FR2932161A3

FR2932161A3 - Electric power supplying device for aircraft, has power circuit drawing excitation voltage to be applied to main generator based on set point value of excitation current, where circuit is set exterior to controller and placed in engine zone

Info

Publication number: FR2932161A3
Application number: FR0956189A
Authority: FR
Inventors: Rachid Boudyaf; Heidi Sarah Brathier; Marc Missout
Original assignee: Hispano Suiza SA
Current assignee: Safran Electrical and Power SAS
Priority date: 2009-09-10
Filing date: 2009-09-10
Publication date: 2009-12-11
Anticipated expiration: 2015-09-10
Also published as: FR2932161B3

Abstract

The device has a regulator with a digital regulation circuit (60) connected to an engine regulation controller (32). The circuit receives information representing a voltage value (Vpor) in a regulation point (56) on a power supply line (40) and information representative of reference voltage and delivers a signal representing an excitation current set point value (Iexref) of a main generator (12). A power circuit (70) draws an excitation voltage (Vex) to be applied to the generator based on the value (Iexref), where the power circuit is set exterior to the controller and placed in an engine zone (10).

Description

Arrière-plan de l'invention L'invention concerne un dispositif d'alimentation en énergie électrique pour un avion et vise plus particulièrement la régulation de la tension électrique alternative fournie par un générateur électrique principal entraîné par un moteur de l'avion. De façon classique, dans un avion, un générateur électrique principal situé en zone moteur produit une tension électrique alternative qui est acheminée par une ligne d'alimentation électrique principale à un réseau électrique de bord de l'avion situé en zone fuselage. Par "zone moteur", on entend ici une zone limitée à l'environnement proche du moteur incluant le moteur proprement dit et des équipements associés, la nacelle et le pylône supportant la nacelle. Le générateur principal comprend usuellement une génératrice synchrone et une excitatrice dont l'induit alimente le rotor de la génératrice synchrone par l'intermédiaire d'un pont de diodes tournant, l'ensemble étant monté sur un arbre couplé mécaniquement au moteur. BACKGROUND OF THE INVENTION The invention relates to a device for supplying electrical energy to an aircraft and more particularly to the regulation of the AC voltage supplied by a main electric generator driven by an engine of the aircraft. Typically, in an aircraft, a main electric generator located in the engine zone produces an AC voltage that is conveyed by a main power supply line to an aircraft electrical network on board the fuselage area. "Motor zone" here means an area limited to the environment close to the engine including the engine itself and associated equipment, the nacelle and the pylon supporting the nacelle. The main generator usually comprises a synchronous generator and an exciter whose armature supplies the rotor of the synchronous generator via a rotating diode bridge, the assembly being mounted on a shaft mechanically coupled to the motor.

Un générateur électrique auxiliaire tel qu'un générateur à aimants permanents au PMG (pour Permanent Magnet Generator ) peut être monté sur le même arbre. La régulation du générateur principal est habituellement effectuée par une unité de régulation générateur, ou GCU (pour Generator Control Unit ) située en zone fuselage. Celle-ci reçoit une information représentative de la valeur de la tension Vpor mesurée en un point de régulation, ou POR (pour Point Of Regulation ) situé sur la ligne d'alimentation électrique en zone fuselage et fournit à l'inducteur de l'excitatrice une tension d'excitation propre à assurer l'asservissement de la valeur Vpor à une valeur de référence Vref, la tension d'excitation étant transmise de la zone fuselage à la zone moteur par harnais électrique. L'énergie électrique nécessaire au fonctionnement de la GCU et à la génération de la tension d'excitation est produite par le générateur auxiliaire et transmise de la zone moteur à la zone fuselage par harnais électrique. An auxiliary electrical generator such as a Permanent Magnet Generator (PMG) permanent magnet generator can be mounted on the same shaft. The regulation of the main generator is usually performed by a generator control unit, or GCU (Generator Control Unit) located in the fuselage zone. This receives an information representative of the value of the voltage Vpor measured at a control point, or POR (for Point Of Regulation) located on the power supply line in the fuselage zone and supplies the exciter inductor with an excitation voltage adapted to ensure the servo-control of the value Vpor to a reference value Vref, the excitation voltage being transmitted from the fuselage zone to the motor zone by electrical harness. The electrical energy necessary for the operation of the GCU and the generation of the excitation voltage is produced by the auxiliary generator and transmitted from the engine zone to the fuselage zone by electrical harness.

Un contacteur de ligne est en outre inséré sur la ligne d'alimentation électrique en zone fuselage, le POR étant normalement situé à proximité immédiate du contacteur, en amont (c'est-à-dire du côté générateur électrique principal). La GCU reçoit des informations, notamment sur l'intensité du courant sur la ligne principale, et assure une fonction de protection en commandant le cas échéant l'ouverture du contacteur de ligne. En zone moteur, on trouve aussi un calculateur de régulation moteur, désigné aussi par FADEC (pour Full Authority Digital Engine Control ), qui est alimenté par un générateur auxiliaire tel qu'un alternateur à aimants permanents ou PMA (pour Permanent Magret Alternator ) dont le rotor est couplé mécaniquement au moteur. A line contactor is further inserted on the power supply line in the fuselage zone, the POR being normally located in the immediate vicinity of the contactor, upstream (that is to say on the main electrical generator side). The GCU receives information, especially on the intensity of the current on the main line, and provides a protection function by controlling if necessary the opening of the line contactor. In the engine zone, there is also an engine control computer, also designated by FADEC (for Full Authority Digital Engine Control), which is powered by an auxiliary generator such as a permanent magnet alternator or PMA (Permanent Magret Alternator) which the rotor is mechanically coupled to the motor.

Objet et résumé de l'invention L'invention a pour but de proposer une architecture simplifiée d'un dispositif d'alimentation en énergie électrique pour un avion et propose à cet effet un dispositif d'alimentation comportant : - un générateur électrique principal pour fournir une tension électrique alternative principale sur une ligne d'alimentation électrique en étant entraîné par un moteur de l'avion, la ligne d'alimentation s'étendant entre zone moteur et zone fuselage de l'avion, - au moins un générateur électrique auxiliaire pour fournir une tension électrique auxiliaire en étant entraîné par ledit moteur, - un calculateur numérique de régulation moteur, et - un régulateur recevant une information représentative de la valeur de la tension en un point de régulation sur la ligne d'alimentation électrique et commandant l'excitation du générateur électrique principal pour asservir la valeur de la tension au point de régulation à une valeur de tension de référence, dispositif dans lequel le régulateur comprend : - un circuit de régulation numérique intégré au calculateur de régulation moteur, recevant l'information représentative de la valeur de la tension au point de régulation et une information représentative de la valeur de la tension de référence et délivrant un signal représentatif d'un courant d'excitation de consigne du générateur électrique principal, et - un circuit de puissance élaborant une tension d'excitation à appliquer au générateur principal en fonction du courant d'excitation de consigne, - le circuit de puissance étant extérieur au calculateur de régulation moteur tout en étant situé en zone moteur. En disposant le régulateur du générateur électrique principal en zone moteur, on fait l'économie de harnais électriques entre zone moteur et zone fuselage et en intégrant le circuit de régulation numérique du régulateur dans le calculateur de régulation moteur, on peut profiter de ressources du calculateur. Le circuit de puissance du régulateur est disposé en zone moteur à l'extérieur du calculateur pour éviter une trop forte dissipation thermique dans le boîtier du calculateur. Le circuit de puissance est alimenté en énergie électrique par le générateur auxiliaire. Le calculateur de régulation moteur peut être alimenté en énergie électrique par le même générateur auxiliaire que celui alimentant le circuit de puissance ou par un générateur auxiliaire distinct. Un contacteur de ligne monté sur la ligne d'alimentation électrique peut être commandé par le régulateur par acheminement de signaux de commande sur un bus numérique reliant la zone moteur à la zone fuselage. Le point de régulation étant situé sur la ligne d'alimentation électrique en zone fuselage, l'information représentative de la valeur de la tension électrique au point de régulation peut alors être transmise sur un bus numérique reliant la zone moteur à la zone fuselage. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The purpose of the invention is to propose a simplified architecture of an electric power supply device for an aircraft and proposes for this purpose a power supply device comprising: a main electrical generator for providing a main AC voltage on a power supply line being driven by an engine of the aircraft, the supply line extending between the engine zone and the fuselage zone of the aircraft, - at least one auxiliary electrical generator for providing an auxiliary electrical voltage being driven by said motor, - a digital engine control computer, and - a regulator receiving information representative of the value of the voltage at a control point on the power supply line and controlling the energizing the main electrical generator to enslave the value of the voltage at the control point to a voltage value of reference, device in which the regulator comprises: a digital control circuit integrated in the engine control computer, receiving the information representing the value of the voltage at the control point and information representative of the value of the reference voltage and delivering a signal representative of a reference excitation current of the main electrical generator, and - a power circuit producing an excitation voltage to be applied to the main generator as a function of the reference excitation current, - the power circuit being outside the engine control computer while being located in the engine zone. By placing the regulator of the main electric generator in the engine zone, electrical harnesses are saved between the engine zone and the fuselage zone and by integrating the regulator's digital regulation circuit into the engine control computer, it is possible to benefit from the resources of the computer. . The power circuit of the regulator is arranged in the engine zone outside the computer to avoid excessive heat dissipation in the computer housing. The power circuit is supplied with electrical energy by the auxiliary generator. The engine control computer can be supplied with electrical energy by the same auxiliary generator as that supplying the power circuit or by a separate auxiliary generator. A line contactor mounted on the power supply line may be controlled by the controller by routing control signals on a digital bus connecting the motor zone to the fuselage zone. The control point being located on the power supply line fuselage zone, the information representative of the value of the voltage at the control point can then be transmitted on a digital bus connecting the motor zone to the fuselage zone.

La communication entre le régulateur et la zone fuselage par bus numérique peut utiliser des ressources de communication disponibles acheminant des informations entre moteur et dispositifs situés à bord de l'avion. Communication between the controller and the digital bus fuselage area may utilize available communication resources conveying information between the engine and devices on board the aircraft.

Brève description des dessins Sur les dessins annexés : - la figure 1 montre de façon schématique un mode de réalisation d'un dispositif d'alimentation électrique selon l'invention ; et - la figure 2 montre de façon plus détaillée le régulateur du générateur principal dans le dispositif de la figure 1. Brief Description of the Drawings In the accompanying drawings: - Figure 1 shows schematically an embodiment of a power supply device according to the invention; and FIG. 2 shows in more detail the regulator of the main generator in the device of FIG. 1.

Description détaillée de modes de réalisation Sur la figure 1, les références 10 et 50 désignent respectivement une zone moteur et la zone fuselage d'un avion. Comme indiqué plus haut, la zone moteur est limitée au moteur proprement dit et à son environnement proche incluant les équipements associés au moteur, la nacelle et le pylône supportant la nacelle. Le moteur peut être un moteur à turbine à gaz. En zone moteur, la génération d'énergie électrique est principalement assurée par un générateur 12 comprenant une génératrice synchrone 14 et une excitatrice 16 dont l'induit alimente les enroulements du rotor de la génératrice 12 par un pont redresseur à diodes tournant 18. Un générateur auxiliaire 20 tel qu'un PMG fournit une tension auxiliaire Vaux utilisée pour alimenter l'inducteur de l'excitatrice 16. Les rotors de la génératrice 12 et de l'excitatrice 14 sont montés sur un arbre commun couplé mécaniquement à un arbre du moteur, le rotor du PMG 20 pouvant être monté sur le même arbre commun. Toujours en zone moteur, un deuxième générateur auxiliaire 30 tel qu'un PMA, également couplé à un arbre du moteur, fournit une tension d'alimentation à un calculateur de régulation moteur 32 désigné aussi couramment par ECU ( Engine Control Unit ) ou FADEC. La tension électrique alternative produite par la génératrice 12 est transmise en zone fuselage par une ligne d'alimentation électrique principale 40. La ligne 40 est reliée à un bus 52 d'un réseau électrique de bord de l'avion comprenant différents bus de distribution de tension alternative et de tension continue, de façon bien connue en soi. Un contacteur de ligne 54 est inséré sur la ligne 40 en zone fuselage. Le contacteur de ligne est commandé en fermeture lorsque la tension délivrée par la génératrice 12 après démarrage du moteur atteint un niveau satisfaisant et est commandé en ouverture en cas de détection de défaut, par exemple surintensité sur la ligne 40. De façon bien connue, à titre de redondance, le calculateur 32 est doublé en étant composé de deux ensembles identiques. Toujours à titre de redondance, les générateurs 12, 20 et 30 pourront être doublés. La tension fournie sur la ligne 40 est régulée par commande de l'excitation du générateur principal 12 afin d'asservir la valeur de la tension Vpor en un point de régulation POR 56 à une valeur de référence Vref. Le POR 56 est situé sur la ligne 40 en zone fuselage immédiatement en amont du contacteur de ligne 54 (c'est-à-dire du côté du générateur principal 12). Conformément à l'invention, la régulation de la tension est assurée par un régulateur (lignes 1 et 2) qui est situé en zone moteur et qui comprend un circuit de régulation numérique 60 intégré au calculateur 32 et un circuit de puissance 70 extérieur au calculateur 32. La valeur de tension Vpor est convertie sous forme numérique au moyen d'un convertisseur analogique/numérique (non représenté) connecté au POR 56 et est acheminée au circuit de régulation numérique 60 via un bus numérique 42 s'étendant entre la zone fuselage et la zone moteur. On pourra utiliser un bus existant sur lequel transitent des informations entre le moteur et différents dispositifs à bord de l'avion. Le circuit de régulation numérique 60 comprend un compara- teur 62 qui reçoit du bus 42 l'information représentative de Vpor et qui reçoit une information représentative de Vref par exemple stockée dans le calculateur 32. Le comparateur 62 délivre à un circuit de calcul 64 une information représentative de la différence entre Vpor et Vref. En fonction de cette différence, le circuit de calcul élabore une information représentative d'une valeur de consigne IeXref de l'intensité du courant d'excitation à appliquer l'inducteur de l'excitatrice 14. Cette valeur de consigne pourra être élaborée en tenant compte aussi du régime du moteur représenté par une information N représentant la vitesse de rotation instantanée d'un arbre du moteur, cette information étant de toute façon transmise au calculateur 32. Un tel mode de calcul de IeXref est connu en soi. Le circuit de puissance 70 comprend un comparateur 72 qui reçoit l'information représentative de IeXref et une information représentative de la valeur instantanée IeX du courant réel dans l'inducteur de l'excitatrice 14. Le comparateur 72 délivre à un générateur de tension continue 74 une information représentative de la différence entre Iex et IeXref• En fonction de cette différence, le générateur de tension élabore une tension continue Vex à appliquer à l'inducteur de la génératrice. Le circuit de puissance 70 est alimenté par la tension Vaux produite par le PMG 20, via un convertisseur analogique/numérique (non représenté) qui fournit une tension continue qui alimente les composants du circuit de puissance 70 et à partir de laquelle la tension Vex est élaborée. Le circuit de puissance comprend en outre une unité de contrôle numérique 76 assurant une fonction de protection. L'unité de contrôle 76 reçoit ainsi une information représentative de la valeur instantanée de l'intensité IL du courant circulant sur la ligne d'alimentation 40 et élabore une information de commande d'ouverture du contacteur de ligne 54 lorsque l'intensité IL dépasse un seuil prédéterminé. Cette information de commande est transmise sous forme numérique sur le bus 42, le contacteur de ligne 54 étant équipé d'un circuit de commande (non représenté) relié au bus 42. D'autres informations pourront être transmises à l'unité de contrôle 76, par exemple une information représentative de la température T° d'un ou plusieurs composants du générateur principal pour commander éventuellement l'ouverture du contacteur de ligne en cas de surchauffe. On notera que le circuit numérique comprenant le comparateur 72 et/ou l'unité de contrôle numérique 76 pourront être intégrés au calculateur 32, de la même manière que le circuit de régulation numérique 60. DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS In FIG. 1, the references 10 and 50 denote respectively a motor zone and the fuselage zone of an airplane. As indicated above, the engine zone is limited to the engine itself and its close environment including the equipment associated with the engine, the nacelle and the pylon supporting the nacelle. The engine may be a gas turbine engine. In the motor zone, the generation of electrical energy is mainly provided by a generator 12 comprising a synchronous generator 14 and an exciter 16 whose armature supplies the windings of the rotor of the generator 12 by a rectifying bridge with rotating diodes 18. A generator auxiliary 20 such that a PMG provides a Vaux auxiliary voltage used to power the inductor of the exciter 16. The rotors of the generator 12 and the exciter 14 are mounted on a common shaft mechanically coupled to a motor shaft, the rotor of the PMG 20 can be mounted on the same common shaft. Still in the engine zone, a second auxiliary generator 30 such as a PMA, also coupled to a motor shaft, provides a supply voltage to a motor control computer 32 also commonly designated ECU (Engine Control Unit) or FADEC. The alternating electric voltage produced by the generator 12 is transmitted in the fuselage zone by a main power supply line 40. The line 40 is connected to a bus 52 of an aircraft electrical network comprising various bus distribution buses. AC voltage and DC voltage, in a manner well known per se. A line contactor 54 is inserted on the line 40 in the fuselage zone. The line contactor is closed when the voltage delivered by the generator 12 after starting the engine reaches a satisfactory level and is controlled in opening in case of fault detection, for example overcurrent on the line 40. In a well-known manner, As a redundancy, the computer 32 is doubled by being composed of two identical sets. Also as redundancy, the generators 12, 20 and 30 can be doubled. The voltage supplied on the line 40 is regulated by controlling the excitation of the main generator 12 so as to slave the value of the voltage Vpor at a control point POR 56 to a reference value Vref. The POR 56 is located on the fuselage zone line 40 immediately upstream of the line contactor 54 (i.e. on the main generator side 12). According to the invention, the regulation of the voltage is ensured by a regulator (lines 1 and 2) which is situated in the motor zone and which comprises a digital regulation circuit 60 integrated in the computer 32 and a power circuit 70 outside the computer 32. The voltage value Vpor is converted into digital form by means of an analog / digital converter (not shown) connected to the POR 56 and is fed to the digital control circuit 60 via a digital bus 42 extending between the fuselage zone. and the motor zone. It will be possible to use an existing bus carrying information between the engine and various devices on board the aircraft. The digital control circuit 60 comprises a comparator 62 which receives from the bus 42 the information representative of Vpor and which receives an information representative of Vref for example stored in the computer 32. The comparator 62 delivers to a calculation circuit 64 a information representative of the difference between Vpor and Vref. As a function of this difference, the calculation circuit produces information representative of a set value IeXref of the intensity of the excitation current to be applied to the inductor of the exciter 14. This setpoint value can be elaborated taking into account also account engine speed represented by an information N representing the instantaneous speed of rotation of a motor shaft, this information being anyway transmitted to the computer 32. Such a method of calculating IeXref is known per se. The power circuit 70 comprises a comparator 72 which receives the information representative of IeXref and an information representative of the instantaneous value IeX of the actual current in the inductor of the exciter 14. The comparator 72 delivers to a voltage generator 74 information representative of the difference between Iex and IeXref • Depending on this difference, the voltage generator produces a DC voltage Vex to be applied to the inductor of the generator. The power circuit 70 is powered by the voltage Vaux produced by the PMG 20, via an analog / digital converter (not shown) which supplies a DC voltage which supplies the components of the power circuit 70 and from which the voltage Vex is developed. The power circuit further comprises a digital control unit 76 providing a protection function. The control unit 76 thus receives information representative of the instantaneous value of the intensity IL of the current flowing on the supply line 40 and produces an opening control information of the line contactor 54 when the intensity IL exceeds a predetermined threshold. This control information is transmitted in digital form on the bus 42, the line contactor 54 being equipped with a control circuit (not shown) connected to the bus 42. Other information may be transmitted to the control unit 76 , for example information representative of the temperature T ° of one or more components of the main generator to possibly control the opening of the line contactor in case of overheating. Note that the digital circuit comprising the comparator 72 and / or the digital control unit 76 may be integrated in the computer 32, in the same way as the digital control circuit 60.

En outre, le circuit de puissance pourra être alimenté par le même générateur auxiliaire que celui (PMA 30) alimentant le calculateur 32, le PMG 20 pouvant alors être omis. In addition, the power circuit can be powered by the same auxiliary generator as that (PMA 30) supplying the computer 32, the PMG 20 can then be omitted.

Claims

REVENDICATIONS1. An electric power supply device for an aircraft, the power supply device comprising: - a main electric generator (12) for supplying a main AC voltage to a power supply line (40) driven by a power supply motor; the airplane, the power line extending between the engine zone (10) and the fuselage zone (50) of the airplane, - at least one auxiliary electrical generator (20) for supplying an auxiliary electrical voltage being driven by the said motor, - a motor control digital calculator (32), and - a regulator receiving information representative of the value of the voltage at a control point (56) on the power supply line and controlling the excitation of the motor. main electric generator for controlling the value of the voltage at the control point to a reference voltage value, characterized in that the regulator comprises: - a control circuit digital ion (60) integrated in the engine control computer, receiving the information representative of the value (Vpor) of the voltage at the control point and information representative of the value of the reference voltage (Vref) and delivering a representative signal a reference excitation current (Iexref) of the main electrical generator, and - a power circuit (70) producing an excitation voltage (Vex) to be applied to the main generator as a function of the reference excitation current, - The power circuit (70) being outside the engine control computer while being located in the engine zone (10).

2. Device according to claim 1, characterized in that the power circuit (70) is supplied with electrical energy by the auxiliary electrical generator (20).

3. Device according to claim 2, characterized in that the power circuit (70) and the engine control computer (32) are supplied with electrical energy by the same auxiliary electrical generator (30).

4. Device according to any one of claims 1 and 2, comprising a line contactor (54) disposed on the power supply line fuselage zone, characterized in that the line contactor is controlled by the regulator (70) by routing control signals on a digital bus (42) connecting the motor zone to the fuselage zone.

5. Device according to any one of claims 1 to 4, wherein the control point (56) is located on the power supply line fuselage zone, characterized in that the information (Vpor) representative of the voltage electric control point is transmitted on a digital bus (42) connecting the engine zone to the fuselage zone.