RU2648233C2 - Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата - Google Patents

Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2648233C2
RU2648233C2 RU2015132132A RU2015132132A RU2648233C2 RU 2648233 C2 RU2648233 C2 RU 2648233C2 RU 2015132132 A RU2015132132 A RU 2015132132A RU 2015132132 A RU2015132132 A RU 2015132132A RU 2648233 C2 RU2648233 C2 RU 2648233C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
energy
power
loads
sources
load
Prior art date
Application number
RU2015132132A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015132132A (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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48652214&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2648233(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Микротюрбо filed Critical Микротюрбо
Publication of RU2015132132A publication Critical patent/RU2015132132A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2648233C2 publication Critical patent/RU2648233C2/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
    • H02J11/00—Circuit arrangements for providing service supply to auxiliaries of stations in which electric power is generated, distributed or converted
    • 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
    • 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
    • H02J13/00—Circuit arrangements for providing remote indication of network conditions, e.g. an instantaneous record of the open or closed condition of each circuitbreaker in the network; Circuit arrangements for providing remote control of switching means in a power distribution network, e.g. switching in and out of current consumers by using a pulse code signal carried by the network
    • 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
    • H02J9/00—Circuit arrangements for emergency or stand-by power supply, e.g. for emergency lighting
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Emergency Management (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)
  • Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для управления сетью электрического питания летательного аппарата. Техническим результатом является снижение затрат энергии, повышение КПД. В способе и системе питания электрической энергией летательного аппарата, содержащего множество питаемых нагрузок (С1-С4) и систему питания, система питания включает в себя множество источников энергии (S1, S2, S3) и бортовой модуль (MG) управления энергией. Модуль (MG) управления энергией электрически соединен с упомянутыми источниками энергии (S1, S2, S3) и с упомянутыми питаемыми нагрузками (С1-С4). Модуль (MG) управления энергией управляет питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок (С1-С4) при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии (S1, S2, S3) в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка (С1-С4) изначально получает питание от единственного источника энергии (S1, S2, S3). 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

ОБЩАЯ ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области электрического питания летательного аппарата и, в частности, к способу и к системе управления сетью электрического питания летательного аппарата.
Летательный аппарат классически содержит сеть электрического питания, предназначенную для питания различного оборудования летательного аппарата (механические приводы, рычаги управления, мультимедийная система для пассажирских кресел, вентиляция салона и т.д.). С точки зрения электрики, оборудование летательного аппарата считается нагрузкой, потребляющей электрическую энергию.
Для обеспечения рационального управления электрической энергией в сети электрического питания нагрузки подразделяют на две категории: так называемые «основные» нагрузки, которые имеют первостепенное значение для работы летательного аппарата (рычаги управления и т.д.) и так называемые «не основные» нагрузки, которые являются менее важными для работы летательного аппарата (мультимедийная система для пассажирских кресел, вентиляция салона и т.д.). Нагрузки также подразделяются по своему географическому расположению, чтобы получать питание от ближайших источников и чтобы избегать, по мере возможности, потери избыточности и/или функционально дополняющего оборудования.
Сеть электрического питания классически включает в себя главный источник энергии, которую отбирают на двигателях летательного аппарата, участвующих в создании тяги летательного аппарата. Иначе говоря, двигатель летательного аппарата производит, с одной стороны, движущую энергию для обеспечения перемещения летательного аппарата и, с другой стороны, не движущую энергию, которую используют как главный источник энергии для сети электрического питания.
В последние годы все больше возрастают потребности в электрической энергии для летательного аппарата. Поэтому, когда двигатели работают в режиме малого газа, например во время посадки, иногда сеть электрического питания не получает достаточного питания, что является недостатком, т.к. не обеспечивает питание не основных нагрузок (мультимедийная система для пассажирских кресел и т.д.) и создает неудобство для пассажиров. Прямым решением для устранения этого недостатка является повышение режима двигателей летательного аппарата, но это приводит к не желательному увеличению расхода топлива.
В патентной заявке FR 2964087, поданной на имя компании TURBOMECA, было предложено использовать главную силовую установку, когда двигатели не могут в достаточной степени удовлетворить потребности сети электрического питания.
На практике не основные нагрузки обслуживаются главной силовой установкой, тогда как основные нагрузки получают питание от тяговых двигателей.
Такой способ управления источниками энергии не является оптимальным, так как требует сложных в применении алгоритмов разгрузки, поскольку разгрузка зависит от питаемых нагрузок. Разгрузка является тем более сложной, поскольку она должно учитывать также условия доступности источника энергии. Действительно, электрические нагрузки должны получать питание, когда один или несколько источников являются не доступными. На практике, такие алгоритмы разгрузки не позволяют обеспечивать питание максимально возможного числа электрических нагрузок.
Кроме того, выход из строя одного источника предполагает, что остальные доступные источники должны иметь мощность, достаточную для питания всех нагрузок до конца полета. В результате мощность каждого источника энергии должна намного превышать мощность, потребляемую обслуживаемой им нагрузкой, что приводит к не производительным затратам энергии и отрицательно сказывается на энергетическом КПД летательного аппарата.
Кроме того, известные системы управления энергией являются сложными в применении, так как существуют разные модули разгрузки для нагрузок, требующих тока сверх 15 ампер, и для нагрузок, требующих тока менее 15 ампер. Разгрузка должна учитывать совместимость источников с нагрузками, что является недостатком.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Для устранения по меньшей мере некоторых из этих недостатков изобретением предложен способ питания электрической энергией летательного аппарата, содержащего множество питаемых нагрузок и систему питания, при этом система питания включает в себя множество источников энергии и бортовой модуль управления энергией, при этом способ отличается тем, что модуль управления энергией управляет питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка изначально получает питание от единственного источника энергии.
Объектом изобретения является также система питания электрической энергией летательного аппарата, содержащего множество питаемых нагрузок, при этом система питания включает в себя множество источников энергии и бортовой модуль управления энергией, при этом модуль управления энергией электрически соединен с упомянутыми источниками энергии и с упомянутыми питаемыми нагрузками, при этом модуль управления энергией выполнен с возможностью управления питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка изначально получает питание от единственного источника энергии.
Благодаря изобретению, нагрузка получает гибридное питание от нескольких разных источников энергии. Больше нет необходимости подключать нагрузку к другому источнику энергии, если питающего источника энергии не достаточно. Такой способ питания обеспечивает большую гибкость применения и позволяет оптимально питать все нагрузки без чрезмерного генерирования энергии, что улучшает энергетический КПД летательного аппарата. Кроме того, модуль управления энергией образует универсальный источник энергии, который позволяет динамично адаптировать энергетические возможности к потребностям в электрической энергии. Предпочтительно источники энергии взаимно дополняют друг друга.
Кроме того, изобретение позволяет легче избегать рисков перебоев в электрической сети.
Кроме того, вместо того, чтобы возлагать питание на более мощный источник энергии, можно объединить электрические источники меньшей мощности, чтобы удовлетворять потребности электрической нагрузки. Таким образом, ограничивают бесполезное генерирование энергии и, следовательно, расход топлива летательным аппаратом, что улучшает его энергетический КПД.
Предпочтительно система содержит средства накопления энергии, при этом модуль управления выполнен с возможностью обеспечения питания по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок от средств накопления энергии в случае экстренной необходимости в энергии упомянутой питаемой нагрузки. Средства накопления энергии позволяют удовлетворять экстренные потребности в энергии без чрезмерного генерирования энергии в течение длительного периода времени. Средства накопления энергии позволяют точечно удовлетворять потребность в энергии, что было невозможно в рамках известных способов разгрузки.
Согласно предпочтительному варианту изобретения, средства накопления энергии выполнены в виде энергетического элемента. Такой элемент имеет небольшой габарит и может быстро выдавать большое количество энергии.
Согласно другому варианту изобретения, упомянутые по меньшей мере два источника выполнены с возможностью подачи постоянного тока на упомянутую по меньшей мере одну нагрузку.
Согласно варианту изобретения, упомянутые по меньшей мере два источника выполнены с возможностью подачи переменного тока на упомянутую по меньшей мере одну нагрузку. Использование двух источников переменного тока идет в разрез с существующим мнением, согласно которому проблемы связывания, относящиеся к источникам переменного тока, препятствуют использованию в области авиации.
Предпочтительно модуль управления содержит средства синхронизации источников переменного тока, предназначенных для одновременного питания нагрузки, чтобы ограничить проблемы связывания.
Предпочтительно модуль управления энергией является автономным. Иначе говоря, модуль управления выполнен с возможностью динамичного обеспечения соединений между источниками и нагрузками. Предпочтительно модуль управления имеет базу данных, содержащую специальные правила для выбора наилучшей конфигурации соединений в зависимости от состояния источников и нагрузок.
Предпочтительно модуль управления выполнен с возможностью адаптации соединений источников энергии в зависимости от тока, потребляемого нагрузками в течение времени. Таким образом, генерирование энергии источниками адаптировано к потреблению нагрузок.
Предпочтительно модуль управления энергией выполнен с возможностью управления увеличением генерирования энергии одним из источников, питающих нагрузку, если потребление нагрузки возрастает.
Предпочтительно система содержит по меньшей мере один вспомогательный модуль питания, электрически соединенный с модулем управления и с упомянутым множеством нагрузок, при этом модуль управления энергией выполнен с возможностью прямого питания нагрузок большой мощности и опосредованного питания нагрузок низкой и средней мощности через упомянутый вспомогательный модуль питания. Модуль управления управляет питанием высокой мощностью и переключает питание средней и низкой мощностью на вспомогательный модуль, который осуществляет адаптацию тока, необходимого для нагрузок. Такая архитектура питания позволяет улучшить качество поставляемого тока и одновременно повысить надежность питания. В этом примере считается, что нагрузка большой мощности потребляет ток более 15 ампер.
Предпочтительно система содержит по меньшей мере один аварийный модуль, электрически соединенный с модулем управления и с аварийной нагрузкой, при этом модуль управления энергией выполнен с возможностью опосредованного питания аварийной нагрузки через аварийный модуль. Предпочтительно аварийный модуль включает в себя также прямое питание от аварийного источника энергии.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение будет более понятно из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схема бортового модуля управления энергией, электрически соединенного с источниками энергии и с питаемыми нагрузками.
Фиг. 2 - другая схема модуля управления с вспомогательным модулем питания и с аварийным модулем.
Следует отметить, что чертежи детально отображают изобретение с точки зрения его применения, однако упомянутые чертежи могут, разумеется, служить для лучшего определения изобретения.
ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЛИ НЕСКОЛЬКИХ ПРИМЕРОВ ВЫПОЛНЕНИЯ И ПРИМЕНЕНИЯ
Описание изобретения представлено со ссылками на фиг. 1, иллюстрирующую летательный аппарат, содержащий систему питания электрической энергией и множество питаемых нагрузок С1, С2, С3 и С4. Система питания включает в себя множество источников энергии S1, S2, S3.
Источники S1, S2, S3 являются разными или одинаковыми и могут представлять собой, например, генераторы тягового двигателя летательного аппарата, главную силовую установку предпочтительно класса двигателя. Разумеется, можно использовать и другие типы источников энергии.
Кроме того, источники энергии S1, S2, S3 могут производить электрическую энергию в виде постоянного или переменного тока, пневматическую энергию в виде сжатого воздуха, механическую энергию в виде крутящего момента, подаваемого на силовой вал. Накопление этих видов энергии происходит при помощи устройств типа батарей или суперконденсатора в случае электрической энергии, резервуара под давлением в случае пневматической энергии и инерционного маховика в случае механической энергии.
Как было указано во вступительной части настоящей заявки, оборудование летательного аппарата (механические приводы, рычаги управления, мультимедийная система для пассажирских кресел, вентиляция салона и т.д.) считается нагрузкой, которая потребляет электрическую, пневматическую или механическую энергию. В этом примере на фиг. 1 показаны четыре нагрузки С1-С4.
Для обеспечения рационального управления электрической энергией в сети электрического питания нагрузки подразделяют на две категории: так называемые «основные» нагрузки, которые имеют первостепенное значение для работы летательного аппарата (рычаги управления и т.д.) и так называемые «не основные» нагрузки, которые являются менее важными для работы летательного аппарата (мультимедийная система для пассажирских кресел, вентиляция салона и т.д.). Нагрузки также подразделяются по своему географическому расположению, чтобы получать питание от ближайших источников и чтобы избегать, по мере возможности, потери избыточности и/или функционально дополняющего оборудования.
Согласно изобретению и как показано на фиг. 1, система питания содержит бортовой модуль управления энергией, обозначенный MG, который электрически соединен с упомянутыми источниками энергии S1, S2, S3 и с упомянутыми питаемыми нагрузками С1-С4.
Модуль управления энергией MG физически представляет собой вычислительное устройство, содержащее память, в которой записана программа управления источниками энергии S1, S2, S3 в зависимости от потребностей в энергии питаемых нагрузок С1-С4.
Модуль управления энергией MG выполнен с возможностью управления питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок С1-С4 по меньшей мере от двух разных параллельно соединенных источников энергии S1, S2, S3. Иначе говоря, нагрузка получает питание от двух разных источников энергии. При этом говорят о гибридном питании нагрузок летательного аппарата. Как показано на фиг. 1, модуль управления энергией MG передает энергию от источников S1 и S2 на нагрузку С1 с целью ее питания.
Предпочтительно модуль управления энергией MG использует гибридное питание нагрузки С1, когда эта нагрузка С1 требует все большего количества энергии, превышающего мощность источника энергии S1, которая в нормальных условиях использования самостоятельно питает нагрузку С1.
Предпочтительно модуль управления MG содержит средства (не показаны) измерения мощности, выполненные с возможностью измерения мощности, затребованной каждой нагрузкой, например типа измерителя тока, напряжения, расходомера или измерителя крутящего момента. Если затребованное количество мощности превышает заранее определенный порог мощности, модуль управления MG подает команду на другой источник энергии, в данном случае на источник S1, чтобы обеспечить потребности нагрузки С1.
Модуль управления MG выполнен с возможностью приведения в соответствие потребностей нагрузок С1-С4 с энергетическими возможностями источников энергии S1-S3 и одновременного ограничения энергетических потерь. Благодаря заявленному способу, все нагрузки получают питание без чрезмерного генерирования энергии, которое привело бы к повышенному расходу топлива летательным аппаратом. Иначе говоря, модуль управления MG позволяет адаптировать питание нагрузок для улучшения энергетического КПД летательного аппарата.
Предпочтительно модуль управления энергией MG является автономным и связывает некоторые источники энергии S1-S3 с некоторыми нагрузками С1-С4. Предпочтительно модуль управления MG содержит базу данных со специальными правилами, определяющими различные возможные конфигурации питания в зависимости от состояния источников S1-S3 и нагрузок С1-С4. Таким образом, во время работы модуль MG анализирует состояние источников S1-S3 и нагрузок С1-С4 и выводит наиболее подходящую конфигурацию, используя, например, таблицы управления конфигурацией, которые определяют, с одной стороны, задействованное оборудование и, с другой стороны, его потребление, номинальное для каждой фазы полета и максимальное при различных сценариях использования.
В первом примере управления электрической энергией нагрузка С1 получает питание от двух источников постоянного тока S1, S2. Согласно этой гипотезе, исходящие из источников S1-S2 постоянные токи суммируются известным для специалиста способом.
Во втором примере управления электрической энергией нагрузка С1 получает питание от двух источников переменного тока S1, S2. Согласно этой гипотезе, перед суммированием исходящие из источников переменные токи предварительно преобразуются в постоянные токи. Для этого модуль управления MG содержит трансформаторы AC/DC.
Согласно другой гипотезе, перед суммированием сначала осуществляют синхронизацию исходящих из источников переменных токов, чтобы ограничить феномен связывания. Сложение двух источников переменного тока считается неподходящим для использования в авиации по причине явления связывания. Действительно, в области авиации необходимы стабильные и надежные источники энергии, не зависящие от паразитных влияний, таких как связывание. Предпочтительно модуль управления MG содержит средства синхронизации, выполненные с возможностью упорядочения переменного тока с целью его суммирования с другим переменным током. Структура такой системы синхронизации может быть основана на адаптации по частоте и по фазе переменных источников. Принцип состоит в приведении источников к одной частоте на первом этапе, затем, при переходе фазы одного из источников, в синхронизации другого источника. Это позволяет уменьшить электрические потери в момент связывания.
Предпочтительно, благодаря изобретению, если нагрузка С1 получает питание переменным током от электрического источника S1 и требует все возрастающего количества энергии для работы, модуль управления MG подает команду на источник S2 для удовлетворения потребностей нагрузки С1. Переменный ток источника S2 синхронизируют с переменным током источника S1 перед их суммированием.
В третьем примере нагрузка С1 получает питание от источника постоянного тока S1 в нормальном режиме. В случае необходимости, модуль управления MG подает команду на источник переменного тока S2 для подачи дополнительного постоянного тока в нагрузку С1 после преобразования при помощи трансформатора AC/DC модуля управления MG.
Согласно варианту изобретения, как показано на фиг. 1, летательный аппарат содержит средства накопления энергии, предпочтительно энергетический элемент Р. Модуль управления MG выполнен с возможностью питания по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок С1-С4 при помощи средств накопления энергии Р в случае экстренной необходимости в энергии упомянутой питаемой нагрузки. Такие средства накопления Р позволяют в кратчайшие сроки точечно удовлетворить потребность в энергии одной из нагрузок С1-С4, например, когда несколько устройств запускаются или работают одновременно.
Как показано на фиг. 2, система питания содержит два вспомогательных модуля питания М1, М2, электрически соединенных с модулем управления MG и с нагрузками С1-С4, чтобы иметь возможность адаптировать энергию, подаваемую модулем управления MG, к нагрузкам средней и низкой мощности. В этом примере, как показано на фиг. 2, модуль управления энергией MG напрямую питает нагрузку большой мощности С4 и опосредованно питает нагрузку С2 низкой мощности через вспомогательный модуль питания М1 и нагрузку средней мощности С3 через вспомогательный модуль питания М2. Нагрузка большой мощности С4 потребляет ток более 15 А в отличие от нагрузок С2 и С3.
Предпочтительно система питания содержит по меньшей мере один аварийный модуль MS, электрически соединенный с модулем управления MG и с по меньшей мере с одной аварийной нагрузкой С1, при этом модуль управления энергией MG опосредованно питает аварийную нагрузку через аварийный модуль MS. Предпочтительно аварийный модуль MS получает также питание напрямую от источника SE типа RAT, что является сокращением от английского “Ram Air Turbine”.

Claims (10)

1. Способ питания электрической энергией летательного аппарата, содержащего множество питаемых нагрузок (С1-С4) и систему питания, при этом система питания снабжена множеством источников энергии (S1, S2, S3) и бортовым модулем (MG) управления энергией, отличающийся тем, что модуль (MG) управления энергией управляет питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок (С1-С4) при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии (S1, S2, S3) в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка (С1-С4) изначально получает питание от единственного источника энергии (S1, S2, S3).
2. Система питания электрической энергией летательного аппарата, снабженного множеством питаемых нагрузок (С1-С4), при этом упомянутая система питания включает в себя множество источников энергии (S1, S2, S3) и бортовой модуль (MG) управления энергией, при этом модуль (MG) управления энергией электрически соединен с упомянутыми источниками энергии (S1, S2, S3) и с упомянутыми питаемыми нагрузками (С1-С4), отличающаяся тем, что модуль (MG) управления энергией выполнен с возможностью управления питанием по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок (С1-С4) при помощи по меньшей мере двух разных параллельно соединенных источников энергии (S1, S2, S3) в случае увеличения потребности в энергии, при этом упомянутая нагрузка (С1-С4) изначально получает питание от единственного источника энергии (S1, S2, S3).
3. Система по п. 2, содержащая средства (Р) накопления энергии, при этом модуль (MG) управления выполнен с возможностью питания по меньшей мере одной из упомянутых нагрузок (С1-С4) от средств (Р) накопления энергии в случае экстренной необходимости в энергии упомянутой питаемой нагрузки.
4. Система по п. 2, в которой средства (Р) накопления энергии выполнены в виде энергетического элемента.
5. Система по п. 2, в которой упомянутые по меньшей мере два источника (S1, S2, S3) выполнены с возможностью подачи переменного тока на упомянутую по меньшей мере одну нагрузку (С1-С4).
6. Система по п. 2, в которой упомянутые по меньшей мере два источника (S1, S2, S3) выполнены с возможностью подачи постоянного тока на упомянутую по меньшей мере одну нагрузку (С1-С4).
7. Система по п. 2, в которой модуль (MG) управления энергией является автономным.
8. Система по п. 2, в которой модуль (MG) управления энергией выполнен с возможностью адаптации соединений источников энергии (S1, S2, S3) в зависимости от тока, потребляемого нагрузками (С1-С4) в течение времени.
9. Система по п. 2, содержащая по меньшей мере один вспомогательный модуль питания (М1, М2), электрически соединенный с модулем (MG) управления и с упомянутым множеством нагрузок (С1-С4), при этом модуль (MG) управления энергией выполнен с возможностью прямого питания нагрузок большой мощности и опосредованного питания нагрузок низкой и средней мощности через упомянутый вспомогательный модуль питания (М1, М2).
10. Система по п. 2, содержащая по меньшей мере один аварийный модуль (MS), электрически соединенный с модулем (MG) управления и с аварийной нагрузкой, при этом модуль (MG) управления энергией выполнен с возможностью опосредованного питания аварийной нагрузки через аварийный модуль (MS).
RU2015132132A 2013-01-30 2014-01-20 Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата RU2648233C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1350769A FR3001443B1 (fr) 2013-01-30 2013-01-30 Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef
FR1350769 2013-01-30
PCT/FR2014/050097 WO2014118454A1 (fr) 2013-01-30 2014-01-20 Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015132132A RU2015132132A (ru) 2017-03-07
RU2648233C2 true RU2648233C2 (ru) 2018-03-23

Family

ID=48652214

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015132132A RU2648233C2 (ru) 2013-01-30 2014-01-20 Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20150360630A1 (ru)
EP (1) EP2951904B1 (ru)
JP (1) JP6378209B2 (ru)
CN (1) CN104956560A (ru)
BR (1) BR112015017476B1 (ru)
CA (1) CA2897167C (ru)
ES (1) ES2732287T3 (ru)
FR (1) FR3001443B1 (ru)
RU (1) RU2648233C2 (ru)
WO (1) WO2014118454A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105576747B (zh) * 2015-12-25 2018-08-03 广州亿航智能技术有限公司 多旋翼载人飞行器的电源管理系统及飞行器
FR3067875B1 (fr) * 2017-06-20 2019-07-19 Latelec Procede et architecture d'alimentation electrique de reseau domestique embarque
WO2019183427A1 (en) 2018-03-22 2019-09-26 Continental Motors, Inc. Engine ignition timing and power supply system
KR102042146B1 (ko) * 2018-12-07 2019-11-07 엘아이지넥스원 주식회사 비행체의 전원을 제어하는 전원 제어 장치 및 이를 이용하는 전원 제어 시스템
BR112021021208A8 (pt) 2019-04-26 2022-10-25 Crane Co Força e controle de atuação redundante
US12119661B2 (en) 2021-11-08 2024-10-15 Hamilton Sundstrand Corporation Systems and methods for power transfer and load management

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5583419A (en) * 1994-06-18 1996-12-10 Smiths Industries Public Limited Company Power supply systems
WO2000022488A1 (en) * 1998-10-09 2000-04-20 Primex Aerospace Company Aircraft data management system
FR2815789A1 (fr) * 2000-10-24 2002-04-26 Thomson Csf Dispositif d'alimentation electrique a haut niveau de securite
DE4304517C2 (de) * 1993-02-15 2002-12-19 Siemens Ag Stromversorgung für vorwiegend induktive Lasten
EP2275346A2 (en) * 2009-07-16 2011-01-19 Rolls-Royce plc Aircraft power management system
US20110161692A1 (en) * 2007-09-26 2011-06-30 Broadcom Corporation System and method for multiple poe power supply management
FR2964087A1 (fr) * 2010-08-25 2012-03-02 Turbomeca Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre
RU2450955C2 (ru) * 2007-01-31 2012-05-20 Испано-Сюиза Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему
CN102480164A (zh) * 2010-11-26 2012-05-30 中兴通讯股份有限公司 混合能源供电系统及方法
RU2010153358A (ru) * 2008-05-26 2012-07-10 Снекма (Fr) Летательный аппарат с гибридным питанием энергией

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19805926A1 (de) 1998-02-13 1999-08-19 Bosch Gmbh Robert Vorrichtung und Verfahren zum gesteuerten Parallelbetrieb von Gleichspannungswandlern
US7520355B2 (en) 2000-07-06 2009-04-21 Chaney George T Hybrid electric vehicle chassis with removable battery module
US20040061380A1 (en) 2002-09-26 2004-04-01 Hann Raymond E. Power management system for variable load applications
JP3746775B2 (ja) * 2003-07-04 2006-02-15 本田技研工業株式会社 ハイブリッド車両の制御装置
FR2899202B1 (fr) * 2006-04-04 2009-02-13 Airbus France Sas Dispositif et procede de generation electrique de secours a bord d'un aeronef
FR2900635B1 (fr) * 2006-05-05 2008-07-25 Hispano Suiza Sa Systeme d'alimentation et de commande d'equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement
FR2906787B1 (fr) * 2006-10-10 2009-03-20 Airbus France Sa Systeme et procede d'alimentation en courant continu d'un reseau electrique a bord d'un aeronef
US7550866B2 (en) * 2006-12-20 2009-06-23 The Boeing Company Vehicular power distribution system and method
DE102007013345B4 (de) 2007-03-20 2022-07-07 Airbus Operations Gmbh Energieregelvorrichtung für ein Flugzeug
US7468561B2 (en) 2007-03-27 2008-12-23 General Electric Company Integrated electrical power extraction for aircraft engines
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
FR2931801B1 (fr) * 2008-05-30 2010-12-24 Airbus Systeme et procede d'alimentation d'une charge electrique d'un aeronef
US20100010262A1 (en) * 2008-07-09 2010-01-14 General Electric Company Compositions and method for making thereof
US7986057B2 (en) 2008-09-16 2011-07-26 Honeywell International Inc. Method and system for improving peak power capability of an aircraft
US7872368B2 (en) * 2008-10-24 2011-01-18 The Boeing Company Intelligent energy management architecture
DE102009005270A1 (de) * 2008-10-29 2010-05-12 Diehl Aerospace Gmbh Elektrisches Energieversorgungssystem, insbesondere in einem Luftfahrzeug
DE102008043626A1 (de) * 2008-11-10 2010-05-20 Airbus Deutschland Gmbh Leistungsverteilungs-Vorrichtung zum Verteilen von Leistung und Verfahren zum Verteilen von Leistung
GB2468652B (en) * 2009-03-16 2011-08-31 Ge Aviat Systems Ltd Electrical power distribution
US8058749B2 (en) * 2009-04-30 2011-11-15 Ge Aviation Systems, Llc System and method for transferring power between an aircraft power system and energy storage devices
JP5602876B2 (ja) * 2009-12-14 2014-10-08 パナソニック・アビオニクス・コーポレイション 動的電力管理を行なうシステム及び方法
US8793026B2 (en) 2010-09-15 2014-07-29 The Boeing Company Electrical load management system
EP2442425B1 (en) * 2010-10-15 2016-03-30 Airbus Defence and Space SA Electrical power control system for a vehicle.
US8738268B2 (en) 2011-03-10 2014-05-27 The Boeing Company Vehicle electrical power management and distribution
US9083201B2 (en) 2011-09-14 2015-07-14 Hamilton Sundstrand Corporation Load shedding circuit for RAM air turbines
FR3000469B1 (fr) 2013-01-03 2014-12-19 Microturbo Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4304517C2 (de) * 1993-02-15 2002-12-19 Siemens Ag Stromversorgung für vorwiegend induktive Lasten
US5583419A (en) * 1994-06-18 1996-12-10 Smiths Industries Public Limited Company Power supply systems
WO2000022488A1 (en) * 1998-10-09 2000-04-20 Primex Aerospace Company Aircraft data management system
FR2815789A1 (fr) * 2000-10-24 2002-04-26 Thomson Csf Dispositif d'alimentation electrique a haut niveau de securite
RU2450955C2 (ru) * 2007-01-31 2012-05-20 Испано-Сюиза Схема электрического энергоснабжения на летательном аппарате для электрического оборудования, включающего в себя противообледенительную схему
US20110161692A1 (en) * 2007-09-26 2011-06-30 Broadcom Corporation System and method for multiple poe power supply management
RU2010153358A (ru) * 2008-05-26 2012-07-10 Снекма (Fr) Летательный аппарат с гибридным питанием энергией
EP2275346A2 (en) * 2009-07-16 2011-01-19 Rolls-Royce plc Aircraft power management system
FR2964087A1 (fr) * 2010-08-25 2012-03-02 Turbomeca Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre
CN102480164A (zh) * 2010-11-26 2012-05-30 中兴通讯股份有限公司 混合能源供电系统及方法

Also Published As

Publication number Publication date
WO2014118454A1 (fr) 2014-08-07
CA2897167C (fr) 2021-08-31
JP2016506234A (ja) 2016-02-25
BR112015017476B1 (pt) 2021-08-10
JP6378209B2 (ja) 2018-08-22
FR3001443B1 (fr) 2016-05-27
EP2951904B1 (fr) 2019-05-29
US20150360630A1 (en) 2015-12-17
EP2951904A1 (fr) 2015-12-09
RU2015132132A (ru) 2017-03-07
CA2897167A1 (fr) 2014-08-07
ES2732287T3 (es) 2019-11-21
CN104956560A (zh) 2015-09-30
BR112015017476A2 (pt) 2017-07-11
FR3001443A1 (fr) 2014-08-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10014707B2 (en) Method for managing the electric power network of an aircraft
US8738268B2 (en) Vehicle electrical power management and distribution
RU2648233C2 (ru) Способ и система питания электрической энергией летательного аппарата
US11078850B2 (en) Method for allocating power in an electrical power system architecture
CN108069036B (zh) 用于多电飞机的电力系统
US8975784B2 (en) Method for managing an electrical network
US7550866B2 (en) Vehicular power distribution system and method
US7439634B2 (en) Electrical starting, generation, conversion and distribution system architecture for a more electric vehicle
EP3495272B1 (en) Power system architecture for aircraft with electrical actuation
US20130099560A1 (en) Multiple source electrical power distribution in aircraft
EP3323727A1 (en) Hybrid pneumatic and electric secondary power integrated cabin energy system for a pressurized vehicle
CA2741815A1 (en) Power distribution device for distributing power and a method for distributing power
US11342759B2 (en) Power distribution node for a power architecture
US11585232B2 (en) Electrical system for aircraft
US12071250B2 (en) Electric architecture for hybrid propulsion
US11702222B2 (en) DC contactor input into RAT auto-deploy
Breit Improved Energy Management System for Airplane Electrical Power
CN110556915B (zh) 单通道多电飞机的电源系统架构

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner