Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Перспективы развития авиационной техники: реализация концепции «полностью электрического самолета». обзор современных и перспективных систем электроснабжения 14
1.1 Основные направления и преимущества реализации концепции полностью электрического самолета 15
1.2 Влияние повышения степени электрификации самолета на облик его системы электроснабжения 19
1.3 Требования к авиационным СЭС 21
1.4 Авиационные СЭС постоянного и переменного тока 22
1.5 Основные типы современных авиационных СЭС 24
1.6 Современное состояние развития СЭС в отечественной и зарубежной авиации 28
1.7 Выводы по главе 32
ГЛАВА 2. Анализ состава потребителей перспективной СЭС. выбор и обоснование типа генератора и схемы выпрямителя 33
2.1 Состав потребителей СЭС 33
2.2 Исходные данные для проектирования системы генерирования постоянного тока повышенного напряжения 34
2.3 Особенности реализации генераторов, встроенных в авиадвигатель и вынесенных на КС А 35
2.4 Схемы электронных преобразователей для СЭС постоянного тока напряжением 270В 39
2.5 Влияние наличия стартерного режима на облик генератора 41
2.6 Электрические машины авиационных систем генерирования 43
2.7 Выводы по главе 49
ГЛАВА 3. Анализ и обоснование геометрии активной зоны генератора. особенности и результаты выполнения комплекса расчетного проектирования генератора 51
3.1 Основные факторы, определяющие массогабаритные и энергетические характеристики генератора 51
3.2 Особенности проектирования активной зоны генератора, встраиваемого в авиадвигатель 57
3.3 Особенности и результаты выполнения комплекса расчетного проектирования генератора 61
3.3.1 Расчет главных размеров, электромагнитный расчет, расчет массы и КПД 62
3.3.2 Механический расчет 67
3.3.3 Тепловой расчет 71
3.3.4. Проверка результатов электромагнитного расчета 75
3.4 Выводы по главе 80
ГЛАВА 4. Оптимизация активной зоны и параметров генератора 81
4.1 Исходные данные для оптимизации 81
4.2 Порядок оптимизации параметров электрогенератора 82
4.2.1 Выбор конструктивных схем ротора и параметров оптимизации
4.2.2 Определение расчетных коэффициентов 86
4.2.3 Определение размеров статора 86
4.3. Программа и результаты оптимизационного расчета 88
4.4 Проверка результатов оптимизационных расчетов 90
4.5 Решение задачи магнитного поля в активной зоне синхронной машины с радиальными ПМ и обоймой с чередующимися магнитными и немагнитными промежутками 93
4.6 Выводы по главе 116
5. Экспериментальное подтверждение результатов научных исследований 117
5.1 Моделирование канала генерирования системы электроснабжения 117
5.1.1 Соотношение параметров нагрузки с выходными параметрами генератора 117
5.1.2 Результаты моделирования 120
5.2 Сопоставление расчетной внешней характеристики с экспериментальной 125
5.3 Выводы по главе 128
Заключение 129
Список литературы 1
- Влияние повышения степени электрификации самолета на облик его системы электроснабжения
- Особенности реализации генераторов, встроенных в авиадвигатель и вынесенных на КС А
- Особенности проектирования активной зоны генератора, встраиваемого в авиадвигатель
- Выбор конструктивных схем ротора и параметров оптимизации
Введение к работе
Актуальность темы.
Мощность авиационных систем электроснабжения (СЭС) постоянно увеличивается, повышается их роль. Это обусловлено тем, что электротехнические устройства выполняют многие функции, которые прежде выполняли гидравлические и пневматические системы, включая запуск авиадвигателей. Планомерно реализуется концепция создания полностью электрического самолета.
На сегодняшний день справедливо утверждать, что дальнейшее развитие авиационных СЭС будет связано с ростом энергопотребления бортового оборудования, обусловленного:
возможной реализацией концепции полностью электрического самолета;
появлением гиперзвуковых и воздушно-космических ЛА с энергоемким оборудованием;
разработкой новых видов оборудования на новых физических принципах действия.
При этом единичная мощность электрогенераторов новейших самолетов уже достигла сотен кВА и будет продолжать расти. В связи с этим возникает проблема эффективной модернизации облика СЭС для новых ЛА. Оценки показывают, что наиболее эффективной в таких условиях станет СЭС постоянного тока повышенного напряжения (270В или выше).
В качестве преимуществ такой СЭС над традиционными системами электроснабжения переменного тока можно отметить:
снижение удельной массы СЭС на 25 %;
снижение массы электронных устройств управления на 40%;
улучшение качества электроэнергии;
повышение КПД системы на 25 %;
отсутствие ограничений по частоте вращения генератора;
простоту обеспечения параллельной работы генераторов.
Достижение указанных преимуществ — необходимый шаг в повышении энергоэффективности не только авиационной СЭС, но и самолета в целом. Поэтому ведение активных исследовательских работ в этом направлении целесообразно. Такими исследованиями занимались и продолжают заниматься научно-исследовательские институты ВНИИЭМ, НИИАО, ЦАГИ и ЦИАМ; предприятия промышленности АКБ Якорь и Аэроэлектромаш; институты МАИ, МЭИ и МАМИ; а также ВВИА им. Жуковского и другие.
Перспективная система генерирования постоянного тока повышенного напряжения включает в себя регулируемый или нерегулируемый по напряжению бес-
контактный генератор переменного тока нестабильной частоты, приводимый во вращение непосредственно от авиадвигателя или через редуктор, и электронный преобразователь стабильного или нестабильного напряжения генератора переменной частоты в постоянное напряжение, а также электрический фильтр, устраняющий пульсации выпрямленного напряжения.
Существует ряд рациональных вариантов реализации подобной системы генерирования как по конструктивным схемам генераторов и системам их возбуждения, так и по типам электронных преобразователей и фильтров. Каждый из этих вариантов имеет свои преимущества и недостатки. При этом выбор и обоснование наиболее рациональных вариантов реализации принятой системы генерирования, а таюке её элементов при проектировании самолёта являются весьма актуальными. Основное внимание в диссертации уделяется анализу конструктивных схем и активных зон генераторов, работающих в системе с электронными преобразователями.
Наличие в первичной СЭС электронного преобразователя обуславливает необходимость выполнения компьютерного моделирования канала генерирования сначала для определения выходных параметров электрической машины, а затем для подтверждения заданных выходных характеристик системы «генератор + выпрямитель».
С целью обеспечения возможно лучших массогабаритных и энергетических характеристик генератора требуется не только рассмотрение и выбор наилучших вариантов активной зоны генератора и системы охлаждения, подтверждаемых электромагнитными, тепловыми и прочностными расчетами, но и проведение оптимизационных расчетов геометрии активной зоны машины.
Цель работы.
Целью работы является развитие теории и методов автоматизированного проектирования эффективной системы генерирования перспективного самолета с повышенным уровнем электрификации и разработка уточненной методики расчета электрогенератора системы постоянного тока повышенного напряжения мощностью до нескольких сотен киловатт с непосредственным приводом от авиадвигателя, работающего в системе с электронным преобразователем, с улучшенными массогабарит-ными и энергетическими показателями.
Задачи работы.
Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:
проанализировать состав потребителей электроэнергии перспективного самолета с повышенным уровнем электрификации;
рассмотреть перспективные облики авиационных СЭС и обосновать рациональную структуру канала генерирования СЭС;
на основе аналитических решений, конечно-элементного и имитационного моделирования электромагнитных, механических и тепловых процессов уточнить методику проектирования авиационных генераторов в системе с электронным преобразователем и разработать алгоритм оптимизационного расчета генератора с постоянными магнитами для принятой системы генерирования;
на основе комплекса расчетного проектирования разработать рекомендации по выбору конструктивных схем и параметров авиационного генератора и электронного преобразователя СЭС постоянного тока повышенного напряжения.
Методы исследований.
Методом исследования является расчётный сопоставительный анализ различных конструктивных схем генераторов на основе аналитических решений и компьютерного моделирования электромагнитных, механических и тепловых процессов генераторов, работающих в системе с электронным преобразователем напряжения, с использованием методических разработок автора.
В работе использованы методы теории поля, расчета электрических и магнитных цепей, прочности, нагрева и охлаждения, методы вычислительной математики и программирования. Анализ магнитных полей в активной зоне выполнен на базе метода гармонического анализа, разработанного на кафедре 310 МАИ.
Объект исследований.
Объектом исследований является система генерирования постоянного тока повышенного напряжения перспективного самолета с повышенным уровнем электрификации на базе синхронного генератора (СГ) с высокоэнергетическими постоянными магнитами (ПМ) с непосредственным приводом от авиадвигателя, работающего в системе с электронным преобразователем (выпрямителем).
Научная новизна.
Научная новизна исследований состоит в том, что:
для указанного состава потребителей перспективного самолета с повышенным уровнем электрификации обоснована система электроснабжения постоянного тока мощностью до нескольких сотен кВт на основе генераторов с РЗ магнитами с непосредственным приводом от авиадвигателя с электронными преобразователями;
разработана имитационная модель системы генерирования, позволяющая связать заданные параметры нагрузки с параметрами электромеханического и электронного преобразователя;
предложены конструктивные схемы активной зоны статора генератора с РЗ магнитами с q = 0.25 и q = 0.5, встраиваемого в авиадвигатель, и активной зоны ротора с радиальными магнитами с немагнитными вставками в полюсных наконечниках;
методом гармонического анализа и конечно-элементного моделирования решена задача магнитного поля в активной зоне с немагнитными вставками, позволяющая определить расчетные коэффициенты магнитной цепи;
разработана методика автоматизированного расчета СГ с радиальными РЗ магнитами на основе аналитических решений и конечно-элементного моделирования. Разработаны компьютерные модели для данной методики с целью исследования электромагнитных, механических и тепловых процессов в активной зоне СГ;
разработана программа оптимизации расчета активной зоны генератора с радиальными РЗ магнитами;
показано, что генератор с РЗ магнитами и электронным преобразователем эффективен в стартерном режиме для электрозапуска авиадвигателей.
Практическая ценность.
Разработаны рекомендации по выбору конструктивных схем генераторов системы генерирования постоянного тока повышенного напряжения как встраиваемых в авиадвигатель, так и вынесенных, приводимых от повышающего редуктора.
Показана принципиальная возможность создания генератора постоянного тока напряжением 270В для СЭС мощностью до нескольких сотен кВт с лучшими удельными массогабаритными и энергетическими показателями, чем у имеющихся авиационных привод-генераторов систем переменного тока.
Разработаны проекты СГ мощностью 150 и 180 кВА с возбуждением от ПМ для встроенного в авиадвигатель варианта исполнения. Разработан проект СГ мощностью 200 кВА с возбуждением от ПМ, вынесенного на коробку самолетных агрегатов авиадвигателя с приводом от редуктора.
Разработанная методика расчета системы генерирования на основе компьютерных технологий может быть использована для расчетов аналогичных СЭС.
Реализация результатов.
Разработанные проекты генераторов, рекомендации, а также методики расчета системы генерирования и оптимизации активной зоны СГ могут быть использованы предприятиями отрасли при разработке систем генерирования и основных источников СЭС постоянного тока напряжением 270В для перспективных самолетов с повышенным уровнем электрификации.
Достоверность полученных результатов.
Достоверность результатов определяется корректным использованием методов математической физики и вычислительной математики, положений теории поля, методов расчета электрических и магнитных цепей, прочности, нагрева и охлаждения
и подтверждается сходимостью результатов исследований с результатами численных и натурного экспериментов.
Апробация работы.
Основные положения и результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях:
-
Всероссийская конференция молодых ученых и студентов «Информационные технологии в авиационной и космической технике - 2008», г. Москва, МАИ, 2008 г.
-
Всероссийская молодежная научно-техническая конференция молодых ученых и специалистов системы среднего и высшего профессионального образования «Молодые ученые - авиастроению России», конкурсная работа, г. Жуковский, 2009 г. (работа отмечена дипломом ОАО «OAK» за 1-е место)
-
XVI Международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов «Радиоэлектроника, электротехника и энергетика», г. Москва, МЭИ, 2010 г.
-
Научно-практическая конференция молодых ученых, аспирантов и студентов МАИ «Инновации в авиации и космонавтике - 2010», г. Москва, МАИ, 2010 г.
-
XVI и XVII Международный симпозиум «Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред» им. А.Г. Горшкова, с. Ярополец, 2010 и 2011 гг.
-
XX Международный научно-технический семинар «Современные технологии в задачах управления, автоматики и обработки информации», г. Алушта, 2011 г.
-
XIV международная конференция «Супервычисления и математическое моделирование», г. Саров, 2012 г.
Публикации.
По теме диссертации опубликованы две научные статьи в журналах «Вестник МАИ» и «Труды МАИ», входящих в перечень научных изданий, рецензируемых ВАК РФ, а также 7 научных работ в трудах конференций, семинаров и симпозиумов.
Структура и объем работы.
Диссертация состоит из введения, 5-ти глав, заключения, списка литературы и приложения; имеет 140 страниц основного текста, 45 рисунков, 8 таблиц и 102 наименования в списке литературы.
Влияние повышения степени электрификации самолета на облик его системы электроснабжения
Перевод оборудования на электропитание вызывает необходимость генерирования электроэнергии мощностью, большей чем у обычных самолетов [8,9]. Таким образом, мощность системы электроснабжения ПЭС значительно возрастает и должна быть увеличена примерно в 2 - 3 раза в зависимости от типа ДА.
При определении облика системы электроснабжения ПЭС целесообразно рассматривать СЭС с повышенными уровнями напряжения постоянного и переменного тока [8]. Повышение номинального напряжения в системах электроснабжения позволяет уменьшить массу бортовой электрической сети самолёта (за счёт уменьшения токов в сетях), массу аппаратуры защиты и коммутации и другого электрооборудования.
В настоящее время наиболее перспективными для ПЭС являются: - система электроснабжения переменного тока напряжением 230/400 В переменной частоты (360 - 800) Гц; - система электроснабжения постоянного тока напряжением 270 В. Электроэнергия традиционных видов (трехфазного переменного тока 115/200 В, 400 Гц и постоянного тока 27 В) в этом случае должна получаться при помощи статических преобразователей.
Система электроснабжения перспективного «полностью электрического самолета» должна обладать более высокими показателями надежности, достаточными для обеспечения бесперебойного питания наиболее ответственных потребителей, таких как электродистанционная система управления, высокочастотные линии передачи информации, электронные цифровые системы управления двигателями и т.п.
Переход на электродистанционные системы управления потребовал резкого повышения отказоустойчивости систем энергообеспечения. Необходимость организации при этом значительного числа независимых каналов СЭС делает оправданным использование разнотипных источников электроэнергии, приводимых во вращение как от основных авиадвигателей, так и от ВСУ, аварийной воздушной турбины и т.п.
Создание отказоустойчивых СЭС невозможно без обеспечения единства их энергетической и информационной структур. Наиболее перспективным направлением в этой области является создание децентрализованных цифровых систем управления производством и распределением электрической энергии.
С точки зрения обеспечения резервного электропитания наиболее перспективными для применения на ПЭС являются новые химические источники тока на основе лития - литий-ионные аккумуляторные батареи. Эти батареи имеют лучшие удельные характеристики среди всех существующих на сегодняшний день аккумуляторных батарей и уже внедряются на зарубежных самолетах.
Источники и преобразователи электрической энергии с регулирующей, защитной и контрольно-управляющей аппаратурой совместно с системой передачи и распределения электроэнергии образуют на борту систему электроснабжения (СЭС). Многообразие типов ЛА и выполняемых ими функций, неоднозначность условий эксплуатации и другие факторы исключают возможность создания единой и оптимальной для всех типов ЛА системы электроснабжения. В настоящее время известно много типов СЭС, при этом их выбор при проектировании новых ЛА зависит от назначения летательного аппарата, установленной мощности и циклограммы его бортовых нагрузок и коэффициента одновременности работы приемников постоянного и переменного тока, требований к качеству электроэнергии и т.п.
Технические требования, предъявляемые к СЭС, подразделяются на две группы. К первой группе относятся требования, общие для всех систем авиационного оборудования, - это минимальная масса, низкая стоимость и небольшие эксплуатационные расходы, высокая надежность и живучесть, максимальная стандартизация и унификация, безопасность обслуживания и т.п.
Ко второй группе относятся требования, определяющие особенности функционирования системы, ее структуру, параметры качества электроэнергии и т.п. Перечень требований этой группы применительно к структурам авиационных систем электроснабжения выглядит следующим образом: 1. Качество и параметры электроэнергии СЭС должны отвечать требованиям соответствующих нормативных документов. 2. Каждая СЭС для увеличения надежности должна включать в свой состав не менее двух каналов. Только для небольших спортивных, учебных, санитарных и сельскохозяйственных ЛА допускается одноканальная СЭС с резервированием от вспомогательной силовой установки (ВСУ). 3. Все источники электрической энергии каналов первичной и вторичной СЭС должны быть однотипными. Исключение допускается лишь для ВСУ и аварийных источников. Первичные источники на много двигательных самолетах должны устанавливаться на всех маршевых двигателях. Количество каналов генерирования должно быть равно или кратно количеству двигателей. 4. Мощность СЭС должна быть достаточной для обеспечения электроэнергией приемников при всех возможных сочетаниях их включения. 5. Типовые СЭС должны быть построены таким образом, чтобы любое единичное повреждение элементов каждого источника (включая аппаратуру регулирования и защиты) не приводило к отказу других элементов и не вызывало отказ неповрежденных цепей. 6. При отказе одного источника при двух и трех однотипных источниках, установленных на борту, и отказе двух источников при четырех и более источниках, размещаемых на борту, должно сохраняться или автоматически восстанавливаться питание всех потребителей, относимых к первой и второй категории. 7. При отказе всех генераторов, установленных на маршевых двигателях, должно быть обеспечено функционирование потребителей первой категории. 8. Потребители первой категории должны быть присоединены к аварийным шинам. К этим же шинам подключаются и аварийные источники электрической энергии. 1.4 Авиационные СЭС постоянного и переменного тока Структуры первичной и вторичной СЭС зависят от рода тока, количества каналов в каждой из них, а также принятого способа резервирования. При выборе рода тока в первичной СЭС следует учитывать все достоинства и недостатки систем постоянного и переменного тока. [10,11]
Особенности реализации генераторов, встроенных в авиадвигатель и вынесенных на КС А
Основными факторами, определяющими массогабаритные (отношение массы и объёма генератора к его номинальной мощности) и энергетические (КПД и коэффициент мощности) показатели являются: частота вращения, марки применяемых конструкционных и электротехнических материалов, электромагнитные нагрузки и система охлаждения с учётом работы в составе с электронным преобразователем.
Авиационные магистральные генераторы выполняются на максимально допустимую по механической прочности частоту вращения, так как повышение частоты вращения позволяет существенно снизить их массу. Так масса серийного отечественного синхронного генератора с электромагнитным возбуждением мощностью 120 кВА при напряжении 120/208 В и частоте 400 Гц при частоте вращения 12000 об/мин и интенсивном охлаждении топливом или маслом составляет порядка 30 кг. Удельная масса такого генератора примерно 0.25 кг/кВА. Аналогичные показатели имеют и зарубежные авиационные генераторы. При 6000 об/мин подобный генератор имеет массу более 60 кг с удельной массой порядка 0.5 кг/кВА. Установленный на самолёте Боинг 787 генератор мощностью 250 кВА при минимальной частоте вращения 8000 об/мин имеет массу порядка 90 кг и относительную массу 0.36 кг/кВА. При этом нужно учитывать, что для геометрически подобных машин при увеличении мощности удельная масса снижается пропорционально корню четвёртой степени. При увеличении мощности генератора со 120 до 250 кВА его удельная масса снижается примерно на 20%. Как отмечено ранее, увеличение единичной мощности генераторов привело к отказу от использования приводов постоянной частоты вращения. Привод генераторов осуществляется непосредственно от авиадвигателей, частота вращения которых в различных режимах их работы меняется, от минимальной до п максимальной, до двух и более раз. При этом
генератор рассчитывается на номинальную мощность и перегрузки при минимальных оборотах. При максимальных оборотах его мощность увеличивается практически пропорционально частоте вращения и соответственно превышает номинальную. Однако механическую прочность генератора необходимо рассчитывать на максимальных оборотах. То, что номинальную мощность необходимо обеспечить при минимальных оборотах, является существенным ограничением максимальной - предельной мощности генераторов.
Максимальная частота вращения ограничивается допустимой частотой вращения применяемых подшипников при заданном ресурсе работы с учётом их смазки и охлаждения. При интенсивной смазке и охлаждении возможно использование подшипников на частотах вращения до 20...25 тысяч об/мин. Фирмами Дженерал электрик и Вестингауз разработаны генератор мощностью 40 и 60 кВА при использовании традиционных подшипников на уровне 25000 об/мин. Кроме традиционных подшипников всё более широкое применение находят газодинамические и магнитные опоры. В частности, выше был упомянут проект вентильно-индукторного генератора мощностью 300 кВА при частоте вращения 80 тысяч об/мин с магнитными подшипниками.
Вместе с тем повышение частоты вращения генератора принятой конструкции ограничивает его предельную мощность. Допустимая максимальная окружная скорость на поверхности ротора где Б - диаметр расточки статора и п - частота вращения. Для синхронных машин с электромагнитным возбуждением окружная скорость может достигать более 100 м/с, а для машин с постоянными магнитами более 200 м/с. Наиболее широко используемые синхронные авиационные генераторы с электромагнитным возбуждением с подвозбудителем и возбудителем допускают окружную скорость на поверхности ротора порядка 100 м/с при явнополюсной конструкции ротора и до 150 м/с при неявнополюсной конструкции, но последние при небольшом числе полюсов. Достаточно высокой механической прочностью обладают индукторные генераторы и генераторы с комбинированной системой возбуждения, а также асинхронные генераторы. Важную роль при разработке генераторов играют подшипниковые опоры, обеспечивающие повышение частоты вращения с учетом ресурса их работы. При этом необходимо отметить широкие возможности компьютерных технологий при оценке механической прочности различных типов проектируемых машин, обеспечивающие высокую точность механических расчетов [42-46].
В соответствии с выражением, определяющим главные размеры синхронного генератора, его предельная мощность снижается при повышении частоты вращения при заданной Удоп 7/3 5 = 021аип = И3Хаип = 2.16 -105 - Хаи пп где Бр - расчетная мощность генератора, 1 - длина его пакета, / =1/0 - конструктивный коэффициент-отношение длины пакета якоря к его диаметру, аи - коэффициент использования, определяемый электромагнитными нагрузками (индукцией в рабочем зазоре В5 и линейной нагрузкой А). При неизменной относительной длине генератора А, это снижение пропорционально квадрату частоты вращения. Повышение предельной мощности генератора возможно за счет увеличения его длины при сохранении диаметра, что приводит к ухудшению условий его охлаждения.
Для генераторов предельной мощности А, В и плотность тока в рабочей обмотке ] выбираются максимально допустимыми с учётом перегрузок и системы охлаждения.
Важным фактором улучшения массогабаритных показателей является использование высокоэффективных конструкционных и электротехнических материалов. Так применение кобальтовых электротехнических сталей позволило на 10... 20% снизить массу магнитопроводов машин. Использование постоянных магнитов в системах возбуждения устраняет потери мощности на возбуждение и повышает КПД генератора. При этом РЗ магниты при одинаковом магнитном потоке возбуждения имеют в три- четыре раза меньший объём и массу, чем обмотки возбуждения располагаемые на полюсах ротора [47-54]. Используются две основные конструктивные схемы роторов с РЗ постоянными магнитами: роторы с радиально и тангенциально намагниченными магнитами. Последние позволяют существенно увеличить магнитную индукцию в рабочем зазоре и тем самым сократить длину активной зоны, что важно для машин предельной мощности. Необходимо однако отметить, что роторы с тангенциальными магнитами имеют существенно большую массу, чем с радиальными при одинаковой мощности генераторов и более сложную конструкцию. При этом необходимо отметить, что увеличение числа полюсов 2р снижает сечение ярма ротора и статора и массу магнитной системы, но ведёт к росту потерь в стали и снижению КПД генератора. В проектах генераторов мощностью 150 и 180 кВА принято 2р= 12.
Для крепления магнитов используются немагнитные бандажи, которые могут изготавливаться не только из металла, например, титана, но и из органокерамических или углепластиковых нитей. Весьма эффективно для крепления магнитов и обмоток возбуждения, при большом количестве полюсов ротора, использование биметаллических обойм, изготавливаемых методом вмораживания. Весьма перспективно использование сталей с магнитными участками в зоне полюсов и немагнитными между полюсами при специальной термообработке.
Особенности проектирования активной зоны генератора, встраиваемого в авиадвигатель
На рисунках 3.6- 3.8 представлены результаты механических расчетов обоймы ротора генераторов. Механические расчеты проводились на максимальную частоту вращения, составляющую 14000 об/мин для встроенных генераторов и 25000 об/мин для вынесенного генератора. Окружная скорость ротора при указанных частотах вращения составляет 129,7 м/с - для встроенного генератора мощностью 150 кВА; 151,7 м/с - для встроенного генератора мощностью 180 кВА; 167,6 м/с - для вынесенного генератора мощностью 200 кВА.
Результаты механического расчета обоймы ротора генератора мощностью 200 кВА и частотой вращения 16000- 25000 об/мин. Как видно из результатов расчетов, максимальное механическое напряжение в обойме генераторов находится на уровне 800 МПа, что является допустимым для предполагаемого к применению титанового сплава ВТ 14 и подтверждает корректный выбор толщины обоймы генераторов. Более простое обеспечение величины рабочего зазора, а также малое перемещение обоймы и магнитов в варианте вынесенного генератора позволило уменьшить величину рабочего зазора с 1,5 мм в вариантах встроенного генератора до 1 мм.
Работоспособность генераторов была проверена анализом тепловых процессов [71]. Наиболее тяжелым режимом работы генератора является режим полуторократной перегрузки в течение 300 секунд. В связи с этим, тепловые расчеты проводились для номинального режима работы и режима полуторократной перегрузки по току. Учитывая, что потери в стали генератора увеличиваются с ростом частоты, данные потери при проведении тепловых расчетов принимались соответствующими максимальной частоте вращения генератора. Значения тепловых потерь в генераторе в различных режимах работы представлены в таблице 3.2.
В качестве основной рассматривалась жидкостная канальная система охлаждения топливом. Необходимый расход топлива определялся из величины допустимого нагрева топлива в режиме полуторократной перегрузки по току. Расчет проведен при условии, что максимальный подогрев топлива не должен превышать 15С. В связи с этим допустимый нагрев топлива был выбран на уровне 10С, что обеспечивает некоторый запас в указанной величине. Были приняты следующие расчетные параметры топлива при температуре на входе 100С:
Расчеты показали, что при изменении коэффициента теплоотдачи в широких пределах от 3000 до 5000 Вт/(м -С) температура обмотки якоря меняется незначительно. В связи с этим для уменьшения необходимого при прокачке топлива давления размеры канала могут быть увеличены. За расчетный коэффициент теплоотдачи с некоторым запасом был принят коэффициент а = 3000 Вт/(м2-С).
Результаты теплового расчета генераторов мощностью 150 и 180 кВА представлены на рисунке 3.9. В номинальном режиме температура обмотки якоря находится на уровне 180С, а в режиме полуторократной нагрузки увеличивается до 250С, что является допустимым для авиационных синхронных генераторов, использующих изоляционные материалы повышенной нагревостойкости. Результаты расчета генератора мощностью 200 кВА показали помимо жидкостной канальной системы охлаждения топливом необходимость использования дополнительной системы охлаждения воздухом либо продувом от скоростного напора, либо самовентиляцией от встроенного в генератор центробежного вентилятора. Температура воздуха на входе в генератор не должна превышать 100С, при этом должны обеспечиваться коэффициенты теплоотдачи с внутренней поверхности якоря на уровне 150-г200 Вт/(м -С), а с поверхности лобовых частей на уровне 75-И00 Вт/(м -С). Температура в номинальном режиме
Результаты электромагнитного расчета были проверены конечноэлементным моделированием магнитного поля в активной зоне генератора [72-81]. Практика расчетов показывает, что достаточным является контроль двух режимов работы генератора - расчетного режима (в данном случае режима двукратной нагрузки генератора) и режима холостого хода. Результаты конечно-элементного моделирования магнитного поля для указанных двух режимов рассматриваемых генераторов мощностями 150, 180 и 200 кВА представлены на рисунках 3.10-К3.12. Путем выделения основной гармонической нормальной составляющей индукции магнитного поля в области рабочего зазора определяется расчетная ЭДС генератора, позволяющая контролировать обеспечение требуемого напряжения в расчетном режиме работы и показывающая корректность построения внешней характеристики генератора.
Выбор конструктивных схем ротора и параметров оптимизации
Процессы, протекающие при работе синхронного генератора на выпрямительную нагрузку, весьма специфичны. На рис. 5.1 приведены теоретические кривые фазных напряжений и пульсаций выпрямленного напряжения при номинальной нагрузке. При использовании экспериментальных данных для определения выходных параметров генератора Цф, 1ф, 8Р по известным параметрам нагрузки и ь 1н, Рё возможно применить методику пересчета через коэффициенты киф = иф/Ис); к = 1ф/1 з; кЕ, = Е/ иф, учитывающий падение напряжения в генераторе; кп, учитывающий дополнительные потери от высших гармонических поля вследствие несинусоидальной формы кривой фазного тока.
Коэффициенты киф и к1 можно определить, зная их экспериментальные зависимости в функции угла коммутации у. Пример таких зависимостей для генератора мощностью 12 кВт приведены на рис. 5.2 (1,2,3 для киф и 4,5,6 для к1 для пятифазного, шестифазного (две трехфазных обмотки со сдвигом в 30) и трехфазного генератора с мостовой схемой).
Аит - падение напряжения на тиристоре, ку=(1+соз у)/2 - коэффициент коммутации, учитывающий уменьшение значения выпрямленного напряжения вследствие падения напряжения на индуктивном сопротивлении коммутации Хк; ксх = 2-соз (л/2т) - коэффициент схемы.
Расчеты по предложенным алгоритмам весьма трудоемки и, кроме того, могут дать весомую погрешность. Поэтому в настоящее время с учетом развития компьютерных технологий связь токов, напряжений и мощности для данной системы целесообразно устанавливать с помощью компьютерного моделирования.
Целью моделирования является подтверждение работоспособности системы «генератор-выпрямитель», подтверждение возможности обеспечения рассчитанным генератором требуемых уровней выходной мощности и напряжения системы генерирования как в номинальном, так и в перегрузочных режимах, подтверждение возможности регулирования выходного напряжения изменением угла отпирания тиристоров, определение параметров Г-образного ЬС-фильтра, обеспечивающего заданный уровень пульсаций выходного напряжения [100-102].
На рис. 5.3 изображена модель канала системы генерирования. Данная модель включает в себя модель трехфазного генератора (параметры: ЭДС, активное сопротивление фазы, индуктивность фазы), мостового тиристорного выпрямителя (параметр - угол отпирания тиристора), Г- образного ЬС-фильтра (параметры: индуктивность дросселя, емкость конденсатора), модель нагрузки (параметр - сопротивление), модель блока управления. Исследования велись при выходной мощности 180 кВт.
Изображенный процесс соответствует установленному номинальному току нагрузки при минимальной частоте вращения ротора генератора. Как видно из рисунка, уровень выходного напряжения соответствует требуемому, что означает достижение системой номинальной выходной электрической мощности.
Кроме того, результаты моделирования показывают, что при минимальной частоте вращения ротора генератора 8600 об/мин достигается двукратная перегрузка по току.
Зависимость выходного напряжения системы при ее включении На рис. 5.5 представлено подтверждение возможности системы регулировать уровень выходного напряжения изменением угла отпирания тиристоров. Моделирование проведено при номинальном токе и максимальной частоте вращения ротора генератора. Пунктирная кривая соответствует атир=0 (при этом иВых=500В), а сплошная - атар, необходимому для достижения требуемого уровня напряжения 270В.
Моделирование позволило определить параметры выходного электрического фильтра: Ьф = 25мкГн, Сф = 500 мкФ. Действительно, при отсутствии фильтра размах пульсаций выходного напряжения превышает максимально допустимое заданное значение (сиреневая кривая на рис. 5.6, моделирование при минимальной частоте), тогда как при его наличии данное требование выполняется (зеленая кривая на рис. 5.6). О U(R58:1) о U(L :2)
Таким образом, результаты компьютерного моделирования канала системы генерирования, содержащего рассчитанный генератор, мостовой выпрямитель с блоком управления и фильтром, подтверждают работоспособность системы и достижение требуемых выходных параметров как для номинального, так и для перегрузочных режимов.
В ходе моделирования установлены необходимые параметры выходного электрического фильтра.
Проверка справедливости предлагаемой методики проектирования выполнена с помощью сравнения характеристик существующего генератора типа ГТ-90 и генератора с аналогичными параметрами, рассчитанного по рассматриваемой методике. Генератор ГТ-90 является трехфазным двенадцатиполюсным магнитоэлектрическим генератором переменного тока мощностью 90 кВА (рис. 5.7). Его параметры указаны в таблице 5.1.
