RU139486U1 - Устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле - Google Patents

Abstract

Устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле, содержащее преобразователь частоты сетевого напряжения питания в частоту питания авиационного средства с подключенным к нему выходным кабелем, размещенным на барабане, который установлен на оси мотор-редуктора, и микропроцессорный блок управления, соединенный с цепями управления преобразователя частоты сетевого напряжения питания и мотор-редуктора, на выходном кабеле установлен выходной разъем для соединения с шинами питания авиационного средства, отличающееся тем, что оно выполнено в виде модулей двух типов в количестве одного или нескольких каждого типа, состыкованных между собой, в корпусе модуля первого типа размещен преобразователь частоты сетевого напряжения питания, выход которого соединен с электрическим разъемным соединителем, закрепленным на конструктивных элементах корпуса модуля, и с клеммами для подключения к другим модулям первого типа, а в корпусе модуля второго типа установлен мотор-редуктор с горизонтальным расположением оси, на которой установлен барабан с размещенным на нем выходным кабелем, вход кабеля снабжен электрическим разъемным соединителем для соединения с разъемным соединителем, установленным на выходе преобразователя частоты сетевого напряжения питания, при этом устройство снабжено дополнительным блоком управления, выходной кабель содержит дополнительные жилы для передачи сигналов управления, посредством которых дополнительный блок управления соединен через дополнительный разъем с микропроцессорным блоком управления.

Description

Полезная модель относится к средствам наземного питания авиационных средств и может быть использована для питания бортовой сети самолетов и вертолетов при их предполетном обслуживании в аэропортах, а также при проведении испытаний и регламентных работ в испытательных центрах, лабораториях и при производстве авиационной техники.

Наземные источники питания используются для питания бортового электрооборудования всех типов воздушных судов во время предполетного обслуживания в аэропортах, а также являются идеальным оборудованием для проведения ремонтных и регламентных работ, предполетных проверок, испытаний авиационной техники. Могут применяться как в закрытых помещениях, так и на открытых площадках.

Известен аэродромный преобразователь AXA Power Coil с автоматической подачей кабеля, предназначенный для питания бортовой электросети 400 Гц воздушных судов, припаркованных к телетрапам. Устройство состоит из одного корпуса, содержащего статический преобразователь 90 кВА и частотно управляемый кабельный барабан с электромеханическим цепным приводом. Барабан может наматывать и разматывать самолетный кабель автоматически, без помощи оператора. Частотный привод обеспечивает плавное увеличение скорости вращения кабельного барабана и уменьшение механических напряжений как выходного кабеля, так и деталей конструкции кабельного барабана. Передача энергии от неподвижных к движущимся деталям осуществляется с помощью специальных витых силовых кабелей повышенной гибкости - без контактных колец. Устройство включает 22 м самолетного кабеля с разъемом и кнопками и размещается непосредственно под телескопическим пассажирским трапом (www.axa-power.ru/products/gpu/coil). Устройство представляет собой относительно компактную установку с минимизацией требуемого объема в одном корпусе. Однако такое размещение всех узлов и деталей аэродромного преобразователя ограничивает его возможности в части установки в него дополнительных средств, например, когда требуется подача выходного напряжения по двум выходным кабелям или получение двух независимых выходных напряжений. Для этого необходимы соответствующие дополнительные технические средства, установка которых в корпус устройства приведет к значительному увеличению массогабаритных показателей и ухудшению ремонтопригодности всего устройства в целом.

В качестве прототипа принято устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле, содержащее установленные в корпусе преобразователь частоты сетевого напряжения питания в частоту питания авиационного средства, с подключенным к нему выходным кабелем, размещенным на барабане, который установлен на вертикальной оси мотор-редуктора, и микропроцессорный блок управления, соединенный с цепями управления преобразователя частоты сетевого напряжения питания и мотор-редуктора, на выходном кабеле установлен выходной разъем для соединения с шинами питания авиационного средства, в корпусе устройства имеется вертикальная прорезь для пропускания через нее выходного кабеля (EP 1708348, H02M 5/458, 04.10.06).

В известном устройстве в одном корпусе размещены преобразователь частоты и устройство автоматической намотки кабеля. Такая конструкция, ограничивает использование преобразователя частоты с устройствами намотки кабеля других фирм-производителей, которыми при необходимости можно было бы воспользоваться. В случае потребности использования дополнительных средств намотки кабеля (для обеспечения питания дополнительной нагрузки), дополнительная установка таких средств в устройстве приведет к увеличению его массогабаритных показателей и усложнению его обслуживания и ремонта. Кроме того, вертикальное расположение оси кабельного барабана усложняет конструкцию и обуславливает снижение надежности, поскольку выходящий из кабельного барабана в горизонтальном направлении кабель под действием своего веса стремятся увеличить скорость вращения барабана.

Технический результат полезной модели заключается в расширении функциональных возможностей, повышении надежности и ремонтопригодности.

Технический результат достигается тем, что устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле, содержащее преобразователь частоты сетевого напряжения питания в частоту питания авиационного средства, с подключенным к нему выходным кабелем, размещенным на барабане, который установлен на оси мотор-редуктора, и микропроцессорный блок управления, соединенный с цепями управления преобразователя частоты сетевого напряжения питания и мотор-редуктора, на выходном кабеле установлен выходной разъем для соединения с шинами питания авиационного средства, согласно предложению выполнено в виде модулей двух типов в количестве одного или нескольких каждого типа, состыкованных между собой, в корпусе модуля первого типа размещен преобразователь частоты сетевого напряжения питания, выход которого соединен с электрическим разъемным соединителем, закрепленным на конструктивных элементах корпуса модуля для подключения к модулям первого или второго типа и с клеммами для подключения к другим модулям первого типа, а в корпусе модуля второго типа установлен мотор-редуктор с горизонтальным расположением оси, на которой установлен барабан с размещенным на нем выходным кабелем, вход выходного кабеля снабжен электрическим разъемным соединителем для соединения с разъемным соединителем, установленным на выходе преобразователя частоты сетевого напряжения питания, при этом устройство снабжено дополнительным блоком управления, выходной кабель содержит дополнительные жилы для передачи сигналов управления, посредством которых дополнительный блок управления соединен через дополнительный разъем с микропроцессорным блоком управления.

Техническое решение с вышеуказанной совокупностью признаков позволяет, для получения различных выходных параметров варьировать различными модулями и объединять модули первого и второго типа в различных сочетаниях. Например, когда с одним модулем первого типа может использоваться несколько модулей второго типа, или с модулем второго типа может использоваться несколько модулей первого типа, или несколько модулей первого типа могут использоваться с несколькими модулей второго типа. В предлагаемом устройстве в случае выхода из строя какого-либо модуля его просто заменить другим, равноценным модулем соответствующего типа. При ремонте одного модуля доступ к узлам проще, чем к узлам, размещенным в одном корпусе устройства.

Чертежи (фиг. 1 - фиг. 8) поясняют выполнение предлагаемого устройства для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле.

На фиг. 1 показано пространственное размещение преобразователя частоты сетевого напряжения питания в корпусе модуля первого типа со снятой панелью.

На фиг. 2 показано пространственное размещение конструктивных компонентов в корпусе модуля второго типа со снятой панелью.

На фиг. 3 (вид спереди) и фиг. 4 (вид сзади) схематично показаны виды модуля второго типа со сторон стыковки с модулями первого и второго типа или со стороны установки двери модуля в случае использования его в качестве концевого. На фиг. 5 (вид спереди) и фиг. 6 (вид снизу) показано выполнение устройства для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле, состоящее из двух модулей второго типа и одного модуля первого типа.

На фиг. 7 показан увеличенный вид I фиг. 5, на котором представлено межмодульное соединение кабелей для передачи управляющего сигнала.

На рисунке фиг. 8 показан увеличенный вид II рисунка фиг. 5, на котором представлено соединение выходного кабеля с преобразователем частоты сетевого напряжения питания кабельного барабана.

Устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле может состоять из одного модуля 1 первого типа, в котором размещен преобразователь частоты сетевого напряжения питания и одного модуля 2 второго типа, в котором установлен мотор-редуктор 3 с горизонтальным расположением оси, на которой установлен барабан 4 с размещенным на нем выходным кабелем 5. Состыкованные между собой модули первого и второго типов 1 и 2 используются в комплекте телескопического бортового трапа и располагаются под ним (на чертеже не показаны). Выходной кабель 5, размещенный на барабане 4, установленном в корпусе модуля 2 второго типа, пропущен через горизонтальную прорезь 6 в корпусе. К выходящему из прорези 6 концу выходного кабеля 5 модуля 2 второго типа присоединен штепсельный разъем 7, который висит в доступном положении. В выходном кабеле 5, помимо кабельных жил для трехфазного переменного тока 400 Гц, имеется еще несколько жил для сигналов управления, например, для передачи сигналов о взаимном подключении и передачи данных. Дополнительный блок управления (на чертеже не показан) посредством дополнительных жил кабеля соединен через дополнительный разъем с микропроцессорным блоком управления. Введение этого блока управления позволило обеспечить управление выходными параметрами устройства для электропитания, в частности, отдельными фазовыми напряжениями для подавления высших гармоник, амплитудой и частотой, и обеспечить параллельное соединение преобразователя частоты с другими преобразователями частоты и управление ими в процессе их совместной работы.

Размеры корпуса (его ширина и высота) модуля первого типа должны быть такими же, как и у корпуса модуля второго типа, т.е. соответствовать его ширине и высоте. Это позволяет обеспечить с помощью простых средств их стыковку и крепление между собой. Однако длина корпуса модуля второго типа выбирается в зависимости от требуемой длины выходного кабеля при постоянстве значений ширины и высоты корпуса, сохранение которых стало возможным за счет установки барабана на горизонтально расположенной оси мотор-редуктора. Таким образом, при размещении на барабане более длинного кабеля необходимо лишь увеличить длину барабана в горизонтальном направлении и соответственно длину корпуса модуля.

В другом исполнении устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле может состоять из одного модуля 1 первого типа, в котором размещен преобразователь частоты сетевого напряжения питания и нескольких модулей 2 второго типа, в каждом из которых установлен мотор-редуктор 3 с горизонтальным расположением оси, на которой установлен барабан 4 с размещенным на нем кабелем 5. Пример пространственного размещения узлов и деталей преобразователя частоты сетевого напряжения питания в корпусе модуля первого типа приведен на фиг. 1. В корпусе модуля 1 первого типа размещены и установлены на пластинчатых узлах 8 прямоугольной рамы 9 фазосдвигающий трансформатор 10 (в случае применения 12-ти пульсной схемы выпрямления), предохранительный выключатель 11, выпрямитель 12, инвертор 13, уравнительные дроссели 14 выпрямителя (в случае использования 12-ти пульсной схемы выпрямления), выходной фильтр 15, согласующий трансформатор 16, датчики тока 17, выходной контактор 18 и клеммы 19 для подсоединения к другим устройствам (другим модулям первого типа), когда необходимо обеспечить параллельное соединение преобразователей частоты или подключить выходной кабель дополнительного модуля 2 второго типа. Модуль 2 второго типа обеспечивает автоматическое наматывание и сматывание кабеля 5 и плавное уменьшение скорости вращения кабельного барабана 4 на последних 4 метрах, как при наматывании, так и при сматывании выходного кабеля. Пространственное размещение конструктивных компонентов в корпусе модуля 2 второго типа показано на фиг. 2-4. В корпусе модуля 2 второго типа установлены мотор-редуктор 3, преобразователь частоты мотор-редуктора кабельного барабана 20, нагревательные элементы 21 (позволяющие установить необходимый температурный режим работы модуля, независимо от внешних условий), кабельный барабан 4, разъем 22 вспомогательной системы питания, штепсель 23 сигнала управления для подключения к преобразователю частоты, штепсель 24 сигнала управления для подключения к преобразователю частоты мотора-редуктора 3 и гнездо 25 для подачи питания преобразователя частоты мотор-редуктора 3.

На фиг. 5-6 изображено устройство для электропитания авиационного средства, состоящее из одного модуля первого типа и двух модулей второго типа. В нижней части корпуса модуля первого типа имеются воздухозаборные отверстия 32 и 33, вход питающего напряжения 34 и гнездо 35 для подсоединения пульта дистанционного управления (на чертеже не показан).

На рисунках фиг. 7-8 показаны в увеличенном виде фрагменты I и II фиг. 5, которые иллюстрируют межмодульные электрические соединения. Выделены контактирующие со штепселями 26 и 27 сигнала управления соответствующие гнезда штепселей 28 и 29, а также штепсель питания 30 преобразователя частоты и гнездо штепселя 31.

Если устройство не используется, то выходной кабель 5 намотан на кабельный барабан 4. Желаемая длина выходного кабеля 5 устанавливается при разматывании кабеля с кабельного барабана 4 под управлением оператора, использующего для этого расположенные на кабельном штепсельном разъеме 7 кнопки управления (на чертеже не показаны) или кнопки управления, расположенные на пульте дистанционного управления (на чертеже не показан), и кабельный штепсельный разъем 7 вставляется в соответствующее гнездо питания на корпусе самолета, чтобы подключить электрическую систему самолета к системе питания. Кабельный барабан 4 приводится во вращение при помощи мотор-редуктора 3.

Предлагаемая конструкция устройства для электропитания авиационного средства, состоящая из состыкованных между собой модулей двух типов позволяет реализовать их максимально компактными и использовать в конструкции различное количество модулей как одного, так и другого типа, при этом обеспечивается повышенная надежность и улучшается ремонтопригодность, поскольку снижается взаимозависимость их конструктивного (пространственного) размещения деталей и узлов в каждом модуле, позволяющая наиболее оптимально их разместить в модуле, обеспечивая необходимый к ним доступ и реализацию, в частности, требуемого температурного режима работы (как одного, так и другого типов модулей), который важен для данного устройства, работающего в условиях воздействия внешней среды.

Модульная конструкция устройства для электропитания авиационного средства позволяет оптимально решать любые задачи, независимо от требуемой мощности потребления авиационных средств или конструкции и назначения телетрапов, а также независимо от требований испытательных станций, лабораторий и производственных подразделений авиационной техники.

Конструкция предлагаемого устройства для электропитания авиационного средства позволяет использовать его для различных типов самолетов и в различных конструкциях телетрапов. Для бортовых систем ряда самолетов, например, Airbus A380, необходимо обеспечить питание сразу от нескольких источников. При этом электроэнергия передается через несколько розеток, размещенных на борту самолета. В зависимости от общей потребляемой мощности бортом (90 кВА, 180 кВА или >180 кВА) в устройстве используют соответственно один, два или более модулей первого типа и соответственно один, два или более модулей второго типа.

В зависимости от конструкции и целевого назначения телетрапа, возможны случаи, когда устройство для электропитания, установленное на телетрапе, предназначено для питания двух самолетов (один после другого). Если требуемая мощность питания самолетов составляет не более 90 кВА, то в этом случае может быть использованы три состыкованных модуля (один модуль первого типа и два модуля второго типа).

Claims (1)

1. Устройство для электропитания авиационного средства при его контроле и обслуживании на земле, содержащее преобразователь частоты сетевого напряжения питания в частоту питания авиационного средства с подключенным к нему выходным кабелем, размещенным на барабане, который установлен на оси мотор-редуктора, и микропроцессорный блок управления, соединенный с цепями управления преобразователя частоты сетевого напряжения питания и мотор-редуктора, на выходном кабеле установлен выходной разъем для соединения с шинами питания авиационного средства, отличающееся тем, что оно выполнено в виде модулей двух типов в количестве одного или нескольких каждого типа, состыкованных между собой, в корпусе модуля первого типа размещен преобразователь частоты сетевого напряжения питания, выход которого соединен с электрическим разъемным соединителем, закрепленным на конструктивных элементах корпуса модуля, и с клеммами для подключения к другим модулям первого типа, а в корпусе модуля второго типа установлен мотор-редуктор с горизонтальным расположением оси, на которой установлен барабан с размещенным на нем выходным кабелем, вход кабеля снабжен электрическим разъемным соединителем для соединения с разъемным соединителем, установленным на выходе преобразователя частоты сетевого напряжения питания, при этом устройство снабжено дополнительным блоком управления, выходной кабель содержит дополнительные жилы для передачи сигналов управления, посредством которых дополнительный блок управления соединен через дополнительный разъем с микропроцессорным блоком управления.