WO2020067446A1 - 航空機エンジンの補機システム - Google Patents

航空機エンジンの補機システム Download PDF

Info

Publication number
WO2020067446A1
WO2020067446A1 PCT/JP2019/038208 JP2019038208W WO2020067446A1 WO 2020067446 A1 WO2020067446 A1 WO 2020067446A1 JP 2019038208 W JP2019038208 W JP 2019038208W WO 2020067446 A1 WO2020067446 A1 WO 2020067446A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
motor
switch
motor generator
control state
rotation speed
Prior art date
Application number
PCT/JP2019/038208
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
義康 柴山
達也 大▲桑▼
吉亮 湯田
Original Assignee
川崎重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 川崎重工業株式会社 filed Critical 川崎重工業株式会社
Priority to EP19867275.0A priority Critical patent/EP3858738B1/en
Priority to US17/279,138 priority patent/US11384694B2/en
Publication of WO2020067446A1 publication Critical patent/WO2020067446A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/236—Fuel delivery systems comprising two or more pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/85—Starting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/06—Purpose of the control system to match engine to driven device
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Definitions

  • the present invention relates to an auxiliary system for an aircraft engine.
  • Aircraft engines are usually started using compressed air, but as an example of electrification, starting with an electric motor generator is considered.
  • some motor generator control units have both an inverter function using the motor generator as an actuator and a converter function using the motor generator as a generator.
  • the control unit having the inverter function and the converter function is increased in size with an increase in the amount of electric power, and causes an increase in weight.
  • an object of the present invention is to provide a motor generator in an aircraft engine and reduce the size of a device for controlling the motor generator to suppress an increase in weight.
  • An aircraft engine accessory system includes a motor generator that drives an aircraft engine, an accessory motor that drives an accessory mounted on the aircraft engine, and a power generator that converts power generated by the motor generator.
  • an inverter capable of driving the motor generator and the auxiliary machine motor, a motor generator control state in which the inverter controls the motor generator, and A switch capable of switching to an auxiliary motor control state for controlling an auxiliary motor, and a control device for controlling the switch, the control device comprising: The switch to the motor generator control state, and The switch to the motor control state for the auxiliary machine when the.
  • the converter since the converter is provided separately from the inverter, it can contribute to downsizing of the converter as compared with a control unit having both an inverter function and a converter function. Since the drive target of the inverter can be switched, and the inverter that drives the auxiliary motor is also used as the inverter that drives the motor generator, there is no need to provide a dedicated inverter for the motor generator. Therefore, while the motor generator is provided in the aircraft engine, the device for controlling the motor generator can be reduced in size as a whole, and an increase in weight can be suppressed.
  • the control device may be configured to generate the motor generator drive command when the rotation speed of the aircraft engine is less than a predetermined threshold rotation speed.
  • the inverter while the engine is driven by the motor generator when the engine speed is low, the inverter is used to drive the auxiliary motor when the engine speed is high and the engine is not required to be driven by the motor generator. By doing so, the inverter can be shared efficiently.
  • the auxiliary machine motor is a pump drive motor that drives a fuel supply pump of the aircraft engine, and the threshold rotation speed is set to a value greater than a predetermined ignition rotation speed of the aircraft engine. Is also good.
  • the motor generator control state is switched to the auxiliary motor control state to supply fuel to the engine. Since the motor generator does not function between the start of the machine motor control state and the completion of ignition, even if the number of revolutions of the aircraft engine decreases, it is possible to prevent the engine revolution number from falling below the ignition revolution number at the time of ignition. .
  • the auxiliary motor is a pump driving motor that drives a fuel supply pump of the aircraft engine, and the switch is also switched to a simultaneous control state in which the inverter controls both the motor generator and the pump driving motor.
  • the control device sets the switch to the motor generator control state, and the rotation speed of the aircraft engine is the threshold rotation speed.
  • the switch may be switched from the motor generator control state to the simultaneous control state, and after a predetermined switching condition is satisfied, the switch may be switched from the simultaneous control state to the auxiliary motor control state.
  • the at least one accessory motor includes first and second pump drive motors for driving first and second fuel supply pumps of the aircraft engine, respectively, and the at least one inverter includes the first and second pumps.
  • a second switch interposed between the second inverter and the second pump drive motor wherein the control device includes: when a rotation speed of the aircraft engine is less than the threshold rotation speed, The first and second switches are set to the motor generator control state, and when the rotation speed of the aircraft engine reaches the threshold rotation speed, the second switch is set to the The first switch is switched from the motor generator control state to the auxiliary machine motor control state while maintaining the motor generator control state, and after a predetermined switching condition is satisfied, the first switch is switched to the auxiliary machine motor control state.
  • the second switch may be switched from the motor generator control state to the auxiliary machine motor control state while keeping the state.
  • the switching condition may be a condition that a rotation speed of the aircraft engine reaches a predetermined independent rotation threshold value.
  • the rotation of the engine is continuously driven by the motor generator to increase the engine speed to the self-sustained rotation threshold, so that the engine can stably reach the idle speed.
  • the control device may be configured to generate the motor generator drive command at a stage from when the aircraft engine stops to when the rotation speed of the aircraft engine reaches the threshold rotation speed.
  • the inverter while the engine is driven by the motor generator at the time of starting the engine, the inverter is used as the auxiliary motor when the engine is not required to be driven by the motor generator when the engine is started. It can be shared efficiently.
  • a device for controlling the motor generator can be downsized to suppress an increase in weight.
  • FIG. 2 is a flowchart illustrating control of the accessory system shown in FIG. 1.
  • 3 is a graph showing a change over time of an engine speed in the control shown in FIG. 2.
  • 5 is a flowchart illustrating control of the accessory system shown in FIG. 4.
  • 6 is a graph showing a change over time of the engine speed in the control shown in FIG. 5.
  • 8 is a flowchart illustrating control of the accessory system shown in FIG. 7.
  • 9 is a graph showing a change over time of the engine speed in the control shown in FIG. 8.
  • FIG. 1 is a block diagram of an auxiliary system for an aircraft engine according to the first embodiment.
  • an aircraft engine accessory system 1 includes an engine 2, a motor generator 3, a fuel supply pump 4 (accessory), a pump driving motor 5 (accessory motor), a converter 6, an inverter 7, A switch 8, an engine speed sensor 9 and a control device 10 are provided.
  • the engine 2 is an aircraft gas turbine engine.
  • the motor generator 3 is used as a starter motor that drives the engine 2 by applying rotational power to the engine rotating shaft when the engine 2 is started, or an assist motor that drives the engine 2 to assist rotation during operation of the engine 2. It has the function of In addition, the motor generator 3 has a function as a power generator that generates power using the rotational power of the engine 2 during operation after the engine 2 is started.
  • the fuel supply pump 4 is a pump that supplies fuel for combustion to the engine 2. That is, the fuel supply pump 4 is an example of an accessory mounted on the engine 2.
  • the pump driving motor 5 is an actuator that operates the fuel supply pump 4. That is, the pump driving motor 5 is an example of an auxiliary machine motor. Note that the auxiliary machine driven by the inverter 7 may be an auxiliary machine other than the pump driving motor 5 or a plurality of auxiliary machines.
  • Converter 6 converts the power generated by motor generator 3 from AC to DC.
  • the inverter 7 drives the motor generator 3 and the pump driving motor 5, and converts a direct current of a power supply (not shown) into an alternating current.
  • the converter 6 and the inverter 7 are separate from each other and are provided as separate devices. The circuit through which the current of the converter 6 flows and the circuit through which the current of the inverter 7 flows are different from each other.
  • the switch 8 selects a motor generator control state in which the inverter 7 controls the motor generator 3 (M / G control) and a pump motor control state in which the inverter 7 controls the pump driving motor 5 (P / M control).
  • Switch The engine speed sensor 9 is a sensor that detects the speed of the rotation shaft of the engine 2.
  • the control device 10 sets the switch 8 to the motor generator control state in which the switch 8 is connected to the motor generator 3 when a condition that a motor generator drive command is generated is satisfied, and sets the switch 8 to a pump driving motor when the condition is not satisfied.
  • the pump motor control state accessory motor control state
  • the inverter 7 may drive only the motor generator 3, and in the pump motor control state, the inverter 7 may drive only the pump driving motor 5.
  • Control device 10 generates the motor generator drive command when the engine speed detected by engine speed sensor 9 is less than a predetermined value. For example, the control device 10 generates the motor generator drive command at an initial stage of starting from when the engine 2 is stopped until the engine speed reaches a predetermined threshold speed RTH .
  • FIG. 2 is a flowchart illustrating control of the accessory system 1 shown in FIG.
  • FIG. 3 is a graph showing a temporal change of the engine speed in the control shown in FIG.
  • the control device 10 determines whether or not an engine start command has been received while the engine 2 is stopped (step S1).
  • the engine start command is generated by an operation of an aircraft pilot.
  • control device 10 When receiving the engine start command (step S1: Y), control device 10 generates the motor generator drive command, sets switch 8 to the motor generator control state, and drives motor generator 3 by inverter 7 (step S2).
  • the controller 10 determines whether the engine speed detected by the engine speed sensor 9 is equal to or greater than the threshold rotational speed R TH (step S3).
  • the threshold rotation speed R TH is set to a value larger than a predetermined ignition rotation speed R IG of the engine 2.
  • the ignition rotation speed R TH is a value determined according to the specifications of the engine as a lower limit rotation speed at which the engine 2 can burn fuel from the fuel supply pump 4 without the driving force of the motor generator 3. .
  • step S3: N When it is determined that the engine speed is less than the threshold speed RTH (step S3: N), the control device 10 maintains the switch 8 in the motor generator control state (step S2). On the other hand, when it is determined that the engine speed is equal to or higher than the threshold speed RTH (step S3: Y), the control device 10 stops the motor generator drive command and switches the switch 8 to the pump motor control state.
  • the pump driving motor 5 is driven by the inverter 7 (step S4).
  • the switch 8 is switched from the motor generator control state to the pump motor control state after the engine 2 reaches the threshold rotation speed R TH which is a value larger than the ignition rotation speed R IG , so that the pump motor control state is started. Even if the motor generator 3 does not function during the period from the start to the completion of ignition, the engine speed can be prevented from falling below the ignition speed R IG at the time of ignition, even if the engine speed decreases. Then, the engine speed increases due to the combustion of the engine 2 and reaches the idle speed R ID .
  • the converter 6 since the converter 6 is provided separately from the inverter 7, the converter 6 can be downsized compared to a control unit having both an inverter function and a converter function.
  • a unit having both an inverter function and a converter function (inverter-converter) is often mainly composed of a switching semiconductor element.
  • the circuit configuration is changed to full-wave rectification and DC-DC.
  • the converter can be constituted by another circuit such as a conversion circuit, and the converter can be made smaller than an inverter-converter.
  • the inverter 7 When the engine 2 is driven by the motor generator 3 when the engine speed is low, the inverter 7 is connected to the pump driving motor 5 when the engine speed is increased and the driving of the engine 2 by the motor generator 3 becomes unnecessary. , The inverter 7 can be shared efficiently.
  • the control device 10 is configured such that the switch 8 is set to the motor generator control state when the engine 2 starts, but the same control may be performed while the engine 2 is operating. Specifically, when the engine is misfired and the engine speed becomes less than a predetermined value, a motor generator drive command is generated to shift the switch 8 from the pump motor control state to the motor generator control state, When is again equal to or more than the predetermined value, the motor generator drive command may be stopped, the switch 8 may be shifted from the motor generator control state to the pump motor control state, and reignition may be performed.
  • FIG. 4 is a block diagram of the auxiliary system 101 of the aircraft engine according to the second embodiment.
  • the accessory system 101 according to the second embodiment includes an engine 2, a motor generator 3, a fuel supply pump 4 (accessory), a pump driving motor 5 (accessory motor), a converter 6, and an inverter. 107, a switch 108, an engine speed sensor 9 and a control device 110 are provided.
  • the inverter 107 is configured to be able to simultaneously drive the plurality of motors by superimposing currents for driving the plurality of motors on each other.
  • the switch 108 controls the motor generator control state (M / G control) in which the inverter 107 controls the motor generator 3, the pump motor control state (P / M control) in which the inverter 107 controls the pump driving motor 5, Selectively controls both the motor generator 3 and the pump drive motor 5 in the simultaneous control state.
  • switch 108 has a first switch 108a interposed in a circuit connecting inverter 107 to motor generator 3 and a second switch 108b interposed in a circuit connecting inverter 107 to pump driving motor 5. .
  • the control device 110 opens the first switch 108a while keeping the second switch 108b closed, thereby switching the inverter 107 to a pump motor control state in which the inverter 107 drives only the pump driving motor 5. .
  • FIG. 5 is a flowchart illustrating control of the accessory system 101 shown in FIG.
  • FIG. 6 is a graph showing a temporal change of the engine speed in the control shown in FIG.
  • Steps S1, S2 and S4 are the same as in the first embodiment.
  • control device 110 When it is determined that the engine speed is less than the ignition speed R IG (step S13: N), control device 110 maintains switch 108 in the motor generator control state (step S2). On the other hand, when it is determined that the engine speed is equal to or higher than the ignition speed R IG (step S13: Y), the control device 110 switches the switch 108 to the simultaneous control state, and the inverter 7 drives the motor generator 3 and the pump. Both motors 5 are driven (step S14).
  • control device 110 determines whether or not a predetermined switching condition has been satisfied (step S15). Specifically, it is determined whether or not the engine 2 is ignited by the fuel supplied from the fuel supply pump 4 to increase the engine speed, and the engine speed becomes equal to or higher than a predetermined self-sustained rotation threshold value RS (step S1). S15).
  • the self-sustained rotation threshold value R S is defined as the engine revolution speed when the engine revolution speed is not sufficiently increased due to the mechanical resistance of the engine 2 even if the engine 2 ignites and the self-sustained revolution threshold value R S is not reached. Is the number of revolutions that cannot be reached stably. That is, in order for the engine speed to stably reach the idle speed R ID , the engine speed must be equal to or greater than the ignition speed R IG and then equal to or greater than the self-sustained rotation threshold R S.
  • the self-sustaining rotation threshold value R S is set to a value between the ignition rotation speed R IG and the idle rotation speed R ID , but is not necessarily required to be set to such a value. In other words, if the simultaneous control for controlling both the motor generator 3 and the pump drive motor 5 by the inverter 107 is allowed to be long, and it is important to ensure that the engine speed reaches the idle speed, the self-support The rotation threshold value R S may be set to be equal to or greater than the idle rotation speed R ID .
  • step S15: N When it is determined that the engine speed is not equal to or higher than the independent rotation threshold value R S (step S15: N), the control device 110 maintains the simultaneous control state (step S14). On the other hand, if it is determined that the engine speed has become equal to or greater than the self-sustained rotation threshold value R S (step S15: Y), the control device 110 switches the switch 108 to the pump motor control state, and the inverter 107 controls only the pump driving motor 5 Is driven (step S4).
  • the pump is maintained while the engine 2 is driven by the motor generator 3. Since fuel is supplied by the drive motor 5, the engine speed is prevented from decreasing during the period from the start of the pump motor control state to the completion of ignition. Therefore, it is not necessary to set the threshold rotation speed to a value larger than the ignition rotation speed RIG , and it is possible to prevent the time required for starting the engine 2 from being lengthened.
  • the rotation of the engine 2 is continued to be driven by the motor generator 3 and the engine speed is set to the self-sustained rotation threshold R S. Therefore, the engine 2 can also stably reach the idle speed.
  • the configuration for determining whether or not the engine speed has become equal to or greater than the predetermined self-sustained rotation threshold value RS in step S15 is not essential.
  • the switching condition in step S15 may be a condition that the rate of increase in the engine speed has increased by more than a predetermined width from the immediately preceding rate of increase.
  • the switching condition may be a condition that a predetermined time has elapsed from the start of driving of the pump driving motor 5.
  • the switching condition may be a condition that the ignition of the engine 2 is completed. That is, the switch 108 may be finally switched from the simultaneous control state to the pump motor control state.
  • the threshold rotation speed in step S13 is set to be the same as the ignition rotation speed R IG , but the threshold rotation speed may be set to a value slightly larger than the ignition rotation speed R IG .
  • FIG. 7 is a block diagram of an aircraft engine accessory system 201 according to the third embodiment.
  • the accessory system 201 of the third embodiment includes an engine 2, a motor generator 3, a first fuel supply pump 204A (accessory), a second fuel supply pump 204B, and a first pump driving motor 205A.
  • motor 205B for driving second pump (motor for auxiliary equipment)
  • converter 6 first inverter 207A, second inverter 207B, first switch 208A, second switch 208B, engine speed sensor 9 and
  • the control device 210 is provided.
  • the first fuel supply pump 204A and the second fuel supply pump 204B supply fuel to the engine 2, respectively.
  • the first pump driving motor 205A and the second pump driving motor 205B drive the first fuel supply pump 204A and the second fuel supply pump 204B, respectively.
  • the first inverter 207A and the second inverter 207B are configured to be able to control the first pump driving motor 205A and the second pump driving motor 205B, respectively, and to be able to control the motor generator 3.
  • the first switch 208A has a motor generator control state (M / G control) in which the first inverter 207A controls the motor generator 3 and a pump motor control state (P) in which the first inverter 207A controls the first pump driving motor 205A. / M control).
  • the second switch 208B has a motor generator control state (M / G control) in which the second inverter 207B controls the motor generator 3 and a pump motor control state (P) in which the second inverter 207B controls the second pump driving motor 205B. / M control).
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating control of the accessory system 201 shown in FIG.
  • FIG. 9 is a graph showing a temporal change of the engine speed in the control shown in FIG.
  • control device 210 Upon receiving the engine start command (step S1: Y), control device 210 sets first and second switches 208A and 208B in the motor generator control state, and drives motor generator 3 by first and second inverters 207A and 207B. (Step S22). At this time, the respective currents from the first and second inverters 207A and 207B are superimposed on each other and supplied to the motor generator 3.
  • step S13: N when it is determined that the engine rotation speed has become equal to or higher than the ignition rotation speed R IG (step S13: N), the control device 210 switches the first switch 208A while maintaining the second switch 208B in the motor generator control state. The state is switched to the pump motor control state, and the first pump driving motor 205A is driven by the first inverter 207A (step S24).
  • the control device 210 determines that the engine speed has become equal to or higher than the above-mentioned independent rotation threshold value RS by igniting the fuel supplied from the first fuel supply pump 204A in the engine 2 and increasing the engine speed.
  • Step S15: Y the second switch 208B is switched to the pump motor control state while the first switch 208A is maintained in the pump motor control state, and the second pump driving motor 205B is driven by the second inverter 207B.
  • Step S26 Note that the switching condition in step S15 is not limited to the threshold determination of the independent rotation threshold R S as described in the second embodiment.
  • the engine speed is prevented from decreasing during the period from the time when the engine speed exceeds the threshold ignition speed R IG until the time when the ignition is completed. Therefore, it is not necessary to set the threshold rotation speed to a value larger than the ignition rotation speed RIG , and it is possible to prevent the time required for starting the engine 2 from being lengthened.
  • the rotation of the engine 2 is continued to be driven by the motor generator 3 and the engine speed is reduced to the autonomous rotation threshold value R S. Since it can be increased, the engine 2 can also stably reach the idling speed.
  • the auxiliary system 201 can be made redundant.
  • the threshold rotation speed is set to be the same as the ignition rotation speed R IG , but the threshold rotation speed may be set to a value slightly larger than the ignition rotation speed R IG .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)

Abstract

補機システムは、モータジェネレータと、補機用モータと、前記モータジェネレータの発生電力を変換するコンバータと、前記モータジェネレータ及び前記補機用モータを駆動可能なインバータと、前記インバータが前記モータジェネレータを制御するモータジェネレータ制御状態と、前記インバータが前記補機用モータを制御する補機用モータ制御状態とに切り替え可能なスイッチと、前記スイッチを制御する制御装置と、を備える。前記制御装置は、モータジェネレータ駆動指令が発生したとの条件が成立したときに前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、前記条件が不成立のときに前記スイッチを前記補機用モータ制御状態にする。

Description

航空機エンジンの補機システム
　本発明は、航空機エンジンの補機システムに関する。
　近年の電動化の流れにより航空機には電動モータが多く搭載される傾向にある（例えば、特許文献１参照）。航空機エンジンは圧縮空気を用いて始動されるのが通常であるが、電動化の一例として、電動のモータジェネレータにより始動することが考えられる。
特開２０１７－１００５６８号公報
　ところで、モータジェネレータの制御ユニットには、モータジェネレータをアクチュエータとして利用するインバータ機能と、モータジェネレータを発電機として利用するコンバータ機能との両方を有するものがある。しかし、インバータ機能及びコンバータ機能を有する制御ユニットは、電力量の増加に伴って大型化して、重量増加を招く問題がある。
　そこで本発明は、航空機エンジンにモータジェネレータを設けながらも、モータジェネレータを制御するための装置を小型化して重量増加を抑制することを目的とする。
　本発明の一態様に係る航空機エンジンの補機システムは、航空機エンジンを駆動するモータジェネレータと、前記航空機エンジンに搭載された補機を駆動する補機用モータと、前記モータジェネレータの発生電力を変換するコンバータと、前記コンバータとは別体であり、前記モータジェネレータ及び前記補機用モータを駆動可能なインバータと、前記インバータが前記モータジェネレータを制御するモータジェネレータ制御状態と、前記インバータが前記補機用モータを制御する補機用モータ制御状態とに切り替え可能なスイッチと、前記スイッチを制御する制御装置と、を備え、前記制御装置は、モータジェネレータ駆動指令が発生したとの条件が成立したときに前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、前記条件が不成立のときに前記スイッチを前記補機用モータ制御状態にする。
　前記構成によれば、コンバータをインバータとは別に設けたので、インバータ機能及びコンバータ機能の両方を有する制御ユニットに比べ、コンバータの小型化に寄与し得る。そして、インバータの駆動対象を切り替え可能とし、補機用モータを駆動するインバータが、モータジェネレータを駆動するインバータとしても利用されるので、モータジェネレータ専用にインバータを設ける必要もない。よって、航空機エンジンにモータジェネレータを設けながらも、モータジェネレータを制御するための装置を全体として小型化でき、重量増加を抑制することができる。
　前記制御装置は、前記航空機エンジンの回転数が所定の閾値回転数未満であるときに前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる構成としてもよい。
　前記構成によれば、エンジン回転数が低いときにモータジェネレータでエンジンを駆動する一方で、エンジン回転数が上がってモータジェネレータによるエンジンの駆動が不要な状態ではインバータを補機用モータの駆動に利用することで、インバータを効率良く共用することができる。
　前記補機用モータは、前記航空機エンジンの燃料供給ポンプを駆動するポンプ駆動用モータであり、前記閾値回転数は、前記航空機エンジンの所定の着火回転数よりも大きい値に設定されている構成としてもよい。
　前記構成によれば、航空機エンジンが着火回転数よりも大きい値である閾値回転数に到達した後に、エンジンに燃料を供給するためにモータジェネレータ制御状態から補機用モータ制御状態に切り替えるので、補機用モータ制御状態が開始されてから着火完了するまでの間にモータジェネレータが機能しないことで航空機エンジンの回転数が減少しても、着火時にエンジン回転数が着火回転数を下回ることを防止できる。
　前記補機用モータは、前記航空機エンジンの燃料供給ポンプを駆動するポンプ駆動用モータであり、前記スイッチは、前記インバータが前記モータジェネレータ及び前記ポンプ駆動モータの両方を制御する同時制御状態にも切り替え可能に構成されており、前記制御装置は、前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数未満であるときは、前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にとし、前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達すると、前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記同時制御状態に切り替え、所定の切替条件の成立後に、前記スイッチを前記同時制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替える構成としてもよい。
　前記構成によれば、航空機エンジンの回転数が閾値回転数に到達してから着火完了するまでの間は、モータジェネレータにより航空機エンジンを駆動した状態を保ちながらポンプ駆動モータにより燃料供給が行われるので、補機用モータ制御状態が開始されてから着火されるまでの間に航空機エンジンの回転数が減少することが防止される。よって、閾値回転数を着火回転数よりも大きい値に設定する必要がなく、航空機エンジンがアイドル回転数に到達するまでに掛かる時間が長くなるのを防止できる。
　前記少なくとも１つの補機用モータは、前記航空機エンジンの第１及び第２燃料供給ポンプを夫々駆動する第１及び第２ポンプ駆動用モータを含み、前記少なくとも１つのインバータは、前記第１及び第２ポンプ駆動用モータを夫々駆動可能な第１及び第２インタバータを含み、前記少なくとも１つのスイッチは、前記第１インバータと前記第１ポンプ駆動用モータとの間に介設された第１スイッチと、前記第２インバータと前記第２ポンプ駆動用モータとの間に介設された第２スイッチとを含み、前記制御装置は、前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数未満であるときは、前記第１及び第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達すると、前記第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にしたまま前記第１スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替え、所定の切替条件の成立後に、前記第１スイッチを前記補機用モータ制御状態にしたまま前記第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替える構成としてもよい。
　前記構成によれば、航空機エンジンの回転数が閾値回転数に到達してから着火完了するまでの間は、モータジェネレータにより航空機エンジンを駆動した状態を保ちながら第１ポンプ駆動モータにより燃料供給が行われるので、エンジン回転数が閾値回転数に到達してから着火されるまでの間に航空機エンジンの回転数が減少することが防止される。よって、閾値回転数を着火回転数よりも大きい値に設定する必要がなく、航空機エンジンがアイドル回転数に到達するまでに掛かる時間が長くなるのを防止できる。
　前記切替条件は、前記航空機エンジンの回転数が所定の自立回転閾値に到達したとの条件である構成としてもよい。
　前記構成によれば、エンジン着火後もモータジェネレータでエンジンの回転を駆動し続けてエンジン回転数を自立回転閾値まで増加させるので、エンジンを安定的にアイドル回転数に到達させることができる。
　前記制御装置は、前記航空機エンジンが停止した状態から前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達するまでの段階で前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる構成としてもよい。
　前記構成によれば、エンジンの始動時にモータジェネレータでエンジンを駆動する一方で、エンジン始動にモータジェネレータによるエンジンの駆動が不要になった状態ではインバータを補機用モータに利用することで、インバータを効率良く共用することができる。
　本発明によれば、航空機エンジンにモータジェネレータを設けながらも、モータジェネレータを制御するための装置を小型化して重量増加を抑制できる。
第１実施形態に係る航空機エンジンの補機システムのブロック図である。 図１に示す補機システムの制御を説明するフローチャートである。 図２に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。 第２実施形態に係る航空機エンジンの補機システムのブロック図である。 図４に示す補機システムの制御を説明するフローチャートである。 図５に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。 第３実施形態に係る航空機エンジンの補機システムのブロック図である。 図７に示す補機システムの制御を説明するフローチャートである。 図８に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。
　以下、図面を参照して実施形態を説明する。
　（第１実施形態）
　図１は、第１実施形態に係る航空機エンジンの補機システムのブロック図である。図１に示すように、航空機エンジンの補機システム１は、エンジン２、モータジェネレータ３、燃料供給ポンプ４（補機）、ポンプ駆動用モータ５（補機用モータ）、コンバータ６、インバータ７、スイッチ８、エンジン回転数センサ９及び制御装置１０を備える。
　エンジン２は、航空機のガスタービンエンジンである。モータジェネレータ３は、エンジン２の始動時にエンジン回転軸に回転動力を付与してエンジン２を駆動するスタータモータ、又は、エンジン２の稼働中に回転をアシストするためにエンジン２を駆動するアシストモータとしての機能を有する。また、モータジェネレータ３は、エンジン２の始動後の稼働中にエンジン２の回転動力を用いて発電する発電機としての機能を有する。燃料供給ポンプ４は、エンジン２に燃焼用の燃料を供給するポンプである。即ち、燃料供給ポンプ４は、エンジン２に搭載された補機の一例である。ポンプ駆動用モータ５は、燃料供給ポンプ４を動作させるアクチュエータである。即ち、ポンプ駆動用モータ５は、補機用モータの一例である。なお、インバータ７が駆動する補機は、ポンプ駆動用モータ５以外の補機でもよいし、複数の補機でもよい。
　コンバータ６は、モータジェネレータ３の発生電力を交流から直流に変換する。インバータ７は、モータジェネレータ３及びポンプ駆動用モータ５を駆動するもので、電源（図示せず）の直流を交流に変換する。本実施形態では、コンバータ６とインバータ７とは、互いに別体であり、別々の装置として提供されている。コンバータ６の電流が流れる回路と、インバータ７の電流が流れる回路とは、互いに異なる。
　スイッチ８は、インバータ７がモータジェネレータ３を制御するモータジェネレータ制御状態（Ｍ／Ｇ制御）と、インバータ７がポンプ駆動用モータ５を制御するポンプモータ制御状態（Ｐ／Ｍ制御）と、を選択的に切り替える。エンジン回転数センサ９は、エンジン２の回転軸の回転数を検出するセンサである。
　制御装置１０は、モータジェネレータ駆動指令が発生したとの条件が成立したときにスイッチ８をモータジェネレータ３側に接続したモータジェネレータ制御状態とし、当該条件が不成立のときにスイッチ８をポンプ駆動用モータ５側に接続したポンプモータ制御状態（補機用モータ制御状態）にする。ここでは、モータジェネレータ制御状態では、インバータ７がモータジェネレータ３のみを駆動し、ポンプモータ制御状態では、インバータ７がポンプ駆動用モータ５のみを駆動してもよい。制御装置１０は、エンジン回転数センサ９で検出されるエンジン回転数が所定値未満であるときに前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる。例えば、制御装置１０は、エンジン２が停止した状態からエンジン回転数が所定の閾値回転数ＲTHに到達するまでの始動初期段階に前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる。
　図２は、図１に示す補機システム１の制御を説明するフローチャートである。図３は、図２に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。以下、図１及び３を適宜参照しながら図２の流れに沿って説明する。まず、制御装置１０は、エンジン２の停止状態においてエンジン始動指令を受信したか否かを判定する（ステップＳ１）。エンジン始動指令は、航空機のパイロットの操作により発生する。制御装置１０は、エンジン始動指令を受信すると（ステップＳ１：Ｙ）、前記モータジェネレータ駆動指令を発生させ、スイッチ８をモータジェネレータ制御状態にしてインバータ７によりモータジェネレータ３を駆動する（ステップＳ２）。
　次いで、制御装置１０は、エンジン回転数センサ９で検出されるエンジン回転数が閾値回転数ＲTH以上になったか否かを判定する（ステップＳ３）。ここで、閾値回転数ＲTHは、エンジン２の所定の着火回転数ＲIGよりも大きい値に設定されている。着火回転数ＲTHは、モータジェネレータ３の駆動力がなくてもエンジン２が燃料供給ポンプ４からの燃料を燃焼させることが可能な下限回転数としてエンジンの仕様に応じて決められた値である。
　エンジン回転数が閾値回転数ＲTH未満であると判定されると（ステップＳ３：Ｎ）、制御装置１０は、スイッチ８をモータジェネレータ制御状態に維持する（ステップＳ２）。他方、エンジン回転数が閾値回転数ＲTH以上であると判定されると（ステップＳ３：Ｙ）、制御装置１０は、前記モータジェネレータ駆動指令を停止し、スイッチ８をポンプモータ制御状態に切り替えてインバータ７によりポンプ駆動用モータ５を駆動する（ステップＳ４）。
　その際、エンジン２が着火回転数ＲIGよりも大きい値である閾値回転数ＲTHに到達した後に、スイッチ８をモータジェネレータ制御状態からポンプモータ制御状態に切り替えるので、ポンプモータ制御状態が開始されてから着火完了するまでの間にモータジェネレータ３が機能しないことでエンジン回転数が減少しても、着火時にエンジン回転数が着火回転数ＲIGを下回ることを防止できる。そして、エンジン２の燃焼によりエンジン回転数が上昇してアイドル回転数ＲIDに到達することになる。
　以上に説明した構成によれば、コンバータ６をインバータ７とは別に設けたので、インバータ機能及びコンバータ機能の両方を有する制御ユニットと比べ、コンバータ６は小型化され得る。例えば、インバータ機能及びコンバータ機能の両方を有するユニット（インバータ－コンバータ）は、主にスイッチング半導体素子で構成されることが多いが、コンバータ機能のみに絞ると、回路構成を全波整流及びDC-DC変換回路などの別回路で構成することもでき、コンバータをインバータ－コンバータよりも小型化できる。
　そして、インバータ７の駆動対象を切り替え可能とし、ポンプ駆動用モータ５を駆動するインバータ７が、モータジェネレータ３を駆動するインバータ７としても利用されるので、モータジェネレータ専用にインバータを設ける必要もない。よって、エンジン２にモータジェネレータ３を設けながらも、モータジェネレータ３を制御するための装置を全体として小型化でき、重量増加を抑制することができる。
　また、エンジン回転数が低いときにモータジェネレータ３でエンジン２を駆動する一方で、エンジン回転数が上がってモータジェネレータ３によるエンジン２の駆動が不要になった状態ではインバータ７をポンプ駆動用モータ５の駆動に利用することで、インバータ７を効率良く共用することができる。
　なお、制御装置１０は、エンジン２の始動時にスイッチ８をモータジェネレータ制御状態にする構成としたが、エンジン２の稼働中に同様の制御を行ってもよい。具体的には、エンジンが失火してエンジン回転数が所定値未満になったときに、モータジェネレータ駆動指令を発生させてスイッチ８をポンプモータ制御状態からモータジェネレータ制御状態に移行させ、エンジン回転数が再び所定値以上になったときに、モータジェネレータ駆動指令を停止させてスイッチ８をモータジェネレータ制御状態からポンプモータ制御状態に移行させ、再着火を行う構成としてもよい。
　（第２実施形態）
　図４は、第２実施形態に係る航空機エンジンの補機システム１０１のブロック図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して詳細な説明を省略する。図４に示すように、第２実施形態の補機システム１０１は、エンジン２、モータジェネレータ３、燃料供給ポンプ４（補機）、ポンプ駆動用モータ５（補機用モータ）、コンバータ６、インバータ１０７、スイッチ１０８、エンジン回転数センサ９及び制御装置１１０を備える。
　インバータ１０７は、複数のモータを夫々駆動する電流を互いに重畳させることで当該複数のモータを同時に駆動可能に構成されている。スイッチ１０８は、インバータ１０７がモータジェネレータ３を制御するモータジェネレータ制御状態（Ｍ／Ｇ制御）と、インバータ１０７がポンプ駆動用モータ５を制御するポンプモータ制御状態（Ｐ／Ｍ制御）と、インバータ１０７がモータジェネレータ３及びポンプ駆動モータ５の両方を制御する同時制御状態と、を選択的に切り替える。具体的には、スイッチ１０８は、インバータ１０７をモータジェネレータ３に接続する回路に介在する第１スイッチ１０８ａと、インバータ１０７をポンプ駆動用モータ５に接続する回路に介在する第２スイッチ１０８ｂとを有する。
　制御装置１１０は、エンジン２が停止した状態からエンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達するまでは、第２スイッチ１０８ｂを開いた状態で第１スイッチ１０８ａを閉じることで、インバータ７がモータジェネレータ３のみを駆動するモータジェネレータ制御状態にする。制御装置１１０は、エンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達すると、第１スイッチ１０８ａを閉じた状態のまま第２スイッチ１０８ｂを閉じることで、インバータ１０７がモータジェネレータ３及びポンプ駆動用モータ５の両方を駆動する同時制御状態に切り替える。制御装置１１０は、エンジン２の着火が完了すると、第２スイッチ１０８ｂを閉じた状態のまま第１スイッチ１０８ａを開くことで、インバータ１０７がポンプ駆動用モータ５のみを駆動するポンプモータ制御状態に切り替える。
　図５は、図４に示す補機システム１０１の制御を説明するフローチャートである。図６は、図５に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。以下、図４及び６を適宜参照しながら図５の流れに沿って説明する。ステップＳ１，Ｓ２及びＳ４は、第１実施形態と同じである。制御装置１１０は、モータジェネレータ３のみを駆動する状態において、エンジン回転数が着火回転数ＲIG（＝閾値回転数）以上になったか否かを判定する（ステップＳ１３）。
　エンジン回転数が着火回転数ＲIG未満であると判定されると（ステップＳ１３：Ｎ）、制御装置１１０は、スイッチ１０８をモータジェネレータ制御状態に維持する（ステップＳ２）。他方、エンジン回転数が着火回転数ＲIG以上であると判定されると（ステップＳ１３：Ｙ）、制御装置１１０は、スイッチ１０８を同時制御状態に切り替えてインバータ７によりモータジェネレータ３及びポンプ駆動用モータ５の両方を駆動する（ステップＳ１４）。
　次いで、制御装置１１０は、所定の切替条件が成立したか否かを判定する（ステップＳ１５）。具体的には、エンジン２において燃料供給ポンプ４から供給される燃料により着火してエンジン回転数が増加し、エンジン回転数が所定の自立回転閾値ＲS以上になったか否かを判定する（ステップＳ１５）。なお、自立回転閾値ＲSとは、エンジン２が着火してもエンジン２の機械抵抗等によりエンジン回転数の上昇が不十分で自立回転閾値ＲSに到達しなければ、エンジン２をアイドル回転数に安定的に到達させることができない回転数のことである。即ち、エンジン回転数がアイドル回転数ＲIDに安定的に到達するためには、エンジン回転数が着火回転数ＲIG以上になってから更に自立回転閾値ＲS以上になることが必要になる。
　なお、本実施形態においては、自立回転閾値ＲSは、着火回転数ＲIGとアイドル回転数ＲIDとの間の値に設定されるが、必ずしもそのような値にしなくてもよい。即ち、インバータ１０７がモータジェネレータ３及びポンプ駆動モータ５の両方を制御する同時制御が長くなることを許容し、エンジン回転数が確実にアイドル回転数への到達することを重視する場合には、自立回転閾値ＲSをアイドル回転数ＲID以上に設定してもよい。
　エンジン回転数が自立回転閾値ＲS以上になっていないと判定されると（ステップＳ１５：Ｎ）、制御装置１１０は、同時制御状態を維持する（ステップＳ１４）。他方、エンジン回転数が自立回転閾値ＲS以上になったと判定されると（ステップＳ１５：Ｙ）、制御装置１１０は、スイッチ１０８をポンプモータ制御状態に切り替えてインバータ１０７によりポンプ駆動用モータ５のみを駆動する（ステップＳ４）。
　以上の構成によれば、エンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達してから着火が完了するまでの間は、モータジェネレータ３によりエンジン２を駆動した状態を保ちながらポンプ駆動用モータ５により燃料供給が行われるので、ポンプモータ制御状態が開始されてから着火完了するまでの間にエンジン回転数が減少することが防止される。よって、閾値回転数を着火回転数ＲIGよりも大きい値に設定する必要がなく、エンジン２の始動に掛かる時間が長くなるのを防止できる。
　また、エンジン着火後もモータジェネレータ３とポンプ駆動用モータ５との両方を駆動する同時制御を継続すれば、モータジェネレータ３でエンジン２の回転を駆動し続けてエンジン回転数を自立回転閾値ＲSまで増加させることができるので、エンジン２をアイドル回転数に安定的に到達させることもできる。
　なお、ステップＳ１５においてエンジン回転数が所定の自立回転閾値ＲS以上になったか否かを判定する構成は必須ではない。例えば、ステップＳ１５における切替条件は、エンジン回転数の上昇率が直前の上昇率よりも所定幅を超えて増加したとの条件でもよい。また、切替条件は、ポンプ駆動用モータ５を駆動開始してから所定時間経過したとの条件でもよい。さらに、切替条件は、エンジン２が着火完了したとの条件でもよい。即ち、スイッチ１０８が最終的に同時制御状態からポンプモータ制御状態に切り替えられればよい。また、図６の例では、ステップＳ１３の閾値回転数を着火回転数ＲIGと同じに設定したが、当該閾値回転数を着火回転数ＲIGより若干大きい値にしても構わない。
　（第３実施形態）
　図７は、第３実施形態に係る航空機エンジンの補機システム２０１のブロック図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して詳細な説明を省略する。図７に示すように、第３実施形態の補機システム２０１は、エンジン２、モータジェネレータ３、第１燃料供給ポンプ２０４Ａ（補機）、第２燃料供給ポンプ２０４Ｂ、第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａ（補機用モータ）、第２ポンプ駆動用モータ２０５Ｂ（補機用モータ）、コンバータ６、第１インバータ２０７Ａ、第２インバータ２０７Ｂ、第１スイッチ２０８Ａ、第２スイッチ２０８Ｂ、エンジン回転数センサ９及び制御装置２１０を備える。
　第１燃料供給ポンプ２０４Ａ及び第２燃料供給ポンプ２０４Ｂは、それぞれエンジン２に燃料を供給する。第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａ及び第２ポンプ駆動用モータ２０５Ｂは、それぞれ第１燃料供給ポンプ２０４Ａ及び第２燃料供給ポンプ２０４Ｂを駆動する。第１インバータ２０７Ａ及び第２インバータ２０７Ｂは、第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａ及び第２ポンプ駆動用モータ２０５Ｂを夫々制御可能で、かつ、モータジェネレータ３を制御可能に構成されている。
　第１スイッチ２０８Ａは、第１インバータ２０７Ａがモータジェネレータ３を制御するモータジェネレータ制御状態（Ｍ／Ｇ制御）と、第１インバータ２０７Ａが第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａを制御するポンプモータ制御状態（Ｐ／Ｍ制御）とを選択的に切り替える。第２スイッチ２０８Ｂは、第２インバータ２０７Ｂがモータジェネレータ３を制御するモータジェネレータ制御状態（Ｍ／Ｇ制御）と、第２インバータ２０７Ｂが第２ポンプ駆動用モータ２０５Ｂを制御するポンプモータ制御状態（Ｐ／Ｍ制御）とを選択的に切り替える。
　制御装置２１０は、エンジン２が停止した状態からエンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達するまでは、第１及び第２スイッチ２０８Ａ，２０８Ｂをモータジェネレータ制御状態（Ｍ／Ｇ制御）にする。制御装置２１０は、エンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達すると、第２スイッチ２０８Ｂをモータジェネレータ制御状態にしたままの状態で第１スイッチ２０８Ａをポンプモータ制御状態（Ｐ／Ｍ制御）に切り替える。制御装置２１０は、エンジン２の着火が完了すると、第１スイッチ２０８Ａをポンプモータ制御状態にした状態のまま第２スイッチ２０８Ｂをモータジェネレータ制御状態にしたままの状態で第１スイッチ２０８Ａをポンプモータ制御状態に切り替える。
　図８は、図７に示す補機システム２０１の制御を説明するフローチャートである。図９は、図８に示す制御におけるエンジン回転数の時間的変化を示すグラフである。以下、図７及び９を適宜参照しながら図８の流れに沿って説明する。制御装置２１０は、エンジン始動指令を受信すると（ステップＳ１：Ｙ）、第１及び第２スイッチ２０８Ａ，２０８Ｂをモータジェネレータ制御状態にして第１及び第２インバータ２０７Ａ，２０７Ｂによりモータジェネレータ３を駆動する（ステップＳ２２）。このとき、第１及び第２インバータ２０７Ａ，２０７Ｂからの各電流は互いに重畳されてモータジェネレータ３に供給される。
　次いで、制御装置２１０は、エンジン回転数が着火回転数ＲIG以上になったと判定されると（ステップＳ１３：Ｎ）、第２スイッチ２０８Ｂをモータジェネレータ制御状態に維持したまま、第１スイッチ２０８Ａをポンプモータ制御状態に切り替えて第１インタバータ２０７Ａにより第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａを駆動する（ステップＳ２４）。
　次いで、制御装置２１０は、エンジン２において第１燃料供給ポンプ２０４Ａから供給される燃料により着火してエンジン回転数が増加することで、エンジン回転数が前述の自立回転閾値ＲS以上になったと判定されると（ステップＳ１５：Ｙ）、第１スイッチ２０８Ａをポンプモータ制御状態に維持したまま、第２スイッチ２０８Ｂをポンプモータ制御状態に切り替えて第２インタバータ２０７Ｂにより第２ポンプ駆動用モータ２０５Ｂを駆動する（ステップＳ２６）。なお、ステップＳ１５における切替条件は、第２実施形態で述べように、自立回転閾値ＲSの閾値判定には限られない。
　以上の構成によれば、エンジン回転数が閾値回転数（＝着火回転数ＲIG）に到達してから着火が完了するまでの間は、モータジェネレータ３によりエンジン２を駆動した状態を保ちながら第１ポンプ駆動用モータ２０５Ａにより燃料供給が行われるので、エンジン回転数が閾値着火回転数ＲIGを超えてから着火完了するまでの間にエンジン回転数が減少することが防止される。よって、閾値回転数を着火回転数ＲIGよりも大きい値に設定する必要がなく、エンジン２の始動に掛かる時間が長くなるのを防止できる。
　また、エンジン着火後もモータジェネレータ３とポンプ駆動用モータ２０５Ａとの両方を駆動する制御を継続すれば、モータジェネレータ３でエンジン２の回転を駆動し続けてエンジン回転数を自立回転閾値ＲSまで増加させることができるので、エンジン２をアイドル回転数に安定的に到達させることもできる。
　また、燃料供給ポンプ２０４Ａ，２０４Ｂ、ポンプ駆動用モータ２０５Ａ，２０５Ｂ及びインバータ２０７Ａ，２０７Ｂ、スイッチ２０８Ａ，２０８Ｂがそれぞれ複数あるため、補機システム２０１の冗長化を図ることもできる。なお、図９の例では、閾値回転数を着火回転数ＲIGと同じに設定したが、当該閾値回転数を着火回転数ＲIGより若干大きい値にしても構わない。
　１，１０１，２０１　補機システム
　２　エンジン
　３　モータジェネレータ
　４，２０４Ａ，２０４Ｂ　燃料供給ポンプ（補機）
　５，２０５Ａ，２０５Ｂ　ポンプ駆動用モータ（補機用モータ）
　６　コンバータ
　７，１０７，２０７Ａ，２０７Ｂ　インバータ
　８，１０８，２０８Ａ，２０８Ｂ　スイッチ
　１０，１１０，２１０　制御装置

Claims (7)

  1. 　航空機エンジンを駆動するモータジェネレータと、
    　前記航空機エンジンに搭載された補機を駆動する少なくとも１つの補機用モータと、
    　前記モータジェネレータの発生電力を変換するコンバータと、
    　前記コンバータとは別体であり、前記モータジェネレータ及び前記補機用モータを駆動可能な少なくとも１つのインバータと、
    　前記インバータが前記モータジェネレータを制御するモータジェネレータ制御状態と、前記インバータが前記補機用モータを制御する補機用モータ制御状態とに切り替え可能な少なくとも１つのスイッチと、
    　前記スイッチを制御する制御装置と、を備え、
    　前記制御装置は、モータジェネレータ駆動指令が発生したとの条件が成立したときに前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、前記条件が不成立のときに前記スイッチを前記補機用モータ制御状態にする、航空機エンジンの補機システム。
  2. 　前記制御装置は、前記航空機エンジンの回転数が所定の閾値回転数未満であるときに前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる、請求項１に記載の航空機エンジンの補機システム。
  3. 　前記補機用モータは、前記航空機エンジンの燃料供給ポンプを駆動するポンプ駆動用モータであり、
    　前記閾値回転数は、前記航空機エンジンの所定の着火回転数よりも大きい値に設定されている、請求項２に記載の航空機エンジンの補機システム。
  4. 　前記補機用モータは、前記航空機エンジンの燃料供給ポンプを駆動するポンプ駆動用モータであり、
    　前記スイッチは、前記インバータが前記モータジェネレータ及び前記ポンプ駆動モータの両方を制御する同時制御状態にも切り替え可能に構成されており、
    　前記制御装置は、
    　　前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数未満であるときは、前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、
    　　前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達すると、前記スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記同時制御状態に切り替え、
    　　所定の切替条件の成立後に、前記スイッチを前記同時制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替える、請求項２に記載の航空機エンジンの補機システム。
  5. 　前記少なくとも１つの補機用モータは、前記航空機エンジンの第１及び第２燃料供給ポンプを夫々駆動する第１及び第２ポンプ駆動用モータを含み、
    　前記少なくとも１つのインバータは、前記第１及び第２ポンプ駆動用モータを夫々駆動可能な第１及び第２インタバータを含み、
    　前記少なくとも１つのスイッチは、前記第１インバータと前記第１ポンプ駆動用モータとの間に介設された第１スイッチと、前記第２インバータと前記第２ポンプ駆動用モータとの間に介設された第２スイッチとを含み、
    　前記制御装置は、
    　　前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数未満であるときは、前記第１及び第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にし、
    　　前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達すると、前記第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態にしたまま前記第１スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替え、
    　　所定の切替条件の成立後に、前記第１スイッチを前記補機用モータ制御状態にしたまま前記第２スイッチを前記モータジェネレータ制御状態から前記補機用モータ制御状態に切り替える、請求項２に記載の航空機エンジンの補機システム。
  6. 　前記切替条件は、前記航空機エンジンの回転数が所定の自立回転閾値に到達したとの条件である、請求項５に記載の航空機エンジンの補機システム。
  7. 　前記制御装置は、前記航空機エンジンが停止した状態から前記航空機エンジンの回転数が前記閾値回転数に到達するまでの段階で前記モータジェネレータ駆動指令を発生させる、請求項２乃至６のいずれか１項に記載の航空機エンジンの補機システム。
     
PCT/JP2019/038208 2018-09-27 2019-09-27 航空機エンジンの補機システム WO2020067446A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP19867275.0A EP3858738B1 (en) 2018-09-27 2019-09-27 Auxiliary system for aircraft engine
US17/279,138 US11384694B2 (en) 2018-09-27 2019-09-27 Auxiliary device system of aircraft engine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2018181597A JP7128704B2 (ja) 2018-09-27 2018-09-27 航空機エンジンの補機システム
JP2018-181597 2018-09-27

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020067446A1 true WO2020067446A1 (ja) 2020-04-02

Family

ID=69953095

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2019/038208 WO2020067446A1 (ja) 2018-09-27 2019-09-27 航空機エンジンの補機システム

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11384694B2 (ja)
EP (1) EP3858738B1 (ja)
JP (1) JP7128704B2 (ja)
WO (1) WO2020067446A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3992085A1 (en) * 2020-10-30 2022-05-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting methods for hybrid-electric aircraft

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230072590A1 (en) * 2021-09-08 2023-03-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Redundant electrically driven fuel and oil pumping system for gas turbines

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6277098A (ja) * 1985-09-25 1987-04-09 Toyota Motor Corp ガスタ−ビン発電装置
JP2009148073A (ja) * 2007-12-14 2009-07-02 Mazda Motor Corp バッテリの充電方法および充電装置
JP2009274522A (ja) * 2008-05-13 2009-11-26 Kawasaki Heavy Ind Ltd エンジンの発電・スタータ装置
US20150367950A1 (en) * 2013-03-14 2015-12-24 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
JP2017100568A (ja) 2015-12-02 2017-06-08 株式会社Ihi 航空機の電動タキシングシステム

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5152141A (en) * 1991-04-08 1992-10-06 Avco Corporation Management of electrically driven engine accessories
GB9924545D0 (en) * 1999-10-19 1999-12-22 Rolls Royce Plc Vehicle main and auxiliary power units
US7690205B2 (en) * 2005-09-20 2010-04-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engine cold start mechanization
JP5527883B2 (ja) * 2009-12-08 2014-06-25 住友建機株式会社 建設機械
CN107757927A (zh) * 2017-09-15 2018-03-06 太原理工大学 飞机辅助动力驱动系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6277098A (ja) * 1985-09-25 1987-04-09 Toyota Motor Corp ガスタ−ビン発電装置
JP2009148073A (ja) * 2007-12-14 2009-07-02 Mazda Motor Corp バッテリの充電方法および充電装置
JP2009274522A (ja) * 2008-05-13 2009-11-26 Kawasaki Heavy Ind Ltd エンジンの発電・スタータ装置
US20150367950A1 (en) * 2013-03-14 2015-12-24 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
JP2017100568A (ja) 2015-12-02 2017-06-08 株式会社Ihi 航空機の電動タキシングシステム

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3858738A4

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3992085A1 (en) * 2020-10-30 2022-05-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting methods for hybrid-electric aircraft
US11939073B2 (en) 2020-10-30 2024-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting methods for hybrid-electric aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
EP3858738A1 (en) 2021-08-04
EP3858738A4 (en) 2022-06-22
US11384694B2 (en) 2022-07-12
JP2020050145A (ja) 2020-04-02
EP3858738B1 (en) 2024-06-05
US20210396183A1 (en) 2021-12-23
JP7128704B2 (ja) 2022-08-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
AU2003204981B2 (en) Engine starting device with a starter-generator
WO2020067446A1 (ja) 航空機エンジンの補機システム
US20060150633A1 (en) Starting and controlling speed of a two spool gas turbine engine
JP2005287137A (ja) 平滑コンデンサの放電装置
JP5416060B2 (ja) 車両用電動オイルポンプの制御装置
JP2007224781A (ja) 分離充電補助電源を持つ点火又は燃料噴射システム
JP5419028B1 (ja) 主機軸駆動発電電動装置兼推進装置
JP2006340599A (ja) 車両用回転電機の制御装置
JPH0898431A (ja) 車両用電源装置
JP4166669B2 (ja) 車両用電力制御装置
JP2010275896A (ja) エンジン始動装置
JP4158640B2 (ja) 内燃機関の補機駆動制御装置
JP2006220004A (ja) 車両の熱電発電装置
KR20040040338A (ko) 내연 기관의 회전 속도의 오버슈트 억제 장치 및 억제 방법
JP5475267B2 (ja) エンジン発電機
JP6633180B2 (ja) エンジン装置の駆動システム
KR102162255B1 (ko) 하이브리드 펌프장치
US20130280101A1 (en) Electric pump device
JP2005155582A (ja) ハイブリッド車両の始動制御装置
JP2964646B2 (ja) ガスタービンエンジンの操作装置
KR102394863B1 (ko) 페일 세이프 주행유지방법 및 하이브리드 차량
JP4716426B2 (ja) ガスタービン発電機のバッテリ充電装置
JP6624969B2 (ja) エンジン発電機
JP4538210B2 (ja) 水車発電機の自動運転保護装置
JP6971058B2 (ja) 内燃機関始動装置

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 19867275

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2019867275

Country of ref document: EP

Effective date: 20210428