CN111954621B - 用于飞机涡轮发动机的启动/发电***、相关的飞机和启动飞机涡轮发动机的方法 - Google Patents

用于飞机涡轮发动机的启动/发电***、相关的飞机和启动飞机涡轮发动机的方法 Download PDF

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Abstract

用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其包括至少一个无刷驱动马达/发电机(1)、至少一个控制模块(6)和至少一个电源模块(7)，电源模块(7)被配置为向无刷驱动马达/发电机(1)供应电力或从无刷驱动马达/发电机(1)接收电力，控制模块(6)通过控制电缆(L1)与无刷驱动马达/发电机(1)连接，以控制无刷驱动马达/发电机(1)的运行，电源模块(7)被配置为安装在非加压区域(NP)的壳体(3)中，以与无刷驱动马达/发电机(1)相邻，控制模块(6)被配置为安装在飞机的所述加压区域(P)中，控制模块(6)通过双向通信电缆(L3)与所述电源模块(7)连接，以控制电源模块(7)的运行。

Description

用于飞机涡轮发动机的启动/发电***、相关的飞机和启动飞 机涡轮发动机的方法
技术领域
本发明涉及航空领域，更具体地涉及用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，该***被配置为一方面启动涡轮发动机，另一方面一旦涡轮发动机启动就为机载电网供电。
背景技术
现有技术中的启动/发电***包括用于启动涡轮发动机的驱动马达。在现有技术中，如申请人在专利申请WO2017/068274中所指出的，通常使用无刷驱动马达。为了减少维护成本并提高可靠性，现在优选使用无刷驱动马达/发电机。
参照图1，现有技术中的启动/发电***包括无刷驱动马达/发电机1，该无刷驱动马达/发电机1位于涡轮发动机附近，并安装于非加压区域NP中，主要是安装于飞机的机舱的壳体3中。无刷驱动马达/发电机1与控制装置2连接，该控制装置2安装于飞机的加压区域P中，主要是安装于在航空电子设备舱5中。
控制装置2包括控制模块2a和电源模块2b，控制模块2a通过控制电缆L1连接到无刷驱动马达/发电机1，电源模块2b通过电力电缆L2连接到无刷驱动马达/发电机1。
控制模块2a被配置为通过控制电缆L1向无刷驱动马达/发电机1发送控制信号。该控制信号可为对应于称为激磁电流的直流电，从而使得控制模块2a可以在启动期间控制无刷驱动马达/发电机1的转矩或旋转速度。在发电期间，控制模块2a通过控制信号得以控制由无刷驱动马达/发电机1供应的电压。电源模块2b与机载电网4连接，并被配置为向无刷驱动马达/发电机1供电以确保涡轮发动机的启动。在发电时，一旦涡轮发动机启动，电源模块2b就从无刷驱动马达/发电机1接收其分配到机载电网4上的电力。实际上，机载电网4具有高压，主要是大约115VAC的高压。控制模块2a还可以控制电源模块2b的电子设备。控制装置2和无刷驱动马达/发电机1均具有笨重的结构并且散发热量。同样，它们分别具有专用的冷却方式(图中未示出)。
参考图1，控制电缆L1和电力电缆L2必须以安全距离D(如大约10cm)彼此间隔开来，以防止电力电缆L2对控制电缆L1传输的控制信号造成干扰，特别是防止因电力电缆L2中循环的电流强度及电源模块2b采用斩波原理产生的与斩波电压快速变化有关的干扰对控制电缆L1传输的控制信号造成电磁干扰。在启动/发电***的安装期间，控制电缆L1相对电力电缆L2的位置受到限制。另外，需要设置屏蔽元件以减少电磁干扰。
除了该缺点之外，电力电缆L2有好几米长，因此具有固有电阻，该固有电阻会对电力电缆L2传输的电力造成损失。在使用具有低压，特别是大约28V的低压机载电网4时，固有电阻的限制会更明显。换句话说，为了供应与115VAC类型的机载电网4等效的功率，必须传输高强度的电流。因此，电力电缆L2的任何固有电阻都会因焦耳效应增加产生的热量并大幅减少传输功率。
为了消除该缺点，一种解决方案是将启动/发电***完全安装在涡轮发动机的壳体3中，即如图2所示的非加压区域NP中。为此，控制装置2与无刷驱动马达/发电机1相邻。由于控制模块2a和电源模块2b位于无刷驱动马达/发电机1附近，因此不再需要像现有技术中那样依赖于较长长度的电力电缆L2，从而减少了电损耗。然而，该解决方案由于将控制装置2暴露于压力、温度和机械振动的环境中，使得控制装置2的设计非常困难。
因此，本发明的目的是通过提出一种新的启动/发电***来克服这些缺点，该***一方面可以减少电缆之间的安装限制，另一方面可以在获得最佳运行的同时减少功率损耗。
发明内容
为此，本发明涉及用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，该启动/发电***包括至少一个无刷驱动马达/发电机，至少一个控制模块和至少一个电源模块，所述无刷驱动马达/发电机被配置为安装于非加压区域的壳体中以启动飞机涡轮发动机，所述电源模块被配置为与飞机的机载电网连接，所述电源模块被配置为向无刷驱动马达/发电机供应电力或接收来自无刷驱动马达/发电机的电力，所述控制模块通过控制电缆与无刷驱动马达/发电机连接，以控制其运行。
本发明的显著之处在于：所述电源模块被配置为安装在非加压区域的壳体中，以与无刷驱动马达/发电机相邻，所述控制模块被配置为安装在飞机的加压区域中，并通过双向通信电缆与电源模块连接，以控制其运行。
本发明将电源模块安装于无刷驱动马达/发电机附近，因此不再需要较长电缆。而且这可以避免因焦耳效应产生热量或造成功率损失。另外，还可以防止电力电缆对控制电缆造成干扰。此外，由于控制模块与涡轮发动机分开设置，涡轮发动机不受压力和温度条件的影响，使得控制模块和涡轮发动机的设计更为简单，运行更为可靠。最后，双向通信使得控制模块可精确控制电源模块，这对于启动期间和发电期间的无刷驱动马达/发电机尤其有利。此外，双向通信电缆相对于控制电缆可以在没有实质限制的情况下进行安装，使得启动/发电***的安装和维护更为便捷。
优选地，壳体是金属的，以形成法拉第笼，该法拉第笼防止了电磁干扰散发到外部，特别是对控制电缆造成影响。
优选地，控制模块和电源模块被配置为通过双向通信电缆进行数字交换。数字通信为无功控制提供了相当高的速度。此外，数字通信的屏蔽要求远小于电力电缆的屏蔽要求。
优选地，电源模块包括至少一个逆变-整流器，所述逆变-整流器包括晶体管，控制模块包括计算设备，该计算设备被配置为计算逆变-整流器的晶体管的控制占空比。这种计算设备使得控制模块在启动期间和发电期间可以通过双向通信电缆无功地设置电源模块。可替代地，计算设备被配置为在与本地同步整流相关的启动模式下计算电流设定值。
优选地，电源模块包括至少一个用于测量无刷驱动马达/发电机的一个或多个参数的测量设备，所述参数为：与机载电网相接的直流电压、相电流、控制信号、转子的速度、转子的角位置、温度。这样的测量使得电源模块可以精确地跟踪启动/发电的参数，并允许通过无功控制来执行最佳的启动/发电。
优选地，计算设备被配置为根据由测量设备测量的一个或多个参数来计算逆变-整流器的晶体管的控制占空比。因此，控制模块可以根据无刷驱动马达/发电机的状态对其进行适当地控制。
优选地，机载电网为28VDC类型。
进一步地，启动***包括至少一个冷却模块，该冷却模块安装在壳体中并被配置为冷却无刷驱动马达/发电机和电源模块。无刷驱动马达/发电机与电源模块之间便捷地共享这种冷却模块，这使得可以限制冷却模块的尺寸并因此限制其大小。有利地，由于控制模块不散发大量的热量，因此不必在加压区域中提供冷却模块。
本发明还涉及一种飞机，其包括至少一个涡轮发动机、至少一个如上所述的启动/发电***、至少一个加压区域和至少一个非加压区域。启动/发电***的控制模块安装在加压区域中，而启动/发电***的电源模块和无刷驱动马达/发电机安装在非加压区域中。
本发明将控制模块安装在加压区域中(并且温度较低)，这使得控制模块的设计更为简单可靠。启动/发电***的电源模块和无刷驱动马达/发电机一起安装在非加压区域中，以如上所述减少功率损耗。
本发明还涉及一种通过诸如上述的启动/发电***来启动飞机涡轮发动机的方法，在该方法中：
控制模块通过双向通信电缆向电源模块发送启动指令，以使电源模块将机载电网的电力传输至无刷驱动马达/发电机，控制模块经通过控制电缆向无刷驱动马达/发电机发送控制信号，以控制无刷驱动马达/发电机的转矩和/或驱动速度。
这种启动方法允许以可靠且限制电损耗的方式启动涡轮发动机。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1为现有技术的启动/发电***的示意图；
图2为新的启动/发电***的构想的示意图；
图3为本发明的启动/发电***的示意图；
图4为本发明的启动/发电***的示意图。
显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
具体实施方式
参考图3，图3示出了本发明实施例的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***。该启动/发电***包括无刷驱动马达/发电机1、控制模块6和电源模块7。
参考图3，电源模块7安装在飞机的非加压区域NP中，与无刷驱动马达/发电机1相邻。控制模块6安装在飞机的加压区域P中，并与安装在非加压区域NP中的电源模块7相距一定距离。控制模块6通过双向通信电缆L3与电源模块7连接以控制其运行。
本发明将以飞机涡轮发动机，特别是飞机涡轮喷气发动机进行说明，但是不言而喻，本发明也适用于直升机涡轮发动机。
无刷驱动马达/发电机1被配置为启动涡轮发动机。无刷驱动马达/发电机1为现有技术，包括定子部分(定子)和相对于定子部分旋转的转子部分(转子)。转子部分与涡轮发动机的轴连接，以便在启动期间对涡轮发动机的轴进行驱动，转子部分在涡轮发动机启动之后的电流产生期间由涡轮发动机的轴对其进行驱动。
电源模块7与机载电网4连接，特别是低压电网。优选地，机载电网4为28VDC类型。电源模块7被配置为在启动期间向无刷驱动马达/发电机1供应由机载电网4提供的电力。在启动期间，机载电网4由辅助电源供电。在启动之后，在发电期间，电源模块7被配置为向机载电网4供应由无刷驱动马达/发电机1提供的电力。换句话说，在启动之后，机载电网4由涡轮发动机供电。
如图4所示，电源模块7包括电子部件，以向无刷驱动马达/发电机1进行供电并从该无刷驱动马达/发电机接收电力。特别地，电源模块7包括至少一个逆变-整流器71，该逆变-整流器优选地包括多个可控晶体管。在本实施例中，电源模块7包括至少一个测量设备72，以用于测量无刷驱动马达/发电机1的一个或多个以下参数：与机载电网4相接的直流电压、相电流、控制信号、转子的速度、转子的角位置、温度。
优选地，电源模块7和无刷驱动马达/发电机1之间的间隔小于10cm，从而减少了与电缆关联的功率损失。优选地，电源模块7与无刷驱动马达/发电机1直接连接。
参考图3，电源模块7和无刷驱动马达/发电机1安装在飞机机舱的同一壳体3中，以减小规格。优选地，壳体3是金属的以形成法拉第笼，以便于电磁约束。
可选地，启动/发电***还包括如图3和图4所示的冷却模块8。冷却模块8有利于同步冷却电源模块7和无刷驱动马达/发电机1。而且，冷却模块8的大小与现有技术基本相同，可安装在机舱的壳体3中。此外，控制模块6也不需要冷却，启动/发电***仅包括一个冷却模块。
控制模块6被配置为向无刷驱动马达/发电机1发送控制信号，以控制其运行。在本实施例中，参考图3，控制模块6以类似于现有技术的方式通过控制电缆L1与无刷驱动马达/发电机1连接。控制模块6通过控制信号以已知的方式控制无刷驱动马达/发电机1的转矩和/或旋转速度。在实践中，控制模块6与飞机的计算机连接，并从该计算机接收指令。
控制模块6还被配置为控制电源模块7的运行，特别是在启动期间和发电期间。在现有技术中，控制模块6直接安装在电源模块7上。在本实施例中，控制模块6与电源模块7分开设置，控制模块6通过双向通信电缆L3与电源模块7连接，以便控制电源模块7的运行。优选地，双向通信电缆L3为BUS类型，并能在控制模块6与电源模块7之间进行数字通信。双向数字通信电缆L3与现有技术的电力电缆L2相反，几乎不会对控制电缆L1造成任何电磁干扰(或任何功率损耗)。而且，由于通信电缆L3不会对控制电缆L1发送的控制信号产生影响，安装于加压区域P中的控制模块6与安装于非加压区域P中的电源模块7和无刷驱动马达/发电机1之间的连接要求也被消除。
如图4所示，控制模块6包括用于生成控制信号的设备61，该设备被配置为向与无刷驱动马达/发电机1连接的控制电缆L1发送控制信号。控制模块6包括用于控制启动的设备62，用于控制发电的设备63以及用于计算电源模块7的逆变-整流器71的晶体管的控制占空比的计算设备64。与现有技术中的有刷驱动马达/发电机相比，设备62、63、64的设置使得控制模块6得以精确地控制电源模块7，这对于无刷驱动马达/发电机1特别重要。优选地，控制模块6中不同功能的设备61-64属于同一电子卡或多个电子卡。可替代地，计算设备64被配置为在与本地同步整流相关的启动模式下计算电流设定值。
由于双向通信电缆L3，控制模块6和电源模块7可以交换数据以进行最佳启动或发电。例如，电源模块7可以传输由测量设备72测得的测量值，以便控制模块6的计算设备64计算出传输到电源模块7的逆变-整流器71的晶体管的最佳控制占空比。
在本实施例中，启动/发电***安装在飞机上。飞机一方面包括加压区域P，主要是安装在飞机机身中的航空电子设备舱5，另一方面包括非加压区域NP，主要是涡轮发动机机舱。涡轮发动机的机舱紧邻涡轮发动机，以便能够启动涡轮发动机。机舱包括壳体3，壳体3中安装有无刷驱动马达/发电机1、电源模块7和冷却模块8。控制模块6安装在航空电子设备舱5中。在本实施例中，加压区域P是航空电子设备舱5，非加压区域NP是机舱，但是不言而喻，这些区域可以不同。
以下将提供用于启动飞机涡轮发动机的方法的实施例。首先，控制模块6通过双向通信电缆L3向电源模块7的逆变-整流器发送启动指令，从而使电源模块7从机载电网4向无刷驱动马达/发电机1供电。控制模块6还通过控制电缆L1向无刷驱动马达/发电机1发送由发电设备61产生的控制信号，以便控制涡轮发动机的轴的扭矩和/或驱动速度以便将其启动。
优选地，电源模块7对电源模块7和/或无刷驱动马达/发电机1的参数进行测量并且将所测量的一个或多个参数传输至控制模块6，从而使控制模块6根据接收到的参数调整发送给逆变器的控制指令。优选地，控制模块6的计算设备64根据由测量设备72获得的参数来计算逆变-整流器71的晶体管的最优控制占空比。

Claims (9)

1.用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，包括至少一个无刷驱动马达/发电机(1)、至少一个控制模块(6)和至少一个电源模块(7)，所述无刷驱动马达/发电机(1)被配置为安装于非加压区域(NP)的壳体(3)中以启动飞机涡轮发动机，所述电源模块(7)被配置为与飞机的机载电网(4)连接以及向所述无刷驱动马达/发电机(1)供应电力或从所述无刷驱动马达/发电机(1)接收电力，所述控制模块(6)通过控制电缆(L1)与所述无刷驱动马达/发电机(1)连接，以控制无刷驱动马达/发电机(1)的运行，其特征在于：
所述电源模块(7)被配置为安装在非加压区域(NP)的壳体(3)中，以与所述无刷驱动马达/发电机(1)相邻；
所述控制模块(6)被配置为安装在飞机的加压区域(P)中，所述控制模块(6)通过双向通信电缆(L3)与所述电源模块(7)连接，以控制电源模块(7)的运行。
2.根据权利要求1所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：所述控制模块(6)和所述电源模块(7)被配置为通过所述双向通信电缆(L3)进行数字交换。
3.根据权利要求1或2所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：所述电源模块(7)包括至少一个逆变-整流器(71)，所述逆变-整流器(71)包括晶体管，所述控制模块(6)包括计算设备(64)，所述计算设备(64)被配置为计算所述逆变-整流器(71)的晶体管的控制占空比。
4.根据权利要求1所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：所述电源模块(7)包括至少一个用于测量所述无刷驱动马达/发电机(1)的一个或多个参数的测量设备(72)，所述参数为：与所述机载电网(4)相接的直流电压、相电流、控制信号、转子的速度、转子的角位置、温度。
5.根据权利要求3所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：所述计算设备(64)被配置为根据由测量设备(72)测量的一个或多个参数来计算所述逆变-整流器(71)的晶体管的控制占空比。
6.根据权利要求1所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：所述机载电网(4)为28VDC类型。
7.根据权利要求1所述的用于飞机涡轮发动机的启动/发电***，其特征在于：还包括至少一个冷却模块(8)，所述冷却模块安装在所述壳体(3)中，并被配置为冷却所述无刷驱动马达/发电机(1)和所述电源模块(7)。
8.一种飞机，其特征在于：包括至少一个涡轮发动机、至少一个根据权利要求1至7中任一项所述的启动/发电***、至少一个加压区域(P)和至少一个非加压区域(NP)，所述启动/发电***的控制模块(6)安装在所述加压区域(P)中，所述启动/发电***的电源模块(7)和无刷驱动马达/发电机(1)安装在所述非加压区域(NP)中。
9.一种根据权利要求1-7中任一项所述的启动/发电***来启动飞机涡轮发动机的方法，其特征在于：
所述控制模块(6)通过双向通信电缆(L3)向所述电源模块(7)发送启动指令，以使所述电源模块(7)将所述机载电网(4)的电力传输至所述无刷驱动马达/发电机(1)，所述控制模块(6)通过所述控制电缆(L1)向所述无刷驱动马达/发电机(1)发送控制信号，以控制所述无刷驱动马达/发电机(1)的转矩和/或驱动速度。
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