JP7365325B2 - ガスタービンシステム - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンシステムに関するものである。

従来、航空機等の機体を推進させるための動力源として、複数のガスタービンエンジンを搭載したガスタービンシステムの構成が知られている。これらのガスタービンシステムでは、複数のガスタービンエンジンにそれぞれ発電機を接続し、これらの発電機からの電力やバッテリからの電力等を用いて航空機のプロペラを駆動する技術が種々提案されている。

例えば特許文献１には、複数のガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンに接続される発電機と、プロペラの電動機に電力を供給するバッテリと、を備えるガスタービンシステムの構成が開示されている。ガスタービンエンジン又はバッテリを作動させることにより、ガスタービンエンジンから生成された電力が電動機を作動させる。特許文献１に記載の技術によれば、電動機が発電機又はバッテリに選択的に応答するように構成されることで、ガスタービンエンジンの故障等の種々の状況に対応できるとされている。

米国特許第９４９３２４５号明細書

ところで、従来、地上でのエンジン始動時には、バッテリからの電力を用いて複数のガスタービンエンジンを始動させていた。同様に、地上でガスタービンエンジンを停止させた後には、バッテリからの電力を用いてガスタービンエンジンをモータリングさせていた。このため、地上においてエンジンの始動及び停止に対応してバッテリの電力が大きく消費されるおそれがあった。
さらに、例えば離着陸時など電力負荷が大きい状況では、ガスタービンエンジンからの発電に加えてバッテリの電力を併用する場合がある。このため、飛行中のバッテリ電力を十分に確保する観点からも、地上でのエンジン始動及び停止時にバッテリの電力が大量に消費されることは好ましくない。したがって、特許文献１等の従来技術にあっては、特に地上でのエンジン始動時又は停止時におけるバッテリの消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ電力を確保する点で課題があった。

そこで、本発明は、ガスタービンエンジンの始動時又は停止時におけるバッテリの消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ電力を十分に確保できるガスタービンシステムを提供することを目的とする。

上記の課題を解決するため、請求項１に記載の発明に係るガスタービンシステム（例えば、第１実施形態におけるガスタービンシステム１）は、航空機（例えば、第１実施形態における航空機１０）の機体（例えば、第１実施形態における機体１１）に搭載される複数のガスタービンエンジン（例えば、第１実施形態における第一エンジン２１、第二エンジン２２及び第三エンジン２３）と、複数の前記ガスタービンエンジンの回転軸にそれぞれ接続される発電機（例えば、第１実施形態における第一発電機４１、第二発電機４２及び第三発電機４３）と、前記発電機により発電した電力を貯留するバッテリ（例えば、第１実施形態におけるバッテリ５）と、前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電動機（例えば、第１実施形態における電動機１４）と、前記電動機により駆動されるプロペラ（例えば、第１実施形態におけるロータ１２）と、前記ガスタービンエンジンの出力を制御する制御部（例えば、第１実施形態における制御部７）と、を備え、前記制御部は、複数の前記ガスタービンエンジンを始動する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主始動ガスタービンエンジン（例えば、第１実施形態における第一エンジン２１）と従始動ガスタービンエンジン（例えば、第１実施形態における第二エンジン２２及び第三エンジン２３）とを決定し、前記バッテリからの電力を用いて前記主始動ガスタービンエンジンを始動させ、前記主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後に、前記主始動ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力のみを用いて、複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従始動ガスタービンエンジンを始動させることを特徴としている。

また、請求項２に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記制御部は、複数の前記ガスタービンエンジンを停止する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主停止ガスタービンエンジン（例えば、第１実施形態における第一エンジン２１）と従停止ガスタービンエンジン（例えば、第１実施形態における第二エンジン２２及び第三エンジン２３）とを決定し、複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させ、前記主停止ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力のみを用いて前記従停止ガスタービンエンジンをモータリングし、前記従停止ガスタービンエンジンのモータリングが完了した後に、前記主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させるとともに、前記バッテリからの電力を用いて前記主停止ガスタービンエンジンをモータリングすることを特徴としている。

また、請求項３に記載の発明に係るガスタービンシステムは、前記制御部は、前記従停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった後に、前記従停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させるとともに前記主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させ、前記主停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった後に、前記主停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させることを特徴としている。

請求項４に記載の発明に係るガスタービンシステム（例えば、第２実施形態におけるガスタービンシステム２０１）は、航空機（例えば、第１実施形態における航空機１０）の機体（例えば、第１実施形態における機体１１）に搭載される複数のガスタービンエンジン（例えば、第２実施形態における第一エンジン２１、第二エンジン２２及び第三エンジン２３）と、複数の前記ガスタービンエンジンの回転軸にそれぞれ接続される発電機（例えば、第２実施形態における第一発電機４１、第二発電機４２及び第三発電機４３）と、前記発電機により発電した電力を貯留するバッテリ（例えば、第２実施形態におけるバッテリ５）と、前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電動機（例えば、第２実施形態における電動機１４）と、前記電動機により駆動されるプロペラ（例えば、第１実施形態におけるロータ１２）と、前記ガスタービンエンジンの出力を制御する制御部（例えば、第２実施形態における制御部７）と、を備え、前記制御部は、複数の前記ガスタービンエンジンを始動する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主始動ガスタービンエンジン（例えば、第２実施形態における第一エンジン２１）と従始動ガスタービンエンジン（例えば、第２実施形態における第二エンジン２２及び第三エンジン２３）とを決定し、前記バッテリからの電力を用いて前記主始動ガスタービンエンジンを始動させ、前記主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後に、前記主始動ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の混成電力を用いて、複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従始動ガスタービンエンジンを始動させることを特徴としている。

本発明の請求項１に記載のガスタービンシステムによれば、バッテリの電力を用いて複数のガスタービンエンジンの中から選択された主始動ガスタービンエンジンのみが始動する。バッテリは、複数のガスタービンエンジンのうち主始動ガスタービンエンジンのみを駆動させればよいので、複数のガスタービンエンジン全てを駆動させる従来技術と比較して、バッテリの消費電力を削減できる。主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後、主始動ガスタービンエンジンに接続された発電機からの電力のみを用いて、残りの従始動ガスタービンエンジンが始動する。これにより、残りの従始動ガスタービンエンジンの駆動にはバッテリの電力を使用しないので、バッテリの消費電力を削減できる。すなわち、エンジン始動時においてバッテリが消費する電力は、主始動ガスタービンエンジンを始動するための電力だけで足りる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの始動時におけるバッテリの消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ電力を十分に確保できる。
ここで、従来技術にあっては、バッテリの電力消費を抑えるための方法として、地上に設置されたグランドパワーユニットを使用してガスタービンエンジンを始動させる場合がある。しかしながら、この場合、グランドパワーユニットが設置された場所で離陸する必要があり、場所の制限を受ける。本発明のガスタービンシステムによれば、グランドパワーユニットを使用しなくてもバッテリの消費電力を削減できるので、場所の制限を受けることなく離陸することができる。さらに、従来技術と比較して地上でのバッテリの消費電力を削減できるので、バッテリの容量を小さくして、バッテリを小型化できる。これにより機体の重量も軽くなるので、従来よりも少ないエネルギーで飛行することができ、航空機の省エネ性を向上できる。

本発明の請求項２に記載のガスタービンシステムによれば、エンジン停止時には、始めに、選択された主停止ガスタービンエンジン以外の残りの従停止ガスタービンエンジンの駆動を停止する。このとき、主停止ガスタービンエンジンは駆動しているので、主停止ガスタービンエンジンに接続された発電機からの電力のみを用いて従停止ガスタービンエンジンをモータリングできる。モータリングにより、従停止ガスタービンエンジンを迅速に冷却し、熱によるエンジンダメージの発生を抑制できる。また、バッテリの電力を消費することなく従停止ガスタービンエンジンのモータリングを行うことができる。次に、従停止ガスタービンエンジンのモータリングが完了した後、主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させるとともに、バッテリからの電力を用いて主停止ガスタービンエンジンをモータリングする。これにより、バッテリは、複数のガスタービンエンジンのうち主停止ガスタービンエンジンのモータリングにのみ使用される。すなわち、エンジン停止時（モータリング時）においてバッテリが消費する電力は、主停止ガスタービンエンジンをモータリングするための電力だけで足りる。よって、複数のガスタービンエンジン全てをバッテリからの電力によりモータリングさせる従来技術と比較して、バッテリの消費電力を削減できる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの停止時におけるバッテリの消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ電力を十分に確保できる。
また、エンジン停止時にグランドパワーユニットを使用する必要がないので、場所の制限を受けることなく着陸することができる。さらに、従来技術にあっては、モータリング時におけるバッテリの消費電力を削減するための方法として、地上でアイドリングを行う場合がある。しかしながら、アイドリング中にはエンジンが燃焼しているため排気ガスが排出される。本発明のガスタービンシステムによれば、アイドリングする必要が無いので、排気ガス排出量の低減とバッテリ消費電力の削減とを両立できる。

本発明の請求項３に記載のガスタービンシステムによれば、制御部は、従停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった場合に、従停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させるとともに主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させる。また、主停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった場合に、主停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させる。温度に応じてモータリングの開始又は停止を切り替えることで、各ガスタービンエンジンを効果的かつ短時間で冷却することができる。よって、停止時におけるバッテリの消費電力を削減しつつ、効率的にガスタービンエンジンを冷却できる。

本発明の請求項４に記載のガスタービンシステムによれば、始めにバッテリの電力を用いて複数のガスタービンエンジンの中から選択された主始動ガスタービンエンジンのみが始動する。主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後、主始動ガスタービンエンジンに接続された発電機からの電力及びバッテリからの電力の混成電力を用いて、残りの従始動ガスタービンエンジンが始動する。これにより、従始動ガスタービンエンジンの始動に必要な電力の一部を主始動ガスタービンエンジンで発電された電力により担うことができる。よって、全てのガスタービンエンジンをバッテリの電力のみによって駆動させる従来技術と比較して、バッテリの消費電力を削減できる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの始動時におけるバッテリの消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ電力を十分に確保できる。
また、エンジン停止時にグランドパワーユニットを使用する必要がないので、場所の制限を受けることなく着陸することができる。さらに、従来技術と比較して地上でのバッテリの消費電力を削減できるので、バッテリの容量を小さくして、バッテリを小型化できる。これにより機体の重量も軽くなるので、従来よりも少ないエネルギーで飛行することができ、航空機の省エネ性を向上できる。

第１実施形態に係るガスタービンシステムを搭載した航空機の外観図。 第１実施形態に係るガスタービンシステムの概略構成図。 第１実施形態に係るガスタービンシステムのエンジン始動時において制御部が行うエンジン始動制御の流れを説明するフローチャート。 第１実施形態に係るガスタービンシステムのエンジン停止時（モータリング時）において制御部が行うエンジン停止制御の流れを説明するフローチャート。 第２実施形態に係るガスタービンシステムの概略構成図。

以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。

（ガスタービンシステム）
図１は、第１実施形態に係るガスタービンシステム１を搭載した航空機１０の外観図である。
航空機１０は、例えば、機体１１と、ガスタービンシステム１と、を備える。ガスタービンシステム１は、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄ（請求項のプロペラ）と、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄと、取り付け部材１６Ａ～１６Ｄと、ガスタービンシステム本体２と、を有する。以下、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄを互いに区別しない場合は、ロータ１２と称し、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄを互いに区別しない場合は、電動機１４と称する。

ロータ１２Ａは、取り付け部材１６Ａを介して機体１１に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、航空機１０が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、取り付け部材１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。

制御信号に応じてロータ１２が回転することで、航空機１０は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく航空機１０を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで航空機１０が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータや固定翼等が設けられてもよい。

図２は、第１実施形態に係るガスタービンシステム１の概略構成図である。
ガスタービンシステム１は、上述したロータ１２Ａ～１２Ｄ（図１参照）を駆動させる動力源となる電力を発電するためのガスタービンシステム本体２を有する。ガスタービンシステム本体２は、航空機１０の内部に搭載されている。ガスタービンシステム本体２は、いわゆるガスタービンエンジンからなる。ガスタービンシステム本体２は、複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３と、複数のスタータモータ３１，３２，３３と、複数の発電機４１，４２，４３と、バッテリ５と、電力分配装置６と、制御部７と、を備える。バッテリ５、電力分配装置６、及び制御部７は、それぞれ必要に応じて冗長化されていてもよい。

（複数のガスタービンエンジン）
複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３は、第一ガスタービンエンジン（以下、単に第一エンジン２１という場合がある。）と、第二ガスタービンエンジン（以下、単に第二エンジン２２という場合がある。）と、第三ガスタービンエンジン（以下、単に第三エンジン２３という場合がある。）と、を備える。

第一エンジン２１は、圧縮機と、タービンと、圧縮機及びタービン間を接続する回転軸（いずれも不図示）と、を有する。圧縮機は、航空機１０の機体１１に設けられた不図示の通風孔から吸入される吸入空気を圧縮する。タービンは、圧縮機と接続されて圧縮機と一体回転する。第一エンジン２１には、第一スタータモータ３１が接続されている。具体的に、第一スタータモータ３１は、第一エンジン２１の軸方向における圧縮機側に配置されている。第一スタータモータ３１は、例えば第一エンジン２１の圧縮機と同軸上に設けられている。第一エンジン２１の始動時には、まず始めに第一スタータモータ３１が駆動を開始する。第一エンジン２１は、第一スタータモータ３１から伝達された回転力によって始動する。

第二エンジン２２は、第一エンジン２１と並列に設けられている。換言すれば、第二エンジン２２は、第一エンジン２１とは独立して動作可能である。第二エンジン２２は、圧縮機と、タービンと、圧縮機及びタービン間を接続する回転軸（いずれも不図示）と、を有する。第二エンジン２２の圧縮機、タービン及び回転軸の構成は、第一エンジン２１の構成と同等であるため、詳細な説明を省略する。第二エンジン２２には、第二スタータモータ３２が接続されている。具体的に、第二スタータモータ３２は、第二エンジン２２の軸方向における圧縮機側に配置されている。第二スタータモータ３２は、例えば第二エンジン２２の圧縮機と同軸上に設けられている。第二エンジン２２の始動時には、まず始めに第二スタータモータ３２が駆動を開始する。第二エンジン２２は、第二スタータモータ３２から伝達された回転力によって始動する。

第三エンジン２３は、第一エンジン２１及び第二エンジン２２とそれぞれ並列に設けられている。換言すれば、第三エンジン２３は、第一エンジン２１及び第二エンジン２２とは独立して動作可能である。第三エンジン２３は、圧縮機と、タービンと、圧縮機及びタービン間を接続する回転軸（いずれも不図示）と、を有する。第三エンジン２３の圧縮機、タービン及び回転軸の構成は、第一エンジン２１の構成と同等であるため、詳細な説明を省略する。第三エンジン２３には、第三スタータモータ３３が接続されている。具体的に、第三スタータモータ３３は、第三エンジン２３の軸方向における圧縮機側に配置されている。第三スタータモータ３３は、例えば第三エンジン２３の圧縮機と同軸上に設けられている。第三エンジン２３の始動時には、まず始めに第三スタータモータ３３が駆動を開始する。第三エンジン２３は、第三スタータモータ３３から伝達された回転力によって始動する。

（複数の発電機）
複数の発電機４１，４２，４３は、第一発電機４１と、第二発電機４２と、第三発電機４３と、を備える。
第一発電機４１は、伝達軸及び減速機構（不図示）を介して第一エンジン２１の回転軸と接続されている。第一発電機４１は、第一エンジン２１の軸方向におけるタービン側に配置されている。第一発電機４１は、第一エンジン２１の回転軸と同軸上に設けられている。減速機構は、第一エンジン２１と第一発電機４１との間に設けられている。第一発電機４１は、第一エンジン２１の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第一発電機４１で発電された交流電力は、不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、第一回路５１を介してバッテリ５に貯留される。さらに、第一発電機４１は、第二回路５２を介して第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３に接続されている。加えて、第一発電機４１は、第三回路５３を介して電力分配装置６に接続されている。

第二発電機４２は、伝達軸及び減速機構（不図示）を介して第二エンジン２２の回転軸と接続されている。第二発電機４２は、第二エンジン２２の軸方向におけるタービン側に配置されている。第二発電機４２は、第二エンジン２２の回転軸と同軸上に設けられている。減速機構は、第二エンジン２２と第二発電機４２との間に設けられている。第二発電機４２は、第二エンジン２２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第二発電機４２で発電された交流電力は、不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、第四回路５４を介してバッテリ５に貯留される。さらに、第二発電機４２は、第五回路５５を介して電力分配装置６に接続されている。

第三発電機４３は、伝達軸及び減速機構（不図示）を介して第三エンジン２３の回転軸と接続されている。第三発電機４３は、第三エンジン２３の軸方向におけるタービン側に配置されている。第三発電機４３は、第三エンジン２３の回転軸と同軸上に設けられている。減速機構は、第三エンジン２３と第三発電機４３との間に設けられている。第三発電機４３は、第三エンジン２３の駆動によって電力（交流電力）を発電する。第三発電機４３で発電された交流電力は、不図示のパワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータで直流電力に変換され、第六回路５６を介してバッテリ５に貯留される。さらに、第三発電機４３は、第七回路５７を介して電力分配装置６に接続されている。

（バッテリ）
バッテリ５は、複数の発電機４１，４２，４３に対して１個設けられている。バッテリ５は、複数の発電機４１，４２，４３とそれぞれ接続され、各発電機４１，４２，４３により発電した電力を貯留する。換言すれば、単一のバッテリ５に対して複数の発電機からの電力が供給される。バッテリ５は、第八回路５８を介して電力分配装置６に接続されている。バッテリ５からの放電電力は、詳しくは後述する電力分配装置６を介して電動機１４に供給される。よって、バッテリ５からの放電電力により電動機１４が駆動する。

さらに、バッテリ５は、第九回路５９を介して第一スタータモータ３１に接続されている。バッテリ５は、第一スタータモータ３１に電力を供給可能となっている。第一スタータモータ３１は、バッテリ５からの電力により駆動される。なお、バッテリ５は、残量ＳＯＣ（State of Charge）を自己診断する不図示のＢＭＳ（Battery Management System）を内蔵してもよい。

（電力分配装置）
電力分配装置６は、複数の発電機（第一発電機４１、第二発電機４２、第三発電機４３）及びバッテリ５にそれぞれ接続されている。電力分配装置６は、発電機又はバッテリ５から任意に電力供給を受け、供給された電力を電動機１４に供給する。これにより電動機１４が駆動する。換言すれば、電動機１４は、発電機からの電力及びバッテリ５からの電力の少なくとも一方の電力により駆動される。本実施形態では、発電機からの電力及びバッテリ５からの電力の両方の電力により電動機１４が駆動される。

（制御部）
制御部７は、複数のガスタービンエンジンの出力を制御する。以下の説明では、ガスタービンエンジンの始動時及びガスタービンエンジンの停止時における制御部７の制御について説明する。なお、制御部７は、ガスタービンエンジンの始動時又は停止時以外の時間（例えば航空機１０の離着陸時や巡航時等）にも各種の制御を行ってもよい。

制御部７は、第一から第九回路５１，５２，５３，５４，５５，５６，５７，５８，５９のオンオフを制御する。第一回路５１をオンにすると、第一発電機４１で発電された電力がバッテリ５へ供給される。第二回路５２をオンにすると、第一発電機４１で発電された電力が第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３へ供給される。第三回路５３をオンにすると、第一発電機４１で発電された電力が電力分配装置６へ供給される。第四回路５４をオンにすると、第二発電機４２で発電された電力がバッテリ５へ供給される。第五回路５５をオンにすると、第二発電機４２で発電された電力が電力分配装置６へ供給される。第六回路５６をオンにすると、第三発電機４３で発電された電力がバッテリ５へ供給される。第七回路５７をオンにすると、第三発電機４３で発電された電力が電力分配装置６へ供給される。第八回路５８をオンにすると、バッテリ５に貯留された電力が電力分配装置６へ供給される。第九回路５９をオンにすると、バッテリ５に貯留された電力が第一スタータモータ３１へ供給されて第一スタータモータ３１が駆動される。つまり、第九回路５９をオンにすると、第一エンジン２１が始動する。
このような第一から第九回路５１，５２，５３，５４，５５，５６，５７，５８，５９のオンオフのタイミングを制御することにより、制御部７は、ガスタービンエンジンの始動時及び停止時において、複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３のそれぞれを駆動又は停止させる順番及びそのタイミングを制御する。

始めにガスタービンエンジンの始動時における制御部７の制御（エンジン始動制御）について説明する。
制御部７は、ガスタービンエンジンを始動する前に、複数のガスタービンエンジンから少なくとも１個のガスタービンエンジンを主始動ガスタービンエンジンとして選定する。複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３のうち主始動ガスタービンエンジンを除く残りのガスタービンエンジンを従始動ガスタービンエンジンとする。制御部７は、まず、バッテリ５からの電力を用いて主始動ガスタービンエンジンを始動させる。主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後に、制御部７は、主始動ガスタービンエンジンに接続された発電機からの電力のみを用いて従始動ガスタービンエンジンを始動させる。

図３は、第１実施形態に係るガスタービンシステム１のエンジン始動時において制御部７が行うエンジン始動制御の流れを説明するフローチャートである。図３を参照して、制御部７によるエンジン始動制御の流れを詳細に説明する。
ガスタービンエンジンを始動する前に、制御部７は、まず主始動ガスタービンエンジンを選定する（ＳＴ０１）。本実施形態において、制御部７は、第一エンジン２１を主始動ガスタービンエンジンとして決定する（ＳＴ０３）。主始動ガスタービンエンジン２１のスタータモータ（本実施形態では第一スタータモータ３１）は、バッテリ５に接続されている。

次に、制御部７は、第九回路５９をオンにすることにより、バッテリ５からの電力を第一スタータモータ３１に供給する（ＳＴ０５）。これにより、第一スタータモータ３１が駆動するとともに、第一スタータモータ３１の回転力により第一エンジン２１が始動する（ＳＴ０７）。第一エンジン２１が駆動することにより、第一エンジン２１に接続された第一発電機４１で発電される。
第一エンジン２１の始動から所定時間が経過して第一エンジン２１が定常運転に到達すると、制御部７は、第二回路５２をオンにすることにより、第一発電機４１からの電力を第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３に供給する（ＳＴ１１）。

ここで、複数のガスタービンエンジンのうち主始動ガスタービンエンジン２１を除く残りのガスタービンエンジンは、従始動ガスタービンエンジンとされている。本実施形態において、制御部７は、第二エンジン２２及び第三エンジン２３を従始動ガスタービンエンジンとして決定する（ＳＴ１５）。

第一エンジン２１の始動後、第一発電機４１からの電力により、第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３が駆動すると、第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３の回転力により第二エンジン２２及び第三エンジン２３がそれぞれ始動する（ＳＴ１６）。第二エンジン２２が駆動することにより、第二エンジン２２に接続された第二発電機４２で発電される。また、第三エンジン２３が駆動することにより、第三エンジン２３に接続された第三発電機４３で発電される。
第二エンジン２２及び第三エンジン２３の始動から所定時間が経過して第二エンジン２２及び第三エンジン２３が定常運転に到達すると（ＳＴ１７）、制御部７は、エンジン始動制御に係るフローを終了する。

なお、上述のフローにおいて、制御部７は、第一回路５１をオンにすることにより第一発電機４１で発電された電力の一部をバッテリ５へ供給してもよい。また、第三回路５３をオンにすることにより第一発電機４１で発電された電力の一部を電力分配装置６へ供給してもよい。同様に、上述のフローにおいて、制御部７は、第四回路５４をオンにすることにより第二発電機４２で発電された電力の一部をバッテリ５へ供給してもよい。第五回路５５をオンにすることにより第二発電機４２で発電された電力の一部を電力分配装置６へ供給してもよい。制御部７は、第六回路５６をオンにすることにより第三発電機４３で発電された電力の一部をバッテリ５へ供給してもよい。第七回路５７をオンにすることにより第三発電機４３で発電された電力の一部を電力分配装置６へ供給してもよい。

次に、ガスタービンエンジンの停止時における制御部７の制御（エンジン停止制御）について説明する。
図２を参照して、制御部７は、ガスタービンエンジンを停止する前に、複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３から少なくとも１個のガスタービンエンジンを主停止ガスタービンエンジンとして選定する。複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３のうち主停止ガスタービンエンジンを除く残りのガスタービンエンジンを従停止ガスタービンエンジンとする。制御部７は、まず、従停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させ、主停止ガスタービンエンジンに接続された発電機からの電力のみを用いて従停止ガスタービンエンジンをモータリングする。従停止ガスタービンエンジンのモータリングが完了した後に、制御部７は、主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させるとともに、バッテリ５からの電力を用いて主停止ガスタービンエンジンをモータリングする。

図４は、第１実施形態に係るガスタービンシステム１のエンジン停止時（モータリング時）において制御部７が行うエンジン停止制御の流れを説明するフローチャートである。図４を参照して、制御部７によるエンジン停止制御の流れを詳細に説明する。
制御部７によるエンジン停止制御を行う前において、複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３は全て駆動中の状態である。ガスタービンエンジンを停止する前に、制御部７は、まず主停止ガスタービンエンジンを選定する（ＳＴ３１）。本実施形態において、制御部７は、第一エンジン２１を主停止ガスタービンエンジンとして決定する（ＳＴ３３）。

複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３のうち主停止ガスタービンエンジン２１を除く残りのガスタービンエンジンは、従停止ガスタービンエンジンとされている。本実施形態において、制御部７は、第二エンジン２２及び第三エンジン２３を従停止ガスタービンエンジンとして決定する（ＳＴ３７）。制御部７は、まず、第二エンジン２２及び第三エンジン２３の駆動を停止する（ＳＴ３９）。

次に、制御部７は、停止した第二エンジン２２及び第三エンジン２３を冷却するために、第二エンジン２２及び第三エンジン２３をモータリングさせる（ＳＴ４１）。モータリングでは、例えばスタータモータ等からの回転力が伝達されることによって、燃焼することなく各エンジンを回転させて外気を吸気させる。これによりエンジンを冷却する。このとき、制御部７は、第二回路５２をオンにすることにより、第一発電機４１で発電される電力を第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３へ供給する（ＳＴ３５）。つまり、第二エンジン２２及び第三エンジン２３のモータリングに必要な電力は、第一エンジン２１に接続された第一発電機４１からの電力のみが担っている。

次に、制御部７は、第二エンジン２２及び第三エンジン２３が第一完了条件を満たすか否かを判定する（ＳＴ４３）。制御部７は、例えば第二エンジン２２及び第三エンジン２３におけるベアリング周りのオイル温度が所定の温度以下となった場合、第一完了条件を満たすと判断する。第二エンジン２２及び第三エンジン２３が第一完了条件を満たすと判定された場合（ＳＴ４３のＹＥＳ）、制御部７は、第二エンジン２２及び第三エンジン２３のモータリングを停止させる（ＳＴ４５）。第二エンジン２２及び第三エンジン２３が第一完了条件を満たしていないと判定された場合（ＳＴ４３のＮＯ）、制御部７は、第一完了条件を満たすまで所定の時間毎に第二エンジン２２及び第三エンジン２３の温度と所定の温度との比較を繰り返す。

第二エンジン２２及び第三エンジン２３が第一完了条件を満たして第二エンジン２２及び第三エンジン２３の駆動が停止すると、制御部７は、第一エンジン２１の駆動を停止する（ＳＴ４７）。

次に、制御部７は、第九回路５９をオンにすることにより、バッテリ５からの電力を第一スタータモータ３１へ供給させる（ＳＴ４９）。制御部７は、バッテリ５からの電力により、停止した第一エンジン２１をモータリングさせる（ＳＴ５１）。つまり、第一エンジン２１のモータリングに必要な電力は、バッテリ５からの電力が担っている。

次に、制御部７は、第一エンジン２１が第二完了条件を満たすか否かを判定する（ＳＴ５３）。制御部７は、例えば第一エンジン２１におけるベアリング周りのオイル温度が所定の温度以下となった場合、第二完了条件を満たすと判断する。第一エンジン２１が第二完了条件を満たすと判定された場合（ＳＴ５３のＹＥＳ）、制御部７は、第一エンジン２１のモータリングを停止させる（ＳＴ５５）。第一エンジン２１が第二完了条件を満たしていないと判定された場合（ＳＴ４３のＮＯ）、制御部７は、第二完了条件を満たすまで所定の時間毎に第一エンジン２１の温度と所定の温度との比較を繰り返す。
第一エンジン２１が第二完了条件を満たして第一エンジン２１の駆動が停止すると、制御部７は、エンジン停止制御に係るフローを終了する。

なお、上述のフローにおいて、制御部７は、第一回路５１をオンにすることにより第一発電機４１で発電された電力の一部をバッテリ５へ供給してもよい。また、第三回路５３をオンにすることにより第一発電機４１で発電された電力の一部を電力分配装置６へ供給してもよい。

（作用、効果）
次に、上述のガスタービンシステム１の作用、効果について説明する。
本実施形態のガスタービンシステム１によれば、バッテリ５の電力を用いて複数のガスタービンエンジンの中から選択された主始動ガスタービンエンジン（第一エンジン２１）のみが始動する。バッテリ５は、複数のガスタービンエンジンのうち主始動ガスタービンエンジン２１のみを駆動させればよいので、複数のガスタービンエンジン全てを駆動させる従来技術と比較して、バッテリ５の消費電力を削減できる。主始動ガスタービンエンジン２１が定常状態に到達した後、主始動ガスタービンエンジン２１に接続された発電機からの電力のみを用いて、残りの従始動ガスタービンエンジン（第二エンジン２２及び第三エンジン２３）が始動する。これにより、残りの従始動ガスタービンエンジン２２，２３の駆動にはバッテリ５の電力を使用しないので、バッテリ５の消費電力を削減できる。すなわち、エンジン始動時においてバッテリ５が消費する電力は、主始動ガスタービンエンジン２１を始動するための電力だけで足りる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの始動時におけるバッテリ５の消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ５の電力を十分に確保できる。

ここで、従来技術にあっては、バッテリ５の電力消費を抑えるための方法として、地上に設置されたグランドパワーユニットを使用してガスタービンエンジンを始動させる場合がある。しかしながら、この場合、グランドパワーユニットが設置された場所で離陸する必要があり、場所の制限を受ける。本発明のガスタービンシステム１によれば、グランドパワーユニットを使用しなくてもバッテリ５の消費電力を削減できるので、場所の制限を受けることなく離陸することができる。さらに、従来技術と比較して地上でのバッテリ５の消費電力を削減できるので、バッテリ５の容量を小さくして、バッテリ５を小型化できる。これにより機体１１の重量も軽くなるので、従来よりも少ないエネルギーで飛行することができ、航空機１０の省エネ性を向上できる。

エンジン停止時には、始めに、選択された主停止ガスタービンエンジン（第一エンジン２１）以外の残りの従停止ガスタービンエンジン（第二エンジン２２及び第三エンジン２３）の駆動を停止する。このとき、主停止ガスタービンエンジン２１は駆動しているので、主停止ガスタービンエンジン２１に接続された第一発電機４１からの電力のみを用いて従停止ガスタービンエンジン２２，２３をモータリングできる。モータリングにより、従停止ガスタービンエンジン２２，２３を迅速に冷却し、熱によるエンジンダメージの発生を抑制できる。また、バッテリ５の電力を消費することなく従停止ガスタービンエンジン２２，２３のモータリングを行うことができる。次に、従停止ガスタービンエンジン２２，２３のモータリングが完了した後、主停止ガスタービンエンジン２１の駆動を停止させるとともに、バッテリ５からの電力を用いて主停止ガスタービンエンジン２１をモータリングする。これにより、バッテリ５は、複数のガスタービンエンジンのうち主停止ガスタービンエンジン２１のモータリングにのみ使用される。すなわち、エンジン停止時（モータリング時）においてバッテリ５が消費する電力は、主停止ガスタービンエンジン２１をモータリングするための電力だけで足りる。よって、複数のガスタービンエンジン全てをバッテリ５からの電力によりモータリングさせる従来技術と比較して、バッテリ５の消費電力を削減できる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの停止時におけるバッテリ５の消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ５の電力を十分に確保できる。
また、エンジン停止時にグランドパワーユニットを使用する必要がないので、場所の制限を受けることなく着陸することができる。さらに、従来技術にあっては、モータリング時におけるバッテリ５の消費電力を削減するための方法として、地上でアイドリングを行う場合がある。しかしながら、アイドリング中にはエンジンが燃焼しているため排気ガスが排出される。本発明のガスタービンシステム１によれば、アイドリングする必要が無いので、排気ガス排出量の低減とバッテリ５消費電力の削減とを両立できる。

制御部７は、従停止ガスタービンエンジン２２，２３の温度が所定の温度以下となった場合に、従停止ガスタービンエンジン２２，２３のモータリングを停止させるとともに主停止ガスタービンエンジン２１の駆動を停止させる。また、主停止ガスタービンエンジン２１の温度が所定の温度以下となった場合に、主停止ガスタービンエンジン２１のモータリングを停止させる。温度に応じてモータリングの開始又は停止を切り替えることで、各ガスタービンエンジン２１，２２，２３を効果的かつ短時間で冷却することができる。よって、停止時におけるバッテリ５の消費電力を削減しつつ、効率的にガスタービンエンジン２１，２２，２３を冷却できる。

（第２実施形態）
次に、本発明に係る第２実施形態について説明する。図５は、第２実施形態に係るガスタービンシステム２０１の概略構成図である。以下の説明において、上述した第１実施形態と同様の構成については、同一の符号を付して適宜説明を省略する。本実施形態では、第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３にバッテリ５からも電力が供給される点において上述した実施形態と相違している。

本実施形態において、バッテリ５は、第一スタータモータ３１、第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３にそれぞれ電気的に接続されている。バッテリ５からの電力は、第十回路２６０を介して第二スタータモータ３２に供給される。バッテリ５からの電力は、第十一回路２６１を介して第三スタータモータ３３に供給される。バッテリ５は、第一スタータモータ３１、第二スタータモータ３２及び第三スタータモータ３３にそれぞれ独立して電力を供給可能である。制御部７は、ガスタービンエンジンの始動時において、主始動ガスタービンエンジン（第一エンジン２１）を駆動した後、第一エンジン２１に接続された第一発電機４１からの電力及びバッテリ５からの電力の混成電力を用いて、従始動ガスタービンエンジン（第二エンジン２２及び第三エンジン２３）を始動させる。

具体的に、制御部７は、まず、第九回路２５９をオンにすることにより、バッテリ５からの電力を用いて第一エンジン２１を始動させる。第一エンジン２１が定常運転に到達すると、制御部７は、第二回路５２をオンにするとともに、第十回路２６０及び第十一回路２６１をオンにする。これにより、第一発電機４１からの電力及びバッテリ５からの電力の混成電力を用いて第二エンジン２２及び第三エンジン２３が始動する。
なお、制御部７は、ガスタービンエンジンの停止時においても、第一発電機４１からの電力及びバッテリ５からの電力の混成電力を用いて、第二エンジン２２及び第三エンジン２３のモータリングを行ってもよい。

本実施形態によれば、始めにバッテリ５の電力を用いて複数のガスタービンエンジンの中から選択された主始動ガスタービンエンジン（第一エンジン２１）のみが始動する。主始動ガスタービンエンジン２１が定常状態に到達した後、主始動ガスタービンエンジン２１に接続された第一発電機４１からの電力及びバッテリ５からの電力の混成電力を用いて、残りの従始動ガスタービンエンジン（第二エンジン２２及び第三エンジン２３）が始動する。これにより、従始動ガスタービンエンジン２２，２３の始動に必要な電力の一部を主始動ガスタービンエンジン２１で発電された電力により担うことができる。よって、全てのガスタービンエンジンをバッテリ５の電力のみによって駆動させる従来技術と比較して、バッテリ５の消費電力を削減できる。
したがって、従来技術と比較してガスタービンエンジンの始動時におけるバッテリ５の消費電力を削減し、飛行中に使用可能なバッテリ５の電力を十分に確保できる。

また、エンジン停止時にグランドパワーユニットを使用する必要がないので、場所の制限を受けることなく着陸することができる。さらに、従来技術と比較して地上でのバッテリ５の消費電力を削減できるので、バッテリ５の容量を小さくして、バッテリ５を小型化できる。これにより機体１１の重量も軽くなるので、従来よりも少ないエネルギーで飛行することができ、航空機１０の省エネ性を向上できる。

なお、本発明の技術範囲は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
上述の各実施形態では、第一エンジン２１を始動した後に、第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２及び第三エンジン２３を始動したが、これに限られない。例えば、第一エンジン２１を始動した後に、まず第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２を始動させ、その後、第二発電機４２からの電力を用いて第三エンジン２３を始動させてもよい。また、例えば、第一エンジン２１を始動した後に、まず第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２を始動させ、その後、再び第一発電機４１からの電力を用いて第三エンジン２３を始動させてもよい。このように複数のエンジンを一機ずつ始動させた場合は、バッテリ５負荷を小さくすることができる。なお、第一エンジン２１を始動した後に、第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２及び第三エンジン２３を始動する実施形態の構成では、一機ずつ始動させる場合と比較して全エンジンが始動するまでの時間を短縮できる点で優位性がある。

同様に、エンジン停止時において、制御部７は、例えば第三エンジン２３を停止した後に第二発電機４２からの電力を用いて第三エンジン２３をモータリングし、第二エンジン２２を停止した後に第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２をモータリングしてもよい。例えば、第三エンジン２３を停止した後に第一発電機４１からの電力を用いて第三エンジン２３をモータリングし、第二エンジン２２を停止した後に第一発電機４１からの電力を用いて第二エンジン２２をモータリングしてもよい。

複数のガスタービンエンジンの個数は上述の実施形態に限定されない。主始動ガスタービンエンジンとして複数のガスタービンエンジンを選定してもよい。主停止ガスタービンエンジンとして複数のガスタービンエンジンを選定してもよい。むしろ、複数のガスタービンエンジン２１，２２，２３の寿命管理のためには、運転時間に偏りがないように、主始動ガスタービンエンジンと主停止ガスタービンは順番に選定することが望ましい。それを実現するため、図２に示すガスタービンシステム１において、電気回路を追加してもよい。具体的には、第九回路５９と同様に、バッテリ５をスタータモータ３２、３３に接続する回路をそれぞれ設けてもよい。さらに、第二回路５２と同様に、発電機４２をスタータモータ３１、３３に接続する回路と、発電機４３をスタータモータ３１、３２に接続する回路を設けてもよい。図５に示すガスタービンシステム１においても、第二回路５２と同様に、発電機４２をスタータモータ３１、３３に接続する回路と、発電機４３をスタータモータ３１、３２に接続する回路を設けてもよい。

ガスタービンエンジンの軸方向において、スタータモータ、ガスタービンエンジン、発電機の順に並んで配置される構成が図示されているが、この配置に限定されない。例えばガスタービンエンジンの圧縮機とタービンとの間に発電機が設けられてもよい。また、ガスタービンエンジンに対して軸方向の一方側にスタータモータ及び発電機を配置してもよい。また、上述の実施形態ではモータリングと発電を区別して説明しやすいように、スタータモータと発電機を別々のブロックとしているが、いわゆるスタータジェネレータのように一体化してもよい。
第一完了条件及び第二完了条件は、温度以外の情報をパラメータとしてもよい。

その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上述した実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上述した実施形態を適宜組み合わせてもよい。

１，２０１ ガスタービンシステム
２ ガスタービンシステム本体
５ バッテリ
６ 電力分配装置
７ 制御部
１０ 航空機
１１ 機体
１２ ロータ（プロペラ）
１４ 電動機
１６ 取り付け部材
２１ 第一エンジン（複数のガスタービンエンジン、主始動ガスタービンエンジン、主停止ガスタービンエンジン）
２２ 第二エンジン（複数のガスタービンエンジン、従始動ガスタービンエンジン、従停止ガスタービンエンジン）
２３ 第三エンジン（複数のガスタービンエンジン、従始動ガスタービンエンジン、従停止ガスタービンエンジン）
３１ 第一スタータモータ
３２ 第二スタータモータ
３３ 第三スタータモータ
４１ 第一発電機（発電機）
４２ 第二発電機（発電機）
４３ 第三発電機（発電機）
５１ 第一回路
５２ 第二回路
５３ 第三回路
５４ 第四回路
５５ 第五回路
５６ 第六回路
５７ 第七回路
５８ 第八回路
５９，２５９ 第九回路
２６０ 第十回路
２６１ 第十一回路

Claims (4)

1. 航空機の機体に搭載される複数のガスタービンエンジンと、
   複数の前記ガスタービンエンジンの回転軸にそれぞれ接続される発電機と、
   前記発電機により発電した電力を貯留するバッテリと、
   前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により駆動されるプロペラと、
   前記ガスタービンエンジンの出力を制御する制御部と、
   を備え、
   前記制御部は、
   複数の前記ガスタービンエンジンを始動する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主始動ガスタービンエンジンと従始動ガスタービンエンジンとを決定し、
   前記バッテリからの電力を用いて前記主始動ガスタービンエンジンを始動させ、
   前記主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後に、前記主始動ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力のみを用いて、複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従始動ガスタービンエンジンを始動させることを特徴とするガスタービンシステム。
2. 前記制御部は、
   複数の前記ガスタービンエンジンを停止する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主停止ガスタービンエンジンと従停止ガスタービンエンジンとを決定し、
   複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させ、
   前記主停止ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力のみを用いて前記従停止ガスタービンエンジンをモータリングし、
   前記従停止ガスタービンエンジンのモータリングが完了した後に、前記主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させるとともに、前記バッテリからの電力を用いて前記主停止ガスタービンエンジンをモータリングすることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシステム。
3. 前記制御部は、
   前記従停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった後に、前記従停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させるとともに前記主停止ガスタービンエンジンの駆動を停止させ、
   前記主停止ガスタービンエンジンの温度が所定の温度以下となった後に、前記主停止ガスタービンエンジンのモータリングを停止させることを特徴とする請求項２に記載のガスタービンシステム。
4. 航空機の機体に搭載される複数のガスタービンエンジンと、
   複数の前記ガスタービンエンジンの回転軸にそれぞれ接続される発電機と、
   前記発電機により発電した電力を貯留するバッテリと、
   前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により駆動されるプロペラと、
   前記ガスタービンエンジンの出力を制御する制御部と、
   を備え、
   前記制御部は、
   複数の前記ガスタービンエンジンを始動する前に、複数の前記ガスタービンエンジンから主始動ガスタービンエンジンと従始動ガスタービンエンジンとを決定し、
   前記バッテリからの電力を用いて前記主始動ガスタービンエンジンを始動させ、
   前記主始動ガスタービンエンジンが定常状態に到達した後に、前記主始動ガスタービンエンジンに接続された前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の混成電力を用いて、複数の前記ガスタービンエンジンのうち前記従始動ガスタービンエンジンを始動させることを特徴とするガスタービンシステム。

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