JP2020001691A - 航空機のための電気的アーキテクチャ、当該アーキテクチャを備える航空機、および当該アーキテクチャを動作させるための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機のための電気的アーキテクチャ、当該アーキテクチャを備える航空機、および当該アーキテクチャを動作させるための方法を提供する。【解決手段】本発明は、航空機のためのアーキテクチャ、当該アーキテクチャを備える航空機、および当該アーキテクチャを動作させるための方法に関する。本発明によると、アーキテクチャは、２つの空調システム（１２、１４）と、２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）であって、それぞれが空調システム（１２、１４）の１つに供給することが意図される、２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）と、航空機の第１の主エンジン（４２Ｌ）を始動する少なくとも１つの第１の電気機械（２４Ｌ）とを備える。電気的アーキテクチャ（６０）は、２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）が同時に第１の電気機械（２４Ｌ）に供給することができるように構成される。【選択図】図５

Description

本発明は、航空機のためのアーキテクチャ、当該アーキテクチャを備える航空機、および当該アーキテクチャを動作させるための方法に関する。

航空学の分野では、現在、電気機器の数が増加し、それによって、機載電力の量が増加している傾向がある。飛行機は一般に、機載給電ネットワークによって電力を供給する多くの電気負荷、たとえば、空調システム、および飛行機の主エンジンを始動する働きをする電気機械を備える。これらの負荷は、主に多相交流電気機械を作動させる。これらの機械に供給される電気エネルギは、直流電流または交流電流の形態で電気エネルギを提供する機載ネットワークに接続された電力コンバータから来る。機載ネットワークは、たとえば、発電機、蓄電池、または、飛行機の外部にあり、空港に駐機されているときに飛行機への電気の供給を可能にする給電ネットワークに接続するための手段さえ備えてもよい。飛行機は、多くの場合、５４０Ｖの直流回路網、および／あるいは、１１５Ｖまたは２３０Ｖ、４００Ｈｚの交流回路網を搭載している。

機載機器は非常に多様であり、そのエネルギ消費量は経時的に大きく変化する。一例として、空調システムはほぼ恒常的に運転され、一方、主エンジンを始動する働きをする電気機械は、離陸前の非常に短い時間だけ作動する。

電力コンバータは、機載ネットワークからエネルギを受け取り、それを負荷の電力および周波数要件に一致する多相交流エネルギに変換する。このコンバータと負荷との対応は、多くの場合、負荷に対する専用コンバータの実施を必要とする。

関連する負荷が同時に作動していないときにコンバータを相互的にする努力がなされてきた。しかしながら、空調システムは常に運転していなければならず、演繹的に、他の負荷のための関連するコンバータを使用して、これらのシステムの運転を中断することが可能であるとは思えない。さらに、コンバータを相互的にするために、このコンバータで供給できるさまざまな負荷が、類似した電力を消費することが好ましい。実際、複数の負荷が単一のコンバータに関連付けられると、最も消費電力の大きな負荷に応じてコンバータを設計する必要がある。

本発明は、同じではない負荷、特に、空調システム、および主エンジンを始動する働きをする電気機械のためにコンバータを使用するように、コンバータを相互的にすることを目的とする。本発明は、複数のコンバータを有する任意の種類の航空機で実施されてもよい。

そのために、本発明は、２つの空調システムと、２つのコンバータであって、それぞれが空調システムの１つに供給することが意図される、２つのコンバータと、航空機の第１の主エンジンを始動する少なくとも１つの第１の電気機械とを備える、航空機のための電気的アーキテクチャに関する。本発明によると、電気的アーキテクチャは、２つのコンバータが同時に第１の電気機械に供給することができるように構成される。

有利なことには、２つのコンバータのそれぞれは、少なくとも２つのインバータを備える。アーキテクチャは、インバータの少なくとも２つの第１のインバータを連結する働きをするカプラをさらに備える。電気機械は、カプラで供給することができる主巻線と、インバータの第２のインバータによって供給することができるエキサイタ巻線とを備える。

有利なことには、所定の高度より低い位置で、２つのコンバータは、２つの空調システムのうちの１つにだけ供給するように構成される。

有利なことには、各コンバータのインバータは、空気再循環ファンに供給してもよい。

有利なことには、コンバータの少なくとも１つのインバータは、航空機の車輪を動かすための電気モータに供給してもよい。

電気的アーキテクチャは、航空機の第２の主エンジンを始動する第２の電気機械を備えてもよい。有利なことには、電気的アーキテクチャは、２つのコンバータが同時に第１の電気機械または第２の電気機械に供給することができるように構成される。

有利なことには、アーキテクチャは、２つのコンバータのうちの第１のコンバータと関連付けられた第１のドライバモジュールと、２つのコンバータのうちの第２のコンバータと関連付けられた第２のドライバモジュールと、第１のドライバモジュールと第２のドライバモジュールとの通信を可能にするバスとを備える。さらに、アーキテクチャは、第１の電気機械の併給中、第１のコンバータおよび第１のドライバモジュールをマスタにするように構成され、第２のコンバータおよび第２のドライバモジュールはスレーブである。アーキテクチャは、第２の電気機械の併給中、第２のコンバータおよび第２のドライバモジュールをマスタにするように構成され、第１のコンバータおよび第１のドライバモジュールはスレーブである。

有利なことには、アーキテクチャは、補助動力装置と、補助動力装置を始動するための電気機械とを備える。さらに、電気的アーキテクチャは、２つのコンバータが補助動力装置を始動するための電気機械に供給することができるように構成される。

有利なことには、アーキテクチャは、電気エネルギを蓄積するための少なくとも１つの電池を備える。さらに、補助動力装置を始動するための電気機械は、コンバータを介して、電池によって供給される。

本発明は、本発明による電気的アーキテクチャを備える航空機にも関する。

本発明は、本発明による、電気的アーキテクチャを動作させるための方法にも関し、第１および第２の電気機械は、モータまたは発電機としての動作を可能とするように構成されて、２つのコンバータに供給することを可能にし、当該方法は、第１の電気機械が発電機として動作するまで、第１の主エンジンを始動するように、モータとして動作する第１の電気機械に供給することと、第１の主エンジンから機械エネルギを受け取ることであって、次いで、第１の電気機械が２つのコンバータに供給する、受け取ることとを含み、次いで、第２の主エンジンを始動するために、モータとして動作する第２の電気機械に供給することを含むことを特徴とする。

有利なことには、補助動力装置を始動するための電気機械は、モータまたは発電機としての動作を可能とするように構成されて、２つのコンバータに供給することを可能にし、当該方法は、補助動力装置を始動するための電気機械になるまで、電池から補助動力装置を始動するために、モータとして動作する補助動力装置を始動するための電気機械に供給することと、２つのコンバータに供給する発電機として動作する前記補助動力装置から機械エネルギを受け取ることとを含む。当該方法は、次いで、第１の主エンジンを始動するために、モータとして動作する第１の電気機械に供給することを含む。

有利なことには、当該方法は、補助動力装置が始動したあと、第１の電気機械による第１の主エンジンの始動の前に、航空機の車輪を動かすために電気モータに供給することを含む。

一例として提供される１つの実施形態の、説明が添付の図面に示されている詳細説明を読むと、本発明はよりよく理解され、さらなる利点が明らかになるであろう。

航空機の電気的アーキテクチャの第１の実施形態を示す。 航空機の電気的アーキテクチャの第１の実施形態を示す。 航空機の電気的アーキテクチャの第２の実施形態を示す。 航空機の電気的アーキテクチャの第２の実施形態を示す。 双発ジェット機の電気的アーキテクチャを概略的に示す。 図５のアーキテクチャを使用した例示的な方法を示す。 航空機の空調システムに供給することが可能である２つの変形形態を示す。 航空機の空調システムに供給することが可能である２つの変形形態を示す。 磁気カプラの例を示す。 電気的アーキテクチャのコンバータの駆動を示す。

明瞭さのために、同じ要素は、それぞれの図において同じ参照番号を有する。

図１は、２つの空調システム１２および１４を備える飛行機の例示的な電気的アーキテクチャ１０を示す。これらのシステムは、ＥＣＳ（環境制御システム）とも呼ばれる。これらの２つのシステムは、飛行機の客室における空気の温度を管理する働きをする。アーキテクチャは、２つのコンバータ１６および１８も備え、それぞれが、空調システム１２および１４のそれぞれ１つに供給することが意図されている。２つのコンバータ１６および１８は、交流バス２０によって供給される。伝統的に、従来は１１５Ｖ、４００Ｈｚのバス、より最近は２３０Ｖ、４００Ｈｚのバスは、大きな飛行機上にある。これらのバスは、多くの場合、ＨＶＡＣ（高電圧交流）バスと呼ばれている。飛行機が空港の地上にあるとき、ＨＶＡＣバスは、飛行機の外部にある地上電源によって供給することができる。アーキテクチャ１０は、変圧器または単巻変圧器２２を備えてもよく、それは地上電源によって提供される電圧をＨＶＡＣバスの電圧に一致させる働きをする。飛行中、ＨＶＡＣバスは、飛行機の主発電機によって供給されてもよい。発電機２４は図１に示されている。これらの発電機は一般に、飛行機の主エンジンに連結された電気機械である。ＨＶＡＣバスはまた、補助動力装置（すなわち、ＡＰＵ）によって供給されてもよい。ＡＰＵは、飛行機の燃料を使用し、地上で、特に、空港が地上電源を有しないときに、または、飛行中、主発電機が停止されたときの給電の中断を回避するように着陸する前に、頻繁に使用される。

コンバータ１６および１８のそれぞれは、ＨＶＡＣバスの電圧および周波数を空調システム１２および１４に一致させる働きをする。より一般的には、コンバータ１６および１８は、空調システム１２および１４に供給するために、機載ネットワークから電力を受ける働きをする。機載ネットワークは、示される例のようにＡＣネットワークでもよく、またはＤＣネットワークでもよい。

コンバータ１６および１８の各１つは、関連する空調システムに供給するために働く少なくとも１つのインバータを備える。示される例において、コンバータ１６はインバータ２６を備え、コンバータ１８はインバータ２８を備える。従来、インバータ２６および２８は三相インバータである。本発明は、相の数にかかわらず、使用することができる。インバータ２６および２８の各１つは、ＨＶＤＣ（高電圧直流）バスのそれぞれ３０および３２と呼ばれるＤＣバスからエネルギを受け取る。２７０ＶのＤＣバスまたは５４０ＶのＤＣバスは航空機上で頻繁に見られる。他のＤＣ電圧は、本発明の文脈内で、当然、採用されてもよい。各コンバータ１６および１８は、整流器のそれぞれ３４および３６を備えてもよく、整流器３４および３６は、ＨＶＡＣバス２０からエネルギを受け取り、それぞれのＨＶＤＣバス３０または３２に供給する。各コンバータは、特に、インバータ２６および２８の出力で、かつ／または、整流器３４および３６の入力で、フィルタ要素を備えてもよい。

各コンバータ１６および１８は、第２のインバータのそれぞれ３８および４０を備えてもよく、第２のインバータ３８および４０は、そのコンバータのＨＶＤＣバスによって供給され、航空機の他の負荷へ供給する働きをする。所定のコンバータの２つのインバータは、異なる大きさでもよい。図１に示される例において、コンバータ１６については、インバータ２６は、インバータ３８によって出力される電力よりも大きい電力を出力してもよい。同様に、コンバータ１８については、インバータ２８は、インバータ４０によって出力される電力よりも大きい電力を出力してもよい。それぞれのインバータは単方向でもよく、飛行機の負荷に供給することを可能にする。インバータは双方向でもよく、たとえば、負荷が次に発電する可能性がある場合はそうである。特に、双方向インバータは、時には電気エネルギを生成することが可能である電池または負荷を接続するのに使用されてもよい。

本発明は、コンバータごとに２つのインバータに限定されない。要件に応じて、コンバータ１６および１８の各１つに、２つより多いインバータがあってもよい。

コンバータ１６および１８は、他の終端で使用されてもよく、特に、飛行機の主エンジンを始動するために使用されてもよい。たとえば、飛行機が２つの主エンジンを有するとき、これらのそれぞれには、モータとして動作し、エンジンを始動する働きをする電気機械が割り当てられる。電気機械は可逆的でもよい。換言すれば、電気機械は、関連するエンジンが作動中であるとき、図１に示される発電機２４などの発電機としても作動してもよい。

図２において、電気機械２４は、飛行機の主エンジン４２のうちの１つを始動するためのモータモードで示されている。本発明によると、２つのコンバータ１６および１８は同時に電気機械２４に供給する。実際、コンバータ１６および１８は、それぞれが空調システムの１つに供給するように寸法を決められる。飛行機の主エンジンを始動する働きをする電気機械に供給するために、２つのコンバータ１６および１８が同時に使用され、それにより、これらのコンバータは、１つのみで電気機械２４に供給できなければならない場合のような大型である必要はない。

飛行機は一般に、いくつかの主エンジンを備え、概して、大きな飛行機は２つまたは４つの主エンジンを備える。エンジンは、連続して始動させることができる。より正確には、コンバータ１６および１８は、飛行機のＡＰＵまたは電池からのエネルギを使用して、第１の主エンジンに割り当てられた第１の電気機械２４に供給する。第１のエンジンが始動されると、その関連する電気機械は、ＨＶＡＣバスに供給するために、電流を生成することができる。そのとき初めて、コンバータ１６および１８は、第１の主エンジンの電気機械２４から分離され、飛行機のすべてのエンジンが始動するまで、飛行機の第２の主エンジンに割り当てられた別の電気機械などに接続される。エンジンを始動するこのフェーズの間、空調システム１２および１４は供給されない。客室の熱慣性により、約１分であるこの短い供給中断は許容可能である。

電気機械２４は、２つの別々の巻線、主巻線２４−１およびエキサイタ巻線２４−２を備えてもよい。主巻線２４−１は、エキサイタ巻線２４−２より非常に多くの電力を必要とする。示される例において、２つのインバータ２６および２８は、主巻線２４−１に供給するように結合される。一方、エキサイタ巻線２４−２は、インバータ３８が出力する電力のみ必要とする。２つのインバータ２６および２８の結合は、磁気カプラ４３によって提供されてもよい。

電気的アーキテクチャ１０は、図１の運転モードから図２の運転モードへ移行する働きをする制御された接触器（図示せず）を備える。

図１の運転モードでは、インバータ２６および２８のみが、空調システム１２および１４に供給するために使用される。インバータ３８および４０は、空気再循環ファン４４および４５などの、航空機の他の負荷に供給するために使用されてもよい。主エンジンの始動中、ファン４４および４５は一時的に供給されない。

図３および４は、電気的アーキテクチャ４７が参照番号４６および４８の２つのコンバータも備える、本発明の第２の実施形態を示す。コンバータ４６は、ＨＶＡＣバス２０によって供給されるＨＶＤＣバス３０および整流器３４を含む。同様に、コンバータ４８は、ＨＶＡＣバス２０によって供給されるＨＶＤＣバス３２および整流器３６を含む。コンバータ４６および４８の各１つにおいて、ＨＶＤＣバスはそれぞれ、コンバータ４６については５０および５２、コンバータ４８については５４および５６の２つのインバータに供給する。図１および２の実施形態とは対照的に、図３および４では、所定のコンバータの２つのインバータは同一である。より詳細には、それらは、同じ公称電力を出力するように意図される。

図３では、図１のように、コンバータ４６および４８のそれぞれは、空調システム１２および１４のうちの１つに供給する。コンバータ４６については、２つのインバータ５０および５２は、空調システム１２に供給するために結合される。同様に、コンバータ４８については、２つのインバータ５４および５６は、空調システム１４に供給するために結合される。インバータは、インバータと関連する空調システムとの間に配置される磁気カプラによって結合されてもよい。あるいは、各インバータの相の数の２倍に等しい相の数を有している電気機械を備える空調システムを実装することが可能である。

図１の実施形態に関しては、コンバータ４６および４８の少なくとも１つは、飛行機の車輪を動かすための電気モータなどの、飛行機の他の負荷に供給してもよい。

図４では、図２のように、コンバータ４６および４８は電気機械２４に供給する。示される例において、インバータ５２、５４、および５６は、主巻線２４−１に供給するように結合される。一方、エキサイタ巻線２４−２は、インバータ５０が出力する電力のみ必要とする。

図５は、双発飛行機の例示的な電気的アーキテクチャ６０を概略的に示す。飛行機の２つの主エンジンは、右のエンジンのための参照番号４２Ｒと、左のエンジンのための４２Ｌとを有する。一般に、ＲまたはＬの添字は、右または左のエンジンとのそれらの好ましい関係に応じて、上記の参照番号のために使用される。３つまたは４つのエンジンの飛行機にこのアーキテクチャを拡張することは、当然可能である。

ここで、参照番号６２Ｌおよび６２Ｒを有する２つのコンバータがある。コンバータ６２Ｌは、ＨＶＡＣバス２０Ｌによって供給されるＨＶＤＣバス３０Ｌおよび整流器３４Ｌを含む。同様に、コンバータ６２Ｒは、ＨＶＡＣバス２０Ｒによって供給されるＨＶＤＣバス３０Ｒおよび整流器３４Ｒを含む。ＨＶＡＣバス２０Ｌおよび２０Ｒは、一緒に上記のＨＶＡＣバス２０を形成するために接続されてもよい。２つのＨＶＡＣバス２０Ｌと２０Ｒとの間の接続は、恒久的でもよく、または、特に使用中、制御可能でもよく、それにより、バスの１つと関連付けられ、飛行機の右または左の機器のすべてに伝わる可能性がある構成要素の故障が発生した場合に、ＨＶＡＣバス２０Ｌおよび２０Ｒを分離することが可能である。

上記のように、アーキテクチャ６０は、飛行機が地上にあるとき、地上電源に接続されてもよい。接続は、ＨＶＡＣバス２０Ｌおよび２０Ｒの１つを介して、場合によっては、変圧器または単巻変圧器２２を介して確立される。図５において、変圧器２２はＨＶＡＣバス２０Ｒに接続されている。接続はＨＶＡＣバス２０Ｌで確立することもできる。

コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒの各１つにおいて、ＨＶＤＣバスはそれぞれ、コンバータ６２Ｌについては６４Ｌおよび６６Ｌ、コンバータ６２Ｒについては６４Ｒおよび６６Ｒの２つのインバータに供給する。所定のコンバータの２つのインバータは、図１および２の実施形態のように異なってもよく、または、図３および４の実施形態のように同じでもよい。さらに、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒのそれぞれは、基本のＤＣ−ＤＣコンバータのそれぞれ６８Ｌおよび６８Ｒを備えてもよく、ＤＣ−ＤＣコンバータのそれぞれ６８Ｌおよび６８Ｒは、電池のそれぞれ７０Ｌおよび７０Ｒから、場合によっては、低電圧直流（ＬＶＤＣ）バスのそれぞれ７２Ｌおよび７２Ｒを介して、エネルギを充電または引き込むことができる。

各主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒは、電気機械のそれぞれ２４Ｌおよび２４Ｒを割り当てられ、電気機械２４Ｌおよび２４Ｒは、関連する主エンジンを始動するためのモータとして作動することができ、かつ、ＨＶＡＣバス２０Ｌまたは２０Ｒに供給する発電機として作動することができる。

飛行機は、補助動力装置（ＡＰＵ）、および、ＡＰＵを始動するための電気機械７４を備えてもよい。電気機械２４Ｌおよび２４Ｒの場合のように、電気機械７４は、ＡＰＵを始動するためのモータとして作動してもよく、あるいは、ＡＰＵが始動されると、たとえば、ＨＶＡＣバス２０Ｌまたは２０Ｒの１つで、電気的アーキテクチャ６０に供給するために、発電機として作動してもよい。電気機械７４は代わりに、アーキテクチャ６０の別の点、たとえば、ＨＶＤＣバス３０Ｌまたは３０Ｒの１つで、または、ＬＶＤＣバス７２Ｌまたは７２Ｒの１つで接続されてもよい。

図５は、電気機械２４Ｌまたは２４Ｒの一方または他方へ供給する働きをする磁気カプラ４３も示す。一般に、ＡＰＵの始動に必要な電力は、主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒの始動に必要な電力よりも小さい。ＡＰＵを始動するための電気機械７４に供給するために、単一のインバータのみ使用することが可能である。あるいは、ＡＰＵの始動に必要な電力を必要とする場合、電気機械７４に供給するために、カプラ４３を複数のインバータを一緒に結合するために使用してもよい。

アーキテクチャ６０は、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒによってそれぞれ供給される空調システム１２および１４も含む。

２つの空調システムを備える多数の飛行機で、飛行中、これらを両方とも使用しないことが可能である。より詳細には、所定の高度以下で、２つの空調システムのうちの１つだけを使用することが好都合である可能性がある。保持された空調システムに供給するために、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒの一方のみを使用することが可能である。この状況において、２つのコンバータのうちの他方は空調のために使用されない。あるいは、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒの使用のバランスをとることは好都合である。次いで、結合された２つのコンバータを使用して、保持された空調システムに供給することは望ましい。専用カプラを使用して、または、主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒが始動したあと、もはや使用されていないカプラ４３を再使用することによって、結合することができる。

地上で移動するために、特に、駐機場から滑走路まで、２つの駐機場の間で、または、滑走路から駐機場まで移動するために、飛行機は一般に、その主エンジンである、燃料を動力源とするターボファンまたはターボプロップを使用する。これらのエンジンは、汚染および騒音の不快なレベルを生み出す。地上での移動のために、飛行機が移動できるように、その車輪を動かすことができる電気モータを有する飛行機の着陸装置を備えることが可能である。図５は、着陸装置７８を動かす電気機械７６を示す。この場合、電気機械７６はインバータ６４Ｌによって供給される。複数のインバータを使用して電気機械７６に供給することは、当然可能である。さらに、たとえば、着陸装置７８の車輪にブレーキをかけるために、電気機械７６を発電機として使用することができる。その場合、電気機械７６が接続されるインバータは、モータまたは発電機のいずれかとしての電気機械７６の運転モードに応じて、エネルギを供給または回収するように可逆的である。

図５において、さまざまな機器を、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒに接続することができる。飛行機上のその他の機器も、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒに接続可能である可能性もある。この機器は、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒにすべてが恒久的には接続されていない。接触器（図示せず）は、機器の１つまたは複数の要素を接続する働きをする。機器のさまざまな要素の接続は、飛行機のミッション中、経時的に変化する。たとえば、地上滑走中、飛行機の車輪を動かすための１つまたは複数の電気モータに供給するために、空調システム、この場合には空調システム１２の少なくとも１つへの供給を中断することが可能である。

図６は、図５のアーキテクチャを採用する例示的な方法を示し、飛行機のミッションの方法のさまざまな段階は互いに代わってもよい。

飛行機がその駐機場で静止しているとき、飛行機は一般に、地上電源によって供給され、ＨＶＡＣネットワーク２０Ｌおよび２０Ｒは、変圧器２２を介してエネルギを受け取る。第１のステップ８０では、空調システム１２または１４の少なくとも１つが供給される。乗客が飛行機に搭乗している間、空調は特に有用である。

搭乗が終わると、飛行機は、その駐機場を離れることができなければならない。次いで、地上電源は切り離され、ステップ８２で、補助動力装置ＡＰＵが始動される。ＡＰＵの始動は、その切離しの前に地上電源から、あるいは、電池７０Ｌおよび／または７０Ｒから、エネルギを受けることによって行うことができる。ＡＰＵの始動は、２つのコンバータ６２Ｒまたは６２Ｌのうちの１つだけを必要とする可能性がある。この場合、空調ユニット１２または１４の１つへの供給を維持することが可能である。空調ユニット１４のための供給は、ステップ８４によって示される。あるいは、ステップ８２の間、空調ユニット１２および１４の一方または両方への供給を中断することが可能である。ＡＰＵの始動は通常、約１分かかる可能性がある。この経過時間の間、客室の慣性は、許容可能なままである乗客快適性の劣化には十分である。

ＡＰＵの始動後、飛行機は、滑走路に移動することができなければならない。最近の飛行機では、この地上滑走は、着陸装置７８を動かす１つまたは複数の電気機械７６によって行うことができる。１つまたは複数の電気機械７６はステップ８６で動かされる。１つまたは複数の電気機械７６は、２つのコンバータ６２Ｌまたは６２Ｒのうちの１つだけを使用してもよい。他のコンバータは、空調システム１２または１４の１つに供給するのに使用されてもよい。空調システムの１つに供給し、同時に、１つまたは複数の電気機械７６に供給することは、図５のステップ８８によって示される。あるいは、１つまたは複数の電気機械７６が、運転するためにコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒの両方を必要とする場合、２つの空調システム１２および１４の運転を一次停止することが可能である。その場合、ステップ８８は省略される。

主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒは、離陸前に連続して始動される。より正確には、モータとして動作する電気機械２４Ｌが、主エンジン４２Ｌを始動する。この始動は、図６のステップ９０によって表される。始動後、主エンジン４２Ｌは、次に発電機として動作する電気機械２４Ｌを駆動してもよく、次いで、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒに供給してもよい。

次いで、モータとして動作する電気機械２４Ｒが、主エンジン４２Ｒを始動し、それはステップ９２によって図５に示されている。すでに述べたように、始動後、主エンジン４２Ｒは、次に発電機として動作して、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒに供給する電気機械２４Ｒを駆動してもよい。

従来、双発飛行機では、左の主エンジンは、右の主エンジンより前に始動される。飛行機の左または右への配置は純粋に慣例の問題である。当然、本発明の範囲から逸脱することなく、左の主エンジンの前に右の主エンジンを始動することが可能である。

ステップ９０および９２では、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒは、２つの主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒを連続して始動するのに使用される。ステップ９０および９２の間、空調システム１２および１４は、もはや供給されない。２つの主エンジン４２Ｌおよび４２Ｒの始動後、空調システム１２および１４への供給は再開される。

２つの空調システム１２および１４への供給を切り離すことが可能である。２つのシステムのうちの１つのみ、たとえば、空調システム１２は、ステップ９４の間、供給される。上記のように、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒが空調システム１２に同時に供給するように、カプラ４３が使用されてもよい。次いで、飛行機がステップ９６の間に所定の高度に到達すると、空調システム１２および１４の両方が、それぞれコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒのうちの１つによって供給される。

図７ａおよび７ｂは、空調システムのうちの１つ、たとえば、システム１２に供給することが可能であり、空調システム１４は供給されない２つの変形形態を示す。空調システムのうちの１つにだけ供給することは、ステップ８４、８８、および９４で行うことができる。図７ａでは、空調システム１２は、磁気カプラ４３を使用してインバータ６４Ｌおよび６６Ｒによって供給される。インバータ６４Ｌおよび６６Ｒの相の数が、空調システム１２の電気機械、特に、圧縮機を駆動する電気機械の相の数と同じであるとき、磁気カプラの使用は好都合である。従来、三相でもあるインバータで次に動作する三相電気機械を実行する。図７ａでは、コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒの各１つのインバータが、空調システム１２に供給するために使用される。これは、ＨＶＡＣネットワーク２０Ｌおよび２０Ｒのバランスをとることを可能にする。あるいは、ＨＶＡＣネットワーク２０Ｌおよび２０Ｒのバランスをとる必要がないとき、または、空調システム１２のために使用されないインバータがバランスを提供する他の負荷のために使用されるとき、所定のコンバータの２つのインバータを使用して、空調システム１２に供給することが可能である。

図７ｂでは、２つのインバータ６４Ｌおよび６６Ｒは、磁気カプラなしで空調システム１２に直接供給する。この変形形態は、空調システム１２の電気機械の相の数がインバータ６４Ｌおよび６６Ｒの相の数の２倍であるとき、好都合である。たとえば、インバータは三相でもよく、そして、空調システム１２の電気機械は六相でもよく、それはカプラで分配することを可能にする。

図７ａおよび７ｂの２つの変形形態は、図３および４に示されるコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒを実行する。図１および２に示されるコンバータ１６および１８を使用するこれらの２つの変形形態を実行することも可能である。

さらにまた、図７ａおよび７ｂのその両方の変形形態では、航空機の他の負荷に供給するために、空調システム１２に供給するために使用されないそれらのインバータを使用することが可能である。

図８は、複数のインバータ、さらに詳細には、各インバータの相の結合に好適である磁気カプラ４３の例を示す。図８のカプラは、インバータが多相であるとき、相の各１つのために複製される。

ここでＯ１、Ｏ２、およびＯ３と表示された各インバータの相と直列に、インダクタは接続される。図８は、３つのインダクタＬ１、Ｌ２、およびＬ３を示す。インダクタの数は、結合されるインバータの数に応じて適合される。インバータＯ１、Ｏ２、およびＯ３に接続されていないインダクタＬ１、Ｌ２、およびＬ３の端子は互いに接続されて、電気機械に供給することが意図される、空調システム１２または主巻線２４−１のカプラ出力相などのカプラ出力相Ｐを形成する。１つまたは複数の接触器Ｋは、カプラ４３によって供給される負荷の要件に応じて、インダクタＬ１、Ｌ２、およびＬ３を互いに一時的に接続する働きをする。図８はスイッチＫを示す。スイッチの任意の組合せが、望ましい結合を提供するために実行されてもよい。

図９は、コンバータの駆動を示す。この駆動は、電気的アーキテクチャのさまざまな実施形態で実行することができる。前述のように、駆動は、図３および４に示されるコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒに関して示される。図１および２に示されるコンバータ１６および１８のためにこの駆動を実行することも可能である。

各コンバータ６２Ｌおよび６２Ｒと、さらに詳細には、各インバータと関連付けられるパルス幅変調器ＰＷＭは、インバータの各１つの電子スイッチを開閉するために、バイナリ命令を出力する。ＰＷＭ変調器１００Ｌは、コンバータ６２Ｌと関連付けられて、インバータ６４Ｌおよび６６Ｌを駆動する。ＰＷＭ変調器１００Ｒは、コンバータ６２Ｒと関連付けられて、インバータ６４Ｒおよび６６Ｒを駆動する。各コンバータは、さまざまインバータに属する電子スイッチのゲートに直接、接続される閉制御（図示せず）を備えてもよい。閉制御は、変調器１００Ｌおよび１００Ｒによって出力されるバイナリ命令に基づいて、スイッチの好適な信号を生成する。

パルス幅変調器１００Ｌおよび１００Ｒのそれぞれの上流で、電気的アーキテクチャは、インバータの電流帰還モジュールのそれぞれ１０２Ｌおよび１０２Ｒを備える。電流センサは、各インバータからの出力電流を測定し、この測定値をそれぞれのモジュール１０２Ｌまたは１０２Ｒに送信する。電流センサは、対応するインバータの下流の、コンバータに配置されるフィルタ要素に配置されてもよい。電流センサは、相の１つで、または、対応するインバータの各相で同時に、その測定を実行してもよい。モジュール１０２Ｌまたは１０２Ｒおよび１つまたは複数の関連する電流センサは、電流ループと呼ばれるフィードバックループを形成し、電流設定値のそれぞれ１０４Ｌまたは１０４Ｒを受信する。各モジュール１０２Ｌまたは１０２Ｒは、対応するインバータで出力される電流が電流設定値１０４Ｌおよび１０４Ｒに従うために、ＰＷＭ変調器の各１つにデューティサイクルを出力する。

モジュール１０２Ｌおよび１０２Ｒの各１つの上流で、アーキテクチャは、インバータで供給される負荷の動作のためのフィードバックモジュールを備える。図９では、これらのモジュールはそれぞれ、参照番号１０６Ｌおよび１０６Ｒを有する。各モジュール１０６Ｌおよび１０６Ｒと関連付けられる、１つまたは複数の動作センサは、インバータの各１つによって供給される負荷の動作の特性であるパラメータを測定する。これは、たとえば、モータの回転速度またはそれが出力するトルクでもよい。図９において、動作センサは、参照番号１０８Ｌおよび１０８Ｒをそれぞれ有する。インバータで供給できる各負荷はその独自の動作センサを有し、関連するセンサへのモジュール１０６Ｌおよび１０６Ｒの接続は、インバータで供給される負荷に応じて変化する。

モジュール１０６Ｌまたは１０６Ｒおよびその関連するセンサ１０８Ｌおよび１０８Ｒは、負荷ループと呼ばれるフィードバックループを形成し、負荷１１０Ｌまたは１１０Ｒの動作設定値を受信する。負荷ループは、負荷１２の動作に特有であるパラメータが負荷の動作のための設定値１１０Ｌまたは１１０Ｒに従うように、電流設定値１０４Ｒまたは１０４Ｌを修正する。

各モジュール１０６Ｌおよび１０６Ｒの上流で、アーキテクチャは、モード選択モジュールのそれぞれ１１２Ｌおよび１１２Ｒを備えてもよい。このモジュールは、負荷の動作を定義する高レベル設定値を受信する。たとえば、主エンジンと関連付けられる電気機械２４については、設定値は、電気機械２４が、ＨＶＡＣネットワークに供給するために発電機として動作するか、関連する主エンジンを始動する働きをするモータとして動作するかを定義することができる。発電機モードでは、高レベル設定値は、たとえば、発電機が供給しなければならない電圧を定義してもよい。

この設定値は、航空機のコックピットと主エンジンとの間をインタフェースする主エンジン管理システムから生じてもよい。管理システムは、多くの場合、ＦＡＤＥＣ（「全自動デジタルエンジンコントロール（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ）」）と呼ばれる。エンジン管理システムは、フライトコントロールを介してパイロットによって設定される出力要求に応じて、特に、エンジンのタービンへの燃料噴射を管理する。設定値は、ＧＣＵ（「ゼネレータコントロールパネル（Ｇｅｎｅｒａｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｕｎｉｔ）」）と呼ばれる航空機の発電機を管理するためのシステムから同様に生じてもよい。

図９において、モジュール１０６Ｌおよび１１２Ｌは実線で示され、モジュール１０６Ｒおよび１１２Ｒは破線で表される。さらに、図９は、さまざまなモジュール１００Ｌ、１００Ｒ、１０２Ｌ、１０２Ｒ、１０６Ｌ、１０６Ｒ、１１２Ｌ、および１１２Ｒが接続されたバス１２０を示す。モジュール１０６Ｒおよび１１２Ｒの破線の描写は、２つのコンバータ６２Ｌおよび６２Ｒが所定の負荷、たとえば、電気機械２４Ｌまたは空調システム１２に同時に供給するという事実を示す。

本作動モードでは、供給された負荷と関連付けられたセンサ１０８Ｌのみが、動作フィードバックモジュール１０６Ｌにのみ送信される測定値を提供する。電流設定値１０４Ｌはモジュール１０６Ｌによって出力される。一方、モジュール１０６Ｒは作動していない。電流設定値１０４Ｒは、モジュール１０６Ｌによっても生成されて、バス１２０を介してモジュール１０２に送信される。

ＰＷＭ変調器１００Ｌはまた、関連するインバータがより容易に結合できるために、情報、特に同期設定をＰＷＭ変調器１００Ｒに送信してもよい。

２つのエンジン４２Ｌおよび４２Ｒの始動は、ステップ９４および９６で連続して行われる。航空機の電気的アーキテクチャにおいてただ１つのモジュールを有するように、モジュール１０６Ｒおよび１０６Ｌを相互的にすることは可能である。しかしながら、航空機の左の機器と右の機器との間のクロスオーバーを回避することは好都合である。よって、各コンバータは、そのモジュール１０６ＲまたはＬ、および、１１２ＲまたはＬを有する。電気機械２４Ｒの供給中、モジュール１０６Ｒおよび１１０Ｒは動作中であり、それらの設定値およびそれらの同期設定を、バス１２０を介して、電流帰還モジュール１０２ＬおよびＰＷＭ変調器１００Ｌに送信する。

コンバータを駆動するために、さまざまなモジュールへの提案された分割が一例としてのみ提供されている。他の分割またはフィードバックループが現れてもよい。コンバータの各１つと関連付けられるさまざまなモジュールの間の機能的区別は、本発明の範囲から逸脱することなく変えてもよい。

より一般的には、航空機の左の負荷、特に、左の主エンジン４２Ｌまたは左の空調システム１２に供給するとき、左のコンバータ６２Ｌおよびその駆動手段はマスタとして動作する。右のコンバータ６２Ｒおよびその駆動手段は、左の負荷への供給に寄与するとき、スレーブとして動作する。逆に、航空機の右の負荷に供給するとき、右のコンバータ６２Ｒおよびその駆動手段はマスタとして動作し、一方、左のコンバータ６２Ｌおよびその駆動手段は、右の負荷への供給に寄与するとき、スレーブとして動作する。

１０、４７、６０ 電気的アーキテクチャ
１２、１４ 空調システム
１６、１８、４６、４８、６２Ｌ、６２Ｒ コンバータ
２４、２４Ｌ、２４Ｒ、７４ 電気機械
２４−１ 主巻線
２４−２ エキサイタ巻線
２６、２８、３８、４０、５０、５２、５４、５６、６４Ｌ、６４Ｒ、６６Ｌ、６６Ｒ インバータ
４２、４２Ｌ、４２Ｒ 主エンジン
４３ カプラ
４４、４５ 空気再循環ファン
７０Ｌ、７０Ｒ 電池
７６ 電気モータ
７８ 車輪
１００Ｌ、１００Ｒ、１０２Ｌ、１０２Ｒ、１０６Ｌ、１０６Ｒ、１１２Ｌ、１１２Ｒ ドライバモジュール
１２０ バス
ＡＰＵ 補助動力装置

Claims (12)

1. 航空機のための電気的アーキテクチャであって、
   ２つの空調システム（１２、１４）と、
   ２つのコンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）であって、それぞれが前記空調システム（１２、１４）の１つに供給することが意図される、２つのコンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）と、
   前記航空機の第１の主エンジン（４２；４２Ｌ）を始動する少なくとも１つの第１の電気機械（２４；２４Ｌ）と
   を備える、電気的アーキテクチャにおいて、
   前記２つのコンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）が同時に前記第１の電気機械（２４；２４Ｌ）に供給することができるように、前記電気的アーキテクチャ（１０；４７；６０）が構成され、
   前記２つのコンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）のそれぞれが、２つのインバータ（２６、２８、３８、４０；５０、５２、５４、５６；６４Ｌ、６６Ｌ、６４Ｒ、６６Ｒ）を備え、
   前記アーキテクチャ（１０；４７；６０）が、前記インバータの少なくとも２つの第１のインバータを連結する働きをするカプラ（４３）をさらに備え、
   前記電気機械（２４）が、
   前記カプラ（４３）で供給することができる主巻線（２４−１）と、
   前記インバータの第２のインバータよって供給することができるエキサイタ巻線（２４−２）と
   を備える
   ことを特徴とする電気的アーキテクチャ。
2. 所定の高度より低い位置で、前記２つのコンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）が、前記２つの空調システム（１２、１４）のうちの１つにだけ供給するように構成される
   ことを特徴とする、
   請求項１に記載の電気的アーキテクチャ。
3. 各コンバータ（１６、１８；４６、４８；６２Ｌ、６２Ｒ）のインバータが、空気再循環ファン（４４、４５）に供給してもよい
   ことを特徴とする、
   請求項１または２に記載の電気的アーキテクチャ。
4. 前記コンバータ（６２Ｌ）の少なくとも１つのインバータ（６４Ｌ）が、前記航空機の車輪（７８）を動かすための電気モータ（７６）に供給してもよい
   ことを特徴とする、
   請求項１〜３のいずれか一項に記載の電気的アーキテクチャ。
5. 前記電気的アーキテクチャが、前記航空機の第２の主エンジン（４２Ｒ）を始動する第２の電気機械（２４Ｒ）を備え、
   前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）が同時に前記第１の電気機械（２４Ｌ）または前記第２の電気機械（２４Ｒ）に供給することができるように、前記電気的アーキテクチャ（６０）が構成される
   ことを特徴とする、
   請求項１〜４のいずれか一項に記載の電気的アーキテクチャ。
6. 前記アーキテクチャが、
   前記２つのコンバータのうちの第１のコンバータ（６２Ｌ）と関連付けられた第１のドライバモジュール（１００Ｌ、１０２Ｌ、１０６Ｌ、１１２Ｌ）と、
   前記２つのコンバータのうちの第２のコンバータ（６２Ｒ）と関連付けられた第２のドライバモジュール（１００Ｒ、１０２Ｒ、１０６Ｒ、１１２Ｒ）と、
   前記第１のドライバモジュールと前記第２のドライバモジュールとの通信を可能にするバス（１２０）と
   を備え、
   前記第１の電気機械（２４Ｌ）の併給中、前記第１のコンバータ（６２Ｌ）および前記第１のドライバモジュール（１００Ｌ、１０２Ｌ、１０６Ｌ、１１２Ｌ）をマスタにするように、前記アーキテクチャが構成され、前記第２のコンバータ（６２Ｒ）および前記第２のドライバモジュール（１００Ｒ、１０２Ｒ、１０６Ｒ、１１２Ｒ）がスレーブであり、
   前記第２の電気機械（２４Ｒ）の併給中、前記第２のコンバータ（６２Ｒ）および前記第２のドライバモジュール（１００Ｒ、１０２Ｒ、１０６Ｒ、１１２Ｒ）をマスタにするように、前記アーキテクチャが構成され、前記第１のコンバータ（６２Ｌ）および前記第１のドライバモジュール（１００Ｌ、１０２Ｌ、１０６Ｌ、１１２Ｌ）がスレーブである
   ことを特徴とする、
   請求項５に記載の電気的アーキテクチャ。
7. 前記電気的アーキテクチャが、
   補助動力装置（ＡＰＵ）と、
   前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための電気機械（７４）と
   を備え、
   前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）が前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための前記電気機械（７４）に供給することができるように、前記電気的アーキテクチャは構成される
   ことを特徴とする、
   請求項１〜６のいずれか一項に記載の電気的アーキテクチャ。
8. 前記電気的アーキテクチャが、電気エネルギを蓄積するための少なくとも１つの電池（７０Ｌ、７０Ｒ）を備え、
   前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための前記電気機械（７４）が、前記コンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）を介して、前記電池（７０Ｌ、７０Ｒ）によって供給される
   ことを特徴とする、
   請求項７に記載の電気的アーキテクチャ。
9. 請求項１〜８のいずれか一項に記載の電気的アーキテクチャを備える航空機。
10. 請求項５に記載の電気的アーキテクチャを動作させるための方法であって、
    前記第１および第２の電気機械（２４Ｌ、２４Ｒ）が、モータまたは発電機としての動作を可能とするように構成されて、前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）に供給することを可能にする
    方法において、
    前記第１の電気機械（２４Ｌ）が発電機として動作するまで、前記第１の主エンジン（４２Ｌ）を始動するように、モータとして動作する前記第１の電気機械（２４Ｌ）に供給することと、
    前記第１の主エンジン（４２Ｌ）から機械エネルギを受け取ることであって、次いで、前記第１の電気機械（２４Ｌ）が前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）に供給する、受け取ることと
    を含み、
    次いで、前記第２の主エンジン（４２Ｒ）を始動するために、モータとして動作する前記第２の電気機械（２４Ｒ）に供給すること
    を含む
    ことを特徴とする方法。
11. 請求項５〜８に記載の電気的アーキテクチャを動作させるための請求項１０に記載の方法であって、
    前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための前記電気機械（７４）が、モータまたは発電機としての動作を可能とするように構成されて、前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）に供給することを可能にする
    方法において、
    前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための電気機械（７４）になるまで、前記電池（７０Ｌ、７０Ｒ）から前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するために、モータとして動作する前記補助動力装置（ＡＰＵ）を始動するための前記電気機械（７４）に供給することと、
    前記２つのコンバータ（６２Ｌ、６２Ｒ）に供給する発電機として動作する前記補助動力装置（ＡＰＵ）から機械エネルギを受け取ることと
    を含み、
    次いで、前記第１の主エンジン（４２Ｌ）を始動するために、モータとして動作する前記第１の電気機械（２４Ｌ）に供給すること
    を含む
    ことを特徴とする方法。
12. 請求項４〜８に記載の電気的アーキテクチャを動作させるための請求項１１に記載の方法において、
    前記補助動力装置（ＡＰＵ）が始動したあと、前記第１の電気機械（２４Ｌ）による前記第１の主エンジン（４２Ｌ）の始動の前に、前記航空機の車輪（７８）を動かすための前記電気モータ（７６）に供給すること
    を含む
    ことを特徴とする方法。

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