JP2016540909A - ツインヘリコプターの消費率を最適化する方法 - Google Patents

Abstract

燃焼室（ＣＣ）が設けられたガス発生機（１１、２１）をそれぞれが備える２つのターボシャフトエンジン（１、２）が装備されたヘリコプターの消費率を最適化する方法において、これらのターボシャフトエンジン（１、２）はそれぞれ、連続飛行速度で独自に作動する能力があり、したがって他方のターボシャフトエンジン（２、１）は、ゼロ出力の超アイドルと呼ばれる速度にある、方法であって、ガス発生機の燃焼室（ＣＣ）が点火されている間、この超アイドル速度は、このガス発生機の作動温度および燃料消費を低下させるように、ガス発生機のシャフト（ＡＥ）がこの速度で機械的に回転駆動されることによって支援される、方法。

Description

本発明は、ツインエンジンヘリコプター、即ち２つのターボシャフトエンジンが装備されたヘリコプターの消費率（ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ）を最適化する方法に関する。

一般的に、巡航速度で、ターボシャフトエンジンは、それらの最大連続出力（ＭＣＰ）以下の低出力レベルで作動する。巡航速度で、この出力はそれらの最大離陸出力（ＭＴＯＰ）の約５０％と等しい。これらの低出力レベルは、ＭＴＯＰでの消費率Ｃｓよりも約３０％大きなＣｓ、したがって巡航速度での燃料の過剰消費につながる。

ヘリコプターには２つのターボシャフトエンジンが装備され、各エンジンは、他方のエンジンが故障した場合にもヘリコプターを空中に保つことが可能であるように特大に寸法決めされる。一方のエンジン不作動（ＯＥＩ）モードと呼ばれる、不作動エンジンを管理することに特化したこれらの作動モードでは、尚も作動中のエンジンが、ヘリコプターが危険な状況に対処し、その飛行を継続することが可能になるようにするため、その定格出力を優に上回る出力を提供する。各モードは、出力レベルおよび最大使用持続時間によって規定される。したがって、尚も作動中のターボシャフトエンジンの燃焼室の中へと噴射される燃料の流量は、この余剰動力を提供するためにＯＥＩでは実質的に増大される。

これらの特大寸法のターボシャフトエンジンは、質量および燃料消費に関して不利である。巡航速度でのこの消費を軽減するために、一方のターボシャフトエンジンを停止することが可能である。したがって、活動しているエンジンはより高い出力レベル、したがってより良好なＣｓレベルで作動する。しかし、この実践法は現行の認証規則に反しており、ターボシャフトエンジンは、安全基準に合致した再始動の信頼度レベルを保証するようには設計されていない。

したがって、スタンバイモードのターボシャフトエンジンの再始動持続時間は、典型的には約３０秒である。この持続時間は飛行条件、例えば初期に活動していたエンジンの部分的異常を伴った低飛行高度などに依存して不充分であることが判明する場合がある。スタンバイモードのエンジンが時間内に再始動しない場合、欠陥エンジンを使用した着陸は危機的であることが判明する場合がある。

より一般的には、ターボシャフトエンジンを１つだけ使用することは、安全上の理由から２つのターボシャフトエンジンが利用可能であることが求められる、利用可能な余剰出力を有することが必要となる全ての飛行状況で、リスクを伴う。

本出願人は、フランス特許発明第Ａ１‐２９６７１３３号明細書で、燃焼室が設けられたガス発生機をそれぞれが備える２つのターボシャフトエンジンが装備されたヘリコプターの消費率を最適化する方法を既に提案している。少なくとも一方のターボシャフトエンジンは、連続速度と呼ばれる安定化された飛行速度で独自に作動する能力があり、したがって他方のターボシャフトエンジンは、ゼロ出力の超アイドルと呼ばれる速度で、緊急出力の再始動と両立可能な駆動によってこのターボシャフトエンジンのガス発生機を加速させるモードへと移行する能力がある。

超アイドル速度でのターボシャフトエンジンのガス発生機の回転速度は、ターボシャフトエンジンに通常適用されるアイドル速度でのガス発生機の回転速度よりも大幅に低くとどまる。アイドル時、ターボシャフトエンジンのフリータービンはその回転速度をその定格値に制御するシステムによって維持されるようにするが、超アイドル速度では、フリータービンはヘリコプターのロータから脱結合され、もはやその定格回転速度で回転しない。

連続速度は無制限の持続時間によって規定され、したがって離陸、ホバリング飛行、および着陸の移行状態には関係しない。例えば、難破船生存者の捜索任務において、連続速度は捜索区域に向かう巡航飛行状態と、海上捜索区域内の低高度飛行状態と、基地に帰還する巡航飛行状態とに関わる。安全上の理由から、２つのターボシャフトエンジンは、離陸、ホバリング飛行、および着陸の移行状態中には一緒に作動することが好ましい。

しかし、飛行状態と移行状態以外の条件とに依存してターボシャフトエンジンを選択的に使用することは、燃料消費Ｃｓ、ならびにＭＴＯＰに近いがＭＣＰ以下である出力に関して最適化された性能を達成するとともに、ターボシャフトエンジンを超アイドル速度で再始動するための信頼性のある手段を使用して故障および緊急の状況に対処することを可能にする。

超アイドル速度から活動状態の「ツインエンジン」の速度への変更は、飛行速度の変更が１つから２つのエンジンへの移行を要するとき、例えばヘリコプターが巡航速度からホバリング飛行へと移行するときには「通常」方式で、あるいはエンジンが故障した場合、または飛行条件が突如困難となった場合には「緊急」方式で引き起こされる。

上述の先行出願では、超アイドル速度は、燃焼室が点火されたところでエンジンを回転した状態に保つ速度と、燃焼室が点火されないところでエンジンを回転した状態に保つ速度と、燃焼室が点火されないところのエンジンのゼロ回転速度とから選択される。

燃焼室が点火されないとき、燃焼室には燃料が供給されない。したがって、このタイプの超アイドル速度でのタービンエンジンの燃料消費は、実質的にゼロであり得る。発生機のシャフトの回転は駆動手段によって保証される。

本発明は、超アイドル速度でのターボシャフトエンジンのガス発生機の燃焼室が点火される状況での改善を提案する。

実際に、本出願人は、燃焼室が点火されるとき、超アイドル速度でガス発生機の作動温度および燃料消費はとりわけ高いことを認めている。ガス発生機のシャフトの回転はこの発生機の燃焼室に燃料を供給することによってのみ維持されることが保証され、燃焼室はそのように点火され、発生機の高圧（ＨＰ）タービンにガス供給する。このタービンは、圧縮機を駆動する比較的大きな量の機械的仕事をもたらし、このことは前記圧縮機の比較的高い入口の温度と燃焼室内の比較的高い温度とにつながる。超アイドル速度での作動温度は離陸中の作動温度に近い。発生機内で循環するガスの流量は超アイドル速度で小さいことから、ガス発生機は離陸中よりも比較的熱く、このことが冷却、したがって構成要素の耐用年数に関する問題を起こす場合がある。

仏国特許出願公開第２９６７１３３号明細書

本発明は、この問題に対するシンプル、効率的、かつ経済的な解決方法を提供する。

この目的のために、本発明は、燃焼室が設けられたガス発生機をそれぞれが備える２つのターボシャフトエンジンが装備されたヘリコプターの消費率を最適化する方法において、これらのターボシャフトエンジンはそれぞれ、連続飛行速度で独自に作動する能力があり、したがって他方のターボシャフトエンジンは、ゼロ出力の超アイドルと呼ばれる速度で、両立可能な駆動ならびに緊急出力での再始動によって、このターボシャフトエンジン（２、１）のガス発生機を加速させるモードへと移行する能力がある、方法であって、この超アイドル速度はガス発生機の燃焼室が点火されている間に得られること、この超アイドル速度は、このガス発生機の作動温度および燃料消費を低下させるように、ガス発生機のシャフトがこの速度で機械的に回転駆動されることによって支援されることを特徴とする方法を提案する。

本発明によると、この超アイドル速度（燃焼室が点火された状態の非ゼロ回転速度）は、この速度での作動温度および燃料消費を著しく低下させる目的でガス発生機に機械的動力をもたらすことによって支援され、このことは特に、排出される未燃焼燃料の量を最小限に抑えることを可能にする。実際に、ガス発生機のシャフトに機械的動力を与えることは、圧縮機を駆動するためにＨＰタービンに与えられることが必要な機械的仕事を縮小し、このことは、その入口の温度、したがってタービンの下流、排出口の所までに観察される全ての温度の低下につながり、そのことは、エンジンの直近を含むこれらの温度にさらされた構成要素の耐用期間に好影響を有する。この温度の低下は、燃焼室内の温度と燃料消費との低下にもつながる。

超アイドル速度は、ガス発生機の定格速度の約１０％から４０％に相当してよい。したがって、超アイドル速度は、一般的にガス発生機の定格速度の７０％から８０％に相当する標準的なアイドル速度（飛行アイドルおよび地上アイドル）とは異なる。

超アイドル速度は連続的に支援されること、即ちガス発生機のシャフトが、エンジンが超アイドル速度にある全持続時間にわたって間断なく回転駆動されることが好ましい。

機械的駆動は、例えば電気モータ、ヘリコプターの他方のガス発生機またはロータに結合された機械的駆動装置、あるいは油圧動力源または空気圧動力源などの動力源を使用して作動する機械的駆動装置によって提供される。電気モータは、ガス発生機上に設けられた、搭載ネットワークによって動力が供給される始動機、あるいは他方のガス発生機上に設けられた始動発生機であり得る。機械的駆動装置は動力分配箱（ＰＴＢ）に、または直接他方の発生機のフリータービンに結合されてよい。

非制限的な例としてここに与えられる以下の説明を読み、本発明による方法を実施するための例示的なツインエンジンの構造の簡略図である１つの図を参照すれば、本発明がより充分に理解され、本発明のさらなる詳細、特徴、および利点が明らかになる。

本発明による方法を実施するための例示的なツインエンジンの構造の簡略図である。

用語「エンジン」と「ターボシャフトエンジン」はこの出願では同意語として使用される。ここに示される実施形態では、エンジン同士は差別化された最大出力を有する。この実施形態は有利に、より強力なターボシャフトエンジンのＯＥＩ速度を抑制することを可能にし、このことが２つのエンジンの間の質量の差異を最小限にする。言葉を簡略化するために、最も強力なエンジンまたは特大エンジンも「大型」エンジンと呼ばれてよく、最も微力なエンジンは「小型」エンジンと呼ばれてよい。

図は、消費率Ｃｓを最適化することを可能にする例示的なヘリコプターのツインエンジンの構造を概略的に示す。

各ターボシャフトエンジン１、２は従来ガス発生機１１、２１と動力を提供するためにガス発生機によってガス供給されるフリータービン１２、２２とを備える。離陸中かつ連続速度で、供給された動力は所定の最大値ＭＴＯＰおよびＭＣＰのそれぞれに達してよい。ガス発生機は従来、圧縮空気内で燃料を燃焼する燃焼室「ＣＣ」に連結されて運動エネルギーを提供するガスを供給する空気圧縮機「Ｋ」と、駆動シャフト「ＡＥ」を介して圧縮機を回転駆動する、これらのガスを部分的に拡張するタービン「ＴＧ」とから構成される。ガスはフリー動力伝達タービンも駆動する。実施例では、フリータービン１２、２２は、載荷および付属物（ロータの動力取り出し装置、ポンプ、交流発電機、始動発生機等）に提供される動力を集中管理するＰＴＢ３を介して動力を伝達する。

ターボシャフトエンジン１の最大出力ＭＴＯＰおよびＭＣＰは、ターボシャフトエンジン２が提供することが可能な出力よりも実質的に大きい。即ち、ターボシャフトエンジン１は、出力に関してターボシャフトエンジン２と比較して特大に寸法決めされている。２つのターボシャフトエンジン間の不均一割合は、ターボシャフトエンジン２の最高ＯＥＩ速度の出力とターボシャフトエンジン１の最大ＭＴＯＰ出力との間の割合に相当するが、これは実施例では１：３に等しい。

代替方法として、２つのターボシャフトエンジン１と２は同一であってよく、したがってこれらのターボシャフトエンジンの最大ＭＴＯＰ出力およびＭＣＰ出力も同一である。

各ターボシャフトエンジン１、２は駆動手段Ｅ１およびＥ２と緊急支援装置Ｕ１およびＵ２とに結合される。

関係するガス発生機１１、２１を回転駆動する各手段Ｅ１、Ｅ２は、この事例では、いずれの場合も他方のターボシャフトエンジン上に設けられた始動発生機によって動力が供給される始動機によって形成される。さらにこの実施例では、各緊急支援装置Ｕ１、Ｕ２は、ほぼ瞬間的な点火装置としてのグロープラグを従来式のプラグを補完する形で有利に備え、かつ補助的超小型タービンにガス供給するプロペラントカートリッジを、ガス発生機を加速させる機械手段として有利に備える。この補完的点火装置は、飛行速度を変更するための通常出力で、あるいは超アイドル速度の緊急出力でも使用されてよい。

作動中、これらの駆動手段Ｅ１、Ｅ２と、緊急支援装置Ｕ１、Ｕ２と、ターボシャフトエンジン１および２の制御装置とは、全権デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）システム５の下で、制御システム４を動作させる手段によって管理される。

制御システム４は、異なった任務プロフィールに固有の管理モードが記憶されたメモリ６を備える。これらの管理モードから、システム４は現任務のプロフィールに適したそれらのモード、即ち移行状態に関するモードＭ１、連続速度での飛行（巡航状態および捜索状態）に関するモードＭ２、エンジン故障に関するモードＭ３、および超アイドル速度でのエンジンの緊急再始動を管理するモードＭ４などを選択する。

離陸、ホバリング飛行、および着陸などの移行状態（モードＭ１）中、ターボシャフトエンジン１と２は両方とも作動して、ヘリコプターは前記エンジンのＭＴＯＰ以下であってよい利用可能な高レベルの出力を有することができる。２つのエンジンは、それらの定格出力と比較して同じ相対レベルの出力で作動する。一方のエンジンが故障した状況は、従来のやり方で、例えば他方のターボシャフトエンジンの故障の場合にも尚も作動する「小型」ターボシャフトエンジンまたはターボシャフトエンジンのＯＥＩ速度を活動化することによって対処される。

モードＭ３は、使用中エンジンの故障の状況に、他方のエンジンをその緊急支援装置によって再活動化することによって対処する。例えば、巡航飛行状態中に自立作動で使用される特大ターボシャフトエンジン１が故障すると、「小型」エンジン２がその緊急支援装置Ｕ２によって迅速に再活動化される。同様に、捜索状態中で自立作動している「小型」エンジン２が故障する場合、「大型」エンジン１がその緊急支援装置Ｕ１によって再活動化される。エンジン同士が出力に関して同一であるときも同じことが行われる。

飛行条件が突然困難になると、エンジンを超アイドル速度でその支援装置を活動化することによって迅速に再始動することが、２つのターボシャフトエンジンに動力をもたらすのに有利である場合がある。実施例では、この装置は本質的に火工品であり、超小型タービンにガス供給するプロペラントカートリッジから構成される。これらの状況は緊急再始動モードＭ４によって対処される。したがって、１つのターボシャフトエンジン１または２が作動しているのが巡航飛行状態中であれ、捜索状態中であれ、他方のターボシャフトエンジン２または１の作動は、従来式の再始動手段が故障した場合にのみ、関連する火工支援装置Ｕ２またはＵ１を活動化することによって引き起こされる。したがって飛行条件は、ヘリコプターがツインエンジンモードで操作されることによって安全にされる。

標準任務では、連続飛行は巡航飛行状態と低高度で捜索をする飛行状態とに相当する。これらの状態はモードＭ２によって管理される。モードＭ２は、一方のタービンシャフトエンジンの作動を、他方のタービンシャフトエンジンが超アイドル速度にあってその燃焼室が点火されながら回転したままにされる間、もたらす。

この構成は、これらの巡航状態では「大型」エンジン１のＭＣＰ未満であって「小型」エンジン２のＭＣＰよりも大きい出力要件に一致する。同時に、消費Ｃｓに関して、この解決方法は、大型エンジン１が、２つのエンジンが作動する従来式モードよりも大きなレベルの相対出力で作動することからも有利である。エンジン同士が同一であるとき、これらの巡航状態における出力要件はエンジンのＭＣＰを超過しないでよい。

捜索状態Ｃでは、最低出力を有する「小型」ターボシャフトエンジン２は、それが単独で出力要件を満たす能力があることから、自立作動する。したがって、実際には要件は特大ターボシャフトエンジン１の出力ＭＣＰよりも大幅に小さいが、「小型」エンジン２のＭＣＰ未満でもある。しかし、特に、この「小型」エンジン２は、ターボシャフトエンジン２が作動した場合の出力よりも高いレベルの相対出力で作動することから、消費Ｃｓは低くなる。この状態Ｃでは、ターボシャフトエンジン１は、有利な燃焼室点火速度で駆動する手段Ｅ１として使用される始動機によって、例えば回転した状態で、超アイドル速度に保たれる。

代替方法として、エンジン同士が同じ出力を有する場合には、２つのエンジンの一方だけが作動し、他方は超アイドル速度に保たれる。

本発明によれば、超アイドル速度のターボシャフトエンジンのガス発生機は、作動温度および燃料消費を低下させるように、そのシャフトＡＥが機械的に回転駆動されることによって支援される。

ここに示される事例では、ガス発生機２１のシャフトＡＥはその始動機（駆動手段Ｅ２）によって駆動され、その始動機は他方のガス発生機１１の始動発生機（駆動手段Ｅ１）によって動力を供給される。以上に示されたように、駆動手段Ｅ１、Ｅ２は制御システム４を動作させる手段によって管理される。ガス発生機２１のシャフトＡＥに機械的動力をもたらすことは、圧縮機Ｋを駆動するのにそのタービンＴＧによってもたらされる必要のある機械的仕事を軽減し、そのことはその入口の温度と燃焼室ＣＣ内の温度との低下につながる。ガス発生機の回転は、機械的駆動と燃焼室にガス供給するための燃料の流量との両方によって維持され、前記流量は従来技術と比較して相対的に低くあることが可能であり、このことは燃料消費を制限する。

Claims (4)

1. 燃焼室（ＣＣ）が設けられたガス発生機（１１、２１）をそれぞれが備える２つのターボシャフトエンジン（１、２）が装備されたヘリコプターの消費率を最適化する方法において、これらのターボシャフトエンジン（１、２）はそれぞれ、連続飛行速度で独自に作動する能力があり、したがって他方のターボシャフトエンジン（２、１）は、ゼロ出力の超アイドルと呼ばれる速度で、両立可能な駆動ならびに緊急出力での再始動によって、このターボシャフトエンジン（２、１）のガス発生機を加速させるモードへと移行する能力がある、方法であって、この超アイドル速度はガス発生機の燃焼室（ＣＣ）が点火されている間に得られること、この超アイドル速度は、このガス発生機の作動温度および燃料消費を低下させるように、ガス発生機のシャフト（ＡＥ）がこの速度で機械的に回転駆動されることによって支援されることを特徴とする方法。
2. 支援が、エンジンが超アイドル速度にある全持続時間にわたって間断なく継続されることを特徴とする、請求項１に記載の最適化方法。
3. 超アイドル速度が、この速度でのガス発生機の定格速度の約１０％から４０％に相当することを特徴とする、請求項１または２のいずれかに記載の最適化方法。
4. 機械的駆動が、電気モータ、ヘリコプターの他方のガス発生機またはロータに結合された機械的駆動装置、あるいは油圧動力源または空気圧動力源などの動力源を使用して作動する機械的駆動装置によって提供されることを特徴とする、請求項１〜３のいずれかに記載の最適化方法。

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