Устройство электропитания летательного аппарата

Авторы патента:


Устройство электропитания летательного аппарата
Устройство электропитания летательного аппарата
Устройство электропитания летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2432302:

ИСПАНО-СЮИЗА (FR)

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. Устройство электропитания летательного аппарата содержит первый электрогенератор с приводом от двигателя летательного аппарата, бортовую электрическую сеть летательного аппарата, питаемую напряжением первого генератора, второй генератор с приводом от двигателя и электрическую сеть двигателя, отличную от бортовой сети летательного аппарата для питания оборудования двигателя и его оснащения. Сеть двигателя содержит распределительную шину электрического напряжения постоянного тока для питания электрического оборудования и блок питания, первый вход которого связан с бортовой сетью летательного аппарата, второй вход связан со вторым генератором для получения напряжения от второго генератора, преобразователь напряжения, соединенный со вторым входом блока питания, и сеть коммутации для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или от преобразователя в зависимости от амплитуды напряжения второго электрогенератора. Достигается возможность электроснабжения большего количества электрооборудования двигателя летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается снабжения электроэнергией летательного аппарата и, в частности электрооборудования двигателя летательного аппарата и/или его оснащения.

Изобретение может быть использовано для авиационных двигателей, в частности газотурбинных. Изобретение применимо также к двигателям вертолетов.

Электрооборудование летательного аппарата и его оснащения должно не только снабжать энергией электрооборудование, необходимое для функционирования двигателя, но также обеспечивать функционирование электрооборудования кабины самолета, например, электрических антиобледенительных цепей или электромеханических реверсоров тяги газотурбинных авиационных двигателей, установленных на несущей поверхности крыла, а также, например, антиобледенительных цепей или антиобледенителей крыла самолета.

Традиционная схема генерирования и распределения электроэнергии двигателем газотурбинного самолета представлена на фиг.1.

Два генератора 1, 1' (их может быть больше для резервирования или оптимизации генерирования электрической мощности в соответствии с рассматриваемым использованием) установлены на коробке передач или коробке с зубчатым колесом вспомогательного привода AGB (Accessory Gear Box), который механически связан с валом турбины двигателя. Генераторы выполнены в виде стартеров-генераторов, или S/G, содержащих синхронный генератор, связанный с возбудителем и предназначенный для снабжения переменным напряжением с переменной частотой в зависимости от режима двигателя, при этом возбудитель и синхронный генератор запускаются синхронно с запуском турбины.

Переменные напряжения, выдаваемые генераторами 1, 1', показаны линиями 2, 2' электрической сети 3 распределения электрической энергии на борту самолета. Схема 4 бортовой сети самолета, соединенная с линиями 2, 2', вырабатывает напряжение переменного тока, обычно 115 В или 230 В, и подает его на одну или несколько распределительных шин. Схема 4 питает также преобразователь напряжения 5, который подает напряжение постоянного тока 270 В или ±270 В на одну или несколько шин. Напряжения, которые вырабатывают схемы 4 и 5, питают различные электрические нагрузки на борту самолета, т.е. внутри фюзеляжа.

Что касается двигателя, то блок 6 контроля двигателя питается от генератора на постоянных магнитах 7, установленного на коробке вспомогательного привода. Блок контроля соединен с одной из шин 4, 5, например, с шиной 4 напряжения переменного тока, чтобы питаться точным напряжением, так как достаточный двигательный режим не всегда обеспечивает получение от двигателя на постоянных магнитах требуемой электроэнергии либо когда последний неисправен. Блок контроля использует получаемую электроэнергию для функционирования своих элементов и питания таких элементов двигателя, как зонды или датчики, приводные механизмы или сервоклапаны, потребляющие небольшую электрическую мощность.

В настоящее время имеется возрастающая тенденция замещать электроэнергию гидравлической энергией для привода различного электрооборудования двигателя летательного аппарата и его оснащения. Так, некоторые самолеты оборудованы реверсорами тяги с электроприводом, при этом шина электропитания 8 должна соединять бортовую шину 3 самолета с электрическим реверсором тяги 9. Такая линия добавляется к линиям, необходимым для питания стационарного оборудования, таким как цепи 12, 13 питания антиобледенителей корпуса двигателя и крыльев самолета.

Разводка электроэнергии бортовой сети летательного аппарата к внешним потребителям внутри фюзеляжа должна быть тщательной, безопасной и изолированной, при этом она имеет большую массу и размеры, тем более, если количество питаемого оборудования увеличивается.

Технической задачей настоящего изобретения является создание устройства электропитания, в котором устранены указанные недостатки, и обеспечивающего питание большого количества электрооборудования двигателя летательного аппарата и его оснащения.

Поставленная задача решена тем, что устройство электропитания летательного аппарата содержит:

первый электрогенератор, приводом которого является двигатель летательного аппарата,

сеть распределения электроэнергии на борту летательного аппарата, связанную с первым электрогенератором линией питания для получения электрического напряжения, производимого первым генератором,

второй генератор электроэнергии, приводимый в движение двигателем летательного аппарата,

электрическую сеть двигателя летательного аппарата, отличную от бортовой сети и предназначенную для питания электроэнергией оборудования, размещенного в двигателе летательного аппарата, при этом электрическая сеть двигателя содержит

распределительную шину напряжения постоянного тока для электрооборудования и

блок питания, первый вход которого соединен с бортовой сетью летательного аппарата для получения напряжения от бортовой сети, второй вход соединен со вторым генератором для получения от него электрического напряжения, преобразователь напряжения, связанный со вторым входом, и коммутатор для подачи на распределительную шину напряжения с первого входа или получаемого от преобразователя в функции от амплитуды напряжения, выдаваемого вторым генератором.

Устройство согласно изобретению содержит резервный узел электроэнергии для обеспечения безопасной работы двигателя при питании комплексных нагрузок двигателя или расположенных в отдалении, при этом одной связи с электрической сетью на борту летательного аппарата достаточно для обеспечения резерва электрической мощности в электрической сети двигателя, когда второй генератор не справляется с нагрузкой. Второй генератор выдает электрическое напряжение, точное или изменяемое в зависимости от режима двигателя. Второй генератор может быть генератором переменного тока на постоянных магнитах. Цепь питания может, кроме того, содержать преобразователь напряжения, связанный с первым входом, для преобразования напряжения, поступающего из бортовой сети летательного аппарата, в частности, когда это напряжение является переменным.

По меньшей мере, один блок модулей с инверторами предусмотрен для подачи напряжения переменного тока на электрическое оборудование. Распределительная шина напряжения электрической сети двигателя может быть шиной распределения напряжения постоянного тока.

Для резервирования или оптимизации установки устройство питания может содержать два вторых электрогенератора, приводимых двигателем и соединенных соответственно с первым выходом и вторым выходом системы питания, которая дополнительно содержит преобразователь напряжения, связанный с третьим входом, преобразователи напряжения связаны соответственно со вторым и третьим входами и соответственно подключены к первому и второму выходам. В этом случае предпочтительно первый вход соединен с первым и вторым выходами системы питания, а коммутатор позволяет подавать напряжения на первую и вторую распределительные шины от преобразователей, связанных со вторым и третьим входами, или напряжение, выдаваемое первым преобразователем.

Электрическое оборудование может содержать электромеханические приводы для изменения геометрии двигателя и электродвигатели насосов, а также антиобледенительные цепи капота двигателя. В последнем случае электрооборудование может содержать антиобледенительную цепь крыльев самолета, несущих двигатели, а в случае газотурбинного авиационного двигателя - электромеханические приводы реверсора электрической тяги.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 изображает известную схему генерирования и распределения электроэнергии в летательном аппарате;

фиг.2 - общая схема системы питания и управления оборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащения согласно изобретению;

фиг.3 - более детальное изображение системы электропитания, являющейся частью электрической сети двигателя, согласно изобретению.

На фиг.2 представлена общая схема системы электропитания и управления электрооборудованием двигателя летательного аппарата и его оснащением, в частности, газотурбинного двигателя.

Система содержит известные один или два первых генератора 10, 10' типа S/G (стартер-генератор), установленные на коробке передач 20 и механически соединенные с валом турбины двигателя. Переменные напряжения генераторов 10 и 10' обозначены линиями 21 и 21', поступают в сеть 22 распределения электроэнергии на борту самолета. Схема 23 бортовой сети 22 питает также одну или несколько шин распределения напряжения переменного тока, обычно 115 В или 230 В, частота которого меняется в зависимости от скорости вращения вала турбины. Схема 23 питает также схему преобразователя 24 напряжения, который подает постоянное напряжение, обычно 270 В или ±270 В, на одну или несколько шин. Напряжения, вырабатываемые схемами 23 и 24, питают различные нагрузки в зоне фюзеляжа самолета.

Что касается двигателя 25, два вторых генератора 26, 26', таких как генераторы на постоянных магнитах, обеспечивают электроэнергией переменного тока постоянной величины или меняющейся в зависимости от режима работы двигателя как блок 27 контроля двигателя, так и схему 30, являющуюся частью сети 28 распределения электроэнергии, встроенной в двигатель. Схема 28 или электрическая схема двигателя летательного аппарата размещена в двигателе и отличается от бортовой электрической сети 22. Блок 27 контроля двигателя и схема 30 питания соединены со схемой 23 переменного напряжения линией 29, чтобы запитываться напряжением точной величины, так как достаточный режим двигателя не может быть достигнут для получения электроэнергии, вырабатываемой генераторами 26, 26'. Питание элементов блока 27 контроля обеспечивается генераторами.

Схема 30 питания подает постоянное напряжение на две шины распределения постоянного тока 40, 40' электрической сети двигателя 28, которая подает напряжение в систему питания и управления электрическим оборудованием двигателя и/или его оснащения.

Система питания и управления содержит модули питания, которые могут быть разделены на несколько частей 50, 50', 50”, соединенные с соответствующими группами 60, 60', 60” электрического оборудования 62, 62', 62” через цепи 70, 70', 70” коммутации соответственно. Электрическое оборудование, содержащее, в частности, электродвигатели насосов, приводы для изменения геометрии двигателя самолета или для реверсоров тяги, электроприводные трапы для пассажиров, резистивные цепи антиобледенителей - все эти виды оборудования являются частью двигателя летательного аппарата или его оснащения (капот, усиливающие пилоны и крылья).

Модули 52, 52', 52” питания блоков 50, 50', 50”, как и цепи 70, 70', 70” коммутации управляются устройством управления, содержащим центральный блок 80 управления. Последний связан линиями 64, 64', 64” c соответствующими датчиками, подключенными к некоторым видам оборудования групп 60, 60', 60”, и, кроме того, связан с электронным блоком 27 контроля. Питание элементов центрального блока 80 управления обеспечивается генераторами 26, 26' так же, как и элементов блока 27 контроля. Модули питания 52, 52', 52” содержат инверторы, чтобы обеспечить оборудование 62, 62', 62” групп 60, 60', 60” напряжением переменного тока, снимаемым с шин 40, 40' постоянного тока. Центральный блок 80 управления управляет модулями 52, 52', 52” и цепями 70, 70', 70” коммутации для активирования каждого из видов оборудования 62, 62', 62” в зависимости от информации, получаемой от блока 27 управления и/или датчиков, связанных с оборудованием. Благодаря активированию оборудования запускаются электродвигатели, электро- или электромеханические приводы, а также осуществляется питание резистивных нагревательных систем.

Модули питания каждого блока одинаковы, распределение модулей по блокам и оборудованию и различным группам осуществляется в зависимости от требуемой мощности для оптимизации размеров инверторов модулей питания. Число блоков модулей и групп оборудования в рассматриваемом примере равняется трем. Оно может не равняться 3, быть равным даже 1, если инверторы использованы с мощностью, подходящей для всех видов оборудования. Каждый блок модулей может содержать как минимум один резервный модуль в качестве запасного. Цепи 70, 70', 70” коммутации управляются таким образом, чтобы соединить каждый блок одной группы с модулем блока, соответствующего этой группе, а в случае необходимости - с резервным модулем.

Другие системы питания и управления оборудованием двигателя самолета или его оснащения могут быть приняты при использовании энергии, получаемой с шин 40, 40' через блок 30 питания. Так, некоторые виды оборудования могут быть запитаны напряжением постоянного тока с шин 40, 40'.

На фиг.3 более подробно представлен блок 30 питания. Преобразователь 31 переменного напряжения постоянно связан входом через коммутатор 32 с первым входом блока 30, соединенным с линией 16. Два других преобразователя переменного напряжения в постоянное 35, 35' входами соединены соответственно со вторым и третьим входами блока 30 и получают напряжения переменного тока от генераторов 26, 26' соответственно. Выходы преобразователей 35, 35' через коммутаторы 36, 36' соединены с шинами напряжения постоянного тока 37, 37', питающими шины 40, 40'. Выход преобразователя 31 связан также с шинами 37, 37' через соответствующие коммутаторы 33, 33'.

Цепь коммутации, образованная коммутаторами 33, 33', управляется электронным блоком 27 управления в зависимости от напряжений на выходе генераторов 26, 26'. Когда генераторы выдают достаточную электрическую мощность, коммутаторы 36, 36' закрыты, а коммутаторы 32, 33, 33' открыты. Необходимая электроэнергия подается на шины 40, 40' от генераторов 26, 26' соответственно. Когда один или другой генератор 26, 26' снабжают двигатель самолета недостаточной мощностью, электронный блок 27 управления открывает коммутатор 36 и/или коммутатор 36', закрывая соответственно коммутатор 32 и коммутатор 33 и/или коммутатор 33'. Необходимая электроэнергия поступает на шины 40, 40' от одного из генераторов и линии 29 или только от линии 29. Наряду с блоком 30 питания имеется резервный блок питания двигателя, соединенный с шинами 40, 40' и образующий локальный блок 28, питающий двигатель и его оснащение и отличающийся от бортовой сети 22. Шины 40, 40' питают модули 50, 50', 50”, а также центральный блок 80 управления для обеспечения работы электрического оборудования 62, 62', 62”. Во всяком случае, возможно питать одно или несколько электрических устройств непосредственно с выходов генераторов 26, 26', например, блоки антиобледенителей капота двигателя или крыла, связанные с линией 39 и подключенные к выходам генераторов 26, 26' через соответствующие коммутаторы 38, 38'. Коммутаторы 38, 38' управляются электронным блоком 29 управления для питания линии 39 в случае необходимости.

Использование двух шин 40, 40' раздельно позволяет в случае неисправности одной из них непрерывно поставлять энергию потребителям.

Использование двух вторых генераторов 26, 26' позволяет в случае неисправности одного из них сохранять и распределять мощность на блок 29 бортовой сети самолета. Возможно использование одного второго генератора, питающего обе шины 40, 40' параллельно.

Возможно также использование одной шины, питаемой двумя параллельно включенными генераторами или одним генератором и, в случае необходимости, от бортовой сети самолета.

Напряжение постоянного тока, подаваемое по шинам 40, 40', может быть регулируемым, например, может быть установлено значение в 270 В или ±270 В, при этом установка осуществляется преобразователями переменного напряжения в постоянное.

Как вариант, напряжение постоянного тока на шинах 40, 40' может быть не точно установленным, а колебаться в допустимых пределах в зависимости от изменения напряжения на генераторах 26, 26'.

В вышеописанном варианте реализации описано устройство питания электроэнергией самолетов с газотурбинными двигателями блоком 30 питания и альтернативным устройством. Указанное напряжение питания является непрерывным напряжением, и нет необходимости в преобразователе переменного напряжения в постоянное на уровне блока 30 питания. Преобразователь 31 может опустить или заменить постоянное напряжение в постоянное, если непрерывное напряжение, подаваемое по шинам 40, 40', отличается от сети на борту летательного аппарата.

Изобретение применимо и к другим типам летательных аппаратов, в частности вертолетов, и к другим типам оснащенных двигателями средств.

1. Устройство электропитания летательного аппарата, содержащее, по меньшей мере, первый электрогенератор (10, 10′) для получения электроэнергии с приводом от двигателя летательного аппарата, сеть (22) распределения электроэнергии на борту летательного аппарата, соединенную с первым электрогенератором линией питания посредством линии (21, 21′) электропитания для получения электрического напряжения от первого генератора (10, 10′), по меньшей мере, второй электрогенератор (26, 26′) для генерирования электроэнергии с приводом от двигателя летательного аппарата и электрическую сеть (28) двигателя летательного аппарата, отличную от бортовой сети (22) летательного аппарата и предназначенную для питания электроэнергией электрического оборудования двигателя летательного аппарата и/или оснащения двигателя, при этом электрическая сеть (28) двигателя содержит, по меньшей мере, одну шину (40, 40′) распределения электрического напряжения постоянного тока для электрического оборудования и блок (30) питания, первый вход которого соединен с бортовой сетью (22) летательного аппарата для получения напряжения, обеспечиваемого сетью на борту летательного аппарата, второй вход соединен со вторым генератором (26, 26′) для получения напряжения от второго генератора, преобразователь (35, 35′) напряжения, соединенный со вторым входом, а также цепь (32, 33, 36; 32′, 33′, 36′) коммутации для подачи на распределительную шину напряжения от первого входа или преобразователя (35, 35′) в функции от амплитуды напряжения второго электрогенератора (26, 26′).

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блок (30) питания электрической сети (28) двигателя содержит также преобразователь (31) напряжения, соединенный с первым входом для преобразования напряжения бортовой сети летательного аппарата.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что шина (40, 40′) распределения напряжения электрической сети (28) двигателя является распределительной шиной регулируемого напряжения постоянного тока.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что содержит множество модулей (52, 52′, 52′′) с инверторами, питаемыми от распределительной шины (40, 40′) напряжения постоянного тока и подающими напряжение переменного тока на электрооборудование (62, 62′, 62′′).

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что содержит два вторых электрогенератора (26, 26′) с приводом от двигателя, и соединенных соответственно со вторым и третьим входами блока (30) питания, и две распределительные шины (40, 40′), соединенные с первым и вторым выходами устройства питания, причем блок (30) питания содержит также преобразователь (35′) напряжения, который соединен с третьим входом, при этом преобразователи (35, 35′) напряжения, соединенные со вторым и третьим входами, соединены соответственно с первым и вторым выходами.

6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что первый вход соединен с первым и вторым выходами блока (30) питания, при этом коммутаторы (32, 33, 36; 32, 33′, 36′) подают на первую и вторую распределительные шины напряжения от преобразователей (35, 35′), соединенных со вторым и третьим входами, или напряжение от первого входа.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждый второй генератор (26, 26′) является генератором напряжения переменного тока на постоянных магнитах.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электрическое оборудование (62, 62′, 62′′) содержит электромеханические приводы для изменения геометрии двигателя и электродвигателей насосов.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит антиобледенительную цепь капота двигателя.

10. Устройство по любому из пп.1-9 для авиационного двигателя, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит антиобледенительную цепь для крыла, несущего двигатель.

11. Устройство по любому из пп.1-9 для газотурбинного авиационного двигателя, отличающееся тем, что электрическое оборудование содержит электромеханические приводы электрических реверсоров тяги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационному электроборудованию. .

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения. .

Изобретение относится к области электрооборудования летательных аппаратов и направлено на создание устройства и способа подачи электропитания на борт летательного аппарата при аварийной ситуации для обеспечения питания «существенной» части электрической силовой цепи летательного аппарата.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, а именно к энергоузлам систем генерирования переменного тока стабильной частоты, и может быть использовано в энергетических установках летательных аппаратов.

Изобретение относится к системам энергообеспечения летательных аппаратов, к летательным аппаратам и к способам их энергообеспечения. .

Изобретение относится к системам топливных элементов для аварийного энергоснабжения летательных аппаратов, к летательным аппаратам, содержащим такие системы топливных элементов, и к способу аварийного энергоснабжения на летательных аппаратах.

Изобретение относится к области химических источников энергии (электрического тока) с прямым преобразованием химической энергии в электрическую. .

Изобретение относится к области сверхлегкой авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к электротехнике и может быть применено в приводах автоматических систем управления летательных аппаратов, в частности, в качестве привода аэродинамических рулей.

Изобретение относится к системам управления силовыми газотурбинными установками. .

Изобретение относится к способу управления силовыми установками. .

Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. .

Изобретение относится к способу и устройству управления тягой многодвигательного летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. .

Изобретение относится к устройству энергетической защиты для летательного аппарата. .

Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, преимущественно в автоматическом режиме. .
Наверх