飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统.pdf

本发明涉及“无引气”型飞行器上的电力发生、转换、分配和起动系统，所述“无引气”型飞行器也就是指该飞行器具有无气动回路的电力架构，其特征是“无引气”型飞行器专用的高功率负载的电力分配通道与传统负载的电力分配通道相分离并由飞行器发动机(Eng1，Eng2)所驱动的独立发电机(SG-B，SG-Y；SG-G1，SG-G2)供电，该传统负载包括诸如航空电子设备、照明、燃料泵的技术负载以及商用负载。

1.  一种无引气型飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统，其中，所述无引气型飞行器即指所述飞行器具有无气动回路的电力架构，其特征在于，用于所述“无引气”型飞行器专用的高功率负载的电力分配通道与用于传统负载的电力分配通道相分离并分别由所述飞行器的发动机(Eng1，Eng2)所驱动的独立发电机(SG-B，SG-Y；SG-G1，SG-G2)供电，所述传统负载包括诸如航空电子设备、照明、燃料泵的技术负载以及用负载。

2.  根据权利要求1所述的系统，其包括：
-至少两个用于高功率负载的第一电力分配通道(B，Y)，以及
-至少两个用于传统负载的第二电力分配通道(G1，G2)。

3.  根据权利要求1所述的系统，其中，每个第一通道(B，Y)是三相115伏或230伏交流电系统。

4.  根据权利要求3所述的系统，其中，所述频率在360Hz至800Hz之间。

5.  根据权利要求3所述的系统，其中，所述频率在800Hz至2000Hz之间。

6.  根据权利要求3所述的系统，其中，所述功率通道的频率在800Hz至2KHz之间，且其中所述传统通道的频率在360Hz至800Hz之间。

7.  根据权利要求2所述的系统，其中，用于第一通道的每个发电机(SG-B，SG-Y)是多相电机，其相数等于或大于3。

8.  根据权利要求7所述的系统，其中，所述相数等于5或6。

9.  根据权利要求1所述的系统，其中，每个第一通道包括具有6个或更多个二极管的一个或两个多相整流器桥，以将三相230伏交流电变成+/-270伏直流电(RU-B1，RU-B2，RU-Y1，U-Y2)。

10.  根据权利要求1所述的系统，其中，所有发电机都是相同的。

11.  根据权利要求10所述的系统，其中，每个发电机均为无刷式三相同步发电机，其是可逆的或不可逆的。

12.  根据权利要求11所述的系统，其中，每个发电机是提供频率在360Hz至800Hz之间的115伏或230伏交流电的发电机。

13.  根据权利要求1所述的系统，其包括：
-两个用于高功率负载的电力分配通道(B，Y)，
-两个用于传统负载的电力分配通道(G1，G2)。

14.  根据权利要求13所述的系统，其中，每个用于高功率负载的电力分配通道包括：
-电起动机-发电机(SG-B；SG-Y)，
-交流汇流线(AC-B；AC-Y)，
-两个具有减小滤波的简单6-二极管整流器桥(RU-B1，  RU-B2；RU-Y1，RU-Y2)，
-两个直流汇流线(DC-B1，DC-B2；DC-Y1，DC-Y2)，
-两个滤波减小的逆变器(MCU-B1，MCU-B2；MCU-Y1，MCU-Y2)，
-变压器-整流器(TRU-B，TRU-Y)，
-汇流线(DC-B；DC-Y)，
-电池(BATT-B，BATT-Y)。

15.  根据权利要求13所述的系统，其中，每个用于传统负载的电力分配通道均包括：
-电起动机-发电机(SG-G1，SG-G2)，
-交流汇流线(AC-G1；AC-G2)，
-转换器(ATU-G1；ATU-G2)，
-交流汇流线(AC-1；AC-2)。

16.  根据权利要求13所述的系统，其包括：
-将两个第一功率通道(B 1和B2)集合到一起的第一主配电盒，
-将两个第二功率通道(Y1和Y2)集合到一起的第二主配电盒，
-将230伏和115伏交流电传统通道(G1和G2)与28伏直流电路(DC-B和DC-Y)集合到一起的第三主配电盒，以及
-紧急情况备用主配电盒。

17.  根据权利要求1所述的系统，其包括：
-四个用于高功率负载的电力分配通道(B1，B2，Y1，Y2)，
-两个用于传统负载的电力分配通道(G1，G2)。

18.  根据权利要求17所述的系统，其包括6个相同的起动机-发电机(SG-B1，SG-G1，G-G1，G-G2，SG-B2，SG-Y2)。

19.  根据权利要求17所述的系统，其包括：
-将两个第一功率通道(B1和B2)集合到一起的第一主配电盒，
-将两个第二功率通道(Y1和Y2)集合到一起的第二主配电盒，
-将230伏和115伏交流电的传统通道(G1和G2)与28伏直流电路(DC-B和DC-Y)集合到一起的第三主配电盒，以及
-紧急情况备用主配电盒。

20.  根据权利要求17所述的系统，其包括位于机身不同位置处的起动机-发电机与对应主配电盒之间的跨路线桥。

21.  根据权利要求1所述的系统，其包括：
-四个用于高功率负载的优化的电力分配通道(B1，B2，Y1，Y2)，
-两个用于传统负载的电力分配通道(G1，G2)。

22.  根据权利要求21所述的系统，其包括四个专用于所述优化的功率通道的功率起动机-发电机(SG-B1，SG-Y1，SG-B2，SG-Y2)以及两个传统发电机(G-G1，G-G2)。

23.  根据权利要求22所述的系统，其中，所述起动机-发电机的主级包括多相同步交流发电机，所述多相同步交流发电机为三相、五相、六相或者具有相角差为30度的两个三相系统。

24.  根据权利要求22所述的系统，其中，所述传统发电机是三级无刷式三相同步电机。

25.  根据权利要求21所述的系统，其中，优化的高功率负载的电力分配通道所使用的变频范围在800Hz和2000Hz之间。

26.  根据权利要求21所述的系统，其包括：
-将两个功率通道(B1和B2)、直流汇流线(DC-B12)和三相逆变器(INV-B)集合到一起的第一主配电盒，
-将两个功率通道(Y1和Y2)、直流汇流线(DC-Y12)和三相逆变器(INV-Y)集合到一起的第二主配电盒，
-将115伏交流电的技术汇流线(AC-B和AC-G1)与商用汇流线(COM-B和COM-G1)集合到一起的第一半配电板 (AC 1)，
-将115伏交流电的技术汇流线(AC-G2和AC-Y)与商用汇流线(COM-G2和COM-Y)集合到一起的第二半配电板(AC2)，
-将汇流线(DC-B，DC-G11和DC-G1)、功率转换器(BBCU-B，BBCU-G1)和变压器-整流器(TRU-G1)集合到一起的第三半配电板(DC1)，
-将汇流线(DC-G2，DC-Y和DC-G22)、功率转换器(BBCU-G1，BBCU-Y)和变压器-整流器(TRU-G2)集合到一起的第四半配电板(DC2)。

27.  根据权利要求21所述的系统，其包括由电池(BATT-B)供电的间歇功率致动器，所述电池的技术和尺寸被选择为以便确保用于间歇性功率所要求的高而短的峰值供电。

28.  根据前述任一项权利要求所述的系统，其中，所述飞行器是飞机。

29.  一种飞行器，包括根据权利要求1至27中任一项所述的系统。

飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统
技术领域
本发明涉及飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统。
所涉及的飞行器有利地是其中非动力推进(non propulsifs)系统主要是用电力供应的飞行器，这样的飞行器被称为“无引气(bleedless)”型，也就是其具有无气动回路的电力架构。
在本说明书的其余部分里，为了简化，“无引气”型飞行器将被当作实例。
背景技术
飞行器的现有设计的非动力推进系统是通过从喷气发动机获取动力的三种回路供电的：液力回路，电力回路和气动回路。
液力主要用于向主飞行控制致动器和辅助飞行控制致动器、起落架放下和回收系统、前轮导向系统和刹车系统提供动力。
电力主要用于向诸如航空电子装置、照明、燃料泵和各种风扇的技术负载以及诸如餐饮服务(厨房区域或“厨房”)和乘客娱乐系统的商用负载提供动力。
气动力主要用于向机舱空气增压和调节系统、机翼和发动机舱防冰系统提供动力并用于起动发动机。
近来，要求更多利用电力的非动力推进系统的新架构已经出现在研究计划或预研设计研究的文献中。因此：
-液力回路及与其关联的伺服控制系统可以电力致动器取代。
-驱动空气调节单元(“packs”)和机翼除冰系统的发动机排气装置可省略并以功能更强大的发电系统更换。
在后面的情形中，该架构被称为“无引气”式。在本说明书最后提到的文献【1】中描述了该架构与传统飞行器架构的比较。如图1所示，该“无引气”架构特别涉及以下装备：
-由同一发动机Eng-1驱动的两个起动机-发电机SG-B1和SG-B2，每个起动机-发电机为汇流线(barres de distribution)AC-B1或AC-B2提供三相230伏AC电源，其频率可在360和800Hz间变化，
-汇流线AC-B1和AC-B2，将来自起动机-发电机的230伏交流电直接分配至平衡三相负载，例如防止在机翼前缘上形成冰的加热电阻，该电阻由两个半月形WIPS-B1和WIPS-B2表示，
-自动变压器ATUI-B2，其将230伏交流电转换为115伏交流电以通过汇流线AC-2为三相或单相115伏负载供电，该负载通常比230伏负载功率低，
-自动变压器-整流器单元ATRU-B1和ATRU-B2，其将来自汇流线AC-B1和AC-B2的三相230伏交流电转换为两相+/-270伏直流电以提供给汇流线DC-B1和DC-B2，
-连接到+/-270伏高直流电压的逆变器MCU-B1和MCU-B2，其驱动并控制空气调节系统ECS1的电动压缩机单元CAC-1和CAC-2，以调节它们的速度和扭矩，
-变压器-整流器TRU-B，其将三相230伏交流电转换为单相28伏直流电，该直流电经汇流线DC-B为低功率航空电子设备供电，
-电池充电器DC-B和电池B，其连接到始终由电池供电的汇流线HOT-B。
在图1以及随后的附图中，被称为例如SC-B1、SC-B2...的元件是允许实现上面限定的不同元件间的连接或断开的接触器。
在图2所示的双发动机飞行器情形中，系统现有设计的主发电系统基于四个分配通道B1，B2，Y1和Y2，其将被称为“传统”的电力负载和新的所谓“功率”电力负载组合起来，新的所谓“功率”电力负载是“无引气”型飞行器专用的。该发电系统使用图1所示架构中的元件和用于与这些元件相同目的且以类似方式应用的其他元件。该图也示出由辅助功率单元APU-GT驱动的两个起动机-发电机ASG-B和ASG-Y。当主起动机-发电机不可用时，这两个辅助起动机-发电机可向汇流线AC-B1、AC-B2、AC-Y1和AC-Y2供电。由气动涡轮机(RAT或“冲压空气涡轮机”)供电的紧急情况备用发电机Emer-G可在主发电系统损耗时向汇流线AC-EMER供电，其中变压器-整流器TRU-E安装在该汇流线AC-EMER和直流汇流线DC-E之间。
在图2中，输入EP-B、EP-B2、EP-Y1和EP-Y是将外部电子功率单元连接到地的地连接。
下面将现有电力发生、转换和分配系统称为“4M”，这里M表示“混合的”，指混合功率负载和传统负载的四个通道B1，B2，Y1和Y2。
现有“4M”系统架构的主要缺点是需要重电力设备，这主要是由于通过航空标准或飞行器制造商指示所设立的对电源质量的限制。
因此，对低电平谐波抑制的电流限制要求使用所谓的“ATRU”自动变压器-整流器，例如为了执行三相230伏交流电到+/-270伏直流电的转换，该自动变压器-整流器由引用文献【2】中所述的具有40度相角差的自动变压器和引用文献【3】中所述的18-二极管整流器桥构成。
而且，电流限制要求在电力设备(诸如发电机、电子功率转换器、逆变器和电力负载)的输入和输出处使用大无源滤波元件，如电感和电容器。要求这类滤波元件是为了确保功率负载(空调等)发生的谐波不会干扰传统负载。
此外，这类主电压为230伏交流电的“4M”架构的电路要求转换外部接地单元提供的电源，目前为115伏交流电。现有的解决方案通过230伏交流汇流线和115伏交流汇流线之间的自动变压器或通过内部“ATRU”整流器自动变压器的绕组提供特定转换。
因此，新飞行器中电力系统的扩展要求重新限定电路架构，这是因为现有的115伏交流电和28伏直流电压对功率要求不再适当。逻辑方法是增加电压并使用整流器和逆变器驱动和控制电机的旋转。然而，相应于这样的解决方案的架构对飞行器造成明显的重量方面的不良后果。
因此本发明的目的是提出更轻质的架构设计，这是由于将产生谐波污染的负载与要求高质量电压的负载相分离。
发明内容
本发明涉及用于“无引气”型飞行器(例如飞机)上电力发生、转换、分配和起动的系统；也就是说该飞行器具有无气动回路的电力架构，其特征在于，用于“无引气”型飞行器专用的高功率负载的电力分配通道与传统负载(包括诸如航空电子设备、照明、燃料泵的技术负载和商用负载)的电力分配通道是分开的，并由飞行器发动机所驱动的独立发电机供电。
在有利的构造模式中，该系统包括：
-至少两个用于高功率负载的第一电力分配通道，以及
-至少两个用于传统负载的第二电力分配通道。
每个第一通道有利地是三相115伏或230伏交流电系统。频率可以在360Hz和800Hz之间，或在800Hz和2000Hz之间。
用于功率通道的频率有利地在800Hz和2kHz之间，而用于传统通道的频率在360Hz和800Hz之间。
用于这样的第一通道的每个发电机有利地是具有等于或大于3的多个相的多相电机；优选相数等于5或6。每个第一通道包括具有6个或更多二极管的一个或两个多相整流器桥，以将三相230伏交流电变为+/-270伏直流电。
这些发电机可有利地都是相同的。每个发电机均是无刷三相同步发电机，为可逆或不可逆的，其提供频率在360Hz和800Hz之间的115伏或230伏交流电。
在本发明构造选择方案的第一实例中，该系统包括：
-两个用于高功率负载的电力分配通道，
-两个用于传统负载的电力分配通道。
每个用于高功率负载的电力分配通道均包括：
-电起动机-发电机，
-两个滤波减小的简单6-二极管整流器桥，
-两个第一直流汇流线，
-两个滤波减小的逆变器(onduleurs àfiltrage réduit)，
-变压器-整流器，
-第二直流汇流线，
-电池。
用于传统负载的每个电力分配通道均包括：
-电起动机-发电机，
-第一交流汇流线，
-转换器，
-第二交流汇流线。
该系统有利地包括：
-将两个第一功率通道集合到一起的第一主配电盒(coeur)，
-将两个第二功率通道集合到一起的第二主配电盒，
-将230伏和115伏交流电传统通道和28伏直流电路集合到一起的第三主配电盒，以及
-紧急情况备用主配电盒。
在构造选择方案的第二实例(“4P2C”架构)中，该系统包括：
-四个用于高功率负载的电力分配通道，
-两个用于传统负载的电力分配通道。
该系统包括6个相同的起动机-发电机和两个自动变压器。
该系统有利地包括：
-将两个第一功率通道集合到一起的第一主配电盒，
-将两个第二功率通道集合到一起的第二主配电盒，
-将230伏和115伏交流电传统通道和28伏直流电路集合到一起的第三主配电盒，以及
-紧急情况备用主配电盒。
该系统有利地包括机身不同位置处起动机-发电机和对应主配电盒之间的跨路线桥(croisement)。
在构造选择方案的第三实例(“4P*2C”架构)中，该系统包括：
-四个用于高功率负载的优化的电力分配通道，
-两个用于传统负载的电力分配通道。
该系统有利地包括四个专用于优化的功率通道的功率起动机-发电机以及两个传统发电机。起动机-发电机的主级(étageprincipal)有利地包括相数等于或大于3的多相同步交流发电机，在特殊情形中，相数为5相或6相，这里主级也可由两个30度三相系统构成。传统发电机可以是无刷三相三级同步电机。对于高功率负载的优化电力分配通道，所用变频范围在800和2000Hz之间。
该系统有利地包括：
-将两个功率通道、直流汇流线和三相逆变器集合到一起的第一主配电盒，
-将两个功率通道、直流汇流线和三相逆变器集合到一起的第二主配电盒，
-将115伏交流电技术汇流线和商用汇流线集合到一起的第一半配电板(demi-coeur)，
-将115伏交流电技术汇流线和商用汇流线集合到一起的第二半配电板，
-将汇流线、功率转换器和变压器-整流器集合到一起的第三半配电板，
-将汇流线，功率转换器和变压器-整流器集合到一起的第四半配电板，
与现有系统比较，本发明的系统提供以下有利特征：
·一种电力发生和转换架构，其将发生谐波污染的负载和要求高质量电压的负载分离到独立分配通道中，
·一种电力发生和转换架构，其通过利用更多的主电源以改善分配通道的隔离并增加冗余度，从而提高可靠性、安全性和可用性，
·将电力发生、起动、转换和分配系统隔离并再配置到三个独立的“蓝色”、“绿色”和“黄色”电路中，每个电路又分为两个子电路，其中第一个子电路由第一发动机供电，而第二个子电路由第二发动机供电，
·一种电力发生和转换架构，其确保用于提高关键负载电源安全性的主电源技术差异性。
·相比现有发电机(IDG(或“整合驱动发电机”)、VSCF(或“变速恒频发电机”)、VFG(或“变频发电机”)、VFSG(或“变频起动机发电机”))，使用更高频率的电起动机-发电机来提高功率/重量比并减小体积，
·由于关于电路电压质量的设计限制放宽，因而使得用于每个功率通道的起动机-发电机质量减小，
·由于将具有污染的功率电子设备的“功率通道”与要求高质量电源的负载的“传统通道”分离，因而使得与功率电子逆变器和整流器相关的滤波元件质量减小，
·由于更高速度的起动机-发电机所发生的电压的频率范围更高，因而使得与功率电子逆变器和整流器相关的滤波元件的质量减小，
·使用具有减小的滤波的简单轻型整流器桥取代重型复杂的ATRU(“自动变压器-整流器单元”)，
·由于旋转速度更高，因而使得由辅助功率单元驱动的发电机的功率/重量比增加，
·在可变飞行器架构中使用多相(具有三相以上的相数)同步电机构成的起动机-发电机。
附图说明
图1示出与符合现有“4M”架构的发动机关联的电力电路的示意表示。
图2示出符合现有“4M”架构的电力发生、转换、分配和起动系统的示意表示。
图3示出与发动机关联的电路的示意表示，该电路符合本发明架构的第一构造选择方案。
图4示出本发明架构的构造选择方案的第一实例“2P2C”架构的示意表示。
图5示出本发明架构的构造选择方案的第二实例“4P2C”架构的示意表示。
图6示出本发明架构的构造选择方案的第三实例“4P*2C”架构的示意表示。
具体实施方式
如本发明中，飞行器上电力发生、转换、分配和起动系统使用分离的电力分配通道，一方面用于功率负载，另一方面用于传统负载。这些分离通道由飞行器发动机所驱动的分离的发电机供电。然而，一台给定的发动机可以驱动多个发电机。
与上述现有“4M”架构相比，将发生谐波污染的负载和要求高质量电压的负载分离到独立的电力分配通道意味着，由功率通道中传统负载导致的滤波限制(已经存在于现有飞行器中)可以被克服。
在双发动机飞行器中，该系统由下列项构成：
-称为“P”的用于高功率负载的一个或多个电力分配通道，
-称为“C”的用于传统负载的一个或多个电力分配通道，
因此从现在开始，这样的新架构的构造选择方案的实例根据功率通道和传统通道的数目称为“2P2C”、“4P2C”和“4P*2C”。
本发明的系统允许通过减少相关的滤波元件而使得电力系统的总体质量和飞行器中电力设备项的数目减小，电力设备项也就是主及辅助起动机-发电机、静态电力转换器、整流器、逆变器和变压器。
下面将分析本发明系统的不同构造模式和所用的设备。这些构造选择方案涉及：
-功率通道架构，
-用于功率通道的发电系统，
-用于功率通道的转换器，和
-传统通道。
在这些构造选择方案中选择哪一项是根据期望获得的优点做出的。
所有下面的评论是对涉及主发电单元(也就是由发动机驱动)的情况做出的，但对由涡轮发动机或燃料电池型辅助功率单元(APU)驱动的辅助发电单元也有效，或对气动涡轮机、电池或燃料电池型紧急情况备用发电单元也有效。
1.功率通道架构
如图3所示，在功率通道中，由于与维护成本关联的原因并为了最小化发电机的数目，单个起动机-发电机SG-B经主交流电源总线AC-B向所有功率负载供电，这些功率负载由机翼防冰系统WIPS-B和具有用于空气调节系统ECS1的电动压缩机单元CAC1和CAC2的整流器RU-B1和RU-B2及两个逆变器MCU-B1和MCU-B2的两条电源链表示。
在另一个构造选择方案中，如图5和6所示，为了防止传统通道发电机在与功率通道发电机具有相同尺寸时使用率低，使用两个发电机向两个分离的功率通道供电。将发电系统这样划分为多个发电子系统意味着可减小每个发电机的直径。其结果是：
-发动机短舱的总体直径可减小，且因此减小气动阻力，
-电源数目增加，允许冗余度增加且增强电路隔离，
-用户系统的电源的可靠性和安全性，以及飞行器的操作可靠性和可用性提高，
-由于电源数目增加，所以便于利用电致动器耦合该发电架构与飞行控制架构。
2.功率通道的发电系统
为了保持与传统通道互连的选择方案，根据用户系统的功率需要，每个功率通道都是有或无零相的三相交流电系统，如115伏或230伏，以便防止过多接线，其中频率为400Hz的恒定频率或360到800Hz间的变频。
对于给定功率，为了减小起动机-发电机的质量，可通过以下方法实现电力频率的增加：
-通过增加旋转速度，或
-通过增加电极对数，或
-通过组合这两种解决方案。
因此，频率可在800Hz和2000Hz间改变，这对应于8极起动机-发电机在12000到30000rpm间旋转的频率。这样的频率增加意味着每个功率通道的静态电子转换器的滤波元件的数目可减小且因此重量可减小。
可以放宽对功率通道电压质量的限制：这允许通过集中考虑几何结构和重量的设计来实现起动机-发电机功率/重量比的增加，而不必考虑内部电力参数限制。
为了增加功率/重量和功率/体积比，并为了优化整流结构，功率通道的每个发电机可有利地用具有多个相的多相电机构造，该相数等于或大于3，且优选等于5或6。
3.功率通道的转换器
在“2P2C”和“4P2C”架构的情形中，在电变速器中所必须的将230伏交流初级电压转换为+/-270伏直流电的转换-整流功能有利地是利用轻且简单的6-二极管3相整流器桥实现的，然而在“4M”架构中，必须有重且复杂的18-二极管自动变压器-整流器和相间电感器以满足传统电路质量标准。
在具有多个相(相数大于3)的多相发电单元的情形中，如上面指出的那样，无自动变压器的多相整流器使得输出电压的波动减小并抑制较少的电路上游谐波。
如上面指出的那样，如果功率通道中电压质量放宽，则连接到功率通道的静态电子功率转换器滤波器、逆变器或断路器可减少到最少。滤波器的减少可与上面指出的滤波元件数目的减少相组合，其中滤波器的减少取决于滤波元件数目的减少。
4)传统通道
有利地，为功率通道供电或为传统通道供电的所有发电机可以相同，这是因为与维护成本相关的原因，且为了保持彼此可互换性。从而，这些发电机可以是无刷三级三相同步发电机，称为VFG(变频发电机)，或者可以是可逆发电机从而它们可以执行电发动机起动功能，称为VFSG(“变频起动器发电机”)。提供400Hz恒定频率或频率在360Hz和800Hz间变化的三相115伏交流电的发电机意味着，可废除通常利用专用自动变压器执行的230伏交流电/115伏交流电转换功能。
但也可对功率通道和传统通道采用两种不同类型的发电机，以便确保主电源间的技术差异性，从而关键负载电源安全性的提高得以保持。
下面说明本发明中用于系统的构造选择方案的三个实例，这三个实例分别称为“2P2C”、“4P2C”和“4P*2C”，其中从上述不同构造选择方案中做出选择。说明这些构造选择方案以便增加复杂性，也就是为了引入日益复杂的改进。
A.构造选择方案的第一实例：2P2C架构
在双发动机飞行器中，该“2P2C”架构由下列项构成：
-用于高功率负载的两个电力分配通道，称为“P”，
-用于传统负载的两个电力分配通道，称为“C”。
因此图4示出四个相同起动机-发电机SG-B、SG-G1、SG-G2和SG-Y，四个简单整流器RU-B1、RU-B2、RU-Y1和RU-Y2，四个滤波减少的逆变器MCU-B1、MCU-B2、MCU-Y1和MCU-Y2，两个自动变压器ATU-G1和ATU-G2和三个变压器-整流器TRU-B、TRU-Y和TRU-G。
按照图3，从飞行器发动机Eng1或Eng2汲取的电力是经通道“P”和通道“C”分配的。
“P”电力分配通道B(或Y)具体包括：
-电起动机-发电机SG-B(SG-Y)
-主汇流线，优选为230伏交流电，AC-B(AC-Y)，其将起动机-发电机SG-B(SG-Y)的功率直接分配至平衡三相负载WIPS-B(WIPS-Y)，
-具有减小滤波RU-B1和RU-B2((RU-Y1和RU-Y2))的两个简单的6-二极管整流器桥，
-两条汇流线，优选为+/-270伏直流电，DC-B1和DC-B2(DC-Y1和DC-Y2)，
-具有减小滤波MCU-B1和MCU-B2(MCU-Y1和MCU-Y2)的两个逆变器，所述逆变器控制高功率电动机或起动机-发电机(起动机模式中)的速度和扭矩，
-用于空气调节系统ECS-1(ECS-2)的两个电动压缩机单元CAC-1和CAC-2(CAC-3和CAC-4)，
-变压器-整流器TRU-B(TRU-Y)，
-汇流线DC-B(DC-Y)，
-电池充电器BC-B(BC-Y)，
-电池BATT-B(BATT-Y)。
“C”电力分配通道G1(或G2)具体包括：
-电起动机-发电机SG-G1(SG-G2)，
-主汇流线，优选为230伏交流电，AC-G1(AC-G2)，其将起动机-发电机SG-G1(SG-G2)的功率直接分配给平衡三相负载WIPS-G1(WIPS-G2)，
-230伏AC/115伏交流电转换器ATU-G1(ATU-G2)，如果需要的话，
-用于115伏交流电的汇流线，AC-1(AC-2)。
如图4所示，本发明中与该架构关联的系统有利地包括：
-“蓝色”主配电盒(或配电板)或“配电板B”，其将电力半通道B1和B2集合到一起，
-“黄色”主配电盒或“配电板Y”，其将电力半通道Y1和Y2集合到一起，
-“绿色”主配电盒或“配电板G”，其将230伏和115伏的传统通道G1和G2以及28伏直流电路DC-B和DC-Y集合到一起，和
-紧急情况备用主配电盒或“EMER配电板”，其包括紧急情况备用传统通道。
这些电路中的每一个均包括类似于图3中所示的元件，这些元件在前面已经说明。
在所有图中，例如被称为C、GLC、EPC、EGC、BTC、SIC、和SC的电流接触器的处于开启或闭合的状态对应于正常条件下的飞行配置。
在图3所示的架构中，当在飞行中或在地面上时，发动机Eng1或Eng2已经起动并在正常配置(无设备故障)中；发动机Eng-1机械驱动电起动机发电机SG-B。该发电机SG-B向连接到汇流线AC-B、DC-B1和DC-B2的“功率”通道电力负载供电。
飞行器发动机Eng-1也机械驱动电起动机-发电机SG-G1。该发电机SG-G1向连接到汇流线AC-G1的“传统通道”的电力负载供电。
电起动机-发电机SG-B和SG-G1是相同设备项以便保持可互换性，从而使得电路能够再配置并在异常条件下接入汇流线。另一方面，在“2P2C”架构中，它们与电路的连接和它们各自功能是不同的。
这样的起动机-发电机可以是无刷三级可逆三相同步电机，其可用于发电机模式或起动机模式。假定在未来飞行器中功率要求增加，从这些起动机-发电机中选择输出电压，其有效值为230伏而非航空应用中广泛使用的115伏，其中电路频率可在360Hz和800Hz之间变化并与发动机Eng-1的高压(HP)轴的速度成比例。
“C”电力分配通道向要求高质量电压电源的交流负载供电。因此，技术负载和商用负载连接到汇流线AC-G1。
从谐波抑制的角度看无污染并承受低质量电压的负载(如提供机翼除冰的加热电阻元件的系统WIPS-B或WIPS-G1)可由“传统通道”或“功率通道”供电，做这样的功率选择以便确保平衡发电机SG-B和SG-G1的尺寸。
如图4所示，诸如航空电子设备的低直流电压负载连接到汇流线DC-B、DC-G和DC-Y，并可根据电路配置而由变压器-整流器TRU-B、TRU-G和TRU-Y供电或由电池BATT-B、BATT-G和BATT-Y经电池充电器BC-B、BC-G和BC-Y供电。
在正常模式中，与起动机-发电机SG-B关联的功率通道向6-二极管三相整流器RU-B1和RU-B2供电，这些整流器将总线AC-B的三相交流电压转换为整流的直流电压，该直流电压经汇流线DC-B1和DC-B2分配。如上所述，由于所谓的“功率”通道负载可接受与当前标准相比低的多的电压质量，因而与图1和2中所示的重型18-二极管自动变压器-整流器ATRU-B1比较，即使轻型6-二极管整流器RU-B1抑制许多谐波，该6-二极管整流器也足够了。
汇流线DC-B1和DC-B2向三相逆变器MCU-B1和MCU-B2供电，而三相逆变器向空气调节系统ECS1的电动压缩机单元CAC1和CAC2供电并通过按照飞行器空气调节系统ECS1的要求调整电流和电压动作而调节它们的速度、扭矩和功率。
将发生谐波污染的负载和要求高质量电压的负载分离到独立的分配通道意味着与逆变器MCU-B1和MCU-B2关联的滤波元件可减少，从而减少该类设备项的质量。
在图4所示的构造选择方案的实例中，当飞行器在地面上时，起动机-发电机SG-B和SG-G1用于起动机模式中以便在发动过程机械驱动发动机Eng-1。然后，利用起动机发电机SG-G2和SG-Y起动发动机Eng-2。用于发动机电起动的电源可以是辅助功率单元APU-GT，或者一个或多个接地单元(groupes de parc)EP-B、EP-G1、EP-G2、EP-Y或其他发动机Eng-1或Eng-2(如果已经起动的话)。
除了控制电动压缩机单元CAC1和CAC2的功能，逆变器MCU-B1和MCU-B2也可在发动机Eng-1的起动模式中供电并控制起动机-发电机SG-B和SG-G1。在起动过程中，当功率经接地点(prises de parc)EP-B和EP-G1供给地线时，一个逆变器(例如MCU-B1)也可用于三相整流器模式，以将连接到点EP-B的接地单元所供应的115伏交流电转换为用于DC-B1和DC-B2的直流电。其他逆变器MCU-B2为起动机-发电机SG-G1提供电源和控制。
B.构造选择方案的第二实例：4P2C架构
在双发动机飞行器中，“4P2C”架构由下列项组成：
-用于高功率负载的四个电力分配通道，称为“P”，
-用于传统负载的两个电力分配通道，称为“C”。
如图5所示，该构造选择方案实例包括四个同样的功率起动机-发电机SG-B1、SG-Y1、SG-B2和SG-Y2以及两个传统发电机G-G1和G-G2。如已在图4中示出的，其包括：四个简单整流器RU-B1、RU-B2、RU-Y1、RU-Y2；四个减小滤波的逆变器MCU-B1、MCU-B2、MCU-Y1、MCU-Y2；以及两个自动变压器ATU-G1和ATU-G2。
所列出的“2P2C”架构的优点对“4P2C”架构也有效。
在这样的实例中，每个重负荷的“P”通道被分成两个通道“B1”和“B2”(或“Y1”和“Y2”)。与“2P2C”架构相比，这样的划分允许改善功率起动机-发电机的尺寸并减小要实现的飞行器的质量。
为了保持起动机-发电机间的互换性并降低更换零部件的维护和存储成本，这六个起动机发电机SG-B1、SG-Y1、G-C1、G-G2、SG-B2、SG-Y2(每个飞行器六个，也就是对于双喷气机而言每个发动机Eng1和Eng2各3个)中，尽管它们的功能或相关的分配系统可能差异很大，但却是同样的电机，它们中的每一个均向汇流线AC-B1、AC-Y1、AC-G1、AC-G2、AC-B2、AC-Y2供电。因此，有6个同样的起动机-发电机(尽管起动机功能并不用于与传统通道关联的两个发电机)和两个自动变压器ATU-G1和ATU-G2。
由于电源的数目更多，因而“4P2C”架构提高了电源的可靠性和安全性以及飞行器的可用性和操作可靠性。此外，其确保了分配通道更好的隔离和电源系统的增加的冗余度。
因此，这促进了包括“更电气化”或“完全电气化”飞行控制架构，其耦合到这样的“4P2C”功率架构。
如图5所示，称为“3H”的飞行控制架构(其基于由三种不同颜色，蓝色、绿色和黄色标示的三个液压回路)被用来识别安装在双发动机飞行器上的存在于“4P2C”架构情形中的6个电力通道。在图5的左手侧，第一通道被标示为“B1”，而第二通道被称为“B2”；且可以在这两个“蓝色”通道间再配置。两个中央绿色通道被标示为“G1”和“G2”。右边的两个黄色通道被标示为“Y1”和“Y2”。
如图5所示，与“4P2C”架构关联的主配电盒包括：
-“蓝色”主配电盒或“配电板B”，其将功率通道B1和B2集合到一起，
-“黄色”主配电盒或“配电板Y”，其将功率通道Y1和Y2集合到一起，
-“绿色主配电盒”或“配电板G”，其将230伏和115伏交流电的传统通道G1和G2集合到一起，并将28伏直流电路DC-B和DC-Y集合到一起，
-“紧急情况备用主配电盒”或“EMER配电板”，其包括紧急情况备用传统通道。
“4P2C”架构的操作非常类似于“2P2C”架构的操作。通过比较分析图4和5易于理解轻微差别。
然而，“4P2C”架构的一个特殊优点是在飞行器机身不同位置处(例如左手侧和右手侧(称为“配电板B”和“配电板Y”或“侧1”和“侧2”))在对应起动机-发电机与主配电盒之间结合了特定跨路线桥，以便在发动机停止时避免汇流线间过度再配置和转换。发动机Eng1所驱动的起动机-发电机SG-Y1向主配电盒“配电板Y”供电。发动机Eng2所驱动的起动机-发电机SG-B2向主配电盒“配电板B”供电。因此，在发动机Eng2停止时，例如可以出现下面的配置，其中在主配电盒间没有转换：
-配电盒“配电板B”仍然由起动机-发电机SG-B1供电。
-配电盒“配电板G”仍然由发电机G-G1供电。
-配电盒“配电板Y”仍然由起动机-发电机SG-Y1供电。
C.构造选择方案的第三实例：4P*2C架构
在双发动机飞行器情形中，“4P*2C”架构由下列项组成：
-用于高功率负载的四个电力分配通道，示为“P*”，也就是其包括复杂修改，
-用于传统负载的两个电力分配通道，示为“C”。
除了关于6个起动机-发电机间的整体可互换性不存在于“4P*2C”架构之外，所列出的“4P2C”架构的优点也适用于“4P*2C”架构，但可作为补偿的是，不需要230伏交流电/115伏交流电转换器。
如图6所示，该“4P*2C”架构包括4个功率起动机-发电机SG-B1、SG-Y1、SG-B2和SG-Y2以及两个传统起动机-发电机G-G1和G-G2，但没有自动变压器。该架构在功率起动机-发电机和传统发电机间引入技术差异性，该差异性的益处在安全分析中评估。
与电路电压质量有关的功率起动机-发电机的尺寸限制被放宽，因此可以减小质量。
而且，与“4P2C”架构相比，使用非常高的旋转速度和/或优化的功率起动机-发电机极数。这允许：
-质量和直径减小，
-有更高电频范围，与“4P2C”架构相比，允许整流器滤波器和逆变器的质量进一步减小。
由发动机驱动的主起动机-发电机质量的减小(其可通过增加转子的旋转速度和/或放宽对电路中电力质量的限制实现)也可应用到由辅助功率单元(APU)驱动的辅助起动机-发电机。
专用于优化的功率通道“P*”的四个主起动机发电机SG-B1、SG-Y1、SG-B2、SG-Y2是这样的发电机，其被特别设计用来向功率通道供电并且完全不受现行航空发电机的设计限制。
为了减小给定功率的起动机-发电机的质量，可增加旋转速度和极对数而无需保持可变频率在360Hz和800Hz间，例如在800Hz和2000Hz间，这对应于具有在12000到30000rpm间旋转的8个极的起动机-发电机的频率。
而且，对“P*”通道中电压质量限制的放宽意味着起动机-发电机的功率/重量比可通过注意几何结构和质量设计而增加，而无需考虑内部电力参数的限制。
“P*”通道中起动机-发电机SG-B1、SG-Y1、SG-B2和SG-Y2的主级有利地是多相同步交流发电机：三相、五相、六相或具有相角差为30度的两个三相系统，以便允许向两个都具有六个二极管的简单三相整流器桥提供并联电源。可称为多相电机的这些电机意味着，为了保证最小电路电压质量，对于在230伏交流电和+/-270伏直流电间的整流操作而言不需要相延迟自动变压器。
传统通道“C”的发电机G-G1和G-G2都是三级无刷三相同步电机，其优选在调制点供应115伏交流电压，从而允许去除“2P2C”和“4P2C”架构所要求的230伏交流电/115伏交流电转换器。
“4P*2C”架构允许与电子功率转换器关联的滤波元件(也就是用于高功率负载的整流器和逆变器)的数目和质量减小。因此，电力变速器中要求的电路主三相230伏交流电压到+/-270伏直流总线的转换操作可利用具有六个或更多二极管的简单轻型多相整流器桥实现。
此外，为“P*”通道使用更高变频范围(如800到2000Hz)，意味着与这些通道关联的滤波元件的质量可进一步减小。
如图6所示，与该“4P*2C”架构关联的主配电盒包括：
-“配电板B”主配电盒，其将功率通道B1和B2、直流汇流线DC-B12以及三相逆变器INV-B集合到一起，
-“配电板Y”主配电盒，其将功率通道Y1和Y2、直流汇流线DC-Y12以及三相逆变器INV-Y集合到一起，
-第一半配电板AC1，其将115伏交流电技术汇流线AC-B和AC-G1以及商用汇流线COM-B和COM-G1集合到一起，
-第二半配电板AC2，其将115伏交流电技术汇流线AC-G2和AC-Y以及商用汇流线COM-G2和COM-Y集合到一起，
-第三半配电板DC1，其将汇流线DC-B、DC-G11和DC-G1，功率转换器BBCU-B、BBCU-G1，变压器-整流器TRU-G1集合到一起，这些可以连接到主飞行员仪表(Cpt Instr)，
-第四半配电板DC2，其将汇流线DC-G2、DC-Y和DC-G22，功率转换器BBCU-G1、BBCU-Y，变压器-整流器TRU-G2集合到一起，它们可以连接到副飞行员仪表(“F/O Instr”)，
与选择方案第二实例“4P2C”中提出的配电板损坏(découpage)相比，选择方案第三实例“4P*2C”基于同样的2x2主配电盒，并避免了对传统紧急情况备用“EMMER-配电板”主配电盒的需要，该主配电盒的构成与基本的传统主配电盒配电板G不同。
在图6中，在飞行中或在地面上，一旦发动机被起动并处于正常配置(无设备故障)，飞行器发动机Eng-1机械驱动电起动机-发电机SG-B1和SG-Y1。起动机-发电机SG-B1向“功率”通道B1的电力负载供电，该“功率”通道连接到“配电板B”主配电盒的内部汇流线AC-B1和DC-B1。起动机-发电机SG-Y1连接到主配电盒“配电板Y”。
起动机-发电机SG-B2向分别连接到汇流线AC-B2和DC-B2的所谓“功率”通道B2的电力负载供电。
起动机-发电机SG-B1和SG-B2是同样的设备项，以便允许再配置通道B1和B2的内部电路并在异常情形中接近汇流线。
“功率”起动机-发电机是无刷式三级可逆多相同步电机，其可用于发电机模式或起动机模式。给定用于未来飞机的增加的功率要求，来自这些起动机-发电机的输出电压优选具有230伏的有效值，而非广泛用在航空应用中的115伏。功率通道的频率可在800Hz和2000Hz间变化，并与发动机Eng-1的高压轴的速度成比例。
发动机Eng-1也机械驱动发电机G-G1。发电机G-G1的主级的三相定子向连接到汇流线AC-G1的“传统”通道的电力负载供应三相115伏交流电。“传统”通道向要求高质量电压电源的交流负载供电。因此技术负载和商用负载都连接到汇流线AC-G1。
从抑制谐波的角度看无污染并承受低质量电压的负载(如提供机翼防冰的加热电阻元件的系统WIPS-B1或WIPS-B2)可由汇流线AC-B1、AC-B2或DC-B1、DC-B2供电。做出这样的电源选择以便平衡发电机SG-B1和SG-G1以及整流器RU-B1和RU-B2的尺寸。
低压28伏直流负载(如航空电子设备)连接到汇流线DC-G1，并可根据电路配置由变压器-整流器TRU-G1供电或由电池BATT-G1经电池充电器BC-G1供电。该所谓“能量电池”的28伏直流电池的技术和尺寸被选择为以便确保以紧急情况备用模式提供功率。
在正常模式中与起动机-发电机SG-B1关联的功率通道B1向6相12-二极管整流器RU-B1供电，该整流器将汇流线AC-B1的6相交流电压转换为整流的直流电压，该直流电压由汇流线DC-B1和DC-B分配。如上所述，轻型12-二极管整流器足够，尽管其比自动变压器ATRU抑制了更多谐波，这是因为“功率”通道上的负载接受与当前标准相比较低的电压质量。
汇流线DC-B1和DC-B2向6相逆变器MCU-B1和MCU-B2供电，这些逆变器向空气调节系统ECS1的电动压缩机单元CAC1或CAC2供电，并根据飞行器的空气调节系统的要求通过调整电流和电压动作来调节它们的速度，扭矩和功率。
汇流线DC-B及其对称汇流线DC-Y向未示出的电力飞行控制致动器供电。三相逆变器INV-B将汇流线DC-B处的直流高压+/-270伏转换为400Hz恒定频率的三相115伏交流电，以便向汇流线AC-B上的技术负载或汇流线COM-B上的商用负载供电。
可逆断路器型电子功率转换器BBCU-B和BBCU-G1被用来经汇流线DC-B和DC-G1向诸如电力刹车系统的间歇功率致动器(actionneurs de puissance intermittents)供应中等电压的直流电。当经汇流线DC-B 12得不到正常电源时，这些致动器可由电池BATT-B供电。该所谓“功率电池”的电池的技术和尺寸被选择为以便确保用于间歇性功率所要求的高而短的峰值(fortes mais brèves pointes)供电。在经汇流线DC-B12的正常电源损失的情形中，转换器BBCU-G1和汇流线DC-G1被用来对电池BATT-B再充电。
关于使用12-二极管整流器取代18-二极管自动变压器-整流器，将发生谐波污染的负载与要求高质量电压的负载分离到独立分配通道意味着与逆变器MCU-B1和MCU-B2关联的滤波元件可显著减少，因此减小这些设备的质量。
在图6中，当飞行器在地面上时，起动机-发电机SG-B1和SG-Y1用于起动机模式以在发动过程中机械驱动发动机Eng-1。然后，利用起动机-发电机SG-B2和SG-Y2起动发动机Eng-2。用于电起动发动机的电源可以是辅助功率单元APU-GT，或一个或多个接地单元EP-B、EP-Y或发动机Eng-1或Eng-2(如果已经起动的话)。
除了控制电动压缩机单元CAC的功能，逆变器MCU-B1和MCU-B2也可用来在发动机Eng-1的起动模式中供电并控制起动机-发电机SG-B1和SG-Y1。在地面上经接地点EP-B和EP-Y起动的过程中，某些逆变器(例如MCU-B2和MCU-Y2)也可用于三相整流器模式，以将连接到点EP-B和EP-Y的接地单元所提供的115伏交流电转换为用于汇流线DC-B1/DC-B2和DC-Y1/DC-Y2的直流电压。其他逆变器MCU-B1和MCU-Y1为起动机-发电机SG-B1和SG-Y1提供电源和控制。
参考文献
【1】US 2004129835
【2】FR 2870039
【3】FR 2875971