JP2012518569A - 航空機システムに一体化するための発電システム - Google Patents

Abstract

航空機システムに一体化するための発電システム（Ｐ）であって、前方開口（４）及び後方開口（５）による航空機（Ｆ）の胴体（Ｒ）上の２つの開口（４；５、８５、９５）間に伸びているダクト（Ｋ）と、発電機（１４）とともにダクト（Ｋ）内に配置されたタービン（１２）と、その閉塞位置において前方開口（４）を被覆するための被覆装置（６）と、電気機械的に作動可能な開閉装置（６１）と、被覆装置（６）に配置され、第１の信号強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置（６）を施錠し且つ少なくとも所定値だけ第１の信号強度未満である第２の信号強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置（６）を開錠するように具体化された電磁的に作動可能な開錠装置（６２）と、を有する二次電源装置（１０）と、開閉装置（６１）と機能的に接続され、開閉装置（６１）のための開放又は閉塞信号を生成する少なくとも１つの作動装置（４１、４２）と、初期状態において、被覆装置（６）を施錠する第１の信号強度によって電気機械的に作動可能な開錠装置（６２）を電気的に起動し、且つ、発電監視装置（２５）からの電力要求信号の受信により、被覆装置（６）を開錠する第２の信号強度によって開錠装置（６２）を電気的に起動するように具体化された開放機能切り替え装置（２７）とを有する。

Description

本発明は、航空機システムに一体化するための発電システムに関する。特に、発電システムは、一次発電システム又は二次発電システムとして具体化されることができる。

この特許出願は、双方とも２００９年２月２４日に提出された独国特許出願第１０ ２００９ ０１０ ２４３．４−２２及び米国仮特許出願第６１／１５４，９９０の出願日からの優先権を主張する。本願明細書によってなされる参照のおかげで、これらの特許出願の開示は、本特許出願に含まれる。

一般的な従来技術から、非常用発電装置又はより一般的には二次発電装置を有する航空機が公知技術である。この装置は、取り付け支持部と、電気的エネルギを生成するための支持部の端部に装着されるプロペラとを有する。そのようなユニットはまた、ラムエアタービンとして指定されている。取り付け支持部は、伸ばされることができるように航空機の胴体又は翼内に設置されており、航空機の通常動作において収縮状態で位置している。利用可能なエネルギの減少をともなう非常事態において、プロペラとともに取り付け支持部は、エネルギを生成するように引き伸ばされることができる。

一般的な従来技術から、補助発電ユニット（ＡＰＵ）を有する航空機が公知技術である。補助発電ユニットは、タービンと発電機とを組み合わせて、例えば航空機が地上にいるときに航空機システムに電力を供給するなど電力を生成し、且つ航空機エンジンを起動する目的で任意に圧縮空気を生成する。このために、補助発電ユニットのタービンは、航空機の後部の先端において吸気ダクトと排気ダクトとの間における流れダクトに取り付けられている。

独国特許出願公開第１０ ２００６ ００３ １３８号明細書から、航空機システムに一体化するための電源システムが公知技術である。これは、非常用電源ユニットの形式の二次電力供給装置を有する。ダクトは、航空機の長手方向においてみられたとき、前方開口及び後方開口による航空機の胴体上の２つの開口間に伸びている。ダクト内には、発電機が連結されたタービンが配置されている。前方開口において、電気機械的に作動可能な開閉装置を用いて閉塞及び開放位置間において移動されることができる被覆装置が設けられており、開閉装置は、被覆装置の閉塞位置において開口を被覆するためのものである。この目的を達成するために、作動装置は、開放又は閉塞信号を生成するために開閉装置と機能的に接続されている。

米国特許第６ ２７２ ８３８号明細書、欧州特許出願公開第１ ７６７ ４５５号明細書、米国特許第６ ２４７ ６６８号明細書、及び、米国特許第７ ２２２ ８１９号明細書は、それぞれ、ＡＰＵの吸気フラップ用の制御手段について記載している。

英国特許第２４１９６４０号明細書は、例えば「エンジンアウト状態」の場合等、飛行中に一時的にエネルギを生成するために設けられたＡＰＵについて記載している。この目的を達成するために、ＡＰＵは、フラップによって開閉されることができる吸気口を介して、ＡＰＵを駆動するためにラムエアが侵入することができるダクト内に配置されている。

本発明の目的は、最適な方法でリソースを利用しながら、負荷を動作させるための電力の提供についての十分なレベルの信頼性が保証される、航空機システムに一体化するための電源システムを提供することである。

この目的は、請求項１の特徴によって達成される。さらなる実施形態の構造は、請求項１を参照し返す従属請求項において規定される。
本発明によれば、電源システムは、特に、航空機に一体化するために設けられ、航空機の長手方向においてみられたとき、前方開口及び後方開口による航空機の胴体上の２つの開口間に伸びているダクトと、タービンに対して連結された発電機とともにダクト内に配置されたタービンと、閉塞位置において前方開口を被覆するために開閉位置間において移動されることができる被覆装置と、開閉装置と、被覆装置に配置され、第１の信号強度又は電流強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置を施錠し且つ少なくとも所定値だけ第１の信号強度未満である第２の信号強度又は電流強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置を開錠するように具体化された開錠装置と、を有する二次電源装置と、開閉装置と機能的に接続され、開閉装置のための開放又は閉塞信号を生成する少なくとも１つの作動装置と、発電監視装置と機能的に連結された開放機能切り替え装置とを有し、開放機能切り替え装置が、制御ケーブルを介して開錠装置と機能的に接続されており、初期状態において、被覆装置を施錠する第１の信号強度によって開錠装置を電気的に起動し、且つ、発電監視装置からの電力要求信号の受信により、被覆装置を開錠する第２の信号強度によって開錠装置を電気的に起動するように具体化されている。

本発明にかかる電源システムの実施形態の１つの構造によれば、開錠装置は、電磁的に作動されることができるように具体化されている。
被覆装置は、航空機の長手方向においてみられたとき関節が開口の後部側に位置しているように関節によって胴体上に関節接合されたカバーとして具体化されることができる。カバーは、飛行中の風力がカバーを第１又は第２の開閉装置のそれぞれの保持力に反して開放状態へと押すように具体化されることができる。

少なくとも１つの作動装置は、特に、手動で作動されることができるように具体化されることができ、その手動作動によって開放又は閉塞信号を生成するために、いずれの場合にも接続ケーブルを介して電気機械的に作動可能な開閉装置と接続されている。

開錠装置は、被覆装置がその開錠状態にある場合に、被覆装置にその開放位置へと予め負荷を加えるプレロード装置を有することができる。開錠装置は、制御ケーブルを介して開放機能切り替えユニットと機能的に接続された点火装置を有することができ、開放機能切り替えユニットが第２の信号強度によって開錠装置を電気的に起動させた場合に点火装置が始動されるように具体化されている。点火装置は、ガス発生器又は起爆装置を有することができる。点火装置を有する開錠装置の実施形態において、点火装置が始動されたとき、開錠装置は開放されたままである。この状態が飛行動作中に生じた場合には、被覆装置は、もはや飛行中に閉塞されない。ここで、第２の信号強度は、非常事態に連結されることができ、被覆装置の開放が高いレベルの信頼性で行われるように設計されている。そして、被覆装置の閉塞は、点火装置の充電とともに、地上において手動で行われる。

本発明の実施形態の１つの構造によれば、ダクトの後方開口は、航空機胴体の後部の排気開口の観点から構成されている。
本発明の実施形態の他の形によれば、補助タービンが航空機の後部に設置されることができる。これは、胴体上に吸気開口を有する吸気ダクトと排気ダクトとの間に位置しており、第２のダクト部の第２の開口が排気ダクトの排気開口であるように、胴体の後部の範囲内の排気ダクトが連結部によって第２のダクト部と接合されている。

本発明の実施形態の１つの形によれば、特に、後方開口において、開閉位置間において可動な第２の被覆装置が、閉塞位置において後方開口を被覆するために配置されており、第２の開閉装置及び第２の開錠装置が被覆装置に配置されており、開錠装置が被覆装置に配置され、第１の信号強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置を施錠し且つ少なくとも所定値だけ第１の信号強度未満である第２の信号強度を有する電流が開錠装置に供給された場合に被覆装置を開錠するように具体化されており、電源システムが、第２の被覆装置に配置された第２の開閉装置のための開放又は閉塞信号を生成するために少なくとも１つの作動装置を有し、開放機能切り替え装置が、制御ケーブルを介して第２の開錠装置と機能的に連結されており、初期状態において、被覆装置を施錠する第１の信号強度によって第２の開錠装置を電気的に起動し、且つ、発電監視装置からの電力要求信号の受信により、被覆装置を開錠する第２の信号強度によって第２の開錠装置を電気的に起動するように具体化されている、ということが提供される。

本発明にかかる電源システムの実施形態のこの形において、開錠装置は、電磁的に作動されることができるように具体化されることができる。
ここで、第２の被覆装置は、カバーが閉塞位置に位置している場合にカバーが第２の開口を被覆するように、且つ、胴体の周囲の空気流の推定流れ方向においてみられたとき開口の後部側を形成する回転関節が一面上に位置するように、回転関節を用いて配置されたカバーを有し、したがって、第２のカバーの開放位置において、その内面が流れから逸れている、ということが提供されることが可能である。カバーは、飛行中の風力がカバーを第１及び第２の開閉装置のうちの少なくとも１方の保持力に反して開放状態へと押すように具体化されることができる。

本発明にかかる電源システムの実施形態の１つの形によれば、被覆装置は、航空機の長手方向においてみられたとき関節が開口の後部側に位置しているように関節によって胴体上に関節接合されたカバーとして具体化されており、カバーは、飛行中の風力がカバーを第２の開閉装置の保持力に反して開放状態へと押すように具体化されている。

一般に、少なくとも１つの作動装置は、手動で作動されることができるように具体化されることができ、その手動作動によって開放又は閉塞信号を生成するために、作動装置は、接続ケーブルを介して開閉装置と接続されている。

電気機械的に作動可能な開閉装置及び電磁的に作動可能な開錠装置を有する本発明の実施形態の１つの形の概略的な機能図をともなう航空機胴体の側断面の概略図を示している。 後部胴体部分への補助発電装置の一体化についての実施形態の第１の構造による後部胴体部分の断面の概略図を示しており、開閉装置及び開錠装置は示されていない。 後部胴体部分への補助発電装置の一体化についての実施形態の第２の構造による後部胴体部分の断面の概略図を示しており、開閉装置及び開錠装置は示されていない。

以下では、添付図面を用いて本発明の実施形態の例示が記載される。
図１は、本発明にかかる電源システムＰの実施形態の１つの構造の機能図とともに、航空機Ｆの胴体Ｒの胴体シェル１の断面に沿った切断面を概略的に示している。流れダクトＫは、胴体Ｒに一体化されており、ダクトは、吸気開口部２を有する第１の部分Ｋ１と、排気開口部３を有する第２の部分Ｋ２とから形成されている。排気開口部３は、航空機の長手方向Ｌにおいてみられたとき吸気開口部２の後方に位置している。吸気開口部２が胴体Ｒ内に開口している位置において、吸気開口又は第１の開口４が胴体Ｒに作られている。同様に、排気開口部３が胴体Ｒ内に開口している位置において、排気開口又は第２の開口５が胴体Ｒに作られている。

第１の開口４上には、第１の被覆装置６が配置されている。第１の被覆装置６は、特に、第１のカバー１６がその閉塞位置に位置している場合に第１のカバー１６が第１の開口４を被覆するように、且つ、第１のカバー１６が、胴体Ｒの周囲の空気流の推定流れ方向Ｓにおいてみられたとき第１の開口４の後部側を形成する第１の開口４の面４ａに向かって開放するように、すなわち回転関節８が一面上に位置するように、回転関節８を用いて成形されて配置された第１のカバー１６を有することができる。したがって、第１のカバー１６は、第１のカバー１６の開放位置において、その内面１６ａが流れＳに面しているような方法で開放する。この状態において、内面１６ａは、胴体外部表面Ｒ１に沿って且つ開口４において第１のダクト部Ｋ１内に生じる流れＳ１を導入するための壁としての機能を果たす。この代わりとして、第１の被覆装置はまた、スライダの観点から構成されることもできる。

同様に、示された実施形態において、第２の被覆装置７が、特に第２のカバー１７を有することができる第２の開口５上に配置されている。本発明の実施形態の１つの構造によれば、第２のカバー１７は、第２のカバー１７がその閉塞位置に位置している場合に第２のカバー１７が第２の開口５を被覆するように、且つ、第２のカバー１７が、胴体Ｒの周囲の空気流の推定流れ方向Ｓにおいてみられたとき第２の開口５の前部側を形成する第２の開口５の面５ａに向かって開放するように、すなわち回転関節９が一面上に位置するように、回転関節９を用いて同様に構成されて配置されている。したがって、第２のカバー１７は、第２のカバー１７の開放位置において、その内面１７ａが第２の開口５から流出する空気Ｓ２に面しており且つその外面１７ｂが胴体の周囲を流れる流れＳに面しているような方法で開放する。したがって、その開放位置において、カバー１７は、第２のダクト部Ｋ２からの空気の排出を支援する。この代わりとして、第２の被覆装置はまた、スライダの観点から構成されることもできる。

本発明の実施形態の他の形によれば、第２の被覆装置７は、第２のカバー１７がその閉塞位置に位置している場合にカバー１７が第２の開口５を被覆するように、且つ、カバー１７が、胴体Ｒの周囲の空気流の推定流れ方向Ｓにおいてみられたとき開口５の後部側を形成する第２の開口５の面に向かって開放するように、すなわち回転関節９が一面上に位置するように、回転関節９を用いて構成されて配置された第２のカバー１７を有することができるように具体化されることができる。したがって、第２のカバー１７は、第２のカバー１７の開放位置において、その内面５ａが流れＳに面しているような方法で開放する。

代わりに、被覆装置又はこの種の被覆装置が第２の開口５上に配置されないということが提供されることが可能である。
第１の部分Ｋ１と第２の部分Ｋ２との間には、電源システムＰの一部として二次発電装置１０が一体化されている。二次発電装置１０は、タービンケーシング１１と、タービン１２と、適切な回転軸１３を介してタービンに対して連結された発電機１４とを有する。非常用電源動作モードの場合、第１のカバー１６及び第２のカバー１７は、それらの開放位置に位置し、空気はタービンケーシング１１を介して流れ、これにより、タービン１２及びその結果として発電機１４を駆動する。これにより、非常用電源動作モードにおいて生成された電力は、電気ケーブル１５を介して、電源システムＰに、本発明の実施形態の１つの構造によれば電源システムＰの配電装置２０に供給される。

電源システムＰの構成要素として任意に設けられる配電装置２０は、一次発電装置３１、３２及び二次発電装置１０のそれぞれによって生成された電力を受け取り、これらのソースから航空機システムの負荷に対して必要とされる出力電力を出力するように、これらのソースと機能的に連結されている。

一次電源動作モードにおいて、航空機システムの一次発電システム３０の少なくとも１つの一次発電装置又は複数の一次発電装置３１、３２は、電力を生成する。本発明の実施形態の１つの構造において、１つの一次発電装置又は一次発電装置３１、３２は、それぞれ、航空機エンジンの出力軸に対して連結された少なくとも１つの発電機を有する。

本発明にかかる電源システムＰは、配電装置２０に加えて、ケーブル２５ａを介して配電装置と機能的に連結された発電監視装置２５と、ケーブル２７ａを介して配電装置と機能的に連結された開放機能切り替え装置２７とをさらに有する。

さらにまた、本発明にかかる電源システムＰは、いずれの場合にも起動装置４３と連結された少なくとも１つの作動装置４１、４２を有する。図１に示された電源システムＰの実施形態の形においては、２つの作動装置４１、４２が設けられている。さらにまた、飛行制御システム４４が起動装置４３と機能的に連結されている。

第１の開閉装置６１及び第１の開錠装置６２は、第１のカバー１６とともに作動する。同様に、第２の開閉装置７１及び第２の開錠装置７２は、第２のカバー１７とともに作動する。開閉装置６１、７１は、信号ケーブル６１ａ及び７１ａをそれぞれ介して起動装置４３とそれぞれ機能的に接続されている。開閉装置６１、７１は、望ましくは、いずれの場合にも電気機械的開錠装置として具体化されており、いずれの場合にも電気機械的アクチュエータ６３、７３を有する。

開閉装置６１、７１は、各カバー１６又は１７がそれぞれ開放又は閉塞されることができるように、起動装置４３によって生成された適切なコマンド信号に基づいて作動される。このコマンド信号は、飛行制御システム４４から起動装置４３に対して送信されるデータがこれを許容する場合に、作動装置から起動装置４３に対して送信される作動コマンドに基づいて起動装置４３によって生成される。この目的を達成するために、起動装置４３は、条件付きロジックを有する監視機能を有することができる。本発明の実施形態の１つの構造によれば、第１の作動装置４１は、航空機Ｆのコックピットエリアに配置された手動作動スイッチとすることができる。起動装置４３は、起動装置４３に格納された所定の動作状態、特にグラウンド状態が満たされた場合に、作動信号の受信により、結果として第１及び第２の開閉装置６１、７１を開放又は閉塞するためのコマンド信号を生成し、これを第１及び第２の開閉装置６１、７１に対して送信するように具体化されることができる。これは飛行制御システム４４から起動装置４３に対して送信されたデータと比較することによって決定される。このために、起動装置４３は、作動装置４１、４２からの作動コマンドの入力により、各作動コマンドの実行について満たされることになる状態が満たされているかどうかを確認する確認機能を有する。例えば、状態は、地上に接触する航空機の存在又は地上での航空機の安全動作状態とすることができる。この状態は、代わりに又は追加として、最大飛行高度未満にとどまることによって満たされることができる。任意には、代わりに又は追加として、タービン１１のタービンディスク速度が所定の限界値未満にある場合に、状態が満たされるものとしてみられることができるように、状態がタービン１１のタービンディスク速度未満にとどまるものとすることができるということが提供されることが可能である。本発明の実施形態のこの構造において、タービン１１のタービンディスク速度が、飛行制御システム４４から起動装置４３に対する入力信号として、タービン１１と飛行制御システム４４との間における適切な機能的接続を介して飛行制御システム４４から送信されるということが提供される。このようにして、第１及び第２の開閉装置６１、７１の開放又は閉塞が、実際にメンテナンス目的で、又は、航空機の主エンジンが稼働していない場合に発電のためにのみ行われることができるということが保証されることができる。

第２の作動装置４２は、特に、航空機のメンテナンスモジュール上の手動スイッチ、又は、地上要員及びメンテナンス要員のうちの少なくとも一方のための手動スイッチとすることができる。

配電装置２０がもはや最小必要電力を保持又は満たし且つ航空機システムにおける負荷に対してこれを出力するための位置にないということを発電監視装置２５が確認した場合、第１及び第２の開錠装置６２、７２は、いずれの場合にも起動される、すなわち、これらが第１及び第２の被覆装置６、７をそれぞれ、又は、カバー１６、１７をそれぞれ開錠する状態へともたらされる。この場合、発電監視装置２５は、開錠コマンド又は開錠信号を開放機能切り替え装置２７に対して送信する。開放機能切り替え装置２７は、そのような開錠コマンドの受信により、これが第１の開錠装置６２のアクチュエータ６２ｂ及び第２の開錠装置７２のアクチュエータ７２ｂを非通電状態へと切り替えるように又は相対的に低い電流によってそれらを供給するように具体化されている。第１及び第２の開錠装置６２、７２のアクチュエータは、第１の被覆装置６又は第２の被覆装置７のアクチュエータ６２ｂ、７２ｂが、それぞれ、いずれの場合にも電気信号を受信しない場合、又は、相対的に低い電流のみがそれらに供給される場合に、第１の被覆装置６又は第２の被覆装置７をそれぞれ施錠する電磁開錠装置としていずれの場合にも具体化されている。逆に、第１及び第２の開錠装置６２、７２は、所定の電気信号が第１の被覆装置６又は第２の被覆装置７のアクチュエータ６２ｂ、７２ｂのそれぞれにいずれの場合にも供給された場合、又は、アクチュエータ６２ｂ、７２ｂがいずれの場合にもそれらの施錠状態へともたらされる所定の電流を上回る信号がそれらに供給された場合にのみ、第１の被覆装置６又は第２の被覆装置７をそれぞれ開錠する。アクチュエータ６２ｂ、７２ｂの施錠のための相対的に低い電流は、特に、アクチュエータ６２ｂ、７２ｂが開錠される電流よりも少なくとも所定値だけ低くなければならないように提供されることができる。所定値は、特に、施錠電流の３０％又はそれ以上とすることができる。

この代わりに、開錠コマンドが、上述した状態に基づいて、アクチュエータ６２ｂ、７２ｂのそれぞれに対してコマンド信号を順次送信する第１及び第２の開錠装置６２、７２に対して発電監視装置２５から直接送信されるということがまた提供されることも可能である。

この電源システムＰの構成により、被覆装置６、７は、飛行制御システム４４によって許容される場合に、作動装置４１、４２を介して、そのときはじめて開放されることができる。本発明の実施形態の構造に応じて、これは、特に、地上動作の場合、又は、航空機の離陸直後までの場合、又は、飛行の終了の少し前の場合である。一方では、しかしながら、本発明の実施形態の他の構造において、第１の被覆装置６及び第２の被覆装置７はまた、所定の電流強度のコマンド信号がアクチュエータ６２ｂ、７２ｂに供給された場合にこれらが開放するように構成されることもできる。

このために、アクチュエータ６２ｂ、７２ｂは、第１の被覆装置１６及び第２の被覆装置１７のうちの少なくとも一方がそれらの開放位置へと予め負荷を加えられるプレロード装置を有することができる。この目的を達成するために、代わりに又は追加として、例えばガス発生器又は起爆装置の観点から構成されることができる適切な寸法の点火装置がまた、各被覆装置６、７又はアクチュエータ６２ｂ、７２ｂ上に設置されることもできる。これらは、いずれの場合にも開錠信号によって起動され、開錠信号に基づいて、第１及び第２の開錠装置６２，７２のうちの少なくとも一方は、それぞれ、開錠状態へともたらされる。

代わりに又は追加として、第１の被覆装置若しくは第１のカバー１６、又は、同様に第２の被覆装置若しくは第２のカバー１７は、飛行中の風力が少なくとも第１の被覆装置又は第１のカバー１６を第１又は第２の開閉装置７１のそれぞれの保持力に反して開放状態へと押すように具体化されることができる。

本発明の実施形態の他の構造によれば、開放機能切り替え装置２７が接続ケーブル４３ａを介して起動装置４３と機能的に接続されているということが提供されることが可能である。さらにまた、開放機能切り替え装置２７は、起動装置４３が第１及び第２の開閉装置６１、７１を開放又は閉塞するためにコマンド信号を生成して送信する又は送信していた場合に、コマンド信号の送信について説明された状態が満たされるように、次に開錠コマンドを第１及び第２の開錠装置６２、７２に対して送信するのみであるように論理機能又は比較機能を有して具体化されている。このようにして、各被覆装置６、７の開放は、第１及び第２の開閉装置６１、７１の開放又は閉塞によって支援される。

第２のカバー１７の開放位置において、第２のカバー１７の内面５ａが流れＳに面しているような方法で第２のカバー１７が開放される第２の被覆装置７の実施形態の構造において、第２のカバー１７は、飛行中において第２の被覆装置７を開錠することで風力によってその開放位置へと移動される。

本発明にかかる実施形態の他の構造において、上述した本発明の実施形態の構造の代わりに又は追加として、第２のダクト部Ｋ２の最小断面積は、第１のダクト部Ｋ１の最小断面積未満である。第２の被覆装置７を有する本発明の実施形態の構造において、第２のダクト部Ｋ２について、第２の被覆装置７は、飛行中に第１の被覆装置６の開放のおかげで生じるダクトＫの内圧の結果として、このように押し開かれる。

追加エネルギ要求の必要性を確認するために、発電監視装置２５は、配電装置２０から電力パラメータ、特に一次発電装置３１、３２の時間依存性の電力出力を受信する。発電監視装置２５は、受信した電力パラメータ及び一次発電装置３１、３２の電力出力から、二次発電装置１０から要求される電力供給を決定する監視機能を有する。これは、特に、一次発電装置３１、３２によって提供される実際の電力出力と、必要とされる電力出力との比較から行われる。

配電装置２０についての電力の利用可能性を監視するために、発電監視装置２５は、代わりに又は追加として、性能の損失又は発電機の故障を確認するために、レンツ効果、換言すれば特定のサージが発電機で検出される機能を有することができる。代わりに又は追加として、完全機能から発電機故障までの推移の状態において各発電機を代表する所定の電力特性は、これによって格納されることができ、機能検出機能は、発電監視装置２５に一体化されることができ、故障の場合に実際に生じている電力特性と機能特性とを比較し、これらの信号間の一致性又は類似性がこのようにして確認された場合に開錠信号を生成して開放機能切り替え装置２７に対してこれを送信する。

本発明の実施形態の他の構造において、第２のダクト部Ｋ２は、第２の被覆装置７によっては被覆されない。図２は、ダクト部８３を有する第２のダクト部Ｋ２が排気開口８５を有する航空機の後部Ｈの先端Ｈ１において排出する本発明の実施形態の１つの構造を示している。一般に、排気開口８５を有する第２のダクト部Ｋ２は、後部Ｈから航空機の機首まで伸びている胴体Ｒの長手方向Ｌにおいてみられたとき、二次発電装置１０の後方に位置している後部Ｈの表面の部分に排出することができる。

本発明の実施形態の他の形において、後部Ｈ又はより具体的には電源システムＰは、吸気開口９１ａを有する吸気ダクト９１と排気ダクト９２との間に位置して後部Ｈに設置された補助タービン又は補助動力ユニット（ＡＰＵ）９０を有することができる。本発明にかかる電源システムＰは、本発明にかかる実施形態のうちの１つの構造にしたがって他の方法で構成されることができる。ここで、排気ダクト９２は、胴体Ｒの後部Ｈの範囲内で、連結部９７によって第２のダクト部Ｋ２と接合されることができる。補助タービン又は補助動力ユニットＡＰＵ（図２及び図３）は、航空機の後部に設置されており、特に航空機の地上動作のために設けられている。したがって、補助タービン又は補助動力ユニットＡＰＵは、特に、航空機エンジンの始動のために設けられて備えられており、発電装置とともに、生成された電力を航空機エンジンに対して運ぶための航空機エンジンに対する機能的接続部を有する。排気ダクト９３の胴体Ｒからの排気開口９５は、特に後部先端Ｈ１に又はその傍らに配置されることができるが、長手方向Ｌにおいてみられたとき、補助タービン又は補助動力ユニット（ＡＰＵ）９０の後方に配置されている。

Claims (14)

1. 航空機システムに一体化するための発電システム（Ｐ）であって、
   航空機の長手方向（Ｌ）においてみられたとき、前方開口（４）及び後方開口（５）による航空機（Ｆ）の胴体（Ｒ）上の２つの開口（４；５、８５、９５）間に伸びているダクト（Ｋ）と、タービンに対して連結された発電機（１４）とともに前記ダクト（Ｋ）内に配置されたタービン（１２）と、閉塞位置において前記前方開口（４）を被覆するために開放位置と閉塞位置との間で可動な被覆装置（６）と、開閉装置（６１）と、前記被覆装置（６）に配置された開錠装置（６２）であって、第１の信号強度を有する電流が前記開錠装置に供給された場合に前記被覆装置（６）を施錠し、且つ所定値だけ第１の信号強度未満である第２の信号強度を有する電流が前記開錠装置に供給された場合に前記被覆装置（６）を開錠するように具体化された前記開錠装置（６２）と、を有する二次電源装置（１０）と、
   前記開閉装置（６１）と機能的に接続され、前記開閉装置（６１）のための開放又は閉塞信号を生成する少なくとも１つの作動装置（４１、４２）と、
   発電監視装置（２５）と機能的に連結された開放機能切り替え装置（２７）とを備え、
   前記開放機能切り替え装置が、制御ケーブル（６２ａ）を介して前記開錠装置（６２）と機能的に接続されており、初期状態において、前記被覆装置（６）を施錠する第１の信号強度によって前記開錠装置（６２）を電気的に起動し、且つ、前記発電監視装置（２５）からの電力要求信号の受信により、前記被覆装置（６）を開錠する前記第２の信号強度によって前記開錠装置（６２）を電気的に起動するように具体化されている、発電システム（Ｐ）。
2. 前記開錠装置（６２）が電磁的に作動されることができる、請求項１に記載の発電システム（Ｐ）。
3. 前記被覆装置（６）が、前記航空機（Ｆ）の前記長手方向（Ｌ）においてみられたとき関節（８）が前記開口（４）の後部側に位置しているように前記関節によって胴体（Ｒ）上に関節接合されたカバー（１６）として具体化されており、前記カバー（１６）が、飛行中の風力がカバー（６）を前記第１又は第２の開閉装置（６１）のそれぞれの保持力に反して開放状態へと押すように具体化されている、請求項１又は請求項２に記載の発電システム（Ｐ）。
4. 前記少なくとも１つの作動装置（４１、４２）が、手動で作動されることができ、その手動作動による開放又は閉塞信号の生成のために、いずれの場合にも接続ケーブル（６１ａ）を介して電気機械的に作動可能な開閉装置（６１）と接続されているように具体化されている、請求項１〜３のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）。
5. 前記開錠装置（６２）は、前記被覆装置（６）がその開錠状態にある場合に、前記被覆装置（６）にその開放位置へと予め負荷を加えるプレロードユニットを有する、請求項１〜４のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）。
6. 前記開錠装置（６２）が、前記制御ケーブル（６２ａ）を介して開放機能切り替えユニット（２７）と機能的に接続された点火装置を有し、前記開放機能切り替えユニットが前記第２の信号強度によって前記開錠装置（６２）を電気的に起動した場合に前記点火装置が始動されるように具体化されている、請求項１〜５のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）。
7. 前記点火装置がガス発生器又は起爆装置を有する、請求項６に記載の発電システム（Ｐ）。
8. 前記ダクト（Ｋ）の前記後方開口（５）が、航空機胴体（Ｒ）の後部（Ｈ）上の排気開口（８５）から構成されている、請求項１〜７のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）。
9. 補助タービン（９０）は、前記航空機（Ｆ）の後部（Ｈ）に設置され、胴体（Ｆ）上に吸気開口（９１ａ）を有する吸気ダクト（９１）と排気ダクト（９２）との間に位置しており、
   前記胴体（Ｆ）の前記後部（Ｈ）の範囲内の前記排気ダクト（９２）は、第２のダクト部（Ｋ２）の第２の開口（５）が前記排気ダクト（９２）の排気開口（９５）であるように、連結部（９７）によって前記第２のダクト部（Ｋ２）と接合されている、請求項１〜８のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）。
10. 請求項１〜９のうちいずれか一項に記載の発電システム（Ｐ）であって、
    前記後方開口（５）において、開閉位置間において可動な第２の被覆装置（７）が、閉塞位置において後方開口（５）を被覆するために配置されており、第２の開閉装置（７１）及び第２の開錠装置（７２）が前記被覆装置（７）に配置されており、前記開錠装置が前記被覆装置（７）に配置され、前記開錠装置は、第１の信号強度を有する電流が前記開錠装置に供給された場合にこれが前記被覆装置（７）を施錠し且つ少なくとも所定値だけ第１の信号強度未満である第２の信号強度を有する電流が前記開錠装置に供給された場合に前記被覆装置（７）を開錠するように具体化されており、
    前記電源システム（Ｐ）が、前記第２の被覆装置（７）に配置された前記第２の開閉装置（７２）のための開放又は閉塞信号を生成するために少なくとも１つの作動装置（４２）を有し、
    前記開放機能切り替え装置（２７）が、制御ケーブル（７２ａ）を介して前記第２の開錠装置（７２）と機能的に連結されており、初期状態において、前記被覆装置（７）を施錠する第１の信号強度によって前記第２の開錠装置（７２）を電気的に起動し、且つ、前記発電監視装置（２５）からの電力要求信号の受信により、前記被覆装置（７）を開錠する第２の信号強度によって前記第２の開錠装置（７２）を電気的に起動するように具体化されている、発電システム（Ｐ）。
11. 前記第２の開錠装置（７２）が電磁的に作動されることができる、請求項１０に記載の発電システム（Ｐ）。
12. 前記第２の被覆装置（７）が、カバー（１７）が閉塞位置に位置している場合にカバー（１７）が前記第２の開口（５）を被覆するように、且つ、胴体（Ｆ）の周囲の空気流の推定流れ方向（Ｓ）においてみられたとき前記開口（５）の前部側を形成する回転関節（９）が一面上に位置するように、回転関節（９）を用いて配置されたカバー（１７）を有し、したがって、第２のカバー（７）の開放位置において、前記開口（５）の内面（５ａ）が前記流れ（Ｓ）から逸れている、請求項１０又は請求項１１に記載の発電システム（Ｐ）。
13. 前記被覆装置（６）が、航空機（Ｆ）の長手方向（Ｌ）においてみられたとき関節（８）が開口（４）の後部側に位置しているように前記関節によって胴体（Ｒ）上に関節接合されたカバー（１６）として具体化されており、前記カバー（１６）が、飛行中の風力が前記カバー（６）を前記第２の開閉装置（７１）の保持力に反して開放状態へと押すように具体化されている、請求項１０、請求項１１又は請求項１２に記載の発電システム（Ｐ）。
14. 前記少なくとも１つの作動装置（４１、４２）が、手動で作動されることができ、その手動作動による開放又は閉塞信号の生成のために、作動装置（４１、４２）が接続ケーブル（７１ａ）を介して前記第２の開閉装置（７１）と接続されているように具体化されている、請求項１０〜１３のうちいずれか１項記載の発電システム（Ｐ）。

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