Решетов С.А. Электроснабжение воздушных судов Учебник для вузов

Подождите немного. Документ загружается.

На самолете Ту-204 общее освещение кабины экипажа отсутствует,

используется только местное освещение отдельных зон и электронная

индикация. Вся информация, необходимая экипажу для пилотиро-

вания самолета и контроля работы бортовых систем, индицируется на

шести экранах многоцветных электронно-лучевых трубок. Лампы-

кнопки на пультах загораются только в случае отказов в системах.

Общее освещение в пассажирских салонах выполняют в виде све-

товых линий, в которых устанавливают лампы накаливания или лю-

минесцентные лампы, закрытые молочными рассеивающими стеклами.

Схема электропитания светильников выполнена так, что можно вклю-

чать главное, дежурное, служебное и аварийное освещение. При

использовании главного освещения включены все лампы в световых

линиях. Дежурное освещение включают в ночном полете, когда пасса-

жиры в большинстве спят. При этом включается треть ламп, уста-

новленных в световых линиях. Служебное освещение создают све-

тильники, расположенные у дверей, в центральном проходе и других

необходимых местах. Лампы, соединенные в группу служебного осве-

щения, излучают 10 % светового потока главного освещения. Ава-

рийное освещение получает электропитание от аккумуляторов.

Светильники местного освещения. Светильник СБК служит для

освещения белым светом планшета с картой и красным — приборной

доски в случае выхода из строя основной системы освещения. Напря-

жение на лампе, а следовательно, и световой поток регулируют встро-

енным в светильник реостатом 4 (рис. 21.3, а). Включают лампу на

полный накал нажатием кнопки 5. В зависимости от положения опра-

вы / относительно корпуса 3 светильник излучает белый свет, красный

рассеянный свет или красный направленный свет. В определенном по-

ложении оправа стопорится фиксатором 2. Светильник устанавливают

к жесткому основанию с помощью шарнирного устройства 7, позволяю-

¥ S

Рис.

21.2. Светильник ПБС-1

300

Рис.

21.3. Светильники СБК (а) и СМ-1К (б)

щего поворачивать светильник на угол 150° в вертикальной плоско-

сти и на 360° в горизонтальной плоскости. Этот прибор может также

использоваться в качестве переносного в, радиусе 1,5 м. Для этого све-

тильник с проводом 6 и шарнирным устройством 7 вынимают из осно-

вания 9, в котором он закреплен пружинным фиксатором 8.

Светильники СМ-1К, СМ-1Б отличаются только светофильтрами.

Светильник СМ-1К (с красным светофильтром) предназначен для ос-

вещения красным светом щитков и пультов, расположенных по бор-

там кабины экипажа. Светильник

СМ-1

Б (с матированным бесцветным

светофильтром) служит для освещения объектов белым светом. Внут-

ренняя поверхность корпуса светильника / (рис. 21.3, б) покрыта

белой эмалью. Лампа вставлена в патрон 2 с контактным устройством

(пружина 3 и контакты 5). Ушко 4 служит для крепления светильника.

Светофильтр 9 закреплен в гнезде корпуса с помощью крышки 7, про-

кладки 8 и козырька 6. Крышка приварена к козырьку, который вин-

тами 10 прикреплен к корпусу светильника.

Освещение надписей на пультах и щитках

осуществляется светопроводом, который со-

стоит из платы / (рис. 21.4) и собственно

светопровода, склеенных друг с другом. Пла-

та представляет собой пластину из стекло-

текстолита толщиной 1,5 мм. На одной сто-

роне платы фотохимическим способом нане-

сены токопроводящие шины 3, к которым

припаяны лампы СМН6-80-2 5 и подводится

электропитание. Светопровод 2 выполнен из

оргстекла толщиной 4 мм. В оргстекле сдела-

ны выборки, в которые при склейке устанав-

ливают лампы. Провода лампы 6 соединяются

припоем 4 с втулками 7. На наружную сторо-

301

Рис.

21.4. Плата и фраг-

мент светопровода

ну оргстекла фотохимическим способом нанесены

на

черном фоне

бе-

лые надписи

знаки.

случае выхода

из

строя подсвета светопро-

вода лампы

не

заменяют. Неисправный светопровод снимают

заме-

няют новым.

Индивидуальное освещение приборов

кабине экипажа выпол-

няют щелевыми светильниками типа

ПС

(ПС-40,

-60, -80, ПСК, ПСГ)

и столбиковыми светильниками типа

(С-60,

С-80, СВ, СТ). Их

раз-

мещают

каждого освещаемого прибора.

При

этом заливающий свет

направляется

на

отсчетное приспособление,

на

котором требуемое

светораспределение обеспечивается

за

счет расположения ламп

све-

тильниках

формой щели ламподержателя. Включение

регулиров-

ка силы света светильников индивидуального освещения производят-

ся регулировочными трансформаторами (ТР-60/2, ТР-100/2

и др.).

Выходное напряжение трансформаторов равно (6±10)%. Уровень

выходного напряжения регулируют путем ступенчатого изменения

числа витков первичной обмотки

помощью галетного переключателя.

Освещение отсчетных приспособлений приборов

помощью щеле-

вых

столбиковых светильников имеет

ряд

недостатков: своими

вы-

ступающими частями

над

поверхностью приборной доски

они

экрани-

руют шкалы других приборов, загромождают приборную доску; свет,

попадая

пространство кабины, образует блики

на

остеклении;

на

шкалах приборов создается большая неравномерность освещения,

до-

ходящая

до 8:1.

Индивидуальное освещение авиационных приборов

может быть выполнено

помощью светильников, встроенных

при-

боры. Некоторые варианты светильников представлены

на рис. 21.4 и

21.5, где 1 —

корпус,

2 —

защитное стекло.

Светильник заливающего света

(рис. 21.5, а)

имеет лампу накали-

вания

закрытую красным светофильтром

Шкала прибора

3 с на-

несенными

на ней

знаками

4 и

стрелка прибора

освещаются зали-

вающим светом. Обычно светильник имеет

две

лампы, расположен-

ные

на

противоположных концах диаметра шкалы. Неравномерность

освещения шкалы

двумя лампами равна

3:1. На рис. 21.5, б

показан

светильник

кольцевым светопроводом. Световой поток

от

лампы

проходя через красный светофильтр

распространяется

по

кольце-

вому светопроводу

Шкала прибора

выполнена

из

органического

стекла

является тоже светопроводом. Знаки

нанесенные

на

шка-

ле,

видны

отраженном свете.

Для

освещения стрелки прибора

в кольцевом светопроводе сделана щель. Неравномерность освещения

шкалы

таком приборе равна 2,5:1.

На

рис. 21.5, в

изображен светильник, освещающий шкалу при-

бора

«на

просвет». Знаки

нанесенные

на

шкале

наблюдаются

в проходящем свете. Лампы накаливания

7 с

отражателем

размещают

за шкалой

со

стрелкой

5. В

таком приборе

для

освещения стрелки

между защитным стеклом

2 и

шкалой ставят дополнительный светиль-

ник,

так как

только

проходящем свете стрелка

бы

наблюдалась

плохо.

302

Рис.

21.5.

Варианты светильников, встроенных

авиаприборы

Шкапу прибора можно выполнить

виде светящейся панели.

На

рис 21 5 г

представлена конструкция такого встроенного све-

тильника Между электродами

3, 5

нанесены знаки

выполненные

из люминофора.

При

подключении

электродам переменного напряже-

ния люминофор возбуждается

дает излучение. Достоинство тако-

го светильника

—

равномерная яркость

на

шкале прибора.

Для

осве-

щения стрелки

нужно иметь дополнительную лампу.

Индивидуальные светильники, встроенные

прибор, могут

вы-

полняться

и по

другим схемам.

21.2.

ОБОРУДОВАНИЕ

ДЛЯ

ВНУТРИКАБИННОЙ СВЕТОВОЙ СИГНАЛИЗАЦИИ

Оборудование

для

внутрикабинной световой сигнализации

— со-

вокупность авиационных световых приборов, служащих

для

передачи

информации членам экипажа

или

пассажирам

виде световых сигна¬

°/Авиационный

световой сигнал

— это

форма представления инфор-

мации

виде светящейся поверхности различной конфигурации

цветности

авиационном световом приборе.

На ВС

применяют све-

товые сигналы, которые предназначены

для

информации членов

эки-

ПаЖ

аварийный (красный)

— о

возникновении аварийной ситуации, тре-

бующей немедленного вмешательства;

предупреждающий (желтый)

— о

нарушениях нормальной рабо-

ты отдельных агрегатов

систем,

не

создающих аварийной ситуации,

требующих включения того

или

иного агрегата;

303

уведомляющий (зеленый)

— о

нормальной работе особо важных

агрегатов

систем.

Авиационные световые сигналы различаются

не

только цветом

излучения,

но и

значением яркости.

Так,

световые приборы, дающие

информацию

нормальной работе агрегатов, имеют яркость

1500...

5000

кд/м

сигнализирующие

об

аварийном состоянии

—

более

15 000

кд/м

. Приборы внутреннего светосигнального оборудования

имеют

два

режима работы: дневной

—

повышенной яркости

ноч-

ной

—

пониженной яркости

(до 100

кд/м

). Конструктивно световые

приборы выполняют

виде светосигнальных табло, сигнальных ламп

и светосигнализаторов.

Светосигнальные табло предназначены для указания режима работы

с помощью светящейся надписи красного, желтого, зеленого

белого

цветов. Табло

ТС-1

имеет одну лампу,

его

устанавливают отдельно.

Табло типа

ТС-2

может набираться

общий блок

до

пяти табло.

Сигнальные лампы, загораясь, привлекают внимание члена эки-

пажа

надписям, расположенным около ламп. Светосигнализаторы

СПП

(с

прямоугольным полем),

СКП (с

круглым полем) имеют надпи-

си

на

светящемся поле. Светосигнал изаторы, имеющие единицу

обозначении (например,

СПП1)

допускают индивидуальный конт-

роль исправности ламп, который выполняют нажатием

на

тубус све-

тосигнал изатора.

На

рис. 21.6

представлена схема системы внутрикабинной свето-

вой сигнализации типа

ВСС-1,

которая состоит

из

регулятора-пере-

ключателя

РП-1,

двух датчиков наружной освещенности ДНО-1,

блока управляющих сигналов

БУС-1 и

сигнальных блоков: аварийных

и предупреждающих сигналов Б А

ПС,

оповещающих сигналов

БОС.

Оповещающие

сигналы

СС

зеленый

Предупрежда-

ющие сигналы

СС

желтый

БОС

БАЛ С

БОС

БАЛ С

ДНО-1

БУС-1

ДНО-1

БУС-1

ДНО-1

РП-1

ДНО-1

РП-1

Аварийные

сигналы

Б АЛ С

ЦСО

(КСЦ-1)

кнр

(контроль)

СС

красный

Рис.

21.6.

Система внутрикабинной световой сигнализации

ВСС-1

304

При подаче напряжения питания система включается,

блок

БУС-1

формирует сигналы, управляющие яркостью

частотой проблесков.

Сигнальные блоки

БОС и

БАПС принимают информационные сигналы

и выдают напряжение

на

светосигнализаторы

СС,

которые работают

в проблесковом режиме

или

непрерывного горения

зависимости

от

вида поступающего сигнала.

При

приходе аварийного сигнала блок

БАПС вырабатывает сигнал, поступающий

блок БУС-1, который

разрешает включение центрального сигнального огня

ЦСО в

про-

блесковом режиме. Выключение

ЦСО

происходит

при

нажатии

на

кнопку КСЦ-1.

При приложении сжимающего усилия вдоль ручки

РП-1

происхо-

дит переключение системы

на

режим ручной регулировки яркости

СС

и ЦСО

(поворотом рукоятки вокруг

оси). При

приложении растя-

гивающего усилия вдоль

оси

ручки

РП-1

происходит переключение

системы

на

режим автоматической регулировки яркости горения све-

тосигнализаторов

СС в

зависимости

от

освещенности датчиков ДНО-1.

Когда

на

вход блока БАПС поступает аварийный сигнал, загора-

ется соответствующий красный светосигнализатор

и ЦСО,

работаю-

щий

проблесковом режиме.

ЦСО

можно выключить, нажав

на

кноп-

ку КСЦ-1.

При

этом

СС

переходит

режим постоянного горения.

При поступлении

на

вход БАПС предупреждающего сигнала загора-

ется желтый

СС и

работает

проблесковом режиме.

При

нажатии

на кнопку

КСЦ-1

желтый

СС

переходит

режим постоянного горе-

ния. Зеленый

СС

работает

режиме постоянного горения. Яркость

свечения

СС

определяется положением ручки

РП-1 в

режиме ручного

или автоматического регулирования. Кнопка 2КНР служит

для

про-

верки исправности системы ВСС-1.

При

нажатии

на эту

кнопку

за-

гораются

все

лампы

СС и ЦСО в

проблесковом режиме. Нажатием

на

кнопку

КСЦ-1 ЦСО

отключается,

остальные лампы переходят

режим постоянного горения. Одновременно

помощью ручки

РП-1

проверяется ручная

автоматическая регулировка яркости излу-

чения ламп.

Система

ВСС-1

разработана

восьми вариантах (ВСС-1-1

к...

ВСС-1-8к), отличающихся числом выдаваемых сигналов. Число при-

нимаемых сигналов одним блоком

БОС

(БАПС) равно

10.

Аварийное освещение

сигнализация получают питание

от

ава-

рийных источников. Аварийное освещение разделяют

на

внутреннее

(освещение кабин, аварийных выходов, маркировку аварийных выхо-

дов

путей эвакуации)

наружное. Надписи

на

табло аварийных

выходов выполняются красными буквами

на

освещенном белом фоне.

Общее аварийное освещение

пассажирской кабине должно обеспе-

чивать средний уровень освещенности

не

менее

0,55 лк.

Указатели

аварийных выходов

при

обесточивании основной электросети

ВС

пере-

ключаются

на

питание

от

аккумуляторов НКГ-1,5.

Исправность светосигнального оборудования проверяют включе-

нием соответствующих световых приборов. Плотность электрическо-

го контакта между лампой

патроном проверяют включением прибо-

305

pa при работающих двигателях, когда на конструкцию светового

при-

бора

воздействуют вибрация и тряска. Плохой (перемежающийся)

контакт

выявляют по миганию

лампы.

При замене перегоревших ламп

необходимо

пользоваться салфетками и не применять большого усилия

колбе во избежание ранения руки осколками стекла разрушившей-

ся

колбы.

Глава

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ

ПЕРСПЕКТИВНЫХ ВОЗДУШНЫХ

СУДОВ

12.1. ПЕРСПЕКТИВЫ СОЗДАНИЯ САМОЛЕТА С ПОЛНОСТЬЮ ЭЛЕКТРИЧЕСКИМ

ОБОРУДОВАНИЕМ

Уже более четверти века ВС с ГТД составляют основу пассажирских ВС

ГА За это время созданы самолеты трех поколений. Первое поколение, открыв-

шее реактивную эру,—это самолеты Ту-104, -124, -134, -114, Ил-18, Ан-24. Вто-

рое представлено самолетами Ил-62, Ту-154 и Як-42. Третье, начавшееся широко-

фюзеляжным Ил-86, продолжается самолетами Ан-124, Ил-96, Ту-204, Ил-114,

Ту-334 и др. В Конструкторском бюро имени О. К. Антонова создан транспортныи

самолет-гигант Ан-225, способный поднять в воздух на 100 т больше (250 т) своего

предшественника «Руслана» (Ан-124). При этом экономичность перевозок повы-

силась на 30 %.

В авиации этапы развития оборудования принято характеризовать поколе-

ниями Действительно, каждому из трех поколений ВС можно поставить в соот-

ветствие три поколения авиационных ЭП. Первое поколение приводов, питаю-

щихся от СЭС постоянного тока 27 В, оборудовано ДПТ с относительно низким

значением удельной мощности Р = Р

IG = 140 Вт/кг (на уровне мощности

= 1 кВт), увеличивающимся до Р = 220 Вт/кг (на уровне Р

= 3 кВт). Второе

поколение характеризуется широким использованием асинхронных двигателей

Их преимущества по сравнению с ДПТ изложены в § 1.6. Третье поколение ВС

характеризуется внедрением, особенно в системы точного следящего привода,

БДПТ преимущества которых в наибольшей степени реализуются при управле-

нии

ОТ'БЦВМ.

Создание БДПТ позволило поставить задачу создания самолета с

полностью электрическим оборудованием (без гидроприводов). Основным вопро-

сом в решении этой задачи является создание следящих электрических рулевых

приводов большой мощности с широкой полосой пропускания, а также разработ-

ка мощных приводов управления шасси и механизацией крыла. Силовой привод

ВС типов Ту-204, Ил-96, Як-42 выполнен гидравлическим. Маломощные приводы

(до 50 Вт) постоянного тока в бесконтактном исполнении уже установлены на со-

временных ВС, в частности в исполнительных механизмах автомата тяги. Спосо-

бен ли ЭП составить конкуренцию силовому гидроприводу? Реальной предпосыл-

кой этого явилось создание новых типов постоянных магнитов высоких энергии.

Внедрение БДПТ большой мощности обычно связывается с одновременным пере-

ходом первичной СЭС на напряжение постоянного тока 270 В. Однако разработка

СПЭО не ограничивается созданием новых типов СЭС и приводов, а тесно связана

с модернизацией многих систем. И именно комплексный подход дает наибольший

эффект при разработке такого самолета. Заметим, что идея создания

СПЭО

не

нова.

Высокий уровень электрификации был достигнут на отечественном самолете

ПЕ-2 в 1939 г Во время второй мировой войны в США были созданы опытные об-

разцы военных СПЭО. Основной целью создания СПЭО является устранение про-

306

блем связанных с применением гидросистем (загрязнение и утечка гидрожидко-

сти резкое ухудшение ее вязкости при отрицательных температурах, опасность

воспламенения многих жидкостей). При внесении примесей создаются не поддер-

живающие горение жидкости, но это увеличивает их вязкость, и как следствие,

массу гидросети. Достигнутый уровень электроэнергетики позволяет создать

электромеханические системы привода и повысить степень электрификации дру-

гих систем Рассмотрим кратко некоторые связанные с этим проблемы.

Системы электроснабжения современных ВС являются одним из значитель-

ных потребителей энергии, отбираемой от АД. На современных ВС мощность от-

бирается от АД двумя путями (см. рис. В.1): через коробку передач связанную с

агрегатами преобразования механической энергии в ЭЭ, ГЭ или ПЭ, или путем

отбора от компрессора воздуха высоких давлений и температуры для систем кон-

диционирования, противообледенительной, воздушных стартеров запуска АД,

реверсирования тяги и т.д.

Применение СПЭО позволяет упростить отбор мощности от АД и улучшить

режим его работы. Коробка передач, особенно если она связана с несколькими

АД —сложная конструкция, имеющая редукторы с установленными на них

ЭГ'ГН ПК разъединительные устройства (например, генератора при его за-

клинивании)^ другие агрегаты. Используемые в такой системе агрегаты достаточ-

но сложны Так даже интегральная компоновка ЭГ с гидроприводом требует ох-

чаждения жидкости, снимающей тепловые потери ЭГ. Схема отбора мощности

"усложняется также системой смазки, маслотопливными теплообменниками, флан-

цами отбора перепускными створками, трубопроводами. Усложняет АД и гидро-

система (ГС) имеющая линии всасывания, высокого и низкого давления и дру-

гие элементы обеспечивающие работу ГН. В случае создания СПЭО на АД уста-

навливаются только ЭГ, что значительно упрощает конструкцию и изготовление

АЛ исключает прокладку трубопроводов на пилонах, в крыле и фюзеляже.

Системы управления полетом (СУП) являются определяющими системами

любого ВС Основное преимущество СУП для СПЭО состоит в ее технологично-

сти удобстве формирования управляющих сигналов, поступающих от различных

систем на общем сумматоре ввиду универсальности электрических сигналов, за-

метном уменьшении массы. Существующие гидромеханические СУП содержат три

комплекта ГП- ГП, воспринимающие сигналы от САУ, рулевые агрегаты штур-

вального управления и собственно рулевые приводы, выполненные обычно в ви-

де необратимых бустеров. Переход к электрическому способу передачи сигналов

управления в электродистационной СУП существенно снизило ее массу, но пере-

мещение органов управления в ней по-прежнему осуществляется 1 11. В системах

управления полетов СПЭО может быть обеспечено объединение электро-или све-

тодистанционной системы передачи команд по проводам или световоду с системой

передачи ЭЭ к приводу по проводам (передача «мощность по проводам»). Но дан-

ным исследований зарубежных фирм это позволит уменьшить массу оборудования

на 500 кг с одновременным уменьшением расхода топлива.

Гидравлическая система — основной источник энергии силовых приводов.

Несмотря на проблемы, связанные с гидрожидкостью, ГС современных ВС име-

ют как правило, хорошую надежность, а ГП, особенно при больших мощностях,

имеют меньшую массу и более высокое быстродействие, чем ЭП. При использо-

вании многосекционных ГП относительно просто осуществляется дублирование.

Увеличение потребных мощностей приводов на сверхзвуковых самолетах созда-

ет новые проблемы и для ГС. Так, требуемая подача и число ГН определяются

пиковыми нагрузками при взлете и наборе высоты, при уборке шасси и управле-

нии механизацией. Для парирования пиковых нагрузок основные ГН дополня-

ются ГН с приводом от воздушных турбин или ЭД. Кроме того, в АД с большой

степенью двухконтурности (5 ...6) в режиме авторотации подача основных in

падает Это обусловливает применение дополнительных насосов с приводом от

ветродвигателя, выпускаемого в поток. Это увеличивает массу системы. Уста-

новленная мощность ЭГ самолетов с СПЭО в меньшей мере определяется пиковы-

ми нагрузками привода вследствие достаточно высокой перегрузочной способ-

ности и коэффициента термической перегрузки ЭГ. Увеличение протяженности

307

гидромагистралей увеличивает число соединений, гидроаккумуляторов, ком-

пенсаторов

других элементов.

Сложность

ГС

определяет

более высокую

ее

стоимость.

Так,

стоимость

аг-

регатов, участвующих

преобразовании механической энергии

гидравличе-

скую,

составляет

для

самолетов Ту-134

250

руб/кВт,

для

Ту-154

—270 руб/

/кВт,

для

Ил-62—430 руб/кВт. Более высокая удельная стоимость преобразова-

ния механической энергии

гидравлическую

на

самолете Ил-62 определяется

меньшим уровнем мощности

ГС. Для

сравнения заметим,

что

стоимость агрега-

тов преобразования механической энергии

АД в ЭЭ на

этих

же

типах самолетов

составляет

для

Ту-134

руб/кВт,

для

Ту-154

Ил-62

—125

руб/кВт

без

учета

стоимости привода постоянных оборотов

и 375

руб/кВт

— с

учетом привода.

Для снижения массы

ГС

исследуются возможности использования титановых

трубопроводов

элементов

повышения давления

до 35 ...56 МПа, а

также повы-

шения скоростей движения жидкости

от

принятых сейчас

линиях слива

5 ...8

м/с,

линиях напора

— 10 ... 13 м/с до 18 и

даже

24 м/с.

Однако применение

ти-

тановых труб требует дополнительных исследований

по

воздействию

на них

цик-

лических изгибны.х колебаний,

повышение скорости жидкости увеличивает

гидроудар, особенно после разогрева жидкости,

что

соответственно требует

увеличения толщины стенок труб.

Системы кондиционирования воздуха

воздушно-тепловые противообледе-

нительные системы требуют больших дополнительных расходов топлива

ухудшают режим работы

АД при

отборе воздуха

от

каскадов высокого давления.

Сложность системы определяется наличием теплообменников, турбохолодильни-

ков,

установкой фланцев отбора воздуха, трубопроводов

и т.д.

Характеристики

электроимпульсной

ПОС,

установленной

на

самолетах Ил-86

Ил-96, значи-

тельно лучше

при

мощности потребления

не

более

2 кВт.

Кроме того, отбор меха-

нической мощности

АД

намного экономичнее

по

расходу топлива,

чем

отбор воз-

духа.

Так,

отбор

1 кг/с

воздуха

при

работе

АД на

крейсерском режиме

в 1,5 ... 3

раза увеличивает расход топлива,

чем

эквивалентный этому отбор механической

мощности около

150 кВт (эти

уровни примерно соответствуют потребному расхо-

ду воздуха двигателя НК-8-2 самолета Ту-154

при его

запуске

от ВСУ). При

уве-

личении степени сжатия воздуха

перспективных

АД и

степени двухконтурно-

сти

эта

разница увеличивается,

так как

чувствительность

АД к

отбору

при

этом

возрастает.

целом оценка специалистов сводится

тому,

что

СПЭО

энергети-

ческом отношении более эффективен.

22.2.

АНАЛИТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ВЫБОРА ТИПА СИЛОВЫХ ПРИВОДОВ

Первые исследования возможности создания СПЭО показали,

что

эффектив-

ность замены гидроприводов электрическими различна

для ВС

разных типов

определяется

основном уровнями потребной мощности приводов, зависящей

от

скорости полета, размеров органов управления, требуемого быстродействия

других факторов,

также размерами фюзеляжа,

что

определяет длину

массу

систем передачи энергии.

Возможны

рациональные комбинации приводов различного типа.

Так, на

самолете Ту-154

для

запуска

АД

используется воздушный стартер мощностью

свыше

100 кВт, для

управления стабилизатором

предкрылками

—

электропри-

вод мощностью

2 кВт, а

закрылками

—

гидропривод мощностью

10 кВт. Для вы-

бора наиболее эффективных

позиций выбранного критерия систем силовых

са-

молетных приводов, включая

как

полностью электрические

или

гидравлические,

так

комбинированные системы, рассмотрим некоторые аналитические модели

их построения. Считая примерно равным к.п.д. преобразования механической

энергии

АД во

вспомогательные виды энергии питания приводов,

качестве

критерия оптимальности примем конструктивную массу системы производства,

передачи

преобразования вспомогательной энергии:

=Gy,

[ G

где

и —

источники;

с —

сети;

п —

приводы. Если составляющие массы

308

удается представить линейным зависи-

мостями какого-либо характеристичес-

кого параметра (здесь

—

мощности),

то

задача оптимизации может быть сфор-

мулирована

терминах транспортной

задачи линейного программирования,

которой

качестве поставщиков при-

нимают источники,

а в

качестве потре-

бителей

—

приемники энергии (приво-

да).

Считаются известными потребности

(мощности) приводов

= ТГп.

Если

значения возможных поставок (мощно-

стей) источников

(Р

/, j =

т:

1, т)

огра-

ничены,

то

задача называется закрытой,

а если

нет, — то

открытой. Известны

также «стоимости доставки»

(в

широком

смысле,

в том

числе здесь

— в

форме

массы) единицы мощности

/-го

источни-

ка

к А-му

приемнику

. Для

данной

Рис.

22.1.

Характерная

технико-экономических

элементов

ности

зависимость

показателей

системы привода

от мощ-

задачи

- Ajj

В,

где

са сети, обеспечивающей передачу единицы мощности

на

расстояние

Ijj от

/-го источника

к i'-му

приводу;

Bj —

масса преобразователя

/-го

вида энергии

(привода)

механическую, отнесенная

единице мощности.

Так,

для

электросети, передающей энергию

от

источника

напряжением

ЭП

мощностью

Р на

расстояние

/ при

допустимой потере напряжения

Ml ко-

эффициент

А,

}

—

yplVMJU,

масса сети

/— А

, где у и р —

плотность

удельное сопротивление материала проводника. Величина

}

определяется

по статистическим зависимостям массы привода

от

мощности, аппроксимирован-

ным

функции мощности привода. Математическая формулировка задачи прини-

т,

мает

вид G^ — 2 2

/=1»

rnin

при

условиях:

2 Рц^

для

всех

—

где

2 P

—

потребные

располагаемые мощности/-го вида энергии;

2 Р

;

Pni

ЛЯ

всех

источников равна мощности

приемника;

,- > 0, i

/==1

п —

сумма потребляемых мощностей

г'-м

приемником

от т

, .

, , п; j 1, т.

Недостаток модели состоит

предположении линейных зависимостей

со-

ставляющих

Gj, от Pjj и

отсутствии требования обеспечения приводов лишь

од-

ним видом энергии. Заметим также,

что

задача открытого типа вырождается,

так

как потребление

i-м

приемником должно идти

от /-го

источника, имеющего minX

{('Ц* /~ 1, tn\ для

всех

i 1, п.

Точность линейной модели

при

нелинейной

в общем случае целевой функции, являющейся суммой функций вида

рис. 22.1,

может быть повышена введением

состав алгоритма дополнительных логических

соотношений

помощью бинарных переменных (принимающих значения

0 и 1).

На

рис. 22.1

приведена характерная зависимость технико-экономических пока-

зателей

(ТЭП)

элементов

(их

массы, стоимости

и др.) от

характеристического

па-

раметра (здесь

—

мощности), отражающая уменьшение относительной доли

конструктивных материалов элементов

при

увеличении

их

мощности. Анализ

по-

казывает,

что на

участке

х > х

т1п

зависимость

Y (х)

становится практичес-

ки линейной.

Это

позволяет уточнить зависимость

Y (х)

следующим образом:

(0, если

v О.

К=

v - о

22Л

(г

-\-сх,

если

А'>0,

где

У*

—

постоянная составляющая,

так

называемые фиксированные доплаты,

обусловленные здесь

тем, что

установка

на ВС

хотя

бы

одного привода малой

мощности

/-го

вида энергии требует учета достаточно большого начального прира-

щения массы

/-го

источника

(в

виде величины

309

Однако введение

алгоритм этого небольшого,

но

чрезвычайно полезного

уточнения делает задачу фактически нелинейной.

Для

учета фиксированных

до-

плат

Ко

введем бинарную переменную

fO,

если

х = 0;

{1,

если

х> 0.

Тогда

можно записать

как Y =

ДГ]К

+ сх, а

требуемое свойство

задать

помощью ограничения

х — тх

^ 0, где т —

число, превосходящее любое воз-

можное значение

х.

Если

х = 0, то х

также обратится

нуль

решении, обеспе-

чивающем минимум массы

(К).

Таким образом, нелинейное условие

(22.1),

улуч-

шающее алгоритм, сведено

линейным формам,

что

позволяет

задаче оптими-

зации параметра

использовать методы линейного программирования. Варьи-

руя значение

т,

можно добиться наилучшей аппроксимации исходной нелинейной

зависимости, представленной

на рис. 22.1, в

рассматриваемом диапазоне

х (Р

Недостатки линейных моделей устраняются

при

непосредственном анализе нели-

нейной целевой функции одним

из

методов нелинейного программирования.

Рассмотрим нелинейную модель,

которой составляющие

представлены

не-

линейными (степенными) функциями передаваемой мощности

Аналитическая модель системы принимает

вид

/ п \ а

•

т т п

°2

= 2

1 2

+ 2 2 2

x,j-*min,

(22.2)

/=1 \i=l / /=1 /=i »=i

где первая сумма

—

массы источников, представленные степенной функцией

от

мощности

показателем степени

ау,

вторая сумма

—

масса сети; третья сумма

—

масса приемников (проводов);

\х^\ —

вектор частной структуры полной сети,

формируемый

зависимости

от

выбранного состава приводов

на

итерациях про-

цедуры метода;

Хц —

бинарная переменная, принимающая значения

П, если

1-й

привод получает питание

от /-го

источника;

[0 — в

противном случае.

Для обеспечения условия питания каждого привода лишь

от

одного источника

вводится система дополнительных ограничений

2 Xij — 1 для

всех

i = 1, я. Ре-

шением задачи является оптимальный бивалентный вектор

форме

\хц\* и

соот-

ветствующая

ему

оптимальная масса системы

G| = f

([*;,-]*).

Из

физического

со- •

держания задачи следует,

что

переменная

может принимать только фиксиро-'

ванные значения

(0 или 1), так как к

каждому приводу должен быть подведен

лишь один

вид

энергии.

задача должна быть отнесена

классу задач целочис-

ленного программирования. Однако учитывая характер ограничений

вогну-

тость функций, обстоятельство дискретности можно

не

принимать

во

внимание,

так

как в

этих условиях решение автоматически будет удовлетворять этим усло-

виям

на

границах области изменения переменных.

Рассмотрим методику

на

примере. Пусть необходимо выбрать энергосистему

обеспечения привода шасси

мощностью

= 12 кВт,

переднего колеса

с Р

-•=

1,5 кВт,

элеронов

с Р

----- 2,2 кВт и

закрылков

с Р

= 5 кВт.

Зависимости

массы источников энергии

от

мощности примем следующие: электроканал

= 6

Т/Р*

; гидроканал

= 2 Т/Р

;

пневмоканал

3,5Т/Р

. Массы

приводов

(gfj) с

участком сети указаны

табл.

22.1.

310

Таблица

22.1

Тип привода

Масса привода,

кг, и

соответствующая

ей

бинарная

переменная

(=2

(

Электрический

1 (ХЦ)

Хц

(х

)

1 (

з\)

1«

4l)

Гидравлический

2 (

1%)

(*22>

(

32)

(

i2)

Пневматический

3 77

3 (

1з)

(

2з)

30 40

12 (

ы)

Мощность приводов,

кВт

1,5

2,2 5

Для упрощения примера объединим

в (22.2)

элементы

по

второй

третьей

суммам (примем непосредственное питание каждого привода

от

источника). Тогда

заранее можно определить массу каждого привода

участком сети. Математиче-

ская формулировка задачи

при а,- = 0,5; т = 3; п — 4

принимает

вид

Г~п з 4

s = 2

J 1/ 2

i *U + 22 ен х

- min

/=1 Г 1

1 /=1 1

при удовлетворении ограничений

2 x

j = 1 для

всех

i =- 1,

п—условия полно-

го удовлетворения каждого привода требуемой величиной мощности.

Условия обеспечения привода определенным видом энергии описываются

уравнениями:

~Ь

*4 ~Г *5 +

Q ~

~\~

+*ii~r*i2

При этом полная масса системы

80х

75х

77х

24х

27х

+ 25*

+ 26х, + 32*

30л-

39х

-f 40*

40х

+ 6 У 12х

+ Г 5х

+ 2,2*,

-4-

У 12*

+1,5*

+ 2,2*

+ 5*

3,5 V 12*.,+ 1,5*

+ 2,2*

+ 5х

За

три

итерации процедуры выпуклого симплекс-метода, реализованного

на ЭВМ,

решение получено

виде

[X]* = [010010010010], что

означает,

что

должны

быть выбраны гидравлические приводы.

При

этом оптимальная масса

GJ. =

183,1 кг.

Однако

общем случае получение глобального минимума

для G

ввиду вогнутости целевой функции требует просмотра ряда наборов базисных

значений переменных.

Целочисленный характер задачи позволяет

при

умеренном числе функцио-

нальных систем

(«10) и

числе видов энергии, равным двум (электрическая

гидравлическая), осуществить полный перебор возможных вариантов

на ЭВМ.

Так, полный перебор

N = 2

= 1024

вариантов построения систем осуществлен

на

ЭВМ

ЕС1-033

за 8 мин, что

приемлемо

для

практических расчетов.

Для

311

Таблица

22.2

Номер

Источники энергии

привода

(Э)

2 (Г)

3 (П)

...

А'

-Х

1т

А'21

-x-ii-

2т

зз

— Xgj —

зт

'г2

...

.....

Хщ

*л

Хп з

Хпт

каждого варианта выбранного состава приводов, формируемого

на ЭВМ,

подсчи-

тывается

полной системы. Вариант, имеющий

min G

(или

несколько лучших

вариантов), запоминается.

конце цикла перебора всех

N = га"

вариантов рас-

печатывается оптимальный вариант, имеющий

-------

min (G

, i — 1, N}. Ва-

рианты (наборы) назначений

на ЭВМ

могут быть заданы

виде матрицы (табл.

12..2.),

элементами которой являются значения

если

г'-му

приводу назначен

/-й вид

энергии;

Ч ~

)

г,

\(>—

противном случае.

Все слагаемые, составляющие

связанные

назначениями

i-му

приводу

/-го вида энергии, надо умножить

на х

Тогда

для

каждого набора

[Х,Л

соот-

ветствующие слагаемые либо войдут

состав

(если

= 1),

либо

нет

(если

= 0)- Так,

если назначение

г'-му

приводу

/-го

вида энергии требует

мас-

сы системы,

то

математическая формулировка задачи принимает

вид G

m ~

{

min

этом

выполнение целочисленных ограничений вида

2*j

;

-=l

для

всех

i — 1, п

обеспечивается непосредственно алгоритмом програм-

мы

при

генерации наборов

[Х^[.

Заметим,

что

использование

ЭВМ

позволяет

существенно расширить алгоритм,

частности реализовать решения задачи

форме

(22.2), так как

формирование

его

слагаемых

на

каждой интерации,

в том

числе

частных структур сети, соответствующих каждому набору-вектору

\, не

представляет труда.

Анализ вариантов расчетов показал,

что

даже

при

незначительном числе

переменных

(п == 4, m •= 3) и

достаточно различающихся исходных данных

сис-

еМ

гп1тоо1

1бЛ

'''

замена

оптимального вектора

[Х^]* на

вектор

[Хи] —

— 1010Ш0100010],

котором изменены значения бинарных переменных (вме-

сто

----- 0 и х

принято,

что x

-------

-----

1, а х

= x

= 0) что

физически соответствует замене гидроприводов

2иЗ

электроприводами,'при-

водит

относительно небольшому изменению массы системы:

G|,

[(А"

;;

)]

•=

184,75 кг, т. е.

отличается меньше,

чем на 1 % от G| = 183,1 кг.

Таким

об-

разом, возможность создания СПЭО определяется уровнем

ТЭП

всех элементов

системы (источники энергии, системы передачи

преобразования энергии).

В об-

щем случае решение такой задачи сводится

целочисленной задаче

булевыми

переменными, одним

из

методов решения которой может быть полный перебор

возможных вариантов назначений приводов.

312

ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ

Автомат запуска

167

Авюротация

161, 307

Баланс:

мощности

напряжений

48, 49

Винт:

воздушный

208

передачи

Водило

Время:

движения

паузы

147

переходного процесса

подключения

работы

145

срабатывания

трогания

49, 85

цикла

147

Гидропривод

222, 308

Гидронасос

Запуск:

автоматический

169

в воздухе

161

встречный

162

ложный

160

на земле

160

Классификация:

приводов следящих

107

характеристик статических исполни-

тельных механизмов

электромеханических

САУ по

инфор-

мативному признаку

электрооборудования

по

назначению

Корона

Коэффициент:

безразмерный

механической перегрузки

146

неодновременности работы

полезного действия

23, 36

пульсаций

связи

181

тепловой перегрузки

146

трения

Масса:

машины электрической

169

конструктивная

308

системы

Метод:

логических схем

240

Москвитина

пропорций

последовательных интервалов

средних потерь

151

структурных схем

239

управления электростартерами

168

численный

эквивалентного момента

150, 152

— тока

150, 152

Механизм:

исполнительный

повышенной надежности

233

Момент:

активный

аэродинамических

сил 37

вентиляторный

двигателя

динамический

38, 159, 161

дмссипативный

инерции

компрессора

160

критический

максимальный

нагрузки

80, 100

приведенный

39, 160

пусковой

25, 31

результирующий

161

сопротивления

стартера

160

статический

трения

38, 160

турбины

160

упругой деформации

шарнирный

эквивалентный

150, 152, 158

Мощность:

авиадвигателя

динамическая

159

полезная

141

потерь

98, 99

потребляемая

141

потребная

159, 163

установленная

эквивалентная

313

Муфты электромеханизмов:

механические необратимые 15

— проскальзывающие 19

— свободного хода 15

— фрикционные саморегулирую-

щиеся 16

электромагнитные гистерезисные 14

— порошковые 12

— торможения 14

электромеханические сигнальные 18

Надежность:

методы расчета 239

— повышения эксплуатационной

надежности 243

Обледенение:

авиадвигателя 258

планера 263

Обмотка:

возбуждения 26

муфты 16

управляющая 200

секционная 35

якоря 58

Обратная связь:

гибкая 55

жесткая 55

отрицательная 54

положительная 54

по скорости 66

Передача:

винтовая 21

коническая 21

одноступенчатая 20

одинарная 20

планетарная 20

шариковая 20

Постоянная времени:

нагрева 143

охлаждения 144

привода 114

электромагнитная 84

электромеханическая 80

Потери:

магнитные 170

механические 170

переменные 99

постоянные 99

переходных процессов 98

систем передач 23

энергии 45, 98

Привод:

астатический 109

гидравлический 4

пневматический 4

электрический 4

позиционный Н7

релейный 117

следящий 105

силовой 105

скоростной 109

электромагнитный 43

Процесс:

запуска 160

переходный 77

Редукторы:

винтовые 21

двухступенчатые 23

конические 20

одноступенчатые 20

планетарные 20

цилиндрические 20

Режим:

авторотации 160, 161

взлетный 160

генараторный 9

кратковременный 141, 145, 153

номинальный 141

повторно-кратковременный 141, 143

Свечи:

авиационные 175

искровые 176

поверхностного разряда 176

полупроводниковые 177

эрозионные 178

сигнализаторы обледенения 254

Система:

зажигания 175

магнитная 46

ограничения температуры 198

передачи энергии 23, 162

«привод—механизм» 41

прямого действия 53

топливная 186

управления авиадвигателями 198

— взлетно-посадочными уст

ройствами 227

— передней опорой 250

— приводом шасси 245

— рулями 222

— триммерами 225

Скорость:

взлета 227

посадки 227

начальная 170

окружная 20

полета 109

314

текущая 109

сопровождения 160

угловая 21, 85, 170

Система:

включения обмоток муфты 16

запуска силовой установки Ту-154 164

регулятора температуры 199

самонастраивающейся САУ 56

сигнализатора пожара 217

следящей системы 106

стабилизации цифрового привода 139

структурная электропривода 9

централизованной заправки топливом

196

электрогидравлическая тушения по-

жара в двигателе 216

Ток:

вихревой 85

пусковой 25

якоря 85

Управление:

амплитудно-импульсное 77

время-импульсное 76

выпуском и уборкой шасси 245

двухфазными электродвигателями 63

дискретное 69

заправкой топлива 196

колесами передней опоры 250

механизацией крыла и стабилизато-

ром 228

непрерывное 52

по времени 58, 161

потоком 61

процессом запуска 160

режимами работы 57, 61

цифровое 131

широтно-импульсное 70, 200

электронное 201

электростартерами 168

Уравнения:

движения 40, 49

динамики 48

Клосса 92

Максвелла 12

переходного процесса 77

электромагнитного привода 48

баланса мощности 48, 143

— энергии 39

— сил 48

— моментов 48

— напряжений 49

Флюгирование:

автоматическое 211

принудительно 215

Характеристики:

динамические 48, 113

механическая 24, 41

моментные 25

регулировочные 25

статические 25, 34, 44, 47

холостого хода 25

частотные 116

электродвигателей 24, 28

Электродвигатели:

асинхронные 5, 28

бесконтактные 6, 7, 24, 31

двухфазные 28, 63

трехфазные 28, 29

параллельного возбуждения 24

последовательного 26

смешанного 27

Электропривод:

астатический ПО

интегрирующий 109

позиционный 117

скоростной 110

цифровой 131

Энергия:

гидравлическая 3

кинетическая 39

магнитная 45

пневматическая 3

относительная 5

электрическая 3

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение 3

РАЗДЕЛ I

ОСНОВЫ ТЕОРИИ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ЭЛЕКТРОПРИВОДА

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Глава 1. Элементы авиационного электропривода 8

1.1. Структурная схема и классификация 8

1.2. Муфты авиационных электромеханизмов И

1.3. Элементы передачи механической энергии 19

1.4. Потери и коэффициент полезного действия в системах пере-

дачи механической энергии 23

1.5. Характеристики авиационных электродвигателей постоян-

ного тока 24

1.6. Характеристики авиационных электродвигателей перемен-

ного тока 28

1.7. Характеристики бесконтактных электродвигателей постоян-

ного тока 31

Глава 2. Условия совместной работы электропривода и механизма 37

2.1.

Моменты и силы сопротивления, создаваемые исполнитель-

ными механизмами 37

2.2. Приведение моментов и сил к одному валу 39

2.3. Уравнение движения электропривода 40

2.4. Статическая устойчивость системы «привод — исполнитель-

ный механизм» 41

Глава 3. Авиационный электромагнитный привод 43

3.3. Эксплуатационные характеристики 43

3.2. Статические характеристики электромагнитов 44

3.3. Динамические характеристики электромагнитов 48

3.4. Форсирование переходных процессов 51

Г л а в а 4. Методы непрерывного управления электроприводами. . . . 52

4.1.

Общие сведения 52

4.2. Особенности пуска, торможения и реверсирования электро-

приводов . 57

4.3. Торможение и реверсирование двигателей постоянного тока 61

4.4. Особенности управления двухфазными асинхронными дви-

гателями .... 63

4.5. Управление при помощи замкнутых электромеханических

систем 65

4.6. Регулирование скорости асинхронных электродвигате-

лей при помощи замкнутых САР 68

316

Глава 5.

5.1.

5.2.

5.3.

5.4.

Глава 6.

6.1.

6.2.

6.3.

6.4.

6.5.

6.6.

6.7.

6.8.

6.9.

6.10.

Глава 7.

7.1.

7.2.

7.3.

7.4.

7.5.

Г л а в а 8.

8.1.

8.2.

8.3.

8.4.

8.5.

8.6.

8.7.

Методы дискретного управления электроприводами ... 69

Общие сведения 69

Широтно-импульсное управление электроприводами ... 70

Реверсивная схема управления 73

Время-импульсное и амплитудно-импульсное управление

электроприводами 76

Переходные процессы в электроприводе 77

Общие сведения 77

Уравнение движения электропривода с электродвигателем

постоянного тока независимого возбуждения 79

Типовые переходные процессы 82

Влияние электромагнитной постоянной на переходный про-

цесс 84

Переходные процессы в электроприводах с двигателями

постоянного тока независимого и параллельного возбужде-

ния в тормозных режимах 87

Переходные процессы в электроприводах с трехфазными

асинхронными двигателями 91

Переходные процессы в электроприводах с двухфазными

индукционными электродвигателями 94

Численные методы расчета переходных процессов в электро-

приводах 95

Потери энергии при переходных процессах в электроприво-

дах 98

Способы уменьшения потерь при переходных процессах в

электроприводах Ю2

Силовой следящий электропривод 105

Классификация Ю5

Скоростной астатически следящий привод автомата тяги . .109

Позиционный релейный следящий привод регулирования

подачи топлива к авиадвигателю И7

Повышение точности в двухканальных следящих приводах 129

Цифровой следящий привод авиационных механизмов . . 131

Выбор типа и мощности электродвигателя 140

Общие сведения 140

Нагрев и охлаждение электродвигателей при продолжи-

тельном режиме '43

Нагрев и охлаждение электродвигателей при кратковре-

менном режиме • • 145

Нагрев и охлаждение электродвигателя при повторно-

кратковременном режиме работы |47

Выбор электродвигателя 148

Выбор электродвигателя для кратковременного и повтор-

но-кратковременного режимов |53

Выбор электродвигателя для следящего электропривода 156

РАЗДЕЛ п

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ

Глава 9. Пусковые системы газотурбинных двигателей 160

9.1.

Особенности процесса запуска 160

9.2. Пусковые устройства. Выбор передаточного отношения ре-

дуктора '62

317

9 3. Законы управления процессом запуска 166

9.4. Методы управления электростартерами .

168

9.5. Системы электрического зажигания газотурбинных двига-

тел ей . т¬

I/O

Глава 10. Системы электропривода программного управления расхо-

дом топлива

jgg

in'о"

ипы

топл

ивных насосов и их характеристики . . 186

10.2.

Способы управления процессом выработки топлива . 190

10.3.

Схемы программного управления электродвигателями

топливных насосов 193

10.4. Управление централизованной заправкой топливом . . 196

Глава 11. Электрические системы управления режимами работы авиа-

двигателей

198

11.1. Системы автоматического ограничения темлературы газов

за турбиной . 198

11.2. Электронные системы управления авиадвигателями '. . '. 201

11.3. Бортовые ЦВМ в контуре управления авиадвигателем . . 206

Глава 12. Системы флюгирования воздушных винтов 208

12.1. Общие сведения 208

12.2. Автоматическое флюгирование . . . . . . ' ' * 211

12.3. Принудительное флюгирование ] [ [ \ 215

Глава 13. Пожарное оборудование воздушных судов 216

РАЗДЕЛ III

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АГРЕГАТАМИ

И УСТРОЙСТВАМИ, РАБОТАЮЩИМИ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ ПОТОКЕ

л а в а 14. Электрооборудование систем управления самолетом ... .222

14.1. Общие сведения 222

14.2. Электрооборудование систем повышения устойчивости' и

управляемости 293

14.3. Электротриммирование рулей 225

Глава 15. Электрические системы управления взлетно-посадочными

устройствами 227

15.1. Назначение механизации крыла и стабилизатора ..... 227

15.2. Системы управления механизацией крыла и стабилизатором 228

ie *

Авиаи

ионн

ые электромеханизмы повышенной надежности

233¬

15.4. Механические характеристики МПН 235

15.5. Методы расчета и способы повышения эксплуатационной на-

дежности систем электропривода 239

Глава 16. Системы управления приводов шасси 244

16.1. Общие сведения 244

16.2. Управление выпуском и уборкой шасси 245

16.3. Автоматы торможения колес 249

16.4. Системы управления поворотом колес передней опоры . . .250

Глава 17. Противообледенительные системы ... ......... 253

17.1. Общие сведения 253

17.2. Датчики и сигнализаторы обледенения .254

17.3. Противообледенительные системы авиадвигателей .... 258

318

17.4. Воздушно-тепловая противообледенительная система пла-

нера 263

17.5. Электроимпульсная противообледенительная система пла-

нера I 270

РАЗДЕЛ IV

СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Глава 18. Некоторые сведения из авиационной светотехники .... 274

18.1. Системы энергетических и световых величин 274

18.2. Оптические характеристики веществ, тел и сред 276

Глава 19. Источники оптического излучения и световые приборы . . 280

19.1. Лампы накаливания 280

19.2. Люминесцентные лампы 282

19.3. Световые приборы 285

Глава 20. Посадочно-рулежное и аэронавигационное оборудование 286

20.1. Посадочно-рулежное оборудование 286

20.2. Аэронавигационное оборудование 292

Глава 21. Оборудование для освещения внутренних помещений воз-

душных судов и внутрикабинной световой сигнализации . 297

21.1. Оборудование для освещения внутренних помещений воз-

душных судов 297

21.2. Оборудование для внутрикабинной световой сигнализа-

ции 303

Глава 22. Электрооборудование перспективных воздушных судов. . 306

22.1. Перспективы создания самолета с полностью электриче-

ским оборудованием . 306

22.2. Аналитические модели выбора типа силовых приводов. 308

Предметный указатель 313