Электрическая бортовая сеть: авиационные провода, аппаратура защиты и управления.

ВВЕДЕНИЕ

Электрическую энергию на воздушных судах (ВС) применяют

для приведения в действие системы запуска авиадвигателя,

органов управления и специального оборудования, питания радиотех-

нических устройств, вычислительных и счетно-решающих машин,

электрических пилотажно-навигационных систем и приборов, для

наружного и внутреннего освещения и обогрева.

 

Электрооборудование современных ВС — сложный комплекс

различных приборов, машин и устройств. Элементы электрообору-

дования обладают большой эксплуатационной надежностью, име-

ют высокие технические показатели и обеспечивают высокое каче-

ство работы, постоянно готовы к действию, удобны в установке и

обслуживании, имеют сравнительно небольшую массу и габарит-

ные размеры.

 

Идея широкого использования электроэнергии на ВС была вы-

двинута нашим соотечественником, выдающимся электротехником и

изобретателем А. Н. Лодыгиным. В 1869 г. им был спроектирован

электролет с приводом двух воздушных винтов от электродвигате-

ля, питание которого предполагалось от специальных аккумуля-

торных батарей, предусматривалось и освещение в ночное время.

 

Впоследствии на самолетах начали устанавливать фары для

освещения взлетно-посадочной полосы. Установка светового обору-

дования позволила осуществить полеты в ночное время. В качест-

ве источников электроэнергии начали применять генераторы пере-

менного тока мощностью до 200 В-А с приводом  от ветряного дви-

3гателя, работающего от встречного потока воздуха или от вала

авиадвигателя через ременную или цепную передачу.

 

Электрооборудование ВС по назначению отдельных его элемен-

тов подразделяют на три основные группы: 1) источники, преобра-

зователи электроэнергии и их пускорегулирующие устройства;

2) системы передачи и распределения электроэнергии; 3) потреби-

тели электроэнергии.

В первую группу входят: генераторы постоянного и переменно-

го токов; химические источники тока; преобразователи электриче-

ской энергии; выпрямители, трансформаторы, умножители напря-

жения и другие устройства; устройства для защиты генераторов

 

Состав второй группы включает в себя: электрическую сеть

(различные провода и жгуты); аппаратуру управления, защиты и

коммутации; аппаратуру распределительных устройств; монтаж-

но-установочное оборудование (разъемы, распределительные уст-

ройства, пульты и др.); контрольно-измерительную аппаратуру.

В третью группу входят: осветительные и светосигнальные уст-

ройства; электропривод (электродвигатели, электромагниты и дру-

гие устройства, предназначенные для приведения в действие раз-

личных исполнительных механизмов ВС); противообледенительные

и обогревательные устройства, холодильные установки; пусковые

устройства для запуска авиационных двигателей; установки авто-

матического управления, вычислительные машины; средства связи

и радиоаппаратура (навигационная и локационная); аппаратура

аэрофотосъемки; электроприборы; системы электрозажигания.

Бортовые системы электроснабжения ВС разделяются на пер-

вичные, вторичные и резервные (аварийные). Система электро-

снабжения называется первичной, если генераторы приводятся во

вращение маршевыми двигателями, вторичной—если электрическая

энергия в ней получается преобразованием электрической энергии

первичной системы. Резервной (аварийной) системой электроснаб-

жения называется такая, в которой электрическая энергия получа-

ется от резервных источников; аккумуляторных батарей, генерато-

ра с приводом от вспомогательной силовой установки или ветря-

ного двигателя.

 

Системы электроснабжения разделяются на следующие виды:

постоянного тока; переменного трехфазного (однофазного) токапостоянной частоты; переменного трехфазного (однофазного) тока

переменной частоты. Выбор той или иной системы обусловлен

многими факторами: назначением ВС,  требованиями к качеству

электрической энергии, требованиям по надежности, удобством

эксплуатации, технико-экономическими показателями и др.

 

ПОС САМОЛЕТА SSJ-100

 

Общие сведения

(См. рис. 9)

Противообледенительная система (ПОС) обеспечивает нормальную эксплуатацию самолета в условиях обледенения.

Для защиты самолета от обледенения используется горячий воздух или электрический обогрев, с помощью которых обогревается необходимая зона самолета.

Горячим воздухом обогреваются:

— передняя кромка секций 3 и 4 предкрылка левой и правой консолей крыла,

— воздухозаборник двигателя.

Горячий воздух поступает от системы отбора воздуха от двигателя.

Электрический обогрев имеют следующие компоненты:

— приёмники полного и статического давлений,

— датчики температуры воздуха,

— датчики угла атаки,

— лобовые стёкла и стёкла форточек,

— панели наземного обслуживания систем водоснабжения и удаления отбросов.

Для очистки лобовых стёкол от снега и воды и улучшения видимости на них установлены стеклоочистители с электрическим приводом.

Для улучшения видимости в условиях сильного дождя, при недостаточной эффективности стеклоочистителей, применяется система подачи гидрофобизирующей жидкости на лобовые стекла.

 

 

 

 

Рисунок 9. Обогреваемые части ПОС

 

 

ПОС крыла

ПОС крыла — воздушно-тепловая. Обогреваются передние кромки секций 3 и 4 предкрылков. ПОС крыла состоит из левой и правой подсистем.

Воздух для обогрева отбирается от пневматической системы. Подача воздуха регулируется в зависимости от высоты полёта. Регулирование расхода воздуха обеспечивается клапаном регулирования давления. После прохождения горячего воздуха через обогреваемые секции №3 и 4 предкрылков охлажденный воздух выбрасывается в атмосферу.

 

В качестве источника тепла для обогрева используется воздух от двигателей (см. рис 10-11).Предварительно охлажденный воздух, отбираемый от двигателя, перед подачей в ПОС, имеет температуру 200°C (392 °F) при нормальном режиме работы двигателей и 230 °C (446 °F) при отказе одного из двигателей.

Электропневматический отсечной регулирующий клапан осуществляет управление подачей воздуха в ПОС. Клапан управляет давлением воздуха на входе в обогреваемую зону предкрылка. Контроль за давлением воздуха после клапана осуществляют два датчика давления.

После прохождения клапана воздух поступает в телескопическую трубу, соединенную с подводящим трубопроводом, через который воздух поступает в коллектор. Далее воздух поступает в обогреваемую часть предкрылка через отверстия на передней стенке коллектора, расположенные по всей его длине.

Для сокращения потерь тепла трубопровод ПОС крыла имеет теплоизоляцию. При отказе одного из двигателей, второй двигатель обеспечивает воздухом ПОС обоих предрылков через трубопровод перекрестного отбора.

Для наблюдения за реальным обледенением предкрылков из кабины экипажа на фюзеляже установлены фары для освещения передней кромки крыла.

 

 

Рисунок 10. ПОС крыла

 

Работа системы

Отбираемый воздух через входной штуцер, расположенный в корпусе заслонки, поступает в редуктор давления, который подает постоянное давление в сервоклапан.

Электродвигатель в зависимости от тока на обмотке поворачивает секторную качалку, которая управляет потоком воздуха, проходящего через сервоклапан. Давление после сервоклапана, поступает в полость пневмопривода. Посредством диафрагмы и поршня пневмопривод перемещает тягу, закрепленную на поршне, под действием давления воздуха. Тяга поворачивает поворотную заслонку, закрепленную на ней, тем самым управляя подачей воздуха.

Концевой выключатель позволяет индицировать закрытое или открытое состояние заслонки.

 

Рисунок 11. Обогрев предкрылок

 

 

Органы управления и индикация

Потолочный пульт (См. рис.12)

Органом управления ПОС крыла является трехпозиционный переключатель WING на пульте управления ANTI-ICE, имеющий положения OFF, AUTO и ON.

В положении переключателя AUTO включение и отключение подачи воздуха в ПОС происходит по сигналу сигнализатора обледенения.

В положении переключателя ON пилот принудительно включает подачу воздуха в ПОС, при этом сигналы сигнализатора обледенения игнорируются.

В положении переключателя OFF ПОС принудительно выключается.

 

 

Рисунок 12. пульт управления ПОС крыла

 

Электрическая ПОС

Электрический обогрев предотвращает образование льда на следующих приёмниках и датчиках системы воздушных сигналов(См.рис.16):

— приёмниках полного давления,

— приёмниках статического давления,

— датчиках угла атаки,

— датчиках измерения температуры воздуха.

 

Приёмники и датчики

Приёмник полного давления

Приёмник имеет два режима обогрева:

— режим полного обогрева (в полёте);

— режим половинного обогрева (на земле).

Напряжение питания обогрева — 115 V 400 Hz.

 

Приёмник статического давления

Для предотвращения накопления льда в зонд приёмника вмонтирован нагревательный элемент, на который подаётся постоянное напряжение 28 V.

 

Датчик угла атаки

Нагревательное устройство встроено в лопатку датчика. Напряжение питания устройства — 115 V 400 Hz.

 

Датчик измерения температуры воздуха

Нагревательный элемент датчика впаян в его корпус.

Напряжение питания элемента — 115 V 400 Hz.

Датчик не обогревается на земле.

 

 

 

Рисунок 16. Обогреваемые части электрической ПОС

 

 

Работа на земле

Система обогрева приёмников полного и статического давлений включается и начинает обогревать датчики и приёмники сразу после подачи напряжения на борт самолёта.

Блоки обогрева начинают контролировать обогрев спустя приблизительно 20 s после подачи напряжения. При этом (с момента подачи напряжения) начинается обогрев следующих приёмников и датчиков:

— приёмников статического давления,

— датчиков угла атаки,

— приёмников полного давления (режим половинного обогрева).

Далее (после интервала 20 s) обогрев датчиков начинается по факту запуска одного из двигателей.

Нажав кнопку WINDOW PROBE, экипаж может активировать систему обогрева до запуска двигателей.

ПРИМЕЧАНИЕ: Для приёмников полного давления существует два режима обогрева: режим половинного обогрев на земле и режим полного обогрев в полете.

 

Работа в воздухе

В момент отрыва самолета на взлёте происходит автоматическое включение режима полного обогрева приёмников полного давления и включение обогрева датчика измерения температуры воздуха по сигналу концевого выключателя основных стоек шасси.

 

Органы управления и индикация

Потолочный пульт (См. рис.17)

Органом управления системы обогрева приёмников полного и статического давлений является кнопка WINDOW PROBE, расположенная на пульте управления ANTI-ICE. Эта кнопка используется для ручного включения и отключения системы обогрева на земле при выключенных двигателях. После нажатия кнопки на ней загорается надпись MAN зеленого цвета. Отключение системы производится повторным нажатием.

 

ПРИМЕЧАНИЕ: Одновременно с системой обогрева приёмников полного и статического давлений кнопка WINDOW PROBE включает систему электрообогрева остекления кабины экипажа.

                         Рисунок 17. Органы управления

Сигнализаторы обледенения предназначены для:

— определения наличия обледенения,

— выдачи визуальной информации экипажу в полёте о наличии обледенения,

— выдачи электрических сигналов для автоматического включения и выключения ПОС крыла и воздухозаборника.

 

На самолёте установлено два сигнализатора обледенения. Они расположены в нижней части фюзеляжа между шпангоутами 1 и 2 по левому и правому борту.

Принцип действия сигнализатора основан на понижении частоты вибрации его чувствительного элемента в случае нарастания на нём льда.

Сигнализаторы работают автономно в течение всего полёта.

Сигнализаторы обледенения определяют наличие обледенения при скоростях полёта выше 55 km/h (30 kt) и при нарастании льда на чувствительном элементе более 0.5 mm (0.02 in).

При отказе сигнализаторов наличие обледенения контролируется по наличию обледенения на стеклоочистителях и включение и выключение ПОС крыла или воздухозаборника производится вручную.

Имеется возможность наблюдать за обледенением предкрылков и воздухозаборников из кабины экипажа. Для этого установлены фары для освещения передней кромки крыла и воздухозаборников.

 

 

Рисунок 18. Сигнализатор обледенения

Сигнализатор  представляет собой датчик, который предназначен для определения наличия обледенения и выдачи электрического сигнала на автоматическое включение ПОС крыла и воздухозаборника, а также выдачи сигнала об отказе.

На стойке сигнализатора установлен вибрирующий чувствительный элемент. Наличие обледенения определяется по понижению частоты вибрации чувствительного элемента, которое вызвано наросшей на нём массой льда.

 

Сигнализаторы (См.рис.19) обледенения готовы к работе сразу при подаче на них питания.

При попадании самолёта в условия обледенения на чувствительном элементе сигнализатора начинает нарастать лёд. Нарастающая масса льда понижает частоту вибрации чувствительного элемента сигнализатора. Когда сдвиг частоты вибрации составляет 130 Hz, что соответсвует наросту льда толщиной 0.5 mm (0.02 in), сигнализатор выдает сигнал ICE SIGNAL #1 или ICE SIGNAL #2 в блок управления КСКВ и в центральный процессор и модуль ввода/вывода. По этому сигналу происходит автоматическое включение ПОС крыла и воздухозаборника, если они были включены в автоматическом режиме, а также выдаётся аварийно-сигнальное сообщение A-ICE ICE DETECTED жёлтого цвета о наличии обледенения на дисплей в кабину экипажа и звучит сигнал “Одинарный удар колокола”.

Одновременно с этим встроенные в сигнализатор нагревательные элементы начинают обогрев его чувствительного элемента и происходит сброс льда. Сигнализатор обогревается в течение 5–20 s, после чего нагревательные элементы отключаются, сообщение A-ICE ICE DETECTED пропадает.

Исходная частота чувствительного элемента сигнализатора восстанавливается и он снова начинает накапливать лёд. Таким образом процесс накопления и удаления льда повторяется.

 

Рисунок 19. График работы сигнализатора

 

 

Манометры

 

Манометры предназначены для измерения давлений воздуха, газов, топлива, масла в силовых установках и в отдельных бортовых системах (тормозная система, система запуска двигателей, система выпуска шасси и закрылков и т. д.) и составляют основу аэрометрических приборов, в которых по полному и статическому давлениям воздушного потока косвенно определяются высотно–скоростные параметры (Н, Vи, V, M).

За единицу давления принят Паскаль (1 Па= 1 Н/м2),

760 мм.рт.ст = 1013 Па.

По назначению авиационные манометры делят на манометры, измеряющие

абсолютное давление, разность давлений (дифференциальные) и отношение двух давлений.

Дифференциальные манометры используются для измерения избыточных давлений жидкостей и газов в различных отсеках авиационных двигателей (в топливной системе, системе смазки и др.). Диапазоны измерения от единиц до сотен кГс/см2.

По методам измерения давления манометры можно разделить на следующие группы:

- механические, в том числе жидкостные, весовые и пружинные;

- электромеханические, основанные на тех же принципах, что и механические, но

отличающиеся тем, что механический чувствительный элемент сочетается с

электрической дистанционной передачей;

 

- электрические, в том числе электронные, газоразрядные, радиоактивные,

тепловые и пьезорезисторные

Манометр для измерения разности между большим абсолютным давлением

контролируемой среды и абсолютным давлением окружающей среды называют манометром избыточного давления.

Манометр для измерения давления, отсчитываемого от абсолютного нуля, называется манометром абсолютного давления (барометр земной атмосферы).

Манометр для измерения разности между абсолютным давлением окружающей среды и меньшим абсолютным давлением контролируемой среды называется вакуумметром.

 

Наряду с манометрами и манометрическими пилотажно-навигационными ИУ, информация которых воспринимается и обрабатывается человеком, на летательных аппаратах широко применяются сигнализаторы и датчики давлений, преобразующие давление в электрический сигнал, используемый в системах автоматического управления и в вычислительных устройствах. Датчики давления входят также составной частью в комплект электрических дистанционных манометров. Сигнализаторы давлений включают

электрический сигнал при выходе измеряемого давления за допустимые для нормальной работы двигателя пределы.

 

В механических манометрах измеряемое давление или разность давлений

определяется по деформации упругого чувствительного элемента УЧЭ. В зависимости от типа УЧЭ манометры подразделяется на мембранные (см.рис 32), трубчато-пружинные (см.рис 33) и т.д.

 

 

Рисунок 32. Мембранные УЧЭ

 

 

К электромеханическим манометрам относят такие, в которых деформация

чувствительного элемента или усилие преобразуется в электрический сигнал с помощью преобразователя. В таких манометрах используются схемы с преобразователями прямого действия и схемы с силовой компенсацией. В схемах прямого действия применяют пьезоэлектрические, полупроводниковые, магнитоупругие и угольные преобразователи. В

схемах с силовой компенсацией усилие УЧЭ уравновешивается силой компенсирующего устройства.

 

 

                                 Рисунок 33. Пружинные УЧЭ

 

Деформационные и электромеханические манометры измеряют давление от единиц Паскалей до десятков мега Паскалей.

В электрических манометрах используется зависимость физических свойств

чувствительного элемента от приложенного давления. Одно из достоинств – отсутствие подвижных частей.

 

К таким манометрам относятся:

– манометры сопротивления, в которых давление определяется значением

электрического сопротивления;

– манометры ионизационные, в которых давление определяется по значению

ионного тока;

– тепловые манометры, в которых используется зависимость теплопроводности газа от давления;

– электроразрядные манометры, принцип действия которых основывается на

зависимости параметров электрического разряда в разряженном газе от давления;

– манометры с электрическим частотным преобразователем, выдающим сигнал в функции от частоты собственных колебаний резонатора, зависящей от разности давлений.

К манометрам также относятся сигнализаторы заданной величины давления или заданного отношения двух давлений.

В авиации широко используется деформационные, электрические манометры и электрические с частотным преобразователем.

 

Авиационные манометры должны удовлетворять следующим основным требованиям:

- допустимые погрешности при нормальных условиях не должны превышать при

измерении давления топлива ± 3%, при измерении давления масла ± 4%;

Авиационные термометры

Приборы, предназначенные для измерения температуры, называются термометрами. В качестве принципа работы термометров можно использовать любой физический

процесс, в котором температура однозначно связана с какой-либо легко определяемой величиной (например, изменение объёма, давления, электрического сопротивления, ЭДС и т.д.). Температуры тел – уровни их внутренних энергий – определяют интенсивность теплообмена между ними и указывают направление передачи тепловой энергии от более нагретого к менее нагретому телу.

Общее определение понятия температуры можно сформулировать следующим образом. Температура – статистически формирующаяся теплодинамическая величина, определяемая уровнем внутренней энергии тела. Носителями внутренней энергии являются атомы и молекулы тела, кинетическая энергия которых определяет температуру.

 

В пространстве с крайне разреженной атмосферой температура не может быть определена статистическим распределением скоростей движения молекул. В этих условиях статистические соотношения неприменимы. Температура такого пространства определяется мощностью пронизывающих его потоков лучистой энергии. За его температуру принимают температуру абсолютно черного тела с такой же мощностью излучения.

Не имеет физического смысла понятие температуры в некоторой точке данного тела. Можно говорить только о температуре, характеризующей состояние вещества внутри некоторого объема тела, точнее, тела конечной массы.

 

Необходимость сопоставления результатов измерения температур в разных странах заставила искать пути создания международного эталона.

Первой попыткой в этом направлении было утверждение в 1889г. на Международной конференции по мерам и весам в качестве международного эталона температуры водородного газового термометра постоянного объема.

В качестве основных точек были выбраны температуры таяния льда и кипения воды при нормальном давлении, которым приписаны числовые значения соответственно 0 и 100 с делением основного интервала на 100 равных частей. Числовым значениям измеренных "водородных" температур приписывался знак °С.

 

Авиация нуждается в надежных методах измерений температур, выходящих далеко за пределы интервала (0÷100) °С и обладающих более высокой точностью, чем газовый термометр. В 1933 г. на 8-й Генеральной конференции было утверждено Положения об Международной практической температурной шкале МПТШ-27.

МПТШ должна быть установлена таким образом, чтобы легко и просто было

воспроизводить и определять любую температуру по МПТШ с точностями более высокими, чем по термодинамической шкале. В МПТШ-68 используются как международные практические температуры Кельвина (символ T68), так и международные практические температуры Цельсия (символ t68). Соотношение между Т68 и t68 такое же,

как между Т и t, т.е. Т68 К = t68 °С + 273,15.

Тахометры

Авиационные измерители частоты вращения и вибрации.

 

Применяют для измерения частоты вращения винта двигателя, вала компрессора,

турбины и т.д. Вращательное движение характеризуется частотой вращения и угловой

скоростью ω. Точность измерения 0,5–1,0%. 

По принципу действия тахометры бывают:

центробежные, стробоскопические, резонансные, магнитоиндукционные, постоянного тока, частотно-импульсные, поплавковые, фрикционные, жидкостные.

Методы измерения:

1. Абсолютный – непосредственно измеряется число оборотов за единицу времени;

2. Косвенный – используется преобразователи различного принципа действия.

В авиации наибольшее применение нашли магнитоиндукционные тахометры.

Достоинство – простота и линейность статической характеристики.

В наземном оборудовании применяются стробоскопические и электронные

тахометры.

 

 

 

Рисунок 37. Магнитоиндукционный тахометр

 

 

Состоит: 1 – тонкостенный электропроводящий полый цилиндр; 2 – вращаемый  магнит; 3 – магнитопровод; 4 – спиральная пружина.

При вращении магнита с частотой, пропорциональной частоте вращения, в цилиндре (чувствительном элементе) за счёт магнитной индукции наводятся вихревые токи, которые создают своё магнитное поле.

Взаимодействие магнитных полей чувствительного элемента и постоянного магнита создаёт вращающий момент, приводящий к повороту оси чувствительного элемента, пропорционально частоте вращения.

 

Рассмотрим электрокинематическую схему тахометра с диском типа ИТЭ–1 (см.рис 38).

 

 

 

 

Рисунок 38. Электрокинематическую схема тахометра

 

Напряжение от генератора 1, частота которого пропорциональна частоте вращения ротора генератора ω, подаётся на статор 2 синхронного двигателя и создаёт вращающееся магнитное поле. Это приводит к намагничиванию дисков 3, который выполнены из материала с большой коэрцитивной силы. Из-за большого гистерезиса материала полюса дисков отстают на некоторый угол от вращающего магнитного поля создавая вращающий момент. При частоте вращения близкой к синхронной, постоянные магниты 4 успевают взаимодействовать с полем статора, воспринимая полную нагрузку по закручиванию пружины. При резком изменении частоты вращения, гистерезисные диски опять взаимодействуют и помогают подвижной системе войти в синхронное

вращение. Ротор двигателя вращает магниты 5 измерительного узла с термомагнитным шунтом 6. В результате взаимодействие полей магнитов и диска 7, последним поворачивается и закручивает противодействующую пружину 8. 

По стрелке 11 чувствительного элемента ведётся отсчёт частоты вращения. При резких колебания частоты вращения подвижной системы, в диске 9 демпфера наводятся вихревые токи магнитное поле которых, взаимодействует с полем постоянных магнитов 10, успокаивает

подвижную систему, устраняя резкие колебания стрелки.

 

Магнитоиндукционные тахометры не имеют методических погрешностей, а инструментальная погрешность при нормальных условиях

определяется трением в подшипниках измерительной системы и погрешностью градуировки шкалы. Дополнительная погрешность возникает из-за изменения температуры и при переходных процессах. Температурная погрешность вызывается

изменением линейных размеров и характеристик магнитов, чувствительного элемента, линейных размеров пружины и модуля упругости её материала, индукции в рабочем зазоре и электрического сопротивления диска (цилиндра). Эти погрешности появляются с

различными знаками, что приводит к частичной взаимной компенсации при их суммировании. Для уменьшения температурной погрешности в измерительном узле тахометра устанавливается термомагнитный шунт. При возрастании температуры

уменьшается магнитная проницаемость шунта, в результате  возрастает магнитное сопротивление шунта, тем самым контролируется изменение индукции в зазоре, что позволяет значительно уменьшить дополнительную температурную погрешность. При

нормальных условиях такие тахометры позволяют измерить частоту вращения с точностью в пределах:

от 10% до 60% ––––––––– ± 1,0%;

от 60% до 100% –––––––– ± 0,5%;

от 100% до 110% ––––––– ± 1,0%.

При установке на самолёт для каждого тахометра определяется реальная

погрешность, которая вписывается в паспорт, и при эксплуатации тахометры подлежат периодической проверке.

 

Приборы контроля вибрации

 

Приборы контроля вибрации обеспечивают измерение скорости или ускорения вибрации двигателя и выдачу сигналов повышенной и опасной вибрации в случаях превышения ее значения выше установленной нормы.

Появление вибрации, внезапно возникшей и возрастающей, указывает на дефекты в двигателе. Ранее предупреждение дефектов в двигателе дает возможность избежать серьезных повреждений двигателя и летных происшествий.

Рисунок 39. Датчик вибрации

 

Применяемая в авиации аппаратура контроля вибрации делится на виброметры скорости и виброметры ускорения. В обоих случаях датчиком служит преобразователь (см.рис 39), включающий вибрирующий корпус 1, инерционную массу – постоянный магнит 2,который соединен с корпусом через пружины 3.

Перемещения х корпуса 1 вместе с катушкой 4 магнитоиндукционного магнита 2 преобразуется в ЭДС на выходе катушки 4.

 

В турбореактивных двигателях (ТРД) частота вращения роторов изменяется в зависимости от требуемой тяги, и вибрацию, следовательно, необходимо контролировать в определенном частотном диапазоне, а нормируют уровень вибрации по допустимому значению виброскорости приборами ИВ-200, ИВ-300.

 

 

Основная погрешность виброметров в рабочем диапазоне не превышает ± 10%.

Методическая погрешность возникает из-за несовпадения направления вибрации с осью ВИП. Кроме того, изменения магнитной индукции постоянного магнита ВИП из-за старения материала и температурных изменений приводят к изменению чувствительности

МИП. Такие погрешности возникают из-за изменения коэффициента демпфирования, нестабильности коэффициента усиления усилителя, изменения параметров показывающего прибора и т.д.

Все виброметры при ТО проверяют с помощью специальной установки. Для  уменьшения действия вибрации на приборы самолёта, их устанавливают на специальные амортизаторы.  

 

 

Резервные приборы

В группу резервных приборов входят комплексный электронный резервный прибор(см.рис 51) и магнитный компас(см.рис 50).

Резервные приборы обеспечивают экипаж информацией о магнитном курсе, пространственном положении самолёта, высоте и воздушной скорости, рассчитываемых независимо от других систем самолёта. При обнаружении расхождения в значениях курса, тангажа, крена, высоты и воздушной скорости на дисплеях командира воздушного судна и второго пилота информация от резервных приборов может быть использована для определения неисправной системы или в качестве основной при отказе инерциальных систем и систем воздушных сигналов.

 

 

Рисунок 50. Магнитный компас

Рисунок 51. Комплексный электронный резервный прибор

 

Описание функций резервных приборов

Основная функция — предоставление экипажу информации о пространственном положении воздушного судна и его курсе.

 

Резервные приборы включают:

— комплексный резервный электронный прибор,

— магнитный компас.

Комплексный электронный резервный прибор предоставляет экипажу следующие данные:

— пространственное положение самолёта (тангаж и крен),

— курс,

— барометрическая высота,

— барометрическое давление,

— воздушная скорость,

— максимальная эксплуатационная скорость,

— скольжение и снос,

— число Маха,

— отклонение от посадочного курса и глиссады.

Магнитный компас предоставляет данные о магнитном курсе.

 

Комплексный электронный резервный прибор рассчитывает статистическое давление, используя данные от приёмников статического давления после их преобразования в цифровой формат, с учётом модельных коэффициентов и коррекции ошибок приёмника статического давления.

Возможны шестнадцать различных законов коррекции ошибок приёмника статического давления в зависимости от установки перемычек (программирование с помощью штырей).

В состав комплексного электронного резервного прибора входят:

1. Оптический модуль,

2. Модуль управляющего процессора и графического дисплея,

3. Модуль датчика давления,

4. Инерциальный измерительный блок,

5. Корпус.

 

 

Режим ИНИЦИАЛИЗАЦИИ

Режим инициализации (INIT) продолжается 90 секунд, включая 10-секундную программу самотестирования при включении питания (PBIT) и выставки. Переход комплексного электронного резервного прибора к выставке означает успешное прохождение самотестирования. Программа самотестирования проверяет также рабочий режим прибора – воздушный или наземный, анализируя состояние штырей программирования. После самотестирования начинается процесс выставки. Выставка

представляет собой период, в течение которого данные, поступающие от резервных приёмников полного и статического давления, стабилизируются. В течение фазы выставки метки инерциальных датчиков устанавливаются на NCD (рассчётнные данные отсутствуют). В течение первых 10 секунд метки барометрических данных передаются с набором односегментных

сообщений, установленных на NCD.

 

ПОЛЁТНЫЙ режим

В этом режиме комплексный электронный резервный прибор рассчитывает и отображает на дисплее параметры, перечисленные в п.3. О п и с а н и е с и с т е м ы. Данный режим остаётся активным до тех пор, пока на комплексный электронный резервный прибор подаётся питание.

Для сброса информации о пространственном положении используется арретирование. Для арретирования предназначена кнопка CAGE. Нажатие её в течение более 1 секунды приводит к немедленному сбросу отображения параметров пространственного положения на нуль, после

чего появляется предупредительный флаг CAGE. ФлагCAGE (чёрными буквами на жёлтом фоне) продолжает отображаться в течение 10 секунд после отпускания кнопки. Функция арретирования (CAGE) не действует в режиме INIT и используется только в стабилизированных

по пространственному положению условиях полёта, при постоянной скорости.

 

 

Режим ОБСЛУЖИВАНИЯ

Режим обслуживания позволяет обслуживающему персоналу осуществлять поиск и устранение неисправностей в оборудовании путём вывода на дисплей различных данных по обслуживанию, таких, как результаты самотестирования, список предыдущих неисправностей, цветовые растры

и т.д. Комплексный электронный резервный прибор переходит в режим обслуживания после завершения режима INIT, а также при установке штырей программирования в положение режима

обслуживания. В этом режиме комплексный электронный резервный прибор индицирует те же самые параметры, что и в полётном режиме. Параметры передаются на две выходные шины ARINC 429, а параметры, соответствующие странице дисплея — на выходную шину RS-422.

Предусмотрено семь страниц для отображения различных параметров в режиме обслуживания. Переключение страниц производится кнопкой CAGE.

 

Режим ИМИТАЦИИ

Данный режим используется для расчёта и отображения пространственного положения, высоты, скорости полёта, числа Маха, индикации скольжения на крыло, индикации скороподъёмности и максимальной эксплуатационной скорости (в зависимости от установки штырей программирования) в соответствии с полётным режимом. Комплексный электронный резервный

прибор переходит в режим ИМИТАЦИИ по завершении режима инициализации в случае, если штыри программирования функционального режима устанавлены в режим имитатора. Штыри программирования позволяют имитировать различные конфигурации полётного режима.

 

Конструкция компаса