(57)【要約】【課題】エンジンの過大寸法を強いることなく、通常の動力よりも十分に大きな動力を供給することができるヘリコプター用のタービンエンジンを提供すること。【解決手段】本発明は、特にヘリコプター用のタービンエンジン（１０）に関し、タービンエンジン（１０）は、ガス発生器（１２）と、ガス発生器により生成されたガスフロー（Ｆ）により回転されるフリータービン（１４）とを備える。  本発明は、タービンエンジンがさらにガス発生器とフリータービン（１４）との間に配置された加熱手段（２６）を備え、上記加熱手段（２６）がガス発生器（１２）により生成されたガスフロー（ｆ）の温度を上昇させ、フリータービンを駆動させることが可能であることを特徴とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガス発生器（１２）と、ガス発生器により生成されたガスフロー（Ｆ）により回転されるフリータービン（１４）とを備え、さらにガス発生器の出口をフリータービンの入口に接続するストリーム（２３）を備え、ガス発生器により生成されたガスフローがストリームを通って移動する、特にヘリコプター用のタービンエンジン（１０）であって、
ガス発生器とフリータービンとの間に配置された加熱手段（２６）をさらに備え、前記加熱手段が前記ストリームを流れるフリータービンを駆動するガスフローの温度を上昇させることが可能であり、前記加熱手段がガス発生器（１２）により生成されたガスフロー（Ｆ）のフラクション（ｆ）を供給できるように上流側通路（３０）を介してストリームに接続された燃焼チャンバを備え、燃焼チャンバ（２８）がストリームに高温ガス（Ｃ）の流れを噴射できるようにさらに下流側通路（３２）を介してストリーム（２３）に接続されることを特徴とする、タービンエンジン。
【請求項２】
前記温度の上昇が５０から２００°Ｋであることを特徴とする、請求項１に記載のタービンエンジン。
【請求項３】
燃焼チャンバ（２８）がストリーム（２３）を取り巻くことを特徴とする、請求項１または２に記載のタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの分野に関し、特に、ヘリコプターなどの航空機用のタービンエンジンの分野に関する。
【０００２】
本発明は、より具体的には、特にヘリコプター用のタービンエンジンに関し、タービンエンジンは、ガス発生器とガス発生器により生成されたガスフローにより回転されるフリータービンとを備える。さらに、タービンエンジンは、ガス発生器の出口をフリータービンの入口とつなぐストリームを備え、このストリームを通ってガス発生器により生成されたガスフローが移動する。
【背景技術】
【０００３】
従来は、ガス発生器は少なくとも１つの圧縮機とガス発生器シャフトと呼ばれるシャフトにより回転結合される高圧タービンとを備えるものであった。動作原理は以下の通りである。タービンエンジンに流入する冷気は、燃焼チャンバに送られる前に圧縮機の回転により圧縮され、燃焼チャンバで燃焼と混合される。次に、燃焼により燃やされたガスは高速で排出される。
【０００４】
次に、ガス発生器のタービン内で第１の膨張が生じ、この際にガス発生器は圧縮機を駆動させるのに必要なエネルギーを取り出す。
【０００５】
ガス発生器のタービンは、燃焼されたガスのエネルギーの全てを吸収するわけではなく、その余分のエネルギーはガス発生器により生成されたガスフローに対応する。
【０００６】
次に、ガス発生器は、フリータービン内で第２の膨張が生じるように、フリータービンにエネルギーを供給し、フリータービンはこのエネルギーを機械的エネルギーに変換して、ヘリコプターのロータなどの受け部材を駆動させる。
【０００７】
したがって、タービンエンジンの通常の加速段階で、特に飛行時に、パイロットは燃焼チャンバに噴射される燃料フローを増加させる動力が必要であることを伝える。燃料フローの増加は、生成されたガスフローのエネルギーを増加させ、結果としてフリータービンの動力を増加させる効果がある。
【０００８】
もちろん、タービンエンジンは所定の範囲内で、特に通常の動力で動作するように設計され、そのような範囲内のタービンエンジンのメンテナンスは、特に燃焼チャンバに噴射される燃料フローに作用することで行われる。
【０００９】
しかし、ある特定の状況では、ある特定の時間、通常の動力を超えたタービンエンジン機能にする必要がある。
【００１０】
特に、ツインタービンエンジンの１つが、例えば、故障が原因で動作が停止してしまっても、ツインタービンヘリコプターのエンジンはヘリコプターに少なくともある特定の時間、着陸または飛行を継続するのに必要な動力を供給できなければならないことは知られている。
【００１１】
言い換えれば、一般にＯＥＩ（１つのエンジンの動作不能）と呼ばれるこの動作状態において、まだ動作中のタービンエンジンは通常の動力より十分大きなさらなる動力を伝えることができなければならない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
従来の方法は、ＯＥＩ状態の間、パイロットはガス発生器の燃焼チャンバに噴射される燃料フローを十分に増加させ、これにより、ガス発生器のシャフトの回転速度を加速させ、高圧タービン内の温度を上昇させるものであった。
【００１３】
速度を加速させ、温度を上昇させることは、高圧タービンの翼の機械的応力の増大につながる。
【００１４】
高圧タービン内の温度が上昇し、したがってブレードが受ける温度が上昇するために、ＯＥＩ状態の間、ブレードは破損を引き起こしかねない機械的変形に耐える。
【００１５】
したがって、ＯＥＩ状態が始まると、タービンエンジンを構成する部品をより頻繁に交換する必要が生じる。
【００１６】
また、特に、従来の方法では、ＯＥＩ状態の必要性はエンジンの過大寸法につながり、これは通常の状態での使用の間、燃料の過剰消費を強いることになる。
【００１７】
本発明の目的は、特にヘリコプター用のタービンエンジンを提案することであり、タービンエンジンは、エンジンの過大寸法を強いることなく、通常の動力よりも十分に大きな動力を供給することができるものである。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
本発明は、本発明によるタービンエンジンがさらにガス発生器とフリータービンとの間に配置された加熱手段を備えることにより、上述の目的を達成する。上記加熱手段はガス発生器により生成され、フリータービンを駆動させる、ストリーム内を流れるガスフローの温度を上昇させることが可能であり、上記加熱手段はガス発生器により生成されたガスフローのフラクションを供給できるように上流側通路を介してストリームに接続された燃焼チャンバを備え、燃焼チャンバはさらにストリームに高温ガスの流れを噴射することができるように、下流側通路を介してストリームに接続される。
【００１９】
本発明によれば、燃焼チャンバに供給するフローのフラクションは、厳密にはガス発生器により生成されたガスフローよりも小さい。
【００２０】
本発明により、例えば、必ずしもとは言えないがＯＥＩ状態の間に、タービンエンジンは通常の動力よりも十分に大きい動力を供給することが可能になる。
【００２１】
加熱手段は、作動時に、ガス発生器を離れるガスの速度をあまり加速させないのが好ましい。
【００２２】
特に、ＯＥＩ状態の場合にエンジンにより伝えられた動力は、以下、「ＯＥＩ動力」と呼ぶ。
【００２３】
本発明者らは、実際に、特にガス発生器を離れるガスフローの温度を上昇させることにより、好ましくは必ずしもとは言えないが、ガス発生器の熱力学サイクルをあまり変更せずにフリータービンに流入するガスフローに熱エネルギーを供給することが、タービンエンジンにより伝えられる動力を増大させることにつながることに気付いた。
【００２４】
変形例によれば、タービンエンジンは、燃焼チャンバに供給されるフローのフラクションを変化させる手段を備える。
【００２５】
言い換えれば、本発明によるタービンエンジンは、ガス発生器のシャフトの回転速度を加速させる必要なしに、ＯＥＩ動力を供給することができる。
【００２６】
したがって、ＯＥＩ状態で動作する従来のタービンエンジンに比べて、本発明によるタービンエンジンの高圧タービンは回転が遅く、加熱の程度も小さい。
【００２７】
したがって、本発明の結果、高圧タービンロータのブレードは従来のタービンエンジンのものより破損するのが遅くなる。
【００２８】
また、本発明により、ガス発生器のサイズの減少、したがって、通常の状態の燃料消費の低減を可能にすることができる。
【００２９】
当然のことながら、燃焼チャンバは、ガス発生器の燃焼チャンバとは異なる。したがって、後述の説明の中で、「燃焼チャンバ」はさらに詳しい説明がなければ、本発明の加熱手段の燃焼チャンバであると理解しなければならない。必要であれば、「ガス発生器の燃焼チャンバ」と明記する。
【００３０】
したがって、ＯＥＩ状態が始まると、燃焼チャンバが作動され、燃焼チャンバの温度が上昇した結果、ガス発生器により生成されたガスフローに熱エネルギーを供給する。
【００３１】
燃焼チャンバを使用する利点の１つは、すでにガス発生器の作動に必要な燃料を利用できることである。
【００３２】
さらに、燃焼チャンバにより、ガス発生器により生成されたガスフローに非常に迅速に熱エネルギーを供給することが可能になり、このことはＯＥＩ状態が始まった時の安全性の保証になる。
【００３３】
さらに、上流側通路を介して、ガス発生器により生成されたガスフローのフラクションが取り出され、次にこのフローのフラクションは燃焼チャンバで燃焼される燃料と混合される。燃焼は、ガス発生器により生成されたガスフローよりも明らかに高い高温ガスの流れを引き起こす。次に、この高温ガスの流れは、好ましくは下流側通路を使用してストリームに再噴射され、そこでガス発生器により生成されたガスフローと混合され、その後、フリータービンに供給するガスフローの温度が上昇する。
【００３４】
したがって、フリータービンの段に流入するガスフローをあまり乱さずに、温度の上昇が生じる。
【００３５】
すでに上述したように、本発明により、ガスフローのこのフラクションはガス発生器により生成された全体のガスフローよりかなり小さい。言い換えれば、ガス発生器を離れるガスフローの全てが燃焼チャンバに流入するわけではない。
【００３６】
本発明のその他の利点は、複数のエンジンの航空用途に固有の緊急状態により課せられた制約とは別に、ガス発生器のサイズを決めることが可能である点である。
【００３７】
さらなる利点は、遷移段階時にフリータービンに追加の遷移トルクを提供して、ロータの回転速度の低下を制限できる点である。この原理はタービンエンジンのあらゆる型式に適用される。
【００３８】
非限定的な例として示された一実施形態の以下の説明を読めば、本発明がより良く理解され、本発明の利点がより明らかになる。添付図面を参照して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】ガス発生器とフリータービンとの間に燃焼チャンバを備える、本発明の第１の実施形態による加熱手段付きのヘリコプターのタービンエンジンを示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００４０】
図１は、特に、ヘリコプターのロータ（図示せず）を回転させるように設計された、本発明の第１の実施形態によるタービンエンジン１０の側面断面図である。タービンエンジン１０は、ガス発生器１２と、ガス発生器１２により生成されたガスフローＦにより回転可能なフリータービン１４とを備える。
【００４１】
フリータービン１４は、ヘリコプターの主ロータなどの受け部材に回転運動を伝えるシャフト１６に取り付けられる。
【００４２】
図１に示されたタービンエンジン１０は、後方排気（ｒｅａｒ  ｍｏｔｉｏｎ  ｏｆｆｔａｋｅ）のタイプである。本発明の文脈から逸脱せずに、外側シャフトを介して傾斜伝達する前方排気のタイプ、または同軸シャフトを介して傾斜伝達する前方排気のタイプのフリータービンのタービンエンジンとすることも可能である。
【００４３】
ガス発生器は、遠心圧縮機２０と高圧タービン２２とを取り付けた、ガス発生器シャフトと呼ばれる回転シャフト１８と、ガス発生器１２を回転シャフト１８の軸方向に見て、圧縮機２０とタービンとの間で軸方向に配置された燃焼チャンバ２４とを備える。
【００４４】
タービンエンジン１０は、吸気口２７を備えたケーシング２５を有し、この吸気口２７を通って、冷気がガス発生器１２に入る。
【００４５】
冷気はガス発生器１２の筐体内に取り入れられた後、圧縮機２０により圧縮され、圧縮機２０により燃焼チャンバ２４の入口の方へ排気され、燃焼チャンバ２４内で燃料と混合される。
【００４６】
燃焼チャンバ２４内で生じた燃焼により、燃焼ガスが高圧タービン２２に排出され、これがガス発生器１２、ひいては圧縮機２０のシャフト１８を回転させる効果になる。
【００４７】
ガス発生器１２のシャフト１８の回転速度は、燃焼チャンバ２４に流入する燃料の流量により決定する。
【００４８】
高圧タービン２２によりエネルギーを取り出すが、ガス発生器により生成されたガスフローＦには十分な残留エネルギーがある。
【００４９】
図１から理解されるように、ガスフローＦはガス発生器１２の出口をフリータービン１４の入口と接続するストリーム２３を通って流れ、これがフリータービンのロータの回転、ひいてはシャフト１６の回転を始動させるフリータービン１４内の膨張を引き起こす効果となる。
【００５０】
本発明によれば、本発明のタービンエンジンは加熱手段２６を備え、この加熱手段２６は、第１の実施形態によれば、ガス発生器の燃焼チャンバ２４とは異なる追加の燃焼チャンバ２８を含む。図１に見られるように、追加の燃焼チャンバ２８はガス発生器１２とフリータービン１４との間、より正確には高圧タービン２２の出口とフリータービン１４の入口との間に配置される。例えば、ストリーム２３を円環形状で取り巻く燃焼チャンバを使用することができる。
【００５１】
以下、追加の燃焼チャンバ２８を単に「燃焼チャンバ」と呼ぶが、他方は「ガス発生器の燃焼チャンバ」と呼ぶことにする。
【００５２】
図１から理解されるように、燃焼チャンバ２８は、ガス発生器１２により生成されたガスフローの温度をフリータービン１４に入る前に上昇させることが可能である。
【００５３】
このためには、ガス発生器１２を離れるガスフローのフラクションｆが抽気され、燃焼チャンバ２８に引き込まれて、そこで燃料と混合できるように、燃焼チャンバ２８は上流側通路３０によりストリーム２３に接続される。本発明では、厳密にはガスフローのこのフラクションｆは、ガス発生器を離れる全体のフローＦよりも小さい。
【００５４】
燃焼チャンバ２８内でのこの混合物の燃焼は、高温ガスの流れＣを形成し、その温度はガス発生器１２により生成されたガスフローＦの温度よりもかなり高い。
【００５５】
図１に見られるように、高温ガスの流れは下流側通路３２によりストリーム内に再噴射され、そこで抽気されなかったガスフローＦの一部と混合される。高温ガスの流れＣの温度は抽気されなかったフローの一部の温度よりもかなり高いので、その混合物はフリータービン１４に入る直前のストリーム２３を流れるガスフローの温度を上昇させることになることは理解できる。
【００５６】
上述したように、本発明者らは、この温度の上昇は、ガス発生器１２のシャフト１８の回転速度が有利に通常の回転速度で維持されながら、タービンエンジンにより伝えられる動力を有利に増加させるものであることに気付いた。
【００５７】
この場合、フリータービン１４に入る温度の増加は、５０から２００°Ｋ、好ましくは８０から１５０°Ｋである。この温度の範囲では、タービンエンジンはガス発生器のシャフト１８の回転速度を増加させずに従来のタービンエンジンと同様のＯＥＩ動力を実現することが可能であることに留意されたい。
【００５８】
加熱手段が取り付けられていないタービンエンジンと比べて、例えば、本出願人のＡＲＲＩＥＬ  ２Ｃ２での分析の結果、本発明により３０秒間のＯＥＩ状態の間、供給されるＯＥＩ動力はタービンエンジンの通常の動力より約２０％大きく、高圧タービンの温度利得は約８０°Ｋであり、ガス発生器のシャフトの回転速度の利得は約８％であることが認められた。
【００５９】
言い換えれば、ＯＥＩ状態の間、本発明によるタービンエンジンの高圧タービンは、加熱手段を取り付けられていないタービンエンジンの高圧タービンよりも回転が遅く、加熱の程度も小さい。
【００６０】
明らかに、フリータービン１４を構成する部品は温度の上昇に耐えるようにサイズを決定しなければならない。
【００６１】
本発明の別の利点は、本発明によりタービンエンジンの重量を低減することが可能になる点である。
【００６２】
本発明のさらなる利点は、すでに述べたように、本発明によりタービンエンジン１０の燃料消費を低減することが可能になる点である。
【００６３】
別の利点は、本発明により、同等の従来のタービンエンジンのＯＥＩ動力よりも大きいＯＥＩ動力を提供するタービンエンジン１０を提案することが可能である点である。
【００６４】
本発明の文脈から逸脱せずに、例えば、一時的に追加の動力をロータに供給するために、ＯＥＩ状態以外で燃焼チャンバ２８を作動させることも可能である。
【符号の説明】
【００６５】
１０  タービンエンジン
１２  ガス発生器
１４  フリータービン
１６、１８  シャフト
２０  圧縮機
２２  高圧タービン
２３  ストリーム
２４  ガス発生器の燃焼チャンバ
２５  ケーシング
２６  加熱手段
２７  吸気口
２８  追加の燃焼チャンバ
３０  上流側通路
３２  下流側通路
Ｃ  高温ガス
Ｆ  ガスフロー
ｆ  ガスフローのフラクション
【図１】
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【外国語明細書】
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