JP2015527519A - ヘリコプターアーキテクチャにおける、推進および／または非推進エネルギーを伝達する補助動力エンジンのための方法、ならびに構成 - Google Patents

Abstract

本発明は、飛行中、非推進動力および／または推進動力を、前記エンジンが供給可能であることにより、補助エンジンを備えるヘリコプターで利用可能な全牽引システムの最適化を目的とする。この目的のため、機械的または電気的推進動力、および電気的非推進動力を航空機へ供給することに直接寄与できるように、補助エンジンは結合される。アーキテクチャ構成の一実施形態は、機上動力供給ネットワーク（２）、二つの主エンジン（５ａ、５ｂ）、ならびに、推進部（４、４１）への主ギヤボックスＭＧＢ（４０）と、機上ネットワーク（２）、および主エンジン（５ａ、５ｂ）のスタータ（８）と協働するパワー・エレクトロニクス（９）を備えた電気的エネルギー受信手段との間で、機械的エネルギーを電気的エネルギーに変換するシステム（６、６ａ、６ｂ、７）を備える。本構成はまた、エネルギー変換システム（６、６ａ、６ｂ、７）、および補助エンジン（３、１０、３０）と少なくとも一つの推進部（４、４１）間の機械的結合手段（８ａ、１１ａから１１ｄ）を介して、電気的エネルギーの受信手段（２、９）に電気的エネルギーを供給する、補助動力エンジン（３）を備える。

Description

本発明は、補助動力エンジン、例えば補助動力装置（ＡＰＵ）により、ヘリコプターアーキテクチャの推進、および／または非推進動力を供給するための方法、およびアーキテクチャ構成、ならびにこの方法を実行するためのアーキテクチャに関する。エネルギーの供給は、ヘリコプターの主エンジンを通過しない限り、直接的であると言われている。「補助エンジン」は、動力供給が可能な任意の熱的システムを意味する（ＡＰＵユニット等）が、概して、フリータービン、またはタービン結合式ガスタービン（ｃｏｎｎｅｃｔｅｄ−ｔｕｒｂｉｎｅ ｇａｓ ｔｕｒｂｉｎｅ）（「主エンジン」タイプの）、または熱エンジン（例えば、ディーゼルエンジン）、または燃料電池も意味する。

現在のヘリコプターは、推進動力を供給する主エンジンを通常備え、また、ＡＰＵユニットを備えることもあり、ＡＰＵユニットの機能は、地上で（エンジンの一時的、電気的および空圧的点火）、または飛行中、主エンジンが利用不能なとき（例えばエンジンの故障や機能不全の場合）、非推進動力を供給することである。

ヘリコプターは、推進動力を供給する主エンジンを備え、また、補助エンジンを備えることもある。現在、補助エンジンは、小さいガスタービンであるＡＰＵユニットであり、地上で、または主エンジンがこれを供せない様々な飛行段階、すなわち、移行段階（離着陸）、またはエンジンが故障した場合、電気機器の機能不全の場合、等の捜索段階で、非推進動力（電気的、機械的、油圧的および／または空圧的）を供給する。例えば、エンジンが故障したとき（「片発停止時」（ＯＥＩ）とも称する）、残りのエンジンの電気的負担を低減または終了するため、非推進動力を供給するようにＡＰＵユニットのスイッチが入れられる。

主エンジンの動作中、ＡＰＵユニットは、それゆえ飛行中にスイッチが切れたままとなり、よって不必要な負荷となる。本発明は、その費用効果を高めるため、ＡＰＵユニットの利用を最適化することに関する。

従来、ガスタービンは、吸気管と排気管の間に配置されたコンプレッサ−燃焼室
−タービンアセンブリで構成されたガス発生装置を基本的に備える。運転中、燃料はチャンバに導入され、燃料／空気混合物の燃焼が、エネルギーを生成するガスを供給する。これら高温ガスは、高圧（略してＨＰ）シャフトを介して、機械的にコンプレッサを駆動するタービン内で膨張する。このようなアーキテクチャと動作は、ヘリコプターの主エンジンとＡＰＵユニットにともに適用可能である。

主エンジンにおいて、ドライブシャフトはまた、（電気的、空圧的、油圧的）非推進動力同様に、推進動力をヘリコプターの回転翼（主回転翼、および反トルク回転翼）に供給するために利用可能な動力を伝達する。動力は主ギヤボックスを介して（ＭＧＢと称する）伝達される。現代のエンジンにおいて、ＭＧＢの駆動より先にフリータービン内で燃焼ガスが第二の膨張を受ける。ＭＧＢは、回転翼へ、ヘリコプターの機上動力供給ネットワークに電力を供給する電気システムへ、ならびに、特に環境制御系統（ＥＣＳ）の、エネルギーを利用する他の機器（ポンプ、負荷圧縮機等）へ、動力を伝達する。

ＡＰＵユニットにおいて、それらのタービンは、シャフトに取り付けられたギヤボックスを介して、非推進動力を用いる付属機器のみを運転する。ＡＰＵユニットを備える現在のヘリコプターアーキテクチャは、よって、飛行中、非推進、および推進動力を供給するための利用可能な動力の全てを用いない。具体的には、主エンジンの動作中、ＡＰＵユニットのスイッチは切られ、よって不要な負荷となる。

本発明は、飛行中、非推進および／または推進動力を前記エンジンが供給することができることにより、補助エンジンを備えるヘリコプターで利用可能な全牽引システムの最適化を目的とする。

この目的のため、航空機の推進（すなわち機械的または電気的）エネルギーおよび電気的非推進動力を供給することに加わることができるように、前記補助エンジンは結合され、さらなるエネルギーを供給する飛行段階において、ヘリコプターの性能を向上すること、および／またはエネルギー源の最適配分を達成することを可能とする。

より具体的には、本発明は、機上動力供給ネットワーク、および、機械的伝達システム（飛行中、推進部を駆動する）と結合された主牽引システムを備えるヘリコプターアーキテクチャにおいて、推進、およびまたは非推進動力を供給する方法に関する。機械的伝達システムおよび／または主牽引システムと結合され、機械的エネルギーを電気的エネルギーに変換することは、機上動力供給ネットワークに非推進動力を供給する。本方法は、エネルギー変換によって、追加的補助エンジンを機上ネットワークに結合することにあり、これにより、地上で、非推進動力をそれに供給、並びに（始動用の主牽引システムに供給）を可能とし、また、飛行中、追加的に、および最終的に、機械的伝達システム、および／または主牽引システムでなされる抽出の代わりに、非推進動力を機上ネットワークに供給することを可能とする。

有利には、補助エンジンはまた、推進動力を増大または部分的に供給するため、機械的伝達システム上の専用牽引システムに電気的エネルギーを供給する。

好ましくは、機械的伝達システムが減速システムを備えるため、補助エンジンは、ヘリコプターの少なくとも一つの推進部に推進動力を供給するように、追加的にまたは代替え的に、前記減速システムに直接結合される、そして、エネルギーの可逆変換により、非推進動力を供給するように機上ネットワークに、ならびに、その始動用主牽引システムに結合される。補助エンジンは、ＡＴＲと称される反トルク回転翼および／または主回転翼に、推進動力を供給することを可能とする。

これら条件において、主エンジンの通常あるいは非対称運転（ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃａｌ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ）で、様々な飛行段階の要件に応じて、推進および／または非推進動力を供給するため、補助エンジンは動作する。非対称運転は、非自発的（機能不全や故障の場合）でも自発的（移行段階、加速等）でもよい。

好ましい実施形態によると：
機上ネットワークの電気的エネルギーは、エネルギー変換によって、機械的伝達システムおよび主牽引システムから取り出されたエネルギー間の調整からもたらされる；
エネルギー変換は、減速システムと結合されず、よって機上ネットワークの電気的エネルギーは、主牽引システムのスイッチが切られているとき、減速システムを介して、補助エンジンからのみもたらされる；
ＭＧＢの発電機によるエネルギー変換により、電気的エネルギーを機上ネットワークに、および、ＭＧＢを介して、少なくとも一つの推進部に推進動力を供給するように、補助エンジンは、機械的伝達システムのＭＧＢに一体化される。

本発明はまた、ヘリコプターで推進および／または非推進動力を供給する構成に関する。この構成は、機上動力供給ネットワーク、二つの主エンジン、ならびに、推進部への機械的伝達用システムのＭＧＢと、機上ネットワーク、および主エンジンのスタータに結合されたパワーエレクトロニクスを備える電気的エネルギー受信手段との間で、機械的エネルギーを電気的エネルギーにする変換システムを基本的に備えており、この構成は、エネルギー変換システム、および補助エンジンと、少なくとも一つの推進部との間の機械的結合手段を介して、電気的エネルギー受信手段に電気的エネルギーを供給するための補助動力エンジンをさらに備えることを特徴する。

エネルギー変換システムは、機上ネットワーク、およびパワーエレクトロニクスに電気的エネルギーを供給するため、発電機、あるいはＭＧＢ、および／または主エンジン、および／または補助エンジンと結合した、可逆電動発電機ユニットを備えることもできる。

特定の実施形態によると：
補助エンジンと少なくとも一つの推進部との間の結合は、この推進部上の専用エンジン、および／またはＭＧＢ上の電動発電機により、補助エンジンと結合されたエネルギー変換システムにより作動されたパワーエレクトロニクスを介して、なされる；
補助エンジンは、非推進動力を供給するための発電機とともにＭＧＢに一体化されており、補助エンジンは非推進動力を機上ネットワーク、およびパワーエレクトロニクスに、ＭＧＢ上の発電機を介して、ならびに、推進動力をＭＧＢを介して少なくとも一つの推進部に（すなわち、主回転翼および／またはＡＴＲに）、供給することを可能とする；
補助エンジンと、エネルギー変換システム間の結合は、機械的伝達システムに属する減速ギヤアセンブリによりなされる；
機械的伝達システムが減速ギヤアセンブリを備えるため、前記減速ギヤアセンブリは補助エンジンをＭＧＢおよび／またはＡＴＲのドライブシャフトに、また、補助エンジンを、電動発電機、および／またはエネルギー変換システムの一部または全てを形成する少なくとも一つの発電機、と直接結合し、それにより、電気的エネルギーを機上ネットワーク、および、パワーエレクトロニクスに供給する；
減速ギヤアセンブリは、少なくとも二つの減速ギヤのラインを備え、これは、少なくとも一つのスタブシャフトにより、第一のラインに取り付けられた補助エンジンと、第二のラインに取り付けられたＭＧＢ上またはＡＴＲ上の動力取出部との間で結合されており、少なくとも一つのスタブシャフトは、補助エンジンが主回転翼を地上で駆動しないように、および、主回転翼が補助エンジンを地上で、または飛行中各々駆動しないように、可逆デカッブリング手段、およびフリーホイールを備える；
エネルギー変換システムの（複数の）発電機が、減速ギヤアセンブリに直接結合される場合、可逆デカップリング手段、およびフリーホイールを備えたスタブシャフトは、電力取出部、および他のフリーホイールにより、ギヤの第二のライン上および／または発電機と補助エンジン間にフリーホイールを備えた少なくとも第二のスタブシャフトに取り付けられた（複数の）発電機を駆動する；
補助エンジンがフリータービンを有する場合、フリータービンは（複数の）発電機を、フリーホイールおよびブレーキを備えたスタブシャフトを介して、減速ギヤボックスのギヤの第二のライン上で、または、可逆デカップリング手段、およびフリーホイールを備えたスタブシャフト上で、ならびに、フリータービンと発電機間でフリーホイールとともに取り付けられた少なくとも第二のスタブシャフト上で、フリーホイールとともに取り付けられたギヤの第三のライン上で、駆動する；
可逆デカップリング手段が、流体継手、爪、およびクラッチから選択される。

本発明の他の態様、特徴、および利点は、特定の実施形態に関して、添付の図面を参照することで、次の非限定的記載から明らかとなるであろう。

エネルギー変換システムの発電機が直接ＭＧＢに取り付けられた場合に、ＡＰＵユニット型の補助エンジンにより、機上ネットワーク、およびＡＴＲのシャフトに取り付けられた電動モータへもたらされたエネルギーを供給するための構成の一実施形態の概略図である。 エネルギー変換システムの発電機が、ＭＧＢに取り付けられた可逆電動発電ユニットに取り付けられた場合に、ＡＰＵユニット型の補助エンジンにより、機上ネットワーク、およびＡＴＲのシャフトに取り付けられた電動モータへもたらされたエネルギーを供給するための構成の一実施形態の概略図である。 ＡＰＵユニットによりエネルギーを供給するための構成の一実施形態の概略図であり、ＡＰＵユニットはＭＧＢに一体化されており、エネルギー変換システムの発電機、またはＭＧＢと結合される。 減速ギヤアセンブリ（エネルギー変換システムの可逆電動発電機と結合されており、また、この変換システムの発電機がＭＧＢに取り付けられている）を介して、ＡＰＵユニットがＭＧＢ／ＡＴＲボックスと結合される場合における構成の実施形態の概略図である。 減速ギヤアセンブリ（エネルギー変換システムの可逆電動発電機と結合されており、また、この変換システムの発電機がＭＧＢに取り付けられている）を介して、ＡＰＵユニットがＭＧＢ／ＡＴＲボックスと結合される場合におけるこの構成を有する減速ギヤボックスの実施形態の概略図である。 図３ａおよび図３ｂに応じた減速ギヤアセンブリを介して、ＡＰＵユニットがＭＧＢ／ＡＴＲと結合され、また、エネルギー変換システムの発電機が、減速ギヤアセンブリに取り付けられる場合における構成の実施形態の概略図である。 図３ａおよび図３ｂに応じた減速ギヤアセンブリを介して、ＡＰＵユニットがＭＧＢ／ＡＴＲと結合され、また、エネルギー変換システムの発電機が、減速ギヤアセンブリに取り付けられる場合におけるこの構成を有する減速ギヤボックスの実施形態の概略図である。 ４つの動作段階のうち、地上で、脱離された減速ギヤボックスのスタブシャフトを用いるＡＰＵユニットによる主エンジンの始動段階における、図４ａおよび図４ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 ４つの動作段階のうち、飛行中、ＡＰＵユニットと主エンジンのスイッチが入れられた段階における、図４ａおよび図４ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 ４つの動作段階のうち、飛行中、ＡＰＵユニットのスイッチが切られ、主エンジンのスイッチが入れられる段階における、図４ａおよび図４ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 ４つの動作段階のうち、ＡＰＵユニットのスイッチが入れられ、また、主エンジンが故障または部分的に機能不全を有する段階における、図４ａおよび図４ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 エネルギー変換が、減速ギヤアセンブリと結合された発電機のみを備える場合における構成の実施形態の概略図である。 エネルギー変換が、減速ギヤアセンブリと結合された発電機のみを備える場合における図４ａおよび図４ｂに応じた減速ギヤボックスの実施形態の概略図である。 図５ａに対応する動作段階において、図６ａと図６ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 図５ｂに対応する動作段階において、図６ａと図６ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 図５ｃに対応する動作段階において、図６ａと図６ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 図５ｄに対応する動作段階において、図６ａと図６ｂに応じた減速ギヤボックスの図である。 フリータービンを可逆的カップリングするための手段を備え、補助エンジンがフリータービンのガスタービンである場合の、減速ギヤアセンブリの図である。 フリータービンを可逆的カップリングするための手段を備えておらず、補助エンジンがフリータービンのガスタービンである場合の、減速ギヤアセンブリの図である。

全ての図において、同じ機能を有する同一または等価の構成要素は、独立または派生した引用符号を備える。複数の図面が、同じ引用符号により記された構成要素を示す場合、対応する引用符号の構成要素が記載された部分を参照する。

図１ａと図１ｂを参照すると、アーキテクチャ構成の概略図は、エネルギーまたは動力の供給を示しており、これらエネルギーまたは動力の供給は、（本例では、）ＡＰＵユニット型の補助エンジン３により機上ネットワーク２に、ならびに反トルク回転翼（ＡＴＲと称する）４に、またはヘリコプターの主ギヤボックス（ＭＧＢと称する）４０に供される。基本的なアーキテクチャ１は、ＭＧＢ４０を介して、ヘリコプターの主回転翼４１のシャフト４Ｂ、およびＡＴＲ４のシャフト４Ａを駆動する二つの主エンジン５ａと５ｂを備える。主エンジン５ａと５ｂもまた、飛行中、ＭＧＢ４０を介して機上ネットワーク２に電気的エネルギーを供給する。

基本的なアーキテクチャは、実施形態に示す補助エンジンおよびＡＰＵユニット３により補完される。機械的エネルギーを電気的エネルギーに変換するシステムは、機械的部分、すなわち：ＡＰＵユニット３、ＭＧＢ４０、および／または主エンジン５ａと５ｂから、機上ネットワーク２に電気的エネルギーを供給することを可能にする。この変換システムは、互いに結合され、また構成に応じ：少なくとも一つの専用発電機６、例えば交流発電機、少なくとも一つの可逆的電気装置７−電動発電機またはスタータ／発電機−、および／または電気駆動モータ８または８ａ、例えばスタータまたは専用の電動機を備える。

より具体的には、ＡＰＵユニット３は、バッテリ８ｂにより動作されるスタータ８と、発電機６とに結合される。いったんＡＰＵユニットが始動されると、発電機６は、電気ライン「Ｂ」でヘリコプターの機上動力供給ネットワーク２に供し、同様に、パワーエレクトロニクス９を介して、電気ライン「Ａ」で主エンジン５ａと５ｂのスタータ８に電気的エネルギーを供給する。

ＭＧＢ４０はまた、ライン「Ｃ」で発電機６（図１ａ）または電動発電機７（図１ｂ）を介して、電気的エネルギーを機上ネットワーク２に供給する。ヘリコプターの動力供給ネットワーク２に電力を供給するため、飛行中、ＡＰＵユニット３の発電機６により伝達された動力を利用することは、ＭＧＢ４０と結合された発電機６または電動発電機７でなされた電気の抽出を調整し、最終的に終了することを可能にする。

さらに、ＡＰＵユニット３と協働して発電機６は、−パワーエレクトロニクス９を介してＡＴＲ４、またはＭＧＢ４０を介して主回転翼４１のシャフト４Ａの駆動専用の電動モータ８ａ（図１ａ）、もしくは、発電機６の代わりの電動発電機７の少なくとも一つのモータ（図１ｂ）のいずれかに、電力を供給する。専用の電動モータ８ａは、実施形態において、ＡＴＲ４のシャフト４Ａに取り付けられるが、他の取り付けの実施形態において、ＭＧＢ上または主回転翼４１のシャフト４Ｂに取り付けられてもよい。

あるいは、主エンジン５ａと５ｂは、電気を発生するため、可逆的電気装置または発電機−別のスタータを有する−と結合されうる。補助エンジンから動力を再度供給することによりなされた動力供給の調整は、主エンジンでなされた電気の抽出を、低減および、最終的に終了することを可能とする。

運転中（まず地上、その後飛行中）のＡＰＵユニット３の動作の一実施形態において、エネルギー変換システムの様々な段階が経時的に連続して次のように起こる：
地上において：
（バッテリ８ｂ、スタータ８）ＡＰＵユニット３を始動すること、
機上ネットワーク２に電力を供給し、また、ＡＰＵユニット３によって、主エンジン５ａと５ｂを始動すること、
発電機６（図１ａ）、または、ＭＧＢ４０に取り付けられた可逆的電気装置７（図１ｂ）を介して、主エンジン５ａと５ｂによって、機上ネットワーク２に電力を供給すること、
ＡＰＵユニット３のスイッチを切ること；
飛行中において：
ＭＧＢ４０で、抽出を小さくするため、ＡＰＵユニット３を再度始動し、また、機上ネットワーク２に電力を供給すること（図１ｂ）、それにより主回転翼に追加的動力を発生すること、
ＡＰＵユニット３により、ＭＧＢ４０上、および／またはＡＴＲ４上の電動機８に電力を供給すること、そして主回転翼４１上の動力の増大を可能とすること。

図２に示すタイプのアーキテクチャ構成の図は、補助エンジン（本ケースではＡＰＵユニット３０）を最適に一体化することを可能とする。一つのフリーホイール／複数のフリーホイール、および爪、または等価物（例えば、図６ｂに関する記載を参照）を有する後述のタイプの減速ギヤアセンブリは、推進動力および非推進動力を供給することを可能とすることにより最適化するため、有利には一体化される。本実施形態では、ＡＰＵユニット３０は、ＭＧＢ４０にそれを直接一体化することを可能とするため、既知の結合手段を備えており、エネルギー変換システムの発電機６と結合される。ＡＰＵユニット３０は：
ＭＧＢ４０上の発電機６を介して、機上ネットワーク２へ、およびパワーエレクトロニクス９へ電気的エネルギーを、ならびに、
ＭＧＢ４０を介して、主回転翼４１へ、および／または直接ＡＴＲ４のドライブシャフト４Ａへ、機械的推進動力エネルギーを、
供給することを可能とする。

さらに、ＡＰＵユニット３０、または、より一般的には補助エンジンの一体化は、所定機能、または機器（減速、油回路など）を適正に配分すること、および、インターフェースを制限することを有利に可能とする。

上述した補助エンジンへエネルギーを供給するための電気的伝達の解決策に対し、代替的に、または追加的に、補助エンジンと、ＭＧＢ／ＡＴＲアセンブリの駆動装置との間−減速ギヤアセンブリを介して−の機械的伝達の解決策を次に記載する。これら機械的アーキテクチャ構成は、同一要件を満たすことができる。

図３ａと図３ｂを参照して、アーキテクチャ構成、および前記アーキテクチャの減速ギヤボックスの実施形態の図を示す。本構成において、機上ネットワーク２およびパワーエレクトロニクス９へ電気的エネルギーを供給するため、エネルギー変換システムは、ＭＧＢ４０と結合された発電機６ａと６ｂ、および、減速ギヤアセンブリ１１ａと結合された電動発電機７により形成される。本ケースでは、ＡＰＵユニット３の電動発電機７だけに電力を供給して始動するため、バッテリ８ａはパワーエレクトロニクス９と直接結合される。補助ＡＰＵユニット３は、減速ギヤアセンブリ１１ａを介して、ＡＴＲ４のシャフト４Ａと結合され、エネルギー変換のため、電動発電機７がこれと結合される。代替え的に、ＡＰＵユニットは、ＭＧＢと結合可能であり、発電機６ａと６ｂは、主エンジンに一体化された可逆または専用装置と置き換え可能である（代替案は図示しない）。

減速ギヤアセンブリ１１ａは、ＭＧＢ４０と機械的伝達システムをなす。図示の非限定的な例において、減速ギヤアセンブリ１１ａは、ＡＰＵユニット３をシャフト４Ａ、および可逆電動発電機７と直接結合する。

図３ｂに示すように、減速ギヤアセンブリ１１ａは、ＭＧＢ４０またはＡＴＲ４に、ＡＰＵユニット３と動力取出装置１１Ｍ間で、少なくとも一つのスタブシャフト１１Ｌにより結合された、減速ギヤの二つの平行なライン１１１および１１２を備える。ＭＧＢ４０は、主回転翼４１に航続期間中に機械的動力を供給する。

ギヤのライン１１１において、ＡＰＵユニット３は、機器１５（ポンプ、負荷圧縮機等）、および電動発電機７に機械的動力を供給する。ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍは、ライン１１２と噛合する。

スタブシャフト１１Ｌは、可逆デカップリング手段、本ケースでは爪１２、およびフリーホイール１３ａを備える。地上で（従来ＡＰＵユニット３が用いられる動作段階で）、前記ユニット３がＭＧＢ４０および／またはＡＴＲ４（以下「ＭＧＢ／ＡＴＲアセンブリ」と称する）、ならびに特に主回転翼４１を駆動しないように、爪１２はＡＰＵユニット３を非結合とすることができる。フリーホイール１３ａは、飛行中、連続的に（すなわち、標準状態で故障の危険性なく）、主エンジンにより駆動される主回転翼４１が、ＡＰＵユニット３をさらに駆動することを防ぐことを可能とする。さらに、フリーホイール１３ａは、地上で、０トルクで爪１２を再結合することも可能とする。

このような条件で、減速ギヤアセンブリ１１ａは、機械的動力を導入可能なように、ＡＰＵユニット３と、ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４の動力取出装置１１Ｍとの間で減速することを有利に可能とする。よって飛行中、ＭＧＢ／ＡＴＲアセンブリのＡＰＵユニットの動力は、要件に応じて供される。

飛行中のヘリコプターの性能向上は、具体的には以下の場合に得られる：
ＭＧＢ４０と結合された発電機６ａと６ｂで、電気の抽出を低減、または終了も可能とするため、電動発電機７によって、機上動力供給ネットワーク２に電力を供給することによる；
主回転翼４１が回転する（補助エンジンの速度は常に主回転翼より低く維持される）とき、補助エンジン（ＡＰＵユニット３）により、電動発電機７の発電機のみを駆動するため、フリーホイール１３ａを用いることによる；
減速ギヤボックスからＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリに機械的動力を、代替え的に、または追加的に供給することによる。

変形形態によると、変換システムの発電機は、ＭＧＢではなく減速ギヤボックスに一体化される。このような変形を、アーキテクチャ構成、および減速ギヤボックスの実施形態の図とともに、図４ａと図４ｂに示しており、ＡＰＵユニット３は、減速ギヤアセンブリ１１ａを介して、ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリと結合され、また、エネルギー変換システムの発電機６ａと６ｂは、減速ギヤアセンブリ１１ａに取り付けられている。

減速ギヤアセンブリ１１ａ（図４ｂ）は、同様に配置された、ギヤのライン１１１と１１２、スタブシャフト１１Ｌ、爪１２、およびフリーホイール１３ａと共に、ここでも図３ｂの構成要素を使用する。発電機６ａは、このときスタブシャフト１１Ｌに直接取り付けられ、発電機６ｂは、追加的にピニオンギヤ１１Ｐで駆動される。あるいは、地上で単一の発電機の駆動のみ行うように、爪１２は、結合１１Ｌ以外の結合ラインに配置されることも可能である。

図５ａから図５ｄは、減速ギヤボックス１１ａの４つの動作段階：主エンジン５ａ／５ｂのスイッチが切られる一方、地上でＡＰＵユニット３のスイッチが入れられるとき（図５ａ）、地上で、または飛行中、ＡＰＵユニット３および主エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられるとき（図５ｂ）、飛行中、ＡＰＵユニット３のスイッチが切られ、主エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられるとき（図５ｃ）、および、ＡＰＵユニット３のスイッチが入れられ、主エンジンが故障、または部分的に機能不全を有するとき（図５ｄ）を示す。

図５ａを参照すると、スタブシャフト１１Ｌは脱離されており、機上動力供給ネットワーク２、およびパワーエレクトロニクス９（図４ａ）に電力を供給するため、ＡＰＵユニット３は、機器１５、また電動発電機７へ、機械的動力（矢印Ｆ１）を供給する。

図５ｂを参照すると、ＡＰＵユニット３は、その機器１５、および電動発電機７の発電機へ機械的動力を、（さらなる動力の必要性が、例えば機上ネットワークに示される場合）ギヤのライン１１２を介して常に供給する（矢印Ｆ１）。爪１２が係合されるとき（矢印Ｆ２）、特にＡＴＲ回転翼４へ推進動力を供給するため、ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍへ（矢印Ｆ３）、また同様に、機上ネットワークへ電力を供給するため、発電機６ａと６ｂへ（矢印Ｆ４）、ＡＰＵユニット３は、推進機械的動力を−ギヤのライン１１１を介して−供給することも可能である。主エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられるとき、エンジン５ａ／５ｂでまた駆動されるＭＧＢ４０は、発電機６ａ／６ｂへ動力を伝達することも可能である。

図５ｃを参照すると、ＡＰＵユニット３のスイッチは切られるが、エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられるとき、ＡＴＲ４はＭＧＢ４０により駆動される（矢印Ｆ３）、ここで、非推進動力を機上ネットワーク２へ供給するため、エンジン５ａ／５ｂによりさらに駆動されて、発電機６ａと６ｂへ動力を伝達する（矢印Ｆ４）、しかし、フリーホイール１３ａが非結合のため、ＡＰＵユニット３へは動力を伝達しない。

図５ｄを参照すると、主エンジンがアイドリングまたは停止されており（自発的に、または非自発的に）、また、爪１２が係合されているとき（矢印Ｆ２）、ＡＰＵユニット３は、スタブシャフト１１Ｌを介して、ギヤのライン１１２へ、全ての非推進動力、および一部の推進動力を供給する（点線の矢印Ｆ５は、ＭＧＢ４０での抽出が低減され、よって主回転翼４１で動力が増大することを示す）、すなわち
機器１５、および（必要なら）電動発電機７の発電機への機械的動力（矢印Ｆ１）
ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍへの推進動力（矢印Ｆ３）、特にＡＴＲ４へ、および任意で主回転翼４１へ、ならびに、
電力を供給するため、発電機６ａおよび６ｂへの非推進動力（矢印Ｆ４）。

前述の構成の変形は、図６ａと図６ｂに示されており、図４ａと図４ｂと同じ図を再び用いる。しかしながら、図６ａのアーキテクチャ構成は、単に発電機６ａと６ｂにより形成されたエネルギー変換用システムが、減速ギヤアセンブリ１１ｂと結合される、すなわち、図３ａ／図３ｂおよび図４ａ／図４ｂの電動発電機７なしで示されている。したがって、バッテリ８ｂにより動作されるフリーホイール（図示せず）を備える特定のスタータ８ａが用いられる。あるいは、スタータ８ａは、さらなる要望（安全性、信頼性、電力レベルなど）を満たすため、可逆的直流または交流装置と置き換えることも可能である。この電気装置は、ＡＰＵユニット単独で駆動されうる。

図６ｂを参照すると、スタブシャフト１１Ｌは、ＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍを駆動するため、スタブシャフト１１Ｌの方法で（図３ｂおよび図４ｂ）、可逆的爪１２とフリーホイール１３ａを備える。スタブシャフト１１Ｎもまた、第三のギヤのライン１１３で、ピニオンギヤ１１Ｐを介して、発電機６ａと６ｂを駆動する。第三のギヤのライン１１３は、各々スタブシャフト１１Ｌ上、および第二のスタブシャフト１１Ｎ上の、フリーホイール１３ｂと１３ｃを介して、発電機６ｂとＡＰＵユニット３との間で、取り付けられている。

ＡＰＵユニット３の発電機６ａと６ｂは、地上において従来のＡＰＵモードで用いられ、この構成は、よって発電機能を適正に配分することを可能とする。

減速ギヤアセンブリ１１ｂは、上で示したアセンブリ１１ａと同じ利点を有し、具体的には、地上で主回転翼が駆動されず、また、飛行中補助エンジン（ＡＰＵユニット３）が主回転翼により駆動されない。さらに、エネルギー変換する発電機６ａと６ｂは、地上でエンジンのスイッチが切られたとき、補助エンジンにより駆動され、また、地上で、または飛行中補助エンジンのスイッチが切られたとき、ＭＧＢにより駆動される（または回転速度がシャフト１１Ｌの速度より低いときも、フリーホイール１３ａと１３ｃが解放される）。

より具体的には、減速ギヤアセンブリが図６ｂに示す１１ｂ型であるとき、図７ａから図７ｄの図は、図５ａから図５ｄと同じ４つの運転段階を示す。

図７ａを参照すると、スタブシャフト１１Ｌは脱離されており、ＡＰＵユニット３は、機器１５、および可逆装置８へ、必要であれば電気的エネルギーを供給する目的で、機械的動力を供し（矢印Ｆ１）、また同様に、第二のスタブシャフト１１Ｎによって、発電機６ａと６ｂを介して、電力を供給する（矢印Ｆ６）。装置８が単一のスタータである場合、フリーホイールは、それを不必要に駆動することを避けるため、有利に一体化される。

図７ｂを参照すると、ＡＰＵユニット３は、その機器１５へ、および（必要であれば）可逆装置８へギヤのライン１１１を介して、機械的動力を常に供給する（矢印Ｆ１）。爪１２が係合されるとき（矢印Ｆ２）、ＡＰＵユニット３は、特にＡＴＲ回転翼４へ推進動力を供給するため、−ギヤのライン１１２を介してＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍへ（矢印Ｆ３）、推進機械的動力を供給することも可能である。ＡＰＵユニット３は、機上ネットワーク２へ電力を伝達するため、ギヤのライン１１３を介して、発電機６ａと６ｂへ、推進機械的動力を供給することも可能である（矢印Ｆ４）。ＡＰＵユニット３はまた、特に爪１２が非結合であるとき、スタブシャフト１１Ｎを介して、動力を直接発電機６ａと６ｂへ動力を供給することを可能とする。しかしながら、主エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられたとき、エンジン５ａ／５ｂにより駆動されるＭＧＢ４０はまた、動力を発電機６ａと６ｂへ伝達可能である（矢印Ｆ７）。

図７ｃを参照すると、ＡＰＵユニット３のスイッチは切られるが、エンジン５ａ／５ｂのスイッチが入れられるとき、ＭＧＢ４０（エンジン５ａ／５ｂで駆動される）は、機上ネットワーク２へ非推進動力を供給するため、発電機６ａと６ｂへ動力を伝達する（矢印Ｆ７）、しかし、フリーホイール１３ａと１３ｂは非結合であるため、ＡＰＵユニット３へ動力を伝達しない。

図７ｄを参照すると、主エンジン５ａがアイドリング（点線矢印Ｆ５）または、停止（自発的に、または非自発的に）し、また爪１２が係合されるとき、機上ネットワーク２へ電力を供給するため、ＡＰＵユニット３は、機械的動力（矢印Ｆ１）を機器１５へ、および（必要であれば）可逆装置８へ、推進動力をＭＧＢ４０／ＡＴＲ４アセンブリの動力取出装置１１Ｍへ（矢印Ｆ３）（特にＡＴＲ４へ、任意で主回転翼４１へ）、また同様に、発電機６ａと６ｂへ（矢印Ｆ４）、供給する。したがって、ＡＰＵユニット３は、ギヤのライン１１２と１１３で、全ての非推進動力と一部の推進動力を供給する。ＡＰＵユニット３はまた、特に爪１２が非結合のとき、動力を直接発電機６ａと６ｂへ、スタブシャフト１１Ｎを介して供給することを可能とする（矢印Ｆ８）。

前述のアーキテクチャは、単一の動力シャフト（例えば、ディーゼルエンジン、または結合タービン）を備えるＡＰＵユニット型の補助エンジンを有する。補助エンジンが主エンジン型の出力タービンを有することで、二つの動力シャフト：フリータービンのシャフト、およびガス発生装置のシャフトを利用可能である。補助エンジンとして、フリータービンのガスタービン１０の二つのシャフトからの電力の取出しを示すため、減速ギヤアセンブリ１１ｃと１１ｄの二つのアーキテクチャを、図８ａと図８ｂを参照して以下に記載する。

図８ａにおいて、減速ギヤアセンブリ１１ｃは爪１２を有さず、図８ｂにおいて、減速ギヤアセンブリ１１ｄは爪１２を、フリータービン１００のシャフト１０Ｌと可逆的に結合する手段として、有している。図８ａにおける減速ギヤボックスの図は、図４ｂのそれを再度用い、ギヤの二つのライン１１１と１１２を有し、また、図８ｂは、減速ギヤボックス６ｂの図を再度用い、ギヤの三つのライン１１１から１１３有する。

図８ａを参照すると、減速ギヤアセンブリ１１ｃは、ギヤの二つのライン１１１と１１２を有する。フリータービン１００のシャフト１０Ｌは、フリーホイール１３ａが取り付けられたスタブシャフト１１Ｌを介して、ギヤの第二のライン１１２で、発電機６ａと６ｂを駆動する。スタブシャフト１１Ｌは、解除システムを有さないが、ＭＧＢ４０によりフリータービン１００を駆動することを避けるため、フリーホイール１３ａを有する。シャフト１０Ｌは、ブレーキ１７を介して、ギヤの第一のライン１１１の部分１１１ａに取り付けられる。ガスタービン１０のガス発生装置１０１のシャフト１０Ｇは、ギヤの第一のライン１１１の部分１１１ｂ上（部分１１１ａとは独立）に取り付けられる。シャフト１０Ｇは、ライン１１１ｂで、機器１５、および電動発電機７の発電機を、フリータービン１００とは独立に駆動する。

従来のＡＰＵユニットの運転において（ＡＰＵモード：電動発電機７による発電、およびガス発生装置のシャフト１０Ｇ上の負荷圧縮機による空圧発生）、ガスタービン１０を用いるため、ブレーキ１７は、地上でフリータービンのシャフト１０Ｌをロック可能とする。ブレーキ１７は、ＡＴＲ回転翼４のシャフトのブレーキと、有利には組み合わせることができる。このアーキテクチャは、三つのエンジンを有するヘリコプターアーキテクチャと類似しており、三つ目のエンジン（補助エンジンを形成する）は、他の二つに関して動力的に非対称となる。

図８ｂに示した減速ギヤアセンブリ１１ｄのアーキテクチャは、同じ機能を有する図６ｂの減速ギヤアセンブリ１１ｂの全ての構成要素を再度用いる。構造の違いは、ガスタービン１０のフリータービン１００のシャフト１０Ｌ（部分１１１ａに取り付けられている）と、ガスタービン１０のガス発生装置１０１のシャフト１０Ｇ（部分１１１ｂに取り付けられている）と、の結合の独立性に関係する。このアーキテクチャにおいて、ガスタービン１０は、補助エンジンとして図６ｂのＡＰＵユニット３と置換される。具体的には、ギヤの第三のライン１１３は、可逆的爪１２または等価物、およびフリーホイール１３ａを備えたスタブシャフト１１Ｌに、フリーホイール１３ｂが取り付けられ、また同様に、フリータービン１００のシャフト１０Ｌと電力を供給するための発電機６ａとの間で、フリーホイール１３ｃを第二のスタブシャフト１１Ｎに備える。

よって、ガス発生装置１０１と結合された付属機器（機器１５：ポンプ、負荷圧縮機など、および、スタータ８ａ）は、フリータービン１００と結合された付属機器（発電機６ａと６ｂ、およびヘリコプターの機器：ＭＧＢ４０、ＡＴＲ４など）と分けられる。

補助エンジンがＭＧＢ／ＡＴＲ取出アセンブリと結合されるとき、フリータービンを有する補助エンジンの制御は、結合タービンを有するエンジンと異なるであろう、なぜなら、このときＡＴＲはフリータービン１０と結合され、ガス発生装置１０１と結合されないからである。

本発明は、記載および図示の実施形態に限定されず、特にフリーホイールは等価手段（リリーススリーブ、ビスカスカップリング、エピサイクリック歯車列など）と置換可能であり、または異なる構成要件（フリーホイール、爪など）がピニオンの異なるラインに異なって配置可能である。「補助エンジン」の範囲は、ガスタービンのそれと異なる技術を用いるエンジンまで拡張する（例えば：ディーゼルエンジン、燃料電池など）。よって、補助エンジンは、他の二つの主エンジンの寸法、および性能と比べて、小さい寸法、および劣った性能を有する３タービンヘリコプターのエンジンであってもよい。

Claims (15)

1. 機上動力供給ネットワーク（２）、飛行中、推進部（４１、４）を駆動する機械的伝達システム（４０）と結合された主牽引システム（５ａ、５ｂ）、機械的伝達システム（４０）、および／または機上動力供給ネットワーク（２）に非推進動力を供給する主牽引システム（５ａ、５ｂ）と結合された機械的エネルギーを電気的エネルギーに変える変換部（６、６ａ、６ｂ、７）を備える、ヘリコプターアーキテクチャの推進、および／または非推進動力を供給する方法であって、地上で、前記エンジンに非推進動力を供給するため、エネルギー変換により、さらに補助エンジン（３、１０、３０）を機上動力供給ネットワーク（２）に、また同様に、飛行中、非推進動力を機上動力供給ネットワーク（２）に供給することを可能とするため、その始動（８、９）用の主牽引システム（５ａ、５ｂ）に接続し、さらに、また最終的に、機械的伝達システム（４０）、および／または主牽引システム（５ａ、５ｂ）でなされた抽出に代わり、推進動力を増大、または部分的に供給するため、補助エンジン（３、１０、３０）が、電気的エネルギーを機械的伝達システム（４０）の専用牽引システム（７、８ａ）に供給することもさらに可能とすることを特徴とする、方法。
2. 推進動力を機械的伝達システム（４０）に供給するため、補助エンジン（３、１０）が、追加的に、または代替え的に、減速システム（１１ａから１１ｄ）と直接結合可能であり、また始動用（８）の主牽引システム（５ａ、５ｂ）へ非推進動力を供給するため、可逆エネルギー変換部（６、６ａ、６ｂ、７）により、機上ネットワーク（２）と結合されており、補助エンジン（３、１０、３０）が、少なくとも一つの推進部（４１、４）に推進動力を供給することを可能とする、請求項１または請求項２に記載のエネルギー供給方法。
3. 機上ネットワーク（２）からの電気的エネルギーが、エネルギー変換部（６、７、８）により、機械的伝達（４０；１１ａから１１ｄ）上のエネルギーの抽出、および主牽引システム（５ａ、５ｂ）間の調整からもたらされる、請求項１に記載のエネルギー供給方法。
4. 主牽引システム（５ａ、５ｂ）のスイッチが切られているとき、減速システム（１１ａ）を介して、機上ネットワーク（２）の電気的エネルギーが、補助エンジン（３、１０）のみからもたらされるように、エネルギー変換部（５ａ、５ｂ）が、減速システム（１１ａ）のみに結合される、請求項３に記載のエネルギー供給方法。
5. 補助エンジン（３０）が、ＭＧＢ（４０）に直接一体化され、したがって、ＭＧＢ（４０）の発電機（６）でエネルギーを変換することにより、電気的エネルギーを機上ネットワーク（２）へ供し、またＭＧＢ（４０）を介して、少なくとも一つの推進部（４、４１）に推進動力を供給する、請求項３に記載のエネルギー供給方法。
6. 請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の方法を実行可能な、ヘリコプターの推進、および／または非推進動力を供給する構成であって、機上動力供給ネットワーク（２）、二つの主エンジン（５ａ、５ｂ）、ならびに、推進部（４、４１）への機械的伝達用システム（４０、１１ａから１１ｄ）の主ギヤボックスＭＧＢ（４０）と、機上ネットワーク（２）および主エンジン（５ａ、５ｂ）のスタータ（８）と協働してパワーエレクトロニクス（９）を備える電気的エネルギー受信手段との間で、機械的エネルギーを電気的エネルギーに変換するためのシステム（６、６ａ、６ｂ、７）を基本的に備え、
   前記構成が、エネルギー変換システム（６、６ａ、６ｂ、７）、および、補助エンジン（３、１０、３０）と、少なくとも一つの推進部（４、４１）との間の機械的結合手段（８ａ、１１ａから１１ｄ）を介して、電気的エネルギー受信手段（２、９）に、電気的エネルギーを供給するための補助動力エンジン（３、１０、３０）をさらに備えることを特徴とする、構成。
7. 補助エンジン（３、１０、３０）が、ＡＰＵユニット、フリータービン、またはタービン結合式ガスタービン、およびディーゼルエンジンから選択される、請求項６に記載のエネルギー供給構成。
8. エネルギー変換システムが、電気的エネルギーを機上ネットワーク（２）とパワーエレクトロニクス（９）に供給するため、ＭＧＢ（４０）、および／または主エンジン（５ａ、５ｂ）、および／または補助エンジン（３、１０、３０）と結合された、発電機（６、６ａ、６ｂ）、または可逆電動発電機ユニット（７）を備える、請求項７または請求項８に記載のエネルギー供給構成。
9. 補助エンジン（３、１０）と推進部（４、４１）の少なくとも一つとの間の接続が、この推進部（４、４１）上の専用モータ（８ａ）および／または補助エンジン（３、１０）と接続されたエネルギー変換システム（６、６ａ、６ｂ、７）により駆動されるパワーエレクトロニクス（９）を介して、ＭＧＢ（４０）専用の電動発電機のモータ（７）によりなされる、請求項７から請求項９のいずれか一項に記載のエネルギー供給構成。
10. 非推進動力を生じるため、補助エンジン（３０）が、発電機（６）と協働してＭＧＢ（４０）に一体化されており、補助エンジン（３０）が、ＭＧＢ（４０）上の発電機（６）を介して、機上ネットワーク（２）およびパワーエレクトロニクス（９）に非推進動力を、ならびに、ＭＧＢ（４０）を介して、少なくとも一つの推進部（４、４１）に推進動力を供給することを可能とする、請求項８または請求項９に記載のエネルギー供給構成。
11. 補助エンジン（３、１０）およびエネルギー変換システム（６ａ、６ｂ、７）間の接続が、機械的伝達システムに属する減速ギヤアセンブリ（１１ａから１１ｄ）により生じる、請求項８または請求項９に記載のエネルギー供給構成。
12. 機械的伝達システムが減速ギヤアセンブリ（１１ａから１１ｄ）を備えるとき、減速ギヤアセンブリ（１１ａから１１ｄ）が、補助エンジン（３、１０）をＭＧＢ（４０）および／または反トルク回転翼（４）の駆動シャフト（４Ａ）と、また、補助エンジン（３、１０）を電動発電機（７）および／またはエネルギー変換システムの一部または全てを形成する少なくとも一つの発電機（６、６ａ、６ｂ）と直接接続し、よって、電気的エネルギーを機上ネットワーク（２）およびパワーエレクトロニクス（９）へ供給する、請求項１１に記載のエネルギー供給構成。
13. 第一のライン（１１１）に取り付けられた補助エンジン（３、１０）と、ＭＧＢ（４０）上の動力取出部（１１Ｍ）、または第二のライン（１１２）に取り付けられたＡＴＲ（４）との間で、少なくとも一つのスタブシャフト（１１Ｌ、１１Ｎ）により結合された減速ギヤ（１１１から１１３）の少なくとも二つのラインを、減速ギヤアセンブリ（１１ａから１１ｄ）が備えており、また、補助エンジン（３、１０）が、主回転翼（４１）を地上で駆動せず、主回転翼（４１）が補助エンジン（３、１０）を地上で、または飛行中、各々駆動しないように、少なくとも一つのスタブシャフト（１１Ｌ）が、可逆デカップリング手段（１２）およびフリーホイール（１３ａ）を備える、請求項１２または請求項１３に記載のエネルギー供給構成。
14. エネルギー変換システムの（複数の）発電機（６ａ、６ｂ）が、減速ギヤアセンブリ（１１ａ、１１ｂ）と直接接続される場合、可逆デカップリング手段（１２）およびフリーホイール（１３ａ）を備えるスタブシャフト（１１Ｌ）が、動力取出部（１１Ｍ）、ならびに、フリーホイール（１３ｂ）を介してギヤの第二のライン（１１３）上、および／または発電機（６ａ）と補助エンジン（３、１０）との間でフリーホイール（１３ｃ）を備えた少なくとも第二のスタブシャフト（１１Ｎ）に取り付けられた発電機（６ａ、６ｂ）を駆動する、請求項１３に記載のエネルギー供給構成。
15. 補助エンジン（１０）がフリータービン（１００）を有する場合、フリーホイール（１３ａ）およびブレーキ（１７）を備えるスタブシャフトによって、減速ギヤボックス（１１ｃ、１１ｄ）のギヤの第二のライン（１１２）上で、または、フリータービン（１００）と発電機（６ａ）間でフリーホイール（１３ｃ）とともに取り付けられた少なくとも第二のスタブシャフト（１１Ｎ）上と同様に、可逆デカップリング手段（１２）およびフリーホイール（１３ａ）を備えたスタブシャフト（１１Ｌ）上のフリーホイール（１３ｂ）とともに取り付けられたギヤの第三のライン（１１３）上で、フリータービン（１００）が（複数の）発電機（６ａ、６ｂ）を駆動する、請求項１３に記載のエネルギー供給構成。

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