航空飞机电源系统教案.pdf

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1、(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)第一章 概述第一节 飞机电源系统的发展概况飞机电源系统的作用飞机电源系统的作用:-产生和传输电能以提供机上各系统的各种用电设备用电（如飞行控制，飞行管理，雷达，通信导航，防冰加温,生活服务和照明等）.分类分类:1、机载电源主要以直流为主的早期的中小型活塞式发动机飞机，如安-2、运-5、立-2、伊尔-12 和 C46 飞机等，其 28伏的低压直流电源由（活塞式）发动机经过减速器直接驱动直流发电机，28V 低压直流电源系统，又配备有交流电源系统安12、安-24、运七、肖特360 和 SAAB-340ERJ145 等机型另外,应急电源由蓄电瓶提供，少量负

2、载用的交流电源则由旋转变流机（直流流发电机交流）提供.直流电动机交2、以交流电作为主电源，直流电源从交流电网中经变压整流，稳压而获得涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机飞机的电源系统.在这些飞机上，交流电源系统采用了无刷交无刷交流发电机；流发电机；每台交流发电机由相应的发动机通过恒速传动装置（CSD）来驱动，飞机上，恒速传动装置与交流发电机合为一体,成为所谓的整体传动发电机所谓的整体传动发电机(IDG(IDG）。飞机上采用的晶体管调压，从而既降低了飞机设备的重量，又提高了系统的工作可靠性。控制电路在保留了某些继电器、接触器的基础上，增加了晶体管元件，集成电路和电子计算机，使系统自动化程度大大提高.数

3、字、文字信息显示代替了过去的某些指示仪表；EICAS/ECAM一些主要部件都具有自检测功能自检测功能.波音 777 飞机的交流发电机最大 120KVA；在 757 飞机上，应急系统还增设了 RAT（冲压空气涡轮)驱动的交流发电机,其容量为 7。5KVA，(HMG：A-3402。5KVA）它与原有的电瓶、静变流机系统一同向飞机重要交、直流负载提供应急电源,大大提高了系统的工作可靠性。现代飞机电源系统组成现代飞机电源系统组成:1 1、主电源主电源：主电源系统是飞机上全部电器负载的能源；1(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)2 2、二次电源二次电源:二次电源是用来变换主电源的电压、电流和频

4、率的电源设备，如变压整流器、变流机等；3 3、应急电源：应急电源：应急电源作为一个独立的电源系统,当主电源失效时，由应急电源向机上重要用电设备供电；4 4、辅助电源辅助电源:辅助电源系统只存在于大型飞机和某些中型飞机上，功用是在航空发动机不运转时，由辅助动力装置(APU）驱动发电机而发电，常用于地面检查，在空中也可用于给机上用电设备供电。此外，现代大多数运输机上都装备有地面交、直流电源插座，以供地面通电检查和发动机的起动。第二节 电源系统主要设备在机上的分布一、设备舱电气设备飞机上电源系统主要电气设备在设备舱的分布及安装，不同机型是有差别的。三叉三叉2E2E：主要的电源系统电气设备安装在前设备

5、舱（如图 121)这些设备有:主发电机控制组件（GCU）、APU 发电机控制组件(APUGCU)、交流地面电源控制组件、变压整流器、电瓶、静变流机等。波音波音 757757：E/E主要的电源系统电气设备安装在主设备中心和后设备中心。主设备中心:IDG 和 APU 发电机的控制组件（GCU)，=（电源控制盒）2(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)汇流条电源控制组件（BPCU),电源配电板和两台主变压整流器；主设备中心前区：主电瓶及其充电机,静变流机;后设备中心：APU 电瓶及其充电机，APU 变压整流器.（如图 1-22)（主要的电源系统电气设备功用）（主要的电源系统电气设备功用）1、

6、主发电机（IDG）、APU 发电机电源控制组件具有控制、调压和保护功用；2、交流地面电源控制组件或汇流条电源控制组件（BPCU）具有供电控制、过压保护和逆相序保护。3、变压整流器是把作为主电源的交流电变换为低压直流电的装置.4、机上电瓶：可用于起动 APU（波音 757 飞机的 APU 起动电源由独立的 APU 电瓶提供)，5、主电瓶主要是作为应急电源，当主电源失效时，向机上重要用电设备供电。6、静变流机是应急电源的重要设备，当主电源失效时，由主电瓶通过静变流机提供单相交流电（115V）.图图 1-2-11-2-1三叉-2E 飞机电源系统主要电气设备图图 1 12 22 2波音 757 飞机电

7、源系统主要电气设备二、飞机上的电源控制、配电和指示装置(一）三叉-2E 飞机1.电气控制面板（BE/C）-(如图如图 1 12-32-3）（1）位置:驾驶舱右侧的随机控制板 BE 上，有一块分板 C，这块面板称电气控制面板（BE/C），它是电源系统的主控面板。（2）布局：控制电门、安培表、伏特表、频率表，磁指示器和汇流条失效警告灯.（其特点是：面板上的指示和操纵装置仿照系统的实际布局,给人产生形象、直观的印象。）2.2.配电板配电板-图图 1 12 24 4三叉三叉-2E-2E 飞机主配电板（飞机主配电板（BA)BA)（1 1）位置:在驾驶舱和随机控制面板（BE)垂直相接处（2)2)布局:A、

8、安装有由 13 块辅助面板组成的面板，称主配电板（BA）左侧 6 块辅助面板装配有交流电保险丝和跳开关；右侧 7 块辅助面板装配有直流电保险丝和跳开关。（面板旁标有字母，为便于查找,保险丝和跳开关尽可能按系统分布，并标有色标.面板内垂直安装有铜棒形的汇流条。）3(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)B B、驾驶舱右壁下部，装配有飞行和灭火配电板,上面分布有飞行系统的跳开关。C、前设备舱中,还有主交流配电板,直流配电板,电瓶配电板。这些板上装有保险丝、跳开关和接触器。(二)波音 757 飞机-图图 1 12-52-5波音波音 757757 飞机电源系统面板飞机电源系统面板1.1.驾驶舱顶

9、板上的电气系统控制面板（驾驶舱顶板上的电气系统控制面板（P P5 5）P5是电源系统的主控面板。面板上装有电源系统的控制装置和警告、指示装置（如图 125)，包括各控制电门和信号指示灯.特点特点：面板上的指示和操纵装置仿照系统的组成和实际布局，给人产生形象、直观的印象；控制电门是按压式开关,控制电门和信号指示灯组合在一起,形成灯组合开关。2 2、随机上的辅助电气系统控制面板、随机上的辅助电气系统控制面板(P(P6161）P61-电源系统的辅助控制面板。主要安装有主发电机和 APU 发电机的励磁人工复位开关，三个开关也是按压式的灯组合开关。3 3、.EICAS.EICAS 指示装置指示装置图图

10、1 12-62-6波音波音 757757 飞机电源系统面板飞机电源系统面板 EICASEICAS 电气电气/液压维护页液压维护页EICAS 电气/液压维护页中,显示当前电源系统中：（1)、主要参数：供电的交、直流电源的功率、电压、频率、电流和负载状况等；（2）、信息：以数字、文字形式显示电源系统的故障、状态和维护内容。4 4、配电板、配电板-图图 1-21-27 7波音波音 757757 飞机配电板飞机配电板主电源配电板（P6），左发电机电源配电板(P31），右发电机电源配电板(P32），APU 发电机电源外部电源配电板（P34）。（如图 1-27）4(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87

11、页)第二章 飞机交流电源系统第一节 概述一、交流电源系统的主要优缺点（一）交流电源作为主电源的原因1.电源容量的增加，要求提高电压以减轻飞机重量1）容量增大，低压直流电系统的发电机，受换向条件的限制2)适当提高电源电压：减轻重量的最有效方法A、提高了电源电压，传输电流必然下降，就可以选择较细的传输线来减少导线的重量（P=U2/R）。B、交流电源系统中普遍采用无刷交流发电机，不存在换向问题2.2.飞机电源工作环境条件的变化，迫使采用交流电源飞机电源工作环境条件的变化，迫使采用交流电源（1）随着飞行高度的增加直流电机炭刷和整流子的磨损会越来越厉害.(2）发电机冷却条件的要求。直流发电机一般都采用冲

12、压空气冷却。随着飞行速度的提高，冲压空气温度也在提高，使得采用冲压空气对发电机冷却变得不可能；对发电机采用油冷，需要把冷却油通到转子上，因电刷和换向器不允许接触油液,使得技术上解决密封等问题变得十分困难.交流发电机的发热损耗主要发生在转子，冷却问题比较容易解决交流发电机的发热损耗主要发生在转子，冷却问题比较容易解决。无刷交流发电机发电机采用油冷效率高发电机采用油冷效率高3 3。电压和功率变换的要求电压和功率变换的要求飞机上使用交流电的用电设备约占 90，所以,只需把 10的交流功率变换为直流电,使得变换能量的设备减少，功率损耗也减小。（二）交流电源系统的主要优缺点1。主要优点（1）交流发电机没

13、有换向器,特别是无刷交流发电机没有电刷和滑环,同时采用喷油冷却,工5(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)作可靠性大大提高.最新的喷油冷却整体传动发电机(组合电源装置)，把恒速传动装置和交流发电机组合为一个整体,使发电系统更先进更完善。（2）电源电压的提高，使交流发电机和电网设备重量大大减轻。(3）交流电能易于变换，即易于变压和整流。2.主要缺点(1）恒速传动装置结构复杂，造价高，维护困难。(2）交流电源系统的控制和保护设备比较复杂，特别是并联运行时的控制更为复杂。二、飞机交流电源系统的基本形式和主要参数飞机交流电源系统四个环节：发电供电系统输电配电电网用电（一）飞机交流电源系统发电的

14、基本形式取决于发动机到发电机的传动方式，分变频和恒频交流电源系统两大类.A、交、直流并存的螺旋桨飞机上，一般采用变速变频交流电源系统；B、现代大型涡扇发动机飞机上则广泛采用恒速恒频交流电源系统 IDG;C、最新的变速恒频交流电源系统只在少数的波音 737-300/500 型飞机上试用，波音 777 后备发电机。1 1。变速变频交流电源系统变速变频交流电源系统在变速变频交流电源系统中,交流发电机是由发动机通过减速器直接驱动的；其输出交流电的频率是随发动机转速的变化而变化的。以这种发电机发电作为主电源即构成变速变频交流电源系统。图图 2 21-11-1a a发动机转速减速器转速交流发电机变频交流电

15、变速变频交流电源系统不需要恒速传动装置，因而系统结构简单，重量轻，可靠性高，维护方便，效率高。这种电源系统的主要缺点是发电机之间不能并联供电.变速变频交流电源系统适用于装有涡轮螺旋桨发动机的飞机或直升机,因为涡轮螺旋桨发动机的转速变化范围很小，所以发电机输出电压的频率变化范围也很小。2 2。恒速恒频交流电源系统恒速恒频交流电源系统-广泛的应用广泛的应用6(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)在恒速恒频交流电源系统中，交流发电机是由发动机通过恒速传动装置（CSD）驱动的，其转速是恒定的，它向汇流条输出恒频交流电。如图如图 2 21-11-1b b发动机转速 CSD恒速交流发电机恒频交流电

16、恒速恒频交流电源系统主要优点是：(1）恒频交流电对飞机上的各类负载都适用,而且由于电源频率恒定，使用电设备和配电系统的重量比变频系统轻，配电也比较简单。(2）恒频交流发电机可单台运行，也可以并联运行也可以并联运行，其电气性能好，供电质量高。由于恒频交流电所具有以上的优点,及恒速传动装置在设计制造上取得了较大的进展，整体传动发电机（IDG)的出现，使得恒速恒频交流电源系统在现代飞机上得到了广泛的应用。恒速恒频交流电源系统适用于涡喷、涡扇发动机飞机。因为涡喷、涡扇发动机最低转速与最高转速之比高达 13，如果不采用恒速传动装置来稳定转速，发电机输出的交流电压是不能满足要求的。3 3。变速恒频交流电源

17、系统。变速恒频交流电源系统随着电子电气技术的高度发展，不采用恒速传动装置的变速恒频系统已由试验研究进入了装机投入航线的使用。现在采用的变速恒频系统是交现在采用的变速恒频系统是交 直交直交CFCF系统，系统，即由发动机带动交流发电机产即由发动机带动交流发电机产生变频交流电，经过整流为直流生变频交流电，经过整流为直流,再逆变为所需频率和电压的交流电，作为飞机的再逆变为所需频率和电压的交流电，作为飞机的主电源。主电源。1 1（二）飞机交流电源系统的供电方式交流电源系统的供电方式一般可分为两类：单独供电并联供电.1 1。并联供电。并联供电将多台频率相同的交流发电机并联起来，同时向机上所有汇流条供电，称

18、为并联供电.其优点是发电机的利用率高，系统可靠性好；但是,并联系统的控制和保护设备复杂。2.2.单独供电单独供电在正常状态下,每台发电机单独向各自的汇流条供电，只在故障时才实行转换，这种供电方式称为单独供电。其优点是控制和保护设备比较简单；但是，它在一台发电机故障需要转换为另一台发电机供电时，汇流条会瞬间中断电源.（三）交流电网供电馈线的连接方式7(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)电网供电馈线是指把电能从发电机输送到汇流条的供电线路。发电机和供电馈线连接方式：1)、可构成单相交流电源系统2)、三相交流电源系统。1、单相交流电源系统它以一根馈线将电源连接到汇流条，另一根则利用飞机壳体

19、形成回路.2、三相交流电源系统主要有以下几种连接形式。1）、中线接机体的三相三线制-如图如图 2 21-21-2中线接机体的三相三线制交流供电系统。它实际上相当于三相四线制，只是利用机体作中线而省去一根导线。这种供电系统重量比较轻，单相负载的通、断及保护装置也比较简单,对飞机壳体的最大电压只是相电压，所以对机上人员比较安全.这种形式是现代飞机上普遍采用的供电形式.图图 2-1-22-1-2以机体为中线的三相三线制供电系统示意图以机体为中线的三相三线制供电系统示意图2.2.没有中线，中点不接地的三相三线制没有中线，中点不接地的三相三线制中点不接地的三相三线制交流供电系统如图 213.在这种系统中

20、，单相负载的电压只有单一的线电压,没有相电压,这是该系统的缺点。图图 2-12-13 3中点不接地的三相三线制中点不接地的三相三线制3.以单相为主而兼有三相的供电系统这是一种特例，应用于安-24 飞机交流电源系统中，系统供电线路如图 214 所示.交流电源由一台三角形连接的三相交流同步发电机产生，主用其中的 C2C3相提供单相交流电源，其电压调节就是以这一相为基准的，所以它是一个单相交流电源系统。但是，它除接有C2相的设备汇流条以外，还输出 C1相到自动驾驶仪汇流条，因而允许 C1C2相接入 700VA 负载。该系统的缺点缺点是:按单相进行电压调节时，其他两相因为负载很小，其电压一定偏高.图图

21、 2 21 14 4以单相为主而兼有三相的供电系统以单相为主而兼有三相的供电系统（四）交流电源系统的主要参数交流电源系统的主要参数是电压、频率和相数。交流电源系统的主要参数是电压、频率和相数。目前飞机主电源广泛采用的是目前飞机主电源广泛采用的是:115/200V,400H:115/200V,400HZ Z，三相交流电源系统。，三相交流电源系统。8(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)第二节 恒速传动装置在现代的大型喷气运输机上，广泛采用恒速恒频交流电源系统,系统由恒速传动装置（简称恒装）把变化的发动机转速变为恒定的转速来驱动交流发电机，从而产生恒定频率的交流电源。恒速传动装置的形式很多

22、，有液压式、机械式、液压机械式、电磁式、电磁机械式等多种.目前，在波音系列和其他飞机上，普遍采用的是液压机械式的恒速传动装置,最新技术诞生出来的恒装与喷油冷却发电机组合为一体的整体传动发电机，其保持发电机恒速的原理也与轴向齿轮差动液压机械式恒装相同，只不过其结构更紧凑，重量功率比更小而已.因此,本节以轴向齿轮差动液压机械式恒装为基础简要介绍恒装的工作原理。一、概述（一）恒速传动装置的安装位置恒速传动装置在涡轮风扇发动机上的安装位置如图 2-2-1。发动机的 N2转速经过塔轴、附件齿轮箱、恒速传动装置,然后带动交流发电机转动。图 221恒速传动装置在发动机上的安装位置(二）轴向齿轮差动液压机械式

23、恒速传动装置的基本组成液压机械式恒速传动装置的主要基本组成如图 222.包括传动系统、滑油系统、调速系统和保护系统。图 222液压机械式恒速传动装置组成关系图传动系统由液压泵液压马达和差动齿轮系两大部分组成。恒速传动装置输出轴的转速是由两部分合成的:一是发动机输入轴的转速经过差动游星齿轮系直接传输的转速，它随发动机转速的变化而变化；二是液9(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)压马达输出齿轮经过差动游星齿轮系传输的转速，用来补偿发动机转速的变化。两者合成使恒速传动装置输出轴转速保持恒定.在差动齿轮式液压恒速传动装置中，发电机所需功率大部分由差动齿轮机构直接传递,液压泵和液压马达只传递一

24、小部分的功率，所以泵和马达的体积、重量都比较小,使得整个恒速传动装置的体积和重量也比较小，工作可靠性比较高。滑油系统具有对齿轮系统润滑和散热作用,同时还作为液压泵和液压马达组件传递功率的介质。调速系统由离心调速器和伺服油缸两部分组成。离心调速器反映恒装输出转速的变化，控制伺服油缸的工作,通过摇臂改变液压泵可变斜盘倾斜角P（参见图 22-3)，从而改变液压泵和液压马达之间的打油量，调节液压马达输出齿轮的转速，补偿转速的偏离，达到恒速输出的目的.保护系统设有输入脱开装置,在恒速传动装置出现故障时,可以将发电机与恒速传动装置脱开，以保护整套机构不被破坏.下面分别叙述各部分的工作原理。二、差动游星齿轮

25、系的工作原理图 223 为单差动游星齿轮系传动关系的结构。图 2-23单差动齿轮系的传动关系恒装输出齿轮的转速是由恒装输入齿轮的转速（取决于发动机）和输入环形齿轮的转速(取决于液压马达输出齿轮的转速）共同决定的。其中液压马达输出齿轮的转速是自动调节的，当恒装输入转速随发动机变化时，只要相应地改变液压马达输出齿轮的转速,就可以保持恒装输出转速的恒定，这就是带单差动游星齿轮系液压机械式恒速传动装置的基本工作原理.下面分析其具体的工作情况。（一）传动关系和传动比1。传动关系我们知道，任何两个齿轮的传动连接可以分为外接和内接两种形式.外接时，两个齿轮转动方向总是相反的，而内接的两个齿轮转动方向总是相同

26、的;两个齿轮之间的转速与其齿数成反比。从图 22-3 可知,输入齿轮由发动机达到带动反时针方向旋转，它带动游星齿轮架顺时针方向旋转。游星齿轮架在带动液压泵齿轮旋转的同时也带动装在齿轮架上的两组游星齿轮顺时针方向旋转（公转）。第一组游星齿轮与输入环形齿轮内啮合，由于输入环形齿轮是与液压马达的输出齿轮啮合的，当液压马达不转动时,则迫使第一组游星齿轮反时针方向旋转，它又带动第二组游星齿轮顺时针方向旋转；第二组游星齿轮与输出环形齿轮内啮合，因而带动输出环形齿轮顺时针方向旋转，最后由输出环形齿轮带动输出齿轮反时针方向旋转.可见，输入环形齿轮与输出齿轮的旋转方向是一致的。各齿轮的旋转方向如图2-2-3 箭

27、头所示。液压马达旋转时，会影响输出齿轮的转速。如果液压马达输出齿轮顺时针方向旋转，则带动输入环形齿10(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)轮反时针旋转，输入环形齿轮又使与它啮合的第一组游星齿轮反时针旋转，这样，与上述情况相同，结果也使输出齿轮反时针旋转.此时液压马达的作用是使输出齿轮转动得更快，此时各齿轮的旋转方向仍为图223 箭头所示方向。相反，当液压马达输出齿轮反时针方向旋转时，其作用是力图使输出齿轮顺时针旋转,或者说是使输出齿轮反时针旋转的转速降低。综上分析，在差动游星齿轮系的传动中，只有液压马达输出齿轮和输入环形齿轮的转动方向是变化的，其余各齿轮的转动方向不变。当液压马达顺时

28、针方向旋转时，其输出齿轮也顺时针方向旋转,使输入环形齿轮反时针方向旋转，加快了第一组游星齿轮反时针旋转;相反，当液压马达反时针方向旋转时，则减慢了第一组游星齿轮反时针旋转。最后通过第二组游星齿轮和输出环形齿轮的作用，使输出齿轮在转动方向不变的前提下,保持转速恒定。2.传动比按相对运动的原理可以求出差动齿轮系的传动比,其齿轮序号如图 2-24。它是与图 22-3 各齿轮的关系相对应的,假定游星齿轮架 Z2的转速为 n2,输入环形齿轮 Z3(或 Z4）的转速为 n3（或 n4），输出环形齿轮 Z8（或 Z7）的转速为 n8（或 n7）,并规定顺时针旋转方向为正方向。由相对运动的原理可知，当差动齿轮

29、系的各个构件加上一个公共的旋转后,它们之间的相对运动不变。如果给齿轮系加上一个转速为n2的附加转速，即转速为n2的反时针方向旋转，则观察者看到的游星齿轮架的转速为零，输入环形齿轮的转速为(n4n2）,输出环形齿轮的转速为（n711(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)n2）,图 2-2-4 恒速传动装置传动系统原理图这样，输入环形齿轮与输出环形齿轮之间的传动比为：n n2ZZZn n2Z i47=i38=4=765即4=7（式 21）Z5n7n2Z6Z4n7n2Z4负号表示输入环形齿轮的转向与输出环形齿轮的转向相反,如果输入环形齿轮反时针旋转，则输出环形齿轮顺时针旋转。由式21可以求得

30、输出环形齿轮转速n7与输入环形齿轮n4和游星齿轮架转速n2之间的关系为:n7=ZZ Z74n44n2（式 22）Z7Z7由式 22 可见,输出环形齿轮的转速 n7是由游星齿轮架转速 n2和输入环形齿轮 n4共同决定的，即输出齿轮的转速决定于发动机转速和液压马达输出齿轮的转速。Z恒装输入轴转速 n1与游星齿轮架转速 n2之间的关系为：n2=1n1Z2Z输入环形齿轮 n4与液压马达输出齿轮转速 n12之间的关系为：n4=12n12Z3Z输出环形齿轮转速 n7与恒装输出轴转速 n9之间的关系为：n9=8n7Z9把上述各式代入式 22，即可得到恒装输出轴转速(n9）与输入轴转速（n1)和液压马达输出齿

31、轮转速（n12)之间的关系为：ZZ Z7ZZZZ n9=841n18412n12Z3Z9Z7Z2Z9Z7ZZZZ考虑到 Z4=Z7，所以输出转速 n9=281n1812n12（式 23）Z3Z9Z2Z912(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)（二）恒速传动的三种情况根据 f=Pn/60，如果交流发电机的磁极对数 P 为 4,为得到 f=400HZ的恒频交流电，则其转速 n 应为 6000rpm。当恒装输出轴转速等于、低于或高于此转速时，可有下列三种情况。1。恒装输入轴转速为制动点转速时当液压马达不转动时(n12=0），发动机通过差动齿轮系驱动发电机，这是一种单一的机械传动。这种正好保

32、持发电机转速为额定值所需要的输入轴转速 n1称为制动点转速，在波音资料中又称为“直通转速。制动ZZ1点转速可由式 2-3 中令 n12=0 而求得：n1=92n9（式 2-4）2Z8Z1恒装这种输入转速等于制动点转速下的工作方式称为零差动工作方式。2.恒装输入轴转速低于制动点转速时此时，如果单靠机械传动，发电机的转速将低于额定转速6000rpm.为了保持发电机恒速，必须由液压马达的转动来补偿。由式 2-3 可知，液压马达输出齿轮此时的转动方向应与恒装输入轴的转动方向相反,即应顺时针方向转动才行.这种恒装输入轴转速低于制动点转速的工作方式称为正差动工作方式。(参见图 228）3.恒装输入轴转速高

33、于制动点转速时此时,如果单靠机械传动，发电机的转速将高于额定转速.为了保持发电机恒速，与上述情况相反,液压马达输出齿轮应反时针方向转动。这种恒装输入轴转速高于制动点转速的工作方式称为负差动工作方式。三、液压泵与液压马达的工作原理齿轮差动式液压恒速传动装置常用轴向柱塞式液压泵和液压马达，两者构成一个组件，如图 2-2-5 所示。（一)构造图 2-25 的右部为液压泵，左部为液压马达.液压泵的构造：在沿液压泵圆柱形泵体 10 的圆周上均匀分布有若干个圆柱形的孔，每个孔内装有一个柱塞 8，泵体和转轴相连，并由轴承 1 和 11 支撑.齿轮 2 由游星齿轮架带动,齿轮 2 再带动转轴旋转并使泵体旋转，

34、使柱塞 8 跟随转动。柱塞 8 的球头套在端部滑块 6 内,弹簧 9 使滑块 6 的端面紧靠在可动斜盘 3 的滑道上.可动斜盘是不随转轴旋转的，只是它的倾斜角可由调速系统自动改变。液压泵转子的左边和分油盘 12相衔接，分油盘上有两个弧形槽,并有进、出油口与滑油系统及柱塞孔相通。液压马达的构造与液压泵基本相同，唯一不同点是液压泵的斜盘 3 的倾斜角可变的，称为可动斜盘;而液压马达的斜盘 13 的倾斜角度不能改变，称为固定斜盘。13(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)图 2-2-5液压泵和液压马达（二）工作原理1.液压泵工作原理参照图 225，只要液压泵的可动斜盘和转轴不垂直,则当发动机

35、带动液压泵转子反时针方向（从分油盘往右看）旋转时，柱塞随转子转动的同时还要沿轴向运动.当可动斜盘如图左倾时，对转子左侧的任一柱塞，当它从最上面的位置沿左半圆弧往下旋转时，柱塞还要沿轴向右移，柱塞孔的容积增大，将液压油从低压腔通过分油盘的其一弧形槽吸入柱塞孔内。对转子右侧的任一柱塞,当它从最下位置沿右半圆弧往上旋转时，斜盘又将柱塞向左压入柱塞孔中,使柱塞孔的容积减小，这样将油增压并通过分油盘的另一弧形槽压入高压油路，从而把输入的机械功率转变为液压功率，然后由高压油去推动液压马达旋转。液压泵每转动一周，每个柱塞吸一次油打一次油，完成一个循环。在一个循环中,每个柱塞的行程为：LP=DtgP（式 25

36、）式中 D 为柱塞在缸体上的分布圆的直径（cm）；P为液压泵可动斜盘的倾斜角。因此，在每一个循环中，每个柱塞的打油量的理论值为:q=2d Dtg4P（式 26）式中 d 为柱塞直径（cm）如果液压泵每分钟转动 n 周，柱塞数为 ZP，则液压泵每分钟的打油量为：Q=CPntgP（L/min）（式 27）2式中 CP=1/1000/4 d D ZP称为液压泵的结构常数.从式 27可知,液压泵的打油量主要由两个因素决定：一是泵的转速n，转速越高则打油量越大；二是泵的可动斜盘倾斜角P,如倾斜角P为零，无论转速多高也不打油，因为这时泵的柱塞不作轴向往复运动，而倾斜角P越大，柱塞的行程越大,则泵每分钟的打

37、油量也越多.由图 2-2-3 和图 2-2-4 可看出，恒装液压泵的转速与航空发动机转速成正比，它是一个自变量，因此只能借助改变液压泵可动斜盘倾斜角P来调节泵的打油量。这种泵是靠柱塞孔容积的变化来实现吸油和打油的，故称为容积式油泵。由于圆孔与柱塞的配合总存在间隙，所以总会有油的泄漏，泄漏损失的大小与打出的高压油和原来的低压油之间的压力差成正比，压力差越大,漏油越多。泄漏损失的存在，使实际打油量比上述的理论值小。2。液压马达的工作原理参照图 2-2-5，从以上液压泵的工作原理分析可知，液压泵将输入的机械功率转变为液压功率，而液压马达的作用是将液压功率重新转变为机械功率输出.液压马达的油腔与液压泵

38、的高、低压油腔分别相通，柱塞受油压的作用而产生轴向运动，又因柱塞的轴向运动受到马达固定斜盘的限制，从而产生一个使马达缸体旋转的力,缸体转动使马达输出轴转动，最后马达输出齿轮带动恒装差动游星齿轮系的输入环形齿轮旋转。(1)液压马达的转矩.液压马达中一个柱塞的受力情况如图 22-6 所示。图(a）中 F 表示液压油对柱塞的压力,FN是固定斜盘对柱塞的反作用力，因固定斜盘滑道与滑块间的摩擦力很小，故力 FN与固定斜盘表面垂直。若马达固定斜盘的倾斜角用M表示,则反作用力 FN与柱塞轴线间的夹角也为M。力 F 与 FN的合力 FM如图（b)，FM的作用是要柱塞向下运动,并通过柱塞的作用马达转子上。液压方

39、向（从马达输出齿轮往里看）14(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)图 2-26 液压马达单个柱塞受力图图 22-7 液压马达转矩的产生因为分油盘右半侧为高压油，左半侧为低压油（在图 2-2-5 中从马达固定斜盘往右看)，两侧压力不同,所以合力 FM的大小不同，高压区 FM大，低压区 FM小。合力 FM在圆周的不同位置时，对马达转轴将产生不同的转矩，如图 2-2-7 所示。因为力臂 L 的长度是随柱塞在圆周上的不同位置而变化的，应用高等数学中的积分关系可以求得一个柱塞转动一周时的平均转矩为：12 M=dMDM（PgPd）tgM（kgcm)8式中DM为马达柱塞分布圆直径（cm)；dM为马

40、达柱塞直径（cm）；Pg、Pd为高、低压油的压力(kg/cm）；2M为马达固定斜盘倾斜角。液压马达共有 ZM个柱塞，马达的平均转矩则为：121 M=dMDMZM（PgPd）tgM =CM（PgPd）tg82式中 CM=/4dMDMZM为马达的结构常数。2M该式说明马达的结构一定时，液压马达的转矩与油压差成正比。液压马达的输出齿轮是与差动游星齿轮系的输入环形齿轮啮合的，发电机的负载力矩 MF就是通过差动游星齿轮系加在液压马达上，稳定状态时，马达力矩 M 与负载力矩 MF相平衡2MF1M=MF=CM（PgPd）tgM所以：P=PgPd=2CMtgM可见，液压马达结构一定时，液压马达的转矩与油压差

41、P 成正比。当马达的负载转矩加大时，马达转矩必须相应增大才能保持恒速输出，即油压差必须增大。通常低压腔的滑油压力Pd不变，所以必须增大高压腔的压力 Pg；又由于液压马达的油来自液压泵，因此必须增大液压泵高压腔的滑油压力。（2）液压马达的转速及其转向。由于液压马达的构造与液压泵相同，根据式27 可得到液压马达转动一周所消耗的高压油量为 CMtgM.马达固定斜盘倾斜角M是固定的，因而马达转动一周所消耗的高压油量也是一定的，所以称之为定量马达。反之，油量不同，液压马达转速也就不同，马达转速为nM时，消耗的高压油量 QM为：QM QM=CM nMtgM（式 2-8)所以：nM=CMtgM由上式可见，液

42、压马达的转速是随液压泵输送的高压油流量的增大而增大的。由Q=CPntgP可知，液压泵的打油量与 tgP成正比，即与液压泵的可变斜盘倾斜角P有关,所以改变液压泵可变斜盘倾斜角便可以调节液压马达的转速。液压马达的转向可从图 2-2-7 中分析得到，即当发动机带动液压泵转子反时针方向（从左往右看)旋转，且液压泵可变斜盘倾斜角如图 2-25 左倾(P0）时，作用在液压马达转轴上的转矩为顺时针方向，因此液压马达顺时针方向旋转,带动其输出齿轮顺时针方向旋转。这种工作方式就是正差动工作方式。3.液压泵和液压马达系统的工作情况液压泵和液压马达工作时都有漏油，漏油量大致与高低油压之差成正比。因此,由式 27 确

43、定的液压泵理论打油量 Q 与由式 28 确定的液压马达所需油量 QM之间存在一差值，此差值就是漏油量，即 QQM=K P式中 K 为泵和马达系统的漏油系数.根据公式：nM=QM/CM tgM QM=QK P Q=CPntgP P=PgPd=2 MF/CMtgM可得到马达转速 nM与泵转速 n、可变斜盘倾斜角P及马达负载力矩 MF之间的关系式为：CPtgp2K nM=nMF（式 2-9)2CMtgMCMtgM从式 29 可对液压泵和液压马达系统的工作情况作如下的说明：15(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)(1）漏油的存在，即使可变斜盘倾斜角P等于零，只要马达负载力矩 MF不为零，液压

44、马达的转速也就不为零,而是一个负值。它的物理意义是马达被负载力矩带动而反转。因此，只有液压泵可变斜盘保持一个小的倾斜角，使液压泵打油来补偿泵和马达漏油的时,才能保持液压马达不转。（2）在正值范围减小液压泵可变斜盘倾斜角P，会使液压马达的转速减小。当可变斜盘向相反方向偏转时，则马达转速 nM为负，即液压马达反转。（3）在发动机转速不变即液压泵转速 nP不变的情况下，如果发电机负载增大，而使液压马达负载力矩MF增大时，为了保持发电机恒速运转，即要保持液压马达转速不变,则必须增大液压泵的可变斜盘倾斜角。四、正差动状态和负差动状态时的工作情况综合以上分析，恒速传动装置传动系统的工作情况可分为正差动状态

45、的工作方式和负差动状态的工作方式，两种状态时的传动关系如图 22-8 所示.（一）正差动状态工作方式当恒装输入轴转速低于制动点转速时，传动系统工作在正差动状态。此时，液压马达必须顺时针方向转动，使输入环形齿轮反时针方向转动,迫使第一、二组游星齿轮的转速加快,恒装的输出转速增大.为了使液压马达顺时针方向转动，液压泵的可变斜盘倾斜角P应为正，即如图中向左倾斜；这时，液压泵向液压马达打油，泵与马达组件中右侧一边为高压腔（从马达往泵方向看），高压油从泵流向马达,低压油则反方向流动,当高、低压油这样流动时，则驱使液压马达顺时针方向转动，最后，恒速传动装置的转速升高到发电机的额定转速。（二）负差动状态工作

46、方式当恒装输入轴转速高于制动点转速时，传动系统工作在负差动状态。此时，若液16(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)压马达不转动，则恒装输出轴转速必然高于发电机额定转速，因此,液压马达必须反时针方向转动,使输入环形齿轮顺时针方向转动，加快第一、二组游星齿轮的转速，最终使恒装的输出转速减小，直至降低到发电机的额定转速。为了使液压马达反时针方向转动，液压泵的可变斜盘倾斜角P应为负，即如图中向右倾斜。恒装工作在负差动状态时，液压马达的转向与正差动状态时相反，但发电机对恒装的反作用力矩方向并不改变，故作用在液压马达上的负载力矩方向不变,于是马达的输出齿轮由正差动状态时的主动轮变为从动轮，液压马

47、达就从正差动状态时的马达状态变为泵的工作状态，起打油作用，所以，我们称此时的液压马达为定量泵.又由于高压腔位置不变,只是高压腔中高压油的流动方向相反了，所以，原来的液压泵在负差动状态时改变为马达工作状态。在负差动状态时,马达工作状态的液压泵，其齿轮Z11也由正差动状态时的从动轮变为主动轮，输出功率。但由于其转向未变，故齿轮 Z11与 Z10（参见图 2-2-4）啮合处受力方向必定改变,从而减轻了差动游星齿轮的负担，所以这时泵和马达仍是传递功率而不是消耗功率。五、转速调节系统从以上原理分析可知，当发动机输入转速变化时,要保持恒装输出转速的恒定是通过改变液压泵可变斜盘倾角来实现的。转速调节系统的功

48、能就是反映恒装输出转速的变化,并在输出转速偏离额定转速时自动改变液压泵可变斜盘倾角，最后为额定转速输出。(一）转速调节系统的组成常用的调速系统主要由离心配重式转速调节器和伺服油缸两大部分组成，如图22-9 所示.离心配重式调速器的传动齿轮是由发电机同轴传动的，即离心配重离心力的大小反映发电机转速的高低.离心力通过离心配重的拨杆作用在分配活门下面的凸缘上,使分配活门向下；同时,弹簧也作用在分配活门上，使其向上。离心力和弹簧力方向相反,当两个力平衡时,分配活门就停留在某一位置上。分配活门控制油路，当发电机转速为额定转速时，分配活门正好将三条油路堵住。（如图位置）伺服油缸由壳体、伺服活塞和弹簧等组成

49、.伺服活塞把壳体内腔分成两部分，大腔的油压受调速器控制，定压腔和恒装定压油路相通。伺服活塞的连杆与液压泵可动斜盘上的摇臂相连（参见22-8）。（二）转速调节原理1.输出过速时的调节当发动机转速升高或发电机负载减小，使恒装输出轴转速超过额定值时，离心力增大，在离心力的作用下，拨杆克服弹簧力使分配活门下移，伺服油缸大腔与回油相通，大腔中油压下降,伺服活塞左移,带动液压泵可动斜盘改变倾斜角（参见 2-2-8)。正差动状态时,使可动斜盘正倾斜角P减小,液压马达顺时针旋转转速下降，从而使恒装输出转速下降；负差动状态时,使可动斜盘负倾斜角P增大，液压马达反时针旋转转速上升,也是使恒装输出转速下降。这种调节

50、直至恒装输出轴转速降到额定值为止，调速器各部件重新平衡.2。输出欠速时的调节当发动机转速降低或发电机负载增加,使恒装输出轴转速低于额定值时，离心力减小，在弹簧力的作用下，分配活门上移，将伺服油缸大腔与定压油路相通,大腔油压上升，使伺服活塞右移，带动液压泵可动斜盘向左倾斜,即斜盘正倾斜角增大或斜盘负17(完整)航空飞机电源系统教案(经典 87 页)倾斜角减小，最终使恒装输出轴转速上升回到额定值。（三）额定转速的调整离心调速器弹簧力的大小与调整螺钉的位置有关,改变调整螺钉的位置,就可以调整恒装输出轴的额定转速。当调整螺钉顺时针拧入时，弹簧力增大，分配活门上移，油路打开,定压油进入伺服油缸的大腔,伺