Анализ перспектив развития авиационной техники, особенно самолетов и вертолетов военного назначения, показывает, что наряду с заметным увеличением единичной и суммарной мощности приемников электрической энергии растет и доля потребителей повышенной мощности с импульсно-периодическим характером нагрузки. Последнее обстоятельство, если не предусмотреть специальных мер, может серьезно отразиться на качестве генерируемой электроэнергии [1].
Основные меры и средства улучшения качества электроэнергии СЭС можно разделить на централизованные, децентрализованные и периферийные. Первые, воздействуя на систему генерирования и, следовательно, на всю СЭС, позволяют поддерживать качество электроэнергии в целом, независимо от подключаемых нагрузок.
Эти меры предполагают:
• изменение конструкции и системы управления привода;
• изменение конструкции и параметров генератора;
• повышение точности регуляторов напряжения и частоты.
Децентрализованные и периферийные методы предусматривают установку дополнительных устройств в системе распределения, т.е. их действие ограничивается определенным участком в СЭС. Относящиеся к периферийным методам технические решения ограничивают влияние либо отдельных потребителей на сеть, либо сети на работу отдельных потребителей. Перечисленные методы предполагают:
• реализацию соответствующих структур преобразователей электроэнергии и вторичных источников питания;
• использование специальных промежуточных устройств, например накопителей энергии, между СЭС и приемниками электроэнергии, демпфирующих воздействие мощных импульсных нагрузок на сеть;
• дробление мощности канала генерирования и выделение специальной шины питания для потребителей с повышенными требованиями к качеству электроэнергии;
• адаптивную систему управления распределением электроэнергии по выделенным шинам [1].
Минимальные массогабаритные параметры (без ущерба для надежности, качества вырабатываемой электроэнергии и других технологических показателей) для авиационного, ракетного и космического электрооборудования имеют особенно большое значение. Это объясняется тем, что агрегаты ЭЛА с дополнительными опорными конструкциями и крепежным материалом размещены на самом дорогом виде транспорта. Стоимость транспортировки электрооборудования в течение срока его службы превышает стоимость самого электрооборудования, и подавляющая часть затрат на него связана не с производством, а с эксплуатацией ЭЛА.
Снижение массы электрооборудования позволяет увеличить запас горючего и, как следствие (в зависимости от назначения самолета), длительность полета, высоту и скорость набора высоты, полезную нагрузку, броню самолета или его боезапас, а также уменьшить посадочную скорость и разбег при взлете. Применительно к КА, где масса электрооборудования составляет довольно большую часть массы самого аппарата, проблема ее снижения выглядит не менее актуально.
При оценке массогабаритных показателей ЭЛА используют понятие «полетной массы», которая учитывает не только конструктивную массу оборудования, но и дополнительную массу компонентов, необходимых для его функционирования. Так, полетная масса самолетного канала генерирования переменного тока, состоящего из привода, генератора с аппаратурой, обеспечивающей защиту и требуемое качество электроэнергии, а также участка сети, связывающего источник с центральным распределительным устройством может быть определена как
,
где МК – конструктивная масса канала генерирования;
МТФ– масса топлива, затраченного на функционирование канала генерирования;
Мтт – масса топлива, необходимая для транспортировки канала генерирования, и топлива, обеспечивающего работу канала.
Конструктивная масса складывается из массы устройств, входящих в канал генерирования, дополнительной массы, связанной с размещением устройств на борту ЛА. Последняя обусловлена приращением массы двигателя из-за необходимости использования дополнительного крепежного и монтажно-установочного оборудования, смазочных материалов, а также системы охлаждения, которые обеспечивают формирование узла отбора механической мощности с вала двигателя и функционирование привод-генераторной установки. За единицу времени для генерирования электроэнергии и ее передачи к распределительному устройству необходима масса топлива, определяемая соотношением
,
где m ТФ – часовой расход топлива на производство единицы механической мощности, отбираемой с вала двигателя;
Р м – механическая мощность, отбираемая с вала двигателя;
m ТО – масса топлива, используемого для отвода единицы мощности потерь, выделяемых генераторной установкой за 1 ч полета;
∆ Р Г − потери топлива, затраченного на функционирование канала генерирования;
m ТС – масса топлива, расходуемого на компенсацию единицы мощности потерь в сети (приведенной к валу двигателя);
∆ Р Г − потери в сети.
Массу топлива транспортировки Мтт можно определить как
,
где m тт − масса топлива при транспортировке единицы массы, расходуемой за 1 ч полета.
Следовательно, полетную массу можно снизить за счет уменьшения ее отдельных составляющих. Так, конструктивная масса привода может быть уменьшена за счет рационального выбора его структуры и вида промежуточной энергии, используемой в канале регулирования, объединения привода и генератора в единый агрегат и оптимальной компоновки элементов привода в этом агрегате.
Масса топлива, затрачиваемого на функционирование электрооборудования, зависит от эффективности преобразования энергии: чем выше коэффициент полезного действия генераторной установки и меньше потери в генераторе и сети, тем эта масса меньше. С другой стороны, повышение КПД приводит к увеличению конструктивной массы, например, потери в сети тем меньше, чем толще, а следовательно, и тяжелее провод. Таким образом, при проектировании изделий ЭЛА следует учитывать «конструктивную» и «топливную» составляющие полетной массы, а также назначение ЛА. Для летательных аппаратов кратковременного действия важнее уменьшить конструктивную массу, тогда как для ЛА, предназначенных для продолжительных полетов, подобная оптимизация может быть не совсем корректной.
Уменьшение габаритных размеров элементов ЭЛА связано с необходимостью освобождения пространства внутри летательного аппарата, которого и без того мало. Увеличение габаритных размеров ЭЛА может привести к увеличению отдельных частей ЛА, что вызовет повышение его аэродинамического сопротивления и, как следствие, расхода топлива. Требования снижения массы и габаритных размеров ЭЛА обычно не противоречат друг другу, но реализация их часто приводит к увеличению стоимости ЛА. Следует отметить, что во многих случаях это оправдано важностью выполняемых ЛА функций и требованием обеспечения безопасности полета.
Унифицированность оборудования, удобство и безопасность в эксплуатации, а также ремонтно-эксплуатационная технологичность оказывают большое влияние на расходы по эксплуатации и техническому обслуживанию ЭЛА.
По своей конструкции элементы электрооборудования должны быть достаточно простыми, взаимозаменяемыми, а отдельные узлы и агрегаты – унифицированными. Это позволяет устранить нерациональное многообразие видов, марок и типоразмеров изделий, повысить эффективность эксплуатации и ремонта. При этом в процессе унификации должны соблюдаться принципы конструктивной преемственности: в изделие новой конструкции в максимальной степени вводят детали и узлы, уже применявшиеся в других конструкциях, с возможно большим числом одинаковых параметров, обеспечивающих взаимозаменяемость и многократное использование уже проверенных и хорошо зарекомендовавших себя конструкций.
Требования к ремонтно-эксплуатационной технологичности предусматривают такое размещение и монтаж агрегатов электрооборудования на ЛА, при котором обеспечиваются удобный доступ к агрегатам, быстрое обнаружение и устранение неисправностей, замена вышедшего из строя оборудования. На ЛА больших размеров для этих целей предусмотрены специальные технологические отсеки с компактным размещением элементов электрооборудования (рис. 2.2).
Рис. 2.2. Технологический отсек самолета ЯК-42 с компактным размещением элементов электрооборудования
В технологическом отсеке самолета ЯК-42 с компактным размещением элементов электрооборудования предусмотрены: 1 – левая и правая распределительные коробки (РК) пожаротушения; 2, 3 – автоматы АПД; 4 – монтажная рама РМБ-1Б; 5 – панель ПСГ-6; 6 – РК запуска вспомогательной силовой установки ВСУ; 7 – РК управления механизмами; 8, 9, 10 – центральные распределительные устройства ЦРУ левого, правого и среднего генератора; 11 – блок защиты и управления БЗУ 376СБ; 12 – блок регулирования напряжения БРН 208М 7А; 13 – распределительное устройство РУ розетки аэродромного питания РАП и ВСУ; 14 – РК запуска среднего и правого двигателя; 15 – РК стабилизатора; 16, 17 – разъемы розеток аэродромного питания ШРАП 400-3ф и ШРАП-500К; 18 – панель автоматов защиты; 19, 25 – аккумуляторные батареи 20НКБН40; 20, 26 – РУ аккумуляторных батарей; 21 – блок АП; 22, 28 – РК противообледенительной системы ПОС; 23 – блок контроля маяка; 24 – РК запуска левого двигателя; 27 – панель централизованной заправки маслом.
На самолетах небольших размеров все электрооборудование, как правило, сосредоточено в закабинном пространстве.
Размещение агрегатов оборудования на самолете Су-25УБ показано на рис. 2.3, где 1 – дифференциальное минимальное реле ДМР-400Т-4с; 2 – стабилизирующий трансформатор ТС-9МТ; 3 – регулятор напряжения РН-400В; 4 – трансформатор ТС310СО4Б; 5 – блок БЧФ-208; 6 – преобразователь ПТО-1000/1500М; 7 – коробка включения и регулирования КВР-11-2с; 8 – аппарат защиты сети переменного однофазного тока от перенапряжения АЗПС1-1С; 9 – аппарат защиты сети постоянного тока от перенапряжения АЗПС-2М; 10 – дифференциальный корректор напряжения ДКН-8М; 11 – регулятор напряжения РУГ-83Т; 12 – генератор переменного тока ГО4ПЧ4; 13 – стартер-генератор постоянного тока ГСР-СТ-12/40Д; 14 – коробка контактора гашения поля К-КГП; 15 – вилка разъема аэродромного питания ШРАП-400-3ф; 16 – вилка разъема аэродромного питания ШРА-250МЛК; 17 – аккумуляторная батарея 20НКБН-25-У3; 18 – вольтметр постоянного тока В-1; 19 – вольтметр переменного тока ВФО; 20 – реостат Р-3А; 21 – выносной резистор
ВР-33; 22 – автомат защиты АЗС-13.
На заре развития и становления авиации никаких специальных отсеков для размещения оборудования на самолетах не предусматривалось, и нередко оно располагалось хаотично. Со временем агрегаты и блоки оборудования стали размещать более сосредоточенно, создавая специальные отсеки для упорядочивания наземного обслуживания, организации централизованного отвода выделяемого при его работе тепла, а также снижения массы электросетей и трубопроводов.
При этом подвод коммуникаций осуществлялся не к каждому агрегату, а группе их, причем для облегчения условий работы оборудования предусматривалась частичная герметизация мест его размещения.
Для таких отсеков на пассажирских и транспортных самолетах обычно выделяют место внутри герметичного фюзеляжа, где оборудование не мешает погрузочно-разгрузочным работам. На самолетах, не имеющих полностью герметизированных фюзеляжей, технические отсеки располагаются в местах наибольшего сосредоточения определенной части оборудования.
Выбранные в качестве примера размещения в пределах планера ЛА элементов СЭС самолеты Як-42 и Су-25 объединяет одно – их первый полет состоялся с разницей в один месяц в начале 1975 г. «Сорок второй» представляет собой пассажирский самолет, предназначенный для эксплуатации на авиалиниях малой и средней протяженности.
Штурмовик Су-25 предназначен для уничтожения малоразмерных подвижных и стационарных наземных объектов в условиях визуальной видимости днем и ночью, а также малоскоростных воздушных целей в тактической и ближайшей оперативной глубине. Концепция самолета базировалась на трех основных принципах: высокая боевая живучесть, маневренность, позволяющая уклоняться от атак истребителей и ракет зенитно-ракетных комплексов войсковой ПВО, и способность к эксплуатации с минимально подготовленных грунтовых аэродромов.
Аэродинамическая компоновка самолета с расщепляющимися на концах крыла тормозными щитками и мощной механизацией ориентирована на получение оптимальных аэродинамических параметров при дозвуковом низковысотном самолете.
Высокая боевая живучесть обеспечена применением титановой цельносварной бронированной кабины, бронированием важнейших агрегатов самолета, резервированием общесамолетных систем (электрической, гидравлической, пожаротушения) и использованием (в целях взрывобезопасности) в смежных с топливными баками отсеках губчатого пенополиуретана.
Самолет оснащен мощным, оптимизированным для поражения целей на поле боя и в ближайшем тылу бомбардировочным, управляемым и неуправляемым ракетным, а также пушечным вооружением.
Основные модификации: Су-25УБ (учебно-боевой), Су-25СМ с модернизированным бортовым радиоэлектронным оборудованием и новыми высокоточными средствами поражения и Су-25ТМ, предназначенный для борьбы с бронетанковой техникой, крупными морскими целями и успешного противодействия истребителям в воздушных боях на ближних и средних дистанциях.
Во многом удобство в эксплуатации зависит от размещения элементов управления и индикации систем ЭЛА. Удобное расположение аппаратуры управления, например выключателей, переключателей и кнопок, контрольно-измерительной и сигнальной аппаратуры, максимальная автоматизация операций по управлению и контролю позволяют облегчить работу летного экипажа и уменьшить его численность.
Пример того, как организовано управление работой системы электроснабжения из кабины самолета АН-72, показан на рис. 2.4.
Элементы управления и индикации СЭС расположены на щитке электроснабжения, верхнем щитке и левой панели приборной доски. Управление СЭС производится с помощью щитка электроснабжения, расположенного на вертикальной панели левого пульта.
На щитке находятся выключатели и переключатели, имеющие для удобства управления соответствующую форму, измерительные приборы с галетными переключателями и светосигнальные табло. Органы управления и индикации объединены между собой мнемосхемами, выполненными на лицевой панели.
Мнемосхемы дополнительно подсвечивают и дают наглядное представление о состоянии СЭС. На верхнем пульте и левой панели приборной доски установлены обобщающие светосигнальные табло, которые загораются при нарушении работы СЭС.
Для обеспечения безопасности должна быть исключена возможность соприкосновения членов экипажа и пассажиров с токопроводящими элементами или элементами, имеющими температуру выше 70 оС.
Контролепригодность. Контроль технического состояния электрооборудования является одним из основных видов работ при его технической эксплуатации и осуществляется на всех этапах подготовки ЛА к полетам.
Основное содержание всех видов контроля электрооборудования составляет диагностика – установление его состояния в текущий момент времени.
Рис. 2.4. Размещение элементов управления и индикации системы электроснабжения самолета Ан-72
Для контроля работоспособности ЭЛА в комплексе всего оборудования современных летательных аппаратов широко применяются автоматические и автоматизированные системы контроля, основанные на использовании диагностических тестов – специальных воздействий на объект контроля, направленных на определение местоположения и характера неисправностей.
При использовании микропроцессорных вычислительных устройств наряду с диагностированием решается задача прогнозирования технического состояния системы, что позволяет перейти к более прогрессивному методу эксплуатации – по состоянию системы.
Взрыво- и пожарная безопасность. Требования пожарной безопасности кроме обычных мер, предупреждающих возникновение пожара, предусматривают широкое применение специальных огнестойких материалов (в частности, изоляции) или материалов, скорость горения которых в горизонтальном направлении не превышает 100 мм/мин. Продукты горения при этом должны быть нетоксичными.
Обычно под взрывобезопасностью понимается локализация взрыва внутри объекта без каких-либо вредных последствий для работы, связанной с объектом системы. Хотя безопасность в отношении взрыва является одним из важных предъявляемых к оборудованию требований, полное его удовлетворение затруднено по конструктивным соображениям.
Независимость работы электрооборудования от положения ЛА в пространстве. Конструкции всех элементов и агрегатов ЭЛА должны обеспечивать нормальную работу при любом положении в пространстве. В частности, не должны срабатывать отдельные элементы или самопроизвольно включаться и выключаться контакты под действием собственного веса или сил инерции из-за ускорений, ударных нагрузок и вибраций, возникающих при пикировании, виражах и т.п., вытекать из аккумуляторных батарей электролит, выскакивать пробки и т.д [7].
При разработке электрооборудования космических аппаратов необходимо учитывать существенно большие, чем на авиационных ЛА, механические воздействия, проявляющиеся на этапе выведения на орбиту в условиях невесомости и во время полета в космическом пространстве.
Независимость работы электрооборудования ЛА от давления, температуры и влажности окружающей среды. Авиационное электрооборудование по техническим условиям должно нормально функционировать при температуре от 60 до -60 оС, давление от 790 до 150 мм рт. ст. и 100 % влажности.
В целях облегчения условий работы ЭЛА места его размещения могут быть частично или полностью герметизированы. Аппаратура, чувствительная к пониженным температурам, например аккумуляторные батареи, устанавливается в отдельных утепленных контейнерах, иногда с подогревом. Учитывая негативное влияние влаги, элементы ЭЛА следует конструировать так, чтобы в них при эксплуатации вода не попадала, или при попадании могла быть немедленно удалена.
Отсутствие помех для работы бортового оборудования. Некоторые элементы ЭЛА, например коллекторные электрические машины, система зажигания, импульсные вторичные источники электропитания, выпрямительные устройства и т.п., а также нестационарные процессы в электрических цепях СЭС являются источниками электромагнитных воздействий, затрудняющих работу приборного и радиооборудования и вызывающих ложные срабатывания электронных схем. Для устранения этих помех применяются специальные фильтры, препятствующие их проникновению по проводам в приемные устройства.
Низкая стоимость. Это требование особенно существенно для элементов электрооборудования, не оказывающих определяющего влияния на эксплуатационные параметры ЛА и его системы. Однако для ряда ответственных объектов требование более низкой стоимости становится второстепенным, если за счет ее увеличения можно получить более совершенные, а следовательно, и более надежные устройства.
