JP5873493B2 - 航空機の全エネルギー効率を最適化する方法、およびそれを実施するためのメインパワーパッケージ - Google Patents

Description

本発明は、航空機内へ供給されるエネルギーの全体効率を最適化する方法、ならびにこの種の方法を実施するための主パワーユニットに関し、このエネルギーは推進力を生じ、または推進力を生まないものである。

本発明は、航空機のエンジンセット、すなわち本質的に飛行機のエンジンセット（ジェットエンジン、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン機）、ならびにヘリコプタのエンジンセット（ターボシャフトエンジン）に適用される。

通常、航空機では、乗客を収容するキャビンは、空気調節され、かつ／または与圧される。キャビンの空気入口は、環境制御システムＥＣＳ（“Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ”の頭文字）に接続され、この環境制御システムＥＣＳは、ＥＣＳシステムとキャビンとの間の可能な再循環システムと共同して空気流量、温度、および／または圧力を調整する。

高い圧力および温度―通常、０．８ｂａｒおよび２４℃―を有するキャビンの出口の空気と、その圧力および温度が実質的に低い―通常、０．２ｂａｒおよび−５０℃―航空機の外側の空気との間のエネルギー回収方法が知られている。たとえば、米国特許文献、米国特許第５４８２２２９号明細書は、航空機のエンジン圧縮機から得られるダクト内で循環する空気によって排出され、キャビンのＥＣＳシステムに結合される熱交換器を使ってキャビンの出口チャンネルから得られる空気の温度を増加させることを示唆している。次いで、熱交換器を通して暖められている、キャビンから得られる空気は、航空機の外側に排出される前に、補助機器（ポンプ、過給機、発電機、等）に機械または電気エネルギーを供給するパワー変換装置のタービンを駆動する。

しかし、この種の形態では、信頼性のある方法でキャビンからの排気を使用することができない。実際、この空気の圧力は、一定のレベル、たとえば０．８ｂａｒにキャビン内で調整され、航空機の内側と外側との間の圧力―たとえば航空機が上昇し、または高い高度にある場合には、内部では０．８ｂａｒ、および外部では０．２ｂａｒ―の変化は、圧力降下および所望しない現象を招き、調整は、キャビン内の圧力が初期の調整値よりも高いのでもはや正確に行うことができず、圧力過渡現象が、乗客の耳に許容できない。空気は、タービンがキャビンの出口で空気を阻止する背圧を常に生じるので、もはや正しく流れ出ることができない。これらの状態では、変換装置のタービンは、特に高度の上昇および高い高度の過渡的な段階中にもはや動作可能であり得ない。

さらに、熱交換器は、キャビンドアが開いていると地上ではもはや動作可能でない。次に、この構成は、外気回路に結合される追加の熱交換器のある熱装置を必要とする。

そのうえ、万一変換装置によって駆動される機器の故障の場合には、変換装置が過速度になる。

さらに、航空機のエンジン圧縮機から得られる空気の使用は、熱交換器とエンジン出口との間の距離のため管内の損失により、エネルギー平衡に関して不利である。さらに、離陸中にＥＣＳシステムにエンジンによって供給されるパワーは、エネルギー要件に関して過大評価される。ＥＣＳシステムへのパワーの供給のサイジングポイントは、常に―アイドル速度においてさえ―ＥＣＳシステムに十分なパワーを供給することができるように、メインエンジンのＨＰ（高圧）本体の最小速度で実際に決定される。

一般に、メインエンジンは、たとえば航空機の離陸時に、すなわちＨＰ本体が高速度にある場合には、重要な推進力を時々供給することができるが、他の段階では、たとえば降下時に、すなわちＨＰ本体が低速度で作動する場合には中間の推進力、実際には最小限の推進力を供給するようにサイジングされる。推進力は、ジェットエンジンによって供給される推力、ならびに飛行機のターボプロップエンジン機およびヘリコプタのターボシャフトエンジンによって供給される機械的パワーに本質的に関係している。パワー供給のオーバーサイジングは、通常、アイドル速度は別として、すべての飛行段階において過剰な比消費量を伴うものである。

米国特許第５４８２２２９号明細書

本発明は、無用のパワー供給を除去するように、パワー供給のサイジング、ならびにキャビンＥＣＳシステム、およびより一般的には航空機の実際のパワー要求を適応させることによって比消費量を制限することを明確な目的としている。

また、本発明は、過速度を生じることもある航空機の故障の場合に取り組むように十分に信頼性のある方法でエネルギーを供給することを目的としている。本発明の他の目的は、特に過渡的な段階において、知られている形態に関してエネルギーの供給と消費との間の積極的な全エネルギー平衡をすべての飛行段階で保つために、推進力を生まない多数のエネルギー消費手段、特に電気、機械および／または油圧機器の結合を助けることである。さらに、本発明であれば、調整に対して有害である背圧のいかなる危険もなく、キャビンの出口側で熱エネルギーを回収することができるであろうし、その結果、最適化された熱交換が生じる。

このために、本発明は、エンジン式パワー発生手段を使って、キャビン出口の近くのエネルギー、特にキャビンへの空気圧エネルギーを供給することにある。パワー発生手段は、このパワー発生手段の構成がメインエンジンとして役立つパワー発生手段と同じ方法で、すべての飛行段階中に使用できるエンジンとしての保証を得るのに適合する場合にはエンジン式のものとなる。

より正確には、本発明の目的は、航空機内へ供給されるエネルギーの全体効率を最適化する方法であり、このエネルギーが、推進力を生じ、または推進力を生まず、航空機には、調整された空気流のある乗客キャビンとメインエンジンを含むパワーソースとが装備されている方法である。この種の最適化は、キャビンの近くにある環境において、キャビン用の単一の他の空気圧エネルギー発生源として、および多くても部分的に航空機の他部分用の他の推進力を生じる油圧および／または電気エネルギー発生源として役立つようにサイジングされる少なくとも１つのエンジン式主パワー発生手段を提供するステップと、すなわち公称動作条件下で、かつ万一メインエンジンの故障の場合にはメインエンジンおよび主パワー発生手段のパワー寄与を等分割することによって、パワーソースが機能している場合のソースのノミナルポイントとメインエンジンの故障の場合には前記ソースの推進力を生まないエネルギー寄与のサイジングポイントとの間のパワー差を最小限にするステップとに存する。

主パワー発生手段により、キャビンの厳しい要件による空気圧エネルギーの供給を調整することができるが、メインエンジンは、必要最小限のものよりも実質的に高い、通常２倍高いパワーを不必要に供給した。これらは、それらのサイジングがメインエンジンＨＰ本体の最小速度に基づいているので、空気圧エネルギー平衡に関するかぎりオーバーサイジングとなった。空気圧エネルギーの供給は、今は本発明によるメインエンジンの問題ではなく、メインエンジンは、実質的に改善された効率を有し、次には、全体効率も実質的に改善される。

そのうえ、そのようにサイジングされている主パワー発生手段の全熱効率は、下降段階または公称飛行段階において、通常２０％程度の、推進力を生まないパワー供給についてのメインエンジンの全熱効率と実質的に等しい。次いで、電気パワーの量の等分割が、消費へのいかなる大きな不利益もなく適用される。逆に、高圧本体（ＨＰ）の速度が主パワー発生手段のそれよりも高いということによりメインエンジンの効率がより高いので、上昇段階において、メインエンジンによる電気エネルギーの供給が好ましいであろう。

さらに、追加の主パワー発生手段の寄与は、エンジン手段の冗長性を提供し、したがって航空機の障害許容性およびアベイラビリティを増強する。

また、本発明は、上記の方法による全エネルギー効率を最適化できる主パワーユニット（以下、ＭＰＵ）に関する。この種の主パワーユニットは、補助パワーユニットタイプのパワーユニット（略して、ＡＰＵ）に基づいており、これは、エンジンカテゴリに属するためにより確実なものにされ、エネルギー回収構造体に結合されている。

通常、ＡＰＵは、地上でさまざまなエネルギー消費機器（電気、空気圧、および油圧式パワー、空調）にパワーを供給するために航空機に適合し、メインエンジンを始動させる。エンジンが故障している場合には、いくつかのＡＰＵが、飛行中に働かなくなっているエンジンを再起動させようと試みるために再び始動しかつ／または飛行中に機器に電気エネルギーの一部を供給することができるように、十分に確保されている。

通常、ＡＰＵは、―少なくとも吸気コンプレッサ、燃焼室、および少なくとも１つの出力タービンを含む―ガス発生器、ならびに直接に、または回転速度適応を有するパワー伝達ボックスを介して機器（過給機、燃料および油圧ポンプ、発電機、および／または電気始動機／発電機、等）を駆動するための手段から成る。過給機または吸気コンプレッサの出口側での空気抽気が、メインエンジンを空気圧で始動させるために使用される。

推進力を生まないエネルギーを飛行段階のすべての間に供給するようにまさに確保されるＡＰＵの使用は、メインエンジンに比して不利なエネルギー効率のため非現実的であると考えられており、全滞空時間中にＡＰＵを作動させることは、追加の燃料消費を意味する。

次に、もしＡＰＵがキャビンの厳しい要件による空気圧エネルギーを恒久的に供給するためにエンジン式パワーユニットに変えられるとすれば、その場合、この種の装置を有する航空機は、良好なバランスを提供する。

したがって、エネルギー消費機器、特にその空気が新しくされ、その温度および／または圧力が調整システムＥＣＳによって調整されるキャビンと、主パワー発生エンジンと、飛行制御装置とを含む航空機において、防火隔壁によって航空機の他の領域から隔離され、外気取入れ口および排気ノズルが装着されているコンパートメントに組み入れられる本発明による主パワーユニットは、ガス発生器と、過給機を含む駆動機器のための出力タービンとが装着されている、上で説明したタイプのエンジン式パワーユニットを含む。過給機は、制御装置に通じている調整制御装置を介して、キャビンに必要な空気圧エネルギーを供給するためにＥＣＳシステムに結合される。

特定の実施形態によれば、
主パワーユニットが、出力タービンと共に機器を駆動するための少なくとも１つのエネルギー回収タービンを含み、空気入口側では冷却するためにキャビンの出口に、空気出口側では機器に結合される回収構造体に結合され、過給機はキャビンへの空気圧エネルギーのサプライヤとしてこの回収構造体に組み入れられ、
過給機が、ブレードを有する可変ピッチ空気拡散器を含み、その調整が、すべての飛行段階においてＥＣＳによって要求される圧力および流量の供給に合わせて空気流を厳密に調整することができる調整制御装置によってサーボ制御され、
過給機の拡散器の設定の変化が、実質的に一定の圧力比によって空気流量の変化になり、したがって、要求と供給との間のバランスが、著しい浪費なしに満たされ、
過給機は、機械的伝達を除くパワーの伝達によるいかなるエネルギーの損失も避けるように、出力タービンに直接結合され、
ガス発生器が、過給機として役立つことができる吸気コンプレッサを含み、
回収タービンは、ブレードを有する可変ピッチ案内羽根組立体を備えるタービン、好ましくは求心タービンであり、その方向付けが、調整制御装置によってサーボ制御され、
少なくとも１つの圧力センサが、サーボ制御装置と関連して拡散器および案内羽根組立体のブレードの開放および閉鎖を調整し、
回収タービンが、出口側では主パワーユニットのコンパートメントの中に空気流を排出し、この主パワーユニットは、空気流が後方コンパートメントに収容される機器および補助機器を冷却した後に、出力タービンから出てくる高温空気流の流出速度から生じるジェットポンプ作用によって排気ノズルの中に排気され、
回収タービンは、キャビンの中への風切り音の伝播を回避するために防音装置に結合され、
最も開いた可能な設定位置が、全開を越えて半径方向位置、すなわちいわゆるゼロ位置になることができ、
地上での全開と高度を上げながらの連続的な空気流の閉鎖との間で、可変設定の調整が、キャビンの与圧に従って調整制御装置を使って自動化され得る。

一般に、高さと共に増加する、主パワーユニットのエネルギー供給能力の損失は、キャビンの出口側の背圧と両立できる最も閉鎖した位置での回収タービンについて、および最も開いた可能な位置での過給機ついての可変設定の位置を最適化することによって、飛行中に少なくとも部分的に補償されるべきであるということが考慮された。

主パワーユニットの飛行中の応力と両立できる熱力学的パワーのレベルが最小限にされ、地上では、たとえ可変設定の適切な位置が回収タービンおよび過給機の効率を不利にしても、この場合、その熱力学的パワーがそのような方法でサイジングされている主パワーユニットは、地上で十分なエネルギーを供給することができる。したがって、飛行中のエネルギーを最適化することが好まれた。したがって、全飛行エンベロープにおいて、圧縮機および回収タービンの全体効率は、可変設定を有する拡散器および／または案内羽根組立体の存在のため最適である。

他の有利な実施形態によれば、
出力タービンおよび回収タービンから航空機の機械、空気圧、油圧および／または電気機器までパワーを伝達するための、特にパワー伝達ボックスの形の手段が設けられ、
回収構造体が、２つの熱伝達回路、すなわち入口側では出力タービンの高温空気流出口におよび出口側では排気ノズルに結合される１次回路と、入口側ではキャビンの空気流出口におよび出口側では回収タービンに結合される２次回路とを有する熱交換器を備え、
調整の手段に結合される、回収タービンの可変ピッチ案内羽根組立体は、特に航空機の過渡的な段階中ならびに高度により―離陸、上昇、降下、および着陸の各段階に関係する過渡的な段階―熱交換器から得られる空気流を方向付けることができる。

これらの条件において、―圧力および／または温度の形をとった―キャビンの出口側のエネルギー回収は、主パワーソースに近いために最適化され、同時にキャビン内の制御された背圧によってキャビンの出口側での空気流出を確実にする。そのうえ、エネルギー回収手段を、単なる圧縮機や発電機にではなく主パワー発生源に接続することにより、パワー発生源の構成部品および機器のすべてによる質量効果から生じる慣性のため、万一故障の場合に急に生じる場合がある過速度を吸収することができる。

さらに、キャビンの出口側でのエネルギーの回収は、前述の空気流の間の熱交換によってさらに豊富化される前に、航空機機器専用のシステムを冷却するのに使用される熱エネルギーによって、キャビンからの空気流出に含まれる位置エネルギーを補うことにより保証され得る。

本発明の他の態様、特徴、および利点は、各々、添付の図面に関して、特定の実施形態の次に述べる非限定的な説明により明らかになる。

環境制御システムＥＣＳが装着されている航空機キャビンと関連して、航空機の後方コンパートメントでの、本発明による主パワーユニットの実施例の線図である。 可変ピッチ案内羽根組立体が設けられるＭＰＵ求心力利用回収タービンの実施例の概略断面図である。 可変ピッチ案内羽根組立体が設けられるＭＰＵ過給機の実施例の概略断面図である。 パワーソースの熱効率に従って航空機に供給されるパワーのグラフであり、ノミナルポイントおよびサイジングポイントが示されている図である。

図のすべてにおいて、同じ機能を有する同一または類似の要素は、同一または関係のある参照マークで認識される。

概略図を示す図１に関して、主パワーユニット１が、航空機３の下流部分に位置している後方コンパートメント２に配置されている。乗客キャビン４は、上流に位置しており、中間コンパートメント５を介して後方コンパートメント２に結合される。圧力隔壁６が、中間コンパートメントからキャビン４を分離し、防火隔壁７が、後方コンパートメント２から中間コンパートメント５を隔離し、後方コンパートメント２には、外気取入れ口２１および排気ノズル２２が装着されている。

ＡＰＵタイプであるがエンジンカテゴリに属する主パワーユニット１は、エネルギー回収構造体に結合されるエンジン１０を含む。補助エンジンは、外気取入れ口２１から得られる空気流Ｆ１用の吸気コンプレッサ１１０を含むガス発生器またはＨＰ本体１１と、燃焼室１１１と、ＨＰシャフト１１３によってコンプレッサ１１０を駆動するためのタービン１１２とから成る。このガス発生器は、入口側で外気取入れ口２１に取り付けられる空気流ダクトＫ１に、および出口側で通常約５００℃から６００℃までの高温空気流Ｆ２を生じる出力タービン１２に結合される。

エネルギー回収構造体は、コンパートメントの外側、特にキャビンの中への風切り音の伝播を回避するために、防音装置１４と共に回収タービン１３上に集められる。

この回収タービン１３は、実施例ではパワー伝達ボックス１７を介して、機器１００−機械、空気圧（圧縮機）、電気（発電機）、および／または油圧（ポンプ）−特に過給機１５および始動機／発電機１６を駆動するために出力タービン１２に結合される。このボックス１７には、パワー伝達に適したギアボックスおよび傘歯車（図示せず）が装着される。出力タービン１２は、シャフト１２１、すなわち示された実施例では端から端まで通るシャフトを介してボックス１７にそのパワーを供給する。あるいは、このシャフトは、適切な減速箱（図示せず）を介して端から端まで通らないシャフトまたは外側シャフトであることができる。このボックスには、非回収段階において（たとえば、開いている飛行機キャビンドアの場合に）その分離が意図されるフリーホイールが装着されることが有利である。

過給機１５は、ＥＣＳシステムと呼ばれる、キャビン４の環境制御システム４１に空気を供給し、ダクトＫ１の分岐Ｋ１１を通して外気取入れ口２１から得られる圧縮空気を、再循環混合バルブ４２を介して、キャビンに移送する。過給機１５は、キャビンに必要な空気圧エネルギーを供給するように、制御装置（図示せず）に通じている調整制御装置１９よって調整される。変形として、吸気コンプレッサ１１０は、適切に空気を抽気することによって過給機１５として役立つことができる。

キャビン圧力調整弁と呼ばれる少なくとも１つの可変バルブ４０が、キャビン４の出口４３からダクトＫ２を介してエネルギー回収構造体に空気流Ｆ３を循環させる。有利なことに、ダクトＫ２は、空気流Ｆ３がキャビネット５１の内側でパワーエレクトロニクス５０を冷却するように中間コンパートメント５に通じており、―これらの補助機器は、もちろん、キャビンドアが開いていると動作可能でない、航空機の機能のために作られるさまざまなシステム専用である（着陸装置、等）―。コンパートメント５の出口において、空気流Ｆ３は約４０℃の温度を有する。可変ピッチ案内羽根組立体は、キャビン出口で圧力調整弁に取り替え得ることが有利である。

この例では、回収構造体は、入口側では高温空気流出口Ｆ２に、および出口側では排気ノズル２２に結合される１次回路Ｃ１―この場合、流れＦ２の温度は、通常ｃａ．５５０℃から３００℃までに低下されている―と、入口側ではキャビン４から得られる空気流Ｆ３に、および出口側では回収タービン１３に結合される２次回路Ｃ２とが装着される熱交換器１８を備える。次いで、流れＦ３は、入口（約４０℃）においてよりも実質的に高い、たとえば１５０℃程度の温度を有する。回収タービン１３の出口において、空気流Ｆ３は、機器１００を（下は約４０℃まで）冷却するために後方コンパートメント２に分散され、次いで、コンパートメントの壁２００での反射によって、ノズル２２の中に流れＦ３′の形をとって集められる。収集は、このノズルの広くされた取入れ口２２１において、熱交換器１８の出口で出力タービン１２から得られる高温空気流Ｆ２の流出速度から生じるジェットポンプ作用によって行われる。

回収タービン１３は、図２の概略断面図に関して詳細に説明される。回収タービンは、空気（流れＦ３）を持ち込むためのリングチャンバ１３１が装着される求心タービンである。次いで、この空気は、可変ピッチ案内羽根組立体１３６によって方向付けられる。タービン１３３は、ステータブレーディング１３２を有する。出口側空気流Ｆ３は、音響的に処理され、機器１００および他の図示されていない補助機器（火炎、ジャッキ、等）の温度を制御するように後方コンパートメント２に分配される。あるいは、他のタイプのタービン、すなわち軸流または反動衝動タービン（傾斜のある）が使用され得る。

案内羽根組立体１３６は、熱交換器１８から得られる空気流を案内し加速する可変ピッチ可動式ブレード１３４から成る。これらのブレードは、可変ピッチを有し、それらの方向付けは、航空機の過渡的な段階中にならびに高度により調整制御装置１９によって調整される。動作時に、圧力センサ１３５は、制御装置１９と共同して案内羽根組立体１３２のブレード１３４の開放および閉鎖を調整する。

過給機１５は、図３の概略断面図に関して後で詳細に説明される。この過給機は、回収タービンの構造に類似するが、空気流Ｆ１の循環に関して逆になる構造、すなわちリングチャンバ１５１―可変式ブレード１５４を有する可変拡散器１５６―と固定ブレード１５２が装着される遠心圧縮機１５３とを有する。可変ピッチ可動式ブレード１５４は、特に過渡的な段階中におよび高度により調整制御装置１９によって案内される。圧力センサ１５５は、ＥＣＳシステムによって規定される特性を満たすために制御装置１９を介してブレード１５４の方向付け、すなわち要求される圧力および流量の供給に調整される空気流量１５１を調整する（矢印Ｆ１）。

具体的な例では、一般的な飛行機のＥＣＳシステムに対する空気圧パワーの要求は、通常１８０ｋＷである。メインエンジンは、アイドル速度においてこれらの１８０ｋＷを供給するようにサイジングされるが、公称動作では、飛行段階のある程度全体で３６０ｋＷを生じる。したがって、本発明による主パワーユニットは、ＥＣＳシステムの要求を満たすのに全く十分である１８０ｋＷの空気圧パワーを供給するようにサイジングされる。

本発明による主パワーユニットによるパワー供給は、空気圧エネルギーの供給に限定されない。実際、この装置は、駆動モードで使用されるメインエンジンの始動機／発電機に結合される発電機として使用される始動機／発電機１６を介して、メインエンジンのＨＰ本体にパワーを供給することができる。

したがって、通常４２０ｋＷ―すなわちＥＣＳシステムのための空気圧パワーの１８０ｋＷ、ジャッキのための油圧パワーの６０ｋＷ、および発電機、ポンプ、等のため電気パワーの１８０ｋＷ―のパワーに対する全体的な要求に関して、本発明の回収構造体による過給機、回収タービン、および／または熱交換器を使用すると、これらの機能を実行するようにメインエンジンの排他的な使用により発生されることになるエネルギーの損失を実質的に低下させることができる。たとえば、可変ピッチ拡散器を有する過給機により、１８０ｋＷ、可変ピッチ回収タービンにより通常９０ｋＷ、および熱交換器により１５ｋＷから２０ｋＷ、すなわち全体で２８５ｋＷから２９０ｋＷを節約することができる。次いで、メインエンジンは、空気圧パワー（１８０ｋＷ）を除いた、これらのパワー供給の全体（４２０ｋＷ）の単に１／３すなわち約８０ｋＷに、換言すれば、この例では１５０ｋＷ（それぞれ空気圧、電気／油圧エネルギーを供給するように、７０ｋＷと、残りの２４０ｋＷの１／３すなわち８０ｋＷとの和）を供給する主パワーユニットのそれよりも実質的に小さい供給に寄与する。

上昇またはエンジンのうちの１つの故障の他に飛行段階においてメインエンジンの効率に類似し、完全な使用時（上昇または他のエンジンが故障中）にメインエンジンの効率（４０％）の効率よりも低い主パワーユニットの効率（通常２０％）を考慮すると、これがメインエンジンであれ主パワーユニットであれ、エンジンの間のエネルギーの供給を等分割することにより、公称動作条件下でまたは万一故障の場合に、飛行段階のすべてに適用される全体効率を最適化することができ、たとえば、油圧および電気パワーの供給の等分割とは、動作中の２つのメインエンジンおよび主パワーユニットについて１／３、１／３、１／３であり、万一メインエンジンの故障の場合には１／２、１／２である。

さらに、等分割することにより、図４において、エンジンによって供給されるパワーＰｗに依存する熱効率の変化を表すグラフＧによって示されるように、タービンエンジンを構成するパワーソースのすべての効率化を最適化することができる。このグラフでは、
タービンエンジンのパワーサイジングポイント（（Ｐｄ）０）：このサイジングポイントは、パワーに対する要求の最も厳しい条件で（通常、エンジンの故障、または特に困難な離陸の場合に）確立されること、
主パワーユニットなしのタービンエンジンのノミナルポイント（（Ｐｎ）０）、および等分割を有する主パワーユニットを備えるタービンエンジンのノミナルポイント（（Ｐｎ）１）
を見ることができる。

燃料の消費と関係がある熱効率に変化は、タービンエンジンが主パワーユニットを含む場合、すなわち次に述べる理由で最適化される。主パワーユニットのない場合、ポイント（Ｐｎ）０と（Ｐｄ）０との間の効率変化Ｄ０は、航空機が主パワーユニットを含む場合のポイント（Ｐｎ）１と（Ｐｄ）０との間の変化Ｄ１よりも大きいが、実質的により少ない量のパワーが供給される。この状況は、ノミナルポイントとサイジングポイントとの間の差を最小にすることによって等分割することで得られる最適化の表現である。実際、最初のＤ０は、ノミナル状態からサイジング状態まで作動するエンジンによって供給されるパワーの（万一故障の場合に供給されるべき２００％に対応する）５０％から１００％までの移行、すなわち５０％の差に対応する。第２の変化Ｄ１は、状態の第１のタイプから第２のタイプまで作動するために３３％（より正確には１／３）から５０％までの移行に対応する。主パワーユニットについて、タービンエンジンは、メインエンジンのすべてについて１／３すなわち３３％の供給されるべきパワーの減少を示しており、（効率変化に対応する）全体効率は、差（Ｄ０−Ｄ１）だけ増加される。この例は、故障の場合に適用され得る負荷シェディングの可能性を考慮していない。負荷シェッドがあろうとなかろうと、効率は改善される。

上のステートメントは、主パワーユニットの機能に言及している。この装置の故障の場合は引き合いに出されなかったが、万一それが発生するようであれば、もちろん、この装置と取り替えることできる他の非常用機器、たとえば劣化モードで、特に、この場合追加のパワーを供給する２つのメインエンジンのうちの少なくとも１つ、または予備のＡＰＵや均等物、あるいはこれらのソースの組合せを考えておくことができる。

そのうえ、本ステートメントで引き合いに出される等分割は、パワーソースにより設定条件でこの種の等分割ができるようになると考えられていることを意味する。考慮されるべき法的制約および物理的応力、特に機械的応力により、通常、等分割を得るためにできるだけ理想条件に向かって努力することができるだけである。

Claims (15)

1. 航空機（３）内へ供給されるエネルギーの全体効率を最適化する方法であって、このエネルギーは、推進力を生じ、または推進力を生まず、航空機には、調整された空気流（Ｆ３）のある乗客キャビン（４）とメインエンジンを含むパワーソースとが装備され、この種の最適化が、キャビン（４）の近くにある環境において、前記メインエンジン以外のキャビン（４）用の単一の空気圧エネルギーの発生源として、および最大でも部分的に航空機（３）の他部分用の、推進力を生じる、油圧および／または電気エネルギーの発生源として役立つようにサイジングされる少なくとも１つのメインエンジン式パワー発生手段（１）を提供するステップと、公称動作状態のもとで、および万一メインエンジンの故障の場合に、メインエンジンおよび主パワー発生手段のパワー寄与を等分割することによって、前記パワーソースが機能している場合のパワーソースのノミナルポイント（（Ｐｎ）１、（Ｐｎ）０）とメインエンジンの故障の場合の前記パワーソースの推進力を生まないエネルギー寄与のサイジングポイント（（Ｐｄ）０）との間のパワー差を最小限にするステップとに存することを特徴とする、方法。
2. エネルギー消費機器（１００）と、その空気が新しくされ、その温度および／または圧力が調整システムＥＣＳ（４１）によって調整されるキャビン（４）と、主パワー発生エンジンと、飛行制御装置とを含む航空機（３）において、防火隔壁（７）によって航空機の他の領域（５）から隔離され、外気取入れ口（２１）および排気ノズル（２２）が装着されているコンパートメント（２）に組み入れられ、公称動作状態のもとで、および万一主パワー発生エンジンの故障の場合に、パワー寄与が、主パワー発生エンジンのパワー寄与との間で等分割される、請求項１による最適化方法を実施するための主パワーユニット（１）であって、ガス発生器（１１）と、過給機（１５）を含む駆動機器（１００）のための出力タービン（１２）とが装着されているエンジン式パワーユニット（１０）を含み、前記過給機が、制御装置に通じている調整制御装置（１９）を介して、キャビン（４）に必要な空気圧エネルギーを供給するためにＥＣＳシステム（４１）に結合されることを特徴とする、主パワーユニット（１）。
3. 出力タービン（１２）と共に機器（１００）を駆動するための少なくとも１つのエネルギー回収タービン（１３）を含み、空気入口側では冷却するためにキャビン（４）の出口に、空気出口側では機器（１００）に結合される回収構造体に結合され、過給機（１５）がキャビン（４）への空気圧エネルギーのサプライヤとしてこの回収構造体に組み入れられることを特徴とする、請求項２に記載の主パワーユニット。
4. 回収タービン（１３）が、出口側では主パワーユニット（１）のコンパートメント（２）の中に空気流を排出し、この主パワーユニット（１）は、空気流が後方コンパートメント（２）に収容される機器および補助機器を冷却した後に、出力タービン（１２）から出てくる高温空気流（Ｆ２）の流出速度から生じるジェットポンプ作用によって排気ノズル（２２）の中に排気される（Ｆ３′）、請求項３に記載の主パワーユニット。
5. 過給機（１５）が、ブレード（１５４）を有する可変ピッチ空気拡散器（１５２）を含み、その調整が、すべての飛行段階においてＥＣＳ（４１）によって要求される圧力および流量の供給に合わせて空気流を厳密に調整することができる、調整制御装置（１９）によってサーボ制御される、請求項２から４のいずれか一項に記載の主パワーユニット。
6. 過給機（１５）の拡散器（１５２）の設定の変化が、実質的に一定の圧力比によって空気流量の変化になる、請求項５に記載の主パワーユニット。
7. 過給機（１５）が、出力タービン（１２）に直接結合される、請求項２から６のいずれか一項に記載の主パワーユニット。
8. ガス発生器（１１）が、過給機（１５）として役立つことができる吸気コンプレッサ（１１０）を含む、請求項２から７のいずれか一項に記載の主パワーユニット。
9. 回収タービン（１３）が、ブレード（１３４）を有する可変ピッチ案内羽根組立体（１３２）を備える求心タービンであり、その調整が、調整制御装置（１９）によってサーボ制御される、請求項３から８のいずれか一項に記載の主パワーユニット。
10. 少なくとも１つの圧力センサ（１５５、１３５）が、調整制御装置（１９）と関連して拡散器（１５２）および案内羽根組立体（１３２）のブレード（１５４、１３４）の開放および閉鎖を調整する、請求項３および９に記載の主パワーユニット。
11. ブレード（１３４、１５４）の最も開いた可能な設定位置が、全開を越えて半径方向位置、すなわちいわゆるゼロ位置になることができる、請求項１０に記載の主パワーユニット。
12. 地上での全開と高度を上げながらの連続的な空気流の閉鎖との間で、ブレード（１３４、１５４）の可変設定の調整が、キャビン（４）の与圧に従って調整制御装置（１９）を使って自動化される、請求項１０および１１のうちの一項に記載の主パワーユニット。
13. 出力タービン（１２）および回収タービン（１３）から航空機の機械、空気圧、油圧および／または電気機器（１００）までパワーを伝達するための手段（１７）が設けられる、請求項２から１２のいずれか一項に記載の主パワーユニット。
14. パワー伝達手段が、パワー伝達ボックス（１７）の形をとって設けられる、請求項１３に記載の主パワーユニット。
15. 回収構造体が、２つの熱伝達回路、すなわち入口側では出力タービン（１２）の高温空気流出口（Ｆ２）におよび出口側では排気ノズル（２２）に結合される１次回路（Ｃ１）と、入口側ではキャビン（４）の空気流出口（Ｆ３）におよび出口側では回収タービン（１３）に結合される２次回路（Ｃ２）とを有する熱交換器（１８）を備える、請求項３から１４のいずれか一項に記載の主パワーユニット。

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