RU2641672C1 - Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета - Google Patents

Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2641672C1
RU2641672C1 RU2014150040A RU2014150040A RU2641672C1 RU 2641672 C1 RU2641672 C1 RU 2641672C1 RU 2014150040 A RU2014150040 A RU 2014150040A RU 2014150040 A RU2014150040 A RU 2014150040A RU 2641672 C1 RU2641672 C1 RU 2641672C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
converter
generator
motor
contactor
mentioned
Prior art date
Application number
RU2014150040A
Other languages
English (en)
Inventor
Себастьен ВЬЕЙАР
Original Assignee
Лабиналь Пауэр Системз
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 Лабиналь Пауэр Системз filed Critical Лабиналь Пауэр Системз
Application granted granted Critical
Publication of RU2641672C1 publication Critical patent/RU2641672C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
    • F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
    • F02N11/0862—Circuits or control means specially adapted for starting of engines characterised by the electrical power supply means, e.g. battery
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
    • F02N11/04—Starting of engines by means of electric motors the motors being associated with current generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
    • F02N11/08—Circuits or control means specially adapted for starting of engines
    • F02N11/0848—Circuits or control means specially adapted for starting of engines with means for detecting successful engine start, e.g. to stop starter actuation
    • 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
    • H02J3/00—Circuit arrangements for ac mains or ac distribution networks
    • H02J3/38—Arrangements for parallely feeding a single network by two or more generators, converters or transformers
    • 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
    • H02J5/00—Circuit arrangements for transfer of electric power between ac networks and dc networks
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Charge By Means Of Generators (AREA)
  • Inverter Devices (AREA)
  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)
  • Control Of Ac Motors In General (AREA)

Abstract

Использование: в области электротехники. Технический результат – обеспечение выдачи дополнительного питания мотор-генератору. Электрическая система управления и электроснабжения по меньшей мере для одного мотор-генератора вертолета, причем система содержит первый преобразователь (30) DC/AC для подачи электрической энергии переменного тока по выбору в упомянутый по меньшей мере один мотор-генератор в зависимости от соответствующих положений контакторов (320, 322, 324, 326, 328, 330, 332) коммутационной матрицы (32), приводимой в действие от электронной управляющей схемы (34), причем первый преобразователь DC/AC питается постоянным током от источника питания постоянного тока, который образован либо схемой (36) выпрямления напряжения переменного тока, выдаваемого через контактор (22) стартером-генератором (18) ВСУ (16), либо вольтодобавочным преобразователем (38) DC/DC, питаемым от батареи (20) через контактор (24), причем упомянутая коммутационная матрица дополнительно содержит контактор (328) для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC параллельно упомянутому второму преобразователю DC/AC, чтобы обеспечить возможность выдачи дополнительного электропитания от упомянутого стартера-генератора ВСУ упомянутому по меньшей мере одному мотор-генератору из упомянутых мотор-генераторов, как только запущен по меньшей мере один из упомянутых мотор-генераторов. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области электрической гибридизации двигательной установки вертолетов и прочих винтокрылых летательных аппаратов, имеющих по меньшей мере один снабженный лопастями несущий винт, при этом изобретение относится, в частности, к системе управления и электроснабжения по меньшей мере для одного электродвигателя, соединенного с газотурбинным двигателем, или к главному редуктору (MGB) винтокрылого летательного аппарата.
В таком винтокрылом летательном аппарате MGB соединяет ведомый вал газотурбинного двигателя со снабженными лопастями несущим винтом посредством редуктора скорости. Кроме того, вспомогательная силовая установка (ВСУ) служит, в частности, для подачи электропитания на борт при остановке двигателей винтокрылого летательного аппарата, в частности, на земле перед тем, как они приводятся во вращение.
ВСУ выполнена в виде газотурбинного двигателя, приводящего в действие генератор электрического тока. Этот генератор выполнен в виде стартера-генератора (S/G), который работает в режиме мотора для запуска ВСУ и в режиме генератора после того, как запущен газотурбинный двигатель, и как только он достиг достаточной скорости вращения. При работе в режиме мотора S/G питается многофазным электрическим током. Известно, что для этого используется преобразователь постоянного тока в переменный ток (DC/AC) с инверторами, служащими для преобразования напряжения постоянного тока, выдаваемого батареей через вольтодобавочный преобразователь постоянного тока в постоянный ток (DC/DC), в напряжения переменного тока (АС).
В настоящее время главной тенденцией является замена гидравлической или пневматической энергии электрической энергией для приведения в действие различных систем в летательном аппарате. Помимо упрощения обслуживания, обычно добиваются преимуществ с точки зрения уменьшения веса и габаритов, а также снижения расходов.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение следует за сложившейся тенденцией, и для этого в нем предложена электрическая система управления и электроснабжения по меньшей мере для одного мотор-генератора вертолета, причем система содержит первый преобразователь DC/AC для подачи электрической энергии переменного тока по выбору в упомянутый по меньшей мере один мотор-генератор в зависимости от соответствующих положений контакторов коммутационной матрицы, приводимой в действие от электронной управляющей схемы, причем первый преобразователь DC/AC питается постоянным током от источника питания постоянного тока, который образован либо схемой выпрямления напряжения переменного тока, выдаваемого через контактор стартером-генератором ВСУ, либо вольтодобавочным преобразователем DC/DC, питаемым от батареи через контактор, причем упомянутая коммутационная матрица дополнительно содержит контактор для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC параллельно упомянутому второму преобразователю DC/AC, чтобы обеспечить возможность выдачи дополнительного электропитания от упомянутого стартера-генератора ВСУ, как только запущен по меньшей мере один из упомянутых мотор-генераторов.
Обеспечение наличия общего ресурса электрической энергии между двумя системами, а именно стартером-генератором ВСУ и мотор-генераторами MGB или газотурбинных двигателей, которые не работают одновременно и которым требуется практически одинаковый уровень электрической энергии, особенно полезно тем, что без превышения габаритов общего источника питания это приводит к сокращению числа блоков, жгутов и интерфейсов и, следовательно, к уменьшению веса, габаритов и расходов.
Предпочтительно упомянутый вольтодобавочный преобразователь DC/DC обеспечивается последовательным соединением трехфазной индуктивности и второго преобразователя DC/AC по меньшей мере через один контактор.
Такое размещение, при котором преобразователь DC/AC также преобразует в переменный ток постоянный ток, выдаваемый с батареи через трехфазную индуктивность, позволяет запускать ВСУ.
Предпочтительно упомянутая коммутационная матрица содержит по меньшей мере один контактор для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC с первым мотор-генератором и по меньшей мере один контактор для соединения упомянутого второго преобразователя DC/AC со вторым мотор-генератором.
Краткое описание чертежа
Изобретение может быть более понятно после ознакомления с нижеследующим описанием, приведенным в качестве неограничительного указания и со ссылкой на единственный чертеж, который представляет собой упрощенную принципиальную схему электрической системы управления и электроснабжения настоящего изобретения.
Осуществление изобретения
Вертолет или, в более общем смысле, винтокрылый летательный аппарат имеет по меньшей мере один снабженный лопастями несущий винт, который вращается для обеспечения подъемной силы и тяги. Несущий винт приводится в движение одним или более газотурбинными двигателями посредством механизма трансмиссии и уменьшения скорости, обычно называемого главным редуктором (MGB).
На Фиг. 1 изображен MGB 10, взаимодействующий, соответственно, с двумя газотурбинными двигателями 12 и 14, каждый из которых содержит турбокомпрессор 12А, 14А, свободную турбину 12В, 14В, приводимую в движение потоком газа, создаваемым турбокомпрессором, и обратимую электрическую машину 12С, 14С, образованную мотором, способным работать в качестве генератора электрического тока и механически соединенным с турбокомпрессором. На чертеже позицией 16 обозначена вспомогательная силовая установка (ВСУ), которая механически соединена с электрической машиной 18, представляющей собой стартер-генератор (S/G), а позицией 20 обозначена батарея. Стартер-генератор 18, как правило, выдает трехфазный электрический ток величиной 115 В переменного тока (В~) через контактор 22, а батарея 20, как правило, выдает электрический ток величиной 28 В постоянного тока (В=) через контактор 24, причем оба эти напряжения являются в авиации общепринятыми, при этом электрический ток выдается под управлением блока 26 управления.
В изобретении система 28 электрического управления и электроснабжения для мотор-генераторов 12С, 14С вертолета содержит первый преобразователь 30 DC/AC для подачи электрической энергии переменного тока по выбору в мотор-генераторы в зависимости от положений контакторов 320, 322, 324, 326, 328, 330 коммутационной матрицы 32, приводимых в действие электронной управляющей схемой 34, причем сам первый преобразователь DC/AC питается постоянным током от источника питания, выдающего постоянный ток и образованного либо диодной выпрямительной схемой 36 (нерегулируемым выпрямителем) для выпрямления напряжения переменного тока, выдаваемого стартером-генератором 18, либо вольтодобавочным преобразователем 38 DC/DC, питаемым от батареи 20.
Первый преобразователь 30 DC/AC образован трехфазным преобразователем (т.е. имеющим шесть коммутаторов), которому факультативно может предшествовать, как показано на чертеже, устройство защиты, содержащее управляемый выключатель, за которым следует параллельно соединенный конденсатор. Коммутаторы, образующие инвертор, в большинстве случаев представляют собой биполярные транзисторы с изолированным затвором (IGBT), с выводами которых соединены встречно-параллельные диоды, и коммутируются под контролем электронной управляющей схемы 34.
Нерегулируемая выпрямительная схема 36 предпочтительно образована трехфазным диодным мостом, подающим на выводы конденсатора выпрямленное и фильтрованное напряжение величиной 270 В=, которое в области авиации является традиционным.
Вольтодобавочный преобразователь 38 DC/DC образован трехфазной индуктивностью 380, соединенной с помощью коммутационной матрицы 32 последовательно ко второму преобразователю 382 DC/AC. Подобно первому преобразователю, второй преобразователь образован трехфазным инвертором, имеющим шесть коммутаторов, которому факультативно предшествует, как показано на чертеже, устройство защиты, содержащее управляемый выключатель, за которым следует параллельно соединенный конденсатор. Коммутаторы, образующие инвертор, в большинстве случаев представляют собой IGBT, с выводами которых соединены встречно-параллельные диоды, и коммутируются под контролем электронной управляющей схемы 34.
Электронная управляющая схема 34, которая управляет коммутационной матрицей 32 и двумя преобразователями 30, 38 DC/AC, может быть установлена в едином управляющем блоке, который при этом предпочтительно содержит управляющий блок 26, либо она может размещаться отдельно, как показано на чертеже.
Ниже объясняется действие системы в соответствии с изобретением. Оно зависит от предполагаемых функций и эксплуатационных требований вертолета, в частности запуска ВСУ, управления газотурбинными двигателями или подачи дополнительного электропитания в газотурбинные двигатели в зависимости от того, осуществляется ли это посредством одного и/или одновременно обоих электродвигателей для приведения в движение. Например, можно упомянуть ситуацию, в которой энергия подается на MGB одновременно посредством лишь одного электродвигателя или одного газотурбинного двигателя (например, с целью наддува одного газотурбинного двигателя в случае потери другого), но с возможностью электропитания каждого из газотурбинных двигателей с помощью одной и той же силовой электроники. Можно упомянуть ситуацию, в которой два электродвигателя установлены на одном и том же турбокомпрессоре газотурбинного двигателя, или, безусловно, два электродвигателя, установленные на своей свободной турбине или на MGB.
При более подробном рассмотрении конструкция в соответствии с изобретением, которая основана на выпрямительном мосте, двух инверторах и наборе контакторов, служит для чрезвычайно легкого регулирования различных функций, как излагается ниже (предпочтительный вариант осуществления описывается со ссылкой на управление двумя моторами для турбокомпрессоров, но, естественно, он применим, например, к управлению одним мотором для MGB).
Чтобы запустить ВСУ от низкого напряжения (как правило, 28 В=), выдаваемого батареей 20, при замкнутом контакторе 24, второй преобразователь 38 DC/AC используется в качестве активного выпрямителя (трехфазного вольтодобавочного устройства) с целью получения напряжения около 270 В= (при этом контакторы 320 и 322 замкнуты), причем первый преобразователь 30 DC/AC приводит в действие стартер-генератор 18 ВСУ с использованием этого напряжения постоянного тока посредством контакторов 324 и 326, которые при этом замкнуты, в то время как контактор 22 и контакторы 328, 330 и 332 разомкнуты.
Как только запущена ВСУ, в свою очередь, могут быть запущены газотурбинные двигатели с использованием сетевого напряжения величиной 115 В~, подаваемого S/G 18. Как только замкнулся контактор 22, это напряжение подается на нерегулируемую выпрямительную схему 36, которая, в свою очередь, выдает выпрямленное и фильтрованное напряжение постоянного тока, при этом каждый из двух преобразователей 30, 382 DC/AC служит - через соответствующие пары последовательно соединенных контакторов 324 и 330, а также 322 и 332 - для приведения в действие соответствующих электродвигателей 12С и 14С, обеспечивающих одновременный запуск обоих газотурбинных двигателей (при необходимости), при этом контакторы 24, 320, 326 и 328 разомкнуты.
Следует отметить, что газотурбинные двигатели могут также запускаться от низкого напряжения от батареи 20 аналогично запуску ВСУ. На практике целесообразно запускать один из двух газотурбинных двигателей, например, замыканием контактора 330 с целью питания электродвигателя 12С вместо замыкания контактора 326, ранее питавшего S/G 18. После этого, как только запущен первый газотурбинный двигатель, его электродвигатель может использоваться в качестве генератора для выдачи электропитания, необходимого для запуска второго газотурбинного двигателя, замыканием контакторов 322 и 332, при этом контакторы 24 и 320 одновременно разомкнуты. Это также позволяет полностью обходиться тем, что имеется, без альтернативного источника питания (посредством ВСУ или какого-либо иного генератора) для запуска газотурбинных двигателей.
Как только газотурбинные двигатели запущены (и независимо от их предыдущих состояний) дополнительное электропитание может подаваться в один из газотурбинных двигателей от S/G 18, работающего в качестве генератора либо временно, либо постоянно. Таким образом, путем замыкания контакторов 22 S/G 18 питает нерегулируемую выпрямительную схему 36 для формирования напряжения постоянного тока, используемого в каждом преобразователе 30, 382 DC/AC, чтобы служить через свои соответствующие последовательно соединенные контакторы 324 и 330, а также 322 и 332 для приведения в действие электродвигателя 12С и 14С, соединенного с каждым из газотурбинных двигателей. Для получения большего уровня подачи электропитания в газотурбинный двигатель можно либо использовать оба преобразователя DC/AC параллельно (например, электродвигателя 12С, контакторов 22, 324, 330, 332 и 328 в замкнутом положении при контакторах 24, 320, 326 и 332 в разомкнутом положении), либо обеспечивать лучшую готовность подачи электропитания с помощью одного из двух преобразователей в случае отказа одного из них (при этом контакторы 322 и 324 также служат для полной изоляции одного из преобразователей DC/AC в таких обстоятельствах, причем контактор 328 позволяет любому из них занять место другого).
Следует отметить, что использование однофазных контакторов (вместо продемонстрированных трехфазных контакторов) привело бы к дополнительным режимам работы с ухудшенными характеристиками, тем самым повысив готовность рассматриваемых функций, если в этом возникнет необходимость.
При применении настоящего изобретения способ совместного использования функциональных звеньев электропитания позволяет создать многофункциональную электронную систему управления и электроснабжения и, в частности, позволяет с помощью одного инвертора питать множество мотор-генераторов. Использование общей системы для блока управления запуском ВСУ и для генераторов электрического тока приводит к значительному снижению веса, габаритов и стоимости по сравнению с использованием соответствующих специализированных систем электроснабжения.
Система управления и электроснабжения может предпочтительно размещаться в центральной части вертолета вблизи его электронной сердцевины, тем самым служа для оптимизации его общей электронной конфигурации.

Claims (4)

1. Электрическая система управления и электроснабжения по меньшей мере для одного мотор-генератора вертолета, причем система содержит первый преобразователь (30) постоянного тока в переменный ток (DC/AC) для подачи электрической энергии переменного тока по выбору в упомянутый по меньшей мере один мотор-генератор в зависимости от соответствующих положений контакторов (320, 322, 324, 326, 328, 330, 332) коммутационной матрицы (32), приводимой в действие от электронной управляющей схемы (34), причем первый преобразователь DC/AC питается постоянным током от источника питания постоянного тока, который образован либо схемой (36) выпрямления напряжения переменного тока, выдаваемого через контактор (22) стартером-генератором (18) ВСУ (16), либо вольтодобавочным преобразователем (38) постоянного тока в постоянный ток (DC/DC), питаемым от батареи (20) через контактор (24), причем упомянутая коммутационная матрица дополнительно содержит контактор (328) для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC параллельно упомянутому второму преобразователю DC/AC, чтобы обеспечить возможность выдачи дополнительного электропитания от упомянутого стартера-генератора ВСУ упомянутому по меньшей мере одному мотор-генератору из упомянутых мотор-генераторов, как только запущен по меньшей мере один из упомянутых мотор-генераторов.
2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что упомянутый вольтодобавочный преобразователь DC/DC обеспечен последовательным соединением трехфазной индуктивности (380) и упомянутого второго преобразователя (382) DC/AC по меньшей мере через один контактор (320, 322).
3. Система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что упомянутая коммутационная матрица содержит по меньшей мере один контактор (324, 330) для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC с первым мотор-генератором (12С) и по меньшей мере один контактор (322, 332) для соединения упомянутого второго преобразователя DC/AC со вторым мотор-генератором (14С).
4. Система по п. 3, отличающаяся тем, что упомянутая коммутационная матрица дополнительно содержит по меньшей мере один контактор (320, 326) для соединения упомянутого первого преобразователя DC/AC с упомянутым стартером-генератором для обеспечения возможности запуска ВСУ от упомянутой батареи.
RU2014150040A 2012-05-11 2013-05-06 Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета RU2641672C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1254333A FR2990573B1 (fr) 2012-05-11 2012-05-11 Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere
FR1254333 2012-05-11
PCT/FR2013/051007 WO2013167837A2 (fr) 2012-05-11 2013-05-06 Systeme de commande et d'alimentation en energie des turbomachines d'un helicoptere

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2641672C1 true RU2641672C1 (ru) 2018-01-19

Family

ID=48577113

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014150040A RU2641672C1 (ru) 2012-05-11 2013-05-06 Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9745943B2 (ru)
EP (1) EP2847845B1 (ru)
JP (1) JP6316281B2 (ru)
CN (1) CN104471819B (ru)
BR (1) BR112014027729B1 (ru)
CA (1) CA2872724C (ru)
FR (1) FR2990573B1 (ru)
RU (1) RU2641672C1 (ru)
WO (1) WO2013167837A2 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2994386B1 (en) * 2013-05-06 2020-02-19 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
FR3015571B1 (fr) * 2013-12-23 2018-11-23 Safran Helicopter Engines Procede et systeme de demarrage fiabilise de turbomachine
FR3017258B1 (fr) * 2014-01-31 2016-01-15 Hispano Suiza Sa Systeme de distribution et de conversion electrique pour un aeronef
FR3017257B1 (fr) * 2014-01-31 2017-11-10 Hispano-Suiza Systeme de distribution et de conversion electrique pour un aeronef
FR3019219B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
FR3019215B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef comprenant au moins deux turbomachines a turbine libre
FR3019214B1 (fr) * 2014-03-27 2019-05-31 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance pour une turbomachine a turbine libre d'aeronef
FR3019218B1 (fr) * 2014-03-27 2016-03-18 Turbomeca Architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur et helicoptere correspondant
DE102016202195A1 (de) * 2016-02-12 2017-08-17 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs und Luftfahrzeug
FR3054738B1 (fr) * 2016-07-29 2020-10-23 Airbus Helicopters Architecture electrique a double reseau electrique secondaire pour le demarrage des moteurs d'un aeronef
FR3056555B1 (fr) * 2016-09-29 2018-12-07 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride pour aeronef a voilure tournante multirotor comprenant des moyens ameliores de conversion dc/ac
US10934935B2 (en) * 2017-01-30 2021-03-02 Ge Aviation Systems Llc Engine core assistance
FR3069387B1 (fr) * 2017-07-24 2019-08-30 Safran Aircraft Engines Harnais electrique
US10855214B2 (en) * 2019-04-09 2020-12-01 Hamilton Sunstrand Corporation Electrical powertrain for aircraft
CN110395396B (zh) * 2019-07-09 2021-05-25 西安爱生无人机技术有限公司 一种无人机自启动系统及其控制方法
AT523006B1 (de) * 2019-10-02 2022-05-15 Dynell Gmbh Bodenstromaggregat für das Bereitstellen von elektrischer Energie für Fluggeräte
US11845388B2 (en) 2021-05-20 2023-12-19 General Electric Company AC electrical power system for a vehicle
US11670942B2 (en) 2021-09-23 2023-06-06 General Electric Company Electrically driven distributed propulsion system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2273945C1 (ru) * 2004-10-07 2006-04-10 Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь" Система электропитания
US20100193630A1 (en) * 2006-10-27 2010-08-05 Airbus France System for electrical generation, conversion, distribution, and starting on board an aircraft
US20110273011A1 (en) * 2009-01-09 2011-11-10 Hispano Suiza Electrical system for starting up aircraft engines

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3464927B2 (ja) * 1999-01-22 2003-11-10 本田技研工業株式会社 発電機
US7210653B2 (en) * 2002-10-22 2007-05-01 The Boeing Company Electric-based secondary power system architectures for aircraft
US6998726B2 (en) * 2002-12-10 2006-02-14 Honeywell International Inc. Method and system for providing single-phase excitation techniques to a start exciter in a starter/generator system
US7701082B2 (en) * 2006-10-30 2010-04-20 Honeywell International Inc. Aerospace electrical power DC subsystem configuration using multi-functional DC/DC converter
FR2930084B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Procede de gestion d'un reseau electrique
FR2930085B1 (fr) * 2008-04-09 2012-06-08 Thales Sa Reseau electrique
DE102008043626A1 (de) * 2008-11-10 2010-05-20 Airbus Deutschland Gmbh Leistungsverteilungs-Vorrichtung zum Verteilen von Leistung und Verfahren zum Verteilen von Leistung
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
FR2967847B1 (fr) * 2010-11-23 2015-06-26 Hispano Suiza Sa Procede et architecture de traitement de l'energie electrique regeneree d'un aeronef.
US20140197681A1 (en) * 2012-07-30 2014-07-17 The Boeing Company Electric system stabilizing system for aircraft

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2273945C1 (ru) * 2004-10-07 2006-04-10 Открытое Акционерное Общество "Агрегатное Конструкторское Бюро "Якорь" Система электропитания
US20100193630A1 (en) * 2006-10-27 2010-08-05 Airbus France System for electrical generation, conversion, distribution, and starting on board an aircraft
US20110273011A1 (en) * 2009-01-09 2011-11-10 Hispano Suiza Electrical system for starting up aircraft engines

Also Published As

Publication number Publication date
JP6316281B2 (ja) 2018-04-25
BR112014027729B1 (pt) 2021-06-08
CN104471819A (zh) 2015-03-25
CN104471819B (zh) 2017-11-14
EP2847845B1 (fr) 2018-07-04
CA2872724A1 (fr) 2013-11-14
US20150130186A1 (en) 2015-05-14
JP2015525551A (ja) 2015-09-03
FR2990573B1 (fr) 2015-11-20
EP2847845A2 (fr) 2015-03-18
FR2990573A1 (fr) 2013-11-15
WO2013167837A3 (fr) 2014-02-27
CA2872724C (fr) 2021-11-09
US9745943B2 (en) 2017-08-29
BR112014027729A2 (pt) 2017-06-27
WO2013167837A2 (fr) 2013-11-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2641672C1 (ru) Система управления и электроснабжения для газотурбинных двигателей вертолета
RU2464689C2 (ru) Система генерирования, преобразования, распределения электроэнергии и запуска на борту самолета
EP2801719B1 (en) Aircraft electrical system
CN111954622B (zh) 具有可重构电力网络的多转子飞行器推进系统
US8237416B2 (en) More electric engine with regulated permanent magnet machines
US8446024B2 (en) Electrical machines with integrated power and control and including a current source inverter
US7638890B2 (en) Device for supplying electrical power to an aircraft and for electrically starting a jet engine on board an aircraft
US8218341B2 (en) Integrated aircraft power conditioning unit
EP2040370B1 (en) Generator for gas turbine engine having main DC bus and accessory AC bus
WO2020053502A3 (fr) Ensemble propulsif hybride serie pour aeronef
US9637007B2 (en) Supplying electric traction motors of a rail vehicle with electrical energy using a plurality of internal combustion engines
EP2719888A1 (en) Dual-DC bus starter/generator
US8299738B2 (en) Multi-tasking power processor for a vehicle electric system
US20140008972A1 (en) Electrical power supply for an aircraft
EP4170881A1 (en) Electrical power system converter control
US20110316332A1 (en) Transport vehicle with a plurality of electrical machines
JP2016007118A (ja) 回転電機システム
RU2612075C1 (ru) Преобразователь тяговый локомотива
US20160194009A1 (en) Integrated traction system for locomotives
US10658959B2 (en) Power supply system with first and second AC voltage generators and respective 6-pulse rectifier units
RU2612066C1 (ru) Преобразователь тяговый тепловоза
US20240084710A1 (en) Aircraft power and propulsion systems comprising permanent magnet electrical machines
US20240204594A1 (en) Aircraft power and propulsion systems comprising permanent magnet electrical machines
EP4300806A1 (en) Aircraft power and propulsion systems comprising permanent magnet electrical machines
EP2595309B1 (en) Systems and methods involving electrical start and power generation

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner