файбышенко


Чтобы посмотреть этот PDF файл с форматированием и разметкой, скачайте его и откройте на своем компьютере.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Л.А.Файбышенко
Электрооборудование воздушных с
дов
гражданской авиации
Санкт
Петербург
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
В данном учебном пособии изложены общие сведения, состав, структура, при
цип работы систем электроснабжения и потребителей электроэнергии самолётов и
вертолётов гражданской авиации.
Пособие предназначено для студентов учебных заведений гражданской авиации
специализаций ЛЭ и ТОЛААД.
Пособие составлено в соответствии учебными программами подготовки специ
а−
листов по эксплуатации авиационной техники.
Пособи
е может быть использовано студентами заочниками всех специализаций,
изучающими электрооборудование воздушных судов.
Пособие рекомендовано к применению ППС кафедры №11 Санкт
Петербургского
государственного университета гражданской авиации.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Соде
ржание
Общая характеристика электрооборудования
………………………………
1.1.
Классификация электрооборудования
………………………………………...
1.2.
Технико
экономические требования к электрооборудованию са
молё
тов и
вертолётов гражданской ави
…………………………………………………..
1.3
бщие сведения о системах электроснабжения ВС и их основных
ар
метрах
……………………………………………………………………………….12
2. Э
нергоснабжение самолётов с основной системой электроснабжения
остоя
ного
ока
……………………………………………………………………….
2.1.
Авиационные аккум
ляторн
ые батареи
2.1.1.
Конструкция, принцип действия кислотных аккумуляторов
……………..
2.1.2.
Конструкция, принцип действия щелочных аккумуляторов
……………...
2.1.3.
Выбор типа и количества аккумуляторных батарей. Уста
новка акк
муля
торов
на са
молётах
………………………………………………………………………………
2.1.4. Совершенствование эксплуатации аккумуляторных батарей на борту с
молётов
и вертолётов гражданской авиации
……………………………………………………..3
2.1.5. Обогрев аккумуляторных батарей………………………………………………..36
Генерато
ры постоянного тока
……………………………………………………..
3.1.
Принцип действия г
нератора
…………………………………………………...
3.2.
Возбуждение генер
тора
Аппаратура регулирования, управления и защиты генераторов посто
янного
ока
………………...4
4.1.
Регуляторы напряж
………………………………………………………….
4.2
Параллельная работа генераторов постоянного тока
……………………………..
4.3.
Дифференциальные минимальные реле (ДМР)
………………………………..
4.4.
Автоматы защиты от перенапряжения (АЗП)
…………………………………..61
Аэродромное электропитание постоянным током
………………………………
. Системы распределения постоянного тока
………………………………………
6.1. Радиальные (разомкнутые) системы распределения постоянного т
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
6.2.Замкнутые (кольцевые) системы распределения постоянного
тока
…………
6.3.
Монтажные и защитные устройства систем распределения электроэне
гии
…….74
6.4. Требования к апп
ратам защиты
………………………………………………
…….
6.5. Используемые на воздушных судах аппараты защиты
…………………
….
……


6.6.К
мутационная
аппаратура
………………………………………………
6.6.1. Коммутационная аппаратура для ручного управле
ния электрическими
………………………………………………………………………
………
…..
6.6.2. Электромагнитные реле и контакторы
…………………………………
……..
6.7. Сигнальная и контрольно
измерит
ельная аппаратура
…………………………
…..87
7. Преобразователи постоянного тока в переменный ток
…………………………
….
7.1. Электромашинные преобразователи
……………………………………………
….. 88
7.2. Статические преобразователи
…………………………………………………
….
8.
Энерг
оснабжение
самолётов и верт
олётов со смешанной системой
лектро

снабжения
……………………………………………………………………………
Энергоснабжение
самолётов и вертолётов с основной системой электро
сна
жения 3х фазного переменного тока 200/115 В 400 Гц
………………………
.1. Бесщёт
очные генераторы трёхфазного переменного тока
…………………
…..94
.2. Пускорегулирующая и защитная аппаратура 3х фазных генерат
ров
ременного
ка……………………………………………………………………..
.97
.2.1. ППО (привод постоянных оборотов)
………………………………………
…..97
.2.2. Устр
ойства предотвращения включения генератора до выхода запус
каемого
гателя на режим малого газа
………………………………………
………………
101
.2.3. Блок
регулирования напряжения
…………………………………
…………..102
.2.4. Блоки защиты и управления (БЗУ)
……………………………………
………..104
.2.5. Б
локи регулирования частоты (БРЧ)
……………………………………
……...
107
.2.7. Дифференциальная токовая защ
та от коротких замыканий
……………
….109
.3. Распределение электроэнергии трёхфазного переменного тока 200/115 В
частотой
400
Гц..………………………………………………………………………
110
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
4. Вторичные системы электроснабжения самолётов и вертолётов с энерге
тикой п
е−
ременного тока 200/115 В частотой 400 Гц
……………………………….…
……111

.4.1. Вторичные системы переменного тока 36 В
………………………………
……..
.4.2. Вторичные системы постоянн
ого тока
……………………………………
……..
.112
.4.3. Трансформаторы и трансформаторно
выпрямительные блоки
…………...
.........
.5. Контрольно
измерительные и сигнальные устройства
……………
…………114
Электрифицированные системы управления самолётом
………………
…..
……..
.1. Э
лектромеханизмы дистанционного управления
…………………………
…….
..11
.2.Электромеханизмы управления триммерами (самол
тов Ан
……
…………121
.3. Электромеханизмы управления загружателями и триммерным эффе
том
.4. Системы управления закры
лками
…………………………………………
…...
….125
.4.1. Система управления закрылками самолёта Ан
……………………
……
…..
.4.2. Система управления закрылками с
молёта Ан
24 (Ан
26)
………
…..
……….130
.4.3. Электрогидравлическая система управления закрылками тяжёлых
маги
страль
ных самолётов
……………………………………………………………….132
.5. Система управления предкрылк
………………
…..
………………………….141
.6. Система управления стабилизат
…………
……………………………..150
.7. Система управления интерцептор
ми
…………
…..
………………………..155
.8. Система управления убо
ркой и выпу
ком ша
…………………………...15
.9. Сигнализация ша
си
……………………………………………………...…158
.10. Система управления поворотом колёс (колеса) пере
ней сто
ки
…………………………………………………………………………….
161
10.11. Система управления поворотом передн
колёс са
молётов Ту
204 (214)
использованием вращающихся трансформаторов
………
…………………..165



.12. Система торможения колёс основных стоек шасси
…………
…………...…168


10.13. Система торможения колёс со
временных магистральных сам
лётов
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
1 класса
…………………………………………………………………
…………170


11. Противообледенительные системы
……………………………………
………174
1. Воздушно
тепловая ПОС самолётов Ту
……………
…………..175
11.2. Электротепловые противообледенительные системы
…………………..…176
11.3. Обогрев стёкол кабины экипажа
……………………………………………..177
11.4. Электроимпульсная п
ротивообледенительная система
ПОС)
11.5. Сигнализаторы обледенения
……………………………………………………184
11.5.1.Радиоизотопный
сигнализатор обледенения
РИО
………………………..184
11.5.2. Сигнализаторы обледенения СО
121ВМ
……………………………………185
12. Системы запуска двигателей
…………………………………………………..…188
12.1. Системы
воздушного
запуска поршневых двигателей
……………………….188
12.2. Системы электрического запуска поршневых двигат
лей
……………………190
12.3. Системы запуска газотурбинных двигателей
………………………………… 195
12.4.Особенности электрического запуска ГТД
………………………
…………….196
12.5. Основные этапы запуска газотурбинных двигателей
…………………………
200
13. Светотехническое оборудование воздушных судов
…………………………….202
13.1. Внешнее светотехническое оборудование
…………………………………..…202
13.2. Внутреннее светотехническое оборудование
…………
……………………….208
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
ЭЛЕКТРООБОРУ
ДОВАНИЯ
ЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
. КЛАССИФИКАЦИЯ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Все электрооборудование самолет
ов и вертолётов гражданской авиации
в з
симости от назначения
отдельных его элементо
в можно разделить на
оборудование
систем электроснабжения и электрооборудование электрифи
цированных самолёт
ных
систем.
Системы электроснабжения включают в себя:
электрические генераторы постоянного и
переменного тока с
о своей пу
с−
регул
рующей и защ
итной аппаратурой;
преобразователи
электр
ческой энергии
аккумуляторные батареи;
систему
передачи и распр
деления электрической энергии
Потребители электрич
ской энергии
пилотажно
навигационный комплекс;
электрифицированные системы управления
самолётом или вертол
том;
системы управления закрылками, предкрылками, инте
цепторами;
система управления пер
становкой стабилизатора;
системы управления убо
кой и выпуском шасси;
система
управления поворотом колёс передней стойки ша
си;
тормо
зная система самол
та;
электрооборудование ги
равлической системы;
электрооборудование то
ливной системы;
система запуска вспомогательных силовых установок и дв
гателей;
электрооборудование си
темы кондиционирования воздуха;
противообледенительн
ые системы;
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
внешнее и внутреннее св
тотехническое оборудование;
бытовое электрооборудов
ние.
о характеру
использования
элект
рической энергии
всё
электрообору
довани
можно разделить на следующие категории:
управляющие схемы сложных самолётных систе
м (например система запуска
ВСУ, система управления механизацией крыла и др.);
электрические приводы отдельных агрегатов и механизмов (шас
си, за
крыл
ков,
триммеров, н
сосов и т. д.);
электронагревательные и противообледенительные устро
ства;
освети
тельные и светоси
нальные установки;
Помимо классификации по назначению, все электрооборудование де
лится на три
категории по х
рактеру работы:
электрооборудование
дл
тельного
режима работы;
электрооборудование
кратковреме
ного
режима работы;
элект
рооборудование
повторно
кратковременного режимов
раб
ты.
При
этом имеется
в виду не абсолютная длитель
ност
работы
, а её связь с те
ловой инерцией элементов оборудования.
При работе электрооборудования часть электроэнергии расходуется на на
грев
провод
ов, перемагничивание железных сердечников, на преодо
ление сил трения и
т.д. Как следствие, происходит выделение тепла, кото
рое рассеивается в окружа
щей среде.
При длительном режиме работы п
осле включения соответствующего элек
троагрегата выделение тепла
в окружающую среду
сначала
незначи
тельно
почти
всё тепло уходит на нагрев самого агрегата. По мере на
грева агрегата ко
личество
тепла, уходящего в окружающую среду, увели
чивается
. Рост темпера
туры агрегата
замедляется.
В некоторый момент времени кол
ичество тепла, от
даваемого в окр
жающую среду, становится равным общему количеству выде
ляемого тепла. Дал
нейший рост темпера
туры агрегата пр
кращается.
При кратковременном режиме работы электроагрегаты за время ра
бо
ты не у
с−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
певают нагреться до устано
вившихся значений температуры, а во время паузы в р
боте охлаждаются до температуры о
ружающей среды.
При повторно
кратковременном режиме работы электроагрегат за время ра
боты не успевает нагреться до установившихся значений темпера
туры, а за время
пауз
в работе не успевает охладиться до температуры ок
ружающей ср
ды.
Повторно
кратковременный режим работы характеризуют относи
тельной пр
должительностью работы (относительной продолжительно
стью включ
ния):

=
tïàóç
tðàá
tðàá

зависимости
от условий работы и нагрузки
жет изменяться в широком
диапазоне. При этом
чем больше время пауз, т
ем меньше
тем
большую на
грузку можно допу
тить.
В повторно
кратковременном режиме работают электромеханизмы т
ров,
электромеханизмы триммерного эффекта и секции цикличе
ского эле
тро
обогрева
элементов план
ра и воздушных винтов.
Все элементы элетрооборудования выбирают с таким расчё
том, чт
бы при
их работе с заданной нагрузкой при заданных условиях о
лаждения температура их
отдельных частей не превышала допустимого зн
чения.
. ТЕХНИКО
ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯ
ЛЯЕМЫЕ
К ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЮ САМОЛЁТОВ И ВЕРТО
ЛЁТОВ
ГРАЖДАН
СКОЙ АВИ
ЦИИ
Все требования, предъявляемые к самолетному электрооб
орудо
ванию, можно
разделить на общие (обязательные для любого электро
оборудования) и специаль
ные
(обусло
ленные спецификой его работы
на самолете).
К общим требованиям отн
сятся:
высокая надежность, т. е. свойство элемента, узла, агрегата ли,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
системы
сохранять свои параметры в заданных пределах при
облю
дении у
новленных правил технической эксплуат
минимальный вес и габар
ты;
удобство и безопасность в эксплуатации;
ремонтно
эксплуатационная технологичность и низкая стои
мость.
ысок
ая надежность
работы
в течение установленного срока службы
на сам
лётах и вертолётах имеет первостепенное значение, так как электрооборудова
ние эк
плуатируется в полёте и при его отказе последствия могут быть катас
фическими.
Высокая надёжность
самоле
тного
электрооборудования
обеспечивается сле
дующими мерами:
на стадии конструирования
разработка наиболее грамотных и рацио
нальных
электрич
ских схем;
использование
качестве
ных материалов
высок
ая культура
произво
ства
многократное
дублиро
вание цепей питания ответственных потребит
лей
дуб
лирование наиболее ответственных агрегатов электрооборудов
защит
ошибочных действий члена экипажа (оператора)
, могущих при
вести к
авариям
защита источников, потребителей и сети в случае
ава
рий и коротких зам
Требование
минимального
веса
баритов
(без
ущерба для н
дежности и других технико
экономических п
казателей)
Данное требование
имеет для самолетного электрооборудования осо
бенно бол
шое зна
чение. Это объясняется тем, ч
то самолетное электрообору
дование вме
сте с д
полнительными опорными конструкциями и крепежным ма
териалом пер
зится на
самом дорогом виде транспорта.
Так как на перевозку каждого килограмма собственного веса само
лета на пол
ную
дальность тратится 4
топлива, то
каждый лишний кил
грамм веса элек
трооборудования приводит к
четырех
, пятикратному увеличению его п
летного
веса.
Подсчитано,
что стоимость перевозки электрооборудования в течение его срока
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
службы превышает стоимость самого электрооборудо
вания и
что
подав
ляю
щая часть
затрат на электрооборудование в связи с этим связана не с производст
вом, а с эк
плуатацией.
Снижение веса самолетного и вертолетного электрооборудования
по сра
нию
с наземным электрооборудованием достигается сле
дующими
рами:
применением высококачественных и легких конструктивных, изо
ционных и
магнитных мат
риалов;
повышением допустимых механических, электрических и тепло
вых н
гру
зок
с
допустимым
снижени
срока службы
, но в пределах ресурса с
молёта
приме
нением электрических машин с повышенными скоростями
щения;
заменой медных проводов в электрических сетях и аппаратах
, где это воз
можно,
на
алюмини
вые.
Все
перечисленные
меры привели к значительному снижению веса са
молетного
электрооборуд
вания по
сравнению с наземным. Например, если на
земная элек
трическая машина постоянного тока мощностью 25
кВт
имеет вес свыше 300
то
электрическая машина той же мощности, устанавливае
мая на самолете, весит 50
Тем не менее
вес электро
оборудования превы
шает вес всего остального специ
ального
обору
дования самолета.
Только вес электрической сети на тяжелых са
летах пр
вышает тонну и составляет около 25% в
са всего обору
дования.
Поэтому дальнейшее снижение веса самолетного электрооборудо
вания оста
ется
важной зад
чей.
Требование минимальных габаритов самолетного электрообору
дования вы
звано
ограниченностью пространства вну
ри самолета.
Удобство
безопасность
эксплуатации
монтно
эксплуатационная
технологич
ность
Самолётное электрооборуд
ование эксплуатирует экипаж конкретного самолёта
(вертолёта).
Удобное расположение аппаратуры управления (вы
ключателей, пере
ключателей, кнопок), контрольно
измерительной и сигналь
ной
аппаратуры, мак
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
симальная автоматизация операций по управлению
и контр
лю позволяет облег
чить
работу летного экипажа и уменьшить его чис
ленность
, увеличить уровень безопасн
сти
С точки зрения безопасности
также
должна быть исключена
возмож
ность со
прикосновения членов экипажа или пассажиров с то
копроводящими элементами,
нах
щимися под повышенным напря
жением или имеющими температуру в
ше
70 °С.
Требование ремонтно
эксплуатационной технологичности преду
смат
ривает такое
размещение и монтаж агрегатов электрооборудо
вания на само
лете, при котором
обеспечива
ются
хорошие
подходы
к агрегатам, возмож
ность быстрого нахождения и
устранения неис
правностей и замены вышед
шего из строя оборудов
ния.
Специальные
требования

предусма
ривают:
независимость работы электрооборудования от
атмосферных факто
ров (
да
ния, темп
ратуры и влажности окружающей среды
независимость работы электрооборудования
от
присутствия
в воздухе
паров
бен
зина,
керосина, смазочных
мас
, гидравлических жидкостей
и к
слот;
независимость работы
электрооборудования
т положения в про
странс
ве;
нормальную работу при вибрационных и инерционных
ерегруз
ках, н
блю
дающихся на с
молетах;
взрывобезопасность и п
жаробезопасность;
отсутствие
влияния на
раб
ту
бортового
оборудования
Эти требования вызваны условиями работы самолетного электр
обору
дования и
также накладывают существенный отпечаток на выбор конс
рук
тивных, провод
никовых и изоляционных материалов, на кон
структивное вы
полнение агрегатов, те
нологию их производства и
монтажа и другие п
метры.
1.3. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О
СИСТЕ
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕ
НИЯ И ИХ
ОСНОВНЫ
АРАМЕ
В состав
систем
ы электроснабжения
входят
элементы элек
трооборудо
вания, при
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
помощи которых обеспечивается генерирование,
преобразование, передача и рас
пределение электрической энергии,
т. е. источники, пре
разователи и элек
трическая сеть самолета
вместе с относящимися к ним системами
контроля,
упра
ления, регулирования
и защ
ты.
В зависимости от того, какой ток (постоянный или переменный)
на самолете
является основным, различают
основные
системы электр
оснаб
ния п
стоянного
тока, пе
ременного тока и смешанные.
В системах постоянного тока основными источниками электриче
ской энергии
являются генераторы постоянного тока
, устанавливаемые на двигателях и прео
б−
разующие
часть
механической энергии
генераторо
в электрическую энер
гию.
При
этом на каждом маршевом двигателе устанав
ливают один или два генера
тора один
а−
ковой мощности. Мощность генерато
ров определяют из расчёта макси
мальной п
требляемой мощности с запасом, необходимым для питания всех потре
бит
елей эле
троэнергии в случае отказа одного генератора или одн
го из двигате
лей.
На самолётах
и вертолётах с электрическим запуском маршевых двигателей вместо генераторов и
с−
поль
зуются
тартер
генераторы
, которые при запуске рабо
тают в стартёрном ре
жиме,
т.е. режиме электродвигателя, обеспечивая раскрутку соответствую
щего двигателя.
После запуска они переходят в генераторный режим, обес
печивая выработку электр
энергии.
На газотурбинных самолётах, имеющих вспомогательную силовую ус
тановку
(ВСУ), предусм
атривается резервный генератор
(стартёр
генератор)
, который уста
навливается
на ВСУ. Его мощность соизмерима
с мощностью осно
ных генерато
ров.
В полёте
резерв
ный генератор
использу
ется при от
казе всех основных генера
торов
для питания бортсети. При это
м часть мало
важных потребителей автомати
чески или
вручную
отключается
На земле ре
зервный генератор используется
при отсутствии а
дромного источника для питания бортс
Аварийными источниками электроэнергии являются
аккумулятор
ные бата
реи.
В по
лёте при отказе
всех основных генераторов они обеспечи
вают эле
тропи
тание всех жизненно важных потребителей электроэнергии, а также аварийный за
пуск
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ВСУ. На земле, при отсутствии аэродромного ис
точника постоянного тока, от аккум
ляторов производится ав
тономный за
пуск ВСУ. Также на земле от аккуму
ляторов
возможно кратковременное
электропитание
маломощных потребит
лей.
Предусматривается подключение аэродромного источника постоян
ного тока с
помощью спец
ального ште6псельного разъёма.
Для
олучения пер
еменного тока
применяются электромашинные
или ст
тиче
ские
преоб
разователи
, использующие часть электроэнергии основной сист
мы элек
троснабжения.
На самолетах с системами электроснабжения переменного тока ос
нов
ными ис
точниками электрической энергии яв
ляются генераторы
трёхфазного
переме
ного тока
обычно по одному генератору на каждом двигателе
. Боль
шинство п
требите
лей в этом
случае получает
питание от сети переменного тока.
На ВСУ
предусмат
ривается р
е−
зервный генератор переменного т
ка.
Для питани
я жизненно важных потребителей переменного тока ис
пользуются
электромашинные или статические преобразователи постоянного тока в перемен
ный
(на современных самолётах
статич
ские).
Для
питания
потребителей
постоянн
ого
ток
в таких системах
электро
снаб
жения
спользуются
трансформаторно
выпрямительные блоки
пря
мительные устрой
ства)
, а также аккумуляторные батареи, являющиеся ава
рийными и
точниками по
стоянного тока.
а самолетах со смешанными системами электро
снабжения
на каждом дв
теле
устанав
ливаются как генераторы постоянного тока, так и
соизме
римые с ними по мо
ности генераторы переменного тока. К та
ким системам можно
отнести сис
темы эле
троснабжения
турбовинтовых самолетов
и верто
лётов
Напр
мер,
на са
молёте Ан
26 на
каждом двигателе у
станавливается ге
нератор СТГ18ТМО
1000 мощностью 18 кВт и
генератор ГО16ПЧ8 мощно
стью 24кВА. На ВСУ устанавлива
ется, как правило, ста
тёр
генератор посто
янного тока и генератор переменного т
ка.
В системах электроснабжения отечественных самолетов
и вер
толётов
приняты
следующие величины номинальных н
пряжений:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
у генераторов постоянного тока
28,5
у аккумуляторных батарей
у преобразователей постоянного тока в однофазный переменный
ток частотой
115 в;
у преобразователей постоянного то
ка в трехфазный переменный
ток частотой
400
у трехфазных генераторов переменного тока част
той 400
120/208
(120
фазное, 208
линейное напряжение).
Однофазные генераторы переменного тока выполняются на номи
наль
ное напря
жение 120
или 208
2.
ЭНЕРГ
ОСНАБЖЕНИЕ
САМОЛЁТОВ С ОСНОВНОЙ СИСТЕМОЙ
ЭЛЕКТРО
СНАБЖЕНИЯ
ПОСТОЯННОГО Т
На самолётах
с основной системой электросн6абхения постоянного тока как пр
а−
вило
дополнительно
предусмотрены две вторичных системы электроснабжения пер
е−
менного
тока
, соответственно однофазного перемен
ного тока 115 В частотой 400 Гц и
трёхфазного переменного тока 36 В ча
той 400 Гц
В системе
постоянного тока основ
ными источниками электроэнергии явля
ются
генераторы постоянного тока, уста
новленные на марше
вых двига
телях, ре
зервным и
точником является генератор ВСУ, аварийными источни
ками
аккуму
ляторные бат
а−
реи. Предусмотрено под
ключение аэродромного источника п
стоян
ного тока.
Во вторичн
ой системе
электроснабжения
однофазного переменного тока 115 В
частотой 400 Гц в
качестве источников электро
снабжения исполь
зуются
три элек
тро
машинных
преобразовател
постоянного тока в однофа
ный пере
менный ток на
пряжением 115 В частотой 400 Гц
один рабочий (основной), второй
резерв
ный,
третий
аварийный
. На некоторых самолё
тах пре
дусмотрено подключение аэродро
м−
ного ис
точника однофазного пе
ременного тока н
пряже
нием 115 В часто
той 400 Гц.
Во вторичной системе электроснабжения трёхфазного переменного тока
36 В
частотой 400 Гц в качестве источников эл
ектро
снабжения исполь
зуются четыре эле
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
тро
машинных преобразователя постоянного тока в трёх
фазный п
менный ток на
пряжением
36 В частотой 400 Гц.
Два из них, мощностью от 500 ВА до 1500 ВА, с
ответственно рабочий и резервный, обеспечивают электроп
итание сети 36 В. Два др
гих, чаще всего ПТ
200, обеспечивают резервное питание авиаг
зонтов.
1.
АВИАЦИОННЫЕ АККУМУЛЯТОРНЫЕ БАТ
РЕИ
Аккумуляторы являются химическими источниками
электроэнергии
раб
таю
щими циклично, в режиме заряд
разряд,
в котор
ых химическая энергия (энергия
окислитель
ного и восстановительного процессов) превра
щается
неп
средственно
электрическую без промежуточной трансформа
ции в
другой вид
ействие аккумуляторов
основано на обратимых электрохимических реакциях.
Это значит,
что
если после разряда аккумулятора к нему подвести эне
гию от посто
роннего источника
постоянного
тока, то из продуктов реак
ции разряда полу
чаются
первоначальные активные вещества. Таким образом, аккумуляторы
явля
ются химич
е−
скими источниками
электроэн
ергии
мног
кратного действия.
В настоящее время на самолётах и вертолётах
гражданско
й авиации примен
я−
ся
слот
ные
свинцовые
)
и щелочные (никель
кадмие
вые)
аккумуляторы
2.1.
1.
Конструкция, п
ринцип действия
кислотного
акк
мулятора.
В кислотном
акку
муляторе активным ве
ществом положительн
ых элек
тродов
яв
ляется двуокись свинца РЬО
отрицательн
ых электродов
губча
тый свинец РЬ
лектролитом
служит водный раствор серной кислоты
SO


разряд
. Пр
ходящие в ак
муляторе электрохимические процессы выража
ся уравнен
PbO
Pb

PbS0
+
0 + PbSO

заряд
Из формулы видно, что активные вещества положительных и отрица
тельных
электродов при разряде перех
одят в сульфат свинца. Одновременно выделяется вода,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
которая разбавляет кислоту, уменьшая концентрацию элек
лита.
При заряде аккумулятора, под действием электрической энергии,
на электро
дах
аккумулятора восстанавливаются исходные вещества. Одновре
мен
но возрас
тает ко
центр
ция электролита.
Кислотный аккумулятор имеет корпус в виде моноблока из прессован
ного эб
нита (рис.2.1)
котор
ый образует двенадцать изолированных друг от друга ячеек, к
а−
ждая из которых является корпусом для отдельного аккуму
тора б
реи.
В каждой
ячейке расположены положительные и отрица
тельные электроды в виде наборов п
ложит
ельных
(рис.2.1) 6
и отрицатель
ных
пластин. Как положи
тель
ные, так и отр
цательные пластины представ
ляют собой тонкие решет
ки, отли
тые из спла
ва свинца с
сурьмой, в ячейки которых вмазы
вается активная масса в виде пасты. Таким образом,
решетка служит
основой, на кот
рой закрепляется ак
тивное вещество, и одновременно
проводн
ком тока.
Пластины одной полярности спаяны между собой параллельно за
спе
циальные
приливы
ушки свинцовым мостиком (бареткой) 7 с вы
водным шты
рем и образуют п
лублок. Два полублока из пластин раз
ной полярности, вставле
ных один в дру
гой так,
чтобы полярность
пластин чередовалась, об
разуют блок
стин 2
ластин
разно
й полярности в блоке
изолируются друг от друга
с
мощью с
параторов
тонких пластин из микропористого эбо
нита. С од
ной стороны повер
ность сепаратора делается гладкой, а с
другой (обращен
ной к положитель
ной пласт
не)
ребристой. Это
делается с це
лью увеличе
ния пространства для ки
слоты у пол
житель
ных пластин, где её
расходуется больше. В зависимости от
мкости
аккум
ляторной батареи и её назн
ния
блоки
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 2.1. Конструкция
кислотн
ой аккумуляторной бат
реи:
корпус
блок пластин;
отрицательные пластины;

опорные ба
мачки;
сепараторы; 6
положительные пластины;
ретка;
предохран
тельный щиток;
отражательный щиток;
пробка;
крышка;
межэлементное соед
нение;
выходной зажим.
пластин имеют
разное количество пластин, которые имеют разные ра
меры и тол
щину.
Блоки пластин помещаются в ячейки моноблока. Сверху блока с
целью защиты
верхних кромок се
параторов от поломки при замере уровня и плотно
сти электрол
та
прокладывается
винипластовый п
редо
хранительный щиток
Выше пре
дохрани
тельного щитка с опорой
на баретки располагается эбони
вый отражательный щ
ток
торый предохраняет электролит от
выпле
скивания при работе в усло
виях ви
рации.
Каждая ячейка моноблока закрывается эбонито
вой крышкой
11
с тремя отвер
стиями. Крайние отверстия служат для выводов штырей
бареток, а среднее
для за
ливки электролита и для выхода газов,
образующихся при работе. В отверстия для
штырей впрессованы свин
цовые втулки, выступаю
щие над верхней плоск
остью
крышки на 4
÷5
При сборке аккумулятора выводные штыри спа
ваются с вы
сту
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
пающими бортиками втулок.
Все элементы последовательно соединяются между собой в батарею
свинцовыми
перемычками
От крайних элементов на торц
вую стенку мо
нобло
ка выве
дены з
жимы
для присоединения б
тареи к внешней цепи.
Отверстие для заливки электролита закрывается пробкой
При
хра
нении
акку
муляторных батарей до их ввода в
эксплуатацию или при дли
тельной их
консерва
применяются глухие пробки из черного эбо
нита, ко
торые для отличия от рабо
чих
пробок закрашиваются сверху красной
крас
кой. Во время эксплуат
ции аккуму
ляторных батарей применя
ются рабочие пробки, которые
имеют в своей конструк
ции
предохранительный клапан,
обеспечива
ющий
св
бодный выход газо
в при нор
мальном положении и не
выливание электролита при наклонах
и опрокидывании ба
тареи
при эвол
циях самолёта.
На самолётах и вертолётах гражданской авиации в настоящее время и
пользу
ются кислотные а
кумуляторные батареи следующих типов:
30
авиационный аккумулятор нестартерного типа ёмкостью 30 Ачас
пользуется, в основном, на самолётах Ан
12САМ
28
стартёрный авиационный аккумулятор ёмкостью 28 Ачас
испол
ется на самолётах Ан
24, Ан
26, Ан
30, некоторых сериях Як
18Т, на в
ертолётах
2, Ми
8Т и Ми
8П.
12САМ
55
стартёрный авиационный аккумулятор ёмкостью 55 Ачас, в отличие
от других состоит из двух полубатарей на напряжение 12 В, с
еди
нённых на
само
лёте
последовательно.
До недавнего времени использовался на самол
тах Ту
АСАМ
23
стартёрный авиационный аккумулятор с абсорбирован
ным элек
тролитом. После заряда батареи из неё вылива
т свободный элек
тролит
оста
вляя
только электролит, абсорбированный в порах пластин и се
параторов. Благодаря этому
исключается возмо
жность пролива электролита при любых манёврах самолёта и во
растает высотность батареи.
Использу
ется на легкомоторных сам
лётах
и на Ан
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Электрические характер
стики кислотных аккумуляторов
Основными электрическими характеристиками аккумуляторов яв
ются:
электродвижущая сила
внутреннее сопротивление
напря
жение;
емкость
отдача
Электродвижущая
сила
(ЭДС)
Величина электродви
жущей силы
любого химического источника зависит от материала актив
ных веществ
электродов и
электролита,
а также от плотности и темпе
ратуры электролита. Зависимость
ЭДС
слотного
аккумулятора
от плотности электролита достаточно точно выражается эмп
рической
форм
лой
0,84 + d
де
плотность электролита при 15° С, которая в зависимости от
степени
раз
ряженности аккумулятора и условий его экс
плуатации может изм
няться от 1,05 до
1,32
г/куб.
При изменении пло
тности электролита в этих пределах Э
ного элеме
та ак
кумулятор
ной б
тареи
изменяется от 1
89 до 2,16
В.
Влияние температуры на ЭДС кис
лотного
аккумулятора
значитель
. С изме
нением температуры на 1
° ЭДС
изменяется на 0,4
мВ, т.е. ЭДС
практически не з
сит от темпера
туры.
Внутреннее
сопротивление
Внутреннее сопро
тивление акк
муля
тора
вн.
склад
ыва
ется из сопротивления элек
тродов
(пластин)
и сопротивления
лектролита. Так как
сопротивление пластин очень мало, то
основная до
ля внутрен
него
сопротивления приходится на сопротивление электролита
нутренне
сопро
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
тивлени
е
электролита
его
плотност
сильно зависят от
темп
ратуры
электролита
понижением температуры вследствие увеличения вязк
сти элект
ролита и уменьше
ния
подвижности ионов внут
реннее сопротивление
увеличив
ется.
При разряде
аккумулятора
плотност
электролита
уменьшается, а вследствие
уменьшения концентрации и
онов
внутреннее
сопро
тивление ув
личивается
ри за
ряде
аккумулятора
внутреннее сопро
тивление
уменьш
ется.
нутреннее сопро
тивление
резко
увеличивается
при разряде большими токами
вследствие резкого уменьше
ния плотности электролита около эле
тро
дов и в по
рах
активной
массы.
Внутреннее сопротивление аккумуляторов зависит также от его
кон
струкции.
Чем больше площадь поверхности пластин, чем больше число па
раллельно включен
ных пластин в одном элементе и чем мень
ше расстояние между пластинами, т
ем мен
ше при прочих равных ус
ловиях внутреннее со
противление аккумулятора.
лое
внутреннее сопротивление
стартёрных
аккумуляторных б
тарей серии
САМ
рядка
0,02 Ом
позволяет получить от них большие токи
(порядка 750 А)
при малых внутре
них
потерях.
Напряжение.
Напряжение
на зажимах аккумулятора
отли
чается от
ЭДС
на величину падения на
пряжения на внутреннем сопротивле
нии
аккумулят
вн.
где
напряжение
на клеммах аккумулятора
ЭДС
аккумулятора;
ток ра
ряда
внутреннее сопроти
ление аккумулятора.
Из формулы видно, что н
апряжение при разряде в сильной степени за
висит от
величины
разрядного тока и от
внутреннего сопротивления аккуму
лятора, которое, в
свою очередь, зависит от плотности и
температуры эле
ролита.
Отсюда следует, что с
нижение температуры электролита не только увеличивает
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
внут
реннее
сопро
тив
ление аккумулятора, но и уменьшает его напряж
ние.
Вследст
вие
увели
чения вязкости электролита
уменьшается ско
рость диффу
зии
тивн
веществ
и образу
ющаяся
в результате реакции
возле пластин
вода не успевает за
меняться
свежим электролитом. Это приво
дит к
дополнительному уменьшению
ЭДС
и увелич
нию внутреннего со
про
тивления, особенно при разряде большими т
ками.
Во избежание преждевре
менного вых
ода аккумулято
ра из строя раз
ряд можно
производить только до
минимально допустимого
напря
жения, за
висящего от величи
ны разрядного тока. Если раз
ряд ведется номинальным то
ком
, то ко
нечное д
пусти
мое
напряже
ние разряда равно 1,7
эле
мент
или 20,4
на батарею
из 12 эле
ментов
Если разрядный ток больше но
миналь
ного, то допускается меньшее конеч
ное напр
я−
жение, так как в этом
случае низкое напряжение обусловлено не израсхо
дованием а
тивных
ществ, а большим пад
нием напряжения на внутр
еннем сопро
тив
лении ак
кумул
тора.
мкость
аккумулятора.
мкостью аккумулятора
зывается ко
личество электричества, которое может отдать
исправный
полно
стью заряженный а
кумулятор при разряде
паспортным значением тока
минимально допустимого
а−
яжения. Емкость выражается в амперчасах и может быть
опр
делена из выраже
пасп.
разр
где
пасп.
паспортный ток
разряда
, определённый изготовителем
, при кото
ром допускается разряд аккумуляторной батареи до 20,4 В
разр
время разряда.
еличина разрядного тока
оказывают
особенно с
ильное влияние на е
кость ак
кумулятора
увеличением разрядного тока электрохимические реакции
в аккумуля
торе
протекают более интенсивно и
выделяющаяся в по
рах активной массы вода не
успевает замещаться
свеж
им электролитом. В ре
зультате разряд идет в основном по
поверх
ности пластин и образующийся сульфат свинца з
крывает поры, вы
ключая из
работы внутренние слои а
тив
ной массы.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
снижению ёмкости
приводит
и понижение температуры электро
лита: всле
ст
вие у
величения вязко
сти диффузия
электро
лита
в поры активной
массы замедляется и
внутренние
слои оказываются выключенными
из реак
ции разр
да.
Так как в зависимости от условий и режима разряда
мкость мо
жет меняться в
широких преде
лах, то для сравнения вел
ичины ё
мкости
различ
ных аккумуляторов
введено понятие
номинальной
ёмкости
емкости, га
рантируемой заводом
изго
товителем
при определенном ре
жиме ра
зряда За н
минальную принимают ё
мкость,
которую отдает
полностью заряженный аккумулятор при разряде н
мин
альным то
ком до напряжения 1,7
на эле
мент (20,4
на батарею) при тем
пературе элек
тролита 25°С и да
лении 760
мм рт.ст.
Отдача
аккумулятора
Различают отдачу
аккуму
лятора по е
кости и
по энергии.
Отдачей
аккумулятора
по
ёмкости
зывается отношен
ие раз
рядной ем
кости к зарядной:

=

Qðàçð
то есть отношение количества электричества, снятого с аккумулятора при раз
ряде к количеству электричества, подведённому к аккумулят
ору при его
ряде
Отдачей по энергии называется отношение энергии, полученной от акк
муля
тора при его разряде, к количеству энергии, затраченной при его зар
де:
=
Àçàð
Àðàçð
=
QçàðUçàð
QpàçðUpàçð
.

Uðàçð

Ввиду того, что при заряде и разряде всегда присутствуют потери на нагрев,
разложение воды и др., величины отдачи по ёмкости и энергии все
гда меньше еди
ницы. Таким образом отдача аккумулятора является анало
гом КПД для др
гих уст
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ройс
ЭДС……………………………………25
,5÷26
Основные данные аккумул
торных батарей 12САМ
28:
не м
нее………………..
………...24 В
при токе 5,6 А
.…………………….28 Ач
разряда максимальный
……………750 А
Отдача по ёмк
сти…………………...85
÷90 %
Отдача по эне
гии……………………65
÷75%
са…………………
……………….28,5 кг
Основные недостатки к
слотных аккумуляторов
1. Большая масса батареи ввиду использования свинца
2. Боязнь ударов ввиду хру
кого эбонитового корпуса
3. Боязнь вибрации ввиду
возможного
осыпания активной массы.
4. Боязнь коротких замыканий
во внешней цепи ввиду малого внут
реннего со
противления. При этом I
1200 А.
5. Невозможность хранения в разряженном или частично разряженном с
стоя
нии ввиду вредной сульфатации пластин.
Основные неисправности кислотных аккумуляторов
1.Вредная сульфа
тация пл
стин.
При разряде аккумулятора на пластинах образуется сульфат свинца, имеющий
мелкокристаллическую структуру. При заряде аккумулятора сульфат свинца разла
гается, переходя в исходное состояние. Это
нормаль
ная сульфатация пл
стин.
Под вредной с
ульфатацией понимают образование относительно крупных кри
сталлов сульфата свинца в толще и на поверхности активной массы пл
стин, кото
рые при заряде не переходят в первоначальное состо
ние.
Причинами вредной сульф
тации являются:
длительное хранение а
ккумуляторной батареи в разряженном или частично
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
разряженном с
стоянии;
повышенная плотность электролита;
частые разряды ниже минимально допустимого напряж
ния;
частые недозаряды;
злоупотребление большими разрядными токами.
Признаки вредной сульф
ции:
быстрый заряд и разряд а
кумулятора;
отсутствие или медленный рост плотности электролита при заряде;
быстрое «закипание» эле
тролита при заряде;
быстрое и резкое падение напряжения при разряде;
малая ёмкость аккумулят
ра.
2.Внутреннее ко
роткое з
мыкание
Внутреннее короткое замыкание
это со
единение положительных и отр
тельных пластин внутри корпуса аккумулятора. Внутреннее КЗ мо
жет произойти
вследствие повреждения сепаратора, накопления осыпав
шей
ся акти
ной массы на
дне элемен
та, или вследствие попадания внутрь постороннего токопроводящего
предмета (напр. куска пров
да).
Короткозамкнутый элемент можно определить
по падению напряже
ния на нём,
по пониженной плотности электролита, по отсутствию на нём газовыд
ления.
3. Ускоренны
й саморазряд.
Ускоренный саморазряд вызывается , как правило, протеканием эле
трического
тока по наружной поверхности аккумуляторной батареи вслед
ствие наличия на ко
пусе электролита, влаги и гр
зи.
Если при нормальном саморазряде за сутки аккумуляторная
батарея теряет от
0,5 до1,0 % от своей ёмкости, то при ускоренном саморазряде ба
тарея м
жет пол
ностью ра
рядиться за сутки.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
В силу всех перечисленных недостатков кислотных аккумуляторов на с
молётах
гражданской авиации за последние 10
лет произошё
л посте
пенный переход на
щело
ные аккумуляторы.
2. Конструкция, принцип действия щелочных аккумул
торов
гражданской авиации России и других государств используются ни
кель
кад
миевые аккумуляторы, которые конструктивно и по своим электри
ческим хар
акте
ристикам подо
ны друг другу.
В качестве активного вещества положительных электродов в никель
кадмиевых
аккумуляторах используется гидрат окиси никеля, отрицатель
ных электродов
б−
чатый кадмий. Электролитом является водный ра
твор едкого кали (КОН).
Электрохимические процессы, происходящие при разряде и заряде акк
муля
тора описываются выражением:
разряд
Ni
OH



заряд
2
В отличие от кислотных аккумуляторов в щелочных аккумуляторах плотность
электролита при заряде и разряде аккумулятора почти не изменя
ется. При эксплуа
тации плотность электролита выбирают в зав
исимости от темпер
туры, при кото
рой
предполагается испол
зование аккумулятора.
ЭДС аккумулятора (одного элемента) составляет 1,36 В и не зависит от темпера
туры и плотности электролита. Для получения напряжения акк
муляторной бата
реи
24÷25
используе
тся батарея из двадцати последова
тельно включенных акку
муляторов (элементов).
Ёмкость никель
кадмие
вого аккумулятора мало зав
сит от
величины тока разряда.
Конструктивно самолётн
ая
щелочн
батарея аккумуляторов
состоит из два
дцати отдель
ных аккумулят
оров (элементов)
НКБН
(рис.2.2.)
каждый из
торых
имеет индивидуаль
ный корпус из полихлорвинила
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.2.2. Щелочной акк
мулятор
(элемент)
НКБН
корпус ; 2
блок пластин (электродов); 3
крышка; 4
тик;
борн (полюсной штырь); 6
гайка; 7
уплотнительное кольцо;
пробка; 9
шайба; 10
экран.
(или по
лиамидной смолы)
В каждом элементе расположены блоки из 15 пол
тельных и 14 отрица
тельных электродов (пластин), которые отде
лены друг от
друга сепаратором, вы
полненным
из одного слоя капрона и одного слоя щёлочесто
кой бумаги.
В верх
ней части каждого элемента рас
положены два
борна (полюсных
штыря
с резьбой в верхней части)
, а также резьбовое отверстие для заливки электр
лита.
Положи
тельный борн марк
руется зна
ком
+ (см. рис.2.2.3).
Отверстие после
заливки
элек
тролита
глу
шится пробкой, кот
рая не даёт выливаться электролиту при
любом по
жении самолёта, а также обеспечивает сообщение полости аккумул
тора
с воз
душ
ной средой.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.2.
Общий вид щ
лочной батареи 20НКБН
ручка затвора; 2
ручка для переноски; 3
замок; 4
корпус; 5 и 14
соеди
нительные шины (накладки); 6 и 9
прокладки; 7
шайба; 8
ка;
10
крышка; 11
окна; 12
изоляционный уголок; 13
аккумул
ятор НКБН
15
стержень крепления.
Элементы размещаются в общем
стальном корпусе в 2 ряда
рис.2.
. Ряды от
делены друг от друга изолирующей прокладкой
Акку
муляторы НКБН
25 о
лены
друг от друга и от корпуса батареи с пом
ощь
ю прокла
док, которы
е помимо и
золяции
обеспечивают плотное размещение
элемен
тов в корпусе
батареи.
Для по
следовательного соединения элементов между собой предусмотрены шины
виде накладок, которые надева
ютс
я на положительный и отрицатель
ный полюса с
ответствующих эл
ментов и крепятся с помощью г
ек.
Для контроля уровня электролита на боковых стенках корпуса преду
смотрены
смотровые
окна.
Сверху корпус закрывается пластмассовой крышкой
(рис.2.
, кот
рая за
крывается защёлкивающимися (патефонн
ми) замками .
Для изоляции корпуса батареи от металлической конструкции само
лёта к осно
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ванию с двух ст
рон
прикреплены изоляционные уголки
Рис. 2.
. Вид на аккум
ляторную батарею 20
КБН
25 сверху.
розетка штепсельного разъёма; 2
корпус; 3
соединитель
ная шина (н
а−
кладка); 4
кладка; 5
гайка; 6
прокладка задняя;
шина;
акк
мулятор (элемент) НКБН
25; 9
вывод.
Для подсоединения батареи к бортовой сети на задней стенке корпуса ра
поло
жен штепсельный разъём РША
Основные данные аккум
яторной батареи 20НКБН
ЭДС………………………………………….…….25
÷26
напряжение при токе н
грузки 80
÷100
А не менее 24 В
максимальный разрядный ток……………………….650 А
ёмкость при токе разряда 10 А………………………..25 Ач
время разряда при токе 50 А…………………………..22 мин
время разряда при токе 100 А…………………………11 мин
са…………………………………………………….24 кг
отдача по ёмк
сти……………………………………...80
÷85 %
отдача по эне
гии………………………………………65
÷70 %
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Вместо отечественных аккумуляторных батарей 20НКБН
25 на само
лётах и вер
толётах гражда
нской авиации
разрешается комплектная
уста
новка
фра
цузс
ких
ак
кумуляторных батарей
аккумуляторных батарей 26108 фирмы
SAFT
FR
25Н1С
VARTA
, которые полностью взаимозаменяемы с аккумуляторными батареями
20НКБН
Данные аккумуляторные батареи состоят
из двадцати никель
кадмие
вых эле
ментов (аккумуляторов) типа
260
3. Каждый элемент имеет инд
видуаль
ный
корпус из полиамидной пластмассы. Все элементы разме
щаются в общем кор
пусе из
нержавеющей стали, полностью идентичном корпусу аккумуляторно
й бата
реи
20НКБН
25. Электролит
раствор едкого калия (КОН) с относительной плотно
стью
1,30. Аккумуляторные батареи мо
гут эксплуатироваться при температуре о
ружающей среды от
С до +71
Номинальное напряжение при токе 90
100А составляет 24В. П
ри температуре
воздуха ниже
С при проверке аккумуляторной батареи до
пускается напряж
ние;
22,5 В
для аккумуляторных батарей
SAFT
23 В
для аккумуляторных батарей
VARTA
Достоинства
щелочных
кумуляторных батарей
Щелочные а
ккумуляторы в сравн
ении с кислотными имеют следую
щие пре
имущества:
меньше масса (приме
но на 4
5 кг);
больше удельная мо
ность;
не боятся ударов;
не боятся вибрации;
не боятся коротких з
мыканий во внешней цепи;
не боятся недозарядов и глубоких разрядов;
хран
ятся в разряженном состоянии;
имеют больший срок службы;
проще в эксплуатации.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Щелочные аккумуляторы имеют и недостатки, из которых самый су
щественный
явление “теплового разгона”. “Тепловой разгон” возможен только в конце заряда щ
е−
лочного аккумулято
ра от мощного источника по
стоянного тока. Он проявляется в в
де резкого роста тока заряда с одновре
менным ростом температуры электрол
та.
Тепловой разгон возможен при наличии одновременно трех факт
ров:
заряд аккумулятора от источника постоянного тока
значительно бо
лее мощного,
чем аккумуляторная б
тарея;
заниженный уровень электролита (значительная поверхность элек
тродов и сеп
а−
тора находятся над поверхностью электр
лита);
в сепараторе над поверхностью электролита есть повреждения, че
рез котор
ые
мо
гут проникать газы, образующиеся при заряде аккумуля
ра.
Сущность явления тепл
вого разгона
Если до включения выпрямительных устройств аккумуляторные бата
реи были ис
пользованы для запуска ВСУ, то при начале их заряда величина заря
ного тока мож
ет
превысить 100 А. Но величина зарядного тока очень быстро уменьшается и через
1,0
1,5 часа не превышает 5
10 А. Под конец заряда аккумулятора начинается эле
тро
лиз воды, в которой растворена ще
лочь, на кислород и водород. Газообразный к
слород образует
ся возле поло
жительных электродов, а водород
возле отрицател
ных. Если уровень элек
тролита нормал
ный, то образующиеся газы поднимаются из
электролита не взаимодействуя с электродами (см. рис. 4.3(1) и удаляются через о
верстия в проб
ках. Если ур
вен
ь электролита занижен и в сепараторе над электроли
том есть повреж
дения, то через поврежденные места нач
нается встречное движение
газов. Кислород движется к кадмиевому, отрицательному элек
троду. Водород
к п
ложительному, из гидрата ок
си никеля (см. р
ис.
Водород никаких вредных воздействий на электрод не оказывает и удаляется из
ак
кумулятора
через отверстие в пробке
. Кислород вызывает сильное окисление ка
мия, что сопровождается значительным выделением тепла. При этом нагревается о
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
рица
тельный
электрод, а от него нагревается электролит, что пр
водит к уменьшению
его электрического сопротивления, а следовательно к увеличению тока заряда уже з
а−
женного аккумулятора, т.е. ускорению реакции электролиза воды. В результате ув
е−
чивается коли
чество
газообразного кисл
рода,
образующегося
Рис.
. Схема движения газов в аккумуляторе при нормальном заряде (1)
и при
тепловом ра
гоне (2).
возле положительного электрода и, как следствие, проходящ
его через поврежде
ный сепаратор к отрицательному кадмиевому электроду. Проис
ходит лавин
образный
рост зарядного тока и температуры. Если образую
щиеся газы не будут успевать вых
дить через предохранительный клапан в пробке, возм
жен взрыв.
Меры по предот
вращению теплового разгона
Для предотвращения теплового разгона проводятся следующие меро
при
тия:
1. Наземный авиационно
технический персонал АТБ должен контро
лировать
внешний вид батареи, уровень электролита и, при необходимости, восстанавливать
его, до
ливая дистиллированную в
ду.
2.
Экипаж
должен каждые 30
50 мин контролировать ток заряда акку
муляторов и
напряжение. Ток заряда не должен превышать 25 А, напряжение должно быть не ме
нее 24 В (напряжение контролируют, предварительно от
ключив аккум
лятор)
3. На новейших отечественных и зарубежных самолётах предусмотрен а
томати
зированный контроль температуры электролита в аккумуляторах. Если температура
(1) (2)
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
выходит за допустимые пределы, срабатывает соответст
вующая сигнализ
ция.
Внимание. Если
при проверк
е в полёте
ток заряда или напряжение выходят
за указанные пределы, неисправный аккумулятор необходимо выключить. В
данном полете его можно использовать только как источ
ник электроэнергии в
аварийной си
туации
, то есть при отказе всех ген
раторов
. Выбор типа и количества аккумуляторных батарей.
Уста
новка аккумуля
торов на с
молётах.
Тип количество аккумуляторных батарей определяются двумя факт
рами:
временем питания жизненно важных потребителей при отказе всех ген
раторов,
которое на большин
стве самолётов определено в 25
÷30
минут
с учётом одной по
пытки авари
ного запуска ВСУ
возможностью автономного запуска двигателя или ВСУ,
при запуске поршн
е−
вых двигателей ток, потребляемый электростартёром, составляет не б
лее 140
÷150
А.
этому на
самолётах с поршневыми двигателями исполь
зуют аккумуляторные бат
а−
реи 12
30, которые обеспечивают такой ток при запуске и имеют большой
срок
службы. Для запуска ВСУ требуется ток по
рядка 1000 А и более. Для этой цели и
с−
пользуются стартёрные аккум
лятор
ные батареи 12САМ
28, 12САМ
55 и 20НКБН
25,
которые обесп
чивают максимальный ток от 650 А (20НКБН
25) до 750 А (12САМ
28) и 1500 А (12САМ
55).
На больших самолётах часть аккумуляторов устанавливают
в хвосто
вой части фюзеляжа, в непосредственной близости
к ВСУ, чтобы уменьшить
электри
ческие потери при запуске. Другую группу аккумулято
ров размещают в ра
оне пе
реднего технич
ского отсека,
при отказе всех генераторов они обеспечивают
элек
тропитание пилотажно
навигационного ко
плекса.
При этом для запуск
а, в зависимости от типа ВСУ, может быть исполь
зовано до
4х аккумулято
ных батарей (Ил
86, Ил
96).
Электрический запуск газотурбинных маршевых двигателей от акку
муляторных
батарей в настоящее время на производится в виду больших эне
гозатрат на рас
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
крутк
у ГТД.
Аккумуляторные батареи на самолётах и вертолётах размещают в
ме
таллических
утеплённых контейнерах. С помощью розетки штепсельного раз
ёма в задней части
контейнера аккумуляторная батарея подключается к отве
ной части (вилке), располо
женной в отсек
е с
молёта.
2.1.4. Совершенствование эксплуатации аккумуляторных б
тарей
на борту сам
лётов и вертолётов гражданской авиации
Для повышения надёжности эксплуатации
предотвращения отказов бортовых
кумуляторных бата
рей и упрощения их технического обс
лужив
ния на са
молетах
бежн
ого производства начали
использ
овать специальные
бортовые устройства для
ряда
, управления зарядом
и контроля
состояния
аккумулято
батарей.
Такие
уст
ройства применяют
главным образом
для заряда н
кель
кадмиевых
аккумуляторных
батарей, которые
особенно чувстви
тельны к
росту
тока при заряде.
В последнее время бортовые зарядные устройства выполняют в виде ин
тегральных
бортовых аккумуляторных сис
тем,
в состав кот
рых входят:
аккумуля
торн
батаре
зарядн
стройств
истем
автом
тического контроля состояния батареи
систем
равления зарядом батареи и переключения ее на режим ра
ряда
Все перечисленные устройства
ходят
состав
единого конструктив
ного блока.
Использова
ние этой аппара
туры позволя
ет повысить надежность батареи,
уменьшить
время ее заряда пос
ле использования части емкости
для запуска дв
гателей и сни
зить
трудоемкость об
служива
ния.
На сегодняшний день используются два способа заряда аккумуляторных бат
рей на
борту самол
тов и верто
лётов:
1. Заряд
батарей непосредс
венно от сети постоянного тока
аиболее распространённым является способ заряда батарей непосредст
венно от с
е−
ти постоянного тока. При этом
бортово
заряд
устройств
кон
тролирует процесс за
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ряда (по току и времени)
и в соответствии с результа
тами
контроля
батарея автома
чески включается
на заряд или отключается от сети
. При пад
напряжения в се
ти
ниже допустимого значения
батарея подключ
ется к шине жизненно важных потре
би
телей
(потребители
катего
рии), э
кипаж получает информацию
о переходе на ак
муляторное питание
. При нормальной работе
системы
батарея подключается к ши
нам
только для подзарядки (этот процесс протекает под контр
лем за
рядного устрой
ства)
или для запуска ВСУ.
Для управления режимом з
аряда и контроля за состоянием ба
тареи в схеме преду
смотрено измерение тока заряда (падение напря
жения на эталон
ном сопр
тивлении,
включенном последовательно
с батареей), напряжений на зажимах батареи и на шинах
бортовой
сети, а также
температуры или
лени
в одном из элементов батареи, уве
личение
котор
сигнализирует о
чале теплового разг
на (или о кипении электролита
при использовании ки
слотных аккумуляторов)
. Автоматическое
отключение батареи от
бортовой сети в процессе заряда происходит при
снижении т
ка заряда до 3 А, а также
при неисправностях акку
муляторной батареи, фиксируемых по увеличению тока заряда
росту температуры
электр
лита.
2. Заряд
от отдельного источника стабилизирован
ного н
пряжения
(управ
ляемого вы
прямит
ля).
Начали
экс
плуатируются
нтегральные бортовые аккумуляторные сис
темы
, в кото
рых
батареи
заряжаются
от
отдельного
источника
стабилизиро
ван
ного
пряжения
(управ
ляемого вы
прямителя).
При этом
стема управления обеспечи
вает
возмо
ность ав
матического
переключен
ия зарядного устройства на один из трех реж
мов:
ряд импульсным током (основно
режи
ма заряда);
дозаряд
длительн
подзаряд
лым импульсным током.
В режим основного заряда система включается, если напряжение
акку
муляторной
батареи меньше знач
ения, свидетельствующего о
неполной з
женности батареи
, то
есть если напряжение существенно занижено
При этом
тарея
заряжается импуль
сами тока с частотой следования 60
200 Гц
В ре
жиме дозаряда
длительн
ого
под
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
заряд
а процесс
производится импульс
ми т
ка с постоянной составляющей 100 мА. Пе
реключение режимов
заряда осуществляется в за
висимости от напряжения аккумул
я−
тор
ной батареи и те
пературы электролита
а в не
которых случаях и
времени
Исследованиями установлено, что заряд аккумуляторных
бата
рей им
пульсным
ком
благоприятно отражается на характеристиках батарей: уве
личива
ется е
кость на
15
по сравнению с результатами, получае
мыми при заряде постоянным током,
на 10
15 % сокращается
время заряда у свинцовых аккумуляторов и увел
ичивае
ся
срок
службы.
Обогрев аккумул
торных батарей
Как было указано ранее, при снижении температуры электролита су
щественно
уменьшается отдача батареи как по ёмкости, так и по энергии. Чт
бы избежать этого,
предусматривают электрообогрев конте
йнеров акку
муляторов от бортовой сети или от
аэродромного источника.
С этой целью в аккумуляторном контейнере располагают
нагревательны
е элементы
, запиты
ваемы
напряжением 27 В постоянного тока, или
115 В переменного тока, в зависимости от применяемой на
самолёте системы электро
снабж
ния.
Для исключения перегрева электролита в схему обогрева вводят один или два
тер
мовыключателя.
При
использовании одного термовыключателя при
до
тижении в
контейнере
температуры +
14÷15
термовы
клю
чатель срабатывает и р
азрывает цепь
включения обогрева. После остывания цепь обогрева снова з
мыкается.
Второй термовыключатель, аварийный, вводится в схему для большей надёжн
сти. Если основной термовыключатель по какой
то причине не сра
ботал, то при дал
ней
шем росте темпер
атуры до
50÷60
срабатывает ава
рийный те
мовыключатель и
ключает обо
рев.
Обогрев аккумуляторов на земле включают в холодное время года.
Выкл
чатель
обогрева располагают непосредственно рядом с штепсельным разъёмом аэродромного
ния под общей крыш
кой.
Обогрев аккумуляторов в полёте, если он преду
смотрен, включают в соответс
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
вии
с технологией перед началом руления, или на предварительном ста
те.
3. ГЕНЕРАТОРЫ ПОСТ
ЯННОГО ТОКА
Генератор представляет собой электрическую машину, преобразую
щую часть
ме
ханической энергии соответствующего двигателя в электриче
скую энергию постоян
ного или переменного тока.
Со времени зарождения гражда
ской авиации и до на
стоящего времени на самолётах и вертолётах гражданской авиации широко применя
лись генераторы п
остоянного тока, получающие пр
вод непосредственно от соответ
ствующего двигателя и не требующие специал
ных приводов постоянных оборотов,
имеющие простую и дешёвую аппаратуру управления и регулирования, легко вклю
чаемые на параллельную работу.
На каждом
маршевом двигателе устанавливются
один или два генератора одинак
вой мощности. На самолётах и вертолётах с элек
три
ческим запуском двигателей устанавливают стартёр
генераторы (СТГ), которые рабо
тают в двух режимах:
режим запуска
СТГ работает, как ста
ртёр (электродвигатель), рас
кручивая
компрессор запускаемого двигателя до оборотов, после достижения которых даль
нейшую раскрутку обеспечивает турбина двигателя;
генераторный режим
СТГ приводится во вращение от запущенного дв
гателя
и преобразует час
ть отбираемой от двигателя энергии в электриче
скую энергию по
стоянного тока.
Переключение режимов пр
исходит автоматически.
3.1. Принцип действия г
нератора
Принцип действия генератора основан на законе
электромагнитной ин
дукции, со
гласно которого при
движении проводника в магнитном поле при пересеч
нии про
водником магнитных силовых линий в проводнике индуци
руется ЭДС, пропорцио
нальная величине электромагнитной индукции, ско
рости дв
жения проводника, длине
проводника в магни
ном поле

=BlV
sinά
где
угол между направлением движения прово
ника и
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
направлением магнитных силовых линий. Таким образом, мак
симальное значение
ЭДС получается, когда угол
= 90°, то есть движение происходит под прямым у
лом.
При
= 0° проводник скользи
т вдоль магнитных силовых линий и ЭДС при этом
не индуцируется.
Направление тока в проводнике при замкнутой цепи можно опреде
лить по правилу правой руки:
Рассмотрим процессы, происходящие в проводнике в виде рамки, вра
щающейся
принудител
но в поле постоянного магнита (рис.3.1. и 3.2.)
Если правую руку по
местить между полюсами
магнита так, чтобы силовые линии входили в л
донь, а отве
дённый в сто
рону большой палец совпадал с направлением движения проводника, то
остальные пальцы по
кажут направл
ние тока.
Если рамка
изначально
располагается в горизонтальной
плоскости, угол м
е−
жду силовыми ли
ниями и направлением движения проводников рамки
= 0°, соотве
ст
венно и ЭДС = 0. По мере поворота рамки появля
ется соста
ляющая вектора дви
жения про
водников,
перпендикулярная по от
ношению к магнитным силовым линиям.
Рис.3.1. Вращение рамки в поле постоянного магнита.
Появляется и ЭДС, которая по мере поворота рамки растёт по
закону син
соиды,
так как по закону синуса возрастает составляющая движения провод
ков, перпенди
кулярная к магнитным силовым линиям. При пово
роте рамки на угол 90° угол между
направлением движения и магнитными силовыми линиями составляет 90°. При этом
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ЭДС достигает максимального значения. При дальнейшем повороте
рамки
соста
ляющая в
ектора движения
проводников, пераенд
Рис. 3.2. Изменение направления движения ветвей рамки при её вращ
лярная по отноше
нию к магнитным силовым ли
ниям
снова нач
инает убывать,
уменьшается значение
sinά
, что приводит к уменьш
нию ЭДС. При
=180°
sinά
. Таким образом при повороте рамки на угол от 0° до 180° ЭДС сначала растёт, до
с−
тигая максимума при угле 90°, а затем уменьш
ется до нуля.
Затем процесс по
вторяется. Но ввиду того, что составляющая вектора дв
жения,
перпендикулярная к магнитным силовым линиям, направлена в противоположную
сторону, скорость теперь имеет знак «
» (минус). График изменения ЭДС в завис
мости от угла поворота рамки представляе
т собой синусоиду
(рис.3.3,)
Таким образом на выходе устройства получен переменный ток, час
тота к
торого
прямо пропорци
нальна частоте вращения рамки.
Для получения постоянного тока необходимо использовать устройство, перекл
чающее проводники рамки при
достижении нул
вого значения ЭДС.

�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 3.3. Зависимость
от угла поворота рамки.
Такое устройство в генераторах и электродвигателях постоянного тока п
лучило
название коллектор. Для рамки простейшим коллектором являются два полу
кольца
которые соединены с концами проводников рамки (рис.3.4.).С полукольцами конта
тируют щётки
, которые с определённым усилием прижимаются к поверхности пол
колец (поверхности коллектора), образуя скол
зящий контакт. Щётки, в свою очередь,
соедине
ны с внешней электрической цепью.
Рис. 3.4. Принцип построения генератора постоянного тока
Как было рассмотрено ранее, п
ри нахождении рамки в горизонтальной плоскости
ЭДС равна нулю.
При вращении рамки ЭДС начинает расти и дос
тигает максимума
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
при пов
ороте на угол 90°, после чего начинает убывать и при повороте на угол 180°
становится равной н
лю.
При этом рамка занимает такое же положение, как в начальный момент времени.
Разница только в том, что ветви рамки поменялись местами. По
этому при продолж
е−
ии вращения рамки ЭДС снова начнёт расти, что обес
печивает коммутация с пом
щью коллектора. При этом график зависимости ЭДС от угла поворота будет состоять
только из положительных полуволн
Таким образом из переменного тока получен
пульсирующий.

Рис. 3.5. Зависимость
от угла поворота рамки при использовании
двух
полук
лец
Если взять две рамки, расположенных по отношению друг к другу под у
лом 90°,
а коллектор представить в виде кольца, разрезанного на четыре части
, то график зав
симост
и ЭДС от угла поворота рамки будет выглядеть, как огибающая для двух од
наковых графиков
построенных для одной рамки
(рис.3.5),
со сдвигом 90°.
Таким о
разом, зависимость ЭДС от угла по
ворота будет выглядеть, как относительно небол
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
шая пульсация относи
ельно средн
го уровня.
Рис. 3.6. Зависимость
от угла поворота при использовании двух ра
мок, расп
ложенных под углом 90° друг к другу
Увеличивая количество рамок (количество витков якорной обмотки ге
нератора) и
количество контактных элемен
тов коллектора, можно получить практически постоя
ное зн
чение ЭДС.
Реальный генератор состоит укрупнено из трёх функционал
ных узлов:
статор;
ротор
(якорь)
коллекторно
щёточный узел.
Статор
(рис.3.7.
) представляет собой неподвижную часть генератор
а с выпо
ненными в нём катушками обмотки возбуждения, полюсами и щё
держателем. С
торцевой части статора находится подшипниковый щит.
На о
ной из торцевых частей
для подвода охлаждающего воздуха крепится пат
рубок, соединённый со специальным
воздухозабо
рником на мотогондоле. С противоположной стороны нагретый воздух
выходит через ж
люзи.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис.3.7.
Устройство генератора постоянного тока
коллектор; 2
щётки; 3 сердечник якоря; 4
главный полюс; 5
катушка обмотки
возбужд
ения; 6
корпус; 7
подшипниковый щит; 8 вентилятор; 9
мотка як
ря.
Якорь
(ротор) находится внутри статора. Его вал вращается на шари
коподшипниках. На якоре выполнена рабочая обмотка генератора, в
витках
торой
аналогично рассмотренному индуцируетс
я ЭДС. Для снятия эле
троэнергии
на валу
якоря установлен
коллектор
(1)
, который выполняют в виде цилиндра с расположе
ными на нём пластинами из твёрдотянутой меди. На противоположном конце вала
расположена крыльчатка вентилятора
(8)
, благодаря которой об
еспечивается прин
дительное охлаждение генератора на земле, при неподвижном сам
лёте.
Коллекторно
щёточный узел
включает в себя коллектор и щётко
держатель с
расположенными в нём щётками
(2)
Щётки (рис.3.
) изготавли
вают из материалов,
содержащих углер
од, обеспечивающих низкое электри
ческое сопротивление и выс
кую износостойкость. Щётки свободно переме
щаются внутри щёткодержателей и с
помощью тарированных пружин с за
данным усилием прижимаются к поверхности
коллектора.
Коллекторно
точный узел
явля
ется слабым местом генератора пост
янного тока
. В про
цессе эксплуатации
необходим
контроль высоты щёток и состояния
коллек
тора с целью определения степени их износа. При пов
шенной

�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.3.
Щётки малой (
а) и большой (б) мощности.

степени износа щёток возможно их зависание, что может привести в полёте к о
казу генер
тора.
Наличие коллекторно
щёточного узла является основным недостатком генерат
ров постоянного тока. При передаче через скользящи
й контакт большой мощности
происходит интенсивное искрение и выгорание как щё
ток, так и коллектора. В мир
вой практике для самолётных генераторов по
стоянного тока принято огран
чение по
мощности 18 кВт.
3.2.
Возбуждение ген
ратора
Применяемые на самолёта
х и вертолётах гражданской авиации генера
торы пост
янного тока, в зависимости от сп
особ
питания обмотки возбуж
дения
лятся
на
два
вида:
генераторы с параллельным
(шунтовым)
самовозбуждением;
генераторы со смешанным возбуждением.
1. Генераторы с п
араллельным самовозбуждением
(рис.3.9.)
приме
няются на
абсолютном большинстве самолётов и вертолётов с основной сис
темой электросна
б−
жения постоянного тока
. Для таких генераторов не требу
ются дополнительные исто
ники постоянного тока для питания обмотки
воз
буждения, то есть генератор сам себя
возбуждает. Ток от плюсовой клеммы генератора поступает в сеть, а также
пара
лельно, через обмотку возбужд
ния, на корпус.
В генераторах с параллельным самовозбуждением достаточно просто ре
лизуется
стабилизация
напряжения независимо от частоты вращения (ре
жима работы двигат
е−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ля) и тока нагрузки (мощности включенных потребит
лей).
Рис. 3.9. Схема генератора с параллельным самовозбуждением
Е = сФп,
где:
ЭДС генератора
коэффициент, являющийся
я конк
ретного генератора постоянной велич
висящий от числа пар полюсов;
магнитный поток, созд
ваемый обмоткой возбуждения;
частота вращения ротора генератора (обороты в минуту)

=
Напряжение генератора

Напр
яжение
генератора с самовозбуждением можно легко стабилизи
ровать, во
дейс
вуя на ток возбуждения, то есть магнитный поток
2. Генераторы со смешанным (компаундным) возбужден
ем.
Рис
. 3.10. Стартёр
генератор со смешанным возб
ждением
На некоторых с
амолётах и вертолётах с электрическим запуском
дви
гателей применяются стартёр
енераторы со смешанным возбужд
е−
нием
, то есть имеющие одновременно параллельную
(шунтовую)
и п
следовательную обмотки возбуждения
(рис.3.10)
Параллельная обмотка самовозбу
дени
обеспечивает легко реализуемую систему стабилизации напряжения генера
тора.
А применение последовательной о
мотки в режиме стартёра
обеспечи
вает получение
большего крутящего момента на в
при запуске двигателя
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
4. АППАРАТУРА РЕГУЛИРОВАНИЯ, УПРАВЛЕНИЯ
И ЗА
ЩИТЫ Г
НЕРАТОРОВ
СТОЯННОГО ТОКА
Совместно с каждым генератором постоянного тока работает аппара
тура, обесп
е−
чивающая стабилизацию его напряжения, параллельную работу генераторов, подкл
чение генератора к самолётной сети, отключение от сети при о
казах и при аварийном
росте напряжения свыше допустимого значе
ния, сигнализацию о
казов.
4.1. Регуляторы напряж
Напряжение на клеммах генератора согласно закона Ома для полной цепи равно
ЭДС минус падение напряжения на внутреннем сопротивлении генера
ра, то есть:
Ir
(1)
Подставим в формулу
(1) значение ЭДС, тогда напряжение генерат
ра:
= сФп
Ir
Из полученной формулы видно, что напряжение генератора зависит от двух
внешних факторов:
от
частоты вращения (оборотов) ротора, которы
е пропорциональны оборотам
двигателя и зависят от его режима работы
, который в свою очередь в полёте может
неоднократно изменяться от
малого газа
до
взлётн
от тока нагрузки генератора, то есть мощности подключаемых по
треб
телей.
Если не принять мер
ы по стабилизации напряжения, то каждый раз при измен
нии режима работы двигателя, или при включении или выключении потребителей,
напряжение будет изменяться, что нед
пустимо.
Наиболее целесообразным способом стабилизации напряжения явля
ется измен
ние ток
а возбуждения генератора
при уменьшении напряжения необходимо увел
чить ток возбуждения, что приведёт к увеличению магнит
ного пот
ка
, а значит к
восстановлению исходного значения напряжения. При росте напряжения необходимо
выполнить обратное
уменьши
ть ток возбужд
ния.
Совместно с генераторами постоянного тока работают угольные регу
ляторы н
пряж
ния.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис. 4.1. Конструкция и подключение угольного регулятора напряж
ния
В состав угольного регулят
ра напряжения входят (Рис. 4.1)
корпус;
рабочая обмотка электр
магнита;
сердечник электромагн
та;
крышка;
якорь электромагнита;
пружинная мембрана;
опорное кольцо;
8, 13
концевые контакты;
втулка;
угольный столб;
радиатор охлаждения;
рег
улировочный винт;
Угольный столб
состоящий из отдельных угольных шайб, нанизан
ных на
стальной стержень, сжимается с помощью пружинной мембраны
Столб
включен
последовательно с обмоткой возбу
дения
Электромагнит с
тремя обмотками
рабочей обмотк
ой
обмоткой температу
ной компенсации и обмоткой параллельной работы (уравнитель
ной). Р
бочая обмотка
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
включена на напряжение генератора. При подаче на неё напряжения создаётся ма
нитное поле, которое притягивает якорь элек
тромагнита
, препя
ствуя сил
е сжатия
пружинной мембраны.
Таким образом на угольный столб действуют две силы
сила сжатия пр
жинной
мембраны и сила растяжения
электромагнита. В зависимости от баланса этих сил
меняется усилие, с которым угольные шайбы прижимаются друг к другу, меня
ется
площадь контакта между шайбами, что приводит к изменению сопротивления угол
ного столба, а следовательно к изменению тока возбужд
ния генератора и изменению
магнитного потока
, создавае
мого обмоткой во
буждения.
Рис. 4.2. Упрощённая принципиальн
ая схема угольного регулятора напряже
ния,
где:
угольный столб;
пружинная мембрана;
якорь электр
ма
нита;
электромагнит.
Работа регулятора напр
жения
по схеме на рис. 4.2.
Если по какой
то причине напряжение генератора упадёт (уменьшение р
ежима
работы двигателя, включение мощных потребителей и др.), умень
шится напряжение,
приложенное к раб
чей
обмотке электромагнита
. Соз
даваемое ею магнитное поле
уменьшится, что приведёт к уменьшению силы, растягивающей угольный столб.
Пружинная мембра
на сильнее сожмёт угольный столб, что приведёт к улучшению
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
контакта между его шайбами и к уменьшению сопротивления столба, то есть к
уменьшению сопротивления цепи возбуждения. Ток возбуждения возрастёт, возрастёт
магнитный поток
оздаваемый обмоткой воз
буждения, что вызовет увеличение
ЭДС и уве
личение напряжения генератора до исходного зн
чения.
При росте напряжения произойдёт обратное
увеличится напряжение на рабочей
обмотке электромагнита, что приведёт к большему растяжению угол
ного столба и
росту
его сопротивления, уменьшению тока возбуждения, умен
шению магнитного
потока
обмотки возбуждения, уменьшению ЭДС и напр
жения.
Для обеспечения возможности дистанционной регулировки напряже
ния г
нера
тора в пределах
1,5÷2
В в схему регулятора напря
жения вве
дено в
носное
(на
строечное)
сопротивление
настр
. (ВС
25Б или ВС
25ТВ), которое на большинстве
самолётов и вертолётов располагается в кабине эки
пажа. (Н
пример на Ту
134А
кабине штурмана). При повороте его ручки по часовой стрелке величина
сопротивле
ния ВС
25 увеличивается. Ввиду того, что оно включено последовательно с рабочей
обмоткой электромагни
та, ток в обмотке уменьшается, уменьшается растягивающее
усилие электро
магнита, увеличивается сжатие угольного столба, что приводит к
умень
нию его сопротивления, к увеличению тока возбуждения и увеличению
напр
жения.
При повороте ручки ВС
25 против часовой стрелки происходит обрат
ное
пряжение генератора уменьшаются.
Основной неисправностью угольного регулятора напряжения
является спекание
угольного столба вследствие перегрева, так как при работе генера
тора постоянного
тока на угольном столбе выделяется мощность до 150 Вт. В связи с этим корпус регу
лятора напряжения имеет рёбра охлаждения, как на поршневых двигателях возд
ного охлаждения. Регуляторы напряжения обычно помещают в местах, которые хо
рошо продуваются забортным возду
хом (напр
мер на Ан
12, Ан
24, Ан
26
в зализах
центроплана, на Ил
в специальном, хорошо продуваемом отсеке, на Ан
в хо
рошо продуваем
ом желобе). На Ту
134, чт
бы не ухудшать аэродинамику дополни
тельными устройствами, обдув регул
торов осуществляют два электрических венти
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
тора, расположенных в том же отсеке, что и регуляторы напряжения. Венти
ляторы
включаются в работу при включ
нии
любого генератора.
При выполнении требований хорошего охлаждения угольный
регуля
тор я
ляется
дёжным и безотказным устройством.
Назначение обмотки те
пературной компенсации.
При работе регулятора напряжения по рабочей обмотке его электро
магнита по
ст
оянно протекает электрический ток, что приводит к постепенно
му нагреву проводов
обмотки и, как следствие, увеличению сопротивления обмотки. При увеличении со
противления обмотки электромагнита будет происходить пост
пенное уменьшение
тока в ней и уменьшен
ие создаваемо
го обмоткой магнитного поля. При этом будет
уменьшаться усилие, растяги
вающее угольный столб, что приведёт к
увеличению
сжатия угольного столба,
увеличению тока возбу
дения, а следовательно
к увели
чению
и напр
жения генератора.
Чтоб
ы этого избежать, соосно с рабочей обмоткой электромагнита вы
полняют
обмотку те
мпературной
компенсации, которая запитывается от ге
нератора, но вклю
чена встречно по отношению к рабочей обмотке. Таким обр
зом растяжение уголь
ного столба осуществляет маг
нитное поле,
равное алге
раической сумме полей двух
обмоток
рабочей и
температурной компенс
ции
При нагреве проводов сопротивление возрастает у обеих обмоток, из
меняется
магнитное поле обеих обмоток, но суммарное магнитное поле оста
ётся постоя
ным.
4.2.
Параллельная работа ген
раторов постоянного тока
Для параллельной работы
двух, трёх и большего числа
генераторов
стоянного
тока на общую нагрузку необходимо, чтобы они имели одинако
вые значения напря
жения. В противном случае генератор с большим
напря
жением возьмёт всю нагрузку
на себя, а остальные генераторы будут функ
ционировать, как п
требители.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Чтобы обеспечить ра
вномерное распределение нагрузк
при парал
лельной ра
боте, необходимо обеспечить для параллельно работающих гене
раторов од
нако
вые
значения напряжений. Для этой цели в электромагните каждого регул
тора напряже
ния выполняется дополнительно обмотка парал
лельной работы (уравнительная об
мотка), а в минусовой цепи каждого гене
ратора помещается балластное сопротивле
ние, представляю
щее собой кусок провода, имеющий калиброванное сопр
тивление.
Рассмотрим параллельную работу двух генераторов (рис. 4.3).
Генераторы Г1 и Г2 имеют одинаковые электрические характеристики. Балласт
ные сопротивления в их минусовых цепях имеют равные значения
. Уравнительные
обмотки
ур1
ур2
включены последовательно ме
жду то
ками
При равных напряжениях генераторов
, при их работе на общую на
грузку
их токи
равны, то есть
При этом будут равны падения напряжения на бал
ластных сопротивле
ниях
равны потенциалы
точек
. При равенстве потенциалов точек
ток между
ними отсутс
вует.
Если по какой
то причине напряжение одного из генераторов изме
нится, то
изме
нится падение напряжения на балластном сопротивлении в его минусовой цепи, и
зме
нится потенциал
для точки 1 или
точки
2. Равенство потенциалов точек 1 и 2 нару
шится. От точки с большим потенциалом поте
чёт
уравнител
ный ток к точке с мень
шим потенциалом. Уравнительный ток будет проходить через включенные последова
тельно уравн
ительные обмотки
двух регул
торов напряжения и через замкнутые
контакты
двух АЗП (автоматов защиты от перенапряж
ния).
Уравнительная обмотка каждого регулятора напряжения будет созда
вать своё
магнитное поле, которое будет алгебраически складываться с
маг
нитным полем, соз
даваемым соответствующей рабочей обмоткой. В одном регуляторе суммарное поле
увеличится, в другом
уменьшится. Соотве
ст
венно в одном
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 4.3. Параллельная работа двух генераторов постоянного тока
регуляторе растяжения угольн
ого столба станет больше, а в другом
меньше. У
одного из генераторов ток возбуждения и напряжение уменьшатся, а у другого
е−
лича
ся.
В тот момент, когда напряжения
генераторов
станут
равны, то есть
=
станут равны их токи и падения напряжени
я на балластных сопро
тивлениях
. Станут
равны потенциалы точки
и точки
. При равенстве по
тенциалов точек пр
кратится
уравнительный ток.
При параллельной работе большего числа генераторов концы их урав
нительных
обмоток
через замкнутые контакты соответс
твующих АЗП
схо
дятся в общую точку
Поэтому при появлении уравнительного тока он про
ходит через уравнительные об
мотки всех регуляторов напряжения, вызывая соответству
щее изменение тока воз
буждения и напряжения всех генерат
ров.
При неправильной регу
лировке напряжения генераторов на земле раз
ность токов
нагрузки может превысить допустимое значение, что приведёт к откл
чению соответ
ствующего генератора. В полёте предельно допустимая разница токов нагрузки
наи
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
более
нагруженного и наименее нагруженног
о генератора с
ставляет 10% от номи
нального тока используемых генерат
ров.
Проверку параллельной работы генераторов, то есть сравнение их то
ков н
грузки
следует произвести через 15
÷20
минут после включения генера
торов, чтобы
их
регу
ляторы напряжения ус
пели прогреться. Если предельная разница токов нагрузки лю
бых двух генераторов превысит допустимое зна
чение, нео
ходимо произвести регу
лировку параллельной работы, для чего ручки ВС
25 для самого нагруженного и са
мого ненагруженного
генератора одноврем
енно
синхронно
поворачивать
на один и
тот же угол в противопо
ложные стороны
самому нагруже
ному
против часовой
стрелки, а само
му ненагруженному
по часовой стрелке. При этом необходимо кон
тролиро
вать изменение токов н
грузки.
На самолётах и верто
лётах гражданской авиации, в зависимости от мощн
сти ис
пользуемых генераторов, применяются разные регуляторы н
пряжения.
На Ан
2 и других самолётах с генераторами малой мощности, как пра
вило, ис
пользуют регуляторы Р
25АМ. На всех турбовинтовых самолёта
х, на Ту
134А и Б ис
пользуют регуляторы РН
180 или РН
180М, где РН обозна
чает «
регулятор
угольный
»,
а число указывает тепловую мощность, рассеиваемую на угольном
столбе.
. Дифференциальные минимальные реле (ДМР)
Дифференциальные минимальные реле
выпо
лняют следующие фун
ции:
обеспечивают возможность дистанционного ручного включения и выключения
гене
ратора;
подключают генератор на сеть, если его напряжение превышает на
пряжение с
ти, как мин
мум, на 0,2
÷0,3
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
отключают генератор от сети при поя
влении тока обратного направ
ления
дости
жении им заданной величины;
исключают возможность подключения на сеть генератора с непра
вильной п
лярно
стью;
обеспечивают сигнализацию отключения или подключения генера
ра.
На самолётах и вертолётах граж
данской авиации применяются, как прав
ло,
ифференциальные минимальные реле
ДМР
200
, ДМР
400Д, ДМР
400Т, ДМР
600Т,
которые имеют незначительные отличия в
электриче
ской принципиальной схеме,
пользуемых элементах схемы и в токе н
грузки.
ДМР
0 рассчитан на ном
нальный ток 200 А;
ДМР
400 рассчитан на ном
нальный ток 400 А;
ДМР
600 рассчитан на ном
нальный ток 600 А.
Состав дифференциал
ного минимального реле
(рис.4.
вкл
реле включения
электромагнитное реле, которое при включе
нии вык
чателя генератора подготавливает ДМР к р
боте;
блокировочное реле
обеспечивает защиту шунтовой обмотки дифферен
циального реле при подаче на неё перепада напр
жения
� 12
диф.
дифференциальное реле
служит для управления процессом
ключе
ния и отключения генератора. В качестве дифференциального реле и
пользуется по
ляризованное реле с постоянными магнитами (рис. 4.
В поляризованном реле, в отличие от обычных электромагнитных реле, о
сутст
вуют возвратные пружинки. Два устойчив
ых положения обеспечи
вают п
сто
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 4.
. Принципиальная схема
дифференциального реле
плита основания; 2
стойка; 3
якорь; 4
наконечник магнита;
5, 6
регулировочные винты; 7
контакт.
янные магниты
в виде стоек
, крепящиеся на плитах основа
ния
. Они намагнич
вают плиты и полюсные наконечники. В промежутке между по
люсными наконечн
ками находится якорь из электротехнической стали, ко
торый может поворачиваться
вокруг оси
из одного
устойчивого положе
ния в другое
круг якоря выполнены
две
мотки
шунтовая и
сериесная
. Выс
кочувствительная шунтовая
обмотка выполнена тонким проводом, а сериесная
представляет собой один или два
витка провода большого сечения, рассчитанного на длительное пропускание ном
нального тока ген
рато
ра.
При отсутствии тока в обмотках якорь реле замыкает магнитную цепь ме
ду раз
имёнными полюсами постоянных магнитов и намагничивается, обеспечивая
но
из своих устойчивых положений.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
При появлении тока в одной из обмоток она создаёт магнитное поле, ко
торое
жет быть направлено согласно с полем постоянных магнитов, или встре
но.
Если поле направлено встречно и его величина превышает поле посто
янных ма
нитов, происходит перемагничивание якоря. При этом одноимён
ные полюса якоря и
постоянных магнитов от
талкиваются друг от друга, обеспечивая поворот
якоря в
круг оси «А» во второе устойчивое положение. Одновременно замыкаются
или ра
мыкаются электрические контакты, свя
занные с як
рем.
контактор, силовой элемент схемы ДМР
обеспечивает непо
средст
вен
ное
подключение генератора на бортсеть
, также управляет вклю
чением сигнализа
«отказ ген
ратора».
Работа электрической принципиальной схемы ДМР
(рис. 4.5.)
В исходном положении в бортсети есть напряжение, поданное с акку
муляторной
бат
реи ил
и с другого генератора.
Плюс с шины бортсети через замкнутые контакты 2
1 Р
сигн
поступает через
клемму «сеть» ДМР на конец шунтовой обмотки
дифференциаль
ного реле
, под
готавливая его срабатывагние..
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис.
4.5
. Электрическая принципиальн
ая схема ДМР
400.
Также плюс поступает через контакты 5
4 Р
сигн
на сигнальную лампу «о
каз ге
нератора».
На всех самолётах и вертолётах гражданской авиации генератор вклю
чают после
запуска соответствующего двигателя, а на самолётах и вертолё
тах с ГТД
после вы
хода двигат
ля на режим малого газа.
При работе двигателя вращение с него передаётся на генератор, а бла
годаря при
менённой схеме самовозбуждения на клеммах генератора сразу появляется напр
ние.
Минусовая клемма генератора через корпус самолёт
а связана с «мину
сами» всех
устройств, подключенных по однопроводной с
хеме. Минус в том числе подаётся ч
е−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
рез клемму
на обмотки Р
вкл
и К1.
С плюсовой клеммы
генератора
плюс подаётся через клемму «Г
ен.
» ДМР на кон
такты «4» и «1» реле включения, на си
ловой контакт контактора К1 и ч
рез пере
мычку и клемму
на выключ
тель генератора
При включении выключателя плюс подаётся через клемму «В» ДМР на обмотку
реле включения. Ввиду наличия на другом конце обмотки реле включения минуса,
Рвкл срабатывает и
контактами 4
3 готовит цепь включе
ния конта
тора, а контактами
2 подаёт плюс через контакты 2
1 блокиро
вочного реле на конец шунтовой обмотки
дифференциального реле.
Таким образом к
оказывается приложен перепад напряжений
, ра
ный ал
гебраичес
кой сумме
ген и
сети, то есть
ген
сети.
Под действием перепада напряжений в шунтовой обмотке появляется то
обм.
îáìîòêè
Под действием тока в шунтовой обмотке дифференциального реле она создаёт
магнитное поле.
Параметры
дифференциального реле в ДМР
400Д подобраны т
ким
образом, чтобы оно срабатывало при
ген
сети = 0,3
÷0,7
, то есть чтобы сраба
тывание происходило, когда напряжение гене
ратора больше напряжения с
ти, как ми
нимум, на 0,3
÷0,7
При срабатывании диффе
ренциального реле его контакты 2
3, вклю
ченные по
следовательно с контактами 4
3 реле включения, подают плюс на контактор К1, кото
рый срабатывает и своими силовыми контактами подаёт напряжение генератора через
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
клемму
«Ген.» ДМР, сериесную обмотку диф
фер
енциального реле,
клемму
«Сеть»
ДМР и далее через амперметр на шину бортсети.
То есть генератор подключается на
сеть.
Сериесная обмотка дифференциального реле создаёт магнитное поле, со
падаю
щее по направлению с полем постоянных магнитов, благодаря чему я
корь дифферен
циальн
го реле удерживается в сработанном положении.
Вспомогательный контакт К1 подаёт плюс через
клемму
С» ДМР на реле сигна
лизации, которое срабатывает и контактами 2
1 разрывает цепь шунтовой обмотки,
тем самым искл
чая её перегорание пр
и длительном на
хождении под напряжен
ем во
время полёта.
Контактами 5
4 реле сигнали
зации разрывает цепь питания сигнальной
лампочки «Отказ генератора».
Если напряжение генератора по какой
то причине начинает уменьшать
ся, то в
момент, когда напряжение с
ети станет больше, чем напряжение г
ратора, т. е.:
сети
ок потечёт из сети
через амперметр,
клемму
«Сеть» ДМР, сериесную обмотку
диф
ференциального реле,
замкнутые силовые контакты К1,
клемму
«Ген.» ДМР и д
а−
лее через обмотку генератора на к
орпус самолёта. То есть ген
ратор при этом будет
треблять электроэнергию, как электродвиг
тель.
Ток в сериесной обмотке дифференциального реле меняет направле
ние, с
ответ
ственно изменяется на противоположное и направление созда
ваемого
риесной
мо
ткой
магнитного поля, которое теперь направлено против поля п
стоянных магни
тов
При достижении в
тока обратного направления 15
÷25
А величины магнит
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ного поля, создаваемого обмоткой
оказывается достаточно для срабатывания
диффе
ренциального реле (д
ля воз
врата его якоря в исходное положение). При этом контакты
3 дифференци
ального реле размыкаются и снимают плюс с контактора К1, который
обес
точивается и своими силовыми контактами отключает генератор от сети, Вспомо
гательным контактом К1 сн
мает
плюс с реле сигнализации, которое в свою очередь
контактами 5
4 включ
ет сигнальную лампочку «Отказ гене
ратора», а контактами 2
подключает шунтовую обмотку дифференциаль
ного реле к шине бортсети, готовя но
вое включение генератора.
Если напряжение гене
ратора возрастёт, то он, аналогично рассмотрен
ному, вновь
ключится на сеть.
Если продолжится падение напряжения генератора, то к шунтовой об
мотке будет
приложен
рицательный
(обратный)
перепад напряжения
сети
ген,
который по мере падения
напряжения генератора будет возра
тать.
Рост перепада напряжения свыше 12 В опасен для обмотки, так как она, выпол
ненная из тонкого провода, может при этом перегореть. Чтобы это искл
чить, в схему
ДМР дополнительно введено блокировочное реле
, на котор
ое подаётся тот же пе
репад напряжения, что и на шунтовую обмотку. Напряжение срабатывания блокиро
вочного реле 12 В и более. Следова
тельно, если к шунт
вой обмотке приложен
то эти же 12 В
при
ложены к
, которое срабатывает и размыкает контакт
1, обесточивая шунтовую обмотку и исключая её перегор
ние.
При дальнейшем падении напряжения генератора
ген < 4 В реле включ
е−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ния от
пускает свои контакты
схема ДМР
400Д возвращается в ис
ходное положение.
Для того, чтобы исключить подключение на
сеть генератора с обратной п
лярно
стью, реле включения в настоящее время выполняется детекторным, то есть последо
вательно с его обмоткой включается полупроводниковый диод, к
торый при обратной
полярности не пропускает ток обратного на
правления
, не давая
сраб
тать реле
вкл
. Автомат защиты от перенапряжения
(АЗП)
Под перенапряжением понимают аварийный рост напряжения свыше 30
÷31
В,
происходящий из
за нарушений в работе регулятора напряжения (
наиболее вероятны
спекание угольного столба или обрыв цеп
и рабочей об
мотки электромагнита). При
росте напряжения в сети в 2
÷2,5
раза согласно закона Ома во столько же возрастают
токи во всех цепях, получающих это напряж
ние:
U
Ввиду того, что
на самолётах и вертолётах
во всех элек
трических цепях
сечение
проводов
выбирается минимально
допустимым
в соответствии
с то
ком в конкре
ной
цепи, при увеличении фактически проходящего по проводу тока в 2
÷2,5
раза количе
ство тепловой энергии, выделяющейся на проводе,
находится в квадрати
ной
зависи
мости к току и составляет
÷6
раз больше расчётного, что может привести к обгора
нию или оплавлению изоляции про
водов, а затем
к короткому замыканию и пож
ру.
Для предотвращения подобных ситуаций на
самолётах и вертолётах совместно с
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
каждым ген
ератором постоянного тока работает автомат защиты от перенапряж
ния
(АЗП), который
осуществляет
контроль напряжения со
ответствующего ген
ратора.
При росте
ген > 30
÷31
В (для некоторых серий АЗП при
ген = 33 В) АЗП сра
батывает
и выполняет следующие фу
нкции:
разрывает цепь включения генератора, что приводит к срабатыванию ДМР, как
при отключении генератора с помощью его выкл
чателя;
расшунтирует резистор в цепи возбуждения генератора, что приводит к резкому
уменьшению тока возбуждения и падению
н < 10 В, то есть до ед
ниц вольт;
отключает данный генер
тор от цепи параллельной работы.
Состав АЗ
Р1
реле замедленного действия РЗД
М,
подключено на н
пряже
ние генератора и является чувствительным элементом АЗП, имеет
возду
й демпфер, благодаря которому не срабатывает при кратковременных скач
ках н
а−
пряже
ния. С увеличением приложенного к реле напряжения задер
ка срабаты
вания
умень
шается.
см.
рис. 4.6.)
Р2
служит для подключения генератора на параллельную работу и для отклю
чения от не
(на одногенераторных самолётах не з
действуется)
Р3
промежуточное реле
1,
входной
делитель напряжения;
является проволочным пер
менным
сопротивлением, с помощью которого регулируется напряжение сраб
тывания РЗД
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
дополнительны
е резисторы цепи лампочки или табло сигн
лизации
перенапряжения (срабатывания АЗП), которые используются ограни
ченно на н
е−
кото
рых самол
тах;
дополнительное сопротивление, которое при нормальной работе г
нера
тора зашунтировано контактами кнопочно
го контактора КНК
М, а при перенапр
нии подключается последовательно с обмоткой возбуждения ге
нератора,
вызывая ре
кое уменьшение тока возбуждения;
кнопочный контактор КНК
является силовым элементом схемы. Кон
тактор имеет встроенную пружину,
которая в исходном положе
нии конта
тора сжата
и фиксируется защёлкой. При подаче напряжения на обмотку ко
тактора защёлка ос
вобождает якорь, который усилием пружины перемещается, обеспеч
вая замыкание и
размыкание связанных с ним кон
тактов. Возврат КНК
М в исхо
ное положение (взвод
пружины) произво
дится нажатием кнопки на корпусе ко
тактора.
Работа автомата защ
ты от перенапряжения
(рис. 4.6.)
В исходном положении плюс генератора поступает через шунт ампер
метра,
угольный столб регулятора напряжения,
клемму 3Ш2 АЗП, контакты 4
3 КНК
М и
через клемму 3Ш1 АЗП
на шунтовую обмотку возбуждения генератора, обеспечивая
возбуждение и работу генератора. Также после кон
тактов 4
3 КНК
М плюс поступает
через включенные последовательно рези
сторы R1
2 на обмо
тку реле РЗД
М (Р1).
На
второй конец обмотки, а также к Р2 и к КНК
М минус поступает с клеммы 1Ш2.
При нормальной работе генератора напряжения 27 В недостаточно для ср
баты
вания РЗД
М за счёт падения напряжения на резисторах Р1 и Р2, включе
ных после
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ательно с о
моткой реле.
Плюс с генератора также поступает через шунт амперметра, клемму «Ген» ДМР,
перемычку, клемму « + », клемму1Ш1 АЗП на обмотку Р3 и че
рез контакты 7
8
КНК
М, клемму 5Ш2 АЗП на в
ключатель генератора.
При включении выключателя плю
с (см. рис. 4.5.) поступает через клемму «В»
ДМР на реле включения, которое срабатывает, обеспечивая включение г
нератора в
сеть аналогично рассмотренному в п.4.2. Также плюс поступает через клемму 2Ш1
АЗП на Р2, которое срабатывает и вклю
ченными параллел
ьно контактами 2
3 и 5
подключает к балластному со
противлению в минусовой цепи генератора уравнитель
ную обмотку его ре
гулятора напряжения, то есть подключает данный генератор к
схеме парал
лельной работы генер
торов.
Если напряжение генератора по како
либо причине превысит 30
÷31
напряже
ния, приложенного к обмотке Р1 (РЗД
М), окажется достаточно для его
срабатывания. При этом его контакты 2
1 подают минус с клеммы 1Ш2 на обмотку
Р3, на которую с другой стороны уже подан плюс. Р3 срабатывает и конта
ктами 2
подаёт плюс с клеммы 1Ш1 АЗП на клемму «А» кнопоч
ного контактора КНК
М. На
его клемме «Б» уже присутствует минус с клеммы 1Ш2. Контактор срабатывает и
своими контактами:
4 расшунтирует резистор Р5
если до этого момента цепь возбуж
дения г
ене
ратора проходила через контакты 3
4 КНК
М, то есть в обход Р5, то после размыкания
контактов 3
4 резистор Р5 оказался включенным после
довательно с обмоткой возбуж
дения
ток возбуждения генератора резко уменьшается, уменьшается магнитный по
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ток обмот
ки возбуждения, что при
водит к падению напряжения г
нератора ниже 10 В
(см.формулу для
ген.)
Рис 4.6. Принципиальная схема АЗП и её связь со схемой с
молёта
6 замыкает цепь включения сигнализации перенапряжения (сраба
тывания
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
АЗП)
на боль
шей части самолётов и вертолётов данная сигнализа
ция не пр
дус
мот
рена;
8 разрывает цепь подачи плюса на выключатель генератора, что приводит к
снятию плюса с клеммы «В» ДМР, с его реле включения
сле
довательно к отключе
нию генератора.
Также сним
ается плюс с Р2, что при
водит к размык
нию его контак
тов и к отключению генератора от параллел
ной работы;
Возврат схемы АЗП в исходное положение в полёте производится на
жатием
кнопки на корпусе АЗП, при помощи которой взводится пружина контактора КНК
Если при нажатии кнопки её «выбивает», повторное на
жатие на кнопку З
ПРЕ
ЕТСЯ
Перед нажатием на кнопку необходимо выключить выключатель о
клю
чивше
гося генератора. Если на нём в момент нажатия на кнопку сохра
нилось перенапряже
ние, то при вклю
ченном выключателе при нажатой кнопке это п
ренапряжение будет
подано в бор
сеть.
Для возможности восстановления работоспособности генераторов в полёте после
срабатывания АЗП, автоматы защиты от перенапряжения разме
щают в легко доступ
ных
для
экипажа ме
стах
на Ми
8Т(П)
на этажерке в кабине экипажа, на Ан
24
(26, 30)
за потолочной панелью переднего ба
гажника, на Ту
в центральной
распределительной панели заднего ба
гажника и т. д.
После нажатия на кнопку на кор
пусе АЗП, если её не выби
вает,
экипаж должен пров
рить напряжение соответствую
щего генератора, при необходимости отрегул
ровать его, после чего включить его в
бор
сеть.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Если после указанного произойдёт повторное срабатывание АЗП, не
обходимо
выключить выключатель соответствующего гене
ратора. Повторные попытки восста
новления работоспособности З
ПРЕЩАЮТСЯ!
На некоторых самолётах и вертолётах предусмотрена наземная проверка сраба
тывания АЗП. Для этого предусмотрены соответствующие
кнопки. При нажатии на
кнопку
24 В (или 27 В) подаётся
через клемму 5Ш1 АЗП,
минуя
1, через
2 на РЗД
М. В этих условиях напряжения, подаваемого на РЗД
зывается достаточно для
срабатывания АЗП, как при перенапр
жении.
На самолётах
24 (26, 30) предусмотрены кнопки аварийного отключения стар
тёр
генера
торов. При нажатии на кнопку напряжение, как при проверке срабатывания
АЗП,
подаётся через клемму 5Ш1 АЗП, в обход
1, через
2 на РЗД
М. При этом сра
батывает АЗП, отключая генератор от сети, понижая его напряжение и отключая г
ратор от параллельной р
аботы.
5. Аэродромное питание постоянным током
Для обеспечения возможности проведения проверочных и регулировочных работ
на электрифицированном оборудовании самолёта при неработающих генераторах
(двигателях самолёта), проведения предполётного обслуживания
самолёта, в том чи
с−
ле заправки топливом, загрузки багажа, посадки пассажиров и т.д. предусмотрено
электропитание всего самолётного комплекса от аэродромного источн
ка электро
энергии.
Аэродромные источники электроэнергии бывают стационарными, то есть пост
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
янно размещёнными на определённых стоянках и местах и мобильными, размещён
ными на базе грузового а
томобиля.
Мощность аэродромного источника электроэнергии должна быть соизмерима с
суммарной мощностью самолётных генераторов. Подключение аэр
дромного ис
точ
ника к самолёту производится посредством силового кабеля
, имеющего на конце ти
повой штепсельный разъём.
Для подключения аэродро
ного источника электроэнер
гии постоянного тока используется стандартный международный штепсельный раз
ём ШРАП
500К (рис.5.
1.)
На самолёте (вертолёте) в доступном для технического персонала месте у
танав
ливается вилка штепсельного разъёма. Вилка имеет два силовых контак
ных штыря
диаметром 11,15 мм и один вспомогательный (управляющий) штырь
диаметром 8 мм.
Вспомогательный
люсовой
штырь обеспечивает безыскровое подключение и отклю
чение разъёма под нагрузкой
Розетка разъёма соединена с кабелем, идущим от ста
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ционарной колонки аэродромного питания или от передвижной установки аэр
дром
ного питания.
В розетке ШРАП
500 силовой
плюс соединён со вспомогательным контактом.
Если производится подстыковка разъёма ШРАП
500 при включенном выключат
ле
РАП (разъём аэродромного питания) и включенных выключателях потребит
лей, то в
свои гнёзда сначала входят более длинные
силовые
Рис.
5.2. Стандартная схема подключения аэродромного источника п
стоян
ного тока с пом
щью ШРАП
500.
контактные штыри, но искрения при этом не происходит, так как контактор «К»
при этом обесточен. Только тогда, ко
гда будет достигнут надёжный контакт силовых
штырей, в своё гнездо войдёт более короткий, управляющий штырь и подаст плюс на
контактор, который сработает и замкнёт сил
вую цепь.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
При отстыковке разъёма под нагрузкой сначала из своего гнезда выходит более
короткий, управляющий штырь, который снимает пл
юс с контактора. С
ловые штыри
после этого выходят из своих гнёзд на обесточенной электрической ц
пи.
На некоторый самолётах для обеспечения правильной полярности ШРАП
500 в
цепь контактора включают полупроводниковый диод, который обеспеч
вает подклю
чение
только при правильной полярности в разъёме.
Для обеспеч
ния сигнализации
подключения РАП к сети используется вспомогательный ко
такт контактора, который
при срабатывании подаёт плюс на си
нальную лампу или табло.
6. Системы распределения электроэнергии п
остоянного тока
На самолётах и вертолётах гражданской авиации используют два вида систем
распределения электроэне
гии постоянного тока
радиальные (разомкнутые) системы;
замкнутые (кольцевые) си
темы.
6. 1. Радиальные (разомкнутые) системы распределе
ния электр
энер
гии п
стоянного тока
В
радиальных
сетях все источники электроэнергии подключаются к од
ной рас
пределительной шине
(рис. 6.1.), которая находится в соответствующем
распредел
тельном устройстве (РУ, ЦРУ). К шинам других
распредели
тель
уст
ройст
(РУ1, РУ2, РУ3)
электри
ческая энергия подводится
с одной сто
роны, то есть со
стороны ЦРУ
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 6.1. Структурная схема разомкнутой системы электроснабж
ния
Такие системы имеют минимальное количество электрических прово
дов, мини
мальный
вес, что делает их привлекательными для небольших са
молёт
ов,
имеющих
сравнительно
небольшое число маломощных потребит
лей.
разомкнутых системах
легко осуществляется за
щита от коротких за
мыканий и
перегрузок, быстро и просто находятся
места
обрыв
замыка
легко может быть
осуществлена авто
матизация проверки их исправно
сти. Вместе с тем
ради
альная
система не обеспечивает выс
окой надежности и
живучести системы электро
снабжения.
ри
перегорании защиты, или
повре
жде
провода, вед
щего к лю
бому из РУ (РУ1,
РУ2, РУ3) обесточиваются
все потреби
тели, по
чающие электро
энергию от этого РУ.
Рис. 6.2.
Структурная схема многоканальной разомкнутой системы электро
сна
жения.
Для увеличения живучести
и надёжности
радиальных с
истем
, т
сть
обе
чения
бесперебойного питания потребителей при обрывах и коротких замы
каниях, применяют
многоканальную систему электроснабжения
или ре
зерви
рование питания распредел
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
тельных устройств и отдельных наиболее от
ветственных потребителей
(метод двойного
пит
ия).
В многоканальной системе
(рис. 6.2.)
между распределительными уст
ройствами
прокладывается
несколько параллельно идущих проводов. Благо
даря этому при об
рыве
части проводов, или при перегорании части плавких предохр
нителей электро
энергия
продолжае
т поступать по оставшимся прово
дам
При резервировании отдельные распределительные устройства или по
треби
тели
(например питание РК топливных насосов на самолётах Ан
24, Ан
26)
в случае повр
ждения питающего их источника или пи
тающей линии ав
томати
ческ
и подклю
чаются по
резервной линии к дру
гому источнику или дру
гому учас
ку сети.
Рис. 6.3. П
итание РК топливных насосов на самолётах Ан
24, Ан
26 по методу
двойного питания.
При наличии напряжения на
РУ1
и исправной электрической цепи, ве
дущей к ко
тактору «К», контактор находится в сработанном положении, по
давая напряже
ние с ш
ны
РУ1
на шину
РК топливных насосов. При исчезно
вении
напряжения на
РУ1
или п
вреждении электрической цепи, ведущей к контактору «К», контактор обесточивается и
своими кон
тактами переключает п
итание
шины
РК топливных на
сосов
на шину
РУ2
Для обеспечения надёжного электропитания особо важных (жизненно ва
ных) по
требителей электроэнергии при отказе всех генераторов комплекс всех самолёт
ных
шин выполняют в виде основных и а
варийных шин, которые при нормальной работе
системы электроснабжения соединены между собой конта
тами соответст
вующих кон
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
такторов. При отказе всех генераторов (обесточивании шин основной сети) контакторы
автоматически
обеспечивают отключение о
новных шин
и пере
ход аварийных шин на
питание от аккумуля
торных батарей
Обратный переход на питание всей бортсети про
изводится вручную после во
становлении работоспособ
ности основных генераторов,
или после запуска ВСУ и включения в работу генера
тора ВСУ.
6.
. Замкнутые (кольцевые) системы распредел
ния

элек
троэнергии пост
янного тока
Замкнутыми (кольцевыми) называют та
кие системы, в которых пи
тание
отдель
ных рас
пределительных устройств
осуществляется по край
ней мере с
двух
сторон (рис. 6.4
.). Замкнутые сети обладают очень боль
шой
надёжностью в работе и живучестью, так как при повреж
дении даже не
скольких
участков сети
, перегорании нескольких предохранителей
или при от
казе части гене
раторов
обеспечивается беспере
бойное питание всех
потреби
телей. С целью повы
шения живучести замкнутые сети, как
и радиальные, мо
гут выпо
няться многока
нальными.
Ввиду большего числа используемых проводов ма
са замкнутых сис
тем
больше, чем разомкнутых
, б
ольше сложность и трудоёмкость при опреде
лени
и ме
та отказов.
На рис. 6.4. приведена схема первичной распределительной сети одного из самол
тов. Как видно из схемы, каждое распределительное устройство по
лучает электропит
ние по двум независимым цепям
соответственно от ЦРУ левого и ЦРУ правого, чем
обеспечивается высокая надёжность электроснаб
жения потреби
телей. Для большей н
дёжности на некоторых самолётах про
изводят дополнитель
ные соединения распред
лительных устройств. Например для схемы на рис. 6.4. возможно дополнительное с
единение
ЦРУ лев
. с
РУ2
, а
ЦРУ прав
РУ1.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 6.4.
Структурная схема замкнутой (кольцевой) системы электр
снабжения.
На
многих магистральных
самолётах
основная
система электроснабжения
пост
янного тока
пред
ставляет собой сочетание радиальной и кольцевой систе
м электр
снабжения, что обеспечи
вает для конкретного самолёта высокую надёжность с мин
миз
цией массы прово
дов.
6.3. Монтажные и защитные устройства
систем распреде
ления эле
троэне
гии
Для минимизации массы проводов системы постоянного тока выполня
ся одн
проводными, то есть «минус» каждого источника электроэнергии и «минус» каждого
потребителя соединены с металлическим корпусом само
лёта. Соответст
венно для п
дачи электроэнергии к потребителям достаточно по одному проводу подать «плюс».
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
При этом не
только уменьшается
длина и
масса проводов, но и уменьшается объём, з
нимаемый жгутами электропр
водки.
Самолётные монтажные провода состоят из большого числа тонких
, как пра
вило,
медных луженых
проволок, образующих токопроводящую жилу.
Провод с такой ж
илой
проще изогнуть и распределить в соответствующем от
секе самолёта
Провод со
спло
ной жилой
пружинит и труднее поддаётся из
гибу
более
мок
В качестве
основных
изоляционных материалов для прово
дов чаще всего использу
ется полихлорвинил, п
лиамидная
смола, а в местах
подверженных нагреву
фто
ропласты (тефлон).
Во мн
гих случаях для улуч
шения эксплуатационных характе
ристик используется
двойная
изоляция
, изготовленная из одного слоя термостабилизированного полиэтилена или п
лиамидной смолы и слоя
тефлона.
Провода, в соответствии с назначением, объедин
ются в жгуты, которые мо
гут располагаться по бортам самолёта, на пото
лочных конс
рукциях и в дру
гих ме
тах. И провода и жгуты проводов на больших самолётах имеют
бук
венно
цифровую маркировку, кот
орая наносится на специаль
ные бирки в на
чале и
це провода. В соответствии с принятой на самолёте сис
теме марки
ровки по бирке
можно определить, к какой системе относится провод (жгут), каково его назнач
ние и
установить его положение на соответствующ
ей прин
ципиальной электр
ческой схеме
(на фидерной схеме).
В качестве распределительных устройств на самолётах и вертолётах ис
пол
зуются:
ЦРУ
центральные (основные) распределительные устройства
к ним обычно
подключают ген
раторы;
РУ
распреде
лительные устройства;
распределительные щиты;
шкафы с размещёнными внутри панелями;
распределительные панели;
щиты АЗС и АЗР;
контрольно измерительные панели и др.
В распределительном устройстве на изолированном основании
(гети
накс, текст
ит и др.)
крепятся шины, представляющие собой полосу из очи
щенной меди большого
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
сечения, к которой с помощью болтовых соединений крепятся наконеч
ники пров
дов.
6.4. Требования к апп
ратам защиты
Каждый провод имеет сечение, которое соответствует мощност
и запи
тывае
мых от
него потребителей. Для защиты проводов от перегрузки и после
дующего пе
регрева
следствий, связанных с короткими
замыканиями и пе
регрузками
элек
трические сети
снабжаются
защитой, которая автоматически отключает п
вреж
денные участк
и,
чем
обеспечивается нормальная работа ос
тальной сети. Чтобы за
щита
полностью удовл
е−
творяла предъявляемым к ней требованиям, она
на обладать:
избирательностью (селе
тивностью) действия;
быстродействием;
высокой чувствительностью и высокой наде
жностью работы;
стабильностью характер
стик;
простотой
устройства
в не
обходимых
случаях инерционностью действия
Под избирательностью защиты понимают её способность
отключать только по
врежденный участок сети или поврежден
ный элемент. При этом
тальная сеть
на
работат
без
изменений..
Для примера избирательно
сти защиты приведён
рис.
6.5. П
ри коротком замыкании в
указанной точке
сраба
тывает лишь
предо
хранитель
Пр.4
и отключает повреж
нный участок от о
тальной сети.
В слу
чае отказа
пред
охранителя Пр.4 должен сработать предохрани
тель Пр.2,
но при этом обесточатся и потребители, получающие электропи
тание через пред
хранитель Пр.3
. В случае же отказа и Пр.
должен срабо
тать пр
дохрани
тель Пр.1.,
но при этом обесточатся все потребители
дан
ного генер
тора.
Указанная последовательность срабатывания защиты
может быть достиг
нута
только тогда, когда
соответствующим образом подобраны вы
держки времени
их ср
а−
батывания
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис. 6.5. Пример
избир
тельности защиты
Под быстродействием защиты
понимают
минимальное время сраба
тывания
при
возникновении аварийного режима
. Быстродействие
позволяет при корот
ких замык
ниях уменьшить влияние
изменения
напряжения в сети на работу потре
бителей,
уменьшить размеры разрушения участков
сети и предо
врати
ть в ряде случаев потерю
устойчивости всей системы
элек
снабжения.
Высокая чувствительность и высокая надёжность в работе
означает, что защита
должна реагировать
на аварийные режимы в самом начале их по
явления и в тоже вр
е−
мя не
должна реагировать на с
лучайные отклонения па
раметров сети. При
этом
в сл
чае
короткого замыкания
отключение должно происходить без
поврежде
сети
Стабильность характеристик
это способность
защиты сохра
ть свои х
рак
теристики при изменении условий окру
жающей среды и в
ремени ра
ты.
Инерционность
действия защиты
означает, что она не реагирует на кра
временные броски ток
, как это, например, имеет
место при пуске электро
дв
гате
лей.
6.5.
Аппараты защиты, и
спользуемые на воздушных судах
В качестве аппаратов защиты
на самолетах и верто
летах применяют плавкие пр
е−
дохранители и автоматы за
щиты следующих серий: СП, ТП, ИП, АЗС, АЗР и АЗФ
Аз3
Плавкие предохранители
серии
(рис. 13.3) выпускаются на
ки: 1, 2, 3, 5,
10, 15, 20, 25, 30 и 40
в малогабаритном исполне
нии
с плавкой вставкой,
зап
янной
в стеклянной трубке; материалом для
плавких
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 6.6. Стеклянный плавкий предохранитель
теклянная трубка; 2
пла
кая вставка;
колпачок.
вставок слу
жит:
до
медная проволока,
ребряная
калиброванная про
волока,
цинковая калибро
ванная пласти
ка.
Плавкие предохранители
серии
ТП (тугоплавкие предохра
нители) ра
счи
таны
на номинальные токи 200, 400, 600 и 900
Плавкая вставка у этих предо
хранителей изготовляется из меди.
ак правило, используются в цепях мощных
электродвигателей, напр
мер в цепях питания стартёр
гене
раторов.
Плавкие предохранители
Значительная тепловая инерционность ИП позволяет использовать
их для за
щиты
потребителей от перегрузок и коротких
замыканий
с меняю
щейся во вре
мени н
грузкой (например, электродвиг
тели),
в то время как все остальные серии плавких
предохранителей обеспе
чивают защиту лишь от коротких зам
каний.
серии
ИП (инерционные) выпускают
ся на н
нальные токи от 5 до 250
Эти предохранители имеют
сравнительно сложную конс
рукц
ию,
которая позволяет
использовать их для защиты эле
мен
тов эле
тро
оборудования с большими
значениями пускового
тока
, ко
гда при пр
вышении
тока происходит перегорание калиброванной пластины из л
туни
при
носительно
небольших, но длительных пере
узках,
происх
дит
расплав
ление
лег
коплавкого сплава и выдергивани
е за
порной
скобы
, что пр
водит к разрыву элек
трической цепи
пружиной
Плавкие предохранители
серии МП
малогабаритные
предохрани
тели
с ви
уальным наблюдением.
В корпусе предохранителя, готового к ра
боте, утоплена кно
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ка в форме цилиндра, которая фиксируется с помощью калиброванной плавкой нити.
При
перегорании нити кнопка расфиксируется и
под действием пружины вы
скакивает
из его корпуса,
что является сигналом о срабатывании предохранителя. Вновь кно
ка в корпусе не утапливается, предохранитель подлежит замене.
Наряду с плавкими предохранителями широко применяются
автоматы защ
ты, что
объясняется рядом существенных преиму
еств
, к которым отн
сятся:
Автоматы защиты
возможность визуального
определения
состояни
автомата
(вклю
ченного или
ключенного);
многократность действия;
лучшие характеристики по сравнению с плавкими
предохраните
простот
повторного включения авт
омата и возможность проверки
хара
ристик в процессе эксплуатации.
Чувствительным элементом всех тепловых автоматов защиты
явля
ется би
металлическая пластинка, связанная конструктивно
с выклю
чающим меха
низмом. Срабатывание автомата происходит
в момент
, когда пластинка достигает о
ределенной величины
прогиба, пропорционального температуре н
грева, а по
следняя
висит от величины и длительности про
хождения тока.
В сетях постоян
ного тока н
большее
распространение полу
чили автоматы типа АЗС и АЗР на
минальные,
токи
от 5 до 250
Все ав
томаты защиты имеют обозначение, кото
рое состоит из бу
венного или буквенно
цифрового обозначения типа автомата и номинального т
ка.
Например:
АЗ3
(Аз3
20)
автомат защиты трёхполюс
(трёхфазный) на номиналь
ный ток 20 Ампер.
В полёте, после срабатывания автомата защиты лю
бого типа, экипаж имеет
право один раз вклю
чить его для восстановления электропитания соот
ветствующих потребителей.
При «выбивании» автомата защиты повторное
включение ЗАПР
ЕТСЯ!
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Авт
омат защиты типа
АЗС
автоматы типа АЗС выполняются по единой кинематической и эле
триче
ской
схеме в одинаковых габаритах и отличаются лишь парамет
рами биметалличе
ской пл
а−
стины
и токами срабат
вания.
(автомат защиты
сети (
самолет
ный) имеет ручное
вклю
чение и возможность как ручного, так и авто
матического (под действием тока п
е−
грузки) выключения, поэтому ис
пользуется не только как аппарат защиты, но и в
качестве выключа
теля
Автомат защиты типа АЗР
Эти автоматы обладают высокой разрывной мощ
ностью контактов
и хорошо р
а−
ботают в сетях с большими токами.
(автомат защиты со свобод
ным расцепле
нием)
имеет
относительно простую и надежную конструк
цию, обладающую высо
кой стойкостью к
воздействию вибраций, толч
ков, ударов и др.
Особе
ностью этих ав
томатов защиты
является то,
что пока биметалличе
ская пла
стинка
не осты
нет и
не возвратится в пе
вонач
альное положение,
включаю
щий рычаг
не войдет в зацепле
ние с
ответной ч
а−
стью и
включить автомат, т. е. замкнуть
его
контакты, не
воз
можно
. Таким образом,
автомат за
щиты со свободным расцеплением о
ключает при перегрузках и корот
ких
замыканиях защищаем
ую сеть н
зависимо от положе
ния ру
коятки.
Для обеспечения более высокой надёжности при эксплуатации самолё
тов и ве
толётов в условиях высокой влаж
ности воздуха а
втомат
защиты типа
АЗС и
АЗР
герметизируют.
Герметизированные автоматы защиты имеют обозначение
АЗСГ и
АЗРГ.
Для систем переменного тока разработаны автоматы защиты фазы типа А
АЗФМ (малоинерционный), а также трёхполюсные (трёхфазные)
ав
томаты защиты
АЗ3 (автомат защиты трёхп
люсный).
Автоматы
и АЗФМ
используют
фазных
проводах
,
том
числе
для
защиты
трёх
фаз
особо
важных
устройств
Трёхфазные
автоматы
исполь
зуют
только
трё
фазных
сетях
,
при
этом
срабатывание
автомата
отклю
чение
соответствую
щего
а−
стка
сети
происходит
при
превышении
допустимого
тока
любой
фаз
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
На самолётах и вертолётах последнего поколения
для более плотной уста
новки
автоматов защиты на панелях и пультах кабины экипажа
испол
зуются ма
логабарит
ые кнопочные автоматы защиты постоянного и переменного тока. Ав
томат с
стоит
из корпуса прямоугольной формы и ци
линдрической кнопки, кото
рая при включении
автомата утапливается в кор
пусе.
При срабатывании автомата пружина выдвигает
кнопку из корпуса,
становится видн
ым кольцо
белого цвета,
расположенное по о
ружности ци
линдра, образующего кнопку. Для ручного от
ключения автомата необх
димо вытянуть кнопку на себя, чтобы стало вид
мым белое кольцо на ней.
6.6. Коммутационная аппаратура
Коммутационну
ю аппаратуру по
назначению
можно разделить на три группы:
Аппаратура для ручного включения, выключения и переклю
чения электри
ческих цепей (выключатели, переключатели, кнопки).
Эта аппара
тура приводится в
действие непосредственно тем или иным
членом экип
ажа и размеща
ется на распр
е−
делител
ных щита
х, пане
лях и пультах.
2.
Концевые выключатели и переключатели. Эти
устройства
устанав
ливаются на
элементах конструкции самолёта,
электрифицированных агре
гатах или меха
низмах
таким образом, что
в определе
нном положении ме
ханизма
соответст
вующая
его
часть (
деталь
воздейств
овала
на выключ
тель.
нцевые выключатели
бычно применяются для замыкания или
раз
мыка
ния ц
е−
пей сигнализации, для остановки электромеханизм
в край
них положе
ниях, для
соблюдения
определенной последователь
ности работы отдел
ных эле
ментов сложной
системы и
т.д.
Устройства
для дистанционного и автоматического включения,
лючения и
переключения электрических цепей.
К ним
относятся
реле и контакторы разных т
пов (электромагнитн
ые, гидравлические,
пневматиче
ские, центробежные и др.), кот
рые приводятся в действие
или при помощи коммутационной аппаратуры пер
вой и
второй группы,
или вследствие изме
нения в о
ределенных пределах того или иного
физического параметра (напряжения, то
ка, давл
ния, скорости вра
ния и т. д.).
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
6.6.1.
оммутационная аппаратура для ручного управле
ния эле
трич
скими цепями
Кнопки
Кнопками называются коммутационные аппараты на
жим
ного дей
ствия, которые применяются для кратковременного замы
кания или
размыкания эле
трических цепей. Обычно при помощи кно
пок производится управление цепями н
е−
большой мощности (цепи сиг
нализации; цепи управле
ния электромагнитными устро
ствами и т. п
При нажатии на головку кнопки
сжимает
ся возвратная пру
жина
ходит замыкание или размыкание контактов. При отпускании кнопки возвратная
пружина возвращает головку кнопки и её контакты в исходное положе
ние.
Контакты
кнопки рассчитаны на ток до 20
при кратк
вре
менном включении.
Выключатели
переключатели
служат
для за
мыкания или раз
мыкания электрических цепей на длительное время.
По своему конст
руктивному в
полнению выкл
чатели и переключате
ли бывают трех типов:
перекидные,
нажимные
поворотные
кнопочные.
По числу коммутируемых цепей различают однопол
юсные, двухполюс
ные,
тре
полюсные выключатели и переключ
тели.
Выключатель
(однополюсный) имеет один подвижный и один не
под
вижный ко
такт, которые могут находиться в замкнутом или ра
зомкнутом п
ложении.
ответственно замыкание электрической цепи прои
сходит только в одном п
ложе
Переключатель
имеет несколько неподвижных контактов, с каждым
из кото
рых
поочередно может замыкаться один подви
ный контакт.
У перекидных выключателей и переключателей контакты и ручка
имеют два
фиксированных крайних по
ложения, причем для переключе
ния из одного п
ложе
ния в
другое и обратно к ручке необходимо вся
кий раз при
кладывать перекиды
вающее
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
усилие.
Нажимные выключатели и переклю
чатели
при полном внешнем схо
стве с
перекидными,
отличаются от
них
тем, что он
и замыкают цепь
только при наж
рукоятк
е переключателя
. По
сле прекращения нажа
тия ручка и кон
такт
вращаются в исходное нейтральное положение. Самовозврат
ручки из крайних п
ложений обеспечивается соответствую
щими про
филями подвижных контакт
ов.
Двухполюсные и трехполюсные перекидные и нажимные выключа
тели и п
ключатели
по принципу действия аналогичны рассмотренным
выше одноп
люсным
выключателям и переключат
лям.
Кнопочные выключатели и переключатели
используются на самолё
тах по
следнего
поколения ввиду большей наглядности представления инфор
мации о работе
включаемого устройства, а также благодаря меньшим габари
там. В кн
почном пере
ключателе предусмотрены одно или два сигнальных поля. Например в кнопочном пер
ключателе генератора преду
смотрен сигна
лизатор белого цвета «ОТКЛ». Кото
рый г
рит, когда переключатель, а следо
вательно и генератор
выключен.
При отказе генерат
ра в переключателе заго
рается сигнализатор жёлтого цвета «Г…» с номером отказавш
го генератора.
Концевые выключатели
и переключатели
Концевые выключатели, как и кнопки, являются коммутационными
ап
паратами
нажимного действия. Однако
жатие на шток выключателя осу
ществляется не
вручную, а какой
либо
частью или
деталью электрифициро
ванного агрегата или ме
ханизма. Нес
мотря
на свое название «концевые», они часто используются для цепей бл
ровки (например, предотвращение уборки ша
си до отрыва самолета
земли), для
цепей автоматического управления (в программных
устройствах с ку
лачковыми ша
бами) и т. д.
Существуют
два типа концевых выключателей и переключателей
ветственно
с большим и
малым ходом штока.
Концевые выключатели
с большим
ходом штока удобны тем, что они обес
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
печивают большой диапазон регулировок непосредственно на самол
те и по
этому
широко испо
льзуются.
При
нажатии на шток такого концевого выключателя наж
мающий элемент конструкции самолёта преодолевает усилие во
вратной пружины
и,
в соответствии с регулировкой, в заданной точке штока замыкает или размыкает ко
такты.
Ко второму типу концевых
выключателей относятся
малогабарит
цевые
выключатели
с ходом
штока (0,5
в которых
применяются плоские
пруж
ны
специальной формы. Эти пружины одновременно исполь
зуются в каче
стве токовед
щих элементов и поэтому выполняются из
бери
лиев
ой бронзы.
Масса малогабаритных
КВ составляет
8 г
. Расчётный
ток
до
при н
пряже
нии 30
Поворотные переключатели
и выключатели обеспечивают включение и от
ключение электрических цепей при повороте ручки управления на опреде
лённый
угол. Они использ
уются, как правило, в маломощных цепях электро
измерительных
приборов, для управления и контроля приборного и радио об
рудования
и т.д.
6.6.2. Электромагни
ные реле и контакторы
Электромагнитные реле и контакторы представляют собой коммута
онные ап
раты, подвижные контакты которых перемещаются и удер
живаются в раб
чем по
ложении при помощи электромагнита. Реле
отличаются от кон
такторов
по величине
тока в коммутируемой цепи. Реле обычно имеют мало
мощные контакты,
способные п
е−
реключать цепи с токами
от долей ампера до десятков
ампер, а контакторы слу
жат для
переключения цепей с токами в де
сят
ки и сотни ампер
(в цепях электриче
ского запу
ка ВСУ и двигателей ток может прев
шать 1500 А)
В схемах управления и автоматики авиационного электрооборудо
ания приме
няются следующие
основные виды
электрома
нитных реле:
переключающие
пром
жуточные реле
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
коммутационные реле
вентильные реле;
детекторные реле;
поляризованные реле;
реле времени и др.

Рис. 6.
. Общий принцип построения эле
ктромагнитного реле
обмотка реле
ярмо; 3
панель; 4
выводные шины непод
вижных ко
тактов; 5
подвижный контакт; 6
контактная пластина; 7
сердеч
ник электр
магнита; 8
якорь; 9
возвратная пруж
на.
На рис.
показана конструктивная сх
ема реле
. Подвижный контакт
реле у
реплен
на якоре
электромагнита, который может поворачиваться на оси.
Если о
б−
мотка
реле обесточена, то возвратная пружина
удерживает
якорь в крайнем вер
нем положении и подвижный контакт замкнут
с верх
ним н
подвиж
ным кон
тактом.
При подаче
напряжения на
обмотку
электро
магнита реле срабатывает, т
сть
его
якорь, преодолевая усилие
возвратной пружины, притягивается к сердеч
нику, и по
д−
вижный кон
такт размыкается с верхним и замыкае
ся с нижним непод
вижным кон
такт
ом (происходит пере
ключение контактов). После отключения об
мотки реле якорь
вместе с под
вижным контактом под действием воз
вратной пру
жины возвращается в и
ное положение.
При срабатывании реле раз
омкнутые
контакты
замыкаются
, а зам
кнутые
мыкаю
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Для
обеспечения постоянства дав
ления при колебаниях напряжения
на обмотке
реле, подвижный кон
такт связан с якорем через упру
гую пластинку
которая на
вается контактной, или буферной,
пружиной. Так как воздуш
ный за
зор между якорем и
сердечник
ом
электромагнита больше контактно
го зазора, то после замы
кания кон
тактов якорь имеет дополнитель
ный ход, вы
зывая пр
гиб контакт
ной пружины. Этот
прогиб и создает необходимое кон
тактное давл
ние.
Кроме того, в результате дополнительного хода якоря п
роисходит
скольжение ко
тактных поверхностей относительно друг друга (при
тирание), способствующее очищ
е−
нию конта
тов от пыли, грязи и под
гара.
По такой схеме работает большинство электромагнитных реле и ко
такторов.
В вентильных или детекторных реле посл
едовательно с обмоткой реле включа
ется
полупроводниковый диод, обеспечивающий срабатывание реле только при од
ной п
лярности напряжения. В детекторных реле, предназна
ченных для работы в сети пер
е−
менного тока в корпусе реле дополнительно собран выпрямител
ьный мост на 4х пол
проводниковых диодах, который обеспечивает двухполупериодное вы
прямление п
ременного напряжения, по
дающегося на обмотку реле.
В поляризованных реле два устойчивых положения обеспечиваются с помо
щью
пост
янных магнитов (см.
4.2. ри
с.4.4.)
6.7. Сигнальная и контрольно
измерительная а
паратура
Для сигнализации рабочего и отказного состояния агрегатов и систем и
поль
зуются сигнальные лампы и табло, мнемосигнализаторы, а на самолё
тах и вертолё
тах
последнего поколения
текстовая и
графическая информа
ция на экранах ди
плеев.
Для сигнализации рабочего состояния состояния агрегатов и систем как пра
вило
используются сигнальные лампы и табло зелёного цвета. Для уст
ройств, пред
назначенных для эксплуатации в течение непродолжительного
времени
жёлтого цв
та.
Для сигнализации об отказах используются сигнальные лампы и табло жёлтого
или красного цвета.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Для сигнализации о пожаре используются сигнальные лампы и табло красного
цвета.
На некоторых самолётах используются мнемосигнализаторы, к
оторые пред
ставляют собой комплект из сигнальной лампы, светофильтра и металли
ческой маски,
в которой вырезан соответствующий символ (например № ге
нератора, сим
вол ГС, или
СКВ и т.д.) которые помещены друг за другом в гнезде в форме цилин
дра на прибо
ной панели. Соответственно при загора
нии в мнемосигнализаторе лампы экипаж ув
дит не загоревшуюся сигналь
ную лампу, а условное обозначение системы, агрегата,
или номер конкрет
ного устройства.
На части самолётов для информации экипажу применена звуковая
сиг
нализа
ция
(чаще всего имитирующая удар колокола), которая срабатывает при отказах. Также на
некоторых больших самолётах применяются речевые информаторы. При особо серьё
ных отказах речевой информатор приятным женским голосом делает сообщение о с
отве
тствующем отказе, например
«Переход на аккумуляторное пи
тание».
Контрольно
измерительные приборы
На самолётах с основной системой электроснабжения постоянного тока и двумя
вторичными системами электроснабжения переменного тока для кон
троля работы си
ем ис
пользуются следующие электроизмерительные при
ры:
В системе постоянного тока:
амперметры контроля тока генераторов
по числу генерат
ров;
амперметр контроля акк
муляторов, генератора ВСУ и РАП;
вольтметр с поворотным переключателем контроля
напряжения гене
раторов, а
кумулят
ров, РАП и на шинах сети;
2. В системе однофазного переменного тока напряжением 115 В част
той 400
Гц:
вольтметр с поворотным или перекидным переключателем для кон
троля на
пряжения основного, резервного и аварийного ис
точника (авари
ной шины);
3. В системе 3х фазного переменного тока напряжением 36 В часто
той
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Гц:
вольтметр с поворотным переключателем для контроля линейных на
пряже
основного и резервного источников и источников питания ави
ризонтов.
Преобразователи п
стоянного тока в переменный ток
На самолётах с основной системой электроснабжения постоянного тока
для эле
тропитания вторичных систем электроснабжения переменного тока использу
ются пр
образователи постоянного тока в однофазный переменн
ый ток напряже
нием 115 В
частотой 400 Гц и трёхфазный переменный ток на
пряжением 36 В час
тотой 400 Гц. На
сегодняшний день на самолётах граж
данской авиации использу
ются два вида преобр
зователей:
электромашинные преобр
зователи;
статические преоб
разоват
ли.
7.1.
Электромашинные пр
образователи
Электромашинные преобразователи
появились на самолётах ГА перед
нача
лом
второй мировой войны и несмотря на имеющиеся недостатки про
должают ис
поль
зоваться и в н
стоящее время.
Основными элементами элект
ромашинного преобразователя являются элек
тродвигатель постоянного тока со смешанным возбуждением и синхрон
ный о
фазный, или трёхфазный, генератор переменного тока, расположен
ные в общем корп
се цилиндрической формы. Их роторы расположены на общем в
лу. Элек
тродвигатель
получает питание из бортовой сети постоян
ного тока и прив
дит во вращение ротор
генератора, вырабатывающего элек
троэнергию переменного тока. Таким образом, в
процессе работы преобразо
вателя дважды происходит преобразо
вание одного
вида
энергии в другой, что обуславливает низкий к
эффициент полез
ного действия.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 7.1. Внешний вид электромашинного преобразователя постоянного тока в
трёхфазный переменный ток 36 В 400 Гц
Сверху на корпусе преобразователя расположена коробка управл
ения и р
лирования. Размещённая в ней аппаратура обеспечивает включение и вы
ключение
преобразователя и стабилизацию напряжения и частоты на его в
ходе.
В системах стабилизации используются магнитные усилители, как наи
более про
стые и надёжные, но им
еющие относительно бол
шую массу.
Электромашинные преобразователи просты конструктивно, но имеют сл
дую
щие
достатки:
значительная масса, кото
рая у мощных преобразователей
превышает
60 кг;
громоздкость конструкции;
шум и вибрация при работе;
необ
ходимость в процессе эксплуатации контроля состояния щёток и ко
лек
торов;
не мгновенный выход на режим после включения преобраз
вателя;
низкий КПД
у лучших преобразователей
не более 53 %, а у боль
шинства
трёхфазных прео
разователей
порядка 30 %
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Обозначения электромаши
ных преобразователей:
буквы «ПО» обозначают преобразователь однофазный;
буквы «ПТ» обозначают преобразователь трёхфазный
За буквами идёт числовое значение номинальной выходной мощности в ВА
вольтамперах).
7.2.
Статически
е преобразователи
Статические преобразователи постоянного тока в переменный
состоят из следу
щих устройств:
высокостабильный задающий генератор (
настроенный,
как правило
на час
ту
1200 Гц), собранный на полупроводниках;
делитель частоты;
полупрово
дниковый усилитель мощности.
Таким образом в статических преобразователях отсутствуют подвижные элеме
, что и определило их название.
Статические преобразователи постоянного тока в переменный
заменили элек
тромашинные на всех магистральных самолётах в т
ечение последних 30
40 лет, что
обусловлено следующими достоинств
ми:
более высокая надёжность;
бесшумность в работе;
меньше габариты и масса;
мгновенный выход на р
жим (не более 0,2 сек);
не требуют обслуживания в процессе эксплуатации на само
лёте;
имеют более высокий КПД (у некоторых преобразователей до 90 %).
Обозначения статических преобразователей:
Буквы ПТС обозначают
преобразователь трёхфазный стат
ческий.
Буквы ПОС обозначают
преобразователь однофазный ст
тический.
На сегодняшний
день наиболее часто используются преобраз
ватели:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ПОС
ПОС
125ТЧ;
ПТС
ПТС
800БМ;
ПОС
1000Б.
. ЭНЕРГ
ОСНАБЖЕНИЕ
САМОЛЁТОВ
И ВЕРТОЛЁТОВ
СО СМ
НОЙ СИСТЕМОЙ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
На самолётах со смешанной системой электроснабжения
на каждом
маршевом
двигателе предусмотрены один или два стартёр
генератора, рабо
тающие п
раллельно
и один генератор переме
ного тока.
Стартёр
генераторы являются основными источниками постоянного тока. Ввиду
того, что для электрического запуска газотурбинного двиг
ателя требуется большое к
личество энергии, электроэнерговооружённость этих самолётов чре
вычайно высока
на двухдвигательном самолёте (Ан
24, Ан
26, Ан
30) одного генератора достаточно
для питания всех потребителей по
стоянного тока. На четырё
двигательн
ом самолёте
(Ил
18, Ан
12) двух гене
раторов достаточно для безопасн
го завершения полёта.
На самолётах предусмотрена вспомогательная силовая установка (ВСУ), пре
д−
ставляющая собой газотурбинный дв
гатель небольшой мощно
сти. Совм
стно с
ВСУ
работает отдель
ный стартёр
генератор, который обес
печивает ра
крутку ротора ВСУ
при запуске, а после запуска работает, как ре
зервный генератор. Основная функция р
е−
зервного генератора
обеспечение автономного электрического запуска маршевых
двигателей.
Аварийными источ
никами постоянного тока являются аккумуляторные батареи
(чаще всего
свинцовые).
В системе однофазного переменного тока напряжением 115 В частотой 400 Гц о
с−
новными источниками электроэнергии являются генераторы, уста
новленные на ма
шевых двигателях. Гене
раторы
синхронные
частота пе
ременного тока у них пр
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
порциональна частоте вращения. Поэтому генера
торы получают привод от свободной
турбины соответствующего двигателя. Благодаря этому частота переменного тока в
полёте у них с
ставляет 400 ± 4 Гц.
Ген
ераторы имеют независимое возбуждение от сети постоянного тока. На бо
лее
старых типах генераторов обмотка возбуждения находится на ста
торе
, а энергия сн
мается с рабочей обмотки ротора с помощью щёток и кон
тактных колец. По этой пр
чине у большинства ге
нераторов этого вида мощ
ность не пр
вышает 12 кВА (СГО
12).
У генераторов более поздней разработки обмотка возбуждения на
дится на рот
ре и запитывается от сети постоянного тока через щётки и кон
такт
ные кольца. При н
пряжении 24
÷27
В ток возбуждени
я составляет не бо
лее 10
÷12
А. Съём электроэне
гии с рабочей обмотки, расположенной на ро
торе, не лимити
рован скользящими ко
тактами, мощность генератора может составлять 30 кВА и б
лее (СГО
30У).
Пускорегулирующая и защитная аппаратура генераторов п
ремен
ного тока
С генераторами переменного толка работает следующая аппар
тура:
угольный регулятор напряжения
обеспечивает стабилизацию напря
жения соо
ветствующего генератора в заданных пределах независимо от мощности подключа
мых потреб
телей;
коро
бка включения и регулирования (КВР)
обеспечивает включение и выкл
чение генератора, контроль его параметров и совместно с регулято
ром н
пряжения
стабилизацию напряжения ген
ратора;
коробка отсечки частоты (КОЧ)
обеспечивает подключение
на сеть
тора
с частотой переменного тока, находящейся в заданных пределах и отключение генер
тора, у которого частота вых
дит за допустимые пределы
автомат защиты от напряжения (АЗП)
необратимо отключает гене
ратор, если
его напряж
ние превысит 126
÷ 13
3 В.
Аварийными источниками однофазного переменного тока являются эле
тро
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
машинные преобразователи ПО
250, ПО
500, ПО
750 и ПО
1500, ко
торые, в основ
ном,
запитывают от аварийных шин п
стоянного тока.
Система трёхфазного переменного тока 36 В самолётов с
о смешанной системой
электроснабжения такая же, как на самолётах и вертолётах с энерге
тикой постоян
ного
тока. На некоторых самолётах в качестве резервного ис
точника 36 В использу
ется
трёхфазный понижающий трансформатор, кото
рый подключается к одному и
з осно
ных генераторов (Ан
24РВ, Ан
26, Ан
30).
На самолётах со смешанной системой электроснабжения отличия по кон
трольно
измерительным приборам есть только в системах однофазного пере
менного тока с н
а−
пряжением 115 В частотой 400 Гц, где добавлен часто
омер для контроля частоты г
нераторов переме
ного тока.
. ЭНЕРГ
ОСНАБЖЕНИЕ
САМОЛЁТОВ И ВЕРТОЛЁТОВ
СИСТЕМОЙ
ЭЛЕК
ТРОСНАБЖЕНИЯ
ТРЁХФАЗНОГО ПЕКРЕМЕННОГО ТОКА
На самолётах и вертолётах с основной системой электроснаб
жения трёхфаз
ного
переменного тока пре
дусмотрены три сис
темы электроснабж
ния:
система 3
х фазного переменного тока напряжением 200/115 В часто
той

основная система электроснабж
ния;
система 3
х фазного переменного тока напряжением 36 В частотой 400 Гц
ричная;
система п
остоянного тока напряжением 27 В
ричная.
Основная система электроснабжения получает энергию от генераторов, распо
ложенных на двигателях. Большая часть потребителей электроэнергии получает эле
тропитание от этой системы.
Аварийными источниками элек
оэнергии в ней сл
жат статические преобразователи ПОС
1000Б и ПТС
800БМ.
Вторичные системы электроснабжения своих генераторов не имеют. Они ис
пользуют энергию основной системы электроснабжения.
Источни
ками эле
тро
энергии в них служат:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
в систе
ме трёхфазного переменного тока напряжением 36 В частотой 400 Гц о
с−
новными источниками электроэнергии служат трёхфазные пони
жающие транс
форматоры, аварийными
статические преобразователи ПТС
250. Ра
дельное пи
тание
авиагоризонтов обеспечивают преобразо
ватели ПТС
250, (на Ил
76
125Ц).
в системе постоянного тока основными источниками электроэнергии явля
ются
выпрямительные устройства, аварийными
щелочные аккумуля
торные бата
реи.
.1. Бесщёточные генераторы трёхфазного переменного тока
На совре
менных самолётах и вертолётах применяются
синхронные
есщё
точные
нера
торы трёхфазного переменного тока
с напряжением 200/115 В час
тотой 400 Гц
рабочие обмотки которых соединены звездой с силовой
нейтралью, соединённой с
корпусом самолёта.
Применен
ие бесщёточных трёхфазных генераторов в сравнении с од
нофаз
ными
даёт ряд пр
имуществ:
при тех же габаритах, что у однофазного, гораздо большая мощность;
при той же мощности, что у однофазного, гораздо меньше масса и г
бариты;
возможность получения
фазного напряжения 115 В и линейного
200 В;
гораздо выше надёжность за счёт отсутствия скользящих ко
тактов;
проще эксплуатация благодаря отсутствию коллекторно
щёточных у
лов.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.2. Функциональная схема 3х фазного генератора переменного
тока
ГТ40ПЧ6.
Конструктивно
бесщёточные генераторы трёхфазного переменного тока пре
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ставляют собой
трехфазную синхронную бесщ
точную электриче
скую машину
сто
ящую
из трех функционал
ных устройств (см. рис
.2):
подвозбудителя;
возбудителя;
собств
енно генератора.
Каждое из этих устройств состоит из ротора и статора, т.е. представляет со
бой г
е−
нератор. Их роторы выполнены на общем валу. Поэтому при механич
ском вращении
вала
генератора
начинают вращаться роторы трех генерат
ров.
Ротор подвозбудителя
наиболее распрстранённого
генератора ГТ40ПЧ6
пре
д−
ставляет собой 16
ти по
люсный постоянный магнит. При его вр
щении вра
щается его
магнитное поле, пересекая витки ста
торных обмоток подвозбудителя. По закону эле
тромагнит
ной индукции в них индуцируется
переменное напряже
ние, величина и ча
с−
тота которого составляют соответственно 45
51 В и 800 Гц (при оборотах ротора, рав
ных 6000 1/мин). Это н
пряжение подается в блок регу
лирования напряжения БРН
208М7А, в котором выпрямляется. Затем выпрям
ленное напр
яжение пода
ется на ст
а−
торную обмотку возбудителя, создавая маг
нитное поле, в котором вращаются рото
ные обмотки возбудителя. В них инду
цируется напряжение, ко
торое выпрямляется
встроен
ными диодами и подается на восемь обмоток, выпол
ненных на полюсах
дук
тора генератора, создавая мощ
ное магнитное поле. Это поле при вращении пере
секает витки трех статорных обмоток генератора, инду
цируя в них напряжение
200
208 В (115
120 В), кото
рое используется в бортс
ти.
Вращение
генератор получает от авиадвиг
ателя с помощью гибкого сталь
ного в
а−
ла, размещенного внутри полого вала ротора. Также внутри вала ротора находится
демпфирующая муфта, рассчитанная на определенное значение крутя
щего моме
та на
валу. При превышении крутящего момента (например, при за
кли
нивании ротора ген
е−
ратора) муфта пробуксовывает, исключая поломку при
вода. Стальной вал привода с
одной стороны имеет заделку пониженной прочно
сти. В случае заклинивания дем
фирующей муфты заделка срезается, механиче
ски отключая генер
тор от привода.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
нератор охлаждается забортным воздухом, который подается через спе
циальный патрубок, а выходит через жалюзи. На валу ротора устано
лена тур
бинка,
которая обеспечивает охлаждение генератора на земле, когда самолет не
подв
жен.
На корпусе генератора выполн
ены клеммы “А”, “В”, “С”, и клемма силовой не
трали, с помощью которых генератор подключается к сети. Также на корпусе генер
а−
тора находится блок трансформаторов тока, входящий в систему ди
ренциальной
токовой защиты от коротких замыканий, и штепсельный
разъем для подключения
пускорегулирово
ной аппаратуры.
Ввиду отсутствия коллекторно
щеточных узлов генератор ГТ40ПЧ6
и по
добные
ему
очень надежен в работе и прост в эксплуат
ции.
В настоящее время на самолётах начали устанавливать генераторы 3х фаз
ного п
е−
ременного тока с жидкостным охлаждением, благодаря чему при той же мощности
удалось существенно
уменьшить
габариты и массу, или при тех же га
баритах и массе
добиться
кратного
увеличения мощности.
Недостатки генераторов переменного тока
для получения
стабильной
частоты переменного тока требуе
тся
дополн
тельное
устройство
при
вод постоянных оборотов (ППО);
сложность обеспечения параллельной работы генераторов (необходимо равенс
во напряж
ний, частот и совпадение фаз);
гораздо более сложная пускоре
гулирующая аппаратура
, чем у генераторов п
стоянного тока
.2. Пускорегулирующая и защитная аппаратура 3х фазных ген
раторов пе
ременного тока
.2.1.
ППО (привод п
стоянных оборотов)
обеспечивает стабилизацию частоты пе
ременного тока соответствующе
го
основного генератора в заданных пределах пу
тем стабилизации его частоты вращения
на всех режимах работы двиг
теля.
В настоящее время на сам
лётах ГА применяются два вида ППО:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
воздушный;
гидравлический.
Воздушный привод постоянных оборотов (привод
постоянной частоты вр
щения) (на примере ППО самолёта Ту
154М)
(рис. 8
.3.)
Основными устройствами ППО
на Ту
154М
являются:
суммирующий
(дифф
ренциальный)
редуктор;
воздушная турбина привода;
регулятор привода п
стоянных оборотов РППО
30К;
блок возд
ушных засл
нок
электромагнитный кл
пан включения ППО в работу;
электромеханизм ко
рекции частоты МКЧ
62ТВ;
Суммирующий редуктор ППО имеет два входных вала и один выхо
ной
Один из входных валов получает вращение от коробки приводов двигателя, т.е.
обороты изменяются в зависимости от режима работы этого двиг
теля.
На втором входном валу выполнена воздушная турбина, на которую через блок
управляемых воздушных заслонок подается сжатый воздух от компрессора высокого
давления двигателя. Частота вращения
турбины пропорциональна
коли
честву под
а−
ваемого воздуха, то есть
степени открытия воздушных заслонок.
Обороты выходного вала ППО равны сумме оборотов двух входных валов и ко
тролируются цен
тробежным да
тчиком
егулятор
РППО
30К
, который
обеспе
чивает
ст
абилизацию оборотов выходного вала ППО, а, следовательно, и оборотов
генерат
ра.
Коробка
приводов
двигателя
Редуктор
РППО БРЧ
62БМ
Воздушная
турбина
Сжатый воздух
от КВД
Генер
тор
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.3.
Принцип работы ППО
ППО включается в работу с по
мощью электромагнитного клапана
, который ср
батывает при включении переключателя
соответствующего
генер
тора
Воздух
начинает поступать на турбину ППО, что приводит к её вращению и к
вращению соответствующего входного вала. Увеличиваются обороты генер
тора.
Центробежный датчик регуля
тора
РППО
вращается со скоростью, пропо
цио
нальной скорости вращения генератора. При р
аботе генератора на номинальных п
стоянных оборотах центробежные силы датчика, уравновешены с
лой пружин. При
отклонении оборотов генератора от номинального значения баланс сил нару
шается
РППО через систему рычагов открывает или прикрывает воздушную з
слонку, увел
чивая подачу воздуха на турбину, что приводит к возрастанию оборо
тов турбины и
выхо
ного вала.
Если частота переменного тока генератора начинает отклоняться от ном
нала, по
сигналу блока регулирования частоты БРЧ
62БМ включается в работу э
тро
механизм коррекции частоты
, который
производит перена
стройку РППО
30К, что
приводит к
восстано
лению
частоты.
Гидравлический привод постоянных оборотов
Гидравлический привод постоянных оборотов
работает с современными генер
торами переменного ток
а, имеющими жидкостное охлаждение и предста
ляют с ними
единое ус
ройство (привод
генератор).


�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.4. Функциональная схема гидропривода ГП
Гидропривод состоит из сл
дующих устройств:
соединительная муфта
в нормальных условиях обеспечива
ет соединение ГП с
авиадвигателем; электромагнит служит для механического отключ
ния гид
ропривода
от двигателя при отказах, срабат
вает при подаче на него 27 В;
гидронасос переменной производительности
(ГН)
служит для подачи гид
рожидкости на ги
родви
гатель;
гидродвигатель (ГД)
приводится во вращение гидрожидкостью, подаю
щейся
гидронасосом
чем больше гидрожидкости подаётся гидронасосом, тем больше об
роты выхо
ного вала ГД;
суммирующий
(дифференциальный)
редуктор
на один его вход подаётся вр
а−
щение от авиадвигателя, на второй
от гидродвигателя. Выходной вал редук
тора пр
водит во вращение ротор генератора. Соответственно обороты ротора ге
нератора ра
ны сумме оборотов, подающихся от авиадвигат
ля и ГД.
центробежный регулятор (ЦБР)
контро
лирует обороты выходного вала реду
тора. Если они отклоняются от номинальных, ЦБР изменяет угол установки шайб ги
ронасоса, что приводит к изменению его производительности, изм
нению количества
гидрожидкости, подаваемого им к гидродвигателю
, изменению обор
отов вала гидр
двигателя, связанного с одним из входов редуктора. При этом изм
няются и обороты
выходного вала редуктора, то есть и обороты рот
ра генератора.
В гидроприводе предусмотрен постоянный контроль за давлением и темп
турой гидрожидеости и за ч
астотой вращения его выходного вала (вала ген
тора).
При отклонении указанных параметров за допустимые пределы предусмот
рено ру
ное или автоматическое отключение ГП от ави
двигателя.
Повторное соединение ГП с двигателем возможно только в наземных усл
иях на
полностью о
тановленном двигателе.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
.2.2. Устройства предотвращения включения генератора
до вых
да запу
каемого двигателя на режим малого газа.
Если до запуска двигателя, или до его выхода на режим малого газа включить г
е−
нератор, соответствующий
ППО будет пытаться довести частоту вращения ротора г
е−
нератора (выходного вала ППО) до номинального значения, что приведёт к работе
привода в нерасчётном, критическом для него р
жиме.
В случае воздушного ППО это приведёт к недопустимому росту оборотов во
шной турбины и к слишком большому отбору воздуха от запускаемого двигателя и
возможному недопустимому росту температуры выход
щих газов.
В случае гидропривода это может привести к поломке гидронасоса и устройств
регулирования его производительности.
Чтобы
избежать явлений такого рода в схему включения генератора включается
специальное устройство, которое замыкает цепь вкл
ючения генератора только при
достижении двигателем оборотов, близких к оборотам малого газа. Чаще всего и
с−
пользуется два вида т
ких устро
йств:
электрические устройства, сравнивающие частоту переменного тока тах
нератора, установленного на двигателе, с частотой эталонного генер
тора
(БОГ
1 на
Ту
154; БОГ
86 на Ил
устройство типа
дифференциального сигнализатора давления
(ДСД)
, под
елё
на две части упругой мембраной.
В одну полость
поступает сжатый воздух от
компрессор
а высокого давления двигателя, в
друг
от компрессора низкого давл
е−
К реле
включения
БЗУ
На корпус
самолета
Ркнд
Рквд
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.5. Дифференциальный сигнализатор давления.
На мембра
ну действует перепад давл
ний:
Р = Р
КВД
КНД
При приближении оборотов двигателя к оборотам малого газа
перепад да
лений в
сигнализаторе достигает расчётного значения, упругая мембрана прогибается и зам
кает цепь включения генератора.
.2.3. Блок регули
ров
ния напряжения
На самолётах
с основной системой электроснабжения трёхфазного переменного
тока
первого поколения использовался
лок регулирования напряжения
БРН
208М7А
(Б) (рис.
.6)
БРН
208М7А выполняет три функции:
при включении выключателя генератор
а с блока защиты и управления (БЗУ) в
БРН подаётся плюс на контактор включения возбуждения генератора. Контактор ср
а−
батывает и подаёт с подвозбудителя генератора (см. рис. 8.2.) напряжение 45
÷51
частотой 800 Гц в схему магнитного усилителя УМ
1, где напр
яжение в
прямляется и
затем подаётся на статорную обмотку возбудителя. До включения возбуждения ток в
статорной обмотке возбудителя (обмотке возбуждения генератора) отсутствует. П
этому напряжение на рабочей обмотке г
нератора обеспечивается за счёт остат
очной
намагниченности железа и соста
ляет единицы вольт.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.6. Б
лок регулирования напряжения
БРН
208М7А
(Б)
стабилизация напряжения генератора в заданных пределах независимо от фа
тических оборотов ротора генератора и тока нагрузки (мощности вклю
ченных потр
е−
бит
лей);
при параллельной работе генераторов БРН обеспечивает равномерное распред
е−
ление реа
тивной нагрузки;
В состав БРН
208М7А вх
дят:
блок измерения напряжения (БИН
20Д), который, в свою очередь состоит из
трёхфазного понижающего тран
сформатора, мостового выпрямителя
и н
линейного
измерительного моста, в два плеча которого включены стабилитроны
два других плеча включены резисторы
R1
Выходная диагональ моста (точки «а» и «б») подключена к обмотке упра
ления
магнитног
о усилителя УМ
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
двухкаскадный магнитный усилитель УМ
2, УМ
резистор
ручной
рег
лировки
напряжения.
При работе генератора его напряжение подаётся в БИН на входной тран
фор
матор, выпрямляется и поступает на измерительную диагональ моста. Благо
даря ст
а−
билитронам, включенным в плечи моста, измеряется отклонение напряжения от н
минального значения
. В измерительной диагонали появляется напряжение, пропо
циональное величине отклонения. Это напряжение подаётся на обмотку управления
первого каскада УМ
2, усиливается и подаётся на о
мотку управле
ния УМ
1. Таким
образом
напряжение, пропорциональное величине отклонения двухкаскадного ма
нитного усилителя, усиливается и затем а
гебраически скла
дывается
с напряжением,
поступающим со статорной обмотки подвозбуди
теля. Результирующее напряжение (с
поправкой на отклонение напряжения гене
ратора от но
мы) поступает на статорную
обмотку возбудителя. Напряжение ге
нератора восстанавливае
ся.
С развитием полупр
оводников и появлением тиристоров, способных управ
лять
большими токами
на самолётах с основной системой электроснабжения трёхфа
ного
переменного тока
стали использовать импульсные блоки
регулиро
вания напряжения
построенные на транзисторах и тиристорах,
которые способны работать с генератор
а−
ми большой мощности (90 кВА и более), имеют большое быстродействие и сущес
венно меньшую массу. Такие
блок
регулирования
на отечественных самолётах впе
вые были применены на Ил
86.
напряж
ния с маг
нитными усилителям
На последних сериях самолётов Ту
154М и самолётах последнего поколе
ния для
стабилизации напряжения и управления работой генераторов использу
ются специал
зирова
ные ЭВМ.
.2.4. Блоки защиты и управления (БЗУ)
Для управления подключением генераторов,
контроля их работы и отключения
при отказах используются б
локи защиты и управления
(рис. 9.7.),
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 9.7. Функциональная схема БЗУ
376СБ
которые выполняют следующие фун
ции:
при включении выключателя генератора, если двигатель вышел на режим мал
го
газа,
(замкнуты контакты реле а БОГ
напряжение с панели АЗС
ётся через
клемму 1Ш2 БЗУ
. С клеммы
1Ш2 БЗУ напряжение п
ступает:
через
контакты 5
4 Р1 и клемму 2
на электромагнит
ный клапан
включения
ППО,
при этом с подвозбудителя генератора в блок
защиты и управления, в схему
контроля часто
ты подаётся напряжение, по которому контролируется рост частоты
генератора;
запуска
ется
в работу бесконтактное реле времени
РВ1.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
плюс подаётся на реле Р8, которое срабатывает, запуская в работу блок контро
ля
напряжения;
плюс подаётся
на контактор Р1 в блоке регулирования напряжения, включая
возбуждение генератора.
плюс подаётся на реле Р1 в модуле контроля напряжения U1, обеспечивая
а−
стройку
реле
времени РВ2 на выдержку времени
4±0,6
сек;
плюс подаё
тся на реле Р3, но оно не срабатывает, так как у него нет мин
са.
ППО начинает работать.
За время
меньшее, чем выдержка срабатывания РВ1
частота генератора должна достигнуть величины 370
÷380
Гц. Если за уст
новленное
время частота не достигнет этого значе
ния, реле време
ни сработает и даст сигнал на
включение Р2, которое срабатывает и подаёт плюс на командное реле Р1. Р1 срабат
вает и контактами
2 отключает возбуждение генератора, контактами 2
самоблок
руется от выключателя генератора, а контактами 4
отключ
ает электромагнитный
клапан ППО ввиду
неисправности
. Если частота своевременно достигнет зада
ного значения,
в блоке контроля частоты БЧ перекидываются контакты и запускают в
работу РВ2 в модуле контроля н
пряжения U1, одновременно . Если за уст
ановленное
время напряжение не до
тигннт величины 101
÷107
В, РВ2 сработает
БЗУ даёт сигнал
на включе
ние возбуждения генератора и одновр
менно запускает в работу другое реле
вре
мени
. При достижении на клеммах генератора напр
жения 101
÷107
В БЗУ, в зави
сим
ости от конкретного самолёта, даёт сигнал об исправности генератора, или даёт
сигнал на контактор включения генератора в сеть. Если за з
данное время напряжение
не достигнет заданного значения, реле времени сработает, от
ключая возбуждение г
е−
нератора и ППО
. Схема БЗУ при этом блокируется, бло
кировка снимается отключ
е−
нием выключателя генерат
ра.
В процессе работы генератора БЗУ непрерывно контролирует частоту и напряж
е−
ние генератора. Если параметр отклоняется за допустимые пределы
, в БЗУ запускае
ся соответ
ствующее реле времени. Если до срабатывания реле времени напряжение
или частота восстановится, реле времени отключается. Если параметр не восстанавл
вается, реле времени срабатывает, необратимо отключая г
нератор. При этом:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
генератор отключается от сети;
выключается возбуждение генератора;
выключается ППО;
схема БЗУ блокируется.
БЗУ также необратимо отключает генератор в случае короткого замыкания в с
мом генераторе или его фидере по сигналу из схемы дифференциальной токовой з
а−
щиты от к
ротких замык
аний.
.2.5. Блоки регулир
вания частоты (БРЧ)
Блоки регулирования частоты
служат для изменения настройки регулятора ППО,
если частота переменного тока отклоняется от номинального значения
, то есть если
настройка регулятора не обеспечивает требуемого знач
ения. Также БРЧ необходимы
для точного сведения частот пари включении генераторов на параллел
ную работу.
В состав БРЧ входят сл
дующие устройства (см. рис.9
.7.):
БИЧ
блок измерения частоты, служит для определения отклонения частоты
от номинального з
начения. БИЧ состоит из двух резонансных контуров, симметрично
расстроенных относительно частоты 400 Гц и включенных встречно
по отношению
друг к другу. При частоте, равной 400 Гц, сигналы двух контуров полностью компе
сируют друг друга. При отклонении час
тоты в любую сторону на выходе БИЧ
1 поя
ляется сигнал соответствующей полярн
сти.
БУМ
блок магнитных усилителей, служит для усиления сигнала, сн
маемого
с блока изм
рения частоты;
БИАМ
блок измерения активной мощности, работает только при п
рал
лельной
работе генераторов. Служит для управления выравниванием активных нагрузок (а
тивной мощности) при параллельной работе. Нагрузкой для БРЧ является обмотка
управления электромеханизма кор
рекции ча
тоты
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.7. Схема работы БРЧ
62БМ.

Работа схемы коррекции частоты генератора
При включении генератора срабатывает электромагнит
и открывает з
слонку
подачи воздуха к воздушной турбине ППО. Сжатый воздух подаётся на турбину ПП
О,
регулятор ППО, в зависимости от оборотов выходного вала дифференциального р
е−
дуктора (оборотов ротора генератора) начинает управлять воздушной заслонкой
БРЧ
62БМ контролирует частоту генератора и если она отклоняется от номинала
даёт соответствующи
й сигнал на обмотку управл
ния электромеханизма коррекции
частоты (МКЧ
62ТВ), который начинает изменять настройку регулятора ППО
(РППО). Как только частота вернётся к з
данному значению, сигнал на выходе БРЧ
62БМ исчезнет, изменение настро
ки РППО прекрати
тся.
При включении параллельной работы генераторов (присутствует на незначител
ной части самолётов ГА), срабатывает реле
, которое подключает к блоку магни
ных усил
телей блок измерения активной мощности (БИАМ).
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Блоки БИАМ двух включаемых на пара
ллельну
ю работу генераторов начи
нают
выдавать на соответствующие блоки магнитных усилителей сигналы, пропорционал
ные отклонению активной мощности (активной нагрузки) соответствующего генер
а−
тора от среднего значения. В результате механизмы коррекции частоты двух
генер
а−
торов начинают изменять настройку своих РППО таким образом, чтобы свести част
ты включаемых на параллельную работу генерат
При забросе оборотов воздушной турбины ППО свыше допустимого значе
ния,
что может иметь место при заклинивании выходного в
ала ППО (вала генера
тора),
снимается напряжение с электромагнита
, что при
водит к полному закры
тию во
душной заслонки
и прекращению подачи воздуха на воздушную турби
ну, то есть к
отключению ППО. Аналогичное происходит и при преднамеренном отключении
е−
нератора.
.2.6
. Дифференциальная токовая защита от коротких
зам
каний
Для
защиты генератора и его фидера (силовых проводов от генератора до распр
делительного устройства) предназначена схема дифференциальной токо
вой защ
ты от
КЗ. В состав схемы вхо
дят два блока трансформаторов тока (БТТ), один из которых
находится непосредственно на генераторе или возле него, второй
в распределител
ном устройстве, к которому подведён фидер
(см. рис. 7.8.)
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.8. Принцип работы схемы дифференциальной токовой
защиты от КЗ (для
фазы А)
В каждом БТТ находится три трансформатора тока
(на рисунке показаны тран
с−
форматоры тока фазы А)
, функцию первичной обмотки в которых выпо
няет провод
соответствующей фазы. Вторичные обмот
ки трансформаторов о
ной фазы включены
встречно по отношению друг к другу. Поэт
му при любых изменениях тока в проводе
токи вторичных обмоток компен
сируют друг друга.
В случае КЗ в любом месте между двумя БТТ баланс токов нарушается. При токе
короткого замыкания более 70 А обеспечивается га
рантированное срабатывание реле
, которое находится в БЗУ.
обеспечивает необратимое отключение г
нератора
аналогично рассмотренному в п. 7.2.4.
.3. Распределение электроэнергии трёхфазного переменного тока
200/115 В
частотой 400 Гц.
На самолётах с
основной системой электроснабжения
трёхфазного переменного
тока 200/115 В частотой 400 Гц
используется два способа распределения электроэне
гии:
без параллельной работы генераторов;
с параллельной работой г
нераторов.
В системах распределения электроэ
нергии без параллельной работы ген
рато
ров
каждый генератор работает на свою сеть (свою группу потребите
лей). Ко
личество п
требителей и их мощность для каждого генератора определяются на стадии проект
рования самолёта. В случае отказа одного из генерато
ров его сеть автоматически по
ключается на другой, исправный генератор. Если суммарная нагрузка двух сетей пр
е−
вышает допустимую для генератора, происходит автома
тическое отключение втор
степенных потребителей, как правило бытового элек
трооборудования. Си
стемы эле
троснабжения без параллельной работы генераторов более просты, дёшевы и надё
ны
в работе.
Системы распределения с параллельной работой генераторов
одного борта или
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
всех генераторов имеют более сложную структуру и гораздо более сложную и дор
гую п
ускорегулирующую аппаратуру, так как они должны одновременно обеспеч
вать равенство напряжений, частот и совпадение фаз для всех парал
лельно работа
щих генераторов, отслеживать все изменения активной, реактив
ной и полной мощн
сти (нагрузки). Надёжность э
тих систем существенно ниже, что подтверждается оп
том эксплуатации самолётов Ил
62, Ил
76, Ил
86.
.4.
Вторичные системы электроснабжения самолётов и ве
толётов
с энергетикой переменного тока 200/115 В частотой 400 Гц.
На самолётах и вертолётах
с энерге
тикой переменного тока 200/115 В частотой
400 Гц
предусматриваются две вторичных системы электроснабж
ния:
трёхфазного переменного тока напряжением 36 В частотой 400 Гц;
постоянного тока напряж
нием 27 В.
.4.1
Вторичные сист
мы переменного тока 36 В
Вторичные системы переменного тока 36 В на всех самолётах состоят из двух н
е−
зависимых подсистем
левого и правого борта. Источником электр
энергии в каждой
сети служит трёхфазный понижающий трансформатор, подключенный к сети соотве
ствующего генератора
рез шины навигационно
пилотажного ком
плекса (НПК), л
е−
вые и правые.
В случае аварии в цепях трансформатора предусмот
рено автоматич
е−
ское или ручное переключение потребителей с отказав
шего трансформатора на
трансформатор
другого
борта
(рис. 7.9.)
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.9. Функциональная схема систем переменного тока 36 В
Ввиду того что трансформаторы являются одними из самых надёжных электри
ческих устройств на борту самолётов, надёжность систем 36 В также очень высока.
Для обеспечения раздельного электропитания авиаг
оризонтов используются ст
а−
тические преобразователи постоянного тока в трёхфазный переменный ток, чаще вс
е−
го ПТС
250.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.10. Функциональная схема подключения ПТС
250 на Ту
154М.
При отказе преобразователя обеспечивается автоматическое переключение с
ветствующего авиагоризонта на понижающий трансформатор одной из с
тей 36 В.
.4.2.
Вторичные сист
мы постоянного тока
Вторичные системы постоянного тока
на большинстве самолётов ГА состо
ят из
двух сетей
левой и правой, которые имеют независимое эле
ктропитание. В авари
ной ситуации или при запуске ВСУ предусмотрено автоматическое или ручное объ
е−
динение с
тей.
Источником электроэнергии в каждой сети является выпрямительное ус
рой
ство
(трансформаторно
выпрямительный блок), чаще всего ВУ
6Б, мощно
стью
6 кВт
. На
86 в каждой сети работает по два ВУ
3Б мощностью по
3 кВт.
Предусмотрено резервное выпрямительное устройство, которое включается авт
матически или вручную при отказе любого из основных на его место.
Аварийными источниками постоянного тока явл
яются щелочные аккум
торные
батареи, как правило 4 батареи (см.п. 2.1.2.).
.4.3.
Трансформаторы и трансформаторно
выпрямительные блоки
На самолётах и вертолётах гражданской авиации одним из важнейших эл
мен
тов
электрооборудования являются трансформа
торы, которые используются как для п
нижения, так и для повышения напряжения.
На самолётах и вертолётах с основной системой электроснабжения трёхфаз
ного
переменного тока с напряжением 200/115 В основными источниками эле
тро
энергии в
системе трёхфаз
ного
переменного тока 36 В 400 Гц являются два трёх
фазных пон
жающих трансформатора (Ил
62, Ту
154, Ил
86, Ми
8МТВ и др.)
Также понижающие трансформаторы используются для резервирования о
нов
ных
источников питания 36 В 400 Гц на самолётах Ан
24РВ, Ан
6, Ан
30, для пи
тания
дистанционных индукционных манометров, контурных огней на лопастях не
сущих
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
винтов вертолётов, питания встроенного подсвета пр
боров. На вертолётах Ми
8Т и
8П понижающие трансформаторы используются для питания осно
ной шины 115

Повышающие трансформаторы используются в системах зажигания систем за
пуска ВСУ и двигателей, для питания самолётного импульсного маяка, на Ил
86
электроимпульсной противообл
денительной системе.
Основными достоинствами трансформаторов являются:
выс
окая надёжность в раб
те;
практически неограниче
ный срок службы;
мгновенная готовность к р
боте;
не требуют обслуживания в процессе эксплуатации;
высокий КПД
до 96
÷98 %.
На самолётах и вертолётах с основной системой электроснабжения трёхфаз
ого
переменного тока с напряжением 200/115 В в качестве основных источников постоя
ного тока используются «выпрямительные устройства» (трансфо
маторно
выпрямительные блоки). Впервые трансформаторно
выпрямительные блоки были и
с−
пользованы на самолётах Ил
затем на Ту
154 и других самол
тах.
В состав выпрямительного устройства (ВУ) входят:
трёхфазный понижающий трансформатор;
мостовой выпрямитель;
фильтр частот, кратных 400 Гц;
вентилятор охлаждения выпрямительного моста с приводом от электр
двига
теля
трёхфазного п
ременного тока 200/115 В 400 Гц.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.1. Функциональная схема выпрямительного ус
ройства
Трансформатор понижает напряжение с 200/115 В до 27
÷ 30
В, выпрямитель, и
с−
пользуя свойства полупроводниковых диодов, преобразует пер
менный
ток в по
стоянный, фильтр
LC
не пропускает и задерживает частоты, кратные 400 Гц. На вы
ходе устройства номинальное напряжение без н
грузки составляет 28,5 В.
Рис. 9
.2. Внешний вид выпрямительного устройства ВУ
3Б.
Схема мостового выпрямителя требует пос
тоянного охлаждения. В случае пе
регрева происходит выход из строя полупроводниковых диодов, а следовательно и в
прямительного устройства. Перегрев диодов возможен при отказе вентилятора, закл
нивании его подшипников. Чтобы исключить эту возможность, на со
времен
ных сам
лётах в комплект ВУ (выпрямительного устройства) входит блок защиты и управления
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ВУ, который обеспечивает включение и выключение выпрямительного устройства,
контроль его параметров, в том числе и контроль тока, потребляемого электродвигат
е−
м вентилятора. Если трение в подшипниках вентилятора возрас
тает, то возрастает и
потребляемый электродвигателем ток. При превышении пре
дельно допустимого зн
чения тока обесп
чивается отключение ВУ.
Такие выпрямительные устройства устанавливаются на Ту
4 всех серий, Ту
214, Ту
334, Ил
.5. Контрольно
измерительные и сигнальные устройства
На самолётах с основной системой электроснабжения трёхфазного перемен
ного
тока с напряжением 200/115 В частотой 400 Гц
предусмотрены следую
щие к
онтрол
изме
рительные и сигнал
ные устройства
в основной системе электроснабжения
для контроля тока генераторов пред
сматриваются индивидуальные амперметры для каждого генератора (Ил
86) или один
амперметр с поворотным переключателем (Ту
154); для кон
троля
напряжений и ча
тоты генераторов и на шинах сетей
вольтметр и час
тотомер с поворотным перекл
чателем;
системе 3х фазного переменного тока напряжением 36 В частотой
400 Гц для
контроля напряжения источников и на шинах используется воль
метр с по
воро
тным
переключ
телем;
в системе постоянного тока для контроля токов источников, как правило, и
с−
пользуются индивидуальные амперметры, для контроля напряжений
вольтметр с п
воротным пер
ключателем;
Электрифицированные системы управления самолётом
1.
Электромеханизмы дистанционного управления
Электромеханизмы дистанционного управления
служат для дистанционного
управления устройствами, системами и агрегатами
открывать и закр
вать за
слонки и
краны, управлять триммерами, механизацией крыла, перестан
овкой стаби
лизатора и
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
т.д.
Электромеханизмы
могут использоваться в любом месте самолёта и вертолёта, на
требуют герметизации и дополнительного источника энергии, менее уязвимы в сра
нении в пневматическими и гидравлическими
механизмами
, практи
чески не п
одве
жены влиянию температуры и да
ления.
В состав электромеханизмов дистанционного управления входят:
малогабаритный высокооборотный электродвигатель постоянного тока, спо
собный работать как при напряжении 27 В, так и 24 В, то есть от аккумулят
ров;
понижающий редуктор с большим коэффициентом передачи, как правило план
е−
тарный, или
червячный, или их сочетание, обеспечивающий при пониж
нии частоты
вращения получ
ение
достаточно большо
крутящ
момент
на валу;
выходное устройство в виде штока, рей
ки, шестерни, вала со шлицами, обес
печивающее непосредственный привод к управляемому устройству или агрег
ту;
фрикционная муфта, служащая для передачи к выходному устройству з
дан
ного
крутящего момента, при достижении механизмом крайнего полож
ния (дос
тижении
упора) сопротивление вращению резко возрастает, что приводит к пробук
совыванию
муфты
, предотвращая поломку устро
ства
концевые выключатели, размыкающие в крайних положениях механизма цепи
электропитания и обеспечивающие включение соответствующ
ей сигнал
зации;
электромагнитные тормозные муфты
(рис.
.1.)
обеспечивают останов вала
электро
двигателя при снятии с электромеханизма п
тания
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.1. Электромагнитная тормозная муфта.
Вал
является валом электродвигателя. Якорь
может продол
ьно пер
ме
щаться
по шлицам вала. В обесточенном положении электромеханизма пружина
приж
мает
якорь вместе с фрикционным кольцом
к тормозному диску
, обеспе
чивая заторм
женное состояние привода. При подаче напряжения на электромеха
низм напряжение
оступает на электродвигатель и на обмотку
электромагнитной муфты. Обмотка со
даёт магнитное поле, якорь притягивается к магнитопроводу
преодолевая усилие
пружины и
растормаживая вал электродвигателя
. При обесто
чивании электромехани
ма с помощью конце
вого в
ключателя или
при
снятия на
пряжения соответствующим
выключателем из кабины экипажа пружина обеспечи
вает останов вала двигателя, пр
жимая фри
ционное кольцо к тормозному диску.
Электромагнитные тормозные муфты
являются надёжными, эффективными устро
ствами, но при затормаживании мо
ных
высокооборотных электродвигателей
сложно обеспечить быстрый останов вследствие
большой инерции ротора,
большое количество кинетической энергии вращения пер
ходит в тепловую энер
гию. Происходит значительный износ фрик
ционных элементов
муфты. Учитывая, что на разгон электродвигателя и н
бор соответствующего уровня
кинетической энергии тратится значительное к
личество электроэнергии, возможно от
аккумуля
торов, более рациональным выглядит останов не электродвигателя, а в
ыхо
д−
ного вала м
ханизма.
электромагнитные муфты сцепления
торможения
(рис. 9
.2.)
в отличие от
смотренных ранее
электромаг
нитных тормозных муфт
в них
происходит
шение
механической связи между электродвигателем и приводным валом меха
низма, зато
маживается только вал ме
ханизма, в то время, как вал электродвигателя продолжает
щаться по инерции.
Подвижный диск
, дополнительный диск
и приводной вал
выполнены, как
единое целое. В обесточенном положении механизма пружина
упира
щаяся вправо
в дополнительный диск
, прижимает подвижный соединительный диск
к неподви
ному фрикционному диску
, обеспечивая его заторможенное состояние. При этом м
е−
ханической связи вала
с электродв
гателем нет.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис.
.2. Электромагнитная му
та сцеп
ления
торможения
При подаче
напряжения
на электромеханизм
оно подаётся на электродвигатель и
на обмотку муфты сцепления
торможения,
в обмотке
электромагнита муфты появл
ется ток, создавая магнитное поле. Преодолевая усилие пружины, электро
магнит пр
тяг
ивает подвижный диск и прижимает его к фрикционным кольцам
, связывая
этим электродвигатель с приводным валом
. Вал начинает вращаться.
При обесточ
вании электромеханизма
пружина упирается в д
полнительный диск 9, посредством
вала связанный с диском
, вызывая его о
соединение от фрикцион
ных дисков
перемещение вправо до упора в фри
ционный диск
. Таким об
разом приводной вал
отсоединяется от электродвигателя и затормаживае
ся.
Электро
агнитные муфты
сцепления
торможения нашли применение
на с
амо
лётах
практически во всех ответственных электромеханизмах
большой мощности

электромеханизмах управления закрылками, предкрылками, стабилизат
ром и др.)
для быстрой остановки э
лектромеханизм
дис
танционного управления не
большой мощности использу
ют схемы электродинамического торм
жения
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.3. Схема электрод
намического торможения привода:
а) для пара
лельного возбуждения

б) для посл
довательного возбуждения
Принцип электродинамического торможения состоит в том, чт
при отключе
нии
питания контакты 1
2 размыкаются, а 3
замыкаются,
отключенный и про
должающий вращаться по инерции электродвигатель переводится в режим ге
нера
тора,
работающего на нагрузку, которой является рез
стор
Чем больше на
грузка, то есть
чем больше ток, отбираемый от генератора, тем больше кинетиче
ской энер
гии вращ
е−
ния ротора преобразуется в электрическую энергию, тем быст
рее проис
ходит его ост
нов
, так как ротор вращается по инерции
При электроди
намическом торможении пр
исходит силь
ный нагрев резистора
, который тем больше, чем м
щнее останавлива
е−
й двигатель и чем больше его частота враще
, по этой причине электродинамич
е−
ское торможение используется только для быстрого остановы маломощных электр
механи
мов
для привода наибол
ее ответственных элементов самолётов (перемещение за
крылков и предкрылков, перестановка стабилизатора и др.) используются эле
тро
механизмы, включающие в себя два электродвигателя, объединённые через диффе
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ренциальный (суммирующий) редуктор. Электродвигат
ели получают электропита
ние
от разных распределительных устройств с помощью проводов, проложенных по ра
ным бортам. При прекращении подачи напряжения на один из электродвигате
лей эле
тромеханизм сохраняет работоспособность с сохранением крутящего мо
мент
а на в
ходном валу, но скорость вращения выхо
ного вала при этом уменьша
ется в 2 раза. В
таком электромеханизме каждый электродвигатель комплектуется электромагни
ной
муфтой сцепления
торможения, а в выходном валу дополни
тельно устанавливается
фрикционна
я муфта.
.2. Электромеханизмы управления
триммерами (на
примере
самол
тов Ан
Для электрического управления триммерами на Ан
2 используются три элек
тромеханизма УТ

соответственно для управления триммерами руля н
правле
ния,
высоты и элеронов
6Д триммера руля направления распол
жен в руле на
правления, элеронов
в левом элероне, высоты
в левой полов
не руля высоты.
Управление триммерами производится с помощью пер
ключателей на цен
тральном пульте.
Напряжение питания УТ
6Д 20
÷ 30
емя полной отработки механизма 30 сек.
В состав УТ
6Д входят:
реверсивный электродвигатель постоянного тока мощностью 20 Вт с двумя п
следовательными обмотками возбуждения
, с помощью которых обеспечи
вается р
е−
верс
при подаче напряжения на раз
ные обмотк
и возбу
дения изме
няется направление
вращения ротора электро
двигателя р
верс;
редуктор с передаточным числом 3749
: 1.
фрикционная муфта;
выходное устройство в виде рейки, расположенной под пря
мым у
лом к кор
пусу;
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
контакты сигнализации не
трал
ьного положения.
На рис.
.4. представлена электрическая принципиальная схема
управления триммерами п
ворота и элеронов.

Из рис
унка
видно, что изменяя положение переключателя и замыкая,
соответс
венно, контакты 1
2 или 1
3, напряжение от автомата з
ащиты
АЗС
5 подаётся на ра
ные последова
тельные обмотки возбуждения, чем
обеспечивается реверс электродв
гателя и изменение направления перем
щения три
мера.

При достижении электромеханизмом, а следова
тельно и тримм
е−
ром среднего положения, в элек
тромеха
низме УТ
6Д замыкаются контакты
сигнализ
ции ней
трального положения, что приводит к включению сиг
нальной лампы зелёного цвета на центральном пульте пил
тов.


Рис.
.4.
Принципиальная схема
включения УТ
6Д (тримм
еров
РН и элер
нов)
схеме управления триммер
руля высоты
(рис.
.5.)
для уменьшения пере
регулирова
ния и исключения самопроизвольного ухода триммера предусмотрено
электроди
намическое торможение
, которое обеспечивают контакты
реле.
При этом
при отключении электропитания,
в отличие от схем
, представленн
на рис.8
.3,
такты
реле замыкают клеммы
электродвигателя, переве
дённого в режим гене
ратора,
накоротко, что оказывается возможным благода
я низкой мощности
электродвигателя
(20 Вт). При этом обеспечивается практически м
гновенный о
нов.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.5. Схема управления тримме
ром РВ
.3. Электромеханизмы управления
загружателями и
три
мерным
фектом
На всех больших магистральных самолётах для отклонения рулей и элеронов и
пользуются гидроусилители (бустера). При этом
пилотам при отклонении орга
нов
управления не требуется преодолевать аэродинамических нагрузок, во
никаю
щих на
рулях при их отклонении в набегающий поток воздуха (достигающих де
сятки кил
граммов). Но управление самолётом невозможно, если пилот не чувст
вует реакции с
молёта на свои действия.
На самолётах с бустерной н
обратимой системой управления
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
рулями и элеронами
для имитации аэродинамических нагру
зок, появляющихся на о
ганах управления пилотов, служат пр
жинные загружа
тели. Чем больше отклонение
далей, штурвала, или штурвальной колонки, тем больше противодейс
вие пружины
загружателя.
На самолётах предусмотрены два вида пружинных загружателей:
взлётно
посадочные
работают постоянно, на всех этапах п
лёта;
полётные
включаются в полёте, имити
руя увеличение аэродинамической н
а−
грузки
в полёте
с увелич
ением скорости.
Полётные загружатели подключаются параллельно взлётно
посадочным автом
а−
тически или вручную с помощью электромеханизмов п
стоянного тока.
Автоматическое включение полётного загружател
я РВ происходит при уборке з
а−
крылков от соответствующего концевого выключателя, выключение
при выпуске з
крылков.
Автоматическое включение полётного загружателя РН происходит при уборке з
а−
крылков при разжатой основной стойке шасси (как правило, левой). Э
то добавле
ние
сделано для того, чтобы при рулении самолёта по земле с убра
ными закрыл
ками на
педалях пилотов не возникало дополнительных нагр
зок.
Полётные загружатели элер
нов не предусмотрены.
На случай отказа автоматического включения или отключения
полётного загруж
а−
теля предусмотрено ручное управление с помощью перек
теля
Для информации экипажа о состоянии полётных загружателей предусмотрены
сигнальные табло «ВЗЛЁ
ПОСАДКА РН» или «ВЗЛЁТ
ПОСАДКА РВ».
Для снятия нагрузок с органов управления пилот
ов при бустерном управлении
предусмотрены электромеханизмы триммерного эффекта, которые при св
ей работе
меняют нейтральное положение соответствующего пружинного загр
жателя. При этом
снимается нагрузка со штурвальной колонки, отклонённой на пикирование ил
и кабр
рование, со штурвала, повёрнутого вправо или влево, с отклонённых п
далей.
В нейтральном положении загружателей встроенные в электромеханизмы микр
выключатели включают на приборной доске пилотов сигнализаторы или сигнальные
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
табло «НЕ
ТРАЛ
ТАНГАЖ,
НЕЙТРАЛ
КУРС, НЕЙТРАЛ КРЕН».
Ввиду важности выполняемых функций все перечисленные электромеханизмы
могут работать при отказе генераторов от аварийной (аккумуляторной) сети постоя
ного тока.
.4. Системы управл
ния закрылками
Закрылки
отклоняемые пове
рхности,
расположенные
симметрично на задней
кромке крыла.
убранном
положении
акрылки являются продолжением поверхн
сти крыла, тогда как в выпущенном состоянии могут
поворачиваться вниз или
отх
дить от него с образованием щелей. Используются для улучш
ения несущей способн
сти крыла во время взлёта, набора высоты, снижения и п
садки, а также при полётe на
малых скоростях.
Подъёмная сила крыла
пропорциональна коэффициенту подъёмной силы, ква
рату скор
сти и площади крыла.
При выпуске закрылков
увеличива
ется кривизна
профиля
, что приводит к увели
чению коэффициента подъёмной силы
, а при использовании
движных за
крылков
увеличивается и площадь крыла, что обеспечивает
сохранение той же подъёмной с
лы, что и при убранных закрылках, при гораздо меньшей скор
сти полёта. При этом
уменьшаются требуемые дистанции взлёта и посадки с
лёта.

Закрылки, образующие при вы
пуске профилированные щели, называют
щел
е−
. Закрылки могут состоять из нескольких секций, образуя несколько щелей (как
правило, от одной до трех). К примеру, на отечественном
-
применяются
двухщелевые закрылки, а на
Ту
трёхщелевые. Щели способствуют перетек
а−
нию воздушного потока с ниж
ней поверхности на верхнюю, одновременно
сдувая п
граничный слой
. Это помогает затянуть
срыв потока
с закрылков и, таким образом,
увеличить возможный угол их отклоне
ния и допустимый
угол ат
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Невыдвижные зак
рылки, как
мало
эффективные, используются на небольших ле
комоторных самолётах.
На самолётах гражданской авиации используются выдвижные щелевые з
крылки,
имеющие высокую эффективность, обеспечивающие возможность полётов с относ
тельно небольших взлётно
поса
дочных полос.
Закрылки разных самолётов ГА отличаются друг от друга как сложностью мех
а−
нических узлов, так и сложностью электрических каналов управл
ния.
Общим для всех закрылков является то, что они выпускаются с помощью винт
вых механизмов по направляющи
м рельсам. Винтовые механизмы пол
чают привод
через угловые редукторы от вала трансмиссии, который, в свою очередь, приводится
во вращение с помощью электрического или гидравлич
ского привода.
Далее по тексту представлены системы управления закрылками в по
рядке увел
чения их сло
ности и функциональности.
Система управл
ния закрылками самолёта Ан
На самолёте Ан
2 предусмотрены нижние и верхние закрылки, которые о
кло
няются с помощью двух электромеханизмов УЗ
1АМ. Один механизм расп
ложен в
верхне
й части фюзеляжа
между шп. №8 и №9. Второй
под полом гр
зовой (пас
сажирской) кабины между шп. №8 и №9.
Управление выпуском и уборкой закрылков осуществляется с помощью кнопки
выпуска
на секторе газа и кнопки уборки
на центральном пульте. Также на це
тральном пульте под защитным колпачком расположен переключатель аварийной
уборки закрылков.
Контроль выпуска и уборки нижних закрылков
визуально, верхних
указат
е−
лю УЗП
47 на верхней
панели центрального пульта.
В состав УЗ
1АМ входят:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
реверсивны
й электродвигатель постоянного тока со смешанным возбужде
ем;
червячный редуктор с пер
даточным отношением
40 : 1;
выходное устройство в виде штока с винтовой шариковой п
рой;
электромагнитная муфта сцепления
торможения;
два КВ отключения мех
зма в крайних положениях.
В состав схемы управления УЗ
1АМ введены два промежуточных реле и два с
ловых контактора.
Работа электрической принципиальной схемы УЗ
1АМ
При убранных закрылках контакты концевого выключателя КВ1 замкн
ты, а
КВ2
разомкнуты.
шины № 1 27 В поступает через АЗС
5 цепей управления на кнопки выпуска и
уборки закрылков и на переключатель аварийной уборки. На приборной доске пи
лотов
кроме АЗС
5 расположены два АЗС
15 защиты сил
вых цепей для двух УЗ
1АМ (на
рис.8.7. показаны це
пи работы одного м
ханизма).
С АЗС
15 27 В посту
пает на контакты контакторов К1, К2 и контакты промеж
точных реле Р1, Р2.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.7. Электрическая при
ципиальная схема управления УЗ
1АМ.
При нажатии на кнопку выпуска
плюс подаётся на Р1. Минус на Р1 пос
пает
через КВ1. Р1 срабатывает и своими контактами:
8 подаёт плюс на шунтовую (параллельную) обмотку возбуждения ОВ
6 подаёт плюс на обмотку К1 и на конец обмотки электромагнитной муфты
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
сцепления
торможения ЭММ;
2 подаёт минус на второй
онец обмотки электромагнитной муфты сце
ния
торможения ЭММ;
Контактор К1 срабатывает и подаёт плюс от АЗС
15 по цепи: контакты К1, по
следовательная обмотка возбуждения ОВ П2, обмотка ротора электродвигателя и на
пус (минус).
Таким образом напряжение
подано на
параллельную, последовательную и ро
торную обмотки электродвигателя
ротор начинает вращаться. Электромагнитная
муфта срабатывает, растормаживая вал привода и соединяя его с валом электродви
гателя
закрылки начинают выпускаться.
После начала
выпуска срабатывает КВ2,
подготавливая схему к уборке
(подавая м
нус на Р2)
Выпуск в любой момент можно прекратить, отпустив кнопку выпуска. При этом
обесточивается Р1, снимая питание с К1, с ОВ Ш и с ЭММ. Контактор К1 снимает н
а−
пряжение с последовательно
й и роторной обмоток электродвигателя и с ЭММ. Таким
образом электродвигатель полностью обесточивается, ЭММ отсоеди
няет его вал от в
а−
ла привода, который затормаживается.
При полном выпуске закрылков концевой выключатель КВ1 размыкает свои ко
такты, что п
риводит к снятию минуса с Р1. Остальное происходит, как при преднам
е−
ренном прекращении выпуска закрылков.
При нажатии на кнопку
уборки
плюс подаётся на Р2, которое срабатывает и
аналогично рассмо
ренному контактами:
8 подаёт плюс на ОВ Ш
5 пода
ёт минус на конец обмотки ЭММ и на К1, исключая его срабат
ние;
2 подаёт плюс на второй конец обмотки ЭММ и на К2, который срабаты
вает,
подавая плюс на ОВ П2 и на обмотку ротора.
Аналогично рассмотренному
электродвигатель начинает работать, но ввид
у того,
что 27 В подано не на ОВ П1, а на ОВ П2, вращение ротора происходит в об
ратном н
а−
правлении. ЭММ растормаживает привод и соединяет его с электродвига
телем. З
а−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
крылки начинают убираться. При полной уборке закрылков КВ2 размы
кает свои ко
такты, сним
ая минус с Р2, что приводит к обесточиванию всех обмо
ток электродвиг
теля и ЭММ, которая срабатывает,
затормаживая вал привода и отключая его от эле
тродвигателя.
При установке переключателя аварийной уборки закрылков в положение «УБО
КА» плюс поступает н
а Р2, которое срабатывает и аналогично рассмотрен
ному обе
печивает полную уборку закры
ков.
.4.
. Система управления закрылками самолёта
24 (Ан
Система управления закрылками самолёт
24 (Ан
электрогидравлич
е−
ская. В ней применён гидр
авлический силовой привод, управление выпуском и убо
кой закрылков
электрич
ское.
Ввиду отсутствия следящих и контролирующих работу системы элементов эле
трическая система управления очень проста.
Привод закрылков в системе обеспечивает гидродвигатель,
давление на кото
рый
подаётся из основной гидросистемы самолёта с помощью электрогидравлического
крана
(ГА163/16), имеющего две управляющих обмотки
выпуска и уборки.
Управление выпуском и уборкой закрылков обеспечивается с помощью н
жим
ного переключ
ателя
. Останов закрылков в требуемом положении обеспечивает п
лот, который контролирует перемещение закрылков по указ
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
.8. Электрическая схема управления закрылками самолётов Ан
телю УЗП
1, распо
ложенному на приборной доске пилотов. В край
них положен
ях закрылков отклю
чение привода обеспечивают концевые выключатели
, вх
дящие в состав ме
ханизма концевых выключателей МКВ
2, расположенного на в
ходном валу гидродвига
теля.
При отказе основной гидросистемы выпуск закрылков производится
с помощью
аварийной насосной станции 465МТВ, которая
включается в работу при включении
сдвоенного выключателя
аварийного выпуска закрылков
Одновр
менно напряжение
подаётся на электрогидравлический кран (ГА
192) аварийного выпуска закрылков, к
торый ср
абатывает и подаёт давление от насосной станции на выпуск. При полном в
пуске закрылков срабатывает концевой выключатель
, расположенный в МКВ
2, к
торый снимает напряжение с ГА
192, что приводит к отключению привода и останова
крылков.
.4.3. Электро
гидравлическая система управления закрылками
тяжёлых
магис
ральных самолётов ГА
На тяжёлых магистральных самолётах
гражданской авиации в системах управл
е−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ния зак
ылками
введена следящая система, обеспечивающая установку закры
ков в
положение, заданное рукоя
ткой закрылков, также система контроля за си
хронностью
перемещения левых и правых секций закрылков, контроль за нагрузками, действу
щими в трансмиссии и др.
Система управления з
крылками самолётов Ту
154М.
На самолетах Ту
154М используются двухщелевые зак
рылки, которые на этапах
взлета или посадки выпускаются на угол от 0
до 45
В убранном положении закрылки образуют заднюю часть профиля крыла, а при
выпуске
отклоняются вниз с одновреме
нным смещением назад (см.
рис.
Самолет оборудован четырьмя з
акрылками
двумя внутренними, рас
положенными между фюзеляжем и гондолами шасси и двумя внешними, расположе
ными за гондолами шасси.
Закрылки выпускаются и убираются с помощью винтовых подъемни
ков, прив
дящихся в действие от вала трансмиссии через систем
у редукторов и карданные ша
ниры.
Система управления перемещением закрылков СПЗ1А
01
электроги
дромеханическая, следящая, с потенциометрической обратной связью. Сис
тема обе
с−
печивает перемещение закрылков в любое промежуточное поло
жение от 0
до 45
аданное рукояткой управления. Для увеличения надеж
ности электрические и гидра
лические устройства системы резервированы и образуют два нез
висимых канала с
раздельными и
точниками питания.
При нормальной работе системы одновременно работают оба канала. Пр
и отказе
одного из каналов исправный канал обеспечивает перемещение закры
ков в полном
диапазоне углов с уменьшением скорости перемещ
ния в два раза.
Устройства и агрегаты системы управления закрылк
РП60
рулевой пр
вод
, установлен
цен
троплане.
Рулевой привод состоит из двух гидродвигателей, работающих на су
мирующий
(дифференциальный) редуктор. Один из гидродвигателей рабо
тает от гидросист
мы
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
№ 1, второй
от гидросистемы № 2.
Каждый гидродвигатель управляется своей электрической головкой упра
ления.
Головка управления представляет собой золотниковое устрой
ство с двумя электрич
е−
скими обмотками. При подаче напряжения на одну обмотку в
ходной вал рулевого
привода вращается в одну сторону
крылки выпускаю
ся. При подаче напряжения
на вторую о
бмотку выходной вал вращается в другую сторону
крылки убираются.
При выключенной системе управления закрылками минусовая цепь обеих обм
ток разорвана.
2. МКВ
43М
механизм концевых выключателей
, расположен на верхнем
электрощитке пилотов за рукояткой
управления “ЗАКРЫЛКИ” (см. рис. 5.3). Рукоятка
“ЗАКРЫЛКИ” является частью МКВ
43М и служит для задания угла установки з
а−
крылков. Рукоятка имеет пять фиксированных п
жений
, 15
, 28
, 36
, 45
В состав МКВ
43М входят:
концевые выключатели, замыкаю
щие свои контакты в крайних поло
жениях р
коятки “З
КРЫЛКИ”;
задающие потенциометры, входящие в мостовую следящую потен
циометрическую схему системы, движки потенциометров перемещаются при перем
щении рукоятки, тем самым, задавая угол установки закры
ков
3. МКВ
42А
механизм концевых выключателей
, расположен на рулевом пр
воде (см. рис. 5.6), механически связан с выхо
ным валом РП.
В состав МКВ
42А входят:
концевые выключатели, размыкающие свои контакты в крайних по
ложениях з
а−
крылков;
потенциометры
обратной связи, входящие в мостовую следящую по
тенциометрическую схему системы, движки потенциометров перемещаются при вр
а−
щении выходного вала рулевого привода, т.е. при выпуске и уборке закры
ков.
. МКВ
механизм концевых выключателей
2 шт.
рас
положен на
конц
е−
вых частях в
ла трансмиссии
В состав МКВ
41 входят:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
концевые выключатели, замыкающие свои контакты при определен
ных полож
е−
ниях закрылков и обеспечивающие при этом выдачу сигналов в другие системы (н
а−
пример, на включение и отключение пол
етных загружате
лей РВ и РН);
потенциометры контроля синхронности перемещения левых и правых закры
ков (синхронности вращения концевых частей вала трансмиссии), движки потенци
метров перемещаются при вращении концевых частей вала трансми
сии.
5. Блок 6Ц.
блок ус
ления и коммутации
Блок обеспечивает работу системы СП31А
01 в автоматическом ре
жиме (работу
следящей системы), контроль над синхронностью перемещения левых и правых з
а−
крылков, а также контроль исправности обоих каналов управления. При от
казах блок
отключает неисправный канал, а при наруше
нии синхронности
отключает си
тему с
выдачей соответствующего сигнала.
В состав блока входят магнитные реле, через управляющие обмотки которых
проходят диаг
нали мостовых следящих схем:
контроля испр
авности кан
лов управления системы;
автоматического управл
ния;
контроля синхронности.
Магнитные реле запитываются переменным током напряжением 36 В
Также в
состав блока входят промежуточные реле, обеспечивающие комму
тацию электрич
е−
ских цепей, сигнал
изацию и выдачу управляющих сигналов в систему управления
предкрылков и систему управления стабилизатором при совмещенном (автоматич
е−
ском) управлении.
6. МКВ
механизм концевых выключателей
, установлен
в це
троплане.
В его состав входят концевые выклю
чатели, контакты которых замы
каются и
размыкаются при определенных значениях угла закрылков, обеспе
чивая выдачу си
налов в систему управления предкрылками и стабилизато
ром при совмещенном
томатическом)
упра
лении.
7. ТЭМ
тормоз электромеханически
2 шт., расположены на концевых
частях вала трансмиссии (см. рис. 8.6.). Обеспечивают надежное затормаживание
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
трансмиссии в случае обрыва вала трансмиссии (нарушении синхро
ности), а также
по сигналу датчиков повышенной угловой скорости вращения вала тр
ансмиссии
УА53А
В состав каждого ТЭМ
4 входят два электродвигателя постоянного тока, раб
тающие на суммирующий редуктор, а также тормозное устройство. Для большей н
дежности один электродвигатель получает питание с левой, а вт
рой
с правой сети
постоя
нного
8. УА53А
датчик угловой скорости вала трансми
ссии
2 шт., располож
е−
в центроплане
рядом с МКВ
45 (см. рис. 5.6). При превышении допустимой скор
сти вращения вала трансмиссии оба датчика выдают сигнал на оба ТЭМ
4 и на блок
6Ц.254
4 для откл
ючения системы. При случайном срабатыв
нии одного из датчиков
(вследствие неисправности) система не отключается, сохраняя полную работоспосо
ность.
Устройства контроля, органы управления си
темы
Для контроля за работой системы на приборной доске пилотов р
асположены два
зеленых светосигнальных табло
сигнализации работы каналов
, а также двухстрело
ный указатель
положения з
крылков.
Каждое табло включается при подаче напряжения на одну из обмоток соответс
вующей головки управления, сигнализируя тем самым о вк
лючении в работу соотве
ствующего канала.
На средней приборной доске также расположено желтое светосигнальное табло
“РАССИНХР. ЗАКРЫЛ.”, которое включается при появлении рассоглас
вания между
левыми и правыми закрылками (разбалансировке потенциометрической
схемы, со
ранной на потенциометрах, расположенных в МКВ
41 левом и правом). Это же табло
включается при срабатывании двух датчиков угловой скор
сти УА53А
На верхнем электрощитке пилотов расположена рукоятка “ЗАКРЫЛ
КИ”, служ
а−
щая для задачи угла установ
ки закрылков. Там же под защитным колпачком распол
жен переключатель “ЗАКРЫЛКИ: РУЧНОЕ
АВТ.
ВЫКЛ.”, задающий режим раб
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ты системы (РУЧНОЕ
АВТОМАТ
ВЫКЛЮ
ЧЕНО). Колпачок фиксирует перекл
чатель в п
ложении “АВТ.”.
Режимы работы системы
Система управле
ния закрылками на самолетах Ту
154М может рабо
тать в двух
режимах:
автоматическое управление
обеспечивает установку закрылков в любое пр
межуточное положение от 0
до 45
, требует наличия напряжения переме
ного тока
36 В;
ручное управление
использ
уется при отказе автоматического, при этом экипаж
производит ручное включение и выключение рулевого прив
да.
Режимы переключаются с помощью переключателя “ЗАКРЫЛКИ:
РУЧНОЕ
АВТ.
ВЫКЛ.”, расположенного на верхнем электрощитке пилотов под з
а−
тным колпачком.
Автоматическое управл
ние закрылками
Автоматическое управление закрылками является основным режимом работы
системы. Для включения режима переключатель “ЗАКРЫЛКИ”, рас
положенный на
верхнем электрощитке пилотов, должен быть установлен в п
оложение “АВТ.” и з
а−
фиксирован ко
пачком.
Потенциометры в МКВ
43М и МКВ
42А образуют мостовую потен
циометрическую схему, запитанную от соответствующей сети постоянного тока (л
е−
вой или правой). Диагональ схемы проходит между движками потен
циометров чер
ез
управляющую обмотку соответствующего магнитного реле в блоке 6Ц.254
4. В и
с−
ходный момент (закрылки полностью убраны или вы
пущены) движки потенциоме
ров в МКВ
43М и МКВ
42А расположены симметрично, ток в диагонали мостовой
схемы отсу
ствует.
При переме
щении задающей рукоятки закрылков в любое промежуточ
ное пол
жение перемещается движок потенциометра в МКВ
43М, мостовая схема разбаланс
руется, в диагонали схемы появляется ток, направление
которого зависит
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
Размещение агрегатов системы управ
ления закрылк
ми
МКВ
МКВ
6Ц.254
ГОЛОВКА
УПРАВЛЕНИЯ
РП60
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
. Принцип работы СПЗ в автоматическом режиме (для одного к
нала)
от направления перемещения задающей рукоятки
на вы
пуск или на уборку. В
блоке 6Ц.254
4 срабатывает магнитное реле, обеспечи
вая выдачу сигнала н
а соотве
ствующую обмотку головки управления РП60
1 и на зеленое свет
сигнальное табло
работы канала. Головка управления по
дает давление на гидродвиг
тель.
Рулевой привод начинает вращать вал трансмиссии. Одновременно на
чинает п
е−
ремещаться движок потенц
иометра в МКВ
42А в сторону умень
шения рассогласов
а−
ния мостовой схемы. По мере перемещения закрылков рассогласование мостовой сх
е−
мы постепенно уменьшается. В тот момент, ко
гда закрылки придут в заданное пол
жение, движки потенциометров в МКВ
43М и МКВ
А встанут симметрично, мо
товая схема сбалансируется, ток в ее диагонали пр
кратится. Магнитное реле в блоке
6Ц.254
4 обесточится и разомкнет свои контакты, отключая сигнальное табло и о
мотку в головке управления РП60
1. Снимается давление с гидродвигател
я, рулевой
привод отключается, закрылки ост
навливаются.
Для обеспечения точной и плавной остановки закрылков при достиже
нии требу
е−
мого угла I и II каналы имеют точность отключения (статическую погрешность), о
личающуюся примерно в два раза. Первый канал,
имеющий большую статическую
погрешность, является грубым каналом. Второй к
нал, с меньшей статической п
грешн
стью,
точным.
При подходе закрылков к требуемому положению сначала срабатывает более
грубый, первый канал, отключая свой гидродвигатель. Скорос
ть пере
мещения з
а−
крылков уменьшается в два раза. Затем срабатывает точный канал и отключает пр
вод.
При перемещении задающей рукоятки в положение 45
или 0
(на пол
ный выпуск
или полную уборку закрылков) напряжение от концевых выклю
чателей МКВ
43М
пост
упает в обход потенциометрической схемы, через концевые в
ключатели в МКВ
42А на соответствующие обмотки головок управления рул
вого привода, обеспечивая
включение РП60
1 в работу и на сигнал
ное табло.
При достижении закрылками положения 45
или 0
размык
аются соот
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ветствующие КВ, снимая напряжения с обмоток головок управления и с сиг
нальных
табло. Привод отключается, закрылки останавливаю
ся.
Контроль синхронности перемещения з
крылков
Потенциометры в механизмах концевых выключателей МКВ
41 левом и прав
ом
образуют две одинаковых мостовых потенциометрических схемы контроля синхро
ности перемещ
ния закрылков.
Рис.
.10
Принцип контроля синхронности перемещения з
крылков.
Движки потенциометров в обоих МКВ
41 приводятся
в движение от общ
го вала
трансмиссии. По этой причине при исправном вале трансмиссии обе мостовых схемы
всегда сбалансированы, ток в диагонали, а, следователь
но, и в обмотке магнитного р
е−
ле блока 6Ц.254
4 отсутствует.
В случае обрыва трансмиссии в любом
месте движки потенциометров в МКВ
41
со стороны обрыва остановятся, а в другом МКВ
41
будут продол
жать перемещат
ся. Обе мостовые схемы начинают разбалансироваться, в их диагоналях появляе
ся
ток.
При разнице в положении левых и правых закрылков не бол
ее 3
15’ в блоке
6Ц.254 срабатывают магнитные реле.

МКВ
41ЛЕВ
МКВ
41 ПРАВ
6Ц.254
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
При этом отключаются оба канала системы, гаснут зеленые табло сиг
нализации
работы каналов, дополнительно разрываются минусовые цепи об
моток головок
управления РП60
1, включаются оба электромеханических
моза ТЭМ
4, надежно
затормаживая всю трансмиссию и исключая даль
нейшее движение закрылков. На
средней приборной доске загорается желтое светосигнальное табло «РАССИНХР.
ЗАКРЫЛ».
Примечание.
Если в одной из двух схем контроля за синхронностью пр
изойд
ет
срабатывание по причине, не имеющей отношения к обрыву трансмиссии, система с
хранит работоспособность, т.е. отключение не про
изойдет, табло “РАССИНХР. З
КЫЛ.” не заг
рится.
Если в полете при выпущенных закрылках произойдет рассоединение силовой
цепи р
улевого привода, начнется синхронная уборка закрылков с повышенной скор
стью, что приведет к срабатыванию двух датчиков угло
вой скорости УА53А
4. При
этом выдается сигнал на отключение обоих ка
налов системы, гаснут табло сигнализ
а−
ции работы каналов, разр
ываются ми
нусовые цепи обмоток рулевого привода, вкл
чаются оба ТЭМ
4, трансмис
сия затормаживается, загорается желтое светосигнальное
табло «РАС
СИНХР. ЗАКРЫЛ».
Ручное управление з
крылками
Режим ручного управления используется при отказе автоматическог
о управления,
а также в случае отказа всех генер
торов.
Для включения режима необходимо открыть колпачок переключателя “З
КРЫЛКИ”, расположенного на верхнем электрощитке пилотов и устано
вить пер
е−
ключатель в положение “РУЧНОЕ”. При этом снимается питание с
потенциометрич
е−
ских схем и с контактов магнитных реле в блоке 6Ц.254
4. Напряжение поступает
только на контакты концевых выключат
лей МКВ
43М.
Для выпуска закрылков необходимо рукоятку закрылков установить в п
ложение
, при этом через замкнувшиеся КВ и
концевые выключатели в МКВ
42А напряж
е−
ние поступает на обмотки выпуска закрылков рулевого пр
вода. Закрылки начинают
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
выпускаться. При достижении закрылками тре
буемого угла (по указателю) необход
мо задающую рукоятку вывести из по
ложения 45
. При этом КВ
в МКВ
43М разм
кают свои контакты, обесточи
ваются обмотки выпуска закрылков в РП60
1. Привод
отключается, закрылки ост
навливаются.
При уборке закрылков необходимо задающую рукоятку установить в пол
жение
. При этом напряжение от КВ в МКВ
43М поступает
через дру
гую пару КВ в МКВ
42А на обмотку уборки закрылков в рулевом приводе. Все происходит аналогично
рассмотренному ранее при выпуске з
крылков.
Если необходимо полностью выпустить или полностью убрать закрыл
ки, рукоя
ку закрылков оставляют в положе
нии 45
или 0
. При достижении соо
ветствующего
угла закрылков в МКВ
42А размыкаются КВ и отключают о
мотки управления
РП60
5. Система управления предкрылками
Предкрылки
отклоняемые поверхности, установленные по размаху крыла
передней кром
убранном положении предкрылки образуют пе
реднюю часть
профиля крыла, а при выпуске
отклоняются вперед и вниз с помощью винтовых м
е−
ханизмов, которые приводятся в действие от вала трансмиссии через систему реду
торов.
Привод трансмиссии может быть электр
ическим или гидравл
ческим.
При отклонении
предкрылки
образуют щель, аналогичную таковой у щелевых з
а−
крылков. Предкрылки, не образующие щели, называются откло
няемыми носками.
На
большинстве самолётов ГА, имеющих предкрылки, они
отклоняю
ся автоматически
дновременно с закрылками, но могут и управляться независимо.
Пре
крылки дают
тот же эффект, что и закрылки, а также сдвигают срыв потока
с верхней поверхности
крыла
ие у
лы
атаки.
На Ту
154М с
истема управления предкрылками
электромеханическая, о
бесп
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
чивает
либо
полный выпуск
, либо
полную уборку предкрылков. Для увеличения н
а−
дежности все электрические элементы системы резервированы и образуют два незав
симых канала с раздельными источниками п
тания.
При нормальной работе системы одновременно работ
ают оба канала. При отказе
одного из каналов исправный канал обеспечивает перемещение предкрылков со ск
ростью меньшей, чем нормальная, в 2 раза.
Устройства и агрегаты си
темы
1. ЭПВ
8ПМ
электромеханизм привода вала трансмиссии, располо
жен
в це
тропл
ане
на
правой ветви трансмиссии. Э
лектромеханизм состоит из двух электродв
гателей трехфазного переменного тока 200
/115
В, рабо
тающих на суммирующий
(дифференциальный) реду
тор.
Для увеличения надежности электродвигател
работа
т от
разных се
тей
осно
й системы электр
оснабжения.
Реверс электродвигателей обеспечивается переключением фаз питаю
щего напр
я−
жения. В каждый электродвигатель встроена электромагнитная муфта сцепления
торможения, обеспечивающая при отключении питания механическое отключение
элект
родвигателя и з
тормаживание привода
КЗД
коробка защиты двигателя (от обрыва фаз)
2 шт
На эле
тродвигатели I и II каналов электромеханизма ЭПВ
8ПМ напряжение пода
ется через соотве
ствующие КЗД
3.
РК 27 В ЗАДН.

ПАНЕЛЬ
ГЕНЕРАТОРОВ
С

КЗД
ЭПВ
8ПМ
К Э/М муфте
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА


Ри
с.10.1.Упрощённая схема подключ
ния КЗД
Если все три напряжения в наличии, то КЗД
3 подает питание на элек
тродвигатель своего канала, включая его в работу на холостом ходу, а затем, с з
а−
держкой 0,1
0,6 с подает напряжение на включение электромагнитной м
уфты
эле
тродвигатель подключается к пр
воду.
Если одна из фаз отсутствует (обрыв провода), то КЗД
3 не сработает, напряж
ние на электродвигатель к
нала не поступит. *)
42А
механизм концевых выключателей, установлен
в центро
плане,
связан с
левой в
етв
трансми
сии
В состав механизма входят концевые выключатели, отключающие пи
тание
электропривода при достижении предкрылками полностью выпущен
ного и полностью
убранного положения, а также потенциометры контроля синхронности левых и пр
а−
вых пре
дкры
ков.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
������&#xWY;&#xWb^;&#x[uM"; e ;&#xq܊;x5;&#x_7E;&#x/8y; :;�&#x@;&#xQV;&#x%; &#xXU;&#xa;&#xh;&#x^ ;&#xZ;P;&#xΙ;&#x;&#x@A;�@;&#x@y;&#xz;&#xm9;&#xЇy;&#x#;&#xX;&#x`;&#xU?;&#xm&;&#xU';&#xo ;&#xi՘g;&#xϰ;&#x";&#xH;뾯;&#xP;&#x٥;&#x;&#xq;&#x;&#xqE;&#x;&#x|;&#x;&#x=;&#xh~j; VIJ;&#xqH;&#x㙞;&#x ;&#xh;&#x"I;&#xb;&#x~;&#x^ ;&#xf;&#xi;&#xM0[;&#xm}^$;&#x&00;lJ ך}! 7fd'2e*R2zE/ _]y3-aeyi*ă'όxK8 kBF�H;&#xlJ;&#x ;&#x;&#x}!;&#x ;;d';.*R;z;&#x;&#x/ ;&#x_];&#xy3;&#x-aey;&#xi*;&#x'ό;&#xxK;&#x;&#x8;&#x ;&#xkB;&#x|7xt;&#xM͖;&#xmd;&#xl$;&#xPh;&#x=;&#x+b;&#xO;00;{oa$9bVPcn%_*&B8 7 Jc3^P?3zu_M,ןu10݉U"83j}f#{oa$9bVPcn%_*&B8 7 Jc3^P?3zu_M,ןu10݉U"83j}f#{oa$9bVPcn%_*&B8 7 Jc3^P?3zu_M,ןu10݉U"83j}f#&#xO;&#x; &#xj;&#xp]y;&#x";k;&#xIt;&#xմ;&#xQp;&#x=5;&#xc;&#x!E;&#x ;&#xP;&#x;&#x;&#x!V;&#xAW; &#xK|; ;&#x ;&#xX};&#xÁۂ;&#x~; :; L;&#x] ;&#x[ ;&#x`J^;&#xݐ;&#xTr;&#x T;&#x|;&#xqo;$;&#xP;&#x;&#x޹C;&#xђ;&#xÎ9;&#xTY%x;&#x#U;;&#x+A,;&#x;&#xU;;&#x0;&#xO;&#x; &#xj;&#xp]y;&#x";k;&#xIt;&#xմ;&#xQp;&#x=5;&#xc;&#x!E;&#x ;&#xP;&#x;&#x;&#x!V;&#xAW; &#xK|; ;&#x ;&#xX};&#xÁۂ;&#x~; :; L;&#x] ;&#x[ ;&#x`J^;&#xݐ;&#xTr;&#x T;&#x|;&#xqo;$;&#xP;&#x;&#x޹C;&#xђ;&#xÎ9;&#xTY%x;&#x#U;;&#x+A,;&#x;&#xU;;&#x0;&#xO;&#x; &#xj;&#xp]y;&#x";k;&#xIt;&#xմ;&#xQp;&#x=5;&#xc;&#x!E;&#x ;&#xP;&#x;&#x;&#x!V;&#xAW; &#xK|; ;&#x ;&#xX};&#xÁۂ;&#x~; :; L;&#x] ;&#x[ ;&#x`J^;&#xݐ;&#xTr;&#x T;&#x|;&#xqo;$;&#xP;&#x;&#x޹C;&#xђ;&#xÎ9;&#xTY%x;&#x#U;;&#x+A,;&#x;&#xU;;&#x0;&#xO;&#x; &#xj;&#xp]y;&#x";k;&#xIt;&#xմ;&#xQp;&#x=5;&#xc;&#x!E;&#x ;&#xP;&#x;&#x;&#x!V;&#xAW; &#xK|; ;&#x ;&#xX};&#xÁۂ;&#x~; :; L;&#x] ;&#x[ ;&#x`J^;&#xݐ;&#xTr;&#x T;&#x|;&#xqo;$;&#xP;&#x;&#x޹C;&#xђ;&#xÎ9;&#xTY%x;&#x#U;;&#x+A,;&#x;&#xU;;&#x0;{oa$9bVPcn%_*&B8 7 Jc3^P?3zu_M,ןu10݉U"83j}f#0'̗XJPXn*Lpe/d= DѤ{$;ˈva5#F5lq'5Ո/ Bi@NJ~#xArTLN`~^c·1_Xb=jN_.cÙuPFOLumiW7cÙuPFOLumiW7,=pkmc£UcD%l=X&&#xӨ;&#xo;&#x;&#x.;&#xU.T;&#x;G&#xx;&#x# ;&#x;A;&#x'w7;&#xt;&#x-K9;&#xܘu;&#x~;&#xtE;8; +;&#x;;&#x ;&#x? ;&#xx{;&#x,;&#xV ;&#xEh;&#xIٍ;&#x;7L;&#x;&#x^^;&#xӨ;&#xo;&#x;&#x.;&#xU.T;&#x;G&#xx;&#x# ;&#x;A;&#x'w7;&#xt;&#x-K9;&#xܘu;&#x~;&#xtE;8; +;&#x;;&#x ;&#x? ;&#xx{;&#x,;&#xV ;&#xEh;&#xIٍ;&#x;7L;&#x;&#x^^;QWW0OhH#,E ;&#x/d|;&#xp; y%;�oeA/d|pby%ûf0n /V́QL3Ѿp󳬨3Sy^i$iFm$7*7fE*gӝ4Qir$atEvf*?^oeA/d|pby%ûf0n /V́QL3Ѿp󳬨3Sy^i$iFm$7*7fE*gӝ4Qir$atEvf*?^&#x-;&#x#;&#xCx;&#xy8,;&#x9hY; "&;&#xл;&#x;&#x܂o;&#x{g;&#xm%nt;&#xk6;&#x#;&#x;&#x;&#xP;&#xY4;&#xߩ;&#x M;&#x#|L;h;&#xFu;&#xw;&#x ;&#x{; ;&#x^S;&#x;&#x#;&#x;&#x;&#xoF;&#x;&#x ;&#xUZ;&#x$M;&#xj;&#x#; ; ;&#x#+;&#x];&#x;ƒ ;&#xr;&#x;;&#x֠;&#x;&#xnⰭ;&#xF;&#xY8;&#xLq3;&#xY6;&#x?;&#xw:;&#x;G&#x;;&#xM;&#x";&#x '; ,m;&#xԭ;&#x b;&#x/;&#xx;&#xyR;&#x+z;&#x;&#x*;;&#xY,;&#x,;&#x;D;&#xproe;&#xR;&#x;&#xڨ;&#xX٣;&#xJ;&#x;&#x;&1;&#x[AI;�&#x;&#xܓ;&#xX6L; J5;&#x^;&#x ;&#x';&#x?;!U;&#xT;&#x-g_;&#x';&#x;&#x;&#xn1;&#x?; ;&#xJ;&#xXų; &#xX;&#x ;&#xLrq;&#x;&#x*;&#x;&#x|r;&#xJ;&#xڤ&;&#x?C; &#xȲ.;;&#x;&#xSu;&#x+;&#xj3;&#x00;&#xP@;&#xx00;&#xP@;&#xx00;&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;UVfv_ύ;wv?vCGyXa|e/{:XtWJ94ԣRtK[MM==P[ڷu Ru, 3q"^f_3M5c'ղLH9tQX[,t6&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;&#xv;&#x_;&#xύ;&#x;wv;&#x?vC;&#xGy;&#x0;D D I;QLR0 V*vJYiak=THl{ڼC{;;D D I;QLR0 V*vJYiak=THl{ڼC{;;D D I;QLR0 V*vJYiak=THl{ڼC{;;&#xnSX;&#xh!;&#x[;&#xh;&#x ^B;V;&#xYi;&#xh@;&#x*;&#xZ';&#xh`;&#xQz;&#x?;&#xrܢ;&#xVܽ;&#xt;&#x;&#xq;&#x}4r;&#xw;&#x?;&#x|W;&#xo;&#xOMp;&#x ;&#x` /;&#x-&e;¼&#x,;&#xH;&#xM@;&#x#h;&#x ;&#x@+;&#xW;&#x.;� /-&eBc\b,HM@#h @+ɚW.hZ1 !{=h?s954N r[Qۥ jŢ9&#xh`;&#xQz;&#x?;&#xrܢ;&#xVܽ;&#xt;&#x;&#xq;&#x}4r;&#xw;&#x?;&#x|W;&#xo;&#xOMp;&#x ;&#x` /;&#x-&e;¼&#x,;&#xH;&#xM@;&#x#h;&#x ;&#x@+;&#xW;&#x.;�
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
4. МКВ
механизм концевых выключателей
2 шт., установлены на
концевых
частях вала трансмиссии
предкрылков
В состав МКВ
41 входят концевые выключ
а−
тели, включающие контроль за синхронностью левых и правых предкры
ков, когда
предкрылки н
аходятся в любом положении более 0
(т.е. в любом положении, кроме
полностью убранного). Также в состав МКВ
41 входят потенциометры контроля си
хронности левых и правых предкрылков и КВ сигнализации положения 0
и 22

41 прав.).
5. БУ

блок упра
вления
В состав блока входят магнитные реле, обмотки
управления которых включены в диагонали двух мостовых потен
циометрических
схем контроля за синхронностью левых и правых предкрыл
ков. Магнитные реле зап
таны переменным напр
жением 36 В
БУ
2А обеспечи
вает
контроль за синхронностью перемещения левых и правых
секций предкрылков, а
при обрыве трансмиссии
автоматическое отключение сист
е−
мы, включение режима синхронизации и сигнализ
цию.
Контроль работы системы управления предкрылками
Контроль работы сист
емы управления предкрылками
производится по зеленому
светосигнальному табло “ПРЕДКР. ВЫПУЩ.” (ПРЕДКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ), кот
рое горит при выпущенных предкрылках, и не горит
при убранных, и работает в и
м−
пульсном режиме (мигает) при работе

ЭПВ
8ПМ на вып
уск или убо
На приборной доске также расположено желтое светосигнальное табло “РА
СИНХР. ПРЕДКРЫЛ.”, которое включается блоком БУ
2А в случае об
рыва трансми
с−
сии и рассинхронизации обеих мостовых схем контроля за синхронностью левых и
правых предкрылко
в. Схема табло блокируется, т.е. табло остается включенным после
завершения процесса синхронизации ле
вых и пр
вых предкрылков.
На щитке сигнализации, расположенном над левой панелью АЗС, на
ходится же
тый светосигнализатор “НЕИСПРАВНОСТЬ: КАНАЛ СИНХР. ПРЕ
ДКР.” (см. рис.
5.4). Сигнализатор загорается, если разбалансирована одна из двух мостовых схем
контроля за синхронностью, что может иметь место в двух случаях:
при обрыве трансмиссии, до завершения процесса синхронизации пре
крылков;
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
при неисправност
и в одном из каналов синхронизации (обрыв в поте
цио
метре,
нарушение контакта движка потенциометра и т.д.).
Управление предкрылками производится с помощью переключателя “ПРЕ
КРЫЛКИ”, расположенного на верхнем электрощитке пилотов под защитным колпа
ком. С
колпачком связаны два концевых выключателя, ко
торые при закрытом колпа
ке коммутируют цепи совмещенного (автомати
ческого) управления предкрылками, а
при открытом колпачке
ручного управления. Переключатель “ПРЕДКРЫЛКИ” им
е−
ет положения “УБОРКА
ВЫКЛ.
ПУСК”.
Совмещенное управление предкрылками
Совмещенное (автоматическое) управление предкрылками обеспечи
вает их авт
матический выпуск и убо
ку при выпуске и уборке закрылков.
Для обеспечения совмещенного управления предкрылками откидной защитный
колп
ачок переключателя ручного управления должен быть з
крыт.
При установке рукоятки закрылков на выпуск начинает раб
тать СПЗ1А
0,1
ак
только закрылки выходят из положения 0
, оба КВ в
МКВ
45 срабатывают и под
а−
ют сигнал на включение I и II канала
предк
рыл
ков
. На каждую КЗД
3 пода
ётся н
а−
пряжение
сети соответствующего
гене
рато
ра.
Если все три напряжения в наличии,
КЗД
3 подает питание на элек
тродвигатель ЭПВ
8ПМ, запуская его на холостом ходу.
С задержкой не бо
лее 0,6 секунд КЗД
3 подает напряжение
на включение
электрома
нитной муфты
происходит плавное по
ключение электродвигателя к приводу. На
чинается выпуск пре
крылков.
Светосигнальное табло “ПРЕДКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ” начинает ра
ботать в и
м−
пульсном режиме с момента подачи напряжения с КЗД
3 на элек
тромагнитную муфту
сцепления
тормож
ния.
При достижении предкрылками угла 22
(полный выпуск) в МКВ
42А и МКВ
41
срабатывают концевые выключатели, обеспечивая отключение привода и перевод
сигнального табло в режим пост
янного горения.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Примечание.
Для вк
лючения в работу каналов системы управления предкрылк
а−
ми дост
точно включения в работу одного канала СПЗ.
При уборке закрылков система управления предкрылками работает аналогично.
При этом она начинает работать
на уборку
при прохождении з
крылками угла 1
срабатывании в МКВ
45 двух КВ
При достижении предкрылками положения 0
в МКВ
42 и МКВ
41 сраб
тывают
концевые выключатели, обеспечивая отключение привода и сигнальн
го табло.
Работа системы упра
вления предкрылками при обрыве
трансми
сии
Для контроля
синхронности перемещения левых и правых предкрыл
ков на сам
летах Ту
154М предусмо
рены две мостовых следящих схемы.
Каждая мостовая схема составлена из потенциометров, расположенных в МКВ
41 левом, МКВ
41 правом и МКВ
42А. Диагональ схемы проходит от дв
ижков поте
циометров через обмотку управления соответствующего магнитного реле (см. рис.
5.11).
Всегда, когда предкрылки выходят из положения 0
, срабатывают кон
цевые в
ключатели в обоих МКВ
41 и включают режим контроля синхрон
ности левых и пр
а−
вых предкр
ылков. При этом запитываются постоянным то
ком обе мостовых поте
циометрических схемы, а также БУ
2А.
Движки всех потенциометров приводятся в движение от общего вала трансми
сии. Поэтому при исправной трансмиссии обе мостовые схемы все
гда сбалансиров
В случае обрыва трансмиссии с любой стороны движки потенциомет
ров в МКВ
41, расположенном со стороны обрыва, останавливаются. Движки поте
циометров в
другом МКВ
41 и в МКВ
42А продолжают дви
гаться, разбалансируя обе мостовые
схемы.
При разнице в положе
нии левых и правых предкрылков не более 2
30’ срабат
вают оба магни
ных реле блока БУ
2А.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
При этом отключаются оба канала управления, предкрылки останавли
ваются,
схема блокируется. Загорается желтое светосигнальное табло “РАС
СИНХР. ПРЕ
КРЫЛ.” и желтый св
етосигнализатор «НЕИСПРАВНОСТЬ: КАНАЛ СИНХР.
ПРЕДКР.».
Рис.
Принцип контроля синхронности предкрылков (для одного к
нала).
После отключения системы
автоматически
включается режи
м синхро
низации.
При этом электродвигатель II канала вращает вал трансмиссии (пе
ремещая связа
ные
с ним секции предкрылков) в сторону уменьшения рассо
гласования мостовой схемы.
Как только схема будет сбалансирована, ма
нитные реле в блоке БУ
2А обес
точатся,
режим синхронизации отключит
ся, светосигнализатор “НЕИСПРА
НОСТЬ: КАНАЛ
СИНХР. ПРЕДКР.” по
гаснет, табло “РАССИНХР. ПРЕДКРЫЛ.” останется включе
ным.
Если под действием скоростного напора воздуха оторвавшиеся пред
крылки на
нут перемещаться, снова
разбалансируются мостовые схемы, за
горится светосигнал
затор, включится режим синхрониз
ции и т.д.
Ручное управление пре
крылками
РАССИНХР.
ПРЕДКРЫЛ.
МКВ
41 ЛЕВ.
МКВ
41 ПРАВ.
МКВ
МКВ
НА ОТКЛ
СИСТЕМЫ
НЕИСПРАВНОСТЬ
КАНАЛ
СИНХР.
ПРЕДКР.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Ручное управление предкрылками осуществляется при отказе совме
щенного
управления.
Для перехода на ручное управление необх
одимо открыть и зафиксиро
вать в о
крытом положении колпачок переключателя “ПРЕДКРЫЛКИ” на верхнем электр
щитке пилотов.
Управление предкрылками производится установкой переключателя ручного
управления в положение «ВЫПУСК
ВЫКЛ
УБОРКА». Контроль
анало
гично
рассмотренному.
При ручном управлении автоматический контроль синхронности пере
мещения
левых и правых предкры
ков не предусмотрен.
.6.
Система управл
ния стабилизатором
Перестановка стабилизатора производится для продольной баланси
ровки самол
ё−
а на разных этапах полёта, с момента взлёта
до
посадки.
Перестановка стабилизатора производится или с помощью винтового мех
низма,
который
меняет угол установки с
абили
затора поворотом
стаби
лизатора вокруг гор
зонтальной оси, перпендикулярной к продоль
ной оси самолёта, или с помощью ги
равлических ц
линдров.
Системы управления перестановкой стабилизатора отличаются друг от др
га как
способом перестановки, так и сложностью системы управления. На сам
лётах Ил
76,
86 экипаж устанавливает стабилизатор в
определённое полож
ние только перед
взлётом и посадкой самолёта. В полёте при вклю
ченном автопилоте перестановкой
стабилизатора управляет АПС
автомат перестановки стабилизатора. Экипаж сигн
а−
лизируется о перестановке звон
ками, которые звучат при перест
ановке на определё
ный угол.
На самолетах Ту
154М на этапах взлета, горизонтального полета и по
садки ст
а−
билизатор, в зависимости от центровки самолета, должен нахо
дить
ся
в строго опред
е−
ленном положении. Система управления стабилизато
ром обеспечивает ег
о перест
а−
новку (изменение угла между хордой стабилизатора и строительной горизонталью
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
фюзел
жа) от
до
30’, т.е. на 5
30’.
Перестановка стабилизатора осуществляется с помощью винтового
ме
ханизма
подъемника
, который с помощью силового электромехани
зма опускает или подн
мает переднюю часть стабилизатора относительно гори
зонтальной оси вращения, ра
с−
положенной в верхней части
киля (см. рис. 5.12).
Винтовой ме
ханизм (п
одъемник
стабилизатора верхним узлом крепле
ния соединен с кронштейном стабилизатор
а, а
нижним узлом крепления уста
новлен на тор
цевой нервюре киля.
Для повышения надежности системы ответственные узлы имеют по
вышенный
запас прочности.
Для увеличения безопасности внутри винта под
емника установлен
сокопрочный стальной стержень.
Систем
а управления перестановкой стабилизатора
лектромеханиче
ская, дву
канальная с ра
дельными источниками питания.
При нормальной работе системы работают оба канала. При отказе од
ного из к
налов исправный канал обеспечивает перестановку стабилизатора во вс
ем диапазоне
углов, предусмотренных для разных центровок самолета на всех эт
пах полета. В этом
случае скорость перестановки стабилизатора уменьшается в 2 раза, а время перест
а−
новки
увеличивается в 2 раза.
Устройства и агрегаты си
темы
1. МУС
3ПТВ
эле
ктромеханизм управления стабилизатором, уста
новлен в вер
ней части киля
Электромеханизм состоит из двух электродвигателей трехфазного пе
ременного
тока 200 В, работающих на суммирующий (дифференциальный) редуктор. Для увел
чения надежности электропитания
электродвигатели ка
налов работают от разных с
е−
тей
основной системы электроснабжения
В каждый электродвигатель встроена электромагнитная муфта сцепле
торможения, которая при отключении питания обеспечивает механиче
ское отсоед
нение соответствующег
о электродвигателя от привода и затор
маживание вала прив
да. При подаче питания муфта срабатывает, расторма
живает вал пр
вода и соединяет
его с вращающимся валом электродвиг
теля.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
В состав МУС
3ПТВ входит фрикционная муфта, благодаря которой при пер
е−
груз
ке (например, при заклинивании) электромеханизм начинает пробуксовывать, и
с−
чая поломку.
2. КЗД
коробка защиты двигателя (от обрыва фаз)
2 шт
обеспечи
вают под
чу напряжения на электродвигатели электромеханизма

МУС
3ПТВ. Подробно
см.
п.
. (Устройства и агрегаты системы управле
ния предкрылк
ми).
3. МКВ
40А (М)
механизм концевых выключателей
2 шт., установ
лены в киле
под МУС
3ПТВ слева и справа по полету.
В состав каждого МКВ
40А входят концевые выключатели, разрыва
ющие эле
рические цепи питания МУС
3ПТВ при достижении стабилиза
тором положения, о
ределенного для данного этапа полета при указанной центровке (0
, 1,5
, 5,5
Правый МКВ
40А также приводит в действие датчик ДС
10 указателя п
ложения
ст
билизатора.
4. Задатч
ик стабилизатора
представляет собой сдвоенный трехпози
ционный п
реключатель, расположенный на козырьке приборной доски пи
лотов
На ручке зада
чика выполнена надпись “ЦЕНТРОВКА”. Задатчик ус
танавливается в соответствии с
центровкой самолета в одно из т
рех положе
ний, каждое из которых имеет цветную
марк
ровку:
передняя центровка, зеленая маркировка;
средняя центровка, белая маркировка;
З
задняя центровка, желтая маркировка.
5. Переключатель ручн
ого управления стабилизатором
асположен на к
зырьке
приборной доски под о
кидным колпачком
Переключатель “СТАБИЛ.” (СТАБИЛИЗАТОР) имеет положения «ПИКИР
АБРИР». Колпачок фиксирует его в положении в
ключено.
С колпачком связаны два концевых выключателя, которые при его за
крытом п
ложени
и коммутируют цепи совмещенного (автоматического) управления стабилиз
а−
тором. При открытом колпачке коммутируются цепи ручного упра
ления
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Устройства контроля системы управления стаб
лизатором
Контроль за работой системы управления стабилизатором производи
ся по зел
е−
ному светосигнальному табло “СТАБИЛ. ВКЛЮЧЕН” и указателю положения стаб
лизатора
размещенным на средней панели приборной до
Зеленое табло “СТАБИЛ. ВКЛЮЧЕН” работает в импульсном режиме с момента
подачи напряжения на электромагнитную муфту
хотя бы одного канала МУС
3ПТВ,
т.е. с момента, когда хотя бы один из электродвигателей начинает работать на пер
е−
становку стабилизатора.
Режимы работы
системы управления стаб
лизатором
Система
управления стаб
лизатором
может работать в двух режимах:
а) со
вмещенного (автоматического) управления, когда перестановка стабилизат
ра автоматически увязывается с положением закрылков и поло
жением задатчика ст
а−
бил
затора;
б) ручное управление
от переключателя на козырьке приборной доски п
лотов.
Совмещенное упра
вление стабилизатором
Совмещенное (автоматическое) управление перестановкой стабилиза
тора являе
ся основным. При этом автоматически учитывается положение закрылков и полож
е−
ние задатчика стабилизатора, т.е. фактич
ская центровка самолета.
Для обеспечения с
овмещенного управления переключатель
“СТАБИЛ.” на к
зырьке приборной доски должен быть закрыт защитным колпачком. Задатчик стаб
лизатора должен быть установлен в положение, соответствующее центровке сам
лета.
При установке рукоятки закрылков на выпуск (
на угол больше 5
) с МКВ
43М с
отдельного концевого выключателя для каждого канала подается напряжение, подг
тавливая перестановку стабилизатора. Как только в блоке 6Ц.254
4 сработают ма
нитные реле, в схему управления перестановкой ста
билизатора подаетс
я сигнал на
включение МУС
3ПТВ на кабрирование. Аналоги
чно рассмотренному (см. работу
КЗД
3), КЗД
3 сначала включа
ют электродвигатели обоих каналов на холостом ходу,
а потом, с задержкой 0,5 сек, включают электромагнитные муфты и зеленое светоси
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
нальное т
абло “СТАБИЛ. ВКЛЮЧ.”. Начинается перестановка стабилизатора на ка
рирова
ние. Как только стабил
затор придет в положение, соответствующее взлетно
му
для конкретного положения задатчика стабилизатора, в МКВ
40А разомк
нутся ко
такты КВ, что приведет к откл
ючению МУС
3ПТВ и погас
нию табло.
Если движение закрылков продолжится (в посадочное положение), то в момент
прохождения ими угла 31
в МКВ
45 (СП31А
01) замкнутся конта
кты КВ и под
дут
сигнал через КВ другого МКВ
40А на повторное включе
ние МУС
3ПТВ на к
абрир
вание.
При достижении стабилизатором положения, соответствующего поса
дочному для
данного положения задатчика стабилизатора, контакты КВ в МКВ
40А разомкнутся,
что приведет к остановке стабилизатора в посадоч
ном пол
жении.
При перемещении рукоятки з
акрылков из посадочного положения на уборку, п
е−
рестановка стабилизатора на пикирование начнется после сраба
тывания магнитных
реле в блоке 6Ц.254
4 и прохождения закрылками угла 34
по сигн
лу МКВ
При достижении стабилизатором положения, соответствующе
го взлет
ному для
данной установки задатчика, КВ в МКВ
40А отключат МУС
3ПТВ.
Стабилизатор будет перемещаться из взлетного положения на пикиро
вание (в п
летное положение), если рукоятка закрылков установлена в поло
жение 0
(на угол
меньше 5
), после прох
ождения закрылками угла 25
. При этом в МКВ
45 сработают
КВ и через контакты другого МКВ
40 вновь пода
дут сигнал на включение МУС
3ПТВ
на пикирование.
Стабилизатор остановится в полетном положении (0
для всех центро
вок) после
размыкания ко
тактов КВ МКВ
40А и отключения МУС
3ПТВ.
Примечание:
1. Если при уборке закрылков задающая рукоятка будет установлена в полож
е−
ние, соответствующее углу закрылков более 5
, стабилизатор оста
нется во взлетном
полож
нии.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
2. При установке задатчика стабилизатора в положен
ие “3” (задняя центровка)
стабилизатор при любом положении закрылков останется в поло
жении 0
, т.е. не п
е−
реставл
ется.
Ручное управление стабилизатором
Ручное управление стабилизатором производится при отказе совмещен
ного
управления.
Для обеспечения руч
ного управления колпачок переключателя ручного управл
ния должен быть открыт и зафиксирован в полностью открытом по
ложении
, чтобы
сработали связан6ные с ним концевые выключатели.
Для управления перестановкой стабилизатора необходимо переключа
тель “СТ
БИ
Л.” устанавливать в положение “ПИКИР.” или “КАБРИР.”. При этом включение
МУС
3ПТВ происходит независимо от положения закрыл
ков и п
ложения задатчика
стабилизатора. Перестановку стабилизатора можно в любой момент остановить с п
мощью переключателя, устано
вив его в среднее положение. Если переключатель у
с−
тановить в положение “КА
РИР
и оставить его в этом положении, стабилизатор б
дет перемещаться до крайнего положения 5,5
, когда контакты КВ в МКВ
40А о
ключат оба к
нала МУС
3ПТВ.
Если переключатель о
ставить в положении “ПИКИР.”, отключение произойдет
при достижении стабилиз
тором угла 0
КЗД
3 и табло “СТАБИЛ. ВКЛ.” работают аналогично рассмотрен
му.
При ручном управлении стабилизатором необходимо увязывать его по
ложение с
положением закрылков и
предкрылков, а также с центровкой с
лета.
.7.
Система управления интерцепторами
Интерцепторы (спойлеры)
это расположенные по размаху крыла уз
кие, подн
маемые вверх панели.
На самолетах
ГА используются, как прави
ло,
наружные, сре
ние и внутренние и
нтерцепторы
Внутренние интерцеп
торы нек
торые КБ называют
воздушными тормозами
. Логика построения и использов
ния интерцепторов на разны
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
самолётах иде
тична.
Наружные (внешние) интерцепторы
Наружные (внешние) интерцепторы
(элерон
интерцепторы)
использу
ются для
поперечного управления самолетом
. Они поднимаются вверх при подъёме соответс
вующего элерона и тормозят воздушный поток, что ведёт к
падению подъё
ной силы
с соответствующей стороны крыла,
росту давления над крылом и появлению допо
нительного кр
енящего момента.
Их подъём обеспечивают гидравлические цилиндры
срабатывающие при повороте штурвала в соответствующем направл
нии.
Средние интерцепторы
На к
аждой консоли крыла смонтированы, как правило,
две секции средних и
терцепторов, которые используют
ся, как воздушные тормоза в полете и при призе
м−
лении сам
лета (
см. рис. 5.1).
Каждая секция отклоняется вверх с помощью своего
гидравлического
рулевого
привода
Рулевой привод представляет собой з
олотниковое устрой
ство, обеспеч
вающее перемещение соответс
твующей секции интерцепторов на з
данный угол. Его
золотник при ручном управлении перемещается от ру
коятки “ИНТЕРЦЕПТОРЫ
СРЕДНИЕ” (через механиче
скую проводку).
Все
приводы
получают давление от
ной
гидросистемы
При приземлении самолёта средние интер
цепторы выпускаются авто
матически
по сигналу на выпуск внутренних интерцепторов.
При этом их убо
ка производится
вручную, с помощью рукоятки, которая при автомати
ческом выпуске «сама» перем
щается а положение, соответствующее макси
мальному углу интерцеп
торов.
нутренни
интерцептор
Внутренние интерцепторы
(воздушные тормоза)
используются только на земле,
для уменьшения дистанции пробега после приземл
ния.
Внутренние интерцепторы выпускаются и убираются на угол
40÷
с помощью
гидроцилиндров, получающи
х давление
через электрогидрокран
Кран срабатывает и подаёт давление в двух случаях:
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
при рычагах управления двигателями, установленных в положение «м
лый газ»
в момент обжатия стоек шасси;
при включенном реверсе двигателей в момент обжатия стоек ша
Электропитание крана производится от аварийной сети постоянного тока.
Уборка внутренних интерцепторов происходи
при выключении ре
верса двигат
е−
лей, или после падения скорости ниже расчётного значения.
.8. Система управления уборкой и выпуском шасси
Управление
уборкой и выпуском шасси
может производиться с помо
щью сжатого
воздуха, электрического привода и гидроцилиндров.
С помощью сжатого воздуха шасси убирается и выпускается на легко
моторных
самолётах.
Электропривод, в основном, используется также
на небольших самолё
тах, хотя в
отечественной гражданской авиации был факт использования электропривода для
управления шасси на тяжёлом магистральном самолёте
114.
В наши дни на абсолютном большинстве самолётов ГА для уборки и выпуска
шасси применяе
тся гидропривод (гидроцилиндры).
точки зрения
процесса
управления уборкой и выпуском шасси
разли
чают два
вида систем:
системы, где при уборке или выпуске шасси напряжение 27 В подаёт
ся
на соо
ветствующую
обмотку
электрогидравлического крана, который
срабатывает и подаёт
давление из гидросистемы на выпуск или уборку. При этом открытие и закрытие
створок, замков выпущенного и убранного поло
жения шасси обесп
чиваются за счёт
соответствующих кинематических св
зей.
40, Ан
24, Ан
26, Ту
134, Ту
154 и
др.).
При этом электрическая схема управления имеет вид:
системы, в которых необходимые операции и последовательность сраб
тывания
устройств обеспечиваются с помощью концевых выключате
лей
(Ил
18, Ил
86, Ту
204,
Ту
214, Ил
96)
при нажатии на кнопку убо
рки шасси или при установке рук
ятки
управления шасси на уборку
27 В подаётся на запорный электрогидравлич
ский кран,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
который срабатывает и подаёт давление в систему. Давление подаётся в гидроцилин
ры открытия створок шасси, створки открываются и при полно
м их открытии сраб
а−
тыва
ют концевые выключатели на гидроцилиндрах, которые подают н
пряжение на
электрогидрокраны открытия замков выпущенного положения шасси. При открытии
замков срабатывают концевые выключатели, к
торые подают на
пряжение на обмотки
уборк
и шасси электрогидравлических кранов управле
ния убо
кой и выпуском. Краны
срабатывают и подают давление в гидроци
линдры уборки шасси
. Шасси убираются и
встают на замки убранного поло
жения. При этом срабат
вают концевые выключатели
замков и подают на
пря
жение на обмотки закрытия створок электрогидравлических
кранов управления створками. Створки закрываются. При полном закрытии сраба
тывают концевые выключатели закрытого положения, отключая систему. Как прав
ло, при этом запускается в работу реле времени,
которое даётся на то, чтобы обесп
е−
чить гарантированное закрытие створок и постановку их на замки. По окончании вр
е−
менной выдержки система полностью обесточива
ется, снимается давл
ние.
Процесс выпуска происходит аналогично рассмотренному в обратном порядке
При этом на самолётах последнего поколения процессу выпуска главных ног шасси
помогает значительная масса колёсных тележек, которые убираются
к продольной оси
самолёта, а
выпускаются
, в значительной мере, под действием собственного веса. П
е−
редняя стойка
шасси убирается вперёд, против полёта, а выпускается с помощью со
ственного веса и наб
гающего потока воздуха.
На всех самолётах предусмотрена блокировка уборки шасси на земле с п
мощью
концевых выключателей на амортизационных стойках
главных ног шасси, к
рые в
обжатом положении разрывают цепь уборки.
.9. Сигнализация шасси
На всех самолётах с убирающимся шасси предусмотрена сигнализация полож
е−
ния шасси с помощью сигнальных лам
или табло
, расп
оложенных н
а приб
орной до
с−
ке пилотов Иногда сигнализация д
ублируется на приборной доске пульта бортинж
е−
нера.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Первоначально убранное положение шасси сигнализировалось с по
мощью си
нальных ламп красного цвета, а выпущенное
зелёного цвета. Впоследствии было
принято решение о том, чтобы в полёте, в нормальной сит
уации, никакая излишняя
информация не отвлекала пилота. Была введена сигнализация промежуточного пол
жения шасси с помощью сигнальных ламп или табло сначала красного, а в последние
годы
жёлтого цвета. Рас
смотрим упрощённую эле
трическую схему сигнализац
ии
шасси большин
ва самолётов ГА.
1. Работа сигнализации при уборке шасси.
В исходном положении напряжение поступает на зеленые табло сигнализации
выпущенного положения ног шасси через КВ замков выпущенного положения (см.
рис
10.14.
При открытии замков
выпущенного положения срабатывают КВ и откл
чают со
ответствующие зеленые табло. Одновременно они подают напряжение через вкл
ченные параллельно КВ сигнализации положения створок и КВ на замках убранного
положения соответствующих ног на красные табло сигн
ализации промежуточного п
ложения ног шасси.
При постановке ноги на замок убранного положения КВ на замке разрывает одну
из цепей питания соответствующего красного табло. При закрытии створок срабат
вает КВ сигнализации створок и отключ
ет красное табло.
ри убранных шасси сигнальные табло не горят.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

В систему МСРП
Рис.
10.14.
Упрощенная схема сигнализации пол
жения шасси
2. Работа сигн
лизации при выпуске шасси.
При убранных шасси сигнальные табло не горят.
При открытии створок срабаты
вают их КВ, которые подают напряжение на красные табло сигнализации проме
жуто
ного положения ног шасси.
На некоторых самолётах дополнительно на узлах крепления шасси уста
новлены
датчики положения ног шасси, которые работают о
т напряжения 36 В 400Гц. Инфо
мация с них поступает на ленточные указатели на пульте борти
женера.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Сигнализация невыпущенного положения шасси
На большинстве самолётов первого класса предусмотрена сигнализация
нев
пущенного положения шасси.
С этой целью
а приборной доске пилотов в блоке табло “ШАССИ” разме
щено
красное светосигнальное табло “ШАССИ НЕ ВЫПУЩЕНО”
или «ВЫПУСТИ
ШАССИ»
, которое включается одновременно с сиреной
, как правило,
в двух сл
чаях:
не выпущено шасси (или хотя бы одна нога не
встала на замок выпущен
ного п
ложения), высота полета составляет 350 метров и меньше (по сиг
налу двух
радиов
сотомеров
, включенных параллельно), и РУД всех двига
телей у
тановлены на режим
малого г
за;
не выпущено шасси (или одна из ног не встала на з
амок выпущенного по
ложения), закрылки находятся в
выпущенном для посадки
положении, вы
сота полета
составляет 250 метров и менее (по сигналу
двух
радиовысото
меров
) РУД всех двиг
телей находятся в положении 90% и ниже (сигнал поступает от КВ большого газа
РУД, включенных последовател
но).
10.10. Система управления поворотом колёс (колеса) передней
стойки ша
На самолётах ГА на передней стойке шасси выполнена поворотная часть, соо
с−
ная с неподвижной, вращающаяся внутри неё. К поворотной части крепятся п
ере
ние колёса.
Поворотная часть поворачивается от
носительно непо
вижной
(внутри
неё)
с помощью силовых гидроцилин
дров
, вместе с
ней поворач
ваются и колёса.
настоящее время приме
няются
два вида систем упра
ления
оворото
м колёс пере
ней стойки шасси
системы, в которых поворот колёс на заданный угол обеспечива
ется с п
мощью
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
гидромеханической обратной связи
с помощью золот
никового устройства в р
лёжно
демпфирующем механизме (РДМ).
системы, в которых поворот колёс на заданный угол обеспечива
етс
я с п
мощью
электрической следящей схемы, выполненной на сель
синах, или на вращающихся
трансформаторах.
Независимо от вида системы она реализует
три
режима работы:
взлётно
посадочный режим (режим малых углов
поворот колёс обе
печивается на угол до ±8°
режим руления (режим больших углов
поворот колёс обеспеч
вается
на угол до ±65°)
режим свободного ориентирования
колёса поворачиваются по вект
ру движения.
В режиме
взлёт
посадка
управление обеспечивается отклонением п
далей пилотов. При пол
ном отклонением педалей обеспечивается макс
мальный поворот колёс.
В режиме рулени
управление обеспечивается с помощью рукояток на
боковых пультах пилотов (
на некоторых самолётах
с помощью
одной р
коятки на пульте левого пилота) или с помощью специальн
ого штурвальч
ка на среднем пульте.
Переключение режимов производится вручную с помощью пер
клю
чателя, который чаще всего располагается на верхнем пульте (верхнем
электро
щитке) пилотов.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА

Рис.
10.15.
Электрическая схема управления поворо
том колёс с гидр
механической обратной связью
В полёте контакты 1
2 концевого выключателя
разомкнуты, на
пряжение к управляющим контактам переключателя «РУЛЕНИЕ
ВЗЛЁТ
ПОСАДКА» не поступает, исключая возможность поворота колёс до пр
земления и соответс
твенно
приземление самолёта с повёрнутыми колёс
ми. Если переключатель в полёте установлен в полож
ние «ВЗЛЁТ
ПОСАДКА», его сигнальные контакты подают напряж
ние на сигнальную
лампу
готовности к повороту колёс от педалей (режима «ВЗЛЁТ
ПОСАДКА».
Контак
ты 1
2 концевого выключателя
замыкается при обжатии гидр
цилиндра передней стойки шасси. Напряжение поступает к пере
ключателю
«РУЛЕНИЕ
ВЗЛЁТ
ПОСАДКА». При переключателе, установленном в п
ложение «ВЗЛЁТ
ПОСАДКА», напряжение посту
пает на запорный элек
гидравлический кран
, на обмотку малых углов крана
и на сигнальную
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
лампу
готовности к повороту колёс от пед
лей.
При установке переключателя «РУЛЕНИЕ
ВЗЛЁТ
ПОСАДКА» в п
ложение «РУЛЕНИЕ» напряжение поступает на обмотку больших уг
лов
крана
, на
сигнальную лампу
готовности к повороту колёс от рукоятки
(или от штурвальчика) и на сигнальную лампу
Ввиду высокой чувствительности в режиме руления максимальная ск
о−
рость движения самолёта не должна превышать 30 км/час. Чтобы ис
ключить
попытку взлёта
самолёта при включенном режиме руления, на самолётах
первого класса и некоторых самолётах второго класса преду
смотрена си
нализация «К ВЗЛЁТУ НЕ ГОТОВ» в виде табло, работаю
щего в импуль
ном режиме на приборной доске пилотов. После пере
ключения на режи
м
«взлёт
посадка» сигнал снимается, если нет других оснований для его
включения.
На некоторых самолётах при включенном режиме руления при
переводе РУД (рычагов управления двигателями) на взлетный режим вкл
чается сирена, на других загорается табло с требов
анием переключить р
жим управления поворотом колёс передней ноги, включается речевой и
форматор с тем же треб
ванием.
В полёте система управления поворотом колёс не работает и в мо
мент
приземления при посадке самолёта передние колёса стоят ней
трально, вд
оль
продольной оси самолёта. Система включается в работу при срабатывании
концевого выключателя обжатия аморт
затора пе
редней стойки шасси. На
всех больших самолётах
, чтобы обеспечить непрерывность управления
воротом колёс при движении по неровной повер
хности ВПП (РД), после
обжатия одной из главных стоек шасси соответствующий концевой выкл
чатель
блокирует отключение
сис
темы
разжатие и обжатие передней
стойки шасси при этом не препят
ствуют непреры
ности управления.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
.11. Система управления повор
отом колёс передней стойки шасси
самолётов Ту
204 (214)
с использованием вращающихся трансформат
ров
Рис.
10.16.
Размещение элементов управления поворот
ом колёс передней ноги
Система
управления
электрогидравлическая, двухканальная. Состоит из двух о
новременно работающих систем
(подсистем)
СУС
16. Система левого борта образует
I канал, правого борта
II канал. Каналы имеют независимые источники давления (с
ответственно первая гидросистема и третья гидросистема) и электропитание (напр
я−
жения 27В, 36В,
115В).
Состав системы
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Система управления поворотом колес передней ноги состоит из следую
щих ус
ройств:
1. Пять блоков датчиков ДПР 45
(см. рис. 9….)
. Три из них являются за
дающими датчиками, а два
обратной связи (ОС). Два задающих датчика св
заны с
педалями соответственно 1
го и 2
го пилота. Третий задающий датчик находится
под панелью первого пилота и механической проводкой связан с рукоятками упра
ления режима руления обоих пилотов.
Датчики ОС находятся на передней ноге и связаны с е
е поворотной ч
стью.
ДПР 45
01
датчик трансформаторного типа, запитывается напряжением 36В. С
него снимается сигнал в виде напряжения, пропорционального углу поворота его р
тора.
В каждом ДПР 45
01 предусмотрено по два датчика. Один работает в I ка
нале,
второй
во II канале системы.
2. БУС 20
блок усиления и контроля (2 шт.).
Блоки обеспечивают:
выбо
р режима работы;
питание а
грегатов и блоков своего канала
сравн
ние сигналов с задающих ДПР 45
01 и с датчиков ОС, формирование и
выдачу управл
яющих сигналов в агрегаты управления кан
лов;
контроль исправности каналов с выдачей
ормации об
отказ
е;
3. АУ55
02
агрегаты управления (2 шт.) по одному в каждом канале. Ра
ложены в отсеке передней ноги слева и спр
ва по полету.
Агрегаты упра
вления обеспечивают:
преобразование электрических сигналов БУС 20 в гидравлический си
нал;
подачу давления в рулежное устройство;
работу соответствующего канала в режиме самоориентирования.
4. КЭ
74
электрогидравлический распределитель (2 шт.)
. Находится в от
секе
передней ноги
74 работает как запорный кран, обеспечивая подачу давления в
соответствующий
агрегат управления
при включении
системы
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
5. Загружатель пружинного типа
механически связан с рукоятками режима р
ления. Загружатель
создает на рукоятках усилие, пропорциональное их поворо
ту, а
после отпускания рукояток устанавливает их в нейтральное полож
ние.
Рис.
10.
17.
Функциональная схема системы управления поворотом колёс перед
ней ноги
Принцип работы системы
При включенном вы
ключателе "ПОВОРОТ КОЛЕС" оба канала сис
темы упра
ления поворотом колес передней ноги запитаны переменным и постоя
ным током (
см.
рис.
10.17.)
Причем I канал запитан от подсистем левого борта, а II канал
правого
борта
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Постоянный ток подается в цепи
управления и на обмотку соответс
вующего
74.
При отклонении педалей или рукоятки ручного управления поворачива
ются р
торы соответствующей пары задающих датчиков ДПР 45
01. При этом меняется в
ходной сигнал датчиков, который подается на БУС20
го и II
го к
налов
На второй вход каждого БУС20 подается сигнал с датчика ОС. В БУС20 пр
изводится сравнение сигналов задающего датчика и датчика ОС. Если сигналы о
личаются друг от друга, то с выхода БУС20 подается сигнал, пропорциональный
ности сигналов
, поступающиих
с з
дающего ДПР 45
01 и ДПР 45
01 ОС, на вход
агрегата управления
данного
канала, который в свою очередь
образует этот сигнал
в гидравлический и
подает давление на поворот колес в соответствующую стор
ну.
При поворо
те колес поворачиваются роторы ДПР 45
01 ОС. По мере пово
рота
роторов изменяются сигналы на выходе датчиков ОС, а, следовательно, и на соотве
ствующем входе БУС20.
По мере поворота колес разность сигналов с задающего датчика и датчика ООС
будет уменьшат
ься, что будет приводить к уменьшению управляющего сигнала на
выходе БУС20. В момент, когда колеса повернутся на требуемый угол, сигналы с
датчиков станут равны, снимется управляющий сигнал с агр
гата управления.
При отказе одного из каналов система со
храняет работоспособность. При отказе
обоих каналов система переходит в режим самоориентиров
ния.
.12.
Система торможения колёс основных стоек шасси
истема торможения на современных самолётах обеспечив
ет:
без
юзовое
торможение колёс шасси после
посадки самолёта;
торможение колёс при движении самолёта по аэродрому (РД и перрону);
затормаживание колёс на стоянке самолёта;
торможение колёс при прерванном взлете самолёта;
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
подтормаживание колёс при уборке шасси.
Тормозные системы
самолёт
ов
личаются
воможностью
обеспечения мак
симальной эффективности торможения и
антиюзовой автомат
кой.
На легкомоторных самолётах для торможения колёс используется сжатый воздух,
на самолётах
с большим взлётным весом
давление гидросист
мы.
На
большинстве
самолётов
для борьбы с юзом используются инерционные да
чики, устанавливаемые на каждом
тормозном
лесе. Датчик представляет со
бой
ма
с−
сивный
диск, расположенный на той же оси, что и колесо и вращается вместе с ним.
Рис.
10.18.
Схема антиюзовой систем
ы с датчиками инерционного типа
выключатель системы; 2,3
электрогидравлические выключатели;
электромагнитные краны рстормаживания;
датчики юза;
лампы сигнализации.
При нажатии на тормозные педали пилотов подаётся давление в тормоза и
одн
временно срабатывают электрогидравлические выключатели
2,3
, которые подают
плюс на электромагнитные краны растормаживания и на сигнальные лампы
6,7.
При
попадании колеса на скользкое покрытие происходит резкая блокировка его вращ
е−
ния. Массивный диск д
атчика продолжает вращаться по инерции. При этом замык
а−
ются контакты датчика 6 или 7 и подают минус на кран
) и на соответствующую
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
лампу. Кран открывается и
снимает давление с тормозов. Лампа сигнализирует эк
пажу о работе антиюзовой автоматики.
После
растормаживания колеса оно возобновляет вращение, датчик юза размык
а−
ет контакты, отключая сигнальную лампу и клапан растормаживания. Давление вновь
подаётся на тормоз соответствующего колеса. Если происходит повторная блокировка
колеса, датчик юза снова ср
абатывает и т.д.
Подобные антиюзовые системы установлены на Як
40, Ан
24, Ан
26, Ил
18,
Ту
134 и др.
.13.
Систем
торможения колёс
современных
магистральных с
молётов
1 кла
Система торможения
лектрогидравлическая с дистанционным управле
ием,
предназначена для торможения колес основных ног шасси и для подторма
живания
колес при уборке шасси. Система торможения состоит из двух одинако
вых по
систем
основного и резервного торможения и канала стояночного тормо
жения, развязанных
между собой э
лектрически и гидравлически. Переход с основной подсистемы на р
зервную происходит
при отказах в основной подсистеме
автоматически или вру
ную
На каждой тележке шасси смонтированы 4 тормозных колеса, которые управл
я−
ются попарно (передние, задние)
своими электрическими кан
лами.
Основная и резервная подсистемы обеспечивают:
нормальное
без
юзовое
торможение
послевзлетное подтормаживание колес при уборке шасси
автоматическое торможение
при посадке самолёта
режим «ПОНИЖ»
с пониженн
ым
давлением;
режим «НОРМ»
с нормальным
давлением;
режим «ФОРСИР
с повышенным
давлением;
При включении «ФОРСИР» давление в тормозах при автоматическом тормож
е−
нии увеличивае
ся в 1,5 раза.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Антиюзовая автоматика в основной и резервной подси
стемах, работаю
щая по
замедлению и проскальзыванию колес относительно ВПП, обеспечив
ет безъюзовое
торможение при всех значениях коэффициента сцепления шин с поверхностью ВВП.
Предусмотрены блокировки, предотвращающие подачу давления к нераскрученным
при поса
ке колесам.
Гидравлическое питание основной
и резервной
тормозной системы осущ
ствляется от
разных гидросистем.

Состав основной тормозной системы
Тормозная система состоит из следующих устройств:
1. Задатчики давления УЭ6
2 (4 шт.) Расположены по два под педа
лями п
лотов и связаны с ними. Каждый задатчик состоит из двух одинаковых да
ков, один
из которых работает на основную, а второй
на резервную систему торможения.
УЭ62А
2 состоит из КВ выдачи сигнала в блок
управления тормозами (БУПТ) и
из задающего датчика трансформаторного типа, сигнал с которого пропорционален
наж
тию педалей.
2. Агрегаты управления УГ
2 (2 шт.)
по одному на тележку шасси. Агрегат
преобразует электрический сигнал в давление, кот
орое подается на тормоза. Имеет
два канала управления, соответственно для передней и задней пары колес.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
Функциональная схема одного канала тормозной системы
3. Датчики обратной связи ДОСМ (4 шт.). Расположены на тележках шасси по
два дат
чика. Один датчик работает с передней, второй
с задней парой колес. Ка
дый датчик выдает электрический сигнал, пропорциональный давлению в соответс
вующей паре колес, в БУПТ. Датчики
трансформаторного т
па.
4. Электромашинные тахогенераторы МТТГ
500 (8 шт.)
по одному на каждом
колесе. Сигнал с тахогенератора, пропорциональный угловой скоро
сти качения кол
е−
са,
подается в
блок управления тормозами
, обеспечивая
контроль за относительным
про
ск
альзыванием
колеса
, которое
должно
прев
шат
50%.
5. БУПТ
блок управления тормозами (электронный). Обеспечивает упра
ление процессом торможения без юза, с максимальной эффективностью. При этом
БУПТ преобразует сигналы с задатчиков давления, датчиков обратной связи и
МТТГ в сигналы упра
ния УГ
166
6. Электрогидравлический распределитель агр
егат
774600 НГЖ. Находится р
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
дом с соответствующими агрегатами управления УГ
2 и служит для подачи да
ления к ним.
Резервная тормозная система устроена аналогично. Она использует те же зада
ики давления УЭ62А
2 и электромашинные тахогенераторы МТТГ
500/5
3С, что и
основная система торможения. Остальные агрегаты используются только в резервной
системе. Дополнительно в резервной системе выполнен канал стояночного тормож
е−
ния.
Принцип работы сист
емы
В полете электрическая схема тормозной системы (кроме БУПТ) обесто
чена,
полости тормозов соединены со сливом. Это выполнено для того, чтобы исключить
возмо
ность приземления с заторможенными колесами.
Блокировка торможения снимается после срабатыван
ия КВ обжатия гла
ных ног
шасси с задержкой времени 5
1 сек или по сигналу МТТГ при ра
крутке колес до
скорости, соответствующей V=50
10 км/час (если нет сигнала с КВ обжатия шасси).
При снятии блокировки система приходит в рабочее состояние. При на
тии на
педали концевые выключатели в УЭ
62А подают 27В в БУПТ, кот
рый включается
в работу и выдает 115 В на УЭ
62А и на ДОСМ, включая их в работу. Также с БУПТ
подается 27 В на распределители 774600, которые срабатывают и п
дают НГЖ к
166.
игнал переменного тока
с
62А, пропорциональный обжатию педалей, п
дается на БУПТ, к
торый формирует управляющий сигнал.
Управляющий сигнал с БУПТ
24 поступает на УГ
166, который в свою очередь
подает давление на тормоза тележки соответствую
щей ноги. Величина давления в
торм
зах пропорциональна управляющему сигналу БУПТ.
Как только в тормозах появляется давление, на выходе датчиков обратной связи
ДОСМ появляется сигнал, который подается в БУПТ, где он сравнивается с сигналом
соответству
ющего задатчика давления УЭ62А
2. В момент, когда сигнал с ДОСМ
достигнет заданной величины, БУПТ прекратит дальнейший рост давл
ния.
МТТГ в БУПТ поступают сигналы в виде напряжения переменного тока, в
е−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
личина и частота которого пропорциональны фактич
еской скорости катящегося кол
е−
са. В блоке управления величины сигналов (величины скоростей) колес соответс
вующей тележки сравниваются между собой. Если
min
0.5
max
, БУПТ дает си
нал на растормаживание
пары
колес с заниженной скор
стью. При восстано
влении
среднего значения скорости (среднего значения си
нала с соот
ветствующих
МТТГ),
торможение восстана
ливается.
При отказе обоих каналов основной системы торможения автоматически включ
а−
ется в работу резервная система. Резервная система торможения рабо
тает так же, как
и основная.
В резервной системе дополнительно установлен
редукционный клапан
, обеспеч
вающий стояночное торможение. Управление клапаном механическое от рук
ятки
в кабине экипа
. Противообледенительные системы
Противообледени
тельные системы
(ПОС) либо препятствуют осаждению льда на
элементах конструкции самолётов, либо обеспечивают его эффективное удаление. В
настоящее время на самолётах и вертолётах гражданской авиации применяются сл
е−
дующие виды противообледенительных си
тем:
воздушно
тепловые
обогрев производится горячим воздухом, отбираемым от
компрессоров двигателей;
электротепловые
обогрев производится с помощью электроэнергии;
электроимпульсные
сброс льда обеспечивается с помощью упругой деформ
ции
обшивки защ
ищаемых частей планера.
Воздушно
тепловые ПОС используются для обогрева воздухозаборников и вхо
ного направляющего аппарата двигателей, передних кромок крыла, киля и стабилиз
а−
тора.
11.1.
Воздушно
тепловая ПОС самолётов Ту
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
11.1.
Воздушно
тепловая ПОС самолётов Ту
Обогрев горячим воздухом производится с помощью заслонок, управляе
мых с
помощью электромеханизмов постоянного тока. При включении обогрева двигателей
открываются
запорные краны каждого двигателя, горячий воздух отбирается
от дев
я−
той ступени двигателя и по трубопроводу поступает на обогрев соответствующего
двигателя. Встроенный КВ включает рядом с выключателем обогрева лампу сигнал
зации включения обогр
ва.
При включении ПОС крыла, киля и стабилизатора горячий воздух, от
бра
ный от
запорных кранов двигателей, по трём магистралям поступает в фюзеляж, где три м
гистрали объединяются в одну, в которой установлен электромеханический кран
включения обогрева. Воздух за краном по
одной магистрали
пост
пает в переднюю
часть фюзеляжа
и далее на обогрев передних кромок крыла
, а по другой
в заднюю
часть, для обогрева киля и ст
билизатора.
Предусмотрен контроль за температурой воздуха, поступающего на обогрев кр
ла и стабилизатора с помощью датчиков температуры, установленных в корнев
ых
частях крыла и стабилизатора справа по борту. На земле, во избежание перегрева,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
время работы ПОС не должно превышать 1,5 мин, при этом температура воздуха, п
ступающего на обогрев, не должна прев
шать 210°С.
11.2.
Электротепловые
ротивообледенительные
системы
С помощью электрической энергии обогреваются, как правило, подвижные эл
е−
менты конструкции самолётов, к которым подача горячего воздуха для обогрева н
е−
возможна
, или нецелесообразна по конструктивным соображениям, например к во
душным винтам турбови
нтовых двигателей самолётов, или к лопастям воздушных
винтов вертолётов.
Обогрев лопастей и обтекателей воздушных винтов самолётов
Нагревательные
элементы
лопастей воздушных винтов
располагаются у п
редних
кромок по всей длине лопастей.
На обогрев воздушн
ого винта самолёта в среднем уходит около 12 кВА (кил
вольтампер). По этой причине невозможен одновременный обогрев двух возду
ных
винтов на двухдвигательном самолёте, или обогрев четырёх винтов на четырёхдвиг
тельном
. Обогрев воздушных винтов производится
по очереди. Для этой цели испол
зуются программные механизмы, которые включают обогрев винтов поочерёдно,
обычно на 38,5 сек, в течение которых образовавшийся на лопастях лёд подтаивает и
сбрасывается центробежной силой.
На четырёхдвига
тельных самолётах
на обогрев
одновременно включаются два во
душных винта.
Контроль работы системы обогрева производится по сигнальным лампам, заг
рающимся при включении обогрева соответствующего винта, а также по амперметрам
генераторов, от которых работает система обогрева
На вертолётах для обогрева каждой лопасти несущего винта используются три
секции нагревательных элементов
, расположенных вдоль всей лопасти на её вер
ней
части, на передней кромке и на нижней части. Программный механизм одновременно
включает обогрев одн
оимённых секций всех лопастей. Напряжение питания 200 В.
Контроль работы производится по амперметру, который с помощью поворотного в
ключателя подключается к соответствующим секц
ям.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Электроэнергия переменного тока подаётся на обогрев воздушных винтов сам
лётов и вертолётов с помощью кольцевых токосъёмников и щ
ток.
Обогрев
лопастей и обтекателей воздушных винтов
производится перемен
ным
током напряжением 115 В.
На Ту
154Б предусмотрен электрический обогрев предкрылков. При этом для
обогрева предкрылков исп
ользуется нагревательный элемент постоянного действия
(тепловой нож) и 16 секций циклического обогрева (по 8 секций на каждой консоли
крыла). При включении обогрева предкрылков напряжение 200 В подаётся на тепл
вой нож и одновременно запускается в работу п
рограммный механизм, который выр
батывает управляющие импульсы продолжительн
стью по 38,5±2 сек
. Управляющие
импульсы подаются на контакторы включения обогрева симметрично расположенных
секций циклического обогрева левой и правой консоли крыла.
Контроль ра
боты обогрева производится по сигнальной лампе, загора
щейся при
включении на обогрев секций №4 и по амперметру генератора, работающего на обо
рев. Максимальный ток, потребляемый тепловым ножом и одной парой секций, с
ставляет 130 А. На земле, для исключен
ия прогара секций вследствие перегрева, вв
е−
дена блокировка включения обогрева от КВ обжатия гла
ной левой стойки шасси.
Для обеспечения наземной проверки токов, потребляемых секциями циклическ
го обогрева и тепловым ножом, предусмотрено подключение специал
ьного те
тера.
11.3.
Обогрев стёкол кабины экипажа
С помощью электрической энергии на самолётах и вертолётах обогреваются
стёкла кабины экипажа. Нагревательные элементы плёночного типа располагаются
между слоями стекла
(на Ан
2 нагревательные элементы пред
ставляют собой туг
плавкую проволоку, имеющую большое электрическое сопротивление)
. На
нагрев
а−
тельные элементы
подаётся напряжение переменного тока, обеспечивающее защиту
от обледенения стекла в полёте
(на Ан
напряжение постоянного тока)
На большинст
ве самолётов обогрев стёкол имеет два режима работы:
сильно
обеспечивает защиту от обледенения;
слабо
обеспечивает защиту от запотевания.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Режимы отличаются
друг от друга величиной подаваемого на нагревательный
элемент напряжения, а следовательно
мощностью, рассеиваемой на сте
ле. Чтобы
обеспечить для разных режимов разные значения напряжения, используются авт
трансформаторы, а на самолётах с основной системой электр
снабжения трёхфазного
переменного тока
также и переключение питания при разных
реж
мах обогрева на
линейное напряжение 200 В и фазное
115 В.
На разных самолётах рабочая температура стекла определена в +30°С или в
+40°С. Контроль температуры производится с помощью термодатчиков, запрессова
ных между слоями стекла. В настоящее время
используется два вида датчиков темп
е−
ратуры:
терморезисторы, сопротивление которых при росте температуры умен
шается;
датчики из платиновой проволоки
(ТД
1 или ТД
толщиной
, сопротивление
которых при росте температуры
увеличивается.
Терморезисторы ис
пользуются в автоматах обогрева стёкол АОС
81М.
Пров
лочные датчики используются в термоэлектрорегуляторах ТЭР
1М.
Схема обогрева стёкол с АОС
ерморезистор
включен
одно из плеч мостовой схемы с закороченной диагон
а−
(см. рис.
11.2
. В два симмет
ричных плеча включены две обмотки поляризованн
го реле
, соответственно
L1
включенные встречно
Переменное сопроти
ление
служит
для н
стройки температуры стекла.
При
низкой
температур
стекла электрическо
сопротивлени
терморез
стора
ок в
больше, чем в
Поляризованное реле срабатывает, включая обогрев.
В процессе нагрева
уменьшается. При достижении темп
ратуры настройки +30°С
изменяется направление тока в диагонали мостовой схемы
ток в
стан
вится больше, че
м в
1,
поляризованное реле отпускает свои контакты, выключая
обогрев.
В состав АОС
81М входят три одинаковых мостовых схемы, обеспечивая незав
симое управление обогревом трёх стёкол. АОС
81М используется на Ан
2, Ан
24,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
26, Ил
18, Ан
12, Ту
134, Т
154 и др.
Рис. 11.2.
Схема одного канала АОС
81М.
Схема обогрева стёкол с ТЭР
1М.
Датчик из платиновой проволоки
включа
тся в одно из плеч мостовой схемы,
которая
входит в состав
термоэлектрического регулятора ТЭР
1М (см. рис.
11.3
с−
тальные три плеча образованы резисторами
Резистор
служит для настройки температуры стекла. При низкой темпер
туре стекла сопротивление ТД мало, измерительный мост разбалансирован. Транз
стор
ПП1
открыт, а
закрыт. При этом с вы
ходного усилителя, со
ранного на
ПП4
, подаётся сигнал на контактор включения обогрева.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
11.3
.Схема
обогрева стекла с
ТЭР
1М.
По мере роста температуры стекла сопротивление
растёт. При достижении
настроечной температуры происходит переба
лансировка моста. Транзистор
а−
крывается, а
ПП2
открывается. При этом
ПП3
открывается, а
ПП4
закрывается,
что приводит к снятию напряжения с контактора включения обогрева. После остыв
а−
ния стекла процесс повторяется. ТЭР
1М используется на Ми
8Т (
П), Як
40, Як
42,
86 и др.
11.4.
Электроимпульсная противообледенительная система

(ЭИПОС)
В электроимпульсной противообледенительной системе
удаление льда происх
дит за счёт упругой деформации обшивки у передних кромок предкрылков, крыла,
киля и
стабилизатора.
Деформация создаётся за счёт взаимодействия двух магнитных
полей
катушки (индукторе), на которую подаётся высокое напряжение и поля ви
ревых токов в металлической обшивке самолёта.
Индуктор крепится
вблизи от обшивки предкрылка, носка кры
ла, киля, стабил
затора на специальном кронштейне (панели)
см. рис.
11.4.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис
11.4.
Типовая установка индуктора
На индуктор подаются подряд два импульса высокого напряжения. При протек
а−
нии через обмотку индуктора тока высокого напряжения
создаётся маг
нитное п
ле,
под действием которого в обшивке напротив индуктора наводятся вихревые токи, к
торые, в свою очередь, создают своё магнитное поле. Наведённое токами в обши
ке
магнитное поле взаимодействует с магнитным полем второго импульса индуктора. В
резул
ьтате взаимодействия полей обшивка прогибается, лёд на обшивке при этом ра
с−
трескивается и скидывается набегающим потоком воздуха. Эффективное удаление
льда происходит при толщине льда от 3х мм и более.
ЭИПОС состоит из трёх одинаковых подсистем, индукторы
которых в защища
мых местах чередуются, обеспечивая работоспособность системы в целом при о
казе
одной из подсистем (см. рис.
11.5.)
В состав
каждой подсистемы
ЭИПОС входят следующие устройства
блок преобразования электроэнергии БПБЭ
повышает напряже
ние сети 200 В
до нескольких киловольт и выпрямляет его;
блок конденсаторов БК
300
заряжается высоковольтным напряжением, пост
пающим с БПБЭ, накапливая на себе заряд;
коммутаторы импульсов КИ3АК
последовательно выдаёт со своих выходов
управляющи
импульс
на открытие тиристорных ключей, подающих высокое н
а−
пряж
ние на группу индукторов;
блок управления подачей высокого напряжения БУП
13
число в обозначении
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
блока указывает, с каким количеством тиристорных ключей он работает;
тиристорные ключи
служат для подачи высокого напряжения на группу и
дукторов при наличии управляющего сигнала с коммутатора и
пульсов.
Автоматы защиты в тиристорной ячейке служат для отключения ячейки при пр
бое тиристора.
Мощность, потребляемая ЭИПОС, составляет 750 ВА.
едостаток ЭИПОС состоит в том, что тонкий лёд (толщиной менее 3х мм) не
удаляется.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
11.5
Принцип построения ЭИПОС.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
11.5.
Сигнализаторы обледенения
В настоящее время на самолётах и вертолётах отечественных самолётов и верт
лётов применяются два в
ида сигнализаторов обледенения:
радиоизотопные сигнализаторы обледенения РИО
вибрационные сигнализаторы обледенения СО
121ВМ.
11.5.1.
Радиоизотопный
сигнализатор обледенения
РИО
Радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО
3 предназначен для выдачи
сигнала о начале обле
денения, непрерывной сигнализации при нахожде
нии
самол
ё−
та или
вертолета в зоне обле
денения и автома
тическо
го включения противооблед
е−
телыной системы. После выхода вертолета из зоны обледенения сиг
нализатор пр
е−
кращает подачу сигнал
ов, при этом
выключение против
обледени
тельной системы
про
изводится автоматически или в
ручную
, в зависимости от конкре
ного ВС
Принцип действия сигнализатора основан на ос
лаблении бета
излучения ради
активного изотопа
(стронций 90 плюс иттрий 90) слоем
льда, нараста
ющего на чувс
вительной поверхности штыря дат
чика. Поток бета
частиц, проходя через прорезь в
корпусе устройства обогрева штыря датчика и про
никая через фрезерованную стенку
во флан
це дат
чика, по
падает н
а галогенный газоразрядный счет
чик
СТС
. При пр
хождении бета
частиц через счетчик в последнем возникает разряд и появляется
импульс напряжения, поступающий иа регистрирую
щую схему эле
тронного блока.
Сигнализатор обледенения состоит из датчика и
электронного блока
Датчик устанавливается
снаружи самолёта, как правило в районе кабины эк
пажа.
Питание сигнализатора осуществляется от борто
ой сети переменн
ого
115 В
Серьёзным недостатком сигнализатора является ненадёжность обнаружения о
леденения. Известно
много случаев, когда при отсутствии обледенения датчик сраб
а−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
тывал и включал соответствующую сигнализацию
. По этой причине на некоторых с
а−
молётах ручное включение ПОС предлагалось производить только после того, как
экипаж визуально убеждался в наличии облед
енения.
5.2.
Сигнализа
торы
обледенения
121ВМ
Ввиду ненадёжности в работе сигнализаторов обледенения РИО
3 были разраб
таны и на всех магистральных
самолетах установлен
сигнализатор
обледенения
121ВМ, которы
е надёжно
обеспечива
т выявление обле
денения и в
дачу сигнала
экипажу и в МСРП.
На самолете
могут быть
установлен один
или два
комплект
сигнализатора
В комплект СО
121ВМ
входят:
датчик сигнализатора обледенения ДСЛ
(если два комплекта, то два
датчика)
, расположенный снаружи фюзеляж
а по правому
или лев
му
борту в районе
кабины экипажа
преобразователь электронный ПЭ
11М
Включение сигнализатора в работу производится с помощью выключателя
“СО
121”, расположенного на электрощитке бортинженера
, а при его отсутс
вии
на
верхнем пульте пилотов.
Там же н
ходятся:
кнопка “КОНТРОЛЬ”;
зеленый светосигнализатор “ИСПРАВЕН”;
красный светосигнализатор “ОБЛЕДЕНЕНИЕ”.
Сигнализатор запитан постоянным током
Принцип работы сигнализатора обледенения
Датчик обледенения ДСЛ
40Т и
меет форму цилиндра, установленного по полету
на обтекаемом кронштейне. В передней части цилиндра находится со
ственно
датчик
обледенения (см. рис.
11.6
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис.
11.6
Внешний вид датчика ДСЛ
40Т
На переднем донышке цилиндра расположена мембрана со скоба
ми, я
ляющаяся
чувствительным элементом. С мембраной связан вибратор, состоящий из якоря с о
мотками возбуждения и съема сигнала, а также постоянных магнитов.

В п
е−
редней же части цилиндра находится нагревательный элемент ме
браны.
При включ
ении СО
121ВМ в работу начинает работать электронный преобраз
ватель, с которого через входные клеммы ДСЛ
40Т подается переменное напряжение
на обмотку возбуждения вибратора
(рис.
11.7
При взаимодействии переменного
магнитного поля обмотки возбуждения с
полем постоянных магнитов н
ачинаются к
лебания мембраны. Частота колебаний зависит от частоты напряжения, поступающего
на обмотку возбуждения и от жесткости (упругости) самой мембраны. При колебании
якоря в обмотке съ
ма сигнала индуцируется переменное на
пряжение,
частота кот
рого равна частоте колебаний
подвижной части датчика. Указанное напряжение
через
выходные клеммы ДСЛ
40Т пост
пает в схему частотного дискриминатора блока ПЭ
11М. В частотном дискриминаторе происходит сравнение частоты напряжения, сн
маемого с ДСЛ
40Т, с частотой напряжения, подающегося на него. При отсутствии
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
обледенения эти две частоты совп
дают.
Рис. 1
1.7
. Схематичное устройство датчика ДСЛ
40Т.
При входе в зону обледенения на мембране начинает осаждаться лед, ув
личивая
ее же
сткость. Частота колебаний мембраны, а следовательно и частота переменного
напряжения, снимаемого с обмотки съема сигнала ДСЛ
40Т, нач
нают возрастать. В
частотном дискриминаторе появляется разность частот. Ди
криминатор настроен так,
чтобы срабатывать при
толщине льда на мембране ДСЛ
40Т 0,3 мм. При этом с
11М выдается напряжение на красн
ое
(жёлтое)
табло
“ОБЛЕДЕНЕНИЕ”, расп
ложенн
ое
на
приборной доске
. Одновременно включается нагревательный элемент
мембр
ны. Лед сбрасывается с датчика в полете чер
ез несколько секунд, что приводит
к восстановлению нормальных колебаний мембраны. Но сигнал обледенения продо
жает поступать в течение 140
40 с, т.е. до 3
х минут. Задержка отключения сигнала
сд
лана для того, чтобы избежать частых срабатываний частотного
дискриминатора и
излишних выключений сигнала «ОБЛЕД
НЕНИЕ».
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
12. Системы запуска двигателей
12.1. Системы
воздушного
запуска поршневых двигателей
На самолётах с поршневыми двигателями применяются два вида систем з
пуска:
воздушные;
электрические.
Рис. 12.1. Электрическая принципиальная схема воздушного запуска
ПД
В воздушных системах запуска
поршневых двигателей
сжатый воздух из баллона,
размещённого на борту самолёта, или из баллона на стоянке самолёта, через систему
газораспределения двигателя
подаётся в цилиндры, вызывая п
ремещение поршней,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
вращение коленчатого вала и засасывание в цилиндры топливо
воздушной смеси, к
торая воспламеняется от свечей.
В соста
в системы запуска входя
ЭПК (электропневматический клапан
подачи сжатого воздуха
под напряжен
ем клапан открывыается;
пусковая катушка КП
4716 (или подобная ей), которая обеспечивает пр
разование постоянного тока напряжением 24
÷27
В в высокое напряжение в
личи
ной
12÷18
кВ, которое необходимо, чтобы при малых оборотах коленчатого
вала двигат
е−
ля при запуске, когда магнето малоэффективны, обеспечить на свечах на
пряжение,
достаточное для гарантированного воспламенения топливо
воздушной смеси; при
этом для получения пульсирующего тока в обмотке ни
кого напряже
ния используется
прерыв
тель звонкового типа
Запуск производится при включенных автомате защиты «ЗАПУСК» и в
ключателях магнето левом и правом (№1 и №2). При нажатии на кнопку запуска н
а−
пряжение поступает на обмотку реле, которое срабатывает
и контактами 2
3 подаёт
напряжение
на ЭПК, обеспечивая его открытие и подачу сжатого во
духа в цилиндры
двигателя. Одновременно контакты 5
6 подают напряжение на пусковую катушку, к
торая преобразует напряжение 24
÷27
В в напряжение 12
÷18
кВ, которое через
конта
ты в магнето подаётся на све
чи, воспламеняя засасываемую в цилиндры двигателя т
пливо
воздушную смесь. Двигатель нач
нает работать.
При устойчивой работе двигателя кнопку запуска следует отпустить и затем в
ключит АЗС «ЗАПУСК».
Данный тип системы запуска является простым в конструкти
вном исполн
нии, но
он требует нахождения на борту самолёта баллона со сжатым воздухом, который им
е−
ет значительную массу, или требует обязательного присутствия на местах стоянок с
а−
молётов баллонов со сжатым воздухом с арматурой для подсоединения к бортовой
воздушной магистрали запуска, что во многих случаях неосуществимо.
Подобные
системы запуска использовались с целью экономии веса во время Великой Отечес
венной войны для запуска многих моделей и
требителей
(при этом воздушный баллон
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
снимали с борта самолё
та, а запуск производили от аэродромного баллона)
. В насто
щее время в отечественной авиации подобные системы используются преимущес
венно на легк
моторных самолётах.
12.2.
Системы электрического запуска поршневых двигателей
Системы электрического запуск
а поршневых двигателей
делятся на две группы:
системы прямого запуска, в которых вращение коленчатого вала двигателя
обеспечивается электрическим стартёром, работающим непосредственно на коленч
а−
тый вал двигателя;
системы электро
инерционного запуска
которых для привода коленчатого в
а−
ла используется энергия вращения, накопленная маховиком
Системы прямого запуска поршневых двигателей
Системы прямого запуска в своём составе имеют электростартёр и пусковую к
тушку, что рационально с точки зрения прост
оты и массы конструкции и обеспечив
а−
ет автономный запуск от бортового аккумулятора поршневого двигателя с мощн
стью
до 250
÷300
л.с.
Стартёр
состоит из следующих устройств:
высокооборотного малогабаритного электродвигателя постоянного тока с п
следователь
ным возбуждением, обеспечивающего вращение коленчатого вала двиг
а−
теля;
редуктора, понижающего обороты электродвигателя и одновременно увелич
вающего крутящий момент на валу стартёра;
электромагнитной муфты, которая при подаче на неё напряжения соединяе
стартёр с коленчатым валом двигателя.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 12.2. Электрическая принципиальная схема прямого электрического запуска
ПД.
В зависимости от модели самолёта запуск двигателя может производиться от
кнопки «ЗАПУСК» или с помощью поворотного выключателя, связа
нного с ключом,
аналогичным ключу зажигания на автомобиле.
При нажатии на кнопку «ЗАПУСК» или при повороте ключа напряжение пост
пает на пусковое реле, которое срабатывает
и одной парой контактов подаёт напряж
е−
ние на электродвигатель и электромагнитную муф
ту стартёра, а другой парой конта
тов
на пусковую катушку.
Электродвигатель стартёра начинает работать, а ЭММ соединяет выходной вал
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
стартёра с коленчатым валом двигателя, который начинает вр
щаться.
Пусковая катушка, аналогично рассмотренному, вырабатыв
ает высокое напряж
е−
ние, которое через магнето поступает на свечи двигателя, обеспечивая восплам
нение
топливовоздушной смеси. Двигатель начинает работать.
Сразу после того, как двигатель начинает работать, необходимо отключить кно
ку запуска (вернуть ключ
в исходное положение), так как на большинстве стартёров
такого вида отсутствует обгонная муфта. Удержание кнопки запуска (ключа) в пол
жении на запуск при работающем двигателе может привести к повреждению колле
торно
щёточного узла.
Такого вида запуски при
меняются на большинстве легкомоторных самолётов з
а−
рубежного производства.
Системы э
лектроинерционн
ого
запуск
Системы
электроинерционного запуска
способны обеспечить запуск пор
невых
двигателей мощностью 2000 л.с. и более. В годы Великой Отечественной
войны п
добные системы применялись для запуска двигателей на истребителях, бомбардиро
щиках Ту
2, Пе
8 и других самол
тах.
После войны
подобные
системы запуска применялись на самолётах гражданской
авиации Ил
12, Ил
14, вертолётах Ми
4. На самолётах Ан
Рассмотрим систему
электроинерционного запуска
самолётов Ан
В состав системы запуска входят:
электроинерционный стартёр РИМ
24ИР
обеспечивает раскрутку коленч
того вала двигателя; в состав стартёра входит электродвигатель постоя
ного тока СА
189
с последовательным возбуждением, маховик и понижающий р
дуктор;
реле сцепления РА
176
служит для соединения храповика стартёра с хвост
виком коленчатого вала двигателя;
магнитный включатель
177 (аналог контактора)
служит для подачи н
а−
пряжения на
электродвигатель стартёра;
пусковая катушка КП
4716
преобразует напряжение 24
÷27
В постоянн
го тока
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
в высокое напряжение величиной 12
÷18
кВ.
Управление
запуском производится с помощью переключателя ПН
45М (на с
молётах старых серий
с помощью кнопки
3). Переключатель имеет п
ложения
«РАСКРУТКА» и «СЦЕПЛЕНИЕ».
На самолётах Ан
2 применяется переключатель магнето ПМ
1 поворотного типа.
Перед запуском он должен быть установлен в положение «1+2». В сети должно быть
напряжение от аккумулятора или аэрод
ромного источника пост
янного тока.
Для запуска необходимо включить АЗС
Переключатель ПН
45М установить в положение «РАСКРУТКА»
(см.рис.12.3.)
При этом напряжение поступает на магнитный включатель ВМ
177, который ср
а−
батывает и подаёт напряжение на эле
ктродвигатель СА
189 стартёра. Начинает ра
с−
кручиваться маховик стартёра. При этом по вольтамперметру наблюдается бросок т
ка свыше 100 А. При запуске от аккумуляторов раскрутка длится 10
÷12
сек. По м
ре
раскрутки ток плавно уменьшается до 80 А и ниже. Одн
овременно меняется звук от
раскручивающегося маховика. Когда уменьшение тока прекращается и перестаёт и
меняться звук от раскручивающегося маховика, раскрутка закончена (при этом част
та вращения достигает 80
÷90
об/мин.).
Переключатель ПН
45М необходимо пе
вести
в положение «СЦЕПЛЕНИЕ». При этом обесточивается ВМ
177, снимается напряж
ние с электродвигателя
маховик продолжает вращаться по инерции. При з
мыкании
второй пары контактов в ПН
45М напряжение подаё
ся на реле сцепления РА
176 и
на КП
4716.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 12.3. Электрическая принципиальная схема электроинерционного запуска
ПД самолётов Ан
РА
176 преодолевает усилие возвратной пружины и соединяет храповик стартёра
с хвостовиком коленчатого вала двигателя
коленчатый вал двигателя начинает вр
а−
щатьс
я, вызывая перемещение поршней и засасывание топливовоздушной смеси в ц
линдры.
4716 аналогично рассмотренному обеспечивает воспламенение топливово
душной смеси. Двигатель начинает работать.
В тот момент, когда обороты коленчатого вала превысят обороты
стартёра,
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
гонная муфта обеспечит отключение вала стартёра от вала двигателя. При у
тойчивой
работе двигателя необходимо ПН
45М перевести в нейтральное положение и откл
чить АЗС
Достоинством электроинерционного запуска является возможность запуска мо
ных поршневых двигателей. Недостаток
дополнительная масса за счёт маховика
стартёра.
12.3. Системы запуска газотурбинных двигателей
В процессе запуска газотурбинного двигателя, в отличие от поршневого, частота
вращения ротора высокого давления должна бы
ть доведена до
3000÷4000
об/мин и
более. Это предъявляет высокие требования к стартёру как по мощности, так и по
возможности достижения указанных оборотов. В отечественной гражданской ави
ции
применялись и применяются три вида стартёров:
турбостартёр
небольшой газотурбинный двигатель, устанавливаемый на ка
дый маршевый д
игатель
. Он запускался с помощью маломощного электрического
стартёра и затем через редуктор и гидромеханическую муфту подключался к запу
с−
каемому двигателю. Турбостартёр обеспечивал га
рантированный набор необходимой
частоты вращения, но приводил к увеличению массы и габаритов двигателя. Турб
стартёр использовался для запуска двигателей РД
3М (АМ
3) на Ту
104, НК
12 на Ту
114 и Ан
22.
электростартёр (как правило стартёр
генератор)
пользуется для запуска на
всех турбовинтовых самолётах (до Ил
114), на большинстве вертолётов, на Ту
(без ВСУ).
воздушный стартёр
представляет
собой воздушную турбину, на которую под
ётся воздух от ВСУ, компрессора запущенного двигателя или УВЗ (наз
емной уст
а−
новки воздушного запуска
используется на всех современных самолётах и вертол
ё−
тах, нач
ная с Ту
134А, Ил
62, Ту
154 и др.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
12.4.
Особенности электрического запуска ГТД
Процесс
электрического запуска ГТД
очень энергоёмок. При запуске турбовинт
ого двигателя ток, потребляемый стартёром, может превышать 2000
÷2500
А. Это
обусловлено значительной массой раскручиваемых элементов двигателя в комбин
а−
ции с воздушным винтом. Положение усугубляется тем, что по мере роста оборотов
происходит падение крутящ
его момента на валу стартёра. Это имеет следующее об
яснение:
Из теории электропривода известно, что крутящий момент на валу стартёра
(электродвигателя постоянного тока) пропорционален току якоря.
В начале запуска, когда ротор стартёра ещё неподвижен, ток
якоря
U
где
напряжение питания
сопротивление якоря старт
ра.
Как только якорь стартёра начинает вращаться, в его обмотке начинает идуцир
ваться ЭДС:
Фп,
которая направлена встречно
по отношению к приложенному
апряжению и поэтому носит название
противо
эдээс
По этой причине ток як
во вращающемся стартёре:
я
cÔï
U
Из формулы видно, что с увеличением оборотов
ток якоря стартёра, а след
вательно и крутящий момент на валу стартёра умен
ьшаются.
Применяются три спос
ба борьбы с падением крутящего момента (с уменьшением тока як
ря):
переключение источников постоянного тока с параллельного соединения на п
следовательное
при этом происходит удвоение напряжения п
тания;
применение в сис
теме запуска пускорегулирующей коробки ПРК
8МТВ (на с
молётах старых выпусков
ПРК
8А), которая, работая совместно со ста
тёр
генератором, ступенчато поднимает его напряжение до 58
÷60
применение в системе запуска угольного регулятора тока РУТ
400 ил
и РУТ
600,
который в процессе роста оборотов плавно уме
ьшает магнитный поток ста
тёра
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
стабилизируя ток якоря и крутящий момент.
Работа ПРК
8МТВ
Пуско
регулирующая коробка работает совместно с генератором ВСУ и обесп
е−
чивает в процессе запуска ступенчат
ый рост напряжения от 20
÷26
В до 51
÷60
В, кот
рое поступает на стартёр
генератор запускаемого двигателя.
ПРК
8МТВ (ПРК
8А) состоит из угольного регулятора напряжения РН
180
коробки
(см. рис. 12.4.). РН
180 крепится к коробке с помощью амортиз
торов
На корпусе коробки расположены электрические разъёмы для её соединения с пр
граммным механизмом запуска двигателя по
ключения РН
180 в цепь

Рис. 12.4. Внешний вид ПРК
8МТВ (ПРК
8А)
стартёр
генератора (рис. 12.5.).
В коробке находятся
электромагнитные реле и резисторы Перед запуском реле
Р1
обесточены, их контакты замкнуты. Соответственно цепь рабочей обмотки пр
ходит через их замкнутые контакты, в обход резисторов
R1
При этом в цепи р
а−
бочей обмотки
Lраб
. электромагнита
180 ток макс
мальный, что обеспечивает
максимальное растяжение угольного столба регулятора, его максимальное сопроти
ление, минимальный ток возбуждения генератора ВСУ, минимальный магнитный п
ток
генератора и поэтому минимал
ное
напряжение, которое п
одаётся на стартёр двигателя, что необходимо для плавн
го страгивания ротора старт
ра.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Рис. 12.5. Упрощённая схема ПРК
8МТВ (ПРК
8А)
По мере увеличения оборотов стартёра в процессе запуска
для компенсации п
дения тока якоря и крутящего момента на валу
стартёра
, по команде программного
механизма, управляющего запуском, в определённые моменты времени последов
а−
тельно срабатывают реле
Р1, Р2, Р3, Р4, Р5
, которые своими контактами
рас
шунт
руют резисторы
R1, R2, R3, R4, R5
что приводит к ст
пенчатому
уменьше
тока в
рабочей обмотке электромагнита, ступенчатому
уменьшению
растяжения угольного
столба и
уменьшению
его сопротивления, а следовательно к
увеличению
тока возбу
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
дения
генератора ВСУ, увеличению
магнитного потока
, создаваемого обмоткой
возбуждения
генератора ВСУ и увеличению напряжения генератора ВСУ, которое п
даётся на стартёр запу
каемого двигателя.
Таким образом в процессе запуска при росте оборотов якоря происходит эквив
а−
лентное
увеличение напряжения, подаваемого на стартёр двигателя с г
нерат
ора ВСУ.
Работа угольного регулятора тока РУТ
400 и РУТ
гольные
регулятор
тока РУТ
400 и РУТ
600
так же, как и угольные регулят
ры напряжения, имеют угольный столб, электромагнит и пружинную мембрану. Их
отличие состоит в том, что пружинная мембрана
работает на ра
тяжение угольного
столба, а электромагнит
на сжатие. Обмотка электромагн
та через шунт подключена
в цепь якоря стартёра, то есть ток в ней пропорционален току в якоре старт
(рис.
12.6.)
Рис. 12.6. Упрощённая схема угольного регулят
ора тока
В начале запуска ток якоря стартёра максимален. При этом в рабочей обмотке
РУТ
также максимальное значение тока, а следовательно при этом
максимальное
сжатие угольного столба, максимальный ток возбуждения стартёра и макс
мальное
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
значение магни
тного потока
В процессе запуска, при падении тока якоря, уменьшается ток в рабочей обмотке
РУТ, что приводит к уменьшению сжатия угольного столба, увеличению его сопр
тивления, уменьшению тока возбуждения и уменьшению магнитного п
тока
для
компенсации
роста оборотов
Угольные регуляторы тока используются во всех системах запуска ВСУ, а также
в системах запуска турбовинтовых двигателей и системах электрического запуска ве
толётов.
12.5.
Основные этапы запуска газотурбинных двигателей
Независимо от сп
особа раскрутки двигателя при запуске весь процесс сво
дится к
раскрутке ротора высокого давления, подаче в определённый момент топлива, к
торое
воспламеняется, давая необходимую энергию турбине, обеспе
чивающей выход двиг
теля на обороты малого газа.
Пере
д запуском должна быть обеспечена подача топлива к двигателю
крыт
перекрывной топливный кран и включен насос, подающий топл
во.
При нажатии на кнопку запуска начинает работать электромеханический или
электронный программный механизм
, обеспечивающий вы
работку програм
мы (ци
лограммы) запуска. До недавнего времени большее распространение имели электр
механические программные механизмы, в состав которых вход
ли
электродвигатель постоянного тока, редуктор, валик с профилированными кула
ками и микровыключа
тели. В соответствии с программой запуска проф
рованные
кулачки включали или выключали соответствующие микровыкл
чате
ли, сигналы с
которых поступали на электромагнитные реле, которые в свою очередь подавали си
налы на включение и выключение агрегатов с
истемы запуска.
В электронных программных механизмах необходимые временные интервалы
обеспечивают бесконтактные реле времени. В остальном они выполняют те же фун
ции.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Сразу после нажатия на кнопку запуска включается система зажигания, обесп
е−
чивая «трениро
вку» свечей.
На самолётах с электрическим запуском стартёр включ
а−
ется через дополнительное, пусковое сопротивление. При этом ограничивается пуск
вой ток, пусковой момент на валу стартёра и происходит плавное страгивание ротора
высокого давления. В воздушны
х стартёрах, как правило, пред
смотрен воздушный
клапан, срабатывающий от электромагнита и воздушная заслонка, управляемая эле
тродвигателем постоянного тока. При запуске сначала электромагнит открывает во
душный клапан, а после этого электромеханизм откры
вает заслонку для плавной п
дачи воздуха на воздушную турбину.
Примерно через две секунды пусковое сопротивление электростартёра шунтир
ется
, после чего резко возрастает ток якоря стартёра, крутящий момент на его валу,
начинается интенсивная раскрутка.
Про
цесс воспламенения топлива производится в два этапа
сначала через о
дельный электромагнитный кран подаётся пусковое топливо. Оно подаётся в камеру
сгорания двигателя тонкой струйкой, которую проще поджечь, чем
мощ
ную струю
основного топлива. На некотор
ых самолётах и вертолётах для
распыления и
лучшего
воспламенения пускового топлива кран, через который оно
да
ётся, срабатывает
импульсно
. Это обеспечивается работой «импульс
ра», который обычно включают
в минусовую цепь крана. С временной выдерж
кой,
необходимой для лучшего воспл
менения пускового топлива и образования пусковых факелов, в камеру сгорания под
а−
ётся основное топливо, кот
рое вос
пламеняется от пусковых факелов. Начинается
рост температуры, поя
ляется реактивная тяга.
При электрическом
запуске происходит одно или два включения РУТ для стаб
лизации крутящего момента на валу стартёра. Работает схема увеличения напряж
ния,
подаваемого на стартёр.
При воздушном запуске подачей топлива в камеру сгорания на
большин
стве с
молётов управляет топл
ивный насос
регулятор, изменяющий подачу топлива в шир
ких пределах.
При достижении заданных оборотов двигателя программный механизм о
ключает
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
все устройства, участвующие в запуске. Обороты двигателя
редел
ются с помощью
тахогенераторов, или при достиж
ении в топливном насосе
регуля
торе заданного да
ления
, которое увеличивается с ростом оборотов.
В том случае, если к определённому моменту времени запуск не будет пр
кращён
по оборотам, программный механизм обеспечит прекращение запуска по вр
мени.
13. С
ветотехническое оборудование воздушных судов
На воздушных судах гражданской авиации различают внешнее и внутреннее св
е−
тотехническое оборудование.
13.1. Внешнее светотехническое оборудование
К внешнему светотехническому оборудованию относятся:
взлётно
садочные фары;
рулёжные фары;
посадочно
рулёжные фары;
фары подсвета передних кромок крыла, стабилизатора, воздухозаборников дв
гателей;
фары подсвета государственной эмблемы;
аэронавигационные огни;
габаритные огни;
светосигнальные маяки;
а вертолётах также могут быть дополнительно установлены:
посадочно
поисковая фара;
поисковая фара;
контурные огни.
Взлётно
посадочные фары
Взлётно
посадочные фары
обеспечивают освещение взлётно
посадочной полосы
при проведении взлёта и посадки, а при
необходимости
освещение рулёжных дор
жек
На самолётах 1го и 2го класса, как правило, предусматриваются четыре взлётно
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
посадочных фары. Две из них располагаются в передней части фюзел
снизу
. Две
других располагаются на нижней поверхности консолей кры
ла. Фары
выдвижные, в
убранном положении их поверхность совпадает с повер
ностью фюзеляжа или крыла.
Уборка и выпуск фар производятся с помощью электромеханизмов постоянного тока.
Время выпуска (уборки) составляет не более 12 сек. Отключение электромехан
измов
при полном выпуске и полной уборке фар производится с помощью концевых выкл
чателей.
На некоторых самолётах одна пара фар располагается на стойках
или на
редней стойке)
шасси
. В этом случае предусмотрена блокировка включения света до
постановки со
ответствующих стоек шасси на замки вып
щенного положения.
На большинстве самолётов для электропитания ламп в фарах используется н
а−
пряжение сети постоянного тока. Мощность ламп составляет 1000 Вт. Ввиду большой
мощности, рассеиваемой при включенной фаре, вр
емя работы
не должно прев
шать 5
минут.
При
взлёте в тёмное время суток взлётно
посадочные фары включают
на испо
нительном старте, непосредственно перед взлётом. Выключают
после взлёта, на в
соте не менее 50 м. При входе в облачность и образовании свето
вого экрана фары в
ключают раньше, чтобы избежать ослепления.
Перед посадкой фары выпускают при входе в глиссаду, а включают на высоте
100÷150
м.
Рулёжные фары
Рулёжные фары предназначены для освещения рулёжных дорожек и перрона в
процессе руления. Они жёс
тко устанавливаются на передней стойке шасси и включ
а−
ются перед началом руления
, ограничений по времени работы не им
ют.
На магистральных самолётах последнего поколения две дополнительные рулё
ные фары устанавливаются в зализах крыла, их световой поток нап
равлен под углом
порядка 45
÷60 °
относительно продольной оси самолёта. Благодаря им обеспечивается
освещение места съезда с ВПП и мест поворотов после посадки и движении по аэр
дрому в тёмное время суток. Эти фары включаются отдельными выключат
лями.
Фары
подсвета передних кромок крыла, стабилизатора, воздухозабо
ников
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
двигателей и фары подсвета государственной эмблемы
Фары подсвета передних кромок крыла, стабилизатора, воздухозаборников дв
гателей обеспечивают возможность контроля состояния передних кро
мок крыла и
стабилизатора, отсутствие на них обледенения, отсутствие обледенения в воздухоз
борниках двигателей.
Устанавливаются в фюзеляже, получают эле
тропитание, как
правило, от сети постоянного ток
а.
фары подсвета государственной эмблемы
служат
я подсвета на киле с
молёта
государственной эмблемы, располагаются на стабилизаторе, или, при заднем расп
ложении двигателей, на пилонах двигателей. Питаются напряжением постоянного т
ка.
Габаритные огни
Габаритные огни применяются на больших самолётах для
обозначения г
баритов
самолёта (размаха крыла) при движении на земле. Располагаются на концевых ча
тях
крыла. Могут работать как в режиме постоянного горения (на Ил
86, так и в импуль
с−
ном режиме (на Ту
154М). Представляют собой светильник белого света с л
ампой н
каливания на напряжение 27 В.
Аэронавигационные огни
Аэронавигационные огни служат для определения пространственного п
ложения
самолёта при плохой видимости и в тёмное время суток.
В состав аэронавигационных огней входят два бортовых аэронавигацио
ных огня
(чаще всего БАНО
57) с красным светофильтром на левой законцовке крыла и зел
ё−
ным светофильтром
на правой, а также хвостовой огонь (ХС
62) с прозрачным бе
с−
цветным защитным колпаком. Хвостовой огонь находится в задней части самолёта
на законцовк
е фюзеляжа, или на задней части обтекателя стабилизатора (ТУ
154,
62). На большей части самолётов аэронавигационные огни питаются от сети п
стоя
ного тока. На самолётах последнего поколения они получают электропитание от
основной системы электроснабж
ения через понижающий трансформатор, благодаря
му предусмотрены два режима работы
«сильно», при напряжении питания 27 В и
«слабо» при пониженном напряжении.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ветосигнальные маяки
Светосигнальные маяки служат для обозначения самолётов в пространстве на
большом удалении с целью предотвращения столкновений, а также на земле
для
обозначения самолёта при рулении или буксировке.
Независимо от
вида используемого маяка на самолёте устанавливаются два св
е−
тильника красного цвета. Один из них устанавливается на
нижней поверхности фюз
е−
ляжа ближе к хвосту самолёта, второй может быть установлен у осн
вания киля, на
обтекателе стабилизатора (Ту
154), в верхней точке стабилизат
ра.
Конструктивно светосигнальные маяки бывают двух видов:
в виде ламп
накаливания
с зер
кальным отражателем, устан
вливаемых на вр
щающейся платформе (МСЛ
3, ОСС
61);
в виде импульсных
светильников
Светосигнальный маяк МСЛ
(рис.13.1)
Светосигнальный маяк МСЛ
(маяк светосигнальный ламповый) имеет две зе
кальных лампы
, которые установ
лены в патронах
и вращаются с помощью эле
тромеханизма постоянного тока. Лампы направлены в противополо
ные стороны и
сверху закрыты свет
фильтром
красного цвета.
При включенном маяке наблюдатель видит 80
÷100
проблесков в минуту.
Дальность видимости
составляет 25
÷30
км в хорошую погоду.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Светосигнальный маяк
ОСС
Светосигнальный маяк ОСС
(огонь светосигнальный) конструктивно подобен
маяку МСЛ
3, но отличается от него тем, что в ОСС
61 применена одна зеркальная
лампа, а не две, как в МСЛ
силу этого ОСС
61 имеет более компактные размеры поэтому часто применяе
ся на легкомоторных самолётах и вертолётах.
Частота проблесков и дальность видимости такие же, как у МСЛ
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Импульсные
светосигнальные маяки
Комплект и
мпульсн
ого
светосигнальн
ого
маяк
состо
т из блока питания и двух
светильников. На блок питания поступает напряжение 115 В, которое в нём повыш
а−
ется до 1000 В, выпрямляется кремниевыми диодами и подаётся на накопительные
конденсаторы, которые 45 раз в минуту разряжаются на импульсные
лампы, устано
ленные в светильниках с красным светофильтром.
При силе света в 1000 000 кд дальность видимости маяка составляет до
70 км в
хорошую погоду.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Наиболее часто применяются и
мпульсные светосигнальные маяки
2КМ.
В последние годы на не
которых магистральных самолётах на законцовках крыла
начали устанавливать импульсные маяки без светофильтра, которые имеют дал
ность
видимости до 100 км.
Посадочно
поисковые и поисковые фары
Посадочно
поисковые и поисковые фары
вертолётов обеспечивают о
свещение
места посадки, а также используются при поисковых работах. С этой целью кроме
собственно фары в её конструкцию
входят два электромеханизма п
стоянного тока,
обеспечивающие поворот фары в горизонтальной и вертикал
ной плоскости.
Контурные огни
Конт
урные огни устанавливаются на концах лопастей несущего винта ве
толётов
для обозначения вращающегося винта с целью обеспечения безопасн
сти.
В контурных огнях используются лампы накаливания на напряжение 7,5 В, кот
рое получают с помощью трансформатора, по
нижая напряжение со 115 В.
Напряжение подаётся на вращающиеся лопасти через кольцевые токосъё
ники и
щётки
13.2. Внутреннее светотехническое оборудование
Внутреннее светотехническое оборудование
включает в себя:
освещение кабины экипажа;
освещение
салонов и бытовых помещений;
освещение технических
и багажных
отсеков.
Освещение кабины экипажа
Общее освещение кабины экипажа обеспечивают один или два плафона ПС
45 с
лампами накаливания, с молочно
белыми светофильтрами, получающими электроп
тание
от сети пост
янного тока.
До недавнего времени (до появления последних серий самолётов Ил
62 и Ту
154)
специалисты
офтальмологи
считали, что в тёмное время суток освещение в кабине
экипажа должно иметь красный цвет, так как при таком освещении
пилотам ле
гче н
а−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
блюдать за обстановкой вне кабины и при этом
уменьшается время
адаптации глаз. По
этой причине освещение приборных панелей, пультов и щитков выполнялось с пом
щью светильников красного цвета, в которых приме
нялись обычные лапы накалив
а−
ния совместно
с красными светофильтрами, а также лампы накаливания, колбы кот
рых были покрыты красным лаком. Све
тильники заливающего света устанавливались
на специальных шарнирных кронштейнах, позв
ляющих направить световой поток в
желаемом направлении.
Также могли ис
пользоваться комбинированные светильники
СБК, которые мо
ли, при необходимости, давать освещение как белого, так и красного
цвета. Цвет све
тового потока изменялся при повороте выступающей вперёд части
корпуса светильника.
На более поздних моделях самолё
тов для освещения кабины экипажа, пр
борных
досок, панелей, пультов и щитков используется белое освещение.
Общее освещение кабины обеспечивается с помощью плафонов ПС
45, лампы
которых получают электропитание от аварийной (аккумуляторной) сети постоя
ного
тока.
Большинство приборов, расположенных на рабочих местах пилотов, имеют
встроенное белое освещение, которое питается от сетей переменного тока через п
нижающие трансформаторы. Некоторые панели и пульты освещаются с помощью св
е−
тильников с люминесцентными
лампами, запитанными напряжением переменного т
ка 115 В. Также предусматривается освещение панелей, щитков и пультов лампами
накаливания от аварийной сети постоянного тока.
Независимо от цветности освещения предусмотрено изменение его интенсивн
сти с помо
щью регулировочных реостатов, расположенных на рабочих местах соо
ветствующих членов экипажа.
Освещение пассажирских салонов и бытовых помещений
Освещение пассажирских салонов и бытовых помещений
делится на следующие
виды:
общее (основное) освещение;
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
индивидуальное освещение;
дежурное освещение,
аварийное освещение
Общее освещение
обеспечивается, в зависимости от класса и типа самолёта, св
е−
тильниками с лампами накаливания, или с люминесцентными лампами
Общее осв
е−
щение может быть потолочным, борто
вым, или сочетать в себе оба этих вида освещ
е−
ния. При потолочном освещении светильники
располага
тся на потолке
в один или
два ряда. При бортовом освещении светильники располагаются по бортам, над
а−
гажными полками.
При общем освещении с помощью ламп нака
ливания электропитание под
ётся из
основной сети постоянного тока.
Светильники общего освещения делятся не менее
чем на две группы, которые
имеют раздельное включение и самостоятельные цепи питания. При этом светил
ники
разных групп чередуются, обеспечива
я возможность достаточного освещения вкл
чением части общего освещения.
Включение общего освещения салонов производится с щитков освещения соо
ветствующих салонов, а при их отсутствии
с щитков бортпроводн
ков.
Индивидуальное освещение
обеспечивается свет
ильниками индивидуаль
ного
освещения, располагаемыми , как правило, на нижней поверхности бага
ных полок
(панелей обслуживания) рядом с насадками индивидуальной вент
ции. Светильник
состоит из лампы накаливания и линзы, направляющей световой поток на о
бласть к
лен пассажира. Включение светильника производится
кла
виш
ным (кнопочным) в
ключателем, который может располагаться неп
сред
ственно возле светильника, или
на подлокотнике кресла.
Включение светильников индивидуального освещения возможно, если вкл
ючены
выключатели индивидуального освещения на щитках освещения или на щитках бор
проводников соответствующих салонов.
Электропитание индивидуального освещения производится от аварийной (акк
муляторной) сети постоянного тока.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Дежурное освещение
служит для
освещения салонов и бытовых помеще
при
отсутствии напряжения в основной системе электроснабжения (при отказах генерат
ров и двигателей, при неподключенном аэродромном источнике электроэнергии). Оно
должно быть включено до начала посадки в самолёт пас
сажиров, а в
ключено
после
выхода всех пассажиров.
Дежурное освещение
обеспечивается с помощью ламп накаливания, кото
рые ра
с−
полагаются на потолке рядом с лампами основного освещения, как пра
вило
в том
же светильнике. В вестибюлях и бытовых помещения
х дежурное освещение часто
обеспечивается с помощью плафонов ПС
45.
Лампы дежурного освещения получают электропитание от аварийной сети пост
янного тока. Включение дежурного освещения производится с щитков освещения с
ответствующих салонов, а при их отсут
ствии
с щитков бортпр
водников.
Аварийное освещение
предусматривается на больших магистральных с
молётах
для освещения путей эвакуации пассажиров в аварийной ситуации.
Аварийное освещение
обеспечивается с помощью ламп накаливания
, которые
располагаются н
а потолке салонов в светильниках основного освещения, иногда
отдельных светильниках. К аварийному освещению относятся указ
тели «ВЫХОД»,
которые могут быть стационарными или съёмными. В съёмных указателях находится
аккумуляторная батарея, благодаря чем
у указатель может быть использован, как п
е−
реносный фонарь.
Лампы аварийного освещения питаются от аварийной сети постоянного тока и
включаются отдельным выключателем на пульте 2го пилота. На некоторых самолётах
включение аварийного освещения возможно также
из пассажирских салонов с соо
ветствующего щитка.
К аварийному освещению также относятся светильники направленного света,
расположенные на внешней поверхности фюзеляжа рядом с аварийными в
ходами
служащие для освещения спасательных желобов при аварийном
пок
дании самолёта.
Включение светильников производится выключателями, расположенными непосре
д−
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
ственно у соответствующих выходов.
Освещение технических и багажных отсеков
Для освещения технических и багажных отсеков
используются плафоны ПС
45,
которые рас
полагаются на потолке соответствующих отсеков, в отсеках шасси. Эле
тропитание ламп производится от основной сети постоянного тока
. Включение пл
а−
фонов производится выключателями, которые располагаются непосредственно возле
соответствующих дверных проёмов.
Выключатели о
вещения технических отсеков
могут находиться рядом с соответствующими плаф
нами.
�� Кафедра
электросветотехнического обеспечения полётов 2010 год
Санкт
Петербургский государственный университет ГА
Использованная литература
В.С.Злочевский Системы электроснабжения пассажирских самолётов
Издательство «МАШИНОСТРОЕНИЕ» Москва 1971
И.И.Лукин
, В.В.Любимов Системы электроснабжения самолётов и вертол
тов
Издательство «ТРАНСПОРТ» Москва 1970
САМОЛЁТ Ан
2 КРАТКОЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
Констр.бюро завода ПНР
Под общей редакцией Р.Легенцкого 1968
САМОЛЁТ Ан
24 ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ ЭЛЕКТРООБОРУД
НИЕ
Ответственный редактор А.Я.Белолипецкий
ИЗДАТЕЛЬСТВО «МАШИНОСТРОЕНИЕ» Москва 1970
Х.М.Амиров, Б.М.Валишев, А.П.Григер, М.С.Кондаков, Б.А.Марчук, Э.Н.Юшков
ВЕРТОЛЁТ Ми
8 ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВ
НИЕ
ИЗДАТЕЛЬСТВО МАШИНОСТРОЕНИЕ
Москва 1972
Я.Ш.Норкин Электрооборудование самолёта Ту
134А
Москва МАШИНОСТРОЕНИЕ 1976
Руководство по технической эксплуатации самолёта Ту
154М
Руководство по технической эксплуатации самолёта Ту
204
А.П.Барвинский, Ф.Г.Козлова ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМО
Москва «ТРАНСПОРТ» 1981
И.М.Синдеев, А.А.Савелов Системы электроснабжения воздушных судов
Москва «ТРАНСПОРТ» 1990
А.М.Генделевич Электротехническое оборудование самолёта Ту
154Б2(М)
Москва «ВОЗДУШНЫЙ ТРАНСПОРТ» 1990

Приложенные файлы

  • pdf 1254648
    Размер файла: 7 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий