JP6224869B2 - 航空機のフリータービンエンジンのための迅速な支援装置 - Google Patents

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Description

本発明は、一般的にヘリコプターに見られるような種類のフリータービンエンジンの分野に存在する。
フリータービンを有するガスタービンエンジン（ＧＴ）が、ヘリコプター内でオーバーランニング（一方向）クラッチ又は「フリーホイール（自由回転装置）」を介してヘリコプターのロータ（回転翼）を駆動する、パワー（動力）タービン又はフリータービンと、主歯車装置（ＭＧＢ）と、を具備すること、及びエンジンがまた、圧縮機と燃焼室と高圧タービンとにより主に構成された、ガス発生器を具備すること、が想起されるべきである。
減速歯車伝動装置又は補助歯車装置は、ガス発生器のシャフトを、ステータ及びロータにより構成されていて更にモータ（始動機）又は発電機として同等に良好に動作可能である、電気機械（略号ではＥＭ）に接続するように機能する。モータモード（様式）において、電気機械は、電気エネルギ源により動力供給されており、更に電気機械は、特にはガス発生器を始動させる目的でエンジンのガス発生器を回転駆動するように駆動トルクを発生し、それにより始動を補助する。発電機モードにおいて、電気機械は、機械的動力を取り出すことを可能にして更にその後に電力に変換可能にするように、ガス発生器により回転駆動される。
巡航飛行中のツインエンジン（双発）式航空機に関して、ある特許文献では、別のエンジンにより出力される動力を増大させながら、そのフリータービンを主歯車装置から非同期化するように、２つのエンジンの内の１つを待機モードにして、それによりシステムの燃料消費全体が低減されることを可能にすることが提案されている（例えば、特許文献１及び２参照。）。
従って、本発明は特に、少なくとも２つのエンジンを有する、ヘリコプターに関係しており、更にヘリコプターが巡航飛行を実施する間に、即ち、各エンジンから要求される比較的小さい動力を特徴とする、飛行段階の間に、その燃料消費を低減し、従って非常に高い消費率（略号ではＳＣ）を上昇させることに関係する。巡航飛行を経済的にするために、一方のエンジンは、待機させられて、もう一方のエンジンは、高出力で動作するので、それによりヘリコプターがかなりより低い消費率から利益を得ることを可能にする。
この待機モードの幾つかの変形例が提案されてきた。
「スーパーアイドル（超遊動）」と呼ばれる第１の変形例において、非同期化されたガスタービンのガス発生器は、低速アイドル速度で調整される。
「支援されたスーパーアイドル」と呼ばれる第２の変形例において、ＭＧＢから非同期化されたガスタービンのガス発生器は、低アイドリング速度で同様に調整されており、更に同時に、補助駆動トルクが、電気機械及び補助歯車装置を介してガス発生器に加えられる。
第３の変形例において、エンジンの燃焼室は、全く消火され、その後、巡航飛行段階の終わりにおいて再点火を容易にするのに適した速度でガス発生器を回転状態に維持することが提案される。適切な速度の範囲は、好適な点火窓と呼ばれてもよい。「旋回」モードと呼ばれるこの動作モードは、ガス発生器に与えられるべき長時間の支援を必要とする。
巡航飛行の期間を通して維持される傾向のある、これらの動作モードの３つの全てにおいて、待機状態のエンジンによりＭＧＢに供給される動力の量は、一般的にゼロであり、そのガス発生器から動力を得ることは、一般的に可能ではない。
３つの上述の変形例において、特に緊急事態において、例えば、別のエンジンが故障した場合において、もし全体で３つ以上のエンジンがある場合に、又はもし２つのエンジンがある場合に別のエンジンが故障した場合において、非同期エンジンを迅速に再起動（又は再活性化）できることが必要である。具体的には、そのことが、燃焼室が消火されるシステムにおいて、ガス発生器が再点火を容易にするための速度において回転し続ける理由である。
好適な点火窓で回転するガス発生器を維持すること（「回転」モード）及びガス発生器がアイドル（遊び）状態に調整される（「支援されたスーパーアイドル」モード）時にガス発生器に長期間の支援を提供することはどちらも、比較的低い動力を必要とするが、しかしシステムの利点が、長い飛行時間を通じてガス発生器を使用することに存在するので、多量のエネルギを必要とする結果となる。
別の解決案の中で、特許文献１及び２では、もう一方のエンジンのガス発生器に接続されるか又はもう一方のエンジンのフリータービンにより直接的又は間接的に駆動される、発電機に接続された、始動機／発電機により動力供給される、電気始動機を使用することを提案する。
低速の状況又は燃焼室の消火状態から再始動する緊急事態は、その回転アセンブリの大きな慣性のために、及びエンジンの圧縮機からの反対のトルクのために、ガス発生器のシャフトに適用されるべき高い動力を必要とする。その動力は、エンジンを迅速に始動させることを可能にするために、数秒程度の短い時間にわたって供給される必要がある。
別の解決案の中でも特許文献２において、特に超（スーパー）コンデンサからの電気エネルギが、ガス発生器に爆発的な支援を提供するように使用可能であることが示唆される。
また別の特許文献はまた、２つの超コンデンサ（電気を蓄えるための部材である）を使用することを提案しており（例えば、特許文献３参照。）、２つの超コンデンサの各々は、２つのエンジンの内の１つのガス発生器により駆動される、それぞれの発電機によりそれぞれ充電されており、及び２つの超コンデンサの各々は、エンジンの一方が停止状態にある時にもう一方のエンジンを始動させるように短時間で使用可能である。
これに関連して、本発明の特定の目的は、従来の電気始動機の代わりに、機上ネットワーク又は特定の電気エネルギ電源ネットワークにより給電されていて且つ以下の様々な動作モードを可能にする、電気技術システムを使用することにより、タービンの経済的運転モードから始動する時に「迅速な再活性化」機能を提供するように、少なくとも２つのエンジンを有する、航空機の機上で使用するのに実用的である、技術的手段を提供することであり、以下の様々な動作モードとは、
・地上でガスタービンを始動することと、
・経済的モードと、
・以前に経済的モードにあった、タービンを飛行中に再起動（又は活性化）することと、
・以前に経済的モードにあった、タービンを飛行中に迅速に再起動することと、である。
本発明の別の目的は、単一エンジン式航空機において、従来の電気始動機の代わりに、機上ネットワークにより又は特定の電気エネルギ動力供給ネットワークにより給電される、電気技術システムを使用することにより、望まれない停止モードが発生した場合に、エンジンを迅速に再起動させる機能を有効に提供することを可能にすることである。
本発明は、特には、２０１４年３月２７日に出願されたフランス特許出願第１４／００７５３号に関係しており、及びより具体的には、改善された状態で飛行中のガスタービンにおける迅速な再活性化（又は起動）モードを実行するための手段を提供する、電気システム構築物を提供することに関する。
ガスタービンをハイブリッド化するために過去に提案されてきた、電気システムの構築物は、高電圧直流（ＨＶＤＣ）バス（母線）に接続されていて且つ迅速な再活性化モードに必要な電気エネルギの量を貯蔵する機能を有する、「二次」型の貯蔵要素を常時使用する。「二次」という用語は、その様な貯蔵要素が再充電可能であることを意味する。その様な貯蔵要素の殆どは、電池管理システム（ＢＭＳ）を必要とする。
従って、既存の解決法は、主な欠点が以下の様なものである、幾つかの欠点を提示しており、
１／ 二次貯蔵技術（Ｌｉイオン電池、ＮｉＭＨ、超コンデンサ、ハイブリッドコンデンサ等）とは無関係に、ＢＭＳは、「複雑」であるといわれる、装置を具備しており、その理由は、装置が、電力スイッチ切替装置を具備しており、更に充電の状態と運転パラメータと貯蔵部材の健全性の状態とを監視するために電子機器を使用しており、更に従って航空用無線技術委員会（ＲＴＣＡ）のＤＯ１７８及びＤ０２５４規格等の航空電子機器認証規格により管理されるからである。
ＢＭＳは、システムの重量及びその故障確率を増大させる。
２／ 既知の二次組み合わせ（カップル）は、電池が定期的に再充電されることを原則にしており、従って航空機の機上又は地上のインフラ（基本的施設）においての何れかにおいて充電器の存在を必要とする、無視できない自己放電率を有する。
３／ 二次組み合わせは、それらが稀にしか使用されなくても少しずつ劣化する（カレンダー老化）。これは、二次組み合わせが、定期的にテストされて更に交換されなければならないことを意味する。
４／ その様な二次貯蔵部材はまた、常に活性であるという欠点を有しており、即ち、システムは、短絡等のような望まれない状況において任意の瞬間における電気エネルギを提供可能であり、又は二次貯蔵部材は、漏れ電流現象の結果として早期に放電状態になり得る。
５／ その様な二次貯蔵部材は、高温及び低温等のような厳しい環境には殆ど耐えられない、及び機械的応力（振動、衝撃）にもまた殆ど耐えられないという別の一般的な欠点を有する。その様な環境上の制約に対応するために、二次部材は、それに応じて寸法決めする必要があり、そのことは、航空機の機上に及びより具体的にはヘリコプターの機上に搭載するためのシステムの重量の残念な増加をもたらす。
６／ 二次貯蔵部材に関する特定の技術の別の欠点は、熱暴走の事象において、その様な要素が存在するという危険性であり、その事象において熱暴走は、特には、二次貯蔵部材の外部又は内部に存在する、短絡により、過負荷により、又は特に環境上の原因の別の原因により引き起こされ得る。
７／ 二次貯蔵ユニット（装置）を機上ネットワークに結合することは、常に変化してもよい、電圧を有するネットワークと、その充電状態の関数である、電圧を有する二次電池との間の相互作用を考えると問題がある。従って、任意の電気的リスクを回避するために又は貯蔵ユニットが操作上利用できないという、実際の任意のリスクを回避するために、予防措置（システムをより複雑にする）を行う必要がある。
仏国特許出願公開第２９６７１３２号明細書 仏国特許出願公開第２９６７１３３号明細書 欧州特許第２５８１５８６号明細書
上記の欠点を改善するために、本発明は、始動機及び発電機の両方として動作可能である、電気機械に関連していて且つガス発生器を有する、少なくとも１つの第１のフリータービンエンジンを具備する、航空機を提案しており、第１のエンジンは、待機モード又は望まれない停止モードに設定可能であり、電気機械は、機上ネットワーク等の特定の電気エネルギ動力供給ネットワークに接続されており、航空機が、そのエンジンのガス発生器に爆発的な支援を提供するために、該第１のエンジンに関連する該電気機械に電気的に接続するように適合された、少なくとも１つの電気エネルギ貯蔵部材を有する、迅速な支援装置を更に具備しており、該電気エネルギ貯蔵部材は、再充電可能で且つ永久的に活性化されるように構成された、ハイブリッドコンデンサ、超コンデンサ又は蓄電池を具備する、任意の「二次」エネルギ貯蔵部材を除外して、活性化後に一度だけ使用するのに適した非再充電可能な「一次」エネルギ貯蔵部材を構成しており、更に迅速な支援装置は、電気エネルギ貯蔵部材を活性化させるための手段と、電気エネルギ貯蔵部材を該電気機械の電力供給システムに結合するための結合手段と、を具備することを航空機は特徴とする。
第１の可能な実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材は、電解質と接触するアノード（陽極）及びカソード（陰極）を組み込んだ、低自己放電を有する、直ぐに使用可能である装置を具備する。
第２の可能な実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材は、活性化前に不活性であって且つアノードとカソードとアノード及びカソードを濡らさない、電解質と、を組み込んだ、装置を具備する。
その様な状況下で、電気エネルギ貯蔵部材は、電解質を貯蔵するための別個のタンクと、電解質を別個のタンクから放出して、電気エネルギ貯蔵部材を活性化させる際にそれがアノード及びカソードと接触することを可能にするための手段と、を有していて且つ分離された電解質を有する、電池を具備してもよい。
代替として、電気エネルギ貯蔵部材は、貯蔵中に電解質を固体の状態で周囲温度に保持し且つ電気エネルギ貯蔵部材の活性化時に加熱することにより電解質を液化するように適合された、熱電対列を具備してもよい。
電気エネルギ貯蔵部材を活性化させるための手段は、火工活性化手段を具備してもよい。
別の可能な実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材を活性化させるための該手段は、電気的な活性化手段を具備する。
特定の実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材が、直流（ＤＣ）電気エネルギ動力供給ネットワークであってもよい、該特定の電力供給ネットワークと並列に接続される。逆止ダイオードが、必要な場合に、ＤＣ機上ネットワークと電気エネルギ貯蔵部材との間に挿入されてもよい。ＤＣ機上ネットワーク自体は通常、整流器部材を介して交流（ＡＣ）機上電気エネルギ動力供給ネットワーク又は交流から直流への（ＡＣ／ＤＣ）コンバータにより給電される。
別の特定の実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材は、ＡＣ機上ネットワーク等の特定の電気エネルギ動力供給ネットワークからＤＣネットワークの電圧を生成する、ＡＣ／ＤＣコンバータ又は整流器部材と直列に接続されており、更にダイオードと並列に接続される。
ダイオードは、半導体、あるいは電気機械式又は静止型の制御されたスイッチであってもよい。
一般的には、電気エネルギ貯蔵部材は、直列、並列又は直並列に接続された、１つ以上の要素又は複数式の要素を具備してもよい。
特定の実施の形態において、本発明は、複数のフリータービンエンジンを具備する航空機に適用されており、各々が、ガス発生器を有し、各々が、始動機及び発電機の両方として動作可能な電気機械に関連しており、複数のエンジンの少なくとも１つが、待機モードに入ることが可能である一方で、複数のエンジンの内の少なくとも別の１つが、通常動作のモードにある。
その様な状況下で、特定の実施の形態において、本発明の迅速支援装置は、スイッチ装置を介して該電気機械に電気的に接続するように適合された、単一の電気エネルギ貯蔵部材を有しており、その電気機械は、以前に待機状態に置かれた、エンジンのガス発生器への爆発的な支援を必要とする、複数のエンジンの内の１つに関連する。
本発明は、少なくとも１つのフリータービンエンジンを有していて且つ言及したような支援装置を具備する、航空機であって、特にヘリコプターであてもよい、航空機を提供する。
本発明の別の特徴及び利点は、添付の図面を参照して与えられる、本発明の特定の実施の形態の詳細な説明から明らかになる。
図１は、航空機の機上ネットワークに並列に接続された、一次エネルギ部材を有する、本発明の第１の実施の形態における迅速な支援装置の系統図である。 図２は、航空機の機上ネットワークに直列に接続された、一次エネルギ部材を有する、本発明の第２の実施形態における迅速な支援装置の系統図である。 図３は、航空機の推進システム及び電気システムに統合された、本発明のシステムを示す系統図である。 図４は、航空機の機上ネットワークに並列に接続された、単一の一次エネルギ部材を有する、本発明の第３の実施の形態における迅速な支援装置の系統図である。 図５は、航空機の機上ネットワークに直列に接続された、単一の一次エネルギ部材を有する、本発明の第４の実施の形態における迅速な支援装置の系統図である。
図３を参照すると、本発明が適用可能な例示的システムの一般的な電気的構築物は、以下の通りである。電気は、主歯車装置（ＭＧＢ）２０により駆動される、少なくとも２つの交流発電機（略してＡＬＴ１及びＡＬＴ２）１８、１９により航空機上において生成されており、一般的には、１１５ボルト（Ｖ）及び４００ヘルツ（Ｈｚ）の周波数のＡＣを供給する、「３段階」の型式の機械により構成されており、別の回転機械を想定することが可能である。
この構築物は、電気を発生することと、ターボシャフトエンジン１１、２１を動作させることとの間において機能的且つ有機的な独立性を構築物が保証するので、１つのエンジンにおける経済的な巡航飛行という場合において有利であり、従って、２つのエンジン１１、２１の内の１つが待機状態に保持されながら、経済的な巡航飛行において発電に関して十分なレベルの利用可能性及び重複性を保持することを可能にしており、そのこと（２つのエンジン１１、２１の内の１つが待機状態に保持されること）は、待機中に運転するそのエンジンのガス発生器から任意の動力を取り出すことと両立しない。
更に、この構築物は、航空機の機上ネットワーク１７により消費される、電力が、フリータービンから機械的に取り出されており、ガス発生器から取り出されない限りにおいて、エンジン１１、２１のガス発生器からの動力を得ることに比べて、特に、エンジン１１、２１の加速及び消費率性能への影響の点において、エンジン１１、２１の動作に対する不利益がより少ない。
交流発電機１８、１９（ＡＬＴ１及びＡＬＴ２）は、航空機の電気ネットワーク１７に給電する。従って、機上ネットワーク１７は、エンジン１１、２１の少なくとも１つを介して直接的又は間接的に駆動される、１つ以上の交流発電機１８、１９により給電される。エンジン１１，２１の内の１つが停止されると、機上ネットワーク１７に長時間の状態において給電するものは必然的に、もう一方のエンジンである。
それにも係わらず、ネットワーク１７に給電するために及び、特にはエンジン１１、２１に関連する電気システム１００の全てに給電するよう機能するために利用可能な別のエネルギ源が存在してもよく、その別の電源は、機上の補助電力ユニット５３（略号ではＡＰＵ）により、１つ以上の蓄電池５１により、又は実際には地上にある時に地上の電力ユニット（装置）５２によりにより構成されてもよい。
主歯車装置２０（ＭＧＢ）は、エンジン１１、２１により駆動される。この実施の形態において、エンジン１１、２１は、フリータービン・ターボシャフトエンジンである。エンジン１１、２１の各々は、オーバーランニング（一方向）クラッチ、又は「フリーホイール」を介してＭＧＢ２０を駆動する、ガス発生器及び動力タービン（フリータービン）を具備する。
各エンジン１１、２１は、始動機及び発電機の両方として動作するのに適する回転機械１２、２２であって、本発明の装置を具備する、電気制御システム５０を介して航空機の機上ネットワーク１７から給電可能である、それぞれの回転機械１２、２２と関連する。
本発明の第１及び第２の実施の形態は、図１及び２を参照して説明される。エンジン１１及び２１並びにＡＣ機上ネットワーク１７に加えて、図１及び２は、エンジン１１又はエンジン２１に適用可能な電気始動機システムを構成する、図３の電気アセンブリ１００の実施の形態を示す。
図１の実施の形態において、エンジン１１は、やはりＡＣ／ＤＣコンバータとも呼ばれていて且つＡＣ機上ネットワーク１７から給電される交流電流から直流電流へのコンバータ（変換器）１６と、ＤＣ／ＡＣコンバータとも呼ばれていて且つＡＣ／ＤＣコンバータ１６に接続され、ＥＭとも呼ばれる電気機械１２に給電するように機能する、直流電流から交流電流へのコンバータ１３と、を具備する、電気始動機システムを有することが分かる。ＡＣ機上ネットワーク１７及びＡＣ／ＤＣコンバータ１６は、ＤＣ電力供給ネットワーク（出力電圧Ｖｃｃ）を規定するが、しかし別のＤＣネットワークの実施の形態が可能である。
本発明によれば、ダイオード１５は、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３とＡＣ／ＤＣコンバータ１６との間において接続されてもよい。このダイオードは、ＤＣネットワークがＥＭ１２以外の装置により使用される場合に有用である。貯蔵ユニット（装置）１４により生成される、電圧がＤＣネットワークの電圧Ｖｃｃより大きい場合に、ダイオードは、貯蔵ユニット１４により生成される、電力の全てを、ＥＭ１２のために確保するように機能する（以下に説明する）。ダイオードは、貯蔵装置１４により生成される、電圧がＤＣネットワークの電圧Ｖｃｃよりも低い場合に、ＤＣネットワークがＥＭ１２への給電に寄与することを可能にする。ダイオード１５のアノード（陽極）は、ＡＣ／ＤＣコンバータ１６からの出力の正極に接続され、ダイオード１５のカソード（陰極）は、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３の正極に接続される。必然的に且つ同様に、ダイオード１５のカソードは、ＡＣ／ＤＣコンバータ１６からの出力の負極に接続可能であり、その場合、ダイオード１５のアノードは、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３の負極に接続される。ダイオード１５は、半導体、あるいは静的又は電気機械的であってもよい、制御されたスイッチであってもよい。
更に、一次貯蔵ユニット１４、即ち一回使用に適した非再充電可能な電気エネルギ貯蔵部材が、コンバータ１３及び１６と並列に接続されており、一次貯蔵ユニット１４の正極は、ダイオード１５のカソードに接続されており、更に一次貯蔵ユニットの負極は、コンバータ１３及び１６の負極に接続される。
一次貯蔵ユニット１４は、短かく且つ強い電力放出に対して最適化される。一例として、一次貯蔵ユニット１４は、電解質と接触する、アノード及びカソードを組み込んだ、低い自己放電を有する、直ぐに使用可能である装置であってもよい。
それにも係わらず、一次貯蔵ユニット１４は、活性化される前に不活性である、装置であることができ、アノードと、カソードと、アノード及びカソードを濡らさない電解質と、を組み込む。
その様な状況下で、電気エネルギ貯蔵部材１４は、分離された電解質を有する電池を具備してもよく、電気エネルギ貯蔵部材１４が活性化された時に、電解質がアノード及びカソードと接触することを可能にするように、電池は、別個のタンクから電解質を放出して接触させるための手段と共に、電解質を貯蔵するための別個のタンクを有する。
これとは別に、活性化される前に不活性である装置について、電気エネルギ貯蔵部材１４は、貯蔵中に周囲温度で電解質を固体に保ち、電気エネルギ貯蔵部材１４が活性化された時に加熱することにより電解質を液化させるように適応される、熱電対列を具備してもよい。
一次電気貯蔵ユニット１４は、エンジン１１が緊急時に再始動される必要がある場合に活性化する。
例として、電気エネルギ貯蔵部材１４を活性化させるための手段は、火工活性化手段、又は実際には機械的活性化手段、又は実際には電気的活性化手段を具備してもよい。
図１の実施の形態において、電気エネルギ貯蔵部材１４は、機上ＤＣ電力供給ネットワークＶｃｃと並列に接続されるが、しかし以前に待機していた、エンジン１１を迅速に再起動するために必要なエネルギを供給するために、電気エネルギ貯蔵部材１４が活性化手段（図示せず）により活性化させられる時に、ダイオード１５が電気エネルギ貯蔵部材１４と、ＡＣ機上ネットワーク１７により給電される、ＡＣ／ＤＣコンバータ１６との間に挿入されるので、貯蔵部材１４の端子間の電圧は、ＡＣ／ＤＣコンバータ１６に関連する機上ネットワーク１７により供給されるような、ＤＣネットワークの電圧レベルＶｃｃより大きくてもよい。ダイオード１５はその後、そのアノードとそのカソードとの間の陰電位の相違を有しており、更に非導通状態にある。従って、エンジン１１のガスタービンを迅速に再起動するために必要な電気エネルギは、一次エネルギ貯蔵ユニット１４により完全に供給されており、そのことは、航空機のＤＣ機上ネットワークの電圧Ｖｃｃを上昇させることなく、貯蔵ユニット１４によりＥＭ１２に供給される、電力の全てを供給するという利点を提示する。
ＤＣ／ＡＣコンバータ１３及びＥＭ１２が負荷となる、貯蔵ユニット１４により供給される電圧が、ＤＣネットワークの電圧Ｖｃｃよりも低い場合に、ダイオード１５が導通し、それによりＤＣネットワークがＥＭ１２への給電に寄与することを可能にする。
最後に、貯蔵ユニット１４からの電圧がＤＣネットワークの電圧よりも低い場合に、もしＤＣネットワークがＥＭ１２への給電に関与しないことが望まれるならば、ダイオード１５が、上述のように、制御されたスイッチであってもよいとすると、スイッチ１５がその様な状況下で、導通しないように、スイッチ１５を制御することが可能である。
図１は、第２のエンジン２１及び第２の電気機械２２と協働する要素２３〜２６を示しており、それらの要素は、第１のエンジン１１及び第１の電気機械１２と協働する、要素１３から１６にそれぞれ対応する。要素２３〜２６については、再度説明されない。エンジン２１が、待機していて且つ迅速に再起動（又は活性化）させる必要があるかもしれない一方で、エンジン１１が高出力定格で動作している場合には、要素２３〜２６は、上記要素１３〜１６の役割に類似の役割を果たす。
両方のエンジン１１及び１２を同時に再始動する必要は決してないので、２つのエンジン１１及び２１の内の一方又はもう一方を再始動するために機上貯蔵ユニット１４を１つだけ有することが可能である。電気的又は電気機械的スイッチ部材３８、４８は、必要に応じて、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３又はＤＣ／ＡＣコンバータ２３の何れかに単一の貯蔵ユニット１４を接続する（図４に示すように、スイッチ３８が閉位置にあり且つスイッチ４８が開位置にある状態で）。
図４に示すように、貯蔵ユニット１４が、 ＥＭ１２又はＥＭ２２にそのエネルギを供給するように、スイッチ部材３８、４８が、使用可能である場合には、単一の貯蔵ユニット１４だけでなく、単一のダイオード１５及び単一のＡＣ／ＤＣコンバータ１６を使用することも可能である。従って、図４の実施の形態は、要素２４〜２６を省略することにより、図１の実施の形態とは異なる。更に、スイッチ切替機能は、非常に単純であって、接触器３８及び４８、即ちＤＣ／ＡＣコンバータ１３及び２３用の単純なオン／オフスイッチ、を使用して実行する。
変形例において、図４のＤＣ／ＡＣコンバータ２３も省略可能であろう。その様な状況下では、オン／オフスイッチが、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３及び２３のＤＣ入力においてではなく、しかしＥＭ１２及び２２とＤＣ／ＡＣコンバータ１３からのＡＣ出力との間のインターフェース（接続部）において配置される状態で、オン／オフスイッチ３８及び４８を省略することができる。
従って、要素１３〜１６及び２３〜２６のシステムは、単一の要素を使用することにより完全に又は部分的に実現可能であり、スイッチ切り替えは、システムがお互いに重複する場所で発生する。
また、もう一方のエンジン２１は、常に高出力で動作する一方で、エンジンの内の１つのみ、例えばエンジン１１が待機させられるのに適する構成とすることもまた可能であり、その場合において、迅速な再活性化は、第２のエンジン２１のために実施される必要がないので、スイッチ切替機能を必要とせず、要素２４及び２５は、省略可能であろう。
図２は、図１の実施の形態に類似する別の実施の形態を示しており、更に同じ参照番号を与えられていて且つ再度説明されない、同様の要素を具備しており、それぞれの一次貯蔵ユニット１１４及び１２４は、それぞれのダイオード１１５及び１２５に関連する。
従って、図２において、本発明の第２の実施の形態において、コンバータ１３及び１６間のダイオード１１５に並列に接続された、一次貯蔵ユニット１１４、即ち単一使用に適した非再充電可能な電気エネルギ貯蔵部材が示されており、一次貯蔵ユニット１１４の負極は、ダイオード１１５のアノード及びＡＣ／ＤＣコンバータ１６の正極に接続されており、一次貯蔵ユニット１１４の正極は、ダイオード１１５のカソード及びＤＣ／ＡＣコンバータ１３の正極に接続される。
一次貯蔵ユニット１１４が動作していない時に、ＥＭ１２は、ダイオード１１５を介してＤＣ機上ネットワークにより給電可能である。もし以前に待機していた、エンジン１１が迅速に再起動される必要があるならば、ダイオード１１５は、非導通状態になり、更に一次貯蔵ユニット１１４は、コンバータ１３及び１６と直列に接続する。
従って、一次エネルギ貯蔵ユニットが活性化される場合に、ダイオードは、ＡＣ／ＤＣコンバータ１６に関連する機上ネットワーク１７に関する、直列のスイッチである。エンジン１１のガスタービンを迅速に再起動することに必要な電気エネルギは、一次エネルギ貯蔵ユニット１１４及び機上ネットワーク１７により供給されており、そのことは、図１に示される実施の形態の解決案と比較して、エネルギ貯蔵ユニット１１４が、それが供給するべき電力及びエネルギに関して、エネルギ貯蔵ユニット１１４が小型化されることを可能にする。それにも係わらず、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３はその際、結果的に得られる電圧に適応するように寸法決めされること、及び迅速な再活性化に必要な電力の全てを通過可能であることを必要とする。
図２の実施の形態の解決案は、その電圧が一次貯蔵ユニット１１４により供給される電圧と整流器１６から出力される電圧Ｖｃｃとの和である、迅速な再活性化中における給電電圧を最適化することを可能にしており、それにより電気回路全体において流れる電流を最小化することを可能にする。貯蔵ユニット１１４は、図１の解決案において生成された電圧レベルよりも低い電圧を供給するように寸法決めされてもよく、それによりこの部材の重量及び嵩を減少させるという利点を提示する。
図１の実施の形態の解決案と比較して、図２の実施の形態の解決案は、機上ネットワーク１７と無関係ではないので、ある種の用途において、ネットワークの安定性の要件に準拠するために、フィルタ要素をコンバータ１６の上流で追加することが必要であってもよい。
図２の実施の形態において、第２のエンジン２１及び第２の電気機械２２に関連する要素２３、１２４，１２５及び２６はそれぞれ、第１のエンジン１１及び第１の電気機械１２に関連する要素１３、１１４、１１５及び１６と同じ役割を果たすが、しかし第１のエンジン１１が高出力で動作している間に、第２のエンジン２１が、待機状態に設定されていて且つ迅速に再活性化する必要があってもよい場合に必要とされる。
第１の実施の形態のように、それにも係わらず、単一の貯蔵ユニット１１４をエンジン１１又はエンジン２１に対して切り替えること、そうでなければ例えば、待機モードにあることの役割を第１のエンジン１１のみに割り当てることが可能であり、その場合において、要素１２４及び１２５を省略することが可能である。
図５は、単一の貯蔵ユニット１１４、単一のダイオード１１５及び単一のＡＣ／ＤＣコンバータ１６が使用される特定の実施の形態を示す。図４のように、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３に直列の単一の貯蔵ユニット１１４を有すること（図５に示される位置）又はＤＣ／ＡＣコンバータ２３に直列の単一の貯蔵ユニット１１４を有することを選択するために、２つのオン／オフスイッチ３８及び４８を使用すること、又は単にＤＣ／ＡＣコンバータ１３及び２３にオン／オフ制御を適用すること、又は単純なスイッチであってもよい切替部材３９を使用すること（図５に示す）がその際可能である。変形例において、図４の実施の形態におけるように、ＤＣ／ＡＣコンバータ２３を省略して更に単一のＤＣ／ＡＣコンバータ１３を使用することが可能である。その様な状況では、スイッチ切替は、ＤＣ／ＡＣコンバータ１３のＤＣ入力においてではなく、そのＡＣ出力において実施されるべきである。
貯蔵部材２４，１１４又は１２４の特性は、貯蔵部材１４に関して上述したものと完全に類似し得る。
本発明において、待機状態に置かれてもよいであろう、エンジン、即ち、場合によってエンジン１１又はエンジン２１、の電気システムに統合される、場合によって貯蔵部材１４又は１１４あるいは２４又は１２４は、例えば、以前に動作していたガスタービンの問題のために、当初待機モードにある、対応するガスタービンが迅速に再活性化させられることを可能にするために必要である。上記状況は、極めて稀であると想定されており、ガスタービンに対して続いて実施されるべき保守作業が必ず必要となる。従って、場合によって貯蔵部材１４又は１１４あるいは２４又は１２４が、一度しか使用できず且つエンジンの保守を行う際に交換する必要のある、貯蔵ユニットである場合において、大きな欠点が存在しないことが明らかになる。
場合によって貯蔵部材１４又は１１４あるいは２４又は１２４が一回限りの部材である、この概念において、所謂、「一次」貯蔵技術を使用することが可能になり、即ち、貯蔵ユニットは、再充電可能ではない。
上記のように、一次組み合わせは、２つのファミリ（属）からなる。
１／ 直ぐに使用可能である、一次組み合わせのファミリ
この状況において、電解質は、アノード及びカソードを濡らす。
非常に低い自己放電を提示する、様々な高性能な一次組み合わせが存在するので、従って一次組み合わせは、時間の経過と共に劣化せず、従って定期的な再充電を必要とせず、それにより、複雑であって且つシステムの重さ及び故障のその確率の両方を更に増大させる、装置を構成する、電池管理システム（ＢＭＳ）の使用を避けることを可能にする。
例として、Ｌｉ−ＳＯ2、Ｌｉ− ＭｎＯ2、ＬｉＳＯＣｌ2、Ｚｎ−ＭｎＯ2（生理食塩水又はアルカリ属）、Ｚｎ−Ａｇ2の組み合わせが、挙げられてもよく、このリスト（一覧）は網羅的ではない。
２／ 不活性な一次組み合わせのファミリ
それらの電解質は、アノード及びカソードを濡らさない。このファミリは、２つのサブ（副）ファミリを具備する。
２．１／ 別個の電解質を有する電池：
電解質は、補助タンクから取り入れられ、活性化すると放出される。例として、銀−亜鉛（Ｚｎ−Ａｇ2Ｏ）組み合わせが挙げられてもよく、このリストは網羅的ではない。
２．２／ 熱電対列：
電解質は、環境温度において固体であり、加熱されるので、従って活性化において非常に迅速に液化する。
例として、Ｃａ／ＣａＣｒＯ4及びＬｉ／ＦｅＳ2の組み合わせが、挙げられてもよく、このリストは網羅的ではない。
これらの組み合わせは、それらが活性化されない限り、電気的及び化学的に不活性であるという利点を有する。
組み合わせは、所謂「二次」タイプの電気エネルギ貯蔵部材を使用する、従来技術の欠点の全てに対する解決案を提供する。
ａ ／ 組み合わせは、ＢＭＳを必要としない。
ｂ ／ 自己放電は、発生しない。組み合わせを充電する必要はない。
ｃ ／ 劣化は経時的に発生せず、更に例えば、組み合わせは、１５又は２０年の期間において保証可能である。
ｄ ／ エネルギ貯蔵部材１４、１１４、２４、１２４は電気的に不活性であるので、電気的危険性も望ましくない放電の任意の危険も存在しない。
ｅ ／ エネルギ貯蔵部材１４、１１４、２４、１２４は、化学的に不活性であるので、エネルギ貯蔵部材は、厳しい環境条件に非常に良好に耐える。
ｆ／ 不活性状態において、熱暴走の危険性は、存在しない。
ｇ／ エネルギ貯蔵部材１４、１１４、２４、１２４が、非活性状態にある場合に、エネルギ貯蔵部材は、貯蔵部材の＋極と−極との間の絶縁抵抗が非常に高い特性を有しており、従って、その様な部材が、従来の予防措置を講じることなしで、電気的な構築物において設置されることを可能にしており、電気的に不活性な電池は従って、並列接続（貯蔵ユニット１４は、絶縁状態にある）又は直列接続（（貯蔵ユニットは、ゼロ電圧状態に適応する）により非常に簡単に機上ネットワーク１７に結合可能である。
本明細書は、貯蔵ユニット１４又は１１４、２４又は１２４が、機能的な実体の観点において単一であると記載するが、貯蔵ユニットが、単一の部材により構成される必要はないが、しかし実際には、並列に又は直列に又は直並列に接続された、１つ以上の組み合わせ又は複数式の組み合わせを具備可能であろうことが認識されるべきである。
更に、上記の説明は、２つのエンジン１１及び２１に関するが、しかしながら本発明は、単一の航空機において使用可能である、より少ない又はより多い数のエンジンに同じ状態で適用されており、その場合、本発明の１つ以上の装置、又はスイッチ切り換えを有する、本発明の１つの装置が、１つ以上のエンジンに適用される。
エンジン１１と協働する、要素の上位システムのみが存在する、図１及び２の実施の形態の状況に対応する、単一のエンジン１１を単一のエンジン付き航空機が有する場合に、貯蔵ユニット１４又は１１４は、エンジン１１が飛行中に望ましくない方法で停止された場合に、爆発的な迅速な支援をエンジン１１のガス発生器に供給するために、迅速な支援を提供するように機能する。
一般的な方法において、本発明は、記載された実施の形態に限定されず、添付の特許請求の範囲の範囲内の任意の変形形態まで及ぶ。

Claims (15)

  1. 始動機及び発電機の両方として動作可能である、電気機械（１２）に関連していて且つガス発生器を有する、少なくとも１つの第１のフリータービンエンジン（１１）を具備する、航空機であって、
    前記第１のフリータービンエンジン（１１）は、待機モード又は望まれない停止モードに設定可能であり、
    前記電気機械は、機上ネットワーク等の特定の電気エネルギ動力供給ネットワーク（１７）に接続されており、
    前記航空機が、前記第１のフリータービンエンジン（１１）の前記ガス発生器に爆発的な支援を提供するために、該第１のフリータービンエンジン（１１）に関連する該電気機械（１２）に電気的に接続されるように適合された、少なくとも１つの電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を有する、迅速な支援装置を更に具備する、航空機において、
    該電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、再充電可能で且つ永久的に活性化されるように構成された、ハイブリッドコンデンサ、超コンデンサ又は蓄電池を具備する、任意の二次エネルギ貯蔵部材を除外して、活性化後に一度だけ使用するのに適した非再充電式の一次エネルギ貯蔵部材を構成しており、更に、
    前記迅速な支援装置は、前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を活性化させるための手段と、前記電気エネルギ貯蔵部材を該電気機械（１２）の電力供給システム（１３；１６）に結合するための結合手段（１５；１１５）と、を具備することを特徴とする航空機。
  2. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、電解質と接触するアノード及びカソードを組み込んだ、低自己放電の直ぐに使用可能である装置を具備する、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
  3. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、活性化前に不活性であって且つアノードとカソードと前記アノード及び前記カソードを濡らさない、電解質と、を組み込んだ、装置を具備することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
  4. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、前記電解質を貯蔵するための別個のタンクと、前記電解質を前記別個のタンクから放出して、前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を活性化させる際に電解質が前記アノード及び前記カソードと接触することを可能にするための手段と、を有していて且つ分離された電解質を有する、電池を具備することを特徴とする請求項３に記載の航空機。
  5. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、貯蔵中に前記電解質を固体の状態で周囲温度で保持し且つ前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）の活性化時に加熱することにより前記電解質を液化するように適合された、熱電対列を具備することを特徴とする請求項３に記載の航空機。
  6. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を活性化させるための該手段は、火工活性化手段を具備する、ことを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機。
  7. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を活性化させるための該手段は、電気的な活性化手段を具備することを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機。
  8. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４）は、該特定の電気エネルギ動力供給ネットワーク（１７）と並列に接続される、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載の航空機。
  9. ダイオード（１５）が、該特定の電気エネルギ動力供給ネットワーク（１７）により給電される、整流器部材又はＡＣ／ＤＣコンバータ（１６）と前記電気エネルギ貯蔵部材（１４）との間に挿入されることを特徴とする請求項８に記載の航空機。
  10. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１１４）は、該特定の電気エネルギ動力供給ネットワーク（１７）により給電される、ＡＣ／ＤＣコンバータ（１６）又は整流器部材と直列に接続されており、更にダイオード（１１５）と並列に接続される、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載の航空機。
  11. 該ダイオード（１１５）は、電気機械式又は静止型の制御されたスイッチにより構成される、ことを特徴とする請求項１０に記載の航空機。
  12. 該ダイオード（１１５）は、半導体素子により構成される、ことを特徴とする請求項１０に記載の航空機。
  13. 前記電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）は、直列、並列又は直並列に接続された、１つ以上の要素又は複数式の要素を具備する、ことを特徴とする請求項１〜１２のいずれか一項に記載の航空機。
  14. 複数のフリータービンエンジン（１１、２１）を具備しており、各々が、ガス発生器を有し、各々が、始動機及び発電機の両方として動作可能な電気機械（１２、２２）に関連しており、
    前記複数のエンジン（１１、２１）の少なくとも１つが、待機モードに入ることが可能である一方で、前記複数のエンジンの内の少なくとも別の１つが、通常動作モードにある、ことを特徴とする請求項１〜１２のいずれか一項に記載の航空機。
  15. 前記迅速な支援装置は、スイッチ装置（３８、４８；３９）を介して該電気機械（１２又は２２）に電気的に接続するように適合された、単一の電気エネルギ貯蔵部材（１４；１１４）を有しており、該電気機械（１２又は２２）は、以前に待機状態に置かれた、前記複数のエンジン（１１又は２１）の内の１つの前記ガス発生器への爆発的な支援を必要とする、前記複数のエンジン（１１、２１）の内の１つに関連する、ことを特徴とする請求項１４に記載の航空機。
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