Способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата и устройство для применения такого способа



Способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата и устройство для применения такого способа
Способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата и устройство для применения такого способа
Способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата и устройство для применения такого способа

 


Владельцы патента RU 2598476:

ТУРБОМЕКА (FR)

Изобретение призвано улучшить характеристики при ускорении газогенератора газовой турбины за счет сокращения отборов электрической энергии, в частности, во время переходных фаз, чтобы сохранить достаточную границу помпажа рабочей кривой. Для этого изобретением предусмотрено увеличение способности ускорения/замедления газогенератора посредством регулирования напряжения бортовой электрической сети летательного аппарата. В варианте выполнения после фазы запуска газовой турбины бортовую сеть регулируют по напряжению при помощи заданного значения напряжения (СТ), управляемого посредством этапа определения состояния разгрузки/загрузки (EDEL, ELES, ESTAB) главного источника генерирования электричества бортовой сети. Определение состояния осуществляют в зависимости от потребности в отборе мощности (PPREL), необходимой для движения летательного аппарата. После этого этапа определения следуют этап выбора заданного значения напряжения (СТ) между несколькими уровнями (UH, UB, UM) в зависимости от определения состояния разгрузки/загрузки и этап применения выбранного заданного значения для контура регулирования напряжения, подаваемого в бортовую сеть. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение касается способа контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата, в частности, в его переходных фазах ускорения и замедления. Изобретение находит свое применение, в особенности, для вертолетного двигателя, выполненного с возможностью применения такого способа.

Изобретение относится к области газовых турбин, в частности, газотурбинных двигателей, турбореактивных или турбовинтовых двигателей летательных аппаратов (вертолетов, самолетов и других летательных аппаратов).

Как известно, двигатель летательного аппарата содержит систему компрессор-камера сгорания-турбина, образующую газогенератор. В этом газогенераторе холодный воздух сжимается при вращении компрессора и поступает в камеру, где смешивается с топливом, затем после сгорания горячие газы удаляются с повышенной кинетической энергией и расширяются в турбине, которая обеспечивает энергию для вращения компрессора через трансмиссионный вал высокого давления (сокращенно ВД) или корпус ВД. Избыток кинетической энергии обеспечивает энергию для перемещения летательного аппарата либо напрямую через реактивное сопло, либо посредством нового расширения в свободной турбине и через трансмиссионный вал (выходной, сквозной или через вал, наружный по отношению к газогенератору).

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В случае вертолетного газотурбинного двигателя большая часть механической энергии, передаваемой этим трансмиссионным валом, поступает на механизм привода винта и на потребители (гидравлический насос, электрическое оборудование, кондиционер, тормоз винта и т.д.) через систему редукторных шестерен или, что более рационально, через коробку агрегатов (в дальнейшем называемую КА). Существенную часть механической мощности можно отбирать непосредственно на газогенераторе (генерирование электричества, отбор воздуха для обогрева кабины,…).

В фазе запуска газотурбинного двигателя реверсивный электрический источник, называемый также стартером/генератором или сокращенно СГ, питаемый от батареи, работает в режиме стартера как двигатель для приведения во вращение компрессора до установления автономной работы газогенератора. Затем, в переходных фазах, - взлет, посадка, режим висения, или в промежуточных фазах установившегося полета, крейсерский полет, поиск на низкой высоте, источник СГ отбирает кинетическую энергию на газогенераторе для работы в режиме генератора и для питания электрических устройств потребителей (приводы, кондиционер, насос,…) бортовой электрической сети.

Однако отбор энергии на газогенераторе для питания бортовой сети отрицательно сказывается с точки зрения границы помпажа на рабочей кривой, если система регулирования не предусмотрена для управления моментальным механическим отбором. Чтобы поддерживать достаточную границу помпажа, компрессор не работает с оптимальной степенью сжатия, и происходит ухудшение характеристик, в частности, повышается удельный расход топлива. Это оказывает особенное влияние на двигатели, управляемые по изменению числа оборотов газогенератора (dng/dt). Кроме того, поскольку требования, предъявляемые к ускорению и замедлению, становятся все более высокими, вытекающие отсюда изменения числа оборотов свободной турбины и механизма привода винта могут привести к тяжелым последствиям.

В патентном документе FR 2 929 324 было предложено получать электрическую энергию посредством соединения источника СГ со свободной турбиной, при этом после фазы запуска источник СГ переключают в режим генератора. Это решение требует добавления нового устройства, то есть специального переключателя. Это добавление сказывается на стоимости и на массе и требует внесения изменений в архитектуру силовой установки.

Кроме того, в патентном документе FR 2 914 697 предложена система обеспечения для переходных фаз за счет добавления дополнительного электрического двигателя, питаемого от батареи, чтобы выдавать кинетическую энергию на газогенератор. Это решение имеет те же недостатки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей изобретения является сокращение механических отборов на газогенераторе, в частности, во время переходных фаз, чтобы сохранить достаточную границу помпажа, позволяющую обеспечивать характеристики ускорения газогенератора, причем без генерирования дополнительной мощности и без добавления дополнительных датчиков или приводов. Для этого изобретением предусмотрено увеличение способности ускорения/замедления газогенератора посредством модулирования заданного значения регулирования напряжения бортовой электрической сети летательного аппарата.

Таким образом, объектом настоящего изобретения является способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины летательного аппарата и поступающего в бортовую сеть после фазы запуска газовой турбины. Согласно этому способу бортовую сеть регулируют по напряжению при помощи заданного значения напряжения, управляемого посредством этапа определения состояния разгрузки/загрузки главного источника генерирования электричества бортовой сети в зависимости от потребности в отборе мощности, необходимой для движения летательного аппарата, после которого следуют этап выбора заданного значения напряжения между несколькими уровнями в зависимости от определения состояния разгрузки/загрузки и этап применения выбранного заданного значения для контура регулирования напряжения, подаваемого в бортовую сеть.

Согласно частным вариантам выполнения:

источник электричества остается активированным в случае разгрузки главного источника для питания бортовой сети, причем этот буферный источник может заряжаться, когда главный источник не разгружают;

состояние разгрузки/загрузки можно определять среди трех состояний разгрузки, загрузки и стабилизации в зависимости от изменения числа оборотов газогенератора и/или изменений наклона лопастей винта, называемого «общим шагом» в случае вертолета;

состояние разгрузки можно определить, когда изменение числа оборотов газогенератора превышает или равно верхнему пределу, взятому между +2 и +5% за единицу времени, и/или когда изменение общего шага превышает верхний предел на значение от +10 до +30% полного хода общего шага за единицу времени в случае вертолета;

состояние загрузки можно определить, когда изменение числа оборотов газогенератора меньше или равно нижнему пределу, взятому между -2 и -5% за единицу времени, и/или когда изменение общего шага меньше верхнего предела на значение от +10 до +30% полного хода общего шага за единицу времени в случае вертолета;

состояние стабилизации можно определить, когда изменения числа оборотов или общего шага находятся внутри интервалов между верхними и нижними пределами;

на этапе выбора заданного значения определяют, по меньшей мере, три уровня заданного значения напряжения в соответствии с тремя состояниями разгрузки/загрузки/стабилизации, определенными на предыдущем этапе: выбирают средний уровень заданного значения, если на предыдущем этапе определено состояние стабилизации или если состояние бортовой сети является неисправным; выбирают нижний уровень заданного значения, если на предыдущем этапе определено состояние разгрузки, и выбирают верхний уровень заданного значения, если на предыдущем этапе определено состояние загрузки или если определено состояние стабилизации, чтобы зарядить буферный источник электричества, в частности, после фазы ускорения во время состояния разгрузки;

каждый выбор заданного значения напряжения соответствует определенным фазам полета: среднее заданное значение соответствует стабилизированным промежуточным фазам полета; заданное значение напряжения разгрузки, по существу меньшее заданного значения среднего уровня, соответствует ускорениям и взлету переходных фаз; и заданное значение напряжения загрузки, по существу превышающее заданное значение среднего уровня, соответствует замедлениям и посадке переходных фаз;

заданное значение напряжения регулирования можно адаптировать в соответствии с данными состояния работы бортовой сети и/или заряда буферного источника;

состояние бортовой сети устанавливают по состоянию неисправности или дефекта сети или по состоянию работы или чувствительности приводов потребителей и агрегатов.

Объектом изобретения является также вертолетный газотурбинный двигатель, выполненный с возможностью применения описанного выше способа. Такой газотурбинный двигатель содержит газогенератор, выполненный с возможностью приведения в действие механизма несущего винта и соединенный с реверсивным стартером/генератором, который выполнен с возможностью выполнять функцию источника кинетической энергии для газогенератора или источника электрического питания бортовой сети. Цифровой блок управления включает в себя модуль выбора заданного значения генерирования напряжения бортовой сети. Этот модуль выполнен с возможностью выбора заданного значения напряжения на основании данных, поступающих от устройств измерения числа оборотов газогенератора и/или стартера/генератора, измерения положения общего шага несущего винта и измерения напряжения бортовой сети. Блок управления выполнен с возможностью применения выбранного таким образом заданного значения напряжения для бортовой сети через контур регулирования, соединенный с регулятором.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР

Другие аспекты, отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных и неограничительных вариантов выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - схематичный вид газотурбинного двигателя, оборудованного средствами для применения способа в соответствии с изобретением.

Фиг. 2 - пример профиля изменения во времени числа оборотов газогенератора газотурбинного двигателя для разных фаз полета с бортовой сетью, регулируемой по напряжению в соответствии с изобретением.

Фиг. 3 - пример функциональной диаграммы средств, применяемых на основных этапах заявленного способа.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Схематично показанный на фиг. 1 вертолетный газотурбинный двигатель «Т», согласно варианту выполнения изобретения, содержит газогенератор 1 и свободную турбину 2, которую после фазы запуска вращает газовый поток Fg с высокой кинетической энергией, обеспечиваемой газогенератором 1.

Свободная турбина 2 установлена на трансмиссионном валу 3 передачи механической энергии с редуктором, обеспечивающим согласование по числу оборотов с коробкой агрегатов КА. Эта коробка КА 4 выполнена с возможностью передачи мощности на механизм 41 привода несущего винта.

Газогенератор 1 вращает все механические (топливные насосы…) и электрические (генераторы переменного тока, стартеры…) элементы, а также, в соответствии со все больше проявляющейся тенденцией к «полному переходу на электричество», приводы гидравлических (насосы, …), механических (тормоз винта и т.д.) или пневматических (компрессоры, кондиционер, …) устройств. В этом случае генерирование электричества происходит через реверсивный двигатель 7 СГ в режиме генератора. Поскольку СГ является реверсивным, он обеспечивает запуск путем приведения в действие газогенератора, затем питание электрической энергией после перехода газогенератора на автономный режим работы, при этом СГ механически связан без муфты свободного хода с валом 13 газогенератора (см. описание ниже).

Газогенератор 1 содержит компрессор 11 и турбину 12, установленные на вращающемся валу 13, а также камеру 14 сгорания, расположенную между компрессором 11 и турбиной 12. Воздушный поток (стрелка F1), поступающий из воздухозаборника 5, выполненного в корпусе 6, затем сжимаемый компрессором 11, нагнетается в камеру 14, где смешивается с топливом и после сгорания производит кинетический газовый поток Fg. Этот поток F расширяется при прохождении через турбину 12 и вращает компрессор 11 через вращающийся вал 13, затем свободную турбину 2 для передачи вращения на трансмиссионный вал 3.

Передача механической энергии, представленная на фиг. 1, представляет собой передний отбор движения с передачей через сквозной трансмиссионный вал 3, коллинеарный с вращающимся валом 13. В альтернативном варианте, не выходя за рамки изобретения, можно применять передний отбор движения через наружный вал или механизм заднего отбора движения.

Газотурбинный двигатель «Т» содержит также реверсивный электрический двигатель 7, выполненный с возможностью работы в режиме электрического генератора для питания электрических приводов 42 потребителей и устройств бортовой сети 10. Этот реверсивный электрический двигатель образует источник типа стартера/генератора, сокращенно СГ. Эквивалентно, можно использовать также стартергенератор постоянного тока со щетками или без щеток (brushless в английской терминологии) или стартергенератор переменного тока.

Двигатель 7 соединен с валом 13 для приведения во вращение газогенератора 1 во время фазы запуска. Независимо от фазы полета СГ остается соединенным с газогенератором и вращается с числом оборотов, пропорциональным числу оборотов газогенератора.

В генерировании электричества участвует также батарея питания СГ при запуске или буферный источник 8 электричества, являющийся в данном варианте осуществления изобретения вспомогательной батареей, например аккумуляторной батареей, или батареей со сверхпроводящей катушкой. Таким образом, эта батарея 8 может обеспечивать электрическую энергию в достаточном количестве, чтобы не допускать падения напряжения в бортовой сети 10 во время фаз ускорения, в то время как происходит разгрузка реверсивного двигателя 7 в режиме генератора, что будет описано ниже. Батарею 8 задействуют также в фазе запуска двигателя 7 в режим «привода» для вращения вала 13 газогенератора 1.

Ускоренная подзарядка батареи 8 происходит через реверсивный двигатель 7 в режиме генератора во время фаз замедления и соответствующим образом, как будет описано ниже, во время стабилизированных фаз.

Чтобы контролировать генерирование электричества бортовой сети 10 в зависимости от различных фаз полета, цифровой блок управления 9, обычно называемый FADEC (сокращение от Full Authority Digital Engine Controller в английской терминологии), включает в себя модуль 19 выбора заданного значения напряжения, применяемого для бортовой сети 10. Модуль 19 принимает данные от различных измерительных устройств и вычисляет их изменения во времени в связи с блоком 9: измерения и изменения числа оборотов NG газогенератора и положения общего шага ХРС винта, а также измерение действительного напряжения UN бортовой сети 10, чтобы обеспечивать отслеживание заданного значения.

Блок 9 управления выдает заданное значение напряжения регулирования бортовой сети в зависимости от фаз полета. Это заданное значение передают в контур 15 регулирования, который соответственно управляет мощностью, выдаваемой стартером/генератором СГ, и, следовательно, крутящим моментом, отбираемым на газогенераторе.

Пример последовательности фаз полета вертолета представлен на фиг. 2 в виде профиля 20 полета с показом числа оборотов NG газогенератора в зависимости от времени t.

В фазах ускорения «В» блок управления устанавливает минимальную степень отбора мощности, предназначенной для реверсивного двигателя в режиме генератора, и даже сводит ее к нулю в зависимости от потребностей: в этом случае реверсивный двигатель разгружают, чтобы подавать мощность на несущий винт. При этом потребности бортовой сети обеспечивает буферная батарея. В стабилизированных фазах «А», «С» или «Е» электрические потребности бортовой сети обеспечивает реверсивный двигатель.

При этом во время этих стабилизированных фаз может происходить подзарядка батареи, в особенности, в течение ограниченного времени после фазы ускорения. В фазе замедления D» или посадки «F» степень отбора для реверсивного двигателя в режиме генератора увеличивается до максимума и батарея тоже может подзаряжаться.

Далее со ссылками на фиг. 3 будет описана функциональная диаграмма, показывающая различные этапы срабатывания генерирования электричества бортовой сети во время вышеупомянутых последовательных фаз полета от «А» до «F». Эти этапы следуют за фазой запуска 50, во время которой блок 9 управления запускает двигатель 7, питаемый батареей 8. При этом газогенератор 1 приводится во вращение согласно известной процедуре запуска, пока газогенератор 1 не перейдет в режим автономной работы. В конце этой фазы запуска блок 9 управления переключает реверсивный двигатель 7 в режим генератора.

На первом этапе 100 выбора состояния разгрузки/загрузки реверсивного двигателя в режиме генератора блок 9 управления оценивает запрос на отбор мощности PPREL в зависимости от условий полета.

Так, согласно примеру применения для вышеуказанного газотурбинного двигателя блок 9 управления оценивает запрос на отбор мощности PPREL в зависимости от изменений числа оборотов dNG/dt газогенератора 1 и от общего шага dXpc/dt на основании показаний датчиков 30 посредством передачи данных в модуль 19 выбора. Передача может происходить через любую соответствующую линию проводной связи или по радио через соответствующие приемопередающие антенны 25 (фиг. 1).

Этап 100 выбора состояния двигателя 7 в режиме генератора определяют из трех состояний: состояния разгрузки EDEL/ соответствующего фазам ускорения, состояния загрузки ELES, соответствующего фазам замедления, и состояния ESTAB, соответствующего стабилизированным фазам, в зависимости от контрольных значений dNG/dt и dXpc/dt. В данном примере:

состояние разгрузки EDEL определяют, когда изменение числа оборотов dNG/dt превышает или равно +3% за единицу времени или когда изменение общего шага dXpc/dt превышает +20% полного хода ХРС за единицу времени;

состояние загрузки ELES определяют, когда изменение числа оборотов dNG/dt меньше или равно 3% за единицу времени или когда изменение общего шага dXpc/dt меньше 20% за единицу времени;

состояние стабилизации ESTAB определяют, когда:

1%<dNG/dt<+1% и 10%<dXpc/dt<+10%.

На этапе 200 выбора заданного значения напряжения каждому из этих состояний EDEL, ELES и ESTAB соответствует уровень заданного значения напряжения СТ, управляемый модулем 19, среди трех уровней заданного значения напряжения UB, UH и UM, применяемых для бортовой сети:

нижний уровень заданного значения UB, в данном примере +24 вольт, если в фазе ускорения газогенератора определено состояние разгрузки EDEL;

верхний уровень заданного значения UH, в данном примере +30 вольт, если в фазе замедления определено состояние загрузки ELES или если определено состояние стабилизации ESTAB, с целью подзарядки буферной батареи в течение ограниченного времени, в данном примере несколько секунд, в зависимости от ее состояния заряда SOC (сокращение от State Of Charge в английской терминологии), отслеживаемого соответствующим устройством, в частности, когда состояние стабилизации следует за фазой ускорения;

средний уровень заданного значения UM, в данном примере +28 вольт, если на предыдущем этапе определено стабилизированное состояние ESTAB или если соответствующие датчики обнаружили нарушения в работе сети DON (сокращение от Defects On NETWORK в английской терминологии), или при считывании ее напряжения питания блоком FADEC, и передали на этап выбора напряжения 200: неисправность состояния бортовой сети, электрических приводов, чувствительных или неисправных потребителей и т.д.

Выбранный таким образом уровень напряжения СТ применяют на этапе применения 300 на входе контура 15 регулирования напряжения, подаваемого в бортовую сеть 10, при этом контур соединен с регулятором 16.

В блок 9 управления передают измеренное действительное напряжение UN для сравнения с заданным значением напряжения СТ. В случае, когда определено состояние разгрузки EDEL главного источника 7, напряжение поступает от батареи 8, при этом блок 9 управления проверяет, является ли это напряжение достаточным для сети, и в случае недостаточности, можно ли произвести загрузку основного источника, по меньшей мере, в течение этого короткого времени.

Изобретение не ограничивается описанными выше примерами. Например, можно определять более трех уровней заданного значения напряжения для бортовой сети посредством разделения на подуровни, соответствующие разных уровням ускорения силового генератора или другим переходным фазам (полет в режиме висения, поиск на низкой высоте над морем и т.д.). Кроме того, можно использовать несколько главных реверсивных источников и/или несколько вспомогательных источников электроэнергии.

1. Способ контроля генерирования электричества, применяемого для газовой турбины (Т) летательного аппарата и поступающего в бортовую сеть (10), отличающийся тем, что после фазы запуска (50) газовой турбины (Т) бортовую сеть (10) регулируют по напряжению при помощи заданного значения напряжения (СТ), управляемого посредством этапа определения (100) состояния разгрузки/загрузки (EDEL, ELES, ESTAB) главного источника (7) - генератора электричества бортовой сети (10) в зависимости от потребности в отборе мощности (PPREL), подаваемой для движения летательного аппарата, после которого следуют этап выбора (200) заданного значения напряжения (СТ) между несколькими уровнями (UH, UB, UM) в зависимости от определения состояния разгрузки/загрузки и этап (300) применения выбранного заданного значения для контура (15) регулирования напряжения, подаваемого в бортовую сеть (10).

2. Способ контроля генерирования электричества по п. 1, в котором буферный источник (8) электричества активируют в случае разгрузки (EDEL) главного источника (7) для питания бортовой сети (10), причем этот буферный источник (8) электричества может заряжаться, когда главный источник (7) не разгружают (ELES, ESTAB).

3. Способ контроля генерирования электричества по п. 1, в котором состояние разгрузки/загрузки определяют (100) среди трех состояний разгрузки (EDEL), загрузки (ELES) и стабилизации (ESTAB) в зависимости от изменения числа оборотов газогенератора (dNG/dt) и/или изменений общего шага наклона лопастей винта (dXpc/dt) в случае вертолета.

4. Способ контроля генерирования электричества по п. 3, в котором состояние разгрузки (EDEL) определяют, когда изменение числа оборотов газогенератора (dNG/dt) превышает или равно верхнему пределу, взятому между +2 и +5% за единицу времени, и/или когда изменение общего шага (dXpc/dt) превышает верхний предел на значение от +10 до +30% полного хода за единицу времени в случае вертолета.

5. Способ контроля генерирования электричества по п. 3, в котором состояние загрузки (ELES) определяют, когда изменение числа оборотов газогенератора (dNG/dt) меньше или равно нижнему пределу, взятому между -2 и -5%, и/или когда изменение общего шага (dXpc/dt) меньше верхнего предела на значение от +10 до +30% полного хода общего шага за единицу времени.

6. Способ контроля генерирования электричества по п. 3, в котором состояние стабилизации (ESTAB) определяют, когда изменения числа оборотов или общего шага находятся внутри интервалов между верхними и нижними пределами, определенными в пп. 4 и 5.

7. Способ контроля генерирования электричества по п. 1, в котором на этапе выбора (200) заданного значения определяют, по меньшей мере, три уровня (UH, UB, UM) заданного значения напряжения (СТ) в соответствии с тремя состояниями разгрузки/загрузки/стабилизации (EDEL, ELES, ESTAB), определенными на предыдущем этапе (100): выбирают средний уровень (UM) заданного значения, если на предыдущем этапе (100) определено состояние стабилизации (ESTAB) или если состояние бортовой сети (10) является неисправным (SOC, DDON); выбирают нижний уровень (UB) заданного значения, если на предыдущем этапе (100) определено состояние разгрузки (EDEL), и выбирают верхний уровень (UH) заданного значения, если на предыдущем этапе (100) определено состояние загрузки (ELES) или если определено состояние стабилизации (ESTAB), чтобы зарядить буферный источник (8) электричества, в частности, после фазы ускорения газогенератора (1) во время состояния разгрузки (EDEL).

8. Способ контроля генерирования электричества по п. 7, в котором заданное значение напряжения (СТ), применяемое к бортовой сети (10), адаптируют в зависимости от состояния работы бортовой сети (DDON) и/или от заряда буферного источника (SOC).

9. Способ контроля генерирования электричества по п. 8, в котором состояние бортовой сети (DON) устанавливают в зависимости от неисправности или дефекта сети (10) или от состояния работы или чувствительности приводов (42) потребителей и агрегатов.

10. Система генерирования электричества в летательном аппарате, являющемся вертолетом, выполненная с возможностью применения способа по п. 1, содержащая реверсивный стартер/генератор (7), газогенератор (1), выполненный с возможностью приведения в действие механизма несущего винта и соединенный со стартером/генератором (7), который выполнен с возможностью выполнять функцию источника электрической энергии, устройства измерения числа оборотов (NG) газогенератора (1) и/или стартера/генератора (7), бортовую сеть (10), которая выполнена с возможностью питания от стартера/генератора (7), и цифровой блок (9) управления, отличающаяся тем, что блок (9) управления включает в себя модуль (19) выбора заданного значения напряжения бортовой сети (10) и контур (15) регулирования, соединенный с регулятором (16), причем этот модуль выполнен с возможностью выбора заданного значения напряжения (СТ) на основании данных, поступающих от устройств измерения числа оборотов (NG), измерения положения общего шага (ХРС) несущего винта и измерения напряжения (UN) бортовой сети (10), и тем, что блок (9) управления выполнен с возможностью применения выбранного таким образом заданного значения напряжения (СТ) для бортовой сети (10) через контур (15) регулирования.

11. Система генерирования электричества по п. 10, в котором буферный источник (8) электричества представляет собой буферную батарею и выполнен с возможностью замены стартера/генератора (7) для генерирования электричества бортовой сети (10), по меньшей мере, во время состояний разгрузки (EDEL) стартера/генератора (7).

12. Система генерирования электричества по п. 11, в котором устройство выполнено с возможностью отслеживания состояния заряда (SOC) батареи и датчики выполнены с возможностью обнаружения нарушений работы сети (DON), в частности, электрических приводов (42).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к линейным ускорителям и может найти применение в качестве ускорителя элементарных микрочастиц, например молекул или атомов, лишенных заряда.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано в автономных энергетических установках малой электрической мощности (до 100 кВт).

Энергетическая установка содержит турбодетандер, содержащий расширительную секцию, насосную секцию и двигательно-генераторную секцию, которые механически соединены с помощью вала.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности, турбодетандерная генераторная установка относится к генераторам электрической энергии с газотурбинным приводом и применяется в области газоснабжения для утилизации энергии потока сжатого природного газа.

Паротурбинный агрегат с электрогенератором содержит парообразующее устройство и турбину. В парообразующем устройстве - энергоаккумуляторе (1) размещен кольцеобразный нагревательный элемент (3) с поплавком (4) в виде кольца, удерживающим этот элемент на поверхности воды.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в автономных энергоустановках с высокоскоростными генераторами в летательных и космических аппаратах.

Турбогенератор без выходного вала содержит турбину, закрепленную на валу генератора, размещенного в едином с турбиной герметичном корпусе, имеющем входной и выходной фланцы для подключения к газораспределительной станции.

Газотурбинный двигатель, в частности, для вертолета, содержит газогенератор и свободную турбину, приводимую во вращение газовым потоком, генерируемым газогенератором; и дополнительно содержит обратимую электрическую машину для соединения с газогенератором.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкции газотурбинных установок для привода электрогенераторов. .
Наверх