用于使飞机的一系列电部件合理化的方法、实现机构和相应的飞机

摘要

本发明涉及能够使飞机的一系列电子部件合理化的机构的执行。所述飞机的传送电能的一系列部件包括辅助动力单元APU（10）、主引擎和经动力网络（R1，R2；LP1，LP2）的端部耗电器系统（ECS），和由一单元（U1）控制的电连接器（EP1，EP2）。所述APU（10）将动力供应至轴（5a，5），通过一连接器（P1-P7；14a，15a；14b，15b；AF1-AF4）供应至至少一个能量转换器单元（MC1，MC2），经一齿轮箱（8），各转换器单元仅具有一可转换机电部件（13a，13b）。动力通过一直接连接器向所述齿轮箱（8）和所述端部消耗器系统（ECS）传输。一转换器单元（MC1，11a，13a；MC2，11b，13b）与所述APU（10）之间的连接通过将APU（10）的轴（5a，5）与所述起动机/发电机（13a，13b）的轴（14a，14b）通过直接动力传输（RL1-RL2-RL3）连接而提供，其中该直接动力传输（RL1-RL2-RL3）仅沿一个方向（F1，F2，F3）从所述APU（10）的轴至所述SG（13a，13b）的轴（14a，14b）而操作。

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。

通过再循环，例如在地面上通过着陆齿轮电动机而减速的过程中（已知 为“绿色滑行”的功能），或通过设置于合适位置的热交换所恢复的能量， 无法在其中APU不工作的飞行阶段中由APU所使用，因为起动时间和加载 授权的时间太长：必须安装附加能量吸收系统。

APU的技术冗余可通过主引擎确保。然而，此方案要求这些引擎与气 动系统相连。或者，独立系统，例如电动机-压缩机机组，可被考虑提供该 冗余。然尔，这些方案增加了额外的系统，这增加了整体复杂性。

发明内容

本发明的目的是克服这些缺点，具体为制造一种机构，其能够使飞机的 不同部件之间的电分配合理化，为了减小部件的数量、所占据的空间、质量 和成本，同时保证较高的可靠性程度。

为了实现此目的，本发明建议通过适于可逆的APU的电供应系统的操 作的方法而优化能量供应。此操作的方法使得在APU或供应气动能或液压 能的系统发生故障的情况下可适用。

更具体说，本发明涉及一种使用于飞机的电能传输的一系列部件合理化 的方法，包括辅助能量单元（APU）、作为电的末端消耗者的主引擎和系统， 以及由专用控制系统管理的气动和/或液压能。APU通过经一动力传输单元 连接到至少一个能量转换器单元而提供传递到一驱动轴上的能量。各转换器 单元仅具有一可转换机电起动机/发电机部件和一相连的能量转换器。能量 通过直接连接从该或各转换器单元传送到：首先，该传输单元；第二，专用 端部系统。

此方法因而使得可去除中间机电转换设备（电动机、发电机、转换器等）， 并可减小将能量供应到例如空气调节系统这样的专用端部系统所要求的功 率电容。

此方法还可使由例如在制动过程中用于齿轮着陆的电动机或用于恢复 与热交换器相连的能量的涡轮这样的飞机的其他系统所恢复的能量的吸收 合理化。

优选地，转换器单元与APU之间的连接通过将APU的驱动轴与起动机 /发电机SG的轴经一仅沿从APU的驱动轴至SG的轴的一方向操作的能量 定向传输相连而制造于传输单元中，该传输是自由的，或无沿另一方向的驱 动连接。

根据一具体实施例，该方法可提供：

-该或一个SG设置为在APU起动阶段以电动机模式操作，随后经从[转 换器]单元至APU的定向能量传输而驱动APU；

-以电动机模式操作的SG优选可移动地连接到APU的驱动轴，其方式 使得相连的能量转换器在APU起动阶段不被驱动；

-用于通过在出现自气动设备和/或主引擎的热气体的出口处的热交换 而恢复能量的涡轮，经至少一个从恢复涡轮至转换器单元的定向动力传输通 过动力传输单元中的连接至少部分地驱动一转换器单元；

该或一个所述转换器单元通过结合飞机的着陆齿轮电动机与其他[转换 器]单元供应电能以根据飞机的要求供能而用于滑行，该用于滑行的单元设 置为以发电机模式操作，根据所述电动机单元的牵引要求而与APU的驱动 轴相连，并在着陆齿轮电动机单元在制动阶段转换至发电机模式时以电动机 模式以驱动相连的压缩机；

-可选地，一附加SG用于滑行并连接到传输单元中的APU轴，以由此 轴驱动，并根据着陆齿轮电动机单元的牵引要求以发电机模式操作，并以电 动机模式操作以驱动APU的轴，其自身在着陆齿轮电动机单元在制动阶段 转换为发电机模式时以电动机模式操作。

本发明还涉及一机电机构，其具有用于将电能在飞机中传输的部件，能 够实现上述方法。此种类型的机构具有APU、连接到至少一个动力电子[系 统]上的控制单元、通过在第一，至少一个转换器单元的轴（其中各单元合 并一可通过控制单元转换的单一SG）与第二，APU动力传输的也直接电动 力连接到一端部消耗系统的轴之间的齿轮装置的动力传输单元。各转换器单 元直接连接到动力传输单元，以及连接到专用端部系统。

根据是否该专用端部系统为一空气调节系统、一液压回路或一电网络， 该转换器单元具有一压缩机、一液压泵或一交流发电机，如同相连的能量转 换器。

优选地，所述动力传输在传输单元中通过将APU的驱动轴与起动机/发 电机SG的旋转轴经安装到APU的驱动轴上并安装到SG的旋转轴上的用于 动力传递的定向装置相连而实现。

根据一些优选实施例：

-用于动力传递的定向装置选自飞轮、释放套和离心或机电离合器；

-所述控制单元在APU起动阶段可将转换器单元的SG设定在电动机模 式，并通过经至少一个用于动力传递的定向装置连接到该APU轴而驱动该 APU的轴；

-优选地，在APU起动阶段，APU的轴的驱动通过在SG与APU轴之 间经至少一个定向传输装置的可移动连接装置而实现，此连接装置同时实现 SG与相连能量转换器之间的断开；

-用于能量恢复的涡轮，基于在气动设备和/或主引擎的出口处的热交 换器，并连接到传输单元中的至少一个转换器单元以对其驱动，加上由APU 轴所实施的驱动，经至少一个用于动力从恢复涡轮向转换器单元传送的定向 装置；

-转换器单元中的一个，用于通过一连接装置滑行到至少一个飞机着陆 齿轮电动机的驱动轴，另一用于根据飞机的要求供能的单元，通过控制单元 设置为发电机模式，以根据所述着陆齿轮电动机的牵引要求补充由APU的 轴所实现的驱动，当该着陆齿轮电动机在制动阶段通过控制单元转换到发电 机模式时，为驱动电动机模式，用于此转换器单元的能量转换器；

-一附加SG，用于滑行，由APU的轴通过传输单元中的连接而驱动， 并由控制单元转换至发电机模式以满足着陆齿轮电动机的牵引要求，至电动 机模式以在控制单元将着陆齿轮电动机在制动阶段转换至发电机模式时驱 动APU的轴；

-机械保险丝安装到各电动机-压缩机机组的压缩机和SG的驱动轴上。 附图说明

在参照附图阅读以下非限定性描述后，本发明的其他资料、特征和优点 将更清楚，其中：

图1为一具有与APU（已解释）相连的两个电动机-压缩机机组的能量 分配机构的基本示图；

图2为根据本发明的样本机构的示图，其具有至主轴的定向动力传送装 置；

图3为根据图2的机构的示图，其应用到APU的起动并应用到滑行；

图4和5为图3的一变例的示图，用于在两个阶段执行不使用压缩机的 机构的起动功能；

图6为图3的一变例的示图，其应用于滑行，并具有直接连接到APU 上的一第三SG；和

图7为具有恢复涡轮的能量吸收机构的示图。

具体实施方式

参见图2，所示的机构10具有图1中所示类型的APU，在此例中，具 有用于驱动动力轴5a的自由涡轮类型的动力涡轮4。与图1中相同的元件（网 络R1、R2，动力电子装置EP1、EP2，动力连接装置LP1、LP2，控制单元 U1，速度传感器Cv，飞机连接器LA）在图2-7中由相同的附图标记表示（除 非特别标注）。

根据本发明的与APU10相连的该机构的功能的分配经控制单元U1与 各动力电子装置EP1、EP2之间的双向连接器L1和L2而合理化，其中所述 动力电子装置在不同阶段（APU或主引擎的起动、能量的吸收或滑行）分 别管理起动机/发电机或交流发电机13a、13b的SG转换。这样，动力电子 装置EP1、EP2将关于交流发电机必须供应的动力水平的信息传送至单元 U1，以预期该APU的动力供应瞬变，或实现速度优化。沿另一方向，动力 电子装置EP1、EP2从单元U1接收确认可由APU提供的动力的信号。

气体发生器包括压缩机1、燃烧室2和HP（高压）涡轮3。此涡轮经驱 动轴5提供动力以驱动压缩机1。该驱动轴5的速度通过一传感器Cv测量， 信息被传送至控制单元U1。

该气体发生器还包括一自由动力涡轮4。离开涡轮3的剩余能量随后传 送至动力涡轮4，在该例中为一自由涡轮，其将机械动力提供给动力轴5a。 此动力可用于经传输单元8而驱动能够将此动力转换为气动能、电能或液压 能的系统。

在该例中，APU10通过驱动负载压缩机11a和11b而提供气动能，通 过驱动交流发电机13a和13b提供电能。显示于虚线中的设备的其他零件可 被驱动，特别是液压泵和/或交流发电机和/或用于滑行的起动机/发电机SG （参照图5见下文）。

所有这些系统均由动力轴5a经组装于传输单元8中的齿轮P1-P7驱动。 显示于虚线中的附加齿轮Ps可驱动上面提到设备的其他零件。

更具体地，轴5a通过飞轮RL1将动力传送至齿轮P1。箭头F1显示由 飞轮RL1传送的动力的有效传输的方向。该动力因而从轴5a朝向齿轮P1 传输，无法沿相反方向传输，换句话说，无法从齿轮P1朝向轴5a传输。实 际上，由于飞轮RL1的接合E1通过设计，仅沿对应于箭头F1所显示的传 输方向的一个旋转方向有效，沿相反方向无接合，因此从齿轮P1向轴5a的 传输是不可能的。

由齿轮P1啮合的齿轮P2和P3分别并列地驱动飞轮RL2和RL3。在这 些飞轮上，交流发电机13a和13b的驱动齿轮P4和P6的轴14a和14b经易 碎的轴AF1和AF2安装。箭头F2和F3显示由飞轮RL2和RL3施加的动力 的有效传输的方向，换句话说，分别从齿轮P2向齿轮P4，从齿轮P3向齿 轮P6传输。

另外，可产生气动能的压缩机11a和11b分别由齿轮P5和P7的轴15a 和15b，经易碎轴AF3和AF4驱动，所述齿轮P5和P7分别由交流发电机 13a和13b的齿轮P4和P6啮合。各交流发电机13a，13b分别驱动压缩机 11a，11b：每对包括交流发电机13a，13b，并对应于压缩机11a，11b，形 成电动机-压缩机机组MC1，MC2。

在此机构中，飞轮RL1复制由飞轮RL2和RL3实施的断开功能。在必 要时，其可被去除，特别是在具有交流发电机和/或压缩机的附加复制的情 况下。作为飞轮RL1的一个变例，一释放套可设置在轴5a上。此种套记载 于专利文献FR2887945中作为参考。

根据本发明的机构可使该系统和APU的起动功能，以及能量恢复或吸 收功能共享。因此，图3重复并添加到图2的机构上，以图示出经一个或其 他的交流发电机，例如交流发电机13b，起动APU的方案的实现。

通过相连动力电子装置EP2通过此功能，转换为起动机的交流发电机 13b经一系列齿轮P6、P7、P8和P9驱动轴5：安装到交流发电机13b的轴 15b上的齿轮P6与驱动压缩机11b和飞轮RL4的齿轮P7啮合。箭头F4显 示飞轮RL4的方向，换句话说，动力传送到齿轮P8上。所述齿轮与对中在 APU10的轴5上的齿轮9啮合。

有利地，齿轮P7与P8之间的动力经释放套MD1传送。此保险丝可以 是用于驱动引擎上的气体起动机的技术的保险丝。这些起动机能够经保险丝 传送高水平的扭矩，其中该保险丝沿箭头F5的方向（从齿轮7朝向齿轮8） 校准，但，相反地，如果动力沿相反方向传输，则该保险丝表现为一弱连接。 此系统阻止气体发生器在飞轮RL4发生故障的情况下被驱动。

至于冗余，可以替换或累积的方式，直接调换相同的原理至转换为起动 机的另一交流发电机13a。

可选地，图4显示在APU起动阶段过程中不驱动压缩机11b而执行起 动功能，从而减小在此阶段过程中所提供动力的一变例。在此变例中，支撑 释放套MD1的轴12b的可移动齿轮P10被引入到齿轮P6和P7之间。齿轮 P6通过宽齿驱动齿轮P10，该齿轮P10不与其齿宽小于齿轮P6齿宽的齿轮 P7相啮合。通过释放套MD1，动力传输至齿轮P8，该齿轮P8驱动齿轮P9。 齿轮P8还可沿其轴移动，该轴与齿轮10的轴12b相结合，以使该组两个齿 轮P8-P10构成可平移的定向齿轮组。

图5显示此相同方案在起动阶段后的示图，换句话说，用于由APU10 供应动力的结构中的示图。在此结构中，由释放套MD1连接的齿轮组P10 和P8的平移方式使得其不再与APU轴5的齿轮P9相啮合。在这些情形中， APU经其轴5a在图2中所示的基本结构中传输动力。

此方案由于例如经“风车效应”或当自由涡轮4在低速加速时在起动顺 序的末端进行自由旋转而可有利地包括用于以剩余旋转再起动该APU的角 测量同步机（未示出）。

而且，根据本发明的设备的零件的功能性共享-尤其是经交流发电机13a 和或13b的，以及压缩机11a和/或11b的通过具有FADEC U1的双向连接 L1/L2中的动力电子装置EP1/EP2的共享管理-允许通过动力的吸收而获得 一合理化的[能量]恢复的实现。此恢复来自例如滑行和/或着陆阶段过程中的 着陆轮的制动阶段，或另一例，来自一相连恢复涡轮。

例如，在滑行和/或着陆阶段，图2-5的交流发电机13a和13b有利地转 换为电动机—利用动力电子装置EP1和EP2的起动机功能—以吸收由转换 为发电机的主[着陆]齿轮的电动机提供的动力。

特别是，参见图3，不用于起动APU（也不在起动后提供动力）的交流 发电机13a可用于此动力吸收功能。

这样，在滑行阶段过程中，所有的飞机电子动力要求均通过另一可转换 交流发电机13b而得到满足，换句话说，在SG、起动机或发电机模式操作。 有关EP2的动力电子装置于是经在此阶段中相连的两个飞机网络R1和R2 管理所述要求。

在着陆齿轮电动机的正常牵引要求模式中，移动飞机所需的能量由发电 机13a提供。在制动模式，着陆齿轮的电动机转换为发电机，并将利用附加 齿轮Ps传输的电能提供给交流发电机13a作为电动机（起动机功能）。此 动力利用齿轮P4和P5传输至压缩机11a，从而以气动形式恢复能量。驱动 压缩机11a可能所需的额外能由APU10的动力涡轮4提供。

用于可转换为SG的各交流发电机13a和13b的动力电子装置EP1和 EP2的共享还使得可通过使用这些交流发电机作为电动机（起动机功能）管 理APU故障。

这样，在APU10发生故障的情况下，轴5a不再被驱动，因此不再驱 动齿轮P1。转换为电动机的交流发电机13a提供驱动负载压缩机11a以及设 备的其他必要零件所需的机械能。同样地，交流发电机13b可转换为电动机 以提供驱动负载压缩机11b以及设备的其他零件所需的机械能。

在这些条件下，该两个交流发电机和压缩机机组，13a/11a和13b/11b， 形成两个单独的机组，等同于两个电动机/压缩机机组，MC1和MC2，它们 可在APU发生故障的情况下使用。这避免了增加两个其他紧急系统。该通 过齿轮的连接系统的可靠性足以满足安全要求。

通过延伸并以相同方式，如果APU在飞行中故障—或为了确保在APU 起动阶段压缩空气供应的连续性—优选在不起动APU10的情况下使用电动 机-压缩机系统MC1或MC2。参见图3，电动机-压缩机系统MC1是可操作 的，第二电动机-压缩机MC2启动该APU以起动。

这样可在飞行的一些阶段过程中吸收电能。即使APU10是操作的，由 动力涡轮4所提供之外的动力优选由转换为电动机模式的交流发电机13[a] 和/或13b提供（起动机功能）。APU的调节使得可控制此种类型的由涡轮 4提供的动力的减少。

图6中的示图显示，作为在滑行和/或着陆操作过程中用于吸收动力的 机构的一变例，用于此功能的可转换交流发电机或附加SG13c的安装。经 SG13c与APU的轴5a之间，SG13c的传动轴14c上的一系列齿轮的所述 减少，未显示在该图中，以避免该图内容过多。机械保险丝AF5保护该轴 抵御任何过扭矩的出现。

在着陆齿轮电动机的正常牵引要求模式中，移动飞机所需的能量由通过 APU10驱动的发电机模式（交流发电机）的SG13c提供。此能量随后传送 至着陆齿轮的电动机。

在制动模式，该轮的电动机转换为交流发电机。它们随后提供电能（由 已知的电能系统传送）至转换为电动机模式的SG13c。此能量利用保险丝 AF5传送至轴5a。因此来自动力涡轮4的该轴能量供应要求被减小。

动力吸收的另一例子显示于图7中。在此例中，该结构显示一连接到一 恢复涡轮16a的APU10。恢复的动力沿箭头F6所示的方向，换句话说，从 涡轮16a向传送单元8的齿轮P12通过一释放套MD2传送至动力轴17。

此释放套MD2阻止涡轮16a在飞机使用的不同阶段过程中无动力产生 的情况下（例如，当门打开时）被驱动。另外，飞轮RL5从涡轮轴17向与 电动机-压缩机机组MC1的齿轮P5和P4啮合的齿轮P12传送动力。该释放 套MD2于是阻止涡轮16a在传送飞轮RL5失效的情况下被驱动。另外，在 APU10发生故障的情况下，飞轮RL2确保动力涡轮4不由电动机-压缩机机 组MC1或MC2所驱动。

如果，处于安全原因，需要一第二恢复涡轮16b，则两个恢复涡轮16a 和16b对称地连接到传输单元8中的两个电动机-压缩机系统MC1/MC2：轴 17/18、保险丝MD2/MD3、飞轮RL5/RL6、齿轮P12-P5-P4/P13-P7-P6。

本发明并不限于以上所显示的示例。因此，传输单元8的结构可通过齿 轮数和减速比改变。

该传输单元可分解为几个部分：一主单元，具有一系列用于各电动机- 压缩机机组的主驱动齿轮；和一用于各电动机-压缩机机组的单元，具有或 不具有恢复涡轮。该电动机-压缩机机组的可转换交流发电机和压缩机可以 在相同的轴线上，或者如果该压缩机和恢复涡轮在两条线上，则该交流发电 机以可移动盒的形式与该传输单元整体形成。

飞轮和保险丝的位置也可进行调整。适当的离合器，例如离心的或机电 的离合器，可取代所述套或飞轮。如果动力涡轮为固定类型的涡轮，则动力 轴5a和驱动轴5本来就是相连的。

该机构可仅具有一个可转换交流发电机和一个负载压缩机，换句话说， 一单一的电动机-压缩机机组。

该在飞机上供应压缩空气的系统可使用除所描述的以外的装置提供。该 主系统可通过一附加电动机-压缩机系统复制，以实现安全目的。