эо гайдис. 3_Kursovoy_po_EO_VS_Гайдис. Расчёт электрической сети самолета, расчет авиационного реверсивного электрического двигателя с последовательным возбуждением, расчёт стабилизатора напряжения, разработка алгоритма функционирования авиационных систем
 Скачать 0.84 Mb.
|
ЧАСТЬ 3. РАСЧЕТ УСТРОЙСТВ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ПИТАНИЯЗадание 2. Расчёт стабилизатора напряженияРассчитать параметрический стабилизатор напряжения. Исходные данные приведены в таблице 3.1. Таблица 3.1. Исходные данные
Выбираем стабилитрон типа Д815Е, у которого номинальное напряжение стабилизации Uст=13,3-16,4 (В); номинальный и максимальный ток стабилизации Iст.н.=25 (мА), Iст.макс.=550 (мА), динамическое сопротивление RД=12 (Ом). Задаемся nст в пределах 1,4-2. Принимаем для расчета nст=1,8. При этом необходимое входное напряжение Uвх=nстUвых=1,8  15=27 (В).Для получения большего сопротивления  и, следовательно, большего коэффициента стабилизации  ток стабилитрона желательно выбирать минимально  . Принимая  =28 (мА), получаем: Токи, протекающие через стабилитрон:  ; ,где  .Найденные значения токов должны лежать в допустимых пределах для выбранного стабилитрона:  ,  . В нашем случае эти условия выполняются.Коэффициент стабилизации напряжения:  .Выходное сопротивление стабилизатора:  Схема рассчитанного стабилизатора напряжения приведена на рисунке 3.1.  Рисунок 3.1. Параметрический стабилизатор напряжения без термокомпенсации. ЧАСТЬ 4. РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМЗадание 4. Система запуска авиадвигателя.Электрический привод авиационных двигателей относится к типу программных. Программа подчиняется требуемому закону запуска: -последовательности наращивания усилий; -включения агрегатов запуска. В систему запуска авиационных двигателей входят агрегаты и устройства, обеспечивающие: -предварительную раскрутку ротора двигателя (электростартеры, турбостартеры, воздушные стартеры); -агрегаты, обеспечивающие подачу топлива, воспламенение горючей смеси и работу двигателя в процессе запуска (топливные автоматы запуска, топливные насосы, фильтры, пусковые форсунки, воспламенители, пусковые катушки, свечи и т. п.); -агрегаты и устройства, обеспечивающие необходимую последовательность автоматичности работы системы запуска (пусковые панели, коробки, комплексные автоматы запуска и т. п.). Наземные источники питания позволяют экономить топливо. Для этого в условиях эксплуатации применяются генераторные аэродромные подвижные агрегаты типов АПА (например, АПА-50М). Пусковые коробки (панели) предназначены для управления запуском двигателя. Управление производится по заранее заданной программе: в зависимости от времени, скорости вращения ротора двигателя или используются оба способа управления запуском. Системы запуска определяются типом стартера. В настоящее время применяются две группы стартеров: электрические и газотурбинные. Электрические делятся на стартеры и стартер-генераторы; газотурбинные - на турбостартеры и пневмостартеры; вспомогательные силовые установки (ВСУ). Турбостартер представляет собой газотурбинный двигатель, установленный на авиадвигателе и имеющий с ним непосредственную кинематическую связь. Пневмостартер состоит из пневматического двигателя, установленного на авиадвигателе для его запуска, и специального газотурбинного двигателя, подающего сжатый воздух на пневматический двигатель. Преимущества электрического запуска определяются общими достоинствами электрического привода. В данном случае имеет значение простота управления, легкость автоматизации, надежность, быстрота пуска. Для отключения стартеров применяются центробежные, пневмоэлектрические и гидроэлектрические выключатели. Центробежные выключатели замеряют скорость вращения ротора двигателя и при определенной скорости отключают стартер. Пневмоэлектрические выключатели обеспечивают размыкание электроцепи стартера при определенном давлении за компрессором. Гидроэлектрические выключатели отключают стартер при возрастании давления масла в маслосистеме двигателя до определенной величины, которая зависит от скорости вращения. Электромагнитные топливные краны предназначены для управления подачей топлива в авиадвигатель (турбостартер). Они применяются в системах пускового, рабочего и форсажного топлива и представляют собой соленоид с сердечником и клапаном. Пусковой топливный распределитель ПТР осуществляет автоматическое дозирование подачи топлива в авиадвигатель при его запуске. Запуск двигателя представляет собой процесс перевода его из нерабочего состояния на режим малого газа. Продолжительность запуска составляет 30—120 сек. Для снижения продолжительности необходимо располагать достаточно мощными пусковыми устройствами, а это усложняет конструкцию и увеличивает вес силовой установки. Запуск двигателя включает раскрутку ротора двигателя, подачу топлива в камеру сгорания, воспламенение его и вывод двигателя на режим малого газа. Для запуска нужны пусковое устройство - стартер, источники энергии для питания стартера, пусковые топливные магистрали, агрегаты зажигания и управления. Комплекс этих устройств и агрегатов называется системой запуска К системам запуска предъявляются следующие основные требования: 1. Двигатель должен надежно запускаться на земле и в полете без дополнительной регулировки перед запуском элементов автоматики и топливорегулирующей аппаратуры. Необходимо исключить возможность возникновения очагов пламени, могущих вызвать пожар на самолете. 2. Запуск двигателя на земле должен надежно обеспечиваться как от бортовых, так и от аэродромных средств при значениях температуры наружного воздуха от минус 50° С до плюс 45° С. При отрицательных температурах наружного воздуха допускается использование средств, облегчающих запуск, без увеличения времени подготовки к запуску (например, применение предварительного подогрева масла). Использование аэродромных средств, облегчающих запуск двигателя, но требующих увеличения времени подготовки к запуску (подогрев двигателя и системы запуска), при разработке систем запуска допускается для ТРД при температуре наружного воздуха ниже минус 400С, для ТВД - ниже минус 25° С. 3. Безотказный запуск двигателя в полете в случае преднамеренной или самопроизвольной остановки его в результате помпажа, срыва пламени или других ненормальностей в работе, не вызвавших поломки его узлов и деталей. 4. Запуск двигателя должен быть автоматизированным и удовлетворять следующим условиям: - система запуска включается путем нажатия на пусковую кнопку; - процесс запуска до выхода двигателя на заданный режим происходит автоматически, без выполнения дополнительных ручных операций после нажатия на пусковую кнопку и установки РУД в положение, соответствующее запуску; - автоматика системы запуска обеспечивает устойчивую работу двигателя в процессе запуска и выход на режим малого газа за установленное время; - система запуска двигателя на земле и в полете автоматически отключается и подготавливается к следующему запуску; - на многодвигательных летательных аппаратах система запуска обеспечивает возможность запуска одного из двигателей, а также запуск последующих с использованием энергии ранее запущенных. 5. Система запуска двигателей от бортовых источников питания должна Сыть автономной и обеспечивать без промежуточной дозарядки или дозаправки бортовых средств последовательные запуски, число которых должно быть на единицу больше числа двигателей на летательном аппарате. 6. Система запуска двигателя должна обеспечивать: быстрое прекращение процесса запуска, переключение питания пускового устройства с бортовых-источников на аэродромные (и наоборот) без необходимости регулировки системы, запуск на топливе, постоянно питающем двигатель. ЗАКЛЮЧЕНИЕПри выполнении курсового проекта я произвела расчёт авиационного реверсивного электрического двигателя с последовательным возбуждением, на основании исходных данных были просчитаны и получены его основные параметры. Полученные результаты примерно равны действительным параметрам авиационного реверсивного электрического двигателя. Также были выполнены расчёты электрической сети самолета, разработан алгоритм системы запуска авиадвигателя. В ходе выполнения курсового проектирования были достигнуты цели: практически закреплены знания теоретических разделов предмета; освоены методы и приемы расчёта и конструкторской разработки специальных электрических схем и устройств; приобретены навыки пользования специальной литературой, справочными пособиями, реферативными журналами и другими библиографическими изданиями; Также были выполнены расчёты электрической сети самолета, авиационного реверсивного электрического двигателя с последовательным возбуждением, разработан алгоритм системы запуска авиадвигателя. СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ1. Технические описания самолетов: разделы ATA - 26, 27, 28, 29, 30, 32, 33, 49. 2. Дудников, И.Л. Электрифицированное оборудование воздушных судов. Методическое пособие и задания к курсовому проекту. Учебное издание. / И.Л. Дудников. - Минск.: МГВАК, - 2008. - 86 с. 3. Дудников, И.Л. Электрифицированное оборудование воздушных судов. Методическое пособие и задания к курсовому проекту. Учебное методическое пособие. Часть 1. / И.Л. Дудников - Минск.: МГВАК, - 2012. - 84 с. 4. Дудников, И.Л. Электрифицированное оборудование воздушных судов. Методическое пособие и задания к курсовому проекту. Учебное методическое пособие. Часть 2. / И.Л. Дудников - Минск.: МГВАК, - 2012. - 60 с. ПРИЛОЖЕНИЕ А Номинальные размеры толщины изоляции прямоугольных обмоточных проводов марки ПЭВП
ПРИЛОЖЕНИЕ Б Якорь машин постоянного тока  Рисунок 1. Секция в пазах якоря  Рисунок 2. Развернутая схема обмотки ПРИЛОЖЕНИЕ В Коллектор  | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
, мА