автореферат диссертации по электротехнике, 05.09.03, диссертация на тему:Электрозапуск маршевых двигателей в системах электроснабжения самолетов с повышенным уровнем электрификации оборудования

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Р Г Б ОД на правах рукописи

1 6 О'-Л ^'ПЕРЕЛЬНАН Дмитрий Викторович

УДК 629.11 .621.311.

ЭЛЕКТРОЗАПУСК МАРШЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В СИСТЕМАХ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ С ПОВЫШЕННЫМ УРОВНЕМ ЭЛЕКТРИФИКАЦИИ ОБОРУДОВАНИЯ

Специальность 05.09.03 - Электротехнические комплексы и системы, включая их управление и регулирование

Научный руководитель: доктор технических наук, профессор МИЗЮРИН С.Р.

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 1995

Работа выполнена на предприятии Акционерное общество Авиационный научно-технический комплекс им. А. Н. Туполева

Научный руководитель

# Официальные оппоненты

- доктор технических наук, профессор

С. Р. Мизюрин

- доктор технических наук, профессор, член-корреспондент Академии транспорта, зав.каф. электрификации авиационного оборудования В. И. Кривенцев

- кандидат технических наук, доцент

В. Л. Потоцкий

Ведущее предприятие - АО "Аэрозлектрик",

г. Москва.

Защита состоится 1995 г. в час. мин.

на заседании диссертационного совета К.053.18.08 в Московском государственном авиационном институте.

С диссертацией можно ознакомиться в библиот-еке Московского государственного авиационного института. Адрес института: 125871, г. Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, д. 4, МАИ.

Автореферат разослан "Я9-" 1995 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

к.т.н., доцент

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Актуальность темы. В настоящее время одной из наиболее разрабатываемых концепций в проектировании летательных аппаратов (ЛА), как самолетов, так и аэрокосмических, является концепция самолета с повышенным уровнем электрификации оборудования (СГШО). Наиболее полная и последовательная ее реализация предусматривает замену существующих энергоемких систем ЛА на функционально аналогичные электрифицированные с удельными показателями сравнимыми или превосходящими показатели существующих гидро и пневмомеханических систем. Эта концепция способна обеспечить ряд существенных преимуществ СПУЗО по сравнению с существующими ЛА:

- снижение удельных затрат топлива;

- снижение эксплуатационных затрат на содержание и обслуживание ЛА между полетами;

- снижение стоимости жизненного цикла ЛА.

Наиболее энергоемкими на борту ЛА являются система кондиционирования воздуха (СКВ), система управления полетом и вспомогательные гидромеханические системы.

С точки зрения повышения топливной эффективности современных газотурбинных двигателей с высокой степенью двухконтурности одной из актуальных проблем является устранение отбора воздуха непосредственно от турбины двигателя на нужды (СКВ). Одним из вариантов решения этой проблемы является схема с нагнетающим компрессором с электрическим или комбинированным приводом с отбором воздуха из воздухозаборника двигателя и возвратом отработанного воздуха обратно в воздухозаборник, которая практически не увеличивает аэродинамического сопротивления двигателя и не снижает его топливной эффективности.

Основными элементами системы управления полетом" являются гидромеханические приводы рулевых поверхностей. Гидроприводы также управляют агрегатами систем выпуска и уборки шасси, разворота носовой опоры, реверса тяги, системы торможения. Успехи в теоретических и практических исследованиях в области создания электромеханического привода дают возможность замены гидропривода на высокоэффективный электропривод.

Унификация энергетических систем СПУЗО приводит к резкому увеличению потребления электроэнергии на борту ЛА. Увеличение мощности существующей системы генерирования с гидромеханическим приводом постоянных оборотов (НПО) простым увеличением габаритов неце-

лесообразно, поскольку приводит к неоправданному росту массы системы генерирования! Кроме того, ППО не обладает обратимостью передачи энергии, т.е. не позволяет использовать электрогенератор е качестве стартера для запуска маршевого авиадвигателя С МЛ). Устрг нение ППО с борта ЛЯ требует принятие специальных мер для обеспечения качества электроэнергии. Разработка таких мер привела к созданию ряда различных систем электроснабжения (СЭС) - постоянной и квазипостоянного тока повышенного напряжения, переменного тока #системой генерирования на базе привода постоянной частоты вращеш или с непосредственным преобразованием частоты, комбинированных систем стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты.

Системы генерирования альтернативных СЭС обладают обратимости а мощность генератора в каждой системе соизмерима или превышает мощность, необходимую для запуска МД. Таким образом, в концепции СПУЭО за счет унификации электрооборудования в стартерном и генераторном режимах работы становится возможным уменьшить взлетную » су ЛА путем устранения с борта воздушномеханического стартерного оборудования и повысить этим топливную эффективность ЛА.

Выполненная работа направлена на оценку ожидаемой эффективности концепции СПУЭО при различных типах СЭС и системах генерирования постоянного и переменного тока и на разработку схем и математических моделей запуска МД посредством электростартера.

Цель работы заключается в выборе и обосновании системы электр( снабжения для СПУЭО, обеспечивающей запуск авиадвигателей, и разработке способов, схем и математических .моделей запуска МД электростартером от сети ограниченной и "бесконечной" мощности.

Основные задачи исследования:

- оценка ожидаемой эффективности концепции СПУЭО на основе -сравнительного анализа основных систем базового самолета ТУ-204 с двигателем ПС-90Й и альтернативных электрифицированных систем СПУЭО для СЭС постоянного и переменного тока. Выбор и обоснове ние критерия для сравнительного анализа вариантов СПУЭО;

- разработка вариантов стартер-генераторных установок и структу[ СЭС, их сравнительный анализ и обоснование выбора предпочтительного варианта для СПУЭО;

- разработка математических моделей стартерного режима стартер-генератора и моделирование электромеханических процессов запу< ка МД в СЭС постоянного и переменного тока;

- разработка рекомендаций по созданию стартер-генераторных установок для СПУЗО.

Научная новизна работы заключается в следующем:

- проведен анализ основных систем базового самолета ТН-204 и определено увеличение взлетной массы самолета при их установке на борт;

- проведен анализ наиболее перспективных СЭС:

1. постоянного и квазипостоянного тока повышенного напряжения;

2. переменного тока стабильной частоты 400 Гц напряжением 230/400 В;

3. переменного.тока нестабильной частоты;

4. переменного тока с подканалами стабильной и нестабильной частоты.

В рамках проведенного анализа определено увеличение взлетной массы самолета при установке различных СЗС.

- на основе анализа особенностей работы современных двухконтур-ных газотурбинных двигателей разработана новая система генерирования переменного тока стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты с одновременным отбором мощности от валов высокого и низкого давления МД;

' - на основе выбранного критерия изменения взлетной массы самолета выполнена оценка эффективности концепции СПНЭ0 по сравнению с базовым самолетом для различных СЗС и определена предпочтительная система электроснабжения для СПУЭ0;

- разработана методика определения требуемой стартерной характеристики стартера при запуске МД с известными газодинамическими параметрами и на основе экспериментальных зависимостей между параметрами во время запуска;

- разработана методика синтеза механической характеристики асинхронного двигателя (АД), являющегося стартером, которая отвечает условиям запуска МД;

- разработана методика определения физических параметров АД-стартера по опорным точкам синтезированной механической характеристики;

- разработаны математические модели запуска МД при помощи электростартера в СЭС постоянного и переменного тока от источника ограниченной и "бесконечной" мощности.

Практическая ценность работы заключается в том, что:

- выполненные оценки на основе сравнительного анализа основных

систем базового самолета с системами СШШ позволяет сделать в вод об эффективности концепции СПУЭО при наиболее полной ее ре ализации для самолетов средней пассажировместимости (160 -250) пассажиров;

- результаты сравнительного анализа позволяют выбрать предпочтительную СЭС для СП930;

- разработаны новые системы генерирования квазипостоянного тока повышенного напряжения, переменного тока стабильной," нестабиль ной или квазистабильной частоты, устройство защиты от коммутационных искажений, новизна и полезность которых подтверждена 2-мя авторскими свидетельствами и патентом на изобретение РФ;

- проведенный эксперимент по асинхронному запуску синхронного генератора при помощи полной демпферной обмотки при линейно из меняющемся моменте сопротивления на валу подтвердил возможност практического осуществления такого запуска и показал совпадени в основном результатов эксперимента и математического моделиро вания запуска;

- математическое моделирование запуска МД при помощи асинхронног двигателя-стартера, выполненное совместно с АО "Аэроэлектрик", от источника ограниченной мощности показало, что параметры эле! трических стартеров обеспечивают запуск и холодную прокрутку МД за время, непревышающее заданное.

Реализация и внедрение. Результаты диссертационной работы использованы в НИР по различным темам в Московском государственном авиационном институте и АО "Аэроэлектрик".

Апробация работы. Основные теоретические и экспериментальные результаты диссертационной работы докладывались, обсуждались и получили одобрение на научно-технических конференциях в Московском государственном авиационном институте в различное время.

Публикации. Основные результаты исследований отражены в 2-х отчетах о НИР, 1-м учебном пособии и 3-х авторских свидетельствах,

Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав и заключения, содержащих 174 страницымашинописного текста, 3 таблицы и 34 рисунка, списка использованных источников из 92 наименований и 11 приложений на 68 страницах.

- 5 -

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ Во введении обоснована актуальность повышения топливной эффективности ЛА путем увеличения степени электрификации оборудования и создания стартер-генераторных установок для осуществления электрозапуска авиадвигателей.

В первой главе проанализированы основные системы базового самолета ТУ-204:

1. СЭС и система генерирования на основе интегрального привод-генератора ГП26;

2. система кондиционирования воздуха;

3. система запуска двигателей;

4. гидросистема и система гидропитания;

5. система управления полетом на основе гидроприводов;

6. система механизации крыла и других агрегатов на основе гидроприводов.

Для данных систем определена установочная масса агрегатов и оборудования. снимаемого с борта самолета и заменяемого на альтернативное электрифицированное оборудование, которая составляет 3550 [кг]'.

В качестве альтернативных СЭС для СПУЗО признаны наиболее перспективными и рассмотрены следующие СЭС:

1. постоянного тока повышенного напряжения (СПТПН);

2. квазипостоянного тока повышенного напряиения (СКПТПН);

3. переменного тока стабильной частоты напряжением 230/400 В на основе:

- привода постоянной частоты вращения (ППЧВ) с дифференциальным редуктором;

- ППЧВ с двумя дифференциальными редукторами;

- машины двойного питания (МДП);

- дифференциального редуктора и МДП;

4. переменного тока с подканалами стабильной и нестабильной частоты; ,

5. комбинированная система переменного тока стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты.

На рисунках 1.1____1.5 представлены структурные схемы систем генерирования соответствующих СЭС.

В качестве альтернативной СКВ принято целесообразным применить схему с комбинированным приводом компрессора от электродвигателя и от турбины высокого давления МД с суммированием мощности при помощи дифференциального редуктора и с отбором воздуха из возду-

- б -

и/.-уаг и=270М кп=чаг ----

РЖ

СУ

¿ПТПН рис. Ч-"1

МД др СШ

ТрР

СГ ¿табильной частоты на базе ЛЛЧВ рис. \.2

ИД

п-уаг

|_

скптпн

рис. 4.3

-270 [В]

■о

ои^спп^

СГ переменного тока с подканалами стабильной и нестабильной частоты

рис. 1.4

МД

ТНД

I Т6Д

ВР

1ДР

ДР

С Г перешго юка стабильной, нетЛль-ной млн квазиста5иль-ной частоты

¿)г Ш

пч

I

СУ

рис.

1.5

хозаборника двигателя с последующим возвратом отработанного воздуха в компрессор двигателя.

По результатам расчетов потребной электрической мощности для оборудования СПУЭО определены мощности основных генераторов в различных СЗС с учетом 1002-го резервирования. Мощности генераторов приведены в таблице 1.

Для определения состава оборудования СЭС разработаны структуры различных типов СЭС, обеспечивающие питание потребителей электроэнергии во всех ожидаемых условиях эксплуатации и запуск МД.

В разделе оценки параметров и характеристик электромеханичеко-го привода опрвдэлэно, что привод системы управления полетом, и других систем СПУЭ0 в"СЗС постоянного тока целесообразно строить на основе вентильных двигателей с инвертором тока. В СЭС переменного тока привод может быть построен на базе асинхронного двигателя с блоком векторного управления. Последний может состоять из управляемого выпрямителя, звена постоянного тока и инвертора или из непосредственного преобразователя частоты. Предпочтительной является структура со звеном постоянного тока, т.к. она не предъявляет требований к минимальному значению частоты питающего напряжения.

В качестве критерия для сравнительного анализа систем базового самолета и СПУЭО выбран критерий абсолютного изменения взлетной массы самолета, который комплексно учитывает установочные массы сравниваемых систем, затраты топлива на обеспечение работы систем на борту и их транспортировку, дополнительные изменения масс носителя и силовой установки в связи с установкой системы на борт и все дополнительные затраты топлива. Данный критерий выражается уравнением:

где Мс.б. - полетная масса систем базового самолета;

Мс.э. - полетная масса электрифицированного оборудования

СПУЭО;

А = 1/[Мвзл./(Мк + Мсу) - П - коэффициент роста массы носи-

д Мабс.в = (Мс.б. - Мс.э.

И.1)

теля;

Мвзл. - взлетная масса самолета; Мк - масса конструкции самолета: Мсу - масса силовой установки;

Суд. - удельные затраты топлива Скг/н-с];

То 1 расчетное время полета [с];

В - ускорение свободного падения [м/с2];

К - аэродинамическое качество самолета.

Результаты расчета изменения взлетной массы самолета ТУ-204 для различных СЭС приведены в таблице 1. При этом полетная масса снимаемых с борта систем базового самолета составляет Мпс.б. = 8600 [кг], уменьшение взлетной массы базового самолета цри съеме с борта систем составляетдМвзл. = 16100 [кг].

На основании проведенных расчетов абсолютного изменения взлетной массы самолета для различных СЗС в рамках реализации концепции СПЫЭ0 можно сделать вывод, что все варианты СПЯЭО с СЗС посто янного и переменного тока имеют большую топливную эффективность п сравнению с базовым самолетом, т.к. реализация любого из этих вариантов приводит к уменьшению взлетной массы самолета. Наиболее эффективными по выбранному критерию являются варианты с комбинированной СЭС переменного тока стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты.

Во второй главе рассмотрены физические основы процесса запуска МД, составлено уравнение динамического равновесия роторов двигателя во время запуска, представлены структурные схемы систем запуска в различных СЭС, рассмотрена последовательность функционирования агрегатов систем запуска на различных этапах запуска и их взаимодействие с агрегатами СЭС. Проведен сравнительный анализ различных систем запуска. - ■

Для двухконтурного газотурбинного двигателя уравнение динамического равновесия во время запуска может, быть записано в виде:

Нст.(Пвд) + Мт.пр.(Пвд) - Спр.к-Пвд (2.1)

где

р

Лпр. = Звд. + Знд. (Пнд/Пвд) - приведенный к валу высокого дав

ления (ВД) момент инерции роторов двигателя;

Лвд., Знд. - моменты инерции роторов ВД и НД; ПВД> ПНд ~ частоты вращения роторов ВД и НД; МстДп6д) - приведенный к ротору ВД момент стартера;

таблица 1

сзс N. Установочная масса СЗС [кг] Масса электропривода 1кг] (гидропривода и гидросистемы для базового самолета) Установочная масса систем СПУЗО [кг] (СЗС + электропривод ) Затраты топлива [кг] Полетная масса систем СПУЗО (кг](или снимаемых систем базового самолета) Абсолютное уменьшение взлетной массы самолета [кг]

Базовый самолет 790 2765 - 5835 8600 -

сптпн 5г= 300 [кВА] 2800 1570 4370 990 5360 6120

Бг= 215 1 кВЙ ] 2150 1370 3520. 840 .-4360 8000

СКПТПН 300 [кВАЗ 2700 1570 4270 980 ' ' '5250 6950

5г= 215 [кВЙ] 2070 1370 3440 830 4270 8160

СЗС переменного тока стаб. частоты на базе 5г = 1301кВй1 - ППЧВ с ДР и трансреактором 1530 1910 3340 700 4040 8540

- ППЧВ с двумя ДР 1400 1810 3210 690 3900 8800

- на основе мдп 1270 - 1810 3080 670 3750 9090

- комбинированная с ДР и МДП 1330 1810 3140 680 3820 8970

Комбинированная СЗС переменного тока стаб., нестаб. или квазистаб. частоты 1240 1810 3050 670 3720 9140

Смешанная СЗС переменного' тока с подканалами стаб. и нестаб. частоты 1470 1810 3280 700 3980 8650

Мт.пр.(Пвд) - приведенный к ротору ВД момент, создаваемый ту[

бинами ВД и НД двигателя; Мт,пр.(пВд) = Мтвд + Мтнд (пНд/пад);

ХИ

. Спр.к = Свд + Снд СПнд/Пад) - приведенный к ротору ВД коэффициент сопротивления сжатия воздуха в компрессорах высокого низкого давления.

X - показатель степени. В соответствии с расчетами 'для двигателя ПС-90А этот показатель составляет X = 1,96,. При известной моментной характеристике стартера МстдпВд) по разр ботанным математическим моделям можно определить время запуска.

Анализ систем генерирования в различных СЭС позволяет сделать следующие выводы:

1. В СПТПН с целью повышения степени унификации оборудования запуск стартера целесообразно осуществлять в режиме вентильного дви гателя. Осуществление асинхронного запуска возможно, но для этого необходимо ввести дополнительную коммутацию цепей, исключающую из работы обратимый статический преобразователь стартер-генератора.

2. В СКПТПН запуск также осуществляют в режиме вентильного двигателя, но здесь достигается большая степень унификации оборудована чем в СПТПН из-за того, что питание стартера и потребителей на борту ЛА осуществляют от одного источника по трехпроводной цепи прямоугольными импульсами напряжения, сдвинутыми во времени, которые суммируют на нагрузке. На обмотки стартер-генератора по двум из этих трех цепей подают нарастающее напряжение.

3. В СЗС переменного тока етабильной частоты с ППЧВ на базе дифференциального редуктора £ДР) и трансреактора осуществляют асинхронный запуск основной машины и синхронный - вспомогательной'. Алгоритм их взаимодействия в процессе запуска не является сложным. Наличие отдельных шин для питания потребителей во время запуска является недостатком этой системы запуска.

4. Двухканальная система генерирования переменного тока на базе ДР обладает недостатками предыдущей системы и кроме того имеет весьма сложный алгоритм взаимодействия оборудования и коммутации цепей во время запуска, что снижает надежность системы.

5. В системе генерирования на базе МДП недостатком, снижающим надежность системы, является дискретное изменение структуры преобразователя частоты в процессе запуска. В данной системе осуществим асинхронный запуск стартера.

Таким образом, в наибольшей степени отвечающими требованиям, предъявляемым к системам электрозапуска двигателей, являются система КПТПН и в СЗС переменного тока - системы генерирования на базе ДР и трансреактора, на базе МДП и система стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты, в которых применим асинхронный запуск стартер-генера.тора, как наиболее простой и надежный способ электрозапуска.

В третьей главе определена моментная характеристика электростартера на основании данных моделирования и действительных характеристиках запуска двигателя ПС-90Й, предложена методика расчета параметров стартер-генератора по известной моментной характеристике. Непосредственно методика распространяется на неявнополюсные генераторы с полной демпферной обмоткой. Однако даже при явнополюсной конструкции при полной демпферной обмотке по опыту проектирования

Поэтому предложенную методику в инженерной практике можно распространить и на явнополшсные машины.

Для решения уравнения динамического равновесия необходимо знать связь между параметрами двигателя. Определить точно аналитически эту связь не представляется возможным в виду сложности газодинамических процессов в'двигателе во время запуска. По данным моделирования процесса запуска можно аппроксимировать эти зависимости при помощи эмпирических формул:

314 32 33

Мтнд = Кгпнд; Мтвд = Кг-пВд; пНд = К3-пвд, (3.1)

где Кь' Кг. Кз - постоянные коэффициенты, а<, аг, аз - показатели степени. С учетом (3.1) уравнение динамического равновесия может быть представлено в виде:

Мст. (п0Д) + КгК^вд^Пнд/Пвд) +.

+ К2-Пвд - Спр.к-пхвд; (3.2)

Решение этого уравнения дает возможность получить потребную момен-тную характеристику стартера Мст = ППвд) в диапазоне пВд от нуля до близких к малому газу.

Для комбинированной СЗС переменного тока стабильной, нестабильной или квизистабильной частоты узел привода стартер-генератора выглядит, как показано на рис. 3.1.

ДР

- 12 -

ВР - вспомогательный редуктор с коэффициентом редукции 1; ДР - дифференциальный редуктор с коэффициентом редукции ¡др.

Для данной системы Пет- = (пВд - Пнд-П-1др. =

= (Пвд - Кз*п|д-1 )чдр. (3.3)

рис. 3.1

После преобразования этого уравнения к вида Пвд = А'пст. .где й' В числовые коэффициенты, его подставляют в уравнение (3.2). Решением этого уравнения является функция Мст = ППст.).

Для синтеза механической характеристики асинхронного двигателя -стартера (АД) стартерную характеристику преобразуют к виду Мст = ПБ), где 5 - скольжение. Так, для двигателя ПС-ЭОА обороты малого газа п8днг = 8500 [об./мин.], то синхронную частоту вращен АД целесообразно выбрать Пс = 8000 [об./мин.]. Для значений сколь яений от момента пуска до режима холостого хода ($£ [1...Бхх]) определяем значение момента АД в ¡-й точке по формуле Клосса:

(3.4)

М= Мшах" / в?^—^пах)-•

где Мшах, Бшах - максимальный момент и скольжение при Мшах, взяты из требуемой стартерной характеристики АД, 51 - скольжение в ¿-й

г .ИД , иСТ ,,ст .

точке. Если Н; ^ М { , где - значение момента в 1-й точке, в

по требуемой характеристике, то переходим к точке 1+1 и расс-читыв

И 1Н

Если М^

<нТ

момент новой х^эактецистики: (£тах

но». сТ

йаах = МI ■

•5тах. ¡>\

по формуле Клосса рассчитываем максималь

2-({ + ¿тах)

(3.5)

М

Затеи пересчитывают все предыдущие значения М^ при новом значен Мшах, определяют новый пусковой момент

Нп '= 2-Мпах-(1 + 5шах)/(1/5тах + 3 Бшах). Повторяя все предыдущи шаги для полного набора опорных точек, получают характеристику АД

■ - 13 -

виде Млд = П5дд), удовлетворяющую условиям запуска, т.е. такую, ни одна точка которой не находится ниже требуемой стартерной характеристики.

Для определения физических параметров АД по известной механической характеристике запишем выражения максимального и пускового моментов и скольжения при Мшах:

. Мтах = -Р-Гт-Ц? (3>6)

Мп = p.mrUrlte/[2№(Rx +Хк)] с 3.7)

. Smax = Ra/VRb+Хк (3.8)

где Rk = R{+ R2,Xk = Xi + Хг- активное и реактивное сопротивления первичного и вторичного контуров в Г-образной схеме замещения, р - число пар полюсов, ггц, fl - число фаз и частота питающего напряжения Щ. Из уравнения (3.8) определяем yR^ + Хк = Rz /Smax и подставляем в (3.6), (3.7). Из полученного вновь уравнения для Мшах определяем Rj:

R< = (p-mrU* )/(4-7Г-f< • Мшах) - R2/Smax (3.9)

Значение R^ подставляем в (3.7) и после преобразований получаем:

иг- Р-^Н* - fe);^ (ЗЛО)

2-7T-fj-Mn-(j- ¿max)

Подставляем значение R^ в (3.9) и получаем:

R _ Р-ич-Ц? P-mrUfQ - ¿^-¿тал (3 И)

4-JT-frMmax ¿max)2

После подстановки значений R.J и R;> в (3.8) и преобразований получим :

Таким образом, по характерным точкам механической характеристики определены параметры первичного и вторичного контуров схемы замещения АД, по которым, используя известные формулы преобразования, можно найти физические параметры первичной и вторичной обмоток асинхронного стартера.

В четвертой главе разработаны математические модели запуска МД

от электрического стартера в различных СЭС и при различных типах стартеров в соответствующих СЭС. Математическая модель является универсальной при питании стартера от сети ограниченной и "бесконечной" мощности. В качестве источника ограниченной мощности используют генератор ВСУ или генератор ранее запущенного авиадвигателя. Источником "бесконечной" мощности может служить источник аэродромного питания, подключенный к промышленной сети.

В СЭС постоянного и квазипостоянного тока повышенного, напряже-ния схему запуска моано представить как показано на рис. 4.1.

(¡^ЕЕ

Ьдр Ядр

МД

СУ

ел

рис. 4.1

Здесь Гвсу - питающий генератор, В - управляемый выпрямитель, Ьдр, Ядр - звено постоянного тока, И - инвертор, СЯ - система управлени; СтГ - стартер-генератор, МД - маршевый двигатель, сА ,Л - углы управления выпрямителем и инвертором.

Описание выполняют в (1, 0 - координатах при допущениях, что магнитная цепь СтГ ненасыщена. МДС по расточке статора распределена по синусоидальному закону, демпферные крнтура отсутствуют, при описании инвертора не учитывается процесс коммутации вентилей.

На рис. 4.2 показана диаграмма изображающих векторов синхронного двигателя. <$

Напряжение на выходе выпрямителя:

ив $

где

и<1п, Ццп - напряжения на входе выпрямителя, К&Ц- коэффициент передачи выпрямителя по напряжению. Напряжение на входе инвертора:

ии = ив - ¡гг Кдр - Ьдр'тт^С4.2)

ах

г г1 ^ийп + Иди -Кбч-созл, (4.1)

- 15 -

Амплитуда напряжения на входе двигателя:

Цш = ии-7Г/(3^соз^ ). (4.3) Напряжение на обмотках стартер-генератора -

и(3 = -Шгзшб; Цд = иш-соэЭ. Амплитуда тока двигателя -1ш = /ЯГ: токи двигателя 1(1 = 1ш• э 1пЛ: = -1т-согЛ.

Для стыковки математической модели синхронного двигателя с инвертором тока с моделью питающего генератора входные токи выпрямителя 1(1п, 1дп выражают в осях генератора:

1 с!п = 1п-соз(¡Гг - л )-Кы: 1чп = 1п-31п(Уг - с* )-Кьх, (4.4) где ¡¡г = аг^д Цдп/ийп: Ках - коэффициент передачи выпрямителя по току. После последовательных подстановок и преобразований получим систему уравнений в'относительных единицах, описывающую синхронный двигатель с инвертором тока:

ив'• квм • солл;

с[±1-(£др {¿Л* Х_

¿Г * и У с^-^пЛ со?' 1-ивЗ\ГГ'

л± = /Сд+

¿г ^з аир-ы}]\ из$1 I и*ъ{Т ^

* * * * + г ТГ?- Гп4 й * * \ * 1

- Ео-*о -ч-^-ц-^--яДр+ Г> 10; ¿^ _ Р-М5 ,* * Ч. * _ * * .

(4.5)

В качестве базисных величин взяты номинальные значения параме ров питающего генератора.

Запуск синхронного двигателя с инвертором тока в синхронизме частотой, задаваемой инвертором, возможен с ограниченной скорост df(t)/dt, меньшей некоторой критической скорости СdfСt )/dt1кр. Функцию f(t) выбирают так, чтобы при условии Un(t)/f(t) = const не превысить [df(t>/dtЗкр. Представим функции частоты и напряжения в виде:

f(t) = fo + (fH - fo) Fit); Unit) = Umo + CUbh .- Umo) Fit), (4 где fo, Umo - начальные значения частоты и напряжения, обеспечив ющие вхождение в синхронизм, fH, UmH - номинальные значения част ты и напряжения, F(t) - безразмерная функция времени, такая что FCO) = 0. Например, F(t) = 1 - e~dt или Fit) = K-fit).

В работе получено приближенное выражение для разности угловых скоростей поля и ротора при колебаниях ротора, при которой может произойти втягивание в синхронизм. По этому выражению определено значение fo:

f0 = Л\ Мтах - Ис ' {А?)

27ТКГУ \ Р-3£

где Мтах = Ст-U-Ео)/(йс• Xd) - максимальный электромагнитный momi Время запуска определяют из условия f(t)|tsi = fH.

В силу непериодичности фазных напряжений обмоток во время запуска для синхронного двигателя рационально использовать соотнош ния: t

Ud = Urn-sin8; Uq = -Um-cos&; 6 = 6c + Jtwcit) -w(t)]dt (4.8 где в^ , & - рабочий угол в синхронизме и в процессе запуска, Юс it) - синхронная скорость вращения поля, W(t) - угловая'скор( ротора.

Уравнения синхронного двигателя представляют в d, q - координг тах, дифференцирование выполняют по безразмерному времени Y = = iJc.H0Mt = 2-7Г-fHOM.-1. Тогда уравнения двигателя в относительных единицах имеют^вид: Ud = Umo + Ci - Umo) F(T ) sinS

Uq = -Ото - (1 - Umo) Fir ) cos& (4.9)

ГД6 -dX/uJtmA „ X

F(T> = (L- e ) или FCC) = _

9 = et + J[tUc(T ) - W (T )]dr; Ob(r ) = fo + (1 - fo) F с

По полученным выражениям и представленной методике можно определить значениям, при которых с1ПЬ)/с№ не превосходит критического значения, обеспечивая запуск в синхронизме. Для оптимизации процесса запуска можно задавать различные виды функции РС Ъ).

Вторая часть четвертой главы посвящена математическому моделированию запуска МД в СЗС переменного тока. Схема асинхронного запуска стартер-генератора при помощи полной демпферной обмотки выглядит следующим образом:

{г=соп** Д МД

С

гтд

ВСУ

г ВСУ

Йд=уаг

рис. 4.3

Эквивалентная объединенная схема замещения системы генератор двигатель показана на рис. 4.4.

Чг| Вг

ру ~У~\_

1А

ТМ

-Я.

РН

Ог

1

иг= СОП$±

Г*

1]

¿Д

Вд ЪА

ад -О"

и)д =чз.г

1

генератор

двигатель

рис. 4.4

При моделировании генератора использованы уравнения Парка-Горева в относительной безразмерной форме в системе "ХасГ с базисными величинами в виде номинальных значений параметров генератора.

Регулятор напряжения представлен в виде идеализированного безынерционного с уравнением:

ивгСС ) = ОвгСО) [1 + Ку •( X -ТР)] (4.10)

где Цвг(О) - начальное значение напряжения возбуждения. Ку - коэффициент усиления,Тр- безразмерное время, определяющее зону нечу-

* -1V

вствительности регулятора [Übt - UbtC 0)] при Г ^ Тр .

Уравнения математической модели Ст-Г в режиме асинхронного дв| теля записаны также в относительной безразмерной форме в системе ' "Xad" с базисными величинами в виде номинальных значений парамет] генератора при ид = var т.е. уравнения Ст-Г записаны в общих дл< нератора и двигателя осях. Вследствие того, что оси <3д, чд при з< ске вращаются с частотой а»д = var и относительная частота вращен! осей ротора двигателя и генератора равна и)г - и>д , в роторных у{ ниях двигателя появляется множитель (cür-^д)- Здесь и далее в ург нениях индекс "г" принадлежит параметрам питающего генератора, И1 деке "д" - параметрам двигателя (т.е. стартер-генератора в режиме асинхронного двигателя).

Поскольку в качестве источника энергии при запуске используют генератор одинаковой со стартер-генератором мощности и при выводе уравнений использованы одни и те же базисные величины, то можно принять равными соответсрунщие относительные уараметры двух мамин: Rr = Яд = Xdr = Хйд; Xqr = Хдд; XDr = ХОд; XQr = ХЙд; V = Фог = Фед: цг = ЦА: idr = Ыд. (4-.il)

Уравнения связи при запуске асинхронного двигателя имеют вид: Udr = Udfl; Uqr = бчд. (4.12)

После подстановки в уравнения (4.12) уравнений генератора и двига теля после преобразований получим систему^уравнений^относительно переменных idA, Цд, iBr. ior. iQr, iBA, i<DA, i(jt), :

1 2R ЧТ dt "irv л r/J' * *

?, -iäk+ • .5 •

Вг ~ dt + lBr Rer' (4.13)

О О-фьЛъЪ;

* * dfan / * * ч *

f * dibfl , * * x «■ О = H>A-fbA + — - (Wr-ufcJ-Ve®;

du)& _ i

d T 2-R- Ha

4

- U>r

У

(fer-ifc+^afl-^-Mi;

Здесь H3

,_tJ*Jjai—инерционная постоянная. Решение системы (4.13)

дает возможность определить изменение напряжения генератора во время запуска в функции времени ,

Особенностью математического моделирования запуска МД в СЭС переменного тока на базе МДП является то, что электрические машины (питающий генератор и стартер) электрически неидентичны и здесь не соблюдается равенство соответствующих параметров, аналогичное равенствам (4.11), за исключением равенств токов обмоток. Кроме того, в выражении инерционной постоянной число пар полюсов равно р = pl+ p2, где pj, pa'- числа пар полюсов роторных обмоток МДП и в уравнениях токов и движения ротора вместо величины 2R необходимо подставить значение (Яд + Rr). После преобразований системы уравнений (4.13) с учетом изложенных замечаний можно получить общую систему уравнений запуска стартер-генератора на базе МДП.

Для некоторых типов МД, например, винто-вентиляторных реактивных двигателей (ВВРД) необходимо разделение функций стартера и генератора, т.е. совмещение их в одной машине невозможно. В качестве стартера здесь рационально использовать асинхронный двигатель с симметричной роторной обмоткой. При этом при записи уравнений^по-токосуеплений и основных^уравнений двигателя принимают RDfl = ОДд = = R, Xadfl = Хачд, ХОд = ХОд, Х(1д = Хцд, ХБд = Х(3д. В остальном вывод уравнений переходного процесса при запуске МД в такой системе в общем случае аналогичен выполненному для СЭС на базе МДП.

, Строго теоретически представление системы "синхронный ганератор--асинхронный двигатель" (СГ - АД) в ортогональных осях, вращающихся относительно ротора с (сог-iJa) при Ша - var, возможно при не-явнополюсном исполнении АД. Однако при запуске в большой степени проявляются сверхпереходные синхронные сопротивления X"d, X"g. Для

(4.14)

машины с полной демпферной обмоткой Х"с1« Х"ц. что частично лока/ зует магнитную несимметрию и дает возможность использовать прибли женную модель такой синхронной машины в режиме асинхроннго запуск Тогда можно представить обобщенную математическую модель для маши с электромагнитным возбуждением с полной демпферной обмоткой, МДГ и автономного асинхронного стартера.

При разработке математической модели асинхронного запуска следует учитывать, что в начальной стадии пик тока АД в 8... .12 раз превышает номинальный. Поэтому спад напряжения питающего генерато ра неизбежен даже при наличии регулятора напряжения (РН), что повлияет на в|эемя запуска, поскольку Мад ~ и* Для изучения процесса запуска бв(Т ) задают уравнением идеального безынерционного РН режиме форсировки напряжения возбуждения, который после восстанов ления питающего напряжения стабилизирует его на номинальном уровн Минимальный спад иг будет при релейном законе 0в(Т ):

5в(Т ) = Йво + 6 [Ово (Кф - 1)] (4.16)

для тг < Тес- где Твс - относительное время восстановления напря жения СГ, Кф - коэффициент форсировки напряжения. Время "Свс можно определить из равенства

Допустимость практического применения теоретически нестрогого выр жения (4.17) можно обосновать тем, что если шаг интегрирования Ьш при решении системы уравнений выбрать Ът < Т = 1/Г, то на каждом шаге можно принять постоянной амплитуду напряжения 11гС Ъ) с постоянным периодом.

В работе предложен один из возможных вариантов построения алгоритма расчета математической модели системы асинхронного запуска. При этом используют наиболее рациональную математическую модель АД в неподвижных статорных преобразованных координатах с* , в которых IIос = 1]ти)• 11/3 = ишси-созгл^. Тогда

модель регулируемого по напряжению асинхронного запуска имеет вид:

(4.1?)

(4.18)

\Ц4* j r/= ij-txj + xn.) +

*ir

где X^'- относительные индуктивные сопротивления рассеяния статор-

ной и роторной обмоток, Хт - относительное сопротивление намагни-»

чивашщего контура.

Для оценки переходных процессов и сравнения процесса запуска от источника равной мощности с запуском от источника существенно большей мощности, чем стартер-генератор, в работе проанализирован запуск от идеализированного источника "бесконечной" мощности. Для такого источника^ уравнениях генератора следует положить Rr = 0; ХС(Г=Х(ЬГ= 0; Udr= 0; Uqr = Е0= const.

Для исследования электрического запуска МД с помощью асинхронного двигателя совместно с АО "Аэроэлектрик" была выполнена работа по моделированию запуска. Моделирование выполнено для двух АД с номинальной мощностью 100 [кВт] и различными активными сопротивлениями роторных обмоток при различных числах пар полюсов. Моделирование показало, что параметры электрических стартеров обеспечивают запуск и холодную прокрутку двигателя за время, не превышающее заданное при допустимой перегрузке по току питающего генератора. Характеристики переходного процесса при запуске одного из стартеров показаны на рис. 4.5.

Для подтверждения возможности запуска синхронной машины^ посредством демпферной обмотки от сети соизмеримой мощности было выполнено математическое моделирование и проведен маломасштабный эксперимент по осуществлению такого запуска. В качестве синхронной машины был применен генератор преобразователя ПТ-6000, питаемый от генератора мощностью 12 [кВА]. Результаты эксперимента показали совпадение в общем с результатами математического моделирования электрических процессов при запуске синхронной машины за счет демпферной обмотки. Схема экспериментальной установки показана на

иг Ю д

\ - -

0,8- ■ 0,8

0,6- ■ 0,6

0,4-

0,2- 0,2

«г

Шд.

Рнон.ЛА = 10°™ иной. = ШВ] р =4 Ц = 0,068 Яг = 0,044

—I-

,4

5 40

рис. 4.5

рис. 4.6. Результаты эксперимента и математического моделирования показаны на рис. 4.7.

Ян

ПТ-6000 рис. 4.6

Щв1

1001

0,05

46 ^ рис. 4.7

В заключении работы приведены основные результаты и выводы, полученные автором в процессе исследований.

В приложениях приведены результаты расчетов, выполненных для различных систем базового самолета и СПУ30 и результаты их сравнительного анализа.

ОСНОВНЫЕ ВЫВОДЫ

1. В рамках оценки ожидаемой эффективности концепции СПУЭО определены общие положения сравнительного анализа систем базового самолета и СПУЭО и выбран критерий оценки эффективности. Эффективность замены систем базового самолета на функционально аналогичные электрифицерованные системы оценивалась по абсолютному изменению взлетной массы самолета, которое представляет собой разницу между увеличениями взлетной.массы ДА при установке базового и электрифицированного оборудования.

2. В качестве альтернативных СЭС для СПУЭО наиболее перспектив ными признаны: СПТПН, СКПТПН, переменного тока стабильной частоты 400 Гц напряжением 230/400 В, переменного тока нестабильной частоты напряжением 230/400 В, смешанная система с подканалами стабильной и нестабильной частоты.

3. Для СЭС переменного тока стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты разработана система генерирования с одновременным отбором мощности от валов ВД и НД двигателя и суммированием мощности при помощи дифференциального редуктора.

4. Все рассмотренные системы генерирования постоянного и переменного тока позволяют осуществить электрический запуск МД.

5. Расчеты абсолютного изменения взлетной массы самолета для различных СЭС показали, что все варианты СПУЭО имеют большую топливную эффективность по сравнению с базовым самолетом. Наиболее эффективными по выбранному критерию являются варианты СПУЭО с СЭС переменного тока стабильной, нестабильной или квазистабильной частоты.

6. Для исследования электромеханических процессов в стартере при запуске МД разработаны математические модели запуска от источника ограниченной и "бесконечной" мощности. Показано, что в СПТПН и СКПТПН запуск целесообразно осуществлять в режиме вентильного двигателя, а в СЭС переменного тока - в режиме асинхронного двигателя.

7. Математическая модель позволяет исследовать процессы при запуске от различных типов стартер-генераторов.

8. В СПТПН и СКПТПН определен общий подход к составлению уравнений, позволяющих определить критическую скорость увеличения частоты инвертора тока при частотном запуске, обеспечивающую запуск МД в синхронизме.

9. В СЭС переменного тока для обеспечения запуска при спаде напр нения необходима форсировка напряжения возбуждения питающего гене тора. Для исследования процессов в начальной стадии при провале н пряжения, предложен общий подход к составлению математической мод ли, позволяющий получить минимальный спад напряжения.

10. Математическое моделирование на ЭВМ процессов запуска МД

с помощью асинхронного двигателя показало, что параметры электрических стартеров обеспечивают запуск МД за время, не пдевыиающее заданное при допустимой перегрузке питающего генератора.

11. Проведенный маломасштабный эксперимент подтвердил возможность запуска синхронной машины посредством демпферной обмотки от сети соизмеримой мощности. Результаты эксперимента показали совпадение в общем с результатами математического моделирования элек тромеханических процессов при запуске синхронной машины за счет демпферной обмотки.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Исследование асинхронных двигателей и элементов систем электро питания полностью электрифицированного самолета. /Отчет о науч но-технической работе по теме N 2267, этап 3, часть 2, каф. 31 МАИ. 1988.

2. Исследование систем генерирования и методики расчета электромеханических преобразователей для полностью электрифицированно самолета. /Отчет о научно-технической работе по теме N 2267, этап 28, каф. 310, МАИ, 1990.

3. Мизюрин С. Р., Перельман Д. В. и др.

Перспективы развития систем генерирования ДА и наземных транспортных средств./ Учебное пособие для ФПКИ, МАИ, 1991.

4. А. с. N 853766 (СССР). МНИ H 02 Р 13/16. Устройство для управл ния вентильным преобразователем. /АлешечкинВ.А., Бочаров В.В., Резников С.Б., Перельман Д.В. - 1981.

5. А. с. N 1363705 (СССР), МНИ В 64 D 47/00. Автономная система электроснабжения постоянного тока. /Бочаров В.В., Перельман Д. Резников С.Б., Смирнов C.B. - 1987.

6. Заявка N 93-037013 на патент РФ. Способ генерирования перемени тока. Положительное решение ВНИИГПЭ от 20.06.95 г. /Перельман