Система электроснабжения летательного аппарата Российский патент 2019 года по МПК B64C15/00 H02K44/08 

Изобретение относится к области электромашиностроения и может быть использовано в системе электроснабжения гиперзвуковых и детонационных летательных аппаратов.

Известен МГД-генератор (см. патент Японии N 2713216, кл. Н02К 44/00, оп.1998), содержащий корпус, выполненный в виде полого цилиндра, открытые торцы которого служат для впуска и выведения жидкостной рабочей среды, электромагнитные обмотки, создающие магнитное поле, направленное перпендикулярно оси цилиндра, и размещенные в цилиндре электроды, установленные параллельно направлению магнитного поля. В качестве рабочей электропроводной среды, перемещающейся вдоль оси цилиндра, используется морская вода, например, в виде морских волн, а электрическая нагрузка подключена к электродам.

Недостатками данного МГД-генератора является его низкая эффективность, обусловленная малой скоростью перемещения жидкости в полом цилиндре и низкой электропроводностью естественной морской воды.

Известен МГД-генератор (см. патент РФ N 2109353, кл. Н02К 44/00, оп. 1998), содержащий корпус из немагнитного материала, имеющий форму тора, с диэлектрическим покрытием на внутренней стенке и электромагнитную систему, состоящую из обмоток возбуждения и силовых обмоток, подключенных к нагрузке В качестве рабочей среды, заполняющей тороидальный канал, используется высокотемпературный газ, который вводится в канал из камер сгорания, снабженных устройствами импульсного введения в них топлива и окислителя. Камеры сгорания распределены по длине тора и встроены в его стенку, при этом в тороидальном канале размещены термоэлектроды, расположенные в соответствующих зонах расположения обмоток возбуждения.

Недостатком данного МГД-генератора является недостаточно высокая эффективность преобразования энергии перемещающейся высокотемпературной электропроводной среды в электрическую энергию вследствие ограниченного объема, занимаемого в тороидальном пространстве ионизированным высокотемпературным газом, и низкой электропроводности рабочей среды. Кроме того, данный МГД-генератор имеет низкую эксплуатационную надежность, поскольку высокотемпературная рабочая среда взаимодействует с внутренними поверхностями камер сгорания и тора и элементами, размещенными в них. Эксплуатационная надежность снижается также вследствие сложности конструкции системы получения высокотемпературной рабочей среды.

Известен МГД-генератор [Бут Д.А. Бесконтактные электрические машины, ст. 375-376, Москва "Высшая школа" 1990], содержащий камеру сгорания, осесимметричный канал, якорную обмотку и источник магнитного поля. При движении газа за фронтом волны, магнитное поле деформируется за счет наведенных в газе тангенциальных токов, потокосцепление якорной обмотки изменяется, возникает ЭДС и ток в цепи якоря и нагрузки.

Недостатком данного МГД-генератора является сложность конструкции, ограниченные функциональные возможности, низкая энергоэффективность и надежность, связанная с технической непроработанностью конструктивной схемы.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является система электроснабжения летательного аппарата (С.А. Грузков, Электрооборудование летательных аппаратов, том 1, рис. 14.3а, стр. 484, Москва, издательство МЭИ 2005), содержащая приводной авиационный двигатель, который приводит в движение ротор генератора, выводные концы генератора, электрически параллельно соединены с выпрямительным устройством и сетью переменного тока, выходные концы выпрямительного устройства соединены с инвертором, а инвертор подключен непосредственно к потребителю электрической энергии.

Недостатком ближайшего аналога является сложность конструкции, механическая нагрузка на приводной авиационный двигатель, низкая надежность и КПД системы, т.к. преобразование энергии имеет механическую составляющую в виде вращения ротора генератора.

Задача изобретения - расширение функциональных возможностей системы электроснабжения летательного аппарата, благодаря отказу от механической составляющей, из-за отсутствия ротора генератора, преобразования энергии и заменой ее на гидродинамическую составляющую магнитогидродинамического генератора.

Техническим результатом является повышение надежности и энергоэффективности, упрощение конструкции электроснабжения летательного аппарата, благодаря отказу от механической составляющей, из-за отсутствия ротора генератора, преобразования энергии и заменой ее на гидродинамическую составляющую магнитогидродинамического генератора.

Поставленная задача решается и указанный результат достигается тем, что система электроснабжения летательного аппарата, содержащая приводной авиационный двигатель, генератор, выводные концы которого электрически соединены с выпрямительным устройством, выходные концы выпрямительного устройства соединены с инвертором, а инвертор подключен непосредственно к потребителю электрической энергии, согласно изобретению авиационный двигатель выполнен в виде детонационного двигателя, на сопло которого установлен источник магнитного поля и обмотка, которая электрически соединена с выпрямительным устройством.

Существо изобретения поясняется чертежом. На чертеже изображена структурная схема системы электроснабжения летательного аппарата.

Предложенная система электроснабжения летательного аппарата содержит камеру сгорания детонационного двигателя 1, сопло детонационного двигателя 2, по верхней части которой расположена обмотка 3 с постоянными магнтами 4, обмотка 3 содержит выводные концы 5, которые электрически соединены с выпрямительным устройством 6, выходные концы выпрямительного устройства соединены с инвертором 7, который подключен непосредственно к потребителю электрической энергии, между соплом детонационного двигателя 2 и обмоткой 3, расположена тепло- и электроизолирующая прокладка 8, позиции камера сгорания детонационного двигателя 1, сопло детонационного двигателя 2, обмотка 3, постоянные магниты 4, выводные концы 5, тепло- и электроизолирующая прокладка 8 системы электроснабжения находятся во внутренней части корпуса 9 детонационного двигателя, с целью охлаждения постоянных магнитов 4 и обмотки 3, корпус 9 имеет отверстия 10.

Предложенная система электроснабжения летательного аппарата с детонационным или гиперзвуковым двигателем работает следующим образом: в камере сгорания детонационного двигателя 1, периодически возбуждается сильная ударная волна, которая распространяется в сопле детонационного двигателя 2. Постоянные магниты 4, расположенные во внешней части сопла детонационного двигателя 2, создают внешнее магнитное поле, которое замыкается через внутреннюю часть сопла детонационного двигателя 2. При движении отработанного, проводящего газа за фронтом волны в сопле детонационного двигателя 2, внешнее магнитное поле деформируется за счет наведенных в газе тангенциальных токов, потокосцепление в обмотке 3 изменяется, следовательно в обмотке 3 наводится ЭДС. При подключении выводных концов 5 обмотки 3 к нагрузке в замкнутой цепи пойдет электрический ток. Под нагрузкой подразумевается потребитель электрической энергии. Электрическая энергия от выводных концов 5 до потребителя электрической энергии доходит следующим образом: по выводным концам 5 импульсы электрической энергии приходят на выпрямительное устройство 6, после выпрямительного устройства 6, электрическая энергия имеет постоянный (выпрямленный) вид, после чего, посредством инвертора 7, электрическая энергия преобразуется в переменный тип нужной (определенной) частоты, которым питается потребитель электрической энергии. В результате энергия движения отработанных газов детонационного двигателя преобразуется в электрическую энергию. Тепло- и электроизолирующей прокладки 8 выполняет функцию теплоизоляции и электроизоляции обмотки 3 и постоянных магнитов 4 с соплом детонационного двигателя 2. Охлаждение постоянных магнитов 4 и обмотки 3 осуществляется набегающим потоком воздуха из отверстий 10, выполненны в корпусе 9.

Итак, заявляемое изобретение позволит расширить функциональные возможности, повысить надежность, энергоэффективность и упростить конструкцию системы электроснабжения летательного аппарата, благодаря отказу от механической составляющей, из-за отсутствия ротора генератора, преобразования энергии и заменой ее на гидродинамическую составляющую, магнитогидродинамического генератора.

Изобретение относится к области электромашиностроения и может быть использовано в системе электроснабжения гиперзвуковых и детонационных летательных аппаратов. Система электроснабжения летательного аппарата содержит приводной авиационный двигатель, генератор, выводные концы которого электрически соединены с выпрямительным устройством, выходные концы выпрямительного устройства соединены с инвертором. Инвертор подключен к потребителю электрической энергии. Авиационный двигатель выполнен в виде детонационного двигателя, на сопло которого установлен источник магнитного поля и обмотка, которая электрически соединена с выпрямительным устройством. Повышается надежность и энергоэффективность, упрощается конструкция электроснабжения летательного аппарата. 1 ил.

Система электроснабжения летательного аппарата, содержащая приводной авиационный двигатель, генератор, выводные концы которого электрически соединены с выпрямительным устройством, выходные концы выпрямительного устройства соединены с инвертором, а инвертор подключен непосредственно к потребителю электрической энергии, отличающаяся тем, что авиационный двигатель выполнен в виде детонационного двигателя, на сопло которого установлен источник магнитного поля и обмотка, которая электрически соединена с выпрямительным устройством.