5.3. Електричні системи та пристрої управління силовими установками [1], c. 188-189

Система запуску двигунів складається з електричної (управляючої) й механічної (силової) частин. У будь-якій системі запуску є електричний стартер, система запалення, пристрій, що регламентує запуск (програмний механізм), електричні паливні крани, клапани, пристрої управління й сигналізації. На всіх сучасних ЛА запуск авіадвигунів автоматизований. Для оператора він зводиться до виконання підготовчих операцій, натиснення на кнопку запуску і до контролю деяких параметрів, насамперед температури газів за турбіною і частоти обертання ротора авіадвигуна.

Управління двигуном полягає в його запуску і управлінні тягою на землі й в польоті. Управління тягою авіадвигуна здійснюється вручну важелем управління двигуном (РУД), що має механічну передачу до його паливного агрегату, або ж за допомогою автомата тяги по сигналах, які задаються пілотажним комплексом. У кабіні деяких ЛА для зупинки турбореактивних двигунів встановлюється важіль зупинки (РОД). На ЛА з авіадвигунами, обладнаними реверсивним пристроєм, призначеним для створення негативної тяги, крім того, є важелі управління реверсивним пристроєм (РУР). Для отримання максимальної питомої тяги сучасні і перспективні авіадвигуни розраховують на режими роботи, у яких механічні і теплові навантаження на елементи їх конструкцій близькі до гранично допустимих. Тому небезпечними режимами для них є перевищення допустимої температури газів за турбіною, частоти обертання роторів компресора і вентиляторів. Для забезпечення безпечної роботи двигунів на максимально напружених режимах використовуються швидкодіючі електронні системи управління двигунами – ЕСУД і ЕСУ, які можуть навіть вимкнути авіадвигун без участі пілота під час пробігу літака по ЗПС при зльоті.

5.4. Приладове обладнання [1], c. 189-201

Прилади контролю роботи силових установок, масляних, гідравлічних і газових систем.

Усі параметри, які характеризують роботу і стан силової установки, умовно поділяються на три групи.

До першої групи входять параметри, що інформують екіпаж про ефективність виконання авіадвигуном своєї основної функції – створення тяги, а саме: частота обертання ротора турбокомпресора, температура газу за турбіною, положення дросельного крана палива (РУД). На турбогвинтових двигунах до цієї групи відносять і вимірника моменту, що крутить.

До другої групи входять параметри, що дозволяють визначати несправності на ранній стадії їх виникнення, а саме: висока температура підшипників, високий рівень вібрації корпусу авіадвигуна, перевищення температури газів, що виходять, та ін.

До третьої групи входять параметри, що характеризують роботу систем силової установки: – годинна витрата палива, тиск палива, перепад тиску на паливному фільтрі, температура і тиск масла на виході авіадвигуна.

Для виміру частоти обертання валів авіадвигуна на ЛА встановлюються тахометри і тахометрична сигнальна апаратура. Широко застосовуються дистанційні магнітно-індуктивні тахометри ИТЭ-1 (однострілочні) й ИТЭ-2 (двострілочні). Діапазон шкал вимірників (0 – 110)% і оцифровка (0 – 100)%, ціна ділення 1%. Також використовуються тахометри ТЭ10-48М, ТЭ-40М, 2ТЭ-40М, ТЭ-15М, 2ТЭ-15-1М та інші, шкали яких відградуйовані в обертах за хвилину. Для поршневих двигунів застосовують тахометри ТЭ5-2М, 2ТЭ4-1М, 2ТЭ5-1М та ін.

Для контролю температури авіадвигунів на ЛА встановлюються термометри масла, газів, що виходять, сигналізатори температури підшипників. Крім того, на ЛА є вимірники температури палива, повітря в кабінах і салонах, технічних відсіках і в блоках деяких бортових систем (контейнери акумуляторних батарей).

Як приклад на рис. 5.5 показаний комплект дистанційного магнітно-індуктивного тахометру ИТЭ-1, а на рис. 5.6 наведена електрокінематична схема тахометра ИТЭ-2.

Рис. 5.5. Комплект ИТЭ-1: а) – показник ИТЭ-1; б) – датчик-генератор ДТЭ-6.

Рис. 5.6. Електрокінематична схема тахометра ИТЭ-2:

1 – ротор датчика-генератора; 2 – обмотка статора генератора; 3 – ротор електродвигуна покажчика; 4 – обмотка статора електродвигуна покажчика; 5 – гістерезисний диск ; 6 – диск покажчика; 7 – магніт чутливого елементу; 8 – пружина-волосок; 9 – зубчаста передача; 10 – шкала приладу; 11 – осі стрілок; 12 – стрілка.

Для контролю температури авіадвигунів на ЛА встановлюються термометри масла, газів, що виходять, сигналізатори температури підшипників. Крім того, на ЛА є вимірники температури палива, повітря в кабінах і салонах, технічних відсіках і в блоках деяких бортових систем (контейнери акумуляторних батарей).

Термометри масла двигуна. Найбільш поширені термометр уніфікований електричний ТУЭ-48 (рис. 5.7) і термометр масла, що є часткою електричного моторного індикатора ЭМИ-3.

Рис. 5.7. Спрощена електрична схема термометра ТУЭ-48.

Термометри газів, що виходять, можуть бути без підсилювача або зі схемою підсилювання. У термометрів без підсилювача стрілки покажчика, що є магнітоелектричним мілівольтметром, відхиляється під дією термічної електрорушійної сили датчика або декількох послідовно сполучених датчиків температури, а саме: термометри ТВГ-11, 2ТВГ-411, ТВГ-26, 2ТВГ-366 та термометри газів, що виходять, турбостартерів ТСТ-29 і ТСТ-29Д. До цієї ж групи відносяться термометри голівок циліндрів поршневих двигунів, у яких приймачі виконані у вигляді кільця, яке розташовується під свічкою запалення циліндра, наприклад ТЦТ-13 і 2ТЦТ-47. Термометри зі схемою посилення мають підвищену точність виміру, наявність сигналізації про перевищення заданого значення температури і елементи вбудованого контролю. Широко використовується здвоєна вимірювальна апаратура 2ИА різних модифікацій. Наприклад, на літаках Ту-154, Як-42 застосовується апаратура 2ИА-74-710. При оперативному техобслуговуванні термометри не контролюються. Перевірка працездатності проводиться при запуску авіадвигунів і в польоті.

Обмежувачі і регулювальники температури газів за турбіною. Перевищення температури двигуна понад допустиму негативно позначається на його характеристиках міцності й знижує його ресурс. У зв'язку з цим на всіх сучасних літаках встановлюють обмежувачі або регулювальники температури газів за турбіною, які забезпечують зменшення подачі палива в камеру згорання двигуна в разі підвищення температури газів вище допустимої. Регулювальник температури РТ12-9А встановлюється для двигуна літака Ту-154, чотири регулювальника РТ26-9-1 встановлено на літаку Іл-62. Всережимні граничні регулювальники температури ВПРТ-44 є на літаках Ту-154М и Іл-62М з двигунами Д-30КУ, регулювальники граничної температури ПРТ-35 і ПРТ-2 встановлені на літаках Ту-134 і Ан-24.

Манометрами називають прилади, які застосовуються для виміру тиску в системах ЛА, на яких встановлюють манометри масла, палива, гідросистем, повітря, кисню та ін. Принцип дії манометрів заснований на порівнянні схеми вимірюваного тиску з силами пружності чутливого елементу. Для виміру тиску газів використовуються механічні манометри типу МА (рис. 5. 8).

Рис. 5.8. Принципова схема механічного авіаційного манометра типу МА:

1 – трубка Бурдона (чутливий елемент); 2 – тяга; 3, 4 – зубчастий сектор;

5 – стрілка; 6 – сектор; 7 – штуцер.

Для виміру тиску рідин частіше застосовується електричний дистанційний манометр уніфікований типу ЭДМУ з потенціометричним датчиком і дистанційний індукційний манометр типу ДИМ. Окрім електричних манометрів, на ЛА застосовуються вимірники відношення тиску і сигналізатори тиску типу СД, СДУ, МСД, ДСС, ЭС. Для дистанційного контролю роботи двигуна літака служить тристрілочний електричний моторний індикатор типу ЭМИ-3, який випускається в декількох модифікаціях ЭМИ-3К, ЭМИ-ЗР, ЭМИ-ЗРТІС та ін. ЭМИ-3 є комбінований прилад, що вимірює тиск палива, тиск і температуру масла.

Як приклад на рис. 5.9 і 5.10 наведені принципові схеми електричних манометрів типів ЭДМУ і ДИМ, на рис. 5.11 – одноступінчатий сигналізатор тиску типу СД, а на рис. 5.12 – комплект тристрілочного індикатора ЭМИ-ЗК.

Рис. 5.9. Принципова схема електричного манометра ЭДМУ:

1 – мембрана; 2 – передавальний механізм.

Рис. 5.10. Принципова електрична схема манометра ДИМ.

Рис. 5.11. Одноступінчатий сигналізатор тиску типу СД.

Рис. 5.12. Комплект тристрілочного індикатора ЭМИ-ЗК:

1, 4 – датчики тиску палива П-1Б і масла ПМ-15Б; 2 – приймач температури масла П-1; 3 – покажчик УК3-1.

Вимірювачі вібрацій призначені для оцінки рівня вібрацій авіадвигунів на деяких ЛА і двигунах ДСУ. На різних ЛА встановлюється один з наступних вимірювачів вібрацій: ИВ-200, ИВ-41, ИВ-300, ИВ-154, ИВ-42, ИВ-50 і їх модифікації. Всі вимірювачі вібрацій виконані за одною функціональною схемою. Комплект ИВ включає, як правило, один або два віброперетворювача (МВ-25, МВ-26, МВ-28 та ін.), що встановлюються на авіадвигун, електронний блок (БЭ-1, БЭ-6, БЭ-8 та ін.), прилад, що показує, сигнальні лампи (табло).

Аерометричні прилади і системи.

На ЛА є дуже важлива група приладів і систем, для визначення висоти і швидкості польоту в яких використовуються виміряні параметри повітряного потоку, що оточує ЛА. Ці прилади і системи називаються аерометричними. До аерометричних приладів відносяться висотоміри (вимірюють відносну Н_відн і абсолютну Н_абс висоти), варіометри (вимірюють вертикальну швидкість V_y), покажчики швидкості (вимірюють істинну повітряну V_іст і приладову V_пр швидкості польоту), покажчики числа М, покажчики висоти і перепаду тиску, покажчики кутів атаки α і температури зовнішнього повітря Т_зп. До аерометричних систем відносяться системи повітряних сигналів (СПС), інформаційні комплекси повітро-швидкісних параметрів (ІКПШП). Окрім цих приладів і систем, на ЛА застосовуються висотний сигналізатор ВС-46, датчики висоти і швидкості в бортових самописцях, коректори висоти, наприклад КВ-16, коректори-задатчики приладової швидкості КЗПШ, сигналізатори швидкості типу ССА і вимірювальні комплекси тиску типу ИКДРД.

Для виміру абсолютної і відносної висоти польоту на ЛА застосовуються механічні барометричні висотоміри двострілочні – типу ВД (ВД-10, ВД-20 та ін.), з індексом команд типу ВДИ (ВДИ-30К) і типу ВМ (ВМ-15, ВМК-15 та ін.), а також електромеханічні УВИД-30-15, УВС-15Ф, ВЭМ-72 та ін.

Для виміру індикаторної (приладовоі) швидкості польоту на ЛА використовуються покажчики швидкості типу УС (УС-800, ВУС-1600 та ін.), а для виміру істинної повітряної (вузька стрілка) і індикаторної (широка стрілка) швидкості польоту – комбіновані покажчики швидкості типу КУС та КУСИ (КУС-700/1100, КУС-2000, КУСИ-2500 та ін.).

Для виміру числа М польоту (відношення істинної повітряної швидкості польоту до швидкості звуку, яка залежить від висоти польоту) використовуються покажчики числа М у вигляді окремих приладів М-1,5, М-2,5 та ін., а також комбінований покажчик істинної повітряної швидкості (вузька стрілка) і числа М (широка стрілка) типу УИСМ (УИСМ-3).

Для виміру вертикальної швидкості польоту на ЛА встановлюються варіометри типу ВАР (ВАР-20 (рис. 5.13), ВАР-75, ВАР-300 та ін.) і комбіновані прилади ДА-30П (рис. 5.14), ДА-200 (дублер авіагоризонта, який складається з варіометра і покажчика ковзання. Свідчення покажчика ковзання при різних положеннях ЛА наведені на рис. 5.15).

Рис. 5.13. Принципова схема варіометра ВАР-20:

1 – стрілка варіометра; 2 – манометричний чутливий прилад; 3 – капілярні трубки;

4 – корпус; 5 – штуцер атмосферного (статичного) тиску.

Рис. 5.14. Комбінований прилад дублер авіагоризонту ДА-30П.

Рис. 5.15. Свідчення покажчика ковзання при різних положеннях ЛА:

а – горизонтальний політ; б – ковзання; в – правильний віраж.

На сучасних ЛА встановлюються аерометричні системи, в яких величини висоти, швидкостей і числа М польоту обчислюються за формулами на підставі виміру статичного і повного тиску та температури зовнішнього загальмованого потоку повітря. До них відносяться системи повітряних сигналів, наприклад СВС-ПН-15, що встановлюється на літаках Ту-154 і Ту-134, а також СВС1-72-1, що входить до складу ИКВСП і встановлена, наприклад, на літаках Як-42 і Іл-86. За принципом дії системи СВС-ПН-15 і СВС1-72-1 ідентичні.

Гіроскопічні пілотажні й навігаційні прилади.

На ЛА широко застосовуються прилади і системи, принцип роботи яких полягає у використанні властивостей триступеневих і двоступеневих гіроскопів. До таких приладів і систем відносяться: авіагоризонти, гіровертикалі, гіроагрегати курсових систем, інерційні курсовертикалі, покажчики повороту, вимикачі корекції, датчики кутових швидкостей та ін.

Авіагоризонти (АГ) застосовуються для виміру і візуальної індикації кутів крену і тангажу. Гіровертикалі (ГВ) – це прилади для виміру кутів крену і тангажу та видачі електричних сигналів, пропорційних цим кутам, в інші системи ЛА. Принцип дії АГ і ГВ заснований на використанні властивостей триступеневого гіроскопа. Всі АГ і ГВ поділяються на чотири групи:

1. Авіагоризонти, які використовують як самостійні прилади. На ЛА встановлюються АГК-47Б, АГК-47ВК, АГБ-ЗК, АГИ-1 (рис. 5.16), АГР-72А, АГР-74-10 та ін., які використовують як основні прилади на ЛА місцевих повітряних ліній та є резервними засобами за наявності на борту інших авіагоризонтів.

1 – гіровузол з рідинним маятниковим перемикачем (на схемі не показаний); 2 – ротор електродвигуна подовжньої корекції; 3 – статор електродвигуна поперечної корекції; 4 – карданова рамка; 5 – вимикач відробітку перпендикулярності осей; 6 – сферична шкала тангажу; 7 – стежача рамка; 8 – опорний підшипник; 9 – кулачок рами, що стежить; 10 – механізм пускової кнопки; 11 – електродвигун відробітку; 12 – силует літака; 13 – механізм переміщення силуету літака у вертикальній площині; 14 – шкала відліку кутів крену; 15 – вимикач корекції на віражах; 16 – покажчик ковзання.

2. Авіагоризонти дистанційні, такі, що є поєднанням датчика і покажчика, наприклад АГД-1 (рис. 5.17), що встановлюються на літаках Ан-24 і Ту-134.

3 . Гіровертикалі, наприклад ЦГВ-4, ЦГВ-10П, малогабаритні гіровертикалі МГВ-1СК, МГВ-1СУ-8 та ін. Сигнали, що знімаються з гіровертикалей, можуть поступати як на самостійні прилади, так і на прилади, що входять у комплект інших систем. Як правило, на ЛА встановлюються декілька гіровертикалей. Так, на літаках Ту-154 і Як-42 встановлено по три МГВ.

4. Інерційні курсовертикалі (ІКВ), які служать для виміру кутів тангажа, крена і гіроскопічного курсу ЛА. На літаку Іл-86 встановлено три ИКВ-72. Дві з них спільно з приладами ПКП утворюють два основні авіагоризонти, третя ИКВ є резервною (вона не має покажчика і використовується для стабілізації антени станції «Гроза»).

Датчики кутової швидкості та покажчики повороту. Для виміру напрямів і кутових швидкостей обертання ЛА щодо зв'язаних осей на ЛА встановлюються датчики кутової швидкості типу ДУС (ДУС крену, ДУС тангажу і ДУС курсу), датчики кутової швидкості уніфіковані типу ДУСУ (ДУСУ крену, ДУСУ тангажу і ДУСУ курсу (рис. 5.18) і електричні покажчики повороту і ковзання типу ЭУП (ЭУП-53, ЭУП-53МК-500, ЭУП-53МП-500), в роботі яких використовуються властивості двоступеневого гіроскопа. ЭУП може використовуватися як резервний авіагоризонт.

– у варіанті 1 прилад кріпиться за допомогою спеціального фланця квадратної форми.

– у варіанті 2 кріплення приладу проводиться хомутиком.

Вимикачі корекції. На ЛА застосовують вимикачі корекції типу ВК (ВК-90М, ВК-53РШ, ВК-53РБ та ін.), що служать для відключення системи корекції в гіроскопічних приладах при розворотах ЛА.

Курсові прилади і системи. Для визначення курсу на ЛА застосовуються:

– компаси: астрономічні типу ЗСО, ДАК-Б і ДАК-ДБ, гіроіндукційний компас ГИК-1 (Ан-2), гіромагнітний компас ГМК-1 (Ан-24, Як-40, Ка-26, Мі-8 та ін.), гірополукомпас ГПК-52АП (Ан-12);

– курсові системи: КС-6 (Іл-18 і Ан-12), КС-8 (Ту-134), точна курсова система ТКС-П2 (Ту-154 і Іл-62);

– системи курсу і вертикалі: базова система формування курсу БСФК-1 (Як-42), базова система курсу і вертикалі БСКВ (Іл-86) та ін.

На всіх ЛА встановлюється магнітний компас КИ-13, що виконує роль резервного приладу в разі відмови інших засобів для визначення курсу ЛА.

(Л23) 5.5. Електронна автоматика авіаційного обладнання

Паливна система ЛА – це комплекс обладнання, що включає паливні баки, систему подачі палива до двигунів, систему управління і виміру палива, систему заправки, засоби сигналізації та інші. До електронної автоматики паливної системи відносяться електричний паливомір літаковий, що підсумовує (СЭТС), автомат центрівки палива (АЦТ), система програмного управління паливом (СПУТ), система управління і виміру палива (СУИТ). Крім того, на ЛА встановлюють вимірники витрати палива типу РТМС і СИРТ.

Навігаційні системи.

Навігаційні системи призначені для визначення положення ЛА щодо земної поверхні, тобто координат ЛА. В авіації найбільшого поширення набули навігаційні системи, що працюють за методом обчислення шляху, заснованому на визначенні координат ЛА інтеграцією за часом шляхової швидкості ЛА (курсоповітряні, курсодоплеровські та радіотехнічні системи) або прискорень, що діють на ЛА в процесі руху (інерціальні навігаційні системи). Прикладом курсоповітряних і курсодоплерівських систем служать пристрої типу АНУ (АНУ-1), типу НВУ (НВУ, НВУ-БЗ) і типу ЦНВУ, а радіотехнічних – радіотехнічні системи ближньої (РСБН) і дальньої (РСДН) навігації. До інерціальних навігаційним систем відносяться системи типу АНИС і МИСН. Останнім часом з метою підвищення точності виміру координат ЛА на них використовуються комплексні навігаційні системи, що включають декілька різнотипних НС (курсоповітряні, курсодоплеровські, радіотехнічні та інерціальні). Комплексні навігаційні системи утворюють навігаційний комплекс, який, як правило, входить до складу пілотажно-навігаційного комплексу.

Бортові системи автоматичного управління.

Для звільнення льотчика від деяких функцій по управлінню ЛА, для полегшення його роботи і для підвищення точності витримки параметрів польоту всі сучасні ЛА оснащуються системами автоматичного управління (САУ) польотом. Принцип дії САУ заснований на вимірюванні відхилень параметрів польоту (кутів крену, тангажа, курсу, висоти, координат та ін.) від їх заданих значень і формування сигналів (команд), що управляють, на переміщення рулів ЛА для усунення цих відхилень. Залежно від ступеня участі льотчика і автоматичних систем у процесі управління польотом ЛА розрізняють наступні види управління: ручне (штурвальне), напівавтоматичне (директорне) і автоматичне управління. При ручному управлінні для забезпечення стійкості і керованості ЛА на них встановлюються різні системи автоматизації управління: автомати демпфірування (демпфери), автомати стійкості, автомати безпеки або обмеження граничних режимів, а також системи дистанційного керування. Залежно від рівня автоматизації процесу управління польотом ЛА автоматичні системи управління можна поділити на: автопілоти, наприклад АП-28, АП-34, АП-40 та ін., системи автоматичного управління й автоматичні бортові системи управління, наприклад САУ-1Т, БСУ-3П, АБСУ-134, АБСУ-154 та ін.), пілотажні системи і пілотажно – навігаційні комплекси. Центральною ланкою ПНК є бортова ЦОМ.