Patent BR-112015001649-A2 (BR)
Title: sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave
Inventor: ATSUSHI IWASHIMA
IPC: H02J7/02
Filed: 2013-07-29
Abstract: "sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave". campo técnico [0001] a presente invenção refere-se a um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave. particularmente, a presente invenção refere-se a um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave, que é capaz de estabilizar um sistema elétrico que inclui um suprimento de energia ca e um suprimento de energia cc e é acionado eletricamente principalmente pela energia ca. técnica antecedente [0002] tipicamente, como sistemas de energia para uma aeronave, três tipos de sistemas, que são um sistema hidráulico, um sistema de ar de purga e um sistema elétrico, são incorporados dentro de uma aeronave. o sistema hidráulico é empregado para a operação de trens de aterrissagem, superfícies de controle, etc. o sistema de ar de purga é empregado para a operação de dispositivos de condicionamento de ar, dispositivos de aplicação de pressão, dispositivos de degelo, e outros, no interior da aeronave. o sistema elétrico é empregado para a operação de dispositivos elétricos e dispositivos eletrônicos. nos últimos anos, existe uma tendência de que pelo menos uma porção do sistema hidráulico e uma porção do sistema de ar de purga sejam substituídas pelo sistema elétrico tendo uma eficácia maior. por exemplo, como atuadores (incluindo um atuador para controlar a superfície de controle) montados na aeronave, atuadores elétricos (acionados eletricamente) foram usados amplamente, em vez de atuadores hidráulicos convencionais (energizados hidraulicamente). a aeronave em que o sistema hidráulico, o sistema de ar de purga e outro sistema são substituídos tanto quanto possível pelo sistema elétrico, é tipicamente denominada mea (aeronave mais elétrica). [0003] sabe-se que com um progresso da mea, uma troca (flutuação) em uma voltagem de suprimento de energia tende a ocorrer, e o sistema elétrico tende a ser instável. por exemplo, no caso do atuador elétrico, grande energia regenerativa é gerada em um motor de acionamento e, deste modo, uma voltagem no sistema elétrico surge significativamente temporariamente (durante certo tempo). além disso, a energia elétrica é retornada para um gerador provido em um motor e, deste modo, uma caixa de engrenagem de motor pode ser adversamente afetada devido à pressa de voltar. ou, se cargas de energia supridas com a energia elétrica a partir do sistema elétrico, (dispositivos montados na aeronave e supridos com energia elétrica a partir do sistema elétrico) aumentam temporariamente, um decréscimo de voltagem significativo (queda) pode ser gerado. [0004] sabe-se que no sistema elétrico em que o mea progride, várias configurações são empregadas para abordar o aumento de voltagem declarado acima ou o decréscimo de voltagem (queda). por exemplo, sabe-se que para abordar a energia regenerativa a partir do atuador, um resistor é construído em um controlador do atuador. de acordo com esta configuração, a energia regenerativa de um motor de acionamento é convertida em calor pelo resistor e consumida, que impede a energia regenerativa de retornar ao sistema elétrico. sabe-se também que para abordar um decréscimo de voltagem devido a um aumento temporário em cargas de energia, um gerador de energia ca tendo uma capacidade de geração de energia tornada maior em conformidade com o decréscimo de voltagem é empregado. [0005] no entanto, nas configurações convencionais declaradas acima, um peso da aeronave pode provavelmente aumentar. por exemplo, na primeira configuração, um resistor de tamanho grande é requerido para consumir adequadamente a grande energia regenerativa. portanto, o tamanho do controlador do atuador aumenta e o calor gerado aumenta, que causa uma necessidade de um radiador de calor de tamanho grande. devido à incorporação do controlador de tamanho grande e do radiador de calor de tamanho grande dentro da aeronave, o peso da aeronave aumenta. na última configuração, o tamanho do gerador de energia ca aumenta devido ao aumento na capacidade de geração de energia e, portanto, o peso da aeronave aumenta. além do mais, na primeira configuração, embora o radiador de calor seja provido, geração de calor desnecessária ocorre. portanto, é necessário que o controlador seja designado em vista de uma influência da geração de calor. [0006] consequentemente, por exemplo, literatura de patente 1: publicação de patente us no 2009/0302153 divulga um sistema elétrico em que energia elétrica em excesso tal como energia regenerativa é absorvida ou energia elétrica deficiente devido a um aumento de voltagem é compensada, usando um suprimento de energia cc tal como uma bateria e um capacitor, em uma aeronave de tamanho pequeno. lista de citações literatura de patente [0007] literatura de patente 1: publicação de patente us no 2009/0302153 sumário da invenção problema técnico [0008] como mostrado na fig. 14, em um sistema elétrico de uma aeronave comercial típica, energia ca de ac115v e uma frequência constante de 400 hz, ou energia ca de ac230v e uma frequência variável de 360 a 800 hz, é usada principalmente. por comparação, no sistema elétrico divulgado na literatura de patente 1, energia cc de 270v é principalmente usada como representado por uma energia regenerativa (150 ? 200kw) de um atuador de um plano de combate como um exemplo típico. embora a literatura de patente 1 descreva que uma aplicação para energia ca de 115v pode ser feita, mas não divulga explicitamente uma configuração específica disto. portanto, o sistema elétrico divulgado na literatura de patente 1 destinado a um sistema elétrico, que é acionado eletricamente principalmente por cc, não pode ser aplicado sem alguma modificação a um sistema elétrico que é acionado eletricamente principalmente por ca. [0009] a presente invenção foi desenvolvida para resolver os problemas descritos acima, e um objetivo da presente invenção é proporcionar um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave, que é capaz de estabilizar favoravelmente um sistema elétrico enquanto evitando um aumento de peso em uma aeronave incluindo o sistema elétrico que é acionado eletricamente principalmente pela energia ca. solução para o problema [0010] para resolver os problemas acima descritos, de acordo com a presente invenção, é proporcionado um sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave compreendendo pelo menos um sistema elétrico incluindo um suprimento de energia cc e um suprimento de energia ca como um dispositivo de suprimento de energia elétrica e um barramento de energia ca conectado ao suprimento de energia ca, o sistema elétrico sendo configurado para suprir energia elétrica a pelo menos um dispositivo elétrico montado na aeronave, e um dispositivo de estabilização de energia conectado ao barramento de suprimento de energia ca e ao suprimento de energia cc, para estabilizar uma saída do dispositivo de suprimento de energia elétrica; em que o suprimento de energia cc é configurado para absorver a energia regenerativa a partir do dispositivo elétrico e transitoriamente suprir energia elétrica ao dispositivo elétrico; o dispositivo de estabilização de energia inclui: uma seção de conversão de energia incluindo um conversor pwm (modulação de largura de pulso); e uma seção de controle de estabilização de energia para controlar a seção de conversão de energia; e a seção de controle de estabilização de energia monitora pelo menos uma de uma troca em uma voltagem e de uma troca em uma frequência no barramento de suprimento de energia ca, e controla o carregamento/descarregamento do suprimento de energia cc de acordo com um resultado do monitoramento, para estabilizar o sistema elétrico. [0011] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, a aeronave pode incluir uma unidade de energia auxiliar (apu) e uma turbina de ar de impacto (rat); o sistema elétrico pode incluir como o suprimento de energia ca: um iniciador/gerador de apu montado na unidade de energia auxiliar e configurado para gerar energia ca; um gerador de energia ca montado no motor; e um gerador de rat montado na turbina de ar de impacto; o sistema elétrico pode incluir como o suprimento de energia cc; pelo menos uma de uma bateria secundária e um capacitor, o suprimento de energia cc e o iniciador/gerador de apu pode ser cada um conectado ao dispositivo de estabilização de energia; o gerador de energia ca e o gerador de rat podem ser conectados ao dispositivo de estabilização de energia a partir do barramento de suprimento de energia ca; e o iniciador/gerador de apu pode ser conectado ao dispositivo de estabilização de energia através do barramento de suprimento de energia ca. [0012] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o sistema elétrico pode incluir um relé de suprimento de energia através do qual a seção de conversão de energia é conectada à unidade de energia auxiliar ou ao gerador de energia ca; em que em um estado em que a unidade de energia auxiliar é desativada e a seção de conversão de energia é conectada ao iniciador/gerador de apu por comutação do relé de suprimento de energia, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a converter a energia cc a partir do suprimento de energia cc em energia ca e suprir a energia ca ao iniciador/gerador de apu para iniciar a unidade de energia auxiliar. [0013] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o sistema elétrico pode incluir um relé de suprimento de energia através do qual a seção de conversão de energia é conectada ao iniciador/gerador de apu ou ao gerador de energia ca; em que em um estado onde o suprimento de energia cc está em um estado carregável e a seção de conversão de energia é conectada ao gerador de energia ca ou ao iniciador/gerador de apu por comutação do relé de suprimento de energia, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a converter a energia ca a partir do gerador de energia ca ou do iniciador/gerador de apu na energia cc e suprir a energia cc ao suprimento de energia cc para carregar o suprimento de energia cc. [0014] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o pelo menos um dispositivo elétrico pode ser conectado ao barramento de suprimento de energia ca em um estado onde a energia ca não é suprida a partir do gerador de energia ca ao dispositivo elétrico através do barramento de suprimento de energia ca, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a converter a energia cc a partir do suprimento de energia cc em energia ca e suprir a energia ca ao dispositivo elétrico através o barramento de suprimento de energia ca durante um período de tempo especificado. [0015] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o sistema elétrico pode incluir: um barramento essencial suprido com a energia elétrica a partir do gerador de energia ca através do barramento de suprimento de energia ca e tendo uma voltagem classificada mais baixa do que o suprimento de energia cc; e um conversor de voltagem interposto entre o barramento essencial e o suprimento de energia cc; em que o suprimento de energia cc pode estar sempre conectado ao barramento essencial através da seção de conversão de energia; e em que em um estado onde a energia ca não é suprida a partir do gerador de energia ca ao barramento essencial, a energia elétrica pode ser suprida ao barramento essencial sem corte. [0016] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, em um estado em que o gerador de energia ca é desativado e a energia ca é suprida a partir do gerador de rat no barramento de suprimento de energia ca, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia para converter a energia ca a partir do gerador de rat em energia cc e suprir a energia cc ao barramento essencial. [0017] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, a aeronave pode incluir uma unidade de energia auxiliar e pelo menos um motor provido com gerador de energia ca em cada um dos lados direito e esquerdo; o barramento de suprimento de energia ca pode incluir um barramento de suprimento de energia ca provido no lado esquerdo e conectado ao gerador de energia ca provido no lado esquerdo, e um barramento de suprimento de energia ca provido no lado direito e conectado ao gerador de energia ca provido no lado direito; em que o sistema elétrico pode incluir dois sistemas elétricos que são: um sistema elétrico esquerdo incluindo o gerador de energia ca provido no lado esquerdo, o barramento de suprimento de energia ca provido ao lado esquerdo, o suprimento de energia cc, o dispositivo de estabilização de energia, e o barramento essencial; e um sistema elétrico direito incluindo o gerador de energia ca provido no lado direito, o barramento de suprimento de energia ca provido no lado direito, o suprimento de energia cc, o dispositivo de estabilização de energia, e o barramento essencial; e os condutores gerais de suprimento de energia ca direito e esquerdo podem ser conectados um ao outro através de um relé de suprimento de energia, os condutores gerais de suprimento de energia ca direito e esquerdo podem ser conectados ao iniciador/gerador de apu através de relés de suprimento de energia; e os condutores gerais essenciais direito e esquerdo podem ser conectados um ao outro através de um relé de suprimento de energia. [0018] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, a seção de controle de estabilização de energia pode medir pelo menos uma da voltagem e da frequência no barramento de suprimento de energia ca e determina que um valor de retardo de primeira ordem de um valor de medição de pelo menos uma da voltagem e da frequência é um valor-alvo no controle; e a seção de controle de estabilização de energia pode controlar o carregamento/descarregamento do suprimento de energia cc baseado em uma diferença entre o valor-alvo e o valor de medição. [0019] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, a seção de controle de estabilização de energia pode monitorar um estado de carga (soc) do suprimento de energia cc e pode fazer compensação para a quantidade de carregamento/descarregamento do suprimento de energia cc baseado em uma diferença entre um valor de medição do soc e um valor-alvo pré-fixado de uma taxa de carregamento. [0020] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, a seção de controle de estabilização de energia pode multiplicar uma diferença entre o valor-alvo e o valor de medição por uma constante proporcional pré-fixada para a energia ativa ou a energia reativa, para gerar um sinal de comando de energia da energia ativa ou um sinal de comando de energia da energia reativa; a seção de controle de estabilização de energia pode gerar um valor de compensação ativo de uma diferença entre um valor de medição de soc do suprimento de energia cc e um valor-alvo pré-fixado do soc; a seção de controle de estabilização de energia pode adicionar o valor de compensação de energia ativa a um valor de base que é o sinal de comando de energia gerado da energia ativa para gerar um valor final do sinal de comando de energia da energia ativa; e a seção de controle de estabilização de energia pode controlar o carregamento/descarregamento do suprimento de energia cc baseado no sinal de comando de energia da energia reativa e no valor final do sinal de comando de energia da energia ativa. [0021] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o sistema de estabilização de sistema elétrico pode adicionar ao valor de base do sinal de comando de energia da energia ativa, o valor de compensação de energia ativa e um valor de compensação de sobrecarga pré-fixado para suprir energia elétrica auxiliar a partir do suprimento de energia cc para o barramento de suprimento de energia ca, para gerar um valor final do sinal de comando de energia da energia ativa. [0022] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, quando a energia ca gerada no suprimento de energia ca tem uma frequência variável, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a carregar o suprimento de energia cc com energia ativa em proporção a um aumento de voltagem, para produzir energia reativa com um fator de energia principal em proporção ao aumento de voltagem, ou a carregar o suprimento de energia cc com a energia ativa em proporção ao aumento de voltagem e produzir a energia reativa com o fator de energia principal em proporção ao aumento de voltagem, se o aumento de voltagem é monitorado; e em que a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a descarregar a energia ativa a partir do suprimento de energia cc em proporção a um aumento de voltagem, para produzir energia reativa com um fator de energia de retardo em proporção à diminuição na voltagem, ou a descarregar a energia ativa a partir do suprimento de energia cc em proporção ao decréscimo na voltagem e produzir a energia reativa com o fator de energia de retardo em proporção ao decréscimo na voltagem, se o decréscimo na voltagem é monitorado. [0023] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, quando a energia ca gerada no suprimento de energia ca tem uma frequência constante; a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a carregar o suprimento de energia cc com energia ativa, em proporção a um aumento de frequência se o aumento de frequência é monitorado; e em que a seção de controle de estabilização de energia leva a seção de conversão de energia a descarregar a energia ativa a partir do suprimento de energia cc em proporção ao decréscimo de frequência se um decréscimo de frequência é monitorado. [0024] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, quando a energia ca gerada no suprimento de energia ca tem uma frequência constante, a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia para produzir energia reativa de um fator de energia principal em proporção a um aumento de voltagem se o aumento de voltagem é monitorado; e a seção de controle de estabilização de energia pode levar a seção de conversão de energia a produzir energia reativa de um fator de energia de retardo em proporção a um decréscimo na voltagem se o decréscimo na voltagem é monitorado. [0025] no sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave tendo a configuração acima, o dispositivo elétrico pode ser um atuador para controlar uma superfície de controle. [0026] o sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave, na aeronave tendo a configuração acima, pelo menos tanto um sistema hidráulico ou um sistema de ar de purga pode ser acionado eletricamente; o sistema elétrico pode incluir um barramento de suprimento de energia cc conectado a um controlador do dispositivo elétrico; e um controlador do sistema hidráulico ou sistema de ar de purga que é acionado eletricamente é conectado ao barramento de suprimento de energia cc. [0027] para resolver os problemas descritos acima, de acordo com a presente invenção, é proporcionado um método de estabilizar um sistema elétrico para aeronave, o sistema elétrico incluindo um suprimento de energia cc e um suprimento de energia ca como um dispositivo de suprimento de energia elétrica, e um barramento de suprimento de energia ca conectado ao suprimento de energia ca, o sistema elétrico sendo configurado para suprir energia elétrica a pelo menos um dispositivo elétrico montado na aeronave; o método compreendendo: usar como o suprimento de energia cc um suprimento de energia cc configurado para absorver energia regenerativa a partir do dispositivo elétrico e transitoriamente suprir energia elétrica ao dispositivo elétrico; e monitorar pelo menos uma de uma troca em uma voltagem e uma troca em uma frequência no barramento de suprimento de energia ca e controlar o carregamento/descarregamento do suprimento de energia cc baseado em um resultado do monitoramento, deste modo estabilizando o sistema elétrico. [0028] os objetivos, características e vantagens acima e outros da presente invenção serão mais totalmente evidentes a partir da seguinte descrição detalhada de modalidades preferidas com referência aos desenhos em anexo. efeitos vantajosos da invenção [0029] como descrito acima, de acordo com a presente invenção, obtém-se um efeito vantajoso que proporciona um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave, que é capaz de estabilizar favoravelmente um sistema elétrico enquanto evitando um aumento de peso em uma aeronave incluindo um sistema elétrico que é acionado eletricamente principalmente por uma energia ca. breve descrição dos desenhos [0030] a fig. 1 é um diagrama de bloco esquemático mostrando uma configuração exemplar de um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave de acordo com uma modalidade da presente invenção. [0031] a fig. 2 é um diagrama de bloco mostrando uma configuração esquemática exemplar de um dispositivo de estabilização de energia ca no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0032] a fig. 3 é um diagrama de bloco esquemático mostrando componentes principais no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1 e mostrando um estado exemplar em que uma apu é iniciada pelo dispositivo de estabilização de energia ca da fig. 2. [0033] a fig. 4 é um diagrama de bloco esquemático mostrando componentes maiores no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 2 e mostrando um estado exemplar em que o carregamento/descarregamento de uma bateria secundária é controlado pelo dispositivo de estabilização de energia ca da fig. 2. [0034] a fig. 5a é um diagrama de bloco esquemático mostrando um circuito de controle de carregamento/descarregamento exemplar incluído em uma seção de controle de estabilização de energia no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 2, e a fig. 5b é um diagrama de bloco esquemático mostrando um circuito de compensação de soc incluído na seção de controle de estabilização de energia. [0035] a fig. 6 é um diagrama de bloco esquemático mostrando outro exemplo do circuito de controle de carregamento/descarregamento incluído na seção de controle de estabilização de energia no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 2. [0036] a fig. 7 é uma vista esquemática mostrando uma transição de estado exemplar sob controle realizada pelo dispositivo de estabilização de energia ca no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0037] a fig. 8a é um diagrama de bloco esquemático mostrando um estado em que energia elétrica é suprida a partir da bateria secundária (suprimento de energia cc) quando uma unidade de energia auxiliar é iniciada, no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1, e a fig. 8b é um diagrama de bloco esquemático mostrando um estado em que energia elétrica é suprida a partir do gerador de energia ca (suprimento de energia ca) em um estado normal, no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0038] a fig. 9 é um diagrama de bloco esquemático mostrando um estado em que energia regenerativa gerada em um atuador é absorvida e energia elétrica deficiente devido a um decréscimo de voltagem (queda) é compensada no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0039] a fig. 10 é um diagrama de bloco esquemático mostrando um estado em que energia elétrica é suprida a partir da bateria secundária (suprimento de energia cc) a um atuador e a um barramento essencial no caso onde uma situação em que nenhuma energia elétrica é suprida a partir do gerador de energia ca (suprimento de energia ca) ocorre, no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0040] a fig. 11 é um diagrama de bloco esquemático mostrando um estado em que energia elétrica é suprida de um gerador de turbina de ar de impacto para o atuador e para o barramento essencial, no sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da fig. 1. [0041] a fig. 12 é um diagrama de bloco mostrando outro circuito de controle de carregamento/descarregamento exemplar da fig. 5a. [0042] a fig. 13 é um diagrama de bloco mostrando outro circuito de controle de carregamento/descarregamento exemplar da fig. 6. [0043] a fig. 14 é um diagrama de bloco esquemático mostrando uma configuração exemplar de um sistema elétrico geral convencional para uma aeronave. descrição das modalidades [0044] a seguir, modalidades preferidas da presente invenção serão descritas com referência aos desenhos. por todos os desenhos, os componentes iguais ou correspondentes são designados pelos mesmos números de referência e não serão descritos em repetição. [0045] configuração geral de sistema de estabilização de sistema elétrico para aeronave [0046] primeiramente, uma configuração total exemplar de um sistema de estabilização de sistema elétrico para uma aeronave de acordo com a modalidade 1 da presente invenção será descrita especificamente com referência à fig. 1. [0047] o sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave de acordo com a presente modalidade é incorporada na aeronave incluindo sistemas elétricos que são acionados eletricamente principalmente por ca. a aeronave pode ser configurada de modo que o sistema elétrico que é um dos sistemas de energia é acionado eletricamente principalmente por ca ou pelo menos um de um sistema hidráulico e um sistema de ar de purga é acionado eletricamente principalmente por ca além do sistema elétrico. [0048] ou, a aeronave da presente modalidade pode ser configurada de modo que somente uma porção do sistema hidráulico, somente uma porção do sistema de ar de purga, ou somente uma porção do sistema hidráulico e uma porção do sistema de ar de purga são acionadas eletricamente principalmente por ca. por exemplo, como uma configuração em que somente uma porção do sistema hidráulico é acionada eletricamente, uma porção ou todo de pelo menos um atuador (a seguir referido simplesmente como "atuador de superfície de controle" para explicação mais fácil) usada para controlar a superfície de controle pode ser acionada eletricamente. [0049] como mostrado na fig. 1, a aeronave da presente modalidade inclui um motor esquerdo 11l, um motor direito 11r, uma unidade de energia auxiliar (apu) 12 e uma turbina de ar de impacto (rat) 17. o motor esquerdo 11l e o motor direito 11r são motores propulsores da aeronave, e incluem um gerador de energia ca 14l e um gerador de energia ca 14r, respectivamente. [0050] a apu 12 é uma fonte de energia auxiliar provida separadamente a partir dos motores 11l, 11r. a apu 12 é atuada pela combustão de um combustível como os motores 11l, 11r. a apu 12 também inclui um iniciador/gerador de apu 124 como um gerador de energia ca. o rat 17 é uma fonte de energia auxiliar provida separadamente a partir de apu 12. a rat 17 é armazenada no interior da aeronave durante um estado normal e é implantada no exterior da aeronave em emergências, etc. a rat 17 implantada no exterior da aeronave é atuada por um fluxo de ar (vento de voo) gerado pelo voo da aeronave. a rat 17 inclui um gerador de rat 171 como um gerador de energia ca. [0051] a apu 12 é usada para ativar o motor esquerdo 11l e o motor direito 11r como descrito posteriormente, além do uso como a fonte de energia em emergências. por comparação, a rat 17 é fundamentalmente uma fonte de energia em emergências, e é configurado para suprir energia elétrica necessária e mínima para capacitar a aeronave voar com segurança em emergências. [0052] como mostrado na fig. 1, o sistema de estabilização de sistema elétrico para a aeronave da presente modalidade, que é aplicado à aeronave, inclui pelo menos um sistema elétrico esquerdo 20l, um sistema elétrico direito 20r, um dispositivo de estabilização de energia ca 30l conectado ao sistema elétrico esquerdo 20l, uma bateria secundária 13l conectada ao sistema elétrico esquerdo 20l, um dispositivo de estabilização de energia ca 30r conectado ao sistema elétrico direito 20r e uma bateria secundária 13r conectada ao sistema elétrico direito 20r. [0053] o sistema elétrico esquerdo 20l inclui como dispositivos de suprimento de energia, o gerador de energia ca 14l do motor esquerdo 11l, o iniciador/gerador de apu 124 da ap