JP2015525321A - ヘリコプタの補助動力モータと主エンジンとの間の動力の最適化した伝達方法および構造 - Google Patents

Abstract

本発明は、エンジンに接続されるヘリコプタの機器およびアクセサリにエネルギーを供給するように補助エンジンを用いることによってヘリコプタに利用できる牽引システム全体を最適化することを目的としている。本発明を実施するためにエネルギーの最適化した伝達構造の実施例においては、主エンジン（１、１’）、および補助エンジンなどのＡＰＵ装置（８）は、主エンジン（１、１’）については、減速ギヤボックス（６）、ならびに機械、電気、および／または油圧動力取出し用のアクセサリギヤボックス（７）に接続され、ＡＰＵ装置（８）については、少なくとも１つの動力変換部材（８３、８４、１１）に接続されるガス発生器（２；８１）を備える。ＡＰＵ装置（８）の動力変換部材（８３、８４、１１）は、主エンジン（１、１’）の減速ギヤボックス（６）および／またはアクセサリギヤボックス（７）によって機器およびアクセサリに接続される。

Description

本発明は、ヘリコプタの補助動力エンジン、特に補助動力装置（ＡＰＵ）と主エンジンとの間のエネルギーの最適化した伝達方法、ならびにこの方法を実施するための構造に関する。

ヘリコプタには推進力を供給する主エンジン、および時には補助エンジンが装備されている。現在、補助エンジンは、小さなガスタービンであるＡＰＵ装置であり、主エンジンが非推進動力を供給することができない飛行段階において、すなわち地上で、過渡段階（離陸、着陸）において、サーチ段階、等において、−電気的、機械的、油圧的、および／または空気圧的な−非推進動力を供給する。

主エンジンが作動中のときは、ＡＰＵ装置は、オフに切り換えられている。１つのエンジンが作動しなくなる（「一エンジン作動不能（ＯＥＩ）」とも呼ばれる）場合には、残りのエンジンは、迅速に加速するように求められる。

したがって、ＡＰＵ装置は、飛行中、オフに切り換えられたままであり、したがって、不必要な負荷である。本発明は、その存在を費用効果があるようにするために、ＡＰＵ装置の使用を最適化することに関する。

エンジンは、基本的に従来、空気入口と排気管との間に配置される圧縮機−燃焼室−タービンアセンブリでできているガス発生器を備える。作動中、燃料が燃焼室に注入され、燃料／空気の混合気の燃焼が、エネルギーを生じるガスを生成する。これらの高温ガスは、高圧（略してＨＰ）軸を介して圧縮機を機械的に駆動するタービンにおいて膨張される。また、駆動軸が、利用できる動力を、エネルギーを使用する機器およびアクセサリに伝達する。このタイプの構造および作動は、主エンジンにもＡＰＵ装置にも適用できる。

主エンジンについては、動力は、減速ギヤボックスを介してヘリコプタロータに伝達される。また、現代のエンジンは、減速ギヤボックスを駆動するためのフリー出力タービンを有する。燃焼ガスは、フリータービンにおいて第２の膨張を受ける。ロータに加えてこのフリータービンの軸上で、減速ギヤボックスは、エネルギーを消費する機器、すなわちポンプ、交流発電機および／または負荷圧縮機を駆動する。

フリータービンのない簡単化した構造においては、減速ギヤボックス（または、最も簡単な解決策においては、直接に機器）は、ガス発生器のＨＰ軸に取り付けられる。ＡＰＵ装置については、タービンは、軸に取り付けられるギヤボックスを介してコンシューマアクセサリを駆動する。

一般に、ＡＰＵ装置は、飛行中、相変わらず不必要な負荷であり、利用できる牽引システム全体を介して動力を供給する能力が最適化されない。

本発明は、ヘリコプタの機器およびアクセサリにエネルギー供給するように補助エンジンを用いることによってヘリコプタに利用できる牽引システム全体を最適化することを目的としている。「補助エンジン」とは、ＡＰＵ装置などの、動力を供給できるようにする任意の熱システムを意味するが、また通常、ガスタービンまたは熱機関、たとえばディーゼルエンジン、または燃料電池を意味する。

より詳細には、本発明は、ヘリコプタの補助エンジンと主エンジンとの間のエネルギーの最適化した伝達方法であって、補助エンジンによって生じる動力が少なくとも１つの主エンジンによって生じる動力に加えられる飛行段階において、補助エンジンの駆動軸を、少なくとも１つの動力適応を介して、各主エンジンの駆動軸および／または動力伝達軸に接続することによって、補助エンジンによって生じる利用できる動力すべてを主エンジンに供給することにある、エネルギー伝達方法である。これらの条件においては、補助エンジンは、推進力を増大すること、および／または非推進力を供給することに関係することができる。動力適応とは、機械的適応、あるいは機械的動力を電気、空気圧および／または油圧動力に変換することである。

好ましい実施形態によれば、
−補助エンジンの駆動軸は、タービン接続エンジンを有する構造の駆動軸、ガス発生器の駆動軸、および／またはフリータービンエンジンを有する構造の動力伝達軸から選択される前記主エンジンの軸のうちの１つで少なくとも１つの主エンジンに接続され、
−補助エンジンからの動力の供給は、この非対称がエンジンのうちの１つの部分的な機能不全によって意図せずに起きる場合には前記エンジンの非対称動作を補償することによって、およびヘリコプタのミッションフェーズに応じて、意図的な非対称の場合は負荷エンジンに供給することによって前記エンジンの間で動力平衡をとるように主エンジンの間で調整され、
−補助エンジンによって生じる機械的動力の供給は、電気的、空気圧的、機械的、および／または油圧的性質のエネルギーから選択されるエネルギーのタイプに変換され、
−補助エンジンがガスタービンであるので、熱エネルギーを少なくとも一部は排気ガスから回収し、それによって補助エンジンからのガスの燃焼の上流で加熱された空気を再注入するために、熱交換が、各主エンジンからの排気ガスと補助エンジンからの圧縮空気出力との間で行われ、
−主エンジンからの排気ガスが、十分な熱エネルギーを補助エンジンに供給して熱源として役立つ場合に、いかなる燃料も供給されることなく、補助エンジンは、オフに切り換えられているチャンバで作動する。

また、本発明は、上述の方法を実施することができる、ヘリコプタの補助エンジンと主エンジンとの間のエネルギーの最適化した伝達構造に関する。主エンジンは、減速ギヤボックスに、ならびに機械、電気、および／または油圧動力取出し用のアクセサリギヤボックスに接続され、かつ補助エンジンについては、少なくとも１つの動力変換部材に接続されるガス発生器を備える。この構造においては、補助エンジンの動力変換部材は、直接的に、あるいは主エンジンの減速ギヤボックスおよび／またはアクセサリギヤボックスによって機器およびアクセサリに接続される。

特定の実施形態によれば、
−主エンジンには動力伝達軸に取り付けられるフリータービンエンジンが装備されるので、減速ギヤボックスは、フリータービンエンジンの動力伝達軸と係合し、
−補助エンジンの動力変換部材は、電力を伝達するための発電機と、空気圧動力を伝達するための負荷圧縮機と、機械的または油圧動力を伝達するためのギヤボックスとから選択され、
−主エンジンにはガス排気管およびこの管に組み入れられる回収熱交換器が装備され、−駆動軸に取り付けられる圧縮機、燃焼室、およびタービンによって形成される−ガス発生器が装備されるガスタービンである補助エンジンは、空気圧縮機の出口において、主エンジンの排気管の熱交換器に接続され、この交換器は、出口において、補助エンジンのガス発生器の燃焼室の上流に結合され、
−補助エンジンおよび主エンジンは、全自動デジタルエンジンコントロール（ＦＡＤＥＣ）タイプのデジタル制御装置を有し、これは、動力伝達軸のトルクおよび速度に関する情報を伝達し、この情報は、トルクおよび速度限界値に関して主エンジンの各々の作動状態に応じて補助エンジンから主エンジンまでの動力の伝達を調整するために、飛行制御装置に集中化される。

本発明の他の態様、特徴、および利点は、添付の図面を参照して、特定の実施形態に関する次の非限定的な説明から明らかになるであろう。

エネルギーが電気的結合を介してＡＰＵ装置から主ヘリコプタエンジンに供給される、本発明によるエネルギーを伝達するための構造の線図である。 エネルギーが空気圧接続を介してＡＰＵ装置から主エンジンに供給される、本発明による構造の線図である。 エネルギーが機械的または油圧接続を介してＡＰＵ装置から主エンジンに供給される、本発明による構造の線図である。 エンジンの非対称動作の場合における、本発明によるＡＰＵ装置と主エンジンとの間の結合の構造の線図である。 エネルギーが排気装置における熱交換器を介して主エンジンからＡＰＵ装置に供給される、本発明による構造の線図である。

すべての図において、同じ機能を有する同一または類似の要素には、同一または類似の参照符号が与えられている。

図１を参照して、本発明による構造の線図は、単にヘリコプタの２つの主エンジンのうちの一方を示すことによって単純化されており、他方のエンジンは、全く同じであり、同じような方法でＡＰＵ装置に対称的に接続される。主エンジン、たとえば示されている主エンジン１は、燃焼室２２に結合される圧縮機２１でできているアセンブリによって形成されるガス発生器２を備え、これは、次にはタービン２３に結合される。また、エンジンは、動力伝達軸３１を駆動するフリータービン３を備える。ガス発生器２およびフリータービン３は、空気入口４とガス排気管５との間に配置される。

作動中に、燃焼室２２には噴射器２４によって燃料が供給され、その中に、圧縮機２１によって圧縮された空気がまた吸い込まれる。燃焼室２２の燃料／空気の混合気の燃焼が、エネルギーを生じる高速ガスになる。これらの高温ガスは、まず第一にＨＰ駆動軸を介して圧縮機２１を機械的に駆動するタービン２３において、次にフリータービン３において膨張される。

主エンジン１は、ヘリコプタのロータに、かつ減速ギヤボックス６を介して機器およびアクセサリに、特に動力の電気伝送に関連する示された実施例においては電気モータ６１に機械的動力を伝達する。また、エンジン１は、アクセサリギヤボックス７を介して他の機器またはアクセサリに、特に実施例の文脈の中で電気モータ７１に機械的動力を伝達する。機械式テイクオフシャフト１ａおよび１ｂは、駆動軸２５および伝達軸３１をギヤボックス６および７に接続する。

また、図１に示される構造の線図は、主エンジンと同様に、圧縮機８ａ、燃焼室８６、およびタービン８ｃを備えるガス発生器８１を備えるＡＰＵ装置８を示している。ＡＰＵ装置８のガス発生器８１の駆動軸８２は、軸８２によって伝達される機械的エネルギーを電気的エネルギーに変換する発電機８３に接続される。したがって、伝導体１０によってヘリコプタネットワーク９に供給される電流は、主エンジン１の減速ギヤボックス６およびアクセサリギヤボックス７に取り付けられる電気機器またはアクセサリに伝達され得る。実施例においては、電気モータ６１および／または７１は、セレクタギヤボックス９１を介して発電機８３によって電力が供給されるネットワーク９に電気的に接続されることによって通電される。

図２の線図によって示されるもう１つの実施例は、動力の空気圧伝送に関する。この場合は、ＡＰＵ装置は、空気圧機器に動力を供給するのに十分な圧力で空気流を生じる負荷圧縮機８４を駆動する。この機器は、軸１ａおよび１ｂを介して主エンジン１に機械的に接続されるように減速ギヤボックス６およびアクセサリギヤボックス７に取り付けられる。実施例においては、減速ギヤボックス６およびアクセサリギヤボックス７に取り付けられる補助空調タービン６２および７２には、空気ダクト２０および空気圧セレクタ、たとえば三方向弁を介して負荷圧縮機８４によって動力が供給される。タービン６２および７２を去る空気は、たとえば、ヘリコプタの牽引システム全体の電子機器を一まとめにするエンジン室を換気することに関係する。

図３の線図によって示されるもう１つの実施例においては、機械および油圧動力が、ＡＰＵ装置８のガス発生器８１によって駆動されるギヤボックス１１によって伝達される。ギヤボックス１１は、ピニオンＰ１のシステム、リターンＲ１、および着脱自在なギヤ９３のシステムによって結合される駆動軸８２および伝達軸１２を介して減速ギヤボックス６および／またはアクセサリギヤボックス７に結合される。また、これらのギヤボックスは、主エンジン１の駆動軸２５および３１に取り付けられる。ＡＰＵ装置８によって供給されるエネルギーにより、特に、ポンプまたは追加のエンジンが駆動されるようになっている。

有利なことに、電気的８３、空気圧的８４、油圧的および／または空気圧的１１動力変換部材は、同じ伝達ギヤボックスに一まとめにされ得る。ＡＰＵ装置のＦＡＤＥＣによって（図４を参照して下記の説明を参照されたい）制御され、この伝達ギヤボックスに組み入れられるセレクタにより、所望のタイプのエネルギーを供給する変換部材が結合されるようになっている。また、ＡＰＵ装置８のＦＡＤＥＣ１３は、飛行制御装置１４に接続されることによって（また、図４を参照して下記の説明を参照されたい）、選択システム９１、９２、および９３（図１〜図３）の「アンド／オア」モードでギヤボックス６および７への接続を制御し、これらは、テイクオフシャフト１ａおよび１ｂを介してエンジン１の軸３１および２５に、または電気モータ６１、７１およびタービン６２、７２などの機器に接続される。

したがって、ＡＰＵ装置は、主エンジンの効率の改善、およびしたがって搭載牽引システムの動力密度の最適化に寄与する。実際に、利用できる動力を増大し、または等しい利用できる動力を有する主エンジンの寸法および質量を低減することができる。

そのうえ、ヘリコプタの主エンジンは、２つのモードにより、すなわち、主エンジンが同じ動力を提供する通常の動作において、およびエンジンのうちの１つが著しくより大きな動力を提供する非対称動作において動作することができる。この非対称動作は、エンジンのうちの１つが部分的または全体的に機能不全になっている場合、または意図的な方法において、ヘリコプタのミッションの特定のフェーズにおいて、たとえば特定の環境におけるサーチの場合に起こり得る。

意図しない非対称動作の場合は、ＡＰＵ装置によって供給される動力が、推進力の平衡を回復するために優先事項として部分的に機能不全のエンジンに供給され得る。意図的な非対称動作の場合は、ＡＰＵ装置によって供給される動力は、そこにおいて負荷を軽減するように負荷エンジンに供給される。図４の線図によって示されるように、非対称動作の場合のすべてにおいて、ＡＰＵ装置８および主エンジン１および１’は、ＦＡＤＥＣタイプのデジタル制御装置１３を有し、これは、駆動軸および動力伝達軸２５、２５’、３１、３１’、８２のトルクおよび速度に関する情報を伝達する。この情報は、トルクおよび速度限界値に関してこれらの主エンジンの各々の作動状態に応じて、ＡＰＵ装置８から主エンジン１、１’まで、かつ選択システム９１、９２、９３ならびにテイクオフシャフト１ａおよび１ｂを介してそれの機器まで動力の伝達を調整するために、飛行制御装置１４に集中化される。

エンジンのうちの１つの全故障、すなわち特別なＯＥＩ状態の場合は、ＡＰＵ装置からの動力は、優先事項としてこのエンジンを再起動させる試みに費やされる。意図的な非対称動作の場合は、ＡＰＵ装置からの動力は、優先事項として最も負荷のかかるエンジンの負荷を軽減することに費やされる。

ＡＰＵ／主エンジン牽引システム全体、またはより一般的には、ガスタービン／主エンジン牽引システムの特別な消費を最適化するために、排気装置での熱エネルギーの回収がまた、ＡＰＵ装置からテイクオフシャフト１ａおよび１ｂを介して主エンジンまでのエネルギーの供給と協働して行われ得る。図５の線図によって示されるように、主エンジン１および１’の各排気管５および５’は、熱交換器１５、１５’に組み入れられる。これらの交換器は、排気ガスから熱エネルギーの少なくともかなりの部分を回収する。

交換器１５および１５’内で循環するエネルギー回収流体は、ＡＰＵ装置８の圧縮機８ａの出口で取り除かれ、その燃焼室８ｂのすぐ上流で再び導入される。ダクト８０ａおよび８０ｂは、流体が交換器１５、１５’とＡＰＵ装置８のガス発生器８１との間で循環するということを確実にする。

これらの条件においては、等しい性能の場合、ＡＰＵ装置の燃料の燃焼によって供給される熱の供給は減少される場合がある。なぜなら、この減少は、交換器１５、１５’から生じる熱の供給によって補償されるからである。したがって、牽引システム全体によって要求される燃料の量は減少される。燃料のこの減少は、安定化された飛行段階中、たとえば通常、最も長い段階である巡航段階中に有利であり得る。

熱エネルギーの回収が特に高い場合には、ＡＰＵ装置８の燃焼室への燃料の注入を停止することができる。この場合は、ＡＰＵ装置用の熱源のみが、主エンジン１および１’から、および交換器１５、１５’を介して排気ガスから生じる。したがって、牽引システム全体のエネルギー最適化が最大化される。

本発明は、説明され示されている実施例に限定されるものではない。

たとえば、ＡＰＵ装置の、またはより一般的には補助エンジンの駆動軸を、主タービン接続エンジンの駆動軸に直接に、あるいは減速ギヤボックスおよび／またはアクセサリギヤボックスを介して接続される機器およびアクセサリに結合することによって、本発明を主タービン接続エンジンに適用することができる。用語「補助エンジン」の範囲は、ガスタービン（たとえば、ディーゼルエンジン、燃料電池、等）の技術と異なる技術を用いたエンジンに及ぶ。したがって、この補助エンジンは、２つの他の主エンジンの寸法および性能に比較して寸法がより小さく、性能が劣る三タービンヘリコプタのエンジンであり得る。

Claims (10)

1. 推進力を供給するように配置される主エンジン、および非推進力を供給するように配置される補助エンジンを備えるヘリコプタの補助エンジン（８）と主エンジン（１、１’）との間のエネルギーの最適化した伝達方法であって、一定の飛行段階において、補助エンジン（８）の駆動軸（８２）を、少なくとも１つの動力適応（８３、８４、１１）を介して少なくとも１つの主エンジン（１、１’）の少なくとも１つの駆動軸（２５、２５’）および／または動力伝達軸（３１、３１’）に接続することによって、補助エンジン（８）によって生じる動力を主エンジン（１、１’）によって生じる動力に加えるステップにあることを特徴とする、エネルギー伝達方法。
2. 補助エンジン（８）の駆動軸（８２）が、タービン接続エンジンを有する構造の駆動軸、ガス発生器（８１）の駆動軸（２５、２５’）、および／またはフリータービンエンジンを有する構造の動力伝達軸（３１、３１’）から選択される前記主エンジンの軸のうちの１つで少なくとも１つの主エンジン（１、１’）に接続される、請求項１に記載のエネルギー伝達方法。
3. 補助エンジン（８）からの動力の供給は、この非対称がエンジンのうちの１つの部分的な機能不全によって意図せずに起きる場合には前記エンジン（１、１’）の非対称動作を補償することによって、およびヘリコプタのミッションフェーズに応じて、意図的な非対称の場合は負荷モータに供給することによって前記エンジン（１、１’）の間で動力平衡をとるように主エンジン（１、１’）の間で調整される、請求項１に記載のエネルギー伝達方法。
4. 補助エンジン（８）によって生じる機械的動力の供給が、電気的、空気圧的、機械的、および／または油圧的性質のエネルギーから選択されるエネルギーのタイプに変換される、請求項１から３のいずれか一項に記載のエネルギー伝達方法。
5. 補助エンジンがガスタービンであるので、熱エネルギーを少なくとも一部は排気ガスから回収し、それによって補助エンジン（８）からのガス（８ｂ）の燃焼の上流で加熱された空気を再注入するために、熱交換（１５、１５’）が、各主エンジン（１、１’）からの排気ガスと補助エンジン（８）からの圧縮空気（８ａ）出力との間で行われる、請求項４に記載のエネルギー伝達方法。
6. 主エンジンからの排気ガスが、十分な熱エネルギーを補助エンジン（８）に供給して熱源として役立つ場合に、いかなる燃料も供給されることなく、補助エンジン（８）が、オフに切り換えられているチャンバで作動する、請求項５に記載のエネルギー伝達方法。
7. 請求項１から６のいずれか一項に記載の方法を実施することができる、ヘリコプタの補助動力エンジンと主エンジンとの間のエネルギーの最適化した伝達構造にして、補助エンジン（８）および主エンジン（１、１’）を備えるエネルギーの最適化した伝達構造であって、主エンジン（１、１’）が、減速ギヤボックス（６）に、ならびに機械、電気、および／または油圧動力取出し用のアクセサリギヤボックス（７）に接続され、かつ補助エンジン（８）については、少なくとも１つの動力変換部材（８３、８４、１１）に接続されるガス発生器（２）を備え、補助エンジン（８）の動力変換部材（８３、８４、１１）が、セレクタギヤボックスを使って直接的に、あるいは主エンジン（１、１’）の減速ギヤボックス（６）および／またはアクセサリギヤボックス（７）によって機器およびアクセサリ（６１、７１；６２、７２）に接続されることを特徴とする、エネルギー伝達構造。
8. 主エンジン（１、１’）には動力伝達軸（３１、３１’）に取り付けられるフリータービン（３）が装備されるので、減速ギヤボックス（６）が、フリータービン（３）の動力伝達軸（３１、３１’）と係合する、請求項７に記載のエネルギー伝達構造。
9. 主エンジン（１、１’）にはガス排気管（５、５’）およびこの管（５、５’）に組み入れられる回収熱交換器（１５、１５’）が装備され、−駆動軸（８２）に取り付けられる圧縮機（８２）、燃焼室（８ｂ）、およびタービン（８ｃ）によって形成される−ガス発生器（８１）が装備されるガスタービンである補助エンジン（８）が、空気圧縮機（８ａ）の出口において、主エンジン（１、１’）の排気管（５、５’）の熱交換器（１５、１５’）に接続され、この交換器（１５、１５’）が、出口において、補助エンジン（８）のガス発生器（８１）の燃焼室（８ｂ）の上流に結合される、請求項８に記載のエネルギー伝達構造。
10. 補助エンジン（８）および主エンジン（１、１’）が、ＦＡＤＥＣタイプのデジタル制御装置（１３、１３’）を有し、これが、駆動軸（８２）および動力伝達軸（３１、３１’）のトルクおよび速度に関する情報を伝達し、この情報が、トルクおよび速度限界値に関して主エンジン（１、１’）の各々の作動状態に応じて補助エンジン（８）から主エンジン（１、１’）までの動力の伝達を調整するために、飛行制御装置（１４）に集中化される、請求項７から９のいずれか一項に記載のエネルギー伝達構造。

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