(57)【要約】  少なくとも１つのＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ並びにＡＣ電力源及び第１のＤＣ電力源の少なくとも一方を使用して、少なくとも、第１の始動機／発電機（Ｓ／Ｇ）及び第２のＳ／Ｇを有する航空機を始動する方法であって、ＡＣ始動モードで、また、ＤＣ始動モードで、第１のＳ／Ｇ又は第２のＳ／Ｇの少なくとも一方を選択的に始動することを含む、方法。【選択図】図３
2016536967.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ並びにＡＣ電力出力を有するＡＣ電力源及びＤＣ電力出力を有する第１のＤＣ電力源の少なくとも一方を使用して、少なくとも、第１の始動機／発電機（Ｓ／Ｇ）（６２）を有する第１のタービンエンジン及び第２のＳ／Ｇ（８０）を有する第２のタービンエンジンを有する航空機を始動する方法であって、
ＡＣ始動モードであって、前記ＡＣ電力出力は第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）に供給され、前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）は、前記ＡＣ電力出力を、第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）に供給される第２のＤＣ電力出力にコンバートし、前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）は、前記第２のＤＣ電力出力を第２のＡＣ電力出力にインバートし、前記第２のＡＣ電力出力は、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、ＡＣ始動モードで、また、ＤＣ始動モードであって、前記ＤＣ電力出力は、前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータに供給され、前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータは、前記ＤＣ電力出力を前記第２のＡＣ電力出力にインバートし、前記第２のＡＣ電力出力は、その後、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、ＤＣ始動モードで、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方を選択的に始動することを含む、方法。
【請求項２】
前記ＡＣ始動モードであって、前記ＡＣ電力出力は前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）に供給され、前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）は、前記ＡＣ電力出力を、前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）に供給される前記第２のＤＣ電力出力にコンバートし、前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）は、前記第２のＤＣ電力出力を前記第２のＡＣ電力出力にインバートし、前記第２のＡＣ電力出力は、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、前記ＡＣ始動モードで、また、前記ＤＣ始動モードであって、前記ＤＣ電力出力は、前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータに供給され、前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータは、前記ＤＣ電力出力を前記第２のＡＣ電力出力にインバートし、前記第２のＡＣ電力出力は、その後、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、前記ＤＣ始動モードで、前記少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）の他方を選択的に始動することを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記始動された少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）からの第３のＡＣ電力出力によって前記少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）の他方を選択的に始動することを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記第３のＡＣ電力出力は、前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）に選択的に供給され、前記第３のＡＣ電力出力を第３のＤＣ電力出力にコンバートするように前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータを動作させ、前記第３のＤＣ電力出力を前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）に供給し、第４のＡＣ電力出力を出力し、前記第４のＡＣ電力出力は、その後、前記少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）の他方に供給される、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記ＡＣ電力出力を発生するため補助動力ユニット（ＡＰＵ）を選択的に始動することを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項６】
前記始動されたＡＰＵからの前記ＡＣ電力出力によって前記他方の少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）を選択的に始動することを更に含む、請求項５記載の方法。
【請求項７】
前記ＡＣ電力出力は、前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）に選択的に供給され、前記ＡＣ電力出力を第３のＤＣ電力出力にコンバートするように前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータを動作させ、前記第３のＤＣ電力出力を前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）に供給し、第３のＡＣ電力出力を出力し、前記第３のＡＣ電力出力は、その後、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、請求項６記載の方法。
【請求項８】
前記ＡＰＵを前記選択的に始動することは、前記少なくとも一方の第１のＳ／Ｇ（６２）又は第２のＳ／Ｇ（８０）を選択的に始動する前に起こる、請求項５記載の方法。
【請求項９】
前記始動されたＡＰＵからの前記ＡＣ電力出力によって前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方を選択的に始動することを更に含む、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
前記ＡＣ電力出力は、前記第１のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（７０）に選択的に供給され、前記ＡＣ電力出力を第３のＤＣ電力出力にコンバートするように前記ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータを動作させ、前記第３のＤＣ電力出力を前記第２のＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ（８４）に供給し、第３のＡＣ電力出力を出力し、前記第３のＡＣ電力出力は、その後、前記第１のＳ／Ｇ（６２）又は前記第２のＳ／Ｇ（８０）の少なくとも一方に供給される、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンを始動するための方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用の始動機／発電機システムが現在存在しており、始動機／発電機システムは、航空機エンジンを始動させると共に、航空機が始動した後に航空機エンジンからの機械的エネルギーを、航空機上の電力システム用の電気エネルギーに変換するために使用される。これらのシステムにおいて、例えば、可変電圧で可変周波数の電力が、始動モードで始動機／発電機を駆動するために接続される。始動後に、始動機／発電機は、発電モードで動作し、航空機用の電力を発生する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】英国特許第２４２２８７５号公報
【発明の概要】
【０００４】
少なくとも１つのＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータ並びにＡＣ電力源及び第１のＤＣ電力源の少なくとも一方を使用して、少なくとも、第１の始動機／発電機（Ｓ／Ｇ）を有する第１のタービンエンジン及び第２のＳ／Ｇを有する第２のタービンエンジンを有する航空機を始動する方法であって、ＡＣ始動モードであって、ＡＣ電力出力が、ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータをバイパスしながら、第１のＳ／Ｇ又は第２のＳ／Ｇの少なくとも一方に供給される、ＡＣ始動モード、及び、ＤＣ始動モードであって、ＤＣ電力出力が、ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータに供給され、ＤＣ／ＡＣインバータ／コンバータは、ＤＣ電力出力を第２のＡＣ電力出力にインバートし、第２のＡＣ電力出力は、その後、第１のＳ／Ｇ又は第２のＳ／Ｇの少なくとも一方に供給される、ＤＣ始動モードで、第１のＳ／Ｇ又は第２のＳ／Ｇの少なくとも一方を選択的に始動することを含む、方法。
【図面の簡単な説明】
【０００５】
【図１】始動機／発電機組立体の断面図である。
【図２】始動機／発電機組立体の回転可能シャフトの略図である。
【図３】本発明の一実施形態による電気始動システムの略図である。
【発明を実施するための形態】
【０００６】
本発明は、一般に、タービンエンジン等のジェットエンジンの始動を対象とするが、こうしたエンジンは、通常、電気機械によって、またより具体的には、始動機／発電機（Ｓ／Ｇ）の形態の電気モータによって始動する。したがって、本発明を理解するときに、タービンエンジンの始動時に使用されるこうした電気機械の動作を最初に理解することが役立つであろう。
【０００７】
図１は、ガスタービン航空機エンジン上に又はその中に取付けられた電気機械組立体１０を示す。ガスタービンエンジンは、最新の商用及び軍事用飛行において一般に使用されるＧｅｎｅｒａｌ  ＥｌｅｃｔｒｉｃのＧＥｎｘ又はＣＦ６シリーズエンジン等のターボファンエンジンである場合がある、又は、ガスタービンエンジンは、ターボプロップ又はターボシャフト等の種々の他の知られているガスタービンエンジンである可能性がある。ガスタービンエンジンはまた、アフターバーナを有することができ、アフターバーナは、低圧タービン領域の下流で更なる量の燃料を燃焼させて、排気ガスの速度を増加させ、それにより、推力を増加させる。
【０００８】
電気機械組立体１０は、励磁器回転子１４及び励磁器固定子１６を有する第１機械１２並びに主機械回転子２０及び主機械固定子２２を有する同期式第２機械１８を備える。少なくとも１つの電力接続部が、電気機械組立体１０の外部に設けられて、電気機械組立体１０への／からの電力の伝達を可能にする。電力は、電力ケーブル３０として示すこの電力接続部によって、電気負荷に直接的に又は間接的に伝達され、電気機械組立体１０から接地基準出力を有する３相を提供することができる。
【０００９】
電気機械組立体１０は、共通軸３４の周りに、ガスタービンエンジン（図示せず）である場合がある軸方向回転源に機械的に結合された回転可能シャフト３２を更に備える。回転可能シャフト３２は、離間した軸受３６によって支持される。励磁器回転子１４及び主機械回転子２０は、電気機械組立体１０内で回転可能に固定される固定子１６、２２に対して回転するため回転可能シャフト３２に取付けられる。固定子１６、２２は、電気機械組立体１０のハウジング部分の任意の適した部分に取付けることができる。電気機械組立体１０はまた、例えばガスタービンエンジン（図示せず）に回転可能シャフト３２を結合する機械シャフト３７（概略的なボックスとして示す）を備えることができる。機械シャフト３７は、回転可能シャフト３２の回転が、シャフト３７を通して伝達される機械的力を生成して、ガスタービンエンジンに回転を提供するように構成される。
【００１０】
示す実施形態において、第２機械１８は電気機械組立体１０の背部に位置付けられ、第１機械１２は電気機械組立体１０の前部に位置決めされる。第１機械１２及び第２機械１８の他の位置が想定される。
【００１１】
ここで図２を考えると、電気機械組立体１０は、出力リード線４４によって励磁器固定子１６に結合された励磁器電力源４０を更に備える。図示するように、励磁器固定子１６は、３相励磁を提供するための３つのリード線Ｌ７、Ｌ８、Ｌ９を備える。励磁器電力源４０は、３相ＡＣ電力出力を提供して、３つの励磁器固定子１６リード線Ｌ７、Ｌ８、Ｌ９のそれぞれに励磁を提供する。３つのリード線Ｌ７、Ｌ８、Ｌ９を有する励磁器固定子１６が示されるが、固定子１６が単一リード線だけを有するか又は任意の数の複数リード線を有することができる代替の構成が想定される。相応して、励磁器電力源４０は、構成済みリード線のそれぞれに対して単相又は多相ＡＣ電力出力を提供することができる。励磁器電力源４０は、インバータと結合して必要な励磁器の励磁を発生させるときに、例えば、補助電力ユニット（ＡＰＵ：ａｕｘｉｌｉａｒｙ  ｐｏｗｅｒ  ｕｎｉｔ）からの電力、運転中の別のタービンエンジン又は別の電気機械１０の電力出力、共通３相壁プラグ、地上電力カート又は更に電池等の直流（ＤＣ）源を含むことができる。
【００１２】
励磁器回転子１４は、リード線Ｌ１、Ｌ２、Ｌ３に沿って３相出力を提供するために配置された巻線を備え、リード線Ｌ１、Ｌ２、Ｌ３は、示すように、ダイオードベース回転整流器として示す整流器４６に供給される。整流器４６は、共通給電ライン４８を主機械回転子２０に更に供給する。
【００１３】
主機械固定子２２は、制御回路５０と結合するように配置されたリード線Ｌ４、Ｌ５、Ｌ６を有し、固定子２２は、外部交流（ＡＣ）電力源５２及び／又は航空機のＡＣ電力バス５４に選択的に結合することができる。
【００１４】
電気機械組立体１０は、２つの別個のモード、すなわち、始動モート及び発電モードで動作し、始動モードは、回転可能シャフト３２の始動トルク及び加速を提供するように動作し、発電モードは、定常的で自己充足的に動作し、ＡＣ電力出力を発生する。
【００１５】
始動モードの開始時に、回転可能シャフト３２は回転せず、電力ケーブル３０は、制御回路５０を介してＡＣ電力源５２に結合される。この状況から、ＡＣ電力源５２からのＡＣ電力出力は、電気機械組立体１０の第２機械１８に供給される。ＡＣ電力出力は、例えば主機械固定子２２巻線内に駆動されて、主機械固定子２２内に回転磁場を発生し、その回転磁場は、次に、主機械回転子２０上に電流を誘起する。続く誘起電流は、取付け済みの回転可能シャフト３２の回転を始めるのに充分なトルクを主機械回転子２０上に発生する。代替的に、ＡＣ電力源５２は、巻線の任意の他のセット又は別の電気機械組立体１０構成要素に結合することができ、それらは、電力源５２のＡＣ電力出力に応答して回転可能シャフト３２上に始動トルクを発生することができる。
【００１６】
電気機械組立体１０の複数の実施形態が想定され、それらの実施形態において、制御回路５０は、始動モード中に組立体１０を制御する少なくとも１つのコントローラ５１であって、それにより、主機械回転子２０の回転を始動するために使用されるＡＣ電力出力が、始動方法、アルゴリズム、所定のプロファイル、最適化動作、周波数ステッピング動作に従って、或は、定格電圧又は温度測定値等の、電気機械組立体の物理的又は電気的特性に基づく動的フィードバックプロファイルによってＡＣ電力源５２によって供給される、少なくとも１つのコントローラ５１を更に備える。上記始動方法のいずれの方法も、コントローラに格納することができる。
【００１７】
回転可能シャフト３２が、例えば方法又はアルゴリズムによって規定された最低動作周波数に達すると、電気機械組立体１０は始動モードから発電モードに変化する。このモード変化時に、主機械回転子２０は、回転するが、電気機械組立体についての予想動作速度で回転しない場合がある。更にこのモード変化時に、第１の電子スイッチ４２は第１の位置から第２の位置へトグルし、電力ケーブル３０は、制御回路５０を介してＡＣ電力バス５４に結合する。
【００１８】
発電モード中に、励磁器電力源４０は、例えば方法又はアルゴリズムに従って、励磁器固定子１６に対して励磁を提供し、励磁は、回転可能シャフト３２の回転周波数を先導し続ける。回転可能シャフト３２の回転周波数を先導することによって、制御される励磁は、運転中の電気機械組立体１０を、予想動作速度又は定常状態運転モードに達するよう加速する。
【００１９】
ここで、定常状態運転モードで動作しながら、励磁器固定子１６に対する励磁器回転子１４の定常状態回転は、励磁器回転子のリード線Ｌ１、Ｌ２、Ｌ３において３相出力を発生する。この３相出力は、ＤＣ出力になるよう整流器４６によって整流され、整流器共通給電ライン４８によって主機械回転子２０に供給される。主機械固定子２２に対する主機械回転子２０の回転は、主機械固定子２２のリード線Ｌ４、Ｌ５、Ｌ６において３相出力を発生し、電力を、電力ケーブル３０に、したがって、ＡＣ電力バス５４に供給する。
【００２０】
更に、回転可能シャフト３２の回転は、ガスタービンエンジンを始動するのに必要な機械的エネルギーを、機械シャフト３７を介して供給することができる。電気機械組立体１０を始動する上記方法は、ＡＣ電力源５２を使用して同期式電気機械を始動する非制限的な例に過ぎない。ＡＣ電力源５２を使用して電気機械組立体１０を始動する代替の方法が想定される。
【００２１】
図３は、本発明の一実施形態による電気始動システム５６の略ブロック図を示す。電気始動システム５６は、少なくとも左エンジンシステム５８及び右エンジンシステム６０を含むものとして本明細書で示される複数のエンジンシステムを含む。
【００２２】
左エンジンシステム５８は、例えば、上述した電気機械組立体１０等の第１の始動機／発電機６２を含むことができる。左エンジンシステム５８は、第１のＡＣ電力バス６６、第１のＤＣリード線７２、第２のＤＣリード線７４、第１のＡＣリード線７６、及び第２のＡＣリード線７７を有する第１のインバータ／コンバータ７０、第１のＤＣ電力バス７８、第１の変圧器整流器ユニット（ＴＲＵ：ｔｒａｎｓｆｏｒｍｅｒ  ｒｅｃｔｉｆｉｅｒ  ｕｎｉｔ）７９、並びに第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６を更に含むことができる。同様に、右エンジンシステム６０は、第２の始動機／発電機８０、第２のＡＣ電力バス８２、第３のＤＣリード線８６、第４のＤＣリード線８７、第３のＡＣリード線８８、及び第４のＡＣリード線８９を有する第２のインバータ／コンバータ８４、第２のＤＣ電力バス９０、第２のＴＲＵ９１、並びに第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９７を含むことができる。電気始動システム５６が示され、主航空機電池９２、外部ＤＣ電力源９４、補助電力ユニット（ＡＰＵ）９８、外部ＡＣ電力源１００、及びＡＣ始動バス１０１を更に含む。
【００２３】
図示するように、第１のＡＣ電力バス６６は、第１の始動機／発電機６２、インバータ／コンバータ７０の第１のＡＣリード線７６、ＡＰＵ９８、外部ＡＣ電力源１００、第１のＴＲＵ７９、及び第２のＡＣ電力バス８２に選択的に結合される。第２のＡＣ電力バス８２は、第２の始動機／発電機８０、第２のインバータ／コンバータ８４の第３のＡＣリード線８８、ＡＰＵ９８、外部ＡＣ電力源１００、及び第２のＴＲＵ９１に更に選択的に結合される。第１のインバータ／コンバータ７０は、第１のＤＣリード線７２を介して第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６に、第１のインバータ／コンバータ７０の第２のＤＣリード線７４及び第２のインバータ／コンバータ８４の第３のＤＣリード線８６を介して第２のインバータ／コンバータ８４に、また、第２のＡＣリード線７７を介して始動バス１０１に更に選択的に結合される。第２のインバータ／コンバータ８４は、第４のＤＣリード線８７を介して第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９７に、また、第４のＡＣリード線８９を介して始動バス１０１に更に選択的に結合される。
【００２４】
主電池９２及び第１のＤＣ電力バス７８に選択的に結合される第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６もまた示され、第１のＤＣ電力バス７８は第１のＴＲＵ７９及び外部ＤＣ電力源９４に更に選択的に結合される。同様に、第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９７はまた主電池９２及び第２のＤＣ電力バス９０に選択的に結合されて示され、第２のＤＣ電力バス９０は第２のＴＲＵ９１及び外部ＤＣ電力源９４に更に選択的に結合される。始動バス１０１は、第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、及びＡＰＵ９８の各々に選択的に結合される。
【００２５】
主電池９２が示されるが、電池のバンク、燃料電池等のような代替のＤＣ電力が想定される。更に、外部ＤＣ電力源９４が、先に述べたタイプを含むが、航空機の外部に位置付けられた任意のＤＣ電力源でよいことが想定される。同様に、外部ＡＣ電力源１００は、始動電力を、電気始動システム５６、例えば地上ベースＡＰＵ、発電機等に提供することが可能な任意のＡＣ電力源でよい。
【００２６】
図示する更なる構成要素及び図示しない構成要素を有する代替の構成が想定される。例えば、各エンジンシステム５８、６０は、運転中のタービンエンジンの機械的動力によって駆動される更なる電気機械組立体１０、例えば発電機を更に含むことができる。更に、各エンジンシステム５８、６０は、互いに選択的に結合される更なるＡＣ又はＤＣ電力バス或はそれぞれ示したバス６６、７８、８２、９０を更に含むことができる。想定される別の構成において、それぞれの各エンジンシステム５８、６０について、更なる主電池、ＡＰＵ、及び／又は外部ＡＣ電力源が存在する場合がある。ＤＣ電力バス７８、９０が、互いに選択的に結合されるか又は発電機からのＤＣ電力出力によって電力供給される場合があることも想定される。
【００２７】
電気始動システム５６はまた、アクチュエータ又はモータ等のＡＣ及びＤＣ電気負荷１０２を含むことができ、ＡＣ及びＤＣ電気負荷１０２は、それぞれのかつ適切なＡＣ電力バス６６、８２又はＤＣ電力バス７８、９０に選択的に結合することができる。更に、電気始動システム５６は、電気的故障の場合に非常用電力動作を提供するように構成される、図示しない非常用電気システムを含むことができる。電気始動システム５６の略図は、始動システム５６の１つの例証に過ぎない。本発明の複数の実施形態について多くの他の考えられる構成が想定される。
【００２８】
それぞれの第１及び第２のインバータ／コンバータ７０、８４は、第１、第２、第３、及び／又は第４のＤＣリード線７２、７４、８６、８７で受取られるＤＣ電力出力を、それぞれの第１、第２、第３、及び／又は第４のＡＣリード線７６、７７、８８、８９に供給されるＡＣ電力出力にインバートするように構成される。それぞれの第１及び第２のインバータ／コンバータは、１つ又は複数のそれぞれのＤＣリード線７２、７４、８６、８７に送るためＡＣリード線７６、７７、８８、８９で受取られるＡＣ電力出力を更に整流することができる。インバータ／コンバータ７０、８４は、それぞれの電力をインバートし整流し、それにより、電気始動システム５６の設計に従って、可変の又は所定の電気特性の供給電力、例えば４００Ｈｚ、１２０ＶＡＣ、２８ＶＤＣ、又は２７０ＶＤＣを出力において生成するように構成される。代替の整流又はインバータ周波数及び電圧が想定される。インバータ／コンバータ７０、８４は、同じＤＣ電力出力を各ＤＣリード線７２、７４、８６、８７に供給するように更に構成することができる。しかし、不同のＤＣ出力が想定される。更に、インバータ／コンバータ７０、８４は、同様の又は不同のＡＣ電力出力を各ＡＣリード線７６、７７、８８、８９に供給するように構成することができる。
【００２９】
第１及び第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９６、９７は、例えば、主電池９２から供給されるＤＣ電力出力を、ＤＣ電力バス７８及び／又はインバータ／コンバータ７０の第１のリード線７２に伝送するときにＤＣ電力パススルーとして働くことができる、また、逆も同様である。ＤＣ電力パススルーとして働くことに加えて、第１及び第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９６、９７は、行先の電気特性に整合するように、各方向に伝送されるＤＣ電力出力をコンバートすることができる。例えば、ＤＣ電力バス７８が２７０ＶＤＣを必要とし、主電池９２が２８ＶＤＣを供給する場合、第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６は、バス７８のために２８ＶＤＣ供給を２７０ＶＤＣ出力にコンバートすることができる、又は、その逆も同様である。
【００３０】
図示するように、外部ＤＣ電力源９４は、ＤＣ電力を第１及び第２のＤＣ電力バス７８、９０に直接供給し、したがって、電力源９４が、ＤＣ電力バス７８、９０のＤＣ電力特性に整合するＤＣ電力出力、例えば２７０ＶＤＣを供給することが想定される。それぞれの第１及び第２のＤＣ電力バス７８、９０は、それぞれの各第１及び第２のＡＣ電力バス６６、８２によって更に電力供給され、それぞれの各バスからのＡＣ電力出力は、それぞれの第１及び第２のＴＲＵ７９、９１によって適切なＤＣ電力バス電圧になるよう整流される。他の構成が想定され、例えば、外部ＤＣ電力源９４は、ＤＣ電力を第１及び／又は第２のＤＣ−ＤＣコンバータ９６、９７に直接供給するか又はＤＣ電力出力を不同のＤＣ電力特性で各ＤＣ電力バス７８、９０に供給し、したがって、ＤＣ電力バス７８、９０に供給する前に１つ又は複数の更なるＤＣ−ＤＣコンバータによってコンバートされることになる。
【００３１】
本発明の複数の実施形態は、航空機を始動するための頑健な電気始動システム５６を提供し、電気始動システム５６は、外部ＡＣ電力源１００のＡＣ電力出力によるＡＣ始動モードで、又は、外部ＤＣ電力源９４及び／又は主電池９２のＤＣ電力出力によるＤＣ始動モードで、第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８の少なくとも１つを始動するように構成される。
【００３２】
例えば、電気始動システム５６が、未発電（未始動）のＡＰＵ９８並びに未運転の左及び右のタービンエンジン５８、６０を有するとき、システム５６は、始動方法を始める。始動方法は、最初に、外部ＤＣ電力源９４を使用して、ＤＣ電力出力を、例えば第１のＤＣ電力バス７８に選択的に提供し、第１のＤＣ電力バス７８が、次に、ＤＣ電力出力を第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６に供給することによって、ＤＣ始動モードで始動電力を供給することができる。代替的に、始動方法は、最初に、主電池９２を使用して、ＤＣ電力出力を、例えば第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６に、直接、選択的に提供することによって始動電力を供給することができる。これらのシナリオのいずれにおいても、ＤＣ電力出力は、第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６によってコンバートされ、次に、第１のＤＣリード線７２を介して第１のインバータ／コンバータ７０に供給されることができる。第１のインバータ／コンバータ７０は、ＤＣ電力出力をＡＣ電力出力にインバートし、第２のＡＣリード線７７を介して始動バス１０１に選択的に供給することができる。始動バス１０１は、例えば、インバート済みＡＣ電力出力をＡＰＵ９８に選択的に供給して、上記始動方法と同様に、ＡＰＵ９８を発電モードになるよう始動することになる。
【００３３】
代替的に、始動バス１０１は、インバート済みＡＣ電力出力を第１の始動機／発電機６２に選択的に供給して、上記始動方法に従って、第１の始動機／発電機６２を発電モードになるよう始動することができる。更に別の代替の動作において、始動バス１０１は、インバート済みＡＣ電力出力を第２の始動機／発電機８０に選択的に供給して、始動機／発電機８０を発電モードになるよう始動することができる。
【００３４】
更に別の代替の動作において、第１のインバータ／コンバータ７０は、ＤＣ電力パススルーとして選択的に働き、電池９２（第１のＤＣ−ＤＣコンバータ９６を介して）及び／又は外部ＤＣ電力源９４から供給されるＤＣ電力出力を、第２のＤＣリード線７４及び第３のＤＣリード線８６を介して第２のインバータ／コンバータ８４に伝送又はコンバートすることができる。これ以降、第２のインバータ／コンバータ８４は、ＤＣ電力出力を、第４のＡＣリード線８９においてＡＣ電力出力にインバートすることができ、ＡＣ電力出力は、始動バス１０１に選択的に供給されて、第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８を始動することができる。
【００３５】
ＡＣ電力出力がＡＰＵ９８に供給される場合、上記始動方法に述べるように、電力は、ＡＰＵ９８用の始動電力を提供するために選択的に使用することができる。ＡＣ電力出力が第１の始動機／発電機６２に供給される場合、電力は、始動機／発電機６２、したがって、左エンジンシステム５８用の始動電力を選択的に提供することができる。ＡＣ電力出力が第２の始動機／発電機８０に供給される場合、電力は、始動機／発電機８０、したがって、右エンジンシステム６０用の始動電力を選択的に提供することができる。更に、上記例は、ＤＣ始動モードで第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８の少なくとも１つを始動するため左エンジンシステム５８の構成要素を使用することを立証するが、右エンジンシステム６０の対向する構成要素を使用して第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８を始動するための同様のプロセスが想定される。
【００３６】
別の例において、電気始動システム５６は、ＡＣ電力出力を第１又は第２のＡＣ電力バス６６、８２に選択的に提供することによるＡＣ始動モードで始動電力を供給するため外部ＡＣ電力源１００を最初に使用することによって始動方法を始めることができる。これ以降、例えば、第１のＡＣ電力バス６６は、ＡＣ電力出力を第１のインバータ／コンバータ７０に選択的に供給することができ、第１のインバータ／コンバータ７０は、次に、ＡＣ電力出力をＤＣ電力出力になるよう整流する。ＤＣ電力出力は、次に、第２のＤＣリード線７４及び第３のＤＣリード線８６を介して第２のインバータ／コンバータ８４に選択的に伝送される。これ以降、第２のインバータ／コンバータ８４は、ＤＣ電力出力を、第４のＡＣリード線８９においてＡＣ電力出力にインバートすることができ、ＡＣ電力出力は、始動バス１０１に選択的に供給されて、第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８を始動することができる。上記例は、ＡＣ始動モードで第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８の少なくとも１つを始動するため左エンジンシステム５８の構成要素を使用することを立証するが、右エンジンシステム６０の対向する構成要素を使用して第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８を始動するための同様のプロセスが想定される。
【００３７】
ＡＰＵ９８、第１の始動機／発電機６２、又は第２の始動機／発電機８０の少なくとも１つが発電モードになるよう始動されると（以降で「発電源（ｔｈｅ  ｇｅｎｅｒａｔｉｎｇ  ｓｏｕｒｃｅ）」）、電気始動システム５６の残りの未始動でかつ未発電の構成要素（以降で「未発電構成要素（ｔｈｅ  ｎｏｎ−ｇｅｎｅｒａｔｉｎｇ  ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｄｓ）」）を始動することができる。この始動方法を、同様に幾つかの方法で遂行することができる。例えば、発電源を始動するために使用される、同じ外部ＡＣ電力源１００、外部ＤＣ電力源９４、又は主電池９２は、選択的に結合された上述の電気経路のうちの任意の経路を介して、残りの未発電構成要素を始動するために使用することができる。
【００３８】
別の例において、発電源は、未発電構成要素用の始動電力を提供可能としてもよい。例えば、第１の始動機／発電機６２が、先に説明したように、最初に始動された発電モードで動作している場合、第１の始動機／発電機６２は、ＡＣ電力源として働き、ＡＣ電力出力を第１のＡＣ電力バス６６に提供することができる。以降で、第１のＡＣ電力バス６６は、ＡＣ電力出力を第１のインバータ／コンバータ７０に選択的に供給することができ、第１のインバータ／コンバータ７０は、次に、ＡＣ電力出力をＤＣ電力出力になるよう整流する。ＤＣ電力出力は、次に、第２のＤＣリード線７４及び第３のＤＣリード線８６を介して第２のインバータ／コンバータ８４に選択的に伝送される。これ以降、第２のインバータ／コンバータ８４は、ＤＣ電力出力を、第４のＡＣリード線８９においてＡＣ電力出力にインバートすることができ、ＡＣ電力出力は、始動バス１０１に選択的に供給されて、未発電構成要素の任意のもの又は全てを発電モードになるよう始動することができる。前と同様に、上記例は、ＡＣ始動モードで第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８の少なくとも１つを始動するため左エンジンシステム５８の構成要素を使用することを立証するが、右エンジンシステム６０の対向する構成要素を使用して第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８を始動するための同様のプロセスが想定される。
【００３９】
任意の数の置換を想定することができ、主電池９２、外部ＤＣ電力源９４、及び／又は外部ＡＣ電力源１００の少なくとも１つが、第１の始動機／発電機６２、第２の始動機／発電機８０、又はＡＰＵ９８の少なくとも１つを発電モードになるよう最初に始動する。第１の発電源が最初に始動されると、主電池９２、外部ＤＣ電力源９４、外部ＡＣ電力源１００、及び／又は第１の発電源のうちの任意のものが、第２の未発電構成要素を発電モードになるよう始動するため始動電力を提供することができる。第２の発電源が始動されると、主電池９２、外部ＤＣ電力源９４、外部ＡＣ電力源１００、第１の発電源、及び／又は第２の発電源のうちの任意のものが、最後の未発電構成要素を発電モードになるよう更に始動するため始動電力を提供することができる。
【００４０】
異なる電力源を、方法における異なるステップで使用することができることに留意することが重要である。例えば、主電池９２はＡＰＵ９８を始動することができ、ＡＰＵ９８は第１の始動機／発電機６２を始動することができ、外部ＡＣ電力源１００は第２の始動機／発電機８０を始動することができる。別の例において、外部ＡＣ電力源１００は、任意の順序で、ＡＰＵ９８、第１の始動機／発電機６２、及び第２の始動機／発電機８０のそれぞれを始動することができる。外部ＡＣ電力源１００と主電池９２とを組合せること又はＡＰＵ９８と外部ＤＣ電力源９４とを組合せること等、電力源の任意の組合せが、始動電力を提供することができることも想定される。
【００４１】
多くの他の考えられる実施形態及び構成が、上記図に示すものに加えて、本開示によって企図される。例えば、本発明の一実施形態は、更なる置換に対して上記方法を補外することによって始動することができる更なる発電構成要素（例えば、第３の始動機／発電機、発電機、又は第２のＡＰＵ）を企図する。本発明の別の実施形態において、始動機／発電機６２、８０は、各ガスタービンエンジンを始動するように構成することができる。この例において、ガスタービンエンジンは、例えば、高圧、低圧、又は中間スプールによって機械的力を更に提供して、発電モードで別の発電機を動作させることができる。この上述した１つ又は複数の発電機は、ＡＣ又はＤＣ電力バス６６、８２、７８、９０のうちの任意の電力バスに更に選択的に結合することができ、また、別の始動機／発電機、ＡＰＵ、又はタービンエンジンを始動するための更なる始動電力を提供することができる。
【００４２】
本明細書で開示される実施形態は、電気始動システムによって発電構成要素を有する航空機を始動する方法を提供する。上記実施形態において実現することができる１つの利点は、上述した実施形態がＡＣ又はＤＣ電力源による始動を可能にする頑健な始動方法を提供することである。上述した実施形態の別の利点は、このアプローチが、２つの能動整流段及びＡＰＵ始動用のＡＰＵ  ＤＣ−ＡＣコンバータをなくすことができることである。提案される電気始動システムによって、航空機は、地上に又は航空機内に中間電力コンバージョン構成要素を持つ必要性なしで、複数の好都合な電力源を使用して始動することができる。構成要素の数を減らすことによって、上述した実施形態は、従来のタイプのＡＰＵ、空気圧、及び電気始動システムに勝る、重量及びサイズの優れた利点を有する。
【００４３】
上述した実施形態の更に別の利点は、ＡＣ電力バス、ＤＣ電力バス、及びインバータ／コンバータ等の構成要素間の選択的結合が、通常動作及び非常用動作中に冗長性が高い電気始動システムを可能にすることである。例えば、第２のエンジンシステム６０が、飛行中の非常用動作時に始動される必要があるが、第１のＡＣ電力バス６６と第２のＡＣ電力バス８２との間の選択的結合が失敗した場合、電気始動システムは、発電源又は電力源からの電力が、例えば、発電済み電力を第１のＡＣ電力バス６６から第１のインバータ／コンバータ７０にコンバートし、コンバート済み電力を第１のインバータ／コンバータ７０から第２のインバータ／コンバータ８４に伝送し、電力をインバートし、インバート済み電力を第２のＡＣ電力バス８２に供給することによって選択的に伝送されて、第２のエンジンシステム６０用の始動能力を提供することができることを実現する。
【００４４】
航空機構成要素を設計するとき、対処すべき重要な要素は、サイズ、重量、及び信頼性である。上述した電気始動システムは、減少した数の部品を有するが、冗長性のある始動動作を実現し、完全なシステムを本質的により信頼性があるようにさせる。これは、重量が軽く、小さなサイズに作られ、信頼性が増加したシステムをもたらす。少ない数の部品及びメンテナンスの減少は、低い生産コスト及び低い動作コストをもたらすことになる。重量及びサイズの減少は、飛行中の競合優位性に関連する。
【００４５】
まだ述べられていない範囲で、種々の実施形態の異なる特徴及び構造が、所望に応じて互いに組合せて使用することができる。１つの特徴が実施形態の全てにおいて示されない場合があることは、１つの特徴が存在しないと解釈されることを意味するのではなく、説明を簡潔にするために行われる。したがって、異なる実施形態の種々の特徴は、所望に応じて混合され整合されて、新しい実施形態が明示的に述べられるか否かによらず新しい実施形態を形成することができる。本明細書で述べる特徴の全ての組合せ又は置換は本開示によってカバーされる。
【００４６】
この書面による説明は、最良モードを含む実施形態を開示するために、また同様に、任意のデバイス又はシステムを作り使用すること、及び、組込まれる任意の方法を実施することを含む、本発明を当業者が実施することを可能にするために例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が思い付く他の例を含むことができる。こうした他の例は、特許請求の範囲の逐語的言語と異ならない構造的要素を有する場合、又は、特許請求の範囲の逐語的言語と非実質的相違を有する等価な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあることを意図される。
【符号の説明】
【００４７】
１０  電気機械組立体
１２  第１機械
１４  励磁器回転子
１６  励磁器固定子
１８  第２機械
２０  主機械回転子
２２  主機械固定子
３０  電力ケーブル
３２  回転可能シャフト
３４  共通軸
３６  軸受
３７  機械シャフト
４０  励磁器電力源
４４  出力リード線
４６  整流器
４８  共通給電ライン
５０  制御回路
５１  コントローラ
５２  外部交流（ＡＣ）電力源
５４  ＡＣ電力バス
５６  電気始動システム
５８  左エンジンシステム
６０  右エンジンシステム
６２  第１の始動機／発電機
６６  第１のＡＣ電力バス
７０  第１のインバータ／コンバータ
７２  第１のＤＣリード線
７４  第２のＤＣリード線
７６  第１のＡＣリード線
７７  第２のＡＣリード線
７８  第１のＤＣ電力バス
７９  第１の変圧器整流器ユニット（ＴＲＵ）
８０  第２の始動機／発電機
８２  第２のＡＣ電力バス
８４  第２のインバータ／コンバータ
８６  第３のＤＣリード線
８７  第４のＤＣリード線
８８  第３のＡＣリード線
８９  第４のＡＣリード線
９０  第２のＤＣ電力バス
９１  第２のＴＲＵ
９２  主航空機電池
９４  外部ＤＣ電力源
９６  第１のＤＣ−ＤＣコンバータ
９７  第２のＤＣ−ＤＣコンバータ
９８  補助電力ユニット（ＡＰＵ）
１００  外部ＡＣ電力源
１０１  ＡＣ始動バス
１０２  ＡＣ及びＤＣ電気負荷
Ｌ１、Ｌ２、Ｌ３、Ｌ４、Ｌ５、Ｌ６、Ｌ７、Ｌ８、Ｌ９  リード線
【図１】
2016536967.tif 000003
【図２】
2016536967.tif 000004
【図３】
2016536967.tif 000005
【国際調査報告】
2016536967.tif 000006
2016536967.tif 000007
2016536967.tif 000008