CN105765816A - 用于飞行器的配电系统 - Google Patents

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CN105765816A CN201380080043.9A CN201380080043A CN105765816A CN 105765816 A CN105765816 A CN 105765816A CN 201380080043 A CN201380080043 A CN 201380080043A CN 105765816 A CN105765816 A CN 105765816A
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Abstract

一种飞行器配电系统（22）包括：至少一个DC电源；第一DC配电母线（34）和第二DC配电母线（36）；联系母线（33），耦合至少一个DC电源、第一DC配电母线和第二DC配电母线，其中所述第一或第二DC配电母线通过固态功率控制器（SSPC）（46，48，62，64，66）与联系母线有选择地耦合和解耦合。

Description

用于飞行器的配电系统
背景技术
电力系统、特别是飞行器中的电力系统管理从电源、例如发电机到电力负载的电力供应。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于推进飞行器，并且通常提供机械动力，其最终向诸如发电机、起动器/发电机、永磁体交流发电机(PMA)、燃料泵和液压泵之类的多个不同配件、例如用于飞行器上除了推进之外所需功能的设备供电。例如，当代飞行器需要用于航空电子器件、电动机和其他电气设备的电力。与燃气涡轮发动机耦合的发电机将发动机的机械动力转换为电能，其通过配电系统的电耦合结点在整个飞行器来分配。配电系统可能在耦合结点的任一个出故障，这可中断电力分配以及依靠那个电力的任何设备。
发明内容
在一个方面，飞行器配电系统包括：至少一个DC电源；第一DC配电母线和第二DC配电母线；联系母线，耦合至少一个DC电源、第一DC配电母线和第二DC配电母线；第一固态功率控制器，直列位于第一DC配电母线与至少一个DC电源之间的联系母线上；以及第二固态功率控制器，直列位于第二DC配电母线与至少一个DC电源之间。第一和第二固态功率控制器的每个包括按照背对背配置的两个功率开关，各功率开关包括跨肖特基二极管所连接的场效应晶体管(FET)。第一或第二固态功率控制器有选择地将相应第一或第二DC配电母线与联系母线耦合和解耦合。
在另一方面，一种控制具有至少一个电源(其经由固态功率控制器与至少一个DC配电母线耦合)的飞行器配电系统的方法，该方法包括确定何时至少一个DC配电母线应当与联系母线隔离，并且基于关于至少一个DC配电母线应当隔离的确定来控制固态功率控制器，以便有选择地解耦合至少一个DC配电母线与至少一个DC电源之间的耦合，并且有选择地将第一DC配电母线与至少一个DC电源重新耦合。将第一DC配电母线与至少一个DC电源重新耦合的时间小于与至少一个DC配电母线耦合的电力负载进入电力中断复位模式所花费的时间。
附图说明
附图包括：
图1是按照本发明的一个实施例的飞行器和配电系统的示意俯视图。
图2是按照本发明的一个实施例的配电系统的示意图。
具体实施方式
本发明的所述实施例针对一种用于飞行器的配电系统，其实现从涡轮发动机、优选地为燃气涡轮发动机到飞行器的电力负载的电力的产生和分配。
如图1所示，飞行器10示为具有至少一个燃气涡轮发动机，示为左发动机系统12和右发动机系统14。备选地，电力系统可具有更少或附加发动机系统。左和右发动机系统12、14可基本上相同，并且示为还包括至少一个电机、例如发电机18。飞行器示为还包括多个电力消耗组件或电力负载20，例如致动器负载、飞行关键负载和非飞行关键负载。电力负载20的每个与发电机18的至少一个电耦合。
在飞行器10中，操作左和右发动机系统12、14提供机械能，其可经由线轴（spool）来提取，以便为发电机18提供驱动力。发电机18又向电力负载20提供所生成的电力以供负载操作。设想用于向电力负载20提供电力的附加电源，例如紧急电源、冲压空气涡轮机系统、起动器/发电机或电池。将会理解，虽然本发明的一个实施例在飞行器环境中示出，但是本发明并不受此限，而是一般应用于非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中的电力系统。
图2示出用于具有多个发动机系统、示为包括通过电耦合23所连接的左发动机系统12和右发动机系统14的飞行器的配电系统22的示意框图。配电系统22示为还包括：系统控制器24；一个或多个非发动机电源，示为具有辅助电力接触器(APC)28的辅助电力单元(APU)26和具有外部电力接触器(EPC)32的外部地电源30；以及联系母线33，并联地电连接左发动机系统12、右发动机系统14、APU26和外部地电源30。APC28和EPC32的每个配置成有选择地将相应APU26和外部地电源30耦合到联系母线33。作为对APU26和/或外部地电源30的一个或多个的补充或替代，还可设想附加电源。例如，紧急电池系统、正常操作电池或电池组系统、燃料电池系统和/或冲压空气涡轮机系统可包含在配电系统22中，其中各可与联系母线33按照并联配置耦合。
左发动机系统12示为包括第一DC配电母线34、第二DC配电母线36、第一集成转换控制器(ICC)38、第二ICC40、能够生成AC电力的第一发电机42以及能够生成AC电力的第二发电机44。第一DC配电母线34经由电耦合与至少一个电力负载20、联系母线33、第二DC配电母线36和第一ICC38(其还与第一发电机42电耦合)连接。第二DC配电母线34经由电耦合与至少一个电力负载20和第二ICC40(其还与第二发电机44电耦合)连接。如果差错在ICC38、40中发生，或者如果ICC38、40在操作预期之外进行操作，则每个ICC38、40还可提供故障指示。每个DC配电母线34、36可配置成提供例如28VDC或270VDC。
左发动机系统12还可包括：第一固态功率控制器(SSPC)46，直列定位在将第一DC配电母线34与联系母线33连接的电耦合上，使得第一SSPC46处于母线34与非发动机电源26、30之间；以及第二SSPC48，直列定位在将第一DC配电母线34与第二DC配电母线36连接的电耦合上。
左和右发动机系统12、14可基本上相同。因此，右发动机系统14示为包括第三DC配电母线50、第四DC配电母线52、第三集成转换控制器(ICC)54、第四ICC56、能够生成AC电力的第三发电机58以及能够生成AC电力的第四发电机60。第三DC配电母线50经由电耦合与至少一个电力负载20和第三ICC54(其还与第三发电机58电耦合)连接。第四DC配电母线52经由电耦合与至少一个电力负载20、联系母线33、第三DC配电母线50和第四ICC56(其还与第四发电机60电耦合)连接。如果差错在ICC54、56中发生，或者如果ICC54、56在操作预期之外进行操作，则每个ICC54、56还可提供故障指示。每个DC配电母线50、52可配置成提供例如28VDC或270VDC。
右发动机系统14还可包括：第三SSPC62，直列定位在将第四DC配电母线52与联系母线33连接的电耦合上，使得第三SSPC62处于母线34与非发动机电源26、30之间；以及第四SSPC64，直列定位在将第三DC配电母线50与第四DC配电母线52连接的电耦合上。配电系统22还包括第五SSPC66，其直列定位在将左发动机系统12的第二DC配电母线36与右发动机系统14的第三DC配电母线50连接的电耦合上。联系母线33、SSPC46、48、62、64和66以及DC配电母线34、36、50和52的组合配置定义环形母线配置74。
每个SSPC46、48、62、64、66包括按照背对背配置的两个功率开关68，其中各功率开关68还包括场效应晶体管(FET)70(示为开关)，其跨二极管、例如肖特基二极管72来连接。换言之，各功率开关68的FET70和肖特基二极管72并联配置。FET70还可包括金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)、例如碳化硅或氮化镓MOSFET，以便允许高功率和高速开关操作。另外，设想每个SSPC46、48、62、64、66可配置有功率感测能力，以便在SSPC46、48、62、64、66中或者任一侧上发生故障时提供故障指示。
如所示，背对背配置通过功率开关68的布置来定义，使得各开关68的肖特基二极管72正向偏置远离相对开关68。功率开关68的背对背配置为每个SSPC46、48、62、64、66提供选择性激励或导通模式和选择性去激励或非导通模式。在激励模式期间，各功率开关68的FET70控制成使得SSPC46、48、62、64、66允许两个DC配电母线、例如第一和第二DC配电母线34、36之间的电耦合。在去激励模式期间，各功率开关68的FET70控制成使得SSPC46、48、62、64、66阻止两个DC配电母线之间的电耦合。另外，第一SSPC46和第三SSPC62之间的位置允许这些SSPC46、62在其相应激励和非导通模式期间有选择地将其相应第一和第四DC配电母线34、52与联系母线33并且因此与非发动机电源26、30耦合和解耦合。
配电系统22的系统控制器24与SSPC46、48、62、64和66的每个、每个ICC38、40、54和56、APC28以及EPC32电耦合，使得控制器24可与上述组件的每个进行双向通信并且能够控制上述组件的每个。系统控制器24例如根据需要可单独控制上述组件的每个或者成组地控制多个组件。
虽然示出左发动机系统12和右发动机系统14，但是设想具有飞行器的更多发动机系统的备选实施例。各发动机系统可与所示发动机系统基本上相同，并且可按照基本上相似的方式进行操作。另外，虽然描述发电机42、44、58、60，但是设想一个或多个发电机42、44、58、60备选地可由起动器/发电机替代，以用于提供左或右发动机系统12、14启动功能性。另外，设想备选实施例，其中各发动机系统12、14可具有更多或更少发电机、ICC和DC配电母线，只要SSPC与DC配电母线之间的每个电耦合直列定位以及与DC配电母线和非发动机电源之间的每个电耦合直列定位。
在配电系统22的操作期间，左和右发动机系统12、14的运行燃气涡轮发动机提供由相应第一和第二发电机42、44以及第三和第四发电机54、56的每个所使用的机械动力，以生成AC电力输出。将各发电机的AC电力输出提供给相应ICC38、40、54、56，其各由系统控制器24来控制，以便充当AC-DC整流器，将可控DC电力输出、例如270VDC提供给各相应DC配电母线34、36、50、52，其用来向电力负载20供电。
由于环形母线配置74，DC配电母线34、36、50、52还可经过每个DC配电母线34、36、50、52之间的多个选择性电耦合通路相互供应电力或接收电力。DC配电母线34、36、50、52之间的多个电耦合通路的每个可通过系统控制器24在正常母线开关操作期间经由控制信号有选择地对各单独或多个SSPC46、48、62、64、66进行激励或者去激励来控制。例如，第一DC配电母线34可经由通过系统控制器24的选择性耦合或解耦合所控制的至少两个电耦合通路向第二DC配电母线36供应DC电力：直接经过第二SSPC48；以及经由第一SSPC46、联系母线33、第三SSPC62、第四DC配电母线52、第四SSPC64、第三DC配电母线50、第五SSPC66到第二DC配电母线36围绕环形母线配置74。
在这个意义上，系统控制器24可以能够控制配电系统22，以便重定向配电。例如，系统控制器24可通过控制器24与能够指示故障的上述组件之间的双向通信来确定故障是否在至少一个DC配电母线34、36、50和52、SSPC46、48、62、64和66、ICC38、40、54和56或发电机42、44、58和60中发生。故障的这种确定还可区分可清除故障和永久故障、例如电耦合中的短接。如果确定故障已经发生，则系统控制器24可定义具体出故障组件或连接。
在系统控制器24确定故障发生之后，可有选择地将出故障组件或连接与配电系统22解耦合或隔离，以及在可能的情况下经过除了出故障组件之外的另一个电耦合重新路由或重新耦合配电通路。
例如，如果电气故障发生，则可经由来自第一SSPC46、第二SSPC48、第五SSPC66、第一ICC38或第二ICC40的一个或多个的故障指示符来警告系统控制器24关于出故障条件。系统控制器24然后可使用故障指示符来确定或检查故障是否发生以及必要时确定或检查故障发生的位置。例如，系统控制器24可基于所接收的故障指示符来确定和定义故障在第二SSPC48发生。
控制器24还可基于所接收的故障指示符来确定故障是永久故障还是可清除故障。如果所接收的故障指示符指示第二SSPC48的永久故障，则系统控制器24可有选择地控制SSPC46、48、62、64、66，以便将第二SSPC48与第一和第二DC配电母线34、36解耦合，并且耦合第一、第三、第四和第五SSPC46、62、64、66，以便提供母线34、36之间的备选配电通路。在这个示例中，配电系统22可在比电力负载20检测潜在电力中断的时间要少的时间有选择地解耦合(经由第二SSPC48)和重新耦合(经由SSPC46、62、64、66)第一和第二DC配电母线34、36，并且因而防止电力负载20进入电力中断复位模式。经由另一个电通路共同解耦合和重新耦合第一和第二DC配电母线34、36所花费的时间的一个非限制性示例可小于50毫秒。
在配电系统22的备选操作(其中系统控制器24所接收的故障指示符指示例如第二SSPC48的可清除故障)中，系统控制器24可有选择地控制第二SSPC48，以便解耦合第一和第二DC配电母线34、36，并且然后有选择地控制第二SSPC48，以便重新耦合母线34、36，使得解耦合和重新耦合复位或清除故障指示。再次设想第一和第二DC配电母线34、36经由第二SSPC48的解耦合和重新耦合在比电力负载20检测潜在电力中断的时间要少的时间发生，并且因而防止电力负载进入电力中断复位模式。共同解耦合和重新耦合第一和第二DC配电母线34、36所花费的时间的一个非限制性示例可小于50毫秒。
另外，在配电系统22的操作期间，非发动机电源26、30可经由联系母线33和第一SSPC46和/或第三SSPC62向一个或多个DC配电母线34、36、50、52提供主要或补充电力。例如，系统控制器24可控制APC28，以将APU26与母线33电耦合，以便在高功率要求的瞬间期间向配电系统22供应补充电力。在另一种情况下，系统控制器24可控制EPC32，以将外部地电源30电耦合到联系母线33，以便向联系母线33以及随后向起动器/发电机供应启动电力，以便为左或右发动机系统12、14提供启动功能性。
在这个意义上，系统控制器24还可以能够在故障发生的情况下控制与非发动机电源26、30所耦合的配电系统22。与上述示例相似，如果第一或第四DC配电母线34、52因故障而出故障，则系统控制器24可通过控制对应第一和第二SSPC46、48或第三和第四SSPC62、64将母线34、52与配电系统22可控地解耦合，以便将出故障母线34、52与配电系统22隔离，同时仍然允许非发动机电源26、30向其余无故障母线供应电力。类似地，在第三DC配电母线50发生永久或者可清除故障而非发动机电源26、30正供应电力的示例中，系统控制器24可通过控制第四和第五SSPC64、66以便将母线33与配电系统22解耦合，来隔离母线50。
又与上述方法相似，设想配电系统22可确定DC配电母线是否因故障而应当与联系母线33或系统22隔离，然后基于这个确定来控制SSPC46、48、62、64、66，以便在比电力负载20检测潜在电力中断的时间要少的时间有选择地将出故障DC配电母线与联系母线33或系统22解耦合，并且因而防止电力负载20进入电力中断复位模式。又与上述方法相似，如果配电系统22确定可清除DC配电母线故障，则系统控制器24可在比电力负载20检测潜在电力中断的时间要少的时间有选择地将出故障DC配电母线与联系母线33或系统22解耦合并且然后重新耦合，使得解耦合/重新耦合清除故障，并且因而防止电力负载20进入电力中断复位模式。
本文所公开的实施例提供配电系统。在上述实施例中可实现的一个优点在于，上述实施例因位于母线共享设备中的固态功率控制器的降低重量和体积要求而具有优于常规类型配电系统的优良重量和尺寸优点。在上述实施例中可实现的另一个优点在于，多个可选择配电通路提供具有对一个或多个电气故障的改进免疫性的健壮配电系统，从而降低部分或完全飞行器电气故障的可能性。上述实施例的又一个优点在于，通过固态FET来耦合和解耦合DC配电母线的操作因没有机械组件而提供增加的可靠性，并且因而降低配电系统中的机械故障的可能性。上述实施例的又一个优点在于，实施例提供一种具有高速开关的配电系统，其在比电力负载进入电力中断复位模式所花费的时间要少的时间提供故障的检测以及所述故障的备选路由或清除，这提供不间断电力负载操作，而不管电气故障。
当设计飞行器组件时，要解决的重要因素是尺寸、重量和可靠性。上述配电系统具有减少数量的部件，因为系统将能够提供调节配电，从而使整个系统固有地更为可靠。这产生更低重量、更小尺寸、增加性能和增加可靠性的系统。更少数量的部件和降低的维护将引起较更低产品成本和更低操作成本。减小的重量和尺寸与飞行期间的竞争优点相互关连。
在尚未描述的方面，各个实施例的不同特征和结构可根据需要相互结合使用。一个特征可能没有在所有实施例中示出并不是要被理解为它可以不存在，而是为了描述的简洁而这样做。因此，不同实施例的各种特征可根据需要相混合和匹配，以形成新实施例，无论是否明确描述新实施例。由本公开涵盖本文所述特征的全部组合或置换。
本书面描述使用包括最佳模式的示例来公开本发明，并且还使本领域的技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何结合方法。本发明的专利范围由权利要求书来定义，并且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这类其他示例具有与权利要求书的文字语言完全相同的结构元件，或者如果它们包括具有与权利要求书的文字语言的非实质差异的等效结构元件，则它们意在落入权利要求书的范围之内。

Claims (14)

1.一种飞行器配电系统，包括：
至少一个DC电源；
第一DC配电母线和第二DC配电母线；
联系母线，耦合所述至少一个DC电源、第一DC配电母线和第二DC配电母线；
第一固态功率控制器，直列位于所述第一DC配电母线与所述至少一个DC电源之间的所述联系母线上；
第二固态功率控制器，直列位于所述第二DC配电母线与所述至少一个DC电源之间；以及
所述第一和第二固态功率控制器的每个包括按照背对背配置的两个功率开关，各功率开关包括跨肖特基二极管所连接的场效应晶体管(FET)；
其中所述第一或第二固态功率控制器有选择地将相应第一或第二DC配电母线与所述联系母线耦合和解耦合。
2.如权利要求1所述的飞行器配电系统，其中，所述至少一个DC电源包括辅助电力单元(APU)、外部DC电源或电池的至少一个。
3.如权利要求1所述的飞行器配电系统，其中，所述FET包括金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)。
4.如权利要求3所述的飞行器配电系统，其中，所述MOSFET包括碳化硅或氮化镓的至少一个。
5.如权利要求1所述的飞行器配电系统，其中，所述DC电源提供28VDC或270VDC的至少一个。
6.如权利要求1所述的飞行器配电系统，还包括与所述第一和第二DC配电母线的每个耦合的至少一个DC电力负载。
7.如权利要求1所述的飞行器配电系统，其中，所述固态功率控制器的每个是单独可操作的。
8.如权利要求1所述的飞行器配电系统，其中，所述FET和肖特基二极管并联配置。
9.如权利要求8所述的飞行器配电系统，其中，所述背对背配置还包括所述两个功率开关的布置，使得各肖特基二极管远离相对功率开关而正向偏置。
10.一种控制飞行器配电系统的方法，所述飞行器配电系统包括经由联系母线与至少一个DC配电母线耦合的至少一个DC电源和固态功率控制器，所述方法包括：
确定何时所述至少一个DC配电母线应当与所述联系母线隔离；以及
基于应当隔离所述至少一个DC配电母线的确定来控制所述固态功率控制器，以便有选择地解耦合所述至少一个DC配电母线与所述至少一个DC电源之间的所述耦合，并且有选择地将所述第一DC配电母线与所述至少一个DC电源重新耦合；
其中将所述第一DC配电母线与所述至少一个DC电源重新耦合的时间小于与所述至少一个DC配电母线耦合的电力负载进入电力中断复位模式所花费的时间。
11.如权利要求10所述的方法，其中，确定是否应当隔离所述至少一个DC配电母线还包括确定是否能够被清除的故障在至少一个DC电力母线上发生。
12.如权利要求11所述的方法，其中，所述控制所述固态功率控制器清除所述故障。
13.如权利要求10所述的方法，其中，所述控制所述固态功率控制器以便有选择地将所述第一DC配电母线与所述第二DC配电母线重新耦合在小于50毫秒之内发生。
14.如权利要求10所述的方法，其中，所述控制所述固态功率控制器还包括控制具有背对背配置功率开关的固态功率控制器，各功率开关具有跨肖特基二极管所连接的场效应晶体管(FET)，并且所述功率开关的每个在断开位置的定位将所述第一DC配电母线与所述第二DC配电母线解耦合。
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