Питання до циклу пз № 1.1-1.3
1. Які установки можуть бути джерелами енергії на літальному апараті. Назвіть основні переваги застосування електричної енергії на ЛА.
2. З яких груп складається електричне обладнання літальних апаратів.
3. Назвіть джерела та перетворювачі електричної енергії ЛА.
4. Яки елементи СЕП відноситься до систем передачі і розподілу енергії.
5. Назвіть основні споживачі електричної енергії ЛА.
6. Назвіть основні тактико-технічні вимоги до електрообладнання ЛА.
7. Для чого призначена система електропостачання ЛА та з яких елементів вона складається.
8. Дайте визначення первинної, вторинної і резервної (аварійної) СЕП.
9. Назвіть основні групи СЕП ЛА та розкажіть про СЕП ЛА на постійному струмі (рис. 2.1).
10. Назвіть основні групи СЕП ЛА та розкажіть про СЕП, схема якої приведена на рис. 2.2.
11. Назвіть основні групи СЕП ЛА та розкажіть про СЕП, схема якої приведена на рис. 2.3.
12. Назвіть основні групи СЕП ЛА та розкажіть про СЕП, схеми якої приведені на рис. 2.4.
13. Розкажіть про генератори постійного струму.
14. Використовуючи рис. 2.5, розкажіть про особливості привода генераторів від авіадвигуна.
15. Розкажіть про генератори змінного струму.
16. Використовуючи рис. 2.6, поясніть принцип дії генератора типа ГТ.
17. Використовуючи рис. 2.7 і 2.8, розкажіть про системи охолодження авіаційних генераторів.
18. Для чого призначений ППЧО, які вони бувають за принципом дії, використовуючи рис. 2.9, 2.10 і 2.11, дайте характеристику диференціальних ППЧО.
19. Які ППЧО Вам відомі, використовуючи рис. 2.12, розкажіть про гідромеханічний ППЧО.
20. Які ППЧО Вам відомі, використовуючи рис. 2.13, розкажіть про турбомеханічний ППЧО.
21. Які ППЧО Вам відомі, використовуючи рис. 2.14, розкажіть про електромеханічний ППЧО.
22. Що забезпечує система електропостачання літака Ан-140.
23. Які системи електропостачання встановлені на літаку Ан-140, назвіть склад основної (первинної) СЕП літака (СЕП змінним струмом змінної частоти).
24. Які системи електропостачання встановлені на літаку Ан-140, назвіть склад вторинної СЕП літака змінним струмом постійної частоти.
25. Які системи електропостачання встановлені на літаку Ан-140, назвіть склад вторинної СЕП літака постійним струмом.
26. Розкажіть про розміщення складових частин основної СЕП на борту літака Ан-140 (рис. 3.1).
27. По структурної схемі СЕП (рис. 3.2) розкажіть про роботу основної СЕП літака Ан-140.
28. Розкажіть про основні, резервні та аварійні джерела електроенергії СЕП літака Ан-140.
29. Використовуючи рис. 3.4, 3.6 і 3.7, розкажіть про склад і функціональне призначення органів управління, контролю і сигналізації основної СЕП літака Ан-140.
30. Розкажіть про призначення і технічні характеристики генератора 30030-140, блока регулювання, захисту і управління 2438-140 і трансформатора струму 20736-140.
31. Розкажіть про призначення і технічні характеристики генератора ГТ16ПЧ8ЕД, блока датчиків струму БТД16К і блока регулювання, захисту і управління БРЗУ115ВО-2с.
32. Використовуючи рис. 3.9, розкажіть про підключення генератора G1 до шин Г1 і Г1-1, Г2 і Г2 -1, (якщо не включені генератори G2, ГДСУ та аеродромне джерело).
33. Використовуючи рис. 3.9, розкажіть про підключення генератора G2 до шин Г2, Г2-1 і Г2-2.
34. Використовуючи рис. 3.9, розкажіть про регулювання напруги, управління і захист основних генераторів.
35. Використовуючи рис. 3.10, розкажіть про особливості підключення генератора ДСУ до бортової мережі літака Ан-140.
1 У наш час електрична енергія широко застосовується на літальних апаратах: літаках, вертольотах, крилатих ракетах, керованих і некерованих снарядах. Вона виконує різноманітні функції, полегшуючи тим самим роботу екіпажів. Створення сучасних літальних апаратів, що працюють в будь-яких погодних умовах на великих і малих висотах з різними швидкостями, і виконують дуже складні завдання, було б неможливим без широкого використання електричних автоматизованих систем управління. Природно, що повна чи хоча б часткова автоматизація деяких процесів управління літаком, окремими агрегатами та установками значно полегшує роботу екіпажу ЛА, дозволяє йому зосередити свою увагу на виконанні найбільш відповідальних завдань, виключає можливість помилкових операцій при керуванні, збільшує надійність і безпеку польоту.
Автоматизація процесів управління польотом ЛА неможлива без використання електричної енергії. Підвищення швидкості, висоти, дальності і безпеки польоту сучасного літального апарата значною мірою залежить від рівня та якості його електрифікації.
Ефективність літальних апаратів значно збільшується завдяки автоматизації процесів керування літальним апаратом, силовою установкою і його обладнанням, тобто завдяки застосуванню автоматизованих, автоматичних і комплексних систем управління.
Джерелами енергії на літальному апараті можуть бути різні установки: гідравлічні, механічні, пневматичні, хімічні, піротехнічні та електротехнічні.
Якщо на зорі розвитку авіації м'язової енергії льотчика цілком вистачало для виконання всіх операцій, необхідних для забезпечення польоту, то дуже скоро виявилося, що нею однією обійтися не можна. Довелося використовувати інші види енергії і тим більшою мірою, чим швидше росли розміри і технічна оснащеність літаків. На сучасних літаках цілий ряд операцій взагалі не може бути виконаний, якщо використовувати тільки м'язову енергію членів екіпажу.
Питання про застосування того чи іншого виду енергії в кожному конкретному випадку вирішується з урахуванням усіх вимог експлуатації і можливості найбільш раціонального використання того чи іншого виду енергії в цих умовах. Зазвичай в кожному окремому випадку можливе використання тільки деяких з перерахованих видів енергії. Електрична енергія є найбільш універсальним видом, тобто може бути використана в будь-якому випадку. Ця обставина є однією з основних переваг застосування її на літаку, тому що дає можливість зменшити кількість застосованих видів енергії.
Іншими не менш важливими перевагами застосування електричної енергії є:
а) можливість легкої передачі і розподілу її між споживачами, легкої трансформації в інші види енергії;
б) зручність автоматизації окремих операцій;
в) можливість отримання меншої маси елементів системи електропостачання в порівнянні з елементами інших джерел енергії;
д) можливість простоти резервування, що значно підвищує надійність системи.
2 Все електричне обладнання літальних апаратів (ЕОЛА) в залежності від призначення кожного його елемента може бути розділено на три основні групи:
1) джерела електричної енергії та перетворювачі, їх захисні і регулюючі пристрої;
2) система передачі і розподілу енергії;
3) споживачі електричної енергії.
До першої групи відносяться:
а) електричні генератори постійного і змінного струму;
б) хімічні джерела струму;
в) перетворювачі електричної енергії, в тому числі електромашинні перетворювачі всіх типів;
г) випрямлячі, трансформатори, примножувачі напруги та інші пристрої;
д) регулююча і захисна апаратура, в тому числі регулятори напруги та частоти;
е) пристрої захисту генераторів від зворотних струмів і зворотної потужності, захисту від перенапруг та перевантажень;
з) пристрої, що забезпечують автоматичний розподіл активних і реактивних потужностей між паралельно працюючими генераторами, та інші.
Складовими елементами другої групи є:
а) електрична (бортова) мережа, що включає різні проводи і джгути;
б) апаратура комутації, управління та захисту;
в) апаратура розподільних пристроїв;
г) контрольно-вимірювальні прилади для спостереження за режимом роботи електричної системи літального апарату;
д) монтажне і установче обладнання (рознімання, розподільні пристрої, пульти і т.п.).
До третьої групи відносяться:
а) освітлювальні і сигнальні пристрої (зовнішні, внутрішні, сигнальні та контрольні);
б) електричні двигуни, електромагніти та інші пристрої, що слугують для приведення в дію і управління виконавчими механізмами, агрегатами і різними органами літального апарату;
в) системи захисту від обмерзання і обігріваючі пристрої, а також холодильні установки;
г) пускові пристрої (електричні стартери для запуску авіаційних двигунів і т. д.);
д) засоби зв'язку та радіоапаратура (навігаційна, радіолокаційна);
е) апаратура аерофотозйомки;
є) системи автоматичного управління польотом, обчислювальні машини;
ж) контрольно-вимірювальна апаратура та прилади, засновані на використанні електричної енергії (термометри, тахометри, паливоміри, компаси і т. п.);
з) система електричного запалювання.
3 Джерела електричної енергії та перетворювачі, їх захисні і регулюючі пристрої:
а) електричні генератори постійного і змінного струму;
б) хімічні джерела струму;
в) перетворювачі електричної енергії, в тому числі електромашинні перетворювачі всіх типів;
г) випрямлячі, трансформатори, примножувачі напруги та інші пристрої;
д) регулююча і захисна апаратура, в тому числі регулятори напруги та частоти;
е) пристрої захисту генераторів від зворотних струмів і зворотної потужності, захисту від перенапруг та перевантажень;
з) пристрої, що забезпечують автоматичний розподіл активних і реактивних потужностей між паралельно працюючими генераторами, та інші.
4 Система передачі і розподілу електроенергії складається з електричної (бортової) мережі, що включає: різні проводи і джгути; комутаційну апаратуру і апаратуру захисту мережі; монтажне і настановне обладнання (рознімання і розподільні пристрої); контрольно-вимірювальні прилади для спостереження за режимами роботи СЕП.
5 Бортові СЕП сучасних літаків розділяються на первинні, вторинні і резервні (аварійні).
Система електропостачання називається первинною, якщо генератори приводяться в обертання від маршових двигунів літака і перетворюють механічну енергію двигуна в електричну, вторинною – якщо електрична енергія в ній одержується перетворенням електричної енергії первинної системи. Резервною (аварійною) СЕП називається така, в якій електрична енергія одержується від резервних джерел: акумуляторних батарей, генератора з приводом від допоміжної силової установки або вітряного двигуна.
6 вимогами до якості електричної енергії, вимогами по надійності, зручністю експлуатації
8 Бортові СЕП сучасних літаків розділяються на первинні, вторинні і резервні (аварійні).
Система електропостачання називається первинною, якщо генератори приводяться в обертання від маршових двигунів літака і перетворюють механічну енергію двигуна в електричну, вторинною – якщо електрична енергія в ній одержується перетворенням електричної енергії первинної системи. Резервною (аварійною) СЕП називається така, в якій електрична енергія одержується від резервних джерел: акумуляторних батарей, генератора з приводом від допоміжної силової установки або вітряного двигуна
Найменування СЕП привласнюється по виду первинної системи. В теперішній час до типових СЕП відносяться:
1. Система трифазного змінного струму напругою 115/200 В постійної частоти 400 Гц. Як вторинна система використовується система постійного струму напругою 27 В і система змінного струму 36 В, 400 Гц. Вторинна система отримує живлення від первинної через трансформаторно-випрямні блоки і трансформатори.
2. Система постійного струму напругою 27 В. Вторинною системою служить трифазна система змінного струму напругою 115/200 В частотою 400 Гц і система змінного струму 36 В частотою 400 Гц, яка отримує змінний струм від електромашинних або статичних перетворювачів.
На сучасних ЛА застосовують системи електропостачання, які працюють як на постійному, так і на змінному струмі.
В теперішній час всі системи електропостачання ЛА, існуючі у світовій практиці, можуть бути зведені до чотирьох великих груп.
9 Перша група (рис. 2.1) – це системи, в яких як основне джерело електроенергії використовується генератор постійного струму Г‗ низької напруги 27 В, що приводиться в обертання безпосередньо від авіадвигуна – АД. Змінний струм стабільної частоти 400 Гц різних рівнів напруги виробляється перетворенням постійного струму в змінний за допомогою перетворювача – ПР. Аварійним джерелом електроенергії, як і в інших групах систем, являється акумуляторна батарея – Ак, що включається в мережу постійного струму.
Рис. 2.1. Структурна схема СЕП літака на постійному струмі.
10 Друга група (рис. 2.2) – це системи змінного струму нестабільної ("що гуляє") частоти. Для роботи значної частини споживачів величина частоти струму не має значення. Генератор змінного струму Г~ приводиться в обертання від авіадвигуна. Основна частина споживачів підключається до напруги генератора змінного струму частоти 340÷900 Гц. Для отримання постійного струму низької напруги 27 В використовується трансформаторно-випрямний блок ТВБ. Змінний струм стабільної частоти виробляється за допомогою перетворювача – Пр, отримуючи живлення від ТВБ.
Рис. 2.2. Структурна схема СЕП змінного струму нестабільної частоти.
11 Третя група (рис. 2.3) – це змішані системи, що мають по два основні генератори, - постійного струму Г‗ напругою 27 В і змінного струму Г~ нестабільної частоти 400÷900 Гц. Змінний струм стабільної частоти виробляється за допомогою перетворювача - Пр, отримуючи живлення від генератора постійного струму Г‗.
Рис. 2.3. Структурна схема змішаної СЕП літака.
12 У четвертій групі використовуються системи генерування змінного струму стабільної частоти 400 Гц як основної системи електропостачання. На рис. 2.4, а представлена структурна схема СЕП, в якій для стабілізації частоти струму генератор Г~ приводиться від авіадвигуна через спеціальний проміжний пристрій, – привід постійної частоти обертання – ППЧО, вихідний вал якого обертається з постійною частотою незалежно від частоти обертання валу авіадвигуна. Постійний струм низької напруги 27 В виробляється ТВБ, що підключається до мережі змінного струму.
Рис. 2.4. Структурні схеми СЕП змінного струму стабільної частоти.
На рис. 2.4, б показана схема СЕП, в якій основним джерелом електроенергії є генератор нестабільної частоти Г~. Змінний струм стабільної частоти виробляється за допомогою статичного перетворювача частоти ПЧ, одержуючого живлення від генератора Г~. Така СЕП називається системою ЗШПЧ – змінна швидкість – постійна частота. У СЕП типу ЗШПЧ генератор змінного струму Г~, що приводиться в обертання від авіаційного двигуна, має змінну частоту обертання і змінну частоту струму f1 = var. Після генератора включається статичний перетворювач частоти, виконаний на напівпровідникових приладах, він перетворює змінну частоту струму f1 в постійну – f2 = const.
Найбільш перспективними є системи електропостачання змінного струму стабільної частоти (рис. 2.4, а і б).
13 Основними типами авіаційних генераторів постійного струму є генератори типа ГС і ГСР і стартер-генератори типа ГСР-СТ і СТГ, а також безконтактні генератори постійного струму типа ГСБК, де Г – генератор; С – літаковий; Р – з розширеним діапазоном частоти обертання; СТ – стартер-генератор; БК – безконтактний. Наприклад: ГС–12ТО, ГС–24А, ГСР СТ–12, СТГ–12ТМ, СТГ–18ТМО та ін.
Стартер-генератори є електричними машинами, які можуть працювати в двох режимах. В період запуску авіадвигуна вони працюють в руховому режимі, розкручуючи його вал, а після запуску двигуна – в режимі генератора.
Генератори і стартер-генератори мають номінальну напругу 28,5 В і номінальні потужності 3, 6, 9, 12, 18 і 24 кВт при діапазоні частоти обертання 3500÷9000 об/хв.
Генератори мають паралельне збудження. Обмотка збудження розташовується на 6–8 основних полюсах. Для поліпшення умов комутації використовується додаткова обмотка, що розташовується відповідно на 3–4 додаткових полюсах. У стартер-генераторах є, крім того, і послідовна обмотка збудження, яка служить для збільшення пускового моменту і включається тільки при запуске авіадвигуна. В цьому випадку збудження стартер-генераторів має змішане збудження.
Генератор кріпиться на авіадвигуні за фланець або за допомогою швидкознімного хомутика – двох півкілець, які охоплюють фланець генератора і коробки привода.
14 Привід генератора від авіадвигуна здійснюється через гнучкий сталевий валик 2 (рис. 2.5), який проходить усередині порожнистого валу 3 і на якому розміщений якір генератора 4. Гнучкий валик своїм хвостиком 1 заходить в шліцьове з'єднання коробки приводів авіадвигуна і забезпечує зниження динамічних навантажень на ротор генератора при різких змінах частоти обертання авіадвигуна і навантаження в мережі.
Рис. 2.5. Привід генератора постійного струму від авіадвигуна.
Застосування гнучкого валу забезпечує захист коробки приводів авіадвигуна від поломок при заклинюванні ротора і статора генератора. Застосування гнучкого валу знижує також вимоги, що пред'являються до центрування вала генератора і привода. Гнучкий вал виконується часто значно коротше за порожнистий вал, а місце зчленування гнучкого і полого валів вибирається за умовами розміщення і технології.
Основним недоліком контактних генераторів постійного струму є наявність в них щітко-колекторних вузлів, що знижують надійність генераторів і що обмежують їх висотність. Нині створені безконтактні генератори постійного струму типу ГСБК, позбавлені цих недоліків.
15 У системах електропостачання змінного струму як джерело електроенергії використовуються синхронні генератори. На ЛА знайшли застосування синхронні генератори однофазні типа ГО і СГО з напругою 120 В і трифазні типа СГС з напругою 208 і 360 В, де: ГО – генератор однофазний; СГО – синхронний генератор однофазний; СГС – синхронний генератор літаковий. Наприклад, ГО–16ПЧ8, СГО–ЗОУ, СГС–90/300. Ці генератори є генераторами нестабільної частоти. Їх привід здійснюється через редуктори від валів авіадвигунів. Тому діапазон частоти струму генераторів визначається діапазоном зміни частоти обертання валів авіадвигунів. Основним недоліком розглянутих генераторів є наявність щіткового контакту як в самих генераторах, так і в збудниках потужних генераторів, яке знижує їх надійність і висотність.
Найбільше поширення на ЛА знайшли безконтактні генератори трифазного змінного струму типа ГТ з напругою 120/208 В частотою 400 Гц. Наприклад ГТ–16ПЧ8, ГТ–40ПЧ6, ГТ–60ПЧ8У, ГТ–90ПЧ6, ГТ-30НЖЧ12, ГТ-90НЖЧ12 та ін., де ГТ – генератор трифазний; цифра означає потужність в кВа (16, 30 40, 60, 90); ПЧ – постійної частоти; 6, 8 або 12 – частота обертання ротора генератора (6000, 8000 або 12000 об/мін); У – конструктивна модифікація; НЖ – безпосереднє рідинне охолодження.
16 На рис 2.6 приведена електрична схема внутрішніх з'єднань генератора типу ГТ. Трифазна робоча обмотка 2 генератора сполучена в зірку з виведеною силовою нейтраллю. Обмотка 5 індуктора (обмотка збудження генератора) живиться від шестиполюсної обмотки 4 змінного струму збудника через блок кремнієвих діодів, що обертаються. Для автономного збудження генератора на одному з ним валу розміщений підзбудник зі збудженням від постійних магнітів 6, що є ротором типу "зірочка".·Від робочої обмотки підзбудника 1 здійснюється живлення обмотки 3 збудження збудника через випрямляч В.
Рис. 2.6. Електрична схема внутрішніх з'єднань генератора типу ГТ.
17 Синхронні генератори, як і генератори постійного струму, мають закрите виконання, фланцеве або, за допомогою швидкознімного хомутика, кріплення і систему охолодження. Генератори можуть тривало віддавати в мережу номінальну потужність лише за умови їх охолодження, яке здійснюється повітряною, випарною або комбінованою системою охолодження. Використовувані нині на невисотних дозвукових літаках генератори охолоджуються шляхом продувки через них зустрічного потоку повітря. Типова схема повітряного охолодження авіаційного генератора постійного струму показана на рис. 2.7.
Рис. 2.7. Схема повітряного охолодження авіаційного генератора.
Холодне повітря, що поступає в генератор, обтікає нагріті частини колектора, щіткотримачів, якоря і обмоток, відбирає у них тепло, що виділяється, і відносить його назовні. Повітря поступає в генератор через вхідний патрубок і розгалужується по трьох напрямах. Основна його частина прямує через канали, яки виконані усередині колектора і заліза якоря. Це повітря забірає тепло, яке виділяється в щітко-колекторному вузлі та якорі генератора і викидається через вікна, що розміщені в корпусі з боку приводу. Друга частина повітря проходить над колектором, обтікає його і щіткотримачі з щітками і виходить через отвори, наявні в корпусі над колектором. Інша частина повітря проходить уздовж корпусу між якорем і полюсами і виходить назовні через вікна в корпусі з боку приводу.
Перевагою системи примусового охолодження є висока ефективність. Недолік її полягає в тому, що в генератор можуть потрапляти пил, пари води і масла, що зменшує надійність його роботи, а також те, що на землі і при зльоті не можна отримати від генератора повну потужність, через малу кількість охолоджуваного повітря, що проходить через нього.
При випарній системі охолодження відведення тепла від генератора відбувається за рахунок випару рідини (зазвичай спиртоводяної суміші), що подається через форсунки у внутрішню порожнину генератора.
У комбінованих системах охолодження до швидкості польоту відповідної числу М≈1,5, здійснюється охолодження генератора повітрям. При числі М≥1,5, внаслідок слабкої ефективності повітряної системи охолодження, із-за підвищення температури загальмованого потоку повітря, використовується випарна система охолодження.
На рис. 2.8 приведена схема з масляним циркуляційним охолодженням генератора змінного струму, яка нині є найбільш ефективною. Генератор охолоджується маслом, що поступає з масляної системи гідроприводу генератора. Цей "холодоагент" має на вході в генератор температуру +165 °С і тиск 80 атм. Так звана циркуляційна система охолодження передбачає циркуляцію масла по каналах 2 статора, переходження в ротор, циркуляцію в роторі, повернення в статор і назад в загальну з приводом постійної частоти обертання систему маслопостачання. Дуже складними для виконання виявилися в цьому випадку вузли рідкого мастила підшипників і їх ущільнення 1 в генераторі. Вони повинні забезпечувати ізоляцію високочастотного генератора від масла, що має високу температуру і подається під великим тиском. Але такі ущільнення розроблені і в теперішній час успішно використовуються в генераторах з масляним циркуляційним охолодженням.
Рис. 2.8. Генератор змінного струму з масляним циркуляційним охолодженням.
Генератор потужністю в 60 кВа з масляним циркуляційним охолодженням має масу 41 кг, тобто приблизно 0,7 кг/кВа. Це є великим досягненням в літаковому генераторобудуванні.
Охолодження генератора на землі при працюючому авіадвигуні здійснюється шляхом обдування вентилятором, насадженим на кінець вала. За наявності тільки самовентиляції з генератора можна зняти не більше 30 % номінальної потужності.
18 У СЕП змінного струму (рис. 2.4, а) для отримання стабільної частоти генератора між валом авіадвигуна і генератора встановлюється спеціальний пристрої, званий передачею або приводом постійної частоти обертання – ППЧО.
Як ППЧО, що перетворюють змінну частоту обертання авіадвигуна в постійну, на вихідному валу привода, від якого приводиться генератор, використовуються: механічні, гідромеханічні, турбомеханічні і електромеханічні пристрої. Ці пристрої застосовуються в системах двох типів:
– ППЧО прямої дії з повним перетворенням енергії – коли перетворюється вся потужність, що забирається з валу авіадвигуна;
– диференціальні ППЧО – коли перетворюється тільки частина потужності, пропорційна різниці частот обертання валів авіадвигуна і генератора Δn.
У переважній більшості випадків використовуються диференціальні системи ППЧО (рис. 2.9).
Рис. 2.9. Структурна схема диференціального ППЧО.
На один вхід диференціального (що підсумовує) механічного редуктора Р енергія поступає безпосередньо від авіаційного двигуна АД. На іншій вхід – від перетворювача енергії ПЕ, вихідний вал якого обертається з частотою Δn. При цьому на виході редуктора:
nг = nд + Δn = const,
де nг – частота обертання вала синхронного генератора СГ;
nд – частота обертання авіадвигуна, приведена до валу генератора.
Диференціальні ППЧО можуть бути нереверсивними і реверсивними. У нереверсивному диференціальному ППЧО (рис. 2.10) добавка частоти обертання Δn при зміні частоти обертання авіадвигуна nд не міняє знаку (найчастіше залишається позитивною, тобто nд < nг).
Рис. 2.10. Характеристики нереверсивного диференціального ППЧО.
В реверсивних приводах (рис. 2.11) добавка Δn може бути як позитивною, так і негативною.
Рис. 2.11. Характеристики реверсивного диференціального ППЧО.
Якщо усі члени рівняння nг = nд + Δn помножити на момент генератора Мг, то отримаємо рівняння потужності
Рг = Рд + ΔР.
Величина добавки ΔР визначає розміри ППЧО і його ККД, оскільки безпосередня передача потужності Рд має місце при високому ККД і малих розмірах механічного редуктора Р.
Величина ΔР залежить від потужності генератора Рг і діапазону частот обертання двигуна k = nд макс / nд мин:
ΔР = Рг – Рд = Рг (1 – nд / nг).
Для більшості літаків k = 1,8÷2,5. Якщо прийняти k = 2, то для нереверсивного ППЧО ∆Рмакс1 = 0,5 Рг, а для реверсивного ППЧО ∆Рмакс2 = 0,33 Рг, тобто в півтора рази менше. Отже, в реверсивному приводі менше будуть розміри приводу і вище його ККД. Саме тому реверсивні приводи, хоча конструктивно і складніші, мають переважне застосування.
19 Гідромеханічний диференціальний привід (рис. 2.12) складається з гідронасоса Г-Н, продуктивність якого можна регулювати, і гідродвигуна Г-Д. Велика частина потужності передається на вал генератора безпосередньо від авіадвигуна АД, а менша частина – через гідромеханічний привід.
Рис. 2.12. Структурна схема гідромеханічного ППЧО.
При малих частотах обертання валу авіадвигуна пд гідродвигун обертається з частотою Δп так, що nг = nд + Δn. При великих частотах обертання валу авіадвигуна гідродвигун переходить в режим гідронасоса, його ротор змінює напрям обертання на зворотне, nг = nд – Δn, і частина потужності повертається на вал авіадвигуна назад через гідравлічну передачу. ККД гідромеханічних приводів складає 85 – 90 %.
20 Турбомеханічний диференціальний ППЧО (рис. 2.13) складається з активної осьової турбіни 1, диференціального редуктора 4 і системи регулювання.
Рис. 2.13. Структурна схема турбомеханічного ППЧО.
Стабільність частоти обертання генератора підтримується відцентровим регулятором 3, чутливий елемент якого приводиться в обертання з частотою, пропорційній частоті обертання ротора генератора СГ.
При відхиленні частоти обертання ротора СГ від заданого значення регулятор 3 повертає заслінку 2, яка стоїть на вході в турбіну, і змінює витрату повітря, що проходить через турбіну. Повітря відбирається від авіадвигуна за одної зі ступенів компресора. Підтримка постійної частоти обертання вала генератора, одержуючого основну долю потужності від вала авіадвигуна, здійснюється турбіною, яка через диференціальний редуктор підкручує ротор СГ.
21 Прикладом диференціального турбомеханічного ППЧО є приводи ППО-30КП, ППО-62, ППО-40 і так далі. ККД турбомеханічних приводів складає 60 – 70 %.
На рис. 2.14 приведена принципіальна схема електромеханічного диференціального ППЧО “Супер Оксивар” французької фірми "Оксилек – Коломб".
Рис. 2.14. Структурна схема електромеханічного ППЧО.
В цьому ППЧО диференціальний редуктор (диференціал) Д має два вхідні вали:
– один вал обертається від авіадвигуна АД з частотою обертання пд;
– другий вал сполучений з багатополюсною асинхронною машиною АМ, може обертатися з різною частотою обертання пам і в різні боки.
Вихідний вал диференціала Д сполучений з валом генератора Г і обертається з частотою обертання пг. Асинхронна машина АМ отримує живлення змінним трифазним струмом від генератора Г через напівпровідниковий перетворювач частоти ПЧ. Електромагнітне поле АМ, яке утворюється цим струмом, може обертатися з різною частотою обертання пеп і в різні боки.
Управління частотою і напрямом обертання асинхронної машини здійснюється по сигналах перетворювача частоти ПЧ шляхом перемикання числа пар полюсів АМ і так, щоб при будь-якій зміні пд частота обертання вихідного валу пг, сполученого з валом генератора, залишалася постійною, тобто пг = пд ± пам = const.
Щоб отримати менші втрати в асинхронній машині, які ростуть зі збільшенням її ковзання, статорна обмотка АМ виконується з перемиканням пар полюсів та з забезпеченням реверсу обертання електромагнітного поля машини. Управління перемиканням пар полюсів в асинхронній машині і реверсом обертання поля здійснюється напівпровідниковим перетворювачем частоти ПЧ.
Асинхронна машина працює при малих частотах обертання авіадвигуна (пд < пг) як асинхронний двигун, при цьому частоти обертання авіадвигуна і асинхронної машини в редукторі складаються. Асинхронний двигун працює з меншим числом пар полюсів при меншій частоті обертання авіадвигуна та з великим числом полюсів при більшій частоті обертання. При частоті обертання авіадвигуна, близької до синхронної (пд ≈ пг), по обмотках асинхронної машини протікає постійний струм, частота обертання електромагнітного поля дорівнюватиме нулю і АМ працює в режимі електромагнітного гальма.
При частоті обертання авіадвигуна, більшої синхронної частоти обертання генератора (пд > пг), асинхронна машина працює в режимі асинхронного генератора. При цьому змінюється напрям обертання електромагнітного поля АМ (частоти обертання авіадвигуна і асинхронної машини віднімаються в редукторі); залежно від різниці швидкостей пд і пг здійснюється перемикання числа пар полюсів.
Перетворювач частоти ПЧ підключається до шин генератора через трансформатор Тр, який забезпечує живлення асинхронної машини при короткому замиканні в мережі, що живиться від генератора.
Перевагами електромеханічних ППЧО є простота конструкції, однорідність середовища (в приводі немає гідросистем і турбосистем), висока надійність, малі маса і габарити.
Найбільш досконалою конструкцією ППЧО є так званий інтегральний гідромеханічний (електромеханічний) диференціальний привід, в якому генератор і привід виконуються як один поєднаний агрегат змінного струму стабільної частоти із загальними підшипниками і системою масляного охолодження. Наприкдад: ГП-21, ГП-23, ГП-25, ГП-27 и т.д. Питома маса таких приводів досягає 0,8 кг/кВа.