CN104627377B - 用于飞行器的电力系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的电力系统(40)，具有电负载(70、72)以及至少一个带有高压转轴(26)和低压转轴(28)的喷气发动机，电力系统(40)包括由第一压力转轴(26、28)驱动并输出第一电压(52)的第一电机、由第二压力转轴(26、28)驱动并输出第二电压(56)的第二电机、以及接收第一和第二电压(52、56)并向负载(70、72)供给电压(52、56)的配电总线。

Description

用于飞行器的电力系统
技术领域
涡轮发动机，以及特别地燃气涡轮发动机，还已知为燃烧涡轮发动机，是从在许多涡轮叶片上穿过发动机的燃烧气体流中提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于陆上和海上移动及发电，但是最常见地用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。
背景技术
燃气涡轮发动机可具有两个或更多转轴(spool)，包括提供总体推进系统推力的大部分的低压(LP)转轴、以及通过沿机尾方向引导废气产物而驱动一个或更多压缩机并产生附加推力的高压(HP)转轴。三转轴燃气涡轮发动机包括第三中压(IP)转轴。
燃气涡轮发动机还经常向许多不同附件提供动力，诸如发电机、启动器/发电机、永磁交流发电机(PMA)、燃油泵以及液压泵，例如用于飞行器上除推进以外所需功能的设备。例如，当代飞行器需要电力用于航空电子设备、电动机以及其他电气设备。与燃气涡轮发动机联接的发电机将发动机的机械动力转化为向附件提供动力所需的电能。
不同附件可以不同动力需求操作，并因此，多种供电特性必须并入到电气系统。例如，飞行器常常具有AC(交流电)和DC(直流电)提供动力的附件。在许多商用飞行器中，传统的115V、400Hz的动力可提供用于常见电气装置的插入，尽管飞行器系统附件中的许多以直流电操作。
在当代飞行器尤其是包括可在不同电压、频率或两者下操作的集中的主和次功率总线的商用飞行器中，向附件提供合适动力的困难加剧。此外，由于主和次传输线，具有集中的主和次功率总线增加了空间和重量需求。
在联接至高压转轴和低压转轴的发电机中，该问题进一步加剧，该发电机向动力系统提供动力，通常供给不同的电压和频率，其可在没有首先按需转换动力的情况下不提供不间断动力传递到电负载。例如，来自发电机的功率首先从交流转换为270V直流或28V直流的电力系统标准，其然后按需转换以用于附件。
此外，飞行器附件具有动态电力需求，其可规律地加压于特别的发电系统。这样的加压可导致在系统中到电负载的不足电力传输，或甚至在正常或紧急操作期间的电力中断。
发明内容
在一个实施例中，一种用于飞行器的电力系统具有电负载和至少一个带有高压转轴和低压转轴的喷气发动机，电力系统包括由高压转轴驱动并输出第一高直流电压的第一电机、由低压转轴驱动并输出第二高直流电压的第二电机、以及接收第一和第二高直流电压并向电负载供给高直流电压的配电总线。
本发明的第一技术方案为一种用于飞行器的电力系统，其具有电负载以及至少一个带有高压转轴和低压转轴的喷气发动机，电力系统包括：第一电机，其由高压转轴驱动并输出第一高直流电压；第二电机，其由低压转轴驱动并输出第二高直流电压；以及配电总线，其接收第一和第二高直流电压并向电负载供给高直流电压。
本发明的第二技术方案为，在本发明的第一技术方案中，第一高直流电压和第二高直流电压是相同的电压。
本发明的第三技术方案为，在本发明的第二技术方案中，相同的电压是+/-270Vdc。
本发明的第四技术方案为，在本发明的前述任一技术方案中，配线总线包括向电负载中的至少一些供给第一高直流电压的第一分配总线、向电负载中的至少一些供给第二高直流电压的第二分配总线，并且第一和第二分配总线选择性地并联联接。
本发明的第五技术方案为，在本发明的第四技术方案中，电力系统进一步包括选择性地联接至第一和第二分配总线中的至少一个的负载调整单元。
本发明的第六技术方案为，在本发明的第五技术方案中，负载调整单元选择性地联接至第二分配总线。
本发明的第七技术方案为，在本发明的第五或第六技术方案中，电力系统进一步包括选择性地联接至第一和第二分配总线中的至少一个的辅助动力单元。
本发明的第八技术方案为，在本发明的第七技术方案中，辅助动力单元选择性地联接至第一和第二分配总线两者。
本发明的第九技术方案为，在本发明的第四至第八技术方案中的任一者中，电力系统进一步包括选择性地联接至第一和第二分配总线中的至少一个的紧急动力单元。
本发明的第十技术方案为，在本发明的第九技术方案中，电力系统进一步包括选择性地联接至第二分配总线的紧急动力单元。
本发明的第十一技术方案为，在本发明的第四至第十技术方案中的任一者中，第一和第二电机以及第一和第二分配总线限定发动机动力系统，其提供用于至少一个喷气发动机中的每一个。
本发明的第十二技术方案为，在本发明的第十一技术方案中，每个发动机动力系统的第二分配总线是选择性地联接的。
本发明的第十三技术方案为，在本发明的第十二技术方案中，每个发动机动力系统的第一分配总线是选择性地联接的。
本发明的第十四技术方案为，在本发明的前述任一技术方案中，电力系统进一步包括选择性地可电连接至配电总线和ECS/CAC的电动机启动器控制器。
本发明的第十五技术方案为，在本发明的前述任一技术方案中，第一电机包括输出第一高直流电压的启动器/发电机，并且第二电机包括输出第二高直流电压的发电机。
本发明的第十六技术方案为，在本发明的第十五技术方案中，启动器/发电机和发电机中的至少一个包括电联接至整流器的多相绕组。
本发明的第十七技术方案为，在本发明的第十五或第十六技术方案中，电力系统进一步包括将低压转轴联接至发电机的速度范围减小单元。
本发明的第十八技术方案为，在本发明的第十七技术方案中，配电总线包括向电负载中的至少一些供给第一高直流电压的第一分配总线、向电负载中的至少一些供给第二高直流电压的第二分配总线，并且第一和第二分配总线选择性地并联联接。
本发明的第十九技术方案为，在本发明的第十八技术方案中，电力系统进一步包括：负载调整单元，其选择性地联接至第二分配总线；辅助动力单元，其选择性地联接在第一和第二分配总线之间；紧急动力单元，其选择性地联接至第二分配总线；以及电动机启动器控制器，其选择性地可电连接在第一分配总线和ECS/CAC之间。
附图说明
在图中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意截面图。
图2是用于图1的燃气涡轮发动机的电力系统的示意框图。
参考标号：
10 燃气涡轮发动机
12 风扇区段
14 风扇
16 低压压缩机
18 高压压缩机
20 燃烧区段
22 高压涡轮
24 低压涡轮
26 高压转轴
28 低压转轴
30 高压涡轮转轴
32 叶片
34 叶片平台
36 叶片顶部
40 电力系统架构
42 左电气系统
44 右电气系统
46 启动器-发电机(高压)
48 发电机(低压)
50 附件传动箱
52 第一高电压直流输出
54 速度范围减小驱动器(SRR)
56 第二高电压直流输出
58 第一主分配总线
60 第二主分配总线
62 辅助动力单元(APU)
64 高电压直流输出(APU)
66 负载调整单元(LLU)
68 高电压直流输入/输出(LLU)
70 高电压电负载
72 低电压电负载
74 固态功率转换单元
76 公共电动机-启动器控制器
78 交流电动机
80 紧急动力单元(EPU)
82 高电压直流输出(EPU)
84 紧急主分配总线
86 紧急次分配总线
88 紧急电负载。
具体实施方式
本发明的所述实施例致力于从飞行器发动机提取动力，以及更特别地使得能够从涡轮发动机(优选地燃气涡轮发动机)产生电力的电力系统架构。然而将了解，本发明未如此限制并具有在非飞行器用途中对电力系统架构的普通用途，诸如其他汽车用途和非汽车产业、商用以及住宅用途。在当前实施例的一个示例中，任何超过+/-270V的电压应被认为是“高电压”。应进一步认识到，用于本发明的实施例的处于或降到+/-270V以下的电压应被认为是“低电压”。虽然+/-270V是高/低电压区分的一个示例，但应考虑到，用于飞行器电力系统的电压在未来可能改变，并因此预想用于高/低电压的备选区分。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意截面图。发动机10以下游连续流关系包括：包括风扇14的风扇区段12、升压器或低压(LP)压缩机16、高压(HP)压缩机18、燃烧区段20、高压涡轮22以及低压涡轮24。高压轴或转轴26驱动地连接高压涡轮22至高压压缩机18，并且低压轴或转轴28驱动地连接低压涡轮24至低压压缩机14和风扇14。高压涡轮机22包括具有在转子30的外周安装的涡轮叶片32的高压涡轮转子30。叶片32从叶片平台34向外径向地延伸到径向外部叶片顶部36。
图2是根据本发明的一个实施例的电力系统架构40的示意框图。电力系统架构40包括多发动机系统，文中显示为包括至少左电气系统42和右电气系统44。左、右电气系统42、44可基本等同；因此，为了简洁而将仅仅详细描述左电气系统42。左电气系统42可包括图1中所示的燃气涡轮发动机10的高压和低压转轴26、28。文中显示的左电气系统42使用由高压转轴26和低压转轴28这两个转轴提供的机械动力。然而，电力系统架构40还可在具有超过两个转轴的发动机上实施，如除高压和低压转轴外具有中压转轴的三转轴发动机。
在所示实施例中，左电气系统42包括如文中显示为启动器-发电机46的第一电机，其被构造为从由高压转轴26供给的机械动力产生高直流功率，以及如文中显示为发电机48的第二电机，其被构造为从由低压转轴28供给的机械动力产生高直流功率。虽然第一电机显示为启动器-发电机46且第二电机显示为发电机48，但应预想，任一电机可为电动机、发电机或两者的组合。
任一电机46、48可自然地产生高直流电压，或备选地产生转换为高直流电压的交流电压。在产生交流电压时，电机可具有分开的或集成的整流器和/或滤波电路，其电联接至电机以将交流电压转换为可接受的高直流电压。此外，任一发电机可包括分开的或集成的自耦变压器单元(ATU)，其容纳功率转换所需的电气绕组中的一些或全部，以及减少发电机的谐波含量和整流器输出中的脉动。如果包括，ATU的多个主绕组、次绕组以及期望脉冲计数预期对特别用途是必需的。
高压转轴26可操作地通过高压驱动组件与启动器-发电机46联接，该高压驱动组件具有机械地联接至高压转轴26的输入和机械地联接至启动器-发电机46的输出。高压驱动组件的一个实施例为附件传动箱50。启动器-发电机46将由高压转轴26供给的机械动力转换为电力并直接从电机产生第一高电压直流输出52，其对于商用飞行器而言考虑处于+/-270V。此外，左电气系统42可包括多个发电机，其从高压转轴26提取机械动力而产生动力，以便提供冗余措施。
发电机48可操作地通过低压驱动组件与低压转轴28联接，该低压驱动组件具有机械地联接至低压转轴28的输入和机械地联接至发电机48的输出。低压驱动组件的一个实施例为将从低压转轴28输入的可变速度转换为恒定速度的速度范围减小驱动器(SSR)54。发电机48将由低压转轴28供给的机械动力转换为电力并直接从电机产生第二高电压直流输出56，其如第一直流输出52那样对于商用飞行器而言考虑处于+/-270V。
虽然本文所示的实施例描述为使用左电气系统42的低压侧的一个发电机48，本发明的另一实施例可使用多个发电机48，其从低压转轴28提取机械动力来产生直流功率以便提供冗余措施。此外，虽然文中讨论了单独的发电机48和SSR 54，但是可备选地使用将SSR54和发电机48组合为公共单元的集成的驱动发电机。
第一和第二高电压直流输出52、56中的每一个被供给至作为相应的第一和第二主分配总线58、60示出的配电总线。第一和第二主分配总线58、60的一个示例可包括提供用于电子控制选择功率分配的基于固态的主电力分配中心(PEPDCs)。PEPDCs可由碳化硅(SiC)制造，归因于它的高温性能。PEPDCs也可由其他合适的固态材料制成。PEPDCs允许特别的电负载和并联的高直流电压源的选择性连接和断开，如电力系统架构40所要求的。
电力系统架构40进一步包括飞行器的辅助动力单元(APU)62。如文中所示，辅助动力单元62具有高电压直流输出64，其对于商用飞行器考虑为+/-270V。APU 62的一个示例是燃气涡轮机器，但可预想其他APU 62。电力系统架构40再进一步包括用于每个左和右电气系统42、44的负载调整单元(LLU)66。每个LLU 66具有高电压直流输入/输出68，其中LLU 66可选择性地供给，以及选择性地在270V下储存过量直流功率，如电力系统架构40所要求的。例如，LLU 66可由基于化学或燃料电池的电池组构成。备选地，APU 62和LLU 66可组合成单个单元。
APU 62的高电压直流输出64选择性地联接至第一主分配总线58，并且APU 62的高电压直流输出64和LLU 66的高电压直流输入/输出68选择性地联接至第二主分配总线60。备选地，LLU 66的高电压直流输入/输出68可选择性地联接至第一主分配总线60，或选择性地联接至主分配总线58、60两者。
第一和第二高电压直流输出52、56、APU 62高电压直流输出64以及LLU 66高电压直流输入/输出都被构造成向第一和第二主分配总线58、60供给相同或基本类似的电压，使得电压可选择性地组合以形成公共的配电总线。此外考虑到，高电压直流输出52、56、64、68中的每一个可在稍微不同的电压下供给功率。
第一和第二主分配总线58、60可选择性地连接以使总线58、60能够被启动器-发电机46和发电机48共享。此外，每个第一和第二主分配总线58、60可选择性地连接至其他并联的高电压直流功率总线，诸如LLU 66、APU 62或者来自右电气系统44的一个或更多相应的高电压直流功率总线。
电力系统架构40进一步包括诸如电子飞行促动器的高电压电负载70、诸如各种小型电动机和电气设备的低电压电负载72、以及固态功率转换单元74。然而，高电压电负载70通常在高直流电压(大约270V)下操作，低电压电负载72在低直流电压(大约28V)下操作。如所示，高电压电负载70选择性地连接至第一主分配总线58，但可备选地选择性地直接连接至任何高电压总线58、60。高电压和低电压电负载70、72的前述清单是说明性的而不是详尽的。
每个低电压电负载72选择性地连接至示出为转换模块功率瓦(power tile)(C/MPT)的固态功率转换单元74，其进一步联接到第一和第二主分配总线58、60中的至少一个。此外，每个固态功率转换单元74可允许每个单元74有不同功率转换或每个低电压电负载72有不同功率转换。例如，一个固态功率转换单元74可提供28Vdc给低电压电负载72，而另一单元74提供115Vdc给其它的负载72，或备选地，单个单元74可提供28Vdc给一个负载72同时提供115Vdc给另一负载72。固态功率转换单元74通过选择性地连接和断开低电压电负载72而附加地提供用于电负载分配。一种合适类型的C/MPT由碳化硅(SiC)制造，归因于它的高温性能。也可使用由不同于碳化硅的材料制成的C/MPT装置。虽然示出的示例显示了两个固态功率转换单元74和四个低电压电负载72，但可预想包括每个部件的更多或更少的其他构造。
启动器-发电机46还向飞行器提供启动功能。备选地，左电气系统42上的高压侧的启动器-发电机46可包括不向飞行器提供启动功能的发电机。在此情况下，连接至启动器-发电机46的单独的启动器电动机可被提供以执行用于飞行器的启动功能。例如，公共电动机-启动器控制器(CMSC)76可选择性地从第一主分配总线58提供功率到启动器-发电机46以对飞行器初始化启动程序。例如，三相交流CMSC 76可连接至启动器-发电机46，作为用于发动机启动的交流启动器。在这一实施例中，交流CMSC 76还可向附加的交流电动机78提供交流功率，诸如用于驱动环境控制系统(ECS)的座舱空气压缩机(CAC)。
在操作中，随着燃气涡轮发动机10启动，高压涡轮22旋转高压转轴26，且低压涡轮24旋转低压转轴。附件传动箱50由旋转的高压转轴26驱动，并将机械动力从高压转轴26传送到启动器-发电机46。启动器-发电机46将由高压转轴26供给的机械动力转换为电力并产生第一高电压直流输出52。SSR 54由旋转的低压转轴28驱动，并将机械动力从低压转轴28传送到发电机48。发电机48将由低压转轴28供给的机械动力转换为电力并产生第二高电压直流输出56。第一和第二高电压直流输出52、56可分别提供给第一和第二主分配总线58、60，其构造为选择性地供给高电压直流功率给一个或多个固态功率转换单元74以及一个或多个高电压电负载70。
每个第一和第二主分配总线58、60响应于电力系统架构40的预计或实际电气需求而选择性地连接至其他高电压直流功率总线58、60或高电压直流输出64、68，44以及断开，以向电负载提供平衡的无间断功率。此外考虑到，一个或多个APU 62可选择性地供给高电压直流输出62给左和右电气系统42、44中的至少一个，或同时给系统42、44两者。此外，每个第一和第二主分配总线58、60可选择性地连接和断开LLU 66的高电压直流输入68。
此外，每个固态功率转换单元74从第一或第二主分配总线58、60接收高直流电压并选择性地向低电压电负载72供给低直流电压。取决于高或低直流电压电负载提取功率的类型，由电力系统架构40供给的直流功率可在由负载使用前经历进一步处理。
在高功率需求的过渡期间，第一和第二主分配总线58、60选择性地连接和断开附加的高直流电压源，诸如LLU 66、APU 62和/或其它并联的主分配总线44、58、60，以便提供平衡的无间断功率传递给电负载70、72。例如，如所示，当诸如电子飞行促动器的高电压电负载70在操作时，第二主分配总线60可选择性地连接至第一主分配总线58和LLU 66两者来供给补充的高电压直流功率，使得通往连接至第二主分配总线60连接的其他电负载70、72的功率不中断。类似地，固态功率转换单元74在高或低电能需求的过渡期间可选择性地连接和断开低电压电负载72。分配总线58、60和固态功率转换单元74中的每一个还可选择性地断开非关键的高和低电压电负载70、72来保证充足电能传递到关键的操作系统。此外，在低功率需求期间，第二主分配总线60在过量系统功率期间选择性地连接和断开LLU 66的高电压直流输入68，以对LLU 66再充电用于未来放电。
电力系统架构40进一步包括紧急功率系统，其包括具有高电压直流输出82的紧急动力单元(EPU)80、以及紧急主分配总线84。紧急主分配总线84的一个示例是前述PEPDC。EPU 80的高电压直流输出82以及每个左和右电气系统42、44的第二主分配总线60选择性地并联联接至紧急主分配总线84。EPU 80的一个示例是燃料电池，但是可预想其它EPU 80，诸如化学电池组或冲压空气涡轮(RAT)系统。
紧急功率系统可进一步包括具有用于操作关键操作系统的一个或多个紧急电负载88的紧急次分配总线86。紧急次分配总线的一个示例是前述C/MPT。在备选构造中，EPU80可选择性地联接至第一和第二主分配总线58、60中的至少一个。在另一备选构造中，紧急主分配总线84可选择性地连接至第一主分配总线58，或者紧急主分配总线84可选择性地连接至第一和第二主分配总线58、60两者。
在紧急操作期间，EPU 80选择性地向紧急主分配总线84供给高直流电压。此外，第二主分配总线60可以或可以不向紧急主分配总线84供给功率。例如，如果足够的空气流流过燃气涡轮发动机10的风扇区段12，低压转轴28将旋转以提供机械动力和因此从发电机48传递到第二主分配总线60的电力。与前述次分配总线类似，紧急次分配总线86将高直流电压转换为低直流电压并选择性地向紧急电负载88供给功率。附加的(非紧急的)高电压和低电压电负载70、72还可在紧急操作期间操作，并且可全部或部分地通过紧急主分配总线84由EPU 80提供动力。此外，取决于紧急的性质，附加的高直流电压在紧急操作期间可通过启动器-发电机46、APU 62或LLU 66的组合来供给。
本文公开的系统架构提供了用于飞行器的电力系统。在所述系统的一些实施例的实践中可认识到的一个优势是，与交流或低电压系统相比，系统在高直流电压主分配状态中操作，从而允许与更小电流关联的更细和更轻配线。常规的、集中的次总线以及附加的低电压传输线被排除。因此，该布置显著减少了系统的重量和空间需求这两个针对飞行器的重要考虑因素，并可简化发动机部件的冷却。
在所述系统和方法的一些实施例的实践中可认识到的另一优势是直流功率可从燃气涡轮发动机10的转轴26、28两者提取。燃气涡轮发动机10的操作效率也通过无缝地控制从高压和低压转轴26、28提取的功率而增加。除了从高压和低压转轴26、28提取的直流功率，来自APU 62和LLU 66的相应直流输出62、68可集成以提供无间断功率传递(NBPT)。
在所述系统和方法的一些实施例的实践中可认识到的另一优势是(多个)系统架构可提供一定程度的冗余直流发电，因为直流功率可从燃气涡轮发动机10的低压转轴28和高压转轴26提取。从转轴26、28两者提取功率提供了用于直流功率的增加冗余，使得在转轴26、28之一或任一电气系统42、44中的发电机发生故障时，直流功率仍然可从剩下的操作转轴26、28和发电机提取。
在所述系统和方法的一些实施例的实践中可认识到的再一优势是通过在高压和低压转轴26、28之间共享直流负载而避免通常在飞行器下降模式期间遭遇的发动机熄火难题。能够从低压转轴和高压转轴提取功率允许飞行器在下降期间以较低的每分钟转速运行，而没有熄火的风险，从而维持飞行器的燃料效率。
在所述系统和方法的一些实施例的实践中可认识到的又一优势是交流和直流功率两者都可从燃气涡轮发动机10提取。本文所述发明的一个实施例特别提供了给出通向两种类型功率的机舱的系统架构，使得机舱可选择任一类型的功率以用于飞行器上的特别应用。
本书面描述使用包括最佳模式的示例来公开本发明，并还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无显著区别的等同结构元件，那么这样的其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (16)

1.一种用于飞行器的电力系统，具有电负载以及至少一个带有高压转轴和低压转轴的喷气发动机，所述电力系统包括：
第一电机，由所述高压转轴驱动并输出第一高直流电压；
第二电机，由所述低压转轴驱动并输出第二高直流电压；
向电负载中的至少一些供给所述第一高直流电压的第一分配总线；
向电负载中的至少一些供给所述第二高直流电压的第二分配总线；以及
选择性地联接至所述第一和第二分配总线中的至少一个的负载调整单元，所述负载调整单元选择性地供给直流功率以及选择性地储存过量直流功率；
其中，所述第一分配总线和所述第二分配总线选择性地并联联接。
2.根据权利要求1所述的电力系统，其特征在于，所述第一高直流电压和所述第二高直流电压是相同的电压。
3.根据权利要求2所述的电力系统，其特征在于，所述相同的电压是+/-270Vdc。
4.根据权利要求1所述的电力系统，其特征在于，所述负载调整单元选择性地联接至所述第二分配总线。
5.根据权利要求1所述的电力系统，其特征在于，进一步包括选择性地联接至所述第一和第二分配总线中的至少一个的辅助动力单元。
6.根据权利要求5所述的电力系统，其特征在于，所述辅助动力单元选择性地联接至所述第一和第二分配总线两者。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的电力系统，其特征在于，进一步包括选择性地联接至所述第一和第二分配总线中的至少一个的紧急动力单元。
8.根据权利要求7所述的电力系统，其特征在于，进一步包括选择性地联接至所述第二分配总线的紧急动力单元。
9.根据权利要求1至6中任一项所述的电力系统，其特征在于，所述第一和第二电机以及所述第一和第二分配总线限定发动机动力系统，其提供用于所述至少一个喷气发动机中的每一个。
10.根据权利要求9所述的电力系统，其特征在于，每个发动机动力系统的所述第二分配总线是选择性地联接的。
11.根据权利要求10所述的电力系统，其特征在于，每个发动机动力系统的所述第一分配总线是选择性地联接的。
12.根据权利要求1-6中任一项所述的电力系统，其特征在于，进一步包括选择性地可电连接至所述第一分配总线和驱动环境控制系统/座舱空气压缩机的发动机启动器控制器。
13.根据权利要求1-6中任一项所述的电力系统，其特征在于，所述第一电机包括输出所述第一高直流电压的启动器/发电机，并且所述第二电机包括输出所述第二高直流电压的发电机。
14.根据权利要求13所述的电力系统，其特征在于，输出所述第一高直流电压的所述启动器/发电机和输出所述第二高直流电压的所述发电机中的至少一个包括电联接至整流器的多相绕组。
15.根据权利要求13所述的电力系统，其特征在于，进一步包括将所述低压转轴联接至所述发电机的速度范围减小单元。
16.根据权利要求1所述的电力系统，其特征在于，进一步包括：
负载调整单元，选择性地联接至所述第二分配总线；
辅助动力单元，选择性地联接在所述第一和第二分配总线之间；
紧急动力单元，选择性地联接至所述第二分配总线；以及
发动机启动器控制器，选择性地可电连接在所述第一分配总线和驱动环境控制系统/座舱空气压缩机之间。
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