JP5373596B2 - 航空機搭載の緊急時給電用のデバイスおよび方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機、たとえば「全電化」航空機搭載の緊急時給電用のデバイスおよび方法に関する。

以下の記述において、飛行機型航空機の例を挙げて考察する。

「高電化航空機」において頻繁に使用される緊急時電力源のひとつにラムエアタービンＲＡＴがあり、これは増速機を介して発電機を駆動する。

飛行機での緊急事態において、前記ラムエアタービンはこの飛行機が充分な時間の間、飛行し、着陸することを可能にする充分な電力を発電するために使用されうる。

ラムエアタービンは、飛行機に対して高速でよどみなく流れる空気によって始動されるプロペラを備える。そのために回転するプロペラは、電力回路の「本質的な」部分に必要な緊急時電力を供給する発電機を駆動し、飛行機の重要なシステム、たとえばフライトコマンドおよび主要な飛行機回路、が引き続き機能できるようにする。通常の飛行条件下では、組立体は、飛行機の胴体または翼に格納され収納されている。

いわゆる「高電化」飛行機において、飛行機の操作に使用されるフライトコマンドは、油圧アクチュエータおよび電動アクチュエータにより作動される。対応する油圧回路および電気回路の例示の構成が図１に示されており、通常の作動条件下では、ラムエアタービンは作動していない。

本図において、飛行機の第１のエンジンＭ１は、主発電機ＧＥＮ１および油圧ポンプＰＨ１を機械的に駆動し、飛行機の第２のエンジンＭ２は、第２の発電機ＧＥＮ２および第２の油圧ポンプＰＨ２を機械的に駆動する。

各発電機ＧＥＮ１またはＧＥＮ２は、三相配電バスバー１０、１１にそれぞれ接続され、それによって「本質的な」三相配電バスバー１２、１３にそれぞれ接続されている。また各油圧ポンプＰＨ１またはＰＨ２は、油圧アクチュエータ２０または２１の供給に使用される。

電力回路の「本質的な」部分１５は、これらのバスバー１２、１３に加えて、電動アクチュエータ（たとえばフライトコマンド用電動アクチュエータ）１６、１７、および他の重要な負荷１８を備える。

ラムエアタービンＲＡＴはこれらの本質的な三相配電バスバー１２、１３に接続されてよい。

エンジンＭｌ、Ｍ２からの動力が完全に欠乏または停止した場合、電動アクチュエータ１６、１７、および他の重要な負荷１８のみが使用される。この場合にはラムエアタービンＲＡＴである緊急時パワーサプライは、電気用である。緊急時の作動下で、ラムエアタービンＲＡＴの発電機は、電力回路の「本質的な」部分１５に、たとえば三相交流電流１１５／２００ボルトＡＣで供給可能である。

「高電化」飛行機の後に、「全電化」飛行機が想定される。この種類の飛行機は、フライトコマンドは電動アクチュエータによってのみ始動される。対応する構成の一例を、ラムエアタービンが作動していない通常の作動条件下で、図２に示す。図１に既に示されているこの図２の部分は、同一の参照記号のままである。

本図において、２つの新たな発電機ＧＥＮ３およびＧＥＮ４は、三相配電バスバー２５、２６にそれぞれ接続され、これらは電動アクチュエータ２７、２８に接続されている。

緊急時発電は、たとえば１１５／２００ボルトＡＣまたは２３０／４００ボルトＡＣで生成されうる。電力回路の「本質的な」部分１５は、「本質的な」電力を消費する機器に供給するために同じ電圧用に設計されている。

エンジンからの動力が完全停止した場合は、この完全停止と緊急時パワーサプライの作動の実際の開始との間に発生する移行期に関する技術的な問題が発生する。

図１に示すような電動アクチュエータと油圧アクチュエータとを両方備える混成の構成の「高電化」飛行機では、エンジンの慣性によって、この移行期中のエネルギーの発生が、油圧ポンプによって自然に引き継がれる。一方で、低い回転速度において発電機の使用ができなくなる電気周波数の制約により、発電は、エンジン停止後非常に急速に停止される。

図３に、発電機ＧＥＮ１、ＧＥＮ２および通常の油圧ポンプＰＨ１、ＰＨ３に対するエンジン停止の結果を示す。Ｎがエンジンの回転速度であるＮ／Ｎｍａｘの時間曲線が示されており、ここで、
Ｐは、通常のエンジン作動範囲、
ｔ１は、最高速度Ｎｍａｘに等しい速度Ｎにおけるエンジン停止、
ｔ２は、速度Ｎ＝Ｎｍａｘ５０％でのエンジン停止、および発電（発電機ＧＥＮ１およびＧＥＮ２）停止、
Δｔは、ｔ２からｔ３への移行期、
ｔ４は、（油圧ポンプＰＨ１およびＰＨ２の）油圧の生成停止、
である。

したがって、当初エンジン速度が最高速度の５０％の場合、発電（ＧＥＮ１、ＧＥＮ２）は、エンジン（Ｍｌ、Ｍ２）からの停止後、直ちに停止する。その一方で、油圧の生成（ＰＨ１、ＰＨ２）は数秒間の間（時間ｔ４まで）確保される。

したがって、充分な電力および油圧エネルギーが、緊急時サプライ（ラムエアタービンＲＡＴ）の始動中に供給可能であるために、飛行機の操作可能性を保証することが可能となる。

したがって「全電化」飛行機において、油圧エネルギーがないことは、エンジン停止直後に移行期Δｔの対処がもはや確保されないことを意味し、したがって飛行機の操作可能性は確保可能でない。

さらに、飛行機着陸の際に第２の移行期が観察されることに留意されたい。着陸後、低い航空機速度において、ラムエアタービンＲＡＴは有効でない。しかも飛行機のホイールの制動にはかなりの電力とエネルギーが必要である。

油圧回路を備える「高電化」飛行機では、緊急時制動は所与の圧力で油圧油を放出してブレーキに送ることが可能な油圧アキュムレータによって行われる。一方「全電化」飛行機では、制動に必要なエネルギーは、したがってラムエアタービン以外の電源によって与えられなければならない。

本発明の目的は、これら移行期の対処を可能にする緊急時電力を供給するデバイスおよび方法を提案することにある。

本発明は、航空機の電力回路の「本質的な」部分に供給可能な、航空機搭載の緊急時給電用のデバイスにおいて、慣性フライホイールに関連付けられた、別個のエキサイテーションを備える第１の同期機と、フライホイールを回転させ、その回転を維持するための補助デバイスとを備えることを特徴とするデバイスに関する。

有利な一実施形態において、本発明のデバイスはまた、ラムエアタービンに関連付けられた、別個のエキサイテーションを備える第２の同期機を備える。

有利には第１の同期機は、
それ自体が第１の三相接触器を介して「本質的な」バスバーに接続されている補助デバイスと、
第２の三相接触器を介して、このバスバーと、
この第２の三相接触器および第３の三相接触器を介して、第２の同期機と、
に接続されている。

有利には補助デバイスは、２つの静電変換器を備える。第１の変換器は、直流電圧が得られる三相整流器である。第２の変換器は、第１の同期機の自動操作を可能にする三相インバータである。

本発明はまた、航空機搭載の緊急時給電を実現する方法において、別個のエキサイテーションを備える第１の同期機が、フライホイールに関連付けられて、発電が全くできない場合、航空機の電気回路の「本質的な」部分に供給するために使用され、フライホイールが補助デバイスによって回転させられ回転が維持されることを特徴とする方法に関する。

有利には、別個のエキサイテーションを備える第２の機械が、ラムエアタービンに関連付けられて使用される。有利には、発電が全くできない場合、フライホイールは電気回路の本質的な部分に直ちに結合され、ラムエアタービンを展開し回転させるのに必要な数秒間の後に、フライホイールは回路から切り離される。フライホイールは、補助デバイスを介して電力回路の「本質的な」部分を使用して再充電される。

有利には、ラムエアタービンが作動しなくなる航空機の着陸中に、フライホイールは航空機の制動に必要な電力を供給するために回路に結合される。

本発明はまた、上述のデバイスを備える航空機に関する。

有利には航空機は、「全電化」飛行機である。

本発明のデバイスは数多くの利点をもたらす。
これは、移行期への対処を確保できる。フライホイール型の貯蔵デバイスの提供により、電源、たとえばラムエアタービンが作動しない移行期中の電力回路の使用可能性を確保できる。本機能は、エンジン停止後、および航空機着陸時の短い間に特に有用である。前記利点は、緊急時電源を備える任意の飛行機に該当する。
これは、飛行機の三相ＡＣ系に直接結合できる。三相電気機械に関連付けられたフライホイールは、静電変換器を使用せずに飛行機の三相回路に対する直接の結合を可能にする。このことは、航空学での交流電流に関して多大な経験が獲得されている限り特に重要である。静電変換器がないことによって単純なシステムのみが使用されるために堅固性が向上する。前記利点は、緊急時電力回路の少なくとも一部がＡＣである飛行機に該当する。

図４に示すように、本発明の緊急時電源のためのデバイスは、任意選択でラムエアタービンＲＡＴに関連付けられる貯蔵デバイス、たとえばフライホイールＲＩを備えている。図２に既に示されている本図の他の部分は、同一の参照記号のままである。

図４に、「全電化」、すなわち油圧エネルギーがない飛行機の電力システムの簡略な構造を、ラムエアタービンＲＡＴが作動していない移行期中の緊急時の作動下で示す。フライホイールＲＩ（または動力アキュムレータ）は、電力システムの「本質的な」部分１５に供給する。

回転する電気機械に結合されたこのフライホイールＲＩは、可逆性のパワーを有する。機械エネルギーを電気エネルギーに変換することができ、逆も同様である。そのため、それは移行期以外では電気エネルギーを機械的な形態で蓄えるのに使用されることが可能であり、その後機械的に蓄えられたエネルギーを任意の移行期中に電力システムに対して送ることができる。

前記電気機械の使用によって、フライホイールを飛行機の三相ＡＣ回路、たとえば１１５／２００ボルトのＡＣまたは２３０／４００ボルトのＡＣ、に直接結合することが可能になるが、これは専らＤＣ電流のみで使用される蓄電池およびスーパーキャパシタなどの数多くの他の既存の電気化学的貯蔵システムでは不可能である。結合によって、パワーエレクトロニクスを必要とする静電変換器を設置する必要がなくなる。したがって、重量、費用および特に信頼性の面で節約がもたらされる。

有利にはこの電気機械は、別個のエキサイテーションに作用することによって、移行期中の回路電圧に対する制御を可能にする、別個のエキサイテーションを備える同期機であってよい。前記機械では、航空学での発電機ではよくあるように、主機械が補助機械に関連付けられ、主機械のエキサイテーションが、補助機械のエキサイテーションで間接的に得られる。

しかし、別個のエキサイテーションを備える同期機は、電気回路に恒久的に結合することができない。というのは、これが大きな電圧擾乱を生み出すことになるためである。周波数のわずかな変動でも、さらには一定の４００Ｈｚの回路においてすら、フライホイールの回転速度に変動をもたらすことになる。もたらされた速度変動に対抗するフライホイールの高い慣性によって、機械トルクの大きな変動が発生し、ひいては高電力ピークが発生し、このことが電気回路を攪乱しうる。

別個のエキサイテーションを備えるこの同期機はそのため、回路が通常の作動条件下で発電機により給電されていようと、あるいは、緊急時の条件下でラムエアタービンに給電されていていようと、移行期の時間のみ電力回路に結合される。

補助デバイスが、フライホイールを回転させ、その回転を維持するために使用される。

動力エネルギーを蓄えるのに使用される、フライホイールを回転させることは、飛行機の始動中に行われる。これは低電力の補助静電変換器を用いた同期機の自動操作によって、または低電力の第２の機械によって達成することができる。

フライホイールは、本質的に機械摩擦による損失を相殺するように意図されていて、回転を維持するのに必要なエネルギーが低いために、飛行機が作動する間は回転し続け、そのため任意の時間に、作動開始が可能である。

図５に、別個のエキサイテーションＥｌを備える第１の同期機ＭＳ１に結合されたフライホイールＲＩに関連付けられた補助デバイス３０と、別個のエキサイテーションＥ２を備える第２の同期機に結合されたラムエアタービンＲＡＴとを備える本発明のデバイスの例示の実施形態を示す。

第１の同期機ＭＳ１は、
それ自体が第１の三相接触器ＫＭ_{ＦＷａｕｘ}を介して「本質的な」バスバー３３に結合されている補助デバイス３０と、
第２の三相接触器ＫＭ_ＦＷを介して、このバスバー３３と、
この第２の三相接触器ＫＭ_ＦＷおよび第３の三相接触器ＫＭ_ＲＡＴを介して、第２の同期機ＭＳ２とに接続されている。

補助デバイス３０は、２つの静電変換器３１、３２を備える。第１の変換器３１は、それを介して直流電流（ＤＣ）が得られる三相整流器である。この電圧は、その後三相インバータである第２の変換器３２によって「変換され」、第１の同期機ＭＳ１の自動操作を可能にし、この第１の同期機ＭＳ１およびフライホイールＲＩを徐々に回転させる。

補助デバイス３０は、「本質的な」ＡＣバスバー３３が主発電機（ＧＥＮ１〜ＧＥＮ４）により、またはラムエアタービンＲＡＴにより供給される限り常時使用され、後者の場合、ＫＭ_ＲＡＴ開閉器は閉じている。このデバイス３０は、フライホイールＲＩの回転速度を通常の値に保つ。したがってこのデバイスは電荷を保持するために、電力を電力回路から得る。その後接触器ＫＭ_ＦＷは開き、接触器ＫＭ_{ＦＷａｕｘ}は閉じる。

フライホイールＲＩが、バスバー３３に給電するために結合されるときに、接触器のコマンド序列が逆転する。接触器ＫＭ_ＦＷが閉じ、接触器ＫＭ_{ＦＷａｕｘ}が開く。電力はその後、フライホイールＲＩからこの「本質的な」ＡＣバスバー３３に向かって流れる。フライホイールＲＩは、その電荷を失う。

したがって図６で、矢印３５はフライホイールＲＩの充電に可能な唯一の電力経路を示す。矢印３６は、フライホイールＲＩの放電に可能な唯一の電力経路を示す。

発電が全くできない場合、電力システムは、一切の電源から切り離される。フライホイールＲＩは直ちに回路に接続され（接触器ＫＭ_ＦＷの閉鎖）、それによって充分な電圧レベルの維持を可能にし、飛行機の適切な作動に必要な電力とエネルギーの供給を可能にする。

ラムエアタービンＲＡＴを展開し回転させるのに必要な数秒間の後に、フライホイールＲＩは、このラムエアタービンに引き継ぐために回路から切り離される（ＫＭ_ＦＷの開放、ＫＭ_ＲＡＴの閉鎖）。ラムエアタービンはその後、回路電圧の保持と飛行機の適切な作動に必要な全ての電力とエネルギーの供給を引き継ぐ。

移行期中には、フライホイールＲＩはかなりの量のエネルギーを放出する。そこで将来の任意の移行期における使用可能性を確保するために、フライホイールは再充電される必要がある。このフライホイール速度の回復は、前述した、最初に回転させることについては、補助デバイス３０を介して回路の「本質的な」部分３３を用いて得られる。

航空機の着陸中に、もはや作動していないラムエアタービンＲＡＴは、回路から切り離される。フライホイールＲＩが、飛行機の制動に必要な電力を供給するために再び回路に結合される。（接触器ＫＭ_ＲＡＴの開放、接触器ＫＭ_ＦＷの閉鎖）。

図７の図表は、上に定義されたフライホイールＲＩの作動を、時間ｔと充電状態を表すフライホイールＲＩの回転速度Ｖに関して示す。

本図は、次の時間ｔを示す。
Ｔ０ 飛行機始動
Ｔ１ 離陸
Ｔ２ 発電停止（発電機ＧＥＮ１〜ＧＥＮ４）
Ｔ３ ラムエアタービンＲＡＴ作動開始
Ｔ４ 着陸
ΔＴ１ 発電機ＧＥＮ１〜ＧＥＮ４による発電
ΔＴ２ ラムエアタービンＲＡＴによる発電

公称速度（Ｖ＝Ｖｍａｘ）において、使用可能エネルギーは最大である。図表は、ラムエアタービンによって対処されない時間Ｔ２とＴ３の間、および時間Ｔ４とＴ５の間の２つの移行期を示す。フライホイールＲＩの初期充電は、飛行機の始動で起こり（時間Ｔ０）、その後充電が飛行の間維持されることが明瞭に理解できる。第１の移行期（Ｔ２からＴ３への期間）の間にフライホイールは電荷を失う。その後再充電される。着陸中に、ラムエアタービンＲＡＴは作動しなくなり、全ての需要がフライホイールに課される（Ｔ４からＴ５への期間）。

関与する電力に関しては、ラムエアタービンＲＡＴの電力の約１０％に等しい補助デバイス３０の電力レベルにより、フライホイールＲＩは約１分間の時間で充電されることが可能である。たとえば５０ｋＷの発電機を備えるラムエアタービンＲＡＴでは、５ｋＷの補助電力で充電段階用に充分である。

電動アクチュエータと油圧アクチュエータとを両方備える「高電化」飛行機の電力システムの簡略な構造図である。 油圧エネルギーがない「全電化」飛行機の電力システムの簡略な構造図である。 図１に示す型の構造におけるエンジン停止の際の、時間ｔに対する、Ｎがエンジンの回転速度であるＮ／Ｎｍａｘの時間曲線である。 本発明による緊急時電源のためのデバイスを示す図である。 緊急時電源のための本発明のデバイスの実施形態例とその作動を示す図である。 緊急時電源のための本発明のデバイスの実施形態例とその作動を示す図である。 緊急時電源のための本発明のデバイスの実施形態例とその作動を示す図である。

符号の説明

１０ 三相配電バスバー
１１ 三相配電バスバー
１２ 「本質的な」三相配電バスバー
１３ 「本質的な」三相配電バスバー
１５ 電力回路の「本質的な」部分
１６ 電動アクチュエータ
１７ 電動アクチュエータ
１８ 他の重要な負荷
２０ 油圧アクチュエータ
２１ 油圧アクチュエータ
２５ 三相配電バスバー
２６ 三相配電バスバー
２７ 電動アクチュエータ
２８ 電動アクチュエータ
３０ 補助デバイス
３１ 第１の静電変換器
３２ 第２の静電変換器
３３ 「本質的な」ＡＣバスバー
３５ 矢印
３６ 矢印
ＧＥＮ１ 主発電機
ＧＥＮ１ 主発電機
ＧＥＮ２ 第２の発電機
ＧＥＮ３ 発電機
ＧＥＮ４ 発電機
ＫＭ_ＦＷ 第２の三相接触器
ＫＭ_{ＦＷａｕｘ} 第１の三相接触器
ＫＭ_ＲＡＴ 第３の三相接触器
Ｍ２ 第２のエンジン
ＭＳ１ 第１の同期機
ＭＳ２ 第２の同期機
ＰＨ１ 通常の油圧ポンプ
ＰＨ２ 第２の油圧ポンプ
ＰＨ３ 通常の油圧ポンプ
ＲＡＴ ラムエアタービン
ＲＩ フライホイール

Claims (12)

1. 航空機搭載の緊急時給電用のデバイスであって、該デバイスは、発電が完全に不能である場合に前記航空機の航行又は着陸を維持するために必要不可欠なシステムの電力回路のうちの必要不可欠な部分に電力を供給可能な、前記航空機の緊急時用電力源を備えるデバイスにおいて、
   前記緊急時用電力源は、フライホイール（ＲＩ）に関連付けられた、第１のエキサイテーション（Ｅ１）を有する第１の同期機（ＭＳ１）と、前記フライホイールを回転させ、その回転を維持するための補助デバイス（３０）と、を備え、
   ラムエアタービン（ＲＡＴ）に関連付けられた、前記第１のエキサイテーションとは別の第２のエキサイテーション（Ｅ２）を有する第２の同期機（ＭＳ２）をさらに備え、
   前記第１の同期機（ＭＳ１）は、
   それ自体が電力を前記電力回路のうちの必要不可欠な部分に供給するために必要不可欠なバスバー（３３）に、第１の三相接触器（ＫＭ _{ＦＷａｕｘ} ）を介して接続されている前記補助デバイス（３０）と、
   第２の三相接触器（ＫＭ _ＦＷ ）を介して、前記バスバー（３３）と、
   前記第２の三相接触器（ＫＭ _ＦＷ ）および第３の三相接触器（ＫＭ _ＲＡＴ ）を介して、前記第２の同期機（ＭＳ２）と、
   に接続されていることを特徴とするデバイス。
2. 前記補助デバイス（３０）が、２つの静電変換器（３１、３２）を備える、請求項１に記載のデバイス。
3. 前記第１の変換器（３１）が、直流電圧（ＤＣ）を得るために使用される三相整流器である、請求項２に記載のデバイス。
4. 前記第２の変換器（３２）が、前記第１の同期機（ＭＳ１）の自動操作を可能にする三相インバータである、請求項２に記載のデバイス。
5. 前記航空機が飛行機である、請求項１から４のいずれかに記載のデバイス。
6. 前記飛行機が「全電化」飛行機である、請求項５に記載のデバイス。
7. 請求項１〜６のいずれか一項に記載のデバイスを使用して航空機搭載の緊急時給電を実現する方法において、第１のエキサイテーション（Ｅ１）を有する第１の同期機（ＭＳ１）が、フライホイール（ＲＩ）に関連付けられて使用されて、発電が全くできない場合に、前記航空機の航行又は着陸を維持するために必要不可欠な前記航空機のシステムのための電力回路の必要不可欠な部分に電力を供給すること、及び前記フライホイール（ＲＩ）が補助デバイス（３０）によって回転させられるとともに回転が維持されることを特徴とする方法。
8. 前記第１のエキサイテーション（Ｅ１）とは別の第２のエキサイテーション（Ｅ２）を有する第２の同期機（ＭＳ２）が、ラムエアタービン（ＲＡＴ）に関連付けられて使用される、請求項７に記載の方法。
9. 発電が全くできない場合、前記フライホイール（ＲＩ）が前記電力回路の前記必要不可欠な部分（３３）に直ちに結合され、前記ラムエアタービン（ＲＡＴ）を展開し回転させるのに必要な数秒間の後に、前記フライホイール（ＲＩ）が前記電力回路から切り離される、請求項８に記載の方法。
10. 前記フライホイールが、前記補助デバイス（３０）を介して前記電力回路の前記必要不可欠な部分（３３）を使用して再充電される、請求項９に記載の方法。
11. 前記ラムエアタービン（ＲＡＴ）が作動しなくなる前記航空機の着陸中に、前記フライホイール（ＲＩ）が、前記航空機の制動に必要な電力を供給するために前記回路に結合される、請求項８に記載の方法。
12. 請求項１から６のいずれかに記載のデバイスを備える航空機。

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