BR112012031489B1 - circuito de fonte de alimentação para um sistema de degelo de aeronave - Google Patents
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Abstract
CIRCUITO DE FONTE DE ALIMENTAÇÃO PARA UM SISTEMA DE DEGELO DE AERONAVE. A invenção refere- se a um circuito de abastecimento elétrico de aeronave que inclui: uma rede de distribuição de potência (17), a bordo da aeronave, para dispositivos elétricos (5b) localizados em um motor da aeronave ou próximos ao dito motor; e um gerador de fonte de alimentação (27) construído no interior do motor da aeronave de modo a fornecer tensão de CA potência a um sistema de degelo ou anti-congelamento (5a). O dito circuito de fonte de alimentação de aeronave é caracterizado pelo fato de que o gerador de fonte de alimentação (27) está conectado a um acionador eletromecânico reversor de empuxo (5c) por meio de um retificador (1) para fornecer potência de tensão de CC ao dito acionador.
Description
[0001] A invenção se refere ao fornecimento de energia elétrica a dispositivos elétricos de um motor de aeronave e/ou seu ambiente.
[0002] O campo de aplicação da invenção é mais particularmente aquele de motores de aeronave, em particular motores de turbina a gás.
[0003] Os dispositivos elétricos de um motor de aeronave ou seu ambiente referem-se, na presente invenção, não apenas a dispositivos elétricos úteis para a operação do motor em si, mas também a dispositivos elétricos associados à nacele do motor, por exemplo, como circuitos elétricos anti-congelamento da nacele (NAI) ou acionadores de sistema de abertura de capuz reverso de propulsão (TRCOS) ou acionadores de controle de acionamento reverso de propulsão eletromecânico (ETRAC) para um motor de aeronave de turbina a gás, ou são, ainda, associados às asas que apoiam o motor, por exemplo, como circuitos elétricos anti-congelamento ou de degelo da asa da aeronave.
[0004] O documento FR 2 911 848 descreve uma arquitetura na qual a fonte de alimentação e o circuito de controle compreendem dois geradores montados em um alojamento de transmissão acoplado a uma haste de turbina de um motor de aeronave. Esses geradores são tipicamente Iniciadores/Geradores (S/G) que compreendem um gerador síncrono que é associado a um energizador e fornecem uma tensão de CA de frequência variável como uma função de classificação de motor, sendo que a montagem de energizador e o gerador síncrono são controlados para executarem em modo de motor síncrono quando a turbina é iniciada. A tensão de CA fornecida pelo S/G é transmitida em direção a uma rede de distribuição elétrica a bordo do avião, ou um sistema elétrico de avião. Um sistema elétrico de avião fornece, através de um ou mais barramentos de distribuição, uma tensão de CA regulada, tipicamente 115 Vac ou 230 Vac, que tem uma frequência que varia como uma função da velocidade de rotação da haste de turbina. O circuito também energiza um circuito conversor de tensão que fornece uma tensão de CC regulada, tipicamente de 270 Vdc ou +/- 270 Vdc, em um ou mais barramentos. As tensões produzidas fornecem cargas diferentes na área da fuselagem do avião.
[0005] Ademais, diversos dispositivos elétricos situados no motor da aeronave ou no ambiente do motor são energizados por um barramento de fornecimento de tensão de CC, que, por sua vez, é energizado por conversores de tensão conectados à tensão de CA da rede elétrica a bordo do avião. Esses dispositivos elétricos podem compreender um acionador reversor de propulsão eletromecânico.
[0006] Ademais, o circuito de fonte de alimentação também inclui um gerador de energia integrado no motor da aeronave para energizar um circuito de degelo ou anti-congelamento da nacele do motor ou um circuito de degelo para uma asa que sustenta o motor. Isso torna possível limitar o comprimento do cabo que transmite a eletricidade em direção ao circuito de degelo, e, portanto, reduzir a massa e volume dos cabos necessários para transmitir a eletricidade para cargas fora da fuselagem.
[0007] Apesar das vantagens dessa arquitetura, os conversores de tensão que energizam os dispositivos elétricos na área do motor têm que ser dimensionados levando em consideração a potência necessária para todos os dispositivos, que podem representar uma massa e volume significativos. Além disso, já que esses conversores de tensão são conectados à rede elétrica a bordo do avião, eles têm que satisfazer limitações em termos de limites harmônicos que não podem ser excedidos e surto de corrente. Esses conversores têm, portanto, uma estrutura complexa.
[0008] A invenção tem o objetivo de fornecer um circuito de fornecimento de energia elétrica à aeronave que não tenha as desvantagens supracitadas da técnica anterior.
[0009] Com essa finalidade, a invenção propõe um circuito de fornecimento de energia elétrica à aeronave que inclui uma rede de distribuição de energia, a bordo da aeronave, para dispositivos elétricos localizados em um motor da aeronave ou no ambiente do dito motor, um gerador de fonte de alimentação integrado ao motor da aeronave de modo a fornecer potência de tensão de CA a um sistema de degelo ou anti-congelamento, caracterizado pelo fato de que o gerador de fonte de alimentação é conectado a um acionador eletromecânico reversor de propulsão através e um retificador para fornecer potência de tensão de CC ao dito acionador.
[0010] Devido a essas características, o acionador eletromecânico reversor de propulsão pode ser energizado a partir do mesmo gerador de fonte de alimentação que o circuito de degelo ou anti-congelamento, por meio do retificador. Não é, portanto, necessário fornecer um conversor de tensão destinado a energizar o acionador a partir da rede de distribuição durante a operação da mesma. Ademais, uma vez que o retificador não está conectado à rede de distribuição, ele pode ser projetado de maneira muito simples, com massa e volume reduzidos e sem exigir a verificação das exigências em termos de limite harmônico ou corrente de surto.
[0011] Por exemplo, o dito retificador é uma ponte de diodo.
[0012] Nesse caso, o retificador tem uma estrutura particularmente simples, que não é particularmente volumosa e nem tem uma grande massa. Ademais, a mesma pode apresentar perdas por calor relativamente baixas.
[0013] De acordo com uma modalidade, a dita rede é conectada ao dito acionador através de um segundo retificador.
[0014] O segundo retificador torna possível energizar o acionador reversor de propulsão durante a manutenção. O mesmo pode ser dimensionado para uma potência mais fraca.
[0015] De acordo com uma modalidade, uma unidade de controle de motor eletrônica pode regular a tensão de CA fornecida pelo gerador de energia e controlar o fechamento de um comutador localizado entre o gerador de energia e o dito acionador quando a dita tensão de CA alcançar um nível predeterminado.
[0016] De acordo com uma alternativa, a unidade de controle de motor eletrônica é capaz de controlar um comutador localizado entre o gerador de energia e o circuito de degelo ou anti-congelamento.
[0017] De acordo com outra alternativa, a unidade de controle de motor eletrônica pode controlar o circuito de degelo ou anti-congelamento para operar com potência reduzida.
[0018] A rede de distribuição de energia elétrica a bordo da aeronave pode energizar os ditos dispositivos elétricos via conversores de tensão.
[0019] A invenção também fornece uma aeronave que compreende um circuito de fornecimento de energia elétrica, de acordo com a invenção acima.
[0020] Breve descrição dos desenhos
[0021] A invenção será mais bem compreendida mediante a leitura da descrição a seguir, fornecida para informações e de maneira não limitadora, com referência aos desenhos anexos, em que a Figura 1 é uma vista muito diagramática de um sistema para fornecer potência elétrica e controlar os dispositivos de um motor de aeronave e seu ambiente.
[0022] A Figura 1 mostra um diagrama de um circuito para o fornecimento de energia elétrica e controle de uma montagem 5 que compreende dispositivos elétricos de um motor de aeronave e de seu ambiente, em particular um motor de avião de turbina a gás.
[0023] A montagem 5 compreende um circuito de degelo ou anti-congelamento de nacele 5a (NAI) para uma nacele de um motor ou um circuito de degelo para uma asa que apoia o motor, um acionador eletromecânico de um sistema de acionamento reverso de propulsão elétrico (ETRAS), e diversos outros dispositivos elétricos 5b úteis para a operação do motor e de seu ambiente.
[0024] O circuito da Figura 1 inclui pelo menos um gerador 11, como um S/G montado em um alojamento de transmissão (mostrado por 13) mecanicamente acoplado a uma haste de turbina do motor (não mostrado). A tensão de CA fornecida pelo(s) gerador(es) de S/G 11 é transmitida por uma ou mais linhas 15 a uma rede elétrica 17 para distribuir energia elétrica a bordo do avião, ou uma rede elétrica a bordo do avião. Um circuito 19 da rede a bordo do avião fornece, através de um ou mais barramentos de distribuição, uma tensão de CA regulada, tipicamente 115 Vac ou 230 Vac, que tem uma frequência que varia como uma função da velocidade de rotação da haste de turbina. O circuito 19 também pode energizar um circuito de conversor de tensão 21 que fornece uma tensão de CC regulada, tipicamente 270 Vdc ou +/- 270 Vdc, através de um ou mais barramentos. As tensões produzidas pelo circuito 19 e 21 fornecem cargas diferentes na área da fuselagem do avião.
[0025] O circuito de fonte de alimentação também inclui, no nível do motor (mostrado por 23), um gerador de energia 27 integrado no motor da aeronave e fornece uma tensão de CA.
[0026] O gerador de energia 27 energiza o circuito de degelo 5a. Sendo que o circuito de degelo 5a é puramente resistivo, ele pode ser conectado ao gerador de energia 27 para receber a tensão de CA, sem um conversor de tensão intermediário. Um comutador 3 pode ser conectado entre o gerador de energia 27 e o circuito de degelo 5a.
[0027] Os dispositivos elétricos 5b são energizados a partir de um circuito 19 através dos conversores de tensão (não mostrados). Sendo esses conversores de tensão conectados ao sistema elétrico 17, eles cumprem exigências em termos de limite harmônico e corrente de surto.
[0028] Finalmente, o acionador 5c está conectado a um retificador 1 energizado pelo gerador de energia 27 e a um retificador 2 energizado a partir do circuito 19. Os comutadores 4 e 6 tornam possível conectar o acionador 5c aos retificadores 1 ou 2.
[0029] Ademais, o circuito da Figura 1 compreende pelo menos uma unidade de controle de motor 30 (ECU). A ECU 30 está conectada ao gerador de energia 27, que pode fornecer à ECU 30 potência elétrica de CA. Ademais, a ECU 30 também está conectada ao circuito de tensão de CA 19 por uma linha 16 para ser capaz de ser energizado corretamente quando uma velocidade de motor suficiente não foi alcançada para garantir o fornecimento da potência elétrica exigida pelo gerador de energia 27. A ECU 30 é capaz de regular a tensão fornecida pelo gerador 27. A ECU 30 também é capaz de controlar os comutadores 3, 4 e 6.
[0030] A operação do circuito da Figura 1 é conforme segue.
[0031] Durante o voo, sob condições de congelamento, a ECU 30 controla o fechamento do comutador 3 e o gerador de energia 27 fornece potência ao circuito de degelo 5a. Tipicamente, a potência necessária para o circuito de degelo 5a pode ser de cerca de 35 kW. O gerador de energia 27 é dimensionado em conformidade.
[0032] Ademias, durante o voo, a inversão de propulsão é inibida pela ECU 30, que controla os comutadores 4 e 6 para estarem na posição aberta. O acionador 5c não é, portanto, energizado. Ademais, para adicionar meios de ação adicionais, buscando inibir a inversão de propulsão, a ECU 30 pode controlar o travamento do reversor de propulsão e enviar uma ordem de armazenamento para o acionador 5c.
[0033] No solo, para acionar a inversão de propulsão, a ECU 30 controla a abertura do comutador 3 e regula a tensão fornecida pelo gerador de energia 27 a um nível apropriado para o acionador 5c. quando esse nível de tensão é alcançado, a ECU 30 controla o fechamento do comutador 4. O acionador 5c é, então, energizado pelo gerador de energia 27 através do retificador 1. Tipicamente, a potência necessária para o acionador 5c pode ser de aproximadamente 10 kW. O gerador de energia 27 é, portanto, capaz de fornecer a potência necessária.
[0034] Já que o retificador 1 não é conectado à rede elétrica 17, não é exigido que cumpra condições particulares em termos de limite harmônico ou corrente de surto. O retificador 1 pode, portanto, ser projetado de maneira muito simples, com uma massa e volume reduzidos. Devido a essa estrutura muito simples, o retificador 1 pode exibir perdas de calor limitadas. Por exemplo, o retificador 1 é uma ponte de diodo.
[0035] Como a capacidade térmica do circuito de degelo 5a é relativamente alta, o fornecimento de potência pode ser interrompido temporariamente sem desvantagens, durante a operação do acionador 5c, ao abrir o comutador 3. Em uma alternativa, o comutador 3 permanece fechado e a ECU 30 controla o circuito de degelo 5a para operar com potência limitada. Naquele caso, parte da potência fornecida pelo gerador de energia 27 pode ser usada pelo acionador 5c.
[0036] Finalmente, durante uma operação de manutenção, quando a aeronave está em solo, o motor não está funcionando. O gerador de energia 27 não está, portanto, girado e não fornece tensão elétrica. A rede elétrica 17 pode ser energizada por uma unidade de potência de solo ou uma unidade de potência auxiliar (APU). A ECU pode controlar o fechamento do comutador 6, que torna possível energizar o acionador 5c da rede elétrica 17, através do retificador 2.
[0037] O retificador 2 pode ser dimensionado apenas para a potência necessária para o acionador 5c durante a fase de manutenção, isto é, quando a velocidade de rotação do motor e as forças aerodinâmicas forem zero. Essa potência é mais fraca que a potência necessária para o acionador 5c durante a operação do mesmo, quando é energizado é energizado pelo gerador de energia 27. O retificador 2, que é dimensionado para a potência inferior, pode, portanto, ter um volume e massa reduzidos.
[0038] Em uma alternativa não mostrada, um rompedor manual localizado a montante do retificador 2 pode ser operado para evitar a abertura final dos reversores de propulsão durante a manutenção.
Claims (7)
1. Aeronave que tem um motor de aeronave e um circuito de fornecimento de energia elétrica, sendo que o dito circuito de fornecimento de energia elétrica inclui uma rede de distribuição de energia elétrica (17), a bordo da aeronave, para dispositivos elétricos (5b) localizados em um motor da aeronave ou no ambiente do dito motor, e um gerador de fonte de energia (27) integrado no motor da aeronave e conectado a um sistema de degelo ou anti-congelamento (5a) de modo a fornecer energia de tensão de CA a um sistema de degelo ou anti-congelamento (5a), caracterizada pelo fato de que o gerador de fonte de alimentação (27) está conectado a um acionador eletromecânico reversor de propulsão (5c) através de um retificador (1) para fornecer energia de tensão de CC ao dito acionador.
2. Aeronave, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de que o dito retificador (1) é uma ponte de diodo.
3. Aeronave, de acordo com uma a reivindicação 1 ou 2, caracterizada pelo fato de que a dita rede (17) está conectada ao dito acionador (5c) através de um segundo retificador (2).
4. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizada pelo fato de que uma unidade de controle de motor eletrônica (30) é projetada para regular a tensão de CA fornecida pelo gerador de energia (27) e para controlar o fechamento de um comutador (4) localizado entre o gerador de energia e o dito acionador (5c) quando a dita tensão de CA alcança um nível predeterminado.
5. Aeronave, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de que a unidade de controle de motor eletrônica (30) é projetada para controlar um comutador (3) localizado entre o gerador de energia e o circuito de degelo ou anti- congelamento.
6. Aeronave, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de que a unidade de controle de motor eletrônica (30) é projetada para controlar o circuito de degelo ou anti-congelamento para operar com potência reduzida.
7. Aeronave, de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizada pelo fato de que a dita rede de distribuição de energia elétrica (17) a bordo da aeronave energiza os ditos dispositivos elétricos (5b) através dos conversores de tensão
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Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ITRM20120014A1 (it) * | 2012-01-17 | 2013-07-18 | Pavel Miodushevsky | Convertiplano da plurimpiego. |
| DE102012201269A1 (de) * | 2012-01-30 | 2013-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Wahlweise Steuerung eines Wechselstrommotors oder Gleichstrommotors |
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| FR3017857B1 (fr) * | 2014-02-26 | 2016-04-29 | Airbus Helicopters | Procede et systeme de traitement du givre pour un parebrise d'un aeronef |
| US9638044B2 (en) | 2014-03-11 | 2017-05-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Resistive-inductive propeller blade de-icing system including contactless power supply |
| FR3056839B1 (fr) * | 2016-09-27 | 2018-10-05 | Liebherr-Aerospace Toulouse Sas | Reseau electrique et procede de distribution d'energie electrique a alimentation partagee a bord d'un aeronef |
| FR3058278B1 (fr) * | 2016-10-27 | 2020-02-28 | Safran Electrical & Power | Systeme pour l'alimentation d'actionneurs electriques embarques dans un aeronef |
| US10934935B2 (en) * | 2017-01-30 | 2021-03-02 | Ge Aviation Systems Llc | Engine core assistance |
| US11465759B2 (en) * | 2018-07-13 | 2022-10-11 | The Boeing Company | Multi-mode generator for ice protection on aircraft |
| US10975768B2 (en) * | 2018-08-20 | 2021-04-13 | Hamilton Sunstrand Corporation | Using aircraft electric icing protection system for electrical power system quality |
| CN109733615B (zh) * | 2018-12-07 | 2022-07-05 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 一种飞机电加热除冰控制电路 |
| FR3117550A1 (fr) * | 2020-12-11 | 2022-06-17 | Safran Nacelles | Dispositif de pilotage d’un système de commande électrique d’inverseur de poussée pour aéronef |
| US11845388B2 (en) | 2021-05-20 | 2023-12-19 | General Electric Company | AC electrical power system for a vehicle |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3657514A (en) * | 1970-06-03 | 1972-04-18 | Goodrich Co B F | Electrical deicer for aircraft propeller |
| US5899411A (en) * | 1996-01-22 | 1999-05-04 | Sundstrand Corporation | Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines |
| US6992403B1 (en) * | 2001-03-08 | 2006-01-31 | Pacific Scientific | Electric power and start system |
| US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
| FR2900636B1 (fr) * | 2006-05-05 | 2009-03-06 | Hispano Suiza Sa | Circuit d'alimentation en energie electrique pour des equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement |
| FR2911847B1 (fr) * | 2007-01-31 | 2009-10-23 | Hispano Suiza Sa | Circuit d'alimentation en energie electrique pour des equipements electriques d'un moteur d'aeronef |
| FR2911848B1 (fr) * | 2007-01-31 | 2009-12-25 | Hispano Suiza Sa | Circuit d'alimentation en energie electrique dans un aeronef pour des equipements electriques comprenant un circuit de degivrage |
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2010
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-
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