JP5932782B2 - 航空機の除氷システムのための電力供給回路 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のエンジンおよび／またはエンジン周りの電気装置のための電源に関する。

さらに詳しくは、本発明の応用の分野は、飛行機のエンジンの分野であり、特にガスタービンエンジンの分野である。

ここで、航空機のエンジンまたはエンジン周りの電気装置は、厳密な意味でエンジンの動作に役立つ電気装置だけでなく、エンジンのナセルに組み合わせられた電気装置（例えば、ナセル防氷（ＮＡＩ）電気回路あるいは航空機用ガスタービンエンジンの逆推力用カウル開放システム（ＴＲＣＯＳ）アクチュエータまたは電気機械式逆推力作動制御（ＥＴＲＡＣ）アクチュエータなど）も指し、あるいはエンジンを支持する翼に組み合わせられた電気装置（例えば、飛行機の翼の電気式の除氷または防氷回路など）も指す。

仏国特許出願公開第２９１１８４８号明細書が、電源／制御回路が２つの発電機を航空機のエンジンのタービンシャフトに機械的に接続された伝動ハウジング上に取り付けて備える構成を記載している。これらの発電機は、典型的には、励磁器に組み合わせられ、エンジンの定格に応じた可変周波数のＡＣ電圧をもたらす同期発電機を備えている始動装置／発電機（Ｓ／Ｇ）であり、励磁器アセンブリおよび同期発電機が、タービンの始動時には同期エンジンモードで動作するように制御される。Ｓ／Ｇによって供給されるＡＣ電圧は、飛行機の機上の配電網または飛行機の電気系統へと伝えられる。航空機の電気系統は、１つ以上の配電バスを介して、タービンシャフトの回転速度の関数として可変周波数を有する典型的には１１５Ｖａｃまたは２３０Ｖａｃの調整されたＡＣ電圧をもたらす。さらに回路は、１つ以上のバスへと典型的には２７０Ｖｄｃまたは±２７０Ｖｄｃの調整されたＤＣ電圧を提供する電圧変換回路に電力供給する。生成された電圧が、飛行機の機体の区域のさまざまな負荷へと供給される。

さらに、航空機のエンジンまたはエンジン周りに位置するいくつかの電気装置は、ＤＣ電圧供給バスによって電力供給され、このＤＣ電圧供給バスは、飛行機の機上の電気網のＡＣ電圧へと接続された電圧変換器によって電力供給される。これらの電気装置は、電気機械式の逆推力アクチュエータを含むことができる。

さらに、電力供給回路は、エンジンのナセルの除氷または防氷回路あるいはエンジンを支持する翼の除氷回路に電力供給するために、航空機のエンジンへと一体化された発電機も備える。これは、電気を除氷回路へと伝えるケーブルの長さを抑えることを可能にし、したがって機体の外部の負荷へと電気を伝えるために必要なケーブルの量および嵩を減らすことを可能にする。

この構成の利点にもかかわらず、エンジンの区域の電気装置に電力供給する電圧変換器は、すべての装置に必要な電力を考慮したサイズにされなければならず、かなりの量および嵩を呈する可能性がある。さらに、飛行機の機上の電気網へと接続されるこれらの電圧変換器は、超えてはならない高調波限度および電流サージに関する制約を満足しなければならない。したがって、これらの変換器が複雑な構造を有する。

仏国特許出願公開第２９１１８４８号明細書

本発明は、先行技術の上述の欠点を有さない航空機の電力供給回路を提供することを目的とする。

上述の目的のため、本発明は、航空機のエンジンまたは前記エンジンの周りに位置する電気装置のための機上の配電網と、航空機のエンジンへと一体化され、除氷または防氷システムへとＡＣ電力を供給する発電機とを備える航空機の電力供給回路であって、発電機が逆推力発生装置の電気機械アクチュエータへと整流器を介して接続され、前記アクチュエータにＤＣ電力を供給することを特徴とする航空機の電力供給回路を提案する。

これらの特徴により、逆推力発生装置の電気機械アクチュエータを、整流器によって除氷または防氷回路と同じ発電機から電力供給することができる。したがって、アクチュエータの動作時にアクチュエータを配電網から電力供給する目的の電圧変換器を設ける必要がない。さらに、配電網へと接続されない整流器を、小さな量および嵩にて、高調波限界またはサージ電流に関する要件をチェックする必要なく、きわめて単純に設計することができる。

例えば、前記整流器は、ダイオードブリッジである。

その場合、整流器が、あまり量が大きくなく、あるいはあまりかさばらないきわめて単純な構造を有する。さらに、呈する熱損失を比較的少なくすることができる。

一実施の形態によれば、前記配電網が、第２の整流器を介して前記アクチュエータへと接続される。

第２の整流器は、保守の際に逆推力発生装置のアクチュエータに電力供給することを可能にする。第２の整流器は、より小さな電力に合わせたサイズであってもよい。

一実施の形態によれば、電子エンジン制御ユニットが、発電機によって供給されるＡＣ電圧を調節することができ、このＡＣ電圧が所定のレベルに達するときに発電機と前記アクチュエータとの間に位置するスイッチの閉鎖を制御することができる。

１つの代案によれば、電子エンジン制御ユニットが、発電機と除氷または防氷回路との間に位置するスイッチを制御することができる。

別の代案によれば、電子エンジン制御ユニットが、除氷または防氷回路を低減電力で動作するように制御することができる。

機上の配電網が、電圧変換器を介して前記電気装置に電力供給することができる。

さらに本発明は、上述の発明による電力供給回路を備える航空機を提供する。

本発明を、あくまでも本発明を限定するものではない一情報として添付の図面を参照しつつ提示される以下の説明を検討することによって、よりよく理解できるであろう。

航空機のエンジンおよびエンジン周りの装置の電力供給および制御のためのシステムのきわめて概略的な図である。

図１が、航空機のエンジン（特に、飛行機用のガスタービンエンジン）およびエンジン周りの電気装置を含むアセンブリ５の電力供給および制御のための回路の図を示している。

アセンブリ５は、エンジンのナセルのためのナセル除氷または防氷回路５ａ（ＮＡＩ）あるいはエンジンを支持する翼のための除氷回路と、電気逆推力作動システム（ＥＴＲＡＳ）の電気機械アクチュエータと、エンジンおよびエンジン周りの動作に役立ついくつかの他の電気装置５ｂとを含んでいる。

図１の回路は、エンジン（図示せず）のタービンシャフトへと機械的に接続された伝動ハウジング（１３で示されている）に取り付けられたＳ／Ｇなどの少なくとも１つの発電機１１を備えている。Ｓ／Ｇ発電機１１によって供給されるＡＣ電圧が、電気エネルギーを飛行機の機上に分配するための電気網１７または飛行機の機上の電気網へと１つ以上のライン１５によって伝えられる。飛行機の機上網の回路１９が、１つ以上の分配バスを介して、タービンシャフトの回転速度の関数として可変周波数を有する典型的には１１５Ｖａｃまたは２３０Ｖａｃの調整されたＡＣ電圧を供給する。さらに、回路１９は、１つ以上のバスを介して典型的には２７０Ｖｄｃまたは±２７０Ｖｄｃの調整されたＤＣ電圧を供給する電圧変換器回路２１に電力供給する。回路１９および２１によって生成された電圧が、飛行機の機体の区域の種々の負荷へと供給される。

電力供給回路は、航空機のエンジンへと一体化され、ＡＣ電圧を供給する発電機２７を、エンジンのレベル（２３によって示されている）にさらに備えている。

発電機２７は、除氷回路５ａに電力供給する。除氷回路５ａは、純粋に抵抗性であり、中間の電圧変換器を必要とすることなくＡＣ電圧を受け取るように発電機２７へと接続することが可能である。スイッチ３を、発電機２７と除氷回路５ａとの間に接続することができる。

電気装置５ｂは、電圧変換器（図示せず）を介して回路１９から電力供給される。電気系統１７へと接続されるこれらの電圧変換器は、高調波限界および電流サージに関する要件を満足する。

最後に、アクチュエータ５ｃが、発電機２７によって電力供給される整流器１および回路１９から電力供給される整流器２へと接続される。スイッチ４および６が、アクチュエータ５ｃを整流器１または２へと接続することを可能にする。

さらに、図１の回路は、少なくとも１つのエンジン制御ユニット３０（ＥＣＵ）を備えている。ＥＣＵ３０は、ＥＣＵ３０にＡＣ電力を供給することができる発電機２７へと接続されている。さらに、ＥＣＵ３０は、発電機２７による必要とされる電力の供給を保証するための充分なエンジン速度に到達していない場合に正しく電力供給することができるよう、ライン１６によってＡＣ電圧回路１９へも接続されている。ＥＣＵ３０は、発電機２７によって供給される電圧を調節することができる。ＥＣＵ３０は、スイッチ３、４、および６を制御することもできる。

図１の回路の動作は、以下のとおりである。

飛行時、着氷の条件下において、ＥＣＵ３０がスイッチ３の閉鎖を制御し、発電機２７が除氷回路５ａへと電力をもたらす。典型的には、除氷回路５ａに必要な電力は、約３５ｋＷであってよい。発電機２７は、それに応じたサイズにされる。

さらに、飛行時、逆推力は、スイッチ４および６を開位置になるように制御するＥＣＵ３０によって阻止される。したがって、アクチュエータ５ｃは電力供給されない。さらに、逆推力を阻止しようとするさらなる動作手段を追加するために、ＥＣＵ３０は、逆推力装置のロックを制御し、アクチュエータ５ｃに格納指令を送信することができる。

地上において、逆推力を作動させるために、ＥＣＵ３０は、スイッチ３の開放を制御し、発電機２７によって供給される電圧をアクチュエータ５ｃにとって適切なレベルに調節する。この電圧レベルに達すると、ＥＣＵ３０は、スイッチ４の閉鎖を制御する。結果として、アクチュエータ５ｃが発電機２７によって整流器１を介して電力供給される。典型的には、アクチュエータ５ｃに必要な電力は、約１０ｋＷでありうる。したがって、発電機２７が必要な電力を供給することができる。

整流器１は、電気網１７には接続されていないため、高調波限界または電流サージに関する特定の要件を満たす必要がない。したがって、整流器１を、小さい量および嵩にて、きわめて単純に設計することができる。このきわめて単純な構造ゆえに、整流器１は、限られた熱損失を示すことができる。例えば、整流器１は、ダイオードブリッジである。

除氷回路５ａは熱容量が比較的大きいため、アクチュエータ５ｃの動作の際に、除氷回路５ａの電力供給を、スイッチ３を開くことによって、欠点なく一時的に中断することができる。１つの代案では、スイッチ３が閉じたままにされ、ＥＣＵ３０が除氷回路５ａを限られた電力で動作するように制御する。その場合、発電機２７によって供給される電力の一部をアクチュエータ５ｃによって使用することができる。

最後に、保守の作業の際に、航空機が地上にあるとき、エンジンは動作していない。したがって、発電機２７が回転することがなく、電圧を供給することがない。電気網１７を、地上の電力ユニットまたは補助電力ユニット（ＡＰＵ）によって電力供給することができる。ＥＣＵがスイッチ６の閉鎖を制御し、アクチュエータ５ｃを電気網１７から整流器２を介して電力供給することを可能にする。

整流器２を、保守段階、すなわちエンジンの回転速度および空気力学的な力がゼロであるときにアクチュエータ５ｃに必要な電力だけのためのサイズとすることができる。この電力は、アクチュエータ５ｃが発電機２７によって電力供給されるときのアクチュエータ５ｃの動作時にアクチュエータ５ｃに必要な電力よりも弱い。したがって、この少ない電力に合わせたサイズの整流器２を、小さな量および嵩とすることができる。

図示されていない１つの代案においては、整流器２の上流に位置する手動の遮断器を、保守の最中の逆推力装置の誤った開放を防止するために開くことができる。

Claims (7)

1. 航空機用エンジンと、電力供給回路とを有しており、前記電力供給回路が、航空機のエンジンまたは前記エンジンの周りに位置する電気装置（５ｂ）のための機上の配電網（１７）と、航空機のエンジンに一体化され、除氷または防氷システム（５ａ）へと接続されて除氷または防氷システム（５ａ）へとＡＣ電力を供給する発電機（２７）とを備えている航空機であって、
   発電機（２７）が、逆推力発生装置の電気機械アクチュエータ（５ｃ）に整流器（１）を介して接続され、前記アクチュエータにＤＣ電力を供給することを特徴とする、航空機。
2. 前記整流器（１）が、ダイオードブリッジである、請求項１に記載の航空機。
3. 前記配電網（１７）が、第２の整流器（２）を介して前記アクチュエータ（５ｃ）へと接続されている、請求項１または２に記載の航空機。
4. 電子エンジン制御ユニット（３０）が、発電機（２７）によって供給されるＡＣ電圧を調節するとともに、前記ＡＣ電圧が所定のレベルに達するときに発電機と前記アクチュエータ（５ｃ）との間に位置するスイッチ（４）の閉鎖を制御するように設計されている、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 電子エンジン制御ユニット（３０）が、発電機と除氷または防氷回路との間に位置するスイッチ（３）を制御するように設計されている、請求項４に記載の航空機。
6. 電子エンジン制御ユニット（３０）が、除氷または防氷回路を限られた電力で動作するように制御するように設計されている、請求項４に記載の航空機。
7. 前記機上の配電網（１７）が、電圧変換器を介して前記電気装置（５ｂ）に電力供給する、請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機。

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