Способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата
METHOD FOR OPERATION OF HYBRID POWER PLANT OF AIRCRAFT

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу работы гибридной силовой установки летательного аппарата, и может быть использовано для обеспечения их автономного запуска.
Известен способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что осуществляют запуск теплового двигателя и запуск от источника питания постоянного тока стартер-генератора и подают суммарную мощность на винтовой движитель при помощи соответствующих кинематических связей, а после завершения взлета на режимах крейсерского полета, снижения и посадки переключают стартер-генератор в режим генерирования электроэнергии и осуществляют зарядку источника постоянного тока от генератора и режим сопротивления вращению винтового движителя (RU 2694695, 2019 г.). В известном техническом решении кинематическая связь теплового двигателя и стартер-генератора с винтовым движителем осуществляется при помощи редуктора на всех режимах работы гибридного двигателя, при этом после выхода теплового двигателя на взлетный режим кратковременно подключают стартер-генератор в режим электродвигателя с выдачей мощности на винтовой движитель через редуктор.
Известен способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что на режимах взлета летательного аппарата, набора высоты, и на режимах, требующих повышения мощности подают энергию на электродвигатель, кинематически связанный с винтовым двигателем, от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты и одновременно от генератора, кинематически связанного с тепловым движителем, а на крейсерском режиме, и при работе в условиях низкой мощности отключают источник питания постоянного тока от электродвигателя и осуществляют работу электродвигателя от генератора (US2020083823, 2020 г.).
Наиболее близким по технической сущности и назначению к заявляемому изобретению является способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата, заключающийся в том, что подают топливо и осуществляют запуск теплового двигателя и запуск от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты по меньшей мере одного электродвигателя, кинематически связанного с винтовым движителем, последовательно осуществляют работу гибридной силовой установки на режимах взлета летательного аппарата, набора высоты, полета на крейсерском режиме, снижения и посадки, причем на режимах, требующих повышения мощности дополнительно подают энергию на электродвигатель от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты и одновременно от генератора, кинематически связанного с тепловым двигателем, а на крейсерском режиме, режиме снижения и посадки отключают источник питания постоянного тока от электродвигателя и осуществляют его зарядку от генератора (RU 2727287, 2020 г.).
В известных технических решениях, указанных выше, режим запуска осуществляется при постоянной кинематической связи теплового двигателя и генератора. В результате создается дополнительный тормозящий момент, ухудшающий условия автономного запуска, что приводит соответственно к увеличению энергетических затрат и времени запуска. Кроме того, необходимым условием является совпадение частот генератора и электродвигателя, или частоты должны задаваться в жестком соотношении (допустимо незначительное рассогласование в узком диапазоне). На практике в гибридных силовых установках с тепловым двигателем при запуске последнего или на переходных режимах это требование сложно обеспечить, поэтому генератор электрически связан с выпрямителем, от которого постоянный ток подается на преобразователь частоты. Последний в свою очередь преобразует постоянный ток обратно в переменный, но с параметрами, необходимыми для электродвигателя. В результате при таком совмещенном последовательно-параллельном способе подключения происходит потеря около 5% к.п.д., а на режимах создания большой тяги (форсаж) при значительном увеличении тока возникает необходимость дополнительного охлаждения элементов системы энергоснабжения (преобразователя частот), что требует увеличения массогабаритов установки и значительных энергозатрат.
Таким образом, существенным недостатком известных технических решений, указанных выше, является низкая эффективность работы гибридной силовой установки.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в создании способа работы гибридной силовой установки летательного аппарата, обеспечивающего повышение эффективности ее работы.
Технический результат, достигаемый при реализации предлагаемого изобретения, заключается в реализации его назначения, т.е. в создании способа работы гибридной силовой установки летательного аппарата, обеспечивающего повышение ее эффективности за счет повышения к. п. д. путем исключения дополнительного тормозного момента при реализации автономного запуска теплового двигателя, снижения расхода топлива и уменьшения выброса продуктов сгорания топлива в окружающую среду на крейсерском режиме полета, и снижение энергозатрат на охлаждение конструктивных элементов системы энергоснабжения.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа работы гибридной силовой установки летательного аппарата, заключающегося в том, что подают топливо и осуществляют запуск теплового двигателя и запуск от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты по меньшей мере одного электродвигателя, кинематически связанного с винтовым движителем, последовательно осуществляют работу гибридной силовой установки на режимах взлета летательного аппарата, набора высоты, полета на крейсерском режиме, снижения и посадки, причем на режимах, требующих повышения мощности дополнительно подают энергию на электродвигатель от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты и одновременно от генератора, кинематически связанного с тепловым двигателем, а на крейсерском режиме, режиме снижения и посадки отключают источник питания постоянного тока от электродвигателя и осуществляют его зарядку от генератора, согласно предлагаемому техническому решению электрическую связь по меньшей мере одного электродвигателя и генератора осуществляют при помощи синхронной электрической сети переменного тока, предварительно перед запуском теплового двигателя отключают кинематическую связь между генератором и тепловым двигателем, раскручивают генератор в двигательном режиме от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты, синхронизируют частоту вращения генератора с частотой вращения теплового двигателя, включают кинематическую связь между тепловым двигателем и генератором на режиме взлета и осуществляют ее на всех режимах полета.
Существенность отличительных признаков технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех признаков, описывающая предлагаемое техническое решение, позволяет обеспечить решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, а именно:
- предварительное отключение перед запуском теплового двигателя кинематической связи между генератором и тепловым двигателем, раскручивание генератора в двигательном режиме от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты, синхронизация частоты вращения генератора с частотой вращения теплового двигателя, и включение кинематической связи между тепловым двигателем и генератором на режиме взлета исключает дополнительный тормозной момент на валу теплового двигателя при реализации автономного запуска теплового двигателя, и сокращает время выхода на режим с номинальными оборотами;
- осуществление электрической связи по меньшей мере одного электродвигателя и генератора при помощи синхронной электрической сети переменного тока, и осуществление кинематической связи между тепловым двигателем и генератором на всех режимах полета обеспечивает повышение коэффициента полезного действия путем снижения энергозатрат на охлаждение конструктивных элементов системы энергоснабжения, снижение расхода жидкого топлива и уменьшение выброса продуктов сгорания топлива в окружающую среду.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа работы гибридной силовой установки летательного аппарата и ссылкой на иллюстрацию, где представлена схема гибридной силовой установки, реализующей предлагаемое техническое решение. На чертеже приняты следующие обозначения:
1 - стартер;
2 - тепловой двигатель;
3 - обгонная муфта;
4 - генератор;
5 -электродвигатель;
6 - винтовой движитель;
7 - выпрямитель;
8 - преобразователь частоты;
9 - источник постоянного тока;
10 - синхронная электрическая сеть переменного тока;
11 - электрическая сеть постоянного тока;
12 - электрическая сеть переменного тока.
Гибридная силовая установка летательного аппарата содержит подключенные последовательно стартер 1, тепловой двигатель 2, кинематически связанный при помощи, например, обгонной муфты 3 с генератором 4, и электродвигатель 5, кинематически связанный с винтовым движителем 6. Параллельно генератору 4 и электродвигателю 5 подключены выпрямитель 7, преобразователь частоты 8 и источник 9 постоянного тока. При этом связь по меньшей мере одного электродвигателя 5 и генератора 4 осуществляется при помощи синхронной электрической сети 10 переменного тока, связь выпрямителя 7, преобразователя 8 частоты и источника 9 постоянного тока осуществляется при помощи электрической сети 11 постоянного тока, а связь преобразователя частоты 8 с электродвигателем 5 осуществляется при помощи электрической сети 12 переменного тока.
Способ работы гибридной силовой установки летательного аппарата осуществляется следующим образом.
Предварительно перед запуском теплового двигателя 2 при помощи обгонной муфты 3 отключают кинематическую связь между генератором 4 и тепловым двигателем 2. Через преобразователь 8 частоты от источника 9 постоянного тока через электрическую сеть 11 постоянного тока раскручивают электродвигатель 5 и генератор 4 (последний как обратимую электромашину). Одновременно подают топливо в тепловой двигатель 2 и осуществляют независимый пуск последнего от стартера 1. В процессе раскрутки синхронизируют частоту вращения генератора 4 с частотой вращения теплового двигателя 2, после чего через обгонную муфту 3 осуществляют кинематическую связь между генератором 4 с тепловым двигателем 2. При этом обгонная муфта 3 передает момент вращения от теплового двигателя 2 к генератору 4 только после того, как частота вращения генератора 4 и электродвигателя 5 превысит частоту вращения теплового двигателя 2, что позволяет исключить дополнительный тормозящий момент, приводящий к ухудшению условий в режиме автономного запуска теплового двигателя 2. Для создания тягового усилия, необходимого для реализации режима взлета летательного аппарата (на чертеже не показан), увеличивают шаг винтового движителя 6. При этом изменяются (по сравнению с известными техническими решениями, использующими выпрямитель и преобразователь частоты) режимы работы теплового двигателя 2 и винтового движителя 6. Возрастает крутящий момент, и электродвигатель 5 начинает тормозиться. Поскольку используется синхронная электрическая сеть 10 переменного тока, то генератор 4, вращаемый тепловым двигателем 2, также будет тормозится вместе с электродвигателем 5, поэтому для поддержания частоты вращения увеличивают подачу топлива. При ускорении электродвигателя 5 возможны аналогичные обратные действия с уменьшением подачи топлива. Синхронная электрическая сеть 10 переменного тока между генератором 4 и электродвигателем 5 исключает двойное преобразование электроэнергии через электрическую сеть 11 постоянного тока сначала в выпрямителе 7, затем в преобразователе 8 частоты, т.е. обеспечивается передачу крутящего момента от теплового двигателя 2 на винтовой движитель 6 через синхронную электрическую сеть 10 переменного тока. Применение синхронной электрической сети 10 переменного тока для связи электродвигателя 5 и генератора 4 с исключением выпрямителя 7 и преобразователя частоты 8 позволяет снизить потери на преобразование энергии (порядка 5%), а также снижает затраты энергии на охлаждение конструктивных элементов системы энергоснабжения (преобразователя частоты 8). Таким образом, выпрямитель 7, включенный параллельно генератору 4 и электродвигателю 5, не участвует в передаче электрической энергии от генератора 4 к электродвигателю 5 через преобразователь частоты 8, т.е. переменный ток от генератора 4 подается на электродвигатель 5 по прямой последовательной схеме подключения через синхронную электрическую сеть 10 переменного тока. При этом работа синхронной электрической сети 10 переменного тока возможна только в узком диапазоне нагрузок и скорости их изменения. В этом случае на всех режимах полета, отключают источник 9 постоянного тока от электродвигателя 5, а параллельную схему подключения используют для зарядки источника 9 постоянного тока от генератора 4. На режимах, требующих повышения мощности (форсаж), энергию на электродвигатель 5 подают одновременно от генератора 4, и дополнительно от источника 9 постоянного тока через преобразователь частоты 8. В этом случае потери к.п.д. будут только на переходных краткосрочных режимах, что позволяет снизить требования по охлаждению выпрямителя 7 и преобразователя частоты 8. При этом кинематическую связь между тепловым двигателем 2 и генератором 4 осуществляют постоянно на всех режимах полета.
Таким образом, предварительное отключение перед запуском теплового двигателя кинематической связи между генератором и тепловым двигателем, осуществление запуска электродвигателя и генератора в двигательном режиме от источника питания постоянного тока через преобразователь частоты, синхронизация частоты вращения генератора с частотой вращения теплового двигателя, включение кинематической связи между тепловым двигателем и генератором на режиме взлета и осуществление ее на всех режимах полета обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в реализации его назначения, т.е. в создании способа работы гибридной силовой установки летательного аппарата, обеспечивающего повышение ее эффективности за счет повышения к.п.д. путем исключения дополнительного тормозного момента при реализации автономного запуска теплового двигателя, снижения расхода жидкого топлива и уменьшения выброса продуктов сгорания топлива в окружающую среду на крейсерском режиме полета, и снижение энергозатрат на охлаждение конструктивных элементов системы энергоснабжения на крейсерском режиме полета.