RU2423293C2 - Устройство и способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата - Google Patents

Устройство и способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2423293C2
RU2423293C2 RU2008144394/11A RU2008144394A RU2423293C2 RU 2423293 C2 RU2423293 C2 RU 2423293C2 RU 2008144394/11 A RU2008144394/11 A RU 2008144394/11A RU 2008144394 A RU2008144394 A RU 2008144394A RU 2423293 C2 RU2423293 C2 RU 2423293C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
flywheel
power
electric machine
turbine driven
Prior art date
Application number
RU2008144394/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008144394A (ru
Inventor
Оливье ЛАНГЛУА (FR)
Оливье ЛАНГЛУА
Этьенн ФОШ (FR)
Этьенн ФОШ
Original Assignee
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс
Publication of RU2008144394A publication Critical patent/RU2008144394A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2423293C2 publication Critical patent/RU2423293C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • B64D41/007—Ram air turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03D—WIND MOTORS
    • F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/10—Combinations of wind motors with apparatus storing energy
    • F03D9/12—Combinations of wind motors with apparatus storing energy storing kinetic energy, e.g. using flywheels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03D—WIND MOTORS
    • F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/20—Wind motors characterised by the driven apparatus
    • F03D9/25—Wind motors characterised by the driven apparatus the apparatus being an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03D—WIND MOTORS
    • F03D9/00—Adaptations of wind motors for special use; Combinations of wind motors with apparatus driven thereby; Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/30—Wind motors specially adapted for installation in particular locations
    • F03D9/32—Wind motors specially adapted for installation in particular locations on moving objects, e.g. vehicles
    • 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
    • B64D2041/002—Mounting arrangements for auxiliary power units (APU's)
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2220/00—Application
    • F05B2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/72—Wind turbines with rotation axis in wind direction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/70—Wind energy
    • Y02E10/728—Onshore wind turbines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02E60/16—Mechanical energy storage, e.g. flywheels or pressurised fluids
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E70/00—Other energy conversion or management systems reducing GHG emissions
    • Y02E70/30—Systems combining energy storage with energy generation of non-fossil origin
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области электрооборудования летательных аппаратов и направлено на создание устройства и способа подачи электропитания на борт летательного аппарата при аварийной ситуации для обеспечения питания «существенной» части электрической силовой цепи летательного аппарата. Устройство содержит синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с маховиком, и вспомогательное устройство для приведения маховика в состояние вращения и поддержания его вращения в случае прекращения выработки энергии. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к устройству и способу подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата, например «полностью электрифицированного» летательного аппарата.
Уровень техники
В описании рассмотрение дается на примере, в котором летательный аппарат представлен в виде самолета.
Одним источником аварийного электропитания, часто использующимся на «в большей степени электрифицированном» летательном аппарате, является турбина с приводом от набегающего потока воздуха - RAT, которая приводит в движение электрический генератор через повышающую зубчатую передачу.
При аварийной ситуации на борту самолета указанная турбина с приводом от набегающего потока воздуха может быть использована для того, чтобы вырабатывать электрическую энергию, достаточную для полета этого самолета в течение достаточного промежутка времени и совершения посадки.
Турбина с приводом от набегающего потока содержит пропеллер, который раскручивается высокоскоростным потоком встречного воздуха. Вращающийся пропеллер приводит в движение электрический генератор, который обеспечивает подачу необходимого аварийного электропитания для «жизненно важной» части цепи подачи питания с целью подключения критических систем самолета, например, управления полетом и ключевых цепей самолета с целью продолжения его функционирования. При нормальных условиях полета агрегат убирается и помещается в фюзеляже или крыле самолета.
На так называемых «в большей степени электрифицированных» самолетах полетные команды, используемые для маневрирования самолета, передаются с помощью гидравлических и электрических приводов. Типовая структура соответствующих гидравлических и электрических цепей представлена на фиг.1 при нормальных рабочих условиях, при этом турбина с приводом от набегающего потока не задействована.
На этом чертеже первый двигатель M1 самолета механически приводит в действие основной электрический генератор GEN1 и гидравлический насос РН1, а второй двигатель М2 самолета механически приводит в действие второй электрический генератор GEN2 и второй насос PH2.
Каждый электрический генератор GEN1 и GEN2 соединен с трехфазной электрической распределительной шиной 10 и 11 соответственно, причем каждая из них соединена с «основной» трехфазной электрической распределительной шиной 12 и 13. Кроме того, каждый гидравлический насос PH1 или РН2 используется для питания гидравлических приводов 20 или 21.
«Существенная» часть 15 электрической цепи подачи питания, кроме шин 12 и 13, содержит электрические приводы 16 и 17, например электрические электроприводы для полетных команд, и другие критические нагрузки 18.
К этим основным трехфазным распределительным шинам 12 и 13 может быть подсоединена турбина с приводом от набегающего потока воздуха RAT.
В случае полного отказа или потери питания от двигателей M1 и М2 используются только электрические приводы 16 и 17 и другие критические нагрузки 18. Аварийный источник питания, которым в этом случае служит турбина с приводом от набегающего потока воздуха RAT, является электрическим. В процессе аварийной работы электрический генератор турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT может питать «существенную» часть 15 электрической цепи питания, например, трехфазным напряжением переменного тока 115/200 В.
После «в большей степени электрифицированного» самолета рассматривается «полностью электрифицированный» самолет. В этом типе самолета управление полетом осуществляется только с помощью электрических приводов. Один пример соответствующей структуры приводится на фиг.2 при нормальных условиях работы, причем турбина с приводом от набегающего потока воздуха не задействована. Элементы этой фиг.2, которые уже были проиллюстрированы на фиг.1, сохраняют те же самые ссылочные обозначения.
На этом чертеже два новых электрических генератора GEN3 и GEN4 соединены с трехфазными электрическими распределительными шинами соответственно 25 и 26, к которым подсоединены электрические приводы 27 и 28.
Вырабатываемое аварийное электропитание может составлять, например, 115/200 В переменного тока или 230/400 В переменного тока. «Существенная» часть 15 цепи электропитания рассчитана на эти же самые напряжения для того, чтобы питать «существенное» потребляющее электроэнергию оборудование.
В случае полной потери питания от двигателей возникает техническая проблема, связанная с длительностью переходного процесса, происходящего между этой общей потерей и рабочим вводом в действие аварийного источника питания.
На «в большей степени электрифицированном» самолете смешанного типа таком, который представлен на фиг.1 и с электрическими, и с гидравлическими приводами, генерация энергии в течение этого переходного периода естественно осуществляется с помощью гидравлических насосов за счет инерционности двигателей. С другой стороны, генерация электричества очень скоро прекращается после остановки двигателя в связи с ограничением по электрической частоте, что не допускает использования электрических генераторов на низких скоростях вращения.
Фиг.3 показывает результат отключения двигателя на электрических генераторах GEN1 и GEN2 и на обычных гидравлических насосах РН1 и РН2. Она представляет кривую зависимости N/Nmax от времени, при этом N является скоростью вращения двигателя, где:
Р - диапазон нормальной работы двигателя,
t1 - отключение двигателя на скорости N, равной максимальной скорости Nmax,
t2 - отключение двигателя на скорости N=50% Nmax и остановка выработки электроэнергии (генераторы GEN1 GEN2),
Δt - переходный период (t2→t3),
t4 - остановка выработки гидравлической энергии (гидравлические насосы РН1 и РН2).
Таким образом, если начальная скорость двигателя составляет 50% от максимальной скорости, выработка электроэнергии (GEN1, GEN2) мгновенно падает после отключения двигателей (Ml и М2). Зато обеспечивается подача гидравлической энергии (PH1, РН2) в течение нескольких секунд (вплоть до момента времени t4).
Достаточная электрическая и гидравлическая энергия может обеспечиваться во время запуска аварийного источника питания (турбина с приводом от набегающего потока воздуха RAT), способного гарантировать маневренность самолета.
На «полностью электрифицированном» самолете отсутствие гидравлической энергии означает, что зона перекрытия переходного периода Δt не обеспечивается вскоре после того, как происходит отключения двигателя и, следовательно, не может быть обеспечена маневренность самолета.
Также следует отметить, что второй переходный период наблюдается при приземлении самолета. Турбина с приводом от набегающего потока воздуха RAT неэффективна при низкой скорости самолета, после приземления. Кроме того, торможение колес самолета требует существенной мощности и энергии.
На «в большей степени электрифицированном» самолете, имеющем гидравлическую цепь, аварийное торможение достигается посредством гидравлических аккумуляторов, которые могут снабжать энергией тормоза путем выпускания рабочей жидкости при заданном давлении. Зато в «полностью электрифицированном» самолете энергия, требующаяся для торможения, должна производиться электрическим источником питания, отличном от турбины с приводом от набегающего потока воздуха.
Задачей изобретения является создание устройства и способа подачи аварийного питания, позволяющих обеспечить перекрытие этих переходных периодов.
Раскрытие изобретения
Изобретение относится к устройству подачи аварийного питания на борт самолета, способного обеспечивать питание «существенной» части электрической цепи подачи питания, характеризующемуся тем, что содержит первую синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с инерционным маховиком, и вспомогательное устройство для приведения маховика во вращение и поддержания его вращения.
В одном предпочтительном варианте реализации изобретения предлагаемое устройство также содержит вторую синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с турбиной с приводом от набегающего потока воздуха.
Первая синхронная электрическая машина соединяется:
- с вспомогательным устройством, которое, в свою очередь, соединено с «основной» шиной через первый трехфазный контактор,
- с этой шиной через второй трехфазный контактор,
- со второй синхронной электрической машиной через второй трехфазный контактор и третий трехфазный контактор.
Вспомогательное устройство содержит два статических преобразователя. Первый преобразователь представляет собой трехфазный выпрямитель, применяемый для получения напряжения постоянного тока. Второй преобразователь представляет собой трехфазный инвертор, который позволяет обеспечить самоуправление первой синхронной электрической машины.
Изобретение также относится к способу подачи аварийного электропитания на борт самолета, характеризующемуся тем, что применяется первая синхронная электрическая машина с независимым возбуждением, связанная с маховиком, для подвода питания к «существенной» части электрической цепи самолета в случае полного прекращения выработки электроэнергии, а также тем, что маховик приводится во вращение и поддерживается в состоянии вращения при помощи вспомогательного устройства.
Применяется вторая машина с независимым возбуждением, связанная с турбиной с приводом от набегающего потока воздуха. В случае полного прекращения выработки электроэнергии маховик немедленно соединяется с «существенной» частью электрической цепи и после нескольких секунд, необходимых для ввода в действие и приведения во вращение турбины с приводом от набегающего потока, маховик отсоединяется от цепи. Маховик перезаряжается, используя «существенную» часть электрической цепи питания, через вспомогательное устройство.
При приземлении летательного аппарата, когда турбина с приводом от набегающего потока становится недействующей, маховик соединяется с цепью таким образом, чтобы обеспечить необходимое питание для торможения летательного аппарата.
Изобретение также относится к летательному аппарату, содержащему вышеописанное устройство.
Летательным аппаратом является «полностью электрифицированный» самолет.
Устройство в соответствии с изобретением имеет многочисленные преимущества:
- оно может гарантировать перекрытие переходных периодов: наличие накопителя типа маховика может гарантировать работоспособность электрической силовой цепи в течение переходных периодов бездействия электрического источника питания, например турбины с приводом от набегающего потока воздуха. Эта функция особенно важна в моменты времени, следующие за полной остановкой двигателя и при приземлении самолета. Указанное преимущество применимо к любому самолету, имеющему источник аварийного электропитания,
- оно может подсоединяться непосредственно к трехфазной цепи переменного тока: маховик, связанный с трехфазной электрической машиной дает возможность прямого соединения с трехфазной цепью самолета без использования статических преобразователей. Это обстоятельство представляет особый интерес, поскольку приобретается значительный опыт в отношении использования переменного тока в авиационной технике. Отсутствие статического преобразователя обеспечивает повышенный запас прочности благодаря применению только простых систем. Указанное преимущество важно для самолета, имеющего, по меньшей мере, часть цепи аварийной подачи электропитания, работающей от переменного тока.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 представляет упрощенную структурную схему системы электропитания в «большей степени электрифицированном» самолете, имеющем и электрический, и гидравлический привод.
Фиг.2 представляет упрощенную структурную схему системы электропитания «полностью электрифицированного» самолета при отсутствии гидравлической энергии.
Фиг.3 представляет кривую N/Nmax зависимости от времени t, где N является скоростью вращения двигателя, в случае, проиллюстрированном на фиг.1 при остановке двигателя.
Фиг.4 представляет устройство подачи аварийного электропитания в соответствии с изобретением.
Фиг.5, 6 и 7 представляют примеры вариантов реализации устройства аварийной подачи электропитания и его функционирования согласно изобретению.
Варианты осуществления изобретения
Как показано на фиг.4, устройство подачи аварийного электропитания согласно изобретению содержит накопитель, например маховик R1, связанный (что не является обязательным) с турбиной с приводом от набегающего потока воздуха RAT. Другие элементы этого чертежа, уже проиллюстрированные на фиг.2, сохраняют те же самые ссылочные номера.
Фиг.4 представляет упрощенную структуру системы электропитания в «полностью электрифицированном» самолете, т.е. при отсутствии гидравлической энергии, при аварийном функционировании в течение переходных периодов, когда турбина с приводом от набегающего потока RAT воздуха не работает. Маховик R1 (или кинетический аккумулятор) питает «существенную» часть 15 системы электропитания.
Этот маховик R1, который подсоединен к вращающейся обратимой электрической машине, т.е. к машине, позволяющей преобразовывать механическую энергию в электрическую и наоборот. Следовательно, он может накапливать электрическую энергию в механической форме за пределами переходных периодов и передавать механически накопленную энергию системе электропитания в течение переходных периодов.
Применение указанной электрической машины дает возможность подсоединять маховик непосредственно к трехфазной цепи переменного тока самолета, например 115/200 В переменного тока или 230/400 В переменного тока, что позволяет отказаться от существующего множества систем для электрохимического аккумулирования такими, как аккумуляторные батареи и огромные конденсаторы, которые применяются исключительно при использовании постоянного тока. Указанное соединение устраняет необходимость установки статического преобразователя, требующего мощной электронной аппаратуры. В результате происходит экономия с точки зрения веса, стоимости и, главным образом, эксплуатационной надежности.
Эта электрическая машина может быть синхронной электрической машиной с независимым возбуждением, дающей возможность контролировать напряжение цепи в течение переходных периодов посредством воздействия на ее возбуждение. В указанной машине основная машина соединена с дополнительной машиной, что часто используется в электрических генераторах в авиационной технике, при этом возбуждение основной машины происходит не прямым образом, а путем возбуждения дополнительной машины.
Однако указанная синхронная электрическая машина с независимым возбуждением не может быть постоянно подсоединенной к электрической цепи, поскольку это создавало бы резкое отклонение напряжения. Малейшее изменение частоты, даже при фиксированной частоте цепи 400 Гц цепи, создавало бы изменение скорости вращения маховика. Его высокая инерционность, противодействующая созданному изменению, затем привела бы к существенному изменению механического крутящего момента и, следовательно, к высоким пиковым значениям мощности, которые могли бы разрушить электрическую цепь.
Эта синхронная электрическая машина с независимым возбуждением подсоединяется только к цепи электропитания на время переходного периода независимо от того, питается ли цепь при помощи электрического генератора при нормальных условиях работы или при помощи турбины с приводом от набегающего потока воздуха при аварийных условиях.
Дополнительное устройство применяется для того, чтобы устанавливать маховик в состояние вращения и поддерживать его вращение.
Установка маховика в состояние вращения, использующегося для накопления в нем кинетической энергии, происходит при запуске самолета. Это можно достичь с помощью самоуправляемой синхронной электрической машины с маломощным вспомогательным статическим преобразователем или с помощью второй машины малой мощности.
Маховик удерживается в состоянии вращения во время работы самолета и поэтому способен в любой момент вступить в действие, так как энергия, требуемая для сохранения его вращения, в основном предназначаемая для компенсации потерь вследствие механического трения, является низкой.
На фиг.5 представлен пример варианта реализации устройства согласно изобретению, которое содержит вспомогательное устройство 30, связанное с маховиком R1, подсоединенным к первой синхронной машине MS1 с независимым возбуждением Е1, и турбину с приводом от набегающего потока воздуха RAT, подсоединенную ко второй синхронной электрической машине MS2 с независимым возбуждением Е2.
Первая синхронная электрическая машина MS1 соединяется:
- с вспомогательным устройством 30, которое в свою очередь подсоединяется к «основной» шине 33 через первый трехфазный контактор KMFWaux,
- с этой шиной 33 через второй трехфазный контактор KMFW,
- со второй синхронной электрической машиной MS2 через этот второй трехфазный контактор KMFW и третий трехфазный контактор KMRAT.
Вспомогательное устройство 30 содержит два статических преобразователя 31 и 32. Первый преобразователь 31 является трехфазным выпрямителем, через который может быть получен постоянный ток (DC). Это напряжение затем «переворачивается» посредством второго преобразователя 32, который является трехфазным выпрямителем, дающим возможность самоуправления первой синхронной электрической машины MS1 так, чтобы постепенно установить в состояние вращения эту первую синхронную электрическую машину MS1 и маховик R1.
Вспомогательное устройство 30 используется непрерывно, пока к «основной» шине 33 переменного тока подводится питание от основных генераторов (GEN1-GEN4) или от турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT, при этом переключатель KMRAT в последнем случае замкнут. Это устройство 30 поддерживает номинальное значение скорости вращения маховика R1. С помощью этого устройства энергия от цепи электропитания передается для поддержания ее подзарядки. Контактор KMFW в этом случае разомкнут, а контактор KMFWaux замкнут.
Когда маховик R1 соединен с питающей его шиной 33, то положения контакторов меняются на противоположные: контактор KMFW замыкается, а контактор KMFWaux размыкается. Тогда мощность передается от маховика R1 на «основную» шину 33 переменного тока. Маховик R1 теряет свой заряд.
На фиг.6 стрелкой 35 показан единственно возможный путь для потока мощности для зарядки маховика R1. Стрелкой 36 показан единственно возможный путь потока мощности для разряда маховика R1.
В случае полного отказа при выработке электроэнергии система электропитания отключается от любого источника питания. Маховик R1 мгновенно подсоединяется к цепи (замыкание контактора KMFW), тем самым поддерживая требуемый уровень напряжения и снабжая необходимой мощностью и энергией для обеспечения правильного функционирования самолета.
По истечении нескольких секунд, требующихся для ввода в действие и установки в состояние вращения турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT, маховик R1 отсоединяется от цепи, чтобы дать возможность ввода в действие этой турбине (размыкание KMFW и замыкание RMRAT). Далее эта турбина принимает на себя функцию поддержания напряжения цепи и обеспечения мощностью и энергией для правильного функционирования самолета.
В течение переходного периода маховик R1 отдает значительное количество энергии. Далее ему необходима перезарядка, чтобы обеспечить его готовность для любого переходного периода в будущем. Такое восстановление скорости маховика, как и в случае его начальной установки во вращение, описанном ранее, получается с помощью «существенной» части 33 цепи через вспомогательное устройство 30.
При приземлении самолета турбина с приводом от набегающего потока воздуха RAT, которая больше не задействована, отсоединяется от цепи. Маховик снова подсоединяется к цепи, чтобы отдавать энергию, требуемую для торможения самолета (размыкание контактора KMRAT и замыкание контактора KMFW).
Хронограмма на фиг.7 показывает функционирование маховика R1, как описано выше, в зависимости от времени t, причем скорость вращения V маховика R1 представляет состояния его заряженности.
На этом графике представлены следующие моменты времени:
- Т0 - запуск самолета,
- Т1 - взлет,
- Т2 - прекращение выработки электроэнергии (генераторы GEN1-GEN4),
- Т3 - ввод в действие турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT,
- Т4 - приземление,
- ΔТ1 - выработка электроэнергии генераторами GEN1-GEN4,
- ΔТ2 - выработка электроэнергии турбиной с приводом от набегающего потока воздуха RAT.
При номинальной скорости (V=Vmax) имеющаяся энергия является максимальной. На хронограмме показаны два переходных периода, которые не перекрываются работой турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT, лежащие между моментами времени Т2 и Т3 и моментами времени Т4 и Т5. Можно ясно видеть, что первоначальная зарядка маховика R1 происходит при запуске самолета (момент времени T0) и затем поддерживается в течение полета. Во время первого переходного периода (период Т2→Т3) маховик теряет свой заряд. Затем он заряжается повторно. При приземлении турбина с приводом от набегающего потока RAT не действует, работа полностью переходит на маховик (период Т4→Т5).
Принимая во внимание рассматриваемые мощности, уровень мощности вспомогательного устройства 30, который равен по значению примерно 10% мощности турбины с приводом от набегающего потока воздуха RAT, дает возможность маховику зарядиться в течение приблизительно одной минуты. Например, при наличии в турбине RAT генератора мощностью 50 кВт для периода зарядки достаточно дополнительной мощности 5 кВт.

Claims (14)

1. Устройство подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата, обеспечивающее подачу питания на «существенную» часть электрической силовой цепи этого летательного аппарата, содержащее первую синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с маховиком, и вспомогательное устройство для приведения маховика в состояние вращения и поддержания его вращения.
2. Устройство по п.1, также содержащее вторую синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с турбиной с приводом от набегающего потока воздуха.
3. Устройство по п.2, в котором первая синхронная электрическая машина соединена:
- с вспомогательным устройством, которое соединено с «основной» шиной через первый трехфазный контактор,
- с этой шиной через второй трехфазный контактор,
- со второй синхронной электрической машиной через этот второй трехфазный контактор и третий трехфазный контактор.
4. Устройство по п.3, в котором вспомогательное устройство содержит два статических преобразователя.
5. Устройство по п.4, в котором первый преобразователь является трехфазным выпрямителем, используемым для получения напряжения постоянного тока.
6. Устройство по п.4, в котором второй преобразователь является трехфазным инвертором, позволяющим обеспечить самоуправление первой синхронной электрической машины.
7. Устройство по п.1, в котором летательный аппарат является самолетом.
8. Устройство по п.7, в котором самолет является «полностью электрифицированным» самолетом.
9. Способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата, характеризующийся тем, что используют первую синхронную электрическую машину с независимым возбуждением, связанную с маховиком, для питания «существенной» части электрической силовой цепи в случае полного прекращения выработки электроэнергии, при этом маховик приводят во вращение и поддерживают в состоянии вращении с помощью вспомогательного устройства.
10. Способ по п.9, в котором используют вторую машину с независимым возбуждением, связанную с турбиной с приводом от набегающего потока воздуха.
11. Способ по п.10, в котором в случае полного прекращения выработки электроэнергии маховик немедленно подсоединяют к существенной части электрической силовой цепи, причем по истечении нескольких секунд, требующихся для ввода в действие и приведения во вращение турбины с приводом от набегающего потока воздуха, маховик отсоединяют от силовой цепи.
12. Способ по п.11, в котором маховик повторно заряжают, используя «существенную» часть электрической силовой цепи, через ' вспомогательное устройство.
13. Способ по п.10, в котором во время приземления летательного аппарата, когда турбина с приводом от набегающего потока воздуха становится неработающей, маховик подсоединяют к цепи для снабжения необходимой мощностью самолета при торможении.
14. Летательный аппарат, содержащий устройство по п.1.
RU2008144394/11A 2006-04-11 2007-03-13 Устройство и способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата RU2423293C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0651322A FR2899563B1 (fr) 2006-04-11 2006-04-11 Dispositif et procede d'alimentation de secours electrique a bord d'un aeronef
FR0651322 2006-04-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008144394A RU2008144394A (ru) 2010-05-20
RU2423293C2 true RU2423293C2 (ru) 2011-07-10

Family

ID=37497951

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008144394/11A RU2423293C2 (ru) 2006-04-11 2007-03-13 Устройство и способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8154148B2 (ru)
EP (1) EP2004489B1 (ru)
JP (1) JP5373596B2 (ru)
CN (1) CN101421160B (ru)
AT (1) ATE489284T1 (ru)
BR (1) BRPI0709812A2 (ru)
CA (1) CA2648745C (ru)
DE (1) DE602007010749D1 (ru)
FR (1) FR2899563B1 (ru)
RU (1) RU2423293C2 (ru)
WO (1) WO2007115882A1 (ru)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8657227B1 (en) * 2009-09-11 2014-02-25 The Boeing Company Independent power generation in aircraft
FR2951330B1 (fr) * 2009-10-13 2013-03-08 Messier Bugatti Reseau de pilotage pour actionneurs mono ou multimoteurs, particulierement adapte a des applications aeronautiques telles que l'alimentation de moteurs de boitiers d'accrochage
DE102010022548A1 (de) * 2010-06-02 2011-12-08 Schaeffler Technologies Gmbh & Co. Kg Luftfahrzeug und Stromversorgungseinheit hierfür
FR2961479B1 (fr) * 2010-06-18 2014-01-17 Sagem Defense Securite Aeronef pourvu d'une pluralite d'actionneurs electriques, dispositif d'alimentation et de commande de tels actionneurs et ensemble d'actionnement correspondant
US8519555B2 (en) 2010-11-29 2013-08-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Combination low spool generator and ram air turbine generator
US8643213B2 (en) * 2011-05-04 2014-02-04 Hamilton Sundstrand Generator frequency controlled load shifting
US9083201B2 (en) * 2011-09-14 2015-07-14 Hamilton Sundstrand Corporation Load shedding circuit for RAM air turbines
US20130181448A1 (en) * 2012-01-17 2013-07-18 Hamilton Sundstrand Corporation Electric actuators in aircraft systems
FR3000469B1 (fr) * 2013-01-03 2014-12-19 Microturbo Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef
JP6396006B2 (ja) 2013-08-30 2018-09-26 ナブテスコ株式会社 航空機用電動アクチュエータ駆動装置
CN104460441B (zh) * 2014-11-18 2017-10-17 中国人民解放军国防科学技术大学 搭载航天器加电系统及方法
US10050491B2 (en) 2014-12-02 2018-08-14 Management Services Group, Inc. Devices and methods for increasing energy and/or power density in composite flywheel energy storage systems
CN104632741B (zh) * 2014-12-10 2017-01-11 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种用于液压类冲压空气涡轮的温流阀
GB201511033D0 (en) * 2015-05-19 2015-08-05 Rolls Royce Plc Aircraft electrical network
CN105182944A (zh) * 2015-09-30 2015-12-23 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种无人机全数字固态配电管理系统及配电管理方法
EP3235723B1 (en) * 2016-04-22 2019-11-27 Rolls-Royce plc Aircraft electrical network
US10703502B2 (en) * 2018-03-20 2020-07-07 Hamilton Sunstrand Corporation Emergency power system with energy storage device
CN108791906B (zh) * 2018-06-04 2020-12-18 李江江 一种用于能精准调速的大型多旋翼飞行器中的动力系统
US12060156B2 (en) 2019-03-25 2024-08-13 Beta Air, Llc Systems and methods for maintaining attitude control under degraded energy source conditions using multiple propulsors
US11254219B2 (en) * 2019-03-25 2022-02-22 Beta Air, Llc Systems and methods for maintaining attitude control under degraded energy source conditions using multiple propulsors
US10855214B2 (en) * 2019-04-09 2020-12-01 Hamilton Sunstrand Corporation Electrical powertrain for aircraft
CN112478184B (zh) * 2020-12-01 2024-03-19 陕西航空电气有限责任公司 一种涡桨支线飞机rat释放控制架构
US20230358191A1 (en) * 2022-05-06 2023-11-09 Hamilton Sundstrand Corporation Stowable electric-hybrid propfan

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3220782A1 (de) * 1982-06-02 1983-12-08 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Einrichtung zum optimieren des energiehaushaltes von flugzeugbetaetigungssystemen
EP0146281B1 (en) * 1983-12-20 1987-07-22 LUCAS INDUSTRIES public limited company Braking arrangement for a rotary drive system
DE3640082A1 (de) * 1986-11-24 1988-06-01 Liebherr Aera Technik Gmbh Elektrohydrostatischer aktuator
GB8918431D0 (en) * 1989-08-12 1989-09-20 Lucas Ind Plc Apparatus for aircraft flight
CN1052457A (zh) * 1989-12-14 1991-06-26 张治华 飞机降落安全控制机
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
WO2000059780A2 (en) * 1999-04-01 2000-10-12 Hamilton Sundstrand Corporation Flywheel peaking unit for an aircraft hydraulic system
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US7119520B2 (en) * 2004-03-03 2006-10-10 Honeywell International, Inc. Energy storage flywheel test control system

Also Published As

Publication number Publication date
EP2004489A1 (fr) 2008-12-24
CN101421160A (zh) 2009-04-29
US8154148B2 (en) 2012-04-10
DE602007010749D1 (de) 2011-01-05
JP2009533267A (ja) 2009-09-17
CA2648745C (en) 2014-11-25
EP2004489B1 (fr) 2010-11-24
BRPI0709812A2 (pt) 2011-07-26
CN101421160B (zh) 2012-08-29
JP5373596B2 (ja) 2013-12-18
CA2648745A1 (en) 2007-10-18
ATE489284T1 (de) 2010-12-15
RU2008144394A (ru) 2010-05-20
WO2007115882A1 (fr) 2007-10-18
US20110198918A1 (en) 2011-08-18
FR2899563A1 (fr) 2007-10-12
FR2899563B1 (fr) 2009-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2423293C2 (ru) Устройство и способ подачи аварийного электропитания на борт летательного аппарата
US10151246B2 (en) Assistance device for a free-turbine engine of an aircraft having at least two free-turbine engines
RU2422330C2 (ru) Устройство и способ резервного генерирования электроэнергии на борту летательного аппарата
Avery et al. Electrical generation and distribution for the more electric aircraft
EP2801719B1 (en) Aircraft electrical system
US8288885B2 (en) Method and system for improving electrical load regeneration management of an aircraft
RU2641672C1 (ru) Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета
US5907192A (en) Method and system for wind turbine braking
JP6396325B2 (ja) 航空機の電力網を管理するための方法
KR102005980B1 (ko) 계통 연계가 없는 풍력 터빈의 작동 방법 및 풍력 터빈
KR102249662B1 (ko) 선박용 통합전력제어관리시스템
US7459889B2 (en) DC bus short circuit compliant power generation systems using induction machine
US20180265206A1 (en) Variable speed ac bus powered tail cone boundary layer ingestion thruster
US20190017443A1 (en) Rapidly available electric power from a turbine-generator system having an auxiliary power source
CN103701336B (zh) 一种用于磁悬浮永磁电机控制系统的开关电源装置
CN112228221A (zh) 一种冲压涡轮驱动的辅助发电系统及使用方法
EP2916419A1 (en) Power system of a floating vessel
Ganev High-reactance permanent magnet machine for high-performance power generation systems
CN105024405A (zh) 三机组传动变频发电系统
CN219611404U (zh) 风力发电机组的备用电源系统及风力发电机组
JP7547457B6 (ja) 補助機械駆動システムを備える航空機用ハイブリッド推進チェイン
CN215646182U (zh) 一种用于混合动力航空器的供电系统
JP2012241907A (ja) 遠心装置を有する伝動軸及び伝動方法
EP4141256A1 (en) Operation of a disconnected wind turbine
Kaya et al. Performance analysis of more electric aircraft starter/generator by different electric loads

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180314