WO2018024983A1 - Architecture de réseau d'alimentation électrique - Google Patents

Architecture de réseau d'alimentation électrique Download PDF

Info

Publication number
WO2018024983A1
WO2018024983A1 PCT/FR2017/052163 FR2017052163W WO2018024983A1 WO 2018024983 A1 WO2018024983 A1 WO 2018024983A1 FR 2017052163 W FR2017052163 W FR 2017052163W WO 2018024983 A1 WO2018024983 A1 WO 2018024983A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
compressor motor
compressor
aircraft
motor
bus
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2017/052163
Other languages
English (en)
Inventor
Youcef ABDELLI
Pierre Brodeau
Vincent Devanneaux
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Liebherr Aerospace Toulouse SAS
Original Assignee
Liebherr Aerospace Toulouse SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Liebherr Aerospace Toulouse SAS filed Critical Liebherr Aerospace Toulouse SAS
Priority to EP17764871.4A priority Critical patent/EP3494047B1/fr
Priority to ES17764871T priority patent/ES2809375T3/es
Publication of WO2018024983A1 publication Critical patent/WO2018024983A1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—ELECTRIC POWER NETWORKS; CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as AC or DC; Circuit arrangements for mains or distribution networks combining AC and DC sections or sub-networks
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K3/00—Details of windings
    • H02K3/04—Windings characterised by the conductor shape, form or construction, e.g. with bar conductors
    • H02K3/28—Layout of windings or of connections between windings
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P25/00—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of AC motor or by structural details
    • H02P25/16—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by the kind of AC motor or by structural details characterised by the circuit arrangement or by the kind of wiring
    • H02P25/22—Multiple windings; Windings for more than three phases
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—ELECTRIC POWER NETWORKS; CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J2105/00—Networks for supplying or distributing electric power characterised by their spatial reach or by the load
    • H02J2105/30—Networks for supplying or distributing electric power characterised by their spatial reach or by the load the load networks being external to vehicles, i.e. exchanging power with vehicles
    • H02J2105/32—Networks for supplying or distributing electric power characterised by their spatial reach or by the load the load networks being external to vehicles, i.e. exchanging power with vehicles for aircrafts
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K2213/00—Specific aspects, not otherwise provided for and not covered by codes H02K2201/00 - H02K2211/00
    • H02K2213/06—Machines characterised by the presence of fail safe, back up, redundant or other similar emergency arrangements

Definitions

  • the invention relates to a power network architecture in an aircraft.
  • the invention relates to an architecture of power supply network of air conditioning system compressor engines of an aircraft by electric generators of the aircraft.
  • the invention further relates to an aircraft comprising such an architecture.
  • the air conditioning systems used in aircraft generally air intake pneumatic systems, increasingly evolve to electrical systems without air bleed in propulsion engines (so-called bleediess in English). This evolution is accompanied by an increase in the electrical consumption of the equipment on board the aircraft.
  • the production of electricity in the aircraft is provided by one or more electric generators, drawing mechanical energy propulsion engines to generate electrical energy.
  • the propulsion engines can each be equipped with one or two electric generators.
  • An electrical air conditioning system of an aircraft comprises one or more air conditioning units (also called air conditioning pack) comprising one or more machines, preferably of the turbomachine type.
  • air conditioning units also called air conditioning pack
  • These turbomachines comprise one or more compressors arranged on a shaft of the turbomachine and a compressor motor driving said shaft.
  • the supply of compressor motors for these air conditioning units accounts for a large part of the power consumption of these electric generators. Therefore, electric generators are sized largely according to this power consumption. Thus, it is important to control this consumption.
  • Some aircraft have one or more conditioning units whose compressors are activated at temperature and pressure conditions different, especially at different altitudes.
  • Each turbomachine compressor engine is powered by one of the electric generators of the aircraft.
  • a first compressor engine is powered by a first electric generator connected to one of the propulsion engines.
  • the first compressor motor is powered by the first electric generator and a second compressor motor is powered by a second electric generator connected to one of the propulsion engines.
  • each electric generator provides the full power consumption of one of the compressor motors. They must therefore be dimensioned for this purpose (in addition to the additional power consumption by other equipment).
  • the second generator does not supply a compressor motor and is therefore under-loaded, which leads to an imbalance in the power supply. and the load of the generators.
  • the problem of the balancing of the power consumption is also present because only one electric generator must be sized to supply the compressor motor.
  • the compressor motor may no longer be directly powered.
  • the inventors have therefore sought a solution for balancing the electric charge of the electric generators of the aircraft in view of the consumption of one or more turbomachine compressor engine of air conditioning units.
  • the invention aims to overcome at least some of the drawbacks of known air conditioning system power system architectures.
  • the aim of the invention is to provide, in at least one embodiment of the invention, an architecture that makes it possible to balance the load of the generators electric aircraft.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment, an architecture for optimizing the sizing of the electric generators of the aircraft.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, an architecture for balancing the load of electric generators during all phases of flight.
  • the invention also aims to provide, in at least one embodiment of the invention, an architecture for a better operation of the air conditioning system in case of failure of a power supply equipment.
  • the invention relates to an aircraft power supply network architecture, comprising at least one air conditioning unit compressor engine of the aircraft and at least two electric generators of the aircraft, characterized in that :
  • each compressor motor comprises at least two independent windings
  • a first of said windings of each compressor motor is connected, via a first power supply line, to one of the electric generators and a second one of said windings of each compressor motor is connected via a second power supply line to an electric generator different from the electrical generator to which the first winding is connected.
  • An architecture according to the invention therefore makes it possible to distribute the loads of the generators by supplying the same compressor motor of an air conditioning unit by two different generators, via two different supply lines, and this thanks to the presence of two coils in the compressor motors.
  • a double-coil compressor motor technology is described in particular in the application WO2010067021 filed by the applicant.
  • the electrical energy required for the rotation of the motor is provided by at least two different electrical generators, which each provide half of the electrical energy required.
  • the load of each generator is balanced between the two generators.
  • the generators can be sized to deliver a lower electric power because they are more likely to have to provide all the electrical power consumed by the compressor motor.
  • the double coil configuration allows the compressor motor to operate, in degraded mode, if only one of these coils is powered.
  • the failure of a power line equipment does not result in the complete shutdown of the compressor motor, one winding of which remains still powered by the other electric generator.
  • each compressor motor in case of failure of a power line equipment, at least one winding is then fed, can still operate in degraded mode if a single winding is powered.
  • an architecture according to the invention comprises at least two compressor motors.
  • Such an architecture corresponds in particular to the situation presented above in which two air conditioning units are present in the aircraft and operate at different altitudes.
  • two generators can first feed a first compressor motor at an altitude lower than the transition altitude, then the first compressor motor and a second compressor motor at an altitude greater than the transition altitude.
  • the architecture comprises four compressor engines.
  • the number of compressor engines generally depends on the size of the aircraft, for example two compressor engines (integrated in a group or air conditioning pack, called ECS pack for Environment Control System in English) for an aircraft of case and four compressor engines (integrated in two ECS packs, with two compressor motors per ECS pack) for a commercial aircraft single aisle.
  • an architecture according to the invention comprises as many electric generators as compressors engines.
  • each compressor motor is powered by two electric generators and each electric generator is adapted to supply two compressor engines (simultaneously or alternatively according to flight phases and altitude).
  • the architecture is said to be "crossed", in comparison with the prior art where each electric generator was connected to a single compressor motor and each compressor motor was connected to a single electric generator.
  • each power supply line comprises an alternating bus adapted to carry an alternating electric current produced by the electric generator to which the supply line is connected, a rectifier adapted to convert the alternating electric current into a current.
  • continuous electric generator adapted to carry said continuous electric current
  • inverter adapted to convert the direct electric current into an alternating supply current of the winding at which the supply line is connected.
  • the architecture comprises at least two compressor motors
  • at least one of the supply lines of each compressor motor shares the reciprocating bus with one of the supply lines of another compressor motor.
  • At least one of the supply lines of each compressor motor shares the DC bus with one of the supply lines of another compressor motor.
  • At least one of the feed lines of each compressor motor shares the rectifier with one of the supply lines of another compressor motor.
  • the invention also relates to an aircraft comprising at least one architecture according to the invention.
  • the invention also relates to an architecture and an aircraft characterized in combination by all or some of the characteristics mentioned above or below.
  • FIG. 1 is a schematic view of a power network architecture according to the prior art
  • FIG. 2 is a schematic view of a power network architecture according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic view of a power network architecture according to a second embodiment of the invention.
  • FIG. 4 is a schematic view of a power network architecture according to a third embodiment of the invention.
  • FIGS. 5a, 5b, 5c, 5d are schematic views of a power network architecture according to various embodiments of the invention in which the architecture comprises four compressor motors.
  • the architecture comprises a first electrical generator 12a making it possible to generate electrical energy from mechanical energy produced for example by a first propulsion engine 14a of the aircraft, and a second electric generator 12b making it possible to generate electricity.
  • electrical energy from mechanical energy produced for example by a second engine 14b propulsion of the aircraft can generate electrical energy from other sources of mechanical energy, for example an auxiliary power unit (or APU for Auxiliary Power Unit in English) or a group of park (or GPU for Ground Power Unit in English).
  • the first electric generator 12a supplies a first compressor motor 16a of a first air conditioning unit via a first supply circuit.
  • the first supply circuit comprises, successively from the first generator 12a to the first compressor motor 16a:
  • a first alternating bus 18a adapted to carry the alternating current generated by the first electric generator 12a.
  • a first rectifier 20a adapted to convert the alternating current carried by the AC bus 18a into direct current
  • a first inverter 24a adapted to convert the DC electric current carried by the first DC bus into AC supply current for the first compressor motor.
  • the second electric generator 12b supplies a second compressor motor 16b of a second air conditioning unit via a second supply circuit comprising successively a second bus 18b alternating, a second rectifier 20b, a second bus 22b continuous and a second inverter 24b.
  • the first compressor motor 16a and the second compressor motor 16b are so-called single-coil motors, each comprising a single winding 26a, 26b, the single winding of each compressor motor comprising a stator winding and being powered by the respective supply circuit described above.
  • each compressor motor is powered by a single electric generator. Thus, if only one of the compressor motors is running, all the electrical energy consumed is taken from a single electric generator, while the other electric generator is not very solicited.
  • Figures 2, 3 and 4 show schematically a power network architecture according to a first, second and third embodiment of the invention respectively.
  • the architectures according to these embodiments each comprise a first compressor motor 116a and a second compressor motor 116b which are so-called double-coil motors.
  • the first compressor motor 116a comprises a first coil 126a and a second coil 128a.
  • the second compressor motor 116b comprises a first winding 126b and a second winding 128b.
  • double-coil motors makes it possible to supply each compressor motor with two different generators via two supply lines.
  • Each winding comprises for example three stator windings for rotating the compressor motor.
  • Each winding is powered by an inverter.
  • a first winding 126a of the first compressor motor 116a is connected to the first generator 112a by a first power supply line composed of an AC bus, a rectifier, a DC bus and a first inverter 124a.
  • a second winding 128a of the first compressor motor 116a is connected to the second generator 112b by a second power supply line composed of an AC bus, a rectifier, a DC bus and a second inverter 125a.
  • a first winding 126b of the second compressor motor 116b is connected to the second generator 112b by a first power supply line consisting of an AC bus, a rectifier, a DC bus and a first inverter 124b .
  • a second winding 128b of the second motor 116b of compressor is connected to the first generator 112a by a second power line composed of an AC bus, a rectifier, a DC bus and a second inverter 125b.
  • each supply line of a compressor motor may comprise components in common with the supply lines of other compressor engines.
  • the first power supply line of the first compressor motor 116a comprises a first reciprocating bus 118a, a first rectifier 120a, a first continuous bus 122a and a first inverter 124a;
  • the second power supply line of the first compressor motor 116a comprises a second reciprocating bus 118b, a second rectifier 120b, a second continuous bus 122b and a second inverter 125a;
  • the first power supply line of the second compressor motor 116b comprises the second reciprocating bus 118b, the second rectifier 120b, the second continuous bus 122b and a first inverter 124b;
  • the second supply line of the second compressor motor 116b comprises the first reciprocating bus 118a, the first rectifier 120a, the first continuous bus 122a and a second inverter 125b;
  • two different motor feed lines comprise common components.
  • the first power line of the first compressor motor 116a and the second power line of the second compressor motor 116b share the first reciprocating bus 118a, the first rectifier 120a and the first continuous bus 122a.
  • the difference between the embodiments of FIGS. 2 and 3 is a structural difference related to the configuration of the supply lines in the aircraft.
  • the first electric generator 112a, the first reciprocating bus 118a, the first rectifier 120a, the first continuous bus 122a, two inverters and the first compressor motor 126a are arranged on one side from the plane (for example partly in one of the wings of the aircraft, the one carrying the propulsion engine to which the first electric generator 112a is connected, and / or in the soft belly of the aircraft on the side of said wing), and the second generator 112b electrical, the second bus 118b reciprocating, the second rectifier 120b, the second bus 122b continuous, two inverters and the second compressor motor 126b are arranged on the other side of the aircraft (for example partly in the other wing of the aircraft, that carrying the propulsion engine which is connected to the second generator 112b electric, and / or in the soft belly of the aircraft on the side of said wing).
  • the invention in the invention
  • the outputs of the inverters are crossed: the second inverter 125b is situated on the side of the first compressor motor 116a but supplies the second winding 128b of the second compressor motor 116b; the second inverter 125a is located on the side of the second compressor motor 116b but supplies the second winding 128a of the first compressor motor 116a.
  • each compressor motor is powered by two inverters located on the same side of the aircraft; the crossing is thus performed between the DC buses and the inverters.
  • the second power supply line of the first compressor motor 116a comprises the second reciprocating bus 118b, a first independent rectifier 121a, a first independent continuous bus 123a, and the second inverter 125a connected to the second winding 128a of the first motor 116a.
  • the second power supply line of the second compressor motor 116b comprises the first alternative bus 118a, a second independent rectifier 121b, a second independent continuous 123b bus, and the second inverter 125b connected to the second winding 128b of the second motor 116b of compressor.
  • FIGS. 5a, 5b, 5c and 5d schematically represent network architectures according to various embodiments of the invention, comprising four compressor motors, respectively a first compressor motor 116a, a second compressor motor 116b, a third motor 116c compressor and a fourth compressor motor 116d, and four electric generators, respectively a first electric generator 112a, a second electric generator 112b, a third electric generator 112c and a fourth electric generator 112d.
  • the supply lines are schematically represented by arrows connecting the generators to the compressor motors without details of the components that compose them.
  • Different power lines may include common components, as previously described.
  • the first compressor motor 116a has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the second electric generator 112b,
  • the second compressor motor 116b has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the second generator
  • the third compressor motor 116c has its two coils respectively powered by the third electric generator 112c and the fourth electric generator 112d,
  • the fourth compressor motor 116d has its two coils respectively powered by the third electric generator 112c and the fourth electric generator 112d.
  • This configuration corresponds to the parallel use of two configurations with two compressor motors and two electric generators as described above with reference to FIGS. 2, 3 and 4.
  • the first compressor motor 116a has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the fourth electric generator 112d,
  • the second compressor motor 116b has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the second electric generator 112b,
  • the third compressor motor 116c has its two coils respectively powered by the second electric generator 112b and the third electric generator 112c,
  • the fourth compressor motor 116d has its two coils respectively powered by the third generator 112c electric and the fourth generator 112d electrical.
  • the first compressor motor 116a has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the second electric generator 112b,
  • the second compressor motor 116b has its two coils respectively powered by the second electric generator 112b and the fourth electric generator 112d,
  • the third compressor motor 116c has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the third electric generator 112c,
  • the fourth compressor motor 116d has its two coils respectively powered by the third generator 112c electric and the fourth generator 112d electrical.
  • the first compressor motor 116a has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the third electric generator 112c,
  • the second compressor motor 116b has its two coils respectively powered by the second electric generator 112b and the fourth generator 112d electric,
  • the third compressor motor 116c has its two coils respectively powered by the first electric generator 112a and the third electric generator 112c,
  • the fourth compressor motor 116d has its two coils respectively powered by the second electric generator 112b and the fourth electric generator 112d.
  • each compressor motor has its two windings powered by two separate electric generators.
  • each generator supplies two compressor motors.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Control Of Multiple Motors (AREA)

Abstract

L'invention concerne une architecture de réseau d'alimentation électrique d'aéronef, comprenant au moins un moteur (116a, 116b) de compresseur de groupe de conditionnement d'air de l'aéronef et au moins deux générateurs (112a, 112b) électriques de l'aéronef. L'architecture est caractérisée en ce que chaque moteur (116a, 116b) de compresseur comprend au moins deux bobinages (126a, 128a, 126b, 128b) indépendants, et un premier desdits bobinages (126a, 126b) de chaque moteur (116a, 16b) de compresseur est relié, via une première ligne d'alimentation, à un des générateurs (112a, 112b) électriques et un deuxième desdits bobinages (128a, 128b) de chaque moteur (116a, 116b) de compresseur est relié, via une deuxième ligne d'alimentation, à un générateur (112a, 112b) électrique différent du générateur électrique auquel est relié le premier bobinage (126a, 126b).

Description

ARCHITECTURE DE RÉSEAU D'ALIMENTATION ÉLECTRIQUE
1. Domaine technique de l'invention
L'invention concerne une architecture de réseau d'alimentation électrique dans un aéronef. En particulier, l'invention concerne une architecture de réseau d'alimentation électrique de moteurs de compresseurs de système de conditionnement d'air d'un aéronef par des générateurs électriques de l'aéronef. L'invention concerne en outre un aéronef comportant une telle architecture.
2. Arrière-plan technologique
Les systèmes de conditionnement d'air utilisés dans les aéronefs, généralement des systèmes pneumatiques par prélèvement d'air, évoluent de plus en plus vers des systèmes électriques sans prélèvement d'air dans les moteurs propulsifs (dits bleediess en anglais). Cette évolution s'accompagne d'une progression de la consommation électrique des équipements à bord de l'aéronef.
La production d'électricité dans l'aéronef est assurée par un ou plusieurs générateurs électriques, prélevant de l'énergie mécanique des moteurs de propulsion pour générer de l'énergie électrique. Dans les systèmes actuels, les moteurs de propulsion peuvent chacun être équipés d'un ou deux générateurs électriques.
Un système de conditionnement d'air électrique d'un aéronef comprend un ou plusieurs groupes de conditionnement d'air (aussi appelé pack de conditionnement d'air) comprenant une ou plusieurs machines, de préférence de type turbomachines. Ces turbomachines comprennent un ou plusieurs compresseurs disposés sur un arbre de la turbomachine et un moteur de compresseur entraînant ledit arbre. L'alimentation des moteurs de compresseurs de ces groupes de conditionnement d'air représentent une part importante de la consommation électrique de ces générateurs électriques. Par conséquent, les générateurs électriques sont dimensionnés en grande partie en fonction de cette consommation électrique. Ainsi, il est important de maîtriser cette consommation.
Certains aéronefs disposent d'un ou plusieurs groupes de conditionnement dont les compresseurs sont activés à des conditions de température et de pression différentes, en particulier à des altitudes différentes. Chaque moteur de compresseur de turbomachine est alimenté par un des générateurs électriques de l'aéronef. Ainsi, pendant une première phase de vol, de l'altitude au niveau du sol (au décollage ou à l'atterrissage) jusqu'à une altitude dite de transition (par exemple 25 000 pieds pour les avions d'affaires, ou 15 000 pieds pour les avions monocouloirs), un premier moteur de compresseur est alimenté par un premier générateur électrique relié à un des moteurs de propulsion. Pendant une seconde phase de vol, au-dessus de l'altitude de transition, le premier moteur de compresseur est alimenté par le premier générateur électrique et un deuxième moteur de compresseur est alimenté par un deuxième générateur électrique relié à un des moteurs de propulsion.
Ainsi, chaque générateur électrique fournit l'intégralité de la consommation électrique d'un des moteurs de compresseur. Ils doivent donc être dimensionnés à cet effet (en plus des consommations électriques annexes par d'autres équipements). En outre, lorsque le premier générateur électrique alimente le premier moteur de compresseur en dessous de l'altitude de transition, le deuxième générateur n'alimente pas de moteur de compresseur et est donc en sous-charge ce qui entraîne un déséquilibre de l'alimentation et de la charge des générateurs.
Dans le cas où l'aéronef comprendrait un unique moteur de compresseur, le problème de l'équilibrage de la consommation électrique se présente aussi car un seul générateur électrique doit être dimensionné pour alimenter le moteur de compresseur.
Enfin, en cas de panne d'alimentation, le moteur de compresseur peut ne plus être directement alimenté.
Les inventeurs ont donc cherché une solution pour équilibrer la charge électrique des générateurs électriques de l'aéronef au vu de la consommation d'un ou plusieurs moteur de compresseur de turbomachine de groupes de conditionnement d'air.
3. Objectifs de l'invention
L'invention vise à pallier au moins certains des inconvénients des architectures de réseau d'alimentation électrique de système de conditionnement d'air connus.
En particulier, l'invention vise à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, une architecture qui permet d'équilibrer la charge des générateurs électriques de l'aéronef.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, une architecture permettant d'optimiser le dimensionnement des générateurs électriques de l'aéronef.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, une architecture permettant d'équilibrer la charge des générateurs électriques pendant toutes les phases de vol.
L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, une architecture permettant un meilleur fonctionnement du système de conditionnement d'air en cas de panne d'un équipement d'alimentation.
4. Exposé de l'invention
Pour ce faire, l'invention concerne une architecture de réseau d'alimentation électrique d'aéronef, comprenant au moins un moteur de compresseur de groupe de conditionnement d'air de l'aéronef et au moins deux générateurs électriques de l'aéronef, caractérisée en ce que :
chaque moteur de compresseur comprend au moins deux bobinages indépendants,
un premier desdits bobinages de chaque moteur de compresseur est relié, via une première ligne d'alimentation, à un des générateurs électriques et un deuxième desdits bobinages de chaque moteur de compresseur est relié, via une deuxième ligne d'alimentation, à un générateur électrique différent du générateur électrique auquel est relié le premier bobinage.
Une architecture selon l'invention permet donc de répartir les charges des générateurs en alimentant un même moteur de compresseur d'un groupe de conditionnement d'air par deux générateurs différents, via deux lignes d'alimentation différentes, et ce grâce à la présence de deux bobinages dans les moteurs de compresseur.
Une technologie de moteur de compresseur à double bobinage est notamment décrite dans la demande WO2010067021 déposée par la demanderesse.
En utilisant cette technologie de moteurs de compresseur à double bobinage dans une architecture selon l'invention, l'énergie électrique nécessaire à la rotation du moteur est fournie par au moins deux générateurs électriques différents, qui fournissent donc chacun la moitié de l'énergie électrique nécessaire. La charge de chaque générateur est donc équilibrée entre les deux générateurs. En outre, les générateurs peuvent être dimensionnés pour délivrer une puissance électrique plus faible car ils ne sont plus susceptibles de devoir fournir l'intégralité de la puissance électrique consommée par le moteur de compresseur.
De plus, la configuration double bobinage permet au moteur de compresseur de fonctionner, en mode dégradé, si un seul de ces bobinages est alimenté. Ainsi, dans l'architecture de l'invention, la panne d'un équipement d'une ligne d'alimentation n'entraîne pas l'arrêt total du moteur de compresseur dont un bobinage reste toujours alimenté par l'autre générateur électrique.
En outre, en cas de panne d'un équipement d'une ligne d'alimentation, chaque moteur de compresseur, dont au moins un bobinage est alors alimenté, peut toujours fonctionner, en mode dégradé si un seul bobinage est alimenté.
Avantageusement, une architecture selon l'invention comprend au moins deux moteurs de compresseurs.
Une telle architecture correspond notamment à la situation présentée précédemment dans laquelle deux groupes de conditionnement d'air sont présents dans l'aéronef et fonctionnent à des altitudes différentes. Dans ce cas, grâce à l'architecture de l'invention, deux générateurs peuvent alimenter préalablement un premier moteur de compresseur à une altitude inférieure à l'altitude de transition, puis le premier moteur de compresseur et un deuxième moteur de compresseur à une altitude supérieure à l'altitude de transition.
Selon une autre variante de l'invention, l'architecture comprend quatre moteurs de compresseurs. Le nombre de moteurs de compresseurs dépend généralement de la taille de l'aéronef, par exemple deux moteurs de compresseurs (intégrés dans un groupe ou pack de conditionnement d'air, dit pack ECS pour Environment Control System en anglais) pour un avion d'affaire et quatre moteurs de compresseurs (intégrés dans deux packs ECS, avec deux moteurs de compresseur par pack ECS) pour un avion commercial monocouloir.
Avantageusement, une architecture selon l'invention comprend autant de générateurs électriques que de moteurs de compresseurs.
Selon cet aspect de l'invention, chaque moteur de compresseur est alimenté par deux générateurs électriques et chaque générateur électrique est adapté pour alimenter deux moteurs de compresseurs (simultanément ou alternativement selon les phases de vols et l'altitude). L'architecture est dite « croisée », en comparaison avec l'art antérieur ou chaque générateur électrique était relié à un seul moteur de compresseur et chaque moteur de compresseur était relié à un seul générateur électrique.
Avantageusement et selon l'invention, chaque ligne d'alimentation comprend un bus alternatif, adapté pour transporter un courant électrique alternatif produit par le générateur électrique auquel la ligne d'alimentation est reliée, un redresseur, adapté pour convertir le courant électrique alternatif en courant électrique continu, un bus continu, adapté pour transporter ledit courant électrique continu, et un onduleur, adapté pour convertir le courant électrique continu en courant d'alimentation alternatif du bobinage auquel la ligne d'alimentation est reliée.
Les bus alternatifs et les bus continus sont des composants généralement déjà présents dans les aéronefs pour alimenter d'autres équipements.
Avantageusement et selon l'invention, lorsque l'architecture comprend au moins deux moteurs de compresseurs, au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur de compresseur partage le bus alternatif avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
Avantageusement et selon l'invention, au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur de compresseur partage le bus continu avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
Avantageusement et selon l'invention, au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur de compresseur partage le redresseur avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
L'invention concerne également un aéronef comportant au moins une architecture selon l'invention.
L'invention concerne également une architecture et un aéronef caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après.
5. Liste des figures
D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles :
La figure 1 est une vue schématique d'une architecture de réseau d'alimentation selon l'art antérieur,
- la figure 2 est une vue schématique d'une architecture de réseau d'alimentation selon un premier mode de réalisation de l'invention,
la figure 3 est une vue schématique d'une architecture de réseau d'alimentation selon un deuxième mode de réalisation de l'invention,
la figure 4 est une vue schématique d'une architecture de réseau d'alimentation selon un troisième mode de réalisation de l'invention,
les figures 5a, 5b, 5c, 5d sont des vues schématiques d'une architecture de réseau d'alimentation selon différents modes de réalisation de l'invention dans lesquels l'architecture comprend quatre moteurs de compresseurs.
6. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention
Les réalisations suivantes sont des exemples. Bien que la description se réfère à un ou plusieurs modes de réalisation, ceci ne signifie pas nécessairement que chaque référence concerne le même mode de réalisation, ou que les caractéristiques s'appliquent seulement à un seul mode de réalisation. De simples caractéristiques de différents modes de réalisation peuvent également être combinées pour fournir d'autres réalisations. Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas strictement respectées et ce, à des fins d'illustration et de clarté. La figure 1 représente schématiquement une architecture 10 d'alimentation selon l'art antérieur.
L'architecture comprend un premier générateur électrique 12a permettant de générer de l'énergie électrique à partir d'énergie mécanique produite par exemple par un premier moteur 14a de propulsion de l'aéronef, et un deuxième générateur électrique 12b permettant de générer de l'énergie électrique à partir d'énergie mécanique produite par exemple par un deuxième moteur 14b de propulsion de l'aéronef. Selon d'autres modes de réalisation, les générateurs électriques peuvent générer de l'énergie électrique à partir d'autres sources d'énergie mécanique, par exemple un groupe auxiliaire de puissance (ou APU pour Auxiliary Power Unit en anglais) ou un groupe de parc (ou GPU pour Ground Power Unit en anglais).
Le premier générateur électrique 12a alimente un premier moteur 16a de compresseur d'un premier groupe de conditionnement d'air via un premier circuit d'alimentation. Le premier circuit d'alimentation comprend, successivement du premier générateur 12a vers le premier moteur 16a de compresseur :
un premier bus 18a alternatif adapté pour transporter le courant alternatif généré par le premier générateur 12a électrique.
un premier redresseur 20a, adapté pour convertir le courant alternatif transporté par le bus 18a alternatif en courant continu,
un premier bus 22a continu, adapté pour transporter le courant continu converti par le premier redresseur 20a,
un premier onduleur 24a, adapté pour convertir le courant électrique continu transporté par le premier bus continu en courant d'alimentation alternatif pour le premier moteur de compresseur.
De même, le deuxième générateur électrique 12b alimente un deuxième moteur 16b de compresseur d'un deuxième groupe de conditionnement d'air via un deuxième circuit d'alimentation comprenant successivement un deuxième bus 18b alternatif, un deuxième redresseur 20b, un deuxième bus 22b continu et un deuxième onduleur 24b.
Le premier moteur 16a de compresseur et le deuxième moteur 16b de compresseur sont des moteurs dits à simple bobinage, comprenant chacun un unique bobinage 26a, 26b, l'unique bobinage de chaque moteur de compresseur comprenant un enroulement statorique et étant alimenté par le circuit d'alimentation respectif décrit ci-dessus. Comme décrit précédemment, chaque moteur de compresseur est alimenté par un seul générateur électrique. Ainsi, si un seul des moteurs de compresseur est en marche, toute l'énergie électrique consommée est prélevée d'un seul générateur électrique, pendant que l'autre générateur électrique est peu sollicité.
Les figures 2, 3 et 4 représentent schématiquement une architecture de réseau d'alimentation selon respectivement un premier, deuxième et troisième mode de réalisation de l'invention.
Les architectures selon ces modes de réalisation comprennent chacun un premier moteur 116a de compresseur et un deuxième moteur 116b de compresseur qui sont des moteurs dits à double bobinage. Le premier moteur 116a de compresseur comprend un premier bobinage 126a et un deuxième bobinage 128a. De même, le deuxième moteur 116b de compresseur comprend un premier bobinage 126b et un deuxième bobinage 128b.
L'utilisation de moteurs à double bobinage permet d'alimenter chaque moteur de compresseur par deux générateurs différents, via deux lignes d'alimentation. Chaque bobinage comprend par exemple trois enroulements statoriques permettant la mise en rotation du moteur de compresseur. Chaque bobinage est alimenté par un onduleur.
En particulier, un premier bobinage 126a du premier moteur 116a de compresseur est relié au premier générateur 112a par une première ligne d'alimentation composée d'un bus alternatif, d'un redresseur, d'un bus continu et d'un premier onduleur 124a. Un deuxième bobinage 128a du premier moteur 116a de compresseur est relié au deuxième générateur 112b par une deuxième ligne d'alimentation composée d'un bus alternatif, d'un redresseur, d'un bus continu et d'un deuxième onduleur 125a.
De même, un premier bobinage 126b du deuxième moteur 116b de compresseur est relié au deuxième générateur 112b par une première ligne d'alimentation composée d'un bus alternatif, d'un redresseur, d'un bus continu et d'un premier onduleur 124b. Un deuxième bobinage 128b du deuxième moteur 116b de compresseur est relié au premier générateur 112a par une deuxième ligne d'alimentation composée d'un bus alternatif, d'un redresseur, d'un bus continu et d'un deuxième onduleur 125b.
Les différents modes de réalisation de l'invention représentés par les figures 2, 3 et 4 consistent en différentes possibilités de composition des différentes lignes d'alimentation alimentant chacun des moteurs de compresseurs. En particulier, chaque ligne d'alimentation d'un moteur de compresseur peut comprendre des composants en commun avec les lignes d'alimentation d'autres moteurs de compresseurs.
Dans les modes de réalisation représentés aux figures 2 et 3 :
- la première ligne d'alimentation du premier moteur 116a de compresseur comprend un premier bus 118a alternatif, un premier redresseur 120a, un premier bus continu 122a et un premier onduleur 124a ;
la deuxième ligne d'alimentation du premier moteur 116a de compresseur comprend un deuxième bus 118b alternatif, un deuxième redresseur 120b, un deuxième bus continu 122b et un deuxième onduleur 125a ;
la première ligne d'alimentation du deuxième moteur 116b de compresseur comprend le deuxième bus 118b alternatif, le deuxième redresseur 120b, le deuxième bus continu 122b et un premier onduleur 124b ;
la deuxième ligne d'alimentation du deuxième moteur 116b de compresseur comprend le premier bus 118a alternatif, le premier redresseur 120a, le premier bus continu 122a et un deuxième onduleur 125b ;
Autrement dit, deux lignes d'alimentation de moteurs différents comprennent des composants communs. Par exemple, la première ligne d'alimentation du premier moteur 116a de compresseur et la deuxième ligne d'alimentation du deuxième moteur 116b de compresseur partagent le premier bus 118a alternatif, le premier redresseur 120a et le premier bus continu 122a.
La différence entre les modes de réalisation des figures 2 et 3 est une différence structurelle liée à la configuration des lignes d'alimentation dans l'aéronef. En pratique, dans un aéronef tel qu'un avion, le premier générateur 112a électrique, le premier bus 118a alternatif, le premier redresseur 120a, le premier bus 122a continu, deux onduleurs et le premier moteur 126a de compresseur sont disposés d'un côté de l'avion (par exemple en partie dans une des ailes de l'avion, celle portant le moteur propulsif auquel est relié le premier générateur 112a électrique, et/ou dans le ventre mou de l'avion du côté de ladite aile), et le deuxième générateur 112b électrique, le deuxième bus 118b alternatif, le deuxième redresseur 120b, le deuxième bus 122b continu, deux onduleurs et le deuxième moteur 126b de compresseur sont disposés de l'autre côté de l'avion (par exemple en partie dans l'autre aile de l'avion, celle portant le moteur propulsif auquel est relié le deuxième générateur 112b électrique, et/ou dans le ventre mou de l'avion du côté de ladite aile). Ainsi, dans l'invention, deux onduleurs sont situés du côté de chaque moteur de compresseur. Dans les modes de réalisation des figures 2 et 3, l'alimentation des bobinages des moteurs de compresseur se fait par un « croisement » au niveau des onduleurs :
dans le premier mode de réalisation, représenté à la figure 2, les sorties des onduleurs sont croisées : le deuxième onduleur 125b est situé du côté du premier moteur 116a de compresseur mais alimente le deuxième bobinage 128b du deuxième moteur 116b de compresseur ; le deuxième onduleur 125a est situé du côté du deuxième moteur 116b de compresseur mais alimente le deuxième bobinage 128a du premier moteur 116a de compresseur.
dans le deuxième mode de réalisation, représenté à la figure 3, les entrées des onduleurs sont croisées : chaque moteur de compresseur est alimenté par deux onduleurs situés du même côté de l'avion ; le croisement est ainsi effectué entre les bus continu et les onduleurs.
Dans le troisième mode de réalisation, représenté à la figure 4, seuls les bus alternatifs sont mis en commun entre plusieurs lignes d'alimentations. En particulier, la deuxième ligne d'alimentation du premier moteur 116a de compresseur comprend le deuxième bus 118b alternatif, un premier redresseur 121a indépendant, un premier bus 123a continu indépendant, et le deuxième onduleur 125a relié au deuxième bobinage 128a du premier moteur 116a de compresseur ; la deuxième ligne d'alimentation du deuxième moteur 116b de compresseur comprend le premier bus 118a alternatif, un deuxième redresseur 121b indépendant, un deuxième bus 123b continu indépendant, et le deuxième onduleur 125b relié au deuxième bobinage 128b du deuxième moteur 116b de compresseur.
Les figures 5a, 5b, 5c et 5d représentent schématiquement des architectures de réseau selon différents modes de réalisation de l'invention, comprenant quatre moteurs de compresseurs, respectivement un premier moteur 116a de compresseur, un deuxième moteur 116b de compresseur, un troisième moteur 116c de compresseur et un quatrième moteur 116d de compresseur, et quatre générateurs électriques, respectivement un premier générateur 112a électrique, un deuxième générateur 112b électrique, un troisième générateur 112c électrique et un quatrième générateur 112d électrique.
Les lignes d'alimentations sont représentées schématiquement par des flèches reliant les générateurs aux moteurs de compresseurs sans détail des composants qui les composent. Différentes lignes d'alimentations peuvent comprendre des composants communs, comme décrit précédemment.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 5a :
le premier moteur 116a de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le deuxième générateur 112b électrique,
le deuxième moteur 116b de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le deuxième générateur
112b électrique,
le troisième moteur 116c de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le troisième générateur 112c électrique et le quatrième générateur 112d électrique,
- le quatrième moteur 116d de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le troisième générateur 112c électrique et le quatrième générateur 112d électrique.
Cette configuration correspond à l'utilisation en parallèle de deux configurations à deux moteurs de compresseurs et deux générateurs électriques tels que décrites précédemment en référence aux figures 2, 3 et 4.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 5b : le premier moteur 116a de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le quatrième générateur 112d électrique,
le deuxième moteur 116b de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le deuxième générateur 112b électrique,
le troisième moteur 116c de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le deuxième générateur 112b électrique et le troisième générateur 112c électrique,
le quatrième moteur 116d de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le troisième générateur 112c électrique et le quatrième générateur 112d électrique.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 5c :
le premier moteur 116a de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le deuxième générateur 112b électrique,
le deuxième moteur 116b de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le deuxième générateur 112b électrique et le quatrième générateur 112d électrique,
le troisième moteur 116c de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le troisième générateur 112c électrique,
le quatrième moteur 116d de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le troisième générateur 112c électrique et le quatrième générateur 112d électrique.
Dans le mode de réalisation représenté sur la figure 5d :
le premier moteur 116a de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le troisième générateur 112c électrique,
le deuxième moteur 116b de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le deuxième générateur 112b électrique et le quatrième générateur 112d électrique,
le troisième moteur 116c de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le premier générateur 112a électrique et le troisième générateur 112c électrique,
- le quatrième moteur 116d de compresseur a ses deux bobinages respectivement alimentés par le deuxième générateur 112b électrique et le quatrième générateur 112d électrique.
L'invention ne se limite pas aux seuls modes de réalisation décrits. En particulier, les liaisons entre les quatre moteurs de compresseur et les quatre générateurs électriques peuvent présenter toutes les combinaisons possibles du moment que chaque moteur de compresseur a ses deux bobinages alimentés par deux générateurs électriques distincts. En outre, de préférence, chaque générateur alimente deux moteurs de compresseur.

Claims

REVENDICATIONS
1. Architecture de réseau d'alimentation électrique d'aéronef, comprenant au moins un moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur d'un groupe de conditionnement d'air de l'aéronef et au moins deux générateurs (112a, 112b, 112c, 112d) électriques de l'aéronef, caractérisée en ce que :
chaque moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur comprend au moins deux bobinages (126a, 128a, 126b, 128b) indépendants, un premier desdits bobinages (126a, 126b) de chaque moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur est relié, via une première ligne d'alimentation, à un des générateurs (112a, 112b, 112c, 112d) électriques et un deuxième desdits bobinages (128a, 128b) de chaque moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur est relié, via une deuxième ligne d'alimentation, à un générateur (112a, 112b, 112c, 112d) électrique différent du générateur électrique auquel est relié le premier bobinage (126a, 126b).
2. Architecture selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins deux moteurs (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseurs.
3. Architecture selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce qu'elle comprend autant de générateurs (112a, 112b, 112c, 112d) électriques que de moteurs (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseurs.
4. Architecture selon l'une des revendication 1 à 3, caractérisée en ce que chaque ligne d'alimentation comprend un bus (118a, 118b) alternatif, adapté pour transporter un courant électrique alternatif produit par le générateur (112a, 112b, 112c, 112d) électrique auquel la ligne d'alimentation est reliée, un redresseur (120a, 120b), adapté pour convertir le courant électrique alternatif en courant électrique continu, un bus (122a, 122b) continu, adapté pour transporter ledit courant électrique continu, et un onduleur (124a, 125a, 124b, 125b), adapté pour convertir le courant électrique continu en courant d'alimentation alternatif du bobinage (126a, 128a, 126b, 128b) auquel la ligne d'alimentation est reliée.
5. Architecture selon une combinaison des revendications 2 et 4, caractérisée en ce qu'au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur (116a, 116b, 116c,
116d) de compresseur partage le bus (118a, 118b) alternatif avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
6. Architecture selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur partage le redresseur (120a, 120b) avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
7. Architecture selon la revendication 6, caractérisée en ce qu'au moins une des lignes d'alimentation de chaque moteur (116a, 116b, 116c, 116d) de compresseur partage le bus (122a, 122b) continu avec une des lignes d'alimentation d'un autre moteur de compresseur.
8. Aéronef, comportant au moins une architecture (110a, 110b, 110c, HOd, 110e, IlOf, 110g) selon l'une des revendications 1 à 7.
PCT/FR2017/052163 2016-08-03 2017-08-01 Architecture de réseau d'alimentation électrique Ceased WO2018024983A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP17764871.4A EP3494047B1 (fr) 2016-08-03 2017-08-01 Architecture de réseau d'alimentation électrique
ES17764871T ES2809375T3 (es) 2016-08-03 2017-08-01 Arquitectura de red de alimentación eléctrica

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1657519 2016-08-03
FR1657519A FR3054828B1 (fr) 2016-08-03 2016-08-03 Architecture de reseau d'alimentation electrique

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018024983A1 true WO2018024983A1 (fr) 2018-02-08

Family

ID=57348858

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2017/052163 Ceased WO2018024983A1 (fr) 2016-08-03 2017-08-01 Architecture de réseau d'alimentation électrique

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP3494047B1 (fr)
ES (1) ES2809375T3 (fr)
FR (1) FR3054828B1 (fr)
WO (1) WO2018024983A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110626507A (zh) * 2018-06-22 2019-12-31 塔莱斯公司 飞行器电气架构、包括架构的飞行器以及架构运行方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010067021A2 (fr) 2008-12-11 2010-06-17 Liebherr-Aerospace Toulouse Sas Dispositif à machine électrique polyphasée et machine électrique associée
US20100270858A1 (en) * 2006-04-04 2010-10-28 Airbus France Device and method for generating a back-up electricity supply on board an aircraft

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100270858A1 (en) * 2006-04-04 2010-10-28 Airbus France Device and method for generating a back-up electricity supply on board an aircraft
WO2010067021A2 (fr) 2008-12-11 2010-06-17 Liebherr-Aerospace Toulouse Sas Dispositif à machine électrique polyphasée et machine électrique associée

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110626507A (zh) * 2018-06-22 2019-12-31 塔莱斯公司 飞行器电气架构、包括架构的飞行器以及架构运行方法
US11509245B2 (en) 2018-06-22 2022-11-22 Thales Electrical architecture for an aircraft, aircraft comprising the architecture and method for operating the architecture
CN110626507B (zh) * 2018-06-22 2024-03-26 塔莱斯公司 飞行器电气架构、包括架构的飞行器以及架构运行方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3494047A1 (fr) 2019-06-12
EP3494047B1 (fr) 2020-06-24
ES2809375T3 (es) 2021-03-04
FR3054828A1 (fr) 2018-02-09
FR3054828B1 (fr) 2018-08-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3966108B1 (fr) Systeme de propulsion hybride pour aeronef a decollage et atterrissage verticaux
EP3519294B1 (fr) Systeme propulsif hybride pour aeronef a voilure tournante multirotor comprenant des moyens ameliores de conversion dc/ac
CA2893436C (fr) Procede de gestion du reseau d'alimentation electrique d'un aeronef
CA2667270C (fr) Systeme de generation, conversion, distribution et demarrage electrique a bord d'un aeronef
FR3012796A1 (fr) Systeme d'alimentation electrique pour aeronef
EP2830938B1 (fr) Dispositif d'alimentation électrique d'un aéronef au sol
CA2842086C (fr) Dispositif d'alimentation electrique d'un aeronef au sol
WO2022101570A1 (fr) Turbomachine à propulsion hybride et aéronef comportant une telle turbomachine
FR2979614A1 (fr) Transmission electromagnetique de puissance pour aeronef a voilure tournante ou fixe.
EP2750969A2 (fr) Aéronef équipé d'un groupe électromoteur distribué à roues libres
FR2983319A1 (fr) Procede et systeme de regulation de puissance en cas de defaillance d'au moins un moteur d'aeronef
EP4367026A1 (fr) Architecture de génération électrique pour turbomachine hybridée
FR3019247A1 (fr) Ensemble de transmission pour aeronef et helicoptere
EP3494047B1 (fr) Architecture de réseau d'alimentation électrique
FR3054738A1 (fr) Architecture electrique a double reseau electrique secondaire pour le demarrage des moteurs d'un aeronef
CA2897167A1 (fr) Procede et systeme d'alimentation en energie electrique d'un aeronef
FR2898871A1 (fr) Systeme et procede d'alimentation en puissance de systemes utilisateurs a bord d'un aeronef
FR3110896A1 (fr) Architecture électrique d’un aéronef
CA3249076A1 (fr) Aeronef a source d'energie hybride
FR3125176A1 (fr) Architecture électrique pour aéronef
WO2024165286A1 (fr) Helice de turbomachine d'aeronef comprenant un systeme d'alimentation autonome d'organes de chauffage pour le degivrage et procede associe
FR2944260A1 (fr) Systeme de generation de puissance electrique pour aeronef a propulsion arriere
FR2944259A1 (fr) Systeme de generation de puissance electrique pour aeronef a propulsion arriere
FR2944261A1 (fr) Systeme de generation de puissance electrique pour aeronef a propulsion arriere

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17764871

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017764871

Country of ref document: EP

Effective date: 20190304