ES2403219T3 - Arquitectura de distribución de potencia para distribuir la potencia a accionadores electromecánicos de una aeronave - Google Patents

Arquitectura de distribución de potencia para distribuir la potencia a accionadores electromecánicos de una aeronave

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Abstract

Arquitectura de distribución de potencia para aeronave, destinada a alimentar unos accionadoreselectromecánicos (105,106,108;205,206,208;109A,109B, 209A,209B) de aeronaves, comprendiendo la arquitecturaal menos un órgano de distribución de potencia (150,250,160,260) para distribuir la potencia a tal o tal accionadorelectromecánico unido a la arquitectura, recibiendo la arquitectura la potencia de al menos un bus de alimentación enpotencia (PW1,PW2) de la aeronave, caracterizada porque una red de tensión continua variable de maneracontrolada (500) está interpuesta entre el bus de alimentación en potencia de la aeronave y los órganos dedistribución de potencia.

Description

Arquitectura de distribución de potencia para distribuir la potencia a accionadores electromecánicos de una aeronave
La invención se refiere a una arquitectura de distribución de potencia para distribuir la potencia a accionadores electromecánicos, y electrohidrostáticos de una aeronave, y en general accionadores eléctricos.
SEGUNDO PLANO TECNOLÓGICO DE LA INVENCION
Se conoce por el documento EP 1.834.874 una arquitectura de distribución de potencia a accionadores electromecánicos de aeronaves tales como accionadores de maniobra de los trenes de aterrizaje, de puertas y ganchos asociados, de los accionadores de maniobra de los dispositivos aerodinámicos tales como alerones o picos de bordes de ataque.
Este documento preconiza la utilización de órganos de distribución de potencia para alimentar unos accionadores físicamente agrupados, de criticidad similar, de potencia vecina, y trabajando en secuencia. Los órganos de distribución de potencia comprenden esencialmente un ondulador asociado a un órgano de conmutación permitiendo enviar la potencia calibrada por el ondulador hacia el accionador concernido. El órgano de distribución de potencia está alimentado directamente por una de las redes de potencia de la aeronave.
Además, es conocido documento EP 1.099.630,que es considerado como el arte anterior lo más cercano y describe las características del preámbulo de la reivindicación 1.
OBJETO DE LA INVENCIÓN
La invención tiene por objetivo hacer evolucionar esta arquitectura, notamente mejorando la seguridad de los operarios de mantenimiento llevados a intervenir sobre los accionadores, y disminuyendo las pérdidas en los onduladores.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LA INVENCIÓN
Con vistas a la realización de este objetivo, se propone una arquitectura de distribución de potencia para alimentar unos accionadores electromecánicos de aeronave comprendiendo la arquitectura al menos un órgano de distribución de potencia para distribuir la potencia a tal o tal accionador electromecánico, recibiendo la arquitectura la potencia de al menos un bus de potencia eléctrica de la aeronave. Según la invención, está interpuesta entre el bus de potencia eléctrica de la aeronave y el órgano de distribución de potencia una red de tensión continua variable de manera controlada.
Así, el órgano de distribución de potencia ya no recibe directamente la potencia del o de los buses de potencia de la aeronave, sino de una red de tensión continua que puede ajustarse a las diferentes circunstancias de funcionamiento de los accionadores.
En particular, cuando la aeronave está en el parking quedando bajo tensión, es posible, en caso de necesidad de intervención del personal de mantenimiento, reducir la tensión reinando en la red de tensión continua bajo un nivel que no ponga en peligro el operario de mantenimiento, en caso de corto-circuito accidental.
Además, si el órgano de distribución de potencia está equipado de un ondulador, la regulación de la tensión de la red permitirá limitar las pérdidas del ondulador. Además, para cada uno de los accionadores, será posible ajustar la tensión liberada al ondulador, de manera que se puede considerar alimentar por la misma arquitectura unos accionadores funcionando con baja tensión y accionadores necesitando al contrario altas tensiones.
Además, el valor de la tensión en la red de tensión continua podrá adaptarse a la impedancia de la línea distribuyendo la potencia al accionador alimentado, lo que permite proporcionar a cada accionador una tensión suficiente, cualquiera que sea la bajada de tensión en la línea.
Finalmente, el valor de la tensión podrá adaptarse para controlar la potencia proporcionada a loa accionadores, o la potencia subiendo de los accionadores y proporcionada a los buses de potencia de la aeronave.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LAS FIGURAS
La invención se entenderá mejor con la lectura de la descripción a continuación de las figuras de los dibujos anexos entre las cuales:
-
La figura 1 es una vista esquemática de una arquitectura de distribución de potencia integrando una red local de tensión continua accionable según la invención;
-
La figura 2 es una vista esquemática ilustrando con más detalle la red de tensión continua de la figura 1.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN
La arquitectura ilustrada aquí es una arquitectura de distribución de potencia a accionadores unidos a los trenes de aterrizaje de la aeronave, aunque esto no sea en absoluto limitativo.
Aquí, solo están representados los trenes de aterrizaje principales izquierdo 100 y derecho 200 de la aeronave. Estos comprenden:
-
los trenes de aterrizaje 101,201 propiamente dichos, articulados a la estructura de la aeronave;
-
unos accionadores electromecánicos elevadores 105, 205;
-
unos ganchos electromecánicos de bloqueo 106,206 de los trenes de aterrizaje en posición almacenada;
-
unos accionadores electromecánicos 108,208 de puertas de cierre de las bodegas de almacenamiento de los trenes de aterrizaje.
Además, los trenes de aterrizaje llevan aquí cada uno dos ruedas 109A, 109B; 209A, 209B equipadas cada una de cuatro accionadores electromecánicos de frenado 110A, 110B, 210A, 210B.
Según una disposición conocida, notamente del documento EP 1.834.874, los accionadores electromecánicos están alimentados por unos órganos de distribución de potencia. En este caso, los accionadores ligados a los trenes de aterrizaje 100,200 están alimentados por dos órganos de distribución de potencia 150,250. Estos órganos de distribución de potencia comprenden un ondulador 151,251 asociado a un conmutador 152,252 permitiendo enviar la potencia a uno u otro de los accionadores concernidos.
Asimismo, los accionadores de frenos están alimentados por unos órganos de distribución de potencia particulares, en este caso unos controladores de frenos 160,260 alimentando cada uno dos accionadores de freno por rueda. Los controladores de freno 160,260 comprenden esencialmente unos onduladores accionados en función de consignas de frenado generados por una unidad de frenado no representada aquí.
Los órganos de distribución de potencia 150,250, y los controladores de frenado 160,260 reciben potencia eléctrica de dos buses de alimentación PW1 y PW2 respectivamente, aquí en este caso unos buses de alimentación en corriente alternativa trifásica, de alta tensión.
Según la invención, unas redes locales de tensión continua controlada 500 están interpuestas entre los buses de alimentación de la aeronave y los órganos de distribución de potencia. Con más precisión, cada una de las redes locales de tensión continua 500 está alimentada por uno de los buses de alimentación PW1, PW2 de la aeronave, y está asociada a uno de los órganos distribuidores de potencia 150,250 y uno de los controladores de freno 160,260.
Una de las redes de tensión continua controlable 500 está detallada a la figura 2. En esta figura,
El bus de alimentación PW1 (aquí una red alternativa trifásica) está primero conectado a un convertidor alternativo/continuo 501 para convertir la tensión alternativa en una tensión continua. Después la tensión continua está proporcionada a una etapa de regulación 502, delimitado por trazos en la figura 2. La etapa de regulación convertidor continuo-continuo “hacheur” 503 constituida aquí de un puente de transistores controlables cuya salida está asociada a un transformador 504 permitiendo asegurar un aislamiento galvánico entre el bus de alimentación de la aeronave PW1 y el resto de la arquitectura de distribución de potencia. El convertidor continuo-continuo “hacheur” permite ajustar el nivel de la tensión continua que será liberada en salida por la red 500. La tensión de picado liberada en salida del transformador 504 está alisada de manera conocida por un filtro de suavizado LC506. La salida del filtro está entonces conectada a los órganos consumidores en este caso los órganos de distribución de potencia 150,250, y los controladores de freno 160,260.
Las ventajas procuradas por la invención son numerosas:
-
la presencia de una red de tensión continua controlable intercalada entre los buses de alimentación de la aeronave y los accionadores permite bajar hacia estos accionadores unos cables únicamente sometidos a tensión continua, y por consiguiente menos susceptibles de radiar, lo que contribuye a disminuir las emisiones electromagnéticas y permite pues disminuir la masa del blindaje de estos cables;
-
la posibilidad de regulación de la tensión continua permite disminuir arbitrariamente la tensión a un nivel que no presenta riesgos para los operarios de mantenimiento susceptibles de intervenir sobre los accionadores. Así aunque los accionadores puedan estar alimentados en alta tensión durante su operación, los operarios no corren riesgo de estar expuestos a esta alta tensión durante las operaciones de mantenimiento;
-
la presencia de una red de tensión continua controlable es particularmente favorable en la arquitectura ilustrada aquí para la cual los accionadores conectados trabajan en secuencia, y jamás simultáneamente (excepto evidentemente, los accionadores de frenado que trabajan juntos, pero nunca al mismo tiempo que los accionadores de elevación, los accionadores de puerta o los ganchos de bloqueo). Así es posible proporcionar al órgano de distribución de potencia o al controlador de freno concernido una tensión perfectamente adaptada a la necesidad de potencia y de control del accionador a alimentar, lo que contribuye a disminuir las pérdidas en los onduladores, y disminuir la demanda de potencia dirigida al bus de alimentación de la aeronave a la estricta necesidad;
En particular, será posible tener en cuenta la impedancia de la línea de alimentación del accionador del accionador en cuestión, y ajustar la tensión de la red de tensión continua para que el órgano de distribución de potencia o el controlador de freno reciba una tensión compensada de la caída de tensión inevitable a lo largo de la línea.
Mencionaremos que cada uno de los órganos de distribución de potencia 150.250 alimenta la integralidad de los accionadores, de manera que en caso de fallo de uno de los órganos de distribución de potencia, queda la posibilidad de alimentar todos los accionadores mediante el otro órgano de distribución de potencia.
En cambio, cada uno de los controladores de freno 160,260 solo alimenta la mitad de los accionadores de frenos sobre cada una de las ruedas. La pérdida de uno de los controladores conduce a la pérdida de la mitad de los accionadores de frenos. Esta pérdida es al menos parcialmente compensable aumentando la tensión de la red de tensión continua asociada de manera que los accionadores alimentados reciban temporalmente una potencia más importante que la potencia nominal.
Según un aspecto particular de la invención, la red de tensión continúa así intercalada comprende una derivación permitiendo recuperar la potencia proviniendo de los accionadores sin hacerla subir hacia el bus de alimentación de la aeronave. Con este fin, mencionaremos que un puente de diodos 505 está dispuesto antes del filtro LC 506, impidiendo la potencia que proviene de los accionadores volver a subir hacia el bus de alimentación de potencia PW1 de la aeronave. Esta potencia está así dirigida hacia un convertidor continuo/continuo 507, delimitado por punteado, para calibrar la tensión de la potencia así recuperada. Esta potencia de tensión calibrada está aquí almacenada en un órgano de almacenamiento 508, en este caso una capacidad. Un órgano de disipación 509 está acoplado al órgano de almacenamiento para disipar el exceso de potencia que vuelve a subir de los accionadores.
En variante, en vez de disipar esta potencia, se podrá reinyectar la potencia en el bus de alimentación de la aeronave, para que esté disponible para otros consumidores de la aeronave. Se podrá igualmente reinyectar esta potencia hacia los accionadores conectados a la red de tensión continua, lo que disminuye la necesidad de potencia dirigida al bus de alimentación de la aeronave.
La invención no se limita a lo que se acaba de describir, sino que abarca al contrario cualquier variante que entra en el marco definido por las reivindicaciones.
En particular, aunque adaptada a la alimentación de accionadores ligados a los trenes de aterrizaje, se podrá en el marco de la invención prever una arquitectura de distribución que alimente otros accionadores asociados a unos elementos móviles, tal como accionadores de dispositivos hipersustentadores, de puertas de bodega….
Aunque se haya ilustrado una arquitectura de potencia de dos redes de tensión continua en la cual cada red de tensión continua está asociada a un bus de alimentación alternativo de la aeronave, se podrá asociar a una red de tensión continua de varios buses de alimentación, o a otras fuentes de alimentación, como por ejemplo baterías.

Claims (4)

  1. REIVINDICACIONES
    1. Arquitectura de distribución de potencia para aeronave, destinada a alimentar unos accionadores electromecánicos (105,106,108;205,206,208;109A,109B, 209A,209B) de aeronaves, comprendiendo la arquitectura al menos un órgano de distribución de potencia (150,250,160,260) para distribuir la potencia a tal o tal accionador
    5 electromecánico unido a la arquitectura, recibiendo la arquitectura la potencia de al menos un bus de alimentación en potencia (PW1,PW2) de la aeronave, caracterizada porque una red de tensión continua variable de manera controlada (500) está interpuesta entre el bus de alimentación en potencia de la aeronave y los órganos de distribución de potencia.
  2. 2. Arquitectura de distribución de potencia según la reivindicación 1, en la cual la red de tensión continua (500)
    10 comprende unos medios de derivación (507,508,509) de una potencia proviniendo de los accionadores, impidiendo esta potencia volver a subir hacia el bus de alimentación de la aeronave.
  3. 3.
    Arquitectura de distribución de potencia según la reivindicación 2, en la cual los medios de derivación comprenden unos medios de almacenamiento (508) de la potencia así derivada.
  4. 4.
    Arquitectura de distribución de potencia según la reivindicación 1, en la cual la red de tensión continua (500)
    15 comprende unos medios de aislamiento galvánico (504) que aísla el bus de alimentación de la aeronave de los accionadores alimentados.
    HACIA LOS ÓRGANOS CONSUMIDORES
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2966804B1 (fr) * 2010-10-28 2012-12-28 Airbus Operations Sas Aerodyne comprenant des trains d'atterrissage motorises
US9143029B2 (en) 2011-12-15 2015-09-22 General Electric Company System and method for power distribution
US20140032002A1 (en) 2012-07-30 2014-01-30 The Boeing Company Electric system stabilizing system for aircraft
DE102014014122A1 (de) * 2014-09-22 2016-03-24 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Netzwerksystem zur Stromversorgung von mindestens einem Verbraucher in einem Flugzeug
US10399707B2 (en) * 2016-12-14 2019-09-03 The Boeing Company Nano-energetic applications for aircraft
SE1751161A1 (en) * 2017-09-20 2019-03-21 Scania Cv Ab A control system and a method for controlling a plurality of components
EP3696930A1 (de) * 2019-02-15 2020-08-19 Siemens Aktiengesellschaft Gleichspannungsnetz mit variabler spannung

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63245504A (ja) * 1987-01-15 1988-10-12 ザ　ビー．エフ．グッドリッチ　カンパニー 除氷方法およびその装置
JP2768290B2 (ja) * 1995-01-27 1998-06-25 日本電気株式会社 空中移動体
GB9926354D0 (en) * 1999-11-08 2000-01-12 Rolls Royce Plc Power supply system for an aircraft
US6404150B1 (en) * 2000-06-27 2002-06-11 General Motors Corporation Accessory motor drive power supply system for an electric vehicle
JP4108313B2 (ja) * 2001-10-30 2008-06-25 Ｎｅｃエンジニアリング株式会社 太陽電池発電システム
ATE405133T1 (de) * 2002-02-11 2008-08-15 Dartmouth College Systeme und verfahren zum ändern einer eis-objekt grenzfläche
FR2882097B1 (fr) * 2005-02-17 2010-08-27 Hispano Suiza Sa Commande des geometries variables d'un moteur d'avion a turbine a gaz
DE102005059423A1 (de) * 2005-12-13 2007-06-21 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren und Einrichtung zur redundanten Versorgung von mehreren elektrischen Stell-oder Antriebsmotoren durch eine gemeinsame Leistungselektronikeinheit
FR2898337B1 (fr) * 2006-03-13 2009-02-13 Messier Bugatti Sa Architecture de distribution de puissance pour actionnements en sequence d'elements mobiles d'un aeronef
FR2900635B1 (fr) * 2006-05-05 2008-07-25 Hispano Suiza Sa Systeme d'alimentation et de commande d'equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement
FR2909233B1 (fr) * 2006-11-23 2011-03-04 Hispano Suiza Sa Alimentation d'un aeronef en energie electrique
US7598625B2 (en) * 2007-06-08 2009-10-06 Honeywell International Inc. Network-based aircraft secondary electric power distribution system
US8335600B2 (en) * 2007-12-14 2012-12-18 The Boeing Company Regenerative integrated actuation system and associated method
FR2930085B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Reseau electrique

Also Published As

Publication number Publication date
US20100156174A1 (en) 2010-06-24
EP2199201B1 (fr) 2013-02-13
FR2940245B1 (fr) 2011-03-18
US20100156173A1 (en) 2010-06-24
BRPI0905185B1 (pt) 2019-05-28
JP5405290B2 (ja) 2014-02-05
CA2688818A1 (fr) 2010-06-22
US8227933B2 (en) 2012-07-24
BRPI0905185A2 (pt) 2011-03-22
CA2688818C (fr) 2012-01-24
FR2940245A1 (fr) 2010-06-25
EP2199201A1 (fr) 2010-06-23
JP2010143575A (ja) 2010-07-01
CN101758924A (zh) 2010-06-30
CN101758924B (zh) 2013-12-25

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