CN117597847A - 用于飞行器的电气架构 - Google Patents

用于飞行器的电气架构 Download PDF

Info

Publication number
CN117597847A
CN117597847A CN202280047737.1A CN202280047737A CN117597847A CN 117597847 A CN117597847 A CN 117597847A CN 202280047737 A CN202280047737 A CN 202280047737A CN 117597847 A CN117597847 A CN 117597847A
Authority
CN
China
Prior art keywords
power distribution
inverter
distribution system
voltage
propulsion
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.)
Pending
Application number
CN202280047737.1A
Other languages
English (en)
Inventor
菲利普·纳内克斯
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.)
Safran Electrical and Power SAS
Original Assignee
Safran Electrical and Power SAS
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 Safran Electrical and Power SAS filed Critical Safran Electrical and Power SAS
Publication of CN117597847A publication Critical patent/CN117597847A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as ac or dc
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J3/00—Circuit arrangements for ac mains or ac distribution networks
    • H02J3/38—Arrangements for parallely feeding a single network by two or more generators, converters or transformers
    • H02J3/40—Synchronising a generator for connection to a network or to another generator
    • H02J3/42—Synchronising a generator for connection to a network or to another generator with automatic parallel connection when synchronisation is achieved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J2310/00—The network for supplying or distributing electric power characterised by its spatial reach or by the load
    • H02J2310/40—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle
    • H02J2310/44—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle for aircrafts
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J9/00—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting
    • H02J9/04—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting in which the distribution system is disconnected from the normal source and connected to a standby source
    • H02J9/06—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting in which the distribution system is disconnected from the normal source and connected to a standby source with automatic change-over, e.g. UPS systems
    • H02J9/062—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting in which the distribution system is disconnected from the normal source and connected to a standby source with automatic change-over, e.g. UPS systems for AC powered loads

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Inverter Devices (AREA)
  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)
  • Direct Current Feeding And Distribution (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的电气架构(2)，包括：‑第一推进配电系统(16)，分配高DC电压，‑第二推进配电系统(18)，分配高DC电压，‑第一AC配电系统(46)，分配三相AC电压，‑第二AC配电系统(54)，分配三相AC电压，‑第一逆变器(44)，连接在所述第一推进配电系统与所述第一AC配电系统之间，‑第二逆变器(52)，连接在所述第二推进配电系统与所述第二AC配电系统之间，‑电子模块(60)，连接到所述第一逆变器且连接到所述第二逆变器，以便控制由所述第一逆变器产生的三相AC电压的频率和由所述第二逆变器产生的三相AC电压的频率。

Description

用于飞行器的电气架构
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的电气架构。
背景技术
传统地，飞行器包括数个高电压DC(直流电)配电系统和数个AC(交流电)配电系统。高电压DC配电系统适于对与推进有关的设备和负载供电。这些系统称为“推进配电系统”。这些系统具有400伏与800伏之间的直流电压。
三相AC配电系统适于对例如便利设施、照明灯具、娱乐系统和厨房的乘客服务设备供电。三相AC配电系统可具有115伏或230伏的电压。每一三相AC配电系统由独立AC发电机供电。每一AC发电机经设定大小以使得在另一系统的发电机故障的情况下，其可对另一系统的负载中的至少一些充电。连接在系统之间和发电机之间的开关使得一个系统由另一系统的发电机供电成为可能。
然而，当AC发电机经由电力传输由涡轮机直接驱动时，由每一发电机产生的AC电压的频率随涡轮机的速度而变化。因此，构成AC电压源的各种发电机处于完全不同的频率和相位。为了避免由这些相位和频率差产生的短路，当将发电机连接到第二AC系统时，在20毫秒到30毫秒的一段时期内切断电源。此切断产生由第二AC系统供电的所有设备必须经历的100ms到200ms的电压暂降。设备设计成使用尽可能快速地存储能量或重启以便尽可能少地破坏飞行器的操作的策略来接收这些电压暂降，因为电力系统的重新配置可在地面上且还在飞行中发生。
发明介绍
本发明的第一目标是提出一种使得有可能避免这些电压暂降的电气系统架构。
本发明的第二目标是提出一种从重量、成本和效率角度优化的电气系统架构。
发明内容
本发明涉及一种用于飞行器的电气架构，包括：
-第一推进配电系统，适于分配高DC(直流电)电压，所述第一推进配电系统包括至少第一配电单元，
-第二推进配电系统，适于分配高DC电压，所述第二推进配电系统包括至少第二配电单元，
-第一AC(交流电)配电系统，适于分配三相AC电压，
-第二AC配电系统，适于分配三相AC电压，
-第一逆变器，连接在第一推进配电系统与第一AC配电系统之间，
-第二逆变器，连接在第二推进配电系统与第二AC配电系统之间，
-电子模块，连接到第一逆变器和第二逆变器，以便控制由第一逆变器产生的三相AC电压的频率和由第二逆变器产生的三相AC电压的频率。
有利地，电子模块可容易地控制逆变器以便使第一AC配电系统和第二AC分配系统的频率同步。因此，在第二推进系统的连接故障的情况下，第二AC系统可直接连接到第一推进系统而不必等待第二AC系统的电子组件放电。类似地，在第一推进系统发生故障的情况下，第一AC系统可直接连接到第二推进系统。由此，在AC系统中不再存在任一电压暂降。
有利地，第一推进系统和第一AC系统彼此平衡且在针对损失优化的操作点处操作。以相同方式，第二推进系统和第二AC系统在针对损失优化的操作点处操作。
可任选地实施以下段落中阐述的特征。可彼此独立地或彼此组合地实施所述特征：
-电子模块适于将由第二逆变器产生的AC电压的相位链接到由第一逆变器产生的AC电压的相位。
-电子模块适于将由第二逆变器产生的AC电压的同步信号链接到由第一逆变器产生的AC电压的同步信号。
-控制第一逆变器和第二逆变器以产生在400赫兹的频率下输出的三相AC电压。
有利地，400赫兹的固定频率使得有可能为具有磁性组件(马达、泵、电压互感器等)的所有负载准确地设定大小，而不必再考虑350赫兹的低频率。这引起电压变换器的约10％的重量节省。有利地，马达和泵可经设定大小以用于在400赫兹下的操作点。其可由此在其最优操作效率下操作。
-第一逆变器和第二逆变器当中的至少一个逆变器为可逆逆变器。
有利地，第一逆变器和/或第二逆变器的可逆性使得有可能例如通过使用辅助电力单元将电力供应到第一和/或第二推进配电系统。此电力可存储在电池中或可将电力供应到推进配电系统的配电单元。此电力还可传输到在电动模式下操作的电机。
所述架构包括：
-第一开关，适于将第一推进配电系统连接到第一AC配电系统；
-第二开关，适于将第二推进配电系统连接到第二AC配电系统；
-至少第三开关，适于将第一AC配电系统连接到第二AC配电系统。
有利地，这些开关使成为可能在第一推进配电系统故障的情况下将第一AC配电系统连接到第二推进配电系统。类似地，这些开关使得有可能在第二推进配电系统故障的情况下将第二AC配电系统连接到第一推进配电系统。
-架构包括适于连接到辅助电力单元的接线盒，所述接线盒连接在第一配电系统与第二AC配电系统之间。
-第一推进配电系统还包括连接到第一逆变器的第一电池。
有利地，存储在第一推进配电系统中的电力可由第一AC配电系统使用，且如果需要，可能由第二AC配电系统使用。
所述架构包括：
-涡轮机，具有低压轴和高压轴，
-第一低压电机，耦合到涡轮机的低压轴，以及
-第一高压电机，耦合到涡轮机的高压轴，第一低压电机和第一高压电机连接到第一配电单元。
有利地，第一配电单元由耦合到低压轴的电机和耦合到高压轴的电机两者供电。此交叉连接提供较大冗余和较大容错性。
所述架构还包括耦合到涡轮机的低压轴的第二低压电机和耦合到涡轮机的高压轴的第二高压电机，第二低压电机和第二高压电机连接到第二配电单元。
-至少一个低压电机和至少一个高压电机为可逆电动机。
有利地，电动机可在发电模式下操作以对第一配电系统供电或在电动模式下操作以将转矩提供到涡轮机。
附图说明
[图1]为根据本发明的用于飞行器的电气架构的示意图。
具体实施方式
参考图1，本发明的电气架构2包括推进部分4和非推进部分6。
电气架构在推进部分4中包括耦合到涡轮机的轴20的第一电机8和第二电机10、耦合到涡轮机的高压轴22的第一电机12和第二电机14、第一推进配电系统16和第二推进配电系统18。
为了简化，第一推进配电系统16和第二推进配电系统18在下文中分别称为第一推进系统16和第二推进系统18。
按照惯例，耦合到低压轴20的第一电机8和第二电机10在下文中称为“低压电机”。类似地，耦合到高压轴22的第一电机12和第二电机14在下文中称为“低压电机”。
低压电机8、10和高压电机12、14由电动机构成。所述电机在发电模式下操作。其产生AC，所述AC由整流器(未图示)整流以形成高DC电压，通常在400伏与800伏之间。此高DC电压对第一推进系统16和第二推进系统18供电。
优选地，低压电机8、10和高压电机12、14由可逆电动机构成。其可由此在电动模式下操作以在特定飞行阶段期间辅助涡轮机。
在所展示的实施例中，第一低压电机8借助于开关24连接到第一推进系统16。第二低压电机10借助于开关26连接到第二推进系统18。以相同方式，第一高压电机12借助于开关28连接到第一推进系统16。第二高压电机14借助于开关30连接到第二推进系统18。
有利地，与开关的此交叉连接确保较大容错性。实际上，在两个电力提取轴中的一个发生故障的情况下，下文所描述的替代系统继续由另一电力提取轴供电。
有利地，在本专利申请中，两个电机安装在涡轮机的每一机械电力提取轴上以确保冗余和容错性。
第一推进系统16包括第一配电单元32、连接到第一配电单元32的输出的母排(busbar)34和连接到母排34的输出的第一电池36。
第一配电单元32适于对飞行器(例如，发动机计算机和发动机除冰系统)的推进所必需的装置和负载供电。
母排34适于对连接装置供电。
以相同方式，第二推进系统18包括第二配电单元38、连接到第二配电单元的输出的母排40和连接到母排40的输出的第二电池42。
电气架构2在其非推进部分6中包括第一逆变器44、连接到第一逆变器的第一AC配电系统46、第二逆变器52和连接到第二逆变器的第二AC配电系统54。
第一逆变器44连接到第一推进系统16。其从第一推进系统16接收高DC电压作为输入。其适于将此高DC电压转换成具有115伏或230伏的电压的三相AC电压。
以相同方式，第二逆变器52连接到第二推进系统18。其从第二推进系统18接收高DC电压作为输入。其适于将此高DC电压转换成具有115伏或230伏的电压的三相AC电压。
优选地，第一逆变器44和第二逆变器52为可逆逆变器。
有利地，在本发明电气架构中，第一推进系统16和第一AC系统46彼此平衡且在针对损失优化的操作点处操作。以相同方式，第二推进系统18和第二AC系统54在针对损失优化的操作点处操作。
电气架构2在其非推进部分6中还包括连接在第一逆变器与第二逆变器之间的电子模块60。
电子模块60为控制单元。确切地说，其适于控制由第一逆变器44产生的三相AC电压的频率和由第二逆变器52产生的三相AC电压的频率，以便使所述频率同步。
优选地，电子模块60还适于将由第二逆变器52产生的AC电压的相位链接到由第一逆变器44产生的AC电压的相位。
电子模块60还能够将由第二逆变器52产生的AC电压的同步信号链接到由第一逆变器44产生的AC电压的同步信号。
有利地，归因于此同步，可进行从第一推进系统18到第二AC系统54或从第二AC系统18到第一AC系统46的连接，而无用于由AC系统供电的负载的电压间隙。实际上，归因于频率和相位同步，第一逆变器和第二逆变器可并联放置，且由此确保在打开和闭合第一AC系统46和第二AC系统54的开关的序列期间的覆盖度。
根据第一实施例，电子模块60适于将由第二逆变器52产生的AC电压的频率链接到由第一逆变器44产生的AC电压的频率。
根据第二实施例，第一逆变器44和第二逆变器52由电子模块60控制以产生在400赫兹的频率下的三相AC电压作为输出。
有利地，400赫兹的固定频率使得有可能为具有磁性组件的所有负载(马达、泵、电压互感器等)尽可能准确地设定大小，而不必再考虑350赫兹的低频率。这引起电压变换器的约10％的重量节省。有利地，马达和泵可经设定大小以用于在400赫兹下的操作点。其可由此在其最优操作效率下操作。
第一AC配电系统46和第二AC配电系统54在下文中分别称为第一AC系统46和第二AC系统54。其各自包括适于对例如便利设施、照明、娱乐系统和厨房的乘客服务装置供电的至少一个母排50、58。其部分地对应于称为“ATA24系统”的机载电气系统。
电气架构2在其非推进部分6中还包括意欲连接到“APU型”的辅助电力单元63的接线盒62。接线盒62连接在第一AC系统46与第二AC系统54之间。辅助电力单元63产生在固定频率下的可用于在地面上对AC系统46、54供电的三相AC电压。辅助功率单元63在图1中用点线表示。
电气架构2在其非推进部分6中还包括：第一开关48，适于将第一推进电源系统16连接到第一AC电源系统46；第二开关56，适于将第二推进电源系统18连接到第一AC电源系统54。
在图1中，第一开关48连接在第一逆变器44与第一AC系统46之间。替代地，第一开关48连接在第一逆变器44与第一推进系统16之间。以相同方式，第二开关56连接在第二逆变器52与第二AC系统18之间或第二逆变器52与第二推进系统18之间。
电气架构2在其非推进部分6中还包括连接在第一AC系统46与第一接线盒62之间的第三开关64和连接在第一接线盒62与第二AC系统54之间的第四开关66。
当第一逆变器和第二逆变器为可逆的时，其可将来自辅助电力单元63的三相AC电压转换成DC电压，以便在启动序列、供电序列或降级模式期间将所述AC电压供应到第一和第二推进系统。
类似地，当第一和第二逆变器为可逆的时，其可将来自辅助电力单元63的三相AC电压转换成DC电压以便将所述AC电压供应到第一电池36和第二电池42。

Claims (10)

1.用于飞行器的电气架构(2)，包括：
-第一推进配电系统(16)，适于分配高DC(直流电)电压，
-第二推进配电系统(18)，适于分配高DC电压，
-第一AC(交流电)配电系统(46)，适于分配三相AC电压，
-第二AC配电系统(54)，适于分配三相AC电压，
-第一逆变器(44)，连接在所述第一推进配电系统(16)与所述第一AC配电系统(46)之间，
-第二逆变器(52)，连接在所述第二推进配电系统(18)与所述第二AC配电系统(54)之间，
-电子模块(60)，其特征在于，所述电子模块(60)连接到所述第一逆变器(44)且连接到所述第二逆变器(52)，以便控制由所述第一逆变器产生的三相AC电压的频率和由所述第二逆变器产生的三相AC电压的频率，所述电子模块(60)适于将由所述第二逆变器(52)产生的AC电压的相位链接到由所述第一逆变器(44)产生的AC电压的相位。
2.根据权利要求1所述的电气架构(2)，其特征在于，所述电子模块(60)适于将由所述第二逆变器(52)产生的AC电压的同步信号链接到由所述第一逆变器(44)产生的AC电压的同步信号。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的电气架构(2)，其特征在于，所述第一逆变器(44)和所述第二逆变器(52)被控制以产生在400赫兹的频率下输出的三相AC电压。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的电气架构(2)，其特征在于，所述第一逆变器(44)和第二逆变器(52)当中的至少一个逆变器为可逆逆变器。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的电气架构(2)，包括：
-第一开关(48)，适于将所述第一推进配电系统(16)连接到所述第一AC配电系统(46)；
-第二开关(56)，适于将所述第二推进配电系统(18)连接到所述第二AC配电系统(54)；
-至少第三开关(64、66)，适于将所述第一AC配电系统(46)连接到所述第二AC配电系统(54)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的电气架构(2)，包括适于连接到辅助电力单元的接线盒(62)，所述接线盒(62)连接在所述第一AC配电系统(46)与所述第二AC配电系统(54)之间。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的电气架构(2)，其特征在于，所述第一推进配电系统(16)还包括连接到所述第一逆变器(44)的第一电池(36)。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的电气架构(2)，包括：
-涡轮机，具有低压轴(20)和高压轴(22)，
-第一低压电机(8)，耦合到所述涡轮机的所述低压轴(20)，以及
-第一高压电机(12)，耦合到所述涡轮机的所述高压轴(22)，所述第一低压电机(8)和所述第一高压电机(12)连接到第一配电单元(32)。
9.根据权利要求8所述的电气架构(2)，还包括耦合到所述涡轮机的所述低压轴(20)的第二低压电机(10)和耦合到所述涡轮机的所述高压轴(22)的第二高压电机(14)，所述第二低压电机(10)和所述第二高压电机(14)连接到第二配电单元(38)。
10.根据权利要求8和9中任一项所述的电气架构，其特征在于，至少一个低压电机(8、10)和至少一个高压电机(12、14)为可逆电动机。
CN202280047737.1A 2021-07-08 2022-06-21 用于飞行器的电气架构 Pending CN117597847A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2107430A FR3125176B1 (fr) 2021-07-08 2021-07-08 Architecture électrique pour aéronef
FR2107430 2021-07-08
PCT/FR2022/051202 WO2023281179A1 (fr) 2021-07-08 2022-06-21 Architecture électrique pour aéronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117597847A true CN117597847A (zh) 2024-02-23

Family

ID=77226938

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202280047737.1A Pending CN117597847A (zh) 2021-07-08 2022-06-21 用于飞行器的电气架构

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4367773A1 (zh)
CN (1) CN117597847A (zh)
FR (1) FR3125176B1 (zh)
WO (1) WO2023281179A1 (zh)

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2758782B2 (ja) * 1992-05-22 1998-05-28 三菱電機株式会社 電源装置
US6806589B1 (en) * 2003-07-21 2004-10-19 Hamilton Sundstrand Corporation No break electric power transfer system
US7612514B2 (en) * 2006-11-09 2009-11-03 Honeywell International Inc. Architecture and a multiple function power converter for aircraft
FR2963499B1 (fr) * 2010-07-28 2013-07-12 Airbus Operations Sas Systeme d'alimentation electrique d'un aeronef
US10934935B2 (en) * 2017-01-30 2021-03-02 Ge Aviation Systems Llc Engine core assistance
US11133780B2 (en) * 2019-06-05 2021-09-28 The Boeing Company Non-break power transfer for variable frequency generators
GB2587667A (en) * 2019-09-06 2021-04-07 Rolls Royce Plc Electrical power distribution
FR3103647B1 (fr) * 2019-11-21 2021-10-22 Safran Architecture électrique pour un aéronef à propulsion hybride thermique/électrique et aéronef bimoteurs comprenant une telle architecture

Also Published As

Publication number Publication date
EP4367773A1 (fr) 2024-05-15
WO2023281179A1 (fr) 2023-01-12
FR3125176B1 (fr) 2023-11-17
FR3125176A1 (fr) 2023-01-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2603693C2 (ru) Устройство электрического питания летательного аппарата на земле
US20200025094A1 (en) Method for allocating power in an electrical power system architecture
US7638890B2 (en) Device for supplying electrical power to an aircraft and for electrically starting a jet engine on board an aircraft
Avery et al. Electrical generation and distribution for the more electric aircraft
RU2416871C2 (ru) Система питания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащение
RU2464689C2 (ru) Система генерирования, преобразования, распределения электроэнергии и запуска на борту самолета
US7936082B2 (en) Electrical power supply circuit in an aircraft for electrical equipment including a de-icing circuit
US10014707B2 (en) Method for managing the electric power network of an aircraft
US8928171B2 (en) Power distribution device for distributing power and a method for the distribution of power
US9745943B2 (en) Control and power supply system for helicopter turbine engines
US20170107910A1 (en) Method and apparatus for starting an aircraft engine and operating a power architecture for an aircraft
US8218341B2 (en) Integrated aircraft power conditioning unit
JP2015110409A (ja) 航空機用電力システム
US9035478B2 (en) Aircraft engine constant frequency starter/generator
US20220411082A1 (en) Electric architecture for a hybrid thermal/electric propulsion aircraft and twin-engined aircraft comprising such an architecture
US8089170B2 (en) High torque starter/generator with low input voltage
US8492915B2 (en) Device and method for converting supplied electrical power into mechanical power to start at least one engine
US20230417180A1 (en) Hybrid propulsion turbomachine and aircraft comprising such a turbomachine
Rajashekara Power electronics for more electric aircraft
US10787273B2 (en) Electrical architecture with paired secondary electrical networks for starting engines of an aircraft
CN112997374A (zh) 用于混合推进的电气架构
CN117597847A (zh) 用于飞行器的电气架构
CN110556915B (zh) 单通道多电飞机的电源系统架构

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication