BR112014027729B1 - sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle para pelo menos um motor/gerador de helicóptero - Google Patents

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Abstract

SISTEMA PARA O FORNECIMENTO DE ENERGIA ELÉTRICA E CONTROLE PARA PELO MENOS UM MOTOR/GERADOR DE HELICÓPTERO. Sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle de pelo menos um motor/gerador de helicóptero compreendendo um primeiro conversor de DC/AC (30) intencionado para prover seletivamente, de acordo com as respectivas posições dos contactores (320, 322, 324, 326, 328, 330, 332) de uma matriz de conexão (32) que são atuadas a partir de um circuito de controle eletrônico (34), um fornecimento de energia de AC para pelo menos um motor/gerador, este primeiro conversor de DC/AC que é energizado com voltagem de DC através de um dispositivo de fornecimento de voltagem distribuindo uma voltagem de DC Vdc e formado tanto por um circuito (36) para retificar uma voltagem de AC distribuída através de um contactor (22) por um iniciador/gerador (18) de uma APU (16) quanto por um conversor de reforço de voltagem de DC/DC (38) energizado a partir de uma bateria (20) através de um contactor (24), a matriz de conexão compreendendo adicionalmente um contactor (328) para posicionar o primeiro conversor de DC/AC em paralelo com o segundo conversor de DC/AC de forma a permitir, uma vez que pelo menos um destes motores/geradores foi iniciado, uma injeção de energia adicional a partir (...).

Description

Conhecimento da invenção
[001] A invenção se refere ao campo de hibridização elétrica da propulsão de helicópteros e outras aeronaves de asas rotativas tendo pelo menos um rotor principal com lâmina, e a invenção se refere mais particularmente a um sistema de fornecimento de energia e controle para pelo menos um motor elétrico acoplado com o motor de turbina ou com a caixa de engrenagem principal (MGB) da aeronave de asa rotativa.
[002] Em tal aeronave de asa rotativa, a MGB conecta um veio de saída do motor de turbina com o rotor principal com lâmina através de um redutor de velocidade. Em adição, uma unidade de energia auxiliar (APU) serve em particular para distribuir energia elétrica a bordo quando os motores da aeronave de asa rotativa são parados, em particular no solo antes deles serem colocados em rotação.
[003] A APU está na forma de um motor de turbina que aciona um gerador de eletricidade. Este gerador é projetado como um iniciador/gerador (S/G) que opera no modo do motor de maneira a iniciar a APU e no modo de gerador após o motor de turbina ter sido iniciado e uma vez que ele alcançou uma velocidade de rotação suficiente. Quando se opera no modo do motor, o S/G é energizado com eletricidade de múltiplas fases. Para este propósito, é bem conhecido o uso de um dispositivo conversor de corrente direta/corrente alternada (DC/AC) que inverte servindo para transformar uma voltagem de DC como distribuída por uma bateria através de um conversor de DC/DC de reforço de tensão para voltagens de AC.
[004] Uma grande tendência no presente é substituir energia hidráulica ou pneumática por energia elétrica para operar vários sistemas em um avião. Em adição a simplificar a manutenção, vantagens são frequentemente procuradas em termos de diminuir o peso e o tamanho e de reduzir os custos.Objetivo e sumário da invenção
[005] A presente invenção segue esta tendência e para este propósito propõe um sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle para pelo menos um motor/gerador de helicóptero, o sistema compreendendo um primeiro conversor de DC/AC para distribuir de maneira seletiva energia elétrica de AC para o dito pelo menos um motor/gerador, dependendo das respectivas posições de contactores de uma matriz de conexão atuada a partir de um circuito de controle eletrônico, o primeiro conversor de DC/AC que é energizado com DC por um dispositivo de fornecimento de energia de DC que é formado tanto por um circuito para retificar uma voltagem de AC distribuída através de um contactor por um iniciador/gerador de uma APU, ou ainda por um conversor de DC/DC de reforço de tensão energizado a partir de uma bateria através de um contactor, a dita matriz de conexão incluindo adicionalmente um contactor para conectar o dito primeiro conversor de DC/AC em paralelo com o dito segundo conversor de DC/AC de forma a tornar possível, uma vez que pelo menos um dos ditos motores/geradores foi iniciado, para injetar energia adicional a partir do dito iniciador/gerador da APU.
[006] Tornar um recurso de eletricidade comum disponível entre dois sistemas, designadamente o iniciador/gerador da APU e os motores/geradores da MGB ou dos motores de turbina, que não operam ao mesmo tempo e que necessitam substancialmente do mesmo nível de energia elétrica, é particularmente vantajoso pelo fato de que, ser superdimensionar o dispositivo de fornecimento de energia comum, leva a uma redução no número de unidades, arreios, e interfaces, e assim para diminuir o peso, o tamanho, e os custos.
[007] Vantajosamente, o dito conversor de DC/DC de reforço detensão é obtido através da conexão em série de um indutor de três fases e um segundo conversor de DC/AC através de pelo menos um contactor.
[008] Tal arranjo no qual o conversor de DC/AC também transforma para corrente alternada uma corrente direta distribuída a partir de uma bateria através de um indutor de três fases torna possível iniciar a APU.
[009] Preferivelmente, a dita matriz de conexão inclui pelo menos um contactor para conectar o dito primeiro conversor de DC/AC com um primeiro motor/gerador e pelo menos um contactor para conectar o dito segundo conversor de DC/AC com um segundo motor/gerador.
Breve descrição do desenho
[0010] A invenção pode ser mais bem entendida através da leitura da seguinte descrição dada por meio de indicação não limitante e com referência à única figura, que é um diagrama de circuito simplificado de um sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle da invenção.Descrição detalhada de modalidades da invenção
[0011] Um helicóptero, e de maneira mais geral uma aeronave deasa rotativa, possui pelo menos um rotor principal com lâmina que é girado para prover elevação e propulsão. O rotor principal é acionado por um ou mais motores de turbina através de um mecanismo de redução de velocidade e transmissão, comumente referido como uma caixa de engrenagem principal (MGB).
[0012] A Figura 1 mostra uma MGB 10 engatada respectivamente com dois motores de turbina 12 e 14 cada um tendo um gerador de gás 12A, 14A, uma turbina livre 12B, 14B acionada pela corrente de gás gerada pelo gerador de gás, e uma máquina elétrica reversível 12C, 14C constituída por um motor elétrico capaz de operar como um gerador de eletricidade e acoplado mecanicamente com o gerador de gás. Na figura, a referência 16 designa uma unidade de energia auxiliar (APU) que é acoplada de maneira mecânica com uma máquina elétrica 18 que constitui um iniciador/gerador (S/G), e a referência 20 designa uma bateria. O iniciador/gerador 18 tipicamente distribui eletricidade em três fases a 115 volts de AC (Vac) através de um contactor 22, e a bateria 20 tipicamente distribui eletricidade em 28 volts de DC (Vdc) através de um contactor 24, ambas estas voltagens sendo convencionais na aviação, e a eletricidade é distribuída sob o controle de uma unidade de controle 26.
[0013] Na invenção, o sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle 28 para os motores/geradores de helicóptero 12C, 14C compreende um primeiro conversor de DC/AC 30 para distribuir de maneira seletiva energia elétrica alternada para os motores/geradores, dependendo das posições dos contactores 320, 322, 324, 326, 328, 330 de uma matriz de conexão 32 atuada por um circuito de controle eletrônico 34, este primeiro conversor de DC/AC em si que é energizado com DC através de um dispositivo de fornecimento de energia distribuindo uma voltagem de DC e constituído tanto por um circuito retificador de diodo 36 (retificador não controlado) para retificar uma voltagem de AC distribuída pelo iniciador/gerador 18, ou ainda por um conversor de DC/DC de reforço de voltagem 38 energizado a partir da bateria 20.
[0014] O primeiro conversor de DC/AC 30 é constituído por um conversor de três fases (isto é tendo seis comutadores) que opcionalmente pode ser precedido, como mostrado, por um dispositivo de proteção compreendendo um comutador controlado seguido por um capacitor conectado em paralelo. Os comutadores que formam o inversor são comumente transistores bipolares de portal isolados (IGBTs) tendo diodos antiparalelos conectados através dos seus terminais e comutados sob o controle do circuito de controle eletrônico 34.
[0015] O circuito de retificador não controlado 36 vantajosamente é constituído por uma ponte de diodo de três fases que distribui uma voltagem retificada e filtrada a 270 Vdc pelos terminais do capacitor, voltagem a qual é convencional no campo da aviação.
[0016] O conversor de DC/DC de reforço de tensão 38 é constituído por um indutor de três fases 380 conectado em série através da matriz de conexão 32 com um segundo conversor de DC/AC 382. Como o primeiro conversor, o segundo conversor é constituído por um inversor de três fases tendo seis comutadores opcionalmente precedido, como mostrado, por um dispositivo de proteção compreendendo um comutador controlado seguido por um capacitor conectado em paralelo. Os comutadores que formam o inversor são comumente IGBTs tendo diodos antiparalelos conectados através dos seus terminais e tendo a sua comutação controlada pelo circuito de controle eletrônico 34.
[0017] O circuito de controle eletrônico 34 que controla a matriz de conexão 32 e os dois conversores de DC/AC 30, 38 podem ser montados em uma única unidade de controle, que então preferivelmente incorpora a unidade de controle 26, ou ainda pode ser arranjada separadamente como é mostrado.
[0018] A operação do sistema da invenção é explicada abaixo. Ela depende das funções intencionadas e dos requisitos operacionais do helicóptero, em particular iniciando a APU, controlando os motores de turbina, ou injetando energia adicional para os motores de turbina dependendo de se o que é feito através de um e/ou ambos os motores elétricos para acionar simultaneamente. Por exemplo, a menção pode ser feita da situação em que energia é injetada para uma MGB através apenas de um motor elétrico ou apenas um motor de turbina em um momento (por exemplo, de maneira a impulsionar um motor de turbina no evento de perder o outro), mas com a capacidade de energizar qualquer um dos motores de turbina usando os mesmos eletrônicos de energia. Menção também pode ser feita à situação em que dois motores elétricos são ambos montados no mesmo gerador de gás de motor de turbina, ou de fato de dois motores montados na sua turbina livre ou na MGB.
[0019] De uma maneira mais detalhada, a estrutura da invenção, que é baseada em uma ponte de retificador, dois inversores, e um conjunto de contactores, serve para gerenciar as várias funções de maneira muito simples, como destacado abaixo (a modalidade preferida é descrita com referência ao controle de dois motores para os geradores de gás, mas naturalmente é aplicável para controlar um único motor para a MGB, por exemplo).
[0020] De maneira a iniciar a APU a partir da baixa voltagem (tipicamente 28 Vdc) distribuída pela bateria 20, com o contactor 24 fechado, o segundo conversor de DC/AC 38 é usado como um retificador ativo (impulsionador de voltagem de três fases) de maneira a obter uma voltagem de cerca de 270 Vdc (os contactores 320 e 322 então sendo fechados), o primeiro conversor de DC/AC 30 que aciona o iniciador/gerador 18 da APU usando esta voltagem de DC através dos contactores 324 e 326 que então são fechados, enquanto o contactor 22 e os contactores 328, 330, e 332 são abertos.
[0021] Uma vez que a APU iniciou, os motores de turbina podem ser iniciados por sua vez usando a voltagem da rede de 115 Vac como distribuída pelo S/G 18. Uma vez que o contactor 22 é fechado, esta voltagem é distribuída para o circuito de retificador não controlado 36, que por sua vez distribui a voltagem de DC filtrada e retificada, com cada um dos dois conversores de DC/AC 30, 382 atuando, através de respectivos pares de contactores em série 324 & 330 e 322 & 332, para acionar os respectivos motores elétricos 12C e 14C permitindo que ambos os motores de turbina sejam iniciados simultaneamente (se for necessário), com os contactores 24, 320, 326, e 328 então sendo abertos.
[0022] Deve ser observado que os motores de turbina também podem ser iniciados a partir de uma baixa voltagem da bateria 20 de maneira similar com a partida da APU. Na prática, é apropriado iniciar um dos dois motores de turbina, por exemplo, fechando o contactor 330 de maneira a energizar o motor elétrico 12C em vez de fechar o contactor 326 energizando previamente o S/G 18. A seguir, uma vez que o primeiro motor de turbina foi iniciado, o seu motor elétrico pode ser usado como um gerador para distribuir a energia necessária para iniciar o segundo motor de turbina fechando então os contactores 322 e 332, os contactores 24 e 320 simultaneamente sendo abertos. Isto também torna possível de se fazer completamente sem uma fonte de energia alternativa (através da APU ou qualquer outro gerador) para iniciar os motores de turbina.
[0023] Uma vez que os motores de turbina foram iniciados (e independentemente dos seus estados anteriores), energia adicional pode ser injetada para um dos motores de turbina a partir do S/G 18 que opera como um gerador tanto de maneira transiente quanto de maneira permanente. Assim, fechando o contactor 22, o S/G 18 energiza o circuito de retificador não controlado 36 para gerar a voltagem de DC usada em cada conversor de DC/AC 30, 382 para ativar através dos seus respectivos contactores em série 324 & 330 e 322 & 332 para acionar o motor elétrico 12C, 14C associado com cada um dos geradores de gás. De maneira a obter um maior nível de injeção de energia para um motor de turbina, é possível tanto usar ambos os conversores de DC/AC em paralelo (por exemplo, o motor 12C, os contactores 22, 324, 330, 322, e 328 na posição fechada, com os contactores 24, 320, 326, e 332 na posição aberta), ou ainda prover melhor disponibilidade de injeção de energia através do uso de um ou do outro no evento de um deles falhar (os contactores 322 e 324 também servem para isolar completamente um dos conversores de DC/AC sob tais circunstâncias, o contactor 328 que permite que qualquer um deles tome o lugar do outro).
[0024] Deve ser observado que o uso de contactores de fase única (em vez dos contactores de três fases mostrados) também pode originar adicionais modos degradados, aumentando assim a disponibilidade das funções em questão, caso seja necessário.
[0025] Com a invenção, o modo que os membros de energia eletrônica são divididos torna possível prover um sistema multifuncional para o fornecimento de energia elétrica e controle, e em particular torna possível com um único inversor acionar uma pluralidade de geradores/motores elétricos. O uso de um sistema comum para a unidade para controlar a partida da APU e para os geradores elétricos leva a uma redução significativa no peso, tamanho, e custo, se comparado com o uso de respectivos sistemas de fornecimento de energia dedicados.
[0026] O sistema de fornecimento de energia e controle vantajosamente pode ser arranjado na porção central do helicóptero, próximo do seu núcleo elétrico primário, servindo assim para otimizar a sua arquitetura elétrica global.

Claims (3)

1. Sistema para o fornecimento de energia elétrica e controle para pelo menos um motor/gerador de helicóptero, o sistema compreendendo um primeiro conversor de DC/AC (30) para distribuir de maneira seletiva energia elétrica de AC para o pelo menos um motor/gerador, dependendo das respectivas posições de contactores (320, 322, 324, 326, 328, 330, 332) de uma matriz de conexão (32) atuada a partir de um circuito de controle eletrônico (34), o primeiro conversor de DC/AC que é energizado com DC por um dispositivo de fornecimento de energia de DC que é formado tanto por um circuito (36) para retificar uma voltagem de AC distribuída através de um contactor (22) por um iniciador/gerador (18) de uma APU (16), ou ainda por um conversor de DC/DC de reforço de tensão (38) energizado a partir de uma bateria (20) através de um contactor (24), a matriz de conexão incluindo adicionalmente um contactor (328) para conectar o primeiro conversor de DC/AC em paralelo com o segundo conversor de DC/AC de forma a tornar possível, uma vez que pelo menos um dos motores/geradores foi iniciado, para injetar energia adicional a partir do iniciador/gerador da APU, caracterizado pelo fato de que o conversor de DC/DC de reforço de tensão é obtido através da conexão em série de um indutor de três fases (380) e um segundo conversor de DC/AC (382) através de pelo menos um contactor (320, 322).
2. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a matriz de conexão inclui pelo menos um contactor (324, 330) para conectar o primeiro conversor de DC/AC com um primeiro motor/gerador (12C) e pelo menos um contactor (322, 332) para conectar o segundo conversor de DC/AC com um segundo motor/gerador (14C).
3. Sistema de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que a matriz de conexão compreende adicionalmente pelo menos um contactor (320, 326) para conectar o primeiro conversor de DC/AC com o iniciador/gerador de maneira a permitir que a APU seja iniciada a partir da bateria.
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Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10569892B2 (en) * 2013-05-06 2020-02-25 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3015571B1 (fr) * 2013-12-23 2018-11-23 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
FR3017257B1 (fr) * 2014-01-31 2017-11-10 Hispano-Suiza Systeme de distribution et de conversion electrique pour un aeronef
FR3017258B1 (fr) 2014-01-31 2016-01-15 Hispano Suiza Sa Systeme de distribution et de conversion electrique pour un aeronef
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019215B1 (fr) 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre
FR3019219B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019214B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'aeronef
DE102016202195A1 (de) * 2016-02-12 2017-08-17 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs und Luftfahrzeug
FR3054738B1 (fr) * 2016-07-29 2020-10-23 Airbus Helicopters Architecture electrique a double reseau electrique secondaire pour le demarrage des moteurs d'un aeronef
FR3056555B1 (fr) * 2016-09-29 2018-12-07 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride pour aeronef a voilure tournante multirotor comprenant des moyens ameliores de conversion dc/ac
US10934935B2 (en) * 2017-01-30 2021-03-02 Ge Aviation Systems Llc Engine core assistance
FR3069387B1 (fr) * 2017-07-24 2019-08-30 Safran Aircraft Engines Harnais electrique
US10855214B2 (en) * 2019-04-09 2020-12-01 Hamilton Sunstrand Corporation Electrical powertrain for aircraft
CN110395396B (zh) * 2019-07-09 2021-05-25 西安爱生无人机技术有限公司 一种无人机自启动系统及其控制方法
AT523006B1 (de) * 2019-10-02 2022-05-15 Dynell Gmbh Bodenstromaggregat für das Bereitstellen von elektrischer Energie für Fluggeräte
US11845388B2 (en) 2021-05-20 2023-12-19 General Electric Company AC electrical power system for a vehicle
US11670942B2 (en) 2021-09-23 2023-06-06 General Electric Company Electrically driven distributed propulsion system

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3464927B2 (ja) * 1999-01-22 2003-11-10 本田技研工業株式会社 発電機
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US6998726B2 (en) * 2002-12-10 2006-02-14 Honeywell International Inc. Method and system for providing single-phase excitation techniques to a start exciter in a starter/generator system
RU2273945C1 (ru) * 2004-10-07 2006-04-10 Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь" Система электропитания
FR2907762B1 (fr) * 2006-10-27 2009-12-18 Airbus France Systeme de generation, conversion, distribution et demarrage electrique a bord d'un aeronef
US7701082B2 (en) * 2006-10-30 2010-04-20 Honeywell International Inc. Aerospace electrical power DC subsystem configuration using multi-functional DC/DC converter
FR2930085B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Reseau electrique
FR2930084B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Procede de gestion d'un reseau electrique
DE102008043626A1 (de) * 2008-11-10 2010-05-20 Airbus Deutschland Gmbh Leistungsverteilungs-Vorrichtung zum Verteilen von Leistung und Verfahren zum Verteilen von Leistung
FR2941107B1 (fr) * 2009-01-09 2015-08-14 Hispano Suiza Sa Systeme electrique de demarrage des moteurs d'un aeronef
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
FR2967847B1 (fr) * 2010-11-23 2015-06-26 Hispano Suiza Sa Procede et architecture de traitement de l'energie electrique regeneree d'un aeronef.
US20140197681A1 (en) * 2012-07-30 2014-07-17 The Boeing Company Electric system stabilizing system for aircraft

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