книги из ГПНТБ / Морозовский В.Т. Системы электроснабжения летательных аппаратов

насосом, поступает в камеру сгорания. Если частота вращения турбины превысит заданное значение, то муфта центробежного тахометра 8 переместится вверх, увлекая за собой поршень зо­ лотника. В результате этого часть топлива, нагнетаемого насо­ сом, будет перепускаться через шунт и количество топлива, поступающего в камеру сгорания, а с ним и частота вращения генератора 3 с редуктором 2, будут уменьшаться.

Основные показатели одного из таких агрегатов таковы: частота вращения турбины поддерживается в пределах 31 000— 335000 мин^1. Частота вращения генератора 3 постоянного тока, мощностью 18 кВт, изменяется в пределах 6500 ±500 мин-1. Масса агрегата без топлива составляет 160 кг.

1.2. ИНЕРЦИОННЫЙ ПРИВОД

*

В инерционных приводах используется кинетическая энергия, предварительно запасенная (аккумулированная) массивными вращающимися телами. Этот способ привода применяется в тех случаях, когда генератор должен работать небольшой промежу­

будет оставаться неизменным благодаря тому, что генератор оборудован регулятором напряжения. Напряжение будет под­ держиваться постоянным до некоторого нижнего предела угло­ вой скорости маховика, после достижения этого предела начнет падать в соответствии с уменьшением угловой скорости махо­ вика.

Отношение максимальной угловой скорости маховика сотах к минимальной скорости comin, при достижении которой напряже­ ние начинает снижаться, называется кратностью уменьшения

20

скорости и определяется коэффициентом

К моменту отключения генератора (работающего в режиме двигателя) от источника электрической энергии вращающиеся

части (маховик, якорь) обладают запасом кинетической энергии

A=

где /---момент инерции маховика и якоря генератора

По мере последующего уменьшения угловой скорости гене­ ратора запасенная маховиком кинетическая энергия превра­ щается в электрическую энергию, идущую на питание потреби­ телей, т. е.

t

( ' - 2 >

о

где Р — мощность потребителей, включенных на зажимы гене­ ратора;

ц — коэффициент полезного действия генератора.

Если предположить, что мощность, потребляемая от генера­ тора и его к. п. д. в течение всего времени работы с инерцион­ ным приводом постоянны, т. е. Р = const и г| = const, то

Из (1.4) следует, что угловая скорость генератора изме­ няется с течением времени по закону параболы.

Генератор нормально снабжает электрической энергией по­ требители до тех пор, пока его скорость не станет равной (от ш, так как при меньшей скорости либо напряжение генератора ста­ новится ниже допустимого, либо он развозбуждается из-за того» что условия его самовозбуждения перестают выполняться.

21

Следовательно, время работы генератора tp определяется из уравнения

Таким образом, время работы генератора зависит от максималь­ ной энергии, запасенной маховиком А, к. п. д. генератора и крат­ ности уменьшения скорости. При этом следует иметь в виду, что увеличение энергии, запасенной маховиком, целесообразнее про­ водить как за счет увеличения его момента инерции J, так и за счет увеличения со^ах (см. формулу 1.1).

Если время полета объекта, на котором устанавливается генератор с инерционным приводом, больше, чем время работы такого генератора, то целесообразно осуществлять комбиниро­ ванный привод, используя дополнительный источник энергии, ветрянку или аккумуляторную батарею.

1.3. НЕПОСРЕДСТВЕННЫЙ ПРИВОД ГЕНЕРАТОРОВ ОТ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Наиболее простым, надежным и обладающим наименьшей полетной массой приводом генераторов на ЛА является непо­ средственный их привод через редуктор от авиационных двига­ телей. Так как частота вращения авиационных двигателей в за­ висимости от режима полета меняется в довольно широких пре­ делах (1 : 1,3 для турбовинтовых двигателей и 1 :3 для турбо­ реактивных), то непосредственный привод от авиационных дви­ гателей применяется лишь для генераторов постоянного тока и генераторов переменного тока нестабильной частоты.

Диапазон рабочих частот вращения авиационных генерато­ ров составляет 3800—9000 мин-1, в то время как максимальная частота вращения коленчатых валов поршневых авиационных двигателей не превышает 3000 мин-1, а роторов турбин реактив­ ных авиационных двигателей достигает 11 000 мин-1 и более. По­ этому привод генераторов от поршневых авиационных двигате­ лей требует применения повышающих редукторов с передаточ­ ными числами 1,4—3, а от турбореактивных двигателей — пони­ жающих редукторов с передаточными числами 0,65—0,8 (в ряде случаев 1). Авиационный двигатель, по отношению к генератору, является источником очень большой мощности, поэтому реакци­ ей авиационного двигателя на изменения момента нагрузки на валу генератора можно пренебречь. Это обусловливает целый ряд особенностей непосредственного привода генераторов от авиационных двигателей. Все вариации частоты вращения авиа­ ционного двигателя, независимо от нагрузки генератора, пере­ даются на его вал. Авиационный двигатель обладает неравно­ мерностью хода, т. е. периодическими колебаниями частоты вра-

22

щения. Особенно ярко выражена неравномерность хода у порш­ невых авиационных двигателей, в которых крутящий момент из­ меняется периодически в соответствии со вспышками горючей смеси в цилиндрах. За счет неуравновешенности вращающихся масс и истечения горячих газов из сопла неравномерностью хода обладают также турбореактивные и особенно турбовинтовые авиационные двигатели. При этом угловая скорость вращения вала двигателя изменяется периодически, совершая колебания около некоторого среднего значе­ ния. Колебания эти обычно носят характер гармонических (рис.

1.4). Колебания угловой скорости вала авиационного двигателя при­ нято характеризовать неравномер­ ностью хода б, представляющей собой отношение удвоенной ам­ плитуды колебаний к среднему значению угловой скорости

Для четырехтактных поршневых двигателей, число вспышек

Для турбовинтовых и турбореактивных двигателей амплитуда пульсации угловой скорости меньше, а частота больше, чем для поршневых двигателей, т. е. здесь условия работы генератора оказываются несколько лучшими. Авиационный генератор, жестко связанный с валом авиационного двигателя через редук­ тор с коэффициентом передачи і, будет вращаться с той же не­ равномерностью хода б, но амплитуда пульсации скорости вра­ щения генератора получается равной

Вследствие этого момент на валу генератора обусловливается не только моментом статической нагрузки генератора, но также и динамическим моментом, вызванным наличием маховых масс,

23

причем максимальная величина динамического момента может намного превышать момент статической нагрузки.

Так для четырехтактных поршневых двигателей

и вал генератора испытывают упругие деформации в виде кру­ тильных колебаний. Крутильные колебания вызывают увеличе­ ние неравномерности вращения приводного вала. Амплитуда крутильных колебаний наименьшая в местах, близких к распо­ ложению больших маховых масс. В поршневых и турбовинтовых авиационных двигателях наибольшей маховой массой обладает винт, в турбореактивных — компрессор. Поэтому привод гене­ раторов целесообразно располагать как можно ближе к винту или компрессору. Так как динамический момент на валу генера­ тора может быть во много раз больше момента статической нагрузки, то во избежание поломок редуктора применяют специальные ограничители момента на валу генератора. В при­ воде генератора от поршневых авиадвигателей используют фрик­

упругие муфты (рессоры), демпфирующие колебания вала гене­ ратора. Гибкие валики одновременно выполняют роль защит­ ного устройства при неисправностях генератора (заклинивание ротора, выход из строя подшипников и т. п.). Для того чтобы гибкий вал или упругая муфта эффективно уменьшали ампли­ туду колебаний ротора генератора, необходимо правильно вы­ брать соотношение между собственной частотой ведомой части привода генератора — со0 и минимальной частотой вынужденных колебаний, задаваемых авиадвигателем toimm-

Если эти частоты на каком-либо режиме работы авиацион­ ного двигателя совпадут, то наступит явление резонанса, неиз­ бежно приводящее к поломке привода. Поэтому резонансную частоту берут много ниже минимально возможной частоты вы­ нужденных колебаний

lminl> (1,5—2,0) ©о-

Зная момент инерции вращающихся частей, приведенных к валу генератора, легко определить жесткость муфты или гиб­ кого валика К, отвечающую требуемой угловой частоте собствен­ ных колебаний

24

Угловые ускорения вала двигателя, которые образуются при разгонах и торможении двигателя, вызывают также динамиче­ ские крутящие моменты на валу генератора, но, как показывают расчеты, эти моменты получаются значительно меньшими мо­ ментов, вызванных вынужденными колебаниями от неравномер­ ности хода авиационного двигателя.

При непосредственном приводе от авиационного двигателя генератор устанавливается на самом двигателе, причем в зави­ симости от конструкции привода место установки его и способы крепления могут быть различными для отдельных типов двига­ телей. Обычно применяется фланцевое крепление генератора, причем генераторы устанавливаются в горизонтальном или' близко к горизонтальному положении.

На многих ЛА на генераторы возлагаются также функции запуска авиационных двигателей. Генератор постоянного тока несколько измененной конструкции и называемый стартергенератором, используется в качестве стартера для раскрутки авиационного двигателя при запуске. При этом как источники питания используются аэродромные средства, бортовые акку­ муляторные батареи или автономные генераторные установки постоянного тока. Коэффициенты редукции при работе электри­ ческой машины в режиме генератора и двигателя должны быть различными. Это обеспечивается при помощи специальной пере­ дачи с обгонными муфтами (рис. 1.5). При работе электриче­ ской машины в режиме стартера обгонная (роликовая) муфта Мг проскальзывает, момент передается слева направо при пони­ жающем коэффициенте редукции. В генераторном режиме вы­ ключается муфта М] и момент передается справа налево при коэффициенте редукции, равном, например, 1. Такой направлен­ ный редуктор в ряде случаев выполняют очень компактноЕго встраивают в корпус электрической машины.

При дозвуковых скоростях полета генераторы, как правило, охлаждаются забортным воздухом, поток которого создается скоростным напором. На рис. 1.6 приведена схема охлаждения генераторов, размещенных на турбовинтовом двигателе. При сверхзвуковых скоростях полета охлаждение забортным возду­ хом становится малоэффективным, поэтому применяют жидкост­ ное (например масляное) или испарительное охлаждение. К не­ достаткам непосредственного привода генераторов от авиацион­ ных двигателей относится непостоянство угловой скорости ротора генератора. При изменениях режима полета скорость авиацион­ ного двигателя меняется в диапазоне 1 :2, а иногда и больше. Для генераторов постоянного и переменного тока нестабильной частоты это больших неприятностей не приносит, так как регу­ лятор напряжения поддерживает постоянное напряжение на за­ жимах генератора при изменениях скорости его ротора. Однако масса генератора значительно больше, чем масса генератора, приводимого с постоянной угловой скоростью, так как расчет

25

генератора приходится вести по нижнему пределу возможной частоты его вращения. Что же касается генераторов перемен­ ного тока нестабильной частоты, то следует иметь в виду, что

частота генерируемого ими тока меняется в том же диапазоне, что и угловая скорость авиационного двигателя. При столь ши­ роком диапазоне изменения частоты тока электрической энергией можно обеспечить лишь потребители, рассчитанные на широкий диапазон изменения частоты (осветительные, обогревательные, выпрямительные и другие установки).

1.4.КЛАССИФИКАЦИЯ ПРИВОДОВ ГЕНЕРАТОРОВ

СПОСТОЯННОЙ УГЛОВОЙ СКОРОСТЬЮ

Для получения на борту ЛА переменного тока стабильной частоты, который совершенно необходим для питания ряда по­ требителей, синхронные генераторы должны приводиться во вра­ щение с постоянной угловой скоростью. Так как угловая ско­ рость авиационных двигателей в зависимости от режима полета меняется в широких пределах, то между генератором и авиаци­ онным двигателем устанавливается специальное приводное уст­ ройство, называемое приводом постоянной скорости (ППС).

Классифицируются ППС как по виду промежуточной энер­ гии, так и по доли общей энергии, подвергающейся преобразо­ ванию.

По виду промежуточной энергии ППС классифицируют на гидравлические, пневматические, электромашинные и механиче­

с к и е .

По доли энергии, подвергающейся преобразованию, ППС \делятся на ППС прямого потока энергии и дифференциальные "ППС. В ППС прямого потока энергии вся энергия, идущая на генератор, предварительно преобразуется в какой-либо иной вид, после чего эта промежуточная энергия преобразуется в механи­

ческую энергию на валу генератора.

26

Если на графике по оси ординат откладывать долю энергии, подвергающейся трансформации, то для ППС прямого потока энергии кривая зависимости доли энергии, подвергающейся трансформации, от угловой скорости авиационного двигателя будет иметь вид прямоугольника. (Очевидно, что преобразова­ ние энергии авиационного двигателя в другой вид возможно, начиная с некоторой минимальной частоты вращения.)

В дифференциальном ППС трансформации подвергается не вся, а лишь часть энергии. Большая часть механической энергии передается на вал генератора непосредственно, минуя стадию трансформации в иной вид энер­ гии.

Дифференциальные ППС де­ лятся на ППС с положительной или отрицательной докрутками и ППС с реверсом.

с вала авиадвигателя АД на вал генератора Г по каналу 1. При использовании одного канала 1 угловая скорость генератора не соответствует синхронной, при всех возможных режимах рабо­ ты авиационного двигателя. Она будет меньше синхронной ско­ рости в ППС с положительной докруткой и больше синхронной скорости в ППС с отрицательной докруткой.

Для доведения скорости генератора до синхронной исполь­ зуется регулируемый канал 2■На сумматоре 3 осуществляется сложение (вычитание в приводах с отрицательной докруткой) скоростей таким образом, чтобы при всех возможных режимах работы авиационного двигателя скорость генератора оставалась равной синхронной.

В дифференциальных ППС с реверсом преобразователь энер­ гии П и двигатель Д могут меняться своими местами. При неко­ торой средней скорости авиационного двигателя канал преобра­ зования энергии 2 в работу не вступает, угловая скорость, зада­ ваемая авиационным двигателем, при этом как раз равна синхронной скорости генератора. Если скорость авиационного двигателя уменьшается, то двигатель Д осуществляет положи­ тельную докрутку генератора, если же скорость авиационного двигателя велика, то преобразователь П и двигатель Д канала 2 меняются местами, при этом двигатель Д реверсируется и про­ изводит отрицательную докрутку генератора..

На рис. 1.8, а изображены кривые зависимости доли энергии, передаваемой непосредственно на вал генератора (верхняя кри­ вая), и доли энергии, подвергающейся преобразованию (нижняя кривая), от угловой скорости авиационного двигателя для диф­

27

ференциального ППС с докруткой, а на рис. 1.8,6 — для диффе­

ный. Поэтому приведенные на рис. 1.8 зависимости в некотором масштабе являются зависимостями скорости, передаваемой механическим путем юм и скорости, передаваемой через канал

Рис. 1.8. Диаграмма, характеризующая долю энергии, ППС, подвер­ гающуюся преобразованию

Следует отметить, что в дифференциальных ППС диапазон изменения скорости докрутки (или открутки) ют существенно превышает диапазон изменения скорости авиационного двига­ теля соа. Например, при диапазоне изменения скорости авиацион­ ного двигателя 1 :2 диапазон изменения скорости докрутки составляет 1:5 — 1:6.

По дифференциальной схеме могут быть выполнены гидрав­ лические, пневматические и электромашинные ППС. В отличие от приводов прямого потока энергии их называют гидромехани­ ческими, пневмомеханическими и электромеханическими.

Дифференциальные ППС более экономичны чем ППС пря­ мого потока энергии.

В связи с этим полетные массы дифференциальных ППС меньше полетных масс ППС прямого потока энергии.

28

Кроме гидравлических, пневматических и электромашинных ППС, ведутся разработки и других, например, механических приводов с плавным изменением коэффициента редукции, кото­ рые могут выполняться как по дифференциальной схеме, так и по схеме прямого потока энергии.

1.5. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ ПРИВОДЫ ПОСТОЯННОЙ СКОРОСТИ

Гидравлические ППС в настоящее время широко приме­ няются на ЛА.

Наибольшее распространение получили гидравлические ППС, в состав которых входят две гидравлические машины: гидрона­ сос и гидродвигатель.

Рис. 1.9. Гидропривод прямого потока энергии:

а—общий вид; б—неподвижный диск гидродвигателя; 0 —делительный диск; г—диаграмма сил

Принцип действия гидропривода легко объяснить на примере гидропривода прямого потока энергии, выполненного на двух плунжерных гидравлических машинах (рис. 1.9,а).

Гидропривод состоит из гидронасоса переменной производи­ тельности ГН, связанного с валом авиационного двигателя и гид­ родвигателя ГД, сцепленного с валом синхронного генератора. Ротор гидронасоса 1 имеет расположенные равномерно по окруж­

29