(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の電力供給システム（１）を管理するための方法であって、
電力供給システム（１）が、
電気負荷に電力を供給するように構成された少なくとも２つの配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）であって、電力供給システムの右側部分および左側部分にそれぞれ属する少なくとも２つの配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）と、
電気エネルギーの供給を提供することが可能な航空機の推進エンジンの少なくとも１つの発電機（Ｇ１、Ｇ２）と、
電気エネルギーの供給を提供することが可能な、第１のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ１）および第２のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ２）であって、航空機の通常の運転状況において電力供給システム（１）の第１の部分の配電バスおよび第２の部分の配電バスにそれぞれ供給する第１の主電源装置（ＭＰＳ１）および第２の主電源装置（ＭＰＳ２）と、
配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）を推進エンジン発電機（Ｇ１、Ｇ２）および／または主電源装置（ＭＰＳ１、ＭＰＳ２）に電気的に接続することが可能な複数の接触器（Ｃ１−Ｃ１８）と、
接触器（Ｃ１−Ｃ１８）を制御することが可能な管理モジュールとを備え、方法は
航空機の通常の運転状況では管理モジュールがエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ１、ＭＰＳ２）を利用して配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）に電力を供給するように接触器（Ｃ１−Ｃ１８）を制御し、
航空機のバックアップ運転状況では管理モジュールは推進エンジン発電機（Ｇ１、Ｇ２）を利用して配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）に電力を供給するように接触器（Ｃ１−Ｃ１８）を制御する、航空機の電力供給システム（１）を管理するための、方法。
【請求項２】
航空機の通常の運転状況において、配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２、ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２）が、もっぱらエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ１、ＭＰＳ２）によって電力を供給される、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
第１のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ１）の不具合が生じた場合、第２のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ２）が単独で、電力供給システム（１）の第１の部分および第２の部分の配電バス（ＤＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２、ＡＣＢＵＳ２）に電力を供給する、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
第１のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ１）に不具合が生じた場合、第２のエンジンクラスの主電源装置（ＭＰＳ２）が、電力供給システム（１）の第２の部分の配電バス（ＤＣＢＵＳ２、ＡＣＢＵＳ２）に電力を供給し、推進エンジン発電機（Ｇ１）が電力供給システム（１）の第１の部分の配電バス（ＤＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ１）に電力を供給する、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
電力供給システム（１）が、第１の推進エンジン発電機（Ｇ１）と、第２の推進エンジン発電機（Ｇ２）とを備え、第１の発電機（Ｇ１）および第２の発電機（Ｇ２）が、航空機のバックアップ運転モードにおいて電力供給システム（１）の第１の部分の配電バス（ＤＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ１）および第２の部分の配電バス（ＤＣＢＵＳ２、ＡＣＢＵＳ２）にそれぞれ電力を供給する、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
電力供給システム（１）が緊急バックアップ電力供給システム（ＥＥＰＤＣ）を備え、管理モジュールが、バックアップ運転モードにおいて推進エンジン発電機（Ｇ１、Ｇ２）に不具合が生じた場合、独立した緊急電源（Ｓ）を利用して緊急バックアップ電力供給システム（ＥＥＰＤＣ）に電力を供給するように接触器（Ｃ１−Ｃ１８）を制御する、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のための電力供給の分野に関し、より詳細には航空機の電力供給システムを管理するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機は従来より、航空機の種々の機器（機械的作動装置、操縦制御機器、乗客のための座席用マルチメディアシステム、キャビン通気など）に電力を供給するための電力供給システムを備える。電気用語において、航空機器とは、電気エネルギーを消費する負荷であるとみなされる。
【０００３】
電力供給システムにおける電気エネルギーの一元管理を可能にするために、２つの可能な種類の負荷があり、「必須の」負荷と呼ばれ航空機の運行に重要であるものと（操縦制御機器など）、および「必須ではない」負荷と呼ばれ、航空機の運行にさほど需要ではないもの（乗客のための座席用マルチメディアシステム、キャビン通気など）である。これらの負荷はまた、最も近い電源によって電力が供給され、できる限り冗長性および／または機能的に関連のある機器の低下を避けるようにそれらが搭載される場所によっても分類される。
【０００４】
電力供給システムは従来より、航空機の推進力に関連する航空機のエンジンから引き出される主動力源を備える。換言すると、航空機のエンジンは一方で航空機を移動させるための推進力を供給し、他方で電力供給システムのための主電力源として使用される推進力以外の動力を供給する。
【０００５】
何年もの間にわたって航空機の電気エネルギーの要望は増大してきている。また航空機のエンジンが、例えば着陸時など低動力で走行する際、電力供給システムに十分に電力が供給されない場合があり、これは欠点であり、必須ではない負荷（乗客のための座席用マルチメディアシステムなど）に電力を供給することができず、これは航空機の乗客にとって不利である。このような欠点をなくすための直接の解決策は、着陸時の航空機のエンジンの速度を上げることであるが、これは燃料消費を増大させるため望ましくない。
【０００６】
ＴＵＲＢＯＭＥＣＡ社によって出願されたフランス特許出願ＦＲ２９６４０８７号明細書は、エンジンが電気供給システムの要件を満たすのに不十分であるとき、主電源装置を使用することを提案しており、つまり補助電源として使用することを提案している。また既定では、航空機のエンジンは永続的に負荷が加わるため、電気要件を満たすようにオーバーサイズにする必要がある。電力供給システムのこの種の管理は、燃料な過剰な消費をもたらし、これは不利である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２９６４０８７号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
これらの欠点の少なくとも一部をなくすために、本発明は、航空機の電力供給システムを管理するための方法であって、該電力供給システムが、電気負荷に電力を供給するように構成された少なくとも１つの配電バスと、電気エネルギーの供給を提供することが可能な航空機の推進エンジンの少なくとも１つの発電機と、電気エネルギーの供給を提供することが可能な少なくとも１つのエンジンクラスの主電源装置と、配電バスを推進エンジン発電機および／または主電源装置に電気的に接続することが可能な複数の接触器と、接触器を制御することが可能な管理モジュールとを備え、航空機の通常の運転状況では管理モジュールがエンジンクラスの主電源装置によって配電バスに電力を供給するように接触器を制御し、航空機のバックアップ運転モードでは管理モジュールは推進エンジン発電機によって配電バスに電力を供給するように接触器を制御する方法に関する。
【０００９】
この管理の方法によると、航空機のエンジンはもはや、既定では通常のフライト状況において電気エネルギーの供給には関与しない。換言すると、前記エンジンに関して有意な推進力以外の動力を供給するためにもはや航空機のエンジンをオーバーサイズにする必要がない。実際、本発明によると、航空機のエンジン発電機は、バックアップ運転モードのみで使用され、すなわちエンジンクラスの主電源装置の不具合が生じた場合である。有利には、航空機のエンジンは、通常のフライト状況においてさほど負荷がかからず、これによりその燃料消費を抑えることが可能になる。航空機のエンジンによって生成される動力は基本的に推進性の動力であり、非推進性の動力は通常の運転状況においてエンジンクラスの主電源装置によって供給される。
【００１０】
エンジンクラスの主電源装置の利用は、電力供給システムの要件を航空機のエンジンと独立して適合させることができ、これによりエネルギー効率を改善させることを意味している。さらに、エンジンクラスの主電源装置は、従来の補助電源装置より信頼性があり、これは有利である。
【００１１】
好ましくは航空機の通常の運転状況において、配電バスは、推進エンジン発電機の全ての利用を回避するためにエンジンクラスの主電源装置によって独占して電力が供給される。
【００１２】
好ましくはここでも、電力供給システムは、第１のエンジンクラスの主電源装置と、第２のエンジンクラスの主電源装置とを備え、電力供給システムは、電力供給システムの右側部分と左側部分にそれぞれ属する少なくとも２つの配電バスを備え、第１のエンジンクラスの主電源装置および第２のエンジンクラスの主装置は、電力供給の信頼性を高めるために、航空機の通常の運転状況において電力供給システムの第１の部分の配電バスと、第２の部分の配電バスにそれぞれ供給することで、航空機はなおも、電力供給システムの一部が故障した場合でも運転することが可能である。
【００１３】
本発明の一態様によると、第１のエンジンクラスの主電源装置の不具合が生じた場合、第２のエンジンクラスの主電源装置が単独で電力供給システムの第１の部分と第２の部分の配電バスに電力を供給する。換言すると各々の電源装置は、電力が継続して電気システム全体に供給されるように必要な大きさにされている。
【００１４】
本発明の別の態様によると、第１のエンジンクラスの主装置の不具合が生じた場合、第２のエンジンクラスの主電源装置は、電力供給システムの第２の部分の配電バスに電力を供給し、推進エンジン発電機が、電力供給システムの第１の部分の配電バスに電力を供給する。電源装置が、電力供給システムの単一の部分に電力を供給するように大きさが決められる場合、推進エンジン発電機は、電源装置に欠陥があるシステムの部分に電力を供給する。
【００１５】
好ましくは、電力供給システムは、第１の推進エンジン発電機と第２の推進エンジン発電機とを備え、第１の発電機と第２の発電機はそれぞれ、航空機のバックアップ運転モードにおいて電力供給システムの第１の部分の配電バスと、第２の部分の配電バスに電力を供給する。
【００１６】
好ましくは、電力供給システムは、緊急バックアップ電力供給システムを備え、管理モジュールは、バックアップ運転モードにおいて推進エンジン発電機の不具合が生じた場合、独立した緊急電源を利用して緊急バックアップ電力供給システムに電力を供給するように接触器を制御する。よって万一主電源装置と、推進エンジン発電機が同時に故障した場合でも、航空機の極めて重要な機能に引き続き電力を供給することができる。
【００１７】
本発明の明確な理解は、一例としてのみ提示され、添付の図面を参照して記載された以下の記載によって助長されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】電力供給がない本発明による電力供給システムの概略図である。
【図２】バッテリによって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図３】外部の電力接続部によって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図４】通常の運転状況においてエンジンクラスの主電源装置によって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図５Ａ】航空機の単一のガス発生器によるエンジンクラスの主電源装置の作動の概略図である。
【図５Ｂ】航空機の２つのガス発生器によるエンジンクラスの主電源装置の作動の概略図である。
【図６】単一のエンジンクラスの主電源装置によって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図７】左側の部分が単一のエンジンクラスの電源装置によって電力が供給され、右側の部分が航空機のエンジンによって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図８】左側の部分と右側の部分が単一のエンジンクラスの電源装置によって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図９】左側の部分と右側の部分が航空機のエンジンによって電力が供給される電力供給システムの概略図である。
【図１０】緊急電源を備えた電力供給システムの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図面は、本発明の実施に関する詳細な形で本発明を提示しており、当然のことながら、必要であれば本発明をより適切に定義するために前記図面を利用することも可能であることに留意されたい。
【００２０】
図１を参照すると、航空機は通常、航空機の種々の機器（機械的作動装置、操縦制御機器、乗客のための座席用マルチメディアシステム、キャビン通気）に電力を供給するために電力供給システム１を備える。電気用語において、航空機器とは、電気エネルギーを消費する負荷であるとみなされ、ＡＣまたはＤＣ配電バスによって電力を供給される。この例において、電力供給システム１は、５つの配電バスを備え、すなわち２つの主交流ＢＵＳ（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２）、３つの直流ＢＵＳ（ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２、ＤＣＢＡＴＢＵＳ）ならびに緊急バックアップ電力供給システムＥＥＰＤＣ（緊急配電センターとしても知られる）を備える。
【００２１】
換言すると、各々のＢＵＳは、電力供給システム１の負荷の必要性に応じて電気エネルギーを分配する（直流または交流）。
【００２２】
電力供給システムは従来より、場所によって航空機の２つの部分に分割され、すなわち「左側」部分と呼ばれる部分と、「右側」部分と呼ばれる部分である。この例では、左側部分は、２つの左側配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ１）を備え、右側部分は、２つの右側配電バス（ＡＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ１）を備え、バッテリバス（ＤＣＢＡＴＢＵＳ）は、右側部分と左側部分に共通である。好ましくは、電力供給システムは左右対称であり、これによりその再配置を容易にする。
【００２３】
さらに図１を参照すると、電力供給システム１はまた、バッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２を備え、これはバッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳに電力を供給する。バッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２はまた、航空機がフライト中の場合、または航空機が地上にある場合、バッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳによって再充電することができる。図１において、電力供給システム１は、空港の外部電力接続部ＥＸＴに接続することができ、この外部電力接続部によって、航空機の独自の電源を使用せずに、電力供給システム１全体に電気エネルギーを供給することが可能になる。
【００２４】
この例において、当業者に知られる方法において、直流ＢＵＳ（ＤＣＢＵＳ１およびＤＣＢＵＳ２）は、バッテリバス（ＤＣＢＡＴＢＵＳ）によって、または変圧器（ＴＲ１およびＴＲ２）を介して交流ＢＵＳ（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２）によって、または互いによって電力が供給される。
【００２５】
さらに図１を参照すると、電力供給システム１は、電気エネルギーの供給を提供することが可能な航空機の主推進エンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２（図示せず）によって駆動される２つの発電機Ｇ１、Ｇ２を備える。主エンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２は従来より、航空機に装備され、航空機が移動するために必要な推進力を供給することが可能である。推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２による電気エネルギーの供給源の形成は、当業者に知られており、さらに詳細には記載しないことにする。航空機および／または関連する電力供給システムの種類によって、推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２の数は、３つ以上の場合もある。さらに、推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２の数は、航空機の主エンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２の数とは無関係である。
【００２６】
本発明によって、図１を参照すると、電力供給システム１はさらに、電気エネルギーの供給を提供することが可能な２つのエンジンクラスの主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２を備える。前記主電源装置は、ＴＵＲＢＯＭＥＣＡ社によって出願された特許出願ＦＲ２９６４０８７より知られている。
【００２７】
引き続き、主電源装置は主たる電源装置として示され、「主」の頭字語「ＭＰＳ」によって表される。ＭＰＳ電源装置は、補助電源装置（頭字語「ＡＰＵ」によって知られる）を基本としており、その信頼性は、航空機の推進エンジンのものと等価になるように高められている。この目的のために、ＭＰＳ電源装置は、「エンジンクラス」であると言われている。ＭＰＳ電源装置は、１つまたは複数の発電機を駆動する１つまたは複数の熱発生機で構成される。この熱発生機は、ガスタービンまたはピストンエンジンタイプであってよく、発電機は、電力増倍器または任意選択で周波数逓倍器を利用して反応器に直接結合された永久磁石発電機あるいは三相発電機（永久磁石発電機またはＰＭＧ、励磁器、交流発電機）であってよい。
【００２８】
電力供給システム１はさらに、緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣ（「緊急配電センター」）を備え、これは電力供給システム１の電源の大規模な不具合（主電源装置ＭＰＳ２、ＭＰＳ２および発電機Ｇ１、Ｇ２の不具合）が生じた際最も必須な負荷に電力を供給することが可能である。
【００２９】
緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣは、緊急電源Ｓに接続され、これは、一例として、ＲＡＴ（「ラムエアタービン」）として当業者に知られる電力を生成するためのプロペラの形態である。したがって風力タービン同様の方法で、ＲＡＴプロペラは、航空機の極めて重要な機能に電気を供給することが可能である。
【００３０】
さらに図１を参照すると、種々のＢＵＳおよび電気エネルギーの種々の供給源が、複数の接触器Ｃ１−Ｃ１８を介して接続されており、これらの接触器Ｃは、「一次配電センター」の略語ＰＥＰＤＣによって当業者に知られる管理モジュール（図示せず）によって制御される。この種の管理モジュールによって、電力供給システム１の所望される構成に応じて、一部の電源を一部の配電バスに接続するように接触器Ｃ１−Ｃ１８を制御することが可能になる。有利には、この後に詳細に説明するように、管理モジュールによって、通常のフライト運転状況において、バックアップ運転モードにおいて、または緊急の運転状況において、その利用を管理するために電源に優先順位をつけることが可能になる。
【００３１】
図１を参照すると、電力供給システム１は、２つの主電源装置ＭＰＳ１，ＭＰＳ２を電気的に接続することを可能にする２つの接触器Ｃ１−Ｃ２と、２つの推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２を電気的に接続することを可能にする２つの接触器Ｃ３−Ｃ４と、外部の電力接続部を電気的に接続することを可能にする接触器Ｃ３とを備える。
【００３２】
接触器Ｃ６−Ｃ７によって、交流ＢＵＳ  ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２を主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２にそれぞれ接続することが可能になる。接触器Ｃ８−Ｃ９によって交流ＢＵＳ  ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２を緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣに接続することが可能になる。同様に、接触器Ｃ１０−Ｃ１１によって、変圧器ＴＲ１、ＴＲ２を直流ＢＵＳ  ＤＣＢＵＳ１、ＤＣＢＵＳ２にそれぞれ接続することが可能なり、前記直流ＢＵＳは、接触器Ｃ１２−Ｃ１３によってバッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳに接続されている。バッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２は、接触器Ｃ１４−Ｃ１５によってそれぞれバッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳに接続される。
【００３３】
それ自体、接触器Ｃ１６は、緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣを緊急電源Ｓに接続し、接触器Ｃ１７は、緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣをバッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳに接続する。図１に示されるように、接触器Ｃ１８は、電力供給システムの左側部分をその右側部分に接続する。
【００３４】
電力供給システムを再構成し一部の電源を一部の配電バスに接続するために、管理モジュールが接触器Ｃ１−Ｃ１８を制御する。図１に示される例において、接触器Ｃ１−Ｃ１８は全て開いている。
【００３５】
本発明によると、航空機の通常の運転状況において、配電バスは、エンジンクラスの主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２によって電力を供給されるのに対して、航空機のバックアップ運転モードにおいては、配電バスは、推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２によって電力が供給される。「バックアップ運転モード」は、少なくとも１つの主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２に欠陥があることを意味する。管理モジュールが接触器Ｃ１−Ｃ１８を制御することで、主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は既定では、航空機の主エンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２に負荷をかけないように配電バスに電気エネルギーを供給し、これにより前記エンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２の燃料消費を制限する。
【００３６】
図１に示されるように、電力供給システム１の「左側」部分の配電バスは、通常の運転状況では第１の電源装置ＭＰＳ１によって、バックアップ運転モードでは第１の推進エンジン発電機Ｇ１によって電力を供給することが可能である。同様に、電力供給システム１の「右側」部分の配電バスは、通常の運転状況では第２の電源装置ＭＰＳ２によって、バックアップ運転モードでは第２の推進エンジン発電機Ｇ２によって電力を供給することが可能である。
【００３７】
図１の電力供給システムを管理するための方法のいくつかの実施形態が図２から図１０を参照して記載され、そこでは、実線は電力の供給に相当し、点線は電力の供給がないことに相当する。これらの種々の実施形態において、管理モジュールは、種々の電源の利用の可能性に応じて接触器Ｃ１−Ｃ１８を制御する。
【００３８】
バッテリによる電力の供給
図２を参照すると、航空機が地上にある場合、航空機のバッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２は、接触器Ｃ１４−Ｃ１５を接続することによって配電バスＤＣＢＡＴＢＵＳに電力を供給するように作動される。バッテリを利用するこの種の電力の供給は、従来技術と同様である。
【００３９】
電力接続部による電力の供給
図３を参照すると、航空機が地上にある場合、電力供給システム１は、空港の電力接続部ＥＸＴによって電力が供給され、これは接触器Ｃ５、Ｃ６、Ｃ７、Ｃ８、Ｃ１０、Ｃ１１およびＣ１２を接続することによって電力供給システム１の左側部分と右側部分の配電バスに電力を供給する。詳細には、電力接続部によって、ＡＣ  ＢＵＳ（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２）、ＤＣ  ＢＵＳ（ＤＣＢＡＴＢＵＳ、ＤＣＢＵＳ１およびＤＣＢＵＳ２）ならびに変圧器（ＴＲ１およびＴＲ２）に電力を供給することが可能になる。
【００４０】
有利には、図３に示されるように電力接続部ＥＸＴによって、接触器Ｃ１４−Ｃ１５を接続することにより航空機のバッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２を再充電することが可能になる。電力接続部を利用するこの種の電力の供給は従来技術と同様である。
【００４１】
通常の運転状況におけるスタンドアローン電力供給
図４を参照すると、スタンドアローン航空機の場合であり、例えばフライト中または地上にあるとき（地上走行中）、電力供給システム１は、主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２によって電力が供給され、これらは、接触器Ｃ１、Ｃ２、Ｃ６、Ｃ７、Ｃ８、Ｃ１０、Ｃ１１およびＣ１２を接続することによって電力供給システム１の左側部分および右側部分の配電バスにそれぞれ電力を供給する。有利には、電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２によって、図４に示されるようにＡＣ  ＢＵＳ（ＡＣＢＵＳ１、ＡＣＢＵＳ２）、ＤＣ  ＢＵＳ（ＤＣＢＡＴＢＵＳ、ＤＣＢＵＳ１およびＤＣＢＵＳ２）ならびに変圧器（ＴＲ１およびＴＲ２）に電力を供給し、航空機のバッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２を再充電することが可能になる。
【００４２】
通常の運転状況において、推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２は、電力供給システムによる発電に関与しない。この種の電力供給システム１の管理は、配電バスに電力を供給するのに推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２を必要とする従来技術の不利益とは正反対である。本発明のおかげで、もはや航空機の電気的要求を満たすために航空機の推進エンジンの速度をこれに合わせて変化させる必要はない。換言すると、航空機のエンジンは、通常の運転状況において推進エネルギーのみを供給し、これによりその燃料消費を制限する。有利には、電気的要求はもはや推進力の要求に相関していない。
【００４３】
バックアップフライト運転モードにおける電力の供給：ＭＰＳ電源装置の故障
第１の態様によると、図５Ａを参照すると、２つの主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は、システム１全体に電力を供給するために単一のガス発生器ＧＧを備える。先に指摘したように、主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２がエンジンクラスであるものとすると、ガス発生器ＧＧは、航空機の推進エンジンのものに匹敵する高度の信頼性を有する。換言すると、各々の主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は、電力供給システム１の全てに備えるように大きさが決められる。
【００４４】
この仮説によると、図６を参照すると、第２の主電源装置ＭＰＳ２に欠陥があり、そのガス発生器ＧＧには欠陥がない場合、管理モジュールの制御の下に、第１の電源装置ＭＰＳ１が引き継ぎ、図６に示されるように単独で電力供給システム１の右側部分と左側部分の配電バスに電力を供給する。この目的のために、接触器Ｃ２が開き第２の主電源装置ＭＰＳ２を切り離す。接触器Ｃ１８が閉じられることで、電力供給システム１の両方の部分に電力を供給することが可能になる。
【００４５】
第２の態様によると、図５Ｂを参照すると、２つの主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は各々ガス発生器ＧＧ１、ＧＧ２を備える。先に指摘したように、主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ１がエンジンクラスであるものとすると、各々のガス発生器ＧＧ１、ＧＧ２は、高度の信頼性を有する。各々の電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は、電力供給システム１の一方の部分のみに供給するように大きさが決められる。この例において、先に指摘したように、電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２は、電力供給システム１の左側部分と右側部分の配電バスにそれぞれ電力を供給する。
【００４６】
この仮説によると、図７を参照すると、第２の主電源装置ＭＰＳ２に欠陥がある場合、システム１の右側部分にはもはや直接電力が供給されない。第１の主電源装置ＭＰＳ１が、電力供給システム１の左側部分の配電バスに加えて右側部分の配電バス（ＡＣＢＵＳ２，ＤＣＢＵＳ２）に備えることができないとすると、図７に示されるように、第２の推進エンジン発電機Ｇ２が第２の主電源装置ＭＰＳ２の代わりに始動される。この目的のために、管理モジュールは、接触器Ｃ４に閉じるように命令するのに対して接触器Ｃ７は開いたままである。
【００４７】
この例において、第２の発電機Ｇ２は、配電バスＡＣＢＵＳ２、変圧器ＴＲ２および配電バスＤＣＢＵＳ２に電力を供給する。バッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２は、図７に示されるようにそれ自体第１の電源装置ＭＰＳ１によって再充電される。
【００４８】
本発明は、第１の主電源装置ＭＰＳ１に不具合が生じた場合にも同様に適用可能であることは言うまでもなく、この場合第１の発電機Ｇ１が引き継ぐ。
【００４９】
図８を参照すると、第２の電源装置ＭＰＳ２および配電バスＡＣＢＵＳ２に欠陥がある場合、第２の推進エンジン発電機Ｇ２は、配電バスＤＣＢＵＳ２に電力を供給することができない。
【００５０】
加えて管理モジュールは、配電バスＤＣＢＵＳ２をバッテリバスＤＣＢＡＴＢＵＳに接続するように接触器Ｃ１３を制御する。
【００５１】
換言すると、管理モジュールは、第１の主電源装置ＭＰＳ１の電力供給の能力の限度内でシステム１の右側部分に電力を供給することを可能にする。この例において、図８を参照すると、第１の電源装置ＭＰＳ１は、システム１の左側部分の全てに電力を供給するだけでなく、バスＤＣＢＡＴＢＵＳを介してバスＤＣＢＵＳ２にも電力を供給する。
【００５２】
本発明は、第１の主電源装置ＭＰＳ１およびバスＡＣＢＵＳ１に不具合が生じた場合にも同様に適用可能であることは言うまでもなく、電力供給システムの管理は有利には左右対称である。
【００５３】
推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２は、追加の電力を提供するのに使用される場合もあるのに対して、主電源装置は、電力供給システム１の全てに電力を供給するように大きさが決められることは言うまでもない。このような方法で電気エネルギーを管理することによって、必要ならば一部のエネルギーを予備に確保することが可能である。
【００５４】
バックアップフライト運転モードにおける電力の供給：２つのＭＰＳ電源装置の故障
本発明によると、主電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２の不具合が生じた場合、管理モジュールは、図９に示されるように推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２に配電バスに電力を供給するように命令する。この目的のために、接触器Ｃ３およびＣ４は管理モジュールによって閉鎖されるのに対して接触器Ｃ１、Ｃ２は開いたままである。
【００５５】
図９を参照すると、航空機がフライト中の場合、電力供給システム１は、電力供給システム１の左側部分と右側部分にそれぞれ電力を供給する推進エンジン発電機Ｇ１、Ｇ２によって電力を供給される。有利には、図９に示されるように発電機Ｇ１によって航空機のバッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２を再充電することが可能になる。
【００５６】
発電機Ｇ１、Ｇ２がスタンドアローン運転（フライトまたは地上走行）および通常の運転状況において使用される従来技術とは異なり、前記発電機は、航空機のバックアップ運転モードにおいてのみ使用される。
【００５７】
緊急フライト運転状況における電力供給
本発明によると、一方で電源装置ＭＰＳ１、ＭＰＳ２の不具合が生じ、他方で発電機Ｇ１、Ｇ２の不具合が生じた場合、ここでは発電するためのＲＡＴプロペラの形態を採る緊急電源Ｓによって緊急バックアップシステムＥＥＰＤＣに電力が供給され、このとき接触器Ｃ１６は閉鎖される。バッテリＢＡＴ１、ＢＡＴ２もまた電力の供給に関与しており、接触器Ｃ１７もまた閉鎖されている。この種の緊急電源は、従来技術と同様である。
【図１】
0006396325.tif 000002
【図２】
0006396325.tif 000003
【図３】
0006396325.tif 000004
【図４】
0006396325.tif 000005
【図５Ａ】
0006396325.tif 000006
【図５Ｂ】
0006396325.tif 000007
【図６】
0006396325.tif 000008
【図７】
0006396325.tif 000009
【図８】
0006396325.tif 000010
【図９】
0006396325.tif 000011
【図１０】
0006396325.tif 000012