JP2017523342A - タービンエンジンの急速再活性化のための気体圧装置、このような装置を備えたマルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャ、および対応するヘリコプタ - Google Patents

Abstract

本発明は、ヘリコプタタービンエンジン（６）の急速再活性化のための装置であって、前記タービンエンジン（６）を回転させてその再活性化を保証できるように前記タービンエンジン（６）に機械的に接続された気体圧タービン（７）と；前記気体圧タービン（７）に加圧ガスを供給するための気体圧回路（１０）によって前記気体圧タービン（７）に接続された気体圧ストレージ（９）と；前記ストレージ（９）と前記気体圧タービン（７）との間の気体圧回路（１０）上に配置され、必要に応じて少なくとも前記気体圧タービン（７）にガスが供給される開放位置に配置されるのに適しており、または前記気体圧タービン（７）にもはや加圧ガスが供給されない閉鎖位置に配置されるのに適した、制御高速開放気体圧弁（１１）と、を備えることを特徴とする、装置に関する。

Description

本発明は、タービンエンジンの急速再活性化のための自己完結型気体圧装置に関する。本発明は、少なくとも１つのこのような急速再活性化装置を備えたマルチエンジン−特にツインエンジンまたはトリプルエンジン−ヘリコプタの推進システムのアーキテクチャにも関する。本発明はまた、このようなアーキテクチャを有する推進システムを備えるヘリコプタにも関する。

ツインエンジンまたはトリプルエンジンヘリコプタは周知のように、２つまたは３つのタービンエンジンを備える推進システムを有し、各タービンエンジンは、ガス発生器と、ガス発生器によって回転させられて出力シャフトに固定された自由タービンと、を備える。各自由タービンの出力シャフトは、動力伝達ユニットを動作せるのに適しており、これ自体が、可変ピッチ翼を備えたヘリコプタのロータを駆動する。

ヘリコプタタービンエンジンがヘリコプタの飛行条件に応じた速度で機能することは、知られている。以下の文書を通じて、ヘリコプタは、過渡的な離陸、上昇、着陸、または静止飛行段階は別として、通常条件下で移動するときに巡航飛行状態にあると言われる。以下の文書を通じて、ヘリコプタは、総実装動力を利用可能にする必要がある、つまり、過渡的な離陸、上昇、および着陸段階、ならびに英語の頭文字でＯＥＩ（ｏｎｅ ｅｎｇｉｎｅ ｉｎｏｐｅｒａｔｉｖｅ）と呼ばれる、タービンエンジンの１つが故障した状態にあるときに、緊急飛行状態にあると言われる。

ヘリコプタが巡航飛行状態にあるとき、タービンエンジンは、その最大連続出力未満の低出力レベルで機能することが、知られている。これらの低出力レベルは、タービンエンジンの燃焼チャンバによる燃料の時間当たり消費量と、このタービンエンジンによって供給される機械力との間の比として定義される、消費率（以下、Ｃｓ）を生じるが、これは最大離陸出力のＣｓのおよそ３０％より高く、したがって巡航飛行中の燃料の過剰消費となる。

さらに、ヘリコプタのタービンエンジンは、エンジンのうちの１つが故障した場合にヘリコプタの飛行を維持できるようにするため、大きめになるように設計されている。この飛行状態は、上に説明されたＯＥＩ状態に対応する。この飛行状態は、エンジンの喪失に続いて起こり、ヘリコプタが危機的状況に対応できるように、そしてその飛行を継続できるようにするため、その公称出力をはるかに超えた出力を、動作中の各エンジンが供給するという結果になる。

また、タービンエンジンは、航空機製造元によって規定された飛行距離を通じての飛行、ならびに、特に高高度および暑い気候での飛行を保証できるようにするためにも、大きめにできている。特にヘリコプタがその最大離陸重量に近い重量を有するとき、非常に要求の高いこれらの飛行段階は、特定の使用状況においてのみ遭遇する。

これらの特大タービンエンジンは、重量および燃料消費の点で有害である。巡航飛行中のこの消費量を削減するため、タービンエンジンのうちの１つを飛行中に待機状態にすることが想定される。すると、動作している１つまたは複数のエンジンは、必要な出力をすべて提供するためにより高い出力レベルで、したがってより好ましいＣｓレベルで、機能する。

仏国特許出願公開第１１５１７１７号明細書および仏国特許出願公開第１３５９７６６号明細書において、出願人らは、要件に応じて、少なくとも１つのタービンエンジンをいわゆる連続安定化出力状態に、および少なくとも１つのタービンエンジンを、緊急または通常の方法で脱出することが可能な待機状態にする可能性を通じて、ヘリコプタのタービンエンジンの消費率を最適化する方法を提案した。待機状態からの脱出は、飛行状態の変化がタービンエンジンの活性化を待機にさせるとき、たとえばヘリコプタが巡航飛行状態から着陸段階になるときに、通常であると言われる。このような待機からの通常脱出は、１０秒から１分の時間で行われる。待機状態からの脱出は、活性エンジンの故障または動力不足が発生したとき、または飛行条件が急激に困難になったときに、急速であると言われる。このような待機からの急速脱出は、１０秒未満の時間で行われる。

待機状態からのタービンエンジンの脱出は、たとえば、リチウムイオン電池タイプの電気化学蓄電器、またはスーパーキャパシタタイプの静電蓄電器などのエネルギー貯蔵装置に関連付けられたタービンエンジン再始動パックによって得られるが、これにより、再活性化および公称動作速度への急速到達に必要なエネルギーをタービンエンジンに供給できるようにする。

待機中のタービンエンジンの急速再活性化のためのこのようなパックは、タービンエンジンの総重量を著しく増加させるという不都合を有する。したがって、タービンエンジンを待機させることで得られる燃料消費の利得は、特に各タービンエンジンがこのような緊急再活性化装置を備えるとき、再活性化装置および関連するエネルギー貯蔵装置によって生じる過剰重量によって、部分的に失われる。

さらに、これらの電気工学部品は、これらが実装されるヘリコプタの電気的アーキテクチャに依存する可能性もある。

したがって、本発明者らは、待機状態からの急速脱出を許容しながら、推進システム全体の著しい過剰重量を過大に生じることなく、経済的な飛行段階にヘリコプタを置く、つまり少なくとも１つのタービンエンジンを待機させる可能性によって生じる推測的な不適合問題を緩和しようと努めた。

言い換えると、本発明者らは、タービンエンジンの急速再活性化のための新規な装置、およびツインエンジンまたはトリプルエンジンの推進システムの新規なアーキテクチャを提案しようと努めた。

仏国特許出願公開第１１５１７１７号明細書 仏国特許出願公開第１３５９７６６号明細書

本発明は、先の解決法の不都合を克服する、タービンエンジンの急速再活性化のための装置を提供することを目的とする。

本発明はまた、マルチエンジンヘリコプタの推進システムの新規なアーキテクチャを提供することを目的とする。

本発明はまた、タービンエンジンが待機させられて急速に再活性化されることを可能にする、マルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャを提供することを目的とする。

本発明はまた、本発明の少なくとも１つの実施形態において、ヘリコプタへの取り付けを妨げない重量および体積を有するアーキテクチャを提供することを、目的とする。

本発明はまた、本発明の少なくとも１つの実施形態において、同等の性能で従来技術のアーキテクチャよりも低コストを有するアーキテクチャを提供することを、目的とする。

本発明はまた、タービンエンジンの急速再活性化の方法を提供することを、目的とする。

これを行うために、本発明は、ヘリコプタタービンエンジンの急速再活性化のための装置であって、
前記タービンエンジンを回転させてその再活性化を保証できるように前記タービンエンジンに機械的に接続された気体圧タービンと、
前記気体圧タービンに加圧ガスを供給するための気体圧回路によって前記気体圧タービンに接続された気体圧ストレージと、
ストレージと前記気体圧タービンとの間の気体圧回路上に配置され、必要に応じて少なくとも前記気体圧タービンにガスが供給される開放位置に配置されるのに適しており、こうして前記タービンエンジンの再活性化を許容し、または前記気体圧タービンにもはや加圧ガスが供給されない閉鎖位置に配置されるのに適した、制御高速開放気体圧弁と、
を備えることを特徴とする、装置に関する。

したがって、本発明によるタービンエンジンを再活性化するための装置は、タービンエンジンの再活性化を提供するために、−好ましくはこのようなタービンエンジンが取り付けられるよう意図されたヘリコプタの電気システムから完全に独立した−気体圧装置を提供する。

タービンエンジンの急速再活性化のための装置は主に、機械力を再度供給するためにこれが置かれた待機状態から迅速に脱出することができるように、待機中のタービンエンジンを急速で再活性化することを目的とする。別の用途によれば、急速再活性化装置はまた、タービンエンジンを始動するため、つまり予め待機させることなくタービンエンジンを活性化するための装置として、機能してもよい。この場合、以下の説明を通じて、本発明による装置の使用は基本的に、待機中のタービンエンジンを再活性化するための装置として説明される。

タービンエンジンは、周知のように、ガス発生器と、ガス発生器によって供給されて動力伝達ユニットに接続された自由タービンと、を備える。好ましくは、本発明による再活性化装置は、タービンに供給する加圧ガスの気体圧力を、ガス発生器を駆動するための機械力に変換するのに適した気体圧タービンによって回転させられるタービンエンジンのガス発生器を提供する。

気体圧タービンへのガスの供給は、気体圧ストレージおよび制御高速開放弁の協働によって実現される。

したがってこのような再活性化装置は、ヘリコプタの電気システムから独立しており、嵩張る蓄電池を必要としない。したがって、提案された解決法は、嵩、質量、および費用の問題を生じることなく、タービンエンジン、特に待機状態にされたタービンエンジンの、急速再活性化を保証する。

加えて、本発明による装置は、簡単に使用でき、ヘリコプタに組み込まれる前に台上で試験されることが可能である。

有利なことに本発明による装置は、気体圧弁と気体圧タービンとの間の気体圧回路上に配置され、気体圧タービンに供給するガスの圧力を調整するように構成された、減圧弁をさらに備える。

したがって減圧弁は、気体圧タービンに供給されるガスの圧力を、使用される気体圧タービンのタイプおよび使用される気体圧ストレージのタイプに適合させることを可能にする。変形例によれば、気体圧ストレージは、たとえば２００から４００バールの間の高圧ガスを備え、気体圧タービンは、５から５０バールの間の圧力を有するガスにより、減圧弁によって供給される。

有利なことに、および本発明によれば、気体圧タービンは、少なくとも１つのフリーホイールによって、タービンエンジンと機械的に接続されている。

フリーホイールの存在は、ガス発生器が機械力を供給するときに、ガス発生器による気体圧タービンの自発的な駆動を回避することを可能にする。有利なことに、フリーホイールは、タービンエンジンの補機ボックスに実装されている。

有利なことに、および本発明によれば、気体圧ストレージは、質量比で少なくとも５０％の中性ガスおよび消火剤を含むガス混合物を包含する。

このようなガス混合物は、タービンエンジンの再活性化を保証するために気体圧タービンにガスを供給するのみならず、このタービンエンジンのいかなる火災の消火も可能にするために、たとえばタービンエンジンの近傍に配置された、消火システムを供給することも、可能にする。中性ガスは、窒素、ヘリウム、またはアルゴンなど、いずれのタイプであってもよい。消火剤は、たとえばハロンである。

したがってこの変形例による装置は、消火システムと組み合わせて、ヘリコプタに専用の消火シリンダを装備する必要性をなくす。

有利なことに、および本発明によれば、タービンは、気体圧タービンおよびフリーホイールによって形成された運動連鎖に対して完全性試験を実行できるように構成された、低圧供給ソケットを備える。

このような供給ソケットは、気体圧タービンおよびフリーホイールによって形成された運動連鎖を試験し、こうして緊急時にタービンエンジンが実際に迅速に再活性化されることが可能であると保証することを、可能にする。したがってこれは、制御および安全対策を確立する手段である。このような試験はたとえば、プールユニットタイプの気体圧縮器の使用によって、地上で実行されてもよい。この試験はまた、タービンエンジンのいずれか１つにおいて圧縮機から排出された気体を用いて、飛行中に実行されることも可能である。

有利なことに、および本発明によれば、気体圧弁は、電子機器によって位置について制御され、火工式装置によって開放のために制御される。

火工式装置は、気体圧弁の迅速な開放、ひいてはタービンエンジンの急速再活性化を、可能にする。

本発明はまた、動力伝達ユニットに接続されたタービンエンジンを備えるマルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャであって、
ヘリコプタの安定飛行中に少なくとも１つの待機状態で機能することが可能な、ハイブリッドタービンエンジンと称される、前記タービンエンジンのうちの少なくとも１つのタービンエンジンであって、その他のタービンエンジンはこの安定飛行中に単独で機能する、少なくとも１つのタービンエンジンと、
このハイブリッドタービンエンジンを前記待機状態から離脱させ、前記動力伝達ユニットに機械力を供給するいわゆる公称状態に到達することができるようにするのに適した、本発明によるハイブリッドタービンエンジンの急速再活性化のための少なくとも１つの装置と、
を備えることを特徴とする、アーキテクチャにも関する。

本発明によるタービンエンジンを再活性化するための装置は、待機させられることが可能な少なくとも１つのタービンエンジンを備えるマルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャに組み込まれるように、特に意図されている。気体圧再活性化装置は、必要であれば、待機中のタービンエンジンの急速再活性化を保証できるようにする。

有利なことに、本発明によるアーキテクチャは、この活性化装置の気体圧ストレージ内のガスが命令時に弁から消化装置へ誘導可能なように、タービンエンジンの近傍に配置され、いわゆる消火管によって緊急始動装置の前記気体圧弁に接続された、少なくとも１つの消化装置を備える。

この変形例によるアーキテクチャは、急速再活性化装置の気体圧回路を用いてタービンエンジン内の火災を消火できるようにするため、タービンエンジンの近傍に配置された少なくとも１つの消化装置を備える。これを行うため、液気圧併用ストレージは有利なことに、質量比で少なくとも５０％の中性ガスおよび消火剤を含むガス混合物を備える。

有利なことに、本発明によるアーキテクチャは、２つのハイブリッドタービンエンジンおよび本発明による２つの緊急始動装置を備え、各ハイブリッドタービンエンジンは、専用の再活性化装置に関連付けられている。

この変形例によれば、アーキテクチャは、各ハイブリッドタービンエンジンを始動するための各気体圧タービンへの個別の気体圧供給を有する。

有利なことに、本発明によるアーキテクチャは、２つのハイブリッドタービンエンジンと、各ハイブリッドタービンエンジンにそれぞれ接続された２つの気体圧タービンを備える本発明による単一の再活性化装置と、を備え、前記気体圧弁は、再活性化されるハイブリッドタービンエンジンの前記気体圧タービンにガスを方向づけるように制御された三方弁である。

この変形例によれば、弁は、気体圧回路からガスを、再活性化されるハイブリッドタービンエンジンまで方向づけるように制御される。

本発明はまた、推進システムが本発明によるアーキテクチャを有することを特徴とする、前記推進システムを備えるヘリコプタにも関する。

本発明はまた、ヘリコプタのタービンエンジンの急速再活性化の方法であって、
気体圧ストレージと、前記タービンエンジンに機械的に接続された気体圧タービンとの間の気体圧回路上に配置された気体圧弁の開放を制御するステップと、
取り出されたガスを前記気体圧タービンまで搬送するステップと、
タービンエンジンを再活性化するため、前記気体圧タービンによって、前記加圧ガスの気体圧力を機械力に変換するステップと、
を備えることを特徴とする、方法にも関する。

本発明はまた、以上および以下で言及される特徴のすべてまたは一部の組み合わせを特徴とする、タービンエンジンを再活性化するための装置、マルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャ、このようなアーキテクチャを有する推進システムを備えたヘリコプタ、およびタービンエンジンを再活性化する方法にも関する。

本発明のその他の目的、特徴、および利点は、単に非限定的に提供されて以下の添付図面を参照する、以下の説明を読めば明らかになるだろう。

本発明の一実施形態による、タービンエンジンを再活性化するための装置の概略図である。 本発明の一実施形態による、ヘリコプタの推進システムのアーキテクチャの概略図である。 本発明の別の実施形態による、ヘリコプタの推進システムのアーキテクチャの概略図である。 本発明の別の実施形態による、ヘリコプタの推進システムのアーキテクチャの概略図である。 本発明の別の実施形態による、ヘリコプタの推進システムのアーキテクチャの概略図である。 本発明によるアーキテクチャを有する推進システムを備えるヘリコプタの概略図である。

図中、図解および明確さの目的のため、縮尺および割合は一致していない。

図１は、本発明の一実施形態による、タービンエンジン６を再活性化するための装置の概略図である。

このような装置は、フリーホイール８によってタービンエンジン６と機械的に接続された気体圧タービン７を備える。この気体圧タービン７は、１つ以上の段を有する、半径流または軸流タービンであってもよい。その機能は、タービンエンジン６を再活性化するため、受けた気体圧力を機械力に変換することである。

気体圧タービン７は好ましくは、図１には示されない補機ボックスによって、タービンエンジン６に実装されている。

装置は、気体圧タービン７に加圧ガスを供給する気体圧回路１０によって、この気体圧タービン７に接続された気体圧ストレージ９を、さらに備える。

気体圧タービン７への供給は、ストレージ９と気体圧タービン７との間で気体圧回路１０上に配置された、制御高速開放気体圧弁１１に依存している。

この気体圧弁１１は、図１の実施形態において、制御装置１２によって制御される二方弁であり、これは好ましくはタービンエンジン６を制御するコンピュータであり、これはまたタービンエンジンの動作状態を定義することも可能にする。

弁１１が開放のために制御されたとき、受けたガスの気体圧力を出力機械力に変換できるように、ストレージ９内のガスは気体圧タービン７に向かって放出される。

気体圧回路１０は、気体圧タービン７に供給されるガスの圧力を調整するために、ストレージ９と気体圧タービン７との間に配置された減圧器１４を、さらに備える。

気体圧ストレージ９は、圧力センサ４０および安全弁４１を、さらに備える。気体圧ストレージ９は、たとえば２５０バールの窒素容量を有する。

図１の再活性化装置は、図２に示されるようなツインエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャに、有利に装備されている。

図２の実施形態によれば、推進システムは、動力伝達ボックス２２に接続された２つのタービンエンジン６、１６を備える、これ自体がヘリコプタのロータ（図示せず）を駆動する。各タービンエンジンは、ヘリコプタの安定飛行中に少なくとも１つの待機状態になることが可能なハイブリッドタービンエンジンであり、そこから本発明による再活性化装置によって迅速に脱出することができる。タービンエンジンは、周知のように、ガス発生器、燃焼チャンバ、および自由タービンを備える。

待機状態は、たとえば以下の動作状態のうちの１つである：
燃焼チャンバが点火され、ガス発生器のシャフトが公称速度の６０％から８０％の間の速度で回転する、通常空転と称される待機状態、
燃焼チャンバが点火され、ガス発生器のシャフトが公称速度の２０％から６０％の間の速度で回転する、通常スーパー空転と称される待機状態、
燃焼チャンバが点火され、ガス発生器のシャフトが、機械的に支援されて公称速度の２０％から６０％の間の速度で回転する、支援スーパー空転と称される待機状態、
燃焼チャンバが消火され、ガス発生器のシャフトが、機械的に支援されて、公称速度の５％から２０％の間の速度で回転する、ターンオーバーモードと称される待機状態、
燃焼チャンバが消火され、ガス発生器のシャフトが完全に停止した、停止と称される待機状態。

再活性化装置は、図１に関連して説明された要素に加えて、フリーホイール１８によってタービンエンジン１６に接続された気体圧タービン１７を備える。さらに、気体圧回路１０は気体圧ストレージ９から、気体圧タービン１７および気体圧タービン７まで延在する。

制御弁１１は、この実施形態によれば、命令時に、タービンエンジン１６に接続された気体圧タービン１７への供給、またはタービンエンジン６の気体圧タービン７への供給を許容するのに適した、三方弁である。制御は、緊急時にその待機状態から脱出することになる、大気中のタービンエンジンの機能である。

このアーキテクチャの再活性化装置の動作原理は、各タービンエンジン６、１６について、図１に関連して説明されたものと同一である。

図３は、本発明の別の実施形態によるアーキテクチャである。この実施形態によれば、各タービンエンジンに個別の再活性化装置が提供される。言い換えると、タービンへの供給および対応するタービンエンジンの再始動を提供するために、気体圧ストレージ２９、３９は各気体圧タービン７、１７に関連付けられ、二方弁１１、２１は各ストレージ２９、３９に関連付けられている。弁１１、２１はコンピュータ１２、１３によってそれぞれ制御され、コンピュータは装置ごとに１台である。変形例において、単一のコンピュータが２つの弁を制御してもよい。さらに、各タービンは、対応するタービンに供給するガスの圧力を調整するように意図された、専用の減圧器１４、２４と関連付けられている。

図４のアーキテクチャは、図３のアーキテクチャに基づいており、図３に関連して説明された要素に加えて、消火システムを備える。この消火システムは、タービンエンジンごとに１つの消化装置を備える。したがって図４のアーキテクチャは、２つの消化装置を備える。各装置は、対応する弁２１、３１の間に配置された消火管２５、３５、および火災の場合にタービンエンジンに向かってガスを噴霧するように、対応するタービンエンジン６、１６の近傍で、その方向に配置された消火ノズル２６、３６を、備える。この実施形態によれば、弁１１、２１は三方弁である。火災センサによって、たとえばタービンエンジン６など、タービンエンジンの近傍で火災を検出した場合、タービンエンジン６の火災を消火するために、（中性ガスとハロンタイプの消火剤との混合物によって形成された）ストレージ２９内に貯蔵されたガスが消火ノズル２６に向かって噴出されるように、ユニット１２は、タービンエンジン６に対応する弁１１の開放を要求する。

図５のアーキテクチャは、各消火ノズル２６、３６が必要に応じて弁１１、２１から各気体圧ストレージ２９、３９に供給可能な、図４のアーキテクチャの変形例であり、これらの弁は四方弁である。これを行うために、各消火ノズルには２つの個別の消火管によって供給される。このようなアーキテクチャは、タービンエンジンのいずれか１つにおける火災に対応するために、各再活性化装置のガスを使用することを可能にする。

図６は、本発明によるアーキテクチャを有する推進システムを備えるツインエンジンヘリコプタの概略図である。推進システムは、特に動力伝達ユニット２２によってロータを回転させるのに適した２つのタービンエンジン６、１６を備える。この図では、明確さのため再活性化装置は示されていない。タービンエンジン６、１６のみが示されており、各タービンエンジンには本発明による再活性化装置が備えられていると理解される。

図２によって示されるように、ツインエンジンアーキテクチャのタービンエンジンを再活性化するための装置の使用の原理は、以下の通りである：
飛行条件が好ましいとき、燃料を節約するためにタービンエンジンを待機させるための命令が発せられる（以上で言及された待機状態から選択された待機状態）、
その後タービンエンジンのコンピュータは、どのタービンエンジンが待機可能であって、待機されられる必要があるかを、判断する（以下、タービンエンジン６が待機させられ、タービンエンジン１６のみが動力伝達ユニット２２に動力を供給すると見なされる）、
タービンエンジン６は待機状態にある（この待機状態は、上述の対機体性能値の１つであってもよく、チャンバは点火されても消火されても、機械的に支援されてもされなくてもよい）、
飛行中、タービンエンジン１６が突然故障するか、またはパイロットが特定の緊急操作のためタービンエンジン６を迅速に再活性化させると決定する、
タービンエンジン６の燃焼チャンバはその後、迅速に点火される（チャンバが消火された待機状態の場合）、
上述の期間の後、制御ユニット１２は、タービンエンジン６への弁１１の開放を要求する、
その後気体圧タービン７は迅速に（１秒未満の間に）、フリーホイール８で気体圧力をタービンエンジン６のガス発生器を駆動させられる機械力に変換することによって、０回転／分から最初に待機状態だったガス発生器の結合速度にする、
気体圧タービン７は、タービンエンジンが緊急状態に到達する、たとえば３秒未満などの短時間の間、タービンエンジン６の駆動を継続する、
タービンエンジン６の急速再活性化はこうして得られる。

結合速度は、ガス発生器の待機速度を、ガス発生器の軸と気体圧スタータが実装されたタービンエンジンの補機ボックスの入力との間の減速比で割ったものに対応する。

したがって、本発明による装置は、使用および取り付けが簡単であって台上で試験可能な安価な部品のみを用いて、待機中のタービンエンジンを迅速に再活性化させることを、可能にする。

本発明は、説明された実施形態のみに限定されるものではない。具体的には、アーキテクチャは、トリプルエンジンヘリコプタに装備するために３つのタービンエンジンを備えてもよく、当業者は、本文献の教示に基づき、説明された実施形態をマルチエンジン推進システム、具体的にはトリプルエンジンのものに適用する方法を、容易に決定するであろう。

急速再活性化段階に特化されているものの、本発明はまた、地上での急速始動の間、または飛行中の急速再始動の間にも、使用可能である。

Claims (12)

1. ヘリコプタタービンエンジン（６）の急速再活性化のための装置であって、
   前記タービンエンジン（６）を回転させてその再活性化を保証できるように前記タービンエンジン（６）に機械的に接続された気体圧タービン（７）と、
   前記気体圧タービン（７）に加圧ガスを供給するための気体圧回路（１０）によって前記気体圧タービン（７）に接続された気体圧ストレージ（９）と、
   前記ストレージ（９）と前記気体圧タービン（７）との間の気体圧回路（１０）上に配置され、必要に応じて少なくとも前記気体圧タービン（７）にガスが供給される開放位置に配置されるのに適しており、こうして前記タービンエンジン（６）の再活性化を許容し、または前記気体圧タービン（７）にもはや加圧ガスが供給されない閉鎖位置に配置されるのに適した、制御高速開放気体圧弁（１１）と、
   を備えることを特徴とする、装置。
2. 前記気体圧弁（１１）と前記気体圧タービン（７）との間の前記気体圧回路（１０）上に配置され、前記気体圧タービン（７）に供給する前記ガスの圧力を調整するように構成された、減圧器（１４）をさらに備えることを特徴とする、請求項１に記載の装置。
3. 前記気体圧タービン（７）が、少なくとも１つのフリーホイール（８）によって、前記タービンエンジン（６）に機械的に接続されていることを特徴とする、請求項１または２に記載の装置。
4. 前記気体圧ストレージ（９）が、質量比で少なくとも５０％の中性ガスおよび消火剤を含むガスの混合物を包含することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
5. 前記気体圧タービン（７）が、気体圧タービン（７）およびフリーホイール（８）によって形成された運動連鎖に対して完全性試験を実行できるように構成された、低圧供給ソケットを備えることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
6. 前記気体圧弁（１１）が、電子機器によって位置について制御され、火工式装置によって開放のために制御されることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
7. 動力伝達ユニット（２２）に接続されたタービンエンジン（６、１６）を備えるマルチエンジンヘリコプタの推進システムのアーキテクチャであって、
   ヘリコプタの安定飛行中に少なくとも１つの待機状態で機能することが可能な、ハイブリッドタービンエンジンと称される、前記タービンエンジンのうちの少なくとも１つのタービンエンジン（６、１６）であって、その他のタービンエンジンはこの安定飛行中に単独で機能する、少なくとも１つのタービンエンジン（６、１６）と、
   このハイブリッドタービンエンジンを前記待機状態から離脱させ、前記動力伝達ユニットに機械力を供給するいわゆる公称状態に到達することができるようにするのに適した、請求項１から６のいずれか一項に記載のハイブリッドタービンエンジンの急速再活性化のための少なくとも１つの装置と、
   を備えることを特徴とする、アーキテクチャ。
8. この始動装置の気体圧ストレージ（２９、３９）内のガスが命令時に弁（１１、１２）から消化装置へ誘導可能なように、タービンエンジン（６、１６）の近傍に配置され、いわゆる消火管（２５、３５）によって急速再活性化装置の前記気体圧弁（１１、２１）に接続された、少なくとも１つの消化装置（２６、３６）を備えることを特徴とする、請求項７に記載のアーキテクチャ。
9. ２つのハイブリッドタービンエンジン（６、１６）および請求項１から６のいずれか一項に記載の２つの急速再活性化装置を備え、各ハイブリッドタービンエンジンは専用の活性化装置に関連付けられていることを特徴とする、請求項７または８に記載のアーキテクチャ。
10. ２つのハイブリッドタービンエンジン（６、１６）と、各ハイブリッドタービンエンジン（６、１６）にそれぞれ接続された２つの気体圧タービン（７、１７）を備える請求項１から６のいずれか一項に記載の単一の再活性化装置と、を備え、前記気体圧弁（１１）は、再活性化されるハイブリッドタービンエンジンの前記気体圧タービンにガスを方向付けるように制御された三方弁であることを特徴とする、請求項７または８に記載のアーキテクチャ。
11. 前記推進システムが、請求項７から１０のいずれか一項に記載のアーキテクチャを有することを特徴とする、推進システムを備えるヘリコプタ。
12. ヘリコプタのタービンエンジン（６）の反応性再活性化の方法であって、
    気体圧ストレージ（９）と、前記タービンエンジン（６）に機械的に接続された気体圧タービン（７）との間の気体圧回路（１０）上に配置された気体圧弁（１１）の開放を制御するステップと、
    取り出されたガスを前記気体圧タービン（７）まで搬送するステップと、
    タービンエンジン（６）を再活性化するため、前記気体圧タービン（７）によって、前記加圧ガスの気体圧力を機械力に変換するステップと、
    を備えることを特徴とする、方法。

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