СИСТЕМА ЭНЕРГОПИТАНИЯ РУЛЕВЫХ ПРИВОДОВ ПЕРВИЧНЫХ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

Изобретение относится к электрооборудованию самолета и предназначено для реализации электроснабжения потребителей самолета в нормальных и аварийных условиях полета.

Известна система электроснабжения самолета (Патент №2122764, МПК Н02J 19/06, B64D 41/00). Изобретение относится к электрооборудованию самолета и предназначено для использования при реализации электроснабжения потребителей самолета в нормальных и аварийных условиях полета. Система содержит источники тока, центральные распределительные устройства, основные и аварийные распределительные шины, быстродействующие переключатели. При введении системы в работу электроэнергия подается на основные и аварийные шины только по собственным соединительным линиям.

Известна также система энергоснабжения современного регионального самолета SSJ-100 (http://superjet.wikidot.com/). Система содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, блоки управления электрогенераторов, трансформаторы тока, гидронасосы с приводом от маршевых двигателей, гидравлические насосные станции, работающие от переменного тока, и гидравлическую насосную станцию, работающую от постоянного тока, баки с гидравлической жидкостью, электрогидравлические рулевые приводы (ЭГРП) первичных органов управления самолета (рули высоты, элероны, руль направления), а также приводы механизации (интерцепторы, воздушные тормоза).

Указанная система энергоснабжения предназначена для электропитания гидравлических насосных станций, которые вырабатывают гидравлическую энергию для питания ЭГРП.

Недостаток вышеперечисленных систем заключается в том, что для современных самолетов указанное построение бортовой системы энергоснабжения не является оптимальным и требует существенных затрат на ее эксплуатацию, вызывает значительные трудности при интеграции бортового оборудования. Как следует из [С. Воронович, В. Каргопольцев, В. Кутахов // «Полностью электрический самолет» статья в журнале «Авиапанорама». - 2009. - Вып. 2.], перспективным направлением развития систем энергоснабжения самолетов следующего поколения является создание «полностью электрического самолета». На самолетах с полностью электрифицированным оборудованием гидравлические приводы, получающие энергию для своего функционирования от централизованных гидросистем, должны быть заменены на электрические приводы.

Так, фирма Parker (США) отказалась от разнородных по физической сущности централизованных энергосетей в пользу единой электроэнергетической системы. Для прототипа боевого самолета пятого поколения GSF предлагается использование единой бортовой сети постоянного тока 270 В, а для запуска маршевого двигателя применена высоковольтная аккумуляторная батарея АБ_{270 B}.

Использование рулевых приводов с электрическим энергопитанием обладает рядом преимуществ, а именно: снижение суммарной массы энергокомплекса самолета вместе с системой рулевых приводов, упрощение и снижение стоимости технического обслуживания, повышение унификации бортового оборудования, снижение расхода топлива, улучшение экологических условий эксплуатации.

Предварительный расчет показывает, что при заданных показателях надежности основных элементов современных самолетных электросистем и электрических приводов [Ю.Г. Оболенский, С.А. Ермаков, Р.В. Сухоруков // Введение в проектирование систем авиационных рулевых приводов // Учебное пособие // М., 2011. - с. 314] их использование на борту невозможно исходя из требований по безопасности полета. Например, при использовании электромеханических приводов на руле направления для среднего времени полета магистрального самолета Т=5 час вероятность потери путевого канала управления составляет:

p₁…p₃ - надежность одного из трех каналов управления рулем направления;

Р_рн - надежность руля направления (управление по курсу);

Q_рн - вероятность возникновения отказа, приводящего к потере руля направления;

λ_эс, λ_эрп - интенсивности отказов электросистемы и электрического привода соответственно;

λ_эс=20·10^-6 (ч^-1);

λ_эрп=100·10^-6 (ч^-1).

Согласно требованиям Авиационных правил АП-25 самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации и действий экипажа вероятность возникновения катастрофический ситуации не превышала 10^-9.

Задачей и техническим результатом является создание системы энергопитания самолета повышенной надежности, а именно при использовании электрических приводов для отклонения первичных органов управления самолета можно повысить уровень его надежности за счет введения на борту резервных источников электроэнергии и системы контроля их состояния и работы.

Задача и технический результат достигаются тем, что в системе энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета, содержащей бортовые электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, в сети энергопитания каждого электрического рулевого привода первичных органов управления самолета, а именно рулей высоты, элеронов и руля направления, подключены аккумуляторные батареи номинальным напряжением 270 В, аварийные аккумуляторные батареи напряжением такого же номинала, введена система контроля энергообеспечения, состоящая из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств, вход которых соединен со входом электрических рулевых приводов, а выход - с аварийными аккумуляторными батареями и центральным бортовым вычислителем, выход которого соединен со входами измерительно-управляющих устройств.

На фиг. 1 изображена система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета, обладающая повышенной надежностью.

Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока 1 и 2, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей 3 и 4, вспомогательные электрогенераторы переменного тока 5 и 6, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки (ВСУ) 7 и турбинного агрегата (RAT) 8, блоки управления электрогенераторов (GCU) 9 и 10, трансформаторы тока (СТА) 11 и 12, электрические (электромеханические или электрогидростатические) рулевые приводы (ЭРП) 13-23 первичных органов управления самолета (рули высоты, элероны, руль направления), основные аккумуляторные батареи (АБ) 24-34 напряжением 270 В и аварийные (АБА) 35-45 напряжением того же номинала, выпрямительные устройства 46-56, преобразующие переменный ток 115 В 400 Гц от бортовых электрогенераторов 1,2,5 и 6 в постоянный напряжением 270 В, систему контроля энергообеспечения, состоящую из измерительно-управляющих устройств 57-67, предназначенную для считывания информации о состоянии электросистемы самолета и выдающую управляющие сигналы на включение аварийных аккумуляторных батарей 35-45 в случае отказа или длительного падения силового напряжения от основных и аварийных источников электроэнергии на борту, а также центральный бортовой вычислитель 68, предназначенный для включения функционального резервирования органов управления самолета в случае разрядки аварийных аккумуляторных батарей 35-45.

Работа системы заключается в следующем. При отказе одного маршевого двигателя 3 или 4 происходит падение его скорости и соответственно уменьшается переменное напряжение и частота на выходе бортового электрогенератора 1 или 2, то есть напряжение и частота в сети переменного тока изменится по сравнению с номинальным режимом. Наличие АБ 24-34 у каждого ЭРП 13-23 позволяет поддерживать требуемое стабилизируемое рабочее напряжение постоянного тока. Для повышения надежности исключено взаимовлияние электросетей бортовых электрогенераторов 1 или 2 двух маршевых двигателей 3 или 4. При этом каждая сеть снабжена независимыми защитными устройствами от коротких замыканий. Подзарядка АБ 24-34 ЭРП 13-23 происходит от сети. При работе электродвигателя ЭРП 13-23 в генераторном режиме происходит рекуперация энергии и его АБ 24-34 также подзаряжается. Следует отметить, что отказавший маршевый двигатель 3 или 4 продолжает вращаться от набегающего потока в режиме авторотации и вращает бортовой электрогенератор 1 или 2, напряжение которого также используется для подзарядки АБ 24-34.

При отказе всех маршевых двигателей и уменьшении их скорости до 85% от номинального значения срабатывает система контроля, которая дает команду на включение аварийной системы электроснабжения: включение ВСУ и выдвижение в воздушный поток RAT. Время выдвижения в воздушный поток RAT и выхода скорости вращения его ротора на установившийся режим занимает 20-30 секунд. Задействование ВСУ зависит от высоты полета. Она запускается на высоте не более 5 км. ЭРП могут продолжать работу от АБ с подзарядкой от всех работающих перечисленных выше устройств в течение времени, необходимого для спуска самолета до высоты 3-5 км и включения ВСУ.

Если принять, что средняя мощность каждого ЭРП порядка 4 кВт, то потребляемый им ток не превышает 15 А. Примем также, что время работы АБ при отказе всех подзаряжающих устройств составляет 0,1 часа. При сделанных допущениях необходимая емкость АБ составляет 1,5 А·час. Ориентировочная масса АБ на один ЭРП составляет 3 кг.

Ориентировочную массу АБА можно определить из того же допущения, что каждый ЭРП потребляет мощность порядка 4 кВт. Если использовать батареи с напряжением 60 В, диаметр которых 70 мм, с временем работы 40 мин, то для обеспечения напряжения 270 В с запасом необходимо использовать 5 батарей. Общая масса пяти батарей составляет 1,5·5=7,5 кг.

В случае уменьшения напряжения на АБ более чем на 10% номинала, недопустимой для нормальной работы ЭРП, выдается команда на задействование АБА от системы контроля энергообеспечения и на отключение всех приводов ЭРП, кроме тех, которые обеспечивают управление жизненно важными поверхностями.

АБА представляют собой батареи (тепловые, разогревные химические источники тока), которые используются в ракетах большой дальности. Они хранятся в нерабочем - «сухом» состоянии, а при подаче электрического сигнала батарея практически мгновенно переходит в рабочее состояние с помощью встроенного в батарею электрического или механического воспламенителя.

АБА - батареи резервного назначения, одноразового использования. Они имеют неограниченный срок хранения (не менее 20 лет) и позволяют создавать мощные источники электроэнергии путем их последовательного и параллельного соединения. Батареи обладают высокой надежностью работы в условиях значительных механических воздействий (вибрационных, ударных, линейных и центробежных ускорений) в любых климатических условиях в широком диапазоне температур окружающей среды: от - 60°С до + 60°С.

При отказе всех устройств подзарядки АБ, емкостей АБА должно хватить на время работы жизненно важных ЭРП для посадки самолета, однако время аварийного полета может быть увеличено за счет применения функционального резервирования органов управления самолета, подключая по мере разрядки выборочные АБА приводов определенных рулевых поверхностей. Например, в случае отказа секций элеронов после разрядки АБА управление по крену может осуществляться при помощи дифференциально отклоняемого руля высоты, путем подключения АБА на определенные ЭРП его секций. Такой вид управления аварийным источником электроэнергии с учетом эффективности органов управления может быть реализован в центральном бортовом вычислителе.

Используя специализированное программное обеспечение для расчета надежности систем «SamIam» при значении интенсивности отказов АБ и АБА λ_АБ=λ_АБА=0,05·10^-6 (ч^-1) (http://npp-kvant.ru/) для среднего времени полета Т=5 час, имеем:

Q_рн=1,2·10^-10

Таким образом, резервирование источников электроэнергии на борту позволяет перейти к использованию электрических рулевых приводов для отклонения жизненно важных рулевых поверхностей самолета, при этом повышается надежность каналов управления самолета за счет введения системы контроля состояния и работы резервных источников электроэнергии.