ES2324061T3 - Circuito de alimentacion de energia electrica para los equipos electricos de un motor de aeronave o de su entorno. - Google Patents
Circuito de alimentacion de energia electrica para los equipos electricos de un motor de aeronave o de su entorno. Download PDFInfo
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Abstract
Dispositivo de alimentación de energía eléctrica de una aeronave que comprende: al menos un primer generador eléctrico (10, 10'') que facilita una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave, una red (22) de distribución de energía eléctrica a bordo de la aeronave unida al primer generador eléctrico por una línea de alimentación (21, 21'') para recibir la tensión eléctrica producida por el primer generador (10, 10''), al menos un segundo generador (26, 26'') que facilita una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave, y una red eléctrica (28) de motor de la aeronave distinta de la red (22) de a bordo de la aeronave y destinada a alimentar de energía eléctrica equipos eléctricos situados en el motor de la aeronave y/o en el entorno del motor, comprendiendo la red eléctrica (28) del motor: - al menos un bus (40; 40'') de distribución de tensión eléctrica continua para los equipos eléctricos, y - un circuito de alimentación (30) que tiene una primera entrada unida a la red (22) de a bordo de la aeronave para recibir una tensión facilitada por la red de a bordo de la aeronave, una segunda entrada unida al segundo generador (26; 26'') para recibir la tensión eléctrica facilitada por éste, un convertidor de tensión (35; 35'') unido a la segunda entrada, y un circuito de conmutación (32, 33, 36; 32, 33''; 36'') para aplicar al bus de distribución de energía eléctrica una tensión facilitada a partir de la tensión recibida en la primera entrada o facilitada por el convertidor (35; 35'') en función de la amplitud de la tensión facilitada por el segundo generador eléctrico (26, 26'').
Description
Circuito de alimentación de energía eléctrica
para los equipos eléctricos de un motor de aeronave o de su
entorno.
La invención se refiere a la alimentación de
energía eléctrica de una aeronave y de modo más particular de los
equipos eléctricos de un motor de aeronave y/o de su entorno.
Sistemas particulares de producción y de
distribución de energía eléctricos para aviones están descritos en
los documentos US 5 929 537 o WO 2006/087379 (este último documento
no está comprendido en el estado de la técnica).
El ámbito de aplicación de la invención es de
modo más específico el de los motores de avión, especialmente el de
los motores de turbina de gas. Sin embargo, la invención es
aplicable a motores de helicóptero.
Por equipos eléctricos de un motor de aeronave o
de su entorno, se entiende aquí, no solamente los equipos
eléctricos útiles para el funcionamiento del propio motor, sino
también los equipos eléctricos asociados a la barquilla del motor,
tales como, por ejemplo, los circuitos eléctricos de descongelación
o de los accionadores electromecánicos de inversores de empuje para
motores de avión de turbina de gas, véanse también los asociados al
plano de sustentación que soporta al motor, tales como, por ejemplo,
los circuitos eléctricos de descongelación o de anticongelación del
plano de sustentación del avión.
En la figura 1 se muestra un esquema tradicional
de producción y de distribución de energía eléctrica a partir de un
motor de avión de turbina de gas.
Dos generadores 1, 1' (incluso más de dos a
título de redundancia o de optimización de la generación de potencia
eléctrica según la aplicación considerada) están montados en una
caja de transmisión, o caja de arrastre de accesorios AGB
("Accessory Gear Box") que está acoplada mecánicamente a un
árbol de turbina de motor. Los generadores son típicamente
arrancadores/generadores, o S/G (de "Starter/Generator") que
comprenden una generatriz síncrona que está asociada a una
excitatriz y que facilita una tensión alterna de frecuencia variable
en función del régimen del motor, siendo mandado el conjunto
excitatriz y generatriz síncrona para funcionar en modo de motor
síncrono durante el arranque de la turbina.
Las tensiones alternas facilitadas por los
generadores 1, 1' son encaminadas por líneas 2, 2' a una red
eléctrica 3 de distribución de energía eléctrica a bordo del avión,
o red de a bordo del avión. Un circuito 4 de la red de a bordo del
avión conectado a las líneas 2, 2' aplica una tensión alterna
regulada, típicamente 115 Vac o 230 Vac, a uno o varios buses de
distribución. El circuito 4 alimenta también un convertidor de
tensión 5 que aplica una tensión continua regulada, típicamente 270
Vdc o +/-270 Vdc a uno o varios buses. Las tensiones facilitadas
por los circuitos 4 y 5 alimentan diferentes cargas eléctricas a
bordo del avión, principalmente en la zona del fuselaje.
A nivel del motor, una unidad 6 de control
electrónico del motor, o ECU (de "Engine Control Unit") es
alimentada por un generador 7 tal como un generador de imanes
permanentes, o PMA (de "Permanent Magnet Alternator") montado
en la caja de transmisión AGB. La ECU está unida igualmente a uno de
los buses 4, 5, por ejemplo al bus 4 de tensión alterna regulada,
para poder ser alimentada correctamente en tanto que no se haya
alcanzado un régimen motor suficiente para asegurar el suministro
por el PMA de la energía eléctrica requerida o, en caso de defecto
del PMA. La ECU utiliza la energía eléctrica recibida para permitir
el funcionamiento de sus componentes y excitar diferentes elementos
del motor, tales como sondas o captadores, accionadores o
servo-válvulas que requieren una potencia eléctrica
limitada.
Actualmente, hay una tendencia a sustituir cada
vez más la energía eléctrica por la energía hidráulica para
accionar diferentes equipos de un motor de aeronave o de su entorno.
Así, ciertos aviones están equipados con inversores de empuje de
accionamiento eléctrico de modo que una línea de alimentación
eléctrica 8 debe unir la red de a bordo 3 del avión a un inversor
eléctrico de empuje 9 de este tipo. Dicha línea se añade a las
necesarias para la alimentación de equipos estáticos, tales como
líneas 10, 11 de alimentación de circuitos 12, 13 de descongelación
de la barquilla del motor y del plano de sustentación que soporta al
motor.
El encaminamiento de la energía eléctrica a
partir de una red de a bordo de una aeronave hacia cargas externas
en el fuselaje por líneas que deben estar cuidadosamente protegidas
y aisladas, representa una masa y un volumen importantes, que
corren el riesgo ser de grandes dimensiones e incluso prohibitivos
si el número de equipos que hay que alimentar aumenta.
\vskip1.000000\baselineskip
La invención tiene por objeto facilitar un
dispositivo de alimentación de energía eléctrica que no presente un
inconveniente de este tipo y que permita alimentar un número elevado
de equipos eléctricos en un motor de aeronave y/o de su entorno.
Este objeto se consigue gracias a un dispositivo
de alimentación de energía eléctrica de una aeronave que
comprende:
- \quad
- al menos un primer generador eléctrico que produce una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave,
- \quad
- una red de distribución de energía eléctrica a bordo de la aeronave unida al primer generador eléctrico por una línea de alimentación para recibir la tensión eléctrica producida por el primer generador,
- \quad
- al menos un segundo generador que produce una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave, y
- \quad
- una red eléctrica del motor de la aeronave distinta de la red de a bordo de la aeronave y destinada a alimentar de energía eléctrica a los equipos eléctricos situados en el motor de la aeronave y/o en el entorno del motor, comprendiendo la red eléctrica del motor:
- -
- al menos un bus de distribución de tensión eléctrica continua para los equipos eléctricos, y
- -
- un circuito de alimentación que tiene una primera entrada unida a la red de a bordo de la aeronave para recibir una tensión facilitada por la red de a bordo de la aeronave, una segunda entrada unida al segundo generador para recibir la tensión eléctrica facilitada por el segundo generador, un convertidor de tensión unido a la segunda entrada, y un circuito de conmutación para aplicar al bus de distribución de energía eléctrica una tensión facilitada a partir de la tensión recibida en la primera entrada o facilitada por el convertidor, en función de la amplitud de la tensión facilitada por el segundo generador eléctrico.
El dispositivo de acuerdo con la invención
permite, así, ofrecer un nudo de disponibilidad de energía eléctrica
asegurada a nivel del motor para alimentar cargas integradas en el
motor o situadas en la proximidad, siendo suficiente una sola unión
con la red eléctrica de a bordo de la aeronave para asegurar la
disponibilidad de la energía eléctrica en la red eléctrica del
motor cuando el segundo generador no es suficiente para cubrir la
necesidad. El segundo generador facilita una tensión eléctrica
regulada o variable en función del régimen del motor. El segundo
generador puede ser un alternador de imanes permanentes. El circuito
de alimentación puede comprender, además, un convertidor de tensión
unido a la primera entrada para convertir la tensión facilitada por
la red de a bordo de la aeronave, especialmente cuando ésta es una
tensión alterna.
Al menos un conjunto de módulos con onduladores
alimentados por el bus de distribución de tensión continua puede
estar previsto para facilitar una tensión alterna a equipos
eléctricos. El bus de distribución de tensión de la red eléctrica
del motor puede ser un bus de distribución de tensión continua
regulada.
A título de redundancia o de optimización de la
instalación, el dispositivo de alimentación puede comprender dos
segundos generadores eléctricos arrastrados por el motor y unidos
respectivamente a la segunda entrada y a una tercera entrada del
circuito de alimentación de la red eléctrica del motor y dos buses
de distribución de tensión unidos a una primera salida y a una
segunda salida del circuito de alimentación, y el circuito de
alimentación comprende, además, un convertidor de tensión unido a la
tercera entrada, estando los convertidores de tensión unidos a la
segunda y a la tercera entrada, unidos respectivamente a la primera
salida y a la segunda salida. En este caso, preferentemente, la
primera entrada está unida a las primera y segunda salidas del
circuito de alimentación, permitiendo el circuito de alimentación
la aplicación al primer y al segundo bus de distribución, de
tensiones facilitadas respectivamente por los convertidores unidos a
la segunda y a la tercera entrada, o de la tensión facilitada por el
primer convertidor.
Los equipos eléctricos pueden comprender
accionadores electromecánicos para geometrías variables del motor y
motores eléctricos de bombas, así como, al menos, un circuito de
descongelación de una barquilla del motor. En el caso de un motor
de avión, los equipos eléctricos pueden comprender, al menos, un
circuito de descongelación del plano de sustentación que soporta al
motor y, en caso de un motor de avión de turbina de gas,
accionadores electromecánicos de inversor eléctrico de empuje.
La invención se comprenderá mejor con la lectura
de la descripción hecha a continuación, a título no limitativo,
refiriéndose a los dibujos anejos, en los cuales:
- la figura 1, ya descrita, representa muy
esquemáticamente un esquema conocido de producción y de distribución
de energía eléctrica en una aeronave;
- la figura 2 es una vista muy esquemática
general que muestra un sistema para la alimentación eléctrica y el
mando de equipos de un motor de aeronave y de su entorno; y
- la figura 3 es una vista más detallada de un
circuito de alimentación de tensión eléctrica que forma parte de la
red eléctrica del motor de la figura 2.
La figura 2 muestra un esquema general de un
sistema para la alimentación eléctrica y el mando de equipos
eléctricos de un motor de aeronave y de su entorno, especialmente un
motor de avión de turbina de gas.
El circuito de la figura 2 comprende, de modo
conocido, uno o dos primeros generadores 10, 10', tales como S/G,
montados en una caja de transmisión (esquematizada por 20) acoplada
mecánicamente a un árbol de turbina de motor. Las tensiones
alternas facilitadas por los S/G 10 y 10' son encaminadas por líneas
21 y 21' a una red eléctrica 22 de distribución de energía
eléctrica a bordo del avión, o red eléctrica de a bordo del avión.
Un circuito 23 de la red de a bordo del avión 22 aplica a uno o
varios buses de distribución una tensión alterna regulada,
típicamente 115 Vac o 230 Vac, que tiene una frecuencia variable en
función de la velocidad de rotación del árbol de turbina. El
circuito 23 alimenta igualmente un circuito convertidor de tensión
24 que aplica una tensión continua regulada, típicamente 270 Vdc o
\pm270 Vdc a uno o varios buses. Las tensiones producidas por los
circuitos 23 y 24 alimentan diferentes cargas en la zona de fuselaje
del avión.
A nivel del motor (esquematizado por 25), dos
segundos generadores (GEN) 26, 26', tales como por ejemplo
alternadores PMA, facilitan una energía eléctrica alterna regulada
o variable en función del régimen del motor a una unidad de control
electrónico del motor, o ECU 27, así como a un circuito de
alimentación asegurada 30 que forma parte de una red 28 de
distribución de energía eléctrica integrada en el motor. La red
eléctrica 28, o red eléctrica del motor de la aeronave, está
situada a nivel del motor y es distinta de la red eléctrica 22 de a
bordo del avión. La ECU 27 y el dispositivo de alimentación 30 están
unidos igualmente al circuito 23 de tensión alterna por una línea
29 para poder ser alimentados correctamente en tanto que no se haya
alcanzado un régimen del motor suficiente para asegurar el
suministro de la energía eléctrica requerida por los generadores
26, 26'. La alimentación de los componentes de la ECU 27 está
asegurada por los generadores.
El circuito de alimentación 30 aplica una
tensión continua a dos buses de distribución de corriente continua,
tales como los buses HVDC 40, 40' de la red eléctrica del motor 28
que alimentan un sistema de alimentación y de mando de equipos
eléctricos del motor y/o de su entorno.
El sistema de alimentación y de mando comprende
módulos de alimentación que, por ejemplo, pueden estar repartidos
en varios conjuntos 50, 50', 50'' asociados a grupos respectivos 60,
60', 60'' de equipos eléctricos 62, 62', 62'' por intermedio de
respectivos circuitos de conmutación 70, 70', 70''. Los equipos
eléctricos comprenden especialmente motores eléctricos de bombas,
accionadores para geometrías variables del motor de avión o para
inversores de empuje o trampillas de inspección de accionamiento
eléctrico, circuitos resistivos de descongelación o de
anticongelación, formando parte todos estos equipos del motor del
avión o de su entorno (barquilla, poste de soporte y plano de
sustentación próximo).
Los módulos de alimentación 52, 52', 52'' de los
conjuntos 50, 50', 50'' así como los circuitos de conmutación 70,
70', 70'' son mandados por un dispositivo de mando que comprende una
unidad central de mando 80. Ésta está unida por conjuntos de líneas
64, 64', 64'' a captadores asociados al menos a algunos de los
equipos eléctricos de los grupos 60, 60', 60'' y está unida además
a la ECU 27. La alimentación de los componentes de la unidad
central de mando 80 está asegurada por los generadores 26, 26' de la
misma manera que para los componentes de la ECU 27. Los módulos de
alimentación 52, 52', 52'' comprenden onduladores para aplicar a los
equipos 62, 62', 62'' de los grupos 60, 60', 60'' una tensión
alterna obtenida a partir de la tensión continua aplicada por los
buses 40, 40'. La unidad central de mando 80 manda los módulos 52,
52', 52'' y los circuitos de conmutación 70, 70', 70'' para activar
cada uno de los equipos 62, 62', 62'' en función de informaciones
recibidas de la ECU 27 y/o de captadores asociados a los equipos.
Por activación de un equipo, se entiende aquí especialmente el
arrastre de motores eléctricos, la puesta en movimiento de
accionadores eléctricos o electromecánicos o también la
alimentación de circuitos resistivos de calentamiento.
Los módulos de alimentación de cada conjunto son
semejantes, efectuándose la repartición de los módulos en
diferentes conjuntos y de los equipos en diferentes grupos en
función de las potencias requeridas con el fin de optimizar los
tamaños de los onduladores de los módulos de alimentación. El número
de conjuntos de módulos y de grupos de equipos es de 3 en el
ejemplo ilustrado. Éste, naturalmente, podrá ser diferente de 3,
incluso igual a 1 si se utilizan onduladores de una potencia
conveniente para todos los equipos. Cada conjunto de módulos puede
comprender al menos un módulo de repuesto a título de redundancia.
Los circuitos de conmutación 70, 70', 70'' son mandados para unir
cada equipo de un grupo a un módulo del conjunto correspondiente a
este grupo, eventualmente el módulo de repuesto, en caso de
necesidad.
Otros sistemas de alimentación y de mando de
equipos de un motor de avión o de su entorno podrán ser concebidos
utilizando la energía facilitada a los buses 40, 40' por el circuito
de alimentación segura 30. Así, al menos algunos equipos podrán ser
alimentados por la tensión continua de los buses 40, 40' o una
tensión continua derivada de ésta.
La figura 3 ilustra de modo más detallado el
circuito de alimentación segura 30. Un circuito 31 convertidor de
tensión alterna en tensión continua (AC/DC) tiene su entrada unida
por un interruptor 32 a una primera entrada del circuito 30
conectada a la línea 16. Otros dos circuitos convertidores AC/DC 35,
35' tienen sus entradas unidas respectivamente a una segunda y una
tercera entradas del circuito 30 que reciben las respectivas
tensiones alternas de los generadores 26, 26'. Las salidas de los
convertidores 35, 35' están unidas respectivamente por
interruptores 36, 36' a circuitos de bus de continua 37, 37' por
ejemplo de tipo HVDC que alimentan respectivamente a los buses 40,
40'. La salida del convertidor 31 está unida igualmente a los
circuitos 37, 37' por intermedio de respectivos interruptores 33,
33'.
La ECU 27 manda el circuito de conmutación
formado por los interruptores 32, 33, 33', 37, 37' en función de
los niveles de tensión detectados a la salida de los generadores 26,
26'. Cuando los generadores facilitan una potencia eléctrica
suficiente, los interruptores 36, 36' están cerrados y los
interruptores 32, 33, 33' están abiertos. La energía eléctrica
disponible en los buses 40, 40' sale de la energía facilitada por
los generadores 26, 26' respectivamente. Cuando uno y/o el otro de
los generadores 26, 26' facilita una potencia insuficiente a bajo
régimen del motor del avión, o en caso de fallo, la ECU 27 manda la
apertura del interruptor 36 y/o del interruptor 36' así como
simultáneamente el cierre del interruptor 32 así como del
interruptor 33 y/o del interruptor 33'. La energía eléctrica
disponible en los buses 40, 40' sale entonces de la energía
facilitada por uno de los generadores y la línea 29, o únicamente de
la energía facilitada por la línea 29. Así pues, con el circuito de
alimentación 30, se dispone de un nudo de alimentación eléctrica
asegurada a nivel del motor que permite la constitución de una red
eléctrica del motor, con los buses 40, 40', es decir, una red local
28 dedicada al motor y a su entorno y distinta de la red de a bordo
del avión 22. Los buses 40, 40' alimentan los conjuntos de módulos
50, 50', 50'' así como la unidad central de mando 80 para la
activación de los equipos eléctricos 62, 62', 62''. Sin embargo, es
posible alimentar uno o varios equipos eléctricos directamente a
partir de la salida de los generadores 26, 26', por ejemplo un
circuito de descongelación de la barquilla del motor o del plano de
sustentación unido a una línea 39 que está conectada a las salidas
de los generadores 26, 26' por interruptores respectivos 38, 38'.
La ECU 27 manda los interruptores 38, 38' para alimentar la línea 39
en función de las necesidades.
La utilización de dos buses 40, 40' alimentados
separadamente permite paliar el fallo de un bus o de su
alimentación, y repartir la energía eléctrica continua
distribuida.
La utilización de dos segundos generadores 26,
26' permite paliar el fallo de un generador al tiempo que se
mantiene una alimentación asegurada por el enlace 29 con la red de a
bordo del avión y repartir la potencia eléctrica producida. Sin
embargo, puede considerarse la utilización de un solo segundo
generador que alimente a los dos buses 40, 40' en paralelo.
Es posible también considerar la presencia de un
solo bus de alimentación alimentado en paralelo a partir de dos
generadores o a partir de un solo generador y, llegado el caso, de
la red de a bordo del avión.
La tensión continua aplicada a los buses 40, 40'
puede ser una tensión regulada, por ejemplo a un valor nominal de
270 Vdc o \pm 270 Vdc, estando asegurada la regulación por los
circuitos convertidores AC/DC.
En variante, la tensión continua aplicada a los
buses 40. 40' puede no estar regulada, tolerándose entonces un
margen de variación alrededor de un valor nominal, especialmente en
función de las variaciones de tensiones facilitadas por los
generadores 26, 26'.
En el modo de realización descrito
anteriormente, la tensión de la red de a bordo del avión disponible,
llegado el caso, para el circuito de alimentación 30 es una tensión
alterna. Esta tensión podría ser una tensión continua, en cuyo caso
no es necesaria una conversión AC/DC a nivel del circuito de
alimentación 30. El convertidor 31 puede ser omitido entonces o
reemplazado por un convertidor DC/DC si la tensión continua que hay
que aplicar a los buses 40, 40' es diferente de la tensión de la
red de a bordo del avión.
En el modo de realización descrito
anteriormente, se ha considerado un dispositivo de alimentación de
energía eléctrica para aviones equipados con motores de turbina de
gas. La invención es aplicable no obstante a otros tipos de
aeronaves, especialmente a helicópteros, y a otros tipos de
motorización.
Claims (11)
1. Dispositivo de alimentación de energía
eléctrica de una aeronave que comprende:
- \quad
- al menos un primer generador eléctrico (10, 10') que facilita una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave,
- \quad
- una red (22) de distribución de energía eléctrica a bordo de la aeronave unida al primer generador eléctrico por una línea de alimentación (21, 21') para recibir la tensión eléctrica producida por el primer generador (10, 10'),
- \quad
- al menos un segundo generador (26, 26') que facilita una tensión eléctrica al ser arrastrado por un motor de la aeronave, y
- \quad
- una red eléctrica (28) de motor de la aeronave distinta de la red (22) de a bordo de la aeronave y destinada a alimentar de energía eléctrica equipos eléctricos situados en el motor de la aeronave y/o en el entorno del motor, comprendiendo la red eléctrica (28) del motor:
- -
- al menos un bus (40; 40') de distribución de tensión eléctrica continua para los equipos eléctricos, y
- -
- un circuito de alimentación (30) que tiene una primera entrada unida a la red (22) de a bordo de la aeronave para recibir una tensión facilitada por la red de a bordo de la aeronave, una segunda entrada unida al segundo generador (26; 26') para recibir la tensión eléctrica facilitada por éste, un convertidor de tensión (35; 35') unido a la segunda entrada, y un circuito de conmutación (32, 33, 36; 32, 33'; 36') para aplicar al bus de distribución de energía eléctrica una tensión facilitada a partir de la tensión recibida en la primera entrada o facilitada por el convertidor (35; 35') en función de la amplitud de la tensión facilitada por el segundo generador eléctrico (26, 26').
2. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación
1, caracterizado porque el circuito de alimentación (30) de
la red eléctrica (28) del motor comprende, además, un convertidor de
tensión (31) unido a la primera entrada para convertir la tensión
facilitada por la red de a bordo de la aeronave.
3. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 y 2, caracterizado porque el bus de
distribución de tensión (40; 40') de la red eléctrica (28) del motor
es un bus de distribución de tensión continua regulada.
4. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque está
previsto al menos un conjunto de módulos (52; 52'; 52'') con
onduladores alimentados por el bus (40; 40') de distribución de
tensión continua y que facilita una tensión alterna a equipos
eléctricos (62, 62'; 62'').
5. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 4, que comprende dos segundos generadores
eléctricos (26, 26') arrastrados por el motor y unidos
respectivamente a la segunda entrada y a una tercera entrada del
circuito de alimentación (30) y dos buses de distribución de tensión
(40, 40') unidos a una primera salida y a una segunda salida del
dispositivo de alimentación, y el circuito de alimentación (30)
comprende, además, un convertidor de tensión (35') unido a la
tercera entrada, estando los convertidores de tensión (35, 35')
unidos a la segunda y a la tercera entrada unidos respectivamente a
la primera salida y a la segunda salida.
6. Dispositivo de acuerdo con la reivindicación
5, caracterizado porque la primera entrada está unida a las
primera y segunda salidas del circuito de alimentación (30),
permitiendo el circuito de conmutación (32, 33, 36; 32, 33', 36')
la aplicación al primer y al segundo bus de distribución, de
tensiones facilitadas respectivamente por los convertidores (35,
35') unidos a la segunda y a la tercera entrada, o de una tensión
facilitada a partir de la tensión recibida en la primera
entrada.
7. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 6, caracterizado porque el segundo
generador o cada segundo generador (26; 26') es un alternador de
imanes permanentes (PMA).
8. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 7, caracterizado porque los equipos
eléctricos (62; 62'; 62'') comprenden accionadores electromecánicos
para geometrías variables del motor y de los motores eléctricos de
bombas.
9. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 8, caracterizado porque los equipos
eléctricos comprenden al menos un circuito de descongelación de la
barquilla del motor.
10. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 9, caracterizado porque los equipos
eléctricos comprenden al menos un circuito de descongelación del
plano de sustentación que soporta al motor.
11. Dispositivo de acuerdo con una cualquiera de
las reivindicaciones 1 a 10, caracterizado porque los equipos
eléctricos comprenden accionadores electromecánicos de inversor de
empuje de accionamiento eléctrico.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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