JP2023511721A - ヘリコプタのためのハイブリッド駆動システム - Google Patents

Abstract

本発明は、歯車箱に接続され且つパイロットによって予め定められた飛行姿勢を安定に保つことができる主回転翼１を有するヘリコプタの制御装置５、７、１１及び駆動シャフト３を備える、ハイブリッド駆動システム４に関する。ハイブリッド駆動システムは、パイロット制御装置５、並びにどちらも駆動シャフト３に直接関与する内燃機関ＶＭ ６及び電気モータＥＭ １０を備える。内燃機関６は、内燃機関制御装置７に接続され、電気モータ１０は、電気モータ制御装置１１に接続される。本発明によれば、トルク・センサ１７及び回転速度計１８が、それぞれ駆動シャフト３上に配置され、内燃機関制御装置７及び電気モータ制御装置１１の両方は、それぞれ、動作中に現在の回転速度の値ＤＺ及び現在のトルクの値ＤＭを受信することができる。それらの値により内燃機関６がその最適効率を高めることができる回転速度の既定値ＤＺ０及びトルクの既定値ＤＭ０が記憶され、且つ、電気モータ制御装置１１によって読み出されることが可能であり、前者ＤＺ０はまた、内燃機関制御装置７に対して読み出されることが可能である。第１の指令が、電気モータ１０からの駆動力又は制動力を駆動シャフト３に常に印加するために、電気モータ制御装置１１に記憶され、前述の力は、内燃機関６が駆動シャフト３における最適回転速度ＤＺ０に達するか又はそれを維持しているときに前述の駆動シャフト３においてそれが最適の原動力を達成するトルクＤＭ０を自動的に生成するような力である。本発明はまた、対応する方法に関する。

Description

本発明は、パイロットによって設定された飛行姿勢を安定に保つことができる歯車箱に接続された主回転翼を含むヘリコプタの制御装置及び駆動シャフトを含むハイブリッド推進システムであって、パイロット制御装置、燃焼機関（ＶＭ）、及び電気モータ（ＥＭ：ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｍｏｔｏｒ）を備え、ＶＭ及びＥＭの両方が駆動シャフト（３）に直接作用する、ハイブリッド推進に関する。ＶＭは、ＶＭ制御装置に接続され、ＶＭ制御装置は、駆動シャフトにおける所望の推進力を提供するために、燃料タンクからＶＭへの燃料の送達を調整することができ、また、ＥＭは、ＥＭ制御装置に接続され、ＥＭ制御装置は、電池を放電させることによりＥＭを駆動することができ、又は、ＥＭに機械力を印加することにより電池を充電することができ、それにより、駆動シャフトは、加速又は減速される。本発明は、そのような推進システムを動作させる方法にさらに関する。

自動車産業におけるように、追加の電気モータによる推進、特にハイブリッド駆動装置による推進は、ヘリコプタに対しても知られている。

上記のものに類似したシステムが、米国特許出願公開第２０１７／０２２５５７３Ａ１号から知られている。そのシステムは、内燃機関、及び、内燃機関と主回転翼の歯車箱との間に配置された電気モータを備える。同じことが、米国特許出願公開第２０１８／０３５４６３５Ａ１号に当てはまる。この文献はまた、燃焼機関と電気モータとの間での分配を調整するために様々なコンピュータ・システムを使用する方法を説明している。

電気機関及び燃焼機関を用いてヘリコプタを動作させる、さらなるハイブリッド・システムが、欧州特許第３１６２７１３号から知られている。この文献において説明される調整の目的は、燃焼機関が可能な限り「定常状態」モードで動作されるように、電気モータを用いて電力ピークを吸収することであり、「移動平均電力」としても知られる。これを達成するために、使用される制御信号は、高周波の部分的な信号と低周波の部分的な信号とに分割され、ここで、より高速の高周波信号は、電気モータに送信され、より低速の低周波信号は、燃焼機関に送られる。したがって、急激な変化は、電気モータによって管理され、一方で、燃焼機関は、言うなればより遅い「減衰した」比率における電力変動に対処するだけでよい。この分配の難点は、機関のうちの一方が故障した際の安全性である。どちらの機関も全部の信号を受信することがないので、依然動作している機関は、それ自体で飛行要求に対処することができない。追加の監視システムが、機関の故障を検出し、且つ、残っている機関が全部の信号を受信することを確実にする対策を即座に開始しなければならない。必要とされる追加のいずれの制御システム又は監視システム自体も、飛行安全性に対するリスクとなる。

米国特許出願公開第２０１７／０２２５５７３Ａ１号 米国特許出願公開第２０１８／０３５４６３５Ａ１号 欧州特許第３１６２７１３号

本発明の目的は、それを用いることで可能な限り安全なヘリコプタの運用が保証され得るハイブリッド推進システムについて説明することである。本発明のさらなる目的は、それに従うことで安全な運用が行われ得る方法を提示することである。そのような安全な運用はまた、最小限の燃料消費量で行われなければならない。

これらの目的は、それぞれのカテゴリの第１の請求項に記載の特徴によって解決される。さらなる有利な変形形態が、従属請求項において説明される。

本発明によれば、導入部において説明されたようなハイブリッド推進システムにおいて、少なくとも１つのトルク・センサ及び１つの回転速度計が、駆動シャフト上にそれぞれ配置され、ここで、ＶＭ制御装置及びＥＭ制御装置の両方が、動作中の現在速度ＤＺ及び現在トルクＤＭの値をそれぞれ受信することができる。

ＶＭが最適な効率に達するときの速度の既定値ＤＺ_０及びトルクの既定値ＤＭ_０もまた、記憶される。これらの値は、ＥＭ制御装置によって読み出されることが可能であり、ここで、前述の値のうちの第１の値、ＤＺ_０は、ＶＭ制御装置に対しても同様に読み出され得る。

ＶＭ制御装置は、駆動シャフトにおけるプリセット速度ＤＺ_０に達して、ＶＭからの出力の調整により常にそれを絶対主権的に一定に保つことができ、これもまた、パイロットによって設定された任意の飛行姿勢を安定に保つ。ＥＭ制御装置もまた、速度ＤＺを変化させるＥＭの関与により駆動シャフトをさらに加速又は減速させることができ、ＶＭ制御装置は、再度駆動シャフトにおけるプリセット速度ＤＺ_０に達してそれを維持するために、ＶＭにおける出力を自動的に調整する。

第１の指令が、ＥＭ制御装置に記憶され、ＥＭは、ＶＭが駆動シャフトにおける最適速度ＤＺ_０に達するとき又はそれを維持するときに、それを用いることでＶＭが最適な機関出力に達する駆動シャフトにおけるトルクＤＭ_０をＶＭが自動的に生成するように、第１の指令に従って、そのような種類の加速力又は減速力を駆動シャフトに絶えず印加しなければならない。

ＥＭは、ＶＭと主回転翼１の歯車箱との間に配置されることが好ましい。速度ＤＺは、駆動シャフト上の任意の点において測定されてよく、それは、全ての点において同じである。トルク・センサのうちの少なくとも１つは、駆動シャフトへのＶＭの負荷を判定するために、ＶＭとＥＭとの間に配置されるべきである。駆動シャフトへの全負荷を判定するために、さらなるトルク・センサがＥＭと歯車箱との間に配置されてもよい。しかし、ＶＭとＥＭとの間のトルク・センサは、第１の指令に従って最高効率で動作されるべきＶＭにおける出力を示すので、ＥＭ制御装置を調整するための最も重要な要素である。

ヘリコプタの離陸及び着陸中に使用される直接データ信号線が、パイロット制御装置とＶＭ制御装置との間に設けられ得る。これらの段階では、第１の指令は、適用される必要がない。間接的な接続は、ヘリコプタの飛行姿勢を介して恒久的に存在する。高度を上げるためにパイロットが回転翼羽根のピッチを変えた場合、より高い負荷が、駆動シャフトにおける速度ＤＺを直ちに低下させ、それに基づいて、通常動作における動力に対する需要は、第１の指令に従って適合される。

さらに、燃料計が、燃料タンク上に配置されてよく、また、充電状態表示器が、電池上に配置されてよく、それぞれは、ＥＭ制御装置が動作している間、その測定データを送信することができる。いずれの場合にも依然利用可能な機関は、計算ユニットによって計算され得る。必要に応じて、ＥＭ制御装置は、第１の指令とは異なる第２の指令に従って機能し得る。この目的は、電池を過充電又は充電不足から保護すること、燃料を節約すること、及び／又は、ＶＭをより低い動力で一時的に動作させて排出物を減少させることであり得る。

重要な目標は、パイロット制御装置によって設定された安定飛行姿勢に達するか又はそれを維持するために、ＶＭを含むＶＭ制御装置が、駆動シャフトにおける必要とされる速度ＤＺに常に絶対主権的に達することができることである。これは、そのＶＭを含むヘリコプタが、既存のＶＭ制御システムに干渉する必要のない方法で、ＥＭ及びＥＭ制御装置を備えることができることを意味する。その結果、システム・エラーの際にＥＭ及び／又はＥＭ制御装置が故障しても、ヘリコプタは、ＶＭだけを使用して正常に飛行され得る。

ヘリコプタの駆動シャフトのためのハイブリッド推進システムを動作させるための本発明による方法は、本発明による制御を含むハイブリッド推進システムを使用して、パイロットによって設定された飛行姿勢を保証する。方法は、以下のステップを行う。

速度の現在の値ＤＺ及びトルクの現在の値ＤＭは、駆動シャフトにおいて継続的に測定され、且つ、ＥＭ制御装置及びＶＭ制御装置の両方に送信される。速度のプリセット値ＤＺ_０及びトルクのプリセット値ＤＭ_０は、メモリに記憶され、両方の値ＤＺ_０、ＤＭ_０は、ＥＭ制御装置によって読み出されることが可能であり、また、少なくとも速度ＤＺ_０は、ＶＭ制御装置によって読み出されることが可能である。両方の制御装置は、それらに知られているプリセット値ＤＺ_０、ＤＭ_０からの測定値ＤＺ、ＤＭのずれを継続的に計算する。

所望の飛行姿勢に達するためにパイロットがパイロット制御装置を介して駆動シャフトにおける出力に対する変更された要求を生じさせるとすぐに、駆動シャフトにおける速度ＤＺの変化が達成される。ＶＭ制御装置は、プリセット速度ＤＺ_０が取り戻されるように、プリセット速度ＤＺ_０からの現在速度ＤＺのずれに基づいて、ＶＭにおける出力をあまり急速にではなく変化させる。

このことは、以下の実例でより詳細に説明される。ＶＭ制御装置は、最適速度ＤＺ_０に達し且つそれを維持するための負荷をＶＭが絶えず印加するように、調整される。高度を上げるためにパイロットが回転翼羽根を調節すると、その結果として速度ＤＺは低下する。ＶＭは、出力を増大させてこの速度ＤＺの低下に応答し、ＶＭによって生成されるトルクＤＭは、増大する。これは、速度ＤＺを高める効果を有する。速度が再度プリセット値ＤＺ_０に達し、前述の速度が一定のままになると、ＶＭ制御装置は、もはや機関出力を変化させる必要がない。ＶＭは、変わらずに動作し続けるが、今や、回転翼羽根が調節される前よりも大きなトルクＤＭを伴う。ヘリコプタが降下するときには、相応に逆の働きが行われ、ＶＭによって印加されるトルクは、減少する。

しかし、ハイブリッド推進システムを伴う本発明による方法では、ＥＭ制御装置は、その第１の指令に従って関与する。対応する規定の値ＤＺ_０、ＤＭ_０からの速度の現在の値ＤＺ及び／又はトルクの現在の値ＤＭのずれに基づいて、ＥＭ制御装置は、ＶＭがその出力をプリセット速度ＤＺ_０に調整されたときに、ＶＭが最適効率に達するプリセット・トルクＤＭ_０をＶＭが印加するような結果まで、ＥＭにおける出力をＶＭよりも速く変化させる。ＥＭ制御装置は、ＥＭにおいて機械力を使用して電池を充電すること、又は電池内の電荷を使用してＥＭを動作させることにより、これを達成する。

したがって、上記の実例では、次いで、ＥＭ制御装置が関与する。速度のプリセット値ＤＺ_０及びトルクのプリセット値ＤＭ_０は、ＥＭ制御装置に知られており、ＥＭ制御装置は、ＥＭ制御装置が受信する測定値に基づいて、現在の値ＤＺ、ＤＭからのそれぞれの差を計算することができる。

ＥＭ制御装置は、最初に、その第１の指令に従って働く。したがって、高度を上げるためにパイロットが回転翼羽根を調節する場合、既に説明したように、まず速度が低下する。しかし、ＶＭがより多くのトルクを生成することによってその出力を増大させる前に、より相当に迅速に応答するＥＭは、追加の負荷要求を生じさせ、その結果、必要とされる速度ＤＺ_０は、直ちに取り戻される。やはり速度を継続的に監視するＶＭ制御装置は、プリセット速度ＤＺ_０からのずれがほんの僅かにすぎないことを検出し、このずれは、そのために必要な負荷をＥＭが即時に供給したので、ＥＭによって即時に補償されている。ＶＭは、そのより遅い応答時間に起因して、その出力を増大させず、ＶＭは、それが最初に生成したトルクＤＭを変化させずに維持する。

また、降下中、パイロットが回転翼羽根のピッチを平らにするときに、同じことが起こる。ＥＭの電池は、ＶＭが速度の増加を補償し且つそれが印加する動力を減少させ得る前にＥＭが駆動シャフトを減速させるにつれて、充電される。

したがって、一方では、ＥＭ制御装置のこの第１の指令は、駆動シャフトにおける速度ＤＺ_０を調整し、且つ、ＥＭを相応に作動させることによりそれを一定に保つ。すると、それにより、ＶＭへの負荷が変化することが防止され、ＶＭのトルクは一定のままである。これは、前述のトルクがプリセット・トルクＤＭ_０に等しい間、望ましい。この場合、効率は最適なままである。

他方では、ＥＭ制御装置はまた、ＶＭにより駆動シャフトにおいて現在生成されているトルクＤＭがプリセット・トルクＤＭ_０に相当するかどうかを、継続的に確認する。ずれは、例えば、離陸後、上昇若しくは降下中、又は、例として電池の充電状態が過度に低かったことによりＥＭが作動停止されていた後に、生じ得る。したがって、トルクのずれが検出された場合、ＥＭ制御装置の第１の指令はまた、この測定されたトルクＤＭを、以下の通りにプリセット値ＤＭ_０に調整する。測定されたトルクが過度に高い場合、ＥＭ制御装置は、ＤＺを常に僅かに高い値に調整する。ＶＭ制御装置は、出力を減少させることによりこれに応答し、それにより、ＶＭによって生成されるトルクは、着実に減少することになる。ＥＭ制御装置は、測定されたトルクＤＭがプリセット・トルクＤＭ_０に一致するまで、僅かに増加された速度を維持する。これが達せられるとすぐに、ＥＭにおける出力は、プリセット速度ＤＺ_０が取り戻されるまで、再度迅速に減少される。その結果として、プリセット・トルクＤＭ_０もまた、維持される。そして、ＶＭは、最適効率で動作し、ＥＭ制御装置は、ＤＺを再度一定に保ち、その結果、ＶＭは、変わらないその最適出力を送達する。

したがって、ＥＭ制御装置は、もしＤＺ＜ＤＺ_０であれば過度に低い速度に応答して且つ／又はもしＤＭ＞ＤＭ_０であれば過剰なトルクに応答して動作中のＥＭにおける出力を増大させ、その逆の場合も同様である。

本発明によれば、ＥＭ制御装置が作動停止されている場合、必須の推進力はＶＭを介して提供されるので、ＶＭ制御装置は、速度をプリセット値ＤＺ_０に調整することにより、安定飛行姿勢を自動的に保証する。これのために、適応及びさらなる監視は必要とされない。

好ましい方法では、ＥＭ制御装置は、燃料タンクの燃料計及び／又は電池の充電状態表示器を使用して、依然利用可能なエネルギーを計算することができ、その上で、第１の指令から一時的に逸脱して、第２の指令に従って挙動することができる。この第２の指令では、電池は、電池を保護するために、燃料を節約するために、又はＶＭを一時的により低い動力で作動させて排出物を減少させるために、選択的に充電又は放電され得る。

これは、例えば、電池の重放電又は過充電を防ぐ。他方では、ＥＭは、より高い高度においてより頻繁に選択的に使用され得るが、これは、そのような高度では燃料消費量が相対的に急激に増大するためである。さらに、ＥＭは、陸上での騒音及び排気物質を減少させるために、離陸段階及び／又は着陸段階中に単独で動作される場合があり、又は、ＶＭは、必要に応じて単独で使用される場合がある。

欧州特許第３１６２７１３号では、パイロットの信号は、２つの機関の間での所望の出力分配を達成するために、高周波数制御信号と低周波数制御信号とに分割されるが、本発明によれば、通常動作時の出力分配は、測定された速度ＤＺ及び測定されたトルクＤＭを、記憶された設定点ＤＺ_０及びＤＭ_０に調整することにより、ＥＭの第１の指令に基づいて調整される。離陸及び着陸は別として、通常の飛行状態では、両方の機関の制御装置は、パイロットからの制御信号を受信しない。ＥＭ及びＶＭは、プリセット速度ＤＺ_０が一定のままであるように、それらの出力を調整し、ここで、ＥＭは、低速のＶＭがずれに応答し得る前に、最初にいかなるずれをも補償するために、より急速に応答する。ＥＭはまた、ＶＭによって送達されるトルクＤＭを、付加的な正又は負の動力出力により、第１の指令によるプリセット値ＤＭ_０に調整する。したがって、本明細書において説明されるハイブリッド推進システムは、制御するのが容易であり、且つ、たとえＶＭが不意に故障した場合でも、プロセス信頼性を保証する。

このようにして、ハイブリッド推進システムは、常に、利用可能な燃料の最も効率的な使用をもたらす負荷分配を用いてフローされる。しかし、これは、複雑な計算を行うことによって達成されるのではなく、速度の現在の値ＤＺ及びトルクの現在の値ＤＭをその都度判定すること並びにプリセット値ＤＺ_０、ＤＭ_０の知識に基づいて、直接且つ単純に達成される。

ＥＭが故障した場合、ＶＭ制御装置が、いずれの場合にもパイロットによって設定された飛行姿勢に達し且つそれを維持するのに必要な定められた時間差を伴って、ＶＭを介して駆動シャフトにおいて必要とされるそれぞれのトルクを正確に供給するので、本発明によるハイブリッド推進システムは、従来のＶＭ推進システムになる。

ＶＭが故障した場合、速度は低下するが、これは、付加的な出力を伴うＥＭによって即時に補償される。速度ＤＺを一定に保つことにより、飛行安全性が保証される。ＥＭ制御装置はまた、ＶＭによって送達されるトルクＤＭが無いことを判定し、これは、ＶＭが動作していないことを単に意味する。したがって、ＥＭは、ＶＭが再度動作し始めるまで、又はヘリコプタが着陸するまで、全動力を生成する役割を引き継ぐ。安全な飛行は、常に保証される。

２つの制御装置のそれぞれが、飛行姿勢から直接生成される同じ情報を受信するので、機関のどちらも、必要とされる飛行姿勢を自律的に確保することができる。ＥＭは、その仕事の共有を非常に迅速に検出し且つ実行して、ＶＭが最適範囲内で継続的に機能することを可能にするので、２つの機関への負荷分配は、完全に自動的に行われる。

さらに、燃料が少ない場合、ＥＭ制御装置は、燃料を節約するために、ＥＭへの負荷を増大させることができる。第１の指令からの逸脱もまた、電池の重放電又は過充電を防ぐために行われ得る。ＥＭはまた、例えば高山の上空を飛行するときに、付加的な出力を送達するために、ブースタの能力に加担することができる。他方では、電池残量がそれを許すのであれば、高温、及び／又は薄い大気によりＶＭの力が著しく減少する極端な高度という状況において、利用可能な力の限界を引き上げるため、又は燃料を節約するために、ＥＭの使用が増加され得る。ＥＭはまた、離陸領域及び／又は着陸領域における騒音及び排気物質を減少させるために、離陸段階及び／又は段階中にのみ動作され得る。

第１の指令は、例外的な状況がもはや存在しなくなると、すぐに再有効化される。

以下の文章において、本発明は、図面を参照しながらより詳細に説明される。

本発明によるハイブリッド推進システムの概略図である。 上昇、水平飛行、及び降下などの様々な飛行姿勢における負荷分配を説明するグラフである。

図１は、本発明によるハイブリッド推進システム４を本発明の簡単な説明に必要とされるよりも詳細に示す。図１は、駆動列３と、主回転翼１を含む歯車箱と、本発明の目的にとっては重要でない尾部回転翼２とを含むヘリコプタの部分的な領域を示す。燃焼機関（ＶＭ）６及び電気モータ（ＥＭ）１０が、駆動列３上に並列に配置され、ここで、ＥＭ１０は、ＶＭ６と主回転翼１の歯車箱との間に配置されることが好ましい。他の構成も可能である。

パイロット制御装置５が、主回転翼羽根を調節するためのパイロットの制御命令を受信することに関与し、その結果として、設定されるべき機関出力は、駆動シャフト３における必要速度ＤＺ_０として間接的に計算される。本発明による飛行モードに対して選択自由なものである、パイロット制御装置からＶＭ制御装置７へのデータ信号線１９が、離陸及び着陸操作のために使用され得る。

ＶＭ６は、燃料タンク８に接続され、燃料タンク８は、ＶＭ制御装置７に接続され、ＶＭ制御装置７は、駆動シャフト３における必要推進出力を提供するために、燃料タンク８からＶＭ６への燃料の供給を調整することができる。ＥＭ１０もまた、好ましくは電力変換装置１２及び充電ユニット１３を介して、電池１４に接続され、電池１４は、電流ピーク緩衝（ｃｕｒｒｅｎｔ ｐｅａｋ ｂｕｆｆｅｒｉｎｇ）を備え得る。ＥＭ１０は、電池１４内の電荷によって動作されてよく、又は、電池１４は、ＥＭ１０における機械力によって充電されてよく、その結果、駆動シャフト３は、その都度加速又は減速される。ＥＭ制御装置１１が、例えば電力変換装置１２を介して、少なくとも間接的にＥＭ１０に接続され、且つ、駆動シャフト３における必要とされる加速力又は減速力を送達するようにＥＭ１０を調整することができる。

さらに、燃料計９が、燃料タンク８上に配置されてよく、また、充電状態表示器１５が、電池１４上に配置されてよく、それらのどちらも、動作中にそれらの測定データを計算ユニット１６に送信することができる。

少なくとも１つのトルク・センサ１７及び１つの回転速度計１８が、それぞれ駆動シャフト３上に配置される。動作中、ＶＭ制御装置７及びＥＭ制御装置１１は、それぞれ、少なくとも１つのトルク・センサ１７及び１つの回転速度計１８からデータを受信する。

計算ユニット１６は、ＥＭ制御装置１１及びＶＭ制御装置７に接続される。計算ユニット１６は、依然利用可能なエネルギー、駆動シャフト３において必要とされるトルクを計算するために、及び／又はＥＭ制御装置１１を管理するために、使用される。計算ユニット１６は、プリセット速度の値ＤＺ_０及びプリセット・トルクの値ＤＭ_０が記憶されるデータ・メモリ２０を含み、これらの値に基づいて、ＶＭ６の最適な動力結合が達成され、ＶＭの効率は、これらの値において最高である。

動作時には、ＥＭ制御装置１１が、ＶＭ６及びＥＭ１０への負荷分配を開始する。これは、図２に概略的に表されている。

最上部の図表における破線プロットは、特定の高度Ｈにおいてパイロット制御装置５によってその都度要求される飛行姿勢を時間との相関関係で表す。この文脈において、高度「０」は、地面であると理解される。実線は、事実上の高度Ｈを表し、これは、僅かに遅れている。第１の段階（Ｉ）では、ヘリコプタは、所望の高度Ｈ１に達するまで、着実に上昇する。第２の段階（ＩＩ）では、ヘリコプタは、この高度で水平飛行し続け、第３の段階（ＩＩＩ）では、ヘリコプタは、再度降下する。新たに指定された目標に達する前に、各飛行段階の間に一定の期間が存在する。

中央の図表におけるプロットは、全負荷ＰＨ、即ち主回転翼における全トルク（破線）、ＶＭ６における負荷Ｐ_ＶＭ（鎖線）、及びＥＭ１０における負荷Ｐ_ＥＭ（点線）を概略的に示す。最下部の図表は、速度ＤＺを示す。

離陸手順の後、ＶＭ６は、一定の高い水準で働く。第１の段階Ｉにおいて、ＥＭ１０は、ＶＭ６が最適プリセット負荷Ｐ_ＶＭに達し次第トルクＤＭ_０を送達することにより、付加的な駆動装置として機能する。これは、プリセット高度Ｈ_１に達するまで、即ちパイロットが回転翼羽根の迎え角を僅かに平らにするまで、上昇しているときの段階Ｉ中のＶＭ（６）を支援する。離陸手順は、ヘリコプタが安全に空中に浮かぶまで、第１の指令以外の指示に従って行われ得る。

最下部の図表に示されるように、段階ＩＩの始めに回転翼羽根を平らにすることにより、速度ＤＺは、少しの間、僅かに増加する。ＥＭ１０は、これに直ちに応答して、速度ＤＺが設定点ＤＺ_０に再度一致するまで、その出力を低下させる。今や、高度は、段階ＩＩ全体を通して、一定のままである。ＶＭ６は遅く、したがって、この短時間の変化に応答しない。示された実例では、段階ＩＩにおけるＥＭ１０への負荷は、負であり、そのため、ＥＭ１０は、発電機として機能して、ＶＭ６からの過剰な出力からの利用可能な余分のエネルギーを電池１４に戻す。ＶＭ６もまた、段階ＩＩではその負荷を変化させない。

段階ＩＩＩの始まりにおいて、降下の準備をしているときに、パイロットは、回転翼羽根を再度僅かに平らにし、速度ＤＺは、少しの間、再度増加し、ＥＭ１０は、その出力を低下させることにより、再度これに応答する。しかし、今回は、ＥＭ１０は、第２の指令に従って、速度ＤＺをプリセット値ＤＺ_０よりも僅かに高く調整する。ここで、ＥＭ１０は駆動シャフト３を減速させ続けるので、ＥＭ６におけるエネルギーは、依然としてより速く回収される。速度ＤＺは僅かに高められるので、ＶＭ６は、その出力を着実に低下させることにより、応答する。一方で、ＥＭ１０は、段階ＩＩＩにおける最下部のプロットによって表されるように、高められたＤＺを維持する。現在速度ＤＺを表す実線は、ＤＺ_０を表す破線よりも高い。

現在速度ＤＺが設定点速度ＤＺ_０を上回っている間、ＶＭ６における出力は低下し、着陸地における騒音及び排出物質も減少する。これは、ＥＭ１０がその電気的に生成される力を着実に減少させることによって達成され、したがって、ＥＭ１０はまた、その減速効果を低下させる。

本発明によれば、駆動シャフト３の速度ＤＺは、ＶＭ６によりＤＭ_０においてプリセット速度ＤＺ_０に一定に維持されるように、第１の指令に従ってもっぱらＥＭ１０によって調整される。第２の指令によれば、段階ＩＩＩに示されるように、挙動は、ＶＭ６への負荷を選択的に減少させるために、これから逸脱する。前述の排出物の減少に加えて、他の理由が第１の指令からの逸脱をもたらす場合がある。具体的には、電池１４の充電状態がそのようなことを必要とするのであれば、電池１４の意図的な充電及び放電が存在する。ＥＭ１０はまた、例えばより高い高度において、少しの間増大された力を送達するために、又は燃料を節約するために、ブースタとして導入され得る。

第２の指令は、上空飛行高度に応じた騒音規制によって、及び／又は、例えばＥＭ制御装置１１が電池１４の充電状態及びタンク内に残っている燃料に関する情報を有する場合に、エネルギー貯蔵量に関する情報に基づいた予定飛行経路の事前決定によって、調整され得る。

１ 主回転翼を含む歯車箱
２ 尾部回転翼
３ 駆動シャフト
４ ハイブリッド推進システム
５ パイロット制御装置
６ 燃焼機関（ＶＭ）
７ ＶＭ制御装置
８ 燃料タンク
９ 燃料計
１０ 電気モータ（ＥＭ）
１１ ＥＭ制御装置
１２ 電力変換装置
１３ 充電ユニット
１４ 電池
１５ 充電状態表示器
１６ 計算ユニット
１７ トルク・センサ
１８ 回転速度計
１９ データ信号線
２０ 最適ＶＭ速度の値を含むデータ・メモリ
Ｉ 第１の段階、上昇
ＩＩ 第２の段階、水平飛行
ＩＩＩ 第３の段階、降下
ｔ 時間
Ｈ 現在高度
Ｈ_１ 目標高度
Ｐ 力（トルクに対して冗長に）
ＰＨ 総合力
Ｐ_ＥＭ ＥＭにおける出力
Ｐ_ＶＭ ＶＭにおける出力
ＤＺ 測定された駆動シャフトにおける速度
ＤＺ_０ 最適速度
ＤＭ 測定された駆動シャフトにおけるトルク
ＤＭ_０ 目標トルク

Claims (9)

1. 歯車箱に接続され且つパイロットによって設定された飛行姿勢を安定に保つことができる主回転翼（１）を有するヘリコプタの制御装置（５、７、１１）及び駆動シャフト（３）を含むハイブリッド推進システム（４）であって、
   － パイロット制御装置（５）と、
   － どちらも前記駆動シャフト（３）に直接作用する燃焼機関（ＶＭ）（６）及び電気モータ（ＥＭ）（１０）と、
   を備え、
   － 前記ＶＭ（６）が、前記駆動シャフト（３）における所望の推進力を提供するために燃料タンク（８）から前記ＶＭ（６）への燃料の供給を調整することができるＶＭ制御装置（７）に接続され、
   － 前記ＥＭ（１０）が、ＥＭ制御装置（１１）に接続され、前記ＥＭ制御装置（１１）が、電池（１４）を放電することにより前記ＥＭ（１０）を動作させるか、又は前記ＥＭ（１０）への機械力の印加により前記電池（１４）を充電することが可能であり、それにより、前記駆動シャフト（３）が加速又は減速される、ハイブリッド推進システム（４）であり、
   － １つ又は複数のトルク・センサ（１７）及び回転速度計（１８）が、それぞれ前記駆動シャフト（３）上に配置され、前記ＶＭ制御装置（７）及び前記ＥＭ制御装置（１１）の両方が、動作中に前記現在速度（ＤＺ）及び前記現在トルク（ＤＭ）の両方の値を維持することが可能であり、
   － 前記ＶＭ（１０）がその最適効率に達することができる前記速度の規定値（ＤＺ_０）及び前記トルクの規定値（ＤＭ_０）が、メモリに記憶され、且つ、前記ＥＭ制御装置（１１）によって読出し可能であり、前記第１の値（ＤＺ_０）が、前記ＶＭ制御装置（７）によっても読出し可能であり、
   － 前記ＶＭ制御装置（７）が、前記パイロット制御装置（５）によって設定された任意の飛行姿勢を安定に保つために、いつでも前記駆動シャフト（３）における前記プリセット速度（ＤＺ_０）に達して、前記ＶＭ（６）の前記出力を適応させることによりそれを絶対主権的に維持することが可能であり、
   － 前記ＥＭ制御装置（１１）が、前記ＥＭ（１０）に関与することにより前記駆動シャフト（３）を加速又は減速させることがさらに可能であり、それにより、前記ＶＭ制御装置（７）が、前記駆動シャフト（３）における前記プリセット速度（ＤＺ_０）に達するか又はそれを維持するために、前記現在速度（ＤＺ）に基づいて前記ＶＭ（６）の前記出力を自動的に適応させることが可能であり、
   － 前記ＥＭ（１０）から前記駆動シャフトにそのような種類の加速力又は制動力を継続的に働かせ、それにより前記ＶＭ（６）が前記駆動シャフト（３）における前記最適速度（ＤＺ_０）に達したか又はそれを維持するときに、前記ＶＭ（６）に前記ＶＭ（６）が前記最適機関出力に達する前記駆動シャフト（３）における前記トルク（ＤＭ_０）を自動的に生成させるための第１の指令が、前記ＥＭ制御装置（１１）に記憶されることを特徴とする、ハイブリッド推進システム（４）。
2. 前記ＥＭ（１０）が、前記ＶＭ（６）と前記主回転翼（１）の前記歯車箱との間に配置されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム（４）。
3. 直接データ信号線（１９）が、前記ヘリコプタの離陸及び着陸のために、前記パイロット制御装置（５）と前記ＶＭ制御装置（７）との間に設けられることを特徴とする、請求項１又は２に記載のハイブリッド推進システム（４）。
4. 燃料計（９）がまた、前記燃料タンク（８）上に配置され、充電状態表示器（１５）が、前記電池（１４）上に配置され、それらの両方が、前記ＥＭ制御装置（１１）が動作しているときにそれらの測定データを送信することが可能であることを特徴とする、請求項１から３までのいずれか一項に記載のハイブリッド推進システム（４）。
5. なおも利用可能なエネルギーを計算するための、また、必要であれば前記電池を過充電及び充電不足から保護し、燃料を節約し、且つ／又は前記ＶＭ（６）を一時的により低い力で動作させて排出物を減少させるために前記第１の指令とは異なる第２の指令を計算するための、計算ユニット（１６）を特徴とする、請求項４に記載のハイブリッド推進システム（４）。
6. 請求項１から５までのいずれか一項に記載の制御装置（５、７、１１）を含むハイブリッド推進システム（４）を使用して前記パイロットによって設定された飛行姿勢を保証するための、ヘリコプタの駆動シャフト（３）のためのハイブリッド推進システム（４）を動作させる方法であって、
   － 前記駆動シャフト（３）における現在の速度及びトルクの値（ＤＺ、ＤＭ）が継続的に測定されて、前記ＥＭ制御装置（１１）及び前記ＶＭ制御装置（７）の両方に送信されるステップと、
   － 速度の規定値（ＤＺ_０）及びトルクの規定値（ＤＭ_０）がメモリに記憶されるステップであって、両方の値（ＤＺ_０、ＤＭ_０）が、前記ＥＭ制御装置（１１）によって読み出されることが可能であり、少なくとも前記速度（ＤＺ_０）が、前記ＶＭ制御装置（７）によって読出し可能であり、前記制御装置（７、１１）が、前記プリセット値（ＤＺ_０、ＤＭ_０）からの前記測定された値（ＤＺ、ＤＭ）のずれを継続的に計算する、ステップと、
   － パイロットが所望の飛行姿勢に達するために前記パイロット制御装置（５）を介して前記駆動シャフト（３）における力に対する変更可能な要求を生成するとすぐに、前記駆動シャフト（３）における前記速度（ＤＺ）の変化ももたらされるステップと、
   － 前記ＶＭ制御装置（７）が、前記プリセット速度（ＤＺ_０）が達成されるように、前記現在速度（ＤＺ）と前記プリセット速度（ＤＺ_０）との間のずれに基づいて前記ＶＭ（６）における前記出力をゆっくりと変化させるステップと、
   － 前記ＥＭ制御装置（１１）が、前記ＶＭ（６）が時間差を伴ってその出力を前記プリセット速度（ＤＺ_０）に調節されたときに、前記ＶＭ（６）が最適効率に達する前記プリセット・トルク（ＤＭ_０）を働かせるように、前記速度の現在の値（ＤＺ）及び／又は前記トルクの現在の値（ＤＭ）と対応する前記プリセット値（ＤＺ_０、ＤＭ_０）との間の差に応答して前記ＥＭ（１０）の前記出力をその第１の指令に従って前記ＶＭ（６）よりも急速に変化させるステップと、
   － それにより、前記ＥＭ（１０）における前記機械力により前記電池（１４）が充電されるか、又は、前記電池（１４）内の前記電荷により前記ＥＭ（１０）が動作されるステップと、
   － 前記ＥＭ制御装置（１１）が作動停止されたときに、前記ＶＭ制御装置（７）が、前記プリセット値（ＤＺ_０）への前記速度の調整に基づいて、ＶＭ（７）を介して必要な推進力を自動的に提供し、したがって安定飛行姿勢を保証する、ステップと、
   を特徴とする、方法。
7. 前記ＥＭ制御装置（１１）が、前記燃料タンク（８）の燃料計（９）及び／又は前記電池（１４）の充電状態表示器（１５）からの前記測定データに基づいて、なおも利用可能なエネルギーの量を判定し、その結果として、前記電池（１４）を選択的に充電若しくは放電するために、前記電池を保護するために、燃料を節約するために、又は前記ＶＭ（６）を一時的により低い力で動作させて排出物を減少させるために、前記第１の指令とは異なる第２の指令に従って機能することを特徴とする、請求項５に記載のハイブリッド推進システム（４）を使用する、請求項６に記載の方法。
8. 前記離陸段階及び着陸段階中、着陸地における騒音及び排気物質を減少させるために前記ＥＭ（１０）のみが動作されることを特徴とする、請求項６又は７に記載の方法。
9. 動作中、前記ＥＭ制御装置（１１）が、速度が過度に低く（ＤＺ＜ＤＺ_０）且つ／又はトルクが過度に高い（ＤＭ＜ＤＭ_０）場合に、前記ＥＭ制御装置（１１）が、前記ＥＭ（１０）における前記出力を増大させ、その逆の場合も同様であることを特徴とする、請求項６から８までのいずれか一項に記載の方法。

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