RU2523303C1

RU2523303C1 - Цепь подачи мощности для противообледенительной системы летательного аппарата

Info

Publication number: RU2523303C1
Application number: RU2013100973/11A
Authority: RU
Inventors: Николя Ален БАДЕР; Рашид БУДЬЯФ; Алексис ПАТУЙЯР; Себастьен Даниель ПЬЕРРОН
Original assignee: Испано-Сюиза
Priority date: 2010-06-11
Filing date: 2011-06-06
Publication date: 2014-07-20
Also published as: US20130206902A1; EP2580122A1; EP2580122B1; ES2575659T3; WO2011154645A1; CN102947183A; CA2802159A1; US9233759B2; BR112012031489A2; CN102947183B; RU2013100973A; JP5932782B2; FR2961177A1; BR112012031489B1; JP2013529567A; FR2961177B1; CA2802159C

Abstract

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а). Генератор подачи мощности соединен с электромеханическим приводом реверсора тяги (5с) через выпрямитель (1) для подачи мощности постоянного тока в упомянутый привод. Уменьшаются технические требования к выпрямителю. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Уровень техники изобретения

Изобретение относится к подаче электрической мощности для электрических устройств авиационного двигателя и/или его окружения.

Конкретнее, область применения изобретения относится к авиационным двигателям, в частности к газотурбинным двигателям.

К электрическим устройствам авиационного двигателя или его окружения в данном документе относятся не только электрические устройства, используемые в работе собственно двигателя, но и электрические устройства, связанные с гондолой двигателя, например, такие как электрические антиобледенительные цепи гондолы (NAI), либо приводы системы открытия капота реверса тяги (TRCOS), либо приводы электромеханического управления приводом реверса тяги (ETRAC) для газотурбинного самолетного двигателя, либо даже связанные с крыльями, служащими опорой для двигателя, например, такие как противообледенительные или антиобледенительные цепи крыла самолета.

В документе FR 2 911 848 описана конструкция, в которой цепь подачи мощности и управления включает в себя два генератора, установленные на корпусе трансмиссии и механически соединенные с валом турбины авиационного двигателя. Указанные генераторы обычно представляют собой Стартеры-Генераторы (S/G), включающие в себя синхронный генератор, который связан с источником энергии и создает напряжение переменного тока с изменяющейся частотой в зависимости от параметров двигателя, при этом управление блоком источника питания и синхронным генератором осуществляется для работы в синхронном режиме двигателя, когда турбина запущена. Напряжение переменного тока, подаваемое с помощью S/G, передается по направлению к электрической распределительной сети на борту самолета, или электрической системе самолета. Электрическая система самолета обеспечивает по одной или более распределительных шин регулируемое напряжение переменного тока, как правило, 115 В переменного тока или 230 В переменного тока, имеющее частоту, которая изменяется в зависимости от скорости вращения вала турбины. Данная цепь также питает цепь преобразователя напряжения, которая обеспечивает регулируемое напряжение постоянного тока, как правило, 270 В постоянного тока или +/-270 В постоянного тока на одной или более шинах. Выдаваемые напряжения подаются в различные нагрузки в области фюзеляжа самолета.

Кроме того, питание нескольких электрических устройств, расположенных в двигателе летательного аппарата или в окружении двигателя, осуществляется с помощью шины питания напряжения постоянного тока, питание которой, в свою очередь, осуществляется с помощью преобразователей напряжения, подключенных к напряжению переменного тока бортовой электрической сети самолета. Эти электрические устройства могут включать в себя электромеханический привод реверсора тяги.

Кроме того, цепь подачи мощности также содержит генератор мощности, встроенный в двигатель летательного аппарата, для питания противообледенительной или антиобледенительной цепи гондолы двигателя или противообледенительной цепи крыла, служащего опорой для двигателя. Это позволяет ограничить длину кабеля, передающего электричество по направлению к противообледенительной цепи, и, следовательно, снизить массу и объем кабелей, необходимых для передачи электричества к нагрузкам за пределами фюзеляжа.

Несмотря на преимущества данной конструкции, размеры преобразователей напряжения, которые питают электрические устройства в области двигателя, должны определяться с учетом мощности, необходимой для всех устройств, что может представлять собой значительную массу и объем. Кроме того, указанные преобразователи напряжения, подключенные к бортовой электрической сети самолета, должны удовлетворять ограничивающим условиям в отношении не превышения пределов гармоник и выброса тока. Поэтому такие преобразователи тока имеют сложную конструкцию.

Цель и сущность изобретения

Изобретение направлено на обеспечение цепи подачи электрической мощности летательного аппарата, не имеющей вышеназванных недостатков предшествующего уровня техники.

С этой целью в данном изобретении предлагается цепь подачи электрической мощности летательного аппарата, включающая в себя сеть распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств, расположенных в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, генератор подачи мощности, встроенный в двигатель летательного аппарата с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противообледенительную или антиобледенительную систему, отличающаяся тем, что генератор подачи мощности подключен к электромеханическому приводу реверсора тяги через выпрямитель для подачи в упомянутый привод мощности постоянного тока.

Благодаря указанным признакам, питание электромеханического привода реверсора тяги может осуществляться от того же генератора подачи мощности, что и противообледенительная или антиобледенительная цепь, посредством выпрямителя. Поэтому нет необходимости предусматривать преобразователь напряжения для питания привода от сети распределения во время ее работы. Кроме того, поскольку выпрямитель не подключен к сети распределения, он может быть выполнен очень простым, с пониженной массой и объемом, и не требующим проверки выполнения требований в отношении предела гармоник или выброса тока.

Например, упомянутым выпрямителем является диодный мост.

В этом случае выпрямитель имеет особенно простую конструкцию, которая не является очень массивной или объемной. Кроме того, он может обладать относительно низкими тепловыми потерями.

В соответствии с одним вариантом осуществления, упомянутая сеть подключена к упомянутому приводу через второй выпрямитель.

Второй выпрямитель позволяет осуществлять питание привода реверсора тяги при техническом обслуживании. Он может быть рассчитан на более слабую мощность.

В соответствии с одним вариантом осуществления, электронный блок управления двигателем может регулировать напряжение переменного тока, подаваемое генератором мощности, и управлять замыканием переключателя, расположенного между генератором энергии и упомянутым приводом, когда упомянутое напряжение переменного тока достигает заданного уровня.

В соответствии с одним вариантом, электронный блок управления двигателем может управлять переключателем, расположенным между генератором мощности и противообледенительной или антиобледенительной цепью.

В соответствии с другим вариантом, электронный блок управления двигателем может управлять противообледенительной или антиобледенительной цепью для работы при пониженной мощности.

Сеть распределения электрической мощности на борту летательного аппарата может осуществлять питание упомянутых электрических устройств с помощью преобразователей напряжения.

В изобретении также предлагается летательный аппарат, включающий в себя цепь подачи электрической мощности в соответствии с вышеупомянутым изобретением.

Краткое описание чертежей

Изобретение будет более понятным после ознакомления с нижеследующим описанием, приведенным для сведений и не имеющим ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемый чертеж, где фиг. 1 представляет собой очень схематическое изображение системы для обеспечения электрической мощности и управления устройствами авиационного двигателя и его окружения.

Подробное описание изобретения

На фиг. 1 приведена схема цепи для подачи электрической мощности и управления блока 5, включающего в себя электрические устройства авиационного двигателя и его окружения, в частности газотурбинный двигатель самолета.

Блок 5 включает в себя противообледенительную или антиобледенительную цепь 5а (NAI) гондолы двигателя или противообледенительную цепь для крыла, служащего опорой для двигателя, электромеханический привод электрической системы привода реверса тяги (ETRAS) и несколько других электрических устройств 5b, используемых для работы двигателя и его окружения.

Цепь на фиг. 1 содержит, по меньшей мере, один генератор 11, такой как S/G, установленный на корпусе трансмиссии (обозначенном позицией 13) и механически соединенный с валом турбины двигателя (не показан). Напряжение переменного тока, подаваемое генератором (генераторами) S/G 11, передается с помощью одной или более линий 15 в электрическую сеть 17 для распределения электрической мощности на борту самолета, или бортовую электрическую сеть самолета. Цепь 19 бортовой электрической сети самолета подает по одной или более распределительных шин регулируемое напряжение переменного тока, как правило, 115 В переменного тока или 230 В переменного тока, имеющее частоту, которая изменяется в зависимости от скорости вращения вала турбины. Цепь 19 может также питать цепь преобразователя напряжения 21, которая подает регулируемое напряжение постоянного тока, как правило, 270 В постоянного тока или +/-270 В постоянного тока через одну или более шин. Напряжения, выдаваемые цепями 19 и 21, подаются в различные нагрузки в области фюзеляжа самолета.

Цепь подачи мощности также содержит на уровне двигателя (обозначенного позицией 23) генератор 27 мощности, встроенный в двигатель летательного аппарата и выдающий напряжение переменного тока.

Генератор 27 мощности питает противообледенительную цепь 5а. Поскольку противообледенительная цепь 5а является чисто резистивной, она может быть соединена с генератором 27 мощности для приема напряжения переменного тока без промежуточного преобразователя напряжения. Между генератором 27 мощности и противообледенительной цепью 5а может быть включен переключатель 3.

Питание электрических устройств 5b осуществляется от цепи 19 с помощью преобразователей напряжения (не показаны). Поскольку указанные преобразователи напряжения соединены с электрической системой 17, они удовлетворяют требованиям в отношении пределов гармоник и выброса тока.

Наконец, привод 5с соединен с выпрямителем 1, питаемым с помощью генератора 27 мощности, и с выпрямителем 2, питаемым от цепи 19. Переключатели 4 и 6 позволяют соединять привод 5с с выпрямителями 1 или 2.

Кроме того, изображенная на фиг. 1 цепь содержит, по меньшей мере, один блок управления двигателем 30 (ECU). ECU 30 соединен с генератором 27 мощности, который может обеспечивать ECU 30 электрическую мощность переменного тока. Кроме того, ECU 30 также соединен с цепью 19 напряжения переменного тока с помощью линии 16, чтобы обеспечивать его надлежащее питание в случае, если достаточные обороты двигателя не достигнуты, для обеспечения подачи требуемой электрической мощности генератором 27 мощности. ECU 30 способен регулировать напряжение, подаваемое генератором 27. ECU 30 способен также управлять переключателями 3, 4 и 6.

Изображенная на фиг. 1 цепь работает следующим образом.

Во время полета в условиях обледенения ECU 30 управляет замыканием переключателя 3, при этом генератор 27 мощности обеспечивает мощность для противообледенительной цепи 5а. Как правило, мощность, необходимая для противообледенительной цепи 5а, может составлять около 35 кВт. В соответствии с этим определяется размер генератора 27 мощности.

Кроме того, во время полета реверс тяги блокируется с помощью ECU 30, который управляет установкой переключателей 4 и 6 в разомкнутое положение. Поэтому на привод 5с таким образом питание не подается. Кроме того, для добавления дополнительных средств обеспечения блокирования реверса тяги ECU 30 может управлять блокировкой реверсора тяги и отправлять в привод 5с команду на запоминание.

На земле для активации реверса тяги ECU 30 управляет размыканием переключателя 3 и регулирует напряжение, подаваемое генератором 27 мощности, на соответствующий уровень для привода 5с. При достижении этого уровня напряжения ECU 30 управляет замыканием переключателя 4. При этом питание привода 5с осуществляется с помощью генератора 27 мощности через выпрямитель 1. Как правило, мощность, необходимая для привода 5с, может составлять приблизительно 10 кВт. Таким образом, генератор 27 мощности способен выдавать необходимую мощность.

Поскольку выпрямитель 1 не соединен с электрической сетью 17, он необязательно должен удовлетворять определенным условиям в отношении пределов гармоник или выброса тока. Поэтому выпрямитель 1 может быть выполнен очень простым, с пониженной массой и объемом. Благодаря такой очень простой конструкции выпрямитель 1 может обладать ограниченными тепловыми потерями. Например, выпрямитель 1 представляет собой диодный мост.

Поскольку теплоемкость противобледенительной цепи 5а относительно велика, ее питание без ущерба может временно прерываться во время работы привода 5с посредством размыкания переключателя 3. В одном альтернативном варианте переключатель 3 остается замкнутым, при этом ECU 30 управляет противооблединительной цепью 5а так, чтобы она работала с ограниченной мощностью. В этом случае часть мощности, подаваемой генератором 27 мощности, может использоваться приводом 5с.

Наконец, при проведении работ по техническому обслуживанию, когда самолет находится на земле, двигатель не работает. Поэтому генератор 27 мощности не вращается и не выдает электрическое напряжение. Питание электрической сети 17 может осуществляться с помощью агрегата аэродромного питания или вспомогательной силовой установки (ACU). ECU может управлять замыканием переключателя 6, что позволяет осуществлять питание привода 5с от электрической сети 17 через выпрямитель 2.

Размеры выпрямителя 2 могут определяться лишь с учетом мощности, необходимой для привода 5с на этапе проведения работ по техническому обслуживанию, т.е. когда обороты двигателя и аэродинамические силы являются нулевыми. Эта мощность слабее, чем мощность, необходимая для привода 5с во время его работы, когда его питание осуществляется с помощью генератора 27 мощности. Поэтому выпрямитель 2, который рассчитан на указанную меньшую мощность, может иметь пониженные массу и объем.

В одном не показанном альтернативном варианте ручной выключатель, расположенный перед выпрямителем 2, может размыкаться для предотвращения несвоевременного размыкания реверсоров тяги при проведении работ по техническому обслуживанию.

Claims

1. Летательный аппарат, имеющий авиационный двигатель и цепь подачи электрической мощности, причем упомянутая цепь подачи электрической мощности включает в себя сеть (17) распределения электрической мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в двигателе летательного аппарата или в окружении упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в двигатель летательного аппарата и соединенный с противообледенительной или антиобледенительной системой (5а) с тем, чтобы подавать мощность переменного тока для противообледенительной или антиобледенительной системы (5а), отличающийся тем, что генератор (27) подачи мощности соединен с электромеханическим приводом реверсора тяги (5с) через выпрямитель (1) для подачи мощности постоянного тока в упомянутый привод.

2. Летательный аппарат по п.1, в котором упомянутый выпрямитель (1) представляет собой диодный мост.

3. Летательный аппарат по п.1, в котором упомянутая сеть (17) соединена с упомянутым приводом (5с) через второй выпрямитель (2).

4. Летательный аппарат по п.1, в котором электронный блок управления двигателем (30) предназначен для регулирования напряжения переменного тока, подаваемого генератором (27) мощности, и для управления замыканием переключателя (4), расположенного между генератором мощности и упомянутым приводом (5с), когда упомянутое напряжение переменного тока достигает заданного уровня.

5. Летательный аппарат по п.4, в котором электронный блок управления двигателем (30) предназначен для управления переключателем (3), расположенным между генератором мощности и противообледенительной или антиобледенительной цепью.

6. Летательный аппарат по п.4, в котором электронный блок управления двигателем (30) предназначен для управления противообледенительной или антиобледенительной цепью для работы при пониженной мощности.

7. Летательный аппарат по п.1, в котором упомянутая сеть (17) распределения электрической мощности на борту летательного аппарата осуществляет питание упомянутых электрических устройств (5b) с помощью преобразователей напряжения.