[发明专利]用于使飞机的一系列电部件合理化的方法和实现机构

说明书

技术领域

本发明涉及使飞机的电能传输部件的链合理化的方法。本发明还涉及能够实现该方法的机电机构和具有依照此机构设置的电能部件的飞机。

背景技术

飞机通常具有至少一个已知为APU的机上辅助能量单元。APU是个小的涡轮喷气发动机，其与一电流发生器相连，并能够向使地面上的飞机移动的电动机提供电能。

APU通常安装在飞机中，以在地面上向不同的耗能系统（电的、气动的和液压能的、空气调节的）供能，以起动主引擎。如果必要，APU可重启并在空调控制系统或电分配系统失效的情况下用于飞行中。被赋予证明，例如引擎型证明的充分安全，在一些飞行阶段中，其可取代主引擎，向耗能系统供能。

如图1中所示，APU10通常包括：气体发生器—包括空气A1的压缩机1、用于燃烧空气A1和燃料K1的混合物的室2，和两个涡轮3和4—以及至少一个驱动和动力轴5。第二涡轮4通常为固定类型的涡轮，最有力的APU配备有自由涡轮。

气体G1的膨胀的第3和4级通过驱动轴5向压缩机1供能。此轴5还是个动力轴：因此剩余能量存在于该轴5上以在APU操作时驱动系统，例如在地面上或在一些飞行阶段过程中，特别是在起飞、着陆或潜在引擎故障的情况下。其中涡轮4为自由涡轮，可用的能量传送到与轴5在同一直线上的驱动轴上的系统。

为了满足压缩空气Ac的要求，例如在滑行时，一载荷压缩机6通过由轴5提供的可用能量而被驱动，以压缩引入的空气A0。此压缩机6连接到例如一空气调节系统或一气压系统（未示出）。

为了向系统提供电能，特别是用于起动主引擎的电能，轴5与经传动齿轮箱8的齿轮P1-P3而平行安装的两个交流发电机7a和7b相连。在每个交流发电机7a和7b的各驱动轴9a和9b上，分别设置有机械保险丝，以能够在一交流发电机发生故障的情况下削减过大的扭矩水平。这些保险丝可例如加工成强制离合器或可断部分。

该电流产生装置，包括至少一个交流发电机，在此加倍，因为安全技术提供技术冗余，并具有至少两个可用的独立电路。一般而言，设备的零件通常复制并保持独立。

一APU通常由电起动机组件（未示出）起动，主引擎由通过安装到该APU的驱动轴5上的负载压缩机6供能的气动起动机起动。

最近电起动机/发电机（简写为SG）的出现使得气动起动机6可用于主引擎，而用于APU的电起动机组件被去除。通过使用电力电子学装置EP1和EP2，用作SG的交流发电机7a和7b在APU起动阶段通过电力连接器LP1和LP2转变为一电动机（起动机），随后在电流供应阶段转变为一发电机（交流发电机）。所述电力电子学装置调节来自飞机电网R1和R2或传送到这些电网上的由SG7a和7b供应的电能。此传送使得可向飞机系统供能，特别是向空调系统的电动压缩机组供能。

在由飞机电池所发起的APU起动过程中，直流电通过EP1和EP2转换为不同频率的交流电，使得可控制在APU起动阶段被调节的速度和/或扭矩。

另外，一数字控制单元U1，也称作FADEC（全权数字引擎控制），调节动力传输单元8的齿轮的速度。该调节通过经计量单元D1将合适量的燃料K1喷射入燃烧室2中而有效。此量由控制单元U1根据由一速度传感器Cr提供，并由控制单元U1所传送的传输单元8的齿轮的速度与一参考值之间的差而计算和应用。所述控制单元U1以及电力电子学装置EP1和EP2通过电缆或无线电连接器LA而与飞机控制中心相连，以根据飞行条件协调和预见动力控制。

现今，电子系统的主要增长倾向于促进“全电子”概念。基于上面描述的供能结构的使用不适于驱动这些系统。

已知，例如，提供一电力电子学系统以控制负载压缩机的电动机，或电动机-压缩机机组，以满足压缩空气的要求。通常，在网络R1、R2中使用四个电动机-压缩机机组，以向两个空气调节系统或ECS（环境控制系统）供能。这种类型的控制要求使用电动机-压缩机组和大容量交流发电机，例如具有200kVA功率，以产生各电动机-压缩机组的电动机的电需求和飞机的电需求，特别是在APU起动的过程中。

这样，所述系统的增加导致使用过多数量的用于所述系统的电配位的电动机和/或发电机，以及变速箱中机电连接系统的增加。该机构因此变得复杂，对于其能量使用来说不是很经济。具体说，所占据的空间、质量以及成本增加，而可靠性却减小。

另外，在飞机交流电供应网络中，APU增加了电能的主源，其使用限制了一些飞行阶段，并在电控箱中采用非常复杂的实时电路切换形式，特别是确保在发生故障时提供不同的功能。