RU2432302C2 - Устройство электропитания летательного аппарата - Google Patents

Устройство электропитания летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2432302C2
RU2432302C2 RU2007116766/11A RU2007116766A RU2432302C2 RU 2432302 C2 RU2432302 C2 RU 2432302C2 RU 2007116766/11 A RU2007116766/11 A RU 2007116766/11A RU 2007116766 A RU2007116766 A RU 2007116766A RU 2432302 C2 RU2432302 C2 RU 2432302C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
voltage
engine
aircraft
electric
generator
Prior art date
Application number
RU2007116766/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007116766A (ru
Inventor
Серж БЕРЕНЖЕР (FR)
Серж БЕРЕНЖЕР
Original Assignee
Испано-Сюиза
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 Испано-Сюиза filed Critical Испано-Сюиза
Publication of RU2007116766A publication Critical patent/RU2007116766A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2432302C2 publication Critical patent/RU2432302C2/ru

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as ac or dc
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J1/00—Circuit arrangements for dc mains or dc distribution networks
    • H02J1/10—Parallel operation of dc sources
    • 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
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J2310/00—The network for supplying or distributing electric power characterised by its spatial reach or by the load
    • H02J2310/40—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle
    • H02J2310/44—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle for aircrafts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
  • Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
  • Emergency Protection Circuit Devices (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. Устройство электропитания летательного аппарата содержит первый электрогенератор с приводом от двигателя летательного аппарата, бортовую электрическую сеть летательного аппарата, питаемую напряжением первого генератора, второй генератор с приводом от двигателя и электрическую сеть двигателя, отличную от бортовой сети летательного аппарата для питания оборудования двигателя и его оснащения. Сеть двигателя содержит распределительную шину электрического напряжения постоянного тока для питания электрического оборудования и блок питания, первый вход которого связан с бортовой сетью летательного аппарата, второй вход связан со вторым генератором для получения напряжения от второго генератора, преобразователь напряжения, соединенный со вторым входом блока питания, и сеть коммутации для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или от преобразователя в зависимости от амплитуды напряжения второго электрогенератора. Достигается возможность электроснабжения большего количества электрооборудования двигателя летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Настоящее изобретение касается снабжения электроэнергией летательного аппарата и, в частности электрооборудования двигателя летательного аппарата и/или его оснащения.
Изобретение может быть использовано для авиационных двигателей, в частности газотурбинных. Изобретение применимо также к двигателям вертолетов.
Электрооборудование летательного аппарата и его оснащения должно не только снабжать энергией электрооборудование, необходимое для функционирования двигателя, но также обеспечивать функционирование электрооборудования кабины самолета, например, электрических антиобледенительных цепей или электромеханических реверсоров тяги газотурбинных авиационных двигателей, установленных на несущей поверхности крыла, а также, например, антиобледенительных цепей или антиобледенителей крыла самолета.
Традиционная схема генерирования и распределения электроэнергии двигателем газотурбинного самолета представлена на фиг.1.
Два генератора 1, 1' (их может быть больше для резервирования или оптимизации генерирования электрической мощности в соответствии с рассматриваемым использованием) установлены на коробке передач или коробке с зубчатым колесом вспомогательного привода AGB (Accessory Gear Box), который механически связан с валом турбины двигателя. Генераторы выполнены в виде стартеров-генераторов, или S/G, содержащих синхронный генератор, связанный с возбудителем и предназначенный для снабжения переменным напряжением с переменной частотой в зависимости от режима двигателя, при этом возбудитель и синхронный генератор запускаются синхронно с запуском турбины.
Переменные напряжения, выдаваемые генераторами 1, 1', показаны линиями 2, 2' электрической сети 3 распределения электрической энергии на борту самолета. Схема 4 бортовой сети самолета, соединенная с линиями 2, 2', вырабатывает напряжение переменного тока, обычно 115 В или 230 В, и подает его на одну или несколько распределительных шин. Схема 4 питает также преобразователь напряжения 5, который подает напряжение постоянного тока 270 В или ±270 В на одну или несколько шин. Напряжения, которые вырабатывают схемы 4 и 5, питают различные электрические нагрузки на борту самолета, т.е. внутри фюзеляжа.
Что касается двигателя, то блок 6 контроля двигателя питается от генератора на постоянных магнитах 7, установленного на коробке вспомогательного привода. Блок контроля соединен с одной из шин 4, 5, например, с шиной 4 напряжения переменного тока, чтобы питаться точным напряжением, так как достаточный двигательный режим не всегда обеспечивает получение от двигателя на постоянных магнитах требуемой электроэнергии либо когда последний неисправен. Блок контроля использует получаемую электроэнергию для функционирования своих элементов и питания таких элементов двигателя, как зонды или датчики, приводные механизмы или сервоклапаны, потребляющие небольшую электрическую мощность.
В настоящее время имеется возрастающая тенденция замещать электроэнергию гидравлической энергией для привода различного электрооборудования двигателя летательного аппарата и его оснащения. Так, некоторые самолеты оборудованы реверсорами тяги с электроприводом, при этом шина электропитания 8 должна соединять бортовую шину 3 самолета с электрическим реверсором тяги 9. Такая линия добавляется к линиям, необходимым для питания стационарного оборудования, таким как цепи 12, 13 питания антиобледенителей корпуса двигателя и крыльев самолета.
Разводка электроэнергии бортовой сети летательного аппарата к внешним потребителям внутри фюзеляжа должна быть тщательной, безопасной и изолированной, при этом она имеет большую массу и размеры, тем более, если количество питаемого оборудования увеличивается.
Технической задачей настоящего изобретения является создание устройства электропитания, в котором устранены указанные недостатки, и обеспечивающего питание большого количества электрооборудования двигателя летательного аппарата и его оснащения.
Поставленная задача решена тем, что устройство электропитания летательного аппарата содержит:
первый электрогенератор, приводом которого является двигатель летательного аппарата,
сеть распределения электроэнергии на борту летательного аппарата, связанную с первым электрогенератором линией питания для получения электрического напряжения, производимого первым генератором,
второй генератор электроэнергии, приводимый в движение двигателем летательного аппарата,
электрическую сеть двигателя летательного аппарата, отличную от бортовой сети и предназначенную для питания электроэнергией оборудования, размещенного в двигателе летательного аппарата, при этом электрическая сеть двигателя содержит
распределительную шину напряжения постоянного тока для электрооборудования и
блок питания, первый вход которого соединен с бортовой сетью летательного аппарата для получения напряжения от бортовой сети, второй вход соединен со вторым генератором для получения от него электрического напряжения, преобразователь напряжения, связанный со вторым входом, и коммутатор для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или получаемого от преобразователя в функции от амплитуды напряжения, выдаваемого вторым генератором.
Устройство согласно изобретению содержит резервный узел электроэнергии для обеспечения безопасной работы двигателя при питании комплексных нагрузок двигателя или расположенных в отдалении, при этом одной связи с электрической сетью на борту летательного аппарата достаточно для обеспечения резерва электрической мощности в электрической сети двигателя, когда второй генератор не справляется с нагрузкой. Второй генератор выдает электрическое напряжение, точное или изменяемое в зависимости от режима двигателя. Второй генератор может быть генератором переменного тока на постоянных магнитах. Цепь питания может, кроме того, содержать преобразователь напряжения, связанный с первым входом, для преобразования напряжения, поступающего из бортовой сети летательного аппарата, в частности, когда это напряжение является переменным.
По меньшей мере, один блок модулей с инверторами предусмотрен для подачи напряжения переменного тока на электрическое оборудование. Распределительная шина напряжения электрической сети двигателя может быть шиной распределения напряжения постоянного тока.
Для резервирования или оптимизации установки устройство питания может содержать два вторых электрогенератора, приводимых двигателем и соединенных соответственно с первым выходом и вторым выходом системы питания, которая дополнительно содержит преобразователь напряжения, связанный с третьим входом, преобразователи напряжения связаны соответственно со вторым и третьим входами и соответственно подключены к первому и второму выходам. В этом случае предпочтительно первый вход соединен с первым и вторым выходами системы питания, а коммутатор позволяет подавать напряжения на первую и вторую распределительные шины от преобразователей, связанных со вторым и третьим входами, или напряжение, выдаваемое первым преобразователем.
Электрическое оборудование может содержать электромеханические приводы для изменения геометрии двигателя и электродвигатели насосов, а также антиобледенительные цепи капота двигателя. В последнем случае электрооборудование может содержать антиобледенительную цепь крыльев самолета, несущих двигатели, а в случае газотурбинного авиационного двигателя - электромеханические приводы реверсора электрической тяги.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает известную схему генерирования и распределения электроэнергии в летательном аппарате;
фиг.2 - общая схема системы питания и управления оборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащения согласно изобретению;
фиг.3 - более детальное изображение системы электропитания, являющейся частью электрической сети двигателя, согласно изобретению.
На фиг.2 представлена общая схема системы электропитания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащением, в частности, газотурбинного двигателя.
Система содержит известные один или два первых генератора 10, 10' типа S/G (стартер-генератор), установленные на коробке передач 20 и механически соединенные с валом турбины двигателя. Переменные напряжения генераторов 10 и 10' обозначены линиями 21 и 21', поступают в сеть 22 распределения электроэнергии на борту самолета. Схема 23 бортовой сети 22 питает также одну или несколько шин распределения напряжения переменного тока, обычно 115 В или 230 В, частота которого меняется в зависимости от скорости вращения вала турбины. Схема 23 питает также схему преобразователя 24 напряжения, который подает постоянное напряжение, обычно 270 В или ±270 В, на одну или несколько шин. Напряжения, вырабатываемые схемами 23 и 24, питают различные нагрузки в зоне фюзеляжа самолета.
Что касается двигателя 25, два вторых генератора 26, 26', таких как генераторы на постоянных магнитах, обеспечивают электроэнергией переменного тока постоянной величины или меняющейся в зависимости от режима работы двигателя как блок 27 контроля двигателя, так и схему 30, являющуюся частью сети 28 распределения электроэнергии, встроенной в двигатель. Схема 28 или электрическая схема двигателя летательного аппарата размещена в двигателе и отличается от бортовой электрической сети 22. Блок 27 контроля двигателя и схема 30 питания соединены со схемой 23 переменного напряжения линией 29, чтобы запитываться напряжением точной величины, так как достаточный режим двигателя не может быть достигнут для получения электроэнергии, вырабатываемой генераторами 26, 26'. Питание элементов блока 27 контроля обеспечивается генераторами.
Схема 30 питания подает постоянное напряжение на две шины распределения постоянного тока 40, 40' электрической сети двигателя 28, которая подает напряжение в систему питания и управления электрическим оборудованием двигателя и/или его оснащения.
Система питания и управления содержит модули питания, которые могут быть разделены на несколько частей 50, 50', 50”, соединенные с соответствующими группами 60, 60', 60” электрического оборудования 62, 62', 62” через цепи 70, 70', 70” коммутации соответственно. Электрическое оборудование, содержащее, в частности, электродвигатели насосов, приводы для изменения геометрии двигателя самолета или для реверсоров тяги, электроприводные трапы для пассажиров, резистивные цепи антиобледенителей - все эти виды оборудования являются частью двигателя летательного аппарата или его оснащения (капот, усиливающие пилоны и крылья).
Модули 52, 52', 52” питания блоков 50, 50', 50”, как и цепи 70, 70', 70” коммутации управляются устройством управления, содержащим центральный блок 80 управления. Последний связан линиями 64, 64', 64” c соответствующими датчиками, подключенными к некоторым видам оборудования групп 60, 60', 60”, и, кроме того, связан с электронным блоком 27 контроля. Питание элементов центрального блока 80 управления обеспечивается генераторами 26, 26' так же, как и элементов блока 27 контроля. Модули питания 52, 52', 52” содержат инверторы, чтобы обеспечить оборудование 62, 62', 62” групп 60, 60', 60” напряжением переменного тока, снимаемым с шин 40, 40' постоянного тока. Центральный блок 80 управления управляет модулями 52, 52', 52” и цепями 70, 70', 70” коммутации для активирования каждого из видов оборудования 62, 62', 62” в зависимости от информации, получаемой от блока 27 управления и/или датчиков, связанных с оборудованием. Благодаря активированию оборудования запускаются электродвигатели, электро- или электромеханические приводы, а также осуществляется питание резистивных нагревательных систем.
Модули питания каждого блока одинаковы, распределение модулей по блокам и оборудованию и различным группам осуществляется в зависимости от требуемой мощности для оптимизации размеров инверторов модулей питания. Число блоков модулей и групп оборудования в рассматриваемом примере равняется трем. Оно может не равняться 3, быть равным даже 1, если инверторы использованы с мощностью, подходящей для всех видов оборудования. Каждый блок модулей может содержать как минимум один резервный модуль в качестве запасного. Цепи 70, 70', 70” коммутации управляются таким образом, чтобы соединить каждый блок одной группы с модулем блока, соответствующего этой группе, а в случае необходимости - с резервным модулем.
Другие системы питания и управления оборудованием двигателя самолета или его оснащения могут быть приняты при использовании энергии, получаемой с шин 40, 40' через блок 30 питания. Так, некоторые виды оборудования могут быть запитаны напряжением постоянного тока с шин 40, 40'.
На фиг.3 более подробно представлен блок 30 питания. Преобразователь 31 переменного напряжения постоянно связан входом через коммутатор 32 с первым входом блока 30, соединенным с линией 16. Два других преобразователя переменного напряжения в постоянное 35, 35' входами соединены соответственно со вторым и третьим входами блока 30 и получают напряжения переменного тока от генераторов 26, 26' соответственно. Выходы преобразователей 35, 35' через коммутаторы 36, 36' соединены с шинами напряжения постоянного тока 37, 37', питающими шины 40, 40'. Выход преобразователя 31 связан также с шинами 37, 37' через соответствующие коммутаторы 33, 33'.
Цепь коммутации, образованная коммутаторами 33, 33', управляется электронным блоком 27 управления в зависимости от напряжений на выходе генераторов 26, 26'. Когда генераторы выдают достаточную электрическую мощность, коммутаторы 36, 36' закрыты, а коммутаторы 32, 33, 33' открыты. Необходимая электроэнергия подается на шины 40, 40' от генераторов 26, 26' соответственно. Когда один или другой генератор 26, 26' снабжают двигатель самолета недостаточной мощностью, электронный блок 27 управления открывает коммутатор 36 и/или коммутатор 36', закрывая соответственно коммутатор 32 и коммутатор 33 и/или коммутатор 33'. Необходимая электроэнергия поступает на шины 40, 40' от одного из генераторов и линии 29 или только от линии 29. Наряду с блоком 30 питания имеется резервный блок питания двигателя, соединенный с шинами 40, 40' и образующий локальный блок 28, питающий двигатель и его оснащение и отличающийся от бортовой сети 22. Шины 40, 40' питают модули 50, 50', 50”, а также центральный блок 80 управления для обеспечения работы электрического оборудования 62, 62', 62”. Во всяком случае, возможно питать одно или несколько электрических устройств непосредственно с выходов генераторов 26, 26', например, блоки антиобледенителей капота двигателя или крыла, связанные с линией 39 и подключенные к выходам генераторов 26, 26' через соответствующие коммутаторы 38, 38'. Коммутаторы 38, 38' управляются электронным блоком 29 управления для питания линии 39 в случае необходимости.
Использование двух шин 40, 40' раздельно позволяет в случае неисправности одной из них непрерывно поставлять энергию потребителям.
Использование двух вторых генераторов 26, 26' позволяет в случае неисправности одного из них сохранять и распределять мощность на блок 29 бортовой сети самолета. Возможно использование одного второго генератора, питающего обе шины 40, 40' параллельно.
Возможно также использование одной шины, питаемой двумя параллельно включенными генераторами или одним генератором и, в случае необходимости, от бортовой сети самолета.
Напряжение постоянного тока, подаваемое по шинам 40, 40', может быть регулируемым, например, может быть установлено значение в 270 В или ±270 В, при этом установка осуществляется преобразователями переменного напряжения в постоянное.
Как вариант, напряжение постоянного тока на шинах 40, 40' может быть не точно установленным, а колебаться в допустимых пределах в зависимости от изменения напряжения на генераторах 26, 26'.
В вышеописанном варианте реализации описано устройство питания электроэнергией самолетов с газотурбинными двигателями блоком 30 питания и альтернативным устройством. Указанное напряжение питания является непрерывным напряжением, и нет необходимости в преобразователе переменного напряжения в постоянное на уровне блока 30 питания. Преобразователь 31 может опустить или заменить постоянное напряжение в постоянное, если непрерывное напряжение, подаваемое по шинам 40, 40', отличается от сети на борту летательного аппарата.
Изобретение применимо и к другим типам летательных аппаратов, в частности вертолетов, и к другим типам оснащенных двигателями средств.

Claims (11)

1. Устройство электропитания летательного аппарата, содержащее, по меньшей мере, первый электрогенератор (10, 10′) для получения электроэнергии с приводом от двигателя летательного аппарата, сеть (22) распределения электроэнергии на борту летательного аппарата, соединенную с первым электрогенератором линией питания посредством линии (21, 21′) электропитания для получения электрического напряжения от первого генератора (10, 10′), по меньшей мере, второй электрогенератор (26, 26′) для генерирования электроэнергии с приводом от двигателя летательного аппарата и электрическую сеть (28) двигателя летательного аппарата, отличную от бортовой сети (22) летательного аппарата и предназначенную для питания электроэнергией электрического оборудования двигателя летательного аппарата и/или оснащения двигателя, при этом электрическая сеть (28) двигателя содержит, по меньшей мере, одну шину (40, 40′) распределения электрического напряжения постоянного тока для электрического оборудования и блок (30) питания, первый вход которого соединен с бортовой сетью (22) летательного аппарата для получения напряжения, обеспечиваемого сетью на борту летательного аппарата, второй вход соединен со вторым генератором (26, 26′) для получения напряжения от второго генератора, преобразователь (35, 35′) напряжения, соединенный со вторым входом, а также цепь (32, 33, 36; 32′, 33′, 36′) коммутации для подачи на распределительную шину напряжения от первого входа или преобразователя (35, 35′) в функции от амплитуды напряжения второго электрогенератора (26, 26′).
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блок (30) питания электрической сети (28) двигателя содержит также преобразователь (31) напряжения, соединенный с первым входом для преобразования напряжения бортовой сети летательного аппарата.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что шина (40, 40′) распределения напряжения электрической сети (28) двигателя является распределительной шиной регулируемого напряжения постоянного тока.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что содержит множество модулей (52, 52′, 52′′) с инверторами, питаемыми от распределительной шины (40, 40′) напряжения постоянного тока и подающими напряжение переменного тока на электрооборудование (62, 62′, 62′′).
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что содержит два вторых электрогенератора (26, 26′) с приводом от двигателя, и соединенных соответственно со вторым и третьим входами блока (30) питания, и две распределительные шины (40, 40′), соединенные с первым и вторым выходами устройства питания, причем блок (30) питания содержит также преобразователь (35′) напряжения, который соединен с третьим входом, при этом преобразователи (35, 35′) напряжения, соединенные со вторым и третьим входами, соединены соответственно с первым и вторым выходами.
6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что первый вход соединен с первым и вторым выходами блока (30) питания, при этом коммутаторы (32, 33, 36; 32, 33′, 36′) подают на первую и вторую распределительные шины напряжения от преобразователей (35, 35′), соединенных со вторым и третьим входами, или напряжение от первого входа.
7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждый второй генератор (26, 26′) является генератором напряжения переменного тока на постоянных магнитах.
8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электрическое оборудование (62, 62′, 62′′) содержит электромеханические приводы для изменения геометрии двигателя и электродвигателей насосов.
9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит антиобледенительную цепь капота двигателя.
10. Устройство по любому из пп.1-9 для авиационного двигателя, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит антиобледенительную цепь для крыла, несущего двигатель.
11. Устройство по любому из пп.1-9 для газотурбинного авиационного двигателя, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит электромеханические приводы электрических реверсоров тяги.
RU2007116766/11A 2006-05-05 2007-05-03 Устройство электропитания летательного аппарата RU2432302C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0651638 2006-05-05
FR0651638A FR2900636B1 (fr) 2006-05-05 2006-05-05 Circuit d'alimentation en energie electrique pour des equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007116766A RU2007116766A (ru) 2008-11-10
RU2432302C2 true RU2432302C2 (ru) 2011-10-27

Family

ID=37695982

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007116766/11A RU2432302C2 (ru) 2006-05-05 2007-05-03 Устройство электропитания летательного аппарата

Country Status (14)

Country Link
US (1) US7538521B2 (ru)
EP (1) EP1852953B1 (ru)
JP (1) JP5128173B2 (ru)
CN (1) CN101066704B (ru)
AT (1) ATE426934T1 (ru)
CA (1) CA2587067C (ru)
DE (1) DE602007000741D1 (ru)
ES (1) ES2324061T3 (ru)
FR (1) FR2900636B1 (ru)
IL (1) IL182912A0 (ru)
PL (1) PL1852953T3 (ru)
RU (1) RU2432302C2 (ru)
SG (1) SG136938A1 (ru)
UA (1) UA92726C2 (ru)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2524776C1 (ru) * 2013-03-27 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Электропривод" Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем
RU2573576C2 (ru) * 2014-05-29 2016-01-20 Валерий Алексеевич Калий Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна
RU2659860C2 (ru) * 2012-09-17 2018-07-04 Микротюрбо Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата
RU2724468C2 (ru) * 2016-02-29 2020-06-23 Зе Боинг Компани Балансировка тока в системе модульного преобразователя
RU2743297C2 (ru) * 2017-02-13 2021-02-16 Зе Боинг Компани Энергораспределительная система и способ управления энергораспределением в модульной системе преобразователей с использованием результатов расчета коэффициента полезного действия (варианты)
RU2786896C2 (ru) * 2018-11-22 2022-12-26 Сафран Эркрафт Энджинз Силовая установка летательного аппарата и способ работы такой установки

Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7468561B2 (en) * 2007-03-27 2008-12-23 General Electric Company Integrated electrical power extraction for aircraft engines
US7875989B2 (en) * 2007-09-04 2011-01-25 Lycoming Engines, A Division Of Avco Corporation Power source for aircraft engine controller systems
WO2009062227A1 (en) * 2007-11-14 2009-05-22 Renergyx Pty Limited Electrical energy and distribution system
US8237416B2 (en) * 2008-12-09 2012-08-07 Hamilton Sundstrand Corporation More electric engine with regulated permanent magnet machines
GB0905560D0 (en) * 2009-04-01 2009-05-13 Rolls Royce Plc An electrical actuator arrangement
FR2948337B1 (fr) * 2009-07-24 2011-07-29 Aircelle Sa Circuit d'alimentation electrique pour nacelle de turboreacteur
GB0919041D0 (en) * 2009-10-30 2009-12-16 Goodrich Control Sys Power distribution apparatus
FR2954283B1 (fr) * 2009-12-23 2012-03-02 Hispano Suiza Sa Aeronef comportant un demarreur-generateur electrique pour le ou chaque turboreacteur et un train d'aterrissage equipe d'un moteur electrique de manoeuvre au sol
FR2961177B1 (fr) * 2010-06-11 2013-02-15 Hispano Suiza Sa Circuit d'alimentation electrique pour un circuit de degivrage d'un aeronef
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
GB2483696B (en) 2010-09-17 2015-03-25 Ge Aviat Systems Ltd An aircraft with a power distribution system
FR2968716B1 (fr) * 2010-12-13 2012-12-28 Turbomeca Procede de controle de la generation electrique appliquee a une turbine a gaz d'aeronef et turbomoteur mettant en oeuvre un tel procede
GB2495917B (en) * 2011-10-24 2014-10-22 Ge Aviat Systems Ltd Multiple source electrical power distribution in aircraft
US9172272B2 (en) * 2012-02-17 2015-10-27 Sikorsky Aircraft Corporation Electrical power distribution system
FR2988694B1 (fr) * 2012-03-30 2014-03-28 Hispano Suiza Sa Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol
US8699251B2 (en) 2012-04-24 2014-04-15 Hamilton Sundstrand Corporation Direct current generating, management and distribution system
FR2993243B1 (fr) 2012-07-12 2014-07-11 Eurocopter France Architecture d'alimentation hybride en puissance mecanique d'un rotor, geree a partir du reseau de bord d'un giravion
FR2998543B1 (fr) * 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de deux turbomoteurs principaux et d'un turbomoteur secondaire moins puissant
CN103847973A (zh) * 2012-12-05 2014-06-11 石家庄飞机工业有限责任公司 小型通用飞机电源扩容系统
CA2900661A1 (en) 2013-03-13 2014-09-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and electrical system
EP2971699B8 (en) 2013-03-15 2020-01-15 Rolls-Royce Corporation Lifing and performance optimization limit management for turbine engine
GB201308292D0 (en) * 2013-05-09 2013-06-12 Rolls Royce Plc Aircraft electrical system
RU2564987C1 (ru) * 2014-07-15 2015-10-10 Открытое акционерное общество "Авиационное оборудование" Многоканальная система электроснабжения (варианты)
US10093250B2 (en) * 2014-10-16 2018-10-09 The Boeing Company Aircraft supplemental electrical power systems and methods
CN104393673A (zh) * 2014-12-02 2015-03-04 中国航空动力机械研究所 一种航空发动机电子控制器供电系统
JP6730842B2 (ja) * 2015-05-05 2020-07-29 ロールス−ロイス コーポレイション 航空機の推進およびリフトのための電気直結駆動装置
US10090676B2 (en) 2015-06-03 2018-10-02 Northrop Grumman Systems Corporation Aircraft DC power distribution systems and methods
EP3247017B1 (en) * 2016-05-18 2019-03-13 Airbus Operations S.L. Electrical power supply system with multiphase generators and aircraft having such an electrical power supply system
US9966878B2 (en) 2016-07-29 2018-05-08 Ge Aviation Systems Llc Method and modular system for a power system architecture
CN106505744B (zh) * 2016-11-08 2018-02-27 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 消除主电能传输线束的飞机供电系统及其电能分配方法
US10848341B2 (en) * 2017-08-02 2020-11-24 Airbus Operations Sas Aircraft comprising a hybrid electrical power distribution and data communication network
WO2019183428A1 (en) 2018-03-22 2019-09-26 Continental Motors, Inc. Engine ignition timing and power supply system
US10882407B2 (en) 2018-06-21 2021-01-05 Bae Systems Controls Inc. Low engine speed electric accessory load regulation on moving vehicles
US11465759B2 (en) * 2018-07-13 2022-10-11 The Boeing Company Multi-mode generator for ice protection on aircraft
FR3093870B1 (fr) * 2019-03-15 2021-04-02 Safran Electrical & Power Système de commande d’un réseau électrique d’avion
FR3103647B1 (fr) * 2019-11-21 2021-10-22 Safran Architecture électrique pour un aéronef à propulsion hybride thermique/électrique et aéronef bimoteurs comprenant une telle architecture
WO2021112818A1 (en) * 2019-12-02 2021-06-10 David Fitzgerald Electric power source employing field emission
US11711036B1 (en) * 2022-05-06 2023-07-25 Hamilton Sundstrand Corporation Electric power generation system (EPGS) controller excitation system architecture for variable frequency generators
US11923800B2 (en) 2022-05-06 2024-03-05 Hamilton Sundstrand Corporation Saturable reactors in generator control units

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5233286A (en) * 1991-07-29 1993-08-03 Sundstrand Corporation Hybrid 270 volt DC system
US6110861A (en) * 1997-06-02 2000-08-29 The University Of Chicago Partial oxidation catalyst
US5929537A (en) * 1997-06-30 1999-07-27 Sundstrand Corporation PMG main engine starter/generator system
DE10207062A1 (de) * 2002-02-20 2003-08-28 Philips Intellectual Property Verfahren und Schaltungsanordnung zur Ermittlung des mittleren Stromverbrauchs eines batteriebetriebenen Gerätes
JP4449591B2 (ja) * 2004-06-17 2010-04-14 株式会社デンソー 車両用発電システム
US7439634B2 (en) * 2004-08-24 2008-10-21 Honeywell International Inc. Electrical starting, generation, conversion and distribution system architecture for a more electric vehicle
US7922117B2 (en) * 2004-08-30 2011-04-12 Hamilton Sundstrand Corporation Primary panel and motor controller integration for aircraft power distribution system
US7064524B2 (en) * 2004-09-08 2006-06-20 Honeywell International Inc. Method and apparatus for generator control
US7154249B2 (en) * 2005-02-17 2006-12-26 Teleflex Canada Incorporated Energy discharge apparatus
FR2882200B1 (fr) * 2005-02-17 2015-05-01 Hispano Suiza Sa Alimentation electrique d'equipements d'un moteur d'avion a turbine a gaz

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2659860C2 (ru) * 2012-09-17 2018-07-04 Микротюрбо Устройство и способ обеспечения нетяговой мощностью летательного аппарата
RU2524776C1 (ru) * 2013-03-27 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Электропривод" Способ запуска газотурбинного двигателя бесконтактным явнополюсным синхронным генератором с вращающимся выпрямителем
RU2573576C2 (ru) * 2014-05-29 2016-01-20 Валерий Алексеевич Калий Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна
RU2724468C2 (ru) * 2016-02-29 2020-06-23 Зе Боинг Компани Балансировка тока в системе модульного преобразователя
RU2743297C2 (ru) * 2017-02-13 2021-02-16 Зе Боинг Компани Энергораспределительная система и способ управления энергораспределением в модульной системе преобразователей с использованием результатов расчета коэффициента полезного действия (варианты)
RU2786896C2 (ru) * 2018-11-22 2022-12-26 Сафран Эркрафт Энджинз Силовая установка летательного аппарата и способ работы такой установки

Also Published As

Publication number Publication date
UA92726C2 (ru) 2010-12-10
ES2324061T3 (es) 2009-07-29
CN101066704A (zh) 2007-11-07
JP5128173B2 (ja) 2013-01-23
RU2007116766A (ru) 2008-11-10
EP1852953A1 (fr) 2007-11-07
US7538521B2 (en) 2009-05-26
DE602007000741D1 (de) 2009-05-07
CN101066704B (zh) 2010-10-13
CA2587067C (fr) 2013-09-24
US20070257558A1 (en) 2007-11-08
JP2007297042A (ja) 2007-11-15
FR2900636A1 (fr) 2007-11-09
FR2900636B1 (fr) 2009-03-06
PL1852953T3 (pl) 2009-12-31
ATE426934T1 (de) 2009-04-15
SG136938A1 (en) 2007-11-29
IL182912A0 (en) 2007-08-19
CA2587067A1 (fr) 2007-11-05
EP1852953B1 (fr) 2009-03-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2432302C2 (ru) Устройство электропитания летательного аппарата
RU2416871C2 (ru) Система питания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащение
JP5247168B2 (ja) 航空機における除氷回路を含む電気設備のための電源回路
Wheeler et al. The more electric aircraft: Technology and challenges
US10014707B2 (en) Method for managing the electric power network of an aircraft
CN101529686B (zh) 飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统
RU2603693C2 (ru) Устройство электрического питания летательного аппарата на земле
CN102947183B (zh) 用于飞机除冰系统的供电电路
US5899411A (en) Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
US11509245B2 (en) Electrical architecture for an aircraft, aircraft comprising the architecture and method for operating the architecture
RU2629817C2 (ru) Устройство электрического питания летательного аппарата на земле
US11142332B2 (en) Power supply and method having series-arranged units
US9821918B2 (en) Aircraft comprising a control device for a jet pipe nozzle with variable cross-section powered by two independent electrical power supplies
US11101688B2 (en) Method and apparatus for no-break power transfer in a power distribution system
EP2432097A2 (en) Uninterruptible power supply system
US20180337531A1 (en) Power distribution network
US20110101773A1 (en) Power Distribution Apparatus
CN117597847A (zh) 用于飞行器的电气架构
CN116568918A (zh) 用于控制飞行器的电气推力反向器控制系统的设备

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20160322

PD4A Correction of name of patent owner