JP6470305B2 - フリータービンを有する航空機用タービンエンジンのための助力装置 - Google Patents

Description

本発明は、複数のタービンエンジンを有する航空機のためのフリータービン式タービンエンジン（ｆｒｅｅ−ｔｕｒｂｉｎｅ ｔｕｒｂｉｎｅ ｅｎｇｉｎｅ）の技術分野に関する。この航空機は、特にヘリコプタであってもよい。フリータービンを有するタービンエンジンが、ヘリコプタにおいてオーバーランニングクラッチ（ｏｖｅｒｒｕｎｎｉｎｇ ｃｌｕｔｃｈ）（フリーホイール）とメインギヤボックス（ＭＧＢ）とを介してヘリコプタのロータを駆動するパワータービン又は「フリー」タービンを含むということに留意されたい。

このエンジンは、さらに、特に圧縮機と圧縮チャンバと高圧（ＨＰ）タービンとを備えるガス発生機も有する。

減速補機ギヤボックス（ｓｐｅｅｄ−ｒｅｄｕｃｉｎｇ ａｃｃｅｓｓａｒｙ ｇｅａｒｂｏｘ）が、ステータと、モータ（始動機）として又は発電機として等しく適切に動作することが可能であるロータとによって構成されている電気機械にガス発生機のシャフトを連結する働きをする。

モータモード（ｍｏｔｏｒ ｍｏｄｅ）では、この電気機械は、電気供給源によって給電され、及び、特にエンジンを始動するために、及び、したがって始動を助力するために、エンジンのガス発生機の回転を駆動するように、駆動トルクを生じさせる。

発電機モードでは、その電気機械は、ガス発生機から機械的動力を得るためにガス発生機によって回転駆動され、及び、この動力は電力に変換される。

巡航飛行状態にある２つのタービンエンジンを有する航空機の場合に、２つのエンジンの一方をスタンバイモードにすることが、ある特許文献において提案されている（例えば、特許文献１参照。）。フリーホイールによって、フリータービンとメインギヤボックスとが脱同期化される。これに並行して、他方のエンジン（又は、複数の他方のエンジン）が、増大されている出力定格（ｐｏｗｅｒ ｒａｔｉｎｇ）で作動させられ、これによって通常の飛行状態を維持することを可能にする。この場合に、動作状態に維持されるタービンエンジンの比消費量がより少ないので、このシステムの総合的な燃料消費が減少させられる。

こうしたスタンバイモードの幾つかの変形例がすでに提案されている。

第１の変形例では、脱同期化されたガスタービンのガス発生機が、このガス発生機に燃料を配送し続けることによって低速アイドリング出力定格（ｓｌｏｗ ｉｄｌｅ ｐｏｗｅｒ ｒａｔｉｎｇ）に調節されてもよい。これは、延長された助力駆動トルク（ａｓｓｉｓｔａｎｃｅ ｄｒｉｖｉｎｇ ｔｏｒｑｕｅ）（一定不変の速度での回転のための助力）をガス発生機に提供するために電気機械と補機ギヤボックスを追加的に使用して、又は、これらを使用せずに、行われることが可能である。

これとは対照的に、第２の変形例では、タービンエンジンの燃焼チャンバを完全に消火すると同時に、巡航飛行の段階の終了時の再点火を容易化するのに適している速度においてガス発生機を回転状態に維持するように回転機械を使用することが提案されている。これは、同様に、延長された助力（一定不変の速度での回転のための助力）を構成する。

これらの動作モードは、場合によっては、巡航飛行の持続時間の全体を通じて維持される。

ガス発生機を駆動する回転機械に必要とされる性能の観点からは、この場合に、脱同期化エンジンの通常の再始動は、地上における始動の通常の機能に類似している。こうした通常の再始動は、一般的に、始動の開始と、フリータービン上で有効な動力を発生させるのに十分な速度にエンジンが到達し終わる瞬間との間で、数十秒間にわたって継続する。例えば、こうした始動は、特定の量の時間を伴うことが予め予想されており且つその実行のために両方のエンジンが同時に動作中であることを必要とする、着陸のような動作を続行するために行われる。

こうした再始動は、エンジンのガス発生機の回転が加速されることを必要とする。この加速は、燃料流量を増大させることによって得られる。

しかし、特に緊急的な状況において、例えば、エンジンの合計数が３つ以上である場合に別のエンジンの故障の発生時に、又は、２つしかエンジンがない場合に他方のエンジンの故障の発生時に、脱同期化したエンジンを急速に再活性化するための状況にあることが必要であることがある。安全上の必要条件を満たすために、緊急始動の要求と、このようにして再始動されるエンジンが有効な動力を供給することが可能である時点との間で許可される最長の時間が、典型的には１０秒間未満である。

特に、すでに停止させられているエンジンを急速に再始動することが可能であることの必要性が、燃焼チャンバが消火されている動作モードにおいて再点火を容易化する速度における回転状態に、ガス発生機が維持されることの理由である。

ガス発生機がアイドリング状態にあるか又はその燃焼チャンバが消火状態にあるかどうかに係わらず、特に緊急再始動の場合には、回転アセンブリの多量の慣性の故に、及び、エンジンの圧縮機からの対抗トルクの故に、ガス発生機シャフトに大きな動力を加えることが好ましい。この動力は、数秒間である短い持続時間で供給される必要がある。この短い時間経過の間に緊急始動システムによって生じさせられる動力が、通常の始動に必要とされる動力よりも約５倍から約１０倍大きくなければならない。

他の解決策として、特許文献１が、ガス発生機の回転を加速するための助力バースト（ｂｕｒｓｔ ｏｆ ａｓｓｉｓｔａｎｃｅ）を供給するために、特にスーパーキャパシタからの、電気エネルギーを使用することを示唆している。一般的には、多量の動力が必要とされるので、短い時間経過の間に多量の動力を供給することが可能である電気エネルギー貯蔵部材を有することが有利である。電力が、始動機の回転機械を介して印加されてもよい。

さらに、別の特許文献では、それぞれ１つのエンジンのガス発生機によって駆動されるそれぞれの発電機によって各々が充電され、且つ、停止状態にある別のエンジンを始動するための電力バースト（ｂｕｒｓｔ ｏｆ ｐｏｗｅｒ）を各々が提供する働きをする、２つのスーパーキャパシタを使用することが提案されている（例えば、特許文献２参照。）。

さらに別の特許文献では、加速助力バースト（ｂｕｒｓｔ ｏｆ ａｃｃｅｌｅｒａｔｉｏｎ ａｓｓｉｓｔａｎｃｅ）が、特に、フリータービンによって回転駆動される電気機械を介してガス発生機に機械的動力を供給することによって、ターボシャフトエンジンのガス発生機に対して供給される（例えば、特許文献３参照。）。

特許文献１は、さらに、タービンエンジン助力装置を説明している。

したがって、タービンエンジンの緊急再始動のために必要とされる大きな動力を供給するための解決策が提案されている。

しかし、これに関連して、安全性の観点からは、緊急始動システムが高レベルの可用性を確実なものにすることが可能でなければならないということが理解されることが可能である。明確に述べると、ヘリコプタに推進力を提供する唯一のエンジンであるタービンエンジンから動力が失われる事態では、当初にスタンバイモードの状態であったタービンエンジンを緊急時に再始動することが不可能であることが、駆動動力の全損失を生じさせる可能性がある。

高レベルの可用性に対するこうした必要性が、さらに、スタンバイ時にエンジンの通常の再始動の機能に該当する可能性がある。

明確に述べると、第２のエンジンが公称形態（ｎｏｍｉｎａｌ ｍａｎｎｅｒ）で動作している時に、特に着陸の準備を行っている場合に双発飛行状態に戻る時に、通常では当初にスタンバイモード状態だったタービンエンジンを再始動することが不可能であることが、動作中であるエンジンにおいて、方肺飛行（ＯＥＩ）偶発事故出力定格（ｏｎｅ ｅｎｇｉｎｅ ｉｎｏｐｅｒａｔｉｖｅ （ＯＥＩ） ｃｏｎｔｉｎｇｅｎｃｙ ｐｏｗｅｒ ｒａｔｉｎｇ）を使用することを必要とする可能性がある。

この状況は、搭乗員の作業量を増大させるので、及び、ＯＥＩ偶発事故出力定格の使用がエンジンにとって非常に有害なので、回避されなければならない。

米国特許出願公開第２０１３／２１９９０５号 米国特許出願公開第２０１３／０８６９１９号 米国特許出願公開第２０１０／０５８７３１号

これらの問題を解決するために、航空機用フリータービン式タービンエンジンのための助力装置であって、エンジンのガス発生機を駆動するために始動機回転機械の第１の巻線に給電するための第１の電力供給手段を備える助力装置において、この助力装置は、この助力装置が、さらに、第１の電力供給手段と第１の巻線とを監視するための監視装置手段と、第２の電力供給手段とを備えることと、上記監視装置手段が、この監視装置手段が第１の電力供給手段又は第１の巻線において不十分な電力を観測する時に上記ガス発生機を駆動するために、第２の電力供給手段が回転機械の第２の巻線に電力を供給することを生じさせることとを特徴とする。

上述したように、第１の助力が、始動機回転機械のロータによってガス発生機を機械的に駆動することによる回転運動に対する助力であり、及び、第２の助力が、上述した始動機回転機械又は別の始動機回転機械であってもよい始動機回転機械のロータによってガス発生機を機械的に駆動することによる回転運動に対する助力であるということが明記される。

これらの特徴によって、第１の巻線とその電力供給源とを有する回路が故障して（又は、さらに一般的には、不十分な電力しか供給せず）、これによってガス発生機を助力するための第１の巻線の能力のすべて又は一部分を損失する場合には、第２の巻線とその電力供給回路とを使用することによって、この障害を軽減することが可能である。

１つ又は複数の始動機回転装置は、交流（ＡＣ）機械であっても、直流（ＤＣ）機械であってもよい。巻線は、使用される回転機械の構造に応じて、ロータ巻線であっても、又は、ステータ巻線であってもよい。

第２の巻線は、第１の巻線に対しても給電するために使用されてもよい要素を使用して給電されてもよいが、代替案としては、電力供給回路は、完全に別個で且つ分離されていてもよく、このことが有利である。この点については、後述する。

第１の助力が十分ではないということを検出するために、始動機回転機械に給電するパワートレイン（ｐｏｗｅｒ ｔｒａｉｎ）の１つ又は複数の要素、タービンエンジンのスーパーバイザーシステム（ｓｕｐｅｒｖｉｓｏｒ ｓｙｓｔｅｍ）、及び／又は、エンジン自体を監視する監視装置が使用される。

有利な実施態様では、この助力装置は、始動機回転機械と、さらに、航空機の第２のタービンエンジンのガス発生機の加速を助力するための別の始動機回転機械とを備え、及び、第２の巻線は、共通の電力供給経路に対して、上記の他の回転機械と並列に、電気的に接続されている。

このことが、エネルギー源と電力供給手段とを共有することと、必要とされる要素の重量を減少させることとを可能にする。特に、このエネルギー源は、第２のエンジンを再始動する時の優先使用のためのエネルギー源であってもよく、及び、したがって、このエネルギー源は、第１の巻線を使用するその始動機回路が故障する場合に、第１のエンジンを再始動するために緊急時に使用される。このエネルギー源は、特に緊急再始動のための使用に適しているエネルギー貯蔵要素であってもよい。

この助力装置は電力変換装置を含んでもよく、及び、好ましくは、この電力変換装置は、電気エネルギーを始動機回転機械に対して送るように、又は、別の始動機回転機械に排他的に送るように構成されている。この構成は、電気エネルギーが排他的に第２の巻線又は別の始動機回転機械に対して送られることを確実なものにするために、助力装置内に含まれており且つ両方が同時に閉位置にあることが不可能である１対の接触器を使用して実現されてもよい。

一実施態様では、助力装置内に含まれている上記始動機回転機械が、二重巻線又はダブルスター機械（ｄｏｕｂｌｅ ｓｔａｒ ｍａｃｈｉｎｅ）である自己修復型（ｆａｕｌｔ−ｔｏｌｅｒａｎｔ）ＡＣ回転機械であり、及び、第２の巻線はその第２の巻線である。

公知であるように、同期式タイプ又は非同期式タイプのこのようなＡＣ回転機械は、共通の磁気回路上に巻き付けられている、始動機上の２つの互いに独立した３相巻線の組によって特徴付けられており、及び、各々の巻線はそれ自体のＤＣ／ＡＣ電力変換装置によって給電される。様々なアーキテクチャの変形例を範囲内に含むが、こうした機械の設計は、２つの巻線の各々の間の高レベルの電気的絶縁と、物理的、熱的、及び、磁気的な分離を確実なものにすることにある、一般的な原則に依拠する。この分離は、第１の巻線又はそのＤＣ／ＡＣ電力供給変換装置内で生じる例えば短絡又は開路のような電気的故障が、第２の巻線に対して、及び、したがって、ガス発生機に助力トルクを送る始動機の能力に対して、機能的な悪影響を与えないことを確実なものにすることを可能にする。ステータ磁気回路と、ロータと軸受と構造（ケーシング）とのような機械的要素とを共有することによって、このタイプの回転機械は、同等の総合的性能を与える２つの互いに完全に独立した機械の組に比べて、著しくよりコンパクトであり、且つ、より重量が軽く、これと同時に、さらに、内部の電気的故障に対して、又は、電力供給変換装置内の故障に対して、高いレベルの耐性を実現する。

二重巻線機械の使用は、さらに、１つだけの回転機械を装着することを可能にし、これによってタービンエンジンの補機ギヤボックス上でのアセンブリを容易化する。

一実施態様では、第１の巻線は、第２の巻線によって実現される性能よりも優れている性能を伴う加速助力を提供することを可能にする寸法である。

したがって、始動機回転機械は、電力が上記第１の巻線だけに供給されると同時にタービンエンジンの緊急始動（急速始動）を可能にし、及び、依然として全体的に適度な寸法を保持し、且つ、依然として非緊急事態（通常の始動）における始動の能力における冗長性を実現する寸法であってもよい。

一実施態様では、第２の巻線は、第１の巻線によって提供される性能と同様の性能を加速助力が提供されることを可能にする寸法である。

このことが、再始動のための能力において完全な冗長性を実現し、及び、巻線を提供し、及び、磁気回路が適切な寸法であり、及び、このことは、緊急再始動を行うための能力を含む。

一実施態様では、この助力装置は、２つの電力変換装置を有し、この２つの電力変換装置の各々は、上記第１の巻線と第２の巻線とに対して制御された形で電力をそれぞれに送る働きをする。

このことが、第１の回路における故障を検出する時に２つの助力（ａｓｓｉｓｔａｎｃｅ）の間のきめ細かい移行を得ることを可能にする。このことは、さらに、２つの巻線を使用している間に加速助力が制御されることを可能にし、このことは、巻線の各々によって生じさせられる電力から同時にこの加速のための恩恵を緊急時に得ることが可能なので、特に緊急的な状況において有用である。

一実施態様では、この助力装置は、第１の巻線と第２の巻線の一方に給電するための第１の電気エネルギー源を有し、及び、この助力装置は、さらに、第１の巻線と第２の巻線の他方が、第１のエネルギー源とは別個の第２のエネルギー源によって給電されることが可能であるように構成されており、これによって、一方のエネルギー源の故障又はその電気的接続の故障の発生時に、より高い安全性を実現する。

一実施態様では、この装置は、さらに、航空機の第２のタービンエンジンのガス発生機に対して加速助力を提供するための別の始動機回転機械を備え、上記別の回転機械は、「第３の」巻線と呼称される巻線を有し、及び、この助力装置は、さらに、第１の巻線又は他方の巻線に給電する必要に応じて構成される電気エネルギー源を含む。

したがって、双発型航空機の場合には、加速助力がそのエンジンの各々において得られ、これと同時に、第１のエンジンのためのエネルギー源が第２のエンジンのためにも使用されるので、エネルギー源を増大させることがない。

一実施態様では、助力装置内に含まれている始動機回転機械が、さらに、エンジンが動作中である時にそのエンジンによって作動させられる発電機でもあり、及び、第２の巻線は助力装置内に含まれている第２の回転機械の巻線であり、及び、この第２の機械は始動機としてだけ機能する。

この発電機が、助力装置内に含まれているか又は助力装置の外部にあるエネルギー貯蔵要素を再充電するために使用されてもよい。

このエネルギー貯蔵要素は、ガス発生機の加速を助力するための電力を供給するために使用できなくともよい。導入部で言及したように、これは、特に、第１のエンジンを再始動（再活性化）することが適切である時にはいつでも、航空機が飛行することを可能にするために第２のエンジンが航空機の回転翼に動力を送る航空機の飛行段階中に、及び、緊急時において有用である。

飛行中のエンジンの緊急再始動のためのエネルギー貯蔵要素を装着し、且つ、物理的及び機能的な分離を確実なものにしながら、一方の回転機械だけが電気を発電する働きをする２つの別々の回転機械を有することによって、２つの巻線と回転機械のヨークとをより適切に寸法決定することが可能であり、このことが、２つの回転機械が変換装置に接続されている実施態様において、２つの回転機械とその電力供給変換装置との間で、通常の又は緊急のエンジン始動機能の可用性を増大させる。

一実施様態では、第２の巻線は、助力装置内に含まれている第２の回転機械の巻線であり、及び、第２の回転機械はＤＣ機械であり、及び、同様に助力装置内に含まれている第１の回転機械は、ＡＣ機械である。

このことが、優先順位に基づいて使用されるＡＣで動作する第１の機械のためのトルク／速度制御を実現することと、航空機の機内ＤＣ回路網から直接的に給電される緊急回転機械を有することを可能にし、この緊急回転機械は、現在は、タービンエンジンと電気的始動機とを備える小型又は中型の動力のヘリコプタの大多数においては始動機である。

一実施態様では、第１の巻線は電気貯蔵部材によって給電され、及び、第２の巻線は航空機の機内回路網によって給電される。したがって、本発明の助力装置を有する例えば双発型ヘリコプタのような航空機が実現され、及び、第２の巻線は航空機の機内回路網によって給電される。

このことが、電気貯蔵部材を重複させる（このことは、サイズと重量との観点から不利であると見なされる可能性がある）ことなしに、電気貯蔵部材の故障を軽減することが依然として可能である形で、緊急再始動又は始動のための貯蔵電力を有することを可能にする。

一実施態様では、第２の巻線に給電するための手段は、例えば第１の巻線を使用して上記エンジンを始動することに関して、監視装置手段が上記ガス発生機の加速の困難又は不能を発見する場合に閉じられる接触器を含む。

接触器は、単純であり且つ故障が生じる危険性が低い電気機械装置である。

さらに、航空機用フリータービン式タービンエンジンを助力する方法も提供され、この方法は、エンジンのガス発生機を駆動するために第１の電力供給手段によって始動機回転機械の第１の巻線に給電する段階を含み、及び、この方法は、第１の電力供給手段と第１の巻線とを監視する段階と、第１の電力供給手段又は第１の巻線内において不十分な電力が存在することが監視段階中に観察される場合に、上記ガス発生機を駆動する
ために第２の電力供給手段によって回転機械の第２の巻線に給電する段階とを、さらに含むことを特徴とする。

本発明の実施形態の構成を示す。 本発明の第１の実施形態を示す。 本発明の第２の実施形態を示す。 本発明の別の実施形態を示す。

図１に示されているように、提案されているシステムの実施形態の概略的な電気的アーキテクチャは次の通りである。この実施形態は、２つのタービンエンジンを有するヘリコプタに関連付けて示されている。

メインギヤボックスＭＧＢがタービンエンジンＧＴ１、ＧＴ２によって駆動される。この例では、これらのエンジンはフリータービン式ターボシャフトエンジンである。各々のエンジンは、ガス発生機と、フリーホイールを介してメインギヤボックス（ＭＧＢ）を駆動する動力タービン（フリータービン）とを有する。

電気が、ＭＧＢによって駆動される少なくとも２つの交流発電機ＡＬＴ１、ＡＬＴ２によって航空機の機内で発電される。通常は大型ヘリコプタのために用いられるこのアーキテクチャは、本発明を使用することにとって決定的には重要ではなく、及び、本質的な特徴を構成するものではないが、このアーキテクチャは、ターボシャフトエンジンのガス発生機から発電機を駆動することにある大型航空機における従来の解決策よりも技術的に好ましい。明確に述べると、導入部で言及したように、エンジンの一方をスタンバイ状態にすることによって巡航飛行中の燃料節約が得られ、この場合に、スタンバイは、ガス発生機からあらゆる動力を取得することには不適合である動作モードなので、その航空機のエンジンの動作モードから航空機の機内での発電を機能的に切り離すことが、特に安全性の観点から、適切であると思われる。

ＡＬＴ１とＡＬＴ２は航空機の電気回路網に給電し、及び、この回路網に給電するために使用可能な他のエネルギー源が、機内予備電力ユニット（ＡＰＵ）、１つ又は複数の蓄電池、又は、実際には、地上電源車（航空機が地上にある場合）によって構成されることが可能である。

エンジンＧＴ１、ＧＴ２の各々が、始動機として且つ発電機として動作するのに適しており且つ補機ギヤボックスを介して対応するエンジンのガス発生機に機械的に連結されているそれぞれの回転機械ＧＳ１、ＧＳ２を有する。

この装置のコンパクト性と重量とを最適化するために、ＧＳ１とＧＳ２とが、一例としては、及び、非網羅的な形では、永久磁石を有するブラシレス同期式機械、可変磁気抵抗機械（ｖａｒｉａｂｌｅ ｒｅｌｕｃｔａｎｃｅ ｍａｃｈｉｎｅ）、又は、ブラシレスかご形非同期式機械（ｂｒｕｓｈｌｅｓｓ ｓｑｕｉｒｒｅｌ−ｃａｇｅ ａｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓ ｍａｃｈｉｎｅ）のような、ガス発生機によって高速度で駆動されることに適合可能であり、したがってロータ巻線がない、機械アーキテクチャを有することが好ましい。

この２つの機械ＧＳ１、ＧＳ２は、航空機の電気回路網から独立して動作する助力装置１００内に含まれている。

図２を参照すると、この図には、助力装置１００の第１の実施形態が示されている。電気機械ＧＳ１、ＧＳ２は、二重巻線電気機械、又は、故障耐性があるＡＣ回転機械である。

これらの機械は、単一の磁気回路又はヨークと、ＧＳ１に関しては照合番号Ｓ１１、Ｓ１２で示されており及びＧＳ２に関しては照合番号Ｓ２１、Ｓ２２で示されている２つの別々の多相ステータ巻線又はコイルとによって構成されている。

一例としては、ＧＳ１、ＧＳ２は、同期式タイプ又は非同期式タイプの機械である。

巻線Ｓ１１、Ｓ１２は、可逆ＤＣ／ＡＣ電力変換装置ＣＶＳ１、ＣＶＳ２にそれぞれに接続されている。電力変換装置ＣＶＳ１、ＣＶＳ２の各々は、巻線の多相ＡＣ回路と、変換装置を電気貯蔵部材に接続するＤＣバスによって構成されているＤＣ回路との間のインタフェースを構成する。これらの電気貯蔵部材は照合番号Ｓ１、Ｓ２でそれぞれに示されており、及び、これらの電気貯蔵部材を接続するＤＣバスは、バスＮｏ．１とバスＮｏ．２の照合番号で示されている。

この例では、電気貯蔵部材は、ＤＣ部材であり、例えば、スーパーキャパシタ、ハイブリッドキャパシタ、蓄電池、又は、それぞれのＤＣ／ＡＣ変換装置を含むフライホイールである。

巻線Ｓ１２と巻線Ｓ２１は、互いに反対の電力変換装置に接続されており、即ち、ＣＶＳ２とＣＶＳ１とにそれぞれに接続されている。巻線Ｓ１２と巻線Ｓ２２は、したがって、変換器ＣＶＳ２からの出口において、互いに対して分岐接続又は並列接続の形であり、一方、巻線Ｓ１１、Ｓ２１は、変換装置ＣＶＳ１からの出口において、互いに対して分岐接続の形である。

接触器Ｋ１１、Ｋ２１、Ｋ１２、Ｋ２２が、それぞれの巻線Ｓ１１、Ｓ２１、Ｓ１２、Ｓ２２を電気的に絶縁又は接続させるために存在しており、及び、これらの接触器は、任意の特定の時点において多くとも単一の回転機械を制御するために変換装置ＣＶＳ１、ＣＶＳ２が各々に使用されることが可能であるように、協調させられた形で動作するか又は作動させられる。したがって、接触器Ｋ１１又はＫ２１を閉じることが、接触器Ｋ２１又はＫ１１が開かれることを生じさせ、及び、接触器Ｋ１２又はＫ２２を閉じることが、接触器Ｋ２２又はＫ１２が開かれることを生じさせる。

いずれにしても一度に１つのエンジンを始動することだけしか必要でない場合には、この接触器の組とそれに関連した制御論理とが、有利であることに、通常始動機能及び緊急始動機能が使用可能であることを確実なものにするために必要とされる冗長性のレベルを温存し、これによって重量とサイズに関する明確な改善を確実なものにすると同時に、電力変換装置が２つの回転機械の間で共用されることを可能にし、これによって、必要とされる機械の個数を４つから２つに減少させる。

接触器ＫＣが、２つのＤＣバスＮｏ．１、Ｎｏ．２を電気的に互いに接続するか、又は、これとは反対に、２つのＤＣバスＮｏ．１、Ｎｏ．２を互いから絶縁する働きをする。

この例では、回転機械ＧＳ１、ＧＳ２は両方とも発電機及び始動機である。回転機械ＧＳ１、ＧＳ２が発電機として動作する時には、これらの回転機械は、対応するエンジンのガス発生機によって回転駆動され、及び、これらの回転機械のステータ巻線の一方又は他方を介して、電気エネルギーを貯蔵要素Ｓ１及び／又はＳ２に送ることが可能であり、又は、１つの貯蔵要素だけしか備えられていない場合には唯一の貯蔵要素に電気エネルギーを送ることが可能である。

電気エネルギー貯蔵要素が充電され終わると、単一エンジンによる飛行の段階を行うことが可能である。ここで説明しているシナリオでは、エンジンＧＴ１が駆動電力を供給し、これと同時に、エンジンＧＴ２が、導入部で説明したスタンバイモードの１つに維持される。例えば着陸前に、又は、エンジンＧＴ１からの動力損失の発生時に、エンジンＧＴ２を再始動するために、故障がそのシステムの１つの部分から別の部分に伝播しないことを確実なものにするために、接触器ＫＣを使用してバスＮｏ．１とバスＮｏ．２とを互いから電気的に絶縁することによって開始することが提案されている。その後に、接触器Ｋ２１は閉じられ、且つ、接触器Ｋ１１は開いており、及び、変換装置ＣＶＳ１は抑止され、動作する準備はできているが実際には巻線Ｓ２１に給電していない。

これと同時に、接触器Ｋ２２が閉じられ、Ｋ１２が開いており、及び、変換装置ＣＶＳ２が、モータモード（ｍｏｔｏｒ ｍｏｄｅ）で動作する回転機械ＧＳ２を制御するために、且つ、状況に応じたエンジンの通常始動又は緊急始動のために最適化されている関係の適用においてその回転機械ＧＳ２が供給するトルクを調節するために、インバータとして動作させられる。したがって、エンジンＧＴ２のガス発生機は、エンジンが始動すられることを可能にするように作動させられる。

故障又は不十分な動力がパワートレインＳ２−ＣＶＳ２−Ｋ２２−Ｓ２２上で生じ、及び、エンジンＧＴ２のガス発生機を加速させる能力に悪影響を及ぼす場合には、このことが、監視装置手段１２０によって識別される。この場合に、監視装置手段１２０は、変換装置ＣＶＳ１が作動させられることを生じさせる。

第１の変形例では、変換装置ＣＶ２は、接触器Ｋ２２を使用することによって巻線Ｓ２２から接続解除されるか、又は、スタンバイ状態にされ、及び、電力変換装置ＣＶＳ１は、変換装置ＣＶＳ１によって実現されるトルク制御関係と同一であるトルク制御関係の適用において巻線Ｓ２１に給電するために単独で作用する。したがって、始動シーケンスが継続される。エネルギーが当初には貯蔵部材Ｓ２から取得されるが、その後では、エネルギーは貯蔵部材Ｓ１から取得される。

第２の変形例では、パワートレインＳ２−ＣＶＳ２−Ｋ２２−Ｓ２２の部分的故障又は漸進的故障の発生時に、変換装置を逐次的に制御する手順が実行され、及び、トルクが完全に又は部分的に、且つ、連続的に、１つの分岐から他方の分岐に移行させられる。

したがって、２つの巻線による助力が互いに排他的であるか、又は、これとは反対に、同時であることが可能である。

パワートレインＳ２−ＣＶＳ２−Ｋ２２−Ｓ２２における故障又は不十分な動力が、その（ＤＣバス上に含まれる）パワートレインＳ２−ＣＶＳ２−Ｋ２２−Ｓ２２内の要素の各々において監視装置手段１２０によって検出されてもよく、又は、例えばガス発生機の加速を予め決められた表と比較することによって、エンジンＧＴ１を監督（ｓｕｐｅｒｖｉｓｅ）するためのシステムにおいて検出されてもよいということが明記される。

パワートレインＳ１−ＣＶＳ１−Ｋ１１−Ｓ１１と、エンジンＧＴ１のガス発生機を加速することにおける助力とが、監視装置手段１２０とは対称的な役割を果たす監視装置手段１１０によって、同一の仕方で監視される。

一変型例では、巻線Ｓ１１、Ｓ１２、Ｓ２１、Ｓ２２の各々は、モータ動作において、対応するエンジンの緊急始動のために、及び、なおさら通常の始動のために、必要な性能を各巻線がそれ自体で提供することを可能にするのに十分な寸法である。したがって、パワートレインの１つにおける故障又は不十分な動力の発生時に、通常始動と緊急始動とが、交換パワートレインによって完全に行われることが可能である。

別の変形例では、巻線Ｓ１１、Ｓ２１だけが、緊急始動のために必要とされる性能をこれらの巻線が個別的に提供することを可能にする寸法である。しかし、４つの巻線Ｓ１１、Ｓ２１、Ｓ１２、Ｓ２２のすべては、これらの巻線が通常始動のために必要な性能を提供するのに適している寸法である。したがって、Ｓ１１又はＳ１２に関連したパワートレインの１つにおける故障又は不十分な動力の発生時に、通常始動が交換パワートレインによって完全に行われることが可能であり、一方、緊急始動が、巻線Ｓ１２又はＳ２２の１つを使用して、通常始動のために必要とされる性能と同様の性能を使用して行われる。

最後に、別の変形例では、巻線Ｓ１１及びＳ１２（それぞれにＳ２２及びＳ２１）は、これらの巻線が同時に給電される時に、エンジンＧＴ１（又は、それぞれにＧＴ２）を緊急始動するために必要とされるトルク及び電力性能をこれらの巻線が共に提供することを可能にする寸法である。こうした緊急始動のために、変換装置ＣＶＳ１、ＣＶＳ２の両方が、整合した形で両方の巻線に給電するように、一方がマスタとして、且つ、他方がスレーブとして、同時に活性化される。さらに、この変形例では、巻線Ｓ１１及びＳ１２（それぞれにＳ２２及びＳ２１）が、その一方の巻線だけを使用して通常始動を可能にするために適している寸法でなければならず、したがって、関連したパワートレインの１つにおける故障又は不十分な動力の発生時に、いずれにしてもエンジンの通常始動が完全に行われることが可能であることを確実なものにすることを可能にする。

図３を参照して、照合番号１０１が与えられている助力装置の別の実施形態を説明する。二重巻線機械は、２つの単一巻線回転機械の組によって置き換えられている。

したがって、ＧＳ１を置換する時に、エンジンＧＴ１の助力ギヤボックスの別の出口において同様に単一のステータ巻線を有する別のＡＣ回転機械を伴う、単一のステータ巻線を有するＡＣ回転機械Ｍ１Ａが存在する。この実施形態では、巻線Ｓ１１は機械Ｍ１Ａの巻線であり、及び、巻線Ｓ１２は機械Ｍ１Ｂの巻線である。これらの巻線は多相巻線である。

機械Ｍ１Ａは発電機と始動機の両方であるが、機械Ｍ１Ｂは始動機のみである。Ｍ１Ｂは、おそらくは、フリーホイールを介してエンジンのガス発生機に機械的に連結されていてもよく、したがって、ガス発生機の最高速度、即ち、ＮＧの１００％のためではなく、始動機モードでの最高駆動速度、即ち、ＮＧの５０％−６０％の範囲内の速度のためだけに始動機を設計することを可能にする。したがって、エンジンが動作状態にある飛行段階中は、電気エネルギー貯蔵要素Ｓ１は、機械Ｍ１Ａと変換装置ＣＶＳ１とを経由して再充電され、及び、回転機械Ｍ１Ｂは休止状態のままにされる。

２つの機械Ｍ１Ａ又はＭ１Ｂの一方が、緊急始動時にその必要とされる性能をこの機械が提供することを可能にする寸法であり、一方、他方の機械は、通常の始動のために必要とされる性能をこの機械が提供することを可能にする寸法であることだけを必要とする。

同様の要素がエンジンＧＴ２の助力ギヤボックス上に設置されており、及び、電気機械は照合番号Ｍ２Ａ、Ｍ２Ｂで示されている。

監視装置手段１１１、１２１は、電力変換装置ＣＶＳ１、ＣＶＳ２が動作状態にさせられることを生じさせるために、図２に示されているように、エンジンのガス発生機の加速助力を監視する。

図４を参照すると、この図では、照合番号１０２が与えられている、助力装置の別の実施形態が示されている。機械Ｍ１Ｂ、Ｍ２Ｂは、ブラシ及び整流子を有するＤＣ機械によって置き換えられており、照合番号Ｄ１、Ｄ２で示されている。これらの機械のそれぞれのロータ巻線Ｓ１２、Ｓ２１は、ヘリコプタの機内ＤＣ回路網に接続されており、この機内ＤＣ回路網は、特に少なくとも１つの蓄電池Ｂを備える２８ボルトＤＣ（ＶＤＣ）で動作する回路網である。接触器ＫＢ１、ＫＢ２（一般的には互いに整合させられていない）が、これらの機械を機内回路網から絶縁する働きをし、又は、これとは反対に、これらの機械を機内回路網に接続する働きをする。

単一の電気エネルギー貯蔵部材Ｓが、さらに、示されている変形例において、上述の実施形態における貯蔵部材Ｓ１、Ｓ２に取って代わる働きをしてもよい。接触器ＫＳ１、ＫＳ２は、この部材Ｓが、変換装置ＣＶＳ１又は変換装置ＣＶＳ２のどちらかに接続されることを可能にする。しかし、図２と図３に示されているように、２つの貯蔵部材を使用することが可能である。

監視装置手段１１２、１２２は、図２及び図３におけるように、この場合にはスイッチＫＢ１、ＫＢ２が切り替わることを生じさせるために、エンジンのガス発生機の加速助力を監視する。

対応するＡＣ回転機械、即ち、エンジンＧＴ１のための機械Ｍ１Ａを使用することによる、例えばエンジンＧＴ１のようなエンジンの始動を妨げる故障又は不十分な動力の発生時には、接触器ＫＢ１が閉じられて、ＤＣモータＤ１がそれにとって代わり、助力トルクが明確に制御されることがない場合にさえ、エンジンＧＴ１の通常の始動を行うことを可能にする。

ＤＣ機械Ｄ１、Ｄ２は、発電機であり且つ始動機であることが可能である。これらのＤＣ機械Ｄ１、Ｄ２は、発電機ではない場合には、それぞれのフリーホイールを介して対応するエンジンの補機ギヤボックスに連結されてもよい。

本発明は上述した実施形態だけに限定されず、本特許請求項の範囲内のあらゆる変形例に適用される。

１００ 助力装置
１０１ 助力装置
１０２ 助力装置
１１０ 監視装置手段
１１１ 監視装置手段
１１２ 監視装置手段
ＣＶＳ２ 電力変換装置
ＧＳ１ 始動機回転機械
Ｍ１Ａ 始動機回転機械
ＧＳ２ 始動機回転機械
Ｍ２Ａ 始動機回転機械
ＧＴ１ フリータービン式タービンエンジン
Ｋ１１ 第１の電力供給手段
ＣＶＳ１ 第１の電力供給手段
Ｋ１２ 接触器
Ｋ２２ 接触器
Ｓ１１ 始動機回転機械の第１の巻線
Ｓ１２ 始動機回転機械の第２の巻線

Claims (17)

1. 航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）のための助力装置（１００、１０１、１０２）であって、
   第１の巻線（Ｓ１１）を有する始動機回転機械（ＧＳ１、Ｍ１Ａ）と、
   前記航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）のガス発生機を駆動するために前記第１の巻線（Ｓ１１）に給電するための第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ１）とを備える、助力装置において、
   前記助力装置は、
   前記第１の巻線（Ｓ１１）とは別個であり且つ前記始動機回転機械（ＧＳ１）内に含まれている第２の巻線（Ｓ１２）であって、前記始動機回転機械（ＧＳ１）は、二重巻線回転機械であるか、又は、別の回転機械（Ｍ２Ａ）内に含まれており、前記始動機回転機械（Ｍ１Ａ）と前記別の回転機械（Ｍ２Ａ）は単一巻線回転機械である第２の巻線と、
   前記第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ１）と前記第１の巻線（Ｓ１１）とを監視するための監視装置手段（１１０、１１１、１１２）と、
   前記航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）の前記ガス発生機を駆動するために前記第２の巻線（Ｓ１２）に給電するための第２の電力供給手段（Ｋ１２、ＣＶＳ２、ＫＢ１）とを備え、
   前記監視装置手段は、前記第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ１）又は前記第１の巻線（Ｓ１１）内において不十分な電力を識別するように、かつこうした不十分な電力が識別される場合に、前記第２の電力供給手段（Ｋ１２、ＣＶＳ２、ＫＢ１）によって前記第２の巻線（Ｓ１２）が給電されることを生じさせるように構成されていることを特徴とする助力装置。
2. 前記始動機回転機械（ＧＳ１、Ｍ１Ａ）と、さらに、航空機の第２のタービンエンジンのガス発生機を加速することにおける助力を提供するための、別の始動機回転機械（ＧＳ２、Ｍ２Ａ）とを備え、前記第２の巻線（Ｓ１２）は、共通の電力供給経路（ＣＶＳ２）に対して、前記別の回転機械（ＧＳ２、Ｍ２Ａ）と並列に、電気的に接続されている請求項１に記載の助力装置。
3. 電力変換装置（ＣＶＳ２）を含み、前記電力変換装置（ＣＶＳ２）は、前記電力変換装置（ＣＶＳ２）が電気エネルギーを前記始動機回転機械（ＧＳ１、Ｍ１Ａ）の前記第２の巻線（Ｓ１２）に送るように、又は、前記別の始動機回転機械（ＧＳ２、Ｍ２Ａ）に排他的に送るように構成されている請求項２に記載の助力装置。
4. 電気エネルギーが前記第２の巻線（Ｓ１２）又は前記別の始動機回転機械（ＧＳ２、Ｍ２Ａ）に排他的に送られることを確実なものにするために、両方が同時に閉位置にあることが不可能である１対の接触器（Ｋ１２、Ｋ２２）を有する請求項３に記載の助力装置。
5. 前記監視装置手段（１１０、１１１、１１２）は、前記始動機回転機械（ＧＳ１、Ｍ１Ａ）に給電するパワートレインの１つ又は複数の要素（Ｓ１、ＣＶＳ１、Ｋ１１、Ｓ１１）を監視するように構成されている請求項１〜４のいずれか１項に記載の助力装置。
6. 前記監視装置手段（１１０、１１１、１１２）は、前記航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）のスーパーバイザシステムを監視するように構成されている請求項１〜５のいずれか１項に記載の助力装置。
7. 前記始動機回転機械（ＧＳ１）を含み、前記始動機回転機械は、二重巻線又はダブルスター機械である自己修復型ＡＣ回転機械であり、前記第２の巻線（Ｓ１２）はその第２の巻線である請求項１〜６のいずれか１項に記載の助力装置。
8. 前記第２の巻線（Ｓ１２）は、前記第１の巻線（Ｓ１１）によって提供される性能と同じ性能の加速助力が提供されることを可能にする寸法である請求項７に記載の助力装置。
9. 前記第２の巻線（Ｓ１２）は、第２の助力の性能よりも高い性能の加速助力が提供されることを可能にする寸法である請求項７に記載の助力装置。
10. 前記第１の巻線（Ｓ１１）及び前記第２の巻線（Ｓ１２）にそれぞれに対して制御された形で電力を伝送する働きを各々がする２つの電力変換装置（ＣＶＳ１、ＣＶＳ２）を有する請求項１〜９のいずれか１項に記載の助力装置。
11. 前記第１の巻線（Ｓ１１）及び前記第２の巻線（Ｓ１２）のうちの第１の巻線に給電するための第１の電気エネルギー源（Ｓ１、Ｓ）を有し、前記助力装置は、さらに、前記第２の巻線（Ｓ１２）及び前記第１の巻線（Ｓ１１）のうちの他方の巻線が前記第１の電気エネルギー源とは別個である第２のエネルギー源（Ｓ２、Ｂ）によって給電されることが可能であるように構成されている請求項１〜１０のいずれか１項に記載の助力装置。
12. 航空機の第２のタービンエンジン（ＧＴ２）の前記ガス発生機に対して加速助力を提供するための別の始動機回転機械（Ｍ２Ａ）をさらに備え、前記別の回転機械（Ｍ２Ａ）は、他の巻線と呼称される巻線（Ｓ２２）を有し、前記助力装置は、さらに、前記第１の巻線（Ｓ１１）又は他の巻線（Ｓ２２）に給電する必要に応じて構成される電気エネルギー源（Ｓ１、Ｓ２、ＫＣ、Ｓ、ＫＳ１、ＫＳ２）を含む請求項１〜１１のいずれか１項に記載の助力装置。
13. 前記始動機回転機械は（ＭＩＡ）は前記助力装置内に含まれており、さらに、前記航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）によって作動させられるように構成されている発電機でもあり、前記第２の巻線（Ｓ１２）は、前記助力装置内に含まれており且つ始動機だけを構成する第２の回転機械（Ｍ１Ｂ、Ｄ１）の巻線である請求項１〜１２のいずれか１項に記載の助力装置。
14. 前記第２の巻線（Ｓ１２）は、前記助力装置内に含まれている第２の回転機械（Ｄ１）の巻線であり、前記第２の回転機械はＤＣ機械であり、前記助力装置内に含まれている前記第１の回転機械（Ｍ１Ａ）はＡＣ機械である請求項１〜１３のいずれか１項に記載の助力装置。
15. 前記第２の巻線に給電するための手段が、前記第１の巻線を使用して前記ガス発生機を加速することが不可能であることが観察される場合に閉じられる接触器（ＫＢ１）を備える請求項１〜１４のいずれか１項に記載の助力装置。
16. 前記第１の巻線（Ｓ１１）は電気貯蔵部材（Ｓ）によって給電され、前記第２の巻線は前記航空機の機内回路網によって給電される請求項１〜１５のいずれか１項に記載の助力装置を含む航空機。
17. 航空機用フリータービン式タービンエンジン（ＧＴ１）を助力する方法であって、前記エンジン（ＧＴ１）のガス発生機を駆動するために第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ１）によって始動機回転機械（ＧＳ１、Ｍ１Ａ）の第１の巻線（Ｓ１１）に給電する段階を含む方法において、
    前記第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ１）と前記第１の巻線（Ｓ１１）とを監視する段階と、
    前記第１の電力供給手段（Ｋ１１、ＣＶＳ２）又は前記第１の巻線（Ｓ１１）内において不十分な電力が存在することが監視段階中に観察される場合に、前記ガス発生機を駆動するために第２の電力供給手段（Ｋ１２、ＣＶＳ２、ＫＢ１）によって第２の巻線（Ｓ１２）に給電する段階であって、前記第２の巻線（Ｓ１２）は、前記第１の巻線（Ｓ１１）とは別個であり、且つ、前記始動機回転機械（ＧＳ１）内に含まれており、前記始動機回転機械（ＧＳ１）は、二重巻線回転機械であるか、又は、別の回転機械（Ｍ２Ａ）内に含まれており、前記始動機回転機械（Ｍ１Ａ）と前記別の回転機械（Ｍ２Ａ）は単一巻線回転機械である段階とをさらに含むことを特徴とする方法。

Images