Boeing 747-400

33
UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCURESTI FACULTATEA DE INGINERIE AEROSPATIALA PROIECT LA AIEB Boeing 747 - 400 Titular curs: Prof. dr. ing Grigore Octavian Muller Coordonator temă: Barbelian Mihai Studenta: Sima Andreea Grupa: 946

description

Proiect AIEB

Transcript of Boeing 747-400

UNIVERSITATEA POLITEHNICA BUCURESTIFACULTATEA DE INGINERIE AEROSPATIALA

PROIECT LA AIEBBoeing 747 - 400

Titular curs:Prof. dr. ing Grigore Octavian Muller Coordonator tem: Barbelian Mihai

Studenta: Sima AndreeaGrupa: 946

1. Introducerea. Date generaleBoeing 747-400 reprezinta o dezvoltare majora si cel mai bine vandut model din familia de aeronave de pasageri Boeing 747. Desi mentine ideea de 4 motoare si fuselaj voluminos ca si celelate aeronave din aceasta familie, incorporeaza numeroase modificari structurale si tehnologice pentru a realiza o structura mult mai eficienta. Caracteristica cea mai distinctiva fata de modelele anterioare o reprezinta wingletii de 1.8m, montati pe o extensie a capatului aripii de 1.8m, care se intalnesc pe toate modelele 747-400, cu exceptia versiunilor pentru piata domestica a Japoniei.747-400 este echipat cu glass cockpit, care suplineste nevoia unui inginer de zbor, motoare cu consum mai mic, rezervor de combustibil in stabilizatorul orizontal si carenaje aripa/fuselaj imbunatatite. Designul interior al aeronavei este de asemenea imbunatatit, dotat cu o noua arhitectura pentru entertainment in zbor. Modelul are o capacitate maxima de 660 de pasageri, si are raza maxima de zbor de 14 200km. Northwest Airlines a folosit pentru prima data in scop comercial 747-400 in Februarie 1989. Avionul a fost produs in mai multe versiuni: pentru pasageri (-400), de transport (-400F), mixt (-400C), domestic(-400D), gama extinsa de pasageri (-400ER), gama extinsa de transport (-400ERF). 747-400 este a doua cea mai recenta versiune din familia Boeing 747, depasita de modelul mai avansat si mai economic Boeing 747-8. Ultimul model -400 a fost livrat in decembrie 2009, in total fiind construite 694 de avioane.b. IstoricDupa introducerea lui in 1970, Boeing 747 a avut succes major in domeniul transportului civil. Fiind primul jetliner cu fuselaj foarte mare, 747 a revolutionat traficul aerian si a asigurat dominanta fabricantului pe piata avioanelor de pasageri. Acest lucru a fost posibil prin extinderea puntii superioare (stretched upper deck SUD), facand-o aproape de doua ori mai mare decat cea initiala. Totusi, desi oferea capacitate mai mare, 747-300 nu oferea distanta maxima de zbor mai mare, nu avea imbunatatiri in tehnologia aparatelor de bord sau a materialelor de constructie. In acelasi timp avioanele din gama 747 deveneau din ce in ce mai scump de operat din cauza mai multor factori dintre care cei mai impotanti fiind FCS (Flight Control System) invechit, nevoia de trei membri in echipaj, si costurile cu combustibilul. In 1982 Boeing construieste doua avioane cu glass cockpit, doi membri in echipaj, motoare noi si materiale avansate, 757 si 767 twinjets. Tehnologii similare au fost incluse in planurile de proiectare ale noilor rilvali in domeniul aeronavelor cu fuselaj extins, si anume Airbus A 340 si McDonnell Douglas MD11. In acelasi timp, vanzarile de 747 modelele 100,200 si 300( considerate ca 747 clasice) se apropiau de 700, dar in scadere. Introducerea 747-300 a impiedicat foarte putin declinul vanzarilor, acest model fiind in pericol de a avea competitie puternica din partea aeronavelor moderne. Deci Boeing a decis realizarea unor imbunatatiri consistente pentru cel mai mare avion de pasageri. La inceputul anului 1984, copania anunta oficial 5 obiective de dezvoltare pentru imbunatatirea ultimului 747: tehnologii noi, interior imbunatatit, cresterea distantei maxime de zbor cu 1 900km, motoare mai eficiente si o scadere de 10% a costurilor de operare. In steptembrie 1984, Boeing anunta dezvoltarea celei mai noi versiuni de 747, derivata din seria 300, la Farnborough Airshow. De 22 octombrie 1985 modelul a fost oficial lansat, atunci cand Northwest Airlines a devenit primul client al B747-400, cu o comanda de 10 avioane. Alti clienti au fost Cathay Pacific, KLM, Lufthansa, Singapore Airline, British Airways, United Airlines, Air France si Japan Airlines.In1989, un 747-400 apartinand Quantas a zburat fara oprire de la Londra la Sydney, o distanta de 9 720 nmi, 18 001 km, in 20 de ore si 9 minute pentru a stabili un nou record mondial de distanta pentru avioanele comerciale. A fost un zbor de livrare, fara pasageri comerciali sau marfa la bord. In timpul testelor, primul 747-400 construit, a stabilit de asemenea un record mondial pentru cel mai greu avion de linie care a decolat, pe data de 27Iunie 1988, intr-un zbor pentru simularea stallurilor la greutate mare. Zborul a avut greutatea la decolare de 404 810kg, si pentru a satisface regulamentul Fdration Aronautique Internationale, avionul a urcat pana la altitudinea de 2 000mc. DesignStructura 747-400 prezinta aripi mai mari si mai usoare fata de modelel anterioare, terminandu-se la capate cu wingleturi, care imbunatatec distanta maxima de zbor cu 3%, performantele la decolare si cresc altitudinea de croaziera. Anvergura marita duce la castigul unuei sectiuni pentru flaps de bord de atac. De asemenea, atunci cand nu e mobilat, fuselajul este mai usor decat la modelele anterioare, dar echipat este mai greu si mai robust. Trenul de aterizare are aceeasi configuratie ca la modelele anterioare, dar inlocuirea franelor de otel cu unele de carbon duce la o scadere a greutatii trenului cu 820kg.

1.1 Cockpit747-400 este dotata cu glass cockpit, cu displayuri CRT (cathode ray tube) pe care sunt afisate instrumentele de bord si diagnosticul EICAS(engine indicator and crew alerting system). Statia inginerului de zbor de pe celelalte avioane 747 nu mai este instalata, iar noile displayuri cu afisaj simplificat au rezultat in o reducere a doua treimi din switchuri, lumini si dimensiuni fata de avioanele anterioare. Alte sisteme noi includ computerul avansat, produs de Honeywell, de management al zborului (FMC), care asista pilotii in calcularea altitudinilor si rutelor optime, si un computer central de mentenantan (central maintainance computer CMC), produs de Rockwell-Collins, care automatizeaza rezolvarea probelemelor.Interiorul reproiectat are noi pereti laterali, cu sticla fenolica rezistenta la caldura, cu panori din compozit de carbon si containere mai mari de depozitare. O arhitectura imbunatatita a sistemului de entertainment in zbor, denumita Advanced Cabin Entertainment/Service System (ACESS), a fost pentru prima data folosita pe acest avion, incluzand capabilitate audio de 18 canale, patru zone de anunt prin interfon pentru pasageri, telefoane intre cabine si sistem de iluminare pentru pasageri intr-un sistem central. O cabina de dormit cu 8 locuri, cu paturi suprapuse pentru echipaj, e instalata deasupra cabinei in spate, iar o alta zona pentru odihna echipajului e plasata pe puntea superioara, in spatele cockpitului, pentru piloti.

1.2 Distribuita locurilor sectiune transversalad. Specificatii tehniceEchipaj de zbor: 2Locuri: 313 clasa economy 160 clasa business 23 clasa I

1.3 Distributia locurilorLungime totala: 70.6m Anvergura: 64.4 m Suprafata aripii: 560 m2Alungirea: 7.4Inaltimea totala: 19.4 mGreutate de operare gol: 178 800kgGreutate maxima la decolare: 396 890kgViteza de croaziera: 0.85M \ 912 km/hInaltimea de croaziera 35 000ftViteza maxima la 35 000ft: 0.92M \ 988km/hLungimea pistei de decolare: 3 018mDistanta maxima de zbor: 13 450kmCapacitate maxima de combustibil: 216 840l Modelul de motor (x4): Pratt & Whitney PW 4062 General Electric CF6-80C2B5F RR RB211-524HPuterea motorului (x4): (282 kN) PW

Figure 4 B747-400 Dimensions

1.5 Componentee. Sistemul electric General EPGS Electrical Power Generating System este format din componente care genereaza, controleaza, protejeaza si distribuie atat curent continuu cat si curent alternativ catre consumatorii din aeronava. Puterea electrica asigurata de motoare este folosita pentru toate operatiunile normale de zbor, aceasta putere fiind asigurata de patru IDG (Integrated Drive Generators)Puterea externa sau auxiliara de la APU (Auxiliary Power Unit) este folosita in timpul operatiunilor la sol si mentenanteiEPGS, in modul de operare automat sau manual, este controlat, protejat si reglat de BCU (Bus Control Units), GCU(Generator Control Units), si AGCU (Auxiliary Generator Control Units)Cand sursa primara este pierduta, consumatorii critici sunt alimentati de la baterii. Bateria principala, bateriile de la APU si blocurile de tranformare redresare (TRU Transformer Rectifier Units) asigura tot curentul continuu necesar pentru consumatorii de acest tip.Atat curentul continuu cat si cel alternativ sunt distribuite principalilor consumatori prin barele de alimentare EPGS. GDS (Generator Drive System)Fiecare IDG e format dintr-un CSD (Constant Speed Drive) si un generator, ambele in aceeasi carcasa. CSD transforma viteza variabila a motorului(4 650 9200rpm) la o turatie constanta de 12 000150 rpm pentru a actiona generatorul. IDG, converteste viteza de rotatie variabila a motorului care il actioneaza, in curent alternativ trifazat, de 115/200V, 90 kVA, 400 5 Hz. El cantareste aproximativ 54kg. Unitatile de control GCU mentin frecventa constanta pentru incarcari de la 90kVA, pana la 112.5kVA. Exista 4 blocuri de transformare redresare principale de transformare redresare cabapile de a asigura 75A pentru fiecare bara de alimentare individuala, in operare normala. Ele transforma curentul trifazat de 115V in curent continuu de 27.75V. Generarea ACCurentul alternativ de 115V este asigurat principalelor bare de distributie de AC de IDG. Pentru operatiuni la sol si de mentenanta aceste bare sunt alimentate de la generatoarele APU. In cazul in care sursa primara de putere este pierduta, acest curent este asigurat consumatorilor critic de catre invertoarele statice. Comunicatiile digitale respecta protocolul ARINC 429. Curentul alternatic de 115V necesar pentru aparatele de bord, comunicatii si naviagtie ( consumatori esentiali) este asigurat de invertoare statice care convertesc curentul continuu de 24V DC de la bateriile principale atunci cand sursele principale de energie sunt inoperabile. Generarea DCBateria principala alimenteaza sistemul cu 24/28V DC, prin bara de alimentare hot battery bus, iar bateriile APU asigura aceeasi tensiune prin bara de alimentare APU hot battery bus. Aceste baterii sunt sursele de DC atunci cand alimentarea principala e pierduta. 4 blocuri de transformare redresare, TRU asigura DC de 28 V principalelor 4 bare de alimentare DC. Curentul continuu este deci asigurat de doua baterii nichel- cadmiu, de 24V si 65 Ah, care alimenteaza principalii consumatori pentru 30min in cazul pierderii principalelor surse de energie. Putere exterioara de ACPrincipalele bare de alimebtare pentru operatiuni la sol si mentenanta sunt alimentate la curenta alternativ trifazat de 28V, de la o sursa de la sol, conectata al aeronava prin una din cele doua prize. Blocurile TRU pentru putere exterioara, transforma curentu alternativ de la aceste surse de sol si il convertesc in 28V DC, alimentand barele de alimentare dc ground handling bus. Distributia ACCele 4 bare principale sunt alimentate fiecare de la propriul IDG, printr-un GCB (generator circuit breaker). Exista trei centre principale de distributie. Protectia si controlul distributiei sunt asigurate de ELCU electrical load control units, si prin TCB thermal circuit breakers. Distributia DCExista 4 bare principale de alimentare cu DC, care asigura functioanarea majoritatii consumatorilor de curent continuu. Intrarile in blocurile TRU si consumatorii sunt protejati de TCB. RCCB remote control circuit breakers sunt folosite pentru a asigura protectia la suprasarcinala intrarea in barele alimentate de bateriile principale si de la APU, si a invertoarelor statice. Bara de alimentare cu DC la sol(alimetata de TRU cu putere externa) asigura functionarea consumatorilor necesari pentru operatiuni la sol si mentenanta. In caz de avarie principalele invertoare statice vor converti curentul de 28V de la baterie in curent alternativ monofazat, de 115V si 400Hz. Consumul este estimat la 1kVA, 0.75 factor de putere unitar pentru tensiune de intrare intre 18 - 36 V.

1.6 Schema electrica simplificata

Figure 7 Schema electrica simplificata a sistemului de generare a c.a

1.8 Schema sistemului de generare simplificata2. Calculul surselor electrice instalate

Sursele electrice de bord sunt acelea care asigura energia electrica necesara functionarii instalatiei electrice de bord. Pentru a putea determina aceste surse electrice este necesar calculul puterii totale instalate. Pentru acest calcul s-a facut o lista cu principalii consumatori care echipeaza aeronava, numarul, tipul si durata lor de actionare.In functie de regimul (durata) de functionare, consumatorii pot fi: Cu regim permanent de functionare (notat P) aceia care consuma energie din reteaua electrica tot timpul zborului si la parcare, adica in timpul functionarii generatorului de energie electrica; Cu regim de scurta durata (notat SD) aceia cu functionare scurta pe perioada zborului in raport cu timpul necesar misiunii; Cu regim de lunga durata (notat LD) acei consumatori care functioneaza un timp de cateva ori mai mare decat cei de scurta durata si de obicei sunt folositi la actionarea si comanda avionului.Pentru determinarea bilantului energetic consumatorii au fost grupati in urmatoarele categorii functionale: Sistemul electroenergetic de cc; Sistemul electroenergetic de ca: Sistemul de incalzire, degivrare, ventilatie Aparate de bord, pilotaj si navigatie Instalatie de iluminat Instalatii de semnalizare Instalatii radiotehnice Instalatie de combustibil si ulei Instalatii antiincendiu si menajere Echipamente de caPentru determinarea puterii instalate la bord trebuie sa se determine timpul de functionare a consumatorilor, in ipoteza de functionare normala si in regim stabilizat. Astfel, misiunea de zbor este impartita in etape de zbor cu o durata determinata, in decursul carora functioneaza echipamentele specifice. Aceste etape au fost considerate astfel: Pregatirea pentru zbor aeronava este la locul de parcare pe aerodrom si sistemul electroenergetic de bord este functional (cel putin un motor dintre cele 4 este functional). Aceasta etapa cuprinde: Reglarea parametrilor initiali ai misiunii Initializarea sistemelor de calcul si navigatie Imbarcarea pasagerilor Inchiderea si zavorarea usilor Testul de functionare a sistemelor de control automat al avionului Testul de functionare al aparaturii de bord si navigatie Actionarea sistemului de iluminare si semnalizare Se cere permisiunea turnului de control pentru pornirea motoarelor si rularea catre punctul de startDurata acestei perioade este aproximativ 5% din durata maxima de zbor(timpul de functionare pentru consumatorii in regim permanent).Pentru regimul de lunga durata se considera un timp de functionare de 5% din regimul permanent, iar pentru scurta durata, un timp de functionare de 0.8% din P. Rularea etapa in care se consindera ca aeronava este gata sa isi indeplineasca misiunea, face etapa de taxi pana la punctul de start pentru alinierea la decolare. Etapa dureaza cam 3% din durata maxima de zbor, pentru consumatorii LD 5% din P iar pentru cei cu scurta durata de functionare, 0.8% din P. Decolarea etapa in care aeronavei, de la punctul de start, cu franele puse, i se pun motarele in plin si la permisiunea turnului incepe accelerarea pe pista de decoalare in vederea desprinderii de la sol. Durata este de 1% din durata maxima de zbor, consumatorii de lunga si scurta durata avand aceleasi procente din P ca durata de functionare. Zborul de croaziera se considera un zbor uniform la o altitudine aleasa, dar constanta, functie de misiunea si tipul aeronavei. Aceasta etapa dureaza cel mai mult, 78% din durata maxima de zbor. Coborarea etapa ce cuprinde un dialog cu turnul de control, inscrierea avionului pe panta de coborare si aducerea aeronavei la un nivel intermediar de zbor, de unde sa inceapa aterizarea. Durata acestei etape e aproximativ 4% din duratat totala de zbor. Aterizarea cuprinde procedurile de aterizare si se termina atunci cand aeronava atinge pamantul cu trenul de aterizare. Aceasta etapa dureaza aproximativ 1% din timpul maxim de zbor. Rularea etapa ce cuprinde parcurgerea pistei de aterizare franarea avionului etapa de taxi parcarea si oprirea motoareloraceasta etapa dureaza aproximativ 3% din timpul total de zbor.

Astfel se calculeaza timpul maxim de zbor dupa formula: , de unde rezulta timpul maxim de zbor este: 1106 minuteDeci timpul rezultat pentru fiecare etapa este:

Table 2.1 Timpul fiecarei etape de zborPregatire pt zborRulareDecolareUrcareCroazieraCoborareaterizareRulare

P(min)55.333.1811.0655.3862.7544.2411.0633.18

LD(min)2.771.660.552.7743.142.210.551.66

SD(min)0.4420.2650.0880.4426.9020.3540.0880.265

2.1 Determinarea puterii surselor secundare de energie

Aeronava este echipata cu sistem electroenergetic de curent alternativ, deci sursele primare de energie (generatoarele) sunt de curent alternativ, iar sursele secundare de energie sunt de curent continuu. Aceasta se calculeaza folosind metoda valorii medie ponderata cu timpul (V.M.P), relatia de calcul a puterii fiind:

Daca pe intervalul [ti+1,ti] sarcina i are puterea constanta (Pi=const.), atunci puterea medie se mai poate scrie:

Unde Pi este puterea unui consumator de c.c , iar ti este timpul de functionare a respectivului consumator. Presupunem ca

,

fiind timpul maxim de zbor al aeronavei. Folosind puterea medie consumata de receptorii de c.c se determina puterea unui BTR cu formula:

,

Unde este puterea unui BTR, este randamentul BTR-ului, iar n este numarul de BTR-uri folosite pe avionul ales.

Am ales:

Din calculul realizat in foaia de lucru Excel, rezulta valoarea puterii unui BTR ca fiind:

Cum , se calculeaza puterea aparenta echivalenta in c.a a consumatorilor de c.c cu relatia de mai jos, alegand :

, Rezultand:

Cu ajutorul tabelului puterilor consumatorilor de c.c, respectiv puterea totala a consumatorilor corespunzatoare fiecarui regim de functionare si fiecarei etape de zbor, se traseaza graficul de sarcina normala a consumatorilor de c.c:

Figure 9 Graficul de sarcina pentru consumatorii de c.c

2.2 Determinarea puterii surselor primare de energie

Folosind tabelul consumatorilor de c.a se calculeaza puterea medie activa consumata, cu ajutorul valorii medii ponderate:

,Unde Pi este puterea unui consumator de c.a din tabelul de consumatori , iar ti este timpul de functionare a respectivului consumator.Puterea reactiva se determina analog

,Iar puterea aparenta este:

.

Din calcul rezulta puterea medie aparenta totala ca fiind:

.

Avand in vedere ca aeronava dispune de 4 generatoare de 90kVA fiecare, aceasta putere medie aparenta reprezinta aproximativ 60.67% din puterea maxima disponibila.

Cu ajutorul tabelului puterilor consumatorilor de c.a, respectiv puterea activa totala a consumatorilor corespunzatoare fiecarui regim de functionare si fiecarei etape de zbor, se traseaza graficul de sarcina normala a consumatorilor de c.a.

Figure 10 Graficul de sarcina pentru consumatorii de c.a

2.3 Determinarea puterii surselor auxiliare si de avarie

Pentru a se obtine siguranta maxima in exploatare, toate sistemele de pe aeronava sunt cel putin dublate. Conform acestui principiu si sursele de energie sunt triplate. Sursa principala de energie o constituie generatoarele montate pe motoare (in numar de doua, cate unul pe fiecare motor), iar sursele auxiliare sunt generatorul angrenat de turbogeneratorul APU (Auxiliary Power Unit) si acumulatoarele (care constituie si sursa de avarie a aeronavei). In general APU-ul este utilizat la sol, furnizand energia necesara sistemului electroenergetic la locul de parcare, si in zbor cand se defecteaza un motor\generator. In acest caz APU-ul este echipat cu un generator identic cu cele de pe motoare deci este capabil sa alimenteze consumatorii in caz de avarie.

Acumulatoarele dubleaza APU-ul in caz de avarie si trebuie sa mai indeplineasca functiile: Sa asigure porniea autonoma a APU-ului in 4 incercari Sa acopere varful de sarcina pe durata zborului Sa permita alimentearea aparaturii radio pe timpul avariei

Calculul capacitatii acumulatoarelor implica existenta unei situatii critice de avarie. Presupunem aceasta situatie ca fiind aceea cand aeronavei I se defecteaza sistemul electroenergetic principal si, de asemenea, si sistemul auxiliar de energie (APU-ul). In acest caz, acumulatoarele se calculeaza pentru a putea asigura funcitonarea normala a aparaturii minime necesara navigatiei, a aparaturii radiotehnice si a sistemului de comanda al aeronavei maxim 30 de minute ziua si 20 de minute noaptea (pe timp de iarna), timp care se considera suficient pentru o aterizare imediata pe cel mai scurt aeroport sau gasirea unui teren in vederea unei aterizari fortate. In continuare se intocmeste tabloul consumatorilor de avarie cu ajutorul caruia se traseaza graficul de sarcina de avarie. Se planimetreaza acest grafic rezultand aria A si coeficientul de scara s. Cu aceste date si considerandu-se ca capacitatea la trecerea pe avarie este de 80% din capacitatea ei nominala iar la sfarsitul timpului de alimentare capacitatea ei este de doar 20% din cea nominala, dimensionarea acumulatorului se face folosind formula mediei ponderate, capacitatea acumulatorului este:

Unde coeficientul k= 0.5 0.6 si tine cont numai de proportia de folosire a acumulatorului, iar este timpul de functionare a acumulatorului. Din calcule rezulta valoarea acumulatorului ca fiind:

Se utilizeaza 2 acumulatori NiCd, cu capacitatea de 65 Ah, din care daca se considera procentele mentionate mai sus, din puterea totala disponibila de 3640W, raman disponibili 2184 W, mai mult de 2048.6 W, puterea medie totala.

Figure 11 Grafic de sarcin in regim de avarie c.c2.4 Calculul invertorului static

In situatia in care singura sursa de energie electrica disponibila ramane bateria este nevoie de un convertizor, adica o sursa secundara de energie, cu rolul de a alimenta cu energie electrica consumatorii esentiali de curent alternativ. Cu ajutorul tabloului consumatorilor de avarie de c.a. se calculeaza puterea medie consumata cu ajutorul puterii medii ponderate cu timpul:

Unde reprezinta puterea aparenta a unui consumator de c.a. , fiind timpul maxim de zbor al aeronavei, iar este timpul de functionare a respectivului consumator, stiindu-se ca

Cu ajutorul puterii medii aparente se calculeaza puterea medie in c.c. consumata de convertizor

,unde n este numarul de convertizoare utilizate pe aeronava, 2.

Se calculeaza puterea echivalenta de c.c. consumata de convertizor

,

unde este randamentul convertizorului si are valoarea de 0.7. Se aleg 2 invertoare a cate 1 Kva

Figure 12 Graficul de sarcina in regim de avarie c.a.

3. Calculul electric al retelei de bord in regim permanent de functionare

Calculul electric al retelelor in regim permanent de functionare are ca scop determinarea circulatiei curentilor sau puterilor in fiecare ramura componenta a acestora, a variatiilor de tensiune in nodurile de racordare a consumatorilor si pierderilor de putere si energie. Pe baza acestor determinari se poate aprecia daca: Instalatiile componente ale retelelor electrice de bord sunt incarcate, astfel incat sa se realizeze un regim economic de functionare cu pierderi minime de putere si energie, si cu consum minim energetic Alimentarea consumatorilor se face, in functie de importanta lor, cu gradul de siguranta si rezerva in alimentare necesara. In aceste conditii, consumatorii pot prelua din retea puterea si energia necesara, la frecventa si tensiune cu variatii in limitele admisibile

Determinarea regimului permanent de functionare a unei retele electrice complexe presupune rezolvarea urmatoarelor probleme: Alegerea modelului matematic sau a schemei echivalente pentru fiecare element de baza al retelei si determinarea parametrilor schemei echivalente. Consumatorii se vor reprezenta prin curenti constanti, iar sursele prin tensiuni constante. Determinarea modului de legatura intre elementele retelei Alegerea metodei electrotehnice ce descrie starea electrica a retelei: metoda tensiunilor la noduri, metoda perechilor de noduri si metoda curentilor ciclici. Acest lucru este absolut necesar pentru retele cu configuratii complexe. In cazul nostru, o retea cu o configuratie simpla, calculul regimului permanent se realizeaza cu ajutorului teoremelor lui Kirchhoff, cu legea lui Ohm si Joule-Lenz. Imbunatatirea solutiei de baza prin modificarea rapoartelor de transformare reale sau complexe, a injectiei de puteri active.

Reusindu-se echilibrarea celor doua generatoare cu o toleranta adimisibila cuprinsa intre 1-3% schema care va fi calculata este cea din figura de mai jos, respectiv o retea alimentata pe la ambele capete.Acest tip de retea constituie cel mai simplu element de retea inchisa, care prezinta avantajul alimentarii consumatorilor cu energie electrica in conditii de siguranta sporita. A fost obtinuta prin sectionarea in dreptul sursei a retelei inelare, de unde rezulta ca tensiunile surselor A si B sunt egale (UA = UB ). Curentii ik k=1..9 sunt cunoscuti si au fost calculati anterior (in tabelul anexat) iar lungimile tronsoanelor lk k=1..10 sunt de asemenea cunoscute, din pozitionarea tablourilor de distributie pe aeronava, fig 13.

Figure 13 Dispunerea tablourilor de distributie

Figure 14 Reprezentarea retelei alimentata la ambele capete

Table 3.1Dispunerea tablourilor de distributieTD912543678G

K12345678910sum

lk[m]101544542044979

ia[A]227.8375.3019.174.350.3565.9980.72147.17228.93-843.72

ir[A]75.8138.091.300.000.000.9436.6126.0920.38-212.96

Dimensionare se va face in cazul a doua ipoteze de calcul:

a) Ipoteza sectiunii constante;

b) Ipoteza sesctiunii variabile

a) Ipoteza sectiunii constante: in cazul acestei ipoteze algoritmul de calcul este:

1)

Se determina si aplicand relatiile:

Unde este lungimea tronsonului k A, si , curntii de sarcina activ, respectiv reactiv, din punctul k. lungimea totala a retelei s-a notat cu .

Table 3.2 Lungimile Lk si LkK12345678910

li[m]1015445420449

ia[A]227.8375.3019.174.350.3565.9980.72147.17228.93

ir[A]75.8138.091.300.000.000.9436.6126.0920.38

Lk[m]102529333842626670

L'k[m]69545046413717139

Valorile curentilor si folosind valorile din Tabelul 3.2 sunt:

2) Se calculeaza circulatia in tronsoane cu relatiile:

Se obtin doua puncte de separare (punctul care se situeaza in dreptul tabloului care primeste alimentarea cu putere activa punct de separatie notat Ka, respectiv putere reactiva punct de separatie notat Kr, reprezentat in Fig 15.

3)

Se separa reteaua in doua retele radiale, in punctul Ka si celalalt in Kr. Se calculeaza pierderea de tensiune pe tronsonul . La fel se procedeaza si cu pct Kr, rezultand caderea de tensiune . Punctul de separare pentru care se va continua calculul este cel pentru care se obtine cea mai mica valoare a caderii de tensiune admisibila.

Figure 15 Schema retelei magistrale principale

,

unde si reprezinta caderea de tensiune admisibila, K este punctul de separatie, iar este componenta reactiva a caderii de tensiune.

Relatia anterioara este relatia de calcul pentru componenta reactiva a caderii de tensiune. Reactanta inductiva variaza foarte putin cu sectiunea conductorului depinzand de valoarea reactantei inductive lineice si de lungimea conductorului si anume:

Table 3.3 K123456789

Lk[m]102529333842626670

L'i[m]69545046413717139

Xk[ohm]0.0120.030.03480.03960.04560.05040.07440.07920.084

Pentru punctul de separare Ka se obtin urmatoarele valori:

Iar pt punctul de separare Kr:

Pentru ca , se alege punctul de separare Ka (deci punctul 6). Caderea de tensiune admisibila este

Figure 16 Transformarea retelei magistrale principale in doua retele radiale simple

4) Se calculeaza sectiunea conductorului:

Unde este conductivitatea materialului din care este construit conductorul (cupru).

Sectiunea obtinuta este: , iar dupa ce se standardizeaza, , alegand 15 conductori cu , in interiorul unui cablu.5) Sectiunea aleasa se verifica la caderea de tensiune

Si la incarcare si

b) Ipoteza sectiunii variabile: In cazul acestei ipoteze, algoritmul de calcul este:

1) Se aleg sectiunile Sk, k=110, minime pentru a rezista la curentii pe tronsoane calculati la punctul anterior. Initial nu se obtineau acelasi punt de separatie, si s-au crescut sectiunile pas cu pas pana cand s-a obtinut acelasi punct de separatie. Calculul este prezentat in documentul excel, aici fiind prezentate sectiunile finale obtinute.

Table 3.4 Sectiunile rezultateK12345678910

Sk[mm2]103.541.8105.452.752.752.721.841.8537.6537.6

Figure 17 schema retelei magistrale principale

2)

Se determina si aplicand relatiile:

Unde este rezistenta tronsonului , este reactanta inductiva a aceluiasi tronson,este conductanta liniei si susceptanta liniei. Reactanta inductiva a liniei si rezistenta totala a liniei s-au notat cu , respectiv cu .Table 3.5 K12345678910

lk[m]1015445420449

ia[A]227.8375.3019.174.350.3565.9980.72147.17228.93

ir[A]75.8138.091.300.000.000.9436.6126.0920.38

Sk103.541.8105.452.752.752.721.841.8537.6537.6

Rk'0.0317130.02494220.0242260.02280.0210.01960.00230.00050.00032

Xk'0.08280.06480.060.05520.04920.04440.02040.01560.0108

Valorile curentilor si obtinute din calcule sunt:

3) Se calculeaza circulatia in tronsoane:

Table 3.6K12345678910

li[m]1015445420449

Sk103.541.8105.452.752.752.721.841.8537.6537.6

Ia k[A]360.47132.6557.3438.1733.8233.4732.52113.24260.41489.35

Ir k [A]115.2639.451.360.050.050.050.8937.5063.5983.97

Ia*lk/Sk/sigm0.660.900.040.050.060.050.560.200.040.15

Ikadm[A]61825056028028028015525025602560

Se obtine punctul de sepratie in 6 (dupa mai multe iteratii prezentate in documentul excel):

Figure 18 Schema retelei magistrale transformata in doua retele radiale simple

Figure 19 Schema retelei magistrale finale

4) Cu ajutorul valorilor din tabelul 3.6 si a formulelor anterioare se verifica la caderea de tensiune ambele retele radiale obtinute prin sectionarea in punctul K=6, rezultand urmatoarele valori:

Iar pentru cealalta retea, respectiv B 8 :

Se face verificarea si la incarcarea ertelei folosind tabelul sectiunilor standardizate pentru conductoare de aviatie ()

Sk103.5041.80105.4052.7052.7052.7021.8041.80537.60537.60

Ikadm[A]61825056028028028015525025602560

I a/r360.47132.6557.3438.1733.8233.4732.52113.24260.41489.35