JP6124913B2 - 少なくとも１つの航空機エンジン故障の場合に動力を調整する方法およびシステム - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも１つの航空機エンジンの故障の場合に動力を調整する方法およびシステムに関する。

本発明は、航空機の牽引システム、言い換えると本質的に飛行機の牽引システム（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）およびヘリコプタの牽引システム（ターボシャフトエンジン）の両方に適用される。

簡潔に言うと、航空機エンジンは従来、ガス発生器を形成する圧縮機／燃焼チャンバ／タービンアセンブリを含む。燃焼の後、高温圧縮ガスがタービン内で膨張し、これは高圧（ＨＰと略す）シャフトを通じて圧縮機を機械的に駆動してＨＰ体を形成する。したがってこれらのガスは、推進動力、ならびに公称ＡＥＯ運転（「ａｌｌ ｅｎｇｉｎｅｓ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ（全エンジン運転中）」の略）状態における、非推進、すなわち電気および／または空気動力を発生する。

瞬時動力伝達のレベルに対応する期間中にこうして提供されるエネルギー。飛行機の場合、推進動力は、直接的に（ジェットエンジン内で）、もしくは低圧体ＢＰを介して間接的に（ファン型ターボジェットエンジンまたはプロペラ型ターボプロップエンジン内で）、推力の形態で発生する。ヘリコプタの場合には、推進動力は、動力伝達ボックス（フランス語で一般的にＢＰＴとして知られる）によって、回転翼に伝達される。

エンジン故障（ＯＥＩ、「Ｏｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｉｎｏｐｅｒａｔｉｖｅ（一エンジン動作不能）」の略）状況において、動作可能なままの１つまたは複数のエンジンが、航空機の推進を維持して非推進動力を発生する。「全電気式」または主に電気式の航空機の場合、空気圧発生は、適切な変換器を介して発電からその電力を得る。

一般的に、推進エンジンを失った場合、すなわちＯＥＩ状況において、動作可能なままの１つまたは複数のエンジンは、航空機の推進および非推進動力の発生の両方を維持するように、この損失を少なくとも部分的に補償する。しかしながら、エンジンはたとえばＯＥＩ状況などの特定の状況において余剰動力を提供するようにオーバサイズになっているものの、この動力は、推進のみならず全ての飛行段階における許容可能な飛行条件の復元、ならびに消費側（客室空調、着陸装置など）に必要とされる非推進需要の全ても確保するのには、不十分であると思われる。具体的には、需要の規模が、遷移段階の間の加速能力を制限するだろう。

１つの解決策は、航空機のＡＰＵが、動作可能なままの、すなわち「生き残っている」牽引システムに少なくとも部分的な支援を提供することである。ＡＰＵ（「ａｕｘｉｌｉａｒｙ ｐｏｗｅｒ ｕｎｉｔ（補助動力装置）」の略）は通常、地上にいるときに様々な消費側機器（電気、空気、および油圧式）に動力供給するため、および主エンジンを始動させるために、航空機に取り付けられている。

ＡＰＵは、「簡素化された」ターボジェットエンジンである：従来これは、ガス発生器と、航空機上の機器（負荷圧縮機、発電機、および／または電気始動機／発電機など）を直接駆動するかまたは回転速度を調整しながら動力伝達ボックスを介して駆動する手段と、からなる。負荷圧縮機または吸気圧縮機の出口で排出される空気は、主エンジン空気始動に使用可能である。

エンジンが故障してしまうと、ＡＰＵによっては、飛行中に故障エンジンを再始動しようと試みるため、および／または機器に電力の一部を供給するために、これらが飛行中に再始動できるのに十分なバックアップを有する。

しかしながら、飛行中のＡＰＵの使用は、再始動しなければならないことを意味しており、十分な空気力を発生させられるようにするために、飛行機は任意の高度未満まで降下する必要がある。たとえば飛行条件のため、航空機がその高度よりも上にいなければならない場合には、全ての空気力はまだ１つまたは複数の生き残りエンジンによって供給される。

このためＡＰＵの起動は、いくつかの欠点を生じる：ＡＰＵの再始動は、パイロットが全集中力を維持しなくてはならないときに、さらなる作業負荷および監視を必要とする；ＡＰＵは約９０秒の再始動時間を有し、これは緊急の支援となり得ないことを意味する；ＡＰＵが十分な空気力を発生できるようにするために、主エンジンを失った場合に許容される最大値よりも低い上限を有する修正飛行計画；航空機が特定の高度より上を維持しなければならない場合、ＡＰＵは電力のみを供給し、１つまたは複数の生き残りエンジンは動力需要から完全には解放されない。

本発明の目的は、これらの欠点を排除することである。これを達成するために、貢献する動力は、常に運転している追加非推進動力の発生によって供給され、付加的なエンジンクラス主動力装置（フランス語の「ｇｒｏｕｐｅ ｄｅ ｐｕｉｓｓａｎｃｅ ｐｒｉｎｃｉｐａｌ」を略してＧＰＰ）によって生成される。動力装置は、主航空機エンジンによって供給される動力の発生と同じ基準で、発生する動力のアーキテクチャおよび性能が全ての飛行段階で使用するためのエンジンとしての認証に適している場合に、エンジンクラスとして記載される。ＧＰＰは、従来のＡＰＵと主飛行機エンジンとの中間の寸法を有する、ガス発生器を含む。

ＧＰＰタイプの追加動力の発生は、航空機の非推進動力要求の全てまたは一部をただちに引き受けられるように、計算される。ＧＰＰの常時使用は、たとえば客室空調が電気的に動力供給されるときに、要求が空気および電気の両方なのか、または主に電気なのかに応じて、調整可能である。また、ＡＰＵ機器と比較して、ＯＥＩ状況の飛行機の飛行高度は、飛行機がＧＰＰ装置を備えているとき、ＯＥＩ状況の最大許容上限まで上昇可能である。

より具体的には、本発明の対象は、少なくとも１つの航空機エンジン故障の場合に動力を調整する方法である。航空機は、緊急信号を起動することが可能な緊急機能を提供する、中央デジタルデータ処理装置を含む。したがって方法は、ＧＰＰの消費需要の増加に応える前記エンジン故障時の少なくとも３つの緊急状況に基づいて、ほぼ瞬時に増加した非推進動力を供給することができるようにするために、緊急信号の受信時の航空機の運転制限を広げるため、航空機の公称総非推進動力の一部を引き受けながら、制御および監視機能によって管理されて飛行中常に動作している、ＧＰＰとして知られるエンジンクラス主動力装置を使用することを含む。各緊急状況は、状況から状況へ引き継がれることが可能であって、いくつかの交互シーケンスにわたって分配可能な、最大作動期間を有する。これらの状況は少なくとも、動力レベルの降順で分類すると：非推進動力の全てまたは一部プラス追加動力が取り入れられる、超緊急状況として知られるもの、非推進動力の全てまたは一部が取り入れられる、最大緊急状況として知られるもの、そして飛行の終段まで常時利用可能なままの動力に対応する、非推進動力の最小部分が取り入れられる、中間緊急状況として知られるものを含む。ＧＰＰ制御および監視機能は、各緊急状況の経過時間を計算して、それをデータ処理装置に通知し、その一方で各緊急状況に割り当てられた最大運転期間が超過された場合には警報を発する。また、緊急機能は、ある状況の経過時間に関するこの情報および緊急状況の使用の限界を超過したという警告に基づいて、自動的にまたはパイロットの指示により、主エンジンとＧＰＰ装置との間で航空機によってなされる非推進需要を調整する。

有利なことに、状況の作動期間は、１つ以上のエンジンの損失の管理に基づいて使用される。低動力状況は、任意の期間にわたって利用可能な高動力状況の代わりに使用可能である：超緊急状況は、エンジンを再始動しようと試みる段階においてのみ到達され、最大緊急状況は、航空機の非推進動力の全てまたは一部を同時に供給しながら、たとえば航空機軌道および／または高度を回復する段階において、１つ以上のエンジンが故障した場合に到達される。中間緊急状況は、残りの動作可能エンジンに対する負荷を可能な限り軽減することによって、飛行終段期間中に少なくとも１つのエンジンが完全に故障した場合に、非推進動力の一部を維持する段階においてのみ、起動可能である。

具体的には、中間緊急動力状況は、特に遭難の場合に、緊急用空港から離れた空路に沿った管制航行に適合する：これは、国際ＥＴＯＰＳ規制（「Ｅｘｔｅｎｄｅｄ−Ｒａｎｇｅ Ｔｗｉｎ−Ｅｎｇｉｎｅ Ｏｐｅｒａｔｉｏｎｓ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ Ｓｔａｎｄａｒｄ（双発機による長距離進出運航）」の略）または全てのタイプの飛行機に該当する将来のいずれの規制にも関連する。

特定の実施形態によれば、動作可能時に非推進動力を供給する航空機のエンジンのうちの１つのみが故障した場合、調整モードは、１つまたは複数の動作可能エンジンが総非推進動力へのその貢献から解放されないうちに故障エンジン（Ｍ１）からの貢献の欠如を補償するために、ＧＰＰ装置の中間緊急状況のみを呼び出すことを含む。

あるいは、３つの状況が別の調整モードにおいて連続的にまたは交互に呼び出されてもよく、故障エンジンが再始動するまで１つまたは複数の動作可能エンジンが非推進動力へのその貢献から解放され、すなわち非推進動力のうちの少なくとも一部が取り入れられる最大緊急状況に、その状況に割り当てられた利用可能期間全体を超えない期間だけ、故障エンジンを再始動させる試みがなされる超緊急状況に対応する動力の需要が続き、その後以前と同様に総非推進動力が取り入れられる最大緊急状況に復帰する交互シーケンスであって、最大緊急状況は、その状況に割り当てられた利用可能期間が経過するまで持続可能である。

そして、故障エンジンが再始動されると、緊急機能は２つのエンジンとＧＰＰ装置との間で非推進動力を調整し、これはやはり飛行の終段まで回復公称非推進動力状況で動作し、その動力のうちの任意の部分はＧＰＰ装置によって供給され、追加部分は２つのエンジン（Ｍ１、Ｍ２）によって供給される。あるいは、故障エンジンが再始動しない場合には、緊急機能は動作可能エンジンの需要の軽減を停止して、飛行データに基づいて自動的に、あるいは飛行状況がそのように容認すると考える場合にパイロットの指示によって、その時点での非推進動力への貢献を回復し、そして飛行の終段まで中間緊急状況においてＧＰＰ装置を呼び出す。

有利なことに、こうして飛行機は、残りの動作可能エンジンの需要を一時的に軽減することによって、許容可能な飛行状況を取り戻すためのＧＰＰ装置を備える追加供給源を有する。

２つのエンジンが故障した場合、緊急機能によって実行される調整モードは、上述のような代替シーケンスを呼び出し、最大緊急状況を起動し、次にエンジンを再始動させる試みがなされる間に超緊急状況が続き、その後最大緊急状況に戻ることからなる。そしてエンジンが再始動されたとき、および飛行状況がそのように容認すると考える場合にパイロットの指示によって、あるいは飛行データに基づいて自動的に、緊急機能は、再始動エンジン（Ｍ２）に消費側の一部を回して、その負担分の非推進動力を供給し、ＧＰＰ装置に他の消費側を回して、飛行の終段まで中間緊急状況（ＲＩ）で動作する。

あるいは、エンジンが再始動しない場合、その作動期間が経過するまで最大緊急状況が呼び出され、その後非推進動力の需要は、中間緊急状況に切り替えるように緊急機能によって低減される。

場合により、非推進動力全体が中間緊急状況においてＧＰＰ装置によってのみ供給されるとき、ＲＡＴ（「Ｒａｍ Ａｉｒ Ｔｕｒｂｉｎｅ（ラムエアタービン）」の略）はさらなる非推進動力を提供することができる。

本発明はまた、少なくとも１つの航空機エンジンの故障の場合に動力を調整するシステムにも関する。このシステムは、デジタルデータ処理装置、航空機保守モジュール、ならびにＧＰＰ装置およびエンジンのためのＦＡＤＥＣとして知られる制御および監視モジュールを備える、航空機制御部として知られる飛行制御センターを含む。ＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣは、処理装置の緊急機能によって起動する緊急状況用の経過時間カウンタを備えており、これはそのＦＡＤＥＣを介してＧＰＰ装置およびエンジンによる非推進動力の供給を調整する。双方向リンクは、前記経過時間に基づく消費側からの需要および処理装置を介して保守モジュールおよびパイロットへＦＡＤＥＣにより供給される、エンジンおよびＧＰＰ装置の状態の情報を管理できるように、航空機制御センターをＦＡＤＥＣに、これらＦＡＤＥＣをＧＰＰ装置およびエンジンに、接続する。

有利なことに、処理装置を介してＦＡＤＥＣによって保守モジュールに供給される、前記経過時間ならびに到達した動力レベルならびにエンジンおよびＧＰＰ装置の状態に関する情報は、最適な予防保守、およびＧＰＰ装置が損傷した場合の保守作業の簡単な計画を、可能にする。

本発明のその他の態様、特徴、および利点は、以下のそれぞれの添付図面を参照して、特定の実施形態に関する下記の非限定的な説明から、明らかになるだろう。

本発明による調整システムの双方向対話型機器のフローチャートである。 エンジンを失った場合にそのエンジンを再始動しようと試みることなく、本発明による緊急調整時の非推進動力管理の例示的な図である。 エンジンを失った場合であって、再始動試行後に故障エンジンが再始動した場合の先の調整例の時点のこの管理の図である。 試行後に故障エンジンが再始動しない場合の先の調整例による緊急管理の図であって、１回の試行後に故障エンジンが再始動したとき、２つのエンジンを失った場合の非推進動力の緊急調整も示す図である。 ２つのエンジンを失った場合であって、エンジンを再始動させる試みが成功しなかったときの、調整の図である。

図２から図５の全てにおいて、図面は、双発飛行機の飛行の過程で時間「ｔ」にしたがって、飛行機の空気および電気動力要求を扱う管理システムに基づいて、非推進動力Ｐがどのように展開するかを示す。様々な異なるレベルの非推進動力もまた、対応する時間枠において、時間軸に沿って示される：
−ここではＭ１およびＭ２の参照符号を有する２つのターボジェットエンジンからなる、牽引システムによって供給される非推進動力Ｐ_Ｍ；
−上述のＧＰＰ装置によって供給される動力Ｐ_Ｇ；および
−全ての動力要求（電気および空気）を引き受けるために、エンジンおよびＧＰＰ装置によって供給される総非推進動力Ｐ_Ｔ。

具体的には、これらは公称モード（「ＡＥＯ」モード、「ａｌｌ ｅｎｇｉｎｅｓ ｏｐｅｒａｔｉｎｇ（全エンジン動作中）」の略）での主エンジンの非推進動力を示す：すなわち主エンジンＭ１およびＭ２によって形成される牽引システムの２Ｐ_ＭＡ動力（これらエンジンの各々についてＰ_ＭＡ）およびＰ_ＧＡが付される主動力装置ＧＰＰの動力。

ＧＰＰ装置は、少なくとも１つの主エンジンの故障の場合に、必要に応じて連続的にまたは交互に、異なる緊急状況に対応する異なるレベルの追加動力を供給することも可能である。各緊急状況での最大運転期間は累積可能である。制御センターは従来、中央デジタルデータ処理装置に連結された、供給されたデータを記憶する手段と、さらにエンジンおよびＧＰＰ装置に命令信号を送信する手段も、含む。この中央処理装置は電力消費側および供給側も管理する。

たとえば、図１のフローチャートは、緊急信号「Ｓ」によって搬送されて中央デジタルデータ処理装置１００の緊急機能によって処理される、後述の緊急調整Ｒ１、Ｒ２、またはＲ３の各例を反映する、緊急調整「Ｒ」の経路を示す。この例において、装置１００は、飛行機制御部２００として知られる制御センターに組み込まれている。データは、主エンジンのうちの主エンジンＭ１およびＭ２の「ＦＡＤＥＣ」３００および４００（「Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ（フルオーソリティデジタルエンジン制御）」の略）として知られる制御および監視モジュールからの情報に関する。機器のＦＡＤＥＣは、その出力範囲にわたって後者を制御することが可能な、デジタルモジュールである。緊急調整信号「Ｓ」は、そのＦＡＤＥＣ８００を通じてＧＰＰ装置７００に送信される。緊急信号を受信すると、ＦＡＤＥＣ８００は、ＧＰＰ装置によって供給される動力を増加させるように、ＧＰＰ装置を承認する。パイロット９００もまた、飛行状況に応じて、一方では主エンジンＭ１およびＭ２と他方ではＧＰＰ装置７００との間で、非推進需要の分配を修正するために、処理装置１００への命令「Ｃ」を起動することができる。

また、ＦＡＤＥＣ３００、４００、および８００は、飛行機制御部２００の処理装置１００を介して、パイロット９００および航空機の保守モジュール９５０に、エンジンおよびＧＰＰ装置の状態、ならびに非推進動力を提供するこれらの能力に関する情報「Ｉ」を、提供することができる。言及された様々な機器を接続するために、双方向リンク「Ｌ」がある。

ＧＰＰによって供給可能な追加動力は、図２から図５のグラフに、以下のように記載されている：
−総非推進動力Ｐ_Ｔの全てまたは一部が取り入れられるようにし、こうして航空機の消費側の需要の軽減を回避または最小化しながら、同時に故障した主エンジンを再始動する試みに十分でもある、超緊急動力Ｐ_ＳＵ；
−やはり総非推進動力Ｐ_Ｔの全てまたは一部が取り入れられるようにし、こうして航空機の消費側の需要の軽減を回避または最小化するが、しかし主エンジンを再始動するように試みない、最大緊急動力Ｐ_ＭＵ；および
−総非推進動力の一部が取り入れられるようにし、たとえばＥＴＯＰＳ状況など飛行の終段まで供給されることが可能な、中間緊急動力Ｐ_ＩＵ。

様々な緊急動力での運転期間は、ＧＰＰ装置に対する損傷の許容可能な限界に適合したままとなるように、制限される。しかしこれらの期間は累積されることが可能である。たとえば、ＧＰＰ装置が中間緊急動力レベルでのみ呼び出される場合、より大きい動力を供給するために費やされたであろう時間が、中間緊急状況における最大許容時間に追加される。

例示的実施形態において、動力Ｐ_ＳＵは、ｘ_ｍａｘ＝１分での公称連続運転動力の１３０％に到達し、その一方でＰ_ＭＵはｙ_ｍａｘ＝２分での公称連続運転動力のおよそ１２０％であり、そして動力Ｐ_ＩＵはｚ_ｍａｘ＝１８０分での公称連続運転動力の１１０％を超えない。連続的にまたは交互に異なる状況が呼び出されることが可能なこれらの最大期間は、エンジンの寸法に依存する。例示的実施形態において、期間は、動力Ｐ_ＳＵにおいて３５秒、動力Ｐ_ＭＵにおいて２分１５秒（動力Ｐ_ＳＵでの未使用の２５秒は、動力Ｐ_ＭＵおよび／またはＰ_ＩＵのための追加として利用可能なままである）、そして動力Ｐ_ＩＵにおいて１１０分である。

これらの追加動力は、ＯＥＩ運転での異なる調整モードによる「生き残り」の（まだ動作している）１つまたは複数のエンジンの需要を軽減するか否かの選択に応じて、以下に詳述されるように起動される。具体的には、各状況に充てられる時間は、ＧＰＰ装置７００のＦＡＤＥＣ８００に組み込まれた時間カウンタ８０１によって、計測される。この計測はＧＰＰ装置の損傷を回避するが、これはさもなければ極端な動力状況で長時間呼び出されるだろう。ＧＰＰ装置によって供給される動力もまた、消費側の動力需要に合わせてそのＦＡＤＥＣによって自動的に調整される。この調整は、パイロットにとって明白である。

少なくとも１つのエンジンが失われると、データ処理装置２００はＧＰＰ装置７００のＦＡＤＥＣ８００に緊急信号「Ｓ」を送信する。この信号は、それぞれ動力Ｐ_ＳＵ、Ｐ_ＭＵ、およびＰ_ＩＵの供給に対応する状況ＲＳ、ＲＭ、およびＲＩを迅速に活用するようにするＧＰＰへの承認を発行する。状況は、ＧＰＰ装置７００からの消費に応じた任意の期間にわたって、適切な時間枠の横軸に示されており、この消費はＧＰＰ装置と１つまたは複数の動作可能エンジンとの間で非推進動力を分配することによってなされる調整に依存する。この分配は、航空機製造業者によって定義される優先順位に基づいて、またはパイロットの指示にしたがって、処理装置１００によって課せられる。

航空機製造業者によって定義された優先順位には、たとえば以下の基準を用いる階層が付与されてもよい：
−飛行安全性に付与される絶対優先度：飛行安全性が危機にさらされている場合にＧＰＰの緊急状況を使用する制限時間を超えていながら、まだ動作可能な１つまたは複数のエンジンの推進動力の全利用可能性を必要とする、まだ到達していない所望の飛行軌道または航空機の危険な高度；
−機器の保護に付与される相対優先度：飛行軌道が再び充足された場合に尊重される、ＧＰＰの緊急状況を使用する制限時間；
−消費に付与される優先度：飛行の終段向けの消費の最適化であり、これは必要不可欠と見なされない消費側のいくつかを停止させてもよい。

緊急信号「Ｓ」が送信される前に、全てのエンジンは動作可能であり、非推進動力は、以下のように分配される、公称管理状況ＲＡに合わせて、公称ＡＥＯモードにある：
−エンジンＭ１およびＭ２を含む主牽引システムによって供給される動力２Ｐ_ＭＡ、ここでＰ_ＭＡ＝１５０ｋＷ；
−たとえばＰ_ＧＡ＝５００ｋＷなど、例示的実施形態の主牽引システムによって供給される動力２Ｐ_ＭＡよりも高い、ＧＰＰ装置によって供給される動力Ｐ_ＧＡ；
−全ての動力要求（電気および空気）を引き受けるためのエンジンおよびＧＰＰ装置によって供給される総非推進動力Ｐ_ＴＡ、したがってこの動力はＰ_ＴＡ＝２Ｐ_ＭＡ＋Ｐ_ＧＡを証明する。

以下に詳細に記載されるように、図２から図５は異なるモードの緊急管理の際の非推進動力の分配に関する。以下の記載もまた、図１に示されるように構成されて同じ参照符号を有する、機器、パイロット、調整、信号、およびリンクに言及する。したがって、この記載に関して図１および関連する文章も参照されるべきである。

図２を参照すると、これはモードＲＩにおける緊急調整のための非推進動力管理Ｐの図を示す。このモードは、左エンジンＭ１が故障して、このエンジンを再始動する試みがなされない場合に、制御センター２００の処理装置１００によって、時間ｔ_０において送信される信号「Ｓ」によって起動される。

この調整モードＲ１において、中間緊急状況ＲＩは、超緊急動力Ｐ_ＳＵまたは最大緊急動力Ｐ_ＭＵを使用することなく、飛行の終段まで直接的かつ連続的に必要とされ、これは潜在的に利用可能なままとなる（点線）。このためＧＰＰ装置７００は、公称動力Ｐ_ＧＡよりも高いが最大緊急動力Ｐ_ＭＵよりも低い、中間緊急動力Ｐ_ＩＵを供給するために呼び出される。この場合、生き残りエンジンＭ２はその非推進負荷が軽減されることはなく、これは非推進動力の負担分Ｐ_ＭＡを供給し続ける。

時点ｔ２から供給される中間動力および非推進動力Ｐ_ＭＡ−まだ動作可能な右エンジンＭ２によってのみ時点ｔ_１から供給される−はその後、ＧＰＰ装置７００のＦＡＤＥＣによる緊急信号「Ｓ」の受信と飛行の終段との間のこの飛行段階において、総非推進動力Ｐ_Ｔを構成する。この総動力Ｐ_Ｔは、公称状況モードＲＡにおける総非推進動力Ｐ_ＴＡと実質的に等しい。こうして供給される緊急動力Ｐ_ＩＵのレベルは、ＥＴＯＰＳ状況での飛行の終段までＧＰＰ装置７００が常に供給することが可能な総非推進動力の一部の引き受けに対応する。このため状況ＲＩにおけるＧＰＰ装置７００の作動期間は、中間動力レベルＰ_ＩＵにおける超緊急ＲＳ（ｘ_ｍａｘ）および最大緊急ＲＭ（ｙ_ｍａｘ）状況の可能な作動期間、ならびに中間緊急状況ＲＩに充てられる期間（ｚ_ｍａｘ）を含む。

図３は、モードＲ２における緊急調整の非推進動力管理Ｐの図を示す。このモードは、先のケースと同様に左エンジンＭ１が故障して、このエンジンを再始動する試みが呼び出された場合に、制御センター２００の処理装置によって、時間ｔ_０において送信される緊急信号「Ｓ」によって起動される。

左エンジンＭ１が停止したときに緊急信号「Ｓ」が送信される前に、非推進動力は、ＡＥＯモードでの公称状況ＲＡにおいて、図２と同じ構成で、分配される。

この調整モードＲ２において、まだ動作可能な右エンジンＭ２は、一時的に利用可能なより多くの推進動力を有するように、−時間ｔ_３からと同様に完全に軽減されて−その非推進負荷が軽減される。航空機制御センター２００は、緊急機能を通じて緊急調整モードＲ２にしたがって需要を軽減する命令を、管理する。この機能は、プログラムされたプロセッサによって提供され、航空機制御センターの処理装置に組み込まれる。

一般的に、この機能は、緊急信号を自動的に生成し、−上述の例のように−航空機製造業者によって最初になされて緊急機能に組み込まれた好ましい選択によって自動的に、あるいはパイロットの介入によって、ＧＰＰと１つまたは複数の動作可能エンジンとの間の非推進動力の分配を管理する。

ＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣによる緊急信号「Ｓ」を受信すると、動作可能なままのエンジンＭ２は需要が軽減され、すると非推進動力は以下のようにＧＰＰ装置によって補償として供給される。緊急機能はまず、負荷の切迫した増加を受けることができるようにするためにＧＰＰの運転制限を増加させるように、ＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣを警報状態に置く。次に処理装置１００は、パイロットによって指示されたとおり、またはプログラムされた自動規則にしたがって、エンジンＭ２の動力伝達手段をＧＰＰ装置に切り替える。時間ｔ_３において、ＧＰＰ装置によって担持される負荷は急激に増加する。この追加負荷に応えて、ＧＰＰ装置のガス発生器が加速される。するとＧＰＰ装置は、前の段階よりも多くの非推進動力を供給する。ＧＰＰ装置のガス発生器はこうして、時間ｔ_４において最大緊急状況ＲＭレベルの動力Ｐ_ＭＵに到達するために加速される。この動力レベルは、非推進動力を供給するその負荷が軽減されているエンジンＭ２、およびエンジンＭ１の故障を、補償することができる。これらの状況において、全ての非推進動力Ｐ_Ｔは時間ｔ３からと同様にＧＰＰ装置によって供給され、そこでレベルＰ_Ｇ、ここでは時間ｔ_４とｔ_５との間のＰ_ＭＵは、実質的に時間ｔ_４からのように公称レベルＰ_ＴＡに維持される。

たとえば１０秒に等しい、この最大緊急状況ＲＭにおける運転の任意の期間ｙ１（この期間は必要であれば短縮または省略されてもよい）の後、パイロットは時間ｔ_５において制御センターの処理装置に、左主エンジンＭ１を再始動するように試みる命令を与える。すると制御センター２００はＧＰＰ装置７００のＦＡＤＥＣ８００に、エンジンＭ１の始動モードに切り替えるように要求する。ＧＰＰ装置は、再始動に必要な動力を含む超緊急動力Ｐ_ＳＵを有するように、そのガス発生器をさらに加速する。こうしてＧＰＰ装置はほぼ瞬時に超緊急状況ＲＳに到達し、ここでこの装置は公称レベルでの全ての非推進動力Ｐ_ＴＡプラス左エンジンＭ１を再始動する動力を供給する。

図３のグラフは、前記試行に続いて故障エンジンＭ１が再始動する場合に対応する。３５秒の期間ｘ１にわたり、再始動に必要な全ての動力を利用した後に、ＧＰＰ装置７００は時間ｔ_６において切り替えられ、動力Ｐ_ＭＵに対応する最大緊急状況ＲＭに戻る。この状況は、その状況に割り当てられた最大期間「ｙ」（２分）の残りｙ２（差（ｙ−ｙ１）に等しい）プラス超緊急状況ＲＳ（最大持続時間「ｘ」は１分に等しい）に許容されたが使用されなかった残り時間（ｘ−ｘ１）の終了まで継続することができる。したがって、最大緊急状況ＲＭは（（ｙ＋ｘ）−（ｙ１＋ｘ１））、すなわちこの例では２分と１５秒継続することができる。

しかしながら、時間ｔ７での状況が、主エンジンＭ１およびＭ２がＡＥＯモードで非推進動力のこれらの負担分２Ｐ_ＭＡを供給することを必要とするとき、緊急機能は、自動でまたはパイロットの要求で、主エンジンおよびＧＰＰ装置への非推進動力の供給量を再び調整する。するとこのＧＰＰ装置は、時間ｔ_７において、公称動力供給状況ＲＡに切り替わり、この装置によって供給される動力はレベルＰ_ＧＡに戻る。

図４のグラフは、図３に示される緊急の場合に対応するが、しかし故障エンジンＭ１を再始動する試みは失敗している。そして図４の参照符号は、図３を参照する説明での部分に対応する。図４の代替事例において、生き残りエンジンＭ２は、時間ｔ_５からと同様に、飛行状況がそのように容認するとパイロットが考えるときに、切り替わって元通りに公称非推進動力Ｐ_ＭＡを供給する。ＧＰＰ装置はその後、時間ｔ_５において同時に、ＧＰＰ装置が飛行の終段まで供給することができる動力レベルに対応する動力Ｐ_ＩＵを備える中間緊急状況ＲＩに切り替わる。

図４はまた、２つのエンジンＭ１およびＭ２の同時故障に対応するモードＲ３における緊急調整のための非推進動力管理Ｐの図を示す。緊急機能によって生成されて制御センターの処理装置によって時間ｔ_０に送信される緊急信号「Ｓ」は、ＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣによって受信される。

この場合、全ての非推進動力は、先のケースと同様に、ＧＰＰ装置によって供給される。緊急信号「Ｓ」を受信すると、消費される非推進動力の全てＰ_Ｔは、最大緊急状況ＲＭレベルの動力Ｐ_ＭＵに到達するまでそのガス発生器を加速することで、ＧＰＰ装置によって発生させられる。するとＧＰＰ装置は、エンジンＭ１およびＭ２の故障を補償することができる。これらの状況において、全ての非推進動力Ｐ_Ｔは、公称レベルＰ_ＴＡと実質的に等しいレベルで、時間ｔ_３からと同様にＧＰＰ装置の動力Ｐ_Ｇによって供給される。

エンジンが可能な限り迅速に再始動される必要がある場合に短縮または除外されてもよい、この最大緊急状況ＲＭでの運転期間の後、パイロットは時間ｔ_５において、制御センターに、たとえばエンジンＭ２などのエンジンを再始動する命令を与える。するとこのセンターの処理装置はＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣに、エンジンＭ２の始動モードに切り替えるように要求する。そしてＧＰＰ装置は、再始動に必要な動力および公称レベルＰ_ＴＡでの全ての非推進動力を供給するための動力を含む、利用可能な超緊急動力Ｐ_ＳＵをその後有するように、そのガス発生器をさらに加速する。その後エンジン２が始動するか否かに応じて、２つの状況が管理される。

図４のグラフは、試行に続いて故障エンジンＭ２が再始動した場合に対応する。再始動に必要な全ての動力を利用した後、ＧＰＰ装置は、時間ｔ_６からと同様に切り替わって、エンジンＭ２がいかなる非推進動力も供給しない間ずっと、動力Ｐ_ＭＵに対応する最大緊急状況ＲＭに戻る。

飛行条件がそのように容認するとき、パイロットは時間ｔ_７において、もはやエンジンＭ２の需要を軽減しないように決定する。すると飛行機制御センター２００の緊急機能は、エンジンＭ２が再び非推進動力Ｐ_ＭＡのその負担分を供給できるようにする。そしてＧＰＰ装置は、総非推進動力Ｐ_Ｔが実質的に公称レベルＰ_ＴＡのままとなるように、時間ｔ_７と同時に、動力Ｐ_ＩＵを備える中間状況ＲＩまでそのガス発生器を減速させる。

動力Ｐ_ＩＵは、ＧＰＰ装置が飛行の終段まで供給することができる非推進動力の一部を引き受ける。この動力Ｐ_ＩＵは、故障エンジンＭ１によって供給される非推進動力の欠如を補償するように、公称レベルＰ_ＧＡにおける動力よりも高いままである。

図５のグラフは、図４のグラフを引き継いでいるが、しかし故障エンジンＭ２が試行中に再始動せず、２つのエンジンが故障したままである代替事例に対応する。この場合、超緊急状況ＲＳの運転の終わりに、時間ｔ_６からと同様の最大動力Ｐ_ＭＵを備える状況ＲＭに戻っているＧＰＰ装置は、その状況に許容された期間が経過するまで、その状況ＲＭのままである。次に、時間ｔ_９において、緊急機能はＧＰＰ装置からの非推進動力の消費量を低減し、これはその時点で中間緊急動力Ｐ_ＩＵの状況ＲＩに切り替わり、相応に非推進動力の供給量を減少させる。

処理装置は、状況ＲＳ、ＲＭ、およびＲＩの制限期間−ｘ、ｙ、およびｚ−が到達されたという情報を考慮する。この情報はＧＰＰ装置のＦＡＤＥＣによって提供され、その後飛行機制御センター２００の緊急機能は、たとえば上記で提供された優先順位にしたがって、これらの時間で状況から状況に切り替えることによって、適切な時間−ここでは時間ｔ_９−にＧＰＰ装置の消費動力を低減する。

非推進動力の供給量を増加させるために、航空機にはＲＡＴタイプ（ラムエア）タービンが備えられている。これは、油圧ポンプまたは発電機に接続された小型のまたは「超小型風力（ｍｉｃｒｏ−ａｅｏｌｉａｎ）」タービンである。

本発明は、記載および図示される例に限定されるものではない。たとえば、上記に示された調整Ｒ１からＲ３のうちの全てまたはいくつかの例を組み合わせるその他のシナリオを予測することも、可能である。また、たとえばいくつかの中間動力レベルを提供することによって、ＧＰＰ装置によって提供されるその他の追加動力状況が定義されることも、可能である。

Claims (10)

1. 緊急信号（Ｓ）を起動することが可能な緊急機能を提供する中央デジタルデータ処理装置（１００）を含む少なくとも１つの航空機エンジン（Ｍ１、Ｍ２）の故障の場合に動力を調整する方法であって、方法は、ＧＰＰ（７００）の消費需要の増加に応じた前記エンジン故障時の少なくとも３つの緊急状況（ＲＳ、ＲＭ、ＲＩ）に基づいて、ほぼ瞬時に増加した非推進動力（Ｐ_ＳＵ、Ｐ_ＭＵ、Ｐ_ＩＵ）を供給することができるようにするために、緊急信号（Ｓ）の受信時の航空機の運転制限を広げるため、航空機の公称総非推進動力（Ｐ_ＴＡ）の一部（Ｐ_ＧＡ）を引き受けながら、制御および監視機能によって管理されて飛行中常に動作している、ＧＰＰ（７００）として知られるエンジンクラス主動力装置を使用することを含み、各緊急状況は、状況から状況へ引き継がれることが可能であって、いくつかの交互シーケンスにわたって分配可能な、最大作動期間を有すること、これらの状況は少なくとも、動力レベルの降順で分類すると、故障エンジン（Ｍ１、Ｍ２）を再始動するように試みるために非推進動力の全てまたは一部プラス追加動力が取り入れられる、超緊急状況（ＲＳ）として知られるもの、非推進動力の全てまたは一部が取り入れられる、最大緊急状況（ＲＭ）として知られるもの、および飛行の終段まで常時利用可能なままの動力に対応する、非推進動力の最小部分が取り入れられる、中間緊急状況（ＲＩ）として知られるものを含むこと、ＧＰＰ（７００）の制御および監視機能は、各緊急状況（ＲＳ、ＲＭ、ＲＩ）の経過時間を計算してその中央処理装置（１００）に通知し、その一方で、各緊急状況（ＲＳ、ＲＭ、ＲＩ）に割り当てられた最大運転期間（ｘ_ｍａｘ、ｙ_ｍａｘ、ｚ_ｍａｘ）を超過した場合には警報を発すること、ならびに緊急機能は、ある状況の経過時間に関するこの情報および緊急状況の使用の限界を超過したという警告に基づいて、自動的にまたはパイロットの指示により、主エンジン（Ｍ１、Ｍ２）とＧＰＰ装置（７００）との間で航空機によってなされる非推進動力需要を調整することを特徴とする、調整方法。
2. 超緊急状況（ＲＳ）が、航空機の非推進動力の全てまたは一部を同時に供給しながらエンジン（Ｍ１、Ｍ２）を再始動しようと試みる段階においてのみ到達され、最大緊急状況（ＲＭ）は、航空機の非推進動力の全てまたは一部を同時に供給しながら、１つ以上のエンジン（Ｍ１、Ｍ２）が故障した場合に到達され、中間緊急状況（ＲＩ）は、残りの動作可能エンジンの需要を可能な限り軽減することによって、飛行終段期間中に少なくとも１つのエンジン（Ｍ１、Ｍ２）が完全に故障した場合に、総非推進動力（Ｐ_Ｔ）の一部を維持する段階においてのみ、起動される、請求項１に記載の調整方法。
3. 動作可能時に非推進動力を供給する航空機のエンジン（Ｍ１、Ｍ２）のうちの１つのみ（Ｍ１）が故障した場合、調整モード（Ｒ１）が、１つまたは複数の動作可能エンジン（Ｍ２）が総非推進動力（Ｐ_ＴＡ）へのその貢献から解放されないうちに故障エンジン（Ｍ１）からの貢献の欠如を補償するために、ＧＰＰ装置（７００）の中間緊急状況（ＲＩ）のみを呼び出すことを含む、請求項１に記載の調整方法。
4. 動作可能時に非推進動力を供給していた航空機のエンジン（Ｍ１、Ｍ２）のうちの１つのみ（Ｍ１）が故障した場合、調整モード（Ｒ２）が、３つの状況（ＲＳ、ＲＭ、ＲＩ）を連続的にまたは交互に呼び出すことを含み、１つまたは複数の動作可能エンジン（Ｍ２）は、故障エンジン（Ｍ１）が再始動するまで非推進動力へのその貢献から解放され、すなわち非推進動力（Ｐ_Ｔ）のうちの少なくとも一部が取り入れられる最大緊急状況（ＲＭ）に、その状況に割り当てられた利用可能期間全体を超えない期間だけ、故障エンジン（Ｍ１）を再始動させる試みがなされる超緊急状況（ＲＳ）に対応する動力の需要が続き、その後以前と同様に総非推進動力が取り入れられる最大緊急状況（ＲＭ）であって、その状況に割り当てられた利用可能期間が経過するまで持続可能である状況に戻る、代替シーケンスである、請求項１に記載の調整方法。
5. 故障エンジン（Ｍ１）が再始動されると、緊急機能は２つのエンジン（Ｍ１、Ｍ２）とＧＰＰ装置（７００）との間で非推進動力を調整し、これは飛行の終段まで回復公称非推進動力状況で再び動作し、その動力のうちの任意の部分（Ｐ_ＧＡ）はＧＰＰ装置によって供給され、追加の部分（２Ｐ_ＴＡ）は２つのエンジン（Ｍ１、Ｍ２）によって供給される、請求項４に記載の調整方法。
6. 故障エンジン（Ｍ１）が再始動しない場合、緊急機能は動作可能エンジン（Ｍ２）の需要の軽減を停止して、飛行データに基づいて自動的にまたは飛行状況がそのように容認すると考える場合にパイロット（９００）の指示によって、その時点での非推進動力への貢献（Ｐ_ＭＡ）を回復し、そして飛行の終段まで中間緊急状況（ＲＩ）においてＧＰＰ装置を呼び出す、請求項４に記載の調整方法。
7. ２つのエンジン（Ｍ１、Ｍ２）が故障した場合、緊急機能の調整モード（Ｒ３）が、代替シーケンスを呼び出して、最大緊急状況（ＲＭ）を起動し、次にエンジン（Ｍ２）を再始動させる試みがなされる間に超緊急状況（ＲＳ）が続き、その後最大緊急状況（ＲＭ）に戻ることを含む、請求項４に記載の調整方法。
8. エンジン（Ｍ２）が再始動された場合、および飛行状況がそのように容認すると考える場合にパイロット（９００）の指示によって、あるいは飛行データに基づいて自動的に、緊急機能は、再始動エンジン（Ｍ２）に消費側の一部を回して、その負担分の非推進動力（Ｐ_ＭＡ）を供給し、ＧＰＰ装置（７００）に消費側の残りを回して、飛行の終段まで中間緊急状況（ＲＩ）で動作する、請求項７に記載の調整方法。
9. 試行後にエンジン（Ｍ２）が再始動しない場合、その作動期間（ｙ_ｍａｘ）が経過するまで最大緊急状況（ＲＭ）が呼び出され、その後非推進動力の需要は、中間緊急状況（ＲＩ）に切り替えるように、緊急機能によって低減される、請求項７に記載の調整方法。
10. 少なくとも１つの航空機エンジン（Ｍ１、Ｍ２）の故障の場合に動力を調整するシステムであって、デジタルデータ処理装置（１００）、航空機保守モジュール（９５０）、ならびにＧＰＰ装置（７００）およびエンジン（Ｍ１、Ｍ２）のためのＦＡＤＥＣ（８００、３００、４００）として知られる制御および監視モジュールを備える、航空機制御部（２００）として知られる飛行制御センターを含み、ＧＰＰ装置（７００）のＦＡＤＥＣ（８００）は、処理装置（１００）の緊急機能によって起動する緊急状況（ＲＳ、ＲＭ、ＲＩ）経過時間カウンタ（８０１）を備えており、これはそのＦＡＤＥＣ（８００、３００、４００）を介してＧＰＰ装置（７００）およびエンジン（Ｍ１、Ｍ２）によって、非推進動力（Ｐ_Ｇ、Ｐ_Ｍ）の供給を調整すること、および具体的には請求項１から９のいずれか一項に記載の方法を実施することによって、処理装置（１００）を介して保守モジュール（９５０）およびパイロット（９００）にＦＡＤＥＣ（８００、３００、４００）によって供給される、前記経過時間ならびにエンジン（Ｍ１、Ｍ２）およびＧＰＰ装置（７００）の状態に関する情報（Ｉ）に基づいて、消費側からの需要を管理できるように、双方向リンク（Ｌ）が航空機制御センターをＦＡＤＥＣ（８００、３００、４００）に、そしてこれらのＦＡＤＥＣをＧＰＰ装置（７００）およびエンジン（Ｍ１、Ｍ２）に接続することを特徴とする、システム。

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