特許 6557321 少なくとも２つのフリータービンエンジンを有する航空機のフリータービンエンジン用の支援装置

(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】6557321

(24)【登録日】2019年7月19日

(45)【発行日】2019年8月7日

(54)【発明の名称】少なくとも２つのフリータービンエンジンを有する航空機のフリータービンエンジン用の支援装置

(51)【国際特許分類】

   F02C 7/26 20060101AFI20190729BHJP

   B64D 27/10 20060101ALI20190729BHJP

   B64D 35/08 20060101ALI20190729BHJP

   F02C 3/107 20060101ALI20190729BHJP

   F01D 15/10 20060101ALI20190729BHJP

   H02P 9/04 20060101ALI20190729BHJP

   H02P 101/25 20150101ALN20190729BHJP

   H02P 101/30 20150101ALN20190729BHJP

【ＦＩ】

   F02C7/26 A

   B64D27/10

   B64D35/08

   F02C3/107

   F01D15/10 A

   H02P9/04 F

   H02P101:25

   H02P101:30

【請求項の数】12

【全頁数】17

(21)【出願番号】特願2017-501506(P2017-501506)

(86)(22)【出願日】2015年3月26日

(65)【公表番号】特表2017-512940(P2017-512940A)

(43)【公表日】2017年5月25日

(86)【国際出願番号】FR2015050767

(87)【国際公開番号】WO2015145077

(87)【国際公開日】20151001

【審査請求日】2018年2月8日

(31)【優先権主張番号】1400753

(32)【優先日】2014年3月27日

(33)【優先権主張国】FR

(73)【特許権者】

【識別番号】515246328

【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】100099759

【弁理士】

【氏名又は名称】青木 篤

(74)【代理人】

【識別番号】100102819

【弁理士】

【氏名又は名称】島田 哲郎

(74)【代理人】

【識別番号】100123582

【弁理士】

【氏名又は名称】三橋 真二

(74)【代理人】

【識別番号】100153084

【弁理士】

【氏名又は名称】大橋 康史

(74)【代理人】

【識別番号】100160705

【弁理士】

【氏名又は名称】伊藤 健太郎

(74)【代理人】

【識別番号】100157211

【弁理士】

【氏名又は名称】前島 一夫

(72)【発明者】

【氏名】バンサン ポマレード

(72)【発明者】

【氏名】トマ クロノウスキー

(72)【発明者】

【氏名】ファビアン メルシエ−カルベーラック

(72)【発明者】

【氏名】カメル セルギンヌ

【審査官】 北村 亮

(56)【参考文献】

【文献】 欧州特許出願公開第０２５８１５８６（ＥＰ，Ａ２）

【文献】 米国特許出願公開第２００６／０１６８９６８（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 欧州特許出願公開第０２６０２４５８（ＥＰ，Ａ２）

【文献】 国際公開第２０１３／１６７８３７（ＷＯ，Ａ２）

【文献】 米国特許第０５８９９４１１（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特表２０１０−５２３８７９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 仏国特許出願公開第０２９１４６９７（ＦＲ，Ａ１）

【文献】 欧州特許出願公開第０２６８４７９８（ＥＰ，Ａ１）

【文献】 特表２０１３−５４４３２９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 仏国特許出願公開第０２９６７１３３（ＦＲ，Ａ１）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０２Ｃ ７／２６

Ｂ６４Ｄ ２７／１０

Ｂ６４Ｄ ３５／０８

Ｆ０１Ｄ １５／１０

Ｆ０２Ｃ ３／１０７

Ｈ０２Ｐ ９／０４

Ｈ０２Ｐ １０１／２５

Ｈ０２Ｐ １０１／３０

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

少なくとも２つのフリータービンエンジン（ＧＴ１、ＧＴ２）を有する航空機のフリータービンエンジン（ＧＴ１）用の支援装置（１００、１０１、１０２、１０３、１０４）であって、前記支援装置は、電気始動器機械（Ｄ１）と、発電器機械（Ｇ２）と、を有し、前記電気始動器機械（Ｄ１）は、第２エンジン（ＧＴ２）によって駆動される前記発電器機械（Ｇ２）によって生成されるエネルギーを使用することにより、延長された支援を第１エンジン（ＧＴ１）のガス発生器に対して提供し、前記支援装置は、支援のバーストを前記ガス発生器、第１パワーコンバータ（ＳＰＣ１）、及び第２パワーコンバータ（ＳＰＣ２）に提供するべく前記電気始動器機械（Ｄ１）に電気的に接続された少なくとも１つの電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）を更に有し、前記電気始動器機械（Ｄ１）は、前記支援のバーストを提供するべく前記電気始動器機械が前記少なくとも１つの電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）との間においてエネルギーを交換することを可能にすると共に前記延長された支援のために前記第２パワーコンバータ（ＳＰＣ２）によって供給された前記エネルギーを前記電気始動器機械に対して伝達する前記第１パワーコンバータ（ＳＰＣ１）により、電力供給される、支援装置において、
前記支援装置は、前記延長された支援の際における判定された期間における前記ガス発生器に対する燃料の流れをカットオフすると共に前記ガス発生器の再点火を促進するべく低減された速度において前記ガス発生器を維持するコンピュータを更に有することを特徴とする、装置。

【請求項2】

前記少なくとも１つの電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）が、前記第１パワーコンバータ（ＳＰＣ１）に接続された状態において留まっている状態で、接続切断器部材が、前記２つのパワーコンバータ（ＳＰＣ１、ＳＰＣ２）の互いからの電気的絶縁を可能にしている請求項１に記載の支援装置。

【請求項3】

前記電気始動器機械（Ｄ１）は、発電器でもある請求項１又は２に記載の支援装置。

【請求項4】

前記発電器機械（Ｇ２）は、前記第２エンジン（ＧＴ２）の前記ガス発生器によって駆動されている請求項１〜３のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項5】

スイッチ部材（１２０、１２１、１２２、１２３、１２４）が、前記電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）への前記第２パワーコンバータ（ＳＰＣ２）の接続を可能にしている請求項１〜４のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項6】

前記第２パワーコンバータ（ＳＰＣ２）は、前記航空機の第２エンジン（ＧＴ２）の前記ガス発生器によって駆動される発電器機械（Ｇ２）によって電力供給されている請求項１〜５のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項7】

前記電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）は、適宜、双発型の飛行状態下における前記ガス発生器の制御された加速又は減速を支援するべく使用されうる請求項１〜６のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項8】

前記フリータービンエンジン（ＧＴ１、ＧＴ２）のうちのいずれかのエンジンの前記ガス発生器のバースト加速に参加するべく、前記フリータービンエンジン（ＧＴ１、ＧＴ２）の各々において１ストレージ要素（Ｓ１、Ｓ２）を含む請求項１〜７のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項9】

前記コンピュータは、前記ガス発生器に対する前記燃料の流れを延長された支援の際に判定された期間にわたって維持し、且つ、前記コンピュータは、燃料消費を極小化するように、前記ガス発生器の前記速度を低減する請求項１〜８のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項10】

前記電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）は、スーパーコンデンサ、ハイブリッドコンペティタ、リチウム−イオン電池、又は統合されたＤＣ／ＡＣコンバータを有するフライホイールを有する請求項１〜９のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項11】

前記電気ストレージ部材（Ｓ１、Ｓ）は、前記ガス発生器に燃料が供給される期間において前記第１エンジン（ＧＴ１）又は前記第２エンジン（ＧＴ２）の前記ガス発生器からエネルギーを取得することにより、再充電される請求項１〜１０のいずれか１項に記載の支援装置。

【請求項12】

少なくとも２つのフリータービンエンジンを有すると共に請求項１〜１１のいずれか１項に記載の支援装置を含む航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、ヘリコプターにおいて一般に用いられる複数のフリータービンエンジンを有する組立体の分野に関する。

【背景技術】

【0002】

フリータービンエンジンは、ヘリコプターにおいてオーバーランニングクラッチ又は「フリーホイール」及びメインギアボックス（ＭＧＢ：Ｍａｉｎ ＧｅａｒＢｏｘ）を介してヘリコプターの回転翼を駆動するパワータービン又は「フリータービン」を含むと共に、圧縮器、燃焼室、及び高圧（ＨＰ：Ｈｉｇｈ Ｐｏｗｅｒ）タービンによって主に構成されるガス発生器をも含むことを思い起こされたい。

【0003】

ガス発生器のシャフトは、固定子及び回転子から構成された電気機械にステップダウン歯車装置又はアクセサリギアボックスによって接続されており、且つ、モーター（始動器）として、又は発電器として、等しく良好に動作する能力を有する。モーターモードにおいては、電気機械は、電気の供給源によって電力供給されており、且つ、電気機械は、エンジンのガス発生器の回転を駆動するように、具体的には、エンジンを始動させ、これにより、始動の支援を提供するという目的のために、駆動トルクを生成する。発電器モードにおいては、電気機械は、ガス発生器から機械的な力を取得するべく、ガス発生器によって回転駆動され、この機械的な力が電力に変換される。

【0004】

ある特許文献には、２つのフリータービンエンジンを有する航空機が巡航飛行している最中に、他方のエンジンから引き出されるパワーを増大させ、これにより、システムの全体的な燃料消費の低減を可能にしつつ、そのフリータービンをＭＧＢから脱同期化させるように、２つのエンジンのうちの一方をスタンバイモードに設定するという提案が行われている（例えば、特許文献１及び２参照。）。このスタンバイモードのいくつかの変形態様が提案されている。

【0005】

「スーパーアイドル」と呼称される第１の変形態様においては、脱同期化されたガスタービンのガス発生器は、低速のアイドリング速度において調節することができる。

【0006】

また、「支援型のスーパーアイドル」と呼称される第２変形態様においては、ＭＧＢから脱同期化されたガスタービンのガス発生器は、支援駆動トルクが、同時に、電気機械及びアクセサリギアボックスを介してガス発生器に印加される状態において、低速のアイドリング速度において調節することができる。

【0007】

第３の変形態様においては、エンジンの燃焼室が完全に消火されてもよく、且つ、次いで、巡航飛行のステージの末尾において再点火を促進する速度においてガス発生器の回転を維持することが提案されている。適切な速度の範囲は、「好適な点火ウィンドウ」と呼称されうる。「回転」モードと呼称されるこの動作モードは、延長された支援をガス発生器に提供するステップを伴っている。

【0008】

巡航飛行の持続時間の全体を通じて維持されうるこれらの３つの動作モードにおいては、スタンバイ状態においてエンジンによってＭＧＢに伝達されるパワーは、ほぼゼロであり、且つ、そのガス発生器からパワーを引き出すことは、一般に可能ではない。

【0009】

上述の３つの変形態様においては、例えば、全部で３つの以上の数のエンジンが存在している場合には、例えば、別のエンジンに障害が発生した場合、或いは、２つのエンジンが存在している場合には、実際には、他方のエンジンに障害が発生した場合などの、特に緊急事態において、脱同期化されたエンジンを迅速に再起動可能である必要がある。これを理由として、ガス発生器は、燃焼室が消火されたシステム内において再点火を促進する速度において回転する状態において維持されている。

【0010】

好適な点火ウィンドウ内における回転状態においてガス発生器を維持すること（「回転」モード）と、ガス発生器がアイドリング速度において調節されている間に延長された支援をガス発生器に提供すること（「支援型のスーパーアイドル」モード）は、いずれも、相対的にわずかなパワーしか必要としていないが、最終的には相当のエネルギーを必要とすることになり、その理由は、このシステムの目的が、長い持続時間の飛行の全体を通じてこれを使用するということにあるからである。その他の解決策のうち特許文献１及び２は、その他のエンジンのガス発生器に接続された始動器／発電器又はその他のエンジンのフリータービンによって直接的に又は間接的に駆動される発電器により、電力供給される電気始動器の使用を提案している。

【0011】

低速の状況からの、又は燃焼室が消火された状態おける、緊急事態再始動の場合には、回転式組立体の相当な慣性に起因し、且つ、エンジンの圧縮器からの対抗トルクに起因し、大きなパワーをガス発生器のシャフトに印加する必要である。このパワーは、エンジンの迅速な再始動を可能にするべく、数秒というレベルの短い持続時間において供給する必要がある。特許文献２においては、その他の可能性に加えて、ガス発生器に支援のバーストを提供するべく、特に、スーパーコンデンサから取得された電気エネルギーを使用可能であると示唆されている。

【0012】

さらに別の特許文献においては、第２エンジンのガス発生器の回転を支援するべく、第１エンジンのパワータービンから取得されたパワーを使用するという提案が行われている（例えば、特許文献３参照。）。パワーは、２つの電気機械を使用することによって伝達される。この結果、燃料消費を低減することができる。第２エンジンは、アイドルモードにおいて維持される。

【0013】

また、さらに別の特許文献においては、（電気エネルギーを保存するための部材である）２つのスーパーコンデンサを使用するという提案が行われており（例えば、特許文献４参照。）、これらのスーパーコンデンサのそれぞれは、２つのエンジンのうちの１つのエンジンのガス発生器によって駆動される個々の発電器によって充電され、且つ、これらのそれぞれは、消火された状態にあるそのエンジンから他方のエンジンを始動させるためのエネルギーのバーストを提供するように機能する。

【0014】

また、さらに別の特許文献においては、特に、機械的な力をフリータービンによって回転駆動されている電気機械を介してガス発生器に供給することにより、加速支援のバーストがエンジンのガス発生器に付与されている（例えば、特許文献１及び２参照。）。また、このシステムは、減速における支援をも提供するように動作する。

【0015】

上記の状況において、本発明は、特に、但し、必須ではないが、その好適な点火ウィンドウ内において前記第１エンジンのガス発生器を回転させる際に延長された支援を提供するということに関して、パワーを他方のタービンエンジンから第１タービンエンジンのガス発生器に連続的に供給ことと、更には、１つのエンジンによって充電されると共に前記第２エンジンンを再始動するか又はその加速を支援する際に第２エンジンのガス発生器にエネルギーのバーストを提供するように機能する電気ストレージ部材の使用を提案することと、の両方を可能にする構造の提案を試みるものである。この構造は、好ましくは、但し、必須ではないが、オンボードの電気ネットワークとは独立したものであってもよく（特に、電源の観点において独立したものであってもよく、且つ、更には、これから電気的に絶縁されてもよい）、且つ、航空機内における実際の実装が容易でありうる。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0016】

【特許文献1】仏国特許第２９６７１３２号明細書

【特許文献2】仏国特許第２９６７１３３号明細書

【特許文献3】欧州特許第２６０２４５８号明細書

【特許文献4】欧州特許第２５８１５８６号明細書

【特許文献5】仏国特許第２９１４６９７号明細書

【発明の概要】

【0017】

これを目的として、少なくとも２つのフリータービンエンジンを有する航空機のフリータービンエンジン用の支援装置が提供され、この装置は、電気始動器機械と、発電器機械と、を有し、電気始動器機械は、第２エンジンによって駆動される発電器機械によって生成されたエネルギーを使用することにより、延長された支援を第１エンジンのガス発生器に対して提供し、支援装置は、支援のバーストを前記ガス発生器に提供するべく前記電気始動器機械に電気接続された少なくとも１つの電気ストレージ部材を更に有し、支援装置は、第１パワーコンバータと、第２パワーコンバータと、を更に有し、電気始動器機械は、支援のバーストを提供するべくストレージ部材との間において電気始動器機械がエネルギーを交換することを可能すると共に延長された支援のために第２パワーコンバータによって供給されたエネルギーを電気始動器機械に送信する第１パワーコンバータによって電力供給され、支援装置は、延長された支援の際に既定の期間においてガス発生器への燃料の流れをカットオフすると共に前記ガス発生器の再点火を促進するべく低減された速度において前記ガス発生器を維持するコンピュータを有することを特徴とする。

【0018】

特定の実装形態においては、上述の電気機械は、モーターモードにおいて、且つ、発電器モードにおいて、等しく良好に機能してもよく、このケースにおいては、アーキテクチャは、２つのエンジンのそれぞれが、回転において支援される能力を有する状態において、対称型であってもよい。但し、非対称なアーキテクチャも可能あり、この場合には、支援は、２つのエンジンのうちの１つのエンジンに対してのみ提供される。

【0019】

この構造に起因し、限られた重量及び限られた数のコンポーネントにより、例えば、燃焼室内の燃焼が存在していない際に延長された方式によってガス発生器を回転状態において維持するなどのように、飛行中のバースト支援のために、始動の際のバースト支援のために、且つ、ガス発生器を回転させるための延長された支援のために、様々な機能を設置することができる。また、従来の方式によってエンジンを始動させることも可能であり、或いは、エンジンにドライモータリングを提供することもできる。ドライモータリングは、エンジンの特定の内部サブ組立体を冷却するべく、圧縮器によって生成された空気の流れを使用するように、且つ、始動の際の点火の障害の結果として得られるなんらかの未燃焼燃料の蓄積を燃焼室から除去するように、燃料供給がカットオフされている状態において、約１０秒にわたって低速でガス発生器を回転駆動するステップを有することを思い起こされたい。

【0020】

２つのパワーコンバータを有するシステムによれば、一般的に交流（ＡＣ）を供給する第１エンジンのガス発生器によって駆動される電気機械、こちらも一般的にＡＣ機械である第２エンジンのガス発生器に支援を提供する電気機械、及び特に直流（ＤＣ）を提供しうるストレージ部材の間におけるエネルギーの交換の管理が可能である。従って、これらの２つのコンバータによれば、同一の性質（ＤＣ又はＡＣ）を有していない又は同一の特性（低又は高電圧、異なる周波数）を有していないエネルギー源の使用が可能となる。

【0021】

装置は、例えば、電気ストレージ部材と第１コンバータの間における高電圧ＤＣバスなどのバスを含んでもよく、このバスは、航空機の電気ネットワークとは独立している（電気的に絶縁されている）。従って、オンボードネットワークに関する規制の要件は、このバスには適用されず、且つ、その電圧は、オンボードネットワークの電圧とは異なっていもよく、且つ、ストレージ部材内においてエネルギーを保存するべく、且つ、更には、電気機械及びパワーコンバータの重量を最適化するべく、適合されてもよい。

【0022】

有利には、第１コンバータは、サーボ制御されている。従って、第１コンバータは、始動器回転式機械（ＡＣ機械）に印加される速度（周波数）及びトルクを制御するように機能する。

【0023】

有利には、接続切断器部材（静的なもの、電気機械的なもの、又はその他のもの）は、ストレージ部材が第１パワーコンバータに接続された状態に留まっている状態において、２つのコンバータが互いに電気的に絶縁されることを可能にする。従って、ストレージ部材は、なんらのエネルギーをも第２パワーコンバータに印加することなしに、エネルギーを第１エンジンのガス発生器にのみ伝達しうる。

【0024】

また、有利には、第１電気機械は、発電器でもある。この結果、第１パワーコンバータを介して第１電気機械から到来するエネルギーによって電気ストレージ装置を再充電することができる。

【0025】

有利には、スイッチ部材が、電気ストレージ部材への第２パワーコンバータの接続を可能にしている。この結果、第２パワーコンバータを介して第２エンジンから到来するエネルギーによって電気ストレージ装置を再充電することができる。

【0026】

有利には、電気ストレージ部材の支援により、任意選択によって双発型の飛行において制御された方式で第１エンジンの前記ガス発生器を加速又は減速させる際に支援のバーストを提供するべく、第１パワーコンバータを介して装置を制御してもよい。仏国特許第２９１４６９７号明細書に記述されているように、この方法によれば、エンジンの一時的な性能を改善することが可能であり、且つ、従って、前記エンジンが要求するパワーの迅速な変動の結果としてもたらされる航空機の回転翼の速度の低下又は増大の振幅を低減することができる。ガス発生器の減速の場合には、支援のバーストは、エネルギーを取り去るステップを伴っている一方で、パワー発生器が加速される場合には、支援のバーストは、航空機のオンボードネットワークからなんらのエネルギーをも取り去ることなしに、エネルギーを供給するステップを伴っていると規定される。

【0027】

有利には、第２パワーコンバータは、発電器として動作する電気機械によって電力供給され、且つ、航空機の第２エンジンのガス発生器によって駆動される。この技術的選択肢の結果として、オンボードネットワークとは独立しうる支援装置が得られ、これにより、特に、電気ケーブルによって伝達されるものなどの電磁的妨害の問題が大幅に低減され、設置が簡単になり、且つ、オンボードネットワーク、発電システム、又は航空機の電池をサイズを過大なものとする必要性が回避される。更には、航空機の設計及び認可プロセスとは別個である設計及び認可プロセスに関して、エンジン製造者によって支援装置が提供されうる。

【0028】

また、例えば、発電器である第２電気機械は、第２エンジンを始動させる機能をも有する。従って、重量が節約され、且つ、必要とされる装置の数が低減され、且つ、支援装置を使用することにより、第１エンジンの従来型の始動を実装することが可能であり、或いは、実際には、エンジンのドライモータリングを実装することができる。

【0029】

有利には、装置は、いずれかのエンジンのガス発生器のバースト加速に参加するべく、１ストレージ要素／エンジンを含む。

【0030】

このようにして、２つのエンジンのそれぞれに、その固有のバースト支援機能が提供されることに加えて、１ストレージ要素／エンジンを有するという事実により、２つのエンジンが同時に航空機の推進に寄与している際に（双発型の飛行状態）、これらのエンジンの支援装置を電気的に絶縁することができる。

【0031】

特定の実施形態においては、延長された支援は、機械的エネルギーが、燃料消費を極小化する低速度において前記ガス発生器を維持するように適合された状態において、前記ガス発生器が動作中である期間において実行されてもよい。このような状況下においては、コンピュータは、延長された支援の際に既定の期間にわたってガス発生器への燃料の流れを維持し、且つ、燃料消費を極小化するようにガス発生器の速度を低減する。

【0032】

最後に、電気ストレージ部材は、少なくとも、スーパーコンデンサ、ハイブリッドコンペティタ（ｈｙｂｒｉｄ ｃｏｍｐｅｔｉｔｏｒ）、リチウムイオン電池、或いは、統合されたＤＣ／ＡＣパワーコンバータを任意選択で有するフライホイールを有しうる。

【0033】

有利には、電気ストレージ部材は、前記ガス発生器に燃料が供給されている期間において第１又は第２エンジンのガス発生器からエネルギーを取得することにより、再充電されることが提案される。

【0034】

有利には、ストレージ部材は、更に具体的には、損傷を伴うことなしに、ハイパワーと、数秒のレベルの短い持続時間と、を特徴とする放電シーケンスを受け入れるように設計されており、且つ、この観点において、ストレージ部材は、支援のバーストをエンジンのガス発生器に提供するという機能にのみ専用であるものと規定される。これに関して、ストレージ部材は、特に、正常始動機能、緊急事態始動、及びドライモータリングのために、並びに、更には、飛行中の支援のために、使用される。

【0035】

また、本発明は、少なくとも２つのフリータービンエンジンを有すると共に言及されている支援装置を含む航空機をも提供する。

【0036】

航空機は、ヘリコプターであってもよい。

【0037】

以下、添付図面を参照し、本発明について説明する。

【図面の簡単な説明】

【0038】

【図1】航空機の推進及び電気システムに内蔵された本発明のシステムの全体図である。

【図2】本発明の一実施形態の更に具体的な図である。

【図3】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図4】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図5】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図6】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図7】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図8】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図9】図２の実施形態のステージ又は使用モードを示す。

【図10】本発明の一代替実施形態を示す。

【図11】本発明の別の代替実施形態を示す。

【図12】本発明のその他の代替実施形態を示す。

【図13】本発明のその他の代替実施形態を示す。

【発明を実施するための形態】

【0039】

図１を参照すれば、提案されているシステムの一実施形態の概略的な電気的アーキテクチャは、以下のとおりである。

【0040】

航空機における発電は、通常は、３ステージタイプの１１５ＶＡＣ／４００Ｈｚの機械であるメインギアボックスＭＧＢによって駆動される少なくとも２つの交流発電器ＡＬＴ１及びＡＬＴ２によって提供されているが、その他の回転式機械も想定されうるであろう。

【0041】

このアーキテクチャは、単発の低費用巡航飛行に関して有利であり、その理由は、この結果、発電とタービンエンジンの動作の間における機能的且つ有機的な独立性が保証され、これにより、２つのエンジンのうちの１つが、そのガス発生器からのパワーの取得と相容れないスタンバイモードにおいて維持されている状態において、低費用巡航飛行中における発電のための十分なレベルの可用性及び冗長性を保持することができるからである。

【0042】

更には、このアーキテクチャは、航空機のオンボードネットワークによって消費される電力に対応した機械的力が、ガス発生器からではなく、フリータービンから取得されるという範囲において、特に、加速及び特定の消費性能に対する影響の観点において、エンジンの動作について、エンジンのガス発生器からのパワーの取得よりも欠点が少ない。

【0043】

ＡＬＴ１及びＡＬＴ２が航空機の電気ネットワークに電力供給しており、このネットワークに電力供給するためのその他の利用可能なエネルギー源は、恐らくは、オンボードの補助電源ユニット、１つ又は複数のストレージ電池、或いは、実際には、地上に位置している際には、地上の電源ユニットにより、構成される。

【0044】

メインギアボックスＭＧＢは、エンジンＧＴ１及びＧＴ２によって駆動される。この例においては、これらのエンジンは、フリータービンのターボシャフトエンジンである。これらのそれぞれは、ガス発生器と、フリーホイールを介してＭＧＢを駆動するパワータービン（フリータービン）と、を有する。

【0045】

それぞれのエンジンＧＴ１及びＧＴ２は、始動器として且つ発電器として動作するのに適すると共に、説明対象の実施形態においては、アクセサリギアボックスを介してエンジンのガス発生器に機械的に接続されている個々の回転式機械（それぞれ、Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２）を有する。装置のコンパクト性及び重量を最適化するべく、Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２は、ガス発生器による高速駆動に適合していると共に、且つ、例えば、且つ、限定を伴うことなしに、永久磁石を有するブラシレス同期式機械、可変リラクタンス機械、又は非同期式機械などの回転子巻線を有していない機械アーキテクチャを提示することが好ましい。２つの機械Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２は、航空機の電気ネットワークとは独立的に動作する独立的な電気組立体１００に含まれている。

【0046】

図２を参照すれば、独立した電気組立体１００は、以下のサブ組立体を有する。

【0047】

まず、直流（ＤＣ）により、且つ、（数百ボルトのレベルの）高圧により、動作するバス番号１及びバス番号２という２つのバスが存在しており、これらのバスは、相互に、且つ、オンボードネットワークとは、独立している。

【0048】

独立した電気組立体は、特に回転式機械Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２に電力供給すると共にトルク及び速度においてこれらを制御するように機能する２つの反転可能なＤＣ／ＡＣ静的パワーコンバータＳＰＣ１及びＳＰＣ２（例えば、２レベルインバータタイプ又はなんらかのその他のタイプ）を更に有する。この電気機械は、ガス発生器によって駆動されるが、これらのコンバータのそれぞれは、制御された整流器として動作する能力を有し、且つ、対応したバスの電圧を調節する能力をも有する。

【0049】

独立した電気組立体１００は、短く且つ強力な電力の放出を供給するべく最適化された電気ストレージ部材Ｓ１及びＳ２を更に有する。例として、これらは、スーパーコンデンサ、或いは、ハイブリッドコンデンサ（恐らくは、その独自の制御システムが装着されている）、その独自の電池管理システム（ＢＭＳ：Ｂａｔｔｅｒｙ Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ Ｓｙｓｔｅｍ）が装着されたリチウムイオン（Ｌｉ−ｉｏｎ）電池、又はフライホイール（その負荷印加／非負荷印加ＡＣ／ＤＣコンバータを有する）であってもよい。

【0050】

また、独立した電気組立体１００は、２つのＤＣバスを（並列に）１つに接続するように、且つ、逆に、一側部における組立体Ｓ１、バス１、ＳＰＣ１、Ｇ／Ｓ１、ＧＴ１と他側部における組立体Ｓ２、バス２、ＳＰＣ２、Ｇ／Ｓ２、ＧＴ２を電気的に絶縁するように、機能する電気機械的コンタクタタイプ又は半導体パワーコントローラ（ＳＳＰＣ：Ｓｏｌｉｄ Ｓｔａｔｅ Ｐｏｗｅｒ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）タイプの電気接続切断器部材１２０をも含む。

【0051】

次に、図３を参照し、双発型の飛行のステージについて説明する。

【0052】

エンジンＧＴ１及びＧＴ２の両方が始動したら、２つの電気機械Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２は、エンジンＧＴ１及びＧＴ２のガス発生器によって駆動され、且つ、これらは、ＤＣ／ＡＣコンバータが、ストレージ部材Ｓ１及びＳ２内の電荷の再充電及び／又はその維持を目的とした適切な電流／電圧関係を適用することにより、整流器として制御されている状態において、発生器モードにおいて動作する。接続切断器部材１２０は、開路状態にある。

【0053】

ストレージ部材は、恐らくは、地上においてエンジンを始動している間に放電された状態となりうることから、離陸を認可する前に、再度、ストレージ部材Ｓ１及びＳ２がその正常なレベルに充電されることを待つ必要があろう。

【0054】

ストレージ部材Ｓ１及びＳ２の電荷の再充電又は維持（例えば、スーパーコンデンサのパック又は電池内のセルの均衡化に起因した、或いは、実際には、フライホイール内の摩擦に起因した、内部損失について補償するためのもの）は、個々のエンジンＧＴ１及びＧＴ２のガス発生器からエネルギーを取得することにより、オンボードネットワークからは独立した方式で実行される。その技術に応じて、それぞれのストレージ部材Ｓ１及びＳ２内の損失についての補償は、安定状態下においては、数十ワット未満となりうる。

【0055】

この動作モードにおいては、ＤＣバスは、互いに電気的に絶縁されており、且つ、これらは、互いに独立的に動作する。

【0056】

更には、一変形態様においては、ヒステリシスタイプの関係を使用することにより、ストレージ部材の再充電の逐次的な管理が実装されており、部材は、エネルギー閾値Ｅ１まで充電され、且つ、次いで、保存されたエネルギーが、内部損失の結果として、Ｅ１を下回る閾値Ｅ２未満に低下する時点まで、再充電が禁止される（即ち、更なるパワーがガス発生器から取得されない）。能動型の平衡回路を伴う電池又はハイブリッドコンデンサタイプの技術によれば、非常に長い休止が２つの再充電ステージの間において実現される。

【0057】

図４を参照すれば、双発型の飛行においては、エンジンの動作を最適化するべく、部材Ｓ１及びＳ２内に保存されているエネルギーが使用される。この概念は、一時的な機械的エネルギーの入力をエンジンのうちの１つエンジンのガス発生器に対して提供するというものである。この結果、２つの動作モードを想定可能であり、且つ、以下、これらの動作モードについて詳細に説明する。これらのモードについては、接続切断器部材１２０が開路状態にある際の動作について説明する。

【0058】

まず、ガス発生器を加速させるための支援のバーストを供給することができる。ピッチが低速度から迅速に増大した場合には、ガス発生器への機械的パワーの供給は、その加速度を改善するように、且つ、従って、エンジンがパワーをフリータービンに供給する速度を増大させるように、且つ、この結果、このような操作の末尾において発生するヘリコプターの回転翼の回転速度の一時的な低下を大幅に減少させ、これにより、乗員の安全マージンを増大させるように、機能する。

【0059】

この機能は、ガス発生器の初期速度が低速である際に、性能に対する大きな改善を提供する。この動作モードは、例えば、且つ、限定を伴うことなしに、システムが利用可能であり（障害が検出されていない）、部材Ｓ１及びＳ２内に保存されているエネルギーのレベルが十分であり、エンジンが動作中であり、ガス発生器の初期速度が所与の範囲内にあり、且つ、エンジンの動作ラインがサージからの保護のためのその限度に接近した結果としてパワー需要の迅速な増大が検出される、などの様々な基準が充足された際に、タービンコンピュータの要求において自動的に起動されてもよい。

【0060】

支援のサージは、エンジンの動作ラインが、サージからの保護のためにその限度から離れるように運動した際に、保存されているエネルギーのレベルが特定の閾値を下回った際に、或いは、速度が特定の閾値を超過した際に、起動停止される。

【0061】

その後に、ガス発生器を減速させるための支援のバーストを供給することができる。ガス発生器の減速が、燃焼停止防止の関係によって制限されているピッチの迅速な低減の場合には、ガス発生器から大量のパワーを取得するように、数瞬間にわたってコンバータの生成設定点を増大させることが提案される。この結果、ガス発生器を相対的に迅速に減速させることが可能であり、且つ、従って、エンジンの調節によって燃焼室に注入される燃料の流量が減少する速度を増大させることが可能であり、且つ、この結果、一時的な回転翼の速度の増大の振幅を減少させることができる。

【0062】

この動作モードは、例えば、且つ、限定を伴うことなしに、動作ラインが、燃焼停止防止流量限度に接近するなどの様々な基準が充足された際に、且つ、減速中にガス発生器から取得されるエネルギーを保存するために利用可能な容量が存在している場合に、タービンコンピュータの要求により、自動的に起動される。

【0063】

従って、一変形態様においては、ストレージ部材の容量は、すべての状況下においてエネルギーを保存するためのマージンが存在することを保証するべく、わずかに過大にサイズ設定されている。

【0064】

代替方式においては、装置は、例えば、抵抗要素から製造された組立体及び制動チョッパアームなどのように、ガス発生器を減速させるべく、取得されたエネルギーを散逸させるために、ＤＣバスに追加されてもよい。

【0065】

また、パワー注入タイプの支援のバーストを提供することもできる。フリータービンに対する増大した効果を得るように、機械的な力Ｐ_mecがガス発生器に注入される。飛行エンベロープの特定のゾーン内においては、１超の利得Ｋにより、フリータービンから、且つ、従って、ヘリコプターのＭＧＢから、パワーＫ．Ｐ_mecを回収することができる。従って、適切な状態が存在している際には、ガス発生器に対する支援の供給は、フリータービンに又はＭＧＢに直接的に注入されることを除いて、等価な支援の供給よりも効率的でありうることが観察されよう。この動作モードは、部材Ｓ１及びＳ２内において保存されているエネルギーが十分である際に、例えば、大きな負荷を伴う、且つ／又は、高高度における、且つ／又は、高温における、離陸などのように、クルーの要求において予防的な方式により、起動されてもよく、或いは、さもなければ、例えば、フリータービンの速度が特定の閾値未満に低下した場合や他方のエンジンからのパワーの喪失を検出した際などのように、１つのエンジンが動作していない（ＯＥＩ：Ｏｎｅ Ｅｎｇｉｎｅ Ｉｎｏｐｅｒａｔｉｖｅ）緊急定格において短い持続時間にわたって更なるパワーを提供するべく、エンジンコンピュータの要求において自動的に起動されてもよい。

【0066】

図５を参照すれば、単発型の低費用巡航ステージの飛行を観察することができる。

【0067】

その他のものに加えて、部材Ｓ１及び／又はＳ２内に十分なエネルギーが保存されていることを意味する、このモードを許容する状態が存在している場合には、アビオニクス装置は、ゴートゥースタンバイ（ｇｏ−ｔｏ−ｓｔａｎｄｂｙ）命令をガスタービン（例えば、図のＧＴ２）のコンピュータに送信する。

【0068】

「スーパーアイドル」変形態様と呼称される図５に示されている第１変形態様においては、ＧＴ２のコンピュータは、燃料の流量を低減し、且つ、ガス発生器の速度を低い設定点値に調節し、これにより、ＭＧＢからのパワータービンの脱同期化を可能にし（従って、この結果、ヘリコプターに供給されるパワーは、ゼロである）、且つ、燃料消費の低下を可能にする。同時に、電気機械Ｇ／Ｓ２及び関連付けられたコンバータＳＰＣ２は、ＧＴ２のガス発生器からのパワーの取得を回避するように、抑制される。

【0069】

電気機械Ｇ／Ｓ１及びそのコンバータＳＰＣ１は、「発電器」モードに遷移し（これらが、まだこのモードに遷移していない場合）、次いで、接続切断器部材２２０を再構成することにより、２つのＤＣバスが電気的に１つに接続される。ＧＴ１のガス発生器から取得されたエネルギーは、ストレージ部材Ｓ１及び図２内の電荷を維持するべく使用され、この電荷維持機能は、連続的に実行されてもよく、或いは、さもなければ、２つの部材のそれぞれにおいて、不連続的に且つ逐次的に、実行されてもよい。

【0070】

図６に示されている第２変形態様においては、エンジンＧＴ２のコンピュータは、燃料の流れをカットオフし、且つ、ガス発生器の速度を設定点値において調節している。ＧＴ２の燃焼室が消火されていることから、燃料消費はゼロであり、且つ、フリータービンは、ＭＧＢとの間において脱同期化された状態となる。同時に、電気機械Ｇ／Ｓ２及び関連付けられたコンバータＳＰＣ２は、レギュレータによって定義されると共に燃焼室用の理想的な点火ウィンドウに対応した速度設定点を伴って、モーターモードに遷移する。ガス発生器は、自転状態に遷移し、且つ、数秒の後に、その速度は、燃焼室が消火された状態において、この設定点において安定する。電気機械Ｇ／Ｓ１及びそのコンバータＳＰＣ１は、まだ発電器モードに遷移していない場合には、発電器モードに遷移する。

【0071】

接続切断器部材１２０を再構成することにより、２つのＤＣバスが電気的に１つに接続される。エンジンＧＴ１のガス発生器から取得されるエネルギーは、ストレージ部材Ｓ１及びＳ２内の電荷を維持するべく、且つ、パワーコンバータＳＰＣ２を介して電気機械Ｇ／Ｓ２に電力供給するべく、使用される。この側面は、エンジンＧＴ２のガス発生器に対する延長された支援を構成し、且つ、「回転」モードと呼称される。

【0072】

図７に示されている一変形態様においては、コンピュータは、エンジンＧＴ２に対する燃料の供給を維持しており、且つ、このエンジンには、図６を参照して説明したものと同一の原理に基づいて、そのガス発生器を回転させる際に、延長された支援が提供されている。これを目的として、コンピュータは、タービンの動作を最適化するように、且つ、燃料消費を極小化するように、ガス発生器の速度を設定点値に調節している。「支援型のスーパーアイドル」と呼称されるこのような動作モードにおいては、ＳＰＣ２及びＧ／Ｓ２は、モーターモードにおいて動作する。

【0073】

これらの動作ステージにおいては、電気組立体１００は、オンボードネットワークからは独立した状態において留まる。

【0074】

単発型の低費用巡航飛行モードからは、２つの異なる方法で離脱することができる。まず、図８を参照すれば、ＧＴ２の再始動が急を要していない際には、ＧＴ２は、正常な手順を使用してアビオニクス装置の要求によって始動され、電気接続切断器部材１２０を再構成することにより、まず、２つのＤＣバスが互いに電気的に絶縁される。

【0075】

エンジンＧＴ２が、当初、その燃焼室が点火された状態において、スタンバイ状態にあった場合には（「スーパーアイドル」又は「支援型のスーパーアイドル」モード）、電気機械Ｇ／Ｓ２は、ストレージ部材Ｓ２内に保存されているエネルギーを使用して支援のバーストを提供し、ガス発生器を加速させるために駆動トルクを供給するように、制御される。同時に、エンジンＧＴ２のコンピュータは、予め定義された関係を適用することにより、燃料の流量を増大させる。エンジンＧＴ２が、当初、燃焼室が消火された状態において、スタンバイ状態にある場合には（「回転」モード）、コンピュータは、エンジンＧＴ２のガス発生器が、理想的な点火ウィンドウ内において既に駆動されていることを除いて、上述のものに類似した始動シーケンスを開始する。燃焼室の点火が検出された際に、電気機械Ｇ／Ｓ２によって供給されるトルクが増大させられ、且つ、エンジンＧＴ２のコンピュータは、予め定義された関係を適用することにより、燃料の流量を増大させる。いずれの場合にも、速度ＮＧが、維持可能な閾値を超過した際には、電気的な支援が接続切断され、且つ、エンジンＧＴ２は、その独自の手段により、飛行速度まで加速する。

【0076】

ヘリコプターが地上に位置している際には、それぞれのエンジンのガス発生器が、当初、十分に停止されていることを除いて、離陸の前に、エンジンを始動させるべく、類似したシーケンスが使用されうることが観察されよう。エンジンは、通常、１つずつ、逐次的に始動される。両方のエンジンが始動したら、且つ、離陸の前に、ストレージ部材Ｓ１及びＳ２は、上述の手順を使用することにより、再充電される（図３を参照されたい）。

【0077】

図９を参照すれば、単発型の低費用飛行の特定の状態下においては、乗員は、エンジンＧＴ２からのパワーを迅速に必要と場合があり、この状況は、例えば、パワーがエンジンＧＴ１から喪失された場合に、或いは、予想されていないパワーのニーズが、両方のエンジンからのパワーを必要としており、且つ、従って、単発型のモードからの迅速な離脱を正当化している場合に（障害物の回避など）、発生しうる。このような状況下においては、緊急事態手順を使用することにより、再始動が実行される、その目的は、エンジンＧＴ２が、短い期間内において、そのフライト速度に、或いは、場合によっては、そのＯＥＩ定格に、到達するようにするというものである。

【0078】

当初、２つのＤＣバスは、電気接続切断部材１２０を再構成することにより、電気的に絶縁されている。エンジンＧＴ２が、当初、その燃焼室が点火された状態において、スタンバイ状態にあった場合には（「スーパーアイドル」又は「支援型のスーパーアイドル」モード）、電気機械Ｇ／Ｓ２は、ガス発生器を加速させる際に支援のバーストを提供するべく、駆動トルクを供給するように、動作させられるが、この支援は、正常な再始動手順用のものよりも実質的に高いレベルを有する。同時に、エンジンＧＴ２のコンピュータは、タービンの高速再始動のために同様に最適化された予め定義された関係を適用することにより、燃料流量を増大させる。

【0079】

エンジンＧＴ２が、当初、燃焼室が消火された状態において、スタンバイ状態にあった場合には（「回転」モード）、コンピュータは、燃焼室の点火をトリガするが、この動作は、ガス発生器が既に理想的な点火ウィンドウ内において回転駆動されているという事実により、容易になっている。その後に、上述のものと同様に、コンピュータは、ガス発生器を加速させるための電気的な支援のバーストを要求することになり、且つ、コンピュータは、タービンの高速再始動のために同様に最適化された予め定義された関係を適用することにより、燃料の流量を増大させる。

【0080】

いずれの状況においても、ガス発生器に対する電気的支援のバーストは、その飛行又はＯＥＩ定格まで加速するためにエンジンが所要する時間を極小化するべく、正常な始動手順において使用される始動器カットオフ速度閾値を超えて拡張されてもよい。
ヘリコプターが着陸したら、タービンをスイッチオフする前に、電気ハイブリッド装置のストレージ部材が後続の始動のための準備完了状態となるように、ストレージ部材を再充電することが推奨されうるであろう。この手順は、エンジンを停止させる前にエンジン内の温度を均衡化させるべく使用される「地上アイドル」速度への必要とされる遷移の際に、実行されてもよい。

【0081】

図１０を参照し、一変形態様について説明する。

【0082】

独立した電気組立体１１０は、上述の独立した電気組立体１００に類似しているが、ストレージ部材Ｓ１及びＳ２が単一のストレージ部材Ｓによって置換されている。例として、これは、単一のエンジンを緊急事態始動する能力を有するように、サイズ設定されている。この結果、利点は、重量及びコンパクト性の観点におけるほとんど２分の１の節約にある。再充電モードにおいては（双発型の動作）、２つのパワーコンバータＳＰＣ１又はＳＰＣ２のうちの１つが、スーパーバイザコンピュータにより、「マスタ」として規定され、且つ、ストレージ部材Ｓの再充電を担当する。再構成部材１２１は、エンジンの一方又は他方による部材Ｓの充電又はエンジンに対する支援のバーストの提供のステージのために、コンバータＳＰＣ２へのストレージ部材Ｓの接続を可能にし、且つ、組立体ＳＰＣ１−Ｇ／Ｓ１からの組立体Ｓ−ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２の電気的な絶縁を可能にし、或いは、逆に、再構成部材１２１は、コンバータＳＰＣ１へのストレージ部材Ｓの接続と組立体ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２からの組立体Ｓ−ＳＰＣ１−Ｇ／Ｓ１の電気的な絶縁を可能にする。

【0083】

また、再構成部材１２１は、発電器として動作する他方の電気機械により、モーターとして動作している電気機械の一方に対して電力供給するステップを伴う（「回転」モード及び「支援型のスーパーアイドル」モード）飛行の単発型のステージのために、１つに電気的に接続された状態において組立体ＳＰＣ２（Ｇ／Ｓ２）−ＳＰＣ１（Ｇ／Ｓ１）を維持する能力をも有する。

【0084】

図１１を参照し、別の変形態様について説明する。

【0085】

この例においては、電気組立体１０２は、オンボードネットワークから独立してはいない。電気機械Ｇ／Ｓ１とコンバータＳＰＣ１の間の電気接続は、オンボードネットワークを介して実行されている。１つの電気ストレージ部材Ｓのみが存在しており、且つ、これは、コンバータＳＰＣ２及び電気機械Ｇ／Ｓ２を介したエンジンＧＴ２への支援のバーストの提供に専用である。これは、特に、再構成部材１２２の位置の関数として、コンバーター及び電気機械ＧＳ１により、充電されてもよく、或いは、コンバータＳＰＣ２及び電気機械Ｇ／Ｓ２により、充電されてもよい。エンジンＧＴ１は、低費用巡航飛行の際には、スタンバイモードに遷移させられない。対照的に、エンジンＧＴ２は、その燃焼室が点火された状態において（「支援型のスーパーアイドル」モード）、或いは、その燃焼室が消火された状態において（「回転」モード）、スタンバイモードに遷移させられてもよく、この場合には、ガス発生器に対する延長された支援のために必要とされる電気エネルギーは、Ｇ／Ｓ１、ＳＰＣ１、ＳＰＣ２、及びＧ／Ｓ２を介して、或いは、ＡＬＴ１、ＳＰＣ１、ＳＰＣ２、及びＧ／Ｓ２を介して、エンジンＧＴ１から到来する（図１との関連において、ＡＬＴ１を参照されたい）。この第２の例においては、Ｇ／Ｓ１は、単純な非制御型の始動器によって置換されてもよい。

【0086】

再構成部材１２２は、部材Ｓの充電又はエンジンに対する支援のバーストの提供のステージのために、コンバータＳＰＣ２へのストレージ部材Ｓの接続を可能にし、且つ、組立体ＳＰＣ１及びオンボードネットワークからの組立体Ｓ−ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２の電気的な絶縁を可能にし、或いは、逆に、コンバータＳＰＣ１へのストレージ部材Ｓの接続と組立体ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２からの組立体Ｓ−ＳＰＣ１−Ｇ／Ｓ１の電気的な絶縁を可能にする。

【0087】

図１２を参照し、別の変形態様について説明する。エンジンＧＴ１は、２つの電気機械用のモーションテークオフを含む、具体的には、始動器電気機械Ｄ１と、発電器電気機械Ｇ１と、を含む、アクセサリボードを有する。エンジンＧＴ１の正常な始動のために使用される機械Ｄ１には、オンボードネットワークによって電力供給される一方で、機械Ｇ１は、コンバータＳＰＣ１に接続されている。電気回路の残りの部分は、図９のものに類似している。単一のストレージ部材Ｓは、エンジンＧＴ２に対する支援のバーストの提供に専用である。

【0088】

再構成部材１２３は、エンジンの一方又は他方による部材Ｓの充電又はエンジンＧＴ２に対する支援のバーストの提供のステージのために、コンバータＳＰＣ２へのストレージ部材Ｓの接続を可能にし、且つ、組立体ＳＰＣ１−Ｇ１からの組立体Ｓ−ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２の電気的な絶縁を可能にし、或いは、逆に、コンバータＳＰＣ１へのストレージ部材Ｓの接続と組立体ＳＰＣ２−Ｇ／Ｓ２−ＧＴ２からの組立体Ｓ−ＳＰＣ１−Ｇ／Ｓ１の電気的な絶縁を可能にする。

【0089】

また、再構成部材１２３は、電気機械Ｇ１による電気機械Ｇ／Ｓ２への電力供給を伴う飛行のステージのために、１つに接続された状態において組立体ＳＰＣ２（Ｇ／Ｓ２）−ＳＰＣ１（Ｇ１）を維持する能力をも有する。

【0090】

要素Ｇ１、ＳＰＣ１、１２３、Ｓ、ＳＰＣ２、及びＧ／Ｄ２から構成された組立体は、１０３という参照符号が付与された独立した電気組立体である。これは、オンボードネットワークから独立している。

【0091】

図１３を参照し、別の変形態様について説明する。

【0092】

電気組立体１０４は、オンボードネットワークに接続されたコンバータＳＰＣ１を有する。

【0093】

また、これは、コンバータＳＰＣ２をエンジンＧＴ１に接続された電気機械Ｇ／Ｓ１に又はエンジンＧＴ２に接続された電気機械Ｇ／Ｓ２に接続するべく、スイッチ部材１３０に接続されたコンバータＳＰＣ２をも有する。２つの電気機械Ｇ／Ｓ１及びＧ／Ｓ２は、その両方がコンバータＳＰＣ２に同時に接続されてはならない。

【0094】

また、構成部材１２４は、スイッチ部材１３０の位置の関数として、オンボードネットワークによって充電されるべく、単一のストレージ部材ＳをコンバータＳＰＣ１に接続するように、或いは、エンジンＧＴ１及びＧｔ２のうちの一方に支援のバーストを提供するべく、コンバータＳＰＣ２に接続するように、機能する。また、ストレージ部材Ｓは、両方のコンバータＳＰＣ１及びＳＰＣ２に対して同時に接続されうる。

【0095】

再構成部材１０４は、（特に、ガス発生器が好適な点火ウィンドウ内において維持された状態において、燃焼室が消火されたスタンバイモードにおいて、即ち、「スーパーアイドル」モードにおいて、且つ、チャンバが点火された状態のスタンバイモードにおいて、即ち、「支援型のアイドル」モードにおいて）、コンバータＳＰＣ２に接続されたエンジンのガス発生器に対して延長された支援を提供するべく、スイッチ部材１３０を介したコンバータＳＰＣ２へのコンバータＳＰＣ１の接続を可能にする。

【0096】

オンボードネットワークは、エンジンＧＴ１又はＧＴ２のうちの少なくとも１つによって間接的又は直接的に駆動されている１つ又は複数の交流発電器によって電力供給されており、且つ、これらエンジンのうちの一方又は他方が消火された際には、延長された方式によってオンボードネットワークに電力を提供するのは、必然的に、他方のエンジンであることを思い起こされたい。

【0097】

本発明は、記述されている実施形態に限定されるものではなく、請求項の範囲の領域に含まれるすべての変形態様を含む。

【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】