Решетов С.А. Электроснабжение воздушных судов Учебник для вузов

Подождите немного. Документ загружается.

нии

. Так, при X

= Ю-

ч-

; ( =

ч; п = 3 P

(г) = 1 — 0,001 =

0,999

= 0,9

Следовательно,

D = gn = 3 • 3 = 9, Р

= 0,9

Здесь нижний индекс указывает число девяток

в Р

. Для

реальных

систем

> 0,9,,

что даже

при п = 2

позволяло

бы

обеспечить тре-

буемую

ВБР

механизмов.

Более детальный анализ структурной схемы

МПН

показывает

(см.

§ 15.3), что его

элементы

не

удовлетворяют требованиям приме-

нения метода структурных схем.

Так, МСТ

может иметь отказы

как в

режиме «сцепления» (передачи движущего момента

от ЭД

выходному

валу),

так и в

режиме «торможения», обеспечивающем работу нормаль-

но функционирующего канала

при

отказе другого.

При

этом

случае

двойного отказа

одном

из

каналов (отказ

ЭД и МСТ не

обеспечивает

режим «торможения») весь

МПН

становится неработоспособным.

Это

исключает использование

(15.1) для

расчета

(0 и

требует приме-

нения других методов расчета.

Рассмотрим метод логических схем, основанный

на

логиковероят-

ностном подходе

анализу

ВБР.

Этот метод допускает наличие звень-

ев

зависимыми событиями

повторение звеньев одинакового

со-

держания,

т. е.

является более универсальным.

Для

анализа надеж-

ности сложных систем этим методом необходимо тщательно изучить

принцип работы

функциональную взаимосвязь всех элементов

про-

цессе работы. Анализ надежности проводится

следующей последо-

вательности: формулируют критерий (условие) безотказности сис-

темы; проводят инженерный анализ системы

формулируют условия

безотказности системы

зависимости

от

состояний элементов; состав-

ляют таблицу безотказных состояний системы

логическое выражение

безотказности; упрощают логическое выражение безотказности

по

правилам алгебры логики; осуществляют переход

от

событий

к их ве-

роятностям

по

правилам теории вероятности; определяют количест-

венные показатели надежности элементов

(к);

рассчитывают безот-

казность системы.

Рассчитаем вероятность

(t) за

время полета

Режим работы

МПН

представим

как

режим «движения», состоящий

из

двух циклов пере-

мещения, например стабилизатора, длительностью

дв

мин, и

режим

«торможения», обеспечиваемый

МСТ в

процессе полета

(ЭД

отключе-

ны)

течение

= t„ — г

дв

*^ t

, так как t„ > г

дв

Рассмотрим сфор-

мулированные выше этапы расчета.

Критерий безотказности состоит

обеспечении передачи дви-

жущего момента

режиме «движение»

обеспечении торможения

течение полета.

ВБР за

время полета

Рм

(^п) = (^дв) Рм (tt) ,

где

дв

) и Р

) — ВБР

механизма

(в

смысле выполнения критерия)

указанных

режимах.

2. Инженерный анализ кинематической схемы

МПН

показал,

что

для обеспечения режима «движение» необходима нормальная работа

обоих каналов

или

обеспечение режима торможения отказавшего

240

Таблица

15.1

Условия работоспособности системы

Д1

Д2

Т1

Т2

Все

элементы работоспособны

Неработоспособны

элементы:

Т1

Т2

1 1

Tl,

Т2

1 1

Д1

1 1

Д2

1 1

Д1,

Т2

1 1

Д2,

Т1

канала

(для

нормальной работы второго). Режим «торможение»

в по-

лете обеспечивается

(при

отсутствии самотормозящего редуктора)

МСТ.

Для надежности муфты включены последовательно (отказ любой

из

них приводит

«самоходу»

ИМ,

здесь

—

стабилизатора), поэтому

ВБР этого режима

(<1|)

я;(/т)

или

для п=2

Рм((?)=Р'

((т),

где

) — ВБР МСТ в

режиме «торможения»

за

время

3. Для

расчета

(^дв)

составим таблицу работоспособных

со-

стояний системы

обозначим:

1 —

события, заключающиеся

в ра-

ботоспособности элемента

(или

системы);

0 —

отказ элемента;

—

состояния

ЭД; 7\, Т

—

состояния муфт

режиме «торможе-

ние» (события «сцепления»

для

упрощения объединены

событиями

работоспособности ЭД);

S —

состояние системы (табл.

15.1).

Все остальные состояния приводят

отказу

МПН.

На

основании табл.

15.1

логическое выражение безотказности

системы имеет

вид

= Д

V Дг Д

Т{Г

Дл.Д

Тх Т% V Дх Д

^ f, V

V Дх Д

Ti Т

V Дг Д

V %

V Дг Д

П Т

, <

)

где

—

событие безотказности системы;

, Д

, T

—

события безотказно-

сти

ЭД и МСТ; Д,, Д

, Ту, Т

—

события, заключающиеся

отказах

ЭД или МСТ.

(15.3)

каждое слагаемое (состояние системы) отражает логическое

условие работоспособного состояния системы, заключающееся

сов-

местном наступлении указанных

в нем

событий

(Д

Д Д

Д 7\ Д Т

)

т. д., а

сумма слагаемых

—

логическое условие существования

хо-

тя

бы

одного работоспособного состояния системы

(что

достаточно

для

выполнения критерия).

241

Выражение

(15.3)

упрощается

по

правилам алгебры логики

использованием разделительного закона умножения относительно

сложения

условия^

что

сумма противоположных логических собы-

тий равна

1 (7\ + 7\ = 1 и т. д.).

После упрощения получаем.

=A4

ЛхЪ

(15.4)

Выполним

в (15.4)

переход

от

событий

вероятностям

их по-

явления

на

основе теоремы умножения вероятностей независимых

со-

бытий (одно событие

не

зависит

от

исхода другого)

теоремы

сумме

вероятностей группы несовместных событий

(в

данном состоянии

системы возможно только одно

из них),

приняв

виду идентичности

элементов

каналах:

= P

; Р

= Р

тз

= р

Тогда

Рм

(г

дв

) = Р| +

2Я*Р

(l-Pg).

(15.5)

Следовательно, система будет работоспособна

режиме «движения»,

если исправны

оба ЭД

(совместно

с МСТ в

режиме «сцепления»)

или

работает один

ЭД

(второй отказал)

при

нормальной работе

МСТ от-

казавшего

ЭД в

режиме «торможения». Последних, ситуаций

(по

числу

каналов)

две, что и

отражено

формуле

(15.5).

Вероятность безотказ-

ной работы дублированной части

МПН за

время полета

Рм

Un) =[Р\

((

яв

)+2Р

дв

) Р

дв

) (l-p

дв

)]

р« (t

). (15.6)

Выражение

(15.6) в

большей степени,

чем (15.1),

учитывает реальный

режим работы

МПН в

полете.

Для

сравнения формул

(15.1) и (15.6)

раскроем скобки. Тогда

из (15.1)

следует,

что

(<п)=2Р

)-Р|(/

соответствии

с (15.6)

Рм

(*п) =[Р|

Сдв)+2Р,г

(*дв) Рт

(/дв)-

-Щ(1дв) Рти

яв

)]Р

(

т),

(15.7)

т.

е.

выражения совпадают, если принять

(t) = 1 (не

учитывать

влияния отказа'муфты

режиме «торможение»). Если

(t) ф 1, то

результаты расчета будут зависеть

от

соотношений

(t) и

(г),

оп-

ределяемых относительной долей интенсивности отказов

ЭД (k

) и

МСТ

(Я,

) в

суммарной интенсивности отказов

— k

+ л

Анализ

(15.7)

также показывает,

что P

(t) ->- 0 при п -*•

схз

(см. рис. 15.9, о),

т.

е.

результаты расчета

по (15.1) и (15.6)

будут существенно отличать-

ся

при

увеличении

п. Эти же

соображения обусловливают,

что в ре-

альных системах обычно

п = 2

(реже

3 или 4).

Проведенный анализ надежности

МПН

выявил важную роль

МСТ

в обеспечении работы

МПН, в

частности попадание ложного сигнала

на включение муфты

МПН

приводит

растормаживанию привода

может вызвать «самоход»

ИМ.

Поэтому схемам включения муфт

МПН

уделяется большое внимание. Одной

из

задач

при их

разработке явля-

ется исключение подачи питания

на МСТ при

отсутствии питания яко-

ря

ЭД. Ряд

схем включения

МСТ

показан

на рис. 1.7.

Приведем

не-

242

которые другие способы повышения эксплуатационной надежности

МПН.

Раздельное питание каждого

ЭД МПН от

разных каналов

СЭС

обеспечивает работу привода

от

одного

ЭД (с

половинной скоростью).

2. Дублирование питания цепей управления

от

аварийных

шин по-

вышает надежность питания цепей

МСТ и

коммутационной аппара-

туры управления

МПН.

Оборудование систем привода блоками

КЗД

обеспечивает

от-

ключение

ЭД в

случае обрыва любой фазы питания

ЭД и

короткого

замыкания

зоне

от

источника питания

до КЗД.

Введение

в КЗД за-

держки

на

включение

МСТ

облегчает запуск

ЭД и

улучшает переход-

ный процесс

при

реверсировании

МПН.

4. Схема коммутации силовых цепей привода размыкающими кон-

тактами одного реле

замыкающимися контактами другого реле

ис-

ключает короткое замыкание

случае «залипания» контактов одного

из реле

при

реверсировании

(см. рис. 15.3).

Применение фрикционных муфт ограничения момента защищает

привод

от

механических

связанных

ними электрических перегру-

зок.

Совмещение управления закрылками, предкрылками

стабили-

затором освобождает экипаж

для

проведения наиболее ответственных

операций

при

взлете

посадке

улучшает аэродинамическую кон-

фигурацию

ВС.

Применение БЦВМ

контурах управления силовыми привода-

ми повышает

их

точность

надежность. Создает благоприятные воз-

можности применения цифровых приводов,

в том

числе

на

базе бескон-

тактных

ДПТ с

магнитами, обладающими высокими удельными энер-

гиями.

Современные средства индикации режимов работы

контроля

агрегатов позволяют экипажу

случае необходимости вовремя перейти

на режимы ручного управления. Этому

же

способствует

выбор рацио-

нального соотношения автоматического

ручного управления.

Конструктивное выполнение различных агрегатов единым бло-

ком улучшает условия

их

работы

облегчает обслуживание.

10.

Применение ряда конструктивных

мер, в том

числе дублиро-

вание

той

части трансмиссий

карданных соединений, которая распо-

ложена

от МПН до

винтовых механизмов закрылков,

также исполь-

зование гермовводов трансмиссий

местах выхода

их из

фюзеляжа.

11.

Выбор рациональной структуры привода

и его

элементов,

ис-

ключающих аварийную ситуацию

при

любом виде единичного отказа,

включая заклинивание

механическое разъединение элементов.

На современных

ВС в

системах управления механизацией крыла

применяют электродистанционные

СС

управления закрылками

с ав-

томатической коррекцией

их

положения

по

скорости полета

массе

ВС,

ввод информации

формирование выходных сигналов

кото-

рых осуществляется микроЭВМ

соответствии

заложенной про-

граммой.

243

Глава 16

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРИВОДОМ ШАССИ

16.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Системы предназначены для управления положением основной,

передней и хвостовой опор; автоматическим торможением колес на

пробеге, исключающем возможность юза путем их периодического тор-

можения и растормаживания; поворотом передней опоры; торможе-

нием колес после их уборки на взлете; предпосадочной раскруткой

колес. Кроме того, система информирует экипаж о положении шасси,

давлении в тормозном аккумуляторе гидросистемы, падения давления

в тормозной системе, температуре в тормозах колес (катящаяся шина

нагревается до 120 °С, а при температуре 140 °С уже разрушается),

скорости руления, давления в колесах (шины при торможении могут

разрушиться, если в них упало давление) и т. д.

Уборка и выпуск шасси, торможение после посадки, поворот пе-

редней опоры осуществляются за счет гидравлической энергии. Уп-

равление гидросистемами, сигнализация, измерение параметров осу-

ществляются электрооборудованием. Поэтому систему управления

приводом шасси можно разделить на гидравлическую систему управ-

ления и электрооборудование системы управления.

Увеличение посадочных масс и скоростей ВС ведет к дальнейшему

росту требований к системам управления: гидросистемам и их элект-

рооборудованию. Поэтому современные ВС имеют три (ДС-10, А-300В,

Ту-154Б) и даже четыре (Ил-86, В-747) самостоятельные гидросистемы!

Но такое многократное резервирование усложняет и без того сложную

систему управления. Так, на самолетах Ил-86 и В-747 уборка и вы-

пуск шасси выполняются соответственно от трех и двух гидросистем.

При этом на самолете В-747 давление в гидросистеме выпуска шасси

создается собственным электрическим гидронасосом.

Электрически управляемые ГД осуществляют выпуск и уборку

шасси, открытие замков, торможение колес основных стоек и поворот

колес носовой стойки. Для фиксации стоек в убранном и выпущенном

положении служат механические замки. Замки убранного положения

можно открывать вручную и при отказе гидросистемы зафиксировать

стойки в выпущенном положении механически. Система выпуска и

уборки шасси состоит из трех подсистем (систем): управления, бло-

кировки и Сигнализации.

Управление ГД осуществляется электромагнитными кранами с дву-

мя управляющими обмотками, которые в нужный момент подключа-

ются к сети. При подаче напряжения на одну из обмоток» например

обмотку уборки, через кран подается давление из линии нагнетания

общей сети в линию уборки; шасси убирается. При подаче напряже-

ния на другую обмотку (выпуск) через кран подается давление уже

в линию выпуска, шасси выпускается. В линии выпуска шасси пред-

244

усмотрен дроссель, обеспечивающий синхронность движения основ-

ных стоек и их безударную установку на замки. Система управления

поворотом передней опоры питается от одной или двух гидросистем.

Управление в аварийном режиме при отказе всех АД производится с

использованием ВСУ путем создания давления гидронасосами с пнев-

моприводом (Ил-86).

Электрооборудование систем управления шасси в общем случае

включает в себя следующие основные узлы:

переключатель положения шасси «Выпуск» — «Уборка», служа-

щий для подачи сигнала управления в систему;

концевые выключатели для остановки привода шасси при достиже-

нии им крайних положений;

электрогидрокраны (ЭК), служащие для подачи масла в полости

замков подвески опор, в полости цилиндров управления уборкой и

выпуском опор, в полости цилиндров створок шасси;

электромагниты управления ЭК;

концевой выключатель «Стойка обжата» для блокировки цепи убор-

ки шасси на стоянке;

концевой выключатель «Стойка обжата» для замыкания цепи вы-

пуска внутренних интерцепторов; блокировки работы противообледе-

нительной системы на земле;

концевой выключатель «Шасси убрано» для размыкания цепи при-

нудительной уборки интерцепторов;

зеленые, желтые и красные лампы сигнализации положения опор

самолета;

звуковая сигнализация для предупреждения экипажа о неисправ-

ностях в системе управления шасси.

Системы управления торможением колес также непременно резер-

вируются (Ил-62, Ту-154, В-747 и др.). При этом дублирующая систе-

ма может работать и одновременно с основной (ДС-10, Ил-86). Однако

питание этих систем производится от разных источников.

16.2. УПРАВЛЕНИЕ ВЫПУСКОМ И УБОРКОЙ ШАССИ

На пассажирских ВС различных типов электросхемы управления

выпуском и уборкой шасси во многом идентичны. Типовая электричес-

кая схема управления представлена на рис. 16.1 для выпущенного

положения шасси на стоянке. Она управляется спаренным переключа-

телем 2ППНГ-15К «Шасси» на пульте пилотов при включенном АЗС.

Схема имеет блокировку, не позволяющую убирать шасси на стоянке.

Это достигается введением в цепь обмотки реле К1 блокировочного

микровыключателя шасси SF типа ДП-702, который разомкнут при

обжатой стойке шасси. После взлета самолета SF замыкается и сра-

батывает реле К1- Если переключатель шасси установлен в положение

«Уборка», то создается цепь питания обмотки «Уборка» электромаг-

нитного крана ЭК типа 142/1.

245

Уйорка

Рис.

16.1. Типовая электрическая схема управления выпуском и уборкой шасси

+27 В

Рис.

16.2. Электрическая схема сигнализации положения шасси

После срабатывания крана масло подается в магистраль уборки

шасси, что и приводит к их уборке.

После отрыва от земли шасси должно быть убрано как можно быст-

рее чтобы не мешать набору высоты. Поэтому после включения на

уборку переключателя «Уборка - Выпуск» автоматически включа-

ется обмотка другого крана - крана ускорения уборки шасси

КУУШ типа ГА-140. Кран закрывается, прекращается расход жид-

кости от гидронасосов на зарядку гидроаккумулятора. Этот гидро-

аккумулятор, будучи уже заряжен, разряжается в магистраль убор-

ки что ведет к повышению в ней давления и сокращению времени

Уб

°Если SF отказал и ток через обмотку реле К1 после взлета не по-

лается то уборка обеспечивается выключателем S нажимного типа,

который замыкается вручную. Он же может быть использован для

уборки шасси при техническом обслуживании после вывешивания са-

молета на гидроподъемниках. Выпуск шасси в двух последних слу-

чаях производится, как и обычно, переключателем шасси. При уста-

новке переключателя шасси в положение «Выпуск» напряжение пода-

ется к обмотке «Выпуск» крана шасси. Кран срабатывает, что ведет к

повышению давления в линии выпуска гидросистемы и к выпуску

Ша

Диоды

VD1...VD3

предохраняют от подгорания контакты переклю-

'ТхшТсГналЙаци^положения шасси (рис. 16.2) служит для конт-

роля за положением шасси, а также для светового и звукового преду-

преждения экипажа о необходимости выпустить шасси перед посадкой.

Лампы сигнализации включаются и выключаются микровыключате-

лями SF1 -SF6 замков стоек шасси. Зеленые лампы

tLl...tLd

вы-

пущенного положения шасси светятся при постановке соответствую-

щих стоек на замок. Гаснут они немедленно после снятия стоек с за -

ков,

когда начинается их выпуск. Красные лампы

EL4...ELb

убран-

ного положения шасси также светятся только после постановки стоек

на замок после их уборки. Отметим, что это положение выпмняегся

не всегда Так, например, на самолетах Ту-154, Як-42 при выпущен

1ш'

опорах включены зеленые табло, в процессе выпуска и уборки

(в промежуточном положении) - красные; при Убранных опорах не

горят ни красные, ни зеленые табло. На самолетах Ил-86 зелены лам¬

пы также сигнализируют о выпущенном положении опор. При нахож-

дении опор в промежуточном положении горят желтые лампы на свето-

Йгнализаторе положения опор шасси. Красные лампы-кнопки све-

тятся при утопленных кнопках, т. е. в процессе выпуска или убор¬

КИ

Вс^хеме на рис. 16.2 имеются световая (лампа EL7) и звуковая

КЗС (сирена) сигнализация «Выпусти шасси», а также сигнализация

(лампа EL8) «Выпусти закрылки». Для ««^^«""срГГТкото"

ются пять дополнительных микровыключателеи

Sh7...Stll

»а кото-

рые воздействуют рычаги управления двигателями (РУД) при их

247

перемещении. Контакты МКВ SF7 и SF8 замкнуты при положении

»1

РУП

ЛЪ

Газ>

контак

™ МКВ SF9 и SF10 замкнуты при положе-

KZUZ.U

Ш0И

Г33>>

контак

™

" разомкнуты, только если за-

крылки выпущены на взлетный угол.

™

р\?гг

3аЦИЯ <<Вып

сти шасси>>

срабатывает, если при убранном

шасси РУД перевести в положение «Малый газ» (начинается посадка

оУо

РИ ЭТ0М замЫ1

<аются контакты микровыключателей РУД SF7

Ы8 и подается «-» на обмотку реле К1. При срабатывании К1 через

его контакты 3, 2 включается лампа EL7 «Выпусти шасси», а через кон-

такты 6,5- сирена. Как сирена, так и табло выключается после вы-

пуска шасси. Однако сирену можно выключить и принудительно до

выпуска шасси. Для этого нужно нажать на кнопку SB, через которую

проходит ток в обмотку реле отключения сирены КОС. Реле срабаты-

вает и его контакты замыкают цепь питания реле отключения звуковой

сигнализации КЗС. Его контакты /, 2 прерывают путь тока к сирене

Одновременно контактами 6, 5 замыкается цепь самоблокировки это-

го реле. После отпускания кнопки реле КОС остается под током и

сирена уже не гудит.

Система реагирует не только на положение шасси, но и на поло-

жение закрылков Микровыключатели

SF9...SF11

служат для вклю-

чения лампы EL8 сигнализации «Выпусти закрылки». Сигнализа-

ция срабатывает, если РУД установлены в положение «Большой газ»

(начинается взлет), а закрылки не выпущены на взлетный угол т е

разомкнуты контакты SF11. При этом замыкаются контакты МКВ

nJ'

ба

™

вает

реле К2 и ток проходит по цепи: АЗС, кон-

такты 9, 8 реле SF11 и 5, 6 реле К2, лампа «Выпусти закрылки». Лам-

па погаснет, когда закрылки выпущены на взлетный угол, контакты

реле St 11 разомкнутся.

В соответствии с требованиями ЕНЛГС предусмотрена возмож-

ность контроля ламп светосигнализаторов и световых табло «Выпусти

шасси», «Выпусти закрылки», а также возможность замены перего-

ревших ламп и предохранителей в полете. Проверка исправности ламп

осуществляется нажатием кнопки «Контроль ламп». «Плюс» к этой

кнопке подается непосредственно от левого АЗС (F1), а при ее нажатии

включаются все лампы независимо от положения замков шасси В про-

цессе эксплуатации самолетов Ан-24, -26 и -30 при контрольной про-

верке уборки (выпуска) шасси следует убедиться, что после открытия

замков выпущенного положения шасси погасили лампы сигнализации

выпущенного положения.

При закрытии замков убранного положения должны загораться

лампы сигнализации убранного положения. Срабатывание замков

проверяется на слух.

При проверке блокировки системы уборки шасси концевой выклю-

чатель должен срабатывать при обжатии амортизатора на (15±3 мм

(самолет Ан-30). После регулировки концевого выключателя про-

веряют правильность выполненных работ в соответствии с инст-

рукцией.

248

16.3. АВТОМАТЫ ТОРМОЖЕНИЯ

КОЛЕС

В соответствии с норматив-

ной документацией системы тор-

можения самолета должны в ус-

ловиях эксплуатации удовлетво-

рять следующим требованиям:

обеспечивать надежное тор-

можение колес при рулении,

маневрировании, пробеге, прер-

ванном взлете, буксировке на

стоянке и при опробовании дви-

гателей;

создавать возможность как

одновременного, так и диффе-

ренцированного торможения

тормозных колес основных опор

шасси; •

затормаживать колеса всех опор шасси после отрыва ВС от земли,

обеспечивать фиксированное торможение ВС на стоянке.

Система торможения колес должна быть резервирована. При ра-

боте резервной и аварийной систем не должно возникать «юза» ко-

лес приводящего к преждевременному разрушению шин и потере

управляемости при торможении во всем эксплуатационном диапазоне

скоростей ВС на рулении, посадке и прерванном взлете. Этим чрезвы-

чайно высоким требованиям должна соответствовать система тормо-

жения колес, поглощающая значительную часть кинетической энер-

гии, которой обладает самолет массой в десятки и сотни тонн при по-

садочной скорости

150...200

км/ч.

Электрическая схема автомата торможения колес самолета лн-/<*

(рис 16 3) состоит из двух каналов (один канал на одну основную стои-

ку шасси) В каждом из каналов имеется два параллельно включенных

инерционных датчика SR, кран электромагнитный УЭ2М1-2, выключа-

тель электрогидравлический УГ-34/2, сигнальная лампа.

Основные

данные электрогидравлического выключателя

УГ-34/2

автомата торможения колес

Давление

включения контактов выключателя, • •

(4-8) 10

Максимальное

давление включения при температуре -ЬО с, ^ ^

Па

22 27

Коммутируемое

напряжение, В . . • :л

Коммутируемый

постоянный ток, А, не более

Масса,

кг, не более * '

При нормальном давлении в гидросистеме контакты SP электро-

гидравлического выключателя УГ-34/2 замкнуты. Непосредственно

после посадки контакты SR инерционных датчиков разомкнуты, ток

249

+27В

SR 4 4 SR SR 4 4 SR

' II II

Рис.

16.3. Электрическая схема автома-

та

торможения колес

в обмотках электромагнитных кранов УЭ2411-2 отсутствует, лампы

EL1

и EL2 не светятся. В обесточенном состоянии электромагнитный

кран свободно пропускает жидкость в тормозные цилиндры колес,

давление жидкости в цилиндрах растет, идет процесс торможения!

угловая скорость колес уменьшается. Когда приближается момент

юза, рычаг инерционного датчика замыкает микровыключатель SR,

на обмотку крана подается импульс тока, одновременно зажигает-

ся лампа. При этом кран перекрывает трубопровод на участке от тор-

мозного клапана до сети нормального торможения и соединяет трубо-

провод, идущий к колесам со сливной магистралью. Торможение пре-

кращается, колеса вновь раскручиваются, рассогласование между ва-

ликом и маховиком снижается, и рычаг отпускает кнопку микровыклю-

чателя SR. Ток в цепи канала автомата торможения падает до нуля,

гаснет лампа ELI

(EL2).

Линия слива вновь отсекается от тормозной

магистрали и тормоза подключаются к тормозному клапану, вновь

идет процесс торможения.

При исправном автомате торможения контакты SR в процессе

пробега ВС периодически замыкаются и размыкаются, также периоди-

чески возрастает и падает ток обмотки УЭ2411-2 и сигнальных ламп

ELI

(EL2),

и лампы мигают. Автомат торможения колес не функцио-

нирует, если давление в линии торможения ниже

(4...8)10

Па. При

этом электрогидравлические выключатели УГ-34/2 обеих боковых сто-

ек отключают автомат торможения от сети. Он не функционирует так-

же при аварийном торможении колес. Аварийное торможение произ-

водится от гидроаккумулятора основной гидросистемы. Однако для

повышения надежности при нажатии тормозных рукояток аварийного

торможения подается напряжение к аварийному электроприводному

насосу аварийной системы, и в автономной гидросистеме также созда-

ется давление.

Системы с инерционными датчиками недостаточно эффективны,

поэтому их заменяют системами с тахогенераторами. Наиболее пер-

спективны бесколлекторные тахогенераторы переменного тока. При

этом торможение можно оценить по изменению частоты генерируемо-

го тока. Другим способом совершенствования систем торможения яв-

ляется измерение рассогласования угловых скоростей тормозного и

нетормозного колес. И, наконец, в последнее время созданы адаптив-

ные самонастраивающиеся системы управления, способные выбрать

оптимальный режим работы, реагируя на скорость изменения коэффи-

циента трения.

16.4. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ

Система управления поворотом колес передней опоры, как правило,

обеспечивает три режима работы. Режим малых углов (взлетно-по-

садочный г>ежим) используется при разбеге и пробеге для управления

от педалей руля направления. При этом возможен поворот колес в пре-

250

+Z7B

К parr ГА -

163AJ16

Рис.

16.4. Электрическая схема управления поворотом колес передней опоры

делах ±8 5° (Як-42), ±10° (А.300, А.310, Ил-86 и др.). На самолете

Ил-62 режим малых углов отсутствует. Режим больших углов ±(65;

63- 55°) применяется для руления или при повороте на ВПП. Режим

свободного ориентирования поворотной части опоры возникает при

выключении системы и отказе источников ЭЭ.

У самолетов Ил-86, -76, -62 для управления поворотом колес пред-

усмотрено по два самостоятельных канала, на остальных отечест-

венных самолетах — по одному. Каждый из каналов может обеспе-

чивать полный диапазон углов поворота. В самолете Ан-30 электро-

гидравлическая система управления поворотом колес передней стои-

ки состоит из гидравлической сети с электросхемой управления

(рис 16 4 а), рулевого механизма с механической обратной связью,

а также механической проводки управления гидравлическим краном

поворота.

Переключатель SA2 «Поворот колеса» ЗППНГАЪК электросхемы

управления служит для выбора режима работы системы. Всего су-

ществуют три режима: демпфирования (свободного ориентирования),

рулежный взлетно-посадочный. В режиме свободного ориентирова-

ния переключатель ЗППНГ-15К находится в нейтральном положении.

Обмотки крана ГА-163А116 обесточены. При этом передние колеса

свободно ориентируются, так как жидкость из одной полости рулевого

цилиндра перетекает в другую через открытый кран КЭ-5 и дроссель

между ними. При движении на земле это позволяет выдерживать на-

правление или обеспечить поворот самолета с помощью тормозов.

В воздухе после взлета свободно ориентирующиеся колеса с помощью

251

центрирующего устройства беспрепятственно устанавливаются в ней-

тральное положение, необходимое для последующей уборки шасси

Для обеспечения остальных двух режимов - рулежного и взлет-

но-посадочного — должен быть обжат амортизатор передней стойки

и замкнут микровыключатель SF2 типа ДП-702, т. е. самолет должен

находиться на земле Если обжатия нет (после взлета), тогда напря-

жение к кранам КЭ-5 и ГА-163А116 не подается и поворот колес не-

возможен. В режиме руления (SF2 замкнут) переключатель SA2

«Поворот колеса») повернут влево. При этом подается питание на об-

мотки крана КЭ-5. В результате полости рулевого цилиндра изолиру-

ются друг от друга, т. е. перекрывается канал демпфирования и вклю-

чается система поворота колес. Подается питание На обмотку «Руле-

ние» крана ГА-163А116. Рабочая жидкость под давлением подается

к каналу управления поворотом колес передней стойки при рулении

Светится зеленая лампа EL1 сигнализации включения рулежного

управления. Система обеспечивает разворот колес передней стойки

из одного крайнего положения в другое за 7...8 с (самолет установлен

на подъемниках и амортизатор передней стойки обжат)

Во взлетно-посадочном режиме переключатель SA2 ставится в

положение «Взлет-посадка», амортизатор передней стойки обжат и

микровыключатель SF положения шасси замкнут. При этом светятся

лампы Н2 и НЗ сигнализации готовности системы к управлению пово-

ротом колеса во взлетно-посадочном режиме. Закрывается кран КЭ-5

£ е., как и в режиме руления, перекрывается канал демпфирования'

Протекает ток в обмотке «Взлет-посадка» крана ГА-163А116 и обеспе-

чивается подача жидкости под давлением к каналу взлетно-посадоч-

ного управления поворотом колес передней стойки. Светится зеленая

лампа LL2 сигнализации включения взлетно-посадочного управления

Поворот колес передней стойки обеспечивается перемещением пе-

далей управления рулем направления. Этим достигается согласован-

ность отклонения руля направления и поворота колес, что облегчает

управление самолетом на земле как в начале, так и в конце пробега

При

максимальном отклонении педалей колеса передней стойки пово-

рачиваются на угол ±10°. Взлетно-посадочный режим может исполь-

зоваться и при рулении, если поворот колес на ± 10°достаточен для

маневрирования. При эксплуатации скорость поворота колес из од-

ного крайнего положения в другое проверяют после установки само-

лета на подъемники. Периодически проверяют правильность функ-

ционирования системы управления поворотом, регулировки концево-

го выключателя ДП-702 и запас хода его штока. При необходимости

выполняется регулировка.

На рис. 16.4, б представлен другой вариант схемы аналогичного

назначения: электрическая схема управления поворотом передних

колес самолета Ту-154Б. Питание на схему подается только при сра-

батывании реле К1 включения питания при выпущенной передней опо-

ре.

В свою очередь к этому реле напряжение подается через концевой

выключатель SFI выпущенного положения передней опоры. Концевой

252

выключатель SF2 замкнут при обжатом положении передней опоры.

Он позволяет управлять поворотом передних колес только на земле.

Обмотки электрогидравлического крана ГA-163AI16 подключаются

только при включенном переключателе SA1 (на схеме вправо). Если

эта часть схемы не включена, питание подается на реле КЗ, через кон-

такты которого замыкается цепь сигнала «К взлету не готов». Об этом

же сигнализирует и лампа EL1.

При повороте переключателя SA1 вправо подается питание на пе-

реключатель SA2, с помощью которого устанавливается режим боль-

ших (63°) или малых (8°) углов поворота передних колес. При этом по-

дается питание в соответствующую обмотку электрогидравлического

крана ГА-163А116. В режиме больших углов поворота напряжение

подается на реле К4, через контакты которого замыкается цепь сигна-

ла «К взлету не готов». Одновременно светится лампа EL2, сигнали-

зирующая о неготовности самолета к взлету.

Переключателем SA1 (при повороте вправо) включается также ре-

ле К2, через контакты которого шунтируется концевой выключатель

SF2

обжатия передней опоры. Поэтому, если при рулении возникают

продольные колебания самолета, ведущие к размыканию SF2, схема

управления передней опорой продолжает нормально функциониро-

вать.

Кнопочный выключатель SB служит для проверки исправности

сигнальных ламп. При нажатии его на лампы подается напряжение

27 В. Выключатель SF1 используется для выключения блокировки

поворота колес при необжатом амортизаторе передней опоры. В этом

случае концевой выключатель SF2 отключает систему управления от

источника питания. Включение выключателя SK позволяет подать

питание в систему управления при проверке и регулировке системы

на земле.

Глава 17

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ

17.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

В полете наружная поверхность ВС может покрываться льдом. При

этом из-за изменения профиля поверхности меняется аэродинамика

ВС,

снижается подъемная сила, ухудшается устойчивость и управляе-

мость, возрастает расход топлива, уменьшается тяга двигателей. Из-за

обледенения стекол ухудшается видимость, обледенение датчиков при-

боров лишает экипаж и автоматические системы ВС информации о

барометрической высоте и скорости полета, числе М, угле атаки. В ре-

зультате как экипаж, так и автоматические системы могут потерять

способность управлять ВС. Основными факторами, способствующими

253

обледенению, являются низкая (ниже

°С) температура и насы-

щенность атмосферы водяными парами (водность).

Для борьбы с обледенением ВС служат бортовые противообледени-

тельные системы (ПОС). Они предохраняют ВС от обледенения, сигна-

лизируют экипажу о начале обледенения, удаляют лед.

По виду используемой энергии ПОС делят на электро-, воздушно-

тепловые, электроимпульсные, электромеханические, химические-

Электро- и воздушно-тепловые ПОС обогревают склонные к обледе-

нению поверхности ВС, используя тепло, выделяемое либо электро-

обогревательными элементами, либо горячим воздухом, отбираемым

от АД.

В электроимпульсной ПОС удаление льда с обшивки ВС осу-

ществляется упругими колебаниями обшивки, вызываемыми импульс-

ным магнитным полем. Это поле создается импульсным током при

разряде конденсатора на катушки индукторов, расположенных в наи-

более подверженных обледенению местах ВС. Электромеханические

средства обеспечивают механическую очистку остекленения кабины

пилотов с помощью обычных стеклоочистителей. В химических сис-

темах для предохранения от обледенения стекол кабины экипажа ис-

пользуется подаваемая на них жидкость (например, этиловый спирт).

17.2. ДАТЧИКИ И СИГНАЛИЗАТОРЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ

Интенсиметр-сигнализатор обледенения ИСО-16 служит для оп-

ределения момента начала и прекращения обледенения планера путем

подачи в комплекте со стрелочным указателем интенсивности (скорос-

ти) обледенения И-32. Он используется также для оценки интенсив-

ности обледенения при температуре наружного воздуха ниже

± 1) °С,

если в набегающем потоке имеется вода. Сигнализатор ИСО-16 обес-

печивает также автоматическое включение (выключение) ПОС пла-

нера и АД при входе ВС в зону обледенения (и выходе из нее) и одно-

временно включает сигнал на табло «Лед». В комплект ИСО-16 вхо-

гГ/*

ТЧИК облеленения

ДО-38Т,

электронные приборы ЭП-632Т и

ЭП-396Т,

стрелочный указатель И-32. Взаимосвязь блоков показана

на функциональной схеме ИСО-16 (рис.

17.1).

Датчик обледенения ДО-38Т служит для определения темпера-

туры и водности (насыщения водой) набегающего потока воздуха. Чув-

ствительным элементом измерителя температуры служат термосопро-

тивления, реагирующие на температуру поверхности, соприкасаю-

щейся с набегающим потоком. Электрический сигнал с датчика темпе-

ратуры поступает в анализатор температуры, размещенный в элект-

ронном приборе

ЭП-396Т.

Сигнал с анализатора поступает на реле Кб

JP°"

Horo

блока

ЭП-632Т.

Помимо реле Кб, электронный прибор

dll-bSJT

содержит блок питания интенсиметра-сигнализатора, а так-

же не показанные на рис. 17.1 элементы встроенного контроля.

254

Реле Кб срабатывает при по-

падании ВС в зону, где темпе-

ратура окружающего воздуха

ниже

+ 1) °С. При этом по-

дается напряжение +27 В к пе-

реднему ПНЭ и заднему ЗНЭ

нагревательным элементам дат-

чика обледенения. Нагреватель-

ные элементы представляют со-

бой сердечники, на которые на-

мотана токопроводящая спираль

(нагревательный кабель). Сиг-

нал с анализатора температуры

на реле А'6' поступает через

концевой выключатель шасси

ВК, который замыкается после

взлета. Эта блокировка исклю-

чает возможность срабатывания

реле Кб, включения нагрева-

тельных элементов на земле, пе-

регрев на земле датчика обле-

денения в условиях отсутствия

мощного, охлаждающего датчик

встречного потока воздуха.

Датчик водности из комплек-

та ДО-38Т служит для автомати¬

ческого слежения за условиями полета ВС после срабатывания реле Ко.

Сигнал с датчика водности поступает на анализатор водности элект-

ронного блока

ЭП-396Т.

Этот сигнал пропорционален разности тем-

ператур переднего и заднего торцов датчика

ДО-38Т.

Анализатор не

срабатывает при полете в «сухом» воздухе вне облаков, так как в та-

ких условиях температуры переднего и заднего торцов практически

одинаковы и сигнал с датчика водности невелик. Однако при попада-

нии ВС в зону обледенения передняя торцовая поверхность датчика

охлаждается из-за испарения попадающих на нее капель воды. Зад-

ний торец датчика от попадания воды защищен. В результате на выходе

мостовой термоизмерительной схемы датчика обледенения возникает

напряжение. Оно пропорционально разности температур перед-

него и заднего торцов, которая зависит от интенсивности обледе-

нения.

Когда это напряжение превысит 10 мВ, срабатывает анализатор

водности. В результате выдается сигнал на включение ПОС планера

и силовых установок, сигнал на табло «Лед», на табло «Обледен»,

«Проверь ПОС» и на мнемосигнализаторы на левой и правой панелях

приборной доски пилотов. Сигнализаторы работают в проблесковом

режиме. Одновременно указатель И-32, также подключенный к дат-

чику водности, показывает интенсивность обледенения.

255

art L__

М-Н

Ah;

fc;

Анализатор

температуры

Анализатор

водности

Преобразователь

Датчик

температуры

Датчик

Водности

ПНЭ

ПОС

Рис.

17.1. Схема интенсиметра-сигнали-

затора ИСО-16

уменьшает^лп

™Т

бледенения

водной сигнал датчика водности

р0Га с

абат

ывания анализатора водности После

его срабатывания выключаются отмеченные выше табло

мнемоси?ня

меткТшкал?

Пп

УКЗЗаТеЛЯ

У™™™™* *?™^£

™

(^ю?и^ел

?я

а,УРе ВЫШе

(1±1)

анализ

атор

TeLepa-

nuv»

К611

наг

Ревательные элементы

ПНЭ н ЗНЭ

дат-

чика обледенения обесточиваются.

результате интенсимето-сигняяи

затор начинает реагировать только

темпера™^ужГшего

SSeTC^

ГиГеТ"

ВЫС

°™ "-тность ок

?жаЖег^6?в^»

высот^?8000м

„"

енси

вность

обледенения снижается. Поэтому

на

до 24

мВ

Срабатывания

анализатора водности возрастает

Указатель

И-32

—

магнитоэлектрический милливольтмето

—

ин

M/M

KI,na>K

интенсив

«ости обледенения

диапазоне

0 -

ШшГра&Т°

ШКЗЛа

™

ееТ ОВД

ровк

от

0 до 5

мм/мин.

1 мм/мин синий

еТНЫХ СеКТ0Р

Э: белый

Леденение

0...

мм/мин, синий

— 1...2

мм/мин, красный

—

более

мм/мин

Это vcu

ливает зрительную информативность указателя. НижГуказателя

пас"

положена кнопка «Проверка интенсиметра»,

при

нажатии

на

коЗю

включается система встроенного контроля

блоке! ЭП632Т

РУ

начала"

rZ™„°f

еДеНеНЙЯ

°-

121

^«значен

для

сигнализации

начала обледенения двигателей

автоматического включения

их

ПОС

стоит из двух каналов, каждый

из

которых обслуживает один

гатель.

канал вхолят

пятиы^

пгп -зот

'jmnodci

один

дви-

тель

ПЭ 11 ц "

Д Т Дат

ик

сл

39т

электронный преобразова-

тельПс>-11. Чувствительный элемент датчика

(рис. 17.2) —

мембоана

совершает периодические колебания

при

работе сигнализатопа

мот

воз

б\Гл=7

ЮТСЯ

ПРИ

ТеКаНИИ

пер^енног?™™^

nunvL.

У Д

"а^отанной

на

каркасе

Ток

возбуждения гене-

4?clZкол^Т^

ЩН0СТИ

элект

Р°"ного преобразователя

НЭ П.

Частота колебании увеличивается

при

увеличении жесткости мембр^

ны,

которая возрастает

при

намерза-

нии

на

ней

льда.

С частотой колебаний мембраны

меняется

магнитный поток якоря

создаваемый постоянными магнита-

ми

6, При

этом

сигнальной обмот-

ке

генерируется переменная

ЭДС.

Ее частота определяется частотой

пе-

ременной составляющей магнитного

потока якоря,

следовательно, час-

тотой колебаний мембраны. Послед-

няя

свою очередь зависит

от

тол-

щины намерзшего

на

мембрану льда.

Когда толщина льда приближает-

ся

к 0,5

мм,

частота колебаний мем-

браны, увеличиваясь, достигает

Гц.

При

этом включает-

о!7»\

Конструкция датчика

дсл-дамт

сигнализатора

обледе-

нения СО-121

—

мембрана;

—

обмотка

возбужде-

ния;

3 —

каркас

катушки;

—

термо-

кабель;

5 --

постоянный

магнит-

—

якорь

256

6150+VsS

115R

•

+Z7B

Рис.

17.3.

Электрическая схема радиоизотопного сигнализатора обледенения

РИО-3

ся

ПОС,

осуществляется запись

МСРП, загораются табло «Лед»

«Обледенение»

на

панели

ПОС,

сигнальные светодиоды «Обогрев»

и «Обледенение»

на

передней панели преобразователя

ПЭ-11,

также

включается обогреватель головки вибратора. Обогревается вибратор

спиралью

имеющей

3,5

витка.

результате обогрева

лед на

мем-

бране начинает таять, жесткость

частота колебаний мембраны сни-

жаются, сигнал

на

выходе частотного дискриминатора уменьшается.

После таяния льда

на

мембране обогрев выключается

и,

если

ВС

не вышло

из

зоны обледенения,

на

мембране вновь начинает нарастать

лед. Цикл повторяется периодически. Однако ПОС работает непрерыв-

но,

так как

сигнал

наличии обледенения

не

снимается. Устройством

задержки этот сигнал выключается лишь через

140 с

после выхода

ВС

из зоны обледенения, когда

лед на

мембране перестает нарастать.

Преобразователь

ПЭ-11

выполнен

на

интегральных микросхе-

мах, дискретных полупроводниковых элементах, печатных платах.

Радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3

начале обледе-

нения служит

для

сигнализации экипажу

автоматического включе-

ния противообледенительной системы,

затем

для

непрерывной сигна-

лизации

об

обледенении

и о его

окончании.

комплект РИО-3

(рис.

17.3)

входят датчик сигнализатора

ДС и

электронный блок

ЭБ.

Датчик сигнализатора состоит

из

трех основных элементов: корпуса

источника р-лучей

(потока электронов)

приемника 6-лучей

3 (га-

зового разрядника).

При

отсутствии обледенения поток электронов

в воздушной среде свободно проходит

от

источника

детектору

и ин-

тенсивность потока сравнительно велика.

Но

конструкция сигнализа-

тора такова,

что при

обледенении

ВС

между источником

детектором

образуется слой льда, ослабляющий поток электронов.

Это

ослабле-

ние фиксируется приемником

виде уменьшения проходящих через

него импульсов тока.

Зак. 831

257

Электронный блок

комплекте

газовым разрядником играет

роль газоразрядного счетчика. Сигнал, получаемый

от

датчика

ДО при

обледенении, используется

для

подачи напряжения

на

сигнальную лам-

пу

«Обледенение»,

для

записи

МСРП

бортовом регистраторе

полетной информации,

а в

случае необходимости

и на

схему автомати-

ческого включения

ПОС.

Одновременно

подачей сигнала

об

обледе-

нении подается питание

на

нагревательный элемент

датчика сигна-

лизатора

При

нагревании датчика

лед

тает, поток электронов

от ис-

точника р-излучения

разряднику возрастает

прекращается подача

cfb

сигнала

об

обледенении.

результате гаснет сигнальная лампа

выключается обогревательный элемент.

Но

это ведет

новому нараста-

нию льда

включению сигнальной лампы.

При

полете

ВС в

зоне обле-

денения такое включение

выключение повторяется периодически

Сигнализатор РИО-3 включается выключателем

(ВТ-15К) Кон-

цевой выключатель

КВ

обжатия левой стойки шасси блокирует вклю-

чение

ПОС на

земле. Если

ПОС

включена вручную,

то ее

выключение

производится экипажем, когда лампа «Обледенение» погасла

дли-

тельно

не

светится,

т. е.

когда

ВС

вышло

из

зоны обледенения. Если

же

иис

включена автоматически,

то не

составляет технических труд-

ностей обеспечить постоянную работу

ПОС при

периодическом появ-

лении сигнала

об

обледенении. Основные данные РИО-3- чувстви-

тельность,

т. е.

минимальная толщина льда плотностью

0 8

г/см

при которой прибор срабатывает,

(0,3+0,1) мм;

задержка обогрева

{о±1)с; потребляемая мощность

по

переменному току

6 В • А по

постоянному току

без

обогрева

— 15 Вт, с

обогревом

- 310 Вт-' на-

пряжение питания постоянное

27 В,

переменное

- 115 В при

часто-

те

400 Гц;

масса прибора

1,7 кг.

17.3.

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

У турбореактивных двигателей

(ТРД)

наиболее подвержены

об-

леденению носок воздухозаборника

входной направляющий аппа-

рат

(ВНА)

компрессора.

Для

предохранения

от

обледенения

на

само-

лете

ly-154

используется воздушно-тепловая система. Горячий воздух

отбирается

от

девятой ступени компрессора

АД

Система сигнализации

(рис. 17.4)

создана

на

базе сигнализатора

обледенения ДО-206

(II

серия), состоящего

из

датчика

блока авто-

матики (ЬА).

входе

зону обледенения свидетельствует загорание

сигнальной лампы

«Обледенение ВНА».

Для

оценки общей ситуа-

ции используется также бортовой сигнализатор обледенения РИО-3

{см.

рис. 17.3).

Включение

ПОС (рис. 17.5)

осуществляется вручную переключа-

телем

ЬА. При

этом электромеханизм 150МТ (запорный электрокран

или заслонка

4602)

открывает

или

закрывает доступ горячему возду-

ху

систему обогрева

по

трубопроводу

коллектор,

обшивке нос-

ка,

затем отводится

атмосферу. Концевые выключатели

SF1 и

258

SF2

выключают

ЭД в

крайнем

за-

крытом

(SF1) или

крайнем откры-

том

(SF2)

положении.

последнем

случае загорается также лампа

сигнализации открытого положе-

ния заслонки

подается сигнал

и МСРП

начале работы

ПОС.

Обледенение

ТРД

может приве-

сти

тяжелым последствиям.

По-

лому

отличие

от

других

ПОС в

рассмотренной схеме отсутствует

блокировка «Шасси обжато»,

не

допускающая включение системы

на земле. Более того,

при

темпера-

туре наружного воздуха ниже

5 "С ПОС

двигателей должна

включаться вручную

на

земле

после выхода

на

режим малого

газа.

Проверку

ПОС

таких

АД ре-

комендуется проводить после про-

грева

АД на

режиме

0,7

номиналь-

ного.

Суть проверки

—

поочередное включение заслонок обогрева

каждого

АД. О

нормальной работе

ПОС

свидетельствует загорание

желтой сигнальной лампы

повышение

на

10...15° температуры

в зоне соответствующего двигателя после открытия заслонок.

На самолетах Ту-154

Ту-154А используется также система управ-

ления режимными клапанами

(с

режимными кранами)

(рис. 17.6).

Она предназначена

для

регулирования подачи горячего воздуха

ПОС

зависимости

от

режима работы

АД.

Роль режимного клапана

(крана) играет электромеханизм МПК-13А-5, управляющий перекрыв-

ным устройством (заслонка

4723).

Управление режимными клапана-

ми автоматическое

или

ручное. Ручное управление производится пере-

ключателем

проверки режимных кранов

ПОС.

Автоматическое управление осуществляется сигналом, поступаю-

щим

от

концевых выключателей клапанов перепуска.

При

этом сра-

батывает реле

К и на ЭД

механизма подается напряжение, обеспечи-

вающее открытие режимного клапана.

схеме предусмотрена бло-

кировка, исключающая возможность открытия режимных клапанов

АД, если

не

включена

ПОС

крыла, киля

стабилизатора.

этой

целью

на

реле блокировки

КБ

подается напряжение только

при

зам-

кнутом концевом выключателе электромеханизма включения ука-

занной

ПОС, т. е. при

открытой заслонке этой системы.

ПОС

всех

трех

АД

идентичны между собой

включаются одним блокировочным

реле

КБ.

Концевые выключатели

SF2 (SF3)

выключают

ЭД при на-

хождении заслонок

крайнем открытом (закрытом) положении,

выключатель

SF1

включает сигнальную лампу

HL.

о*

259

/ о

V \

1 z

МСРП

-ДО-ZD 6

Рис.

17.4.

Электрическая схема сиг-

нализатора обледенения ДО-206:

реле давления;

2 —

поток воздуха;

3 —

нагревательные элементы;

HL —

лам-

па «Обледенение ВНА»