用于混合推进的电气架构的制作方法

发明背景

本发明涉及飞行器推进系统的混合，且更具体而言涉及与飞行器对接的电气系统的设计以及用于提供混合热/电推进的至少一个涡轮机。

这些飞行器越来越多地使用混合推进系统来工作，也就是说使用包括涡轮机、至少一个发电机和至少一个电池的系统，因为仅通过电池来工作的纯电系统仅对于在短距离上运输负载是可行的，如在市内市场上的那些系统，与通过飞行器油箱机载燃油来为涡轮机供电所提供的电池寿命相比，与电池的低能量密度有关的电池寿命不足以满足其他市场，诸如举例而言的中短途市场。

发明的目标和概要

本发明的目的是提供一种飞行器的电气系统，该电气系统将涡轮机中可用的能源与飞行器的机身进行互连，并允许在涡轮机的高压力轴和低压力轴上提供或切断用一个或多个电机监控的功率，确保相关于推进的所有这些功能与提供其他能量需求的功能的兼容性，并确保对使用不同能源和储能装置切断和提供能源的所有这些操作进行优化管理。

在本发明的第一目的中，提出了一种具有混合热/电推进的飞行器，其至少包括涡轮机、第一电气源、配备有电能储存装置的第二电气源、非推进配电网和低电压配电网。

根据本发明的一般特征，飞行器还包括推进配电网，这三个配电网由第一和第二电气源供电，并由静态转换器进行电气互连。

推进配电网旨在向高功率装备供电，尤其是与推进系统相关的装备。这一配电网具有最高电压电平。这一配电网仅用于高功率装备允许使要提供的电流最小化，并且因此允许减少大截面电缆的数量并从而降低归因于电缆的空间要求和质量。

推进配电网优选地是dc型，且电压电平取决于所涉及的功率：540v、750v、1000v、1500v、3000v。电压电平是基于以下参数来定义的：功率、电流、拓扑结构和电气架构及质量。机载电功率的增加对质量有很大影响。电压电平的选择优选地是在电气系统的能效和质量之间的最佳折衷。

非推进配电网旨在向中间功率装备供电，也就是说，主要是与非推进系统相关的装备，也称为“飞行器”负载。优选地，这一配电网是dc型的。

非推进配电网具有低于推进配电网的电压电平的中间电压电平(例如540vdc)。

低电压配电网旨在向涡轮机或飞行器的低功率负载供电。这一配电网通常是dc型，例如在28vdc的量级。

有利地，飞行器还可包括安装在飞行器主体中的、并用于飞行器的所述涡轮机或每一涡轮机的主电气系统、安装在该涡轮机中的本地电气系统。

优选地，本地电气系统包括机械地耦合到涡轮机的低压力轴的第一电机、机械地耦合到涡轮机的高压力轴的至少第二电机、功率转换器(诸如可逆ac-dc转换器)和本地电子控制单元，该本地电子控制单元被配置成基于飞行器的可用电气源控制向涡轮机的本地负载的供电，第一电机和第二电机当它们在发电机模式下操作时是第一电气源，并且当它们在电机模式下操作时(特别是在启动时)是本地负载。

第一电机可以直接连接或借助减速箱(即齿轮系统)来与涡轮机的低压力轴机械耦合。

可用电气源是指提供供电电流的电气源。

功率转换器允许在电机模式下操作的各阶段期间操纵引擎，并确保在发电的各阶段期间调节网络电压。

本地电气系统可以有利地包括允许连接外部电气源的电气插座。

本地电气系统的电气插座允许以低速旋转配备有这一本地电气系统的涡轮机，例如使用地面装备而不启动该涡轮机。

在耦合到电气插座的外部电气源不是dc源的情况下，则电气插座可以与ac-dc转换器相关联。

有利地，本地电气系统可包括连接至低电压配电网的第一本地配电箱、连接至推进配电网的第二本地配电箱，第一和第二本地配电箱确保飞行器的各电气源之间的互连以及涡轮机的各本地负载之间的或与主电气系统的负载之间的互连。

有利地，本地电气系统还可包括在第二本地配电箱和第一本地配电箱之间的单向电流转换器，以便允许向本地低电压负载供电。

本地电气系统可有利地进一步包括与dc/dc转换器相关联的本地储能装置。

优选地，主电气系统包括两个第一子系统和一个第二备用子系统，每一第一子系统包括连接到低电压配电网的第一主配电箱、连接到推进配电网的第二主配电箱、连接到非推进配电网的第三主配电箱，这些主配电箱确保飞行器的各可用电气源、主电气系统和电气子系统的各负载之间的互连。

有利地，每一第一电气子系统还可包括在第三主配电箱和第一主配电箱之间的单向转换器，以及第二主配电箱和第三主配电箱之间的双向转换器，以便允许在不同配置中向负载供电。

优选地，每一第一电气子系统包括机械耦合到辅助功率组并与可逆ac-dc功率转换器相关联的辅助电机和配置成基于飞行器的可用电气源来控制向第一子系统的负载的供电的主电子控制单元，所述辅助电机当在发电机模式下操作时是第一电气源，并且当它在电机模式下操作时是本地负载。

有利地，每一第一电气子系统可包括允许连接外部电气源的电气插座，以确保在飞行器内部没有可用电气源时为飞行器和发动机供电的功能。

每一第一电气子系统可有利地进一步包括与形成第二电气源的dc/dc转换器相关联的储能装置。

储能装置可出于涡轮机的混合的目的和非推进负载的目的而集中，或者被分离以使其一部分专用于非推进负载且一部分专用于混合。储能装置还被用于允许在无负载中断的情况下重新配置(无中断功率传递功能)。

转换器(例如，dc/dc转换器)允许在电网侧保持电压恒定，尽管储能设备侧上的变化很大，并且允许确保储能设备(如果这一能源是电池)的负载。这一架构提供适配电网处的电压电平以确保共享功率模式的机会。

优选地，第二电气子系统包括连接到低电压配电网的第一备用配电箱、连接到非推进配电网的第二备用配电箱，所述至少第一和/或第二电气源在它们中的至少一者可用时向这些备用配电箱供电，并且这些备用配电箱确保飞行器的可用电气源与第二电气子系统的负载之间的互连。

有利地，第一和第二备用配电箱可各自由备用发电机供电或由与备用配电箱直接连接的另一电气源供电。

有利地，第二电气子系统可包括配置成基于飞行器的可用电气源来控制向第二子系统的负载的供电的备用电子控制单元。

附图的简要说明

通过指示而非限制来参考附图，在阅读以下内容时，将更好地理解本发明，其中单个附图表示根据本发明的一个实施例的飞行器的电气架构。

实施例的详细描述

该单个附图表示根据本发明的一个实施例的具有混合热/电推进的飞行器的电气架构。

飞行器1包括包含机身和两个机翼的主体2以及两个涡轮机3。飞行器1的主体2包括其组件安装在飞行器1的主体2中的主电气系统4，并且每一涡轮机3包括其组件安装在涡轮机3的机舱中的本地电气系统5。

此外，飞行器1包括非推进配电网6、低电压配电网7和推进配电网8，它们通过静态转换器进行电气互连。

三个配电网6至8横穿电气系统4和5，即三个配电网6至8中的每一者都植入主电气系统4和本地电气系统5中。因而，三个配电网6到8中的每一者都将主电气系统4连接到本地电气系统5。

推进配电网旨在向高功率装备供电，尤其是与推进系统相关的装备。这一配电网具有最高电压电平。推进配电网优选地是dc型，并且电压电平取决于所涉及的功率且可能在几百伏到几千伏的量级之间。

非推进配电网旨在向中间功率装备供电，也就是说，主要是与非推进系统相关的装备，也称为“飞行器”负载。优选地，这一配电网是dc型的。非推进配电网具有低于推进配电网的电压电平的中间电压电平(例如540vdc)。

低电压配电网旨在向涡轮机或飞行器的低功率负载供电。这一配电网通常是dc型，例如在28vdc的量级。

飞行器1的主电气系统4包括两个基本子系统10和一备用子系统11。

每一子系统包括形成第一电气源的辅助电机12和与形成第二电气源的dc-dc转换器(dc/dc)14相关联的储能装置13。

dc/dc转换器14允许在配电网侧保持电压恒定，尽管储能装置侧13上的变化很大，并且允许确保储能装置13(如果这一能源是例如电池)的负载。

储能装置13及其dc/dc转换器14可出于涡轮机的混合的目的和非推进负载的目的而汇集在一起，或者分为两部分，以将其一部分专用于非推进负载而另一部分专用于混合，例如使用两个储能装置和两个dc/dc转换器。

每一基本子系统10包括连接到低电压配电网7的低电压配电箱15、连接到推进配电网8的推进配电箱16以及连接到非推进配电网6的非推进配电箱17。

每一基本子系统10的配电箱15至17确保飞行器可用电气源之间的互连，诸如举例而言主电气系统4的辅助电机12和储能设备13、电气子系统10和11、本地电气系统5以及主电气系统4的非推进负载18和低电压负载22。

每一基本电气子系统10的非推进配电箱17经由交流-直流(ac/dc)转换器19电连接到辅助电机12。

每一基本电气子系统10还包括耦合在推进配电箱16和非推进配电箱17之间的第一dc/dc转换器20，以及耦合在非推进配电箱17和低电压配电箱15之间的第二dc/dc转换器21。因此，辅助电机12提供的能量可以经由第一dc/dc转换器20传输到推进配电箱16，并经由第二dc/dc转换器21传输到低电压配电箱15，以向主电气系统4的低电压负载22供电。

第一dc/dc转换器20是双向的，以便能够在推进配电箱16和非推进配电箱17之间(即在推进配电网8和非推进配电网6之间)的两个方向上都传输电能。另一方面，第二dc/dc转换器21是单向电流。

在一个变型中，ac/dc转换器19可以耦合在辅助电机12和推进配电箱16之间，辅助电机12输送的能量能够经由第一dc/dc转换器20传输到非推进配电箱17，然后经由第二dc/dc转换器21传输到低电压配电箱15。

辅助电机12机械地链接到辅助功率组。辅助电机12和相关联的ac/dc转换器19确保辅助功率组的启动，并向主电气系统4的非推进负载18(称为“飞行器负载”)供电，但也可以向推进配电网8提供补充功率。

每一基本电气子系统10还包括电气插座23，其当飞行器1内部没有可用电气源时允许连接外部电气源，以确保向飞行器1和发动机3的不同负载供电。

备用子系统11包括连接到低电压配电网7的备用低电压配电箱24和连接到非推进配电网6的备用非推进配电箱25。备用配电箱24和25仅向主电气系统4的低电压备用负载26和非推进备用负载27供电。

当这些电气源中的至少一者可用时，备用配电箱24和25由两个基本子系统10的电机12之一和储能设备13之一供电。因此，备用配电箱确保主电气系统4的可用电气源与备用负载26和27之间的互连。

在单个附图所示的实施例中，备用子系统还包括电连接至备用非推进配电箱25的附加备用发电机28，备用非推进配电箱25经由单向dc/dc转换器29电耦合至备用低电压配电箱24，以向备用低电压配电箱24供电。

附加备用发电机28可由诸如辅助电机12之类的驱动装置驱动(例如在对功率的需求很大的情况下)，或者由冲压空气涡轮驱动(在所需功率有限的情况下)。

在一个变型中，附加备用发电机28可由与备用非推进配电箱25直接连接(也就是说，不经过基本子系统10的配电箱15至17之一)的另一机载源代替。该另一机载源可以是储能设备13中的一个或是这些储能设备的一部分，或是辅助电机12中的一个。

每一本地电气系统5包括直接或借助减速箱(即齿轮系统)机械耦合至涡轮机3的低压力轴的第一电机31，以及直接或借助减速箱(即齿轮系统)机械耦合至涡轮机3的高压力轴的第二电机32。

在一个变型中，每一本地电气系统5可包括机械地耦合到高压力轴的两个第二电机，或包括与两个ac/dc转换器相关联的两个独立定子的电机，或包括与两个ac/dc转换器相关联的单个定子的电机。

每一本地电气系统5还包括与dc-dc电转换器46相关联的储能设备45。

本地电气系统5的第一和第二电机31和32形成飞行器的第一电气源，而与其dc-dc转换器46相关联的储能设备45形成飞行器的第二电气源。

每一本地电气系统5还包括连接到低电压配电网7的本地低电压配电箱33、连接到推进配电网8的本地推进配电箱34以及连接到非推进配电网6的本地非推进配电箱35。

本地配电箱33至35与基本子系统10的配电箱15至17一起确保飞行器的涡轮机3或机身2的可用电气源(诸如电机12、31和32)与储能设备13和45之间的互连，以及本地电力系统5的本地推进负载36、非推进负载37和低电压负载38之间的互连、或与主电力系统4的负载18、22、26和27之间的互连。

当本地电气系统的电机31和32中的至少一者可用时，备用配电箱24和25也可由这些电气源之一供电。

每一本地电气系统5还包括分别连接在第一电机31和本地推进配电箱34之间以及第二电机32和本地推进配电箱34之间的两个可逆ac/dc功率转换器39和40。ac/dc功率转换器39和40被配置成在功率注入阶段期间或电机模式下操作阶段(诸如启动阶段)期间引导涡轮机3，并确保在发电阶段期间调节推进配电网8的电压。

每一本地电气系统5还包括电气插座41，该电气插座41允许使用地面装备以低速旋转涡轮机3，例如在不起动涡轮机3的情况下。

在单个附图所示的实施例中，在耦合到电气插座的外部电气源不是dc电源的情况下，则电气插座41经由ac/dc转换器42耦合到本地推进配电箱34。

每一本地电气系统5还包括耦合在本地推进配电箱34和本地推进负载36之间的第一单向dc/dc转换器43，以从推进配电网8向本地推进负载供电，以及耦合在本地推进配电箱34和本地低电压配电箱33之间的第二单向dc/dc转换器44，以向本地电气系统5的本地低电压负载38供电。

每一本地配电系统5包括本地电子控制单元50，该本地电子控制单元50被配置成基于飞行器1的可用电气源12、13、31、32和45来控制向涡轮机3的本地负载36至38的供电。

每一基本电气子系统10包括基本电子控制单元51，该基本电子控制单元51被配置成基于飞行器1的可用电气源12、13、31、32和54来控制向基本子系统10的负载18至22的供电。

最后，每一备用电气子系统11包括备用电子控制单元52，该备用电子控制单元52被配置成基于飞行器1的可用电气源12、13、28、31、32和45来控制向备用负载26至27的供电。

因此，本发明提供了一种与飞行器对接的电气系统以及涡轮机，其允许在涡轮机的高压力轴和低压力轴上提供或切断使用一个或多个电机监控的功率，确保与推进相关的所有这些功能与提供其他能量需求的功能相兼容，并确保对根据任务简档来用不同能量源和储能装置切断和提供能量的所有这些操作的优化管理。由于根据操作模式切断和注入能量的给定可能性，该电气架构提供了一定的附加灵活性，这允许降低飞行器处的机载功率。