CN105143044A - 用于在加速过程中切断到涡轮发动机的交流发电机的电力的装置 - Google Patents

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Abstract

本发明关于一种DC发电系统，用于由诸如涡轮喷气式发动机之类的涡轮发动机推进的飞行器，该DC发电机包括至少一个电能储存电容器(BAT？1、BAT？2)、至少一个由涡轮发动机的旋转传动轴机械驱动的发电机(G1、G2)以及介于电能储存电容器、发电机和飞行器设备之间为上述设备提供DC电流的电连接，还包括至少一个用于为所述设备供给DC电流的替换装置(SUP？1、SUP？2)以及能够切断到发电机的电力并同时启动替换装置的装置(CONT)，所述替换装置独立于涡轮发动机的旋转传动轴的任何机械驱动。该系统的特征在于，被用于触发电力切断并启动替换电流供给装置的电力切断装置(CONT)受涡轮发动机的控制参数或运行参数控制。替换电流供给装置优选地由一个或更多超级电容器形成。

Description

用于在加速过程中切断到涡轮发动机的交流发电机的电力的装置
技术领域
本发明涉及涡轮发动机领域，尤其涉及为飞行器的设备提供电力的系统，该系统被安装在飞行器上。
背景技术
从启动阶段开始，通常通过从保障飞行器推进的发动机中引出电力为飞行器的设备供给电力。所述电力由通常熟知为变频发电机(variablefrequencygenerator，VFG)或者综合驱动发电机(integrateddrivegenerator，IDG)的发电机来发生，发电机由附联在涡轮发动机的一个转子上的传动轴机械驱动。该电力的引出影响了发动机的热力学运行，并且期望对飞行器上电力的总体发生进行优化以优化涡轮发动机的设计。
在最近的飞机中的趋势是：一方面具有减小涡轮喷气式发动机的高压主体的大小以增大涵道比和推进效率而不会增加整体直径，并且另一方面电力需求增大。所述需求尤其来自于从气动供给到电力供给的各个功能(空气进气口、机翼或者机尾除冰，机舱空调等)。
这造成为供给给发电系统的机械功率相对于涡轮喷气式发动机的高压(high-pressure，HP)涡轮供给的总功率之比增大。然而，从HP传动轴引出以向发电机提供动力的机械功率的增大造成HP压缩机的浪涌余量需求。期望找到其他装置来供给飞行器所需的电力，尤其是在飞行器的速度改变过程中，在此期间，涡轮发动机的工作点最接近高压涡轮机的泵送线路。
发明内容
本发明的目的是通过提出对飞行器上的电能供给进行优化控制来克服这些缺陷。
在此方面，本发明涉及一种发电系统，用于为由涡轮发动机推进的飞行器的至少一件设备供给电流，该发电系统包括至少一个用于储存电能的电容器、至少一个设计为由所述涡轮发动机的旋转传动轴机械驱动的电流发电机以及电连接，所述电连接介于所述储存电容器、所述发电机和所述飞行器的所述设备之间以为所述设备供给电流，并且包括至少一个用于为所述设备供给直流电流的替换装置和能够减轻所述发电机的负载并同时激活所述替换装置的减载装置，所述替换装置独立于所述涡轮发动机的旋转传动轴的任何机械驱动，其特征在于，所述替换装置的所述减载装置受所述涡轮发动机的控制参数或运行参数控制。
更特别地，所述减载装置由增加所述涡轮发动机的速度的指令来激活。
减轻发电机的负载，即停止发电机供给电力，消除了发电机在正常运行中从涡轮发动机的旋转传动轴中引出机械功率，并且使得具有压缩机的优化浪涌余量的涡轮发动机的速度增加。供电因此通过用于供给电流的替换装置得到保障，替换装置在该减载时段内接手为飞机设备(或发动机设备)供电。
优选地，在所述涡轮发动机的转速增加时，所述减载设备启动所述减载和替换启动，所述转速增加大于预定值。基于在速度加速过程中的浪涌余量需求来选择所述值，在超过该值的情况下减载装置有效。
有利地，所述加速是在怠速和节流阀全开之间进行的加速。
在一个特定实施例中，所述替换装置是经由开关被连接到用于配送连续电流的总线上的电能储存装置。
有利地，储存装置由至少一个超级电容器形成。该类型的装置的优点是在很短的放电时间内提供很高的电流密度。
优选地，所述减载装置被用于使得所述发电机根据需要运行在其标称功能以上，从而确保所述储存装置被再充电。
更优地，一旦用于供给直流电流的所述替换装置被停止，所述发电机就在等于其标称值的120％的速度下运行。并且更优地，所述发电机在等于其标称值的150％的速度下运行小于30秒的时段。
本发明因此推荐使用变频发电机或综合驱动发电机的允许过量余量，以便在飞行中为超级电容器或等效装置再充电。
本发明还涉及一种涡轮发动机，配备有如上所述的发电系统。
在该涡轮发动机的一个特定实施例中，所述替换装置的电容器和所述发电机的过量运行被设计为确保由所述替换装置进行的电流供给的两个连续循环以及由所述发电机进行的再充电，所述两个循环对应于从怠速到节流阀全开的加速，随后是从节流阀全开到怠速的减速，加速比率和减速比率等于调节可以允许的最大比率。
附图说明
通过阅读以下仅以说明而非限定性示例给出的本发明的实施例的详细解释说明并参照附图，将更好地理解本发明，本发明的其他细节、特征和优点将变得更清楚。
图1为根据现有技术的飞行器的电路的示意图；
图2为根据本发明的一个实施例的飞行器的电路的示意图；
图3示出了图2的电路的控制图；以及
图4示出了在速度改变过程中各件设备的电力供给的改变。
具体实施方式
图1示出了诸如双发动机喷气式飞行器之类的飞行器的传统电路。每个发动机对分别标记为G1和G2的变频发电机进行驱动，变频发电机提供的交变电流随后借助于AC(AlternatingCurrent，交变电流)总线BusAC1(总线AC1)和BusAC2(总线AC2)被配送到整个飞机。这两根总线为连接有飞机的各件设备的单根AC总线BusAC(总线AC)供电，所述设备是AC电力的消耗者。
而且，飞机具有两个电池组BAT1(电池组1)和BAT2(电池组2)，这两个电池组BAT1和BAT2为在此称为BusDC(总线DC)的电总线供给DC(DirectCurrent，直流)电流，该电总线连接有飞机的各件设备，所述设备转而为DC电能的消耗者。另外，DC-AC换流器StatInv使得电池组BAT1、BAT2能够为BusAC供给交变电流。
为了为这些电池组再充电，发电机G1和G2为转换器DCConv1和DCConv2馈送直流电流，转换器DCConv1和DCConv2为称为BusDC1(总线DC1)和BusDC2(总线DC2)的DC总线输送直流电流。这两根总线DC1和DC2则被连接到在此被标记为BatteryBus(电池组总线)的单根总线上，该单根总线将所接收的能量传送到两个电池组以保证为电池组充电。
图2示出了相同的电路，该电路中增加了元件以得到本发明。增加了两个额外的能量来源，这两个能量来源中的每一个被连接到发动机之一上并且采用超级电容器或者大容量电池(heavy-dutybattery)SUP1和SUP2的形式来制造。使用超级电容器的一个优点在于其长服务寿命：超级电容器能够承受与在飞行器上使用相对应的极大量的使用循环。所述超级电容器分别经由被称为瞬变开关的开关B1和B2被连接到相应发动机的DC总线BusDC1或BusDC2上。在临时需要增加电力的情况下闭合这些开关使得储存在超级电容器中的能量被首先释放到DC总线DC1和DC2中，并随后释放到电池组总线中，其中所述电力对电池组BAT1和BAT2进行补充，从而经由BusDC为使用直流电流的设备提供能量。
当对于额外电力的需求结束时，通过引出存在于DC总线DC1和DC2处的电流来为超级电容器再充电，从而为特定再充电总线供电，该特定充电总线被标记为TransientBus(瞬变总线)并且连接有超级电容器SUP1和SUP2。为此，被称为再充电开关的分别两个开关A1和A2被分别置于DC总线DC1和DC2与瞬变总线之间以使得能够进行再充电。
图3示出了根据本发明的电控制系统，该电控制系统被用于包括在供给电流过程中的各件设备。此图仅示出了与一个涡轮喷气式发动机相关联的设备，其他相同的设备与飞行器发动机中的每一个自然相关联。
通常示出的涡轮喷气式发动机包括控制计算机ECU(electroniccontrolunit)，控制计算机ECU对用于调节涡轮喷气式发动机的转速的控制燃料计量装置FMU(fuelmeteringunit)的位置进行控制。该涡轮喷气式发动机的旋转传动轴机械驱动附属齿轮箱AGB(accessorygearbox)，附属齿轮箱除其他之外包含变频发电机G1。
飞行器常规地包含供电控制器CONT，供电控制器CONT负责启动或停用用于为消耗电能的各件设备供给交变电流或直流电流的各件设备。该供电控制器首先被连接到发动机计算机ECU上，发动机计算机ECU能够向所述控制器发送请求(图中标记为“放电”)以触发减载，并且控制器能够为发动机计算机ECU提供接收确认(图中标记为“确认”)以及可能的对于已经正确执行减载的确认。所述控制器之后被连接到开关类型为B1的瞬变开关上，从而既使能或终止由超级电容器SUP1和A1进行的电力供给，由使能或终止由超级电容器为总线DC充电。控制器最后被链接到该发电机G1的驱动器GCU上，以使得在关机之后借助于所发送的供能电流来重新启动所述发电机。
如图2中所示的电流，不论是由超级电容器SUP1还是由发电机G1经由转换器发生的，被供给到DC总线DC1，从而被飞行器设备并可能被发动机设备捕获到，这取决于飞行器设备和发动机设备的需求。
图4示出了在涡轮喷气式发动机的速度连续改变过程中，本发明的各件设备的电能供给的变化。第一条曲线示出了节流阀控制杆的位置(不论所述杆由自动节流阀还是由飞行员控制)随时间的变化以及所导致的发动机速度的变化。曲线对应于从怠速到节流阀全开的一系列四次快速加速，快速加速之后是快速减速，前两次加减速彼此紧接着进行。前两个循环之后是由加速、恒速和减速形成的循环，之后是紧跟着减速的加速循环。
第二条曲线对应于在上述不同循环期间从变频发电机G1中引出的功率。该功率在涡轮喷气式发动机的速度的加速阶段被设定为零，并且随后在后续的减速过程中达到所述涡轮发动机在正常使用过程中的最大值的150％。该类型的使用事实上是可能的，这是因为发电机被设计为能够以其标称功率的接近1.5倍比率来运行接近5分钟。本发明因而得到的优点是在小于大约30秒且优选地小于20秒的时段内能够使得发电机供给其标称功率的至少120％且优选地高达150％。在此时段内，因而具有50％的过剩功率可用于为超级电容器再充电。在使用超过标称功率的该时段之后，只要涡轮喷气式发动机不需要新的快速加速，则超级电容器一被再充电，引出的功率就回到其标称功率的100％。
第三条曲线示出了在这些阶段中超级电容器供给的功率。除了所述超级电容器供给的功率等于变频发电机的标称值的100％的快速加速之外，该功率总是同样为零，所述超级电容器负责对变频发电机进行补偿。
最后，第四条曲线描绘了超级电容器中的可用能量随时间的变化，其中考虑到了所述超级电容器在加速阶段被放电并且使用加速之后从发电机中引出额外功率被再充电。该曲线还以虚线形式示出了最小电荷值，当停止从发电机VFG中引出功率时，在不适用没有充足电力供给的设备的情况下，高于该最小电荷值能够启动加速。该图示出的系统设计中，在快速减速之后仅有可能启动两次连续完整的加速。
根据本发明的用于控制消耗直流电流的飞行器设备的电力供给的系统的运行将在以下进行说明。
快速减速之后的快速加速以下列方式进行：
因为飞行器必须保持对电网控制的总控，发动机系统自身无法影响发电系统。因此假定所述计算机向控制电网的计算机CONT发送相关请求。一旦自动节流阀或飞行员接收到加速请求，发动机计算器ECU借助于发动机的功率控制来确定发动机必须加速，并且发动机计算器ECU向飞机控制器发送请求以对由发动机机械驱动的发电机进行放电。由发电机从涡轮发动机中引出的功率则为零，并且这使得发动机的工作点在HP压缩机图中向下移动，这有益于满足HP压缩机的浪涌余量需求。
本发明提供了在瞬变时段内仅向DC网络供电。飞机的控制计算机随后切断用于为发电机G1和G2供给能量的电流，并且改为通过致动瞬变开关B1和B2来切换为在超级电容器SUP1和SUP2处进行DC发电。该超级电容器对供给到总线DC1和DC2并最终到达设备的电流进行补充，该设备不再借助于转换器CONV1和CONV2由发电机G1和G2供电。
一旦加速结束，发动机计算机ECU向飞机控制器CONT发送一条信息，飞机控制器CONT随后通过重新启动供能电流来重启发电机G1和G2。因此，这是正常的配置，只是具有部分放电的超级电容器。
为了对此进行补救，一旦发电机重启，飞机控制器CONT指示所述发电机将自身配置为供给等于其标称值150％的能量总量，并且闭合再充电开关A1和A2。因此生成50％的过剩功率，该过剩功率并未被消耗直流电流的各件设备吸收，而是进入瞬变总线并为超级电容器再充电。在相对较短的时间之后，超级电容器被再重满以允许进行一系列的两次连续加速，并且飞机控制器能够停止请求异常供电并且使发电机G1和G2返回到其标称值的100％。
因此，本发明的原理包括，在被称为短时“瞬变”(transients)的发动机运行的瞬变阶段，进行替代。瞬变使用阶段是发动机的运行速度发生改变的阶段。这些瞬变阶段尤其要求涡轮喷气式发动机供给DC电力，该DC电力常规上由变频发电机或其他发电机使用专用于或并不专用于储存电能的系统来保障。
本发明需要对瞬变发动机阶段的起始进行可靠检测，从而预测引出功率的减载。该检测由ECU使用发动机速度设定点(例如，对于发动机的高压/抵押主体的发动机设定点)的改变来实现，该发动机速度设定点的改变能够来自于控制杆、自动节流阀或者来自ECU的自动速度改变设定点。尤其是，检测足够快速以使得在发动机加速之前对从发动机中引出功率进行减载。
通过作用于瞬变开关B1和B2，形成减载装置的飞机控制器CONT在瞬变阶段命令发电机G1和G2减载，并且这减轻了涡轮发动机在该时段内的运行，这是因为停止从传动轴中引出机械功率。在瞬变时段内，DC总线因此由专用电池组或者超级电容器SUP1和SUP2供电。
从喷气式发动机中引出的机械功率的减载使得涡轮发动机的设计限制的数量能够减少，尤其是在加速过程中压缩机的浪涌余量需求的涉及限制。通过使得优化压缩机的设计成为可能，压缩输出因此能够得到改进，HP主体的尺寸能够被减小(如果从HP传动轴中引出功率)并且燃料消耗能够被降低。附带地，该改变还可以使得涡轮喷气式发动机的重量能够被少量减小。只要安装额外的电能储存系统所造成的额外重量足够低，飞机在飞行过程中的净燃料消耗收益因此就是有利的。
除了来自发电机的电力之外，被供给到飞行器设备或发动机设备的电力优选地由超级电容器供给，在当前技术下，超级电容器是最佳候选，因为其可用电能密度、大约10秒的放电周期以及与涡轮喷气式发动机的瞬变运行周期兼容。
此外，因为提议是在瞬变周期内仅为DC网络供电，应当注意的是常规上置于交变网络上的负载(例如，热板、烤箱、除冰装置或冰箱)具有很高的惰性，这意味着这些负载的时间常数与所考虑的最大瞬变时间相比大得多。因此，在存在问题的瞬变阶段切断这些负载的电力供给不会有任何特定问题。
超级电容器中储存的能量总量是有限的。因此应当提供再充电装置。为此，在涡轮喷气式发动机的减速过程中为电能储存系统再充电，该减速过程在涡轮喷气式发动机的速度增大或稳定运行之后。因此调用正常的发电系统来进行该运行。当总线DC上存在可用能量时，再充电开关A1和A2被闭合以为超级电容器再充电。有鉴于此，在飞机的形成减载装置CONT的电控制器上实施用于控制优先级的策略，以免为超级电容器供电以致危害到在此时具有更高优先级的负载。
最后，从涡轮喷气式发动机的旋转传动轴引出的机械功率的减载可以使得在怠速下减小推力水平。这随之允许降低飞机的燃料消耗，这首先是因为涡轮喷气式发动机在渐近阶段旋转更慢而消耗更小，其次是因为在考虑到该新的推力水平的情况下能够对运行情况进行优化。
本发明是基于在从怠速到节流阀全开的加速过程中触发发电机减载并启动超级电容器来进行说明的。本发明还仅在从大于或等于怠速的速度向小于或等于节流阀全开的速度加速过程中得到实现。本发明还被实现用于并非响应于操纵杆的突然移动实现的加速，即响应于具有得到ECU控制器和转子的本质特征所允许的速度的最大加速和减速比率的移动，而是响应于仅大于预定比率的加速的移动。
在需要暂时过度消耗的情况下，对于短期内飞机电系统的发电机上的能量需求大于标称需求即大约6秒的与加速阶段相同的幅度，根据本发明的装置有利地使得从发动机中引出的机械功率通过倾向从超级电容器中引出而受限。在此情况下，如图3中所示，放电请求通过来自飞机系统的控制的请求而得到满足。其他的飞机系统能够控制电力供给并因此对电力供给进行使用。供电控制器因此能够从除发动机之外的系统接收指令以启动放电。
例如，在与飞机致动器的使用(诸如，放下起落架或者打开襟翼或反推装置)相关联的暂时过度消耗的情况下，装置有利地防止从发动机中引出的功率增加。

Claims (11)

1.一种发电系统，用于为由涡轮发动机推进的飞行器的至少一件设备供给电流，该发电系统包括至少一个用于储存电能的电容器(BAT1、BAT2)、至少一个设计为由所述涡轮发动机的旋转传动轴机械驱动的电流发电机(G1、G2)以及电连接，所述电连接介于所述用于存储电能的电容器、所述发电机和所述飞行器的设备之间以为所述设备供给电流，并且包括至少一个用于为所述设备供给电流的替换装置(SUP1、SUP2)和能够减轻所述发电机的负载并同时激活所述替换装置的减载装置(CONT)，所述替换装置独立于所述涡轮发动机的旋转传动轴的任何机械驱动，其特征在于，用于激活所述减载并启动用于供给电流的所述替换装置的所述减载装置(CONT)受所述涡轮发动机的控制参数或运行参数控制。
2.根据权利要求1所述的发电系统，其中，所述减载装置由增加所述涡轮发动机的速度的指令来激活。
3.根据权利要求2所述的发电系统，其中，在所述涡轮发动机的转速增加时，所述减载设备激活所述减载和替换启动，所述转速增加大于预定值。
4.根据权利要求2所述的发电系统，其中，所述指令是介于怠速和节流阀全开之间的速度增加指令。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的发电系统，其中，所述替换装置是经由开关(B1、B2)被连接到用于配送连续电流的总线上的电能储存装置。
6.根据权利要求5所述的发电系统，其中，所述储存装置由至少一个超级电容器(SUP1、SUP2)形成。
7.根据权利要求5或6所述的发电系统，其中，所述减载装置(CONT)被用于使得所述发电机根据需要运行在其标称功能以上，从而确保所述储存装置被再充电。
8.根据权利要求7所述的发电系统，其中，一旦用于供给直流电流的所述替换装置被停止，所述发电机就在等于其标称值的120％的速度下运行。
9.根据权利要求8所述的发电系统，其中，所述发电机在等于其标称值的150％的速度下运行小于30秒的时段。
10.一种涡轮发动机，配备有根据前述权利要求中任一项所述的发电系统。
11.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其中，所述替换装置的电容器和所述发电机的过量运行被设计为确保由所述替换装置进行的电流供给的两个连续循环以及由所述发电机进行的再充电，所述两个循环对应于从怠速到节流阀全开的加速，随后是从节流阀全开到怠速的减速，加速比率和减速比率等于调节可以允许的最大比率。
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