(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
一体型の補助動力装置を有するエンジンであって、
低圧コンプレッサーと低圧タービンとを含む低圧スプール、
高圧コンプレッサーと高圧タービンとを含む高圧スプール、および
前記高圧スプールを前記補助動力装置として機能させるため、前記高圧スプールを独立して作動させる手段を有してなり、
前記作動させる手段が、前記エンジンを通る気流を遮断するため、および前記高圧コンプレッサーの入口に空気を供給するための手段を少なくとも１つ含んでなるものであり、
前記少なくとも１つの遮断および空気供給手段が前記高圧コンプレッサーの入口へ空気を導入するための少なくとも１つの吸気ポートを有してなり、また前記少なくとも１つの吸気ポートが前記高圧コンプレッサーと前記低圧コンプレッサーとの中間に設けられている、ことを特徴とするエンジン。
【請求項２】
前記少なくとも１つの遮断および空気供給手段が、前記エンジンを通る前記気流を遮断するための少なくとも１つのフラップを有してなる、ことを特徴とする請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
一体型の補助動力装置を有するエンジンであって、
低圧コンプレッサーと低圧タービンとを含む低圧スプール、
高圧コンプレッサーと高圧タービンとを含む高圧スプール、および
前記高圧スプールを前記補助動力装置として機能させるため、前記高圧スプールを独立して作動させる手段を有してなり、
前記作動させる手段が、前記エンジンを通る気流を遮断するため、および前記高圧コンプレッサーの入口に空気を供給するための手段を少なくとも１つ含んでなるものであり、
前記エンジンが中圧コンプレッサーを含んでなり、前記少なくとも１つの遮断および空気供給手段が前記高圧コンプレッサーの入口に空気を供給するための少なくとも１つの吸気ポートを有してなり、および前記少なくとも１つの吸気ポートが前記中圧コンプレッサーと前記高圧コンプレッサーの間に設けられている、ことを特徴とするエンジン。
【請求項４】
前記少なくとも１つの遮断および空気供給手段が、前記エンジンを通る気流を遮断するための少なくとも１つのフラップを含んでなる、ことを特徴とする請求項３記載のエンジン。
【請求項５】
前記作動させる手段が、前記高圧タービンから排出される空気を排気するための少なくとも１つの手段を有してなる、ことを特徴とする請求項１または２記載のエンジン。
【請求項６】
前記少なくとも１つの排気手段が前記高圧タービンと前記低圧タービンの間に位置する少なくとも１つの排気ポートを含んでなる、ことを特徴とする請求項５記載のエンジン。
【請求項７】
前記少なくとも１つの排気手段が、エンジンの排気流路を遮断するため、および前記少なくとも１つの排気ポートを開くための、少なくとも１つのフラップをさらに含んでなる、ことを特徴とする請求項６記載のエンジン。
【請求項８】
前記エンジンが中圧タービンを有してなり、および前記少なくとも１つの排気手段が前記高圧タービンと前記中圧タービンとの間に位置決めされた少なくとも１つの排気ポートを含んでなる、ことを特徴とする請求項５記載のエンジン。
【請求項９】
前記少なくとも１つの排気手段が、エンジンの排気流路を遮断するため、および前記少なくとも１つの排気ポートを開くための、少なくとも１つのフラップをさらに有してなる、ことを特徴とする請求項８記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機において使用される、エンジン一体型の補助動力装置補助に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図１に、近代的なハイバイパスで、3軸（three-spool）のターボファン式のエンジン１０の概略図を示した。空気は、吸気ディフューザー（図示せず）を介してエンジン１０へ入り、また低圧コンプレッサーとして機能すると共に３段式の低圧タービン１４によって駆動されるファン１２に達する。ファン１２の下流部では、空気の一部は、十分に圧縮されると共に、中圧タービン１８によって駆動される中圧コンプレッサー１６を介し、次いで高圧タービン２２によって駆動される高圧コンプレッサー２０を介して、燃焼室２４内へ入る。空気ないし気流の残部は、燃焼室２４をバイパスつまり迂回してコールドスラストを提供する。このバイパスの流れはタービン１４の下流の熱い流れの残部と再び一緒になる。
【０００３】
典型的な２軸（two-spool）の構造においては、第１の中圧コンプレッサー段を備えたファンを低圧圧縮システムに結合させており、また残りの各段は高圧コンプレッサーに結合される。これにより、高圧システムと低圧システムとの間で分割されるタービンの働きが調節される。
【０００４】
いずれの場合においても、電力発生器（発電機）やポンプのようなエンジンの付属品は、傘歯車、動力軸、高圧スプールからの外部のギアボックスを介して駆動される。同様な構成が、エンジン始動のために、スターター（始動機）タービン内の圧縮空気を膨張させる高圧スプールをスターターから駆動させるために用いられる。このような構成でエンジンを始動可能とするため、圧縮された空気をエンジンに供給し、ダクトで送る必要がある。これが、通常は航空機のテールコーンつまり排気管の内側に設けられる補助動力装置である、小型ガスタービンの主要な役割の１つである。補助動力装置の別の機能としては、例えば搭乗ゲートにおいて、主エンジンが動いていない間に電気および軸動力の発生を行うこと、および航空機の環境制御システム用の空気を提供することが含まれる。
【０００５】
航空機システムという観点から、補助動力装置と主エンジンを一緒に配置ないし設けることで、潜在的な軽量化およびコストの削減が図れる。補助動力装置が取り付けられたその種のエンジンは、重量のある抽気用配管がなくせ、寄生損失が低減し、また伝達システムが簡易化する。また、より魅力的な熱力学的サイクルが提供できる。しかしながら今日まで本当のエンジン一体型の補助動力装置は開発されていない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
従って本発明の目的は、エンジン一体型補助動力装置、つまり補助動力装置が一体化されたエンジンを提供することにある。
本発明の他の目的は、重量およびコストの削減ができる、エンジン一体型補助動力装置を提供することにある。
本発明の別の目的は、重量のある抽気用配管をなくし、寄生損失を低減させ、また伝達システムを簡素化できる、エンジン一体型の補助動力装置を提供することにある。
上述の各目的は本発明のエンジン一体型補助動力装置により達成される。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、低圧スプール（low pressure spool）と高圧スプール（high pressure spool）を有するジェットエンジン用のエンジン一体型補助動力装置は、高圧スプールを独立して作動させる手段を有しており、これにより、高圧スプールを補助動力装置として利用する。この独立して作動させる手段は、エンジンを通る従来の気流（エアフロー）を遮断するため、および高圧スプールの高圧コンプレッサーの入口（吸気口）に空気を供給するための、少なくとも１つの吸気ポートを有している。独立して作動させる手段は更に、高圧スプールの高圧タービンから排出される空気を排気するための少なくとも１つの排気ポートを有している。２軸エンジンにおいては、吸気ポートは低圧コンプレッサーと高圧コンプレッサーとの間に設けられており、また排気ポートは高圧タービンと低圧タービンとの間に設けられる。３軸エンジンにおいては、吸気ポートは中圧コンプレッサーと高圧コンプレッサーとの間に、また排気ポートは高圧タービンと中圧タービンとの間に設けられる。
【０００８】
本発明のエンジン一体型補助動力装置のその他の詳細は、その他の目的や特長と同様、以下の詳細な説明から明らかである。添付図面において、同様な番号は同様な構成要素を表している。
【０００９】
【発明の実施の形態】
本発明はエンジンサイクルないし機関サイクル内に補助動力装置（補助動力ユニット）を組み込み、一体化させる技術であり、これにより、従来の補助動力装置の必要性がなくなる。原理的には、コンプレッサーとタービンが空気力学的（航空力学的）に切り離されているのであれば、２軸エンジンないし３軸エンジンの高圧システムは残りのエンジンから独立して作動する。
【００１０】
図２を参照して、３軸エンジンが例示されている。補助動力装置をエンジンサイクルへ一体化することは、高圧コンプレッサー２０の入口（吸気口）に直接的に空気を導入ないし取り込むための１つまたはそれより多くの可変性の吸気ポート３０を設けることで達成される。吸気ポート３０を介して取り込まれた空気は、高圧コンプレッサー２０と高圧タービン２２を駆動するために使用される。高圧タービン２２を通過した空気は１つまたはそれより多くの排気ポート３２を経てエンジンの外部に排気される。このように、低圧コンプレッサー１２と低圧タービン１４および／あるいは中圧コンプレッサー１６と中圧タービン１８を通る気流ないし空気流を有することなしに、空気を高圧コンプレッサー２０と高圧タービン２２だけを通って流すことで、エンジンの高圧スプールを補助動力装置として使用できる。
【００１１】
３軸エンジンにおいては、吸気ポート３０が中圧コンプレッサー１６と高圧コンプレッサー２０との間に空気を導入ないし取り込み、また排気ポート３２は高圧タービン２２と中圧タービン１８との間に配置される。２軸エンジンにおいては、吸気ポート３０は低圧コンプレッサー１２と高圧コンプレッサー２０との間に配置され、また排気ポート３２は高圧タービンと低圧タービンとの間に配置される。
【００１２】
図２のエンジンの構成において、吸気ポート３０は、中圧コンプレッサー１６のエンジンのナセル３４の後部に設けてもよい。あるいは、吸気ポート３０’はナセル３４の前縁３６の付近に配置された入口と、中圧コンプレッサー１６と高圧コンプレッサー２０との間の領域に空気を送るための通路３７を有するものでもよい。
【００１３】
排気ポート３２は高圧タービン２２の出口（排気口）のすぐ後に設けてもよく、これにより、排気流がナセル３４の中央部分の上部に排出できる。あるいは、ナセル３４上の熱負荷を低減するため、排気ポート３２‘をエンジンコア３８とナセルの内壁４０との間に排気流を送るように配置してもよい。
【００１４】
図３に示したように、吸気ポート３０と排気ポート３２を開閉するため、および従来の流路内での流れを阻止ないし遮断するために、フラップ６０、６２、６４、６６をナセルの各壁内に組み込んでもよい。例えば、フラップ６０は、閉位置において個々の吸気ポート３０を介して空気が入るのを阻止し、開位置では空気が吸気ポート３０に入るのを許容する。フラップ６２は、開位置において、高圧コンプレッサー２０の入口（吸気口）に空気が入るのを許容すると共に、エンジンを通る通常ないし標準的な気流（空気流）の流路を遮断し、また、閉位置において、吸気ポート３０からの空気が高圧コンプレッサー２２の入口（吸気口）に入るのを遮断すると共に、エンジンを通る高圧コンプレッサー２２への通常の空気の流れを許容する。フラップ６４は、開位置において、エンジンの通常の気流の流出（排気）を遮断すると共に、排気ポート３２の入口を開放する。閉位置において、フラップ６４は、排出ポート３２内への空気の流れを遮断すると共に、エンジンを通る通常の空気の排出を許容する。フラップ６６は、開位置において、排気ポート３２内の空気がナセル３４を通って排出されるのを許容し、また、閉位置において、排気ポート３２を通って空気が排出されるのを阻止する。フラップ６０、６２、６４、および６６を作動させるために、従来公知の適切な手段が使用される。
【００１５】
以上の説明から明らかなように、吸気ポート３０、排気ポート３２、フラップ６０、６２、６４、および６６は、通常の主エンジンの動作ないし作動の際に使用されるエンジン１０内の従来の気流の流路を遮断し、また、バイパスダクト２６への接続を確立する。この接続は、単なる放射ダクト４６の形態、あるいは入口（吸気口）の損失を低減させる目的で設計されたより高性能のダクトであってよい。
【００１６】
作動の際には、吸気ポート３０あるいは３０‘を通って送られた空気は、高圧スプールを駆動するために使用され、またこれにより、エンジンの始動の際あるいは他の時期に必要とされる電力および／または軸動力が供給される。標準的なエンジンの運転の間においては、吸気ポートと排気ポートが閉鎖され、エンジンは通常の方法で動作する。
【００１７】
必要に応じて、フラップ６０と６２は１つのバルブ（弁）またはフラップ構造に一体化ないし組合せることができる。同様にフラップ６４と６６を他の単一のバルブ／フラップ構造に組合せることができる。
【００１８】
本発明の特長は、従来の主エンジン／ＡＰＵ（補助動力装置）の構造と比較して、大幅な軽量化およびコスト節約が図れることである。
【００１９】
以上のように、本発明によれば、上記の目的、手段、および特長を完全に満足させる、エンジン一体型の補助動力装置が提供されるのは明らかである。なお、上記説明では本発明をその特定の実施例を例に挙げて説明したが、上記説明から、当業者にはその他の変更、代替え、および変形は自明である。よって、本発明は、添付の特許請求の範囲内のこれら変更、代替え、および変形を包含するものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の３軸タービンエンジンの図式的な説明図である。
【図２】一体型の補助動力装置を有した３軸エンジンの図式的な説明図である。
【図３】図２のエンジンの部分拡大図である。
【符号の説明】
１０  エンジン
１２  ファン
１４  低圧タービン
１６  中圧コンプレッサー
１８  中圧タービン
２０  高圧コンプレッサー
２２  高圧タービン
２６  バイパスダクト
３０、３０’  吸気ポート
３２、３２’  排気ポート
３４  ナセル
６０、６２，６６  フラップ
【図１】
0003803326.tif 000002
【図２】
0003803326.tif 000003
【図３】
0003803326.tif 000004