JP6454714B2 - 航空機ターボ機械の緊急起動のためのシステムおよび方法 - Google Patents

航空機ターボ機械の緊急起動のためのシステムおよび方法 Download PDF

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Description

本発明は、航空機の、特にヘリコプタのタービンエンジンのための緊急起動システムおよび緊急起動方法に関する。
ツインヘリコプタ(仏国特許第2967132号明細書および仏国特許第2967133号明細書)に関しては、エンジンのうちの1つが自発的にシャットダウンされる場合には、危機的な状況が発生し得る。実際、このモードは、サーチ段階および航路上段階の間に消費を最小にするために推奨される。この状況において、2つの例外的な状況が生じる場合があり、これは、この場合停止中のエンジンの緊急再起動を必要とする。すなわち、
−1つのアクティブエンジンが、機能不全または付随事象に続いて停止するかまたはかなり減速し、
−飛行条件が、予想外に悪化し、それにより、ツインエンジンモード(たとえば、十分な飛行高度)までの復帰が必要となる。
一般に、タービンエンジンは、通常、ヘリコプタに搭載された電源によって動力を供給される電気スタータモータによって起動される。しかし、このシステムの性能は、緊急再起動に必要とされる要求と矛盾する。電気システムを適合させることが可能であるが、これは、費用のかかる不利な技術の大量使用を必要とする(同期機は、永久磁石、パワーエレクトロニクス、および専用の電池パック、等を有する)。
通常、アイドルエンジンの従来の起動シーケンスはおよそ30秒かかり、これは、飛行条件に応じて、たとえば単一のアクティブエンジンの少なくとも一部の故障の場合には低高度において長すぎることもある。アイドルエンジンが遅れずに再起動しない場合には、危機的になってエンジンが困難に見舞われた状態で着陸する場合がある。
仏国特許発明第2967132号明細書 仏国特許発明第2967133号明細書
より一般的には、上記で考慮した用途で起こり得る緊急状態は、十分な安全マージン内で緊急起動または再起動を確保するためにおよそ数秒の反応時間を必要とする。
特に、本発明は、この要求に対して簡単で、効果的かつ経済的な解決策を提供する。しかし、本発明は、上記の用途に限定されるものではなく、2つよりも多くのエンジンが装備されている任意のタイプの航空機またはヘリコプタ、たとえばトリプルエンジンヘリコプタのタービンエンジンの緊急起動を確保するために使用され得る。
この目的を達成するために、本発明は、航空機のタービンエンジン用の緊急起動システムであって、少なくとも1つの固体推薬ガス発生器と、電気的に制御される点火装置と、点火装置に接続されるコンピュータと、タービンエンジンのシャフトに連結されることになっているシャフトを駆動するためのタービンを備える少なくとも1つのスタータモータとを備え、発生器のガス出口が、スタータモータのタービンの入口に接続されることを特徴とする、緊急起動システムを提案する。
したがって、本発明は、航空機タービンエンジンの緊急起動を確保するための新しい技術を提案する。この技術は、比較的コンパクトであり、簡単な方法でタービンエンジンまたは航空機に統合され得る固体推薬ガス発生器を使用する。固体推進薬は、酸化剤成分(燃焼剤)および還元成分(燃料)を含むエネルギー物質であり、これは、燃焼によって生成されるべき高エネルギーガス状燃焼生成物を可能にする(酸化還元反応)。本発明によれば、エネルギー物質は、固体推進薬である。この推進薬は、たとえば、均質またはコンポジット推進薬である。
固体推進薬に基づく緊急起動システムは、蓄電装置と比べて高出力密度および高エネルギー密度を有し、動作がはるかに迅速に発生できるようになっている。また、このシステムは、特に点火装置がタービンエンジンのコンピュータによって制御される場合は、ヘリコプタの電気回路網に関しては完全な自律性を持つ。
緊急状態が検出される場合に、コンピュータは、ガス発生器の点火装置を作動させるように設計される。発生器によって生成されるガスは、タービンのロータ、およびしたがってタービンエンジンのシャフトを駆動するためのシャフトを回転させる。
発生器のガス出口は、コンピュータに接続される分配弁によってタービンの入口に接続されることが有利である。
本発明のもう1つの実施形態によれば、システムは、互いに無関係に2つのタービンエンジンを起動することになっている2つの独立したスタータモータを備える。発生器のガス出口は、各スタータモータのタービンの入口に接続される。
コンピュータは、推進薬の燃焼によるガスが、緊急起動を必要とするタービンエンジンと関連するスタータモータのタービンに送り込まれるように、弁を制御する。
そのまたは各スタータモータのタービンの出口は、排気口に接続されることが好ましい。これは、タービンのロータが回転をロックされた場合に、ガス発生器によって生成されるガスがタービンの爆発の危険なしにロータを通して排気口まで通過することになるので有利である。
そのまたは各スタータモータのタービンは、1つの単一のロータホイールを備えることができる。スタータモータのタービンは、たとえば、およそ3秒の期間にわたって40〜50kWからの平均電力を発生させるように設計される。高性能が要求される場合には、タービンは、その結果として最適化されることもでき、たとえば、2つ以上の段を含むことになる。
タービンによって駆動されるシャフトは、駆動トルクがスタータモータから生じる場合にのみ駆動トルクを伝達するように設計されるフリーホイールに接続されることが好ましい。したがって、スタータモータのタービンのロータは、作動中にタービンエンジンのシャフトによって駆動されず、それにより、スタータモータの最適の使用期間が確保される。変形においては、タービンによって駆動されるシャフトは、タービンエンジンのシャフトに、あるいは駆動トルクがスタータモータおよびタービンエンジンの一方のシャフトまたは他方のシャフトのから生じる場合に駆動トルクを伝達するように設計される伝達手段によって、直接連結され得る。タービンによって駆動されるシャフトは、アクセサリギアボックスによってタービンエンジンのシャフトに連結され得る。
また、本発明は、上記のように、少なくとも1つのタービンエンジンおよび少なくとも1つのスタータシステムを備える、ヘリコプタなどの航空機に関する。
航空機は、少なくとも2つのタービンエンジンを備えることができ、各タービンエンジンは、独立したスタータシステムと、またはタービンエンジンごとに1つのスタータモータおよび共通のガス発生器から成るスタータシステム全体と、関連する。
また、本発明は、上記のように、システムによって航空機のタービンエンジンを緊急起動するための方法であって、緊急起動状態が検出されるとすぐ点火装置がコンピュータによって作動されることを特徴とする方法に関する。
本発明は、非限定的な実施例として与えられ、添付の図面を参照して次の説明を読むことによってよりよく理解されるであろうし、本発明の他の詳細、特徴、および利点が明らかになるであろう。
本発明による緊急起動システムが装備されているツインヘリコプタの非常に概略的な図である。 本発明による緊急起動システムの概略図、ならびにこのシステムのスタータモータの軸線方向断面図である。 本発明の他の実施形態を示す、図1に類似した図である。 本発明の他の実施形態を示す、図1に類似した図である。
図1および図2は、この場合はツインヘリコプタ10に使用される本発明の一実施形態を示し、このヘリコプタは、メインギアボックス16によってプロペラ14のロータを駆動するための2つのタービンエンジン12を備える。
各タービンエンジンには、スタータモータ18が装備されており、これは、本発明による緊急起動システム20の一部であり(図2)、したがって、システム20は、この場合は2つのスタータモータ18を備える。
システム20は、固体推薬ガス発生器22と、固体推進薬を点火するための電気的に制御される装置24と、発生器のガス出口をスタータモータ18に接続する分配弁26と、前記スタータモータを制御するように点火装置24におよび弁に接続されるコンピュータ28と、をさらに備える。
ここに、ガス発生器22は、固体推進薬の1つまたは複数の装薬を含む細長い円筒形本体を備え、これは、発生器の所望のガス流れ法則に従って形成され、前記本体は、燃焼室として働く。所望のガス流れ法則は、装薬の形状を適切に選択することによって、および/または装薬のいくつかの部分を完全にまたは部分的にライニングすることによって実現され得ることに留意されたい。
いったん推進薬装薬が点火されると、装薬の表面が燃えて進み、それにより、装薬の形状およびライニングに起因する流れ法則に従って、高圧下で燃焼ガスが生成される。ガスは、発生器の出口で排出される。発生器22の内側の燃焼温度は、通常、1400Kと2700Kとの間にある。
点火装置24は、コンピュータ28によって電気的に制御され、対応する信号がコンピュータ28によって出力されるとすぐ推進薬の燃焼を活性化させるように設計される。
分配弁26は、たとえば、比例三方弁であり、発生器22の出口に接続される入口チャネル(矢印30)とスタータモータ18に接続される2つの出口チャネル(矢印32)とをそれぞれ備える。弁26は、入口チャネルが出口チャネルのうちの1つに接続され得るだけであるようなものであり、それによって、本発明によるシステム20は、一度にただ1つのタービンエンジンに対して緊急再起動を実行するように設計される。入口チャネルは、コンピュータ28による信号出力に応じて、一方の出口チャネルまたは他方の出口チャネルと流体連通の状態になる。
コンピュータ28は、航空学の分野で目下使用されるもののような電気制御ユニットである。前記コンピュータが緊急状態を検出すると、コンピュータ28は、起動されるべきタービンエンジンのスタータモータ18には固体推進薬の燃焼によって生成される燃焼ガスが送り込まれるように、分配弁26および点火装置24を作動させる。
図2は、軸線方向断面で示される、スタータモータ18の1つの実施形態の概略図である。前記スタータモータは、タービン38、たとえば超音波タービンのロータホイール36を支持するシャフト34を実質的に備え、シャフト34は、スタータモータのケーシング42に取り付けられる軸受40によって回転的に案内される。ケーシング42は、半径方向開口44を備え、これは、タービン38の入口を形成し、タービンに送り込むための環状キャビティ46に開いている。前記キャビティ46は、上流から下流に一定の横断面を有することができ、他方では、上流から下流に変化する横断面を有することができる。
キャビティ46に入る燃焼ガスは、減圧され、ホイール36のブレード48を通過し(矢印50)、これは、その軸線の周りにホイール36およびしたがってシャフト34を回転させる(矢印52)。次いで、ガスは、その排気ノズルを通してタービン38から漏出し、外側に排出される(矢印50)。
冷却手段が、たとえば600Kまで燃焼ガスの温度を低下させるようにタービンの上流に設けられ得る。そのうえ、フィルタ53が、タービンのダクトの中への固体粒子の侵入を制限するようにタービンの上流に取り付けられ得る。
シャフト34は、それとスタータモータ18が関連するタービンエンジンのシャフト54、たとえば高圧シャフトに起動トルクを伝達するように設計される。このトルクは、破線56で概略的に示されるように、直接に、またはアクセサリギアボック58などの伝達手段を使って伝達され得る。
しかし、トルクは、フリーホイール60を使ってシャフト34とシャフト54またはアクセサリギアボック58との間に伝達されることが好ましい。このフリーホイールは、ダイオードによって概略的に示されており、なぜなら、フリーホイールの機能は、トルクがシャフト34から生じる場合にはトルクを伝達することであるが、トルクがシャフト54から生じる場合にはトルクを伝達しないことであるからである。いったんタービンエンジンが起動されると、シャフト34は、もはやシャフト54を駆動しない。
図3に示される他の実施形態においては、スタータシステムは、1つのスタータモータ118を備えるのみであり、緊急起動システム120は、したがって1つのタービンエンジン112と関連するのみであり、分配弁を備えず、発生器122からのガスの出口は、スタータモータのタービンの入口に直接接続される。
図4に示される他の実施形態においては、各ツインヘリコプタタービンエンジン112は、独自のスタータシステム120と関連し、したがって、これは、他のシステム120と無関係である。各システム120は、発生器122およびスタータモータ118を備える。
本発明のもう1つの変形においては(図示せず)、スタータシステムは、たとえば「クラスタ」から成る固体推進薬の燃焼によってガスを生成するために2つ以上の発生器を備えることもできる。したがって、発生器は、並行して取り付けられることになり、スタータモータに送り込む高温ガスの全体の流れを調整するために徐々に相殺する方法で作動されることになる。

Claims (6)

  1. 航空機(10)のタービンエンジン(12)用の緊急起動システム(20)であって、少なくとも1つの固体推薬ガス発生器(22)と、電気的に制御される点火装置(24)と、点火装置に接続されるコンピュータ(28)と、少なくとも2つの独立のスタータモータ(18)と、を備え、各々が、1つのタービンエンジンを起動させることになっており、各スタータモータが、対応するタービンエンジンのシャフト(54)に連結されることになっているシャフト(34)を駆動するためのタービン(38)を備え、各スタータモータのタービン(38)の入口(44)が、前記タービンに送り込む環状キャビティ(46)に開き、ガス発生器からのガスの出口が、コンピュータ(28)に接続される同じ分配弁によって各スタータモータのタービンの入口(44)に接続されることを特徴とする、緊急起動システム(20)。
  2. 各スタータモータ(18)のタービン(38)の出口が、排気口に接続されることを特徴とする、請求項1に記載のシステム(20)。
  3. 各スタータモータ(18)のタービン(38)が、単一のロータホイール(36)を備えることを特徴とする、請求項1または2に記載のシステム(20)。
  4. タービン(38)によって駆動されるシャフト(34)をタービンエンジン(12)のシャフト(54)に連結するための連結手段を備え、前記連結手段は、駆動トルクがスタータモータ(18)から生じる場合にのみ該駆動トルクを伝達するように設計されるフリーホイール(60)を備えることを特徴とする、請求項1から3のいずれかに記載のシステム(20)。
  5. 請求項1から4のいずれかに記載の緊急起動システム(20)を備えることを特徴とする、少なくとも2つのタービンエンジン(12、112)を備える、航空機。
  6. 点火装置(24)が、緊急起動状態が検出されるとすぐコンピュータ(28)によって作動されることを特徴とする、請求項1から4のいずれかに記載のシステム(20)によって航空機のタービンエンジン(12)を緊急起動するための方法。
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