JP2017531598A - 多発航空機用ハイブリッド推進システム - Google Patents

Abstract

多発航空機用ハイブリッド推進システムは、各々がガス発生器を有する複数のフリータービンエンジンを備え、それらのエンジンのうち少なくとも第１のエンジン（１）もしくはハイブリッドエンジンは、航空機の安定飛行時に少なくとも１つの待機モードで動作するのに適しており、複数のエンジンのうちの他のエンジンだけが安定飛行時に動作する。ハイブリッドエンジン（１）は、始動機および発電機として動作可能な個々の電気機械（２もしくは３）をそれぞれ備えた第１および第２の同一の電気パワートレインに関連付けられ、電気機械（２もしくは３）自体は、個々の電力モジュール（４もしくは５）に接続され、電力モジュール（４もしくは５）自体は、機内網のような特定の電源網（８）および少なくとも１つの電気エネルギー貯蔵部材（６もしくは７）のそれぞれに選択的に接続される。電気パワートレインの各々は、ハイブリッドエンジン（１）の迅速再アクティブ化に必要な全電力（Ｐｒｒ）の２分の１以上の最大電力を供給するように構成される。

Description

本発明の分野は、一般にヘリコプタに見られるフリータービンエンジンの分野である。

フリータービンエンジン（ガスタービン（ＧＴ）と呼ばれる場合もある）は、ヘリコプタ内でオーバーランニングクラッチ（フリーホイール）および主ギアボックス（ＭＧＢ）を介してロータを駆動するパワータービンもしくは「フリー」タービン、および主に圧縮機と燃焼室と高圧タービンとで構成されるガス発生器を備えるということに留意しなければならない。

「アクセサリギアボックス」のステップダウンギアは、ステータとロータとで構成され、モータ（始動機）もしくは発電機として十分に等価的に動作可能な電気機械（ＥＬＭ）にガス発生器の軸を接続する働きをする。電気機械は、モータモードでは、電気エネルギー源により電力が供給され、特に、タービンエンジンを始動させ、タービンエンジンを待機モードにするために、タービンエンジンのガス発生器を回転駆動するためのトルクを発生させることにより、ガス発生器を支援する。電気機械は、発電機モードでは、機械力を取り出すためにガス発生器によって回転駆動され、その後、機械力は、飛行中の航空機の直流（ＤＣ）低電圧機内網（ＯＢＮ）に供給するための電力に変換される。ＯＢＮは、一般に、低電圧電力貯蔵装置（例えば、２８ボルト（Ｖ）の蓄電池）に接続される。

本発明は、特に、多発航空機用、特に、双発もしくは三発航空機用のハイブリッド推進システムであり、すなわち、「飛行の経済的な段階」と呼ばれる飛行段階で、待機モードにすることができる少なくとも１つのエンジンを有するシステムであり、１つまたは複数の他のエンジンはアクティブに維持されるシステムに関する。

文書ＦＲ２９６７１３２およびＦＲ２９６７１３３は、２つのタービンエンジンを有する航空機が巡航飛行状態にある時に、２つのエンジンのうちの一方のエンジンを待機モードにして、フリータービンをＭＧＢから非同期化させると当時に、他方のエンジンからの出力を増加させることにより、システムの全燃料消費量を低減できることを提案している。

したがって、上記発明の精神は、特に、少なくとも２つのエンジンを有するヘリコプタの燃料消費量を低減することにあり、経済的巡航飛行時に、すなわち、それぞれのエンジンにおける比較的低出力のコマンドにより燃料消費率（ＳＣ）が非常に高くなるのが特徴である飛行段階で、エンジンの１つを待機状態にすることにより他方のエンジンが高出力で動作し、その結果、燃料消費率がはるかに低くなるという利益が得られる。

この待機モードのいくつかの変形形態が提案されている。

「通常アイドル」と呼ばれる待機モードでは、燃焼室は点火され、ガス発生器の軸はその公称速度の６０％から８０％の範囲の速度で回転している。

「超アイドル」と呼ばれる第１の変形形態では、非同期化されたガス発生器のガス発生器は、低速のアイドルモードに調整されてよく、ガス発生器の軸はその公称速度の２０％から６０％の範囲の速度で回転する。

「支援超アイドル」と呼ばれる第２の変形形態では、ＭＧＢから非同期化されたガスタービンのガス発生器も同様に、遅いアイドルモードで調整され、その後、電気機械およびアクセサリギアボックスによって支援駆動トルクがガス発生器に印加されてよい。

第３の変形形態では、タービンエンジンの燃焼室は完全に停止されてよく、その後、巡航飛行の段階の終わりに再点火を促進するのに適した速度でガス発生器を回転した状態で維持することが提案されている。速度の適切な範囲は、「好適な点火窓」と呼ばれる場合がある。「転換（ｔｕｒｎｉｎｇ）」モードと呼ばれるこの動作モードは、ガス発生器を長期にわたって支援することを伴う。ガス発生器の軸は、機械的支援により、公称速度の５％から２０％の範囲の速度で回転する。

巡航飛行の間中ずっと維持される可能性が高いこれらの動作モードでは、待機状態のエンジンによってＭＧＢに伝達される動力は通常はゼロであり、原則として、ガス発生器から動力を取り出すことはできない。

上記変形形態では、特に、緊急の状況で、例えば、全部で３機以上のエンジンがある場合、別のエンジンに不具合が生じた時に、または２機のエンジンがある場合、他方のエンジンに不具合が生じた時に、非同期化されたエンジンを素早く再アクティブ化させる必要がある。そのため、特に、ガス発生器は、燃焼室が停止されたシステム内で再点火を促進するのに適した速度で回転した状態で維持される。

好適な点火窓でガス発生器を回転した状態で維持するモード（「転換」モード）、およびアイドル状態に調整されたガス発生器を長期にわたって支援するモード（「支援超アイドル」モード）では、必要なパワーは比較的小さく、その点に関するシステムの利点は長時間の飛行で使用されることである。

文書ＦＲ２９６７１３２およびＦＲ２９６７１３３号明細書では、他の解決策として、他のエンジンのガス発生器に接続された始動機／発電機によって電力が供給される電気始動機、または他のエンジンのフリータービンによって直接的もしくは間接的に駆動される発電機を利用することが提案されている。

燃焼室が停止している低速状態からの緊急再始動の場合、回転アセンブリの大きな慣性があるために、またエンジンの圧縮機からの対向トルクがあるために、ガス発生器の軸に高パワーを印加する必要がある。このパワーは、確実にエンジンを素早く始動させるために、およそ数秒間という短時間で供給される必要がある。

文書ＦＲ２９６７１３３では、他の解決策として、急激にガス発生器を支援する電気機械に電力を供給するために、特に超コンデンサの電気エネルギー源を利用することが提案されている。

文書ＥＰ２５８１５８６では、２つの超コンデンサ（電力貯蔵部材）を使用することも提案されており、各々の超コンデンサは、２つのエンジンのうちの一方のガス発生器によって駆動される発電機によってそれぞれ充電され、各々の超コンデンサは、他方のエンジンが停止状態の時に他方のエンジンを始動させるための急激な電力を供給する働きをする。

この点に関して、本発明の目的は、特に、従来の電気始動機の代わりに、機内網もしくは特定の電力網によって電力供給される電力システムを使用することによって、タービンの経済的モードから始まり、少なくとも２つのエンジンを有する航空機に搭載される「迅速再アクティブ化」機能を実行し、以下の異なる動作モード、つまり、
・ガスタービンエンジンを地上で始動させるモード、
・一方のエンジンが待機モードである経済的モードであり、エネルギーの点で経済的であり、機械力が航空機のロータに供給されない経済的モード、
・それまで経済的モードであったエンジンの飛行時の通常再アクティブ化モードであり、大きな時間的制約なしに待機モードからの確実な始動に相当する通常再アクティブ化モード、および
・それまで経済的モードであったエンジンの飛行時の迅速再アクティブ化モードであり、緊急始動モードに相当し、最小限の時間内でエンジンを待機モードから出力モードにして、すなわち、エンジンを素早く待機モードから移行させて、エンジンが主ギアボックスに機械力を供給する「通常」出力状態にすることができる迅速再アクティブ化モード
を実行することができる実用的な技術手段を提供することである。

緊急時の待機モードからの移行は、待機モードからの移行のコマンドの発行後に、燃焼室を点火して、ガス発生器の軸を１０秒未満の時間内で８０％から１０５％の範囲の速度になるまで駆動することを伴う。

通常の待機モードからの移行は、待機モードからの移行のコマンドの発行後に、燃焼室を点火して、ガス発生器の軸を１０秒から１分の範囲の時間内で８０％から１０５％の範囲の速度になるまで駆動することを伴う。

待機モードでの動作に適したタービンエンジンは、ハイブリッドタービンエンジンと呼ばれる。

推進システムをハイブリッド型にすることにより、推進システムの効率を高めることができる。その一方で、現在の電力部品の重量では、航空機に搭載する用途でこの推進システムを使用するのは難しい。

したがって、飛行に必要な出力が最小限の数のエンジンによって供給され、他のエンジンが待機モードであるが、通常再アクティブ化あるいは迅速再アクティブ化であってもエンジンを待機モードから効率良く移行させることができる経済的巡航モードで飛行することができる推進システムを提案するために、最小限に抑えられた構造を考案し、開発する必要がある。

信頼性の点に関しては、さらに再アクティブ化システムの定期検査を実行して、推進システムの全ての動作安全要件および認証要件を満たす必要がある。

先行技術で提案されているハイブリッド型航空機推進システムの構造は、複雑であり、搭載重量が大きくなる、または迅速再アクティブ化を行うための機器の検査を実行することができない、または必要な信頼性および利用可能性の要件を満たすことができない。

仏国特許出願公開第２９６７１３２号明細書 仏国特許出願公開第２９６７１３３号明細書 欧州特許出願公開第２５８１５８６号明細書

上述の欠点を克服するためには、本発明によれば、多発航空機用ハイブリッド推進システムであり、ハイブリッド推進システムは、各々がガス発生器を有する複数のフリータービンエンジンを備え、航空機の安定飛行時に少なくとも１つの待機モードで動作するのに適した「ハイブリッド」エンジンと呼ばれる少なくとも１つの第１のエンジンを含み、前記複数のエンジンのうちの他のエンジンだけが該安定飛行時に動作し、ハイブリッドエンジンは、始動機および発電機として動作可能な第１の電気機械を備える少なくとも１つの第１の電気パワートレインに関連付けられ、第１の電気機械自体は第１の電力モジュールに接続され、第１の電力モジュール自体は機内網のような特定の電源網および少なくとも１つの第１の電気エネルギー貯蔵部材に選択的に接続され、前記ハイブリッドエンジンはさらに、前記第１の電気パワートレインと同じであり、始動機および発電機として動作可能な第２の電気機械を備える第２の電気パワートレインに関連付けられ、第２の電気機械自体は第２の電力モジュールに接続され、第２の電力モジュール自体は前記特定の電源網および少なくとも１つの第２の電気エネルギー貯蔵部材に選択的に接続される、ハイブリッド推進システムであって、第１の電気パワートレインおよび第２の電気パワートレインの各々が前記ハイブリッドエンジンの迅速再アクティブ化に必要な全電力（Ｐｒｒ）の２分の１以上の最大電力を供給するように構成されること、および第１の電気パワートレインおよび第２の電気パワートレインの各々が通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）、または待機電力（Ｐｖ）、または半待機電力（Ｐｖ／２）、または半迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ／２）を選択的にハイブリッドエンジンに供給することができるように構成されることを特徴とするハイブリッド推進システムが提供される。

好ましくは、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力は、全迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ）のおよそ２０％である。

好ましくは、待機電力は、全迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ）のおよそ３％から５％である。

本発明の一態様では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）を第１の電気機械および第２の電気機械の各々に、絶縁された様式で前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と交互にそれぞれ供給するために、第１の電気エネルギー貯蔵部材もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成される。

本発明の別の態様では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、半迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ／２）を第１の電気機械および第２の電気機械の各々に、前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と同時にそれぞれ供給するために、第１の電気エネルギー貯蔵部材もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成される。

本発明のさらに別の態様では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、半通常再アクティブ化電力もしくは半始動電力（Ｐｄｅｍ／２）または半待機電力（Ｐｖ／２）を第１の電気機械および第２の電気機械に、前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と同時にそれぞれ供給するために、前記特定の電源網から電力を受け取ることができるように構成される。

変形形態では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、半通常再アクティブ化電力もしくは半始動電力（Ｐｄｅｍ／２）または半待機電力（Ｐｖ／２）を第１の電気機械および第２の電気機械に、前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と同時にそれぞれ供給するために、第１の電気エネルギー貯蔵部材もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成される。

本発明のさらに別の態様では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）または待機電力（Ｐｖ）を第１の電気機械および第２の電気機械に、絶縁された様式で前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と交互にそれぞれ供給するために、前記特定の電源網から電力を受け取ることができるように構成される。

本発明のさらに別の態様では、第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの各々は、定期的に出力試験を行うことができるように、前記ハイブリッドエンジンの迅速再アクティブ化に必要な全電力（Ｐｒｒ）の２分の１以下の可変電力（Ｐｖａｒ）を第１の電気機械および第２の電気機械に、絶縁された様式で前記第１の電力モジュールおよび第２の電力モジュールの他方と交互にもしくは同時にそれぞれ供給するために、前記特定の電源網から、または第１の電気エネルギー貯蔵部材もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成される。

特定の実施形態では、第１の電気エネルギー貯蔵部材および第２の電気エネルギー貯蔵部材は、物理的に分離された２つの貯蔵部材を備える。

別の可能な実施形態では、第１の電気エネルギー貯蔵部材および第２の電気エネルギー貯蔵部材は、別個のものであるが、物理的に１つにまとめられた２つの貯蔵部材を備える。

本発明はさらに、上述のハイブリッド推進システムを含む多発航空機を提供する。

航空機は、ヘリコプタとしてよい。

本発明の他の特性および利点は、添付図面を参照しながら説明されている本発明の特定の実施形態の詳細な説明から明らかである。

本発明の第１の実施形態における２つの制御電気パワートレインを有するタービンエンジン用推進システムのハイブリッド構造を示した図である。 本発明の第２の実施形態における２つの制御電気パワートレインを有するタービンエンジン用推進システムのハイブリッド構造を示した図である。 １つのアクティブな制御電気パワートレインによる待機モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 ２つのアクティブな制御電気パワートレインによる待機モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 機内網によって電力供給される１つのアクティブな制御電気パワートレインによる通常再アクティブ化モードもしくは始動モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 電気エネルギー貯蔵部材によって電力供給される１つのアクティブな制御電気パワートレインによる通常再アクティブ化モードもしくは始動モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 機内網によって電力供給される２つのアクティブな制御電気パワートレインによる通常再アクティブ化モードもしくは始動モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 電気エネルギー貯蔵部材によって電力供給される２つのアクティブな制御電気パワートレインによる迅速再アクティブ化モードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。 機内網および電気エネルギー貯蔵部材によって電力供給される２つのアクティブな制御電気パワートレインによる可変出力試験を実行するモードにおける図１のハイブリッド構造の動作を示した図である。

本発明の多発航空機用ハイブリッド推進システムは、各々にガス発生器が装備された複数のフリータービンエンジンを備え、それらのエンジンのうち少なくとも第１のエンジンもしくはハイブリッドエンジンは、航空機の安定飛行時に少なくとも１つの待機モードで動作するのに適しており、複数のエンジンのうちの他のエンジンだけが安定飛行時に動作している。

図１から図９は、ハイブリッドタービンエンジン１自体を制御電気パワートレインと共に示した図であるが、使用されている他のエンジンは従来式のエンジンとしてよい。しかし、１機の航空機において、添付図面を参照しながら説明されているハイブリッドエンジン１に類似した複数のハイブリッドエンジンを使用することも可能である。したがって、本発明は多発構造の航空機のエンジンの全てに適用可能である。

図１を参照すると、ハイブリッドエンジン１は、始動機および発電機として動作可能な電気機械２、３をそれぞれ備えた第１および第２の同一の電気パワートレインに関連付けられ、電気機械自体は、個々の電力モジュール４、５に接続され、電力モジュール４、５自体は、機内網のような特定の電源網８および少なくとも１つの電気エネルギー貯蔵部材６、７にそれぞれ選択的に接続されることがわかる。

電気パワートレインの各々は、ハイブリッドエンジン１の迅速再アクティブ化に必要な全電力Ｐｒｒの２分の１以上の最大電力を供給するように構成される。

図１は、物理的に分離された２つの貯蔵部材を備えた第１および第２の電気エネルギー貯蔵部材６、７を示しており、各々の電気エネルギー貯蔵部材はエンジン１の迅速再アクティブ化に必要な電力および全エネルギーの少なくとも２分の１を供給することが可能である、または各々の貯蔵部材はエンジン１の通常再アクティブ化に必要な電力を供給することが可能である。

しかし、図２に示されているように、第１および第２の電気エネルギー貯蔵部材は、互いから絶縁されているが、１つの物理的実体６０に物理的に１つにまとめられた２つの異なる貯蔵部材６６、６７であって、それぞれがこの物理的実体の２分の１を構成する貯蔵部材６６、６７を備えてよい。

貯蔵部材（略して「ストア」とも呼ばれる）６、７もしくは６６、６７は、電気化学的もしくは静電気的性質を有してよい。

第１および第２の電気パワートレインの各々は、ハイブリッドエンジン１に、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力Ｐｄｅｍ、または待機電力Ｐｖ、または半待機電力Ｐｖ／２、または半迅速再アクティブ化電力Ｐｒｒ／２を選択的に供給することができるように構成される。

通常再アクティブ化電力もしくは始動電力は、通常、全迅速再アクティブ化電力Ｐｒｒの約２０％である。

待機電力は、通常、全迅速再アクティブ化電力Ｐｒｒの約３％から５％である。

それぞれの専用の電力モジュール４、５は、限られた時間で、迅速再アクティブ化に必要な電力の少なくとも２分の１（すなわち、Ｐｒｒ／２）、もしくは通常再アクティブ化に必要な電力Ｐｄｅｍ（始動電力にも相当する）を対応する電気機械２、３に供給することが可能である。

それぞれの専用の電力モジュール４、５は、それ自体には、対応するストア６、６６；７、６７によって、もしくは航空機の機内網８によって、もしくはその両方によって、エネルギーが供給される。機内網８はさらに機内システムの全てに必要な電力を供給する必要があるので、機内網８から利用可能な電力は先験的に制限されることに留意されたい。

それぞれの専用の電力モジュール４、５はさらに、エンジン１の待機モードで使用するために、対応する電気機械２、３に連続して電力を供給することが可能であり、さらに、確実な始動プロシージャもしくは通常再アクティブ化プロシージャのために、対応する電気機械２、３を制御するように構成される。

電気機械２、３の各々は、迅速再アクティブ化に必要な電力の少なくとも２分の１、および通常再アクティブ化に必要な電力を供給するように構成される。

さらに、ハイブリッドエンジン１のガス発生器を駆動する各々の電気機械２、３は、エンジンを連続して待機モードで維持することが可能であり、エンジン１を始動させることが可能であり、通常再アクティブ化を実行することが可能である。

エンジン１は、エンジン１の適切な動作に必要な標準装備以外に、両方の電気機械２、３を受けるのに適したアクセサリギアボックスを有する。

図３から図９を参照しながら、本発明の構造の様々な動作モードについて説明する。これらの図面において、アクティブでない構造の要素は破線で示されており、アクティブな構造の要素は普通に実線で示されている。

図３および図４は、２つの異なる実施形態において、２つの電気パワートレインによってエンジン１の待機モードを実施する方法を示しており、この場合、エネルギーは常に機内網８から取り込まれる。

図３に示されているように、待機モードに必要な電力Ｐｖは、利用可能な全電力Ｐｒｒの約３％から５％であるが、電力Ｐｖは、異なるミッションで２つの電気パワートレインにより交互に供給されてよい。

図３は、第１の電気機械２および機内網８により電力供給される第１の電力モジュール４をアクティブ要素として含む電気パワートレインを示しており、第２の電気機械３、第２の電力モジュール５、およびストア６、７は関与しない。航空機の次のミッションで、アクティブ要素になるのが第２の電気機械３および機内網８によって電力供給される第２の電力モジュール５であり、第１の電気機械２、第１の電力モジュール４、およびストア６、７は関与しないように役割を入れ替える必要がある。

図４は、一実施形態を示した図であり、この場合、エンジン１の待機モードにおいて、両方の電気パワートレインは同時にアクティブになるが、各々の電気パワートレインは待機モードに必要な電力Ｐｖの２分の１に等しいＰｖ／２のみ、すなわち、全電力Ｐｒｒのおよそ１％から３％のみの電力を供給する。したがって、第１および第２の電気機械２、３と第１および第２の電力モジュール４、５は、同時にアクティブになり、共に機内網８から電力を取り出し、ストア６、７は関与しない。

図５から図７は、３つの異なる実施形態において、２つの電気パワートレインによってエンジン１の通常再アクティブ化モードもしくは始動モードを実行する方法を示している。

図５の第１の実施形態では、通常再アクティブ化に対応するエネルギーもしくは機械力Ｐｄｅｍは、典型的には、迅速再アクティブ化に必要な全電力Ｐｒｒのおよそ２０％であるが、Ｐｄｅｍは機内網８から取り出され、１つの電気パワートレインのみが使用される。

図５は、第１の電気機械２および機内網８により電力供給される第１の電力モジュール４をアクティブ要素として含む電気パワートレインを示しており、第２の電気機械３、第２の電力モジュール５、およびストア６、７は関与しない。航空機の次のミッションで、アクティブ要素になるのが第２の電気機械３および機内網８によって電力供給される第２の電力モジュール５であり、第１の電気機械２、第１の電力モジュール４、およびストア６、７は関与しないように役割を入れ替える必要がある。

図６の実施形態は、１つの電気パワートレインのみを使用する限りにおいては図５の実施形態に似ているが、通常再アクティブ化に対応するエネルギーもしくは機械力Ｐｄｅｍは、典型的には、迅速再アクティブ化に必要な全電力Ｐｒｒのおよそ２０％であるが、Ｐｄｅｍは機内網８から取り出されるのではなく、ストアから取り出される。

図６において、第１の電気機械２およびストア６により電力供給される第１の電力モジュール４をアクティブ要素として含む電気パワートレインが示されており、第２の電気機械３、第２の電力モジュール５、ストア７、および機内網８はこの動作に関与しない。航空機の次のミッションで、アクティブ要素になるのが第２の電気機械３およびストア７によって電力供給される第２の電力モジュール５であり、第１の電気機械２、第１の電力モジュール４、ストア６、および機内網８は関与しないように役割を入れ替える必要がある。

当然、図２の実施形態が使用される場合、ストア６６およびストア６７は、ストア６およびストア７とそれぞれ同じ役割を果たす。

図７は、一実施形態を示した図であり、この場合、エンジン１の通常再アクティブ化もしくは始動モードにおいて、両方の電気パワートレインは同時にアクティブになるが、各々の電気パワートレインは待機モードに必要な電力Ｐｄｅｍの２分の１に等しいＰｄｅｍ／２のみ、すなわち、典型的には、全電力Ｐｒｒのおよそ２０％のみの電力を供給する。したがって、第１および第２の電気機械２、３と第１および第２の電力モジュール４、５は、同時にアクティブになる。

図７は、第１および第２の電力モジュール４、５によって機内網８からエネルギーが取り出されることを表す接続を示しているが、ストア６、７は関与しない。

しかし、変形形態では、両方の電気パワートレインが同時にアクティブになる図７の実施形態では、第１および第２の電力モジュール４、５は、ストア６、７（もしくは図２の実施形態が使用される場合にはストア６６、６７）それぞれからＰｄｅｍ／２に対応するエネルギーを取り出すことができ、機内網８からは取り出さない。

図８は、一実施形態を示した図であり、この場合、エンジン１の迅速再アクティブ化モードにおいて、両方の電気パワートレインが同時に協働してアクティブになるが、各々の電気パワートレインが迅速再アクティブ化モードに必要な全電力Ｐｒｒの２分の１に等しいＰｒｒ／２の電力のみを供給する。したがって、第１および第２の電気機械２、３と第１および第２の電力モジュール４、５は、同時にアクティブになる。

図８の実施形態では、エネルギーは、最初にストア６、７（もしくは図２の実施形態が使用される場合にはストア６６、６７）から、およそＰｒｒ／２の電力を均等に分割して第１および第２の電力モジュール４、５によって取り出される。しかし、必要に応じて、第１および第２の電力モジュール４、５によって機内網８から追加の電力が取り出される場合がある。

図９は、可変電力Ｐｖａｒを印加することによって試験を実行することができる図１の構造の構成を示しており、Ｐｖａｒは、システムの適切な動作および性能を保証するために、１組の電気パワートレインの各々に対して、ほぼゼロの電力と全電力Ｐｒｒの２分の１との間で可変である。

試験は、航空機の推進システムが地上で始動される都度、実行されるのが好ましいが、必要が生じれば、飛行中に実行されてもよい。

適切な動作を試験するのに必要なエネルギーは、必要に応じて、機内網８によって、またはエネルギー貯蔵部材６、７もしくは６６、６７によって供給されてよい。

試験は、交互に、もしくは同時に、両方の電気パワートレイン上で行われてよい。

例えば、図９は、ストア６、７および機内網８によって電力モジュール４、５の各々に供給された可変電力Ｐｖａｒによって、電気パワートレインの全ての分岐部の全てが同時に試験される状況を示している。

本発明は、既存の解決策に勝る様々な利点を提供し、特に、以下を可能にするものである。

・各々の電気パワートレインに対して他の全てのミッションで、各々のミッションの前に始動プロシージャを使用して、電気パワートレインを交互に使用することによって行われるスポット再アクティブ化試験、
・待機モードを使用して行われる電気パワートレインの動作の恒久的試験であり、電気パワートレイン（単数または複数）を使用し、経済的モードを使用しながら電気機械を恒久的に回転させる試験、
・物理的に分離された２つの同一ストア６、７であり、それぞれ最大所要エネルギー（Ｐｒｒ／２）の２分の１を貯蔵するのに適した２つの同一ストア６、７を使用することにより、または１つの物理単位であるが互いに絶縁された２つの同一ストア６６、６７をまとめた１つのストア６０であり、それぞれ最大所要エネルギー（Ｐｒｒ／２）の２分の１を貯蔵するのに適した１つのストア６０を使用することにより、特にエネルギー貯蔵部のために電気パワートレインが分割されること、
・２つの独立した電気パワートレインを有することによる通常再アクティブ化モードの冗長性、
・利用可能性に応じて、通常再アクティブ化がストア６、７もしくは６６、６７から、または機内網８から得られる限りにおいての、電力供給の冗長性、および
・２つの電気パワートレインの寸法の最小化および最適化により、両方の電気パワートレインからの電力を合計して、迅速再アクティブ化に必要な電力を生成することができるようにすること（図８を参照）。

概して、本発明は、上述の実施形態に制限されないが、添付の請求項の範囲内の任意の変形形態を含むものとする。

Claims (12)

1. 多発航空機用ハイブリッド推進システムであり、ハイブリッド推進システムは、各々がガス発生器を有する複数のフリータービンエンジンを備え、航空機の安定飛行時に少なくとも１つの待機モードで動作するのに適した「ハイブリッド」エンジンと呼ばれる少なくとも１つの第１のエンジン（１）を含み、前記複数のエンジンのうちの他のエンジンだけが該安定飛行時に動作し、ハイブリッドエンジン（１）は、始動機および発電機として動作可能な第１の電気機械（２）を備える少なくとも１つの第１の電気パワートレインに関連付けられ、第１の電気機械（２）自体は第１の電力モジュール（４）に接続され、第１の電力モジュール（４）自体は機内網のような特定の電源網（８）および少なくとも１つの第１の電気エネルギー貯蔵部材（６）に選択的に接続され、前記ハイブリッドエンジン（１）はさらに、前記第１の電気パワートレインと同じであり、始動機および発電機として動作可能な第２の電気機械（３）を備える第２の電気パワートレインに関連付けられ、第２の電気機械（３）自体は第２の電力モジュール（５）に接続され、第２の電力モジュール（５）自体は前記特定の電源網（８）および少なくとも１つの第２の電気エネルギー貯蔵部材（７）に選択的に接続される、ハイブリッド推進システムであって、第１の電気パワートレインおよび第２の電気パワートレインの各々が前記ハイブリッドエンジン（１）の迅速再アクティブ化に必要な全電力（Ｐｒｒ）の２分の１以上の最大電力を供給するように構成されること、および第１のパワートレインおよび第２の電気パワートレインの各々が通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）、または待機電力（Ｐｖ）、または半待機電力（Ｐｖ／２）、または半迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ／２）を選択的にハイブリッドエンジン（１）に供給することができるように構成されることを特徴とする、ハイブリッド推進システム。
2. 前記通常再アクティブ化電力もしくは始動電力は、全迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ）のおよそ２０％であることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
3. 前記待機電力は、全迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ）のおよそ３％から５％であることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
4. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）を第１および第２の電気機械（２、３）の各々に、絶縁された様式で前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と交互にそれぞれ供給するために、第１もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
5. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、半迅速再アクティブ化電力（Ｐｒｒ／２）を第１および第２の電気機械（２、３）の各々に、前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と同時にそれぞれ供給するために、第１もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
6. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、半始動電力もしくは半通常再アクティブ化電力（Ｐｄｅｍ／２）または半待機電力（Ｐｖ／２）を第１および第２の電気機械（２、３）に、前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と同時にそれぞれ供給するために、前記特定の電源網（８）から電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
7. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、半通常再アクティブ化電力もしくは半始動電力（Ｐｄｅｍ／２）または半待機電力（Ｐｖ／２）を第１および第２の電気機械（２、３）に、前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と同時にそれぞれ供給するために、第１もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
8. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、通常再アクティブ化電力もしくは始動電力（Ｐｄｅｍ）または待機電力（Ｐｖ）を第１および第２の電気機械（２、３）に、絶縁された様式で前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と交互にそれぞれ供給するために、前記特定の電源網（８）から電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項１に記載のハイブリッド推進システム。
9. 第１および第２の電力モジュール（４、５）の各々は、前記ハイブリッドエンジン（１）の迅速再アクティブ化に必要な全電力（Ｐｒｒ）の２分の１以下の可変電力（Ｐｖａｒ）を第１および第２の電気機械（２、３）に、絶縁された様式で前記第１および第２の電力モジュール（４、５）の他方と交互に、もしくは同時に、それぞれ供給するために、前記特定の電源網（８）から、または第１もしくは第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）からそれぞれ電力を受け取ることができるように構成されることを特徴とする、請求項４に記載のハイブリッド推進システム。
10. 第１および第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）は、物理的に分離された２つの貯蔵部材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ハイブリッド推進システム。
11. 第１および第２の電気エネルギー貯蔵部材（６、７）は、別個のものであるが、物理的に１つにまとめられた２つの貯蔵部材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ハイブリッド推進システム。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のハイブリッド推進システムを有する多発航空機。

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