一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，該電子控制器包括若干相互獨(dú)立的工作通道，包括發(fā)電機(jī)、航空器電源和安裝在電子控制器的每一工作通道電路板上的電源選擇模塊；所述發(fā)電機(jī)與每一電源選擇模塊相連，發(fā)電機(jī)由航空發(fā)動機(jī)驅(qū)動來對電子控制器的不同工作通道供電，航空器電源與每一電源選擇模塊相連；電子控制器的每一工作通道的主電源供應(yīng)通過其內(nèi)部的電源選擇模塊在發(fā)電機(jī)和航空器電源之間切換。本發(fā)明通過將航空器電源和發(fā)電機(jī)配合起來使用，保證在其中任一設(shè)備出現(xiàn)故障時(shí)電子控制器有穩(wěn)定的電源供應(yīng)。
【專利說明】一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空控制設(shè)備電源設(shè)計(jì)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)有的航空發(fā)動機(jī)的電子控制器的供電方式大多采用航空器電源來提供，隨著發(fā)電機(jī)技術(shù)的發(fā)展，出現(xiàn)了通過航空發(fā)動機(jī)來驅(qū)動發(fā)電機(jī)來給電子控制器供電的方式。國內(nèi)的航空發(fā)動機(jī)大多都是采用單通道的供電方式，發(fā)電機(jī)不具備抗短路能力，使得電子控制器對電源品質(zhì)較為敏感，發(fā)動機(jī)運(yùn)行的安全性、可靠性低。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明為克服上述現(xiàn)有技術(shù)所述的至少一種缺陷，提供一種能夠給航空發(fā)動機(jī)電子控制器提供安全穩(wěn)定電源又能節(jié)約能源的供電系統(tǒng)。
[0004]本發(fā)明的又一目的在于提供一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)的構(gòu)架方法。
[0005]為了達(dá)到上述技術(shù)目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下:
一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，該電子控制器包括若干相互獨(dú)立的工作通道，包括發(fā)電機(jī)、航空器電源和安裝在電子控制器的每一工作通道電路板上的電源選擇模塊；所述發(fā)電機(jī)與每一電源選擇模塊相連，發(fā)電機(jī)由航空發(fā)動機(jī)驅(qū)動來對電子控制器的不同工作通道供電，航空器電源與每一電源選擇模塊相連；電子控制器的每一工作通道的主電源供應(yīng)通過其內(nèi)部的電源選擇模塊在發(fā)電機(jī)和航空器電源之間切換。
[0006]進(jìn)一步地，發(fā)電機(jī)安裝于航空發(fā)動機(jī)的傳動機(jī)匣上，由傳動機(jī)匣內(nèi)的附件齒輪箱來驅(qū)動。
[0007]本發(fā)明中，通過將發(fā)電機(jī)和航空器電源配合起來使用，利用電子控制器內(nèi)的電源選擇模塊切換發(fā)電機(jī)或航空器電源作為電子控制器的主電源，當(dāng)任一單元出現(xiàn)故障后另一個(gè)仍能單獨(dú)實(shí)現(xiàn)足額的電源供應(yīng)，并且發(fā)電機(jī)是利用航空器自身發(fā)動機(jī)的動能轉(zhuǎn)化為電能的原理，延緩了航空器電能的消耗。
[0008]進(jìn)一步地，所述發(fā)電機(jī)包含與電子控制器供電通道數(shù)目相同的電樞繞組，發(fā)電機(jī)通過電樞繞組來相互獨(dú)立地對該電子控制器供電。
[0009]本發(fā)明中，發(fā)電機(jī)設(shè)置有若干的電樞繞組來連接電子控制器若干工作通道，相互獨(dú)立地對電子控制器供電，當(dāng)任一繞組損壞時(shí)不會影響其他繞組對電子控制器的電源供應(yīng)，確保電子控制器的電源供應(yīng)穩(wěn)定性。
[0010]優(yōu)選地，為了使電樞繞組具備抗短路能力，所述電樞繞組由抗短路材料制造。
[0011]優(yōu)選地，所述發(fā)電機(jī)是交流發(fā)電機(jī)。
[0012]一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)的構(gòu)架方法，包括以下步驟:
S1:航空發(fā)動機(jī)起動過程中，航空器電源對電子控制器若干通道供電，發(fā)電機(jī)不對電子控制器供電； S2:當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到閥值Θ時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到發(fā)電機(jī)作為電子控制器的主電源，航空器電源停止對電子控制器供電；
S3:飛行過程中，當(dāng)發(fā)電機(jī)故障無法對外供電時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到航空器作為電子控制器的主電源。
[0013]優(yōu)選地，所述Θ為3288轉(zhuǎn)/每分鐘。
[0014]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明技術(shù)方案的有益效果是:
1、通過將航空器電源和發(fā)電機(jī)配合起來使用，保證在其中任一設(shè)備出現(xiàn)故障時(shí)電子控制器有穩(wěn)定的電源供應(yīng)；
2、發(fā)電機(jī)內(nèi)設(shè)置有多組電樞繞組來相互獨(dú)立的對電子控制器供電，任一繞組出現(xiàn)故障也不會影響其他繞組獨(dú)立的對電子控制器的電源供應(yīng)；
3、發(fā)電機(jī)將動能轉(zhuǎn)化為電能，發(fā)電機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到閥值時(shí)就單獨(dú)對電子控制器供電，無需再消耗航空器自身的電源，為航空器節(jié)約能源。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0015]圖1為實(shí)施例中I本發(fā)明工作結(jié)構(gòu)示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0016]附圖僅用于示例性說明，不能理解為對本專利的限制；
為了更好說明本實(shí)施例，附圖某些部件會有省略、放大或縮小，并不代表實(shí)際產(chǎn)品的尺寸；
對于本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，附圖中某些公知結(jié)構(gòu)及其說明可能省略是可以理解的。
[0017]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的說明。
[0018]實(shí)施例1
如圖1所示，一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，該電子控制器包括若干相互獨(dú)立的工作通道，包括發(fā)電機(jī)、航空器電源和安裝在電子控制器的每一工作通道電路板上的電源選擇模塊；所述發(fā)電機(jī)與每一電源選擇模塊相連，發(fā)電機(jī)由航空發(fā)動機(jī)驅(qū)動來對電子控制器的不同工作通道供電，航空器電源與每一電源選擇模塊相連；電子控制器的每一工作通道的主電源供應(yīng)通過其內(nèi)部的電源選擇模塊在發(fā)電機(jī)和航空器電源之間切換。
[0019]本實(shí)施例中，航空發(fā)動機(jī)電子控制器設(shè)計(jì)若干相互獨(dú)立的通道，發(fā)電機(jī)相對應(yīng)包含若干數(shù)目的電樞繞組，相互獨(dú)立地對各通道供電，電子控制器有T、D兩組相互獨(dú)立的供電通道，發(fā)電內(nèi)部設(shè)置有兩組電樞繞組來對分別T、D兩個(gè)通道供電，電樞繞組I對T通道供電，電樞繞組2對D通道供電，當(dāng)電樞繞組I或電樞繞組2任一個(gè)損壞時(shí)不會互相影響，確保電子控制器電源供應(yīng)的穩(wěn)定性。
[0020]電子控制器的T、D通道中分別安裝了電源選擇模塊I和電源選擇模塊2，電源選擇模塊1、2分別讓電子控制器T、D作通道的主供應(yīng)電源在發(fā)電機(jī)和航空器電源之間自由切換。
[0021]本實(shí)施例中，電樞繞組具備抗短路能力，當(dāng)繞組某二相或三相間短路時(shí)，不會導(dǎo)致交流發(fā)電機(jī)損壞，航空器電源輸出28V直流電。
[0022]實(shí)施例2 一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)的控制方法，過程如下:
S1:航空發(fā)動機(jī)起動過程中，航空器電源對電子控制器若干通道供電，發(fā)電機(jī)不對電子控制器供電；
S2:當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到閥值Θ時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到發(fā)電機(jī)作為電子控制器的主電源，航空器電源停止對電子控制器供電；
S3:飛行過程中，當(dāng)發(fā)電機(jī)故障無法對外供電時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到航空器作為電子控制器的主電源。
[0023]本實(shí)施例中，Θ為3288轉(zhuǎn)/每分鐘，當(dāng)航空器發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速達(dá)到3288轉(zhuǎn)/每分鐘以上時(shí)就能帶動發(fā)電機(jī)的發(fā)出滿足電子控制正常運(yùn)行的電壓，此時(shí)電子控制器僅由發(fā)電機(jī)供電，當(dāng)發(fā)電機(jī)所有電樞繞組都無法對外供電時(shí)，又會自動切換至航空器電源供電，保證了電子控制的穩(wěn)定的電源供應(yīng)。
[0024]相同或相似的標(biāo)號對應(yīng)相同或相似的部件；
附圖中描述位置關(guān)系的用于僅用于示例性說明，不能理解為對本專利的限制；
顯然，本發(fā)明的上述實(shí)施例僅僅是為清楚地說明本發(fā)明所作的舉例，而并非是對本發(fā)明的實(shí)施方式的限定。對于所屬領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在上述說明的基礎(chǔ)上還可以做出其它不同形式的變化或變動。這里無需也無法對所有的實(shí)施方式予以窮舉。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明權(quán)利要求的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，該電子控制器包括若干相互獨(dú)立的工作通道，其特征在于，包括發(fā)電機(jī)、航空器電源和安裝在電子控制器的每一工作通道電路板上的電源選擇模塊；所述發(fā)電機(jī)與每一電源選擇模塊相連，發(fā)電機(jī)由航空發(fā)動機(jī)驅(qū)動來對電子控制器的不同工作通道供電，航空器電源與每一電源選擇模塊相連；電子控制器的每一工作通道的主電源供應(yīng)通過其內(nèi)部的電源選擇模塊在發(fā)電機(jī)和航空器電源之間切換。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，其特征在于，所述發(fā)電機(jī)安裝于航空發(fā)動機(jī)的傳動機(jī)匣上，由傳動機(jī)匣內(nèi)的附件齒輪箱來驅(qū)動。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，其特征在于，所述發(fā)電機(jī)包含與電子控制器供電通道數(shù)目相同的電樞繞組，發(fā)電機(jī)通過電樞繞組來相互獨(dú)立地對該電子控制器供電。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，其特征在于，所述電樞繞組由抗短路材料制造。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，其特征在于，所述發(fā)電機(jī)是交流發(fā)電機(jī)。
6.—種如權(quán)利要求1-5任一項(xiàng)所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)的控制方法,其特征在于，包括以下步驟: S1:航空發(fā)動機(jī)起動過程中，航空器電源對電子控制器若干通道供電，發(fā)電機(jī)不對電子控制器供電； S2:當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速達(dá)到閥值Θ時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到發(fā)電機(jī)作為電子控制器的主電源，航空器電源停止對電子控制器供電； S3:飛行過程中，當(dāng)發(fā)電機(jī)故障無法對外供電時(shí)，電子控制器的每一工作通道內(nèi)的電源選擇模塊切換到航空器作為電子控制器的主電源。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的航空發(fā)動機(jī)電子控制器供電系統(tǒng)，其特征在于，所述Θ為3288轉(zhuǎn)/每分鐘。
【文檔編號】H02J9/08GK104393673SQ201410713720
【公開日】2015年3月4日 申請日期:2014年12月2日 優(yōu)先權(quán)日:2014年12月2日
【發(fā)明者】吳虹, 周劍波, 季江華, 黎中浩 申請人:中國航空動力機(jī)械研究所