RU2564401C2 - Электропитание для летательного аппарата - Google Patents

Электропитание для летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2564401C2
RU2564401C2 RU2013146243/07A RU2013146243A RU2564401C2 RU 2564401 C2 RU2564401 C2 RU 2564401C2 RU 2013146243/07 A RU2013146243/07 A RU 2013146243/07A RU 2013146243 A RU2013146243 A RU 2013146243A RU 2564401 C2 RU2564401 C2 RU 2564401C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
voltage
generator
power supply
bus
function
Prior art date
Application number
RU2013146243/07A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013146243A (ru
Inventor
ВЕРЖИФОСС Эрик ДЕ
Жюльен РАМБО
Себастьен ВЬЕЙАР
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 RU2013146243A publication Critical patent/RU2013146243A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2564401C2 publication Critical patent/RU2564401C2/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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60R—VEHICLES, VEHICLE FITTINGS, OR VEHICLE PARTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B60R16/00—Electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for; Arrangement of elements of electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for
    • B60R16/02—Electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for; Arrangement of elements of electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for electric constitutive elements
    • B60R16/03—Electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for; Arrangement of elements of electric or fluid circuits specially adapted for vehicles and not otherwise provided for electric constitutive elements for supply of electrical power to vehicle subsystems or for
    • 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
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02M—APPARATUS FOR CONVERSION BETWEEN AC AND AC, BETWEEN AC AND DC, OR BETWEEN DC AND DC, AND FOR USE WITH MAINS OR SIMILAR POWER SUPPLY SYSTEMS; CONVERSION OF DC OR AC INPUT POWER INTO SURGE OUTPUT POWER; CONTROL OR REGULATION THEREOF
    • H02M5/00—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases
    • H02M5/40—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases with intermediate conversion into dc
    • H02M5/42—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases with intermediate conversion into dc by static converters
    • H02M5/44—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases with intermediate conversion into dc by static converters using discharge tubes or semiconductor devices to convert the intermediate dc into ac
    • H02M5/453—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases with intermediate conversion into dc by static converters using discharge tubes or semiconductor devices to convert the intermediate dc into ac using devices of a triode or transistor type requiring continuous application of a control signal
    • H02M5/458—Conversion of ac power input into ac power output, e.g. for change of voltage, for change of frequency, for change of number of phases with intermediate conversion into dc by static converters using discharge tubes or semiconductor devices to convert the intermediate dc into ac using devices of a triode or transistor type requiring continuous application of a control signal using semiconductor devices only

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Motor And Converter Starters (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу генерации напряжения, осуществляемому генераторным модулем (20) электрической сети (1) летательного аппарата, причем упомянутой электрической сети (1), содержащей линию (3) подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем (20), шину (4) постоянного тока, питаемую от упомянутой линии (3) подачи электропитания через выпрямитель (5) и, по меньшей мере, один электропривод (9), питаемый переменным током от шины (4) постоянного тока через инвертор (8); причем способ генерации содержит этап, на котором подают напряжения (VAC) переменного тока как функцию от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой бортовой сети (1) электропитания. Для получения технического результата - ограничения потерь в инверторе и ограничения его габаритов способ генерации содержит этап, на котором определяют упомянутое устанавливаемое значение напряжения как функцию от рабочего параметра (v9) упомянутого привода (9). 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к сети электропитания, являющейся частью оборудования летательного аппарата.
Предшествующий уровень техники
Известно, что для системы электропитания на борту летательного аппарата используется бортовой генератор. Обычно, это генератор, связанный с тяговым двигателем летательного аппарата или со вспомогательной силовой установкой (APU), имеющей газовую турбину.
Как правило, такой генератор содержит основную электрическую машину, которая образует основной генератор электроэнергии, работающий в синхронном режиме после запуска соответствующего газотурбинного двигателя. Основная электрическая машина имеет индукционные обмотки ротора и статора, которые подают переменный ток (AC) на питающий трехфазную шину электрической сети летательного аппарата.
Специальная сеть имеет также оборудование подачи электропитания, в котором шина постоянного тока (DC) питается от AC напряжения трехфазной шины с помощью выпрямителя. Оборудование подачи электропитания питает трехфазные электроприводы от DC напряжения шины постоянного тока посредством преобразователей энергии инверторного типа.
Напряжение переменного тока трехфазной шины, или напряжение постоянного тока на шине постоянного тока, управляется посредством блока управления генератором (GCU), который подает постоянный ток на обмотку статора пускателя, имеющего обмотку ротора, соединенную с ротором основной электрической машины через вращающийся выпрямитель. Обычно, блок управления генератора вызывает варьирование возбуждения постоянного тока таким образом, чтобы поддерживать уровень переменного тока на трехфазной шине, или уровень постоянного тока на шине постоянного тока, равный постоянному установленному значению рабочей точки.
Электрическая энергия, требуемая для питания обмотки возбуждения пускателя, может быть предоставлена вспомогательным электрическим генератором, например, синхронным генератором с постоянным магнитом, или может быть получена от бортовой электросети летательного аппарата.
В электрической сети такого типа, преобразователи энергии инверторного типа, которые питают приводы, должны иметь такие размеры, чтобы учитывать и электрические, и тепловые напряжения, связанные с механической мощностью, требуемой для управления приводом. Такие преобразователи энергии обычно являются частями общего тяжелого и громоздкого оборудования.
Краткое изложение сущности изобретения
Задача изобретения заключается в предоставлении способа генерации и генераторного модуля, который позволяет избежать, по меньшей мере, некоторых из упомянутых выше недостатков предшествующего уровня техники.
С этой целью, настоящее изобретение предоставляет способ генерации, осуществляемый генераторным модулем сети электропитания летательного аппарата, причем упомянутая сеть электропитания содержит линию подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем, шину постоянного тока, питаемую от упомянутой линии подачи электропитания через выпрямитель и, по меньшей мере, один электропривод питаемый напряжением переменного тока от шины постоянного тока через инвертор; причем
способ генерации, содержащий этап подачи напряжения переменного тока как функции от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой бортовой сети; при этом
упомянутый способ генерации отличается тем, что содержит этап определения упомянутого устанавливаемого напряжения как функции от рабочих параметров упомянутого привода.
Таким образом, благодаря этим характеристикам, напряжение постоянного тока шины постоянного тока зависит от рабочего параметра привода. Это дает возможность ограничить задание габаритов инвертора и/или уменьшить потери в инверторе.
В соответствии с одним вариантом реализации, упомянутое измеряемое напряжение представляет собой напряжение шины постоянного тока.
Рабочим параметром может быть скорость вращения привода.
Соответственно, изобретение предоставляет генераторный модуль для сети электропитания летательного аппарата, причем упомянутый генераторный модуль, приспособленный для подачи напряжения переменного тока как функции от устанавливаемого значения напряжения и измеряемого напряжения в упомянутой сети электропитания, причем сети электропитания, содержащей линию подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем, шину постоянного тока, питаемую от упомянутой линии подачи электропитания через выпрямитель и, по меньшей мере, один электропривод, питаемый переменным током от шины постоянного тока через инвертор;
упомянутый генераторный модуль отличается тем, что включает в себя модуль для определения упомянутого устанавливаемого напряжения как функции от рабочего параметра упомянутого привода.
В одном варианте реализации генераторный модуль содержит генератор и блок управления генератором, приспособленным для подачи упомянутого напряжения переменного тока как функции от тока управления, определяемого блоком управления генератором, приспособленным для определения тока управления как функции от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеряемого в упомянутой бортовой сети.
Преимущества и характеристики, отмеченные выше в связи со способом генерации, также относятся и к генераторному модулю.
Изобретение также относится к летательному аппарату, имеющему сеть электропитания, включающую в себя генераторный модуль по изобретению, линию подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем, шину постоянного тока, питаемую от упомянутой линии подачи электропитания через выпрямитель и, по меньшей мере, один электропривод, питаемый переменным током от шины постоянного тока через инвертор.
Краткое описание чертежей
Изобретение может быть лучше понято при чтении приведенного ниже не ограничивающего описания в связи с сопровождающими чертежами, на которых:
Фиг.1 изображает схему сети электропитания, предназначенную обеспечивать электроснабжение энергетического оборудования на борту летательного аппарата,
Фиг.2 - график рабочей кривой электропривода;
Фиг.3 - график, показывающий электрические потери в преобразователе, который питает привод с такой рабочей кривой, как показана на Фиг.2, и
Фиг.4 и 5 - кривые, подобные тем, что приведены на Фиг.2 и 3, соответственно, и относятся к электроприводу другого типа.
Описание предпочтительных вариантов воплощения
На Фиг.1 показана электрическая сеть с сопутствующим оборудованием летательного аппарата. Электрическая сеть 1 представляет собой сеть, предназначенную для питания оборудования 30 подачи электропитания, и она содержит генераторный модуль 20, оборудование 30 подачи электропитания и трехфазную линию подачи электропитания, соединяющую генераторный модуль 20 с оборудованием 30 подачи электропитания.
Генераторный модуль 20 вырабатывает трехфазное напряжение VAC. В показанном примере генераторный модуль 20 содержит генератор 2 и блок 6 управления генератором.
Генератор 2 механически соединяется с двигателем 7, который может быть, например, двигателем, обеспечивающим тягу, или другим вспомогательным силовым блоком летательного аппарата. Генератор 2 может быть стартер/генератором, пригодным для работы в качестве электрического двигателя при запуске двигателя 7.
Когда генератор 2 приводится во вращение двигателем 7, генератор 2 вырабатывает трехфазное напряжение VAC, которое зависит от тока Ie управления, вырабатываемого блоком 6 управления генератором. Генератор 2, например, представляет собой трехступенчатый генератор такого типа, как описано во введении.
Линия 3 подачи электропитания питается трехфазным напряжением VAC, подаваемым генератором 2.
Оборудование 30 подачи электропитания имеет шину 4 постоянного тока, выпрямитель 5 и инвертор 8. Шина 4 постоянного тока питается напряжением VDC постоянного тока от трехфазного напряжения VAC линии 3 подачи питания через выпрямитель 5.
Электроприводы 9 питаются электроэнергией посредством оборудования 30 подачи электропитания. Более конкретно, каждый электропривод 9 питается трехфазным напряжением от шины 4 постоянного тока через инвертор 8. Каждый электропривод 9, обычно, представляет собой электродвигатель, работа которого может быть охарактеризована скоростью вращения, обозначаемой как v9, и вращающим моментом, обозначаемым как C9.
Блок 6 управления генератором принимает измерительные сигналы, отображающие напряжение постоянного тока VDC шины 4 постоянного тока и скорость вращения v9, и вырабатывает ток Ie управления для генератора 2.
Для этого блок 6 управления генератором использует контур управления, в которой ток Ie управления определяется как функция напряжения постоянного тока VDC шины 4 постоянного тока и устанавливаемого значения VDC_set напряжения постоянного тока.
Устанавливаемое значение VDC_set напряжения задается блоком 6 управления генератором как функция скорости вращения v9. Таким образом, в электрической сети 1 напряжение постоянного тока VDC шины 4 постоянного тока зависит от скорости вращения v9, тем самым, позволяя ограничить рассеяние и ограничить выбор габаритов инверторов 8, как поясняется ниже в связи с Фиг.2-5.
Известно, что механическая мощность Pm электропривода 9, может быть выражена следующим образом: Pm=v9×C9. Известно также, что вращающий момент C9 увеличивается с фазовым током I электропривода 9.
Эта механическая мощность Pm соответствует потребляемой электрической мощности Pe, которая пропорциональна произведению U9×I, где U9 - напряжение, подаваемое на привод 9 инвертором 8.
При низкой скорости вращения v9, и независимо от вращающего момента C9, механическая мощность Pm и, следовательно, потребляемая электрическая мощность Pe, оказываются малыми. Поэтому напряжение U9, подаваемое на привод 9 инвертором 8, может быть низким.
На Фиг.2 приведен график, показывающий рабочую кривую электропривода 9 первого типа, в виде зависимости вращающего момента C9 от скорости вращения v9. Из Фиг.2 видно, что вращающий момент C9 практически максимален во всем диапазоне скоростей вплоть до скорости Ω1.
На Фиг.3 приведен график, показывающий изменение мощности Р8, рассеиваемой в инверторе 8, подключенном к электроприводу 9, в зависимости от скорости v9 для электропривода 9, такого типа, как показано на Фиг.2. Кривая 11 соответствует напряжению VDC, которое изменяется со скоростью v9, в соответствии с настоящим изобретением. Кривая 10 соответствует постоянному напряжению VDC, которое поддерживается постоянным, в соответствии с предшествующим уровнем техники, как отмечено во введении, и она приводится для сравнения.
Мощность Р8, рассеиваемая в инверторе 8, может быть разделена на потери проводимости и потери переключения. Потери переключения зависят от произведения VDC×I. С учетом кривой на Фиг.2, ток I должен быть большим, чтобы обеспечить большой вращающий момент C9, независимо от скорости вращения v9. Таким образом, если VDC поддерживается постоянным, мощность P8 велика даже при малой скорости вращения v9, как показано кривой 10.
Вместе с тем, как объяснено выше, напряжение U9 может быть малым при малой скорости вращения v9. Однако, напряжение U9 зависит от напряжения постоянного тока VDC. Если возможно сделать напряжение U9 малым, то напряжение постоянного тока VDC также может быть малым. Таким образом, за счет снижения напряжения постоянного тока VDC при малой скорости вращения v9, мощность Р8, рассеиваемая в инверторе 8, может быть снижена по сравнению с кривой 10, как показано посредством кривой 11.
На Фиг.3 кривые 10 и 11 пересекаются в одной точке P при скорости Ω1.
Иначе говоря, для электропривода 9, который характеризуется рабочей кривой такого типа, как показано на Фиг.2, оказывается возможным определить устанавливаемое значение напряжения VDC_set, от которого зависит скорость вращения v9 электроприводов, что делает возможным снизить рассеиваемую в инверторе 8 мощность Р8. Таким образом, задаваемые габариты инвертора 8 по соображениям нагрева могут быть ограниченными. Вместе с тем, задание габаритов инвертора 8 по электрическим параметрам диктуется необходимостью работы при вышеуказанной точке P.
На Фиг.4 и 5 представлены графики, аналогичные графикам на Фиг.2 и 3, соответственно, и относятся к электроприводу 9 второго типа, который имеет рабочую кривую отличающейся формы, как показано на Фиг.4. На Фиг.4 и 5 используются одни и те же обозначения, но без риска путаницы.
В этом варианте реализации, вращающий момент C9 максимален при малых скоростях до скорости Ω1, а затем постепенно уменьшается по остальной части диапазона скоростей.
Как и в случае вариантов реализации на Фиг.2 и 3, постоянное напряжение VDC может быть малым при малых скоростях вращения. На Фиг.5 показано, что в этом случае мощность P8, рассеиваемая в инверторе, уменьшается, как и в случае на Фиг.3 (см. кривую 11, расположенную ниже кривой 10).
Кроме того, в варианте реализации рабочая точка P2, где мощность P8, задаваемая кривой 11, максимальна, соответствует мощности, которая меньше рабочей точки P1, где мощность Р8, задаваемая кривой 10, является максимальной.
Иначе говоря, в случае электрического привода 9, который имеет рабочую кривую такого типа, как показано на Фиг.4, оказывается возможным определить устанавливаемое значение напряжения VDC_set, от которого зависит скорость вращения v9 электроприводов 9, что позволяет снизить мощность Р8, рассеиваемую в инверторе 8, а также и снизить максимальную рассеиваемую мощность P8. Таким образом, оказывается возможным ограничить задаваемые габариты инвертора 8 и по тепловым, и по электрическим соображениям.
Блок 6 управления генератором имеет модуль определения, который преобразовывает скорость вращения v9 в рабочую точку VDC_set. Например, модуль определения использует таблицу соответствия или соотношение преобразования. Специалист в данной области техники может создать модуль определения, который соответствует данной рабочей кривой, например, такого типа, как показано на Фиг.2 или Фиг.4.
В одном варианте, вместо использования скорости вращения v9, блок 6 управления генератором использует некоторый другой рабочий параметр электропривода 9 для определения рабочей точки VDC_set.
В другом варианте, регулировка, осуществляемая блоком 6 управления генератором, применяется к трехфазному напряжению VAC линии 3 подачи питания. В этом случае, блок 6 управления генератором определяет трехфазное установленное значение напряжения VAC_set, которое является функцией скорости v9 или некоторого другого рабочего параметра электропривода 9.
Выше описан генераторный модуль 20, в котором трехфазное напряжение, вырабатываемое генератором 2, зависит от тока управления, определяемого блоком 6 управления. Вместе с тем, изобретение не ограничено генераторным модулем этого типа. Таким образом, генераторный модуль может содержать самовозбуждаемый асинхронный генератор, связанный с переключаемыми конденсаторами для обеспечения множества уровней напряжения. В одном варианте, генераторный модуль может содержать самовозбуждаемый асинхронный генератор, связанный с инвертором, вырабатывающим намагничивающий ток для регулировки постоянного тока. В другом варианте, генераторный модуль может содержать синхронный генератор с постоянным магнитом и множеством обмоток для работы при множественных уровнях мощности.
Пример применения электрической сети 1 относится к “зеленому рулению” летательного аппарата. В этом примере, приводы 9 представляют собой электрические двигатели, приспособленные для руления летательного аппарата, и двигатель 7 представляет собой вспомогательную силовую установку. Тяговые двигатели летательного аппарата, в этом случае могут и не запускаться, что позволяет осуществлять значительную экономию топлива.

Claims (7)

1. Способ генерации для генерации напряжения, причем способ, осуществляемый генераторным модулем (20) электрической сети (1) летательного аппарата, причем упомянутая электрическая сеть (1) содержит линию (3) подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем (20), шину (4) постоянного тока, питаемую от упомянутой линии (3) подачи электропитания через выпрямитель (5) и, по меньшей мере, один электропривод (9), питаемый переменным током от шины (4) постоянного тока через инвертор (8); причем
способ генерации содержит этап, на котором подают напряжение переменного тока (VAC) как функцию от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой бортовой сети (1); при этом
упомянутый способ генерации напряжения, отличающийся тем, что он содержит этап, на котором определяют упомянутое устанавливаемое значение напряжения как функцию от рабочего параметра (V9) упомянутого привода (9).
2. Способ генерации по п.1, в котором упомянутое измеренное напряжение является напряжением (VDC) шины (4) постоянного тока.
3. Способ генерации по п.1, в котором рабочий параметр (V9) представляет собой скорость вращения упомянутого привода (9).
4. Способ генерации по п.1, в котором генераторный модуль (30) содержит генератор (2) и блок (6) управления генератором, причем генератор (2), приспособленный для подачи упомянутого напряжения (VAC) переменного тока как функции от тока управления (Ie), определяемого блоком (6) управления генератором, приспособленным для определения тока управления (Ie) как функции от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой бортовой сети (1).
5. Генераторный модуль (20) напряжения для электрической сети (1) летательного аппарата, причем упомянутый генераторный модуль (20), приспособленный для подачи напряжения (VAC) переменного тока как функции устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой электрической сети (1), причем в упомянутой электрической сети (1), содержащей линию (3) подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем (20), шину (4) постоянного тока, питаемую от упомянутой линии (3) подачи электропитания через выпрямитель (5) и, по меньшей мере, один электропривод (9), питаемый переменным током от шины (4) постоянного тока через инвертор (8); при этом
упомянутый генераторный модуль отличается тем, что он включает в себя модуль для определения упомянутого устанавливаемого значения напряжения как функции от рабочего параметра (V9) упомянутого привода.
6. Генераторный модуль (20) по п.5, содержащий генератор (2) и блок управления генератором (6), причем генератор (2), приспособленный для подачи упомянутого напряжения (VAC) переменного тока как функции от тока управления (Ie), определяемого блоком (6) управления генератором, причем блоком (6) управления генератором, приспособленным для определения тока управления (Ie) как функции от устанавливаемого значения напряжения и напряжения, измеренного в упомянутой бортовой сети (1).
7. Летательный аппарат, имеющий электрическую сеть (1), включающую в себя генераторный модуль (20) по п.5, линию (3) подачи электропитания, питаемую упомянутым генераторным модулем (20), шину (4) постоянного тока, питаемую от упомянутой линии (3) подачи электропитания через выпрямитель (5) и, по меньшей мере, один электропривод (9), питаемый переменным током от шины (4) постоянного тока через инвертор (8).
RU2013146243/07A 2011-03-17 2012-03-07 Электропитание для летательного аппарата RU2564401C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1152186A FR2972711B1 (fr) 2011-03-17 2011-03-17 Alimentation en energie electrique d'un aeronef
FR1152186 2011-03-17
PCT/FR2012/050467 WO2012123663A1 (fr) 2011-03-17 2012-03-07 Alimentation en energie electrique d'un aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013146243A RU2013146243A (ru) 2015-04-27
RU2564401C2 true RU2564401C2 (ru) 2015-09-27

Family

ID=45930902

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013146243/07A RU2564401C2 (ru) 2011-03-17 2012-03-07 Электропитание для летательного аппарата

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20140008972A1 (ru)
EP (1) EP2686946B8 (ru)
JP (1) JP2014513511A (ru)
CN (1) CN103460585B (ru)
BR (1) BR112013023729A2 (ru)
CA (1) CA2829878A1 (ru)
ES (1) ES2542705T3 (ru)
FR (1) FR2972711B1 (ru)
RU (1) RU2564401C2 (ru)
WO (1) WO2012123663A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2724468C2 (ru) * 2016-02-29 2020-06-23 Зе Боинг Компани Балансировка тока в системе модульного преобразователя

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US8786232B2 (en) * 2012-04-20 2014-07-22 Hamilton Sundstrand Corporation Thermal stress reduction in aircraft motor controllers
US9382010B2 (en) 2012-07-12 2016-07-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft power outtake management
FR3060534B1 (fr) * 2016-12-16 2019-04-05 Airbus Helicopters Architecture electrique optimisee d'un aeronef par mutualisation de ses briques de conversion d'energie electrique
CN107963202B (zh) * 2017-12-07 2023-09-26 南京航空航天大学 一种小型长航时固定翼无人机电源控制器系统及运行方法
FR3084486B1 (fr) 2018-07-26 2020-08-28 Safran Electrical & Power Procede de regulation d'un systeme de generation d'energie electrique pour un reseau de distribution electrique d'un aeronef
GB2600416A (en) * 2020-10-27 2022-05-04 Rolls Royce Plc Electrical power systems

Citations (3)

* 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
DE19519424A1 (de) * 1995-05-26 1996-11-28 Stn Atlas Elektronik Gmbh Stromrichterantrieb
RU2314622C1 (ru) * 2006-09-22 2008-01-10 Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь" Система электропитания

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2005093A1 (en) * 1988-12-29 1990-06-29 David A. Fox Circuit and method for voltage regulation of electric power sources
DE10340137A1 (de) * 2003-09-01 2005-04-07 Robert Bosch Gmbh Verfahren zur Bestimmung der Ansteuerspannung eines piezoelektrischen Aktors eines Einspritzventils
US7292009B2 (en) * 2003-09-17 2007-11-06 Honda Motor Co., Ltd. Hybrid type working machine
JP4267565B2 (ja) * 2004-12-14 2009-05-27 トヨタ自動車株式会社 動力出力装置およびこれを搭載する自動車
JP5023873B2 (ja) * 2007-08-06 2012-09-12 日産自動車株式会社 車両の発電機制御装置
JP4561792B2 (ja) * 2007-08-10 2010-10-13 株式会社デンソー 車両用発電制御装置
FR2927312B1 (fr) * 2008-02-11 2010-06-11 Astrium Sas Dispositif d'actionneur pour varier l'attitude d'un engin spatial

Patent Citations (3)

* 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
DE19519424A1 (de) * 1995-05-26 1996-11-28 Stn Atlas Elektronik Gmbh Stromrichterantrieb
RU2314622C1 (ru) * 2006-09-22 2008-01-10 Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь" Система электропитания

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2724468C2 (ru) * 2016-02-29 2020-06-23 Зе Боинг Компани Балансировка тока в системе модульного преобразователя

Also Published As

Publication number Publication date
EP2686946B1 (fr) 2015-06-17
JP2014513511A (ja) 2014-05-29
FR2972711A1 (fr) 2012-09-21
RU2013146243A (ru) 2015-04-27
BR112013023729A2 (pt) 2016-12-13
ES2542705T3 (es) 2015-08-10
US20140008972A1 (en) 2014-01-09
EP2686946A1 (fr) 2014-01-22
EP2686946B8 (fr) 2015-12-02
FR2972711B1 (fr) 2013-04-19
CA2829878A1 (fr) 2012-09-20
CN103460585A (zh) 2013-12-18
CN103460585B (zh) 2016-08-17
WO2012123663A1 (fr) 2012-09-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2564401C2 (ru) Электропитание для летательного аппарата
JP5568129B2 (ja) 航空機エンジンの始動／発電システム及び制御方法
US9982555B2 (en) Gas turbine power generation system
US7514806B2 (en) Engine start system with quadrature AC excitation
CN104702186A (zh) 一种混合励磁变频交流起动发电系统及其控制方法
Zhang et al. Overview and development of variable frequency AC generators for more electric aircraft generation system
Bu et al. A stand-alone dual stator-winding induction generator variable frequency AC power system
JP2007195315A (ja) 風力発電システムの運転制御方法及びその装置
WO2004079892A1 (en) Electric start for a prime mover
US10113525B2 (en) Method for controlling a starter-generator
CN112532128A (zh) 一种航空大功率复合无刷起动发电系统及其控制方法
Yao et al. Power factor improvement and dynamic performance of an induction machine with a novel concept of a converter-fed rotor
CN111313645A (zh) 一种具有两个独立通道的航空起动/发电系统
US7710058B2 (en) Motor drive architecture for high frequency AC bus
Chakraborty et al. A new series of brushless and permanent magnetless synchronous machines
RU2573576C2 (ru) Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна
Cardenas et al. Power smoothing using a switched reluctance machine driving a flywheel
Jiao et al. Induction generator based electrical power generation system for more electric aircraft applications
US10622924B2 (en) Arrangement with a synchronous generator and an asynchronous machine
CN112671282B (zh) 三级式同步电机起动过程交直流励磁自然切换方法
Zhang et al. System design and implementation of induction generators self-excited by capacitors for maritime diesel electric propulsion systems
WO2018235190A1 (ja) サイリスタ起動装置
Wang et al. A method for suppressing starting current oscillation of multiphase induction motor
US20150270059A1 (en) Electromechanical actuation and/or generation system including an electrical insulation between the electrical source and the load
Zhou et al. Aircraft Two-Stage Brushless Wound-Rotor Synchronous Starter-Generator Based on Feedback Excitation

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