Система обеспечения электрической энергией воздушных судов

Система обеспечения электрической энергией воздушных судов относится к силовым установкам вспомогательного назначения для воздушных судов. Система содержит аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, контроллер заряда. Теплообменники горячих спаев расположены на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры турбореактивного двигателя. Теплообменники холодных спаев расположены на внешней обшивке воздушного судна. Контроллер заряда соединен с выходом термоэлектрических устройств и с входом аккумуляторных батарей, а также со входом преобразователя постоянного тока в переменный ток. Выходы преобразователя постоянного тока в переменный ток, а также выходы DC-DC являются выходами устройства. Выход преобразователя постоянного тока в переменный соединен со входом блока регулирования, управления и защиты. Выход аккумуляторных батарей соединен со входом DC-DC преобразователя. Выход DC-DC преобразователя соединен с входом блока регулирования, управления и защиты. Выход блока регулирования, управления и защиты соединен со входом аккумуляторных батарей. Обеспечивается снабжение потребителей электроэнергией при отсутствии генераторов. 2 ил.

 

Изобретение относится к силовым установкам вспомогательного назначения для воздушных судов и может быть использовано в любых воздушных судах, оснащенных двигателями, имеющими камеры сгорания или форсажные камеры.

Известна система энергообеспечения летательных аппаратов [RU 2405720 C2, 10.01.2009], которая содержит двигатель, систему топливных элементов, обеспечивающих летательный аппарат электроэнергией. Недостатки: требует наличия топливных резервуаров под топливо и окислитель, что ведет к утяжелению конструкции летательного аппарата.

Известен передвижной источник электропитания (см., например, Скребов Н.Н., Медведков Ю.В., Поляруш В.П. Средства обеспечения энергией. М.: Военное издательство, 1995, с.12), содержащий последовательно соединенные преобразователь механической энергии в электрическую энергию, устройство регулирования частоты, устройство регулирования механической энергии и источник механической энергии, а также устройство регулирования напряжения, выход которого соединен со вторым входом источника электрической энергии, а вход с выходом источника электрической энергии, являющимся выходом устройства. Недостатки: применение только в наземных условиях, сложность конструкции.

Также известна система электроснабжения летательного аппарата [SU 1817623 A1, 29.04.1991], содержащая генераторы переменного и постоянного тока (являющиеся преобразователями механической энергии в электрическую), выпрямительные устройства с блоками защиты и управления и шинами, аккумуляторы и коммутационную аппаратуру. Недостатки: не обеспечивает преобразование тепловой энергии сгораемого топлива воздушного судна в электрическую энергию, сложность конструкции.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является система электроснабжения постоянного переменного тока (см., например, Самолет, его оборудование и вооружение. Учебник под общей редакцией П.И. Чинаева. М.: Воениздат, 1976, с.289), содержащая генераторы переменного и постоянного тока, имеющие привод от авиадвигателей и являющиеся основными источниками электрической энергии; аккумуляторные батареи, работающие параллельно с генераторами и являющиеся аварийными источниками электрической энергии; аппаратуру регулирования, управления и защиты; преобразователи постоянного тока в переменный однофазный и трехфазный ток постоянной частоты; повышающие трансформаторы с выпрямителями для получения постоянного тока высокого напряжения.

Недостатком является применение в качестве основных источников электрической энергии динамических преобразователей (генераторов), что обуславливает сложную систему передачи мощностных потоков, отсутствие контроллера заряда аккумуляторных батарей.

Техническим результатом, достигаемым предлагаемой системой, является обеспечение потребителей воздушных судов электрической энергией, получаемой от статических преобразователей тепловой энергии сгораемого топлива, упрощение конструкции, включение в систему контроллера заряда аккумуляторных батарей.

Для достижения указанного технического результата предлагается система обеспечения электрической энергией воздушных судов, содержащая турбореактивный двигатель, аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, в которую дополнительно введены термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, при этом теплообменники горячих спаев термоэлектрических устройств расположены на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры турбореактивного двигателя, а теплообменники холодных спаев расположены на внешней обшивке воздушного судна, контроллер заряда, вход которого соединен с выходом термоэлектрических устройств, а выход - с первым входом аккумуляторных батарей, первый выход которого соединен со входом преобразователя постоянного тока в переменный ток, первые выходы которого являются первыми выходами устройства, а второй выход первым входом блока регулирования, управления и защиты, второй выход аккумуляторных батарей соединен со входом DC-DC преобразователя, первые выходы которого являются вторыми выходами устройства, а второй выход вторым входом блока регулирования, управления и защиты, выход которого является вторым входом аккумуляторных батарей.

Обеспечение потребителей электрической энергией осуществляется термоэлектрическими устройствами, установленными на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени и форсажной камеры турбореактивного двигателя. Конструктивно термоэлектрические устройства состоят из теплообменников горячих спаев термоэлектрических устройств, расположенных на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры и теплообменников холодных спаев, находящихся на внешней обшивке воздушного судна. Работа термоэлементов по преобразованию тепловой энергии в электрическую происходит за счет возникающей разности температур между теплообменников горячих спаев и теплообменников холодных спаев, подробно расписанных в учебнике [под редакцией Г.С. Ламберга. Элементарный учебник физики, том II. М.: Наука, 1975, с.211-216].

Упрощение конструкции достигается за счет того, что преобразование тепловой энергии в электрическую происходит за счет физических свойств термоэлементов, что не требует установки в конструкции системы динамических элементов, таких как генераторы переменного и постоянного тока, устройства регулирования механической энергии (понижающие редуктора), представленные в аналоге.

Основными преимуществами использования термоэлектрических устройств являются: отсутствие элементов механической трансмиссии для передачи крутящего момента от источника механической энергии к устройству преобразования в электрическую энергию и как следствие отсутствие устройства регулирования механической энергии; возможность преобразования тепловой энергии газовой струи в электрическую энергию для обеспечения энергетических потребностей воздушного судна.

Изобретение поясняется чертежами, где:

на фиг.1 изображена структурная схема размещения термоэлектрических устройств в турбореактивном двигателе, включающем следующие элементы: 1 - входное устройство; 2 - многоступенчатый компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - стабилизатор пламени; 5 - форсажная камера; 6 - регулируемое реактивное сопло; 7 - термоэлектрические устройства;

на фиг.2 изображена принципиальная схема распределения электроэнергии по потребителям, где 7 - термоэлектрические устройства; 8 - контроллер заряда; 9 - блок аккумуляторов; 10 - блок регулирования, управления и защиты; 11 - преобразователь постоянного тока в переменный однофазный и трехфазный ток постоянной частоты; 12 - DC-DC преобразователь.

Контроллер заряда типа NC05; NC15 производства Steca CmbH предназначен для качественного заряда аккумуляторных батарей, а также для защиты от перегрузки и обратного тока. Аккумуляторные батареи типа 15СЦС-45Б [Скребов Н.Н., Медведков Ю.В., Поляруш В.П. Средства обеспечения энергией. М.: Военное издательство, 1995, с.82] предназначены для питания: блока регулирования, управления и защиты; потребителем электрической энергией воздушного судна при неработающих авиационных двигателях.

Питание потребителей электрической энергией воздушного судна по постоянному току осуществляется через DC-DC преобразователь.

Питание потребителей электрической энергией воздушного судна по переменному току осуществляется преобразователями постоянного тока в переменный однофазный и трехфазный ток постоянной частоты.

Блок регулирования, управления и защиты типа SKiiP 3, предназначен для автоматизированного управления за рабочими процессами аккумуляторных батарей, преобразователя постоянного тока в переменный однофазный и трехфазный ток постоянной частоты, DC-DC преобразователя при нормальных и аварийных режимах. Информация о состоянии аккумуляторных батарей поступает в блок регулирования, управления и защиты, в котором происходит определение количества и способа подключения аккумуляторных батарей для обеспечения требуемых параметров потребителей по следующему принципу:

а) эталонным значением напряжения является напряжение нагрузки. Блок регулирования, управления и защиты последовательно соединяет аккумуляторные батареи начиная с первого до достижения эталонного значения;

б) эталонным значением тока является ток нагрузки. Блок регулирования, управления и защиты подсоединяет к цепи аккумуляторные батареи параллельно до достижения эталонного значения;

в) при возникновении аварийных режимов блок регулирования, управления и защиты отключает нагрузку от потребителей.

Заявляемая система работает следующим образом. Воздушный поток, набегает во входное устройство 1 турбореактивного двигателя и далее поступает в многоступенчатый компрессор 2, где сжимается и поступает в камеру сгорания 3. В камере сгорания 3 происходит образование топливовоздушной смеси путем распыления топлива через форсунки, смешение его с воздухом и горение смеси. Образовавшийся газовый поток, обладающий высокой температурой и давлением, устремляется через стабилизатор пламени 4 в форсажную камеру 5 и выбрасывается в окружающую среду через регулируемое реактивное сопло 6. При этом газовый поток отдает часть тепловой энергии внутренним поверхностям камеры сгорания 3, стабилизатора пламени 4 и форсажной камеры 5, на которых расположены теплообменники горячих спаев термоэлектрических устройств 7, теплообменники холодных спаев находятся на внешней обшивке летательного аппарата. Преобразование тепловой энергии в электрическую происходит за счет физических свойств термоэлементов, описываемых в [под редакцией Г.С. Ламберга. Элементарный учебник физики, том II. М.: Наука, 1975, с.211-216] и других источниках.

После преобразования электрическая энергия через контроллер заряда 8 поступает в блок аккумуляторных батарей 9. Блок регулирования, управления и защиты 10 осуществляет общий контроль электрических параметров; формирует управляющие сигналы как на преобразователь постоянного тока в переменный однофазный и трехфазный ток постоянной частоты 11, так и на DC-DC преобразователь 12 для питания потребителей, постоянного и переменного тока на основании значений нагрузки, а при возникновении аварийных режимов отключает нагрузку от потребителей.

Размещение горячих спаев термоэлектрических устройств на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры по своим массогабаритным параметрам не помешает формированию реактивной струи газа, являющейся движущей силой воздушного судна.

Сопоставительный анализ представленного решения с аналогами позволяет сделать вывод о том, что заявляемое изобретение отличается от известных аналогов совокупностью существенных отличительных признаков, отвечает условиям патентоспособности «новизна» и промышленная применимость.

Система обеспечения электрической энергией воздушных судов, содержащая турбореактивный двигатель, аккумуляторные батареи, аппаратуру регулирования, управления и защиты, преобразователь постоянного тока в переменный ток, отличающаяся тем, что дополнительно введены термоэлектрические элементы, состоящие из теплообменников горячих и холодных спаев, при этом теплообменники горячих спаев термоэлектрических устройств расположены на внутренних поверхностях камер сгорания, стабилизаторов пламени, форсажной камеры турбореактивного двигателя, а теплообменники холодных спаев расположены на внешней обшивке воздушного судна, контроллер заряда, вход которого соединен с выходом термоэлектрических устройств, а выход - с первым входом аккумуляторных батарей, первый выход которого соединен со входом преобразователя постоянного тока в переменный ток, первые выходы которого являются первыми выходами устройства, а второй выход первым входом блока регулирования, управления и защиты, второй выход аккумуляторных батарей соединен со входом DC-DC преобразователя, первые выходы которого являются вторыми выходами устройства, а второй выход вторым входом блока регулирования, управления и защиты, выход которого является вторым входом аккумуляторных батарей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкциях устройств выпуска аварийных энергетических установок пассажирских самолетов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам технического обслуживания вспомогательной силовой установки. Способ содержит шаг снятия воздухозаборного канала в обшивке воздушного судна.

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а).

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому.

Изобретение относится к системам, использующим беспилотные летательные аппараты для обзора земной поверхности и передачи сигналов, указывающих местоположение наземных объектов.

Изобретение относится к авиационным системам электроснабжения. .

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата.

Изобретение относится к подаче электричества на электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата и/или в окружении. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к вспомогательной силовой установке для самолета. .

Устройство относится к машиностроению и может быть использовано в авиационных двигателях для разъединения приводного вала (2) вспомогательного оборудования и ведущего вала (3). Устройство имеет в своем составе кулачок (5) муфты сцепления, снабженный первыми зубьями (8) и первыми выемками (6), предназначенными для того, чтобы перемещаться в продольном направлении вдоль первого из валов (2) в результате взаимодействия со вторыми выемками (7), размещенными на вале (2), и вводить в зацепление или выводить из зацепления упомянутые первые зубья (8) с вторыми зубьями (9), размещенными на вале (3). Устройство имеет в своем составе средство продольного перемещения, содержащее фиксированную часть (10), воздействующую на подвижную в продольном направлении деталь (11) для перемещения кулачка (5) муфты сцепления между положением соединения валов и положением разъединения этих валов. Средство продольного перемещения приводит в движение кулачок (5) муфты сцепления в результате взаимодействия неподвижной по вращательному движению детали (13) с деталью (14), связанной с кулачком этой муфты сцепления и приводимой во вращательное движение вместе с этим кулачком, причем в процессе нормального функционирования поддерживается некоторый продольный зазор (15) между фиксированной по вращательному движению деталью и деталью, приводимой во вращательное движение. Достигается снижение износа деталей. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Способ управления аэродинамическими характеристиками гиперзвукового летательного аппарата включает установку плоских МГД-генераторов попарно симметрично относительно плоскости симметрии элементов оперения ГЛА, а между ними располагают магнитоэкранирующие пластины, выполненные из ферромагнитного материала с точкой Кюри, превышающей рабочую температуру элементов ГЛА, обеспечивающих устойчивость, управляемость и балансировку. Управляющие команды от бортовой системы управления подают на соленоиды плоских МГД-генераторов, расположенных под той обтекаемой поверхностью элементов оперения ГЛА, на которую производят управляющее усилие. Магнитоэкранирующую пластину изготавливают из кобальта. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей управления ГЛА по каналам тангажа, рыскания и крена. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Схема электропитания гондолы турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один электрический генератор, механически связанный с валом турбореактивного двигателя и по меньшей мере два силовых устройства, отличных от блока контроля или мониторинга. Генератор выполнен с возможностью подачи электропитания непосредственно, без подачи электропитания в сеть летательного аппарата, на первое и второе силовые устройства. Одно из электрических силовых устройств представляет собой электрическое противообледенительное устройство, а другое - устройство реверса тяги. Устройство реверса тяги содержит входную линию электродинамического торможения с возможностью частичного запитывания электрического противообледенительного устройства. Достигается упрощение системы распределения энергии, уменьшение её объема и веса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения. Система соединения содержит три кронштейна, расположенных в углах треугольника, компенсатор и дополнительное резервное соединительное звено. Первый и второй кронштейны расположены на одной высоте либо вверху, либо внизу, каждый с одной из боковых сторон хвостовой части фюзеляжа. При этом компенсатор расположен между первым и вторым кронштейнами. Дополнительное резервное соединительное звено установлено противоположно компенсатору и расположено под третьим кронштейном, если тот расположен вверху, и над третьим кронштейном, если тот расположен внизу. Достигается облегчение сборочных операций, заменяемость хвостового обтекателя при необходимости. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам генерирования электроэнергии и к системам стартерного запуска силовых установок транспортных средств, преимущественно летательных аппаратов. Гидродинамический стартерный привод-генератор содержит генератор электроэнергии транспортного средства, установленный на его валу центробежный топливный насос и два гидродинамических преобразователя крутящего момента с кругом циркуляции. Насосное колесо одного из них кинематически связано с валом силовой установки транспортного средства, а его турбинное колесо кинематически связано с валом якоря генератора и с крыльчаткой центробежного топливного насоса, вход в которую соединен с топливной системой транспортного средства, а выход - с кругом циркуляции гидродинамического преобразователя. У другого гидропреобразователя насосное колесо кинематически связано с валом якоря генератора, а турбинное колесо кинематически связано с валом силовой установки. Генератор также снабжен устройством электрического преобразования режима генератора в режим электродвигателя и связан через электроконтактор с автономным электрогенератором вспомогательной силовой установки транспортного средства. Достигается снижение массовых характеристик, повышение грузоподъемности и экономичность транспортного средства. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в системах электроснабжения автономных объектов. Техническим результатом является повышение надежности работы. Устройство электропитания постоянным током автономного транспортного судна содержит газотурбинный двигатель, электромеханическую передачу, включающую дифференциальный мультипликатор, электромагнитный тормоз-расцепитель, генератор, бесконтактный электродвигатель постоянного тока, блок коммутации, бортовые потребители электроэнергии постоянного тока, блок управления блоком коммутации и электродвигателя постоянного тока, управляемый выпрямитель. Указанные элементы соединены между собой так, как указано в материалах заявки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу оптимизации общей эффективности энергии на борту летательного аппарата и силовой группе, реализующей этот способ. Для оптимизации общей эффективности энергии используют генератор мощности класса двигатель, расположенный вблизи кабины для генерирования пневматической энергии для кабины и частично для генерирования гидравлической или электрической энергии для остальной части летательного аппарата, минимизируют расхождения между номинальной точкой источников мощности в условиях функционирования этих источников и точкой расчета участия этих источников в не приводящей в движение энергии в условиях отказа основного двигателя, равномерно распределяют мощность основных двигателей и основного генератора мощности при номинальном функционировании и в случае отказа основного двигателя. Основная силовая группа для оптимизации энергии содержит силовую группу класса двигатель с газогенератором и силовой турбиной, турбину рекуперации энергии, нагнетательный компрессор, механизм регулирования, блок управления, систему ECS. Основная силовая группа располагается в изолированном пожарной перегородкой отсеке. Отсек содержит воздухозаборник наружного воздуха и выходную трубу. Обеспечивается оптимальное использование мощности согласно потребностям в мощности летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх