JP5128173B2 - 航空機用の電源装置 - Google Patents

Description

本発明は、航空機に電力を供給することに関し、より詳細には、航空エンジンおよび／またはその環境の電気機器に関する。

本発明の適用分野は、より詳細には、航空エンジン、特にガスタービンエンジンの分野である。それにかかわらず、本発明は、ヘリコプタエンジンにも適用可能である。

「航空エンジンまたはその環境の電気機器」という用語は、本明細書では、エンジンの実際の動作に有用な電気機器だけでなく、例えば除氷電気回路などの、エンジンポッドに関連する電気機器、ガスタービン飛行機エンジンの推力を逆にするための電気機械アクチュエータ、あるいは、例えば飛行機の翼の電気除氷回路や電気防氷回路などの、エンジンを保持する翼に関連する機器もカバーするように使用される。

ガスタービン飛行機エンジンから電気を生成しかつ分配するための従来のレイアウトが、図１に示されている。

２つの発電機１、１’（あるいは、冗長目的のためにまたは当該の用途に応じて電力の発生を最適化するために３つ以上の発電機）が、エンジンのタービン軸に機械的に連結されたアクセサリギアボックス（ＡＧＢ）に搭載されている。発電機は、通常、励磁機に関連しておりかつエンジン速度の関数として変化する周波数の交流電圧を供給する同期発電機を含む始動機／発電機（Ｓ／Ｇｓ）であり、励磁機および同期発電機を含むアセンブリが、タービンを始動させるときに同期電動機モードで動作するように制御される。

発電機１、１’によって供給された交流電圧は、ライン２、２’によって、「オンボードネットワーク」と呼ばれる、飛行機に搭載された配電回路網３に伝えられる。ライン２、２’に接続されたオンボードネットワークの回路４は、典型的には１１５ボルトＡＣ（Ｖａｃ）または２３０Ｖａｃの調整された交流電圧を１つまたは複数の配電母線に供給する。回路４はまた、調整された直流（ＤＣ）電圧、典型的には２７０Ｖｄｃまたは±２７０Ｖｄｃを１つまたは複数の母線に供給する電圧コンバータ５にも電力供給する。回路４および５によって供給された電圧は、飛行機に搭載された、主として胴体部内の様々な電気負荷に供給される。

エンジンにおいては、電子式エンジン制御ユニット６（ＥＣＵ）が、アクセサリギアボックス（ＡＧＢ）に搭載された永久磁石交流発電機（ＰＭＡ）などの発電機７によって電力供給される。ＥＣＵはまた、ＰＭＡが所要の電力を供給することができるほどエンジン速度が十分に速くはない間にあるいはＰＭＡが故障した場合に適切に電力供給されるように、母線４、５の一方、例えば安定化交流電圧母線４にも接続されている。ＥＣＵは、受け取った電気を使用して、それの構成要素が、プローブまたはセンサ、アクチュエータ、あるいはサーボ弁などの、限定された電力量を必要とするエンジンの様々な要素を作動させかつ励磁できるようにする。

現在、航空エンジンまたはその環境にある様々な機器を作動させるために、油圧動力がますます電力に置き換わる傾向にある。したがって、ある飛行機には、電気で作動する逆推力装置が取り付けられており、したがって、電源ライン８が、飛行機のオンボードネットワーク３とこのような電気式逆推力装置９を接続していなければならない。そのようなラインは、エンジンポッドとエンジンを保持する翼の除氷回路１２、１３に電力供給するためのライン１０、１１などの、静止機器に電力供給するために必要なラインに追加される。

十分に安全でありかつ絶縁されてなければならないラインを用いてオンボードネットワークから胴体の外部の負荷に電気を伝えるには、重量および体積がかなりのものになって、寸法を支配することになり、電力供給されるべき機器の量が増大した場合には過大になるという危険を冒す。

本発明の一目的は、そのような欠点がなくかつ大量の電気機器が航空エンジンおよび／またはその環境において電力供給されることを可能にする電源装置を提供することである。

この目的は、航空機に電力供給するための装置によって達成され、装置は、
航空機のエンジンによって駆動されると電圧を供給する少なくとも１つの第１の発電機と、
第１の発電機によって生成された電圧を受け取るために電源ラインによって第１の発電機に接続されている、航空機に搭載された配電回路網と、
航空機のエンジンによって駆動されると電圧を供給する少なくとも１つの第２の発電機と、
オンボードネットワークとは異なり航空エンジンおよび／またはエンジンの環境に位置する電気機器に電力を供給するように働く、航空エンジンの配電回路網とを含み、エンジンの回路網は、
電気機器に直流電圧を分配するための少なくとも１つの母線、ならびに、
オンボードネットワークによって供給された電圧を受け取るためにオンボードネットワークに接続された第１の入力線と、第２の発電機によって供給された電圧を受け取るために第２の発電機に接続された第２の入力線と、第２の入力線に接続された電圧コンバータと、第２の発電機によって供給された電圧の振幅に応じて第１の入力線で受け取られた電圧から供給されるかまたはコンバータによって供給された電圧を、配電母線を通じて供給するためのセレクタ回路とを有する電源回路を含む。

したがって、本発明の装置により、エンジンに組み込まれているかまたはその近傍に位置する負荷に電力供給するために、電力のアベイラビリティが確実でありかつエンジンに位置するノードを設けることが可能になり、第２の発電機が要件をカバーするのに十分でないときに、航空機のオンボードネットワークに接続するだけで、エンジンの電気回路網において電力が使用可能となるのに十分である。第２の発電機は、エンジン速度に応じて調整されたまたは可変の電圧を供給する。第２の発電機は、永久磁石交流発電機でもよい。電源回路はまた、オンボードネットワークによって供給された電圧を、特に上記電圧が交流電圧である場合に変換するために、第１の入力線に接続された電圧コンバータも含むことができる。

電気機器に交流電圧を供給するために、直流配電母線によって電力供給されるインバータを有する少なくとも１組のモジュールが設けられてもよい。エンジン回路網の配電母線は、安定化直流配電母線でもよい。

冗長目的または設置最適化目的の場合、電源装置は、エンジンによって駆動されかつ電源回路の第２の入力線および第３の入力線に各々接続された２つの第２の発電機と、電源装置の第１の出力線および第２の出力線に接続された２つの配電母線とを含むことができ、電源回路はさらに、第３の入力線に接続された電圧コンバータを含み、第２および第３の入力線に接続された電圧コンバータは、第１の出力線および第２の出力線に各々接続される。そのような状況の下では、好ましくは、第１の入力線が、電源回路の第１および第２の出力線に接続され、セレクタ回路により、第１および第２の配電母線に、第２の入力線および第３の入力線に接続されたコンバータによって各々供給された電圧が供給されることが可能になり、あるいは、それらの母線に第１のコンバータによって供給された電圧を供給することが可能になる。

電気機器は、エンジンの可変形状部分用電気機械式アクチュエータとポンプ用電動機とを含み、またエンジンポッドを除氷するための少なくとも１つの回路も含むことができる。飛行機エンジンの場合、電気機器は、エンジンを支持する翼を除氷するための少なくとも１つの回路を含むことができ、ガスタービン飛行機エンジンの場合、電気機器は、逆推力装置用の電気で作動する電気機械式アクチュエータを含むことができる。

本発明は、非限定的に示すことによって与えられる以下の記述を、添付図面を参照しながら読むことにより、よりよく理解することができる。

図２は、航空エンジンおよびその環境、特にガスタービン飛行機エンジンの電気機器に電力供給しかつそれを制御するための回路の全体的なレイアウトを示す。

従来の方式では、図２の回路は、エンジンのタービン軸に機械的に連結されているギアボックスに搭載されたＳ／Ｇｓなどの１つまたは２つの第１の発電機１０、１０’（２０に示されている）を含む。Ｓ／Ｇｓ１０および１０’によって供給された交流電圧は、ライン２１および２１’によって、飛行機に搭載された電力分配のためのネットワーク２２すなわちオンボード電気ネットワークに伝えられる。オンボードネットワーク２２の回路２３は、交流電圧（典型的には１１５Ｖａｃまたは２３０Ｖａｃに調整されている）を１つまたは複数の配電母線に供給し、交流の周波数は、タービン軸の回転速度の関数として変化する。回路２３はまた、１つまたは複数の母線に、安定化直流電圧、典型的には２７０Ｖｄｃまたは±２７０Ｖｄｃを供給する電圧コンバータ回路２４にも電力供給する。回路２３および２４によって生成された電圧は、飛行機の胴体部内の様々な負荷に電力供給する。

エンジン（２５で示されている）には、ＰＭＡなどの２つの第２の発電機（ＧＥＮ）２６、２６’が、例えば、エンジン速度に応じて調整されたまたは可変する交流電圧を、電子式エンジン制御ユニット（ＥＣＵ）２７に供給し、またエンジンに組み込まれた配電回路網２８の一部を形成する信頼できる電源回路３０にも供給する。エンジン回路網と呼ばれる回路網２８は、エンジンに位置し、オンボードネットワーク２２とは異なる。ＥＣＵ２７および電源装置３０はまた、ライン２９によって交流電圧回路２３にも接続されており、したがって、それらは、エンジンが、発電機２６および２６’が所要の電力量を供給できるようにするのに十分な速度に達していないときに、適切に電力供給され得る。

電源回路３０は、エンジンおよび／またはその環境の電気機器に電力供給しかつそれを制御するためのシステムに電力供給するエンジン回路網２８の、ＨＶＤＣ母線４０、４０’などの２つの直流配電母線に直流電圧を供給する。

電源および制御システムは、例えば、電気機器６２、６２’、６２”の各々の群６０、６０’、６０”に各々のセレクタ回路７０、７０’、７０”によって関連付けられる複数の組５０、５０’、５０”に分散され得る電源モジュールを含む。

電気機器は、具体的にはポンプ用電動機と、飛行機エンジンの可変形状部分または逆推力装置用の、あるいは電気で作動するインスペクションハッチ用のアクチュエータと、除氷または防氷用抵抗回路とを含み、そのような全ての機器が、飛行機エンジンおよびその環境（ポッド、支持パイロン、隣接する翼）の一部を形成する。

組５０、５０’、５０”の電源モジュール５２、５２’および５２”と、セレクタ回路７０、７０’、７０”は、中央制御ユニット８０を含む制御装置によって制御される。中央制御ユニット８０は、ラインの組６４、６４’、６４”によって、群６０、６０’、６０”内の電気機器のうちの少なくともいくつかに関連するセンサに接続され、ＥＣＵ２７にも接続される。中央制御ユニット８０の構成要素は、ＥＣＵ２７の構成要素と同じように発電機２６、２６’によって電力供給される。電源モジュール５２、５２’、５２”は、群６０、６０’、６０”の機器６２、６２’、６２”に、母線４０、４０’によって供給された直流電圧から導出された交流電圧を供給するためのインバータを含む。中央制御ユニット８０がモジュール５２、５２’、５２”およびセレクタ回路７０、７０’、７０”を制御し、したがって各々の機器６２、６２’、６２”がＥＣＵ２７および／または機器と関連づけられたセンサから受け取る情報に応じて作動する。機器が本明細書で「作動する（ａｃｔｉｖａｔｅｄ）」と記載されている場合、特に、電動機を回転させること、電気式または電気機械式アクチュエータが動き始めること、あるいは、抵抗ヒータ回路が電力供給されることであると理解されるべきである。

各組の電源モジュールは類似しており、電源モジュールおよびインバータのサイズを最適化するために、モジュールは種々の組に細分され、機器は電源要件に応じて種々の群に分類される。モジュール組の数および機器群の数は、説明される例では３つである。当然ながら、その数は、３つ以外でもよく、使われるインバータが全ての機器に電力供給することができれば、１つでもよい。モジュールの各組は、冗長目的で少なくとも１つの非常用モジュール含む。セレクタ回路７０、７０’、７０”は、群の各機器を、上記群に対応する組のモジュールに、必要な場合には非常用モジュールにも接続させるように制御される。

航空エンジンまたはその環境の機器に電力供給しかつそれを制御するための他のシステムが、信頼できる電源回路３０によって母線４０、４０’を介して供給されたエネルギーを利用して設計され得る。したがって、機器のうちの少なくともいくつかには、母線４０、４０’からの直流電圧でまたはそれらから導出された直流電圧で電力供給され得る。

図３は、安定した電源回路３０をより詳細に示す。交流／直流コンバータ回路３１は、その入力線が、ライン１６に接続された回路３０の第１の入力線にスイッチ３２によって接続される。２つの他の交流／直流コンバータ回路３５、３５’は、それらの入力線が各々回路３０の第２および第３の入力線に接続されていて、発電機２６および２６’から各々の交流電圧を受け取る。コンバータ３５、３５’からの出力線は各々、例えば母線４０および４０’に各々電力供給するＨＶＤＣ（高電圧直流）タイプの直流母線回路３７、３７’に、スイッチ３６、３６’によって接続される。コンバータ３１からの出力線もまた、回路３７、３７’に各々のスイッチ３３、３３’によって接続される。

スイッチ３２、３３、３３’、３７、３７’によって形成されたセレクタ回路は、発電機２６、２６’からの出力線で検出された電圧レベルに応じて、ＥＣＵ２７によって制御される。発電機が十分な電力を供給しているときは、スイッチ３６、３６’は閉じられ、スイッチ３２、３３および３３’は開放される。母線４０、４０’において使用可能な電力は各々、発電機２６、２６’によって供給された電力から取り出される。航空機エンジンが低速で動作している間かあるいは故障した場合に、発電機２６、２６’の一方および／または他方が十分な電力を供給していないとき、ＥＣＵ２７により、スイッチ３６および／またはスイッチ３６’が開放され、同時に、スイッチ３２が閉じられ、スイッチ３３および／またはスイッチ３３’も閉じられる。次いで、母線４０、４０’において使用可能な電力は、発電機の一方によってライン２９から供給された電力から取り出されるか、あるいはライン２９によって供給された電気から単独で取り出される。したがって、電源回路３０により、信頼できる電源ノードがエンジンで使用可能となり、エンジン回路網が、母線４０、４０’、すなわちエンジンおよびその環境に専用でありかつオンボードネットワーク２２とは異なるローカルネットワーク２８で確立されることが可能になる。母線４０、４０’は、電気機器６２、６２’、６２”を作動させるために、モジュールの組５０、５０’、５０”に電力供給し、中央制御ユニット８０にも電力供給する。それにかかわらず、発電機２６、２６’の出力線から１つまたは複数の電気機器に、例えば、発電機２７、２７’の出力線に各々のスイッチ３８、３８’によって順に接続されたライン３９に接続された、エンジンポッドまたは翼を除氷するための回路に、直接電力供給することが可能である。スイッチ３８、３８’は、要件に応じてライン３９に電力供給するために、ＥＣＵ２７によって制御される。

別々に電力供給される２つの母線４０、４０’を使用することにより、母線またはその電源の故障を軽減するとともに、分散した直流電力を共用することが可能になる。

２つの第２の発電機２６、２６’を使用することにより、オンボードネットワークとのリンク２９によって信頼できる電源を保護しながら１つの発電機の故障を軽減するとともに、供給された電力を共用する働きをすることが可能になる。それにかかわらず、単一の第２の発電機を使用して２つの母線４０、４０’に並行して電力供給することが想定され得る。

２つの発電機から並行してまたは単一の発電機から電力供給され、また必要に応じてオンボードネットワークから電力供給される単一の電源母線が存在することを想定することもできる。

母線４０、４０’に供給される直流電圧は、交流／直流コンバータ回路によって調整された、例えば２７０Ｖｄｃまたは±２７０Ｖｄｃの公称値を有する安定化電圧とすることができる。

一変形形態では、母線４０、４０’に供給される直流電圧は調整される必要がなく、この場合、公称値前後の変動範囲が、特に発電機２６、２６’によって供給された電圧の変動に応じて許容される。

上述の実施形態では、電源回路３０に必要に応じ使用可能なオンボードネットワークの電圧は、交流電圧である。この電圧は直流電圧でもよく、その場合、交流／直流変換は、電源回路３０に必要でなくなる。この場合、コンバータ３１は、削除されるか、あるいは、母線４０、４０’に供給されるべき直流電圧がオンボードネットワークの直流電圧と異なる場合に直流／直流コンバータで置き換えられてもよい。

上述の実施形態では、電源装置は、ガスタービンエンジンが取り付けられた飛行機に対する特別のものである。それにかかわらず、本発明は、他のタイプの航空機、特にヘリコプタならびに他のタイプのエンジンにも適用可能である。

航空機において電力を生成し分配するための知られているスキームを極めて概略的に示す図である。 航空エンジンおよびその環境の機器に電力供給しかつそれを制御するためのシステムを極めて概略的に示す全体図である。 図２のエンジンの電気回路網の一部を形成する、電圧を供給するための回路をより詳細に示す図である。

符号の説明

１、１’ 発電機
２、２’、１０，１１、２１、２１’、２９、３９ ライン
３、２８ 配電回路網
４ 母線
５、３１ 電圧コンバータ
６、２７ 電子式エンジン制御ユニット
７ 発電機
８ 電源ライン
９ 逆推力装置
１０、１０’ 第１の発電機
１２、１３ 除氷回路
２０ ギアボックス
２２ オンボードネットワーク
２３ 交流電圧回路
２４ 電圧コンバータ回路
２５ エンジン
２６、２６’ 第２の発電機
３０ 電源回路
３２、３３、３３’、３６、３６’、３８、３８’ スイッチ
３５、３５’ 交流／直流コンバータ回路
３７、３７’ 直流母線回路
４０、４０’ 直流電圧配電母線
５０、５０’、５０” 組
５２、５２’、５２” 電源モジュール
６０、６０’、６０” 群
６２、６２’、６２” 電気機器
７０、７０’、７０” セレクタ回路
８０ 中央制御ユニット

Claims (11)

1. 航空機に電力供給するための装置であって、
   航空機のエンジンによって駆動されると電圧を供給する少なくとも１つの第１の発電機（１０、１０’）と、
   第１の発電機（１０、１０’）によって生成された電圧を受け取るために電源ライン（２１、２１’）によって第１の発電機に接続されている、航空機に搭載された配電回路網（２２）と、
   航空機のエンジンによって駆動されると電圧を供給する少なくとも１つの第２の発電機（２６、２６’）と、
   航空機に搭載された配電回路網（２２）とは異なり航空エンジンおよび／またはエンジンの環境に位置する電気機器に電力を供給するように働く、航空エンジンの配電回路網（２８）とを含み、
   航空エンジンの配電回路網（２８）が、
   電気機器に直流電圧を分配するための少なくとも１つの母線（４０、４０’）、ならびに、
   航空機に搭載された配電回路網（２２）によって供給された電圧を受け取るために航空機に搭載された配電回路網（２２）に接続された第１の入力線と、第２の発電機（２６、２６’）によって供給された電圧を受け取るために第２の発電機に接続された第２の入力線と、第２の入力線に接続された電圧コンバータ（３５、３５’）と、第２の発電機（２６、２６’）によって供給された電圧の振幅に応じて、第１の入力線で受け取られた電圧から供給されるかまたはコンバータ（３５、３５’）によって供給された電圧を、配電母線を通じて供給するためのセレクタ回路（３２、３３、３６；３２、３３’、３６’）とを有する電源回路（３０）を含む、装置。
2. 航空エンジンの配電回路網（２８）の電源回路（３０）が、航空機に搭載された配電回路網（２２）によって供給された電圧を変換するために、第１の入力線に接続された電圧コンバータ（３１）をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の装置。
3. 航空エンジンの配電回路網（２８）の配電母線（４０、４０’）が、安定化直流電圧配電母線であることを特徴とする、請求項１または２に記載の装置。
4. 少なくとも１組のモジュール（５２、５２’、５２”）に、直流電圧配電母線（４０、４０’）によって電力供給されかつ電気機器（６２、６２’、６２”）に交流電圧を供給するインバータが設けられ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. エンジンによって駆動されかつ電源回路（３０）の第２の入力線および第３の入力線に各々接続された２つの第２の発電機（２６、２６’）と、電源装置の第１の出力線および第２の出力線に接続された２つの配電母線（４０、４０’）とを含み、電源回路（３０）がさらに、第３の入力線に接続された電圧コンバータ（３５’）を含み、第２および第３の入力線に接続された電圧コンバータ（３５、３５’）が、第１の出力線および第２の出力線に各々接続され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. 第１の入力線が、電源回路（３０）の第１および第２の出力線に接続され、セレクタ回路（３２、３３、３６；３２、３３’、３６’）が、第２および第３の入力線に接続されたコンバータ（３５、３５’）によって各々供給された電圧または第１の入力線で受け取られた電圧からの電圧を第１および第２の配電母線に供給するように働くことを特徴とする、請求項５に記載の装置。
7. 第２の発電機または各第２の発電機（２６、２６’）が、永久磁石交流発電機（ＰＭＡ）であることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の装置。
8. 電気機器（６２、６２’、６２”）が、エンジンの可変形状部分用電気機械式アクチュエータとポンプ用電動機とを含むことを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の装置。
9. 電気機器が、エンジンポッドを除氷するための少なくとも１つの回路を含むことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の装置。
10. 飛行機エンジンの場合、電気機器が、エンジンを支持する翼を除氷するための少なくとも１つの回路を含むことを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の装置。
11. ガスタービン飛行機エンジンの場合、電気機器が、逆推力装置の電気で作動する電気機械式アクチュエータを含むことを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の装置。

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