Структура электроснабжения полностью электрического самолета

Система электроснабжения самолета(СЭС) должна быть существенно переработана, так как количество потребителей большой мощности у неё возрастет, а это значит, что мощность генераторов должна значительно увеличиться. Как было описано в предыдущих разделах, на зарубежных самолетах В-747-400 установлены 4 генератора по 90 кВА, а на самолете В-777 – 2 генератора по 120 кВА. Электрические генераторы должны использоваться в качестве стартеров для запуска авиадвигателей. Генератор, встроенный в авиадвигатель, должен быть магнитоэлектрического типа с возбуждением постоянными магнитами на базе редкоземельных материалов. Простота и надежность магнитоэлектрических генераторов (МЭГ) должна позволить повысить частоту вращения до 30000...50000 об. мин. Мощность такого генератора должна быть 120 кВА и даже более. Генераторы и преобразователи-регуляторы должны выполняться на выходное напряжение 208/115 В.

Приемники электроэнергии постоянного тока должны быть переведены на напряжение 270 В, которое будут получать от выпрямительных устройств 200/115 В 400 Гц – 270 В. Учитывая, что на полностью электрическом самолете будет исключен гидропривод постоянных оборотов, для обеспечения постоянства частоты, система электроснабжения должна иметь электрические преобразователи стабильной частоты (ПСПЧ) или циклоконверторы. В зависимости от мощности они могут иметь большие габариты и массу, что критично для самолета. Исходя из этих соображений, СЭС целесообразно разделить на 2 канала: со стабильной и нестабильной частотой.

Система генерирования самолета постоянного тока 270 В

В этой системе вся мощность генератора переменного напряжения и переменной частоты выпрямляется до 270 В постоянного тока внутри генератора, а затем направляется к приемникам. Часть мощности преобразуется в трехфазную переменного тока 208/115 В стабилизированной частоты 400 Гц.

Для системы генерирования постоянного тока могут быть использованы генераторы на 270 В.

Кроме того, СЭС должны выполнятся резервированными по мощности каналами с раздельной работой источников электроэнергии. Каналы должны быть независимы друг от друга.

В качестве аварийных источников электроэнергии должны быть использованы никель-кадмиевые аккумуляторные батареи напряжением 28 В с последующим преобразованием с помощью статических преобразователей в 270 В постоянного тока и в 208/115 В 400 Гц.

Управление генераторами, управление шинами, включение и контроль наземного источника электроэнергии, система управления распределением электроэнергии, управление резервированием, контроль и диагностика отказов СЭС, управление информационным обменом и силовым электропитанием должны иметь высокую степень автоматизации и должны быть выполнены на основе микроконтроллеров и цифровых вычислителей.

Кроме вышеперечисленного оборудования должны быть разработаны: гибридный контактор; статический инвертор на 10...20 кВА для питания потребителей трехфазного переменного тока частотой 400 Гц; реверсивный преобразователь энергии для получения аварийного питания 270 В постоянного тока от аккумуляторных батарей на 27 В и для заряда их от сети 270 В постоянного тока; комплект компонентов для доработки аэродромного питания применительно к системе 270 В постоянного тока.

Переход самолета на один вид энергии уменьшит стоимость оборудования и приведет к снижению стоимости эксплуатации самолета. Использование генератора в двигательном режиме для запуска авиадвигателей приведет к общему снижению массы самолета.

По материалам зарубежных исследований известна структура бортовой СЭС полностью электрического двухдвигательного самолета с встроенными в авиадвигатель генераторами без коробки приводов (по два на каждый двигатель). В этой схеме применены магнитоэлектрические генераторы с возбуждением от постоянных магнитов на редкоземельных материалах, а также генераторы постоянного тока с выходным напряжением 270 В мощностью 12 кВт.

Система электроснабжения полностью электрического самолета должна предусматривать:

· замену гидравлической, пневматической и существующей электрической бортовых систем единой отказоустойчивой СЭС с микропроцессорным управлением распределения электроэнергии по нагрузкам;

· применение перспективной системы управления полетом с объединением силового и информационного каналов;

· применение высокоэкономичных ТРДД с высоким коэффициентом двухконтурности;

· исключение отбора воздуха от двигателей для системы кондиционирования и противообледенительной систем;

· возможность применения интегрированного с двигателем стартёр-генератора без коробки передач;

· применение СКВ с приводом от электродвигателя и электроимпульсной ПОС;

· применение перспективной оптоволоконной техники;

· резервирование СЭС по числу каналов и по мощности;

· использование критических систем управления полётом с уменьшенной статической устойчивостью.

Применение такой системы электроснабжения для двухдвигательного самолета, по исследованиям фирмы Boeing, позволит сэкономить за счет замены бортовых систем по первому пункту 634,5 кг и за счет применения перспективной СУП – 796,5 кг. Суммарная экономия массы составит 1431 кг. Использование критических по статической устойчивости СУП позволит добиться экономии расхода топлива на 7 %, общая экономия топлива на ПЭС должна составить 10– 15 %. По исследованиям фирмы Lockheed для 3-двигательного 350-местного самолета снижение массы за счет исключения гидравлической и пневматической систем составит 2415 кг. Интеграция бортового радиоэлектронного оборудования и новая электродистанционная система управления дадут снижение массы на 750 кг. Общее снижение массы должно составить 15 750 кг или 17,5 %. При этом экономия топлива составит 10 %, а эксплуатационные расходы снизятся до 1,2 %. Структурная схема СЭС ПЭС показана на рис. 12.

Рис. 12. Структурная схема СЭС полностью электрического самолета

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Архипова М. А. Реактивные самолеты Вооруженных сил СССР и России. – М.: АСТ, 2002 г

2. Котенко П. С. Системы технического обслуживания и автоматизированного контроля летательных аппаратов: учеб. пособие. – Уфа. УГАТУ, 1998. – 212 с.

3. Электрооборудование летательных аппаратов: учебник для вузов. С. А. Грузков, С. Ю. Останин, А. М. Сугробов, А. Б. Токарев, П. А. Тыричев / под ред. С. А. Грузкова. – М.: Изд-во МЭИ. т.1. 2005. – 568 с.

4. Энциклопедия военной авиации / под ред. Д. Лональда и Д. Лейка. – М.: ЗАО «Омега», 2003.

5. Электрооборудование воздушных судов: учебник для вузов / С. А. Решетов, С. П. Кононов, Н. В. Максимов и др. – М.: Транспорт, 1991.

6. ГОСТ 26765.52-87. Интерфейс магистральный, последовательный, системы электронных модулей.

7. Digital Autonomus Terminal Access Communication. Prospect firms Boeing Commercial Airplane/

8. DITS – Data Information Transfer System, ARINC-429

9. DATAC - Digital Autonomus Terminal Access Communication? ARINC-629.

10. Электрооборудование летательных аппаратов: учебник для вузов / С. А. Грузков, С. Ю. Останин, А. М. Сугробов, А. Б. Токарев, П.А. Тыричев; под ред. С.А.Грузкова – М.: Изд-во. МЭИ – т.2, 2008. –564 с.