特許第6444079号(P6444079)IP Force 特許公報掲載プロジェクト 2015.5.11 β版

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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】6444079
(24)【登録日】2018年12月7日
(45)【発行日】2018年12月26日
(54)【発明の名称】航空機用ユニバーサル電力コンバータ
(51)【国際特許分類】
   H02J 1/00 20060101AFI20181217BHJP
   H02M 3/155 20060101ALI20181217BHJP
   H02M 7/493 20070101ALI20181217BHJP
   H02M 3/28 20060101ALI20181217BHJP
   B64D 41/00 20060101ALI20181217BHJP
【FI】
   H02J1/00 306C
   H02M3/155 W
   H02M7/493
   H02M3/28 W
   B64D41/00
   H02J1/00 306D
【請求項の数】13
【外国語出願】
【全頁数】15
(21)【出願番号】特願2014-143490(P2014-143490)
(22)【出願日】2014年7月11日
(65)【公開番号】特開2015-53848(P2015-53848A)
(43)【公開日】2015年3月19日
【審査請求日】2017年6月20日
(31)【優先権主張番号】13/945,511
(32)【優先日】2013年7月18日
(33)【優先権主張国】US
(73)【特許権者】
【識別番号】500520743
【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー
【氏名又は名称原語表記】The Boeing Company
(74)【代理人】
【識別番号】100109726
【弁理士】
【氏名又は名称】園田 吉隆
(74)【代理人】
【識別番号】100101199
【弁理士】
【氏名又は名称】小林 義教
(72)【発明者】
【氏名】カリミ, カミアル
(72)【発明者】
【氏名】リウ, ションイー
(72)【発明者】
【氏名】ワン, トアンヤン
(72)【発明者】
【氏名】デ レオン, フランシスコ
(72)【発明者】
【氏名】タン, チンチュエン
(72)【発明者】
【氏名】クー, ダージョン
(72)【発明者】
【氏名】ツァールコウスキー, ダリウス
(72)【発明者】
【氏名】チョラク, ケリム
(72)【発明者】
【氏名】ボヤルスキ, マリウシュ
【審査官】 原 嘉彦
(56)【参考文献】
【文献】 特開2013−124097(JP,A)
【文献】 特開2006−296185(JP,A)
【文献】 実開平03−106876(JP,U)
【文献】 特開2008−001316(JP,A)
【文献】 特開2001−119856(JP,A)
【文献】 米国特許出願公開第2012/0232728(US,A1)
【文献】 米国特許出願公開第2008/0123375(US,A1)
【文献】 特開2013−081362(JP,A)
(58)【調査した分野】(Int.Cl.,DB名)
B64B 1/00−1/70
B64C 1/00−99/00
B64D 1/00−47/08
B64F 1/00−5/60
B64G 1/00−99/00
H02J 1/00−5/00
H02M 3/00−3/44
7/42−7/98
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
航空機内の燃料電池(20)を含む非安定化DC電源からの電力を、複数のAC及びDC電圧出力へと変換するよう構成される航空機のための給電システム(10)であって、
前記給電システムの低圧DC電力バス(33)に分配される安定低圧DC出力を生成するために前記非安定化DC電源の電力を使用するよう構成される、インタリーブ型バックコンバータ(50)と、
前記給電システムの高圧DC電力バス(43)に分配され、又はインタリーブ型インバータ(70)の入力に供給される高圧DC出力を生成するために前記非安定化DC電源の電力を使用するよう構成される、インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)と、
前記給電システムの高圧AC電力バス(27)に分配される高圧AC出力を生成するために、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)を介して前記非安定化DC電源の電力を使用するよう構成される、前記インタリーブ型インバータ(70)と、
前記安定低圧DC出力を生成するために前記インタリーブ型バックコンバータ(50)を、前記高圧DC出力を生成するために前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)を、及び、前記高圧AC出力を生成するために前記インタリーブ型インバータ(70)を、制御するよう構成される、制御システム(80)と
を含み、
第1の動作モードでは、前記インタリーブ型バックコンバータ(50)からの安定低圧DC出力が前記低圧DC電力バス(33)に分配され、かつ、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)からの高圧DC出力が前記高圧DC電力バス(43)に分配され、
第2の動作モードでは、前記インタリーブ型バックコンバータ(50)からの安定低圧DC出力が前記低圧DC電力バス(33)に分配され、かつ、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)からの高圧DC出力が前記インタリーブ型インバータ(70)の入力に供給される、給電システム(10)。
【請求項2】
前記制御システム(80)は、
前記インタリーブ型バックコンバータ(50)を制御するよう構成される第1の制御装置(95)と、
前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)を制御するよう構成される第2の制御装置(120)と、
前記インタリーブ型インバータ(70)を制御するよう構成される第3の制御装置(105)と、
前記第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御するよう構成される監視制御装置(85)と
を備える、請求項1に記載の給電システム(10)。
【請求項3】
前記監視制御装置(85)は、複数の制御信号(90)に応答して、前記第1(95)、第2(120)、及び第3(105)の制御装置の動作を制御する、請求項2に記載の給電システム(10)。
【請求項4】
前記制御システム(80)は前記高圧DC出力をオン及びオフするために前記インタリーブ型インバータ(70)を動作するようさらに構成される、請求項1から3のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項5】
前記燃料電池(20)は非安定化DC電力をEMIフィルタ(45)に供給するよう構成される、請求項1に記載の給電システム(10)。
【請求項6】
前記EMIフィルタ(45)は、前記インタリーブ型バックコンバータ(50)と前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)との両方に共通である、請求項5に記載の給電システム(10)。
【請求項7】
前記インタリーブ型バックコンバータ(50)は、
対応するX個の複数の電圧位相を出力コンデンサに提供する、複数の並列接続されたバックコンバータ(50)を含み、
前記制御システム(80)は、前記複数の電圧位相が互いに対して360/X度インタリーブされるよう、前記複数のバックコンバータ(50)を駆動する、
請求項1から6のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項8】
前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)は、
各PWM制御信号(90)を受信するよう構成される複数のフルブリッジセルであって、各フルブリッジセルは各整流回路による整流のための各相電圧を生成する、複数のフルブリッジセルと、
第1のフィルタ回路であって、前記フルブリッジセルの第1のペアが前記第1のフィルタ回路と並列接続される、第1のフィルタ回路と、
第2のフィルタ回路であって、前記フルブリッジセルの第2のペアが前記第2のフィルタ回路に並列接続される、第2のフィルタ回路とを含み、前記第1及び第2のフィルタは互いに直列接続され並びに共通ノードを有する、
請求項1から7のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項9】
前記インタリーブ型インバータ(70)は三相4脚インタリーブ型インバータ(70)を含む、請求項1から8のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項10】
前記低圧DC出力は前記低圧DC電力バス(33)において32VDCの電圧を供給し、前記高圧DC出力は前記高圧DC電力バス(43)において+/−270VDC及び/又は540VDCから800VDCの電圧を供給し、前記高圧AC出力は前記高圧AC電力バス(27)において230又は115VACの電圧を供給する、請求項1から9のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項11】
前記インタリーブ型バックコンバータ(50)、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)、及び前記インタリーブ型インバータ(70)は、航空機(320)の機尾部分(335)、航空機(320)の前方部分(325)、又は航空機(320)の中間部分(330)に定位する一体のユニットとして構成される、
請求項1から10のいずれか一項に記載の給電システム(10)。
【請求項12】
複数の安定化された航空機供給電圧を生成する方法であって、
航空機内の燃料電池(20)を含む非安定化DC電源から非安定化低圧DC出力電力を供給することと、
前記DC電源から供給される電力を使用して、低圧DC電力バス(33)に分配される安定低圧DCを生成することであって、前記安定低圧DCはインタリーブ型バックコンバータ(50)を使用して生成される、生成することと、
前記DC電源からの電力を使用して、高圧DC電力バス(43)に分配され、又はインタリーブ型インバータ(70)の入力に供給される安定高圧DCを生成することであって、前記安定高圧DCはインタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)を使用して生成される、生成することと、
前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)を介して前記DC電源から供給される電力を使用して、高圧AC電力バス(27)に分配される安定高圧ACを生成することであって、前記安定高圧ACは前記インタリーブ型インバータ(70)を使用して生成される、生成することと、
を含み、
第1の動作モードでは、前記インタリーブ型バックコンバータ(50)からの安定低圧DC出力が前記低圧DC電力バス(33)に分配され、かつ、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)からの安定高圧DCが前記高圧DC電力バス(43)に分配され、
第2の動作モードでは、前記インタリーブ型バックコンバータ(50)からの安定低圧DC出力が前記低圧DC電力バス(33)に分配され、かつ、前記インタリーブ型フルブリッジコンバータ(55)からの安定高圧DCが前記インタリーブ型インバータ(70)の入力に供給される、方法。
【請求項13】
請求項1から11のいずれか一項に記載の前記給電システム(10)を含む、航空機(320)。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【0001】
航空機のための分散給電システムにおいて、燃料電池又は他の非安定化電源からの低電圧非安定化DC出力電力を使用することは、新たな技術である。従来の航空機電力システムは、通常115VAC又は230VACの電圧のエンジン駆動発電機などの集中発電システムを使用している。航空機の緊急用バックアップ電源は低電圧バッテリを使用する。しかしながら、このようなバックアップ電力システムは、バッテリがローカルな電力バスを支持するためにのみ採用されているため、電力コンバータを使用しない。
【0002】
燃料電池は、局所的な及び/又はピーク電力を伝送するために航空機の補助電源として使用される。燃料電池は緊急用電源としても使用され得る。しかしながら燃料電池は、負荷によっては低負荷動作から全負荷動作へ50%にも渡り変動する非安定化DC電圧を供給する。したがって、燃料電池は様々なレベル及び構成のDC及びAC電圧を供給できず、それ自体では従来の航空機におけるエンジン駆動発電機に対する有益な代替物ではない。
【発明の概要】
【0003】
航空機での使用に適する給電システムが開示される。電力システムは、燃料電池などの非安定化DC電源からの電力を、複数のAC及びDC電圧出力へと変換するよう構成される。給電システムは、インタリーブ型バックコンバータ、インタリーブ型フルブリッジコンバータ、インタリーブ型インバータ、及び制御システムを含む。インタリーブ型バックコンバータは、DC電源の電力を使用して安定低圧DC出力を生成するよう構成される。インタリーブ型フルブリッジコンバータは、DC電源の電力を使用して高圧DC出力を生成するよう構成される。インタリーブ型インバータは、非安定化DC電源の電力を使用して高圧AC出力を生成するよう構成される。制御システムは、安定低圧DC出力を生成するためにインタリーブ型バックコンバータを、高圧DC出力を生成するためにインタリーブ型フルブリッジコンバータを、及び、高圧AC出力を生成するためにインタリーブ型インバータを、制御するよう構成される。一構成では、インタリーブ型インバータは、インタリーブされた4ブリッジコンバータの高圧DC出力を入力として使用し、高圧AC出力を生成する。
【0004】
さらに、本発明は、以下の条項による実施形態を含む。
【0005】
条項1
非安定化DC電源からの電力を、複数のAC及びDC電圧出力へと変換するよう構成される給電システムであって、給電システムは、
安定低圧DC出力を生成するために非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型バックコンバータと、
高圧DC出力を生成するために非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型フルブリッジコンバータと、
高圧AC出力を生成するために非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型インバータと、
安定低圧DC出力を生成するためにインタリーブ型バックコンバータを、高圧DC出力を生成するためにインタリーブ型フルブリッジコンバータを、及び、高圧AC出力を生成するためにインタリーブ型インバータを、制御するよう構成される、制御システムと
を備える給電システム。
【0006】
条項2
インタリーブ型フルブリッジコンバータからの高圧DCはインタリーブ型インバータの入力に供給される、条項1に記載の給電システム。
【0007】
条項3
制御システムは、
インタリーブ型バックコンバータを制御するよう構成される第1の制御装置と、
インタリーブ型フルブリッジコンバータを制御するよう構成される第2の制御装置と、
インタリーブ型インバータを制御するよう構成される第3の制御装置と、
第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御するよう構成される監視制御装置と
を備える、条項1に記載の給電システム。
【0008】
条項4
監視制御装置は、複数の制御信号に応答して第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御するよう構成される、条項3に記載の給電システム。
【0009】
条項5
制御システムは高圧DC出力をオン及びオフするためにインタリーブ型インバータを動作するようさらに構成される、条項1に記載の給電システム。
【0010】
条項6
非安定化DC電源が燃料電池を含む、条項1に記載の給電システム。
【0011】
条項7
燃料電池は非安定化DC電力をEMIフィルタに供給するよう構成される、条項6に記載の給電システム。
【0012】
条項8
EMIフィルタは、インタリーブ型バックコンバータとインタリーブ型フルブリッジコンバータとの両方に共通である、条項7に記載の給電システム。
【0013】
条項9
インタリーブ型バックコンバータは、
対応するX個の複数の電圧位相を出力コンデンサに提供する、複数の並列接続されたバックコンバータを含み、
制御システムは、複数の電圧位相が互いに対して360/X度インタリーブされるよう複数のバックコンバータを駆動する、
条項1に記載の給電システム。
【0014】
条項10
インタリーブ型フルブリッジコンバータは、
各PWM制御信号を受信するよう構成される複数のフルブリッジセルであって、各フルブリッジセルは各整流回路による整流のための各相電圧を生成する、複数のフルブリッジセルと、
第1のフィルタ回路であって、フルブリッジセルの第1のペアが前記第1のフィルタ回路と並列接続される、第1のフィルタ回路と、
第2のフィルタ回路であって、フルブリッジセルの第2のペアが前記第2のフィルタ回路と並列接続される、第2のフィルタ回路とを含み、第1及び第2のフィルタは互いに直列接続され並びに共通ノードを有する、条項1に記載の給電システム。
【0015】
条項11
インタリーブ型インバータは三相4脚インタリーブ型インバータを含む、条項1に記載の給電システム。
【0016】
条項12
低圧DC出力は、給電システムの低圧DC電力バスにおいて32VDCの電圧を供給し、高圧DC出力は、給電システムの高圧DC電力バスにおいて+/−270VDC及び/又は540VDC〜800VDCの電圧を供給し、高圧AC出力は、給電システムの高圧AC電力バスにおいて230又は115VACの電圧を供給する、
条項1に記載の給電システム。
【0017】
条項13
複数のシステム制御信号と、
低圧DC電力を航空機へ分配するよう構成される低圧DC電力バスと、
高圧DC電力を航空機へ分配するよう構成される高圧DC電力バスと、
高圧AC電力を航空機へ分配するよう構成される高圧AC電力バスと、
非安定化DC電源と、
低圧DC電力バスへの給電用に安定低圧DC電力を生成するために、非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型バックコンバータと、
高圧DC電力バスへの給電用に高圧DC電力を生成するために、非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型フルブリッジコンバータと、
高圧AC電力バスへの給電用に高圧AC電力を生成するために、非安定化DC電源の電力を使用するよう構成されるインタリーブ型インバータと、
複数の制御信号に基づいて、インタリーブ型バックコンバータ、インタリーブ型フルブリッジコンバータ、及びインタリーブ型インバータを制御するよう構成される制御システムと
を含む、航空機給電システム。
【0018】
条項14
インタリーブ型フルブリッジコンバータは、高圧DC出力をインタリーブ型インバータのための電源として供給するようさらに構成される、
条項13に記載の航空機給電システム。
【0019】
条項15
制御システムは、
インタリーブ型バックコンバータを制御するよう構成される第1の制御装置と、
インタリーブ型フルブリッジコンバータを制御するよう構成される第2の制御装置と、
インタリーブ型インバータを制御するよう構成される第3の制御装置と、
複数のシステム制御信号に応答して第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御する監視制御装置と
をさらに含む、条項13に記載の航空機給電システム。
【0020】
条項16
非安定化DC電源が燃料電池を含む、条項13に記載の航空機給電システム。
【0021】
条項17
燃料電池は非安定化DC電力をEMIフィルタに供給するよう構成される、条項16に記載の航空機給電システム。
【0022】
条項18
EMIフィルタは、インタリーブ型バックコンバータとインタリーブ型フルブリッジコンバータとの両方に共通である、条項17に記載の航空機給電システム。
【0023】
条項19
インタリーブ型バックコンバータ、インタリーブ型フルブリッジコンバータ、及びインタリーブ型インバータは、航空機の機尾部分、航空機の前方部分、又は航空機の中間部分に定位する一体のユニットとして構成される、条項13に記載の航空機給電システム。
【0024】
条項20
給電のための制御システムであって、
インタリーブ型バックコンバータを制御するよう構成される第1の制御装置と、
インタリーブ型フルブリッジコンバータを制御するよう構成される第2の制御装置と、
インタリーブ型インバータを制御するよう構成される第3の制御装置と、
複数の制御信号に応答して、第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御するよう構成される監視制御装置と
を含む、制御システム。
【0025】
条項21
監視制御装置は、第1の動作モードで高圧ACの生成を継続解除するようインタリーブ型フルブリッジコンバータに指示し、第2の動作モードで高圧ACを生成するようインタリーブ型フルブリッジコンバータに指示するよう構成される、
条項20に記載の制御システム。
【0026】
条項22
複数の安定化された航空機供給電圧を生成する方法であって、
DC電源から非安定化低圧DC出力を供給することと、
DC電源から供給される電力を使用して安定低圧DCを生成することであって、安定低圧DCはインタリーブ型バックコンバータを使用して生成される、生成することと、
DC電源から供給される電力を使用して安定高圧ACを生成することであって、安定高圧ACはインタリーブ型インバータを使用して生成される、生成することと、
DC電源から供給される電力を使用して安定高圧DCを生成することであって、安定高圧DCはインタリーブ型フルブリッジコンバータを使用して生成される、生成することと
を含む方法。
【0027】
条項23
安定高圧ACは安定高圧DCを使用して生成される、条項22に記載の方法。
【0028】
条項24
インタリーブ型フルブリッジコンバータの出力は、安定高圧DCを入力電力としてインタリーブ型インバータに供給するよう構成される、条項23に記載の方法。
【0029】
条項25
安定高圧ACは三相出力である、条項22に記載の方法。
【0030】
条項26
安定高圧ACは単相出力である、条項22に記載の方法。
【0031】
条項27
安定高圧DCが+/−270VDC、及び/又は540VDCから800VDCの電圧を有する、条項22に記載の方法。
【0032】
条項28
条項1のシステムを含む航空機。
【図面の簡単な説明】
【0033】
図1】航空機に適した電力システムのブロック図である。
図2】ユニバーサル電力コンバータの一例のブロック図である。
図3図2に示すEMIフィルタの一構築例を示すフローチャートである。
図4図2に示すユニバーサル電力コンバータにおいて使用される制御システムのブロック図である。
図5図2のユニバーサル電力コンバータにおいて使用されるバックコンバータ回路トポロジの一実施形態を示す。
図6図2のユニバーサル電力コンバータにおいて使用されるインタリーブ型フルブリッジコンバータトポロジの一実施形態を示す。
図7図2のユニバーサル電力コンバータにおいて使用されるインタリーブ型インバータ回路トポロジの一実施形態を示す。
図8】ユニバーサル電力コンバータが航空機のどこに配置され得るかを例示する。
【発明を実施するための形態】
【0034】
図1は、航空機に適した電力システム10のブロック図である。しかしながら、電力システム10は航空機に限定するものではなく、非安定化DC電源を使用して複数の安定化AC及びDC電力出力を生成する様々な環境で使用され得る。
【0035】
図1の電力システム10では、ユニバーサル電力コンバータ15が燃料電池20のような非安定化電源から非安定化DC電力を受け取るよう構成される。このような燃料電池は、35〜60VDCの範囲の非安定化DC電圧を供給することが多い。ユニバーサル電力コンバータ15は、複数の個々の供給ユニットから形成され、単一の給電変換ユニットとして統合され得る。
【0036】
ユニバーサル電力コンバータ15は、燃料電池20などのDC電源から供給される非安定化低電圧DC出力を、AC及びDC電圧出力を含む複数の安定化された航空機電圧へと変換するよう構成される。本明細書では、高圧ACは供給出力25において供給され、対応する供給ユニットの構成に応じて単相又は三相出力であり得る。航空機用の構成において、供給出力25における高圧ACは単相230VAC、三相230VAC、単相115VAC、又は三相115VACであり得る。いずれの例でも航空機の高圧ACは約400Hzの周波数を有する。供給出力25における高圧ACは、高圧AC電力バス27で航空機の他の部分へと分配される。
【0037】
ユニバーサル電力コンバータ15により2つの安定DC電圧が供給される。低圧安定DCは供給出力30において供給され、航空機の電力システムで使用する場合約32VDCである。供給出力30における低圧DCは、低圧DC電力バス33上で航空機の他の部分へと分配される。高圧DCが供給出力20にて供給される。航空機では高圧DCは複数のDC電圧レベルを有し得る。例えば、高圧DCはコモンレベル(common level)に対して+/−VDCのレベルであり得る。様々な航空機は約+/−270VDCの電圧レベルを使用する。又は、高圧DCはコモンに関わらずエンドツーエンドで約540〜800VDCの範囲の電圧レベルであり得る。供給出力40における高圧DCは、高圧DC電力バス43上で航空機の他の部分に分配される。
【0038】
図2に、ユニバーサル電力コンバータ15の一例をブロック図で示す。図2の個々の供給ユニットは全て、供給ユニットの分離を促すインタリーブ型トポロジを有する。インタリーブ型構造により、機能を低下させ寿命を縮減させるような、燃料電池からの高周波電流パルスの引き寄せが低減される。インタリーブ型構造によりさらに、ユニバーサル電力コンバータ15が航空機の厳格な排出要件を満たすよう、各供給ユニットに使用されるEMIフィルタのサイズ縮小が可能となる。またさらに、インタリーブ型構造が個々の供給ユニットに使用された場合、ユニバーサル電力コンバータ15は比較的軽量である。
【0039】
図2では燃料電池20の出力がEMIフィルタ45の入力に供給される。EMIフィルタ45の出力は、インタリーブ型バックコンバータ50とインタリーブ型フルブリッジコンバータ55との両方に共通である。要求されないが、インタリーブ型バックコンバータ50とインタリーブ型フルブリッジコンバータ55とに対して単一のEMIフィルタ45を使用することにより、ユニバーサル電力コンバータ15に使用するコンポーネントの数を削減できる。これにより複雑さを抑え軽量化も図れる。航空機においてはユニバーサル電力コンバータ15の軽量化が望ましい。
【0040】
図3にEMIフィルタ45の一構築例を示す。EMIフィルタ45は燃料電池20からの不要なノイズを除去する。コンデンサC並びにEMIフィルタチョークL1及びL2漏れインダクタンスがディファレンシャルモードノイズを制限する一方、接地コンデンサCがコモンモードノイズを除去する。
【0041】
図2を再び参照すると、インタリーブ型バックコンバータ50は、対応するEMIフィルタ60を介して安定低圧DCを供給出力30へと供給する。繰り返すが、航空機において安定低圧DCは約32VDCである。
【0042】
インタリーブ型フルブリッジコンバータ55は、供給出力40に供給する高圧DCを生成するために、EMIフィルタ45の出力におけるDC電力を使用する。高圧DCはコモンセンター基準(common center reference)に応じて+/−VDCであり得るか、又はコモンに関らずエンドツーエンドでより高いDC電圧であり得る。ユニバーサル電力コンバータ15が航空機で使用される場合、高圧DCはコモンに対して約+/−270VDCである。又は高圧DCはエンドツーエンドで約540〜800VDCの範囲であり得る。インタリーブ型フルブリッジコンバータ55の出力は、供給出力40に高圧DCを供給するEMIフィルタ65の入力へと引き渡される。
【0043】
高圧インタリーブ型インバータ70は、インタリーブされるインバータの構成によって、入力における高圧DCを出力において単相又は三相高圧ACへと変換するよう構成される。この例では、高圧ACは第1の電圧レベル又は第2の電圧レベルのいずれかであるよう制御される。図2で第1の電圧レベルは約115VACであり、第2の電圧レベルは約230VACと高めである。ここで、航空機に使用される場合、第2の電圧レベルは第1の電圧レベルの約2倍である。図示のように、インタリーブ型インバータ70の出力は、さらなるEMIフィルタ75の入力へと供給され、これによりユニバーサル電力コンバータ15の供給出力25に高圧ACが供給される。
【0044】
ユニバーサル電力コンバータ15はまた、制御システム80を含む。制御システム80は、1)安定低圧DCを生成するためにインタリーブ型バックコンバータ50を、2)高圧DCを生成するためにインタリーブ型フルブリッジコンバータ55を、3)高圧ACを生成するためにインタリーブ型インバータ70を、制御するよう構成される。これらの全ユニットはインタリーブ型供給ユニットであるため、制御システム80は、ユニットにより供給される電圧出力レベル及びAC位相を、電力バスの負荷の必要性に適合するよう容易に構成することができる。このことは、各供給ユニットに対するPWM制御信号を調整するよう制御システム80に指示し、供給ユニットを効率的にオンオフして、出力における電圧レベルを変化させることにより達成され得る。
【0045】
図4は、制御システム80のブロック図である。システムアーキテクチャは機能的に4つのユニットに分けられる。すなわち監視制御装置85、バックコンバータ制御装置95(第1の制御装置)、フルブリッジコンバータ制御装置120(第2の制御装置)、及びインバータ制御装置105(第3の制御装置)である。制御システム80の実装は単一のマイクロコントローラチップ、コンピュータ、又は複数のチップ上でなされ得る。
【0046】
この例では、監視制御装置85が複数のシステム制御信号に応答して第1、第2、及び第3の制御装置の動作を制御する。具体的には、監視制御装置85は他の航空機システムから制御信号90を受信する。制御信号90は例えば、航空機の電力バス27、33、及び43における負荷の、検出された必要性に対応する。さらに、制御信号90は、例えば航空機コックピットにおけるスイッチの手動操作に対応する。
【0047】
監視制御装置85は、各供給ユニットにそれぞれ関連付けられている個々の制御装置と通信する。監視制御装置85により供給される制御信号は、各供給ユニットのオンオフ、及び供給ユニットの電圧出力レベル設定のために、個々の制御装置により使用される。
【0048】
監視制御装置85と他の供給ユニット制御装置との通信経路が、図4に示される。図示のように、バックコンバータ制御装置95は監視制御装置85から通信経路100により制御信号を受信し、制御信号はバックコンバータ制御装置95により、インタリーブ型バックコンバータ50を制御するPWM制御信号を生成するために使用される。インタリーブ型インバータ制御装置105は監視制御装置85から通信経路110により制御信号を受信し、制御信号はインタリーブ型インバータ制御装置105により、インタリーブ型インバータ70の動作を制御するPWM制御信号を生成するために使用される。フルブリッジコンバータ制御装置120は監視制御装置85から通信経路125により制御信号を受信し、制御信号はフルブリッジコンバータ制御装置120により、インタリーブ型フルブリッジコンバータ55の動作を制御するPWM制御信号を生成するために使用される。
【0049】
図2を参照すると、ユニバーサル電力コンバータ15は供給出力電圧を得るのに使用する供給ユニットの数を減少させるために実装される。この目的のためインタリーブ型フルブリッジコンバータ55の出力は、インタリーブ型インバータ70の入力及び供給出力40の両方に供給される。しかしながら、供給出力25における高圧AC及び供給出力40における高圧DCは、互いに排他的な手法で供給される。
【0050】
第1の動作モードでは、ユニバーサル電力コンバータ15が、低圧DC(例えば32VDC)を供給出力30にて、高圧DC(例えば+/−270VDC又は540〜800VDC)を供給出力40にて供給するよう、航空機の電力システムが構成される。しかしながら、第1の動作モードでは高圧AC電力バス27における負荷はユニバーサル電力コンバータ15から効率的に接続解除され、これによりインタリーブ型フルブリッジコンバータ55からの全DC電力が、高圧DC電力バス43への供給出力40において利用可能となる。インタリーブ型インバータ70は制御システム80の指示により、第1の動作モードにおける全てのしかし最もマイナーな電力生成活動を効率的に継続解除し得る。
【0051】
第2の動作モードでは、ユニバーサル電力コンバータ15が、低圧DC(例えば32VDC)を供給出力30にて、高圧AC(例えば単相又は三相230VAC又は115VAC)を供給出力25にて供給するよう、航空機の電力システムが構成される。しかしながら、第2の動作モードでは高圧DC電力バス43における負荷はユニバーサル電力コンバータ15から効率的に接続解除され、これによりインタリーブ型フルブリッジコンバータ55からの全DC電力がインタリーブ型インバータ70にとって、高圧AC電力バス27に供給するための高圧ACへの変換に利用可能となる。この構成では、出力電力をインタリーブ型インバータ70へと供給する中間高圧DCコンバータは必要なく、ユニバーサル電力コンバータ15の複雑さと重量を抑えることができる。
【0052】
図5は並列接続されたバックコンバータを有するバックコンバータ回路トポロジの一実施形態を示す。複数の並列接続されたバックコンバータは、対応するX個の複数の電圧位相を出力コンデンサに提供する。制御システムは、複数の電圧相が互いに対して360/X度インタリーブされるよう、複数のバックコンバータを駆動する。
【0053】
この例では6つのバックコンバータが並列接続され共通の入力コンデンサ140及び共通の出力コンデンサ145を共用している。各バックコンバータは、MOSFET(MOSFET群150に示す各MOSFET)、ダイオード(ダイオード群155に示す各ダイオード)、及び専用のインダクタ(インダクタ群160に示す各専用インダクタ)を有する。インダクタ160は、回路の出力において共通ノード170に接続される。各インダクタから出力される電流はそれぞれの電流センサによって監視され、これにより、バックコンバータ制御装置95の制御バス167へと相電流測定値が提供される。バックコンバータの出力電圧に対応する電圧もまた、制御バス167上でバックコンバータ制御装置95の入力へと提供される。
【0054】
相電流、出力電圧、及び通信経路100の制御信号はバックコンバータ制御装置95により使用され、PWM制御信号165が生成される。ここで各制御信号はそれぞれのバックコンバータに関連付けられる。6つの位相は60度インタリーブされ、入力及び出力電流リップルを減衰させる。この配列によりMOSFETデバイスの電流ストレス及び熱ストレスをも減少させる。航空機のシステムでは、6つの位相全てに対し電流シェアリング制御を伴い、低圧DC出力は32VDCで安定化される。
【0055】
図6は、複数のフローブリッジセルを有するインタリーブ型フルブリッジコンバータトポロジの一実施形態を示し、各フルブリッジセルが各整流回路による整流のための各相電圧を生成する。この例ではコンバータは、4つのフルブリッジセル並びに2組のフィルタ250及び255を含む、三相4脚のインタリーブ型インバータコンバータトポロジである。4つのフルブリッジセルのうち1つが破線で囲われ参照245で指定されている。各フルブリッジセルは4つのMOSFET、1つの高周波変圧器、及び2つの整流ダイオードを含む。フルブリッジコンバータ制御装置120は4つのフルブリッジセルを駆動するために、インタリーブPWM制御信号を生成する。監視制御装置85により提供される制御信号、各フィルタ250及び255の出力に位置する電流センサにより提供される電流フィードバック信号、並びに、各フィルタ250及び255の出力に渡る電圧に対応する電圧フィードバック信号に応答して、PWM制御信号がフルブリッジコンバータ制御装置120により生成される。
【0056】
フルブリッジコンバータの4つのセルは全て、入力側をEMIフィルタ45へ向けて並列接続される。燃料電池20からの入力電流リップルの引き寄せを最小化するために、位相は45度インタリーブされる。位相間での均等な電流シェアリングを促進するよう、位相の出力は直列接続される。
【0057】
図6では、+270VDC出力を生成するためにフルブリッジセルのうちの2つが90度インタリーブされているが、他の2つのフルブリッジセルもまた、−270VDC出力を生成するために互いに対して90度インタリーブされている。出力電圧を倍加させ、出力電圧リップルを最小化し、電流を均等にシェアするために、出力は直列接続される。動作時、共通ノード260に対して+/−270VDCが生成される。監視制御装置85の指示により、フルブリッジコンバータ制御装置120はまた、端ノード265及び270の間に約540〜800VDCの範囲の電圧レベルを有する高圧DCを生成するために、フルブリッジセルの動作を制御する。
【0058】
図7は、インタリーブ型インバータ回路トポロジの一実施形態である。この例でインタリーブ型インバータ70は、インタリーブ型フルブリッジコンバータ55から入力電力を受け取る。フルブリッジコンバータ55から供給される入力電力は、約540〜800VDCの範囲の電圧レベルを有する。ここでインタリーブ型インバータ70はフルブリッジコンバータ55からの高圧DCを約400Hzにおいて約230VAC相‐中間電圧(phase−to−neutral voltage)の電圧レベルを有する三相高圧ACへと変換する。
【0059】
インタリーブ型インバータトポロジは2つのスイッチバンク280及び285、4つのインターセル変圧器T1〜T4,3つのフィルタコンデンサバンクを含む。各スイッチバンクは4つのハーフブリッジレグを含む。スイッチバンクを駆動するPWM制御信号は180度インタリーブされる。2つのスイッチバンク280及び285の同相は、対応するインターセル変圧器T1〜T4を介して並列接続される。
【0060】
インバータ制御装置105は、監視制御装置85から通信バス110で受信した制御信号に基づいてPWM制御信号を生成する。インバータ制御装置はまた、1)線305で提供される相‐中間電圧フィードバック、2)線310で提供される相電流フィードバック、及び3)線315で提供されるディファレンシャル電流フィードバック、に応答してPWM制御信号を生成する。対応する電流センサが、インターセル変圧器T1〜T4のそれぞれに関連付けられる。
【0061】
図8は、安定化された航空機供給電圧を供給する給電システムを航空機において使用するために、ユニバーサル電力コンバータ15が航空機320のどこに配置され得るかを例示する。ここでは、ユニバーサル電力コンバータ15の3つの位置、1)航空機320の例えばコックピット近傍の前方部分325、2)航空機320のエンジン/翼近傍の中間部分330、3)航空機320の例えばAPU近傍の機尾部分335、が示される。これらの位置の任意の1つに単一のユニバーサル電力コンバータ15が配置されてもよく、又はこれらの位置の複数に複数のユニバーサル電力コンバータが配置されてもよい。航空機320の設計によっては他の位置も同様に好適であろう。インタリーブ型バックコンバータ、インタリーブ型フルブリッジコンバータ、及びインタリーブ型インバータは、これらの位置のいずれかに定位する一体化されたユニットであり得る。付加的又は代替的に、インタリーブ型バックコンバータ、インタリーブ型フルブリッジコンバータ、及びインタリーブ型インバータは別個のユニットとして航空機320全体に渡り分配されてもよい。
【符号の説明】
【0062】
10 給電システム
15 ユニバーサル電力コンバータ
25 供給出力
27 電力バス
30 供給出力
33 電力バス
40 供給出力
43 電力バス
55 インタリーブ型フルブリッジコンバータ
70 インタリーブ型インバータ
80 制御システム
90 制御信号
100 通信経路
110 通信経路/通信バス
125 通信経路
140 入力コンデンサ
145 出力コンデンサ
150 MOSFET群
155 ダイオード群
160 インダクタ群
165 PWM制御信号
167 制御バス
170 共通ノード
245 参照(4つのフルブリッジセルのうちの1つ)
250、255 フィルタ
260 共通ノード
265、270 端ノード
280、285 スイッチバンク
305、310、315 線
320 航空機
325 前方部分
330 中間部分
335 機尾部分
図1
図2
図3
図4
図5
図6
図7
図8