(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
風車状態のターボジェットエンジンを再点火する緊急用装置であって、前記ジェットエンジンが、第１シャフト（３）を介して低圧タービンにより駆動されるファン（２）と、第１シャフトの周囲に同軸に配置された第２シャフト（４）を介して高圧タービンにより駆動されるコンプレッサとを備え、該装置が、差動装置（５、５’）とブレーキシステム（６、６’）とを備え、前記差動装置（５、５’）が、前記ターボジェットエンジンの通常動作において、前記第１、第２シャフトを相互接続する一方で、その回転速度の差を補正し、前記ブレーキシステム（６、６’）が、該差動装置と接続しており、該ターボジェットエンジンが運転停止の際に該差動装置を遅速化または遮断可能とし、これにより、前記第１シャフト（３）が該第２シャフト（４）を随伴して移動可能となるため、該ターボジェットエンジンの再点火に適した速度に達することを特徴とする装置。
【請求項２】
前記差動装置（５）が少なくとも１つの遊星キャリング環状ギア（７）を備え、該遊星キャリング環状ギアが、前記第１、第２シャフト（３、４）の周囲で回転し、回転中に該ブレーキシステム（６）の回転部分と結合することを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記差動装置（５）が、該ブレーキシステム（６）により遅速化または遮断された際に、該第１シャフト（３）から該第２シャフト（４）への乗算器として機能することを特徴とする請求項１または２に記載の装置。
【請求項４】
前記第１、第２シャフト（３、４）が共回転シャフトであることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項５】
前記第１、第２シャフト（３、４）が二重反転シャフトであることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の装置。
【請求項６】
前記ブレーキシステム（６）が少なくとも１つのディスクブレーキを備えることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の装置。
【請求項７】
前記ブレーキシステム（６）が制動機を備えることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載の装置。
【請求項８】
前記差動装置（５’）が、中間ケーシング（２２）の外に、該ブレーキシステム（６’）と共に配置されていることを特徴とする請求項１に記載の装置。
【請求項９】
該第１シャフト（３）から該第２シャフト（４）へ伝播されるエネルギーの適合に必要な該ブレーキ圧力を制御および計算させることを、前記ブレーキシステム（６）が行なうことを可能とさせる電子コンピュータをさらに有する請求項１から８のいずれか１項に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、風車状態である航空機ターボジェットエンジンを再点火する緊急用装置に関し、特にジェットエンジンが飛行中に運転停止した際に用いられる緊急用装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
過去には、長距離用航空機には概して４つのエンジンが取り付けられていた。このような航空機は、３つのエンジンで推進される航空機と実質的に置き換えられている。このタイプの航空機のエンジン数を減少させる傾向は、運行コストを低減するべく航空機の内容量を増加する傾向とあいまって、「大型ツイン」として知られる大容量のツインジェット航空機の設計へとつながっている。
【０００３】
このタイプの航空機に取り付けるエンジンは、高いバイパス比率で非常に高い推力を提供するように開発されている。このようなエンジンの圧縮比の増加と、高圧コンプレッサの慣性によっても、所与の飛行条件で風車状態が減少している際にコンプレッサが回転する速度に達し、これにより、運転停止の際に燃焼チャンバを再点火することの困難が増加する結果となってきた。
【０００４】
さらに、海上の長時間飛行にツインジェットエンジンを使用すると、飛行中にエンジンが運転停止した際の結果の深刻性が増加する。またさらに、様々な理由で、非常に稀ではあるが起こる可能性のあることとして、ツインジェットエンジンは複数個が運転停止となる可能性もある。飛行中の運転停止の際には、それが自然発生であってもなくても、エンジンは再開の機能を保存することができる。マルチジェット航空機で単一のエンジン運転停止が生じた際には、始動機を使用し、別のエンジン（単数または複数）から、あるいは補助電源ユニットから伝播された電力に依存して、そのエンジンを再点火することができる。しかし、共通モードの原因により複数のエンジンが停止した場合、補助電源ユニットが止まるか運転停止してしまえば、始動機は外部からの電力を失ってしまうため使用できなくなるが、エンジンは風車状態にある間に再点火しなければならない。補助電源ユニットは、ターボジェットエンジン始動機に電気または圧縮空気で電力を供給するための、従来より使用されている装置である。
【０００５】
ツインジェットエンジンの電池から使用できる電力は限られているため、緊急用の電気システムではエンジンを再始動することはできない。緊急用空気タービンで生成された電力は低く（約５キロワット（ｋＷ））、このようなタービンに関連する質量面での不利益は非常に高く（約１００キログラム（ｋｇ））、さらに、定期的な検査が必要である。
【０００６】
耐性の長いツインエンジンを備えた航空機を海上で幅広く使用することは、常に増加するバイパス比および圧縮比に向けたエンジンの予測可能な開発に関連して、飛行中の、エンジンが風車状態にある間に、エンジンを再点火することを容易とする装置への関心を増す結果となった。
【０００７】
バイパス比が高いターボジェットエンジンでは、飛行中に運転停止が生じた場合、タービンへの熱エネルギーの供給が停止し、コンプレッサとファン回転子の回転速度が関連する形で大幅に低下する。しかし、ファン段階を通過する相対風（気流）はこれを回転させ続けるのに十分であり、この現象は一般に「風車状態」と呼ばれる。高圧コンプレッサはこの相対風を少量しか受けないため、外部からの補助なしでエンジンを再点火できるのに十分な速い速度で常に回転するとは限らない。相対風で回転される場合、燃料を導入して点火する前に、点火のために最小圧力よりも高い圧力を伝播するべく、高圧コンプレッサはかなり速く（２０％に近いＮ２速度）回転する必要がある。
【０００８】
ファンは、その慣性による運動エネルギーと、ファンを通過する気流から抽出した風エネルギーの両方を備えた有利なエネルギー源である。このエネルギーの１部分を高圧本体に伝播することで、高圧コンプレッサを、エンジンの再点火を可能にする速度に上げることができる。そのため、全ての航空機の速度において、低圧回転子（ファン）から高圧回転子（コンプレッサ）へ伝播できる電力を使用することができる。
【０００９】
低圧段階の風車状態動作からの慣性およびエネルギーは全体として（ファンと低圧タービン）、高圧段階（コンプレッサと高圧タービン）のものよりも常に大幅に高く、その後のバイパス比における増加により、この比率がさらに増加する。
【００１０】
そのため、米国特許第５８４５４８３号、仏特許第２３１５２５９号、第２３５１２６６号は、ファンにより蓄積したエネルギーを、適切な装置を介して高圧コンプレッサへ伝播する目的で、ファンより駆動する油圧式、電気式、空気式の電力生成器を開示している。しかし、これらの再点火システムの各々には、複雑でかさばる組み立てを構成するという大きな欠点がある。
【００１１】
米国特許第５３４９８１４号は、所定の係合および係合解除速度におけるファンからトルクを伝播するために、低圧タービンのシャフトを高圧タービンのシャフトと接続するラチェットクラッチまたはカムクラッチを取り付けたギアトレインを開示している。しかし、この再点火装置は信頼性が高いものではない。キャリブレーションが非常に困難であるため、適時に係合解除できない危険が常に伴う。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、本発明は、連続動作が可能で、使用が単純、迅速であり、信頼性の高い、風車状態のターボジェットエンジンを再点火するための緊急用装置を提案することで、このような欠点を緩和する方法を探求する。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
この目的のために、本発明は、ジェットエンジンが、第１シャフトを介して低圧タービンにより駆動されるファンと、第１シャフトの周りに共軸に配置された第２シャフトを介して高圧タービンにより駆動されるコンプレッサとを備え、該装置が、差動装置とブレーキシステムとを備え、差動装置が、ターボジェットエンジンの通常動作において、第１、第２シャフトを相互接続する一方で、その回転速度の差を補正し、ブレーキシステムが、該差動装置と接続しており、該ターボジェットエンジンが運転停止の際に該差動装置を遅速化または遮断し、これにより、第１シャフトが該第２シャフトを随伴して移動できるようになるため、該ターボジェットエンジンの再点火に適した速度に達することを特徴とする本発明は風車状態のターボジェットエンジンを再点火するための緊急用装置を提供する。
【００１４】
そのため、緊急用再点火装置は、風車状態のファンからエネルギーを取り、これを高圧シャフトへ送る。このエネルギーによって高圧シャフトが、ターボジェットエンジンの再点火を可能にする速度にまで上がる。差動装置は、２つのシャフトの周囲を回転し、ブレーキシステムの回転部分と回転的に結合する遊星キャリング環状ギアを備えている。これは、ブレーキ、例えばディスクブレーキまたは制動機によって構成することができ、また、油圧式、空気式、電気式、電磁式の、またはこれらの組み合わせによる装置によって制御することができる。有利には、緊急用再点火装置は、低圧シャフトから高圧シャフトへのエネルギーの伝播が高圧シャフトの回転速度と相関して適合できるようにする電子コンピュータにより制御される。
【００１５】
本発明のこれ以外の特徴および利点は、限定的な特徴のない実施形態を示す添付の図面を参照しながら、以下の記載から明らかになる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
まず、図１を参照すると、例えばツインジェットタイプの長距離旅客機に取り付けた、ターボジェットエンジン１の一部分を示す。
【００１７】
従来の方法では、長手方向軸Ｘ−Ｘのターボジェットエンジン１はファン２を備え、ファン２はディスク２ｂ周囲に規則的に配分された複数の羽根２ａと、軸Ｘ−Ｘ上で回転する第１シャフト３を介してファンを回転させ、ディスク２ｂと結合した低圧タービン（図示せず）とを備えている。高圧コンプレッサＣが、第２シャフト４を介して、高圧タービン（図示せず）によって回転され、第２シャフト４は、第１シャフト３の周囲に同軸に配置されており、ターボジェットエンジン１の長手方向軸Ｘ−Ｘと一致する同じ回転軸を備えている。
【００１８】
以下で、ターボジェットエンジンの高圧本体は、高圧コンプレッサ、高圧タービン、第２の、または高圧のシャフト４を備えた組み立て物として定義されている。同様に、ターボジェットエンジンの低圧本体は、低圧タービンと、第１の、または低圧のシャフト３を組み合わせている。
【００１９】
典型的に、飛行中には、ターボジェットエンジン１が、ファンを介して大気を受け、この大量の大気により、飛行中の航空機を推進するための推力を発生する。大気の残り部分が、１次チャネル１２を介して高圧コンプレッサに伝播される。圧縮された空気は該コンプレッサを離れ、次に燃焼室（図示せず）に送られ、ここで燃料と混合されて燃焼され、排出される前に、高圧タービン、および低圧タービンを駆動するための燃焼ガスを発生する。地上でターボジェットエンジンを始動する、または飛行中にこれを再始動するために、従来通り始動機を用いる。始動機が圧縮された空気、または補助的な電源ユニット（図示せず）から、あるいは動作中の別のエンジンから送られる電気を受け、従来のトランスミッション手段（例えばギアホイールＰ）を介して高圧シャフト４を回転可能とし、これをターボジェットエンジンを始動させることができる速度にまで加速する。
【００２０】
飛行中に始動機を補助あるいは交換するために、ターボジェットエンジンは緊急用再点火装置を備えている。第１の実施形態では、この装置は差動装置５とブレーキシステム６を備えている。差動装置５は、低圧シャフト３と高圧シャフト４を相互接続し、ターボジェットエンジンの通常動作中に、高圧本体と低圧本体の間の速度差を補正するべく機能する。
【００２１】
低圧本体と高圧本体は異なる速度で回転することが知られている。例えば、従来のバイパス比の高いターボジェットエンジンでは、高圧本体は、毎分約１０、０００回（ｒｐｍ）から毎分約１２、０００回（ｒｐｍ）のＮ２回転速度を有し、低圧本体は、約２、０００ｒｐｍから３、０００ｒｐｍのＮ１速度で動作する。この値をもって、これらの速度間の割合は約３から６の範囲にある。
【００２２】
これらの速度差を補正するために、この第１の実施形態における差動装置５は本質的に以下のものを備えている（図２、図３参照）。
【００２３】
少なくとも１つの遊星キャリング環状ギア７。これは、ターボジェットエンジンの通常の動作中に、低圧シャフト３に配置したベアリング１３（例えばローラベアリング）上で、また、高圧シャフト４に取り付けたベアリング１４（例えばボールベアリング）上で自由に回転する。
【００２４】
少なくとも１つの遊星ギア８。これは、直径が異なり、軸Ｘ−Ｘと並行する同回転軸Ｙ−Ｙ上にある２列の歯８ａ、８ｂを備えており、この遊星ギアは遊星キャリングギア７に固定されている。歯の列８ａ、８ｂは、低圧シャフト３、高圧シャフト４とそれぞれかみ合う。
【００２５】
ターボジェットエンジンの通常動作において、遊星ギア８の歯の列８ａ、８ｂは軌道を描いて回り、遊星キャリング環状ギア７は、シャフト３、４の周囲を自由に回転する。
【００２６】
高圧本体と低圧本体の間の速度差のために、遊星ギア８は、自身の回転軸Ｙ−Ｙの周囲を自由に回転し、上に取り付けられたピンの手段により、遊星キャリング環状ギア７を随伴して移動する。遊星ギア８を備えた環状ギア７は、低圧シャフト３と高圧シャフト４の回転速度差と相関して、回転軸Ｘ−Ｘの周囲で自由に回転するべく駆動される。遊星ギア８の歯の列８ａ、８ｂが、回転軸Ｙ−Ｙ軸の周囲で軌道を描いて回ることにより、低圧シャフト３と高圧シャフト４の間の回転速度の差が補正される。
【００２７】
遊星キャリング環状ギア７が取り付けられたベアリング１３、１４があるために、この組み立てが自由に回転することができる。つまり、シャフト３、４の回転から生じる運動エネルギーの消費量はほんの少量である。
【００２８】
やはりこの第１の実施形態において、遊星キャリング環状ギア７は、トランスミッションシステムを介して、ブレーキシステム６の回転シャフト１５を移動する。このトランスミッションシステムは、遊星キャリング環状ギア７とかみ合ったベベルギア９、ギア９と結合したトランスミッションシャフト１０、シャフト１５と結合した角度のついたトランスミッションを形成する１対のギア１６、１７を備えている。
【００２９】
遊星キャリング環状ギア７とブレーキシステム６間の動作のトランスミッションが消費するエネルギーもやはり非常に低い。
【００３０】
説明した例において、ブレーキシステム６は、シャフト１５と共に強制的に回転されるブレーキディスク１８を備えている。よく知られた方法では、ブレーキパッドの手段により、ディスク１８が停止される。ブレーキパッドはキャリパ１９に設けられており、パイプ２０で伝達された圧力下にある油圧作動油によって、ディスク１８の表面に押圧される。ブレーキシステムはハウジング２１内に収容されている。
【００３１】
別タイプの従来のブレーキシステムを使用することもできる。例えば、固定子ディスク間に介在し、互いに対して軸方向に押圧されることが可能な、１つまたはそれ以上の回転子ディスクを備えたブレーキ、または実際には制動機を備えている。
【００３２】
ブレーキシステムはさらに、例えば、電気、電気水力学、空気圧、磁気、磁歪またはこれらの様々な手段を組み合わせた手段で起動した装置による方法によって制御することもできる。ディスクブレーキは、その軽量さ、信頼性の高さ、コンパクト性から適合性が高いことが認められる。
【００３３】
次に、上述した緊急用再点火装置の動作について説明する。
【００３４】
上述したように、遊星ギアトレインは、差動装置５の要素と、ブレーキシステム６のディスクとの機械接続を提供する要素とによって構成されており、ターボジェットエンジンの通常動作中に、自由に回転し、低圧本体と高圧本体の間の速度差を補正する。これにより、遊星キャリングギア７と、遊星ギア８の歯の列８ａ、８ｂが、第１シャフト３、第２シャフト４の周囲で軌道を描いて回り、一方、ベベルギア９、シャフト１０、ギア１６、１７、シャフト１５がディスク１８と共にやはり自由に回転する。
【００３５】
ターボジェットエンジンが偶発的に運転停止した場合、高圧本体の速度が（その高圧比のために）大幅に低下し、一方、ファンで駆動される低圧本体は風車効果によって回転する。次に、ベベルギア９と係合したトランスミッションシャフト１０を介して遊星キャリング環状ギア７を遅速化するために、ブレーキシステム６が動作する。
【００３６】
遊星キャリングギア７を遅速化することにより、高圧シャフト４が、遊星ギア８を介して低圧シャフト３と機械的に結合する。遊星キャリングギア７に機械応力（ブレーキ）を発することで、遊星ギア８の軌道回転が遅速化し、ターボジェットエンジンの通常動作中のように自由に回転することがなくなる。次に、低圧シャフト３が高圧シャフト４を段階的に移動させる。、この移動は、ターボジェットエンジンの再点火が可能になるＮ２速度に達するまで続く。
【００３７】
ファンにより高圧本体へ伝播される運動エネルギーは、ブレーキシステム６のディスク１８が完全に遮断される位置にある際に最大になり、これにより、遊星キャリング環状ギア７の動作が阻止される。次に、低圧シャフト３が、遊星ギア８上の２つの歯の列８ａ、８ｂを直接介して高圧シャフト４を駆動する。この使用可能なエネルギーがほんの少量だけ必要であると仮定すると、低速化により、ブレーキディスクが完全に遮断される前に、ターボジェットエンジンの再点火を良好に行うことができる。
【００３８】
さらに、様々な直径を以下のようにラベル付けする（図２参照）。
Ｄ１：  低圧シャフト３上のギアの直径
Ｄ２：  低圧シャフト３とかみ合う遊星ギア８上の歯の列８ａの直径
Ｄ３：  高圧シャフト４とかみ合う遊星ギア８の歯の列８ｂの直径
Ｄ４：  高圧シャフト４のギアの直径
Ｄ５：  ターボジェットエンジン１の縦軸Ｘ−Ｘと遊星ギア８の回転軸Ｙ−Ｙの間の距離
このラベル付けにより、遊星ギア（Ｄ１／Ｄ２およびＤ３／Ｄ４）の増加率が計算されるため、低圧シャフト３が、エンジン速度の関数としての適切な比率で高圧シャフト４を駆動することができる。上述したように、この比率は３から６の範囲内にあり、例えば、この差動装置が、低圧シャフト３から高圧シャフト４への乗算器として機能する。
【００３９】
さらに、距離Ｄ５を増減することで、つまり、遊星ギア８の回転軸Ｙ−Ｙを、ターボジェットエンジン１の軸Ｘ−Ｘから離して、またはこれに接近して移動することで、この乗算比率を変更することができる。
【００４０】
高圧シャフト４が十分に速い速度に達すると、圧縮空気と混合された燃料が燃焼室内に再び導入され、次に点火され、高圧タービン、および低圧タービンに供給するのに必要な燃焼ガスを発生する。
【００４１】
この方法でターボジェットエンジンが再点火されると、ブレーキシステム６が停止し、これにより遊星ギア８が軌道回転できるようになり、さらにこれにより、高圧本体と低圧本体間の速度差を補正するために、遊星キャリング環状ギア７が再び自由に回転できるようになる。
【００４２】
表示の方法により、ターボジェットエンジンの再点火を可能にするＮ２速度は、例えば、高圧シャフト４の最大回転速度の約２０％よりも低くない速度と対応し、開始の最後において、安定化したＮ２速度は同速度の５５％から６５％に近付く必要がある。
【００４３】
本発明の有利な特徴によれば、緊急用再点火装置は、第１、第２シャフトが共回転シャフトである構造（図２、図３参照）においても、また、第１、第２シャフトが二重反転する構造（図４参照）においても同じく良好に使用することができる。
【００４４】
図４から容易にわかるように、シャフト３、４は互いに対して反対方向に回転する。しかし、遊星キャリング環状ギア７と遊星ギア８は、共同回転シャフトを備えた緊急用再点火装置のものと同一であり、また、類似の方法で動作する。
【００４５】
図５に示す本発明の第２実施例では、緊急用再点火装置の差動装置５’が、中間ケーシング２２の外の、ブレーキシステム６’に配置されている。この構造の利点は、緊急用再点火装置が、近づきやすい場所に設けられているため、そのメンテナンス（例えば、作動装置の交換）が容易になることである。
【００４６】
図５に示す例では、緊急用再点火装置は特に２つのベベルギア２３、２４によって構成されており、この２つのベベルギアは、同軸の２つの駆動シャフト２５、２６をそれぞれ介して作動装置５’と接続した第１シャフト３、第２シャフト４とそれぞれかみ合っている。差動装置５’は従来のギア構造のものであるため、これ以上の説明は省く。２つの駆動シャフトは同軸である必要はなく、並行であってもよい。
【００４７】
ブレーキシステム６’は、第１の実施形態で使用したものと同一のものであり、つまり、ディスクブレーキにより有利に構成できるという点に注目すべきである。
【００４８】
当然ながら、緊急用再点火装置のこの実施形態の動作原理は上述したものと同一であるため、詳細な説明は省く。
【００４９】
本発明の利点的特徴によれば、緊急用再点火装置はさらに、ブレーキシステム６または６’を制御するための、一般にフルオーソリティデジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）と呼ばれるフルオーソリティ電子コンピュータ（図示せず）を備えている。適切なプログラムにより、コンピュータは、ファンから高圧本体へのエネルギーの伝播に適合するのに必要なブレーキ力を決定および調節するべく機能する。
【００５０】
この特徴は、緊急用再点火装置に、その動作を、従来の受動システムと比較して変更させることを可能にする利点を示す。電子コンピュータによって実現される機能（例えば、速度、高度、圧力、対気速度、燃料供給率）を追加または変更するには、プログラムを変更すれば十分である。
【００５１】
さらに、このようなコンピュータを使用することで、開始および再点火段階の前に、ファンと高圧タービンエンジンの風車状態速度が完全に確立されるまで待つ必要がなくなる。全ての飛行条件の下で風車状態にある際に、バイパス比率が高いエンジンが再点火の機能を維持しないと仮定した場合（これは、高圧コンプレッサからの出口における最小総圧力に依存する。またこの最小総圧力は、高度、圧力、Ｎ２速度、対気速度に依存する）、緊急用再点火装置は、高圧段階を基準速度よりも上に維持し、再点火を開始するべく減速段階にある最中に、コンピュータによって始動することができる。特に、航空機が低速かつ低高度の際には、安定な風車状態速度が低すぎるため、エンジンの再点火の試みは失敗しうる。そのため、安定化した風車状態速度よりも早い回転速度から恩恵を得るためには、つまり、エンジンがまだ減速している間に恩恵を得るためには、多重の運転停止の後に再点火の試みの延期を避けることが非常に重要である。
【００５２】
上述したように、本発明は様々な利点を有するが、特に以下に示すことが可能になる。
【００５３】
推力の損失により航空機が遅速化する前に、高速相対風の利点を得ることが可能。
【００５４】
再点火前に、遅すぎる速度までに遅速化すること（高度または揚力に大きな損失を生じる可能性がある）を避けることが可能。飛行中の始動が低い高度および高い対気速度においてより容易であると仮定すると、高圧Ｎ２速度が風車状態中に確実に始動するのに不十分である場合に、航空機は、エンジンを適切な風車状態のゾーンに入れるために、高度を失うおよび／または速度を得る必要がある。
【００５５】
再点火に関連して高圧本体を独立化し、その付属品（燃料ポンプ、オイルポンプ、等）を駆動することが可能。
【００５６】
ファンにより伝播された電力量と、可能であればコンプレッサの可変形態（可変取り付けおよび排出弁）を、飛行条件、対気速度、回転速度の関数として変調することで、高圧コンプレッサのポンピングを制御または回避することが可能。
【００５７】
単純に電子コンピュータのプログラムの変更によって開発でき、また、検査中に逐一最適化することができる装置の柔軟性を向上することが可能である。コンピュータであるため、単純にコンピュータのプログラムを変更するだけで、再点火装置を異なるタイプのターボジェットエンジンに適合することが可能になる。
【００５８】
本発明の緊急用再点火装置はさらに、以下のことにより安全性を増している。
【００５９】
飛行中に低いマッハ数および低い高度で再点火が可能な範囲を拡大する。これは、確認基準を強化する際に助けとなる。
【００６０】
装置の検査を可能にする。地上の電子コンピュータにより、各飛行後に実施する自動メンテナンス作業において適切な動作のための検査を含むことが容易である。例えば、ドライモータ中に方法を始動することで、緊急用再点火装置が正確に動作しているかどうかの検出が、回転速度を変化することにより可能になる。
【００６１】
装置とその動作方法の迅速な実現を可能にする。再点火段階を開始する前に、ファンと高圧コンプレッサが風車状態速度で安定するまで待つ必要はない。この実現速度によってさらに、ほとんど空気が通過していないためまだ熱く、燃料噴霧を向上する温度である、エンジンの利点を活かすことが可能になる。
【００６２】
最後に、燃焼室と燃料噴射装置を、飛行中の再点火に関してそれ程重要でない点について最適化し、寸法に合わせることが可能である。燃焼室を、再点火、特定の燃料消費、汚染の間に優れた折衷を提供するような寸法にすることが従来より行われてきた。本発明の装置は、その欠点の回避を可能にする。さらに、ターボジェットエンジンの最初の設計から緊急用再点火装置を考慮した場合、燃焼室の長さの短縮により得られたターボジェットエンジンの大きさの縮小と、可能であればチャンバからの排出口における温度プロフィールの節約とを含む追加の利点が得られる。これにより、局所的な最高温度を低下させることで寿命の潜在的な延長が得られ、また、高圧タービンの効率の潜在的な増加、したがって特定の燃料消費の潜在的な増加が得られる。再点火の必要性と汚染排気（ＮＯｘ）の限度との間の折衷が緩和される。
【００６３】
当然ながら、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、そのあらゆる変形形態を含むものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の再点火装置の第１の実施形態を備えるターボジェットエンジンの部分線図である。
【図２】図１の線図であり、共回転シャフト構造の差動装置を示している。
【図３】図２のＩＩＩ−ＩＩＩに沿って切った断面図である。
【図４】図１の線図であり、二重反転シャフト構造の差動装置を示している。
【図５】本発明の点火装置の第２の実施形態を備えるターボジェットエンジンの部分線図である。
【符号の説明】
１  ターボジェットエンジン
２  ファン
２ａ  羽根
２ｂ  ディスク
３  低圧シャフト
４  高圧シャフト
５、５’  差動装置
６、６’  ブレーキシステム
７、７’  遊星キャリング環状ギア
８  遊星ギア
８ａ、８ｂ  歯の列
９、２３、２４  ベベルギア
１０  トランスミッションシャフト
１２  １次チャネル
１３、１４  ベアリング
１５  シャフト
１６、１７  １対のギア
１８  ブレーキディスク
１９  キャリパ
２０  パイプ
２１  ハウジング
２２  中間ケーシング
２５、２５  駆動シャフト
Ｐ  ギアホイール
Ｃ  高圧コンプレッサ
Ｄ１、Ｄ２、Ｄ３、Ｄ４  直径
【図１】
0003971250.tif 000002
【図２】
0003971250.tif 000003
【図３】
0003971250.tif 000004
【図４】
0003971250.tif 000005
【図５】
0003971250.tif 000006