Министерство образования и науки Российской Федерации федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования «Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ» Институт Автоматики и электронного приборостроения Кафедра Электрооборудования Реферат на тему «Система электроснабжения электрифицированного легкого самолёта» Выполнил студент гр. 3332 Хайруллин Б.Д. Проверил: Новосельский В. Г. Казань 2021 г. 1 СОДЕРЖАНИЕ Введение………………………………………………………………….………..3 1. Анализ систем электроснабжения летательных аппаратов………….……..4 2. Электрификация отдельных систем самолета………………………….……5 3. Прототипы……………………………………………………………...………9 3.1. Pipistrel alpha electro……………………………………..………………….9 3.2. Airbus e-fan…………………………………………………………………11 3.3. Solar impuls 2……………………………………………....………………12 4. Лицо воздушного судна………………………………………………………14 4.1. Потребители самолета………………………………….…………………15 4.2. Отключаемые в аварийных режимах потребители. ………….…………16 4.3. Нумерация электроконструкций и готовых изделий……………………17 4.4. Винт……………………………………………………..…………………19 4.5 Коммуникация……………………………………..………………………19 4.6. Чувствительность…………………………………….……………………19 4.7. Крыло……………………………………………………………….………20 4.8. Система управления………………………………………………………20 4.9. Электродвигатель……………………………………….…………………20 4.10. Солнечные пластины ……………………………………………………21 4.11 Аккумуляторы faam……………………………………………..………………23 4.12 Преобразователь………………………………………….………………24 5 Приборный состав……………………………………………….……………25 5.1 Система уборки и выпуска шасси…………...……………………………25 5.2 Солнечные панели……………………….………………………...………29 5.3 Преобразователь напряжения…………………………..…………………31 Заключение………………………………………………………………………34 Список использованных источников……………………..……………………35 2 ВВЕДЕНИЕ В настоящее время нет такой области техники, где бы не применялось электричество. Это обусловлено преимуществами электрической энергии перед другими видами энергии. Термин «авиационное оборудование» на современных летательных аппаратах объединяет большое количество разнообразных бортовых систем и комплексов. К ним относятся системы электроснабжения и системы и системы электрооборудования планера и двигателя, внутренние и внешние светотехнические устройства, системы автоматического управления полетом, навигационные системы и пилотажно-навигационные комплексы, системы приборного оборудования, системы обеспечения жизнедеятельности экипажа, оптико-электронные системы и ряд других систем. При помощи электрической энергии осуществляется запуск авиадвигателей; работа многочисленных механизмов, приборов, аппаратов и радиоустройств; обогрев и сигнализация; обеспечение жизнедеятельности человека на больших высотах. Объем электрооборудования зависит от многих факторов. Важнейшие из них: назначение самолета; его величина; скорость, дальность и высота полета; тип авиадвигателя. закономерностей Однако для электрификации ориентировочных самолетов и анализов для общих сравнения их электрооборудования ограничимся лишь двумя показателями: назначением и величиной самолета. 3 1. АНАЛИЗ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ Электрический самолет является самолет питается от электричества , почти всегда через один или несколько электродвигателей , которые приводят в пропеллеры. Электроэнергия может подаваться различными способами, наиболее распространенными из которых являются батареи или солнечные элементы . Электрический самолет - Построение бортовой системы энергоснабжения для перспективных ЛА не является оптимальным, требует существенных затрат на его эксплуатацию и вызывает значительные трудности при интеграции бортового оборудования. Одним из наиболее перспективных направлений создания конкурентоспособного отечественного самолета является переход к концепции самолета с полностью электрифицированным оборудованием (условное устоявшееся наименование – "полностью электрический самолет" или ПЭС). Под "полностью электрическим самолетом" понимается самолет с единой централизованной системой электроснабжения, обеспечивающей все энергетические потребности самолета. На ПЭС электрическая энергия будет применяться для питания наиболее энергоемких систем, которые традиционно использовали для своего функционирования гидравлическую и пневматическую энергию. К таким системам, прежде всего, относятся: • система управления аэродинамическими поверхностями и взлетнопосадочными устройствами самолета; • система кондиционирования воздуха; • противообледенительная система самолета; • система запуска авиадвигателя. Возможность и целесообразность создания самолетов с полностью электрифицированным оборудованием в настоящее время обусловлены: 4 • развитием силовой электроники и разработкой на их базе мощных полупроводниковых преобразовательных устройств и бесконтактной твердотельной коммутационной и защитной аппаратуры; • разработкой новых магнитных материалов и созданием на их основе мощных источников электрической энергии и двигателей электромеханических приводов систем управления полетом, не уступающим по своим основным характеристикам гидро- и пневмоприводам; • значительными успехами в области микроэлектроники и микропроцессорной техники, открывшими реальные перспективы внедрения цифровых систем управления электро-энергетическим комплексом. По некоторым оценкам, реализация концепции ПЭС применительно к тяжелому транспортному самолету позволит получить: • снижение потребления топлива – 8-12%; • снижение полной взлетной массы – 6-10%; • снижение прямых эксплуатационных расходов – 5-10%; • снижение стоимости жизненного цикла – 3-5%; • увеличение среднего налета на отказ – 5-6%; • снижение времени технического обслуживания – 4-4,5%. На самолетах "меньших" размерностей эффект ниже и, в основном, сводится к упрощению системы технического обслуживания и повышению надежности и живучести. 2. ЭЛЕКТРИФИКАЦИЯ ОТДЕЛЬНЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТА Переход к самолету с полностью электрифицированным оборудованием коренным образом сказывается на принципах построения и особенностях функционирования основных систем и агрегатов самолета. Реализация концепции ПЭС предполагает существенное изменение облика силовой установки самолета вследствие ликвидации отбора воздуха для системы кондиционирования и противообледенительной системы, устранения привода гидросистемы, интеграции источника электрической энергии с 5 авиационным двигателем, широкого применения электропривода в системах управления ГТД и т.д. "Электрический" ГТД не будет иметь коробки приводов. В электрической системе запуска авиадвигателя предполагается применение встроенного стартер-генератора. Вспомогательная силовая установка при этом будет использоваться только для генерирования электрической энергии. В целом электрификация ГТД позволит уменьшить массу и модель двигателя на 1015%, снизить теплонапряжённость топливной системы на 10-20°С, уменьшить стоимость обслуживания в 2-3 раза, улучшить тактико-технические характеристики самолётов. Повышение уровня электрификации "полностью электрических самолетов", естественно, будет сопровождаться увеличением мощности как источников электрической энергии, так и системы электроснабжения (СЭС) в целом. Исследования показали, что мощность СЭС ПЭС должна быть увеличена примерно в 2-3 раза в зависимости от типа ЛА, а мощность одного канала генерирования может достигать 300 кВА. В настоящее время на зарубежных самолетах с повышенным уровнем электрификации уже устанавливаются генераторы, мощность которых превышает 200 кВА. Так, на самолете Вoeing 787 устанавливаются 4 основных генератора переменного тока мощностью 250 кВА каждый, приводящиеся во вращение от авиационных двигателей и два генератора мощностью 225 кВА, установленные на ВСУ. Общая установленная мощность источников электрической энергии на данном ЛА составляет 1450 кВА. На аэробусе А-380 мощность одного источника электрической энергии составляет 150 кВА, а суммарная мощность СЭС достигает 840 кВА. В нашей стране на перспективном магистральном самолете МС-21 также предполагается оборудования электроэнергии. значительная и, В как связи электрификация следствие, со установка значительным 6 систем бортового мощных источников увеличением мощности энергосистемы остро встает вопрос о выборе рационального вида электроэнергии, вырабатываемой первичными источниками (генераторами). В настоящее время наиболее перспективными для ПЭС являются система электроснабжения переменного тока переменной частоты (в диапазоне 360800 Гц) и система электроснабжения постоянного тока повышенного напряжения (U = 270 В). Предлагается на "полностью электрическом самолете" поднять уровень напряжения переменного тока в 2 раза, а постоянного тока – в 10 раз по отношению к общепринятым в настоящее время уровням. Рассматривается вопрос о еще большем повышении уровня напряжения постоянного тока до 540 В. Одной из наиболее энергоёмких самолетных систем является система кондиционирования воздуха (СКВ). Мощность, отбираемая от силовой установки современных магистральных самолётов гражданской авиации на обеспечение функционирования данной системы, может достигать 500 и более кВт, причем эта мощность заметно превышает мощность, необходимую для системы кондиционирования, а значения параметров отбираемого от авиадвигателей воздуха (температуры и давления) существенно выше требуемых для СКВ значений. При использовании автономных компрессоров, приводимых во вращение от электрических двигателей, мощность электропривода на всех режимах будет в точности соответствовать той величине, которая необходима для функционирования СКВ. СКВ позволит обеспечить: • снижение потерь мощности до 30%; • сокращение массы трубопроводной системы и агрегатов на 20–30%; • сокращение расхода топлива на 1–2%. Ключевым моментом в реализации концепции "полностью электрического самолета" является создание электромеханических приводов систем управления полетом. Как известно, в настоящее время в системах управления полетом повсеместно используются гидравлические приводы, получающие энергию для своего функционирования от централизованных гидросистем. 7 На самолете с полностью электрифицированным оборудованием эти приводы должны быть заменены на электроприводы, получающие питание от источников электрической энергии. Современные электромеханические приводы, выполненные на базе бесконтактных двигателей постоянного тока с возбуждением от постоянных магнитов или вентильно-индукторных двигателей, уже сейчас не уступают и даже превосходят гидроприводы по ряду показателей. Считается, что применение чисто электромеханических приводов для органов управления основными рулевыми поверхностями самолета (руль высоты, руль направления, элероны) в настоящее время преждевременно. Это объясняется, прежде всего, редуктора относительно привода, невысокой преобразующего надежностью вращательное механического движение вала электродвигателя в поступательное перемещение выходного звена привода. Кроме того, пока еще электромеханический привод с планетарным редуктором и шарико-винтовой передачей уступает обычному электрогидравлическому приводу по динамическим характеристикам. На самолете А-380 электрогидростатические приводы используются в качестве резервных для отклонения внутренних и внешних секций руля высоты, средних и корневых элеронов (флаперонов). Это позволило отказаться от третьей центральной гидросистемы, что обеспечило уменьшение массы самолета на 450 кг. На самолете F-35 в системе управления полетом используются только электрогидростатические рулевые приводы, получающие питание от источников электрической энергии, за счет чего полностью исключена центральная гидросистема самолета. Это позволило уменьшить массу системы управления на 300 кг. В частности, на самолете А-380 электромеханические приводы используются для отклонения предкрылков и стабилизатора. На самолете Boeing 787 применены электромеханические приводы спойлеров и тормозов шасси. В нашей стране также проводится большая работа по созданию различных электромеханических приводов систем управления самолетом. В частности, 8 разработаны автоматизированные электроприводы закрылков, стабилизатора, триммирования и регулирования систем штурвального управления для пассажирского самолета Ту-324. Для самолета Ту-334М разработан программно управляемый электромеханический комплекс, включающий в себя взаимосвязанные электроприводы перемещения предкрылков и закрылков и выполняющий функции вторичной системы управления полетом. Тем не менее, на первом этапе полное исключение гидравлических приводов и централизованных гидравлических систем представляется преждевременным в силу недостаточного уровня надежности электрогидростатических приводов для отклонения органов первичной системы управления полетом и большого технического риска при разработке в короткие сроки электроприводов с необходимыми характеристиками. Целью данной работы является создание научно-технического задела в разработке нового поколения отечественных самолетов с полностью электрифицированным оборудованием (с повышенным уровнем электрификации), отработка технологий и создание аппаратуры для перехода к перспективной структуре энергетического обеспечения бортового оборудования самолетов, использующего для своего функционирования только (преимущественно) электрическую энергию. 3. ПРОТОТИПЫ 3.1. Pipistrel Alpha Electro Alpha Electro – это легкий самолет с приводом, использующим небольшой электрический мотор мощностью 60 кВт (80 л.с.) от Siemens AG. Размах крыльев аппарата достигает 10 метров, а почти семиметровый фюзеляж напоминает модель Cessna 150, при этом его масса составляет 550 кг. Самолет способен пребывать в воздухе в течении часа и подыматься на высоту до 400 метров, а его крейсерская скорость находится в пределах 85 узлов (около 160 км/ч). Пополнить запас батарей можно за 45 минут.Он может прийти на замену междугородним такси и снизить трафик на 9 дорогах, выброс вредных веществ в атмосферу. Характеристики Electro представлены в таблице 1. Рисунок 1 – Alpha Electro: общий вид Таблица 1 Модификация Alpha Electro Размах крыла, м 10.50 Длина , м 6.50 Высота, м 2.05 Площадь крыла, м2 9.51 Масса, кг пустого 256 максимальная взлетная 550 Тип двигателя 1 ЭД PEM 60MVLC Максимальная скорость, км/ч 250 Крейсерская скорость, км/ч 201 Практическая дальность, км 130 Скороподъемность, м/мин 372 Практический потолок, м 5030 Экипаж, чел 2 10 Alpha 3.2. Airbus E-Fan Электрический самолёт Airbus E-Fan обладает достаточно компактными размерами и хорошей аэродинамической формой, что обеспечивает ему при использовании относительной маломощных силовых электрических установок, максимально высокие показатели скорости и манёвренности. Более того, летательный аппарат выполнен с применением лёгких и прочных композитных материалов, что позволяет ему иметь высокую надёжность и обладать небольшим весом. На борту летательного аппарата Airbus E-Fan может разместиться до двух человек, причём, целевое назначение самолёта является весьма ограниченным, и фактически, он может использоваться лишь для перевозки на своём борту людей. Тем не менее, в настоящий момент французские авиастроители занимаются проектирование четырёхместного воздушного судна, которое будет способно перевозить на своём борту и различного рода груз. Кроме того, в ближайших планах, французские авиастроители намереваются разработать и полноценный пассажирский авиалайнер, использующий возможности электрических двигателей, однако, официальная дата запуска текущего проекта официальной огласке придана не была. Самолёт Airbus E-Fan обладает двумя электрическими авиадвигателями, каждый из которых способен развивать тягу в 40 л.с., что в свою очередь позволяет самолёту производить перелёты на дистанциях до 160 – 500 километров, при крейсерской скорости в 160 км\ч. Характеристики Airbus EFan представлены в таблице 2 11 Рисунок 2 – Airbus E-Fan: общий вид Таблица 2 Экипаж 1 Длина самолёта 6,67 м. Размах крыльев 9,5 м. Высота самолёта 2,28 м. Масса пустого самолёта 320 кг. Полезная нагрузка 230 кг Максимальный взлётный вес 550 кг. Крейсерская скорость 160 км\ч. Максимальная скорость полёта 220 км\ч Максимальная дальность полёта 160 км. Максимальная высота полёта 4800 м.; Тип авиадвигателя электрический Силовая установка 2 × Siemens Мощность 2 × 40 л.с. 3.3 Solar Impuls 2 Solar Impuls - это первый в мире пилотируемый (что важно) самолет, способный и днем, и ночью летать только за счет солнечной энергии. 12 Эта крылатая революция практически полностью изготовлена из углеродного волокна и обладает размахом крыльев Boing 747. При том, вся масса самолета вполне сравнима с весом небольшого автомобиля и составляет всего 1 600 кг. Огромные крылья Solar Impuls покрывают 12000 солнечных батарей. Они питают четыре электродвигателя с возобновляемыми источниками энергии. Днем солнечные батарей под завязку заряжают литиевые аккумуляторы, которые позволяют самолету летать и по ночам. Первый самолет серии — Solar Impulse, был представлен публике в 2009 году. У первого проекта была цель — использовать для полета исключительно солнечную энергию. Теоретически, самолет может находиться в воздухе круглосуточно, поскольку излишки солнечной энергии, полученной за день, накапливаются в системе конденсаторов, которые можно использовать при полете ночью. Solar Impulse 2 (Солнечный импульс 2) — улучшенный вариант первого образца. Его презентация состоялась ровно год назад — 9 марта 2014 года. За это время самолет прошел испытания. На самолете установлены 17 тысяч солнечных аккумуляторных батарей, от которых работают четыре электромотора. При полной зарядке скорость может достигать до 140 километров в час. Электроконденсаторы могут продержать аппарат на высоте в 8500 метров всю ночь. Характеристики Solar Impulse 2 представлены в таблице 3. Рисунок 3 – Solar Impulse 2: общий вид Таблица 3 13 Высота полета 8500 м Номинальная масса 2300 кг Крейсерская скорость 70 км/ч Размах крыла 72 метра Силовая установка Четыре двигателя 17,35 кВт, Li-Po аккумуляторы. Четыре винта Диаметра 3,5 метра Масса 400 кг Экипаж 1 4. ЛИЦО ВОЗДУШНОГО СУДНА 4.1 Потребители самолета Таблица 4 Ном. Потребитель Марка Кол. Мощность (Вт) 1 Бортовой компьютер Потребл. ток (А) Дисплей 1 27 2 Дисплей 1 27 2 2 8 1 1 21 2,3 4 25 000 280 Компьютер 2 двигательной установки 3 Блок электронного зажигания Автопилот 4 (Stabilisation Augmentation Femap System) 5 Электродвигатели 14 VERTEX 6 Радиостанция STANDARD FL-M1000E 1 57 4 1 25 3,1 1 13 0,7 1 13 0,7 6 0,9 70 6 OPAST047 Лампа-фара 8 Освещение кабины СМ-1БМ 9 461-L Освещение приборной панели 10 Внутренняя СС 11 Рулевые приводы 12 Ток 2 заряда 3 аккумулятора Электро-гидро 13 приводы выпуска- 24 2,5 56 4 уборки шасси 14 ПВД 4.2 Отключаемые в аварийных режимах потребители. Таблица 5 Потребляемый Потребитель ток (А) 1 Автопилот 2,3 2 Плафон освещения кабины 2,3 3 Отопитель 3 15 6 4 Рулевые приводы 5 Автопилот (Stabilisation Augmentation System) 2,3 Рисунок 4 – График нагрузок 4.3 Нумерация электроконструкций и готовых изделий Таблица 6 Отсек Кабина Наименование ЭК\ГИЗ Позиционн ый номер ПВД 1 Панель управления 2 Обогрев 3 Система кислородного 4 оборудования 16 Система освещения кабины 5 Технический Центральная распределительная 6 отдел коробка Хвостовая Аккумуляторная батарея 1 7 Аккумуляторная батарея 2 8 Аккумуляторная батарея 3 9 Аккумуляторная батарея 4 10 Разъем наземного питания 11 Электродвигатель 1 12 Электродвигатель 2 13 Электродвигатель 3 14 Электродвигатель 4 15 Электропривод шасси 16 Солнечные батареи 17 часть 17 Рисунок 5 - Схема Solar Impuls 18 4.3 Винт Диаметр пропеллера — 4 метра, всего 2 лопасти у каждого пропеллера. Эффективность системы — 94%. Рисунок 6 – Схема винта 4.5 Коммуникация Все было создано с нуля, включая Mission Control Center, мониторящий телеметрическую коммуникационную систему. Так что это достаточно «умная» и при этом абсолютная система. Также компанией Altran была создана Stability Augmentation System (SAS) специально для Solar Impulse 2 для кругосветной миссии. 4.6 Чувствительность Для взлета нужен ветер не более 5 узлов, максимальная сила противостоящего ветра 3 узла. Для приземления должен быть ветер не сильнее 7 узлов. Максимальная скороподъемность при турбулентности — 2 м/с. 19 4.7 Крыло Верхняя поверхность крыльев сделана из солнечных панелей, нижняя — из ультра-легкой ткани. Лонжерон крыла полностью выполнен панелей с применением углеродного волокна. 4.7 Система управления Система Автоматической Стабилизации (англ. "Stability Augmentation System") (сокращенно САС) - это автопилот, который помогает управлять вашим аппаратом при помощи противодействия вращению. Улучшенная САС (УСАС) добавляет к этому, также управление направлением, которое требуется в модуле САС. В демоверсии это доступно только при помощи "Улучшенного Модуля САС". 4.8 Электродвигатель System II Рисунок 7 – Электродвигатель: общий вид Характеристики: - максимальная питание - 25 кВт - максимальное напряжение - 120 В - максимальный постоянный ток - 280 А - максимальный пиковый ток - 400 А 20 - максимальное число оборотов в минуту - 8 000 - масса системы - 9,2 кг - двигательный сенсор - сенсорный/без сенсоров - охлаждение: воздух/теплоноситель - мониторинг данных о комлексе - приложения: беспилотники, планеры, ультралайты, e-vtol 4.9 Солнечные пластины SunPower Corp На самолете установлены более 17000 солнечных панелей, способных собрать до 340 кВч энергии за день. Общая их площадь — 269,5 квадратных метра. 17 тысяч 248 штук кремниевых пластин толщиной 135 микрон каждая вмонтированы в крылья, фюзеляж и горизонтальный хвостовой стабилизатор. Эффективность панелей — 23%. Чтобы улучшить аэродинамические качества, самолет построен с размахом крыльев в 72 метра, что больше аналогичного параметра Boeing 747 Jumbo Jet. Таблица 7 Характеристики Количество 17000 шт Энергия в день 340 кВч Площадь покрытия 269,5 м2 самолета Толщина Эффективность панелей 135 микрон Эффективность панелей — 23%. 21 Выдаваемая мощность 3 Вт каждый ячейки Рисунок 8 – Солнечная панель: общий вид Рисунок 9 - Изменение теплопроводности 22 4.10 Аккумуляторы FAAM Рисунок 10 – Аккумуляторы: общий вид Таблица 8 Номинальное напряжение АКБ 12 Тип аккумулятора Тяговый PzS Код аккумулятора 5TTM435 / 5PzS400 Емкость 400 Ач Количество аккумуляторов 4 шт Номинальная емкость (1-часовой 260 Ач разряд Вес, кг 135 кг Таблица 9 23 4.11 Преобразователь SILA V 1000P ( PF 1.0 ) Тип устройства- бестрансформаторный Мощность -1000 Вт Пиковая мощность -2000 Вт(<5сек) Входное напряжение -12 В Имеет: -Функция удаленного управления и мониторинга -Функция мониторинга через сотовую сеть -Функция параллельного подключения Таблица 10 24 Форма выходного сигнала Чистый синус Встроенный контроллер заряда PWM (ШИМ ) Выходное напряжение 120В +-5% Частота 50 гц КПД 90~93% Защита от перегрузки 110-150% - 10 с ; >150% - 5 с Номинальное входное напряжение DC 12 В Собственное потребление 0,9 А / 10 Вт Температура хранения, С от -15˚С до +60˚ Рабочая температура, С от -10˚С до + 55˚ Влажность 5~95% Габариты, мм 88 х 225 х 315 Вес нетто, кг 4,4 5 ПРИБОРНЫЙ СОСТАВ 5.1 Система уборки и выпуска шасси Система уборки и выпуска шасси предназначена для уборки и выпуска шасси самолета. Состав: Гидроцилиндры Гидроцилиндры расположены в нише соответствующей опоры шасси. Гидроцилиндры обеспечивают уборку и выпуск шасси самолета под 25 действием давления гидравлической жидкости при нормальной работе системы. Складывающиеся подкосы Каждая опора шасси оснащена складывающимся подкосом. Складывающийся подкос фиксирует стойку шасси в выпущенном положении. При выходе стойки шасси складывающийся подкос распрямляется и фиксируется в распрямленном положении замком. При подаче пилотом команды на уборку шасси гидроцилиндр приводит в действие механизм, обеспечивающий расфиксацию складывающегося подкоса. После этого складывающийся подкос убирается в нишу шасси вместе со стойкой. Ручка переключателя Ручка переключателя расположена на главной приборной панели в кабине. Переключатель используется для нормального выпуска и уборки шасси. Для индикации положения шасси используются три светодиода, расположенные на главной приборной панели рядом с переключателем. Система аварийного выпуска шасси Система аварийного выпуска шасси позволяет пилоту производить выпуск шасси при отказе системы. В этом случае выпуск шасси осуществляется под действием силы тяжести. Фиксация стойки в выпущенном положении осуществляется пружинным механизмом, расположенным на шасси состоит из следующих основных элементов: складывающемся подкосе каждой стойки. Система аварийного выпуска - Кран аварийного выпуска шасси расположен на гидравлическом блоке и приводится в действие рычагом аварийного выпуска шасси. При срабатывании крана аварийного выпуска, обратный поток из гидроцилиндров направляется в обход регулирующих клапанов гидроцилиндров. - Рычаг аварийного выпуска расположен под главной приборной панелью с левой стороны кабины. На кране аварийного выпуска расположен микровыключатель, отключающий гидравлический насос при установке крана в положение EMERGENCY (аварийный выпуск). 26 Рисунок 11 – Механизм шасси самолета Принцип работы Уборка При установке пилотом переключателя шасси в полете в положение UP (уборка) происходит следующее: – Замыкается электрическая цепь питания гидравлического насоса. Если давление в системе менее 96,5 бар, включается насос. На электромагнитный клапан уборки подается напряжение через микровыключатель обжатия левой стойки шасси. Клапан открывается, пропуская поток жидкости от насоса в полость уборки гидроцилиндра. Электромагнитный клапан выпуска обесточивается и открывается, пропуская поток жидкости от насоса в полость выпуска гидроцилиндра. 27 – Реле давления насоса включает и выключает насос, поддерживая давление в системе на уровне 96,5–113,8 бар. Жидкость под давлением, развиваемым насосом, действует на обе стороны поршня гидроцилиндра. Рабочая площадь поршня в полости уборки гидроцилиндра больше рабочей площади поршня в полости выпуска. Поскольку одинаковое давление действует на разную рабочую площадь поршня гидроцилиндра, возникает перепад давления, действующий на поршень и приводящий его в движение, при этом стойка шасси убирается. – На начальном этапе движения поршня гидроцилиндра в сторону уборки происходит расфиксация механизма распора складывающегося подкоса, который убирается в нишу шасси вместе со стойкой. – После полной уборки шасси срабатывает микровыключатель убранного положения носовой опоры шасси и подается питание на электромагнитный клапан выпуска, который при этом переключается в положение «полного давления». Обратный поток жидкости со стороны выпуска гидроцилиндров проходит через электромагнитный клапан выпуска и возвращается в бак. Полное давление, действующее на сторону уборки поршней гидроцилиндров, удерживает шасси в полностью убранном положении. – Реле давления насоса включает и выключает насос, поддерживая давление в системе на уровне 96,5–113,8 бар. При отсутствии в системе внутренней утечки аккумулятор гидравлического давления поддерживает давление в системе без работы гидравлического насоса. Выпуск При установке пилотом переключателя шасси в полете в положение DOWN (выпуск) при нормальной работе системы происходит следующее: - Замыкается электрическая цепь питания гидравлического насоса. Если давление в системе менее 96,5 бар, насос включается. Электромагнитный клапан выпуска обесточивается, и поток жидкости от гидравлического поступает через электромагнитный клапан выпуска в полость выпуска гидроцилиндра. Электромагнитный клапан 28 уборки обесточивается и пропускает поток гидравлической жидкости из полости уборки гидроцилиндров через регулирующие клапаны обратно в бак. Реле давления насоса включает и выключает насос, поддерживая давление в системе на уровне 96,5–113,8 бар. Давление сторону выпуска поршня гидроцилиндра, движет поршень в направлении выпуска, при этом происходит выпуск стоек шасси. – После полного выхода стоек шасси срабатывают замки складывающихся подкосов, преодолевающие сопротивление пружины и фиксирующие подкосы в распрямленном положении. – При полностью убранных штоках гидроцилиндров (стойки полностью выпущены) давление в системе повышается до уровня 113,8 бар. При повышении давления до 113,8 бар размыкаются контакты реле давления насоса и гидравлический насос обесточивается. При отсутствии в системе внутренней утечки аккумулятор гидравлического давления поддерживает давление в системе без работы гидравлического насоса 5.2 СОЛНЕЧНЫЕ ПАНЕЛИ Солнечные панели - объединение фотоэлектрических преобразователей (фотоэлементов) — полупроводниковых устройств, прямо преобразующих солнечную энергию в постоянный электрический ток, в отличие от солнечных коллекторов, производящих нагрев материала-теплоносителя. Принцип работы Основан на наличии полупроводника в виде двух пластин, соединенных друг с другом. Каждая пластина изготавливается из кремния с использованием дополнительных примесей. Благодаря этому пластины обладают своими уникальными свойствами. Первая из них имеет избыток валентных электронов, а вторая имеет недостаток этих электронов. Эти полупроводники получили название n и p. Если эти полупроводники соединить в единое целое, 29 то можно получить PN-переход в месте контакта между ними. В то время, когда на батарею попадают прямые солнечные лучи, на обеих сторонах этого перехода начинают накапливаться положительные и отрицательные плавающие нагрузки. В результате генерируется напряжение и возникает магнитное поле. Если подсоединить к такому элементу провод, по нему потечет электричество. Рисунок 12 Как подключить солнечную батарею Как только вы изготовите солнечную панель, можно начинать заниматься ее подключением. Можно не подключать ее напрямую к сети, чтобы избежать потерь электроэнергии. То есть, желательно установить автономную систему с аккумуляторами. Они будут заряжаться от солнечных батарей каждый день и быстро разряжаться. При этом, глубина разрядки может быть довольно существенной. Поэтому, аккумуляторы могут быстро выйти из строя. Для того, чтобы этого не произошло, лучше оставить подключение к сети через гибридный батарейный инвертор. Это устройство будет отдавать фотоэлементам приоритет при распределении нагрузки. Инвертор не будет отдавать излишки электроэнергии в сеть, а будет передавать ее на аккумуляторы. Такой вариант является одним из наиболее оптимальных. Эта система состоит из гибридного инвертора, контроллера заряда солнечных 30 панелей и аккумуляторов. Такой механизм сможет работать не только как основная, но и как резервная система электропитания. 5.3 ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ Преобразователь напряжения или инвертор – это устройство, предназначенное для преобразования входного постоянного напряжения (DC) 12(24)В в переменное напряжение (AC) 220В с частотой 50 Герц на выходе. Работа инвертора Работа инвертора напряжения основана на переключении источника постоянного напряжения с целью периодического изменения полярности напряжения на зажимах нагрузки. Частота переключения задается сигналами управления, формируемыми управляющей схемой (контроллером). Контроллер также может решать дополнительные задачи: -регулирование напряжения; -синхронизация частоты переключения ключей; -защитой их от перегрузок и др. По принципу действия инверторы делятся на: -автономные; -инверторы напряжения (АИН), пример — инверторы большинства ИБП; -инверторы тока (АИТ), пример — советский аэродромный преобразователь АПЧС-63У1. -резонансные инверторы (АИР); зависимые (инверторы, ведомые сетью), пример — силовой преобразователь электровозов ВЛ85, ЭП1 и др. Существуют большое число вариантов построения схем инверторов. Исторически первыми были механические инверторы, которые в эпоху развития полупроводниковых технологий заменили более технологичные инверторы на базе полупроводниковых элементов, и цифровые инверторы 31 напряжения. Но всё же, как правило, выделяют три основные схемы инверторов напряжения: -Мостовой ИН без трансформатора Область применения: устройства бесперебойного питания мощностью более 500 ВА, установки с высоким значением напряжения (220..360 В). -С нулевым выводом трансформатора Область применения: Устройства бесперебойного питания компьютеров мощностью (250.. 500 ВА), при низком значении напряжения (12..24 В), преобразователи напряжения для подвижных систем радиосвязи. -Мостовая схема с трансформатором Область применения: Устройства бесперебойного питания ответственных потребителей с широким диапазоном мощностей: единицы — десятки кВА. Рисунок 13 - Мостовой ИН без трансформатора 32 Рисунок 14 - Инвертор напряжения с нулевым выводом трансформатора Рисунок 15 - Мостовой инвертор напряжения с трансформатором 33 ЗАКЛЮЧЕНИЕ В ходе выполнения работы на тему «Система электроснабжения электрифицированного легкого самолёта» был проведён обзор патентной и технической литературы, проанализированы требования к системам распределения электроэнергии. На основе анализа литературы по беспилотным летательным аппаратам и их системам электроснабжения был подобран перечень потребителей для проектируемой системы. Был построен график нагрузок источника электрической энергии. В качестве солнечных батарей были выбраны солнечные панели SunPower Corp, а в качестве электродвигателя Sustem 2. 34 СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ 1. Авиационные правила. Часть 23. Нормы летной годности гражданских легких самолетов. М. - Межгосударственный авиационный комитет. - 2000. 145 с. 2. Электрооборудование летательных аппаратов: учебник для вузов. В 2 т. /Под ред. С.А. Грузкова. – М.:Изд-во МЭИ, 2005. -568 с. 3. Терещук, В.С. Построение систем распределения электрической энергии летательных аппаратов: учебное пособие / В.С. Терещук. – Казань: Изд-во Казан. гос. техн. ун-та, 2000. – 24 с. 4. Власов, Г.В. Проектирование систем электроснабжения летальных аппаратов / Г.В. Власов. – М.:Моск.типография №8 Главполиграфпрома, 1967 г. – 412 с. Кривинцев, В.И. Проектирование бортовых электрических сетей летательных аппаратов гражданской авиации / В.И. Кривенцев. – М.: Воздушный транспорт, 1992. – 280 с. 35
