Для известных методов регулирования выходного напряжения АИН (по длительности, импульсной и широтно-импульсной модуляции по синусоидальному закону) получены матрицы возможных состояний, содержащие закономерности изменения величин амплитуд функцией ряда Уолша-Фурье. Полученный ре-зультат позволяет представить АИН звеном замкнутой системы с учётом дискретной нелинейности в широком диапазоне регулирования. ; Для відомих методів регулювання вихідної напруги АІН (по тривалості, імпульсної і широтно-імпульсної модуляції за синусоїдальним законом) отримані матриці можливих станів, що містять закономірності зміни величин амплітуд функцією ряду Уолша-Фур'є. Отриманий результат дозволяє уявити АІН ланкою замкнутої системи з урахуванням дискретної нелінійності в широкому діапазоні регулювання. ; For the methods known of of the output regulation voltage DC/AC converter (duration, and pulse PWM sinusoidal) possi- ble states obtained matrix having regularities of amplitudes of the Walsh function Fourier series. This result allows us to repre- sent AES link closed-loop system, taking into account the discrete non-linearity over a wide control range.
Для системи запуску авіадвигуна військово-транспортного літака, в якому живлення асинхронного стартер-генератора здійснюється від автономного інвертора з синусоїдальним законом широтно- імпульсної модуляції вихідної напруги, запропоновано пристрій корекції форми сигналу помилки системи під час перехідного процесу. Внаслідок цього досягнуто зниження амплітуд вищих гармонік в спектрі вихідної напруги автономного інвертора, що призводить до підвищення коефіцієнта корисної дії (к.к.д.) системи запуску і знижує електромагнітні завади. ; Для системы запуска авиадвигателя военно-транспортного самолета, в котором питание асинхронного стар- тер-генератора осуществляется от автономного инвертора напряжения с синусоидальным законом широтно- импульсной модуляции выходного напряжения, показана необходимость коррекции формы сигнала ошибки, так как рабочим режимом системы запуска является переходный процесс. Установлена форма сигнала ошибки системы запус- ка ГТД самолета, которая включает в себя экспоненциальные и тригонометрические составляющие. Они накладыва- ются на синусоидальный сигнал (закон модуляции) и искажают его форму. В результате появляется увеличение ам- плитуд высших гармоник на выходе автономного инвертора напряжения, питающего асинхронный стартер- генератор, что приведет к увеличению электромагнитных потерь мощности в нем и электромагнитных помех. Для снижения влияния формы сигнала ошибки на синусоидальный закон широтно-импульсной модуляции предложено к сис- теме управления автономного инвертора добавить блоки коррекции формы сигнала ошибки. Для этого сигнал ошибки контура тока, прошедшего через регулятор, направляется на вход не рекурсивного цифрового фильтра и далее на множитель. На его выходе присутствует произведение синусоидальной функции и соответствующего значения ре- шетчатой функции по выходу цифрового фильтра. Проведенный анализ показал, что во время переходного процесса при отсутствии коррекции формы сигнала ошибки амплитуд высших гармоник напряжения на выходе автономного инвертора на (8 . 10)% превышает свои значения в установившемся режиме. При этом наибольшие амплитуды име- ют четные гармоники, которые в установившемся режиме отсутствуют. При включении в систему управления авто- номным инвертором корректирующих звеньев коэффициент гармоник его исходного напряжения на участке запуска авиационного двигателя снижается на (5 . 20)% в зависимости от частоты коммутации. В результате будут сни- жены электромагнитные потери мощности в асинхронном стартер-генераторе. ; For the system for launching an aircraft engine of a military transport aircraft, in which the power supply to the asynchronous starter-generator is carried out from an autonomous inverter with a sinusoidal law of pulse-width modulation of the output voltage, the need for correction of the system error signal during the transient process is shown. The form of the error signal for the launch of the gas turbine engine of the aircraft, which includes the exponential and trigonometric components, is established. They are superimposed on a sinusoidal signal (the law of modulation) and distort its shape. As a result, there is an increase of higher harmonics at the output of the autonomous voltage inverter, which feeds an asynchronous starter-generator, which leads to an increase in electromagnetic power losses in it and electromagnetic interference. In order to reduce the effect of the error signal form on the sinusoidal law of pulse-wide modulation, it is proposed to add blocks of correction of the error signal form to the autonomous inverter control system. To do this, the error of the current circuit passing through its regulator is directed to the input of the non-recursive digital filter and then to the multiplier. At its output, there is a product of a sinusoidal function and corresponding value of the lattice function from output of the digital filter. The analysis showed that during the transition process, in the absence of the correction of the waveform signal, the ampli-tudes of the higher harmonics of the voltage at the output of the autonomous inverter by (8…10) % exceeds their values in steady state. In this case, the highest amplitudes have pair harmonics, which are not in steady state. When activated in the control unit of autonomous inverter correctional units, the harmonic coefficient of its output voltage at the launching aviation engine is reduced by (5…20) % depending on the switching frequency. As a result, the electromagnetic power losses in the asynchronous starter-generator will be reduced.
