CN102439836A - 飞机发动机电气起动系统 - Google Patents

飞机发动机电气起动系统 Download PDF

Info

Publication number
CN102439836A
CN102439836A CN2010800043488A CN201080004348A CN102439836A CN 102439836 A CN102439836 A CN 102439836A CN 2010800043488 A CN2010800043488 A CN 2010800043488A CN 201080004348 A CN201080004348 A CN 201080004348A CN 102439836 A CN102439836 A CN 102439836A
Authority
CN
China
Prior art keywords
power
engine
inverter
starting
converter
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2010800043488A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102439836B (zh
Inventor
艾瑞克·德沃吉福斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Electrical and Power SAS
Original Assignee
Hispano Suiza SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hispano Suiza SA filed Critical Hispano Suiza SA
Publication of CN102439836A publication Critical patent/CN102439836A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102439836B publication Critical patent/CN102439836B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02M—APPARATUS FOR CONVERSION BETWEEN AC AND AC, BETWEEN AC AND DC, OR BETWEEN DC AND DC, AND FOR USE WITH MAINS OR SIMILAR POWER SUPPLY SYSTEMS; CONVERSION OF DC OR AC INPUT POWER INTO SURGE OUTPUT POWER; CONTROL OR REGULATION THEREOF
    • H02M7/00—Conversion of ac power input into dc power output; Conversion of dc power input into ac power output
    • H02M7/42—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal
    • H02M7/44—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters
    • H02M7/48—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters using discharge tubes with control electrode or semiconductor devices with control electrode
    • H02M7/493—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters using discharge tubes with control electrode or semiconductor devices with control electrode the static converters being arranged for operation in parallel
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P1/00—Arrangements for starting electric motors or dynamo-electric converters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Inverter Devices (AREA)
  • Dc-Dc Converters (AREA)
  • Motor And Converter Starters (AREA)

Abstract

一种发动机电气起动系统(18，20，22)，该系统包括：由交流供电网(14)供电以输送第一直流电压Vdc的AC/DC整流器(12)，以及从所述第一直流电压Vdc输送发动机起动用交流电压的DC/AC变换器模块(16)；该系统包括并联(k＞1)布置的kn-相逆变器，每个输送的功率都不大于起动发动机所要求最大功率Pmax的一半，以及，每个逆变器的两个电源线连接到接收所述第一直流电压Vdc的电子防护装置上，每个所述逆变器的n输出端经由n各个串联电感器输送发动机起动所需交流电压。

Description

飞机发动机电气起动系统
技术领域
本发明涉及功率变换器领域，而且，特别涉及航空发动机的起动系统。
背景技术
在航空领域，众所周知，飞机喷气发动机和辅助动力装置(APU)的起动采用图6所示电气起动系统。这种起动系统10通常包括交流变直流(AC/DC)的整流器12，以便从飞机供电网14或地面发电装置获得直流电压Vdc，而后是DC/AC变换器16，在起动喷气发动机的同时，(经由连接矩阵24)向有关发动机的起动发电机18，20，22供电。DC/AC变换器16通常包括带有功率电平″Pn″的逆变器，其足以在地面起动喷气发动机。为了提高发动机空中再起动能力和地面起动有效性(调度可靠性)的可靠性，可以加装具有相同功率″Pn″的第二逆变器。然而，这种加装增加了重量和容积，从而也增加了成本。
供电网通常为115Vac供电网或任何其他电网，诸如230Vac电网。整流器输出端所获得的直流电压可以是---例如---270Vdc或540Vdc等。
若供电网不可使用时，喷气发动机可以由辅助动力装置(APU)起动，而后者本身则可用蓄电池起动。为此，必须加装DC/DC变换器28，其所输送的电压与相连的逆变器的输入电压相兼容。传统的蓄电池电压在24Vdc到48Vdc的范围内，所以，这种升压的DC/DC变换器包括多个级或单元，或许还包括电绝缘，而且，必须提供高升压比，一般大于10，结果，造成设备复杂，难以控制，沉重，容积大，进而导致价格尤为昂贵。
发明内容
为此，本发明提出缓解上述缺陷，特别是，最大限度地降低使用供电网或蓄电池起动飞机喷气发动机和辅助动力装置(APU)所需设备的重量，提高空中再起动的可靠性，而且，必要时，也可使调度可靠性提高到足以进行地面起动。
这些目的通过可起动至少一台发动机的电气系统来实现，该系统包括：由交流电网供电以输送第一直流电压Vdc的AC/DC整流器；以及从所述第一直流电压Vdc向所述至少一台发动机输送起动交流电压的DC/AC变换器模块；每个逆变器输送的功率不大于起动所述至少一台发动机所需最大功率Pmax的一半，而且，其特征还在于，所述每个逆变器的两个电源线均接到接收所述第一直流电压Vdc的电子保护装置上，而每个所述逆变器的n输出端通过n各个串联电感器向所述发动机输送所述起动交流电压。
按照设想的方案，所述DC/AC变换器模块包括至少两个逆变器，每个所述k逆变器输送功率Pmax/k，或至少三台逆变器，每个所述k逆变器输送功率Pmax/(k-1)。
为此，在将DC/AC变换细分成并联逆变器部分的上述任何一种布局中，每个的功率都不大于P/2，就重量和体积而言，电气起动系统的尺寸大大缩小，总成本也降低了。为了使这种布局更为有利，至少其中一台发动机必须要求功率小于所述最大功率的1/(k-1)倍，和/或能够以小于所述最大功率的1/(k-1)倍的功率在安全关键条件下起动。
有利的是，所述DC/AC变换器模块可以包括并联布置的两台或三台三相逆变器。然而，根据所需要的最大功率，显然，也可以使用超过三台逆变器的布局。
当电气起动系统的所述至少一台发动机能够在安全关键情况下以小于最大功率一半的所述功率起动时，所述至少一台发动机的供电只需要使用所述两个三相逆变器中的其中一个进行，从而通过用一备二式冗余设备(1 on 2 type)来增加所述安全关键情况下系统的可靠性。
有利的是，所述至少一台发动机可由所述三台三相逆变器中的两台来供电，从而通过用二备三式(2 on 3 type)冗余设备来增加系统的可靠性。
所述电气起动系统应用于由蓄电池起动，而且，电气起动系统的所述至少一台发动机能够以小于最大功率一半的所述功率来起动，所述蓄电池经由n串联电感器连接到其中一个所述n-相逆变器上，以便形成DC/DC升压变换器，以输送所述直流电压Vdc，当交流供电网不使用时，经由所述电子保护装置加到另一个所述n-相逆变器上的该直流电压Vdc经由所述n串联电感器动作，输出所述交流电压，从而使所述至少一台发动机得以能由所述蓄电池起动。
优选地，为了从蓄电池中获得直流电压Vdc，DC/DC升压变换器通过控制电路转换来以恒定负荷比控制。
有利的是，所述电子保护装置包括在两个电源线的其中一个线上串联的控制开关和在所述逆变器旁边跨所述两个电源线并联的电容器。
优选地，本发明的电气起动系统还包括布置在所述蓄电池输出端的滤波器。
附图说明
下面参照附图，阅读以非限定性示例给出的说明，本发明的特性和优点会清楚地显现出来，附图如下：
·图1为根据本发明的发动机电气起动系统方框图；
·图1A和图1B为图1所示系统DC/AC变换器模块的详图；
·图2A到图2D为图1所示系统各种使用布局；
·图3为图2D使用布局的详图；
·图4给出了图3所示布局某些特性点上的定时图；
·图5A到图5D示出了图1所示系统其他各种使用布局；以及
·图6为现有技术的发动机电气起动系统方框图。
最佳实施方案
图1为本发明的发动机电气起动系统方框图。
正如现有系统中那样，可以看到，用来对供电网14(最好三相电网)输送的交流电压进行整流的AC/DC整流器12，同样，随后是DC/AC变换器16，用来通过连接矩阵向各个起动发电机18，20，22供电，在这种连接矩阵中，以示例给出的各种接触器的位置可以使得各种不同工作方式得以实施。然而，连接矩阵28却是迥然不同，以便增加来自蓄电池26的附加通道，而该蓄电池不同于现有技术系统，不是采用DC/DC变换器，而只是采用传统的滤波器30，后者的输出端经由连接矩阵28直接连接到DC/AC变换器的输出端。应该注意的是，DC/DC变换器的省略降低了半导体装置的使用数量，提高了系统的平均无故障工作时间(MTBF)。
根据本发明，该变换器由多个相同双向结构的并联DC/AC变换器部分组成，下面参照图1A介绍该结构。
DC/AC变换器的每个部分(例如，第一部分16A)包括至少一个电子防护装置(最好是与电容器168A相联的可控电子开关170A，例如，绝缘的双极晶体管(IGBT)以及反向并联二极管)，传统的n-相逆变器(如图所示，传统的三相)，和一组分别与逆变器的n输出端串联的电n感器320A，322A，324A。
更确切地说，所示三相逆变器由两个供电线路组成，一个为接地线路，两者之间连接有三个支路，每个支路带有两个串联开关。构成第一支路160A的两个开关1600A，1602A之间的连接点在逆变器的输出端连接到第一电感器324A的一端，其另一端则连接到经由连接矩阵28向起动发电机18，20，22供电的线路上。同样，逆变器第二支路162A的两个开关1620A，1622A之间的连接点连接到第二电感器322A的端部。最后，第三支路164A的两个开关1640A，1642A之间的连接点连接到第三电感器320A的端部。这些开关都是传统的IGBT，带有跨端子连接的各个反向并联二极管，端子的转换由控制电路166A来控制，后者也用来控制开关170A。
更普遍的是，DC/AC变换器16可以包括并联布置的kn-相逆变器(其中k＞1)，以便能够输送Pmax/k或Pmax(k-1)的功率，其中，Pmax是在需要最大功率条件下起动发动机所需的功率。采用细分k逆变器部分的这种原则，可以使得每个的功率不大于最大功率Pmax的一半。这样，根据用途和功率电平，参数k就成为优化重量和/或费用的一个变量。
图1B示出了图1所示发动机电气起动系统的具体实施方式，按照这种方式，其中一台最大功率发动机是经由AC/DC整流器12由供电网14起动，并由两个DC/AC变换器16A和16B(连接矩阵28中所述接触器假定为闭合状态，因此图中未示)供电。每个部分的规格为可按照电平Pmax/2来输送电力。
很显然，可以看到参照图1A所述的结构，在这个具体工作布局中再次采用了这种结构，每个部分带有其自己的控制电路166A，166B，按传统方式，每个经由与三相逆变器三个输出电感器相连的其自己的电流控制环路，来确保均衡分配输送到所述发动机，起动发电机的最大功率。在这个布局中，开关170A，170B防止在逆变器各部分之间输送直流电压Vdc的供电线路之间出现短路型故障。
图2A到2D为使用本发明发动机电气起动系统的各种可能不同的工作方式。
图2A为上面参照图1B所述的结构的示意图，其对应于---例如在起动飞机发动机时---如下情况，即要求仅获得空中再起动可靠性水平的情况。在这种布局中，该系统带有两个DC/AC变换器部分16A和16B，其中，功率Pn/2的两个逆变器耦合到一起并同步，以便输送地面起动时所要求的功率Pn。
至于空中再起动，所需的功率一般小于Pn/2，而一台DC/AC变换器部分就足以，诸如图2B所示，一台或另一台喷气发动机20，22可以通过电网14来再起动，从而提供了用一备二(1 on 2)的冗余设备，以确保高度可靠性。
图2C所示为起动APU的相同的布局形式，因为通常起动APU所需功率较小，而且特别是，功率会大大小于Pn/2。
相反，为了通过蓄电池来起动APU，如图2D所示，使用了DC/AC变换器的两个部分，但是，其中一个专门用于DC/DC转换，以升高蓄电池的电压，与此同时，另一个则按传统方式工作以进行DC/AC转换。
图3和图4更详细地示出了这种布局形式。
图3详细示出了采用蓄电池26起动APU 18的各种电路。
滤波器30跨接在蓄电池26的两个端子上(电压端子和接地端子)，在所示示例中，该滤波器是一种传统电感器电容器(LC)型滤波器，带有串联电感器300和并联电容器302。滤波器的其中一个输出端子由电感器300和电容器302之间的连接点构成，连接到三个电感器320B，322B，324B的第一端，而这些电感器的第二端则分别连接到DC/AC变换器部分16B支路内两个开关之间的连接点上，变换器的其中一个电源线构成接地线，则连接到滤波器的另一个输出端子上，该输出端子本身连接到蓄电池的接地端子上。
为此，第一电感器324B的端部连接到DC/AC变换器部分16B第一支路160B中两个开关1600B，1602B之间的连接点(或中间点)上。同样，第二电感器322B的端部连接到第二支路162B两个开关1620B，1622B之间的连接点上。最后，第三电感器320B的端部连接到第三支路164B两个开关1640B，1642B之间的连接点上。这些开关都是传统上的IGBT，每个开关的反向并联二极管跨接在其端子上，而其转换则由控制电路166B来控制。并联电容器168B将DC/AC变换器的部分16B的两个电源线连接到一起，在其中一个电源线上串联的开关170B在所述电源线上输送所述部分16B的直流电压Vdc。至于上述开关，开关170B(例如，带反向并联二极管的IGBT)由控制电路166B控制。
在开关170B的输出端，DC/AC变换器的部分16B的直流电源线直接连接到DC/AC变换器另一部分16A的直流电源线上(因为没有供电网，整流器不输送任何电压，为此，DC/AC变换器的两个部分的电源线直接连接)，该部分16A与另一个开关170A串联，例如，带反向并联二极管的IGBT，而其转换由控制电路166A控制，开关输出端带有并联的电容器168A，以便向DC/AC变换器的部分16A输送输入电压。这部分16A的另一根电源线构成接地线，连接到部分16B的接地线上。
DC/AC变换器的部分16A的结构类似于部分16B，所述部分16A的第一支路160A的两个开关1600A，1602A之间的连接点则连接到该变换器第一输出电感器324A的端部。而其另一端连接到APU的起动发电机的一根线上。同样，第二支路162A的两个开关1620A，1622A之间的连接点连接到第二电感器322A的端部。最后，第三支路164A的两个开关1640A，1642A之间的连接点连接到第三电感器320A的端部。关于上述部分，这些开关都是传统的IGBT，其各自反向并联二极管连接到其端子上，而其转换则由控制电路166A控制。
该布局中的电气起动系统的工作原理在下面参照图4简化定时图来介绍，在该图中，电流加强信号(signalIboost)是指来自滤波器30的电源电流输出，信号IP1是流经其中任何一个电感器320B，322B，324B的电流，而电流负载信号(signalIload)是DC/AC变换器的部分16B的输出端电源线内流动的电流，两个附加信号Cde是分别加到部分16B的偶-奇开关上的两个控制信号。
首先，应该注意的是，各个电路之间相互连接所需各种连接器都有意略去，以避免图中出现过度拥挤。然而，所属领域的技术人员很容易安装这些连接器，以便能够使得那些按起动顺序仅由蓄电池供电的所需电路得以激活。在由蓄电池26起动的这个布局中，其所输送的电流最初由滤波器30来滤波，从而降低了波纹电流电平。滤波前的电流波形由电流加强(Iboost)图形来表示，说明以高频呈现的波纹电流，该频率相当于开关转换频率的三倍。在DC/AC变换器的部分16B中，开关之间的连接点上连接的三个电感器320B，322B，324B端子上施加的蓄电池电压用来构成升压的DC/DC变换器(属于交错的双向升压类型)，以使蓄电池电压(实际上，24Vdc)升高到DC/AC变换器另一部分输入电压所需要的电压(例如，270Vdc)，其功能是在控制电路166A本身采用传统控制方式时控制APU的起动发电机。按照已知方式，部分16B的输出端所要求的电压电平取决于转换负荷比，该负荷比可以方便地选择为恒定的，如信号Cde的波形所示，目的是避免电压伺服控制回路出现稳定性问题，众所周知，在如此高的升压比的情况下，其稳定性是很难的。流过电感器的电流IP1的波形说明，波纹频率等于施加到IGBT上的脉冲宽度调制的频率，其平均幅度是电流加强(Iboost)信号幅度的三分之一，而其波纹比是电流加强(Iboost)信号波纹比的三倍。为此，这种交错布置使得滤波器30要处理的电流的波纹比除以n(其中，n＝相位数＝3，如示例所示)。此处，通过示例给出的滤波器30属于单级LC型，然而，其他各种类型的滤波器同样可以使用。由于变比高，电容器168B采用持续时间很短的大峰值电流来充电。交错布置的另一个有利效果是，这些峰值电流的幅度以系数n(此处n＝3)而降低，而对应的频率则增加了比率n，从而可以降低电容器168B上的应力，改善滤波效果。电流负载(Iload)的波形说明，送到DC/AC变换器的另一部分的电流此时仅呈现非常小的波纹电平。
有利的是，开关1640B，1620B，和1600B也可以激活(相对于与之串联的开关为逆向)，从而形成双向变换器。这种工作原理可以在直流方式下工作，不论所提供的功率如何。在负荷比固定的情况下，输出电压则受负荷电平的影响很小。
图5A到5D示出了本发明的发动机电气起动系统的其他可能的工作方式。
因此，图5A所示系统由三个功率为Pmax/2的变换器组成，该系统尤其适合于地面起动时调度可靠性为决定因素的情况下使用。对于这种地面起动，用二备三(2 on 3 type)的冗余设备确保了高调度可靠性。
图5B示出了采用三个变换器系统的空中再起动方式，这样，可靠性比率会更多，因为所提供的冗余设备为用一备三(1 on 3 type)形式。
如图5C所示和上面所述，当采用蓄电池起动APU时，DC/AC变换器的一个部分用来升高蓄电池电压，而另外两个中的其中一个用来进行DC/AC转换，这样，还可以确保采用蓄电池起动的这种方式时的高调度可靠性。
最后，图5D示出了蓄电池26充电或仅仅用来向飞机低压直流电网32供电所用的系统，为此，取代了变压器整流器装置(TRU)。在这种工作方式时，DC/AC变换器的部分由机上电网14经由AC/DC整流器12供电，向低压直流电网(例如，28Vdc)输出直流电压或对蓄电池充电，或二者兼之。然后，逆变器作为交错的、多相、双向、降低电压(降压型)DC/DC变换器使用。
应该注意的是，如果出于任何原因(例如，空中再起动时功率电平大于Pn/k)DC/AC变换器的部分需要提供等于Pn的功率，那么，使用一个部分作为与蓄电池接口的DC/DC变换器的原则仍然有效。
应该注意的是，尽管上面所述是有关航空发动机的起动控制，很显然，本发明也可适用于其他领域，尤其是汽车领域和工业机器领域。同样，附图所示为三相电网供电，但很显然，本发明也适用于任何类型的n-相供电网(n＞1)，为此，包括了两相电网。
还应该注意的是，当发动机起动阶段谐波失真程度不是很重要时，那么，AC/DC整流器12可以是简单的n-相整流器(通常，n＝3)，而后是简单的滤波电感器。这样，可用来优化重量和损耗。
还应该注意的是，即使实施开关参照的是IGBT，其他类型的可控金属氧化物半导体(MOS)开关同样可以使用，诸如MOS控制的半导体闸流管(MCTs)，双极结晶体管(BJTs)，或硅可控整流器(SCRs)。

Claims (11)

1.一种用来起动至少一台发动机的电气系统(18，20，22)，该系统包括：由交流供电网(14)供电以输送第一直流电压Vdc的AC/DC整流器(12)；以及从所述第一直流电压Vdc向所述至少一台发动机输送起动交流电压的DC/AC变换器模块(16)；该系统的特征在于，所述DC/AC变换器模块包括并联(k＞1)布置的kn-相逆变器，每个输送的功率不大于起动所述至少一台发动机所要求的最大功率Pmax的一半，而且，每个所述逆变器的两个电源线连接到接收所述第一直流电压Vdc的电子防护装置上，每个所述逆变器的n输出端经由n各个串联电感器向所述发动机输送所述起动交流电压。
2.根据权利要求1所述的电气起动系统，其特征在于，所述DC/AC变换器模块包括至少两个逆变器，每个所述k逆变器输送功率Pmax/k。
3.根据权利要求1所述的电气起动系统，其特征在于，所述DC/AC变换器模块包括两个并联布置的三相逆变器。
4.根据权利要求3所述的电气起动系统，其特征在于，所述至少一台发动机能够以不大于最大功率一半的所述功率在安全关键条件下起动，所述至少一台发动机仅由所述两个三相逆变器中的其中一个供电，以便通过用一备二式冗余设备来增加在所述安全关键条件下的系统可靠性水平。
5.根据权利要求1所述的电气起动系统，其特征在于，所述DC/AC变换器模块包括至少三个逆变器，而且，每个所述k逆变器输送功率Pmax/(k-1)。
6.根据权利要求5所述的电气起动系统，其特征在于，所述DC/AC变换器模块包括三个并联布置的三相逆变器。
7.根据权利要求6所述的电气起动系统，其特征在于，所述至少一台发动机由所述三个三相逆变器中的两个供电，以便通过用二备三式冗余设备来增加系统可靠性水平。
8.根据权利要求1所述的电气起动系统，适用于蓄电池(26)起动，其特征在于，所述至少一台发动机能够以不大于最大功率一半的功率来起动，所述系统的特征在于，所述蓄电池经由所述n串联电感器(32B)连接到其中一个所述n-相逆变器上，以形成输送所述直流电压Vdc的DC/DC升压变换器，该直流电压Vdc经由所述电子防护装置应用到另一个所述n-相逆变器上的直流电压经由所述n串联电感器(32A)输送所述交流电压，当所述交流电网不能使用时，可使所述至少一台发动机能够由所述蓄电池起动。
9.根据权利要求8所述的电气起动系统，其特征在于，为了从所述蓄电池获得所述直流电压Vdc，该系统包括带有固定转换负荷比的控制电路(166B)，以控制DC/DC升压变换器。
10.根据权利要求1到9任一项所述的电气起动系统，其特征在于，所述电子防护装置包括在两个电源线的其中一个上的串联控制开关(170A，170B)和在所述逆变器旁边跨所述两个电源线的并联电容器(168A，168B)。
11.根据权利要求1到10任一项所述的电气起动系统，其特征在于，其进一步包括在所述蓄电池输出端布置的滤波器(30)。
CN201080004348.8A 2009-01-09 2010-01-08 飞机发动机电气起动系统 Active CN102439836B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0950102 2009-01-09
FR0950102A FR2941107B1 (fr) 2009-01-09 2009-01-09 Systeme electrique de demarrage des moteurs d'un aeronef
PCT/FR2010/050026 WO2010079308A2 (fr) 2009-01-09 2010-01-08 Systeme electrique de demarrage des moteurs d'un aeronef.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102439836A true CN102439836A (zh) 2012-05-02
CN102439836B CN102439836B (zh) 2015-03-04

Family

ID=41528834

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201080004348.8A Active CN102439836B (zh) 2009-01-09 2010-01-08 飞机发动机电气起动系统

Country Status (10)

Country Link
US (1) US8958181B2 (zh)
EP (1) EP2377235B8 (zh)
JP (1) JP5754597B2 (zh)
CN (1) CN102439836B (zh)
BR (1) BRPI1006065B1 (zh)
CA (1) CA2748970C (zh)
ES (1) ES2550809T3 (zh)
FR (1) FR2941107B1 (zh)
RU (1) RU2525836C2 (zh)
WO (1) WO2010079308A2 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105916721A (zh) * 2014-01-15 2016-08-31 西门子公司 冗余的驱动系统
CN105993104A (zh) * 2014-01-31 2016-10-05 赛峰集团电气与动力 航空器的电气转换与分布系统
CN108602564A (zh) * 2016-02-12 2018-09-28 西门子股份公司 用于驱动飞行器的方法和飞行器
CN109538358A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 中国商用飞机有限责任公司 用于航空apu的起动电路及控制方法
CN110315998A (zh) * 2018-03-30 2019-10-11 本田技研工业株式会社 车辆电源系统
CN111775972A (zh) * 2020-06-21 2020-10-16 中车永济电机有限公司 高可靠性机车电传动系统及其控制方法

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9145060B2 (en) * 2011-07-29 2015-09-29 Mitsubishi Electric Corporation Propulsion control apparatus for electric motor car
FR2978878B1 (fr) 2011-08-04 2013-08-09 Hispano Suiza Sa Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol.
GB2495917B (en) * 2011-10-24 2014-10-22 Ge Aviat Systems Ltd Multiple source electrical power distribution in aircraft
FR2988694B1 (fr) 2012-03-30 2014-03-28 Hispano Suiza Sa Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol
FR2990573B1 (fr) 2012-05-11 2015-11-20 Hispano Suiza Sa Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere
US20140032002A1 (en) 2012-07-30 2014-01-30 The Boeing Company Electric system stabilizing system for aircraft
US10079493B2 (en) * 2014-09-30 2018-09-18 The Boeing Company Parallel modular converter architecture
EP3078599B1 (fr) * 2015-04-08 2017-05-24 Thales Unité d'alimentation de propulsion électrique de satellite et système de gestion de propulsion électrique d'un satellite
US9991778B2 (en) * 2016-02-29 2018-06-05 The Boeing Company Balancing current within a modular converter system
US10833408B2 (en) 2017-07-07 2020-11-10 Rockwell Collins, Inc. Electronically scanned array
KR102032157B1 (ko) * 2018-02-09 2019-10-15 엘에스산전 주식회사 계통 연계형 인버터 시스템
CN113507247B (zh) * 2021-06-06 2023-06-23 南京航空航天大学 一种mea变频交流电气系统的兼容性约束方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10018668A1 (de) * 2000-04-14 2001-10-25 Compact Dynamics Gmbh Wechselrichter-Schaltungsanordnung
US20040141347A1 (en) * 2001-09-21 2004-07-22 Kazushi Naito Inverter module for train traction systems
JP2007020263A (ja) * 2005-07-06 2007-01-25 Toshiba Mitsubishi-Electric Industrial System Corp 無停電電源装置およびその運転方法
JP2007228747A (ja) * 2006-02-24 2007-09-06 Matsushita Electric Ind Co Ltd インバータ装置
US20080111420A1 (en) * 2006-11-09 2008-05-15 Honeywell International Inc. Architecture and a multiple function power converter for aircraft

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3614528A (en) * 1970-06-22 1971-10-19 Charles L Craddock Random flashing circuit including a voltage step-up converter
JPH0753037B2 (ja) * 1985-01-26 1995-06-05 株式会社日立製作所 インバータの保護装置
JP2618931B2 (ja) * 1987-10-30 1997-06-11 三菱電機株式会社 電力変換装置
JPH05103418A (ja) * 1991-10-04 1993-04-23 Yaskawa Electric Corp 低電圧異常検出方式
DE19621904C2 (de) * 1996-05-31 2000-05-04 Boy Gmbh Dr Verfahren zum energiesparenden Betreiben einer Spritzgießmaschine
DE60102403T2 (de) * 2000-01-24 2005-03-10 Hino Jidosha K.K., Hino Hybridfahrzeug
JP2003209973A (ja) * 2002-01-11 2003-07-25 Meidensha Corp 電力変換装置
DE102005016177B4 (de) * 2005-04-08 2008-07-03 Semikron Elektronik Gmbh & Co. Kg Schaltungsanordnung und zugehöriges Ansteuerverfahren für ein Elektro- oder Hybridfahrzeug mit zwei Gleichstromquellen
FR2900635B1 (fr) * 2006-05-05 2008-07-25 Hispano Suiza Sa Systeme d'alimentation et de commande d'equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement
FR2904158B1 (fr) * 2006-07-21 2008-10-03 Valeo Sys Controle Moteur Sas Circuit d'alimentation d'un moteur pourvu d'un organe assurant une commutation de puissance,une protection contre une inversion de polarites et une limitation du courant d'appel d'un element capacitif
JP4923918B2 (ja) * 2006-09-28 2012-04-25 株式会社明電舎 インバータ装置の並列運転装置
JP4542540B2 (ja) * 2006-11-30 2010-09-15 株式会社日立製作所 無停電電源システム、及びインバータ回路
US20090296433A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Circuit and topology for very high reliability power electronics system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10018668A1 (de) * 2000-04-14 2001-10-25 Compact Dynamics Gmbh Wechselrichter-Schaltungsanordnung
US20040141347A1 (en) * 2001-09-21 2004-07-22 Kazushi Naito Inverter module for train traction systems
JP2007020263A (ja) * 2005-07-06 2007-01-25 Toshiba Mitsubishi-Electric Industrial System Corp 無停電電源装置およびその運転方法
JP2007228747A (ja) * 2006-02-24 2007-09-06 Matsushita Electric Ind Co Ltd インバータ装置
US20080111420A1 (en) * 2006-11-09 2008-05-15 Honeywell International Inc. Architecture and a multiple function power converter for aircraft

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105916721A (zh) * 2014-01-15 2016-08-31 西门子公司 冗余的驱动系统
CN105916721B (zh) * 2014-01-15 2017-12-01 西门子公司 冗余的驱动系统
CN105993104A (zh) * 2014-01-31 2016-10-05 赛峰集团电气与动力 航空器的电气转换与分布系统
CN108602564A (zh) * 2016-02-12 2018-09-28 西门子股份公司 用于驱动飞行器的方法和飞行器
CN110315998A (zh) * 2018-03-30 2019-10-11 本田技研工业株式会社 车辆电源系统
CN109538358A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 中国商用飞机有限责任公司 用于航空apu的起动电路及控制方法
CN111775972A (zh) * 2020-06-21 2020-10-16 中车永济电机有限公司 高可靠性机车电传动系统及其控制方法
CN111775972B (zh) * 2020-06-21 2021-06-22 中车永济电机有限公司 高可靠性机车电传动系统及其控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20110273011A1 (en) 2011-11-10
BRPI1006065A2 (pt) 2016-04-19
WO2010079308A2 (fr) 2010-07-15
WO2010079308A3 (fr) 2010-09-30
RU2011133248A (ru) 2013-02-20
RU2525836C2 (ru) 2014-08-20
EP2377235A2 (fr) 2011-10-19
BRPI1006065B1 (pt) 2019-09-10
CA2748970C (fr) 2017-06-06
EP2377235B8 (fr) 2015-12-02
ES2550809T3 (es) 2015-11-12
FR2941107B1 (fr) 2015-08-14
FR2941107A1 (fr) 2010-07-16
EP2377235B1 (fr) 2015-09-02
CA2748970A1 (fr) 2010-07-15
JP2012514969A (ja) 2012-06-28
CN102439836B (zh) 2015-03-04
JP5754597B2 (ja) 2015-07-29
US8958181B2 (en) 2015-02-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102439836B (zh) 飞机发动机电气起动系统
US10391870B2 (en) Modular power electronics system for charging an electrically operated vehicle
CN101714816B (zh) 电力电子模块预充电系统和方法
CN103026603B (zh) 用于hvdc传输和无功功率补偿的转换器
CN103931093B (zh) 用于对电动或混合动力车辆的牵引电池充电的设备和方法
CN103380560B (zh) 用于提供不间断电源的方法和装置
CA2997565A1 (en) A controller for an inductive load having one or more inductive windings
CN105379098A (zh) 三电平逆变器
CN105191108A (zh) 变换器
CN102859861A (zh) 可配置的混合转换器电路
CN101295958A (zh) 用于电马达的逆变器拓扑结构
CN103915856B (zh) 一种基站并网-充电光伏微逆变器系统及其控制方法
CN104009666A (zh) 用于产生三相电流的方法和设备
CN103299530A (zh) 用于将输入ac电压转换成输出ac电压的组件
CN103051281A (zh) 一种高性能四象限变频器
CN103430422A (zh) 转换飞机高压电网和储能部件之间电压的模块
CN102843078A (zh) 一种集成开关磁阻电机驱动与低压电池充电的变换装置
WO2018127054A1 (zh) 具有多输入的混联变换器和使用其的充换电设施
CN104052305A (zh) 功率变换系统
CN100505505C (zh) 电力变换设备
CN105337489A (zh) Dc600v辅助供电装置及机车
CN106712639B (zh) 电动驱动装置以及电动设备
CN102496932A (zh) 一种并联型电压暂降补偿装置
CN108768195B (zh) 功率电路、功率模块和变流器
US10686368B2 (en) Power electronic module for a charging station and corresponding charging station and electricity charging station

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20160308

Address after: France Blagnac

Patentee after: LABINAL

Address before: Columbia, France

Patentee before: Hispano Suiza S. A.