形態では、熱電モジュール２４０は、その両端に接合された2つの異なる熱電材料、n型（負に帯電した）；およびp型（正に帯電した）半導体を含む。2つの材料の間に温度差があると、回路に直流電流が流れる。一般に、電流の大きさは、温度差と比例関係にある（すなわち、温度差が大きいほど、電流が大きくなる）。
【００３０】
図５は、図３に示すTEG２２２において使用され得る複数の熱電モジュール２４０の斜視図である。例示的な実施形態では、複数の熱電モジュール240は、熱電モジュール240のスタックのように、互いに隣接して配置され、複数の熱電モジュール240の隣接する熱電モジュール間に流路502を提供するように間隔を空けて配置される。他の実施形態では、仕切り板504は隣接する熱電モジュール240の間に配置されて、隣接する熱電モジュール240の各側に平行な流路を提供する。平行流路は、熱電モジュール240の一方の表面242と、熱電モジュール240の反対側の表面244を横切る比較的低温の空気とを横切って相対的により高温の空気を流すことを可能にする。
【００３１】
上述のブリードシステムは、航空機の環境制御システムに事前調節された空気を提供する効率的な方法を提供する。具体的には、上述したガスタービンエンジンのエネルギー回収システムは、熱交換器から排出される廃熱から電気エネルギーを生成する熱交換器出口に結合された熱電発電装置を含む。
【００３２】
ガスタービンエンジンのエネルギー回収システムの方法及びシステムの上述の実施形態は、航空機内のブリード空気供給システム内の他の熱から補助電力を供給するための費用対効果の高い信頼性の高い手段を提供する。さらに、上述の方法およびシステムは、航空機エンジン発電機の負荷を低減することを容易にする。結果として、本明細書に記載の方法およびシステムは、費用効果が高く信頼できる方法で廃熱を回収するのを容易にする。
【００３３】
本開示の様々な実施形態の特定の特徴は、いくつかの図面には示されており、他の図面には示されていないが、これは便宜上のものに過ぎない。本開示の原理によれば、図面の任意の特徴は、他の図面の任意の特徴と組み合わせて参照および/または請求することができる。
【００３４】
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含む実施形態を開示し、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含む本発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができる本発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
【００３５】
［実施態様１］
ガスタービンエンジンエネルギー回収システムであって：
予冷器入口および予冷器出口の間で圧縮機ブリード空気を流すように構成された第１の流路を含み、前記予冷器がさらに、冷却剤を予冷器冷却剤入口と予冷器冷却剤出口との間で流すように構成された第２の流路を含み、前記予冷器がブリード空気源から圧縮機ブリード空気を冷却するように構成された、圧縮機空気供給予冷器；および
前記予冷器冷却剤出口と流体連通して結合された熱電発電装置を含む、ガスタービンエンジンエネルギー回収システム。
【００３６】
［実施態様２］
前記熱電発電装置が、前記予冷器冷却剤出口からの加熱空気の流れを受けるよう構成された入り口を含む、実施態様0に記載のシステム。
【００３７】
［実施態様３］
前記予冷器出口が、環境制御システム（ECS）と流体連通して結合される、実施態様0に記載のシステム。
【００３８】
［実施態様４］
前記予冷器が冷却空気の源と流体連通する空気対空気熱交換器を含む、実施態様0に記載のシステム。
【００３９】
［実施態様５］
前記冷却空気の源がファン空気の一部を含む、実施態様0に記載のシステム。
【００４０】
［実施態様６］
前記ブリード空気源が、前記圧縮機の最初ならびに最後の段階の間に位置する低圧ブリード空気口および前記低圧ブリード空気口および圧縮機の前記最後の段階の間に位置する高圧ブリード空気口を含む、実施態様0に記載のシステム。
【００４１】
［実施態様７］
ブリード空気源が低圧ブリード空気口および高圧ブリード空気口の間で選択可能である、実施態様0に記載のシステム。
【００４２】
［実施態様８］
前記熱電発電装置が第１の面および対向する第２の面とを含む熱電モジュールを含み、前記熱電モジュールが、熱勾配が第１の表面と第２の表面との間で維持される場合に、ゼーベック効果による電流回路を生成するよう構成されている、実施態様0に記載のシステム。
【００４３】
［実施態様９］
前記熱電発電装置が前記予冷器冷却剤出口と流体連通して結合した第１の面および相対的に冷たい冷却流体と連帯流通し結合した対向する第２の面を含む熱電モジュールを含む、実施態様0に記載のシステム。
【００４４】
［実施態様1０］
前記熱電発電装置が、熱電モジュールのスタック内に互いに隣接して配置された複数の熱電モジュールを含み、前記熱電モジュールが前記複数の熱電モジュールの隣接する熱電モジュール間に流路を提供するように間隔を空けて配置される、実施態様0に記載のシステム。
【００４５】
［実施態様１１］
前記熱電発電装置が、テルル化ビスマス（Bi2Te3）、テルル化鉛（PbTe）、およびシリコンゲルマニウム（SiGe）の少なくとも１つを含む、実施態様0に記載のシステム。
【００４６】
［実施態様1２］
前記熱電発電装置が、バルク半導体材料で形成されたナノ粒子、ナノワイヤ、およびナノ界面の少なくとも１つを含むナノスケールフィーチャを含む、実施態様0に記載のシステム。
【００４７】
［実施態様1３］
電力の補助供給源を生成する方法であって：_Ref429932740
航空機エンジンのファン空気流の一部を熱交換器に送ること；
熱交換器内の航空機エンジンのファン空気流の一部を用いてブリード空気の流れを冷却すること；および
熱交換器と流体連通するように結合された熱電発電装置内で電気エネルギーを生成することを含む、前記方法。
【００４８】
［実施態様1４］
熱電発電装置において電気エネルギーを生成することが、テルル化ビスマス（Bi2Te3）、テルル化鉛（PbTe）、およびシリコンゲルマニウム（SiGe）の少なくとも１つを含む熱電発電装置において電気エネルギーを生成することを含む、実施態様0に記載の方法。
【００４９】
［実施態様1５］
熱電発電装置において電気エネルギーを生成することが、バルク半導体材料で形成されたナノ粒子、ナノワイヤ、およびナノ界面の少なくとも１つを含む熱電発電装置において電気エネルギーを生成することを含む、実施態様0に記載の方法。
【００５０】
［実施態様1６］
熱電発電装置において電気エネルギーを生成することが、Ag1-xPbmSbTe2+mを含む熱電発電装置において電気エネルギーを生成することを含む、実施態様0に記載の方法。
【００５１】
［実施態様1７］
ターボファンエンジンであって：
多段圧縮機を含むコアエンジン；
前記コアエンジンで発生したガスによって駆動されるパワータービンにより動力を与えられるファン；
前記コアエンジンならびに前記ファンを少なくとも部分的に囲むファンバイパスダクト；および
ガスタービンエンジンエネルギー回収システムであって：
予冷器入口および予冷器出口の間で圧縮機ブリード空気を流すように構成された第１の流路を含み、前記予冷器がさらに、冷却剤を予冷器冷却剤入口と予冷器冷却剤出口との間で流すように構成された第２の流路を含み、前記予冷器がブリード空気源から圧縮機ブリード空気を冷却するように構成された、圧縮機空気供給予冷器；および
前記予冷器冷却剤出口と流体連通して結合された熱電発電装置を含む、ガスタービンエンジンエネルギー回収システム。
【００５２】
［実施態様1８］
前記熱電発電装置が、前記予冷器冷却剤出口からの加熱空気の流れを受けるよう構成された入り口を含む、実施態様0に記載のエンジン。
【００５３】
［実施態様1９］
前記熱電発電装置が第１の面および対向する第２の面とを含む熱電モジュールを含み、前記熱電モジュールが、熱勾配が第１の表面と第２の表面との間で維持される場合に、ゼーベック効果による電流回路を生成するよう構成されている、実施態様0に記載のエンジン。
【００５４】
［実施態様２０］
熱電発電装置が、テルル化ビスマス（Bi2Te3）、テルル化鉛（PbTe）、およびシリコンゲルマニウム（SiGe）の少なくとも１つを含む、実施態様0に記載のエンジン。
【００５５】
［実施態様２１］
前記熱電発電装置が、バルク半導体材料で形成されたナノ粒子、ナノワイヤ、およびナノ界面の少なくとも１つを含むナノスケールフィーチャを含む、実施態様0に記載のエンジン。
【符号の説明】
【００５６】
１０  ガスタービンエンジン
１２  長手方向軸
１４  ファンセクション
１６  コアタービンエンジン
１８  外部ケーシング
２０  環状入口
２２  ＬＰ圧縮機
２４  ＨＰ圧縮機
２６  燃焼セクション
２８  ＨＰタービン
３０  ＬＰタービン
３２  ノズルセクション
３４  ＨＰシャフトまたはスプール
３６  ＬＰシャフトまたはスプール
３７  コア空気流路
３８  ファン
４０  ファンブレード
４２  ディスク
４４  ピッチ変更機構
４６  パワーギアボックス
４８  回転フロントハブ
５０  ケーシングまたは外側ナセル
５２  出口ガイド静翼
５４  下流セクション
５６  バイパス空気流路
５８  ファン空気の風量
６０  入口
６２  第１部分
６４  第２部分
６６  燃焼ガス
６８  ＨＰタービン静翼
７２  ＬＰタービン静翼
７４  ＬＰタービン動翼
７６  ファンノズル排気セクション
７８  高温ガス流路
１００  航空機
１０２  機体
１０４  ノーズ
１０６  テール
１０８  細長本体
１１０  ウイング
１１２  横方向
１１４  軸方向前側の前縁
１１６  方向
１１８  後方の後縁
１２０  エンジン
２００  エネルギー回収システム
２０２  予冷器
２０４  第１の流路
２０６  圧縮機ブリード空気
２０８  予冷器入口
２１０  予冷器出口
２１２  第２の流路
２１４  冷却空気源
２１６  予冷器冷却剤入口
２１８  予冷器冷却剤出口
２２２  熱電発電装置（TEG）
２２４  入口
２２６  加熱空気の流れ
２２８  環境制御システム（ECS）
２３０  キャビン
２３２  機体
２３４  熱交換器
２３６  ブリード空気口
２３８  ブリード空気口
２４０  発電モジュール
２４２  第１の面
２４４  第２の面
２４６  電気システム
３０２  グラフ
３０４  温度差（ΔT）
３０６  距離（d）
５０２  流路
５０４  仕切り板
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
2017108613.tif 000007
【外国語明細書】
2017108613000001.pdf