система электропитания

Формула изобретения

1. Система электропитания, содержащая авиадвигатель, соединенный с нерегулируемым магнитоэлектрическим м-фазным генератором переменного тока, каждый из м выходов которого связан с соответствующим по фазе входом регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное, выходные выводы которого служат для подключения потребителей энергии постоянного тока, отличающийся тем, что указанная связь каждого из м выходов генератора переменного тока, выполненного высоковольтным, с соответствующим по фазе входом регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное осуществлена через введенный понижающий м-фазный трансформатор с коэффициентом трансформации, равным отношению минимального числа оборотов авиадвигателя в стационарном режиме к числу его оборотов в режиме авторотации, при этом каждый из м выходных выводов генератора переменного тока и соответствующий ему по фазе входной вывод регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное присоединены соответственно к соответствующим по фазе нормально разомкнутым контактам, блок управления которыми выполнен обеспечивающим их замыкание при переходе авиадвигателя в режим авторотации.

2. Система электропитания по п.1, отличающаяся тем, что блок управления контактами содержит обмотку управления, подключенную к источнику постоянного напряжения через ключ, замыкаемый сигналом при переходе авиадвигателя в режим авторотации.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области электротехники, в частности к средствам обеспечения бесперебойного питания оборудования, используемого в функциональных системах летательных аппаратов.

Известны системы энергоснабжения потребителей постоянного напряжения, применяемые в самолетостроении, содержащие авиадвигатель с большим диапазоном изменения числа оборотов, на валу которого установлен нерегулируемый генератор переменного тока, соединенный с входами управляемого вентильного преобразователя переменного напряжения в постоянное, формирующего на выходе напряжение 27 В, необходимое для питания бортовой сети (1, 2). В известных системах при аварийной ситуации - переходе работы авиадвигателя в режим авторотации, характеризующийся уменьшением до 10% скорости вращения его вала, мощности генератора переменного тока становится недостаточно для поддержания требуемого уровня напряжения в нагрузке, и потребители переключаются на работу от аварийных источников электроэнергии. Следствием этого является то, что энергия авиадвигателя, работающего в режиме авторотации, не используется полностью в системе, а потребители получают энергию от дополнительных источников. Кроме того, известные устройства (1, 2) характеризуются значительными габаритами линий питания, соединяющих генератор, который закреплен на валу двигателя (коробке передач) со статическим преобразователем, располагающимся в приборном отсеке (при мощности генератора 15-20 кВт масса линий питания становится соизмеримой с массой всей системы).

Наиболее близким к изобретению устройством является система электропитания, содержащая авиадвигатель, на валу которого установлен нерегулируемый магнитоэлектрический м-фазный генератор переменного тока, каждый из м выходов которого связан с соответствующим входом регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное, выходные выводы которого служат для подключения потребителей энергии постоянного тока (2). Известному устройству присущи все вышеперечисленные недостатки.

Положительным результатом, которого можно достичь при использовании данного изобретения, является повышение энергоэкономичности системы и надежности в авторотационном режиме работы авиадвигателя за счет обеспечения бесперебойного энергоснабжения потребителей и более полного использования мощности авиадвигателя при одновременном улучшении массогабаритных показателей за счет уменьшения массы и габаритов линий питания.

Положительный результат достигается тем, что в системе электропитания, содержащей авиадвигатель, соединенный с нерегулируемым магнитоэлектрическим м-фазным генератором переменного тока, каждый из м выходов которого связан с соответствующим по фазе входом регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное, выходные выводы которого служат для подключения потребителей энергии постоянного тока (2), указанная связь выходов генератора переменного тока, выполненного высоковольтным, с соответствующими по фазе входами преобразователя переменного напряжения в постоянное осуществлена через введенный понижающий м-фазный трансформатор с коэффициентом трансформации, равным отношению минимального числа оборотов авиадвигателя в стационарном режиме к числу его оборотов в режиме авторотации, при этом каждый из м выходных выводов генератора переменного тока и соответствующий ему по фазе входной вывод преобразователя переменного напряжения в постоянное присоединен соответственно к соответствующим по фазе нормально разомкнутым контактам, блок управления которыми выполнен обеспечивающим их замыкание при переходе авиадвигателя в режим авторотации. При этом блок управления контактами может содержать обмотку управления, подключенную к дополнительному источнику постоянного напряжения через ключ, замыкаемый сигналом при переходе авиадвигателя в режим авторотации.

На чертеже представлена конструктивная схема устройства.

Система электропитания содержит авиадвигатель 1, соединенный непосредственно или через редуктор с м-фазным, (например, трехфазным) генератором переменного тока 2, выполненным в виде нерегулируемого синхронного магнитоэлектрического высоковольтного генератора, частота и выходное напряжение которого могут меняться в широких пределах. Выходы генератора переменного тока 2 через понижающий м-фазный трансформатор 3 связаны с соответствующими по фазе входами регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное 4, выполненного, например, на базе статического вентильного управляемого преобразователя, выходные выводы которого служат для подключения потребителей электроэнергии. Каждый из м выходных выводов генератора переменного тока 2 и соответствующий ему по фазе входной вывод преобразователя переменного напряжения в постоянное 4 присоединены соответственно к соответствующим по фазе нормально разомкнутым (замыкающим) контактам 5, блок управления которыми выполнен обеспечивающим их замыкание при переходе авиадвигателя в режим авторотации. Блок управления выполнен в виде обмотки управления 6, подключенной к источнику постоянного напряжения (аккумуляторной батарее) через ключ 7, замыкаемый при переходе авиадвигателя в режим авторотации. Генератор переменного тока 2 связан с м-фазным трансформатором 3 и преобразователем переменного напряжения в постоянное 4 с помощью линии питания.

При работе авиадвигателя 1 в стационарном (эксплуатационном) режиме переменное напряжение, вырабатываемое высоковольтным генератором 2, через понижающий трансформатор 3 поступает на вход регулируемого преобразователя переменного напряжения в постоянное 4, с выходных выводов которого передается в нагрузку (бортовую сеть). Выходное напряжение генератора 2 (Uг) в этом режиме при минимальных оборотах авиадвигателя и выполнении преобразователя 4 в виде управляемого выпрямителя определяется как

где Uвых - выходное напряжение на выходе преобразователя 4 (27 В),

Кпр - коэффициент преобразования преобразователя переменного напряжения в постоянное 4, определяемый структурой его схемы, например, при мостовой схеме Кпр равен 2,34;

Ктр - коэффициент трансформации трансформатора, равный отношению минимального числа оборотов авиадвигателя в стационарном режиме к числу развиваемых им оборотов в режиме авторотации или соответственно минимального выходного напряжения генератора (Uг) к его выходному напряжению в режиме авторотации (Uг.р.).

Uл и Uпр - падение напряжения в линии питания и на преобразователе переменного напряжения в постоянное.

Выполнение генератора 2 высоковольтным и реализация его связи с преобразователем 4 через понижающий трансформатор 3 позволяет резко уменьшить массу линии питания (в Ктр раз по сравнению с известными устройствами).

Выходное напряжение генератора 2 в режиме авторотации (Uг.p.) определяется как:

где Uл.р. и Uпр.р. - падение напряжения в линии питания и на преобразователе переменного напряжения в постоянное в режиме авторотации.

В режиме авторотации авиадвигателя 1 частота его оборотов и, следовательно, частота, выходное напряжение и мощность генератора 2 уменьшаются ˜ в 10 раз. Если в стационарном режиме генератор 2 имел выходное напряжение переменного тока (Uг) 150 В, частоту 1200 Гц и мощность 30 кВт, то в режиме авторотации он будет иметь соответственно Uг.p.=15 В, частоту 120 Гц и мощность 3 кВт. Именно эту мощность можно задействовать для обеспечения требуемого выходного напряжения Uвых (27 В) в нагрузке. Для этого подают соответствующий сигнал о переходе работы в режим авторотации на блок управления замыкающими контактами 5, которые шунтируют соответствующие обмотки понижающего трансформатора 3, позволяя преобразователю переменного напряжения получать энергию непосредственно от генератора 2. Сигнал на переключение работы системы в данный режим подают на ключ 7, подключающий управляющую обмотку 6 к источнику постоянного напряжения. Данный сигнал может быть произведен как вручную, так и автоматически с помощью элементов слежения за числом оборотов авиадвигателя 1 или частотой генератора 2.

Данное изобретение позволяет обеспечить бесперебойную подачу электроэнергии потребителям как в стационарном режиме, так и при переходе авиадвигателя в аварийный режим авторотации, полностью задействовав при этом энергию, вырабатываемую авиадвигателем, при одновременном уменьшении массы системы.

Источники информации

1. Электрооборудование пассажирских самолетов./ Под ред. Е.М.Никанорова, М.: Машиностроение, 1983 г., с.184-189 с.

2. Там же, рис.4.14.