(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給方法であって、
エンジンの回転数に関する情報と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報とに基づいて、前記昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替えることを特徴とするガスタービンエンジンの燃料供給方法。
【請求項２】
前記昇圧部は２箇所に設けられ、前記昇圧部を並列に接続して所定流量の燃料を吐出するノーマルモードと、前記昇圧部を直列に接続して前記ノーマルモードのほぼ半分の流量の燃料を吐出するハーフモードと、を有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の燃料供給方法。
【請求項３】
複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給システムであって、
エンジンの回転数に関する情報を計測する回転計と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報を計測する流量計とを有し、
前記回転計の計測結果と、前記流量計の計測結果とに基づいて、前記昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替える制御機構を有することを特徴とするガスタービンエンジンの燃料供給システム。
【請求項４】
前記昇圧部は、３連式のギアポンプであることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンエンジンの燃料供給システム。
【請求項５】
複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給システムであって、
前記昇圧部は、第１昇圧部と第２昇圧部とを有する３連式のギアポンプであり、
前記第１昇圧部の吐出口の接続先を、前記第２昇圧部の吸込口、前記第２昇圧部の吐出口、及び前記第１昇圧部の吸込口のうちのいずれかに切り替える制御機構を有することを特徴とするガスタービンエンジンの燃料供給システム。
【請求項６】
エンジンの回転数に関する情報を計測する回転計と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報を計測する流量計とを有し、
前記制御機構は、前記回転計の計測結果と、前記流量計の計測結果とに基づいて、前記昇圧部の接続の切り替えを制御することを特徴とする請求項５に記載のガスタービンエンジンの燃料供給システム。
【請求項７】
航空機の推進動力源として用いられるガスタービンエンジンであって、
請求項３から請求項６のうちのいずれか一項に記載の燃料供給システムを有することを特徴とするガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧するガスタービンエンジンの燃料供給方法及びその供給システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機などに用いられるガスタービンエンジンの燃料供給システムは、燃料タンクからの燃料を昇圧部としての燃料ポンプによって昇圧し、スロットルレバーの位置などの情報が伝達される燃料制御ユニットによってその流量を決定する。そして、その燃料を燃料ノズルに送るとともに、余剰分を燃料ポンプの入口に送り返す構成となっている。
【０００３】
燃料ポンプとしては、一般に、図５に示すようなギアポンプが用いられる。この場合、エンジンから伝達された回転運動がエンジン補機としてのギアボックス（ＡＧＢ：accessory gear box）内の歯車を介して、ギアポンプを駆動する。そのため、ギアポンプの吐出流量は、エンジンの回転数にほぼ比例する。
【０００４】
燃料は、潤滑油の冷却媒体としても用いられ、燃料制御ユニットで流量が調整された後、燃料ノズルに達するまでの間に、オイルクーラ（熱交換器）によって潤滑油と熱交換される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、航空機に用いられるガスタービンエンジンでは、航空機が高空の巡航状態である場合など、エンジンの回転数に対して燃料消費量が比較的少なくなる状態が生じる。
【０００６】
このとき、燃料ノズルでの燃料消費量が少ないにもかかわらず、エンジンの高い回転数に比例してギアポンプが多くの燃料を吐出していると、燃料ポンプの入口に送り返される燃料の余剰分が多くなる。そのため、燃料の大半が燃料ポンプを介して循環されることになり、昇圧に伴う熱などにより燃料の温度が上昇しやすい。燃料が高温になると、燃料だけでは上述した潤滑油の冷却が不可能になったり追いつかなくなったりするため、エンジンファンの出口などから空気を取り入れ、それを潤滑油の冷媒として使用している。
【０００７】
ところが、エンジン内に取り入れた空気を潤滑油の冷媒として用いると、エンジンの推力や燃費の低下につながりやすい。
【０００８】
特に、近年の航空機では、電力の消費量が大きくなり、潤滑油によるエンジンを冷却する能力の向上が要求される傾向にある。一方、技術進歩により、エンジン燃費は向上しており、巡航状態などにおいて、燃料消費量がより少なくなる傾向にある。
【０００９】
そのため、巡航状態を含んだ飛行可能領域全体において、熱収支に対して無駄の少ない効率的な燃料供給方法が求められている。
【００１０】
本発明は、上述する事情に鑑みてなされたものであり、エンジンの回転数に対して燃料消費量が少なくなる場合にも、燃料の温度上昇を抑制できるガスタービンエンジンの燃料供給方法及びその燃料供給システムを提供することを目的とする。また、本発明の別の目的は、巡航状態を含んだ飛行可能領域全体において、熱収支に対して無駄の少ない効率的な燃料供給を実現できるガスタービンエンジンを提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するため、本発明は、複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給方法であって、エンジンの回転数に関する情報と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報とに基づいて、前記昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替えることを特徴とする。
このガスタービンエンジンの燃料供給方法では、複数の昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替えることにより、エンジンの回転数が一定の条件下においても、吐出圧力をほぼ所望の圧力に保ったまま、昇圧部からの総吐出流量を変化させることが可能となる。そのため、エンジンの回転数に対して燃料消費量が比較的少ない場合にも、昇圧部から吐出される燃料の総流量を抑えることにより、燃料制御ユニットから送り返される燃料の余剰分を抑え、燃料の温度上昇を抑制できる。
【００１２】
この場合において、前記昇圧部は２箇所に設けられ、前記昇圧部を並列に接続して所定流量の燃料を吐出するノーマルモードと、前記昇圧部を直列に接続して前記ノーマルモードのほぼ半分の流量の燃料を吐出するハーフモードと、を有してもよい。
【００１３】
また、エンジンの回転数に関する情報と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報とに基づいて、前記昇圧部の接続の切り替えを制御するとよい。この場合、エンジンの回転数に対して燃料消費量が比較的少ない状態となっても、それに応じて昇圧部から吐出される燃料の総流量を抑えることにより、燃料制御ユニットから送り返される燃料の余剰分を確実に少なくできる。
【００１４】
また、本発明は、複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給システムであって、エンジンの回転数に関する情報を計測する回転計と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報を計測する流量計とを有し、前記回転計の計測結果と、前記流量計の計測結果とに基づいて、前記昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替える制御機構を有することを特徴とする。
このガスタービンエンジンの燃料供給システムでは、複数の昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替える制御機構を有することから、上述したガスタービンエンジンの燃料供給方法を実施できる。この場合において、前記昇圧部は、３連式のギアポンプであってもよい。
【００１５】
また、本発明は、複数の昇圧部で燃料を所定の圧力に昇圧して、燃料ノズルに所定流量の燃料を供給するガスタービンエンジンの燃料供給システムであって、前記昇圧部は、第１昇圧部と第２昇圧部とを有する３連式のギアポンプであり、前記第１昇圧部の吐出口の接続先を、前記第２昇圧部の吸込口、前記第２昇圧部の吐出口、及び前記第１昇圧部の吸込口のうちのいずれかに切り替える制御機構を有することを特徴とする。
このガスタービンエンジンの燃料供給システムでは、第１昇圧部及び第２昇圧部を有する３連式ギアポンプにおける第１昇圧部の吐出口の接続先を、第２昇圧部の吸込口、第２昇圧部の吐出口、及び第１昇圧部の吸込口のうちのいずれかに切り替えることにより、昇圧部から吐出される燃料の総流量を、所定流量からそのほぼ半分の流量に変化させたり、所定流量からさらに別の流量に変化させることが可能となる。
【００１６】
また、エンジンの回転数に関する情報を計測する回転計と、燃料ノズルに供給される燃料の流量に関する情報を計測する流量計とを有し、前記制御機構は、前記回転計の計測結果と、前記流量計の計測結果とに基づいて、前記昇圧部の接続の切り替えを制御することにより、エンジンの回転数に対して燃料消費量が比較的少ない状態となっても、それらの計測結果に応じて昇圧部から吐出される燃料の総流量を抑えることにより、燃料制御ユニットから送り返される燃料の余剰分を確実に少なくできる。
【００１７】
また、本発明は、航空機の推進動力源として用いられるガスタービンエンジンであって、上述した燃料供給システムを有することを特徴とする。
このガスタービンエンジンでは、上述した燃料供給システムを用いて燃料の温度上昇を抑制することにより、燃料を用いて潤滑油を効率的に冷却できる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給システムの実施形態について図面を参照して説明する。
図１は、本発明のガスタービンエンジンの燃料供給システムの一実施形態を示す概略系統図である。図１に示す燃料供給システムにおいて、燃料タンク１０の燃料は、昇圧部としての燃料ポンプ１１によって昇圧されるとともに、燃料制御ユニット１２によってその流量が決定され、流量計１３、及びオイルクーラ１４等を介して、燃料ノズル１５に送られる。また、燃料制御ユニット１２における燃料の余剰分は、バイパス配管１６を通って燃料ポンプ１１の入口に送り返される。なお、実際には、フィルタや各種バルブ等が配管経路中に配置されるが簡略化のためここでは省略している。また、オイルクーラ１４は、燃料と潤滑油との熱交換によって潤滑油を冷却するものであり、不図示の潤滑油システムに接続されている。
【００１９】
さて、本実施形態では、燃料ポンプ１１として３連式のギアポンプが用いられている。すなわち、燃料ポンプ１１は、エンジンから伝達された回転運動により駆動力を得る原動ギア２０と、この原動ギア２０を挟んで互いに対向する位置に配される２つの従動ギア（第１従動ギア２１、及び第２従動ギア２２）とを含んで構成されている。
【００２０】
図２に示すように、原動ギア２０と各従動ギア２１，２２とはそれぞれケーシング２３内で互いにかみ合わされており、各吸込口２４，２５からギアの歯と歯の間に流れ込んだ燃料は、ギアの回転に伴って隣合う歯とケーシング２３の壁面とで囲まれる空間に閉じ込められて昇圧され、各吐出口２６，２７まで移動して送り出される。すなわち、この燃料ポンプ１１は、原動ギア２０と第１従動ギア２１とを主体とする第１昇圧部２８と、原動ギア２０と第２従動ギア２２とを主体とする第２昇圧部２９とを有する構造となっている。第１従動ギア２１と第２従動ギア２２とは同じ大きさのギアが用いられており、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とは、原動ギア２０の回転数に対する吐出流量が同一である。なお、各ギアの歯形としては、平歯、はすばなどに限定されず、正弦曲線やトロコイド曲線など様々な歯形が適用可能である。
【００２１】
図１に戻り、本実施形態では、上述した燃料ポンプ１１における第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との配管系統上の配列（接続）を、直列又は並列に切り替えるためのバルブ３０，３１，３２が配設されている。すなわち、バルブ３０を開、バルブ３１を閉、バルブ３２を開とすることにより、燃料ポンプ１１に対して第１及び第２昇圧部２８，２９の各吸込口がともに接続されるとともに、燃料制御ユニット１２に対して第１及び第２昇圧部２８，２９の各吐出口がともに接続される。これにより、燃料ポンプ１１における第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが並列状態に配列される。これとは逆に、バルブ３０を閉、バルブ３１を開、バルブ３２を閉とすることにより、燃料ポンプ１１に対して第１昇圧部２８の吸込口が接続され、第１昇圧部２８の吐出口と第２昇圧部２９の吸込口とが接続され、第２昇圧部２９の吐出口と燃料制御ユニット１２とが接続される。これにより、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが直列状態に配列される。
【００２２】
また、各バルブ３０，３１，３２の開閉のタイミングは、バルブ制御ユニット３３により制御される。このバルブ制御ユニット３３には、流量計１３で計測された燃料流量の情報と、回転計３４で計測されたエンジンの回転数の情報とが供給されるようになっている。バルブ制御ユニット３３は、流量計１３の計測結果と、回転計３４の計測結果とに基づいて、各バルブ３１，３２，３３を開閉制御することにより、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との配管系統上の配列を、直列と並列との間で切り替えるようになっている。
【００２３】
次に、図３を参照して、本発明に係るガスタービンエンジンの燃料供給方法の一例について説明する。図３は、上述した実施形態の動作を説明するための状態図であり、図３（ａ）は燃料ポンプ１１における第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが並列状態に配列された様子を示し、図３（ｂ）は燃料ポンプ１１における第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが直列状態に配列された様子を示している。
【００２４】
図３（ａ）において、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが並列状態に配列されることから、燃料タンクからの燃料は、第１及び第２昇圧部２８，２９の各吸込口２４，２５に向けて分岐して流れ、各吸込口２４，２５に低圧で流れ込んだ燃料は、各昇圧部２８，２９で昇圧されて、各吐出口２６，２７では高圧となる。このとき、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との吐出流量は同一であることから、燃料ポンプ１１からは、第１昇圧部２８の吐出流量と第２昇圧部２９の吐出流量とのほぼ合計流量の燃料が吐出される（ノーマルモード）。
【００２５】
一方、図３（ｂ）において、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９とが直列状態に配列されることから、燃料タンクからの燃料は、第１昇圧部２８の吸込口２４に流れ、吸込口２４に低圧で流れ込んだ燃料は、第１昇圧部２８で昇圧され、その吐出口２６では中圧となる。さらに、この吐出口２６から第２昇圧部２９の吸込口２５に中圧で流れ込んだ燃料は、第２昇圧部２９で昇圧され、その吐出口２７で高圧となる。このとき、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との吐出流量は同一であり、それらが直列に配列されていることから、燃料ポンプ１１からは、第２昇圧部２９の吐出流量（＝第１昇圧部２８の吐出流量）と同流量の燃料が吐出される（ハーフモード）。
【００２６】
すなわち、各ギアの回転数が一定の条件下において、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との配列（接続）を並列と直列との間で切り替えることにより、吐出圧力を所望の圧力に維持したまま、燃料ポンプ１１からの吐出流量を変化させることが可能となる。上述した例では、並列状態のノーマルモードに比べて、直列状態のハーフモードでは、ギアの回転数が一定にもかかわらず、燃料ポンプ１１からの吐出流量がほぼ１／２になる。なお、燃料ポンプ１１の各ギアの回転数はエンジンの回転数に比例する。
【００２７】
そのため、航空機が高空の巡航状態である場合など、エンジンの回転数に対して燃料消費量が比較的少なくなる状態が生じた場合にも、燃料ポンプ１１から吐出される燃料の流量を抑えることにより、燃料制御ユニット１２から送り返される燃料の余剰分を抑え、昇圧部（燃料ポンプ１１）を通過する燃料の循環量を減少させて、燃料の温度上昇を抑制できる。また、上述したハーフモードでは、各昇圧部２８，２９からそれぞれ吐出される燃料の流量はノーマルモードと同じであるものの、昇圧の割合が低圧から中圧と低いことから、昇圧に伴って発生する熱量は少ない。したがって、この点からも燃料の温度上昇が抑制される。
【００２８】
また、ノーマルモードとハーフモードとの切り替えを、回転計３４（図１参照）で計測されるエンジンの回転数と、流量計１３（図１参照）で計測される燃料ノズルに供給される燃料の流量とに基づいて制御することにより、燃料制御ユニット１２から送り返される燃料の余剰分を確実に少なくできる。
【００２９】
上述した燃料供給システムを有するガスタービンエンジンにあっては、巡航状態を含んだ飛行可能領域全体において、熱収支に対して無駄の少ない効率的な燃料供給を実現できる。すなわち、例えば、比較的燃料消費量の多い離陸時にあっては燃料供給システムを上述したノーマルモードとし、高空での巡航時にあっては燃料供給システムを上述したハーフモードとすることにより、燃料の温度上昇を抑制し、燃料を冷媒として用いて潤滑油を効率的に冷却できる。
【００３０】
したがって、エンジン内に取り入れた空気を潤滑油の冷媒として用いる必要が少なくなり、エンジンの推力や燃費の低下を抑制できる。特に、エンジン燃費が向上し、燃料消費量がより少なくなる傾向の近年の航空機にあっても、エンジンの回転数に関係なく燃料ポンプから吐出される燃料の流量を任意のタイミングで抑制できるので、熱収支の向上を図ることができる。
【００３１】
なお、上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
【００３２】
例えば、上述した実施形態では、複数の昇圧部を有する機構として３連式のギアポンプを用いているため、小型軽量化が図れるという利点がある。しかしながら、本発明は、これに限定されるものではなく、複数の昇圧部を有する機構として、２連式のギアポンプを２つ用いるようにしてもよい。さらに、燃料を昇圧する機構としてギアポンプ以外の手段を用いてもよい。
【００３３】
また、上述した実施形態を用いた例では、３連式のギアポンプを用いて、ノーマルモードと、ノーマルモードのほぼ半分の流量の燃料を吐出するハーフモードとの２つのモードについて説明しているが、３連式のギアポンプを用いて流量を変化させるモードはこれに限定されない。
【００３４】
例えば、図４は、上述した燃料供給システムの他の動作例を示しており、この例では、第１昇圧部２８の吐出口２６が第１昇圧部２８の吸込口２４に連結され、第２昇圧部２９の吸込口２５が塞がれた状態になっている。なお、配管の接続変更に伴いバルブの配置も図３の状態から適宜変更されているものとする。これにより、本例では、各ギアの回転数が一定の条件下において、第１昇圧部２８と第２昇圧部２９との配列（接続）を並列及び直列とは別の状態に切り替えることにより、上述したノーマルモードの約１／４の流量の燃料を燃料ポンプ１１から吐出する。すなわち、燃料タンクから吸込口２４に低圧で流れ込んだ燃料は、第１昇圧部２８で昇圧されるものの、吐出口２６が吸込口２４に連結されているため、吐出口２６では低圧のままとなる。また、燃料の一部は、ギア２０とケーシング２３の壁面とで囲まれる空間に閉じ込められて昇圧され、第２昇圧部２９の吐出口２７まで移動して高圧となる。このとき、第２昇圧部２９の吐出口２７まで送られる燃料の流量は、先の図３に示したハーフモードのほぼ半分の流量となる。そのため、燃料ポンプ１１からの燃料の吐出流量は、上述したノーマルモードに比べて、ほぼ１／４になる。なお、この図４の例では、第１昇圧部２８を介して燃料が循環するものの、吸込口２４及び吐出口２６ともに低圧のため、循環に伴う燃料の温度上昇は少ない。また、第２昇圧部２９の吸込口２５は負圧に傾くことになる。
【００３５】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、以下の効果を得ることができる。
本発明のガスタービンエンジンの燃料供給方法またはガスタービンエンジンの燃料供給システムによれば、エンジンの回転数に対して燃料消費量が少なくなる場合にも、燃料を昇圧する複数の昇圧部の接続を並列と直列との間で切り替えることにより、昇圧部から吐出される燃料の総流量を抑えることができる。これにより、昇圧部を通過する燃料の循環量を減少させて、燃料の温度上昇を抑制できる。
また、本発明のガスタービンによれば、本発明の燃料供給システムを有することにより、巡航状態を含んだ飛行可能領域全体において、熱収支に対して無駄の少ない効率的な燃料供給を実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明にガスタービンエンジンの燃料供給システムの一実施形態を示す概略系統図である。
【図２】  燃料ポンプの構成を模式的に示す図である。
【図３】  図１の燃料供給システムの動作を説明するための状態図である。
【図４】  燃料供給システムの他の動作例を示す状態図である。
【図５】  従来の燃料ポンプの構成を模式的に示す図である。
【符号の説明】
１０  燃料タンク
１１  燃料ポンプ（昇圧部）
１２  燃料制御ユニット
１３  流量計
１４  オイルクーラ
１５  燃料ノズル
１６  バイパス配管
２８  第１昇圧部
２９  第２昇圧部
３３  バルブ制御ユニット
３４  回転計
【図１】
0004206646.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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