CN107922055B - 在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和方法 - Google Patents

在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107922055B
CN107922055B CN201680051295.2A CN201680051295A CN107922055B CN 107922055 B CN107922055 B CN 107922055B CN 201680051295 A CN201680051295 A CN 201680051295A CN 107922055 B CN107922055 B CN 107922055B
Authority
CN
China
Prior art keywords
power
demand
electrical loads
electrical
electrically
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.)
Active
Application number
CN201680051295.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107922055A (zh
Inventor
谷斯塔夫·恩丰吉姆
弗莱德·伊利埃斯库
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.)
Bombardier Inc
Original Assignee
Bombardier Inc
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 Bombardier Inc filed Critical Bombardier Inc
Publication of CN107922055A publication Critical patent/CN107922055A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107922055B publication Critical patent/CN107922055B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the type of power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D41/007—Ram air turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B20/00—Safety arrangements for fluid actuator systems; Applications of safety devices in fluid actuator systems; Emergency measures for fluid actuator systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/34—Application in turbines in ram-air turbines ("RATS")
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

公开了用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器的功率源分配给多个电负载的方法和装置。一种示例性方法包含：将电功率从航空器的功率源分配给多个电负载；接收指示所述多个电负载中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及基于多个电负载中的一个或多个对电功率的需求调整给多个电负载的功率分配。还对功率分配进行调整以使多个电负载的总功率消耗维持在或低于阈值。

Description

在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和 方法
相关申请的交叉引用
本申请要求2015年9月11日提交的62/217,328号美国临时专利申请的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本公开大体上涉及航空器上的电功率分配，更具体地涉及在可用功率有限的条件下将电功率从功率源诸如航空器的风动发电机分配给航空器的多个电动液压泵和/或其他电负载。
背景技术
在航空器上主电功率源变得不可用的紧急条件下，通常用紧急功率源诸如风动发电机(ADG)来为被认为对于航空器继续飞行和安全着陆必不可少的一些飞机系统提供功率。ADG通常由冲压空气涡轮驱动。在正常条件下，冲压空气涡轮被收纳到航空器的机身或机翼，并在主电功率源损失的情况下自动或手动调用。冲压空气涡轮驱动的ADG由于航空器的速度而从气流产生有限量的电功率。
ADG所产生的电功率能用于为可用于致动航空器一些飞行操纵面的航空器传统集中式液压系统的液压泵提供功率。这种集中式液压系统通常包含中央储存装置和服务于多个液压功率使用者的功率产生单元。对于大型航空器，这种集中式液压系统可能需要较大量的功率，可能较重、昂贵，且液压网可能导致液压流体中的能量损失。希望得到改进。
发明内容
一方面，本公开描述一种用于将电功率从航空器的风动发电机分配给航空器的多个电动液压泵的方法。该方法用控制器来实施，包含：
通过每一个都具有可变设定点的相应电流限制器，将航空器的风动发电机产生的电功率分配给航空器的多个电动液压泵；
接收指示航空器多个电动液压泵中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及
基于需求调整电流限制器中的一个或多个的设定点，并使多个电动液压泵的总功率消耗维持在或低于预定阈值。
一个或多个信号可以指示多个电动液压泵中的每一个对电功率的需求，基于需求对电流限制器中的一个或多个的设定点进行调整以便按比例将电功率分配给电动液压泵。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行参数。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行速度。
方法可以包含将与用于具有更高运行速度的电动液压泵的电流限制器相关的设定点调整为比与用于具有更低运行速度的电动液压泵的电流限制器相关的设定点更高的值。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行压力。
方法可以包含将与用于具有更低运行压力的电动液压泵的电流限制器相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力的电动液压泵的电流限制器相关的设定点更高的值。
在另一方面，本公开描述一种用于在可用功率有限的条件下将电功率从航空器的功率源分配给航空器多个电负载的方法。方法包含：
将电功率从在可用功率有限的条件下运行的航空器功率源分配给航空器多个电负载；
接收指示航空器多个电负载中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及
基于多个电负载中的一个或多个对电功率的需求调整多个电负载的功率分配，并使多个电负载的总功率消耗维持在或低于阈值。
一个或多个信号可以指示多个电负载中的每一个对电功率的需求，可以基于需求对功率分配进行调整以便按比例将电功率分配给电负载。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的运行参数。
一个或多个电负载可以各自包含电动液压泵，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行速度。
方法可以包含向具有更高运行速度的电动液压泵分配比具有更低运行速度的电动液压泵更多的功率。
一个或多个电负载可以各自包含电动液压泵，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行压力。
方法可以包含向具有更低运行压力的电动液压泵分配比具有更高运行压力的电动液压泵更多的功率。
调整功率分配可以包含调整分别与电负载中的一个或多个相关联的一个或多个电流限制器的设定点。
功率源可以包含航空器的风动发电机。
多个电负载可以包含多个电动液压泵。
一个或多个电负载可以各自包含电机，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的运行速度。
一个或多个电负载可以各自包含电机，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的输出转矩。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的输出。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的输出。
在另一方面，本公开描述一种用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器的功率源分配给航空器多个电负载的装置。装置包含：
多个限制器，该多个限制器分别与电负载中的每一个相关联并分别配置用于限制从功率源分配给电负载中每一个的电功率量，每个限制器具有可变设定点；以及
控制器，其配置用于：
接收指示所述航空器多个电负载中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及
基于需求调整限制器中的一个或多个的设定点，并使多个电负载的总功率消耗维持在或低于预定阈值。
一个或多个信号可以指示多个电负载中的每一个对电功率的需求，控制器可以配置用于基于需求对限制器中一个或多个的设定点进行调整以便按比例将电功率分配给电负载。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的运行参数。
一个或多个电负载可以各自包含电动液压泵，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行速度。
控制器可以配置用于将与用于具有更高运行速度的电动液压泵的限制器相关的设定点调整为比与用于具有更低运行速度的电动液压泵的限制器相关的设定点更高的值。
一个或多个电负载可以各自包含电动液压泵，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵的运行压力。
控制器可以配置用于将与用于具有更低运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点更高的值。
功率源可以包含航空器的风动发电机。
多个电负载可以包含多个电动液压泵。
一个或多个电负载可以各自包含电机，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的运行速度。
一个或多个电负载可以各自包含电机，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的输出转矩。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的输出。
指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示对一个或多个电负载的输入。
限制器可以包含电流限制器。
在又一方面，本公开描述一种包含本文所公开的装置的航空器。
本申请的主题的这些及其他方面的更多细节将通过下文包括的详细描述和附图而清楚。
附图说明
现在参照附图，其中：
图1示出了示例性航空器的俯视图，该航空器包含以示意形式示出的分布式液压系统；
图2示出了图1的分布式液压系统的示例性局部液压功率机组的示意图，该液压功率单元用于致动图1的航空器的飞行操纵面；
图3是图1航空器的机身前部的侧视图，示出了被调用的风动发电机和相关冲压空气涡轮的示意图；
图4是装置的示例性示意图，该装置用于在可用功率有限的条件下将电功率从功率源分配给多个电负载；
图5是图4的装置的另一示例性示意图，该装置用于在可用功率有限的条件下将电功率从功率源分配给多个电动液压泵，其中电动液压泵的运行速度用作对电功率的需求的指示；
图6是图4的装置的另一示例性示意图，该装置用于在可用功率有限的条件下将来自功率源的电功率分配给多个电动液压泵，其中电动液压泵的运行压力用作对电功率的需求的指示；
图7是示出用于在可用功率有限的条件下将电功率从图1的航空器的功率源分配给多个电负载的示例性方法的流程图；以及
图8是示出用于将电功率从图1的航空器的风动发电机分配给多个电动液压泵的示例性方法的流程图。
具体实施方式
本公开大体上涉及在可用功率有限(例如，紧急情况或故障)的条件下航空器上的电功率分配。特别是，本公开涉及将电功率从功率源分配给电负载诸如具有分布式液压系统的航空器的电动液压泵和/或与一个或多个其他航空器系统相关的电负载。在一些实施方式中，功率源可以是航空器的风动发电机，电功率可以基于需求而分配给电负载，从而需要更大量电功率的一个或多个电负载可以优先接收比需要更小量电功率的一个或多个其他电负载更多的电功率。在一些实施方式中，可以将功率源所生产的电功率分配给电负载以使电负载的总功率消耗维持在或低于预定阈值。可以基于功率源的容量(例如，发电能力)和该容量中可以分配到特定电负载的部分而对阈值进行选择。
为了本公开的目的，表述“可用功率有限”旨在涵盖可用于为电负载提供功率的电功率低于电负载对电功率的潜在总需求的运行条件。例如，这样的运行条件可以包括航空器或另一种交通工具的主电功率源不可用，而一些备用(即，后备、应急)电功率源用来为航空器或交通工具电负载中的至少一些提供功率的情况。这样的运行条件可以包括航空器或其他交通工具的电功率源中的一个或多个不可用，而可以从航空器或交通工具的一个或多个其他电功率源得到少量电功率的情况。这样的运行条件可以包括航空器或交通工具机载的可用电功率低于航空器或交通工具正常运行条件下通常可用的电功率。
在包含集中式液压系统的航空器上主电功率源损失(例如，由于故障)的紧急条件下，来自风动发电机的电功率可以用于为集中式液压系统的液压泵提供功率。由于液压功率使用者从这种集中式系统的共用储存装置抽吸液压流体，假定泵所生产的功率保持恒定，则给液压功率使用者的功率分配本质上将是基于需求的，从而有更高功率需求(更高功率需要)的一个液压功率使用者将比有更低功率需求(更低功率需要)的另一个液压功率使用者接收更多的液压流体。例如，在两个独立负载的相同致动器从共用歧管抽吸流体的情况下，如果第一致动器被命令比第二致动器运动更快，则在泵功率输送保持恒定且第一致动器和第二致动器所消耗的功率等于泵功率输送时，第一致动器将抽吸更多流体并导致第二致动器接收更少的流体。换句话说，传统集中式液压系统的配置本质上允许优先考虑具有更高功率需求的液压功率使用者。
然而，对于具有分布式液压系统、该分布式液压系统有专用于单个或局部液压功率使用者群的局部泵和储存装置的航空器来说，基于传统集中式液压系统所固有的需求的功率分配并不是分布式液压系统所固有的。在一些实施方式中，本文所公开的装置和方法可以用于以可以视为类似于传统集中式液压系统方式的方式基于需求将功率分配给分布式液压系统的液压功率使用者。
在一些实施方式中，本文所公开的分布式液压系统可以包含一个或多个局部液压功率机组(也称为液压功率单元)，该一个或多个局部液压功率机组可以设置成邻近适用的功率使用者。在一些实施方式中，本文所公开的分布式液压系统的使用可以消除航空器中对集中式液压系统的需要。与传统的集中式液压系统相比较，在一些情况下，一个或多个局部液压功率机组在分布式液压系统的使用可以致使效率提高、液压网复杂性降低、重量减小、缓解某些认证问题，和/或减轻系统制造和安装。对于一些应用，使用分布式系统代替传统集中式系统可以使得总成本降低。
各实施方式的方面通过参照附图进行描述。
图1示出了示例性航空器10的俯视图，该航空器10包含为了说明性目的而以示意形式示出并覆盖在其上面的分布式液压系统。航空器10可以是固定翼航空器。航空器10可以是任何合适的航空器，诸如企业、私人、商用或任何其他类型的航空器。例如，航空器10可以是窄机身双发动机喷气式客机。航空器10可以包含包括机身12、一个或多个机翼14以及尾翼16的航空器结构。航空器10可以包含安装到航空器结构的一个或多个发动机18A、18B。在航空器10的各实施方式中，一个或多个发动机18A、18B可以安装到机翼14和/或机身12。
一个或多个飞行操纵面20(例如，20A-20H)可以可移动地附装到航空器结构。这些飞行操纵面20可以是可致动的(例如，可调整的)，以便在飞行期间允许对航空器10移动的控制。飞行操纵面20中一些可以是可用于控制航空器10绕航空器10的纵向轴线、侧向或横向轴线以及垂直轴线旋转的主飞行操纵面。例如，航空器10可以包含一个或多个副翼20A、20B作为控制绕纵向轴线旋转(即，摇晃)的主飞行操纵面；航空器10可以包含一个或多个升降舵20C、20D作为控制绕侧向或横向轴线旋转(即，俯仰)的主飞行操纵面；还有，航空器10可以包含一个或多个方向舵20E作为控制绕垂直轴线旋转(即，偏航)的主飞行操纵面。航空器10可以包含其他飞行操纵面，诸如一个或多个襟翼20F、一个或多个缝翼20G和/或一个或多个扰流器20H。
航空器10的分布式液压系统可以包含一个或多个局部液压功率机组(HPP)32A-32F(统称为“HPP 32”)，HPP 32设置成紧密接近它们相应的飞行操纵面20或它们可以服务的其他液压功率使用者。例如，基于航空器10中在所讨论的液压功率使用者区域内可用于HPP 32的空间，可以将每个HPP 32设置成实践上尽可能接近其相应的液压功率使用者。HPP32可以配置用于提供用于致动一个或多个飞行操纵面20的加压液压流体。在各实施方式中，一个或多个HPP 32可以设置在飞行期间不被加压的航空器10的区域中。
例如，HPP 32A、32B可以设置在相应的机翼14内，且可以配置用于提供用于分别致动副翼20A、20B和/或附装到机翼14的其他飞行操纵面20的加压液压流体。HPP 32A、32B可以设置成相比于根部而更靠近相应机翼14的末端，诸如取决于机翼14内可用于容纳HPP32A、32B的空间而例如在机翼14内的一个或多个燃料箱30外侧的位置。在一些实施方式中，HPP 32A、32B中的每一个可以位于两个结构肋之间与致动器34(见图2)相同的结构隔舱中，该致动器34与相应的副翼20A、20B相关联。应当理解，HPP 32A、32B与它们相应的致动器34之间的具体距离将取决于航空器10的大小和配置。
HPP 32C、32D和32E可以设置在航空器10的尾部，可以配置用于提供用于致动升降舵20C、20D和方向舵20E的加压液压流体。例如，HPP 32C、32D和32E中的一个或多个可以设置在尾翼16内(例如，水平安定面和/或垂直安定面)。在各实施方式中，HPP 32C、32D和32E可以设置成紧密接近升降舵20C、20D和方向舵20E，取决于航空器10尾部内可用于容纳HPP32C、32D和32E的空间。例如，HPP32C、32D和32E中的每一个可以位于和致动器34(见图2)相同的结构隔舱中，该致动器34与升降舵20C、20D和方向舵20E中相应的一个相关联。再次，应当理解，HPP 32C、32D和32E与它们相应的致动器34之间的具体距离将取决于航空器10的大小和配置。
HPP 32F可以设置在航空器10的机身12内，可以配置用于向与航空器10的主起落架相关联的一个或多个致动器36A和/或与航空器10的机头起落架相关联的一个或多个致动器36B提供加压液压流体。例如，一个或多个致动器36B可以配置用于调用/收起机头起落架，一个或多个致动器36B可以配置用于为前轮转向提供功率。再次，应当理解，HPP 32F与其相应的致动器36A、36B之间的具体距离将取决于航空器10的大小和配置。
使用HPP 32A-32F可以消除航空器10上对一个或多个传统集中式液压系统的需要。在一些实施方式中，供应给与相应HPP 32相关联的各功率使用者的加压液压流体可以专门地由它们相应的HPP 32来供应，从而不需要依赖集中式液压系统。例如，副翼20A可以专门通过HPP 32A来致动，而副翼20B可以专门通过HPP 32B来致动。与副翼20A、20B，升降舵20C、20D以及方向舵20E相关联的液压致动器34(见图2)可以在任何情况下都不联接用于从集中式液压系统接收加压液压流体，从而航空器10可以不包含传统的集中式液压系统。
图2示出了用于致动飞行操纵面20的图1的分布式液压系统的示例性局部HPP 32的示意图。局部HPP 32可以被认为是自备液压功率产生单元，其集成在需要典型部件来实施液压功率产生功能的单一封装中。HPP 32可以包含用于液压流体的储存装置38和用于对液压流体进行加压的一个或多个泵40A、40B。储存装置38可以是供应给液压泵40A、40B的共用储存装置。HPP 32可以配置用于合并由液压泵40A、40B所加压的液压流体，从而由两个泵40A、40B供应的加压液压流体流可以在加压液压流体被输送到液压功率使用者之前合并(即，集中)。
泵40A、40B可以由单独的电机42A、42B独立地驱动，电机42A、42B可以独立控制。单独的电机42A、42B可以由不同的相应电功率总线来提供功率，该电功率总线在正常运行(即，非紧急情况)期间在航空器10上是可用的。HPP 32所产生的加压液压流体(即，由泵40A、40B输送的)可以被纳入歧管44并输送到用于致动飞行操纵面20的一个或多个致动器48。HPP 32可以包含或联接到一个或多个功率和控制模块，该一个或多个功率和控制模块配置用于根据用于电机42A、42B的合适方法执行控制、监控和/或功率调整功能。在一些实施方式中，每个电机42A、42B可以具有其自己的专用功率和控制模块。HPP 32还可以包含或可以联接到本文未示出的其他部件，诸如合适的液压流体调整部件(诸如，热交换器和液压流体过滤器)。
致动器34可以包含液压缸，该液压缸集成到用于致动适用的飞行操纵面20的合适类型的液压功率控制单元(PCU)。致动器34可以通过合适的压力管线和回流管线连接到HPP32以允许液压流体返回到储存装置38。结合致动器34的HPP 32和/或PCU可以联接到用于控制和监控目的航空器10飞行控制系统。在各实施方式中，飞行操纵面20可以通过单个或多个(例如，两个或更多)致动器34来致动。在一些实施方式中，每个HPP 32可以专用于供应加压液压流体用于单个飞行操纵面20的致动(即，一个或多个致动器34用于单个飞行操纵面20)。可选地，一个或多个HPP 32可以专用于供应加压液压流体用于多个飞行操纵面20的致动，该多个飞行操纵面20设置成在航空器10的区域中彼此相对紧密接近。
图3是图1的航空器的机身前部的侧视图，示出了示例性的被调用的风动发电机46(下文称为“ADG 46”)和相关的冲压空气涡轮48(下文称为“RAT 48”)。如下文阐释的，ADG46可以在紧急条件下被调用并用于将电功率提供给包括一个或多个HPP 32的航空器10的必要系统和设备。
图4是示例性装置48的示意图，该装置48用于在可用功率有限的条件下将电功率从功率源诸如ADG 46或航空器10的其他可用功率源(例如，发电机或电池)分配给多个电负载A-N。这些电负载A-N可以与航空器10的一个或多个系统相关联，诸如液压系统、环境控制系统(ECS)、飞行控制致动系统等。相应地，这些电负载A-N示例可以包括航空器10的HPP32，电机42A、42B，其他电机，电驱动致动器等。这些可用功率有限的条件可以包括航空器10的主电功率源不可用而为了向一些航空器系统(包括被认为是航空器10继续飞行和安全着陆必不可少的一些HPP 32)提供电功率的目的已经调用了ADG 46的情况。
在一些实施方式中，装置48可以包括一个或多个有效功率限制/控制设备(即，限制器)，以便控制从功率源46向每个电负载A-N分配多少电功率。在一些实施方式中，这类限制器可以是分别与每个电负载A-N相关联的合适类型的电流限制器50(例如，50A-50N)。每个电流限制器50可以具有可变设定点，可变设定点表示允许流过电流限制器50的电流的最大值。例如，电流限制器50可以各自包含配置用于对可以输送到相应电负载A-N的电流主动施加上限的电路。不同于保险丝，电流限制器50在电流超过阈值的情形下不会引起相应负载A-N与ADG 46断开连接，相反会主动限制电流同时仍然允许电流输送到相应的负载A-N。
电负载A-N所消耗的电功率是其电流汲取与电负载A-N上的电压的函数。在一些实施方式中，限制器可以配置用于通过控制相关负载A-N的供电线路中的电流和/或电压来控制一个或多个负载A-N所消耗的功率。在一些实施方式中，可以通过电流对HPP 32的运行速度进行控制，所以限制输送到HPP 32的电流可以是控制它/它们的功率消耗的适当方法。
装置48还可以包含控制器52，控制器52配置用于接收指示航空器10多个电负载A-N中的一个或多个的电功率需求(即，功率需要)的一个或多个信号，并基于需求调整一个或多个电流限制器50A-50B的设定点并使多个电负载32的总功率消耗维持在或低于预定阈值ITOT。调整设定点可以包含修改(即，替换)现有的设定点或施加新的设定点。在一些实施方式中，控制器52可以包含航空器10的飞行控制计算机或航空电子设备的其他部分，或可以是航空器10的飞行控制计算机或航空电子设备的其他部分的一部分。在一些实施方式中，控制器52可以嵌入航空器10的电系统或与一个或多个电负载A-N封装在一起。在可用功率有限的条件下，控制器52可以通过电池(未示出)、ADG 46或航空器10的任何其他合适的功率源来提供功率。在一些实施方式中，控制器52可以配置用于单独监控每一个电负载A-N的功率消耗和/或监控所有电负载A-N全体的总(即，总计)功率消耗。因此，如果基于实际功率需求的电负载A-N总功率消耗不超过预定阈值ITOT，则控制器52可以不必通过电流限制器50施加这种限制。
控制器52可以包含一个或多个数据处理器54(下文称为“处理器54”)。处理器54可以是例如任何类型的通用微处理器或微控制器、数字信号处理(DSP)处理器、集成电路、现场可编程门阵列(FPGA)、可重构处理器、可编程只读存储器(PROM)、它们的任意组合或者其他适当编程的或可编程的逻辑电路。控制器52可以包含机器可读存储器56(下文称为“存储器56”)。存储器56可以包含适合用于可恢复地存储能被处理器54执行的机器可读指令58的任何存储装置(例如，器件)。存储器56可以包含有形非瞬时性介质。存储器56可以包括位于控制器52内部或外部的任何合适类型的计算机存储器，诸如随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、只读光盘存储器(CDROM)、电光存储器、磁光存储器、可擦除可编程只读存储器(EPROM)、电可擦可编程只读存储器(EEPROM)、铁电RAM(FRAM)等等。
本公开的各方面可以具体化为装置、方法或计算机程序产品。因此，本公开的方面可以采取完全硬件实施方式、完全软件实施方式(包括固件、驻留软件、微代码等)或组合软件和硬件方面的实施方式的形式。此外，本公开的方面可以采取具体化为上面包含了计算机可读程序代码(机器可读指令)的一个或多个非瞬时性计算机可读介质的计算机程序产品的形式。计算机程序产品可以例如由计算机、处理器或其他合适的逻辑电路来执行致使整体地或部分地执行本文所公开的一种或多种方法。例如，这种计算机程序产品可以包含用于由控制器52执行的计算机可读程序代码。用于执行本公开方面的运行的计算机程序代码可以以一种或多种编程语言的任何组合编写，包括面向对象的编程语言(诸如Java、Smalltalk、C++等等)和常规过程编程语言(诸如“C”编程语言)或其他编程语言。程序代码可以全部或部分地由控制器52或其他计算机执行。例如，机器可读指令58可以配置用于致使控制器52执行至少部分本文所公开的控制策略和/或方法。
在一些实施方式中，一个或多个信号可以指示多个电负载中的每一个对电功率的需求。控制器52可以配置用于调整电流限制器50A-50N中的一个或多个的设定点，以便基于需求按比例或以其他方式将电功率分配给电负载A-N。控制器52接收的指示一个或多个电负载A-N的需求的信号可以指示与一个或多个电负载A-N相关的运行参数诸如输入参数或输出参数。如下文所阐释的，这种运行参数可以例如包括HPP 32的液压泵40、电机42的运行速度，和/或HPP 32的歧管44的运行压力。在一个或多个电负载A-N各自包含电机(例如，线性型或旋转)的一些实施方式中，指示对电功率需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的运行速度。可选或另外地，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载的输出转矩或输出力。在一些实施方式中，指示对电功率需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载A-N的输出。在一些实施方式中，指示对电功率需求的一个或多个信号可以指示对一个或多个电负载A-N的输入(例如，电流、电压)。
指示需求的信号可以可选地包含电负载A-N的实际运行参数之外的信息。在一些实施方式中，指示需求的信号可以基于用于运行一个或多个电负载A-N的命令。例如，请求飞行操纵面20运动的飞行员命令可以指示与该飞行操纵面20相关联的一个或多个HPP 32将需要更多的电功率，以便实现飞行员所请求的运动。因此，指示这种命令的一个或多个信号可以用作基于需求分配电功率的依据。
每个电流限制器50A-50N的设定点可以表示相关联电负载A-N可以从功率源46汲取的电流量的上限。控制器52可以调整设定点使得总电流汲取不超过为多个电负载A-N全体分配的总的电流汲取(ITOT)(即，阈值)。因此，控制器52可以调整设定点以便不超过ITOT，与电负载A-N的实际功率需求无关。例如，可以调整设定点使得基于需求按比例分配电功率，同时仍使所有电负载A-N总共的总功率消耗维持在低于阈值ITOT。控制器52可以配置用于连续或间歇地监控一个或多个电负载A-N的需求，并基于来自ADG 46的可用电功率的量和/或其他因素根据需要对电流限制器50的设定点做出调整。
控制器52可以接收表示ITOT的信号，或者ITOT值可以存储在存储器56中并由控制器52使用用于调整电负载A-N中的一个或多个的设定点的目的。ITOT值可以基于ADG 46的发电容量以及基于分配给多个电负载A-N的最大电功率预算而预先确定。基于可依赖于航空器10的空速而变化的ADG 46发电容量(即，失速负载)，ITOT值可以是固定的或可变的。
图5是示例性装置48的另一个示意图，该装置48用于在可用功率有限的情况下从航空器10的功率源诸如ADG 46向航空器10的多个HPP 32分配电功率。在此示例的装置48中，一个或多个电负载各自包含HPP 32的电动液压泵40(见图2)的电机42A-42N，指示对电功率的需求的一个或多个信号指示对应的电动液压泵40的一个或多个电机42A-42N的运行速度ωA-ωN(例如，转/分钟或弧度/秒)。如图5所示，HPP 32可以包含单个电动液压泵40或多个电动液压泵40，如图5中电机42的数目所表示的。
如上文所阐释的，控制器52可以配置用于接收运行速度ωA-ωN和调整电流限制器50的设定点，相应地将对于多个HPP 32A-32N不超过总的电流阈值ITOT还有指示需求的运行速度ωA-ωN纳入考量。
可以对电机42A-42N进行控制，以试图维持它们相应的歧管44A-44N中的液压流体的运行压力(例如，1700或3000psi)。随着致动器34开始抽吸更多的流体，可以相应地命令压力、相对应的电机42A-42N增加它/它们的速度来弥补抽吸的额外液压流体，以便维持所需的HPP 32运行压力。因此，电机42A-42N中的一个或多个的运行速度ωA-ωN的增加可以指示需要将更多电功率输送到该一个或多个电机42A-42N。根据这种行为，控制器52可以配置用于将与用于具有更高运行速度ω的对应电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点调整为比与用于更低运行速度的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点更高的值，以便基于需求分配电功率。
参照图5，HPP 32A可以包含两个电机42A-1和42A-2以及分别与两个电机42A-1和42A-2相关联的两个电流限制器50A-1和50A-2。电机42A-1的运行速度ωA-1可以被控制器52用作电机42A-1对电功率的需求的指示，电流限制器50A-1的设定点IlimA-1可以由控制器52来设定以对可被电机42A-1汲取的电流设定限制。类似地，电机42A-2的运行速度ωA-2可以被控制器52用作电机42A-2对电功率的需求的指示，电流限制器50A-2的设定点IlimA-2可以由控制器52来设定以对可被电机42A-2汲取的电流设定限制。
HPP 32B可以包含单个电机42B和与单个电机42B相关联的单个电流限制器50B。电机42B的运行速度ωB可以被控制器52用作电机42B对电功率的需求的指示，电流限制器50B的设定点IlimB可以由控制器52来设定以对可被电机42B汲取的电流设定限制。类似地，HPP32N也可以包含单个电机42N和与单个电机42N相关联的单个电流限制器50N。电机42N的运行速度ωN可以被控制器52用作电机42N对电功率的需求的指示，电流限制器50N的设定点IlimN可以由控制器52来设定以对可被电机42N汲取的电流设定限制。
图6是示例性装置48的另一个示意图，该装置48用于在可用功率有限的情况下从航空器10的功率源诸如ADG 46向航空器10的多个HPP 32分配电功率。图6的装置48的许多元件与上述图5中的元件相同，已用相同的附图标记标示。与图5的装置48相比，图6的装置48利用HPP 32A-32N的运行压力PA-PN(例如，磅/平方英寸)代替运行速度ωA-ωN作为每个电动液压泵40(见图2)对电功率的需求的指示。运行压力PA-PN可以在歧管44A-44N处测量。
如上文所阐释的，运行压力PA-PN的下降可以提供一个或多个液压泵40处对电功率更高需求的指示。因此，控制器52可以配置用于将与用于具有更低运行压力P的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力P的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点更高的值。
参照图6中的HPP 32A，歧管44A的运行压力PA可以被控制器52用作电机42A-1对电功率需求的指示，电流限制器50A-1的设定点IlimA-1可以由控制器52调整以对可被电机42A-1汲取的电流设定限制。类似地，歧管44A的运行压力PA还可以被控制器52用作电机42A-2对电功率需求的指示，电流限制器50A-2的设定点IlimA-2可以由控制器52调整以对可被电机42A-2汲取的电流设定限制。
参照图6中的HPP 32B，歧管44B的运行压力PB可以被控制器52用作电机42B对电功率需求的指示，电流限制器50B的设定点IlimB可以由控制器52调整以对可被电机42B汲取的电流设定限制。类似地，参照图6中的HPP 32N，歧管44N的运行压力PN可以被控制器52用作电机42N对电功率需求的指示，电流限制器50N的设定点IlimN可以由控制器52来设定以对可被电机42N汲取的电流设定限制。
如上文参照图5和图6所阐释的，可以基于根据一个或多个电动液压泵40的运行速度ω或运行压力P确定的需求按比例或以其他方式分配电功率。在一些实施方式中，运行速度ω和运行压力P可以都被控制器52纳入考量，以便基于需求分配电功率。在一些实施方式中，需求的其他指示(例如，飞行员命令)可以用于代替本文所公开的那些指示或与本文所公开的那些指示组合。下列方程式1和2分别示出了用运行速度ω(见方程式1)和运行压力P(见方程式2)可以如何确定电流限制器50的设定点的值，以便基于需求按比例分配功率的示例。与方程式1和2相关的计算可以由控制器52基于机器可读指令58(见图4)来执行。虽然下列方程式1和2引用了电流(即，
Figure BDA0001588090070000181
Itot)，应当理解，在方程式1和2中可以由功率取代电流，并与已知的或其他类型的功率分配手段一起使用。
Figure BDA0001588090070000191
Figure BDA0001588090070000192
其中：
Figure BDA0001588090070000193
＝电机(i)电流限制器设定点
ωi＝电机(i)速度(弧度/秒)
n＝电机总数
m＝HPP数目
Itat＝可分配给电机的总电流
Pi＝HPP(i)运行压力(psi)
图7是示出示例性方法700的流程图，方法700用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器10的功率源(例如，ADG 46)分配给航空器10的多个电负载A-N(见图4)。可以用上述的装置48至少部分地基于机器可读指令54实施方法700或其一部分。可选地，可以用具有与本文所公开配置不同的配置的装置实施方法700或其一部分。在一些实施方式中，方法700包含：将电功率从在可用功率有限的情况下运行的航空器10的功率源46分配给航空器10的多个电负载A-N(见框702)；接收指示航空器10多个电负载A-N中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号(见框704)；以及基于多个电负载A-N中的一个或多个对电功率的需求调整向多个电负载A-N的功率分配，并使多个电负载A-N的总功率消耗维持在或低于预定阈值ITOT。
在方法700的实施方式中，一个或多个信号可以指示多个电负载A-N中每一个对电功率的需求，可以基于需求调整功率分配以按比例向电负载A-N分配电功率。
在方法700的一些实施方式中，指示电功率需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电负载A-N的运行参数。
在方法700的一些实施方式中，一个或多个电负载A-N可以各自包含电动液压泵40，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵40的运行速度ω。例如，可以向具有更高运行速度ω的电动液压泵40分配比具有更低运行速度ω的电动液压泵40更多的电功率。
在方法700的一些实施方式中，一个或多个电负载A-N可以各自包含电动液压泵40，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵40的运行压力P。例如，可以向具有更低运行压力P的电动液压泵40分配比具有更高运行压力P的电动液压泵40更多的电功率。
在方法700的实施方式中，调整功率分配可以包含调整分别与一个或多个电负载A-N相关联的一个或多个电流限制器50的设定点。
在方法700的一些实施方式中，功率源可以包含ADG 46。
在方法700的一些实施方式中，多个电负载A-N可以包含多个电动液压泵40。
在一个或多个电负载A-N各自包含电机(线性或旋转)的方法700的一些实施方式中，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的运行速度。可选或另外地，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电机的输出转矩或输出力。在一些实施方式中，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示对一个或多个电负载A-N的输入和/或一个或多个电负载A-N的输出。
图8是示出示例性方法800的流程图，方法800用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器10的ADG 46分配给航空器10的多个电动液压泵40。上述方法700的方面也可以适用于方法800，反之亦然。可以用上述的装置48至少部分地基于机器可读指令54实施方法800或其一部分。可选地，可以用具有与本文所公开配置不同的配置的装置实施方法800或其一部分。在一些实施方式中，方法800包含：通过各自具有可变设定点的相应电流限制器50将电功率从航空器10的ADG 46分配给航空器10的多个电动液压泵40(见框802)；接收指示航空器10多个电动液压泵40中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号(见框804)；以及基于需求调整电流限制器50中一个或多个的设定点，并使多个电动液压泵40的总功率消耗维持在或低于预定阈值ITOT(见806)。
在方法800的一些实施方式中，一个或多个信号可以指示多个电动液压泵40中的每一个对电功率的需求，可以对电流限制器50中的一个或多个的设定点进行调整以便基于需求按比例将电功率分配给电动液压泵40。
在方法800的一些实施方式中，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵40的运行参数。例如，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵40的运行速度ω。可以将与用于具有更高运行速度ω的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点调整为比与用于具有更低运行速度ω的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点更高的值。
在方法800的一些实施方式中，指示对电功率的需求的一个或多个信号可以指示一个或多个电动液压泵40的运行压力P。可以将与用于具有更低运行压力P的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力P的电动液压泵40的电流限制器50相关的设定点更高的值。
以上描述仅仅是用来例示，本领域技术人员将认识到在不脱离本发明范围的情况下可以对实施方式进行变化。例如，本文所描述的流程图和附图中的方框和/或操作行仅仅用于例示的目的。在不脱离本公开教导的情况下，可以对这些方框和/或操作进行许多变化。举例而言，可以以不同的顺序实施方框，或者可以增添、删除或修改方框。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以以其他具体形式具体化。还有，本领域技术人员将知晓，虽然本文公开并示出的装置和方法可以包含具体数量的元件/部件或步骤，可以对装置和方法进行修改以包括附加的或较少的这些元件/部件或步骤。本公开还旨在覆盖并包含技术中所有适当的变化。根据对本公开内容的阅析，落入本发明范围之内的修改对于本领域技术人员而言将是显而易见的，并且这些修改旨在落入所附权利要求的范围之内。还有，权利要求的范围不应受到示例中所阐述的优选实施方式，而应该给予与整体描述一致的最宽泛的解释。

Claims (23)

1.一种用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器的功率源分配给所述航空器的多个电负载的方法，所述方法包含：
将电功率从在所述可用功率有限的情况下运行的所述航空器的所述功率源分配给所述航空器的所述多个电负载；
接收指示所述航空器的所述多个电负载中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及
基于所述多个电负载中的所述一个或多个对电功率的所述需求调整给所述多个电负载的功率分配，并使所述多个电负载的总功率消耗维持在或低于阈值；
其中调整所述功率分配包含调整分别与所述电负载中的一个或多个相关联的一个或多个电流限制器的设定点；
其中所述一个或多个电负载各自包含电动液压泵，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电动液压泵的运行压力；
并且所述方法进一步包括：
将与用于具有更低运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点更高的值。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述一个或多个信号指示所述多个电负载中的每一个对电功率的所述需求，基于所述需求对所述功率分配进行调整以按比例将电功率分配给所述电负载。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的方法，其中指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电负载的运行参数。
4.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述一个或多个电负载各自包含电动液压泵，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电动液压泵的运行速度。
5.根据权利要求4所述的方法，包含向具有更高运行速度的电动液压泵分配比具有更低运行速度的电动液压泵更多的功率。
6.根据权利要求1所述的方法，包含向具有更低运行压力的电动液压泵分配比具有更高运行压力的电动液压泵更多的功率。
7.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述功率源包含所述航空器的风动发电机。
8.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述多个电负载包含多个电动液压泵。
9.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述一个或多个电负载各自包含电机，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电机的运行速度。
10.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述一个或多个电负载各自包含电机，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电机的输出转矩。
11.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电负载的输出。
12.一种用于在可用功率有限的情况下将电功率从航空器功率源分配给所述航空器的多个电负载的装置，所述装置包含：
多个限制器，所述多个限制器分别与所述电负载中的每一个相关联并分别配置用于限制从所述功率源分配给所述电负载中每一个的电功率的量，每个限制器具有可变设定点；以及
控制器，其配置用于：
接收指示所述航空器的所述多个电负载中的一个或多个对电功率的需求的一个或多个信号；以及
基于所述需求调整所述限制器中的一个或多个的所述设定点，并使所述多个电负载的总功率消耗维持在或低于预定阈值；
其中所述一个或多个电负载各自包含电动液压泵，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电动液压泵的运行压力；
其中所述控制器配置用于将与用于具有更低运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点调整为比与用于具有更高运行压力的电动液压泵的限制器相关的设定点更高的值。
13.根据权利要求12所述的装置，其中所述一个或多个信号指示所述多个电负载中的每一个对电功率的所述需求，所述控制器配置用于基于所述需求对所述限制器中的所述一个或多个的所述设定点进行调整以按比例将电功率分配给所述电负载。
14.根据权利要求12和13中任一项所述的装置，其中指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电负载的运行参数。
15.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中所述一个或多个电负载各自包含电动液压泵，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电动液压泵的运行速度。
16.根据权利要求15所述的装置，其中所述控制器配置用于将与用于具有更高运行速度的电动液压泵的限制器相关的设定点调整为比与用于具有更低运行速度的电动液压泵的限制器相关的设定点更高的值。
17.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中所述功率源包含所述航空器的风动发电机。
18.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中所述一个或多个电负载各自包含电机，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电机的运行速度。
19.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中所述一个或多个电负载各自包含电机，指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电机的输出转矩。
20.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示所述一个或多个电负载的输出。
21.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中指示对电功率的所述需求的所述一个或多个信号指示对所述一个或多个电负载的输入。
22.根据权利要求12至13中任一项所述的装置，其中所述限制器包含电流限制器。
23.一种航空器，包含根据权利要求12至21中任一项所述的装置。
CN201680051295.2A 2015-09-11 2016-09-08 在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和方法 Active CN107922055B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201562217328P 2015-09-11 2015-09-11
US62/217,328 2015-09-11
PCT/IB2016/055362 WO2017042712A1 (en) 2015-09-11 2016-09-08 Apparatus and methods for distributing electric power on an aircraft during a limited power availability condition

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107922055A CN107922055A (zh) 2018-04-17
CN107922055B true CN107922055B (zh) 2021-10-08

Family

ID=56940111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201680051295.2A Active CN107922055B (zh) 2015-09-11 2016-09-08 在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10889385B2 (zh)
EP (1) EP3347274B1 (zh)
CN (1) CN107922055B (zh)
CA (1) CA2996852C (zh)
WO (1) WO2017042712A1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10611496B2 (en) * 2018-01-22 2020-04-07 Textron Innovations Inc. Power allocation systems for aircraft
GB2572825B (en) * 2018-04-13 2021-04-07 Ge Aviat Systems Ltd Method and apparatus for operating a power distribution system
DE102018116152A1 (de) * 2018-07-04 2020-01-09 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Luftfahrzeug
US11437813B2 (en) * 2018-11-05 2022-09-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. System controller for a hybrid aircraft propulsion system
US20200217253A1 (en) * 2019-01-03 2020-07-09 General Electric Company Systems and Methods of Controlling Load Share and Speed of Engines in Multiple-Engine Propulsion Systems

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103057716A (zh) * 2011-10-24 2013-04-24 通用电气航空系统有限公司 飞行器中的多源电功率分配
CN103872676A (zh) * 2012-12-17 2014-06-18 通用电气航空系统有限责任公司 用于在发电机之间分配功率的电路及方法
CN101847868B (zh) * 2009-03-16 2014-08-27 通用电气航空系统有限公司 电力分配
WO2014177817A1 (fr) * 2013-05-02 2014-11-06 Labinal Power Systems Ensemble de distribution de puissance électrique pour un avion
EP2842869A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-04 Nabtesco Corporation Aircraft electric actuator drive apparatus

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5315465A (en) 1976-07-23 1978-02-13 Karupisu Shiyokuhin Kougiyou K Method of producing milk contained acid syrup
US7600715B2 (en) 2005-03-25 2009-10-13 Nabtesco Corporation Local backup hydraulic actuator for aircraft control systems
FR2940787A1 (fr) 2009-01-08 2010-07-09 Airbus France Systeme de commandes de vol plus electrique a bord d'un aeronef
US8434301B2 (en) 2010-04-16 2013-05-07 Nabtesco Corporation Local backup hydraulic actuator for aircraft control systems
JP5514621B2 (ja) 2010-04-28 2014-06-04 ナブテスコ株式会社 航空機アクチュエータの油圧装置
JP5603651B2 (ja) 2010-05-13 2014-10-08 ナブテスコ株式会社 航空機アクチュエータの油圧装置
US20120221157A1 (en) * 2011-02-28 2012-08-30 Hamilton Sundstrand Corporation Low pressure spool emergency generator
EP2691251B1 (en) * 2011-03-28 2018-05-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Aircraft and airborne electrical power and thermal management system
FR2975375B1 (fr) * 2011-05-18 2014-01-10 Dassault Aviat Systeme autonome de generation de puissance electrique et de conditionnement pour un aeronef, aeronef et procede associes
US8820677B2 (en) * 2011-06-18 2014-09-02 Jason A. Houdek Aircraft power systems and methods
US9169001B2 (en) 2012-06-29 2015-10-27 Eaton Corporation Zonal hydraulic systems and methods
US9222491B2 (en) 2013-03-28 2015-12-29 Hamilton Sundstrand Corporation Hydraulic pump start system and method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101847868B (zh) * 2009-03-16 2014-08-27 通用电气航空系统有限公司 电力分配
CN103057716A (zh) * 2011-10-24 2013-04-24 通用电气航空系统有限公司 飞行器中的多源电功率分配
CN103872676A (zh) * 2012-12-17 2014-06-18 通用电气航空系统有限责任公司 用于在发电机之间分配功率的电路及方法
WO2014177817A1 (fr) * 2013-05-02 2014-11-06 Labinal Power Systems Ensemble de distribution de puissance électrique pour un avion
EP2842869A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-04 Nabtesco Corporation Aircraft electric actuator drive apparatus

Also Published As

Publication number Publication date
EP3347274A1 (en) 2018-07-18
US20180265209A1 (en) 2018-09-20
CN107922055A (zh) 2018-04-17
EP3347274B1 (en) 2020-04-01
WO2017042712A1 (en) 2017-03-16
CA2996852A1 (en) 2017-03-16
CA2996852C (en) 2024-04-02
US10889385B2 (en) 2021-01-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107922055B (zh) 在可用功率有限的条件下在航空器上分配电功率的装置和方法
EP3162713B1 (en) Power leveling controller
US10870494B2 (en) Flight controller with generator control
US8789791B2 (en) Electrical system and electrical accumulator for electrical actuation and related methods
CN201932359U (zh) 分布式动力多旋翼垂直起降飞行器
CN110065626B (zh) 用于飞行器的动力分配系统和飞行器
US8567715B2 (en) Flight control system for an aircraft
US10106268B2 (en) Method of regulating a three-engined power plant for a rotary wing aircraft
US11440639B2 (en) Aircraft with distributed hydraulic system
US10144528B2 (en) Method of regulating a three-engined power plant for a rotary wing aircraft
US20140229036A1 (en) Method of driving rotation of a rotorcraft rotor by anticipating torque needs between two rotary speed setpoints of the rotor
US10479484B2 (en) Methods and apparatus for controlling aircraft flight control surfaces
CN102114914A (zh) 分布式动力多旋翼垂直起降飞行器及其控制方法
US11772805B2 (en) Configurable electrical architectures for eVTOL aircraft
US11021236B1 (en) Supervisory control and monitoring logic for a zonal hydraulic system under normal and emergency power conditions
WO2014203053A1 (en) Rotary wing aircraft with a propulsion system
KR102475473B1 (ko) 다중로터 항공기의 전력 공급 장치 및 방법
Ning et al. Variable camber differential flap technology applied in aircraft high lift system

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant