航空发动机地面保障车电源系统设计

冯梦伟，罗载奇，龙庆文

航空发动机地面保障车电源系统设计

冯梦伟1，罗载奇1，龙庆文2

(1.中国燃气涡轮研究院，四川成都610500；2.海华电子企业有限公司，广东广州510656)

简述了电源系统的组成及供给能力，并制定了电源系统方案。根据航空发动机地面起动及地面保障车的用电要求，分析了系统的用电功率及设计要求。针对航空发动机在使用中易出现起动机输出轴薄弱环节处断裂现象，采用了合适的限流匹配设计技术。同时，在电源中引入超级电容设计技术，解决了蓄电池等在高原、负温环境条件下性能下降明显的问题，并提高了系统响应特性，增加了发动机瞬间所需功率。最后，通过试验对设计进行了验证。

航空发动机；地面保障车；发电机组；直流电源；超级电容；电源特性

1 引言

航空发动机地面保障车，是将发动机的电源供给、油料储运和加注、地面维护等多种功能集于一体的，以航空发动机为服务对象的地面保障设备。其电源系统作为航空发动机的动力能源，担负着发动机地面起动和地面通电检查的供电任务，供电品质直接影响发动机的起动性能和控制系统检查结果；作战时还会影响到战争形势的发展，甚至战争的胜负[1]。本文针对地面保障车电气设备的用电要求及航空发动机的起动特性，确定了航空发动机地面保障车电源系统功能和性能指标需求，在综合分析的基础上进行电源系统设计，并通过电源系统调试后与航空发动机进行匹配试验和验证。

2 电源系统组成及功能

电源系统由发电机组、地面起动直流电源和直流稳压电源三大部分组成，如图1所示。电源系统的功能是向地面保障车提供交流电能，并通过地面起动直流电源向航空发动机提供地面起动电能，及经过直流稳压电源向发动机控制系统提供电能。

图1 航空发动机地面保障车电源系统框图Fig.1 The configuration of aero-engine power supply vehicle

3 发电机组设计

3.1发电机组指标及工作原理

根据某发动机起动发电机特性和地面保障车用电总量需求，地面保障车电源系统发电机组的主要性能指标确定为：输出的额定交流电压(380±38) V(线电压)，额定频率(50.0±7.5)Hz，额定功率因数0.8(滞后、感性)，相序及连接采用三相四线制(U、V、W，N)，噪声≯85 dB(距设备舱1 m处)。

发电机组工作原理如图2所示，柴油机驱动交流发电机转子发电，输出三相交流电的额定输出电压/频率为380 V/50 Hz。发电机定子绕组采用星形结构，输出采用三相四线制。

图2 发电机组原理图Fig.2 The principle of generator set

3.2选型

发电机组选型着重从发电机和动力两方面分析，综合选择。与传统的电励磁电机相比，永磁电机具有结构简单、运行可靠、寿命长，体积小、质量轻、消耗少、效率高等优点[2]。鉴于本项目对发电机组重量、功率及可靠性等的要求，选用了额定功率为15 kW的三相交流稀土永磁发电机。考虑到燃料为航空煤油或柴油，且发电机组在4 500 m高原环境下能输出所需功率，动力选用带涡轮增压装置的柴油机[3]。

3.3结构设计

结构设计主要包括发电机组和配套附件的安装、降噪及通风冷却等相关结构设计，如图3所示。发电机组主要由交流发电机、柴油机、油箱、控制面板和支架组成，配套附件有蓄电池、离心风机、灭火罩、消声器和吸声棉等。为减小发电机组运行时噪声和振动等对设备操作人员的影响，发电机组安装在地面保障车驾驶室后约0.3 m处，距设备操作舱约2.5 m。另外，为保证发电机组工作环境适应性，增加了冷却风机，对发电机组实施强迫通风冷却。

图3 发电机组结构图Fig.3 The structure chart of generator set

由于发电机组的噪声约为100 dB，达不到设备噪声指标，为此需采用降噪技术，设计降噪结构。发电机组的噪声主要来自两方面，一是柴油机和发电机产生的机械噪声，二是柴油机排气产生的摩擦噪声。通过在发电机组排气管末端加装消声器，排气噪声得以有效降低，同时在发电机组设备舱内壁面增加50 mm厚的吸声棉吸声。在发电机组完成安装调试后，在发电机全负载条件下运行时，其噪声为82 dB，达到指标要求，降噪措施有效。

发电机组工作中将不断产生大量热量，当舱内温度高于发电机组允许的环境温度时，其输出功率及工作效率会明显降低，严重时甚至会直接熄火。通过对发电机组连续运行对密闭安装空间释放的热量分析，忽略安装舱壁对外热交换，进行近似冷却风量计算；同时考虑发电机组安装舱结构形状和发电机组主要发热部位，设计冷却通风流路。最终，冷却通风流路设计为由设备舱门栅叶进风，在设备舱顶部和右壁面分别排风。顶部和右壁各安装一个25 W的离心风机，通过发电机组自带风扇将发电机组产生的热量吹至两个风机附近，然后由风机排出设备舱，从而降低设备舱内发电机组的环境温度，满足了发电机组工作环境温度要求。

4 地面起动直流电源设计

4.1直流电源指标及工作原理

根据该发动机起动特性和发电机组供电特性，确定地面起动直流电源的主要指标如下：直流电压28.5～40.0 V，可调二段直流输出；最大起动电流850 A±30 A；效率≮0.85；瞬态浪涌电压应符合GJB181A-2003[4]要求；具有非升压和升压起动功能。

地面起动电源的工作原理为，将发电机输出的380 V交流电经滤波单元输入滤波后，进入电源模块将交流电转换为直流电，再经滤波单元输出滤波后对外提供28.5 V直流电。原理框图如图4所示。

图4 直流电源工作原理框图Fig.4 DC power layout

4.2直流电源设计

地面起动直流电源，主要由28.5 V直流起动电源、15 V直流可调升压电源、储能单元和灯光与数显单元四部分电路模块，及控制软件、机柜、输入/输出电缆组成。28.5 V AC/DC电源模块与15 V AC/ DC电源模块工作原理类似，如图5所示，包括主电路和控制电路两大部分。主电路是完成电能转换的主通道，为功率转换电路；控制电路通过控制功率器件的开关来实现各种功能。

28.5 V直流电源由6个28.5 V AC/DC电源模块并联组成，15 V直流电源由3个15 V AC/DC电源模块并联组成，均通过220 V/50 Hz交流电经有源功率因数校正、高频逆变和整流转换得到。考虑到发动机起动瞬间所需功率较大，在直流电源中增加了储能单元设计，为发动机刚起动时提供短时大电流。

储能单元由28.5 V直流储能单元、15 V直流储能单元及逻辑控制电路组成。储能单元选用超级电容来储存和泄放短时能量。与蓄电池相比，其特点为：①比功率高，相当于蓄电池的5～10倍；②充放电循环寿命长，可大电流充放电；③响应快，充电时间短；④免维护；⑤对工作环境温度不敏感，可在-40～65℃正常工作；⑥检测方便[5]。在起动初期需要地面起动直流电源提供大电流时，通过逻辑控制电路，储能单元分别与28.5 V和15 V直流储能单元输出端并联，向起动发电机提供短时大电流。

4.3直流电源工作过程

为满足发动机在不同环境下起动的用电需求，地面起动直流电源具有非升压和升压起动两种起动方式。

4.3.1非升压起动工作过程

首先，在地面起动直流电源的控制面板上，设置为在非升压起动选项上，此时电源输出电压为28.5 V直流电。接通电源，红色充电指示灯亮，显示屏显示充电中，表明电源正处于充电状态，还不能供电；当绿色指示灯亮时，表明充电完毕，可向起动发电机供电。当地面起动直流电源收到发动机起动电压调节保护箱给出的起动控制信号时，电源后端接触器吸合，28.5 V直流储能单元和电源模块为发动机提供短时大电流供电。为了减轻发动机起动瞬时冲击电流对起动发电机输出轴上薄弱环节造成断裂损伤[6]，电源内部通过软件限流的方式使电流在500 ms内缓慢爬升，当电流值升到限制值500 A时，储能单元才开始放电，与电源同时向发动机供电。发动机起动完毕后，电源后端接触器断开，电源对已放电完毕的28.5 V直流储能单元继续充电，为下一次发动机起动做准备。再次充满电的时间约110 s，满足发动机两次起动间隔时间为120 s的要求。电流缓升曲线如图6所示。

图5 直流电源模块工作原理图Fig.5 The scheme of DC power module

图6 电流缓升曲线示意图Fig.6 The current curve of DC power

4.3.2升压起动工作过程

升压起动与非升压起动的工作过程基本相同，唯一区别是在发动机起动10 s后，直流电源通过逻辑控制开始升压供电，使28.5 V直流起动电源、15 V直流升压电源、28.5 V直流储能单元和15 V直流储能单元同时串联起，为系统提供短时大电流。

5 试验验证

为验证地面保障车电源系统的供电能力，将地面保障车电源系统与航空发动机相连接，完成电源系统与发动机地面起动的匹配试验验证。发动机起动过程中，起动电流、起动电压与起动时间的关系曲线如图7所示。可见，起动电流在500 A内上升速度相对较缓，其原因是地面起动直流电源内部软件限流，直接减小了发动机起动瞬时的冲击电流，从而间接降低发动机起动冲击扭矩，防止起动发电机因冲击扭矩过大，造成断轴或使用寿命降低[6]；起动电流曲线斜率在电流约500 A时明显增加，表明储能单元开始放电。检测表明，地面起动直流电源储能单元的充电时间约110 s，满足设计要求。

图7 电源特性曲线Fig.7 The characteristics of DC power

6 结束语

在阐述电源系统对航空直流起动发动机重要性的基础上，依据某型航空发动机的用电功率需求，提出了电源系统的设计指标。通过电源系统发电机组和地面起动直流电源的设计，及设备安装、减振、冷却通风和降噪等结构的综合设计，实现了地面保障车电源系统试验验证与考核指标。通过调试验证，验证了地面保障车向航空发动机地面供电的重要功能，及采用超级电容储能技术和冲击电流限制软件限流技术的可行性；表明了在该电源系统下，起动发电机输出轴薄弱环节与发动机阻力匹配合理，满足起动发电机输出轴薄弱环节的抗剪切能力要求。通过地面起动匹配试验考核，表明地面保障车电源系统的设计技术可行。本文可为有关电起动发动机研制保障设备和地面起动电源设计提供参考。

[1]刘金龙，许华.航空电源车启动飞机失败原因及对策探究[J].移动电源与车辆，2011，42(4)：44—50.

[2]唐任远.现代永磁电机理论与设计[M].北京：机械工业出版社，1997：274—277.

[3]姚俊琪.现代柴油发电机组技术[M].电子工业出版社，2007：160—162.

[4]GJB 181A-2003，飞机供电特性[S].

[5]闻超，邱瑞超，赵晓红，等.基于超级电容的不间断电源设计[J].电源技术研究与设计，2011，35(7)：844—846.

[6]仇越，刘向群，张洪钺.基于频谱法的航空起动发电机故障检测与诊断[J].北京航空航天大学学报，2004，30(5)：483—487.

Design of Aero-Engine Power Supply Vehicle

FENG Meng-wei1，LUO Zai-qi1，LONG Qing-wen2
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.Haihua Electric Co.，Guangzhou 510656，China)

For the electricity requirements of engine ground start and power supply vehicle,the electric power and the design requirements of the power supply system was analyzed.The components and supply capacity of the system were also presented,and a scheme was made.To solve the problem that the weakness of starter output shaft is easy to rupture when aircraft engine is in use,appropriate current limiting matching design technology was adopted.At the same time,the super capacitor design technology was introduced into power supply to solve the problem that the performance decreased significantly when battery and thermal battery were in plateau and negative temperature condition,and improve the system response characteristic, increase instantaneous required power for the engine.Finally,the design and application of aircraft power supply vehicle were verified by experiment.

aero-engine；power supply vehicle；generator set；DC power；super capacitor；power supply characteristics

V242.2

A

1672-2620(2013)05-0046-04

2012-12-30；

2013-05-17

冯梦伟(1984-)，男，四川成都人，工程师，主要从事航空发动机电气系统设计。