Меню

Вертолет напряжение бортовой сети



Вертолет напряжение бортовой сети

Группа: Cоучастник
Сообщений: 977
Пользователь №: 4143
Регистрация: 17-January 06

Здравствуйте!
Есть задача установить видеокамеру на вертолет. Камера запитывается 220В/50Гц. В бортовой сети вертолета имеем:

24вольта АКБ для запуска двигателя.
36вольт переменного тока 400Гц!
115вольт переменного тока 400Гц!

Подскажите пожалуйста, каким лучше способом из того что имеем получить 220вольт 50 Гц.
Самый простой способ вижу через инвертор 24>220в. Хотелось бы запитать от генераторов, но меня смущает 400Гц! Помогите разобраться.

Группа: Banned
Сообщений: 5688
Пользователь №: 21002
Регистрация: 21-May 07
Место жительства: VRTP

Группа: Cоучастник
Сообщений: 2041
Пользователь №: 26804
Регистрация: 2-December 07

Группа: Cоучастник
Сообщений: 977
Пользователь №: 4143
Регистрация: 17-January 06

Группа: Banned
Сообщений: 5688
Пользователь №: 21002
Регистрация: 21-May 07
Место жительства: VRTP

Группа: Автор
Сообщений: 15654
Пользователь №: 2613
Регистрация: 17-November 05

QUOTE (bet-alls @ Oct 11 2010, 03:05 PM)
Спасибо за советы!
А какие параметры должны быть у трансформатора, если не использовать родной транс камеры 220/24 50Гц, а использовать прямое входное напряжение камеры 24вольта переменки 50Гц. Другими словами нужен транс 36 вольт 400Гц > 24вольта 50Гц , 1А ? Я чета парюсь по поводу 400 Гц. Это же в восемь раз больше частота, номинальной. Не навернется оборудование от такого импульсного тока ?

Группа: Cоучастник
Сообщений: 977
Пользователь №: 4143
Регистрация: 17-January 06

QUOTE (Dart @ Oct 11 2010, 03:25 PM)
Скорее всего камара как и полжено жрёт постоянку 12-24, просто имеет на борту БП. Я бы предложил использовать транс на 400гц (на Ленгородском продаются) мост и стабилизатор, тобишь отдельный БП. Если допускается разумеется разборка камеры.

Группа: Cоучастник
Сообщений: 1362
Пользователь №: 2133
Регистрация: 26-October 05

Группа: Автор
Сообщений: 15654
Пользователь №: 2613
Регистрация: 17-November 05

QUOTE (Dart @ Oct 11 2010, 03:25 PM)
Скорее всего камара как и полжено жрёт постоянку 12-24, просто имеет на борту БП. Я бы предложил использовать транс на 400гц (на Ленгородском продаются) мост и стабилизатор, тобишь отдельный БП. Если допускается разумеется разборка камеры.

Вот гавнищще же выбрали . Такой Айкумен проработал 1,5года и сгорел шлейф перехода с платформы на сервоблок. Сгорел просто офигенно, никаких внешних причин не нашёл, обуглился край и поотгорели проводники. На плате тоже кой чего поразорвало недалеко от разъёма. Кроме этого в ней нет оптической стабилизации картинки как в Соньках и Панасониках средней цены. Нет грамотного редуктора на серво приводах, предполагаю, что может болтаться при нестатичном кремлении. У неё одно преимущество -цена в 2,5 раза ниже от нормальных. Хотел даже бабушке такую поставить, чтоб в окно не вылазила, (старенькая она, а двор контролировать любит ).

PS кстати по эксплуатации, я бы рекомендовал туда доп. герметизацию и сорбент, там резьбовые крепления кое где сквозные. С удивлением обнаружил при вскрытии наметённую пыль и следы конденсата.

PPS По трансформаторам немного не так. Я имел ввиду исключительно военку ТА, ТН, ТАН. С маркировкой примерно «ТАН 1-115-400» Последнее число -частота рабочих напряжений. Подогрев, если накальный, (не пьезо) то ему собс-но похрен каким напряжением, постоянным или переменным питаться . Фирму мотающую трансы я хорошо знаю, 8-9 лет назад заказывал у них мелким оптом торы на БП. Трансы они мотают на 50гц.

Источник

1. НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ

1.1. Общие положения

1.1.2. Регистрация параметров, характеризующих работу систем запуска, должна проводиться наземной системой измерения (СИН) или бортовой системой измерения (СИБ).

В технически обоснованных случаях в качестве основных средств измерения могут использоваться бортовые датчики и приборы контроля самолетов и вертолетов. В этом случае датчики и приборы должны пройти индивидуальную проверку и градуировку в метрологической службе предприятия (организации), проводящей испытания.

Относительная погрешность измерения, %

Напряжение бортовой сети самолетов (вертолетов), В

Напряжение на обмотке якоря стартер-генератора или электростартера прямого действия, * В

Сила тока обмотки якоря электростартера, А

Напряжение на обмотке возбуждения электростартера, В

Сила тока обмотки возбуждения электростартера, А

Напряжение наземного источника электропитания системы запуска, В

Напряжение аккумуляторных батарей, В

Сила тока разряда аккумуляторных батарей, А

Частота вращения ротора ГТД от номинального значения, %

Давление топлива в основном контуре ГТД, кПа (кгс/см 2 )

Давление пускового топлива ГТД, кПа (кгс/см 2 )

Давление воздуха за компрессором ГТД, кПа (кгс/см 2 )

Температура газов за турбиной, ГТД, °С

Высота полета самолетов (вертолетов), м

Скорость полета самолетов (вертолетов) по прибору, км/ч

Температура корпуса электростартера, °С

Температура щеток электростартера, °С

Температура воздуха в аккумуляторном отсеке, ºС

Температура атмосферного воздуха, °С

Атмосферное давление, кПа (мм рт. ст.)

* В дальнейшем изложении стартер-генератор и электростартер прямого действия называются электростартерами.

1.1.4. При проведении испытаний систем запуска должно производиться измерение температуры электролита аккумуляторных батарей до и после выполнения процессов запуска ГТД.

1.1.5. При испытаниях систем запуска, кроме параметров, указанных в таблице, допускается измерение других параметров, характеризующих работу системы запуска на конкретном самолете (вертолете).

1.1.7. Электропитание СИН должно производиться от индивидуального наземного источника электроэнергии.

1.1.8. СИН (СИБ) не должна вносить искажения в показания бортовой контрольно-измерительной аппаратуры самолетов (вертолетов).

1.1.9. СИН (СИБ) не должна нарушать нормальную работу систем и агрегатов самолетов (вертолетов).

1.1.10. СИН (СИБ) должна удовлетворять требованиям противопожарной безопасности.

1.2. Подготовка к испытаниям

— «Руководство по технической эксплуатации ГТД»;

— технические описания электрической системы запуска и входящих в нее алектроагрегатов и аппаратуры;

— электрические схемы системы запуска ГТД;

— технические описания наземных и бортовых источников электроэнергии;

— РИАТ, часть 2, Выпуск 1, Книги 1 и 2;

— НЛГС-2, НЛГВ, НЛГСС.

1.2.2. Проверить наличие протокола согласования или ведомостей применения на используемые в системе запуска электроагрегаты и аппаратуры.

1.2.3. Проверить и отладить СИН (СИБ).

1.2.4. Определить на зарядной станции контрольную емкость аккумуляторных батарей и ее соответствие требованиям технических условий (ТУ) на данный тип батарей.

1.2.5. Проверить на соответствие требованиям ТУ наземные и бортовые источники электропитания и регулировки системы запуска и пусковых агрегатов ГТД.

1.3. Проведение испытаний

1.3.1. Наземные испытания систем запуска должны проводиться совместно с испытаниями ГТД и самолета (вертолета).

В технически обоснованных случаях допускается проведение испытаний систем запуска отдельно от испытаний самолетов (вертолетов) и ГТД.

Давление и температура атмосферного воздуха должны соответствовать требованиям ОТТ-86 и «Руководства по технической эксплуатации ГТД».

Испытания систем запуска самолетов (вертолетов) корабельного базирования при температуре атмосферного воздуха (35 ± 5) ºС должны проводиться при относительной влажности 100 %.

1.3.6. Испытания систем запуска должны проводиться при «холодном» и «горячем» состояниях ГТД.

1.3.8. Испытания систем запуска должны проводиться при питании системы запуска от бортовых и наземных источников электроэнергии.

В случае, если для электропитания систем запуска применяются несколько типов наземных источников различной установленной мощности, то испытания должны проводиться с использованием наземных источников с наименьшей и наибольшей установленной мощностью.

1.3.9. Испытания систем запуска при электропитании от основных и вспомогательных бортовых источников электроэнергии самолетов (вертолетов), а также от наземных передвижных и стационарных источников электроэнергии должны проводиться при номинальном 27,0 В и максимальном 29,4 В значениях напряжения бортовой сети самолетов (вертолетов), устанавливаемых перед выполнением процессов запуска ГТД.

1.3.10. Испытания систем запуска при электропитании от бортовых аккумуляторных батарей должны проводиться при начальной емкости, равной 85 % минимально допустимой электрической емкости в конце их срока службы, установленной в ТУ на батарею конкретного типа.

Начальная температура электролита аккумуляторных батарей должна соответствовать температуре атмосферного воздуха, но должна быть не менее минимально допустимой температуры по ТУ на данный тип аккумуляторных батарей.

— запуск «холодного» ГТД;

— запуск «горячего» ГТД;

— холодная прокрутка «холодного» ГТД;

— «ложный» запуск ГТД.

Должны также выполняться циклы, состоящие из следующих процессов запуска ГТД:

— «ложного» запуска холодной прокрутки и запуска ГТД;

— трех «ложных» запусков ГТД;

— последовательных запусков ГТД, а также процессов запуска, выполняемых при консервации и расконсервации ГТД.

Количество и последовательность процессов запуска ГТД в цикле должны соответствовать требованиям «Руководства на технической эксплуатации ГТД», ТЗ на электрическую систему запуска и ТУ на входящие в нее электроагрегаты и аппаратуру.

Количество последовательных процессов запуска в одном цикле для систем запуска главных и вспомогательных ГТД должно быть не менее трех; для турбокомпрессорных стартеров и турбокомпрессорных стартеров-энергоузлов — не менее пяти.

1.3.14. При испытании систем запуска от наземных источников электроэнергии «ложные» запуски, циклы, состоящие из трех «ложных» запусков, последовательных запусков ГТД и процессы запуска, выполняемые при консервации и расконсервации ГТД, проводятся при максимальном напряжении бортовой сети 29,4 В.

Холодные прокрутки ГТД проводятся при номинальном напряжении бортовой сети 27 В.

1.3.16. Расход емкости аккумуляторных батарей на один запуск, холодную прокрутку, «ложный» запуск и на циклы, состоящие из последовательных запусков и из «ложного» запуска, холодной прокрутки и запуска ГТД, рассчитывается путем определения на зарядной станции остаточной емкости аккумуляторных батарей после выполнения процессов запуска по п. 1.3.13.

При определении на зарядной станции остаточной емкости аккумуляторных батарей значение силы тока разряда батарей должно соответствовать требованиям инструкции по эксплуатации на данный тип аккумуляторных батарей.

1.3.17. Тепловое состояние электроагрегатов и аппаратуры систем запуска должно определяться при выполнении процессов запуска, циклов процессов запуска ГТД и на всех эксплуатационных режимах работы ГТД и самолетах (вертолетах) при проведении наземных испытаний ГТД.

1.4. Обработка результатов испытаний

1.4.2. Результаты измерений при испытаниях систем запуска должны быть представлены в акте (отчете) в виде таблицы с параметрами, указанными в обязательном приложении 2.

1.4.4. На графиках, помещаемых в акте (отчете), должны быть представлены характеристики систем запуска, полученные при выполнении от бортовых и наземных источников электроэнергии следующих процессов запуска ГТД:

— запуска «холодного» и «горячего» ГТД с номинальной (исходной заводской регулировкой) топливной аппаратуры ГТД при давлениях и температурах атмосферного воздуха, указанных в п.п. 1.3.3 и 1.3.4 настоящего стандарта.

На графиках также должны быть представлены результаты испытаний, полученные при запусках ГТД от бортовых и наземных источников электроэнергии при предельных регулировках топливной аппаратуры ГТД.

В зависимости от вида испытаний и типа системы запуска ГТД на конкретном самолете (вертолете) на графиках могут представляться зависимости от времени и других параметров, характеризующих работу системы запуска.

— общее количество холодных прокруток, «ложных» запусков и запусков ГТД;

— количество и причины неудавшихся запусков ГТД;

— диапазоны измерения температуры электроагрегатов и аппаратуры систем запуска ГТД;

— диапазон регулировок топливной аппаратуры ГТД.

— соответствия параметров и характеристик системы запуска требованиям ГОСТ 20846-82, ОСТ 1 00931-87 , ОТТ-86, ТЗ на данную систему запуска и ТУ на входящие в нее электроагрегаты и аппаратуру, а также требованиям «Руководства по технической эксплуатации ГТД» и «Руководства по летной эксплуатации самолета (вертолета)»;

— соответствия параметров бортевых аккумуляторных батарей, применяемых для питания системы запуска, требованиям ТУ на данный тип аккумуляторных батарей;

— влияния регулировки топливной системы ГТД на параметры системы запуска;

— влияния теплового состояния ГТД на параметры системы запуска;

— теплового состояния электроагрегатов и аппаратуры систем запуска.

2. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ

2.1. Общие положения

2.1.2. Регистрация параметров, характеризующих работу системы запуска, должна производиться системой измерений.

В технически обоснованных случаях датчики и приборы контроля самолетов (вертолетов) могут использоваться в качестве основных средств измерения. В этом случае эти датчики и приборы должны пройти индивидуальную проверку в соответствующих метрологических службах.

2.1.3. Электропитание СИБ должно производиться от индивидуального источника электроэнергии.

В технически обоснованных случаях допускается электропитание СИБ от источников электроснабжения самолета (вертолета). При этом мощность, потребляемая СИБ, должна составлять не более 10 % от мощности этих источников.

2.1.4. Аппаратура, используемая при летных испытаниях электрической системы запуска ГТД, должна соответствовать требованиям п.п. 1.1.3 — 1.1.6, 1.1.8 — 1.1.10 настоящего стандарта.

2.2. Подготовка к испытаниям

2.2.1. Подготовка к испытаниям систем запуска должна производиться в соответствии с требованиями п.п. 1.2.1 настоящего стандарта.

2.2.2. До начала испытаний системы запуска должна быть проведена проверка ее работоспособности в наземных условиях при электропитании от бортовых и наземных источников электроэнергии при температуре атмосферного воздуха, имеющейся в месте проведения испытаний.

2.3. Проведение испытаний

2.3.1. Испытания систем запуска должны проводиться совместно с летными испытаниями ГТД и самолета (вертолета).

В технически обоснованных случаях испытания систем запуска могут проводиться отдельно от летных испытаний ГТД и самолета (вертолета).

2.3.2. Летные испытания систем запуска должны проводиться в соответствии с требованиями, указанными в п.п. 1.3.2, 1.3.5 — 1.3.7, 1.3.11 — 1.3.12, 1.3.15 настоящего стандарта.

Испытания должны проводиться при электропитании системы запуска вначале от основных или вспомогательных источников электроэнергии самолета (вертолета), а затем от бортовых аккумуляторных батарей.

2.3.4. Определение параметров и характеристик системы запуска при электропитании от источников электроэнергии, указанных в п. 2.3.3 настоящего стандарта, должно производиться при выполнении процессов запуска и циклов процессов запуска ГТД, предусмотренных в «Руководстве по технической эксплуатации ГТД» и в «Руководстве по летной эксплуатации самолета (вертолета)».

2.3.5. Время перерыва между последовательными процессами запуска и между циклами процессов запуска ГТД должно соответствовать требованиям «Руководства по технической эксплуатации ГТД» «Руководства по летной эксплуатации самолета (вертолета) и ГОСТ 20846-82».

2.3.6. Системы обогрева отсеков размещения аккумуляторных батарей, электроагрегатов и аппаратуры систем запуска при испытаниях должны работать в соответствии с требованиями «Руководства по летной эксплуатации самолета (вертолета)».

2.3.7. Испытания системы запуска должны проводиться в диапазоне высот, в котором согласно «Руководству по технической эксплуатации ГТД» «Руководству по летной эксплуатации самолета (вертолета)» разрешен запуск ГТД.

2.3.9. Испытания систем запуска до высоты полета 4000 м должны проводиться при температуре атмосферного воздуха у земли: (35 ± 5) °С, (0 ± 5) °С и минус (35 ± 5) ºС, а на высотах полета более 4000 м — при температуре атмосферного воздуха у земли в период проведения испытаний.

— на максимальной высоте полета Hmax, указанной в «Руководстве по технической эксплуатации ГТД» и в «Руководстве по летной эксплуатации самолета (вертолета)» разрешен запуск ГТД, а также на высоте, превышающей указанную в руководствах на 1000 м;

— на высоте в пределах 1000 — 2000 м Hmin;

— на двух промежуточных высотах, которые должны выбираться равномерно между Hmin и Hmax.

2.3.11. Проверка работы системы запуска по п. 2.3.10 должна проводиться при среднем и крайних значениях скорости полета самолета (вертолета), указанных в п. 2.3.8 настоящего стандарта.

2.3.12. На многомоторных самолетах должны проводиться испытания системы запуска одного ГТД, если системы запуска и компоновка воздухозаборного устройства (ВЗУ) всех ГТД одинаковы.

Если системы запуска и ВЗУ нескольких ГТД многомоторного самолета отличаются, то должны проводиться испытания систем запуска каждого ГТД.

2.3.13. Тепловое состояние электроагрегатов и аппаратуры систем запуска должно определяться при выполнении процессов запуска ГТД и на всех эксплуатационных процессах работы ГТД и самолета (вертолета) при проведении летных испытаний ГТД и самолета (вертолета).

2.4. Обработка результатов испытаний

2.4.1. При проведении летных испытаний систем запуска должны выполняться требования к обработке материалов испытаний, указанных в п.п. 1.4.1 — 1.4.3, 1.4.7 настоящего стандарта.

2.4.2. На графиках, помещаемых в акте (отчете), должны быть представлены результаты испытаний систем запуска, полученные при выполнении следующих процессов:

— холодной прокрутки ГТД;

— запуска «холодного» и «горячего» ГТД с номинальной (исходной заводской) регулировкой топливной аппаратуры на высотах и скоростях полета, указанных в п.п. 2.3.10 и 2.3.11 настоящего стандарта, причем на графиках представляются результаты, полученные при нормальных и неудачных запусках ГТД.

На графиках должны быть также представлены результаты испытания, полученные при запусках ГТД с предельными регулировками топливной аппаратуры.

2.4.3. На графиках, кроме зависимостей параметров, представленных в п.п. 1.4.5 настоящего стандарта, представляются зависимости от времени Н и V пр .

2.4.4. В материалах акта (отчета) по летным испытаниям систем запуска указываются данные по п. 1.4.6 настоящего стандарта за исключением скорости и направления ветра, а также диапазоны H и V пр , в которых проводились летные испытания.

2.4.5. В акте (отчете) по результатам испытаний даются виды оценок, указанных в п. 1.4.8 настоящего стандарта, а также дается опенка влияния высоты и скорости полета самолета (вертолета) на параметры и характеристики систем запуска.

3. Термины, используемые в стандарте, и их определения приведены в справочном приложении 4 к настоящему стандарту.

ПРИЛОЖЕНИЕ 1

Параметры для внесения в протокол проведения испытаний электрических систем запуска ГТД

Источник

Бортовая система электроснабжения летательных аппаратов

Бортовая система электроснабжения летательных аппаратов (бортовая СЭС ЛА) — система электроснабжения, предназначенная для обеспечения бортового электрооборудования летательного аппарата электроэнергией требуемого качества. Системой электроснабжения принято называть совокупность устройств для производства и распределения электроэнергии. Начиная с 20-х годов прошлого века, на самолётах стали использоваться генераторы постоянного тока на 8, затем — на 12, и, наконец, на 27 вольт.

Для питания бортового оборудования и систем ЛА в настоящее время применяется электроэнергия постоянного тока напряжением 27 вольт, переменного однофазного или трёхфазного с нейтралью тока с напряжением 208/115 вольт, частотой 400 Гц, переменного трёхфазного без нейтрали тока напряжением 36 вольт 400 гц. Суммарная мощность генераторов на борту может составлять от 20 кВт для небольших самолётов или вертолётов до 600 и более кВт для тяжёлых ЛА.

В состав бортовой СЭС входят источники тока, аппаратура регулирования, управления и защиты, собственно бортовая сеть с распределительными устройствами, устройствами защиты цепей потребителей, а также устройствами защиты от радиопомех, статического электричества и электромагнитных излучений. Различают первичные и вторичные источники электроэнергии. К первичным источникам относят бортовые электрогенераторы и аккумуляторные батареи. Ко вторичным источникам относят трансформаторы и преобразователи.

Надёжность системы электроснабжения ЛА является одним из основополагающих факторов безопасности полёта. Поэтому предусматривается комплекс мер для надёжности функционирования и повышения живучести бортовой СЭС ЛА. Как правило, применяют основные, резервные и аварийные источники электроэнергии. Основные источники обеспечивают потребности в электроэнергии в нормальных условиях полёта. Резервные источники питают потребители при нехватке мощности основных источников, вызванной отказами в СЭС. Аварийные источники питают только жизненно важные системы ЛА (потребители первой категории), без которых невозможно безопасное завершение полёта.

На электрооборудование летательных аппаратов действует ряд неблагоприятных факторов — вибрации, ускорения, большие перепады температуры и давления, ударные нагрузки, агрессивные среды паров топлива, масел и спецжидкостей, иногда очень едких и токсичных. Конструктивными особенностями агрегатов электрооборудования летательных аппаратов является очень высокое качество изготовления, высокая механическая и электрическая прочность при минимальном весе и габаритах, пожаровзрывобезопасность, относительная простота в эксплуатации, полная взаимозаменяемость однотипных изделий и т. д.

Содержание

Генераторы

По принципу действия авиационные генераторы не отличаются от аналогичных наземных генераторов, но обладают рядом особенностей: малый вес и габариты, большая плотность тока якоря, принудительное воздушное, испарительное или жидкостное охлаждение, высокая частота вращения ротора, применение высококачественных конструкционных материалов. В качестве источников постоянного тока обычно применяют бесконтактные синхронные генераторы и бесколлекторные генераторы различных типов и синхронные генераторы переменного тока. Генераторы устанавливаются на двигателях и вспомогательных силовых установках (ВСУ), при этом частота вращения турбовинтовых двигателей самолётов и вертолётов стабилизирована изменением шага винта, а вот на турбореактивных двигателях частота вращения ротора может меняться в широких пределах и при жёстком механическом приводе на генератор переменного тока частота также существенно изменяется, что часто недопустимо по ТУ потребителей.

Поэтому электрические сети строят по разным принципиальным схемам. Построение сети зависит от назначения ЛА, его конструктивных особенностей и применяемого оборудования. Например, на самолёте Ту-134 в качестве основных источников электроэнергии применяются генераторы постоянного тока на двигателях, а для питания переменным током стабильной частоты 208/115 вольт 400 гц применяются электромашинные преобразователи.

Преобразователи тока

На летательных аппаратах в качестве вторичных источников тока применяются электромашинные преобразователи и статические полупроводниковые преобразователи (инверторы). Электромашинный преобразователь представляет собой агрегат, состоящий из электродвигателя постоянного тока и генератора переменного тока (иногда — двух), механически закреплёнными на одном валу. Принцип действия такого преобразователя основан на двукратном преобразовании электрической энергии в электрических машинах — двигателе и генераторе. Схема стабилизации оборотов (частоты вращения) обычно расположена в коробке управления. Наиболее широко распространены преобразователи серии ПО (однофазные на 115 вольт), ПТ (трёхфазные на 200/115 вольт или 36 вольт) и ПТО (комбинированные). При КПД в пределах 50-60% мощность преобразователя может быть от 125 вА (ПТ-125Ц) до 6 КвА (ПО-6000). Статические преобразователи преобразуют постоянных ток в переменный с помощью управляемых полупроводниковых приборов — транзисторов или тиристоров. Такой преобразователь представляет электронный блок в унифицированной легкосъёмной кассете. Их КПД может достигать 85%.

Привод постоянных оборотов

В качестве основных источников электроэнергии могут применяться и генераторы переменного тока, в этом случае сеть 200/115 в является первичной. Генераторы подключаются к редуктору через привод постоянных оборотов. Различают разные схемы подключения — гидравлические, пневматические, механические. Применение нашла гидростатическая схема дифференциального типа (гидронасос-гидромотор), в которой механическая энергия вращения, отбираемая от вала авиадвигателя, преобразуется в энергию давления рабочего тела — масла. Регулирование частоты вращения осуществляется гидравлическим центробежным автоматом, управляющим производительностью гидронасоса. В случае с турбовинтовыми авиадвигателями и ВСУ генераторы переменного тока работают на постоянной частоте вращения, обусловленной стабильностью оборотов двигателя. Первичная (основная) система переменного тока стабильной частоты применяется, например, на лайнере Ту-154 или вертолёте Ка-27. На этих машинах для получения постоянного тока используются полупроводниковые выпрямительные устройства (ВУ).

Выпрямительные устройства

Выпрямительное устройство представляет собой агрегат, состоящий из трёхфазного понижающего трансформатора, полупроводникового трёхфазного выпрямителя и тиристорной схемы стабилизации при изменении нагрузки. Мощность различных типов ВУ может быть в пределах от 3 до 12 кВт. Для принудительного охлаждения схемы выпрямительное устройство имеет встроенный вентилятор.

Турбогенератор

На летательных аппаратах может применяться смешанная схема электроснабжения, из сетей постоянного тока и сетей переменного тока стабильной или нестабильной частоты, а также дополнительные сети для питания различной сложной аппаратуры (автономные системы электроснабжения). К примеру, генератор переменного тока может работать от пневматической турбины, которая, в свою очередь, работает на отбираемом от компрессора авиадвигателя сжатом воздухе. Такой агрегат называется турбогенератором и применяется, в частности, на самолёте Ан-22.

Бортовые аккумуляторные батареи

На современных ЛА аккумуляторные батареи применяются в качестве аварийных источников электроэнергии, для питания потребителей первой категории, без которых невозможно нормальное завершение полёта. В свою очередь, аккумуляторы могут питать аварийные преобразователи тока (обычно небольшие электромашинные или статические) для потребителей первой категории, требующих питания переменным током. В течение всего полёта аккумуляторы работают в буфере с генераторами постоянного тока (где это предусмотрено). Используют свинцовые (12САМ-28, 12САМ-23, 12САМ-55), серебряно-цинковые (15СЦС-45) и никель-кадмиевые (20НКБН-25, 20НКБН-40, 20НКБН-28, 20KSX-27) аккумуляторные батареи. Продолжительность полёта при питании БЭС только от АКБ может сильно варьироваться на разных типах авиатехники: от нескольких часов (например, Ту-16, от АКБ летит до полутора часов) до нескольких минут (Ту-22М3, не более 12-15 минут).

Наземные источники электроэнергии

В настоящее время применяются при подготовках, различных профилактических и ремонтных работах наземные источники электроэнергии — аэродромные подвижные агрегаты (на автомобильном шасси) типа АПА-4, АПА-5Д, АПА-50М, АПА-80; аэродромные электромашинные генераторы-преобразователи АЭМГ-50М и АЭМГ-60/30М. В меньшей степени для электропитания применяются универсальные спецавтомобили типа ЭГУ-3, ЭГУ-50/210-131, УПГ-300. На кораблях применяются статические полупроводниковые преобразователи-выпрямители.

Для подключения наземных источников к бортсети ЛА предусмотрены унифицированные разъёмы в нижней части фюзеляжа — по постоянному току типа ШРАП-500, по переменному току ШРАП-200 или ШРАП-400-3Ф, соответствующие международным стандартам.

Распределительные сети

Бортовая электрическая сеть (БЭС) представляет собой сложную систему каналов передачи электроэнергии от источников к приёмникам и состоит из шин, электропроводки, распределительных устройств, коммутационной и защитной аппаратуры. Сети условно делятся на централизованные, децентрализованные и смешанные. В централизованной сети электроэнергия подводится вначале к шинам центральных распределительных устройств (ЦРУ), а затем к периферийным распределительным устройствам (РУ) — распределительным панелям (РП), распределительным коробкам (РК) и распределительным щиткам (РЩ), для питания всего бортового оборудования ЛА. В децентрализованной БЭС ЦРУ отсутствуют в принципе и распределение электроэнергии производится сразу по РК и РП потребителей. Также существует БЭС смешанного типа, имеющая признаки централизованной и децентрализованной сети. Для повышения надёжности применяется деление бортсети на, например, сеть постоянного тока левая и правая, или сеть первого, второго или третьего генераторов.

Сети могут питаться от параллельно (на общую нагрузку) работающих генераторов, при этом отказ одного, к примеру, генератора не приводит к обесточиванию сети. Применяется также перекрёстное питание — сеть №1 питается от генератора №1 (левый двигатель) и №3 (правый двигатель). В свою очередь, сеть №2 питается от генератора №2 (левый двигатель) и №4 (правый двигатель). Если принять, что мощности одного генератора достаточно для питания всех потребителей этой сети, тогда получается, что в случае отказа одного двигателя (любого) и, соответственно, остановки двух генераторов — это никак не отразится на электроснабжении самолётных систем.

В случае отказа генератора (генераторов) сеть автоматически (или вручную) подключится к соседней исправной сети. В случае неисправности в самой сети, например, коротком замыкании, сеть остаётся обесточенной, но часть потребителей этой сети (при условии их исправности) могут быть переключены на питание от другой сети (переключаемые шины). Небольшая часть БЭС, к которой подключены потребители первой категории, питается от аккумуляторной шины напрямую в течение всего полёта. Часть оборудования подключается к шинам двойного питания, которые в нормальном режиме работают от генераторов, но в случае аварии автоматически подключаются к аккумуляторной шине. Такая сложная система коммутации сетей преследует только одну цель — максимальное повышение живучести электропитания ЛА при разнообразных отказах и повреждениях. На более современных летательных аппаратах применяется автоматический контроль параметров работы генераторов и элементов бортсети цифровыми устройствами.

На больших самолётах количество РК, РП и РУ может достигать нескольких десятков (более сотни), а общая длина проводки — сотен (и даже тысяч) километров. При этом все без исключения потребители имеют защиту от токовых перегрузок и КЗ — автоматы защиты сети (АЗС, АЗР), плавкие предохранители различных типов и силы тока — от 0,5 до 900 ампер. Как правило, вся коммутационная и защитная аппаратура компактно сосредотачивается в распределительных устройствах, для удобства обслуживания и монтажа.

Обслуживание

Электрооборудование ЛА обслуживают специалисты АО (в гражданской авиации специальности АО и РЭО совмещены). На тяжёлых машинах, в связи с большим объёмом работ, по АО проводится разделение на электрооборудование (ЭО) и остальные специальности.

Источник

Читайте также:  Передаточная функция напряжения это