(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
基本的に、ファンと、コンプレッサと、燃焼チャンバと、タービンと、排気ケーシングとを備える複流ターボ機械であって、このターボ機械が、燃焼チャンバの下流に取り付けられ、かつタービンから出る高温ガスの流れと熱接触するホットチャンバと、ファンとタービン及び排気ケーシング周りの流れとによって生成された低温ガスの流れと熱接触するコールドチャンバとを有する、スターリングエンジンによって駆動される補助空気コンプレッサを備える、複流ターボ機械。
【請求項２】
スターリングエンジンが、タービンケーシング又は排気ケーシングに固定されている、請求項１に記載のターボ機械。
【請求項３】
スターリングエンジンが、低温ガスの流れ内に配置された熱交換器と、高温ガスの流れ内に配置された熱交換器とを備える、請求項１に記載のターボ機械。
【請求項４】
熱交換器が、内部及び／又は外部翼を備える、請求項３に記載のターボ機械。
【請求項５】
補助空気コンプレッサの吐出口が、部品換気又は与圧手段を補助コンプレッサの吐出口又はターボ機械のコンプレッサから空気をタッピングする手段のいずれかに接続して、被制御又は自動二位置バルブに取り付けられたパイプを介して、ターボ機械の部品を換気又は与圧する手段に接続されている、請求項１に記載のターボ機械。
【請求項６】
バルブが、タービン内を通過するガスの温度によって制御される、請求項５に記載のターボ機械。
【請求項７】
バルブが、電子制御ブロックによって制御される、請求項５に記載のターボ機械。
【請求項８】
バルブが、ターボ機械の換気及び与圧に必要な圧力レベルに較正された自動チェックバルブである、請求項５に記載のターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のジェットエンジンのような複流ターボ機械に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械において、ターボ機械のユニットを動作させるためにエネルギをタッピングするのは一般的である。エネルギのタッピングは、例えば、燃料ポンプ、アクチュエータ、若しくはコンピュータ電源を駆動するために、又はオイルチャンバを与圧するためにさえも提供される。航空機のジェットエンジンの場合には、追加のタッピング装置は、通常、例えば搭載する電源供給のために、制御面等の航空機のアクチュエータへの電力供給のために、又は航空機の客室の与圧のためにさえもなされる。
【０００３】
そのようなエネルギのタッピングは、主に、ターボ機械の高圧コンプレッサを循環する空気流からの空気のタッピングと、このターボ機械の高圧ローター上の機械的なタッピング装置とから構成される。
【０００４】
ここで、これらタッピング装置は、ターボ機械のコンプレッサの部分で追加の作業をともない、その特定の燃料消費率の増加をもたらす。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の主な目的は、単純で経済的で実効的なこの問題の解決策を提供し、ターボ機械の特定の燃料消費率を低減することができるようにすることであり、その主題は、上述したタッピング装置を少なくとも一部回避するのを可能とするエネルギ源が取り付けられたターボ機械である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この目的のために、基本的に、ファンと、コンプレッサと、燃焼チャンバと、タービンと、排気ケーシングとを備える複流ターボ機械を提案する。このターボ機械は、燃焼チャンバの下流に取り付けられ、かつタービンから出る高温ガスの流れと熱接触するホットチャンバと、ファンとタービン及び排気ケーシング周りの流れとによって生成された低温ガスの流れと熱接触するコールドチャンバとを有する、スターリングエンジンによって駆動される補助空気コンプレッサを備える。
【０００７】
一般に「スターリングエンジン」と称されるスターリングサイクル熱エンジンは、機械的エネルギを生み出すために、タービンから出る高温ガスの流れ又は一次流れと、ファンによって生成された低温ガスの流れ又は二次流れとの間の温度差を利用するのを可能とする。このタイプのエネルギは、４０％のオーダの非常に良好な効率と、非常に良好な信頼性及び長寿命とに特徴がある。
【０００８】
このようなエンジンの理論上の作動サイクルは、４つの連続したフェーズを備える：ホットチャンバ内の作動流体に関する等積加熱フェーズ、これに続く等温膨張フェーズ、そして、コールドチャンバ内の作動流体に関する等積冷却フェーズ、これに続く等温圧縮フェーズである。
【０００９】
スターリングエンジンによって生み出される機械的エネルギは、このターボ機械の高圧コンプレッサ内で循環する空気流の空気のタッピング要求を低減するために、加圧下の空気をターボ機械の部品に供給するように意図される補助空気コンプレッサを駆動するのに使用される。
【００１０】
本発明の好ましい実施形態において、スターリングエンジンは、タービンケーシング又は排気ケーシングに固定されており、それは、スターリングエンジン及び補助コンプレッサの収容のために、一次及び二次流れの流路（ａｒｔｅｒｉｅｓ）間の大きい自由空間の利益を享受するのを可能とする。公称作動速度での高温ガスの一次流れと低温ガスの二次流れとの間の温度差がそこにおいて約４５０度であるとき（スターリングエンジンが良好に作動するのを可能とするために十分な温度勾配を示す）に、この領域は、なおさら適切となる。
【００１１】
本発明の他の特徴によれば、スターリングエンジンは、低温ガスの流れ内に配置された熱交換器と、高温ガスの流れ内に配置された熱交換器とを備え、これら熱交換器は、内部及び／又は外部翼を備えるのが好ましい。
【００１２】
これら熱交換器は、スターリングエンジンの効率を最適化するために、低温ガスの流れ及び高温ガスのそれぞれと、スターリングエンジンに含まれる作動流体との間の熱交換を最大化するのを可能とする。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態において、補助空気コンプレッサの吐出口は、部品換気又は与圧手段を補助コンプレッサの吐出口又はターボ機械のコンプレッサから空気をタッピングする手段のいずれかに接続して、被制御又は自動二位置バルブに取り付けられたパイプを介して、ターボ機械の部品を換気又は与圧する手段に接続されている。
【００１４】
したがって、ターボ機械が低速度で作動する場合には、高温ガスと低温ガスとの間の温度勾配は、スターリングエンジンを良好に作動可能とするには不十分であり、ターボ機械の部品の冷却又は与圧は、ターボ機械のコンプレッサからの空気流をタッピングすることによって通常保証される。被制御バルブが換気又は与圧手段を補助コンプレッサの吐出口に接続する位置に切り替わるのは、スターリングエンジンを良好に作動可能とするのに十分なレベルに速度が到達するときだけである。
【００１５】
有利には、バルブは、例えばタービン内を通過するガスの温度測定に基づく電子制御ブロックによって制御される。
【００１６】
変形例として、バルブは、ターボ機械の冷却及び与圧に必要な圧力レベルに較正された自動チェックバルブである。
【００１７】
添付された図面を参照しながら、限定されない例として与えられる以下の説明を読むことにより、本発明はより理解され、本発明の他の詳細、利点、及び特徴は、より明確になる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１は、ファンホイール１４がエンジンボディ１６の上流に取り付けられたナセル１２を備える複流ジェットエンジン１０を示している。エンジンボディ１６は、基本的に、上流から下流にかけて、コンプレッサ２０と、燃焼チャンバ２１と、タービン２２と、排気ケーシング２４と、排出コーン２６とを備える。
【００１９】
ファンホイール１４は、当業者にとって周知の方法でジェットエンジンのタービン２２によって回転駆動される。エンジンが作動している間、ファン１４は、ファンダクト１８のジェットエンジン周りの後部に向かって流れてエンジンの推力の一部を供給する空気の二次流れＡを発生する。エンジンに流入する空気の一部は、ジェットエンジンの入口コンプレッサ２０に送る一次流れＢを形成し、燃料チャンバ２１内で燃料と混合される。燃焼チャンバから出た燃焼ガスは、タービン２２を駆動し、排気ケーシング２４の２つの同軸壁部３２、３４の間に排出され、排出コーン２６に沿って流れながらジェットエンジンから出る。
【００２０】
ファンダクト１８は、それぞれ内側２８及び外側３０の２つの略円筒状の同軸壁部を備える。ファンダクトの内壁部２８は、一般に、ＩＦＤ（内側ファンダクト；Ｉｎｎｅｒ  Ｆａｎ  Ｄｕｃｔ）と称される一方で、外壁部３０は、一般に、ＯＦＤ（外側ファンダクト；Ｏｕｔｅｒ  Ｆａｎ  Ｄｕｃｔ）と称されてナセル１２によって囲まれている。
【００２１】
それぞれ内側３２及び外側３４の排気ケーシング２４の２つの同軸壁部は、構造的な放射アーム３６によって接続されている。
【００２２】
排気ケーシング２４の各放射アーム３６は、アーム３６の部分４０が一次流れＢを遮断する一方で、このアームの他の部分４２が二次流れＡを遮断するように、ケーシングの同軸壁部３２、３４をファンダクト１８の円筒状壁部２８、３０に接続している。
【００２３】
図１の上半分にみることができる放射アーム３６は、ベータ型スターリングサイクルエンジンを備える。このエンジンは、通常、これらチャンバに含まれて移動ピストンの運動によって一方のチャンバから他に移動する作動流体の循環のために接続されたホットチャンバとコールドチャンバとを備える。
【００２４】
ホットチャンバは、高温空気の一次流れＢを遮断するアーム３６の部分４０内に配置される一方で、コールドチャンバは、低温空気の二次流れＡを遮断するアーム３６の部分４２内に配置される。
【００２５】
翼３８は、一方では、高温空気の流れＢと、放射アームの部分４０内に配置されたホットチャンバに含まれる作動流体との間の熱交換を最適化し、他方では、低温空気の流れＡと、このアームの部分４２内に配置されたコールドチャンバに含まれる作動流体との間の熱交換を最適化するために、有利には、これらアームの部分４０、４２の高さで放射アーム３６の外側及び／又は内側表面に形成されている。
【００２６】
作動流体は、コールド及びホットチャンバ内での循環中に、作動ピストンを直線的に駆動することにより、４つの連続するフェーズ、順番に、冷却、圧縮、加熱、そして膨張から構成されるスターリング熱力学サイクルを示す。
【００２７】
移動及び作動ピストンは、ホット及びコールドチャンバに接続された作動チャンバ内に収容されており、この作動チャンバが一次及び二次流れに熱接触しないように、一次流れＢと二次流れＡとの流路の間、すなわち、排気ケーシングの外壁部３４とファンダクトを区切る内壁部２８との間の、一般に「流路間」と称される空間４４内に配置されている。作動チャンバはまた、この壁部３２と接触する一次流れとの熱交換が断熱手段によって制限されるならば、排気ケーシングの内壁部３２の径方向の内面に固定されてもよい。
【００２８】
スターリングエンジンの作動ピストンは、流路間空間４４内に収容されて例えばそれらの冷却又は与圧を担うターボ機械の部品に加圧下の空気を送るように意図された補助空気コンプレッサの移動ユニットを形成又は駆動する。
【００２９】
図２は、加圧下の空気をターボ機械の部品に分配する回路（図示しない）の入口４６に対する補助コンプレッサ４８の空気吐出口の接続を略示している。
【００３０】
ターボ機械の高圧コンプレッサ２０内を流れる空気流上のタッピング５０、５２は、二次流れＡの低温ガスと一次流れＢの高温ガスとの間の温度差が小さすぎてスターリングエンジン５３が補助コンプレッサ４８を駆動するのに十分な機械力を供給することができないようなジェットエンジンの作動フェーズの間、加圧空気分配回路に送るように設けられる。
【００３１】
二位置バルブ５４は、一次流れと二次流れとの間の温度差がスターリングエンジンによって補助コンプレッサ４８が駆動されるのに十分でない限り、又は、スターリングエンジン若しくは補助コンプレッサが故障した場合に、巡航速度で、ジェットエンジンの起動フェーズの間、空気分配回路の入口を、高圧コンプレッサ２０の４段目のタッピング５０と高圧コンプレッサ２０の９段目のタッピング５２とに交互に接続するのを可能とする。
【００３２】
二位置バルブ５６は、ジェットエンジンが上述した作動状況の１つである場合にはバルブ５４に、スターリングエンジン５３が補助コンプレッサ４８を効率よく駆動するのを可能とする閾値に一次流れと二次流れとの間の温度差が到達する場合には補助コンプレッサ４８に、空気分配回路の入口を交互に接続するために使用される。
【００３３】
バルブ５４、５６は、スターリングエンジンの付近におけるターボ機械内の高温及び低温ガスの流れの温度測定に基づくＦＡＤＥＣ型の電子制御ブロックによって制御される。
【００３４】
あるいは、バルブは、タッピング５０、５２によって及び補助コンプレッサ４８によって送られる空気の圧力測定に基づいて制御されてもよい。
【００３５】
バルブはまた、自動化されてもよく、加圧空気分配回路に送るのに必要な圧力レベルに較正されてもよい。
【００３６】
この空気分配回路は、例えば、ターボ機械のベアリング収容カバーの与圧、低圧分配器の１段目の換気、低圧タービンディスクのリムの換気、高圧タービンディスクの下流に位置する空洞のパージを担う。
【００３７】
これを行うために、補助コンプレッサ４８は、公称作動速度で、０．３バールのオーダの相対圧力で約１．５ｋｇ／ｓの流速の空気を送る。このコンプレッサは、約１２０ｍｍの長さに対して約１００ｍｍの直径を有する円筒の形状をとる。
【００３８】
このコンプレッサの駆動は、スターリングエンジンによってコンプレッサまで送られる約１０ｋＷの機械力を必要とし、このエンジンは、全体として約２００ｍｍの長さに対して約１００ｍｍの直径を有する円筒の形状をとる。
【００３９】
一般に、本発明は、したがって、ジェットエンジンの燃焼チャンバから発する高温ガスの一次流れに含まれる熱エネルギを機械力に変換することができるスターリングエンジンによって駆動される補助コンプレッサのおかげで、ジェットエンジンのコンプレッサ内の推進流れに使用される空気流上のタッピングの使用を制限するのを可能とする。
【００４０】
本発明は、明らかに航空機のジェットエンジンに限定されず、いかなるタイプの複流ターボ機械に適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明にかかるターボ機械の軸断面略図である。
【図２】図１のターボ機械の拡大軸断面略図である。
【符号の説明】
【００４２】
１０  複流ジェットエンジン
１２  ナセル
１４  ファンホイール
１６  エンジンボディ
１８  ファンダクト
２０  コンプレッサ
２１  燃焼チャンバ
２２  タービン
２４  排気ケーシング
２６  排出コーン
２８、３０、３２、３４  同軸壁部
３６  放射アーム
３８  翼
４０、４２  放射アームの部分
４４  流路間空間
４６  入口
４８  補助コンプレッサ
５０、５２  タッピング
５３  スターリングエンジン
５４、５６  二位置バルブ
Ａ  二次流れ
Ｂ  一次流れ
【図１】
0005050271.tif 000002
【図２】
0005050271.tif 000003