JP6705753B2 - 多発ヘリコプタ推進システムの構造、および対応するヘリコプタ - Google Patents

Description

本発明は、多発ヘリコプタ、特に双発または三発ヘリコプタの推進システムの構造と、この種の構造を有する推進システムを備えるヘリコプタとに関する。

知られているように、双発または三発ヘリコプタは、２つまたは３つのターボシャフトエンジンを備える推進システムを有し、各ターボシャフトエンジンはガス発生機と、ガス発生機によって回転され、出力シャフトに堅固に連結されたフリータービンとを備える。各フリータービンの出力シャフトは、動力伝達ギアボックス（以下では省略形ＰＴＧで言及される）の運動を誘起するのに適しており、その運動そのものが、可変ピッチを有する羽根が設けられたヘリコプタのロータを駆動する。

さらに、ヘリコプタが巡航飛行状態（即ちそれが正常条件、ＡＥＯ（ａｌｌ ｅｎｇｉｎｅｓ ｏｐｅｒａｔｉｖｅ（全エンジン動作））モードで進行しているとき、即ち離陸、着陸、またはホバリング飛行を除く全ての飛行段階）にあるとき、ターボシャフトエンジンは低動力レベルで、それらの最大連続出力（以下ではＭＣＯ）未満で動作する。一部の構成では、巡航飛行中にターボシャフトエンジンによって提供される動力は、最大離陸出力（以下ではＭＴＯ）の５０％未満であることが可能である。これらの低動力レベルは、ターボシャフトエンジンの燃焼室による１時間当たりの燃料消費と前記ターボシャフトエンジンによってもたらされる推力との間の関係によって定義される、ＭＴＯのＳＣよりも約３０％大きい消費率（以下ではＳＣ）を、したがってガスタービンの効率の低下（またはＳＣの増大）をもたらす。

巡航飛行中（または例えば地上に留まっている間）にこの消費を縮小するために、ターボシャフトエンジンの１つを停止し、それを待機状態として知られるモードに置くことが可能である。すると活動状態の１つまたは複数のエンジンが、全ての必要な動力をもたらすためにより高い動力レベルで、したがってより良好なＳＣレベルで動作する。

以下の「経済的な飛行段階」は、少なくとも１つのターボシャフトエンジンが待機モードにある飛行段階を指し、「従来式飛行段階」は、いずれのターボシャフトエンジンも待機モードにない飛行段階を指す。

仏国特許出願公開第２９６７１３３号明細書（仏国特許出願番号第１１５１７１７号）および仏国特許出願公開第３０１１５８７号明細書（仏国特許出願番号第１３５９７６６号）で、本出願人は、ヘリコプタのターボシャフトエンジンの特定の消費率を、少なくとも１つのターボシャフトエンジンを連続飛行モードと呼ばれる安定飛行モードに、かつ少なくとも１つのターボシャフトエンジンを、必要に応じて緊急または正常な形でそれが離脱することが可能な特定の待機モードに置くことが可能であるということによって最適化する方法を提案した。飛行状況の変化が、待機状態のターボシャフトエンジンが活動化されることを必要とするとき、例えばヘリコプタが巡航飛行状況から着陸段階への移行に進むとき、待機モードからの移行は「正常」と呼ばれる。この種の待機モードからの正常な移行は１０秒から１分の時間にわたって起こる。活動状態のエンジンに動力故障または動力不足があるとき、または飛行条件が突然困難になるときには、待機モードからの移行は「緊急」と呼ばれる。この種の待機モードからの緊急の移行は１０秒未満の時間にわたって起こる。

ターボシャフトエンジンは待機モードから離脱し、例えばターボシャフトエンジンを再始動させるパックによって経済的飛行段階から従来式飛行段階へ移行する。そのパックはエネルギーを保存する装置、即ちリチウムイオン電池のような電気化学的保存装置、超コンデンサのような静電気保存装置、ターボシャフトエンジンに再始動に必要なエネルギーが供給されることと公称動作モードが到達されることとの両方を可能にするフライホイールのような電気化学的保存装置などに関連付けられる。

待機状態のターボシャフトエンジンを再始動させるこのようなパックは、ターボシャフトエンジンの総重量を実質的に増大させるという欠点を有する。ターバシャフトエンジンを待機状態に置くことによって得られる燃料消費に関する利益はこのように、特に各ターボシャフトエンジンにこのタイプの緊急再始動装置が設けられているとき、再始動装置、即ち再始動に必要なエネルギーを保存する装置によってもたらされる過剰の重量によって部分的に失われる。

本発明者らはこのように、先験的に相容れない問題、即ちヘリコプタを経済的な飛行段階に置くことを可能にする、つまり推進システム全体の重量をあまり増大させずに少なくとも１つのターボシャフトエンジンを待機状態に置くことを可能にするという問題を解決することを模索してきた。

言い換えれば、本発明者らは、双発または三発ヘリコプタの推進システムの新たな構造を提案することを模索してきた。

仏国特許出願公開第２９６７１３３号明細書 仏国特許出願公開第３０１１５８７号明細書

本発明は、多発ヘリコプタの推進システムの新たな構造を提供することを目的とする。

本発明は、ターボシャフトエンジンが待機状態に置かれることを可能にし、その急速な再始動を可能にする多発ヘリコプタの推進システムの構造を提供することも目的とする。

本発明は、少なくとも本発明の一実施形態で、ヘリコプタ内に据え付けされるのに容認可能な質量および体積を有する推進システムの構造を提供することも目的とする。

本発明は、少なくとも本発明の一実施形態で、同じ性能を有する従来技術の構造よりも低コストを有する推進システムの構造を提供することも目的とする。

これを達成するために、本発明は、動力伝達ギアボックスに連結されたターボシャフトエンジンを備える多発ヘリコプタの推進システムの構造であって、
− ハイブリッド型ターボシャフトエンジンと呼ばれる、前記ターボシャフトエンジンの中の少なくとも１つのターボシャフトエンジンにおいて、ヘリコプタの安定飛行中、他のターボシャフトエンジンだけがこの安定飛行中に動作する状態で、ヘリコプタの少なくとも１つの待機モードで動作する能力があるターボシャフトエンジンと、
− 前記エンジンを前記待機モードから引き出し、公称動作モードに到達するために、ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを急速に再始動させる少なくとも１つのパックと、
− 再始動パックに接続され、この再始動パックに、前記対応するハイブリッド型ターボシャフトエンジンを前記待機モードから引き出すのに必要な電力を要求に応じて提供する能力がある少なくとも１つの補助電力ユニットと、を備えることを特徴とする多発ヘリコプタの推進システムの構造に関する。

したがって、本発明による多発ヘリコプタの推進システムの構造は、少なくとも１つのハイブリッド型ターボシャフトエンジンを有し、他のターボシャフトエンジンは非ハイブリッド型であり、各ハイブリッド型ターボシャフトエンジンは待機モードで動作する能力がある。したがって本発明の構造は、それが少なくとも１つのハイブリッド型ターボシャフトエンジンと少なくとも１つの非ハイブリッド型ターボシャフトエンジンとを有することから非対称形である。

ハイブリッド型ターボシャフトエンジンとは、要求に応じて自由意志で、急速な（緊急のとも呼ばれる）または正常な形でそれが離脱することが可能な少なくとも１つの所定の待機モードに置かれることが可能であるように構成されたターボシャフトエンジンである。ターボシャフトエンジンは、ヘリコプタの安定飛行中、即ちヘリコプタのどのターボシャフトエンジンも故障していないとき、それが正常条件で進行している巡航飛行状況中にのみ、待機モードであることが可能である。待機モードからの離脱は、諸条件によって必要とされる離脱モード（正常な待機状態離脱モードまたは急速な（緊急のとも呼ばれる）待機状態離脱モード）と相容れる形で駆動することによって、ターボシャフトエンジンを、ガス発生機を加速させるモードへと変更させることから成る。

さらに、構造は、補助電力ユニットによって電流が供給される、そのようにして電池のようなまたは超コンデンサのようなエネルギー保存源に結び付けられる従来技術の欠点を克服することを可能にする少なくとも１つの再始動パックを提供する。

このタイプの補助電力ユニット（以下では省略形ＡＰＵで言及される）は、ハイブリッド型ターボシャフトエンジンの再始動パックが、大気条件に関わらず（特に温度に関わらず）、恒久的な電気供給部を有することを保証する。供給部は時間経過にわたって一定である（経年変化の影響がない）。

このＡＰＵは、例えば熱機関（連結型ガス動力タービンエンジン、または２行程型ないしは４行程型のガソリンないしはディーゼルエンジンなど）と、ユニットの燃焼を再始動し、必要な電力を電気技術式パックに供給する能力がある始動発電機とを備えることが可能である。

本発明による構造は、補助電力ユニットにおいて、例えば、非推進的、電気的、機械的、油圧的、および／または空気圧的動力を、ターボシャフトエンジンが供給することが可能でない全ての飛行段階中に、即ち地上で、移行段階（離陸、着陸）中に、接近段階で、などで供給することを目的とした補助電力ユニットを既に有しているヘリコプタに特に適している。このようにこのＡＰＵを本発明による構造の再始動パックと共に使用することは、待機状態のターボシャフトエンジンを補助するエネルギー保存システムを省略することを可能にする。

本発明による構造の再始動パックは、例えば、電気技術式、火工技術式、空気圧式、または油圧式パックである。この文書の残りの部分全体を通して、本発明が火工技術式、空気圧式、または油圧式パックが設けられた構造も網羅するという理解のもとで、特に電気技術式再始動パックに対して参照がなされる。

有利に、補助電力ユニットは、燃焼室が低速度で点火されている経済的待機状態の機能と、ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを再始動させるべく急速にその最大出力を電気技術式パックに供給するためにこの待機モードから急速に離脱する機能とを有する。特に、万一待機状態中のターボシャフトエンジンが緊急で再始動される際には、あるいは万一非ハイブリッド型ターボシャフトエンジンが失速した際には、電力が、飛行上の安全要件と相容れる時間内に利用可能にされる。

有利に、本発明による構造は、
− ヘリコプタの安定飛行中に、他のターボシャフトエンジンだけがこの安定飛行中に動作する状態で、少なくとも１つの待機モードで動作する能力があるただ１つのハイブリッド型ターボシャフトエンジンと、
− 前記エンジンを前記待機モードから引き出し、公称動作モードに到達するために、前記ターボシャフトエンジンを急速に再始動させるただ１つのパックと、
− 前記再始動パックに接続され、前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを前記待機モードから引き出すのに必要な動力を要求に応じて前記再始動パックに供給する能力があるただ１つの補助電力ユニットと、を備える。

ただ１つのハイブリッド型ターボシャフトエンジンと、ただ１つの再始動パックと、前記再始動パックに接続されたただ１つの補助電力ユニットとを有する構造は、構成要素の数が縮小されることが可能であることを意味する。さらに、これは推進システムの総重量を制限する。このようにこの種の構造は、大きさおよび重量が縮小された状態でターボシャフトエンジンを待機状態に置くことが可能であるということによって、ＳＣ最適化の諸利点を兼ね備える。

有利に、かつこの変化形態によって、構造は、ヘリコプタの機器に動力を供給する直流低電圧機上ネットワーク（以下では省略形ＯＢＮで言及される）と、前記機上ネットワーク用の少なくとも１つの電力源とを備え、前記補助電力ユニットが、前記機上ネットワークに交直変換器によって接続される。

前記補助電力ユニットは、電気技術式パックに交直変換器によって接続される。このタイプの変換器は、交流電圧を供給する補助電力ユニットと直流電気技術式パックとの両方を使用することを可能にする。他の変化形態によると、補助電力ユニットは直流を直接発生させる。

電力ユニットは、ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを再始動させるのに必要なエネルギーを供給することだけでなく、機上ネットワークに電力を供給することも可能にする。したがって、構造は、ＯＢＮに電力を供給するための発電に重複性を有し（電力源と補助電力ユニットとによって）、それは、ＯＢＮ用の第１電力源に起こり得る故障が第２電源によって補償されることを意味する。

この変化形態によると、有利に、構造は接触スイッチにおいて、前記補助ユニットと前記機上ネットワークとの間に配置され、前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジンが緊急で再始動されると前記補助電力ユニットを前記機上ネットワークから切り離すように制御される接触スイッチを備える。

この変化形態によると、補助電力ユニットはその全ての動力をハイブリッド型ターボシャフトエンジンに、それを再始動させるべく供給することが可能である。実際、接触スイッチは、補助ユニットからの全ての電力がターボシャフトエンジン用となるように、補助ユニットを機上ネットワークから切り離すことを可能にする。ＯＢＮの供給は電源によって維持され、そのようにして利用不可能となっている補助ユニットを補償する。

接触スイッチは交直変換器の上流または下流に配置されることが可能である。

有利に、この変化形態によると、前記機上ネットワーク用の電力源は、
− 前記動力ギアボックスと前記機上ネットワークとの間に配置され、交直変換器に関連付けられた少なくとも１つの電流発生機と、
− 非ハイブリッド型ターボシャフトエンジンと前記機上ネットワークとの間に配置された始動発電機と、を備える群から選択される。

他の変化形態によると、補助電力ユニットは巡航飛行段階中に待機状態に置かれることが可能であるので、もはや発電機能を遂行することが可能でない。この場合、構造はＯＢＮに対して２つの電力源を備えなければならない。例えば、第１電力源は、ＰＴＧとＯＢＮとの間に配置された、交直変換器に関連付けられた発電機であり、第２電力源は、非ハイブリッド型ターボシャフトエンジンとＯＢＮとの間に配置された始動発電機である。

有利に、この変化形態によって、前記発電機は１１５ボルトの交流電圧を供給する能力があり、前記関連付けられる変換器は２８ボルトの直流電圧を供給する能力がある。

有利に、本発明によって、前記急速再始動パックは、正常条件で待機状態から離脱するときに前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを再始動させる能力がある電気機械と、緊急条件で待機状態から離脱するときに前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジンを再始動させる能力がある、緊急で待機状態から離脱する装置とを備える。

ターボシャフトエンジンは、知られているように、ガス発生機とガス発生機からのガスが供給されるフリータービンとを備える。ガス発生機はシャフトと燃料が供給される燃焼室とを備える。

緊急で待機状態から離脱するモードは、燃焼室が点火され、ガス発生機のシャフトが、待機状態から離脱せよとの指令を受けて１０秒未満の時間内に８０％から１０５％の間の速度にもたらされるモードである。

正常に待機状態から離脱するモードは、燃焼室が点火され、ガス発生機のシャフトが、待機モードから離脱せよとの指令を受けて１０秒から１分の間の時間内に８０％から１０５％の間の速度にもたらされるモードである。

電気機械は、交電流または直電流を使用して動作する電気機械であることが可能である。

有利に、本発明によって、緊急で待機状態から離脱する前記装置は、電気技術式、火工技術式、空気圧式、または油圧式装置である。

有利に、本発明によって、前記補助電力ユニットは再始動パックに交直変換器によって接続される。

本発明は、推進システムを備えるヘリコプタであって、前記推進システムは本発明による構造を有することを特徴とする、ヘリコプタにも関する。

本発明は、上記または下記の特色の全てまたは一部を兼ね備えること特徴とする、多発ヘリコプタの推進システムの構造と、この種の構造を有する推進システムが設けられたヘリコプタとにも関する。

純粋に非制限的な例としてここに掲げられる、添付図面１に関する以下の説明を読めば、本発明の他の目的、特色、および利点が明らかになる。添付図面１は、本発明の実施形態による双発ヘリコプタの推進システムの構造の概略図である。

本発明の実施形態による双発ヘリコプタの推進システムの構造の概略図である。

この構造は、動力伝達ギアボックス３に連結された２つのターボシャフトエンジン１、２を備える。各ターボシャフトエンジン１、２は、明確にするために図面で示されないそれ自体の点検制御装置によって制御される。

知られているように、各ターボシャフトエンジンは、ガス発生機と、ガス発生機によって回転される出力シャフトに堅固に連結されたフリータービンとをさらに備える。各フリータービンの出力シャフトは、動力伝達ギアボックス３（以下では省略形ＰＴＧで言及される）の運動を誘起するのに適しており、その運動そのものが、可変ピッチを有する羽根が設けられたヘリコプタのロータを駆動する。

本発明によると、ターボシャフトエンジン１は、ヘリコプタの安定飛行中に少なくとも１つの待機モードで動作する能力があるハイブリッド型ターボシャフトエンジンである。

この待機モードは以下の動作モード、
− 燃焼室が点火され、ガス発生機のシャフトが公称速度の６０％から８０％の間の速度で回転する、正常アイドリングと呼ばれる待機モード、
− 燃焼室が点火され、ガス発生機のシャフトが公称速度の２０％から６０％の間の速度で回転する、正常超アイドリングと呼ばれる待機モード、
− 燃焼室が点火され、ガス発生機のシャフトが機械的補助によって公称速度の２０％から６０％の間の速度で回転する、補助付き超アイドリングと呼ばれる待機モード、
− 燃焼室が消火され、ガス発生機のシャフトが機械的補助によって公称速度の５％から２０％の間の速度で回転する、旋回と呼ばれる待機モード、
− 燃焼室が消火され、ガス発生機のシャフトが完全に停止している、シャットダウンと呼ばれる待機モード、から選択されることが好ましい。

構造は、ハイブリッド型ターボシャフトエンジン１を待機モードから引き出し、公称動作モードに到達するためにそれを急速に再始動させる電気技術式パック５、６をさらに備える。

この再始動パック５、６には、交直変換器１０によって補助電力ユニット１１（以下では省略形ＡＰＵで言及される）によって電気が供給される。この補助エンジンは、前記パックがハイブリッド型ターボシャフトエンジン１をその待機モードから引き出すのを可能にするように、要求に応じて非推進パワーを電気技術式パック５、６に供給する。

このＡＰＵ１１は、例えば熱機関（連結型ガス出力タービンエンジン、または２行程型ないしは４行程型のガソリンないしはディーゼルエンジンなど）と、ＡＰＵの燃焼を再始動し、必要な電力を電気技術式パックに供給する能力がある始動発電機とを備えることが可能である。ＡＰＵは１１５ボルトの交流電圧を供給することが好ましい。

交直変換器１０は、ＡＰＵ１１によって供給される１１５ボルトの高交流電圧が、ターボシャフトエンジン１を再始動させるのに必要な高直流電圧に変換されることを可能にする。他の実施形態によると、ＡＰＵは直流電圧を直接供給し、したがって電圧変換器１０は必要ない。

構造は、飛行中にヘリコプタの機器に電力を供給する好ましくは２８ボルトの低電圧機上ネットワーク７（以下では省略形ＯＢＮで言及される）をさらに備える。

このＯＢＮ７には、ＡＰＵ１１によって交流高／直流低電圧変換器によって、かつターボシャフトエンジン２に接続された、直流低電圧を直接供給する始動発電機４によって電流が供給される。ＯＢＮ７は２８ボルトのエネルギーを保存する電池８に電力をさらに供給する。他の変化形態（図には示されず）によると、ＯＢＮ７にはＰＴＧ３上に据え付けられた発電機によって電力が供給される。

ターボシャフトエンジン１の再始動が妨げられるのを防止するように、ターボシャフトエンジン１を待機モードから引き出すためにＡＰＵ１１内の全電力が必要とされるとき、ＯＢＮ７とＡＰＵ１１を切り離すべく、ＯＢＮ７とＡＰＵ１１との間に接触スイッチ１２が配置される。

ＡＰＵは１１５ボルトの交流電圧を供給し、ＯＢＮ７は２８直流ボルトのネットワークであることが好ましい。このＡＰＵ１１は、ヘリコプタの特定の機器９に電力を直接供給することが可能である。

図１の実施形態によると、急速再始動パックは、正常条件で待機状態から離脱するときにハイブリッド型ターボシャフトエンジン１を再始動させる能力がある電気機械５と、緊急条件で待機状態から離脱するときにターボシャフトエンジン１を再始動させる能力がある、緊急で待機状態から離脱する装置６とを備える。

緊急で待機状態から離脱するこの装置６は、例えば電気式、火工技術式、空気圧式、または油圧式装置である。

本発明の他の実施形態（図には示されず）によると、ＡＰＵは直流電圧を提供するように設計され、電気機械は交流電流を使用して動作するように設計される。この場合、電流を整え、ＡＰＵによって作り出されたエネルギーによって電気機械に電力供給するために、ＡＰＵと電気機械との間にインバータが配置される。

本発明は、ここに述べられた実施形態だけに限定されない。特にこの構造は、三発ヘリコプタの機器に対して３つのターボシャフトエンジンを備えることが可能である。

Claims (7)

1. 動力伝達ギアボックス（３）に接続されたターボシャフトエンジン（１、２）を備える多発ヘリコプタの推進システムの構造であって、
   ハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）と呼ばれる、前記ターボシャフトエンジンの中のただ１つのターボシャフトエンジンであって、ヘリコプタの安定飛行中、他のターボシャフトエンジン（２）だけがこの安定飛行中に動作する状態で、少なくとも１つの待機モードで動作する能力がある当該ただ１つのターボシャフトエンジン（１）と、
   ハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）を前記待機モードから引き出し、公称動作モードに到達するために、前記エンジンを急速に再始動させるただ１つの急速再始動パック（５、６）と、
   前記ただ１つの急速再始動パック（５、６）に接続され、要求に応じて前記ただ１つの急速再始動パックに（５、６）、前記対応するハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）を前記待機モードから引き出すのに必要な電力を提供する能力があるただ１つの補助電力ユニット（１１）と、
   を備え、
   飛行中にヘリコプタ機器に電力を供給する直流低電圧機上ネットワーク（７）であって、前記ただ１つの補助電力ユニット（１１）が前記機上ネットワーク（７）に交直変換器（１７）によって接続される、当該直流低電圧機上ネットワーク（７）と、
   前記機上ネットワーク（７）用の少なくとも１つの電力源（４）と、
   前記ただ１つの補助ユニット（１１）と前記機上ネットワーク（７）との間に配置され、前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）が緊急で再始動されるとき、前記ただ１つの補助電力ユニット（１１）を前記機上ネットワーク（７）から切り離すように制御される、接触スイッチ（１２）と、
   を備えることを特徴とする構造。
2. 前記機上ネットワークの前記電力源（４）が、
   前記動力伝達ギアボックスと前記機上ネットワークとの間に配置され、交直変換器に関連付けられた少なくとも１つの電流発生機と、
   非ハイブリッド型ターボシャフトエンジンと前記機上ネットワークとの間に配置された始動発電機（４）と、
   を備える群から選択されることを特徴とする、請求項１に記載の構造。
3. 前記発電機は１１５ボルトの交流電圧を提供する能力があること、前記関連付けられた変換器は２８ボルトの直流電圧を提供する能力があることを特徴とする、請求項２に記載の構造。
4. 前記急速再始動パック（５、６）が、正常条件で待機状態から離脱するときに少なくとも１つのハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）を再始動させる能力がある電気機械（５）と、緊急条件で待機状態から離脱するときに前記ハイブリッド型ターボシャフトエンジン（１）を再始動させる能力がある、緊急で待機状態から離脱する装置（６）とを備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の構造。
5. 緊急で待機状態から離脱する前記装置は電気技術式、火工技術式、空気圧式、または油圧式装置であることを特徴とする、請求項４に記載の構造。
6. 少なくとも１つの補助電力ユニット（１１）が再始動パックに交直変換器（１０）によって接続されることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の構造。
7. 推進システムを備えるヘリコプタであって、前記推進システムは請求項１から６のいずれか一項に記載の構造を有することを特徴とするヘリコプタ。

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