CN109552645A

CN109552645A - 电气互连系统

Info

Publication number: CN109552645A
Application number: CN201811131074.3A
Authority: CN
Inventors: G.P.布鲁斯
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2017-09-27
Filing date: 2018-09-27
Publication date: 2019-04-02
Also published as: US20190097429A1; EP3462563B1; US10587122B2; EP3462563A1; GB201715598D0

Abstract

本公开涉及一种运载工具的电气互连系统，所述运载工具例如飞机或船舶/潜艇。示例实施例包含运载工具（400），所述运载工具（400）包括：第一发电机（404）；第二发电机（405）；发动机（403），其布置成驱动所述第一和第二发电机（404、405）；第一配电系统，其连接到所述第一发电机（404）且布置成在所述运载工具（400）内分配电力，所述第一配电系统包括传输路径（401）和返回路径（402）；第二配电系统（407），其连接到所述第二发电机（405），所述第二配电系统（407）包括传输路径和返回路径；电动机（406），其用于为所述运载工具（400）提供推进力并经由所述第二配电系统（407）连接到所述第二发电机（405），其中，所述第二配电系统（407）的所述返回路径提供了所述第一配电系统的所述返回路径的一部分。

Description

电气互连系统

本公开涉及一种运载工具的电气互连系统，所述运载工具例如飞机或船舶/潜艇。

目前的飞机系统通常包含用于非推进负载的电气系统。可以提供电缆，从而可为从发电机到各种负载的整个飞机分配电力，所述负载例如导航和控制系统、照明和机上乘客娱乐系统。对于主要是金属机身的飞机而言，机体本身就可以提供电流返回路径。对于低电压系统，通常可定义为工作电压低于约1 kV DC或RMS AC，通过机身的共用电流返回路径足以满足大多数用途。然而，对于更高的电压，特别是在需要推进电气分配的情况下，由于需要屏蔽或防止电弧放电，可能就无法满足大多数的用途了。此外，由于飞机中的更多结构部件是用复合材料而非金属来制造的，因此使用飞机结构可能无法再使用共用电流返回路径。相反，如US 8,031,458 B2中所公开的，例如，复合飞机结构可具备导电电路，以提供沿着飞机的大部分延伸的冗余电路径，所述路径用于承载返回或故障电流，提供接地，输送雷电流，提供电磁屏蔽、最小化电阻和电压差，并提供静电放电的泄放路径。

根据本发明的第一方面，提供了一种运载工具，其包括：

第一发电机；

第二发电机；

发动机，其布置成驱动第一和第二发电机；

第一配电系统，其连接到第一发电机且布置成在运载工具内分配电力，第一配电系统包括传输路径和返回路径；

第二配电系统，其连接到第二发电机，第二配电系统包括传输路径和返回路径；

电动机，其用于为运载工具提供推进力并经由第二配电系统连接到第二发电机，

其中，第二配电系统的返回路径提供了第一配电系统的返回路径的一部分。

使用第二配电系统的返回路径提供第一配电系统的返回路径的一部分可以使得重量、成本和复杂性得以节省，因为第一配电系统的返回路径的所述部分不需要再单独提供。

第一配电系统可用于在低于约1000V DC或RMS AC的第一工作范围电压下工作，而第二配电系统可用于在高于约1000V DC或RMS AC的第二工作范围电压下工作。第一电压范围可以等于或低于约270 V DC或RMS AC。

第二配电系统可包括连接在第二发电机和电动机之间的屏蔽同轴电缆、提供第二配电系统的返回路径的同轴电缆的外电导体和提供第二配电系统的传输路径的内电导体。

第二配电系统的返回路径可为电动机和发动机之间的第一配电系统提供返回路径。

运载工具可以是飞机，例如混合动力飞机，其具有由发动机提供的推进力以及另外地或替代地由电动机提供的推进力。所述发动机可以设置在飞机的机翼上，且电动机可以设置在飞机的尾部，第二配电系统沿飞机机身延伸。

在替代实施例中，运载工具可以是船舶或潜艇。

技术人员应了解，除其中相互排斥外，关于上述方面中的任一项描述的特征可在已作必要修正的情况下应用到任何其它方面。此外，除其中相互排斥外，本文所描述的任何特征可应用到任何方面和/或与本文所描述的任何其它特征组合。

现将参考附图仅借助于实例描述实施例，其中：

图1是常规飞机电气系统的平面图；

图2是常规飞机电气系统的电气框图；

图3是无屏蔽电缆a)和屏蔽电缆b)的剖视图；

图4是结合高压和低压电流返回路径的电气系统实例的平面图；

图5是结合高压和低压电流返回路径的电气系统实例的电气框图；和

图6是结合高压和低压互连的电缆实例的剖视图。

图1示出了具有配电网络的常规飞机100的实例的平面图，所述配电网络包括低压（LV）主配电系统101和电结构网络或电流返回网络102。网络102可以代表导电飞机机身或例如在复合飞机机身内提供的电导体。飞机100在每个机翼上配有发动机103，每个发动机都连接到发电机104，用于产生由LV主配电系统101分配的电力。通过连接发电机104和飞机100中的各种负载的电缆，将电力传输到整个飞机100中。通过使用飞机的外壳和/或附加电缆可提供电返回路径。

图2示出了用于图1中所示类型的常规飞机100的电气系统200的大体示意图。发动机103驱动发电机104，发电机104经由主配电系统101向各种非推进电力负载201提供电力，主配电系统101例如可以是3相4线LV互连。电气结构网络/电流返回网络102提供电流返回路径。此类系统往往是低压电气系统，其中低压系统通常可以是115 V RMW或230 V RMS（火线到零线）三相系统、270 V DC或+/-270 V DC。在不同情况下，可以使用无屏蔽电缆来建构此类系统。图3示出了无屏蔽电缆301的实例的剖视图，电缆301具有电导体芯302和外部电绝缘体303。飞机结构304可以提供电流返回路径。图3还示出了用于比较的屏蔽电缆305的实例，其具有内部电导体306、主电绝缘层307、外部电导体308和外部电绝缘层309。

通过飞机机身（如果是导电的）或通过附加的分布式电导体（特别是用于复合飞机结构）提供的电流返回路径可用于优化常规飞机的重量，其中电气系统提供低压非推进负载。然而，对于混合动力飞机，此解决方案可能不是最佳的，因为需要额外的高压电气系统来承载推进电力负载。由于需要将在高电压（通常> 1 kV AC或DC）下工作的高压电气系统屏蔽，因此无法轻易地将其与常规飞机机身的金属底盘或现有的电气结构网络/电流返回网络相结合。此高压系统需要电屏蔽层与高压导体周围的主绝缘层紧密接触，从而排除了使用气隙进行绝缘的系统。由于高海拔地区的电介质击穿电位降低，气隙是飞机中特别薄弱的地方。

图4示出了混合动力飞机400的实例的平面图。飞机400包括在每个机翼上的发动机403，其连接到第一和第二发电机404、405。第一发电机404可布置成在飞机400内产生用于非推进负载的低压电源，而第二发电机405布置成产生用于推进负载的高压电源。每个机翼409上的发动机403布置成驱动第一和第二发电机404、405。第一（低压）配电系统连接到第一发电机404并布置成在飞机400内分配非推进电力。第一配电系统包括传输路径401和返回路径402，类似于常规飞机电气系统。第二（高压）配电系统407连接到第二发电机405，也包括传输路径和返回路径。由电动机406驱动的推进器设置在飞机400的尾部，其用于为飞机400提供额外的或替代的推进力。每个电动机406经由第二配电系统407连接到第二发电机405。

在图4所示的实例中，第二配电系统407的返回路径提供第一配电系统的返回路径的一部分。这允许在存在第二配电系统的区域中有效地省略第一配电系统的返回路径，从而节省重量和空间。这在电推进元件远离发电机的情况下是特别有利的。在所示实例中，电动推进器设置在飞机400的尾部，而发电机设置在发动机403所在的机翼409处。在其它区域中，例如在发动机403之外的机翼409的部分中或在机翼409前方的机身408中，可以提供用于第一配电系统的返回路径，所述返回路径电连接到第二配电系统407的返回路径。

图5示意性地示出了图4的飞机400的电气系统实例的电气图。发动机403驱动第一（低压）发电机404和第二（高压）发电机405。第一发电机404经由第一配电系统401向飞机400内的非推进电力负载501提供电力。第二发电机405经由第二配电系统407（在所述实例中分成两个部分）向电动推进元件502提供电力。第二配电系统407的每个部分包括由屏蔽层504环绕的通电高压导体503，屏蔽层504充当高压和低压系统的电流返回路径。

图6示出了适合于提供第二配电系统407的电缆600实例的剖视图。显示在飞机结构601的一部分附近的电缆600包括高压电导体602，它由高压电绝缘层603环绕，高压电绝缘层603周围设置有导电屏蔽层604，充当电流返回路径且周围提供了用作电缆护套的主绝缘层605。

尽管在此提供的实例主要涉及飞机电气系统，但类似的布置也可应用于船舶/潜艇，其可以受益于本文所述的至少一些优点。此类水上船只也可用于混合电动工作，并且因此在空间和重量节省方面也可因高压配电系统的返回路径用于低压配电系统的返回路径的至少一部分而受益。

应理解，本发明不限于上述实施例，并且可在不脱离本文中所描述的概念的情况下进行各种修改和改进。除其中相互排斥外，可分别或与任何其它特征组合采用任何特征，并且本公开延伸到并且包含本文中所描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims

1.一种运载工具（400），其包括：

第一发电机（404）；

第二发电机（405）；

发动机（403），其布置成驱动所述第一和第二发电机（404、405）；

第一配电系统，其连接到所述第一发电机且布置成在所述运载工具（400）内分配电力，所述第一配电系统包括传输路径（401）和返回路径（402）；

第二配电系统（407），其连接到所述第二发电机（405），所述第二配电系统（407）包括传输路径和返回路径；

电动机（406），其用于为所述运载工具（400）提供推进力并经由所述第二配电系统（407）连接到所述第二发电机（405），

其中，所述第二配电系统（407）的所述返回路径提供了所述第一配电系统的所述返回路径的一部分。

2.根据权利要求1所述的运载工具（400），其中，所述第二配电系统（407）包括连接在所述第二发电机（405）和所述电动机（406）之间的屏蔽同轴电缆（600）、提供所述第二配电系统（407）的所述返回路径的所述同轴电缆（600）的外电导体（604）和提供所述第二配电系统（407）的所述传输路径的内电导体（602）。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的运载工具（400），其中，所述第二配电系统（407）的所述返回路径提供所述电动机（406）和所述发动机（403）之间的所述第一配电系统的所述返回路径。

4. 根据前述权利要求中任一项所述的运载工具（400），其中，所述第一配电系统用于在低于约1000 V DC或RMS AC的第一工作范围电压下工作，而所述第二配电系统（407）用于在高于约1000 V DC或RMS AC的第二工作范围电压下工作。

5. 根据权利要求4所述的运载工具（400），其中，所述第一工作范围等于或低于约270V DC或RMS AC。

6.根据前述权利要求中任一项所述的运载工具，其中，所述运载工具是飞机（400）。

7.根据权利要求6所述的运载工具（400），其中所述发动机（403）设置在所述飞机（400）的机翼（409）上，并且所述电动机（403）设置在所述飞机（400）的尾部，所述第二配电系统沿着飞机机身（408）延伸。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的运载工具，其中，所述运载工具是船舶或潜艇。