JP2017512698A - タービンエンジンの急速再活性化の方法及びシステム - Google Patents

Abstract

航空機のタービンエンジンの急速再活性化システムは、機内電力供給回路網１０から直流給電される電気機械６０を備える。該システムは、機内電力供給回路網１０と電気機械６０との間に挿入されているスイッチ５０と、複数のＮ個の電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎを備える追加のセット３０と、電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎを放電するための装置（４０）を制御するようになっている制御ユニット２０とを備え、該装置４０は、航空機内に組み込まれており、且つ、Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎの少なくとも幾つかを備える直列回路が機内電力供給回路網１０と並列に接続されることを可能にするようになっており、急速再活性化システムが動作中である時に電気機械６０がその公称特性のレベルよりも高い電圧レベルによって給電される。【選択図】図１

Description

本発明は、タービンエンジンを急速に再活性化（ｒｅａｃｔｉｖａｔｉｏｎ）するための方法及びシステムに関する。

さらに明確には、本発明の適用の技術分野は、ヘリコプタのターボシャフトエンジン又は固定翼機のためのターボプロップのようなガスタービン推進航空機用エンジンの始動を制御する技術分野である。

従来においては、航空機ターボシャフトエンジンは、燃焼チャンバと、圧縮空気を上記燃焼チャンバに送り込むためにその上に取り付けられている圧縮機ホイールを有する圧縮機シャフトと、上記シャフトを回転駆動するために十分な始動トルクを上記シャフトに配送するために上記シャフトに連結されている少なくとも１つの始動機又は発電機−始動機とを備える。

ターボシャフトエンジンを始動させるために、始動機は、始動噴射装置から上流の燃料回路が圧力をかけられて放出させられる第１の始動段階中に圧縮機シャフトを加速することによって、開始する。その次に、始動の第２の段階において、燃料噴射が、エンジンの燃焼チャンバ内で上記燃料に点火する前に開始される。最後に、始動の第３の段階において、予め決められた回転速度で始動機の作用が停止させられ、及び、エンジンは、上記燃料の燃焼の結果として加速し続けることが可能である。

燃料が点火されることを可能にするために、圧縮機ホイールから燃焼チャンバに配送される空気が、正確な燃料／空気比率を確実なものにするために、且つ、火炎を放出することを回避するために、燃料噴射装置において特定の圧力条件及び速度条件を満たさなければならない。しかし、圧縮機ホイールによって燃焼チャンバに配送される空気の体積が圧縮機シャフトの回転速度に比例しているので、したがって、ガス発生機シャフトの回転の速度が、点火窓（ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｗｉｎｄｏｗ）として知られている速度範囲内に留まらなければならず、及び、このことは、点火が正しく生じることを可能にするために十分な長さの時間にわたって持続しなければならない。

従来においては、概ねすべての小型又は中型ヘリコプタのターボシャフトエンジン、及び、さらには、大型ヘリコプタの特定のエンジンと、小型固定翼航空機の多数のターボプロップとが、直流（ＤＣ）始動機、又は、２８ボルト（Ｖ）ＤＣを給電される発電機−始動機を使用して始動させられる。

本発明は、さらに明確には、少なくとも２つのターボシャフトエンジンを有するヘリコプタに適用される。各エンジンは、過大化されるように、且つ、他方のエンジンの故障時に単独でヘリコプタを飛行状態に保つことが可能であるように設計されている。こうした過大なエンジンは、大半の時間において、部分負荷状態で動作し、及び、ヘリコプタを巡行飛行状態に維持するために必要とされる動力は比較的に小さい。したがって、こうした動作は、燃料消費の観点から不利である。このことが、巡行状態における燃料消費を削減するために、エンジンの一方を停止させることが可能であることの理由である。この場合には、動作中のエンジンは、より高い出力定格（ｐｏｗｅｒ ｒａｔｉｎｇ）で動作し、及び、したがって、より好適なレベルの比消費量（Ｃｓ）で動作する。

比消費量を最適化するための調整器システムは、特に、ある特許文献に説明されている（例えば、特許文献１及び２参照。）。これらの文献では、低コスト巡行飛行状態の、即ち、典型的には最大連続出力（ＭＣＰ）の約５０−６０％であり且つ非常に高い比消費量をもたらす、各エンジンに対する相対的に低い出力需要（ｐｏｗｅｒ ｄｅｍａｎｄ）によって特徴付けられる飛行段階中の、双発型ヘリコプタにおいて、２つのエンジンの一方がスタンバイ状態（燃焼チャンバが点火されているか又は消火されており、且つ、圧縮機が回転している）にされ、したがって、他方のエンジンが高い出力定格で動作し、したがって、より著しく低い比燃料消費量のレベルから恩恵を得る。しかし、こうした状況下では、安全上の理由から、単純で且つ信頼性が高い形で、双発型ヘリコプタの機内において、スタンバイモードのエンジンを再活性化することが適切である。

例えば、ヘリコプタの２８Ｖバッテリーと並列に接続されているスーパーキャパシタ群によって構成されているブースターシステムによって始動を補助するための、ガス発生機に連結されている２８Ｖ発電機−始動機が取り付けられている、ターボシャフトエンジンに関する提案が、ある特許文献において既に行われている（例えば、特許文献３参照。）。しかし、このシステムは、使用電圧レベルが一定不変であり且つ急速な再活性化に適合化されていない限りにおいて、欠点を有し、及び、発電機−始動機によって構成されている電気機械は、過渡的段階の全体にわたって急速な始動機能のために必要とされる出力を供給することが不可能である。さらに、提案されているこの既知のアーキテクチャは、停止しているガス発生機を始動させることだけしか求めない。

また、ある特許文献は、通常の始動のために従来通りのヘリコプタバッテリー技術に基づいた電気エネルギー源を使用し、且つ、電気二重層キャパシタ（ＥＤＬＣ）スーパーキャパシタタイプの電気エネルギー貯蔵システムを追加的に使用する、ヘリコプタエンジンを始動させるためのシステムを説明している（例えば、特許文献４参照。）。公称電圧は、機内回路網（ｏｎ−ｂｏａｒｄ ｎｅｔｗｏｒｋ）の公称電圧であり、即ち、２８ＶＤＣである。この結果として、この始動機は、その公称モード（ｎｏｍｉｎａｌ ｍｏｄｅ）で使用され、及び、その始動性能が、その供給源の電気的特性を変化させることによって得られる。通常の始動中は、従来のヘリコプタバッテリーは始動機に接続され、一方、急速始動中は、スーパーキャパシタタイプの貯蔵システムを有する第２の装置が始動機に接続される。この結果として、あらゆる状況下において、使用される電圧レベルが、従来のヘリコプタバッテリーの電圧レベル（例えば、２８Ｖ）のままであり、及び、この電圧では、始動機によって構成される電気機械は、その過渡的段階の全体にわたって急速始動機能（緊急再活性化）のために必要とされる電力を供給することが不可能である。

したがって、ターボシャフトエンジンがスタンバイモード状態である時を含む、ターボシャフトエンジンの点火及び始動がより確実なものであることを可能にするシステムを有することが望ましいだろうが、これが従来の仕方で行われた場合には、そのシステムが、恐らくは１０００アンペアを超える非常に高い電流のために必要な大きさにされる必要があるので、そのシステムは、大型のＤＣ−ＤＣコンバータを必要とするだろう。

仏国特許出願第２９６７１３２号 仏国特許出願第２９６７１３３号 欧州特許出願第２２６４２９７号 欧州特許出願第２５８１５８６号

本発明は、上述した欠点を克服することと、特に、一方のエンジンをスタンバイモードから緊急再始動（急速再活性化）する機能を果たすことを双発型ヘリコプタ上で可能にすることを求める。

さらに明確に述べると、本発明は、
− 始動機の従来の機能を果たすことが可能であり、即ち、タービンエンジンが通常通りに始動させられることとドライモータリング（ｄｒｙ ｍｏｔｏｒｉｎｇ）を行うこととを可能にする機能を果たすことが可能であることと、
− 航空機の機内回路網の発電機要素（バッテリー、発電機、又は、交流発電機）の電気的特性（電圧、インピーダンス）がタービンエンジンの通常の始動を行うことが可能であるように設計されているが、急速再活性化機能のために必要な著しくより高い始動トルクのバーストを得るために必要とされるレベルの電流を提供するには一般的に不十分である場合に、緊急再活性化機能を実現するための必要な性能を提供することが可能であることと、
− ヘリコプタの機内回路網（発電、配送、バッテリー等）に対する電気的な制約及び影響を最小化することと、
− 可能な限り軽量で且つ最適化されることと、
− 必要に応じて、既存のタービン内に容易に組み込まれることが可能であり、及び、「従来の」ブラシ発電機／始動機と互換性があることが可能であること
という目的を特に実現する、電気的複合化装置（ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌ ｈｙｂｒｉｄｉｚｉｎｇ ｄｅｖｉｃｅ）を構成するターボシャフトエンジン始動機システムのための電気的アーキテクチャを提供することを目的とする。

上述の問題を解決するために、急速再活性化システムを有するタービンエンジンを備える航空機が提供され、このシステムは、上記航空機内に含まれている機内電力供給回路網から直流給電される電気機械を備え、及び、この航空機は、さらに、機内電力供給回路網と電気機械との間に挿入されているスイッチであって、急速再活性化が選択される時に機内電力供給回路網から電気機械を絶縁するために開いているスイッチと、複数のＮ個の電気エネルギー貯蔵要素を備える追加のセットと、電気エネルギー貯蔵要素を放電させるための装置を制御するようになっている制御ユニットとを備え、及び、この電気エネルギー貯蔵要素を放電させるための装置は、航空機内に組み込まれており、且つ、Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素の少なくとも幾つかを備える直列回路が機内電力供給回路網と並列に接続されることを可能にし、及び、この電気機械の両端子間の電圧が、急速再活性化システムが動作中である時に電気機械がその公称特性（ｎｏｍｉｎａｌ ｃｈａｒａｔｅｒｉｓｔｉｃｓ）のレベルよりも高い電圧レベルによって給電されるように、タービンエンジンに関連付けられたガス発生機の速度が増大するのにつれて漸進的に電気機械からの逆起電力の増大を伴うように、Ｎ個の貯蔵要素の数を逐次的に切り換えることによって構成されていることを特徴とする。

有利なことに、貯蔵要素は、高いトルクレベルに適合しているように、且つ、したがって、タービンエンジンの緊急再活性化のために必要とされる高い電流レベルに適合可能であるように、機内電力供給回路網の電源インピーダンス（ｓｏｕｒｃｅ ｉｍｐｅｄａｎｃｅ）及び電力密度（ｐｏｗｅｒ ｄｅｎｓｉｔｙ）に比べて、より低い電源インピーダンスと、より高い電力密度（ｐｏｗｅｒ ｄｅｎｓｉｔｙ）とを有する。

貯蔵要素は、電気二重層キャパシタ（ＥＤＬＣ）スーパーキャパシタタイプであってもよい。

この貯蔵要素は、さらに、ハイブリッドリチウムキャパシタ（ＬＩＣ）タイプであってもよい。

本発明の特定の実施態様では、制御ユニットは、急速再活性化期間以外では発電機として動作する電気機械からの貯蔵要素の充電を制御するために、充電及び平衡化（ｂａｌａｎｃｉｎｇ）のための装置に関連付けられており、且つ、スイッチに関連付けられている。

本発明の別の特定の実施態様では、制御ユニットは、急速再活性化期間以外では、機内電力供給回路網からの貯蔵要素の充電を制御するために、充電及び平衡化のための装置に関連付けられている。

本発明の始動システムは、有利に、双発型ヘリコプタのタービンエンジンに適用される。

本発明は、さらに、航空機内に含まれる機内電力供給回路網から直流給電される電気機械を含む航空機タービンエンジンを急速再活性化するための急速再活性化方法を提供し、この方法は、急速再活性化が選択される時に機内電力供給回路網から電気機械を絶縁するために開位置にあるスイッチを使用して上記機内電力供給回路網と上記電気機械との間の電気的接続を選択的に遮断することにある段階を含み、及び、Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素の少なくとも幾つかを備える直列回路が機内電力供給回路網と並列に接続されることを可能にするために、制御ユニットと貯蔵要素を放電するための装置とを使用しており、及び、電気機械の両端子間の電圧が、急速再活性化システムが動作中である時に電気機械がその公称特性のレベルよりも高い電圧レベルによって給電されるように、タービンエンジンに関連付けられたガス発生機の速度が増大するのにつれて漸進的に電気機械からの逆起電力の増大を伴うように、Ｎ個の貯蔵要素の数を逐次的に切り換えることによって構成されていることを特徴とする。

機内電力供給回路網は交流発電機又は発電機を含んでもよく、又は、（航空機が地上にある時に）地上電源車（ＧＰＵ）に接続されてもよく、又は、実際には、例えば２８Ｖバッテリーのような蓄電バッテリーに接続されてもよい。

特定の実施態様では、本発明の始動方法は、さらに、急速再活性化の期間以外では、機内電力供給回路網からの、充電及び平衡化装置による貯蔵要素の充電を制御する段階を含む。

別の特定の実施態様では、本発明の始動方法は、さらに、急速再活性化の期間以外では、発電機として動作する電気機械からの、充電及び平衡化装置とスイッチとによる貯蔵要素の充電を制御する段階を含む。

本発明は、最も明確には、航空機のターボシャフトエンジン、特にヘリコプタのターボシャフトエンジンを始動させるためのシステムに適用される。

本発明の他の特徴と利点とが、添付図面を参照しながら具体例として示す特定の実施形態の以下の説明から明らかになる。

タービンエンジンを急速再活性化するための本発明による装置の一実施形態の概略的な全体図である。 タービンエンジンを急速再活性化するための本発明による装置における電気エネルギー貯蔵要素を放電させるためのスイッチ命令を示す。 本発明によって制御される電気機械の速度又は逆起電力がどのように時間の推移に応じて変化するかの一例を示す図表である。 本発明によって制御される電気機械内の電流がどのように時間の推移に応じて変化するかの一例を示す図表である。 本発明によって制御される電気機械に印加される電圧がどのように時間の推移に応じて変化するかを示す図表である。 タービンエンジンを急速再活性化するための本発明による装置で使用されることに適している電気エネルギー貯蔵セルを平衡化及び充電するための装置の第１の実施形態を示す。 タービンエンジンを急速再活性化するための本発明による装置で使用されることに適している電気エネルギー貯蔵セルを平衡化及び充電するための装置の第２の実施形態を示す。

図１は、本発明の装置の概略的な構成を示す説明図である。

緊急再始動システム、即ち、スタンバイ状態のタービンエンジンを急速に再活性化するためのシステムは、特に、単一のバッテリー又は一群のバッテリーであってもよく且つ航空機の機内回路網の従来の給電（例えば、２８Ｖの電圧）によって構成されてもよい蓄電池１３を含む機内電力供給回路網１０を備えるが、しかし、本発明はこうした値に限定されない。

機内電力供給回路網１０は、さらに、交流発電機又は発電機１１に関連付けられてもよく、又は、例えば２８Ｖのような蓄電バッテリー１３に接続されることが可能であることに加えて、（航空機が地上にある時には）地上電源車（ＧＰＵ）１２に接続されてもよい。

電気機械６０は、単純なＤＣ始動機によって、又は、モータモード（ｍｏｔｏｒ−ｍｏｄｅ）で動作することが可能であるだけでなく、例えば機内回路網１０に給電するために始動段階が終了した直後に発電機モードで動作することも可能である、発電機−始動機（ＧＳ）によって、構成されてもよい。下記の説明では、術語「始動機」は、特に明記しない限り、始動機だけである装置と、発電機−始動機である装置との両方を範囲内に含むために使用されている。

図１は、通常のタービンエンジンの主要要素を示してはおらず、及び、自由タービン及び始動アクセサリと共に、圧縮機と燃焼チャンバと高圧タービンとをそれ自体が備えるガス発生機を備えてもよい。同様に、図１は、始動機の回転速度を検出するためのセンサと、エンジンの圧縮機シャフトの回転速度を検出するためのセンサとを示してはいない。しかし、概略的な形で、始動機によって又は発電機−始動機によって構成されてもよい電気機械６０の速度又は逆起動力に関する情報を制御ユニット２０に伝達するための伝送路６１が示されている。

本発明の始動システムは制御ユニット２０を含む。図１は、特に燃焼チャンバ内の動作状態を測定する役割を果たす温度センサのような、エンジンの動作を測定するための様々なセンサを示してはいない。

エンジン電子制御ユニット（ＥＥＣＵ）としても知られているエンジンの従来の電子コンピュータ２１に関連付けられてもよく、又は、エンジン内に直接的に組み込まれてもよい制御ユニット２０が、センサによって提供される測定値を管理する機能を果たし、及び、航空機の機内回路網を管理するためのモジュールを経由して始動システムを制御する機能を果たす。この制御ユニット２０は、通常の始動命令を受け取る（伝送路２２）か、又は、緊急再活性化命令を受け取る（伝送路２３）ようになっている。

本発明の始動装置は、さらに、機内回路網１０と電気機械６０との間のスイッチ５０（Ｋ_D）と、１組のＮ個の電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎ（静電容量Ｃ₁、Ｃ₂、…、Ｃ_Nのコンデンサ）と、貯蔵要素を放電させるための、且つ、制御ユニット２０から伝送路１０ａ、２０ｂ、…、２０ｉ、…，２０ｎを経由して命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_i、…、Ｋ_nを受け取るための放電装置４０とを含む。

制御ユニット２０は、伝送路５１（命令Ｋ_D）を経由してスイッチ５０を制御し、及び、さらには、緊急再始動のために必要とされるエネルギーを供給するようにＮ個の電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎの幾つか又はすべてを備える直列回路が機内電力供給回路網１０に対して並列に接続されることを可能にする貯蔵要素のための装置４０の１組の他のスイッチ４０ａ、４０ｂ、…、４０ｎ（命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_N）を制御し、これは、事前にスタンバイ状態にされたタービンの急速再活性化を構成する。ダイオード４１ａ、４１ｂ、…、４１ｎが、４０ａ、４０ｂ、…、４０ｎと直列に接続されている。

追加のサブアセンブリ２０、３０、４０、５０、７０の故に、本発明のシステムは、電気機械６０が供給する機械的トルクを過渡的に増大させることが可能であるように、及び、これと同時に、緊急再活性化の開始時に消費される電流を制限するために電圧を段階的に印加するように、及び、ガス発生機の速度が上昇するにつれて漸進的に始動機からの逆起電力の増加を伴うように、電気機械６０に給電する電圧源が、急速再活性化システムが「緊急再活性化」動作状態に有る時に、電気機械６０の公称特性のレベルよりも高い電圧レベルが電気機械６０の端子に印加される形に構成されることを可能にする。

貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎは、機内電力供給回路網１０の貯蔵要素の電源インピーダンス及び電力密度に比べて、より小さい電源インピーダンスと、より大きい電力密度とを有し、及び、したがって、これらの貯蔵要素は、緊急再活性化の短い持続時間中に高い始動電流を配送するために適している。

追加の貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎは、特に、（ＥＤＬＣ）スーパーキャパシタ、又は、ハイブリッドリチウムイオンキャパシタ（ＬＩＣ）によって構成されてもよい。

本発明の始動システムの動作を、次でさらに詳細に説明する。

通常の始動が選択される時に、例えば、航空機が地上にあって且つエンジンが最初に静止状態にある時には、ＥＥＣＵ ２１が、伝送路２１を通して制御ユニット２０に通常の始動命令を送り、及び、制御ユニット２０は制御伝送路５１によってスイッチ５０を閉じる。その次に、始動機６０が、機内回路網１０によって直接的に給電され、及び、始動機６０はエンジンのガス発生機に始動トルクを提供する。公知の形で、機内回路網１０の発電機要素の電圧レベルとインピーダンスが、エンジンの通常の始動のために必要とされる中程度の電流を配送するのに適している。再始動に緊急性がない時に、同一の手順が、前もってスタンバイ状態にされているエンジンの通常の再活性化のために、飛行中に使用される。

航空機が飛行中であり且つエンジンが最初にスタンバイモードにある時に、緊急始動が選択されると、ＥＥＣＵ ２１は、
− 機内回路網１０から電気機械６０を絶縁するためにスイッチ５０を開き、及び、
− 第１に、通常の始動トルクよりも著しく大きい機械的トルクを得るように電気機械６０に対して配送される電流を管理するために、及び、第２に、ガス発生機の速度の増大に応じて漸進的に電気機械６０からの逆起電力の増大を随伴させるために、アセンブリ３０内で必要とされる貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎの個数を逐次的に切り換えることによって、電気機械６０の両端子間の電圧を構成する、という機能を果たす制御ユニット２０に対して、伝送路２３を経由して緊急再活性化命令を送る

接触器４０ａ、４０ｂ、…、４０ｎが閉じられる組合せが、貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎの性質に応じて、及び、さらに、電気機械６０の特性に応じて、異なってもよい。

図２Ａから図２Ｃと、図３から図５とが、緊急始動の初期段階中に電気機械における電流としたがってトルクとを制限すると同時に始動の終了時に電気機械の速度を増大させ続けるためのスイッチ４０ａ−４０ｎ（命令Ｋ₁−Ｋ_N）を制御するためのタイミングの一例を示し、この始動の終了時には、電気機械６０は、その通常の動作点（ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｐｏｉｎｔ）よりも高い動作電圧を被る。

さらに特に、図２Ａは、初期時点Ｔ₁と最終時点Ｔ_Fとの間の、接触器４０ａを閉じる命令Ｋ₁に相当する信号１０１を示す。

図２Ｂは、初期時点Ｔ₁よりも後の初期時点Ｔ₂と最終時点Ｔ_Fとの間の、接触器４０ｂを閉じる命令Ｋ₂に相当する信号１０２を示す。

図２Ｃは、初期時点Ｔ₁、Ｔ₂、…のいずれかよりも後の初期時点Ｔ_Nと最終時点Ｔ_Fとの間の、最後の接触器４０ｎを閉じる命令Ｋ_Nに相当する信号１０９を示す。

図２Ａと図２Ｂと図２Ｃとから、接触器４０ａ、４０ｂ、…、４０ｎの交互制御が、結果的に生じる電圧の合計を電気機械６０の電機子巻線に印加するように、連続的に直列に貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎを接続することを可能にする。

図３は、図２Ａ−図２Ｃのシーケンスにしたがって制御される電気機械６０の速度又は逆起電力が時間の推移に応じてどのように変化するかを示す。この曲線は、閾値Ｓ₁（ゼロに等しい）と閾値Ｓ₂との間の時点Ｔ₁と時点Ｔ₂との間で変化する第１のセグメント１１１と、これに続く、閾値Ｓ₂−Ｓ_Nの間の時点Ｔ₂−Ｔ_Nの間で変化する連続したセグメント１１２、…と、最後に、閾値Ｓ_Nと、最大値を表す最終閾値Ｓ_Fとの間の時点Ｔ_Nと最終時点Ｔ_Fとの間で変化する最終セグメント１１９とを有する。

図４は、図２Ａ−図２Ｃのシーケンスにしたがって制御される電気機械６０を通過して流れる電流が時間の推移に応じてどのように変化するかを示す。連続した時点Ｔ₁、Ｔ₂、…、Ｔ_Nにおいて命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_Nが適用される各々の初期的時点において、電流は最大値Ｉ_MAXに達し、及び、その後に、減少し（セグメント１２１、１２２、…、１２９）、及び、最終時点Ｔ_Fにおいてゼロに戻る。適している接触器命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_Nが、電気機械６０によって吸収される最大電流としたがってそのトルクとを、ガス発生機を駆動する機械列（ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｔｒａｉｎ）にとって許容可能であるレベルに制限すると同時に、それに係わらず、緊急再活性化シーケンスの全体にわたって高い平均レベルのトルクを維持する。

図５は、図２Ａ−図２Ｃのシーケンスにしたがって制御される電気機械６０に印加される電圧が時間の推移に応じてどのように変化するかを示す。連続した時点Ｔ₁、Ｔ₂、…、Ｔ_Nにおいて命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_Nが適用される各々の初期的時点において、電気機械６０に印加される電圧は、貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎの初期充電に対応する値に等しい値Ｖ_C10、Ｖ_C20、…、Ｖ_CN0から増大し、及び、その次に、電気機械６０とこのように並列に接続されている貯蔵要素の放電中に減少する（セグメント１３１、１３２、…、１３９）と同時に、それに係わらずに、最後の接触器４０ｎを閉じるためのコマンドＫ_Nの初期時点において値Ｕ_MAXに達するまで漸進的に増大する値に留まる。したがって、適切な接触器命令Ｋ₁、Ｋ₂、…、Ｋ_Nが、電気機械６０に印加される電圧のレベルが、電気機械の速度としたがって逆起電力との増大につれて漸進的に適合化させられることを可能にし、これによって、大きな平均始動トルクが高速度までガス発生機上で維持されることを可能にする。緊急活性化の終了時に電気機械６０に印加される最大電圧レベルＵ_MAXが機内回路網の公称電圧を超えるが、この最大電圧レベルＵ_MAXは、絶縁の強度と、非常の使用のための電気機械のコミュテータ（ｃｏｍｍｕｔａｔｏｒ）とに適合可能なままである。

通常の状態での動作時には、即ち、緊急活性化期間以外では、制御ユニット２０と、セルを充電及び平衡化するための装置７０とが、さらに、追加の貯蔵要素の組３０の貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎを充電し且つ充電状態に保つ機能を有し、及び、これらの貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎを一般的な方法で監視する機能を有する。

追加の組３０の貯蔵要素３０ａ、…、３０ｎは、ヘリコプタの電力供給回路網１０から充電されてもよく、又は、変形例として、発電機として動作する電気機械６０から充電されてもよい。

図６と図７は、貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎによって構成されているセルを平衡化及び充電するための装置７０の動作の２つの事例を示す。図１に示されているように、セルを平衡化及び充電するための装置７０は、結線７２によって機内回路網１０から給電されてもよく、及び、緊急再活性化以外の期間中は、制御ユニット２０（結線７１）によって機内回路網１０から給電されてもよい。図６と図７で説明されている平衡化及び充電装置は、それぞれに照合番号１７０、２７０で示されている。

図６の平衡化及び充電装置は「フライバック（ｆｌｙｂａｃｋ）」構造であり、及び、その入力に、変圧器の一次巻線１７４と電子制御部材１７３とを有する回路に並列に接続されているコンデンサ１７２が後に続くフィルタユニット１７１を備える。静電容量Ｃ₁、Ｃ₂、…、Ｃ_Nを有する様々な電気エネルギー貯蔵要素の端子に電圧Ｖ_C10、Ｖ_C20、…、Ｖ_CN0を配送するために、変圧器のＮ個の二次巻線１７５ａ、１７５ｂ、…、１７５ｎの組が、整流器ダイオード１７６ａ、１７６ｂ、…、１７６ｎを経由してＮ個のエネルギー貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎの組に接続されている。

図７の平衡化及び充電装置は「フォワード（ｆｏｒｗａｒｄ）」構造であり、及び、その入力に、変圧器の一次巻線２７４に給電するための１組の電子構成要素を備える回路と並列に接続されているコンデンサ２７２が後に続くフィルタユニット２７１を備える。この電子構成要素は、４つのダイオード２８１−２８４と４つの電子制御部材２７３、２７７、２７８、２７９とによって構成されているＨブリッジを備えてもよい。Ｎ個の二次変圧器巻線２７５ａ、２７５ｂ、…、２７５ｎの組が、静電容量Ｃ₁、Ｃ₂、…、Ｃ_Nを有する様々な電気エネルギー貯蔵要素の端子に電圧Ｖ_C10、Ｖ_C20、…、Ｖ_CN0を配送する形で、Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎの組に供給するために、整流器ダイオード２７６ａ、２７６ｂ、…、２７６ｎを経由して接続されている。

変圧器の一次巻線１７４が電流供給源であると見なされる図６の実施形態が、エネルギーが移送されることを可能にし、及び、エネルギーは一次巻線内に貯蔵されている。したがって、変圧器の二次巻線１７５ａ、１７５ｂ、…、１７５ｎに移送されるエネルギーを制御することが可能である。この解決策は、誘導性要素の重量を損なうほどに制御電子装置の重量を最適化する。

変圧器の一次巻線２７４が電圧供給源であると見なされる図７の実施形態が、制御電子装置を損なうほどに、誘導性要素のサイズを最適化する機能を果たす。本発明のシステムは、数秒間でターボシャフトエンジンを飛行中に緊急再始動することを実現するために適している。

有利であることに、離陸前に航空機を準備する段階中にエンジンがアイドリングしている時に、貯蔵要素３０ａ、３０ｂ、…、３０ｎが地上で再充電されてもよく、この結果として、取り去られる対応する電気エネルギーが、動作に対する悪影響なしに比較的長い持続時間（数十秒間から数分間）にわたって分布させられてもよく、したがって、このことが、第１に、機内回路網の発電機要素を過大化することを回避することと、第２に、特に再充電装置の重量と容積が制限されることを可能にするように、図６と図７で説明されている再充電装置がそのために設計される電力を減少させることとを可能にする。

本発明のシステムの追加の装置は、設置が非常に容易であり、且つ、非常にコンパクトである。したがって、貯蔵要素の追加の組３０と、制御ユニット２０と、平衡化装置７０と、放電装置４０は、エンジンのエンジンコンポーネントの中に直接的に組み込まれることが可能である。

本発明は、さらに、既存の回路に対して行われなければならない変更が単純に実現されることが可能である場合には、既に運用中であるヘリコプタ上で使用されるのに適している。

したがって、本発明は、スタンバイモードからの緊急再始動（急速再活性化）の機能を双発型ヘリコプタの機上で実現するための実際的な技術的手段を提案する。本発明においては、したがって、タービンの電気始動機６０が、飛行中の緊急再始動のために必要とされる機械的出力の要求に対処するために、その始動機６０の通常の動作範囲の外で使用される。

１０ 機内電力供給回路網
２０ 制御ユニット
３０ａ、…、３０ｎ 電気エネルギー貯蔵要素
４０ 電気エネルギー貯蔵要素を放電させる装置
５０ スイッチ
６０ 電気機械
７０ 充電及び平衡化装置
１７２ コンデンサ
１７３ 電子制御部材
１７４ａ、…、１７４ｎ 変圧器一次巻線
１７５ａ、…、１７５ｎ 変圧器二次巻線
１７６ａ、…、１７６ｎ 整流器ダイオード

Claims (10)

1. 急速再活性化システムを有するタービンエンジンを備える航空機であって、前記急速再活性化システムは、前記航空機内に含まれている機内電力供給回路網（１０）から直流給電される電気機械（６０）を備える航空機において、
   前記航空機は、
   前記機内電力供給回路網（１０）と前記電気機械（６０）との間に挿入されているスイッチ（５０）であって、緊急再活性化が選択される時に前記機内電力供給回路網（１０）から前記電気機械（６０）を絶縁するために開いているスイッチ（５０）と、
   複数のＮ個の電気エネルギー貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）を備える追加のセット（３０）と、
   前記電気エネルギー貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）を放電するための装置（４０）を制御するようになっている制御ユニット（２０）とを備え、
   前記電気エネルギー貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）を放電するための前記装置（４０）は、航空機内に組み込まれており、且つ、前記Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の少なくとも幾つかを備える直列回路が前記機内電力供給回路網（１０）と並列に接続されることを可能にするようになっており、前記電気機械（６０）の両端子間の電圧が、前記急速再活性化システムが動作中である時に前記電気機械（６０）がその公称特性のレベルよりも高い電圧レベルによって給電されるように、前記タービンエンジンに関連付けられたガス発生機の速度が増大するのにつれて、前記電気機械（６０）からの逆起電力の増大を漸進的に伴うように、前記Ｎ個の貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の数を逐次的に切り換えることによって構成されていることを特徴とする航空機。
2. 前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）は、前記機内電力供給回路網（１０）の電源インピーダンス及び電力密度に比べて、より低い電源インピーダンスと、より高い電力密度とを有することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）は、電気二重層キャパシタ（ＥＤＬＣ）スーパーキャパシタタイプであることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。
4. 前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）は、ハイブリッドリチウムキャパシタ（ＬＩＣ）タイプであることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。
5. 前記制御ユニット（２０）は、急速再活性化期間以外では発電機として動作する前記電気機械（６０）からの前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の充電を制御するために、充電及び平衡化のための装置（７０）と前記スイッチ（５０）とに関連付けられていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
6. 前記制御ユニット（２０）は、急速再活性化期間以外では、前記機内電力供給回路網（１０）からの前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の充電を制御するために、充電及び平衡化のための装置（７０）に関連付けられていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
7. 双発型ヘリコプタによって構成されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機。
8. 航空機内に含まれる機内電力供給回路網（１０）から直流給電される電気機械（６０）を含む航空機タービンエンジンを急速再活性化するための急速再活性化方法において、
   前記急速再活性化方法は、
   緊急再活性化が選択される時に前記機内電力供給回路網（１０）から前記電気機械（６０）を絶縁するために開位置にあるスイッチ（５０）を使用して前記機内電力供給回路網（１０）と前記電気機械（６０）との間の電気的接続を選択的に遮断することにある段階を含み、
   Ｎ個の電気エネルギー貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の少なくとも幾つかを備える直列回路が前記機内電力供給回路網（１０）と並列に接続されることを可能にするために、制御ユニット（２０）と、貯蔵要素を放電するための装置（４０）とを使用しており、前記電気機械（６０）の両端子間の電圧が、急速再活性化システムが動作中である時に前記電気機械（６０）がその公称特性のレベルよりも高い電圧レベルによって給電されるように、タービンエンジンに関連付けられたガス発生機の速度が増大するのにつれて、前記電気機械（６０）からの逆起電力の増大を漸進的に伴うように、前記Ｎ個の貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の数を逐次的に切り換えることによって構成されていることを特徴とする急速再活性化方法。
9. 急速再活性化の期間以外では、前記機内電力供給回路網（１０）からの、充電及び平衡化装置（７０）による前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の充電を制御する段階をさらに含むことを特徴とする請求項８に記載の急速再活性化方法。
10. 急速再活性化の期間以外では、発電機として動作する前記電気機械（６０）からの、充電及び平衡化装置（７０）と前記スイッチ（５０）とによる前記貯蔵要素（３０ａ、…、３０ｎ）の充電を制御する段階をさらに含むことを特徴とする請求項８に記載の急速再活性化方法。

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