X5043AP有足够的电压调节范围及“强行励磁”能力,并且反应迅速,对于“强行励磁”能力,一般要求同步发电机在三相短路时输出的短路电流值能达到额定电流的3倍,并于0.07s内建立稳态短路电流。

飞机调压器的发展概况,飞机调压器随着飞机供电系统的演变与科学技术的进步而不断发展。

早期,小功率的低压直流电源系统曾使用振动式调压器,在发电机励磁绕组电路内串联一个电阻,振动式触点与电阻并联,随着触点的通、断,励磁电流将相应变化。通过改变触点的接通与断开时间比,可以改变励磁电流的平均值而达到调压的目的。这种调压器只适用于励磁电流小于2A的发电机使用,且触点易损坏,触点通、断产生火花会造成较强的电磁干扰。但其控制原理为现代晶体管式调压器所采用。

后来,功率较大的低压直流电源系统(3~18kW)采用了炭片式调压器,所控制的励磁电流可达10~15A。炭片式调压器的主要缺点是:消耗的功率大,炭片易磨损,抗冲击与抗振动的性能差及准确度低。目前仍有一些飞机的低压直流电源系统沿用炭片式调压器,采取了一些措施使性能有所改进,但上述缺点仍然存在,没有根本的变化。

20世纪40年代至50年代初期,飞机交流电源系统曾采用磁放大器式调压器,但在50年代后期大功率硅晶体管出现后即被晶体管式调压器所取代。晶体管式调压器重量轻、体积小、寿命长、调压精度高,反应迅速,动态性能好,便于维护。现在飞机交、直流供电系统均已广泛使用晶体管式调压器。

目前,调压器趋向于集成化、组合化方向发展。控制部分用集成电路,将频率调节器或控制保护器与调压器组合为一体的新设各已在新型飞机上使用。

本章主要以晶体管式调压器为例,讨论调压系统的工作原理、误差及有关设计问题,并对调压系统的动态稳定性进行分析。

飞机记压系统的组成与调压方式,飞机电压调节系统的组成,飞机电压调节系统由电压调节器与发电机组成闭环自动控制系统,图5-1所示为飞机调压系统结构图。

电压调节器通常由四个环节组成,即检测环节、比较环节、放大环节与执行(操纵、控制)环节。

检测环节实时检测被调节量―电源系统电压tu,并输出至比较环节。当u由于某种原因偏离调定值时,比较环节输出偏差信号,此偏差信号经放大环节放大后,使执行环节改变发电机的励磁电流,从而使被调量h变化,以减小或消除偏差。

除以上基本环节外,有时还需要增加某些附加环节。如:为了增加系统的动态稳定性增加稳定环节(校正环节);为了减小稳态误差增加补偿环节;并联供电系统中为了使功率(直流供电系统)或无功功率(交流供电系统)均匀分配,要增加均衡环节等。

关系证明图5-2(b)所检测电压与三个线电压的算术平均值成正比。

图5-3 三相交流线电压相量三角形及整流电压波形,(a)线电压相量图 (b)整流电压波形图

设图5-2(b)中变压器的变比为1,三个线电压的瞬时值可表示为:

fn=tU+sin ωt

yu=Uc sin[ωt-(π-B)]

tα=√2 Uα sin[ωt+(π-A)]

式中:Ul、uc、UG4―三个线电压的有效值;

A、B、C一线电压三角形的三个内角,如图5-3(a)所示。三相全波整流后的电压瞬时值,在区间[0,π]可表示为:

uv=csin(a+B)

√sin ωt

0≤ωt≤A

A≤ωt≤(A+C)

(A+C)≤ωt≤π

ucA sin(u,t-A)

因为整流后电压瞬时值仍的波形在区间[π,2π]与区间[0,π]是对称的,所以在计算整流后的电压平均值%时由区间[0,π]积分求平均值即可。

rA+CJA√・21J・A:sin ωtd(u)

√Σ ucA sin(ut,u-A)d(u)

将式(5-3)加以整理,并根据线电压三角形的几何关系可得:

k=h[Ur(cosC+cosB)+UA(cos B+cosA)+uα(cosc+∞sA)]

(Ut+Uc+uα)=0

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