Устройство отключения генераторов переменного тока турбомашины во время ускорения

Группа изобретений относится к системе генерирования электроэнергии для питания агрегатов летательного аппарата и турбомашине, содержащей такую систему. Система генерирования электроэнергии содержит накопители электроэнергии, генераторы тока, приводимые во вращение от вала турбомашины, электрические соединения между накопителем электроэнергии, генератором и агрегатами летательного аппарата для питания агрегатов током, альтернативное средство подачи тока агрегатам, устройство отключения генераторов и одновременного пуска альтернативного средства. Обеспечивается управление электропитанием, исключение повышенного отбора мощности с двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области турбомашин и, в частности, к системам подачи мощности агрегатам летательного аппарата, на котором они установлены.

Электропитание агрегатов летательного аппарата в процессе фазы запуска классически обеспечивается отбором мощности от одного или нескольких двигателей, которые обеспечивают его тягу. Последняя осуществляется генераторами, часто называемыми VFG (Variable Frequency Generator или генераторы переменной частоты) или IDG (Drive Generator или генераторы постоянной скорости), которые приводятся валом механическим зубчатым зацеплением с одним из роторов турбомашины. Этот отбор мощности воздействует на термодинамику работы машины и представляется желательной оптимизация генерирования общей электрической мощности летательного аппарата для оптимизации расчета параметров турбомашины.

Тенденция на новых летательных аппаратах стремится, с одной стороны, к уменьшению размера ступени высокого давления турбореактивных двигателей для увеличения степени двухконтурности и коэффициента полезного действия тяги без увеличения общего диаметра и, с другой стороны, к увеличению потребности в электроэнергии. Последняя вызвана, в частности, переходом от пневматического привода для различных функций (антиобледенение воздухозаборников, крыльев или хвостового оперения, кондиционирование салона и т.д.) к электрическому приводу для выполнения этих функций.

Отсюда вытекает необходимость увеличения механической мощности для обеспечения системы генерирования электроэнергии относительно общей мощности, выдаваемой турбинами высокого давления (НР) турбореактивных двигателей. Но увеличение механического отбора с вала НР для питания генераторов привело бы к увеличению необходимости запаса при помпаже компрессора НР. Желательно найти другие средства снабжения электроэнергией, необходимой летательному аппарату, в частности, при изменениях режима, при которых рабочая точка турбомашины наиболее приближается к линии помпажа компрессора высокого давления.

Целью настоящего изобретения является устранения упомянутых недостатков путем предложения оптимизированного управления снабжением электроэнергией летательного аппарата.

Для этого объектом изобретения является система генерирования электроэнергии для питания током, по меньшей мере, одного агрегата летательного аппарата, приводимого в движение турбомашиной, содержащая, по меньшей мере, один накопитель электроэнергии, по меньшей мере, один генератор тока, механически приводимый вращающимся валом турбомашины, и электрические соединения между упомянутой емкостью для хранения, причем упомянутый генератор и агрегаты летательного аппарата для электропитания упомянутых агрегатов содержат, по меньшей мере, альтернативное средство подачи постоянного тока на упомянутые агрегаты, независимое относительно любого механического привода от вала вращения турбомашины, и отключающее устройство для отключения одного или нескольких генераторов и одновременного запуска упомянутого альтернативного средства, отличающаяся тем, что упомянутое отключающее устройство приводится в действие параметром управления или работы турбомашины.

В частности, отключающее устройство активируется командой нарастания режима работы турбомашины.

Отключение генераторов, то есть прекращение подачи электрической мощности, уменьшает отбор механической мощности с вала вращения турбомашины, который они осуществляют при номинальном режиме работы, и позволяет осуществить нарастание режима работы турбомашины с оптимизированным запасом по помпажу для компрессора. Подача мощности, таким образом, обеспечивается альтернативными средствами подачи тока, которые, таким образом, берут на себя функцию питания агрегатов летательного аппарата (или двигателя) в течение этого периода отключения.

Предпочтительным образом отключающее устройство активирует упомянутое отключение и пуск альтернативного средства в процессе изменения в сторону повышения скорости вращения турбомашины, при этом повышение скорости вращения превышает заданную величину. Упомянутая величина, с которой действует отключающее устройство, выбрана в зависимости от необходимого запаса по помпажу при ускорении режима.

Предпочтительно упомянутое ускорение является ускорением между режимом замедления и полным газом.

В частном варианте воплощения альтернативное средство является устройством хранения электроэнергии, соединенным с распределительной шиной постоянного тока через выключатель.

Предпочтительно устройство хранения образовано, по меньшей мере, суперконденсатором. Этот тип устройства имеет преимущество в том, что выдает значительную плотность тока, связанную с малыми продолжительностями разряда.

Предпочтительно упомянутое отключающее устройство предназначено для того, чтобы включить при необходимости один или несколько генераторов сверх их номинальной работы для обеспечения повторной зарядки упомянутого устройства хранения.

Более предпочтительно упомянутый генератор работает в режиме, равном 120% его номинального режима работы, после прекращения пуска упомянутого альтернативного средства подачи постоянного тока. Еще более предпочтительно упомянутый генератор работает при режиме, равном 150% от его номинального режима работы, в течение менее 30 секунд.

В изобретении рекомендуется также использовать приемлемые запасы при форсированном режиме для генераторов переменной частоты или постоянной скорости для осуществления в полете подзарядки суперконденсаторов или эквивалентных устройств.

Изобретение касается также турбомашины, снабженной описанной выше системой генерирования электроэнергии.

В особом варианте воплощения этой турбомашины емкость упомянутого альтернативного средства и работа в форсированном режиме упомянутого генератора рассчитаны для последовательного осуществления двух циклов выдачи тока упомянутым альтернативным средством и подзарядки упомянутым генератором, при этом оба цикла соответствуют ускорению от режима замедления до режима полного газа с последующим немедленным замедлением от режима полного газа до режима замедления, причем коэффициенты ускорения и замедления равны максимальным коэффициентам, разрешенным регулированием.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг. 1 схематично изображает электрическую систему летательного аппарата по известному уровню техники;

- фиг. 2 схематично изображает электрическую систему летательного аппарата в соответствии с вариантом воплощения изобретения;

- фиг. 3 представляет схему управления электрической системы по фиг. 2, и

- фиг. 4 изображает схему, представляющую развитие подачи электрической мощности в различных агрегатах в процессе изменения режима работы.

На фиг. 1 изображена традиционная электрическая система летательного аппарата, такого как пассажирский летательный аппарат, оснащенный двумя реактивными двигателями. Каждый двигатель приводит один генератор переменной частоты, обозначенный соответственно G1 и G2, которые вырабатывают переменный ток, который затем разводится по летательному аппарату шиной переменного тока Вus AC 1 и Bus AC 2. Эти две шины питают единую шину переменного тока Bus AC, к которой подключены различные виды агрегатов летательного аппарата, потребляющие электрическую мощность в виде переменного тока.

Кроме того, летательный аппарат содержит две батареи ВАТ 1 и ВАТ 2, которые питают электрическую шину, обозначенную здесь Вus DC, к которой подключены различные виды агрегатов летательного аппарата, потребляющие электрическую мощность в виде постоянного тока. Кроме того, преобразователь постоянный ток/переменный ток Stat Inv позволяет батареям ВАТ 1, ВАТ 2 питать шину Bus AC переменным током.

Для подзарядки этих батарей генераторы G1 и G2 приводят в движение преобразователи постоянного тока, DC Conv 1 и DC Conv 2, которые подают постоянный ток на шины постоянного тока, называемые Bus DC 1 и Bus DC 2. Эти две шины DC 1, DC 2 далее соединены с единой шиной, называемой Bus Batterie, которые передают полученную энергию двум батареям для осуществления их подзарядки.

Фиг. 2 изображает ту же электрическую систему, в которую добавлены элементы для воплощения изобретения. Добавлены два дополнительных источника энергии, подключенный каждый к одному из двигателей, которые выполнены в виде двух суперконденсаторов или батарей большой емкости, SUP 1 и SUP2. Преимуществом использования суперконденсатора является повышенный срок их службы: они могут выдерживать большое количество циклов использования, сравнимых с использованием встроенных аэрокосмических систем. Последние соединены с шиной постоянного тока Bus DC 1 или Bus DC 2 соответствующего двигателя через размыкатель, называемый переходным прерывателем, В1 и соответственно В2. Замыкание этих прерывателей в случае дополнительного точечного запроса электрической мощности вызывает разряд энергии, накопленной в суперконденсаторах, прежде всего в шины постоянного тока DC 1 и DC 2, затем в единую шину, где она дополнит батареи ВАТ 1 и ВАТ 2 для выдачи энергии через шину Bus DC оборудованию, использующему постоянный ток.

Подзарядка суперконденсаторов осуществляется путем отбора тока с шин постоянного тока DC 1 DC 2, когда запрос на дополнительную мощность выполнен, для питания шины, специально предназначенной для подзарядки, называемой здесь Bus Transitoire, с которой соединены суперконденсаторы SUP 1 и SUP 2. Два прерывателя, называемые прерывателями подзарядки, А1 и соответственно А2, расположены для этого соответственно между шинами постоянного тока DC1 и DC2 и переходной шиной для осуществления подзарядки.

Фиг. 3 изображает в соответствии с изобретением систему электрического управления различными агрегатами, участвующими в подаче тока. На этом чертеже представлены только агрегаты, предназначенные для одного турбореактивного двигателя, но другие подобные агрегаты очевидно соединены с каждым из двигателей летательного аппарата.

Представленный турбореактивный двигатель классически содержит встроенное устройство управления ECU, которое управляет положением топливодозирующего прибора FMU для регулирования скорости его вращения. Вращающийся вал этого турбореактивного двигателя механически приводит коробку для привода аксессуаров AGB, которая содержит, кроме того, генератор переменной частоты G1.

На уровне летательного аппарата классически имеется блок управления электропитанием CONT, функцией которого подключить или отключить различные агрегаты, которые питаются электрическим током, переменным или постоянным, к различным агрегатам, которые потребляют электроэнергию. Этот блок управления связан прежде всего с встроенным устройством управления ECU, которое способно направить ему требование, называемое разрядом, для начала осуществления отключения и которое способно подать сигнал приема, обозначающий подтверждение приема, и, при необходимости, правильное исполнение. Далее он связывается с переходными прерывателями типа размыкателя В1 для того, чтобы, с одной стороны, разрешить или прекратить подачу мощности суперконденсатором SUP1, и А1 для того, чтобы разрешить или прекратить зарядку суперконденсатора для шины DC. Наконец, он соединяется с задающим генератором GСU этого генератора G1 для запуска последнего путем подачи тока возбуждения после выключения.

Как изображено на фиг. 2, электрические токи, будь они получены от суперконденсатора SUP1 или от генератора G1 через преобразователь, поступают далее на шину постоянного тока DC1 для подачи в зависимости от необходимости на агрегаты летательного аппарата или также на агрегаты двигателя.

Фиг. 4 изображает изменение снабжения электроэнергией различных агрегатов по изобретению в процессе последовательных изменений режимов турбореактивного двигателя. Первая кривая показывает изменение во времени положения рычага управления газом, который может управляться автоматически или вручную, и изменения режима двигателя вследствие этого. Оно соответствует серии четырех быстрых ускорений от малого газа до полного газа, за которыми следуют быстрые сбросы газа, при этом два первых ускорения-замедления осуществляются непосредственно одно после другого. За этими двумя циклами следуют далее один цикл, образованный ускорением со стабилизацией, за которой следуем замедление, затем один цикл ускорения, за которым сразу следует замедление.

Вторая кривая соответствует мощности, поданной на генератор переменной частоты G1 в процессе описанных выше циклов. Эта мощность равна нулю в течение фаз ускорения режима турбореактивного двигателя, затем достигает 150% от максимальной величины, которая используется при нормальной работе в процессе последующего замедления. Такое использование действительно возможно, так как генераторы рассчитаны для возможной работы в периоды порядка пяти минут при коэффициентах, превышающих в 1,5 раза их номинальную мощность. В изобретении предлагается использовать с выгодой эту мощность, выдаваемую генератором, по меньшей мере, 120% и предпочтительно до 150% от его номинальной мощности в течение времени, меньшего тридцати секунд и предпочтительно меньшего двадцати секунд. Так, в течение этого времени имеется дополнительно 50% мощности, которая свободна для подзарядки суперконденсаторов. После времени этого использования выше номинальной мощности отбираемая мощность возвращается к 100% своей номинальной мощности, при условии что суперконденсаторы заряжены и что не требуется нового быстрого ускорения турбореактивному двигателю.

Третья кривая показывает мощность, выдаваемую суперконденсаторами в течение этих фаз. Она все время равна нулю за исключением быстрых ускорений. В ходе последних мощность, которую они выдают, равна 100% номинальной величины генераторов переменной частоты, которые они дополняют.

Наконец, четвертая кривая дает функцию во времени энергии, имеющейся в суперконденсаторе, с учетом его разряда в фазе ускорения и его подзарядки дополнительной мощностью, выдаваемой генераторами после ускорения. Кривая, кроме того, показывает пунктиром величину минимального заряда, при которой может быть начато ускорение c прекращением отбора мощности с генератора переменной частоты без того, что на агрегаты будет подаваться недостаточно питания. Настоящая иллюстрация показывает расчет системы, когда можно прибегнуть к двум полным ускорениям, за которыми следует быстрое замедление.

Далее в соответствии с изобретением будет описана работа системы контроля питания электрической мощностью агрегатов летательного аппарата, потребляющего постоянный ток.

Протекание цикла быстрого ускорения, за которым следует быстрое замедление, происходит следующим образом.

Летательный аппарат должен оставаться хозяином управления электрической сетью, поэтому компьютер двигателя не может сам влиять на выработку электроэнергии. Предусмотрено, таким образом, что он направляет такой запрос компьютеру управления электрической сетью CONT. Когда пилотом или автоматическим рычагом получен запрос на ускорение, компьютер двигателя ECU анализирует через управление мощностью, что он должен осуществить ускорение, и он направляет авиационному контролеру требование, чтобы последний осуществил разряд одного или нескольких электрических генераторов, которые механически приводятся двигателем. Отобранная с турбомашины мощность одним или несколькими электрическими генераторами является, таким образом, нулевой, что смещает вниз рабочую точку двигателя на диаграмме компрессора высокого давления, что способствует необходимому запасу при помпаже последнего.

Изобретение предусматривает только питание сети DC в переходном периоде. Управляющий компьютер летательного аппарата отключает, таким образом, ток возбуждения генераторов G1 и G2 и переводит генерирование постоянного электрического тока на суперконденсаторы SUP 1 и SUP 2 с помощью переходных прерывателей В1 и В2. Эти суперконденсаторы обеспечивают подачу тока на шины DC1 и DC2 и в конце на агрегаты, которые не питаются больше от генераторов G1 и G2 через преобразователи CONV1 и CONV2.

Когда ускорение закончено, компьютер ECU двигателя направляет информацию блоку управления CONT летательного аппарата, который может, таким образом, включить генераторы G1 и G2, реактивируя ток возбуждения. Таким образом, возвращаемся к нормальной конфигурации, но с частично разряженными суперконденсаторами.

Для устранения этого блок управления летательным аппаратом CONT, как только он запускается, направляет генераторам команду на подачу энергии, равной 150% от их номинальной величины, и замыкает зарядные прерыватели А1 и А2. Избыток в 50% мощности, выработанной таким образом, которая не используется агрегатами потребителями энергии постоянного тока, поступает в переходную шину и заряжает суперконденсаторы. После относительно короткого времени суперконденсаторы заряжены достаточно для осуществления серии двух последовательных ускорений и блок управления летательным аппаратом может остановить запрос превосходящей обычную меру подачи мощности и привести генераторы G1 и G2 к их номинальной величине в 100%.

Таким образом, существо изобретения заключается в замене в процессе переходных фаз работы двигателя, называемых иначе сокращенно «переходными процессами». Переходные фазы использования являются фазами, в ходе которых двигатель изменяет режим работы. Эти переходные фазы являются особенно востребованными для турбореактивного двигателя, при этом обеспечение мощности постоянного электрического тока обычно обеспечивается или генераторами переменной частоты, или нет, предназначенной или нет для этого системой аккумуляции электрической энергии.

Изобретение требует точного определения начала переходных фаз двигателя для того, чтобы предвидеть отключение отбираемой мощности. Это определение осуществляется ECU с использованием изменения команды режима двигателя (например, команды двигателя для ступеней высокого давления/низкого давления), команда может поступать или от рычага управления пилота, или от автоматического рычага, или автоматические команды изменения режима, поступающие от ECU. В частности, определение является достаточно быстрым для осуществления отключения отбора мощности на двигатель перед ускорением двигателя.

Авиационный блок управления, образованный устройством отключения CONT, управляет путем воздействия на переходные прерыватели В1 и В2 отключением генераторов G1 и G2 в переходном режиме, что уменьшает нагрузку в течение этого времени работы турбомашины вследствие прекращения отбора механической мощности с вала. Шина DC, таким образом, питается в течение переходного режима батареями или предназначенными для этого суперконденсаторами SUP1 и SUP2.

Отключение отбираемой механической мощности от реактивного двигателя позволяет уменьшить напряжения в конструкции турбомашины, в частности, для запаса для помпажа компрессора в процессе ускорения. Это позволяет, делая возможным оптимизацию конструкции компрессора, улучшить отдачу компрессии, уменьшить размер корпуса ступени высокого давления - в случае отбора мощности с вала высокого давления - и, таким образом, уменьшить потребление топлива. Дополнительно это изобретение может также позволить второстепенным образом уменьшить массу турбореактивного двигателя. Определенный результат при потреблении топлива летательным аппаратом в полете является, таким образом, выгодным, если только превышение массы, вызванное установкой дополнительной системы аккумуляции электрической энергии, является достаточно малым.

Электрическая мощность подается на агрегаты летательного аппарата или двигателя на месте и вместо электрических генераторов предпочтительно суперконденсаторами, которые представляют собой при современной технологии наилучшие варианты в показателях плотности требуемой электрической энергии с продолжительностями разряда порядка десятка секунд, что сравнимо с длительностями переходного процесса турбореактивных двигателей.

Кроме того, так как предлагается также питать только сеть DС в течение переходного процесса, следует отметить, что нагрузки, которые обычно размещаются в сети переменного тока - как, например, кухонные варочные панели или духовки, устройства для размораживания или холодильники - имеют значительную инерцию, вследствие того, что их постоянная времени значительно шире максимального времени переходного режима. Таким образом, выключение их электропитания в процессе переходного режима не создает особых проблем.

Количество энергии, запасенной в суперконденсаторах, ограничено. Таким образом, следует предусмотреть устройство подзарядки. Для этого система аккумуляции электроэнергии подзаряжается в процессе замедления турбореактивного двигателя, который следует за подъемом режима, или в течение стабильной работы. Именно нормальная система получения электроэнергии подходит для этой операции. Когда на шине DC имеется необходимая энергия, зарядные прерыватели А1 и А2 замкнуты для зарядки суперконденсаторов. Стратегия управления приоритетами в этом плане использована в электрическом управлении летательного аппарата с использованием устройства отключения CONT для того, чтобы не заряжать суперконденсаторы в ущерб нагрузкам, считающимися более важными в этот момент.

Наконец, отключение отбора механической мощности с вала вращения турбореактивного двигателя могло бы уменьшить уровень тяги при замедлении. Это позволило бы, таким образом, уменьшить потребление топлива летательным аппаратом, так как турбореактивный двигатель, вращающийся более медленно, меньше потребляет в фазе сближения, и затем потому, что профиль полета может быть оптимизирован c учетом нового уровня тяги.

Изобретение описывает отключение генераторов и пуск суперконденсаторов в процессе ускорения, происходящем от режима замедления до режима полного газа. Оно также может использоваться только во время ускорения, происходящего от режима, большего или равного режиму замедления, к режиму, меньшему или равному режиму полного газа. Оно может быть также использовано при ускорениях, которые не осуществляются в ответ на резкие движения рычага - то есть движения, для которых коэффициенты ускорения и замедления режима являются максимально разрешенными регулятором ECU степенями и инерционными характеристиками ротора - но при ускорениях, которые были бы просто выше заранее заданного коэффициента.

В случае необходимости сверхпотребления в переходном режиме для получения энергии, превышающей номинальную в течение короткого времени, то есть того же порядка, что и фазы ускорения примерно в 6 секунд на генераторе системы электропитания летательного аппарата, устройство по изобретению позволяет предпочтительно ограничить отбор механической мощности с двигателя, отдавая преимущество отбору с суперконденсаторов. В этом случае требования разрядов, таких как представлены на фиг. 3, могут быть дополнены запросом от систем управления летательным аппаратом. Другие авиационные системы могут командовать управлением электропитанием и, таким образом, получить выгоду. Управление питанием может быть осуществлено также получением команд от других систем, нежели двигатель, для инициирования разряда.

Например, в случаях переходного сверхпотребления, связанного с использованием таких авиационных силовых приводов, как: выпуск шасси, закрылков, или реверсоров, устройство позволяет предпочтительно исключить повышенный отбор мощности с двигателя.

1. Система генерирования электроэнергии для питания током, по меньшей мере, одного агрегата летательного аппарата, работающего на тяге, создаваемой турбомашиной, содержащая, по меньшей мере, один накопитель электроэнергии (ВАТ 1, ВАТ 2), по меньшей мере, один генератор тока (G1, G2), выполненный с возможностью механического привода от вала вращения турбомашины, и электрические соединения между накопителем электроэнергии, генератором и агрегатами летательного аппарата для питания агрегатов током, содержащая, по меньшей мере, одно альтернативное средство подачи тока (SUP1, SUP2) агрегатам, независимое от какого-либо механического привода валом вращения турбомашины, и устройство отключения (CONT), предназначенное для отключения одного или нескольких генераторов и одновременного пуска альтернативного средства, отличающаяся тем, что устройство отключения (CONT) для активации отключения и пуска альтернативного средства подачи тока выполнено с возможностью управления параметром управления или работы турбомашины.

2. Система генерирования электроэнергии по п. 1, в которой устройство отключения активируется командой нарастания режима работы турбомашины.

3. Система генерирования электроэнергии по п. 2, в которой устройство отключения активирует отключение и пуск альтернативного средства в процессе изменения в сторону повышения скорости вращения турбомашины, при этом повышение скорости вращения превышает заданную величину.

4. Система генерирования электроэнергии по п. 2, в которой упомянутой командой является команда нарастания режима работы между режимом малого газа и режимом полного газа.

5. Система генерирования электроэнергии по п. 1, в которой альтернативным средством является устройство для хранения электроэнергии, соединенное с распределительной шиной постоянного тока через прерыватель (В1, В2).

6. Система генерирования электроэнергии по п. 5, в которой устройство хранения образовано, по меньшей мере, суперконденсатором (SUP 1, SUP 2).

7. Система генерирования электроэнергии по одному из пп. 5 или 6, в которой устройство отключения (CONT) выполнено с возможностью включения по запросу одного или нескольких генераторов сверх их номинального режима работы для обеспечения зарядки упомянутого устройства для хранения.

8. Система генерирования электроэнергии по п. 7, в которой упомянутый генератор работает в режиме, превышающем 120% от его номинального режима работы, после прекращения пуска упомянутого альтернативного средства.

9. Система генерирования электроэнергии по п. 8, в которой упомянутый генератор работает в режиме, равном 150% от его номинального режима работы, в течение менее 30 секунд.

10. Турбомашина, снабженная системой генерирования электроэнергии по одному из предыдущих пунктов.

11. Турбомашина по п. 10, в которой емкость упомянутого альтернативного средства и работа в форсированном режиме упомянутого генератора рассчитаны для обеспечения последовательности двух циклов снабжения током альтернативным средством и зарядки упомянутым генератором, причем упомянутые два цикла соответствуют ускорению от режима малого газа до режима полного газа с последующим немедленным замедлением от режима полного газа до режима малого газа, причем коэффициенты ускорения и замедления равны максимальному коэффициенту, разрешенному регулированием.



 

Похожие патенты:

Использование – в области электротехники. Технический результат – повышение эффективности электропитания.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для управления сетью электрического питания летательного аппарата. Техническим результатом является снижение затрат энергии, повышение КПД.

Использование – в области электротехники. Технический результат – повышение гибкости при размещении установок с сервоприводами.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение дистанционного контроля исправности цепи при сокращении элементной базы за счет использования отключаемого источника электроснабжения для питания цепей контроля и управления отключением источника электроснабжения.

Изобретение относится к области энергетики и электротехники и может быть использовано в устройствах для преобразования термодинамической энергии в электрическую, используемых в качестве источника электрической энергии в системах электропитания автономных электроэнергетических комплексов.

Использование: в области электроэнергетики. Техническим результатом является обеспечение двухступенчатого автоматического ввода резерва при поддержании необходимого уровня заряда аккумуляторных батарей.

Изобретение касается аварийного освещения рельсового транспортного средства. Аварийное освещение рельсового транспортного средства включает в себя основное освещение из светоизлучающих диодов.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к построению систем электропитания постоянного тока особо важных потребителей электроэнергии, требующих повышенного качества электроэнергии.

Использование: в области релейной защиты и автоматики. Технический результат - повышение устойчивости технологических систем за счет ввода в устройство блока управления АВР, позволяющего выполнять расчеты и выбор оптимального алгоритма работы для данного режима работы предприятия и энергосистемы.

Изобретение относится к области электротехники и предназначено для использования в местах проведения подземных работ. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов и предназначено для построения системы управления полетом и реализации энергоснабжения рулевых агрегатов самолета в нормальных и аварийных условиях полета.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для управления сетью электрического питания летательного аппарата. Техническим результатом является снижение затрат энергии, повышение КПД.

Изобретение относится к способу электроснабжения для пассажирского самолета в случае аварии. Для электроснабжения пассажирского самолета подключают заменяемые блоки, выполненные в виде тележки бортовой кухни, багажного или грузового контейнера в местную сеть электроснабжения потребителей или в сеть аварийного электроснабжения при необходимости.

Изобретение относится к вспомогательным силовым установкам летательных аппаратов. Система (3) питания воздухом вспомогательной силовой установки (2) летательного аппарата включает в себя канал (30) питания воздухом вспомогательной силовой установки, блок (4) управления расходом воздуха, поступающего во вспомогательную силовую установку, и клапан (31) впуска воздуха снаружи летательного аппарата, расположенный на входе канала (30) питания.

Изобретение относится к способу электрического питания летательного аппарата. Для питания электрических нагрузок летательного аппарата подают питание от главной силовой установки (MPS1, MPS2) класса двигателя в нормальном режиме ее работы с помощью распределительной шины (ACBUS1, ACBUS2, DCBUS1, DCBUS2) или от генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме, а также обеспечивается питание подсети аварийного питания (EEPDC) от независимого аварийного источника (S) энергии в случае неисправности генератора (G1, G2) тягового двигателя в аварийном режиме работы.

Изобретение относится к вспомогательным силовым установкам летательных аппаратов. Способ снабжения дополнительной мощностью летательного аппарата заключается в использовании ВСУ (2) в аварийном режиме для подачи вспомогательной мощности жизненно важным системам летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок вертолетов. Вертолет содержит вспомогательный двигатель, подключенный с возможностью непосредственного участия в подаче механической или электрической движущей и электрической недвижущей энергии летальному аппарату.

Изобретение относится к авиации и касается панелей жесткости. Панель жесткости содержит оболочку и удлиненный элемент жесткости.

Группа изобретений относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата с убирающимся воздушным винтом включает передний и задний лонжерон, предкрылок, двигатель, воздушный винт, лопасти воздушного винта.

Изобретение относится к вспомогательной силовой установке (ВСУ) летательного аппарата. Дренажная мачта (13) для слива жидкостей из отсека (11) ВСУ летательного аппарата имеет первый конец (15), присоединенный к отсеку (11) ВСУ, и второй конец (17) для выпускания жидкостей в атмосферу.

Группа изобретений относится к системе генерирования электроэнергии для питания агрегатов летательного аппарата и турбомашине, содержащей такую систему. Система генерирования электроэнергии содержит накопители электроэнергии, генераторы тока, приводимые во вращение от вала турбомашины, электрические соединения между накопителем электроэнергии, генератором и агрегатами летательного аппарата для питания агрегатов током, альтернативное средство подачи тока агрегатам, устройство отключения генераторов и одновременного пуска альтернативного средства. Обеспечивается управление электропитанием, исключение повышенного отбора мощности с двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх