RU2450955C2 - Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему - Google Patents
Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему Download PDFInfo
- Publication number
- RU2450955C2 RU2450955C2 RU2008103650/11A RU2008103650A RU2450955C2 RU 2450955 C2 RU2450955 C2 RU 2450955C2 RU 2008103650/11 A RU2008103650/11 A RU 2008103650/11A RU 2008103650 A RU2008103650 A RU 2008103650A RU 2450955 C2 RU2450955 C2 RU 2450955C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power supply
- circuit
- generator
- voltage
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/12—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by electric heating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
-
- 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
Abstract
Группа изобретений относится к схеме электрического энергоснабжения на летательном аппарате. Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате содержит сеть (17) распределения электричества на борту летательного аппарата и питания электрического оборудования (5b), находящегося в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, и генератор (27) энергоснабжения, встроенный в двигатель летательного аппарата для питания противообледенительной схемы (5а). Электрическое оборудование содержит нагрузки (5b) гондолы, соединенные с шиной (35) распределения напряжения постоянного тока, которая сама соединена со схемой (34) преобразователя напряжения, питаемой сетью (17) распределения. Противообледенительная схема (5а) содержит, по меньшей мере, одно электрическое сопротивление (61) для рассеивания электричества, по возможности, возвращаемого в шину (35) распределения напряжения постоянного тока, по меньшей мере, некоторыми из нагрузок гондолы. Летательный аппарат включает в себя упомянутую схему электрического энергоснабжения. Достигается упрощение конструкции, снижение энергопотребления, уменьшение потерь мощности. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Предшествующий уровень техники
Изобретение относится к подаче электричества на электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата и/или в окружении.
Более конкретно, областью применения изобретения являются двигатели самолетов, в частности газотурбинные двигатели. Помимо этого изобретение применимо также в двигателях вертолетов.
Термин «электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата или в его окружении» употребляется в данном описании, охватывая не только электрическое оборудование, которое используется для обеспечения работы двигателя, но и электрическое оборудование, связанное с гондолой двигателя, например, такое как противообледенительные или антиобледенительные электрические схемы, такие как схемы для антиобледенительной системы гондолы (АСГ) или исполнительных механизмов, предназначенных для использования в системе открывания капота двигателя с реверсом тяги (СОКДРТ), или электромеханических исполнительных механизмов, предназначенных для использования в электрической схеме системы управления включением реверса тяги (СУВРС) для газотурбинного самолетного двигателя, или даже схемы, связанные с крылом, несущим двигатель, например, такие как противообледенительные или антиобледенительные электрические схемы крыльев самолетов.
Традиционная схема получения и распределения электричества из газотурбинного самолетного двигателя показана на Фиг. 3.
Два генератора 111а, 111b (или большее их количество, предусматриваемое в целях избыточности или оптимизации генерирования электричества, в зависимости от соображений применения) установлены на вспомогательном редукторе 113, который механически связан с валом турбины двигателя. Генераторы 111а, 111b, как правило, представляют собой стартеры-генераторы (С/Г), содержащие синхронный генератор, который связан с возбуждением и который подает напряжение переменного тока на частоте, изменяющейся в зависимости от скорости двигателя, узел возбуждения и синхронный генератор, управляемый с возможностью работы в режиме синхронного электродвигателя при запуске турбины.
Напряжения переменного тока, подаваемые генераторами 111а, 111b, передаются по линиям 115а, 115b в электрическую сеть 117 для распределения электричества на борту самолета, называемую «бортовой сетью». Схема 119 бортовой сети, соединенная с линиями 115а, 115b, подает переменный ток (ПеТ) с регулируемым напряжением переменного тока, как правило, находящимся на уровне 115 вольт переменного тока (115 В ПеТ) или 230 В ПеТ, по одной или нескольким шинам распределения. Схема 119 также питает преобразователь 121 напряжения, который подает регулируемое напряжение постоянного тока (ПоТ), как правило, находящееся на уровне 270 вольт постоянного тока (В ПоТ) или ±270 В ПоТ по одной или нескольким шинам. Напряжения, подаваемые схемами 119 и 121, питают разные электрические нагрузки на борту самолета, находящиеся главным образом в зоне его фюзеляжа.
Связанный с двигателем полностью автономный блок 143 управления двигателем (БУД) питается посредством генератора 127, такого как генератор с постоянными магнитами или генератор переменного тока с постоянными магнитами (ГПТПМ), установленный на редукторе 113. БУД 143 также соединен с одной из схем 119, 121, например, со схемой 119 источника регулируемого напряжения переменного тока, гарантируя ее электропитание до тех пор, пока двигатель не достигнет скорости, которая окажется достаточной для обеспечения подачи требуемого электричества посредством ГПТПМ 127, или в случае отказа ГПТПМ. БУД 143 потребляет получаемое электричество для обеспечения работы своих компонентов и для возбуждения различных элементов двигателя, таких как датчики или зонды, исполнительные механизмы или клапаны рулевого управления, которые требуют электрической мощности в ограниченных количествах.
В настоящее время существует тенденция к все большей и большей замене гидравлической энергии электрической энергией для приведения в действие различных элементов электрического оборудования в двигателе летательного аппарата или в его окружении. Например, некоторые самолеты оснащены реверсами 147 тяги с электрическим приводом. Таким образом, схема включает в себя преобразователи 133 напряжения переменного тока в напряжение постоянного тока, имеющие входы, соединенные с бортовой сетью 117 через посредство линий 145, 149, 151 электропитания, имеющие выходы, соединенные с такими реверсами 147 тяги, а также со статическим оборудованием, таким как схемы 153, 155 для удаления льда с гондолы двигателя и крыла, несущего двигатель.
Подача электричества из сети на борту летательного аппарата к различным нагрузкам вне фюзеляжа посредством линий электропитания, которые должны быть выполнены очень надежными и должны быть изолированными линиями, вес и объем которых значительны, обуславливают риск того, что размеры станут фактором определяющим или даже запрещающим, если количество питаемого оборудования увеличивается, а сама подача представляет собой источник электрических потерь, которыми нельзя пренебречь.
Задача и краткое изложение сущности изобретения
Задача изобретения состоит в том, чтобы разработать схему электрического энергоснабжения, которая не характеризуется упомянутым недостатком и которая гарантирует питание множества единиц электрического оборудования в двигателе летательного аппарата и/или в его окружении.
Эта задача решается с помощью схемы электрического энергоснабжения на летательном аппарате, содержащей сеть для распределения электричества на борту летательного аппарата и питания электрического оборудования, находящегося в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, причем упомянутое электрическое оборудование содержит нагрузки гондолы, соединенные с шиной распределения напряжения постоянного тока, при этом упомянутая шина соединена со схемой преобразователя напряжения, питаемой упомянутой распределительной сетью, и упомянутая схема энергоснабжения дополнительно содержит генератор энергоснабжения, встроенный в двигатель летательного аппарата для питания противообледенительной схемы, а упомянутая противообледенительная схема содержит, по меньшей мере, одно электрическое сопротивление для рассеивания электричества, по возможности, возвращаемого в шину распределения напряжения постоянного тока, по меньшей мере, некоторыми из нагрузок гондолы.
Таким образом, схема согласно изобретению обеспечена возможностью уменьшить длину кабеля для передачи электричества в противообледенительную схему. Кроме того, кабель, передающий электричество из сети распределения электричества на борту самолета, может иметь малый диаметр. Это дает возможность оптимизировать вес и объем кабелей. Помимо этого противообледенительная схема не накладывает никакие регулировочные ограничения, и поэтому генератор энергоснабжения может иметь конфигурацию, которая проста, является стойкой к внешним воздействиям, компактна и обуславливает малый вес. Помимо этого, нет необходимости иметь электрическое сопротивление, предназначаемое исключительно для рассеивания электричества, которое может быть возвращено в шину распределения напряжения постоянного тока электрическими исполнительными механизмами в гондоле. Это дополнительно уменьшает вес и гарантирует экономию электричества.
Упомянутая противообледенительная схема преимущественно соединена непосредственно с упомянутым генератором энергоснабжения для получения напряжения переменного тока.
Таким образом, схема согласно изобретению гарантирует, что противообледенительная схема (которая является чисто резистивной) получит напряжение переменного тока без преобразования напряжения переменного тока в напряжение постоянного тока, что гарантирует уменьшение потерь мощности, а также уменьшение габаритов и веса схемы.
В соответствии с другим аспектом настоящего изобретения упомянутый генератор энергоснабжения представляет собой специализированный генератор с фазным ротором.
Поэтому генератор энергоснабжения оказывается простым и стойким к внешним воздействиям.
Схема энергоснабжения предпочтительно включает в себя генератор с постоянными магнитами (генератор переменного тока с постоянными магнитами ГПТПМ), механически связанный с упомянутым генератором энергоснабжения, причем упомянутый генератор с постоянными магнитами выполнен с возможностью питания, по меньшей мере, одного блока управления двигателем (БУД) для электронного регулирования этого двигателя.
Таким образом, генератор с постоянными магнитами (ГПТПМ), питающий блок управления двигателем (БУД) для электронного регулирования двигателя, объединен с генератором, питающим противообледенительную схему.
Упомянутый, по меньшей мере, один блок управления двигателем (БУД) предпочтительно соединен с упомянутым генератором с постоянными магнитами для получения напряжения переменного тока. Это гарантирует упрощение схемы.
Упомянутый генератор с постоянными магнитами предпочтительно питает множество блоков управления двигателем, причем питание этих блоков осуществляется, например, через средство сопряжения.
В соответствии с признаком настоящего изобретения генератор энергоснабжения представляет собой машину с фазным ротором, а упомянутый генератор с постоянными магнитами соответствует ступени с постоянными магнитами упомянутой машины с фазным ротором. Таким образом, появляется возможность сэкономить на, по меньшей мере, одном выходном валу вспомогательного редуктора.
Схема энергоснабжения предпочтительно включает в себя:
- вход, соединенный с сетью распределения электричества, для получения напряжения переменного тока, при этом упомянутый преобразователь напряжения соединен с упомянутым входом для преобразования напряжения переменного тока, подаваемого сетью распределения электричества, в напряжение постоянного тока, и
- переключатель для подачи напряжения, подаваемого упомянутым преобразователем, в шину распределения напряжения постоянного тока.
Таким образом, схема дает возможность иметь защищенный электрический узел, находящийся в окрестности двигателя, для питания нагрузок, встроенных в двигатель или расположенных в его окрестности, при этом для гарантии наличия электричества в электрической сети двигателя имеется лишь одно звено, связующее с электрической сетью на борту летательного аппарата. Кроме того, преобразователь может иметь размеры, соответствующие всему электрическому оборудованию, за исключением противообледенительного оборудования, что приводит к уменьшению габаритов преобразователя.
Изобретение также обеспечивает создание летательного аппарата, включающего в себя вышеописанную схему энергоснабжения.
Краткое описание чертежей
Изобретение очевидно из нижеследующего описания, приводимого в качестве неограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - существенно упрощенный вид системы согласно изобретению для электрического энергоснабжения оборудования и управления им в двигателе летательного аппарата и в его окружении;
Фиг. 2 - более подробный вид оборудования устройства электрического энергоснабжения согласно Фиг. 1; и
Фиг. 3 - описанное выше, существенно упрощенное представление известной схемы для выработки и распределения электричества на летательном аппарате.
Подробное описание вариантов осуществления изобретения
На фиг. 1 представлена принципиальная схема электрического энергоснабжения и управления комплектом 5 элементов электрического оборудования 5а и 5b в двигателе летательного аппарата и в его окружении, в частности, в связи с газотурбинным самолетным двигателем.
Схема согласно Фиг. 1 содержит, по меньшей мере, один генератор 11, такой как стартер-генератор (С/Г), установленный на вспомогательном редукторе (обозначенном позицией 13), который механически связан с валом турбины двигателя (не показан). Напряжение переменного тока, подаваемое генератором (генераторами) 11 типа С/Г, передается по одной или нескольким линиям 15 в электрическую сеть 17 для распределения электричества на борту самолета, именуемую «бортовой сетью». Схема 19 бортовой сети подает в одну или несколько шин распределения напряжение переменного тока, которое, как правило, находится на уровне 115 В ПеТ или 230 В ПеТ и имеет частоту, которая изменяется в зависимости от скорости вращения вала турбины. Схема 19 также может осуществлять питание преобразователя 21 напряжения, который подает регулируемое напряжение постоянного тока, как правило, находящееся на уровне 270 В ПоТ или ±270 В ПоТ по одной или нескольким шинам. Напряжения, вырабатываемые схемами 19 и 21, питают разные электрические нагрузки в зоне фюзеляжа самолета.
С соответствии с изобретением схема энергоснабжения содержит связанный с двигателем (обозначенным позицией 23) генератор 27 энергоснабжения, встроенный в самолетный двигатель для питания обозначаемой позицией 5а схемы для антиобледенительной системы гондолы (АСГ) двигателя, которую также называют противообледенительной, или схемы для удаления льда с крыла, несущего двигатель.
Это делает возможным укорочение длины кабеля, подающего электричество в противообледенительную схему 5а. Следует заметить, что кабель, соединенный с резистивной противообледенительной схемой 5а, имеет диаметр, который больше по сравнению с диаметрами кабелей, соединенных с другими элементами электрического оборудования. Таким образом, уменьшение длины кабеля этого типа служит для уменьшения веса и объема кабелей, необходимых для передачи электричества к нагрузкам, являющимся внешними по отношению к фюзеляжу. Кроме того, поскольку противообледенительная схема 5а является чисто резистивной, она не требует никаких конкретных регулировочных ограничений, и поэтому генератор 27 энергоснабжения, например, генератор того типа, который имеет специализированный фазный ротор, может представлять собой конфигурацию, которая проста, является стойкой к внешним воздействиям, компактна и имеет малый вес.
Помимо этого противообледенительная схема 5а может быть соединена непосредственно с генератором 27 энергоснабжения, чтобы получать напряжение переменного тока. Таким образом, нет необходимости иметь преобразователь напряжения для преобразования напряжения переменного тока в напряжение постоянного тока. Это служит целям уменьшения потерь мощности, а также уменьшения габаритов и массы схемы энергоснабжения.
Кроме того, с генератором 27 энергоснабжения также соединен, по меньшей мере, один блок 30 управления двигателем (БУД).
БУД 30 преимущественно получает напряжение переменного тока из генератора 27 энергоснабжения. Этот генератор подает в БУД 30 переменный ток, который можно регулировать или изменять в зависимости от скорости двигателя. Кроме того, БУД 30 также может быть соединен со схемой 19 напряжения переменного тока линией 16, гарантируя соответствующее энергоснабжение этой схемы до тех пор, пока двигатель не достигнет скорости, которая окажется достаточной для обеспечения подачи требуемой электрической энергии посредством генератора 27 энергоснабжения. Помимо этого схема 19 также питает комплект 5b электрического оборудования, соответствующий нагрузкам в гондоле.
На фиг. 2 более подробно показан вариант осуществления схемы электрического энергоснабжения согласно изобретению.
В этом примере, схема энергоснабжения содержит генератор 28 с постоянными магнитами (генератор переменного тока с постоянными магнитами, ГПТПМ), механически связанный с генератором 27 энергоснабжения. Генератор 28 с постоянными магнитами, который связан с генератором 27 энергоснабжения, предназначен для питания одного или нескольких БУД 30. Более конкретно, генератор 28 с постоянными магнитами питает несколько БУД 30 через посредство схемы 31 сопряжения.
В качестве примера, отметим возможность экономии выходного вала вспомогательного редуктора, для чего генератор 27 энергоснабжения выполнен как машина с фазным ротором, а генератор 28 с постоянными магнитами соответствует ступени с постоянными магнитами этой машины с фазным ротором.
Кроме того, схема энергоснабжения включает в себя шину 35 постоянного тока высокого напряжения (ПТВН) для распределения напряжения постоянного тока и защищенное устройство 29 энергоснабжения, образующее часть сети распределения электричества, связанной с двигателем (обозначенным позицией 23).
Устройство 29 энергоснабжения имеет вход 32, переключатель 33 и преобразователь 34 напряжения переменного тока в напряжение постоянного тока.
Вход 32 соединен с сетью 17 распределения электричества, а более конкретно - со схемой 19, для получения напряжения переменного тока. Преобразователь 34 напряжения соединен с входом 32 в целях преобразования напряжения переменного тока, подаваемого сетью 17 распределения электричества, в напряжение постоянного тока. Кроме того, переключатель 33 гарантирует подачу напряжения из преобразователя 34 в шину 35 распределения напряжения постоянного тока.
Таким образом, генератор 27 энергоснабжения подает электрическую энергию переменного тока в БУД 30, а эта энергия регулируется или изменяется в зависимости от скорости двигателя. Кроме того, переключатель 33 гарантирует соединение БУД 30 через посредство устройства 29 энергоснабжения и схемы 31 сопряжения со схемой 19 напряжения переменного тока по линии 16 с целью осуществления правильного энергоснабжения до тех пор, пока двигатель не достигнет скорости, которая окажется достаточной для обеспечения подачи требуемого электричества посредством генератора 27 энергоснабжения.
Эта конфигурация позволяет получить защищенный узел электрического энергоснабжения. Генератор 27 энергоснабжения подает напряжение переменного тока непосредственно в оборудование 5а для удаления льда с гондолы двигателя или с крыла. В отличие от этого та часть электрического оборудования, которая соответствует нагрузкам 5b гондолы, соединена с шиной 35 распределения напряжения постоянного тока.
Более конкретно, противообледенительная схема (противообледенительные схемы) 5а соединена (соединены) с генератором 27 энергоснабжения через посредство модуля 47а энергоснабжения противообледенительной схемы (противообледенительных схем), который включает в себя переключатель и устройство защиты, управляемое центральным блоком 51 управления или БУД 30.
Противооблединительная схема также включает в себя, по меньшей мере, одно электрическое сопротивление 61 для рассеивания электричества, которое может быть возвращено в шину 35 распределения напряжения постоянного тока, по меньшей мере, некоторыми из нагрузок 5b гондолы. Возможный возврат электричества в шину 35 распределения напряжения постоянного тока обозначен позицией 63. Рассеивание этой электрической энергии электрическим сопротивлением 61 становится возможным за счет соединения 65 между шиной 35 распределения напряжения постоянного тока и электрическим сопротивлением 61.
Кроме того, шина 35 питает модуль 47b энергоснабжения гондолы вместе с устройством управления, включающим в себя центральный блок 51 управления.
В этом примере, модулями 47а, 47b энергоснабжения управляет центральный блок 51 управления. Он соединен с датчиками (не показаны), связанными, по меньшей мере, с некоторыми единицами электрического оборудования, а также соединен с БУД 30. Модуль 47b энергоснабжения гондолы связан с электрическим оборудованием 5b в гондоле.
Модуль 47b энергоснабжения гондолы содержит инвертор 53 и коммутирующую схему 55. Инвертор 53 служит для подачи напряжения переменного тока в электрическое оборудование 5b, причем напряжение переменного тока получается из напряжения постоянного тока, подаваемого шиной 35, а коммутирующая схема 55 служит для включения единиц электрического оборудования 5b. Центральный блок 51 управления управляет модулем 47b, а в частности - коммутирующей схемой 55, обеспечивая включение каждого элемента оборудования 5b в зависимости от информации, получаемой из БУД 30 и/или датчиков, связанных с оборудованием 5b.
Следует заметить, что схема энергоснабжения может включать в себя два генератора 27 энергоснабжения и, возможно, две шины 35 распределения напряжения постоянного тока, например, шины постоянного тока высокого напряжения (ПТВН).
Таким образом, использование двух генераторов дает возможность смягчить отказ одного генератора, сохраняя при этом энергоснабжение, оказывающееся защищенным посредством соединения 16 с сетью на борту самолета, а также делает возможным совместное использование подаваемой электрической энергии.
Напряжение постоянного тока, подаваемое по шине 35 (или, возможно, шинам 35), может быть регулируемым напряжением, например, регулируемым до достижения номинального значения 270 В ПоТ или ±270 В ПоТ, при этом регулирование обеспечивается схемой преобразователя напряжения переменного тока в напряжение постоянного тока. В одном варианте напряжение постоянного тока, подаваемое через посредство шины (шин) 35, не требует регулирования, и тогда приемлем диапазон изменения относительно номинального значения, в частности, зависящий от изменений напряжений, подаваемых схемой 19.
Изобретение также обеспечивает создание летательного аппарата, включающего в себя схему электрического энергоснабжения, содержащую сеть 17 распределения электричества на борту летательного аппарата, питающую электрическое оборудование 5b, находящееся в двигателе летательного аппарата или в окружении двигателя, и генератор 27 энергоснабжения, встроенный в двигатель летательного аппарата для энергоснабжения противообледенительной схемы 5а.
Claims (9)
1. Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате, содержащая сеть (17) для распределения электричества на борту летательного аппарата и питания электрического оборудования (5b), находящегося в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, отличающаяся тем, что электрическое оборудование содержит нагрузки (5b) гондолы, соединенные с шиной (35) распределения напряжения постоянного тока, при этом упомянутая шина (35) соединена со схемой (34) преобразователя напряжения, питаемой упомянутой сетью (17) распределения, схема электропитания включает в себя генератор (27) энергоснабжения, встроенный в двигатель летательного аппарата для питания противообледенительной схемы (5а), а противообледенительная схема (5а) содержит, по меньшей мере, одно электрическое сопротивление (61) для рассеивания электричества, по возможности возвращаемого в шину (35) распределения напряжения постоянного тока, по меньшей мере, некоторыми из нагрузок гондолы.
2. Схема энергоснабжения по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая противообледенительная схема (5а) соединена непосредственно с упомянутым генератором (27) энергоснабжения для получения напряжения переменного тока.
3. Схема энергоснабжения по п.1, отличающаяся тем, что генератор (27) энергоснабжения представляет собой специализированный генератор с фазным ротором.
4. Схема энергоснабжения по п.1, отличающаяся тем, что она включает в себя генератор (28) с постоянными магнитами, механически связанный с упомянутым генератором (27) энергоснабжения, причем упомянутый генератор (28) с постоянными магнитами выполнен с возможностью питания, по меньшей мере, одного блока (30) управления двигателем для электронного регулирования этого двигателя.
5. Схема энергоснабжения по п.4, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один блок (30) управления двигателем соединен с упомянутым генератором (28) с постоянными магнитами для получения напряжения переменного тока.
6. Схема энергоснабжения по п.4, отличающаяся тем, что упомянутый генератор (28) с постоянными магнитами питает множество блоков (30) управления двигателем, причем питание этих блоков осуществляется через посредство схемы (32) сопряжения.
7. Схема энергоснабжения по п.4, отличающаяся тем, что генератор (27) энергоснабжения представляет собой машину с фазным ротором, причем упомянутый генератор (28) с постоянными магнитами соответствует ступени с постоянными магнитами упомянутой машины с фазным ротором.
8. Схема энергоснабжения по п.1, отличающаяся тем, что она включает в себя: вход (32), соединенный с сетью (17) распределения электричества, для получения напряжения переменного тока, при этом упомянутый преобразователь (34) напряжения соединен с упомянутым входом (32) для преобразования напряжения переменного тока, подаваемого сетью (17) распределения электричества, в напряжение постоянного тока, и переключатель (33) для подачи напряжения, подаваемого упомянутым преобразователем (34), в шину (35) распределения напряжения постоянного тока.
9. Летательный аппарат, включающий в себя схему электрического энергоснабжения по любому из пп.1-8.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0752986A FR2911848B1 (fr) | 2007-01-31 | 2007-01-31 | Circuit d'alimentation en energie electrique dans un aeronef pour des equipements electriques comprenant un circuit de degivrage |
FR0752986 | 2007-01-31 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008103650A RU2008103650A (ru) | 2009-08-10 |
RU2450955C2 true RU2450955C2 (ru) | 2012-05-20 |
Family
ID=38330118
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008103650/11A RU2450955C2 (ru) | 2007-01-31 | 2008-01-30 | Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему |
Country Status (17)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7936082B2 (ru) |
EP (1) | EP1953085B1 (ru) |
JP (1) | JP5247168B2 (ru) |
CN (1) | CN101234672B (ru) |
AT (1) | ATE467559T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0800221B1 (ru) |
CA (1) | CA2619541C (ru) |
DE (1) | DE602008001166D1 (ru) |
ES (1) | ES2346107T3 (ru) |
FR (1) | FR2911848B1 (ru) |
IL (1) | IL189114A (ru) |
MA (1) | MA29728B1 (ru) |
MX (1) | MX2008001442A (ru) |
RU (1) | RU2450955C2 (ru) |
SG (2) | SG144890A1 (ru) |
UA (1) | UA94714C2 (ru) |
ZA (1) | ZA200801001B (ru) |
Cited By (3)
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 |
RU2561613C2 (ru) * | 2009-07-24 | 2015-08-27 | Эрсель | Схема электропитания для гондолы турбореактивного двигателя |
RU2648233C2 (ru) * | 2013-01-30 | 2018-03-23 | Микротюрбо | Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2920143B1 (fr) * | 2007-08-20 | 2010-01-22 | Aircelle Sa | Dispositif de commande des actionneurs de maintenance de capots d'une nacelle de turboreacteur |
FR2927310B1 (fr) * | 2008-02-13 | 2010-07-30 | Aircelle Sa | Systeme de commande pour nacelle de turboreacteur |
US20110273010A1 (en) * | 2008-04-09 | 2011-11-10 | Thales | Electrical network |
KR20090127614A (ko) | 2008-06-09 | 2009-12-14 | 삼성전기주식회사 | 광도파로, 이를 구비한 광 인쇄회로기판 및 그들의 제조방법 |
FR2943038B1 (fr) * | 2009-03-13 | 2012-07-27 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage,notamment pour nacelle d'aeronef |
GB0919041D0 (en) | 2009-10-30 | 2009-12-16 | Goodrich Control Sys | Power distribution apparatus |
FR2961177B1 (fr) * | 2010-06-11 | 2013-02-15 | Hispano Suiza Sa | Circuit d'alimentation electrique pour un circuit de degivrage d'un aeronef |
FR2962271B1 (fr) * | 2010-07-02 | 2012-08-17 | Hispano Suiza Sa | Alimentation electrique des equipements portes par un support rotatif |
GB2483696B (en) | 2010-09-17 | 2015-03-25 | Ge Aviat Systems Ltd | An aircraft with a power distribution system |
FR2967318B1 (fr) * | 2010-11-10 | 2013-07-19 | Hispano Suiza Sa | Circuit d'alimentation pour un aeronef incluant une machine asynchrone |
US9296483B2 (en) | 2011-07-05 | 2016-03-29 | Bell Helicopter Textron Inc. | Distributed ice protection control system |
FR2978878B1 (fr) * | 2011-08-04 | 2013-08-09 | Hispano Suiza Sa | Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol. |
GB2495917B (en) * | 2011-10-24 | 2014-10-22 | Ge Aviat Systems Ltd | Multiple source electrical power distribution in aircraft |
FR2988694B1 (fr) * | 2012-03-30 | 2014-03-28 | Hispano Suiza Sa | Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol |
US20140032002A1 (en) | 2012-07-30 | 2014-01-30 | The Boeing Company | Electric system stabilizing system for aircraft |
US9882114B2 (en) * | 2012-11-08 | 2018-01-30 | Saab Ab | De-icing arrangement and method for de-icing a structural element |
FR3000724B1 (fr) | 2013-01-07 | 2015-01-02 | Aircelle Sa | Architecture degivrage electrique a haute disponibilite d'entree d'air de nacelle a etages commutes |
US9765640B2 (en) | 2014-05-29 | 2017-09-19 | Rolls-Royce Corporation | System and method to manage transients for rapid power demand changes |
US10377498B2 (en) * | 2016-01-21 | 2019-08-13 | The Boeing Company | Aircraft and associated method for providing electrical energy to an anti-icing system |
US20170268430A1 (en) * | 2016-03-15 | 2017-09-21 | Hamilton Sundstrand Corporation | Engine bleed system with turbo-compressor |
US11473497B2 (en) * | 2016-03-15 | 2022-10-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Engine bleed system with motorized compressor |
US10794295B2 (en) | 2016-03-15 | 2020-10-06 | Hamilton Sunstrand Corporation | Engine bleed system with multi-tap bleed array |
CN108082496B (zh) * | 2017-11-21 | 2020-03-24 | 武汉航空仪表有限责任公司 | 一种谐振式结冰探测器的驱动电路 |
FR3079820B1 (fr) * | 2018-04-09 | 2020-04-17 | Safran Electrical & Power | Systeme et procede de demarrage/generation pour turbomachine d'aeronef |
US11300001B2 (en) | 2018-06-06 | 2022-04-12 | Bombardier Inc. | Electrical system for aircraft |
US11465759B2 (en) * | 2018-07-13 | 2022-10-11 | The Boeing Company | Multi-mode generator for ice protection on aircraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2281273A1 (fr) * | 1974-08-05 | 1976-03-05 | Bronzavia Sa | Dispositif antigivrage d'une helice d'avion |
SU1817623A1 (ru) * | 1991-04-29 | 1995-09-20 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Система электроснабжения летательного аппарата |
WO2003078248A1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-09-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Permanent magnet alternator for a gas turbine engine |
WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2566618A (en) * | 1947-11-25 | 1951-09-04 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Turbine driving aircraft accessory |
DE3164856D1 (en) * | 1980-05-08 | 1984-08-23 | Lucas Ind Plc | Switching system for sequential connection of loads to an electrical supply |
US4473752A (en) * | 1982-05-27 | 1984-09-25 | Lockheed Corporation | Aircraft engine starting with synchronous ac generator |
JPS63245504A (ja) * | 1987-01-15 | 1988-10-12 | ザ ビー.エフ.グッドリッチ カンパニー | 除氷方法およびその装置 |
US4959605A (en) * | 1988-11-22 | 1990-09-25 | Sundstrand Corporation | Hybrid permanent magnet and variable reluctance generator |
RU2093426C1 (ru) * | 1996-03-21 | 1997-10-20 | Йелстаун Корпорейшн Н.В. | Тепловая противообледенительная система вращаемого элемента |
US5929537A (en) * | 1997-06-30 | 1999-07-27 | Sundstrand Corporation | PMG main engine starter/generator system |
US6249428B1 (en) * | 1999-01-15 | 2001-06-19 | Dell Usa, L.P. | Method and apparatus for mounting a component and heat sink |
US6130820A (en) * | 1999-05-04 | 2000-10-10 | Intel Corporation | Memory card cooling device |
US6269001B1 (en) * | 2000-04-20 | 2001-07-31 | International Business Machines Corporation | System for enhanced cooling and latching of pluggable electronic component |
US6992403B1 (en) * | 2001-03-08 | 2006-01-31 | Pacific Scientific | Electric power and start system |
US6906479B2 (en) * | 2002-08-06 | 2005-06-14 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine engine starter generator with multiple windings on each exciter stator pole |
US7286355B2 (en) * | 2002-09-11 | 2007-10-23 | Kioan Cheon | Cooling system for electronic devices |
US7210653B2 (en) * | 2002-10-22 | 2007-05-01 | The Boeing Company | Electric-based secondary power system architectures for aircraft |
TWI229253B (en) * | 2003-01-08 | 2005-03-11 | Ma Lab Inc | Structural improvement for removable cooler |
US7254465B2 (en) * | 2004-06-04 | 2007-08-07 | Honeywell International, Inc. | No-break-power-transfer control system for variable frequency electrical power systems |
US7439634B2 (en) * | 2004-08-24 | 2008-10-21 | Honeywell International Inc. | Electrical starting, generation, conversion and distribution system architecture for a more electric vehicle |
US7221569B2 (en) * | 2004-09-15 | 2007-05-22 | Comptake Technology Co., Ltd. | Memory heat-dissipating device |
US7448460B2 (en) * | 2004-09-28 | 2008-11-11 | Oshkosh Corporation | Power takeoff for an electric vehicle |
FR2882200B1 (fr) * | 2005-02-17 | 2015-05-01 | Hispano Suiza Sa | Alimentation electrique d'equipements d'un moteur d'avion a turbine a gaz |
US7480147B2 (en) * | 2006-10-13 | 2009-01-20 | Dell Products L.P. | Heat dissipation apparatus utilizing empty component slot |
US7447024B1 (en) * | 2007-07-17 | 2008-11-04 | Kuan-Yin Chou | Heat sink for a memory |
US20090219687A1 (en) * | 2008-03-03 | 2009-09-03 | Jui-Nan Lin | Memory heat-dissipating mechanism |
-
2007
- 2007-01-31 FR FR0752986A patent/FR2911848B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-01-25 EP EP08150648A patent/EP1953085B1/fr active Active
- 2008-01-25 DE DE602008001166T patent/DE602008001166D1/de active Active
- 2008-01-25 AT AT08150648T patent/ATE467559T1/de active
- 2008-01-25 ES ES08150648T patent/ES2346107T3/es active Active
- 2008-01-29 MA MA30613A patent/MA29728B1/fr unknown
- 2008-01-29 CA CA2619541A patent/CA2619541C/fr active Active
- 2008-01-29 IL IL189114A patent/IL189114A/en active IP Right Grant
- 2008-01-30 JP JP2008018630A patent/JP5247168B2/ja active Active
- 2008-01-30 US US12/022,492 patent/US7936082B2/en active Active
- 2008-01-30 SG SG200800843-5A patent/SG144890A1/en unknown
- 2008-01-30 SG SG201005227-2A patent/SG164372A1/en unknown
- 2008-01-30 ZA ZA200801001A patent/ZA200801001B/en unknown
- 2008-01-30 RU RU2008103650/11A patent/RU2450955C2/ru active
- 2008-01-30 UA UAA200801143A patent/UA94714C2/ru unknown
- 2008-01-30 BR BRPI0800221-5A patent/BRPI0800221B1/pt active IP Right Grant
- 2008-01-30 MX MX2008001442A patent/MX2008001442A/es active IP Right Grant
- 2008-01-31 CN CN2008100071073A patent/CN101234672B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2281273A1 (fr) * | 1974-08-05 | 1976-03-05 | Bronzavia Sa | Dispositif antigivrage d'une helice d'avion |
SU1817623A1 (ru) * | 1991-04-29 | 1995-09-20 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Система электроснабжения летательного аппарата |
WO2003078248A1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-09-25 | Hamilton Sundstrand Corporation | Permanent magnet alternator for a gas turbine engine |
WO2006136748A2 (fr) * | 2005-06-22 | 2006-12-28 | Airbus France | Systeme d'anti-givrage et de degivrage de nacelle de moteur d'aeronef a tapis resistif |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2561613C2 (ru) * | 2009-07-24 | 2015-08-27 | Эрсель | Схема электропитания для гондолы турбореактивного двигателя |
RU2648233C2 (ru) * | 2013-01-30 | 2018-03-23 | Микротюрбо | Способ и система питания электрической энергией 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 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602008001166D1 (de) | 2010-06-24 |
US7936082B2 (en) | 2011-05-03 |
IL189114A0 (en) | 2008-11-03 |
BRPI0800221B1 (pt) | 2020-02-11 |
UA94714C2 (ru) | 2011-06-10 |
CN101234672B (zh) | 2013-12-18 |
ATE467559T1 (de) | 2010-05-15 |
FR2911848B1 (fr) | 2009-12-25 |
SG144890A1 (en) | 2008-08-28 |
SG164372A1 (en) | 2010-09-29 |
JP2008207792A (ja) | 2008-09-11 |
CN101234672A (zh) | 2008-08-06 |
EP1953085A1 (fr) | 2008-08-06 |
CA2619541A1 (fr) | 2008-07-31 |
JP5247168B2 (ja) | 2013-07-24 |
MX2008001442A (es) | 2009-02-24 |
FR2911848A1 (fr) | 2008-08-01 |
RU2008103650A (ru) | 2009-08-10 |
BRPI0800221A (pt) | 2008-09-16 |
MA29728B1 (fr) | 2008-09-01 |
CA2619541C (fr) | 2014-08-05 |
ES2346107T3 (es) | 2010-10-08 |
IL189114A (en) | 2011-10-31 |
ZA200801001B (en) | 2008-11-26 |
EP1953085B1 (fr) | 2010-05-12 |
US20100283319A1 (en) | 2010-11-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2450955C2 (ru) | Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему | |
JP5128173B2 (ja) | 航空機用の電源装置 | |
RU2416871C2 (ru) | Система питания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащение | |
US9776583B2 (en) | Aircraft electrical system | |
RU2603693C2 (ru) | Устройство электрического питания летательного аппарата на земле | |
RU2523303C1 (ru) | Цепь подачи мощности для противообледенительной системы летательного аппарата | |
Avery et al. | Electrical generation and distribution for the more electric aircraft | |
EP2260560B1 (fr) | Procede de gestion d'un reseau electrique | |
US20160340051A1 (en) | Aircraft electrical network | |
US7116003B2 (en) | Aircraft starter/generator electrical system with mixed power architecture | |
US8427001B2 (en) | Electrically controlled frequency-based power system architecture for aircraft | |
CN108138738A (zh) | 用于起动飞行器发动机并操作飞行器的电源架构的方法和设备 | |
EP2040370B1 (en) | Generator for gas turbine engine having main DC bus and accessory AC bus | |
JP2012508553A (ja) | 電力を分配するための配電装置および電力を分配するための方法 | |
US20150054283A1 (en) | Aircraft engine constant frequency starter/generator | |
US10787273B2 (en) | Electrical architecture with paired secondary electrical networks for starting engines of an aircraft | |
EP1031717A2 (en) | Gas turbine engine | |
CN117597847A (zh) | 用于飞行器的电气架构 |
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 |