CC BY
297
УДК 629.7.064.5 *Матюшина А.В, Жмуров Б.В.
Москва, ООО «Экспериментальная мастерская НаукаСофт»,
*Москва, ЗАО НПО «Мобильные информационные системы»
ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ОБОБЩЕННОГО ЭЛЕКТРОЭНЕРГЕТИЧЕСКОГО УЗЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Аннотация. В работе рассмотрен один из важных этапов проектирования систем электроснабжения самолётов: приведена методика выбора структуры системы электроснабжения по показателям энер-
гоэффективности ее элементов и системы в целом.
Ключевые слова: проектирование систем электроснабжения воздушного судна, оптимизация, энергоэффективность .
К перспективным самолетам предъявляют высокие требования по стоимости эксплуатации, экологичности и топливной эффективности, что ставит перед авиационными специалистами целый ряд проблем, которые требуют поиска принципиально новых подходов к построению энергетической системы самолета с полной электрификацией.
По отечественным и зарубежным данным замена всех видов вспомогательной энергии на борту только на электрическую энергию обеспечивает уменьшение взлетной массы оборудования самолета, упрощение и уменьшение стоимости его эксплуатации и наземного обслуживания, упрощение бортовых систем и т.д. Реализация концепции полностью электрического самолета (ПЭС) требует радикального изменения структуры и принципов функционирования всего электроэнергетического комплекса (ЭЭК) самолета, включающего в себя всю совокупность источников, преобразователей и приёмников электрической энергии, а также связывающих их электрических сетей. Решение этих проблем откроет перспективы наиболее полного использования возможностей электротехнического оборудования для совершенствования летно-технических, эксплуатационных и экономических показателей авиационной техники.
Рациональная структура ЭЭК и требования к его функциональным возможностям целиком и полностью зависят от задач, возлагаемых на авиационную технику с учётом перспектив её развития. Влияние основных тенденций развития авиационной техники на формирование требований к перспективным системам электроснабжения (СЭС) самолетов различного назначения проиллюстрировано на рисунке 1.
Рисунок 1 - Связь тенденций развития авиационной техники с требованиями к СЭС ВС Существует проблема согласования характеристик источников и приемников электрической энергии, решение которой при сохранении СЭС традиционного типа дается каждый раз все более дорогой ценой. Поэтому необходим поиск новых путей построения СЭС самолетов различного назначения. Более того, необходима реализация комплексного подхода к решению этой проблемы, что предполагает рассмотрение всего электрооборудования самолета как единого комплекса, все элементы которого связаны единым процессом генерирования, преобразования и потребления электрической энергии.
Учитывая чрезвычайно высокие требования к надёжности и бесперебойности электропитания на самолётах с полностью электрифицированным оборудованием, вполне вероятным становится применение комбинированных систем электроснабжения. Причём как использующих различные типы источников электроэнергии в рамках одного вида СЭС, так и различные виды электроэнергии в рамках комбинированной системы электроснабжения.
С учетом разнообразия систем по введенному 01 января 2011 г. ГОСТ Р 54073 2010 «Системы энергоснабжения самолетов и вертолетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии» существующий подход к проектированию СЭС неэффективен, поэтому требуется разработать новую методику оценки систем электроснабжения перспективных ВС по показателям энергоэффективности. В соответствие с ГОСТ Р 54073 2010 на борту воздушного судна могут иметь место следующие виды систем электроснабжения:
переменного тока постоянной частоты 400 Гц напряжением 200/115 В;
переменного тока переменной частоты от 360 до 800 ГЦ напряжением 200/115 В;
переменного тока постоянной частоты 400 Гц напряжением 400/230 В;
переменного тока переменной частоты от 360 до 800 ГЦ напряжением 400/230 В;
постоянного тока напряжением 27 В;
постоянного тока напряжением 270 В;
Среди всех способов преобразования исходной энергии в электрическую электромеханическое преобразование реализуется с наибольшей эффективностью, при этом электроэнергия постоянного и переменного тока может быть получена в достаточно большом диапазоне мощностей и напряжений. Мощность и количество используемых на ВС источников ЭЭ определяются энергопотреблением и степенью одновременного включения бортового оборудования, состав и режим функционирования которого, в свою очередь, зависят от типа ВС и его назначения.
Для выявления общих, с точки зрения построения системы управления, элементов и функциональных задач рассмотрим альтернативные структуры систем генерирования (СГ) электрической энергии, применение которых целесообразно на «полностью электрическом самолёте» в настоящее время.
Системы генерирования постоянного тока независимо от уровня номинального напряжения принципиально могут быть выполнены в четырёх вариантах:
с магнитоэлектрическими генераторами (МЭГ) и управляемыми выпрямителями (УВ) на выходе; с генераторами с электромагнитным возбуждением типа ГТ и управляемыми выпрямителями на выходе;
с упрощенными гидролопаточными приводами постоянной скорости (ПГЛ) и магнитоэлектрическими генераторами (МЭГ) с неуправляемыми выпрямителями (В);
с магнитоэлектрическими генераторами (МЭГ) и неуправляемыми выпрямителями (В) в СГ с нерегулируемым напряжением.
Структурная схема первого варианта построения канала СГ постоянного тока повышенного напряжения для режима генерирования электроэнергии приведена на рисунке 2.
Рисунок 2. Структура СГ ПТВН с МЭГ и УВ в режиме генерирования.
К задачам управления системой в режиме генерирования в этой структуре относятся традиционные задачи регулирования напряжения, защиты от его недопустимых отклонений при нормальной и ненормальной работе, контроля технического состояния и диагностики отказов в элементах СГ.
Структурная схема канала второго варианта СГ ПТВН с генераторами с электромагнитным возбуждением типа ГТ для режима генерирования электроэнергии показана на рисунке 3.
Рисунок 3. Структура СГ ПТВН с генераторами типа ГТ в режиме генерирования.
С точки зрения управления принципиальное отличие второго варианта структуры канала СГ от первого заключается в том, что регулирование напряжения в режиме генерирования осуществляется как с помощью УВ (компенсация изменения нагрузки), так и через систему возбуждения генератора ГТ (компенсация изменения частоты вращения).
Третий (рисунок 4) и четвертый (рисунок 5) варианты построения каналов генерирования постоянного тока повышенного напряжения имеют в своей основе магнитоэлектрические генераторы (МЭГ) и неуправляемые выпрямители (В).
Рисунок 5. Структура СГ ПТВН с МЭГ и неуправляемым выпрямителем в режиме генерирования.
В третьем варианте СГ ПТВН для компенсации влияния переменной частоты вращения авиадвигателя применяется привод постоянной скорости гидролопаточного типа (ПГЛ). В данной системе может быть предусмотрена дополнительная стабилизация выходного напряжения за счет изменения частоты вращения МЭГ благодаря информации, поступающей на ПГЛ с выхода специального регулятора напряжения РН.
Вариант, представленный на рисунке 5, имеет много общего с каналом генерирования постоянного тока повышенного напряжения с МЭГ и УВ (рисунок 2), но не позволяет обеспечить поддержание выходного напряжения в достаточно узком диапазоне, что отрицательно сказывается на массоэнергетических показателях вторичных преобразователей ЭЭК.
Анализ рассмотренных вариантов показывает, что в СЭС постоянного тока повышенного напряжения в настоящее время более предпочтительным представляется использование систем генерирования, построенных по первому и второму вариантам.
Принципиально системы генерирования переменного тока можно разделить на две основные группы - системы генерирования переменного тока постоянной частоты и системы генерирования переменного тока нестабильной частоты.
Системы генерирования первой группы наиболее близки СГ, используемым в настоящее время и различаются по способу получения постоянной частоты (с помощью приводов постоянной скорости или с помощью статических преобразователей). В силу рассмотренных выше причин СГ с ППС применительно к ПЭС представляются малоперспективными. Системы же со статическими преобразователями частоты привлекательны тем, что их внедрение практически не потребует изменения приёмников электроэнергии и аэродромных систем электроснабжения. Имеющиеся же проблемы с силовой электронной элементной базой, по-видимому, не являются критическими и, учитывая бурный прогресс в этой области, могут быть преодолены в обозримом будущем.
В качестве источников электроэнергии в СГ типа ПСПЧ могут быть использованы как магнитоэлектрические или вентильно-индукторные генераторы, так и генераторы с электромагнитным возбуждением. Соответствующие варианты структур СГ в режиме генерирования приведены на рисунке 6 и рисунке 7.
(ПЧ)
Рисунок 7. СГ с генератором с электромагнитным возбуждением
Вариант СГ с МЭГ (рисунок 6) имеет более простую структуру в режиме генерирования, а в режиме запуска не требует дополнительного преобразователя для управления электрической машиной, работающей в качестве стартёра. Недостатком этой системы является трудность стабилизации напряжения при изменении частоты вращения авиадвигателя в относительно широких пределах.
Такого недостатка лишена система генерирования, показанная на рисунке 7. В ней используются два канала регулирования напряжения. Первый канал (РН1) обеспечивает компенсацию влияния изменения частоты вращения авиадвигателя, а второй (РН2) более быструю реакцию на ступенчатое изменение нагрузки канала генерирования электроэнергии. К недостаткам подобной системы следует отнести сложность использования современных трёхмашинных бесконтактных генераторов переменного тока в качестве стартёров при запуске авиадвигателей.
Как было показано выше, основным препятствием на пути создания рассмотренных систем генерирования типа ПТВН и ПСПЧ, управление качеством электроэнергии в которых осуществляется с помощью силовых электронных преобразователей, являются ограниченные возможности имеющейся элементной базы по увеличению мощности СЭС, что особенно актуально для самолётов с полностью электрифицированным оборудованием.
В этих условиях удовлетворительное решение имеющихся проблем может быть связано с применением систем электроснабжения переменного тока нестабильной частоты. В таких системах требования к силовым электронным компонентам существенно менее жёсткие. В качестве источников электроэнергии в них могут применяться как генераторы с электромагнитным возбуждением, так и магнитоэлектрические генераторы. Однако, применение последних из-за проблем со стабилизацией напряжения становится проблематичным, несмотря на имеющиеся у них преимущества в режиме запуска.
Указанные причины дают основания считать наиболее эффективной в этом классе систему генерирования с генератором с электромагнитным возбуждением, показанную на рисунке 8.
г
I
Чдд-1/ar 1 ГТ 1 -S, f=var __
' 1 “ 1 L —1 1 ]
PH
Рисунок 8. СГ с генератором с электромагнитным возбуждением
Анализ этой системы генерирования свидетельствует о таких её неоспоримых достоинствах, как простота и использование агрегатов, принцип действия и конструкция которых уже достаточно хорошо отработаны в настоящее время.
При всех различиях в составе оборудования и принципах функционирования все рассмотренные структуры систем генерирования с точки зрения управления имеют много общего. Прежде всего, это относится к локализации отдельных процессов управления и минимизации обмена информацией.
Если принять во внимание ещё большую общность систем преобразования, распределения и потребления электроэнергии, то становится очевидной целесообразность создания аппаратно унифицированной модульной системы цифрового управления ЭЭК, адаптируемой под конкретный электроэнер-
гетический комплекс путём соответствующего подбора входных и выходных преобразователей информации и установки необходимого программного обеспечения.
Задачи обеспечения требуемого качества электрической энергии решаются автономно в рамках отдельных каналов генерирования и практически не связаны с использованием информации из других подсистем ЭЭК. В тоже время, необходимость управления электромагнитными процессами в реальном времени практически исключает возможность применения для этой цели централизованной системы управления системой генерирования и, тем более, электроэнергетическим комплексом в целом. Вследствие этого все СГУ должны иметь собственные цифровые устройства управления. Также встроенные цифровые контроллеры будут иметь и центры управления нагрузками, в том числе и локальные. При этом между ними должен существовать информационный обмен с целью обеспечения адаптивного управления структурой системы распределения и ЭЭК в целом. На систему цифрового управления верхнего иерархического уровня (информационно-диагностический комплекс - ИДК) целесообразно возложить решение задач контроля и диагностики технического состояния ЭЭК и его элементов.
Проведенный анализ влияния вариантов построения ЭЭК ПЭС на структуру ЦСУ ЭЭК позволил в самых общих чертах определить основные принципы функционально-топологической децентрализации ЦСУ, к которым можно отнести:
локализацию процессов управления качеством генерируемой электрической энергии в каналах системы генерирования (стартерно-генерирующих установках);
управление структурой ЭЭК и её реконфигурацией в зависимости от технического состояния элементов и условий полёта с помощью контроллеров центров управления нагрузками;
информационное обеспечение решения эксплуатационных задач и взаимодействие с другими самолётными системами на базе централизованного информационно-дигностического комплекса.
Для того чтобы сопоставить различные варианты структур электроэнергетического узла, необходимо ввести критерий оценки, который бы учитывал требуемые технико-экономические показатели.
Всего на современном самолете, в соответствии с ГОСТ Р 54073 2010, может быть выделено
шесть каналов получения электроэнергии (рисунок 9):
переменного тока постоянной частоты с традиционным уровнем напряжения 115/200В; переменного тока постоянной частоты с повышенным уровнем напряжения 230/400В; переменного тока переменной частоты 115/200В;
от 360 до 800
переменного тока переменной частоты 230/400В;
постоянного тока с напряжением 27 В; постоянного тока с напряжением 270 В.
от 360 до 800 ГЦ с традиционным уровнем напряжения ГЦ с повышенным уровнем напряжения
Описание обобщенной структуры электроэнергетического узла летательного аппарата (структурная матрица):
[Ри Pl2 0 0 Pis Pie]
р21 Р22 0 0 P2s Р2е
Р31 Р22 Рзз 0 Рзз Рзе
Рц Р*2 0 Р44 ^45 ^46
Psi PS2 0 0 ^55 ^56
ki Р62 0 0 Р&5 Рб б-
где:
Ра - первичный источник энергетического узла Индексы:
1 - источник переменного тока постоянной частоты напряжением 115/200 В;
2 - источник переменного тока постоянной частоты повышенного напряжения напряжением 230/400
В;
3
4
источник переменного тока переменной частоты 115/200 В, 360-800 Гц; источник переменного тока переменной частоты 230/400 В, 360-800 Гц;
5 - источник постоянного тока напряжением 27 В;
6 - источник постоянного тока напряжением 270 В.
Ptj, где i =£ ] - вторичные энергетические узлы, являются преобразователями электроэнергии из первичных в энергию требуемого вида.
Нули в третьем и четвертом столбце матрицы проставлены, потому что нет смысла получать электрическую энергию нестабильной частоты из переменного тока постоянной частоты или постоянного тока.
Все возможные комбинации из шести систем производства электроэнергии образуют множество структур обобщенного электроэнергетического узла.
На первом этапе, для существенного сокращения числа возможных вариантов построения СЭС можно принять допущение, что тот или иной вид тока должен получаться от одного типа источника. Это позволит в общем случае оценить энергоэффективность различных систем генерирования.
Методика оценки эффективности (математическое описание способа решения задачи)
Методика оценки эффективности обобщенного электроэнергетического узла основана на решении транспортной задачи. В качестве поставщиков ресурсов выступают первичные источники электроэнергии различного вида, отбирающие мощность от маршевого двигателя. Потребителями являются приемники электроэнергии определенного вида с заданной требуемой мощностью. Постановка задачи поиска оптимальной структуры электроэнергетического узла заключается в том, чтобы с максимальной эффективностью обеспечить требуемой мощностью все приемники электроэнергии заданного вида при выполнении определенных ограничений на технико-экономические показатели полученной системы.
Если такую формулировку принять за основу, то математическое постановка задачи представляется следующим образом:
L (X) ^ m ax
6 6
L (Х)=2ХСц*Ху
1 = 1 j = 1
при:
Xj - 0: X^Xj = N d
Xjj - мощность источника электроэнергии (для i=j) или мощность преобразователя i -го вида электроэнергии в j -ый вид.
- суммарная мощность приемников электроэнергии;
Су - «стоимость» производства (преобразования) электроэнергии различного вида и типа.
Понятие «стоимости» производства и преобразования электроэнергии предлагается оценивать по показателям КПД и удельной массе устройств генерирования и вторичных преобразователей. То есть:
к2
Сц = Му+7
Qij
где:
Г]у - КПД первичного источника (для i=j) или преобразователя;
ду - удельная масса (кг/кВт (кВА)) источника (для i=j) или преобразователя.
klf к2 - весовые коэффициенты.
Такая постановка задачи является классической для поиска оптимального решения методами линейного программирования.
В качестве примера предлагается оценить эффективность различных структур электроэнергетиче-
ского узла воздушного судна для заданной мощности приемников различного типа. Таблица 1. КПД источников и преобразователей ЭЭ
КПД Потребители ЭЭ
115/200 В 4 00 Гц 230/400 В 4 00 Гц 115/200 В 360-800 Гц 230/400 В 360-800 Гц 27 В 270 В
Источники ЭЭ 115/200 В 4 00 Гц 0,8 0,9 0,95 0,95 0,7 0,8
230/400 В 4 00 Гц 0,9 0,8 0,95 0,95 0,7 0,8
115/200 В 360-800 Гц 1 0,9 0,75 0,9 0,7 0,8
230/400 В 360-800 Гц 0,9 1 0,9 0,78 0,7 0,8
27 В 0,82 0,92 0,7 0,7 0,74 0,78
270 В 0,7 0,7 0,7 0,7 0,85 0,9
Таблица 2. Массовые удельные коэффициенты источников и преобразователей ЭЭ
коэффициент: масса к мощности кг/кВт Потребители ЭЭ
115/200 В 4 00 Гц 230/400 В 4 00 Гц 115/200 В 360-800 Гц 230/400 В 360-800 Гц 27 В 27 0 В
Источники ЭЭ 115/200 В 4 00 Гц 0,6 1,02 0,6 1,02 0,71 0,48
230/400 В 4 00 Гц 1,02 0,41 1,02 0,41 0,48 0,4
115/200 В 360-800 Гц 0,81 0,82 0,42 1,02 0,85 0,82
230/400 В 360-800 Гц 0,81 0,81 1,22 0,4 0,63 0,75
27 В 1,03 1,03 1,03 1,03 1,68 2,38
270 В 0,82 0,82 0,82 0,82 2,01 0,74
Таблица 3. «Стоимость» производства и преобразования электроэнергии
«Стоимость» Потребители ЭЭ
115/200 В 4 00 Гц 230/400 В 4 00 Гц 115/200 В 360-800 Гц 230/400 В 360-800 Гц 27 В 270 В
Источники ЭЭ 115/200 В 4 00 Гц 4,76667 3,23333 0 0 4,05211 5,75833
230/400 В 4 00 Гц 3,23333 6, 60488 0 0 5,65833 6,75
115/200 В 360-800 Гц 3,93827 3,80244 6,41667 0 3,5 3,70244
230/400 В 360-800 Гц 3,83827 3,93827 0 6,73 4,47778 3,97333
27 В 3,13067 3,23068 0 0 2,15667 1,78
270 В 3,60249 3,60244 0 0 2,03408 4,11622
Для двух вариантов набора потребителей ЭЭ получили следующие значения целевых функций L, проиллюстрированные на графиках (рисунок 10 и рисунок 11).
Рисунок 10. Значение функции L для первого набора потребителей ЭЭ
Рисунок 11. Значение функции L для второго набора потребителей ЭЭ
На графиках видно, что:
- «стоимость» энергоузлов с источниками переменного напряжения выше, а значит, они эффективнее энергоузлов с источниками постоянного напряжения;
- энергоузлы с источниками повышенного напряжения(230/400В, 270В) «стоят» дороже, а значит, они эффективнее энергоузлов с источниками пониженного напряжения(115/200, 27).
Предложенная методика на ранних этапах проектирования позволяет оценить энергоэффективность различных вариантов структур электроснабжения, выразить рекомендации по дальнейшим разработкам отдельных элементов и всей системы в целом, при реализации концепций полностью электрического и зеленого самолета, требующих радикального изменения структуры и принципов функционирования всего электроэнергетического комплекса самолета.
ЛИТЕРАТУРА
1. ГОСТ Р 54073-2010 «Системы электроснабжения самолетов и вертолетов. Общие требования и нормы качества электроэнергии», М.: Изд-во стандартов, 2010.
2. Грузков С.А., Останин С.Ю., Сугробов А.М., Токарев А.Б., Тыричев П.А. Электрооборудование летательных аппаратов Том 1 Системы электроснабжения летательных аппаратов. М.: Изд-во
МЭИ, 2005, 568 с.
3. Халютин С.П., Жмуров Б.В., Тюляев М.Л., Старостин И.Е. Моделирование сложных электроэнергетических систем летательных аппаратов. Монография. М.: Изд-во ВУНЦ ВВС, 2010, 188с.
4. Xiuxian Xia, Dynamic Power Distribution Management for All Electric Aircraft, Cranfield University, 2011,130p
