СПОСОБ ЭЛЕКТРОСТАРТЕРНОГО ЗАПУСКА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2015 года по МПК H02P9/04 H02K47/04 F02N11/04 

Описание патента на изобретение RU2566806C1

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.

Похожие патенты RU2566806C1

название год авторы номер документа
Электромашинный стартер-генераторный агрегат 1978
  • Красношапка Дмитрий Максимович
  • Красношапка Максим Митрофанович
SU767931A1
Адаптивная стартер-генераторная система для летательных аппаратов 2019
  • Дубкова Регина Юрьевна
  • Харитонов Сергей Александрович
  • Жарков Максим Андреевич
  • Коробков Дмитрий Владиславович
RU2713390C1
Способ запуска газотурбинного двигателя 2018
  • Сапсалев Анатолий Васильевич
  • Жарков Максим Андреевич
  • Харитонов Сергей Александрович
  • Бачурин Петр Александрович
RU2680287C1
СПОСОБ ЗАПУСКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕСКОНТАКТНЫМ ЯВНОПОЛЮСНЫМ СИНХРОННЫМ ГЕНЕРАТОРОМ С ВРАЩАЮЩИМСЯ ВЫПРЯМИТЕЛЕМ 2013
  • Волокитина Елена Владимировна
  • Власов Андрей Иванович
  • Ерохин Денис Викторович
  • Москвин Евгений Владимирович
  • Никитин Владимир Владимирович
RU2524776C1
Электропривод для запуска газотурбинной установки 2018
  • Буряшкин Сергей Львович
RU2694107C1
Способ запуска газотурбинного двигателя 2019
  • Сапсалев Анатолий Васильевич
  • Жарков Максим Андреевич
  • Харитонов Андрей Сергеевич
  • Штейн Дмитрий Александрович
  • Дубкова Регина Юрьевна
RU2717477C1
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ ОБОРУДОВАНИЯ САМОДВИЖУЩЕГОСЯ НАЗЕМНОГО ОБЪЕКТА 2003
  • Вознесенский А.Н.
  • Терещенко М.В.
  • Бродский Л.М.
  • Словущ В.М.
RU2234430C1
УСТРОЙСТВО ЭЛЕКТРОСТАРТЕРНОГО ПУСКА 1993
  • Калабин А.И.
RU2062901C1
Система управления и передачи вращательного момента на винт(ы) в беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), стартер-генератор, плата управления стартером-генератором и амортизатор для этой системы 2020
  • Драненков Антон Николаевич
  • Куприн Михаил Николаевич
  • Герасимов Игорь Владимирович
  • Соловьев Евгений Вячеславович
  • Поляков Дмитрий Андреевич
RU2741136C1
МАЛОГАБАРИТНАЯ МОБИЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ И БОРТОВЫХ СИСТЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 2019
  • Казьмин Игорь Александрович
  • Органов Сергей Николаевич
  • Ряжских Виктор Иванович
  • Иванов Алексей Владимирович
  • Органов Михаил Сергеевич
  • Гаршин Сергей Александрович
  • Санникова Светлана Михайловна
  • Черниченко Владимир Викторович
  • Грищенко Борис Александрович
RU2730805C1

Реферат патента 2015 года СПОСОБ ЭЛЕКТРОСТАРТЕРНОГО ЗАПУСКА АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для электростартерного запуска маршевых авиадвигателей. Технический результат - обеспечение высокой энергетики и обеспечение раскручивания авиадвигателя до оборотов, соответствующих или превышающих синхронную частоту стартер-генератора. В способе запуска авиационного двигателя период его запуска 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. 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. 1 ил.

Формула изобретения RU 2 566 806 C1

Способ электростартерного запуска авиационного двигателя, вал которого связан с валом стартер-генератора переменного тока, заключающийся 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, отличающийся тем, что 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, причем 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.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2015 года RU2566806C1

RU 2012125281 A, 27.12.2013
ЛЕЧЕБНО-КОСМЕТИЧЕСКОЕ СРЕДСТВО И ПРЕПАРАТ ДЛЯ ЛЕЧЕНИЯ ПОВРЕЖДЕНИЙ НАРУЖНЫХ ТКАНЕЙ ОРГАНИЗМА 2005
  • Алкацева Надежда Ильинична
RU2309750C2
Устройство для автоматического регулирования температурного перепада воды, проходящей через теплообменник 1937
  • Шейнерман Я.Н.
SU55879A1
DE 102010003632 B4, 13.09.2012
US 20030197384 A1, 23.10.2003
WO2001027468 A2, 19.04.2001

RU 2 566 806 C1

Авторы

Юхнин Марк Миронович

Лившиц Эмиль Яковлевич

Даты

2015-10-27Публикация

2014-04-24Подача