Система запуска авиационных двигателей

Система запуска авиационных двигателей

Реферат

Изобретение относится к энергетике и может использоваться в автономных, резервных, мобильных аэродромных и авиационных энергоустановках.

Известна энергоустановка на топливных элементах (патент RU 2356134 С1 от 20.05.2009), которая позволяет согласовывать диапазон рабочих напряжений стандартного инвертора с выходным напряжением генератора на топливных элементах (ТЭ). Данная установка содержит генератор на топливных элементах, инвертор, стабилизатор, DC-DC преобразователь и блок автоматического управления и контроля. Недостатком устройства является: невозможность обеспечить бортовые потребители воздушного судна напряжениями согласно ГОСТ 19705-89; отсутствие аппаратуры защиты.

Наиболее близким к заявляемому устройству является авиационная энергоустановка с генератором на топливных элементах (заявка на изобретение №2010143066/07(061899) от 20.10.2010 г.), которая позволяет преобразовывать энергию топливных элементов в электрическую энергию согласно ГОСТ 19705-89, а наличие блока защиты исключает подачу напряжения на нагрузку при аварийных режимах. Данная установка содержит генератор на топливных элементах, инвертор, стабилизатор, DC-DC преобразователь, блок автоматического управления и контроля и блок защиты. Недостатком устройства является: невозможность контроля состояния каждого топливного элемента в батарее и отключение неисправных от работы, отключение всей системы в случае выхода из строя одного топливного элемента в батарее, необходимость использования стабилизаторов напряжения и DC-DC преобразователей.

Техническим результатом, достигаемым предлагаемым устройством, является возможность обеспечения энергией потребителей при выходе из строя одного или нескольких топливных элементов в батарее, регулирование напряжения без участия стабилизатора напряжения и DC-DC преобразователя по постоянному току, оптимизация работы топливных элементов: уменьшение расхода топлива топливных элементов, увеличение ресурса работы топливных элементов, увеличение КПД энергоустановки.

Указанный технический результат достигается тем, что в предлагаемое устройство, содержащее генератор на топливных элементах, блок автоматического управления, контроля и защиты, дополнительно введены: N блоков датчиков топливных элементов, выходы которых объединены и соединены с первым входом блока управления, контроля и защиты; коммутатор, выход которого является выходом устройства и соединен со вторым входом блока управления, контроля, выход которого является первым входом коммутатора, а второй вход соединен с N выходами топливных элементов.

Сущность заявляемого устройства заключается в том, что наземная система запуска авиационных двигателей обеспечивает питание потребителей воздушного судна постоянным током согласно ГОСТ 19705-89 посредством установки датчиков, контролирующих такие параметры топливных элементов, как выходное напряжение, ток, температура и давление реагентов. Информация от датчиков поступает в процессор блока контроля, управления и защиты, в котором происходит определение количества и способа подключения топливных элементов для обеспечения требуемых параметров источника по следующему принципу:

а) эталонным значением напряжения является напряжение нагрузки. Процессор последовательно соединяет топливные элементы, начиная с первого, до достижения эталонного значения;

б) эталонным значением тока является ток нагрузки. Процессор подсоединяет к цепи топливный элемент параллельно до достижения эталонного значения;

в) работоспособность топливного элемента по значению температурного датчика определяется критическим значением температуры, которое меняется в зависимости от типа используемых топливных элементов. Процессор контролирует указанный параметр во всех топливных элементах одновременно и в случае достижения критического значения подает сигнал в коммутатор на отключение неисправного и подключение исправного;

г) работоспособность топливного элемента по значению датчика давления определяется критическим значением давления реагентов, которое меняется в зависимости от типа используемых топливных элементов. Процессор контролирует указанный параметр во всех топливных элементах одновременно и в случае достижения критического значения подает сигнал в коммутатор на отключение неисправного и подключение исправного.

Блок управления, контроля и защиты осуществляет общий контроль выходных электрических параметров и формирует управляющие сигналы на коммутатор и в случае возникновения аварийных режимов формирует сигнал, отключающий генератор на топливных элементах от нагрузки.

На фиг.1 изображена функциональная схема предлагаемого устройства, где обозначено: 1 - топливные элементы; 2 - микроконтроллеры; 3 - коммутатор; 4 - блок управления, контроля и защиты.

Топливные элементы 1 являются источником низковольтного постоянного тока, который вырабатывается при поступлении на анод и катод окислителя и восстановителя. Коммутирование ТЭ в параллельную или последовательную цепь позволяет получать на нагрузке высокие напряжения. Усовершенствование конструкции ТЭ внедрением в их состав датчиков 2 позволит контролировать параметры каждого ТЭ при их совместной работе на общую нагрузку. Датчики 2 определяют значения тока, напряжения, давления и температуру реагентов, которые передаются в блок управления, контроля и защиты 4. Тем самым постоянно контролируется состояние топливной ячейки. Коммутатор состоит из набора управляемых ключей, которые по командам из блока управления, контроля и защиты замыкают или размыкают цепь, тем самым соединяя ТЭ в последовательную, параллельную или последовательно-параллельную цепь, для получения на нагрузке необходимого значения напряжения. При этом коммутатор соединяет необходимое для этого количество работоспособных ТЭ.

Устройство работает следующим образом.

При подключении нагрузки к выходу устройства напряжения 28,5 В постоянного тока поступает сигнал в блок управления, контроля и защиты 4, который посредством сигнала управляет работой ключей коммутатора 3 таким образом, чтобы в зависимости от величины нагрузки в последовательное, параллельное или последовательно-параллельное соединение соединялось определенное количество топливных элементов 1, обеспечивая наилучшую энергоэффективность. При этом встроенные датчики 2 снимают характеристики с каждого топливного элемента 1 и передают значения для оценивания в блок управления, контроля и защиты 4. В случае неисправности топливного элемента 1 по сигналу с блока управления, контроля и защиты 3 коммутатор снимает нагрузку с неисправного топливного элемента и подключает исправный топливный элемент. Регулирование выходных значений по току и напряжению происходит за счет подключения или отключения топливных элементов 1 последовательно-параллельным способом. В случае возникновения аварийных режимов сигнал поступает в блок управления, контроля и защиты 4, который воздействует через коммутатор 3, отключает систему от нагрузки, при этом блок управления, контроля и защиты 4 выдает сообщение о характере неисправности.

Управляющие ключи коммутатора могут быть выполнены на карбидокремниевых IGBT или MOSFET силовых транзисторах, обладающих малыми динамическими и статическими потерями.

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет эффективно использовать энергетические возможности генератора на топливных элементах при запуске авиационных двигателей, при обеспечении бортовой системы воздушного судна, экономить ресурс работы топливных элементов и расход топлива, обеспечить информативность оценки неисправностей, повысить КПД энергоустановки.

Система запуска авиационных двигателей, содержащая генератор на топливных элементах, блок автоматического управления, контроля и защиты, отличающаяся тем, что дополнительно введены N блоков датчиков топливных элементов, выходы которых объединены и соединены с первым входом блока управления, контроля и защиты; коммутатор, выход которого является выходом устройства и соединен со вторым входом блока управления контроля, выход которого является первым входом коммутатора, а второй вход соединен с N выходами топливных элементов.