专利名称：一种用于在飞行器上应急供电的装置和方法
技术领域：
本发明涉及一种用于在飞行器(例如"全电"飞行器)上应急 供电的装置和方法。
背景技术：
在以下的描述中，飞4亍器将会以飞4几为例。
通常，在"多电(more electric )"飞机(或《多电飞行器》)上 使用的应急电源是风力涡轮机(《沖压空气涡轮》或英文为RAT)， 该风力涡寿仑才几通过增速器(step-up gear )驱动发电才几。
在飞机上的紧急情况下，可以使用所述的风力涡轮机来产生充 足的电力以使所述飞机能够飞行足够长的时间并降落。
风力涡轮机包括螺旋桨，该螺旋桨由飞机相反方向的高速循环 的空气起动。因此，螺旋桨转动以驱动发电机，该发电机提供必需 的应急电力来向电力系统的"主要"部分供电，以4吏飞才几的关4建系 统(例如，飞行控制装置和重要的航空电路系统)继续运行。在正 常飞行状态下，该装置被收拢并存放在机身或机翼中。
在所述的"多电"飞机上，用于操纵飞机的飞行控制装置是通 过液压和电力传动装置来移动的。只于应的液压和电力系统的示例性 结构在图1中被示出，在正常运行的情况下，不使用风力涡轮机。在此图中，飞片几的第 一发动才几Ml才几才戒地驱动第 一发电才几GEN1 和液压泵PHI,并且飞才几的第二发动4几M2枳4戒地驱动第二发电枳^ GEN2和第二液压泵PH2。
发电才几GEN1或GEN2 ^皮分别连4妄在三相配电母线10和11上， 每个三相配电母线均^皮连接在"主要"的三相配电母线12和13上。 另外，每个'液压泵PH1或PH2者P能够向液压传动装置20或21供 电。
除了母线12和13以外，电力系统的"主要"部分15包括电 力传动装置16和17,例如飞行控制装置的电力传动装置，另外还 包括关4建负载18。
风力涡I仑机RAT可以被连接在这些主要的三相配电母线12和 13上。
在发动机Ml和M2发生全部故障或损坏的情况下，只使用电 力传动装置16和17,以及主要负载18。因此，应急电源(这里是 风力涡轮机RAT)是发电的。在应急运行状况下，风力涡轮机RAT 的发电机能够向电力系统的"主要"部分15供电，例如用115/220 伏AC三相交流电。
在"多电"飞机之后，考虑"全电"飞机。在这种类型的飞机 中，飞行控制装置仅由电力传动装置起动。 一个对应结构的实例在 图2中示出，在正常运行的情况下，不使用风力涡轮机。已经在图 1中示出的图2中的部分保留一致的附图标记。
在此图中，两个新的发电才几GEN3和GEN4 ^皮分别连4妄在三相 配电母线25和26上，电力传动装置27和28连4妄在这些母线上。应急发电才几可以产生例如115/200伏AC或230/400伏AC。为 了向"主要"的肆毛电"i殳备供电，电力系统的"主要"部分15被设 计为与应急发电才几的电压相同。
当发动才几全部损坏的时候，4是出了关于发生在该全部损坏和应 急电源的有效〗吏用之间的过渡期的4支术问题。
在诸如图1所示的具有混合结构的"多电"飞机(具有电力和 液压传动装置)上，由于发动才几的惯性，自然地通过液压泵保i正在 过渡期间的能量产生。相反地，由于电频的限制(此限制在低速转 动时妨碍发电机的使用)，在发动机损坏之后，电的产生被迅速停 止。
图3示出了发电斗几GEN1和GEN2上以及一关殳液压泵PH1和 PH3上的发动机损坏的结果。它给出了 N/Nmax的时间曲线，N表 示发动机转动速度，其中
-P: 发动才几的正常运4亍范围；
-tl: 速度N等于最大速度Nmax时的发动4几损坏；
-t2: 速度N等于最大速度Nmax的50%时的发动机损坏， 以及发电4几(发电才几GEN1和GEN2)的损坏；
-At:过渡期"2 —t3 );
-t4: 液压发电才几(液压泵PH1和PH2)的损坏。
因此，如果发动机的初始速度是最大速度的50。/。，在发动机(M1 和M2)损坏后，发电机(GEN1，GEN2)瞬间失灵。相反地，保证 液压发电(PHI, PH2)几秒钟的时间(直到时间t4)。因此，在开始使用应急电源(风力涡轮机RAT)期间，可以捐: 供充足的电力和液压能量，以确^呆飞片几的4几动性。
因此，在"全电，，飞机上，在发动机损坏以后，液压能量的缺 失意p未着不再能够确4呆过渡期At时间范围，因此也不能祸4正飞扭j 的才几动寸生。
此外，应该注意，当飞机降落时观察第二过渡期。因此，在降 落以后，风力涡轮才几RAT在飞行器〗氐速时是没有效率的。然而，飞 机轮子的制动需要持续的电力和能量。
在具有液压系统的"多电"飞机上，在应急才莫式下的制动由液 压蓄电池实现，该液压蓄电池可以通过在给出的压力下释放其液体 而向飞才几的制动器供电。另一方面，因而在"全电"飞才几上，制动 所必需的能量应该由电源而非风力涡轮机提供。
本发明的目的是提供一种能够确保所述过渡期的应急供电装 置和方法。
发明内容
本发明涉及一种用于在飞行器上应急供电的装置，所述装置用 于向飞行器的电力系统的"主要"部分供电，所述装置包括与惯性 轮配合的具有独立激励的第一同步电机(MS1 )，以及使惯性轮(RI) 转动并保持惯性轮转动的辅助装置(30)。
在一个优选实施例中，本发明的装置还包括与风力涡轮机配合 的具有独立激励的第二同步电才几。
优选地，第一同步电枳4皮连接至-辅助装置，所述辅助装置本身经由第一三相接触器被连接至
"主要"母线； -所述母线，经由第二三相接触器；
-第二同步电机，经由第二三相接触器和第三三相接触器。
优选地，辅助装置包括两个静态转换器。第一静态转换器是用 于获得直流电压的三相整流器。第二静态转换器是使第 一 同步电机 自导4元的三相逆变器(inverter )。
本发明还涉及一种用于在飞行器上应急供电的方法，其特征在 于，使用与惯性轮配合的具有独立激励的第一同步电机，以便当发 电才几发生完全故障时向飞4亍器的电力系统的"主要"部分供电，并 且，通过辅助装置使惯性轮转动并保持惯性轮转动。
优选地，使用与风力涡轮机配合的具有独立激励的第二电机。 优选地，当发电机发生完全故障时，惯性轮被瞬间连接在电力系统 的固有部分上，并且，在风力涡轮机的展开以及使其转动所必需的 几秒钟之后，惯性l仑与电力系统断开。经由辅助装置4吏用电力系统 的"主要"部分对惯性l仑重新充电。
优选地，当飞行器降落时，在风力涡轮机停止使用后，惯性轮 被连接至所述系统，以提供飞行器制动所必需的电力。
本发明还涉及包括如上所述的装置的飞行器。
优选地，飞行器是"全电"飞机。
本发明的装置具有很多优点设置惯性轮类型的存储装置可
以确保在应急电源(例如风力涡轮机)停止工作的过渡期间 的电力系统的可用性。这个功能在随着发动才几完全损坏时以 及当飞机降落的期间中是尤其有用的。这样的优点适合所有 具有应急电源的飞才几。
画可以直接连接在飞才几的三相AC电力系统上与三相电才几相 配合的惯性轮能够在不使用静态转换器的情况下直接连接 在飞机的三相电力系统上。尤其感兴趣的是获得了有关航空 交流电方面的重要经-验。当只4吏用简单的系统时，缺少静态 转换器能够改善稳定性。这样的优点应用于具有至少一部分 AC应急电力系统的飞才几。
图1示出了具有电力和液压传动装置的"多电"飞才几中电力系 统的简化结构；
图2示出了没有液压能量的"全电"飞机电力系统的简化结构；
图3示出了图1所示类型的结构在发动机损坏的情况下 N/Nmax关于时间t的曲线，N是发动才几的4争动速度；
图4示出了根据本发明的应急供电装置；
图5, 6和7示出了用于应急供电的本发明的装置及其功能的 实施例。
具体实施例方式
如图4所示，本发明中用于应急供电的装置包括存储装置，例 如惯性轮RI，可选地与风力涡轮机RAT配合，已经在图2中示出 的图中的其它部分保留 一 致的附图标记。
图4示出了 "全电，，飞才几中电力系统的简化结构，即在风力涡 轮机不工作的过渡期间的应急运行时没有液压能量。惯性轮RI (或 惯性操纵盘，或动力蓄电池，或《飞4仑》)向电力系统的"主要" 部分15供电。
事实上，这个^皮连接在旋转的电才几上的惯性l仑RI是功率可逆 的能够将机械能转换为电能，反之亦然。因此，该惯性轮在过渡 期间之外能够以机械的形式来存储电能，并且随后在过渡期间能够 将以机械形式存储的能量释放到电力系统。
(例如，115/200伏AC或230/400伏AC)电力系统上的可能性， 这不是用于诸如蓄电池组和超级电容器的电化学存储器的众多其 他存储系统存在的情况，所述蓄电池组和超级电容器被唯一的用于 直流。这样的连接避免了必须安装由电力电子实现的静态转换器。 这样做减轻了质量，降低了成本并且尤其提高了可靠性。
优选地，这个电机可以是具有单独激励的同步电机，在过渡期 间它能够通过它的激励作用控制电力系统的电压。在这才羊的电枳^ 中，将主要电才几与辅助电才几相配合，这经常应用于4元空发电才几，主 要电机的激励可以通过辅助电机的激励间接获得。
然而，这样的具有单独激励的同步电4几不能持续连4妄在电力系 统上，因为其会产生强烈的电压干扰。事实上，较少的频率变化(同样的在频率固定在400Hz的电力系统的情况下)会导致惯性4仑转动 速度的变化。因此，对抗产生的速度变化的惯性轮的强大惯性会导 致机械转矩的强烈变化，因而导致形成会干扰电力系统的高电力峰 值。
因此，该具有独立激励的同步电机仅在过渡期时刻连接至电力 系统，在正常运行状况时电力系统由发电机供电，而在应急运行状 况时电力系统由风力涡l仑才几供电。
辅助装置用于使惯性轮转动并且随后保持惯性轮转动。
当飞机降落时，执行惯性轮(其自身能够存储动能)的转动。 这可以通过具有小功率辅助静态转换器的同步电机的自导航来获 得，或者通过小功率的第二电机来获得。
由于保持转动所必需的能量(主要用于补偿机械摩擦产生的损 耗)很小，在飞机运行期间，惯性轮保持转动，因而能够在任何时 刻进入运4亍^1犬,态。
图5示出了本发明的装置的示例性实施例，该装置包括与惯性 轮RI以及风力涡轮机RAT相配合的辅助装置30，所述惯性轮连接 至具有单独激励的第一同步电机(El),而所述风力涡轮机连接至 具有单独激励的第二同步电才几(E2)。
第一同步电冲几MS1 ^皮连4妾至
-辅助装置30，该辅助装置自身经由第一三相4妄触器KMFWaux 连才妄在"主要"母线33上；
-母线33，经由第二三相4妄触器KMFw。- 第二同步电才几MS2,经由所述第二三相4妄触器KMFW和第三 三相4妄触器KMrat。
辅助装置30包括两个静态转换器31, 32。第一转换器31是可 以获得直流(DC)的三相整流器。为了使该第一同步电机MS1和 惯性l仑RI逐渐地转动，该电压借助第二转换器32 一皮"逆变 (inverted)",该第二转换器是使第 一 同步电机MS1能够自导航的 三相逆变器。
当"主要"AC母线33由主发电才几(GEN1-GEN4)或风力涡 專仑机RAT供电时，可以永久4吏用辅助装置30，因此，在后一种情 况下闭合开关KMrat。该装置30将惯性轮的转动速度保持在它的 额定值。因此，该辅助装置从电力系统上获取电能以便保持其充电 状态。因此接触器KM，打开并且接触器KMFWaux闭合。
当惯性4仑RI以供电为目的^皮连4妄在母线33上时，接触器的控
制命令被翻转接触器KMFW闭合并且接触器KMpwaux打开。因此
电能从惯性轮RI传送至"主要'，AC母线33。惯性轮RI放电。
因此，在图6中，箭头35示出了用于惯性4仑RI充电的唯一可 能电能路线。箭头36示出了用于惯性轮RI放电的唯一可能电能路线。
当发电机发生完全故障时，电力系统因此与所有电源断开。惯 性轮RI 一皮瞬间连接至电力系统(闭合接触器KMFW )，因而能够保 持合适的电压水平，并提供飞机良好运行所必需的电力和能量。
在风力涡轮机RAT展开以及使其开始转动所必需的几秒之后， 惯性轮RI与电力系统断开以便给风力涡轮机留出通路(打开KMFW并且闭合KMrat)。因此，该风力涡轮机负责保持系统的电压并提
供飞才几良好运4于所必需的全部电力和能量。
在过渡期间，惯性4仑RI以连续的能量形式》丈电。因此，为了 保证惯性4仑在将来的过渡期可以-使用，应该对惯性l仑重新充电。惯 性轮的速度再设置如前面描述的第一次速度设置(通过辅助装置30 4吏用系统的"主要，，部分33) —才羊:被实现。
当飞行器降落时，不再工作的风力涡轮机RAT从系统断开。为 了冲是供飞机制动所必需的电力，惯性轮RI重新;波连接在系统上(打 开接触器KMrat并闭合接触器KMFW )。
图7的计时图示出了如上文中定义的惯性轮RI关于时间t的函 数，惯性4仑RI的转动速度V表示其充电状态。
在这个图中示出了以下时间t:
-TO:飞机起动；
-Tl:起飞；
-T2: 发电机(发电才几GEN1-GEN4)损坏； -T3:使用风力涡轮机RAT; -T4:降落；
-ATI:通过发电才几GEN1-GEN4发电； -AT2:通过风力涡4仑才几RAT发电。在额定速度(V=Vmax)时，可用的能量最大。计时图显示出 两个未被风力涡4仑才几保护的过渡期(位于时间T2和T3之间，以及 时间T4和T5之间)。显而易见，惯性4仑RI的初始充电是在飞机起 动时(时间TO)发生的，然后在飞4亍期间祐J呆持。在第一过渡期间 (T2 —T3期间)，惯性轮RI^:电。然后重新充电。在降落时，风 力涡轮机RAT停止使用，这使得惯性轮承担全部需求(T4 - T5期 间)。
在涉及功率的方面，辅助装置30的功率电平约等于风力涡專仑 才几RAT功率的10。/。，能够按分4f向惯性專仑RI充电。例如对于具有 50kW发电才几的风力涡專仑才几RAT，对于充电阶革殳来i兑，5kW的辅助 功率是合适的。
权利要求
1. 一种用于在飞行器上应急供电的装置，所述装置用于向所述飞行器的电力系统的“主要”部分供电，其特征在于，所述装置包括与惯性轮(RI)配合的具有独立激励的第一同步电机(MS1)，以及使惯性轮(RI)转动并保持所述惯性轮转动的辅助装置(30)。
2. 根据权利要求1所述的装置，还包括与风力涡轮机(RAT)配 合的具有独立激励的第二同步电才几(MS2)。
3. 才艮据权利要求2所述的装置，其中，所述第一同步电木L(MS1 ) 被连接至-所述辅助装置(30)，所述辅助装置本身经由第一三相 接触器(KMFWaux)被连接至"主要"母线(33);-所述母线(33),经由第二三相4妄触器(KMFW);画所述第二同步电机(MS2),经由所述第二三相接触器 (KMfw)和第三三相4妄触器(KMrat)。
4. 根据权利要求3所述的装置，其中，所述辅助装置(30 )包括 两个静态转换器(31， 32)。
5. 根据权利要求4所述的装置，其中，第一静态转换器(31 )是 用于获得直流(DC)电压的三相整流器。
6. 根据权利要求4所述的装置，其中，第二静态转换器(32 )是 〃使所述第一同步电才几(MS1 )自导4元的三相逆变器。
7. 根据前述权利要求中的任一项所述的装置，其中，所述飞行器 是飞机。
8. 根据权利要求7所述的装置，其中，所述飞机是"全电"飞机。
9. 一种用于在飞行器上应急供电的方法，其特征在于，使用与惯 性轮(RI)配合的具有独立激励的第一同步电机(MS1)，以 <更当发电才几发生完全故障时向所述飞行器的电力系统的"主 要，，部分供电，并且，通过辅助装置(30)使惯性轮(RI)转 动并保持所述惯性轮转动。
10， 根据权利要求9所述的方法，其中，使用与风力涡轮机(RAT ) 配合的具有独立^t励的第二电才几(MS2)。
11. 根据权利要求10所述的方法，其中，当所述发电机发生完全 故障时，所述惯性轮(RI)被瞬间连接在所述电力系统的所述"主要，，部分(33 )上，并且其中，在所述风力涡轮机(RAT) 的展开以及使其转动所必需的几秒钟之后，所述惯性轮(RI) 与所述电力系统断开。
12. 根据权利要求11所述的方法，其中，通过所述辅助装置(30 ) 使用所述电力系统的所述"主要"部分(33 )对所述惯性轮重 新充电。
13. 根据权利要求IO所述的方法，其中，当所述飞行器降落期间， 在所述风力涡轮机(RAT )停止使用后，所述惯性轮(RI)被 连接至所述系统，以提供所述飞行器的制动所必需的电力。
14. 一种飞行器，包括根据权利要求1至8中任一项所述的装置。
全文摘要
本发明涉及一种用于在飞行器上应急供电的装置和方法，所述装置用于向飞行器的电力系统的“主要”部分供电。该装置包括与惯性轮(RI)配合的具有独立激励的第一同步电机(MS1)，以及使惯性轮转动并保持惯性轮转动的辅助装置(30)。
文档编号B64D41/00GK101421160SQ200780012991
公开日2009年4月29日 申请日期2007年3月13日 优先权日2006年4月11日
发明者奥利维耶·朗格卢瓦, 艾蒂安·福煦 申请人:法国空中客车公司