(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１０）のタービンエンジン（１２）用の緊急起動システム（２０）であって、少なくとも１つの固体推薬ガス発生器（２２）と、電気的に制御される点火装置（２４）と、点火装置に接続されるコンピュータ（２８）と、少なくとも２つの独立のスタータモータ（１８）と、を備え、各々が、１つのタービンエンジンを起動させることになっており、各スタータモータが、対応するタービンエンジンのシャフト（５４）に連結されることになっているシャフト（３４）を駆動するためのタービン（３８）を備え、各スタータモータのタービン（３８）の入口（４４）が、前記タービンに送り込む環状キャビティ（４６）に開き、ガス発生器からのガスの出口が、コンピュータ（２８）に接続される同じ分配弁によって各スタータモータのタービンの入口（４４）に接続されることを特徴とする、緊急起動システム（２０）。
【請求項２】
各スタータモータ（１８）のタービン（３８）の出口が、排気口に接続されることを特徴とする、請求項１に記載のシステム（２０）。
【請求項３】
各スタータモータ（１８）のタービン（３８）が、単一のロータホイール（３６）を備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のシステム（２０）。
【請求項４】
タービン（３８）によって駆動されるシャフト（３４）をタービンエンジン（１２）のシャフト（５４）に連結するための連結手段を備え、前記連結手段は、駆動トルクがスタータモータ（１８）から生じる場合にのみ該駆動トルクを伝達するように設計されるフリーホイール（６０）を備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載のシステム（２０）。
【請求項５】
請求項１から４のいずれかに記載の緊急起動システム（２０）を備えることを特徴とする、少なくとも２つのタービンエンジン（１２、１１２）を備える、航空機。
【請求項６】
点火装置（２４）が、緊急起動状態が検出されるとすぐコンピュータ（２８）によって作動されることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載のシステム（２０）によって航空機のタービンエンジン（１２）を緊急起動するための方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の、特にヘリコプタのタービンエンジンのための緊急起動システムおよび緊急起動方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ツインヘリコプタ（仏国特許第２９６７１３２号明細書および仏国特許第２９６７１３３号明細書）に関しては、エンジンのうちの１つが自発的にシャットダウンされる場合には、危機的な状況が発生し得る。実際、このモードは、サーチ段階および航路上段階の間に消費を最小にするために推奨される。この状況において、２つの例外的な状況が生じる場合があり、これは、この場合停止中のエンジンの緊急再起動を必要とする。すなわち、
−１つのアクティブエンジンが、機能不全または付随事象に続いて停止するかまたはかなり減速し、
−飛行条件が、予想外に悪化し、それにより、ツインエンジンモード（たとえば、十分な飛行高度）までの復帰が必要となる。
【０００３】
一般に、タービンエンジンは、通常、ヘリコプタに搭載された電源によって動力を供給される電気スタータモータによって起動される。しかし、このシステムの性能は、緊急再起動に必要とされる要求と矛盾する。電気システムを適合させることが可能であるが、これは、費用のかかる不利な技術の大量使用を必要とする（同期機は、永久磁石、パワーエレクトロニクス、および専用の電池パック、等を有する）。
【０００４】
通常、アイドルエンジンの従来の起動シーケンスはおよそ３０秒かかり、これは、飛行条件に応じて、たとえば単一のアクティブエンジンの少なくとも一部の故障の場合には低高度において長すぎることもある。アイドルエンジンが遅れずに再起動しない場合には、危機的になってエンジンが困難に見舞われた状態で着陸する場合がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】仏国特許発明第２９６７１３２号明細書
【特許文献２】仏国特許発明第２９６７１３３号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
より一般的には、上記で考慮した用途で起こり得る緊急状態は、十分な安全マージン内で緊急起動または再起動を確保するためにおよそ数秒の反応時間を必要とする。
【０００７】
特に、本発明は、この要求に対して簡単で、効果的かつ経済的な解決策を提供する。しかし、本発明は、上記の用途に限定されるものではなく、２つよりも多くのエンジンが装備されている任意のタイプの航空機またはヘリコプタ、たとえばトリプルエンジンヘリコプタのタービンエンジンの緊急起動を確保するために使用され得る。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的を達成するために、本発明は、航空機のタービンエンジン用の緊急起動システムであって、少なくとも１つの固体推薬ガス発生器と、電気的に制御される点火装置と、点火装置に接続されるコンピュータと、タービンエンジンのシャフトに連結されることになっているシャフトを駆動するためのタービンを備える少なくとも１つのスタータモータとを備え、発生器のガス出口が、スタータモータのタービンの入口に接続されることを特徴とする、緊急起動システムを提案する。
【０００９】
したがって、本発明は、航空機タービンエンジンの緊急起動を確保するための新しい技術を提案する。この技術は、比較的コンパクトであり、簡単な方法でタービンエンジンまたは航空機に統合され得る固体推薬ガス発生器を使用する。固体推進薬は、酸化剤成分（燃焼剤）および還元成分（燃料）を含むエネルギー物質であり、これは、燃焼によって生成されるべき高エネルギーガス状燃焼生成物を可能にする（酸化還元反応）。本発明によれば、エネルギー物質は、固体推進薬である。この推進薬は、たとえば、均質またはコンポジット推進薬である。
【００１０】
固体推進薬に基づく緊急起動システムは、蓄電装置と比べて高出力密度および高エネルギー密度を有し、動作がはるかに迅速に発生できるようになっている。また、このシステムは、特に点火装置がタービンエンジンのコンピュータによって制御される場合は、ヘリコプタの電気回路網に関しては完全な自律性を持つ。
【００１１】
緊急状態が検出される場合に、コンピュータは、ガス発生器の点火装置を作動させるように設計される。発生器によって生成されるガスは、タービンのロータ、およびしたがってタービンエンジンのシャフトを駆動するためのシャフトを回転させる。
【００１２】
発生器のガス出口は、コンピュータに接続される分配弁によってタービンの入口に接続されることが有利である。
【００１３】
本発明のもう１つの実施形態によれば、システムは、互いに無関係に２つのタービンエンジンを起動することになっている２つの独立したスタータモータを備える。発生器のガス出口は、各スタータモータのタービンの入口に接続される。
【００１４】
コンピュータは、推進薬の燃焼によるガスが、緊急起動を必要とするタービンエンジンと関連するスタータモータのタービンに送り込まれるように、弁を制御する。
【００１５】
そのまたは各スタータモータのタービンの出口は、排気口に接続されることが好ましい。これは、タービンのロータが回転をロックされた場合に、ガス発生器によって生成されるガスがタービンの爆発の危険なしにロータを通して排気口まで通過することになるので有利である。
【００１６】
そのまたは各スタータモータのタービンは、１つの単一のロータホイールを備えることができる。スタータモータのタービンは、たとえば、およそ３秒の期間にわたって４０〜５０ｋＷからの平均電力を発生させるように設計される。高性能が要求される場合には、タービンは、その結果として最適化されることもでき、たとえば、２つ以上の段を含むことになる。
【００１７】
タービンによって駆動されるシャフトは、駆動トルクがスタータモータから生じる場合にのみ駆動トルクを伝達するように設計されるフリーホイールに接続されることが好ましい。したがって、スタータモータのタービンのロータは、作動中にタービンエンジンのシャフトによって駆動されず、それにより、スタータモータの最適の使用期間が確保される。変形においては、タービンによって駆動されるシャフトは、タービンエンジンのシャフトに、あるいは駆動トルクがスタータモータおよびタービンエンジンの一方のシャフトまたは他方のシャフトのから生じる場合に駆動トルクを伝達するように設計される伝達手段によって、直接連結され得る。タービンによって駆動されるシャフトは、アクセサリギアボックスによってタービンエンジンのシャフトに連結され得る。
【００１８】
また、本発明は、上記のように、少なくとも１つのタービンエンジンおよび少なくとも１つのスタータシステムを備える、ヘリコプタなどの航空機に関する。
【００１９】
航空機は、少なくとも２つのタービンエンジンを備えることができ、各タービンエンジンは、独立したスタータシステムと、またはタービンエンジンごとに１つのスタータモータおよび共通のガス発生器から成るスタータシステム全体と、関連する。
【００２０】
また、本発明は、上記のように、システムによって航空機のタービンエンジンを緊急起動するための方法であって、緊急起動状態が検出されるとすぐ点火装置がコンピュータによって作動されることを特徴とする方法に関する。
【００２１】
本発明は、非限定的な実施例として与えられ、添付の図面を参照して次の説明を読むことによってよりよく理解されるであろうし、本発明の他の詳細、特徴、および利点が明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明による緊急起動システムが装備されているツインヘリコプタの非常に概略的な図である。
【図２】本発明による緊急起動システムの概略図、ならびにこのシステムのスタータモータの軸線方向断面図である。
【図３】本発明の他の実施形態を示す、図１に類似した図である。
【図４】本発明の他の実施形態を示す、図１に類似した図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図１および図２は、この場合はツインヘリコプタ１０に使用される本発明の一実施形態を示し、このヘリコプタは、メインギアボックス１６によってプロペラ１４のロータを駆動するための２つのタービンエンジン１２を備える。
【００２４】
各タービンエンジンには、スタータモータ１８が装備されており、これは、本発明による緊急起動システム２０の一部であり（図２）、したがって、システム２０は、この場合は２つのスタータモータ１８を備える。
【００２５】
システム２０は、固体推薬ガス発生器２２と、固体推進薬を点火するための電気的に制御される装置２４と、発生器のガス出口をスタータモータ１８に接続する分配弁２６と、前記スタータモータを制御するように点火装置２４におよび弁に接続されるコンピュータ２８と、をさらに備える。
【００２６】
ここに、ガス発生器２２は、固体推進薬の１つまたは複数の装薬を含む細長い円筒形本体を備え、これは、発生器の所望のガス流れ法則に従って形成され、前記本体は、燃焼室として働く。所望のガス流れ法則は、装薬の形状を適切に選択することによって、および／または装薬のいくつかの部分を完全にまたは部分的にライニングすることによって実現され得ることに留意されたい。
【００２７】
いったん推進薬装薬が点火されると、装薬の表面が燃えて進み、それにより、装薬の形状およびライニングに起因する流れ法則に従って、高圧下で燃焼ガスが生成される。ガスは、発生器の出口で排出される。発生器２２の内側の燃焼温度は、通常、１４００Ｋと２７００Ｋとの間にある。
【００２８】
点火装置２４は、コンピュータ２８によって電気的に制御され、対応する信号がコンピュータ２８によって出力されるとすぐ推進薬の燃焼を活性化させるように設計される。
【００２９】
分配弁２６は、たとえば、比例三方弁であり、発生器２２の出口に接続される入口チャネル（矢印３０）とスタータモータ１８に接続される２つの出口チャネル（矢印３２）とをそれぞれ備える。弁２６は、入口チャネルが出口チャネルのうちの１つに接続され得るだけであるようなものであり、それによって、本発明によるシステム２０は、一度にただ１つのタービンエンジンに対して緊急再起動を実行するように設計される。入口チャネルは、コンピュータ２８による信号出力に応じて、一方の出口チャネルまたは他方の出口チャネルと流体連通の状態になる。
【００３０】
コンピュータ２８は、航空学の分野で目下使用されるもののような電気制御ユニットである。前記コンピュータが緊急状態を検出すると、コンピュータ２８は、起動されるべきタービンエンジンのスタータモータ１８には固体推進薬の燃焼によって生成される燃焼ガスが送り込まれるように、分配弁２６および点火装置２４を作動させる。
【００３１】
図２は、軸線方向断面で示される、スタータモータ１８の１つの実施形態の概略図である。前記スタータモータは、タービン３８、たとえば超音波タービンのロータホイール３６を支持するシャフト３４を実質的に備え、シャフト３４は、スタータモータのケーシング４２に取り付けられる軸受４０によって回転的に案内される。ケーシング４２は、半径方向開口４４を備え、これは、タービン３８の入口を形成し、タービンに送り込むための環状キャビティ４６に開いている。前記キャビティ４６は、上流から下流に一定の横断面を有することができ、他方では、上流から下流に変化する横断面を有することができる。
【００３２】
キャビティ４６に入る燃焼ガスは、減圧され、ホイール３６のブレード４８を通過し（矢印５０）、これは、その軸線の周りにホイール３６およびしたがってシャフト３４を回転させる（矢印５２）。次いで、ガスは、その排気ノズルを通してタービン３８から漏出し、外側に排出される（矢印５０）。
【００３３】
冷却手段が、たとえば６００Ｋまで燃焼ガスの温度を低下させるようにタービンの上流に設けられ得る。そのうえ、フィルタ５３が、タービンのダクトの中への固体粒子の侵入を制限するようにタービンの上流に取り付けられ得る。
【００３４】
シャフト３４は、それとスタータモータ１８が関連するタービンエンジンのシャフト５４、たとえば高圧シャフトに起動トルクを伝達するように設計される。このトルクは、破線５６で概略的に示されるように、直接に、またはアクセサリギアボック５８などの伝達手段を使って伝達され得る。
【００３５】
しかし、トルクは、フリーホイール６０を使ってシャフト３４とシャフト５４またはアクセサリギアボック５８との間に伝達されることが好ましい。このフリーホイールは、ダイオードによって概略的に示されており、なぜなら、フリーホイールの機能は、トルクがシャフト３４から生じる場合にはトルクを伝達することであるが、トルクがシャフト５４から生じる場合にはトルクを伝達しないことであるからである。いったんタービンエンジンが起動されると、シャフト３４は、もはやシャフト５４を駆動しない。
【００３６】
図３に示される他の実施形態においては、スタータシステムは、１つのスタータモータ１１８を備えるのみであり、緊急起動システム１２０は、したがって１つのタービンエンジン１１２と関連するのみであり、分配弁を備えず、発生器１２２からのガスの出口は、スタータモータのタービンの入口に直接接続される。
【００３７】
図４に示される他の実施形態においては、各ツインヘリコプタタービンエンジン１１２は、独自のスタータシステム１２０と関連し、したがって、これは、他のシステム１２０と無関係である。各システム１２０は、発生器１２２およびスタータモータ１１８を備える。
【００３８】
本発明のもう１つの変形においては（図示せず）、スタータシステムは、たとえば「クラスタ」から成る固体推進薬の燃焼によってガスを生成するために２つ以上の発生器を備えることもできる。したがって、発生器は、並行して取り付けられることになり、スタータモータに送り込む高温ガスの全体の流れを調整するために徐々に相殺する方法で作動されることになる。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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