飞行器的电力网络的管理方法

飞行器的电力网络的管理方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器的电力供给领域，尤其涉及一种飞行器的电力供给系统的管理方法。
【背景技术】
[0002]常规地，飞行器包括供电系统，该供电系统被用于向飞行器的各个设备供电(机械动作器、飞行控制、乘客座位多媒体系统、机舱通风等等)。从电力方面来说，一件飞行器设备被认为是一消耗电能的负载。
[0003]为了允许供电系统中电能的集成管理，存在两种可能的负载类型:对于飞行器的运行很重要的“必需”负载(飞行控制等等)，以及对于飞行器的运行不那么重要的“非必需”负载(乘客座位多媒体系统、机舱通风等等)。负载还根据所安装的位置被划分，以便由最近的电源供电，并且尽可能避免冗余和/或功能连接设备造成的损失。
[0004]常规地，电源供给系统包括在飞行器的推进中从飞行器的发动机吸取功率的主电源。换言之，飞行器发动机，一方面提供推进功率以允许飞行器移动，并且另一方面提供非推进功率，该非推进功率被用作供电系统的主电源。
[0005]多年以来，飞行器的电能需求增大。同样，当飞行器发动机以降低功率运行时(例如，在着陆时)，供电系统有时并未被提供足够电力，这是不利的，并且不允许向非必需负载(乘客座位多媒体系统等等)供电，这对飞行器乘客是不好的。消除该弊端的切实解决方案是增大着陆时飞行器发动机的速度，但是这一增大增加了燃料消耗并且是不希望的。
[0006]TURBOMECA公司递交的专利申请FR 2 964 087提出了当发动机不足以满足供电系统的需求时使用主电力单元，也就是将主电力单元用作辅助电源。同样，在默认情况下，飞行器的发动机始终负荷并且必须过载以满足电力需求。此类型的供电系统的管理产生了燃料的过度消耗这一弊端。

【发明内容】

[0007]为了消除这些不足中的至少一些，本发明涉及一种飞行器的供电系统的管理方法，该供电系统包括:至少一个分配母线，设置为向电负载供电；至少一个发电机，属于飞行器的推进发动机，能够提供电能供给；至少一个发动机级主电力单元，能够提供电能供给；多个接触器，能够将分配母线电连接到推进发动机发电机和/或主电力单元上；以及管理模块，能够控制接触器。在该方法中，在飞行器的正常工作条件下，管理模块控制接触器，以使用发动机级主电力单元向分配母线供电；以及在飞行器的备用工作条件下，管理模块控制接触器，以使用推进发动机发电机向分配母线供电。
[0008]根据管理方法，在正常飞行条件下，飞行器的发动机在默认情况下不再涉及提供电能。换言之，为了所述发动机提供有效的非推进功率而使飞行器的发动机过大则不再必要。实际上，根据本发明，飞行器的发动机发电机仅用在备用工作模式下，也就是说，仅用在发动机级主电力单元故障的情况下。有利地，在正常飞行条件下，飞行器的发动机欠载，这允许减少发动机的燃料消耗。在正常工作条件下，飞行器发动机生成的功率主要是推进功率，非推进功率由发动机级主电力单元提供。
[0009]发动机级主电力单元的使用意味着能够独立于飞行器的发动机来满足供电系统的需求，这提高了能效。此外，发动机级主电力单元比常规的辅助电力单元更可靠，这是有利的。
[0010]较优地，在飞行器的正常工作条件下，分配母线仅由发动机级主电力单元供电以避免对推进发动机发电机的任何使用。
[0011]更较优地，供电系统包括第一发动机级主电力单元和第二发动机级主电力单元，供电系统包括至少两个分配母线，分配母线分别属于供电系统的右手部分和左手部分，在飞行器的正常工作条件下，第一发动机级主电力单元和第二发动机级主电力单元分别向供电系统的第一部分的分配母线和第二部分的分配母线供电，以便增加电力供给的可靠性，飞行器仍能够工作在供电系统的一部分故障的情况下。
[0012]根据本发明的一方面，在第一发动机级主电力单元故障的情况下，第二发动机级主电力单元单独向供电系统的第一部分和第二部分的分配母线供电。换言之，每个电力单元被调节以使得将电力连续提供给整个电力系统。
[0013]根据本发明的另一方面，在第一发动机级主电力单元故障的情况下，第二发动机级主电力单元向供电系统的第二部分的分配母线供电，且推进发动机发电机向供电系统的第一部分的分配母线供电。如果电力单元被调节以向供电系统的单个部分供电，则推进发动机发电机向电力单元出现问题的系统的部分供电。
[0014]较优地，供电系统包括第一推进发动机发电机和第二推进发动机发电机，在飞行器的备用工作模式下，第一推进发动机发电机和第二推进发动机发电机分别向供电系统的第一部分的分配母线和第二部分的分配母线供电。
[0015]较优地，供电系统包括应急备用供电系统，在备用工作模式下推进发动机发电机故障的情况下，管理模块控制接触器以使用独立的应急电源向应急备用供电系统供电。因此，在主电力单元和推进发动机发电机同时失效的情况下，仍能够向飞行器的重要功能供电。
【附图说明】
[0016]参照附图进行说明且仅以示例方式给出的说明使得有利于更清楚地理解本发明，在附图中:
[0017]图1为根据本发明的不具有电源的供电系统的示意图；
[0018]图2为采用电池供电的供电系统的示意图；
[0019]图3为采用外部电连接供电的供电系统的示意图；
[0020]图4为在正常工作条件下，采用发动机级主电力单元供电的供电系统的示意图；
[0021]图5A为由飞行器的单个燃气发电机来激活发动机级主电力单元的示意图；
[0022]图5B为由飞行器的两个燃气发电机来激活发动机级主电力单元的示意图；
[0023]图6为采用单个发动机级主电力单元供电的供电系统的示意图；
[0024]图7为供电系统的示意图，在该供电系统中，左手部分由单个发动机级电力单元供电，且右手部分由飞行器的发动机供电；
[0025]图8为供电系统的示意图，在该供电系统中，左手部分和右手部分由单个发动机级电力单元供电；
[0026]图9为供电系统的示意图，在该供电系统中，左手部分和右手部分由飞行器发动机供电；
[0027]图10为采用应急电源供电的供电系统的示意图。
[0028]应当注意，附图以本发明实施例的详细方式表现出本发明，在必要时当然可以使用所述附图来更好地限定本发明。
【具体实施方式】
[0029]参考图1，飞行器通常包括供电系统I以向飞行器的多件设备供电(机械动作器、飞行控制、乘客座位多媒体系统、机舱通风)。在电力方面，一件飞行器设备被当作一负载，该负载消耗电能并且由AC或DC电力分配母线供电。在此示例中，供电系统I包括五个分配母线、两个主交变电流母线(ACBUS1、ACBUS2)和三个直流电流母线(DCBUS1、DCBUS2、DCBATBUS)，以及同样已知为应急电力分配中心的应急备用供电系统EETOC。
[0030]换言之，每个母线依据供电系统I的负载需要(直流电流或交变电流)将电能分配到该负载。
[0031]常规地，供电系统按照在飞行器中的位置分为两个部分:一个部分被称为“左手”部分，且一个部分被称为“右手”部分。在此示例中，左手部分包括两个左手分配母线(ACBUS1、DCBUS1)，而右手部分包括两个右手分配母线(ACBUS1、DCBUS1)，电池母线(DCBATBUS)由右手部分和左手部分共用。优选地，供电系统是对称的，这简化了供电系统的重新配置。
[0032]仍参考图1，供电系统I还包括向电池母线DCBATBUS供电的电力电池BAT1、BAT2。当飞行器飞行或者当飞行器在地面上时，电力电池BAT1、BAT2还能够通过电池母线DCBATBUS再充电。在图1中，供电系统I能够被连接到机场的外部电力连接EXT上，其允许将电能提供给整个供电系统I而不需使用飞行器自身的电源。
[0033]在此示例中，在本领域的技术人员已知方式下，直流电流母线(DCBUS1和DCBUS2)由电池母线(DCBATBUS)供电、或由交变电流母线(ACBUS1、ACBUS2)经由变压器(TR l和TR2)供电、或由两者供电。
[0034]仍参考图1，供电系统I包括两个发电机G1、G2，这两个发电机被飞行器MOT1、MOT2(未示出)的主推进发动机来驱动，主推进发动机能够提供电能供给。常规上，主发动机ΜΟΤ1、ΜΟΤ2安装在飞行器上并且能够提供飞行器移动所需的推进力。推进发动机的发电机G1、G2生成的电能源是本领域的技术人员已知的并且不再详述。依据飞行器和/或相关供电系统的类型，推进发动机发电机G1、G2的数量能够多于两个。此外，推进发动机发电机G1、G2的数量与飞行器的主发动机MOTl、MOT2的数量无关。
[0035]根据本发明，参考图1，供电系统I该包括两个发动机级主电力单元MPSl、MPS2，这两个发动机级主电力单元能够提供电能供给。从TURBOMECA公司递交的专利申请FR 2 964087中已知所述主电力单元。
[0036]随后，主电力单元被称为主电力单元，并且用“Main Power Source”的首字母缩略词为“MPS”指代。MPS电力单元以辅助电力单元(首字母缩略词为“APU”)为基础，辅助电力单元的可靠性增大到等于飞行器的推进发动机的可靠性。为此，MPS电力单元据说是“发动机级”的。MPS电力单元由一个或更多热发生器组成，该一个或更多热发生器驱动一个或更多发电机。热发生器能够属于燃气涡轮机或活塞发动机类型，发电机能够是永磁发电机或者三相发电机(永磁发电机或PMG、励磁机、交流发电机)，发电机由功率乘法器或(可选的)倍频器来直接耦合到反应器上。
[0037]供电系统I还包括应急备用系统EEF1DC (Emergency Electrical PowerDistribut1n Centre，应急电力分配中心)，在供电系统I的电源的大范围故障(主电力单元MPS2、MPS2和发电机G1、G2的故障)中，EEPDC能够向大多数的必需负载供电。
[0038]应急备用系统EETOC被连接到应急电源S上，举例来说，应急电源采用本领域的技术人员所知作为RAT (Ram Air Turbine，冲压空气涡轮)的发电的推进器的形式。因此，采用与风力涡轮相同的形式，RAT推进器允许为飞行器的重要功能供电。
[0039]仍参考图1，不同的母线和不同的电能源经由多个接触器C1-C18来连接，多个接触器由本领域的技术人员已知为PEPDC的管理模块(未示出)来控制，首字母缩略词PEroc指的是主电力分配中心(Primary Electrical Power Distribut1n Centre)。此类的管理模块允许控制接触器C1-C18，以便依照供电系统I的期望配置将某些电源连接到某些分配母线上。有利地，管理模块允许按照优先顺序使用电源，从而控制在正常的飞行工作情况、在备用工作模式或在应急工作条件下电源的使用，之后将对此进行详述。
[0040]参考图1，供电系统I包括允许电连接两个主电力单元MPS1、MPS2的两个接触器C1-C2，以及电连接两个推进发动机发电机G1、G2的两个接触器C3-C4，接触器C3允许电连接外部电力连接。
[0041]接触器C6-C7允许将交变电流母线ACBUSl、ACBUS2分别连接到主电力单元MPSl、MPS2上。接触器C8-C9允许将交变电流母线ACBUSl、ACBUS2连接到应急备用系统EEPDC上。类似地，接触器ClO-Cll允许将变压器TR1、TR2分别连接到直接电流母线DCBUS1、DCBUS2上，所述直流电流母线经由接触器C12-C13分别被连接到电池母线DCBATBUS上。电池BATl、BAT2经由接触器C14-C15分别被连接到电池母线DCBATBUS上。
[0042]对于这一部分，接触器C16将应急备用系统EEPDC连接到应急电源S上，连接器C17将应急备用系统EEPDC连接到电池母线DCBATBUS上。如图1中所示，接触器C18将供电系统的左手部分连接到供电系统的右手部分。
[0043]管理模块控制接触器C1-C18，从而重新配置供电系统且将某些电源连接到某些分配母线上。在图1中所示的示例中，接触器C1-C18全部断开。
[0044]根据本发明，在的飞行器正常工作条件下，分配母线由发动机级主电力单元MPS1、MPS2供电，而在飞行器的备用工作模式中，分配母线由推进发动机发电机G1、G2供电。“备用工作模式”意味着，主电力单元MPS1、MPS2中的至少一个出现问题。管理模块控制接触器C1-C18，以使得主电力单元MPS1、MPS2在默认情况下将电能提供给分配母线，以免由飞行器的主发动机MOTl、M0T2负担，这限制了所述发动机MOTl、M0T2的燃料消耗。
[0045]如图1中所示，供电系统I的“左手”部分的分配母线在正常工作条件下能够由第一电力单元MPSl供电，并且在备用工作模式下能够由第一推进发动机发电机Gl供电。类似地，供电系统I的“右手”部分的分配母线在正常工作条件下能够由第二电力单元MPS2供电，并且在备用工作模式下能够由第二推进发动机发电机G2供电。
[0046]参考图2至10对图1中的管理供电系统的方法的多个实施例进行说明。在图2至10中，实线对应于电力供给，且虚线对应于不存在电力供给。在这些不同的实施例中，管理模块依照不同电源的可用性来控制接触器C1-C18。
[0047]电池供电
[0048]参考图2，当飞行器在地面上时，连接器C14-C15的连接激活飞行器电池BAT1、BAT2，以此方式向分配母线DCBATBUS供电。此类型的采用电池的供电与现有技术相同。_9] 电力连接供供电
[0050]参考图3，当飞行器在地面上时，供电系统I由机场的电力连接EXT供电，接触器C5、C6、C7、C8、C10、C11和C12的连接致使该电力连接向供电系统I的左手部分和右手部分的分配母线供电。尤其是，电力连接允许向AC母线(ACBUS1、ACBUS2)、DC母线(DCBATBUS、DCBUSl和DCBUS2)和变压器(TRl和TR2)供电。
[0051]有利地，如图3中所示，电力连接EXT允许在连接器C14-C15的连接作用下向飞行器的电池BAT1、BAT2再充电。此类型的采用电力连接的供电与现有技术相同。
[0052]正常工作条件下的独立供电
[0053]参考图4，在独立飞行器的情况下，例如在飞行中或在地面上(滑行)，供电系统I由主电力单元1?51、10^2供电，接触器(:1、02、06、07、08、(:10、(:11和C12的连接致使该主电力单元分别向供电系统I的左手部分和右手部分的分配母线供电。有利地，如图4中所示，电力单元 MPSl、MPS2 允许向 AC 母线(ACBUS1、ACBUS2)、DC 母线(DCBATBUS、DCBUSl 和DCBUS2)和变压器(TRl和TR2)供电，并且向飞行器的电池BAT1、BAT2再充电。
[0054]在正常工作条件下，推进发动机发电机G1、G2并不参与由供电系统进行的发电。此类型的供电系统I的管理与现有技术中需要使用推进发动机发电机G1、G2向分配母线供电的偏见截然不同。由此本发明，不再需要适配飞行器的推进发动机的速度以满足飞行器的电力需求。换言之，飞行器的发动机在正常工作条件下仅提供推进能量，这限制了发动机的燃料消耗。有利地，电力需求与推进需求不再相关。
[0055]备用飞行工作模式下的供电:MPS电力单元故障
[0056]根据第一方面，参考图5A，两个主电力单元MPS1、MPS2包括向整个系统I供电的单个燃气发电机GG。如前文所指，若主电力单元MPS1、MPS2为发动机级的，燃气发电机GG具有高可靠性，其可靠性与飞行器的推进发动机的可靠性等同。换言之，每个主电力单元MPS1、MPS2被调节以提供给全部的供电系统I。
[0057]根据这一假设，参考图6，如果第二主电力单元MPS2出现问题，且如果其燃气发电机GG没有问题，在管理模块的控制之下，如图6中所示，第一电力单元MPSl能够接管并且单独向供电系统I的右手部分和左手部分的分配母线供电。为此，接触器C2断开以断开第二主电力单元MPS2 。接触器C18闭合以允许向供电系统I的两个部分供电。
[0058]根据第二方面，参考图5B，两个主电力单元MPSl、MPS2中的每一个包括燃气发电机GG1、GG2。如前文所指，已知主电力单元MPS1、MPS2为发动机级的，每个燃气发电机GG1、GG2具有高可靠性。每个电力单元MPS1、MPS2被调节以提供给供电系统I的仅一部分。在此示例中，如前文所指，电力单元MPS1、MPS2分别向供电系统I的左手部分和右手部分的分配母线供电。
[0059]根据该假设，参考图7，如果第二主电力单元MPS2出现问题，则系统I的右手部分不再被直接供电。如图7中所示，假定第一主电源单元MPSl无法供给供电系统I的左手部分的分配母线之外的右手部分(ACBUS2、DCBUS2)的分配母线，第二推进发动机发电机G2被激活以取代第二主电力单元MPS2。为此，管理模块命令接触器C4闭合，而接触器C7保持断开。
[0060]在此示例中，第二发电机G2向分配母线ACBUS2、发电机TR2和分配母线DCBUS2供电。如图7中所示，对于电池BATl、BAT2方面，这些电池由第一电力单元MPSl充电。
[0061]当然，本发明同样可用在第一主电力单元MPSl故障的情况下，第一发电机Gl则接管。
[0062]参考图8，在第二电力单元MPS2和分配母线ACBUS2出现问题的情况下，第二推进发动机发电机G2无法向分配母线DCBUS2供电。
[0063]另外，管理模块控制接触器Cl3以便将分配母线DCBUS2连接到电池母线DCBATBUS上。
[0064]换言之，管理模块允许在第一主电力单元MPSl的供电能力的限制内向系统I的右手部分供电。在此示例中，参考图8，第一电力单元MPSl向系统I的整个左手部分并经由母线DCBATBUS向母线DCBUS2供电。
[0065]当然，本发明同样可用在第一主电力单元MPSl和母线ACBUSl故障的情况下，供电系统的管理有利地是对称的。
[0066]当然，推进发动机发电机Gl、G2还可以用于提供额外电力，而主电力单元被调整以向全部供电系统I供电。以此方式管理电能允许按照需要来将一些能量留作预备。
[0067]备用飞行工作模式下的供电:两个MPS电力单元故障
[0068]根据本发明，如图9中所示，在主电力单元MPSl、MPS2故障的情况下，管理模块命令推进发动机发电机G1、G2向分配母线供电。为此，接触器C3和C4被管理模块闭合，而接触器Cl、C2保持断开。
[0069]参考图9，当飞行器飞行时，推进发动机发电机Gl、G2向供电系统I供电，推进发动机发电机G1、G2分别向供电系统I的左手部分和右手部分供电。有利地，如图9中所示，发电机Gl允许向飞行器的电池BATl、BAT2再充电。
[0070]与在正常工作条件下独立工作(飞行或滑行)期间使用发电机G1、G2的现有技术不同，所述发电机仅被用在飞行器的备用工作模式中。
[0071]应急飞行工作条件下的供电
[0072]根据本发明，一方面在电力单元MPSl、MPS2故障的情况下，另一方面在发电机G1、G2故障的情况下，应急电源S向应急备用系统EEPDC供电，应急电源在此采用发电的RAT推进器形式，接触器C16则被闭合。电池BAT1、BAT2还牵涉在供电中，接触器C17也被闭合。此类的应急供电与现有技术类似。
【主权项】
1.一种管理飞行器的供电系统(I)的方法，所述供电系统(I)包括: 至少一个分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUS1、DCBUS2)，设置为向电力负载供电； 所述飞行器的推进发动机的至少一个发电机(G1、G2)，并且能够提供电能供给； 至少一个发动机级主电力单元(MPS1、MPS2)，能够提供电能供给； 多个接触器(C1-C18)，能够将所述分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUS1、DCBUS2)电连接到所述推进发动机的发电机(G1、G2)和/或所述主电力单元(MPS1、MPS2)上；以及 管理模块，能够控制所述接触器(C1-C18); 其中， 在所述飞行器的正常工作条件下，所述管理模块控制所述接触器(C1-C18)，以使用所述发动机级主电力单元(MPS1、MPS2)向所述分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUSU DCBUS2)供电；以及 在所述飞行器的备用工作条件下，所述管理模块控制所述接触器(C1-C18)，以使用所述推进发动机的发电机(G1、G2)向所述分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUS1、DCBUS2)供电。2.根据权利要求1所述的方法，其中，在所述飞行器的正常工作条件下，所述分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUS1、DCBUS2)仅由所述发动机级主电力单元(MPS1、MPS2)供电。3.根据权力要求I或2所述的方法，其中，所述供电系统(I)包括第一发动机级主电力单元(MPSl)和第二发动机级主电力单元(MPS2)，所述供电系统(I)包括至少两个分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUSU DCBUS2)，所述至少两个分配母线分别属于所述供电系统的右手部分和左手部分，在所述飞行器的正常工作条件下，所述第一发动机级主电力单元(MPSl)向所述供电系统(I)的第一部分的分配母线供电，所述第二发动机级主电力单元(MPS2)向所述供电系统(I)的第二部分的分配母线供电。4.根据权利要求3所述的方法，其中，在所述第一发动机级主电力单元(MPSl)故障的情况下，所述第二发动机级主电力单元(MPS2)独自向所述供电系统(I)的所述第一部分和所述第二部分的所述分配母线(ACBUS1、ACBUS2、DCBUS1、DCBUS2)供电。5.根据权利要求3所述的方法，其中，在所述第一发动机级主电力单元(MPSl)故障的情况下，所述第二发动机级主电力单元(MPS2)向所述供电系统的所述第二部分的分配母线(DCBUS2、ACBUS2)供电，且所述推进发动机的发电机(Gl)向所述供电系统⑴的所述第一部分的分配母线(DCBUSUACBUSI)供电。6.根据权利要求3-5中任一项所述的方法，其中，所述供电系统(I)包括第一推进发动机的发电机(Gl)和第二推进发动机的发电机(G2)，在所述飞行器的备用工作模式下，所述第一推进发动机的发电机(Gl)向所述供电系统的所述第一部分的分配母线(DCBUS1、ACBUS1)供电，所述第二推进发动机的发电机(G2)向所述供电系统的所述第二部分的分配母线(DCBUS2、ACBUS2)供电。7.根据权利要求1-6中任一项所述的方法，其中，所述供电系统(I)包括应急备用供电系统(EEPDC)，在备用工作模式下，在所述推进发动机的发电机(G1、G2)故障的情况下，所述管理模块控制所述接触器(C1-C18)以使用独立的应急电源(S)向所述应急备用供电系统(EEroc)供电。
【专利摘要】本发明提供了一种飞行器的供电系统(1)的管理方法。该供电系统(1)包括：至少一个分配母线，设置为向电负载供电；至少一个发电机(G1、G2)，属于飞行器的推进发动机；至少一个发动机级主电力单元(MPS1、MPS2)；多个接触器(C1-C18)，能够将分配母线电连接到推进发动机发电机(G1、G2)和/或主电力单元(MPS1、MPS2)上；以及管理模块，能够控制接触器(C1-C18)。在该方法中，在飞行器的正常工作条件下，发动机级主电力单元(MPS1、MPS2)向分配母线供电；并且在飞行器的备用工作条件下，推进发动机发电机(G1、G2)向分配母线供电。
【IPC分类】B64D47/00, B64D41/00
【公开号】CN104884349
【申请号】CN201380068201
【发明人】让-弗朗索瓦·里迪, 弗洛伦特·德尔马斯
【申请人】微型涡轮公司
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2013年12月24日
【公告号】CA2893436A1, EP2941383A1, US20150333527, WO2014106712A1