Treść artykułu

INSTRUMENTY LOTNICZE, oprzyrządowanie pomagające pilotowi pilotować statek powietrzny. W zależności od przeznaczenia przyrządy pokładowe statku powietrznego dzielą się na urządzenia pokładowe i nawigacyjne, urządzenia monitorujące pracę silnika statku powietrznego oraz urządzenia sygnalizacyjne. Systemy nawigacyjne i automaty uwalniają pilota od konieczności ciągłego monitorowania wskazań przyrządów. Do grupy przyrządów lotniczych i nawigacyjnych zaliczają się: prędkościomierze, wysokościomierze, wariometry, wskaźniki położenia przestrzennego, kompasy oraz wskaźniki pozycji statku powietrznego. Do przyrządów monitorujących pracę silników lotniczych zaliczają się tachometry, manometry, termometry, wskaźniki poziomu paliwa itp.

W nowoczesnych przyrządach pokładowych coraz więcej informacji wyświetla się na wspólnym wskaźniku. Wskaźnik kombinowany (wielofunkcyjny) pozwala pilotowi jednym rzutem oka objąć wszystkie połączone w nim wskaźniki. Postępy w elektronice i technologii komputerowej umożliwiły większą integrację konstrukcji tablicy przyrządów w kokpicie i awioniki. W pełni zintegrowane cyfrowe systemy sterowania lotem i wyświetlacze CRT dają pilotowi lepsze zrozumienie położenia i pozycji statku powietrznego niż było to wcześniej możliwe.

Nowy typ wyświetlacza kombinowanego – projekcja – daje pilotowi możliwość rzutowania odczytów przyrządów na przednią szybę samolotu, łącząc je w ten sposób z panoramą zewnętrzną. Ten system wyświetlania jest stosowany nie tylko w samolotach wojskowych, ale także w niektórych samolotach cywilnych.

PRZYRZĄDY LOTNICZE I NAWIGACYJNE

Połączenie przyrządów pokładowych i nawigacyjnych zapewnia opis stanu statku powietrznego i niezbędnych wpływów na elementy sterujące. Do takich instrumentów należą wskaźniki wysokości, położenia poziomego, prędkości lotu, prędkości pionowej i wysokościomierza. Dla większej łatwości użytkowania urządzenia pogrupowano w kształcie litery T. Poniżej omówimy pokrótce każde z głównych urządzeń.

Wskaźnik nastawienia.

Wskaźnik położenia przestrzennego to urządzenie żyroskopowe, które zapewnia pilotowi obraz świata zewnętrznego jako referencyjny układ współrzędnych. Wskaźnik położenia ma sztuczną linię horyzontu. Symbol samolotu zmienia położenie względem tej linii w zależności od tego, jak sam samolot zmienia położenie względem rzeczywistego horyzontu. We wskaźniku położenia dowodzenia konwencjonalny wskaźnik położenia jest połączony z przyrządem sterowania lotem. Wskaźnik położenia dowodzenia pokazuje położenie przestrzenne statku powietrznego, kąty pochylenia i przechylenia, prędkość względem ziemi, odchylenie prędkości (w odniesieniu do „referencyjnej” prędkości powietrza, która jest ustawiana ręcznie lub obliczana przez komputer sterujący lotem) i dostarcza pewnych informacji nawigacyjnych. We współczesnych samolotach wskaźnik położenia dowodzenia stanowi część systemu przyrządów nawigacji lotniczej, który składa się z dwóch par kolorowych lamp elektronopromieniowych – po dwa CRT dla każdego pilota. Jeden CRT to wskaźnik położenia dowodzenia, a drugi to urządzenie do planowania nawigacji ( patrz poniżej). Ekrany CRT wyświetlają informacje o położeniu przestrzennym i położeniu statku powietrznego we wszystkich fazach lotu.

Planowane urządzenie nawigacyjne.

Planowane urządzenie nawigacyjne (PND) pokazuje kurs, odchylenie od zadanego kursu, namiar stacji radionawigacyjnej oraz odległość do tej stacji. PNP to wskaźnik kombinowany, który łączy w sobie funkcje czterech wskaźników – wskaźnika kursu, wskaźnika radiomagnetycznego, wskaźnika namiaru i zasięgu. Elektroniczny POP z wbudowanym wskaźnikiem mapy zapewnia kolorowy obraz mapy wskazujący rzeczywistą pozycję statku powietrznego względem lotnisk i naziemnych pomocy radionawigacyjnych. Wyświetlanie kierunku lotu, obliczenia zakrętów i pożądane tory lotu umożliwiają ocenę związku pomiędzy rzeczywistą pozycją statku powietrznego a pożądaną pozycją. Dzięki temu pilot może szybko i precyzyjnie dostosować tor lotu. Pilot może także wyświetlić na mapie panujące warunki pogodowe.

Wskaźnik prędkości.

Kiedy samolot porusza się w atmosferze, nadlatujący strumień powietrza wytwarza przy dużej prędkości ciśnienie w rurce Pitota zamontowanej na kadłubie lub skrzydle. Prędkość lotu mierzy się poprzez porównanie ciśnienia prędkości (dynamicznego) z ciśnieniem statycznym. Pod wpływem różnicy ciśnień dynamicznych i statycznych ugina się elastyczna membrana, do której połączona jest strzałka wskazująca na skali prędkość powietrza w kilometrach na godzinę. Wskaźnik prędkości pokazuje także prędkość ewolucyjną, liczbę Macha i maksymalną prędkość operacyjną. Zapasowy wskaźnik prędkości znajduje się na panelu centralnym.

Wariometr.

Wariometr jest niezbędny do utrzymania stałej prędkości wznoszenia i opadania. Podobnie jak wysokościomierz, wariometr jest zasadniczo barometrem. Wskazuje szybkość zmiany wysokości poprzez pomiar ciśnienia statycznego. Dostępne są również wariometry elektroniczne. Prędkość pionowa jest wyrażana w metrach na minutę.

Wysokościomierz.

Wysokościomierz określa wysokość nad poziomem morza na podstawie zależności pomiędzy ciśnieniem atmosferycznym a wysokością. Jest to w istocie barometr skalibrowany nie w jednostkach ciśnienia, ale w metrach. Dane wysokościomierza można przedstawić na różne sposoby - za pomocą strzałek, kombinacji liczników, bębnów i strzałek lub za pomocą urządzeń elektronicznych odbierających sygnały z czujników ciśnienia powietrza. Zobacz także BAROMETR.

SYSTEMY NAWIGACJI I AUTOMATYKA

Samoloty wyposażone są w różnorodne maszyny i systemy nawigacyjne, które pomagają pilotowi nawigować samolotem po zadanej trasie oraz wykonywać manewry przed lądowaniem. Niektóre takie systemy są całkowicie autonomiczne; inne wymagają łączności radiowej z naziemnymi pomocami nawigacyjnymi.

Elektroniczne systemy nawigacji.

Istnieje wiele różnych elektronicznych systemów nawigacji powietrznej. Radiolatarnie dookólne to naziemne nadajniki radiowe o zasięgu do 150 km. Zwykle definiują drogi powietrzne, zapewniają wskazówki dotyczące podejścia i służą jako punkty odniesienia dla podejść według wskazań przyrządów. Kierunek do latarni dookólnej wyznaczany jest przez automatyczny namierzacz pokładowy, którego sygnał wyjściowy jest wyświetlany w postaci strzałki wskaźnika namiaru.

Głównymi międzynarodowymi środkami radionawigacji są dookólne azymutalne radiolatarnie VOR; ich zasięg sięga 250 km. Takie radiolatarnie służą do wyznaczania trasy lotu i manewrów przed lądowaniem. Informacje VOR są wyświetlane na PNP i na obracających się wskaźnikach strzałek.

Sprzęt do pomiaru odległości (DME) określa zasięg w linii wzroku w promieniu około 370 km od naziemnej latarni radiowej. Informacje prezentowane są w formie cyfrowej.

Do współpracy z radiolatarniami VOR zamiast transpondera DME zwykle instaluje się sprzęt naziemny systemu TACAN. Złożony system VORTAC zapewnia możliwość określenia azymutu za pomocą radiolatarni dookólnej VOR oraz zasięgu za pomocą kanału odległościowego TACAN.

System lądowania według wskazań przyrządów to system latarni zapewniający precyzyjne prowadzenie statku powietrznego podczas końcowego podejścia do pasa startowego. Radiolatarnie lokalizacyjne do lądowania (zasięg około 2 km) naprowadzają statek powietrzny na linię środkową pasa startowego; latarnie ścieżki schodzenia wytwarzają wiązkę radiową skierowaną pod kątem około 3° do pasa lądowania. Kurs lądowania i kąt ścieżki schodzenia są prezentowane na wskaźniku położenia dowodzenia i POP. Wskaźniki umieszczone z boku i na dole wskaźnika położenia dowodzenia pokazują odchylenia od kąta ścieżki schodzenia i linii środkowej pasa lądowania. System sterowania lotem przedstawia informacje o systemie lądowania według wskazań przyrządów za pomocą krzyżyka na wskaźniku położenia dowodzenia.

Omega i Laurent to systemy radionawigacji, które wykorzystując sieć naziemnych radiolatarni zapewniają globalny obszar działania. Obydwa systemy pozwalają na loty dowolną trasą wybraną przez pilota. „Loran” jest również używany podczas lądowania bez użycia sprzętu do precyzyjnego podejścia. Wskaźnik położenia dowodzenia, POP i inne przyrządy pokazują pozycję statku powietrznego, trasę i prędkość względem ziemi, a także kurs, odległość i szacowany czas przybycia do wybranych punktów nawigacyjnych.

Układy inercyjne.

System przetwarzania i wyświetlania danych lotu (FMS).

System FMS zapewnia ciągły podgląd toru lotu. Oblicza prędkości lotu, wysokości, punkty wznoszenia i opadania, które są najbardziej oszczędne pod względem paliwa. W tym przypadku system korzysta z planów lotu zapisanych w jego pamięci, ale pozwala także pilotowi na ich zmianę i wprowadzanie nowych poprzez wyświetlacz komputera (FMC/CDU). System FMS generuje i wyświetla dane lotnicze, nawigacyjne i operacyjne; wydaje także polecenia autopilotowi i dyrektorowi lotu. Ponadto zapewnia ciągłą automatyczną nawigację od momentu startu do momentu lądowania. Dane FMS prezentowane są na panelu sterowania, wskaźniku położenia dowodzenia i wyświetlaczu komputera FMC/CDU.

URZĄDZENIA STERUJĄCE PRACĄ SILNIKA POWIETRZNEGO

Wskaźniki wydajności silnika samolotu są zgrupowane pośrodku tablicy przyrządów. Za ich pomocą pilot kontroluje pracę silników, a także (w trybie ręcznego sterowania lotem) zmienia ich parametry pracy.

Do monitorowania i sterowania układami hydraulicznymi, elektrycznymi, paliwowymi i konserwacyjnymi wymagane są liczne wskaźniki i elementy sterujące. Wskaźniki i elementy sterujące, umieszczone na panelu inżyniera pokładowego lub na panelu zawiasowym, często są umieszczone na schemacie synoptycznym odpowiadającym rozmieszczeniu siłowników. Wskaźniki mnemoniczne pokazują położenie podwozia, klap i listew. Można również wskazać położenie lotek, stabilizatorów i spojlerów.

URZĄDZENIA ALARMOWE

W przypadku wystąpienia nieprawidłowości w pracy silników lub układów, nieprawidłowej konfiguracji lub trybu pracy statku powietrznego, dla załogi generowane są komunikaty ostrzegawcze, powiadamiające lub doradcze. W tym celu zapewnione są środki sygnalizacji wizualnej, dźwiękowej i dotykowej. Nowoczesne systemy pokładowe mogą zmniejszyć liczbę irytujących alarmów. Priorytet tego ostatniego zależy od stopnia pilności. Wyświetlacze elektroniczne wyświetlają komunikaty tekstowe w kolejności i z naciskiem odpowiednim do ich ważności. Komunikaty ostrzegawcze wymagają natychmiastowych działań naprawczych. Powiadomienie - wymaga jedynie natychmiastowego zapoznania się i działań korygujących - później. Komunikaty doradcze zawierają informacje ważne dla załogi. Komunikaty ostrzegawcze i powiadomienia są zwykle tworzone zarówno w formie wizualnej, jak i dźwiękowej.

Systemy ostrzegawcze ostrzegają załogę o naruszeniach normalnych warunków eksploatacji statku powietrznego. Przykładowo system ostrzegania o przeciągnięciu ostrzega załogę o takim zagrożeniu poprzez wibracje obu kolumn sterujących. System ostrzegania o bliskości gruntu zapewnia głosowe komunikaty ostrzegawcze. System ostrzegania o uskoku wiatru zapewnia wizualne ostrzeżenie i komunikat głosowy w przypadku napotkania na trasie lotu zmiany prędkości lub kierunku wiatru, która może spowodować nagły spadek prędkości. Dodatkowo na wskaźniku położenia dowodzenia wyświetlana jest skala nachylenia, która pozwala pilotowi szybko określić optymalny kąt wznoszenia w celu przywrócenia trajektorii.

KLUCZOWE TRENDY

„Tryb S”, proponowane łącze danych dla kontroli ruchu lotniczego, umożliwia kontrolerom ruchu lotniczego przesyłanie pilotom komunikatów z przedniej szyby. System ostrzegania o kolizjach drogowych (TCAS) to system pokładowy, który dostarcza załodze informacji o wymaganych manewrach. System TCAS informuje załogę o pojawieniu się w pobliżu innych statków powietrznych. Następnie wysyła komunikat ostrzegawczy o priorytecie, wskazujący manewry wymagane do uniknięcia kolizji.

Globalny system pozycjonowania (GPS), wojskowy system nawigacji satelitarnej obejmujący swoim zasięgiem cały glob, jest teraz dostępny dla użytkowników cywilnych. Pod koniec tysiąclecia systemy Laurent, Omega, VOR/DME i VORTAC zostały niemal całkowicie zastąpione systemami satelitarnymi.

Monitor stanu lotu (FSM), zaawansowana kombinacja istniejących systemów powiadamiania i ostrzegania, pomaga załodze w nietypowych sytuacjach podczas lotu i awariach systemów. Monitor FSM zbiera dane ze wszystkich systemów pokładowych i wydaje załodze tekstowe instrukcje, których należy przestrzegać w sytuacjach awaryjnych. Ponadto monitoruje i ocenia skuteczność podjętych działań naprawczych.

Manometry mechaniczne. Wykorzystują metody pomiaru ciśnienia, w których zmierzone siły nacisku porównuje się bezpośrednio z ciężarem słupa cieczy, odważnikiem referencyjnym lub siłami elastycznych elementów czujnikowych. Manometry mechaniczne, zaprojektowane w oparciu o dwie pierwsze metody, stosowane są w warunkach stacjonarnych lub służą jako manometry wzorcowe przy sprawdzaniu i wzorcowaniu innych. Przy wdrażaniu trzeciej metody pomiaru ciśnienia jako elementy wrażliwe na sprężystość (ESE) stosuje się membrany, skrzynki membranowe, mieszki i sprężyny rurowe. Ich odkształcenie zależy od wartości mierzonego ciśnienia.

Ryż. 12. Urządzenie manometru i podciśnienia

W manometrze ciśnieniowo-próżniowym (ryc. 12) jako manometr służą mieszki manometryczne i barometryczne 9 i 6 r k mierzona ilość jest podawana do mieszka 9 . Miechy 6 mierzy się ciśnienie r, równy atmosferycznemu. Pod wpływem różnicy ciśnień pręt porusza się 8 , wychylenie dźwigni 7 , ruch pchający 2 , rotacja sektorów 1 , obrót rury 5 i strzałki 4 względem skali 3 .

Podczas pomiaru ciśnienia za pomocą manometrów mechanicznych powstają błędy metodologiczne, instrumentalne i dynamiczne.

Błąd metodologiczny pojawia się ze względu na zmiany ciśnienia bezwzględnego otoczenia.

Błędy instrumentalne powstają na skutek obecności tarcia, luzów w podporach i zawiasach ruchomych elementów, braku równowagi układu ruchomego, a także zmian temperatury otoczenia. To ostatnie powoduje zmiany modułu sprężystości materiału, z którego wykonany jest UCE, oraz wymiarów geometrycznych części mechanizmu przekładni. Zmniejszenie tego błędu osiąga się za pomocą bimetalicznych kompensatorów temperatury i doboru materiałów, z których wykonane są UCE.

Błędy dynamiczne spowodowane są opóźnieniami pomiarowymi, które zależą od parametrów rurociągu łączącego obiekt badań z manometrem mechanicznym.

Manometry elektromechaniczne. W tych manometrach siły mierzonego ciśnienia zamieniane są na ruch elementów elektrycznych, co wpływa na parametry mierzonych obwodów elektrycznych (rezystancja R, indukcyjność L lub pojemność Z). Przetwornik ciśnienia montowany jest bezpośrednio na obiekcie regulacyjnym, co eliminuje konieczność stosowania długich rurociągów łączących, eliminuje szereg błędów oraz ułatwia montaż i konserwację.

Manometry typu EDMU. Manometry elektryczne zdalne ujednoliconego typu EDMU (rys. 13) mają tę samą konstrukcję i elementy dla wszystkich zakresów mierzonych ciśnień, z wyjątkiem skali UChE i podziałki. Schemat obwodu elektrycznego pokazano poniżej.

Ryż. 13. Schemat manometru typu EDMU

Zmierzone ciśnienie r i podawany do UCHE, który jest podłączony do szczotki mi 3 potencjometry W 1 poprzez mechanizm przekładni. Wartości rezystancji Odbiór I Ry potencjometr przetwornika ciśnienia, zmienny w zależności od ciśnienia r i, tworzą dwa ramiona obwodu mostkowego. Pozostałe ramiona obwodu mostkowego to rezystory R 1 i R 2. Ramki wskaźnikowe L 1, L 2 i rezystor R. D stanowią przekątną pomiarową mostu. Wspólny punkt połączenia ram jest podłączony do półprzekątnej składającej się z rezystorów R 3 i R 4. Mają za zadanie kompensować błędy temperaturowe spowodowane zmianami rezystancji ramek miernika przy wahaniach temperatury otoczenia. Ramy proporcjonalne mają tę samą liczbę zwojów, ale różne wymiary konstrukcyjne. W rezultacie rama wewnętrzna ma mniejszy opór. Aby zapewnić symetrię obwodu, w obwodzie ramy wewnętrznej znajduje się dodatkowy rezystor R. D. W przypadku podłączenia do obwodu napięcia zasilającego R x = R y obwód mostkowy jest symetryczny. Prąd płynący półprzekątnie przez rezystory R 3 i R 4, rozgałęzia się na dwa równe prądy I 1 i I 2 ramki L 1i L 2 (ryc. 14). Jeżeli doszło do naruszenia równości pomiędzy Odbiór I Ry symetria w obwodzie zostaje zerwana, w wyniku czego naruszona zostaje również równość prądów. Prądy I 1 i I 2, przepływając przez ramy racjonometru, tworzą pola magnetyczne charakteryzujące się wektorami natężenia:

H. 1 = ja 1 w H. 2 = ja 2 w,

Gdzie, w– liczba zwojów każdej ramki.

Poruszający się magnes, na osi którego przymocowana jest strzałka, jest umieszczony w kierunku wektora

H = H. 1 + H. 2,

Gdzie, H– wektor powstałego natężenia pola magnetycznego.

Ryż. 15. Schemat kinematyczny przetwornika ciśnienia

Zmierzone ciśnienie r i dostarczane poprzez złączkę 9 do wnęki przetwornika ciśnienia. Pod wpływem r iśrodek membrany porusza się 8 , popychacz 6 ,fotele bujane 5 , dźwignia 3 i uchwyt na szczotkę 13. Wiosna 4 przywraca dźwignię do pierwotnego położenia, gdy ciśnienie spada r i.

Ryż. 16. Projekt logometru EDMU

Konstrukcja logometru EDMU (rys. 16) składa się z ruchomego magnesu 2 i stałe ramy 3 I 10 . Magnes 2 i strzałka 5 przymocuj do osi 9, których końce są włożone w łożyska oporowe 6 . Korpus z miedzi 1 Tłumik magnetyczny służy do tłumienia drgań układu ruchomego miernika.

Stały magnes 4 przywraca igłę instrumentu do pozycji zerowej po wyłączeniu napięcia zasilania.

Błędy wprowadzane do obwodu pomiarowego przez czujnik ciśnienia są podobne do błędów manometrów mechanicznych. Błędy wprowadzane przez obwód elektryczny i wskaźnik powstają w wyniku zmiany temperatury otoczenia, gdy układ ruchomy wskaźnika jest narażony na działanie sił tarcia, niewyważenia i luzów, a także na skutek histerezy magnetycznej w materiale ekranu i ruchomego magnesu. Całkowity błąd całkowity (± 4) i obecność zawodnego kontraktu ślizgowego to wady tego typu manometru.

Manometry typu EM to urządzenia różnicowe, które mierzą różnicę między dwoma ciśnieniami (ryc. 17). Jako ECE stosuje się membrany faliste, których odkształcenie przekształcane jest na wartość elektryczną za pomocą przetwornika potencjometrycznego. Wskaźnik to czteroramkowy logometr z ruchomym magnesem.

Ryż. 17. Schemat manometru typu EM

Końce potencjometru są zwarte, więc jest to odpowiednik potencjometru okrągłego. Każda sekcja potencjometru jest połączona z odpowiednim zaczepem ramy miernika. Na szczotkę przetwornika potencjometrycznego i punkt łączący wszystkie ramki miernika podawane jest napięcie zasilania 27 V ± 10%. Gdy szczotka potencjometru porusza się pod wpływem sił nacisku, prądy ulegają redystrybucji w obrębie miernika. Tworzą się w nich pola magnetyczne, charakteryzujące się wektorami natężenia. Ruchomy magnes czteroramkowego racjonometru jest umieszczony w kierunku wektora napięcia N całkowite pole magnetyczne. Opór R 1 i R 2 służą do regulacji szerokości i jednolitości skali. Zastosowanie takiego schematu pozwala uzyskać przy małych ruchach sztywnego środka membrany i szczotki potencjometru duże kąty odchylenia wskazówki wskazówki (rozpiętość skali sięga 270 0). To znacznie zwiększa dokładność pomiaru ciśnienia, przy zachowaniu wszystkich pozostałych parametrów. Dzięki symetrii obwodu urządzenia, na wskazania wskaźników nie mają wpływu zmiany napięcia zasilania ani rezystancji ramy w przypadku wahań temperatury otoczenia. Całkowity błąd przyrządu ± 3%. Głównymi wadami manometru typu EM jest obecność styku ślizgowego i zwiększona liczba przewodów łączących, co zmniejsza niezawodność urządzenia, zwiększa jego wagę i komplikuje instalację na pokładzie samolotu.

Manometry typu DIM. Wady przetworników potencjometrycznych związane ze zużyciem przetworników potencjometrycznych, związane ze zużyciem potencjometru, zrywaniem styków podczas drgań i wahań mierzonego ciśnienia, podwyższonymi temperaturami, eliminowane są w zdalnych manometrach indukcyjnych typu DIM (rys. 18). . Zapewnia to zastosowanie różnicowego przetwornika indukcyjnego. Manometry tego typu służą do pomiaru ciśnienia w podwyższonych temperaturach i znacznych zakłóceniach o wysokiej częstotliwości (do 700 Hz). Schemat obwodu elektrycznego manometru pokazano poniżej.

Ryż. 18. Schemat manometru typu DIM

Jako UCE stosuje się membrany faliste lub pudełka membranowe. Sztywny ruchomy środek UCHE jest połączony ze zworą przetwornika indukcyjnego. Cewki przekształtników indukcyjnych L 1 i L 2 razem z rezystorami R 1 i R 2 tworzą obwód mostkowy działający przy napięciu prądu przemiennego 36 V 400 Hz. Układ mostka ukośnego zawiera racjonalne ramki wskaźnikowe. Podczas pomiaru ciśnienia odkształcenie UCE jest przenoszone na twornik, co zmienia szczelinę powietrzną w obwodach magnetycznych cewek L 1i L 2. Powoduje to zmiany indukcyjności cewek i prowadzi do redystrybucji prądów w mierniku. Ponieważ logometr zasilany jest prądem stałym, do obwodu pomiarowego wprowadzane są diody pełniące funkcję prostowników D 1 i D 2. Maksymalne błędy manometrów typu DIM wynoszą ± 4%, rozpiętość skali wskaźnika wynosi 120 0.

Alarmy ciśnieniowe. Mają one na celu dostarczenie informacji o obecności trybów nominalnych lub krytycznych w systemach elektrowni. ECU 1 alarmu ciśnienia steruje działaniem styków 4,5, które przełączają obwód elektryczny (rys. 19).

Ryż. 19. Obwód alarmu ciśnienia

Alarm ciśnienia 2 otwiera obwód elektryczny za pomocą przystanków 3 i 6, gdy różnica ciśnień maleje Δр = р 2 - P 1 .

Miernik ciśnienia typu IOD. Przeznaczony jest do kontrolowania ciągu silnika w zależności od ciśnienia

π = р 2 / р 1

Gdzie, str. 1 – całkowite ciśnienie na wlocie silnika;

str. 2– ciśnienie za turbiną silnika.

Schemat urządzenia (rys. 20) składa się z czujnika stosunku ciśnień (PRS) i wskaźnika stosunku ciśnień (PRI). Jest to obwód pomiarowy o charakterze kompensacyjnym, w odróżnieniu od obwodów pomiarowych z bezpośrednią konwersją. DOD składa się z: miecha roboczego 17, do którego wnęki przykładane jest ciśnienie R 2, aneroid 1, reagujący na zmiany ciśnienia R 1 dostarczany do obudowy czujnika; układ styków 15, który służy do sterowania silnikiem elektrycznym 13, poprzez wzmacniacz 16, potencjometr 2, który ustala odchylenie dźwigni 18 .

Ryż. 20. Schemat miernika współczynnika ciśnień typu IOD

UOD składa się z: wzmacniacza 8; silnik 10; mechanizm sprzężenia zwrotnego, który obejmuje skrzynię biegów i potencjometr 12; mechanizm wskaźnikowy, w tym mechanizm jezdny, skala 4, mechanizm taśmowy 3 i sprężyna powrotna 7. Lampki L1 I L2 podświetl skalę wskaźnika.

Gdy zmieni się tryb pracy silnika, a tym samym zmieni się stosunek ciśnień, ruchomy styk układu styków 15 umieszczony na dźwigni 18 zamknie się z górnym lub dolnym stałym stykiem, a silnik elektryczny 13 zacznie obracać aneroid , zmieniając kąt jego nachylenia do dźwigni 18. Po osiągnięciu równowagi podane siły miecha i aneroidu otwierają styki i silnik wyłącza się. W takim przypadku z potencjometru 2 usuwane są sygnały proporcjonalne do stosunku ciśnień. Jest on zawarty w mostkowym obwodzie pomiarowym wskaźnika, zawierającym potencjometr sprzężenia zwrotnego 12 i regulowane rezystancje 11. Gdy mostek jest niezrównoważony, na przekątnej pojawia się napięcie, które jest wzmacniane przez wzmacniacz 8 i dostarczane do silnika elektrycznego 10 wskazówka, która równoważy obwód mostkowy za pomocą potencjometrycznego sprzężenia zwrotnego 12 i przesuwa wskaźnik mechanizmu za pomocą taśmy wskazującej 3. W tym przypadku na skali 4 wskazywana jest wartość zmierzonego stosunku ciśnień. W przypadku zaniku zasilania lub awarii elementów urządzenia taśma powraca do dolnego znacznika skali za pomocą sprężyny powrotnej 7. Rezystory regulacyjne 11 pozwalają na regulację rozpiętości równomiernie białej krawędzi taśmy zgodnie z skala wskaźnikowa. Obracając grzechotkę 6, nakrętka ze strzałką 5 przesuwa się wzdłuż skali, zaznaczając zadaną wartość stosunku ciśnień w punkcie kontrolnym.

Alarmy dotyczące chipów termicznych. Aby szybko ostrzec załogę o wystąpieniu nieprawidłowości w pracy zespołów łożyskowych środkowego i tylnego wspornika wirnika silnika, w dolnej części komory spalania zamontowana jest obudowa z filtrami oleju i termicznymi czujnikami chipów (TCS).

System (ryc. 21) składa się z następujących głównych elementów:

a) dwa termiczne czujniki alarmowe 1, z czego jeden montowany jest w przewodzie tłoczenia oleju od łożyska wirnika tylnej sprężarki, drugi w przewodzie tłoczenia oleju od łożyska wirnika turbiny;

b) lampka kontrolna umieszczona na tablicy przyrządów w kokpicie.

W obudowie filtra oleju znajdują się dwa kanały, z których jeden jest podłączony do wnęki tylnego łożyska sprężarki, drugi do wnęki łożyska turbiny.

W każdym kanale zamontowany jest filtr oleju 10 i TCC 1, które swoimi kołnierzami są wspólnie przymocowane do obudowy filtra oleju 11 za pomocą dwóch śrub.

Ryż. 21. Konstrukcja filtra oleju

Obudowa filtra oleju 11 wraz z górnym kołnierzem mocowana jest czterema śrubami do kołnierza znajdującego się na dolnym żebrze usztywniającym obudowy komory spalania. Pomiędzy kołnierzami montowana jest uszczelka paronitowa.

Dodatkowo na obudowie filtra oleju 11 zamontowane są dwie złączki służące do połączenia kanałów obudowy z rurociągami z zespołem olejowym.

Każdy TSS składa się z czujnika sygnalizującego obecność wiórów stalowych w pompowanym oleju oraz czujnika maksymalnej temperatury mieszanki olejowo-powietrznej.

Czujnik obecności wiórów stalowych składa się z magnetycznego urządzenia magazynującego wióry, które składa się z dwóch magnesów trwałych 4 i 6, zainstalowanych w szczelinie powietrznej naprzeciw siebie i o różnych biegunach. Magnesy są połączone przewodami 2 i 3 ze stykami złącza wtykowego czujnika termicznego. Złącze wtykowe jest zainstalowane na korpusie TCC w celu podłączenia go do obwodów elektrycznych silnika i statku powietrznego.

Czujnik temperatury granicznej znajduje się w górnej części obudowy 5 i składa się z obudowy 8, wkładki 9 wykonanej z niskotopliwego stopu oraz styków, z których jeden stanowi górną część magnesu 6, a drugi pierścień 7.

Wkładka 9 jest umieszczona wewnątrz stożka 8 i podparta trzema równomiernie rozmieszczonymi występami. Pierścień 7 jest połączony drutem 2 z magnesem 4.

Zasada działania zarówno czujnika obecności wiórów, jak i czujnika temperatury polega na zamknięciu obwodu ujemnego lampki sygnalizacyjnej systemu termicznej sygnalizacji chipa w przypadku pojawienia się wiórów lub wzrostu temperatury wypompowywanej mieszanki olejowo-powietrznej powyżej wartości dopuszczalnej .

Gdy w jednym z wyżej wymienionych rurociągów tłoczących olej pojawią się opiłki metalu, pomiędzy magnesami tworzy się zamknięta sieć, gdyż szczelina pomiędzy magnesami jest wypełniona wiórami.

W rezultacie zapala się kontrolka na desce rozdzielczej w kokpicie na obecność wiórów w silniku.

Jeżeli temperatura mieszanki olejowo-powietrznej w rurociągu tłoczącym z wnęki tylnego łożyska sprężarki wzrośnie powyżej 180 0 C, a rurociągu pompy z wnęki łożyska turbiny powyżej 202 0 C, to wkładki niskotopliwe topią się i połącz powierzchnię magnesów 6 i pierścienie 7 Tworzy się zamknięty obwód elektryczny, który zapala lampkę w kokpicie, sygnalizując obecność wiórów w oleju.

Wniosek: urządzenia do monitorowania pracy zespołów napędowych statków powietrznych przeznaczone są do monitorowania stanu ciągu i cieplnego silników lotniczych, stanu smarowania, rezerwy i zużycia paliwa oraz pracy poszczególnych układów i zespołów. Należą do nich przyrządy do pomiaru prędkości obrotowej, temperatury, ciśnienia, ilości paliwa w zbiornikach i zużycia paliwa. W tej samej grupie urządzeń znajdują się wskaźniki zadanych ciśnień w układzie paliwowym oraz wskaźniki położenia stożka wlotu powietrza, klapek przeciwprzepięciowych i dźwigni paliwa, które pozwalają sprawdzić stan odpowiednich układów.

Silniki samolotu, zbiorniki paliwa i oleju, cylindry układu powietrznego i inne obiekty, których praca musi być monitorowana podczas lotu, znajdują się w odległości kilku, a nawet kilkudziesięciu metrów od kokpitu, w którym koncentruje się sterowanie samolotem. Dlatego wszystkie urządzenia monitorujące pracę elektrowni muszą być zdalne.

Silniki lotnicze pracują w intensywnych warunkach termicznych bliskich wartościom granicznym. Dlatego do termometrów służących do monitorowania warunków termicznych silnika i układów serwisowych. Istnieje wymóg zwiększonej dokładności pomiaru. Zatem przy maksymalnych wartościach mierzonych temperatur błąd pomiaru temperatury gazów turboodrzutowych nie powinien przekraczać ± (0,5-1)%. Dokładność pomiaru temperatury w układach chłodzenia silników lotniczych wszystkich typów szacowana jest z błędem dopuszczalnym wynoszącym ± (3-5)%.

Ciśnienie paliwa w silnikach turbinowych należy mierzyć z błędem nie większym niż ± 1,5% w zakresie 0-10 kg/cm2 i ±4% w zakresie 10-100 kg/cm2. Błąd pomiaru ciśnienia oleju nie powinien przekraczać ± 4%.

Wniosek

Dokładny pomiar rzeczywistego stanu paliwa w samolocie oraz jego chwilowego lub całkowitego zużycia jest niezbędny dla zapewnienia bezpieczeństwa lotu i utrzymania optymalnych warunków pracy silnika. Błąd pomiaru ilości paliwa przy ustawieniu statku powietrznego w linii lotu nie powinien przekraczać 2-3% rzeczywistego zapotrzebowania na paliwo i nie powinien być większy niż ± 2,5%.

Alarmy ciśnienia zadanego muszą działać z błędem nieprzekraczającym ± 5% nominalnych wartości ciśnienia zadziałania.

Pytania do samodzielnej nauki

1. Kontrolowane parametry elektrowni, zespołów i układów statku powietrznego.

2. Zasada działania termometru typu TEU.

3. Zasada działania czujnika temperatury.

4. Zasada działania TNV.

5. Zasada działania termometrów termoelektrycznych.

6. Zasada działania galwanometru magnetoelektrycznego

7. Urządzenia do monitorowania stanu układów olejowych silnika.

Literatura

1. V.D. Konstantinow, I.G. Ufimcew, N.V. Kozlov „Wyposażenie lotnicze statków powietrznych” s. 119-148.

2. Yu. P. Dobrolensky „Sprzęt lotniczy” s. 82-88.

3. AS Tyrtychko, N.N. Tochilov, M.M. Nogas, V.M. Bluvshtein „Sprzęt lotniczy dla helikopterów” s. 254-282.

4. V.V. Głuchow, I.M. Sindeev, M.M. Shemakhanov „Lotnictwo i sprzęt radioelektroniczny statków powietrznych”. s. 46-76.

5. Notatki z wykładów.

Powiązane informacje.

0

Manometry stosowany w samolotach do pomiaru ciśnienia paliwa, ciśnienia oleju, ciśnienia doładowania (w silnikach tłokowych) itp.

Jako czułe elementy w manometrach stosowane są skrzynki membranowe lub manometryczne sprężyny rurowe. Skrzynki membranowe to połączenie dwóch lub więcej membran z blachy falistej w taki sposób, że pomiędzy nimi powstaje wnęka komunikująca się z mierzonym ciśnieniem. Do środków membran przylutowane są sztywne środki, połączone za pomocą mechanizmu przekładniowego ze wskaźnikiem manometru.

Rura ciśnieniowa jest pustą rurką o przekroju owalnym, gładko wygiętą po łuku kołowym, której jeden koniec jest sztywno zamocowany i połączony z mierzonym medium, a drugi może swobodnie poruszać się pod wpływem sił ciśnienia. Wolny koniec sprężyny rurowej jest również połączony poprzez mechanizm przekładniowy z igłą manometru.

Manometry ze skrzynką membranową służą do pomiaru niskich ciśnień, a ze sprężyną dociskową - wysokich ciśnień. Ze względów bezpieczeństwa pożarowego, aby nie podawać paliwa do urządzenia umieszczonego na desce rozdzielczej, manometry do pomiaru ciśnienia paliwa wyposażane są w specjalne odbiorniki (separatory). Manometry mierzące ciśnienie oleju mają również zainstalowane odbiorniki, które zwiększają dokładność odczytów przyrządu. Jeżeli ciśnienie oleju byłoby dostarczane bezpośrednio do sprężyny dociskowej, odczyty przyrządu byłyby nieco opóźnione ze względu na wysoką lepkość oleju. Zbiornik manometru to komora podzielona na dwie uszczelnione wnęki nieelastyczną membraną. Do jednej wnęki doprowadza się olej (benzyna), którego ciśnienie należy zmierzyć, a drugą wnękę, połączoną ze wskaźnikiem, napełnia się cieczą (toluenem) o niskiej lepkości.

W silnikach tłokowych ważna jest znajomość ciśnienia powietrza lub mieszanki w rurach ssących. Pomiar tego parametru odbywa się za pomocą urządzenia zwanego manometrem i podciśnieniem (ryc. 129). Czułym elementem manometru jest skrzynka aneroidowa. Zmierzone ciśnienie ze sprężarki doładowującej dostarczane jest poprzez złączkę umieszczoną w korpusie urządzenia. Odkształcenie skrzynki aneroidowej pod wpływem ciśnienia przekazywane jest poprzez sztywny środek na mechanizm przekładni, a następnie na strzałkę wskazującą. Aby zmniejszyć błąd odczytu przyrządu pod wpływem temperatury, wyposażono go w kompensatory bimetaliczne.

Obecnie powszechnie stosowane są manometry elektryczne, które charakteryzują się dużą dokładnością, prostotą konstrukcji, niewielką wagą i wymiarami. Schemat ideowy elektrycznego manometru zdalnego pokazano na ryc. 130.

Czułym elementem manometrów elektrycznych jest skrzynka ciśnieniowa, która pod wpływem ciśnienia odkształca się. Ruch sztywnego środka skrzynki dociskowej przenoszony jest przez pręt na wahacz, który steruje ruchem dźwigni reostatu. Gdy szczotki reostatu znajdują się pośrodku, a rezystancje R3 i R4 są równe (obwód mostka jest zrównoważony), przez ramy I i II przepływają równe prądy, tworząc wokół nich pola magnetyczne o jednakowej sile. Strzałka wskaźnika zajmuje pozycję środkową.

Kiedy zmienia się ciśnienie oporowe, R3 i R4 tworzą dwa zmienne ramiona obwodu mostkowego. Most straci równowagę, a magnes ze strzałką wskaźnika ciśnienia zmieni położenie.

Termometry przeznaczony do pomiaru temperatury gazów w silnikach turbinowych gazowych, temperatury głowic cylindrów silników tłokowych itp.

Zgodnie z zasadą działania elementów wrażliwych termometry dzielą się na następujące grupy:

termometry rozszerzalnościowe oparte na zasadzie rozszerzalności cieplnej cieczy i ciał stałych przy stałym ciśnieniu zewnętrznym (rtęć, alkohol, bimetal itp.);

termometry manometryczne działające na zasadzie pomiaru ciśnienia cieczy, pary lub gazu w zamkniętym naczyniu o stałej objętości przy zmianie temperatury; termometry elektryczne; termometry termoelektryczne itp.

Dwa ostatnie typy termometrów są najbardziej rozpowszechnione, ponieważ są łatwiejsze w użyciu na odległość.

Do pomiaru temperatury głowic cylindrów i temperatury spalin stosuje się termometry termoelektryczne, które charakteryzują się prostą konstrukcją i dużą czułością.

Zasada działania termometrów termoelektrycznych opiera się na wykorzystaniu efektu termoelektrycznego, który polega na tym, że w obwodzie zamkniętym złożonym z dwóch różnych przewodników i posiadającym dwa złącza, prądy powstają przy różnych temperaturach złączy. Na podstawie wielkości prądów cieplnych powstających w obwodzie można ocenić wartość temperatury ciała (otoczenia). Prądy cieplne mierzy się za pomocą galwanometru podłączonego do obwodu, którego skala jest wyskalowana w °C.

Zasada działania termometrów elektrycznych opiera się na właściwości przewodników lub półprzewodników polegającej na zmianie oporu elektrycznego w zależności od temperatury. Termometry tego typu montowane są według konstrukcji mostkowej, której jedno z ramion jest elementem wrażliwym na ciepło. Element wrażliwy na ciepło umieszcza się w otoczeniu, którego temperaturę należy zmierzyć.

Galwanometr lub racjonometr służy jako miernik temperatury w termometrach elektrycznych. Wartość rezystancji elementu termoczułego zwykle dobiera się tak, aby obwód mostkowy był zrównoważony w temperaturze równej średniej wartości z zakresu temperatur mierzonego medium. W miarę wzrostu (spadku) temperatury mostek traci równowagę, a strzałka wskaźnika instrumentu odchyla się w tę czy inną stronę.

Tachometry służą do pomiaru liczby obrotów wału silnika. Zgodnie z zasadą działania części wrażliwej, tachometry mogą być: odśrodkowe, elektryczne, magnetyczne, cierne itp. Jednymi z najprostszych i najczęściej stosowanych w lotnictwie są zdalne tachometry magnetyczne.

Zasada ich działania opiera się na zjawisku indukowania prądów wirowych w metalowym korpusie pod wpływem pola magnetycznego wirującego magnesu trwałego. Schemat obrotomierza magnetycznego pokazano na ryc. 131.

Obrotomierz składa się z magnesu stałego, lekkiej miedzianej lub aluminiowej tarczy i wskazówki. Kiedy magnes trwały się obraca, w miedzianym dysku indukują się prądy wirowe, które oddziałują z polem magnetycznym magnesu. Miedziany dysk zaczyna się obracać. Moment oddziaływania miedzianego dysku z magnesem trwałym jest proporcjonalny do prędkości obrotowej. Miedziana tarcza jest połączona ze wskazówką i jest utrzymywana przed obrotem przez sprężynę śrubową, której stopień skręcenia jest proporcjonalny do liczby obrotów magnesu. Czy kąt odchylenia strzałki można wykorzystać do oceny wartości obrotów.

W tachometrach elektrycznych czujnik obrotomierza - generator prądu przemiennego - jest połączony z wałem silnika poprzez skrzynię biegów. Częstotliwość prądu generowanego przez generator jest proporcjonalna do liczby obrotów wału silnika. Prąd przepływa przewodami łączącymi do wskazówki obrotomierza, powodując obrót synchronicznego silnika elektrycznego, na którego osi zamocowany jest wielobiegunowy magnes trwały. Magnes trwały umieszczony jest w metalowej osłonie (element czujnikowy). Kiedy magnes trwały się obraca, w miedzianej nasadce indukują się prądy wirowe, które mają tendencję do porywania go. Ale obrotowi nasadki przeciwdziała sprężyna spiralna. Z osią nasadki połączone są dwie strzałki wskaźnika prędkości, z czego jedna jest połączona bezpośrednio z osią nasadki i obraca się z tą samą prędkością co nasadka, a druga jest połączona z osią poprzez przekładnię zębatą i obraca się z prędkością 10 razy mniejszą. Dzięki takiemu połączeniu jedna wskazówka wykonuje pełny obrót przy zmianie prędkości obrotowej silnika o 1000 obr/min, a druga przy zmianie prędkości obrotowej wału o 10 000 obr/min. Poprawia to dokładność odczytów przyrządu.

Liczniki paliwa przeznaczony do pomiaru ilości paliwa w zbiornikach samolotów. Zasady budowy liczników paliwa opierają się na pomiarze poziomu (objętości) paliwa za pomocą pływaka, masy słupa paliwa za pomocą manometru oraz parametrów obwodów elektrycznych poddawanych działaniu sygnałów związanych z poziomem lub ciśnieniem paliwa. paliwo. Do tej grupy przyrządów zaliczają się także liczniki oleju, czyli przyrządy służące do pomiaru ilości oleju w samolocie.

W nowoczesnych samolotach zbiorniki paliwa znajdują się w dużej odległości od tablicy przyrządów, dlatego wskaźniki poziomu paliwa muszą być oddalone. Elektryczne liczniki paliwa w pełni spełniają ten wymóg. Obecnie najpowszechniej stosowane są pojemnościowe liczniki paliwa, których zasada działania opiera się na pomiarze wartości pojemności specjalnych kondensatorów (czujników) związanych z określoną zależnością od ilości paliwa w zbiorniku.

Czułym elementem pojemnościowego licznika paliwa jest cylindryczny czujnik kondensatorowy, będący zespołem od dwóch do sześciu rurek umieszczonych współosiowo względem siebie. Stałość szczelin między rurami jest zapewniona poprzez zainstalowanie specjalnych uszczelek izolacyjnych. W zależności od poziomu cieczy w zbiorniku pojemność skraplacza będzie różna.

Jeśli w obwodzie mostka znajduje się czujnik kondensatora, to w miarę zmiany jego pojemności pod wpływem zmiany poziomu cieczy mostek stanie się niezrównoważony. Napięcie z przekątnej mostka zostanie doprowadzone do siłownika (silnika elektrycznego), który przesunie wskazówkę wskaźnika poziomu paliwa do nowego położenia.

Przepływomierze służą do pomiaru chwilowego lub średniego przepływu cieczy i gazów w jednostce czasu. Przepływomierze służą na przykład do kontroli zużycia paliwa, oleju i powietrza.

W oparciu o zasadę działania części wrażliwej przepływomierze dzielą się na kilka typów. Jednak większość instrumentów opiera się na prawie Bernoulliego. Pod tym względem pomiar przepływu cieczy i gazów w rzeczywistości sprowadza się do pomiaru prędkości ich ruchu na stałym polu przekroju rurociągu lub odwrotnie, do pomiaru zmiennej powierzchni przy stałej prędkości. Powszechnie stosowane są także przepływomierze, których zasada działania opiera się na pomiarze prędkości obrotowej wirnika umieszczonego w przepływającej cieczy.

Wykorzystana literatura: Autorzy „Podstaw Lotnictwa”: G.A. Nikitin, EA Bakanow

Pobierz streszczenie: Nie masz dostępu do pobierania plików z naszego serwera.

„URZĄDZENIA STERUJĄCE SILNIKIEM, POSZCZEGÓLNYMI UKŁADAMI I JEDNOSTKAMI ALARM POZIOMU ​​PALIWA…”

SAMOLOTY I ELEKTRONICZNE WYPOSAŻENIE RADIO

URZĄDZENIA KONTROLI PRACY SILNIKA,

INDYWIDUALNE SYSTEMY I JEDNOSTKI

ALARM POZIOMU ​​PALIWA SUT4-2

Wskaźnik poziomu paliwa SUT4-2 przeznaczony jest do:

Dyskretny pomiar zapasu paliwa w dwóch zbiornikach obiektu z wyświetleniem informacji na 9 poziomach na tablicy wskaźników:

Wydawanie duplikatów sygnałów o zapasie paliwa awaryjnego w każdym zbiorniku do drugiej kabiny.

System alarmowy obejmuje:

Dwa czujniki poziomu DSU1-2

Jeden wskaźnik poziomu paliwa IUTZ-1.

Zasada działania alarmu opiera się na zamianie wielkości nieelektrycznej (zmieniający się poziom paliwa) na wielkość elektryczną (odpowiednio zmieniające się kombinacje faz napięcia wyjściowego).

Do zamiany wielkości nieelektrycznej na elektryczną stosuje się wzajemnie indukcyjny czujnik pływakowy. Wskaźnik IUTZ-1 przeznaczony jest do przetwarzania sygnałów pochodzących z czujników i wyświetlania informacji na wyświetlaczu świetlnym. Na płycie czołowej wskaźnika znajduje się przycisk kontroli działania sygnalizatora „K” oraz przełącznik jasności wyświetlacza świetlnego „D-N”.

OBROTOMIERZ ITE-1 Obrotomierz przeznaczony jest do zdalnego pomiaru prędkości obrotowej wału silnika, wyrażonej w procentach maksymalnych obrotów na minutę.

Zasada działania urządzenia polega na przetworzeniu prędkości obrotowej wału silnika na pole elektromagnetyczne o częstotliwości proporcjonalnej do prędkości obrotowej wału.

W zestawie obrotomierza znajdują się wskaźniki ITE-1 z czujnikiem DTE-6. Wskaźniki są instalowane na deskach rozdzielczych, czujniki na silniku.

Ryż. 1 Zestaw zdalnego tachometru magnetyczno-indukcyjnego ITE-1: a - wskaźnik ITEb - czujnik-generator DTE-1 Rys. 2 Schemat elektryczny obrotomierza ITE-1 1-czujnik-wirnik generatora; Uzwojenie generatora 2-stojana; 3-wirnik silnika elektrycznego wskaźnika; 4-stojanowe uzwojenie silnika wskaźnikowego; 5 - dysk histerezy; 6 - dysk wskaźnikowy; 7 - magnes wrażliwego elementu; 8-włosowa sprężyna; Napęd 9-biegowy; urządzenie w skali 10; 11- osie strzał; 12 - strzałka

Podstawowe dane:

SAMOLOTY I ELEKTRONICZNE WYPOSAŻENIE RADIO

Zakres pomiarowy

Dokładność przy +20°С

Zakres temperatur pracy

WSKAŹNIK SILNIKA TRÓJMOCY EMI-ZK

Trójwskazowy wskaźnik silnika służy do zdalnego monitorowania pracy silnika samolotu i jest połączonym instrumentem mierzącym ciśnienie paliwa i oleju oraz temperaturę oleju.

Zestaw urządzenia zawiera wskaźnik UKZ-1, odbiornik ciśnienia paliwa P-1B, odbiornik ciśnienia oleju PM-15B i odbiornik temperatury oleju P-1.

Wskaźnik jest zainstalowany na desce rozdzielczej.

–  –  –

TERMOMETR TERMOELEKTRYCZNY TCT-13

Termometr termoelektryczny służy do zdalnego pomiaru temperatury pod świecą zapłonową silnika lotniczego.

Zasada działania termometru opiera się na zjawisku pojawienia się siły termoelektromotorycznej na złączu dwóch różnych metali, gdy złącze jest nagrzane.

Zestaw termometru zawiera jeden miernik TCT-1 i jedną termoparę T-3.

Miernik montowany jest na desce rozdzielczej, termopara znajduje się pod świecą zapłonową głowicy cylindrów silnika.

Dane podstawowe Zakres pomiarowy

Błąd pomiaru

Warunki temperaturowe

TERMOMETR ELEKTRYCZNY TUE-48 Uniwersalny termometr elektryczny przeznaczony do zdalnego pomiaru temperatury mieszanki dolotowej.

Zestaw termometru zawiera odbiornik P-1 i wskazówkę. Zasada działania termometru elektrycznego polega na tym, że wraz ze zmianą temperatury mierzonego medium zmienia się rezystancja czułego elementu odbiornika.

Odbiornik temperatury jest zainstalowany na wlocie gaźnika, wskaźnik znajduje się na desce rozdzielczej.

Podstawowe dane.

SAMOLOTY I ELEKTRONICZNE WYPOSAŻENIE RADIO

Temperatura:

dla wskaźnika

dla odbiorcy

Zakres pomiaru temperatury

Zakres działania

Napięcie zasilania

–  –  –

PODWÓJNY MANOMETR SPRĘŻONEGO POWIETRZA 2M-80

Manometr przeznaczony jest do pomiaru ciśnienia sprężonego powietrza w instalacjach powietrza głównego i awaryjnego.

Zasada działania manometru opiera się na zależności funkcjonalnej pomiędzy mierzonym ciśnieniem a odkształceniami sprężystymi elementu czujnikowego – sprężyny rurowej.

Manometr ma dwie skale i odpowiednio dwie strzałki pokazujące ciśnienie w układzie głównym i awaryjnym.

Podstawowe dane.

Zakres pomiarowy

Dokładność przy +20°С

Temperatura robocza

PODAJNIK ROZRUSZANIA SILNIKA

Po włączeniu wyłącznika automatycznego „Zapłon” E25 napięcie jest podawane na przyciski „Start” 31 i 32 oraz na przełącznik „Rozcieńczanie oleju” Ml.

Po naciśnięciu przycisku 31 w pierwszej kabinie lub przycisku 32 w drugiej kabinie podawane jest napięcie na przekaźnik 310, po włączeniu napięcie 27 V jest podawane na elektrozawór EK-48 (33) i cewkę rozruchową KP4716 (34).

Prąd przepływający przez uzwojenie pierwotne cewki rozruchowej wytwarza pole magnetyczne. W rezultacie rdzeń zostanie namagnesowany, a po osiągnięciu określonego natężenia pola magnetycznego zwora wibratora, pokonując opór sprężyny, zostanie przyciągnięta do rdzenia. W wyniku tego styki wibratora zostaną otwarte, prąd ustanie, strumień magnetyczny zaniknie, a sprężyna wibratora przywróci zworę do pierwotnego położenia (jednocześnie styki wibratora ponownie się zamkną).

Obwód uzwojenia pierwotnego zostanie ponownie zamknięty, a proces opisany powyżej zostanie powtórzony.

W momencie otwarcia styków pole magnetyczne uzwojenia pierwotnego natychmiast zanika. Ze względu na szybką zmianę strumienia magnetycznego w uzwojeniu wtórnym, duży

SAMOLOTY I ELEKTRONICZNE WYPOSAŻENIE RADIO

siła elektromotoryczna. Prąd z uzwojenia wtórnego cewki rozruchowej doprowadzany jest do elektrody lewego suwaka magneto (zacisk „P”) i poprzez elektrody rozdzielacza do świec zapłonowych cylindra.

Sterowanie układem zapłonowym tj. włączanie i wyłączanie iskrownika z pierwszej kabiny odbywa się za pomocą przełącznika 37, natomiast w drugiej kabinie przełącznik 38 powinien znajdować się w pozycji „1+2”, a przełącznik „Zapłon” E11 - w pozycji „1 kabina” Sterowanie układem zapłonowym z drugiej kabiny odbywa się za pomocą przełącznika 38, przełącznik „Zapłon” 311 w tym przypadku powinien znajdować się w pozycji „2 kable”.

Przełącznik magneto PM-1 ma cztery pozycje. W pozycji „0” oba iskrowniki są wyłączone, ponieważ Uzwojenia pierwotne transformatora magneto są połączone z korpusem samolotu.

W pozycji „1” działa lewy magneto 35, a prawy 312 jest wyłączony, ponieważ uzwojenie pierwotne transformatora jest połączone z korpusem samolotu.

W pozycji „2” działa tylko prawy iskrownik, w pozycji „1+2” działają obydwa iskrowniki.

PODAJNIK URZĄDZEŃ STERUJĄCYCH PRACĄ SILNIKA

Gdy wyłącznik automatyczny „APRIB” jest włączony. SILNIK", napięcie E24 jest podawane na termometr TUE-48, który pokazuje temperaturę powietrza na wlocie do gaźnika do wskaźników trójpunktowych U KZ-1, M5 i M9 oraz do wskaźnika IUTZ-1 z paliwa SUT4-2 zestaw wskaźnika poziomu.

OBWÓD SYGNALIZACJI CHIPU SILNIKA

Gdy w silniku pojawią się chipy, urządzenie sygnalizacyjne - filtr M25 - zostaje uruchomione i zamyka ujemny

Podobne prace:

„OPUBLIKOWANO: Maznichenko I.V., Pozdnyakov E.N. Ich nazwiska nie zostały zapomniane (o otwarciu tablicy pamiątkowej ku czci żołnierzy pancernych 47. brygady we wsi Krasnaja Polana, rejon Szebekiński, obwód Biełgorod) // Pamięć młodych ludzi XXI wieku z pamięci robotów pogrzebowych. VIP-a. III. Charków, 2013; Lokalny historyk Szebekinski…”

„Kochani.2.Lato już się kończy, a przed nami szkoła.Modlimy się przed Bogiem…”

„Informacje o Podręczniku użytkownika Podręcznik użytkownika zawiera informacje na temat konfigurowania urządzenia wielofunkcyjnego i instalowania dołączonego do niego oprogramowania. Dodatkowo instrukcja.”

„artykuły Ruch bezwizowy: wskaźnik integracji globalnej B. White Brendan White – dr, geograf polityczny i kartograf specjalizujący się w geografii wojskowości, transportu i granic. Opublikował około 250 prac naukowych, w tym monografie i artykuły dotyczące enklaw na przygranicznym terytorium Indii…”

„W miarę upływu czasu wykresy u(t) zbiegają się w pobliżu wskazanej wartości, niezależnie od początkowej wartości tempa spadku w czasie. Mają tendencję do ukośnej asymptoty prostoliniowej. Aby symulować ruch...”

„Federacja Rosyjska w sprawie współdziałania z instytucjami społeczeństwa obywatelskiego w sprawie Inicjatywy Społeczeństwa Obywatelskiego w realizacji postanowień Orędzia Prezydenta Federacji Rosyjskiej z dnia 24 marca…”

„Ministerstwo Edukacji i Nauki Federacji Rosyjskiej Federalna Państwowa Budżetowa Instytucja Edukacyjna Szkolnictwa Wyższego „Państwowy Uniwersytet w Niżniewartowsku” Wydział Humanistyczny Program pracy...”

"M. Y. Mullaeva M. N. Drunkard Fast food http://www.litres.ru/pages/biblio_book/?art=6181077 M. Mullaeva, M. Drunkard. Fast Food: książka naukowa; Streszczenie 2013 W tej książce znajdziesz wiele przepisów na pyszne i oryginalne dania, których przygotowanie nie zajmie Ci dużo czasu...” 2017 www.site - „Bezpłatna biblioteka elektroniczna - materiały online”

Materiały znajdujące się w tym serwisie zamieszczone są wyłącznie w celach informacyjnych, wszelkie prawa przysługują ich autorom.
Jeśli nie zgadzasz się na publikację Twojego materiału w tym serwisie, napisz do nas, usuniemy go w ciągu 1-2 dni roboczych.

Urządzenia do monitorowania parametrów statku powietrznego (urządzenia monitorujące silnik) przeznaczone są do monitorowania silnika i wszystkich ruchomych części statku powietrznego.

Deska rozdzielcza nowoczesnego samolotu pasażerskiego

Bezpieczeństwo lotu w dużej mierze zależy od niezawodności silników. Dlatego najczęściej stosuje się kilka układów napędowych, aby w przypadku awarii jednego z nich można było bezpiecznie kontynuować lot. Prowadzi to w naturalny sposób do zwiększenia liczby czujników, przez co w wielu przypadkach urządzenia monitorujące pracę silnika są zestawione na specjalnej tablicy przyrządów i sterowane przez inżyniera pokładowego. Przyrządy do monitorowania parametrów statku powietrznego obejmują liczniki prędkości, termometry smaru, płynu chłodzącego i strumieniowego, wskaźniki rezerwy i zużycia paliwa itp.

Liczniki obrotów mogą być zaprojektowane jako liczniki z bezpośrednim odczytem lub jako liczniki zdalne. W najprostszej postaci mechanicznej istnieją mierniki odśrodkowe, w których wskaźnik jest napędzany bezpośrednio przez elastyczny wał. Urządzenia do zdalnego odczytu prędkości składają się w większości przypadków z czujnika prądu przemiennego na silniku i wskaźnika w kokpicie. Czasami stosuje się także liczniki obrotów indukcyjne, jednak zakłócają one działanie kompasów magnetycznych i dlatego należy je montować w dużej odległości od nich.

Wskaźniki rezerwy i zużycia paliwa. Bardzo ważne dla pilota jest posiadanie pełnej informacji o odpowiednim zaopatrzeniu w paliwo, co pozwala mu na określenie możliwego maksymalnego zasięgu lotu. Starsze samoloty najczęściej wyposażano w pływakowy wskaźnik poziomu paliwa, który w zależności od przypadku był nawet montowany jako wskaźnik bezpośredni nad zbiornikiem paliwa – np. przy zbiorniku paliwa w skrzydle – i odczytywany przez pilota z fotela. Odczyty tych przyrządów zależą od ich lokalizacji i nie można ich wykorzystać do wskazania zawartości paliwa we wszystkich zbiornikach paliwa na tablicy przyrządów w kokpicie.

Zaistniała potrzeba stosowania układów elektrycznych, w których czujnik zamontowany na zbiorniku paliwa składa się z pływaka i potencjometru. Pływaki mogą być obrotowe lub wahadłowe. Sterowanie urządzeniami wskazującymi odbywa się za pomocą potencjometrów. Ponadto dzięki dodatkowym stykom mogą pełnić funkcję wskaźnika obecności paliwa w zbiorniku. Nowoczesne samoloty wykorzystują pomiar rezerwy elektrycznej na zasadzie pojemnościowej. Metoda ta ma tę znaczącą zaletę, że pomiar nie ogranicza się już do konkretnego znaku w zbiorniku paliwa. Wbudowanych jest w niego kilka rurek umieszczonych obok siebie, a ich pojemność zmienia się w zależności od stopnia użytkowania i jest wyświetlana na czujniku zegarowym za pomocą prostego wzmacniacza.

Jednak sam pomiar rezerwy już nie wystarczy, szczególnie w przypadku silników turbinowych zużywających duże ilości paliwa. Dlatego potrzebne są specjalne przepływomierze mierzące ilość paliwa zużywanego przez każdy silnik w przewodzie paliwowym (tzw. wskaźnik chwilowego zużycia paliwa). Te przyrządy pomiarowe, dzięki mechanizmowi zliczającemu, pozwalają w każdej chwili odczytać dane dotyczące ilości paliwa pozostałego w zbiorniku. Ostatnio opracowano kilka interesujących autonomicznych liczników, które pokazują pozostały czas lotu lub pozostały maksymalny zasięg. Podstawą do wykonywania autonomicznych obliczeń jest odpowiednie zużycie paliwa i tryb pracy silnika.

Zobacz także:

• Oprzyrządowanie pokładowe
• O niektórych kwestiach podatkowych i amortyzacyjnych...
• Działająca dysza gazowa i strumieniowa
• Po co instalować radio z wbudowanym strojeniem?
• Ciąg i prędkość odrzutowca
• Przeciągnięcia i obroty – jak ich uniknąć
• Naddźwiękowy samolot pasażerski – wczoraj, dziś, jutro
• Klasyfikacja samolotów wojskowych
• Baca Grande zarezerwuj samolot miasto: Baca Grande kraj: USA
• Zimowanie w Pattaya – rady doświadczonego