ES2636830T3 - Dispositivo de alimentación eléctrica para aeronave de propulsión eléctrica - Google Patents
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Abstract
Dispositivo de alimentación eléctrica (25) para aeronave de propulsión eléctrica (10) que comprende: - un primer y un segundo motor eléctrico (20, 21) aptos para asegurar la propulsión de la aeronave (10), - un primer y un segundo circuito eléctrico de alta tensión (26, 27) conectados respectivamente a los dos motores eléctricos (20, 21), - un circuito eléctrico de baja tensión (28) conectado al menos a un órgano (49) de control y/o de mando de la aeronave (10), - un convertidor eléctrico (37) conectado por una parte al primer circuito eléctrico de alta tensión (26) y por otra al circuito eléctrico de baja tensión (46, 50), caracterizado por que el mismo comprende: - un primer y un segundo paquete de baterías (31, 32) conectados respectivamente a los dos circuitos eléctricos de alta tensión (26, 27), - un primer y un segundo sistema de gestión de baterías (34, 35) conectados al circuito de baja tensión (28), estando unidos los sistemas de gestión de las baterías (34, 35) respectivamente a los dos paquetes de baterías (31, 32).
Description
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DESCRIPCION
Dispositivo de alimentacion electrica para aeronave de propulsion electrica Ambito de la invencion
La presente invencion se refiere a un dispositivo de alimentacion electrica para aeronave de propulsion electrica. La invencion se refiere igualmente a un procedimiento de arranque asociado al dispositivo asf como a una aeronave que comprenda el citado dispositivo.
La invencion encuentra una aplicacion particularmente ventajosa en una aeronave de propulsion electrica apta para transportar una pluralidad de personas, tal como las aeronaves biplaza.
Estado de la tecnica
Las aeronaves de propulsion termica participan en el recalentamiento climatico, en la rarefaccion de las enemas fosiles as^ como en la contaminacion de la atmosfera. Para paliar estos inconvenientes, las aeronaves de propulsion electrica constituyen un desarrollo necesario para el porvenir de los transportes aereos.
Se entiende por aeronave « de propulsion electrica » , una aeronave que no utiliza energfa fosil, tal como el quero- seno, y que utiliza la energfa electrica para asegurar su propulsion (vease, por ejemplo, el documento US4605185). Ademas, una aeronave de propulsion electrica puede poner en practica reacciones qmmicas, especialmente para el funcionamiento de los dispositivos de almacenamiento, y medios mecanicos, especialmente para el accionamiento de los mandos de gobierno.
Las aeronaves de propulsion termica presentan un rendimiento del orden del 30% al 40% entre la energfa consumi- da y la energfa mecanica producida para permitir el desplazamiento de la aeronave. Una aeronave de propulsion electrica permite conseguir rendimientos del orden del 90%. Le energfa electrica permite asf realizar vuelos cuyo coste de energfa es menor. Las aeronaves de propulsion electrica son igualmente mas reactivas.
En el marco del proyecto « The Green Cricri », se ha puesto a punto una aeronave electrica monoplaza cuya propulsion esta asegurada por cuatro motores electricos dispuestos en la parte delantera de la aeronave. Cada motor electrico es alimentado por un paquete de batenas. La aeronave comprende igualmente organos de control y de mando de la aeronave conectados a dos paquetes de batenas cuyo nivel de tension es mas bajo que los cuatro paquetes de batenas que alimentan los motores electricos. El inconveniente mayor de este dispositivo de alimentacion electrica es la presencia de los cuatro paquetes de batenas que ocupan mucho espacio en la aeronave.
En el marco del proyecto « e-Genius », se ha puesto a punto una aeronave electrica biplaza cuya propulsion esta asegurada por un motor electrico dispuesto en la parte trasera de la aeronave. El motor electrico es alimentado por cuatro paquetes de batenas. Un convertidor electrico permite reutilizar la tension del paquete de batenas para ali- mentar organos de control y de mando de la aeronave segun un nivel de tension mas bajo que el utilizado para ali- mentar el motor electrico. El principal inconveniente de este dispositivo es tener solamente un solo motor electrico de helice que limita la eficacia de la aeronave para desplazarse en rodaje en el suelo.
La solicitud de patente alemana N° DE 10 2011 105 880 (EADS Deutschland GmbH) describe igualmente una aeronave con un motor electrico trasero que asegura la propulsion. El motor electrico es alimentado por un paquete de batenas cuya posicion es variable segun un eje longitudinal de la aeronave. Las variaciones de la posicion del paquete de batenas permiten equilibrar la aeronave en las fases de vuelo.
Exposicion de la invencion
La presente invencion pretende poner remedio a los inconvenientes de la tecnica anterior proponiendo una solucion que permita limitar el numero de paquetes de batenas y asegurar una propulsion de una aeronave de propulsion electrica en caso de fallo de un paquete de batenas.
A tal efecto, la presente invencion concierne, en su aceptacion mas general, a un dispositivo de alimentacion electri- ca para aeronave de propulsion electrica que comprende:
- un primer y un segundo motor electrico aptos para asegurar la propulsion de la aeronave,
- un primer y un segundo circuito electrico de alta tension conectados respectivamente a los dos motores electricos,
- un circuito electrico de baja tension conectado al menos a un organo de control y/o de mando de la aerona-
ve,
- un primer y un segundo paquete de batenas conectados respectivamente a los dos circuitos electricos de alta tension,
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- un primer y un segundo sistema de gestion de las batenas conectados al circuito de baja tension, estando unidos los sistemas de gestion de las batenas respectivamente a los dos paquetes de batenas, y
- un convertidor electrico conectado por una parte al primer circuito electrico de alta tension y por otra al circuito electrico de baja tension.
La invencion permite asf limitar el numero de paquetes de batenas reutilizando la tension del primer circuito electrico de alta tension para alimentar el circuito electrico de baja tension. Ademas, el dispositivo permite alimentar dos mo- tores electricos que aseguran una propulsion de la aeronave incluso si un paquete de batenas esta fuera de servicio.
De acuerdo con un modo de realizacion, el dispositivo comprende una batena de emergencia conectada al primer sistema de gestion de las batenas por intermedio de un interruptor, siendo la batena de emergencia apta para facili- tar la corriente necesaria para la puesta en marcha del dispositivo. Este modo de realizacion permite utilizar una batena de emergencia para arrancar el dispositivo. Ademas, la batena de emergencia permite alimentar los elemen- tos esenciales de la aeronave cuando el convertidor y/o el primer paquete de batenas esten fuera de servicio. La aeronave puede asf volar eficazmente utilizando al menos un motor electrico y conservando todos los medios de control y de mando esenciales para la navegacion tales como la radio o los trenes de aterrizaje o ciertas partes mo- viles de mandos de vuelos que funcionan con gatos electricos.
De acuerdo con un modo de realizacion, el dispositivo comprende un circuito electrico de muy baja tension conectado al menos a un organo de control y/o de mando de la aeronave y un convertidor electrico conectado por una parte al circuito electrico de baja tension y por otra al citado circuito electrico de muy baja tension. Este modo de realizacion permite alimentar ciertos organos de control y/o de mando con un nivel de tension inferior al nivel de tension del circuito de baja tension. Tfpicamente, el nivel de tension del circuito de alta tension puede estar comprendido entre 200 voltios y 250 voltios, nominalmente 220 voltios. El nivel de tension del circuito de baja tension puede estar comprendido entre 20 voltios y 30 voltios, nominalmente 24 voltios y el nivel de tension del circuito de muy baja tension puede estar comprendido entre 10 voltios y 15 voltios, nominalmente 12 voltios.
De acuerdo con un modo de realizacion, el dispositivo comprende una toma de carga conectada a los dos circuitos electricos de alta tension, siendo la toma de carga apta para recargar los dos paquetes de batenas. Este modo de realizacion permite limitar el volumen y la masa de las tomas de carga de los dos paquetes de batenas.
De acuerdo con un modo de realizacion, el dispositivo comprende un primer y un segundo ondulador de tension aptos para transformar una tension continua de alta tension en energfa alterna trifasica por corte, estando conectado cada ondulador entre un circuito electrico de alta tension y el motor electrico correspondiente. Este modo de realizacion permite conectar una batena que facilita una tension continua a un motor electrico trifasico. Ademas, la energfa electrica alterna trifasica permite alimentar eficazmente un motor electrico de alta potencia.
De acuerdo con un modo de realizacion, el dispositivo comprende un primer y un segundo sistema de gestion de motor, conectados entre un circuito electrico de alta tension y el ondulador correspondiente, comprendiendo cada sistema de gestion de motor al menos un sensor de efecto Hall apto para informar sobre la posicion de un rotor del motor, un interruptor principal apto para cortar la alimentacion electrica del motor y un medio de supervision de la tension aplicada al motor. Este modo de realizacion permite controlar eficazmente los parametros de cada motor electrico, por ejemplo en el caso de un motor sin escobillas. En variante, el medio de supervision puede igualmente vigilar el regimen del motor.
Un motor sin escobillas (denominado igualmente motor « brushless » comprende un rotor provisto de uno o varios imanes permanentes y al menos dos sensores de posicion rotorica, en este caso tres sensores de efecto Hall. Un estator del motor es alimentado segun tres fases para inducir un campo magnetico giratorio que arrastra al rotor. Cuando el rotor gira, los sensores de posicion envfan una senal de posicion al sistema de gestion del motor a fin de que los cambios de fases del motor anticipen la posicion del rotor.
De acuerdo con un modo de realizacion, los sistemas de gestion del motor y los sistemas de gestion de batenas comprenden un convertidor de emergencia conectado al segundo circuito electrico de alta tension. Este modo de realizacion permite alimentar los elementos sensibles en caso de corte de alimentacion del primer circuito de alta tension o de un fallo del convertidor de alta tension / baja tension sin utilizar la batena de emergencia que puede tener una carga limitada. Cuando se detecte un corte del circuito de baja tension, los convertidores de emergencia se ponen automaticamente en marcha, los sistemas de gestion del motor y los sistemas de gestion de batenas son alimentados solamente por el segundo circuito electrico de alta tension.
De acuerdo con un modo de realizacion, al menos un paquete de batenas comprende batenas de Litio-ion para una capacidad de almacenamiento total comprendida entre 40 Ah y 80 Ah. Este modo de realizacion permite al paquete de batenas facilitar una energfa masica elevada (dos a cinco veces mas que el mquel-hidruro metalico por ejemplo) sin aparicion del fenomeno de efecto de memoria. Un paquete de batenas de Litio-ion puede comprender entre cin- cuenta y setenta elementos para obtener una capacidad de almacenamiento total comprendida entre 40 Ah y 80 Ah, preferentemente, el paquete de batenas comprende sesenta elementos.
De acuerdo con un segundo aspecto, la invencion concierne a una aeronave de propulsion electrica que comprende
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al menos dos motores electricos y un dispositivo de alimentacion de acuerdo con uno de los modos de realizacion precedentes.
De acuerdo con un tercer aspecto, la invencion concierne a un procedimiento de arranque de una aeronave de propulsion electrica que comprende las etapas siguientes:
- cierre de un interruptor para conectar una batena de emergencia al primer sistema de gestion de las batenas,
- verificacion de la tension de la batena de emergencia por medio del sistema de gestion de las batenas e interrupcion del arranque si la tension de la batena de emergencia es inferior a un umbral cntico,
- puesta en marcha de una precarga de un ondulador,
- cierre de un contactor de un paquete de batenas,
- puesta en marcha del convertidor electrico,
- verificacion de la tension de al menos un paquete de batenas por medio del sistema de gestion de las batenas e interrupcion del arranque si la tension de al menos un paquete de batenas es inferior a un umbral cn- tico, y
- apertura del interruptor para desconectar la batena de emergencia.
Breve descripcion de los dibujos
La invencion se comprendera mejor con la ayuda de la descripcion, hecha en lo que sigue a tttulo puramente expli- cativo, de los modos de realizacion de la invencion, refiriendose a las Figuras, en las cuales:
• la Figura 1 ilustra una aeronave de propulsion electrica que comprende un dispositivo de acuerdo con la presente invencion;
• la Figura 2 ilustra un dispositivo de alimentacion electrica de acuerdo con un primer modo de realizacion de la invencion en el cual el dispositivo de alimentacion comprende dos motores electricos;
• la Figura 3 ilustra un dispositivo de alimentacion electrica de acuerdo con un segundo modo de realizacion de la invencion en el cual el dispositivo de alimentacion comprende tres motores electricos; y
• la Figura 4 ilustra una parte de un dispositivo de alimentacion electrica de acuerdo con un tercer modo de realizacion de la invencion.
Descripcion detallada de los modos de realizacion de la invencion
La Figura 1 ilustra una aeronave de propulsion electrica 10 que comprende una nariz 11 dispuesta en la parte delan- tera del aparato y una cola 12 dispuesta en la parte trasera del aparato, estando la nariz 11 y la cola 12 unidos por un fuselaje 15. Dos alas 17-18 se extienden en los lados del aparato de modo que aseguran la sustentacion de la aeronave 10 en el aire.
La aeronave 10 comprende igualmente dos motores electricos 20-21 cuyo dispositivo de alimentacion electrica 25 esta representado esquematicamente en las Figuras 2 a 4. La forma y el tamano de la aeronave pueden variar sin alterar la invencion.
La Figura 2 ilustra un dispositivo de alimentacion electrica 25 que comprende dos motores electricos 20 y 21, cada uno conectado a un circuito electrico de alta tension 26, 27 alimentado por un paquete de batenas 31, 32. A tal efec- to, cada paquete de batenas 31, 32 esta en serie con un fusible R1, R2, un sistema de gestion de motor 54, 55 y un ondulador 39, 40.
En el modo de realizacion de la Figura 3, el dispositivo 25 comprende tres motores electricos 20, 21, 22. El tercer motor electrico 22 esta conectado al segundo sistema de gestion del motor 55 por intermedio de un ondulador 41. En variante, el dispositivo puede comprender tantos motores electricos como sean necesarios para asegurar la propulsion de la aeronave 10.
El fusible R1, R2 tiene por efecto proteger el paquete de batenas 31, 32 de las sobretensiones. El dispositivo puede comprender igualmente resistencias de precarga, no representadas, para evitar chispas durante la puesta en tension del circuito de alta tension.
El ondulador 39, 40 permite transformar una tension continua de alta tension en energfa alterna trifasica apta para alimentar enrollamientos del estator del motor electrico 20, 21. Preferentemente, el ondulador 39, 40 comprende una frecuencia de transformacion comprendida entre 15 kHz y 20 kHz. El sistema de gestion del motor 54, 55 comprende al menos dos sensores de efecto Hall aptos para informar sobre la posicion del estator del motor electrico 20, 21, un
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interruptor principal apto para cortar la alimentacion electrica del motor electrico 20, 21 y un medio de supervision de la tension aplicada al motor electrico 20, 21. Los sensores de efecto Hall permiten anticipar los mandos de par y de velocidad del motor electrico 20, 21 en funcion de su posicion medida. El medio de supervision permite medir un eventual retardo de fase a nivel del ondulador 39, 40.
Los dos paquetes de batenas 31, 32 pueden ser recargados simultaneamente por una toma de carga 52 conectada a los dos paquetes de batenas 31, 32. Preferentemente, cada paquete de batenas 31, 32 comprende varias batenas de Litio-ion para una capacidad total comprendida entre 40 Ah y 80 Ah, preferentemente 40 Ah. Un paquete de batenas 31, 32 puede contener entre cincuenta y setenta elementos, preferentemente el mismo comprende sesenta elementos.
Un sistema de gestion de las batenas 34, 35 vigila los elementos de cada paquete de batenas 31, 32. El sistema de gestion de las batenas 34, 35 analiza la temperatura, la tension y controla la carga de cada elemento del paquete de batenas 31, 32 asociado por medio de sensores dispuestos en cada elemento de cada paquete de batenas 31, 32. Ademas, cada sistema de gestion de las batenas 34, 35 comunica con el sistema de gestion del motor 54, 55 asociado por medio de un bus de datos, por ejemplo por medio de un protocolo CAN (de « Controller Area Network » o controlador de red).
Lo sistemas de gestion de las batenas 34, 35 comprenden una entrada que puede estar unida a la masa por un interruptor 46, 47 a fin de activar el arranque del sistema de gestion de las batenas 34, 35. Ademas, los sistemas de gestion de las batenas 34, 35 son alimentados por un circuito electrico de baja tension 28 por intermedio de una resistencia R3, R4.
El circuito electrico de baja tension 28 es alimentado por un convertidor 37 conectado al primer circuito electrico de alta tension 26. El circuito electrico de alta tension 26 comprende una tension continua comprendida entre 200 vol- tios y 250 voltios, preferentemente 220 voltios. El circuito electrico de baja tension 28 comprende una tension continua comprendida entre 20 voltio y 30 voltios, preferentemente 24 voltios. El circuito electrico de baja tension 28 alimenta al menos un organo 49 de control y/o de mando de la aeronave por intermedio de una resistencia R9 para cada organo 49. Los organos 49 de control y/o de mando pueden ser herramientas de telemetna, medios de teleco- municacion u otro.
El circuito electrico de baja tension 28 esta conectado igualmente al convertidor 38 por intermedio de una resistencia R8. El convertidor 38 alimenta un circuito electrico de muy baja tension 29 que comprende una tension continua comprendida entre 10 voltios y 15 voltios, preferentemente 12 voltios. El circuito electrico de muy baja tension 29 alimenta igualmente al menos un organo 50 de control y/o de mando de la aeronave por intermedio de una resistencia R10 para cada organo 50. Los organos 50 de control y/o de mando pueden ser indicadores de vuelo, accionado- res de posicionamiento de la aeronave, la radio u otro.
Otros accionadores 51 pueden ser alimentados por el circuito electrico de baja tension 28 por intermedio de una resistencia R5 cuando el interruptor 45 esta en una primera posicion. Estos accionadores 51 pueden permitir la sali- da de las ruedas o la salida de los polipastos. Cuando el interruptor 45 esta en una segunda posicion, estos accionadores 51 pueden ser alimentados por una batena de emergencia 42 cuando el interruptor 43 esta en la segunda posicion. Las primeras y segundas posiciones del interruptor 43 estan unidas a dos entradas distintas del primer sistema de gestion de las batenas 34. La primera posicion del interruptor 43 esta unida igualmente a un diodo elec- troluminiscente D1 en serie con una resistencia R7. Una tercera posicion del interruptor 43 permite desconectar totalmente la batena de emergencia 42. Esta batena de emergencia es apta para facilitar una tension continua de baja tension para alimentar el primer sistema de gestion de batenas 43 y arrancar el dispositivo 25.
Durante la fase de arranque de la aeronave 10, la primera etapa consiste en poner el interruptor 43 en la primera posicion para conectar la batena de emergencia 42 al primer sistema de gestion de las batenas 34. El sistema de gestion de las batenas 34 efectua a continuacion una verificacion de la tension de la batena de emergencia e inte- rrumpe el arranque si la tension de la batena de emergencia 42 es inferior a un umbral cntico. En el caso contrario, el sistema de gestion de las batenas 34 pone en marcha el convertidor electrico 37. El sistema de gestion de las batenas 34 efectua a continuacion una verificacion de la tension de al menos un paquete de batenas 31, 32 e inte- rrumpe el arranque si la tension de al menos un paquete de batenas 31, 32 es inferior a un umbral cntico. En el caso contrario, el sistema de gestion de las batenas 34 pone el interruptor 43 en la tercera posicion y pone en marcha a menos un motor electrico 20, 21.
En variante, cada elemento sensible de la aeronave tal como los sistemas de gestion de motor 54, 55 y los sistemas de gestion de las batenas 34, 35 comprende un convertidor de emergencia conectado al segundo circuito electrico de alta tension 27.
La Figura 4 muestra un modo de realizacion de la invencion en el cual el dispositivo 25 esta representado solamente en parte. El dispositivo 25 no comprende sistema de gestion de motor 54. Sin embargo el primer sistema de gestion de las batenas 34 manda tres contactores K1-K3 y un sensor C1.
El primer contactor K1 permite unir el convertidor 37 con el circuito de alta tension 26. Este contactor esta abierto durante el arranque del dispositivo 25 y el sistema de gestion de las batenas 34 impone su cierre para el funciona-
miento normal de la aeronave. Los contactores K2 y K3 pueden ser utilizados alternativamente para utilizar la resis- tencia R11 y modificar el rendimiento del paquete de batenas 31. El sensor C1 informa al sistema de gestion de las batenas 34 sobre al tension o la corriente del paquete de batenas 31.
La Figura 4 muestra igualmente que el sistema de gestion de las batenas 34 puede ser alimentado directamente por 5 el circuito de alta tension 26 por intermedio de un convertidor 36 que facilita una tension de baja tension equivalente a la tension del circuito de baja tension 28.
La invencion permite asf alimentar una aeronave de propulsion electrica 10 limitando el numero de paquetes de batenas 31, 32 y poniendo en practica una batena de emergencia 42 apta para arrancar o rearrancar el dispositivo 25 en caso de problema en un elemento del dispositivo 25.
10 La invencion es traspasable a una aeronave de propulsion electrica que comprenda mas de dos motores anadiendo paquetes de batenas con los circuitos de mando espedficos.
Claims (10)
- 51015202530354045REIVINDICACIONES1. Dispositivo de alimentacion electrica (25) para aeronave de propulsion electrica (10) que comprende:- un primer y un segundo motor electrico (20, 21) aptos para asegurar la propulsion de la aeronave (10),- un primer y un segundo circuito electrico de alta tension (26, 27) conectados respectivamente a los dos motores electricos (20, 21),- un circuito electrico de baja tension (28) conectado al menos a un organo (49) de control y/o de mando de la aeronave (10),- un convertidor electrico (37) conectado por una parte al primer circuito electrico de alta tension (26) y por otra al circuito electrico de baja tension (46, 50), caracterizado por que el mismo comprende:- un primer y un segundo paquete de batenas (31, 32) conectados respectivamente a los dos circuitos electricos de alta tension (26, 27),- un primer y un segundo sistema de gestion de batenas (34, 35) conectados al circuito de baja tension (28), estando unidos los sistemas de gestion de las batenas (34, 35) respectivamente a los dos paquetes de batenas (31, 32).
- 2. Dispositivo de acuerdo con la reivindicacion 1, caracterizado por que el mismo comprende una batena de emer- gencia (42) conectada al primer sistema de gestion de las batenas (34) por intermedio de un interruptor (43), siendo la batena de emergencia (42) apta para facilitar la corriente necesaria para la puesta en marcha del dispositivo (25).
- 3. Dispositivo de acuerdo con las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado por que el mismo comprende:- un circuito electrico de muy baja tension (29) conectado al menos a un organo (50) de control y/o de mando de la aeronave (10) y- un convertidor electrico (38) conectado por una parte al citado circuito electrico de baja tension (28) y por otra al citado circuito electrico de muy baja tension (29).
- 4. Dispositivo de acuerdo con las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado por que el mismo comprende una toma de carga (52) conectada a los dos circuitos electricos de alta tension (26, 27), siendo la toma de carga (52) apta para recargar los dos paquetes de batenas (31, 32).
- 5. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado por que el mismo comprende un primer y un segundo ondulador de tension (39, 40) aptos para transformar una tension continua de alta tension en energfa alterna trifasica por corte, estando conectado cada ondulador (39, 40) entre un circuito electrico de alta tension (26, 27) y el motor electrico correspondiente (20, 21).
- 6. Dispositivo de acuerdo con la reivindicacion 5, caracterizado por que el mismo comprende un primer y un segundo sistema de gestion de motor (54, 55) conectados entre un circuito electrico de alta tension (26, 27) y el ondulador (39, 40) correspondiente, comprendiendo cada sistema de gestion de motor (54, 55) al menos un sensor de efecto Hall apto para informar sobre la posicion del motor, un interruptor principal apto para cortar la alimentacion electrica del motor y un medio de supervision de la tension aplicada al motor.
- 7. Dispositivo de acuerdo con la reivindicacion 6, caracterizado por que los sistemas de gestion del motor (54, 55) y los sistemas de gestion de la batenas (34, 35) comprenden un convertidor de emergencia conectado al segundo circuito electrico de alta tension (27).
- 8. Dispositivo de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado por que al menos un paquete de batenas (31, 32) comprende batenas de Litio-ion para una capacidad de almacenamiento total comprendida entre 40 Ah y 80 Ah.
- 9. Aeronave de propulsion electrica (10) que comprende al menos dos motores electricos (20, 21) y un dispositivo de alimentacion (25) de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 8.
- 10. Procedimiento de arranque de una aeronave de propulsion electrica (10) de acuerdo con la reivindicacion 9, caracterizado por que el mismo comprende las etapas siguientes:- cierre de un interruptor (43) para conectar una batena de emergencia (42) al primer sistema de gestion de las batenas (34),- verificacion de la tension de la batena de emergencia (42) por medio del sistema de gestion de las batenas (34) e interrupcion del arranque si la tension de la batena de emergencia (42) es inferior a un umbral cntico,- puesta en marcha de una precarga de un ondulador (39, 40),- cierre de un contactor de un paquete de batenas (31, 32),- puesta en marcha del convertidor electrico (37),- verificacion de la tension de al menos un paquete de batenas (31, 32) por medio del sistema de gestion de las batenas (34) e interrupcion del arranque si la tension de al menos un paquete de batenas (31, 32) es in-5 ferior a un umbral cntico, y- apertura del interruptor (43) para desconectar la batena de emergencia (42).
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| US10916965B2 (en) * | 2019-01-18 | 2021-02-09 | Btu Research Llc | System and method for supplying uninterruptible power to a POE device with a power supply input for solar power |
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