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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)。

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机(MS2)。

3.  根据权利要求2所述的装置，其中，所述第一同步电机(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(KM_FWaux)被连接至“主要”母线(33)；
-所述母线(33)，经由第二三相接触器(KM_FW)；
-所述第二同步电机(MS2)，经由所述第二三相接触器(KM_FW)和第三三相接触器(KM_RAT)。

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机(MS1)自导航的三相逆变器。

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)，以便当发电机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)配合的具有独立激励的第二电机(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10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。

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，飞行器将会以飞机为例。
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(《冲压空气涡轮》或英文为RAT)，该风力涡轮机通过增速器(step-up gear)驱动发电机。
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，以使飞机的关键系统(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。对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，飞机的第一发动机M1机械地驱动第一发电机GEN1和液压泵PH1，并且飞机的第二发动机M2机械地驱动第二发电机GEN2和第二液压泵PH2。
发电机GEN1或GEN2被分别连接在三相配电母线10和11上，每个三相配电母线均被连接在“主要”的三相配电母线12和13上。另外，每个液压泵PH1或PH2都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，另外还包括关键负载18。
风力涡轮机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M1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，两个新的发电机GEN3和GEN4被分别连接在三相配电母线25和26上，电力传动装置27和28连接在这些母线上。
应急发电机可以产生例如115/200伏AC或230/400伏AC。为了向“主要”的耗电设备供电，电力系统的“主要”部分15被设计为与应急发电机的电压相同。
当发动机全部损坏的时候，提出了关于发生在该全部损坏和应急电源的有效使用之间的过渡期的技术问题。
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，由于发动机的惯性，自然地通过液压泵保证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示出了发电机GEN1和GEN2上以及一般液压泵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：发动机的正常运行范围；
-t1：速度N等于最大速度Nmax时的发动机损坏；
-t2：速度N等于最大速度Nmax的50％时的发动机损坏，以及发电机(发电机GEN1和GEN2)的损坏；
-Δt：过渡期(t2→t3)；
-t4：液压发电机(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(PH1，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，可以提供充足的电力和液压能量，以确保飞机的机动性。
因此，在“全电”飞机上，在发动机损坏以后，液压能量的缺失意味着不再能够确保过渡期Δt时间范围，因此也不能保证飞机的机动性。
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，风力涡轮机RAT在飞行器低速时是没有效率的。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，在应急模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机的制动器供电。另一方面，因而在“全电”飞机上，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机。
优选地，第一同步电机被连接至：
-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航的三相逆变器(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，以便当发电机发生完全故障时向飞行器的电力系统的“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，惯性轮与电力系统断开。经由辅助装置使用电力系统的“主要”部分对惯性轮重新充电。
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：
-能够确保过渡期的时间范围：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机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机。
-可以直接连接在飞机的三相AC电力系统上：与三相电机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。当只使用简单的系统时，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应急电力系统的飞机。
附图说明
图1示出了具有电力和液压传动装置的“多电”飞机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是发动机的转动速度；
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”飞机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《飞轮》)向电力系统的“主要”部分15供电。
事实上，这个被连接在旋转的电机上的惯性轮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。
使用这样的电机提供了将惯性轮直接连接在飞机的三相AC(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。在这样的电机中，将主要电机与辅助电机相配合，这经常应用于航空发电机，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机不能持续连接在电力系统上，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)会导致惯性轮转动速度的变化。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轮机供电。
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行状态。
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(E1)，而所述风力涡轮机连接至具有单独激励的第二同步电机(E2)。
第一同步电机MS1被连接至：
-辅助装置30，该辅助装置自身经由第一三相接触器KM_FWaux连接在“主要”母线33上；
-母线33，经由第二三相接触器KM_FW。
-第二同步电机MS2，经由所述第二三相接触器KM_FW和第三三相接触器KM_RAT。
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和惯性轮RI逐渐地转动，该电压借助第二转换器32被“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由主发电机(GEN1-GEN4)或风力涡轮机RAT供电时，可以永久使用辅助装置30，因此，在后一种情况下闭合开关KM_RAT。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_FW打开并且接触器KM_FWaux闭合。
当惯性轮RI以供电为目的被连接在母线33上时，接触器的控制命令被翻转：接触器KM_FW闭合并且接触器KM_FWaux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示出了用于惯性轮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被瞬间连接至电力系统(闭合接触器KM_FW)，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KM_FW并且闭合KM_RAT)。因此，该风力涡轮机负责保持系统的电压并提供飞机良好运行所必需的全部电力和能量。
在过渡期间，惯性轮RI以连续的能量形式放电。因此，为了保证惯性轮在将来的过渡期可以使用，应该对惯性轮重新充电。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使用系统的“主要”部分33)一样被实现。
当飞行器降落时，不再工作的风力涡轮机RAT从系统断开。为了提供飞机制动所必需的电力，惯性轮RI重新被连接在系统上(打开接触器KM_RAT并闭合接触器KM_FW)。
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，惯性轮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：
-T0：飞机起动；
-T1：起飞；
-T2：发电机(发电机GEN1-GEN4)损坏；
-T3：使用风力涡轮机RAT；
-T4：降落；
-ΔT1：通过发电机GEN1-GEN4发电；
-ΔT2：通过风力涡轮机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轮机保护的过渡期(位于时间T2和T3之间，以及时间T4和T5之间)。显而易见，惯性轮RI的初始充电是在飞机起动时(时间T0)发生的，然后在飞行期间被保持。在第一过渡期间(T2→T3期间)，惯性轮RI放电。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轮机RAT功率的10％，能够按分钟向惯性轮RI充电。例如对于具有50kW发电机的风力涡轮机RAT，对于充电阶段来说，5kW的辅助功率是合适的。