Вопрос № 1. Устройство и принцип действия типовых приводов постоянной частоты вращения авиационных генераторов

 

Для привода авиационных генераторов постоянного и переменного тока могут использоваться:

- газотурбинные, пневмотурбинные двигатели;

- электрические двигатели;

- привод от встречного потока воздуха. (На некоторых дозвуковых БЛА, иногда как привод аварийного генератора).

При вращении генераторов переменного тока непосредственно от двигателя летательного аппарата частота тока меняется в широких пределах и, кроме того, невозможной становится параллельная работа нескольких генераторов. При широком диапазоне изменения скорости вращения генераторов постоянного тока последние необходимо рассчитывать из условия минимальной скорости вращения, что ведет к значительному увеличению веса и габаритов этих генераторов.

Для получения стабильной частоты переменного тока генераторы должны иметь постоянную скорость вращения. Поскольку энергия для вращения генератора в большинстве случаев должна поступать от двигателя летательного аппарата, имеющего переменную скорость вращения, то между этим двигателем и генератором ставится устройство, позволяющее плавно изменять величину передаточного отношения от вала двигателя к валу генератора. Такими устройствами могут быть:

- механические передачи (вариаторы);

- гидравлические приводы;

- воздушные и газовые турбины.

Для приведения во вращение авиационных генераторов постоянного и переменного тока наибольшее распространение получил привод от газовой турбины.

Привод от авиационного двигателя является наиболее выгодным с точки зрения надежности и обеспечения минимального веса системы электроснабжения.

Как известно частота переменного тока синхронных генераторов жёстко связана с частотой вращения ротора (f = ), то есть с изменением частоты вращения ротора, будет изменяться и частота переменного тока.

ГЕН.

ППЧВ

АВ. ДВ.

 

 

n≠ const n = const

Рис. 1

 

Чтобы стабилизировать частоту переменного тока привод генераторов осуществляется не напрямую от авиадвигателя, а через специальные приводы постоянной частоты вращения (рис. 1). Выходной вал данного устройства независимо от частоты вращения выходного вала авиадвигателя всегда вращается с постоянной частотой.

Диапазон рабочих скоростей вращения современных самолетных генераторов составляет 4000-9000 об/мин., а максимальная скорость вала турбокомпрессора реактивных двигателей выше верхнего предела скорости вращения генератора. Поэтому сочленение вала генератора с валом двигателя осуществляется через понижающий регулятор коробки приводов агрегатов с передаточным числом 0,65-0,8.

К недостаткам непосредственно привода генераторов от авиационных двигателей относится непостоянство скорости вращения ротора генератора.

При изменении режима полета ЛА скорость вращения авиационного двигателя меняется в диапазоне 1 к 2,5, а иногда и больше.

Для генератора постоянного тока это больших неприятностей не приносит, так как регулятор напряжения обеспечивает поддержание постоянного напряжения на зажимах генератора при изменении скорости вращения его ротора.

Однако вес генератора получается большим (по сравнению с весом генераторов, приводимых с постоянной скоростью вращения), так как расчет генератора приходится вести по нижнему пределу возможной скорости его вращения.

Конструктивной особенностью ГСР-СТ является значительное упрочнение гибкого вала по сравнению с валом обычного генератора, что диктуется наличием больших моментов на валу при запуске. Упрочненный вал при этом теряет свою гибкость и в меньшей степени защищает якорь от толчков при внезапном изменении нагрузки или скорости вращения во время работы в генераторном режиме.

Редуктор ГСР-СТ располагается в коробке приводов двигателя. Это является существенным недостатком, т.к. в случае каких либо неисправностей в редукторе приходится демонтировать двигатель с самолета и производить ремонт в заводских условиях.

Стартер-генераторы серии ГСР-СТ представляют собой теплостойкие электрические машины постоянного тока полуоткрытого исполнения с параллельным возбуждением и компенсационной обмоткой.

Редуктор со встроенными в него двумя обгонными муфтами расположен внутри СТГ, что несколько усложняет конструкцию электрической машины, но значительно упрощает коробку приводов двигателя и позволяет при отказах производить замену СТГ в полевых условиях. Такое расположение, кроме того, позволяет осуществить привод в стартерном режиме через редуктор.

Что же касается генераторов переменного тока, то здесь помимо увеличения веса, переменная скорость вращения ротора генератора приводит к изменению частоты генерируемого им тока в широких пределах (от 300 до 900)Гц.

При столь широком диапазоне изменения частоты тока электрической энергии можно обеспечить лишь весьма ограниченное число потребителей переменного тока. Основные потребители переменного тока на летательных аппаратах требуется для своего питания стабилизированной в узких пределах (±) 1% частоты тока.

При переменной скорости вращения авиационных двигателей получить постоянную скорость вращения генератора можно лишь при помощи специальных промежуточных устройств между валами авиационного двигателя и генератора. Такие устройства носят названия приводов постоянной скорости (ППС) или приводов постоянных оборотов (ППО).

Наиболее широкое применение нашли гидравлические и пневматические приводы с дифференциальными механизмами.

В дифференциальном пневмомеханическом приводе (рисунок 2) управляемым является не весь поток энергии, подводимой к генератору через турбину. Воздушная турбина использует энергию сжатого воздуха, отбираемого от компрессора авиационного двигателя.

Турбомеханический дифференциальный привод постоянной частоты вращения состоит из активной осевой турбины 1, дифференциального редуктора 4 и системы регулирования. Стабильность частоты вращения генератора поддерживается центробежным регулятором 3, чувствительный элемент которого приводится во вращение с частотой, пропорциональной частоте вращения ротора генератора СГ.

Рис. 2. Турбомеханический дифференциальный привод.

 

При отклонении частоты вращения от заданного значения регулятор поворачивает заслонку 2, стоящую на входе в турбину, и изменяет расход воздуха, проходящего через неё. Воздух отбирается от авиационного двигателя за одной из ступеней компрессора. Поддерживание постоянной частоты вращения генератора, получающего основную долю мощности от приводного вала двигателя, осуществляется подкруткой через дифференциальный редуктор турбиной. В диапазоне частот вращения приводного вала от n_min до n_max мощность к валу генератора подводиться через дифференциальный редуктор от двух источников:

- от приводного вала двигателя;

- турбины.

В диапазоне частот от n_o – n_max турбина работает в режиме тормоза, вращаясь в обратную сторону, хотя воздух проходит через неё в том же направлении, и поглощает часть мощности от приводного вала.

Переход в режим тормоза происходит автоматически с помощью регулятора частоты, воздействующего на заслонку на входе в турбину. При малых нагрузках на генератор и при больших частотах вращения, когда регулирующая заслонка полностью закрыта, сопротивление воздуха на вращающемся колесе турбины становиться слишком большим. Для того чтобы на этом режиме уменьшить момент сопротивления, на колесе турбины установлено сегнерово колесо 5, к которому подаётся воздух через клапан, управляемый тем же регулятором частоты.

Дифференциальный пневмомеханический привод выполняется так чтобы при максимальной скорости вращения вала авиадвигателя турбина осуществляла небольшую докрутку генератора.

Регулирование скорости вращения гидравлических и пневматических приводов авиационных синхронных генераторов осуществляется при помощи регулятора скорости (РС), имеющего два канала: грубого регулирования и точного.

Далее рассмотрим типовую схему (рис. 3) и по ней порядок работы гидравлического регулятора вращения применяемого на авиационных генераторах.

Рис. 3. Принципиальная схема гидравлического регулятора вращения.

 

В общем случае гидропривод включает:

- гидронасос (3), преобразующий часть механической энергии авиадвигателя (1) в гидравлическую;

- гидромотор (4), преобразующий гидравлическую энергию гидронасоса в механическую, подводимую к валу генератора (СГ).

(Устройство гидронасоса аналогично устройству топливного насоса-регулятора, устанавливаемого на авиадвигателе. Подобно гидронасосу устроен и гидромотор 4, однако его наклонная шайба 5 имеет постоянный угол наклона.) Существует большое количество разновидностей гидроприводов, которые описываются в специальной литературе.

Управление для механической характеристики гидропривода можно записать в следующем виде:

n =An₁tgγ - BM_H

где n- скорость вращения генератора;

А - коэффициент, определяемый конструктивными параметрами гидромашин;

n₁- скорость вращения входного вала гидронасоса;

γ - угол наклона шайбы гидронасоса;

В – коэффициент, определяемый утечками рабочей жидкости в гидромашинах;

М_н- момент нагрузки на выходном валу гидроматора.

Механические характеристики гидропривода являются очень жёсткими ввиду малых величин утечек. Изменяя угол γ, при переменной скорости вращения n₁ можно получить постоянную величину скорости n.

Задача регулирования частоты (скорости вращения) синхронных генераторов при гидравлическом приводе решается с помощью автоматического регулятора, воздействующего на величину угла γ наклонной шайбы гидронасоса. Если происходит изменение скорости вращения n, то центробежный маятник воздействует на золотник и сервомеханизм изменяет соответственно величину угла γ наклона шайбы гидронасоса. В данной системе регулирования погрешность стабилизации частоты составляет 5 – 10%. Эта погрешность снимается с помощью астатического контура регулирования частоты. При отклонении частоты генератора от номинального значения на выходе резонансного контура РК появляется напряжения, пропорциональное отклонение частоте. После усиления магнитным усилителем МУ напряжение подводиться к электродвигателю ЭД, который, воздействуя на винт 6, изменяет затяжку регулировочной пружины 7 центробежного маятника до тех пор, пока не будет ликвидировано отклонение частоты от её номинального значения. В результате погрешность регулирования частоты уменьшается до 0,5 – 1%.

Большим достоинством такой схемы выполнения регулятора является то, что грубый канал регулирования не связан жестко с точным и последний может не применятся для одиночно работающих генераторов, для которых изменение частоты допустимо в пределах (± 2-5%).

С помощью грубого канала осуществляется стабилизация частоты с точностью (± 2-5%) точный канал позволяет поднять точность стабилизации частоты до (0.25-0.5%).

Воздушные и газовые турбины (турбоприводы) имеют один и тот же принцип действия. Конструктивные схемы турбин ничем не отличаются от схем, изучаемых в курсе конструкции авиадвигателей.

Управление мощностью турбины и, следовательно, скоростью вращения генератора осуществляется или дросселированием воздуха на входе в турбину, или изменением угла наклона у лопаток соплового аппарата. В последнем случае конструкция турбины гораздо сложнее, но ее к. п. д. больше. Система регулирования скорости вращения турбопривода в принципе может иметь точно такое же устройство, как и для гидропривода (рис. 3). Механическая характеристика турбопривода значительно мягче, чем у гидропривода.

Достоинством турбопривода является то, что генератор может охлаждаться воздухом, прошедшим через турбину. Однако если нагрузка генератора мала, то теплосодержание воздуха после турбины будет практически такое же, как и до нее, и воздух будет иметь высокую температуру. В этом случае требуется специальное охлаждение генератора.

Недостатком турбопривода является уменьшение высотности авиадвигателя ввиду отбора части воздуха для работы турбины. Кроме того, на режимах взлета и максимальной скорости полета отбор воздуха от компрессора вызывает увеличение температуры нагрева лопаток турбины авиадвигателя.

В результате вибрации в процессе работы генератора возможно смещение оси выходного вала редуктора. Возникшая при этом эксцентричность вызывает радиальное биение ротора и, как следствие, разрушение подшипника. Чтобы исключить это вредное явление привод генератора осуществляется через «гибкий» валик (рис. 4), который выбирает биение на себя. Кроме того, в случае заклинивания ротора гибкий валик разрушается, предохраняя от поломок редуктор.

Рис. 4.

Вывод: Основной способ привода авиационного генератора – это передача ему вращения от авиадвигателя. Частота вращения (обороты) двигателя постоянно изменяются, поэтому встал вопрос технического решения обеспечения постоянной частоты вращения привода. Решается он двумя основными способами. Использованием энергии сжатого газа и гидрожидкости.