JP2014501875A - 航空機ガスタービンに使用される発電制御方法および該方法を実施する装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、特に、遷移段階で電力の消費を低減して、作動線の十分に大きなサージマージン維持することによって、ガスタービンのガス発生器の加速効率を改善する方法に関する。そのために、本発明は、航空機の機内電気回路網の電圧を調整することによって、ガス発生器の加速／減速電力を増加させることを提案する。一実施形態では、ガスタービンの始動段階（５０）後に、機内回路網（１０）の電圧は、機内回路網（１０）の主発電源（７）の無負荷／負荷（Ｅ_ＤＥＬ、Ｅ_ＬＥＳ、Ｅ_ＳＴＡＢ）状態を決定するステップ（１００）によって制御される電圧設定値（ＣＴ）によって調整される。状態決定ステップ（１００）は、航空機推進機構（４１）に供給される電力の取り込み要求（ＰＰＫＥＬ）に従って実行される。前記状態決定ステップの後に、無負荷／負荷状態の決定に従って複数のレベル（Ｕ_Ｈ、Ｕ_Ｂ、Ｕ_Ｍ）の中から、電圧設定値（ＣＴ）を選択するステップ（２００）と、選択された設定値を機内回路網（１０）に供給される電圧の制御ループ（１５）に印加するステップ（３００）とが行われる。

Description

本発明は、特に、加速と減速との遷移段階で、航空機ガスタービンに使用される発電制御方法に関する。本発明は、特に、該方法を実施することができるヘリコプタターボシャフトエンジンに適用できる。

本発明は、ガスタービン、特に、航空機（ヘリコプタ、航空機、他の飛行機械）のターボシャフトエンジン、ターボジェットエンジン、またはターボプロップの分野に関する。

航空機エンジンは、一般的には、ガス発生器を形成する圧縮機・燃焼室・タービンのアセンブリを備える。このガス発生器では、外気が圧縮機の回転によって圧縮されて燃焼室に送り込まれ、燃焼室で燃料と混合され、その後、燃焼後に、高温ガスが大きな運動エネルギーと共に排出されてタービン内で膨張され、タービンが高圧ドライブシャフト（ＨＰ）を介して圧縮機を駆動させるまたはＨＰ本体を駆動させる回転エネルギーを取り出す。過剰の運動エネルギーは、飛行機の場合、排気ノズルを介して直接的に、またはヘリコプタの場合、（下流側は、ガス発生器の外側のシャフトを通ってまたは介して）ドライブシャフトに連結されているフリータービン内で新たに膨張させることで間接的に、のいずれかの形で航空機を移動させるエネルギーとなる。

ヘリコプタのターボシャフトエンジンの場合、このドライブシャフトによって伝えられたかなりの部分の機械エネルギーは、減速歯車装置を介して、より合理的には、アクセサリギアボックス（以降、ＡＧＢとする）を介してロータ駆動機構および消費機器（油圧ポンプ、電気機器、空調設備、ロータブレーキなど）に供給される。機械力のかなりの部分は、ガス発生器から直接取り込まれる（発電、客室暖房装置用の抽気など）。

ターボシャフトエンジンの始動段階で、バッテリによって供給される可逆電源（始動発電機（ＳＧ）とも呼ばれる）は、始動機モードでは、ガス発生器が自律的に作動するまで圧縮機を回転駆動するモータとして作動する。その後、遷移段階（離陸、着陸、ホバリング）または定常飛行中間段階（巡航、低い高度での捜索）で、ＳＧ電源はガス発生器から運動エネルギーを取り込んで、発電モードで作動して、機内電気回路網の電気消費機器（制御装置、空調設備、ポンプなど）に電力を供給する。

しかしながら、ガス発生器からエネルギーを抽出して機内回路網に供給するのは、作動線のサージマージンの点で不利であり、瞬時の機械力抽出が調整システムに認識されない場合にガス発生器の加速効率を大きく制限することになる。十分なサージマージンが維持されるように、圧縮機は最適な圧縮比の時点でそれ以上機能せず、効率は低下し、特に、燃料消費率が高くなる。これは、特に、ガス発生器の速度変化（ｄｎｇ／ｄｔ）によって制御されるエンジンで顕著である。さらに、加速減速要求が高くなるにつれて、フリータービンおよびロータ駆動機構の直後の速度変化が深刻な影響をもたらす可能性がある。

仏国特許第２９２９３２４号明細書により、ＳＧソースをフリータービンと結合し、ＳＧソースを始動段階後に発電機モードに切り替えることによって、電気エネルギーを回収する方法が周知である。この方法では、新しい機器、すなわち専用の切り替えフリップフロップを追加しなければならない。このような追加は、コストおよび質量に影響を与え、エンジン構造の変更が必要になる。

さらに、仏国特許第２９１４６９７号明細書には、ガス発生器に運動エネルギーを供給するために、バッテリによって電力供給される追加の電気モータを組み入れることで遷移段階を支援するシステムが記載されている。この方法には、いくつかの欠点がある。

仏国特許発明第２９２９３２４号明細書 仏国特許発明第２９１４６９７号明細書

本発明の目的は、特に、遷移段階でのガス発生器からの機械力抽出を低減して、さらに発電しなくても、または追加のセンサもしくはアクチュエータを使用しなくてもガス発生器の加速効率が得られる十分なサージマージンを維持することである。上述の目的を達成するために、本発明は、航空機の機内電気回路網の電圧を調整する設定値を調節することによってガス発生器の加速力／減速力を増加させることを提案する。

より正確には、本発明の目的は、航空機ガスタービンに使用される電気を発電して、ガスタービンの始動段階後に機内回路網に出力する方法である。この方法において、機内回路網の電圧は電圧設定値を使用して調整され、電圧設定値は、航空機の推進機構に供給される電力抽出要求に従って機内回路網の主発電源の無負荷／負荷状態を決定するステップと、その後に、無負荷／負荷状態の決定に応じて複数のレベルから電圧設定値を選択するステップ、および選択された設定値を機内回路網に供給される電圧を調整するループに印加するステップによって制御される。

特定の実施形態によれば、
機内回路網に電力を供給するために、主電源が無負荷状態の場合に電源は作動状態であるが、このバッファ電源は主電源が無負荷状態でない場合に再充電可能であり、
無負荷／負荷状態は、ガス発生器の速度変化および／または、ヘリコプタの場合、通常「コレクティブピッチ」と呼ばれるロータブレードの傾斜変化に応じて、３つの状態、すなわち、無負荷状態、負荷状態、および安定状態の中から決定され、
無負荷状態は、ガス発生器の速度変化が少なくとも単位時間当たり＋２％〜＋５％の上限値に等しい場合、および／または、ヘリコプタの場合、コレクティブピッチ変化が単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの＋１０％〜＋３０％の上限値より大きい場合に決定され、
負荷状態は、ガス発生器の速度変化が単位時間当たり−２％〜−５％の下限値以下である場合、および／またはコレクティブピッチ変化が単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの＋１０％〜＋３０％の上限値より小さい場合に決定され、
安定状態は、速度変化またはコレクティブピッチ変化が上限値と下限値との間の範囲内にある場合に決定され、
少なくとも３つのレベルの電圧の設定値は、前のステップで決定された無負荷／負荷／安定の３つの状態に応じて設定値を選択するステップで決定され、中レベルの設定値は、前のステップで安定状態が決定された場合または機内回路網の状態が不具合状態の場合に選択され、低レベルの設定値は、前のステップで無負荷状態が決定された場合に選択され、高レベルの設定値は、前のステップで負荷状態が決定された場合またはバッファ電源を再充電するために、特に、無負荷状態の時に加速段階に入るために安定状態が決定された場合に選択され、
各々の電圧設定値の選択は明確な飛行段階に対応しており、中レベルの電圧設定値は定常の中間の飛行段階に対応し、中レベルの設定値より大幅に低い無負荷電圧設定値は遷移段階の加速および離陸に対応し、中レベルの設定値より大幅に高い負荷電圧設定値は遷移段階の減速および着陸に対応し、
調整電圧設定値は、機内回路網の作動状態および／またはバッファ電源の充電に関するデータに従って調整され、
機内回路網の状態は、回路網の故障または不具合状態、または消費機器および補機の制御系の作動状態もしくは感度によって規定される。

本発明はさらに、上述の方法を実施可能なヘリコプタのターボシャフトエンジンに関する。このターボシャフトエンジンは、ガス発生器を含み、ガス発生器は、推進翼のロータ機構を駆動することができ、ガス発生器の運動エネルギー源または機内回路網への電気供給源となることができる可逆始動発電機と結合される。数値制御装置は、機内回路網の電圧を発生させる設定値を選択するモジュールを含む。このモジュールは、ガス発生器または始動発電機の速度を測定する装置、推進翼のコレクティブピッチの位置を測定する装置、および機内回路網の電圧を測定する装置に供給されるデータから電圧設定値を選択することができる。制御装置は、このように選択された電圧設定値を調整器と結合された調整ループを介して機内回路網に印加することができる。

本発明の他の態様、特徴、および利点は、添付図面を参照しながら特定の実施形態に関して説明する以下の非限定的な記述から明らかになるであろう。

本発明の方法を実施することができる手段が装着されたターボジェットエンジンの概略図である。 本発明の電圧調整機内回路網を使用した種々の飛行段階におけるターボジェットエンジンのガス発生器の時間に対応する速度変化の曲線の一例を示す図である。 本発明の方法の主なステップに従って実施される手段のブロック図の一例である。

図１の概略図を参照すると、本発明の一実施形態では、ヘリコプタターボシャフトエンジン「Ｔ」は、ガス発生器１と、始動段階後にガス発生器１によって供給される大きな運動エネルギーを有するガス流Ｆ_ｇによって回転駆動されるフリータービン２とを含む。

フリータービン２は、速度を補機ギアボックス（ＡＧＢ）と連動させることができるギアボックスに機械エネルギーを伝達するシャフト３に取り付けられる。このＡＧＢ４は、推進翼ロータの駆動機構４１に機械力を伝達することができる。

これに対して、ガス発生器１は、機械構成部品（燃料ポンプなど）および電気構成部品（オルタネータ、始動機など）一式を駆動し、さらには、ますます「全電気式」の傾向があることから、油圧機器（ポンプなど）、機械設備（ロータブレーキなど）または空気圧装置（圧縮機、空調設備など）の制御系を駆動する。発電は、発電機モードＳＧの可逆モータ７を介して行われる。ＳＧは可逆であるので、ガス発生器を駆動することで始動させることができ、その後、ＳＧはフリーホイールなしでガス発生器シャフト１３と機械的に接続される（以下で詳述する）ので、ガス発生器が自律的に作動すると電気エネルギーを供給することができる。

ガス発生器１は、回転シャフト１３に取り付けられる圧縮機１１およびタービン１２と、圧縮機１１とタービン１２との間に形成される燃焼室１４とを備える。ケーシング６に形成された空気取入口５から流入し圧縮機１１を介して圧縮される空気流（矢印Ｆ１）は、燃焼室１４に送られて燃料と混合され、燃焼によって運動ガス流Ｆ_ｇを生成する。この流れＦは、タービン１２を通過すると同時に膨張し、それにより回転シャフト１３を介して圧縮機１１を回転駆動し、その後、フリータービン２を駆動することで、ドライブシャフト３を回転駆動する。

図１に示される機械エネルギーの伝達は、回転シャフト１３と同一直線上にあるリバース貫通ドライブシャフト３を有する前方入口のギアボックスを使用するタイプである。あるいは、本発明の範囲から逸脱せずに、外側のリバースシャフトを有する前方入口ギアボックスまたは後方入口ギアボックスを使用してもよい。

ターボシャフトエンジン「Ｔ」はさらに、機内回路網１０の消費機器および補機の電気制御系４２に電力を供給するための発電機として動作することができる可逆電気モータ７を含む。この可逆電気モータは、始動発電源（ＳＧ）となる。同等物として、「ブラシ付き直流」タイプの始動発電機もしくはブラシレスの始動発電機、またはオルタネータ始動機を使用することも可能である。

モータ７は、始動段階でガス発生器１を回転駆動するためにシャフト１３と結合される。どの飛行段階でも、ＳＧはガス発生器に接続された状態であり、ガス発生器の速度に比例する速度で回転する。

さらに、始動時にＳＧに電力を供給するバッテリ、または補助バッテリ８、例えば、アキュムレータまたは超電導ストレージボビンを備えたバッテリが発電に関係する。このバッテリ８は、後述するように、発電モードの可逆モータ７が無負荷状態である時の加速段階で機内回路網１０の電圧を下げないように十分な電気エネルギーを供給することができる。バッテリ８は、さらに、ガス発生器１のシャフト１３を駆動するために、「モータ」モードでモータ７を始動させる始動段階でも使用される。

バッテリ８の短時間再充電は、減速段階、さらに後述するように、定常段階で、発電モードの可逆モータ７を使用して行われる。

種々の飛行段階に応じて機内回路網１０の発電を制御するために、一般にＦＡＤＥＣ（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｎｇｉｎｅ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）と呼ばれる数値制御装置９は、機内回路網１０に印加される電圧設定値を選択するモジュール１９を含む。モジュール１９は、種々の測定装置によって供給されるデータを受信し、数値制御装置９と協働してデータの時間変化、すなわちガス発生器の速度の測定値および変化Ｎ_Ｇ、およびロータのコレクティブピッチの位置Ｘ_ＰＣ、さらに機内回路網１０の実効電圧Ｕ_Ｎを計算して、確実に設定値の追跡を行う。

制御装置９は、飛行段階に応じて機内回路網を調整するための電圧設定値を提示する。この設定値は調整ループ１５に送信されて、調整ループ１５はＳＧによって供給される電力を制御し、実際には、ガス発生器から得られたトルクを制御することになる。

ヘリコプタの一連の飛行段階の一例が図２の飛行プロファイル２０で示されており、時間「ｔ」に対応するガス発生器速度Ｎ_Ｇで表されている。

加速段階「Ｂ」では、発電モードの可逆モータに用いられる抽出電力の割合は、必要電力に応じて、制御装置によって最小限に抑えられ、あるいはキャンセルされる。この時、可逆モータは推進翼ロータに電力を供給するために無負荷状態にある。この時、機内回路網の必要電力は、バッファバッテリによって賄われる。定常段階「Ａ」、「Ｃ」、または「Ｅ」では、機内回路網の必要電力は可逆モータによって賄われる。

したがって、バッテリは、これらの定常段階で、特に、加速段階後の限られた期間で再充電可能である。減速段階「Ｄ」または着陸段階「Ｆ」では、発電モードの可逆モータに使用される抽出電力の割合は最大となり、バッテリも再充電可能である。

図３を参照して、上述の一連の飛行段階「Ａ」〜「Ｆ」で機内回路網の発電を作動させる種々のステップを示したブロック図について説明する。これらのステップは、制御装置９がバッテリ８によって電力が供給されたモータ７を始動させる始動段階５０の後に行われる。ガス発生器１は、自給的に作動するまで周知の始動方法に従って駆動される。この始動段階終了時に、制御装置９は可逆モータ７を発電モードに切り替える。

発電モードの可逆モータ７の無負荷／負荷状態を選択する第１ステップ１００では、推進ロータに供給される電力抽出要求Ｐ_ＰＲＥＬが飛行段階に応じて制御装置９によって決定される。

したがって、上述のターボシャフトエンジンに適用される例では、抽出要求Ｐ_ＰＲＥＬは、センサ３０からのガス発生器１の速度変化ｄＮ_Ｇ／ｄｔおよびコレクティブピッチｄＸ_ＰＣ／ｄｔに応じて、制御装置９によって選択モジュール１９にデータ伝送することで決定される。データ伝送は、任意の適切な配線を使用して、または適した送受信アンテナ２５（図１）を介した無線によって行われる。

発電モードのモータ７の状態を選択するステップ１００は、ｄＮ_Ｇ／ｄｔおよびｄＸ_ＰＣ／ｄｔの基準値に応じて、３つの状態、つまり加速段階に対応する無負荷状態Ｅ_ＤＥＬ、減速段階に対応する負荷状態Ｅ_ＬＥＤ、および定常段階に対応する安定状態Ｅ_ＳＴＡＢの中から決定される。この例では、
無負荷状態Ｅ_ＤＥＬは、速度変化ｄＮ_Ｇ／ｄｔが少なくとも単位時間当たり＋３％に等しい場合、またはコレクティブピッチ変化ｄＸ_ＰＣ／ｄｔが単位時間当たりフルトラベルＸ_ＰＣの＋２０％より大きい場合に決定され、
負荷状態Ｅ_ＬＥＳは、速度変化ｄＮ_Ｇ／ｄｔが−３％以下である場合、またはコレクティブピッチ変化ｄＸ_ＰＣ／ｄｔが単位時間当たり−２０％未満である場合に決定され、
安定状態Ｅ_ＳＴＡＢは、
−１％＜ｄＮ_Ｇ／ｄｔ＜＋１％および−１０％＜ｄＸ_ＰＣ／ｄｔ＜＋１０％の場合に決定される。

これらの状態Ｅ_ＤＥＬ、Ｅ_ＬＥＳ、およびＥ_ＳＴＡＢのそれぞれは、電圧設定値を選択するステップ２００において、機内回路網に印加される３つの電圧設定値レベルＵ_Ｂ、Ｕ_Ｈ、Ｕ_Ｍ、つまり
ガス発生器の加速段階で無負荷状態Ｅ_ＤＥＬが決定された場合の低レベル設定値Ｕ_Ｂ（この例では＋２４Ｖ）、
専用の装置で監視される充電状態（ＳＯＣ）に応じて限られた期間、例えば、数秒間でバッファバッテリを再充電するために、減速段階で負荷状態Ｅ_ＬＥＳが選択された場合、または安定状態Ｅ_ＳＴＡＢが決定された場合、特に、加速段階の後の安定状態の時の高レベルの設定値Ｕ_Ｈ（この例では＋３０Ｖ）、および
前のステップで安定状態Ｅ_ＳＴＡＢが決定された場合、または機内回路網に設置された専用のセンサによって、またはＦＡＤＥＣによる供給電圧の読み取りによって回路網異常ＤＯＮ（Ｄｅｆｅｃｔｓ Ｏｎ Ｎｅｔｗｏｒｋ）、つまり回路網障害、機内回路網、電気制御装置、高感度もしくは不良消耗機器などの状態が検出されて電圧選択ステップ２００に送信された場合の中レベルの設定値Ｕ_Ｍ（この例では、＋２８Ｖ）
の中からモジュール１９によって管理される電圧設定値レベルＣＴに対応する。

このようにして選択された電圧レベルＣＴは、印加ステップ３００で、機内回路網１０に印加される電圧を調整する調整ループ１５の入力部に印加される。調整ループは調整器１６と結合される。

電圧設定値ＣＴと比較するためにループ１５に取り込まれた機内回路網１０の実効電圧Ｕ_Ｎが測定されて、制御装置９に送信される。主電源７の無負荷状態Ｅ_ＤＥＬが決定された場合、電圧はバッテリ８によって供給され、制御装置９は、この電圧が回路網に十分な電圧であるか否かを検証し、不十分である場合、少なくとも短期間の間、主電源の装荷が可能であるか否かを検証する。

本発明は、説明した例に限定されない。例えば、機内回路網の電圧設定値を発電機の種々の加速レベルまたは他の遷移段階（ホバリング飛行、海上での低高度の捜索など）に対応したサブレベルに細分化することで４つ以上のレベルの電圧設定値を規定することも可能である。さらに、複数の可逆主電源および／または複数の二次電源を使用することも可能である。

Claims (12)

1. 航空機ガスタービン（Ｔ）に使用される発電および機内回路網（１０）への出力を制御する方法であって、ガスタービン（Ｔ）の始動段階（５０）後に、機内回路網（１０）の電圧は、航空機の推進機構（４１）に供給される電力抽出要求（Ｐ_ＰＲＥＬ）に従って機内回路網（１０）の主発電源（７）の無負荷／負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ、Ｅ_ＬＥＳ、Ｅ_ＳＴＡＢ）を決定するステップ（１００）と、その後に、無負荷／負荷状態の決定に応じて複数のレベル（Ｕ_Ｈ、Ｕ_Ｂ、Ｕ_Ｍ）の中から電圧設定値（ＣＴ）を選択するステップ（２００）と、選択された設定値を機内回路網（１０）に供給される電圧を調整するループ（１５）に印加するステップ（３００）とによって制御された電圧設定値（ＣＴ）を使用して調整されることを特徴とする、方法。
2. 機内回路網（１０）に電力を供給するために、主電源（７）が無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）の場合に電源（８）は作動状態であるが、このバッファ電源（８）は主電源（７）が無負荷状態でない（Ｅ_ＬＥＳ、Ｅ_ＳＴＡＢ）場合に再充電可能である、請求項１に記載の発電方法。
3. 無負荷／負荷状態（１００）が、ガス発生器の速度変化（ｄＮ_Ｇ／ｄｔ）および／または、ヘリコプタの場合、ロータブレードの傾斜のコレクティブピッチ変化（ｄＸ_ＰＣ／ｄｔ）に応じて、３つの状態、すなわち、無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）、負荷状態（Ｅ_ＬＥＳ）、および安定状態（Ｅ_ＳＴＡＢ）の中から決定される、請求項１または請求項２に記載の発電方法。
4. 無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）が、ガス発生器の速度変化（ｄＮ_Ｇ／ｄｔ）が少なくとも単位時間当たり＋２％〜＋５％の上限値に等しい場合、および／または、ヘリコプタの場合、コレクティブピッチ変化（ｄＸ_ＰＣ／ｄｔ）が単位時間当たりフルトラベルの＋１０％〜＋３０％の上限値より大きい場合に決定される、請求項３に記載の発電方法。
5. 負荷状態（Ｅ_ＬＥＳ）が、ガス発生器の速度変化（ｄＮ_Ｇ／ｄｔ）が単位時間当たり−２％〜−５％の下限値以下である場合、および／またはコレクティブピッチ変化（ｄＸ_ＰＣ／ｄｔ）が単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの＋１０％〜＋３０％の上限値より小さい場合に決定される、請求項３に記載の発電方法。
6. 安定状態（Ｅ_ＳＴＡＢ）が、速度変化またはコレクティブピッチ変化が請求項４および請求項５で規定される上限値と下限値との間の範囲内にある場合に決定される、請求項３に記載の発電方法。
7. 少なくとも３つのレベル（Ｕ_Ｈ、Ｕ_Ｂ、Ｕ_Ｍ）の電圧の設定値（ＣＴ）が、前のステップ（１００）で決定された無負荷／負荷／安定の３つの状態（Ｅ_ＤＥＬ、Ｅ_ＬＥＳ、Ｅ_ＳＴＡＢ）に対して設定値を選択するステップ（２００）で決定され、中レベルの設定値（Ｕ_Ｍ）は、前のステップ（１００）で安定状態（Ｅ_ＳＴＡＢ）が決定された場合または機内回路網（１０）の状態が不具合状態（ＳＯＣ、Ｄ_ＤＯＮ）の場合に選択され、低レベルの設定値（Ｕ_Ｂ）は、前のステップ（１００）で無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）が決定された場合に選択され、高レベルの設定値（Ｕ_Ｈ）は、前のステップ（１００）で負荷状態（Ｅ_ＬＥＳ）が決定された場合またはバッファ電源（８）を再充電するために、特に、無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）の時にガス発生器（１）の加速段階に入るために安定状態（Ｅ_ＳＴＡＢ）が決定された場合に選択される、請求項１に記載の発電方法。
8. 機内回路網（１０）に印加される電圧設定値（ＣＴ）が、機内回路網の作動状態（Ｄ_ＤＯＮ）および／またはバッファ電源の充電状態（ＳＯＣ）に従って調整される、請求項７に記載の発電方法。
9. 機内回路網の状態（ＤＯＮ）が、回路網（１０）の故障または不具合状態、または消費機器および補機の制御系（４２）の作動状態もしくは感度によって規定される、請求項８に記載の発電方法。
10. 請求項１〜９のいずれか一項に記載の方法を実施可能なヘリコプタターボシャフトエンジン（Ｔ）にして、可逆始動発電機（７）と、推進翼ロータ機構（４１）を駆動することができガス発生器（７）に電気エネルギー源を供給することができる始動発電機（７）と結合されるガス発生器（１）と、ガス発生器（１）または始動発電機（７）の速度（Ｎ_Ｇ）を測定する装置と、始動発電機（７）によって電力が供給される機内回路網（１０）と、数値制御装置（９）とを備えるヘリコプタターボシャフトエンジンであって、制御装置（９）は、機内回路網（１０）の電圧設定値を選択するモジュール（１９）と、調整器（１６）と結合される調整ループ（１５）とを含み、このモジュール（１９）は、速度（Ｎ_Ｇ）を測定する装置、推進翼のコレクティブピッチ（Ｘ_ＰＣ）の位置を測定する装置、および機内回路網（１０）の電圧（Ｕ_Ｎ）を測定する装置によって供給されるデータから電圧設定値（ＣＴ）を選択することができること、および制御装置（９）は、このように選択された電圧設定値（ＣＴ）を調整ループ（１５）を介して機内回路網（１０）に印加することができることを特徴とする、ヘリコプタターボシャフトエンジン。
11. バッファバッテリ（８）が、少なくとも始動発電機（７）の無負荷状態（Ｅ_ＤＥＬ）の時に機内回路網（１０）の発電を行うために始動発電機（７）の代わりに機能することができる、請求項１０に記載のヘリコプタターボシャフトエンジン。
12. バッテリ（８）の充電状態（ＳＯＣ）を監視することができる装置およびセンサが、特に電気制御系（４２）、回路網の異常（ＤＯＮ）を検出することができる、請求項１１に記載のヘリコプタターボシャフトエンジン。

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