特許 6509874 タービンエンジンを確実に始動させるための方法およびシステム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6509874

(24)【登録日】2019年4月12日

(45)【発行日】2019年5月8日

(54)【発明の名称】タービンエンジンを確実に始動させるための方法およびシステム

(51)【国際特許分類】

   F02C 7/275 20060101AFI20190422BHJP

   F02C 7/32 20060101ALI20190422BHJP

   F02C 6/00 20060101ALI20190422BHJP

   F02C 7/26 20060101ALI20190422BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20190422BHJP

   F02C 3/04 20060101ALI20190422BHJP

   F01D 19/00 20060101ALI20190422BHJP

   H02P 9/04 20060101ALI20190422BHJP

   B64D 31/06 20060101ALI20190422BHJP

【ＦＩ】

   F02C7/275

   F02C7/32

   F02C6/00 B

   F02C7/26 Z

   F02C7/00 A

   F02C7/00 F

   F02C3/04

   F01D19/00 L

   F01D19/00 J

   H02P9/04 F

   B64D31/06

【請求項の数】16

【全頁数】19

(21)【出願番号】特願2016-542180(P2016-542180)

(86)(22)【出願日】2014年12月15日

(65)【公表番号】特表2017-503954(P2017-503954A)

(43)【公表日】2017年2月2日

(86)【国際出願番号】FR2014053334

(87)【国際公開番号】WO2015097361

(87)【国際公開日】20150702

【審査請求日】2017年11月10日

(31)【優先権主張番号】1363458

(32)【優先日】2013年12月23日

(33)【優先権主張国】FR

(73)【特許権者】

【識別番号】516235451

【氏名又は名称】サフラン・ヘリコプター・エンジンズ

(74)【代理人】

【識別番号】110001173

【氏名又は名称】特許業務法人川口國際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】プマレッド，バンサン

(72)【発明者】

【氏名】アリエ，ピエール

【審査官】 高吉 統久

(56)【参考文献】

【文献】 特開２００９−１５０３６２（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００６−００２７７１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 英国特許出願公告第００７４００９０（ＧＢ，Ａ）

【文献】 米国特許第０２９３８３３８（ＵＳ，Ａ）

【文献】 米国特許第０６１４７４１４（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開２００２−１６５４９７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平０８−２７７７２３（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｄ ３１／０６

Ｆ０１Ｄ １９／００

Ｆ０２Ｃ ３／０４

Ｆ０２Ｃ ６／００

Ｆ０２Ｃ ７／００

Ｆ０２Ｃ ７／２７５

Ｆ０２Ｃ ７／２６

Ｆ０２Ｃ ７／３２

Ｈ０２Ｐ ９／０４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

タービンエンジンを確実に始動するための始動システムであって、
蓄電池（１１０）と、ＤＣスタータ（１２０）と、電子調整コンピュータ（１４２、１４２’）と、伝動ギアボックス（１６２）と、始動段階の間、インジェクタへの燃料の分配を管理しかつ燃料を点火するための始動用付属品（１６８）と、ガス発生器（１６０）であって、それ自体が、フリータービン（１６７）とともに、圧縮機（１６４）、燃焼室（１６５）、および高圧タービン（１６６）を備えるガス発生器（１６０）と、を備え、
システムは、第１回路および第２回路であって、並列に接続され、かつ、前記蓄電池（１１０）と前記ＤＣスタータ（１２０）との間に配置された第１回路および第２回路を、さらに備え、
第１回路は、第１スイッチ（１３２）に直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）を備え、第２回路は、第２スイッチ（１３３）を備え、
システムは、圧縮機（１６４）の回転速度を感知するためのセンサ（１６３）と、フリータービン（１６７）への入口での温度を感知するためのセンサ（１５１）と、圧縮機（１６４）の回転速度を感知するための前記センサ（１６３）およびフリータービン（１６７）の入口温度を感知するための前記センサ（１５１）によって供給される情報に応じて、前記第１スイッチ（１３２）および前記第２スイッチ（１３３）を制御するための制御回路（１４１）とを、少なくともさらに備えることを特徴とする始動システム。

【請求項2】

ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）および第１スイッチ（１３２）と直列に第１回路内で接続されたダイオード（１３１）をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の始動システム。

【請求項3】

ＤＣスタータ（１２０）は、スタータ−発電機型であることを特徴とする請求項１または２に記載の始動システム。

【請求項4】

ＤＣスタータ（１２０）の回転速度を感知するためのセンサ（１６１）をさらに備え、
ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）は、前記第１スイッチ（１３２）が閉じられたときに、ＤＣスタータ（１２０）の回転速度を感知するためのセンサ（１６１）によってサーボ制御されるように構成されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項5】

ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）は、前記第１スイッチ（１３２）が閉じられたときに、圧縮機の回転速度を感知するための前記センサ（１６３）によってサーボ制御されるように構成されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項6】

ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）は、電磁適合性フィルタ（１３４）と、前負荷回路（１３５）と、降圧型チョッパ（１３６）とを備えることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項7】

電子調整コンピュータ（１４２）は、タービンエンジンの好ましい点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆを準備するためのユニットと、ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）に速度設定値Ｎｒｅｆを伝達するための伝達リンク（１４５）とを備えることを特徴とする請求項４に記載の始動システム。

【請求項8】

電子調整コンピュータ（１４２’）は、タービンエンジンの好ましい点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆを準備するためのユニットと、トルク設定値Ｃｒｅｆを準備するためのユニットと、トルク設定値ＣｒｅｆをＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）に伝達するための伝達リンク（１５２）とを備えることを特徴とする請求項５に記載の始動システム。

【請求項9】

電子調整コンピュータ（１４２、１４２’）は、第１スイッチ（１３２）および第２スイッチ（１３３）を作動させるためにヘリコプターの搭載ネットワークを管理するためのユニット（１４１）に適用される各論理信号ＳＬ１、ＳＬ２を準備するためのユニットを備えることを特徴とする請求項１から８のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項10】

電子調整コンピュータ（１４２，１４２’）は、圧縮機の回転速度ＮＧが所定閾値を超えたことを検出するための、第１スイッチ（１３２）および第２スイッチ（１３３）を非アクティブ化させるための、かつ、始動用付属品（１６８）を非アクティブ化するためのユニットを備えることを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項11】

ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）のための制御回路を備え、制御回路は、速度サーボ制御ループおよび電流サーボ制御ループの両方を備えることを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に記載の始動システム。

【請求項12】

前記速度サーボ制御ループおよび前記電流サーボ制御ループは、ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）を制御するための独立した制御回路に組み込まれていることを特徴とする請求項１１に記載の始動システム。

【請求項13】

前記速度サーボ制御ループは、前記電子調整コンピュータ（１４２’）に組み込まれ、かつ、前記電流サーボ制御ループは、ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）を制御するための独立した制御回路に組み込まれていることを特徴とする請求項１１に記載の始動システム。

【請求項14】

蓄電池（１１０）と、ＤＣスタータ（１２０）と、電子調整コンピュータ（１４２、１４２’）と、伝動ギアボックス（１６２）と、始動段階の間、インジェクタへの燃料の分配を管理しかつ燃料を点火するための始動用付属品（１６８）と、ガス発生器（１６０）であって、それ自体が、フリータービン（１６７）とともに、圧縮機（１６４）、燃焼室（１６５）、および高圧タービン（１６６）を備えるガス発生器（１６０）と、を備えるタービンエンジンを確実に始動するための始動方法であって、
第１回路および第２回路を並列に接続し、かつ、前記蓄電池（１１０）と前記ＤＣスタータ（１２０）との間に第１回路および第２回路を置く工程であって、第１回路は、第１スイッチ（１３２）に直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）を備え、第２回路は、第２スイッチ（１３３）を備える工程と、
圧縮機（１６４）の回転速度を測定する工程と、
フリータービン（１６７）の入口での温度を測定する工程と、
圧縮機（１６４）の回転速度およびフリータービン（１６７）の入口での温度に関する測定情報に応じて、前記第１スイッチ（１３２）および前記第２スイッチ（１３３）を制御する工程と、を備えることを特徴とする始動方法。

【請求項15】

始動を初期化するときに、始動用付属品（１６８）はアクティブ化され、かつ、同時に、速度設定値Ｎｒｅｆは前記ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）に伝達され、速度設定値はタービンの好ましい点火ウインドウに対応しており、
速度設定値Ｎｒｅｆまで前記圧縮機（１６４）による速度の取得を調整するように、圧縮機（１６４）を加速するために、その後、スタータ（１２０）に供給される電圧を調整するために、ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）をアクティブ化させる間、前記第１スイッチ（１３２）は閉じられ、
前記速度設定値Ｎｒｅｆが到達されたときに、タービンエンジンの燃焼室（１６５）が点火され、フリータービン（１６７）の入口での温度が測定され、
一旦、燃焼室（１６５）が点火したことを確認する温度における上昇が検出されると、第２スイッチ（１３３）が閉じられ、第１スイッチ（１３２）が開かれ、かつ、ＤＣ−ＤＣコンバータ（１３０）が非アクティブ化され、
圧縮機の回転速度が始動終了閾値を超えたことを検出した後に、始動用付属品（１６８）が非アクティブ化され、かつ、第２スイッチ（１３３）が開かれることを特徴とする請求項１４に記載の始動方法。

【請求項16】

航空機のタービンエンジンに適用されることを特徴とする請求項１から１３のいずれか一項に記載の始動システム。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、タービンエンジンを確実に始動させるための方法およびシステムに関する。

【0002】

本発明の適用分野は、より詳細には、ヘリコプター用のターボシャフトエンジンまたは固定翼航空機用のターボプロップのようなガスタービン航空機エンジンの始動を制御する分野、または飛行機に搭載されたガスタービン補助動力ユニット（ＡＰＵ）の始動を実際に制御する分野である。

【0003】

それにもかかわらず、本発明は、他の種類のタービンエンジン、例えば、産業用タービンに適用可能である。

【背景技術】

【0004】

既知の方法では、航空機のタービンエンジンは、燃焼室と、前記燃焼室に圧縮空気を供給するように圧縮機に取り付けられた圧縮機ホイールを有する圧縮機シャフトと、前記シャフトを回転駆動させるように前記シャフトに十分な始動トルクを供給するために、前記シャフトに接続された少なくとも１つのスタータまたはスタータ−発電機と、を備える。

【0005】

タービンエンジンを始動するために、スタータは、第１始動段階において圧縮機シャフトを加速することによって開始し、第１始動段階の間、始動インジェクタから上流の燃料回路は、加圧下に置かれ、かつ、パージされる。その後、第２始動段階では、燃料噴射が、エンジンの燃焼室内の前記燃料を点火する前に、開始される。最後に、第３始動段階の間、予め定義されたいくつかの回転速度で、スタータの動作が停止され、エンジンは、前記燃料の燃焼の結果として加速し続けることができる。

【0006】

燃料を点火させることを可能にするために、圧縮室に圧縮機ホイールによって供給される空気は、正確な燃料／空気比を保証するように、かつ、火炎を吹き消してしまうことを避けるために、燃料インジェクタでの特定の圧力条件および速度条件を満たさなければならない。しかし、燃焼室に圧縮機ホイールによって供給される空気の量は、圧縮機シャフトの回転速度に比例するので、ガス発生器シャフトの回転速度は、したがって「点火ウインドウ」と称される速度の範囲内になければならず、かつ、点火が正確に発生することを保証するのに十分な長さの時間の間、そのウインドウに留まる必要がある。

【0007】

従来、ほとんどすべての軽いまたは中間のヘリコプターのターボシャフトエンジン、重いヘリコプターのターボシャフトエンジンでさえも、また、軽い固定翼航空機の多数のターボプロップも、２８ボルト（Ｖ）でＤＣを給電される直流（ＤＣ）スタータ−発電機を使用して始動される。

【0008】

ＤＣスタータの主な利点は、以下の事実にある。ＤＣスタータは、比較的簡単かつよく理解されたロバストな設計の電気機械であり、ＤＣスタータは、容易に入手可能であり、ＤＣスタータは、静的コンバータを必要とせず、かつ、なんらかの複雑な制御方式を必要とせず、２８Ｖ電源、例えば、ヘリコプターの電池から直接にターボシャフトエンジンを始動するために使用されうる。

【0009】

それにもかかわらず、実用的な実施は、困難に遭遇する。この困難は、より良く理解するために以下に要約された以下の基本式と一緒に、図７を参照して説明される。

【0010】

様々なパラメータは、以下のように定義されうる。

【0011】

Ｕｏ：電池１０の開回路電圧
Ｒｂａｔ：電池１０の内部抵抗１１
Ｒｃａｂ：ケーブル３１の抵抗
Ｒａｒｍ：スタータ２０の電機子巻線の抵抗２１
Ｅ＝Ｅ（Ｎ）：スタータ２０の逆起電力（逆ｅｍｆ）
Ｉｓｔａｒｔ：電機子始動電流
Ｕｂａｔ：電池１０の端子間電圧
Ｕｓｔａｒｔ：スタータ２０の端子間電圧

【0012】

このことは、次式を与える。
Ｉｓｔａｒｔ＝（Ｕｂａｔ−Ｕｓｔａｒｔ）／Ｒｃａｂ＝（Ｕｏ−Ｅ（Ｎ））／（Ｒｂａｔ＋Ｒｃａｂ＋Ｒａｒｍ）
ここで、Ｅ（Ｎ）＝ｋ×Ｎであり、Ｎはスタータ２０の回転速度であり、ｋは、（スタータ２０の巻線に特に依存する）スタータ２０の電気的定数である。

【0013】

また、スタータ２０の電磁トルクは、次式で表される。
Ｃｅｍ＝ｋ×Ｉｓｔａｒｔ×Ｉｅｘ
ここで、Ｉｅｘは、励起電流である（直列励起を伴うスタータに対して、Ｉｅｘ＝Ｉｓｔａｒｔであり、Ｉｅｘが個別に励磁された機械に対して発電制御ユニット（ＧＣＵ）によって独立して調整されることも可能である。）。

【0014】

Ｎ＝０、Ｅ＝０において、したがって次式が結論されうる。
Ｉｓｔａｒｔ＝Ｕｏ／（Ｒｂａｔ＋Ｒｃａｂ＋Ｒａｒｍ）

【0015】

電機子電流Ｉｓｔａｒｔは、始動の最初の瞬間の間、すなわち、スタータ２０の逆ｅｍｆが、未だ非常に低いとき、電池１０の開回路電圧Ｕｏに直接に比例し、かつ、電源ラインの合計抵抗（Ｒｂａｔ＋Ｒｃａｂ＋Ｒａｒｍ）によってのみ制限されることがわかる。残念ながら、（例えば、公称条件下で２８Ｖの設計値を有する）電源電圧は、始動が電池からなされるかまたは地上パワーユニットからなされるかに応じて、かなり変化しうる。また、電池の内部抵抗Ｒｂａｔは、低温では増加する。しかし、温度が上昇したときに、電気導体の抵抗ＲｃａｂおよびＲａｒｍは増加する。

【0016】

したがって、始動の開始時の電流、およびその結果としてのトルクは、電源の種類、周囲条件（温度）、および（スタータが高温または低温である）環境に応じて、かなり変化しえることがわかる。この電源は、例えば、２８Ｖ（電池、他のタービンのスタータ−発電機、航空機のＡＰＵ、または地上において始動用に使用される地上パワーユニット）を提供する。

【0017】

実際には、製造業者は、（抵抗のいくつかの最小値を与える）適切なセクションのケーブルを使用することによって、または、以下で説明されるように、数瞬間の後に切り替えられる始動抵抗に直列に接続することによって、始動電流を制限する。

【0018】

また、ガス発生器および関連する伝動ギアボックスによって対抗されるトルクも、特に、（空気の密度に関連する）、大気圧Ｐ０、大気温度Ｔ０、および油温度に関連するパラメータに応じて大きく変化しうる（油温度は、ポンプ、オルタネータ、スタータなどのような伝動ギアボックスに取り付けられている付属機器を有する減速歯車装置を本質的に備える伝動ギアボックスにおける摩擦に関連する。）。

【0019】

規定の最小の始動トルクは、図８において理解されうるように、温度が減少するのに伴って増加する。図８は、ガス発生器の回転速度に対する公称値ＮＧの百分率として表される回転速度に応じてトルクがどのように変化するかを示す曲線１から４を描いている。４つの曲線は、それぞれ、最大トルクＣｍａｘ、−４０℃での最小トルクＣｍｉｎ１、−３０℃での最小トルクＣｍｉｎ２、および＋５５℃での最小トルクＣｍｉｎ３に対するものである。

【0020】

このことは、しばしば、地上における場合および電池を使用する場合に、ケーブルのインピーダンスＲｃａｂを最小にするために、かつ、非常に低い温度において十分なトルクを供給するために、始動電力回路を過大寸法にするように製造業者を導く。その結果、（まれに標準化された、しばしば、高電圧を提供する）地上パワーユニットを使用して始動するとき、（低い対抗トルクを示す圧縮機を用いて）高地で、または（低摩擦を有する）既に高温のエンジンを用いて、大変高い始動トルクであって、規定最大値Ｃｍａｘよりも大きな始動トルクを有し、かつ、低い対抗トルクであって、低い対抗トルクが点火ウインドウをあまりに速く通過するようにガス発生器を早く加速するように導く低い対抗トルクと、を有することを可能にする。

【0021】

また、特定のタービンエンジンは、約８％ＮＧから１５％ＮＧの範囲にある低くかつ比較的狭い点火ウインドウによって、特徴付けられていることが知られている。ここで、ＮＧは、ガス発生器の公称速度であり、エンジンが、エンジンにエンジンの最大発進出力（ＴＯＰ）を供給することを可能にする条件下で動作している場合、１００％ＮＧは、圧縮機シャフトの回転速度にほぼ対応する。これらの制限外では、燃焼室は点火できない。

【0022】

また、燃焼室内の点火スパークプラグのスパーク周波数は、一般に非常に小さく、数ヘルツ（Ｈｚ）のオーダーである。スパークの数、およびしたがって点火の可能性は、ガス発生器がわずかな時間しか点火ウインドウ内に留まらない場合、さらに小さくなる。

【0023】

考慮することが困難である別の要因は、燃焼室に関連付けられた噴射ハーネスに燃料を充填するために必要な可変時間であり、このことは、バルブが開いた瞬間と燃料が実際に燃焼室内に進入した瞬間との間の遅延につながりうる。

【0024】

最後に、一旦、始動インジェクタが点火したら、火炎が隣接するインジェクタに伝搬するのに必要な時間は、また、複雑かつ現在不完全に制御されている現象であり、それにより、大きすぎない速度で空気が流れることを必要とする。

【0025】

すべてのこれらの理由により、したがって、良好な条件下で燃焼室を点火することを確実とするために、かつ、火炎を安定させることを確実とするために、点火ウインドウをあまりに速く通過させることを避け、かつ、いくつかの最小持続時間の間、点火ウインドウに留まることが、重要である。

【0026】

したがって、高すぎる可能性がある不完全に制御された始動トルクが、点火ウインドウをあまりも早く通過させて、始動を失敗に導きうることがわかる。

【0027】

制御されていない現代の２８Ｖスタータ−発電機およびスタータは、すべての可能な状況での最小トルクおよび最大トルクに対する矛盾した仕様を満たすことが困難であることが、観察されている。

【0028】

したがって、ターボシャフトエンジンの点火および始動がよりロバストにされることを可能にするシステムを有することが望ましい。

【0029】

図９に示されるように、始動抵抗を組み込むための提案が、既になされてきた。始動電流を制限するために、スイッチ３３と直列に接続された抵抗値Ｒｓｔａｒｔの抵抗３２は、電池１０と直列に置かれている（それにより、スタータ２０の逆ｅｍｆが低い間に電流を制限することを可能にする電圧降下を生成する）。抵抗３２は、スイッチ３４を閉じることによって、特定の速度閾値より上では、短絡される。それにもかかわらず、始動抵抗は、始動トルクが高すぎる状況（高い電池電圧、低い抵抗、熱いエンジン、など）下のみにおいてガス発生器の加速を低減するのに役立つ。

【0030】

他の状況下では、特に、対抗トルクが高い場合または電源電圧が低い（低温の電池）場合に、始動電流を制限する必要がなく、実際に、このことは、潜在的にハンディキャップであるかもしれない。

【0031】

また、始動抵抗は、非常に大量の電力（１キロワット（ｋＷ）から３ｋＷ）を消費する。したがって、始動抵抗は、製造するのに複雑であり、ジュール効果の熱損失が周囲の機器を過剰に加熱することなく容易に排出されうる場所に設置される必要がある。最後に、抵抗において失われるエネルギーは、電池を過大寸法にすることにつながる。

【0032】

提案は、また、図１０および図１１に示されるように、直列／並列の始動を実行するためになされている。その解決策は、２８Ｖ電池を用いて始動された特定のターボプロップにおいて、使用されている。その解決策は、２つの電池１３および１４を必要とする。図１０に示されるように、始動の開始時かつ速度（または電流）閾値より低いときに、電池１３および１４は、並列に接続される。ここで、スイッチ１７が開いている間、２つのスイッチ１５および１６が閉じている。このように、スタータ２０は、２８Ｖに等しい電圧Ｕで給電され、電池１３および１４は高い始動電流を共有し、電流Ｉ／２が、電池１３および１４のそれぞれを流れる。

【0033】

速度閾値を超えて、スタータ２０の逆ｅｍｆが、電流を制限するのに十分に増大したとき、電池１３および１４は、図１１に示されるように、直列に再接続される。ここで、スイッチ１７が閉じられている間、２つのスイッチ１５および１６が開いている。このように、電流Ｉは、電池１３および１４のそれぞれを流れる。その後、スタータ２０は、本実施例における５６Ｖに等しい２倍の電圧２Ｕで給電され、それにより、スタータ２０に還流させることなく最大補助速度が増加されることを可能にする。

【0034】

直列／並列の始動は、２つの２８Ｖ電池を必要とする。一方、ヘリコプターは、一般的に（「寒冷気候キット」を除いて）１つのみの電池と、５６Ｖの公称電圧で動作するように設計されたＤＣスタータとを備える。容易に入手できる２８Ｖスタータ−発電機およびスタータの全てが、繰り返しの使用においてその電圧を受け入れるように設計されているわけではない。その回路の目的は、むしろ、スタータに還流させることなく、ガス発生器を高速（かつしたがって、高い逆ｅｍｆで）加速させることの補助を継続することであるので、また、点火ウインドウにおける速すぎる加速の問題は、取り扱われていない。

【0035】

コンピュータ制御下で始動シーケンス（および始動段階）を最適化するための提案も、既になされている。このアイデアは、好ましい点火ウインドウ内でガス発生器のシャフトの回転速度を駆動させかつ安定化させ、その後、一旦、点火が（例えば、Ｔ４５、すなわち、フリータービンへの入口でのガスの温度における増加を検出することによって）観察されると、最適な方法で加速を制御することである。図１２のグラフは、その方法を示し、時間に応じて増加する回転速度（セグメント５）、続いて、８％ＮＧから１５％ＮＧの範囲内で変化しうる一定の回転速度ＮＧｉｇｎｉｔｉｏｎ（セグメント６）を示している。ここで、ＮＧは、ガス発生器の回転の公称速度である。図１２のグラフは、その後、例えばフリータービンへの入口におけるガスの温度（Ｔ４５）における増加を検出することにより、点火を検出した後の、時間に応じて再び増加する回転速度（セグメント７）を示す。セグメント６は、このように、点火ウインドウの範囲内で多かれ少なかれ一定である値で回転速度を維持することに相当している。一方、セグメント７は、多かれ少なかれ一定である加速に相当している。

【0036】

国際公開第２０１１／０５６３６０号および加国特許出願公開第２６８５５１４号明細書は、また、タービンエンジンに対する制御された始動の関係を記載している。

【0037】

図１３に示されるように、米国特許出願公開第２０１０／０２８３２４２号明細書は、ＤＣ／ＡＣ制御コンバータ２３によって給電された交流電流（ＡＣ）スタータ２０を使用して、ターボプロップ４０を始動するための装置の電気的アーキテクチャを記載し、この電気的アーキテクチャは、ガス発生器の加速が制御されることを可能にする。ＤＣ／ＡＣ制御コンバータ２３は、それ自体、昇圧ＤＣ／ＤＣコンバータ２１およびＤＣバス２２を介して、２８Ｖ電池１０から給電される。始動の全電力のために設計されたカスケードＤＣ／ＤＣおよびＤＣ／ＡＣコンバータに置かれることに基づく、やや類似のアーキテクチャが、米国特許第５４９３２０１号明細書に記載されている。

【0038】

なお、上述の「最適化された」始動、および上述の様々な特許文献において特定された変形は、完全に適用される場合、すなわち、点火後に制御されるガス発生器の加速を伴う場合に、特別なスタータ技術（例えば、励磁巻線との同期機）を使用する場合のみに、実施されうることが観察されうる。スタータは、パワーエレクトロニクス（インバータ）の最大電力をスタータに供給する能力を、速度およびトルクにわたって提供する制御を可能とするパワーエレクトロニクス（インバータ）を制御することを必要とする。その最大出力は、非常に高い（１０ｋＷから２０ｋＷの範囲の）レベルに簡単に到達できる。このようなパワーエレクトロニクスは、したがって特に重く、高価である。

【0039】

「高電圧」ＡＣスタータを使用する電源アーキテクチャは、特定の回転機械および全電力に対して寸法決めされたＤＣ／ＡＣコンバータだけでなく、ＤＣバス（数百ボルト）の電圧まで２８Ｖのネットワーク電圧を上昇させるためにＤＣ／ＤＣチョッパも必要とする。すべての状況下では、したがって、このことは、特に、重く、複雑、かつ高価である解決策を構成する。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0040】

【特許文献1】国際公開第２０１１／０５６３６０号

【特許文献2】加国特許出願公開第２６８５５１４号明細書

【特許文献3】米国特許出願公開第２０１０／０２８３２４２号明細書

【特許文献4】米国特許第５４９３２０１号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0041】

本発明は、上記の欠点を改善することを、特に、始動の信頼性を改善しかつターボシャフトエンジンの点火および始動をよりロバストにしながら、電源用の電池を過大寸法にすることを回避できることを、求める。

【課題を解決するための手段】

【0042】

上述の課題を解決するために、本発明は、タービンエンジンを確実に始動するための始動システムを提供する。システムは、蓄電池と、ＤＣスタータと、電子調整コンピュータと、（特に、スタータにガス発生器および燃料ポンプを機械的に駆動させることを可能にするのに役立つ）伝動ギアボックスと、始動段階の間、インジェクタへの燃料の分配を管理しかつ燃料を点火するための（スパークプラグ、始動ソレノイドバルブおよび／または停止ソレノイドバルブのような）始動用付属品と、ガス発生器であって、それ自体が、（例えば、機械的な歯車装置を介するヘリコプターのローターまたはターボプロップのプロペラを駆動するための）フリータービンとともに、圧縮機、燃焼室、および高圧タービンを備えるガス発生器と、を備える。システムは、第１回路および第２回路であって、並列に接続され、かつ、前記蓄電池と前記ＤＣスタータとの間に配置された第１回路および第２回路をさらに備え、第１回路は、第１スイッチと直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータを備え、第２回路は、第２スイッチを備え、システムは、圧縮機の回転速度を感知するためのセンサと、フリータービンへの入口での温度を感知するセンサおよび圧縮機の回転速度を感知するための前記センサとフリータービンの入口での温度を感知するためのセンサによって供給される情報に応じて前記第１スイッチおよび前記第２スイッチを制御するための制御回路とを、少なくともさらに備えることを特徴とする。

【0043】

好ましくは、システムは、ＤＣ−ＤＣコンバータおよび第１スイッチと直列に第１回路内で接続されたダイオードをさらに備える。

【0044】

特定の実施形態では、ＤＣスタータは、スタータ−発電機型であり、したがって、例えば、タービンエンジンが搭載された航空機の搭載ネットワークに電力を供給するために、ガス発生器の速度閾値より上では、発電機モードにスタータ−発電機を切り替えることを可能にする。

【0045】

特定の実施形態では、始動システムは、ＤＣスタータの回転速度を感知するセンサをさらに備え、前記第１スイッチが閉じられているとき、ＤＣ−ＤＣコンバータは、ＤＣスタータの回転速度を感知するためのセンサによってサーボ制御される。

【0046】

このような状況下では、電子調整コンピュータは、タービンエンジンの好ましい点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆを準備するためのユニットと、ＤＣ−ＤＣコンバータに速度設定値Ｎｒｅｆを伝達するための伝達リンクと、を備えてもよい。

【0047】

別の特定の実施形態では、前記第１スイッチが閉じているとき、ＤＣ−ＤＣコンバータは、圧縮機の回転速度を感知するための前記センサによってサーボ制御される。

【0048】

このような状況下では、電子調整コンピュータは、タービンエンジンの好ましい点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆを準備するためのユニットと、スタータのトルク設定値Ｃｒｅｆを準備するためのユニットと、ＤＣ−ＤＣコンバータにトルク設定値Ｃｒｅｆを伝達するための伝達リンクと、を備えてもよい。

【0049】

一例として、ＤＣ−ＤＣコンバータは、電磁適合性フィルタと、前負荷回路と、降圧型チョッパとを備えてもよい。

【0050】

より具体的には、電子調整コンピュータは、第１スイッチおよび第２スイッチを作動させるために、ヘリコプターの搭載ネットワークを管理するためのユニットに適用される各論理信号ＳＬ１、ＳＬ２を準備するためのユニットを備える。

【0051】

電子調整コンピュータは、圧縮機の回転速度ＮＧが所定閾値を超えたことを検出し、第１スイッチおよび第２スイッチを非アクティブ化させ、また、始動用付属品を非アクティブ化させるためのユニットを備える。

【0052】

本発明の１つの態様では、ＤＣ−ＤＣコンバータの制御回路は、速度サーボ制御ループおよび電流サーボ制御ループの両方を備える。

【0053】

速度サーボ制御ループおよび電流サーボ制御ループは、ＤＣ−ＤＣコンバータを制御するための独立した制御回路に組み込まれてもよい。

【0054】

変形実施形態では、速度サーボ制御ループは、電子調整コンピュータに組み込まれ、電流サーボ制御ループは、ＤＣ−ＤＣコンバータを制御するための独立した制御回路に組み込まれている。

【0055】

本発明は、また、タービンエンジンを確実に始動するための始動方法を提供する。タービンエンジンは、蓄電池と、ＤＣスタータと、電子調整コンピュータと、伝動ギアボックスと、始動段階の間、インジェクタへの燃料の分配を管理しかつ燃料を点火するための始動用付属品と、ガス発生器であって、それ自体が、フリータービンとともに、圧縮機、燃焼室、および高圧タービンを備えるガス発生器と、を備える。方法は、第１回路および第２回路を並列に接続し、かつ、前記蓄電池と前記ＤＣスタータとの間に第１回路および第２回路を置く工程であって、第１回路は、第１スイッチと直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータを備え、第２回路は、第２スイッチを備える工程と、圧縮機の回転速度を測定する工程と、フリータービンの入口での温度を測定する工程と、圧縮機の回転速度およびフリータービンの入口での温度に関する測定情報に応じて、前記第１スイッチおよび前記第２スイッチを制御する工程と、を備えることを特徴とする。

【0056】

より具体的なやり方では、始動を初期化するとき、始動用付属品は、アクティブ化され、同時に、速度設定値Ｎｒｅｆは、前記ＤＣ−ＤＣコンバータに伝達され、速度設定値は、タービンの好ましい点火ウインドウに対応している。速度設定値Ｎｒｅｆまで前記圧縮機による速度の取得を調整するように、圧縮機を加速するために、その後、スタータに供給される電圧を調整するために、ＤＣ−ＤＣコンバータをアクティブ化させる間、前記第１スイッチは閉じている。速度設定値Ｎｒｅｆが到達されたとき、タービンエンジンの燃焼室が点火され、フリータービンの入口での温度が測定される。一旦、燃焼室が点火されたことを確認する温度における上昇が検出されると、第２スイッチが閉じられ、第１スイッチは開かれ、かつ、ＤＣ−ＤＣコンバータが非アクティブ化される。圧縮機の回転速度が始動終了（ｅｎｄ−ｏｆ−ｓｔａｒｔ）閾値を超えたことを検出した後、スタータを非アクティブ化させるように、始動用付属品が非アクティブ化され、かつ、第２スイッチが開かれる。

【0057】

本発明は、航空機、特にヘリコプターのターボシャフトエンジンを始動するためのシステムに最も特に適用される。

【0058】

本発明は、タービンエンジンを始動する重要な瞬間は燃焼室を点火することであるという事実を考慮する。点火が検出されるまで、十分な持続時間の間、好ましい点火ウインドウ内にガス発生器の速度を安定化させることは、したがって、点火における失敗の原因の大部分を回避するのに役立つ。失敗の原因は不完全に制御されたスタータのトルク、あまりにも早く点火ウインドウを通過すること、燃料配管を満たすのに必要な時間、非常に低い温度で点火インジェクタから主インジェクタに火炎を伝搬させ、その後に安定化させるのに必要な時間などである。

【0059】

この制約は、ガス発生器の（１５％ＮＧよりも小さな、ここでＮＧは発電機の公称速度である）低い回転速度においてのみ適用する。この制約は、製造業者に、速度の全範囲にわたって始動トルクを制限させることを必要とする。それは、非常に低い温度での始動の状況では、ハンディキャップになりうる。非常に低い温度では、ガス発生器からの対抗トルクが高く、スタータへの電源電圧が低く、かつ、点火が困難である。

【0060】

対照的に、一旦、燃焼室が点火されると、ガス発生器の加速に関連する最大トルクおよび最小トルクの要件は、制約されることがずっと少ない。トルクは、以下の速度まで、ガス発生器を補助するのに十分に高ければ、十分である。この速度では、高圧タービンから受け取られた電力が、ターボシャフトエンジンのガス発生器をガス発生器自身で加速させることを可能にし、かつ、火炎を吹き消すほど大きくない。この第２段階では、スタータ上での正確なｄＮＧ／ｄｔ制御を有することが必須ではない。引き出される電力がずっと大きいので、このことは、特に有利である。

【0061】

したがって、本発明は、エンジンの燃焼室が点火されていない限り、エンジンのガス発生器の速度を向上させ、エンジンの点火ウインドウ内の一定の速度に維持するのに役立つターボシャフトコンピュータの制御下にある装置からなる。主な利点は、点火ウインドウ内で回転するガス発生器を維持するために必要な電力が、非常に低いことである。一例として、ヘリコプターターボシャフトエンジンのガス発生器の回転をそのエンジンの点火ウインドウに維持するために必要な機械的パワーは、１ｋＷから３ｋＷのオーダーである。一方、始動シーケンスの間に、スタータによって生じる最大電力は、５ｋＷから２０ｋＷに、すなわち５から７倍より大きくなりうる。このように、低パワーエレクトロニクスに基づくユニットのサイズおよびコストは、始動速度の全範囲にわたってスタータを制御するように設計された類似のシステムに対する場合のサイズおよびコストよりも、ずっと低い。

【0062】

一旦、点火が検出されると、装置は、切り替えられ、かつ、スタータは、一般的に２８Ｖで、制御なしで、航空機の搭載ネットワークから直接に給電される。切り替え時に既に回転しているスタータからの逆ｅｍｆは、始動電流を低減し、かつ、ガス発生器が最初に静止しているときに観察される電流ピークの大部分を取り除くのに役立つ。

【0063】

本発明の他の特徴および利点は、例として、かつ、添付図面を参照して与えられた特定の実施形態の以下の詳細な説明から、明らかになる。

【図面の簡単な説明】

【0064】

【図1】図１は、本発明に係るタービンエンジンのスタータ装置の一実施形態の概略全体図である。

【図2】図２は、図１に示される本発明の装置に備えられるのに適したＤＣ−ＤＣコンバータの一例のより詳細な図である。

【図3】図３は、本発明に係るタービンエンジンのスタータ装置の、スタータ装置の制御回路と併せての第１実施形態の概略全体図である。

【図4】図４は、図３の第１実施形態に対応するサーボ制御ループの概略図である。

【図5】図５は、本発明に係るタービンエンジンのスタータ装置の、スタータ装置の制御回路と併せての第２実施形態の概略全体図である。

【図6】図６は、図５の第２実施形態に対応するサーボ制御ループの概略図である。

【図7】図７は、従来のスタータ装置に対応する電気回路図である。

【図8】図８は、飛行条件内の燃焼室の点火を保証するのに適した様々な動作条件に対する回転速度に応じたスタータトルクに対する最大値および最小値の状況を示す様々な曲線を描くグラフである。

【図9】図９は、従来の始動抵抗の挿入を示す電気回路図である。

【図10】図１０は、閾値速度に応じて並列に接続される２つの電池を有する従来のスタータ装置の電気回路図である。

【図11】図１１は、閾値速度に応じて直列に接続される２つの電池を有する従来のスタータ装置の電気回路図である。

【図12】図１２は、コンピュータによって制御される既知の始動シーケンスを示すグラフである。

【図13】図１３は、ＤＣ−ＡＣ制御コンバータによって給電されるＡＣスタータを使用するターボプロップ用の従来技術のスタータ装置の図である。

【発明を実施するための形態】

【0065】

図１は、本発明の装置の概略構成を示す図である。

【0066】

タービンエンジン用の信頼性のあるスタータシステムは、単一の電池または一群の電池であってもよい蓄電池１１０を備える。蓄電池１１０は、航空機の搭載ネットワークからの電源、例えば２８Ｖによって構成されていてもよい。しかし、本発明は、この電圧に限定されるものではない。

【0067】

ＤＣスタータ１２０は、単純なＤＣスタータによって、または、（一旦、始動段階が終了すると、例えば、搭載ネットワークに電力を供給するために）発電機モードにおいてだけでなく電動機モードにおいて動作可能なスタータ−発電機（ＳＧ）によって構成されてもよい。以下の説明では、特に断らない限り、用語「スタータ」は、スタータのみおよび／またはスタータ−発電機の双方を対象とするために使用される。

【0068】

タービンエンジンのスタータシステムは、伝動ギアボックス１６２であって、特に、エンジンの主軸にスタータ１２０からの動きを伝達するための減速歯車装置を備え、また、燃焼室に燃料を噴射するインジェクタと関連するポンプのような補助機器を備える伝動ギアボックス１６２を、備える。

【0069】

図１は、また、ガス発生器１６０を備えるタービンエンジンの主要な要素を示す。ガス発生器１６０自体は、フリータービン１６７とともに、圧縮機１６４と、燃焼室１６５と、高圧タービン１６６と、始動用付属品１６８とを備える。図１は、また、スタータ１２０の回転速度を感知するためのセンサ１６１と、エンジンの圧縮機１６４のシャフトの回転速度を感知するセンサ１６３とを、示す。

【0070】

本発明のスタータシステムは、第１回路および第２回路であって、並列に接続され、かつ、蓄電池１１０とＤＣスタータ１２０との間に挿入された第１回路および第２回路を有する。第１回路は、第１スイッチ１３２および任意選択でダイオード１３１に直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータ１３０を備える。第２回路は、第２スイッチ１３３を備える。

【0071】

図３および図５を参照して以下で説明されるように、システムは、また、フリータービン１６７への入口での温度を感知するためのセンサ１５１のようなエンジンの動作を測定するための他のセンサを有する。フリータービン１６７への入口での温度Ｔ４５は、燃焼室１６５内の点火状態を表す情報を提供する。したがって、センサ１５１の代わりに、燃焼室１６５内の点火状態を観察することを可能にする他の種類のセンサを使用することが可能である。

【0072】

第１スイッチ１３２および第２スイッチ１３３は、圧縮機１６４の回転速度を感知するためのセンサ１６３およびフリータービン１６７への入口での温度を感知するためのセンサ１５１によって供給される情報に応じて、制御回路１４１（図３および図５）によって制御される。

【0073】

電子調整コンピュータ１４２、１４２’は、電子エンジンコントローラ（ＥＥＣＵ）（図３および５）として知られているエンジンの従来の電子コンピュータにより構成されてもよい。電子調整コンピュータ１４２、１４２’は、センサ１５１および１６３によって提供された測定値を管理するのに、かつ、制御回路１４１と協働してＤＣ−ＤＣコンバータ１３０を制御するのに、役立つ。制御回路１４１は、航空機の搭載ネットワークを管理するためのモジュールのような既存の電気マスターボックスであってもよい。

【0074】

このように、本発明のスタータ装置は、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０によって本質的に構成される。接触器１３２が閉じられたときに、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０は、始動段階の開始時にスタータ１２０に給電し、かつ、点火ウインドウにガス発生器１６０を維持するのに必要な電力を供給する。

【0075】

一旦、点火が確認されると、電池１１０から直接に遮断されることなくスタータ１２０に給電するために、接触器１３３が閉じられ、かつ、接触器１３２が開かれる。電池１１０は、制御されない方法で始動が継続されうるように、例えば、２８Ｖで、搭載ネットワークに組み込まれてもよい。

【0076】

スイッチ１３２および１３３は、ヘリコプターの「電気マスターボックス」の一部を形成してもよい。ダイオード１３１は、必須ではない。しかし、それにもかかわらず、ダイオード１３１は、接触器１３２および１３３の重複動作の間、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０からの出口を保護する目的のために有用でありうる。

【0077】

一例として、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０は、単純な降圧チョッパ１３６（図２参照）を備えてもよい。降圧チョッパ１３６は、ネットワーク（例えば、２８Ｖ）の電源電圧Ｕを取り込む。また、降圧チョッパ１３６は、スタータ１２０のトルクを調節するために、かつ、したがって、動作条件（搭載ネットワークの電圧、電源１１０およびスタータ１２０のインピーダンス、圧縮機１６４からの対抗トルク）と独立して、設定値におけるガス発生器１６０の圧縮機１６４のシャフトの回転速度ＮＧをサーボ制御するために必要な電流Ｉ_Ｄを、スタータ電機子１２０に供給する。

【0078】

必要な電力が低いので、ＤＣ−ＤＣコンバータは、スタータ１２０の逆ｅｍｆがほぼゼロであるとき、始動の最初の瞬間の間、搭載ネットワークから引き出される電流を制限するプログレッシブスタータシステムとして機能する。この態様は、スタータ１２０における温度制約、溝切りにおける機械的制約、スタータ１２０からの駆動装置の弱いリンクを低減することを可能にし、また、ヘリコプターの電池１１０における始動時に、この態様は、速度および逆ｅｍｆの両方がゼロであるときにスタータ１２０に切り替えた場合に、搭載ネットワークにおいて観察される電圧降下を減少させることもできる。

【0079】

電気機械の速度を調整することは、速度センサ１６１を必要とする。速度センサ１６１は、（特に、還流を管理するために、いくつかのスタータ−発電機がスタータ１２０に適合された）スタータ１２０自体の一部を形成するか、スタータ１２０の駆動装置（フォニックホイール、ホール効果センサなど）に固定されてもよい。

【0080】

好ましい点火ウインドウは、飛行条件（大気圧Ｐ０、大気温度Ｔ０）に応じて変化しうるので、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０に対する速度設定値Ｎｒｅｆを変更できることが望ましい。速度設定値は、ターボシャフトエンジンのコンピュータ１４２によって準備され、かつ、図３に示されるように、デジタルリンクまたはアナログリンク１４５を介して（例えば、可変デューティ比として）装置に伝達される。

【0081】

一例として、かつ、図２に示されるように、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０は、電磁適合性フィルタ１３４であって、結合鉄芯インダクタ１０１およびコンデンサ１０２、１０３を有する電磁適合性フィルタ１３４と、続いて、前負荷回路１３５であって、スイッチ１０５によって切り替えられうる抵抗１０４を有する前負荷回路１３５と、降圧型チョッパ１３６であって、コンデンサ１０６、パワー半導体部品で構成される制御スイッチ１０７、ダイオード１０８、および直流（ＤＣ）Ｉ_Ｄを出力するためのインダクタ１０９を有する降圧型チョッパ１３６と、を備えてもよい。

【0082】

図３から図６を参照して、いくつかの変形実施形態における本発明のスタータシステムの動作のより詳細な説明が続く。

【0083】

始動の選択において、タービンエンジン１４２を制御するコンピュータ（ＥＥＣＵ）は、ヘリコプターの搭載ネットワークを管理するためのシステム（電気マスターボックス）１４１に、論理信号ＳＬ１を送信し、始動ソレノイドバルブおよびスパークプラグをアクティブ化させ、かつ、参照１６８のもとで図１、図３、および図５においてシンボル的にまとめてグループ化されている始動用付属品を制御するためのライン１４９を用いて始動するのに適切な燃料流量制御関係を適用する。

【0084】

同時に、ＥＥＣＵ１４２は、ターボシャフトエンジンの好ましい点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆを準備するために、ＥＥＣＵ１４２が取得する様々なパラメータ（大気圧Ｐ０、大気温度Ｔ０、残留温度Ｔ４５、すなわち、フリータービンへの入口でのガスの温度など）を使用する。また、ＥＥＣＵ１４２は、この設定値を、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０に伝達する。

【0085】

論理信号ＳＬ１がアクティブ化すると、電気マスターボックス１４１は、接触器１３２を閉じ（ライン１４７を介するアクティブ化）、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０にアクティブ化設定値を送信する（ライン１４４を介して「ＯＮ／ＯＦＦ」信号をアクティブ化させる）。

【0086】

搭載ネットワーク１１０によって給電されるＤＣ−ＤＣコンバータ１３０は、動作することを開始し、ガス発生器１６０の圧縮機１６４のシャフトの回転を加速し、その後、速度設定値Ｎｒｅｆにおける回転機械による速度ＮＧの取得を調節するように、スタータ１２０に供給される電流Ｉ_Ｄを調整する。

【0087】

ガス発生器１６０の圧縮機１６４のシャフトの回転速度ＮＧであって、センサ１６３によって測定され、かつ、ライン１４８によってＥＥＣＵに供給される回転速度ＮＧが、速度設定値Ｎｒｅｆに到達し、かつ、速度設定値Ｎｒｅｆにおいて安定したことを、一旦、ＥＥＣＵ１４２が観察すると、電子調整コンピュータ１４２は、始動用付属品を制御するためのライン１４９を介して必要な制御情報を送信することによって、タービンエンジンを点火することを開始する。

【0088】

ＥＥＣＵ１４２が、例えば、ライン１５１を介してＴ４５における上昇を測定することによって、燃焼室の点火を検出しかつ確認すると、ＥＥＣＵ１４２は、ヘリコプターの搭載ネットワークを管理するためのシステム１４１に論理信号ＳＬ２を送信し、その後、論理信号ＳＬ１を非アクティブ化させる。

【0089】

論理信号ＳＬ２がアクティブ化すると、電気マスターボックス１４１は、接触器１３３を閉じる（ライン１４３を介するアクティブ化）。搭載ネットワーク１１０から直接に給電されるスタータ１２０は、従来の方法でタービンエンジンを加速しかつ始動することを継続する。同時に、ダイオード１３１は、逆電流に対して遮断されるようになり、したがって、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０からの出口を短絡することを回避するのに役立つ。

【0090】

ダイオード１３１によって可能となる接触器１３２および１３３の制御における重複が、スタータ１２０への電力供給における不連続が存在しないことを保証するのに役立つことが観察されるべきである。

【0091】

論理信号ＳＬ１が非アクティブ化すると、電気マスターボックス１４１は、接触器１３２を開き（ライン１４７を介して伝達された信号の非アクティブ化）、それにより、スタータ１２０のＤＣ−ＤＣコンバータ１３０からの出口を絶縁し、かつ、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０に対する非アクティブ化設定値を送信する（ライン１４４におけるＯＮ／ＯＦＦ信号の非アクティブ化）。

【0092】

ガス発生器１６０の圧縮機１６４のシャフトの回転速度ＮＧが、始動終了閾値（閾値であって、その閾値からターボシャフトエンジンが独立して動作する閾値）を超えたことを、ＥＥＣＵ１４２が検出すると、ＥＥＣＵ１４２は、ライン１４９を介して始動用付属品１６８および論理信号ＳＬ２を非アクティブ化させる。

【0093】

論理信号ＳＬ２が非アクティブ化すると、電気マスターボックス１４１は、接触器１３３を開き（ライン１４３を介する制御信号の非アクティブ化）、それにより、スタータ１２０への電力供給をオフにする。

【0094】

速度閾値より上では、スタータ−発電機１２０が、搭載ネットワーク１１０に電力を供給するように、発電機モードに切り替えられうるが、スタータがスタータであるのみである場合は、この動作は実行されえない。

【0095】

ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０を制御する観点からは、従来の方法において見出される２つのインターリーブ調整ループがある。すなわち速度サーボ制御、続いて、トルクサーボ制御または電流サーボ制御（図４および図６を参照せよ）である。

【0096】

ライン１７２によって供給される、タービンエンジンに対する理想的な点火ウインドウに対応する速度設定値Ｎｒｅｆは、ＥＥＣＵ１７０によって取得されたパラメータ（例えば、包括的ではないが、大気圧Ｐ０、圧縮機への入口での空気温度Ｔ０など）に応じてブロック１７１において、タービンエンジンのＥＥＣＵ１７０によって準備される。また、速度設定値Ｎｒｅｆは、デジタルの方法またはアナログの方法で、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０の制御システム１８０に送信される。

【0097】

センサ１６１によって測定され、かつ、ライン１４６（図３）または１８１（図４）によって伝達される回転機械の回転速度ＮＤは、速度誤差ΔＮを与えるために、比較器１８２において速度設定値Ｎｒｅｆと比較される。速度誤差ΔＮは、トルク設定値Ｃｒｅｆを与えるために、補正器１８３によって処理される。このトルク設定値Ｃｒｅｆは、ブロック１８４によって処理され、ブロック１８４は、トルク設定値Ｃｒｅｆを電流の設定値Ｉｒｅｆに変換する。ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０からの出口における測定された電流Ｉ_Ｄは、誤差ΔＩを与えるために、比較器１８６において基準Ｉｒｅｆと比較される。誤差ΔＩは、通電デューティ比τに対する設定値１８８を与えるために、補正器１８７によって処理される。通電デューティ比τは、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０のチョッパのパワー半導体（複数可）１８９（図４）または１０７（図２）を制御するために使用される。

【0098】

わずかに異なる、図５および図６に示される別の実施形態では、速度サーボ制御ループは、ＥＥＣＵ２７０によって計算される。比較器２７４に入力２７２として供給される速度設定値Ｎｒｅｆは、図４のブロック１７１に類似するブロック２７１において、上述と同様の方法でＥＥＣＵ２７０により準備される。しかし、速度設定値Ｎｒｅｆは、トルク設定値Ｃｒｅｆを準備するために、比較器２７４の入力２７３に供給されて、（スタータ１２０の回転速度ＮＤに比例する）ガス発生器１６０の圧縮機１６４のシャフトの測定された回転速度ＮＧと比較される。トルク設定値Ｃｒｅｆは、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０の制御回路２８０にＥＥＣＵ２７０によって送信される。このトルク設定値Ｃｒｅｆは、図４の上述の実施形態と同様の方法で、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０の制御回路２８０によって、チョッパの半導体２８６を制御することで終わるように、処理される。図６の要素２８１から２８６は、それぞれ図４の要素１８４から１８９に対応し、再度説明されない。

【0099】

この実施形態の利点の１つは、この実施形態が、スタータ１２０における速度センサ１６１を省略することを可能にし、速度ループが、センサ１６３を使用してガス発生器の速度ＮＧを取得することによってターボシャフトエンジンのコンピュータ内で直接的に処理されることであることがわかる。

【0100】

一般的な方法において、本発明は、タービンエンジンを確実に始動するためのシステムおよび方法の両方に関する。

【0101】

タービンエンジンを確実に始動するための方法であって、タービンエンジンは、蓄電池１１０と、ＤＣスタータ１２０と、電子調整コンピュータ１４２、１４２’と、伝動ギアボックス１６２と、始動段階の間、インジェクタへの燃料の分配を管理しかつ燃料に点火するための始動用付属品１６８と、ガス発生器１６０であって、それ自体が、高圧タービン１６６とともに、圧縮機１６４、燃焼室１６５、およびフリータービン１６７とを備えるガス発生器１６０とを備える方法は、
第１回路および第２回路を並列に接続し、かつ、前記蓄電池１１０と前記ＤＣスタータ１２０との間に第１回路および第２回路を置く工程であって、第１回路は第１スイッチ１３２と直列に接続されたＤＣ−ＤＣコンバータ１３０を備え、第２回路は第２スイッチ１３３を備える工程と、
圧縮機１６４の回転速度を測定する工程と、
フリータービン１６７の入口での温度を測定する工程と、
圧縮機１６４の回転速度およびフリータービン１６７の入口での温度に関する測定情報に応じて、前記第１スイッチ１３２および前記第２スイッチ１３３を制御する工程と、を備える。

【0102】

より具体的には、始動を初期化するときに、始動用付属品１６８がアクティブ化され、同時に、速度設定値ＮｒｅｆがＤＣ−ＤＣコンバータ１３０に送信され、速度設定値は、タービンの好ましい点火ウインドウに対応する。速度設定数Ｎｒｅｆまで前記圧縮機１６４による速度の取得を調整するように、圧縮機１６４を加速するために、その後、スタータ１２０に供給される電圧を調整するために、ＤＣ−ＤＣ変換器１３０をアクティブ化する間、前記第１スイッチ１３２は閉じられる。速度設定値Ｎｒｅｆが到達されたとき、タービンエンジンの燃焼室１６５が点火され、フリータービン１６７の入口での温度が測定される。一旦、燃焼室１６５が点火されたこと確認する温度における上昇が検出されると、第２スイッチ１３３は閉じられ、第１スイッチ１３２は開かれ、ＤＣ−ＤＣコンバータ１３０が非アクティブ化される。圧縮機の回転速度が始動終了閾値を超えたことを検出した後に、始動用付属品１６８は非アクティブ化され、かつ、第２スイッチ１３３は開かれる。

【0103】

信頼性のある始動のための本発明の方法およびシステムは、多くの利点を有する。

【0104】

方法およびシステムは、タービンエンジンのガス発生器の燃焼室内における点火の失敗または失火の結果としての不成功な始動の数を低減することを可能にする。

【0105】

方法およびシステムは、始動が、始動条件（飛行条件、油温、スタータ用の電源電圧など）に対して、よりロバストであることを可能にする。

【0106】

方法およびシステムは、始動の持続時間におけるばらつきを最小化することを可能にする。

【0107】

したがって、方法およびシステムは、不成功な始動と新しい試みとの間の換気を回避することを可能にし、その結果、方法およびシステムは、搭載電池のサイズおよび重量を低減することを可能にする。

【0108】

方法およびシステムは、必要な最大始動トルクのテンプレートを満たすために、スタータ用の電源を設計する上での製造業者の作業を簡素化する。

【0109】

方法およびシステムは、ゼロ速度で始動するときの突入電流を制限することを可能にし、それによって、スタータ−発電機のブラシの摩耗を最小化すること、結合（溝切り、弱いリンク）における応力を最小化すること、搭載ネットワークにおける電圧降下を低減すること、および電池の寸法を最適化することを、可能にする。

【0110】

このことは、ヘリコプターに対する可用性の向上につながり、不成功な始動が低い割合になる。

【0111】

装置の電力を低減することによって、装置の重量およびコストも、完全始動電力（最大始動電力の約１５％）のために寸法決めされた静的コンバータと比較して、低減されている。

【0112】

本発明のシステムは、現在、ヘリコプターに使用されているブラシ付きのほとんどの２８Ｖスタータ−発電機および２８Ｖスタータと、互換性がある。

【0113】

本発明は、説明された実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲内に入る任意の変形にも及ぶ。

【0114】

したがって、一例として、制御されるＤＣ−ＤＣコンバータ１３０を備える装置は、エンジンの仕様が知られている条件では、電気マスターボックス１４１に、製造業者によって直接に搭載されてもよい。この仕様は、まず、性能（トルク、回転速度）に関する要件を備え、次に、使用されるインタフェース（速度設定値を装置に伝達するためのフォーマット）を備える。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】