CN110626507A - 飞行器电气架构、包括架构的飞行器以及架构运行方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种飞行器架构、一种包括架构的飞行器以及一种架构运行方法。根据本发明，所述架构包括两个空气调节系统(12，14)、两个转换器(62L，62R)以及至少一个第一电机(24L)，所述两个转换器用于每个供给所述空气调节系统(12，14)中的一个，所述至少一个第一电机确保飞行器的第一主发动机(42L)的启动。电气架构(60)构造用于使得所述两个转换器(62L，62R)可共同供给第一电机(24L)。

Description

飞行器电气架构、包括架构的飞行器以及架构运行方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器架构、一种包括架构的飞行器以及一种架构运行方法。
背景技术
在航空领域中，目前的趋势在于增加电气设备的数量并因此增加经装载电功率。飞机通常包括大量的由载用供电网络供给电功率的电负载，所述电负载例如是空气调节系统以及能够启动飞机主发动机的电机。这些负载主要使用多相交流电机。给这些机器提供的电能来自于与载用网络联接的功率转换器，所述载用网络以直流或交流的方式发送电能。载用网络可包括例如发电机、存储电池又或连接部件，所述连接部件与飞机外部的供电网络连接，并且在飞机停放在机场中时允许飞机的供电。通常，在飞机上，存在540V的直流网络以及/或者115V 400Hz或230V 400Hz交流网络。
经装载设备具有非常多样的性质，并且所述经装载设备的能量消耗随时间推移较大地变化。作为示例，空气调节系统几乎连续地运行，而能够启动主发动机的电机仅在起飞之前在非常短的时间间隔期间运行。
功率转换器从载用网络接收能量，以将所述能量转变成与负载的功率和频率要求适配的多相交流能量。在转换器与负载之间的该适配通常导致专用于负载的转换器的实施。
当相关联的负载不同时运行时，试图使转换器协同作用(mutualiser)。然而，空气调节系统需持续地运行，并且在初步研究中(en première approche)，不可能中断运行，对其它负载使用了相关联的转换器。此外，为了使转换器协同作用，优选地，可由该转换器供给的不同负载消耗近似的功率。事实上，当多个负载与同一转换器相关联时，需要根据消耗最多功率的负载给转换器定尺寸。
发明内容
本发明旨在使转换器协同作用，以便将所述转换器用于不相似的负载(尤其是空气调节系统以及用于确保主发动机启动的电机)。可在任何类型的拥有多个转换器的飞行器中实施本发明。
为此，本发明旨在提供一种飞行器的电气架构，所述电气架构包括两个空气调节系统、两个转换器以及至少一个第一电机，所述两个转换器用于每个供给所述空气调节系统中的一个，所述至少一个第一电机确保所述飞行器的第一主发动机的启动。根据本发明，所述电气架构构造用于使得所述两个转换器可共同供给第一电机。
有利地，所述两个转换器中的每个包括至少两个换流器；所述架构还包括耦合器，所述耦合器能够至少使所述换流器中的两个第一换流器相关联；所述电机包括可由所述耦合器供给的主绕组以及可由所述换流器中的第二换流器供给的激励绕组。
有利地，在预确定高度(altitude)以下，所述两个转换器构造用于仅供给两个空气调节系统中的单个。
有利地，每个转换器的换流器可供给空气再循环通风机。
有利地，所述转换器中的至少一个的换流器可供给用于推动飞行器机轮的电动机。
所述电气架构包括第二电机，所述第二电机确保所述飞行器的第二主发动机的启动。有利地，所述电气架构构造用于使得所述两个转换器可共同供给第一电机或第二电机。
有利地，所述架构包括第一操控模块、第二操控模块以及总线，所述第一操控模块与所述两个转换器中的第一转换器相关联，所述第二操控模块与所述两个转换器中的第二转换器相关联，所述总线使所述第一操控模块与所述第二操控模块连通；所述架构构造用于在共同供给第一电机期间使所述第一转换器和所述第一操控模块主要，所述第二转换器和所述第二操控模块从属，并且，所述架构构造用于在共同供给第二电机期间使所述第二转换器和所述第二操控模块主要，所述第一转换器和所述第一操控模块从属。
有利地，所述架构包括辅助功率组以及用于启动辅助功率组的电机；所述电气架构由此构造用于使得所述两个转换器可供给用于启动辅助功率组的电机。
有利地，所述架构包括至少一个用于存储电能的电池；用于启动辅助功率组的电机由此由所述电池通过所述转换器来供给。
本发明还旨在提供一种飞行器，所述飞行器包括根据本发明的电气架构。
本发明还旨在提供一种根据本发明的电气架构的运行方法，其中，第一电机和第二电机构造用于能够作为发动机运行，或者作为发电机运行以能够供给两个转换器，所述方法的特征在于，所述运行方法旨在供给作为发动机运行的第一电机以启动第一主发动机，直到第一电机作为发电机运行并同时从第一主发动机接收机械能，第一电机由此供给两个转换器，并且，所述方法接下来旨在供给作为发动机运行的第二电机以启动第二主发动机。
有利地，用于启动辅助功率组的电机构造用于能够作为发动机运行，或者作为发电机运行以能够供给两个转换器，并且所述运行方法旨在供给作为发动机运行的用于启动辅助功率组的电机以基于电池启动所述辅助功率组，直到从辅助功率组接收机械能的用于启动辅助功率组的电机作为发电机运行以供给两个转换器；所述方法接下来旨在供给作为发动机运行的第一电机以启动第一主发动机。
有利地，所述方法旨在在所述辅助功率组启动之后并且在所述第一主发动机由第一电机启动之前供给用于推动飞行器机轮的电动机。
附图说明
通过阅读作为示例给出的实施例的详细说明和附图，将更好地理解本发明，本发明的其它优点将更加清楚，在所述附图中：
图1和图2示出了飞行器的电气架构的第一实施例；
图3和图4示出了飞行器的电气架构的第二实施例；
图5示意性地示出了双发动机飞行器的电气架构；
图6示出了用于实施图5的架构的方法的示例；
图7a和图7b示出了能够供给飞行器空气调节系统的两个变型；
图8示出了磁力耦合器的示例；
图9示出了电气架构转换器的操控。
具体实施方式
为了清楚起见，相同的元件在不同的附图中采用相同的附图标记。
图1示出了飞机的电气架构10的示例，所述电气架构包括两个空气调节系统12和14。这些系统在英文文献中还称作空气调节组和ECS(即“Environment Control System(环境控制系统)”)。这两个系统能够调节飞机机舱中的空气温度。该架构还包括两个转换器16和18，所述两个转换器用于每个供给所述空气调节系统中的一个(分别为12和14)。两个转换器16和18由交流总线20供给。以传统的方式，在大型载运飞机上，传统地存在115V 400Hz的总线，以及最近地存在230V 400Hz的总线。这些总线通常称作HVAC总线，HVAC是英文“High Voltage Alternating Current(高压交流电)”的首字母缩合词。当飞机落在机场中的地面上时，HVAC总线可由飞机外部的地面电源(groupe de parc)供给。架构10可包括变压器或自耦变压器22，所述变压器或自耦变压器能够使由地面电源发送的电压与HVAC总线的电压适配。在飞行中，HVAC总线可由飞机的主发电机供给。发电机24示出在图1上。这些发电机通常是与飞机的主发动机相关联的电机。HVAC总线还可由辅助功率组供给，所述辅助功率组的名称已知为APU，APU是英文“Auxiliary Power Unit(辅助功率单元)”的首字母缩合词。APU使用飞机的燃料，并且通常在地面上使用所述APU(尤其是当机场未布置有地面电源时或者在着陆之前的飞行中)，以避免在主发电机中断时的任何供电中断。
转换器16和18中的每个能够使HVAC总线的电压和频率与空气调节系统12和14适配。更传统地，转换器16和18能够从载用网络提取功率，以供给空气调节系统12和14。载用网络可为交流的或者如所示的示例为直流的。
转换器16和18中的每个包括至少一个换流器，所述至少一个换流器能够供给相关联的空气调节系统。在所示的示例中，转换器16包括换流器26，转换器18包括换流器28。以传统的方式，换流器26和28是三相换流器。无论相数如何，都可实施本发明。换流器26和28中的每个从称作HVDC总线的直流总线(分别为30和32)接收能量，HVDC是英文“HighVoltage Direct Current(高压直流电)”的首字母缩合词。在飞行器上，经常存在270V直流总线或540V直流总线。当然，在本发明的保护范围中可实施任何其它直流电压。每个转换器16和18可包括整流器(分别为34和36)，所述整流器从HVAC总线20接收能量并供给相应的HVDC总线30或32。每个转换器可包括滤波元件，所述滤波元件尤其是在换流器26和28的输出端处和/或在整流器34和36的输入端处。
每个转换器16和18可包括第二换流器(分别为38和40)，所述第二换流器由所属转换器的HVDC总线供给，并且能够供给飞行器的其它负载。同一转换器的两个换流器可不同地定尺寸。在图1上所示的示例中，对于转换器16，换流器26可发送大于由换流器38发送的功率的功率。同样，对于转换器18，换流器28可发送大于由换流器40发送的功率的功率。不同的换流器可为单向的，以能够供给飞机的负载。所述换流器可为双向的，例如当负载可再生功率时。双向换流器可尤其用于连结电池，或者用于连结可时常生成电能的负载。
本发明不限于每个转换器两个换流器。根据需要，可在每个转换器16和18中存在两个以上的换流器。
转换器16和18可用于其它目的，尤其是用于启动飞机的主发动机。例如，当飞机拥有两个主发动机时，所述两个主发动机中的每个都与作为发动机运行的电机相关联并能够启动所述电机。所述电机可为可逆的。换句话说，所述电机还可在相关联的发动机运行时作为发电机运行，如图1上所示的发电机24。
在图2上，电机24按照发动机功能示出，以启动飞机的主发动机42中的一个。根据本发明，两个转换器16和18共同供给电机24。事实上，转换器16和18定尺寸用于每个供给所述空气调节系统中的一个。为了供给能够启动飞机主发动机的电机，使用经联结的两个转换器16和18，以便避免所述两个转换器尺寸过大，当仅一个需可供给电机24时，就是这种情况。
飞机通常包括多个(对于大型载运飞机，通常两个或四个)主发动机。发动机的启动可按顺序进行。更确切地，转换器16和18基于来自于APU或飞机电池的能量供给与第一主发动机相关联的第一电机24。一旦第一发动机启动，其相关联的电机可生成电流来供给HVAC总线。仅这样，接下来，转换器16和18与第一主发动机的电机24断连，以与同飞机的第二主发动机相关联的另一电机连接，依此类推，直到飞机的所有发动机启动。在发动机的该启动阶段期间，空气调节系统12和14未被供给。机舱的热惯性使得能够接受保持大约一分钟的该短暂供给中断。
电机24可包括分开的两个绕组：主绕组24-1和励磁绕组24-2。主绕组24-1比激励绕组24-2需要更多的功率。在所示的示例中，两个换流器26和28联结，以供给主绕组24-1。激励绕组24-2本身仅需要由换流器38发送的功率。两个换流器26和28的联结可由磁耦合器43提供。
电气架构10包括未示出的受控接触器，所述受控接触器能够从图1的运行模式切换到图2的运行模式。
在图1的运行模式中，仅使用换流器26和28来供给空气调节系统12和14。换流器38和40可用于供给飞行器的其它负载，所述其它负载例如是空气再循环通风机44和45。当启动主发动机时，通风机44和45暂时不被供给。
图3和图4示出了本发明的第二实施例，其中，电气架构47还包括两个转换器(此处附图标记为46和48)。在转换器46中，存在HVDC总线30以及由HVAC总线20供给的整流器34。同样，在转换器48中，存在HVDC总线32以及由HVAC总线20供给的整流器36。在转换器46和48中的每个中，HVDC总线供给两个换流器(分别为，对于转换器46为50和52，对于转换器48为54和56)。对于图3和图4上相较于在图1和图2的实施例的不同点，同一转换器的两个换流器是相同的。更确切地，所述两个换流器用于发送相同的额定功率。
在图3上，如在图1上，转换器46和48每个供给所述空气调节系统12和14中的一个。对于转换器46，两个换流器50和52联结，以供给空气调节系统12。同样，对于转换器48，两个换流器54和56联结，以供给空气调节系统14。换流器的联结可借助于布置在换流器与相关联的空气调节系统之间的磁力耦合器来实施。可选地，可实施装配有电机的空气调节系统，所述电机具有的相数等于每个换流器的相数的两倍。
如对于图1的实施例，转换器46和48中的至少一个可供给飞机的其它负载(例如用于推动飞机机轮的电动机)。
在图4上，如在图2上，转换器46和48供给电机24。在所示的示例中，换流器52、54和56联结，以供给主绕组24-1。励磁绕组24-2本身仅需要由换流器50发送的功率。
图5示意性地示出了双发动机飞机的电气架构60的示例。该飞机的两个主要发动机的附图标记为42R(右侧发动机)和42L(左侧发动机)。通常，上述附图标记根据与右侧发动机和左侧发动机的优先关联性而被赋予后缀R或L。当然，可将该架构扩展到三发动机飞机或四发动机飞机。
存在两个转换器(此处附图标记为62L和62R)。在转换器62L中，存在HVDC总线30L以及由HVAC总线20L供给的整流器34L。同样，在转换器62R中，存在HVDC总线30R以及由HVAC总线20R供给的整流器34R。HVAC总线20L和20R可连接以一起形成上文描述的HVAC总线20。在两个HVAC总线20L和20R之间的连接可尤其是为在使用过程中持久的或可操控的，以便能够在与所述总线中的一个相关联的组成部件故障的情况下使HVAC总线20L和20R分开，所述组成部件可扩展到飞机的所有右侧设备或左侧设备。
如上文描述，架构60可在飞机处在地面上时与地面电源连接。所述连接借助于变压器或自耦变压器22通过HVAC总线20L和20R中的一个进行。在图5上，变压器22与HVAC总线20R连接。所述连接还可在HVAC总线20L上进行。
在转换器62L和62R中的每个中，HVDC总线供给对于转换器62L的两个换流器(分别为64L和66L)以及对于转换器62R的两个换流器(分别为64R和66R)。同一转换器的两个换流器可如在图1和图2的实施例中是不同的或者如在图3和图4的实施例中是相同的。作为补充，转换器62L和62R中的每个可包括直流/直流基本转换器(分别为68L和68R)，所述直流/直流基本转换器可任选地借助于低压直流总线LVDC(分别为72L和72R)给电池(分别为70L和70R)充电或从中提取能量。
存在与每个主发动机42L和42R相关联的电机(分别为24L和24R)，所述电机可作为发动机运行以启动相关联的主发动机，以及可作为发电机运行以供给HVAC总线20L或20R。
飞机还可装配有辅助功率组APU以及用于启动APU的电机74。对于电机24L和24R，电机74可作为发动机运行以启动APU，或者作为发电机运行(一旦APU启动以(例如在HVAC总线20L或20R中的一个位置处)供给电气架构60)。可选地，电机74的连接可在架构60的另一点处(例如在HVDC总线30L或30R中的一个位置处，或者在LVDC总线72L或72R中的一个位置处)进行。
在图5上，还存在能够供给电机24L或24R中的一个或另一个的磁力耦合器43。通常，启动APU所需的功率低于启动主发动机42L和42R所需的功率。可仅使用单个换流器来供给电机74以启动APU。可选地，耦合器43可用于联结多个换流器以便供给电机74，如果启动APU所需的功率需要这样的话。
在架构60中，还存在分别由转换器62L和62R供给的空气调节系统12和14。
在大量的装配有两个空气调节系统的飞机中，所述两个空气调节系统在飞行期间可能不两者同时实施。更确切地，在预确定高度以下，仅可有用地实施两个空气调节系统中的单个。可仅使用两个转换器62L和62R中的单个来供给保留的空气调节系统。两个转换器中的另一个不用于空气调节。可选地，有利地，平衡两个转换器62L和62R的使用。由此期望基于经联结的两个转换器供给保留的空气调节系统。联结可通过使用专用耦合器或通过重新使用在主发动机42L和42R启动之后不再使用的耦合器43来实施。
为了确保飞机在地面上(尤其是从停机位起直到起飞跑道)在两个停机位之间或者从着陆跑道起直到停机位的移动，飞机通常使用主发动机：涡轮喷气发动机、借助于燃料供给的涡轮螺旋桨发动机。这些发动机产生污染并且是噪音危害源。为了确保在地面上的移动，可给飞机的起落架装配可驱动机轮的电动机，以允许飞行器的移动。在图5上，示出了使起落架78机动化的电机76。电机76此处由换流器64L供给。当然，可借助于多个换流器供给电机76。此外，电机76可用作发电机，以例如制动起落架78的机轮。与电机76连结的一个或多个换流器由此是可逆的，以便根据电机76的运行模式(发动机或发电机)供给所述电机或回收能量。
在图5上，不同的设备可与转换器62L和62R连接。装载在飞机上的其它设备也可能够与转换器62L和62R连接。这些设备并非所有都持久地与转换器62L和62R连接。附图上未示出的接触器能够连接一个或多个设备。在飞机的任务期间，不同设备的连接随时间推移而变化。例如，在飞机在地面上行驶期间，可中断空气调节系统中的至少一个(在这种情况下，空气调节系统12)的供给，以供给一个或多个用于推动飞机机轮的电动机。
图6示出了实施图5的架构的方法的示例，在所述方法中，飞机的不同任务阶段可接联
当飞机停在停泊点处不动时，飞机通常由地面电源供给，并且HVAC网络20L和20R从变压器22接收能量。在第一步骤80中，空气调节系统12或14中的至少一个被供给。当乘客登上飞机时，空气调节尤其有用。
一旦登机完成，飞机需能够离开停泊点。地面电源由此断连，并且在步骤82期间，启动辅助功率组APU。APU的启动可通过在地面电源断连或与电池70L和/或70R断连之前从地面电源提取能量来进行。APU的启动可仅需要两个转换器62R或62L中的单个。在该情况下，可保持空气调节组中的一个12或14被供给。空气调节组14的供给由步骤84示出。可选地，在步骤82期间，可中断空气调节组12和14中的一个或多个的供给。APU的启动可典型地持续大约一分钟。在该时间间隔期间，机舱的惯性足以使得乘客的舒适性降低仍然是可接受的。
在APU启动之后，飞机需能够在地面上移动直到起飞跑道。在最近的飞机中，该移动可借助于使起落架78中的一个或多个机动化的一个或多个电机76来进行。在步骤86中实施一个或多个电机76的供给。一个或多个电机76仅使用两个转换器62L或62R中的一个。另一个转换器可用于供给空气调节系统中的一个12或14。在一个或多个电机76的供给期间，空气调节系统中的一个的供给在图5上由步骤88示出。可选地，如果一个或多个电机76需要两个转换器62L或62R来运行，可暂停两个空气调节系统12和14的运行。由此省略步骤88。
在起飞之前，主发动机42L和42R接连地启动。更确切地，作为发动机运行的电机24L启动主发动机42L。该启动由图6上的步骤90示出。在启动之后，主发动机42L可驱动电机24L，所述电机由此用作发电机并由此供给两个转换器62L和62R。
接下来，作为发动机运行的电机24R启动主发动机42R，这在图5上由步骤92示出。如上文所述，在启动之后，主发动机42R可驱动电机24R，所述电机由此作为发电机运行并由此供给转换器62L和62R。
以传统的方式，在双发动机飞机中，左侧主发动机在右侧主发动机之前启动。在飞机右侧或左侧的定位完全是传统的。当然，可在左侧主发动机之前启动右侧主发动机，而不脱离本发明的保护范围。
在步骤90和92期间，两个转换器62L和62R用于接连地启动两个主发动机42L和42R。在步骤90和92期间，空气调节系统12和14不再被供给。在两个主要发动机42L和42R启动之后，空气调节系统12和14重新被供给。
可使两个空气调节系统12和14的供给分开。在步骤94期间，仅供给两个系统中的一个(例如空气调节系统12)。如上文所述，耦合器43可用于使得两个转换器62L和62R共同供给空气调节系统12。接下来，当飞机在步骤96期间达到预确定高度时，两个空气调节系统12和14被供给，每个由转换器62L和62R中的一个供给。
图7a和图7b示出了能够供给空气调节系统中的一个(例如系统12)的两种变型，空气调节系统14不被供给。空气调节系统中的单个的供给可发生在步骤84、88和94中。在图7a上，空气调节系统12借助于磁力耦合器43由换流器64L和66R供给。当换流器64L和66R的相数与空气调节系统12的电机(尤其是驱动压缩机的电机)的相数相同时，磁力耦合器的使用是有利的。传统地，实施三相电机，所述三相电机由此与同样三相的换流器一起运行。在图7a上，转换器62L和62R中的每个的换流器用于供给空气调节系统12。这能够平衡HVAC网络20L和20R。可选地，当不需要平衡HVAC网络20L和20R的平衡需求时或者当未用于空气调节系统12的换流器用于可确保平衡的其它负载时，可由同一转换器的两个换流器供给空气调节系统12。
在图7b上，两个换流器64L和66R在没有磁力耦合器的情况下直接供给空气调节系统12。当空气调节系统12的电机的相数是换流器64L和66R的相数的两倍时，该变型是有利的。例如，换流器可为三相的，空气调节系统12的电机可由此为六相的，这使得能够省去耦合器。
图7a和图7b的两个变型使用图3和图4上所示的转换器62L和62R。还可通过使用图1和图2上所示的转换器16和18来实施这两个变型。
另外，在图7a和图7b的两个变型中，可使用未用于供给空气调节系统12的换流器，以便供给飞行器的其它负载。
图8示出了磁力耦合器43的示例，所述磁力耦合器适用于联结多个换流器(更确切地，每个换流器的相)。当换流器是多相的时，对于所述相中的每个，重复图8的耦合器。
电感器与每个换流器的相(此处标记为O1、O2和O3)串联地连结。在图8上，示出了三个电感器L1、L2和L3。电感器的数量要根据期望联结的换流器的数量适配。电感器L1、L2和L3的未与换流器O1、O2和O3连结的端子连结在一起，以形成用于供给电机(例如空气调节系统12或主绕组24-1的电机)的耦合器的输出相P。一个或多个接触器K用于根据由耦合器43供给的负载需求来暂时使电感器L1、L2和L3之间联接。在图8上，示出了开关K。可实施开关的任何组合，以便确保所期望的联结。
图9示出了转换器的操控。可在电气架构的不同实施例中实施该操控。如上文所述，参考图3和图4上所示的转换器62L和62R示出了该操控。还可对图1和图2上所示的转换器16和18实施该操控。
脉冲宽度调制器(MLI)与每个转换器62L和62R(更确切地，与每个换流器)相关联，所述脉冲宽度调制器发送二进制命令，所述二进制命令用于打开和关闭换流器中的每个的电子开关。MLI调制器100L与转换器62L相关联并且操控换流器64L和66L。MLI调制器100R与转换器62R相关联并且操控换流器64R和66R。每个转换器可包括与属于不同换流器的电子开关的栅极(grilles)直接连接的接合控制器(未示出)。接合控制器基于由调制器100L和100R发送的二进制命令生成对于开关的适配信号。
在脉冲宽度调制器100L和100R中的每个的上游处，电气架构包括电流换流器伺服模块(分别为102L和102R)。电流传感器测量每个换流器的输出电流并将该测量值传输到相应的模块102L或102R。电流传感器可位于布置在对应换流器下游处的转换器中的滤波器元件位置处。电流传感器可实施对其中一个相位的测量或对相应换流器的不同相位的同时测量。模块102L或102R以及相关联的一个或多个电流传感器形成称作电流环路的伺服环路，所述电流环路接收电流设置值(consigne)(分别为104L或104R)。每个模块102L或102R向MLI调制器中的每个发送占空比，以使得由对应的换流器发送的电流遵循电流设置值104L和104R。
在模块102L和102R中的每个的上游处，该架构包括对于由换流器供给的负载的伺服运行模块。在图9上，这些模块的附图标记分别为106L和106R。一个或多个运行传感器与每个模块106L和106R相关联，所述一个或多个运行传感器测量由所述换流器中的每个分别供给的负载的特征运行参数。所述特征运行参数可涉及例如发动机的旋转速度或发动机发送的转矩。在图9上，运行传感器的附图标记分别为108L和108R。每个负载可由布置有固有运行传感器的换流器供给，并且模块106L和106R与相关联的传感器的连接根据由换流器供给的负载而变化。
模块106L或106R及其相关联的传感器108L和108R形成称作负载环路的伺服环路，所述负载环路接收负载的运行设置值110L或110R。负载环路修改电流设置值104R或104L，以使得负载12的特征运行参数遵循负载的运行设置值110L或110R。
在每个模块106L和106R的上游处，该架构可包括模式选择模块(分别为112L和112R)。该模块接收限定负载运行的高等级设置值。例如，对于与主发动机相关联的电机24，该设置值可限定电机24是作为发电机运行以供给HVAC网络还是作为发动机运行以启动相关联的主发动机。在发电机模式下，高等级设置值可例如限定发电机需提供的电压。
该设置值可来自于主发动机的管理系统，所述管理系统使飞行器的驾驶舱与主发动机之间界面连接。在英文文献中，管理系统通常称作FADEC，FADEC是英文“FullAuthority Digital Engine Control(全权数字发动机控制)”的首字母缩合词。发动机管理系统尤其根据由飞行员通过飞行控制产生的功率要求来管理向发动机的涡轮机中喷射的燃料。该设置值还可来自于飞行器的发电机的管理系统，该管理系统在英文文献中的名称为GCU，GCU是英文“Generator Control Unit(发电机控制单元)”的首字母缩合词。
在图9上，模块106L和112L以实线示出，模块106R和112R以虚线示出。此外，图9上出现总线120，所述总线上联接有不同的模块100L、100R、102L、102R、106L、106R、112L和112R。模块106R和112R的以虚线示出的图示示出了两个转换器62L和62R一起供给同一负载(例如电机24L或空气调节系统12)的事实。
在该运行模式中，与经供给的负载相关联的仅一个或多个传感器108L提供仅被传输到伺服运行模块106L的测量值。电流设置值104L由模块106L发送。模块106R本身是不激活的。电流设置值104R也由模块106L生成，并通过总线120传输到模块102。
MLI调制器100L还可向MLI调制器100R传输信息(尤其是同步)，以使得相关联的换流器可更容易地联结。
两个发动机42L和42R的启动在步骤94和96中按顺序完成。可使模块106R和106L协同作用以仅在飞行器的电气架构中布置单个模块。然而，有利地避免了在飞行器的右侧设备与左侧设备之间的交叉。因此，每个转换器布置有模块106R或106L和112R或112L。在电机24R的供给期间，模块106R和110R是激活的，并且通过总线120将设置值和同步传输到电流伺服模块102L和MLI调制器100L。
为了确保转换器的操控，仅作为示例给出了对不同模块的建议性分割。可出现其它分割或其它伺服环路。在与转换器中的每个相关联的不同模块之间的功能区别可变化，而不脱离本发明的保护范围。
更通常地，在飞行器的左侧负载(尤其是左侧主发动机42L或左侧空气调节系统12)的供给期间，左侧转换器62L及其操控部件主要地运行。右侧转换器62R及其操控部件在协助供给左侧负载期间从属地运行。相反地，在飞行器的右侧负载期间，右侧转换器62R及其操控部件主要地运行，而左侧转换器62L及其操控部件在协助供给右侧负载期间从属地运行。

Claims (12)

1.一种飞行器的电气架构，所述电气架构包括两个空气调节系统(12，14)、两个转换器(16，18；46，48；62L，62R)以及至少一个第一电机(24；24L)，所述两个转换器用于每个供给所述空气调节系统(12，14)中的一个，所述至少一个第一电机确保所述飞行器的第一主发动机(42；42L)的启动，其特征在于，所述电气架构(10；47；60)构造用于使得所述两个转换器(16，18；46，48；62L，62R)能够共同供给第一电机(24；24L)，并且，所述两个转换器(16，18；46，48；62L，62R)中的每个包括两个换流器(26，28，38，40；50，52，54，56；64L，66L，64R，66R)，并且，所述架构(10；47；60)还包括耦合器(43)，所述耦合器能够至少使所述换流器中的两个第一换流器相关联，并且，所述电机(24)包括能够由所述耦合器(43)供给的主绕组(24-1)以及能够由所述换流器中的第二换流器供给的激励绕组(24-2)。
2.根据权利要求1所述的电气架构，其特征在于，在预确定高度以下，所述两个转换器(16，18；46，48；62L，62R)构造用于仅供给两个空气调节系统(12，14)中的单个。
3.根据上述权利要求中任一项所述的电气架构，其特征在于，每个转换器(16，18；46，48；62L，62R)的换流器能够供给空气再循环通风机(44，45)。
4.根据上述权利要求中任一项所述的电气架构，其特征在于，所述转换器中的至少一个(62L)的换流器(64L)能够供给用于推动飞行器机轮(78)的电动机(76)。
5.根据上述权利要求中任一项所述的电气架构，其特征在于，所述电气架构包括第二电机(24R)，所述第二电机确保所述飞行器的第二主发动机(42R)的启动，并且，所述电气架构(60)构造用于使得所述两个转换器(62L，62R)能够共同供给第一电机(24L)或第二电机(24R)。
6.根据权利要求5所述的电气架构，其特征在于，所述架构包括第一操控模块(100L，102L，106L，112L)、第二操控模块(100R，102R，106R，112R)以及总线(120)，所述第一操控模块与所述两个转换器中的第一转换器(62L)相关联，所述第二操控模块与所述两个转换器中的第二转换器(62R)相关联，所述总线使所述第一操控模块与所述第二操控模块连通，并且，所述架构构造用于在共同供给第一电机(24L)期间使所述第一转换器(62L)和所述第一操控模块(100L，102L，106L，112L)主要，所述第二转换器(62R)和所述第二操控模块(100R，102R，106R，112R)从属，并且，所述架构构造用于在共同供给第二电机(24R)期间使所述第二转换器(62R)和所述第二操控模块(100R，102R，106R，112R)主要，所述第一转换器(62L)和所述第一操控模块(100L，102L，106L，112L)从属。
7.根据上述权利要求中任一项所述的电气架构，其特征在于，所述电气架构包括辅助功率组(APU)以及用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)，并且，所述电气架构构造用于使得所述两个转换器(62L，62R)能够供给用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)。
8.根据权利要求7所述的电气架构，其特征在于，所述电气架构包括至少一个用于存储电能的电池(70L，70R)，并且，用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)由所述电池(70L，70R)通过所述转换器(62L，62R)来供给。
9.一种飞行器，所述飞行器包括根据上述权利要求中任一项所述的电气架构。
10.一种电气架构的运行方法，所述电气架构根据权利要求5所述，其中，第一电机和第二电机(24L，24R)构造用于能够作为发动机运行，或者作为发电机运行以能够供给两个转换器(62L，62R)，其特征在于，所述运行方法旨在供给作为发动机运行的第一电机(24L)以启动第一主发动机(42L)，直到第一电机(24L)作为发电机运行并同时从第一主发动机(42L)接收机械能，第一电机(24L)由此供给两个转换器(62L，62R)，并且，所述方法接下来旨在供给作为发动机运行的第二电机(24R)以启动第二主发动机(42R)。
11.根据权利要求10所述的电气架构的运行方法，所述电气架构根据权利要求5至8中任一项所述，其中，用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)构造用于能够作为发动机运行，或者作为发电机运行以能够供给两个转换器(62L，62R)，其特征在于，所述运行方法旨在供给作为发动机运行的用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)以基于电池(70L，70R)启动所述辅助功率组(APU)，直到从辅助功率组(APU)接收机械能的用于启动辅助功率组(APU)的电机(74)作为发电机运行以供给两个转换器(62L，62R)，并且，所述方法接下来旨在供给作为发动机运行的第一电机(24L)以启动第一主发动机(42L)。
12.根据权利要求11所述的电气架构的运行方法，所述电气架构根据权利要求4至8中任一项所述，其特征在于，所述运行方法旨在在所述辅助功率组(APU)启动之后并且在所述第一主发动机(42L)由第一电机(24L)启动之前供给用于推动飞行器机轮(78)的电动机(76)。
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