Проектирование системы электроснабжения легкого самолета с комбинированной силовой установкой

Введение. Развитие технологий привело к тому, что в наше время стало возможным создание самолета, работающего на электрическом двигателе. Использование электромоторов для движения и двигателей внутреннего сгорания для выработки энергии позволяет существенно снизить массу летательного аппарата, применить новые подходы к его проектированию, а также снизить уровень выбросов углекислого газа в атмосферу.

В поиске оптимальной схемы самолета был сделан выбор в пользу схемы "тяни-толкай". При таком конструктивном расположении двигатели одновременно выполняют две функции. Первая устраняет проблему асимметричности осевой нагрузки. Вторая — уменьшает углы рысканья летательного аппарата. Достоинством данной схемы является то, что электродвигатель и топливный двигатель могут работать одновременно, причем в случае аварийной ситуации отказа одного из двигателей самолет сможет продолжить полет на любом из исправных двигателей.

За основу проектирования системы электроснабжения была взята компоновка самолета Адам А-500, выполненного по данной схеме:

Рисунок 1. Лицо самолета Адам А-500

В статье представлена разработка системы электроснабжения легкого двухмоторного самолета, один двигатель которого - двигатель внутреннего сгорания, а второй – электродвигатель. Электродвигатель в гибридных самолетах используется в режиме совместной работы с двигателем внутреннего сгорания, который работает как вспомогательная силовая установка (ВСУ).

Разработка функциональной схемы, определение состава, параметров, выбор бортовых источников. На основе анализа существующих моделей гибридных самолетов была разработана функциональная схема системы электроснабжения самолета:

Рисунок 2. Функциональная схема системы электроснабжения самолета

Д1 – двигатель внутреннего сгорания, вращающий передний винт. Был подобран двигатель Rotax 915 IS/ISC.

Технические характеристики двигателя Rotax 915 IS/ISC:

Тип двигателя	Четырехциллиндровый четырехтактный
Мощность	101 кВт (135 лс)
Масса	84 кг
Потребляемое топливо	Высокооктановое автомобильное топливо
Номинальная высота полета	4570 м
Критическая высота полета	7010 м
Номинальная частота вращения	5800 об/мин

Д2 – электродвигатель, вращающий задний винт и питаемый от аккумуляторной батареи АБ2. Исходя из весовых характеристик, в том числе из соотношения мощность-масса, был выбран электродвигатель Siemens SP260D. Тип двигателя – трехфазный асинхронный.

Технические характеристики двигателя Siemens SP260D:

Номинальная мощность	260 кВт
Максимальная частота вращения	2500 об/мин
Непрерывный крутящий момент	1000 Н*м
Максимальная температура на входе хладагента	90 °C
Общий вес, включая подшипники пневмовинтов	50 кг
КПД	95%
Промежуточное напряжение холостого хода	580 B

Инвертирование постоянного тока для питания электродвигателя осуществляется инвертором Siemens ELFA, который применяется на гибридных самолетах вместе с двигателем SP260D.

DC-DC – преобразователь напряжения постоянного тока. Для преобразования напряжения между АКБ-1 и основной сетью используем преобразователь напряжения постоянного тока BSC618 фирмы Brusa.

SC618-24 V представляет собой двунаправленный преобразователь постоянного / постоянного тока с гальванической развязкой между высоковольтным и низковольтным цепями. Он особенно подходит для использования в электрических, гибридных и транспортных средствах на топливных элементах. Благодаря двунаправленности и универсальным параметрам конфигурации BSC618-24 V имеет широкий диапазон применений.

Устройство работает по принципу трансформатора, работающего последовательным резонансным образом, с помощью которого реализуется гальваническая развязка. Кроме того, с помощью двух инвертирующих широтно-импульсных преобразователей, работающих в режиме отсечки с целью уменьшения пульсаций, можно установить желаемое напряжение в соответствующем режиме работы. При резонансной топологии трансформаторной ступени и автоматической коммутации ШИП потери могут быть ограничены до минимума и могут быть достигнуты отличные свойства ЭМС (электромагнитная совместимость). При разработке устройства была установлена компактная, виброустойчивая и легкая конструкция, позволяющая использовать практически во всех приложениях и местах установки.

Расчет и подбор аккумуляторной батареи . Анализ существующих моделей показал, что в полностью электрифицированных самолетах и в самолетах с гибридной силовой установкой используются литий-ионные (Li-ion) аккумуляторы. Литий-ионные аккумуляторы обладают большой емкостью и высокой энергетической плотностью, следовательно, обладают меньшим весом по сравнению с другими типами аккумуляторов, что критически важно для легких самолетов.

Литий-ионные батарейные системы являются эффективной альтернативной системой аккумулирования энергии для транспортных средств на электрической тяге. Требования к литий-ионным батарейным системам, предназначенным для использования в качестве источника энергии для приведения в движение транспортных средств на электрической тяге, существенно отличаются от требований к батареям, используемым в бытовой электронике или для стационарного применения.

Из найденных моделей батарей была выбрана батарея фирмы Kokam, устанавливаемая на беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), как обладающая наибольшей энергетической плотностью и используемая в авиации. Технические характеристики аккумуляторной батареи Kokam SLPB080085270:

Емкость	27 А*ч
Масса	0,385 кг
Энергетическая плотность	260 Вт/кг
Ток зарядки	27 А
Максимальный ток разряда	54 А
Пиковый ток разряда	108 А
Габариты	97*272*7,6 мм

Исходя из потребностей двигателя, посредством последовательного и параллельного соединения батарей были собраны две батарейные системы: АКБ-1 и АКБ-2.

Технические характеристики аккумуляторной батареи-1:

Суммарная емкость	27 А*ч
Напряжение на выходе	580 В
Ток разряда	1,5 А
Количество аккумуляторов	8
Масса	3,08 кг

Технические характеристики аккумуляторной батареи-2:

Суммарная емкость	162 А*ч
Напряжение на выходе	580 В
Ток разряда	170 А
Количество аккумуляторов	948
Масса	365 кг

Емкость аккумуляторной батареи АКБ-2 исчисляется из расчета полета в течении не менее 0,5 часа (30 мин). Топливный двигатель в этом режиме работает как ВСУ. Начальная емкость аккумуляторов определяется из расчета 85% заряженности

Q Б1.НАЧ. = Q Б.ном. ·К з = 162·0,85 = 137,7А·ч;

Емкость аккумуляторной батареи АКБ-2 исчисляется из расчета полета в течении не более 0,34 часа (20 мин.) с учетом отказа генератора Г1, аккумуляторной батареи АКБ-1 и трехкратного запуска двигателя.

Q Б.2НАЧ. = Q Б.ном. ·К з = 27·0,85 = 22,95А·ч;

Емкость необходимая для трехкратного запуска одного двигателя

Q Б.ЗАП.ДВ. = 3·(I ЗАП.ср. ·t зап. ) = 3·(80·0,033) = 0,8 А·ч;

Емкость необходимая для безопасного продолжения полета и посадки

Q Б.ПОЛЕТ. = 22,95·0,34·К кр = 8,58А·ч;

где: Ккр=1,1 – коэффициент, учитывающий кратковременное увеличение тока при включении электроприводов шасси, закрылков

Емкость необходимая для работы радиостанции после посадки

Q Б.РАДИО    = 5 ^. 0,25   = 1,25 А*ч:

Расчетная остаточная емкость аккумуляторной батареи АКБ-2

Q_Б.ОСТ. = Q_Б.НАЧ.Σ - Q_Б.ЗАП. Д _В. - Q_{Б.ПОЛЕТ.} - Q_Б.РА Д _ИО = 22,95 – 0,8 – 8,58– 1,25=

=12,32А·ч;