JP7362678B2 - 航空機の推進システム、および、航空機の機体後部に組み込まれたそのような推進システムによって動力が与えられる航空機 - Google Patents

Description

本発明は、二重反転ファン推進システムによって動力が与えられる、特に民間用航空機などの航空機の分野に関する。二重反転ファンの推進システムは、航空機の機体後部に、この機体の延長部として組み込まれている。より具体的には、本発明は、空力的エネルギと電気的エネルギとの組合せを推進システムに提供するために、推進システムに組み込まれた装置に関する。

従来技術には、特に、国際公開第２０１６／０２０６１８号、米国特許出願公開第２０１８／００３０７１号明細書、独国特許出願公開第１０２０１３２０９５３８号明細書、米国特許出願公開第２０１７／３２０５８４号明細書、米国特許出願公開第２０１８／０５７１５０号明細書、および欧州特許出願公開第２７３０５０１号明細書の特許出願が含まれる。

本出願人の特許出願である仏国特許出願公開第２９９７６８１号明細書では、新たな航空機のアーキテクチャが提案されている。この構造は、境界層の吸収により、空力抵抗を制限することで、航空機の騒音公害および燃料消費を低減している。

図１に示すような、そのようなアーキテクチャでは、航空機１は、ターボマシン、このケースでは、二重反転ダクテッドファンを有するターボジェットエンジン１０によって動力が与えられる。このターボマシンは、航空機の機体２の後端部に組み込まれている。動作時には、このターボジェットは、ツインエンジン構成と同等である。概して、図２に示すように、ターボジェットエンジン１０は、矢印Ｆによって示されるガス流の方向に、上流から下流に向かって、平行に接続された２つの別々のガス発生器１２ａ、１２ｂを備えている。これらガス発生器１２ａ、１２ｂは、単一の出力タービン１４に供給する。出力タービン１４は、二重反転タービンロータ１４ａ、１４ｂを備えている。これらタービンロータ１４ａ、１４ｂは、ガス発生器１２ａ、１２ｂの下流に位置する２つのファン２０ａ、２０ｂを回転させる。別々の横方向の空気取入口１８ａ、１８ｂが、ガス発生器１２ａ、１２ｂの各々に供給するように配置されている。この方法で、ガス発生器は、出力タービンに空力的に供給する。ガス発生器１２ａ、１２ｂの下流側では、ファン２０ａ、２０ｂが、航空機の機体２の延長部において配置され、機体２の周りに形成された境界層の少なくとも一部を吸収するような方法で、航空機に接続された軸線Ｘを中心とする環状リングによって概して供給される。ファン２０ａ、２０ｂの直径は、およそ、機体の最も大である断面の機体２の直径である。ファン２０ａ、２０ｂの回転速度は、特にブレードの先端における速度が亜音速であることを確実にするために、概して、慣習的なターボ機械の回転速度よりも低くなっている。

しかしながら、そのようなアーキテクチャにより、予定の全体の推力の５０％に概ね等しい最小の推力レベルを維持することにおける問題と、推進システムの一部が故障する事象における推進システムの堅牢性の問題とを生じる。

さらに、補助設備を駆動するようにも構成されたターボ機械が存在する。そのような構造は、本出願人の特許出願である仏国特許出願公開第３０３９２０６号明細書に提案されている。この構造は、出力タービンから結合解除され、ガス発生器から来る一次流れのエネルギの一部を、補助回転シャフトの機械的出力に変換すると共に、発電機などの少なくとも１つの補助設備に結合されるように構成された、フリータービンロータを備えている。補助設備は、ターボ機械による推力の供給に関わらない設備である。しかし、この補助設備は、電流または循環流を発生させるなどの機能を実施することにより、ターボ機械、または、より概略的には航空機の動作に関連されている。

さらに、未燃焼のＣＯ_２またはＮＯｘの排出などの、化石燃料の燃焼から発生する汚染物質を最小にする必要がある。

したがって、航空機の汚染物質の放出を低減しつつ、推力の最小レベルを維持することができ、かつ、推進システムの一部が故障する事象において向上された堅牢性を与える、航空機の機体の後部に組み込まれるように設計された推進システムが必要とされている。

国際公開第２０１６／０２０６１８号 米国特許出願公開第２０１８／００３０７１号明細書 独国特許出願公開第１０２０１３２０９５３８号明細書 米国特許出願公開第２０１７／３２０５８４号明細書 米国特許出願公開第２０１８／０５７１５０号明細書 欧州特許出願公開第２７３０５０１号明細書 仏国特許出願公開第２９９７６８１号明細書 仏国特許出願公開第３０３９２０６号明細書

本発明は、特に、単純で、経済的で、かつ効率的な、これら問題に対する解決策を提供することが意図されており、既知の技術の欠点を回避することを可能にする。

具体的には、本発明は、空力的エネルギと電気エネルギとの組合せに基づく航空機の推力を可能にする。

この目的のために、本発明は、航空機の機体の後部に組み込まれることが意図された航空機の推進システムであって、推進システムが、推進システム内のガス流の方向に上流から下流に、少なくとも２つのガス発生器であって、このガス発生器の下流に配置された２つのファンを駆動させるための二重反転タービンロータを有する出力タービンに供給する、少なくとも２つのガス発生器と、各ガス発生器に供給するための別々の空気取入口と、を備え、推進システムが、タービンロータの少なくとも１つを回転させるように構成された電気駆動装置を備えており、ガス発生器から来る流れのエネルギの一部を電力に変換するように構成された、少なくとも１つの発電機と、前記発電機によって供給され、タービンロータの少なくとも１つを回転させることが可能である電気モータと、を備えており、前記発電機が、前記ガス発生器の１つに設置されていることと、前記タービンロータが、前記ガス発生器から来る流れと、電気駆動装置と、によって、同時に回転されることが可能であることと、を特徴とする航空機の推進システムに関する。

有利には、本発明に係る推進システムは、従来技術に係る推進システムのケースのような、もっぱら空力的エネルギに基づくものではなく、空力的エネルギと電気的エネルギとの組合せによって航空機に供給することを可能にする。このことには、化石燃料の使用を低減する利点があり、ひいては、汚染物質の放出を低減させる。

電気駆動装置は、有利には、推進システムからの補助のための正確な要請のための有利な寸法とされ、こうして、前記電気駆動装置の質量の影響を最小化する。さらに、電気駆動装置によって提供される電気的補助のおかげで、推進システムのガス発生器の寸法を低減させることが可能である。

さらに、電気駆動装置は、本発明に係る推進システムの少なくとも１つのパーツの故障を補うことが可能であり、このため、この推進システムを組み込んだ航空機の堅牢性が向上する。

さらに、電気駆動装置は、本発明に係る推進システムの要素の故障の状態に応じて、有利にアップグレード可能かつ再構成可能である。

代替的には、電気駆動装置は、ガス発生器から来る流れのエネルギのいくらかを電力に変換するように、かつ、タービンロータの少なくとも１つを回転させるように構成された、スタータ／発電機などの単一の電気機械を備えてもよい。

好ましくは、電気駆動装置は、発電機によって供給され、電気モータに供給するように構成された電気エネルギ貯蔵手段を備えている。貯蔵手段は、例えば、バッテリまたはスーパーキャパシタを備えている。

貯蔵手段は、航空機の離陸または上昇中などの、少なくとも３つの連続した全推力飛行フェイズに関して電気モータに供給するように構成されてもよい。

貯蔵手段は、アイドリング、スーパーアイドリング、または地上など、低出力飛行フェイズの間、電気モータに供給するように構成されてもよい。

アイドリングフェイズは、航空機の電気的要求および加圧空気要求など、航空機の非推力エネルギの要請を満たす、最小出力での推進システムの動作フェイズとして規定される。

スーパーアイドリングフェイズは、航空機の非推力エネルギの要求が推進システムによっては提供されないが、航空機の別のシステムによって提供される、最小推力での推進システムの動作フェイズとして規定される。

このケースでは、タービンロータの少なくとも１つは、低出力飛行フェイズの間、電気駆動装置によってのみ回転されることが可能である。

貯蔵手段は、航空機の離陸または上昇の間など、全推力飛行フェイズの間、電気モータに放電および供給するように構成されてもよい。貯蔵手段は、巡航飛行などの中間推力飛行フェイズの間に再充電するように構成されてもよい。

貯蔵手段は、少なくとも１つのガス発生器が故障する事象において、少なくとも推進エネルギを提供するように、かつ、予定動作の事象、および、推進システムの少なくとも１つの部品が故障する事象において、非推力エネルギを提供するように構成されてもよい。

好ましくは、ガス発生器は、離陸時などの、全推力飛行フェイズの間、主要な一次出力の８０％～９５％の出力をタービンロータに提供するように構成されている。このケースでは、貯蔵手段および電気モータは、全推力飛行フェイズの間、主要な一次出力の５％～２０％の出力をタービンロータに提供するように構成されてもよい。

任意選択的には、電気駆動装置は、電気モータ、およびタービンロータに接続されており、かつ、電気モータによって供給される電力をタービンロータの機械的出力に変換するように構成されている減速歯車を備えてもよい。

このことは、タービンロータの各々へのトルクの入力を、エネルギ要求に適合させることを可能にする。

減速歯車は、差動減速歯車とすることができる。

当然、電気モータは、タービンロータを直接、すなわち、減速歯車の電気モータとタービンロータとの間での接続無しに駆動することができる。

推進システムは、ガス発生器から来る流れを出力タービンに伝えるように構成されている中央流路を備えてもよい。好ましくは、中央流路は、ガス発生器の少なくとも１つが故障する事象において、流量を低減させるように構成されている。

推進システムは、タービンロータの少なくとも１つの回転を、そのタービンロータが故障する事象において停止するように構成されたブレーキ装置を備えてもよい。好ましくは、ブレーキ装置は、前記タービンロータと接触するように構成された少なくとも１つのピストンを備えている。

ガス発生器とタービンロータとは、機械的に独立してもよい。具体的には、ガス発生器とタービンロータとは、航空機の飛行フェイズ全ての間、機械的に独立してもよい。

タービンロータは、ファンを直接回転させるように構成されることができる。

本発明は、推進システムが、航空機の機体後部に組み込まれている、本発明に係る推進システムによって動力が与えられる航空機にも関する。

本発明は、本発明に係る航空機の推進システムを使用する方法にも関する。本方法は、タービンロータの少なくとも１つを、ガス発生器から来る流れによって、かつ電気駆動装置によって同時に回転させることを備えている。

予定動作モードにおいて、航空機の全推力飛行フェイズの間、例えば、離陸、上昇、または地上でのブレーキング、すなわち逆推力の間、本方法は、タービンロータの少なくとも１つの回転を補助するように、電気駆動装置の貯蔵手段が、前記電気駆動装置の電気モータに向けて放電することを備えてもよい。

予定動作モードにおいて、中間推力飛行フェイズの間、例えば、航空機の上昇の終了時または巡航飛行時に、本方法は、ガス発生器から来る流れのみから、タービンロータの少なくとも１つを回転させることを備えてもよい。具体的には、本方法は、ガス発生器の流れから電気駆動装置の貯蔵手段へ電力を抽出することを備えてもよい。換言すると、本方法は、電気駆動装置の貯蔵手段を充電することを備えてもよい。前記貯蔵手段が完全に充電された場合、本方法は、ガス発生器の流れからの電力の抽出を停止することを備えてもよい。

予定動作モードにおいて、低減推力飛行フェイズの間、本方法は、ガス発生器の燃焼チャンバの停止限界において動作すること、または、ガス発生器シャフトの回転速度を、電気駆動装置によるタービンロータの再加速容量によって許容されるような、対応するチャンバにおける燃焼を維持するための最小値に対応する速度に低減することを備えてもよく、ガス発生器の動作ポイントに関わらず、推力を迅速に利用可能であることを確実にする。本方法は、電気駆動装置の貯蔵手段を放電して、様々な航空機の構成要素へ推力ではない力、および／または、ガス発生器のコンプレッサの加速への電気的補助を提供することを備えてもよい。

予定動作モードにおいて、地上での低減推力フェイズの間、本方法は、ガス発生器をシャットダウンすることと、電気駆動装置からのみ、タービンロータの少なくとも１つを回転させることと、を備えてもよい。

ガス発生器の１つが故障する事象においては、本方法は、ガス発生器から出力タービンへ来る流れの流量を低減することと、他方のガス発生器と電気駆動装置とから来る流れから、タービンロータの少なくとも１つを回転させることと、を備えてもよい。

ガス発生器の両方が故障する事象では、本方法は、タービンロータの少なくとも１つを、電気駆動装置のみから回転させることを備えてもよい。

スラスタの全てまたは一部が故障する事象においては、本方法は、タービンロータの回転にブレーキをかけ、それにより、タービンロータの回転を減速させ、次いで停止させることを備えてもよい。

本発明の目的に関し、推進システムは、スラスタおよびガス発生器を備えており、スラスタは、全てのタービンロータと、航空機の下流に位置し、推進作用を生成するファンとを備えている。

後者のケースでは、本方法は、ガス発生器の流れからの電力の抽出を停止することを備えてもよい。さらに、本方法は、航空機の様々な構成要素に非推力エネルギを提供するように、電気駆動装置の貯蔵手段を放電することを備えてもよい。

添付図面を参照して、以下の非限定的な例の記載を読むことにより、本発明はよりよく理解され、本発明の他の詳細、特徴、および利点は、より明確に明らかとなる。

従来技術に係るターボジェットエンジンによって動力が与えられる航空機の概略斜視図である。 図１の航空機のターボジェットエンジンの、ＩＩ－ＩＩの断面図である。 本発明に係る航空機の推進システムの断面図である。 本発明の実施形態に係る航空機の推進システムの一部の断面図である。

本発明は、航空機の機体の後部に組み込まれた推進システムによって動力が与えられる航空機に関する。

図３は、本発明に係る航空機の推進システム１００を示している。この推進システム１００は、矢印Ｆによって示されるガス流の方向に、上流から下流に向かって、平行に接続された２つの別々のガス発生器１０２ａ、１０２ｂを備えている。これらガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、ガス流を出力タービン１０４に供給する。別々の空気取入口１０６ａ、１０６ｂが、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの各々に供給するように配置されている。ガス発生器の熱効率を最適化するために、空気取入口１０６ａ、１０６ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂが境界層を吸い込まないように配置されている。

各ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、少なくとも１つのコンプレッサ、例えば、１つの低圧コンプレッサおよび１つの高圧コンプレッサと、１つの燃焼チャンバと、少なくとも１つのタービン、例えば１つの低圧タービンおよび１つの高圧タービンとを備えてもよい。

各ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、一次流れの流路１０８ａ、１０８ｂ内に収容されている。図３に示すように、一次流れの流路１０８ａ、１０８ｂは、Ｘで示される航空機の長手軸線上に収束し、これら流路の間で上流が開いた「Ｖ字」を形成する。好ましくは、この開角度は８０度から１２０度の間である。２つの一次流れの流路１０８ａ、１０８ｂは、中央流路１１０で収束する。この中央流路１１０は、出力タービン１０４に動力を与える。

中央流路１１０は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れを出力タービン１０４に伝えるように構成されている。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの少なくとも一方が故障する事象において、中央流路１１０は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから出力タービン１０４へ来る流れの流量を低減するように構成されてもよい。換言すると、中央流路１１０の断面は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの少なくとも一方が故障する事象において、制限され得る。

ミキサは、２つのガス発生器１０２ａ、１０２ｂからのガス流を混合して、出力タービン１０４に供給するための単一で一様なガス流を形成するように、一次流れの流路１０８ａ、１０８ｂの収束領域１１０に配置されることができる。

出力タービン１０４は、二重反転タービンロータ１０４ａ、１０４ｂを備えている。これらタービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの下流に配置された２つのファン１１２ａ、１１２ｂを互いに逆方向に回転させる。換言すると、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、ファン１１２ａ、１２２ｂに回転可能に接続されている。タービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、ファン１１２ａ、１１２ｂを直接回転させる。タービンロータ１０４ａ、１０４ｂは同軸であり、航空機の長手軸線Ｘ上で中心付けられている。タービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、航空機構造体に取り付けられた中心ケーシング１１４周りに回転する。

空気取入口１２１は、ファン１１２ａ、１１２ｂに空気を供給するように配置されている。空気取入口１２１は、境界層がスラスタによって吸い込まれるように、すなわち、境界層が空気取入口１２１を通して吸い込まれるように配置されている。具体的には、ファンには、航空機の機体２の周りに形成された境界層の全てまたは一部によって供給される。低速の境界層により、推進システムを通過するガスの低い流入速度、そしてひいては、低い放出速度が許容され、推進効率が高くなることになる。

第１のタービンロータとして知られている一方のタービンロータ１０４ａは、筒状本体１１６ａを備えている。この筒状本体１１６ａには、ブレード１１８ａが配置されている。第１のロータ１０４ａの本体１１６ａは、二次流れの流路１２０から、一次流れの流路、すなわち、出力タービン１０４内の中央流路１１０を分割する。二次流れの流路１２０内には、ファン１１２ａ、１１２ｂが位置されている。第１のロータ１０４ａのブレード１１８ａおよび本体１１６ａは、中心ケーシング１１４上で支持アーム１２２により、ロータ支持軸受に接続されている。この支持アーム１２２は、出力タービン１０４の上流で中央流路１１０を通っている。

第２のタービンロータとして知られている他方のタービンロータ１０４ｂは、出力タービン１０４の中央流路１１０の径方向内側の壁に接続され、第１のタービンロータ１０４ｂのブレード１１８ａ同士の間に長手方向に介在されたブレード１１８ｂを備えている。

出力タービン１０４の下流では、中央流路１１０の径方向内側の壁が中心本体１２４内に延在している。図３に示すように、この壁は、支持アーム１２６により、下流のファン１１２ｂのブレード１１８ｂのための支持リング１２８に接続されている。さらに、リング１２８は、第１のロータ１０４ａの本体１１６ａを延長し、後方の延長部を備え、それにより、中心本体１２４と共に、出力タービン１０４の流出部において一次排気ノズルを形成するようになっている。

図３では、第１のファンと称される上流ファン１１２ａが、出力タービン１０４の入口部に配置されている。第１のファン１１２ａは、支持アーム１２２において第１のロータ１０４ａに接続されている。この支持アーム１２２は、上流で第１のロータ１０４ａの本体１１６ａを支持している。このため、第１のファン１１２ａは、出力タービン１０４の第１のロータ１０４ａと同じ速度で回転する。

第２のファンと称される下流ファン１１２ｂが、出力タービン１０４の出口部に配置されている。第２のファン１１２ｂは、支持リング１２８および支持アーム１２６において第２のロータ１０４ｂに接続されている。これら支持リング１２８および支持アーム１２６は、第２のロータ１０４ｂを支持している。このため、第２のファン１１２ｂは、出力タービン１０４の第２のロータ１０４ｂと同じ速度で回転する。

ファン１１２ａ、１１２ｂは、航空機構造体に取り付けられたナセル１３０によって包まれている。具体的には、ナセル１３０は、図１では符号４で示される航空機の垂直スタビライザに取り付けられている。

ファン１１２ａ、１１２ｂは、二次流れの流路１２０内に連続して取り付けられている。このため、推進システム１００は、デュアルフローシステムである。

ファン１１２ａ、１１２ｂが連続して接続されていることから、一方のファンが故障する事象において、他方のファンが引き継ぐことができる。

同様に、出力タービン１０４が２つのガス発生器１０２ａ、１０２ｂによって供給されることから、一方のガス発生器が故障する事象において、他方のガス発生器が出力タービンに供給し続けることができる。

推進システム１００は、ナセル１３０を上流ファン１１２ａの上流で航空機の機体２に接続するブレードのリングで構成されたステータ１３２をも備えている。このステータ１３２は、有利には、例えば整流器として作用することにより、上流ファンの効率を向上させるために使用されることができる。

推進システム１００は、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるように構成された電気駆動装置１４０をも備えている。

タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れによって、かつ電気駆動装置１４０によって、同時に回転されることができる。

例えば、第１のタービンロータ１０４ａは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れと、電気駆動システム１４０との両方によって回転される場合があるが、第２のタービンロータ１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのみによって、回転される場合がある。

第１のタービンロータ１０４ａは、電気駆動装置１４０のみによって回転されてもよいが、第２のタービンロータ１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れと、電気駆動装置１４０とによって同時に回転されてもよい。

第１のタービンロータ１０４ａは、電気駆動装置１４０のみによって回転されることもできるが、第２のタービンロータ１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのみによって回転されることができる。

例えば、２つのタービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れによって、かつ電気駆動装置１４０によって、同時に回転されることもできる。

２つのタービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのみによって回転されることもできる。

例えば、２つのタービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、電気駆動装置１４０によってのみ回転されることができる。

電気駆動装置１４０は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのエネルギのいくらかを電力に変換するように構成された、少なくとも１つの発電機を備えている。好ましくは、電気駆動装置１４０は、２つの発電機１４２ａ、１４２ｂを備えており、発電機の各々は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂに設置されている。具体的には、発電機１４２ａ、１４２ｂの一方が、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの一方のシャフトの１つ、好ましくは、ガス発生器の低圧シャフトに設置されている。

電気駆動装置１４０は、１つまたは複数の発電機１４２ａ、１４２ｂによって供給される電気エネルギ貯蔵手段１４４をも備えている。貯蔵手段１４４は、好ましくは、発電機１４２ａ、１４２ｂの近傍に配置されている。図３では、矢印Ｆ１が、発電機１４２ａ、１４２ｂからの貯蔵手段１４４の電力供給を示している。貯蔵手段１４４は、例えばバッテリまたはスーパーキャパシタを備えている。

貯蔵手段１４４は、電気モータ１４６に供給するように構成されている。図３では、矢印Ｆ２が、貯蔵手段１４４からの電気モータ１４６の電力供給を示している。

代替的には、電気駆動装置１４０は、発電機１４２ａ、１４２ｂおよび電気モータ１４６の代わりに、スタータ／発電機などの単一の電気機械を備えてもよい。電気機械は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのエネルギの一部を電力に変換するように、かつ、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも一方を回転させるように構成されることができる。具体的には、スタータ／発電機は、発電機１４２ａ、１４２ｂと、電気モータ１４６とによって別々に提供される機能を兼ね備えることができる。

貯蔵手段１４４は、発電機１４２ａ、１４２ｂを介して、ガスジェネレータ１０２ａ、１０２ｂによって再充電され、かつ、例えば電気モータ１４６に向けて放電されるように構成されている。

具体的には、貯蔵手段１４４は、少なくとも３つの連続した全力飛行フェイズに関して電気モータ１４６に供給するように構成されている。換言すると、貯蔵手段１４４の貯蔵容量は、全推力飛行の少なくとも３つのフェイズ、例えば１つの上昇フェイズと、２つの離陸フェイズ、または、動力の消費に関するそれらに相当するものを提供するように構成されている。これら飛行フェイズは、貯蔵手段１４４によって連続して、貯蔵手段１４４を再充電することなく実施される。このことは、最初の離陸直後の緊急着陸の間に、着陸復行が必要とされるケースをカバーすることを有利にする。

貯蔵手段１４４は、アイドリング、スーパーアイドリング、または地上など、低出力飛行フェイズの間、電気モータ１４６に供給するように構成されることができる。具体的には、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、低出力飛行フェイズの間、電気駆動装置１４０によってのみ回転されることができる。換言すると、貯蔵手段１４４の容量は、全電気モードにおいて、航空機の地上での展開動作をカバーするように構成されている。この構成では、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂはオフにされることができる。すなわち、ガス発生器の燃焼チャンバは、オフにされることができる。

貯蔵手段１４４は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂのコンプレッサの加速に対する複数の過渡的な補助をカバーするように構成されてもよい。

電気モータ１４６には、１つまたは複数の発電機１４２ａ、１４２ｂによって、または貯蔵手段１４４によって供給される。図３では、矢印Ｆ３が、発電機１４２ａ、１４２ｂから電気モータ１４６への電力を示している。

電気モータ１４６は、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させることが可能である。

電気モータ１４６は、減速歯車１４８、例えば差動減速歯車、プラネタリまたはエピサイクリック型の減速歯車を介して、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂを回転させることができる。このケースでは、減速歯車１４８は、電気モータ１４６、およびタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに接続され、電気モータ１４６によって供給される電力をタービンロータ１０４ａ、１０４ｂ上の機械的出力に変換するように構成されている。図３に示すように、減速歯車１４８は、上流でシャフト１５０によって電気モータ１４６に接続され、下流でタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに接続されている。減速歯車１４８は、こうして二重反転ファン１１２ａ、１１２ｂを回転させる発電に関与する。

具体的には、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つが、中央流路１１０を通過するガス発生器１０２ａ、１０２ｂからのガス流と、減速歯車１４８を介しての電気モータ１４６との両方によって回転される。

ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、離陸時などの、全推力飛行フェイズの間、主要な一次出力の８０％～９５％の出力をタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに提供するように構成されている。追加の出力が、貯蔵手段１４４および電気モータ１４６によって提供される。換言すると、貯蔵手段１４４および電気モータ１４６は、全推力飛行フェイズの間、主要な一次出力の５％～２０％の出力をタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに提供するように構成されている。例えば、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、主要な一次出力の９０％をタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに提供することができ、このため、貯蔵手段１４４および電気モータ１４６は、主要な一次出力の１０％をタービンロータ１０４ａ、１０４ｂに提供する。

タービンロータ１０４ａ、１０４ｂが故障する事象では、電気モータ１４６は、減速歯車１４８を介して、前記タービンロータの回転を減速させるか停止させるために、負のトルクを発揮するように構成されることができる。

さらに、推進システム１００は、故障した推進ロータの寄生抗力、および超過速度のリスクを最小化することによって航空機が空港に引き返すことを可能にするために、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも一方の回転を、前記タービンロータが故障する事象において停止するように構成されたブレーキ装置を備えてもよい。

例えば、図４に示すように、推進システム１００は、第１のタービンロータ１０４ａに関連すると共に、第１のタービンロータ１０４ａと接触して、第１のタービンロータ１０４ａを減速させ、次いで停止させるように構成された第１のブレーキ装置１７０と、第２のタービンロータ１０４ｂに関連すると共に、第２のタービンロータ１０４ｂと接触して、第２のタービンロータ１０４ｂを減速させ、次いで停止させるように構成された第２のブレーキ装置１６０と、を備えてもよい。

これら第１のブレーキ装置１７０および第２のブレーキ装置１６０は、停止される必要があるタービンロータを選択するように個別に作動されることができる。

これら第１のブレーキ装置１７０および第２のブレーキ装置１６０は、中心ケーシング１１４に取り付けられ、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの対応する部分を押圧するディスク１６４、１７４の形態を取ることができる。

第１のブレーキ装置１７０の中心ケーシング１１４に固定された部品は、中心ケーシング１１４と、第１のタービンロータ１０４ａの上流部との間のフリースペース内に収容されることができる。ピストン１７２は、上流ファン１１２ａのまっすぐ上の、軸線Ｘに位置する第１のタービンロータ１０４ａのウェブの一部１７６に対してディスク１７４を押圧する。こうして、第１のタービンロータ１０４ａは、上流ファン１１２ａによって第１のタービンロータ１０４ａに力が加えられるレベルで、第１のブレーキ装置１７０によってブロックされる。このことは、第１のタービンロータ１０４ａが停止された際に、第１のタービンロータ１０４ａの長さに亘り、第１のブレーキ装置１７０とファン１１２ａとの間にトルクが加えられることを防止する。

同様に、第２のブレーキユニット１６０の中心ケーシング１１４に固定された部品は、中心ケーシング１１４と、第２のタービンロータ１０４ｂの下流部との間のフリースペース内に収容されることができる。ピストン１６２は、下流ファン１１２ｂの真上の、軸線Ｘに位置する第２のタービンロータ１０４ｂのウェブの一部１６６に対してディスク１６４を押圧する。

本発明に係る推進システムの様々な動作モードがここで記載される。

動作の予定モード、すなわち、推進システムが故障していないモードでは、航空機の全推力動作のケースと、中間推力動作のケースと、飛行中および地上における低推力動作のケースとの間で区別される。

航空機の全推力動作は、航空機の離陸または上昇の間などの飛行フェイズに対応している。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは最大容量で動作し、出力タービン１０４を通してタービンロータ１０４ａ、１０４ｂを回転させる高温ガスを供給するように構成されている。貯蔵手段１４４は放電するように構成されている。すなわち、貯蔵手段１４４は、電気モータ１４６と、タービンロータの少なくとも１つ、例えばタービンロータ１０４ａ、１０４ｂの両方に、出力タービン１０４を通して供給する。具体的には、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れと、電気駆動装置１４０の貯蔵手段１４４および電気モータ１４６との両方によって回転される。

中間推力での動作は、巡航飛行などの飛行フェイズに対応する。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、最大容量で動作するように構成されている。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、貯蔵手段１４４が完全に充電されていない限り、放出された高温ガスを通して推力の全てを供給し、次いで、出力タービン１０４によって変換される。換言すると、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れによってのみ、回転される。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、航空機によって必要とされる推力ではない力の全て、および、貯蔵手段１４４に再充電する余剰のエネルギをも供給する。発電機１４２ａ、１４２ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの流れから電力を貯蔵手段１４４へ抽出するように構成されている。このため、貯蔵手段１４４は再充電するように構成されている。貯蔵手段１４４が完全に充電されると、発電機１４２ａ、１４２ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの流れからの電力の抽出を停止するように構成されている。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、次いで、航空機を維持するために必要な推力のエネルギおよび非推力エネルギを供給するように、低減された速度で動作する。有利には、ガス発生器の速度を低減することにより、汚染物質の放出を最小化することが可能になる。むしろ、ガス発生器の速度を低減することにより、化石燃料の燃焼を低減することが可能になる。このことは、次いで、未燃焼のＣＯ_２またはＮＯｘの放出など、汚染物質の放出を低減する。

航空機の低減された推力での飛行で動作している場合、すなわち、アイドリング速度である場合、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、「スーパーアイドリング」速度で動作することができる。すなわち、燃焼チャンバがその停止限界で動作している状態で、ガス発生器のシャフトの低い回転速度で動作することができる。スーパーアイドリング速度では、ガス発生器の燃焼チャンバは、ガス発生器の動作を確実にし得る最小量の燃料を燃焼させる。有利には、このモードでガス発生器を動作させることが可能であることにより、航空機の推進作用および非推力エネルギの必要性を満たしつつ、汚染物質の放出を最小化することが可能になる。タービンロータ１０４ａ、１０４ｂは、「風車状態」モード、すなわちファン１１２ａ、１２２ｂが自在に回転するようにすることができる。貯蔵手段１４４は、こうして、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂに、これらロータの迅速な再加速のための推力を時間通りに供給するように構成されている。この時間通りの推力の供給は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂがその標準動作レンジに戻されるまで実施される。換言すると、貯蔵手段１４４は、推進システムの特性に応じて、最小の時間内に全推力とする能力を補償するような方法で、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂを再加速するように構成されている。貯蔵手段１４４は、様々な航空機の構成要素に、最低圧力の空気または機械的出力など、非推力エネルギを供給するようにも構成されている。貯蔵手段１４４は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂのコンプレッサの加速のための電気的補助を供給するようにも構成されてもよい。このことには、ポンピングに対する逸脱現象を制限する利点がある。ガス発生器１０２ａ、１０２ｂのコンプレッサは、こうして、より低いポンピングの許容範囲を伴って設計されることができる。この理由は、ポンピングの許容範囲が、航空機の加速機動の間のポンピングに対する逸脱によって影響されるためである。このことは、コンプレッサのより高い効率と、ひいては、汚染物質放出の低減に繋がる。さらに、このことは、コンプレッサのより良好な動作性を可能にする。このことは、特にターボジェットがアイドリング動作している場合に、最小の残留推力を制限し、したがって、航空機の迅速な下降を可能にするように、航空機の飛行プロファイルを最適化することが可能になる。

航空機の地上展開の間、低減された推力で動作している場合、すなわち、アイドリング速度またはアイドリングに近い速度である場合、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、オフにされることができる。むしろ、貯蔵手段１４４の充電状態が十分である場合、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂはオフにされ、航空機の推力は電気駆動装置１４０によって供給される。このケースでは、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、電気駆動装置１４０によってのみ回転される。推進システム１００は、このため、汚染排出物を排出しない。貯蔵手段１４４の充電状態が不十分である場合、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、アイドリングモードで動作する。このケースでは、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れと、電気駆動装置１４０からとの両方によって回転される。この動作モードは、航空機の地上における減速およびブレーキングフェイズに適用される場合もあり、概して、逆推力によって実現される。「リバース」モードでのタービンロータ１０４ａ、１０４ｂの回転は、ナセル１３０（ここでは記載されていない）に位置される、例えば、グリル型またはドア型である空気逆流設備の作動と組み合わせられて、電気駆動装置１４０によって提供される。一方、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、オフにされたままであるか、非常に低出力で動作している。この用途は、着陸時の地上での減速フェイズの間の汚染物質の放出を最小化し、ガス発生器の耐用年数に不利益となる、さらなる高出力サイクルを回避する。

ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの一方が故障する事象において、中央流路１１０は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来て、出力タービン１０４に伝えられる流れの処理量を低減する、例えば半分にするように構成されることができる。故障していないガス発生器は、最大容量で動作するように構成されており、貯蔵手段１４４は、推力の発生を支持するように構成されている。換言すると、貯蔵手段１４４は、少なくとも推進エネルギを供給するように構成されることができる。具体的には、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、故障していないガス発生器から来る流れと、電気駆動装置１４０との両方によって回転される。中央流路、故障していないガス発生器、および貯蔵手段のこれら構成により、予定動作モードの推進システムの容量の５０％より多くを推進システムが供給することを可能にする。

ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの両方が同時に故障する事象においては、貯蔵手段１４４は、最大容量で動作するように構成されており、こうして、最小の推力を確実にし、一方、いくらかの非推力エネルギの生成を維持している。換言すると、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つは、電気駆動装置１４０によってのみ回転される。

スラスタの全てまたは一部が故障する事象においては、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂは、最大容量で動作するように構成されている。第１のブレーキング装置１７０および第２のブレーキング装置１６０は、故障した１つまたは複数のタービンロータ１０４ａ、１０４ｂの回転をブロックするように構成されている。このため、ブレーキング装置は、中央流路１１０内のタービンロータ１０４ａ、１０４ｂのあらゆる回転を停止する。電気モータ１４６は、減速歯車１４８を介してタービンロータ１０４ａ、１０４ｂの回転を減速および停止させることを補助するように、負のトルクを発揮するように構成されることができる。発電機１４２ａ、１４２ｂは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの流れから貯蔵手段１４４への電力の抽出を停止するように構成されている。スラスタのロータの両方が同時に故障する事象においては、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂからの高温のガス流が、推進システムの噴出部によって形成されるノズル内で直接膨張され、直接ジェットモードにおいて、緊急の推力を発生させる。このことは、推進システムの総推力の５０％より多くを提供する。貯蔵手段１４４は、非推力エネルギを様々な航空機の構成要素へ放電および供給するように構成されている。

本発明は、本発明に係る航空機の推進システム１００を使用する方法にも関する。

予定動作モード、すなわち、推進システム１００が故障していない状態では、本方法は、航空機の離陸または上昇の間など、全推力飛行フェイズの間、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れからと、電気駆動装置１４０からとで同時に、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるステップを備えてもよい。この回転ステップは、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるように、電気モータ１４６に向けて貯蔵手段１４４を放電するサブステップを備えてもよい。

本方法は、中間推力飛行フェイズの間、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れのみから、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるステップを備えてもよい。具体的には、本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂからの流れから貯蔵手段１４４へ電力を抽出するステップを備えてもよい。換言すると、本方法は、貯蔵手段１４４を充電するステップを備えてもよい。貯蔵手段１４４が完全に充電されると、本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの流れからの電力の抽出を停止するステップを備えてもよい。

本方法は、推力低減飛行フェイズ、すなわち、そのフェイズの間、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの燃焼チャンバが停止限界にある動作フェイズと、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂのシャフトの回転速度を低減するフェイズとである、「スーパーアイドリング」速度でガス発生器を動作させるステップを備えてもよい。さらに、本方法は、電気駆動装置１４０によってタービンロータ１０４ａ、１０４ｂを再加速するステップを備えてもよい。「スーパーアイドリング」速度では、ガス発生器の燃焼チャンバには、依然として供給され、ガス発生器のコンプレッサおよびタービンを非常に低い速度、すなわち、停止限界で回転させる。ガス発生器は、このため、規定によって要求される最小時間で、より高いエネルギの速度に戻るための急激な要求に対応することができない。有利には、電気駆動装置１４０は、必要とされる出力をスラスタへ、ほとんど即座に供給することを可能にすることにより、この状況を可能にし、一方、ガス発生器は、「スーパーアイドリング」速度から、必要な推力を供給するために必要な速度に変位させる。

本方法は、航空機の様々な構成要素に非推力エネルギを供給するように、貯蔵手段１４４を放電するステップをもまた備えてもよい。本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂのコンプレッサを加速するための電気的補助を供給するように、貯蔵手段を放電するステップをもまた備えてもよい。

貯蔵手段１４４の充電状態に応じて、本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂをシャットダウンするステップと、地上での推力低減フェイズの間、電気駆動装置１４０からのみ、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるステップと、を備えてもよい。代替的には、貯蔵手段１４４の充電状態に応じて、本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから来る流れと、電気駆動装置１４０からとの両方から、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるステップを備えてもよい。

ガス発生器の１つが故障する事象においては、本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂから出力タービン１０４へ来る流れの流量を低減するステップと、ガス発生器と電気駆動装置１４０との他方から来る流れから、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを回転させるステップと、を備えてもよい。具体的には、流量低減ステップは、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂからの、出力タービン１０４に伝達される流れの流量を低減するように、中央流路１１０の断面積を制限するサブステップを備える。

ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの両方が故障する事象では、本方法は、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つを、電気駆動装置１４０のみから回転させるステップを備えてもよい。

スラスタの全てまたは一部が故障する事象においては、本方法は、タービンロータ１０４ａ、１０４ｂの少なくとも１つ、好ましくは両方のタービンロータの回転にブレーキをかけ、それにより、前記タービンロータの回転を減速させ、次いで停止させるステップを備えてもよい。本方法は、ガス発生器１０２ａ、１０２ｂの流れからの電力の抽出を停止するステップを備えてもよい。さらに、本方法は、航空機の様々な構成要素に非推力エネルギを供給するように、貯蔵手段１４４を放電するステップをも備えてもよい。

本発明は、好ましくは、２つのガス発生器を有する航空機の機体の後端部に組み込まれた推進システムの場合で提供されている。当然、本発明は、いずれの意味でも、記載および図示された実施形態には限定されない。この実施形態は、例としてのみ与えられている。反対に、本発明の範囲から逸脱することなく、３つ以上のガス発生器、例えば、３つのガス発生器を、出力タービン、または任意の他の高エネルギの空気供給源に供給するために使用することも考えられる。

Claims (12)

1. 航空機の機体（２）後部に組み込まれることが意図された航空機の推進システム（１００）であって、推進システムが、推進システム内のガス流の方向に上流から下流において、少なくとも２つのガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）であって、このガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）の下流に配置された２つのファン（１１２ａ、１１２ｂ）を駆動させるための二重反転タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）を有する出力タービン（１０４）にガスを供給する、少なくとも２つのガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）と、各ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）にガスを供給するための個別の空気取入口（１０６ａ、１０６ｂ）と、を備え、推進システム（１００）が、タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）の少なくとも１つを回転させるように構成された電気駆動装置（１４０）を備え、電気駆動装置（１４０）は、ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）を通る流れのエネルギの一部を電力に変換するように構成された、少なくとも１つの発電機（１４２ａ、１４２ｂ）と、前記発電機（１４２ａ、１４２ｂ）によって供給され、タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）の少なくとも１つを回転させることが可能である電気モータ（１４６）と、を備え、前記発電機（１４２ａ、１４２ｂ）が、前記ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）の１つに設置されていることと、前記タービンロータが、前記ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）を通る流れと、電気駆動装置（１４０）とによって、同時に回転されることが可能であることと、を特徴とする、航空機推進システム（１００）。
2. 電気駆動装置（１４０）は、前記発電機（１４２ａ、１４２ｂ）によって電力が供給され、前記電気モータ（１４６）に電力を供給するように構成された電気エネルギ貯蔵手段（１４４）を備える、請求項１に記載の推進システム（１００）。
3. 前記貯蔵手段（１４４）が、少なくとも３つの連続した全推力飛行フェイズに関して前記電気モータ（１４６）に電力を供給するように構成されている、請求項２に記載の推進システム（１００）。
4. 前記貯蔵手段（１４４）が、低出力飛行フェイズの間に前記電気モータ（１４６）に電力を供給するように構成されており、タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）の少なくとも１つが、低出力飛行フェイズの間に電気駆動装置（１４０）によってのみ回転されることが可能である、請求項２または３に記載の推進システム（１００）。
5. 前記ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）が、全推力飛行フェイズの間に主要な一次出力の８０％～９５％の出力をタービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）に提供するように構成されており、前記貯蔵手段（１４４）および前記電気モータ（１４６）が、全推力飛行フェイズの間に主要な一次出力の５％～２０％の出力をタービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）に提供するように構成されている、請求項２～４のいずれか一項に記載の推進システム（１００）。
6. 前記貯蔵手段（１４４）が、全推力飛行フェイズの間に電気モータ（１４６）に放電および供給し、中間推力飛行フェイズの間に再充電するように構成されている、請求項２～５のいずれか一項に記載の推進システム（１００）。
7. 電気駆動装置（１４０）が減速歯車（１４８）を備え、減速歯車は、前記電気モータ（１４６）およびタービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）に接続されており、かつ、前記電気モータ（１４６）からの電力を前記タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）の機械的出力に変換するように構成されている、請求項１～６のいずれか一項に記載の推進システム（１００）。
8. 減速歯車（１４８）が差動減速歯車である、請求項７に記載の推進システム（１００）。
9. ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）とタービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）とが機械的に独立している、請求項１～８のいずれか一項に記載の推進システム（１００）。
10. タービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）がファン（１１２ａ、１１２ｂ）を直接回転させるように構成されている、請求項１～９のいずれか一項に記載の推進システム（１００）。
11. 推進システムが、航空機の機体（２）の後部に組み込まれている、請求項１～１０のいずれか一項に記載の推進システム（１００）によって動力が与えられる航空機。
12. 前記ガス発生器（１０２ａ、１０２ｂ）を通る流れによって、および電気駆動装置（１４０）によって同時にタービンロータ（１０４ａ、１０４ｂ）の少なくとも１つを回転させることを備える、請求項１～１０のいずれか一項に記載の航空機推進システム（１００）を使用する方法。

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