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[公司资源] 电源系统概述

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flighman 发表于 2016-01-28 13:49:13 | 显示全部楼层 |阅读模式
电源-概述-说明和操作
(ATA章节24章)
1. 概述


A. 发电
飞行中二个整体驱动发电机(IDG)正常给飞机电源供电,每个发动机驱动一台发电机。APU 驱动第三个辅助发电机(APU GEN),它可代替任一主发电机(GEN 1 或者 GEN2)。发电机向配电网提供交流电。二个变压整流器(TR)在正常构型内向配电网提供直流电。如果发生重要故障,恒速液压马达驱动应急发电机(CSM/G)来给飞机操纵所需的系统供电。在地面上,电气地面动力装置(GPU)能够供电飞机。APU GEN 也可能是一个独立的电源。


B. 配电网总体布置
在常规飞行构型内,每个IDG 经由其线路接触器(GLC)向各自的配电网供电。2 个IDG 从不电气偶合。
配电网1 包含:
- 交流电汇流条1(AC BUS 1),
- 交流主汇流条(AC ESS BUS),
- 交流电卸荷基本汇流条(AC SHED ESS BUS)。
配电网2 对应交流电汇流条2(AC BUS 2)。
通过AC BUS 1 供电的TR 1 接通其接触器:
- 直流汇流条1(DC BUS 1),
- 直流电瓶汇流条(DC BAT BUS),
- 直流主汇流条(DC ESS BUS),
- 直流卸荷基本汇流条(DC SHED ESS BUS)。
二个电瓶与DC BAT BUS 相连。通过AC BUS 2 供电的TR 2 经由其接触器供电直流汇流条2(DC BUS 2)。在丧失TR 1 或者TR 2 的情况下,由AC BUS 1 供电的第三个基本变压整流器(ESS
TR),通过其接触器供电:
- DC ESS BUS,
- DC SHED ESS BUS。
在确定的故障构型,AC ESS BUS 和AC SHED ESS BUS 经由ESS TR 加上DC ESS BUS和DC SHED ESS BUS 可以通过下列供电:
- 如果失去AC BUS 1,AC BUS 2,
- 更多情况是CSM/G,特别是在应急构型或者烟雾应急构型内。
二根卸荷AC 和DC 汇流条分别由GLC 2 和TR 2 供电并通过二个接触器控制。在
单发电机供电构型,这些交流电汇流条自动卸荷,并且在单发电机和单TR 构型,直
流汇流条自动卸荷。

电源-概述简图


电源-总原理图

电源-部件位置

控制和指示-部件位置


2. 系统说明
A. AC 发电和分配



(1) 发电
(a) 主发电机和APU 发电机驱动器:
- 通过发动机HP 压气机经由附件传动箱和整体液动-机械式速度调节器将发动机的可变速度转变为发电机所需的恒定速度,以此来驱动每个主发电机。如果发生机械故障,使用顶板上ELEC 面板上的带保护盖的IDG 按钮电门脱开IDG。仅当发动机停车时,拆开的机械装置可以在地面上重新复位。
- APU 直接以等速驱动APU GEN。这可保持发电机频率不变。
(b) 主发电机,APU 发电机和发动机控制组件(GCU)通过顶板上ELEC 面板的GEN 按钮电门,经由GCU 控制每个发电机。发电机的主要特点是:
- 额定电源:POR 时90 KVA,
- 电压:115 V/200 V,三相,400 Hz。
GCU 的主要功能是:
- 通过励磁电流调节发电机电压,
- 通过控制相关的GLC 和发电机励磁电流保护网络和发电机,
- 向地面电源控制组件(GPCU)提供BITE 信息,
- 控制与相应通道相联系的警告。
每个GCU 包括一个BITE 和自监控系统:
- 分析大部分影响通道的故障,
- 在非易失存储器(NVM)内存储相应数据。
此外,下部ECAM 显示组件接收相关的通道电气参数和警告。
(c) 电源接口组件(EGIU)
EGIU 的主要功能是处理来自GCU 和相关发电机的参数。EGIU 然后经由系统数据集获器(SDACs)传送信息到驾驶舱(ECAM)。两个EGIUs 安装在飞机。1 个与GCU1 和GPCU 关联的EGIU。EGIU 接收模拟和离散形式的参数从:
- GEN1 在通道 1 和,
- 外部电源在通道2 上。
每个通道经过两个独立的ARINC429 数据连线传送它自己的参数到SDAC1 和 SDAC2.第2 个EGIU 以同样的方式连接到发电机2 和到APU 发电机。
(d) CSM/G 驱动
在应急情况下,速度通过伺服活门速度调节器控制的液压马达驱动CSM/G。调节器使用来自蓝液压系统的油以维持CSM/G 恒速。在正常状况,一个电动泵供压给蓝液压系统。在应急情况,冲压空气涡轮(RAT)供给蓝系统。
(e) CSM/G 和CSM/G 控制装置
AC BUS 1 和AC BUS 2 的失电自动控制器RAT 和 CSM/G。MAN ON 防护按钮电门位于驾驶舱顶板的EMER ELEC PWR 面板上,以提供人工控制RAT 和CSM/G。自动RAT 放下时此控制是多余的。CSM/G 控制组件能够完全控制CSM/G。CSM/G 的主要特性是:
- 额定功率:在 POR 的5 KVA
- 电压:115/200 VAC,三相,400 Hz。
控制组件的主要功能是:
- 控制伺服活门的激励用于速度调节,
- 通过励磁电流调节发电机电压,
- 通过控制相关的GLC 和发电机励磁电流保护电网和发电机。
带防护装置的EMER GEN TEST 按钮电门位于EMER ELEC PWR 面板上,当蓝系统电动泵工作时它允许在地面上测试 CSM/G。
(f) 静变流机
静变流机,1000VA 的额定功率,从电瓶1 转变直流电为单相,115 V 400Hz,交流电。如果AC BUS 1 和AC BUS 2 失去,并且CSM/G 是不可用时,静变流机自动工作。为了维修目的,静变流机经过两个电瓶充电限制器(BCL)传送FAULT 指示到中央故障显示系统(CFDS)。

(2) 传输电路

转换电路通过汇流条转换接触器(BTC),使两个或其中之一的AC 电网的供电来自四个电源(GEN 1,GEN 2,APU GEN,EXT PWR)之一。BTC 控制是全自动的,取决于这些供给源的有效性和每个电网的正确情况。在GCU 1 上如果不存在互锁状况,BTC 1 闭合:
- 当GEN 1 不可用,为了从另外的电源(GEN2 APU GEN 或者EXT PWR)供给电网1,
- 从GEN 1 供电给电网2,如GEN 2,APU GEN 和EXT PWR 不可用。
BTC 2 的控制和BTC 1 是对称的。
如果没有过压状态并且没有"GLC 焊接"故障发生,GCU 1 或GCU 2 能够闭合BTC1 或BTC 2(参见 24-22-00)。按优先顺序供电网络1 和2:
- 通过相应发电机,
- 通过地面电源装置,
- 通过 APU GEN,
- 或者通过其它的发电机。
注: 通过按压 BUS TIE 按钮电门可以锁定二个BTC 并隔离两个通道;该控制
器位于驾驶舱顶板上的ELEC 面板上。

(3) 分配
交流电配电网由三个独立的部分组成。网络1 主要包括AC BUS 1,AC ESS BUS 和AC SHED ESS BUS,它是三相115 V/400Hz 汇流条。AC BUS 1 串联供电基本汇流条。AC BUS 1 和AC ESS BUS 也经由其115/26 V 变压器传送26 V/400 Hz 电源。如果发生AC BUS 1 丧失,可以通过直接传输AC BUS 2 中的电源手动恢复AC ESSBUS 和AC SHED ESS BUS。在FAULT 图例灯点亮后,可以通过按压ELEC 面板上的AC ESS FEED 按钮电门完成传输。如果发生AC BUS 1 和AC BUS 2 丧失(应急构型),当RAT 液压源有效时,在CSM/G上恢复AC ESS BUS 和AC SHED ESS BUS。当起落架放下时,AC ESS BUS 和AC STAT INV BUS 由电瓶1 经由静变流器供电。网络2 包括AC BUS 2,它是三相115 V/400 Hz 汇流条。它也通过一个115/26 V 变压器传送26 V/400 Hz 电源。
注: 为进行地面勤务操作(参见段落C.),地面电源插座单独向一部分网络2直接供电。
在RAT 展开期间或符合下列二种状况时:
- 收起的主起落架,
- 和100 海里/小时以下的飞机速度,
通过电瓶1 经由静变机接通AC ESS BUS 和AC STAT INV BUS。网络2 包括AC BUS 2,它是三相115 VAC/400 Hz 汇流条。它也通过一个115/26VAC 变压器传送26 VAC/400 Hz 电源。
注: 完成地面勤务操作(参考段落C.),外电源插座提供独立和直接供给到电网 2 的一部份。

B. DC 发电和分配

(1) DC 电源
直流的电源是:三个相同的变压整流器和两个相同的电瓶。在正常状态,两个正常TR(TR1 和TR2)也可能由电瓶,供给直流电。如果一个或两个TR 发生损坏,部份的DC 电网转换到 ESS TR。
(a)TR
每个TR 将三相交流电转变为直流(28VDC)。
1 TR1 和TR2
通电后,两个正常TR 工作并通过内部 TR 逻辑控制的接触器供电给DC电网。
假如出现故障,为了维修的目的TR 发送FAULT 信号到CFDS。
2 主 TR
通电后,主TR 工作并经由接触器供电给DC 电网。重置TR,按压位于继电器盒子103VU 的TR RST 按钮电门 15PU。此外,TR 传送它的电参数到下ECAM 显示装置。
此外,TR 传送它的电参数到下ECAM 显示装置。
(b) 电瓶
两块电瓶的每一块理论上有23AH 容量和24VDC 电压。电瓶的主要功能
是:
- 在飞行中和在地面上起动APU,
- 在某些状态中供给主电网。
当BAT 按钮电门是在AUTO 状态时,BCL 控制每个电瓶接触器。此外,每个BCL 包含BITE 和自监控系统分析内部和周围的故障信息。测试的起始可能经由CFDS 或者在地面上每次电源打开。每个BCL 传送关于每个电瓶的电气参数和警告到下ECAM 显示装置上。


(2) 分配
直流分配电网被分成两部份。
电网1 包括DC BUS 1,DC BAT BUS,DC ESS BUS 和DC SHED ESS BUS。TR 1供给电网1.电网2 包括DC BUS 2.TR 2 供给电网2.如果TR 1 损坏,TR 2 自动恢复供电给到DC BUS 1 和DC BAT BUS。DC ESS BUS
和DC SHED ESS BUS 自动转换到ESS TR。AC BUS 1 供给 ESS TR。TR 2 的损失导致DC BUS 2 通到TR 1 的对称恢复供电,以及DC ESS BUS 和DCSHED ESS BUS 的相同的转换。
如果TR 1 和 TR 2 损坏(DC BUS 1 和 2 失电),DC ESS BUS 和DC SHED ESS BUS从 ESS TR 供电。假如出现AC BUS 1 和AC BUS 2(紧急状态)失去供电,当RAT 液压源可用时 DC ESS BUS 和DC SHED ESS BUS 通过 CSM/G(经由 ESS TR)被恢复。
当起落架放出,DC ESS BUS 仅从电瓶 2 得到供给。
注: 外电源插座直接供电给TR 2,它能够单独地供电给DC 正常电网的一部份。(地面服务结构))。


C. 电源经由外电源插座供给
(1) 交流电外部电源控制供给
外电源插座位于前起落架的前面,能够提供飞机电网的电源。这是通过三相,400 Hz,115/200 V 地面电源装置被完成的。外电源供给从驾驶舱顶部面板的ELEC 面板上经由GPCU 被控制。GPCU 包括一个BITE 和一个自监系统,可以分析可能影响通道的大部分故障。系统在非易失存贮器内存储相关信息。该存储器也存储每个主GCU 上的故障信息。最后,GPCU 将所有的故障信息传送到CFDS。
初始化测试:
- 或者,地面上,通过CFDS,
- 或者每次供电时自动进行。
然后每个主GCU 或者APU GEN GCU 接收测试请求。
在丧失AC BUS 1 和AC BUS 2(应急构型)的情况下,当RAT 液压发电有效时,通过CSM/G(经由ESS TR)恢复DC ESS BUS 和DC SHED ESS BUS。
在RAT 展开期间或符合下列二种状况时:
- 收起的主起落架,
- 和100 海里/小时以下的飞机速度,DC ESS BUS 只能通过电瓶2 接通。
注: 地面电源插座直接向可单独供电部分直流正常电网的TR2 供电。(地面
服务结构)。


4. 电气发电和分配相关的控制和指示
与电气发电和分配相关的控制和指示在:
- ELEC 控制面板,
- ECAM 显示组件,
- 前通路断路器面板(2000VU),
- CFDS。
A. MAINT BUS 电门
该电门位于面板2000VU 上。它控制交流和直流地面/飞行网络的电源。ON:该电网按优先级供电,如下所示:
- 如果接通的话首先是通过飞机电网,
- 或者通过经由地面电源插座的电气地面动力装置。
OFF:该电网通过主电网供电。


B. 中央故障显示系统(CFDS)
电子系统的航线维护基于CFDS 的使用。CFDS 的用途是向维修技师提供集中维护帮助。CFDS 能够通过驾驶舱内的多功能控制和显示组件(MCDU)在系统或者子系统级进行干预。
来自MCDU,有可能:
- 读取维护信息,
- 起动不同的测试。
连接于CFDS 的电气部件是:
- GPCU,
- BCLs,
- 应急GCU,
- TRs。
GPCU 和BCL 可以存储故障代码并经由ARINC429 总线与CFDIU 通讯。应急GCU 和三个TR 通过离散链路连于CFDIU:因此,在系统报告/测试程序期间,有可能只知道这些系统的状态(OK 或者故障)。
注: 通过GPCU 持续监控GCU1,GCU2 和 APU GCU。然后,GPCU 向CFDIU 传送所有与记录在这些GCU 和GPCU 内的故障代码相关的故障信息。

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aaron 发表于 2016-01-29 20:08:16 | 显示全部楼层
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samincqu 发表于 2017-09-06 14:31:16 | 显示全部楼层
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