Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ЭЛЕКТРОСТАРТЕРНОГО ЗАПУСКА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Предложение относится к электротехнике, в частности к способам электростартерного запуска маршевых авиадвигателей, на выходе которых установлены генераторы переменного тока для питания потребителей электроэнергии.

Известны способы электростартерного запуска авиадвигателей, генератор переменного тока которых установлен на выходе авиадвигателя и служит для использования в инверсном двигательном режиме в качестве электростартера, статья «Система электрозапуска ГТУ в эксплуатации», авторы: Левин А.В., Лаптев Н.Н. в журнале «Газотурбинные технологии», 2009 г. Питание таких стартер-генераторов осуществляется от сети переменного тока (например, от вспомогательной силовой установки) через полупроводниковый преобразователь напряжения.

Недостатками такого способа запуска авиационного двигателя являются сложность конструкции и высокие массогабаритные показатели устройства для его реализации, так как преобразователи по существу представляют собой или «классический» инвертор или, что практически одинаково по массе, вентильный преобразователь, рассчитанный на полную мощность стартерного запуска.

При этом следует учитывать, что электростартерный запуск маршевого авиадвигателя средней мощности требует ориентировочно 120÷150 кВт электроэнергии при времени запуска 1,5÷2 минуты, а при ускоренном запуске, при времени запуска 10÷15 сек, требуемая мощность существенно увеличивается.

Известны также способы управления стартер-генераторной системой, заключающиеся в запуске авиадвигателя от источника питания переменного тока путем перевода генератора в двигательный (стартерный) режим с помощью преобразователя, построенного на основании ключей переменного тока с симметричной проводимостью, включенных в каждую фазу стартер-генератора, опубликованная заявка №2012125281 от 19.06.2012 г. на изобретение «Способ управления стартер-генераторной системой переменного тока и устройство для его реализации», опубл. 27.12.2013 г., бюл. №36.

Недостатком такого способа управления является его сложность и трудность осуществления стартерного запуска (раскрутки авиадвигателя) до оборотов, соответствующих более 30% от номинальной частоты генератора. Кроме того, указанный способ запуска предусматривает режим импульсно-фазового управления преобразователем на всем протяжении периода противоЭДС стартер-генератора, что приводит к ухудшению энергетических показателей системы запуска в целом.

Предлагаемый способ электростартерного запуска авиационного двигателя лишен указанных недостатков и позволяет осуществить запуск маршевого авиадвигателя не только упрощенным способом, но и при более высокой энергетике, в том числе за счет более эффективного использования источника питания, а также позволяет раскручивать авиадвигатель до оборотов, соответствующих или превышающих синхронную частоту стартер-генератора (например, в режиме сопровождения).

Цель изобретения - упрощение способа и повышение эффективности электростартерного запуска маршевого авиационного двигателя.

Поставленная цель достигается в способе электростартерного запуска авиационного двигателя, вал которого связан с валом стартер-генератора переменного тока, заключающемся в том, что режим электростартерного запуска обеспечивают путем подачи на фазные обмотки стартер-генератора синхронной последовательности полуволн напряжения от одноименных фаз независимого источника переменного тока. Период запуска авиационного двигателя делят на два интервала времени, в течение первого интервала времени запуск осуществляют путем формирования синхронной последовательности полуволн напряжения от одноименных фаз независимого источника переменного тока до достижения 10÷20% номинальной частоты стартер-генератора, а в течение второго интервала времени запуска, в моменты превышения величины питающего напряжения над величиной противоЭДС стартер-генератора и преимущественно в зоне ее амплитуды, формируют асинхронную последовательность дискретных импульсов тока. Амплитуда этих импульсов не должна превышать предельно допустимого значения тока стартер-генератора, а число импульсов определяется в зависимости от заданной скорости разгона ротора авиационного двигателя.

На фиг. 1 представлена функциональная схема устройства, иллюстрирующая реализацию заявляемого способа, где:

1 - приводной авиадвигатель,

2 - стартер-генератор,

3 - блок датчиков тока,

4 - блок ключей двухсторонней проводимости,

5 - независимый источник питания переменного тока,

6 - потребители электроэнергии переменного тока при работе генератора в стационарном режиме,

7 - система формирования синхронной последовательности импульсов управления блоком 4,

8 - система формирования асинхронной (дискретной) последовательности импульсов управления блоком 4,

9 - узел переключения режимов управления по частоте,

10 - блок выделения зон, в окрестностях которых формируются импульсы управления блоков 7 и 8,

11, 12 - преобразователи (узлы выделения первой гармоники соответственно напряжения и тока в цепях питания генератора 2),

13 - вычислитель электромагнитного момента,

14 - программатор (узел задания параметров тока, частоты работы ключей и переключения режимов, времени запуска и т.д. в зависимости от заданного темпа разгона авиационного двигателя),

15, 16 - узлы сравнения,

17 - датчик частоты,

18 - система управления работой авиационного двигателя,

19, 20 - блоки силовых контакторов.

Способ электростартерного запуска авиационного двигателя заключается в следующем. Электростартерный запуск авиационного двигателя осуществляют через установленный на нем стартер-генератор переменного тока, путем перевода его при запуске в двигательный стартерный режим с питанием от независимого источника переменного тока, например, ВСУ (вспомогательная силовая установка) или от наземного источника переменного тока. При этом электростартерный запуск авиационного двигателя по времени делят на два интервала. В первый интервал времени запуска осуществляют раскрутку авиационного двигателя (ориентировочно до 20÷25% номинальных оборотов), для этого создают синхронную последовательность импульсов, представляющих набор полуволн питающего напряжения в зависимости от задаваемого темпа раскрутки авиадвигателя, определяемого программным устройством.

Ток в фазах генератора регулируют обычным импульсно-фазным методом за счет изменения углов включения силовых симметричных ключей, например, тиристоров.

При такой плавной начальной раскрутке авиадвигателя выбираются люфты коробки силовых агрегатов (КСА) авиадвигателя, и, следовательно, предотвращается «удар» по трансмиссии авиадвигателя.

Второй интервал времени запуска авиадвигателя принципиально отличается от первого интервала тем, что вместо синхронной последовательности импульсов тока в фазах стартер-генератора формируют асинхронную последовательность, особенностью которой является формирование дискретных импульсов тока, амплитуда которых ограничивается практически только внутренним сопротивлением фазы стартер-генератора, импульсно-фазовое регулирование симметрично-проводящих ключей может быть исключено, а темпы раскрутки авиадвигателя определяются только количеством дискретных импульсов. При этом, как указывалось выше, амплитуда дискретных импульсов тока соизмерима с предельно допустимым током стартера-генератора, который обычно должен быть не менее трехкратного номинального тока нагрузки стартер-генератора.

Устройство на фиг. 1, приведенное в качестве иллюстрации работы предлагаемого способа электростартерного запуска авиационного двигателя, функционирует следующим образом.

Авиационный маршевый двигатель 1 приводит во вращение стартер-генератор 2 переменного тока, к выходу которого через блок силовых контакторов 19 подключены потребители электроэнергии 6. При необходимости стартерного запуска авиадвигателя 1 от независимого источника электроэнергии 5, в качестве которого может выступать ВСУ на борту самолета или аэродромный источник питания при осуществлении запуска на земле, силовые контакторы 19 отключают нагрузку, а стартер-генератор 2 подключается через блок силовых контакторов 20, блок датчиков тока 3, блок ключей двухсторонней проводимости 4 к источнику питания 5. Одновременно, по сигналу из системы управления авиадвигателем 18 поступают сигналы, в частности, соответствующие моменту инерции и моменту нагрузки, на программатор 14, который задает время запуска, частоту работы блока ключей двухсторонней проводимости 4, фазный ток и т.д., получая реальную информацию о величине параметров системы от вычислителя 13, на вход которого подается информация о величине тока, ЭДС и частоте стартер-генератора, а на выходе вычислителя 13 формируются сигналы о реальном значении электромагнитного момента стартер-генератора.

При этом, учитывая большую степень искажений тока и напряжения в фазах стартер-генератора 2, вычисление всех необходимых параметров осуществляют по основным гармоникам тока и напряжения, для чего выход блоков датчиков тока 3 и выход стартер-генератора 2 связаны с преобразователями напряжения 11 и тока 12, на выходе которых формируются сигналы, пропорциональные соответственно первым гармоникам напряжения и активного тока, поступающие на вход вычислителя электромагнитного момента 13.

Одновременно, сигналы с преобразователя напряжения 11 и преобразователя тока 12 поступают на один вход узла сравнения 15, причем на другой вход этого узла поступает сигнал с программатора 14. Выход узла сравнения 15 связан с входами систем формирования 7 и 8, формирующих соответственно синхронную и асинхронную последовательности импульсов управления ключами двусторонней проводимости блока 4. Выход преобразователя напряжения 11 связан дополнительно с блоком выделения зон включения силовых ключей блока 4, и при условии превышения величиной сигнала независимого источника питания 5 величины противоЭДС стартер-генератора 2, блок 10 выдает разрешающие сигналы соответственно на системы формирования 7 и 8. Формирование сигналов переключения режимов работы систем формирования 7 и 8 по времени определяется программатором 14 с помощью узла переключения режимов 9, а непосредственно частоту поступления импульсов на ключи блока 4 определяет узел сравнения 16, на один вход которого поступает сигнал по частоте с соответствующего датчика частоты 17 стартер-генератора, а на другой - выход по частоте программатора 14, который определяет величину и скорость изменения частоты запуска авиадвигателя, для чего выход узла сравнения 16 связан соответственно с входами систем формирования 7 и 8.

Таким образом, осуществляя деление на два интервала времени периода запуска авиационного двигателя, производят электростартерный запуск маршевого авиадвигателя более упрощенным способом, существенно повышают эффективность его запуска.