一种飞机电源系统的制作方法

专利名称：一种飞机电源系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞机和飞机发动机的电源。本发明的应用领域特别涉及至按装燃气涡轮 发动机的飞机。然而，本发明还适用于安装其它类型发动机的飞机，而且更普遍的是， 本发明适用于各种类型的飞机，即固定翼飞机和直升机。
背景技术：
在飞机上， 一般都是由一台主发电机发电，而主发电机通常都集成在起动发电机装 置内，通过至少一个线路接触器向飞机电力网输送交流电。飞机电力网可根据位于机身
区和发动机区内各个电气负载工作的需要，以交流(AC)或直流(DC)的形式分配电能。
主发电机输送的交流电由位于机身区内的电压调节器进行调节。电压调节器控制着 输送到激励器的电流，后者与主发电机相联接，从而使得主发电机输送的交流电保持在 规定的范围内。为此，电压调节器本身也是由飞机电力网或者辅助发电机提供电能，而 辅助发电机可以是与主发电机和激励器共轴安装的永磁发电机。
控制发动机并称之为全数字式发动机控制系统(FADEC)的计算机位于发动机区，用 来控制发动机的运行。全数字式发动机控制系统(FADEC)在发动机起动期间由飞机电力 网供电，在发动机起动阶段之后，全数字式发动机控制系统(FADEC)则与发动机机械联 接的某个特定发电机供电。
作为冗余，为了解决电源系统设备中任一设备出现故障带来的后果，电源系统的各 个设备通常都是冗余的。
图1示出了这种人们已知的电源系统配置结构，这种电源系统通常适用于装有燃气涡 轮发动机的飞机。
在图1中，虚线100表示发动机区的边界，而虚线200表示飞机机身区的边界。此处所 用的"发动机区" 一词是指发动机及其周围设备，而且尤其是指整个周围情况，其中包 括特指发动机本身、与发动机涡轮轴相联接的附件齿轮箱(AGB)、安装在齿轮箱上的 附件，包括推力反向设备的发动机吊舱，以及将吊舱连接到机翼上的挂架。
在发动机区，设置有一个起动发电机装置(S/G) 110，包括一个由同步发电机构成 的主发电机112， 一个通过旋转二极管整流桥116向主发电机转子供电的带有次级磁路的激励器114，以及一个诸如永磁发电机的辅助发电机118。主发电机112、激励器114和辅 助发电机118的转子都共同安装在一根轴上，该轴与发动机的传动齿轮箱(图中未示)相 联接。
主发电机输出交流电，该电压经由电源线120传输到机身区内的飞机电力网210，又 称机上主电力网。飞机电力网用来向各个电气负载分配电能，这些电气负载不论是持续 工作的还是瞬间动作的，不论是位于机身区还是发动机区。发动机区内的电气负载通常 都是通过控制飞机电力网的电源接触器来实现瞬间激活。
发动机区内，还安装有一台全数字式发动机控制系统(FADEC)130，由-一台专门的 发电机140向其供电，后者可以是一台一诸如一永磁交流发电机，其转子联接到发动机 的传动齿轮箱。发电机140输出的交流电经过整流并通JlAC/DC转换器132提高到ff需 要的电平，从而向FADEC130的各个设备134供电。人们应该能注意到的是，FADEC130 也可以通过一根电源线束136连接到机身区内的直流总线216或者飞机电力网上，以便在 飞机起动的同时FADEC的各个设备也能得到供电。
线路接触器212插装在电力网的线路120和交流总线214之间飞机电力网的输入端。 总线214上的可用电能可以直接向各个电气负载供电，也可以通过电压转换器，特别是向 直流总线216供电的AC/DC转换器(途中未示)来向各个负载供电。
发动机在运行时，起动发电机装置110以同步发电机方式工作。主发电机112输出的 电压由机身区的电压调节器220在飞机电力网210的输入端处进行调节。电压调节器接收 有关电源线路120的电压信息，机上电力网210的输入端位于机身区调节点(POR) 211 处，在线路接触器212紧上游。电压调节器220经由电源线束222向激励器114的定子(初 级磁电路)输送直流电，从激励器的转子(次级磁电路)返回的交流电经过旋转二极管 桥116整流后向主发电机112的转子(初级磁电路)供电。激励器114经由电压调节器220 输出的电能经过调节，使调节点21 l处的交流电压值保持在预定的范围内。辅助发电机l 18 经由电源线彩24给电压调节器220供交流电。该交流电经整流器整流并输送到DC/DC转 换器，后者用来输出激励器所需要的电流。
在起动方式时，电压调节器220的电源来自直流总线216 (或其它某个来源)，从而使 其能够使用交流电工作并向激励器114的初级磁路输送交流电。与此同时，在线路接触器 212闭合时，主发电机的定子(次级磁路)通过电源线120由交流总线214 (或其它某个来源)提供交流电，然后，发电机按同步电机方式工作。而后，飞机发动机经其传动齿轮
箱带动旋转。在飞机发动机起动后，线路接触器212断开，以便随后在调节点的电压达到 预定最小值时闭合。
控制保护电路230可以集成在电压调节器内，在起动期间以及在发现电气故障的情况 下，控制保护电路操作线路接触器212。为此，控制保护电路230还特别接收表示电源线 120的电流L信息。
如图1所示，通过冗余还提供如下设备
一个第二起动发电机装置HO'，与起动发电机装置110相同，带有一台主发电机112'、 一个激励器114'、 一个旋转二极管桥116'和一台辅助发电机U8';
一个设置在机上电力网210输入端的第二线路接触器212'，位于电源线束120邻机上 电力网210的交流总线214'之间，电源线路120'向飞机电力网提供由主发电机112输送的交 流电。.
一个类似于调节器220的第二电压调节器220'，该调节器经由电源线224'由辅助发电 机118供电，并在飞机电网210输入端调节点POR'211'处调节电压，该调节点在线路接触 器212'的上游，电压调节器220'通过电源线束222'向激励器114'输送电能，以适合将调节 点POR' 21 r的电压保持在预定范围内；
一个类似于电路230的第二控制保护电路230'，它可以集成在电压调节器220'内，用 来控制线路接触器212';
一个类似于发电机140的专门发电机140'，用来向FADEC130提供电能。
线路接触器232安装在交流总线224和224'之间。该接触器232是常开式的。当其中一 台主发电机U2、 112'不再输送相关总线214、 214'上所要求的电压时，该接触器在逻辑 电路的控制下闭合，用来保护并配置机上电力网210内的主要电力分配。
人们应该能注意到的是，FADEC 130的AC/DC转换器也是冗余的，为此，两台转换 器132、 132'均由专门的发电机140、 140供电，以便向FADEC的各个设备134提供电能。
众所周知，上述电源系统的布置结构是非常有效的，但是，当使用电能而不是液压 动力来驱动发动机内各个不同设备以及周围设备时(目前这已成为一种趋势)，缺陷就暴 露出来了。当需要供电的电气设备数量增加时，将飞机电网的电能通过一必须仔细固定和隔离的一电源线束输送到机身外部的电气负载，会大大增加重量和体积，而这则是不容许的。
为了攻克这个难题，本申请者在WO2006/087379号专利申请文件中提出了建议，将 配电总线集成在发动机区内，用于与发动机和其周围设备相关的各个电气设备。构成发 动机区内配电网络的总线由机上电力网供电，这样就可以限制发动机区和飞机电力网之 间电气连接的数量。
另外，本申请者在EP 1852953号专利申请文件中还提出建议，将发动机区内的 配电网络集成，设置至少一个配电总线用于发动机和其周围的电气设备，另外设置 一个电源电路。电源电路的一个输入端连接到飞机电力网，接收飞机电力网输送的 电压，另一个输入端接收飞机发动机带动的发电机输送的电压，根据需用，电源电 路向发动机区内配电总线输送其经由其中一个输入端或其另一个输入端接收到的电 压。这样，在发动机区内就集成了一个可靠的可用电能节点，向发动机内的电气负 载或其周围电气设备供电，而且与飞^J:的电力网只采用一个连接，当专用发电机 (可能是作为冗余的备用发电机)不能足以满足要求时，仍完全可以确保发动机电 力网上有可用电能。

发明内容
本发明的一个目的是提供一种飞机电源系统的最佳布置结构，可以使飞机发动机区 具有充足的电能，可以向发动机内及其周围的电气负载供电，同时又不会影响重量和体 积。
该目的可以通过一种系统来实现，该系统包括至少一台输送交流电的主发电机、一 个机上电力网、 一个将主发电机连接到飞机电力网的主供电线路、向飞机电力网提供主 发电机输送的电能、至少一个安装在主供电线路上的线路接触器、 一个调节主发电机输 送的电压的调节器和一个向位于发动机区内各个电气负载输送电能的发动机电力网，并 向控制发动机的计算机输送电能，在该系统中，发动机电力网的第一电源输入端通过一 个副电源线接到主电源线，副电源线在线路接触器的上游，用来接收直接来自主发电丰几 的电能，而不需要经由飞机电力网输送。
本发明所述系统的突出特点是，主发电机直接用作发动机区内电气负载的瞬间电能 源，即在电气负载被激活期间向其供电的电能来源。这就避免了机身区和发动机区之间电能的传输，因此避免了重量和线路损失等缺陷。此外，也避免了与飞机主电力网内电 源接触器机电技术相关的电源线的扰动。
主发电机lt送的电压的调节器可以设置在发动机区内，并由发动机电力网供电。这 样，同一个电源设备就可以用来向发动机区内的电气负载、发动机控制计算机和电压调
节器供电。电压调节器可以集成在发动机控制计算机(FADEC)内。
在一个实施方案中，电压调节器接收调节点处表示电压Uef的信息，该调节点位于 发动机区内主电源线路上，在线路接触器的上游，以及与副电源线路相连的下游的主电 源线上表示线路电流U/f言息，它以这样的一种方式控制着主发电机，即保持电压1^为 Uref " U。 + Z,.I,，式中ZL是调节点和飞机电力网输入端之间主电源线的线路阻抗，U。 是飞机电力网输入端所需要的交流电压。需求电压U。的意思是确定电压或在确定范围内 的电压值。
另外，线路接触器还可以由电压调节器控制。为此，电压调节器可以接收表示飞机 电力网输入端线路电流Il的信息，有关副电源线路上的副电流信息和主发电机输出端的 电流10信息，从而使得线路接触器在I0-(Tl + U)》AI的时候断开，式中AI是一个 差动保护阀值。
此外，电压调节器可以这样布置，即一旦主发电机输送的电压到达预定阀值时，在 发动机起动后，电压调节器可操纵线路接触器闭合。
电压调节器还可以接到保护电路上，用来保护飞机电力网，以便在接到保护信号后 操纵线路接触器断开。
另外，发动机电力网还可以带有一个第二输入端，该输入端连接到辅助发电机的输 出端，接收辅助发电机输送的辅助电压。
辅助发电机和主发电机优选集成在起动发电机装置内。这样，与已有技术的电源系 统方案相比，在这种配置方案中， 一个辅助发电机就可以既用作发动机控制计算机的辅 助电源，也可以用作主发电机输送的电压的调节器，从而可以避免依赖一个专门的发电 机用于发动机控制计算机。这种辅助电能资源的相互作用不仅可以节省一个专门的发电 机，而且也可以节省传动齿轮箱内带动所述发电机的一个轴系。
根据电能供电系统的具体特性，发电机电力网包括至少一个用来向发动机区内各个 电气负载分配电能的总线，以及与发动机电力网的第一和第二输入端相连接的电源电路， 后者的输出端接到配电总线，向其提供来自主发电机或辅助发电机产生的电能。
电源电路还可以有一个第三输入端，该输入端接到飞机电力网上，用来接收飞 机上的可用电压，从而能够向发动机电力网供电，尤其是在发动机起动前。


下面结合附图并通过示例说明，可以更进一步了解本发明，但本发明的特性并不仅 限于示例，附图如下
如上所述，
图1为一张示意图，示出了人们已知的飞+几和发动机的电源系统； 图2为根据本发明的飞机和飞机发动机的电源系统示意图； 图3为图2所示的电源系统电压调节器的详细示意图； 图4为图2所示系统的发动机电力网的电源电路详细示意图。
具体实施例方式
在下面的说明中，本发明适用于装有燃气涡轮发动机的飞机。然而，本发明还适用 于装有其它类型发动机的飞机，而且也适用于直升机。
图1和图2中所述的电源系统结构配置之间的共有设备都使用相同的参考编号。
为此，在图2中，如图1一样，虚线100和虚线200分别表示发动机区的边界线和机身 区的边界线。
在发动机区内，此处的主发电机112是一台同步发电机，通过将发电机转子(初级磁 路)112a安装在与附件齿轮箱相连的柳02上而实现与发动机的机械联接，附件齿轮箱安 装在机械动力起飞装置上，后者又联接到发动机的涡轮轴上。主发电机112的转子112a 通过一个旋转二极管桥H6与激励器114的转子(次级磁路)114a电气连接而获得直流电。 主发电机112和激励器114此处一起构成了一个起动发电机装置110，后者又包括一个辅助 发电机118，诸如永磁发电机。带有7K磁铁的发电机的转子(初级磁路)il8a安装在与转 子112和114a共用的轴102上。
发电机112构成了主电源，向主电源线路或线束120上的定子(次级磁路)112b供交 流电，主电源线路或线束120再将该电压送到位于飞机机身区的飞机电力网210的输入端210a。线路接触器122插装在发动机区内的主线路120上。而电路断路器211则插装在机身 区内的主线路120上，紧靠输入端210a的上游处。
发电机118构成了辅助电源，向辅助电源线路126上的定子(次级磁路)118b供辅助 电压。
发动机区内的电源配电网150，或者称发动机电力网，包括一个配电总线152，例如 一个直流总线，和一个电源电路160。发动机电力网150的第一输入端150a通过一个副电 源线路124接到主电源线路120上。副电源线路124接到线路接触器122上游的主电源线路 120上，即接触器和主发电机定子(次级磁路)之间。发动机电力网的第二输入端150b 接到辅助电源线路126上。发动机电力网的第三输入端l50c通过电源线束218接到飞机电 力网210的电源总线上，例如直流总线216。
总线152向发动机控制计算机，或称FADEC 130 ，提供工作所需的电能。总线152 的直流电经DC/DC转换器136变换，从而向FADEC的各个设备134供电。
总线152还向发动机区内的电气负载提供工作所需的电能。为此，总线I52向发动机 区内的电气负载管理电路154供电，从而根据FADEC130给出的控制信号向电气负载供电 并对其实施控制。有关的电气负载具体包括燃气涡轮发动机变几何形状部分的传动装 置，诸如压縮机排气阀，压缩机定子级的可变距定子叶片螺距调整装置，压缩机瞬态排 气阀，或涡轮转子叶片叶尖间隙变化构件；燃油输送管路部件，诸如输油泵电机，空气/ 滑油分离器装置，或者回收泵电机；以及吊舱区域的电气负载，诸如反推力装置机电传 动装置或舱口检査维修用传动装置等。
电气负载管理电路154不属于本发明范围，但可以根据本申请者在EP 1852347号专利 申请文件中的说明进行实施。
人们应该注意到的是，发动机周围的某些电气负载，诸如吊舱或机翼边缘除冰设备， 可以在FADEC130的控制下直接使用副电源线路124上的可用交流电供电。
总线152还可以向电压调节器电路170提供工作所需的电能，用来对主发电机112提供 的电压进行调节，该调节器电路170位于发动机区内。调节器电路通过线路172向激励器 114的定子(初级磁路)114b馈送电源。当起动发电机110在电动机方式(起动)下工作 时，调节器电路170向定子114b提供交流电，而当其在发电机方式下工作时，调节器电路 170向定子114b输送直流电，从而操纵其对主发电机112产生的交流电进行调节。
另外，参照图3，调节器电路170的结构和工作原理将在下面详细介绍。
调节器电路l 70包括一个控帝赎±夫176和一个转换器174 ，后者的输入端接到总线152 ， 而其输出端则接到线路172。
控制模块176经由一个电压测量传感器接收代表调节点POR 121处的电压lU言息， 该调节点位于发动机区内的线路接触器122上游线路120上。控制模块176还可以接收飞 机电力网210输入端处的表示线路电流k信息。该信息是通过一个电流测量传感器输送 到电路130，用^)(寸飞机上的电力网进行检观lj和保护，而且可以通过一例如—数据总线232 从电路130传输到电压调节器170。控制模块还接收电流测量传感器输送的信息，该信息 代表了主发电机112的输出电流10 (定子112b处的相中性电流)，以及电流传感器输送 的表示副电源线路124上电流L信息。其它信息也可以从电路230输送到控制模块176， 特别是保护信号、发动机起动指令，或者有关周围设备的信息(航速等......)。
控制模块176向转换器174输送控制信号，以便后者向激励器114的定子114b提供激励 电流L，并输送信号，使得线路接触器122断开或闭合。电压调节器170的工作原理如下。
为了将飞机发动机置于转动以便起动，线路接触器122闭合。转换器174在控制模块 176的控制下以DC/AC转换器方式工作，向激励器的定子(初级磁路)114b供交流电Iex， 而与此同时，飞机电力网210向主发电机的定子112b供交流电，机上电力网则通过一个 起动转换器由外部电、源或辅助动力装置(APU)或者从另一台发动机或飞机上供电。然 后，起动发电机110则在同歩电机方式(起动器方式)下工作。当轴102 (或者飞机发动 机的涡轮轴)的转速达至悌一 阀值值时，在向飞机发动机燃烧室输送燃油和空气的情 况下，飞机发动机的点火则通)1FADEC 130来控制，后者向燃烧室内的点火火花塞供电。 一旦点火成功，线路接触器122在电压调节器170的控制下断开。轴102的转速增加，主发 电机112 (而后在同歩发电^l方式下工作)输送的电压频率也增加。当调整点的电压UKt. 和频率到达给定的电压和频率阀值时，电压调节器170的控制模块176使线路接触器122 闭合，在还没有发现超过了差动保护阀ft (如下所述)的范围内，以及电路230也尚未发 现故障时， 一个保护信号就发送到控制模块电路176 。电压和频率阀值采用这样的一种 方式选择，即它确保了飞机电力网输入端的线路120上的电压U。和频率不小于电力网可以 接受的最小电压和频率值。
飞机发动机起动阶段的工作原理完全类似于已知的飞机电源系统配置方案中的起动 发电机装置，除了电压调节器170和线路接触器122位于发动机区内。与已知配置方案相 比，另一个重要区别是，发动机点火后和线路接触器122闭合前，畐i他源线路124上已经 有电可送到发动机电力网，这样也就可以向发动机区内的电气负载供电。
在发电机方式下，转换器174由控制模块176控制，在DC/DC转换器方式，向激励器的定子(初级磁路)114b输送直流电Iex。直流电L在控制模块176的控制下得到调节， 电压U0从而可以满足公式Uref≈ U。 + Zl.Il，式中，U。是飞机电力网输入端210a处电源线上所需要的电压，而Z,是输入端210a和调节点POR121之间的线路阻抗。人们应该注意到的是，该阻抗zl会随着主发电机112输送电压频率H的不同而变化。表示阻抗Zl 变化的函数存储在控制模块176内。所需要的电压值U。在最小阀值U,，到最大阀值 U。的范围内，飞机电网210可以接受的某个阀值。
电压调节器170还执行保护功能。这样，当Iφ - (I, + I see)≥1时，控制模块176控制线 路接触器断开，式中，I是预定的差动保护阀值，说明已经超过了电源线路120上的漏电阀值。控制模块176还可以接收来自保护电路130的指令，当发现飞机电力网210—例如交流总线214—上出现故障，例如浪涌电流时，可控制线路接触器122断开。另外，为了更安全起见，在机身区内的主电源线路120上另外安装了一个线路接触器，直接在保护电路230的控制下，而不是使用电路断路器211。
电压调节器170可以集成在FADEC130内，这样，控制模块H6的功能可以由FADEC 130内的逻辑资源来提供。
参照图4，下面详细介绍了电源电路160的结构和工作原理。
电源电路160包括一个第一AC/DC转换器162，其输入端通过一个接触器163接到发 动机电力网的输入端150a上，接收副电源电路124上的可用交流电。AC/DC转换器162的输出端通过一个直流总线电路168接到直流总线152上，例如向直流总线152供电的HVDC型总线。 一个副AC/AC转换器164的输入端通过一个接触器165接到发动机电力网的输入端150b上，接收辅助电源线路126上的可用交流电。AC/DC转换器164的输出端接到总线电路168。而DC/DC转换器166的输入端通过接触器167接到发动机电力网的输入端150c，接收线路218输送的直流电，而其输出端接到总线电路168上。
电源电路160上有一个控制模块161，可以控制接触器163， 165,167，也可以控制转换 器162， 164,166，向直流总线152提供预定幅度的直流电。
可以控制接触器167处于断开状态，即，在飞机发动机起动前，该接触器是常闭的， 以便向发动机电力网150供电，而处于闭合状态的接触器163和165然后可处于断开状态。 人们应该注意到的是，除了飞机电力网210的直流总线216外，也可以使用外部电源线。
控制模块161接收来自电压调节器或者直接来自电压传感器170的信息，该信息表示 飞机发动机起动后以及在线路接触器122断开后，副电源线路124上的可用电压Uret。当电压Uret到达被认为是足以向发动机电力网供电的预定阀值Uretmin时，控制模块161操纵 接触器165闭合，接触器167断开，该控制模块还控制AC/DC转换器162，使直流总线152上的直流电压保持在所需要的值上。如上所述，人们应该注意到的是，可以从电压Uret达到的阀值值低于线路接触器122闭合时的电压开始，向发动机电力网150馈送主发电机输送的电压。
控制模块161还接收来自电压测量传感器的信息，该信息代表了辅助电源线126上辅 助发动机118输送的电压Uaux幅度。如果电压Uret下降低于最低阀值Uretmin寸，控制模块161操纵接触器165闭合，这样，发动机电力网就能够由副电源线路126供电，接触器163 则释放，处于断开状态。控制模块161控制AC/DC转换器164来保持直流总线152上的电压为所需要的电压。如果电压不足，出现失电的情况下，接触器163被释放，成断开状态，接触器167被释放，处于闭合状态，这样，飞机电力网210就可以继续向发动机电力网150供电。
人们应该注意到的是，控制模块161可以集成在FADEC 130内。 如图2所示，为了冗余之目的，上述电源系统设备都是双套的。
这样，由一个旋转二极管桥l 16'将第二主发电机112'和其激励器114'相互连接在一起，其转子都联接到一个轴102'上，该轴与飞机发动机传动齿轮箱连接而转动，另外，辅助发电机118'的转子，组件112', 114', 116',和118'构成了类似于起动发电机装置110的一个 起动发电机装置110'。
在发动机区内，线路接触器122'置于其上的主电源线路120'通过位于机身区内的电路断路器211'将主发电机112'产生的电能输送到飞机电力网的输入端210'a，以便向所述电力网的交流总线214'供电。
发动机电力网150的第二直流总线152'和第二安全电源电路160'与电路160相同。电路160'经由副电源线路124'接受主发电机112'输送的电能，而副电源线路则与线路接触器122'上游的主电源线120'相联。总线152'向DC/DC转换器136'输送直流电，后者向 FADEC130供电，采用这种己知冗余方式实施，使用了由总线152和152供电的两套相似的设备。
同样，管理发动机区内电气负载的电路154由总线152和152'并联供电。
线路接触器153插装在总线152和152'之间。接触器153为常开状态。当两个总线152 和152'中的一个电压不足出现断电情况下，该接触器会闭合。
与调节器170相似且由总线152'供电的第二电压调节器170'用来对调节点POR 121'处的电压进行调节，该调节点位于发动机区内接触器122'上游的主电源线路122'上。 同样位于发动机区内的电压调节器170'还接收表示调节点POR121'处的电压U^信息， 以及机身区内监测和保护电路230'经由数据总线232'传送的表示线路电流I'l的信息， 它还控制着输送到激励器114'的电流I'ex。电压调节器170'控制着线路接触器122'，同时 接收代表副电源线路126'的电流I乙和主发电机112'输出端的相你中性点电流I'的信 息，从而提供差动保护功能。电压调节器170'还可以接收来自监测和保护电路230'的如 下信息保护信息、起动指令和周围情况的信息，以便在飞机电力网210中发现故障时或 在启动时，使线路接触器122'断开。
在飞机电力网210中，接触器232置于交流总线214和214'之间，当其中一个 主发电机112， 112'出现故障时，接触器232闭合，然后，有故障的发电机通过断开 相关线路接触器122或122'而与总线214, 214湘隔离。
权利要求
1.一种飞机电源系统，该系统包括至少一台输送交流电的主发电机，一个飞机机上电网，一个将主发电机连接到飞机电力网的主供电电源线路，向飞机电力网供主发电机输送的交流电，至少一台安装在主电源线路上的线路接触器，一个调节主发电机输送电压的调节器，和一个向飞机发动机区内各个电气负载和向控制发动机运行的计算机输送电能的发动机电力网。其特征在于发动机电力网的第一电源输入端通过一个副电源线路接到主电源线路，该副电源线路位于线路接触器上游，用来接收直接来自主发电机的电能，无需经过飞机电力网。
2. —个根据权禾腰求l所述的系统，其特征在于调节主发电机输送的电压的调节器位 于发动机区内，并由发动机电力网供电。
3. —个根据权利要求2所述的系统，其特征在于电压调节器集成在发动机控制计算机 内。
4. 一个根据权利要求2所述的系统，其特征在于电压调节器接收在线路接触器上游发动机区内主电源线路上调节点处的代表电压uj勺信息，以及与副电源线路相连的下游主电源线路上的代表线路电涼4的信息，它以这样的一种方式控制主发电机，即保持电压Uref为Uref≈U。 + ZL.IL,式中zl是调节点和飞机电力网输入端之间主电源线的 线路阻抗，而U。是飞机电力网输入端所要求的交流电压。
5. —个根据权利要求2所述的系统，其特征在于线路接触器由电压调节器控制。
6. —个根据权利要求5所述的系统，其特征在于电压调节器接收表示飞机电力网输入 端的线路电流Il信息，关于副电源线路上的副电流Isee,以及主发电机输出端的电流IΦ，这样，当IΦ-(IL + Isec)≥ I时，操纵线路接触器断开，式中， I是差动保护阔 值。
7. —个根据权利要求5所述的系统，其特征在于电压调节器是这样布置的，即，当主发电机输送的电压到达预定的阀值时，在发动机起动后，可以操纵线路接触器闭合。
8. —个根据权利要求5所述的系统，其特征在于电压调节器连接到一个保护电路，从而对飞机电力网进行保护，在接到保护信号后操纵线路接触器断开。
9. 一个根据权利要求l所述的系统，其牛寺征在于发动机电力网的第二输入端接到辅助 发电机的输出端，接收辅助发电机f俞送的辅助电压。
10. —个根据权利要求9所述的系统，其特征在于辅助发电机和主发电机可以集成在一 个起动发电机装置内。
11. 一个根据权利要求9所述的系统，其特征在于发动机电力网包括至少一个将电能分 酉己至拨动机区内各个电气负载的总线，和一个连接到发动机电力网的第一和第二输入 端的电源电路，其输出端连接到电源分配总线，向其提供来自主发电机或辅助发电机 输送的电能。
12. —个根据权利要求ll所述的系统，其特征在于电源电路的第三输入端接到飞 机电力网上，用来接收该电力网上的可用电能。
全文摘要
本发明涉及一种飞机电源系统，一台主发电机经由一个主电源线路向飞机电力网输送交流电压，该主电源线路包括至少一个安装在其上的线路接触器，电压通过一个调节器进行调节。一个发动机电力网向飞机发动机区内各个电气负载和发动机控制计算机提供电能；发动机电力网的第一馈电输入端通过一个位于线路接触器上游的副电源线路接到主电源线路，以便直接接收来自主发电机输出的电能，无需经由飞机电力网。调节主发电机输送的电压的调节器可以位于发动机区内，并由发动机电力网供电。
文档编号H02J3/40GK101202454SQ20071018774
公开日2008年6月18日 申请日期2007年11月23日 优先权日2006年11月23日
发明者泽格·贝伦格 申请人:伊斯帕诺-絮扎公司