Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Электропривод органов управления новых самолетов на основе вентильного электродвигателя постоянного тока с постоянными магнитами 17
1.1 Вентильный электродвигатель с постоянными магнитами в авиационном электроприводе: обзор состояния и перспективы 17
в вентильных электродвигателях постоянного тока 25
1.3 Схемотехнические решения приводов с ВДПТ и принципы управления 32
1.4 Методы анализа электромагнитных и электромеханических процессов в ВДПТ, принципы проектирования и расчета параметров 3 6
Выводы к главе 1 47
ГЛАВА 2. Исследование динамических параметров силовой части электропривода на основе вентильных электродвигателей 49
2.1 Выбор и анализ динамических параметров силовой части авиационного электропривода 49
2.2 Исследование возможностей улучшения динамических параметров вентильных электродвигателей с постоянными магнитами 53
2.3 Сравнение динамических параметров пазовых и беспазовых электродвигателей 58
2.4 Влияние частоты вращения и передаточного числа на
динамические параметры силовой части электропривода 60
Выводы к главе 2 75
ГЛАВА 3. Особенности математического моделирования вентильных электродвигателей 77
3.1 Анализ динамических и массовых параметров ВДПТ методом планирования эксперимента 77
3.2 Оптимизация динамических и массовых параметров ВДПТ на основе полиномиальных моделей 82
3.3 Оптимизация динамических и массогабаритных параметров ВДПТ с помощью численного моделирования магнитного поля 85
Выводы к главе 3 100
ГЛАВА 4. Исследование динамических свойств вентильного электропривода в замкнутой системе регулирования 101
4.1 Требования к динамическим показателям электропривода органов управления самолетом 101
4.2 Структурная схема и модель системы регулирования 105
4.3 Имитационное моделирование переходных процессов в электроприводе ЭППЗ-334 113 Выводы к главе 4 118
ГЛАВА 5. Опытные образцы и экспериментальные исследования электроприводов 119
5.1 Опытные образцы и их рабочие характеристики 119
5.2 Экспериментальные исследования переходных процессов ЭП 124
Выводы к главе 5 126
Заключение 128
Список использованной литературы 130
- Вентильный электродвигатель с постоянными магнитами в авиационном электроприводе: обзор состояния и перспективы
- Выбор и анализ динамических параметров силовой части авиационного электропривода
- Анализ динамических и массовых параметров ВДПТ методом планирования эксперимента
- Требования к динамическим показателям электропривода органов управления самолетом
Введение к работе
На современных самолетах наиболее распространены гидравлические приводы, выполняющие в комплексных системах дистанционного управления (КСДУ) силовые функции и работающие совместно с электронными устройствами и датчиками параметров состояния [1,2,3]. Пример широкого применения гидроприводов в авиации - дальнемагистральныи пассажирский самолет ИЛ-96, в котором используются 68 гидроприводов 12 типов. Они управляют аэродинамическими рулевыми поверхностями, воздушными тормозами, механизацией крыльев, разворотом носовой стойки шасси и обеспечивают активное демпфирование колебаний консолей крыльев.
Расширение автоматизации на самолетах новых поколений требует значительного увеличения числа гидроприводов бортовых систем управления, суммарной потребляемой мощности и массы гидросистемы при одинаковых размерах летательного аппарата (ЛА). Повышение надежности управления, безопасности и регулярности полетов, а также снижение эксплуатационных затрат предопределило появление в гидроприводах многоканального и разнородного резервирования, обеспечивающего работоспособность систем управления.
Так как в гидроприводах чаще используется принцип дроссельного регулирования, характеризующийся большими потерями энергии, в гидросистемах новых поколений ЛА возникает "энергетический кризис" [4].
Указанные факторы определяют необходимость исследовательских работ как по применению новых видов энергии (в первую очередь электрической), так и разработке новых схемотехнических решений. Особенно актуальной становится, сформировавшаяся в конце 70-80-х годов концепция "полностью электрифицированного самолета" (ПЭС). В англоязычной технической литературе такие самолеты получили специальный термин-All Electric Aircraft.
Суммируя многочисленные высказывания о концепции ПЭС [5], можно сформулировать следующее определение: ПЭС - самолет с единой системой вторичной энергии, в качестве которой используется система электроснабже-
ния, обеспечивающая питанием системы управления полетом, привод шасси, системы жизнеобеспечения и кондиционирования, электронные устройства, противообледенительную и другие бортовые системы и устройства. Источником электроэнергии является электрический бесконтактный вентильный генератор, интегрированный в авиадвигатель, одновременно выполняющий функции электрического стартера для запуска авиадвигателя. Основные положения этой концепции:
отказ от централизованных гидро- и пневмосистем, осуществление отбора мощности от авиадвигателя только для работы системы электроснабжения, которая обеспечивает все энергетические потребности самолета;
замена гидравлических приводов электроприводами (ЭП);
питание системы кондиционирования воздуха от агрегатов, приводимых во вращение электродвигателями, исключая отбор воздуха от авиадвигателя;
объединение информационного и силового канала системы управления полетом, т.е. все командные сигналы на привод поверхности и сигналы обратной связи, а также подвод мощности к приводам осуществляется электрически;
выполнение функций управления и контроля всех подсистем цифровым вычислительным комплексом, основанным на применении микроконтроллеров с многоканальным резервированием [6].
В рамках этой концепции, ведущие зарубежные аэрокосмические фирмы Boeing, AiResearch, Lockheed, Rockwell [7-15] проводили исследования по разработке электромеханических приводов на базе вентильных электродвигателей постоянного тока (ВДПТ) с постоянными магнитами (ПМ), продемонстрировавших свою конкурентоспособность и перспективность использования на пилотируемых и беспилотных ЛА:
ЭП внутреннего элевона орбитального самолета фирмы Honeywell,
ЭП внутреннего интерцептора самолета QSRA, ЭП секции руля направления самолета В-727,
ЭП элерона военно-транспортного самолета С-141 фирмы Lockheed,
- шарнирный ЭП вращательного движения фирмы AiResearch для Лаборато
рии динамики полета ВВС США.
В частности, ими были получены данные, позволяющие оценить изменение стоимости системы генерирования, систем ЭП, системы кондиционирования ПЭС, массогабаритных показателей, изменение стоимости жизненного цикла, прямых эксплуатационных расходов и др. Учитывая конструкционные изменения планера, снижение расхода и запаса топлива на борту, уменьшение массы авиадвигателей приводит к значительному уменьшению взлетной массы. По данным [10] применительно к пассажирскому самолету фирмы Lockheed L 1011, концепция ПЭС обеспечивает снижение массы на 2077,45 кг.
В 80-90 годы XX века научно-исследовательские работы по созданию ЭП для ПЭС активно проводились и в России [16,17]:
рулевые ЭП горизонтального оперения, руля направления, флаперонов, отклоняемых носков легкого маневренного ЛА;
рулевые ЭП для руля направления, элеронов и руля высоты тяжелого пассажирского самолета;
ЭП выпуска и уборки закрылков, предкрылков, тормозных щитков и сравнение их с гидравлическим приводом.
Исследования были ограничены доступными на тот период технологиями, но показали возможность создания ЭП, не уступающего по своим тактико-техническим характеристикам гидравлическому приводу.
Революционные достижения в области создания высокоэнергетических ПМ и силовых полупроводниковых приборов в конце 90-х годов возродили концепцию ПЭС и создали предпосылки к созданию программно управляемых ЭП на основе ВД1ГГ с повышенным напряжением питания до 270 В и использованием специализированных быстродействующих микроконтроллеров в автоматической системе управления, являющихся реальной альтернативой гидравлическому следящему приводу систем управления самолета [18].
В последние несколько лет за рубежом также значительно усилился интерес к концепции ПЭС. Как промежуточное решение появилась концепция, названная "более электрифицированный самолет" (More Electric Aircraft) [19-21]. Такой самолет содержит некоторые, но не все ключевые особенности ПЭС. Эти технологии являются перспективными, но несут в себе значительно меньше риска, чем переход к полностью новой электрической системе самолета и являются эволюционным шагом к ПЭС.
В ряде новых авиационных проектов было заявлено о серьезно рассматриваемом принятии более электрифицированного подхода. В военной сфере, в США, самолет Joint Strike Fighter (JSF) (Lockheed Martin) прочно связан с аспектом концепции более электрифицированного самолета. В рамках программы JSF [22] рассматривались некоторые положения концепции ПЭС: проведение комплекса опытно-конструкторских работ по автономным рулевым ЭП, технико-экономическое обоснование концепции единой энергосистемы и автономных рулевых приводов на базе постоянного тока напряжением 270 В, проведение комплекса лабораторных и летных испытаний исполнительных электромеханизмов на пилотируемых и беспилотных ЛА и др.
В Великобритании принята программа наступательного самолета будущего Future Offensive Aircraft (FOA), по которой был проведен серьезный анализ технологий и подходов более электрифицированного самолета. В сфере гражданских самолетов большой интерес к преимуществам более электрифицированного самолета проявляют Airbus и Boeing.
Система управления самолета - это комплекс устройств, осуществляющих отклонение рулевых поверхностей по командным сигналам летчика, систем автоматического управления и других систем, формирующих командные сигналы на отклонение рулевых поверхностей для управления самолетом и стабилизации параметров его движения [23,24,25]. Эти системы обеспечивают как пилотирование самолета летчиком, так и автоматический полет самолета по за-
данным траекториям. Исполнительной частью системы управления является привод органов управления самолета.
Надежное обеспечение силовых, скоростных и динамических характеристик управляемой поверхности требует резервирования. В ЭП применяется суммирование моментов или скоростей независимых каналов на общем валу. В случае отказа одного из каналов установка поверхности в заданное положение осуществляется с пониженным моментом или с пониженной скоростью.
К органам управления самолета относятся устройства механизации крыла (предкрылки, закрылки, щитки, интерцепторы-спойлеры), управляющие поверхности крыла (элероны, триммеры), горизонтальное и вертикальное оперение самолета (стабилизатор, рули высоты, киль, рули направления) [26-28]. На рисунке 1 показаны приводы основных органов управления самолета.
Рисунок 1 - Приводы основных органов управления самолетом
Совершенствование систем привода основных органов управления ЛА за счет введения ЭП, обеспечивает повышение эффективности приводной системы, т.к. ЭП является электромеханической системой с регулируемым потоком энергии, когда потребление адекватно необходимой мощности на выходном звене. ЭП обеспечивает увеличение надежности, обслуживаемости и диагностирования приводов, повышение ресурса, снижение стоимости жизненного цикла и расходов на техобслуживание, повышение боевой живучести, безопас-
ности полета, локализацию повреждения, что особенно важно для военных самолетов.
ЭП органа управления самолета представляет собой электромеханическую систему, структура которой показана на рисунке 2:
управляющего устройства на базе микроконтроллера (МК),
ВДПТ, включающего в себя управляемый инвертор напряжения (И) на базе биполярных транзисторов с изолированным затвором и синхронного электродвигателя с датчиком положения ротора (ДПР) и тормозом (Т),
выпрямителя (В),
преобразователя вида движения от ВДПТ к исполнительному органу,
блоков датчиков и концевых выключателей (БДКВ).
Рисунок 2 - Структура электропривода органа управления самолета
Разработка ЭП систем управления самолета - сложная техническая задача, на решение которой накладываются многочисленные, часто взаимоисключающие требования к динамическим и статическим характеристикам, энергопотреблению, длительности непрерывной работы, массе, габаритам, особенностям компоновки и другим параметрам.
Важность и сложность функций, выполняемых устройствами ЛА, предопределяет основное требование, предъявляемое к ним - надежность и безотказность работы. При создании самолетов нового поколения требования к наработке на отказ должны составлять не менее 50000 часов налета. Для выполнения этого требования часто необходимо использовать специальные конструкции и материалы, специальные принципы проектирования системы в целом,
иметь в виду, что при разработке электрооборудования ЛА на первом месте стоит не дешевизна, а обеспечение заданных параметров.
Среди многообразия других требований, предъявляемых к ЭП систем управления самолета, можно выделить два основных:
оптимальные массоэнергетические показатели,
высокие динамические показатели.
Основным звеном, определяющим параметры ЭП (диапазон регулирования частоты вращения, перегрузочную способность, массоэнергетические и динамические показатели), является электродвигатель (ЭД). Из сравнительного анализа различных приводов по указанным критериям наиболее перспективным в ЭП органов управления самолетом, является ЭП, выполненный на базе ВДПТ с высококоэнергетическими ПМ.
Опыт проектирования показывает, чем выше частота вращения ЭД, тем меньше масса и габариты системы электродвигатель-редуктор. Реализация системы автоматического управления (САУ) ЭП с использованием возросших возможностей микроконтроллеров, организующих взаимодействие с автоматической системой штурвального управления (АСШУ) и выполняющих функции координирующего, контролирующего и корректирующего звена между всеми бортовыми системами, позволяет выполнить требования по надежности и мас-соэнергетическим показателям, превышающим требования, обеспечиваемые гидравлическим приводом.
Динамические показатели ЭП поверхностей управления самолетом определяются быстродействием ЭД в связи с тем, что момент инерции редуктора и управляемой поверхности составляют несколько процентов от момента инерции ЭД, приведенного к оси вращения управляемой поверхности. Динамические свойства ЭД существенно зависят от его частоты вращения. Повышение частоты вращения ЭД приводит к ухудшению динамических показателей ЭП.
Таким образом, обеспечение высоких массоэнергетических и динамических показателей представляют два противоречивых требования, выполнение первого из которых требует высокой частоты вращения ЭД, а второго — низкой.
К приводам самолетов пятого поколения предъявляются значительно более высокие требования по габаритно-массовым, статическим, динамическим, частотным и прочностным характеристикам. Внедрение активных систем управления полетом, а также внедрение аэродинамически неустойчивых компоновок самолета усиливают проблему повышения быстродействия приводов, требующих обеспечения необходимых частотных характеристик при амплитудах сигнала управления в десятые и сотые доли процента от полного угла отклонения аэродинамического руля [4,29]. Осредненные требования к приводам истребителей пятого поколения приведены в таблице 1.
Таблица 1 - Требования к приводам ЛА пятого поколения
Таким образом, проблема создания быстродействующего электропривода, способного заменить гидропривод в системах управления самолета, является актуальной научно-технической задачей.
Целью работы является исследование и разработка ЭП на базе ВДПТ с постоянными магнитами с высокими динамическими показателями и удельной мощностью для органов управления ЛА.
Для достижения поставленной цели решаются следующие задачи:
систематизация требований и рекомендаций по повышению удельной мощности высокоскоростных ВДПТ на основе опыта проектирования;
анализ динамических параметров силовой части ЭП с целью выявления их взаимосвязи с параметрами ЭД, постоянных магнитов, редуктора;
исследование и оптимизация динамических и массогабаритных параметров ВДПТ методами математического моделирования;
имитационное моделирование переходных процессов оптимизированного ЭП в замкнутой системе регулирования;
экспериментальные исследования ЭП с ВДПТ в замкнутой системе регулирования в переходных режимах с целью проверки основных теоретических положений диссертации.
Связь работы с научными программами, темами. Работа выполняется в направлении развития научной концепции полностью электрифицированного самолета, включение которой в программу "Развитие гражданской авиационной техники России на период до 2015 года" в настоящее время рассматривается правительством России. Работа непосредственно связана с разработкой ЭП перемещения предкрылков и закрылков ЭППЗ-334 для самолета ТУ-334, а также ЭП закрылков ЭПЗ-77М для самолета АН-70.
Методы исследования. При выполнении работы были использованы аналитические и численные методы моделирования электромагнитных процессов в вентильном ЭП. Для исследования динамических свойств ВДПТ использовались математические модели, основанные на теории электрических и магнитных цепей, а также на основе метода планирования эксперимента. Исследование магнитных полей и оптимизация геометрии магнитной системы проводились с использованием метода конченых элементов. Анализ переходных процессов в замкнутой системе ЭП выполнялся на имитационной модели. Для реализации моделей были применены стандартные программные системы: Maxwell, Femme, AutoCad, Inventor, System View, PDS. Экспериментальные ис-
следования проводились на опытном образце Э11113-334 методом сопоставительного анализа.
Научная новизна работы состоит в рассмотрении проблем создания быстродействующих ЭП органов управления ЛА и заключается в следующем:
выполнен анализ динамических параметров силовой части ЭП с ВДПТ с ПМ, на основании которого получены выражения электромеханической постоянной времени, ускорения, крутизны мощности в зависимости от параметров ЭД, редуктора и характеристик ПМ;
показана возможность обеспечения высоких динамических свойств высокоскоростных ВДПТ за счет применения ПМ с повышенным максимальным энергетическим произведением;
исследованы способы повышения динамических параметров ВДПТ путем оптимизации геометрии магнитных систем роторов методами численного моделирования магнитного поля;
проведена оценка совместного влияния параметров ЭД и ПМ на динамические и массогабаритные параметры ВДПТ методом планирования эксперимента;
выполнен анализ динамических показателей разработанного вентильного электропривода на имитационной модели и экспериментальном образце в замкнутой системе регулирования, подтверждающий результаты исследований.
Практическая ценность работы заключается в следующем:
- разработаны рекомендации по улучшению массоэнергетических и ди
намических параметров силовой части ЭП на основе высокоскоростных ВДПТ
для систем управления ЛА;
- выявлены конструктивные особенности магнитных систем роторов,
обеспечивающие повышение магнитного потока с использованием моделиро
вания магнитных полей;
- разработана методика анализа и оптимизации динамических и массовых
параметров ВДПТ методом планирования эксперимента;
- разработан электропривод предкрылков и закрылков Э11113-334 для самолета ТУ-334, динамические свойства которого проверены математическим моделированием и экспериментальными исследованиями.
Реализация результатов работы. Разработанные в рамках диссертационной работы методы и рекомендации использовались при проектировании ЭП перемещения предкрылков и закрылков Э11113-334 для самолета ТУ-334, ЭП перемещения закрылков ЭПЗ-77М для самолета АН-70, ЭП для управления положением аэродинамических рулей, элементов управления вектором тяги силовой установки дирижабля ЭПД-02Э.
Апробация работы. Основные положения работы докладывались и обсуждались на следующих конференциях и симпозиумах: IV Международный симпозиум ЭЛМАШ-2002, Москва, Россия, 7-11 октября 2002; Международная конференция "Электромеханические и электромагнитные преобразователи энергии и управляемые электромеханические системы", Екатеринбург, Россия, 2003; XIV Международная конференция по постоянным магнитам, Суздаль, Россия, 22-26 сентября 2003; International XIV symposium "Micromachines&Servodrives", Tuczno, Poland, 12-16 September, 2004; Sixth international conference on "Unconventional electromechanical and electrical systems", Alushta, Ukraine, 24-29 September, 2004; XLI International Symposium on Electrical Mashines "SME'2005", Poland, Opole-Jarnoltowek, 14-17 June 2005; XV Международная конференция по постоянным магнитам, Суздаль, Россия, 19-23 сентября 2005.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 23 печатные работы. Личный вклад соискателя. Научные положения и результаты, изложенные в диссертации, получены автором лично.
Все печатные работы, за исключением [162]; написаны автором самостоятельно. В работе [162] автор участвовал в постановке задачи и выработке направления исследования.
Вентильный электродвигатель с постоянными магнитами в авиационном электроприводе: обзор состояния и перспективы
На борту современного тяжелого самолета находится около 200 электромеханизмов, большая часть из них - маломощные до 100 Вт [32]. В настоящее время для привода маломощных авиационных электромеханизмов используются коллекторные электродвигатели постоянного тока (ДПТ). Их преимущественное использование объясняется тем, что в сравнении с асинхронными и синхронными электродвигателями, ДПТ имеют лучшие показатели по удельной массе и энергетическим характеристикам, быстродействию и линейности регулировочных характеристик, обеспечивают высокую кратность пускового момента.
Рост автоматизации и механизации процессов управления полетом и связанная с этим необходимость разработки ЭП с более высокими динамическими, мас-согабаритными показателями и сроком службы, сдерживается ограниченными возможностями коллекторных ДПТ, обусловленных наличием щеточно-коллекторного узла [30-33].
Идея создания нового класса исполнительных ЭД, которые сочетали бы достоинства ДПТ с высокой надежностью асинхронных машин путем замены щеточ-но-коллекторного узла полупроводниковым преобразователем частоты, управляемым датчиком положения ротора (ДПР) относятся к 30-м годам прошлого столетия [34,35]. К началу 60-х годов в связи с успехами полупроводниковой техники указанная идея была успешно реализована в новом классе маломощных исполнительных элементов - вентильных электродвигателях постоянного тока (ВДПТ) [36-38].
В 80-е годы прошлого века известные специалисты в области авиационной электротехники В.А. Балагуров, В.Д. Жарков, Б.Н. Калугин, Ю.И. Конев, Л.Н. Негодяев, И.Н. Орлов, А.Ф. Федосеев выдвинули концепцию, согласно которой, ре шение перечисленных выше проблем, состоит в отказе от коллекторных ДІЇ Г, контактных и силовых фрикционных элементов и использовании в качестве исполнительного элемента ВДПТ с бесконтактной аппаратурой контроля и управления на полупроводниковых приборах.
Успехи в области силовой и микропроцессорной электроники, а также в технологии производства ПМ в последние 10 лет создали благоприятные условия для разработки и производства ВДПТ нового поколения, включающих диапазон мощностей от долей ватта до десятков киловатт на высокую частоту вращения.
ВДПТ обладает рядом конструктивных и технико-эксплуатационных преимуществ по сравнению с существующими типами электрических машин (ЭМ), к числу которых можно отнести: бесконтактность и отсутствие узлов, требующих обслуживания; большая перегрузочная способность по моменту; высокое быстродействие; наивысшие энергетические показатели; практически неограниченный диапазон регулирования частоты вращения и возможность регулирования частоты вращения по различным законам; минимальные массогабаритные показатели при прочих равных условиях; отсутствие радиопомех; значительный срок службы [38-42].
Достоинства и возможности ВДПТ привели к тому, что вопросы его разработки и исследования привлекли пристальное внимание многих специалистов, как в России, так и за рубежом. Существенный вклад в развитие теории и практики систем ЭП с ВДПТ внесли: А.К. Аракелян, А.А. Афанасьев, В.А. Балагуров, А.Н. Бертинов, ДА. Бут, А.И. Важнов, А.А. Дубенский, Н.В. Донской, Л.Я. Зиннер, Б.А. Ивоботенко, Н.Ф. Ильинский, Ю.И. Конев, И.П. Копылов, И.Н. Лебедев, В.К. Ло-зенко, В.П. Миловзоров, А.С. Михалев, В.А. Нестерин, И.Е. Овчинников, И.Л. Осин, А.Д. Поздеев, А.И. Скороспешкин и др.
Развитию методов моделирования электромагнитных полей и параметров ЭМ большое внимание уделяли в своих трудах Г.А. Гринберг, В.А. Апсит, Я.Б. Данилевич, В.В. Домбровский, К.С. Демирчан, А.В. Иванов-Смоленский, А.А. Терзян, К. Бинс, П. Лауренсон и др.
Методы математического моделирования переходных процессов ЭМ содержатся в трудах А.И. Важнова, И.А.Глебова, А.И. Вольдека, А.А. Горева, И.П. Ко-пылова, Г.А. Сипайлова, И.М. Постникова, И.И. Трещева, Ш.И. Лутидзе, Е.Г. Плахтыны, Г. Крона, Р. Парка.
Выявлению специфических особенностей и разработке авиационных ЭП с ВДПТ посвящены исследования Ю.И. Кирьянова, В.Ф. Шалагинова, Е.Н. Малышева, А.А. Иванова, О.Н. Хоцяновой, А.М.Санталова, выполнившими диссертационные работы [43-48], а также В.М.Гридина, В.М. Довгаленка, В.И. Катаева, Н.Н. Мелихова, В.А. Морозова, B.C. Павлихина. Однако при всей важности упомянутых работ, они касались решения некоторых конкретных задач маломощного ЭП и не отражают в полной мере особенности, закономерности и возможности авиационного ЭП с ВДПТ в целом.
Несмотря на достаточно обширный материал по теории и проектированию, преобладающая часть теоретических исследований относится к ВДПТ малой мощности (до 500 Вт), а также средней и большой мощности (от 500 Вт до 30-50 кВт) моментного исполнения [36,37,39-41,49-55]. Практически отсутствуют материалы по разработке ВДПТ средней и большой мощности с высокой частотой вращения, повышенным быстродействием для использования в ЭП систем управления ЛА.
ВДПТ содержит электромеханическую и электронную части (рисунок 1.1). Электромеханическая часть состоит из бесконтактного электродвигателя (ДБ) -синхронной машины с магнитоэлектрическим возбуждением, ДПР и тормозного устройства (Т). Для авиационного ВДПТ электронная часть включает в себя силовой инвертор со звеном постоянного тока для преобразования трехфазного переменного напряжения 115 В, 400 Гц в постоянное 270 В для питания инвертора и модуль управления электродвигателем (МОУД), являющийся составной частью системы управления ЭП, реализуемой на базе микроконтроллера.
Выбор и анализ динамических параметров силовой части авиационного электропривода
Динамические показатели характеризуют переходные режимы ЭП, т.е. электромеханические процессы, происходящие как в ЭД, так и во всем ЭП. Эти процессы играют весьма существенную роль в работе, как самого ЭД, так и исполнительного электромеханизма и всех других звеньев ЭП [27].
При разработке следящих ЭП ЛА внимание должно быть уделено проектированию как силовой, так и управляющей части ЭП, так как энергетически возможное движение органа управления не будет реализовано, если система управления не обеспечивает требуемых сигналов [157,158].
В электромеханических следящих системах задачу воспроизведения входных сигналов решают элементы силовой части ЭП: исполнительный ЭД и редуктор. Параметры этих элементов (значение мощности, передаточного числа, электромеханической и электромагнитной постоянных времени) должны обеспечить возможность движения объекта управления с требуемыми значениями динамических характеристик: угловых скоростей, ускорений при реальных моментах сопротивления нагрузки.
Качество ЭП определяется рядом показателей: точностью воспроизведения закона перемещения, устойчивостью, быстродействием, энергопотреблением, массогабаритными показателями, которые зависят от свойств ЭД.
В быстродействующих системах важнейшим показателем качества является время отработки задания (угол поворота, линейное перемещение выходного звена), определение которого основано на анализе переходных процессов. Быстродействие ЭП можно оценивать также косвенным путем [158]. Существует ряд параметров, характеризующих динамические возможности ЭД, оказывающих непосредственное влияние на быстродействие ЭП. К динамическим параметрам ЭД относятся: электромеханическая и электромагнитная постоянные времени (косвенные линейные параметры), частота вращения " дв т дз (р , момент на валу электродвигателя, момент инерции Jde, ускорение (р , отношение квадрата момента к моменту инерции или крутизна мощности M2dJjde (косвенные нелинейные параметры) [159,160]. Электромеханическая постоянная времени служит косвенной оценкой быстродействия линейной системы первого порядка и определяется формулой: TM=Jde P/MK3, (2.1) где Jдв - момент инерции ЭД; ф - угловая частота вращения идеального холостого хода; Мю - момент короткого замыкания.
Особенностью ВДПТ в составе авиационного ЭП является требование к виду механической характеристики и к максимуму вращающего момента ЭД. Жесткий вид механической характеристики обеспечивает высокие энергетические и удельные показатели во всем диапазоне моментов. Высокая жесткость механической характеристики увеличивает опрокидывающий и пусковой моменты, а, следовательно, и пусковой ток ЭД. Обеспечение мягких регулировочных характеристик реализуется способами ШИМ регулирования напряжения на обмотках ЭД.
Обязательным условием при работе на жесткой механической характеристике является ограничение значений максимальных вращающих моментов и токов ЭД. Ограничение тока с одной стороны дает возможность уменьшить установленную мощность транзисторов инвертора, снизить его массу и габариты, с другой стороны повышает надежность и безопасность механических передач ЭП, ограничивая механические перегрузки до допустимых пределов, снижая массу передающих звеньев и обеспечивая высокую надежность трансмиссии.
Таким образом, в (2.1) момент короткого замыкания является пусковым моментом Мю = Мпуск, равным моменту ограничения. Ограничение тока не влияет на энергетические соотношения при работе с моментами, меньшими момента ограничения, но мощность, рассеиваемая в инверторе, уменьшается в результате уменьшения мощности в цепях управления транзисторами, что позволяет снизить массу и габариты инвертора.
Анализ динамических и массовых параметров ВДПТ методом планирования эксперимента
В Главе 2 было рассмотрено влияние параметров ЭД, характеристик ПМ на быстродействие ВДПТ. Были исследованы свойства (у;) объекта, зависящие от нескольких (к) независимых переменных- факторов (хь хг,..., хк) и проведена оценка характера этих функций - yi=f(xb х2, ..., Хк) от каждого фактора путем выполнения совокупности расчетов (активных экспериментов). Была получена информация об исследуемых функциях поочередно от каждого параметра в отдельности в виде семейства графиков, показавших трудоемкость оценки и анализа модели объекта в целом.
Математическое планирование многофакторных экспериментов - один из эмпирических способов организации и проведения экспериментальных исследований современных сложных объектов. При его использовании объект представляется кибернетической моделью "черного ящика", характеризующегося набором входных факторов Xk и выходных показателей у( - функций отклика. Математическое описание объекта может быть представлено в виде аппроксимации в степенной ряд в виде полинома.
Метод планирования эксперимента (МПЭ) может быть эффективно использован в задачах проектирования и оптимизации ЭМ путем перебора параметров при определенном их сочетании. Полученные в результате проведения вычислительного эксперимента математические зависимости можно рассматривать как инструмент для качественной и количественной оценки влияния исследуемых факторов на показатели ЭМ, исследовать полученные функциональные зависимости для определения оптимальных параметров, обеспечивающих заданные характеристики.
Применение МПЭ в расчетах с помощью многофакторных планов при получении полиномиальных аппроксимаций позволяет получить достоверную инфор мацию об объекте. Использованная в диссертации методика приведена в Приложении Н.
Использование теории планирования эксперимента (ПЭ) обеспечивает: минимизацию необходимого числа опытов, одновременное варьирование всех факторов, принятие обоснованного решения после каждой серии опытов, минимизацию ошибок эксперимента за счет использования специальных проверок, возможность решения задачи оптимизации параметров [184-187].
Выбор факторов и построение матрицы планирования эксперимента проведем для полиномиальных математических моделей электромеханической постоянной времени Тм, момента инерции J, массы активных материалов т вентильного электродвигателя постоянного тока, используя полный факторный эксперимент (ПФЭ) первого порядка, обладающий ортогональной матрицей планирования и реализующий все возможные неповторяющиеся комбинации уровней независимых факторов. Число этих комбинаций N-2k определяет тип ПФЭ.
На основании исследований, представленных во 2-ой главе, в качестве факторов выберем три независимые переменные, наиболее сильно влияющие на исследуемые функции: частоту вращения ЭД п, остаточную индукцию постоянного магнита Вг, отношение длины магнита к его диаметру X и, следовательно, будем проводить ПФЭ 23 = 8.
Уравнение регрессии, получаемое на основании результатов эксперимента 2 , будет иметь вид у=Ь0 +1щ +b2x2 +b3x3 +bl2xxx2 +bl3xlx3 +b23x2x3 +Ьп&х2х3, @ ) где коэффициенты регрессии Ьа bj, ..., Ьз, ..., Ь]2з являются оценками для теоретических коэффициентов регрессии.
В теории ПЭ используют кодирование факторов [185] для упрощения записи условий эксперимента и обработки экспериментальных данных так, чтобы минимальное значение кодированных факторов соответствовало -1, а максимальное значение +1. Минимальные и максимальные значения факторов, а также интервал варьирования приведены в таблице 3.1.
Указанные интервалы варьирования выбраны с учетом результатов, представленных в гл. 2 и охватывают практически весь диапазон значений факторов, представляющих интерес при проектировании, т.е. в данном случае область планирования и область определения целевых функций совпадают.
Матрица плана эксперимента для к = 3 факторов из N=2 =8 опытов приведена в приложении Н, таблица Н. 1.
Результаты ПФЭ. В соответствии с матрицей планирования 2 необходимо выполнить восемь вычислительных экспериментов, которые выполняются для вентильного электродвигателя для ЭШ13-334. Для корректности сравнительного анализа вариантов были выполнены следующие условия: фиксированная мощность ЭД; подобные по конфигурации МС ротора и статора; постоянство в допустимых пределах плотности тока в обмотке статора; потребляемого тока обмотки, индукции в ярме и зубцах статора; коэрцитивная сила ПМ при выбранной в качестве факторного параметра остаточной индукции принималась близкой к стандартному значению для реальной марки ПМ.
В процессе расчетов ставилась задача получения уравнений регрессии следующих целевых функций: электромеханической постоянной времени Тм, момента инерции J, массы активных материалов /w , массы меди тмеди, массы стали тсталю массы магнитов /?w„. Результаты вычислительного эксперимента приведены в приложении Н, таблица Н.2.
Требования к динамическим показателям электропривода органов управления самолетом
Приводы органов управления самолета являются исполнительными устройствами системы управления самолета, перемещающими органы управления ЛА в соответствии с управляющими сигналами как системы наведения, обеспечивающей движение центра масс ЛА по требуемой траектории, так и системы стабилизации, обеспечивающей стабилизацию углового положения ЛА относительно центра масс. Поэтому динамика приводов органов управления должна удовлетворять определенным требованиям. Чаще всего требования сводятся к обеспечению ЭП в режиме стабилизации определенной полосы пропускаемых им частот, в пределах которого он должен отрабатывать управляющий гармонический сигнал, не внося в систему стабилизации искажений по амплитуде и отставаний по фазе выше допустимых. Требования к приводу могут состоять и в том, чтобы его переходный процесс был близким в апериодическому или имел допустимое перерегулирование.
По виду кривой переходного процесса судят об устойчивости и быстродействии следящей системы. Устойчивость или запас устойчивости принято характеризовать величиной максимального перерегулирования а. Для рулевых приводов большое перерегулирование нежелательно, обычно оно не должно превышать 30 %. Если рулевой привод может быть аппроксимирован колебательным звеном, то условию х 30% соответствует кривая с коэффициентом относительного демпфирования 0,4 - 05, при котором переходный процесс быстро затухает [178].
При анализе переходных процессов динамические показатели электропривода характеризуют временем регулирования (длительностью переходного процесса), когда выходная величина отличается от заданного значения не более чем на 5 %, временем нарастания переходного процесса (быстродействие), когда выходная величина первый раз пересекает линию установившегося значения, временем достижения первого максимума и др.
Современные методы математического моделирования, в частности имитационное математическое моделирование ЭП, являются эффективным инструментом оценки динамических показателей электропривода.
Для анализа динамики приводов органов управления самолетом применяют логарифмические частотные характеристики (ЛЧХ) [178], которые позволяют оценить динамическое качество САР без построения переходного процесса. Существуют различные критерии, которые позволяют оценивать качество любой автоматической системы по ее логарифмическим амплитудным (ЛАЧХ) и фазовым частотным (ЛФЧХ) характеристикам. Наиболее важными величинами частотных характеристик, определяющими динамику ЭП, являются частота среза, полоса пропускаемых частот, запас по фазе и запас по амплитуде.
При со = соср модуль 0Х/й ) = l. Наиболее важным с точки зрения оценки свойств рулевого привода является величина соср и запаса по фазе А р. Если при со = соср ф 180, то система регулирования устойчива. Разница между 180 и действительным фазовым сдвигом ф при частоте среза называется запасом по фазе Аф. Запас по модулю характеризуется величиной AL(CD), находимой по ЛАЧХ и соответствующий фазе 180 ЛФЧХ. Запас по модулю желательно иметь не менее 6 дБ.
Запас по фазе является критерием устойчивости привода. Чем больше А р, тем меньше перерегулирование привода как замкнутой системы в переходном процессе. В зависимости от назначения привода требования к динамическим показателям различны, так, например, требования к приводам управляющих рулевых поверхностей значительно выше, чем к приводам устройств механизации крыла. Запас по фазе у рулевых приводов составляет Д = (50-70) [178]. У приводов механизации крыла этот показатель может быть уменьшен.
По величине соср судят о ширине полосы пропускаемых частот. Полоса пропускания системы апп, определяемая диапазоном частот от нуля до частоты
&„„, в котором искажения выходного сигнала по отношению к входному не
превышают определенной величины. Чем больше полоса пропускаемых частот, тем выше быстродействие линейной автоматической замкнутой системы в переходных процессах. Привод как замкнутая система может нормально работать в гармоническом режиме только в области частот аха ср. С точки зрения анализа динамики рулевых приводов полосу пропускания привода определяют частотой, при которой фазовая частотная характеристика замкнутого привода равна - 90.
Полоса пропускания рулевого привода зависит от типа привода, а также от величины преодолеваемой им нагрузки. При попытке увеличить полосу пропускания привода хотя бы в 1,5 раза, приходится идти на серьезное усложнение схемы привода и увеличение его мощности.
Требования к полосе пропускания частот рулевых приводов самолетов пятого поколения в зависимости от мощности составляют 2-15 Гц [29]. Для реальных систем воспроизведения движений, являющихся нелинейными, частотная характеристика зависит от амплитуды входного сигнала, поэтому понятия полосы пропускания или частоты среза теряют смысл без указания некоторых характерных амплитуд входных сигналов. [158].
