RU2598926C1

RU2598926C1 - Power supply system of steering drives of primary controls of passenger aircraft

Info

Publication number: RU2598926C1
Application number: RU2015119375/11A
Authority: RU
Inventors: Евгений Валерьевич Ерофеев; Леонид Викторович Халецкий; Семен Львович Самсонович; Игорь Иванович Огольцов
Priority date: 2015-05-22
Filing date: 2015-05-22
Publication date: 2016-10-10

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to power supply control system for actuation of aircraft control surfaces. Power supply system of steering drives of primary controls of passenger aircraft includes onboard electric generators of alternating current, auxiliary electric generators of alternating current, electric generators control units, current transformers, main storage batteries, emergency batteries, rectifying devices, power supply control system, consisting of the central onboard computer and instrumentation and control devices. Rotors of onboard electric generators are connected with the rotors of sustainers. Rotors of auxiliary electric generators are connected with the rotors of auxiliary power plant and turbine unit. In power network of each steering gear of primary controls of aircraft the main storage batteries are connected, emergency batteries and the power supply control system is actuated. Input of instrumentation and control devices is connected to the input of steering drives, and the output - with emergency batteries and the central onboard computer, the output of which is connected to the inputs of instrumentation and control devices.

EFFECT: increase of in-flight safety in case of failure of all power sources.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к электрооборудованию самолета и предназначено для реализации электроснабжения потребителей самолета в нормальных и аварийных условиях полета.The invention relates to electrical equipment of an aircraft and is intended for the implementation of power supply to aircraft consumers in normal and emergency flight conditions.

Известна система электроснабжения самолета (Патент №2122764, МПК Н02J 19/06, B64D 41/00). Изобретение относится к электрооборудованию самолета и предназначено для использования при реализации электроснабжения потребителей самолета в нормальных и аварийных условиях полета. Система содержит источники тока, центральные распределительные устройства, основные и аварийные распределительные шины, быстродействующие переключатели. При введении системы в работу электроэнергия подается на основные и аварийные шины только по собственным соединительным линиям.A well-known aircraft power supply system (Patent No. 2122764, IPC Н02J 19/06, B64D 41/00). The invention relates to aircraft electrical equipment and is intended for use in the implementation of power supply to aircraft consumers in normal and emergency flight conditions. The system contains current sources, central distribution devices, main and emergency distribution buses, high-speed switches. When the system is put into operation, electricity is supplied to the main and emergency buses only through its own connecting lines.

Известна также система энергоснабжения современного регионального самолета SSJ-100 (http://superjet.wikidot.com/). Система содержит бортовые электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, блоки управления электрогенераторов, трансформаторы тока, гидронасосы с приводом от маршевых двигателей, гидравлические насосные станции, работающие от переменного тока, и гидравлическую насосную станцию, работающую от постоянного тока, баки с гидравлической жидкостью, электрогидравлические рулевые приводы (ЭГРП) первичных органов управления самолета (рули высоты, элероны, руль направления), а также приводы механизации (интерцепторы, воздушные тормоза).The power supply system of the modern regional aircraft SSJ-100 (http://superjet.wikidot.com/) is also known. The system contains on-board alternating current electric generators, the rotors of which are connected to the rotors of the marching engines, auxiliary alternating current generators, whose rotors are connected to the rotors of the auxiliary power unit and the turbine unit, electric generator control units, current transformers, hydraulic pumps driven by the main engines, hydraulic pumping stations, operating from AC, and a hydraulic pump station operating from DC, tanks with hydraulic fluid, e electro-hydraulic steering drives (EGF) of the primary aircraft controls (elevators, ailerons, rudders), as well as mechanization drives (spoilers, air brakes).

Указанная система энергоснабжения предназначена для электропитания гидравлических насосных станций, которые вырабатывают гидравлическую энергию для питания ЭГРП.The specified power supply system is designed to power hydraulic pumping stations that generate hydraulic energy to power the hydraulic fracturing.

Недостаток вышеперечисленных систем заключается в том, что для современных самолетов указанное построение бортовой системы энергоснабжения не является оптимальным и требует существенных затрат на ее эксплуатацию, вызывает значительные трудности при интеграции бортового оборудования. Как следует из [С. Воронович, В. Каргопольцев, В. Кутахов // «Полностью электрический самолет» статья в журнале «Авиапанорама». - 2009. - Вып. 2.], перспективным направлением развития систем энергоснабжения самолетов следующего поколения является создание «полностью электрического самолета». На самолетах с полностью электрифицированным оборудованием гидравлические приводы, получающие энергию для своего функционирования от централизованных гидросистем, должны быть заменены на электрические приводы.The disadvantage of the above systems is that for modern aircraft, the indicated construction of the onboard power supply system is not optimal and requires significant costs for its operation, causing significant difficulties in the integration of onboard equipment. As follows from [S. Voronovich, V. Kargopoltsev, V. Kutakhov // “Fully electric aircraft” article in the magazine “Aviopanorama”. - 2009. - Issue. 2.], a promising direction in the development of energy supply systems for next-generation aircraft is the creation of a “fully electric aircraft”. On airplanes with fully electrified equipment, hydraulic drives that receive energy for their operation from centralized hydraulic systems must be replaced by electric drives.

Так, фирма Parker (США) отказалась от разнородных по физической сущности централизованных энергосетей в пользу единой электроэнергетической системы. Для прототипа боевого самолета пятого поколения GSF предлагается использование единой бортовой сети постоянного тока 270 В, а для запуска маршевого двигателя применена высоковольтная аккумуляторная батарея АБ_{270 B}.So, the Parker company (USA) refused centralized power grids heterogeneous in physical essence in favor of a unified power system. For the prototype of a fifth-generation combat aircraft GSF, the use of a unified on-board DC network of 270 V is proposed, and the AB _{270 B} high-voltage battery is used to start the main engine.

Использование рулевых приводов с электрическим энергопитанием обладает рядом преимуществ, а именно: снижение суммарной массы энергокомплекса самолета вместе с системой рулевых приводов, упрощение и снижение стоимости технического обслуживания, повышение унификации бортового оборудования, снижение расхода топлива, улучшение экологических условий эксплуатации.The use of electric-powered steering gears has several advantages, namely: reducing the total weight of the aircraft’s energy complex along with steering gears, simplifying and reducing maintenance costs, increasing the unification of airborne equipment, reducing fuel consumption, and improving environmental conditions.

Предварительный расчет показывает, что при заданных показателях надежности основных элементов современных самолетных электросистем и электрических приводов [Ю.Г. Оболенский, С.А. Ермаков, Р.В. Сухоруков // Введение в проектирование систем авиационных рулевых приводов // Учебное пособие // М., 2011. - с. 314] их использование на борту невозможно исходя из требований по безопасности полета. Например, при использовании электромеханических приводов на руле направления для среднего времени полета магистрального самолета Т=5 час вероятность потери путевого канала управления составляет:A preliminary calculation shows that for given reliability indicators of the main elements of modern aircraft electrical systems and electric drives [Yu.G. Obolensky, S.A. Ermakov, R.V. Sukhorukov // Introduction to the design of aircraft steering systems // Textbook // M., 2011. - p. 314] their use on board is not possible based on flight safety requirements. For example, when using electromechanical drives on the rudder for an average flight time of a main aircraft T = 5 hours, the probability of losing the track control channel is:

p₁…p₃ - надежность одного из трех каналов управления рулем направления;p ₁ ... p ₃ - the reliability of one of the three channels of control of the rudder;

Р_рн - надежность руля направления (управление по курсу);R _pH - rudder reliability (heading control);

Q_рн - вероятность возникновения отказа, приводящего к потере руля направления;Q _pH - the probability of a failure leading to the loss of the rudder;

λ_эс, λ_эрп - интенсивности отказов электросистемы и электрического привода соответственно;λ _es , λ _erp are the failure rates of the electrical system and the electric drive, respectively;

λ_эс=20·10^-6 (ч^-1);λ _es = 20 · 10 ^-6 (h ^-1 );

λ_эрп=100·10^-6 (ч^-1).λ _erp = 100 · 10 ^-6 (h ^-1 ).

Согласно требованиям Авиационных правил АП-25 самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации и действий экипажа вероятность возникновения катастрофический ситуации не превышала 10^-9.According to the requirements of Aviation Rules AP-25, the aircraft must be designed and built so that, under the expected operating conditions and crew actions, the probability of a catastrophic situation does not exceed 10 ^-9 .

Задачей и техническим результатом является создание системы энергопитания самолета повышенной надежности, а именно при использовании электрических приводов для отклонения первичных органов управления самолета можно повысить уровень его надежности за счет введения на борту резервных источников электроэнергии и системы контроля их состояния и работы.The objective and technical result is the creation of an aircraft power supply system of increased reliability, namely, when using electric drives to divert the primary controls of the aircraft, it is possible to increase the level of its reliability by introducing on-board backup power sources and a system for monitoring their condition and operation.

Задача и технический результат достигаются тем, что в системе энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета, содержащей бортовые электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, блоки управления электрогенераторами, трансформаторы тока, в сети энергопитания каждого электрического рулевого привода первичных органов управления самолета, а именно рулей высоты, элеронов и руля направления, подключены аккумуляторные батареи номинальным напряжением 270 В, аварийные аккумуляторные батареи напряжением такого же номинала, введена система контроля энергообеспечения, состоящая из центрального бортового вычислителя и измерительно-управляющих устройств, вход которых соединен со входом электрических рулевых приводов, а выход - с аварийными аккумуляторными батареями и центральным бортовым вычислителем, выход которого соединен со входами измерительно-управляющих устройств.The objective and the technical result are achieved by the fact that in the power supply system of the steering drives of the primary controls of a passenger aircraft containing onboard alternating current electric generators, the rotors of which are connected to the rotors of the main engines, auxiliary alternating current generators, the rotors of which are connected to the rotors of the auxiliary power unit and the turbine unit, control units for electric generators, current transformers, in the power supply network of each electric steering gear are primary x aircraft controls, namely elevators, ailerons and rudders, batteries with a nominal voltage of 270 V are connected, emergency batteries with a voltage of the same rating, an energy supply control system consisting of a central on-board computer and measuring and control devices is connected, the input of which is connected with the input of electric steering drives, and the output with emergency batteries and a central on-board computer, the output of which is connected to the inputs of the meter but control devices.

На фиг. 1 изображена система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета, обладающая повышенной надежностью.In FIG. 1 shows the power supply system of the steering drives of the primary controls of a passenger aircraft, which has increased reliability.

Система энергопитания рулевых приводов первичных органов управления пассажирского самолета содержит бортовые электрогенераторы переменного тока 1 и 2, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей 3 и 4, вспомогательные электрогенераторы переменного тока 5 и 6, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки (ВСУ) 7 и турбинного агрегата (RAT) 8, блоки управления электрогенераторов (GCU) 9 и 10, трансформаторы тока (СТА) 11 и 12, электрические (электромеханические или электрогидростатические) рулевые приводы (ЭРП) 13-23 первичных органов управления самолета (рули высоты, элероны, руль направления), основные аккумуляторные батареи (АБ) 24-34 напряжением 270 В и аварийные (АБА) 35-45 напряжением того же номинала, выпрямительные устройства 46-56, преобразующие переменный ток 115 В 400 Гц от бортовых электрогенераторов 1,2,5 и 6 в постоянный напряжением 270 В, систему контроля энергообеспечения, состоящую из измерительно-управляющих устройств 57-67, предназначенную для считывания информации о состоянии электросистемы самолета и выдающую управляющие сигналы на включение аварийных аккумуляторных батарей 35-45 в случае отказа или длительного падения силового напряжения от основных и аварийных источников электроэнергии на борту, а также центральный бортовой вычислитель 68, предназначенный для включения функционального резервирования органов управления самолета в случае разрядки аварийных аккумуляторных батарей 35-45.The power supply system for the steering drives of the primary controls of a passenger aircraft contains onboard alternating current generators 1 and 2, the rotors of which are connected to the rotors of the main engines 3 and 4, auxiliary alternating current generators 5 and 6, the rotors of which are connected to the rotors of the auxiliary power unit (APU) 7 and turbine unit (RAT) 8, control units for electric generators (GCU) 9 and 10, current transformers (CTA) 11 and 12, electric (electromechanical or electrohydrostatic) steering drives (EP) 13-2 3 primary aircraft controls (elevators, ailerons, rudder), main batteries (AB) 24-34 voltage of 270 V and emergency (ABA) 35-45 voltage of the same rating, rectifiers 46-56, converting alternating current 115 400 Hz from on-board electric generators 1,2,5 and 6 to a constant voltage of 270 V, an energy supply monitoring system consisting of 57-67 measuring and control devices, designed to read information about the state of the aircraft’s electrical system and issue control signals to turn on the aircraft iynyh batteries 35-45 in case of failure or a long fall voltage from the main power and emergency power sources on board, and a central computer board 68, intended to include functional redundancy controls of the aircraft in the event of accidental discharge of the batteries 35-45.

Работа системы заключается в следующем. При отказе одного маршевого двигателя 3 или 4 происходит падение его скорости и соответственно уменьшается переменное напряжение и частота на выходе бортового электрогенератора 1 или 2, то есть напряжение и частота в сети переменного тока изменится по сравнению с номинальным режимом. Наличие АБ 24-34 у каждого ЭРП 13-23 позволяет поддерживать требуемое стабилизируемое рабочее напряжение постоянного тока. Для повышения надежности исключено взаимовлияние электросетей бортовых электрогенераторов 1 или 2 двух маршевых двигателей 3 или 4. При этом каждая сеть снабжена независимыми защитными устройствами от коротких замыканий. Подзарядка АБ 24-34 ЭРП 13-23 происходит от сети. При работе электродвигателя ЭРП 13-23 в генераторном режиме происходит рекуперация энергии и его АБ 24-34 также подзаряжается. Следует отметить, что отказавший маршевый двигатель 3 или 4 продолжает вращаться от набегающего потока в режиме авторотации и вращает бортовой электрогенератор 1 или 2, напряжение которого также используется для подзарядки АБ 24-34.The operation of the system is as follows. If one main engine 3 or 4 fails, its speed drops and, accordingly, the alternating voltage and frequency at the output of the on-board electric generator 1 or 2 decrease, that is, the voltage and frequency in the alternating current network will change compared to the nominal mode. The presence of AB 24-34 in each ERP 13-23 allows you to maintain the required stabilized operating voltage of the DC current. To increase reliability, the mutual influence of the electrical networks of the on-board electric generators 1 or 2 of two main engines 3 or 4 is excluded. Moreover, each network is equipped with independent protective devices against short circuits. Charging AB 24-34 ЭРП 13-23 comes from the network. When the electric motor of the ЭРП 13-23 in the generator mode, energy recovery occurs and its AB 24-34 is also recharged. It should be noted that a failed marching engine 3 or 4 continues to rotate from the incoming flow in autorotation mode and rotates the on-board electric generator 1 or 2, the voltage of which is also used to recharge the AB 24-34.

При отказе всех маршевых двигателей и уменьшении их скорости до 85% от номинального значения срабатывает система контроля, которая дает команду на включение аварийной системы электроснабжения: включение ВСУ и выдвижение в воздушный поток RAT. Время выдвижения в воздушный поток RAT и выхода скорости вращения его ротора на установившийся режим занимает 20-30 секунд. Задействование ВСУ зависит от высоты полета. Она запускается на высоте не более 5 км. ЭРП могут продолжать работу от АБ с подзарядкой от всех работающих перечисленных выше устройств в течение времени, необходимого для спуска самолета до высоты 3-5 км и включения ВСУ.In case of failure of all main engines and reduction of their speed to 85% of the nominal value, the control system is activated, which gives the command to turn on the emergency power supply system: turn on the APU and extend it into the air stream RAT. The time of extension into the air stream RAT and the output of the rotational speed of its rotor to the steady state takes 20-30 seconds. Involving APU depends on the flight altitude. It starts at an altitude of not more than 5 km. ERP can continue to work from the battery with recharging from all the devices listed above for the time required to launch the aircraft to an altitude of 3-5 km and turn on the APU.

Если принять, что средняя мощность каждого ЭРП порядка 4 кВт, то потребляемый им ток не превышает 15 А. Примем также, что время работы АБ при отказе всех подзаряжающих устройств составляет 0,1 часа. При сделанных допущениях необходимая емкость АБ составляет 1,5 А·час. Ориентировочная масса АБ на один ЭРП составляет 3 кг.If we assume that the average power of each EHP is about 4 kW, then the current consumed by it does not exceed 15 A. We also assume that the operating time of the battery in case of failure of all recharging devices is 0.1 hours. Under the assumptions made, the required battery capacity is 1.5 A · h. The estimated weight of the battery for one ERP is 3 kg.

Ориентировочную массу АБА можно определить из того же допущения, что каждый ЭРП потребляет мощность порядка 4 кВт. Если использовать батареи с напряжением 60 В, диаметр которых 70 мм, с временем работы 40 мин, то для обеспечения напряжения 270 В с запасом необходимо использовать 5 батарей. Общая масса пяти батарей составляет 1,5·5=7,5 кг.The approximate mass of the ABA can be determined from the same assumption that each EAF consumes power of about 4 kW. If you use batteries with a voltage of 60 V, the diameter of which is 70 mm, with a run time of 40 min, then to ensure a voltage of 270 V with a margin, you need to use 5 batteries. The total mass of five batteries is 1.5 · 5 = 7.5 kg.

В случае уменьшения напряжения на АБ более чем на 10% номинала, недопустимой для нормальной работы ЭРП, выдается команда на задействование АБА от системы контроля энергообеспечения и на отключение всех приводов ЭРП, кроме тех, которые обеспечивают управление жизненно важными поверхностями.In the event that the voltage on the AB decreases by more than 10% of the nominal value, which is unacceptable for the normal operation of the EPG, a command is issued to activate the ABA from the energy supply control system and to disconnect all EPG drives, except those that provide control of vital surfaces.

АБА представляют собой батареи (тепловые, разогревные химические источники тока), которые используются в ракетах большой дальности. Они хранятся в нерабочем - «сухом» состоянии, а при подаче электрического сигнала батарея практически мгновенно переходит в рабочее состояние с помощью встроенного в батарею электрического или механического воспламенителя.ABA are batteries (thermal, heating chemical current sources), which are used in long-range missiles. They are stored in an inoperative - “dry” state, and when an electrical signal is applied, the battery almost instantly goes into operation using the electric or mechanical igniter built into the battery.

АБА - батареи резервного назначения, одноразового использования. Они имеют неограниченный срок хранения (не менее 20 лет) и позволяют создавать мощные источники электроэнергии путем их последовательного и параллельного соединения. Батареи обладают высокой надежностью работы в условиях значительных механических воздействий (вибрационных, ударных, линейных и центробежных ускорений) в любых климатических условиях в широком диапазоне температур окружающей среды: от - 60°С до + 60°С.ABA - backup batteries, single use. They have an unlimited shelf life (at least 20 years) and allow you to create powerful sources of electricity through their serial and parallel connection. The batteries have high reliability under significant mechanical stresses (vibration, shock, linear and centrifugal accelerations) in any climatic conditions in a wide range of ambient temperatures: from - 60 ° C to + 60 ° C.

При отказе всех устройств подзарядки АБ, емкостей АБА должно хватить на время работы жизненно важных ЭРП для посадки самолета, однако время аварийного полета может быть увеличено за счет применения функционального резервирования органов управления самолета, подключая по мере разрядки выборочные АБА приводов определенных рулевых поверхностей. Например, в случае отказа секций элеронов после разрядки АБА управление по крену может осуществляться при помощи дифференциально отклоняемого руля высоты, путем подключения АБА на определенные ЭРП его секций. Такой вид управления аварийным источником электроэнергии с учетом эффективности органов управления может быть реализован в центральном бортовом вычислителе.In the event of failure of all AB recharging devices, ABA capacities should be sufficient for the operating time of vital EPCs to land the aircraft, however, the emergency flight time can be increased by using the functional redundancy of the aircraft controls, connecting selective ABA drives of certain steering surfaces as they discharge. For example, in the event of aileron section failure after discharging the ABA, the roll control can be carried out using a differentially deviated elevator, by connecting the ABA to certain EPs of its sections. This type of control of the emergency source of electricity, taking into account the effectiveness of the controls, can be implemented in a central on-board computer.

Используя специализированное программное обеспечение для расчета надежности систем «SamIam» при значении интенсивности отказов АБ и АБА λ_АБ=λ_АБА=0,05·10^-6 (ч^-1) (http://npp-kvant.ru/) для среднего времени полета Т=5 час, имеем:Using specialized software for calculating the reliability of SamIam systems with a failure rate of AB and ABA λ _AB = λ _ABA = 0.05 · 10 ^-6 (h ^-1 ) (http://npp-kvant.ru/) for the average flight time T = 5 hours, we have:

Q_рн=1,2·10^-10 Q _pH = 1.2 · 10 ^-10

Таким образом, резервирование источников электроэнергии на борту позволяет перейти к использованию электрических рулевых приводов для отклонения жизненно важных рулевых поверхностей самолета, при этом повышается надежность каналов управления самолета за счет введения системы контроля состояния и работы резервных источников электроэнергии.Thus, the reservation of power sources on board allows you to switch to using electric steering gears to deflect vital steering surfaces of the aircraft, while increasing the reliability of the aircraft’s control channels by introducing a system for monitoring the status and operation of backup power sources.

Claims

The power supply system of the steering drives of the primary controls of a passenger aircraft, comprising onboard alternating current electric generators, the rotors of which are connected to the rotors of the main engines, auxiliary alternating current generators, the rotors of which are connected to the rotors of the auxiliary power plant and turbine unit, control units of the electric generators, current transformers, characterized in that in the power supply network of each electric steering gear of the primary controls of the aircraft, and namely elevators, ailerons and rudders, batteries with a nominal voltage of 270 V, emergency batteries with a voltage of the same rating are connected, an energy supply control system consisting of a central on-board computer and measuring and control devices, the input of which is connected to the input of electric steering drives, is introduced, and the output is with emergency batteries and a central on-board computer, the output of which is connected to the inputs of the measuring and control devices.