БОРТОВОЕ КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Применяемое на современных самолетах кислородное оборудование в зависимости от вида используемого кислорода делится на оборудование с использованием жидкого и газообразного кислорода.

Применение жидкого кислорода позволяет значительно уменьшить массу и сократить габаритные размеры емкостей. Однако из-за сложности эксплуатации и хранения жидкого кислорода на пассажирских самолетах пока применяется только система с использованием газообразного кислорода.

На самолетах, где применяется газообразный кислород, в зависимости от давления, содержащегося в баллонах кислорода, системы делятся на системы высокого давления с максимальным рабочим давлением в баллонах до 15 МПа и системы низкого давления с рабочим давлением в баллонах до 3 МПа.

Система низкого давления имеет следующие преимущества:

— относительно меньшую массу из-за применения тонкостенных баллонов, трубопроводов, арматуры и приборов;

— меньший взрывной эффект и меньшую пожарную опасность при разрушении баллонов;

— легкость герметизации соединений системы;

— более легко осуществимую зарядку баллонов.

Основным недостатком системы низкого давления являются большие габаритные размеры баллонов, что затрудняет их размещение, а также меньшая отдача газа с единицы объема.

По способу подачи кислорода в маску кислородные приборы подразделяются на приборы непрерывной подачи, периодической подачи и комбинированной подачи кислорода.

Кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода в маску просты в конструкции, удобны в эксплуатации, создают малое сопротивление вдоху и незначительное изменение состава вдыхаемой смеси при неплотном прилегании маски к лицу.

Недостатками этих приборов являются: большой непроизводительный расход кислорода в момент выдоха и меньшие возможности их применения на высоте из-за использования негерметичной маски. В связи с этим приборы с непрерывной подачей кислорода применяются в качестве аварийно-резервных средств для пассажиров и бортпроводников.

Рабочие места членов экипажа самолетов оборудованы приборами с периодической подачей кислорода в герметическую маску или герметический шлем. Эти приборы автоматически обеспечивают требуемое объемное содержание кислорода в зависимости от высоты полета, обладают высокой экономичностью расхода кислорода, большой высотностью. Они могут быть использованы в качестве летного противогаза.

В свою очередь в зависимости от создаваемого в масках давления кислородные приборы подразделяются на: приборы с избыточным давлением в маске и приборы без избыточного давления в маске.

Недостатками этих приборов являются:

— сопротивление при вдохе (до 0,4 кПа), что затрудняет процесс дыхания;

— увеличенная сложность их эксплуатации, требующая специальной тренировки от членов экипажа.

Кислородные приборы в зависимости от количества обслуживаемых потребителей подразделяются на приборы индивидуального и коллективного пользования.

В зависимости от места установки кислородные приборы можно также разделить на стационарные, переносные и парашютные.

Стационарные кислородные приборы предназначены для питания кислородом экипажа и всех находящихся на борту пассажиров в случае разгерметизации кабины самолета и устанавливаются у рабочих мест членов экипажа и у пассажирских мест.

На пассажирских самолетах имеются также и переносные приборы с непрерывной и периодической подачей кислорода в маску. Приборы с непрерывной подачей кислорода используются как для терапевтического снабжения кислородом пассажиров во время нормального полета в загерметизированной кабине, так и в целях профилактики, снимающей утомляемость бортпроводников. Переносными приборами с периодической подачей кислорода пользуются члены экипажа и бортпроводники при необходимости их перемещения по разгерметизированной кабине.

Парашютные кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода в маску предназначены для питания кислородом человека во время покидания самолета и последующего снижения до безопасной высоты.

В кислородных системах с приборами непрерывной подачи кислород поступает в маску постоянным потоком. В таких системах применяются кислородные маски открытого типа, с подсосом воздуха непосредственно в маску. Регулирование интенсивности подачи кислорода осуществляется только в зависимости от барометрической высоты в кабине.

На рис. 2.6 показана принципиальная схема системы кислородного оборудования с прибором непрерывной подачи кислорода.

Кислород из баллона 13, где он хранится под давлением 15 МПа, через приборный вентиль 3 поступает в редуктор 4, который снижает давление до 3 МПа. Затем кислород через запорный вентиль 6 поступает в кислородный прибор 8, где его давление снижается до 0,2…0,15 МПа. Из кислородного прибора 8 кислород через индикатор 12 поступает в маску 11. При выходе из строя кислородного прибора, открывая аварийный вентиль 7, можно пользоваться кислородом, который будет подаваться к маскам через аварийный редуктор 9.

Маска, применяемая с прибором, негерметичная, «открытого» типа, так как во время вдоха в нее поступает не только кислород, но и атмосферный воздух.

Стационарный кислородный прибор КП-32 с непрерывной подачей кислорода в маску имеет высотность до 12 км. Этот прибор может одновременно обеспечивать кислородом группу пассажиров до 20 человек, его принципиальная схема приведена на рис. 2.7. На земле перед полетом до открытия приборного вентиля 3 (см. рис. 2.6), т.е. до подачи кислорода из баллона в прибор, мембрана 3 под действием натяжения пружины 2 прогнута вверх, толкатели 4 находятся в крайнем верхнем положении, клапан 8 редуктора высокого давления 6 открыт. Клапан 12 редуктора низкого давления 10 закрыт пружиной 11, мембрана 15 прогнута вниз, толкатели 13 находятся в крайнем нижнем положении. Анероидная коробка 1 находится в сжатом состоянии.

При открытии бортового вентиля кислород по входной магистрали 5 через открытый клапан 8 попадает в камеру А редуктора высокого давления 6 и по каналу доходит до клапана 12 редуктора 10. Под действием давления в полости А мембрана 3 прогибается вниз, сжимая пружину 2. Клапан 8 под воздействием запорной пружины 7 закрывается, и доступ кислорода в камеру А прекращается. В таком положении подвижные части прибора будут оставаться на земле и в полете до высоты 2 км, когда нет расхода кислорода. В полете с подъемом на высоту атмосферное давление понижается и анероидная коробка 1 расширяется.

Начиная с высоты 2 км, анероидная коробка совместно с пружиной 19 перемещают шток 20 так, что он поворачивает рычаг 17, который, действуя на шток 16, прогибает вверх мембрану 15 и толкателями 13 приоткрывает клапан 12, сжимая пружину 11. Кислород начинает поступать в камеру Б редуктора низкого давления 10 и через выходную магистраль 14 – к потребителям. Чем больше высота, тем больше ход анероидной коробки, а, следовательно, и клапана 12, тем больше подача кислорода потребителям. Таким образом, анероидная коробка автоматически регулирует рабочее давление кислорода в камере Б редуктора низкого давления 10 в зависимости от высоты полета. С открытием клапана 12 давление в камере А редуктора высокого давления уменьшается. Тогда под действием регулирующей пружины 2 мембрана 3 прогибается вверх и толкателями 4 открывает клапан 8. Давление кислорода в камере А повышается, и если становится выше расчетного, то клапан 8 под действием запорной пружины 7 вновь прикрывает входное отверстие и уменьшает поступление кислорода. Через некоторое время в приборе наступает равновесный режим, клапан 8 занимает какое-то среднее положение, и подача кислорода на данной высоте полета становится постоянной.

Редуктор высокого давления 6 понижает давление кислорода, поступающего из бортовых баллонов, с 3 МПа до 1,05 МПа. Редуктор низкого давления 10 понижает давление кислорода до величины, обеспечивающей необходимую подачу кислорода потребителю, и поддерживает его в пределах от 0…0,05 МПа на высоте 2 км и до 0,34…0,56 МПа на высоте 12 км.

Для предохранения камеры Б редуктора низкого давления от случайного чрезмерного повышения давления за редуктором высокого давления 6 в приборе установлен предохранительный клапан 9, который открывается при давлении около1,5 МПа.

Для подачи кислорода потребителям в наземных условиях, на малых высотах, когда анероидная коробка 1 еще не начала работать, и для повышения давления в питающей магистрали в случае необходимости на приборе установлен ручной регулятор 18.

Наличие и интенсивность подачи кислорода в маску контролируется индикатором 12 (рис. 2.6). По конструкции он представляет стеклянную трубку, внутрь которой вставлено коническое подпружиненное тело с зазором по диаметру. Тело в стеклянной трубке при подаче кислорода к маске перемещается, сжимая пружину.

Уравнение равновесия редуктора высокого давления

Принципиальная схема редуктора высокого давления кислородного прибора (рис. 2.7) представлена на рис. 2.8, где указаны следующие обозначения:

Р_{пр. к} – усилие клапанной пружины;

Р_{пр. м} – усилие пружины мембраны;

р_к – давление подачи кислорода;

р_вых– давление кислорода на выходе из редуктора;

р_Н – давление в окружающей среде;

f_к – площадь клапана кислорода;

F_м– площадь мембраны.

Используя введенные обозначения, уравнение равновесия примет вид:

Р_{пр. к}— f_к(р_к — р_вых) F_м(р_вых — р_Н) — Р_{пр. м}=0 или

Р_{пр. к}— f_к р_к f_к р_вых F_м р_вых — F_м р_Н — Р_{пр. м}=0

р_вых(F_м f_к) = (Р_{пр. м} — Р_{пр. к}) р_к (F_м f_к).

Редуцируемое давление р_вых выразится:

р_вых=

Учитывая малую величину сжатия пружин, их усилия при работе клапанов практически остаются неизменными, поэтому (Р_{пр. м}— Р_{пр. к}) ≈ const , конструктивно – (F_м f_к) = constи(Р_{пр. м}– Р_{пр. к}) / (F_м f_к) = C (постоянная величина).

Тогда р_вых = р_к С

Вследствие значительной величины р_к (от 15 МПа до 3 МПа) при р_Н ≤ 0,1 МПа то,

<< f_к, = К ≈ const и р_вых. = К р_к С.

Поэтому давление на выходе из редуктора р_вых будет пропорционально давлению газа в баллоне – р_к и не зависеть от высоты полета.

Уравнение равновесия редуктора низкого давления

Принципиальная схема редуктора низкого давления кислородного прибора представлена на рис. 2.9, где указаны обозначения те же, что и для предыдущего случая, но вместо Р_{пр. м} (пружина мембраны отсутствует) вводится: Р_с– усилие сильфона.

Тогда, исходя из условия равновесия клапана, искомое выражение давления кислорода на выходе из редуктора выразится:

р_вых =

При относительно небольшом изменении р_к (от 3,0 МПа до 1,0 МПа), выражение ≈ const.

Поэтому давление кислорода на выходе из редуктора низкого давления – р_вых будет возрастать в связи с увеличением усилия Р_с, вызванного уменьшением барометрического давления с ростом высоты полета.

Уравнение равновесия предохранительного клапана

Уравнение равновесия для схемы клапана, изображенного на рис. 2.10 имеет вид:

р_кf_к = р_Н f_к Р_пр.к; или (р_к – р_Н) = Р_пр.к / f_к

или Δр = Р_пр.к / f_к = const.

При достижении предельно допустимой величины р_к клапан открывается и сбрасывает избыток давления, сохраняя постоянным перепад давления Δр = const.

Парашютный кислородный прибор применяется в комплекте кислородного оборудования и предназначен для обеспечения кислородом одного человека при покидании самолета в полете и при выходе из строя бортового кислородного прибора. Он может использоваться:

— при израсходовании запаса кислорода в бортовых баллонах;

— при высотном полете при снижении до безопасной высоты.

Прибор удобно смонтирован в дуралюминовой плоской коробке, которая укладывается в карман ранца парашюта. При включенном приборе подача кислорода в маску происходит непрерывно.

Парашютный кислородный прибор КП-27М (см. рис. 2.11) состоит из батареи баллончиков 1 для хранения необходимого запаса кислорода, общая емкость которых составляет 0,825 л; пускателя 10, в котором смонтировано запорно-пусковое устройство; манометра 20 для контроля запаса кислорода в баллончиках; дистанционного управления с тросиками ручного и автоматического включения прибора.

Баллончики 1 заряжаются до давления 15 МПа через зарядный штуцер 4 и обратный клапан 3. При нормальном полете кислород для дыхания летчика поступает от бортового кислородного прибора. Переход на питание кислородом от прибора КП-27М осуществляется автоматически (при катапультировании) или ручным (при необходимости) выдергиванием тросика автоматического включения.

При автоматическом включении чека 13 тросика 17, связанного с конструкцией самолета с помощью объединенного разъема коммуникаций (ОРК), выдергивается из отверстия шпильки 12, освобождая ее.

Благодаря этому шток 19, который ранее через рычаг 18 удерживался шпилькой 12, под действием пружины 26 перемещается влево и толкателем 9 открывает запорный клапан 8 пускателя 10. Кислород вначале расходуется из дополнительного баллончика 2 на заполнение натяжного устройства кислородной маски, компенсирующего костюма и далее в систему дыхания. Одновременно начинается подача кислорода из батареи баллончиков 1 через капиллярную трубку 5, в которой благодаря малому внутреннему диаметру (0,35 мм) и значительной ее длине давление кислорода уменьшается с 15 до 0,1 МПа. Кислород проходит через фильтр 6, через открытый запорный клапан 8 и через штуцер отвода кислорода 11 пускателя поступает в маску. Закрывшийся при срабатывании прибора клапан 25 не допускает утечки кислорода из корпуса пускателя 10 в атмосферу.

Ручное включение прибора (когда парашютный прибор используется как аварийный при снижении самолета до безопасной высоты) производится вытягиванием тросика ручного включения 16 до упора. При этом колодка 14, связанная с тросиком 16, перемещаясь, выдернет чеку 13 из отверстия шпильки 12. Дальнейшая работа происходит так же, как и работа прибора при автоматическом включении. Время действия прибора примерно 15 мин.

Бортовые кислородные приборы.

Основным и наиболее распространенным типом бортового кислородного прибора являются приборы с периодической подачей. В чистом виде принцип легочного автомата, т. е. подача по потребности во время фазы вдоха, применяется только до тех пор, пока «высота» в кабине не превышает 12 км и кислородная маска герметично прилегает к лицу. На больших высотах бортовой прибор с помощью дополнительных механизмов подает кислород непрерывно. Это повышает надежность питания кислородом и обеспечивает безопасность высотного полета.

Типовая принципиальная схема кислородного прибора типа легочного автомата приведена на рис. 2.12. Прибор действует следующим образом. Разрежение, возникающее в маске при вдохе, распространяется по шлангу в корпус прибора, эластичная мембрана 1 прогибается и нажимает на рычаг 2 легочного автомата. Рычаг 2 через звенья передачи открывает клапан 4, и кислород проходит к соплу инжектора 6 и одновременно к штуцеру индикатора. Струя кислорода, вытекающая из сопла 6, создает в корпусе инжектора разрежение и через обратный клапан 8 подсасывает наружный воздух, образуя кислородно-воздушную смесь. Состав смеси регулируется автоматически клапаном 9, связанным с пакетом анероидов 10. При увеличении высоты анероиды расширяются и уменьшают площадь проходного сечения для воздуха. На высоте около 9 км клапан 9 полностью закрывается, и в маску поступает чистый кислород. При желании летчик может прекратить подсос воздуха, повернув рукоятку 11. Это может понадобиться для десатурации или при появлении в кабине вредных примесей.

При выдохе давление в рабочей камере прибора увеличивается, мембрана 1 и рычаг 2 отклоняются влево, клапан 4 закрывается и подача кислорода прекращается до следующего вдоха.

Сопло инжектора имеет малое отверстие и может засориться. Для того чтобы не прекратилась подача кислорода, сопло выполняется в виде предохранительного клапана, закрываемого пружиной 5. Сопло срабатывает как клапан также и в тех случаях, когда потребный объем кислорода превышает пропускную способность сопла.

Чтобы уменьшить опасность кислородного голодания при негерметично надетой маске, прибор имеет дополнительный механизм, состоящий из анероидов 13, колпачка 14 и пружины 15. На высотах более 5 – 6 км анероиды расширяются и через колпачок 14 и пружину 15 начинают давить на мембрану. Если маска герметична и в ней на выдохе поддерживается подпор 0,35…0,40 кПа (35…40 мм вод. ст.), то сила внутреннего давления на мембрану превышает силу пружины 15, и во время фазы выдоха клапан 4 будет закрыт. Если же маска негерметична, то прибор обеспечит непрерывную подачу кислорода, как на фазе вдоха, так и на фазе выдоха, что видно по показаниям индикатора кислорода.

По описанной схеме выполняются бортовые кислородные приборы, предназначенные для полетов на высотах до 12 км.

Для получения необходимого парциального давления кислорода при полетах на больших высотах необходимо создать в легких избыточное давление кислорода.

Для обеспечения удовлетворительного снабжения кислородом организма человека кислородный прибор должен создавать под маской на высоте:

1) 6…12 км – избыточное давление 0,29…0,39 кПа для исключения подсоса воздуха под маску;

2) 13 км – избыточное давление 1,0 … 1,2 кПа;

3) 14 км – избыточное давление 1,8 … 2,1 кПа;

4) 15 км – избыточное давление 3,2 … 3,4 кПа;

5) 16 км – давление 4,4 … 4,8 кПа;

6) 17 км – давление 6,2 … 6,6 кПа;

7) 18 км – давление 7,4 … 7,8 кПа.

Кислородный указатель состоит из двух приборов, вмонтированных в один корпус: кислородного манометра и кислородного индикатора. Манометр (не показан на рис 2.12а) предназначен для замера давления кислорода, поступающего в кислородный прибор. Чувствительным элементом манометра является металлическая подковообразная (прямоугольная в поперечном сечении) трубка, которая по мере возрастания давления распрямляется на определенную величину и через передаточный механизм вращает ось, на которой посажена стрелка.

Индикатор кислорода предназначен для контроля подачи кислорода в маску. Схема индикатора кислорода представлена на рис. 2.12а. Механизм индикатора

состоит из двух скрепленных латунных дисков 2, между которыми зажата металлическая упругая мембрана 1. При возникновении потока кислорода через клапан легочного автомата давление по трубке передается мембране 1, которая под действием перепада давлений прогибается. Деформация мембраны 1 через рычажную систему 3 вызывает расхождение сегментов-шторок 4, которые при движении открывают окна на шкале 5 указателя. При вдохе сегменты 4 полностью расходятся. При выдохе под действием пружины 6 сегменты 4 сходятся и закрывают окна шкалы 5 указателя.

Кислородные маски

Наиболее простым способом защиты от гипоксии является подача обогащенной кислородом газовой смеси или чистого кислорода через кислородную маску (КМ). Кислородные маски служат для подвода кислорода (или кислородно-воздушной смеси) непосредственно к органам дыхания и изоляции их от окружающей атмосферы. Она представляет собой резиновый колпачок фигурной формы, плотно прилегающий к лицу человека. К маске по шлангу подводится кислород или обогащенный кислородом воздух. На высотах свыше 12 км необходимо дыхание чистым кислородом под избыточным давлением, по отношению к атмосферному давлению p_H.

По конструкции они разделяются на маски открытого и закрытого типа.

Кислородные маски открытого типа

Маски открытого типа, предназначены для пассажирских самолетов. Их главное преимущество – простота конструкции и удобство обращения с маской. На рис. 2.13 показана схема кислородной маски КМ-19 с дополнительной емкостью-мешком, применяемым в комплекте с кислородным прибором коллективного пользования КП-32 (для 20 человек) на пассажирских самолетах. Маска КМ-19 работает следующим образом.

Кислород подается непрерывным потоком по тонкому шлангу 7 и перфорированной трубке 6 в дыхательный (резиновый) мешок 5. Этот мешок широким патрубком 4 соединен с корпусом маски 1. При выдохе начальная порция воздуха, более богатая кислородом, наполняет мешок 5; остальной выдыхаемых воздух, насыщенный углекислотой, выпускается через два клапана выдоха 3. В момент вдоха человек сначала вдыхает все содержимое мешка с последующим дополнительным подводом кислорода из прибора. Таким образом, мешок уменьшает сопротивление вдоху и позволяет сократить расход кислорода. Для подгонки корпуса маски по переносице служит проволочная дужка 2, а дли крепления маски на голове – тесьма 8.

Кислородное оборудование пассажирского самолета обеспечивает подачу дыхательной смеси по следующей схеме:

— до 9 км – смесь О₂ и атмосферный воздух;

— на высотах 9…12 км – чистый О₂ с небольшим избыточным давлением;

— на высотах более 12 км – чистый О₂ с избыточным давлением, возрастающим с высотой полета.

Преимущества: удобны в эксплуатации, имеют малое сопротивление на вдохе, постоянный состав дыхательной смеси даже при неплотном прилегании маски.

Недостатки: большой непроизводительный расход кислорода.

На современных пассажирских самолетах возможно быстрое надевание маски, так как в случае падения давления в кабине маска автоматически выбрасывается из ячейки, расположенной под потолком кабины, и повисает на своем шланге перед лицом пассажира.

Кислородные маски закрытого типа

Кислородные маски закрытого типа в свою очередь подразделяются на маски без избыточного и с избыточным давлением.

КМ без избыточного давления (рис. 2.14) по конструкции просты: корпус маски с обтюратором 1, клапаны вдоха 2 и выдоха 4. Под маской поддерживается давление окружающей среды и поэтому в негерметичных кабинах они могут использоваться летчиками при полетах на высотах до 12 км и в аварийных условиях кратковременно – до 13,5 км.

Принципиальная схема маски с избыточным давлением и общий вид показаны вместе с защитным шлемом на рис. 2.15.

Кислород поступает в маску во время вдоха через гофрированный шланг и клапан вдоха. Последний состоит из собственно резинового клапана тарельчатой формы и пластмассового седла.

Клапан выдоха предназначен для удаления выдыхаемой газовой смеси как при отсутствии, так и при наличии избыточного давления в маске. Для этого лепестковый клапан выдоха поджимается к своему седлу резиновым клапаном-мембраной 6, внутренняя полость которого трубочкой 7 соединяется с линией вдоха или с регулятором давления маски. Когда на высотах более 12 км в маску поступает кислород с избыточным давлением, то же давление действует изнутри клапана-мембраны 6, уравновешивает давление в маске, и клапан не может самопроизвольно открываться. Тем более он будет закрыт во время вдоха, когда в маске понижается давление.

При выдохе давление в маске повышается, клапан-мембрана 6 отходят от седла и выдыхаемая смесь через окна в корпусе клапана удаляется в атмосферу. Для более герметичного прилегания маски к лицу служит компенсатор натяга 3, закрепленный на шлемофоне. При создании избыточного давления в маске резиновые камеры компенсатора раздуваются и натягивают тесьму крепления маски 4.

Преимущества: автоматическое поддержание заданного процентного содержания кислорода в зависимости от высоты, экономичны, используются в качестве летного противогаза.

Недостатки: значительное сопротивление на вдохе, сложность эксплуатации.

Применение различных масок определяется как смесевым составом дыхательной смеси, так и давлением ее подачи: на высоте до 9 км дыхательная смесь без избыточного давления с увеличением содержания кислорода до 100%; на высотах 9…12 км подача кислорода под маску осуществляется под небольшим избыточным давлением для исключения подсоса окружающего воздуха; на высотах более 12 км подача кислорода должна осуществляться под возрастающем по высоте давлением.

Личное снаряжение летчика

Компенсирующий жилет

При избыточном давлении в легких свыше 3,3 кПа дыхание быстро расстраивается, резко падает работоспособность. Чтобы облегчить дыхание человека в этих условиях, достаточно применения компенсирующего жилета (КЖ), который создает механическое давление на грудную клетку и живот, равное давлению в легких.

КЖ изготавливается из малорастяжимой ткани и плотно подгоняется по фигуре летчика (рис. 2.15а). В области грудной клетки под жилет помещается соединенная с маской пневмокамера 2, давление в которой компенсирует давление внутри легких, помогая производить выдох.

Тем не менее, КЖ не обеспечивает равномерной компенсации давления по всему туловищу. Более того, в случае его использовании увеличивается отток крови в голову и конечности.

Личное снаряжение летчика, входящее в комплект высотного кислородного оборудования самолета, состоит из высотно-компенсирующего костюма, герметического шлема или защитного шлема с кислородной маской, вентилируемого костюма и парашютного кислородного прибора.

Высотно-компенсирующий костюм

При избыточном давлении дыхательной смеси, превышающем давление окружающей среды на 5,3 кПа, наступает расстройство не только дыхания, но и кровообращения: кровеносные сосуды конечностей не могут противостоять повышению давления крови и расширяются, что приводит к застойным явлениям в них, а также к ухудшению кровоснабжения головного мозга.

Компенсация избыточного давления крови в конечностях возможна с помощью высотно-компенсирующего костюма (ВКК).

Этот костюм изготавливается в виде плотно подгоняемого по фигуре летчика комбинезона (с перчатками и носками) из малорастяжимой ткани. Механическое давление на поверхности тела создается либо с помощью трубок натяжного устройства (рис. 2.16, а), либо с помощью пневмокамер (рис. 2.16, б).

Конструктивная схема натяжных устройств ВКК трубчатого типа показана на рис. 2.17. Силовая схема натяжного устройства представляет собой петлю в форме восьмерки, в малый круг которой вставлена трубчатая пневмокамера. При наполнении газом камера увеличивается в диаметре и через натяжные тесемки стягивает большой круг, т. е. обжимает тело.

Однако такая конструкция натяжных устройств не обеспечивает равномерного обжатия по периметру тела, особенно его вогнутых частей

Этого недостатка лишены натяжные устройства с пневмокамерами низкого давления (рис. 2.16, б). Общим недостатком костюмов с пневмокамерами, закрывающими туловище полностью или большую его часть, является то, что они могут применяться только при наличии эффективной системы вентиляции пододёжного пространства.

ВКК с натяжным устройством (рис. 2.18, а) имеют минимальную поверхность, покрытую пневмокамерами, что повышает гигиеничность и улучшает естественную вентиляцию этого костюма, но снижает эффективность компенсации давления, особенно в области подмышечных впадин и паха. Кроме того, натяжение комбинезона в области грудной клетки существенно затрудняет дыхание, так как препятствует подвижности ребер. Для устранения указанных недостатков применяют ВКК комбинированного типа (см. рис. 2.18, б), в которых натяжное устройство сочетается с дыхательно-компенсирующей камерой, выполненной по всему периметру тела. Необходимость вентиляции этого участка тела ограничивает зону размещения.

Наибольшее распространение получили ВКК с натяжными устройствами, в которых для улучшения компенсации давления в области живота применяется плоская камера, соединенная с системой дыхания, так называемый брюшной компенсатор, установленный под оболочкой костюма.

Масса ВКК составляет 2,8…3,4 кг.

ВКК должны удовлетворять следующим основным требованиям:

— оказывать на всю поверхность тела человека равномерное давление, равное давлению газа в легких;

— уменьшать нагрузку на дыхательную мускулатуру;

— не стеснять движений летчика;

— быть газопроницаемыми;

— надеваться и сниматься без посторонней помощи; быстро приводиться в состояние готовности.

Герметический шлем

В случае применения ВКК с КМ при избыточном давлении дыхательной смеси по сравнению с окружающей средой более 10 кПа происходит расстройство зрения и слуха. Создать внешнее механическое противодавление на глаза и уши невозможно, поэтому для обеспечения продолжительного дыхания под избыточным давлением более 10 кПа вместо КМ применяется герметический шлем (ГШ) (рис. 2.19.). ВКК с ГШ позволяет довести избыточное давление в легких до 19,3 кПа (и более), т. е. обеспечить условия дыхания практически на любой высоте.

Время пребывания в компенсирующем снаряжении на высотах более 12 км ограничено в силу особенностей механической компенсации. Поэтому высотно-компенсирующее снаряжение может рассматриваться лишь как аварийное средство, позволяющее в случае разгерметизации кабины быстро снизиться на безопасную высоту.

Применение ВКК с ГШ целесообразно на самолетах, летающих на высотах более 20 км, либо при невозможности аварийного снижения на высоту 12 км в течение нескольких минут.

ГШ безмасочного типа выполняет все функции КМ. Кроме того, он полностью изолирует голову от наружной атмосферы, защищает ее от ударов, а лицо от скоростного напора воздуха при катапультировании.

Органическое стекло смотрового щитка склеено из двух слоев, между которыми помещены нагревательные элементы из проволоки. Электрообогрев предохраняет смотровое стекло от запотевания и обмерзания.

При создании в ГШ избыточного давления газа на шлем действует сила, направленная вверх. Для восприятия вертикальных усилий шлема, возникающих от избыточного давления в его полости, служит система подтяга шлема к высотно-компенсирующему костюму.

ВКК используется и в качестве средства, защищающего летчика от действия перегрузок. В костюме смонтировано противоперегрузочное устройство (ППУ), обтягивающие брюшную зону и область ног, уменьшающие отток крови в нижнюю часть тела, что приводит к улучшению кровообращения головного мозга, повышая работоспособность летчика. Давление воздуха в камерах ППУ зависит от величины перегрузок. Чем больше перегрузка, тем больше давление воздуха в камерах ППУ. Применение в комплекте ВКК противоперегрузочного устройства с автоматом давления обеспечивает переносимость перегрузок до 10 единиц.

Защитный шлем с кислородной маской и шлемофоном

В том диапазоне высот, где достаточно применения КМ и нет необходимости в ГШ, функции защиты головы летчика от ударов и лица от встречного напора воздуха при катапультировании выполняет защитный шлем (ЗШ), всегда используемый в комплекте с КМ (см. рис. 2.20).

Защитный шлем в комплекте с шлемофоном и кислородной маской являются составной частью снаряжения летного состава и предназначены для защиты:

— головы и лица летчика от повреждений при ударах о внутренние части кабины самолета в полете и при посадке;

— головы и лица летчика от солнечной радиации и ослепляющего действия солнечных и прожекторных лучей;

— лица летчика от воздействия воздушного потока при катапультировании.

ЗШ должен быть достаточно легким, не мешать поворотам головы, не ограничивать обзор и не вызывать болевых ощущений при длительном ношении.

Ударные нагрузки воспринимаются каской и амортизирующими вкладышами ЗШ.

Амортизирующие вкладыши и «противошумы» с телефонами ЗШ обеспечивают изоляцию от шумов.

Светофильтр предназначен для защиты глаз от ослепляющего действия лучей, изготовляется из окрашенного органического стекла, и выполняется обычно сдвижным, чтобы не затруднять обзор в условиях низкой освещенности. Светофильтр опускается также перед катапультированием для защиты лица от скоростного потока.

Современные ЗШ имеют массу около 2 кг.

Основными данными для определения необходимого для типового полета запаса кислорода являются: максимальная высота полета самолета; продолжительность (дальность) полета; профиль полета; тип кислородных приборов, устанавливаемых на самолете; количество членов экипажа и пассажиров. График профиля полета представлен на рис. 2.21. Требования к количеству кислорода для членов экипажа и для пассажиров неодинаковы, и поэтому расчет запаса кислорода для них производится отдельно.

1. Запас кислорода Q₁ для защиты членов экипажа и пассажиров от кислородного голодания находится из выражения:

Q₁= , (2.1)

где n – число членов экипажа или пассажиров, пользующихся кислородом;

q₁ – расход кислорода на высоте h₁, л/мин;

q₂ – расход кислорода на высоте h₂, л/мин;

τ₁ – время подъема самолета с высоты h₁, до высоты h₂, мин;

τ₂ – время горизонтального полета на высоте h₂, мин; τ₃ – время снижения с высоты h₂ до высоты h₁, мин.

При пользовании приборами с периодической подачей кислорода в маску расход кислорода может изменяться в широких пределах в зависимости от высоты полета и физической нагрузки. Поэтому при расчетах принимаются следующие средние величины расхода для всего времени полета:

а) при наличии подсоса воздуха в дыхательную смесь на высотах до 9000 м q = 6 л/мин;

б) при пользовании дополнительной подачей кислорода на высотах от 9000 м до 12000 м q = 10 л/мин.

2. Запас кислорода для защиты от дыма и вредных газов Q₂ должен быть не менее 300 л на каждого из членов экипажа. Этот запас может использоваться для защиты экипажа от кислородного голодания при разгерметизации самолета и должен обеспечить экипажу возможность управления самолетом в течение не менее 15 мин. Для определения общего запаса кислорода при расчете берут большее из двух значений Q₁ и Q₂.

3. Запас кислорода для профилактического питания экипажа Q₃ при длительном полете предназначен для снижения утомляемости при полетах продолжительностью более 4 ч и определяется из уравнения

Q₃=n q t (2.2)

где n – число членов экипажа;

q – легочная вентиляция при профилактическом питании (принимается равной 10 л/мин);

t – время профилактического питания кислородом (принимается равным 10 мин);

τ_пол – время полета в целых часах.

В потребный объем кислорода должен быть включен и объем кислорода, расходуемый при предполетных проверках кислородного оборудования Q_пред определяемый из уравнения:

Q_пред = n q t (2.3)

где n – число членов экипажа; q – расход кислорода через маску, л/мин; t – время проверки оборудования, мин.

Для учета возможных утечек, погрешностей показаний манометров, влияния температуры и т.д. в расчет вводят коэффициент запаса К = 1,1…1,2 и Q_н – невырабатываемый остаток. Общий запас кислорода в стационарной системе для экипажа Q_эк равен:

Q_эк = (Q₁ Q₃ Q_н Q_пред) K. (2.4)

Общий запас кислорода в стационарной системе для пассажиров будет равен

Q_пac = (Q₁ Q_н Q_npед) K. (2.5)

Здесь невырабатываемый остаток кислорода Q_н=Р_ост.V_б,

где Р_ост – остаточное давление в баллоне,

V_б – вместимость баллона.

Кроме запаса кислорода в стационарных кислородных системах экипажа и пассажиров на борту самолета имеется запас кислорода в переносных баллонах.

Для обеспечения возможности перемещения по самолету для борьбы с дымом, а также для оказания терапевтической помощи пассажирам в кабине экипажа размещается баллон вместимостью не менее 3 л. Такие же баллоны предусматриваются и для каждого бортпроводника.

С помощью переносного кислородного оборудования производится и терапевтическое питание кислородом пассажиров. При этом запас кислорода принимается исходя из необходимости обеспечения питанием 2% пассажиров (но не менее 1 чел) в течение всего полета и определяется из уравнения:

Q_тepaп = 0,02n q τ_пол (2.6)

где n – число пассажиров на самолете; q – расход кислорода при терапевтическом питании на 1 чел (принимается равным 4 л/мин); τ_пол – время полета в целых часах.

Общий потребный объем кислорода, приведенный к нормальным условиям V_Σ (в литрах) составит:

V_Σ = , (2.5)

Где р_б – номинальное рабочее давление газа в баллоне в МПа;

р₀ – давление на уровне моря (0,1 МПа);

р_бmin – минимальное давление, при котором гарантируется нормальная работа кислородного оборудования в МПа.

Минимальное неучитываемое давление кислорода р_бmin:

— для баллонов низкого давления (р_б = 3 МПа) неучитываемое давление принимается 0,7 МПа;

— для баллонов высокого давления (р_б = 15…20 МПа) р_бmin составляет (2…3) МПа, что необходимо для контрольной продувки баллона на земле перед его заправкой.

Потребное количество баллонов определяется:

N = (V_Σ) / v_б, (2.6)

где v_б – «водяная» емкость одного баллона.

В случае применения на самолете жидкого кислорода потребный запас кислорода в газификаторе (в кг) определяется по формуле

Q_потр= n . (2.7)

Здесь 754 – объем газообразного кислорода, который при давлении 101,3 кПа и 15°С образуется испарением 1 кг жидкого кислорода, в л (при испарении 1 литра жидкого кислорода образуется 860 литров – газообразного).

Q_неуч – неучитываемый остаток кислорода, при котором начинаетcя падение давления в газификаторе. Эта величина берется из паспорта газификатора и, в среднем, составляет 7…10% запаса жидкого кислорода сосуда;

q_пот – потери испарением в кг/ч (эти потери для различных газификаторов находятся в пределах 0,05…0,15 кг/ч);

τ – время от момента зарядки газификатора до вылета самолета (принимается от 24 до 48 ч);

n – количество членов экипажа;

z – количество газификаторов;

k – коэффициент запаса.

Комплект кислородного оборудования высотного самолета.

Подводя итог, следует отметить следующее.

Для обеспечения нормальной жизнедеятельности и работоспособности летчика, а также безопасности полета и аварийного покидания самолета на больших высотах на самолетах устанавливается комплект кислородного оборудования. В него входят приборы с избыточным давлением кислорода в системе дыхания и пневмосистема высотно-компенсирующего костюма.

Комплект кислородного оборудования на высотных самолетах рассчитан на работу с герметическим шлемом и высотно-компенсирующим костюмом на высотах до практического потолка и обеспечивает дыхание членов экипажа при следующих обстоятельствах:

1. Длительно в загерметизировнной кабине до практического потолка и в разгерметизированной кабине до высоты 12 км.

2. Кратковременно (до 10 мин.) – при разгерметизации кабины от практического потолка до высоты 12 км.

3. Кратковременно – при катапультировании с практического потолка с автоматическим подключением кислородного питания от парашютного кислородного прибора.

Контрольные вопросы для самопроверки

1. Назовите возможные источники кислорода на борту.

2. Каковы преимущества и недостатки жидкостных газификаторов по сравнению с баллонными источниками?

3. По каким основным свойствам подразделяются кислородные системы?

4. Назначение кислородной системы постоянной подачи кислорода?

5. Какова предельная высота полета использования системы постоянной подачи в разгерметизированной кабине?

6. Принцип действия легочного автомата.

7. Возможно ли использование легочного автомата для коллективного пользования?

8. Каковы предельные избыточные давления подачи кислорода при которых необходимо применять: компенсационный жилет, высотный костюм, гермошлем.

9. Каков принцип работы высотного костюма?

10. Особенность подачи кислорода в парашютных кислородных приборах.

11. От каких факторов зависит запас кислорода на борту.

ГЕРМОКАБИНы САМОЛЕТОВ

Схемы герметических кабин

Полеты современных самолетов осуществляются на высотах, где атмосферное давление не может обеспечить приемлемые условия для здоровья и работоспособности человека. С целью ограждения человека и ряда технических систем и устройств от неблагоприятных условий окружающей среды на самолетах создаются герметические отсеки-гермокабины (ГК), способные обеспечивать повышенные давления. Необходимые условия в ГК обеспечиваются системой кондиционирования воздуха (СКВ).

На самолетах используются два типа герметических кабин: атмосферные (или вентиляционные) и автономные (или регенерационные).

Тип и схема размещение ГК (см. рис. 3.1) определяются типом и назначением летательного аппарата.

Для самолетов, имеющих высоту полета до 25 … 30 км, наибольшее распространение получили кабины атмосферного типа (неавтономные), так как вентилируются воздухом окружающей среды (рис. 3.2, в).

В кабинах атмосферного типа наддув осуществляется атмосферным воздухом. Они более просты по конструкции, в них не требуется высокая степень герметизации. Подаваемый в кабину воздух используется одновременно и для вентиляции, и поддержания требуемой температуры.

Главным недостатком атмосферных кабин является их сравнительно небольшая высотность, ограничиваемая разреженностью воздуха на больших высотах и конструктивными возможностями нагнетающих устройств.

На самолетах, имеющих высоту полета свыше 25…30 км, отбор воздуха от компрессора маршевого двигателя становится нецелесообразным (большие затраты энергии). На них применяются автономные кабины.

Такие же кабины применяются и на некоторых специальных самолетах (например, самолетах сельскохозяйственной авиации для работы с ядохимикатами).

Необходимое давление и состав воздуха в автономных кабинах поддерживаются с помощью регенерационных устройств и запаса воздуха или кислорода, хранящегося в бортовых баллонах или газификаторах. Продукты дыхания удаляются с помощью специальных поглотителей или путем пропускания воздуха через регенерационные системы.

Автономные кабины более сложны в эксплуатации, чем атмосферные, и требуют зарядки сжатым воздухом или кислородом, смены поглотительных патронов и т.д. При необходимости большего потребления газа могут использоваться газификаторы с жидким кислородом. Кроме того, такие кабины должны иметь системы регулирования температуры, влажности. Особенно высокие требования предъявляются к герметизации таких кабин, чтобы уменьшить утечку воздуха. Однако в условиях высотных полетов целесообразно применять только автономные кабины.

Требования, предъявляемые к атмосфере кабины самолета

Основным назначением самолетных СКВ является создание условий, необходимых для обеспечения нормальной жизнедеятельности и работоспособности пассажиров и экипажа в полете на различных высотах и в любых климатических условиях. Поэтому атмосфера в герметических кабинах самолетов должна соответствовать физиолого-гигиеническим требованиям.

1. Давление воздуха в кабинах самолетов при изменении высоты полета должно изменяться по определенному, заранее заданному для данного типа самолета, закону.

2. Скорость изменения давления воздуха в кабинах пассажирских самолетов по абсолютной величине должна быть не более 24 Па/с на всех допускаемых режимах эксплуатации самолета.

Допускаемая для человека скорость понижения давления примерно в два раза выше скорости его повышения. Для тренированного летного состава скорость перехода с нормального давления на пониженное не должна превышать 2,66 кПа/с (20 мм рт. ст./с), а скорость повышения давления – 1,33 кПа/с (10 мм рт. ст./с). При аварийной разгерметизации кабины для всех самолетов допускается от 2,66 до 5,35 кПа/с (от 20 до 40 мм рт. ст./с).

3. Температура воздуха в кабинах пассажирских самолетов должна составлять 20 ± 5°С. Неравномерность распределения температуры воздуха не должна превышать 3°С по длине и 2°С по высоте и ширине кабины. Температура ограждений не должна отличаться от температуры воздуха более чем на 5^оС. В жаркое время года температура воздуха в гермокабине в момент посадки пассажиров должна быть на 8…10°С ниже температуры наружного воздуха, но не менее 20°С.

4. Относительная влажность воздуха в кабине пассажирского самолета в установившемся полете на крейсерской высоте должна быть в пределах 40…60%, (при допустимой – 25…60%). Верхний предел относительной влажности является оптимальным, а нижний – допустим лишь кратковременно.

5. Скорость движения воздуха в зоне головы человека в кабинах пассажирских самолетов не должна превышать 0,4 м/с, а в кабинах других самолетов – 1,5 м/с.

6. Общая интенсивность шума в кабине пассажирского самолета во время нормального полета не должна превышать 90 дБ, а при продолжительных полетах – 80 дБ. При пользовании шлемофонами допустимый уровень шума до (110 … 115) дБ.

7. Подаваемый в кабины воздух не должен содержать пыли, плохо пахнущих веществ и вредных примесей.

Создать абсолютно герметичную кабину весьма сложно: стыки листов обшивки, электровводы, выводы элементов механического управления и т. п. – все это имеет неплотности (щели), через которые может проникать воздух. Увеличение степени герметичности приводит, как правило, к усложнению конструкции кабины и обычно сопровождается увеличением ее массы. В то же время очень высокая герметичность необходима далеко не всегда.

Допустимые утечки воздуха определяются, исходя из следующих соображений:

— в нормальных условиях полета количество воздуха, поступающего через систему наддува (кондиционирования), должно превышать потери воздуха, вытекающего через неплотности;

— необходимо обеспечивать достаточно медленное уменьшение избыточного давления в ГК при аварийном прекращении подачи воздуха от системы наддува. Это необходимо для того, чтобы за время экстренного снижения до безопасной высоты давление в кабине оставалось на уровне, не вызывающем опасной кислородной недостаточности (гипоксии) или других вредных воздействий на организм человека.

Для оценки степени герметичности используются два вида удельных параметров:

— удельная утечка

g_ут = m_ут / W_г.к. , (3.1);

— удельная площадь эквивалентного отверстия

F_г.к.= f_г.к. / W_г.к , (3.1а)

где m_ут – суммарный расход воздуха из кабины, вызванный ее не-герметичностью;

— W_к– объем кабины;

— f_ут – суммарная эквивалентная площадь поперечного сечения неплотностей оболочки кабины.

По существующим нормам для атмосферных кабин с объемом до 150м³ допускается удельная утечка g_yт ≤ 6…l0 кг/(ч∙м³); при больших объемах ГК допустимое значение g_yтуменьшается до 4 кг/(ч∙м³). Указанным значениям удельных утечек соответствуют значения удельной площади эквивалентного отверстия F_г.к = (6… 13) и 3,2 мм²/м³.

Количество воздуха, вытекающего из ГК через неплотности, зависит от давлений в кабине, окружающей атмосферы и от суммарной площади щелей в конструкции. Поэтому ГК схематично можно представить в виде герметичного объема W_г.к. с эквивалентным отверстием f_ут, через которое вытекает столько же воздуха, сколько из реальной кабины. Изменение параметров воздуха в кабине в процессе истечения подчиняется политропическому закону. Действительное значение показателя политропы зависит от многих факторов и определить его теоретически достаточно трудно. Поэтому на практике обычно рассматриваются изотермический и адиабатический процессы. При незначительных утечках воздуха (близких к нормам) температура воздуха в кабине практически остается неизменной. Поэтому можно принять Т_г.к.= const (процесс изотермический) и связь между параметрами воздуха в ГК описывается уравнением состояния:

Р_г.кW_г.к = m_к R T_г.к., (3.2)

где р_г.к,W_г.к, m_к, Т_г.к – соответственно давление, объем, масса и температура воздуха в кабине; R – универсальная газовая постоянная.

После дифференцирования уравнения (3.2) по времени получается уравнение

(3.3)

Так как изменения массы воздуха в гермокабине

=m_п– m_в – m_ут , (3.4)

где m_п и m_в – соответственно расход воздуха, подаваемого в кабину и выпускаемого из нее через регулирующие клапаны; m_ут – утечки, то

(3.5)

При отсутствии подачи воздуха в ГК изменение давления определяется только величиной утечек (m_п=0 и m_в=0):

(3.6)

Герметическая кабина представляет собой герметизированный отсек фюзеляжа, внутри которого при полете на больших высотах поддерживается избыточное давление, доходящее до 40…50 кПа.

Фюзеляжи современных самолетов представляют собой преимущественно клепаные конструкции. Кабины, как часть фюзеляжа, имеют такую же конструкцию, только герметизированную. Герметичными должны быть все заклепочные швы, должна быть обеспечена герметизация всех люков и дверей, а также выводов из кабины тяг и тросов управления, различных трубопроводов и электропроводки.

Стык листов обшивки производится, как правило, по элементам продольного и поперечного наборов. Герметизация в местах стыка листов обшивки обеспечивается постановкой термостойких уплотнительных материалов и применением многорядных заклепочных швов с малым шагом заклепок. Уплотнительные материалы должны обладать вибростойкостью, быть влагоустойчивыми и не менять своих свойств при изменении температуры в заданных пределах.

На рис. 3.2а показаны типовые герметизированные стыки листов обшивки фюзеляжа. При стыке с помощью двух накладок герметизация производится уплотнительной лентой и постановкой двухрядного заклепочного шва (рис. 3.2а, а). Аналогично производится герметизация стыка листов по элементам каркаса (рис. 3.2а, б). Высокая герметизация стыка достигается при наклейке воздухонепроницаемой ленты (рис. 3.2а, в).

Надежное уплотнение должны иметь открывающийся или сдвижной фонарь, люки и двери. Различают следующие способы их герметизации:

1) ножевое уплотнение;

2) уплотнение резиновой трубкой;

3) уплотнение при помощи надувной трубки;

4) уплотнение при помощи пластинчатого клапана.

Элементом, обеспечивающим герметизацию при ножевом уплотнении, является резиновая прокладка, которая может быть выполнена либо из массива (рис. 3.2б, а), либо из пластинчатой (рис. 3.2б, б ) мягкой резины. Этот способ герметизации может быть применен для люков и дверей, открывающихся как внутрь, так и наружу. Если люк открывается наружу, то для обеспечения надежной герметизации с учетом отжатия люка избыточным внутренним давлением пластинчатая резина должна обладать требуемой упругостью.

Уплотнение резиновой трубкой (рис. 3.2в) лучше применять для люков, открывающихся внутрь. Для обеспечения хорошей герметизации поверхность, к которой прижимается трубка, должна быть гладкой.

Наилучшая герметизация больших по размерам люков и дверей достигается уплотнением надувной трубкой. Окантовка люка или двери имеет желоб, в который укладывается трубка (рис. 3.2г). После закрытия двери или люка и запирания замков в трубку поступает воздух под давлением 15…30 кПа. Под действием этого давления трубка расширяется, плотно прижимаясь к люку или двери и к желобу.

Герметизация сдвижных фонарей осуществляется только этим способом (рис. 3.2г). Простейшим способом герметизации люков и дверей, открывающихся наружу, является герметизация при помощи пластинчатого клапана (рис. 3.2д). Он представляет собой полосу пластинчатой резины, прикрепленную к окантовке с внутренней стороны по всему контуру. После закрытия и запирания люка пластинчатый клапан под действием избыточного давления прижимается к люку и закрывает щель. Но этот способ не обеспечивает надежной герметизации и поэтому применяется редко.

Герметизация остекления и окон фюзеляжа производится с помощью мягкой морозоустойчивой резины. Уплотнение остекления можно производить и невысыхающей замазкой.

Конструкция выводов из герметических кабин тяг и тросов управления самолетом и его агрегатами должна обеспечивать высокую герметичность и эксплуатационную надежность, быть простой в изготовлении и ремонте, не нуждаться в регулировке и не увеличивать заметно усилий при управлении.

При выводе тяг, имеющих возвратно-поступательное движение, герметичность обеспечивается установкой воздухонепроницаемых гофрированных шлангов — цилиндрических или конических (рис. 3.2е).

Если шланг установлен в кабине, то, чтобы предотвратить его сдавливание и не допустить соприкосновения с тягой управления, внутрь шланга вставляются кольца жесткости (рис. 3.2е, а). При наличии внутри шланга избыточного давления (при установке шланга вне кабины) кольца ставятся с наружной стороны (рис. 3.2е, б).

Герметизация с помощью гофрированных шлангов допускает и некоторое поперечное перемещение тяг. Такая герметизация может применяться и для выводов тросов. Недостатком этого способа герметизации является появление дополнительных усилий в управлении от перепада давлений.

Герметизация выводов тяг, имеющих поступательное движение вдоль своей оси, показана на рис. 3.2ж. При этом способе герметизации допускается возможность вращения тяги. В герметичном выводе, выполненном по схеме рис. 3.2ж, герметизирующим элементом является асбестографитовая набивка. В выводе, выполненном по схеме рис. 3.2 и, герметизация осуществляется резиновыми кольцами 1. Внутренняя полость корпуса для уменьшения трения тяг заполнена смазочным материалом.

Герметизация выводов тросов управления может быть произведена с помощью резинового вкладыша, имеющего основное отверстие по диаметру троса и продольный разрез, позволяющий надевать его на трос (рис. 3.2з, а). Вместо вкладыша может быть применен полый разрезной резиновый шарик (рис. 3.2з, б). Вкладыши или шарики поджимаются к тросам гайками.

Трос по всей длине его хода покрывается незамерзающим смазочным материалом, содержащим графит. К недостаткам такого уплотнения следует отнести большую утечку воздуха, необходимость периодической смены резинового вкладыша и частого возобновления смазочного материала троса. По этим причинам устанавливаться такой вывод должен в доступном для осмотра и обслуживания месте.

Уплотнение выводов валов с вращательным движением производится либо при помощи притертых плоских поверхностей, прижимаемых одна к другой пружиной или резиновой шайбой, либо при помощи уплотнительных колец из резины.

Очень часто на самолетах все выводы управления монтируются в одной герметической коробке. В коробке монтируется необходимое количество валиков, имеющих уплотнение резиновыми кольцами. На этих валиках закрепляются рычаги, к которым и подводятся тяги управления. Монтаж всех выводов в одной герметической коробке упрощает осмотр и обслуживание.

Проверку герметичности кабин необходимо производить не только в процессе производства самолета, но и в процессе его эксплуатации. В последнем случае проверка производится на земле при регламентных работах на самолете. Чаще всего используются два метода проверки:

— метод компенсации утечки воздуха в ГК;

— метод измерения времени падения давления в ГК.

Метод компенсации утечки заключается в подаче в кабину воздуха от внешнего источника и создании в ней заданного, не изменяющегося по времени избыточного давления. В этом случае расход подведенного в ГК воздуха определяет искомую величину его утечки m_{ут.опыт}.

По полученным значениям m_{ут.опыт.} оцениваются фактические показатели герметичности:

g_ут = .

Полученные значения не должны выходить за нормативные величины (указаны выше).

Схема проверки показана на рис. 3.3. Недостаток такого метода заключается в необходимости длительной по времени подаче сжатого воздуха в кабину.

Второй метод заключается в том, что (схема проверки показана на рис. 3.4): от источника сжатого воздуха (компрессора, баллона с редуктором), воздух подается через кран в кабину. При достижении в кабине избыточного давления на 5…10% больше заданного кран герметично закрывают и замеряют время падения давления до установленной величины.

Так как m_п= 0, то из уравнения (3.6) оценивается:

m_ут = (3.7)

Обычно по заданным нормам величины утечки воздуха с помощью уравнения (3.7) определяется минимальное время падения давления, и если полученное время больше вычисленного, то кабина считается герметичной.

Необходимо отметить, что величина утечки воздуха, определенная в наземных условиях, выше, чем определенная на высоте. Это связано с изменением характера истечения и большей плотностью воздуха. Действительную величину утечки в этом случае можно определить пересчетом по приведенным ранее формулам.

Степень герметичности кабины можно проверить также по показаниям вариометра 6 (см. рис. 3.4).

Действительно, как видно из уравнения (3.6),

(3.8)

В то же время известно, что показания пневматического вариометра связаны со скоростью изменения давления соотношением:

V_y = или

(3.9)

Приравнивая выражения (3.8) и (3.9) получаем

или g_ут=

где ρ – плотность воздуха, g – ускорение свободного падения.

Учитывая, что ρ_г.к= , поэтому

g_ут= (3.10)

Для приведенных выше норм удельной утечки воздуха (6…10 и 4 кг/(ч м³)) расчет по уравнению (3.10) позволяет определить следующие «нормативные» показания вариометра V_y: (7,3…12,2) и 4,9 м/с. В условиях проверки показания вариометра 6 (рис. 3.4) не должны быть больше нормативных.

Поддержание в ГК определенного давления обеспечивается подачей в отсеки предварительно сжатого воздуха. Возможны следующие способы регулирования давления воздуха в отсеках и кабинах ЛА:

а) компенсация утечек путем изменения количества воздуха, подаваемого в герметичный объем;

б) вентиляция кабины, при сохранении в ней заданного давления, изменением количества выпускаемого из кабины воздуха при обеспечении подачи его в кабину в достаточном количестве.

По первому способу осуществляется наддув небольших по объему герметичных отсеков, блоков радиоэлектронного оборудования или кабин ЛА специального назначения, когда наддув происходит от автономных систем. Этот способ обеспечивает наиболее рациональное использование запаса газа для наддува гермообъемов (рис. 3.5, а).

На самолетах для наддува ГК применяется только второй способ, так как подаваемый воздух предназначен не столько для регулирования давления, а, сколько для обеспечения в кабине температурного режима и необходимого газового состава.

При этом способе наддува регулятор давления устанавливается перед каналом сброса кабинного воздуха в атмосферу. Часть воздуха через неплотности вытекает из кабины (утечки воздуха), а остальное количество воздуха регуляторы перепускают в атмосферу (см. рис. 3.5, б).

Основным требованием, предъявляемым к системам регулирования давления, является автоматическое поддержание величин абсолютного и избыточного давлений в кабинах и скорости изменения давления в допустимых пределах.

Для пассажирских самолетов предусматривается дублирование регуляторов давления, с тем, чтобы при отказе любого элемента системы в салоне пассажирского самолета обеспечивалось заданное давление. Для военного самолета этого не требуется, так как летчик снабжен индивидуальной системой обеспечения жизнедеятельности.

Источники наддува ГК

Наддув атмосферных кабин (создание в них повышенного давления) осуществляется атмосферным воздухом. Выбор источника наддува кабин или отсеков зависит от назначения самолета, типа силовой установки и объекта наддува.

На современных самолетах наибольшее распространение имеет наддув гермокабин и отсеков от компрессоров самолетных газотурбинных двигателей. При этом способе наддува возможно загрязнение воздуха парами и продуктами пиролиза масла и топлива. Количество подаваемого в кабину воздуха зависит от режима работы двигателя, а расход воздуха, отбираемого от компрессора двигателя, снижает его характеристики. При больших расходах воздуха от двигателя для нужд СКВ на пассажирских самолетах-аэробусах применяется система с частичной рециркуляцией воздуха. В случае применения на самолете вспомогательной силовой газотурбинной установки наддув кабин может производиться oт компрессора этой установки.

К автономным источникам наддува относятся специальные компрессоры или нагнетатели, работающие за счет отбора мощности от маршевого двигателя. Эти компрессоры забирают забортный воздух и после его сжатия подают в СКВ. Наддув кабин от специальных кабинных нагнетателей, как правило, производится только на самолетах с поршневыми двигателями. Основным преимуществом наддува кабин от специальных нагнетателей является более высокая чистота подаваемого воздуха.

Подача сжатого воздуха или кислорода из баллонов является наиболее простым способом наддува кабин. Недостатками этого способа наддува являются большие габаритные размеры и масса баллонов, а также необходимость значительного их количества для обеспечения длительных полетов и сложность эксплуатации. Поэтому наддув кабин от баллонов применяется на специальных самолетах, имеющих небольшую продолжительность полета (как правило — экспериментальных).

На современных пассажирских и военных самолетах преобладает наддув ГК от компрессоров маршевых газотурбинных двигателей самолета. Для этого патрубки отбора через обратные клапаны (иногда регуляторы давления) объединяются в один или несколько трубопроводов, и через систему кондиционирования воздух направляется в кабину. Схемы отбора воздуха показаны на рис. 3.6.

Источники наддува должны обеспечивать:

— заданный расход воздуха для вентиляции и поддержания температурного режима в кабинах;

— потребное давление воздуха перед агрегатами СКВ, необходимое для их нормальной работы;

— температуру воздуха, которая должна быть достаточной для обогрева кабины, но не должна превышать некоторого допустимого предела, определяемого работоспособностью агрегатов системы.

Расход воздуха, отбираемого от компрессора двигателя, оказывает определенное влияние на характеристики двигателя.

Считается допустимым отбор воздуха для нужд СКВ до 5% от общего расхода воздуха через двигатель. Так, например, для маневренного самолета для обеспечения охлаждения (нагрева) кабины и охлаждения радиоэлектронного оборудования нужен расход воздуха в количестве 1000…2000 кг/ч или 0,3…0,6 кг/с, что составляет около 0,5% от расхода через двигатель (80…150 кг/с).

Иначе обстоят дела на больших пассажирских самолетах-аэробусах, на которых для нужд СКВ расход увеличивается в (10…15) раз. На этих самолетах в СКВ используют системы с частичной рециркуляцией кабинного воздуха.

Давление и температура отбираемого от компрессора воздуха зависят от скорости и высоты полета, от температуры атмосферного воздуха.

Температура отбираемого от компрессора воздуха в зависимости от высоты, скорости полета и степени сжатия воздуха в компрессоре двигателя также изменяется в широких пределах от 350 до 800 К. Однако при полетах на больших высотах и режимах планирования тепловой потенциал отбираемого воздуха иногда недостаточен для обогрева кабины. В связи с этим, кроме установки регулятора

давления, применяется отбор воздуха от двух ступеней компрессора двигателя. Причем отбор воздуха от низшей ступени происходит на режимах взлета, набора высоты, разгона, когда работает двигатель на максимальных режимах, и автоматически переключается на отбор за более высокой ступенью на менее напряженных режимах работы двигателя. На рис. 3.6, а изображена такая схема, в которой питание СКВ происходит от низшей ступени до тех пор, пока давление в месте отбора будет выше, чем давление за регулятором второй ступени. Если давление в малонапорной ступени станет меньше, чем за регулятором, то регулятор откроется и увеличенным давлением закроет обратный клапан (ОК) низшей ступени. Воздух с более высоким давлением и температурой поступит в систему.

На рис. 3.6, б показаны схемы отбора воздуха от компрессоров двух и более двигателей. ОК препятствуют перетеканию воздуха из работающего в неработающий двигатель. Запорные краны и сетевые регуляторы давления могут устанавливаться как за каждым двигателем, так и на общей магистрали (см. рис. 3.6, в).

Для удобства пассажиров и сохранения работоспособности экипажа в кабинах самолета желательно иметь давление, близкое к давлению атмосферы над уровнем моря. Однако поддержание такого давления в кабинах связано с увеличением перепада давления, вызывающего увеличение толщины обшивки и, следовательно, ее массы. Поэтому в кабинах самолета на период полета создается давление, которое отличается от наземного и изменяется по заданному закону.

Выбор закона изменения давления обусловливается заданными пределами изменения величины абсолютного давления в кабине и скоростью изменения этого давления, крейсерской высотой полета самолета, его скороподъемностью и прочностью ГК.

Ниже рассматриваются возможные программы регулирования давления воздуха в ГК самолетов.

Минимальное абсолютное давление воздуха в герметических кабинах пассажирских самолетов допускается не менее 75,6 кПа, что соответствует по международной стандартной атмосфере (МСА) давлению на высоте 2400 м.

Для других самолетов без применения кислородных приборов для дыхания минимально допустимое значение абсолютного давления в кабине составляет 66,6 кПа. По МСА это соответствует высоте ~3,5 км. Для маневренных самолетов, на которых для дыхания применяются кислородные приборы, величина абсолютного давления должна быть не ниже 41,1…35,7 кПа, что соответствует давлению на высоте 7…8 км в зависимости от длительности полета. При этом члены экипажа, начиная с высоты 3,0…3,5 км должны пользоваться кислородными приборами.

Избыточным давлением называют разность между давлением воздуха в кабине летательного аппарата и давлением атмосферного воздуха Δр_к = р_изб = р_к– р_H.

Избыточное давление воздуха в кабине пассажирских самолетов не должно превышать 62 кПа. На других самолетах максимальное избыточное давление не должно превышать 24,5 кПа. Величина избыточного давления ограничивается прочностными характеристиками кабины.

На рис. 3.9 показаны некоторые законы изменения давления в кабинах самолетов. Кривая 1 характеризует наиболее распространенный закон изменения давления в кабине пассажирского самолета. Здесь давление в кабине до высоты h₃ остается постоянным, равным давлению воздуха на аэродроме, а с высоты h₃, где избыточное давление в кабине р_изб достигает наибольшего значения, до максимальной крейсерской высоты полета h₄ — изменяется по закону:

р_к = р_h р_изб,

где р_к – абсолютное давление воздуха в кабине; р_h – атмосферное давление воздуха на высоте h. На максимальной высоте полета h₄ в кабине достигается минимально допустимое давление р_кmin, соответствующее «кабиной высоте», которая определяется в соответствии с физиолого-гигиеническими требованиями.

Кривая 2 характеризуется плавным изменением давления в кабине пассажирского самолета (меньшая скорость изменения давления). Это обеспечивает комфорт при более высокой (по сравнению с другими законами) вертикальной скорости самолета – особенно на малых высотах – при сохранении нормированной скорости изменения давления в кабине. Здесь до высоты h₂ давление в кабине остается равным давлению воздуха на уровне аэродрома, а после достижения высоты h₂ избыточное давление р_изб, растет, достигая максимально допустимого значения на потолке самолета.

Уменьшение скорости изменения давления при подъеме и снижении достигается тем, что в регуляторе давления предусмотрены специальные устройства, обеспечивающие _доп. в пределах всей области регулирования (высота от h₂ до h₄).

Для пассажирских самолетов скорость изменения давления воздуха в герметической кабине должна быть не более 0,667 кПа/с при повышении давления и 1,33 кПа/с – при понижении.

Для высотных маневренных самолетов, где экипаж пользуется индивидуальными средствами обеспечения жизнедеятельности обычно применяется закон изменения давления в кабине по кривой 3. В диапазоне от 0 до h₁ (обычно h₁ = 2000 м), осуществляется свободная вентиляция. На высотах от h₁ до h₅ происходит постепенное наращивание избыточного давления до максимальной величины р^’_изб =35 кПа. На высотах от h₅ до h₆ (до практического потолка) в кабине поддерживается постоянное избыточное давление, не превышающее р^’_изб =35 кПа. Такая схема регулирования позволяет осуществлять подачу кислорода в маску без избыточного давления до высоты полета ~15 км. В зоне свободной вентиляции (высоты от 0 до h₁), скорости изменения давления при вертикальных маневрах самолета одинаковы и в кабине и в атмосфере. В тоже время эта программа не предусматривает отбор воздуха на малых высотах на наддув ГК, что не снижает тяговые характеристики двигателя, обеспечивая максимальную скороподъемность самолету.

В кабинах скороподъемных маневренных самолетов (кривая 4) давление воздуха с подъемом на высоту изменяется по закону, обеспечивающего нормированную скорость изменения давления в кабине. На высоте практического потолка максимально допустимое избыточное давление не должно превышать ~30 кПа.

Такой закон регулирования давления в кабине обеспечивает допустимую по физиолого-гигиеническим соображениям скорость изменения давления в кабине.

В табл. 3.1 приведены данные, характеризующие программу регулирования давления на некоторых отечественных пассажирских самолетах. Как видно из таблицы, в ГК большинства современных пассажирских самолетов использованы программы регулирования (кривые 1 и 2). Высота (h₂ или h₃), до которой поддерживается р_к = const, зависит от максимальной высоты полета и принятого значения «высоты в кабине».

Одной из важных задач СКВ является поддержание заданного давления воздуха в ГК. Это обеспечивается с помощью различных регуляторов давления. Тип регулятора определяется значениями входного и выходного давлений, температурой и расходом газа.

По принципу действия автоматические регуляторы делятся на регуляторы прямого и непрямого действия. В регуляторах прямого действия (рис. 3.10) измерительный (чувствительный элемент) и исполнительный (регулирующий орган) узлы представляют собой единое целое. Воздействие на исполнительный механизм передается непосредственно от чувствительного элемента. Эти регуляторы просты в конструкции, но имеют ряд недостатков: большая зона нечувствительности; склонность к автоколебаниям; при больших расходах воздуха имеют большие габаритные размеры и массу.

Регуляторы прямого действия в настоящее время применяются для поддержания постоянного давления в небольших гермообъемах (отсеках с объемом до 1 м³) при подаче воздуха с расходом до 10 кг/ч и в качестве предохранительной аппаратуры.

В самолетных СКВ в качестве рабочего тела используется сжатый воздух. При этом газ подводится с определенным давлением, которое поддерживается в нужных диапазонах регуляторами давления. Тип регулятора определяется значениями входного и выходного давлений, температурой и расходом газа. Регуляторы давления могут поддерживать избыточное или абсолютное давление. Регуляторы избыточного давления – редукторы регулируют давление по отношению к давлению окружающей среды. Регуляторы абсолютного давления поддерживают постоянную разность давлений между давлением в герметичном объеме чувствительного элемента и выходным давлением.

Характеристики самолетных СКВ, их эффективность и надежность работы, качество поддержания параметров воздуха в кабинах и отсеках зависят от работоспособности сетевых регуляторов давления. Сетевые регуляторы давления устанавливаются в СКВ для понижения давления, получаемого от компрессора двигателя. Они характеризуются большой пропускной способностью (расход воздуха 1 кг/с), широким изменением входных давлений от 0,1 до 3,0 МПа при температуре рабочего воздуха до 650°С. Сетевые регуляторы давления бывают прямого и непрямого действия и имеют весьма разнообразные конструктивные схемы.

Сетевые регуляторы прямого действия, так же как и регуляторы давления кабины, имеют ряд недостатков, которые препятствуют их применению. Поэтому современные сетевые регуляторы выполняют по схеме непрямого действия.

Регулятор давления воздуха предназначен для поддержания заданного закона изменения давления воздуха в кабине, а также для предохранения кабины от опасного разрежения воздуха.

На рис. 3.10 показана принципиальная схема регулятора прямого действия. В конструктивном отношении регулятор представляет собой агрегат, объединяющий в одном корпусе три элемента: регулятор постоянного абсолютного давления; регулятор постоянного перепада давлений и предохранительный клапан обратного перепада давления. Регулятор постоянного абсолютного давления обеспечивает поддержание в кабине давления воздуха на участках (h₁ – h₅)кривой 3 (см. рис. 3.9). Чувствительным элементом регулятора постоянного абсолютного давления является вакуумированный сильфон 2 с расположенной внутри пружиной 7 (см. рис. 3.10).

Регулятор постоянного перепада давлений предназначен для поддержания постоянного перепада давления между давлением внутри кабины и давлением наружного воздуха на участке (h₅ – h₆) кривой 3 (см. рис. 3.9). Чувствительным элементом регулятора постоянного перепада давлений является спиральная пружина 6 (см. рис. 3.10), оттарированная на силу, соответствующую избыточному давлению Δр_к. Регуляторы постоянного абсолютного давления и постоянного перепада давлений конструктивно выполнены так, что их чувствительные элементы: сильфон и пружина независимо друг от друга действуют на один и тот же исполнительный орган – сдвоенные клапаны 4 и 5.

Наличие серьги 8 обеспечивает некоторый ход штока 3 с клапанами относительно сильфона 2. Пружина 6 прижимает верхний конец штока к серьге и этим самым создает необходимую жесткость передающей системы от сильфона к клапанам.

Работают регуляторы постоянного абсолютного давления и постоянного перепада давлений следующим образом. При полете на уровне земли давление воздуха внутри сильфона 2 меньше атмосферного, потому сильфон находится в сжатом состоянии и клапаны 4 и 5 полностью открыты. По мере увеличения высоты полета давление наружного воздуха, а, следовательно, и давление в кабине понижается, вследствие чего сильфон 2 будет постепенно расширяться, уменьшая посредством клапанов 4 и 5 площадь проходного сечения. До высоты h₁ (см. рис. 3.9, кривая 3), сильфон 2, расширяясь, оставляет клапаны 4 и 5 открытыми настолько, что в кабине не создается избыточного давления. На высоте h₅, дальнейшее расширение сильфона приводит к такому прикрытию клапанов 4 и 5, что в кабине по сравнению с окружающей атмосферой создается избыточное давление. Начиная с высоты h₅, вступает в работу регулятор постоянного перепада давлений.

Если перепад давлений окажется выше допустимого, то он преодолеет силу упругости пружины 6, клапаны 4 и 5 отойдут от седел и выпустят воздух из кабины, что приведет к уменьшению перепада давлений. При снижении перепада давления картина изменится на противоположную.

Уравнение равновесия клапанов на режиме поддержания постоянства давления в кабине (высоты полета h₁…h₅):

Р_гк f₁ Р_а f₂ Р_пр.с.= Р_гк f₂ Р_аf₁ Р_гк f_с.

где p_гк – давление в кабине;

f₁ – площадь верхнего клапана;

f₂ – площадь нижнего клапана;

f_с – площадь сильфона;

Р_пр.с – сила натяжения пружины сильфона;

p_a – атмосферное давление;

p_гк (f₁ – f₂ – f_с)= p_а (f₁ – f₂) – Р_пр.с

p_гк (f_с f₂ – f₁) = p_а (f₂ – f₁) Р_пр.с

p_гк = p_а .

В последней формуле (f₂ – f₁) << (f_с f₂ – f₁), поэтому, пренебрегая первым членом уравнения, получаем:

p_гк ≈ .

Здесь Р_пр.с≈ const; (f_с f₂ – f₁)= const, поэтому Р_гк ≈ const

Уравнение равновесия клапанов. Рассмотрим уравнение равновесия сил, действующих на клапаны регулятора на режиме поддержания постоянства перепада давления в кабине (высоты полета h₅…h₆):

p_гк f₁ p_a f₂ = p_гк f₁ p_a f₂ P_пр,

где P_пр – сила натяжения пружины 6.

Преобразовав это равенство и обозначив p_гк – p_a =Δр, получим

Δр = P_пр / (f₂ – f₁) = const, откуда следует, что регулятор на участке кривой (h₅ – h₆) (см. рис. 3.9, кривая 3) будет поддерживать постоянный перепад давления.

Сетевые регуляторы давления

Регулятор избыточного давления непрямого действия. На рис. 3.11 показана схема сетевого регулятора, состоящего из исполнительного и командного механизмов. Исполнительный механизм регулятора, в свою очередь, состоит из регулирующего органа – заслонки 1 и сервопривода, основным элементом которого является герметичный сильфон 2, во внутреннюю полость которого из командного механизма подводится воздух. При изменении давления в сильфоне перемещается шток 3, который через рычаг 4 поворачивает регулирующую заслонку на определенный угол, изменяя площадь проходного сечения.

Командный механизм регулятора избыточного давления состоит из чувствительного элемента и усилителя. Чувствительный элемент состоит из мембраны 5, пружины 6, биметаллического компенсатора 7, предназначенного для компенсации тепловых изменений жесткости пружины и корпуса чувствительного элемента. При повышении температуры пластина компенсатора изгибается и поджимает пружину.

На любом установившемся режиме работы, т.е. при постоянном давлении р₁ на входе в регулятор и постоянном расходе воздуха, действие давления р₂ на выходе из регулятора на мембрану 5 командного механизма уравновешивается усилием пружины 6. При этом мембрана 5 образует определенный зазор над седлом 8. Воздух, проходящий через отверстие седла, частично сбрасывается через дроссельное отверстие 9 в атмосферу, а затем с давлением р_упрпоступает по трубке во внутреннюю полость сильфона 2 сервопривода. Величина р_упр зависит от соотношения проходных сечений седла 8 и дросселя 9, обеспечивая постоянное усилие на мембрану 5. Действие давления р_упр на сильфон уравновешивается пружиной 10, установленной между сильфоном и корпусом. Каждому значению величины р_упр соответствует определенная длина сильфона 2, а, следовательно, положение заслонки 1 регулирующего органа агрегата. При повышении, например, давления р₂ мембрана 5 прогибается. Проходное сечение между седлом 8 увеличивается, давление р_упр повышается, сильфон 2 расширяется, поворачивает заслонку 1 на закрытие. В результате выходное давление р₂ уменьшается. Регуляторы избыточного давления применяются, как правило, для защиты воздушных агрегатов от повышенного давления.

С целью предотвращения аварийных ситуаций ГК (выход из строя системы наддува кабины и ее отдельных агрегатов; нарушение целостности самой герметической кабины, а также случаи, когда необходимо быстро выровнять давление в кабине с атмосферным) в их конструкции предусматривается установка предохранительных и аварийных устройств. К ним относятся: обратный клапан, предохранительный клапан, вакуумный клапан, клапан аварийного сброса давления и кран питания кабины.

Схема их установки показана на рис. 3.12.

1. Избыточный предохранительный клапан (ИПК) – рис. 3.13 – служит для защиты кабины от разрушения при чрезмерном повышении избыточного давления, которое может возникнуть при нарушении нормальной работы регулятора давления или резкого увеличения подачи воздуха в кабину. Таким образом, клапан выполняет функции регулятора избыточного давления, но отличается от него более высоким значением регулируемого параметра. Предохранительный клапан должен срабатывать при перепаде давления кабина – атмосфера, превышающем нормальное избыточное давление на 15…20%.

2. Вакуумный предохранительный клапан (ВПК) кабины предназначен для выравнивания давления в кабине с атмосферным при быстром снижении самолета (например, при пикировании). В этом случае, давление в кабине становится меньше атмосферного и на оболочку кабины с внешней стороны действует повышенное давление. Конструктивная схема клапана показана на рис. 3.14.

Тарелка 1 клапана под действием этого перепада давлений сжимает пружину 2, клапан открывается и через него воздух поступает в кабину. Величина обратного перепада давлений для срабатывания клапана не должна превышать 1,33…2,67 кПа (10…20 мм рт.ст.).

3. Клапан сброса давления (КСД) – (рис. 3.15) – служит для выравнивания давления в кабине с атмосферным перед открыванием люка, двери или в случае необходимости покидания самолета в полете. В ГК устанавливается клапан аварийного сброса давления для быстрой разгерметизации кабины по желанию летчика (например, если нужно открыть люк или дверь при наличии в ГК избыточного давления). При повороте рукоятки 1 многоходовой винт 2 перемещается вертикально вверх и открывает тарельчатый клапан 3. Продолжительность сброса давления определяется проходным сечением клапана.

4. Обратные клапаны (ОК) линии наддува предотвращают обратный ток воздуха в магистралях системы кондиционирования в случае нарушения работы системы или ее герметичности. Этот клапан должен иметь, возможно, меньшее сопротивление в направлении движения воздуха.

Обратные клапаны предназначены для обеспечения заданного направления движения воздуха по магистралям СКВ. Они исключают утечки воздуха из системы и кабины в случае повреждения воздухопровода или в случае выхода из строя нагнетателя. Конструктивно обратные клапаны выполняются по различным схемам. Основным параметром, характеризующим качество клапана, является его гидравлическое сопротивление прямому току воздуха, величина которого не должна превышать 1,33…2,0 кПа.

На рис. 3.16 приведена схема обратного клапана лепесткового типа. Клапан состоит из корпуса 3 и двух лепестков 4. Лепестки укреплены на оси 1 и прижаты к седлу корпуса пружиной 2. Клапан устанавливается в воздухопроводе так, что поток воздуха, движущийся по магистрали, открывает лепестки 4 клапана. При прекращении подачи воздуха в кабину лепестки 4 под действием пружины 2 закрывают проходное сечение и избыточным давлением воздуха за клапаном прижимаются к седлу клапана.

На рис. 3.17 показан обратный клапан тарельчатого типа. Клапан состоит из корпуса 1, сферической тарелки 2 со штоком, пружины 3 и направляющей втулки 4. На внешней стороне корпуса изображена стрелка, указывающая направление движения воздуха. При уменьшении перепада давления под действием пружины 3 тарелка 2 исключает обратное движение воздуха.

Контрольные вопросы для самопроверки

1. Каковы основные типы герметических кабин?

2. Каковы основные параметры воздуха, контролируемые в гермокабине?

3. Основные способы проверки гермокабин?

4. Объясните принципы работы регулятора давления кабины и сетевого регулятора давления.

5. Какие защитные устройства исключают возникновение аварийного превышения давления в гермокабине.

6. Какие основные законы изменения давления реализуются в герметических кабинах?

Устройство СКВ на легком скоростном маневренном самолете проще, чем на пассажирском, так как создание комфортных условий здесь компенсируется средствами индивидуального жизнеобеспечения. Преобладающим требованием является максимальная надежность и минимальная масса системы и герметической кабины. СКВ на легком скоростном самолете поддерживает в кабине летчика и отсеках оборудования заданные температуру и давление.

При сверхзвуковых скоростях полета температура торможения наружного воздуха возрастает настолько, что при охлаждении в воздухо-воздушном радиаторе этим воздухом температура кабинного воздуха перед турбохолодильником становится слишком высокой. Поэтому, чтобы перед входом в кабину поддерживать температуру воздуха в заданных пределах, вводится третья ступень охлаждения. В таких системах, кроме воздухо-воздушных теплообменников и турбохолодильников, устанавливаются испарительные теплообменники, воздух в которых охлаждается за счет использования скрытой теплоты испарения хладагентов.

Принципиальная схема СКВ на легком скоростном маневренном самолете приведена на рис. 4.1. Здесь воздух для наддува кабины с повышенной температурой и давлением отбирается от ступеней компрессора. Для повышения надежности работы системы отбор воздуха производится от двух двигателей.

С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, что приводит к уменьшению напорности ступеней компрессора. С целью обеспечения необходимого давления в СКВ отбор воздуха в систему автоматически переключается на другую ступень компрессора с более высоким давлением. Воздух, отбираемый от компрессора 1 самолетного двигателя, проходит через перекрывной кран 2, сетевой регулятор абсолютного давления 3, обратный клапан 4 и распределяется по холодной и горячей линиям системы.

В «холодной» линии воздух охлаждается в первичном воздухо-воздушном радиаторе 5, в жидкостно-воздушном испарителе 6 и затем распределяется на два потока. Один из них идет в кабину летчика, а второй – в отсеки оборудования.

Воздух, направляемый в кабину, проходит через вторичный воздухо-воздушный радиатор ВВР2, где охлаждается более холодным воздухом из турбо холодильника 7, который поступает в технические отсеки оборудования. Охлажденный в радиаторе ВВР2 воздух поступает в турбохолодильник 8, где окончательно охлаждается, освобождается от влаги во влагоотделителе 10 и затем, соединившись с потоком, идущим по «горячей» линии, поступает к крану питания кабины 18. Обратный клапан 11 предотвращает попадание воздуха из горячей линии в турбохолодильник 8.

Управление краном питания кабины 18 вручную позволяет подавать воздух по желанию летчика по необходимым направлениям. Автоматический регулятор давления воздуха 31 совместно с выпускным клапаном предназначен для автоматического поддержания и изменения давления воздуха в кабине по заранее заданному закону, сбрасывая воздух при излишнем давлении за пределы кабины.

Предохранительный клапан 30 и вакуумный клапан 32 сообщают кабину с атмосферой, когда давление в кабине изменяется в ту или иную сторону сверх расчетного значения. Это возможно или при отказе регулятора давления 31 или при резком снижении самолета.

Температура воздуха в кабине поддерживается автоматическим регулятором температуры 25, работающим совместно с регулировочным краном 27. Автоматический регулятор температуры состоит из блока управления 25, датчика температуры 26, задатчика температуры 24. Он обеспечивает регулирование температуры в диапазоне от 0 до 50ºС. Необходимая температура в кабине устанавливается задатчиком температуры 24. Если температура воздуха в месте установки датчика температуры 26 равна установленной на задатчике температуре, то сигнал на исполнительный механизм – регулировочный кран 27 – не поступает. В противном случае блоком автоматического управления 25 на регулировочный кран 27 будет подан сигнал на охлаждение или нагрев воздуха, поступающего в кабину.

Управление регулировочным краном 9 осуществляется автоматически в зависимости от скорости полета. При увеличении скорости полета от М = 1,5 и выше срабатывает реле 29, которое подает сигнал на регулировочный кран (заслонку) 9. При этом заслонка 9, закрываясь, увеличивает подачу воздуха в кабину через турбохолодильник 8. Часть воздуха из системы кондиционирования через воздухо-воздушный теплообменник ВВР2 и турбохолодильник 7 отводится в отсеки оборудования.

На аэродроме обогрев и вентиляция кабины и отсеков оборудования осуществляется от наземного кондиционера, подключаемого к штуцерам 13.

Тепловое состояние оборудования или людей, находящихся на борту ЛА, определяется источниками выделения или поглощения тепла; видом теплообмена с окружающей средой (конвекция, теплоизлучение, теплопроводность, массообмен) и характеристиками теплоносителей. Очевидно, что полная характеристика теплового режима вентилируемых кабин и отсеков должна включать в себя всю совокупность перечисленных факторов.

Обычно задача упрощается, принимая во внимание существующие особенности и требования к СКВ. В частности, согласно действующим ЕНЛГС для самолетов гражданской авиации основной упор делается на поддержание температурного режима: температура в ГК должна быть 20±5°С; температура внутренней поверхности стенок кабины не должна отличаться от температуры воздуха более чем на 3…5°С, перепад температур воздуха по длине, ширине и высоте кабины не должен превосходить 2…3°С. Кроме того, температура воздуха в большинстве случаев является основным, если не единственным, параметром, регулируемым с помощью СКВ. Поэтому анализ всех тепловых воздействий, как правило, сосредотачивается только на тепловом балансе воздуха кабины (отсека).

Применительно к кабинам самолетов и вертолетов уравнение теплового баланса примет вид:

± Q_ст Q_л Q_oб Q_ост Q_с ± Q_скв = 0, (4.1)

где ± Q_ст – тепловые потоки от стенок (тепловые потоки принимаются положительными, если тепло подводится к воздуху);

Q_л – тепло выделяемое людьми (экипажем и пассажирами);

Q_об – тепловые потоки от оборудования, размещенного внутри кабины или отсека;

Q_ост – солнечное излучение, поступающее через остекленные участки стенок кабины (иллюминаторы, фонари и т.п.);

Q_с – лучистая энергия, поглощаемая поверхностью самолета от солнечного излучения;

Q_скв – тепловые потоки, поступающие от СКВ с вентилирующим воздухом.

Оценка составляющих компонентов уравнения теплового баланса (4.1) представлена ниже.

Расчет теплового потока Q_ст можно проводить по упрощенной формуле:

Q_ст = k_Т F (t_пог – t_к), (4.2)

где k_Т – коэффициент теплопередачи в Вт/(м^2оС); F – площадь поверхности кабины, через которую подается теплота, t_к – температура воздуха в кабине, ºС; t_пог – температура пограничного слоя на поверхности самолета ^оС.

Температура пограничного слоя воздуха приближенно определяется из уравнения

t_пог = t_h 0,86 , (4.3)

где t_h – температура (^оС) на высоте полета h;

V_ист. – истинная скорость полета м/с.

Теплота, выделяемая людьми, определяется тепло- и массообменом между телом человека и воздухом, находящимся в кабине. При этом предполагается, что самочувствие человека соответствует так называемому нормальному «тепловому» состоянию. Осредненно количество теплоты, выделяемое в атмосферу герметической кабины пассажирами и экипажем самолета, можно рассчитать по формуле:

Q_л.= q n, (4.4)

где q – тепловыделение одного человека (в обычных условиях принимается q = 419 кДж/ч или q = 116 Вт),

n – количество членов экипажа и пассажиров.

Количество теплоты, выделяемой бортовым оборудованием, оценивается по формуле:

Q_об. = ΣN_i (1 – η_i ), (4.5)

где N_i – мощность единицы оборудования, Вт; η_i – КПД единицы оборудования.

Количество лучистой солнечной энергии, проходящей через остекленную поверхность площадью F, определяется по формуле:

Q_ост = I₀ ΣD_сi F_i cosφ_i, (4.6)

где I₀ – солнечная постоянная (осредненно принимается 1200 Вт/м²); D_сi – коэффициент пропускательной способности остекления; F_i – площадь рассматриваемого участка остекления; φ_i – угол падения между направлением солнечных лучей и нормалью к остекленной поверхности; i номер участка остекления.

Лучистая энергия, поглощаемая поверхностью самолета от солнечного излучения, определяется:

Q_c = А I₀ ΣF_j cosφ_i,( 4.7)

где А – коэффициент поглотительной способности поверхности (для алюминиевых поверхностей принимается равной 0,2…0,5); F_j– площадь поверхности, поглощающая солнечную энергию.

Величина теплового потока от СКВ. Количество тепла, вносимого в кабину с подаваемым воздухом, определяется соотношением:

Q_скв = с_р m_к (t_вх – t_к), (4.8)

где t_вх – температура воздуха на входе в кабину;

t_к – температура воздуха в кабине;

с_р – удельная теплоемкость воздуха;

m_к – расход воздуха, подаваемого в кабину.

Теплоизоляция стенок кабин

Из всех слагаемых уравнения (4.1) наиболее существенным для потребной мощности СКВ является тепловой поток, поступающий или уходящий через стенки Q_ст (формула 4.2). Поэтому с целью уменьшения нагрузки на СКВ производится тепловая защита стенок кабин.

Тепловая защита стенок может осуществляться двумя способами: пассивным и активным методами.

Пассивный способ теплоизоляции – защита стенок с помощью слоя материала, имеющего низкий коэффициент теплопроводности. В качестве теплоизоляции (как и звукоизоляции) применяются капроновая вата и стекловата, распушенный асбест. Они формируются в виде матов и укладываются в ячейки между силовыми элементами, внешней работающей обшивкой фюзеляжа и внутренними декоративными панелями кабины.

Другой способ – активная теплозащита – заключается в том, что идущий через стенку тепловой поток частично передается какому-либо теплоносителю и вместе с ним уносится за пределы защищаемого объекта. Это так называемые панельные системы.

Отличительным признаком панельных систем является наличие проточных воздушных каналов в стенках кабины. Существуют различные конструктивные варианты панельных систем. Среди них можно выделить две группы, отличающиеся друг от друга способом подвода воздуха в кабину (рис. 4.2). В одном варианте воздух от распределительных коробов СКВ подается вначале в каналы панелей, а, пройдя их, поступает в кабину (см. рис. 4.2, а). В другом варианте воздух из распределительных коробов подается непосредственно в кабину, а выпускается через панели (см. рис. 4.2, б). Этот способ подачи обеспечивает одновременно индивидуальную вентиляцию с подводом воздуха к каждому пассажирскому креслу через насадки над сиденьями. Первая схема называется прямой панельной системой, вторая – обратной панельной системой.

Незначительные на первый взгляд отличия между прямой и обратной панельными системами приводят к коренному изменению выполняемой ими роли. В итоге функция активной тепловой защиты оказывается присущей только обратным панельным системам. Действительно, в этом случае воздух, выходящий из кабины, протекает по каналам панелей, «перехватывает» часть теплового потока и сбрасывается через выпускные клапаны в атмосферу.

В прямых панельных системах все «перехваченное» тепло вместе с воздухом поступает в кабину. Вследствие этого по теплозащитным свойствам такие системы имеют даже худшие характеристики, чем тот слой теплоизоляции, который отделяет воздушный канал от наружной обшивки. Указанное ухудшение связано с увеличением коэффициента теплоотдачи от внутренней поверхности теплоизоляции, вызванным большими скоростями протекания воздуха по каналу по сравнению со скоростью, обуславливаемой естественной конвекцией. При этом возникает больший перепад температур. Данная особенность прямых панельных систем не должна рассматриваться как явный недостаток, поскольку она отражает лишь специфичность назначения систем подобного типа.

Используемый в них способ подвода воздуха обеспечивает более высокую температуру стенки по сравнению с температурой воздуха кабин на режиме обогрева либо более низкую — на режиме охлаждения. Такое соотношение между температурой стенок и воздуха субъективно воспринимается как благоприятное и увеличивает комфортность условий в кабине. Вполне естественно, что для этого требуются большие затраты энергии.

Способы обогрева кабин

Обогрев воздухом, отбираемым от компрессоров газотурбинных двигателей (ГТД). В случае применения в силовых установках самолетов ГТД (ТРД, ТВД и др.) решение задачи обогрева кабин не представляет сложности. При существующих степенях сжатия в компрессорах современных двигателей температура воздуха в них оказывается вполне достаточной для целей обогрева. Практически обогрев герметических кабин всех современных пассажирских и боевых самолетов осуществляется горячим воздухом, отбираемым от компрессоров ГТД.

Использование тепла выхлопных газов двигателей. В тех случаях, когда в силовых установках применяются поршневые двигатели, для обогрева кабин используется тепло выхлопных газов двигателей. Для этого на выхлопных трубопроводах устанавливаются специальные теплообменники (ТО), с помощью которых обеспечивается подогрев подаваемого в кабину воздуха. Конструктивно они должны быть выполнены так, чтобы исключить попадание выхлопных газов в кабину. Выхлопные газы имеют высокую температуру, доходящую до 800°С и более, и отличаются большой химической агрессивностью, поэтому ТО должны изготавливаться из жаро — и коррозионностойких сталей.

Применение специальных бензиновых или керосиновых обогревателей при определенных обстоятельствах оказывается целесообразным по условиям компоновки или другим мотивам. Данные обогреватели содержат специальные камеры сгорания, совмещенные с теплообменным устройством, в котором производится подогрев воздуха, идущего на вентиляцию кабины (например, вертолета Ми-8).

Такие обогреватели имеют сравнительно небольшую установочную массу и обладают достаточно высокой экономичностью в потреблении топлива. Так, при теплопроизводительности в 45 кВт, достаточной для обогрева кабины самолета Ту-134, расход топлива составляет примерно 5,5 кг/ч.

Электрообогрев является очень удобным способом получения тепла. Электрогенераторы тепла, представляющие собой электропечи сопротивления, применяются для обогрева герметичных и не герметичных кабин самолета. Электрообогреватели отличаются простотой конструкции и легкостью осуществления дистанционного управления и автоматизации работы. Нагревательные элементы вместе с осевым электроприводным вентилятором размещаются в корпусе. Однако, как правило, располагаемой мощности бортовых источников электроэнергии не хватает для обогрева всей кабины в целом. По этим соображениям чаще всего электрообогреватели используются для решения локальных задач.

Принципиальная схема электрообогревателя показана на рис. 4.3а.

Обогреватель представляет собой электропечь сопротивления и состоит из корпуса 1 цилиндрической формы, электровентилятора 2, термовыключателя 5,

установленного на выходе из нагревательных элементов 4, и служащего для защиты обогревателя от перегрева, предохранительной сетки 3, подводящих клемм 8.

Электронагреватель рассчитан на несколько тепловых режимов работы, что обеспечивается наличием нескольких независимо работающих нагревательных элементов 4. Эти элементы могут включаться порознь или вместе. С подъемом на высоту увеличивается опасность перегрева обогревателя из-за уменьшения плотности воздуха и ухудшения теплообмена между воздухом и спиралями нагревательных элементов. Поэтому переключатель на определенной высоте отключает один из нагревательных элементов. Термовыключатель 5 выключает нагревательные элементы при нагреве биметаллической пластинки выключателя выше определенной температуры. Запуск электрообогревателя производится включением выключателя управления 6.

Теплообменные аппараты

Охлаждение воздуха в системе кондиционирования осуществляется в теплообменных устройствах, в которых происходит передача тепла от более нагретого теплоносителя к менее нагретому. Классификация этих аппаратов представлена в таблице 5.

В авиации применяются рекуперативные теплообменники, в которых теплота передается от одного теплоносителя другому через разделяющую их стенку, называемую поверхностью охлаждения или охлаждающим элементом. Теплообменные аппараты можно подразделить по следующим признакам:

1. По роду теплоносителей:

— воздухо-воздушные теплообменники (ВВТ);

— топливовоздушные (ТВТ), в которых охлаждение воздуха происходит с помощью топлива, подаваемого из баков в двигатели самолета;

— воздухо-жидкостные или испарительные (ВЖИ), в которых охлаждение горячего воздуха происходит в результате изменения агрегатного состояния хладоносителя (воды, водноспиртовых смесей, сжиженных газов и т. п.).

2. По взаимному направлению движения теплоносителей:

— прямоточные;

— противоточные;

— с перекрестным током.

3. По конструктивному оформлению теплообменных поверхностей:

— трубчатые;

— пластинчатые;

— канальные.

Анализ современных СКВ показывает, что масса теплообменников на некоторых самолетах достигает 30% массы системы.

Авиационные ТО характеризуются максимальной интенсификацией теплообмена, минимальными габаритными размерами и гидравлическим сопротивлением, что требует применения в конструкциях теплообменных аппаратов материалов с высокой теплопроводностью.

В прямоточных ТО тепло- и хладоносители движутся параллельно друг другу в одном направлении, поэтому разность температур по длине теплопередающей поверхности уменьшается (один поток охлаждается, а другой – нагревается) и этот тип ТО наименее эффективен.

В противоточном ТО потоки движутся навстречу друг другу. При этом разность температур теплоносителей мало изменяется. Температура охлаждаемого теплоносителя на выходе из теплообменника может быть близкой к температуре охлаждающего хладоносителя на входе в теплообменник. Однако осуществить компактную конструкцию противоточного ТО не всегда удается. Поэтому на практике применяют перекрестноточные многоходовые ТО. В перекрестноточном многоходовом ТО (при двух-трех ходах) удается обеспечить практически ту же эффективность, что и в противоточном.

Обобщенной характеристикой совершенства ТО является эффективность или температурный КПД теплообменника η. Он представляет собой отношение количества переданного тепла Q к максимально возможному Q_max, тогда:

η = ,

где m_гор – расход охлаждаемого теплоносителя, с_р – удельная теплоемкость теплоносителя. Здесь индексы 1 и 2 относятся ко входу и выходу соответственно горячего (гор) и холодного (хол) теплоносителей.

Для авиационных теплообменников η = 0,5…0,3.

Воздухо-воздушные теплообменники (или воздухо-воздушные радиаторы — ВВР), как правило, предназначены для предварительного охлаждения воздуха перед его подачей в турбохолодильник или жидкостный испаритель для дальнейшего охлаждения. Охлаждение кабинного воздуха в ВВР производится воздухом, поступающим из атмосферы за счет скоростного напора или с помощью нагнетателя, приводимого во вращение турбиной турбохолодильника.

Трубчатые ВВР выполняются с трубками круглой, эллиптической, плоской или прямоугольной формы поперечного сечения. Такие же формы трубок применяются и в топливовоздушных радиаторах. Наибольшее распространение получили трубчатые ВВР с медными или стальными круглыми трубками и алюминиевые пластинчатые ВВР. Топливовоздушные радиаторы с пластинчатыми охлаждающими элементами не применяются.

Воздухо-воздушные радиаторы, в основном состоят, из следующих элементов – трубок, корпуса и двух крышек. Конструкция трубчатого ВВР показана на рис. 4.3.

Воздух кабины через входной патрубок передней крышки 3 поступает в ВВТ и проходит по внутренней полости охлаждающих элементов 4, причем в полости задней крышки 9 он меняет направление своего движения и через выходной патрубок передней крышки 3 поступает в систему для дальнейшего охлаждения. Теплота кабинного воздуха через стенки охлаждающих элементов 4 передается продувочному воздуху, омывающему охлаждающие элементы снаружи. Охлаждающие элементы 4 с обоих концов вставлены в отверстия трубных досок 2 и припаяны к ним.

Корпус ВВТ состоит из двух трубных досок 2, которые одновременно являются и фланцами по кабинному воздуху; четырех угольников 7; двух фланцев продувочного воздуха 5; двух боковин 11 и предохранительных перегородок 6. Трубные доски, угольники, фланцы кабинного и продувочного воздуха и боковины свариваются между собой. Перегородки 6, предохраняющие охлаждающие элементы от разрушения при вибрации, имеют отбортовки, с помощью которых привариваются к боковинам точечной сваркой. Для обеспечения жесткости и температурной компенсации корпуса и охлаждающих элементов при различных температурных режимах воздуха боковины 11 имеют гофры.

В прорезь трубной доски вставляется и припаривается к ней разделительная перегородка 1, которая делит охлаждающие элементы на две секции. Для предотвращения перетекания большой массы воздуха разделительная перегородка 1 входит в гнездо фланца передней крышки 3. Крышки крепятся к фланцам стальными болтами. Герметичность соединения обеспечивается паронитовыми прокладками, устанавливаемыми на клею.

В пластинчатом ВВР охлаждающие элементы представляют собой плоские алюминиевые трубки, которые плотно прилегают одна к другой разделанными концами и свариваются по торцам, образуя пакет плоских трубок. По торцам пакета привариваются алюминиевые рамки с конусными стенками, при помощи которых пакеты свариваются между собой и с корпусом ВВР. Пакет охлаждаю щих элементов образует один ход кабинного воздуха по внутритрубной полости и один ход продувочного воздуха по межтрубной полости. Пластинчатый ВВР может состоять из одного, двух, трех или четырех пакетов.

При температуре охлаждаемого воздуха до (200…250)°С применяются охлаждающие элементы из алюминиевых сплавов, при более высоких температурах до (300…320)°С – из медных сплавов. При температуре охлаждаемого воздуха выше 320°С применяются охлаждающие элементы из коррозионно-стойкой стали. В диапазоне температур (320…400)°С охлаждающие элементы иногда изготовляют из медных сплавов, но для предохранения от поверхностного окисления их подвергают химическому никелированию.

Гофрированные пластины в пластинчатых ВВР выполняются из алюминиевого сплава или плакированного алюминия.

Трубные доски, фланцы, боковины, предохранительные и разделительные перегородки выполняются из алюминиевого сплава, латуни или коррозионно-стойкой стали. Крышки изготовляются из алюминиевого сплава или алюминия.

Увеличение тепловых нагрузок на СКВ привело к использованию теплоемкости топлива при охлаждении горячего воздуха в ТВТ. Применение топливного ТО ограничивается температурой воздуха на входе. При соприкосновении топлива с поверхностью, нагретой до температуры 250°С, при недостаточном расходе возможно образование в топливе продуктов разложения, загрязнение теплопередающей поверхности и засорение топливных фильтров, поэтому необходимо производить тщательный расчет температуры стенки.

К конструкции и технологии изготовления ТВТ предъявляются повышенные требования по обеспечению герметичности топливной и воздушной полостей. Проникновение воздуха в топливо и топлива в воздух одинаково недопустимо. На рис. 4.4а показана возможная схема включения ТВТ в топливную магистраль.

По этой схеме ТВТ устанавливается в магистраль подачи топлива к основным топливным насосам. Дополнительно от теплообменника 3 отводится параллельная магистраль возврата топлива через термоклапан 4. В случае перегрева топлива, что характерно для малых режимов двигателя, часть его будет возвращена в расходный бак. Это вызовет общее увеличение расхода топлива через теплообменник и обеспечит снижение температуры охлаждаемого воздуха. Одновременно возвращенное топливо приведет к подогреву топлива в расходном топливном баке.

Конструкция трубчатого топливовоздушного теплообменника (ТВТ) изображена на рис. 4.4б.

Канальные теплообменники. На некоторых самолетах вместо компактных ВВР применяются поверхностные, в которых теплопередающая поверхность представляет собой стенку канала воздухозаборника двигателя. Канальный ВВР, схема которого показана на рис. 4.4, выполняется из тонких листов нержавеющей стали. Он состоит из внутренней обечайки 4, к которой приварен гофрированный лист 5. По гофрам, образованным внутренней обечайкой 4 и гофрированным листом 5, проходит горячий воздух, а между гофрированным листом 5 и внешней обечайкой 6 проходит дополнительно продувочный воздух, отводимый из канала 9 воздухозаборника и выпускаемый в атмосферу. Вследствие большого расхода воздуха в канале происходит интенсивная теплоотдача от внутренней обечайки 4 к движущемуся воздушному потоку. Основное охлаждение горячего воздуха происходит через внутреннюю обечайку 4 в результате передачи теплоты воздуху, поступающему в двигатель. Продувочный воздух, проходящий между гофрами 5 и внешней обечайкой 6, осуществляет добавочное охлаждение горячего воздуха.

Испарительные теплообменники, или испарители, предназначены для охлаждения поступающего воздуха в кабину за счет использования скрытой теплоты испарения жидкостей. В зависимости от применяемой жидкости — хладагента — испарители разделяются на: водо-воздушный, водо-спирто-воздушные, фреоно-воздушные, аммиачно-воздушные, пропано-воздушные и др.

Водо-воздушный испаритель, схема которого приведена на рис. 4.5, состоит из собственно испарителя 6 и регулятора уровня воды 4. Испаритель по конструкции пластинчатый. Конструктивно охлаждающие элементы выполнены аналогично узлам ВВР и изготавливаются из тех же материалов. К боковинам вместо фланцев продувочного воздуха приварены верхняя и нижняя крышки. На верхней крышке имеется патрубок 1 отвода паров в атмосферу и штуцер, с помощью которого пароводяная полость испарителя 6 соединяется с регулятором уровня воды 4. На нижней крышке имеется штуцер для входа воды в испаритель и сливной кран 7.

Вода в испаритель 6 поступает через регулятор уровня воды 4 из бака, установленного на самолете. Система работает по принципу сообщающихся сосудов. При понижении уровня пароводяной смеси в испарителе понижается уровень воды в регуляторе 4. При этом поплавок 3 опускается и поводком открывает клапан 5. Вода начинает поступать в регулятор уровня 4 и испаритель 6. При достижении определенного уровня воды поплавок 3 с поводком закрывает клапан 5 и доступ воды в испаритель прекращается. Горячий воздух проходит во внутритрубной полости охлаждающих элементов и отдает тепло пароводяной смеси, находящейся в межтрубной полости.

Для поддержания постоянной температуры кипения воды в испарителе в патрубке отвода водяного пара 1 устанавливается регулятор постоянного избыточного давления. Остальные вышеуказанные испарители имеют такую же принципиальную схему, как и водяной с той разницей, что работают на соответствующих теплоносителях.

Турбохолодильник (ТХ) является генератором холода и предназначен для окончательного охлаждения воздуха, идущего от компрессора двигателя, предварительно охлажденного в ВВР или испарителе, перед подачей его в кабину. Турбохолодильник представляет собой газовую турбину, в которой потенциальная энергия сжатого воздуха при расширении преобразуется в механическую работу с одновременным снижением давления и температуры.

Турбохолодильники можно классифицировать по нескольким признакам.

1. В зависимости от количества ступеней турбины делятся на одноступенчатые и многоступенчатые. При степенях расширения до (4…5) наиболее целесообразно применять одноступенчатые ТХ, у которых выше КПД. При более высоких степенях расширения целесообразно применять двухступенчатые ТХ.

2. По принципу работы турбины делятся на:

— активные;

— реактивные.

В активной турбине полное расширение воздуха происходит в сопловом аппарате. На лопатках диска турбины происходит только изменение направления скорости, в результате чего кинетическая энергия преобразуется в механическую работу.

В реактивной турбине в сопловом аппарате происходит лишь частичное расширение воздуха, его давление изменяется от начального до некоторого промежуточного. Дальнейшее расширение воздуха происходит в межлопаточных каналах турбины.

По конструктивному исполнению турбины делятся на осевые и радиальные. Тип турбины выбирается в соответствии с требуемым расходом воздуха и величиной срабатываемого теплоперепада. При высоких расходах и теплоперепадах в большинстве случаев используются осевые ТХ.

На рис. 4.6 показана конструктивная схема осевого турбохолодильника, состоящего из турбины 7 и вентилятора 2, сидящих на одном валу 11, установленном на двух шарикоподшипниках 12. Сжатый воздух через кожух турбины 10, имеющий входной патрубок с улиткой, равномерно подводится к сопловому аппарату 6. В сопловом аппарате происходит разгон струи газа – преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую, а на рабочем колесе – преобразование кинетической энергии в механическую работу. Преобразование кинетической энергии происходит за счет поворота потока в межлопаточных каналах рабочего колеса и создания при этом равнодействующей силы, вращающей колесо турбины.

Температура торможения воздуха на выходе из рабочего колеса турбины Т^*_вых, К определяется по формуле:

Т^*_вых = Т^*_вх

где Т^*_вх– температура торможения воздуха на входе в турбину, К;

ε = – степень понижения давления в турбине, здесь р^* _вх– полное давление воздуха на входе в турбину, р_вых– статическое давление на выходе из турбины.

Мощность, развиваемая диском турбины 7, снимается вентилятором 2. Часто этот вентилятор используется в качестве дополнительного нагнетателя для увеличения давления в воздуховодах СКВ.

Реальные ТХ имеют КПД от 0,4 до 0,9 при этом, чем меньше расход охлаждаемого воздуха через турбину, тем ниже значение КПД. Диапазон расхода воздуха через ТХ составляет от нескольких десятков до нескольких тысяч килограммов в час. На рис. 4.7 показан график изменения температуры воздуха на выходе из ТХ в зависимости от степени расширения и КПД при сухом воздухе. В действительности, в современных СКВ из-за влажности атмосферного воздуха на ТХ достигаются меньшие перепады температур. При повышенном содержании влаги в воздухе и эффективности теплообменников СКВ на выходе из ТХ образуется туман, состоящий из капель сконденсировавшейся в турбине влаги. При интенсивном снижении температуры охлаждаемого воздуха может произойти обледенение внутренней поверхности проточной части лопаток турбины. Это может привести к уменьшению расхода воздуха и явиться причиной разрушения ТХ.

Турбохолодильник может устанавливаться отдельно от воздухо-воздушного теплообменника или вместе с ним. В последнем случае они образуют турбохолодильную установку (ТХУ) или турбохолодильный агрегат.

При наборе высоты или снижении, когда самолет может проходить сквозь облака, туман или дождь, а также в полете на малых высотах при большой влажности окружающей среды подаваемый в кабину воздух может содержать воду в виде мельчайших взвешенных частиц. Такой воздух должен быть осушен. При осушении влагосодержание воздуха уменьшается, а относительная влажность воздуха, зависящая от температуры, может меняться.

Капельная жидкость в одних случаях оседает на стенках трубопроводов, в блоках оборудования и может вызывать отказ аппаратуры; в других случаях создает в кабине туман, затрудняющий экипажу самолета пилотирование, или вызывает дискомфортные ощущения у пассажиров. Для удаления этой капельной влаги в СКВ устанавливаются влагоотделители.

Осушение воздуха можно производить механическим путем с помощью водоотделителей, а также путем конденсации влаги на холодных поверхностях. Схема такого влагоотделителя показана на рис. 4.8. Механическое осушение воздуха применяется в тех случаях, когда воздух пересыщен влагой. Сконденсировавшаяся влага находится в воздухе в виде мельчайших капелек, механическая сепарация которых практически невозможна. Поэтому вначале эти капельки должны быть укрупнены путем коагуляции (укрупнение капелек влаги), для чего влажный воздух пропускают через специальные сетки и фильтры-коагуляторы. Затем методами механической сепарации (при резком изменении траектории потока, ударе его о препятствие и т.д.) укрупненные капли влаги отделяются от воздуха и дренируются за борт.

В центробежном водоотделителе с осевым входом, схема которого показана на рис. 4.9, влажный воздух, поступающий через входной патрубок, закручивается в винтовом аппарате 3. В результате этого влага отбрасывается центробежными силами на сетку 4 и по стенке корпуса 2 стекает вниз. Влага в капельном состоянии отводится через штуцер 6, а осушенный воздух направляется в магистраль через патрубок 5.

Сложность применения механических влагоотделителей в СКВ заключается в малых размерах (до 10 мкм) капель влаги. Эти капли не отделяются центробежными силами и их необходимо коагулировать (укрупнять) до размеров 30…50 мкм.

На входе во влагоотделитель устанавливается коагулятор из фетра, в порах которого капли задерживаются и укрупняются. Затем, образовавшиеся крупные капли срываются воздушным потоком. На рис. 4.9 показана схема влагоотделителя такого типа

Кроме описанной конструкции встречаются влагоотделители с вращающимся сепаратором, в которых отделение происходит за счет центробежных сил. Вследствие прилипания капель воды к лопастям вращающегося сепаратора. Образовавшаяся на их поверхности пленка жидкости стекает затем в водосборник.

При полетах в летнее время на высотах до 3 км относительная влажность воздуха в кабине находится в допустимых пределах и дополнительного увлажнения не требуется. На больших высотах влажность атмосферного воздуха существенно уменьшается и это вызывает неприятные ощущения при дыхании. В зимнее время на всех высотах влажность воздуха очень низка. Поэтому в системах кондиционирования воздуха устанавливаются специальные увлажнители.

Увлажнение воздуха осуществляется:

— подмешиванием водяного пара;

— испарением воды с открытой поверхности;

— разбрызгиванием воды в потоке воздуха с последующим испарением капель.

Увлажнение воздуха подмешиванием водяного пара значительно проще и экономичнее других способов. Но этот способ в СКВ почти не применяется, так как пар, получаемый в кипятильниках из недистиллированной воды, имеет специфический неприятный запах, и, кроме того, регулировать количество подмешиваемого пара сложно.

Увлажнение разбрызгиванием воды в потоке воздуха является частным случаем увлажнения путем испарения с открытой поверхности (высокая раздробленность капелек жидкости приводит к существенному увеличению поверхности испарения).

Эффективность работы воздушного распылителя определяется высокой дисперсностью распыления воды в воздушном потоке.

В авиации применяются форсуночные, электрические и турбинные увлажнители воздуха.

Конструкция форсуночного увлажнителя показана на рис. 4.10.

Колонка 2 по вертикальной оси имеет отверстие для прохода воздуха, распыляющего воду. В горизонтальное отверстие колонки вставлено сопло 1, которое ниппельным концом входит в отверстие колонки, образуя с ней кольцевую щель. Вода к соплу подводится по трубке-змеевику 3. Сжатый воздух, подводимый в колонку через штуцер 6, с большой скоростью устремляется в кольцевую щель, образованную ниппельным концом сопла и отверстием в колонке, подсасывает воду и распыляет ее на мельчайшие капли.

Форсуночные увлажнители просты по конструкции, имеют малые массу и габаритные размеры, для распыления воды в форсунке используется сжатый воздух, давление которого в системе наддува достаточно для необходимой дисперсности распыления.

Конструкция электрического увлажнителя показана на рис. 4.11. Вода подводится по трубке 1 к фитилю 4, где подогревается электрическим током, проходящим по спирали 2, и испаряется. Пары воды, поднимаясь вверх через окно в воздухопроводе 3, подхватываются движущимся по нему потоком воздуха.

Электроувлажнители просты по конструкции, надежны в работе и просты в обслуживании. Но они обладают и недостатками: имеют сравнительно большие массу и габаритные размеры, потребляют большое количество электроэнергии, кроме того, поддерживать заданную влажность воздуха при изменении его расхода затруднительно.

На рис. 4.12 показана конструктивная схема турбоувлажнителя.

Работа турбоувлажнителя основана на распылении воды с помощью центробежного устройства. Вода по трубке 5 подводится на поверхность диска 6, установленного на валу электродвигателя 2. Под действием центробежных сил вода по поверхности диска 6 перемещается к периферии и в виде мельчайших капель сбрасывается с него, попадая в движущийся поток воздуха. Периферийные лопатки на диске 6 служат для создания направленного потока воздуха, проходящего по профильному диффузору 4, интенсифицирующему процесс распыливания воды. Интенсивность увлажнения воздуха турбоувлажнителями значительно выше, чем электроувлажнителями. Этот способ позволяет легко регулировать влажность воздуха, но турбоувлажнитель имеет сравнительно большую массу, габаритные размеры и создает при работе повышенный шум.

Регулирование температуры воздуха в кабине происходит в результате изменения температуры подаваемого в кабину воздуха при относительно постоянном расходе. Схемы возможных систем регулирования показаны на рис. 4.13. Регулирование температуры воздуха в кабине осуществляется посредством смешивания «холодных» и «горячих» потоков воздуха на различных участках системы кондиционирования. Пропорции горячего и холодного воздуха определяются положениями заслонок распределителя в схеме а, в, смесителя воздуха в схемах б и г, которые управляются приводом по команде датчика температуры.

По данной схеме в кабину подается постоянно холодный воздух, а нужная температура обеспечивается подмешиванием к нему горячего воздуха с помощью заслонки регулятора температуры. В некоторых случаях для рационального использования холодного или горячего воздуха (холодный воздух – для создания вокруг человека микроклимата, горячий воздух – для защиты остекления от запотевания) в качестве смесителя используется сама кабина (схема г).

Распределитель или смеситель регулятора температуры представляет собой агрегат с двумя заслонками, синхронно связанными между собой рычагами и управляемыми электро- или пневмомеханизмом.

Контрольные вопросы для самопроверки

1. Назначение систем кондиционирования герметических кабин

2. Перечислите возможные способы подачи воздуха в герметические кабины.

3. Какие источники тепла используются при обогреве герметических кабин?

4. Назовите способы тепловой защиты кабин.

5. Перечислите основные компоненты уравнения теплового баланса.

6. Назначение теплообменных аппаратов в СКВ.

7. Назовите принципиальные схемы теплообменников.

8. Каков принцип работы турбохолодильной машины?

9. Назовите назначение и типы осушителей воздуха.

10. Назовите назначение и схемы увлажнителей воздуха.

11. Перечислите применяемые схемы регулирования температуры в герметических кабинах.

ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ

Общие положения и назначение гидравлических систем самолетов

В настоящее время в самолетах гидравлические системы в основном используются в силовых устройствах и приводах управления самолетом, для уборки и выпуска шасси, закрылков, аэродинамических тормозов; в управлении при рулежке самолета; для торможения колес шасси и в других устройствах, где требуется механизация работ (изменение стреловидности крыла, перестановка стабилизатора и т.п.).

В системах механизации и автоматизации управления ЛА число гидроприводов, питаемых от одного насоса, достигает 10…20 единиц, многие из них – следящие, электрогидравлические, с высоким быстродействием, промежуточным позиционированием.

Блок-схема гидросистемы представлена на рис. 5.1.

По принципу действия такие системы могут быть только объемного типа.

Основными агрегатами гидросистем являются:

— источники энергии – объемные насосы;

— приводы – возвратно-поступательные (цилиндры), вращательные (гидромоторы) и другие;

— направляющие гидроагрегаты, изменяющие направление потока рабочей жидкости путем полного открытия или закрытия рабочего проходного сечения. В гидросистемах ЛА направляющие гидроагрегаты имеют электроприводы для дистанционного управления;

— регулирующие гидроагрегаты, изменяющие давление, расход и направление рабочей жидкости путем частичного открытия рабочего проходного сечения;

— вспомогательные элементы гидроприводов – фильтры, приборы контроля давления и расхода, аккумуляторы, трубопроводы, баки, теплообменники.

В технической документации и описаниях гидросистем ЛА используются следующие термины и определения.

Общие определения.

Гидроагрегат – любое устройство, входящее в состав гидросистемы, выполняющее в ней самостоятельные функции, связанные с изменением характеристик рабочей жидкости (чистоты, температуры) и параметров потока (расхода, давления) или реагирующее на эти факторы.

Потребитель (гидропривод) – гидравлический агрегат, непосредственно соединенный с управляемым объектом и приводящий его в действие (гидроподъемники шасси, гидроусилители, гидроцилиндры элементов механизации крыла и т. д.).

Гидравлическая система – это совокупность устройств, обеспечивающих энергией потребители и управляющих режимами их работы, как от сигналов оператора, так и от сигналов автоматических систем управления полетом, двигателем, наземным движением и т. д.

Функциональная гидросистема (подсистема) – гидросистема или ее часть, относящаяся к обслуживанию конкретного потребителя. Функциональные системы делятся (по времени их работы на всех этапах полета) на системы непрерывного и эпизодического действия, а также (по принципу работы) на системы следящего и релейного типа.

Типы систем

Гидросистема открытого типа – это гидросистема, в которой имеется непосредственный контакт воздуха с рабочей жидкостью в баке.

Гидросистема закрытого типа – гидросистема, у которой рабочая жидкость в баке изолирована (например, эластичной мембраной) от контакта с воздушной (газовой) средой.

Гидросистема полузакрытого типа – гидросистема, у которой объем над жидкостью в гидробаке заполнен нейтральным газом (например, азотом) и контакт с окружающей атмосферой отсутствует.

Определение гидросистем по числу обслуживаемых потребителей

Централизованная гидросистема – гидросистема, обслуживающая группу потребителей.

Автономная гидросистема – гидросистема, обслуживающая один потребитель.

Определение гидросистем по характеру их взаимосвязей

Основная гидросистема – гидросистема, обслуживающая потребители в нормальном полете. Термин употребляется лишь в том случае, если для этих потребителей в гидрокомплексе имеется специальная аварийная или резервная система.

Резервная гидросистема – система, которая обслуживает ряд потребителей, как основная, и при необходимости может подключаться к другим потребителям (именно для них – она резервная).

Аварийная гидросистема – гидросистема, не функционирующая вне аварийных ситуаций.

Кратные гидросистемы – гидросистемы, которые в нормальном полете одновременно обслуживают резервированные потребители (другие потребители могут обслуживаться ими самостоятельно).

Независимая гидросистема – гидросистема, обслуживающая группу потребителей и не подключающаяся к другим независимым системам при ее отказе.

Гидравлические и газовые (пневматические) бортовые энергосистемы являются системами, как правило, замкнутого типа и представляются совокупностью устройств, обеспечивающих сообщение энергии жидкости или газу, передачу ее к потребителям с преобразованием в механическую работу.

Гидравлические и газовые системы должны надежно обеспечивать питание силовых приводов в любых условиях полета, обладать достаточной мощностью и минимальными потерями при передаче энергии от источника питания до потребителя. В гидравлических и газовых системах должны поддерживаться заданные значения давления и температуры при выполнении требований чистоты рабочего тела, герметичности, пожаробезопасности, живучести, технологичности и ремонтопригодности. Надежность работы таких систем обеспечивается конструктивно-технологическими и эксплуатационными мерами.

Далее рассмотрены отдельные агрегаты систем, их назначение, принцип действия, конструктивные схемы и характеристики.

Роторные насосы

К источникам питания гидросистем относятся объемные гидронасосы. Они преобразуют механическую энергию привода в энергию давления движущейся жидкости.

Принцип действия объемного насоса существенно отличается от принципа действия насоса лопастного.

Объемным насосом называется насос, в котором перемещение жидкости осуществляется путем ее вытеснения из рабочих камер.

Рабочая камера объемного насоса – это пространство, попеременно сообщающееся с приемной (всасывающей) полостью насоса при заполнении и с отдающей (напорной) полостью при вытеснении. В объемном насосе может быть одна или несколько рабочих камер.

Особенность объемного насоса заключается:

— в периодичности подачи определенного объема жидкости из всасывающего канала в напорный с одновременным повышением давления жидкости, поэтому подача объемного насоса всегда является неравномерной;

— приемная полость в них всегда герметически отделена от нагнетающей полости;

— обладают принципом самовсасывания.

Роторные насосы являются тем классом насосов, который в настоящее время нашел широкое применение в авиационной технике. Все эти насосы, различные в конструктивном отношении, имеют между собой много общего в рабочем процессе и в характеристиках. Упрощенная классификация роторных насосов представлена на рис. 5.2.

Роторные насосы, как и поршневые, относятся к числу объемных насосов. Однако процесс вытеснения жидкости в роторных насосах существенно отличается от процесса в поршневых насосах.

Для рабочего процесса роторных насосов характерным является, во-первых, перенос рабочих камер из приемной полости насоса в нагнетающую полость и, во-вторых, вращательное или более сложное (вращательно-поступательное) абсолютное движение вытеснителей.

Характерной особенностью всех роторных насосов, обусловленной их процессом вытеснения, является отсутствие клапанного распределения жидкости. В связи с отсутствием всасывающих и напорных клапанов, роторные насосы обладают свойством обратимости, т. е. способны работать в качестве гидродвигателей (гидромоторов), когда к ним подводится жидкость под давлением.

Роторные насосы являются значительно более быстроходными, чем поршневые, что также связано с отсутствием у них клапанного распределения. В настоящее время роторные насосы эксплуатируются с частотой вращения до 3000…5000 об/мин, а в отдельных случаях и более. Рабочий процесс каждого элемента роторного насоса складывается из следующих трех этапов:

1) заполнение рабочих камер жидкостью;

2) замыкание рабочих камер, т. е. изоляция от приемной и отдающей плоскостей насоса, и перенос их из приемной полости в отдающую;

3) вытеснение жидкости из рабочих камер.

В дальнейшем при рассмотрении основных разновидностей роторных насосов эти этапы рабочего процесса и другие особенности роторных насосов будут показаны на конкретных схемах.

Пластинчатые насосы

Пластинчатые насосы в авиации часто применяются в виде четырехпластинчатого агрегата с плоскостной кинематикой (см. рис. 5.3.). Ротор представляет собой полый цилиндр с радиальными прорезями, в которых скользят пластины-вытеснители.

Ротор расположен эксцентрично относительно внутренней цилиндрической поверхности статора, благодаря чему пластины при вращении ротора совершают возвратно-поступательные перемещения относительно ротора. Под действием центробежных сил пластины своими внешними торцами прижимаются к внутренней поверхности статора и скользят по ней, а внутренними торцами обкатываются по так называемому плавающему валику, не имеющему подшипников.

Жидкость заполняет пространство между двумя соседними пластинами и поверхностями ротора и статора. Это и есть рабочая камера, объем которой увеличивается при вращении ротора, а затем, достигнув максимального значения, замыкается и переносится в напорную полость насоса. Одновременно с этим начинается вытеснение жидкости из рабочей камеры в количестве, равном полезному объему этой камеры w.

Обозначения:

R – радиус внутренней поверхности статора;

е – эксцентриситет, т. е. расстояние между осями ротора и статора;

z – количество пластин (вытеснителей), равное числу рабочих камер в насосе;

b – длина пластин (в осевом направлении);

δ – толщина пластин;

n – количество оборотов ротора в мин.

Полный объем рабочей камеры равный разности площадей в поперечном сечении корпуса насоса и его ротора приблизительно выражается следующей формулой:

Q = [π (2R – e) – 2 δz] be, м³/с,

а осредненная теоретическая подача в секунду будет равна

Q = [π (2R – e) – 2δz] (ben) / 60, м³/с

Так как в пластинчатом насосе путь переноса рабочей камеры сведен до минимума, а разделение приемной и отдающей полостей осуществляется лишь контактом торца пластины и статора, то степень герметичности в насосе невелика. Вследствие этого и давления, создаваемые пластинчатым насосом, обычно ниже, чем давления, создаваемые другими роторными насосами.

Насосы, выполненные по указанной схеме, применяются в качестве насосов подкачки масляных насосов на некоторых самолетах с газотурбинными двигателями. В этих случаях от насосов требуется давление всего лишь в несколько атмосфер.

Шестеренные насосы

Шестеренный насос с наружным зацеплением (рис. 5.4) представляет собой пару, как правило, одинаковых шестерен, находящихся в зацеплении и помещенных в корпус. Его стенки охватывают шестерни со всех сторон с малыми зазорами.

Перекачиваемая из полости всасывания жидкость заполняет впадины между зубьями и переносится в полость нагнетания. В процессе вращения каждый зубец одной шестерни входит в соответствующую ему впадину другой шестерни и вытесняет из нее жидкость в линию нагнетания с давлением р_н.

Таким образом, функцию вытеснения жидкости в данном насосе выполняют обе шестерни. Полезным же объемом рабочей камеры, получаемый за один оборот вала насоса, следует считать суммарный объем впадин или зубьев шестерен.

Обозначив основные параметры зубчатого зацепления: m – модуль зуба, b – высота шестерни, z – количество зубьев шестерни, получаем объем жидкости q за один оборот:

q = 2πm²bz м³/об.

Тогда производительность насоса Q выразится:

Q = q n/60 = (2πm²bz) n/60 м³/с,

где n – количество оборотов ротора в минуту.

Механический КПД насоса: η_м = 0,8…0,9; объемный – η_об = 0,65…0,75. Относительно низкий η_об обусловлен определенными утечками через зазоры в насосе. Частота вращения вала обычно составляет n = (50…85) с^-1.

Подача насосов, как правило, не более 50 л/мин и характеризуется большой неравномерностью (δ = 18…20%), значительно превышающей неравномерности подачи других объемных насосов (рис. 5.5). Неравномерность подачи определяется:

,

где Q_max, Q_ср и Q_min соответственно максимальная, средняя и минимальная подачи насоса.

Шестеренные насосы находят широкое применение в авиационной технике и, в частности, в самолетных силовых гидросистемах. Но их основным недостатком является невозможность простого регулирования рабочего объема.

Аксиально — роторные насосы

Аксиально-роторные насосы и двигатели являются механизмами обратимого действия, т.е. насос может работать как двигатель. Если в линию высокого давления насоса подводить давление рабочей жидкости, то на его валу появляется мощность.

Обеспечение минимальных массы и объема обусловило применение высоких давлений и больших скоростей вращения насосов гидросистемы. Насосы создают давления 20…30 МПа при скорости вращения ротора до 5000 об/мин, обеспечивая подачу жидкости от 4 до 90 л/мин. Кроме поддержания необходимого давления и расхода (подачи) при минимальных массе и объеме, насосы должны обеспечить на выходе минимальную пульсацию давления и расхода, чтобы не вызвать вибрационные напряжения в трубопроводах и агрегатах, а также надежно работать в широком диапазоне температур — 60… 180°С на различных высотах.

Роторные поршневые (плунжерные) насосы с аксиальным расположением цилиндров могут быть разделены на две основные группы:

1) поршневой насос с наклонной (качающейся) шайбой, ось цилиндрового блока которого совпадает с осью входного вала, а ход поршня зависит от угла наклона опорной шайбы относительно входного вала;

2) поршневой насос с наклонным цилиндровым блоком, ось входного вала которого совпадает с осью опорной шайбы. Ход поршня зависит от угла наклона цилиндрового блока относительно оси входного вала.

В обеих группах цилиндровый блок вращается, т.е. цилиндры вращаются относительно корпуса насоса, что позволяет просто осуществить торцевое распределение жидкости при входе ее в цилиндр и при выталкивании жидкости из цилиндра поршнями. Число цилиндров в цилиндровом блоке составляет 7…9 штук.

Принципиальные схемы аксиально-поршневых насосов с торцевыми распределительными дисками показаны на рис. 5.6.

Цилиндровый блок открытой стороной цилиндров скользит по неподвижному торцевому распределительному диску, на поверхности которого имеются две серповидных канавки (канавка входа и канавка выхода) для входа и выхода жидкости в цилиндры. Они расположены так, что распределительные перемычки между ними соответствуют крайним (мертвым) положениям поршней в цилиндрах. Ширина перемычки несколько больше диаметра отверстия в цилиндре.

Подача насоса регулируется изменением угла наклона плоскости шайбы 6 (рис. 5.6, схема а) относительно цилиндрового блока, либо наклоном цилиндрового блока относительно неподвижной опорной шайбы. Угол наклона изменяется от 5° до 20°.

Предложены для рассмотрения только две схемы насоса. На практике применяются и другие схемные решения.

Теоретическая объемная подача поршневых насосов за один оборот (рабочий объем) равна вытесняемому плунжерами объему (в м³):

g = (πd²hz) / 4,

где d – диаметр плунжера (м); h – ход поршня (м); z – количество плунжеров в цилиндровом блоке. Здесь h = D tgγ (D – диаметр центров плунжеров, γ – угол наклона цилиндрового блока, рис. 5.6).

Теоретический объемный расход (м³/с)

Q = gn/60,

где n – частота вращения ротора насоса в мин.

У современных авиационных насосов с приводом от двигателя рабочий объем составляет примерно 0,02 л/об.

КПД аксиально-роторных насосов: η_мех =0,8…0,9; η_об =0,95…0,98; угловая частота вращения (50…90) с^-1.

Степень неравномерности подачи δ при нечетном числе поршней z в блоке можно оценивается по приближенной формуле

δ =125/z² %,

при четном числе z

δ =500/z² %.

ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ АККУМУЛЯТОРЫ

Гидроаккумулятор – емкость, предназначенная для накапливания и возврата энергии рабочей жидкости, находящейся под давлением вследствие сжатия и расширения газа.

Гидроаккумулятор представляет собой закрытый сосуд с двумя изолированными друг от друга камерами. В пневмогидроаккумуляторах газ не должен соприкасаться с жидкостью, чтобы не происходило растворение газа в жидкости. В одной из камер находится газ (азот) с некоторым начальным давлением предварительной зарядки р_пр.зар. Другая камера присоединяется к линии высокого давления гидросистемы. При подаче жидкости в эту камеру объем ее увеличивается, объем газовой камеры уменьшается, вследствие чего давление газа повышается, достигая максимального значения р_раб.mах

Гидроаккумуляторы на ЛА в основном используются в качестве вспомогательных и реже самостоятельных источников энергии. Кроме того, они могут выполнять функции:

— сглаживания пульсации потока жидкости после насоса;

— компенсации утечек в системе;

— обеспечения режима холостого хода насоса совместно с автоматом разгрузки насоса.

При использовании гидроаккумуляторов представляется возможным ограничить мощность насосов средней мощностью потребителей, поскольку эпизодически пики подачи можно обеспечить за счет энергии гидроаккумулятора.

По конструктивной схеме различают два типа гидроаккумуляторов: цилиндрические (поршневые) и сферические (мембранные) (рис. 5.7). Недостатком первых является трение поршня в цилиндре, на преодоление которого расходуется энергия гидроаккумулятора, а также возможность нарушения герметичности в соединении поршня и цилиндра. Кроме того, при наличии трения возможны скачкообразные движения поршня и, как следствие, колебания давления. Эти недостатки практически устранены в гидроаккумуляторах, в которых среды разделяются с помощью эластичной диафрагмы (см. рис. 5.7, б).

Такие гидроаккумуляторы меньше по массе, более компактны, обладают хорошей чувствительностью к изменению давления. Однако они менее надежны из-за возможности разрыва мембраны.

Работа гидроаккумулятора характеризуется процессами зарядки (увеличение объема жидкостной камеры и уменьшение объема газовой при увеличении давления нагнетания) и разрядки, которые описываются уравнением pvⁿ = const, где n – показатель политропы, равный 1,3.

При быстрой зарядке происходит нагрев газа, и после зарядки уровень общей энергии уменьшается вследствие уменьшения тепловой энергии. Происходит процесс стабилизации давления.

Наибольшая энергоемкость гидроаккумулятора составляет при отношении давлений предварительной зарядки р_пр.зар и максимального рабочего давления р_раб.mах – р_пр.зар / р_раб.mах = 0,422.

В общем случае давление предварительной зарядки газовой камеры – р_пр.зар составляет 30…50% от рабочего давления гидросистемы.

В зависимости от давления предварительной зарядки жесткость гидроаккумулятора i = р_раб.mах / р_пр.зар принимается равной 3…3,5, если гидроаккумулятор используется для уменьшения пульсации потока, и i = 2…2,3, если гидроаккумулятор используется в качестве источника питания.

СИЛОВЫЕ ПРИВОДЫ

Силовые приводы-двигатели являются устройствами, в которых энергия жидкости или газа повышенного давления преобразуется в механическую работу. По виду движения различают приводы линейного, углового и вращательного перемещения. В большинстве случаев находят применение силовые цилиндры линейного перемещения как конструктивно совершенные механизмы, работающие с высокой надежностью и удачно компонующиеся на самолете.

В зависимости от конструкции рабочей камеры цилиндры делятся на: поршневые, плунжерные и телескопические. Основные схемы силовых цилиндров показаны на рис. 5.8.

Цилиндры могут быть одностороннего (см. рис. 5.8, а) или двухстороннего (см. рис. 5.8, б, в) действия. В первом случае усилие может быть развито только в одном направлении, а в исходное положение поршень со штоком возвращается под действием внешней нагрузки или пружины.

В цилиндре двухстороннего действия усилие может быть создано в обоих направлениях в зависимости от направления потока жидкости. Такой цилиндр может быть симметричным (см. рис. 5.8, в) или несимметричным (см. рис. 5.8, б). Цилиндр симметричной схемы (компенсированного расхода) развивает одинаковые усилия и скорости перемещения штока в двух направлениях при всех прочих равных условиях. Возможны схемы цилиндров с несколькими поршнями (см. рис. 5.8, г). В зависимости от направления питания (через штуцер 1 или 2) силовой цилиндр имеет разные ходы. В любой приведенной схеме цилиндров подвижными элементами могут быть поршень со штоком или корпус. Плунжерный цилиндр (см. рис. 5.8, д) не имеет поршня и является цилиндром одностороннего действия. В таком цилиндре нет необходимости в тонкой обработке внутренней поверхности, что упрощает технологию изготовления.

Для получения значительных ходов применяют телескопические цилиндры, состоящие из двух или нескольких цилиндров (см. рис. 5.8, е). Для увеличения развиваемого усилия может быть применена схема тандем-цилиндра (см. рис. 5.8, ж) или параллельно работающие цилиндры.

Силовые цилиндры характеризуются максимальным ходом S_max, скоростью движения штока (поршня) V_п, развиваемым усилием R, потребляемым расходом Q и давлением жидкости в рабочих камерах р.

Основные соотношения параметров:

R = pF_п ; V_п = Q/F_п ; τ = S_max/V,

где F_п – площадь поршня; τ – время перемещения штока.

Механический КПД – η_мех = 0,82…0,92 и определяется, главным образом, трением в уплотнительных устройствах; объемный КПД – η_о6 =0,92….0,98 характеризует утечки жидкости через уплотнения. Общий КПД – η_о = η_мех η_об.

Шток цилиндра работает на растяжение или сжатие. В первом случае его надо рассчитывать на прочность по допускаемым напряжениям при растяжении σ_доп:

σ_доп ≤ ,

где F_ш – площадь штока.

Допускаемая эксплуатационная нагрузка R определяется из условия устойчивости штока при работе на сжатие

R = R_кр /(kn_y),

где R_кр – критическая сила, определяемая по формуле Эйлера:

R_кр = cπ² EJ/L²,

здесь с – коэффициент заделки цилиндра (при шарнирном креплении корпуса и штока с = 1); Е – модуль упругости; J – момент инерции, который равен

J = (π/64)(D⁴_нар – D⁴_вн)

L – полная длина цилиндра; D_нар, D_вн – наружный и внутренний диаметры цилиндра;

k – коэффициент, учитывающий возможность заброса давления;

n_y – запас устойчивости (1,5…3).

Из опыта установлено, что соотношение диаметра штока к диаметру поршня равно 0,3…0,7.

В ряде случаев конструкция силовых цилиндров включает в себя дополнительные устройства. Для уменьшения ударных воздействий в крайних положениях поршня можно использовать демпфирующие устройства, позволяющие уменьшить скорость подхода поршня к крайнему положению (рис. 5.9, а). Силовые цилиндры обычной схемы, как правило, имеют запирающие механические или гидравлические замки.

Гидравлический замок монтируется непосредственно на корпусе цилиндра и представляет собой устройство, представленное на рис. 5.9, б. При отсутствии подачи жидкости поршень 6 зафиксирован, так как камеры цилиндра 8 отсечены от гидросистемы.

При подаче жидкости, например, к штуцеру 2, поршень 6 передвигается вправо и открывает клапан 4, соединяя сливную камеру цилиндра со сливной линией гидросистемы. Одновременно под давлением жидкости клапан 1 отжимается, обеспечивая соединение напорной линии системы с камерой нагнетания цилиндра 8. В качестве механических замков чаще других применяется шариковый замок, конструкция которого показана на рис. 5.10. Замок обеспечивает фиксацию штока цилиндра в крайних положениях при отсутствии давления жидкости. Поршень 6 имеет два ряда шариков 4 и 7 (по 8…12 в ряду), заключенных в обоймы. В конечных положениях поршня 6 один из рядов шариков раздвигается на больший диаметр гильзой 5 плунжера 2, находящегося под действием пружины 1, шарики западают в соответствующую кольцевую проточку кольца 3 и фиксируют поршень 6.

При подаче жидкости в противоположную полость плунжер 2 перемещается под ее действием в направлении сжатия пружины 1 и дает возможность шарикам выйти из, проточки, освобождая поршень 6.

Для обеспечения углового перемещения применяют силовые цилиндры поворотного типа — квадранты, способные развивать большие крутящие моменты с углом поворота выходного вала до ±140°.

Рабочим элементом квадранта (рис. 5.11а) является поворотная лопасть 1, жестко связанная с выходным валом 4. Уплотнение лопасти 1 осуществляет герметизацию камер квадранта по торцу лопасти и радиальному зазору с корпусом 2.

Недостатком поворотного гидродвигателя следует считать пониженную надежность его работы при высоком давлении жидкости, так как значительная деформация боковых крышек 6 в этом случае нарушает герметичность уплотнения поворотной лопасти 1. Поэтому применяются, как правило, квадранты небольших размеров, в которых легче достигается требуемая жесткость конструкции. Крутящий момент М_кр и угловая скорость ω вала многолопастного квадранта определяются следующим образом (исходя из схемы геометрии лопасти на рис. 5.11):

М_кр­=

W =

Если учесть, что

и , то:

где b – длина лопасти; r – радиус вала лопасти; R – радиус (внутренний) корпуса; φ – угол поворота лопасти; z – число лопастей; W – объем рабочей камеры; Q – расход жидкости; Δр – перепад давлений в камерах квадранта.

Применение многолопастных квадрантов значительно увеличивает крутящий момент, но угол поворота выходного вала при этом соответственно уменьшается.

Возвратно-поворотное движение выходного вала позволяет применить жесткую безлюфтовую кинематическую связь лопасти с объектом управления (например, горизонтальным стабилизатором самолета), что упрощает компоновку исполнительного механизма и не требует применения дополнительных редукторов.

Недостатком квадрантов является также увеличение постоянной времени и ухудшение динамики вследствие влияния сжимаемости жидкости в больших по объему рабочих камерах. Этот недостаток особенно проявляется при больших моментах инерции объекта управления.

Для обеспечения вращательного движения в различных устройствах гидросистем управления ЛА используют гидромоторы, которые благодаря свойству обратимости насосов представляют собой обращенные гидронасосы. Наибольшее применение в авиационных гидросистемах нашли гидромоторы с неподвижным наклонным цилиндрическим блоком и несиловым карданом (см. рис. 5.6). Такие гидромоторы отличаются большой надежностью, высокой чувствительностью и быстродействием.

На рис. 5.6, б приведена схема, объясняющая возникновение крутящего момента М_кр, вращающего цилиндровый блок гидромотора.

Чаще всего гидромоторы используются в качестве приводов в механизмах управления стабилизатором (например, самолетов Як-40, Як-42, Ил-86, Ил-96), в системах управления закрылками самолетов (Як-40, Як-42), в механизмах управления крылом изменяемой геометрии сверхзвуковых самолетов. В системах заправки топливом самолетов в воздухе от самолета-заправщика гидромоторы являются приводом барабана, на который наматывается шланг подачи топлива.

В связи с увеличением размеров самолетов и возрастанием скоростей их полета усилия на ручке и педалях летчика без применения средств механизации превысили бы его физические возможности. Это потребовало создание устройств (использующих внешнюю энергию), которые многократно увеличивают усилия, затрачиваемые летчиком при управлении самолетом. Таким устройством является гидравлический усилитель (бустер), представляющий собой следящий силовой привод, который ведомому звену (штоку силового цилиндра) дает перемещение, согласованное с перемещением ведущего звена (плунжера золотника), передаваемым летчиком при действии ручки управления.

Гидравлический усилитель (бустер) обладает существенными преимуществами перед другими устройствами:

— высокую чувствительность к перемещению входного звена;

— высокую скорость исполнения;

— развиваемое усилие, зависящее только от давления гидрожидкости и диаметра цилиндра исполнительного механизма.

Для осуществления слежения в гидроусилителях применяется жесткая обратная связь, обеспечивающая согласованное перемещение задающего и исполнительного звеньев.

Принцип действия гидроусилителя основан на устранении рассогласования между командным сигналом и сигналом исполнительного звена. Схема гидроусилителя с жесткой обратной связью выхода с входом представлена на рис. 5.12. В случае перемещения ручки управления 2 одновременно с ней перемещается точка 1 относительно оси 6 (в исходном состоянии поршень 4 неподвижен). С помощью рычага 7 это вызовет смещение плунжера золотника 3.

В результате этого жидкость под давлением поступит в соответствующую полость цилиндра 5, другая полость цилиндра через золотник 3 соединяется со сливом. Под действием давления жидкости произойдет перемещение поршня 4, а, следовательно, и точки 6 на некоторое расстояние, пропорциональное отклонению точки 1 системы ручного управления. В случае прекращения, движения ручки 2 точка 1 остановится и движущийся поршень 4 сообщит через рычаг 7 плунжеру золотника 3 перемещение, противоположное тому, которое он получил до этого при смещении ручки. Так золотник вследствие обратного движения плунжера займет нейтральное положение и перекроет подачу в цилиндр 5 и шток с поршнем 4 остановится.

При движении ручки 2 в другую сторону движение всех элементов регулирующего устройства будет происходить в противоположном направлении.

Обозначив через Р – усилие в тяге 1, а через Р_р – усилие в тяге 4, то коэффициент усиления i определится : i = .

Зависимость между усилиями Р и Р_р получается из условий равновесия рычага 2. Если не учитывать сил трения в шарнирах и золотнике, то эти условия запишутся в виде простой системы двух уравнений:

Ра = Р_бb

Р_р = Р_б Р,

где Р_б – усилие в штоке 5 бустера.

Тогда Р_р = .

После подстановки значения P получим следующее выражение для коэффициента усиления.

i ==

Положив плечо b = 0,передаточное отношение i = , которое исключает передачу усилий со штока на ручку управления. В этом случаегидроусилитель имеет необратимую схему управления.

Как видно из схемы гидроусилителя, исполнительный шток связан с органами управления самолета, а задающий механизм связан с ручкой управления. При такой схеме связей усилия на ручке управления необходимы для преодоления сил перемещения плунжера золотника, а усилие на штоке гидроусилителя равно усилию от аэродинамических сил отклоняемых поверхностей управления. Таким образом, при этой схеме связей усилие на ручке управления не зависит от усилия, создаваемого на штоке гидроусилителя, но ход ручки управления связан кинематически с ходом гидроусилителя.

Для повышения надежности управления самолетом применяются различные способы дублирования. Наиболее распространенными являются:

1) работа гидроусилителя от двух независимых гидравлических систем – основной и бустерной (гидроусилительной). При таком способе дублирования гидроусилители выполняются по схеме тандем. Каждый цилиндр управляется своим распределительным устройством. При выходе из строя одной из систем другая продолжает обеспечивать работу гидроусилителя с известными ограничениями (усилие на выходном звене уменьшаются), обеспечивающими безопасное завершение полета.

2) наличие на самолете аварийной дублирующей системы также существенно повышает надежность управления самолетом. Аварийная система (независимая от основной системы со своими источниками энергетического питания) включается при выходе из строя бустерной системы самолета.

Существуют и другие способы дублирования, которые применяются в зависимости от размеров самолета и выполняемых им задач.

К этой группе агрегатов относятся распределительные устройства для изменения потока рабочего тела по направлению и расходу, а также регуляторы давления. Эти агрегаты являются обязательными элементами гидравлической системы. Они поддерживают заданный режим работы потребителя и предохраняют систему от повышенных давлений, обеспечивая ее надежность.

Распределительные устройства разнообразны по своему составу и отличаются друг от друга быстродействием, усилием управления, одновременностью управления разным числом потоков.

К ним относятся электрогидравлические краны, золотниковые и клапанные распределители, распределители типа струйная трубка или сопло-заслонка.

Наибольшее применение в современных системах нашли распределители на основе золотника. Этот тип распределителя удачно сочетает достаточное быстродействие, малые усилия управления и возможность управления большим числом потоков одновременно. По конструкции золотники могут быть цилиндрические и плоские с поступательным или поворотным перемещением рабочих элементов.

На рис. 5.13 представлена схема распределителя с цилиндрическим золотником. Распределитель показан в нейтральном положении. Перемещение золотника 3 вправо или влево открывает каналы питания и слива распределителя. Как следует из схемы, усилие управления в основном определяется силами трения плунжера по корпусу (гильзе).

В случае необходимости снижения усилия управления применяют двухступенчатые золотниковые распределители (с серводействием). Конструкция состоит из основного рабочего золотника 1 (рис. 5.14), он передвигается в ту или иную сторону потоком жидкости из системы, направление которого определяется сервозолотником 2. Малые размеры сервозолотника обуславливают малые усилия управления. Такие золотники составляют основу электрогидравлических кранов, причем нейтральное положение золотника обеспечивается пружинами при выключенных электромагнитах, а рабочие положения — включением одного или другого электромагнита.

Основная трудность при изготовлении золотниковых распределителей обусловлена сложностью обработки с высокой точностью и контроля внутренней поверхности гильзы. В этом смысле представляют интерес распределители с плоскими золотниками.

Распределители с плоскими золотниками.

Схема такого распределителя с поворотным перемещением плоского золотника, широко применяемого в рулевых приводах, показана на рис. 5.15. Распределитель состоит из основания 7, которое центрируется относительно корпуса 9 штифтами 8, и плоского золотника 6. Золотник 6 плотно прижимается к основанию 7 силой пружины 5 и силой давления жидкости, действующими на плунжер 3. Основание 7 имеет каналы 11 и 10, через которые жидкость поступает под давлением в цилиндр 12 при повороте золотника, и каналы 13 и 14, с помощью которых жидкость из цилиндра поступает на слив.

Подобные распределители отличаются высокой герметичностью при давлениях 25…30 МПа, малой вероятностью «заклинивания», относительно малой массой. Плоские золотники просты в изготовлении, могут иметь поступательное перемещение золотника и электромагнитное управление.

В тех случаях, когда главным требованием к распределителю является малая мощность управления и высокое быстродействие, целесообразно использовать распределители типа «струйная трубка» или «сопло-заслонка».

Принцип действия распределителя «струйная трубка» (рис. 5.16) основан на преобразовании кинетической энергии струи рабочего тела, вытекающего из струйной трубки 1, в потенциальную энергию давления в каналах 6приемного блока 2. При нейтральном положении струйной трубки струя рабочего тела одинаково перекрывает каналы 6приемного блока 2; давления в рабочих камерах силового цилиндра 3 одинаковы, поршень 5неподвижен. При отклонении струйной трубки 1относительно каналов 6 в ту или иную сторону возникает перепад давлений, под воздействием которого поршень 5 цилиндра 3 начнет перемешаться.

Для управления струйной трубкой обычно используется электромеханический преобразователь (ЭМП), представляющий собой электромагнитную систему с поворотным якорем (струйной трубкой или заслонкой).

Давление рабочего тела в струйной трубке обычно не превышает 10 МПа, расходы составляют 3…8 л/мин, диаметры струйной трубки 1…3 мм для жидкости и 0,3…1 мм для газа.

Распределитель «сопло-заслонка» (рис. 5.17) состоит из двух сопел 3, расположенной между ними заслонки 2 и двух постоянных дросселей 6. При отклонении заслонки 2 в камерах силового цилиндра 4 возникает перепад давлений, под воздействием которого поршень 5 начнет двигаться. Внутренний диаметр сопла распределителя выполняется малым (0,5…1,0) мм.

Распределители типа «струйная трубка» и «сопло-заслонка» обладают преимуществом:

— высокая чувствительность, малая инерционность, нулевая зона нечувствительности, малая мощность управления, большая рабочая частота переключения (десятки Гц), незначительные габаритные размеры и масса.

Однако они имеют большие расходы рабочего тела при отсутствии управляющего сигнала, что и обусловливает их низкий КПД (0,1…0,2).

Если распределитель «струйная трубка» практически не чувствителен к загрязнению рабочего тела, то распределитель «сопло-заслонка» требует его тщательной фильтрации.

К распределителям потока может быть отнесен и дозатор, который регулирует поток по объему, пропуская определенную его часть к потребителю, после чего подача жидкости прекращается. Таким образом, дозатор может работать как агрегат, предохраняющий гидросистему от полной потери рабочей жидкости в случае ее разгерметизации. Обычно дозатор устанавливается перед потребителем, работающим в особо нагруженных условиях (например, в тормозной системе, расположенной на опоре шасси, подверженной тряске и ударам со стороны взлетно-посадочной полосы). Жидкость, поступающая в корпус 1 дозатора (рис. 5.17а) при нормальной работе потребителя, проходит через отверстия 2из полости А в полость В.

При падении давления в полости В (например, разрушении трубопровода) поршень 6переместится в крайнее правое положение и клапан 4закроет выходное отверстие дозатора. Пропускаемый объем жидкости определяется диаметром жиклера 3.

Методы разгрузки насосов

Поршневые насосы должны иметь устройства разгрузки. Простейшим разгрузочным устройством является предохранительный клапан, который сливает жидкость при повышении давления выше допустимого.

Наиболее эффективным способом разгрузки насосов является полное отключение насосов. В этом случае применяется реле давления, которое при достижении заданного давления отключает насос от привода или отключает привод (электродвигатель). В такой системе разгрузки в линии высокого давления установлен гидроаккумулятор, который и поддерживает давление в рабочей магистрали до минимально допустимого уровня, после чего вновь включается гидронасос.

Однако периодическое включение и отключение насоса (хотя бы с помощью кулачковой муфты) снижает его надежность.

Регулирование давления жидкости в гидросистеме может производиться с помощью редукционного и предохранительного (ПК) клапанов, автомата разгрузки насоса (АРН) и механизма (регулятора) изменения подачи насоса.

Часто в системе с рабочим давлением ряд функциональных подсистем необходимо обеспечить пониженным давлением. Эта задача решается с помощью редукционного клапана, который поддерживает это пониженное давление на постоянном уровне.

Редукционный клапан (рис. 5.18) представляет собой автоматически действующий дроссель, сопротивление которого в каждый момент времени равно Δр_др= р_вх – р_ред. При увеличении, например, редуцированного давления шарик 3 переместится вверх, что приведет к увеличению проходного сечения, снижению Δр_др и, следовательно, к восстановлению р_ред = const.

Наиболее простым устройством ограничения давления в гидросистеме является (ПК), схема которого и способ его включения в гидросистему показаны на рис. 5.18. ПК – это клапан эпизодического действия, предназначенный для предохранения гидросистемы от повышенных давлений.

Принцип действия ПК прост: при возникновении в гидросистеме давления на 10…20% выше номинального клапан-шарик 3 отойдет от седла и перепустит часть жидкости в линию слива. Давление в системе уменьшится, и клапан 3 опустится на седло клапана. При открытом клапане насос работает при повышенном давлении, расходует большую мощность. При перепуске через ПК жидкость сильно нагревается, что нецелесообразно при продолжительном времени работы при максимальных давлениях и частых срабатываниях ПК.

Есть устройства, которые переводят насос на режим холостого хода после создания в рабочей сети высокого давления. В настоящее время широкое применение получили насосы переменной подачи с нерегулируемым приводом от двигателя. В таких насосах подача автоматически понижается до величины, достаточной для компенсации утечек и поддержания в системе требуемого давления. При понижении давления в системе, происходящем в результате включения потребителей жидкости, насос автоматически переключается на повышенную подачу.

На рис. 5.19 представлена схема аксиального насоса с автоматическим регулированием подачи за счет изменения угла наклона шайбы. Чувствительным элементом, реагирующим на повышение давления, служит мембрана 5, действующая при повышении давления выше заданной величины на клапан 4, управляющий давлением в правой полости силового цилиндра, поршень которого изменяет угол наклона шайбы 1. При открытии клапана 4 давление в правой полости цилиндра 3, питающейся из полости нагнетания насоса через дроссельное отверстие 2 в поршне, снижается и поршень перемещается под действием давления в левой полости вправо, при этом подача насоса уменьшается.

При закрытии клапана 4 давление в правой и левой полостях силового цилиндра 3 выравниваются и поршень его, перемещаясь влево под действием пружины и давления жидкости на неуравновешенную площадь поршня цилиндра 3, поворачивает наклонную шайбу 1 в положение с максимальным углом наклона, а, следовательно, устанавливает насос на максимальную подачу.

В гидросистемах с потребителями эпизодического действия целесообразно применять АРН, который не только ограничивает давление, но и переводит насос при неработающих потребителях на режим холостого хода (режим разгрузки). Схема АРН и способ его включения в гидросистему показаны на рис. 5.20. При неработающих потребителях (или когда потребители расходуют не всю подачу насоса) давление в гидросистеме и в гидроаккумуляторе 5 повышается, поршень 4 сдвигается влево, сжимая пружину 3, и открывает запорный клапан 2. Жидкость от насоса поступает в линию слива через запорный клапан 2, а обратный клапан 1 закрывается; насос работает в режиме разгрузки, потребляя незначительную мощность. Потребители в этом режиме работают от гидроаккумулятора 5 до тех пор, пока давление в гидроаккумуляторе не уменьшится до значения р_наг= (0,8…0,9)р_разг. Запорный клапан 2 закроется, и насос начнет подавать жидкость в систему, заряжая гидроаккумулятор и обеспечивая работу потребителей. Характер изменения давления в гидросистеме представлен на рис. 5.21.

При использовании в гидросистемах в качестве источников энергии насосов переменной подачи ограничение давления в гидросистеме происходит вследствие перевода насоса в режим нулевой подачи.

Исходя из особенностей различных способов ограничения давления, можно дать следующие рекомендации:

— ПК следует применять в гидросистемах ЛА с ограниченным временем полета, в которых требование простоты важнее требования экономичности, а саморазогрев гидросистемы из-за малого времени ее работы не приведет к отказу;

— АРН необходимо использовать в гидросистемах ЛА с продолжительным временем полета и эпизодически действующими потребителями, при этом большую часть полета насос работает в режиме разгрузки, что значительно увеличивает его ресурс;

— насос переменной подачи (с его механизмом изменения подачи) необходимо применять в гидросистемах ЛА с продолжительным временем полета и постоянно действующими потребителями, что позволяет насосу работать с высоким КПД, не приближаясь к режимам разгрузки.

Контрольные вопросы для самопроверки

1. Дайте определения гидросистем по их назначению, возможности дублирования, изолированности от окружающей атмосферы.

2. В чем состоит особенность работы роторных объемных насосов?

3. Оцените производительность шестеренных насосов.

4. Объясните напорную характеристику качающего узла.

5. Оцените производительность аксиально-роторного насоса в зависимости от частоты вращения и угла наклона качающего узла.

6. Назовите основные типы силовых приводов.

7. Каковы основные соотношения кинематических и силовых параметров гидроцилиндров.

8. Назначение и принцип действия гидравлических аккумуляторов.

9. Назовите основные типы распределительных устройств.

10. Каковы преимущества и недостатки струйных распределительных устройств?

11. Какие заложены принципы ограничения давления насосов при использовании предохранительных клапанов и автоматов разгрузки?

12. Чем вызвано применение гидравлических и механических замков в силовых гидроцилиндрах?

13. Объясните принцип работы гидроусилителя.

14. В чем состоит отличие работы бустеров обратимой и необратимой схем?

Особенности возникновения пожара

Как показывает опыт эксплуатации авиационной техники частой причиной аварий и катастроф являются пожары.

Следует отметить, что пожар есть процесс окисления горючих веществ кислородом окружающего воздуха. Основными горючими веществами на самолете являются топливо, масло двигателей и гидросистем. Масса этих жидкостей в совокупности может составлять многие десятки тонн. Поэтому наиболее пожароопасной зоной являются топливные баки со своими магистралями, гидросистемы и газотурбинные двигатели.

Как показывают расчетные и экспериментальные, данные для полного сгорания 1 кг топлива требуется 14,7 кг воздуха (условия нормальные). Эта величина называется стехиометрическим числом L₀ (L₀ = 14,7 кг). Отношение фактического количества воздуха G_в, участвующего в процессе горения, отнесенного к теоретически необходимому L₀, называется коэффициентом избытка воздуха α = G_в/L₀. При этом необходимо учитывать растворенный воздух в топливе.

В реактивных топливах растворимость воздуха значительна и тем больше, чем меньше плотность, поверхностное натяжение и вязкость топлива. Различные сорта топлив характеризуются разной способностью растворять в себе воздух. Бензины растворяют примерно (20…25)%, керосины – (15…20)% объема воздуха при температуре ~20ºС. Основные компоненты воздуха, т. е. кислород и азот, обладают различной растворимостью в топливе. Однако атмосферный кислород растворяется в топливе в большей степени, чем азот. Так в одном литре керосина при 20ºС растворимость азота составляет 0,137 л, а кислорода – 0,212 л.

При последующем выделении растворенного воздуха в надтопливном пространстве будет находиться азота 0,38% , а кислорода – 0,62%, что, приблизительно, в 3,0 раза больше, чем в атмосферном воздухе. При последующем выделении газов из топлива может возникнуть потенциальная причина возникновения пожара.

Как показывает практика, надтопливное пространство баков заполнено смесью паров топлива и кислорода с коэффициентом избытка воздуха α ≈ 1 наиболее благоприятной для воспламенения и в дальнейшем – развития пожара.

Источниками возникновения пожара могут служить:

— поражение самолета в боевых действиях;

— поражение атмосферными разрядами;

— поражение разрушенными элементами двигателя;

— разряды статического электричества;

— самовоспламенение топлива, попавшего на горячие части двигателя.

В любом случае возможны два варианта возникновения пожара.

Первый состоит в том, что в какой-либо точке топливовоздушной смеси происходит поджиг от высокотемпературного источника энергии. Возникший фронт пламени распространяется с определенной скоростью по сферической поверхности. При горении выделяется тепло, что автоматически поддерживает развитие пожара.

Второй случай состоит в том, что топливо прогревается до такой температуры, при которой (при наличии кислорода) происходит воспламенение топливно-воздушной смеси. Эта температура называется температурой самовоспламенения. Для авиационных топлив (при нормальных условиях) она составляет 230…240ºС, однако, с уменьшение атмосферного давления температура активации возрастает.

К наиболее пожароопасным зонам относятся:

— отсеки двигателей;

— зоны размещения топливных баков;

— отсеки специального оборудования, имеющие большое энергонасыщение;

— багажные отсеки;

— тормозные устройства шасси;

— отсек редуктора несущего винта у вертолетов.

Возникновение и развитие пожара на летательном аппарате происходит в условиях быстрого его распространения, невозможностью прямого воздействия на очаг пожара и крайне ограниченного времени реагирования на тушение пожара.

Меры пожарной безопасности

С целью увеличения пожарной безопасности на самолете необходимо применять как профилактические, так и конструктивные мероприятия. Они должны предотвратить возникновение открытого огня, а при возникновении пожара обеспечить его локализацию и тушение.

К профилактическим мерам следует отнести строгое соблюдение инструкций по технической эксплуатации топливных и гидравлических систем:

— герметичность систем;

— недопущение несанкционированного попадания горючих жидкостей во внутренние полости конструкций летательных аппаратов.

— необходимость обеспечения надлежащей электроизоляции токонесущих систем, исключающую открытые разряды.

К конструктивным мероприятиям относятся:

— тепловые экраны;

— полная металлизация элементов летательного аппарата;

— эффективные дренаж и вентиляция отсеков, где возможно скопление горючих жидкостей;

— размещение электроагрегатов в отдельных отсеках, защищенных от попадания горючих жидкостей;

— протектирование наружных поверхностей топливных баков и заполнение их внутреннего объема пенополиуретаном.

Перечисленные выше методы предотвращения пожара относятся к категории пассивных методов. Однако их применение не может в полной мере гарантировать исключения возникновения пожара и, тем более, предотвращение распространения уже возникшего открытого пламени.

Для своевременной локализации и прекращения возникшего пожара на борту летательного аппарата применяются активные методы тушения очагов возгорания.

Система защиты летательного аппарата от пожара включают в себя устройства о сигнализации возникшего пожара и средства непосредственного тушения.

В соответствии с требованиями Норм летной годности ЕНЛГ-С и ЕНЛГ-2 система сигнализации о пожаре должна удовлетворять следующим требованиям:

1. Число датчиков в пожарных отсеках должно быть в таком количестве, которые обеспечивали подачу сигнала о возникновении пожара не позднее 3 с после его начала.

2. Время срабатывания системы в технических отсеках после начала задымления (тлеющего пожара) не должно превышать 100 с.

3. Инерционность датчиков, установленных в технических и багажных отделелениях, не должны превышать 30 с при воздействии на них повышенной температуры и оповещать экипаж о прекращении пожара за минимальное время.

4. Датчики должны сохранять свою работоспособность при воздействии на них рабочих жидкостей различных систем летательного аппарата.

Кроме того, система сигнализации пожара (ССП) должна иметь наименьшую вероятность подачи ложных сигналов, которые во многих случаях приводят к тяжелым летным происшествиям.

С этой целью в пожароопасных отсеках устанавливают значительное количество датчиков (рис. 6.1), объединяя их в группы по 3…4 штуки. Вероятность подачи ложных сигналов также снижается при установке в тех же отсеках датчиков, действующих на разных физических принципах.

В общем случае ССП включает в себя (рис. 6.2):

— датчики первичной информации, реагирующие на тот или иной фактор, сопровождающий процесс горения;

— усилитель;

— исполнительный блок, осуществляющий включение ППС;

— сигнализацию и сигнальные устройства, обеспечивающие подачу светового и звукового сигналов.

В зависимости от физического принципа, положенного в основу действия датчиков, их подразделяют на:

— тепловые;

— ионизационные;

— радиационные (световые).

Тепловые датчики первичной информации (ДПИ) реагируют на повышение или превышение некоторого предельного значения температуры в контролируемом отсеке. Ионизационные датчики срабатывают при наличии пламени, а радиационные — при наличии пламени или продуктов сгорания, например, дыма.

Кроме того, в зависимости от величины контролируемой зоны датчики первичной информации могут быть точечными, линейными и объемными.

Точечные датчики контролируют относительно небольшую зону, поэтому в пожароопасных отсеках устанавливается такое их количество, которое могло бы контролировать необходимый объем.

Линейные датчики контролируют существенно большую зону. Размеры зоны определяются длиной датчика.

Наибольшую зону способны контролировать датчики объемного типа, сфера действия которых определяется углом обзора чувствительного элемента и конфигурацией отсека.

К точечным тепловым датчикам относятся дифференциальные термопары из спаев хромель — копель, хромель — алюмель (рис. 6.3). Для увеличения мощности сигнала в пределах одного датчика несколько термоспаев соединяются последовательно.

С целью увеличения надежности и быстродействия точечные датчики объединяют в группы по несколько штук. Инерционность ССП, использующей датчики такого типа, составляет до 1,5 с при воздействии пламени на все датчики группы одновременно и около 3…4,5 с при воздействии на один датчик. Такие датчики находят широкое применение, их устанавливают в гондолах двигателей (рис.6.3), отсеках ВСУ, технических отсеках. Например, в каждой гондоле двигателя самолета Ил-76Т установлено по 24 точечных тепловых датчика первичной информации, а в каждой гондоле двигателя самолета Ту-154 – по 18 датчиков.

Линейные тепловые ДПИ могут быть двух типов: датчики с переменным сопротивлением и объемные датчики.

Датчики с изменяющимся электрическим сопротивлением представляют собой кабель длиной 8…10 м и диаметром до 2 мм (рис. 6.4а). Между наружной металлической стенкой 1 и внутренним центральным проводником 2находится заполнитель 3, состоящий из смеси окиси магния MgO и кобальтового марганца CoMn, имеющей отрицательный температурный коэффициент сопротивления. При нагревании этого кабеля сопротивление датчика резко падает и в измерительной цепи появляется электрический ток, который регистрируется измерительной аппаратурой. Схема установки такого датчика в гондоле двигателя показана на рис. 6.4б. Состав наполнителя может изменяться в зависимости от того, на какую рабочую температуру рассчитан датчик.

Несмотря на довольно большую инерционность, составляющую 8…10 с, датчики такого типа нашли довольно широкое применение за рубежом: они установлены в отсеках силовых установок таких самолетов, как ДС-8, «Конкорд», «Боинг-707» и «Боинг-747».

Работа датчиков объемного расширения газа основана на увеличении давления газа, находящегося внутри капиллярной трубки диаметром 1,5 мм, при местном повышении температуры ДПС (рис. 6.5а). На одном из концов капиллярной трубки 1 установлено реле давления 3,которое срабатывает при превышении некоторого давления, соответствующего рабочей температуре датчика, и замыкает сигнальную цепь. Такие линейные пневматические ССП установлены на самолетах «Боинг-727».

Обе линейные тепловые системы сигнализации обладают высокой достоверностью информации, надежностью, простотой эксплуатации, но имеют довольно большую инерционность.

Принцип действия ионизационных ДПИ основан на использовании эффекта ионизации воздуха при появлении пламени. Это вызывает изменение проводимости воздушного зазора между датчиком и корпусом ЛА (рис. 6.5б). Линейный ионизационный датчик 1 представляет собой стальную трубку, смонтированную на керамических изоляторах 3 в пожароопасном отсеке. Обычно их устанавливают в виде нескольких колец вдоль оси двигателя. Зазор между датчиком и корпусом ЛА обычно составляет 15…35 мм. Сигнал от датчика усиливается электронным усилителем 4 и поступает на сигнальное устройство в кабине экипажа. Быстродействие ионизационных ССП может достигать 1 с от момента возникновения открытого пламени. Недостатком является возможность ложных срабатываний при естественной ионизации воздуха на больших высотах и при облучении. Ионизационные ССП получили широкое распространение на сверхзвуковых самолетах.

Радиационные ССП основаны на регистрации излучения пламени в инфракрасной части спектра. В качестве чувствительных элементов в этом случае применяются фотодиоды и фоторезисторы с большой контрастностью и высоким тепловым сопротивлением. Для увеличения угла обзора датчика используются оптические системы. Основное преимущество радиационных ССП – их практическая безынерционность.

Наличие дыма в очагах пожара определяется фотоэлектрическими сигнализаторами наличия дыма, основой которых являются фоторезисторы (рис. 6.8, а). В качестве источника света применяется осветительная лампа 1. Между лампой и фотоприемником 4 устанавливается экран 3, который исключает прямое попадание света на чувствительный элемент 4. При появлении дыма и снижении прозрачности воздуха на 20…40% свет рассеивается от светозащитных решеток и попадает на фоторезистор, приводя в действие систему сигнализации (рис. 6.8, б). Сигнализаторы дыма такого типа находят широкое применение и устанавливаются в багажно-грузовых отсеках самолетов Ил-62М, Ил-86, Ту-154, Як-42, а также в грузовых кабинах самолетов Ил-76Т и Ту-154С.

Успешная борьба с пожаром, спасение людей, сведение ущерба от пожара и его тушения к минимуму во многом зависят от правильного выбора средств пожаротушения.

При выборе способа пожаротушения необходимо учитывать виды и свойства горючих материалов, которые могут оказаться в зоне пожара, воздействие огнетушащих составов на оборудование объекта, возможность нахождения людей в аварийном помещении во время тушения пожара и т.д.

Средство пожаротушения, предназначенное для ликвидации очагов возгораний в пассажирском салоне самолета, должно, в частности, отвечать следующим основным требованиям:

1) обладать высокой эффективностью пожаротушения при горении различных материалов;

2) не вызывать повреждения или порчи конструкционных и декоративных материалов, а также различного оборудования, включая электрооборудование, находящееся под напряжением;

3) не оказывать вредного или отрицательного действия на организм человека;

4) локализовать зону горения, не допуская или ограничивая возможность распространения вредных продуктов сгорания по всему объему защищаемого помещения;

5) предотвращать возможность повторного загорания, обеспечивать тушение в труднодоступных или загроможденных местах.

Установки пожаротушения должны иметь минимальную массу и габариты, сохранять работоспособность при длительном хранении, быть простыми в эксплуатации и безотказными в работе.

В общем случае бортовые средства тушения пожара классифицируются по виду используемого тушащего вещества и конструктивному исполнению противопожарных устройств.

Водяное тушение

В качестве огнегасящего вещества может быть применена вода. В наземных условиях тушение водой — наиболее распространенный способ борьбы с пожарами. Объясняется это не только дешевизной и доступностью воды, но и ее хорошими огнетушащими свойствами. Основной огнетушащий эффект достигается за счет интенсивного охлаждения зоны горения благодаря большой теплоемкости воды и высокой теплоты парообразования (около 2,2 МДж/кг).

Дополнительный эффект пожаротушения, особенно заметный при тушении пожаров в закрытых помещениях, создает разбавляющее и изолирующее действие паров воды. При испарении объем воды увеличивается в 1700 раз, благодаря чему кислород воздуха вытесняется из зоны пожара, и состав горючей смеси оказывается сильно разбавленным водяным паром.

Поскольку вода, особенно природная, содержит растворенные соли, то она обладает значительной электрической проводимостью. Поэтому вода не может применяться для тушения пожаров, связанных с горением электрооборудования и электросетей.

Анализ положительных качеств и недостатков тушения пожаров водой показывает, что этот способ, в принципе, может быть с успехом применен для ликвидации небольших очагов возгорания в пассажирском салоне самолета при использовании огнетушителей, создающих распыленную струю воды с добавками (пенообразователями), повышающими эффективность тушения.

Тушение пожаров газами

Суть газового тушения заключается в уменьшении относительного содержания кислорода в зоне горения до концентрации, при которой горение прекращается, за счет разбавления воздуха каким-либо газом, не поддерживающим горения.

Для этой цели целесообразно использовать двуокись углерода. Это связано с тем, что этот газ может храниться в сжиженном состоянии при умеренных давлениях (около 6 МПа при температуре 20°С) и имеет достаточно высокий коэффициент газообразования: из 1 л жидкой углекислотыобразуется 462 л углекислого газа (1 кг жидкого СО₂ образует 509 л газообразного СО₂). Углекислый газ химически инертен, не коррозионно активен, не электропроводен.

Основной механизм газового пожаротушения — разбавляющее действие газа. При подаче в очаг пожара снежной углекислоты последняя мгновенно испаряется, минуя жидкое состояние. Этот процесс, называемый сублимацией, сопровождается некоторым охлаждением зоны горения.

Для прекращения горения объемная концентрация двуокиси углерода должна составлять при тушении 30% или 0,594 кг/м³.

Углекислый газ нельзя применять для тушения некоторых металлов (натрий, калий, бериллий, магний, щелочноземельные металлы). Эти металлы горят в атмосфере СО₂. Двуокись углерода не применима также для тушения тлеющих материалов (из-за плохого охлаждающего действия).

Наиболее существенным достоинством газового способа пожаротушения является полное отсутствие отрицательного воздействия на материалы и оборудование, в том числе радиотехническое, навигационное, и электрооборудование.

Наиболее значительные недостатки газового пожаротушения связаны с невысокой огнетушащей эффективностью (что требует существенных запасов газа-разбавителя). Этот способ для объемного тушения в помещении невозможно применять в отсеках, где находятся люди.

К этой же категории огнегасящих средств относится азот. Для подавления очага возгорания, в каком либо отсеке, в него нужно подать азот в объеме 40…70% от объема этого отсека.

Одними из эффективных средств пожаротушения и флегматизации горючих сред являются углеводороды, в которых один или несколько атомов водорода заменены атомами галоидов (F, Cl, Br). Эти вещества известны, как хладоны.

Хладоны эффективней инертных газов приблизительно в десять и почти в двадцать раз – водяного пара. Механизм тушения пожара хладонами состоит в том, что они уменьшают концентрацию горючей смеси, снижают температуру очага пламени за счет своего испарения и уменьшают скорость распространения пламени.

Высокие диэлектрические свойства хладонов позволяют применять их для тушения возгорания оборудования, находящегося под электрическим напряжением.

Все это привело к широкому распространению хладонов в бортовых авиационных средствах пожаротушения. К сожалению, хладоны обладают рядом существенных недостатков, среди которых основными являются их токсичность, что требует соблюдения специальных мер безопасности при обслуживании ППС, и разрушительное воздействие на озоновый слой атмосферы при срабатывании систем или утечках огнегасящего состава.

По конструктивному исполнению ППС можно подразделить на переносные и стационарные. Стационарные системы могут быть централизованными, автономными и смешанными.

Стационарные системы позволяют подавать огнегасящий состав в любой защищаемый отсек от одних и тех же огнетушителей; в автономных системах подача состава в каждый отсек осуществляется из отдельного огнетушителя. Принципиальная схема централизованной ППС самолета, показана на рис. 6.9

При возникновении загорания в одном из двигательных отсеков и срабатывании системы сигнализации приводятся в действие электроклапаны 7 соответствующего двигателя. В результате огнегасящий состав из огнетушителей под действием высокого давления поступает к распределительному коллектору и вспрыскивается в зону горения. В том случае, если пожар не был потушен или произошло повторное воспламенение, экипаж может вручную привести в действие огнетушитель второй очереди.

Как правило, ППС, состоящие из двух и более очередей, применяются на самолетах и вертолетах тяжелого и среднего класса. На легких маневренных самолетах обычно используются полностью автоматические ППС. Они состоят из одной очереди, что обусловлено ограничениями по массе системы, а также тем, что экипаж имеет возможность покинуть аварийную машину.

На зарубежных самолетах применяется только ручное включение подачи хладона в пожароопасный отсек, что исключает возможность ложного срабатывания системы. На самолетах Ту-154М, Ту-22М, Ту-160 также применена ручная система подачи хладона в отсеки после выключения двигателя и закрытия пожарного крана. В централизованных ППС огнегасящие составы хранятся в огнетушителях, представляющих собой цилиндрические или сферические баллоны, под давлением около 10…15 МПа. Поэтому ППС такого типа иногда называют баллонными.

Компоновочная схема системы пожаротушения вертолета МИ-8 представлена на рис.6.10. На этом вертолете к пожароопасной зоне относится отсек редуктора несущего винта и керосинового обогревателя кабины.

Ручные огнетушители

Ручные огнетушители предназначены для тушения пожаров в кабинах экипажа, пассажирских салонах, багажно-грузовых и технических отсеках, в которые имеется доступ. Для зарядки ручных огнетушителей используют хладон 12В1 или водоэтиленгликолевую смесь; баллоны заряжают азотом под давлением до 1 МПа.

Ручные огнетушители, заряженные водоэтиленгликолевой смесью, могут применяться для тушения горящих конструкционных и отделочных материалов салона при отсутствии электрического напряжения. Они достаточно эффективно ликвидируют остаточное тление материалов.

Огнетушители, заряженные хладоном, могут использоваться для тушения любых веществ, в том числе топлив, смазочных материалов, электрооборудования, находящегося под напряжением. Они хорошо ликвидируют открытое пламя, но малоэффективны при тлеющих пожарах и практически неэффективны при горении металлов.

Кроме описанных находят применение углекислотные огнетушители, которые могут быть использованы для тушения любых горящих веществ и предметов на борту JIA в тех местах, куда имеется доступ.

Системы защиты ЛА от взрыва

При взрыве происходящая экзотермическая реакция вызывает резкое увеличение давления в ограниченном пространстве. Возникающие при этом нагрузки на элементы конструкции настолько велики, что приводят к мгновенному ее разрушению.

Взрыв топливных баков вызывает разрушения, которые приводят к гибели всего ЛА.

Для возникновения взрыва в топливном баке необходимо наличие взрывоопасной концентрации топливно-воздушной смеси в надтопливном пространстве баков и источник инициирования взрыва. Горючая смесь образуется в результате смешения паров топлива и кислорода, поступающего в бак, как из атмосферы, так и за счет его выделения из топлива.

При поражении топливного бака осколок сам по себе не является источником воспламенения, поскольку его температура находится на уровне 30…50°С. Однако при соударении со стенкой бака кинетическая энергия вновь образованных осколков переходит в тепло, которое является источником воспламенения топливно-воздушной смеси в надтопливном пространстве бака (рис. 6.11). Зона поражения осколком состоит из мельчайших частиц обшивки, имеющих температуру около 1000…1500°С, и является мощным инициатором взрыва.

Создание инертной атмосферы в надтопливном пространстве бака

Для исключения возможности воспламенения в надтопливном пространстве бака в его полости необходимо создать инертную атмосферу. С этой целью в него могут подаваться различные нейтральные газы и хладоны в газообразном состоянии. Это достигается с помощью устанавливающихся на борту ЛА специальных систем. Они подразделяются на штатные, т. е. действующие в течение всего полета и аварийные, включающиеся в сложных ситуациях, например при вынужденной посадке.

В качестве рабочего тела в этих системах чаще всего используют азот и углекислоту. Запас азота на борту ЛА может храниться либо в газообразном состоянии в баллонах высокого давления, либо в сжиженном состоянии в сосудах Дьюара специальной конструкции. В зависимости от этого системы нейтрального газа, использующие в качестве рабочего тела азот, подразделяются на баллонные и криогенные.

Принципиальная схема системы с баллонным содержанием азота приведена на рис. 6.12. Давление азота в баллоне 1 составляет 15…20 МПа. Система может работать как в штатном, так и в аварийном режиме. В штатном режиме азот через калиброванное сопло с подогревателем 7 поступает в надтопливное пространство бака для создания в нем инертной атмосферы. Излишки азота сбрасываются в атмосферу через предохранительный клапан 8. В аварийном режиме для быстрого заполнения надтопливного пространства открывается кран 6, и азот поступает в бак через дроссель 5 и сопло 7 одновременно. После достижения избыточного давления в баке значения порядка 0,015…0,02 МПа по сигналу от датчика давления 9 кран 6 закрывается, а остатки азота из баллона стравливаются в атмосферу через кран 3.

Недостатком рассмотренной системы является большая масса баллонов высокого давления.

В криогенных системах нейтрального газа азот содержится в сосудах Дьюара в сжиженном состоянии под избыточным давлением около 0,7…0,8 МПа (рис. 6.13). Интенсивность газовыделения, а значит, и расход газа в системе регулируются с помощью нагревателя в зависимости от условий полета. В случае необходимости резкого увеличения подачи азота в работу включается резервный баллон 8, содержащий азот под высоким давлением.

При большой продолжительности полета массовые характеристики даже у криогенных систем, работающих в штатном режиме, становятся неудовлетворительными. Поэтому в этом случае более рационально использовать газогенераторные системы, вырабатывающие нейтральный газ прямо на борту ЛА.

В этом случае часть топлива сжигается в специальной камере-газогенераторе. Основными продуктами сгорания являются углекислый газ и пары воды. Далее из продуктов сгорания удаляется влага с помощью холодильника (вымораживание) и осушителя. Поскольку продукты сгорания (углекислый газ) на выходе из осушителя имеет низкую температуру, его подача в топливный бак может вызвать конденсацию паров воды, находящихся в баке. Для предотвращения этого явления углекислый газ нагревается в подогревателе и только после этого подается в надтопливное пространство бака.

Существуют системы, в которых в качестве рабочего тела используются хладоны, топливные баки в течение всего полета наддуваются смесью хладона из специальной емкости и воздуха, поступающего от СКВ. Следует отметить, что для хладона F-114В₂ объемная огнетушащая концентрация составляет 1,9%, а соответствующая ей массовая огнетушащая концентрация – 0,162 кг/м³. Несмотря на то, что применение хладонов позволяет значительно улучшить массовые характеристики системы, он обладает существенным недостатком. Стравливаясь из топливных баков в атмосферу в течение всего полета хладон, является экологически вредным, так как разрушительно воздействует на озоновый слой атмосферы.

Протектирование и заполнение объема баков поропластом

В качестве конструктивных мер, предотвращающих вытекание топлива через пробоины и образование вторичного факела от осколков в результате боевого поражения или удара молнии применяется протектирование топливных баков. С этой целью внутренняя поверхность стенки топливного бака покрывается слоем пенопласта, поры которого заполнены специальным веществом — коагулятором, твердеющим при контакте с воздухом. При разрушении осколком пенопластового протектора из пор последнего выделяется коагулятор, который заволакивает пробоину и затвердевает, образуя своеобразную пробку.

Внутренний объем бака заполняется полностью или частично полиуретановым поропластом, образующим в баке сетчатую структуру с диаметром ячейки 3…4 мм. В этом случае в баке происходит самозатухание процесса горения независимо от того, какими источниками он инициирован.

Физические основы этого процесса состоят в том, что после воспламенения от какого-либо источника в выделенном объеме происходит выделение тепловой энергии. Это теплорасходуется на подогрев слоев топлива, прилегающих к зоне горения, и на теплообмен с окружающим объемом за счет теплопроводности. Как только температура слоев топлива, прилегающих к зоне горения, достигает температуры самовоспламенения, они загораются и зона горения увеличивает свои размеры. Однако при уменьшении диаметра выделенного объема начинает увеличиваться доля тепловой энергии, рассеиваемой в окружающем объеме за счет теплопроводности. При диаметре около 3…4 мм рассеиваемая энергия становится больше тепловой энергии, выделяющейся в зоне горения. В этом случае топливо уже не может быть нагрето до температуры самовоспламенения, и процесс горения прекращается.

Следует помнить, что при заполнении бака поропластом теряется часть его полезного объема.

Потери обусловлены:

— потерей объема, равной, примерно 1%;

— потерей из-за массы поропласта – 3%;

— потерей, связанной с невыработкой части топлива из-за адгезии (смачиваемости), составляющей около 3%.

Таким образом, суммарные потери составляют ~7%.

Применение поропласта в топливных баках обеспечивает:

— практически полную взрывную и пожарную безопасность;

— отсутствие гидроудара или минимальный гидроудар при столкновении самолетов и вертолетов с препятствиями;

— уменьшение влияния перемещения топлива в баках при маневрах, и, следовательно, минимальное влияние на изменение центровки самолета или вертолета;

— лучшее использование протектирования.

Контрольные вопросы для самопроверки

1. Каковы условия возникновения пожара?

2. Что является основной причиной воспламенения на борту?

3. Какие наиболее вероятные зоны возникновения пожара?

4. Назовите пассивные методы защиты от пожара.

5. Какие требования предъявляются к системе сигнализации?

7. Назовите типы датчиков противопожарной системы.

8. Каковы возможные методы тушения пожара?

9. Источники взрыва при боевом поражении ЛА.

10. Основные способы защиты топливных баков от взрывов.

Широкое применение авиации в деятельности человека вызывает большие проблемы по безопасности полетов и, в частности, защиты летательных аппаратов от обледенения. Обледенение самолетов и вертолетов происходит в атмосфере, содержащей влагу при отрицательных температурах. Следует отметить, что вода может находиться в жидкой фазе до температуры минус 65ºС.

Обледенение является процессом ледяных образований на некоторых поверхностях летательного аппарата. Это может привести к существенным осложнениям полета – вплоть до катастрофы.

Процесс кристаллизации воды (переход в лед) осуществляется с большой скоростью и инициируется образованием центров кристаллизации. В качестве таких центров кристаллизации могут быть инородные тела (пылинки и пр.), соприкосновение с поверхностью и т.д.

Наибольшая вероятность обледенения возникает при полете в облаках с повышенным содержанием влаги. Наиболее благоприятная температура для обледенения составляет от 0°С до -20°С. Особо следует отметить возможность образования наледи на входных участках воздухозаборников двигателей при температурах от 0°С до 10°С. Это объясняется адиабатическим расширением воздуха, вызывающим одновременное понижение его температуры. При этом одновременно происходит конденсация паров, находящихся в воздухе. Это усиливает возможность обмерзания обтекаемых участков воздухозаборников и даже лопаток первых ступеней компрессора.

Образование льда на поверхностях летательного аппарата является следствием двух процессов – соударением переохлажденных капель с поверхностью и последующим их растеканием и замерзанием. Зоны возникновения обледенения дает картина обтекания влажным воздухом профиля крыла.

В дозвуковом полете атмосферный воздух распределяется вокруг лобовой поверхности крыла так (см. рис. 7.1), что линии тока существенно искривляются у передней кромки и затем следуют примерно кривизне профиля. Водные капли, в силу большей инертности, движутся по траектории меньшей кривизны, формируя вдоль обтекаемой поверхности слой воздуха с повышенной концентрацией водных капель. Существенная часть капель концентрируется на лобовой поверхности профиля. Оставшаяся часть потока, протекая по передней поверхности крыла, замерзает на его поверхности.

Величина зоны улавливания зависит в основном от скорости полета и диаметра капель – чем выше скорость и больше диаметр капель, тем больше зона улавливания и тем большая доля воды, содержащейся в воздухе, оседает на передней кромке. Уменьшение относительной толщины профиля и радиуса закругления передней кромки также приводит к увеличению размеров зоны улавливания (растекания). По этой причине при острых кромках, характерных для профилей сверхзвуковых самолетов, может быть захвачено до 90% водяных капель, содержащихся в воздушном потоке, в то время как относительно толстый дозвуковой профиль может захватить всего около 15%капель.

Обычно величина зоны захвата не превышает 5…6%хорды профиля, а диаметр капель, оседающих на поверхности, лежит в диапазоне от 5 до 75 мкм.

Размеры зоны растекания воды по поверхности зависят от температуры, скорости полета, способа защиты от обледенения и ряда других факторов.

В совокупности зона улавливания и зона растекания составляют зону защиты профиля, минимальный размер которой ограничен зоной улавливания, а максимальный — обычно не превышает 15% хорды профиля.

Кроме указанных выше температуры окружающей среды и диаметра переохлажденных капель существенное влияние на процесс обледенения оказывают водность окружающей среды и связанная с ней интенсивность обледенения. Под водностью окружающей среды понимается масса воды, находящейся в капельножидком состояний, в одном кубическом метре объема.

Интенсивность обледенения — это скорость образования льда, характеризующаяся изменением толщины ледяного слоя в единицу времени. Интенсивность обледенения зависит oт водности окружающего воздуха, а также диаметра переохлажденных капель.

Обледенение ЛА чаще всего происходит при прохождении атмосферных облачных фронтов. С точки зрения возникновения обледенения из всего многообразия облачных образований следует выделить две их разновидности — слоистые и кучевые облака.

Слоистые облака могут иметь толщину от 200 до 2000 м, по фронту достигать размера до 1000 км, а их протяженность может находиться в пределах от 200 до 900 км. По своей структуре это в основном капельные, иногда с примесью кристаллов льда, облака с диаметром капель от 3 до 20 мкм. Средняя водность слоистых облаков составляет около 0,18 г/м³,интенсивность обледенения может, достигать 2 мм/мин, а вероятность его возникновения – до 85%.

Кучевые облака могут иметь толщину до нескольких километров, по фронту имеют размер до 20…30 км и, как правило, идут грядами в зоне, имеющей протяженность от 30 до 100 км от фронта. По своей структуре – это капельные облака с диаметром капель около 12 мкм. Средняя величина водности в кучевых облаках составляет около 0,36 г/м³, интенсивность обледенения в верхней части облака достигает 5 мм/мин, а вероятность обледенения около 70%.

7.2. Виды и формы льдообразований

Ледяные наросты, образующиеся на частях летательных аппаратов, весьма различны и зависят от воздействия комплекса многих факторов, таких как размер переохлажденных капель, температура среды и скорость полета. Все многообразие встречающихся льдообразований можно классифицировать по форме и характеру внешней поверхности. Наиболее распространенные формы образования льда на поверхности летательного аппарата представлены на рис.7.2.

Жолобооразный ледяной нарост образуется при относительно небольших отрицательных температурах наружного воздуха от (0 до -7)°С. Его форма объясняется тем, что в этих условиях капли воды замерзают не сразу, а растекаются по поверхности. В результате растекания водяных капель по поверхности ЛА образуются два ледяных барьера, в значительной степени искажающих форму профиля. Если скорость полета ЛА достаточно велика, для того чтобы температура торможения потока в области передней кромки профиля была положительной, то образуется разновидность жолобообразной формы – рогообразный нарост, вызванный кинетическим нагревом.

Характерной чертой этого вида льдообразования является его значительное распространение по хорде, т. е. большая зона захвата. Лед, образующийся в этом случае на поверхности ЛА, как правило, прозрачный, стекловидный и не имеет воздушных включений.

В диапазоне температур окружающего воздуха от -7°С до -10°С равновероятно образование льда любой из указанных, а также промежуточных форм.

Клинообразная форма нароста образуется при температуре наружного воздуха (-10…-15)°С и ниже. В этом случае капли воды, попадающие на поверхность ЛА, замерзают практически мгновенно. Характерным свойством такого льда является практически полное отсутствие зоны растекания капель. Между замерзшими каплями остаются воздушные полости, поэтому на вид такой лед обычно бывает матовым, имеет шероховатую поверхность, и молочно-белый цвет.

Кроме рассмотренных видов «капельного» обледенения, известно обледенение в виде инея, т. е. легкого мелкокристаллического налета на поверхности, возникающего в результате, сублимации водяного пара. Данный вид обледенения особой опасности для аэродинамики летательных аппаратов не представляет.

Обычно обледенению подвержены следующие поверхности агрегатов ЛА:

— передние кромки крыла и оперения;

— входные кромки воздухозаборников двигателей;

— ВНА компрессора двигателя или при его отсутствии первые ступени компрессора;

— лопасти и обтекатели воздушных винтов турбовинтовых или винто-вентиляторных двигателей;

— лопасти несущих и рулевых винтов вертолетов;

— остекление кабины экипажа;

— обтекатели радиолокационных и радиосвязных антенн;

— датчики пилотажно-навигационных приборов, выходящие в поток.

Обледенение крыла и оперения оказывает большое влияние на летные характеристики, устойчивость и управляемость самолета. Искажение формы и появление неровностей и шероховатости на поверхности носовой части профиля существенно влияют на подъемную силу и сопротивление крыла. В общем приросте сопротивления самолета при обледенении доля крыла и оперения составляет до 70…80%.

В случае обледенения возрастает не только сопротивление ЛА и снижается его качество, но и существенно уменьшается величина максимального коэффициента подъемной силы С_уmaх (рис. 7.3 и 7.4). Величина критического угла атаки уменьшается на (6…8)°. Это приводит к срыву потока на несущей поверхности и снижению максимальное значение коэффициента подъемной силы в 1,5… 1,8 раза.

Это означает, что посадка самолета, во избежание резкой потери высоты, должна производиться на меньших посадочных углах, т. е. при большей скорости.

Уменьшение толщины профиля и заострение его передней кромки увеличивают чувствительность профиля к обледенению, т. е вызывают срыв потока на меньшем угле атаки. Поэтому на малых скоростях полета реактивные сверхзвуковые самолеты при обледенении будут находиться в несравненно худших условиях, чем самолеты с дозвуковыми скоростями полета.

Горизонтальное оперение на взлетно-посадочных скоростях обычно обтекается под отрицательными углами атаки. Обледенение его, уменьшая критический угол атаки при относительно большой скорости полета и малой перегрузке, может уже при малых отрицательных углах атаки привести к срыву потока.

Уменьшить опасность срыва при обледенении горизонтального оперения можно с помощью ряда конструктивных мер: увеличением площади и плеча подъемной силы стабилизатора, применением более несущих (несимметричных) профилей, профилированием щелей на стабилизаторе перед рулем высоты, выносом стабилизатора из зоны интенсивного скоса потока за крылом и уменьшением эффективного удлинения стабилизатора.

К потере управляемости самолета может привести обледенение щелей органов управления, передних кромок рулей, элеронов, закрылков, стыков секций предкрылков, примерзание органов управления при полете в условиях переохлажденного дождя или мокрого снега.

Образование льда на входной кромке воздухозаборника создает существенную неравномерность воздушного потока на входе в двигатель. Это может привести к снижению тяги и запаса устойчивости работы компрессора двигателя.

Обледенение лопаток ВНА или первых ступеней компрессора двигателя может привести к самопроизвольному сбрасыванию ледяных наростов. Возникающий дисбаланс ротора вызывает появление вибраций. Причем уровень этого дисбаланса может быть таким, что он может привести к разрушению подшипников ротора и всего двигателя.

Обледенение воздушных винтов по формам и видам образующегося льда мало отличается от обледенения крыла и оперения. Однако протяженность зоны обледенения по хорде лопасти может достигать 25…21% ее длины. Протяженность зоны обледенения по радиусу винта составляет 40…60%, считая от оси вращения. Концевые сечения обледенению не подвергаются из-за аэродинамического нагрева и повышенного уровня вибраций. Обледенение винта приводит к падению его КПД на 12…16% (рис. 7.5) и соответствующему уменьшению скорости полета на 20…30 км/ч (только за счет обледенения).

Вертолетные винты гораздо более чувствительны к обледенению, чем самолетные, а само их обледенение отличается своеобразием. Это связано с тем, что скорости обтекания лопастей изменяются в очень широких пределах, вплоть до отрицательных в зоне обратного обтекания.

В зоне обратного обтекания интенсивность обледенения по передней кромке очень невелика и лишь слегка возрастает вдоль лопасти (рис. 7.6). Далее она начинает довольно быстро возрастать и, начиная с некоторого радиуса и до конца лопасти, возрастает примерно пропорционально расстоянию от оси вращения. Ближе к концевым зонам обледенение отсутствует, что вызывается сбросом льда при воздействии вибрации. Кроме того, обледенению подвергаются втулка и все детали управления винтом. Обледенение винта вызывает динамическую несбалансированность. При этом обычно ухудшается управляемость и, наконец, может произойти потеря устойчивости вертолета.

Обледенение остекления кабины экипажа, обтекателей антенн и датчиков пилотажно-навигационных приборов приводит к усложнению условий полета и созданию неблагоприятной обстановки для работы экипажа.

Из изложенного ясно, что для обеспечения безопасности полетов и повышения их регулярности ЛА должны оснащаться ПОС, защищающей указанные выше поверхности и агрегаты самолета или вертолета. Типовая схема зон защиты самолета от обледенения приведена на рис. 7.7.

Сигнализаторы обледенения

Безопасность полетов летательных аппаратов в значительной степени зависит от контроля метеорологических условий полета и своевременного выявления начала процесса его обледенения. Это осуществляется при помощи сигнализаторов обледенения, устанавливаемых на борту самолетов и вертолетов. Они могут быть как автономными приборами, так и входить в состав противообледенительных систем. В последнем случае сигнализаторы обледенения используются для автоматического включения и выключения противообледенителей наиболее важных агрегатов или автоматического управления режимами работы противообледенительных систем.

К сигнализаторам обледенения предъявляются следующее технические требования. Они должны:

— быть безотказны в работе и выдавать достоверную информацию при любых условиях обледенения, иметь максимальную чувствительность;

— обеспечивать подачу сигнала опасности обледенения, начала и окончания обледенения;

— измерять интенсивность обледенения;

— обеспечивать автоматическое управление противообледенительными системами в зависимости от интенсивности обледенения;

— быть простыми в эксплуатации;

— иметь минимальные аэродинамическое сопротивление датчиков, габариты и массу.

Существующие в настоящее время сигнализаторы обледенения условно можно разделить на две основные группы: косвенного и прямого действия.

Сигнализаторы первой группы реагируют на наличие в атмосфере капель воды. Принцип их действия основан на преобразовании физических параметров в электрические сигналы. Они имеют высокую чувствительность. Чтобы исключить их ложные срабатывания при положительной температуре, требуется обязательное измерение температуры атмосферного воздуха (чтобы отличить обычные капли от переохлажденных, обуславливающих обледенение).

Сигнализаторы второй группы реагируют непосредственно на образование на датчике слоя льда. Они уступают в чувствительности первым, так как для образования слоя льда требуется определенное время.

В общем виде сигнализаторы обледенения включают в себя: датчик, преобразователь сигнала и визуальный указатель (сигнальная лампочка, табло, прибор на пульте летчика) или звуковой элемент.

Сигнализаторы первой группы. Из существующих в настоящее время сигнализаторов к сигнализаторам 1-й группы могут быть отнесены: электропроводный сигнализатор (контактный и химический), тепловые сигнализаторы, в частности, тепловой сигнализатор-интенсиметр, и дистанционные сигнализаторы в виде локационных устройств.

Сигнализаторы второй группы срабатывают непосредственно от толщины отложившегося льда на датчике. Они обладают большей инерционностью по сравнению с сигнализаторами первой группы так как требуется определенное время для нарастания определенного слоя льда на поверхности датчика.

Наиболее часто применяются в противообледенительных системах пневматические, радиоизотопные и резисторные сигнализаторы обледенения. Основным элементом каждого сигнализатора является датчик.

У пневматических сигнализаторов в качестве датчика использовано сочетание приемника воздушного давления с дифференциальным манометром (рис. 7.8). Датчик сравнивает динамическое давление со статическим с помощью мембраны, отделяющей полость динамического давления от полости статического давления. При отсутствии обледенения динамическое давление, воздействующее на мембрану, превышает статическое давление. В результате этого мембрана прогибается и разрывает контакт в цепи питания реле и сигнальной лампы. При возникновении обледенения динамическое давление перед мембраной уменьшается вследствие закрытия отверстия пленкой льда. Давление в камерах выравнивается с помощью жиклера, подвижный контакт на мембранной пружине соединяется с неподвижным. Это приводит к срабатыванию реле и загоранию лампы. При срабатывании реле подается сигнал на включение нагревательного элемента, предназначенного для обогрева. Такие сигнализаторы используются для контроля обледенения крыла, оперения и воздухозаборников авиадвигателей.

Принцип действия, радиоизотопного сигнализатора обледенения (см. рис. 7.9) основан на поглощении бета-излучения радиоактивного вещества слоем льда, нарастающим на выносном штыре датчика. Поток бета-частиц, непрерывно излучаемых радиоактивным веществом, проникая через тонкую стенку штыря, по падают на счетчик заряженных частиц. Импульсы напряжения, снимаемые со счетчика, регистрируются электронным блоком. Нарастающий лед уменьшает количество бета-частиц, попадающих на счетчик, вследствие чего уменьшается средняя величина импульса тока. При достижении определенной величины напряжения срабатывает релейная схема электронного блока, контакты которого включают одновременно лампу сигнализации, предупреждающую пилота об обледенении, и обогревательный элемент, сбрасывающий лед с поверхности штыря.

Импульсный ток при этом увеличивается, контакты электронного блока выключают сигнальную лампу и нагревательный элемент. Процесс повторяется в течение всего периода нахождения самолета в зоне обледенения. Прекращение обледенения определяется по выключению лампы на длительное время. Конструкция датчика сигнализатора такова, что выход прямого радиоактивного излучения из датчика во внешнюю среду исключен.

Радиоизотопный сигнализатор обледенения имеет чувствительность 0,3 ± 0,1 мм льда, обеспечивает сигнализацию начала и окончания обледенения, непрерывную сигнализацию при полете в зоне обледенения.

При достижении на датчике толщины льда 0,3 мм включается исполнительное реле, управляющее работой блока задержки, в котором предусмотрено два реле времени. Одно – увеличивает время нагрева штыря, обеспечивая, полное сбрасывание льда, а второе – время подачи сигнала «Обледенение» и продление время работы автоматически включенной ПОС.

На современных ЛА широкое распространение получили сигнализаторы обледенения, непосредственно реагирующие на величину отложившегося льда. На рис. 7.10 представлена принципиальная схема сигнализатора вибрационного типа. Его работа происходит следую щим образом: штырь сигнализатора 1 сквозь отверстие в обшивке 2 выходит в набегающий поток, содержащий переохлажденные капли воды. С помощью обмотки возбуждения 3, к которой подводится переменное напряжение, стержень приводится в колебательное движение вдоль своей оси. Образованная таким образом электромеханическая система колеблется с некоторой эталонной частотой f_э. Вместе со стержнем колеблется жестко связанный с ним постоянный магнит 5, наводя в измерительной обмотке 4 переменное напряжение U_р, с частотой f_р. Эта частота регистрируется с помощью электронных устройств и сравнивается с эталонной.

При отсутствии обледенения регистрируемая частота f_р совпадает с эталонной f_э.

При образовании слоя льда 6 изменяются масса и собственная частота колебаний стержня 1 и соответственно – магнита 5. Возникающее рассогласование частот f_р и f_э регистрируется электронным блоком, выдающим сигнал об интенсивности обледенении.

Механические ПОС относятся к системам циклического действия. Для эффективной их работы необходимо образование определенной толщины льда. Удаление льда при работе механических противообледенительных систем условно можно разделить на два этапа: разрушение льда или уменьшение сцепления его с обшивкой и удаление его действием аэродинамического напора. Последнее, очевидно, накладывает условие при проектировании противообледенительной системы – обеспечение максимально допустимой при безопасности полета толщины льда. Для каждого типа летательного аппарата допустимая толщина льда, как правило, определяется при экспериментальных продувках модели. Обычно в практике на несущих поверхностях для большинства современных самолетов допускается толщина льда δ_л = 4…5 мм. Сила сцепления льда с обшивкой зависит от структуры льда, чистоты обработки поверхности, покрытий, а также от температуры окружающего воздуха, и может достигать по нормали 85…160 Н/см².

Пневматические противообледенительные системы являются разновидностью механических – это одни из первых систем, которые были установлены на самолетах для борьбы с обледенением.

Устройство и принцип действия. На защищаемой поверхности закрепляют тонкий протектор из эластичного материала (различных эластомеров) с встроенными в него камерами (рис. 7.11). Ширина протектора выбирается из условия длины хорды равной или немного превышающей область улавливания капель (для дозвуковых самолетов, как известно, она составляет 5… 6% хорды). В зависимости от типа самолета, размеров защищаемой поверхности, расчетной скорости полета и допустимой толщины льда протектор противообледенителя разбивается на ряд секций. Они включаются в работу в соответствии с принятой программой (поочередная или одновременная работа камер). Количество камер зависит в основном от ширины протектора и может быть до 10.

К преимуществам пневматических ПОС относится малая энергоемкость системы – небольшой отбор воздуха от двигателя, а также малая удельная масса всей системы – около 30 кг/м².

Недостатками системы является увеличение сопротивления крыла примерно на 5…6% в нерабочем состоянии протектора и на 100…110% в рабочем состоянии. Для уменьшения влияния протектора на аэродинамическое сопротивление ЛА желательно его камеры располагать вдоль хорды профиля.Протекторы, выполненные по такой схеме, применяются зарубежными фирмами «Лукас» (Англия) и «Клебер Коломбо» (Франция). Кроме того, к недостаткам пневматических ПОС относится довольно быстрое старение эластомеров под воздействием переменных температур и солнечной радиации, приводящее к растрескиванию и разрушению протектора.

В отечественной авиации пневматические ПОС в настоящее время не применяются, в то время как за рубежом широко используются на малых самолетах так называемого административного класса.

Следует отметить, что появление новых более совершенных эластомеров и малый отбор воздуха может вывести такие системы в разряд перспективных.

Электроимпульсная ПОС, разработанная советским инженером И.А. Левиным, впервые появилась в качестве штатной системы на самолете Ил-86.

Действие электроимпульсной ПОС (ЭИ ПОС) заключается в создании в защищаемой обшивке и слое льда, находящегося на ней, повторяющихся импульсных силовых деформаций, разделенных определенными временными интервалами.

Преобразование электрических импульсов в импульсы упругих деформаций осуществляется в индукторах вихревых токов, представляющих собой соленоиды без сердечников (см. рис. 7.12). Поступающие из конденсаторных накопителей импульсы электроэнергии проходят через обмотки соленоидов и создают в них переменное магнитное поле.

Это поле наводит в металлической обшивке защищаемого агрегата вихревые токи обратной направленности, вызывающие упругие деформации в обшивке. Эти деформации вызывают в ледяном поле напряжения, превосходящие его динамическую прочность. Это приводит к мгновенному разрушению льда с последующим его удалением с поверхности набегающим потоком воздуха. Продолжительность импульсов составляет около 10^-4 секунд с периодом следования сигналов – 1…2 с. Индукторы устанавливаются в непосредственной близости от внутренней поверхности обшивки (с минимальным зазором) в зоне возможного обледенения.

ЭИ ПОС перед тепловыми системами имеют следующие преимущества:

— потребная для работы мощность, отбираемая от двигателей, во много раз меньше, чем при тепловой системе;

— существенно расширяется диапазон температур окружающего воздуха, при котором обеспечивается защита от обледенения;

— эффективность работы электроимпульсной системы повышается с увеличением толщины слоя льда и интенсивности обледенения;

— работа электроимпульсной системы не влияет на характеристики двигателей;

— не требуется увеличивать мощность электрических генераторов, устанавливаемых на двигателях;

— меньшая пожароопасность системы; меньшее снижение прочности обшивки агрегатов, защищаемых от обледенения;

— независимость эффективности работы системы от режима работы двигателей;

— исключается возможность появления «барьерного льда» позади защищаемой зоны, так как при работе системы лед сбрасывается, а не расплавляется; простота наземной проверки и т.д.

К недостаткам этих систем относятся:

— большое количество индукторов, поскольку область их действия ограничена как размерами индукторов, так и стыками обшивки и элементами силового набора агрегата;

— наличие остаточных льдообразований в случае, если зона улавливания составляет более 2%хорды по верхней или нижней поверхности профиля;

— необходимость повышения мощности импульса по мере возрастания жесткости конструкции (этим, в частности, объясняется тот факт, что рассматриваемые системы не находят применения на легких и средних самолетах).

На некоторых самолетах применяются жидкостные ПОС для защиты остекления лобовых частей фонаря, блистера штурмана и т.д. В этой системе на защищаемую поверхность подается жидкость, которая или понижает температуру замерзания воды, или уменьшает силу сцепления льда с защищаемой поверхностью для последующего его удаления встречным потоком воздуха.

В качестве рабочих жидкостей применяются различные спирты, спиртоглицериновая смесь или жидкости на основе гликолей, как правило, имеющих температуру замерзания около -60°С. Качество работы системы во многом зависит от способа подачи жидкости и равномерности ее растекания на защищаемой поверхности.

На рис. 7.13 представлена высокоэффективная конструкция защиты от обледенения носка крыла, выполненного из пористой коррозионно-стойкой стали. Под обшивкой 1располагается слой пористого полимерного материала 2, к которому под давлением; подается жидкость 5. Слой пористого материала способствует равномерному распределению жидкости в пределах защищаемого агрегата, а затем эта жидкость равномерно поступает на наружную поверхность.

Наиболее широкое распространение жидкостная ПОС получила по защите остекления кабин. Ее работа заключается в том, что рабочая жидкость подается через коллектор на остекление и встречным потоком забортного воздуха разбрызгивается по стеклу.

К преимуществам систем такого типа относятся: отсутствие остаточных льдообразований, хорошие массовые характеристики
(многие компоненты системы изготавливаются из полимерных материалов), малые потребляемые мощности, экономичное расходование жидкости, большой ресурс, соизмеримый с ресурсом планера.

Однако жидкостные ПОС имеют существенные недостатки:

— время работы системы зависит от запаса жидкости на борту;

— эффективность в случае тяжелого обледенения недостаточна;

— системы пожароопасные.

Тепловые ПОС

В настоящее время для защиты ЛА от обледенения наиболее часто применяются тепловые ПОС, которые можно подразделить на две группы – воздушнотепловые и электротепловые. В основу такого деления положен источник энергии, от которого питается ПОС. Кроме того, в отдельных случаях, главным образом для защиты силовой установки, применяются противообледенительные системы, использующие горячее масло от двигателя.

Независимо от источника энергии все тепловые ПОС подразделяются на системы постоянного и циклического действия.

При постоянном обогреве капли воды, попадая на подогретую поверхность, не замерзая, растекаются по ней, постепенно испаряясь и частично сдуваясь набегающим потоком. Если протяженность зоны обогрева окажется недостаточной для полного удаления воды, то последняя замерзает на границе обогреваемой зоны в виде не удаленного барьерного льда.

Применение противообледенителей постоянного обогрева, полностью испаряющих воду, требует повышенных затрат энергии и связано с необходимостью защиты больших поверхностей. Поэтому такие противообледенители используют для защиты только тех частей, на которых недопустимо образование льда.

Существенную экономию энергии дает применение противообледенителей циклического обогрева. В этом случае вся защищаемая поверхность разбивается на отдельные секции, обогреваемые поочередно. На поверхности образуется лед допустимой толщины, который при очередном нагреве секции должен сбрасываться. Для того чтобы после выключения обогрева лед опять не примерзал к поверхности, на передней кромке есть узкая полоса, обогреваемая постоянно. Это так называемый «тепловой нож», который разделяет лед на две части, легко удаляемые набегающим потоком после того, как в результате нагрева и подтапливания льда изнутри резко уменьшаются силы его сцепления с обшивкой. ПОС циклического действия применяют для защиты только тех поверхностей, сброс льда с которых не может привести к опасным последствиям. Например, их нельзя применять для защиты входных кромок воздухозаборников силовых установок.

Принципиальные схемы рабочей части воздушно-тепловой ПОС представлены на рис.7.14.

Рис. 7.14. Типовые схемы рабочей части воздушно-тепловых противообледенителей: а) продольный рабочий канал с распределительной трубой «пиколло» 1, б) микроэжекторная схема противообледенителя с поперечными рабочими каналами, 2 – микроэжекторная распределительная труба, 3 – плоская камера смешения воздуха, II – продольный канал для отвода отработанного воздуха, в) схема с высоконапорной камерой 1, рабочими каналами малой высоты 4 и распределительной трубой «пиколло»   В вариантах а и в горячий воздух по длине крыла или хвостового оперения распределяется так называемыми трубками «пиколло», имеющими вдоль лобовой образующей ряд небольших отверстий с диаметром около 1,5 мм. Трубки «пиколло» обеспечивают более равномерное распределение горячего воздуха за счет того, что он вытекает из отверстий со скоростью, близкой к звуковой. В варианте а и б засчет эжекции, создаваемой струей при выходе из отверстий трубки, происходит циркуляция отработанного воздуха, и, соответственно, коэффициент теплоиспользования такой системы выше. В варианте в наряду с трубкой «пиколло» применяется высоконапорная камера 1, и рабочие поперечные каналы имеют небольшую, около 1,5 мм высоту. Это обеспечивает большие скорости горячего воздуха в рабочих каналах и лучшие тепловые характеристики по сравнению с другими системами. В схеме б, которая получила название микроэжекторной, горячий воздух подводят распределительной трубой 2и через микросопла, расположенные с шагом 10…15 мм, подают в плоскуюкамеру смешения 3, которая плавно переходит в гофр в верхней и нижней частях профиля. При истечении горячего воздуха из микросопел энергично подсасывается отработанный воздух из канала II, в результате потребный расход горячего воздуха в такой противообледенительной системе значительно меньше.

Рис. 7.15. Типовая принципиальная схема воздушно-тепловой ПОС постоянного действия с отбором воздуха от ГТД: 1 – ступень высокого давления; 2 – ступень низкого давления; 3 – компенсатор; 4 – смесительное устройство; 5 – обратный клапан; 6 – подача воздуха от второго двигателя; 7 – электромагнитный кран включения ПОС; 8 – температурный компенсатор телескопического типа; 9 – регулятор расхода; 10 – ограничитель расхода; 11 – противообледенитель киля; 12 – противообледенитель стабилизатора; 13 – противообледенитель корневой части крыла; 14 – противообледенитель концевой части крыла; 15 – подача воздуха по второй половине крыла; 16 –датчик температуры воздуха

На рис. 7.15 приведена типовая принципиальная схема воздушно-тепловой ПОС, в которой используется горячий воздух, отбираемый от компрессоров двигателей. Для получения потребной температуры воздуха он одновременно отбирается от низконапорных 1и высоконапорных 2ступеней компрессора, а затем эти два потока смешиваются в специальных смесителях эжекторного или клапанного типа 4.Температура воздуха по условиям термопрочности не должна превышать некоторой определенной величины. Так, для конструкций из алюминиевых сплавов эта величина не должна превышать 180…200°С. Отбор воздуха от нескольких двигателей повышает надежность работы ПОС при отказе одного из них.

Отбор воздуха от компрессора двигателя имеет и свои отрицательные стороны: увеличиваются длина разбега и взлетная дистанция, снижается скороподъемность и сокращается дальность полета ЛА.

Современные самолеты (особенно пассажирские лайнеры), имеющие существенные размеры несущих поверхностей и, соответственно, зоны защиты, ПОС непрерывного действия требуют для своей работы значительных мощностей (сотни киловатт). Это вызывает необходимость применения систем циклического действия, позволяющих существенно сократить энергозатраты на работу ПОС. Удельная мощность у таких систем составляет 12…35 кВт/м².

Особенность работы таких систем состоит в определенной периодичности подачи горячего воздуха в отдельные секции обогреваемой поверхности. Управление, как правило, автоматическое.

Воздушно-тепловая ПОС циклического действия, установленная на крыле Ил-62 (рис. 7.16), состоит из трех секций, работающих поочередно в течение 50 с каждая. Корневая часть крыла обогревается постоянно и образование льда на ней не допускается. В конструкции рабочей части для повышения коэффициента теплового использования применено эжектирование отработанного воздуха.

Однако в большинстве случаев ПОС циклического действия – это электротепловая система. Применение электротепловых ПОС исключает отбор воздуха от двигателей, обеспечивает удобство передачи энергии к защищаемой поверхности и позволяет легко автоматизировать процесс обогрева. Кроме того, для ряда агрегатов ЛА, например воздушных винтов, применение других систем (водно-спиртовой) существенно усложняется.

Источником питания электротепловой ПОС является самолетная сеть переменного трехфазного тока напряжением 115/208 В. Нагревательный пакет противообледенителя состоит из нескольких слоев, одним из которых является собственно нагревательный элемент. Конструктивно нагревательный элемент может быть выполнен по-разному: из проволоки с высоким удельным сопротивлением, из полос фольги коррозионно-стойкой стали, из токопроводящей ткани и из антикоррозионной металлической сетки. Этот элемент изолируется от металлических поверхностей с помощью приклеенного слоя резиновой изоляции. Общая толщина нагревательного пакета, как правило, не превышает 3…4 мм.

По такой же схеме выполняются противообледенительные устройства винтов изменяемого шага. Зона обогрева организуется по наружной и внутренней поверхностям носков профиля и составляет до 60% радиуса лопасти от оси вращения винта. ПОС воздушных винтов, как правило, работает в пульсирующем режиме при равных интервалах времени нагрева и охлаждения. К примеру, затрачиваемая мощность ПОС для винта с диаметром 4,5 м составляет 6…8 кВт.

Для обогрева остекления применяются проволочные и пленочные нагревательные элементы. Проволочный нагревательный элемент состоит из ряда параллельно расположенных константановых проволочек диаметром 0,03 мм. Они монтируются между двумя стеклами, которые затем склеиваются прозрачным бутафолем. Концы проволочек припаиваются к медным шинам, которые, в свою очередь, через автомат обогрева присоединяются к бортовой сети постоянного тока напряжением 27 В.

Пленочный нагревательный элемент представляет собой тонкую металлическую пленку, нанесенную на органическое стекло методом напыления в вакууме. Эта пленка заключается между двумя слоями силикатного стекла, склеенными между собой склеивающей пленкой, незначительно ухудшающей оптические свойства стекла. Для питания пленочных нагревательных элементов применяется переменный ток напряжением 115В частотой 400 Гц.

Тепловые системы, обладают следующими недостатками:

— существенное снижение прочности и ресурса обшивки и каркаса защищаемых носков;

— большая сила тока, подводимого к электрическим нагревательным элементам, вследствие чего при некоторых повреждениях образуется вольтова дуга;

— сложность наземной проверки работоспособности;

— большая длительность нагрева защищаемых поверхностей (особенно при использовании воздушно-тепловой системы).

Контрольные вопросы для самопроверки.

1. Каковы причины обледенения элементов самолета?

2. Каковы основные формы обледенения и условия их возникновения?

3. Какие поверхности самолета наиболее подвержены обледенению?

4. Как влияет обледенение на аэродинамику самолета?

5. К каким последствиям может привести обледенение входных устройств силовых установок?

6. В чем заключается влияние обледенения на аэродинамические характеристики ЛА?

7. Почему обледенение наиболее опасно на взлетно-посадочных режимах полета?

8. К каким последствиям может привести обледенение входного устройства силовой установки ЛА?

9. Какие требования предъявляются к сигнализаторам обледенения?

10. На каком принципе основана работа сигнализаторов пневмо- и вибрационного типа?

11. Назовите известные Вам способы защиты ЛА от обледенения.

12. Как работают пневматическая и электроимпульсная ПОС?

13. Чем отличаются тепловые ПОС постоянного действия от ПОС циклического действия?

14. Каким образом можно повысить коэффициент теплового использования воздушно-тепловых ПОС?

15. Назовите возможные способы защиты силовых установок ЛА от обледенения.

16. Назовите источники тепла при защите остекления от обледенения.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Акопов М.Г., Бекасов В.И., Евсеев А.С. и др. Системы оборудования летательных аппаратов. М.: Машиностроение 1995. 496 с.

2. Алексеев С.М., Балкинд Я.В., Гершкович Я.В. и др. Средства спасения экипажа самолета. М.: Машиностроение 1975. 432 с.

3. Алексеев С.М., Уманский С.П. Высотные и космические скафандры. М.: Машиностроение 1973. 280 с.

4. Никифоров Г.Н., Котылев Г.В. Конструкция самолетных агрегатов. М.: Машиностроение 1989. 246 с.

5. Некрасов Б.Б. Гидравлика и ее применение на летательных аппаратах. М.: Машиностроение 1967. 368 с.

6. Мещерякова Т.П. Проектирование систем защиты самолетов и вертолетов. М.: Машиностроение 1977. 232 с.

7. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран – членов СЭВ. М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1985. 470 с.

ОГЛАВЛЕНИЕ

1. ФИЗИОЛОГИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВЫСОТНЫХ ПОЛЕТОВ.. 8

1.1. Основные свойства земной атмосферы.. 8

1.2. Основы физиологии дыхания человека. 10

1.3. Влияние пониженного давления на организм человека. 13

1.4. Воздействие динамических факторов на организм человека. 15

2. БОРТОВОЕ КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. 19

2.1. Назначение и требования, предъявляемые к кислородному оборудованию самолетов. 19

2.2. Источники кислорода. 20

2.3. Классификация кислородных систем и приборов. 24

2.4. Кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода. 26

2.5. Кислородные приборы с периодической подачей кислорода. 31

2.6. Кислородные маски. 33

2.7. Личное снаряжение летчика. 36

2.8. Запас кислорода на борту самолета. 39

3. ГЕРМОКАБИНы САМОЛЕТОВ.. 44

3.1. Схемы герметических кабин. 44

3.2. Требования, предъявляемые к атмосфере кабины самолета. 45

3.3. Характеристики герметичности кабины.. 46

3.4. Элементы конструкции герметических кабин. 47

3.5. Проверка герметичности кабин. 51

3.6. Способы регулирования давления воздуха в ГК.. 52

3.7. Источники наддува ГК.. 53

3.8. Программы изменения давления воздуха в ГК самолетов. 55

3.9. Агрегаты оборудования герметической кабины.. 57

3.10. Сетевые регуляторы давления. 60

3.11. Защитные устройства гермокабины (ГК) 61

4. СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА НА САМОЛЕТАХ.. 64

4.1. Назначение систем кондиционирования воздуха. 64

4.2. СКВ на легком скоростном самолете. 64

4.3. Тепловой режим кабин и отсеков ЛА.. 66

4.4. Теплоизоляция стенок кабин. 68

4.5. Способы обогрева кабин. 70

4.6. Основные элементы авиационных СКВ, их устройство и принцип действия. 71

4.6.1. Теплообменные аппараты.. 71

4.6.2. Осушение воздуха в системах кондиционирования. 79

4.6.3. Увлажнители воздуха в системе кондиционирования. 80

4.7. Регулирование температуры воздуха в кабине. 82

5. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ.. 84

5.1. Общие положения и назначение гидравлических систем самолетов. 84

5.2. Роторные насосы.. 86

5.2.1. Пластинчатые насосы.. 87

5.2.2. Шестеренные насосы.. 88

5.2.3. Аксиально — роторные насосы.. 89

5.3. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ АККУМУЛЯТОРЫ.. 91

5.4. СИЛОВЫЕ ПРИВОДЫ.. 92

5.5. Гидравлические следящие устройства. 96

5.6. Агрегаты регулирования потока рабочего тела по расходу и давлению.. 99

5.7. Методы разгрузки насосов. 102

6. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. 106

6.1. Особенности возникновения пожара. 106

6.2. Меры пожарной безопасности. 107

6.3. Система защиты летательного аппарата от пожара. 108

6.4. Способы пожаротушения и возможности их применения в салонах летательных аппаратов. 111

6.5. Системы защиты ЛА от взрыва. 116

7. Противообледенительное оборудование. 120

7.1. Основные факторы обледенения. 120

7.2. Виды и формы льдообразований. 121

7.3. Влияние обледенения на летные характеристики и безопасность полетов ЛА 122

7.4. Сигнализаторы обледенения. 125

7.5. Способы и системы защиты ЛА от обледенения. 128

7.5.1. Механические противообледенительные системы.. 129

7.5.2. Жидкостная противообледенительная система. 131

7.5.3. Тепловые ПОС.. 132

8. СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ.. 138