航空器的自由涡轮发动机的快速辅助装置的制作方法

本发明涉及通常在直升机上发现的这种自由涡轮发动机的领域。

应该记住的是，具有自由涡轮的燃气涡轮发动机(GT)包括动力涡轮或自由涡轮以及主齿轮箱(MGB)，所述动力涡轮或自由涡轮在直升机中经由超速离合器或“自由轮”驱动直升机转子，并且该发动机还包括主要由压气机、燃烧室和高压涡轮构成的气体发生器。

减速传动装置或辅助变速箱用于将气体发生器的轴连接到发电机(简化为EM)，该发电机由定子和转子组成并且能够作为电机(启动器)或作为发生器同样良好地操作。在电机模式下，该发电机由电能源供电并且其产生了驱动扭矩，以驱动该发动机的气体发生器旋转，特别地出于对其启动的目的，从而在启动时提供辅助。在发生器模式下，该发电机由气体发生器驱动旋转，从而使机械功力转移并被转化成电力。

背景技术：

对于巡航飞行的双发动机航空器，文献FR2967132和FR2967133提出了将两个发动机之一处于备用模式，从而使其自由涡轮与主变速箱去同步，同时增加由另一发动机输送的动力，从而能够降低系统的整体燃料消耗。

本发明因此特别地涉及具有至少两个发动机的直升机的情况中，以及在实施巡航飞行时降低其燃油消耗的情况中，即在由从每个发动机需要相对少动力所表征的飞行阶段中，从而产生非常高的单位消耗(简化为SC)。为了使巡航飞行很经济，一个发动机处于备用，因此另一发动机以高功率运行，从而使直升机受益于低得多的单位消耗。

已经提出了该备用模式的几种变型。

在被称为“超级空转”的第一变型中，以缓慢空转速度调节该去同步燃气轮机的气体发生器。

在被称为“辅助超级空转”的第二变型中，同样地以低怠速速度调节与MGB去同步的燃气轮机的气体发生器，同时辅助驱动扭矩经由发电机和辅助变速箱施加到气体发生器。

在第三变型中，发动机的燃烧室完全地熄灭，然后提出了以适用于在巡航飞行阶段结束时促进重燃的速度保持气体发生器旋转。合适的速度范围可被称为优选点火窗口。被称为“转动”模式的该操作模式需要给延长辅助到气体发生器。

在可能在整个巡航飞行时间中维持的所有三种操作模式中，通过备用的发动机传输到MGB的功率量通常为零，并且通常不可以从其气体发生器获取功率。

在三个上述变型中，需要能够快速重新激活去同步的发动机，特别地在紧急情况下，如在另一发动机失效，如果总共存在三个或更多的发动机，—或在如果存在两个发动机另一发动机失效的情况下。具体地，这就是为什么气体发生器以用于促进系统中重燃的速度保持旋转的原因，在该系统中燃烧室熄灭。

在优选点火窗口(“转动”模式)保持气体发生器旋转以及当其被调节到空转(“辅助超级空转”模式)时提供延长辅助到气体发生器都需要相对低的动力，但以需要大量能量结束，由于该系统的优点在于在整个长时间飞行中使用它。

除了其它解决方案，文献FR2967132和FR2967133提出使用一种由起动器/发电机供电的电动启动器，所述起动器/发电机连接到另一发动机的气体发生器，或连接到通过另一发动机的自由涡轮直接或间接驱动的发生器。

从低速情况或从燃烧室熄灭情况下的紧急重新启动需要施加高功率到气体发生器的轴，由于其旋转组件的大惯性以及由于来自发动机压气机的反抗扭矩。该功率需要在几秒钟数量级的短暂时间内输送，以使发动机能够快速地启动。

在文献FR2967133中，在其它解决方案中，已经建议了特别地来自超级电容器的电能可用于给气体发生器提供突发辅助。

文献EP2581586还提出了使用两个超级电容器(其为存储电能的构件)，其每个都由两个发动机之一的气体发生器驱动的各自的发电机充电，并且其每个都可短暂地使用以启动另一发动机，当其处于停机状态时。

在这种背景下，本发明的一个特定目的是当从涡轮操作的经济方式启动时，代替常规电气启动器，通过使用由机载网络或由特定电能供电网络供电以及使以下多种操作模式可能的电工系统，提供对于具有至少两个发动机的航空器机载使用来说实用的技术手段，以提供“快速重新激活”功能，所述以下多种操作模式为：

·在地面上启动燃气轮机；

·经济模式；

·在飞行中重新激活先前处于经济模式的涡轮；以及

·在飞行中快速重新激活先前处于经济模式的涡轮。

本发明的另一目的是代替常规电气启动器，通过使用由机载网络或由特定电能供电网络供电的电工系统，可以在单发动机航空器上有效地提供一种在发生不需要停机模式的情况下快速重新激活发动机的功能。

本发明特别地在于2014年3月27日提出的法国专利申请号14/00753的背景下，并且更特别地涉及提供一种电气系统架构，所述电气系统架构提供用于在飞行中以改进方式在燃气轮机上实施快速重新激活模式的设备。

过去已经提出用于使燃气轮机混合动力的电气系统的架构总是使用“二次”种类的存储元件，其连接到高压直流(HVDC)总线并具有存储对于快速重新激活模式必要的电能量的功能。术语“二级”是指这些存储元件可充电。它们中的大多数需要电池管理系统(BMS)。

现有解决方案因此存在几个缺点，主要缺点如下：

1/独立于二级存储技术(锂离子电池、镍氢(NiMH)、超级电容器、混合电容器…)，BMS包括据说“复杂”的设备，由于它包括功率切换装置并使用监控电荷状态、操作参数以及存储构件健康状况的电气设备，并且因此由航空电气认证标准管理，诸如由航空无线电技术委员会(RTCA)的DO-178和D0-254标准管理。

BMS增加了系统的重量及其失效概率。

2/已知的二级电耦具有不可忽略的自放电速率，这对于定期充电的电池很重要，并且因此需要具有航空器机载的或在地面基础设施中充电器。

3/二级电耦一点点地退化，即使当很少使用它们(储存老化)时。这意味着必须测试并定期更换它们。

4/这种二级存储构件也具有一直活性的缺点，即该系统可在诸如短路的不必要情况下随时提供电能，或者它们由于漏电现象可能过早放电。

5/这种二级存储构件具有不能较好承受恶劣环境的另一通常缺点，诸如高温和低温，并且也不能较好承受机械应力(振动、冲击)。为了适应这种环境约束，因此二级构件需要测定尺寸，令人遗憾地，这导致用于安装机载航空器的系统重量的增加，并且更特别地是机载直升机。

6/二级存储构件的某些技术的另一缺点是这些元件在热失控情况下存在的危险，其中通过过载，或通过其它原因，特别地环保原因，可特别地通过在二级存储构件外部或内部的短路引起热失控。

7/考虑到在具有任何时候可变化的电压的网络以及其电压取决于其放电状态的二次电池之间的相互作用，将二级存储单元耦合到机载网络是有问题的。因此有必要采取预防措施(其使系统更复杂)，以避免任何电气风险，或甚至存储单元操作上不可获得的任何风险。

技术实现要素：

为了弥补上述缺陷，本发明提出了一种包括至少一个第一自由涡轮发动机的航空器，所述第一自由涡轮发动机具有气体发生器并与能够作为启动器和作为发生器操作的发电机相关联，该第一发动机能够处于备用模式或处于不需要的停机模式，该发电机连接到特定电能供电网络，诸如机载网络，该航空器进一步包括具有至少一个电能存储构件的快速辅助装置，所述电能存储构件适于电连接到与所述第一发动机相关联的所述发电机，以提供突发辅助到所述发动机的气体发生器，所述航空器的特征在于，所述电能存储构件构成一种仅在激活后使用一次的不可充电的“主”能量存储构件，排除了包括蓄电池、超级电容器或被构造成可充电并永久激活的混合电容器的任何“二级”能源存储构件，并且其中，该快速辅助装置包括用于激活该电能存储构件的设备以及用于耦合该电能存储构件到所述发电机的供电系统的耦合设备。

在第一可能实施方式中，所述电能存储构件包括具有低自放电的结合有与电解质接触的阳极和阴极的备用装置。

在第二可能实施方式中，所述电能存储构件包括在激活之前惰性，结合有阳极、阴极以及不浸湿阳极和阴极的电解质的装置。

在这些情况下，所述电能存储构件可包括具有隔离电解质的电池，具有用于存储电解质的独立贮槽以及从该独立贮槽释放电解质以使其在激活电能存储构件时接触阳极和阴极的设备。

作为替代方案，所述电能存储构件可包括一种适于在环境温度下在存储过程中保持电解质固态并在激活电能存储构件时通过加热使电解质液化的热电堆。

用于激活该电能存储构件的设备可包括烟火激活设备。

在另一可能实施方式中，用于激活所述电能存储构件的设备包括电激活设备。

在一个特定实施方式中，所述电能存储构件与所述特定供电网络并联，其可以是直流电(DC)电能供电网络。在必要时，逆止二极管可插入在电能存储构件和DC机载网络之间。该DC机载网络本身通常由交流电(AC)机载电能供电网络经由整流器构件或交流—直流(AC/DC)转换器供电。

在另一特定实施方式中，所述电能存储构件与整流器构件或AC/DC转换器构件串联，并与二极管并联，所述AC/DC转换器构件从诸如AC机载网络的特定电能供电网络产生直流网络电压。

所述二极管可以是半导体或机电类型或静态类型的受控开关。

通常，所述电能存储构件可包括一个或多个元件，或串联、并联或串并联的成元件组。

在一个特定实施方式中，本发明适用于一种航空器，所述航空器包括多个自由涡轮发动机，每个自由涡轮发动机都具有气体发生器并且每个都与能够作为起动器和作为发生器操作的发电机相关联，所述多个发动机的至少一个能够处于备用模式，而所述多个发动机的至少一个其它的处于正常操作模式。

在这些情况下，在一个特定实施方式中，本发明的快速辅助装置具有适于经由开关装置电连接到与所述多个发动机之一相关联的发电机的单一电能存储构件，所述多个发动机需要突发辅助到先前备用的发动机的气体发生器。

本发明提供了一种航空器，所述航空器具有至少一个自由涡轮发动机并且包括如前所述的辅助装置，所述航空器特别地可以是直升机。

附图说明

从参照附图给出的本发明特定实施方式的详细描述，本发明的其它特征和优点显而易见，在附图中：

·图1是在本发明第一实施方式中的快速辅助装置的示意图，主能量构件并联到航空器的机载网络；

·图2是在本发明第二实施方式中的快速辅助装置的示意图，主能量构件串联到航空器的机载网络；

·图3是示出集成在航空器的推进和电气系统中的本发明系统的示意图；

·图4是在本发明第三实施方式中的快速辅助装置的示意图，单一主能量构件并联到航空器的机载网络；以及

·图5是在本发明第四实施方式中的快速辅助装置的示意图，单一主能量构件串联到航空器的机载网络。

具体实施方式

参照图3，如下是本发明所适用的一种示例系统的通用电气架构。在航空器上通过至少两个交流发电机(简化为ALT1和ALT2)18、19发电，所述至少两个交流发电机由主齿轮箱(MGB)20驱动，并且通常由以115伏(V)和400赫兹(Hz)的频率输送交流电的“3-级”类型机器构成，可以设想其它的回转机器。

该架构对于在一个发动机上经济巡航飞行的情况是有利的，由于它保证了在发电和操作涡轮轴发动机11、21之间的功能和有机独立，因此可以保持可用性和对于当经济巡航飞行时发电来说冗余的足够水平，而两个发动机11、21中之一保持备用，这与从备用操作的发动机的气体发生器获取任何功率不兼容。

此外，与从发动机11、21的气体发生器获取功率相比，这种架构对于发动机11、21的操作很少不利，特别地在对其加速度以及对其单位消耗性能的影响方面，只要机械地从自由涡轮获取由航空器的机载网络17消耗的电能，而不是气体发生器。

交流发电机18、19(ALT1和ALT2)对航空器的电网17供电。因此，机载网络17由通过至少一个发动机11、21直接或间接地驱动的一个或多个交流发电机18、19供电。当发动机11、21之一停机时，另一发动机必然以延长方式为机载网络17供电。

然而，可存在用于对网络17供电并且特别地用于对与发动机11、21相关联的所有电气系统100供电的其它能源，所述其它来源可由机载辅助动力单元53(简化为APU)，由多个蓄电池51之一，或者当在地面上时由地面动力装置52构成。

主齿轮箱20(MGB)由发动机11、21驱动。在该实施方式中，它们为自由涡轮的涡轮轴发动机。它们每个都包括气体发生器和经由超速离合器或“自由轮”驱动MGB 20的动力涡轮(自由涡轮)。

每个发动机11、21分别与回转机械12、22相关联，所述回转机械适用于作为启动器和作为发电机操作，并且可从航空器的机载网络17经由包括本发明装置的电气控制系统50供电。

参照图1和图2描述了本发明的第一和第二实施方式。除了发动机11和21以及AC机载网络17外，图1和图2示出了构成可应用到发动机11或发动机21的电启动器系统的图3电气组件100的实施方式。

在图1的实施方式中，可以看出发动机11具有电启动器系统，该电启动器系统包括一种也称为AC/DC转换器的交流—直流转换器16，其从AC机载网络17供电，以及也称为DC/AC转换器的直流—交流转换器13，其连接到AC/DC转换器16并用于为也称为EM的发电机12供电。AC机载网络17和AC/DC转换器16限定一种直流供电网络(输出电压Vcc)，然而其它直流网络实施方式也是可能的。

根据本发明，二极管15可连接在DC/AC转换器13和AC/DC转换器16之间。当由EM 12以外的器械使用直流网络时，该二极管是有用的。当由存储单元14产生的电压大于直流网络的电压Vcc时，它用于为EM 12准备由存储单元14(以下描述)产生的所有电力。当由存储单元14产生的电压小于直流网络的电压Vcc时，它能够使直流网络有助于对EM 12供电。二极管15的阳极连接AC/DC转换器16输出的正极，并且二极管15的阴极连接DC/AC转换器13的正极。自然地且以等效方式，二极管15的阴极可连接到AC/DC转换器16输出的负极，并且二极管15的阳极连接到DC/AC转换器13的负极。二极管15可以是半导体，或一种可以是静态或机电的受控开关。

此外，主存储单元14，即适合单次使用的不可充电的电能存储构件，与转换器13和16并联，主存储单元14的正极连接到二极管15的阴极并且主存储单元的负极连接到转换器13和16的负极。

主存储单元14被优化用于短暂而强烈的功率放电。例如，它可以是一种具有低自放电的结合有与电解质接触的阳极和阴极的备用装置。

然而，主存储单元14可以是一种在被激活之前惰性，结合有阳极、阴极和不浸湿阳极和阴极的电解质的装置。

在这些情况下，电能存储构件14可包括具有隔离电解质的电池，该电池具有用于存储电解质的独立贮槽以及用于从该独立贮槽释放电解质的设备，从而当激活电能存储构件14时，使该电解质能够接触阳极和阴极。

替代地，对于在被激活之前惰性的装置，电能存储构件14可包括一种适于在环境温度下在存储过程中保持电解质固态并在激活电能存储构件14时通过加热使电解质液化的热电堆。

当发动机11需要在紧急情况下重新启动时，激活主电存储单元14。

例如，用于激活电能存储构件14的设备可包括烟火激活设备，或者机械激活设备，或者电激活设备。

在图1的实施方式中，电能存储构件14与机载直流供电网络Vcc并联，但因为二极管15插入在电能存储构件14和由AC机载网络17供电的AC/DC转换器16之间，当由激活设备(图中未示出)激活电能存储构件14以输送需要用于快速重新激活先前备用的发动机11的能量时，在存储构件14终端上的电压可大于由与AC/DC转换器16相关联的机载网络17输送的直流网络的电压水平Vcc。二极管15然后具有在其阳极和其阴极之间的负电势差并且处于绝缘状态。需要用于快速重新激活发动机11的燃气轮机的电能因此完全地由主能源存储单元14输送，其具有输送由存储单元14供应到EM 12的所有电力的优点，而不提升航空器的直流机载网络的电压Vcc。

当由DC/AC转换器13和EM 12加载的存储单元14输送的电压小于直流网络的电压Vcc时，二极管15导电，从而使直流网络有助于对EM 12供电。

最后，如果需要当存储单元14的电压小于直流网络时直流网络不参与为EM 12供电，并且考虑到二极管15是如上所述的受控开关，可以控制该开关15，因此它在这些情况下不导电。

图1示出了与第二发动机21和第二电机22配合的元件23到26，这些元件分别对应于与第一发动机11和第一发电机12配合的元件13到16。不再描述元件23到26。元件23到26发挥与上述元件13到16类似的作用，当发动机11在较高额定功率下操作，而发动机21处于备用并且可能需要快速重新激活时。

由于没有必要同时重新启动发动机11和12，可以仅具有一个重新启动这两个发动机11和21的一个或另一个的机载存储单元14。根据需求，电气或机电开关构件38、48连接该单一存储单元14到DC/AC转换器13(如图4所示，开关38在关闭位置以及开关48在开启位置)，或连接到DC/AC转换器23。

如图4所示，不仅可以使用单一存储单元14，还可以使用单一二极管15和单一AC/DC转换器16，假设开关构件38、48可用，因此存储单元14发送其能量到EM 12或EM 22。图4实施方式因此与图1实施方式的不同在于，省略了元件24到26。此外，使用电流接触器38和48实施开关功能非常简单，即DC/AC转换器13到23的简单通断开关。

在一个变型中，也可以省略图4的DC/AC转换器23。在这些情况下，可以省略通断开关38和48，这些通断开关不被布置在DC/AC转换器13和23的直流输入处，但布置在EM 12和22以及DC/AC转换器13的AC输出之间的接口处。

因此，可以通过使用单一元件全部或部分地实施元件13到16以及23到26的系统，在系统彼此复制的地方发生切换。

也可以准备仅一个发动机，例如发动机11，适用于处于备用，而另一发动机21总是在高功率下操作，在这种情况下，元件24和25可以省略，而不需要切换功能，由于对于第二发动机21不需要实施快速激活。

图2示出了与图1实施方式类似并包括相似元件的另一实施方式，这些相似元件具有相同的附图标记并且不再描述，但其中各自的主存储器单元114和124与各自二极管115和125相关联。

因此，在图2中，在本发明的第二实施方式中，可以看到主存储单元114，即适合单次使用的不可充电的电能存储构件，其与二极管115在转换器13和16之间并联，主存储单元114的负极连接到二极管115的阳极以及连接到AC/DC转换器16的阳极，并且主存储单元114的正极连接到二极管115的阴极以及到DC/AC转换器13的正极。

当主存储单元114不处于操作时，EM 12可由直流机载网络经由二极管115供电。如果先前备用的发动机11需要快速重新激活时，二极管115变得不导电并且主存储单元114与转换器13和16串联。

因此，当激活主能量存储单元时，其串联地切换与AC/DC转换器16相关联的机载网络17。需要用于快速重新激活发动机11的燃气轮机的电能通过主能源存储单元114以及通过机载网络17输送，与图1所示实施方式的解决方案相比，在能量存储单元114输送的电力和能量方面，该机载网络能够使能量存储单元114尺寸不足。然而，DC/AC转换器13然后需要测定尺寸，以调节所产生的电压并且能够通过需要用于快速激活的所有电力。

图2解决方案的实施方式可以在快速激活过程中优化供电电压，所述电压是由主存储单元114输送的电压加上由整流器16输出的电压Vcc之和，从而可以降低在整个电路中流动的电流。存储单元114可被测定尺寸，以输送与图1解决方案中生成的电压水平相比更低的电压，从而具有减少该构件的重量和体积的优点。

与图1实施方式的解决方案相比，图2实施方式的解决方案与机载网络17不独立，使得在某些应用中可能必须在转换器16上游需要添加过滤元件，以符合网络稳定性的要求。

在图2的实施方式中，与第二发动机21和第二发电机22相关联的元件23、124、125和26分别发挥和与第一发动机11和第一发电机12相关联的元件13、114、115和16相同的作用，但当第二发动机21处于备用并且可需要快速重新激活，而第一发动机11在高功率下操作时是这种情况。

如在第一实施方式中，然而可能将单一存储单元114切换到发动机11或到发动机21，否则例如以分配处于备用模式的作用仅到第一发动机11，在这种情况下可以省略元件124和125。

图5示出了特定实施方式例，其中使用单一存储单元114、单一二极管115、单一AC/DC转换器16。如图4，然后可以使用两个通断开关38和48或仅施加通断控制到DC/AC转换器13和23，或使用转换构件39(如图5所示)，其可以是一种在使单一存储单元114与DC/AC转换器13(图5所示位置)串联或与DC/AC转换23串联之间选择的简单开关。在一个变型中，如在图4的实施方式中，可以省略DC/AC转换器23并使用单一DC/AC转换器13。在这些情况下，应该不在DC/AC转换器13的直流输入处，而在其AC输出处实施切换。

存储构件24、114或124的本质可完全地类似于以上关于存储构件14所描述的。

在本发明中，视情况而定的存储构件14或114，或24或124，其集成在可能处于备用的发动机的电气系统中，即视情况而定的发动机11或发动机21，是必要的，以使最初在备用模式中的相应燃气轮机快速地重新激活，例如由于先前操作的燃气轮机的问题。上述情况被认为是极其罕见的，并且它必然需要随后在燃气轮机上实施维护操作。因此显而易见的是，在视情况而定的存储构件14或114，或24或124中不存在主要缺点，存储单元可仅使用一次，并且当在发动机上进行维护时需要替换。

在视情况而定的存储构件14或114，或24或124是一次性构件这一概念中，可以使用所谓的“主”存储技术，即存储单元不充电。

如以上所提到的，主电耦可分成两类：

1/准备使用的主电耦类型

在这种情况下，电解质浸湿阳极和阴极。

存在具有非常低的自放电的多种高性能主电耦，所以它们并不随时间退化，因此不需要定期充电，从而可以避免使用构成复杂器械的电池管理系统(BMS)，并且也增加了系统的重量以及其失效概率。

例如，可以提及以下电耦Li-SO₂、Li-MnO₂、LiSOCl₂，Zn-MnO₂(盐或碱)、Zn-Ag₂O，该列表不穷举。

2/惰性主电耦的类型

它们的电解质不浸湿阳极和阴极。该类型包括两个亚型：

2.1/具有独立电解质的电池：电解质从辅助贮槽中获取并在激活时释放。

例如，可提及银—锌(Zn-Ag₂O)电耦，该列表不穷举。

2.2/热电堆：电解质在环境温度为固态，并在激活时被加热从而非常快速地液化。

例如，可提及Ca/CaCrO₄和Li/FeS₂电耦，该列表不穷举。

这些电耦具有电和化学惰性的优点，只要它们不被激活。

它们提供了一种对利用所谓“二级”类型的电能存储构件的所有现有技术缺点的解决方案。

a/它们不需要BMS。

b/没有发生自放电。不需要对它们充电。

c/没有随时间发生退化，并且它们可保证，例如15或20年的时间段。

d/由于能量存储构件14、114、24、124为电惰性，不存在电气危险也不存在任何不需要的放电的风险。

e/由于能量存储构件14、114、24、124为电惰性，它们非常好地承受恶劣的环境条件。

f/在惰性状态中不存在热失控的风险。

g/当能量存储构件14、114、24、124处于非活化状态时，它们具有如下属性，由此存储构件的正负极性之间的绝缘电阻非常高，从而不采取先前预防措施使这种构件安装在电气架构上，并且电惰性电池可因此通过并联(存储单元14处于绝缘状态)或串联(存储单元调节零电压状态)非常简单地耦合到机载网络17。

在功能实体方面，尽管本说明书描述了存储单元14或114、24或124是单一的，应该注意的是，它不需要由单一构件构成，但实际上可包括一个或多个电偶或并联、串联或串并联的电偶组。

此外，以上描述涉及两个发动机11和21，然而本发明同样适用于可在单一航空器上使用的更小或更大数量的发动机，本发明的一个或多个装置，或具有开关的本发明装置被应用到一个或多个发动机。

当单一发动机的航空器具有单一发动机11时，对应于图1和2实施方式的情况，其中仅存在与发动机11配合的元件的上层系统，存储单元14或114用于提供快速辅助，从而在发动机11在飞行中以不需要方式停机的情况下输送突发的快速辅助到发动机11的气体发生器。

通常，本发明不限于所描述的实施方式，但延伸到在所附权利要求范围内的任何变型。