(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
点火装置と少なくとも１つの主噴射装置（３０）とを有する燃焼室（２２）であって、出口を有する燃焼室（２２）と、
燃焼室（２２）に圧縮空気を供給するために燃焼室（２２）の上流側に配置された圧縮機ホイール（１４）に接続されるシャフト（１２）と、
前記シャフト（１２）に接続される始動装置（４４）と
を備えるタービンエンジン（１０）の始動方法にして、
シャフトを回転駆動するために始動装置が作動される第１の始動ステップと、
燃焼室に燃料が噴射され、点火装置が作動される第１の点火ステップと
を含む始動方法であって、
シャフトが第１の所定の速度値（ＮＧ１）に達した時に主噴射装置（３０）が点火されなかった場合に実行される再試行ステップ（Ｓ２００）であって、
始動装置と点火装置とが停止される停止ステップ（Ｓ２１０）と、
燃料が燃焼室に噴射され、点火装置が作動される第２の点火ステップ（Ｓ２３０）であって、シャフトの回転速度が第２の所定の速度値（ＮＧ２）に達した時に実行される第２の点火ステップ（Ｓ２３０）と、
シャフトを回転駆動するために再度始動装置が作動される第２の始動ステップ（Ｓ２５０）と
を含む再試行ステップ（Ｓ２００）をさらに含むことを特徴とする、始動方法。
【請求項２】
停止ステップ（Ｓ２１０）が、シャフト（１２）が第１の所定の速度値（ＮＧ１）に達した時に測定された燃焼室の出口の温度（Ｔ）が、第１の所定の温度値（Ｔ１）未満である場合に実行される、請求項１に記載の始動方法。
【請求項３】
第２の始動ステップ（Ｓ２５０）が、第２の点火ステップから一定の時間が経過した後に実行される、請求項１または請求項２に記載の始動方法。
【請求項４】
第２の始動ステップ（Ｓ２５０）が、第２の点火ステップから一定の時間が経過した後であって、燃焼室（２２）の下流側（２４）の温度（Ｔ）が第２の所定の温度値（Ｔ２）に達した時に実行される、請求項２に記載の始動方法。
【請求項５】
第２の始動ステップ（Ｓ２５０）が、第２の点火ステップ（Ｓ２３０）と同時に実行される、請求項１または請求項２に記載の始動方法。
【請求項６】
始動装置（４４）と点火装置（３２）が、シャフト（１２）が第３の所定の速度値（ＮＧ３）に達した後に停止される、請求項１から５のうちのいずれか１項に記載の始動方法。
【請求項７】
燃焼室がさらに、始動噴射装置（２８）を含み、前記始動噴射装置（２８）は、第１の点火ステップ時に燃料を燃焼室に噴射し、前記停止ステップ（Ｓ２１０）時に停止され、第２の点火ステップ時に燃料を燃焼室に噴射する、請求項１から６のうちのいずれか１項に記載の始動方法。
【請求項８】
燃焼室がさらに、始動噴射装置（２８）を含み、前記始動噴射装置（２８）は、第１の点火ステップ時に燃料を燃焼室に噴射し、前記停止ステップ（Ｓ２１０）時に停止され、第２の点火ステップ時に燃料を燃焼室に噴射し、始動噴射装置（２８）が、シャフトが第３の所定の速度値（ＮＧ３）に達した後に停止される、請求項６に記載の始動方法。
【請求項９】
コンピュータ（４０）上で実行され、請求項１から８のうちのいずれか１項に記載の始動方法のステップを実行するための命令を含むコンピュータプログラム。
【請求項１０】
請求項９に記載のコンピュータプログラムが記憶されたコンピュータ可読記憶媒体（４２）。
【請求項１１】
請求項１０に記載の記憶媒体を含むタービンエンジンコンピュータ（４０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジンの分野に関し、特に、航空機のターボシャフトエンジンの分野に関する。
【０００２】
より詳細には、本発明は、
点火装置と少なくとも１つの主噴射装置とを有する燃焼室であって、出口を有する燃焼室と、
燃焼室に圧縮空気を供給するために燃焼室の上流側に配置された圧縮機ホイールに接続されるシャフトと、
前記シャフトに接続される始動装置と
を備えるタービンエンジンの始動方法であって、
シャフトを回転駆動するために始動装置が作動される第１の始動ステップと、
燃焼室に燃料が噴射され、点火装置が作動される第１の点火ステップと
を含む始動方法に関する。このステップの時に、主噴射装置に燃料が供給されるのが好ましい。
【背景技術】
【０００３】
通常、第１の始動ステップの終わりに、点火装置（通常は、スパークプラグ）によって点火された後に燃焼室内で安定した燃焼が行われることにより、タービンエンジンを始動させることができる。
【０００４】
タービンエンジンが始動すると、すなわち、高圧タービンが燃焼室からの燃焼ガス流により回転駆動されてシャフトが自律回転できるようになると、点火装置と始動装置とはオフになる。
【０００５】
しかし、始動を試みた時に、例えば、始動装置によるトルクが高すぎる、または燃料噴射圧力が達成されると同時に、始動装置によってすでに駆動されているシャフトの回転速度が速すぎる場合には、タービンエンジンが機能しない場合がある。これは、例えば、燃料供給回路内に空気が存在するために発生する場合がある、または外部温度が非常に低い時に発生する場合がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、より信頼性があり、さらに始動が実行可能な範囲を、例えば、高い高度または非常に低い温度での始動のような厳しいウィンドウまで拡大することができるタービンエンジンの始動方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、上述の目的を、本発明の方法が、シャフトが第１の所定の速度値に達した時に燃焼が適切に行われない場合に実行される再試行ステップであって、
始動装置と点火装置が停止される停止ステップと、
燃料が燃焼室に噴射され、点火装置が作動される第２の点火ステップであって、シャフトの回転速度が第２の所定の速度値に達した時に実行される第２の点火ステップと、
シャフトを回転駆動するために始動装置が再度作動される第２の始動ステップと
を含む再試行ステップをさらに含むことにより達成する。
【０００８】
したがって、再試行ステップは、タービンエンジンの点火が失敗した場合に実行される。
【０００９】
点火ステップおよび始動ステップの時に、燃料は、主噴射装置によって噴射されるか、もしあれば、主噴射装置と同様に始動噴射装置によって噴射される。始動噴射装置は、主噴射装置と別個の装置としてもよいし、主噴射装置に組み込まれてもよい（２回路式主噴射装置）。
【００１０】
タービンエンジンの点火不良は、本明細書では、シャフトが第１の所定の速度値に達した時に十分な熱を発生させる燃焼が行われていない状態として定義される。このような状況下では、シャフトの速度は、非常に遅い速度値と、第１の所定速度値と第２の所定の速度値との間にある他の速度値との間の値として定義された「始動」ウィンドウとして周知の速度ウィンドウ外にある。
【００１１】
また、第２の点火ステップと第２の始動ステップは、減速ステップの後に実行される。
【００１２】
したがって、再試行ステップは、
タービンエンジンの第１の点火が失敗した場合にタービンエンジンを新たに始動させるステップであることがわかる。このステップは、有利には、始動装置が停止された結果、シャフトの回転速度が減速し、再度点火ウィンドウに入るまで十分に減速した時に実行される。
【００１３】
さらに、本発明により、シャフトの回転速度が点火ウィンドウ内でより長い時間維持されるので、始動の機会を最大にすることができる。
【００１４】
本発明では、シャフトの回転速度は、第２の点火ステップを実行する前に始動装置を停止することによって点火ウィンドウに戻される。すなわち、シャフトは停止ステップ時に減速する。
【００１５】
燃料の噴射は、停止ステップ時に停止されるのが好ましいが、これに限定されない。
【００１６】
変形形態では、第２の点火ステップと第２の始動ステップは同時に実行されてもよい。
【００１７】
好ましくは、限定的ではないが、ヘリコプタ式航空機のターボシャフトエンジンの場合、第１の所定の速度値は、最大エンジン速度の１５％〜２０％の範囲内にあり、第２の所定の速度値は、最大エンジン速度の１０％〜１５％の範囲内にある。
【００１８】
有利には、停止ステップは、シャフトが第１の所定の速度値に達した時に測定された燃焼室の出口の温度が第１の所定の温度値未満である場合に実行される。
【００１９】
燃焼室の出口で測定される温度は、燃焼が正確に行われているか（すなわち、主噴射装置（複数可）が正確に点火されているか否か、および／または始動噴射装置（複数可）が正確に点火されているか否か）を決定するという観点から有利な指標となる。
【００２０】
したがって、第１の所定の温度値は、温度が燃焼室の出口で第１の所定の温度値より高い温度が測定された場合に、燃焼室は非常に高い確率で正確に点火されていることを示すように選択される。
【００２１】
逆に、第１の所定の温度値未満の温度が測定された場合、非常に高い確率で燃焼室が点火されていないことになる。
【００２２】
好ましくは、限定的ではないが、第１の所定温度値は、１５０℃〜２５０℃である。
【００２３】
変形形態では、第１の所定の温度値は、第１の点火ステップの開始時のタービンエンジンの温度から決定される。例えば、第１の所定の温度値は、第１の始動の試みの開始時のタービンエンジンの温度より高い約１００℃に相当する温度にしてもよい。
【００２４】
したがって、第１の点火ステップ時に燃焼室の点火不良が生じ、この不良が燃焼室の出口の温度を測定することで検出された場合、始動装置と点火装置は、シャフトの速度が第２の所定の速度値未満になるまで停止され、その後、第２の点火ステップが実行される。
【００２５】
有利には、第２の始動ステップは、第２の点火ステップから一定の時間が経過した後に実行される。
【００２６】
利点としては、シャフトの回転速度を再度上昇させる前に主噴射装置（または、もしあれば始動噴射装置）が正確に点火されるのを確認することで、燃焼室が点火されずに点火ウィンドウを再び出るリスクを抑えることができるということである。
【００２７】
好ましくは、第２の始動ステップは、燃焼室の出口の温度が第２の所定の温度値に達した時に実行される。
【００２８】
この検査により、主噴射装置および／または始動噴射装置が正確に点火されたか確認することができる。
【００２９】
この第２の所定の温度値は、第１の所定の温度値未満である。第２の所定の温度値は、好ましくは、５０℃〜１５０℃である。
【００３０】
変形形態では、第２の所定の温度値は、第２の点火ステップの開始時のタービンエンジンの温度から決定される。例えば、第２の所定の温度値は、第２の点火ステップの開始時のタービンエンジンの温度より高い約２５℃に相当する温度にしてもよい。
【００３１】
有利には、第２の始動ステップは、第２の点火ステップと同時に実行される。
【００３２】
第２の始動ステップ後、シャフトの速度は再度上昇し、本発明では、シャフトが第１の所定の速度値に再度達した時に燃焼室内で燃焼がまだ正確に行われていない場合、上述の再試行ステップが繰り返される。
【００３３】
有利には、始動装置と点火装置は、シャフトが第３の所定の速度値に達した後に停止される。
【００３４】
第２の所定の速度値より高い第３の所定の速度値は、シャフトの速度が第３の所定の速度値に達した時に、確実にタービンエンジンが自律的に動作するように選択される。
【００３５】
この時点で、燃料は、主噴射装置のみによって噴霧される。
【００３６】
好ましくは、第３の所定の回転速度値は、最大エンジン速度の３０％〜６５％である。
【００３７】
変形形態では、再試行ステップは、連続して点火不良が発生した場合に複数回繰り返されてもよい。しかし、この再試行の回数を制限するのが有利であり、適切な制御手段によって自動的に行われるのが好ましい。非限定的な例として、ヘリコプタエンジンの場合、始動を試みるのは２回のみ（第１の始動ステップと再試行ステップ）とするのが好ましいが、これに限らない。
【００３８】
好適な実施形態では、燃焼室はさらに始動噴射装置を含み、始動噴射装置は、主噴射装置（複数可）とは別個のものであるのが好ましい。第１の点火ステップ時に、始動噴射装置は、燃料を燃焼室に噴射する。
【００３９】
したがって、この実施形態では、このようなタービンエンジン（例えば、ヘリコプタターボシャフトエンジンとしてよいが、これに限らない）は、始動噴射装置と呼ばれる１つまたは複数の専用噴射装置を利用して始動されることがわかる。タービンエンジンを始動させるために、これらの噴射装置からの火炎が主噴射装置（複数可）で構成される主噴射システムに連続して伝播される。
【００４０】
この実施形態では、始動噴射装置は、停止ステップおよび再試行ステップの時に停止されるのが好ましいが、これに限らない。
【００４１】
さらに、この実施形態では、始動噴射装置は、第２の点火ステップ時に燃焼室に燃料を噴射する。
【００４２】
本発明はさらに、コンピュータプログラムがコンピュータ上で実行される時に本発明の始動方法のステップを実行するための命令を含むコンピュータプログラムに関する。本発明はさらに、上述のコンピュータプログラムが記憶されたコンピュータ可読記憶媒体に関する。
【００４３】
最後に、本発明は、本発明の記憶媒体を含むタービンエンジンコンピュータを提供する。
【００４４】
以下の非限定的な例として挙げられた実施形態の説明を読めば、本発明はより十分に理解され、本発明の利点はより明らかになるであろう。添付図面を参照しながら説明する。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】燃焼室の出口の温度変化と、シャフトの回転速度の変化、および燃料噴射圧の変化を本発明の始動方法を実行する時間の関数として示したグラフである。
【図２】本発明の始動方法を示したフローチャートである。
【図３】本発明の始動方法を実行するためのコンピュータを含むヘリコプタターボシャフトエンジンを示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００４６】
ヘリコプタターボシャフトエンジン１０の一例が図３に示されている。通常は、ターボシャフトエンジン１０は、シャフト１２が取り付けられ、それに続いて、圧縮段１６の圧縮機ホイール１４と高圧タービンホイール１８とを有する。ターボシャフトエンジン１０はさらに、圧縮段に通じる外気口２０を有する。圧縮段１６によって圧縮された空気は、燃焼室２２に取り込まれて燃料と混合される。こうして得られた混合物は燃焼され、燃焼ガスが燃焼室２２から燃焼室の出口２４を通って排出される。図３に示されるように、燃焼ガス流は、高圧タービンホイール１８を回転駆動し、さらに高圧タービンホイール１８から下流側に配置されたフリータービン２６を回転駆動する。
【００４７】
したがって、周知の形では、通常の動作で、シャフトは燃焼室によって発生した燃焼ガス流によって回転駆動される。
【００４８】
本明細書では、特に、燃焼室２２に焦点を合わせて説明する。
【００４９】
図３に示されるように、燃焼室は、１つまたは複数の始動噴射装置２８（図では１つのみ）と、複数の主噴射装置３０（図では１つのみ）とを有する。
【００５０】
当然、本発明の始動方法は、始動噴射装置の無い燃焼室または主噴射装置が始動噴射装置としての機能も果たす燃焼室を有するタービンエンジンで使用されてもよい。したがって、以下で説明する実施形態は限定的ではない。
【００５１】
主噴射装置の機能は、燃料を圧縮空気と混合するために燃料を燃焼室２２内に噴霧することである。
【００５２】
さらに、始動噴射装置２８に結合された点火装置３２により始動噴射装置２８が点火される。点火装置３２は、始動噴射装置２８によって噴霧された燃料を着火させる役目を果たす。例えば、点火装置は、スパークを発するスパークプラグとしてもよい。始動噴射装置２８の正確な点火により火炎が発生し、火炎は燃焼室に伝播して、主噴射装置３０によって噴霧された燃料を着火させる。
【００５３】
本発明によれば、ターボシャフトエンジン１０は、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、リードオンリメモリ（ＲＯＭ）、もしくはハードディスクタイプの記憶媒体４２、または任意の他のタイプのメモリの記憶媒体４２を有するコンピュータ４０を含む。記憶媒体４２は、以下で説明する始動方法のステップを実行するための命令を含むコンピュータプログラムを記憶する。コンピュータはさらに、計算を実行するためのマイクロプロセッサを有する。したがって、コンピュータプログラムはコンピュータ４０によって実行される。
【００５４】
図３を参照して分かるように、始動噴射装置２８、主噴射装置３０、および点火装置３２は、コンピュータ４０によって制御される。
【００５５】
シャフト１２はさらに、周知の種類の伝動装置４６を介して始動装置４４に接続される。始動装置４４は、通常、シャフトを回転駆動すると同時にターボシャフトエンジンを始動させる働きをする。
【００５６】
始動装置４４も同様に、コンピュータ４０によって制御される。
【００５７】
最後に、コンピュータ４０に接続される温度プローブ４８は、燃焼室２２から排出される燃焼ガスの温度Ｔを測定するように燃焼室２２の下流側に配置され、好ましくは、高圧タービン１８とフリータービン２６との間に配置される。
【００５８】
図１および図２を参照しながら、ヘリコプタターボシャフトエンジン１０の本発明の始動方法の実施形態について説明する。当然、この始動方法は、他のタイプのタービンエンジンとの使用にも十分に適している。
【００５９】
図１に示されるグラフは、複数の曲線、すなわち、燃焼室の下流側の燃焼ガスの温度Ｔを表す曲線、シャフト１２の回転速度ＮＧを表す曲線、および始動噴射装置２８によって噴霧された時の燃料圧力Ｄｐを表す曲線を重ね合わせたグラフである。
【００６０】
時間ｔは、横軸に表示されている。
【００６１】
より詳細には、図１は、第１の始動の試みＥ１が失敗した後に実行される再試行ステップＥ２を含むのが有利である本発明の始動方法を示している。
【００６２】
第１の始動の試みの時に、第１の始動ステップＳ１００が実行され、始動装置４４がシャフト１２を回転駆動するために作動される。このステップは、時間ｔ１の直後に開始される。
【００６３】
時間ｔ１の時点で、第１の点火ステップＳ１１０が実行され、始動噴射装置（複数可）が燃料を燃焼室２２に噴射し、点火装置自体は始動噴射装置によって噴霧された燃料を着火させるために作動される。言い換えれば、時間ｔ１の後に、始動噴射装置を点火してその後に主噴射装置を点火するのが望ましい。
【００６４】
時間ｔ１と時間ｔ２との間では、始動装置４４によって駆動されるシャフト１２の速度は上昇し、その間に始動噴射装置は燃料を噴霧しているが、燃焼室を点火するのに十分に安定した火炎を発生させることができない。その結果、温度Ｔはほとんど上昇しない。
【００６５】
本発明によれば、温度Ｔは、時間ｔ２の時点で測定される。時間ｔ２は、シャフト１２の回転速度が第１の所定の速度値ＮＧ１、具体的には、最大エンジン速度ＮＧｍａｘ（この速度は、ほぼ数千回転／分（ｒｐｍ））の２０％を超えた時点に相当する。
【００６６】
この段階で、検査Ｔ１２０が実行され、測定された温度が第1の所定の温度値Ｔ１以上、具体的には２５０℃以上になれば、検査は合格となる。これは、燃焼が正確に開始されたということ、およびタービンエンジンが正確に始動していることを意味する。
【００６７】
さもなければ、図示されるように、測定された温度ＴがＴ１未満であれば、検査は不合格となる。これは、主噴射装置３０が点火されなかったということ、つまり、燃焼が正確に行われなかったということ、ひいてはタービンエンジンが始動しなかったということを意味する。
【００６８】
この状況で、本発明によれば、再試行ステップＳ２００が実行され、再度ターボシャフトエンジン１０の始動が試みられる。
【００６９】
再試行ステップＳ２００は、連続する以下のステップを含む。
【００７０】
まず、停止ステップＳ２１０の時に、始動装置４４が停止され、同様に始動噴射装置２８さらに点火装置３２が停止される。その後、シャフト１２が始動装置によって駆動されなくなるとシャフト１２の速度ＮＧは低下する。
【００７１】
その後、検査Ｔ２２０で、シャフト１２の速度ＮＧが第２の所定の速度値ＮＧ２、具体的には、上述の最大エンジン速度の１０％に達したか否かが判断される。検査Ｔ２２０が不合格である場合、検査は繰り返される。通常、検査Ｔ２２０が合格であれば、シャフト１２の速度が点火範囲に戻ったことを意味する。その後、本発明では、始動噴射装置を点火するために第２の点火ステップＳ２３０が実行される。このステップでは、始動噴射装置２８が燃料を燃焼室２２に噴射し、その後、点火装置３２が作動される。図１のグラフでは、第２の点火ステップＳ２３０は、時間ｔ３の時点で開始される。
【００７２】
その後、第２の始動ステップＳ２５０が実行され、再度始動装置がシャフト１２を回転駆動するために作動される。検査Ｔ２４０の時に、燃焼室の出口で測定された温度Ｔが第２の所定の温度値Ｔ２、具体的には５０℃に達したことが検出された場合、この第２の始動ステップが実行される。図示されている例では、第２の始動ステップＳ２５０は、時間ｔ４の時点で実行される。この時点から、再びシャフト１２の回転速度ＮＧは上昇する。
【００７３】
その後、再度、検査Ｔ１２０が実行される。すなわち、シャフト１２が再度速度値ＮＧ１に達した時点で燃焼室２２の出口で温度が測定される。グラフから、この時点で、温度Ｔが第１の所定の温度値Ｔ１より高いことがわかる。これは、主噴射装置３０が点火され、ひいてはターボシャフトエンジン１０が正確に始動した確率が高いことを示している。
【００７４】
時間ｔ５の時点で、シャフトが第３の所定の速度値ＮＧ３、具体的には最大エンジン速度の５０％に達すると、ターボシャフトエンジンはもう自律的に動作しているので、始動装置が停止され、同様に始動噴射装置および点火装置が停止される。
【図１】
0005985508.tif 000002
【図２】
0005985508.tif 000003
【図３】
0005985508.tif 000004