Устройство электрического питания летательного аппарата на земле

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генератора/стартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом. Для электрического питания летательного аппарата на земле сеть руления питают при помощи первого генератора, а сеть летательного аппарата питают при помощи второго генератора и при помощи первого генератора, когда функцию руления не используют, при этом второй генератор не используют. Обеспечивается резервирование средств электрического питания сети руления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству электрического питания летательного аппарата на земле, содержащему, по меньшей мере, две электрические сети: электрическую сеть летательного аппарата, в частности, для питания салона и кабины экипажа летательного аппарата и сеть электрического руления.

В заявках FR 10/55457 и FR 10/59612, поданных на имя заявителя, описаны соответственно устройство питания электрической сети летательного аппарата и электрическая архитектура для обработки энергии, регенерируемой электрическими приводами во время операций руления летательного аппарата.

Руление летательного аппарата является движением или качением этого летательного аппарата на земле при помощи колес шасси летательного аппарата. Руление называют электрическим, когда колеса, по меньшей мере, одного шасси летательного аппарата (в основном, колес основного шасси) приводятся в действие электрическими двигателями, которые входят в состав сети руления.

Сети летательного аппарата и руления получают питание, по меньшей мере, от одного генератора, приводимого в действие вспомогательной силовой установкой (или APU от английского Auxiliary Power Unit).

В современной технике эту вспомогательную силовую установку запускают при помощи независимого стартера, питаемого от батареи, и она содержит выходной вал привода вышеупомянутого генератора.

Для питания сетей летательного аппарата и руления энергией, производимой вспомогательной силовой установкой, было предложено несколько электрических архитектур.

Первая известная электрическая архитектура содержит два электрических генератора, приводимых в действие вспомогательной силовой установкой. Первый генератор выдает переменное напряжение Vac1 (230 В) в сеть руления, а второй генератор выдает переменное напряжение Vac2 (115 В) в сеть летательного аппарата. Сеть руления содержит силовой электронный блок (называемый MCU от английского Motor Control Unit)для управления электрическими двигателями привода колес летательного аппарата, который связан с первым генератором через средства соединения/отсоединения.

Преимуществом этой архитектуры является то, что сети руления и летательного аппарата не зависят друг от друга и питаются разными генераторами. Следовательно, требования по сертификации сети летательного аппарата (типа АТА 24) не касаются сети руления, которая может содержать упрощенный силовой электронный блок, что позволяет уменьшить массу этого блока (примерно на 50 кг).

Однако оба вышеупомянутых генератора имеют относительно большую электрическую мощность, соответственно 120 кВА и 90 кВА, которая добавляется к электрической мощности стартера вспомогательной силовой установки. Таким образом, бортовая электрическая мощность на летательном аппарате является относительно большой. С учетом больших значений электрической мощности генераторы являются тяжелыми и громоздкими, что может затруднить и даже сделать невозможной их установку на выходном валу вспомогательной силовой установки.

Во второй известной электрической архитектуре сети летательного аппарата и руления получают питание от общего генератора большой электрической мощности (150 кВА), который приводится в действие вспомогательной силовой установкой. Этот генератор выдает переменное напряжение Vac2 (115 В) в сети летательного аппарата и руления, которые связаны с генератором через средства соединения/разъединения. Сеть руления содержит силовой электронный блок, связанный с электрическими двигателями привода колес летательного аппарата.

Недостатком этой электрической архитектуры является то, что сеть руления должна отвечать совокупности сетевых норм (например, типа АТА24), применяемых к летательному аппарату, и питается напряжением Vac2 115 В. Силовой электронный блок сети руления содержит функцию преобразования энергии, позволяющую повысить уровень напряжения без загрязнения сети летательного аппарата. Как правило, эту функцию обеспечивает модуль ATRU (Auto Transformer Rectifier Unit), что приводит к значительному увеличению веса блока (примерно на 50-100 кг).

В другой известной электрической архитектуре было предложено питать сеть руления летательного аппарата при помощи, по меньшей мере, одного генератора, приводимого в действие двигателем летательного аппарата, при этом электрическая сеть летательного аппарата получает питание от другого генератора, приводимого в действие вспомогательной силовой установкой. Однако эта архитектура вынуждает задействовать двигатель, что приводит к значительному сокращению выигрыша в расходе керосина, ожидаемого для функции электрического руления летательного аппарата.

Задачей изобретения является простое, эффективное и экономичное уменьшение или устранение, по меньшей мере, части вышеуказанных недостатков известных технических решений, благодаря новой электрической архитектуре для электрического руления летательного аппарата.

В связи с этим объектом изобретения является устройство электрического питания летательного аппарата на земле, содержащее два электрических генератора, приводимых в действие вспомогательной силовой установкой, при этом первый генератор предназначен для питания сети электрического руления, содержащей электрические двигатели привода колес летательного аппарата, и второй генератор предназначен для питания электрической сети летательного аппарата, отличающееся тем, что первый генератор связан при помощи средств селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления для выдачи первого переменного напряжения Vac2 в сеть летательного аппарата, когда он подключен к этой сети, или более высокого переменного напряжения Vac1 или мощности Р в сеть руления, когда он подключен к этой сети, и тем, что второй генератор связан при помощи средств селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления и выполнен с возможностью выдачи упомянутого переменного напряжения Vac2 в сеть, к которой он подключен.

В заявленном устройстве первый генератор, приводимый в действие вспомогательной силовой установкой, используют для питания сети руления, когда летательный аппарат должен двигаться по земле, и для питания сети летательного аппарата, когда сеть руления не получает питания. Этот последний, так называемый «гибридный» генератор способен выдавать селективно напряжение Vac1 питания сети руления или напряжение Vac2 питания сети летательного аппарата. В варианте первый генератор может селективно выдавать мощность Р питания сети руления или напряжение Vac2 питания сети летательного аппарата. Второй генератор используют для питания сети летательного аппарата, когда первый генератор питает сеть электрического руления. Предпочтительно параметры этого второго генератора определяют только для обеспечения потребностей самолета на земле, что позволяет уменьшить бортовую электрическую мощность и, следовательно, объем, занимаемый в самолете. Средствами соединения/разъединения управляют, чтобы во время руления связывать первый генератор с сетью руления (для ее питания напряжением Vac1 или мощностью Р) и второй генератор с сетью летательного аппарата (для ее питания напряжением Vac2) и чтобы связывать первый генератор во время других фаз работы летательного аппарата с сетью летательного аппарата для ее питания напряжением Vac2, при этом второй генератор выключен.

Согласно отличительному признаку изобретения, второй генератор используют для питания сети руления, когда первый генератор неисправен или вышел из строя. Таким образом, имеется резервирование средств электрического питания сети руления. Средствами соединения/разъединения управляют, чтобы связывать второй генератор с сетью руления (для ее питания напряжением Vac2) при обнаружении неисправности первого генератора, например, при помощи его средства контроля типа GCU (от английского Generator Control Unit).

В вышеупомянутом случае сеть руления питается напряжением Vac2, которое ниже напряжения Vac1. Хотя мощности, выдаваемой вторым генератором, может быть недостаточно для оптимального применения руления, она все же является достаточной, в частности, для обеспечения функции заднего хода руления, которая не требует относительно большой мощности. Таким образом, изобретение обеспечивает функцию заднего хода сети руления даже в случае неисправности ее главного генератора. Следовательно, надежность функции руления не ограничивается надежностью ее главного генератора, поскольку для питания сети руления остается в наличии вспомогательный генератор.

Изобретение позволяет разработать сеть руления без учета требований, выдвигаемых нормами, применяемыми к сети летательного аппарата, типа АТА 24 и снизить условия гармонического загрязнения, связанного с функцией руления.

Согласно другому отличительному признаку изобретения, один из двух генераторов является генератором/стартером, который выполнен с возможностью запуска вспомогательной силовой установки и может заменить, таким образом, независимый стартер, используемый в известных решениях, что дает существенный выигрыш в весе. Кроме того, этот генератор/стартер установлен на вспомогательной силовой установке вместо стартера (то есть на шестерне установки, обычно предназначенной для стартера из известных решений) и, следовательно, не мешает установке другого генератора на выходном валу вспомогательной силовой установки.

Устройство в соответствии с изобретением содержит также силовой электронный блок, который связан с генератором/стартером для управления запуском вспомогательной силовой установки. Этот блок может содержать средства управления типа GCU (от английского Generator Control Unit), которые регулируют выходной ток или выходное напряжение генератора/стартера и защищают его в случае электрической перегрузки.

Предпочтительно первый генератор является трехкаскадным синхронным генератором с роторной обмоткой возбуждения. Изменение возбуждения ротора позволяет либо изменять выходное напряжение генератора между значениями Vac1 и Vac2, либо переходить от генератора напряжения (выдающего переменное напряжение Vac2 по существу постоянного значения) к генератору тока/мощности, выдающему ток или мощность в зависимости от по существу постоянной потребности руления, например, мощность 150 кВт.

Первый генератор может выдавать напряжение переменного тока (Vac2) 115 В и мощность 90 кВА, когда он подключен к сети летательного аппарата, или напряжение переменного тока (Vac1) 230 В и мощность 150 кВт (случай генератора, регулируемого по напряжению или по мощности), когда он подключен к сети руления.

Второй генератор может обеспечивать достаточную электрическую мощность для питания летательного аппарата на земле и напряжение Vac2 115 В 400 Гц. При этом параметры второго генератора определены таким образом, чтобы удовлетворять электрические потребности летательного аппарата на земле, а не для всего цикла полета. Бортовая электрическая мощность в летательном аппарате для его работы на земле является, таким образом, значительно меньшей, чем мощность, используемая в описанных выше известных аналогах. Кроме того, с учетом небольшой электрической мощности второй генератор является малогабаритным и может приводиться в действие первым генератором через выходной вал вспомогательной силовой установки. Вместе с тем, мощность (переходная или нет) второго генератора является достаточной, чтобы обеспечивать функцию заднего хода сети руления.

Объектом настоящего изобретения является также способ электрического питания летательного аппарата на земле при помощи описанного выше устройства, отличающийся тем, что содержит этап, на котором сеть руления питают при помощи первого генератора и сеть летательного аппарата питают при помощи второго генератора, и этап, на котором сеть летательного аппарата питают при помощи первого генератора, когда функцию руления не используют, при этом второй генератор бездействует.

Предпочтительно первый генератор является трехкаскадным синхронным генератором с роторной обмоткой возбуждения, и возбуждением генератора управляют при помощи силового электронного блока, чтобы переходить от генератора напряжения Vac1 к генератору напряжения Vac2 или от генератора мощности Р к генератору напряжения Vac2.

Предпочтительно способ содержит этап, на котором сеть руления питают при помощи второго генератора, когда первый генератор неисправен.

Изобретение и его другие отличительные признаки, детали и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 и 2 - схематичный вид известного устройства электрического питания летательного аппарата.

Фиг. 3 - схематичный вид устройства электрического питания летательного аппарата в соответствии с изобретением.

Фиг. 3а, 3b и 3с - схематичный вид средств соединения/разъединения устройства в соответствии с изобретением, иллюстрирующий этапы заявленного способа питания сетей руления и летательного аппарата, сети летательного аппарата и сети руления соответственно.

Фиг. 4 - схематичный вид трехкаскадного синхронного генератора с роторной обмоткой возбуждения в соответствии с изобретением.

Фиг. 5 и 6 - схематичный вид вариантов выполнения устройства электрического питания в соответствии с изобретением.

На фиг. 1 показан летательный аппарат, оборудованный известным устройством 10 для электрического питания сети 12 летательного аппарата, в частности, для питания оборудования кабины экипажа и пассажирского салона летательного аппарата и для питания сети 14 электрического руления.

Каждая сеть 12, 14 получает питание от электрического генератора 16, 18, приводимого в действие вспомогательной силовой установкой 20, в дальнейшем обозначаемой аббревиатурой ВСУ или APU (Auxiliary Power Unit).

ВСУ 20 находится в задней части фюзеляжа летательного аппарата и содержит выходной вал (не показан) привода роторов генераторов 16, 18. ВСУ 20 оснащена независимым стартером (не показан), который связан с батареей и со средствами управления запуском ВСУ.

Генератор 16 имеет электрическую мощность 90 кВА и обеспечивает переменным напряжением Vac2 115 В сеть 12, которая схематично показана на фиг. 1 в виде первичного блока распределения 22, соединенного электрическим жгутом 24 с генератором 16.

Генератор 18 имеет электрическую мощность 120 кВА и обеспечивает переменным напряжением Vac1 230 В сеть 14 руления, которая схематично показана в виде четырех двигателей (М) 26, соединенных с силовым электронным блоком (MCU от английского Motor Control Unit) 28, который, в свою очередь, связан с генератором 18 через выпрямитель 30. Выход генератора 18 соединен с сетью 14 руления при помощи средств 32 соединения/разъединения, которые позволяют изолировать генератор от сети 14 руления, когда в функции руления нет необходимости, например, когда летательный аппарат находится в полете.

Эта электрическая архитектура имеет описанные выше недостатки, которые в основном связаны с относительно большими значениями электрической мощности генераторов 16, 18 (90 кВА и 120 кВА соответственно), с их весом и с их габаритами.

На фиг. 2 показан летательный аппарат, оборудованный другим известным устройством для электрического питания сети 112 летательного аппарата и сети 114 руления.

Сети 112, 114 получают питание от общего электрического генератора 116, который приводится в действие установкой ВСУ 120.

Выход генератора 116 соединен с сетями 112, 114 при помощи средств 132 соединения/разъединения и выдает в эти сети переменное напряжение Vac2 115 В.

Силовой электронный блок (MCU) 128 сети 114 руления содержит модуль ATRU (Auto Transformer Rectifier Unit) преобразования энергии, позволяющий повысить уровень напряжения, выдаваемого генератором 116.

Эта другая электрическая архитектура тоже имеет недостатки, в основном связанные с тем, что присутствие модуля ATRU приводит к существенному увеличению веса силового электронного блока (MCU) 128 и что сеть 114 руления должна отвечать совокупности стандартов сертификации, применяемых к сети 112 летательного аппарата 12 (типа АТА 24).

Изобретение позволяет устранить, по меньшей мере, часть недостатков известных аналогов, благодаря питанию сети руления и сети летательного аппарата при помощи двух генераторов, один из которых является «гибридным», при этом каждый из этих генераторов позволяет селективно питать эти две сети.

На фиг. 3 представлен предпочтительный вариант выполнения устройства 210 в соответствии с изобретением, в котором установка ВСУ 220, расположенная в задней части фюзеляжа летательного аппарата, приводит в действие роторы двух независимых электрических генераторов 216, 218.

Выход генератора 216 связан при помощи средств 232 соединения/разъединения с входом первичного блока распределения 222 сети летательного аппарата, при этом выход или выходы этого блока 222 связаны, например, с оборудованием кабины экипажа и различных отсеков фюзеляжа летательного аппарата. Электрические соединения между блоком 222, средствами 232 и генератором 215 обеспечиваются электрическими жгутами 224.

Генератор 216 имеет электрическую мощность, составляющую от 30 до 40 кВА, и выдает в сети 212, 214 летательного аппарата и руления переменное напряжение Vac2, например, 115 В 400 Гц.

Выход генератора 218 соединен при помощи средств 232 соединения/разъединения с входом выпрямителя 230 сети руления, при этом выход выпрямителя 230 соединен с входом силового электронного блока (MCU) 228, который питает двигатели 226 привода колес основного шасси летательного аппарата. Эти двигатели 226 могут быть в количестве четырех.

В представленном примере средства 232 соединения/разъединения генераторов 216, 218 с сетями 212, 214 образованы общим блоком GNTPCU (Green Taxiing Power Control Unit), содержащим контакторы или аналогичные средства, выполненные с возможностью установления электрических соединений между генератором 218 и сетью 214 руления, между генератором 218 и сетью 212 летательного аппарата и между генератором 216 и сетью 214 руления. Блок GNTPCU позволяет управлять электрическими конфигурациями летательного аппарата при помощи контакторов и дополнительно содержит, по меньшей мере, одну плату типа GCU (Generator Control Unit) для управления возбуждением генератора 218, что будет описано ниже.

Генератор 218 имеет электрическую мощность, например, порядка 90 кВА, и выполнен с возможностью питания сети 214 руления и сети 212 летательного аппарата.

Когда функцию руления не используют, выход генератора 218 соединен при помощи средств 232 с сетью 212 летательного аппарата и выдает в эту сеть переменное напряжение Vac2, которое, например, равно 115 В 400 Гц. Выход генератора 218 может быть отсоединен от сети 214 руления при помощи средств 232. Выход генератора 216 может быть тоже отсоединен от сети 212 при помощи средств 232. При этом контакторы блока GNTPCU занимают положения, показанные на фиг. 3b.

Когда функцию руления необходимо задействовать, выход генератора 216 соединяют при помощи средств 232 с сетью 212 летательного аппарата, и он выдает в эту сеть переменное напряжение Vac2, которое, например, равно 115 В 400 Гц. Выход генератора 218 соединен через средства 232 с сетью 214 руления и выдает в эту сеть переменное напряжение Vac1, которое равно, например, 230 В 400 Гц, или мощность Р, которая равна, например, 150 кВт при 230 В. При этом контакторы блока GNTPCU занимают положения, показанные на фиг. 3а.

Когда функцию руления необходимо использовать, но генератор 218 вышел из строя или неисправен, выход генератора 216 соединяют при помощи средств 232 с сетью 214 руления, и он выдает в эту сеть переменное напряжение Vac2. Это напряжение является достаточным, чтобы контролировать функцию заднего хода сети руления. Выход генератора 218 может быть отсоединен от сети 214 руления при помощи средств 232. При этом контакторы блока GNTPCU занимают положения, показанные на фиг. 3с.

Выпрямитель 230 является выпрямителем типа AC/DC (переменный ток/постоянный ток) и позволяет преобразовать переменное напряжение Vac1 в постоянное напряжение Vdc1 или напряжение Vac2 в постоянное напряжение Vdc2. Блок MCU 228 может содержать контакторы и, по меньшей мере, один преобразователь энергии, содержащий один или несколько инверторов. Предпочтительно эти инверторы работают просто в режиме включения тока, когда генератор 218 выдает ток или мощность в сеть 214 руления.

Предпочтительно генератор 216 является генератором/стартером (S/G), который можно использовать в режиме «двигателя», когда на него подают энергию, для запуска ВСУ 220. Это позволяет исключить стартер, который был специально предназначен для запуска ВСУ в известных технических решениях. Генератор 216 малой мощности установлен на ВСУ 220 вместо первоначального стартера, что позволяет устранить помехи для установки генератора 218 на выходном валу ВСУ 220.

В варианте для запуска ВСУ 220 используют генератор 218. Генератор 218, выполненный с возможностью селективной выдачи двух напряжений Vac1 и Vac2 или напряжения Vac2 и мощности Р, предпочтительно является трехкаскадным синхронным генератором с роторной обмоткой возбуждения, принцип работы которого схематично представлен на фиг. 4.

Генератор 218 содержит главный ротор 250 с обмоткой, приводимый в действие выходным валом 248 установки ВСУ, внутри главного статора 252 с обмоткой. Генератор 218 является трехкаскадным (три узла ротор/статор) и дополнительно к узлу главный ротор 250/главный статор 252 содержит ротор 254 и статор 256 с постоянным магнитами и ротор 258 и статор 260 возбуждения, при этом роторы 254, 258 с постоянными магнитами и возбуждения жестко соединены с выходным валом 248 ВСУ.

Выход ротора 258 возбуждения соединен с входом диодного выпрямителя 262, который соединен с валом 248 и выход которого соединен с входом главного ротора 250.

Вход статора 260 возбуждения и выход статора 256 с постоянными магнитами соединены со средствами 264 регулирования и управления, содержащими, по меньшей мере, одну плату GCU, которая регулирует ток или напряжение генератора 218 и защищает его в случае электрической перегрузки. Эти средства 264 соединены также с выходом главного статора 252 и содержат средства обнаружения напряжения или тока, поступающего в сети 212, 214 летательного аппарата. Средства 264 могут быть размещены в блоке GNTPCU.

Генератор 218 может работать следующим образом.

Выходной вал 248 ВСУ 220 приводит в действие главный ротор 250 генератора 218 с заранее определенной скоростью. Средства 264 регулирования и управления регулируют питание статора 260 возбуждения таким образом, чтобы генерировать магнитное поле, индуцирующее ток в роторе 258 возбуждения, причем этот ток выходит из ротора 258 и выпрямляется выпрямителем 262 перед питанием главного ротора 250 для наведения данного напряжения или тока в главном статоре 252 третьего каскада генератора. Ротор 254 и статор 256 с постоянными магнитами позволяют, в частности, сигнализировать средствам 264 о скорости вращения вала 248.

Главный ротор 250 индуцирует ток или напряжение в главном статоре 252, который предназначен для питания одной или другой из вышеупомянутых сетей 212, 214. Средства 264 управляют возбуждением генератора 218 в зависимости от напряжения и тока, обнаруженного на выходе этого генератора, таким образом, чтобы последний выдавал определенное напряжение (Vac1 или Vac2) по существу постоянного или, возможно, изменяющегося значения для питания, в частности, сети руления и работал как генератор напряжения или выдавал ток или мощность по существу постоянного значения и работал как генератор тока/мощности для питания, в частности, сети руления.

Изменение возбуждения генератора 218 позволяет переходить от режима регулирования напряжения Vac2 (для питания сети 212 напряжением Vac2, например, 115 В) к режиму регулирования мощности Р (для питания сети 214 мощностью Р, например, 150 кВт) или от режима регулирования напряжения Vac2 (для питания сети 212 напряжением Vac2, например, 115 В) к режиму регулирования напряжения Vac1 (для питания сети 214 напряжением Vac1, например, 230 В).

Предпочтительно генератор 218 выдает напряжение переменного тока115 В и мощность 90 кВА, когда он подключен к сети летательного аппарата, и мощность 150 кВт, когда он подключен к сети руления.

В варианте выполнения, показанном на фиг. 5, силовой электронный блок 270 типа SBU (Starter Box Unit) подключен к жгуту 224 параллельно с блоком 222. Этот блок 270 используют для управления запуском ВСУ 220 через генератор/стартер 216 или 218. В этом случае логические схемы управления контакторами блока GNTPCU (средства 232) можно адаптировать соответствующим образом.

Вариант выполнения на фиг. 6 отличается от варианта, показанного на фиг. 4, тем, что блок MCU заменен блоком MSCU или MSU (Motor Starter Unit). Этот блок MSU 272 включает в себя часть силовой электроники блока GNTPCU для управления запуском ВСУ 220 через генератор/стартер 216 или 218.

Электрическая система запуска ВСУ, используемая в рамках настоящего изобретения, может быть системой, описанной в заявке WO-A2-2010/079308, поданной на имя заявителя.

В другом, не показанном варианте выполнения сеть руления содержит двигатели (М) 226 в количестве, отличном от четырех, например, два двигателя.

1. Устройство (210) электрического питания летательного аппарата на земле, содержащее два электрических генератора (216, 218), приводимых в действие вспомогательной силовой установкой (220), при этом первый генератор предназначен для питания сети (214) электрического руления, содержащей электрические двигатели (226) привода колес летательного аппарата, а второй генератор предназначен для питания электрической сети (212) летательного аппарата, отличающееся тем, что первый генератор связан при помощи средств (232) селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления и выполнен с возможностью выдачи первого переменного напряжения Vac2 в сеть летательного аппарата, когда он подключен к этой сети, или более высокого переменного напряжения Vac1 или мощности Р в сеть руления, когда он подключен к этой сети, и тем, что второй генератор связан при помощи средств (232) селективного соединения/разъединения с сетями летательного аппарата и руления и выполнен с возможностью выдачи первого переменного напряжения Vac2 в сеть, к которой он подключен.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что один из генераторов (216, 218) является генератором/стартером, выполненным с возможностью запуска вспомогательной силовой установки (220).

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что содержит силовой электронный блок (228, 270, 272), который связан с генератором/стартером (216, 218) для управления запуском вспомогательной силовой установки (220).

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что первый генератор (218) является трехкаскадным синхронным генератором с роторной обмоткой возбуждения.

5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что первый генератор (218) выдает напряжение переменного тока (Vac2) 115 В 400 Гц и мощность 90 кВА, когда он подключен к сети летательного аппарата.

6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что первый генератор (218) выдает мощность 150 кВт, когда он подключен к сети руления.

7. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что второй генератор (216) выдает электрическую мощность для питания электрических нагрузок летательного аппарата на земле и напряжение переменного тока Vac2 115 В 400 Гц.

8. Способ электрического питания летательного аппарата на земле при помощи устройства (210) по п. 1, отличающийся тем, что содержит этап, на котором сеть (214) руления питают при помощи первого генератора (218), а сеть (212) летательного аппарата питают при помощи второго генератора (216), и этап, на котором сеть (212) летательного аппарата питают при помощи первого генератора (218), когда функцию руления не используют, при этом второй генератор (216) бездействует.

9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что первый генератор (218) является трехкаскадным синхронным генератором с роторной обмоткой возбуждения, и тем, что возбуждением этого генератора управляют при помощи силового электронного блока (232), чтобы переходить от генератора напряжения Vac1 к генератору напряжения Vac2 или от генератора мощности Р к генератору напряжения Vac2.

10. Способ по п. 8, отличающийся тем, что содержит этап, на котором сеть (214) руления питают при помощи второго генератора (216), когда первый генератор (218) не исправен.



 

Похожие патенты:

Использование – в области электротехники. Технический результат – обеспечение плавного переключения с малыми импульсами тока при отключении от энергосистемы.

Использование – в области электротехники. Технический результат - упрощение устройства гарантированного электропитания и расширение его функциональных и эксплуатационных возможностей.

Изобретение относится к области электротехники. Технической результат - исключение перерывов питания при переключениях и улучшение качества электрической энергии.

Использование: в области электротехники. Технический результат - сохранение номинальной выходной мощности и стабильности функционирования трехфазного электродвигателя при обрыве любых двух фаз сети.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к устройству для бесперебойного электропитания с выпрямителем (1) тока, накопителем (2) энергии для накопления электрической энергии, инвертером (3), переключателем (4) и устройством управления (5, 6), причем выпрямитель (1) тока с входом выпрямителя тока присоединяем к сети (АС1) электропитания, накопитель (2) энергии присоединен к выходу выпрямителя (1) тока и входу инвертора (3), к выходу инвертора (3) присоединяема защищаемая сеть (АС3) или защищаемый потребитель, вход выпрямителя тока или сеть (АС1) электропитания через переключатель (4) соединяемы с выходом инвертора и выпрямитель (1) тока, инвертор (2) и переключатель (4) управляемы и/или регулируемы устройством управления (5, 6), причем устройство управления (5, 6) включает в себя два блока (5, 6) управления, которые исполнены дублирующими и что блоками (5, 6) управления одновременно управляемы или регулируемы выпрямитель (1) тока и переключатель (4) или инвертор (3) и переключатель (4).Технический результат – повышение надёжности.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к устройствам электрического питания летательного аппарата на земле, содержащим два электрических генератора, вращаемых вспомогательной силовой установкой.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение учета изменяющихся энергетических требований источника бесперебойного питания.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах производства электрической энергии с асинхронными вентильными генераторами, подключенными к сети постоянного напряжения, входящей в состав энергетических систем или комплексов.

Группа изобретений относится к способу и системе регулирования мощности в случае отказа двигателя летательного аппарата. Для регулирования мощности при отказе по меньшей мере одного двигателя летательного аппарата увеличивают пределы работы основной силовой установки типа двигателя (GPP) в соответствии с тремя аварийными режимами, расположенными последовательно в порядке уменьшения уровня мощности.

Изобретение относится к рекуперации энергии в летательном аппарате. Способ рекуперации энергии в летательном аппарате заключается в том, что когда летательный аппарат находится на земле, тепловую энергию, рассеиваемую вспомогательной генерацией мощности (20), рекуперируют теплообменником (1) на уровне ее выпуска (14) для обеспечения цикла рекуперативного турбокомпрессора (10) для создания дополнительной механической энергии к вспомогательной генерации мощности (20).

Изобретение относится к энергетике. Способ оптимизации работоспособности двигательной установки летательного аппарата, содержащего основные двигатели 200 в качестве основной двигательной установки, причём при помощи основного источника 1 мощности класса двигатель в качестве двигательной установки выдают всю нетяговую энергию Enp, а во время переходных фаз работы двигателей, самое большее, частично подают дополнительную мощность (kEp, ktEpt) на каскад высокого давления ВД основных двигателей и увеличивают запас по помпажу основных двигателей.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата.

Изобретение относится к электроснабжению системы управления и передачи для приведения в действие поверхностей управления самолета. Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, основные аккумуляторные батареи, аварийные батареи, выпрямительные устройства, систему контроля энергообеспечения, состоящую из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Схема электропитания гондолы турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один электрический генератор, механически связанный с валом турбореактивного двигателя и по меньшей мере два силовых устройства, отличных от блока контроля или мониторинга.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к устройствам электрического питания летательного аппарата на земле, содержащим два электрических генератора, вращаемых вспомогательной силовой установкой.

Группа изобретений относится к устройству и способу электрического питания летательного аппарата на земле. Устройство содержит два электрических генераторастартера, вспомогательную силовую установку, сеть электрического руления с электрическими двигателями приводов колес, сеть электрического питания летательного аппарата, средства селективного соединенияразъединения с сетями летательного аппарата и руления, подключенных определенным образом. Для электрического питания летательного аппарата на земле сеть руления питают при помощи первого генератора, а сеть летательного аппарата питают при помощи второго генератора и при помощи первого генератора, когда функцию руления не используют, при этом второй генератор не используют. Обеспечивается резервирование средств электрического питания сети руления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх