Электроэнергетическая установка для стартерного запуска авиадвигателей

 

ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ СТАРТЕРНОГО ЗАПУСКА АВИАДВИГАТЕЛЕЙ, содержащая управляемый источник питания, вход регулирующего узла которого соединен с выходом сумматора, входы которого связаны с выходами задатчика напряжения, датчика напряжения нагрузки и через нелинейный элемент - с датчиком тока нагрузки, отличающаяся тем, что, с целью повыщения надежности запуска авиадвигателей при пониженной температуре окружающей среды, в нее введен дополнительный нелинейный элемент , а сумматор снабжен дополнительным входом, который соединен с датчиком напряжения через дополнительный нелинейный элемент. (Л СП о ю

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК

4159Н02P910 Н02P 1104

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Н АВТОРСКОМ,Ф СВИДЕТЕЛЬСТВУ

С

Ю

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР

ПО ДЕЛАМ ИЗОБРЕТЕНИЙ И ОТКРЫТИЙ (21) 361961 8/24-07 (22) 13.07.83 (46) 15.04.85. Бюл. № 14 (72) Е. Е. Айзенберг, В. С. Гайзлер и Г. В. Лебедев (71} Научно-исследовательский проектноконструкторский и технологический институт комплектного электропривода (53) 621.313.12.024.07 (088.8) (56) 1. Авторское свидетельство СССР № 230254, кл. Н 02 P 9/22, 1966.

2. Авторское свидетельство СССР № 1001424, кл. Н 02 P 9/04, 1981.

3. Егорычев В. А. и др. Агрегаты технического обслуживания самолетов и вертолетов. М., «Транспорт», 1973, с. 27 — 28.,.ЯО„, 1150727 А (54) (57) ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ СТАРТЕРНОГО ЗАПУСКА

АВИАДВИГАТЕЛЕ1 1, содержащая управляемый источник питания, вход регулирующего узла которого соединен с выходом сумматора, входы которого связаны с выходами задатчика напряжения, датчика напряжения нагрузки и через нелинейный элемент — с датчиком тока нагрузки, отличающаяся тем, что, с целью повышения надежности запуска авиадвигателей при пониженной температуре окружающей среды, в нее введен дополнительный нелинейный элемент, а сумматор снабжен дополнительным входом, который соединен с датчиком напряжения через дополнительный нелинейный элемент.

1 !50727

Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано для регулирования выходного напряжения источников питания энергосистем, преимущественно автономных электроэнергетических установок, используемых в агрегатах наземного обслуживания для летательных аппаратов.

Известна электроэнергетическая установка, применяемая для запуска авиадвигателей, содержащая генератор постоянного тока, якорная цепь которого предназначена для соединения с нагрузкой, регулятор напряжения, измерительный вход которого соединен с якорной цепью генератора, а выход регулятора подключен к обмотке возбуждения генератора, датчик тока нагрузки, 15 соединенный с входом регулятора тока, выход которого включен также в цепь обмотки возбуждения генератора (1).

Это устройство обеспечивает как стабилизацию напряжения, так и стабилизацию тока нагрузки генератора в зависимости от режима работы электростартера.

Недостатком этого устройства является трудность формирования требуемой характеристики источника, необходимой для надежного запуска, так как отсутствует участок работы источника на характеристике постоянства мощности, а также ненадежный запуск при пониженных температурах.

Известна также электроэнергетическая установка, содержащая генератор постоянного тока, релейный регулятор напряжения, источник задающего напряжения, регулятор тока с ограничением, датчик тока и нелинейный элемент. Выход регулятора тока соединен с входом релейного регулятора напряжения, входы регулятора тока — с источником задающего сигнала и выходом датчика тока нагрузки, который через нелинейный элемент подключен к входу регулятора напряжения (2).

Это устройство имеет участки характеристики генератора с подъемом напряжения, постоянства мощности и постоянства тока нагрузки, что обеспечивает благоприятный режим запуска.

Однако такое устройство характеризуется недостаточной надежностью запуска при низких температурах. Это вызвано тем, что при питании от этого же источника коммутационной аппаратуры, обеспечивающей ,программу запуска, из-за того, что при низких температурах окружающей среды в нач але запуска якори ая обмотка электростартера имеет низкое собственное сопротивление, вызванное уменьшением электрического сопротивления медных проводов, напряжение источника при работе на участке стабилизации тока может оказаться ниже требуемого напряжения для питания коммутационной аппаратуры, что приводит к ее отключению и срыву запуска.

Наиболее близким к данному изобретению является электроэнергетическая установка для стартерного запуска авиадвигателей, содержащая управляемый источник питания, вход регулирующего узла которого соединен с выходом сумматора, входы которого связаны с выходами задатчика напряжения, датчика напряжения нагрузки и через нелинейный элемент — с датчиком тока нагрузки (3).

Недостатком этого устройства также является низкая надежность запусков авиадвигателей в условиях низких окружающих температур. Это также вызвано необходимым из-за условия стабилизации тока снижением напряжения, которое может привести к ложному срабатыванию коммутационной аппаратуры.

Целью изобретения является повышение надежности запуска авиадвигателей при низких температурах окружающей среды.

Поставленная цель достигается тем, что в электроэнергетическую установку для стартерного запуска авиадвигателей, содержащую управляемый источник питания, вход регулирующего узла которого соединен с выходом сумматора, входы которого связаны с выходами задатчика напряжения, датчика напряжения нагрузки и через нелинейный элемент — с датчиком тока нагрузки, введен дополнительный нелинейный элемент, а сумматор снабжен дополнительным входом, который соединен с датчиком напряжения через дополнительный нелинейный элемент.

На чертеже приведена функциональная блок-схема энергетической установки.

Устройство содержит источник питания

1,. выполненный в виде, например, синхронного генератора с выпрямителем, своим выходом соединенный с нагрузкой 2, которой является якорная цепь электростартера авиадвигателя, и коммутационную аппаратуру подключения источника питания и обеспечения программы запуска, блок управления, в состав которого входят регулирующий узел 3, задатчик напряжения 4, сумматор 5, согласующий узел 6 регулирования по выходному напряжению, например масштабирующий делитель напряжения, нелинейный элемент 7 для ограничения тока нагрузки и дополнительный нелинейный элемент 8 для поддержания минимального напряжения. Выход регулирующего узла 3 соединен с обмоткой возбуждения синхронного генератора, являющейся входом управления источника питания. Управление регулирующим узлом 3 производится от сумматора 5, который имеет четыре входа, к первому суммирующему входу подключен выход задатчика напряжения 4, ко второму инвертирующему входу подключается выход согласующего узла 6 по выходному напряжению, вход которого соединяется

1150727

Составитель А. Лебедев

Редактор С. Тимохина - Техред И. Верес Корректор В. Синицкая

Заказ 2159/43 Тираж 646 Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, Ж вЂ” 35, Раушская наб., д. 4/5

Филиал ППП «Патент», г. Ужгород, ул. Проектная, 4 с выводами якорных цепей, соединенных с нагрузкой. Третий инвертирующий вход сумматора 5 соединен через нелинейный элемент 7 ограничения тока нагрузки с выходом датчика 9 тока нагрузки. Четвертый суммирующий вход сумматора 5 через нелинейный элемент 8 поддержания минимального напряжения подключен параллельно входу узла 6.

Энергетическая установка работает следующим образом.

В работе устройства при запуске авиадвигателя можно выделить три характерных режима с автоматическим переходом из одного режима в другой.

В первом режиме, когда ток нагрузки не достигает выбранного уровня ограничения, выходные сигналы элементов 7 и 8 отсутствуют. В сумматоре 5 неизменный по величине сигнал задатчика напряжения

4 уравновешивается выходным сигналом цепи обратной связи по напряжению с выхода согласующего узла 6 регулирования по выходному напряжению на нагрузке.

В этом случае выходное напряжение источника питания 1 поддерживается на постоянном уровне.

Во втором режиме, при достижении током нагрузки уровня ограничения по току, сигнал с выхода датчика тока нагрузки становится больше заданного сигнала смещения нелинейного элемента 7 ограничения тока нагрузки и на его выходе появляется сигнал. Выбором крутизны характеристики элемента 7 достигается такое суммарное приращение сигналов на входе сумматора 5, при котором блок управления обеспечивает работу источника питания 1 в режиме стабилизации тока нагрузки.

Третий режим характеризуется тем, что в процессе увеличения тока нагрузки (пускового тока электростартера) выходное напряжение источника питания 1 снижается до минимально допустимого значения, определяемого из условия надежной работы коммутационной аппаратуры. В этом случае выходной сигнал нелинейного узла 8 поддержания минимального напряжения начинает поступать на вход сумматора 5, и, начиная с этого момента, дальнейшее приращение сигналов с выхода узлов 6 и 7 компенсируется сигналом с выхода узла 8. Вследствие этого источник питания 1 выходит из режима стабилизации тока и ограничивает напряжение на выбранном минимальном уров20

В дальнейшем быстрое увеличение скорости электростартера приводит к увеличению выходного напряжения источника питания 1 и автоматическому переходу его на известные режимные характеристики.

Таким образом, за счет кратковременного превышения тока электростартера заданного ограничения исключается снижение напряжения ниже уровня срабатывания коммутационной аппаратуры и обеспечивается надежный запуск авиадвигателей.