双极高压直流接地故障检测的系统、方法和装置制造方法及图纸

用于飞机功率分配(200)的系统、方法和装置包括双极高压直流源组件(210)；能够从双极高压直流源组件(210)汲取电功率的电气加载组件(226)；配置成选择性地将功率从双极高压DC组件(210)耦合至电气加载组件(226)的一组切换组件(216)以及耦合至该组切换组件(216)的接地故障中断组件(232)。接地故障中断组件(216)配置成基于流出该组切换组件(216)的电流与从电气加载组件(226)返回的电流之间的所感测到的差来检测接地故障。

【技术实现步骤摘要】

技术介绍
电功率分配系统对从能源到消耗所分配电功率的电气负载的功率分配进行管理。在飞机中，用来推进飞机的燃气涡轮引擎通常提供机械能，该机械能最终提供动力给例如发电机、起动器/发电机、永磁交流电机(PMA)、燃油泵、以及液压泵的多个不同附件，例如，用于飞机上所需的除推进之外的功能的设备。例如，现代飞机需要用于与航空电子设备、马达以及其它电气设备有关的电气负载的电功率。随着时间过去，飞机电功率源电压已经增大。具有14和28伏直流(VDC)电功率系统的飞机已让位于具有工作在115伏交流(VAC)和230VAC的电功率系统的飞机。目前，飞机可包含一个或多个工作在包含正/负270VDC的电压的电功率源。例如，当前的宽机身双引擎商务喷气式客机使用的电气系统，其是包含工作在230VAC、115VAC、28VDC电压下的子系统连同包含正负270VDC源的双极高压直流子系统的混合电压系统。高压DC电气系统中的电压达到可与家用AC系统相比的电平。在家用AC系统中，通常通过能够在约50毫秒(ms)内致动的机电开关，电路断路器能够跳闸至关闭位置以在接地电流超过25到30毫安(mA)的水平时使馈线去激励。但是，在高压DC电气系统中，由于对于为获得足够精确的电流测量所要求的接地回路(groundreturnloop)的有限访问，类似的规定非常复杂。也就是说，对于单极DC电压电气系统，输出电流和返回电流的差异难以被测量，因为来自负载的电流返回路径流经飞机底盘。
技术实现思路
一方面中，用于飞机功率分配系统包括具有正电压引线和负电压引线的双极高压直流源组件；能够从双极高压直流源组件汲取电功率的电气加载组件；配置成通过在断开从双极高压直流源组件到电气加载组件的功率的打开状态和将功率从双极高压直流源组件耦合至电气加载组件的闭合状态之间进行切换来选择性地将功率从双极高压DC源组件耦合至电气加载组件的一组切换组件，其中第一子组的切换组件耦合至双极高压直流源组件的正引线，并且第二子组的切换组件耦合至双极高压直流源组件的负引线；以及耦合至该组切换组件的接地故障中断组件。接地故障中断组件配置成基于感测的流出该组切换组件的电流和从电气加载组件返回的电流之间的差来检测接地故障。在另一方面中，接地故障缓解方法包括应用来自具有正电压引线和负电压引线的双极高压直流源组件的功率；闭合一组开关元件以将功率从双极高压直流源组件耦合至能够从双极高压直流源组件汲取电功率的电气加载组件；采用接地故障中断组件基于所感测的流出该组切换组件的电流与从电气加载组件返回的电流之间的差来检测接地故障；馈送指示所检测到的接地故障的信号给该组切换组件；以及打开该组切换组件以断开从双极高压直流源组件到电气加载组件的功率。在另一方面中，接地故障中断装置包括耦合至一组切换组件的接地故障中断组件。该组切换组件配置成通过在断开从双极高压直流源组件到电气加载组件的功率的打开状态和将功率从双极高压直流源组件耦合至电气加载组件的闭合状态之间进行切换来选择性地将功率从双极高压DC源组件耦合至能够从双极高压直流源组件汲取电功率的电气加载组件。第一子组的切换组件耦合至双极高压直流源组件的正引线，并且第二子组的切换组件耦合至双极高压直流源组件的负引线。接地故障中断组件配置成基于感测的流出该组切换组件的电流与从电气加载组件返回的电流之间的差异检测接地故障。附图说明在附图中：图1是根据本文所述各方面的飞机和电功率分配系统的示例自上而下的示意图。图2是根据本文所述各方面的高压DC电功率分配系统的示例简图。图3是图示根据本文所述各方面中断双极高压DC电功率系统上的接地故障的方法的流程图。图4是根据本文所述各方面的具有接地故障中断组件的双极高压电功率分配系统的示例示意图。图5是根据本文所述各方面的具有接地故障中断组件的双极高压电功率分配系统的示例示意图。图6是根据本文所述各方面证明具有接地故障中断组件的双极高压电功率分配系统的操作的电压和电流波形的示例图。图7是根据本文所述各方面证明具有接地故障中断组件的双极高压电功率分配系统的操作的电压和电流波形的示例图。具体实施方式本文以飞机的上下文描述了本专利技术的实施例，其实现从诸如涡轮引擎、喷气发动机燃料、氢等的能源产生电功率。然而，将理解，虽然在飞行器环境中描述本专利技术的一个实施例，但本专利技术不被这样限制，并且具有对诸如其他移动应用以及非移动工业、商业以及住宅应用的非飞行器应用中的电功率系统的一般应用。例如，适用的移动环境可包括飞机、航天器、航天运载火箭、卫星、机车、汽车等。商业环境可包括制造设施或发电和功率分配设施或基础设施。本专利技术的至少一些实施例提供包括接地故障检测和中断能力的双极高压电功率分配系统、方法和装置。双极高压电功率分配系统包括例如固态功率控制器(SSPC)的一组切换组件。可以理解，“一组”可包括任意数量的固态开关，包括单个固态开关。类似地，如在此使用的“一组”可包括任意数量的元件，包括单个元件。可以理解，如在此使用的双极DC功率供应或双极DC功率源可被定义为直流电功率的源，其中输出电压可被设为正或负的并且可获得电流。可以理解，如在此使用的高压DC可被定义为以高到足以造成对生物危害的电压的电能。例如，跨干燥无破损的人体皮肤施加的大于50V的电压能够导致心脏颤动，如果其在人体组织中产生碰巧流经胸部区域的电流的话。可以理解，如在此使用的接地故障可被定义为在电气负载或功率分配系统的激励导体与诸如底盘接地的电气接地之间的无意接触。目前，很少飞机包括诸如正和负270VDC的双极高压功率源，并且这些飞机中没有任何一个集成用于双极高压功率的电功率分配系统。然而，通过提供高压DC电气分配系统，双极高压DC源将不再被限制到飞机的单个区域。因此通过电气分配系统，双极高压DC源将需要缓解接地故障事件的能力，接地故障事件可能发生在其中负载由双极高压DC源供电的飞机上的任何位置。现在转到图1，示出了根据本文所述各方面的飞机和电功率分配系统的示例性自上而下的示意图。飞机2图示为具有至少一个燃气轮机引擎，在此示为可彼此实质上相同的左引擎系统12和右引擎系统14。飞机2可具有任意数量的引擎系统。左引擎系统12可耦合至将机械能转换为电功率的一个或多个电功率源16。将理解，包括左右引擎系统12，14的飞机2中的任意或全部引擎可这样耦合至一个或多个双极高压DC电功率源16。双极高压DC功率源16可耦合至电功率分配系统18，电功率分配系统18选择性地激励共同构成电气负载的飞机2上的一组系统和装置。由双极高压DC功率源16通过电功率分配系统18供电的系统和装置可以是能够汲取电气负载的飞机上的任意系统或装置，并且包括但不限于飞行控制致动器26、用于驾驶舱显示的局部降频转换器27、环境控制系统28等。在飞机2中，运行的左右引擎系统12，14提供可经线轴(spool)引出的机械能，以提供驱动力用于双极高压DC功率源16。其它功率源可包括但不限于发电机、蓄电池、燃料电池、诸如冲压空气涡轮机(RAT)的备用功率源、用于将一个或多个AC源输入转换为双极高压DC源的整流器等。电功率源16随后提供所生成的功率给系统和装置26，27，28的电气负载以进行负载操作，其由电功率分配系统18进行分配。现在转到图2，示出了本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于飞机功率分配的系统(200)，包括：具有正电压引线和负电压引线的双极高压直流源组件(210)；能够从所述双极高压直流源组件(210)汲取电功率的电气加载组件(226)；配置成通过在将从所述双极高压直流源组件(210)到所述电气加载组件(226)的功率断开的打开状态和将功率从所述双极高压直流源组件(210)耦合至所述电气加载组件(226)的闭合状态之间进行切换来选择性地将功率从所述双极高压直流源组件(210)耦合至所述电气加载组件(226)的一组切换组件(216)，其中第一子组的切换组件(212)耦合至所述双极高压直流源组件(210)的所述正引线，并且第二子组的切换组件(214)耦合至所述双极高压直流源组件(210)的所述负引线；以及耦合至所述组切换组件(216)并且配置成基于流出所述组切换组件(216)的电流与从所述电气加载组件(226)返回的电流之间的所感测到的差来检测接地故障的接地故障中断组件(232)。

【技术特征摘要】
2015.08.07 GB 1513998.31.一种用于飞机功率分配的系统(200)，包括：具有正电压引线和负电压引线的双极高压直流源组件(210)；能够从所述双极高压直流源组件(210)汲取电功率的电气加载组件(226)；配置成通过在将从所述双极高压直流源组件(210)到所述电气加载组件(226)的功率断开的打开状态和将功率从所述双极高压直流源组件(210)耦合至所述电气加载组件(226)的闭合状态之间进行切换来选择性地将功率从所述双极高压直流源组件(210)耦合至所述电气加载组件(226)的一组切换组件(216)，其中第一子组的切换组件(212)耦合至所述双极高压直流源组件(210)的所述正引线，并且第二子组的切换组件(214)耦合至所述双极高压直流源组件(210)的所述负引线；以及耦合至所述组切换组件(216)并且配置成基于流出所述组切换组件(216)的电流与从所述电气加载组件(226)返回的电流之间的所感测到的差来检测接地故障的接地故障中断组件(232)。2.如权利要求1所述的系统，其中所述组切换组件(216)的至少子组响应于来自所述接地故障中断组件(232)的感测信号...

【专利技术属性】
技术研发人员：P·J·汉迪，
申请(专利权)人：通用电气航空系统有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB