RU2646012C2 - Способ управления сетью электрического питания летательного аппарата - Google Patents

Способ управления сетью электрического питания летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2646012C2
RU2646012C2 RU2015125026A RU2015125026A RU2646012C2 RU 2646012 C2 RU2646012 C2 RU 2646012C2 RU 2015125026 A RU2015125026 A RU 2015125026A RU 2015125026 A RU2015125026 A RU 2015125026A RU 2646012 C2 RU2646012 C2 RU 2646012C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
aircraft
power supply
engine
generator
Prior art date
Application number
RU2015125026A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015125026A (ru
Inventor
Жан-Франсуа РИДО
Флоран ДАЛЬМА
Original Assignee
Микротюрбо
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 Микротюрбо filed Critical Микротюрбо
Publication of RU2015125026A publication Critical patent/RU2015125026A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2646012C2 publication Critical patent/RU2646012C2/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
    • H02J3/00—Circuit arrangements for ac mains or ac distribution networks
    • H02J3/001—Methods to deal with contingencies, e.g. abnormalities, faults or failures
    • 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
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as ac or dc
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/02—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries for charging batteries from ac mains by converters
    • 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
    • H02J9/00—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting
    • 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
    • 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
    • B64D41/007—Ram air turbines
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J1/00—Circuit arrangements for dc mains or dc distribution networks
    • 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
    • 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
    • H02J3/007—Arrangements for selectively connecting the load or loads to one or several among a plurality of power lines or power sources
    • H02J3/0073—Arrangements for selectively connecting the load or loads to one or several among a plurality of power lines or power sources for providing alternative feeding paths between load and source when the main path fails, e.g. transformers, busbars
    • 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
    • H02J9/00—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting
    • H02J9/04—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting in which the distribution system is disconnected from the normal source and connected to a standby source
    • H02J9/06—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting in which the distribution system is disconnected from the normal source and connected to a standby source with automatic change-over, e.g. UPS systems

Abstract

Изобретение относится к способу электрического питания летательного аппарата. Для питания электрических нагрузок летательного аппарата подают питание от главной силовой установки (MPS1, MPS2) класса двигателя в нормальном режиме ее работы с помощью распределительной шины (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) или от генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме, а также обеспечивается питание подсети аварийного питания (EEPDC) от независимого аварийного источника (S) энергии в случае неисправности генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме работы. Переключение питания осуществляется с помощью модуля управления, выполненного с возможностью управлять контакторами (С1-С18), которые осуществляют переключение источников питания. Обеспечивается безопасность полета летательного аппарата за счет различных вариантов его электрического питания. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области электрического питания летательного аппарата и, в частности, к способу управления сетью электрического питания летательного аппарата.
Летательный аппарат классически содержит сеть электрического питания для питания различных устройств летательного аппарата (механические приводы, органы управления летательным аппаратом, мультимедийная система для пассажирских кресел, система вентиляции кабины и т.д.). С точки зрения электрики, любое устройство летательного аппарата считается нагрузкой, которая потребляет электрическую энергию.
Для обеспечения правильного управления электрической энергией в сети электрического питания нагрузки можно распределить по двум типам: так называемые «основные» нагрузки, которые являются важными для работы летательного аппарата (органы управления и т.д.), и так называемые «не основные» нагрузки, которые является менее важными для работы летательного аппарата (мультимедийная система для пассажирских кресел, система вентиляции кабины и т.д.). Нагрузки подразделены также по их географическому расположению, чтобы получать питание от ближайших источников и чтобы избегать, насколько это возможно, потери избыточности и/или функциональной связи между устройствами.
Сеть электрического питания классически содержит главный источник энергии, которую отбирают на двигателях летательного аппарата, участвующих в создании тяги летательного аппарата. Иначе говоря, двигатель летательного аппарата обеспечивает, с одной стороны, тяговую энергию для обеспечения перемещения летательного аппарата и, с другой стороны, не тяговую энергию, которую используют в качестве главного источника энергии для сети электрического питания.
Потребности в электрической энергии для летательного аппарата со временем все больше возрастают. Поэтому когда двигатели летательного аппарата работают на низких оборотах, например во время посадки, сеть электрического питания иногда не получает достаточного питания, что является недостатком и не позволяет питать не основные нагрузки (мультимедийная система для пассажирских кресел и т.д.), что создает неудобства для пассажиров летательного аппарата. Прямым решением для устранения этого недостатки могло бы быть увеличение режима работы двигателей летательного аппарата во время посадки, но это привело бы к увеличению расхода топлива, что является нежелательным.
В патентной заявке FR 2 964 087, поданной на имя компании TURBOMECA, было предложено использовать главную силовую установку, когда двигателей не хватает для удовлетворения потребностей сети электрического питания, то есть в качестве вспомогательного источника питания. Таким образом, по умолчанию двигатели летательного аппарата задействованы постоянно, их параметры необходимо увеличить, чтобы они соответствовали электрическим потребностям. Такое управление сетью электрического питания приводит к повышенному расходу топлива, что является недостатком.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Для устранения по меньшей мере некоторых из этих недостатков изобретением предложен способ управления сетью электрического питания летательного аппарата, при этом сеть питания содержит по меньшей мере одну распределительную шину, выполненную с возможностью питания электрических нагрузок, по меньшей мере один генератор тягового двигателя летательного аппарата, выполненный с возможностью обеспечения источника электрической энергии, по меньшей мере одну главную силовую установку класса двигатель, выполненную с возможностью обеспечения источника электрической энергии, множество контакторов, выполненных с возможностью электрического соединения распределительной шины с генератором тягового двигателя и/или с главной силовой установкой, и модуль управления, выполненный с возможностью управления контакторами, в котором в нормальных условиях работы летательного аппарата модуль управления управляет контакторами таким образом, чтобы питать распределительную шину от главной силовой установки класса двигатель, и во время работы в аварийном режиме летательного аппарата модуль управления управляет контакторами таким образом, чтобы питать распределительную шину от генератора тягового двигателя.
Согласно способу управления, двигатель больше не используют по умолчанию для производства электрической энергии в нормальных условиях полета. Иначе говоря, больше нет необходимости в увеличении параметров двигателя летательного аппарата, чтобы он мог производить большую не движительную энергию. Действительно, согласно изобретению, генератор двигателя летательного аппарата используют только в аварийном режиме, то есть в случае нарушения в работе главной силовой установки класса двигатель. Предпочтительно двигатель летательного аппарата меньше задействован в нормальных условиях полета, что позволяет уменьшить его расход топлива. Энергия, производимая двигателем летательного аппарата, в основном является движительной энергией, тогда как не движительную энергию производит главная силовая установка класса двигатель при нормальной работе.
Использование главной силовой установки класса двигатель позволяет удовлетворять потребности сети питания независимо от двигателей летательного аппарата, что позволяет повысить энергетический КПД. Кроме того, главная силовая установка класса двигатель отличается повышенной надежностью по сравнению с классической вспомогательной силовой установкой, что является преимуществом.
Предпочтительно в нормальных условиях работы летательного аппарата распределительная шина получает питание исключительно от главной силовой установки класса двигатель, чтобы избегать любого использования генератора тягового двигателя.
Предпочтительно, сеть питания содержит первую главную силовую установку класса двигатель и вторую главную силовую установку класса двигатель, при этом сеть питания содержит по меньшей мере две распределительные шины, принадлежащие соответственно к правой части и к левой части сети питания, при этом первая главная силовая установка класса двигатель и вторая главная силовая установка класса двигатель питают соответственно распределительную шину первой части и распределительную шину второй части сети питания в нормальных условиях работы летательного аппарата, чтобы повысить надежность электрического питания, при этом летательный аппарат может продолжать работу в случае отказа одной части сети питания.
Согласно варианту выполнения изобретения, вторая главная силовая установка класса двигатель самостоятельно питает распределительные шины первой части и второй части сети питания в случае нарушения в работе первой главной силовой установки класса двигатель. Иначе говоря, параметры каждой силовой установки предусмотрены для обеспечения непрерывного питания всей электрической сети.
Согласно другому варианту изобретения, вторая главная силовая установка класса двигатель питает распределительную шину второй части сети питания, и генератор тягового двигателя питает распределительную шину первой части сети питания в случае нарушения в работе первой главной силовой установки класса двигатель. Если параметры силовой установки предусмотрены для обеспечения питания только одной части сети питания, генератор тягового двигателя обеспечивает питание той части сети, силовая установка которой вышла из строя.
Предпочтительно сеть питания содержит первый генератор тягового двигателя и второй генератор тягового двигателя, при этом первый генератор и второй генератор питают соответственно распределительную шину первой части и распределительную шину второй части сети питания в аварийном режиме работы летательного аппарата.
Предпочтительно, сеть питания содержит подсеть аварийного питания, при этом модуль управления управляет контакторами таким образом, чтобы питать подсеть аварийного питания от независимого аварийного источника энергии в случае неисправности генератора тягового двигателя в аварийном режиме работы. Таким образом, в случае одновременного отказа главной силовой установки и генератора тягового двигателя жизненно важные функции летательного аппарата продолжают получать питание.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Изобретение будет более очевидно из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - схема сети питания в соответствии с изобретением в отсутствие питания.
Фиг.2 - схема сети питания с питанием от батареи.
Фиг.3 - схема сети питания с питанием от внешнего источника.
Фиг.4 - схема сети питания с питанием от главных силовых установок класса двигатель в нормальных условиях работы.
Фиг.5А - схема активации главных силовых установок класса двигателя при помощи единственного газогенератора летательного аппарата.
Фиг.5В - схема активации главных силовых установок класса двигатель при помощи двух газогенераторов летательного аппарата.
Фиг.6 - схема сети питания с питанием от единственной главной силовой установки класса двигатель.
Фиг.7 - схема сети питания, левая часть которой получает питание от единственной главной силовой установки класса двигатель и правая часть которой получает питание от двигателя летательного аппарата.
Фиг.8 - схема сети питания, в которой левая часть и правая часть получают питание от единственной главной силовой установки класса двигатель.
Фиг.9 - схема сети питания, в которой левая часть и правая часть получают питание от двигателей летательного аппарата.
Фиг.10 - схема сети питания с аварийным источником энергии.
Следует отметить, что фигуры детально иллюстрируют изобретение и его осуществление, но, разумеется, указанные фигуры могут, в случае необходимости, служить для лучшего определения изобретения.
ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЛИ НЕСКОЛЬКИХ ВАРИАНТОВ ВЫПОЛНЕНИЯ И ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Как показано на Фиг.1, обычно летательный аппарат содержит сеть 1 электрического питания для питания различных устройств летательного аппарата (механические приводы, рули, мультимедийная система для пассажирских кресел, система вентиляции кабины и т.д.). С точки зрения электрики устройство летательного аппарата считается нагрузкой, которая потребляет электрическую энергию и которая получает питание через распределительную шину переменного тока или постоянного тока. В этом примере сеть 1 электрического питания содержит пять распределительных шин, в том числе две главные шины переменного тока (ACBUS1, ACBUS2) и три шины постоянного тока (DCBUS1, DCBUS2, DCBATBUS), а также подсеть аварийного питания EEPDC, называемую также центром аварийного питания.
Иначе говоря, каждая шина доставляет электрическую энергию к нагрузкам сети 1 питания в зависимости от ее потребностей (постоянный ток или переменный ток).
Сеть питания классически подразделена географически в летательном аппарате на две части: так называемую «левую» часть и так называемую «правую» часть. В этом примере левая часть содержит две левые распределительные шины (ACBUS1, DCBUS1), тогда как правая часть содержит две правые распределительные шины (ACBUS1, DCBUS1), при этом шина батареи (DCBATBUS) является общей для правой и левой частей. Предпочтительно сеть питания является симметричной, что облегчает ее реконфигурацию.
Как показано на той же Фиг.1, сеть 1 питания содержит также электрические батареи ВАТ1, ВАТ2, которые питают шину батареи DCBATBUS. Кроме того, электрические батареи ВАТ1, ВАТ2 можно подзаряжать через шину батареи DCBATBUS во время полета летательного аппарата или во время стоянки летательного аппарата. Показанную на Фиг.1 сеть 1 питания можно подключить к электрическим сетям ЕХТ аэродрома, которые позволяют обеспечивать электрической энергией всю сеть 1 питания без использования бортовых источников энергии летательного аппарата.
В этом примере, как известно специалисту, шины постоянного тока (DCBUS1 и DCBUS2) получают питание либо через шину батареи (DCBATBUS), либо через шины переменного тока (ACBUS1, АCBUS2) с использованием трансформаторов, либо друг от друга.
Как показано на Фиг.1, сеть 1 питания содержит два генератора G1, G2, вращаемых главными тяговыми двигателями МОТ1, МОТ2 (не показаны) летательного аппарата и выполненных с возможностью производства электрической энергии. Главные двигатели МОТ1, МОТ2 установлены на летательном аппарате и обеспечивают мощность, необходимую для перемещения летательного аппарата. Производство электрической энергии генератором тягового двигателя G1, G2 известно специалисту, и его подробное описание опускается. В зависимости от типа летательного аппарата и/или соответствующей сети питания, число генераторов тягового двигателя G1, G2 может быть больше двух. Кроме того, число генераторов тягового двигателя G1, G2 не зависит от числа главных двигателей МОТ1, МОТ2 летательного аппарата.
Согласно изобретению и как показано на Фиг.1, сеть 1 питания дополнительно содержит две главных силовых установки MPS1, MPS2 класса двигатель, выполненных с возможностью производства электрической энергии. Такие главные силовые установки известны из патентной заявки FR 2 964 087, поданной на имя компании TURBOMECA.
В дальнейшем главная силовая установка будет обозначаться сокращением MPS от “Main Power Source”. Силовая установка MPS выполнена на базе вспомогательной силовой установки (известной под английским сокращением APU от “Auxiliary Power Unit”), надежность которой повысили таким образом, чтобы она была эквивалентна надежности тягового двигателя летательного аппарата. Поэтому силовую установку MPS называют силовой установкой «класса двигатель». Силовая установка MPS состоит из одного или нескольких теплогенераторов, вращающих один или несколько электрогенераторов. Теплогенераторы могут представлять собой газотурбинные двигатели или поршневые двигатели, и электрогенераторы могут быть генераторами с постоянным магнитом или с тремя ступенями (генератор с постоянным магнитом, называемый PMG, возбудитель, генератор переменного тока), напрямую связанными с реактивным двигателем через усилитель мощности и, в случае необходимости, через умножитель частоты.
Кроме того, сеть 1 питания содержит аварийную подсеть EEPDC от “Emergency Electrical Power Distribution Center”, выполненную с возможностью питания наиболее важных нагрузок при выходе из строя источников энергии сети 1 электрического питания (неисправность главных силовых установок MPS1, MPS2 и генераторов G1, G2).
Аварийная подсеть EEPDC соединена с аварийным источником энергии S, который выполнен, например, в виде крыльчатки производства энергии, известной специалисту под обозначением RAT от “Ram Air Turbine”. Таким образом, крыльчатка RAT позволяет, наподобие ветрового двигателя, питать электроэнергией жизненные функции летательного аппарата.
Как показано на Фиг.1, различные шины и различные источники электрической энергии связаны между собой через множество контакторов С1-С18, которыми управляет модуль управления (не показан), известный специалисту под английской аббревиатурой РEPDC от “Primary Electrical Power Distribution Center”. Такой модуль управления позволяет управлять контакторами С1-С18, чтобы соединять определенные источники энергии с определенными распределительными шинами в зависимости от необходимой конфигурации сети 1 питания. Предпочтительно модуль управления позволяет распределить по значению источники энергии, чтобы управлять их использованием в нормальных условиях полета, в условиях аварийного или экстренного режима работы, что будет описано ниже.
Как показано на Фиг.1, сеть 1 питания содержит два контактора С1-С2, обеспечивающих электрическое соединение двух главных силовых установок MPS1, MPS2, и два контактора С3-С4 для электрического соединения двух генераторов тягового двигателя G1, G2, при этом контактор С3 обеспечивает также подключение к внешним источникам электроэнергии.
Контакторы С6-С7 позволяют соединить соответственно шины переменного тока ACBUS1, ACBUS2 с главными силовыми установками MPS1, MPS2. Контакторы С8-С9 позволяют соединить шины переменного тока ACBUS1, ACBUS2 с аварийной подсетью EEPDC. Аналогично, контакторы С10-С11 позволяют соединить соответственно трансформаторы TR, TR2 с шинами постоянного тока DCBUS1, DCBUS2, которые соединены соответственно с шиной батареи DCBATBUS через контакторы С12-С13. Батареи ВАТ1, ВАТ2 соединены соответственно с шиной батареи DCBATBUS через контакторы С14-С15.
Контактор С16 соединяет аварийную подсеть EEPDC с аварийным источником энергии S, при этом контактор С17 соединяет аварийную подсеть EEPDC с шиной батареи DCBATBUS. Как показано на Фиг.1, контактор С18 соединяет левую часть сети питания с ее правой частью.
Модуль управления управляет контакторами С1-С18 для реконфигурации сети питания и для соединения определенных источников энергии и определенными распределительными шинами. В примере, показанном на Фиг.1, все контакторы С1-С18 разомкнуты.
Согласно изобретению, в нормальных условиях работы летательного аппарата распределительные шины получают питание от главных силовых установок MPS1, MPS2 класса двигателя, тогда как при работе в аварийном режиме летательного аппарата распределительные шины получают питание от генераторов G1, G2 тягового двигателя. Под аварийным режимом работы следует понимать, что по меньшей мере одна из главных силовых установок MPS1, MPS2 неисправна. Модуль управления управляет контакторами С1-С18 таким образом, чтобы главные силовые установки MPS1, MPS2 выдавали по умолчанию электрическую энергию в распределительные шины, чтобы не задействовать главные двигателя МОТ1, МОТ2 летательного аппарата, что позволяет ограничить расход топлива упомянутыми двигателями МОТ1, МОТ2.
Как показано на Фиг.1, распределительные шины «левой» части сети 1 питания выполнены с возможностью получения питания в нормальных условиях от первой силовой установки MPS1 и в аварийных условиях - от первого генератора G1 тягового двигателя. Аналогично, распределительные шины «правой» части сети 1 питания получают питание в нормальных условиях от второй силовой установки MPS2 и в аварийных условиях - от второго генератора G2 тягового двигателя.
Несколько вариантов осуществления способа управления сети электрического питания, показанной на Фиг.1, будут представлены со ссылками на Фиг.2-10, на которых сплошные линии соответствуют электрическому питанию, а пунктирные линии соответствуют отсутствию электрического питания. В этих различных вариантах осуществления модуль управления управляет контакторами С1-С18 в зависимости от наличия различных источников энергии.
Питание от батарей
Как показано на Фиг.2, когда летательный аппарат находится на земле, батареи ВАТ1, ВАТ2 летательного аппарата активированы, поскольку контакторы С14-С15 подключены таким образом, чтобы питать распределительную шину DCBATBUS. Такое питание при помощи батарей аналогично известным техническим решениям.
Питание от внешних электрических сетей
Как показано на Фиг.3, когда летательный аппарат находится на земле, сеть 1 электрического питания получает питание от внешних электрических сетей ЕХТ аэропорта, которые питают распределительные шины левой части и правой части сети 1 электрического питания за счет включения контакторов С5. С6, С7, С8, С10, С11 и С12. В частности, внешние сети обеспечивают питание шин переменного тока (ACBUS1, ACBUS2), шин постоянного тока (DCBATBUS, DCBUS1 и DCBUS2) и трансформаторов (TR1 и TR2).
Предпочтительно внешние электрические сети ЕХТ обеспечивают зарядку батарей ВАТ1, ВАТ2 летательного аппарата за счет включения контакторов С14-С15. Такое питание при помощи внешних электрических сетей аналогично известным техническим решениям.
Автономное питание в нормальных условиях
Как показано на Фиг.4, когда летательный аппарат движется автономно, например, во время полета или на земле (самолет во время руления), сеть 1 электрического питания получает питание от главных силовых установок MPS1, MPS2, которые питают соответственно распределительные шины левой части и правой части сети 1 электрического питания благодаря подключению контакторов С1, С2, С6, С7, С8, С10 и С12. Предпочтительно силовые установки MPS1, MPS2 обеспечивают питание шин переменного тока (ACBUS1, ACBUS2), шин постоянного тока (DCBATBUS, DCBUS1 и DCBUS2) и трансформаторов (TR1 и TR2), а также зарядку батарей ВАТ1, ВАТ2 летательного аппарата, как показано на Фиг.4.
В нормальных условиях генераторы тягового двигателя G1, G2 не участвуют в генерировании электроэнергии для сети электрического питания. Такое управлению сетью 1 электрического питания идет в разрез с известными решениями, которые предусматривали питание распределительных шин от генераторов тягового двигателя G1, G2. Благодаря изобретению, больше нет необходимости использовать режим тяговых двигателей летательного аппарата для удовлетворения потребностей летательного аппарата в электрической энергии. Иначе говоря, в нормальных условиях двигатели летательного аппарата производят только движительную энергию, что позволяет ограничить их расход топлива. Предпочтительно электрические потребности не связаны с движительными потребностями.
Питание в полете в аварийных условиях: отказ одной силовой установки MPS
Согласно первому варианту, показанному на Фиг.5А, обе главных силовых установки MPS1, MPS2 содержат единственный газогенератор GG для питания всей сети 1. Как было указано выше, учитывая, что главные силовые установки MPS1, MPS2 являются силовыми установками класса двигателя, генератор GG имеет повышенную степень надежности, эквивалентную тяговым двигателям летательного аппарата. Иначе говоря, параметры каждой главной силовой установки MPS1, MPS2 предусмотрены, чтобы самостоятельно обеспечивать работу всей сети 1 питания.
В соответствии с этим предположением, как показано на Фиг.6, если вторая главная силовая установка MPS2 неисправна, а ее газогенератор GG исправен, то по команде модуля управления первая силовая установка MPS1 может самостоятельно обеспечивать питание правой части и левой части сети 1 электрического питания, как показано на Фиг.6. Для этого контактор С2 разомкнут, чтобы отключить вторую главную силовую установку MPS2. Контактор С18 замкнут для обеспечения питания обеих частей сети 1 питания.
Согласно второму варианту, как показано на Фиг.5В, каждая из двух главных силовых установок MPS1, MPS2 содержит газогенератор GG1, GG2. Как было указано выше, учитывая, что главные силовые установки MPS1, MPS2 являются силовыми установками класса двигатель, каждый генератор GG1, GG2 имеет повышенную степень надежности. Параметры каждой главной силовой установки MPS1, MPS2 рассчитаны таким образом, чтобы обеспечивать работу только одной части сети 1 питания. В этом примере, как было указано выше, силовые установки MPS1, MPS2 питают соответственно распределительные шины левой части и правой части сети 1 питания.
Согласно этой гипотезе, как показано на Фиг.7, если во второй главной силовой установке MPS2 имеется неисправность, правая часть сети 1 больше не получает прямого питания. Учитывая, что первая главная силовая установка MPS1 не может обеспечить питание распределительных шин правой части (ACBUS2, DCBUS2) дополнительно к питанию левой части сети 1 питания, активируют второй генератор G2 тягового двигателя для замещения второй главной силовой установки MPS2, как показано на Фиг.7. Для этого модуль управления подает команду на замыкание контактора С4, тогда как контактор С7 остается разомкнутым.
В этом примере второй генератор G1 питает электроэнергией распределительную шину ACBUS2, трансформатор TR2, а также распределительную шину DCBUS2. Что касается батарей ВАТ1, ВАТ2, то они заряжаются от первой силовой установки MPS1, как показано на Фиг.7.
Разумеется, изобретение можно применять аналогично в случае неисправности первой главной силовой установки MPS1, и в этом случае питание обеспечивает первый генератор G1.
Как показано на Фиг.8, если предположить, что неисправны вторая силовая установка MPS2 и распределительная шина ACBUS2, второй генератор G2 тягового двигателя не может питать распределительную шину DCBUS2.
Поэтому модуль управления подает команду на контактор С13, чтобы соединить распределительную шину DCBUS2 с шиной батареи DCBATBUS.
Иначе говоря, модуль управления обеспечивает питание правой части сети 1 в пределах мощности питания первой главной силовой установки MPS1. В этом примере, как показано на Фиг.8, первая силовая установка MPS1 питает всю левую часть сети 1, а также шину DCBUS2 через шину DCBATBUS.
Разумеется, изобретение можно применять аналогично в случае неисправности первой главной силовой установки MPS1 и шины ACBUS1, поскольку управление сетью питания предпочтительно является симметричным.
Разумеется, генератор тягового двигателя G1, G2 тоже можно использовать для обеспечения дополнительной энергии, тогда как параметры главной силовой установки рассчитаны для питания всей сети 1 питания. Такое управление электрической энергией позволяет сохранять запас энергии в случае необходимости.
Питание в полете в аварийных условиях: отказ двух силовых установок MPS
Согласно изобретению, в случае неисправности главных силовых установок MPS1, MPS2 модуль управления управляет питанием распределительных шин при помощи генераторов тягового двигателя G1, G2, как показано на Фиг.9. Для этого модуль управления замыкает контакторы С3 и С4, тогда как контакторы С1, С2 остаются разомкнутыми.
Как показано на Фиг.9, когда летательный аппарат находится в полете, сеть 1 электрического питания получает питание от генераторов тягового двигателя G1, G2, которые питают соответственно левую часть и правую часть сети 1 электрического питания. Предпочтительно генератор G1 обеспечивает подзарядку батарей ВАТ1, ВАТ2 летательного аппарата, как показано на Фиг.9.
В отличие от известных решений, в которых генераторы G1, G2 использовались при автономной работе (полет или руление) в нормальных условиях, их используют только во время работы в аварийном режиме.
Питание в полете в экстренных условиях
Согласно изобретению, в случае неисправности, с одной стороны, силовых установок MPS1, MPS2 и, с другой стороны, генераторов G1, G2 аварийная подсеть EEPDC получает питание от аварийного источника энергии S, который представляет собой в данном случае крыльчатку производства энергии RAT, при этом контактор С16 замкнут. Батареи ВАТ1, ВАТ2 тоже участвуют в обеспечении питания, и контактор С17 тоже замкнут. Такое экстренное питание аналогично известным техническим решениям.

Claims (15)

1. Способ управления сетью (1) электрического питания летательного аппарата, при этом сеть (1) питания содержит:
- по меньшей мере одну распределительную шину (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2), выполненную с возможностью питания электрических нагрузок;
- по меньшей мере один генератор (G1, G2) тягового двигателя летательного аппарата, выполненный с возможностью обеспечения источника электрической энергии;
- по меньшей мере одну главную силовую установку (MPS1, MPS2) класса двигателя, выполненную с возможностью обеспечения источника электрической энергии;
- множество контакторов (С1-С18), выполненных с возможностью электрического соединения распределительных шин (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) с генератором (G1, G2) тягового двигателя и/или с главной силовой установкой (MPS1, MPS2); и
- модуль управления, выполненный с возможностью управления контакторами (С1-С18),
в котором:
- в нормальных условиях работы летательного аппарата модуль управления управляет контакторами (С1-С18) таким образом, чтобы питать распределительную шину (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) от главной силовой установки (MPS1, MPS2) класса двигателя, и
- во время работы в аварийном режиме летательного аппарата модуль управления управляет контакторами (С1-С18) таким образом, чтобы питать распределительную шину (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) от генератора (G1, G2) тягового двигателя.
2. Способ по п. 1, в котором в нормальных условиях работы летательного аппарата распределительная шина (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) получает питание исключительно от главной силовой установки (MPS1, MPS2) класса двигателя.
3. Способ по одному из пп. 1 или 2, в котором сеть (1) питания содержит первую главную силовую установку (MPS1) класса двигателя и вторую главную силовую установку (MPS2) класса двигателя, при этом сеть (1) питания содержит по меньшей мере две распределительные шины (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2), принадлежащие соответственно к правой части и к левой части сети питания, при этом первая главная силовая установка (MPS1) класса двигатель и вторая главная силовая установка (MPS2) класса двигатель питают соответственно распределительную шину первой части и распределительную шину второй части сети (1) питания в нормальных условиях работы летательного аппарата.
4. Способ по п. 3, в котором вторая главная силовая установка (MPS2) класса двигатель самостоятельно питает распределительные шины (DCBUS1, ACBUS1, DCBUS2, ACBUS2) первой части и второй части сети (1) питания в случае нарушения в работе первой главной силовой установки (MPS1) класса двигатель.
5. Способ по п. 3, в котором вторая главная силовая установка (MPS2) класса двигатель питает распределительную шину (DCBUS2, ACBUS2) второй части сети (1) питания, и генератор (G1) тягового двигателя питает распределительную шину (DCBUS1, ACBUS1) первой части сети (1) питания в случае нарушения в работе первой главной силовой установки (MPS1) класса двигатель.
6. Способ п. 3, в котором сеть (1) питания содержит первый генератор (G1) тягового двигателя и второй генератор (G2) тягового двигателя, при этом первый генератор (G1) и второй генератор (G2) питают соответственно распределительную шину (DCBUS1, ACBUS1) первой части и распределительную шину (DCBUS2, ACBUS2) второй части сети (1) питания в аварийном режиме работы летательного аппарата.
7. Способ по п. 1, в котором сеть (1) питания содержит подсеть (EEPDC) аварийного питания, при этом модуль управления управляет контакторами (C1-C18) таким образом, чтобы питать подсеть (EEPDC) аварийного питания от независимого аварийного источника (S) энергии в случае неисправности генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме работы.
RU2015125026A 2013-01-03 2013-12-24 Способ управления сетью электрического питания летательного аппарата RU2646012C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1350034A FR3000469B1 (fr) 2013-01-03 2013-01-03 Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef
FR1350034 2013-01-03
PCT/FR2013/053262 WO2014106712A1 (fr) 2013-01-03 2013-12-24 Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015125026A RU2015125026A (ru) 2017-02-08
RU2646012C2 true RU2646012C2 (ru) 2018-02-28

Family

ID=48224943

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015125026A RU2646012C2 (ru) 2013-01-03 2013-12-24 Способ управления сетью электрического питания летательного аппарата

Country Status (10)

Country Link
US (1) US10014707B2 (ru)
EP (1) EP2941383B1 (ru)
JP (1) JP6396325B2 (ru)
CN (1) CN104884349B (ru)
BR (1) BR112015015441B1 (ru)
CA (1) CA2893436C (ru)
ES (1) ES2753238T3 (ru)
FR (1) FR3000469B1 (ru)
RU (1) RU2646012C2 (ru)
WO (1) WO2014106712A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2778469C1 (ru) * 2018-10-04 2022-08-19 Сафран Эркрафт Энджинз Электрическая архитектура гибридной силовой установки

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3001443B1 (fr) 2013-01-30 2016-05-27 Microturbo Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef
US9382011B2 (en) * 2014-04-10 2016-07-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple aircraft engine control system and method of communicating data therein
FR3030147B1 (fr) * 2014-12-11 2018-03-16 Mmt Sa Actionneur avec modules statorique et rotorique enrobes
EP3035477A1 (en) 2014-12-19 2016-06-22 ABB Technology Ltd A power system comprising a central energy storage system and a method of controlling power transfer in a power system
GB201615900D0 (en) 2016-09-19 2016-11-02 Rolls Royce Plc Aircraft propulsion system
US10106269B1 (en) * 2017-03-17 2018-10-23 Rockwell Collins, Inc. System and method for inadvertent engine shutdown prevention
US10530153B2 (en) * 2017-05-23 2020-01-07 Ge Aviation Systems Llc Method and apparatus for operating a power system architecture
US10753335B2 (en) 2018-03-22 2020-08-25 Continental Motors, Inc. Engine ignition timing and power supply system
CN108288853A (zh) * 2018-04-04 2018-07-17 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 飞机直流供电系统及供电方法
US11592841B2 (en) 2019-10-09 2023-02-28 Beta Air, Llc In-flight stabilization of an aircraft
US11254219B2 (en) 2019-03-25 2022-02-22 Beta Air, Llc Systems and methods for maintaining attitude control under degraded energy source conditions using multiple propulsors
US10953754B1 (en) 2019-09-05 2021-03-23 Beta Air, Llc Systems and methods for restricting power to a load to prevent engaging circuit protection
US11584541B2 (en) 2019-10-09 2023-02-21 Beta Air, Llc In-flight stabilization of an aircraft
JP2022156736A (ja) * 2021-03-31 2022-10-14 本田技研工業株式会社 車両、車両制御装置、車両制御プログラム及び車両制御方法
US20240017823A1 (en) * 2022-07-18 2024-01-18 Textron Innovations Inc. Optimizing usage of supplemental engine power

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122764C1 (ru) * 1998-06-15 1998-11-27 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Система электроснабжения транспортного средства
RU2232109C1 (ru) * 2003-09-22 2004-07-10 ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" Способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата
RU2422330C2 (ru) * 2006-04-04 2011-06-27 Эрбюс Франс Устройство и способ резервного генерирования электроэнергии на борту летательного аппарата
GB2491982A (en) * 2011-06-18 2012-12-19 Rolls Royce Corp Aircraft emergency power system incorporating a fuel cell

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4091613A (en) * 1976-07-30 1978-05-30 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Independent power generator
US5764502A (en) * 1996-05-28 1998-06-09 Sundstrand Corporation Integrated electric power system
US6641084B1 (en) * 2002-06-21 2003-11-04 The Boeing Company Solid oxide fuel cell as auxiliary power source installation in transport aircraft
US7439634B2 (en) * 2004-08-24 2008-10-21 Honeywell International Inc. Electrical starting, generation, conversion and distribution system architecture for a more electric vehicle
FR2899563B1 (fr) * 2006-04-11 2009-03-20 Airbus France Sas Dispositif et procede d'alimentation de secours electrique a bord d'un aeronef
JP2011504832A (ja) * 2007-11-29 2011-02-17 エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング 航空機電源障害のシミュレーション装置及び方法
FR2964087B1 (fr) * 2010-08-25 2013-06-14 Turbomeca Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre
FR2975375B1 (fr) * 2011-05-18 2014-01-10 Dassault Aviat Systeme autonome de generation de puissance electrique et de conditionnement pour un aeronef, aeronef et procede associes
GB201219922D0 (en) * 2012-11-06 2012-12-19 Rolls Royce Plc Method of controlling an aircraft electrical power generation system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122764C1 (ru) * 1998-06-15 1998-11-27 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Система электроснабжения транспортного средства
RU2232109C1 (ru) * 2003-09-22 2004-07-10 ОАО "ОКБ им. А.С.Яковлева" Способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата
RU2422330C2 (ru) * 2006-04-04 2011-06-27 Эрбюс Франс Устройство и способ резервного генерирования электроэнергии на борту летательного аппарата
GB2491982A (en) * 2011-06-18 2012-12-19 Rolls Royce Corp Aircraft emergency power system incorporating a fuel cell
US20120318914A1 (en) * 2011-06-18 2012-12-20 Kaushik Rajashekara Aircraft power systems and methods

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2778469C1 (ru) * 2018-10-04 2022-08-19 Сафран Эркрафт Энджинз Электрическая архитектура гибридной силовой установки

Also Published As

Publication number Publication date
BR112015015441A2 (pt) 2017-07-11
ES2753238T3 (es) 2020-04-07
FR3000469A1 (fr) 2014-07-04
JP2016509551A (ja) 2016-03-31
JP6396325B2 (ja) 2018-09-26
EP2941383B1 (fr) 2019-10-09
CN104884349A (zh) 2015-09-02
CA2893436A1 (fr) 2014-07-10
US20150333527A1 (en) 2015-11-19
CN104884349B (zh) 2018-04-20
CA2893436C (fr) 2021-05-25
BR112015015441B1 (pt) 2021-12-07
US10014707B2 (en) 2018-07-03
RU2015125026A (ru) 2017-02-08
EP2941383A1 (fr) 2015-11-11
FR3000469B1 (fr) 2014-12-19
WO2014106712A1 (fr) 2014-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2646012C2 (ru) Способ управления сетью электрического питания летательного аппарата
US8738268B2 (en) Vehicle electrical power management and distribution
Wheeler et al. The more electric aircraft: Technology and challenges
CN113840777B (zh) 用于垂直起飞和着陆的航空器的混合推进系统
RU2416871C2 (ru) Система питания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащение
US9783317B2 (en) Power converter, generator and architecture for high efficiency auxiliary power unit
RU2690608C2 (ru) Архитектура силовой системы многомоторного вертолета и соответствующий вертолет
EP2408085B1 (en) Methods for aircraft emergency power management
JP5247168B2 (ja) 航空機における除氷回路を含む電気設備のための電源回路
US20130099560A1 (en) Multiple source electrical power distribution in aircraft
US20070257558A1 (en) Electrical power supply arrangement for an aircraft
JP2009532263A (ja) 航空機内に搭載された、非常用電力を発生するための装置及び方法
US9821918B2 (en) Aircraft comprising a control device for a jet pipe nozzle with variable cross-section powered by two independent electrical power supplies
US11585232B2 (en) Electrical system for aircraft
RU2648233C2 (ru) Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата
US8536729B2 (en) Hybrid electric power architecture for a vehicle
US10822116B2 (en) Power distribution network
EP3883085A1 (en) Dc contactor input into rat auto-deploy
US11108349B1 (en) AC bus tie contactor input into RAT auto-deploy
US20220144444A1 (en) Aircraft propulsion system

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner