JP2017532491A - ターボシャフトエンジンの燃焼室用の点火システム - Google Patents

Abstract

本発明は、燃焼開始段階中に前記室（２）に燃料を噴射するのに適している複数の始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）と、前記始動インジェクタに燃料を供給するための回路（６）とを備える、ターボシャフトエンジンの燃焼室（２）を点火するためのシステムであって、前記回路（６）が、前記複数の始動インジェクタの幾つかに燃料を供給するように設計される、一次始動回路（２０）と呼ばれる第１のサブ回路と、前記複数の他の始動インジェクタに燃料を供給するように設計される、二次始動回路（３０）と呼ばれる第２のサブ回路と、を備える、システムに関する。

Description

本発明は、ターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムに関する。本発明は、特に、待機モードにされ、必要に応じて迅速に再起動され得るターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムに関する。

知られているように、ツインエンジンまたは３エンジンヘリコプターは、２つまたは３つのターボシャフトエンジンを備える推進システムを有し、各ターボシャフトエンジンは、ガス発生器と、ガス発生器によって回転させられ、出力軸に堅固に連結されるフリータービンとを備える。各フリータービンの出力軸は、動力伝達装置の動作を引き起こすのに適しており、この動力伝達装置自体が、ヘリコプターのロータを駆動する。ガス発生器は、供給回路によって供給される燃料用のインジェクタがその中に通じている燃焼室を備える。

ヘリコプターが巡航飛行状況にある場合（すなわち、離陸、上昇、着陸、またはホバリング飛行の過渡段階は別として、すべての飛行段階中に通常状態で進行している場合）は、ターボシャフトエンジンは、それらの最大連続出力より小さく、低いパワーレベルを発生することが知られている。これらの低いパワーレベルは、ターボシャフトエンジンの燃焼室による時間当たりの燃料消費量と、最大離陸パワーのＳＣのおよそ３０％よりも大きい、このターボシャフトエンジンによって供給される機械的動力との間の比として定義される比消費量（後に、ＳＣと呼ばれる）をもたらし、それらは、その結果、巡航飛行時の燃料の使い過ぎをもたらす。

そのうえ、ヘリコプターのターボシャフトエンジンは、万一エンジンのうちの１つの故障の場合にヘリコプターを飛行中のままにしておくことができるように必要以上に大きいように設計される。この飛行状況は、エンジンの損失に続いて生じ、その結果、ヘリコプターが危険な状況に対処することができ次いでその飛行を続けることができるようにその公称出力をはるかに超えたパワーレベルを供給する各作動中のエンジンとなる。

ターボシャフトエンジンはまた、航空機製造業者によって特定された飛行範囲全体にわたる飛行、ならびに特に高い高度および炎天下での飛行を確保することができるように必要以上に大きい。これらの飛行段階は、特にヘリコプターがその最大離陸重量に近い重量を有するときに極めて過酷な要求をするが、使用の特定の状況においてしか遭遇しない。

これらの大きすぎるターボシャフトエンジンは、重量および燃料消費の点から不利である。巡航飛行時にこの消費を低減するために、ターボシャフトエンジンのうちの少なくとも１つを飛行時に待機状態にすることが考えられる。アクティブエンジンまたは複数のエンジンは、この場合、必要なパワーすべてを提供するためにより高いパワーレベルで、およびしたがってより有利なＳＣレベルで作動する。

ターボシャフトエンジンを待機状態にすることは、必要に応じてターボシャフトエンジンを迅速に待機状態から引き出すことができる迅速な再起動システムの提供を必要とする。この必要は、たとえば、アクティブエンジンのうちの１つが作動しなくなる場合、または飛行条件が不意に悪化する場合に生じる場合があり、全出力がもう一度要求されることを意味する。

したがって、出願人は、ターボシャフトエンジンが待機状態にある場合、および飛行条件が全部の利用可能出力をもう一度要求することを意味する場合に、特に該ターボシャフトエンジンを迅速に再起動することができるようにターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムを最適化しようとしている。

知られているように、ヘリコプターのターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムは、燃焼を開始させることを意図した始動インジェクタと、いったん始動されてしまうと燃焼を維持することを意図した主インジェクタとを備える。主インジェクタには主回路によって燃料が供給され、始動インジェクタには始動回路によって燃料が供給され、この始動回路は主回路と別個であることが知られている。知られている点火システムにより、燃焼室で空気および燃焼の混合気を点火するための火花を生成するのに適している少なくとも１つの始動点火プラグと関連する始動インジェクタによって燃焼を開始することができる。次いで、火炎が、始動インジェクタから主インジェクタに向かって広がる。

ターボシャフトエンジンのための点火システムを設計する場合に、技術者は、火炎が主インジェクタに向かって迅速に広がることができるが、燃料がインジェクタのすべてに運ばれるのにより長時間を要することを意味する多くの始動インジェクタを用いることと、燃料がより迅速に始動インジェクタに運ばれ得るが、火炎が主インジェクタに向かって広がるのにより長時間を要することを意味する少数の始動インジェクタを用いることのどちらかを選ばなければならない。

したがって、発明者らは、火炎が始動インジェクタから主インジェクタに向かって迅速に広がることができるが、同時に始動インジェクタが迅速に燃料で充填され得る解決策を提案しようとしている。

換言すれば、発明者らは、原則として相容れない２つの代替案を調和させようとしている。

本発明者らはまた、待機モードにされ得るハイブリッドターボシャフトエンジンが設けられるヘリコプターの安全性を向上させたるために、知られているシステムと比べて信頼性を向上させた点火システムを提供しようとしている。

本発明は、ターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムであって、燃焼室を迅速に点火することができ、同時にターボシャフトエンジンを迅速に再起動できるシステムを提供することを目的としている。

本発明はまた、始動インジェクタから主インジェクタに向かって迅速に広がる火炎の、および迅速に充填される始動インジェクタの利点を組み合わせる点火システムを提供することを目的としている。

本発明はまた、先行技術によるシステムと比較して信頼性を向上させた点火システムを提供することを目的としている。

また、本発明は、本発明による点火システムが設けられるターボシャフトエンジンを提供することを目的としている。

これを達成するために、本発明は、
− 燃焼室に通じており、燃焼開始段階中に前記室に燃料を噴射するのに適している複数の始動インジェクタと、
− 始動回路と呼ばれる、前記始動インジェクタに燃料を供給するための回路と、
− 前記燃焼室に通じており、いったん前記燃焼が前記始動インジェクタによって開始されてしまうと燃焼を維持するように前記燃焼室に燃料を噴射するのに適している複数の主インジェクタと、
を備える、航空機ターボシャフトエンジンの燃焼室を点火するためのシステムに関する。

本発明による点火システムは、前記始動回路が、
− 一次始動インジェクタと呼ばれる、前記複数の始動インジェクタの幾つかに燃料を供給するように設計される、一次始動回路と呼ばれる第１のサブ回路と、
− 二次始動インジェクタと呼ばれる、前記複数の他の始動インジェクタに燃料を供給するように設計される、二次始動回路と呼ばれる第２のサブ回路と、
を備えることを特徴とする。

点火システムはまた、前記一次始動回路および前記二次始動回路が、それぞれ前記一次および二次始動インジェクタへの燃料の供給を可能にするかまたは阻止するように制御ユニットによって制御されるのに適しているソレノイド始動弁を各々備えることを特徴とする。

したがって、本発明による点火システムは、２つの別個の始動回路、すなわち燃料を一次始動インジェクタに供給することを意図した１つの一次回路と、燃料を二次始動インジェクタに供給することを意図した１つの二次回路とを備える。そのうえ、各回路には、インジェクタへの燃料の供給を可能にするかまたは阻止するための制御ユニットによって制御されるソレノイド弁が設けられる。したがって、本発明による点火システムは、多数の始動インジェクタを備えることができ、前記インジェクタが２つの別個の供給回路の全域で配置されるので、なおかつインジェクタを充填するのに長時間を要するという欠点がない。

そのうえ、本発明による点火システムは、２つの別個の始動回路が設けられる結果として、先行技術によるシステムよりもいっそう信頼性がある。さらに、始動回路のうちの１つのソレノイド弁が作動しなくなる場合は、他の回路が引き継ぎ、ターボシャフトエンジンが再起動されることを確実にすることができる。したがって、この種の点火システムは、ターボシャフトエンジンが必要に応じて再起動されることを保証することができる信頼性を向上させたため、特に、飛行中に待機モードにされ得るハイブリッドターボシャフトエンジンに適している。

有利なことに、および本発明によれは、前記ソレノイド弁は、順次または同時手順を使って制御ユニットによって制御され、手順は、前記航空機の飛行条件に従って選択される。

航空機、たとえばヘリコプターの飛行条件は、たとえば周囲温度、周囲圧力、ターボシャフトエンジンのガス発生器の回転速度、等を含む。これらの異なるパラメータは、２つの始動回路に対して同時始動手順かそれとも２つの回路に対して順次始動手順かに基づいて飛行条件を考慮して、どちらの手順がターボシャフトエンジンを始動するために実行するのに最良であるかを規定するように制御ユニットによって使用される。

有利なことに、および本発明によれは、前記ソレノイド弁は、地上で、各始動回路がただ１回の飛行に対して起こり得る故障の休止を制限するように各飛行に対して交互に使用されるように、制御ユニットによって制御される。

この有利な変形によれば、点火システムは、地上でタービンが単一の始動回路で各飛行に対して交互に始動されるように設計される。これにより、ただ１回の飛行に対して起こり得る故障の休止を制限することができる。

有利なことに、および本発明によれは、各始動インジェクタは、前記インジェクタに燃料を供給するためのレールと関連し、一次始動インジェクタの前記供給レールは、より迅速に燃料で充填されることができるように二次始動インジェクタの前記供給レールよりも少ない容積を有する。

この有利な変形によれば、一次および二次回路は、互いに異なる。一次回路は、二次インジェクタと比較して低減された容積の充填レールを有するインジェクタを有する。

したがって、一次インジェクタは、燃料で迅速に充填されることができ、燃焼室において迅速に燃焼を開始することができる。二次インジェクタは、燃焼を続け、一次インジェクタと共同して、いったん燃焼が開始されてしまうと、火炎が主インジェクタに向かって広がることを確実にすることができる。

有利なことに、本発明による点火システムは、各始動インジェクタに対向して１つの点火プラグを備え、その点火プラグは、前記燃焼室において燃料を点火するための火花を生成するのに適している。

各始動インジェクタ、すなわち一次および二次始動インジェクタの両方と対向している点火プラグにより、主インジェクタに向かう火炎の燃焼および広がりを加速することができる。

有利なことに、本発明による点火システムは、２つの一次始動インジェクタおよび２つの二次始動インジェクタを備える。

説明した１つのまたは他の有利な変形による、本発明による点火システムは、必要に応じて前記エンジンを再起動することができるように、特に、待機モードにされ得るハイブリッドターボシャフトエンジンに取り付けられることを意図している。

ヘリコプターが地上にある場合は、一次および二次始動回路は、それらの完全性をチェックし、ハイブリッドターボシャフトエンジンが飛行中に待機状態にされ得るように互いから独立して試験される。

ヘリコプターが巡航飛行中の場合は、ハイブリッドターボシャフトエンジンは、それによって待機状態にされ得る。

また、本発明による点火システムは、地上で、タービンが単一の始動回路で各飛行に対して交互に始動されるように設計され得る。これにより、ただ１回の飛行に対して起こり得る故障の休止を制限することができる。

たとえばヘリコプターが巡航飛行段階から着陸段階へ移行するところであるという理由で、飛行条件がターボシャフトエンジンを通常の方法で再起動する必要がある場合は、本発明による点火システムは、２つの始動回路、すなわち一次始動回路および二次始動回路、ならびに点火プラグの異なる電力供給経路を制御することによって使用される。一次および二次回路は、同時にまたは順次に制御され得る。ハイブリッドターボシャフトエンジンの通常の再起動は、再起動指令後に、１０秒から１分に至るまで、特に３０秒から１分に至るまで生じる再起動である。

たとえばアクティブターボシャフトエンジンのうちの１つが突然作動しなくなるという理由で、飛行条件がターボシャフトエンジンを迅速に再起動する必要がある場合は、本発明による点火システムは、いったん室が点火されることを検出してしまうと、一次始動回路および次いで二次始動回路を連続的に制御することによって使用される。もう１つの変形によれは、一次および二次回路は、同時に制御される。

本発明はまた、前記エンジンが本発明による点火システムを備えることを特徴とする、燃焼室を備えるターボシャフトエンジンに関する。

本発明はまた、航空機、特に本発明による少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備えるヘリコプターに関する。

また、本発明は、上記または下記に述べた特徴のすべてまたは幾つかで組み合わせて特徴づけられる、点火システム、ターボシャフトエンジン、および航空機に関する。

本発明の他の目的、特徴、および利点は、単に非限定的な実施例によって与えられ、本発明の実施形態による点火システムの概略図である添付の図１に関連する、次の説明を読むことによって明らかになるであろう。

本発明の一実施形態による点火システムの概略図である。

図において、尺度および比率は、説明および明瞭さのために尊重されない。

図１は、ターボシャフトエンジンの燃焼室２を点火するためのシステムの概略図である。

システムは、燃焼室２に通じており、燃焼開始段階中に室２に燃料を噴射するのに適している始動インジェクタ２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂを備える。

システムはまた、燃焼室２に通じており、いったん燃焼が開始されてしまうとより高い流量で室２に燃料を噴射するのに適している主インジェクタ１２を備える。

燃焼室２は、明瞭さのために図１の長方形によって概略的に示されている。実際には、燃焼室は、通常、２つの環状壁、すなわち外壁および内壁を備え、それらは、一方が他方の中に延在し、室の環状底壁によって連結される。燃料インジェクタは、燃焼室の全周にわたって配置される。

システムはまた、主回路５と呼ばれる主インジェクタ１２に燃料を供給するための回路と、始動回路６と呼ばれる始動インジェクタ２１、３１に燃料を供給するための回路とを備える。

これらの２つの回路は、燃料貯蔵部（図１では図示せず）から燃料を引き出すように設計されるポンプによって燃料が供給される燃料入口７に接続される。

本発明によれは、始動インジェクタ２１、３１に燃料をするための始動回路６は、２つのサブ回路、すなわち一次始動インジェクタと呼ばれる始動インジェクタ２１に燃料を供給するように設計される、一次始動回路２０と呼ばれる第１のサブ回路と、二次始動インジェクタと呼ばれる始動インジェクタ３１に燃料を供給するように設計される、二次始動回路３０と呼ばれる第２のサブ回路と、から形成される。

一次始動回路２０はまた、たとえばヘリコプターの（頭字語ＥＥＣＵによってより良く知られている）エンジン電子制御ユニットによって制御されるソレノイド弁２２を備える。二次始動回路３０はまた、ＥＥＣＵによって制御されるソレノイド弁３２を備える。ソレノイド弁２２は、一次始動インジェクタ２１への燃料の供給を可能にするかまたは阻止するように設計される。ソレノイド弁３２は、一次始動インジェクタ３１への燃料の供給を可能にするかまたは阻止するように設計される。

一次始動インジェクタ２１は、二次始動インジェクタ３１に燃料を供給するためのレールの容積よりも小さい容積を有する燃料供給レールを有する。これは、ソレノイド弁が開いている場合に、一次インジェクタ２１が、迅速に起動され、燃焼室２で燃焼を開始することを意味する。二次インジェクタ３１は、いったん対応するレールが充填されると燃焼を続け、このプロセスは、前記二次インジェクタがより大きな容積を有するため、一次インジェクタの場合よりも前記二次インジェクタの場合に僅かにより長い時間を要する。

いったん始動インジェクタ２１、３１が作動していると、燃焼室における燃焼は、始動インジェクタ３１、２１から主インジェクタ１２の方への火炎の広がりと相まって主回路のインジェクタ１２の起動によって維持される。いったん主インジェクタ１２が始動インジェクタ２１、３１から引き継いでしまうと、一次および二次始動回路から流出され、燃料残量は、チャネル２５、３５を介して収集器に排出される。始動インジェクタが燃料の供給を停止した後に該始動インジェクタから流出されると、コークス化（管の中の燃料の炭化）を回避することができ、それによって、インジェクタが自然に閉塞されることを防ぐ。

図１の実施形態によれは、各始動インジェクタ２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂは、インジェクタに対向して配置される点火プラグ２３ａ、２３ｂ、３３ａ、３３ｂと関連する。各点火プラグ２３ａ、２３ｂ、３３ａ、３３ｂには、高電圧電源を備える電気回路２４、３４から電気が供給される。各点火プラグは、燃焼室２において空気と燃料の混合気を点火する火花を生成するように設計される。

始動インジェクタ毎に１つの点火プラグがあると、火炎が主インジェクタに向かって広がるのに要する時間を低減し、したがって、最終的にはこの種の点火システムが設けられるターボシャフトエンジンの始動時間を低減することができる。

本発明は、説明された実施形態に限定されるものではない。特に、他の実施形態によれは、点火システムは、４つより多い始動インジェクタ、および／または異なる数の一次始動インジェクタおよび二次始動インジェクタを備えることができる。

Claims (8)

1. − 燃焼室（２）に通じており、燃焼開始段階中に前記室（２）に燃料を噴射するのに適している複数の始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）と、
   − 始動回路（６）と呼ばれる、前記始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）に燃料を供給するための回路と、
   − 前記燃焼室（２）に通じており、いったん前記燃焼が前記始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）によって開始されてしまうと燃焼を維持するように前記燃焼室（２）に燃料を噴射するのに適している複数の主インジェクタ（１２）と、
   を備える、航空機ターボシャフトエンジンの燃焼室（２）を点火するためのシステムであって、
   前記始動回路（６）が、
   − 一次始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ）と呼ばれる、前記複数の始動インジェクタの幾つかに燃料を供給するように設計される、一次始動回路（２０）と呼ばれる第１のサブ回路と、
   − 二次始動インジェクタ（３１ａ、３１ｂ）と呼ばれる、前記複数の他の始動インジェクタに燃料を供給するように設計される、二次始動回路（３０）と呼ばれる第２のサブ回路と、
   を備え、
   前記一次始動回路（２０）および前記二次始動回路（３０）が、それぞれ前記一次および二次始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）への燃料の供給を可能にするかまたは阻止するように制御ユニットによって制御されるのに適しているソレノイド始動弁（２２、３２）を各々備えることを特徴とする、点火システム。
2. 前記ソレノイド弁（２２、３２）が、順次または同時手順を使って前記制御ユニットによって制御され、手順が、前記航空機の飛行条件に従って選択されることを特徴とする、請求項１に記載の点火システム。
3. 前記ソレノイド弁（２２、３２）が、地上で、各始動回路がただ１回の飛行に対して起こり得る故障の休止を制限するように各飛行に対して交互に使用されるように、前記制御ユニットによって制御されることを特徴とする、請求項１または請求項２のいずれかに記載の点火システム。
4. 各始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ、３１ａ、３１ｂ）が、前記インジェクタに燃料を供給するためのレールと関連し、一次始動インジェクタの前記供給レールが、より迅速に燃料で充填されることができるように二次始動インジェクタの前記供給レールよりも少ない容積を有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点火システム。
5. 各始動インジェクタに対向して１つの点火プラグ（２３ａ、２３ｂ、３３ａ、３３ｂ）を備え、その点火プラグが、前記燃焼室（２）において燃料を点火するための火花を生成するのに適してい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点火システム。
6. ２つの一次始動インジェクタ（２１ａ、２１ｂ）および２つの二次始動インジェクタ（３１ａ、３１ｂ）を備え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点火システム。
7. 前記エンジンが、請求項１から６のいずれか一項に記載の前記燃焼室を点火するためのシステムを備えることを特徴とする、燃焼室を備えるターボシャフトエンジン。
8. 請求項７に記載の少なくとも１つのターボシャフトエンジンを備える、航空機。

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