JP2016506234A - 航空機に電力を供給する方法およびシステム - Google Patents

Abstract

給電される複数の負荷（Ｌ１〜Ｌ４）を装備している航空機に電気エネルギーを供給する方法およびシステムであって、前記電力供給システムは、複数の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）と、前記電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）および給電される前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）に電気的に接続された機内エネルギー管理モジュール（ＭＭ）とを備える。エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、エネルギー要求の増加の場合、並列した少なくとも２台の異なった電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）を使用して、前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）のうち、当初は単一の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）によって給電されている少なくとも１つの前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）への電力の供給を制御するように配置構成されている。

Description

本発明は航空機の電力供給の分野に関し、特に、航空機の電力供給システムを管理する方法およびシステムに関する。

航空機は、従来は、航空機の様々な装備（機械的アクチュエータ、操縦装置、乗客用機内座席マルチメディアシステム、客室換気装置など）に給電するため電力供給システムを備える。電気的な視点から、航空機装備は、電気エネルギーを消費する負荷であるとみなされる。

電力供給システムにおいて電気エネルギーの統合管理ができるようにするため、負荷は、２つの想定されるタイプ、航空機の運航のため重要である「不可欠な」負荷と呼ばれる負荷（操縦装置など）、および、航空機の運航のためそれほど重要ではない「不可欠でない」負荷と呼ばれる負荷（乗客用機内座席マルチメディアシステム、客室換気装置など）からなる可能性がある。負荷は、これらの負荷が最も近くにある電源によって給電されるように、ならびに、冗長性および／または機能的に連結された装備の損失をできる限り回避するように設置された場所に従ってさらに分けられる。

電力供給システムは、従来は、航空機の推進に関与する航空機のエンジンから取り出される主電源を備える。換言すれば、航空機エンジンは、一方で、航空機を動くようにする推進パワーを供給し、他方で、電力供給システムのための主電源として使用される非推進パワーを供給する。

長年に亘って、航空機の電気エネルギー要求は増加している。その上、航空機エンジンが、例えば、着陸中に、減速して航行しているとき、電力供給システムは、十分に給電されないことがあり、十分に給電しないことは、不都合なことであり、不可欠でない負荷（乗客用機内座席マルチメディアシステムなど）への電力の供給を許すことがなく、これは、航空機乗客にとって不都合なことである。この不都合なことを取り除く直接の解決策は、着陸中に航空機エンジンの速度を増加させることにあるが、これは、燃料消費量を増加させ、望ましくない。

ＴＵＲＢＯＭＥＣＡ社による仏国特許出願公開第２９６４０８７号明細書は、エンジンが電力供給システムの要求を満たすためには不十分であるときに主動力ユニットの使用を提案した。

実際には、不可欠でない負荷は、主動力ユニットによって負荷軽減されるのに対して、不可欠な負荷は、推進エンジンによって給電される。

この種の電源を管理する方法は、負荷軽減が給電される負荷に従って行われるために複雑な負荷軽減アルゴリズムが使用されることを必要とするので最適ではない。負荷軽減は、電源の可用性の状況も考慮しなければならないのでなおさら複雑である。実際に、１台以上の電源が利用できないとき、電気負荷の負荷軽減が可能でなければならない。実際には、この種の負荷軽減アルゴリズムは、できる限り多数の電気負荷が給電されることを許さない。

さらに、１台の電源の損失は、残りの利用できる電源または電源群が飛行の終わりまで負荷の全てに給電する能力を有することを要求する。その結果として、各電源の容量は、各電源が担当している負荷の消費量を著しく超えなければならず、これは、エネルギーの無駄であり、航空機のエネルギー効率を不利にする。

さらに、従来技術によるエネルギー管理システムは、１５アンペアより大きい電流を要求する負荷と１５アンペア未満の電流を要求する負荷とに対して異なった負荷軽減モジュールが存在するので、使用することが難しい。負荷軽減は、電源と負荷との適合性を考慮しなければならず、これは、不都合なことである。

仏国特許出願公開第２９６４０８７号明細書

これらの不都合なことの少なくとも一部を取り除くために、本発明は、給電される複数の負荷と、複数の電源および機内エネルギー管理モジュールが装備されている電力供給システムとを備える航空機に電気エネルギーを供給する方法であって、エネルギー管理モジュールがエネルギー要求の増加の場合に、並列した少なくとも２台の異なった電源を使用して、前記負荷のうち、当初は単一の電源によって給電されている少なくとも１つの負荷への電力供給を制御することを特徴とする方法に関する。

本発明は、給電される複数の負荷が装備されている航空機の電気エネルギー電力供給システムであって、複数の電源と、前記電源および給電される前記負荷に電気的に接続され、エネルギー要求の増加の場合に並列した少なくとも２台の異なった電源を使用して、前記負荷のうち、当初は単一の電源によって給電されている少なくとも１つの負荷への電力の供給を制御するように配置構成されている機内エネルギー管理モジュールとを備える、電気エネルギー電力供給システムにさらに関する。

本発明を用いて、負荷は、複数の異なった電源によってハイブリッド方式で給電される。有利になる点として、現在の電源が十分でない場合、負荷を別の電源によって負荷軽減することはもはや必要ではない。この種の電力を供給する方法は、使用の高柔軟性を提供し、および、過剰な電力を発生することなく負荷の全てが最適給電されるようにして、これが航空機のエネルギー効率を改善する。さらに、管理モジュールは、エネルギー供給を電気エネルギーの要求に動的に適合させるユニバーサル電源を形成する。電源が共有されるのが有利になる点である。

さらに、本発明は、電気システムへの中断の危険性を最小限に抑えることを容易にする。

さらに、より大型の電源によって負荷軽減するのではなく、より小型の電源が電気負荷の要求を満たすために積み上げられる可能性がある。このようにして、不必要なエネルギーの発生、および、その結果として、航空機の燃料消費量が制限され、これは、エネルギー効率を改善する。

好ましくは、システムは、エネルギー蓄積手段を備え、管理モジュールは、給電される前記負荷が緊急時エネルギー要求を有する場合、エネルギー蓄積手段を使用して前記負荷のうちの少なくとも１つに給電するように配置構成されている。エネルギー蓄積手段は、長期間に亘る過剰なエネルギーの発生なしに緊急時エネルギー要求が満たされるようにする。蓄積手段は、従来技術による負荷軽減方法で満たされなかった一回限りのエネルギー要求が満たされるようにする。

本発明の好ましい態様によれば、エネルギー蓄積手段は、エネルギー電池の形をしている。この種の電池は、コンパクトな設計で、大量のエネルギーを素早く供給する能力を有する。

本発明の別の態様によれば、前記少なくとも２台の電源は、直流電流を前記少なくとも１つの負荷に供給する能力を有する。

本発明の態様によれば、前記少なくとも２台の電源は、交流電流を前記少なくとも１つの負荷に供給する能力を有する。２台の交流電流電源の使用は、交流電流電源に関するカップリング現象が航空分野での使用を妨げる、と考える当業者の先入観に反する。

好ましくは、管理モジュールは、カップリング現象を制限するために負荷に同時に給電するため交流電流電源を同期化する手段を備える。

好ましくは、エネルギー管理モジュールは、スタンドアロン型である。換言すれば、管理モジュールは、電源と負荷との間の接続を動的に構成する能力を有する。好ましくは、管理モジュールは、電源および負荷の状態に従って接続の最良コンフィギュレーションを選択する能力を有する特定のルールを備えるデータベースを備える。

好ましくは、エネルギー管理モジュールは、経時的に負荷により消費された電流に従って電源の接続を適合させるように構成されている。このようにして、電源によるエネルギーの発生は、負荷の消費量に適合させられる。

好ましくは、エネルギー管理モジュールは、負荷の消費量が増加する場合、負荷に給電する電源のうちの１つのエネルギーの発生の増加を命令するように構成されている。

好ましくは、システムは、管理モジュールおよび前記複数の負荷に電気的に接続された少なくとも１台の補助電力供給モジュールを備え、エネルギー管理モジュールは、高電力負荷に直接的に給電し、前記補助電力供給モジュールを介して低電力負荷および中間電力負荷に間接的に給電する能力を有する。管理モジュールは、高電力電力供給を制御し、中間電力負荷および低電力負荷の電力供給を負荷によって要求された電流の適合を行う補助モジュールに任せる。この種の電力供給アーキテクチャは、供給される電流の量が改善されるようにする上に、電力供給の信頼性を高める。本実施例において、高電力負荷は、１５アンペアより多く消費すると考えられる。

さらに好ましくは、システムは、管理モジュールと少なくとも１つの非常時負荷とに電気的に接続された少なくとも１台の非常時モジュールを備え、エネルギー管理モジュールは、非常時モジュールを介して非常時負荷に間接的に給電する能力を有する。好ましくは、非常時モジュールは、非常時電源を使用する直接電力供給をさらに備える。

本発明は、単に一例として挙げられ、添付図面を参照した以下の説明を読むとより良く理解されるであろう。

電源および給電される負荷に電気的に接続された機内エネルギー管理モジュールの概略図である。 補助電力供給モジュールおよび非常時モジュールと共に管理モジュールの別の概略図である。

図面は、当然ながら、必要に応じて本発明をより良く定義するために前記図面を使用することが可能であるので、実施されるのに十分詳細に本発明を提示することに留意すべきである。

本発明は、電気エネルギー電力供給システムと、給電される複数の負荷Ｌ１、Ｌ２、Ｌ３およびＬ４とを備える航空機を示す図１に関連して提示される。電力供給システムは、複数の電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３を装備している。

電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３は、タイプが異なる、または、同一であり、例えば、航空機の推進エンジン発電機、好ましくは、エンジンクラスの主動力ユニットの形をしていることがある。言うまでもなく、他のタイプの電源が適当であることがあり得る。

さらに、電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３は、直流または交流電流の形をした電気エネルギー、圧縮空気の形をした空気エネルギー、駆動シャフトによって伝達されるトルクおよび動力の形をした機械エネルギーを供給できる。これらのエネルギータイプの蓄積は、電気エネルギー用のバッテリまたはスーパーキャパシタ、空気エネルギー用の圧力容器、および、機械エネルギー用のフライホイールのような装置によって行われる。

本出願のプリアンブルに示されるように、航空機装備（機械的アクチュエータ、操縦装置、乗客用機内座席マルチメディアシステム、各室換気装置など）は、電気エネルギー、空気エネルギーまたは機械エネルギーを消費する負荷であるとみなされる。本実施例において、４つの負荷Ｌ１〜Ｌ４が図１に示される。

タイプが電気、空気または機械であるかを問わずに、エネルギーの統合管理ができるようにするために、対応する電力供給システムにおいて、負荷は、２つの想定されるタイプ、航空機の運航のため重要である「不可欠な」負荷と呼ばれる負荷（操縦装置など）、および、航空機の運航のためそれほど重要ではない「不可欠でない」負荷と呼ばれる負荷（乗客用機内座席マルチメディアシステム、客室換気装置など）からなる可能性がある。負荷は、これらの負荷が最も近くにある電源によって給電されるように、ならびに、冗長性および／または機能的に連結された装備の損失をできる限り回避するように設置された場所に従ってさらに分けられる。

本発明によれば、再び図１に関連して、電力供給システムは、前記電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３および給電される前記負荷Ｌ１〜Ｌ４に電気的に接続された、符号ＭＭを有する機内エネルギー管理モジュールを備える。

エネルギー管理モジュールＭＭは、給電される負荷Ｌ１〜Ｌ４のエネルギー要求に依存して電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３を管理するプログラムが記録されているメモリを備えるアナログコンピュータの形をしている。

エネルギー管理モジュールＭＭは、並列した少なくとも２台の異なった電源Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３を使用して前記負荷Ｌ１〜Ｌ４のうちの少なくとも１つへの電力供給を制御する能力を有する。換言すれば、負荷は、２台の異なった電源によって給電される。これは、航空機の負荷のハイブリッド式電力供給と呼ばれる。図１に関連して、エネルギー管理モジュールＭＭは、負荷Ｌ１に給電するために電源Ｓ１およびＳ２からエネルギーを負荷Ｌ１に取り込む。

好ましくは、エネルギー管理モジュールＭＭは、前記負荷Ｌ１が通常の使用状況の間に負荷Ｌ１に単独で給電する電源Ｓ１の容量を超えるますます多量の電気エネルギーを要求とするとき、負荷Ｌ１のハイブリッド式電力供給を使用する。

好ましくは、管理モジュールＭＭは、例えば、電流測定、電圧測定、流量測定、またはトルク計のそれぞれのタイプによって要求された電力を測定する能力を有する電力測定手段（図面に示されない）を備える。要求された電力の量が所定の電力閾値を超える場合、管理ＭＭは、別の電源、本事例では、電源Ｓ２に負荷Ｌ１の要求を満たすことを命令する。

管理モジュールＭＭは、エネルギー損失を制限しながら負荷Ｌ１〜Ｌ４の要求を電源Ｓ１〜Ｓ３のエネルギー供給と一致させる能力を有する。本発明による方法を用いて、負荷の全ては、航空機の燃料消費量を増加させたであろう過剰なエネルギーの発生を回避しながら給電される。換言すれば、管理モジュールＭＭは、航空機のエネルギー効率を改善するため負荷の電力供給が適合させられるようにする。

好ましくは、エネルギー管理モジュールＭＭは、特定の電源Ｓ１〜Ｓ３を特定の負荷Ｌ１〜Ｌ４に接続するためにスタンドアロン型である。好ましくは、管理モジュールＭＭは、電源Ｓ１〜Ｓ３および負荷Ｌ１〜Ｌ４の状態に従っていくつかの考えられる電源コンフィギュレーションを指示する特定のルールのデータベースを備える。このようにして、運航中に、管理モジュールＭＭは、電源Ｓ１〜Ｓ３および負荷Ｌ１〜Ｌ４の現在状態を分析し、例えば、最初に、どの装備が存在するかを決定し、次に、これらの消費量、飛行の各段階での公称値、および、異なった使用のシナリオでの最大値を決定するコンフィギュレーション管理テーブルを使用して、この状態から最も適当な電力供給コンフィギュレーションを推定する。

電気エネルギー管理の第１の実施例において、負荷Ｌ１は、２台の直流電流電源Ｓ１、Ｓ２によって給電される。この仮定によれば、電源Ｓ１〜Ｓ２からの直流電流は、当業者に知られた方法で合計される。

電気エネルギー管理の第２の実施例において、負荷Ｌ１は、２台の交流電流電源Ｓ１、Ｓ２によって給電される。この仮定によれば、電源からの交流電流は、結合される前に、最初に直流電流に変換される。この目的のため、管理モジュールＭＭは、ＡＣ／ＤＣ変換器を備える。

別の仮定によれば、電源からの交流電流は、カップリングの現象を制限するために、結合される前に、最初に同期化される。２台の交流電流電源を合計することは、カップリングの現象ゆえに、航空用途に不適当であると考えられている。これは、航空分野が、カップリングのような寄生容量がない安定した、信頼できる電源を必要とするためである。本発明によれば、カップリング中に損失を制限するために、結合される電源の最適同期化を行うことにより、この先入観に逆らうことが提案される。有利になる点として、管理モジュールＭＭは、交流電流を別の交流電流に加算する目的のため、交流電流に条件を付ける能力を有する同期化手段を備える。この種の同期化システムの構造は、周波数適合に基づき、交流電源の位相による可能性がある。この原理は、最初に電源を同じ周波数に変化させ、次に、電源の一方のある位相からの遷移中に、もう一方の電源を同期化することである。これは、カップリングの時に電気的損失が低減されるようにする。

有利になる点として、本発明を用いて、負荷Ｌ１は、電源Ｓ１によって交流電流を供給され、ますます多くのエネルギーが機能することを要求とする場合。管理モジュールＭＭは、負荷Ｌ１の要求を満たすために電源Ｓ２を制御する。電源Ｓ２の交流電流は、結合される前に電源Ｓ１の交流電流と同期化させられる。

第３の実施例において、負荷Ｌ１は、通常の速度で直流電流電源Ｓ１によって給電される。必要に応じて、管理モジュールＭＭは、管理モジュールＭＭのＡＣ／ＤＣ変換器による変換後に、交流電流電源Ｓ２に付加的な直流電流を負荷Ｌ１に供給することを命令する。

本発明の態様によれば、図１に関連して、航空機は、エネルギー蓄積手段、好ましくは、エネルギー電池Ｐを備える。管理モジュールＭＭは、給電される前記負荷が緊急時エネルギー要求を有する場合、エネルギー蓄積手段Ｐを使用して、前記負荷Ｌ１〜Ｌ４のうちの少なくとも１つに給電するように構成されている。これらの種類の蓄積手段Ｐは、例えば、いくつかの装備が同時に始動または起動するとき、負荷Ｌ１〜Ｌ４のうちの１つの一回限りのエネルギー要求が直ぐに満たされるようにする。

図２に関連して、電力供給システムは、管理モジュールＭＭによって供給されたエネルギーを中間電力負荷および低電力負荷に適合させることができるように、管理モジュールＭＭおよび負荷Ｌ１〜Ｌ４に電気的に接続された２台の補助電力供給モジュールＭ１、Ｍ２を備える。本実施例では、図２に示されるように、エネルギー管理モジュールＭＭは、高電力負荷Ｌ４に直接的に給電し、補助電力供給モジュールＭ１を介して低電力負荷Ｌ２に間接的に給電し、補助電力供給モジュールＭ２を介して中間電力負荷Ｌ３に間接的に給電する。高電力負荷Ｌ４は、負荷Ｌ２およびＬ３と対照的に、１５Ａより多くの電流を消費する。

さらに好ましくは、電力供給システムは、管理モジュールおよび少なくとも１つの非常時負荷Ｌ１に電気的に接続された少なくとも１つの非常時モジュールＭＳを備え、エネルギー管理モジュールＭＭは、非常時モジュールＭＳを介して非常時負荷に間接的に給電する。好ましくは、非常時モジュールＭＳは、さらに、ＲＡＴ（ラムエアタービン）タイプの非常時電源ＥＳによって直接的に給電される。

Claims (10)

1. 給電される複数の負荷（Ｌ１〜Ｌ４）と、複数の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）および機内エネルギー管理モジュール（ＭＭ）が装備されている電力供給システムとを備える航空機に電気エネルギーを供給する方法であって、エネルギー管理モジュール（ＭＭ）がエネルギー要求の増加の場合に並列した少なくとも２台の異なった電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）を使用して、前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）のうち、当初は単一の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）によって給電されている少なくとも１つの負荷（Ｌ１〜Ｌ４）への電力供給を制御することを特徴とする、航空機に電気エネルギーを供給する方法。
2. 複数の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）と、前記電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）および給電される負荷（Ｌ１〜Ｌ４）に電気的に接続されている機内エネルギー管理モジュール（ＭＭ）とを備え、給電される複数の負荷（Ｌ１〜Ｌ４）が装備されている航空機に電気エネルギーを供給するシステムであって、エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、エネルギー要求の増加の場合に、並列した少なくとも２台の異なった電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）を使用して、前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）のうち、当初は単一の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）によって給電されている少なくとも１つの負荷（Ｌ１〜Ｌ４）への電力の供給を制御するように配置構成されていることを特徴とする、航空機に電気エネルギーを供給するシステム。
3. エネルギー蓄積手段（Ｐ）を備え、管理モジュール（ＭＭ）は、給電される前記負荷が緊急時エネルギー要求を有する場合、エネルギー蓄積手段（Ｐ）を使用して前記負荷（Ｌ１〜Ｌ４）のうちの少なくとも１つに給電するように配置構成されている、請求項２に記載のシステム。
4. エネルギー蓄積手段（Ｐ）は、エネルギー電池の形をしている、請求項２に記載のシステム。
5. 前記少なくとも２台の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）は、交流電流を前記少なくとも１つの負荷（Ｌ１〜Ｌ４）に供給する能力を有する、請求項２から４のいずれか一項に記載のシステム。
6. 前記少なくとも２台の電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）は、直流電流を前記少なくとも１つの負荷（Ｌ１〜Ｌ４）に供給する能力を有する、請求項２から５のいずれか一項に記載のシステム。
7. エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、スタンドアロン型である、請求項２から６のいずれか一項に記載のシステム。
8. エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、経時的に負荷（Ｌ１〜Ｌ４）によって消費された電流に従って電源（Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３）の接続を適合させるように配置構成されている、請求項２から７のいずれか一項に記載のシステム。
9. 管理モジュール（ＭＭ）および前記複数の負荷（Ｌ１〜Ｌ４）に電気的に接続された少なくとも１台の補助電力供給モジュール（Ｍ１、Ｍ２）をさらに備え、エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、高電力負荷に直接的に給電し、前記補助電力供給モジュール（Ｍ１、Ｍ２）を介して低電力負荷および中間電力負荷に間接的に給電する能力を有する、請求項２から８のいずれか一項に記載のシステム。
10. 管理モジュール（ＭＭ）と少なくとも１つの非常時負荷とに電気的に接続された少なくとも１台の非常時モジュール（ＭＳ）を備え、エネルギー管理モジュール（ＭＭ）は、非常時モジュール（ＭＳ）を介して非常時負荷に間接的に給電する能力を有する、請求項２から９のいずれか一項に記載のシステム。

Images