JP2008127013A - 航空機用電源 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機のエンジン部が、エンジンとその周辺部に組み込まれた電気負荷に電力を供給するために利用できる十分な電力を有する、航空機用電源システムを提供する。
【解決手段】主発電機（１１２）が、交流電圧を、ライン接触器（１２２）が取り付けられた主ライン（１２０）を介して、航空機に搭載された電力網（２１０）に送出し、電圧は、調整器（１７０）によって調整される。エンジン電力網（１５０）は、エンジンの領域内にある負荷と、エンジン制御コンピュータ（１３０）とに電力を送出し、エンジン電力網（１５０）は、主発電機から導出された電力を、航空機に搭載された電力網を通過することなく直接受け取るために、ライン接触器（１２２）の上流側に、副電源ライン（１２４）を介して主電源ライン（１２０）に接続された第１の給電入力部を有する。電圧を調整する調整器は、エンジン電力網によって電力を供給される。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機およびそれに取り付けられたエンジンに電力を供給することに関する。

本発明の適用分野は、より詳細には、ガスタービンエンジンが取り付けられる飛行機の分野である。それにかかわらず、本発明はまた、他のタイプのエンジンが取り付けられた飛行機、より一般的には種々のタイプの航空機、すなわち飛行機とヘリコプタの両方に適用可能である。

飛行機では一般に、電力は、通常は始動機／発電機ユニットに組み込まれている、少なくとも１つのライン接触器を介して飛行機の電力網に供給される交流電圧を送出する主発電機によって生成される。飛行機の電力網は、胴体部にありエンジン部にもある電気負荷を動作させる必要があるときに、電気を交流（ＡＣ）または直流（ＤＣ）の形で分配する。

主発電機によって送出される交流電圧は、胴体部内にある電圧調整器によって調整される。電圧調整器は、主発電機によって送出される交流電圧を所定の範囲内に保つように、主発電機に連結された励磁機に送出される電流を制御する。この目的のために、電圧調整器は、それ自体に、飛行機の電力網から、あるいは主発電機と励磁機とで共有する軸に取り付けられた永久磁石発電機などの補助発電機から電力が供給される。

エンジンを制御する、全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）として知られているコンピュータが、エンジン部内にあり、エンジンの動作を制御する働きをする。エンジン始動段階後、ＦＡＤＥＣが飛行機の電力網から電力を供給されている間、ＦＡＤＥＣは、エンジンに機械的に連結された特定の発電機によって電力を供給される。

冗長目的のために、電源システムの要素のうちのいずれかが故障した場合の影響を軽減するために、これらの要素は、通常は二重化されている。

図１は、典型的にはガスタービンエンジンが取り付けられた飛行機に使用されるような電源システムの１つのそのような知られている構造を示す図である。

図１において、破線１００は、エンジン部の境界を表し、破線２００は、飛行機胴体部の境界を表す。「エンジン部」という用語は、本明細書ではエンジンとその周辺部、詳細には、具体的にはエンジン本体と、エンジンのタービン軸に連結されたアクセサリギアボックス（ＡＧＢ）と、ギアボックスに取り付けられたアクセサリと、スラストを逆にするための機器を含むエンジンポッドと、ポッドを翼に連結するパイロンとを含む周辺部を意味するように用いられる。

エンジン部には、同期発電機を構成する主発電機１１２と、回転ダイオード整流器ブリッジ１１６を介して主発電機のロータに電力を供給する二次磁気回路を有する励磁機１１４と、永久電磁石発電機などの補助発電機１１８とを含む始動機／発電機（Ｓ／Ｇ）１１０が見られ得る。主発電機１１２のロータ、励磁機１１４のロータ、および補助発電機１１８のロータは、エンジンのトランスミッションギアボックス（図示せず）に連結された軸に共通して取り付けられている。

主発電機は、ラインまたはハーネス１２０を介して胴体部内の飛行機の電力網２１０または一次オンボード電力網に伝えられる交流電圧を送出する。飛行機に搭載された電力網は、胴体部内でもエンジン部内でも、連続的にも一時的にも作動する電気負荷に電力を分配するためのソースを構成する。電気負荷は一般に、飛行機に搭載された電力網の電力接触器を制御することによって、エンジン部内で一時的に作動する。

エンジン部はまた、ロータがエンジンのトランスミッションギアボックスに連結されている永久磁石交流発電機などの特定の発電機１４０によって電力を供給されるＦＡＤＥＣ１３０も含む。発電機１４０によって送出された交流電圧は、ＦＡＤＥＣ１３０の構成要素１３４に電力を供給するために、交流／直流コンバータ１３２によって整流されかつ所要のレベルに昇圧される。ＦＡＤＥＣ１３０は、エンジンが始動されている間に電力を供給されるように、ラインまたはハーネス１３６を介して胴体部内の直流母線２１６または飛行機の電力網にも接続されることが指摘されるべきである。

ライン接触器２１２が、ライン１２０と電力網の交流母線２１４との間の、飛行機の電力網への入力部に挿入される。母線２１４上で利用できる電気は、様々な負荷に直接供給されるか、あるいは電圧変換器、具体的には直流母線２１６に電力を供給する交流／直流変換器（図示せず）を介して供給される。

エンジンが動作している間、始動機／発電機１１０は、同期発電機モードで動作する。主発電機１１２によって送出される電圧は、胴体部にある電圧調整器２２０を用いて、航空機に搭載された電力網２１０への入力部で調整される。電圧調整器は、ライン接触器２１２のすぐ上流側の、胴体部内のオンボード電力網２１０への入力部にある調整ポイント（ＰＯＲ）２１１で、電源ライン１２０の電圧を表す情報を受け取る。電圧調整器２２０は、直流を、電源ラインまたはハーネス２２２を介して励磁機１１４のステータ（一次磁気回路）に送出し、励磁機のロータ（二次磁気回路）から回収された交流は、回転ダイオードブリッジ１１６によって整流されて、主発電機１１２のロータ（一次磁気回路）に供給される。電圧調整器２２０によって励磁機１１４に送出される電力は、ＰＯＲポイント２１１での交流電圧値を所定の値域内に保つように調整される。電圧調整器２２０には、補助発電機１１８によって電源ラインまたはハーネス２２４を介して交流で電力が供給される。交流は、整流器によって整流され、励磁機によって必要とされる電流を送出するように制御される直流／直流変換器に送出される。

始動モードでは、電圧調整器２２０は、それが動作し交流電圧を励磁機１１４の一次磁気回路に送出できるようにするために、直流母線２１６から（または他のソースから）電力を供給される。同時に、ライン接触器２１２が閉路された状態で、主発電機のステータ（二次磁気回路）には、交流母線２１４から（または他のソースから）電源ライン１２０によって交流で電力が供給され、発電機はそのとき、同期電動機として動作する。次いで、飛行機のエンジンは、そのトランスミッションギアボックスを介して回転される。飛行機のエンジンが始動した後、ライン接触器２１２は開路されて、後で調整ポイントでの電圧レベルが所定の最低値に達したときに閉路される。

制御および保護回路２３０は、電圧調整器に組み込まれてもよく、始動中に、さらに電気故障が検出された場合にもライン接触器２１２を動作させる。制御および保護回路２３０は、この目的のために、特に電源ライン１２０の電流Ｉ_Ｌを表す情報を受け取る。

図１に示されているように、下記のものもまた冗長のために設けられる。

主発電機１１２’、励磁機１１４’、回転ダイオードブリッジ１１６’、および補助発電機１１８’を備える、始動機／発電機１１０と同様の第２の始動機／発電機１１０’。

主発電機１１２’によって送出された交流を飛行機の電力網に供給する電源ラインまたはハーネス１２０’と、飛行機に搭載された電力網２１０の交流母線２１４’との間の、飛行機に搭載された電力網２１０への入力部での第２のライン接触器２１２’。

調整器２２０と同様の、補助発電機１１８’によって電源ラインまたはハーネス２２４’を介して電力を供給され、かつライン接触器２１２’の上流側の、飛行機に搭載された電力網２１０への入力部の調整ポイントＰＯＲ’２１１’での電圧を調整する第２の電圧調整器２２０’であって、ポイントＰＯＲ’２１１’での電圧を所定の範囲内に保つのに適した、ラインまたはハーネス２２２’を介して励磁機１１４’に電力を送出する第２の電圧調整器２２０’。

ライン接触器２１２’を制御するための、回路２３０と同様の電圧調整器２２０’に組み込まれ得る第２の制御および保護回路２３０’。

ならびに、発電機１４０と同様の、ＦＡＤＥＣ１３０に電力を供給するための特定の発電機１４０’。

ライン接触器２３２は、交流母線２２４と２２４’との間に置かれる。接触器２３２は、通常は開である。接触器２３２は、主発電機１１２、１１２’の一方が、もはや対応する母線２１４、２１４’に所望の電圧を送出することができないときに、飛行機に搭載された電力網２１０における電気の一次分配を保護しかつ設定するための論理回路の制御下で閉路される。

ＦＡＤＥＣ１３０の交流／直流変換器もまた、冗長目的のために、特定の発電機１４０、１４０’によって電力を供給される２つの変換器１３２、１３２’を有し、それによってＦＡＤＥＣの構成要素１３４に電力を供給するように、二重化されることが指摘されるべきである。

上述した種類の電源システムのよく知られている構成は、有効であることが分かっているが、現在の傾向のように、エンジンとその周辺部内の様々な機器を作動させるために水力ではなく電力が使用されたときに、欠点が生じる。電力を、慎重に固定されかつ分離されていなければならない電力ラインまたはハーネスを用いて、飛行機に搭載された電力網から胴体の外側にある負荷に伝えることにより、電力供給用電気機器の数が増加したときに法外になり得る膨大な重量および大きさになる。

そうした問題を解決するために、エンジンとその周辺部に関連する様々な電気機器のためのエンジン部内に配電母線を組み込むという提案が、国際公開第２００６／０８７３７９号パンフレットにおいて本出願人の名義でなされている。エンジン部内に配電網を形成する母線は、飛行機に搭載された電力網から電力を供給され、したがって、エンジン部と飛行機に搭載された電力網との間の電気接続部の数を限定することが可能になる。

エンジンおよびその周辺部の電気機器と、電源回路のために、少なくとも１つの配電母線を有するエンジン部内に配電網を組み込むという提案もまた、欧州特許第１８５２９５３号明細書において本出願人の名義でなされている。電源回路は、オンボード電力網によって送出された電圧を受け取るための、飛行機に搭載の電力網に接続された１つの入力部と、飛行機のエンジンによって駆動される発電機によって送出された電圧を受け取るもう１つの入力部とを有し、電源回路は、要件に応じて、それがその入力部の一方または他方で受け取った電圧から取り出された電圧を、エンジン部内の配電母線に送出する。したがって、エンジンとその周辺部に組み込まれた電気負荷に電力を供給するために、安全な電力可用性ノードがエンジン部に組み込まれ、その場合、特定の発電機（冗長目的のために二重化され得る）が要件をカバーするのに十分でないとき、飛行機に搭載された電力網との接続部が１つだけあれば、電力がエンジンの電力網において確実に利用できるようにするのに十分である。
国際公開第２００６／０８７３７９号パンフレット 欧州特許第１８５２９５３号明細書 欧州特許第１８５２３４７号明細書

本発明の目的は、航空機のエンジン部が、重量および大きさに関して不利益をもたらすことなく、エンジンとその周辺部に組み込まれた電気負荷に電力を供給するために利用できる十分な電力を有することを可能にする、航空機用電源システムのための最適化された構成を提供することである。

この目的は、交流を送出するための少なくとも１つの主発電機と、航空機に搭載された電力網と、航空機に搭載された電力網に主発電機によって送出された交流を供給するように主発電機を航空機に搭載された電力網に接続して航空機に搭載された電力網に電力を供給する主電源ラインと、主電源ライン内に取り付けられた少なくとも１つのライン接触器と、主発電機によって送出された電圧を調整するための電圧調整器と、航空機に取り付けられたエンジンの領域内にある様々な負荷、およびエンジンを制御するコンピュータに電力を送出するためのエンジン電力網とを含むシステムによって達成され、このシステムでは、エンジン電力網は、主発電機から取り出された電力を、航空機に搭載された電力網を通過することなく直接受け取るように、ライン接触器の上流側に、副電源ラインを介して主電源ラインに接続された第１の電源入力部を有する。

本発明のシステムは、主発電機がエンジン部内の電気負荷の一時的な電源として、すなわちそれらが作動している間に電気負荷に電力を供給する電源として直接使用されるという点で注目に値する。これにより、電力を胴体部とエンジン部との間で通過させる必要性が回避され、それに起因する重量およびインライン損失に関する欠点も回避される。さらに、航空機に搭載された一次電力網内の電力接触器の電気機械技術に関連する電力線妨害も回避される。

主発電機によって送出される電圧の調整器は、エンジン部内に位置し、エンジン電力網によって電力を供給されることが有利である。したがって、同じ電源が、エンジン部内の電気負荷、エンジン制御コンピュータ、および電圧調整器に電力を供給するために使用され得る。電圧調整器は、エンジン制御コンピュータ（ＦＡＤＥＣ）に組み込まれ得る。

一実施形態では、電圧調整器は、ライン接触器の上流側のエンジン部内の主電源ライン上に位置する調整ポイントでの電圧Ｕ_ｒｅｆを表す情報と、副電源ラインとの接続部の下流側の主電源ライン上のライン電流Ｉ_Ｌを表す情報とを受け取り、電圧Ｕ_ｒｅｆをＵ_ｒｅｆ≒Ｕ_Ｏ＋Ｚ_Ｌ・Ｉ_Ｌに保つように主発電機を制御する。ここで、Ｚ_Ｌは調整ポイントと飛行機の電力網の入力部との間の主電源ラインのラインインピーダンス、Ｕ_Ｏは航空機の電力網の入力部で所望される交流電圧である。所望の電圧Ｕ_Ｏという用語は、所定の電圧または所定の範囲内にある値を有する電圧を意味する。

ライン接触器は、電圧調整器によって制御されることもまた有利である。この目的のために、電圧調整器は、航空機に搭載された電力網の入力部でのライン電流Ｉ_Ｌを表す情報と、副電源ライン上の二次電流Ｉ_ｓｅｃに関する情報と、主発電機からの出力部での電流Ｉ_Φに関する情報とを受け取って、Ｉ_Φ−（Ｉ_Ｌ＋Ｉ_ｓｅｃ）≧ΔＩであるときに、ライン接触器を開路させることができる。ここでΔＩは差動保護閾値である。

さらに、電圧調整器は、エンジンが始動した後、主発電機によって送出された電圧が所定の閾値に達したときに、ライン接触器を閉路させるように構成され得る。

電圧調整器は、受け取った信号に応答してライン接触器を開路させるように、航空機に搭載された電力網を保護するための保護回路に接続されていることが有利である。

エンジン電力網は、補助発電機によって送出された補助電圧を受け取るように、補助発電機の出力部に接続された第２の入力部を有することもまた有利である。

補助発電機および主発電機は、始動機／発電機に組み込まれることが好ましい。したがって、電源システムの従来技術の構成と比べると、この構成では、単一の補助発電機が、エンジン制御コンピュータに対しても主発電機によって送出された電圧の調整器に対しても補助電源として使用され、したがって、エンジン制御コンピュータが特定の発電機に頼るのを回避する。こうして補助電力資源を相互的にすることにより、特定の発電機を節約するだけでなく、トランスミッションギアボックス内のこのような発電機を駆動するための軸線も節約することが可能になる。

電源システムの詳細な特徴によれば、エンジン電力網は、エンジン部内にある負荷に電力を分配するための少なくとも１つの母線と、エンジン電力網の第１および第２の入力部に接続されており、主発電機または補助発電機から導出された電力を配電母線に供給するために配電母線に接続された出力部を有する電源回路とを含む。

電源回路は、航空機に搭載された電力網に接続された第３の入力部を有し、航空機に搭載された電力網において利用可能な電圧を受け取ることができ、それによってエンジン電力網に、特にエンジンが始動されるまで電力を供給することができる。

本発明は、非限定的に示すことによって与えられる以下の記述を、添付図面を参照しながら読むことにより、より良く理解することができる。

以下の説明では、本発明は、ガスタービンエンジンが取り付けられた飛行機に適用される。それにかかわらず、本発明は、他のタイプのエンジンが取り付けられた飛行機に、さらにヘリコプタにも適用可能である。

図１および図２の電源システムの構成の間で共通の要素は、同じ参照符号を有する。

したがって、図２においては図１と同様に、破線１００および２００は、それぞれエンジン部の境界および胴体部の境界を示す。

エンジン部では、この場合に同期発電機で形成された主発電機１１２は、エンジンのタービン軸に連結された機械動力取出装置に取り付けられたアクセサリギアボックスに連結された軸１０２に、発電機のロータ（一次磁気回路）１１２ａを取り付けることによって、エンジンに機械的に連結される。主発電機１１２のロータ１１２ａは、回転ダイオードブリッジ１１６を介して励磁機１１４のロータ（二次磁気回路）１１４ａに電気的に接続されることによって、直流が供給される。この場合主発電機１１２および励磁機１１４は互いに、永久磁石発電機などの補助発電機１１８をさらに含む始動機／発電機１１０を形成する。永久磁石を保持する発電機のロータ（一次磁気回路）１１８ａは、ロータ１１２ａおよび１１４ａに共通する軸１０２に取り付けられる。

発電機１１２は、主電源ラインまたはハーネス１２０内のステータ（二次磁気回路）１１２ｂに交流電圧を供給する主電源を構成し、主電源ラインまたはハーネス１２０は、この電圧を飛行機の胴体部内にあるオンボード電力網２１０の入力部２１０ａに伝える。ライン接触器１２２は、エンジン部内の主ライン１２０に挿入される。回路遮断器２１１は、入力部２１０ａのすぐ上流側の、胴体部内の主ライン１２０に挿入される。

発電機１１８は、補助電源ライン１２６内のステータ（二次磁気回路）１１８ｂに補助電圧を供給する補助電源を構成する。

エンジン部内の電源および配電網１５０、すなわちエンジンの電気回路網は、配電母線１５２、例えば直流母線、および電源回路１６０を含む。エンジン電力網１５０は、副電源ライン１２４を介して主電源ライン１２０に接続された第１の入力部１５０ａを有する。副ライン１２４は、ライン接触器１２２の上流側の主ライン１２０に、すなわち接触器と主発電機のステータ（二次磁気回路）との間に接続される。エンジン電力網の第２の入力部１５０ｂは、補助電源ライン１２６に接続される。エンジン電力網の第３の入力部１５０ｃは、電源ラインまたはハーネス２１８を介して、飛行機に搭載された電力網２１０の電気母線、例えば直流母線２１６に接続される。

母線１５２は、エンジン制御コンピュータまたはＦＡＤＥＣ１３０を動作させるために必要な電力を供給する。母線１５２の直流は、ＦＡＤＥＣの構成要素１３４に供給されるために、直流／直流変換器１３６によって変換される。

母線１５２はまた、エンジン部内の電気負荷を動作させるために必要な電力も供給する。この目的のために、母線１５２は、エンジン部内の電力負荷管理回路１５４に電力を供給し、その結果、ＦＡＤＥＣ１３０によって送出された制御信号に応答して電気負荷に電力を供給しかつそれを制御する。詳細には、接続される電気負荷は、圧縮機の吐出弁、圧縮ステータ列段内の可変ピッチステータのピッチを設定するための部材、圧縮機の一時吐出弁、タービンロータブレードの先端部のギャップを変化させるための部材などのガスタービンエンジンの可変形状部分の作動装置と、供給ポンプ電動機、空気／潤滑油分離装置、回収ポンプ電動機などの燃料供給回路の部材と、逆スラスト装置の電気機械作動装置やインスペクションハッチまたはメンテナンスハッチの作動装置などのポッド領域内の電気負荷とすることができる。

電力負荷管理回路１５４は、本発明の範囲外にあり、本出願人の欧州特許第１８５２３４７号明細書に従って実施され得る。

ポッドまたは翼の縁部を除氷するための装置などのエンジン周辺部内の特定電気負荷は、ＦＡＤＥＣ１３０の制御下で、副電源ライン１２４上の利用可能な交流から直接電力を供給され得ることが指摘されるべきである。

母線１５２はまた、主発電機１１２によって供給される電圧を調整する、電圧調整器回路１７０を動作させるために必要な電力も供給し、調整器回路１７０は、エンジン部内にある。調整器回路は、ライン１７２を介して励磁機１１４のステータ（一次磁気回路）１１４ｂに給電する。始動機／発電機１１０が電動機モードで動作している（始動している）とき、調整器回路１７０は、ステータ１１４ｂに交流を送出するのに対して、始動機／発電機１１０が発電機モードで動作しているとき、調整器回路１７０は、主発電機１１２によって生成される交流を調整するように制御されるステータ１１４ｂに直流を送出する。

調整器回路１７０の構造および動作について、図３も参照しながら、以下にさらに詳細に説明する。

調整器回路１７０は、制御モジュール１７６と、母線１５２に接続された入力部およびライン１７２に接続された出力部を有する変換器１７４とを含む。

制御モジュール１７６は、電圧測定センサを介して、ライン接触器１２２の上流側のライン１２０上の、エンジン部内に位置する調整ポイントＰＯＲ１２１での電圧Ｕ_ｒｅｆを表す情報を受け取る。制御モジュール１７６はまた、飛行機に搭載された電力網２１０への入力部でのライン電流Ｉ_Ｌを表す情報も受け取る。この情報は、電流測定センサによって、飛行機に搭載された電気回路網を監視しかつ保護するための回路２３０に送出され、回路２３０から例えばデータバス２３２を介して電圧調整器１７０に伝達される。制御モジュールはまた、電流測定センサによって送出された、主発電機１１２によって出力された電流Ｉ_Φ（ステータ１１２ｂでの相−中性点電流）を表す情報と、電流センサによって送出された、副電源ライン１２４上の電流Ｉ_ｓｅｃを表す情報とを受け取る。他の情報、具体的には保護信号、エンジンを始動させるための命令、または周辺部に関する情報（速度など）が、回路２３０から制御モジュール１７６に伝達され得る。

制御モジュール１７６は、励磁機１１４のステータ１１４ｂに励磁機電流Ｉ_ｅｘを供給するための変換器１７４への制御信号と、ライン接触器１２２を開閉させるための信号とを送出する。電圧調整器１７０の動作は、以下の通りである。

飛行機のエンジンを始動目的で回転させるためには、ライン接触器１２２が閉路される。変換器１７４は、制御モジュール１７６によって直流／交流変換器モードで作動されて、交流 Ｉ_ｅｘを励磁機のステータ（一次磁気回路）１１４ｂに送出し、オンボード電力網は、始動変換器を介して外部ソースまたは補助動力ユニット（ＡＰＵ）によって、あるいは別のエンジンまたは飛行機から電力を供給されて、交流が飛行機に搭載された電力網２１０から主発電機のステータ１１２ｂに供給される。次いで、始動機／発電機１１０は、同期電動機モード（始動モード）で動作する。軸１０２（すなわち飛行機エンジンのタービン軸）の回転速度が第１の閾値に達したとき、飛行機エンジンの燃焼室に燃料および空気が供給されて、飛行機エンジンの点火が、燃焼室内の点火スパークプラグに電力を供給するＦＡＤＥＣ１３０によって制御される。点火が達成されると、ライン接触器１２２は、電圧調整器１７０の制御下で開路される。軸１０２の回転速度が増大し、したがって、次いで同期発電機モードで動作している主発電機１１２によって送出される電圧の周波数もまた増大する。ポイントＰＯＲ１２１の電圧Ｕ_ｒｅｆおよび周波数が、所与の電圧閾値および周波数閾値に達したとき、電圧調整器１７０の制御モジュール１７６は、差動保護閾値（下記参照）の超過が検出されておらず、かつ故障が回路２３０によって検出されていない限り、ライン接触器１２２を閉路させ、それによって、保護信号が制御回路１７６に送出されるようになる。電圧閾値および周波数閾値は、飛行機に搭載された電力網への入力部のライン１２０上の電圧Ｕ_Ｏおよび周波数が確実に、電力網によって許容され得る最低の電圧および周波数以上になるように選択される。

飛行機エンジンの始動段階中の動作は、電圧調整器１７０とライン接触器１２２が共にエンジン部内にあることを除けば、図１に示されているような、飛行機の電源システム用の知られている構成の始動機／発電機の動作と全く同様である。知られている構成と比べてもう１つの重要な相違点は、エンジン点火後にライン接触器１２２を閉路する前に、エンジン電力網に給電し、それによってエンジン部内にある負荷に給電するために、電圧が副電源ライン１２４上で利用できるということである。

発電機モードでは、変換器１７４は、直流電流Ｉ_ｅｘを励磁機のステータ（一次磁気回路）１１４ｂに送出するために、制御モジュール１７６によって直流／直流変換器モードで制御される。電流Ｉ_ｅｘは、電圧Ｕ_ｒｅｆが式Ｕ_ｒｅｆ≒Ｕ_Ｏ＋Ｚ_Ｌ・Ｉ_Ｌを満たすように、制御モジュール１７６の制御下で調整される。ここで、Ｕ_Ｏは、飛行機に搭載された電力網の入力部２１０ａでの電源ライン１２０上の所望される電圧であり、Ｚ_Ｌは入力部２１０ａとポイントＰＯＲ１２１との間のラインインピーダンスである。このインピーダンスＺ_Ｌは、主発電機１１２によって送出された電圧の周波数ｆの関数として変動することが指摘されるべきである。インピーダンスＺ_Ｌの変動を表す関数は、制御モジュール１７６に保存される。所望の値Ｕ_Ｏは、最低閾値Ｕ_Ｏｍｉｎから最大閾値Ｕ_Ｏｍａｘまでの範囲内にあり、それらの閾値は、飛行機に搭載された電力網２１０で許容することができる。

電圧調整器１７０は保護機能も果たす。したがって、ライン接触器は、Ｉ_Φ−（Ｉ_Ｌ＋Ｉ_ｓｅｃ）≧ΔＩ、ここでΔＩは所定の差動保護閾値であるとき、電源ライン１２０上での電流漏れ閾値を超過していることを示唆するので、制御モジュール１７６によって開路される。制御モジュール１７６はまた、サージなどの故障が、飛行機に搭載された電力網２１０、例えば交流母線２１４上で検出されたときに、保護回路２３０からの命令を受け取ってライン接触器１２２を開路させることもできる。追加的な安全確保のために、保護回路２３０の直接制御下にある追加のライン接触器が、胴体部内の主電源ライン１２０において、飛行機に搭載された電力網２１０への入力部で回路遮断器２１１の代わりにそれを置き換えて挿入され得る。

電圧調整器１７０は、ＦＡＤＥＣ１３０内に組み込まれ、次いで、制御モジュール１７６の機能が、ＦＡＤＥＣ１３０の内部にある論理資源によって設けられ得る。

電源回路１６０の構造および動作について、図４も参照しながら、以下にさらに詳細に説明する。

電源回路１６０は、副電源ライン１２４上で利用できる交流を受け取るために、接触器１６３によってエンジン電力網の入力部１５０ａに接続される入力部を有する第１の交流／直流変換器１６２を含む。交流／直流変換器１６２の出力部は、例えば直流母線１５２に給電するＨＶ直流（高電圧直流）タイプの直流母線回路１６８を介して、直流母線１５２に接続される。２番目の交流／交流変換器１６４は、補助電源ライン１２６上で利用できる交流を受け取るために、接触器１６５によってエンジン電力網の入力部１５０ｂに接続される入力部を有する。交流／直流変換器１６４の出力部は、母線回路１６８に接続される。直流／直流変換器１６６は、ライン２１８によって送出された直流を受け取るために、接触器１６７によってエンジン電力網の入力部１５０ｃに接続される入力部を有し、かつ母線回路１６８に接続された出力部を有する。

電源回路１６０は、直流母線１５２に所定の大きさの直流電圧を供給するために、接触器１６３、１６５、１６７を制御しかつ変換器１６２、１６４、１６６を制御する制御モジュール１６１を有する。

接触器１６７は、開状態になるように制御され、すなわち、接触器１６７は、エンジン電力網１５０に給電するために、飛行機のエンジンが始動するまで通常閉であるが、閉状態になるように制御され得る接触器１６３および１６５は、その場合は開である。飛行機に搭載された電力網２１０の直流母線２１６以外の外部電源ラインが使用され得ることが指摘されるべきである。

制御モジュール１６１は、飛行機のエンジンが始動しかつライン接触器１２２が開路した後、副電源ライン１２４上で利用できる電圧Ｕ_ｒｅｆを表す情報を、電圧調整器１７０から受け取るか、あるいは電圧センサから直接受け取る。電圧Ｕ_ｒｅｆが、エンジン電力網に電力を供給するのに十分であると見なされる所定の閾値Ｕ_{ｒｅｆｍｉｎ}に達したとき、制御モジュール１６１は、接触器１６５を閉路させるとともに接触器１６７を開路させ、このモジュールはまた、直流母線１５２上の所望の直流電圧を保つように交流／直流変換器１６２を制御する。上述のように、エンジン電力網１５０は、主発電機によって送出された電圧が供給されて、電圧Ｕ_ｒｅｆが、ライン接触器１２２が閉路される電圧より低い閾値に達した瞬間から有利に始動することが指摘されるべきである。

制御モジュール１６１はまた、電圧測定センサから、補助電源ライン１２６上の補助発電機１１８によって送出された電圧Ｕ_ａｕｘの振幅を表す情報を受け取る。電圧Ｕ_ｒｅｆが最低閾値Ｕ_{ｒｅｆｍｉｎ}未満に降下した場合、制御モジュール１６１は接触器１６５を閉路させ、その結果、エンジン電力網は二次電源ライン１２６によって電力を供給されることが可能になり、接触器１６３は、解放されて開状態になる。交流／直流変換器１６４は、直流母線１５２上の所望の電圧を保つために、制御モジュール１６１によって制御される。万一故障した場合に電圧Ｕ_ａｕｘが不十分になると、接触器１６３は、解放されて開状態になり、接触器１６７は、解放されて閉状態になり、したがって、電力は、飛行機に搭載された電力網２１０からエンジン電力網１５０に引き続き供給され得る。

制御モジュール１６１は、ＦＡＤＥＣ１３０に組み込まれ得ることが指摘されるべきである。

図２に示されているように、上述のような電源システムの構成要素は、冗長目的のために二重化される。

したがって、回転ダイオードブリッジ１１６’によって相互接続された第２の主発電機１１２’とその励磁機１１４’は、それらのロータが、補助発電機１１８’のロータとともに、飛行機エンジンのトランスミッションギアボックスとの連結部によって回転される軸１０２’に連結されて、アセンブリ１１２’、１１４’、１１６’および１１８’が、始動機／発電機１１０と同様の始動機／発電機１１０’を形成する。

ライン接触器１２２’がエンジン部内に置かれている主電源ライン１２０’は、飛行機に搭載された電力網の交流母線２１４’に電力を供給するために、主発電機１１２’によって生成された電圧を、胴体部内にある回路遮断器２１１’を介してその電力網の入力部２１０’ａに送出する。

エンジン電力網１５０は、第２の直流母線１５２’と、回路１６０に類似した第２の安定化電源回路１６０’とを有する。回路１６０’は、主発電機１１２’によって送出された電圧を、ライン接触器１２２’の上流側の主電源ライン１２０’に接続された副電源ライン１２４’を介して受け取るとともに、補助発電機１１８’によって送出された電圧を、補助電源ライン１２６’を介して受け取る。母線１５２’は、ＦＡＤＥＣ１３０に電力を供給する直流／直流変換器１３６’に直流を送出し、これは、母線１５２および１５２’によって電力を供給される２つの同一部分を用いた冗長構成を有する知られている方式で実施される。

同様に、エンジン部内の電気負荷を管理するための回路１５４は、母線１５２および１５２’によって並行に電力を供給される。

ライン接触器１５３は、母線１５２および１５２’の間に置かれる。接触器１５３は、通常は開である。接触器１５３は、万一故障が発生して母線１５２および１５２’の一方の電圧が不十分になったときに閉路される。

調整器１７０に類似しかつ母線１５２’によって電力を供給される第２の電圧調整器１７０’は、接触器１２２’の上流側の主電源ライン１２０’上のエンジン部内にある調整ポイントＰＯＲ’１２１’での電圧を調整する。エンジン部内にある電圧調整器１７０’はまた、ポイントＰＯＲ’１２１’での電圧Ｕ’_ｒｅｆを表す情報を、胴体部内の監視および保護回路２３０’によってデータバス２３２’を通じて中継されたライン電流Ｉ’_Ｌを表す情報とともに受け取り、励磁機１１４’に送出される電流Ｉ’_ｅｘを制御する。電圧調整器１７０’は、差動保護機能を提供するために、ライン接触器１２２’を制御するとともに、二次電源ライン１２６’上の電流Ｉ’_ｓｅｃと主発電機１１２’からの出力部での相／中性点電流Ｉ’_φとを表す情報を受け取る。電圧調整器１７０’はまた、監視および保護回路２３０’から、飛行機に搭載された電力網２１０内で故障が検出された場合あるいは始動時にライン接触器１２２’を開路させる目的で、保護情報、始動命令、および周辺部に関する情報を受け取ることもできる。

電力網２１０では、接触器２３２が、交流母線２１４、２１４’の間に置かれており、接触器２３２は、主発電機１１２、１１２’の一方が故障した場合に閉路され、次いで、故障している発電機は、関連するライン接触器１２２または１２２’を開路することによって母線２１４、２１４’から分離される。

飛行機およびそれに取り付けられたエンジン用の知られている電源システムを非常に概略的に示す図である。 航空機およびそれに取り付けられたエンジン用の本発明の電源システムを非常に概略的に示す図である。 図２の電源システムの電圧調整器をより詳細に示す図である。 図２のシステムのエンジン電気回路網の電源回路をより詳細に示す図である。

符号の説明

１００、２００ 破線
１０２、１０２’ 軸
１１０ 始動機／発電機
１１０’ 第２の始動機／発電機
１１２ 主発電機
１１２’ 第２の主発電機
１１２ａ、１１４ａ、１１８ａ ロータ
１１２ｂ、１１４ｂ、１１８ｂ ステータ
１１４、１１４’ 励磁機
１１６ 回転ダイオード整流器ブリッジ
１１６’ 回転ダイオードブリッジ
１１８、１１８’ 補助発電機
１２０、１２０’ 主電源ライン
１２１、１２１’ 調整ポイント
１２２、１２２’、１５３ ライン接触器
１２４、１２４’ 副電源ライン
１２６、１２６’ 補助電源ライン
１３０ エンジン制御コンピュータ
１３４ 構成要素
１３６’ 直流／直流変換器
１５０ エンジン電力網
１５０ａ 第１の入力部
１５０ｂ 第２の入力部
１５０ｃ 第３の入力部
１５２ 配電母線
１５２’ 第２の直流母線
１５４ 電力負荷管理回路
１６０ 電源回路
１６０’ 第２の電源回路
１６１、１７６ 制御モジュール
１６２、１６４ 交流／直流変換器
１６３、１６５、１６７ 接触器
１６６ 直流／直流変換器
１６８ 直流母線回路
１７０、１７０’ 第２の電圧調整器
１７２ ライン
１７４ 変換器
２１０ 電力網
２１０ａ、２１０ａ’ 入力部
２１１、２１１’ 回路遮断器
２１４、２１４’ 交流母線
２１６ 直流母線
２１８ 電源ラインまたはハーネス
２３０ 制御および保護回路
２３０’ 第２の制御および保護回路、監視および保護回路
２３２、２３２’ データバス

Claims (12)

1. 交流を送出するための少なくとも１つの主発電機（１１２）と、航空機に搭載された電力網（２１０）と、航空機に搭載された電力網（２１０）に主発電機によって送出された交流を供給するように、主発電機（１１２）を航空機に搭載された電力網（２１０）に接続して航空機に搭載された電力網（２１０）に電力を供給する主電源ライン（１２０）と、主電源ライン内に取り付けられた少なくとも１つのライン接触器（１２２）と、主発電機によって送出された電圧を調整するための電圧調整器（１７０）と、航空機に取り付けられたエンジンの領域内にある様々な負荷、およびエンジンを制御するコンピュータ（１３０）に電力を送出するためのエンジン電力網（１５０）とを含む航空機用の電源システムであって、
   エンジン電力網（１５０）が、主発電機から取り出された電力を、航空機に搭載された電力網（２１０）を通過することなく直接受け取るように、ライン接触器（１２２）の上流側に、副電源ライン（１２４）を介して主電源ライン（１２０）に接続された第１の電源入力部を有することを特徴とする、電源システム。
2. 主発電機によって送出される電圧を調整する調整器（１７０）が、エンジン部内に位置し、エンジン電力網（１５０）によって電力を供給されることを特徴とする、請求項１に記載の電源システム。
3. 電圧調整器が、エンジン制御コンピュータに組み込まれることを特徴とする、請求項２に記載の電源システム。
4. 電圧調整器（１７０）が、ライン接触器（１２２）の上流側のエンジン部内の主電源ライン（１２０）上に位置する調整ポイント（１２１）での電圧Ｕ_ｒｅｆを表す情報と、副電源ライン（１２４）との接続部の下流側の主電源ライン（１２０）上のライン電流Ｉ_Ｌを表す情報とを受け取り、電圧Ｕ_ｒｅｆをＵ_ｒｅｆ≒Ｕ_Ｏ＋Ｚ_Ｌ・Ｉ_Ｌに保つように主発電機を制御し、ここで、Ｚ_Ｌは調整ポイントと航空機の電力網の入力部との間の主電源ラインのラインインピーダンス、Ｕ_Ｏは航空機の電力網（２１０）の入力部で所望される交流電圧であることを特徴とする、請求項２または３に記載の電源システム。
5. ライン接触器（１２２）が、電圧調整器（１７０）によって制御されることを特徴とする、請求項２から４のいずれか一項に記載の電源システム。
6. 電圧調整器（１７０）が、航空機に搭載された電力網（２１０）の入力部でのライン電流Ｉ_Ｌを表す情報と、副電源ライン（１２４）上の二次電流Ｉ_ｓｅｃに関する情報と、主発電機からの出力部での電流Ｉ_Φに関する情報とを受け取って、Ｉ_Φ−（Ｉ_Ｌ＋Ｉ_ｓｅｃ）≧ΔＩであるときに、ライン接触器１２２を開路させ、ここでΔＩは差動保護閾値であることを特徴とする、請求項５に記載の電源システム。
7. 電圧調整器（１７０）が、エンジンが始動した後、主発電機（１１２）によって送出された電圧が所定の閾値に達したときに、ライン接触器（１２２）を閉路させるように構成されることを特徴とする、請求項５または６に記載の電源システム。
8. 電圧調整器（１７０）が、受け取った信号に応答してライン接触器（１２２）を開路させるように、航空機に搭載された電力網を保護するための保護回路（２３０）に接続されていることを特徴とする、請求項５から７のいずれか一項に記載の電源システム。
9. エンジン電力網（１５０）が、補助発電機によって送出された補助電圧を受け取るように、補助発電機（１１８）の出力部に接続された第２の入力部を有す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電源システム。
10. 補助発電機（１１８）および主発電機（１１２）が、始動機／発電機（１１０）に組み込まれることを特徴とする、請求項９に記載の電源システム。
11. エンジン電力網（１５０）が、エンジン部内にある負荷に電力を分配するための少なくとも１つの母線（１５２）と、エンジン電力網の第１および第２の入力部に接続されており、主発電機（１１２）または補助発電機（１１８）から導出された電力を配電母線に供給するために配電母線に接続された出力部を有する電源回路（１６０）とを含むことを特徴とする、請求項９または１０に記載の電源システム。
12. 電源回路（１６０）が、航空機に搭載された電力網（２１０）に接続された第３の入力部を有し、航空機に搭載された電力網において利用可能な電圧を受け取ることを特徴とする、請求項１１に記載の電源システム。

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