способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата, согласно которому создают подсистему электроснабжения переменного тока, состоящую из двух основных каналов с приводами-генераторами, резервно-аварийного канала с генератором вспомогательной силовой установки (ВСУ), узла подключения аэродромного источника электроэнергии и шин переменного тока левого и правого бортов, а также подсистему электроснабжения постоянного тока, состоящую из двух каналов с выпрямительными устройствами (ВУ), двух аккумуляторных батарей, отключаемых и аварийных шин постоянного тока левого и правого бортов, при этом на аэродроме при незапущенных маршевых двигателях электроснабжение переменным током производят от аэродромного источника, после запуска основной силовой установки подключают соответствующие приводы-генераторы к шинам переменного тока левого и правого бортов, в полете при отказе одного из приводов-генераторов или при его отключении вследствие останова двигателя основной силовой установки производят запуск ВСУ, включают генератор ВСУ и подключают его к шине борта с неработающим приводом-генератором, при одиночной работе любого из источников электроэнергии шины переменного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от этого источника, при наличии напряжения на шинах переменного тока левого и правого бортов вводят в работу оба ВУ, левым ВУ запитывают отключаемую и аварийную шины постоянного тока левого борта, а правым ВУ - отключаемую и аварийную шины правого борта, работу каждого ВУ осуществляют параллельно с соответствующей аккумуляторной батареей, при запуске ВСУ в полете шины постоянного тока левого и правого бортов разъединяют, при отказе одного из ВУ шины постоянного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от одного работающего ВУ, при отключении двух ВУ вследствие обесточивания шин переменного тока обоих бортов отключают отключаемые шины левого и правого бортов, а аварийные шины левого и правого бортов объединяют и запитывают от обеих аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что на аэродроме в режиме автономного базирования при незапущенных маршевых двигателях электроснабжение переменным током производят от генератора ВСУ, а при совместной работе аэродромного источника и генератора ВСУ шину левого борта запитывают от аэродромного источника, а шину правого борта - от генератора ВСУ, при совместной работе приводов-генераторов с аэродромным источником и генератором ВСУ приводы-генераторы наделяют приоритетом и осуществляют питание шины левого борта - от левого привода-генератора, а шины правого борта - от правого привода-генератора, при запуске ВСУ на земле шины постоянного тока левого и правого бортов разъединяют в случае запуска от одного борта и объединяют при запуске от двух бортов, при этом каждый канал в подсистемах электроснабжения переменного и постоянного тока снабжают встроенной системой контроля, с помощью которой контролируют работу канала перед его подключением в режиме полного контроля с использованием внутренних стимулирующих команд, а после подключения в режиме сопровождения - непрерывно, контроль системы в целом осуществляют бортовой автоматизированной системой контроля в наземном и непрерывном режимах.

2. Способ электроснабжения по п.1, отличающийся тем, что установленную мощность каждого привода-генератора и генератора ВСУ выбирают достаточной для обеспечения электроэнергией всех бортовых систем летательного аппарата при работе одного из указанных источников электроснабжения.

3. Способ электроснабжения по п.1, отличающийся тем, что переключение электрических цепей в подсистемах электроснабжения переменного и постоянного тока осуществляют с помощью контакторов в соответствии с таблицами состояний.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному электрооборудованию и предназначено для использования при обеспечении электроэнергией приемников электроэнергии летательного аппарата на всех предусмотренных режимах его эксплуатации.

Известен способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата, основанный на создании подсистемы переменного тока с приводами-генераторами, генератором вспомогательной установки (ВСУ) и аэродромным источником, переключаемыми с помощью коммутаторов по сигналам микропроцессорного органа управления, а также подсистемы постоянного тока (GB 2052185 А, Н 02 J 4/00, 21.01.1981).

Недостатки известного способа определяются ограниченными возможностями управления режимами подсистем, особенно подсистемы постоянного тока, а также неудобством наземного обслуживания.

Наиболее близким к предложенному является способ электроснабжения бортовых систем летательного аппарата, согласно которому создают подсистему электроснабжения переменного тока с приводами-генераторами, генератором ВСУ, аэродромным источником электроэнергии и шинами переменного тока, а также подсистему электроснабжения постоянного тока с выпрямительными устройствами (ВУ), аккумуляторными батареями и шинами постоянного тока, подключают соответствующие приводы-генераторы к шинам переменного тока левого и правого бортов, в полете при необходимости включают генератор ВСУ и подключают его к шине борта с неработающим приводом-генератором, при одиночной работе любого из источников электроэнергии шины переменного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от этого источника, при наличии напряжения на шинах переменного тока левого и правого бортов соответствующими ВУ запитывают отключаемую и аварийную шины постоянного тока левого и правого бортов, при отказе одного из ВУ шины постоянного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от одного работающего ВУ, при отключении двух ВУ отключают отключаемые шины левого и правого бортов, а аварийные шины левого и правого бортов объединяют и запитывают от аккумуляторных батарей (SU 1817623 А1, Н 02 J 9/06, 20.09.1995).

Однако известный способ не обеспечивает приемлемое приспособление конфигурации общей системы электроснабжения к изменяющимся условиям эксплуатации, что отрицательно сказывается на надежности ее работы.

Задачей изобретения является обеспечение повышенных гибкости и надежности электроснабжения потребителей летательного аппарата.

Поставленная задача решается тем, что в способе электроснабжения бортовых систем летательного аппарата, согласно которому создают подсистему электроснабжения переменного тока, состоящую из двух основных каналов с приводами-генераторами, резервно-аварийного канала с генератором вспомогательной силовой установки (ВСУ), узла подключения аэродромного источника электроэнергии и шин переменного тока левого и правого бортов, а также подсистему электроснабжения постоянного тока, состоящую из двух каналов с выпрямительными устройствами (ВУ), двух аккумуляторных батарей, отключаемых и аварийных шин постоянного тока левого и правого бортов, при этом на аэродроме при незапущенных маршевых двигателях электроснабжение переменным током производят от аэродромного источника, после запуска основной силовой установки подключают соответствующие приводы-генераторы к шинам переменного тока левого и правого бортов, в полете при отказе одного из приводов-генераторов или при его отключении вследствие останова двигателя основной силовой установки производят запуск ВСУ, включают генератор ВСУ и подключают его к шине борта с неработающим приводом-генератором, при одиночной работе любого из источников электроэнергии шины переменного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от этого источника, при наличии напряжения на шинах переменного тока левого и правого бортов вводят в работу оба ВУ, левым ВУ запитывают отключаемую и аварийную шины постоянного тока левого борта, а правым ВУ - отключаемую и аварийную шины правого борта, работу каждого ВУ осуществляют параллельно с соответствующей аккумуляторной батареей, при запуске ВСУ в полете шины постоянного тока левого и правого бортов разъединяют, при отказе одного из ВУ шины постоянного тока левого и правого бортов объединяют и запитывают от одного работающего ВУ, при отключении двух ВУ вследствие обесточивания шин переменного тока обоих бортов отключают отключаемые шины левого и правого бортов, а аварийные шины левого и правого бортов объединяют и запитывают от обеих аккумуляторных батарей, на аэродроме в режиме автономного базирования при незапущенных маршевых двигателях электроснабжение переменным током производят от генератора ВСУ, а при совместной работе аэродромного источника и генератора ВСУ шину левого борта запитывают от аэродромного источника, а шину правого борта - от генератора ВСУ, при совместной работе приводов-генераторов с аэродромным источником и генератором ВСУ приводы-генераторы наделяют приоритетом и осуществляют питание шины левого борта - от левого привода-генератора, а шины правого борта - от правого привода-генератора, при запуске ВСУ на земле шины постоянного тока левого и правого бортов разъединяют в случае запуска от одного борта и объединяют при запуске от двух бортов, при этом каждый канал в подсистемах электроснабжения переменного и постоянного тока снабжают встроенной системой контроля, с помощью которой контролируют работу канала перед его подключением в режиме полного контроля с использованием внутренних стимулирующих команд, а после подключения в режиме сопровождения непрерывно, контроль системы в целом осуществляют бортовой автоматизированной системой контроля в наземном и непрерывном режимах.

Решению поставленной задачи способствуют частные существенные признаки изобретения.

Установленную мощность каждого привода-генератора и генератора ВСУ выбирают достаточной для обеспечения электроэнергией всех бортовых систем летательного аппарата при работе одного из указанных источников электроснабжения.

Переключение электрических цепей в подсистемах электроснабжения переменного и постоянного тока осуществляют с помощью контакторов в соответствии с таблицами состояний.

На фиг.1 и 2 представлены электрические схемы подсистем соответственно переменного и постоянного токов, с помощью которых реализуется предложенный способ.

На фиг.1 обозначены: левый привод-генератор 1 (ГПЗ 1), правый привод-генератор 2 (ГПЗ 1), генератор 3 ВСУ (P/N 20032), узел 4 подключения аэродромного источника электроэнергии (ШРАП-400-3Ф), шины 5 и 6 переменного тока (115 В, 400 Гц) соответственно левого и правого бортов, контакторы 7 (К1), 8 (К3), 9 (К11), 10 (К10), 11 (К2), блоки 12-14 регулирования, защиты и управления (БРЗУ 15 ВО 3 сер.), блок 15 чередования фаз (БЧФ-208), блоки 16-18 датчиков тока (БДТ16К и DPCT P/N 20732), левое ВУ 19 (ВУ6БКФ) и правое ВУ 20 (ВУ6БКФ).

На фиг.2 обозначены: левое ВУ 19, правое ВУ 20, левая аккумуляторная батарея 21 (KSX25P-A-TCC), правая аккумуляторная батарея 22 (KSX25P-A-ТСС), аварийные шины 23 и 24 постоянного тока (27 В) соответственно левого и правого бортов, отключаемые шины 25 и 26 постоянного тока (27 В) соответственно левого и правого бортов, контакторы 27 (К2), 28 (К6), 29 (К5), 30 (К1), 31 (К4), 32 (К3), 33 (К2), аппараты 34 и 35 защиты и управления ВУ (АЗУВУ200Б), электростартер 36 ВСУ.

Данная авиационная система электроснабжения (СЭС) предназначена для обеспечения электроэнергией бортовых систем (приемников электроэнергии) летательного аппарата на всех предусмотренных режимах его эксплуатации. Параметры качества электроэнергии, производимой системой, соответствуют ГОСТ 19705-89 и MILSTD704E.

СЭС состоит из двух подсистем:

- СЭС~ - подсистемы электроснабжения переменного тока номинальным напряжением 115/200 В стабильной номинальной частотой 400 Гц;

- СЭС= - подсистемы электроснабжения постоянного тока номинальным напряжением 27В.

СЭС~ и СЭС= включают в себя системы генерирования переменного и постоянного тока.

Работа СЭС происходит следующим образом.

На аэродроме при незапущенных маршевых двигателях электроснабжение переменным током производится от аэродромного источника через узел 4 подключения или от генератора 3 ВСУ - в режиме автономного базирования. Возможна совместная работа аэродромного источника и генератора 3 ВСУ, при этом от аэродромного источника запитывается шина 5 левого борта, а от генератора 3 ВСУ - шина 6 правого борта.

После запуска основной силовой установки подключаются приводы-генераторы 1 и 2 - основные источники. Схема выполнена с приоритетом основных источников, поэтому даже при работе аэродромного источника и генератора 3 ВСУ шина 5 левого борта запитывается от основного левого привода-генератора 1, а шина 6 правого борта - от правого привода-генератора 2.

В полете при отказе одного из приводов-генераторов 1, 2 или при его отключении (вследствие отказа (останова) двигателя основной силовой установки) производится запуск ВСУ и автоматически включается генератор 3 ВСУ, который подключается к шине неработающего основного генератора (летчик включает выключатель генератора ВСУ для того, чтобы при касании ВПП при приземлении генератор не отключился).

Мощность каждого из приводов-генераторов и генератора ВСУ - 16 кВА (до 10 км) - позволяет обеспечить электроэнергией все бортовые системы летательного аппарата, даже при работе одного из указанных источников.

При работе любого источника электроэнергии переменного тока шины 5 и 6 левого и правого бортов автоматически объединяются и запитываются от указанного источника.

В зависимости от количества работающих источников изменяются адреса питания шин 5 и 6 левого и правого бортов посредством переключающих контакторов. Все состояния СЭС~ приведены в “Таблице состояний СЭС переменного тока” (табл.1). Состояния представлены для работы СЭС~ с учетом отказов и отключений источников. Указанные состояния используются в качестве эталона при анализе работы системы.

При наличии переменного тока на шинах 5 и 6 левого и правого бортов работают оба ВУ 19 и 20. Левое ВУ 19 запитывает левый борт постоянного тока (шину 23 лев. авар. и шину 25 лев. откл.), правое ВУ запитывает правый борт постоянного тока (шину 24 прав. авар. и шину 26 прав. откл.).

Каждое из ВУ 19, 20 работает параллельно с одной аккумуляторной батареей левой 21 и правой 22 соответственно. Таким образом, организованы два независимых канала (“борта”) электропитания приемников - бортовых систем.

При отказе одного из ВУ 19, 20 шины (“борта”) объединяются контактором объединения бортов и запитываются от одного работающего ВУ. Мощность каждого из ВУ 19, 20 - 6 кВт - достаточна для обеспечения электропитания всех бортовых систем.

При отключении обоих ВУ 19, 20 вследствие обесточивания обеих шин (“бортов”) переменного тока отключаются отключаемые шины 25 лев. откл. и 26 прав. откл., а шины 23 лев. авар. и 24 прав. авар. - объединяются и запитываются от обоих аккумуляторных батарей 21, 22.

При запуске ВСУ (подключении электростартера 36 ВСУ) шины левого и правого бортов:

- в полете - разъединяются;

- на земле - разъединяются при запуске ВСУ от одного борта;

- на земле - объединяются при запуске ВСУ от двух бортов.

В зависимости от количества работающих ВУ и вида запуска ВСУ (подключения электростартера 36 ВСУ), изменяются адреса питания шин постоянного тока.

Все состояния СЭС= приведены в “Таблице состояний СЭС постоянного тока” (табл.2). Состояния представлены для работы СЭС= с учетом отказов и отключений источников электроэнергии. Указанные состояния используются в качестве эталона при анализе работы системы.

Для анализа приведенных таблиц, в частности табл. 2, приведем необходимые пояснения.

При подключении электростартера 36 ВСУ в СЭС выдается команда (сигнал) “ЗАП ВСУ”, при этом:

а) в полете и на аэродроме - при положении переключателя режима запуска “Запуск ВСУ-1” - запуск производится от “одного борта” (от ВУлев. 19 + аккум. лев.21 или от одного аккум. лев. 21);

б) на аэродроме - при положении переключателя режима запуска “Запуск ВСУ-2” - запуск производится от “двух бортов” (борта объединены, запуск от всех работающих источников).

Для источников ВУ лев. 19 и ВУ прав. 20:

“+” - ВУ нормально работает и отдает ток 1,5 А (соответствующий признак - “1”);

“-” - ВУ - отказал или отключен, т.е. не отдает ток 1,5 А (соответствующий признак - “0”).

Для контакторов:

“+” - контур замкнут;

“-” - контур разомкнут.

Положение контакторов и адреса питания шин приведены для работы СЭС без отказов - при каждом состоянии источников и режима запуска ВСУ (положении переключателя режима).

В дополнение к состояниям С=1, С=2...С=12, указанным в табл.2, следует указать состояние С=13 - неопределенное состояние СЭС=, при котором:

а) работает встроенная система контроля (ВСК) одного из каналов (ВУ);

б) происходит срабатывание или отпускание контактов одного из аппаратов 34 и 35 защиты и управления ВУ.

Контакторы 27 (К8) и 28 (К9) устанавливаются дополнительно при использовании выпрямительного устройства ВУ6БК вместо ВУ6БК+.

Условия срабатывания контакторов:

30 (К1) - при отключении одного из двух ВУ 19, 20;

33 (К2), 32 (К3) - при подключении соответствующей из аккумуляторных батарей 21, 22;

31 (К4), 29 (К5) - при отключении обоих ВУ 19, 20 и на время подключения стартера 36 ВУС при работе одного ВУ;

27 (К8), 28 (К9) - при наличии переменного тока на выходе соответствующего ВУ (сигналы формируются встроенными блоками контроля ВУ).

При запуске ВУС в полете и на земле от одного “борта” (одной аккумуляторной батареи) контактор 30 (К1) размыкается на время подключения стартера - по сигналу на системы запуска ВСУ.

При запуске ВСУ на земле от двух “бортов” (двух аккумуляторных батарей) контактор 30 (К1) замыкается.

Каждый канал СЭС - с бортовым генератором и с ВУ имеет встроенную систему контроля (ВСК), которая контролирует работу канала в двух режимах:

а) в режиме полного контроля (с использованием внутренних стимулирующих команд) - перед подключением канала;

б) в режиме сопровождения (непрерывно) - после подключения канала.

ВСК каналов контролируют локальные зоны системы и не охватывают контролем всю систему, поэтому контроль системы в целом обеспечивается бортовыми автоматизированными средствами контроля, включающими в себя систему БАСК (СУОСО).

Виды контроля СЭС средствами БАСК:

- непрерывный;

- наземный.

Непрерывный контроль производится автоматически и непрерывно с момента начала работы БАСК, для его проведения не требуются действия экипажа и обслуживающего персонала и не требуются стимулирующие команды.

При непрерывном контроле последовательно:

а) контролируется состояние источников электроэнергии (каналов генерирования): “работает” - “отказал (отключен)”;

б) по состоянию источников определяется текущее состояние систем переменного и постоянного тока: С~1, С~2... С~17 и С=1, С=2... С=13, соответственно табл. 1 и 2 для систем переменного и постоянного тока;

в) контролируется наличие напряжения на шинах системы, и проверяются линии (адреса) их питания на соответствие эталонам табл. 1 и 2 для систем переменного и постоянного тока.

В процессе контроля выявляются и регистрируются отказавшие элементы (КСЕ), формируется кадр состояния системы на МФЦИ КСЭИ и формируются сообщения и инструкции экипажу на МФЦИ КСЭИ и АРО. При непрерывном контроле не могут быть проверены резервные элементы и элементы, выполняющие защитные функции, не работающие в данном (текущем) состоянии системы. Поэтому для контроля указанных элементов предусмотрены дополнительные виды контроля, используемые только на земле.

Наземные виды контроля:

- контроль левого аппарата 34 защиты и управления ВУ;

- контроль правого аппарата 35 защиты и управления ВУ;

- контроль блока 13 регулирования защиты и управления ВСУ;

- углубленный контроль системы постоянного тока;

- углубленный контроль системы в целом.

Контроль левого 34 (правого 35) аппарата защиты и управления ВУ запускается техником на земле и включает в себя следующее:

а) контроль срабатывания аппарата защиты и управления ВУ;

б) взвод (восстановление работы) аппарата защиты и управления ВУ.

В процессе контроля используются стимулирующие команды. Контроль может быть проведен автоматически - с автоматическим взводом (восстановлением) аппарата защиты и управления ВУ или в ручном режиме, при котором требуется взвод аппарата защиты и управления ВУ после окончания контроля.

Контроль блока 13 регулирования защиты и управления ВСУ проводится при незапущенной ВСУ по соответствующей стимулирующей команде. Встроенная система контроля блока проверяет работоспособность защит.

Углубленный контроль системы постоянного тока может производиться только на аэродроме (земле) при незапущенных или запущенных двигателях при работе от аэродромного источника или от любого из приводов-генераторов 1 и 2. Для проведения данного вида контроля требуется стимулирующая команда от БАСК, запускающая данный вид контроля, стимулирующая команда от БАСК, по которой СЭС= работает в режиме имитации электропитания стартера ВСУ, а также стимулирующие команды от БАСК для отключения и восстановления (взвода) АЗУВУ (4 шт. - по две на канал), с помощью которых автоматически (по алгоритму) отключается и включается каждый из каналов СЭС=.

В процессе контроля СЭС= последовательно и автоматически переводится в состояния: С=1, С=2... С=8 и указанные состояния сравниваются с эталонами состояний, приведенными в табл.1 “Состояний системы электроснабжения постоянного тока”, что позволяет проверить работоспособность резервных элементов СЭС= и ее релейной схемы управления. При этом СЭС- контролируется в режиме непрерывного контроля. После окончания углубленного контроля системы постоянного тока, автоматически продолжается режим непрерывного контроля.

Углубленный контроль системы в целом.

Углубленный контроль системы в целом производится на аэродроме (земле) при работающих двигателях и ВСУ, с аэродромным источником электроэнергии или без него. Для проведения углубленного контроля СЭС для подсистем электроснабжения переменного и постоянного тока требуются стимулирующие команды от БАСК, разрешающие проводить данный вид контроля. При проведении контроля оператор по инструкциям, выдаваемым на МФЦИ КСЭИ в диалоговом режиме, производит следующее:

- запускает ВСУ и двигатели основной силовой установки;

- включает генератор 3 ВСУ в начале контроля, отключает его в процессе контроля и вновь включает после окончания контроля, если отсутствует (не работает) аэродромный источник электроэнергии;

- отключает основные приводы-генераторы 1 и 2 (левый и правый);

- отключает аэродромный источник (при его наличии) после подключения генератора 3 ВСУ и вновь включает его перед окончанием контроля.

В процессе проведения контроля используются также две стимулирующие команды, с помощью которых автоматически (по алгоритму) включается и отключается соответствующий - левый или правый - канал СЭС-.

При углубленном контроле системы в целом в первой фазе контроля производится углубленный контроль подсистемы постоянного тока, а во второй фазе - углубленный контроль подсистемы переменного тока, при котором СЭС- последовательно вводится в состояния С-2, С-3, С-4,..., С-8 и указанные состояния сравниваются с эталонами состояний, приведенными в табл.2, что позволяет проконтролировать работу резервных элементов СЭС-. На второй фазе углубленного контроля СЭС= контролируется в режиме непрерывного контроля. После окончания углубленного контроля системы в целом автоматически продолжается режим непрерывного контроля всей системы.

Цикличность проведения контроля СЭС (цикличность решения алгоритма контроля СЭС) должна быть не менее 32 Гц.

Частота обновления информации по МКИО (в части информации по СЭС) должна быть:

- 1 Гц - для высветки значений напряжения на шинах СЭС на МФЦИ КСЭИ;

- 1 Гц - для сообщений и инструкций летному экипажу, выдаваемых на МФЦИ КСЭИ и АРО;

- 1 Гц - для записи сигналов на эксплуатационный бортовой накопитель (ЭБН), кроме параметрических сигналов;

- 8 Гц - для записи на ЭБН параметрических сигналов;

- 8 Гц - для записи на ЭБН сигналов, передаваемых по МКИО.

Информация, выдаваемая БАСК, должна проходить “программную” фильтрацию по мажоритарному принципу методом сравнения результатов, получаемых за период обновления информации.