JP5230636B2 - 航空機に搭載される発電、変換、配電及び始動のためのシステム - Google Patents

Description

本発明は、航空機に搭載される発電(electrical generation)、変換(conversion)、配電(distribution)、及び始動(starting)システムに関する。

当該航空機では、有利には、非推進系(non-propulsion system)が主に電力を用いて提供され、このような航空機は“ブリードレス(bleedless)”と称され、即ち、それは、空圧回路(pneumatic circuit)を持たない電力アーキテクチャを有する。

以下では、説明の簡略化のため、“ブリードレス”型の航空機を例として説明する。

既存設計の航空機の非推進系統は、油圧回路(hydraulic power circuit)、電力回路(electrical power circuit)、空圧回路の３つの回路によってエネルギーが供給され、それらはジェットエンジンの出力(power)を奪う。

油圧は、主として、主および副飛行制御アクチュエータ、着陸装置の引き出し及び引き込みシステム、前輪誘導システム、および制動システムにパワーを供給するために使用される。

電力は、主として、航法装置(avionics)、照明(lighting)、燃料ポンプおよび種々のファン(fans)などのような技術負荷(technical load)、並びに、ケータリングサービス（キッチンエリア又は“ギャレー”）および乗客の娯楽システムのような商業負荷(commercial loads)にパワーを供給するために使用される。

空圧は、主として、客室の空気加圧および調整システムや、翼およびエンジンナセル(engine nacelle)の防除氷システムにパワーを供給するために使用され、また、エンジンを始動させるために使用される。

近年、より多くの電力の使用を必要とする非推進系のための新たなアーキテクチャが、調査プロジェクトまたはプレプロジェクト設計検討を背景に出現した。それは次のようである。
− 油圧回路と、それに関連するサーボ制御システムは、電気式アクチュエータによって置き換えられても良い。
− エンジン空気を取り出して空調ユニットにパワーを供給するシステム(“packs”)と翼の除氷システムは省かれ、よりパワフルな発電システムに置き換えられても良い。

後者の場合、アーキテクチャは“ブリードレス(bleedless)”と称される。本明細書の文末に示された文献[1]における従来の航空機アーキテクチャとブリードレスを比較して説明する。図１に示されるように、この“ブリードレス”アーキテクチャは、とりわけ、次の機器を含む。
− 二つの始動発電機(starter-generator)ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｂ２。これら二つの始動発電機は、同じエンジンＥｎｇ−１によって駆動され、それぞれは、２３０ボルトの３相交流電源を母線(busbar)ＡＣ−Ｂ１またはＡＣ−Ｂ２に供給し、その周波数は３６０と８００Ｈｚの間で可変である。
− これらの母線ＡＣ−Ｂ１，ＡＣ−Ｂ２。これら母線は、始動発電機から平衡３相負荷(balanced three-phase loads)に直接的に電力を配電し、この平衡３相負荷に２３０ボルトの交流電源が供給され、この平衡３相負荷は、例えば、翼の先端での氷の付着を防止するための加熱抵抗であり、二つの半月(half-moon)ＷＩＰＳ−Ｂ１，ＷＩＰＳ−Ｂ２で表されている。
− 単巻変圧器(auto-transformer)ＡＴＵ−Ｂ２。これは、２３０ボルトの交流を１１５ボルトの交流に変換し、母線ＡＣ−２を通じて３相または１相の１１５ボルトの負荷に電力を供給し、通常は２３０ボルト負荷よりも低い電力である。
− 単巻変圧整流器(auto-transformer-rectifier)ユニットＡＴＲＵ−Ｂ１，ＡＴＲＵ−Ｂ２。これらは、母線ＡＣ−Ｂ１及びＡＣ−Ｂ２からの２３０ボルトの３相交流を２相の＋／−２７０ボルトの直流電源に変換して母線ＤＣ−Ｂ１及びＤＣ−Ｂ２に供給する。
− インバータ(inverters)ＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２。これらは、＋／−２７０ボルトの高い直流電圧に接続され、それは、速度とトルクを調整するために、空調システムＥＣＳ１の電気モーターコンプレッサユニットＣＡＣ−１及びＣＡＣ−２の電圧と電流を供給して制御する。
− 変圧整流器ＴＲＵ−Ｂ。これは、２３０ボルトの３相交流を１相の２８ボルトの直流に変換し、母線ＤＣ−Ｂを介して低電力の航法装置に電力を供給する。
− バッテリ充電器ＢＣ−ＢおよびバッテリＢ。これらは、母線ＨＯＴ−Ｂに接続され、母線ＨＯＴ−Ｂにはバッテリによって恒久的に電力が供給される。

図１において、その後続の図においても同様に、例えばＳＣ−Ｂ１，ＳＣ−Ｂ２…で示される構成要素は接触器(contactor)を示し、それは上述の種々の構成要素間の接続(make)および切断(broken)を可能にする。

図式的に、この既存のシステムの設計のための主発電システムは、図２に示される双発エンジンの航空機の場合には、４つの配電チャンネルＢ１，Ｂ２，Ｙ１，Ｙ２に基づいており、これら配電チャンネルは、“通常(conventional)”と称される電気負荷と、“ブリードレス”の航空機に特有の新規な所謂“パワー(power)”電気負荷を組み合わせる。この発電システムは、図１に示されるアーキテクチャにおける構成要素を、これらの構成要素と同じ目的を果たす他の構成要素と一緒に使用し、上記他の構成要素は同様の様式で参照される。この図は、また、２つの始動発電機ＡＳＧ−Ｂ，ＡＳＧ−Ｙを示し、これらは、補助電源装置ＡＰＵ−ＧＴによって駆動される。これらの２つの補助始動発電機は、主始動発電機が使用不能になった場合に母線ＡＣ−Ｂ１，ＡＣ−Ｂ２，ＡＣ−Ｙ１，ＡＣ−Ｙ２に電力を供給することができる。圧縮空気駆動式のタービン（RAT又は“Ram Air Turbine”）によってパワーが供給される非常バックアップ発電機Ｅｍｅｒ−Ｇは、主発電システムを失ったときに、母線ＡＣ−ＥＭＥＲと直流母線ＤＣ−Ｅとの間に組み込まれた変圧整流器ＴＲＵ−Ｅと共に母線ＡＣ−ＥＭＥＲに電力を供給することができる。

図２において、入力ＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｂ２，ＥＰ−Ｙ１，ＥＰ−Ｙは、地上(ground)の外部電源装置を接続するための地上接続部(ground connections)である。

以下では、この既存の発電、変換、および以下の配電システムは“４Ｍ”で表され、ここで、Ｍは“混合(Mixed)”を表し、パワー負荷(power load)と通常負荷(conventional load)とを混合する４つのチャンネルＢ１，Ｂ２，Ｙ１，Ｙ２を指している。

この既存の“４Ｍ”システムのアーキテクチャの主要な欠点は、重い電気機器を必要とすることであり、主として、航空規格(aeronautical standards)または実際には航空機製造メーカーの指示によって設定された電力品質に関する制約に起因している。

従って、低レベルの高調波除去(harmonic rejection)についての現在の制約は、例えば、２３０Ｖの３相交流から＋／−２７０Ｖの直流への変換を実行するために、参考文献[2]に記載されたような４０度の位相角差を有する単巻変圧器と、参考文献[3]に記載されたような１８ダイオードの整流ブリッジとから構成された、いわゆる“ＡＴＲＵ”単巻変圧整流器を使用する必要がある。

また、現在の制約は、インダクタンスやコンデンサのような、大きな受動フィルタリング構成要素を、発電機、電力コンバータ、インバータ、および電気負荷のような電気機器への入力と電気機器からの出力で用いることを要求している。このようなフィルタリング構成要素は、パワー負荷（空調など）が発生した高調波が通常負荷に干渉しないことを確保するために必要とされる。

また、このような“４Ｍ”アーキテクチャのための電気回路は、その主電圧が２３０Ｖであり、現在は１１５ボルトの交流である外部の地上装置によって供給される電力の変換を必要とする。既存のソリューションは、２３０ボルトの交流母線と１１５ボルトの交流母線との間での単巻変圧器を通じた特定の変換、または内部の“ＡＴＲＵ”整流単巻変圧器の巻線を通じた特定の変換を提案する。

従って、新規な航空機における電気システムを拡張するには、既存の１１５ボルト交流および２８Ｖ直流はもはや電力要件(power requirements)には適さないので、電気回路のアーキテクチャを再構成する必要がある。論理的なアプローチは、電圧を上げて、電気モータの駆動とその回転を制御するためのインバータおよび整流器を使用することである。しかしながら、このようなソリューションに対応するアーキテクチャは、航空機の著しい重量に関する不利益をもたらす。

従って、本発明の目的は、高品質の電圧を必要とする負荷から、高調波汚染をもたらす負荷を分離することにより、より軽量(lighter)なアーキテクチャの設計を提案することである。

本発明は、航空機に搭載される発電機、変換、配電、及び始動のためのシステムに関し、例えば、“ブリードレス”型の飛行機(aeroplane)に搭載され、すなわち、それは、空圧回路を備えない電力アーキテクチャを有し、航法装置、照明、燃料ポンプのような技術負荷と商業負荷とを含む通常負荷のための配電チャンネルと、“ブリードレス”型の航空機に特有なハイパワー負荷のための配電チャンネルとが分離され、航空機エンジンによって駆動される別個の発電機によって電力が供給されることによって特徴づけられる。

有利なモードの構成では、このシステムは、
− ハイパワー負荷のための少なくとも２つの第１配電チャンネルと、
− 通常負荷のための少なくとも２つの第２配電チャンネルと
を備える。

各第１チャンネルは、有利には、１１５ボルトまたは２３０ボルトの３相交流システムである。その周波数は、３６０Ｈｚと８００Ｈｚの間、または８００Ｈｚと２０００Ｈｚの間であってもよい。

パワーチャンネルの周波数は、有利には、８００Ｈｚと２ｋＨｚの間であり、通常チャンネルの周波数は、３６０Ｈｚと８００Ｈｚの間である。

このような第１チャンネルのための各発電機は、有利には、相の数が３以上、好ましくは５または６に等しい多相マシンである。各第１チャンネルは、２３０ボルトの３相交流を＋／−２７０ボルトの直流に変換するための６以上のダイオードを有する１または２の多相整流ブリッジを含む。

発電機は、有利には、全て同じであってもよい。各発電機は、ブラシレスの３相同期発電機、リバーシブルなどであり、それは、３６０Ｈｚと８００Ｈｚの間の周波数で１１５ボルトまたは２３０ボルトの交流を供給する。

第１例の構成オプション（“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャ）では、本発明におけるシステムは、
− ハイパワー負荷のための２つの配電チャンネルと、
− 通常負荷のための２つの配電チャンネルと
を備える。

ハイパワー負荷のための各配電チャンネルは、
− 始動発電機と、
− 縮小されたフィルタリングを有する２つの単純な６ダイオード整流ブリッジと、
− ２つの第１直流母線と、
− ２つの縮小されたフィルタリングインバータと、
− 変圧整流器と、
− 第２直流母線と、
− バッテリと
を備える。

通常負荷のための各配電チャンネルは、
− 始動発電機と、
− 第１交流母線と、
− コンバータと、
− 第２交流母線と
を備える。

このシステムは、有利には、
− ２つの第１パワーチャンネルを一緒に含む第１マスターボックスと、
− ２つの第２パワーチャンネルを一緒に含む第２マスターボックスと、
− ２３０ボルトおよび１１５ボルトの通常チャンネルと２８ボルトの直流回路を一緒に含む第３マスターボックスと、
− 非常バックアップマスターボックスと
を備える。

第２例の構成オプション（“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャ）では、本発明におけるシステムは、
− ハイパワー負荷のための４つの配電チャンネルと、
− 通常負荷のための２つの配電チャンネルと
を備える。

それは、６個の同一の始動発電機と２つの単巻変圧器を備える。

それは、有利には、
− ２つの第１パワーチャンネルを一緒に含む第１マスターボックスと、
− ２つの第２パワーチャンネルを一緒に含む第２マスターボックスと、
− ２３０ボルトおよび１１５ボルト交流の通常チャンネルと２８ボルト直流回路を一緒に含む第３マスターボックスと、
− 非常バックアップマスターボックスと
を備える。

それは、有利には、機体(fuselage)における異なる位置での始動発電機と対応マスターボックスとの間のクロスオーバ(crossover)を含む。

第３例の構成オプション（“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャ）では、本発明におけるシステムは、
− ハイパワー負荷のための４つの最適化された配電チャンネルと、
− 通常負荷のための２つの配電チャンネルと
を備える。

それは、有利には、前記最適化されたパワーチャンネルに専用化された４つのパワー始動発電機と、２つの通常発電機とを備える。前記始動発電機の主ステージは、有利には、３相以上の複数の相を有する多相同期交流発電機を備え、とりわけ、５または６相のケースでは、この主ステージは、２つの３０°の３相系から構成されてもよい。通常発電機は、３相、３ステージの同期マシンであってもよい。可変周波数レンジが使用され、それは、ハイパワー負荷のための最適化された配電チャンネルについて８００と２０００Ｈｚの間である。

このシステムは、有利には、
− ２つのパワーチャンネルと直流母線と３相インバータを一緒に含む第１マスターボックスと、
− ２つのパワーチャンネルと直流母線と３相インバータを一緒に含む第２マスターボックスと、
− １１５ボルト交流のための技術母線と商業母線とを一緒に含む第１ハーフパネルと、
− １１５ボルト交流のための技術母線と商業母線とを一緒に含む第２ハーフパネルと、
− 母線とパワーコンバータと変圧整流器を一緒に含む第３ハーフパネルと、
− 母線とパワーコンバータと変圧整流器を一緒に含む第４ハーフパネルと
を備える。

既存のシステムと比較して、本発明におけるシステムは、次の有利な特徴を提供する。
・高調波汚染をもたらす負荷と高品質な電圧を必要とする負荷とを別個の配電チャンネルに分離する発電および変換アーキテクチャ。
・配電チャンネルの改善された分離(segregation)と増加された冗長性を得るために、電力のより多くの主供給源(principle sources)によって、信頼性、安全性、利用可能性を改善する発電および変換アーキテクチャ。
・発電、始動、変換および配電システムを３つの個別の“青”、“緑”、“黄”の電気回路へ再構成し分離すること。それぞれは２つのサブ回路に分解され、第１のサブ回路は第１エンジンによりパワーが供給され、第２のサブ回路は第２エンジンによりパワーが供給される。
・臨界負荷についてのパワーの供給の改善された安全性のために主電源の技術的相違を確保する発電および変換アーキテクチャ。
・既存の発電機（IDG (Integrated Driven Generators)、VSCF (Variable Speed Constant Frequency)、VFG (Variable Frequency Generators)、VFSG (Variable Frequency Starter Generators))と比較して容積(volume)を低減すると共にパワー／ウェイト比を改善するための、より高い周波数の始動発電機の使用。
・回路電圧品質に関連する設計制約における緩和の結果としての、各パワーチャンネルのための始動発電機の質量の低減。
・高品質の電力を必要とする負荷を有する“通常チャンネル”から、汚染パワーエレクトロニクスを有する“パワーチャンネル”を分離することによる、パワーエレクトロニクスインバータと整流器に関連するフィルタリング構成要素の質量の低減。
・より高速の始動発電機によって発生される電圧についての高い周波数レンジによる、パワーエレクトロニクスインバータと整流器に関連するフィルタリング構成要素の質量の低減。
・重く複雑なＡＴＲＵ(“Auto-Transformer-Rectifier-Units”)に代えて、縮小されたフィルタリングを有する、簡単で軽量な整流ブリッジの使用。
・より高速回転の使用による、補助電源装置によって駆動される発電機のパワー／ウェイト比の増加。
・存続し得る航空機アーキテクチャにおける３相を上回る相を有する多相同期マシンから構成される始動発電機の使用。

既存の“４Ｍ”アーキテクチャによるエンジンに関連する電力回路を示す図である。 既存の“４Ｍ”アーキテクチャによる発電、変換、配電および始動システムを示す図である。 本発明のアーキテクチャについての第１構成オプションによるエンジンに関連する電力回路を示す図である。 本発明の“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャについての第１例の構成オプションを示す図である。 本発明の“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャについての第２例の構成オプションを示す図である。 本発明の“４Ｐ＊２Ｃ”アーキテクチャについての第３例の構成オプションを示す図である。

本発明における航空機に搭載される発電(electrical generation)、変換(conversion)、配電(distribution)および始動(starting)システムは、一方のパワー負荷(power loads)のための配電チャンネルと他方の通常負荷(conventional loads)との分離を使用する。これらの個々のチャンネルには、航空機のエンジンによって駆動される別個の発電機によって電力が供給される。しかしながら、所定エンジンは多数の発電機を駆動してもよい。

前述した既存の“４Ｍ”アーキテクチャと比較して、高調波汚染(harmonic pollution)を発生する負荷と、高品質な電圧を必要とする負荷とを別個の配電チャンネルに分離することは、既に既存の航空機に存在する制約であってパワーチャンネルにおける通常負荷によって課されるフィルタリングの制約が克服されることを意味する。

このシステムは、双発エンジンの航空機の場合において、
− “Ｐ”と称されるハイパワー負荷のための１又は２以上の配電チャンネルと、
− “Ｃ”と称される通常負荷のための１又は２以上の配電チャンネルと
から構成される。

従って、以下では、このような新規なアーキテクチャについての構成オプションの例は、パワーチャンネルと通常チャンネルの数に応じて、“２Ｐ２Ｃ”、“４Ｐ２Ｃ”、“４Ｐ^＊２Ｃ”と称される。

本発明におけるシステムは、航空機における電気システムの全質量と、電気機器のアイテムの数、即ち、主および補助始動発電機、静的な電力コンバータ(static electric power converters)、整流器、インバータ及び変圧器の数を、それらのフィルタリング構成要素を減らすことによって低減する。

使用される機器と本発明におけるシステムの種々のモードの構成は、以下で分析されるであろう。これらの構成オプションは、
− パワーチャンネルアーキテクチャと、
− 前記パワーチャンネルのための発電システムと、
− 前記パワーチャンネルのためのコンバータと、
− 通常チャンネルと
に関連する。

これらの構成オプションの何れを選択するかは、所望する利点による。

以下の見解は、エンジンによって駆動される主発電装置を備える場合について述べられるが、タービンエンジンまたは燃料電池タイプの補助電源装置(APU; Auxiliary power unit)によって駆動される補助発電装置について、または、燃料電池タイプ、バッテリ、空気駆動式タービンの非常バックアップ発電装置についても有効である。

１．パワーチャンネルのアーキテクチャ
図３に示されるように、パワーチャンネルにおいて、メンテナンスコストに関連する理由と発電機の数を最小化するための理由により、単一の始動発電機ＳＧ−Ｂは、主交流電源バスＡＣ−Ｂを通じて、空調システムＥＣＳ１のモーターコンプレッサユニットＣＡＣ１，ＣＡＣ２のための２つのインバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２と整流器ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２を含む２つの電源チェーンと、翼の防除氷システムＷＩＰＳ−Ｂによって表される全てのパワー負荷に電力を供給する。

図５および図６に例示されるような他の構成オプションでは、通常チャンネル発電機がパワーチャンネル発電機と同じサイズである場合において、通常チャンネル発電機のアンダーユース(under-use)を防止するため、２つの別個のパワーチャンネルに電力を供給するのに２つの発電機が使用される。このように、発電システムを複数のサブシステムに分割することは、各発電機の直径(diameter)が減少されることを意味する。このことの結果は次の通りである。
− エンジンポッド(engine pod)の全直径が低減され、従って空力抵抗(aerodynamic drag)が低減され得る。
− 電力の供給源の数が増やされ、電気回路の増加された冗長性と強化された分離(segregation)を可能にする。
− ユーザシステムに対する電源の信頼性と安全性が強化されるのみならず、航空機の可用性と動作上の信頼性も強化される。
− 電気式アクチュエータを用いる飛行制御アーキテクチャにこの発電アーキテクチャを組み合わせることが、電源の数の増加の結果、促進される。

２．パワーチャンネルのための発電システム
通常チャンネルとの相互接続のオプションを維持するために、各パワーチャンネルは、４００Ｈｚに等しい一定周波数、または３６０と８００Ｈｚの間の可変周波数では、ユーザシステムの電力需要に依存して、過剰な量の配線を防止するために、１１５Ｖまたは２３０ボルトのような、配電中点(distributed neutral)を有する又は有しない３相交流系である。

所定の電力についての始動発電機の質量を低減するために、電気的周波数の増加は、
− 回転速度を増加することにより、または
− 極のペアの数を増やすことにより、または
− これら２つのソリューションの組合せ
により達成されてもよい。

従って、周波数は、８００と２０００Ｈｚの間で変化し、それは、１２０００と３００００ｒｐｍの間で作動する８極の始動発電機についての周波数に対応する。このような周波数の増加は、各パワーチャンネルについての静的な電子コンバータのためのフィルタリング構成要素の数が低減され、従って重量が低減され得ることを意味する。

パワーチャンネル電圧品質の制約の緩和が可能である。それは、内部的な電気パラメータの制約を考慮に入れる必要なく、幾何学的または重量ベースの設計に焦点を当てることにより、始動発電機のパワー／ウェイト比を増加することを可能にする。

そのパワー／ウェイト比とパワー／容積比を増加させるために、且つ、その整流構成を最適化するために、パワーチャンネル用の各発電機は、有利には、３以上の多数の相、好ましくは５相または６相を有する多相マシンを用いて構成される。

３．パワーチャンネルのためのコンバータ
２３０ボルトの３相の交流の主電圧を＋／−２７０ボルトの直流に変える変換整流(conversion-rectification)機能は、電気的変速機(electric speed variator)に必要であり、有利には、“２Ｐ２Ｃ”および“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャの場合において軽量で簡単な６ダイオードの３相整流ブリッジを用いて実現され、一方、重くて複雑な８ダイオードの単巻変圧整流器と位相間インダクタンスは、従来回路品質基準を満足するために“４Ｍ”アーキテクチャにおいて必要である。

上述のように、３相よりも多くの相を有する多相発電装置の場合において、単巻変圧器を備えない多相整流器は、その出力電圧のリップルを低減すると共に、回路上のアップストリーム高調波を除去(reject)することが少ない。

もし、上述のように、パワーチャンネルにおける電圧品質の緩和が存在すれば、パワーチャンネルに接続された静的な電力コンバータフィルタ、インバータまたはチョッパーは最小量に低減されてもよい。フィルタにおけるこの低減は、上述のフィルタリング構成要素の数における低減とは無関係であるが、後者と組み合わされてもよい。

４．通常チャンネル
パワーチャンネルに電力を供給する全ての発電機、または通常のチャンネルに電力を供給する全ての発電機は、有利には、メンテナンスコストに関連する理由で、且つ、相互の互換性を維持するため、同一である。そして、これらの発電機は、ＶFG(“Variable Frequency Generators”)と呼ばれるブラシレスの３ステージの３相同期発電機であってもよく、またはVFSG(“Variable Frequency Starter Generators”)と呼ばれる電気的エンジン始動機能を実行するようにリバーシブルの発電機であってもよい。４００Ｈｚの一定周波数、または３６０と８００Ｈｚの間で変化する周波数を有する１１５ボルトの３相交流を供給する発電機は、典型的には専用の単巻変圧器を用いて実現される２３０ボルト交流／１１５ボルト交流変換機能を排除できることを意味する。

しかしながら、電力の主供給源の間の技術的な相違点を確保し、従って、臨界負荷に対する電源の改善された安全性を維持するために、２つの異なるタイプの発電機が通常チャンネルとパワーチャンネルについて使用されてもよい。

ここで、“２Ｐ２Ｃ”、“４Ｐ２Ｃ”、“４Ｐ^＊２Ｃ”と称される本発明におけるシステムについての構成オプションの３つの例を説明する。これらの構成オプションは、複雑度を増大する順、すなわち次第に複雑度が増す変形の導入順に説明される。

Ａ．構成オプションの第１例：２Ｐ２Ｃアーキテクチャ
この“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャは、双発エンジンの航空機の場合において、
− “Ｐ”と称されるハイパワー負荷のための２つの配電チャンネルと、
− “Ｃ”と称される通常負荷のための２つの配電チャンネルと
から構成される。

従って、図４は、４つの同一の始動発電機ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｇ１，ＳＧ−Ｇ２，ＳＧ−Ｙと、４つの簡単な整流器ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２，ＲＵ−Ｙ１，ＲＵ−Ｙ２と、縮小されたフィルタリングを備えた４つのインバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２，ＭＣＵ−Ｙ１，ＭＣＵ−Ｙ２と、２つの単巻変圧器ＡＴＵ−Ｇ１，ＡＴＵ−Ｇ２と、３つの変圧整流器ＴＲＵ−Ｂ，ＴＲＵ−Ｙ，ＴＲＵ−Ｇの表現を示す。

図３によれば、航空機のエンジンＥｎｇ１，Ｅｎｇ２から引き出される電力は、チャンネル“Ｐ”およびチャンネル“Ｃ”を通じて配電される。

“Ｐ”配電チャンネルＢ（またはＹ）は、詳細には、
− 始動発電機ＳＧ−Ｂ（ＳＧ−Ｙ）と、
− 始動発電機ＳＧ−Ｂ（ＳＧ−Ｙ）から平衡３相負荷ＷＩＰＳ−Ｂ（ＷＩＰＳ−Ｙ）に電力を直接的に配電する、好ましくは２３０ボルト交流の主母線ＡＣ−Ｂ（ＡＣ−Ｙ）と、
− 縮小されたフィルタリングを含む簡単な２つの６ダイオード整流ブリッジＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２（ＲＵ−Ｙ１，ＲＵ−Ｙ２）と、
− 好ましくは、＋／−２７０ボルト直流の２つの母線ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２（ＤＣ−Ｙ１，ＤＣ−Ｙ２）と、
− 始動モードにおいて始動発電機またはハイパワーモータの速度とトルクを制御する縮小されたフィルタリングを含む２つのインバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２（ＭＣＵ−Ｙ１，ＭＣＵ−Ｙ２）と、
− 空調システムＥＣＳ−１（ＥＣＳ−２）のための２つのモーターコンプレッサユニットＣＡＣ−１，ＣＡＣ−２（ＣＡＣ−３，ＣＡＣ−４）と、
− 変圧整流器ＴＲＵ−Ｂ（ＴＲＵ−Ｙ）と、
− 母線ＤＣ−Ｂ（ＤＣ−Ｙ）と、
− バッテリ充電器ＢＣ−Ｂ（ＢＣ−Ｙ）と、
− バッテリＢＡＴＴ−Ｂ（ＢＡＴＴ−Ｙ）と
を備える。

“Ｃ”配電チャンネルＧ１（またはＧ２）は、詳細には、
− 始動発電機ＳＧ−Ｇ１（ＳＧ−Ｇ２）と、
− 始動発電機ＳＧ−Ｇ１（ＳＧ−Ｇ２）から平衡３相負荷ＷＩＰＳ−Ｇ１（ＷＩＰＳ−Ｇ２）に電力を直接的に配電する、好ましくは２３０ボルト交流の主母線ＡＣ−Ｇ１（ＡＣ−Ｇ２）と、
− 必要であれば、２３０ボルト交流／１１５ボルト交流コンバータＡＴＵ−Ｇ１（ＡＴＵ−Ｇ２）と、
− １１５ボルト交流のための母線ＡＣ−１（ＡＣ−２）と
を備える。

図４に示されるように、このアーキテクチャに関連する本発明におけるシステムは、有利には、
− パワーハーフチャンネルＢ１，Ｂ２を一緒に含む(bring together)“青”マスターボックス（または電気パネル）または“パネルＢ”と、
− パワーハーフチャンネルＹ１，Ｙ２を一緒に含む“黄”マスターボックスまたは“パネルＹ”と、
− ２３０ボルトおよび１１５ボルト交流での通常チャンネルＧ１，Ｇ２と、２８ボルト直流回路ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｙを一緒に含む“緑”マスターボックスまたは“パネルＧ”と、
− 非常バックアップ通常チャンネルを備えた非常バックアップマスターボックスまたは“ＥＭＥＲパネル”と
を備える。

これらの回路のそれぞれは、前述した図３に例示したものに類似した構成要素を備える。

全ての図面において、例えば、Ｃ，ＧＬＣ，ＥＰＣ，ＥＧＣ，ＢＴＣ，ＳＩＣ，ＳＣとして参照される接触器の状態、開放(open)または閉成(closed)は、正常な状態下での飛行形態(flight configuration)に対応する。

図３に例示されたアーキテクチャでは、飛行中または地上にある場合、エンジンＥｎｇ１またはＥｎｇ２が始動されており、そして、正常な構成（装置故障なし）にあり、即ちエンジンＥｎｇ−１が始動発電機ＤＧ−Ｂを機械的に駆動している。この発電機ＳＧ−Ｂは、母線ＡＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２に接続された“パワー”チャンネル電気負荷に電力を供給する。

また、航空機エンジンＥｎｇ−１は、始動発電機ＳＧ−Ｇ１を機械的に駆動する。この発電機ＳＧ−Ｇ１は、母線ＡＣ−Ｇ１に接続された“通常チャンネル”の電気負荷に電力を供給する。

始動発電機ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｇ１は、異常状態において、互換性を維持し、回路が再構成されることを可能とし、そして母線をアクセスするために、同一アイテムの機器である。一方、それらの電気回路への接続と、“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャにおけるそれらの各機能は異なっている。

このような始動発電機は、発電モードまたは始動モードで使用可能な、ブラシレスの３ステージのリバーシブルの３相同期マシンであってもよい。将来の航空機における増加した電力要件(power requirements)を考慮すれば、これらの始動発電機からのライン−中点間の出力電圧が選択され、それは、航空アプリケーションにおいて広く使用されている１１５ボルトに代えて、２３０ボルトの平均値(rms value)を有し、エンジンＥｎｇ−１の高圧（ＨＰ）シャフトの速度に比例すると共に３６０と８００Ｈｚの間で可変な回路の周波数を有する。

“Ｃ”配電チャンネルは、高品質な電圧供給を必要とする交流負荷に電力を供給する。従って、技術負荷および商業負荷は母線ＡＣ−Ｇ１に接続される。

翼の防除氷ＷＩＰＳ−ＢまたはＷＩＰＳ−Ｇ１を提供する加熱抵抗素子のような、高調波除去(harmonic rejection)の観点から非汚染(non-polluting)の負荷であって低品質な電圧を許容する負荷は、“通常”または“パワー”チャンネルの何れかによって電力が供給されてもよく、このような電力の選択は、発電機ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｇ１のバランスのとれたサイズを確保するようになされる。

図４に示されるように、航法装置(avionics)のような低直流電圧負荷は、母線ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｇ，ＤＣ−Ｙに接続され、バッテリ充電器ＢＣ−Ｂ，ＢＣ−Ｇ，ＢＣ−Ｙを通じてバッテリＢＡＴＴ−Ｂ，ＢＡＴＴ−Ｇ，ＢＡＴＴ−Ｙまたは変圧整流器ＴＲＵ−Ｂ，ＴＲＵ−Ｇ，ＴＲＵ−Ｙによって、回路構成に応じて、電力が供給されてもよい。

正常モードにおいて、始動発電機ＳＧ−Ｂと関連するパワーチャンネルは、６ダイオードの３相整流器ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２に電力を供給し、それらは、バスＡＣ−Ｂの３相交流電圧を整流された直流電圧に変換し、この直流電圧は、母線ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２を通じて配電される。いわゆる“パワー”チャンネル負荷は現在の基準と比較して非常に低い電圧品質を受け入れるので、６ダイオード整流器は多くの高調波を除去するものの、上述したように、軽量な６ダイオード整流器ＲＵ−Ｂ１は、図１および図２に示される８ダイオードの単巻変圧整流器ＡＴＲＵ−Ｂ１と比較して十分である。

母線ＤＣ−Ｂ１、ＤＣ−Ｂ２は、３相インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２に電力を供給し、これらは、空調システムＥＣＳ１のモーターコンプレッサユニットＣＡＣ１，ＣＡＣ２に電力を供給すると共に、航空機の空調システムＥＣＳ１の要件(requirements)に従って電流と電圧の振る舞いを修正することにより、それらの速度、トルク、パワーを調整する。

高調波汚染を発生する負荷と、高品質な電圧を必要とする負荷とを別個の配電チャンネルに分離することは、インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２に関連するフィルタリング構成要素を大幅に削減し、従ってこのようなアイテムの機器の質量を低減できることを意味する。

図４に示される構成オプションの例では、航空機が地上にある場合、始動発電機ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｇ１は、始動モードで使用されて、始動シーケンスの期間中、エンジンＥｎｇ−１を機械的に駆動する。そして、始動発電機ＳＧ−Ｓ２，ＳＧ−Ｙを用いてエンジンＥｎｇ−２が始動される。エンジンの電気的始動のための電力の供給源は、補助電源装置ＡＰＵ−ＧＴ、または、１又は２以上の地上装置ＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｇ１，ＥＰ−Ｇ２，ＥＰ−Ｙであり、または既に始動した他のエンジンＥｎｇ−１またはＥｎｇ−２である。

インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２は、モーターコンプレッサユニットＣＡＣ１，ＣＡＣ２を制御するその機能に加えて、エンジンＥｎｇ−１のための始動モードにおいて始動発電機ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｇ１に電力を供給し制御するために使用されてもよい。始動の期間中、地上ポイントＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｇ１を通じて地上で電力が供給される場合、インバータのうちの一つ、例えばＭＣＵ−Ｂ１が、ポイントＥＰ−Ｂに接続された地上装置によって供給される１１５ボルト交流を、母線ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２のための直流電流に変換するために３相整流器モードで使用されてもよい。他のインバータＭＣＵ−Ｂ２は、始動発電機ＳＧ−Ｇ１のための制御と電源を供給する。

Ｂ．構成オプションの第２例：４Ｐ２Ｃアーキテクチャ
“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャは、双発エンジンの航空機の場合において、
− “Ｐ”と称されるハイパワー負荷のための４つの配電チャンネルと、
− “Ｃ”と称される通常負荷のための２つの配電チャンネルと
から構成される。

図５に示されるように、構成オプションのこの例は、４つの同一のパワー始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２と、２つの通常発電機Ｇ−Ｇ１，Ｇ−Ｇ２を備える。図４に既に示されているように、それは、４つの簡単な整流器ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２，ＲＵ−Ｙ１，ＲＵ−Ｙ２と、４つの縮小されたフィルタリングインバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２，ＭＣＵ−Ｙ１，ＭＣＵ−Ｙ２と、２つの単巻変圧器ＡＴＵ−Ｇ１，ＡＴＵ−Ｇ２を備える。

“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャについて挙げられる利点は“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャにも当てはまる。

このような例では、それぞれ重い負荷を有する“Ｐ”チャンネルは、２つのチャンネル“Ｂ１”と“Ｂ２”（または“Ｙ１”と“Ｙ２”）に分割される。このような分割は、“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャと比較して、パワー始動発電機の改善されたサイズと、達成されるべき航空機の観点から質量の低減を可能にする。

始動発電機の互換性を維持すると共に、交換部品の保管とメンテナンスのコストを低減するために、６つの始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１，Ｇ−Ｇ１，Ｇ−Ｇ２，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２（１機の航空機につき６個、即ち、双発ジェット用のエンジンＥｎｇ１，Ｅｎｇ２につき３個）は同一マシンであり、それぞれが、母線ＡＣ−Ｂ１，ＡＣ−Ｙ１，ＡＣ−Ｇ１，ＡＣ−Ｇ２，ＡＣ−Ｂ２，ＡＣ−Ｙ２に電力を供給するものであるが、それらの機能または関連の配電システムは全く異なってもよい。従って、６つの同一の始動発電機（始動機能が、通常負荷に関連する両方の発電機について使用されないとしても）と、２つの単巻変圧器ＡＴＵ−Ｇ１，ＡＴＵ−Ｇ２とが存在する。

“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャは、より多くの電力の供給源により、電源の信頼性および安全性と、航空機の動作上の信頼性を増進させる。加えて、それは、配電チャンネルのより良好な分離と、電源システムの増加された冗長性を確保する。

従って、このような“４Ｐ２Ｃ”電力アーキテクチャと組み合わされた“より電気的”または“完全に電気的”な飛行制御アーキテクチャの装備が促進される。

図５に示されるように、青、緑、黄の３つの異なるカラーで識別される３つの油圧回路に基づく“３Ｈ”と呼ばれる飛行制御アーキテクチャは、双発エンジンの航空機に組み込まれた“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャの場合に存在する６つの電気的チャンネルを識別するために使用される。図５の左側に、第１チャンネルが“Ｂ１”として識別され、第２チャンネルが“Ｂ２”と称され、そして、相互間でこれら２つの“青”チャンネルを再構成することが可能である。２つの中央の緑チャンネルには、“Ｇ１”および“Ｇ２”のラベルが付されている。右側には、２つの黄チャンネルに、“Ｙ１”および“Ｙ２”のラベルが付されている。

図５に示されるように、この“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャと関連する電気的マスターボックスは、
− パワーチャンネルＢ１，Ｂ２を一緒に含む“青”マスターボックスまたは“パネルＢ”と、
− パワーチャンネルＹ１，Ｙ２を一緒に含む“黄マスターボックス”または“パネルＹ”と、
− ２３０ボルトおよび１１５ボルト交流での通常チャンネルＧ１，Ｇ２を一緒に含むと共に２８ボルト直流回路ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｙを一緒に含む“緑マスターボックス”または“パネルＧ”と、
− 非常バックアップ通常チャンネルを備えた“非常バックアップ”マスターボックスまたは“ＥＭＥＲパネル”と
を構成する。

“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャの動作は、“２Ｐ２Ｃ”アーキテクチャの動作に非常によく似ている。僅かな違いは、図４および図５の比較分析によって容易に理解できる。

しかしながら、“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャに特有のひとつの利点は、エンジン停止時での母線間での転送と過剰な再構成を回避するために、航空機の機体における異なる位置、例えば左側および右側（“パネルＢ”および“パネルＹ”または“サイド１”および“サイド２”と称される）におけるマスターボックスと対応始動発電機との間の特定のクロスオーバ(crossover)の編入(incorporation)である。エンジンＥｎｇ１によって駆動される始動発電機ＳＧ−Ｙ１は、電気的マスターボックス“パネルＹ”に電力を供給する。エンジンＥｎｇ２によって駆動される始動発電機ＳＧ−Ｂ２は、電気的マスターボックス“パネルＢ”に電力を供給する。従って、エンジンＥｎｇ２が停止した場合、電気的マスターボックス間で転送することなく、例えば次の構成が発生する。
− 電気的マスターボックス“パネルＢ”は、始動発電機ＳＧ−Ｂ１によって依然として電力が供給される。
− 電気的マスターボックス“パネルＧ”は、発電機Ｇ−Ｇ１によって依然として電力が供給される。
− 電気的マスターボックス“パネルＹ”は、始動発電機ＳＧ−Ｙ１によって依然として電力が供給される。

Ｃ．構成オプションの第３例：４Ｐ^＊２Ｃ
“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャは、双発エンジンの航空機の場合において、
− “Ｐ^＊”として示されるハイパワー負荷について最適化された、即ち複合の修正(complex modifications)を含む４つの配電チャンネルと、
− “Ｃ”として示される通常負荷のための２つの配電チャンネルと
から構成される。

“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャについて挙げられる利点は、６つの始動発電機間の全互換性(total interchangeability)に関する点を除けば、“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャに当てはまり、この点は“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャと共存しない利点であるが、しかし、それは、２３０ボルト交流／１１５ボルト交流コンバータを必要としないという事柄によって補われる。

図６に示されるように、この４Ｐ^＊２Ｃアーキテクチャは、４つのパワー始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２と、２つの通常始動発電機Ｇ−Ｇ１，Ｇ−Ｇ２を備えるが、単巻変圧器は備えない。それは、パワー始動発電機と通常発電機との間に技術的相違(technological dissimilarity)を導入し、相違の利点は、安全分析(safety analysis)において評価される。

回路の電圧品質に関するパワー始動発電機のサイズの制約が緩和され、従って、その質量が低減される。

また、“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャと比較して、極めて高い回転速度及び／又は最適化された個数のパワー始動発電機の極が使用される。これは、次のことを可能にする。
− その質量とその直径の低減。
− “４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャと比較して、整流フィルターとインバータの質量がさらに低減されることを可能にする、より高い電気的周波数レンジ。

エンジンによって駆動される主始動発電機の質量の低減は、ローターの回転速度の増加及び／又は回路における電力の品質に関する制約の緩和をもたらし、また、補助電源装置（ＡＰＵ）によって駆動される補助始動発電機にも当てはまる。

最適化されたパワーチャンネル“Ｐ^＊”に専用化された４つの主始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２は、具体的にはパワーチャンネルに電力を供給するように設計された電気マシンであり、現在の航空発電機に関する設計制約がまったくない。

所定パワーの始動発電機の質量を低減するために、極のペアの数と回転速度が、３６０と８００Ｈｚの間の可変周波数を維持することなく、例えば、１２０００と３００００ｒｐｍの間で回転する８つの極を有する始動発電機の周波数に相当する８００と２０００Ｈｚの間に増加されてもよい。

また、“Ｐ^＊”チャンネルにおける電圧品質に関する制約の緩和は、始動発電機のパワー／ウェイト比が、内部の電気パラメータに関する制約を考慮に入れる必要なく、幾何学的設計および質量設計に焦点を当てることにより、増やせることを意味する。

“Ｐ^＊”チャンネルの始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２の主ステージ(principal stage)は、有利には多相同期発電機であり、それぞれが６ダイオードを有する２つの簡単な３相整流ブリッジに並列に電力を供給することを可能とするために、３０°の位相角差を有する、３相、５相、６相、または２つの３相システムである。これらのマシンは、多相マシンと呼ばれ、最小回路電圧品質を保証するために、２３０ボルト交流と＋／−２７０ボルト直流との間の整流動作のための位相遅延単巻変圧器(phase-delay auto-transformer)を必要としないことを意味する。

通常チャンネル“Ｃ”の発電機Ｇ−Ｇ１，Ｇ−Ｇ２の両方は、３ステージのブラシレスの３相同期マシンであり、それは、好ましくは調整点(the point of regulation)で１１５ボルト交流電圧を供給し、“２Ｐ２Ｃ”および“４Ｐ２Ｃ”アーキテクチャで必要とされる２３０ボルト交流／１１５ボルト交流コンバータの排除を可能とする。

“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャは、電力コンバータ(electronic power converters)に関連するフィルタリング構成要素の数と質量、即ち、ハイパワー負荷のための整流器とインバータの数と質量の低減を可能にする。従って、２３０ボルト交流電圧から、電気的変速器(electrical speed variator)で必要とされる＋／−２７０ボルト直流バスへの回路の主電圧のための変換は、６以上のダイオードを有する簡単で軽量な多相整流ブリッジを用いて実現されてもよい。

加えて、“Ｐ^＊”チャンネルのためのより高い可変周波数レンジの使用、例えば８００から２０００Ｈｚの使用は、これらのチャンネルに関連するフィルタリング構成要素の質量がさらに低減され得ることを意味する。

図６に示されるように、この“４Ｐ^＊２Ｃ”アーキテクチャに関連する電気的マスターボックスは、
− パワーチャンネルＢ１，Ｂ２、直流母線ＤＣ−Ｂ１２、３相インバータＩＮＶ−Ｂを一緒に含む“パネルＢ”マスターボックスと、
− パワーチャンネルＹ１，Ｙ２、直流母線ＤＣ−Ｙ１２、３相インバータＩＮＶ−Ｙを一緒に含む“パネルＹ”マスターボックスと、
− １１５ボルト交流電圧ＡＣ−Ｂ，ＡＣ−Ｇ１、商業母線ＣＯＭ−Ｂ，ＣＯＭ−Ｇ１を一緒に含む第１ハーフパネルＡＣ１と、
− １１５ボルト交流電圧ＡＣ−Ｇ２，ＡＣ−Ｙ、商業母線ＣＯＭ−Ｇ２，ＣＯＭ−Ｙを一緒に含む第２ハーフパネルＡＣ２と、
− パイロット入力コマンド(pilot-in-command)のインスツルメント（“Ｃｐｔインスツルメント”）に接続され、母線ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｇ１１，ＤＣ−Ｇ１、パワーコンバータＢＢＣＵ−Ｂ，ＢＢＣＵ−Ｇ１、変圧整流器ＴＲＵ−Ｇ１を一緒に含む第３ハーフパネルＤＣ１と、
− 副パイロットのインスツルメント（“Ｆ／Ｏインスツルメント”）に接続され、母線ＤＣ−Ｇ２，ＤＣ−Ｙ，ＤＣ−Ｇ２２、パワーコンバータＢＢＣＵ−Ｇ１，ＢＢＣＵ−Ｙ、変圧整流器ＴＲＵ−Ｇ２を一緒に含む第４ハーフパネルＤＣ２と
備える。

構成オプション“４Ｐ２Ｃ”の第２例で提案した電気パネルのブレークダウンと比較して、構成オプション“４Ｐ^＊２Ｃ”のこの第３例は、同一のツー・バイ・ツーのマスターボックスに基づいており、そして、主な通常マスターボックスパネルＧとはメークアップ(make-up)が異なる通常の非常バックアップ“ＥＭＥＲ−パネル”マスターボックスの必要性を回避する。

図６において、飛行中または地上において、一旦、エンジンが始動され、正常な構成（装置故障なし）にあれば、航空機エンジンＥｎｇ−１は、始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１を機械的に駆動する。始動発電機ＳＧ−Ｂ１は、“パネルＢ”の電気的マスターボックスの内部母線ＡＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ１に接続された“パワー”チャンネルＢ１の電気負荷に電力を供給する。始動発電機ＳＧ−Ｙ１は、電気的マスターボックス“パネルＹ”に接続される。

始動発電機ＳＧ−Ｂ２は、母線ＡＣ−Ｂ２，ＤＣ−Ｂ２にそれぞれ接続された所謂“パワー”チャンネルＢ２の電気負荷に電力を供給する。

始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｂ２は、異常状態において母線をアクセスすると共にチャンネルＢ１，Ｂ２の内部回路の再構成を可能とするために、同一のアイテムの機器である。

そして、“パワー”始動発電機は、ブラシレスの３ステージのリバーシブルの多相同期マシンであり、それは、発電モードまたは始動モードで使用できる。将来の航空機について増加した電力要件(power requirements)を考慮すると、これらの始動発電機からの位相−中点出力電圧は、好ましくは、航空アプリケーションにおいて広く使用されている１１５ボルトに代えて、２３０ボルトの平均(rms)値を有する。パワーチャンネルの周波数は、８００と２０００Ｈｚの間で可変であり、エンジンＥｎｇ−１の高圧縮シャフトの速度に比例する。

また、エンジンＥｎｇ−１は、発電機Ｇ−Ｇ１を機械的に駆動する。発電機Ｇ−Ｇ１の主ステージ３相固定子(stator)は、母線ＡＣ−Ｇ１に接続された“通常”チャンネルの電気負荷に１１５ボルトの３相交流のような電力を供給する。“通常”チャンネルは、高品質な電源を必要とする交流負荷に電力を供給する。従って、技術負荷と商業負荷は、母線ＡＣ−Ｇ１に接続される。

翼の防除氷ＷＩＰＳ−Ｂ１またはＷＩＰＳ−Ｂ２を提供する加熱抵抗素子のシステムのような、低品質の電圧を許容すると共に高調波除去(harmonic rejection)の観点から非汚染(non-polluting)である負荷は、母線ＡＣ−Ｂ１，ＡＣ−Ｂ２またはＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２の何れかによって電力が供給されてもよい。このような電源の選択は、発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｇ１と整流器ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２のサイズのバランスをとるためになされる。

航法装置のような、２８ボルトの低電圧の直流負荷は、母線ＤＣ−Ｇ１に接続され、バッテリ充電器ＢＣ−Ｇ１を通じてバッテリＢＡＴＴ−Ｇ１または変圧整流器ＴＲＵ−Ｇ１によって、回路構成に依存して電力が供給されてもよい。“エネルギーバッテリ(energy battery)”として知られるこの２８ボルトの直流バッテリのサイズは、その電力が非常バックアップモードで供給されるように選択される。

通常モードにおいて始動発電機ＳＧ−Ｂ１と関連するパワーチャンネルＢ１は、母線ＡＣ−Ｂ１での６相交流電圧を、母線ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂにより配電される整流された直流電圧に変換する６相１２ダイオード整流器ＲＵ−Ｂ１に電力を供給する。上述したように、“パワー”チャンネル上の負荷が現在の基準と比較して低い電圧品質を受け入れるので、単巻変圧器ＡＴＲＵよりも多くの高調波を除去(reject)するとしても、軽量な１２ダイオード整流器で足りる。

母線ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２は６相インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２に電力を供給し、この６相インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２は、空調システムＥＣＳ１のモーターコンプレッサユニットＣＡＣ１，ＣＡＣ２に電力を供給すると共に、航空機の空調システムの要件(requirement)に応じて電流および電圧動作を修正することにより、その速度、トルク、パワーを調整する。

母線ＤＣ−Ｂとその対称な構成要素の母線ＤＣ−Ｙは、図示しない電気的飛行制御アクチュエータに電力を供給する。３相インバータＩＮＶ−Ｂは、母線ＤＣ−Ｂでの＋／−２７０ボルトの直流の高電圧を、４００Ｈｚの一定周波数の１１５ボルトの３相交流に変換して、母線ＣＯＭ−Ｂ上の商業負荷または母線ＡＣ−Ｂ上の技術負荷に電力を供給する。

リバーシブルのチョッパー型電力コンバータＢＢＣＵ−Ｂ，ＢＢＣＵ−Ｇ１は、電気制動システムのような間欠的なパワーアクチュエータに、母線ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｇ１を介して中間電圧の直流電力を供給するために使用される。母線ＤＣ−Ｂ１２を通じた正常な電源は利用可能ではなく、これらのアクチュエータは、バッテリＢＡＴＴ−Ｂによって電力が供給されてもよい。所謂“パワーバッテリ”と呼ばれるバッテリのサイジングと技術は、間欠的な電力についての高いが短時間の需要ピークに対し電源を保証するように選択される。母線ＤＣ−Ｂ１２を通じた正常な電源の損失(loss)が発生した場合、コンバータＢＢＣＵ−Ｇ１と母線ＤＣ−Ｇ１はバッテリＢＡＴＴ−Ｂを再充電するために使用される。

１８ダイオードの単巻変圧整流器の代わりに使用される１２ダイオードの整流器について、高調波汚染を発生する負荷と高品質な電圧を必要とする負荷を別個の配電チャンネルに分割することは、インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２に関連したフィルタリング構成要素を大幅に低減することができ、従ってこのようなアイテムの機器の質量を低減できることを意味する。

図６において、航空機が地上にある場合、始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１が、始動モードで使用され、始動シーケンス期間でエンジンＥｎｇ−１を機械的に駆動する。そして、エンジンＥｎｇ−２は、始動発電機ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｙ２を用いて始動される。エンジンの電気始動のための電力の供給源は、補助電源装置ＡＰＵ−ＧＴ、または１又は２以上の地上装置ＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｙ、または、既に始動されているのであれば他のエンジンＥｎｇ−１またはＥｎｇ−２であってもよい。

インバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２は、モーターコンプレッサユニットＣＡＣを制御するそれらの機能に加えて、エンジンＥｎｇ−１のための始動モードにおいて始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１に給電し制御するために使用されてもよい。地上ポイントＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｙを通じた地上で提供される始動の期間中に、インバータの或るもの、例えばＭＣＵ−Ｂ２およびＭＣＵ−Ｙ２は、ポイントＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｙに接続された地上装置によって供給される１１５ボルトの交流を、母線ＤＣ−Ｂ１／ＤＣ−Ｂ２およびＤＣ−Ｙ１／ＤＣ−Ｙ２のための直流電圧に変換するために３相整流モードで使用されてもよい。他のインバータＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｙ１は、始動発電機ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｙ１のための制御と電源を提供する。

参考文献
[1] US 2004 129835
[2] FR 2 870 039
[3] FR 2 875 971

ＡＣ−１，ＡＣ−２，ＡＣ−Ｂ，ＡＣ−Ｂ１，ＡＣ−Ｂ２，ＡＣ−ＥＭＥＲ，ＡＣ−Ｇ１，ＡＣ−Ｇ２，ＡＣ−Ｙ１，ＡＣ−Ｙ２；母線
ＡＴＲＵ−Ｂ１，ＡＴＲＵ−Ｂ２、ＡＴＲＵ−Ｙ１，ＡＴＲＵ−Ｙ２；単巻変圧整流器
ＡＴＵ−Ｂ２，ＡＴＵ−Ｇ１，ＡＴＵ−Ｇ２，ＡＴＵ−Ｙ１；単巻変圧器
ＡＰＵ−ＧＴ；補助電源装置
ＡＳＧ−Ｂ，ＡＳＧ−Ｙ；補助始動発電機
Ｂ，Ｅ，Ｙ；バッテリ
Ｂ１，Ｂ２，Ｙ１，Ｙ２；チャンネル
ＢＣ−Ｂ；バッテリ充電器
ＣＡＣ−１，ＣＡＣ−２；電気モーターコンプレッサユニット
ＤＣ−Ｂ，ＤＣ−Ｂ１，ＤＣ−Ｂ２，ＤＣ−Ｅ，ＤＣ−Ｇ，ＤＣ−Ｙ，ＤＣ−Ｙ１，ＤＣ−Ｙ２；母線
ＥＣＳ１，ＥＣＳ２；空調システム
Ｅｍｅｒ−Ｇ；非常バックアップ発電機
Ｅｎｇ−１，Ｅｎｇ−２；エンジン
ＥＰ−Ｂ，ＥＰ−Ｂ２，ＥＰ−Ｙ，ＥＰ−Ｙ１；入力
Ｇ−Ｇ１，Ｇ−Ｇ２；通常始動発電機
ＨＯＴ−Ｂ，ＨＯＴ−Ｅ，ＨＯＴ−Ｇ，ＨＯＴ−Ｙ；母線
ＭＣＵ−Ｂ１，ＭＣＵ−Ｂ２，ＭＣＵ−Ｙ１，ＭＣＵ−Ｙ２；インバータ
ＲＵ−Ｂ１，ＲＵ−Ｂ２，ＲＵ−Ｙ１，ＲＵ−Ｙ２；整流器
ＳＧ−Ｂ，ＳＧ−Ｂ１，ＳＧ−Ｂ２，ＳＧ−Ｇ１，ＳＧ−Ｇ２，ＳＧ−Ｙ，ＳＧ−Ｙ１，ＳＧ−Ｙ２；始動発電機
ＴＲＵ−Ｂ，ＴＲＵ−Ｅ，ＴＲＵ−Ｇ，ＴＲＵ−Ｙ；変圧整流器
ＷＩＰＳ−Ｂ１，ＷＩＰＳ−Ｂ２；平衡３相負荷（翼の防除氷システム）

Claims (29)

1. 空圧回路を備えない電力アーキテクチャを備えた“ブリードレス”型の航空機に搭載される発電、変換、配電および始動のためのシステムであって、
   − モーターコンプレッサおよび空調システムの少なくとも１つを含む前記“ブリードレス”型の航空機に特有のハイパワー負荷に供給する第１配電チャンネルと、
   − 技術負荷、航法装置、照明、燃料ポンプ、および商業負荷の少なくとも１つを含む他の負荷に供給する第２配電チャンネルとを具備し、
   前記第１および第２配電チャンネルは分離され、並列稼働するとともに、正常な状態下での形態で、前記航空機のエンジンの別個の発電機によって電力が供給されることを特徴とするシステム。
2. − 少なくとも２つのエンジンと、
   − ハイパワー負荷のための少なくとも２つの第１配電チャンネルと、
   − 他の負荷のための少なくとも２つの第２配電チャンネルと
   を備えた請求項１記載のシステム。
3. 各第１配電チャンネルが、１１５ボルトまたは２３０ボルトの３相交流系である請求項１記載のシステム。
4. 前記第１配電チャンネルの周波数が、３６０と８００Ｈｚの間である請求項３記載のシステム。
5. 前記第１配電チャンネルの周波数が、８００と２０００Ｈｚの間である請求項３記載のシステム。
6. 前記第１配電チャンネルの周波数が、８００Ｈｚと２ＫＨｚの間であり、且つ、前記第２配電チャンネルの周波数が、３６０Ｈｚと８００Ｈｚの間である請求項３記載のシステム。
7. 前記第１配電チャンネルに給電する各発電機が、位相の数が３以上の多相マシンである請求項２記載のシステム。
8. 位相の数が、５または６に等しい請求項７記載のシステム。
9. 各第１配電チャンネルが、２３０ボルトの３相交流を＋／−２７０ボルトの直流に変換するための６以上のダイオードを有する１又は２の多相整流ブリッジを備えた請求項１記載のシステム。
10. 前記発電機の全てが同一である請求項１記載のシステム。
11. 各発電機が、リバーシブルであるブラシレスの３相同期発電機である請求項１０記載のシステム。
12. 各発電機が、３６０Ｈｚと８００Ｈｚの間の周波数を有する１１５ボルトまたは２３０ボルトの交流を供給する発電機である請求項１１記載のシステム。
13. − 少なくとも２つのエンジンと、
    − ハイパワー負荷のための２つの第１配電チャンネルと、
    − 他の負荷のための２つの第２配電チャンネルと
    を備えた請求項１０記載のシステム。
14. ハイパワー負荷のための各第１配電チャンネルが、
    − 始動発電機と、
    − 交流母線と、
    − 縮小されたフィルタリングを有する２つの簡単な６ダイオードの整流ブリッジと、
    − ２つの直流母線と、
    − ２つの縮小されたフィルタリングインバータと、
    − 変圧整流器と、
    − 母線と、
    − バッテリと
    を備えた請求項１３記載のシステム。
15. 他の負荷のための各第２配電チャンネルが、
    − 始動発電機と、
    − 交流母線と、
    − コンバータと、
    − 交流母線と
    を備えた請求項１３記載のシステム。
16. − ２つの第１パワーチャンネルを一緒に含む第１マスターボックスと、
    − ２つの第２パワーチャンネルを一緒に含む第２マスターボックスと、
    − ２３０ボルトおよび１１５ボルト交流の前記第２配電チャンネルと２８ボルトの直流回路を一緒に含む第３マスターボックスと、
    − 非常バックアップマスターボックスと
    をさらに備えた請求項１３記載のシステム。
17. − 少なくとも２つのエンジンと、
    − ハイパワー負荷のための４つの第１配電チャンネルと、
    − 他の負荷のための２つの第２配電チャンネルと
    を備えた請求項１記載のシステム。
18. ６つの同一の始動発電機を備えた請求項１７記載のシステム。
19. − ２つの前記第１配電チャンネルを一緒に含む第１マスターボックスと、
    − ２つの前記第１配電チャンネルを一緒に含む第２マスターボックスと、
    − ２３０ボルトおよび１１５ボルトの交流の前記第２配電チャンネルと２８ボルトの直流回路を一緒に含む第３マスターボックスと、
    − 非常バックアップマスターボックスと
    を備えた請求項１７記載のシステム。
20. 前記航空機の機体における異なる位置での対応マスターボックスと始動発電機との間のクロスオーバをさらに備えた請求項１７記載のシステム。
21. − 少なくとも２つのエンジンと、
    − ハイパワー負荷のための４つの最適化された第１配電チャンネルと、
    − 他の負荷のための２つの第２配電チャンネルと
    を備えた請求項１記載のシステム。
22. 前記最適化された第１配電チャンネルに専用化された４つのパワー始動発電機と２つの通常発電機とをさらに備えた請求項２１記載のシステム。
23. 前記始動発電機の主ステージが、３相、５相、６相、または位相角差が３０°の２つの３相系の多相同期発電機を備えた請求項２２記載のシステム。
24. 前記通常発電機が、３ステージのブラシレスの３相同期マシンである請求項２２記載のシステム。
25. 前記第１配電チャンネルは、８００と２０００Ｈｚの間である可変周波数レンジで動作する請求項２２記載のシステム。
26. − ２つの前記第１配電チャンネル、直流母線、３相インバータを一緒に含む第１マスターボックスと、
    − ２つの前記第１配電チャンネル、直流母線、３相インバータを一緒に含む第２マスターボックスと、
    − １１５ボルト交流の前記第２配電チャンネルの第１技術母線、前記第２配電チャンネルの第１商業母線を一緒に含む第１ハーフパネルと、
    − １１５ボルト交流の前記第２配電チャンネルの第２技術母線、前記第２配電チャンネルの第２商業母線を一緒に含む第２ハーフパネルと、
    − 母線、パワーコンバータ、変圧整流器を一緒に含む第３ハーフパネルと、
    − 母線、パワーコンバータ、変圧整流器を一緒に含む第４ハーフパネルと
    を備えた請求項２１記載のシステム。
27. 高いが短時間の間欠的な電力需要ピークに対して電力を供給するバッテリによって電力が供給される間欠的なパワーアクチュエータをさらに備える請求項２１記載のシステム。
28. 前記航空機が飛行機である請求項１記載のシステム。
29. 請求項１記載のシステムを備えた航空機。

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