СПРАВОЧНИК''
и радиоэлектронном оборудованию самолетов	:
и вертолетов
СПРАВОЧНИК ИНЖЕНЕРА по авиационному и радиоэлектронному оборудованию самолетов и вертолетов
Под общей редакцией В. Г. Александрова
МОСКВА «ТРАНСПОРТ» 1978
ББК 39.56
С74
УДК 629.7.05.004(083)
С 74	Справочник инженера по авиационному и радио-
электронному оборудованию самолетов и вертолетов. Александров В. Г., Базанов Б. И., Майоров А. В. и др. Под ред. В. Г. Александрова. — М., Транспорт, 1978. — 408 с„ ил., табл.
В пер.: 2 р. 10 к.
В справочнике обобщен и систематизирован практический многолетний опыт технической эксплуатации и обслуживания бортового авиациоииого и радиоэлектронного оборудования. Приведены справочные данные по назначению, принципу действия и устройству приборов, агрегатов и систем бортового оборудования, обеспечивающих пилотирование, навигацию и работу самолетных систем в полете.
Предназначен для инженерно-технического состава авиации всех ведомств. Может быть использован летным составом, студентами вузов и курсантами авиаучилищ.
_ 31808-087	ББК 39.56
С 049(01 )-78 87'78	6Т5Л
© Издательство «Транспорт», 1978
ПРЕДИСЛОВИЕ
Результаты научно-технической революции особенно заметны в развитии авиационной техники. Авиация стала всепогодной, "ей доступны полеты на малых и больших высотах, межконтинентальные перелеты, а также полеты днем и ночью.
Сегодня реактивные самолеты могут летать со сверхзвуковыми скоростями, осуществлять полеты по сложному маршруту с выходом в заданную точку и производить автоматический заход на посадку в любую погоду и в любое время суток.
Все это стало возможным благодаря широкому применению на летательных аппаратах (ЛА) устройств радиоэлектроники, автоматики, вычислительных машин, контрольной и регистрирующей аппаратуры, а также благодаря широкому внедрению электрификации процессов управления и контроля.
В то же время расширение круга решаемых задач привело к усложнению устройств бортового авиационного и радиоэлектронного оборудования и выдвинуло новые проблемы эксплуатации, обслуживания и обеспечения его надежности.
Несмотря на огромный прогресс авиастроения, современные ЛА могут эффективно использоваться только при развитой системе технического обслуживания и ремонта. Коллективы специалистов — инженеры, техники и механики различных специальностей, осуществляя квалифицированную подготовку ЛА к полетам, остро нуждаются в технической и справочной литературе по вопросам выполнения профилактических работ, ремонтным и регулировочным процессам, контрольным операциям прн определении технического состояния бортовых устройств, систем, агрегатов и приборов авиационного и радиоэлектронного оборудования.
Значительная часть работ, в том числе и обучение личного состава, производимая инженерами по авиационному и радиоэлектронному оборудованию, направлена на то, чтобы обеспечить надежную эксплуатацию и безотказную работу авиатехники в полете и тем самым достигнуть безопасности полетов в течение всего срока службы летательного аппарата.
Весьма важным для достижения высокой надежности является осуществление «обратной связи» с разработчиками и изготовителями авиационного и радиоэлектронного оборудования. Известно, что надежность закладывается в технические устройства при проектировании и обеспечивается при их производстве. Однако выявление действительных качеств техники, ее свойств сохранять заданные рабочие параметры и характеристики, осуществляется в полной мере только в эксплуатации. Поэтому, оценивая сильцые и слабые стороны эксплуатируемой авиатехники, информируя об этом промышленность, инженеры по авиационному и радиоэлектронному оборудованию активно участвуют в совершенствовании авиатехники, повышении ее надежности и эксплуатационной технологичности.
Характерной особенностью современной авиатехники является взаимосвязь и взаимозависимость самолетных систем: например, электронная автоматика £
3
управляет режимами работы авиадвигателей, расходом и перекачкой топлива, воздушными рулями, интерцепторами, взлетно-посадочными устройствами, радиотехническими, гироскопическими устройствами, а также обеспечивает полет на малых высотах, облет препятствий, навигацию на всех высотах и посадку.
Жизнеобеспечение и комфорт в полете достигаются совместной работой электрических и газовоздушных бортовых систем.
Эта особенность современной авиатехники предполагает обязательное знание инженерами по авиационному и радиоэлектронному оборудованию принципа действия и конструкции различных элементов и систем, нагружения аппарата и аэродинамики, а также сущности тех процессов управления и контроля, которые осуществляются на летательных аппаратах.
Все вышеуказанное определяет тот большой объем информации, который должен содержать ^.справочник инженера по авиационному и радиоэлектронному оборудованию.
Справочник подготовлен с учетом опыта работы авторов как инженеров-эксплуатационников и проводившегося ими анализа особенностей работы инженеров по авиационному и радиоэлектронному оборудованию.
Автор|Ы приносят благодарность Б. И. Скачкову и Э. Г. Федорову, взявшим на себя труд по рецензированию рукописи справочника и внесшим много полезных замечаний и советов. Авторы с благодарностью примут замечания и предложения читателей как по структуре, так и по содержанию справочника.
РАЗДЕЛ I
ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИЯ
1.	ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
И ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
В качестве источников электрической энергии на летательных аппаратах применяются электрические генераторы постоянного и переменного тока и химические источники тока.
На самолетах, где основной системой электроснабжения является система постоянного тока, для получения переменного тока стабильной частоты применяются электромашинные однофазные и трехфазные преобразователи. Для питания потребителей переменным током повышенного или пониженного напряжения используются трансформаторы.
Для питания потребителей постоянным током используются ламповые и полупроводниковые выпрямители.
Особенности устройства и основные эксплуатационные характеристики генераторов постоянного тока
Назначение. Генераторы постоянного тока ГС, ГСК, ГСН, ГСР и ВГ предназначены для питания электрической сети самолетов и вертолетов постоянным током напряжением 27,5—28,5 В. Стартер-генераторы ГСР-СТ и СТГ могут работать в двух режимах. В генераторном режиме они снабжают бортсеть самолета или вертолета постоянным током напряжением 27,5—28,5 В. В двигательном режиме они работают как стартеры и используются для запуска авиадвигателей.
Авиационные генераторы приводятся во вращение от авиадвигателя • или вспомогательной установки (поршневого или малогабаритного газотурбинного двигателя, ветрянкй, ручного или инерционного привода). Привод от авиадвигателя-получил преимущественное распространение, а вспомогательные установки используются как аварийный резерв.
Общие сведения. Генераторы ГС, ГСК, ГСН, ГСР и ВГ -— электрические машины постоянного тока с шунтовым возбуждением, имеющие 4—8 основных полюсов и до 6 дополнительных. Они охлаждаются с помощью вентилятора, установленного на валу генератора (самовентиляция), или имеют принудительное охлаждение (охлаждаются путем продува атмосферного воздуха). Способ соединения генераторов с коробкой приводов авиадвигателя — шлицевой.
Генераторы выпускаются закрытого исполнения с фланцевым креплением и имеют одно направление вращения (из-за установки щеток под некоторым углом к поверхности коллектора). Они способны работать в любом положении: горизонтальном, наклонном и вертикальном. Генераторы и стар-гер-генераторы могут длительно отдавать номинальную мощность только при соблюдении требований по охлаждению, оговоренных в паспорте.
Основные конструктивные узлы и детали следующие: якорь, коллектор, коллекторный щит, узел маслозащиты, патрубок, защитная
5
Т аб лица 1.1
Основные технические данные стартер-генераторов постоянного тока и регу
Тип генератора (стартер-генер а-тора)	« 03 ® - •О J5 Ч н к О		Номинальный ток нагрузки, А	Частота вращения вала, об/мин	Масса, кг	количество основных полюсов	Тип щеток	Минимальная высота щеток, мм	Общее количество щеток		Давление щетки на коллектор, г/см2	
	к 5 £	К 3 о S									
ГСК-1500М	1500		54	3800—5900	12,6	4	МГС-8	15	4	900-1000	
ГСК-1500В	1500		54	3800—5900	12,6	4	МГС-8	15	4	900-1000	
ГСН-3000	3000		100	3800—6500	12,3	4	ЭГ-40А	18	4	1100-1200	
ГСР-3000	3000		100	4000-9000	11,5	4	МГС-7И	17	8	450- 550	
ГСР-СТ-6000ВТ	6000		200	4000-9000	20,3	6	МГС-7	17	12	575-700	
СТГ-6М	6000		200	4500-8500		4	МГС-7	18	8		
ВГ-7500Я	9000		300	50q0-8000	24,5	6	МГС-7	17	18	575-700	
ГСР-9000 Эсер	9000		300	. 4000-9000	24,4	6	МГС-7	17	18	575- 700	
ГСР-СТ-9000	9000		300	4000-9000	28,5	6	МГС-7		12		
ГСР-12000В	12 000		400	4200 -9000	28,6	8					
ГСР-12КИС	12 000		400	4200—9000	40,0	8	МГС-7И		24	550-670	
ГСР-СТ-1200ВТ	12 000		400	4200—9000	29,5	8	МГС-7И	18	18	575—700	
СТГ-12ТП	12 000		400	4200-9000	35,0	6	Л1ГС-7	18	18	850-1000	
СТГ-12ТМ	12 000		400	4200-9000	35,0	6	МГС-7	18	18	850-1000	
СТГ-12ТМО	12 000		400	4200-9000	35,0	6	МГС-7	18	18	850-1000	
ГСР-13000/Д/	18 000		600	3800-9000	41,5	8	МГС-9	17	24	650-750	
ГСР-СТ-18000	18 000		600	4000-9000	42,5	8	МГС-9		24	850-1000	
ГС-18Т	18 000		600	4200—9000	40,0	6	МГС-7И		18	850-1000	
ГС-18НО	18 000		600	38Оо-74ОО	48,0	6	МГС-7И		18	850-1000	
СТГ-18ТМ				4200—9000		6	МГС-7И	18	18	850—1000	
СТГ-18ТМО	18 000		600	4200—9000	46,0	6	МГС-7Й	18	18	850-1000	
ГСР-СТ-18КИС	18 000		600	4000—7800	42,5	8	МГС-7И	16	24	575-700	
ГС-24 А	14 000		600	6000—7000	56,0	6	МГС-5И	18	18	850-1000	
ГС-24Б	18 000		боо	6000-7000	56,0		ВТ-7		18	1000-1250	
леита, полюса (основные и дополнительные), гибкий и жесткий валы, щеточио-коллекторный узел, обмотки, клеммные колодки.
Основные технические данные стартер-генераторов и генераторов постоянного тока приведены в табл. 1.1.
Особенности работы и основные эксплуатационные характеристики аппаратуры, работающей в комплекте . с генераторами постоянного тока
К аппаратуре, работающей в комплекте с генераторами постоянного тока, относятся регуляторы напряжения, дифференциально-минимальные реле, автоматы защиты сети от перенапряжения и устройства обеспечения параллельной работы генераторов.
Регуляторы напряжения предназначены для поддержания постоянства напряжения независимо от изменения скорости вращения, нагрузки и температуры генератора.
По принципу действия регуляторы напряжения делятся на два основных вида: вибрационные (одно- или двухступенчатые) и реостатные (угольные или ступенчатые).
В вибрационных регуляторах напряжения в цепь обмотки возбуждения периодически включается и выключается добавочное сопротивление. Так -как контакты вибрационных регуляторов напряжения работают в
6
лирующая аппаратура, работающая в комплекте с ними
	Нормальный износ щеток за 1,00ч работы	Регулирующая аппаратура	«						
		Минимальное реле	Регулятор напряжения	Стабилизирующий трансформатор	Выносное сопротивление	Минусовое (балластное) сопротивление	Защита от перенапряжения	Точные регуляторы напряжения
	0,7 0,7 3 3 3 2,5 2,5 2,5 2,5 2,5	Регулятор! Регулятор! ДМР-400А ДМР-400А ДМР-400А ДМР-400ДСП ДМР-400Д ДМР-400AM ДМР-400А(Т) ДМР-600 ДМР-400А ДМР-400Д ДМР-400Д ДМР-400Д/АМ ДМР-бООТ(АМ) ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т ДМР-600Т	ая коробка РК-1ая коробка РК- Р-25АМ . Р-25А Р-25А/М/ Р-27 1 Р-25 AM (Р-27 1 Р-25 1 РУГ-50 РУГ-82 РУГ-83П (РУГ-82 1 РУГ-83 PH-I80 РН-180ПТ РН-180 1 РУГ-82 (РУГ-83 1 РУГ-82 1 РУГ-83 РНК-180Б РНК-180Б РН-180 РН-180 РУГ-83Т РН-180ПТ РН-120У	1500Р 1500Р Т-1Г Т-1Г ТС-9М-2 ТС-9АМ ТС-9АМ ТС-9М ТС-9МТ ТС-9АМ-12 ТС-9АМ ТС-9АМ-12М ТС-9М ТС-9АМ ТП-900 ТС-9МТ ТС-9АМ	ВС-25А ВС-25А ВС-25А/Б/ ВС-25Б ВС-25Б ВС-25Б ' ВС-20 Р-2А ВС-20Б ВС-25Б ВС-25Б ВС-25Б В С-20 ВС-20 ВС-25 ВС-25ТБ ВС-25Б ВС-25 Р-2А ВС-25Б ВС-25Б	РС-7 РС-7 ВС-6000 РС-2Ш БС-2 -БС-2 БС-1.2000 БС-12000 БС-12000 БС-12000 БС-12000 БС-18000 БС-18000 БС-18000 БС-18000	АЗП-1МБ АЗПС-2 АЗП-8М A3II-8M АЗП-8М АЗП-8М АЗП-8М АЗП-11 АЗП-8М АЗП-8М АЗПС-1 АЗП-8М АЗП-8М	ДКН-2 ДКН-2 ДКН-2 ДКН-2 ЦКН-66 ДНК-8
тяжелых условиях, эти регуляторы применяются только с генераторами малой мощности (до 1500 Вт),токи возбуждения которых не превышают 2 А.
Реостатные регуляторы напряжения поддерживают постоянство напряжения генератора плавным или ступенчатым изменением величины сопротивления в цепи возбуждения. Из этого типа наиболее широко распространены угольные регуляторы напряжения. Ступенчатые регуляторы из-за их недостаточной виброустойчивости не нашли применения.
Основное преимущество угольных регуляторов напряжения состоит в том, что они допускают регулирование напряжения генераторов постоянного тока большой мощности, величина тока возбуждения которых более 15 А.
В угольных регуляторах в качестве изменяемого сопротивления, включаемого в цепь обмотки возбуждения генератора, используется угольный столбик, набранный из 40—60 угольных шайб диаметром 5—20 мм и толщиной 0,5—1 мм.
Процесс стабилизации напряжения генератора с помощью угольного регулятора, схема которого показана на рис. 1.1., осуществляется следующим образом. Если напряжение U генератора увеличивается, то возрастают ток в обмотке электромагнита Wa и сила притяжения электромагнита. Якорь Я перемещается ближе к сердечнику С электромагнита, ослабляя давление пружины Пр на угольный столбик УС. Сопротивление Rye столбика возрастает, ток в обмотке WB генератора возбуждения уменьшается, и напряжение генератора восстанавливается. При уменьшении напряжения генератора процесс регулирования происходит в обратном порядке.
ч
Рис. 1.1. Схема регулирования
напряжения генератора с помощью угольного регулятора: С — сердечник; №'э — обмотка элект-ромагнита; Пр — пружина; — переменное сопротивление; Я — якорь электромагнита; УС — угольный столбик; W в — обмотка возбуждения генератора; Яг — якорь генератора
водниковые регулятор щающихся деталей, а поэтому
Для настройки регулятора На заданное напряжение последовательно с обмоткой включается переменное (выносное) сопротивление Rp для настройки регулятора на заданный уровень регулирования напряжения. Для получения устойчивого процесса регулирования применяют специальные стабилизирующие средства: жесткая отрицательная обратная связь в виде стабилизирующего' сопротивления и гибкая отрицательная обратная связь в виде стабилизирующего трансформатора.
Для уменьшения температурной погрешности регулятора последовательно с обмоткой
электромагнита включается сопротивление с малым температурным коэффициентом сопротивления. -Величина этого сопротивления составляет до 80% сопротивления всей цепи электромагнита, поэтому при изменении небольшого по величине сопротивления медной обмотки электромагнита общее сопротивление цепи этой обмотки изменяется незначительно.
Большие перспективы имеют п о л у п р о-ы напряжения, которые не имеют переме-свободны от недостатков, характерных для виб-
рационных и реостатных регуляторов напряжения.
Из угольных регуляторов напряжения наиболее распространен,ы регуляторы Р-25А(М), Р-27, РУГ-82, РУГ-83Т, РН-120У, РН-180.
Угольные регуляторы Р-25А(М), Р-27 используются для совместной работы с генераторами, имеющими ток возбуждения в пределах 09,—8А (мощность от 3 до 12 кВт). Регуляторы работают совместно с выносными сопротивлениями ВС-25А и ВС-25Б соответственно.
Угольный регулятор напряжения РУГ-82 используется для совместной работы с генераторами и стартер-гевераторами, ток возбуждения которых изменяется в пределах 1,9—15 А, Регулятор работает совместно с выносным сопротивлением типа ВС-20.
Регулятор напряжения типа РУГ-83Т работает совместно с генератором типа ГСР и стартер-геиератором типа СТ, ток возбуждения которых изменяется в пределах 1,9—15 А. Регулятор работает совместно с выносным сопротивлением типа Р-2А.
Регулятор напряжения РН-180 используется для совместной работы со стартер-генераторами типа СТГ-12 и генераторами типа ГС-12. Номинальное напряжение, поддерживаемое регуляторами, составляет 28,5 В.
Дифференциально-минимальные реле предназначены для подключения генераторов к бортовой сети, когда их напряжение превышает напряжение бортсети (на 0,2—0,7 В), автоматического отключения генератора от бортсети при обратном токе (например, 15—35 А для ДМР-400Т) и исключения возможности включения генератора в сеть с обратной полярностью. Кроме того, дифференциально-минимальное реле автоматически отключает генератор при обрыве силового провода между генератором и дифференциально-минимальным реле при определенной схеме внешних включений и обеспечивает ручное (неавтоматическое) дистанционное включение и отключение генератора.
В настоящее время применяют дифференциально-минимальные реле типа ДМР-200, ДМР-400 и ДМР-600. Цифры в обозначении реле каждого типа соответствуют номинальным токам, на которые рассчитаны силовые контакты реле (200, 400 и 600 А), а буквы после цифр — их модификациям (например, ДМР-400АМ, ДМР-400Д и т. д.).
Автоматы защиты сети от перенапряжения предназначены для защиты сети постоянного тока от аварийного повышения напряжения, которое может возникнуть в результате перевозбуждения любого из параллельно работающих
генераторов.
8
Перевозбуждение генератора возникает из-за повышенного напряжения на обмотке генератора в случае разрыва цепи рабочей обмотки электромагнита или спекания шайб угольного столбика регулятора напряжения. При срабатывании автомата защиты в цепь обмотки возбуждения генератора или включается дополнительное сопротивление, что приводит к уменьшению напряжения генератора.
Наиболее широкое применение нашли автоматы защиты сети от перенапряжения АЗП различных модификаций. Измерительным органом автоматов является или мостовая схема с нелинейным элементом, или система реле, реагирующая на перевозбуждение генератора. Число аварийных срабатываний автоматов защиты достигает 50—100. После срабатывания автомат приводится в исходное положение путем нажатия на кнопку включения.
Стабилизирующие трансформаторы предназначены для повышения устойчивости работы регуляторов напряжения в переходных режимах. Наиболее широкое применение нашлн стабилизирующие трансформаторы ТС 8, ТС-9А(М), Т-1Г и др.
Выносные сопротивления (типа ВСР) включаются последовательно в цепь рабочих обмоток регуляторов напряжения и предназначены для ручной регулировки уровня напряжения генератора.	w
Параллельная работа генераторов является основным режимом работы их на самолете, так как увеличивает надежность снабжения электроэнергией потребителей, улучшает использование генераторов, позволяет уменьшить емкость аккумуляторных батарей.
Для включения генераторов на параллельную работу необходимо' обеспечить одинаковое напряжение и правильную полярность подключения к шинам. Эти же условия должны соблюдаться и для обеспечения параллельной работы генераторов с аккумуляторной батареей.
Для получения равенства напряжений параллельно работающих генераторов применяют специальные уравнительные обмотки (обмотки параллельной работы), располагаемые в регуляторах напряжений, а также балластные сопротивления.
Обмотки параллельной работы регуляторов, работающих с параллельно включенными генераторами, соединяются навстречу друг другу и служат для уравнивания нагрузок генераторов автоматическим корректированием напряжений последних.
Падения напряжений на балластных сопротивлениях, включаемых обычно в минусовые цепи генераторов, используются для воздействия на уравнительные обмотки, магнитные потоки которых изменяют магнитные потоки обмотки возбуждения генераторов.
. Величина балластных сопротивлений выбирается с таким расчетом, чтобы падение напряжения на них при номинальной нагрузке не превышало 0,5 В. Так, для генератора ГСР-9000 величина балластного сопротивления равна 0,00167 Ом.
Нагрузка некоторых типов генераторов контролируется по падению напряжения на компенсационных обмотках и обмотках дополнительных полюсов. При неравномерных нагрузках генераторов падение напряжения в компенсационной обмотке и обмотке дополнительных полюсов 'будет различным, и в обмотках параллельной работы возникает ток, который создает магнитные, потоки в электромагнитах регуляторов, изменяя силу притяжения якорей регуляторов, а следовательно, и величину сопротивления угольного столба, включенного в цепь возбуждения генератора. Это приводит к выравниванию напряжения и нагрузок параллельно работающих генераторов.
Совместная работа генераторов с аккумуляторной батареей
Условия параллельной работы генератора с аккумуляторной батареей аналогичны условиям параллельной работы двух генераторов, т. е. равенство напряжений обоих источников и соответствие полярности присоединяемого источника с полярностью на шинах. Эти условия в известной степени выполня
9
ются с помощью минимального реле ДМР. При совместной работе генератора с аккумуляторной батареей напряжение на шинах
Z7 = Е — I г = Е ± 1г Г Г Г	d d d J
где Ег — ЭДС генератора; /г— ток генератора; гт—сопротивление цепи якоря генератора; Еа—ЭДС аккумуляторной батареи; /а—ток аккумуляторной бата- . реи; га — внутреннее сопротивление аккумуляторной батареи. Сопротивление соединительных проводов для упрощения принято равным нулю.
Если U>E&, то происходит заряд аккумуляторной батареи, т. е. член 1ага должен быть взят со знаком плюс и общий ток нагрузки равен I = 1Г — /а; при U — Еа ток /а = 0, аккумуляторная батарея работает вхолостую, и ток нагрузки / = /г; при U <ЕЛ происходит разряд батареи,- член /а га следует взять со знаком минус, и ток нагрузки равен / = /г + /а.
Режимы работы генератора с аккумуляторной батареей. При параллельном включении генератора и аккумуляторной батареи могут иметь место три режима работы: работа одной аккумуляторной батареи (когда Еа >ЕТ), ра- _ бота генератора совместно с аккумуляторной батареей на внешнюю сеть (когда £а>Дг), работа генератора на внешнюю сеть и на зарядку аккумуляторной батареи (когда £г=£а).
Напряжение генератора должно быть 28,5 В. В случае отклонения напряжения от заданной величины оно регулируется с помощью выносного сопротивления (например, ВС-20, ВС-25, Р-2А и др.). Поворот выносного сопротивления необходимо производить специальной отверткой. Поворот по часовой стрелке ведет к увеличению напряжения, а против часовой стрелки приводит к понижению напряжения.
Настройка регулятора напряжения изменением натяжения пружины регулятора с помощью винта столба или изменением величины воздушного зазора между якорем и сердечником электромагнита недопустима. В этом случае будет нарушено согласование характеристик электромагнита и пружин, качество регулирования напряжения ухудшится, и регулятор быстро выйдет из строя.
Обслуживание регулятора напряжения заключается в систематической проверке качества крепления, состояния амортизации и контактных соединений. Особое внимание при этом следует обращать на целость проводов, которыми в схему регулятора включается регулировочное сопротивление и стабилизирующий трансформатор, а также на надежность подключения минусовой клеммы цели обмотки электромагнита к корпусу летательного аппарата. Нарушение целости этой электрической цепи приводит к резкому повышению напряжения генератора, что вызывает выход из строя элементов радиооборудования, электронной автоматики и других потребителей электроэнергии. Если в схеме управления генератором установлен автомат защиты от перенапряжения, то последний выключает генератор. Признаками перенапряжения в сети служат резкое увеличение яркости лампочек, сигнализации и освещения, отклонение стрелки вольтметра вправо до упора. Заметив это, экипаж должен немедленно выключить генератор из работы. При загорании сигнальной лампочки «Генератор не работает» необходимо выключить генератор.
Эксплуатация систем электроснабжения постоянным током
В процессе эксплуатации при подготовке к полету проверяется целость всех узлов и деталей генераторов и аппаратуры, работающей в комплекте с ними. Проверяется чистота агрегатов, надежность затяжки и правильность контровки штепсельных разъемов.
В процессе выполнения периодических видов обслуживания у генераторов проверяется состояние щеткодержателя, щеток, щеточных пружин, состояние деталей без разборки агрегатов и узлов, крепление патрубка обдува, затяжка резьбовых соединений, крепление и состояние токоподводящих проводов. У генератора проверяется высота щеток (см. табл. 1.1).
Характерные дефекты генераторов. Наиболее часто встречающимися дефектами генераторов являются:
10
Рис. 1.2. Замер высоты щеток:
1 — валик; 2 — щетка; 3 — штангенциркуль
1.	Малое сопротивление изоляции по отношению к корпусу. Причины: оседание большого количества щеточной пыли на внутренних поверхностях генератора, долгое хранение генератора во влажной среде, замыкание катушек на полюс из-за повреждения изоляции и др.
2.	Малое сопротивление изоляции катушек обмотки возбуждения. Причины: повреждение изоляции на углах, прилегающих к башмакам полюсов, ослабление крепления катушек в узле корпуса.
3.	Малое сопротивление 'щетко-
держателей. Причины: оседание большого количества щеточной пыли, увлажнение изоляционных прокладок.
4.	Малое сопротивление изоляции клеммной колодки и колодочки крепления вывода обмотки возбуждения в щите. Причина: оседание большого количества щеточной пыли или пыли из охлаждающегв' воздуха.
5.	Малое сопротивление изоляции полностью собранного генератора. Причина: обрыв отдельных медных волосков щеточных канатиков и замыкание их через ленту на корпус.
6.	Задевание вентилятора за решетку (кожух) при вращении якоря. Дефект появляется в результате неаккуратного монтажа генератора.
7.	Повреждение подшипников по причинам вымывания консистентной смазки из подшипника смазкой из коробки приводов, загустевания (осмоления) смазки у подшипников.
8.	Поломка гибкого вала. Причина: заклинивание подшипника или зубчатых колес в коробке передач.
9.	Подгорание коллекторных пластин. Причины; нарушение технологии сварки обмотки якоря с отдельными коллекторными пластинами, ослабление отдельных коллекторных пластин, в;ыход кусочков слюды из промежутков между коллекторными пластинами при их большом износе.
Замер высоты щеток. Высота щетки замеряется штангенциркулем: h =1—d (рис. 1.2), где d — диаметр валика 1.
Замер давления пружин на щетки производится пружинным динамометром на 1500 гс. Упругость щеточных пружин проверяется на новую щетку, т. е. имеющую первоначальные размеры. Для измерений пользуются специальной текстолитовой щеткой, которая имеет форму и размеры новой щетки.
Притирка щеток. Полоску шлифовальной бумаги зернистостью 5—6, шириной, равной длине коллектора, навернуть на коллектор так, чтобы сторона бумаги, покрытая стеклянным порошком, была обращена к щеткам. Установить щетки в обоймы щеткодержателей, осторожно опустить на щетки рычаги и вращать якорь рукой с помощью ключа, надетого на шлицевой конец рессоры (хвостовика), в сторону вращения генератора до тех пор, пока щетки не будут полностью прилегать рабочей поверхностью к коллектору по радиусу (щетки, не подлежащие замене при притирке новых щеток, должны быть вынуты из своих гнезд).
В процессе притирки высота щеток не должна уменьшаться более чем на 0,5—0,6 мм. Щетки должны входить в гнезда обоймы щеткодержателей без заеданий (с зазором 0,2—0,4 мм).
По окончании притирки щеток генератор необходимо продуть от щеточной пыли чистым Сжатым воздухом под давлением 1—2 кгс/см2 через окна в корпусе (при вынутых щетках).
Струю воздуха необходимо направлять так, чтобы щеточная пыль выдувалась из генератора.
Пришлифовка щеток, Пришлифовку щеток генератора производят в лаборатории в двигательном режиме с нагрузкой 15—30% от номинальной. После 1—2 ч работы рабочая поверхность щеток должна стать гладкой и блестящей (70—80% всей рабочей поверхности).
11
Настройка генераторов на параллельную работу производится в полете или сразу после полета, когда угольные регуляторы полностью прогреты. Перед настройкой включается нагрузка из расчета 40—50% мощности на каждый генератор.
Наблюдая за величинами токов нагрузки каждого генератора по амперметрам с помощью выносных сопротивлений (например, ВС-20, ВС-25 и др.), необходимо при настройке уменьшать ток нагрузки более нагруженного генератора и увеличивать этот ток менее нагруженного генератора до тех пор пока эти токи не будут равными. При этом напряжение сети должно быть равно 28,5 В.
Проверка и настройка угольного регулятора. Для проверки угольный регулятор снимается с самолета. При осмотре проверяется исправность деталей,, надежность электрических соединений, состояние контактных пластин и пружинных замков. Коррозия на контактных пластинах панели или контактных штифтах удаляется стеклянной бумагой № ООО. С помощью ключа проверяется надежность затяжки гаек крепления наконечников проводов к клеммным болтам регулятора. При загрязнении корпус регулятора продувается сжатым воздухом под давлением 1—1,5 кге/дм2. У амортизаторов проверяется исправность пружин и упоров.
Настройка угольного регулятора должна производиться после прогрева его под током в течение не менее 20 мин. Настройка на самолете производится с помоТцыо регулировочного реостата (выносного сопротивления).
Проверка дифференциально-минимального реле (ДМР). Проверка правильности работы ДМР производится во время пробы авиадвигателей. При этом проверяется правильность срабатывания реле на включение и отключение генераторов от сети. Проверка производится по бортовым приборам при включенной бортовой аккумуляторной батарее. Во время проверки должен работать только генератор проверяемого ДМР, а остальные генераторы должны быть отключены.
При проверке ДМР на включение генератора необходимо наблюдать за показаниями амперметра соответствующего генератора. При срабатывании ДМР амперметр должен показывать ток, отдаваемый генератором в сеть. , Пригорание контактов ДМР. В процессе эксплуатации реле происходят разрушение и окисление поверхности контактов. Поэтому их поверхность постепенно теряет блеск, становится шероховатой, темно-бурого оттенка из-за так называемого «подгорания контактов». С увеличением наработки площадь пораженной поверхности контактов увеличивается. У контактов контактора реле за полный срок службы почти вся поверхность приобретает бурую окраску и до 60—70% поверхности носит явные, но не глубокие следы переноса контактного металла с одного контакта на другой.
Нарушение чистоты поверхности контактов и перенос некоторого количества металла с одного контакта на другой не являются опасными. Ьго объясняется тем, что налет бурого цве'га не ухудшает заметным образом переходного сопротивления контактов. Перенос металла с контакта на контакт может стать опасным и привести к свариванию контактов только в том случае, когда контакты изношены настолько, что на них имеются крупные выступы или кратеры, о чем свидетельствует появление на контактах мелких брызг меди. Особенно губительно сказываются на состоянии контактов непрерывные включения и отключения реле при неустойчивой работе генераторов.
Балластные сопротивления. Ввиду малых величин этих сопротивлений в эксплуатации необходимо следить за состоянием их контактов с корпусом самолета. Ослабление затяжки контактного болта вызывает значительное изменение величины балластного сопротивления и, следовательно, появление неравномерности нагрузок генераторов. Ослабление затяжки гаек крепления (контактного болта) определяется по контрольным меткам, нанесенным красной краской на гайках и на балластных сопротивлениях, а также по состоянию лакокрасочного покрытия у места подключения балластного сопротивления.
При обнаружении следов перегрева или ослабления затяжки гаек’ подключения балластного сопротивления к корпусу самолета необходимо выполнить следующее: снять балластное сопротивление, зачистить стеклянной шлифовальной шкуркой контактную поверхность балластного сопротивления и корпус
12
самолета в месте подключения балластного сопротивления; протереть зачищенные места ветошью, смоченной бензином Б-70; осмотреть изоляционные втулки и шайбы,' а имеющие трещины, выкрашивания и другие повреждения заменить на исправные; установить балластные сопротивления на самолет; измерить с помощью измерителя малых сопротивлений (например, М-246) переходное сопротивление между неизолированной клеммой балластного сопротивления и корпусом самолета (сопротивление должно быть не более определенной величины, например, 100 мкОм); нанести красной краской марки А13/67 контрольную метку на гайку и корпус самолета; покрыть 'зачищенный участок корпуса самолета бесцветным лаком марки А17 или № 135. С помощью ключа убедиться в надежности затяжки гаек крепления к балластным сопротивлениям.
Особенности устройства и основные эксплуатационные характеристики генераторов переменного тока
Общие сведения. Применение на летательных аппаратах переменного тока вместо постоянного дает возможность повысить напряжение в системе электроснабжения до 200—400 В и тем самым снизить передаваемые токи, а следовательно, и массу бортовой сети; применить безколлекторные генераторы и электродвигатели, которые более надежны, чем коллекторные машины; получить постоянный ток с помощьТо трансформаторно-выпрямительных блоков, имеющих высокий КПД. Поэтому на современных самолетах применение переменного тока вместо постоянного находит широкое распространение.
Однако применение только источников переменного тока на самолетах связано с рядом трудностей:
для многих потребителей требуется ток стабильной частоты; поскольку скорость вращения авиадвигателя переменная, то для получения стабильной частоты генератора требуется редуктор с плавно изменяющимся передаточным отношением;
сложность осуществления параллельной работы генераторов переменного тока;
малые пусковые моменты электродвигателей переменного тока;
сложность регулирования скорости вращения мощных электродвигателей переменного тока.
Генераторы переменного тока. Основными типами являются генераторы СГО, СГС, ГТ и ГО.
Как и синхронные генераторы, генераторы постоянного тока, имеют закрытое исполнение, фланцевое крепление и охлаждаются воздухом, продуваемым через полость генератора. У синхронных генераторов частота тока жестко связана со скоростью вращения. Поэтому в системах переменного тока стабильной частоты применяются специальные приводы постоянной частоты вращения, в качестве которых используются гидравлические, дифференциальные, гидромеханические, воздушно-турбинные, турбомеханические и электро-машинцые приводы.
Генераторы переменного тока бывают контактные и бесконтактные. В последнее время все более широкое распространение начинают находить бесконтактные (безщеточныс) генераторы (ГТ-30П46, ГТ-30П48, ГТ-40П48, ГТ-60П48, СГК-11/1,5 КИС).
Основные технические данные синхронных генераторов переменного тока приведены в табл. 1.2.
Стабилизация напряжений генераторов переменного тока независимо от скорости вращения и величины нагрузки осуществляется так же, как. и у генераторов постоянного тока, путем изменения тока возбуждения. Для регулирования напряжения синхронных генераторов используются угольные регуляторы напряжения.
Для защиты сети от перенапряжения применяют автоматы защиты сети переменного тока АЗП1-ЗСД (для трехфазного), АЗП1-1СД, АЗП1-1СДТ (для однофазного).
13
Таблица 1.2
Основные технические данные авиационных синхронных генераторов >
			Тип генератора			
Параметры	СГС-7.5Б	СГО-8 2 серин	СГО-12 СГО-12МО	СГО-ЗО(У)	сгс-зот	
Способ соединения обмоток Напряжение линейное, В Мощность (длительно), кВт Сила тока нагрузки (фазы), А Коэффициент мощности Диапазон частот, Гц Диапазон частоты вращения вала, об/мин Напряжение возбуждения, В Сила тока возбуждения, А Масса генератора, ifr Сила нажатия на щетки, гс Коммутационная, защитная и регулирующая аппаратура	Звезда 120 7,5 36 0,85 400 — 900 4000— 9000 28 16,1	Треуг. 115 8 69,5 0,85 400 — 900 4000 -9000 26—30 28 31 850 — 950 РН-600, КРЛ-31, ВС-ЗОБ	Треуг. 120 12 100 0,8 380 — 910 3800— 9100 26-30 28,5 33 850 — 950 РН-600, КРП-31, АЗП-1СД ВС-33	Звезда 208 30 144 0,9 • 398 -428,5 7800— 8570 26—30 29 39,8 1350—1500 РН-600-2С КРН-0-2С ПМК-14, КВП-1А-2С, АЗП1-1СД, ВС-ЗОБ	Треуг. 208 30 83,4 0,85 225 — 450 4500— 9000 26-30 55 30,5 850 — 950 РН-500, КРЛ-26П, ВС-ЗОБ, КПРГ-ЗОТ	*
В системах защиты по частоте в качестве чувствительных элементов используются резонансные контуры или дроссели насыщения, реагирующие на частоту и управляющие работой генераторов с помощью мостовой схемы или магнитного усилителя.
Включение синхронного генератора в сеть производится ’ автоматически с помощью синхронизатора, состоящего из выпрямительного моста, конденсатора и ряда реле. Схема подключает генератор к сети, когда выполняются все перечисленные выше условия.
После включения генераторов на параллельную работу необходимо обеспечить автоматическое распределение между ними активных и реактивных мощностей (нагрузок).
Активной называется мощность, которая отбирается генераторами от привода и преобразуется в потребителях электрической энергии. Равномерное распределение активных мощностей достигается воздействием на привод через регуляторы скорости вращения.
Реактивной называется мощность, которая в течение одного полупериода отдается генератором в сеть, накапливается в магнитных полях индуктивных катушек (или емкостях), а в течение другого ’полупериода возвращается в генератор. Среднее значение мощности за период оказывается равным нулю. Равномерное распределение реактивных мощностей между генераторами достигается воздействием на возбуждение параллельно работающих генераторов через регуляторы напряжения.
Для уравнивания токов возбуждения параллельно работающих генераторов в регуляторах напряжения имеются корректирующие обмотки.
14
СГС-30-8	СГС-90	СГС-90/360-2С	ГО-16ПЧ8	ГТ40ПЧ8 .	ГТ60ПЧ8АТВ
Звезда	Звезда	Треуг.	Звезда	Звезда	Звезда
208	360	360	208	208	208
30	75	75	16	40	60
83,5	120	120	133	111	
0,85	0,9 4	0.9	0,85	0,8	0,8
368 — 580 5500— 8700 26—30	375 — 450 7500—. 9000	375—450 7500— 9000 50	396—404 7920— 8080 26—30	392-408 7840— 8160 26—30	400 8000
40	—	3,5	25	Самовозб.	
42 850 — 950	62	62	27,5	47	59
РН-600, КВР-3-2 КОЧ-1А ВС-ЗЗА	РН-600, КРЛ-ЗЗА, ПМК-14, ВС-34, ТТ-33	РН-600 КРП-ЗЗА ТГ-33 ТТИ-360, ПМК-14, ВС-34	РН-600 КВР-2 КОЧ-1А АЗП1-1СД ВС-33	БРН-62 БРЧ-62 БТТ-62 БЗУ-62	БРН-208МТА БЗУ-376СБ ' БТТ-40Б 9
Комбинированные устройства. В последнее время находят все большее применение комбинированные устройства, обеспечивающие включение генераторов в сеть, регулирование их напряжения, защиту от коротких замыканий и обрывов в цепи генератора, а также сигнализацию отключения генератора от бортсети. К ним относятся коробки типа КВР-1М, КВР-3-2Ф, КВР-11. Кроме того, в системе защиты и регулирования напряжения генераторов переменного тока применяются программные механизмы (ПМК-14/ПМК-1113А), предназначенные для автоматического отключения генераторов от сети при коротких замыканиях внутри генераторов и на участках сети.
Особенности параллельной работы генераторов переменного тока. По сравнению с параллельной работой генераторов постоянного тока параллельная работа синхронных генераторов имеет ряд особенностей: прн включении генератора переменного тока порядок следования фаз и ЭДС генератора должны соответствовать порядку следования фаз сети; ЭДС и частота по величине должны быть примерно равны напряжению и частоте сети; фазы ЭДС должны совпадать с фазой напряжения сети.
Аппаратура, работающая в .комплекте с генераторами переменного тока
К аппаратуре, работающей в комплекте с генераторами переменного тока, относятся регуляторы напряжения (Р-ЗОБ, PH-120, PH-400, РН-500, РН-600, БРН-62), автоматы защиты сети от перенапряжения (АЗПС-1, АЗПС-1СД,
15
АЗП1-ЗД), автоматы защиты сети от коротких замыканий (КВР-3-2), автоматы защиты сети по частоте коробки отсечки частоты (КОЧ-1А, КОЧ-1 АН), устройства обеспечения параллельной работы генераторов, устройства распределения активной и реактивной нагрузок между параллельно работающими генераторами, устройства дистанционного включения, отключения и регулирования напряжения генераторов (КРЛ-25, КРН-0, БРЧ-62, КВР-2, КВР-3, КРЛ-26П, КРЛ-29, КРЛ-31, КРЛ-33), автоматы аварийного отключения (АРГ-1), выносные сопротивления (для ручной установки уровня напряжения — ВС-12, ВС-29, ВС-ЗОБ, ВС-ЗЗА, ВС-34).
Эксплуатация систем электроснабжения переменным током
Общие правила эксплуатации систем электроснабжения переменным ' током аналогичны правилам эксплуатации систем электроснабжения постоянным током. Особенности эксплуатации этих систем связаны в основном с тем, что они работают при более высоком, чем системы постоянного тока напряжении, а также с наличием узлов, которые не применяются в системах электроснабжения постоянным током (трансформаторы, приводы постоянной скорости вращения).
При эксплуатации генератора переменного тока проверяется: исправность контровки винтов и болтов, затяжка гаек на клеммных панелях, надежность крепления патрубков генераторов к щиту, надежность крепления генераторов, состояние коллектора и щеток, плавность перемещения щеток в обоймах щеткодержателей, чистота коллектора, в>ысота щеток.
Авиационные аккумуляторные батареи и их основные характеристики
Общие сведения. Аккумуляторные батареи делятся на бортовые (устанавливаемые на летательном аппарате) и аэродромные.	*
На летательных аппаратах применяются кислотные и щелочные аккумуляторные батареи.
бортовые аккумуляторные батареи предназначаю т-с я для питания жизненно важных потребителей ъ полете при выходе из строя генераторов и снятия пиков тока при включении мощных потребителей. Они являются основными источниками электрической энергий при автономном запуске двигателей и кратковременной работе потребителей в случае отключения генераторов от бортовой сети (при работе двигателя в режиме малого газа или при отключении их). .
Условные обозначения аккумуляторных батарей расшифровываются следующим образом: цифры перед буквами указывают количество последовательно соединенных элементов в батарее, бук-адо обозначают конструкцию (систему) и области применения, а цифры после букв — емкость в ампер-часах при разряде на основном длительном режиме.
Основными типами бортовых и аэродромных аккумуляторных батарей являются: а) бортовых — 12-А-ЗО, 12-САМ-28, 12-САМ-55, 12-АСАМ-23, 20-КНБН-25, 15-СЦС-45А(Б), 20-КНБН-30; б) аэродромных свинцово-кислотных — 12-АО-50, 12-АО-52, 12-АСА-145.
В этих обозначениях: А — авиационная; САМ — стартерная авиационная моноблочная; АСАМ — авиационная стартерная с адсорбированным электролитом моноблочная; КНБН — кадмиево-никелевая безламельная намазная; СЦС — серебряно-цинковая самолетная; АО — аккумуляторная батареи аэродромного обслуживания; АСА — аэродромная стартерная авиационная.
Основные техническиеи- данные некоторых авиационных аккумуляторных батарей приведены в табл. 1.3.
Принцип действия свинцовых аккумуляторных батарей основан на обратимых реакциях между активными веществами электродов и электролитом.
Активным веществом положительного электрода свинцового аккумулятора в заряженном состоянии является двуокись свинца РЬО2, а отрицательного —
16
Таблица 1.3
Основные технические данные некоторых типов авиационных аккумуляторных батарей
S г*	мальный режим	сила тока, А	S	о	о	о	с О’	JP	о СМ	Г-	СО			О о	юии ' 360 350	зооо 3 ио ио ио ю ь-
Режимы разряда	10-часовой 5-часовой |	5-минутный	g *BifBd аннэж -BduEH аоньаноя	со	CM СМ ’—« ,—।				J см см	1111
		b-У ‘чхэол -па ввиавевгхо	£	л U0 ОО О xf*	о				18,5 18,5	1111
		V *ВЛОХ В1ГНЭ	СР	t'"	t'-. xf О О О — »-< —<	см				225 225	1111
		g ‘EtfBdoEd эинаж -sduEH эоньамоя	ю	.1,7 1,7 1,7 1,75 1,7 1,7 1—0.6 1—0,6					
		h;V ‘ЧХЭОЯ -на ввиавйвтгхо		1 со со ио	ио ио ио ио ио о 1 CMCMUOCMxfxfxf-xbCMCO					
		V ‘вдох втшэ	со	_ !О ‘	LQ LO	г—'	СМ О О О О ио О					
		g *BlTBdEBd аннаж -BdllEH эоньэноя	от				1	1	_ I 1	
		ь • у чхэол -из ввиавевгхо	£	2,6			1	00 I	-	CM	LQ ио	1	| 1	М4	Ю	М4	1	1	
		у ‘вдох вииэ	2	СО			1	оо	СМ	ио	U0 1 xf	ио	Xf	XF	|	|	
Среднесуточный саморазряд при 20’С		% * -хЛэ. 08 эинэьах я	m	*—1			оо оо со оо СОСО 1		
		% ‘лохЛэ si xrasden эинэьэх я	со	1,3	1 1			ио ио со	СО	ио	U0 ,—1	,—<	- о	О	»—	
Заряд батареи		у 1 влох В1ГИЭ чнэиЛхэ II		оо	ио	ио	ю	со г-<	СМ СМ	СО	00 со	СО	xf xf to UO					
		V ‘влох Bimo чнэпАхэ i	CD	Ю	ио о	о *•	-	-	—	со сэ CO-^t'iOb-OLOOOOOO’— г—					
Условия работы 	i		Ия *вХозие	Ю	U0	(>•	U0	СО	1	ио	ио	ио	ио г-<	Г-»	со	—<	1	О О СМ	СМ	СО	со					
		Эо ‘BdXxBdau -ИЭХ ВВШСНВЖЛЗЛО		ооОооооооооооооооооооо LO LO 10 LO е О 10 lC) LO М- LQ Ю Lrj LQ 1Q LQ LO LO io LO 1О Ю +I+I+I+I+I+I+I+I+I+I+I					
Еиэ/л ЧХЭОНХОГЦ			СО	1,285 1 965	1-0 ОС см	U-сс о	и" а о	) U0	ио оо	со-	ио	ио CM	CM	Tf*	см	см T—t	т—<	т—(	г—<	»—<	•—1	
ля ‘woxmrod -хлэгс э иэЗвхвр еээвдо			04	°м.	о CM CM СО U0 т-< LQ ио	г—<	г-’	СМ СО 					
Тип батареи				00	СО	ЬО см	CM	LO	Д	о с?<С’<000-- <	и	и	О	<	<	< см	см	см	см	СМ • СМ	СМ и-					25-СЦС-45А 20-КНБН-25 20-КНБ-30
17
свинец РЬ. В качестве электролита используется водный раствор серной кислоты H2SO4.
Электроды, помещенные в электролит, приобретают определенный электрический потенциал, обусловленный природой материала электродов и электролита. Для полностью заряженного свинцового аккумулятора ЭДС равна 2,105 В.
При замкнутой внешней цепи происходит разряд аккумулятора. Свободные электроны отрицательного электрода через внешнюю цепь поступают на положительный электрод, т. е. в цепи протекает ток. При разряде катионы свинца отрицательного электрода вступают в реакцию с анионами SO4, образуют сульфат свинца по уравнению
Pb++ + 2Н+ + SO“ -> PbSO4 + 2Н+.
Вместе с катионами водорода электролита двуокись свинца положительного электрода образует воду и катионы свинца по уравнению
РЬО2 + 4Н+ + 2е -*Pb++ + 2Н2О.,
Поскольку электроды окружены раствором диссоциированной серной кислоты, го реакция продолжается:
Pb++ + SO“ -> PbS04.
Таким образом, при разряде аккумулятора на электродах вместо окиси свинца РЬО2 и свинца РЬ образуется сульфат свинца PbSO4.
При разряде происходят обратные реакции:
на отрицательном электроде
PbSO4 4- 2Н+ + 2е РЬ + H2SO4;
на положительном электроде
PbSO4 4- 2ОН- ->РЬО2 + H3SO4 4- 2е.
Из щелочных аккумуляторных батарей на летательных аппаратах наибольшее применение находят серебряно-цинковые и кадмиево-никелевые
Принцип действия щелочных аккумуляторных батарей основан на обратимых реакциях между активными веществами электродов и электролитом. Активным веществом положительного электрода серебряно-цинкового аккумулятора является окись серебра AgO, а отрицательного электрода — цинк Zn. В качестве электролита используется раствор щелочи КОН плотностью у=1,4 г/см2 с присадками.
Для полностью заряженного серебряно-цннкового аккумулятора ЭДС равна 1,82—1,86 В.
При замкнутой внешней цепи происходит разряд аккумулятора. Процесс разряда происходит в две ступени. На первой ступени разряда восстанавливается двухвалентное серебро AgO.. При этом ЭДС аккумулятора падает до 1,56 В. Разряд аккумулятора на верхней (первой) ступени происходит до тех пор, пока аккумулятор не отдаст примерно 30% емкости.
, Заряд аккумулятора идет в обратном порядке.
Обратимые реакции, протекающие в серебряно-цинковом аккумуляторе, в общем виде могут быть представлены следующими уравнениями:
Ag2O + КОН ф- ZnO^ZAgO + КОН + ZnO;
разряд
2AgO + КОН + Zn Ag3O + КОН + ZnO.
разряд
18
Обратимые реакции, протекающие в кадмиев о-н и-келевом аккумуляторе. Активным веществом положительного электрода в этом аккумуляторе является гидрат окиси никеля NiOOH, а отрицательным — губчатый кадмий. При разряде и заряде протекают реакции, описываемые следующими уравнениями:
заряд
2NiOOH + 2Н2О + Cd 2Ni(OH)2 + Cd(OH)2.
разряд
Как и в серебряно-цинковом аккумуляторе, плотность электролита в кад-миево-никелевом аккумуляторе не зависит от степени разряженности аккумулятора.
Основными достоинствами серебряно-цинковых аккумуляторных батарей являются малая масса и малые габариты, хорошие стартерные свойства, постоянство напряжения (на второй ступени разряда), малый саморазряд. К недостаткам их относятся: малый срок службы, малый подзаряд разряженного аккумулятора во время полета, трудность определения степени заряженности, большая длительность выдержки на зарядной станции, высокая стоимость, малая надежность.
*
Особенности эксплуатации авиационных аккумуляторных батарей
Сухозаряженные батареи. Особенность сухозаряжепных батарей состоит в том, что они длительно (несколько лет) сохраняют сообщенный им заряд. Это достигается сушкой пластин при высокой температуре в инертной среде в процессе формовки. Условием сохранения заряженности до ввода батарей в эксплуатацию является полное отсутствие влаги в элементах, так как влага ускоряет процесс окисления отрицательно заряженных пластин. Поэтому элементы сухозаряженных аккумуляторных батарей герметически закрываются специальными глухими пробками, а сепараторы изготавливаются из синтетических материалов и не содержат влаги.
Преимущество сухозаряженных аккумуляторных батарей состоит в том, что для приведения их в рабочее состояние требуется всего несколько часов (пропитка и подзаряд). В случае необходимости большинство применяемых аккумуляторных батарей (при введении в рабочее состояние) можно пропитать и проверить, не подзаряжая.
Разряженные аккумуляторные батареи собираются из формованных, но разряженных пластин. Для этих батарей тщательная герметизация необязательна: сепарация может быть любой.
Срок допустимого хранения таких батарей значительно меньше, чем у сухозаряженных, а процесс приведения в рабочее состояние занимает несколько суток.
Иногда заводы поставляют аккумуляторные батареи, прошедшие электрические испытания. После приведения в рабочее состояние и электрических испытаний эти батареи подготавливают к хранению. Срок их хранения значительно меньше, чем у неприводившнхея в рабочее состояние. Отличительный знак аккумуляторных батарей, прошедших испытание, — красная полоса на стенке.
Хранение новых аккумуляторных батарей до приведения в рабочее состояние должно производиться в чистом сухом закрытом помещении при температуре от +5 до -|-ЗО°С с плотно завернутыми пробками.
Приведение аккумуляторных батарей в рабочее состояние и подготовка к эксплуатации производятся на аккумуляторной зарядной станции (АЗС) в соответствии с инструкцией, учитывающей электрические характеристики аккумуляторной батареи каждого типа. .
Проверка аккумуляторной батареи перед установкой на самолет. Подготовленная для установки иа летательный аппарат аккумуляторная батарея должна иметь напряжение и плотность электролита (табл. 1.4 и 1.5), соответствующие признакам окончания зарядки. В этом следует убедиться по записям
19
Таблица 1.4 •
Плотность электролитов, применяемых при эксплуатации авиационных аккумуляторных батарей
Электролит	Плотность электролита при +25°С, г/см’			
	батарец серии А	батарей серии САМ	батарей серии АСА	батарей серии АО
Для заливки сухозаряженных батарей при приведении в рабочее состояние	1,285	1,260	1,265	—
Для заливки сухих разряженных батарей при приведении в рабочее состояние	1,120	1,120	1,200	1,200
Для заливки батарей, проходивших электрические испытания на заводе-изготовителе (с красной полосой на стенках) при приведении в рабочее состояние	1,120	1,120	1,120	1 120
Для заливки батарей, хранившихся без электролита, при перерывах в эксплуатации	1,120	1,120	1,120	1,120
Рабочий электролит у заряженных батарей при летней и зимней эксплуатации	1,285	1,260	1,285	1,285
Таблица 1.5
Зависимость изменения плотности от температуры
Температура электролита, °C	Поправка	Температура электролита, сс	Поправка |	Температура электролита, СС	Поправка
+50	+ 0,0175	+20	-0,0035	—15	—0,0280
+45	+ 0,0140	+Ю	-0,0105	—20	0,0315
+40	+ 0,0105	+5	—0,0140	—25	—0,0350
+35	+ 0,0070	0	—0,0175	- 30	—0,0385
+30	+ 0,0035	—5	—0,0210	—40	- 0,0455
+25	+ 0,000	—10	—0,0245	—45	—0,0490
в журнале АЗС, а также измерить температуру в средних элементах и плотность электролита в каждом элементе с помощью специальных приспособлений (рис. 1.3). Перед проверкой уровня электролита аккумуляторную батарею нужно 2—3 раза покачать для удаления газов. При этом необходимо соблюдать определеннее меры предосторожности. Во время работы с кислотой необходимо надевать защитные очки, резиновые перчатки, резиновый передник и галоши. При работе с аккумулятором необходимо всегда иметь под рукой холодную воду для удаления электролита, если он попал на кожу,'- а также водный раствор нашатырного спирта или 10%-ный раствор кальцинированной соды для удаления кислоты, если она попала на одежду (рис. 1.4).
Уровень электролита над предохранительным щитком, лежащим на верхних кромках сепараторов, должен быть следующим:
Серия аккумулятора батарей... А	САМ	АСА	АО
Уровень электролита, мм..........	7—10 6—8 10—12 5—8
На -.каждом элементе следует проверить напряжение, которое должно быть не меиее .2 В (рис. 1.5 и 1.6). Затем проверяется состояние болтов и гаек выводных клемм: болты и гайки должны иметь исправную резьбу, а наконечники токоотводящих шин и поверхность клемм, соприкасающихся с шинами, должны быть очищены от окислов.
20
Рис. 1.3. Посуда н приспособления для приготовления электролита:
1 — разливатели; 2 — бутыль; 3 — мерная кружка; 4 — бак; 5 — воронка; 6 — мензурка;
7 — термометр; S — грушн; 9 — стеклянная трубка; 10 — ареометр
Моноблоки не должны иметь трещин и сколов, а поверхность мастики должна быть сухой и не иметь повреждений (рис. 1.7). При наличии электролита удалить его с помощью заостренной деревянной палочки и ветоши, слегка смоченной водой, и нейтрализовать, промыв поверхность аккумуляторной батареи раствором мыла в воде или 10%-ным раствором соды. Затем протереть поверхность батареи сухой ветошью. Емкость бортовых кислотных
Рис. 1.4. Средства защиты от ожогов при работе с кислотой:
7—10 %-ный водный раствор соды; 2 — хлорная вода; 3—10 %-ный водный раствор нашатырного спирта; 4 — очки; 5 — перчатки; 6 — бак с водой; 7 — кувшин с кислотой
21
Рис. 1.5. Измерение напряжения элементов батарей нагрузочной вилкой:
1 — контактная неподвижная ножка: 2 — сменные нагрузочные сопротивления; 3 — вольтметр; 4 — кнопка; 5 — корпус с ручкой; 6 — контактная подвижная ножка
аккумуляторных батарей, допускаемых к эксплуатации в полете, должна быть не менее 75% номинальной.
При установке на самолет бортовых кислотных аккумуляторных батарей их напряжение должно быть не' менее 24 В при нагрузке током 5-часового разряда в течение 10—20 с.
Контроль состояния клапанов и вентиляционных каналов пробок аккумуляторных батарей. В процессе эксплуатации аккуму ляторных батарей особое внимание должно быть обращено на исправность пробок. В рабочем состоянии аккумуляторной батареи пробки должны быть полностью завернуты и плотно прижаты резиновые шайбы.
В процессе эксплуатации аккумуляторных батарей всех типов, особенно во второй половине срока их службы, находящаяся в электролите во взвешенном состоянии некоторая часть активной массы электродов попадает внутрь пробок и оседает на стенках и клапанах. Постепенно осаждающийся слой
утолщается и может привести к закупорке вентиляционных каналов и склеиванию клапанов с корпусами пробок (в закрытом или открытом положении).
Постоянно закрытое положение клапана или закупорка вентиляционного
канала совершенно недопустимы, так как повышение давления газов внутри аккумулятора вызовет разрушение заливочной мастики (вспучивание и трещины); а при минусовых температурах от —30 до —50°С мастика делается очень твердой, и закупорка может привести к разрыву моноблоков.
Постоянно открытое положение клапана также недопустимо, ибо это соз
дает условия для выплескивания электролита.
Промывка пробок. В период эксплуатации рекомендуется тщательно промыть пробки в	5—10%-ном	растворе
Рис. 1.6. Схема нагрузочной вилки
кальцинированной соды при температуре 30—40°С, а затем отмыть в воде и просушить на воздухе при комнатной температуре. Такую промывку целесообразно делать периодически, не реже одного раза в три месяца, а при возможности ежемесячно.
Для контроля работы пробок можно пользоваться несложным приспособлением (рис. 1.8).
Обеспечение высотности и работы аккумуляторов при низких температурах. Обычно аккумуляторные батареи устанавливаются на летательный аппарат в утепленные контейнеры, к которым подсоединяются вентиляционные (дренажные) трубки для отвода наружу выделяющихся газов. В процессе эксплуатации необходимо следить за качеством присоединения этих трубок. При нарушении целости трубок или их отсоединении' пары электролита могут попасть на детали конструкции или оборудования и вызвать их коррозиро-ванне.	х
Для увеличения высотности аккумуляторов на некоторых летательных аппаратах в контейнерах аккумуляторных батарей созда-
22
Рис. 1.7. Элементы аккумулятора, проверяемые при внешнем осмотре:
/ — моноблок; 2 — пробка; 3 — клеммы; 4 — мастика; 5 — крышка; 6 — барашек
Рис. 1.8. Прибор для проверки работоспособности клапанных пробок аккумуляторных батарей:
I — патрон; 2 — резиновая шайба; 3 — испытуемая пробка; 4 — манометр; 5 — резиновый шланг; 6 — кран; 7 — резиновая груша
ется избыточное давление до 0,2—0,4 кгс/см2 с помощью воздуха, забираемого от компрессора авиадвигателя' или нз-за борта.
Для исключения коротких замыканий в сети при неправильном присоединении аккумулятора применяют коробки реле переключения аккумуляторов (РПА-100, РПА-200 и др.), которые отключают аккумулятор от сети через контактор.	-
Предупреждение и устранение неисправностей аккумуляторных батарей
Вредная сульфатация. При разряде аккумуляторной батареи на поверхности и в порах активного материала положительных и отрицательных пластин образуется сульфат PbSO4. Этот процесс является закономерным и связанным с получением электроэнергии.
Образовавшийся разрядный сульфат имеет мелкокристаллическую структуру и при своевременной нормальной зарядке легко и быстро превращается в первоначальное состояние заряженной активной массы. Поэтому такая сульфатация не является вредной.
При неправильном уходе и эксплуатации аккумуляторных батарей, когда они, будучи частично или полностью разряженными, длительное время не
23
заряжаются, сульфат свинца перекристаллизовываемся и становится крупнокристаллическим. Этот сульфат покрывает поверхность пластин, закрывает поры, выключает из работы внутренние слои активной массы и значительно увеличивает внутреннее сопротивление батареи. Для заряда требуется больше времени и электроэнергии.
Засульфатированная батарея труднее воспринимает заряд, в ней быстро повышается температура электролита и идет бурное газовыделение. Если эти явления ошибочно принять за признаки окончания зарядки (тогда как аккумуляторная батарея совершенно не заряжена), то это приведет к усилению вредной сульфатации.
При систематических недозарядах аккумуляторной батареи и доливке ее электролитом вместо дистиллированной воды, а также при глубоких недопустимых разрядах ниже 1,7 В на элемент, вредная сульфатация становится неустранимой, а батарея — неработоспособной.
Признаками вредной сульфатации являются: повышенное напряжение в начале зарядки и пониженное в конце; медленное повышение плотности электролита при зарядке или отсутствие повышения плотности; быстрое повышение температуры электролита при зарядке; преждевременное газовыделение (кипение) в конце зарядки; резкое понижение напряжения при зарядке и резкое понижение емкости.
Если нарушения правил эксплуатации не успели вызвать сильную сульфатацию пластин, то она может быть устранена проведением на АЗС специальных десульфатационных зарядок.
Переполюсовка аккумуляторной батареи или ее элементов может произойти прн неправильном подключении в зарядную цепь или в том случае, если разряд продолжат^ после того, как напряжение у одного или нескольких элементов упало до предельного значения (1,7 В на длительном режиме). В последнем случае, слабые элементы быстро разряжаются до нуля, а ток остальных заряженных элементов течет через разряженные элементы как зарядный, но производит заряд с обратной полярностью. 
Признаком переполюсовки элементов является резкое падение напряжения аккумуляторной батареи (каждый разряженный или переполюсоваиный элемент снижает напряжение на 2—4 В). Для устранения переполюсовки необходимо провести на АЗС два-три контрольно-тренировочных цикла.
Для повышения надежности аккумуляторных батарей в случае глубоких разрядов и переполюсовок рекомендуется в электролит добавлять сульфат натрия Na2SO< исходя из расчета; на каждый литр электролита добавляется 15—20 г сульфата. Прн этом необходимо учитывать, что каждые 10 г сульфата натрия повышают плотность электролита на 0,01 г/см3. Следовательно, перед внесением сульфата натрия плотность электролита должна быть снижена на 0,015—0,020 г/см® от установленной нормы.
Короткое замыкание внутри элементов (соединение положительных пластин с отрицательными) может произойти по следующим причинам: из-за смещения сепаратора в результате грубого обращения, накопления шлама на дне сосуда элемента, восстановления шлама до свинца при зарядах и перекрытия пластин, а также попадания в элемент постороннего токопроводящего предмета.
Признаками короткого замыкания в элементе являются следующие: удельный вес электролита при зарядке почти не повышается и в конце зарядки он значительно ниже, чем у других элементов; непрерывное уменьшение удельного веса электролита от цикла к циклу, а также быстрая потеря емкости; при отключении от зарядной цепи напряжение *на элементе резко падает, иногда до Нуля.
Для устранения короткого замыкания производятся вскрытие и ремонт аккумуляторной батареи.
Повышенный саморазряд. Постепенный саморазряд аккумуляторной батареи при отключенных потребителях является нормальным следствием местных электрохимических процессов. Однако при плохой эксплуатации саморазряд может быть сильно повышенным. Причинами этого являются наличие между элементами и на поверхности батарей пролитого электролита, а также загрязнение электролита в элементах вредными примесями железа, меди, органических и других веществ.
24
Бортовые аккумуляторные батарей разрешается использовать Только ДЛЯ кратковременной проверки маломощных потребителей, создающих нагрузку, не превышающую ток 5-часового разрядного режима, а также для запуска авиадвигателей согласно инструкции по эксплуатации летательного аппарата.
Бортовые аккумуляторные батареи закрепляются за летательным аппаратом. На аккумуляторных батареях и съемных контейнера* должна быть надпись с указанием бортового номера летательного аппарата и принадлежности к подразделению. В случаях неисправности аккумуляторных батарей разрешается устанавливать запасные аккумуляторные батареи (аккумуляторы). -
Помещения и контейнеры для хранения аккумуляторных батарей (аккумуляторов) должны быть чистыми, сухими, вентилируемыми и надежно защищенными от попадания пыли и влаги. Температура в них должна поддерживаться в пределах, оговоренных инструкцией по эксплуатации. Совместное хранение и зарядка кислотных и щелочных аккумуляторных батарей категорически запрещается.
Оставлять аккумуляторные батареи иа борту летательного аппарата запрещается в следующих случаях: при их неисправности, консервации летательных аппаратов, длительном нахождении летательных» аппаратов в условиях отрицательных температур, если это не предусмотрено инструкциями по эксплуатации аккумуляторных батарей и специальными указаниями.
Максимально допустимый режим разряда аккумуляторных батарей. В эксплуатации можно проводить разряд аккумуляторных батарей током любой силы, не превышающей следующих значений: 12-А-5 — 30 А, 12-А-10 — 60 А, • 12-А-ЗО —210 А, 12-АСА-23 —800 А, 12 CAM-28 — 750 А, 12-САМ-55 — 1500 А, 12-АСМ-145— 1500 А, 12-АО 50 — 360 А, 12-АО-52 —360 А, 15-СЦС-45 — 800 А, 15-СЦС-45 А — 750 А, 20-КНБН-25 — 750 А, 20 КНБН-40 — 1600 А.
Не следует держать на летательном аппарате разряженную или полузаря-женную аккумуляторную батарею, так как это делает невозможным автономный запуск двигателей 1г отрицательно сказывается на самой аккумуляторной батарее (вредная сульфатация, переполюсовка элементов), причем значительно сокращается срок ее службы.
Разряженные аккумуляторные батареи рекомендуется отправлять на АЗС не позже чем через 8 ч.
При эксплуатации аккумуляторных батарей необходимо учитывать, что хранение их с повышенной плотностью электролита (более 0,04—0,06 г/см3 установленных норм) существенно сокращает срок службы.
При эксплуатации серебряно-цинковых аккумуляторных батарей особое внимание следует обращать на состояние газовыводящего клапана и уровень электролита. Клапаны следует отвертывать только при заливке н корректировке уровня электролита, а также при промывке аккумуляторной батареи. Все остальное время клапаны должны быть плотно завернуты, иначе будет происходить испарение электролита.
Непрерывный максимальный разрядный ток аккумуляторной батареи нз-за перегрева ограничивается до определенной величины (например, для 15-СЦС-45А—200 А, кратковременно допускается до 750 А). Максимальная температура нагрева аккумулятора не должна превышать 80°С.
До выпуска летательного аппарата в полет необходимо убедиться, что аккумуляторные батареи имеют достаточную емкость (по счетчику ампер-часов) и что все они пригодны к эксплуатации. Для этого нужно подключить схему » поэлементного контроля и измерить ЭДС каждого элемента. Если она ниже заданного (например, для 15-СЦС-45 А — 1,82 В) хотя бы у одного элемента, то аккумуляторную батарею следует снять в эксплуатации и отправить на зарядку.
Уровень электролита в заряженной аккумуляторной батарее должен быть у верхней части красной черты, нанесенной на стенке сосуда, или несколько ниже, а в разряженной — на уровне нижней или несколько выше. При обнаружении несоответствия следует произвести корректировку уровня на АЗС.
Контроль емкости. Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи в отличие от свинцово-кислотных не имеют параметров, позволяющих судить о степени заряженности. Поэтому примерную величину остаточной емкости можно
25
определить по счетчику ампер-часов или подсчетом имевшегося расхода емкости (количество запусков, полетов, расход тока и т. д.).
Получать с АЗС для эксплуатации рекомендуется только такие аккумуляторные батареи, которые выдержаны на ней после зарядки в течение 24 ч. Этим обеспечивается тщательный контроль после зарядки и исключение случаев установки на ЛА неисправных аккумуляторных батарей.
Не допускается установка на ЛА не полностью заряженной аккумуляторной батареи, так как при включении генератора создается большой зарядный ток (до 300 А). При этом ток в течение 1—2 мин уменьшается до очень малых значений ввиду быстрого повышения напряжения батареи, хотя батарея остается незаряженной.
Приближенная оценка заряженности' батарей может оцениваться с помощью интегрирующего счетчика ампер-часов ИСА-1. Он представляет собой устройство, состоящее из электродвигателя постоянного тока, включенного последовательно в цепь батареи, редуктора н указателя со стрелкой. В начальный момент времени с помощью кремальеры (нажав на нее) устанавливают показание счетчика, соответствующее емкости батареи. В процессе работы счетчик показывает текущее значение емкости батареи.
Однако такая оценка емкости батареи не учитывает саморазряда и другие явления в батарее. Поэтому батареи через 6—10 полетов должны отправляться на зарядную станцию. Батарею необходимо отправлять также на зарядную станцию и в том случае, если при кратковременном токе разряда, равном 100 А для батареи 15-СЦС-45, напряжение становится меньше 20 В:
Характерными неисправностями серебряно-цииковых аккумуляторных батарей является выход из строя сепараторов, а также образование дендритов цинка на поверхности отрицательных пластин. Дендриты представляют собой •иголки, получающиеся в результате кристаллизации цинка из раствора электролита. Они постепенно пронизывают сепараторы и вызывают короткие замыкания пластин. При этом бурное выделение газов и тепла может вызвать взрыв аккумулятора. Для своевременного обнаружения неисправного элемента батареи необходимо периодически производить контроль ЭДС каждого элемента. ЭДС каждого элемента должна быть в пределах 1,82—1,88В (при разряде на первой ступени) или 1,56—1,6В (при разряде на второй ступени).
Срок хранения сухнх серебряно-цинковых аккумуляторных батарей составляет два года; залитая батарея может эксплуатироваться в течение шести месяцев. Малый срок службы определяется окислением и разрушением целлофановой пленки.
Авиационные преобразователи электрической энергии и их основные характеристики
Общие сведения. На летательных аппаратах, где основной системой электроснабжения является система постоянного тока, для получения переменного тока стабильной частоты применяются электромашинные преобразователи типа ПО, ПТ, МА и ПАГ. Обычно к центральному распределительному устройству подключаются два преобразователя — основной и резервный. В случае отказа основного преобразователя обеспечивается автоматическое (коробки КПР-7, КПР-9) или ручное включение резервного преобразователя.
Наиболее широкое распространение получили однофазные преобразователи типа ПО, имеющие на выходе напряжение 115 В, и ПТ, имеющие на выходе напряжение 36 В и частоту 400 Гц.
Преобразователи однофазные типа ПО (табл- 1-6) изготавливаются мощностью от 500 до 6000 В-А. Преобразователи типа ПО представляют собой двигатель-генераторные агрегаты, состоящие из электродвигателя постоянного тока и однофазного синхронного генератора, которые имеют общий корпус и вал. На корпусе преобразователя устанавливается коробка управления, пред-' назначенная для дистанционного запуска преобразователя, стабилизации его выходного напряжения и частоты, с также понижения уровня радиопомех, создаваемых им при работе, и отключения преобразователя при увеличении скорости вращения выше допустимой.
26
Технические данные однофазных преобразователей типа ПО
	ПО-6000	-..о	со	соо	с S'	-	СЧСЧ _	с С _	. |О	и +1 Й + 1 8 +1”	«	s	Й8«	? Ь-	’	ю	а см	с	?	о 7)	СО	ОО к	о	с С 7	' ос ri	СО	7ЕСО II □	CM to Тз	О Ь-		
	о УЗ С С	О	О	ОС -	ООО	о	ОС °	смсм	со	сп’7’7	ь'° 7,0	+1	О	о>+|о	+1	t-	"EE-f	1 +l°°	co	iS	” й °	о	'*	<7CE<j	Д, г-04 2	о со	о	cLbSCcu СМ	—1	or о			в 0 0
	оооё-ои	О>	О	QO о"	-	о	ою 2	* о ~ 00 о °	- иТТ 7”* „О +1 О - fl 5	Т	-	V3D-C'*	I	СО rf 4- 01	• О СО ' с	Ь-	СЧ г— |— г	' J2 со сч о «,	'	со	(.ECU eg CM	—’	’’t СГ>			
о •=; а> <Я к	ПО-1500ВТ-2И |	-о	со	8	ОС -	о	СО	Е—	со С 2	с,	о	о	* -и r-t *8	i1 § 7'8	1	о	Ч§3	7 ь-	—'	О	°°	й	со	ilTa	сое сч	—	м-	2	>	СО- Ol	-rZ			0 0 о 1 22 О о
Типы преобразс	1 oosi-ou	5= о	§8	ос О’*	сч	'*7	^-сг-<	28 +1	Я 2 +|	2	+ 1	1О-ЁТ	1 1	Ис* ю ю	о со О см	55У О о 1	О	с£)	О- иО О СМ	'	Xt	со *—<			
	1 V-OSZ-OU |	г₽ 2	оо	8о о	— сч о 'ТО ? £ §	+§'	5 ||| CM	—'	ю Г—<		ОО Ю оо 1 1	200 ОО СО оо TtCM	
	VOOS-OLI |	о 2	со 8 о §§ 7.=	7.	g	+i §	+1	£	1^ +1^	+1	8	с сч й	2	1 СЕ Ь-	Ю	О	S	< СМ	—	СО		оо CM Tt со -	1 [	со со со со см	
	ПО-500 2-й серии	2S 2	о 8 g TV о	77 +'^ 2 8 +' ® g 2 'сс ?ч	8 ~	° ’'t	Tf I—<		о о СМ ’’Ф со 1 Г 200 оо Хф со СО СМ	
2 СЧ а> S сЗ сЗ		Напряжение питания, В Потребляемый ток, А, не более Выходное напряже- ние, В Отдаваемая мощность, В-А Отдаваемый ток, А Частота, Гц Частота вращения ротора, об/мин Частота вращения рото-	ра, при которой происходит отключение преобразователя, об/мин Масса преобразователя с регулятором напряжения, кг Регулятор напряжения Коробка переключения Выносное сопротивление Нажатие на щетки, гс; двигателя		генератора Минимальная высота щеток, мм: двигателя генератора
27
Таблица 1.7
Технические данные трехфазных преобразователей типа ПТ
ПТ-6000Б	27 ± 10% 350	DC	С с со ю	05	г-	с -	- с О	"X	с —<	о	0 0 0 D		длит. 53 425 ± 25	о Ю + с >Г СС	CD г-
ПТ-3000Ц	27 ± 10%; 180	X >1	8 С со	СМ S	х +1 8 О	°° О ОО		52,5	длит. 43 450 + 30	о со г	*° 1° со' о О	»—< ю со	
ПТ-1500Ц	27 ± 10% 87 I	с + £ X		0,85 23,4 400 =tf 2%j ОЛЛЛ	§ в	52,5	длит. 27 650 X 50	ж 4- 30	17 13
ПТ-1000Ц	27 ± 10% 60,5	--О o'— +1 .С X)		0,8 16,1 400 ± 2% 1-2000		18UUU 49	длит. 20 500 + 50	— 40 540+5°	СО |
ПТ-500Ц	СТО О •—< +1 та го. СМ	гоэ O'XI	С и	S ю X		0,8 8 400 ± 2% 12000		| 20000 40	Д.ЛИ1. 15 410 + 40	1	2 1	
ПТ-200Ц	27 ± 10% 14	36 ± 3% ООП		его см — +1 8 10 TOg8		8 эо та	О О>	- 1 ст.		
ПТ-125Ц	27 ± 10% 8	°" СМ С СО to О	..С +1 %- ‘"«I СО	О со			о -*	1 20000 34	Длит. 5,2 120 + 40		2 1
гж-iu	27 ± 10% 5,4	36 ±3% 7Л		, 0,65 1,12 400t^« 12000		20000 30	Длит. 4,2 120X40		12,5
ПАГ-1Ф	27 ± 10 % 3,5	сс ст	с м	0,65 0,32 — 0,65 400 ± 10% 8000		|о О со ГМ	Длит. 995 -+- 95	200—225 10	
	(D CD ₽5	0S CD	X s	<	го СД
CQ	С \о CD X	X X	< — СО s	tS" X	с О сд
к X к	<	CD X X CD	X о ft ® о Г?	го @	к ? 3
ГО	bi		X о		►Д	р—
X к	о 3S	к СД го	S S о S го	bi с X	CD	О
X к	S CD	X CD	К CD ГО s	25	и Л
CD £	К ГО	С X	S X: CD S	X? S - •s CJ го	га $
К сд с ГО X	ю 8 О X	Выход: е), В Отдава Коэфф		КТИВНЫ Отдава Ч астот	н X gx 3 го S 3 :т д cq
			С		ю
			X	(X	о
SS CD	г; О bi	X о bi
bi		
О	го	ГО
	X	го
о	Е		
я	5	X	
8	S	g	id	™
	о	О	Pt
°	п го	°	&	а з
X	со		СП
	W	к
X	о 'Я х X	го .	X X CD ГО	X	ГО	И	Ч-, =	д	s	i	к	cl о	л	х	S	п	р ГО	ГО	Л	GJ
g °- & ’&£> S сз	ш , ГО о гХ	и О	го	~	го	го га	оз	5	го	сд 4	s	ё	аг
о «	«	03 сд § &	„	щ	s	5	s	ж к	3	®	W	В 5	х	s	а	•=£
Е й ?	и Ё	О Ё
£—4	CD	ГО
о	ГО	
28
Трехфазные преобразователи типа ПТ (табл. 1.7) изготавливаются мощностью от 70 до 6000 В-А. Эти преобразователи представляют собой двигатель-генераторные агрегаты, состоящие из электродвигателя постоянного тока и расположенного с ним на одном валу трехфазного синхронного генератора. На корпусе преобразователя расположена коробка управления, предназначенная для дистанционного запуска преобразователя, стабилизации выходного напряжения н частоты (Для преобразователен типа ПТ мощностью 500 Вт и более), уменьшения уровня радиопомех и отключения преобразователя при увеличении скорости вращения выше допустимой. Преобразователи типа ПТ мощностью до 200 В-А имеют возбуждение генераторов от постоянных магнитов.
Трехфазные преобразователи типа ПАГ (ПАГ-1Ф, ПАГ-1ФП и др) по принципу действия и устройства аналогичны преобразователям типа ПТ малой мощности.
У преобразователей серий ПАГ и ПТ малой мощности (например, ПТ-125Ц) регулирование напряжения не осуществляется, так как они рассчитаны на постоянную нагрузку. Стабилизация частоты вращения ротора преобразователей осуществляется или с помощью центробежного регулятора или с помощью напряжения, подаваемого па обмотку управления двигателя.
Автоматическое включение резервного преобразователя типа ПТ осуществляется с помощью специальных устройств. К ним •относятся коробки пере- -ключающих реле типа КПР-7, КПР-9 и др., а также автомат АНН 1
Электрическая схема этих устройств обеспечивает п< рсключеппе преобразователей- при междуфазных коротких замыканиях, обрывах фаз, при корот ких замыканиях или обрывах плюсовой цепи питания преобразователей.
Электрическая 'схема коробок типа КПР выполнена в виде трехфазиого магнитного усилителя, работающего в релейном режиме и управляемого от фильтра напряжений обратной последовательности. Прн отказе работающего преобразователя прекращается питание переменным током магнитного усилителя, что приводит к срабатыванию реле е определенной выдержкой времени (0,15—0,7 с). Срабатывание этих реле приводит к отключению контактора пуска основного преобразователя и к включению контактора резервного преобразователя. .
Основным эксплуатационным недостатком преобразователей типа ПАГ и ПТ с возбуждением от постоянных магнитов является размагничивание магнитов прн возникновении коротких замыканий в сети.
Преобразователи типа МА (мотор-альтернатор, т- е- двигатель-генер'атор) предназначены для преобразования постоянного тока бортовой сети в переменный ток напряжением 115 В, частотой 400 Гц. Преобразователи типа МА состоят из двух электромашин, размещенных в одном корпусе: электродвигателя постоянного тока смешанного возбуждения и безколлекторного однофазного синхронного генератора переменного тока индукторного типа (ротором генератора является индикатор, выполненный из листов электротехнической стали, имеющий полюсные выступы). Сверху корпуса преобразователя размещена коробка управления, предназначенная для регулирования напряжения генератора, дистанционного включения преобразователя, регулирования режима работы преобразователя.
Статические преобразователи типа СПО (СПО-4) предназначены для преобразования постоянного тока в переменный. Применяются для питания отдельных приборов (например, манометров типа ДИМ).
Радиоумформеры предназначены для преобразования постоянного тока низкого напряжения (27 В) в постоянный ток высокого напряжения (115 В). Применяются для питания анодных цепей радиоустропств.
Эксплуатация преобразователей электрической энергии
При подготовке к полету у преобразователей проверяется отсутствие следов перегрева и механических повреждений. Перегрев обнаруживается по изменению цвета окраски. Покачивая преобразователь рукой, необходимо проверить, что амортизаторы исправны и преобразователь не ‘ударяется об элементы конструкции самолета и не задевает за них.-
29
g Таблица 1.8
Основные технические характеристики аэродромных подвижных электроагрегатов
|	Тип электроагрегата
Фазные обмотки генератора соединены в звезду с выведенной силовой нейтралью.
Резиновые шайбы амортизаторов преобразователя не должны иметь трещин. С помощью ключа проверяется надежность затяжки гаек на шпильках амортизаторов. От руки проверяется надежность затяжки и исправность контровки гаек штепсельных разъемов и надежность подключения минусового провода. Под током проверяется величина выдаваемого напряжения и потребляемый ток.
При периодических видах обслуживания проверяется потребляемый ток, пределы регулирования уровня напряжения, стабильность частоты и напряжения при изменении нагрузки, состояние щеточно-коллекторного узла и узла контактных колец, а также высота щеток и состояние регулятора напряжения преобразователя.
Для проверки работы подшипников щетки извлекают из щеткодержателей. В открытых подшипниках периодически пополняется смазка. Точность стабилизации напряжения и частоты, а также сила тока, потребляемая преобразователем, проверяется под нагрузкой и на холостом ходу, на стендах в лаборатории. У трехфазных преобразователей напряжение должно проверяться во всех трех фазах.	1
При эксплуатации преобразователей необходимо иметь в виду, что для сохранения полетного ресурса преобразователей включать их на стоянке самолета следует только для кратковременной проверки работы самого преобразователя или питаеМ(Ых от него устройств, если не обеспечивается проверка их от наземного источника электроэнергии.
Аэродромные средства электроснабжения самолетных потребителей
Для целей электроснабжения бортовых потребителей электрической энергией во время наземного обслуживания оборудования летательных аппаратов применяют передвижные аэродромные электрические агрегаты типа АПА и ЭГУ. Основные технические характеристики аэродромных агрегатов типа АПА и ЭГУ приведены в табл. 1.8.
2.	ЗАПУСК И УПРАВЛЕНИЕ РЕЖИМАМИ РАБОТЫ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Бортовые электрические устройства запуска авиационных двигателей
В систему запуска авиационных двигателей входят агрегаты и устройства, обеспечивающие предварительную раскрутку ротора двигателя (электростартеры, турбостартеры, воздушные стартеры); агрегаты, обеспечивающие подачу топлива, воспламенение горючей смеси и работу двигателя в процессе запуска (топливные автоматы запуска, топливные насосы, фильтры, пусковые форсунки, воспламенители, пусковые катушки, свечи и т. п.); агрегаты ,и устройства, обеспечивающие необходимую последовательность автоматичности работы системы запуска (пусковые панели, коробки, комплексные автоматы запуска и т. и.).
Пусковые коробки (панели) предназначены для управления запуском двигателя. Управление производится по заранее заданной программе; в зависимости от времени, скорости вращения ротора двигателя или используются оба способа управления запуском.
Для управления запуском двигателя по времени применяют пусковые панели типа ПС, АВП, АВ, АПД, КАЗ, которые состоят из автомата времени пуска и групп реле, размещенных в одной коробке.
К электрическим агрегатам предварительной раскрутки двигателей относятся стартеры прямого, косвенного действия и стартеры-генераторы.
Стартеры прямого действия (например, СТ-2, СТ-2-48, СТ-2-48В, СТ-ЗПТ и др.) представляют собой четырехполюсные электродвигатели смешанного возбуждения мощностью от 3 до 7 кВт. Для обеспечения рас-
31
крутки й расцепления статора с ротором двигателя имеется специальная муфта.
Стартер-генераторы при запуске выполняют функции стартера, при работе двигателя — функции генератора. Соединение вала стартер-генератора с валом двигателя осуществляется с помощью шлицевого валика, редуктора и специальной муфты.
Стартеры косвенного действия обеспечивают запуск турбостартера, который в свою очередь обеспечивает раскрутку ротора авиадвигателя. Наибольшее распространение получили электростартеры типа СА (например, СА-189Б), представляющие собой двухполюсные электродвигатели постоянного тока, последовательного возбуждения, мощностью 1000—1500 Вт.
Центробежные, пневмоэлектрические и гидроэлектрические выключатели, применяемые для отключения стартеров
Центробежные выключатели замеряют скорость вращения ротора двигателя и при определенной скорости освобождают кнсйгку микровыключателя.
Пнев м оз л.ектр ич ес к ие выключатели обеспечивают размыкание электроцепи стартера при определенном давлении за компрессором.
Гидроэлектрические выключите ли отключают стартер при возрастании давления масла в маслосистеме двигателя до определенной величины, которая зависит от скорости вращения.
Электромагнитные топливные краны предназначены для управления подачей топлива в авиадвигатель (турбостартер). Они применяются в системах пускового, рабочего и форсажного топлива и представляют собой соленоид с сердечником и клапаном.
Пусковой топливный распределитель ПТР осуществляет автоматическое дозирование подачи топлива в авиадвигатель при его запуске. ПТР состоит из трех электромагнитных золотниковых клапанов разного сечения. В зависимости от частоты вращения двигателя обмотки электромагнитов обесточиваются в определенной последовательности, клапаны открываются, при этом обеспечивается ступенчатое регулирование подачи топлива.
Комплексные автоматы запуска КА-3-12В, КПР-15А, ПР-12В, ПУ-ЗБ, ПУ-ЗБФ, ПУ-44, ПУ-4Б, ПУ-9Б предназначены для обработки программы запуска газотурбинных двигателей во времени. Работают в комплекте с группами реле.
Электрическое зажигание в авиационных двигателях
Электрическое зажигание предназначено для воспламенения топливно-воз. “душной смеси в камерах сгорания двигателя.
Системы зажигания по своему назначению подразделяются на пусковые (работают в процессе запуска) н рабочие (работают на протяжении всего периода работы двигателя).
Основными элементами пусковых систем зажига-н и я, применяемых как на поршневых, так и на газотурбинных двигателях, являются пусковые (индукционные) катушки или вибраторы (КП-21, КП-21Б, КП-21М1, КПМ-1, КПН-4), высоковольтные экранированные провода, запальные свечи и аппаратура управления с соединительными проводами.
Основными элементами рабочих систем зажигания, применяемых на поршневых двигателях, являются магнето, провода высокого напряжения, экранирующие устройства и переключатели магнето.
В последнее время наряду с высоковольтными системами зажигания (до , 20000 В) все большее применение находят низковольтные системы зажигания (до 500 В) как более надежные, особенно' в высотных условиях.
Эксплуатация систем запуска и управления режимами работы силовых установок
Общие сведения. В период подготовки ЛА к полету проверяется внешнее состояние и надежность крепления агрегатов системы запуска. Оценка работоспособности системы производится при запуске авиадвигателей.
32
При периодических видах обслуживания проверяется надежность крепления, работоспособность и основные параметры пусковых и форсажных катушек зажигания, свечей, автоматов времени, коробок выдачи сигналов.
Электрические стартеры и стартер-генераторы потребляют большие токи, поэтому запуск авиадвигателей следут производить от наземных источников питания. В случае необходимости можно запускать авиадвигатели и от бортовых аккумуляторных батарей, которые должны быть полностью заряженными. При этом не допускается более двух-трех попыток автономного запуска, иначе бортов,ые аккумуляторные батареи окажутся разряженными и непригодными для полета. Когда иа летательном аппарате установлено несколько двигателей, от аккумуляторных батарей запускается лишь один. При запуске остальных двигателей питание стартера осуществляется от аккумуляторов и генератора работающего авиадвигателя.
Повторный запуск- Если запуск не состоялся, то повторный запуск можно производить только после холодной прокрутки турбокомпрессора двигателя, так как включение зажигания при повторном запуске может вызвать взрыв паров топлива, скопившихся в камерах сгорания.
Повторное включение форсажного режима можно производить только после охлаждения форсажной камеры на номинальном режиме работы двигателя в течение времени, определенного инструкцией по эксплуатации. -
Аварийное отключение форсажа. В системах управления режимами ГТД с изменяемой геометрией реактивного сопла возможны обрывы сопротивлений мостиковой схемы. В результате нарушается равновесие этой схемы и прн постановке РУД в любое из форсажных положений происходит включение полного форсажа или же форсаж совсем не включается.
Если при включенном форсаже произойдет обрыв поляризованного реле (нарушится контакт щеток потенциометра ДОС или ДР), то форсаж становится нерегулируемым. В этом случае следует выключить форсаж аварийно или выключить его переводом РУД в дофорсажное положение.
Особенности эксплуатации агрегатов системы запуска связаны с размещением их иа двигателях и в других местах с повышенными вибрационными нагрузками, а также с необходимостью строгого выдерживания интервалов времени по программе запуска. Этим определяются объекты первоочередного контроля при эксплуатации.
Контроль штепсельных разъемов системы запуска. При эксплуатации электрических систем запуска авиационных двигателей особо тщательному контролю должны подвергаться электрические источники питания, применяемые для запуска.
Бортовые штепсельные разъемы должцы постоянно содержаться в чистоте и обеспечивать надежный контакт при подсоединении кабеля от наземных источников питания. Отсутствие надежного контакта в бортовом и штепсельном разъемах бортовых аккумуляторов, а также в местах присоединения силовых проводов к агрегатам запуска приводит к большим потерям напряжения на переходных сопротивлениях, местным нагревам и возникновению отказов.
Контроль контакторов системы запуска. На контактах силовых контакторов допускается подгар и перенос металла па площади не более 75% общей площади контакта. Состояние контактов коптактороб и качество затяжки соединений силовых проводов проверяются при выполнении регламентных работ. Включение и выключение наземных или бортовых источников питания во всех случаях производятся только с разрешения командира экипажа (техника самолета). Невыполнение этого указания, например обесточивание бортсети при остановке двигателей с электрическими кранами прекращения подачи топлива, приводит к открытию кранов и возникновению пожара в двигателе. В других случаях даже кратковременное обесточивание может привести к нарушениям в работе автоматики и агрегатов запуска двигателя и выходу их из строя.
Проверка электрических агрегатов предварительной раскрутки двигателей. При эксплуатации этих агрегатов проверяется: состояние щеточно-коллекторного узла (исправность и чистота коллектора, высота и плавность хода щеток, исправность изоляции проводов, крепление деталей), а также состояние подшипников и исправность храповых муфт и электромагнитных муфт сцепления.
2—397
33
По приборам, установленным на борту летательного аппарата или специально подключаемым к наземным источникам питания, проверяется сила тока, потребляемая стартерами (стартер-генераторамн) при запуске двигателя.
Автоматические панели запуска, как правило, не требуют каких-либо регламентных работ. Они проверяются лишь на точность отработки заданной программы запуска.
В панелях запуска с размещенными внутри контакторами может производиться проверка состояния контактов этих контакторов после выработки заводского гарантийного ресурса. Электромагнитные краны или клапаны различного назначения, а также автоматические выключатели стартеров в регламентных работах не нуждаются.
При необходимости в процессе эксплуатации проверяются электрические параметры электромагнитных кранов (сопротивление обмотки, сопротивление изоляции и т. п.), а также производится регулировка момента срабатывания автоматических выключателей стартеров.
Обязательным для всех агрегатов систем запуска двигателей является регулярный контроль за их состоянием, качеством крепления к летательному аппарату или двигателю и надежностью всех электрических соединений.
Электрические системы управления входными устройствами силовых установок
Общие сведения. Электрические системы управления устройствами воздухозаборников предназначены для регулирования входного сечения диффузора в зависимости от режимов полета и работы авиадвигателей.
Применяющиеся на самолетах системы автоматического управления входными устройствами являются электрогидравлическими. Силовые элементы их являются гидравлическими, а остальная часть схемы — электрическая и электромеханическая. *
Изменение положений конуса и створок перепуска воздуха может быть ступенчатым или плавным.
В разомкнутых системах со ступенчатым изменением положения конуса в качестве входной величины используются сигналы по числу М полета, выдаваемые контактами М-реле. Системы плавного управления положением конуса или створок входного устройства выполняются обычно в виде следящих систем. В качестве входной величины для системы управления приняты величины Qmnp — приведенного расхода воздуха, величина ппр — приведенная ча-частота вращения вала авиадвигателя или величина лк степени сжатия компрессора.
Система автоматического управления всережимиым воздухозаборником по величине степени сжатия лк и состоит из устройства формирования сигнала о величине степени сжатия компрессора (датчики ДСС, ДССБ, 2ДССА, 2ДССБ И др.) и следящей системы, обеспечивающей соответствие положений входных устройств величинам степени сжатия.
Система автоматического управления воздухозаборником по величине приведенной частоты вращения вала. Датчиком приведенной частоты вращения вала авиадвигателя ДП4 служит электрическое счетно-решающее устройство, вычисляющее частоту вращения по формуле
_л^288
Л"Р = уг»
где л — частота вращения вала двигателя; Т* = Т (1 -f- 0,2Л42)— температура заторможенного потока воздуха перед компрессором; Т — температура наружного воздуха.
Особенностью схемы является то, что одна и та же следящая система используется для плавного автоматического управления как положением конуса, так и положением створок перепуска воздухозаборника.
34
Особенности эксплуатации систем управления входными устройствами воздухозаборника
Общие сведения. Отказ или неправильная работа системы управления входным устройством может привести к помпажу входного устройства или турбокомпрессора н самовыключению авиадвигателя. Поэтому в полете пилот должен периодически наблюдать за показаниями указателей положения конуса и створок воздухозаборника, а также за лампами сигнализации.
Перед взлетом самолета переключатели управления конусом и створками устанавливаются в •положение «Автомат». При этом стрелки указателей положения конуса и створок должны находиться на нулевых отметках шкал.
В полете, когда число М достигает значения, соответствующего началу выпуска конуса, должна загореться лампочка сигнализации «Конус выпущен», а стрелка указателя положения конуса должна сместиться вправо от нулевой отметки шкалы. С увеличением скорости полета или с уменьшением частоты вращения турбокомпрессора стрелки указателей положения конуса плн створок должны переместиться по часовой стрелке. При посадке стрелки указателей устанавливаются на нулевой отметке шкалы, а лампы сигнализации гаснут.
Возникновение помпажа или «зуда» двигателей. В случае колебания стрелок указателей, возникновения помпажа пли «зуда» воздухозаборника и других' признаков ненормальной работы входного устройства следует выключить форсаж и перейти на ручное управление створками перепуска воздуха и конусом. После возвращения на аэродром необходимо определить причину ненормальной работы системы управления входным устройством и путем регулирования коэффициентов усиления, обратной связи, зоны нечувствительности и настройки программы работы добиться устойчивой работы воздухозаборника и его систем управления.
Самопроизвольное выдвижение или уборка конуса. В случае самопроизвольного выдвижения или уборки конуса в системах управления входным устройством по степени сжатия компрессора лк следует немедленно перейти на ручное управление. Причину этого явления следует искать в цепях питания системы переменным током и неправильной балансировке якоря поляризованного реле электрогидравлического усилителя.
3.	ЭЛЕКТРОПРИВОД БОРТОВЫХ УСТРОЙСТВ И ОСОБЕННОСТИ ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИИ
Электропривод топливных насосов и кранов
Подкачивающие топливные иасосы с электроприводом. В бортовых устройствах летательных аппаратов применяются насосы типа ПН, ПНВ, ЭЦН и другие.
Насосы типа ПН выполнены за одно целое с электродвигателем типа МДП.
Насосы типа ПНВ имеют электрический привод от герметических электродвигателей типа МГП, предназначенных для работы внутри топливного бака.
Насосы типа ЭЦН в качестве электропривода имеют электродвига тели типа МВ, МГП.
Насосы типа ПУР и ВПК применяются для перекачки топлива иЭ одного бака в другой или из одной группы в дру1ую. В качестве пусковых используются насосы типа ПНР.
Для дистанционного- управления пожарными, магистральными, топливными кранами, воздушными жалюзями радиатора и другими устройствами самолетов используются электромеханизцы типа МГ-1 и МЗК-2.
Обслуживание. У электродвигателей подкачивающих топливных насосов и их сигнализаторов давления при осмотрах проверяют:
2*	’	35
отсутствие подтекания (подпотевания) топлива из-под фланца электродвигателя к насосу и контровки винтов крепления кожуха вентилятора;
надежность затяжки суфлерных фильтров (от руки) и исправность их контровки;
надежность затяжки, а также 'Исправность контровки пробок коллекторного щита;
надежность затяжки и исправность контровки накидной гайки штепсельного разъема электродвигателя и сигнализатора давления.
Электропривод в устройствах управления летательных аппаратов и его взлетно-посадочных устройствах
В системах управления самолетом электроприводы применяются для перемещения стабилизатора, триммеров, закрылков.
Для управления закрылками и стабилизатором используются электромеханизмы, типа МПЗ (табл. 1.9) и МУС (табл. 1.10). Электромеханизмы типа МКВ (табл. 1.11) применяются для ограничения движения стабилизатора в крайних положениях; режим работы — повторно-кратковременный. Для аварийного управления стабилизатором при отказе гидропривода используются также электромеханизмы типа АПС (табл. 1.12).
В системах управления стабилизатором обычно применяются специальные системы автоматического регулирования, предназначенные для изменения эффективности действия рулей в зависимости от высоты и скорости полета. С этой целью производится автоматическое изменение передаточного отношения от ручки управления к стабилизатору. Чувствительными элементами являются мембранная коробка, измеряющая скоростной напор, и анероидная коробка, измеряющая статическое давление'.
Таблица 1.9
Технические данные электромеханизмов, триммеров и закрылков
Наименование технических величин	Типы электромеханизмов					
	мпз= =зм	МПЗ=5	мпз= =9А	мпз= =12М	МПЗ=13	мпз= =16.
Номинальное напряжение сети, В	27	27	27	27	27	27
Диапазон рабочего напря-	24,3	24,3—	24,3—	24,3—	24,3—	24,3-
жения сети, В Нагрузочный	момент, кгс.м:	29,7	29,7	29,7	29,7	29,7	29,7
номинальный	10	15	52,5	10	14	7
максимальный	15	22	—	15	22	9
Сила тока номинальная, А,	190	500	350	160	380	260
не более	Д100?	250	175	|85	190	
Сила тока максимальная, А, не более	250* 125	1.650 325	—	205 105	550 275	350
Скорость вращения выходного вала механизма при номинальном напряжении и номинальном нагрузочном моменте (об/мин), не менее	240	500	850	190	400	450 225
	120	250	425	95	180	
Масса, кг	43	81	43,5	43	49	30
Примечание. Значения силы тока в числителе и знаменателе соответствуют случаям работы механизма с двумя или с одним электродвигателем. Скорость вращения проверяется при правом или левом вращении-
36
Таблица 1.10
Основные технические данные механизмов управления стабилизатором
	Типы механизмов							
	МУС = 1		МУС = 3		МУ<	2 =5	МУС = 7 А	
Наименование технических	а> 	«V • ft ffi	CD 1 ft <я	it «	хи 1 t- «я	Ф » ft Cd	а> । ft СО	О) 1 ft rd
•	величин	при рабо' с 2 двиг телями	при рабо' с 1 двиг. телем	при рабо' с 2 двиг. телями	при рабо с 1 двиг. телем	при рабо-с 2 двиг телями	при рабо с 1 двиг телем	О Ь. Ю S _ cd СО Е ® СО *5 CD С О [-	при рабо' с 1 двиг; телем
Номинальное напряжение, В Диапазон рабочего напряжения, В Номинальный нагрузочный момент, кгс-м Помогающий момент на валу, кгс-м Максимальный нагрузочный момент, кгс-м Потребляемый номинальный ток, А Частота вращения выходного вала, об/мин:	27 24,3— —29,7	27 24,3— —29,7	27 24,3— —29,7	27	27 25,3— —29,7	27	27 24,3-	27 -29,7
	3,5 7,5		7,5 4,5 10		5 4		3,5 4 5,5	
	95	50	130	70	135	65	95	95
при номинальном моменте	240	120	220	ПО	260	130	250	250
при помогающем моменте	—	—	350	175	450	225	500	'250
Масса, кг	17,5		2	4	22 .		18	,5
Таблица 1.11
Технические данные электромеханизмов типа МКВ
Наименование технических величин	Типы электромеханизмов					
	МКВ =1	МКВ = 2	МКВ = 3	МКВ =4	МКВ = 11	мкв = = 13
Номинальное напряжение, В Максимально допустимая нагрузка на выключателях:	24	24	24	24	27	27
омическая В-А	15	15	15	15	15	15
индуктивная В-А	8	8	8	8	8	8
Передаточное число редуктора	216: 1	216.1	—	—	216: 1	—
Масса механизма	1,6	1,7	4	3,5	2,3	8,7
Электрическое управление триммерами осуществляется от электромеханизмов типа УТ и МП-100 (табл. 1.13).
Для привода закрылков применяются электромеханизмы типа МПЗ. Каждый электромеханизм имеет два электродвигателя. При отказе или выключении одного электродвигателя скорость на выходе уменьшается в два раза. Это
37
Таблица 1. 12, Технические данные электромеханизмов АПС
Наименование технических величин	Типы злектромеханизмов	
	АПС = 4	АПС = 4 МК, АПС = 4МП
Напряжение питания, В	27	27
Потребляемый ток, А номинальный	13,5	22
максимальный	17	42
Нагрузка на шток, кгс: номинальная	680	1150
максимальная	1150	4000
Скорость перемещения штока, мм/с	11,2	12
Ход штока, мм: рабочий	116	116
максимальный	123	123
Масса, кг	12	16,5
обеспечивается конструкцией редуктора. Для выключения электродвигателей применяются механизмы концевых выключателей типа МКВ.
В системах выпуска и уборки шасси применяются гидравлический, пневматический и электрический приводы.
В качестве электромехаггизмов для выпуска и уборки шасси применяются электромеханизмы типа МПШ и МСШ (табл. 1.14); режим работы — повторно-кратковременный. Каждый механизм имеет по два электродвигателя, подключенных к бортовой сети независимо друг от друга. Этим обеспечивается резервирование и надежность выпуска шасси.
В системах автоматического торможения колес используются инерционные датчики типа УА (УА-23, УА-24, УА-27), предназначенные для подачи электрического импульса исполнительному агрегату на растормаживание колеса при проскальзывании его относительно грунта.
Электропривод самолетных фар
Для привода самолетных фар применяются электромеханизмы типа МПРФ, МПФ (табл. 1.15); режим работы — повторно-кратковременный. Максимальный угол выпуска фары ограничивается концевым выключателем. Привод состоит из реверсивного электродвигателя постоянного тока, электромагнитной муфты торможения, редуктора и фрикциона.
Эксплуатация авиационных электроприводных устройств
При эксплуатации электроприводных устройств постоянного тока особое внимание уделяется контролю щеточно-коллекторного узла электродвигателя. Рабочая поверхность коллектора должна быть чистой, без следов подгара коллекторных пластин. Однако следует отличать подгар от так называемой политуры — налета темного цвета, образующегося на поверхности коллектора и свидетельствующего о нормальной работе щеточно-коллекторного узла. Удалять политуру со щеточно-коллекторного узла не следует.
Загрязнение коллектора удаляется чистой тряпкой, слегка смоченной в бензине Б-70. Если загрязнение не удаляется, то коллектор следует зачистить мелкой стеклянной бумагой. Применять для этой цели наждачную бумагу запрещается. Разборка электромеханизмов на самолете не разрешается.
38
Таблица 1. 13
Технические данные электромехаиизмов привода триммеров рулей управления
39
Таблица 1.15
Технические данные электромеханизмов серии МПФ
Наименование технических величин	Типы электро механизмов		
	МПРФ-1А	МПФ-6	МПФ-2
Тип электродвигателя	Д-12ТФ	Д-12ТФ	Д-12Т
Номинальное напряжение, В	27	27	27
Потребляемый ток, А	2;б — 3,5	3	2,8
Частота вращения электродвигателя, об/мин Ход выходного устройства,	13000 ± 10%	11000	11000
	50 — 69	87 ±3	87 ±3
град	69 — 98		
Время перекладывания выходного устройства, с	7 — 10	12	10
Момент на валу, кге-м	—	500 — 700	220
Масса, кг	4,5	3,2	1,8
Заключение об исправности механизма и правильности его работы делается по результатам измерения потребляемого тока, времени срабатывания и перемещения выходного устройства при номинальной нагрузке или без нее. Такие проверки выполняются обычно во время периодических обслуживанию
Электрощетки, применяемые в авиационном оборудовании
Маркировка щеток. С 1 апреля 1966 г. (табл. 116) щетки, имеющие длину или ширину не менее 12 мм и высоту не менее 10 мм, маркируются в такой последовательности: первая цифра — условное обозначение марки электрощеток (табл. 1.17); вторая цифра — последняя цифра года изготовления; последующие цифры — номера производственной заварки.
На щетках с размерами менее указанных, но более 4 мм, маркируется только условное обозначение марки щетки, а с размерами менее 4 мм — не мар
кируются.
Для обозначения завода-изготовителя на щетках ставится товарный знак: завод «Электроугли» — овал, завод «Прожекторные угли» — ромб.
Притирка щеток. Вновь устанавливаемые в электрические машины щетки должны подвергаться притирке. Для этого на коллектор накладывается стеклянная бумага № 180—220, абразивной стороной к щетке, а затем якорь вращают, как показано на рис. 1.9.
Ротор преобразователей во время притирки щеток коллектора можно вращать, подавая питание на двигатель, не нагружая преобразователь (выходные цепи разомкнуты).
Щетки считаются притертыми, если 70-85% их площади соприкосно
вения с коллекторным узлом имеет блестящую роверхность.
Нагар на рабочей поверхности щетки свидетельствует о заедании .щетки в обойме или загрязнении коллектора. Замер высоты производится по наибольшей стороне щетки. Неправильная установка щетки приводит к появлению сколов и нагара.
К эксплуатации допускаются щетки, не имеющие повреждений и хорошо притертые к коллектору, а высота их — не менее hflOn-
Рис. 1.9. Притирка электрощеток:
а — коллектора; б — колец; 1 — стеклянная бумага; 2 — щетка
41
Т аблица 1. 16
Основные марки электрощеток, их размеры и область применения
Марка	Размеры, мм	Типы машин, использующих электрощетки данной марки	Марка	Размеры, мм	Типы машин, использующих электрошетки данной марки
МГС-7	7,2X7,5X25,5	ГСР-9000	МГС-7	6,5 X 7 X 16.	МА-100М
		ГСР-12000		7 х 20 X 22	МГП-180
		ГСР-СТ-6000			МА-500М
		по-зооо			МА-750
	8 X 20 X 25	ГСР-6000		10 X Ю X 25	МА-2500М
		МП-4500			СГО-8, СГО-12
	8 X 20 X 26	ГСР-СТ-18000		6,5 X 8 X 12	МА-15
	7,2 X 20 X 25	ГСР-ЗОООМ-З			МА-30
	7,2 х 12x25	ГСР-3000М-4		5 X Ю X 18	МВ-200
	7,5 X 25 X 25	ГСР-3000		7 X 20 X 22	МВ-650
		ГСН-3000			МГП-200
		ПО-4500		5 X 12 X 16	МВ-300
					ЭМ-660
	9 X 20 X 28	1 СТГ-12Т		5x6, 5 X 13	МВ-60-2
	10 X 20 х 22	сгс-зот		4 X 5 X Ю	МН-8
	12,5 X 25 X 25	с го-зо		5 X Ю X. 15	МВП-1А
	8 X 16 X 30	С ГС-30-8		7 X 14 X 22	МБА-3
	7 X 14X25	СГС-9		7 X 12, 5 X 20	МБА-7 (БА-7)
	5 X Ю X 15	ПТО-400		ЗХ4Х.7	МУГ-1
		ПТО-700			
	6,5 X 12,5 X 20	ПТ-600		5 X 20 X 16	УС-500
		МА-250			
	5 X 6,5 X 16	ПТ-125		5 X Ю/11 X 26	УС-500
	4,5 ХбХ 18	IIT-675B		8 X 22 X 20	У-600
	6,5 X 12,5 X 16	I1T-675B		6,5 х 15 X 17	АДУ-600
	6,5 X 15 X 25	ПТ-3800		5 X 20 X 20	АДУ-1300
	5 X Ю X 16	ПТ-250КС		5 X 25 X 20	АДУ-1300
	7 X 6,5 X 16	ПАГ-1Ф		4 Х5 X 15	УДМ-ЗОА
	6,5 X 15 X 20	ДРВ-300	МГС-8	6,5 X 6,5 X 15	. ПО-500
	5 X 8 X 15	ДРВ-150		8 X 16 X 25	110-750
	3 Х5Х.12	ДРВ-20		4,5 X 6 X. 18	110-250
	3 X 3 X ю	ДГ-20		6,5 X 8 X 20	ПО-250
	6,5 X Ю X Ю	ДПЛ		6 X. 5 X 16	ПО-100С
	6,5 X 15 X 17	МТ-1100		6,5 X 8 X 15	110-750
					1Ю-750А
					ПО-750-2
	5 X 6,5 X 12	РУС-20		6,5 X 8 X 17	110-750
					ПО-750А
					110-750-2
	4 X 4 X 12	НУ-8333		8 X 16 X 20	ПО-4500-3
	2,5 Х.4 X 8	НУ-3316		6,5 Х8 X 17	.110-500
	3 X 3 X 12,5	К-9-21		10 X 25 X 25	ПСО-ЗООО
	3,2x3 (2x9)	908		6,5 X 8 X 15	ПСО-ЗООО
	6,5 X 12,5 X 25	ТС-2		8,5 X 25 X 25	ПТО-2700
	8 X 16 X 30	ТС-2		7 X 15 X 20	НТО-2700
	4 X 5 X 12	ТС-2		10Х 20 X 20	НТО-400
	6,5X6,5X29	А-5-2		6,5 Х7Х 18	I1T-150T
	4,5 Х4,5 X 21	А-5-2		6,5 X 8 X 15-	ПТ-3000А
МГС-8	7 X 25 X 22	ГСК-1500		5 X 6,5 X 16	ПТ-70
		ГСК-1500Ж			
		ГСК-1500М			
42
Продолжение табл, 1. 16.
Марка	Размеры, мм	Типы мащин, использующих электрошетки данной марки	Марка	Размеры, мм	Типы машин, использующих электрощетки данной марки
	10 X 25 х 25 10 х 16 X 20 6,5 х 15 X 20	ПО-6000 ПО-4500 1Ю-3000		5 X 5 X 16 6,5 х7 X 18	ПТ-70 ПТ-200Ц
МГС-8	8 х 25 X 25 8 X Ю X 20	ПО-1500 ПО-1500	МГС-8	6,5 х 12,5 X 28 10 X 25 X 25	ПТ-500Ц МА-1500,
	6,5x15x25 5 X 5 X 16	ПО-500 УС-80Ф	МГС-5	7 X 25 X 25 6,5 X Ю X 14	КМ-2500 МЛ-1000 МУ-332Л
МГС-9	5 X 8 X 15 5 X Ю X 18 10 X 12 X 25 6,5 X 8 X. 12 5 X 6,5 х 12 6,5 X 10 X 20 3,5 Х4 X Ю 6,5 X 12,5X20	УДМ-150А МВ-280 МП-2500 МП-4000Д МА-40А МА-15М МА-ЗОМ ГБА-ЗД СД-8 4ДМ-250		5 X 6,5 X 15 4X5X8 * 5 X 6,5 X 13 5 X 12 X 16 7 X 14 X 22 5 X 8 X 15 3X4 Х6.5 8 X 16 X 25	МУ-100АРУ Д-4, Д-5 Д-6, Д-8, Д-12, Д-14, Д-25	. Д-40 МВ-200 МУ-514 Д-8000 Д-400 Д-2 Д-7200
МГС-5	8 X. 20 х 26 10 X 16 X 20 12,5 X 32 X 25	ГСР-1800Д У-700 ГС-5000		10 X 25 X 21 8 х 12,5 X 20 10 X 30 X 25	Д-3290 Д-2850 ' Д 1800 Д-1500
	10 X 25 X 25 6,5 X 12,5 X 20 8 X 16 X 30 9,5 X 25x 20 6,5 X Ю Х13 7,4 X 15,8 X 20 12,5 Х.ЗО X. 21 10 X 25x21 8 X 20 X. 18 5 X 6,5 X 13	МА-2500 СГС-7,5 СГ-241 СТ-5000М СТ-1Ш СТ-18 СТ-2-48М СТ-2, СТ-2-48В Д-2500А  МУ-331		1 0 х 20 X 20 3X6X20 4X5X9 8х 12,5 X 20 7 х 12,5 X 15 8 х 20 х 20 4x5x8 4x5x9	Д-4500 МКА-1 УТ-6Д МПШ-8 МПЗ-3 МСП-2 МСШ-2М МПШ-18М МПФ-2 УТ-10, УТ-11 УТ-6Д
Минимально допустимая высота щетки /1Д<1П определяется по формуле t
АдОП = Акр + Лз (Л«—1-f'n) ’
где Лдоп — минимально допустимая высота щетки в мм; Акр — критическая высота щетки — такая высота, при которой еще сохраняется работоспособность электрической машины (см. табл. 1.1; 1.2; 1.6; 1.7); А3 — коэффициент запаса. Обычно А3 принимается равным 1,3; An-t, hn — высоты щеток, измеренные в начале и конце последнего регламентного периода работы электрической машины, мм; t — заданное время эксплуатации (время работы электрической машины до следующих регламентных работ, при выполнении которых будет контролироваться высота щеток), ч; Т —периодичность выполнения регламентных работ или интервал времени работы электрической машины, на котором определялся износ щеток ДАизи = Ал—1— hn.
43
Таблица 1.17
Условные обозначения .марок щеток _______________________________
Наименование	Обозначение	 Условное обозначение	Наименование	Обозначение	О а) S о* 32 rt и X 2 « с щ Ото X О X
Меднографито-	МГ-4	17	Серебряио-графи-	СГС-Р.	1
вые	МГ-4	19	товые	МГС-7	7
	А6/МГ-4	6		МГС-8	8
	А-8/М-6	2		МГС-7И	27
	96	96		МГС-О.	21
Меднографито-	А-10/МГС-4	10		МГС-9	29
свинцовистые	А-12/МГС-5	4	Меднографито-	А9/ЭГ-2	И
	А-13	13	оловянные	ЭГ-4	14
	МГС-5	9		ЭГ-8	18
	МГС-6	15		А-5/ЭГ-8	5
				А-15/ЭГ-8	3
				А-16/ЭГ-14	16
				Г-20	20
4.	ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ ОСВЕТИТЕЛЬНЫЕ И СВЕТОСИГНАЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
По назначению светотехнические устройства подразделяются на осветительные и светосигнальные, а по размещению — на внешние и внутренние.
Внешнее осветительное оборудование
К внешнему осветительному оборудованию относятся самолетные фары: посадочные, рулежные, посадочно-рулежные и фары подсвета (табл, 1.18).
Внешнее осветительное оборудование предназначено для обеспечения взлета, посадки и руления самолета в ночное время, Т аблица 1.18.
Основные технические характеристики авиационных фар
Наименование светового прибора	Тип прибора	Основные характеристики лампы		
		Тип лампы	Напряжение, В	Мощность, Вт
Самолетная выдвижная посадочная лампа-фара	ЛФСВ-45	СМФ-2М	28	600
Самолетная лампа-фара, пос. рул. нити	ФРС-200	СМФ-3	28	600/180
Самолетная фара	ФС-155	Рулежная ПЖ-25	24	220
Самолетная фара с защитным стеклом	ФЗС-155	ПЖ-27	24	100
Самолетная фара с рассеивателем	ФР-100	СМ-21М	26	70
Малогабаритная посадочно-рулежная фара, пос. рул. нити	МПРФ-1А	СМФ-5	28	230/150
Посадочио-рулевая фара, пос. рул. нити	ПРФ-4/88	СМФ-3	25	660/200
44
Внутреннее осветительное оборудование
К внутреннему осветительному оборудованию относятся лампы белого света типа КЛСРК-45, СЛШ-45, СЛШН-48, САШК-53, ВЛС-45, СБК, КЛ-52, КШЛ-63; плафоны типа П-39, ПС-45, ПС-62, ПСМ-51, ПСГ-45 (табл. 1.19); световые приборы с источниками ультрафиолетового облучения типа АРУФОШ-45 или АРУФОШ-50; светильники красного света типа С-60, С-80 СВ, СБК, АГП АГПЛ, АГЛ, АПМ, АПВ, АПН, СТ, СМ-1К и СМ-1БК.
 Т аблица 1.19
Основные технические характеристики внутренних осветительных приборов
Н аименование 'Светового	Тип прибора	Основные ха	рактеристики ламп	
		Тил лампы	Ншфмжц.-ппе, в	Мощность, Вт
прибора				
				
Самолетный плафон открытый	ПС-62	СМ-23 (СМК28-5)	28	20
Герметический самолетный плафон	ПСГ-45	СМ-24	28	20
Самолетный плафон	ПСМ-51	СМ-24	28	20
Самолетная шарнирная лампа	СЛШ-45	СМ-23	28	20
Самолетная шарнирная лампа навигатора	елшп- -48	СМ-23	28	20
Самолетный плафон	П-39	СМ-28-10 (СМ-15)	26	10
Выдвижная самолетная лампа с блоком	ВЛС-45	СМ-28,5 (СМ-29)	28	5
Самолетная кабинная лампа	КЛСРК--45	СП-28-4,8 (СМ-30)	28	4,8
Самолетная шарнирная комбинированная лампа	слшк- -53	СМ-28-4,8	28	4,8
Самолетная кабинная лампа краснобелого света	КЛ-57	СМ-28-4,8 (СМ-30)	28	4,8
Кабинная лампа с гибким шлангом	КШЛ-63	СМ-28-10	28	10
Для освещения пассажирских салонов применяются люминесцентные лампы-гида ЛТБ-15, ЛБ82 и др.
Внутреннее осветительное оборудование разделяется на общее — для освещения салонов, кабин, отсеков и т. п.; местное — для освещения отдельных механизмов, агрегатов и т. п., рабочее — для освещения приборных досок, отдельных приборов, панелей, щитков управления, пультов и т. и.
Световые установки внутреннего осветительного оборудования обычно снабжаются реостатами для регулирования светового потока ламп накаливания. -,
Для освещения приборных досок, отдельных пультов и щитков, а также органов управления, на которые нанесен светящийся состав, устанавливаются световые приборы с источниками ультрафиолетового облучения типа АРУФОШ-45, АРУФОШ-50.
Для освещения кабин все более широкое применение находят светильники красного цвета, уменьшающие утомляемость экипажа в полете.
Внешнее светосигнальное оборудование
Общие сведения. К внешнему светосигнальному оборудованию относятся плафоны строевых огней, габаритные огни, кодовые- огни, самолетные сигнальные приборы, аэронавигационные огни, ручные сигнальные прожекторы (табл. 1.20).
45
к
Таблица 1.20
Основные технические характеристики внешних светосигнальных приборов
Наименование светового прибора	Тип прибора	Основные характеристики лампы		
		Тип лампы	Напряжение, В	Мощность, Вт
Плафон строевых огней	ПССО-45	СМ-28-4,8 <СМ-30)	28	4,8
Огонь полета строем	OIIC-57	СМ-28-23	28	23
Габаритный огонь	ОГ-57	СМ-28-80	28	80
Кодовый огонь	КОС-45	СМ-21М	26	70
Самолетный сигнальный прибор	ФБР-45	СМ-26	28	59
Габаритный огонь	ОГ-68	ПЖ27-200	28	200
Верхний белый сигнальный огонь	ВБСОС--45	СМ-21М	26	70
Ручной сигнальный прожектор	PCI 1-45	Лампа-фара	26	5,3
Бортовой аэронавигационный огонь	АБ-42	СМ-28-10 (СМ-15)	26	10
То же	БС-42	СМ-28-10 (СМ-15)	26	10
	БС-39	СМ-28-10 (СМ-15)	26	10
	БАНО-45	СМ-28-28 (СМ-22)	28	24
»	БАНО-57	СМ-28-70	28	70
Хвостовой аэронавигационный огонь	ХС-39	СМ-28-10 (СМ-15)	26	10
То же-	ХС-62	СМ-28-24	28	24
. »	ХС-57	СМ-24	28	20
Светосигнальный огонь	ОСС-61	СМ-28-60	27	60
Световой маяк	МЛС-3	—	28	5
Внешнее светосигнальное оборудование предназначено для обозначения самолетов при полетах ночью, обеспечения руления ночью, обеспечения групповых ночных полетов и для подачи сигналов. Для обеспечения работы АНО в режиме мигания применяются автоматы мигающих огней тйпа АМО (например, АМО-2А).
Из-за сравнительно небольшой силы света светосигнальных (проблесковых) огней (ООС-1, МСЛ-3, СПМ-1 и др.) и аэронавигационных огней (АНО) дальность их видимости ограничена. Поэтому на летательных аппаратах устанавливаются специальные самолетные импульсные маяки типа МНС, СМИ и др.
Импульсный маяк состоит из двух импульсных газоразрядных ламп типа ИФК-2000, закрытых красными светофильтрами, блока питания и двух трансформаторов зажигания ламп. Маяк создает 60 импульсов света в минуту длительностью около 0,6 мс. Дальность действия составляет 65—75 км на высоте 7 км при метеорологической видимости 30—40 км.
Действие маяка основано на зарядке блока конденсаторов от сети переменного тока через выпрямитель и с периодическим разрядом их через импульсные лампы. Импульсные кварцевые лампы, наполненные инертным газом (ксеноном), при разряде дают яркие световые импульсы.
Внутреннее светосигнальное оборудование
К внутреннему светосигнальному оборудованию относятся самолетные сигнальные лампы, в том числе цветные, типа СЛЦ-51, СЛГС-51, ОСЛ-42 и арматура подсвета типа АОС-42 (табл. 1.21).
46
Таблица 1.21
Основные технические характеристики внутренних светосигнальных приборов
Наименование светового прибора	Тип прибора	Основные характеристики ламп		
		Тип лампы	Напряжение, В	Мощность, Вт
Самолетная сигнальная лампа	СЛЦ-51	СМ-28-4,8	28	4,8
Самолетная цветная сигнальная лам-	СЛГС 51	(СМ-30) СМ-28-4,8	28	4,8
па Сигнальная лампа	ОСЛ-32	(СМ-30) МН-17	26	0,15
Арматура подсвета	АОС-42	МН-17	26	0,15
Внутреннее светосигнальное оборудование предназначено для сигнализации о работе отдельных агрегатов и систем оборудования, а также для световой индикации положения различных органов управления.
Эксплуатация светотехнического оборудования
Самолетные фары имеют лампу накаливания и отражатель. Фокусировка ламп обычно постоянная. Она производится па заводе-изготовителе. При смене ламп дополнительной фокусировки не требуется.
При замене перегоревшей лампы необходимо следить за правильностью положения нитей, положением штифтов цоколя лампы но отношению к прорезям цоколя.
Рулежная нить располагается над посадочной при выдвинутом положении фары, при этом посадочная и рулежные нити должны быть расположены горизонтально.
Неисправные лампы должны заменяться лампами одинаковой мощности.
При эксплуатации фар следует тщательно просматривать защитное покрытие, которое должно быть прозрачным, чистым, без царапин и трещин. При загрязнении отражателя его необходимо протирать мягкой чистой фланелью или замшей.
Во избежание потемнения отражателя фары необходимо строго соблюдать рекомендации инструкции, накладывающие ограничения па время горения фары. '	♦
Арматура и остекление аэронавигационных огней. При подготовке к полету у арматуры и остекления аэронавигационных огней проверяется внешнее состояние остекления и надежность крепления арматуры. Особое внимание обращается на чистоту дренажных отверстий остекления. При необходимости остекление аэронавигационных огней протирается мягкой ветошью, смоченной спиртом, а его дренажные отверстия прочищаются.
С помощью отвертки проверяется надежность затяжки винтов крепления остекления аэронавигационного огня к корпусу ЛА. Винты с ослабленной затяжкой подтягиваются.
Плафоны. При подготовке к полету у плафонов проверяется внешнее состояние и надежность крепления. Плафоны не должны иметь механических повреждений и должны быть надежно закреплены. Винты с ослабленной затяжкой необходимо подтянуть.,, Отражатели плафонов протереть мягкой ветошью, смоченной спиртом.
Проблесковый маяк. У проблескового маяка при осмотрах проверяется исправность обтекателя и надежность крепления его на кронштейнах.
При периодических видах обслуживания у проблескового маяка осматри- . вается механизм и электродвигатель, для чего проблесковый маяк снимается с ЛА. Механизм и электродвигатель не должны иметь механических поврежде
47
ний и следов коррозии, а гайки и болты должны быть затянуты и законтрены; коническая пара зубчатых колес должна иметь надежное зацепление. Изоляция проводов и защитная полихлорвиниловая трубка не должны иметь повреждений. Поврежденные защитная трубка и провода ремонтируются или заменяются. У электродвигателя проверяются состояние щеточно-коллекторного узла, высота щеток, удаляется пыль.
Импульсный маяк. При эксплуатации следует помнить, что маяк работает при повышенном напряжении, поэтому все работы с блоком питания и лампами следует производить не менее чем через 5 мин после выключения маяка. В период подготовки к полету проверяется исправность сигнальных осветительных устройств путем их включения. Периодически проверяется крепление световых приборов и надежность контактирования в регулировочных реостатах.
Арматуры кабинных ламп ультрафиолетового облучения (УФО), ламп белого цвета и сигнальных ламп. При проверке внешнего состояния указанной арматуры необходимо убедиться в исправности и чистоте светофильтров, стекол и отражателей; светофильтры, отражатели и стекла при необходимости протираются мягкой ветошью, смоченной спиртом.
Проверяется надежность крепления кронштейнов арматур, арматур и их шторок, отражателей плафонов. Шторки ламп должны поворачиваться плавно с незначительным усилием, без заеданий.
Необходимо помнить, что установка на летательные аппараты с системой ультрафиолетового освещения приборов и аппаратуры, рассчитанных на освещение красным светом недопустима, так как показания этих приборов не будут видны при облучении ультрафиолетовыми лучами.
5.	СИСТЕМЫ ПОЖАРНОЙ СИГНАЛИЗАЦИИ, ПОЖАРОТУШЕНИЯ, И СРЕДСТВ ОБНАРУЖЕНИЯ И ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ПОЖАРА
Средства обнаружения и системы пожарной сигнализации
Общие сведения. Противопожарное оборудование обеспечивает: световую и звуковую сигнализацию о возникновении пожара;
сигнализацию экипажу о возникновении пожара на ЛА:
автоматическое управление пожаротушением при пожаре в любом пожароопасном отсеке;
ручное управление пожаротушением;
аварийное включение пожаротушени^ при аварийной посадке с убранным шасси;
проверку исправности электроцепей системы сигнализации и тушения пожара.
К средствам обнаружения пожара относятся датчики, блоки управления, блоки реле и т. п.
В системах пожарной сигнализации для обнаружения пожара применяются датчики, работающие на принципе:
использования свойства биметаллической пружины изгибаться при изменении температуры окружающей среды (датчики типа ТИ, АД-155А-ЗК);
использования свойств газа изменять электрическую проводимость вследствие ионизации (ионизационные сигнализаторы типа ИС-2МС):
использования термоэлектродвижущей силы, возникающей в датчиках при изменении температуры окружающей среды со скоростью, превышающей скорость изменения температуры в обычном рабочем режиме (датчики типа ДПС-1АГ, ЛТБГ. ДТБ-2А, ДП-11 и др.).
Работающие на этих принципах датчики в системах сигнализации пожара (ССА-2А, ССП-7, ССП-ФК, 2С7К и др.) вырабатывают и выдают от. систем обнаружения к элементам сигнализации в кабине экипажа электрические сигналы о возникновении пожара в контролируемых отсеках. Одновременно сигналы поступают в систему пожаротушения, к аппаратуре речевой информации, в систему регистрации режимов полета.
48
К системе пожарной сигнализации относятся: мигающие красные табло «Пожар», световые табло на панелях управления и сигнализации противопожарной системы, сигналы речевой информации, поступающие в телефоны членов экипажа.
Как правило, системы пожарной сигнализации имеют бортовые устройства для-проверки их работоспособности.
При эксплуатации систем пожарной сигнализации проверяется состояние амортизации блоков, надежность соединения датчиков сигнализации с электропроводкой системы.
Одновременно проверяется внешнее состояние датчиков, их изоляторов и штепсельных разъемов. При подготовках к полету у систем сигнализации о пожаре проверяется работоспособность.
Система пожаротушения
Назначение- Система пожаротушения предназначена для ликвидации пожара. Она состоит из баллонов с огнегасящей смесью (УБЦ 16-5, УБШ-3-3, ОС-8М) , системы (автоматической и ручной) включения огнетушителей, трубопроводов, устройств сигнализации саморазряда огнетушителей, электромагнитных кранов, распылительных коллекторов, аппаратуры управления огнегасящим составом.
Для ликвидации пожара в отдельных непожарозащищеипых отсеках используются переносные огнетушители, наполненные жидким фреоном (ОФ-7) или углекислотой (ОУ).
Проверка исправности. У исполнительных блоков системы пожаротушения проверяется внешнее состояние и надежность крепления. Кожухи блоков не должны иметь механических повреждений п нарушения лакокрасочного покрытия. С помощью ключа и отвертки проверяется надежность затяжки винтов крепления исполнительных блоков к амортизаторам, а перемещая рукой исполнительный блок, убеждаются в исправности амортизаторов. Амортизаторы, резина которых имеет трещины, достигающие половины толщины материала, подлежат замене. Проверка исправности систем производится также при подготовках к полету.
Меры безопасности. В процессе эксплуатации систем пожаротушения необходимо соблюдать меры безопасности и предосторожности. Огнегасящий состав огнетушителей ядовит. Продукты термического распада огнегасящего состава токсичны и могут вызвать отравление.
Все работы, связанные с зарядкой баллонов с огнегасящей смесью, должны выполняться в специально оборудованных помещениях зарядных станций. Особенно опасно самовскрытие пироголовки баллона при отсутствии заглушки на рабочем штуцере. В этом случае усилия для удержания баллона в руках недостаточно, так как при разрядке на баллон действует большая реактивная сила.
6.	ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ОБОГРЕВ И КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ ВОЗДУХА
Обогревательные устройства
Общие сведения. Электрические обогревательные устройства на летательных аппаратах применяются для следующих целей: обогрева механизмов приборов и агрегатов, предотвращения обледенения отдельных приборов и частей ЛА, обогрева экипажа, герметических кабин и специальных отсеков ЛА. При. этом для обогрева используются как электрическая энергия бортовых источников, так и горячий воздух, получаемый от работающих авиадвигателей.
В электрообогревательных устройствах в качестве нагревательного элемента используются металлическая проволока, лента, токопроводящая краска или электрополотно (для обогревательной одежды).
49
Для обогрева кабин используется нагретый воздух, получаемый от компрессора авиадвигателя или от электронагревателя (агр. 107).
Количество горячего и холодного воздуха, поступающего в кабину от компрессора, регулируется специальным устройством, называемым термостатом. В качестве чувствительного элемента используется или сильфон, или биметаллическая пластинка, изменяющая свою форму при изменении окружающей Температуры, замыкая при этом ту или иную пару контактов. Контакты управляют приводным механизмом регулировочного устройства. Для управления заслонками подачи нагретого воздуха, получаемого от компрессора, используются программные коммутаторы (ПКСП и др.).
Электронагреватели (например, агр. 107),, применяемые для обогрева кабин, представляют собой электрические печи с рядом электрообогревательных элементов и вентилятором.
Электрообогрев применяется для термостатироваиия отдельных приборов и агрегатов бортового оборудования (вычислителей, гироблоков, приемников ПВД и др.), отдельных частей ЛА для предотвращения обледенения (лобовце стекла, иосок крыла, воздухозаборники двигателей, киль и др.), а также для обогрева одежды экипажа.
Источником тепла в электрообогревателях являются проводящие секции, имеющие пластины или обмотку с повышенным сопротивлением на изоляционной основе.
Для обогрева одежды применяют материю с вотканными проводами.
Управление обогревательными секциями осуществляется с помощью реостатов (для одежды) или контакторов (противообледенение), включаемых биметаллическими или другими регуляторами температуры.
В системах противообледенения применяют также программное переключение обогревательных секций, что создает колебания температуры и скол льда.
Проверка надежности. При эксплуатации систем обогрева основное внимание следует обращать на надежность контактирования силовых цепей. Проверка функционирования обогрева осуществляется обычно при подготовках к полету.
В связи с необходимостью работы в перенапряженных режимах для ряда обогревательных устройств введены жесткие ограничения по режимам использования, которые следует соблюдать при эксплуатации.
Электрические устройства систем кондиционирования воздуха кабин
К электрическим устройствам систем кондиционирования воздуха относятся: автоматические регуляторы температуры воздуха кабин (ТРТВК-45М, АРТ-56), электрообогревательные устройства (агр. 107 и агр. С10101), электромеханизмы регулирования подачи горячего воздуха в кабины (МРТ-1, МП-100М, МРТ-2), коробки регулирования воздуха кабин, электрические приборы контроля параметров воздуха кабин (ТВ-11, ТВ-19, ТНВ-15, ТУЭ-48) и системы электрических вентиляторов (ДВ-1, ДВ-2, ДВ-3).
При подготовке к полету проверяется работоспособность устройств систем кондиционирования воздуха.
При этом у электронагревательных устройств определяется величина потребляемого тока, нормальное значение которого свидетельствует об исправности работы обогревателя.
Электрооборудование противообледенительных устройств
Общие сведения. Для предотвращения обледенения отдельных элементов ЛА применяются электрообогревательные устройства, источниками тепла в которых являются сопротивления, выполненные из металлических проволок или лент, намотанных на остов из изолирующего материала, которые иагре-
50
ваются электрическим током. Так, для предотвращения обледенения электрообогрев применяется для приемников воздушных давлений типа ПВД, ТП-156, ППД, датчиков углов атаки типа ДУА, смотровых стекол членов экипажа (АОС-81).
Для сигнализации обледенения устанавливаются устройства (сигнализаторы обледенения РИО-2, СО-4А), сигнализирующие экипажу о начале обледенения и необходимости включения противообледенительного устройства.
Проверка исправности. У электроагрегатов электрооборудования обогрева стекол проверяется исправность резиновых колпачков на болтах клеммной колодки обогревных стекол. Проверяется состояние изоляции и экранировки проводов, а также надежность соединения экранировки с корпусом ЛА. С помощью отвертки проверяете# надежность затяжки винтов крепления колодки клеммных болтов к стеклу.
У регуляторов (ТЭР-1 и др.), поддерживающих заданную температуру нагрева стекол, проверяется настройка.
У радиоизотопного сигнализатора обледенения проверяется исправность обогревательного элемента, сопротивление изоляции кабельной липни, состояние уплотнительных колец в разъемах, выходные параметры.
Встроенным контролем (или на ощупь при его отсутствии) проверяется работоспособность обогрева приемников воздушных давлений п датчиков углов атаки.
7.	ПЕРЕДАЧА И РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
В систему передачи и распределения электрической энергии входят: электрическая сеть, центральные распределительные устройства, защитная коммутационная аппаратура, устройства для защиты от радиопомех и статического электричества.
Электрическая сеть летательных аппаратов и ее эксплуатация
Электрические сети летательных аппаратов классифицируются: по роду тока (постоянного, переменного), по напряжению (низкого — до 30 В, повышенного — до 120—360 В), по способу передачи электрической энергии (однопроводные, двухпроводные — для передачи постоянного и однофазного переменного тока) и по назначению (питательные и распределительные).
Питательная сеть обеспечивает подвод электрической энергии от источника тока к центральному распределительному устройству (ЦРУ), первичная распределительная сеть — от ЦРУ к распределительному устройству РУ, а вторичная распределительная сеть — от РУ непосредственно к потребителям. Участок сети, отходящий от РУ и питающий один или группу потребителей через один аппарат защиты, называется фидером.
Для надежного снабжения потребителей электроэнергией электрические сети летательных аппаратов выполняются с резервированием. В зависимости от того, как выполняется резервирование, сети делятся на однолинейные и многолинейные, разомкнутые и замкнутые, основные и аварийные.
В многолинейных сетях энергия к распределительным устройствам (РУ) передается по нескольким параллельным проводам. В замкнутых сетях питание РУ подводится не менее чем с двух сторон. Такие сети называют кольцевыми или петлевыми. Отказ любого участка сети не вызывает прекращения питания РУ.
Основной является сеть, от которой питаются все потребители электроэнергии при полностью исправной электроэнергетической системе ЛА. Если выходит из строя часть источников электроэнергии или основная сеть, то вступает в работу аварийная сеть. К аварийной сети подключены только самые важные потребители, без которых невозможно продолжение полета.
51
Провода. Для монтажа электрических сетей ЛА используются медные и алюминиевые провода. Марки медных проводов — БПВЛ, БПВЛЭ, БПТ-250, БПТЭ-250, ТМ-250, ПТЛ-200, ПТЛЭ-200, ПТЛ-250, ПТЛЭ-250, МОГ, МШВ, МГШВ, МГШВЭ; алюминиевых — БПВЛА.
Провода БПВЛ и БПВЛЭ (бортовой провод с изоляцией из винилового пластика в лакированной оплетке из хлопчатобумажной пряжи; Э — с экранирующей плетенкой) выпускаются сечением от 0,35 до 90 мм2. Число проволок — от 7 до 37, диаметр—от 0,25 до 0,68 мм. Используются для монтажа бортовой сети низкого напряжения.
Максимально допустимый ток: при индивидуальной прокладке — от 11 до 390 А, при групповой — от 7 до 290 А. Применяются для эксплуатации при температуре от —60 до +70°С.
Провода БПТ-250 и БПТЭ-250 (бортовые провода повышенной теплостойкости с изоляцией из фторопласта-4, обмотанные и оплетенные стекловолокном и пропитанные лаком; Э — в экранирующей оплетке) выпускаются сечением от 0,35 до 70 мм2. Номинальный диаметр проволоки — от 0,26 до 70 мм. Эксплуатируются при температуре от —60 до +250°С. Рабочее напряжение до 130 в;
Провода ТМ-250 выпускаются сечением от 0,35 до 6,0 мм2.
Число проволок — от 7 до 49, диаметр — от 0,26 до 0,39 мм. Эксплуатируются при температуре от —60 до +250°С. Рабочее напряжение — до 250 В.
Провода ПТ Л-2 0 0, П Т Л Э-2 0 0, ПТЛ-250, П Т Л Э-2 5 0 выпускаются сечением от 0,35 до 70 мм2. Диаметр проволок — от 0,15 до 0,58 мм, Эксплуатация при температуре от —60 до +200°С, +250°С соответственно. Изоляция выполнена из фторопласта-4, покрытого лакированной защитной оболочкой из стекловолокна. Рабочее напряжение — до 250 В постоянного и переменного тока частотой до 500 Гц.
Провода типа МОГ выпускаются номинальным сечением 0,3— 0,5 мм2. Рабочая температура от —60 до 4-60°С. Изоляция из шелковой лакоткани в обмотке, закрытой оплеткой из капрона, расцвечена нитями из цветного шелка.
Провода типа МШВ, МГШВ, МГШВЭ применяются в приборах и электрических устройствах. Они предназначены для работы при температуре от —50 до +70°С. Провода МШВ .выпускаются сечением от 0,07 до 1,5 мм2. Диаметр токопроводящих жил — от 0,3 до 1,37 мм. Токопроводящая жила изготавливается из медной луженой проволоки. Провода МШВ — монтажные с пленочной или волокнистой полихлорвиниловой изоляцией. Провода МГШВ — гибкие монтажные с пленочной или волокнистой изоляцией, а МГШВЭ — гибкие монтажные с пленочной илн волокнистой, полихлорвиниловой изоляцией, экранированные.
Провода типа БПВЛА изготавливаются из алюминия марки А-1 для бортовой сети, сечением — от 35 до 95 мм2. Наружный диаметр провода без изоляций от 7,66 до 12,6 мм, с изоляцией — от 9,7 до 14,9 мм. Провода БПВЛА применяются для эксплуатации при тех же условиях, что и провода БПВЛ. Провода рассчитаны на номинальную силу тока от 100 до 190 А при длительной нагрузке. Алюминиевые провода при контакте с другими металлами и сплавами, имеющими различные электродные потенциалы, подвергаются интенсивной коррозии. В чистом сухом воздухе алюминиевые провода быстро покрываются тонкой неэлектропроводной окисной пленкой, которая является для них защитной.
. Для предотвращения нарушения окисной пленки при заделке проводов в наконечники и предохранения мест заделки от коррозии применяется противокоррозионная паста и герметизация мест заделки. Паста приготовляется из равных весовых частей медицинского вазелина (ГОСТ 3522—47) и цинковой пыли (ЦМТУ 1229—45).
В настоящее время для соединения алюминиевых проводов БПВЛА применяется метод абразивной пайки.
Провода нагревательных элементов (ВТУ 688—48) изготавливаются из сплава нихром в полихлорвиниловой оболочке и обозначаются ПО. При эксплуатации тонкие провода часто обрываются у наконечников,
52
особенно при плохой заделке и плохом монтаже. По окончании заделки проверяется переходное сопротивление (рис. 1.10) между наконечником и проводом (табл. 1.22), а также степень обжатия наконечника.
Если переходное сопротивление окажется недопустимо большим, то заделку следует произвести повторно.
переходных
Рис. 1.10. Схема замера сопротивлении;
1 — наконечник; 2 — милливольтметр до 60 мВ класса 0,5; 3 — коигикгный хомутик;
4 — провод марки ЕПЭЛЛ; ,5 uiynr амперметра до 300 А; 6 — амперметр класса 0,5;
7 — генератор; 8 — регулировочный реостат
— желтого цвета с юлубымп полосами.
Определение принадлежности проводов к группам оборудования.. Провода, подводящие ток к радиотехническому оборудованию, ' окрашены в голубой цвет, остальные —• в белый или желтый цвет. В трехфазной системе переменного тока для первой фазы применяют провода желтого цвета, второй — желтого цвета с красными полосами, третьей
Маркировка электропроводов и жгутов. I[ровода и жгуты, проложенные на самолетах и вертолетах, имеют буквенно-цифровое обозначение. Первая цифра обозначает номер клеммы разъема или колодки, к которой присоединяется провод с помощью болтов, 1аек или пайки. Следующая за цифрой буква обозначает принадлежность провода к определенной группе агрегатов (например, Д — агрегаты двигателя); далее две буквы обозначают определенный агрегат в своей группе, а последние цифры — порядковый номер провода в данном фидере. Маркировка наносится па бирки из хлорвиниловых трубок, надетых на концы проводов. Надписи выполняются черной краской КП-52.
Контроль состояния металлизации в процессе эксплуатации. Металлизация обеспечивается соединением всех элементов самолета и оборудования в единое целое болтами и заклепками, а также установкой специальных перемычек. Поэтому металлизация требует постоянного наблюдения, особенно тщательного для двигателей и их агрегатов, являющихся мощными источниками радио-помех.
В процессе эксплуатации отдельные перемычки металлизации рвутся, ослабляется их контакт с корпусом ЛА, при смене агрегатов перемычки иногда забывают установить на место и т. д. Поэтому при эксплуатации необходимо периодически проверять надежность соединения всех жгутов электропроводки на двигателях и их контакта с корпусом двигателей; проверять целость всех доступных для осмотра перемычек металлизации и заменять поврежденные и оборванные перемычки; производить подтяжку всех ослабленных перемычек и разрядников статического электричества.
Таблица 1.22.
Допустимое переходное сопротивление и радиусы изгиба проводов
Сечение провода, мм2	Переходное сопротивление при температуре 20 — 22°С, мкОм	Допустимый радиус изгиба провода, мм		Сечение про- j вода, мм2	Переходное сопротивление при температуре 20 — 22иС, мкОм	Допустимый радиус изгиба провода, мм	
		сетевого	смонтированного в коробке			сетевого	смонтированного в коробке
35	До 20	50	30	70	До 12	100	60
50	До 15	60	40	95	До 10	150	100
53
Переходные сопротивления. Максимальные допустимые величины переходных сопротивлений между типовыми частями ЛА показаны на рис. 1.11.
Для остальных частей конструкции и агрегатов оборудования допустимые переходные сопротивления, делятся на несколько групп: балластные сопротивления— 50 мкОм; места непосредственного сочленения всех экранов системы зажигания, а также места крепления труб коллекторов к корпусу авиационных двигателей — 100 мкОм; установка развязывающих конденсаторов и фильтров — 200 мкОм, места непосредственного сочленения деталей и агрегатов — 600 мкОм; крышки, люки, створки и т. п. — до 2000 мкОм; места соединения деталей и агрегатов через перемычки металлизации — 2000 мкОм. Все Эти значения являются предельно допустимыми, а практически при хорошем обслуживании можно получить значительно меньшие величины переходных сопротивлений, что существенно улучшает качество металлизации.
Контроль переходных сопротивлений осуществляется микроомметром с ценой деления не более 100 мкОм.
Плохо выполненная металлизация какой-либо системы создает еще большие радиопомехи из-за появления дополнительных переменных контактов, чем неметаллизированная система. Поэтому при установке перемычки металлизации надо зачистить до металлического блеска места соприкосновения наконечников перемычки с обеими металлизируемыми поверхностями (можно применять стеклянную бумагу № 00); затем установить перемычку, равную по длине и сопротивлению заменяемой перемычке, и убедиться, что крепящие перемычку болты туго затянуты; затем необходимо проверить величину переходного сопротивления и закрасить зачищенное место вместе с наконечником и болтом красной краской.
Для объективного контроля состояния металлизации можно периодически производить выборочный замер переходных сопротивлений.
Меры безопасности. При замене отдельных агрегатов электрооборудования или при устранении их неисправностей непосредственно на самолете необходимо отключать аккумуляторную батарею (выдвигать одну полубатарею из
600
Рис. 1.11. Максимально допустимые переходные сопротивления между частями самолета (мкОм)
54
Рис. 1.12. Способы прокладки проводов на самолете:
1 —• открытый способ: 2 — в жгутах; 3 — в • металлических трубках; 4 — » металлической оплетке; 5 — в металлических коробках
контейнера) и отключать эродромный источник питания (это особенно важно при работе в местах расположения топливных баков и топливопроводов).
При выполнении работ в электрических системах запрещается:
производить монтажные и демонтажные работы с электрическими устройствами и проводами сети, оставлять открытыми распределительные устройства и клеммовые панели, если бортовая сеть включена под напряжение;
устанавливать автоматы защиты и плавкие предохранители, которые не соответствуют предусмотренному типу, номинальным токам и напряжениям;
подключать к бортовым розеткам потребители (переносные лампы, паяльники и др.) без штепсельных вплок, а также потребители, мощность которых больше расчетной для данной розетки и установленной в ее цепи максимальной токовой защиты;
подключать провода в местах, не предусмотренных монтажной схемой, а также под один контактный болт — подключать более трех проводов у распределительных устройств и более двух проводов у коммутационной аппаратуры;
присоединять провода без наконечников или с псоблужсппыми концами;
нарушать и изменять маркировку проводов, нарушать экранировку и при-бортовку жгутов, прибортовывать жгуты и отдельные провода к трубопроводам бортовых систем;
допускать касания проводов и их жгутов о трубопроводы;
оставлять неизолированными свободные концы проводов;
использовать не предусмотренные технологиями изоляционные материалы;
определять наличие напряжения в цепи замыканием клемм пальцами, касанием одного провода о другой или о корпус ЛА.
Сращивание поврежденных проводов сети необходимо производить только с помощью горячей пайки без применения кислот и с помощью холодной пайки под давлением, а также с помощью, соединительных втулок и индивидуальных разъемов (рис. 1.12).
Сращивание нескольких проводов в одном сечении жгута не допускается. |	Прокладка новых участков сети должна выполняться только
из целых проводов.
При замене провода новым его сечение должно быть равно сечеиию заменяемого; как исключение, допускается использование ближайшего большего по сечению провода того же типа, 4jo и заменяемый.
55
Ввиду того что провода БПВЛА имеют меньшую гибкость по сравнению с медными, при монтаже их нельзя круто изгибать, так как это приводит к смещению жил в месте заделки и увеличению переходного сопротивления. Малые радиусы могут применяться, но при этом нужно сначала изогнуть провод, а затем заделать наконечник и после заделки провод не гнуть.
Контроль технического состояния сетей проводится при периодических видах обслуживания и при выполнении профилактических ремонтов ЛА.
Распределение электроэнергии на летательном аппарате- Распределение электроэнергии производится посредством распределительных устройств (электрощитков, панелей, распределительных коробок), снабженных аппаратурой коммутации, управления и защиты.
При эксплуатации этих устройств необходимо контролировать целость и надежность крепления крышек, состояние изоляции проводов в местах их подвода к электрощиткам, а также заделку проводов. Необходимо проверять надежность контактных соединений и при необходимости подтягивать болты (гайки) плюсовых и минусовых проводов специальной торцевой отверткой или специальным торцевым ключом.
Необходимо периодически удалять пыль, грязь и влагу из коробок и со щитков, а также следы коррозии с шин.
Проверка надежности бортовой электрической сети. В распределительных коробках проверяется надежность крепления распределительных шин, контакторов, реле. Контакторы, на крышках и неподвижных шинах которых имеются следы масла, вскрываются, и контакты протираются замшей, смоченной спиртом. После этого корпус контактора продувается сжатым воздухом под давлением 1,0—1,5 кгс/см2.
Слабо затянутые гайки крепления наконечников проводов к клеммам, шинам, контакторам, реле, ответвительным колодкам и другим агрегатам и арматурам подтягиваются.
Особое внимание следует уделять проверке исправности и посадки предохранителей и их соответствию номиналам. Все работы по уходу за щитками и коробками можно проводить только при обесточенной сети.
Защитная аппаратура и особенности ее эксплуатации
Общие сведения. Потребители электрического тока на борту ЛА защищены плавкими предохранителями и автоматами защиты сети (АЗС). Каждый автомат защиты и предохранитель рассчитан на определенную силу тока и защищает электрическую цепь, ток которой не должен превышать определенного значения.
Под номинальным током предохранителя (или автомата защиты) понимают ток, который он выдерживает неограниченно долго. При этом он не должен разрывать цепь в случае возрастания номинального тока при кратковременных перегрузках, пуске или толчках нагрузки. Поминальный ток указывается на аппарате защиты.
Конструктивно АЗС не защищены от попадания в них пыли и влаги, а также от коротких замыканий при попадании металлических предметов. Поэтому при монтаже и техническом обслуживании необходимо принимать меры предосторожности против попадания влаги и пыли внутрь автоматов.
Основные типы предохранителей и АЗС. Наиболее распространенными являются следующие типы предохранителей и АЗС:
стеклянно-плавкие предохранители СП-1, СП-2, СП-5, СП-10, СП-15, СП-20, ПК-30-0-15, ПЦ-30-1, ПК-30-2, ВП-20;
инерционно-плавкие предохранители ИП-5, ИП-10, ИП-15, ИП-20, ИП-30, ИП-35, ИП-50, ИП-75, ИП-100, ИП-150, ИП-200, ИП-250;
тугоплавкие предохранители ТП-400, ТП-600, ТП-900;
автоматы защиты сети типа АЗС, АЗР, АЗСГ, АЗРГ, АЗСГК, АЗРГК, АЗФ1, АЗФ1К.
Буквы в обозначении типа АЗС расшифровываются так: А — автомат; 3—защита; С — без свободного расцепленйя, Р—со свободным расцепленц-
56
ёМ, t — герметичность корпуса, К — для кабин с красным светом, Ф — для цепей переменного тока. Цифры у наименований автоматов защит.ы сети и предохранителей обозначают номинальный ток (например, АЗС-10).
Автоматы защиты сети типа АЗР -выпускаются на номинальные токи 6, 10, 15, 20, 25, 30, 40, 50 и 150 А.
В автоматах защиты сети время отключения двукратного тока при температуре окружающей среды 20±5°С лежит в следующих пределах, с:
Для АЗС=Л0, АЗС=15..............................15—45
* АЗС=>5, АЗС=20, АЗС=25, АЗС=-ЗО.............20—60
» АЗС =2, АЗС=40 -........................... 25—80
Автоматы защиты обеспечивают 10 000 ручных отключений номинального тока при напряжении 28—30 В и пятикратный разрыв токов короткого замыкания. Автоматы защиты сети применяются на самолете с учетом сечения защищаемых проводов.' Минимально допустимые сечения проводников для монтажа совместно с автоматами защиты сети следующие:
Номинальный ток АЗС, А............ 2 5 10 15 20 25 30	40	50
Минимальное сечение про-
вода, мм2............0,35 0,5 1 1,5 1,93 2,5 4 5,15 6
Назначение предохранителей. С т е к л я и и о-п лавкне предохранители (СП) служат для защиты электрических цепей от коротких замыканий и перегрузок. Они являются малоинерциопнымн по действию и закрытыми по конструктивному исполнению (в стеклянных трубках). Ток перегорания составляет 1,21—1,37 А от номинального (пограничный ток).
Инерционно-плавкие предохранители (ИП) защищают электрические цепи потребителей с большим пусковым током (до 250А), главным образом электродвигателей, и рассчитываются по номинальному току потребителя без учета пусковых токов.
Они обладают значительной выдержкой времени разрыва цепи при перегрузках и коротких замыканиях за счет большой теплоемкости составных частей и специального устройства Предохранителя. Ток перегорания предохранителя в 1,25— 1,75 раза больше номинального значения.
Тугоплавкие предохранители (ТП) защищают электрические цепи только от коротких замыканий, но не от перегрузок. Пограничное значение тока ТП, при превышении которого предохранитель сгорает, 1,4—1,5 раза больше номинального значения. Рассчитаны «а номинальный ток 400, 600, 900 А.
Особенности эксплуатации предохранителей. АЗС пе имеют механизма свободного расцепления, и, пока рукоятка находится во включенном положении, контакты будут замкнуты. Поэтому для предупреждения возможности выхода из строя автоматов включение рукоятки должно быть быстрым, без задержки рукой. В противном случае при наличии в цепи перегрузки или короткого замыкания автомат перегорит, как плавкая вставка.
Если после автоматического срабатывания при повторном включении также произойдет отключение цепи, то дальнейшее включение автоматов не допускается. В этом случае необходимо проверить и устранить причину перегрузки.
Повторное включение автоматов защиты необходимо производить лишь в крайних случаях.
Принудительная задержка рукоятки автомата допускается исключительно в аварийных случаях, когда необходимо произвести ту или иную операцию, и при этом можно пренебречь возможностью загорания проводов или выхода из строя самого автомата. После принудительной задержки автомат приходит в негодность, и его необходимо заменить. Ремонт АЗС не допускается.
Плавкие предохранители имеют существенные эксплуатационные недостатки: невозможно контролировать состояние визуально и заменять в полете испорченный предохранитель, а также невозможно проверить характеристики предохранителя (для этого надо расплавить его вставку, т. е. сжечь).
57
При перегорании предохранителей или автоматическом выключении АЗС необходимо, кроме замены сгоревших предохранителей и включении сработавшего' АЗС, установить причину, вызвавшую сгорание предохранителей или срабатывание АЗС и устранить дефект. Проверка предохранителей не выделяется в самостоятельную операцию н выполняется попутно при осмотрах бортового оборудования.
Контроль предохранителей при эксплуатации. При осмотре проверяется надежность крепления, механическая прочность предохранителен и соответствие нх номиналу, который проверяется по маркировке, имеющейся на предохранителе. Кроме того, проверяется исправность держателей предохранителей. Исправность пружины держателя закрытого типа определяется по наличию некоторого усилия, которое надо приложить при установке предохранителя.
Контакты держателей предохранителей и плавких вставок не должны быть загрязнены илн коррозированы. Коррозия удаляется стеклянной бумагой марки «00».
У автоматов защиты сети от перенапряжения проверяется внешнее состояние н отсутствие следов* перегрева. Перегрев может быть обнаружен по изменению цвета изоляции проводов. По положению кнопки на кожухе автомата проверяется включение кнопочного контактора.
При загрязнении поверхность автомата очищается с помощью кисти и продувается сжатым воздухом под давлением 1—1,5 кгс/см2. Отверткой проверяется надежность затяжки винтов крепления кронштейнов автоматов.
Коммутационная аппаратура и особенности ее эксплуатации
К коммутационной аппаратуре относятся электрические устройства, с помощью которых осуществляется включение, выключение и переключение электрических цепей. Сюда же относятся выключатели, кнопки, контакторы, реле, концевые и программные выключатели.
Назначение аппаратуры. Выключатели типа В, ВК, ВГ, ВН и кнопки 5К, 204К, 205К служат для ручного включения, выключения и переключения электрических цепей. Контакторы и реле применяются для дистанционного включения и переключения электрических цепей. Концевые и программные выключатели обычно являются составными элементами электрифицированных агрегатов.
Функции выключателей с одновременной защитой электросетей от перегрузок выполняют также автоматы защиты сети.
Для переключения цепей применяются переключатели типа ПП, ПН, ППН, ВППН, П2НПН.
Выключатели типа ВК-140 н КВ-6 относятся к разряду коммутационных устройств мгновенного действия. Выключатели этого типа предназначены для установки в различных агрегатах и непосредственно на ЛА в качестве концевых ограничителей и устройств, коммутирующих электрические цепи блокировки и сигнализации.
Концевые выключатели ВК-140 предназначены для длительной работы в сетях постоянного тока напряжением до 30 В прн нагрузке 10—15 А, а выключатели серии КВ-6 — в сетях постоянного тока с номинальным напряжением 24 В при нагрузке до 10 А.
Типы выключателей. Выключатели изготавливаются в различных конструктивных модификациях с различными техническими данными. Каждый тип имеет свое условное обозначение. Обозначение типа выключателя определяется схемой выполнения контактов (выключатель, переключатель, включатель), конструкцией клемм для подсоединения к внешней цепи и конструкцией нажимного устройства.
В связи с негерметичным изготовлением выключателей они должны быть защищены от попадания пыли, влаги и грязи.
При эксплуатации выключателей необходимо следить за тем, чтобы нажимное усилие управляющего элемента прн переключениях было направлено строго по осн штока (кнопки). Максимально допустимое отклонение не должно превышать 15°.
58
Условные	обозначения
выключателей расшифровываются следующим образом. У выключателей типа ВК (ВК1-140, ВК2-140, ВК1-141, ВК1-142, ВКЫ42-2, ВК2-142-2, ВК1-140А-1, ВК2-140Б-1, ВК2-142В-1) буквы обозначают выключатель концевой. Цифры 1 i1*2 после букв указывают на способ подсоединения проводов: цифра 1 указывает, что провода подсоединяются пайкой, а цифра 2 — под винт. Числа 140, 141, 142 обозначают род переключения: ВК-140 — переключатель, ВК-141 — выключатель; ВК-142 — включатель. Входящие в маркировку буквы А, Б, В и т. д. или буквы с цифрой обозначают конструкцию штока.
У выключателей типа КВ (КВ-6, КВ-6А, КВ-6-1А, КВ-6-2, КВ-6-2А, КВ-6А-1) буквы обозначают концевой выключатель. Цифры 1, 2 и 6 обозначают род работы 'выключателя: КВ-6—-переключатель, КВ-6-1 — выключатель, КВ-6-2 — включатель. Буква Л, на-
Рис. 1.13. Электрические схемы выключи гелей п переключателей
пример, обозначает клеммы для присоединения внешней цепи у переключателей через стенки корпуса и крышки в отличие от выключателей, у которых клеммы для присоединения внешней цепи проходят через крышку. По внешнем)' виду микровыключатели различаются по расцветке крышек. Окраска крышек у переключателей черная, у выключателей — красная, у включателя — белая.
По конструктивным особенностям выключатели и переключатели (табл. 1.23) делятся на однополюсные, двухполюсные, трехполюсные и однополюсные четырехпозиционные (рис. 1.13).
По принципу работы выключатели и переключатели делятся на перекидные, имеющие только фиксированные положения контактов н ручки, и нажимцые (с самовозвратом). Перекидные и нажимные положения различаются тем, что возврат нз фиксированного (перекидного) положения в исходное требует приложения обратного усилия, а из нажимных положений возврат в исходное положение обеспечивается кинематической схемой без приложения обратного усилия.
С целью обеспечения правильного монтажа выключатели и переключатели
имеют маркировку, выполненную штамповкой на корпусе, соответствующую положению контактов и ручек («Вкл.» и «Выкл.»). Па каждом выключателе и переключателе указываются товарный знак, дата выпуска и клеймо приемки. Для пользования выключателями и переключателями в ночное время па торце
ручек имеются светящиеся глазки
Контакторы и реле делятся на включающие, выключающие и пере-
ключающие.
Контакторы имеют буквенные обозначения: КМ — контактор малогабаритный, КП — контактор переключающий и КД — контактор сдвоенный. По обозначению контактора или реле (ТК, ТКС и ТКЕ) можно определить их основные характеристики. Первая буква в названии определяет рабочее напряжение обмотки в вольтах: Д—десять, II—пятнадцать, Т — тридцать, С — сто. Вторая буква определяет назначение: К — контактор или коммутационное реле; В — реле с выдержкой времени, Т — токовое реле, Н — реле напряжения, П — реле переменного тока. Третья буква вместе с цифрой указывает номинальный ток контактов: Е •— единицы, Д — десятки, С — сотни, Т — тысячи ампер. Вторая пифра после букв обозначает количество нормально замкнутых контактов, третья цифра — количество нормально разомкнутых контактов. Буквы после цифр обозначают: Д — длительный, К — кратковременный режим работы, Г — герметичные, Т — теплостойкие. Отдельной буквой на конце (А, Б и т. п.) могут обозначаться конструктивные особенности реле.
59
Рис. 1.14. Электрические схемы некоторых типов контакторов
Обмоточные данные наиболее распространенных типов контакторов (рис. 1.14) приведены в табл. 1.24.
Реле используются в схемах дистанционного и автоматического управления агрегатами, в схемах сигнализации и блокировки. Применяются главным образом электромагнитные реле.
Штепсельные разъемы. Для работы в электрорадиотехнической и электронной аппаратуре с напряжением от 1 до 200 В в цепях постоянного и переменного тока с частотой до 300 Гц применяются следующие типы штепсельных разъемов:
ШР — штепсельный разъем негерметический;
ШРГ — штепсельный разъем’герметический;
ШРГ-П—штепсельный разъем герметический проходной;
2 РМГ — штепсельный разъем малогабаритный;
12 РТ — штепсельный разъем малогабаритный теплостойкий;
Р — разъем приборный негерметический;
. РГ — разъем приборный герметический;
РГ-П — разъем приборный герметический переходной;
ШРН — штепсельный разъем низковольтный, негерметический;
ШРНС — штепсельный разъем низковольтный специальный;
ШРНГ — штепсельной разъем низковольтный, герметический.
Переходное сопротивление всех стыков собранной колодки штепсельного разъема со вставкой должно быть не более 0,002 Ом. Изменение величины переходного сопротивления контактов при вибрации допускается не более чем на 10% от первоначального значения. Сопротивление изоляции в нормальных климатических условиях должно быть не менее 1000 МОм.
Особенности эксплуатации выключателей. Для уменьшения износа контактов в результате эрозии плюсовой провод присоединяется к неподвижному контакту. При включениях и выключениях не допускаются чрезмерные усилия на рукоятку выключателя и резкие удары по ней во избежание изгиба ручек или продавливания корпуса. В процессе эксплуатации выключателей и переключателей возможно образование на их контактах токонепроводящего слоя, что устраняется 2—3 переключениями в обесточенном состоянии.
60
Таблица 1,23
Технические данные выключателей и переключателей
Тип выключателя, переключателя	Рабочее напряжение, В	!	допустимым ток, А	Масса, г	Номер схемы рис. 1.13	Тип выключателя, переключателя *.	Рабочее напряжение, В	Допустимый ток, А	Масса, г	Номер схемы на рис. 1.13
В-45	30		35	35	1	ЗППН-15	30	20	100	9
В-200	30		10	45	1	ВН-45М	30	35	38	10
	220	2,5				ВНГ-15 (К)	30	15	45	10
ВГ-15 (К)	30		15	40	1	2ПН-20	30	20	85	11
2В-45	30		20	80	2	2ВНГ-15 (К)	30	15	70	11
2В200 (К)	39		10	73	2	2ВНИ (К)	30	15	106	11
	220	2,5				2ВН-45	30	35		11
2ВР-15(К)-2с	30		15	70	2	ПН-45М	30	35	42	13
ЗВ200 (К)	39		10	100	3	ПН200 (К)	39	10	55	13
	220	2,5					220	2,5		
ЗВГ-15 (К)	30		15	90	3	ПНГ-15 (К)	30	15	45	13
ПП-45	30		35	42	4	2ПН200 (К)	39	10	90	14
ПП200 (К)	39		10	50	4		220	2,5		
ППГ-15 (К)	220	2,5				2ПНГ-15 (К)	30	15	80	14
	30		15	43	4	ЗПНГ-15 (К)	30	15	95	15
2ПП-45	30		20	85	5	ППВП	39	20	100	16
2ПП-250	250		2	80	5		220	5		
	120		3			2ППВП	39	20	172	17
2ПП200 (К)	39		10	83	5		220	5		
	220	7,5				зппвн	39	20	257	18
2ППГ-15	30		15	75	5		220	5		
(К)-2с						зпнвн	39	20	245	19
ЗПП200 (К)	39		10	115	6		220	5		
	220	7,5				2ПНВН	39	20	166	20
3 ППГ-15	30		15	90	6		220	5		
(К)-2с						пнвп	39	20	102	21
ППНГ-15	30		35	42	7	П4ПНГ-15 (К)	30	15	105	22
ППН200 (К)	39		10	60	7	П4НГ-15(К)	30	15	105	23
	220	2,5				ПНПГ-15М	30	15	70	24
2ППНГ-15	30		20	80	8	(КМ)				
2ППН200(К)	39		10	95	8	2ПНПГ-15	30	15	75	25
	220	2,5				(К)				
2ППН (К)	30		15	109	8	2ПНПН-45	30	35	85	26
ЗППН200(К)	39		10	125	9	П2НПГ-15	30	15	75	26
	220	2,5				(К)				
Вскрытие выключателей и переключателей для устранения неисправностей и их ремонт в эксплуатации запрещаются. Отказавшие выключатели и переключатели заменяются новыми.
При замене концевых выключателей новыми последние подвергаются тщательному осмотру и проверке их работоспособности с помощью контрольных ламп.
Проверяется четкость, надежность замыканий и размыканий цепи, а также величина рабочего, обратного и дополнительного ходов штока.
В эксплуатации необходимо проверять крепление концевых выключателей, очищать выключатели от пыли, грязи, влаги и керосина, а кроме того, проверять плавность хода штока выключателей.
При проверке плавности хода штока концевых выключателей, установленных в системе управления и енгнализапии шасси, необходимо соблюдать меры
61
Таблица 1 24
Основные технические данные контакторов
Тип контактора	Данные для цепи управления				Номинальный ток в контактной цепи, А	Масса, кг
	Номинальное напряжение, в	Напряжение срабатывания , В	Напряжение отключения, В	Ток во включен -ЮМ состоянии, А		
КМ=50Д	24—30	не более 20	не более 5	.0,5	50	0,2 .
КМ=100Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,45	100	0,32
КМ=200Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,5	200	0,5
КМ=400Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,6	400	1,0
КМ=600Д	24 — 30	»	» 20	»	» 5	0,65	600	1,65
КМ=50	18—30	»	»	14	»	» 3	1,0	50	0,19
КМ=100	18-30	»	»	14	»	» 3	2,5	100	0,3
КМ=200	18—30	»	»	14	»	» 3	3	200	0,48
КМ=400	18-30	»	»	14	»	» 3	4	400	0,85
КМ =600	18—30	»	»	14	»	» 3	5	600	1,15
КП=50Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,4	50	0,35
КП=100Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,5	100	0,5
КП=200Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,4	200	0,85
КП=400Д	24—30	»	» 20	»	» 5	0,6	400	1.4	 1
ТКД103ДА	24 30	18	5	0,17	10	0,155
ткдюздод	27	14—18	4,4—6,5	0,33	10	0,18
ТКД133ДТ	24-30	не более 20	не более 5	0,4	10	0,2
ТКД133ДОД	27	14—18	4,5—6,5	0,39	10	0,26
ТКД203ДОД	27	14-18	4,5-6,5	0,39	25	0,32
ТКД233ДОД	27	14-18	5—6,5	0,46	25	0,375
ТКД503ДОД	27	14-18	5—6,5	0,4	50	0,6
ТКД511ДОД	27			0,35	50	0,33
ТКД533ДОД	27	14-18	4,5—6,5	0,52	50	0,85
тксюздт	27	18	6	0,52	100	0,85
тксшдт	24—30	18	5	0,4	100	0,44
ТКС133ДТ	24—30	20	5.	0,6	100	1,44
ТКС203ДТ	27	18	6	0,6	200	1,88
ТКС203ДОД	27	14—18	4,5-6,5	0,59	200	1,6
ТКС233ДОД	27	14,5—18	4,5-6,5	0,64	200	2,8
ТКС403ДО	27	14—18	4,5-6,5	0,64	400	3,1
ТКС411ДОД	27			0,75	400	1,8
ТКС611А	24—30	20	5	6,2	600	2,7
ТКС611ДОД	. 27			0,62	600	2,7
ТКЕЮЗДОДГ	, -27,|	18	5	0,19	5	0,19
ТКЕ503ДОДГ	27	18	6,5	0,21	10	0,24
предосторожности, предусмотренные инструкцией по эксплуатации шасси и гидросистемы.
Отказавшие концевые выключатели ремонту и разборке не подлежат. Работы по проверке и замене концевых выключателей производятся при обесточенной сети.
Контроль состояния контакторов при эксплуатации. В процессе эксплуатации необходимо следить, чтобы на контактор не попадали керосин, масло, вода, гидросмесь и другие жидкости.
При работе контакторов под нагрузкой масса контакта со временем разрушается, поверхность окисляется, становится шероховатой и приобретает бурый оттенок. При работе контактора имеет место явление переноса металла, что может привести к свариванию контактов. Контакторы с такими дефектами подлежат замене. Зачищать поверхности контактов в процессе эксплуатации категорически запрещается.
62
В процессе эксплуатации реле необходимо очищать их от загрязнений, пыли, влаги, проверять состояние монтажа н надежность крепления.
Контроль состояния контактных соединений. Наиболее важным элементом коммутационных устройств являются контактные соединения и контакты. Неподвижные контактные соединения служат для подсоединения проводов к коммутационному устройству. Они выполняются с помощью болтов нлн винтов и являются достаточно надежными в эксплуатации.
Наименьшей надежностью обладают производящие коммутацию контактные пары с подвижными контактами. Контакты этих пар разрывают электрические цепи, в которых протекают токи от единиц до тысяч ампер.
Поскольку в цепях нагрузки имеются индуктивности, то во включенной цепи имеется определенный запас электромагнитной энергии. В момент размыкания электрической цепи эта энергия вызывает появление искрения н электрической дуги между контактами. Это ведет к разрушению контактов. Контакты подвергаются также коррозии под действием газов и влаги окружающей среды.
Для уменьшения искрообразования между контактами при их размыкании используются искрогасительные устройства — конденсаторы, включаемые параллельно контактам, и схемы на диодах.
В коммутационной аппаратуре, устанавливаемой в цепях потребителей большой мощности, применяют последовательное включение двух-трех пар контактов, чем увеличивают суммарный зазор между ними. Это уменьшает искрообразование между контактами.
Наиболее важным показателем состояния коммутационного устройства является величина переходного сопротивления контактов (величина нх сопротивления в замкнутом состоянии). Переходное сопротивление зависит от площади соприкосновения контактов, силы давления контактов друг на друга, от материала контактов и качества обработки их поверхности. Материалами для мощных контактов служат медь, латунь, графит и специальные металлокерамические сплавы.
РАЗДЕЛ II
ПРИБОРНОЕ И КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ, ЭЛЕКТРОННАЯ АВТОМАТИКА. ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ИХ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
I. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЕГО НАДЕЖНОСТИ
Манометрические и барометрические приборы
Общие сведения. К бортовым манометрическим и барометрическим приборам (МБП) относятся:
комбинированные указатели скорости типа КУС (рис. 2.1) и КУСИ (КУС-730/1100, КУС-1200, КУС-2000, КУС-2500, КУСИ-2500);
высотомеры двухстрелочные типа ВД, ВМ, УВИД, УВИ, (ВД-10, ВД-20, ВД-28, ВМ-15, УВИ-30, УВИД-30-15, УВИ1-ВЗ, измеряющие высоту в метрах; ВМФ-50, УВИД-15Ф, измеряющие высоту в футах);
вариометры типа ВР, ВАР (ВР-10, ВАР-30, ВАР-30-3, ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300);
указатели числа М типа М (М-0,95; М-1,5; М-2,5) и типа МС (МС-1, МС-1,5);
сигнализаторы скоростного напора (рис. 2.2) типа ССН (ССН-3, ССН-4, ССН-5);
высотные сигнализаторы типа ВС (ВС-46, ВС-8000).
Перечисленные приборы предназначены для обеспечения пилотирования н навигации летательных аппаратов. Они выдают экипажу информацию о параметрах воздушной среды и о параметрах и режимах полета летательного аппарата.
Воздушные скорости полета- При полете летательных аппаратов принято различай, истинную воздушную скорость Уист (скорость движения самолета относительно воздушной среды); индикаторную Умнд (скорость, характеризующаяся величиной скоростного напора воздуха); приборную скорость УЕр, показываемую прибором в зависимости от скоростного напора (приборная скорость отличается от индикаторной на величину методической н инструментальной погрешностей прибора); путевую Уп (скорость движения самолета относительно поверхности земли) н вертикальную Ув (скорость изменения высоты полета), Названия скоростей устанавливались исторически н не всегда имеют строгое логическое обоснование.
Все перечисленные скорости являются абсолютными. Кроме того в полете сказываются необходимыми сведения об относительной скорости полета, под которой понимается отношение истинной воздушной скорости к скорости звука на данной высоте полета. Это отношение названо числом М.
Методы измерения скорости полета. Известны аэродинамический, инициальный, доплеровский и другие методы измерения скорости полета ЛА.
Аэродинамический метод, который нашел наиболее широкое применение, основан на измерении динамического давления (скоростного напора), создаваемого встречным потоком воздуха. Давление потока воздуха на ЛА называется полным давлением. Полное давление равно сумме статического н динамического давлений.
Указатель скорости, основанный на аэродинамическом методе, представляет собой дифференциальный манометр, измеряющий динамическое давление Рл (скоростной напор), равное разности полного рп н статического Дет давления (см. рис. 2.1).
Чувствительным элементом прибора является манометрическая коробка, помещенная внутри герметического корпуса. Полость коробки соединена с 64
приемником Полного давлений, а корпус прибора — с приемником статического давления. В полете на упругий элемент действует разность полного и статического давлений, т. е. динамическое давление рк=рп—Ра-
Величина динамического давления является функцией скорости полета и определяется формулой
-pV*
где р — плотность воздуха; р — коэффициент приемника воздушного давления (0,98— 1,02).
Указатель числа М по своему устройству аналогичен указателю воздушной скорости (рис. 2.3). Так как число М является функцией отношения динамического рд к статическому давлению Рот па высоте полета, то кинематический механизм прибора выполняет деление величины Рд, и iMcpt иной с помощью манометрической коробки, на величину Рст, которую измеряет анероидная коробка.
Указатели числа М с электрической сигнализацией tiiiiii МС (рис. 2.4) предназначены для измерения числа М и выдачи электрического сигнала по достижении летательным аппаратом заданного числи М
Градуировка указателей скорости и числи М. Для градуировки указателей воздушной скорости принята следующая формула:
При полетах со скоростью свыше 400 км/ч
„ „ [гуч*-1) , ,~|А ,1.
= 2gkRTK +1]	— 1 J
Прн полетах со скоростью, превышающей скорость звука Г 167-Уг
= РсТ [ Д2 (71^2 _ д2)2,5
где р — плотность воздуха; g—ускорение свободного падения; Тн — температура воздуха на высоте полета Н, °К; R— универсальная газовая постоянная, равная 29,27 м/град; а — скорость звука; k — показатель адиабаты воздуха.
Между скоростями Упр и Иист существует следующая зависимость:
где pQ—статическое давление на нулевой высоте; рст — статическое давление на высоте полета Н.
Для указателей числа М приняты следующие градуированные формулы:
Измерители приборной скорости имеют погрешности ±(2—16)% ДО скоростей полета 400 км/ч и ±(1—3)%—при скоростях более 400 км/ч.
Погрешности измерителей скорости и числа М. Погрешности измерителей , истинной скорости с увеличением высоты полета возрастают от ±15 км/ч на малых высотах до ±5% на высотах 20 000 м. Погрешности измерителей числа М с увеличением высоты полета возрастают от ±2 до ±3%, а при М>1— от ±2 до ±8%.
3—397
65
Рис. 2.1. Кинематическая схема комбинированного указателя скорости:
1 — шкала циферблата; 2 — стрелка приборной скорости; 3, 27 — зубчатые секторы; 4, 5, 6, 7, 8, », 10, 22, 23, 24 — поводки; 11, 15, 20 — тяги; 12; 25 — оси; 13; 14 — вилки; 16 — анероидная коробка; 17 — верхний центр анероидной коробкн; 18 — манометрическая коробка; 19 — верхний центр манометрической коробкн; 21 — кривошип; 26, 28 — трибки; 29 — стрелка истинной скорости
На летательных аппаратах, где имеется большое количество барометрических и манометрических приборов, получающих питание от системы приема воздушных давлений, появляется динамическая погрешность приборов. Причина ее появления заключается в том, что полости трубопроводов корпусов и манометрических коробок приборов получаются настолько большими, что заметными становятся запазды
Рис. 2.2. Принципиальная схема сигнализатора скоростного напора ССН-3: 1 — жесткий центр, 2 — контакты; 3 — регулировочный винт. 4 — штуцер статического давления; 5 — сигнальная лампа; 6 — верхняя контактная пружина; 7 — нижняя контактная пружина; 8 — мембрана; 9 — корпус прибора; 10 — штуцер полного давления
вания показаний приборов или выдачи ими управляющих сигналов при изменении высоты или скорости полета. Для уменьшения указанных погрешностей на летательных аппаратах устанавливают несколько систем ПВД, каждая из которых обеспечивает работу отдельной группы приборов.
Проверка работы указателей скорости и числа М производится при подготовке к полету одновременно с проверкой герметичности систем полного давления. Для этого с помощью переносной установки типа КПУ-3 или КПА-ПВД в системе полного давления создается давление, соответствующее определенной величине скорости (обычно не более 700—800 км/ч). При создании давления стрелки указателей скорости должны перемещаться плавно, без рывков и заеданий. На отметках скорости 200—300 км/ч осуществляется сверка показаний проверяемых указателей скорости с контрольным указателем скорости, расположенным на установке КПУ-3 или КПА-ПВД.
66
Рис. 2.3. Кинематическая схема указателя числи М
/ — накладка; 2 — стрелка; 3 — сигпалышн стрелки*. 4 — цпфорблпг; 5 — трибка; 6, 9, 10, 11, 13, 17, 26 — поводки; 7 — K<>Miivtirnui!<iiiiiiisi <>rh; 8, Ин иодт-пк; Г2 переходная ось; 14 — зажим; 15, 21, 24 — тяги; 16 — балансировочный гру» (tipoiiiiiniivc); 18 — ось высотной компенсации; 19 — анероидная коробка; 20 — бимгглллп'нч’кин скоби; 22 — игла; 23 — манометрическая коробка; 25 — ось сектора; 27 — сектор
J7
Рис. 2.4. Кинематическая схема указателя числа М с сигнализацией МС-1:
I — шкала; 2 — электропроводка; 3 — ось сектора; 10, 12, 23, 27, 28 — поводки; 4, 5, 9, 31 — волоски; 6 — переходная ось; 7, 14, 26 — зажимы; 8, 15 — внлкн; 11 — клеммы ШР; 12, 17, 21 — тяги; 13 — балансировочный груз; 16 — ось высотной компенсации; 18 — биметаллическая скоба; 19 — игла; 20 — анероидная коробка; 22 подвижный центр; 24 — манометрическая коробка; 25 — компенсационная ось; 29 — сектор; 30 — трибка; 32 — стрелка
3*
67
Рис. 2.5. Кинематическая схема двухстрелочного высотомера:
/ — барометрическая шкала; 2 — плоская пружина; 3. 12 — биметаллические компенсаторы; 4 — тяга; 5 — противовес; 6 — блок анероидных коробок; 7 — волосок; 8 — большое зубчатое колесо; 9 — кремальера; 10 — полая ось; 11 — трибка; 13 — малое зубчатое колесо; 14 — сектор; 15 — валик; 16 — основание
Устшкцш;! КИЛ ПВД имеет пневматический насос с электрическим приводим ноегониного тока па 27 В. Установка КПУ-3 имеет пневматический насос с ручным приводом. Переключателем установки насос включается на создание разрежения или давления.
При периодических видах обслуживания у указателей скорости с помощью специальной лабораторной проверочной установки (например, типа УКАМП) проверяется герметичность корпуса и манометрической коробки, основная погрешность при прямом и обратном ходах стрелок по высотам и плавность хода стрелок. Кроме того, проверяется затяжка штуцеров и резьбового кольца, крепящего стекло прибора.
Барометрические высотомеры. Чувствительным элементом барометрического высотомера является анероидный блок (рис. 2.5).
Изменение атмосферного давления с изменением высоты вызывает деформацию анероидного блока, который с помощью передаточного механизма перемещает стрелку, показывающую высоту полета.
Высотомерам свойственны методические щ инструментальные погрешности. Методические погрешности обусловлены косвенным методом измерения высоты и вызваны изменением рельефа местности, давления у земли, средней температуры столба воздуха. Для устранения методической погрешности за счет изменения давления у земли прибор имеет кремальеру, с помощью которой стрелки прибора перед полетом устанавливаются на нуль. При этом поворачивается шкала барометрического давления и в вырезе шкалы устанавливается значение барометрического давления, которое имеется в данный момент на аэродроме, где находится летательный аппарат. Если в полете по шкале барометрического давления установить значение давления, которое существует на аэродроме посадки, то высотомер будет давать показания высоты относительно этого ме
68
ста. При вращении ручки кремальеры стрелки и шкала давления двигаются одновременно. Однако, если отвернуть цилиндрическую гайку у основания ручки и вытянуть ручку иа себя, то появляется возможность вращать только шкалу давления. Такое расцепление механизма стрелок и шкалы требуется для первоначальной установки соответствия показаний стрелок и барометрической шкалы.
На самолете запрешается отворачивать кремальеру и вращать только шкалу барометрического давления, чтобы установить ее в соответствии с атмосферным давлением на аэродроме. Несоответствие показаний стрелок и шкалы барометрического давления может быть следствием неисправности прибора. Поэтому если после установки стрелок иа нуль показания э^рй шкалы отличаются от атмосферного давления более чем пл определенное число мм. рт. ст., оговоренное в инструкции по эксплунтлцпп высотомера (обычно ±1,5—2 мм рт. ст.), то прибор следует спять с летательного .чиппрптп в промерить иа соответствие параметров требованиям технических условий
Помимо стрелок, высотомер имеет индексы, сиичннные со шкалой барометрического давления. Если стрелки приборп уствшшить ин пуль перед взлетом, то индексы покажут высоту места взлети относительно уроним, и.т котором давление равно 760 мм. рт. ст.
Цысотомеры типа ВДИ имеют индекс комцид. По сш ни чу г земли или с другого летательного аппарата специальный индекс ynriu ноннян тем (с помощью электрической дистанционной нереднчн) ни отметке шкалы прибора, на которую обращается внимание экипажа. У ныгоюмерпн ВЦП индексы, указывающие высоту места взлета относительно уровня, пи котором давление равно 760 мм рт. ст., отсутствуют.
А э р о д и и а м и ч е с к а я п о п р п в к n < и 1Мепеппем числа М в полете происходит изменение эпюры давлений вдоль приемника ПВД. При этом у отверстий приемника ПВД давление станоннген отличным от статического давления на данной высоте полета. Это вылыпнет увеличение методической погрешности высотомера. Для устранения этой погрешности применяют вычислители аэродинамических поправок. Поправка, оиределяемпя вычислителем, вводится в показания высотомера. Указатели с аэродинамической поправкой обеспечивают более точное выдерживание заданного эшелона по высоте полета.
Градуировка высотомеров. Для градуировки большинства барометрических высотомеров приняты следующие формулы:
Г,
рс = /’0| 1 — уН — для 11 км,
/7-10000
рс = рое RTu —для/7>11 км,
где р0 — 760 мм рт. ст.—давление у поверхности земли; Го 273,16±15=288,16— температура у земли по Кельвину; г = 0,0065 грал/м температурный градиент высоты; R = 29,27 ,'м/град — газовая постоянная воздуха; 7'ц — температура на высоте 11 км по Кельвину.
Датчики высоты. Для автоматического ввода в бортовые системы сигналов, пропорциональных барометрической высоте полета, используются датчики высоты (например, ДВ-15). Они представляют собой упрошенную конструкцию высотомера типа ВД (ВД-28), в которой имеются одна шкала и одна стрелка. С осью стрелки свизана щетка потенциометра. С изменением высоты полета щетка перемещается по потенциометру так, что напряжение, снимаемое с него, оказывается пропорциональным высоте полета. Аналогичную конструкцию имеет датчик высоты ДВ-30. Шкала и стрелка у датчика ДВ-30 отсутствуют.
Проверяемые отметки (эшелоны) высотомеров, оттарированных в метрах высоты: для высот 0—9000 м — через 300 м. для высот 9000 — 12 000 м — через 600 м; для высот 12 000 м и далее — через .1 000 м.
Проверяемые отметки (эшелоны) высотомеров, оттарированных в футах высоты: для высот 0 — 29 000 футов — через 1 000 футов;
69
Рис 2 6. Принципиальная схема иысотпого сигнализатора:
/ — контакт; 2 — пружинящий контакт; 3 — шток; 4 — анероид; 5 — лимб
хл в области отверстий приемника
для высот 30 000 футов и далее — че-pe.i 2 000 футов.
Погрешности высотомеров: для высот О (>00 м — ±(15—30) м; для высот 900— I 200 м — ± (30—50) м; для высот 1 500 м н далее — ±(1,5—2) % от измеренного шачепия высоты.
Сигнализаторы высоты полета. Иногда для получения сигнала о достижении заданной высоты полета применяются сигнализаторы высоты полета • (ВС-46, ВС-5 000, ВС-8 000, ВС-11000). Сигнализатор представляет собой высотомер, на подвижном центре анероидной коробки которого закреплен электрический контакт, второй контакт закреплен на корпусе прибора (рис. 2.6). По достижении расчетной высоты полета контакты замыкают или размыкают определенную электрическую цепь. В некоторых сигнализаторах вместо рассмотренных контактов устанавливаются микровыключатели.
Следует помнить, что при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета вследствие появления местных разряжений и скачков уплотнения возду-зтатического давления ПВД возможны зна-
чнтсльцые погрешности измерителей скорости и высоты полета. Поэтому на милых высотах полета нельзя руководствоваться показаниями барометрических высотомеров, если в конструкцйи ПВД не предусмотрены специальные меры но устранению отмеченных явлений или же не используются высотомеры с блоком ВАП введения аэродинамической поправки. По показаниям барометрических высотомеров нельзя также производить посадку, поскольку только инструментальные погрешности их па пулевой высоте могут достигать ±15—20 м.
Поправки пн атмосферное давление. Прн посадке па высокогорные аэродромы, где давление меньше 760 мм рг. сг„ поправка па атмосферное давление пппднтея е помощью индексов, а барометрическая шкала при этом перекрываем я шторкой. Для внесения поправки необходимо получить по радио сведения об относительной высоте (относительно условного уровня моря) на месте посадки и установить индекс против этой высоты по циферблату прибора. Тем самым в показание прибора вводится поправка аналогично- введению поправки с помощью барометрической шкалы.
Для соблюдения в полете заданной высоты необходимо установить на барометрической шкале давление 760 мм рт. ст. или индексы на отметку «0».
Указатели высоты и перепада давлений. Указатели высоты и перепада давлений представляют собой комбинированные приборы, состоящие из помещенных в одном корпусе двух независимых приборов: высотомера и кабинного дифференциального манометра (рис. 2.7). В корпус прибора через штуцер «D» подводится давление воздуха кабины. Под мембрану дифференциального манометра через штуцер с индексом «С» подводится статическое давление из атмосферы, -окружающей летательный аппарат. С другой стороны на этут мембрану воздействует давление воздуха кабины.
В результате перемещение центра мембраны оказывается пропорциональным разности давлений ркаб — Ратм— Ар. По шкале прибора производится отчет перепада давления между наружным давлением н давлением в кабине.
Вариометры. Принцип действия измерителей вертикальной скорости полета — вариометров (рис. 2.8) основан на. измерении разности атмосферного давления и давления в корпусе прибора, соединенного с атмосферой через гидравлическое сопротивление (капиллярную трубку). Серийные вариометры типа ВАР (ВАР-30, ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300) имеют унифицированный механизм и различаются только шкалами, количеством и длиной капилляров.
70
/ z
Л7
ff
12
Кинематическая
-0.4
12

Рис. 2.7.
схема указателя высоты и перепада давлений:
/, 16 — стрелки; 2 — циферблат; 3, 15 — секторы; 4, 6 — волоски; 5, 17 — трнбкп; 7, 12 — подвижные центры; в, 14 — вилки; 5, 13 — тяги; 10 — анероидная коробка; II — манометрическая коробка
Рис. 2.8. Кинематическая схема вариометра с затухающей шкалой:
Г— стрелка; 2 — рычаг; 3 — ось рычага; 4 — балансир; 5 — поводок; 6 и 15 — спиральные пружины; 7 — тяга; 3 —' капилляры; 9 — манометрическая коробка; 10 — трубка для подвода давлений Рс; и — корпус прибора; 12 — поводок; 13 — эксцентрик; 14 — зубчатое колесо с прорезью; 16 — трубка на оси стрелки; 17 — рукоятка (кремальера) для установки стрелки иа нуль
Эксплуатация манометрических и барометрических приборов. Основными рабочими характеристиками манометрических и барометрических приборов являются: основная погрешность, вариация показаний, плавность хода стрелок прн прямом и обратном ходе, герметичность корпусов и чувствительных элементов.
При выполнении подготовки к полету анероидно-мембранных приборов без снятия их с ДА проверяется герметичность систем полного и статического давлений и работоспособность приборов, присоединенных к этим системам. Для этого п трубопроводах полного давления со стороны ПВД с помощью установки КПА-ПВД (КПУ-3) создается избыточное давление, соответствующее скорости 100 300 км/ч (в зависимости от типа ЛА) по шкале контрольного указателя скорости; при этом уменьшение показаний стрелки указателя скорости не должно превышать 5—-10 км/ч. На одной или двух точках сверяются показания проверяемых указателей с показаниями контрольного прибора.
Прн создании давления н его выравнивании с атмосферным проверяется работоспособность указателя числа М.
При изменении величины разрежения проверяется работоспособность вариометров высотомеров и указателей высоты и перепада давлений. При этом стрелки приборов должны перемещаться плавно, без скачков и заеданий.
Системы приема воздушных давлений
Общие сведения. Система ПВД воспринимает полное н статическое давление и передает их по магистралям (трубопроводам) к чувствительным элементам пилотажно-навигационных приборов и систем, систем управления летательным аппаратом, М-реле, сигнализаторам, бортовым устройствам регистрации параметров полета.
К системе приема воздушных давлений относятся приемники воздушных давлений, |рубопроводы полного и статического давления, коллекторы, влаго-отстойпики, краны переключения систем ПВД.
В эксплуатации применяются приемники трех типов. Приемники типа ПВД (11ВД-3, ПВД-4, ПВД-5, ПВД-7, ПВД-9, ПВД-18) воспринимают полное и статическое давление, приемники типа ТП-156(М) и ППД-1, ППД-3, ППД-5 воспринимают только полное давление, приемника ПСД—воспринимают только статическое давление. К дозвуковым относятся ПВД-6М, к сверхзвуковым — ПВД-3, ПВД-4, ПВД-5, ПВД-7 (рис. 2.9), ПВД-9.
Рис. 2.9. Приемник воздушных давлений ПВД-7:
4 _ трубка полного давления рп; 2 — дренажные отверстия; 3 — электрообогревательный элемент; 1 — цилиндрический корпус; 5 — отверстия, служащие для приема статического давления рст; 6— камера статического давления рст; 7 — штуцер полного давления рп; 8 — штуцер статического давления рС7
72
Pin 2 11 Приемник i ытпческого даплсшпг
I niuivMiKir огперстие; 2 — корпус;
.1 — iipvmiinn; 4 — обогревательный эле-мг)И , Л nii'iки; Л — розетка
Рис. 2.10. Приемник полного давления ППД-1:
1 — наконечник; 2 — обогревательный элемент; 3, — кожух; 4 — фланец; Я — штепсельный разъем; 6 — штуцер; 7 — трубопровод; 8 — крепежное огнерстне; 9 — дренажное отверстие
Приемники типа ПВД (кроме ПНД9), Til ll>(> (М). ППД-1 (рис. 2.10), ППД-3, ППД-5 и некоторые типы приемников стагиЧеского давления (рис. 2.11) имеют электрический обогреватель, питаемый от бортовой сети постоянного тока напряжением 27 В.
Приемники воздушного давления всех типов монтируются на самолете таким образом, чтобы дренажные отверстия были обращены вниз. Когда самолет находится на стоянке, приемник должен быть зачехлен. Перёд полетом чехол снимается.
Для уменьшения аэродинамических погрешностей приемники статического давления устанавливаются на плиты.
На центральное отверстие приемника ПВД (ППД, ТП) набегающий поток воздуха оказывает давление.
рПз /’п =* ^ст + ^2" ’
где рп, Рет — полное и статическое давление воздуха; р — плотность воздуха на высоте полета; V — воздушная скорость полега.
При проверке работы обогревательных элементов приемников воздушного давления (ПВД, ТП, ППД) под током разрешается включать обогрев на земле не более чем на 2 мин. По истечении этого времени поверхность приемников должна быть ощутимо теплой.
Величина тока, потребляемого обогревательным элементом приемника, должна находиться в следующих пределах: для ПВД-4 — 7,5—8,5 А; для ПВД-5, ПВД-7 и ПВД-18 — 5,5—6,5 А; для ПВД-6М —3,4—3,9 А; для ТП-156(М)—3,5—5 А; для ППД-1 (В)—6,2—6,8 А; для ППД-3 — 3—5 А; для ППД-5 — 3—6 А.
Особенности эксплуатации систем ПВД. Для обеспечения безотказной работы пилотажно-навигационных приборов в период эксплуатации необходимо следить, чтобы пыль, грязь, влага не попадали через отверстия приемников давлений в трубопроводы статического н динамического' давления. Для этого после окончания полетов на приемники надеваются специальные чехлы с красными флажками.
73
Чехды и заглушки приемников воздушных давлений целесообразно снимать непосредственно перед запуском двигателей (на вертолете — непосредственно перед взлетом). Чехлы и заглушки должны снабжаться красными вымпелами и блокироваться связкой с другими заглушками, подлежащими сня- • тию перед запуском двигателей.
Иногда встречаются случаи крепления дюритовых шлангов на штуцерах приборов с помощью контровочной проволоки. При обнаружении таких случаев шланги, деформированные проволокой, нужно немедленно снять с летательного аппарата, а крепление осуществлять только с помощью специальных хомутов.
Не рекомендуется применение резиновых колпачков для надевания на штуцера временно снятых или отсоединенных от систем ПВД приборов, так как острые кромки штуцеров надрезают резину колпачков и возможно попадание частиц резины внутрь штуцеров, в шланги, и, как следствие, закупорка трубопроводов ПВД.
При необходимости временного отсоединения приборов свободные концы трубопроводов и штуцера приборов можно закрывать пластмассовыми колпачками илн обматывать целлофаном.
Техническое обслуживание. Прн периодических видах технического обслуживания трубопроводы системы ПВД продуваются сжатым воздухом под давлением 2—4 кге/см2. Продувку следует вести от приемников, предварительно отсоединив приборы и отстойники. Продувая аварийную систему, следует открывать аварийный кран.
После выполнения работ по устранению полного или частичного нарушения герметичности, а также по устранению закупорки (пережатия) трубопроводная система ПВД проверяется на герметичность, а приборы системы — на правильность показаний.
Профилактический ремонт. При выполнении профилактического ремонта (обычно через 1000—5000 ч палета) рекомендуется заменять дюритовые шланги ПВД независимо от их технического состояния. Такая мера оправдана в связи с тем, что в процессе эксплуатации происходит расслоение шлангов (особенно в местах расстыковки, у штуцеров приборов), их растрескивание и потеря эластичности, а следовательно, создаются условия для потери герметичности пли закупорки систем ПВД.
Одним из слабых мест системы ПВД, с точки зрения ее надежности, являются влагоотстойиики. Необходимость их периодического вскрытия для слива влаги приводит к,образованию трещин, особенно у прокладок. Поэтому прн всех случаях повреждения влагоотстойников их нужно заменять.
При проверках высотомеров и указателей скорости необходимо пользоваться гипсометрическими и аэродинамическими таблицами и таблицами аэродинамических поправок. На летательный аппарат устанавливаются таблицы, в которые вписываются значения заданной высоты эшелона, приборной скорости и соответствующие им показания высотомера с учетом суммарных поправок.
Суммарная поправка определяется по формуле
^ДН = ДНИ 4- ДНа,
где Яи — инструментальная поправка высотомера (выписывается из журнала проверки параметров высотомера); Д//а — осредненная аэродинамическая поправка приемника статического давления для наиболее вероятной скорости полета летательного' аппарата (выписывается из Единой методики ввода поправок...).
Показания высотомера с учетом суммарных поправок для установленных значений эшелонов определяются по формуле
Нпр = Из — 2]ДЯ,
где На — заданное значение высоты эшелона.
Во время мытья летательного аппарата нужно следить за наличием за- ’ глушек на приемниках ПВД.
74
При проверке герметичности систем статического давления необходимо увеличивать н уменьшать разрежение таким образом, чтобы стрелка (бортового, контрольного) вариометра не выходила за пределы максимальной отметки шкалы.
Обогрев ПВД должен включаться не ранее чем за 5 мин до взлета и выключаться не позднее, чем через 3 мин после посадки. Чехлы на приемники надеваются после их полного охлаждения.
В процессе эксплуатации ПВД производятся периодические проверки герметичности камер статического п полного давления, силы тока, потребляемого обогревательном элементом, сопротивлении изоляции, исправности соединительных проводов и дюритовых шлаигои, состояния приемного отверстия полного давления, дренажного и статических отверстии.
На летательном аппарате приемники воздушного давления проверяют совместно с проверкой систем полного и статического д,тпл< иия с помощью установки КПА-ПВД или КПУ-3.
Особенности эксплуатации систем ПВД в полете. В полете возможны случаи отказа в работе анероидно-мембранных приборов. Вели одновременно несколько приборов (указатели скорости, высоты, вариометр) дают неправильные показания, это является признаком отказа системы ПВД. Неправильность показаний выявляется путем сопоставления пока.inuuti аиилогичимх приборов, работающих от другого приемника ПВД. В этом случае нужно прежде всего проверить, включен лн обогрев ПВД. Обогрев должен включаться перед взлетом летательного аппарата. Если он выключен, то после его включения показания приборов должны быть правильными через 2 3 мни (когда будет ликви-, дировано обледенение отверстий приемники ПВД), Если же отказ приборов происходит при включенном обогреве ПВД, то необходимо специальным краном переключить приборы на второй (аварийный) приемник ПВД. Если и после этого приборы не дают правильных показании, то режим полета следует контролировать по показаниям авиагоризонта, указателя поворота и скольжения, тахометра. Высоту полета в загерметизированной кабине можно приблизительно оценить по указателю высоты и перепада давлений УПВД (на высотах более 2000 м высота полета примерно, вдвое больше показаний высоты в кабине, а на высотах менее 2000 м высота полета приблизительно равна показаниям высоты в кабине).
Гироскопические пилотажные и навигационные приборы и их эксплуатация
Наиболее важными бортовыми гироскопическими приборами являются авиагоризонты, указатели поворота, гирополукомпас,ы, а также выключатели коррекции.
Авиагоризонты. В настоящее время применяются ашшгоризопты типа АГК-47Б, АГБ-2, АГБ-3 (рис. 2.12), АГР-72, АГР-144 и дистанционные авиагоризонты типа АГД-1. Авиагоризонт АГД-1 (рис. 2.13) является наиболее распространенным.
Благодаря тому, что система индикации авиагоризонта АГД-1 связана с гироскопом электрически, индикация продольных углов самолета получается естественной: верхняя часть шкалы углов тангажа указателя окрашена в голубой цвет, а нижняя — в коричневый. Пилот видит па авиагоризонте взаимное расположение самолета, Земли и неба таким, каким оно является в действительности.
Расположение гироагрегата авиагоризонта АГД-1 вблизи центра масс летательного аппарата обеспечивает хорошую устойчивость и точность гировертикали.
При включении авиагоризонта АГД-1 загорается сигнальная лампа на лицевой стороне прибора, которая должна погаснуть не позже чем через 15 с. Через 1—1,5 мин после включения авиагоризонт должен правильно показывать стояночные углы тангажа и крена самолета.
Следует помнить, что при взлете гировертикаль авиагоризонта АГД-1 накапливает погрешность выдачи сигналов тангажа со скоростью до 1° за каж-
75
дую минуту взлета. После разворота летательного аппарата на 90° эта погрешность по углу тангажа переходит в погрешность по углу крена.
При разворотах летательного аппарата коррекция авиагоризонта (от маятникового переключателя) отключается но сигналам от выключателя коррекции.
Контроль п о к и а а н п й авиагоризонта А Г Д-1 в полете. В полете необходимо периодически контролировать правильность работы авиагоризонта по дублирующему авиагоризонту и другим пилотажным приборам. Контроль пока лапин углов крена ведется по указателю скольжения и указателю попорота (если крен отсутствует, то шарик указателя скольжения находится и центре п стрелка указателя поворота — на нулевом делении шкалы). Правильность показаний углов тангажа контролируется по вариометру, указателю скорости и высоты полета.
При неправильных показаниях авиагоризонта необходимо установить режим прямолинейного горизонтального полета по дублирующим приборам и кратковременно нажать кнопку автоматического арретирования. Арретир устанавливает плоскость следящей рамкн параллельно основанию гироагрегата, а главную ось гироскопа нормально к этому основанию.
После окончания процесса арретирования происходит автоматическое арретирование гироскопа. Если через 15 с авиагоризонт не будет давать правильных показаний, его следует выключить и дальнейшее пилотирование производить по дублирующим приборам.
Пользоваться кнопкой арретирования при углах тангажа более ±4° нельзя, так как иначе после арретирования будет выключена продольная коррекция гироскопа.
Особенности технического обслуживания авиагоризонтов. Центральным звеном авиагоризонтов являются гироузлы, роторы которых вращаются электродвигателями переменного тока. Позиционные гироскопы обычно имеют системы коррекции. Поэтому надежность работы таких приборов в значительной мере зависит от исправной работы гироузла и электрических цепей питания, коррекции и дистанционных передач.
Вибрационные и ударные нагрузки, особенно при рулении летательного аппарата до взлета, передаются на оси гироузлов, если последние заарретированы. Поэтому при эксплуатации необходимо своевременно (до выруливания) включать гнроприборы, приводить гироузлы в рабочее состояние и разарретировать их.
Особое внимание следует обращать на контроль исправности амортизаторов, так как их повреждения (порывы) резко ухудшают условия работы гн-роузлов и приводят к их отказам из-за деформации осей, увеличения моментов трения и повреждений электрических цепей.
У авиагоризонтов, и в первую очередь у дистанционных, при выполнении работ технического обслуживания следует контролировать время готовности к работе, работу арретирующего устройства, скорости продольной и поперечной коррекции, действие отключатслей коррекции, устойчивость при выключенной коррекции и погрешности выдерживания вертикали, а также значения потребляемого постоянного и переменного тока. Кроме того, необходимо проверять погрешности отработки углов рассогласования по крену и тангажу, несовпадение индексов указателей и работу схем сигнализации.
Указанные проверки позволяют своевременно выявлять нежелательные изменения технического состояния авиагоризонтов и предупреждать проявления неисправностей в полете. Для ускорения проверок и сохранения нужной точности контроля необходимо пользоваться сервисной аппаратурой — пультами проверки авиагоризонтов (например, для авиагоризонтов АГД-1 — ПА-АГД-1).
После замены гиродатчика или комплекта авиагоризонта на летательных аппаратах, не имеющих дублирующих авиагоризонтов, работа авиагоризонта должна проверяться н контрольном полете.
Электрические указатели поворота (ЭУП) имеют гиромоторы с электродвигателями постоянного тока (типа ЭУП-53) и электродвигателями переменного тока (типа ЭУП-57).
При эксплуатации у электрических указателей поворота контролируются состояние коллекторно-щеточного узла н высота щеток. При наличии боль-76
того количества Щёточной пыли коллектор прочищается и продувается сжатым воздухом под давлением 1,5—2,0 кгс/см2. Затем измеряется величина потребляемого тока.
К числу параметров, позволяющих контролировать работоспособность ЭУП, кроме тока, относятся: чувствительность при плоском развороте с заданной угловой скоростью, погрешность при заданных значениях крена и угловой скорости, величина застоя подвижных индексов и время их возврата из крайних положений.
Выключатели коррекции (ВК-53РБ/РШ, ВК-90) предназначены для отключения коррекции гироприборов (пнннгорнзоптов, гирополукомпасов и др.) при разворотах и виражах. Выключатели коррекции типа ВК-53-РБ/РШ выключают коррекцию с задержкой 5 15 с. Выключатели коррекции типа ВК-90 имеют задержку времени как при iiijioiiohvihui, тик и при включении коррекции. Выключатели коррекции типа ВК 90 pciinipyior ни угловую скорость в два раза меньшую, чем ВК-53РБ, и пе нключаюг коррекцию при рысканиях иа развороте.
При эксплуатации выключателей коррекции целесообри пн> периодически контролировать их работоспособность, обращай особое iiiniMiiiiiic пи выдерживание времени задержки выключения коррекции и пи соблюдение симметричности задержки. Эти проверки, а также измерение* токи, потребляемого каждой фазой гиромотора, выполняют при периодических индих технического обслуживания.
Гирополукомпасы (ГПК)- В отличие от iinii.itори ютов у гпротюлукомпа-сов ось собственного вращения гироскоп» расположена в горизонтальной плоскости. Гироскоп гирополукомпаса пе коррскгнруегси в горизонтальной плоскости. Поэтому при измерении курса по nuiKiiior погрешности, обусловленные вращением Земли и перемещением летательного iiniiapara относительно Земли.
Для уменьшения погрешностей п iiokii.iiiiiiihx курен производится коррекция кажущегося ухода гирополукомпаса п коррекции горизонтального положения оси ротора гироскопа. Гирополукомпасам свойственна карданная погрешность, представляющая собой разность между углом курса, изменяемым в горизонтальной плоскости, в показаниями гирополукомпаса при наклоне (по крену или тангажу) оси наружной рамки от вертикального положения. Наиболее распространенным в настоящее время является гирополукомпас ГПК-52.
В варианте ГПК-52Ю гирополукомпас может применяться в южном полушарии. В варианте ГПК-52АП гирополукомпас используется датчиком курса в автопилотах типа АП-6Е.
Гирополукомпасы обладают рядом методических и инструментальных погрешностей. К методическим относятся карданная и виражная погрешности.
Карданная погрешность гирополукомнасов возникает при появлении углов крена и тангажа летательного аппарата, когда ось внешней рамки отклоняется от вертикального положения. Причиной -пой погрешности служат геометрические особенности конструкции карданного подвеса. Величина карданной погрешности определяется зависимостью
Дф = а — arctg ((g a cos 7), где у — угол крена (тангажа) летательного аппарата: и - угол между осью ротора гироскопа и продольной осью летательного аппарата.
Виражная погрешность в гиро полу компасах появляется прн виражах н возникает в связи с работой коррекционного устройства, обеспечивающего перпендикулярность положения ротора гироскопа к плоскости внешней рамки гироузла. В отличие от карданной погрешности виражная погрешность непрерывно накапливается в процессе выполнения виража и йе исчезает после его окончания. Для уменьшения виражных погрешностей часто выключают горизонтальную коррекцию гироскопа ГПК при виражах.
В процессе подготовки к вылету пилот (штурман) должен установить ручку широтного потенциометра на пульте управления ГПК на значение географической широты места. Не более чем за 2—3 мин до выруливания на старт включается питание ГПК-
77
Рисх 2.12. Кинематическая схема авиагоризонта АГБ-3:
1 — сельсин-датчик тангажа; 2 — рамка гироузла; 3 — гироузел; 4 '— сельсин-датчнк крека; 5 — упор; 6, 9 — моментные двигатели; 7 — ограничитель; 8 — жидкостный датчик коррекции; 10 — силуэт самолета; 11 — шкала крена; 12 — арретир; 13 — флажок отказа питания; 14— индекс; 15 — шкала тангажа; 16 — сельсин-приемник тангажа; // — кремальера регулировки горизонта; 18 — двигатель-генератор; 19 — усилитель
Рис. 2.13. Кинематическая схема авиагоризонта АГД-1:
1, 14, 16 — двигатель-генератор; 2, 6, 23 —* коммутаторы; 3, 5, 10 рамкн; 4, 24 — электродвигатели; 7, 12, 13, 17 — сельсины; 8, 9 — реле; 11 — индуктивный датчик; 15 — катушка; 18 — шестерня; 19, 22 — индексы; 20 — шкала; 21 — кремальера; 26 — жидкостной маятниковый переключатель; 26 — контакты выключателя коррекции; 27 — жидкостной выключатель
Особенности эксплуатации гирополукомпаса в полете. В момент пролета исходного пункта маршрута шкалу ГПК задатчиком курса на пульте управления ПУ ГПК-52 следует установить на заданный курс или для удобства выдерживания курса — па нулевое деление (летательный аппарат при этом должен иметь заданный курс). При выдерживании курса по ГПК полет будет происходить по ортодромии.
Вместе с тем следует помнить, что с течением времени полета будет накапливаться разница между показанием гирополукомпаса и магнитным (истинным) курсом летательного аппарата. Объясняется это тем, что при полете по ортодромии магнитный курс будет непрерывно изменяться и тем более, чем на большей широте осуществляется полет. Так, при полете по всей окружности ортодромии курс изменится па
В полете при изменении широты места следует периодически устанавливать ручку широтного потенциометра в соответствие с шпротой пролетаемой местности. Это делается
Рис 2 I I Кинематическая схема центральной । пронгртпк.тлп:
/. 1П — Mioiniiiioi; 2 корпус; 3, 4, 10. 11 — S>jii'i<T|>iuiiiiirni<-jiii; Л рамка; 6, 9, 12, 13 иигенцномегры; 7 — платформа; Л, /7 — III рос копи; И, 13 — контакты; 17 — маятник
для компенсации погрешности в показаниях курса за счет вращения Земли.
С течением времени в показаниях ГПК накапливается также погрешность в результате уходов гироскопа по причинам несбалансированности, неточной установки широтного потенциометра и др. Поэтому при полете по ортодромии показания ГПК корректируются в заранее намеченных пунктах по магнитному, астрономическому или радиокомпасу. Кроме того, необходимо учитывать, что при выполнении виражей гирополукомпасу свойственны карданная
и виражная погрешности.
Оперативные и периодические виды обслуживания гирополукомпасов. При подготовках к полету у комплекта гирополукомпаса проверяется внешнее состояние и работоспособность. Во время периодического обслуживания с помощью специальной поверочной установки проверяются: потребляемые токи в фазах, погрешность дистанционных передач, время прихода в рабочее состояние, скорости разворота шка^ы, скорость выключения горизонтальной коррекции, скорость ухода гироскопа в азимуте на четырех основных румбах.
Центральные гировертикали (ЦГВ). Для обеспечения сигналами углов крена и тангажа бортовых потребителей используются единые гироскопические датчики или система таких датчиков центральных гировертикалей. На измерительных осях датчиков устанавливается по нескольку потенциометров или сель
синов.
Для повышения точности показаний углов крепа и тангажа в центральной гировертикали применена силовая гироскопическая стабилизация (рис. 2.14).
Наличие силовой компенсации внешних моментов не устраняет кажущегося ухода гировертикали в результате вращения Земли. Устранение влияния вращения Земли обеспечивается системой коррекции, состоящей из жидкостного маятника и коррекционных двигателей.
При запуске ЦГВ платформа с гироскопами может находиться в любом положении. Для быстрого установления ее в положение вертикали служат механические маятники, цепи которых замыкаются через контакты кнопки, рас-
79
положенной на приборной доске. Если платформа будет наклонена на угол более 1,5—2°, то маятники, расположенные на карданной раме, замыкают свои комплекты, подавая полное напряжение на электродвигатели. Эти электродвигатели устанавливают платформу вертикально с точностью 1,5—3°, после чего размыкают спои контакты. Более точное установление платформы по вертикали осуществляется с помощью жидкостного маятника и коррекционных электродвн гатслей.
Если ось (стрелка па корпусе) ЦГВ установлена точно параллельно продольной осп летательного аппарата, то карданные погрешности гироузла от-сутс гнуют.
rioipenniocTH, вызываемые ускорениями летательного аппарата, уменьшаю ггп выключением продольной коррекции на виражах и продольной коррекции — при наличии продольных ускорений.
I lot рсшности в гировертикалях бывают: статические (от небаланса гироскопа, вращения Земли и т. п.), виражные, трения и погрешности от продольных ускорений самолета (в приборах АГД-1 имеется отключение коррекции при продольных ускорениях).
При подготовках к полету у гировертикалей типа ЦГВ проверяются внешний вид и работоспособность в комплекте с совместно работающими с ней блоками и приборами.
При периодических видах обслуживания у гировертикалей проверяются время готовности, работоспособность арретирующего устройства, наличие сигналов с потенциометров, надежность контактирования (при потенциометрических выходах крепа п тангажа),- время прихода оси гироскопа к вертикали из завалов на 5°, а также потребляемый переменный ток в фазах.
Датчики и указатели угловых скоростей летательных аппаратов. Для получения сигналов угловых скоростей вращения летательного аппарата используются скоростные гироскопы, которые имеют только две степени свободы (относительно корпуса прибора).
Причем степень свободы вращения рамки относительно ее оси ограничивается пружиной.
При различных углах крена у одной и той же угловой скорости разиоро-та будут соответствовать различные углы а отклонения оси рамки гироскопа.
Если с осью рамки скоростного гироскопа сочленить стрелку, то получается прибор, указывающий угловую скорость разворота — указатель поворота (ЭУП-53).
Вместо стрелки на оси рамки можно закрепить щетку потенциометра. В этом случае скоростныр гироскопы используются так, как датчики угловых скоростей (ДУС, ДУСМ) в различных автоматических системах управления летательных аппаратов.
Демпфирование колебаний стрелки указателя поворота осуществляется с помощью пневматического демпфера.
У датчиков угловых скоростей, работающих в основном в комплекте демпферов колебаний, автопилотов и систем автоматического управления, при периодических видах обслуживания проверяются потребляемый переменный ток в фазах, сигналы при отсутствии углоиой скорости и выходные напряжения при угловых скоростях.
Некоторые особенности эксплуатации гироскопических устройств. При эксплуатации гироскопических приборов и устройств, имеющих гироскопические узлы, необходимо не допускать транспортировки агрегатов и датчиков без специальных мер защиты гироскопических узлов от ударов и тряски; взлет и посадку летательных аппаратов следует производить только с включенными гироскопическими устройствами.
Взлет ле га тельного аппарата с неработающими и заарретированными гироскопическими устройствами, а также посадка с исправными, но неработающими и зааррегиропапными гироскопическими устройствами запрещается.
После выполнения монтажных работ или доработок, связанных с трехфаз-пыми цепями питания гпродвигателей, проверяется правильность функционирования гироскопических агрегатов.
80
Централизованные системы измерения параметров внешней воздушной среды, режимов и параметров полета
>	Общие сведения. Применение систем централизованного измерения пара-'
метров внешней воздушной среды и параметров полета летательного аппарата вызвано увеличением количества потребителей барометрических параметров и необходимостью более полного учета факторов, влияющих на погрешности чувствител.ьных элементов. Для решения сложных градуировочных формул
’ применяются вычислители высокой точности. По результатам замеров статического давления, скоростного напора п нелнчнп температуры централизованные системы (централи скорости и цысоты тина ЦСВ, системы воздушных сигналов типа СВС и др.) вычисляют высоту полет, скорость полета, число М, относительную плотность и температуру наружного по щухп, а также отклонения этих величин от заданных и инода измеренных величин н плвигацион-ные системы и системы управления. В качестве чупстнпгсльных 1лсментоп применяются анероидные и манометрические коробки, упругие деформации которых измеряются следящими системами, пс нагружающими их. Это позволяет значительно увеличить точность измерения.
Комплектация систем. В комплект систем поадуТппых епгннлон типа ЦСВ j и СВС входят указатели высоты, скорости, температуры (блоки датчиков и блоки решения, вычислители и др.). Однако по ныготомеру системы ЦСВ (рис. 2.15) сложно выдерживать заданное snicaounpoiuiinie летательных аппаратов по высотам, поскольку это требует непрерывного введения значений температуры То и давления рв у поверхности Земли.
V — скорость н указатель скорости полета; рст — датчик статического давления; Рд — датчик динамического давления; Гш — температура заторможенного потока воздуха; Тв — температура на уровне моря; Гн — температура на высоте полета; М — указатель числа М; Тн— указатель температуры наружного воздуха; Д — указатель плотности воздуха; Н — указатель высоты полета; УВШ — указатель высоты штурмана; R — газовая постоянная воздуха; Тср — среднее значение температуры
81
Введение значений То и р0 уменьшает методическую погрешность определения высоты и скорости полета, связанную с нестабильностью То и р0 во времени и по месту.
Погрешности систем типа ЦСВ с электромеханическим счетно-решающим блоком не превышают ±10,2—0,7%. Указанные погрешности относятся к случаю, когда связь давления и высоты характеризуется Международной стандартной атмосферой (MCA). Однако из-за наличия отклонений от MCA, которые носят случайный характер, погрешности измерения высоты несколько препышают указанные.
В процессе эксплуатации у централей скорости и высоты систем воздушных сигналов проверяется погрешность показаний и электрических выходов лстнпной воздушной скорости, числа М, высоты, температуры наружного воздуха н выходов относительной плотности воздуха. Герметичность систем и централей проверяется одновременно с проверкой герметичности систем полного и статического давления.
Автопилоты и системы автоматического управления полетом летательного аппарата
Автопилоты. Современные автопилоты (АП) представляют собой комплекс совместно работающих устройств, обеспечивающих стабилизацию ЛА па траектории, стабилизацию высоты полета, управление маневрами ЛА и приведение его в горизонтальный полет.
В основу схемы автопилотов при работе в режиме стабилизации положен принцип регулирования по углу, угловой скорости (автопилоты типа АП-6Е, АП-28, АН-31, АП-40 и др.), а у некоторых автопилотов и по угловому ускорению (автопилоты типа АП-15).
Система «Самолет—автопилот» представляет единую замкнутую систему автоматического регулирования и управления. Автопилот состоит обычно из трех .автоматических систем регулирования с внутренними перекрестными связями. .
Все три системы обычно выполняются по одинаковым схемам.
На рпе. 2.16 приведена схема канала управления рулями высоты. В сос-тав каждого канала входят измерительные устройства ИУ, суммирующие устройства СУ, усилительные (У) и исполнительные устройства (РМ).
Измерительные устройства ИУ автопилотов типа АП (например, датчики углов крена, тангажа, курса, высоты и т. п.) измеряют значения отклонений угла и угловой скорости (например, угла тангажа v, угловой скорости тангажа о») и преобразуют эти отклонения в величины напряжений U? и Uu>^ . После алгебраического суммирования в суммирующем устройстве СУ сумма напряжений Us усиливается усилителем У и подается па ру-
Рис. 2.16. Функциональная схема автоматического управления рулями высоты: ?в — угол отклонения руля высоты; м3 — заданное значение угла тангажа; v — угол тангажа;
3 — задатчик угла тангажа; ИУ — измерительные устройства (датчики v и ); CA>3, Uv иtsv ~~ напряжения, пропорциональные значениям v3, v, o>v ; СУ — суммирующее устройство’;
С/0.с “ напряжение обратной связи; С/д — суммарное напряжение; У — усилитель; ОС — датчик обратной связн;А —коэффициент усиления усилителя; РМ — рулевая машина
82
левую машину РМ автопилота. Последняя отклоняет руль высоты, в результате чего появившееся отклонение угла тангажа ликвидируется.
На суммирующее устройство с выхода рулевой машины подается сигнал Uо.с обратной связи. Отрицательная обратная связь обеспечивает устойчивость и быстрое затухание колебаний системы «Самолет—автопилот».
Для задания определенного значения угла тангажа v3 в схеме автопилота предусматривается специальный задатчик этой величины. Аналогичные функциональные схемы имеют каналы управления крепом и курсом самолета.
Для устранения автоколебании и системе «Самолет—автопилот» в автопилотах применяется ж’есткзя обратная связь. Жесткая обратная связь применяется для получения в устапоиппшемся состоянии пропорциональности между отклонением руля п отклоненном ДА При ном чакон регулирования автопилота имеет ппд:
по курсу В,, — Ам Дф;
по крену 8Э -Ли Av;
по тангажу Вп =» А» Ду,
где 8Н, 8Э, 8В — углы отклонения руля поворота, wpoiinii, руля пиготы (стабилизатора) соответственно; Ан, Аэ, kn — передаточные числа .nnoiiiinoia но курсу, крену, тангажу соответственно; Дф, Ду, Av—угол отклонения (от заданного) самолета по курсу, крену, тангажу соошстсгпгнно.
Для более плавной стабилизации ДА необходимо yniiiMiiaib не только углы Дф,
</Дф т/Ду <ZAv
Ду и Av, но и скорости нзмененнн этих углов	Это означает,
что более резким отклонениям ДА будут coonieTCiitoiian, также и более резкие отклонения рулей. Тогда уравнение автопилота для одного капала, например канала курса, будет иметь вид:
•	! «’Дф
8Н = Ан Дф + ан ,
где Ан, Ан — передаточные числа автопилота по углу и угловой скорости канала курса соответственно.
Аналогично записываются уравнения для каналов крена и тангажа.
6?2Дф
Если кроме угловых скоростей учитывать также и угловые ускорения “ууу > т/2Ду г/2 Av
• № > ' ^(2 , то качество регулирования улучшится. В этом случае уравнение авто-
пилота для одного канала, например канала курса, имеет вид:
, т/Дф „ <РДф 8Н = АпДф + А„ + А„ ,
где кн
— передаточное число автопилота ио угловому ускорению капала кур-
са. При этом отказываются от жесткой обратной сняли, так как отклонение руля вызовет немедленное отрицательное ускорение самолета, парирующее возмущающее отклонение ДА.
При учете суммарного сигнала по времени например по курсу, автопилот стабилизирует ДА на траекторий, т. с. возвращает его па прежнюю траекторию полета. Уравнение автопилота для одного капала (курса) в этом случае записывается:
8н = А° J Дф dt + А'н Дф + <	.
Такое регулирование называется астатическим.
Режим работы автопилотов. Автопилоты обычно имеют три режима работы: согласования (подготовки), стабилизации и управления.
83
В каналах стабилизации автопилотов имеются перекрестные сёйзй, Которые связывают между собой разные каналы управления автопилота, например курса н крена, для осуществления координированного разворота.
Уравнения наиболее распространенных типов автопилотов в режиме стабилизации имеют вид:
автопилота ли ы: по
по
по
курсу Л он = /гн Дф + к'1г^ — Лнэ Д у;
, db'y крену Д8Э = k3 Ду + k3 —йэн Лф;
, dy тангажу ДВв = Ав Дм	ka	*вэ | Ду | + Л/г Д«,
где ЛцЭ, Лэн, Авэ — передаточные числа автопилота для координированного разворота; г/6ц	/ <Мф » с/2Дф
автопилота АП-15 по курсу = ЛнДф-|-Лн -д.— 4~ kK ^2-;
d8B	dbi ,,d^b-[
по крену = k3Д у +	+ k3
d8B	, rZДм „ </Дм
по тзнгзжу === /vgAv —1~ А’в ~	”^//2 "пН А л,
автопилота АП-28 по курсу 8Н = ЛнДф + k'H ( f (Дф) dt -f- ft" _—£-_X.;
t jj	TpbH dt
, dby
ny крену 8Э = ft3Ay + k3
, dby по тангажу 8B = ЛвДм^+ k3 4- ft/, bh;
, dbii
лнгонплога All-31 по курсу 8H = А'нДф + AH
/ d no креиу 8э = ЛзДу + Лэ ;
, dbi по тангажу 8В = kBbv + kB .
Однокапальные креповые автопилоты типа КАП-2, устанавливаемые на легкие самолеты, работают в двух режимах: в режиме демпфера и в режиме стабилизации угла крена.
В режиме демпфера .закон регулирования элеронами имеет вид:
6э = кэ “х.
где А’э передаточное отношение, изменяемое в зависимости от скоростного напора dby
и высоты; “х = '^— — угловая скорость изменения угла крена.
В режиме стабилизации закон регулирования элеронами имеет вид:
, dby _
89 = ^367 + /^-^ — ^ Д73>
где k3, k3 — передаточные отношения по углу и угловой скорости; k3—передаточное отношение по заданному углу крена; Ду3 —угол крена, заданный ручкой управления.
84
Рис. 2.17. Структурно-функциональная схема антом.чти шропаппой системы управления летательными аппаратами
В качестве чувствительных элементов, реагирующих на угловые отклонения ЛА относительно центра тяжести, применяются:
по курсу — гирополукомпасы, дистанционные магнитные компацы, курсовые системы;
по крену и тангажу — центральные гировертикали, гиродатчики дистанционных авиагоризонтов;
по курсу, крену и тангажу — курсовертикали;
по угловой скорости — демпфирующие гироскопы;
по угловому ускорению — специальные устройства, вырабатывающие сигналы, пропорциональные угловому ускорению ЛА, путем дифференцирования сигналов датчиков угловой скорости.
Электрические сигналы отклонений ЛА по углу, угловой скорости и угловому ускорению, полученные с датчиков, усплиплются элею ровными или электромашинными усилителями, подаются па рулевые машины, которые перемещают соответствующие рули самолета или изменяют режимы работы (тягу) авиадвигателей.
Автопилоты имеют электрические сияли с курсовыми системами, централями скорости и высоты, демпферами колебаний, автоматами дополнительных усилий, навигационными вычислительными устройствами.
Бортовые системы управлении (АБСУ-154, БСУ-ЗП, СЛУ-1 и др.) представляют собой сложный комплекс (рис. 2.17) устройств и подсистем, обеспечивающих ручное (штурвальное), полуавтоматическое (директорное) и автоматическое управление траекторией полета ЛА, управление посадкой и взлетом, уходом на второй круг и т. п.
Автоматизированная бортовая система управления АБСУ-154 позволяет выдерживать заданные характеристики устойчивости и управляемости ЛА при ручном пилотировании во всем диапазоне эксплуатационных скоростей и высот полета (рис. 2.18). В автоматическом режиме полета АБСУ-154 стабилизирует угловое положение самолета относительно трех осей (рис. 2.19), позволяет
85
Рис. 2.18. Структурная схема-штурвального управления АБСУ-154:
БД Г — блок демпфирующих гироскопов; ДПС — датчик положения элеронов; ДПС-1, ДПС-2 — датчики положения колонки штурвала; «у, сох, — угловые скорости самолета по курсу, крену, тангажу соответственно; Дхп, Дхэ, Дхв — величины перемещения педалей, элеронов от бус-
тера и отклонения колонки от балансировочного положения (в режиме штурвального управления);
6|р Бэ, Бд —углы отклонения руля поворота, элеронов н руля высоты соответственно; х^ал —
балансировочное отклонение штурвала у z
—передаточные коэффициенты; В — вы-
ключатель (включается в режимах захода на посадку и заданного курса)
k
Т,р + 1
kx9
----------передаточные функции; Flt FZt F3 — усилительные звенья; круг с крестом — сум-
< я Р “Ь 1
мирующее устройство
выполнять координированные- развороты с углами крена до 30°, производить набор высоты с углами тангажа до +20° и снижение с углами тангажа до —10°, а также выполнять координированные развороты на заданный угол курса.
Кроме того, система АБСУ-154 имеет автоматические режимы стабилизации //бар, Кпр, числа М, управления летательным аппаратом в боковой плоскости по сигналам радиомаяков, радиотехнической системы ближней навигации VOR и навигационного вычислителя НВУ, а также режимы автоматического и полуавтоматического (директорного) управлений заходом на посадку (рис. 2.20) по сигналам систем ILS и СП-50 до высоты 30 м.
Ниже приводятся основные уравнения системы АБСУ-154, в соответствии с которыми происходит отклонение рулей в различных режимах работы.
Уравнение системы штурвального управления АБСУ-154 имеет вид:
TiP
ПО Курсу	Д Ьн =— А | /№у	। । ‘<0у Д
I Тйр	1	\
по крену ДВЭ = As у, р j шх + Асф у-ф р j &Х J + А-Хф;
86
по тангажу ДВв = F3 (kwz <ог — Лш Ал ЛЛ\» ) -f- kXv.
Уравнение отклонения руля высоты подсистемой автоматической балансировки АБСУ-154 имеет вид:
Д»н.бал =4'/?(8)Л8Уп₽-
Уравнение подсистем угловой стабилизации АБСУ-154 имеет вид:
по курсу
Ti р
Д 6Н = Ашу	1 ту;
Г	7'2 Р
по крепу Д8э = Fa I Ау (7 — Атф / I (ф) Дф) I Т3р^. |
по тангажу Д8В = (1 +А (8) (Av Дч— AvY)|f|) |
В полете подсистема встроенного контроля сшчтмы Л1>СУ |1>| пыполпяст функции: контроля за работоспособностью устрнйсгн н fuioiuni, отключения отказавших блоков и включения в контур управления р< п-рппых устройств; переключения с отказавшего (включенного) режпмп рибиты АБСУ па исправный резервный режим работы; обработки ппформнннп о работоспособности отдельных устройств и выдачи в АБСУ сиг пилон niirerpaai.iioii исправности режимов; выдачи экипажу интегральной ппформпцпп о работоспособности АБСУ, а при отказах — командных спгпалоп па снеговых табло; полуавтоматического поиска отказавшего устройства.
Подсистема встроенного контроля системы АЫ У 151 имеет следующие режимы работы: автоматизированной проверки системы контроля, пптоматиче-ского предполетного контроля и автоматического встроенного контроля АБСУ в полете.
ТКС — точная курсовая система; ДИСС — доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса; Курс-МП — радиотехническая система посадки; НВУ — навигационное вычислительное устройство; ПНП — пилотажно-навигационный прибор; Аф , кг , к коэффициенты передачи; z
Ф — курс; Ф3 — заданный курс; (3 — угол сноса; ш0 — отклонение от заданной траектории; V — скорость отклонения от заданной траектории; т3 — заданный крен; Режим OP — режим стабилизации траектории, задаваемый всенаправленным радиомаяком типа ОР; Режим НВУ — режим Лолета по траектории, задаваемый навигационным вычислительным устройством
87
Рис. 2.20. Структурная схема управления заходом на посадку (продольное движение) системы АБСУ-154:
МГП — малогабаритная гировертикаль; v — тангаж самолета; АЗП — режим автоматического захода на посадку; Z —- угол отклонения от оси луча курсо-глиссадной системы
Индикация основных навигационно-пилотажных параметров производится пл пнлотажпо-^мапдном (ПКП) и пилотажно-навигационном (ПНП) приборах.
|>пр гопав система управления БСУ-ЗП создана на базе автопилота АП-6Е и пилотажно-навигационной и директорией систем Путь-4МП с добавлением автомата трпммирования (рис. 2.21).
Система БСУ-ЗП состоит из трех подсистем: стабилизации параметров движения, сигнализации и индикации контроля.
Рис. 2.21. Структурная схема бортовой системы управления типа БСУ-ЗП:
Свод — радиотехническая система ближней навигации; Курс — МП-1 — радиотехническая система посадки; Путь-4МГ!Л — пи л отажно-навигационная система; АТ-2 — автомат трнммироваиня;
— угол отклонения руля высоты; 8Н — угол отклонения руля направления; 6Э — угол отклонения элеронов; ттрим — угол отклонения триммера КС-8 — курсовая система; БС-КС — блок связи курсовой системой
88
Рис. 2.22. Упрощенная структурная схема системы uuiuMiMii<ir< кого управления САУ-1Т:
БДГ—блок демпфирующих гироскопов; ДГУ — лптчни лин^Пицк угкироинй; ЦГП цгнгрялытя гировертикаль; ТКС — точная курсовая система; БСК блок гиичц с курс....... сигтгмоП; ИВУ —
навигационно-вычислительное устройство; ВИ — п» 4 числит г ль пш-йкочпыЛ. |'Р — рукоятка «Разворот»; со — угловая скорость; nz — боковая перегрузки; у — креп гимолцгн; ф— курс самолета; тзад — крен заданный; v — тангаж; РУТ — рукоятка •(’.пуск ппЦьсм»; — угол отклонения руля направления; Еэ — угол отклонения алсропон; Вв — угол шклопеиия руля высоты
Подсистема' стабилизации параметрон движения обеспечивает: стабилизацию угловых координат ЛА, стабилизацию .шдапной барометрической высоты, выполнение координированных разворотов, набор высоты или снижение, стабилизацию ЛА на траектории от радиотехнической системы ближней навигации (например, системы VOR), автоматическое и полуавтоматическое управления при заходе на посадку до высоты 50—60 м.
Подсистема сигнализации и индикации БСУ-ЗП включает в себя пилотажный прибор ПП-1ПМ, навигационный прибор НКП-4, индикатор положения триммера, световую сигнализацию режимов и отказов подсистем и звуковую сигнализацию отказов автопилота.
Подсистема контроля БС У-3 П производит автоматический контроль работы гировертикалей ЦГВ-4, автопилота, системы питания.
При отказе системы Курс-МП устройства контроля переводят автопилот с режима автоматического захода на посадку в режим стабилизации высоты и продления глиссады.
Кроме того, автомат триммировапия АТ-2, входящий в состав системы БСУ-ЗП, обеспечивает автоматическое триммировапие руля высоты, индикацию усилий в тягах управления рулем высоты и сигнализацию о превышении допустимых усилий в тягах управления рулем высоты.
Бортовая система автоматического управления САУ-1Т является трехканальной (курс, креи, таигаж) системой автоматического регулирования со скоростной обратной связью в канале курса, с позиционной обратной связью в каналах- крена и тангажа и с изодромной обратной связью в канале тангажа при стабилизации параметров 'движения по траектории (рис. 2.22).
По своему назначению и выполняемым функциям система САУ-1Т мало отличается от АБСУ-154, хотя и имеет другое конструктивное и схемное исполнение. Особенностью системы САУ-1Т является использование режима стабилизации скорости полета или числа М.
Система САУ-1Т состоит из подсистем: стабилизации угловых параметров, разворота и управления скоростью таигажа, стабилизации параметров движения, автоматического захода на посадку, автоматической балансировки и триммировапия, индикации и сигнализации, встроенного контроля.
89
Эксплуатация автопилотов и систем автоматического управления
Особеппиггн чнсплуптпции ЛИ п БСУ обусловлены следующим:
I. ЛИ н 1>< У представляют собой комплексы, включающие агрегаты, ха-рпктсрпые дли штх 1И1ДО11 оборудования: электрические, гидравлические и сме-1ппШ1Ые 11<'11ол11пгел1.|11.1с механизмы; гироскопические, аиероидпо-мембрапные и друию Д1ГРП1КП, «лсктропные усилители; разветвленные электрические и пневмо! iiApiihJiii'ircKiie сети и т. д. Поэтому при обслуживании АП и БСУ следует рукиподстиопнться правилами, приведенными в инструкциях для названных видон оборудования.
2. Надежность АП и БСУ тесно связана с безопасностью полетов. Поэтому особое внимание при эксплуатации АП и БСУ следует обращать на техническое состояние средств обеспечения безопасности (СОБ), входящих в комплект АП и БСУ или работающих совместно с ними.
Для своевременного обнаружения неисправностей и предупреждения отказов АП и БСУ необходимо производить предполетную подготовку, объем которой является практически типовым для всех АП и БСУ, а также комплекс 1пгструментальных профилактических проверок и регулировок. Важнейшими из последних являются:
1.	Проверка работоспособности с использованием наземных источников энергии (электрических и пневмогидравлических). Эти работы должны преду-сматрппать контроль основных характеристик АП и БСУ для режимов согласования, стабилизации, управления, а такдее проверку средств обеспечения безопасности и схем отключения АП и БСУ.
2.	Проверка и регулировка важнейших рабочих параметров, в том числе параметров питания, смещений, передаточных чисел и коэффициентов усиления, стабилизации, управления.
3.	Проверка совместной работы АП и БСУ с централизованными и специальными бортовыми системами. Важнейшими являются проверки этапов взаимодействия с неп тральными гировертикалями, системой выдачи данных о воздушной скорое Ш н с радионяню анионными енгтемимп.
При ныиилиепнн работ обслуживания ЛИ и БСУ особое значение имеет применение с11гц|1<1лыюн аппаратуры не только для контроля параметров, но II для создания тсстсрных режимов и имитации рабочих условий.
Проверка АП и БСУ при проведении периодических видов обслуживания производится с помощью комплекта специальной контрольно-проверочной аппаратуры. Для проверки гировертикали (типа ЦГВ, АГД), датчики курса (гироагрегаты), датчики угловых скоростей демонтируют с ЛА, устанавливают на специальные поворотные платформы, соединяют с бортом ЛА через специальные удлинительные жгуты и определяют основные технические параметры.
Предполетная подготовка АП и БСУ заключается в наружном осмотре агрегатов и проверке работы комплекта под током.
Применение систем автоматического управления во всем диапазоне высот и скоростей, в том числе систем обеспечения автоматического захода на посадку, требует обеспечения их высокой надежности. Для выполнения этого требования в системах автоматического управления обеспечивается трех-четы-рехкратпое резервирование информационных, преобразующих, в/ычислительных и исполнительных устройств и систем встроенного контроля.
В полете система встроенного контроля выполняет функции: контроля за работоспособностью устройств и блоков; отключения отказавших блоков и включения в контур управления резервных устройств; переключения с отказавшего (включенного) режима работы системы иа исправный резервный режим работы; обработки информации о работоспособности отдельных устройств и выдачи в систему сигналов интегральной исправности режимов; выдачи экипажу интегральной информации о работоспособности системы управления, а при отказах — и командных сигналов на световых табло; полуавтоматического поиска отказавшего устройства.
90
Режимы работы систем встроенного контроля. Подсистемы встроенного контроля могут работать в нескольких режимах, таких, как автоматизированная проверка системы контроля, автоматического предполетного контроля, автоматического встроенного контроля системы управления в полете и др.
Состояние бортоВ|ЫХ систем управления характеризуется рядом статических и динамических параметров. Контроль технического состояния осуществляется при оперативных и периодических видах обслуживания. При этом проверка статических характеристик апгонилотон п бортовых систем управления производится в лабораторных условиях с помощью специальных проверочных стендов, установок и поворотных платформ, на которые устанавливаются датчики угловых положений самолета. Проверка динамических характеристик бортовых систем управления производится с помощью динамических стендов. Динамический стенд воспроизводит угловые двпжгвпп самолета, отрабатывая выходные сигналы аналоговой вычисли гельвой Мишины Пи подшиипой платформе стенда устанавливаются гироскопические датчики и подключаются к остальным блокам системы управления.
Проверка вновь устанавливаемых па ЛА систем иключнет их контроль в полете. Точность стабилизации и качество переходных пропен пн проверяются на мадых (400 м) и средних (4000 м) высотах.
Оценка точности стабилизации припитиянгги швупльно по имеющимся на борту пилотажпо-папптациоппым прпборнм дли pri.«личных режимов: горизонтального полета, координированною ра «ворога, «входа на посадку, стабилизации высоты полета и т. д. В гори-юп«ильном полете, допустимая погрешность выдерживания ташажа и курса должна пып. не менее 0,5°, а угла крена — 1°.
Качество переходных процессов енекмы «Самолет-—АБСУ» проверяется путем подачи па вход пробных управляющих ио.|дсйстнщ"| импульсными поворотами рукояток «Спуск подъем» п «Раишрот» либо пересиливанием рулевых машин. Величины «юздейепшя то углам и, ф должны быть ±5°, а возникающий переходный процесс должен иметь апериодический характер. Возмущающее воздействие по углу крена обычно принимается равным ±15°.
Точность стабилизации высоты полета проверяется при включенном корректоре высоты (КВ). Качество переходного процесса в этом случае контролируется, путем включения КВ в режим снижения или подъема с постоянной вертикальной скоростью. Допускается перерегулирование 20— 30%, а установившееся значение В)Ысоты должно соответствовать высоте в момент включения КВ.
На малых высотах точность стабилизации высоты проверяется при выпуске закрылков и шасси.
Точность стабилизации самолета при автоматическом заходе на посадку оценивается nii3ya.in.iio по показаниям приборов КПП и НКП. Качество переходных процессов проверяется при выходе на равносигнальную зону.
Демпферы и автоматы устойчивости летательных аппаратов и аппаратура, работающая в комплекте с ними
Демпферы колебаний, тангажа и автоматы устойчивости предназначены для парирования колебаний ЛА относительно трех осношпях осей и улучшения характеристик устойчивости и управляемости при пилотировании ЛА на всех режимах подета.
Применение демпферов на современных самолетах вызвано ухудшением их аэродинамической устойчивости из-за малой площади оперения, связанным с увеличением высот и скоростей полета.
Исполнительные элементы демпферов выполняются в виде раздвижной тяги (рулевой агрегат), включаемой обычно в разрыв проводки управления так, что управляющие воздействия пилота и рулевого агрегата суммируются на входной качалке бустера.
91.
Pile. 2.23. Структурная схема демпфера колебаний:
ЛГД — дистанционный- авиагоризонт; ДУС — датчик угловой скорости; РУБ — рулевой усилительный блок; РАУ — рулевой агрегат управления; БУ — бустерное управление; ДСН — датчик скоростного напора; ДОС — датчик обратной связи
Действие демпфера основано па измерении угловой скорости движения ЛА относительно основных осей и преобразовании измеренной величину в пропорциональное отклонение рулей управления.
В некоторых типах демпферов (автоматов устойчивости) сигнал с датчика угловой скорости поступает в масштабное устройство, которое изменяет величину сигнала в зависимости от скоростного напора. Измерение скоростного напора производится датчиком скоростного напора (для улучшения динамических характеристик демпферов и уменьшения времени затухания переходных процессов). В 'закон управления вводится сигнал по угловому ускорению.
Каждый канал демпфера (рис. 2.23) представляет собой электромеханический статический регулятор с отрицательной жесткой обратной связью.
Закон регулирования каждого канала имеет вид:
8 = ku>,
где Л — угол отклонения руля; k — передаточное число (разное для каждого капала)! <о — угловая скорость колебания ДА.
Рулевой агрегат демпфера представляет собой электромеханическую раздвижную тягу винтового типа, встраиваемую в кинематику тяг управления ДА.
Обычно в комплекте с демпферами работают устройства, приводящие штоки рулевых агрегатов в нейтральное положение при возникновении отказов в схеме демпферов (СПН).
Кроме того, для контроля работы демпферов перед полетом и в поле используются пульты встроенного контроля типа ПКД.
В процессе эксплуатации у рулевых агрегатов управления (РАУ) проверяется состояние щеточно-коллекторного узла и потребляемый ими ток. У комплекта демпферов проверяются передаточные числа, блокировка включения при создании давления в гидросистемах, а также точность приведения штоков в нейтраль.
Измерение и ограничение перегрузок, углов атаки и усилий в системе управления
К данной группе относятся автоматы сигнализации критических режимов (АСКР), автоматы углов атаки и перегрузок с сигнализацией (АУАСП), автоматы дополнительных усилий (АДУ) и акселерометры.
В основу автомата сигнализации критических режимов АСКР положен принцип ограничения угла атаки, задаваемого как функция числа М. В АСКР производится непрерывное автоматическое сравнение местного текущего угла атаки ат с критическим углом атаки акр.
92
Для этого автомат имеет датчики углов атаки ДУА (для замера аг), датчики критических углов типа ДКУ (для замера акр), задатчик местного угла атаки.
Автомат выдает сигналы экипажу (звуковые, световые), если по какой-либо причине ЛА выходит иа режим полета, при котором дальнейшее увеличение угла атаки будет опасным.
АСКР не может точно определить запас по углу атаки до выхода самолета на допустимую границу. Этого недостатка лишены автоматы углов атаки, скольжения и перегрузок типа АУАСП.
Автоматы типа АУАСП (рис. 2.21), кроме измерения и указания углов ат, акр вертикальной перегрузки Пу, включают предупреждающую сигнализацию при подходе к критическим углам атаки акр и предельным перегрузкам пУпр Принцип действия автомата основан на непрерывной отработке и схемах автоматических балансовых мостов напряжений тока, пропорциональных местным текущим углам ам, критическим углам атаки акр и вертикальным перегрузкам nv самолета.
Указанные параметры самолета замеряются датчиками углов ат.ткн ДУЛ, датчиками критических углов ДКУ и датчиками перетру ищ Д| 1 Сщналы, поступающие с датчиков, усиливаются и преобразуются для мсхпппчсского перемещения стрелок и сектора указателя УАП. Таким, обратом, ни выходном указывающем приборе автомата непрерывно индицирую те» величины текущих углов атаки, критических углов атаки и вертнкнльных перетру ви< самолета. Допустимое значение вертикальной перегрузки птюептся па шкалу указателя. При выходе самолета на критический режим, пн указателе УЛИ стрелка текущих углов атаки приближается к обрезу сектора критических углов атаки или стрелка перегрузок к продольной величине и выдается предупреждающий сигнал — загорается лампа па указателе.
Для определения работоспособности систем пигомата па земле и в полете имеется встроенный контроль.
Рис. 2.24. Функциональная схема автомата углов атаки и перегрузок с сигнализацией типа АУАСП:
ДКУ — датчик критических углов (полетный режим); ЗУапос — задатчик посадочных углов атаки (посадочный режим); ЗУав — задатчик взлетных углов атаки (взлетный режим); ДУат — датчик текущих углов атаки; ДП — датчик перегрузок; ПР — переключатель режимов; БК — блок коммутации; Рст — статическое давление; оп — полное давление; U — напряжение; акр — критический угол атаки; апос — посадочный угол атаки; <хвзл —угол атаки на взлетном режиме; ат — текущий угол атаки; Пу — вертикальная перегрузка; п^р — критическая (опасная) перегрузка
93
Рис. 2.25. Электрокинематическая схема дистанционного акселерометра АДП:
1 — потенциометр обратной связи; 2 — ре-дуктор; 3 — исполнительный двигатель; 4 — ||>уз; 5 — усилитель; 6 — шкала
Определение выходных характеристик автомата производится с помощью специально предназначенной для этого контрольно-проверочной аппаратуры.
Автоматы дополнительных усилий предназначены для создания дополнительных усилий на органы управления при выходе самолета на максимально разрешенную эксплуатационную перегрузку и обеспечения маневров в пределах допустимых углов атаки.
Для обеспечения своей работы эти устройства получают сигналы от датчика перегрузок, датчика углов атаки, датчиков предельной скорости, центральных гировертикалей.
Акселерометры предназначены для измерения ускорений самолета.
необходимых для управления полетом по заданной траектории, определения координат ЛА в пространстве, предотвращения больших перегрузок, действующих па экипаж и конструкцию ЛА. По устройству акселерометр представляет груши, П1>Д11С1пе11Пып на пружинах внутри корпуса. При ускорениях ЛА переме-
щение гру.шка передастся на стрелку прибора или преобразуется в электриче-
ский сигнал.
Пп1иболее широкое распространение в настоящее время получили акселерометры типа AM-10 и АДП.
Механические акселерометры типа А М-10 предназначены для определения перегрузок, действующих па самолет в папраилении его вертикальной оси.
Шкала прибора проградуирована и а'цшнппх, кратных величине ускорения гиободшио падения (к 9,HI м/си), При отсутствии перегрузок (г. е. ускорений) стрелка ука штелн устнпннлнпнстся ни деление « |- I» шкалы. В этом случал прибор пока пдиаст величину ускорения силы тяжести g.
> л е к г р <> м е х а и и ч е с к и е а к с е л е р о м е т р ы (например, типа АДП) являются дистанционными (рис. 2.25). При этом датчик акселерометра Для ноиышепия точности' измерений перегрузок устанавливают вблизи центра масс ЛА. Кроме того, уменьшаются силы трения в осях и зубчатых зацеплениях прибора.
Чувствительным элементом датчика акселерометра является массивный груз. Специальные направляющие позволяют ему перемещаться только вдоль оси ЛА.
Ввиду наличия пружин, которые уравновешивают силу инерции груза, величина линейного перемещения груза относительно корпуса прибора пропорциональна ускорению (перегрузке) центра масс летательного аппарата.
С грузом жестко связана щетка потенциометра, которая при отсутствии ускорений устанавливается в его центре. При возникновении ускорения груз и щетка смещаются, сигнал поступает на усилитель, который, перемещая щетку в исходное положение, одновременно поворачивает стрелку указателя, которая показывает значение перегрузки ЛА. Для обеспечения быстрого затухания колебаний груз акселерометра помещается в герметический корпус, заполненный маслом.
Погрешность акселерометра не превышает значений 0,1— 0,2 g.
В процессе эксплуатации при периодических видах обслуживания с помощью специального поворотного приспособления (центрифуги) проверяется погрешность показаний акселерометров.
94
Магнитные гироскопические компасы и курсовые системы
К данной группе бортового оборудования относятся магнитные и индукционные гироскопические компасы типа ДГМК, ГИК и курсовые системы типа КС, КСИ, ТКС и др.
Магнитные дистанционные гидросконические компасы типа ДГМК предназначены для определения курса и углов разворота ЛА. Чувствительным элементом ДГМК является магнитная система, устанавливающаяся по направлению компасного меридиана. В компасах ДГМК применяется потенциометрическая дистанционная передача. Указатели магнитного, дистанционного компаса ДГМК-3 выдают компасный курс, ука.тптелн кимпиеа /(ГМК-5 совместно с радиокомпасом выдают компасный курс, куренной угол рндиоетанцип и магнитный пеленг радиостанции.
В отличие от компасов ДГМК-3 и ДГМК 5 комп иг /(ГМК-7 может указывать истинный курс, так как конструкция комппел ofici ш-чпннгт автоматическое устранение девиации и ручной ввод поправки па мннпипог склонение.
Дистанционные гироскопические индукционные компасы tiiuu ГИК I предназначены для указания магнитного курса п углов рп июрогв Л Л При совместной работе с радиокомпасом прсдусматрнпнетгн иыдпчп ни уквипелп прямого и обратного магнитных пеленгов радиостанции Принцип действия компаса ГИК-1 основан на свойстве индукционного чуш inuicai.iuiro элемента определять направление магнитного ноля Земли. В кимпасг имеется устройство для автоматического устранения девиации. Коминснм гшш ДГМК н ГИК свойственна карданная погрешность прн кренах и твнгажпх ЛА, неравных нулю. При выходе ЛА в линию прямолинейного горитоптвльпого полета карданная погрешность самоустраняется.
Курсовые системы типа КСИ вредив шпчепы для определения магнитного или гироскопического курса при любых углах крепи и тнигпжа ЛА п определения курсовых углов и пеленгов радиостанций.
Курс ЛА определяется с помощью датчика с индукционным чувствительным элементом. Благодаря стабилизации гироузла гироагрегата по крену и тангажу по сигналам гировертикали в курсовых системах типа КСИ исключена карданная погрешность. Основным режимом работы КСИ является режим гирополукомпаса. Режим МК (при нажатой кнопке согласования) используется для начальной выставки системы по магнитному меридиану.
Курсовые системы типа КС предназначены для определения и указания курса ЛА и углов его разворота, а также для указания пеленгов и курсовых углов радиостанции. Курсовые системы типа КС имеют три режима работы: гирополукомпаса (ГПК), магнитной коррекции (МК) и астрокоррекцпи (АК). Режим ГПК является основным режимом. Благодаря стабилизации гпроузлов по крену в курсовых системах КС исключена карданная иогрсчппосп, при кренах ЛА. В режиме ГПК система одновременно выдает гироскопический (орто-дромический), магнитный и истинный курсы.
Курсовые системы типа ТКС по принципу действия аналогичны курсовым системам КС и от курсовых систем этого типа отличаются выгодно тем, что имеют в 2—3 раза меньше величины ухода гироскопов в азимуте (0,5 град/ч, в то время как у курсовых систем типа КС допускается 2 град/ч).
Кроме того, при работе курсовой системы ТКС (рис. 2.26) в режиме ГПК оба курсовых гироскопа работают в этом же режиме вне зависимости от положения переключателей «Коррекция» и «Потребители»; в курсовых системах типа КС с двумя гироагрегатами один гироскоп (основной или запасной) работает в режиме ГПК, а другой в режиме МК-
При работе курсовой систем/Ы ТКС в режиме МК или АК, независимо от коммутации сигнала курса потребителем, один гироскоп (основной или контрольный) корректируется магнитным или астрокорректором, а второй работает в режиме ГПК. В курсовых системах типа КС в режиме МК корректируется тот гироскоп, к которому подключены потребители курса и указатель штурмана УШ, другой работает в режиме ГПК. При работе курсовой системы типа КС в режиме АК запасной гироагрегат работает в режиме МК.
95
!Ш~3
Рис. 2.26. Блок-схема точной курсовой системы типа ТКС II:
Д11СС —• доплгтннкий ппмгрнгель скорости и сноси; УС — угол снося; ЗПУ — заданный Путгмой угол; ЦП И — кифромоП пиит нцмопный ниппели гель; СЛУ — система антом атнче-ciuHii у пр пилен и и ГВ — nipoitrpi икали, ЛК — астрокомпас; ЗК 4 — шдатчик курса; УШ .1 уйм 1МГГ.И1. ш гурмана; Стр.ИУ — стрелка нугсною угла; т — Креи ЛА; ГА-3— riipom pri п ।. <«»з * угловая скорость нртценпя земли; Ф шпрота места; Bj—В€— выклю-члгелп; КУШ I — контрольный указатель штурмана; РК — радиокомпас; АРК — автоматический радиокомпас; КУР — курсовой угол радиостанции; ИД-3 — индукционный датчик; ДТИу—« магнитное склонение; КМ-5 — коррекционный механизм; Стр ПУ — стрела путевого угла; Стр.1 — стрелка курса
В курсовой системе типа КС (с двумя гироагрегатами) переключение потребителей с одного гироагрегата на другой происходит одновременно с переключением канала- коррекции, в курсовой системе ТКС эти переключения выполняются отдельно. Для этого на пульте управления ПУ-11 имеются два переключателя «Коррекция» и «Потребители».
Курсовые системы типа ГМК-1 предназначены для определения курса, углов разворота и выдачи курсовых углов и магнитных (истинных) пеленгов радиостанции. Курс ЛА определяется с помощью датчика с индукционным чувствительным элементом.
По принципу действия и назначению курсовые системы типа ГМК-1 аналогичны курсовым системам типа КС. В комплект входит один или два гироагрегата. Могут работать в трех режимах работы: ГПК, МК, АК. Основным режимом работы является режим ГПК.
Основные отличия курсовых систем типа ГМК-1 от курсовых систем типа КС:
отсутствует стабилизация гироузла гироагрегата по крену (при разворотах с креном пе будет устраняться карданная погрешность);
в режиме «Пуск» происходит автоматическое согласование с большой скоростью по магнитному курсу независимо от положения переключателя режимов 96
на пульте управления ГМК-1 (в курсовой системе КС надо нажать кнопку согласования) ;
' в режиме МК роль кнопки согласования выполняет переключатель «ЗК» пульта управления;
при включении режимов МК или АК автоматически происходит согласование с большой скоростью по магнитному или истинному курсу (от астрокорректора), которая затем отключается, п курсовая система переходит в режим согласования с нормальной скоростью согласования;
курсовые системы типа ГМК-1 имеют встроенный контроль работоспособности системы и сигнализацию завала i проузла гвроагрегата.
Курсовые системы типа КСВ по принципу действия и назначения аналогичны курсовым системам типа ТКС. Могут работать и режимах ГПК, МК, АК, начальной выставки пли ЗК. Курс ЛЛ определяется е помощью датчика с индукционным чувствительным элементом. В комплект входят одна или два гироагрегата. При отказе основного nipoiii репин потребители пптом.тгпчески переключаются на запасной гнроагрегат. В отличив <ц курсовых своем типа ТКС коррекция гироагрегатов может осущестплитьеп по выбору <и ионного, запасного или обоих гироагрсгатов вместе идпоиргМ! пно Пулы упрощения имеет кнопку быстрого согласования.
Курсовертикали типа СКВ-2Н являются nenrpiijMiюиинным устройством, объединяющим гироскопические и магнитные ередгтв.ч unpi tr.'iriiun курса, гироскопические средства определения крена и тпшпжи в пыдичн их па указатели типа НПП, КПП и в бортовые системы, peiuni<imu< ыд inn навигации, пл дотирования и др.
Общее количество потребителей моЖет быть во пургу 4, по крепу — 7, по тангажу — 5 Для упсличепия подичее।ни ninpeGini-лцй < пеналов могут устанавливаться распределитель енгпплоп IIHtill (ш> нрепу н тангажу) и блок БР-40 (по курсу).
Режимы работы. Капил курса имеет три режима работы гпрополу-компаса (основной режим работы), магии гной коррекция, палильной выставки курса. Канал вертикали работает в одном режиме, обеспечивающем определение крена и тангажа ЛА.
Управление режимами работы. Для управления работой СКВ-2Н на борту ЛА устанавливаются: переключатель каналов системы «Осн,-Зап», переключатель режимов работы «ГПК-МК», кнопка начальной выставки «НВК», кнопка согласования по магнитному курсу «МК».
Карданная погрешность в СКВ-2Н устранена благодаря применению для гироскопа курса следящих рам крена и тангажа. Следящая рама крена является общей для гироскопов курса и вертикали.
Начальная выставка компасов и курсовых систем. Начал ь пая в ы-ставка дистанционных компасов типа ДГМК производится от магнитного датчика ПДК-3 путем нажатия па кнопку согласования. При этом после согласования (остановки стрелок указателей) компасы типа ДГМК-3 и ДГМК-5 выдают на указатели компасный курс ЛА. Компас типа ДГМК-7 после согласования выдает истинный курс ЛА, если с помощью лекального устройства на указателе штурмана УШ устранена девиация п осуществлен ручной ввод поправки на магнитное склонение кремальерой.
Начальная выставка г н р о и и д у к ц п о и и ы х компасов типа Г И К-1 производится от индукционного датчика путем нажатия на кнопку согласования. При этом компас выдает па указатели магнитный курс ЛА, если устранена девиация с помощью лекального устройства коррекционного механизма.
Начальная выставка курсовых систем типа КСИ производится:
в режиме МК (магнитная коррекция) — от индукционного датчика ИД-2 путем нажатий на кнопку согласования. При этом курсовая система выдает на указатели и потребители магнитный курс ЛА (если устранена девиация с помощью лекального устройства коррекционного механизма);
в режиме АК (астрокоррекция) — от астрокомпаса путем нажатия на кнопку согласования. При этом курсовая система выдает на указатели и потребители истинный курс ЛА.
4—397
97
Начальная вы стайка курсовых систем типа КС производится:
в режиме МК (магнитной коррекции) — от индукционного датчика путем нажатия па кнопку согл.эсогьишя па пульте управления курсовой системы. При этом курсовая слстг.мп выдаст па указатели типа УШ, УГА-1(У), УГР-4(У) и к потреби гелям мшппгпый курс ЛА;
в режиме ЛК (иг)рокоррекцпи) — от астрокомпаса или астроориентато-ра путем 11ПЖП111Н пл кнопку согласования. При этом указатель УШ выдает истинный курс (па шкалу и потребителям), указатель УГА-ЦУ) — магнитный курс (стрелки «Г»);
и режиме ГПК (iирополукомпаса) — с помощью ручки задатчика курса ни пульте управления курсовой системы. При этом должен быть известен курс епмолегп (МК, НК, ОК). После выставки указатель штурмана УШ выдает цып пиленный курс (МК,’ АК, ОК), а УГА-1(У) — магнитный курс ЛА.
Стрелка «А» указателя УГА-1(У) во всех режимах работы показывает истинный курс ЛА (если включен астрокомпас или астроориентатор). Стрелки указателя УШ во всех режимах работы показывают курсовой угол радиостанции (магнитный пеленг радиостанции).
Определение курса ЛА для выставки курсовых систем может быть произведено:
пеленгованием ЛА «в хвост» или «в нос», с помощью теодолита или специального оптического пеленгатора;
пеленгованием какого-либо известного ориентира или сигнального огня с помощью оптического пеленгатора, установленного на борту ЛА (пеленг этого ориентира с места установки ЛА определяется заранее);
установкой ЛА строго по продольной оси симметрии ВПП (направление ВПП должно быть известно). Курс ЛА в это время принимается равным взлетному курсу.
пеленгованием наземных радиомаяков с помощью бортовых радиосредств, ориентированных относительно продольной оси ЛА (пеленг радиомаяка с места установки ЛА определяется заранее);
по положению продольной осн ЛА, определяемой реперными точками относительно разметок и месте стоянки ЛА, ориентированных по истинному меридиану;
Jijiyi ими способами в зависимости от оборудования аэродрома и ЛА.
Пая и ль и и >1 и истин кп курсовых систем типа ТКС IipOII 1ВОДИ1СЯ
от аодатчика курса ЗК-4 (па ПУ-11 — режим АК, переключатель «Потребители» — в положении «Осн.»), па котором установлен курс ЛА, путем нажатия на кнопку согласования на пульте /правления ПУ-11. После окончания согласования показания приборов, получающих курс от выставляемого гироагрегата (в зависимости от того, в каком положении переключатель «Коррекция»), должны соответствовать значению выставленного курса;
в режиме ГПК (на ПУ-11 — режим ГПК, переключатель «Потребители» в положении «Осн.») — путем поворота ручки задатчика курса на пульте управления курсовой системы. После окончания выставки показания приборов, получающих курс от выставляемого гироагрегата (в зависимости от того, в каком положении переключатель «Коррекция»), должны показывать выставленный курс;
в режиме АК (астрокоррекции) путем нажатия на кнопку согласования на пульте управления курсовой системы ПУ-11 (на ПУ-11 — режим АК, переключатель «Потребители» в положении «Осн.», переключатель «Коррекция» в положении «Осп.» или «Контр.»; на ЗК-4 — положение «АК»). После окончания согласования приборы, получающие курс от выставляемого гироагрегата, должны показывать истинный курс ЛА.
в режиме МК (на ПУ-11 — режим МК, переключатель «Потребители» — в положении «Осн.», переключатель «Коррекция» — в положении «Осн.», или «Контр.»; на КУШ-1 — положение «МК») путем нажатия на кнопку согласования иа пульте управления ПУ-11. После окончания согласования приборы, получающие курс от выставляемого гироагрегата, должны показывать маг
98
нитный курс (если на КМ-5 выставлено ноль градусов, списана и выставлена на лекале КМ-5 девиация).
Начальная выставка курсовых систем типа ГМК-1 производится:
в режимах МК и АК — автоматически при установке переключателя режимов работы пульта в положении «МК или «АК» по магнитному датчику или астрокорректору соответственно;
в режиме ГПК — с помощью переключателя ЗК на пульте управления.
Начальная выставка курсовых систем типа КСВ производится в основном ап алогично методам начальной выставки курсовых систем типа ТКС. В отличие от "I КС в курсовой системе типа'«Гребень» возможна выставка обоих гироагрег.ггоп одновременно
Начальная выставка дистанционных компасов и курсовых систем должна производиться по истечении 3—5 мин после включения их под ток.
Начальная выставка к у р с о и с |> т и к л л <• Л СКВ-2 Н производится:
в режиме МК — от индукционного датчика типп ИД > путем нажатии на кнопку согласования; прн этом курсовсртикаль выдаст пн укпиптли н потребители магнитный курс ЛА (если устранена девиация с помощью лек uibitoro устройства коррекционного механизма КМ-5);	»
в режиме НВК — путем нажатия на кнопку начальной выставив IIBK; при этом задатчик курса ЗК-4 подключается к дифференциальному сельсину блока усилителей БУ. На задатчике курса ЗК-4 перед выставкой должен быть установлен стояночный курс ЛА.
Горизонтальное положение главной оси гироскопг! обеспечивается:
у компасов типа ДГМК-3 — за счет использования реактивного действия струй азота, вытекающих из двух сопл па кожухе гиромотора,
у компасов типа ДГМК-5, ДГМК-7, ГИК-1, курсовых систем типа КС, ГМК, КСВ и курсовертикалей типа СКВ — с помощью могора-коррек-тора, управляемого жидкостным маятниковым переключателем, укрепленным на кожухе гиромотора; _
у курсовых систем типа КСИ — с помощью мотора-корректора, управляемого ламельным переключателем, щетка которого укреплена па оси внутренней рамы, а контактные ламели — на наружной раме;
у курсовых систем типа ТКС — с помощью мотора-корректора, управляемого мостовой схемой, чувствительным элементом которой является емкостный датчик.
Погрешность показаний дистанционных компасов и курсовых систем в прямолинейном установившемся полете не превышает:
курса: ДГМК-3—1—2°; ДГМК-5—1—2°; ДГМК-7  1°; ГИК-1 1,5°; КСИ —2°; КС —1,5—2°; ГМК-1 —1,5°; ТКС —1—1,5°; КСВ — 0,7°;
магнитного пеленга радиостанции: ДГМК-5 — 3,5°; ГИК-1—3,5°; КСИ — 2,5°; КС—1,5—2,5°; ГМК-1—2,5°; ТКС —2,5°; КСВ — 2,5°
Проверка компасов и курсовых систем при подготовке к полету. У дистанционных компасов проверяется внешнее, состояние приборов и агрегатов и работоспособность.
У курсовых систем типа КС, кроме проверки внешнего состояния, проверяется работоспособность в режимах магнитной н астрономической коррекций, гирополукомпаса, а также работоспособность электрических схем связи курсовой системы с радиокомпасом, астрокомпасом или астроори-ентатор, автопилотом и другими системами.
У курсовых систем типа ТКС с помощью переносной установки проверяется наличие и правильность чередования фаз трехфазного напряжения, скорость согласования, работа широтной коррекции, работоспособность каналов магнитной коррекции и канала индикации пеленга на радиостанцию, точность выставки, работа каналов автономного астрокурса и каналов 3 П У и ПУ указателя УШ-3.
При проверках в режиме магнитной коррекции после нажатия кнопки согласования указатели курсовой системы (КСИ, КС или ТКС) должны показывать стояночный магнитный курс ЛА. 4*
99
В режиме ГПК поворачивается ручка задатчика курса на пульте управления ПУ-1 для КС и ПУ-1 1 для ТКС-П. При этом шкала указателя курса должна вращаться в направлении, соответствующем направлению поворота ручки задатчика.
В режиме астро коррекции после нажатия кнопки согласования шкала указателя курса должна показывать истинный стояночный курс ЛА.
Для прощ ркп работы радиокомпасов их включают, и специальными рукоятками yiip iiuiciiiiii на щитках АРК поочередно задается вращение их антеннам Прн этом стрелки радиокомпасов указателей (УШ, У ГА-1, УГР) должны праща гы я вслед за антеннами. После включения радиокомпаса в режиме АРК стрелки указателей должны показывать курсовой угол радиостанции, пн волну которой настроен приемник АРК.
II р в периодических видах обслуживания у дистанционных компасов и курсовых систем проверяются скорости согласования, дрейф-гироскопов в азимуте, чувствительность каналов усилителей.
При внешнем осмотре агрегатов после установки нх на ЛА (после замены или регламентных работ) необходимо убедиться, что индукционный' (магнитный) датчик и гироагрегаты правильно ориентированы в направлении полета. Стрелки на корпусах этих приборов должны совпадать с направлением продольной оси ЛА.
Устранение и списывание остаточной девиации, а также установочной ошибки производится на девиационном круге, удаленном от других ЛА, железобетонных рулежных и взлетно-посадочцых полос и промышленных сооружений не менее чем на 100 м.
Командные пилотажно-навигационные системы
Общие сведения. Командные пилотажно-навигационные системы (ПНС) с помощью вычислительного устройства обеспечивают логическую и математическую обработку сигналов нескольких датчиков (систем) и формирование ре-|ультпрук)1цего командного сигнала, выдаваемого па показывающий прибор (IIKII, КПП, НИИ, 1111). Техника пплогпропаппя по таким приборам, называемым командными, т.тключаетсп и чом, что, отклоняя рукоятку управления пропорционально отклонению командных стрелок, держать эти стрелки вблизи центральною индекса в пределах кружка, окаймляющего индекс.
О с п о п и ы м н типами 1111С являются: «Путь-4» («Путь-4М», «Путь-4М11А»), «Привод» («Привод-АН», «Привод-В, «Привод-С», «Привод-ЕК», «Прпвод-АПД» и др.). Структурная схема «Путь-4МПА» приведена на рис. 2.27.
Выполняемые функция: полет по маршруту, привод к аэродрому, полет на заданной высоте и по заданному курсу, пробивание облачности (для ПНС «Привод»), заход на посадку без автоматического (для ПНС типа «Путь») и с автоматическим захватом глиссады (для ПНС «Привод»), построение коробочки и др.
Датчики сигналов для ПНС: КС-6, ЦГВ-1, АГД-1, АРК-11, РСВН-2С. Совместно с ПНС работают: СП-50, маяки системы VOR/ILS, НИ-50БМ; АП-28, АП-15, НВУ, «Свод» и др.
Индикация параметров положения и движения ЛА на указателях ПНС. Па комбинированных указателях типа КПП..НПП, ПП, НКП, ПКП обеспечивают индикацию крена у, команды по крену 6Э, тангажа м, команды по тангажу Вв, отклонения от глиссады £, курса ф, заданного курса ф3, курсового угла радиостанции ч>Кур , отклонения от заданной линии пути е, отклонения от заданного курса Дфз, пеленга радиостанции <рмп , скольжения р и др. Кроме того, ПОС обеспечивает выдачу информации о неисправности системы и датчиков сигналов.
Проверка систем. При подготовках к полету у пилотажно-навиганиоппой системы проверяется правильность индикации гироскопического, магнитного (истинного) и орто др омического курсов, работоспособность дистанционной передачи крена и тангажа, работоспособность командных стрелок продольного и бокового отклонений во всех режимах работы, работоспособность корректора высоты.
100
Рис. 2.27. Структурная схема пилотажно-навигационной системы типа Путь-4 МПА:
У-20Н — усилитель; В-4С — вычислитель; БК-5 — блок коммутации; НКП-4 — иавитаци-онно-курсовой прибор; БР-37 — блок реле; КС-6 — курсовая система: АРК-11 — автоматический радиокомпас; РСБН-2 — радиосистема ближней 1в№игации и посадки; СП-50 — система посадки; Курс-МП — бортовое оборудование системы посадки; ЦГВ-4 — центральная гировертикаль; ТРС — тумблер развода стрелок; ПП-ШМ — пилотажный прибор
При периодических видах обслуживания с помощью проверочных пультов у пилотажно-навигационной системы проверяется скорость отработки и погрешность дистанционных передач курса, курсовою угла радиостанции, угла сноса, крена, тангажа, заданного путевого угла, :> также параметры, характеризующие работоспособность бокового и продольною каналов во всех режимах работы.
Для проверки параметров систем типа «Путь» используют» я поверочная установка УПП-7, пульт, имитирующий автопилот или ( ЛУ, вольтметры переменного и постоянного тока класса точности не ниже 1,5, соединительная коробка системы «Путь».
Астрономические навигационные устройства и системы
Астрономические навигационные устройства и системы предназначены для автоматического или полуавтоматического измерения курса и координат места ЛА. К ним относятся: дистанционные автоматические астрокомпасы типа ДАК-Б, ДАК-ДБ (ДАК-ДБ-5В), ДАК-И и звезию-солнечные ориентаторы типа БЦ-63, а также визуальные астрокомпасы АК-53П, АК-59П.
Астрономические компасы. Астрономические компасы измеряют истинный или ортодромический курсы ЛА путем пеленгации небесных светил с учетом вращения Земли и координат места.
101
Рис. 2.28. Структурная ‘wickтричсч’кпи схема астрокомпаса ДЛК-ДБ:
С.Д I — rrjibriiil дп1*Н1К, Д 2 — днпппгль пгриботkit. 1 — гсперптор; М — крснокорректор; Д 4 •* дп111|цгл1. iicjh in и н>|И|цЙ к мишки; 1<2 — Нигспциимстр; ДС — дифференциальный гс*л•ttlili; .V шпрот; А — долгот; Л • склонение светили; /] р — гринвичский угол светила; ЧМ — чщ-оной механизм; ПК — путевой корректор; СП-1 — сельсин-приемник; ДМ — диф(|н'рс11Ц11ил механический; Д I — двигатель отработки; ПД — потенциометрический датчик. Д .Ь— двигатель отработки; СД-2 — сельсин-датчик; ПДК-45 — датчик курса
По принципу измерения курса астрономические компасы разделяются на горизонтальные ДАК-ДБ (рис. 2.28), ДАК-И и экваториальные АК-53П, АК-5911, ДАК-Б (рис. 2.29). В горизонтальных компасах решается уравнение
<h = A —КУс,
где фи— истинный курс самолета; 'А азимут светила; "КУ с — курсовой угол светила.
Азимут светила вычисляется с помощью специального кинематического вычислителя — сферанта (рис. 2.30), воспроизводящего в пространстве параллактический треугольник: полюс мира Р„, зенит Z, место светила С.
Для определения курса с помощью экваториального астрокомпаса необходимо знать широту <р и долготу X места ЛА, а также гринвичский часовой угол /Гр светила.
При вводе в астрокомпас этих величин визирная система компаса поворачивается на местный часовой угол светила tK — /Гр—X, шкала часовых углов наклоняется на угол 90°—<р к горизонтальной плоскости. При визировании светила, что выполняется автоматически датчиком курса, имеющим фотоголовку, стрелка указателя покажет истинный курс ЛА.
. Визуальные астрокомпасы (А К-5 9 П, А К-5 3 П) построены по экваториальной схеме и предназначены для определения истинного курса само-
102
Рис. 2.29. Принципиальная электрическая схема астрокомпаса ДАК-Б:
ЭДЧУ — электродвигатель Часового угла; ЭДГУК — электродвигатель горизонтальной установки кардана; ПК — потенциометр курса; ЭП — электропереключатель; ЭДК -*• электродвигатель курса; ПШ — потенциометр широты; ЭДШ — электродвигатель широты; РЧ и Кн — регулятор чувствительности и кнопка	. —
летя ио любому светилу днем, ночью п в сумерки. Астрокомпас содержит три вида визирных устройств: визирное устройство для пеленгации Солнца, визирные системы для пеленгации звезд, Луны и планет и поляризационное визирное устройство для пеленгации Солнца в поляризованном свете.
Прибор имеет механизмы и шкалы для установки широты <р и долготы Л места ЛА, склонения 6 и гринвичского часового угла светила (гр.
Точность определения курса по солнечному и звездному визирным устройствам составляет ±2°, а по поляризационному устройству ±3°.
Дистанционный автоматический астрокомпас Д А К-Б построен по экваториальной схеме и предназначен для автоматического определения истинного курса по Солнцу и выдерживания его в полете. Курс ЛА определяется как угол между смоделированной (приборной) полуденной линией и продольной осью ЛА.
Астрокомпас имеет шкалы и электромеханизмы для установки широты, долготы места ЛА и гринвичского часового угла Солнца.
Компенсация вращения Земли осуществляется часовым механизмом посред-стпом пращепии плоскости пеленгации вокруг осп мира в направлении видимого суточного движении светил. Компенсация продольного крена ЛА в пределах I Н" прок 1НОД11 геи с помощью специального жидкостного уровня с электрическим переключи гелем Попек n iin iiipoiiuniie Солнца осуществляются автоматически с помощью электропривода, управляемого фотоэлементом. Мак-епмплыши погрешность определения истинного курса tic превышает 2—4° при высоте Сеянца от +1 до 4-68,5°. Во время полета производится регулировка чувствительности фотоэлектрической следящей системы в зависимости от высоты Солнца и условий погоды. Недостаточная чувствительность вызывает большие углы застоя у пеленгаторной головки и замедленную отработку фотоследящей системы. Высокая чувствительность приводит к перерегулированию в фотоследящей системе и появлению автоколебаний.
Дистанционный автоматический астрокомпас) ДАК-ДБ построен погоризонтальней схеме и предназначен для автоматического определения истинного курса ЛА по Солнцу и выдерживания его при полетах по заданной локсодромии или ортодромии, а также для определения истинного курса ЛА ночью по любому светилу совместно с перископическим секстантом СП-1. Астрокомпас ДАК-ДБ (ДАК-ДБ-5В) может служить датчиком истинного курса для навигационного индикатора.
Компенсация суточного вращения Земли осуществляется автоматически с помощью часового механизма и сферанта, преобразующего изменение часового угла в изменение азимута светила. Компенсация кренов ЛА осуществляется с помощью специального маятникового корректора, вырабатывающего поправку по курсу. Предусмотренная в астрокомпасе связь с перископическим секстантом позволяет вручную визировать Луну, планеты и звезды, при этом астрокомпас автоматически определяет истинный курс ЛА.
Исходными данными для астрокомпаса, вводимыми в вычислитель вручную, являются: широта <р, долгота Z места ЛА, гринвичский часовой угол светила (Гр и склонение светила 6.
104
Работа фотоследящей системы может в полете контролироваться с помощью кнопки на панели вычислителя. При нажатии кнопки стрелка указателя компаса начинает вращаться, после отпускания кнопки показания курса на указателе восстанавливаются.
Астрокомпас измеряет курс с инструментальной погрешностью ±2°. Измерение истинного курса в полете производится следующим образом. Включается питание компаса и 4—5 раз нажимается кнопка «Подзавод» часового механизма. На шкалах вычислителя координат устанавливаются исходные данные. На шкалах путевого корректора устанавливаются нулевые значения пройденного ' расстояния и путевой	скорости. После	установки	переключателя в
положение «ДКУ» производи гея	отечет истинного	курса но	шкале указателя.
При подготовке к	иоле, ту у и е	г р о к о м	и а с о в проверяется внешнее состояние и	работоспособность	При >том	показания астро-
компаса (при наличии Солнца) елпч.тюк к со iinpii'iiiii-M стояночного курса ЛА.
При периодических видах обслуживания осиориые пгрспны астрокомпасов снимаются с самолета, и у агрегатов и прибором пропертой и технические характеристики на соответствие их требованиям технических условий
Проверка комплекта и агрегатов астрокомпасов ihiki ДАК Д1> и ДЛК-Б в лаборатории производится с помощью устниовцк УПЛКДЬ и ,VIIAl<|> соответственно.
Звездио-солиечный ориентир ВЦ-63 ирсдин шпчец дли определения истинного и ортодромического курсов ЛА и его 1 г<и рвфвч< < ких и ор гидром ических координат при пеленгации двух светил В диениом полете, при автоматическом или ручном вводе координат ЛЛ 1>Ц (>3 шпиль lyriiii как горизонтальный астрокомпас для измерения курса ЛА
Исходными данными для примет пня ЬЦЫ при полетах ночью являются: географические координаты ЛА в момент илетройкп, склонения и прямые восхождения пеленгуемых светил, гринвичское шез щое время в момент включения.
В дневном полете для измерения истинного курса ЛА пп вычислителе БЦ-63 устанавливаются географические координаты места ЛА, склонение и прямое восхождение Солнца.
Для определения навигационных элементов полета астроориентатор измеряет высоту и курсовой угол Солнца, а ночью — высоты и курсовые углы двух звезд. Измеренные координаты светил используются для расчета географических координат долготы и широты места и истинного курса ЛА.
Ортодромические координаты ЛА X, У и истинный путевой угол ортодромии Д'ПУ определяются в вычислителе астроориентатора пересчетом географических координат на основе решения сферического треугольника.
Истинный и ортодромическнй курсы определяются по формулам:
ИК = А — КУ, ОК = Л-$- КУ,
где А — азимут светила.
Астроориентатор решает задачу но определению местоположения и курса ЛА, работает последовательно в режиме и.(Ведения на пи тало и слежения.
На рис. 2.31 приведена функциональная схема работы астроориентатора в режиме наведения на светило.
Автоматические секстанты астроориентатора уегапаилпнпются на фюзеляже ЛА, где им обеспечен круговой обзор при изменении высоты светила от О до +70°. Плата секстанта в горизонтальном полете должна быть параллельна плоскости истинного горизонта. На плате иапоентея линия, параллельная продольной оси ЛА. На корпусе секстанта нанесена стрелка, которая при установке его на ЛА должна быть направлена к носу ЛА и быть параллельной линии, нанесенной на плате.
Стеклянные колпаки секстантов обдуваются чистым сухим воздухом под давлением 0,15—1,0 атм, имеющим температуру 50—70°С.
В процессе эксплуатации астроориентатора производится чистка защитных колпаков автоматических секстантов снаружи и изнутри гигроскопической ватой, смоченной спиртом-ректифнкатом. Производятся также продувка воздухом двигателей типа ДП для очистки от щеточной пыли и промывка коллекторов бензином; чистятся контакты часового механизма, барабаны ламельных
105
I’нс, 2.31 Функциональная схема работы астроорпеигатора в режиме наведения пл rnvnuio:
AClt ЛС. — пгтронлмпч0г1П1С‘ criccTdiiTw; Э’1-1. 3'1 -2 — электронные части; v — тангаж; у — кр«п| Л'У|, /GV, — курспнмо углы; Л,. Л« — пысптй спстплл; Л,, Л, — азимуты светил; А, Г (или<|1омич(‘скнс координаты; иУ — пульт управления; ОК (ИК) — ортодромическнй (liCTinidiifi) кур»; р — истинный путевой угол ортодромии; а(, аа — прямые восхождения светил; пм п, — склонения светил; Srp — звездное гринвичское время; Ф, L- географические координаты полюса ортодромии; <р — широта места; X — долгота места; КС-6А — курсовая система; ЦГВ-5 — центральная гировертикаль; ИЭ-41 — индикатор электронный; НУ — навигационное устройство
устройств, смазываются червячные зацепления и редукторы. Для проверки исправности астроориентатора применяется комплект контрольно-измерительных установок типа КПА-БЦ.
Инерциальные навигационные системы
Общие сведения. Инерциальные навигационные системы (ИНС) являются одним из основных элементов комплексных навигационных систем и служат для определения географических или условных координат положения JIA на земной поверхности, составляющих путевой скорости в выбранной системе координат, курса ЛЛ, углов крена, тангажа и вертикального ускорения.
Определение координат ЛА с помощью ИНС производится двукратным интегрированием ускорений по осям выбранной системы координат.
Чувствительными элементами ИНС (рнс. 2.32) являются акселерометры и гироскопы. Акселерометры и гироскопы располагаются на общем основании, образуя гиростабилизированную платформу, которая помещается в систему подвеса, обеспечивающую независимость гироплатформы от эволюций ЛА. На гироплатформе может быть расположено два или три акселерометра и
106
два треХстепеипых йли три двухстепенных гироскопа. К гироскопам гироплатформы прикладываются корректирующие моменты, пропорциональные интегралам от ускорений, благодаря чему размещенные на ней акселераторы постоянно занимают горизонтальное положение.
Интегрирование ускорения, измеряемого акселерометрами дли определения скорости и пройден ного пути, показано па примере движения объекта па плоскости (рис. 2.33).
Начальная выставка ИНС. Во время работы инерциальной системы платформа с расположенными на ней акселерометрами и гироскопами должна быть не только горизонтальной, но и за-
нимать в азимуте вполне определенное положение. В то же время перед включением системы под ток гироплатформа может находиться в произвольном положении как в азимуте, так и и горизонте. С целью прннедення гироплатформы в горизонтальное положение и в определенное положение в азимуте в ИНС предусмотрен режим начальной выставки или настройки.
Инерциальные навигационные в системах типа МИС (рис. 2.34)
Рис 2.32, К'пнгмаiH'ii'i'h'Di схема гнроста-бнлн iiipoiriiiiioii п.гиформы инерциальной системы
I — или|ф|<1)Мй, 7, //. 1-1	1 проскопы; 3, 12 —
и<1|1|>п1|Ц|||>1Н1М1> лпп| л 11ли. < 5 — акселерометры. л imvipi iiiniu р iM;i luipxiiiioii.i подвеса; г, /3 — игпрые пннчрлlopi.i. Н, iii первые ин-те) ра горы .V, /3. -И Дптчпкп ст Нилов системы pairpyiKii; 10 ПШЧП11НН Рима клрдапова подвеса; 15, 17 19 — дпигагели рл п руikii
системы типа МИС. Вычисление координат производится в ортодромической системе ко-
ординат. Система обеспечивает определение составляющих пройденного пути и путевой скорости по осям ортодромической системы координат, вертикального
•ускорения, углов курса, крена и тангажа ЛА.
Ускорения, измеренные акселерометрами, расположенными па гироплатформе, поступают в вычислительно-усилительный блок типа ИУВ, где произ-
Рис. 2.33. Принцип действия инерциальной системы:
а — платформа с акселерометром; б — графики изменения ускорения, скорости и пройденного пути
107
Рис. 2.34. Блок-схема инерциальной системы типа МИС:
111 I В — платформа гироскопическая; ВУБ-2В— иычислнтельно-усилительный блок; ПВ-2 — пульт включения; БКС-1В — блок коррекции и связи; 1 |. IB блок балансировки; ПУ-ЗОВ — пульт уп-puuл -пня; БП — блок питания,; 8„, 8 — ортодро-мпчсскис начальная и текущая широты; |>(|, р- — оргодромическис начальная и текущая долготы; „v, «у и az — ускорения по осям; Vx, Vy — путевые скорое hi оо осям
водятся все необходимые математические операции. Полученные значения координат регистрируются иа счетчике пульта ПВ или указателе УТК. Управление МИС производится с пульта управления. Ввод начальных данных в систему осуществляется с помощью пульта ПВ. Для компенсации систематической составляющей собственного дрейфа гироскопов служит блок балансировки ББ.
Подготовка к работе. Для подготовки МИС к режиму «Рабо-
та» в системе осуществляется режим «Выставка», во время которого осуществляются следующие основные операции: приведение осей чувствительности акселерометров к осям координат в горизонте и азимуте, обнуление первых интеграторов, выставка вторых интеграторов в соответствии с начальными значениями координат.
Варианты выставки МИС. В системе МИС преду-ющиеся между собой способом ази-
смотрены три варианта выставки,
мутальной выставки гироскопов:
I. Выставка по задатчику курса пульта включения ПВ. Для выставки в данном режиме необходимо предварительно определить стояночный курс ЛА (ем. раздел курсоцые системы типа КС).
,2. Выставка методом одинарного гирокомпасирования. Выставка данным методом является автономной, так как нс требует предвари тельного определения курен ЛА (куре ЛА определяется в процессе выставки по сигналам акселеро-метроп ислсдс nine наклона гпроюта тформы с акселерометрами прн вращении Земли) При >юм методе собственный дрейф гироплатформы (по всем трем осям) не определяется. Для работы используются значения дрейфов, определенные ранее при выставке методом двойного гирокомпасирования.
3. Выставка методом двойного гирокомпасирования является основным методом выставки МИС. Обеспечивает автономное определение курса (истинного) ЛА и дрейфа гироплатформы по всем трем измерительным осям. После выставки одна из осей гироплатформы с соответствующим акселерометром и трехстепенным гироскопом будет направлена на север, а вторая — на восток.
Инерциальные курсовертикали типа ИКВ. Системы обеспечивают определение составляющих путевой скорости, абсолютного вертикального ускорения, углов курса (гирополукомпасного, истинного, приведенного) крена и тангажа ЛА. В отличие от системы МИС система ИКВ не определяет составляющих пройденного пути (второе интегрирование ускорений в ИКВ не производится).
Режимы работ ы. Системы типа ИКВ могут работать в одном из трех режимов: гирополукомпаса, магнитной коррекции и коррекции.
Управление ИКВ осуществляется с пульта управления. В пульте также формируется сигнал широтной коррекции.
Обеспечение невыбиваемости осуществляется путем помещения гпростабплизированной платформы в дополнительную раму крена.
Начальная выставка (настройка) происходит в два этапа: ускоренного выхода гироплатформы в горизонт и азимут;
точного выхода гироплатформы в горизонт и азимут с одновременным запоминанием дрейфа гироплатформы по всем трем осям координат.
Этап ускоренного выхода предусматривает выставку гироплатформы в пло
скость, параллельную плоскости основания курсовертикали, а в азимуте по одному из выбранных направлений: по магнитному меридиану, географическому
108
меридиану или по заданному направлению от коррекционного механизма, Этап точной выставки (ТВ) предусматривает точное совмещение гироплатформы с акселерометрами и гироскопами с плоскостью истинного горизонта по сигналам акселерометров. При этом одновременно происходит запоминание дрейфов гироплатформы по крену и тангажу.
При выставке ИКВ в сокращенном режиме настройки этапы ускоренного и точного выхода аналогичны, отличие заключается лишь в том, что дрейфы гироплатформы по крену и тангажу по запоминаются (при работе используются значения дрейфов, определенные рапсе).
Системы ИКВ имеют магнитный корректор, состоящий из индукционного датчика и коррекционного механизма.
В полете инерциальная система пыдпет па ук.з 1.пелп п потребители курс,, крен, тангаж, сигнал вертикального ускорения, reoi рафнческпс (при работе совместно с ЦВМ) и ортодромпчеекпе координаты ,/1Л.
Контроль технического состояния комплексных пнвигаппоппых систем, работающих обычно совместно с бортовой нычпслптельноЛ машиной, ш-ущегтнля-ется на борту ЛА с помощью встроенной и комплекс бортовой < пе н мы автоматического контроля.
w
Автономные навигационные устройсгпн
Общие сведения. К Данной группе огпоопси ii.ii>iir.Tiiiii>inii.re индикаторы типа НИ-50 (НИ-50Б, ПИ 50БМ) п ппгомптпшч iuh- iiminr.iniioiiiibie устройства типа АНУ-1, НВУ и ЦПВУ. Они пеполь lyiorcn иля решения следующих задач НИ-50 — для определения координат мести огшн пie.ni.Ho условной прямоугольной системы коордлгпат, определения скорости п направления ветра, контроля момента выхода па заданный ориентир, пиления счисления пути, обхода, гроз, выхода на линию заданного пути и г. д.
Входные параметры. Для ПИ-50 (рис. 2.35) входными параметрами являются: магнитный курс '1ГМ (вводится от дистанционного компаса или курсовой системы), угол карты |3К (вводится вручную), истинная воздушная скорость УИст (измеряется датчиком воздушной скорости типа ДВС), направление ветра Ч’и, температура наружного воздуха Тп.
Датчик воздушной скорости ДВС выдает напряжение, пропорциональное Кист, величина которой определяется мембранным механизмом, к которому подводится полное рп и статическое рСт давление. Для уменьшения методической погрешности в ДВС вводится температура заторможенного потока воздуха I от приемника температуры типа П-1.
От любой нурсобой t:n И, системы
Рис. 2.35. Функциональная схема навигационного индикатора:
П-1 — приемник температуры; рст — статическое давление; рп — полное давление; Гн—темпера" тура наружного заторможенного потока воздуха; ДВС — датчик воздушной скорости; V— истинная воздушная скорость; ф — курс самолета; Фк — угол карты; ДК — датчик курса; V cos (Ф — Фк), V sin (Ф ~ Фк) — составляющие истинной воздушной скорости; Со, Во, С, В —начальные и текущие значения координат; Сч — счетчик; W cos (Ф^ — Фк), W sin (Ф^ — Фк) — составляющие скорости ветра; ЗВ — задатчик ветра; VZ, ф^ — скорость и направление ветра
109
Для АНУ-1 (рис. 2.36) входными параметрами являются: курс J1A V (вводится от дистанционного компаса или курсовой системы), угол карты фк (вводится вручную), истинная воздушная скорость V (измеряется датчиком типа ДВС), скорость W и направление ветра угол сноса 0, путевая скорость Уп (от доплеровского измерителя типа ДИСС).
АНУ-1 может работать и трех режимах: в режиме измерения путевой скорости (с помощью доплеровского измерителя скорости и угла сноса ДНС( ), н режиме фиксированной памяти параметров ветра после выключении Д111 ( и и автономном режиме с ручным введением параметров петри
Пропгрка индикаторов и устройств. В процессе эксплуатации у навигационных индикаторов типа НИ-50 и навигационных устройств типа АНУ-1 про-п< риется ппешпее состояние, надежность крепления агрегатов, состояние электромонтажа, герметичность систем полного и статического давления, работоспособность комплекта (при необходимости регулируется масштаб истинной воздушной и путевой скоростей), относительная погрешность.
Проверка работоспособности АНУ-1А осуществляется при работе .с допле- , ронским измерителем и в автономном режиме. Контроль работоспособности осуществляется путем наблюдения за направлением и скоростью вращения индексов С и В счетчика.
Для проверки параметров отдельных агрегатов и комплектов навигационных индикаторов НИ-50БМ, НИ-50ИМ. и навигационных устройств типа АНУ-1А применяется проверочная установка УНИ-50У.
При подготовке к полету у навигационных вычислительных устройств типа ПВУ п ЦПВУ проверяется внешнее состояние блоков, работоспособность во всех режимах и исправность электрических схем связи с курсовой системой, системой воздушных сигналов, радионавигационными системами и системой автоматического управления.
Рнс. 2.3G. Блок-схема автоматического навигационного устройства АНУ-1А:
П-1 — приемник температуры; ДВС НИ-50БМ — датчик воздушной скорости; ЗВ-1 — задатчик ветра; НИ-бООСч — счетчик; БК-1 — блок коммутации; ДИСС — доплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса; ЗУК-1 — задатчик угла карты; КС — курсовая система; Ги — температура наружного воздуха; рст — статическое давление; рп — полное давление; У — истинная воздушная скорость; Фдо — направление ветра; W — скорость ветра; Со, Ве,С, В — начальные и текущие значения координат; Уп , Уп — составляющие путевой скорости; Ф — курс самолета; Фк — угол карты; р — угол сноса ’
по
При периодических видах обслуживания с помощью контрольно-проверочной аппаратуры у устройства типа НВУ и ЦНВУ проверяется инструментальная погрешность во всех режимах работы. У двигателя вентилятора проверяется состояние щеточно-коллекторного узла, замеряется высота щеток. При необходимости щетки заменяются.
Пилотажно-навигациониые комплексы
Общие сведения. Пилотажио-ищип-пционпые комплексы (ПНК) по сложности и многофункциональности относя гея к категории больших информацион-но-упрявляющих систем. В зависимости от точности решаемых задач, надежности, количества автоматизированных <|iyiii<iti>n n i.n ружоппости экипажа пилотажно-навигациониые комплексы делят пн ряд групп: П11К-1 — условно ПНК первого выпуска (например, па Ил 02), IIIIK2 условно ПИК второго выпуска (например, на Ту 144) и т. д.
Решаемые задачи. С помощью ПИК осущестнляюн » гтибнлн шипя п индикация углового положения ЛА; стабилизации cuopociii, числи М, вертикальной скорости (для ПНК-2); контроль п индикации (нклош mid от глиссады, управляющих (командных) сигналов, pc.iepiui тоилпна, Kontpo.ui. в сшпалпла-ция предельно допустимых параметров движения п положении ЛЛ, подсказка действий экипажу при возникновении определенных опунций в полете (для ПНК-2); программное траекторное управление Л Л в районе нчродрома и по маршруту; определение и индикация текущих шипений координат места ЛА, скорости полета, моментов изменения нежимой Полега; коррекция счисленных координат места ЛА по РС.БП, РСД11, по ж грокоррекюру, по РСЛ; регистрация пилотажпо навигационных пармметроп; передачи иплотажпо-павпгаци-онной информации по запросу наземных КП УВД (дли IIIIK-2), а также обмен пилотажно-навигационной информацией с другими ЛА в п.иемпыми КП (для ПНК-2).
В состав ПНК входят: инерциальные системы павпгацшш (для ПНК-2); доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС), системы воздушных сигналов (типа СВС, ЦВС); курсовые и инерциальные системы (типа КС, ТКС, МИС, ИКВ, СКВ); радиотехнические системы ближней навигации (РСБН); радиотехнические системы дальней навигации (для ПНК-2); автопилоты или автоматические системы управления; бортовые аналоговые (для ПНК-1) или цифровые вычислительные машины (для ПНК-2); аппаратура встроенного контроля работоспособности ПНК и его систем в полете.
Бортовые системы регистрации параметров
Общие сведения. Бортовые средства регистрации параметров прсдпазвачс-ны для автоматической записи параметрон полета (высоты, скорости полета, частоты вращения авиадвигателей, углов атаки, ускоренnii)n параметров наиболее важных агрегатов и систем.
Способы записи параметров. Запись осуществляется:
на бумажную ленту с помощью пишущих пли царапающих перьев и на металлическую фольгу;
на фотопленку или фотобумагу с помощью светового луча;
на магнитную пленку, стальную ленту или проволоку с помощью магнитных записывающих головок.
Эти записи используются после полета для оценки качества его выполнения, расследования причин предпосылок к летным происшествиям, определения технических характеристик бортовых устройств и систем.
В качестве датчиков параметров используются анероидно-мембранные устройства измерения высоты, скорости полета, давлений жидкостей и газов, акселерометры, потенциометры и др.
Выходные величины датчиков предварительно преобразуются в электрические напряжения, которые затем в преобразователе формы сигнала преобразуются ц вид, удобный для записи.
11
Рис. 2.37. Принципиальная электрическая схема трехкомпонентного самописца КЗ-ОЗ:
<'.1. C.2 — конденсатор; ЭН — обогревательный элемент; ТР — термореле; Ш — штепсельный разъем; ПР — предохранитель; М — электродвигатель; ЭМ1 — электромагнит арретира; ЭМ2 — электромагнит муфты сцепления; К2 — контакты перегрузки; IP — реле, 1’1. Р2, РЗ — резисторы; ПП1 — транзистор; IPI — контакт реле 1Р; В — переключатель; (I — скорость продвижения пленки 5 мм/мин, II — скорость продвижения пленки 5 мм/с, HI — автоматическое переключение); ОВ — электромагнит отметчика времени; К1 — контакты отметчика времени; ОВ — электромагнит отметчика времени: ВН — контакт внутреннего импульсного устройства; МЧ — контакт для работы отметчика времени от часов МЧ-62
Регистраторы с механическим способом записи. К ним относятся самописцы скорости и высоты типа К2-713М, К2-717, а также самописцы скорости, высоты и перегрузок типа КЗ-63.
В самописцах K2-7I3M запись upon июднтси на закопченной бумажной ленте, и спмоинеце К2 717 — пл бумажной лепте со спениокрытпем, в самописце K3 G3 (риг. 2.37) ii.ip.'iii.iiuieM по >муЛ1>споппому слою кинопленки, зафнкси-ponitlllioft бг1 llpoHIWH 111111.
Продолжи гельиость работы (по запасу лепты); К2-713М — 2, 4, 6 ч (завод чтокою механизма — 18 ч), K2-7I7 — 3 ч 20 мин, У КЗ 63 запас ленты рассчитан па 20 25 ч полета. Самописцы питаются от сети постоянного тока и имеют обогрев. У самописца К2-713М вращение барабана производится с по-* мощью часового механизма, у самописцев К2-717 и КЗ-63 — с помощью электродвигателя.
Для расшифровки записей самописцев типа К2-713М и КЗ-63 используется проектор типа 5ПО-1 («Микрофот») или дешифратор лент кинопулемета при 10-кратном увеличении записи.
В процессе эксплуатации у самописцев К2-713М, К2-717 и КЗ-63 проверяется работоспособность, герметичность систем полного и статического давления, тарировка.
Регистратор с оптическим способом записи параметров типа САРПП-12, состоит из накопителя информации типа К12-51 — светолучевого магнитоэлектрического осциллографа, согласующего устройства для нормализации записываемых параметров, потенциометрических и электромагнитных датчиков параметров. Запись ведется на фотопленку шириной 35 мм, помещенную в бронированный ударопрочный экран.
Регистратор САРПП-12 обеспечивает запись шести непрерывных параметров (скорость, высоту и др ) и девяти разовых команд.
При подготовке к полету регистратора САРПП-12 проверяется работоспособность лентопротяжного механизма, герметичность систем ПВД, работоспособность лампы осветителя и автоматического включения и отключения регистратора
Прн регламентных работах дополнительно проверяется погрешность датчиков и производится тарировка регистратора по всем каналам.
112
Для расшифровки записей используются проекционная аппаратура типа ЭДИ-452 и проектор типа 5ПО-1.
Магнитная система регистрации режимов полета типа МСРП-12 состоит из лентопротяжного механизма в шаровом контейнере, кодирующего устройства, соединительного блока, распределительного щитка с блоком преобразования команд и фильтра радиопомех. Система имеет кодирующее устройство с время-импульсной модуляцией и может записывать 12 аналоговых параметров н 12 разовых команд. Запись прои.тиодптся па ферромагнитную ленту шириной 6,25 мм и длиной 250 м При этом пл лепте остается информация о последних 30 мин полета (в зависимости or типа модификации МСРП-12).
Параметры полета, записанные па магнитную ленту, декодируются на наземном декодирующем устройстве тина ДУМ! Hi icmjic (пятая с борта лента устанавливается в лентопротяжный ме.хани im декодирующего устройства, которое преобразует расстояния между .iaiiiK.iiiiii.iMii н.т лечив импульсами в пропорциональные напряжения. Эти пиприжспнп пол.пон и на осциллограф, который записывает па бумажной лепи- H.ipaMiipu полегл и пищ- непрерывных кривых.
При подготовке к полету у МСРН 12 пропсрясгся ннсншсс состояние агрегатов и работоспособность комплекта (но мт апню днгпллы1ыч ламп), а также герметичность систем ИНД При регламентных работах дополи il l ельпо проверяется погрешность пли ирон шодигея тарировка датчиков н паоройка (на борту) кодирующего устройства
Магнитная измерительная система регистрации параметров полета типа МСРП-64. Система имеет цифровое кодирующее устройство и может записывать 48 аналоговых п 32 ра.юпые. команды. 3anilci производится на ферромагнитную ленту шириной 19,05 мм При этом и i лены остается информация последних 25—50 ч полета (и лнпнепмости ог мо щфнк iiirin МСРП-64). Параметры, записанные па магнитную лепту, декодируются па устройстве ИДУ-8.
Система имеет встроенный контроль работогцособпогти преобразующего устройства и движения ленты лентопротяжного механизма (сигнальные лампы).
При подготовке к полету у системы МСРП-64 проверяется работоспособность лентопротяжных механизмов, герметичность систем ПВД, правильность прохождения команд. При регламентных работах дополнительно проверяется погрешность датчиков или производится их тарировка. С помощью НДУ-8 проверяется правильность прохождения аналоговых параметров, разовых команд и работоспособность всех каналов системы.
2.	КОНТРОЛЬ РАБОТЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК, ТОПЛИВНЫХ, МАСЛЯНЫХ, ГИДРАВЛИЧЕСКИХ И ПНЕВМОСИСТЕМ
Устройства и системы контроля работы силовых установок
К этой группе приборов относятся термометры, тахометры, манометры, топливомеры, расходомеры, сигнализаторы дапленнп. Вее эти приборы являются электрическими. Поэтому обеспечение исправности их электрических цепей и монтажно-коммутационных узлов в условиях iio.iAcucTuiin вибрационных нагрузок является важной и в то же время достаточно трудной задачей, от решения которой зависит надежность контроля п управления режимами авиационных двигателей.
Авиационные электрические термометры предназначит для измерения температуры масла, температуры выходящих газон, воды, воздуха, температуры головок цилиндров. В зависимости от типа приемника авиационные термометры разделяются на термометры сопротивления и термоэлектрические термометры (рис. 2.38).
В авиационных термоэлектрических термометрах типа ТВГ, ТЦТ, ИТГ (табл. 2.1) применяются хромелькопелевые, хромель,- никель,- кобальт-, спец-алюминиевые термопары. Для измерения температур газов • ГТД применяют
113
Таблица 2.1
Тип термометра	Линии.IOII ипмгррпим, ' с	рабочий диапазон, С	Погрешность комплекта (°C) в рабочем диапазоне при 20°с	Угол размаха шкалы, град	Тип датчика	Сопротивление внешнее, Ом
Т >У-4н	Т е р м о м с т <>г 70 до +150	ры сопроти от—40 до +130	вления ±5	120	П-1	а
ТИП 15	от -60 до -|-150	от—40 до +130	±4	210	П-5	
TIM	от—60 до +70	от 0 до +35	±2,5	210	ПП-9Т	
ТВГ-11	Термометрь 300—900	термоэлект 450—750	рические ±(7-12)	230	T-l(HK-CA)	2,5±0,1
ТВГ-190	300—900	450 -750		—	Т-90	2,5±0,1
ТЗГ-47	400—900	450—750	± (8—12)	100	Т-90	2,0±0,1
2ТВГ-366	100—760	300—600	± (12—20)	230	Т-6(НЖ11-	7,5±0,1
ТСТ-29	0-900	600—800	± (12—20)	230	-СК) Т-9(ХА)	9±0,06
ИТГ-180 TI (Т-9	300—1000 от—40 до +300	100—250	±14	230 95	Т-80Т Т-З(ХК)	7,15±0,1
ТЦТ-13	от 50 до +350	100-250	+9	230	Т-З(ХК)	7,15+0,1
2ТЦТ-47	от -50 до -j-ЗОО	100—250	+9	95	Т-З(ХК)	7,15+0,1
термопару НК-СА, поскольку колебания температуры холодного спая ее в пределах ±60°С практически не влияют на показание прибора.
В качестве измерителей о термоэлектрических термометрах применяют магнито электрические миллниольтмстры (гальванометры).
Электрические термометры сопротпплеппя (рнс. 2.39) используются для .. ......и температуры масла, охлаждающей жидкости, воздуха и других сред н днанптопе от 50 до + 150°С. В качестве материала для изготовления чувствительных элементов применяется в основном никелевая проволока, обладающая достаточно большим значением температурного коэффициента (к= с- 0,0063Ь Ом/°С) и удельным сопротивлением.
В термометре сопротивления ТУЭ-48 имеются: пластина 1 из слюды, термочувствительный элемент 2, слюдяная прокладка 3, корпус 4, серебряные пластины 5, медный стакан 6, неподвижный магнит.
Наиболее широкое применение получили термометры унифицированные электрические типа ТУЭ (ТУЭ-48, 2ТУЭ111 — 2ТУЭ-48). Цифра 2 в маркировке обозначает термометр со сдвоенным измерителем.
Особенности эксплуатации термоэлектрических термометров. Для обеспечения безотказной работы термометров- периодически осуществляется проверка их основных параметров в соответствии с Единым регламентом технического обслуживания данного ЛА. Наряду с проверкой термометра по основным параметрам при периодических видах обслуживания перед каждым полетом необходимо убедиться в исправности и работоспособности приборов.
При включенном питании и неработающем двигателе стрелки указателей термометров должны указывать температуру среды (например, масла), в которую помещен приемник. При запуске авиадвигателя стрелки должны плавно перемещаться по шкале, показывая увеличение температуры среды. При выключенном питании стрелки должны находиться в крайнем нижнем или левом положении.
Термоэлектрические термометры типа ТЦТ (ТЦТ-9, ТЦТ-13, 2ТЦТ-47) при неработающем двигателе должны также указывать температуру среды,, в которой находятся термопары. В случав несоответствия показаний необходимо отключить термопару н с помощью механического корректора установить стре-ш
лку прибора по Температуре воздуха в кабине ЛА. Стрелки указателей термоэлектрических термометров других типов при неработающих двигателях должны находиться в положении, отмеченном точкой (индексом) на шкале.
К особенностям*эксплуатации термометров следует отнести требование поддержания на заданном уровне электрического сопротивления цепей, в том числе переходных сопротивлений в ШР и других элементах коммутации. Особенно тщательно нужно контролировать состояние электроцепей термометров в зоне высоких температур, а также затяжку гаек на соединительных колодках, так как изменение переходного сопротпплсппя проводов приводит к искажению показаний температуры.
При эксплуатации термоэлектрических термометров необходимо учитывать, что комплектовать указатели одной группы гридуировки с термопарами другой группы градуировки нс разрешнстси, тик кик прн этом показания приборов будут неверными. Вместе с тем необходимо следить hi тем, чтобы штифт на термопаре входил в прорезь штуцерп, это o6rciir<iiuiii<*r правильное положение отверстий термопары протии газового Потока И процессе я еплуатацнп необходимо' следить за чистотой отверстий термоппр, гак кик при их ппсоре-нении возрастают инерционность термопары ш погрешность и покцтвпнях температуры.
В авиационных тахометрах используется мпгнпгопплукцпонпый принцип преобразования скорости вращения нала дшитп'сли в никишипн прибора. В качестве датчика используется трехфа.чцый синхронный 1 оператор, у которого в качестве ротора используется постоянный митинг. Унвиисль (измеритель) является магнитоицдукционпым прибором (рис. 2.4II)
Шкалы магнитоиндукцпоппых тахометров inuniiorcii равномерными и тарируются либо в процентах максимального Tini'ieiiun чистоты вращения вала авиадвигателя, либо как частоты прощения вили в минуту.
С процентной шкалой пыпускнклч'н ...............  тахометры	ИТЭ-1 (ин-
дуктивный тахометр электрический) и двухетрелочвые тахометры ПТЭ-2. В комплект двухстрелочного тахометра ИТЭ-2 входят указатель II1J-2 и два датчика ДТЭ-1. Датчики типа ДТЭ-2 имеют увеличенную мощность и рассчитаны на работу с двумя указателями. Датчики ДТЭ-1 и ДТЭ-2 невзаимозаменяемы.
Магнитоиндукционные тахометры типа ТЭ5-2М, 2ТЭ4-1М и 2ТЭ5-1М, предназначенные для измерения частоты вращения вала поршневых двигателей, и
Рис. 2.38. Принципиальная электрическая схема термоэлектрического термометра
Рис. 2.39. Принципиальная схема термометра сопротивления типа ТУЭ-48
115
Рис. 2.40. Схема устройства электрического тахометра:
/, 2 — обмотки; 3, 5, 10 — магниты; 4, 11 — пружины; 6 — стрелка; - 7 — демпферный диск; 8 — диск чувствительного элемента; 9 — гистерезисные диски; 12'— ротор (магнит)
ТЭЮ-1КМ, ТЭ I5M, ТЭ-40М, 2ТЭ9-1М, 2ТЭ-15-1М, 2ТЭ-40М, предназначенные дли n.iMcpeiniH частоты вращения вала турбины реактивных двигателей, выпускаются со шкалой, оцифрованной в числах оборотов в минуту. Первая цифра 2 и маркировке датчиков обозначает тахометр со сдвоенным измерителем.
К достоинствам магиитоиндукционных тахометров, благодаря которым они получили преимущественное распространение на ЛА, относятся сравнительная простота конструкции, малые габариты п масса, а также равномерность шкалы н большой диаца ion и iMciicililil скорости вращения.
Основной цогр< IHHOC11.IO магиигопндукипоппых тахометров является тем-ш рвгурп di HoipeiiiiiiKTii, обусло11.пепная изменением электрического сопротивлении чунсгпшелыюго элемента и мапштпого сопротивления магпитопровода
при пiMciB nil))х )i мперагуры.
Особенно! гп эксплуатации тахометров. В процессе эксплуатации у тахомет-
Рис. 2.41. Электрокинематичес-кая схема потенциометрического датчпка манометра типа ЭДМУ:
Лк М — сопротивление плеч потенциометра; М — мембрана;
Р — давление
ров следует контролировать основную погрешность комплекта, уравновешенность подвижной системы, плавность хода стрелок указателей и недоход стрелок до нулевой отметки шкалы, а также междуфазное напряжение и отсутствие явлений раскачки (колебания) стрелок.
Перед установкой датчика на двигатель следует проверить правильность присоединения проводов к штепсельным вилкам, для чего необходимо валик вращать вручную в сторону вращения вала двигателя. При этом стрелка указателя должна поворачиваться в направлении вращения часовой стрелки.
Электромеханические манометры типа ЭДМУ, ЭДМ, ЭДММ, ЭМ используются для дистанционного измерения давления топлива и масла. Манометры серии ЭДМУ выпуска^ ются с диапазоном измерений в пределах от 0 до 150 кгс/см2 (рис. 2.41). В датчике манометра типа ЭДМУ-150 (в отличие от других манометров типа ЭДМУ) в качестве чувствительного элемента применена трубчатая пружина (манометрическая трубка, рис. 2.42).
116
Рис. 2.42. Принципиальная схема манометра |ДМ,\ 1Г>0
Для измерения больших давлений жидкие!ей в гидравлических системах самолета применяются электромеханические дш laioiiioiiiujc манометры типа ЭДМ (ЭДМ-250, ЭДМ-300, 2ЭДММ 2!>0Л, I >ДММ :и»ПХ'>) В качестве чувствительных элементов в датчиках mix мпнимстрии применяются витые трубчатые пружины (рис. 2.43).
Манометры серии ЭМ (ЭМ 1(1 ЭМ 100) нредн i ш.1ч< вы для намерения топлива газотурбинных двигателей. Они имеют повышенную точность отсчета, получаемую за счет применения четырех рамок лоюмстрпчсскою указа теля, расположенных попарно под углом 90°, и применения специальной схемы потенциометра датчика. Это позволило увеличить угол поворота стрелки указа-
Рис. 2.43. Кинематическая схема датчика ЭДП-А электрического дистанционного манометра ЭДММ:
1 — спиральная трубчатая пружина; 2 — штуцер; 2 — потенциометр; 4 — щеткодержатель; 5 — кронштейн; 6 — вилка со штырьками; 7 — ось; 8 — поводок; 9 — наконечник; 10 — пружина; И — крышка; 12 — корпус
117
Рис. 2.44. Схема манометра с индуктивным датчиком:
I — штуцер; 2 — мембрана; 3 — шток; 4 — якорь; 5 — сердечник; 6 — постоянный магнит; 7 — рамки; 8 — демпфер успокоитель;
9 - внутрирайонный магнит
геля до 270°. Принцип действия манометров типа ЭМ аналогичен манометрам типа ЭДМУ.
При выключенном питании стрелки манометров типа ЭДМУ должны находиться на упоре, манометров типа ЭМ — направлены вниз.
Электромеханические дистанционные индуктивные унифицированные манометры типа ДИМ (рис. 2.44) предназначены для измерений давления жидкостей и газов и выпускаются с диапазоном измерения давлений от 0,8 до 300 кгс/см2.
Индуктивный датчик манометра объединяет чувствительный элемент в виде гофрированной мембраны и индуктивный преобразователь, состоящий из двух катушек индуктивности с железным сердечником и якоря.
Схема манометра представляет собой мост, плечами которого являются постоянные сопротивления, размещенные в указателе, и переменные сопротивления катушек, индуктивного датчика. Схема питается переменным током 36 В 400 Гц. Для выпрямления тока используются диоды.
Электрические сигнализаторы даплепия (рис. 2.45) используются и случаях, koi да экипажу не надо .•iiuii'Ii испишут Ислпчппу Д1111л<чи1я, и iiiuKiio man,, поддерживается ли оно в нужных пргДеЛкх Но iiii.'iiiipicihiio члекгрпческие сигнализаторы давления деля гея ни епгпнлн.шторы даилелпя топлива, масла, воздуха. Наиболее широко ||111'И|1остра1Н'11ы сигнализаторы типа СД, СДУ, МСД, ДСС, ЭС.
(Цифр сигнализаторов давления с нормально разомкнутыми контактами имеет букву Л на конце (например, СД-9А). Контакты сигнализаторов (СД, СДУ, ДСД, ДСДУ) могут быть как нормально замкнутыми, так и нормально разомкнутыми.
Сигнализаторы давлений в отличие от манометров требуют лишь контроля погрешностей срабатывания иа заданных точках, герметичности корпуса и приемной части датчика.
Комбинированные приборы. К комбинированным приборам, кроме сдвоенных тахометров, термометров и манометров, относятся также трехстрелочные моторные индикаторы типа ЭМИ (ЭМИ-ЗР, ЭМИ-ЗК> ЭМИ-ЗНВ, ЭМИ-ЗРИ; ЭМИ-ЗРТИ и др.). Приборы этого типа служат для измерения давления топлива, масла и температуры масла двигателя (рис. 2.46).
Манометр масла индикаторов типа ЭМИ-3 собран по схеме манометра типа ЭДМУ, манометр топлива — по схеме манометра типа ЭМ, термометр масла — по схеме термометра типа ТУЭ-48.
Особенности эксплуатации манометров. При подготовке к полету производится внешний осмотр приборов, проверяется надежность монтажа датчиков, соединительных трубопроводов и электрической проводки, проверяется работоспособность приборов при включенном питании.
При выключенном питании стрелки манометров типа ЭДМУ, ЭМ и ДИМ должны находиться в крайнем левом положении. При включении питания стрелки манометров должны устанавливаться на нулевые отметки шкал, если в системе отсутствует измеряемое давление. На номинальном режиме работы авиационного двигателя стрелки манометрических приборов должны находить
118
ся в пределах некоторых секторов шкал, иногда отмечаемых цветными красками. Стрелки электрического моторного индикатора типа ЭМИ-3 на номинальном режиме работы располагаются в виде перевернутой буквы Т.
При проверках необходимо убедиться, что датчики надежно закреплены. Корпуса датчиков не должны иметь механических повреждений. В местах подсоединения трубопроводов не должно быть подтекания топлива и масла, а если оно появилось, необходимо удалить ветошью, смоченной керосином. После этого необходимо устранить причину течи. Датчики, имеющие механические повреждения, следует заменить. Штепсельные разъемы должны быть полностью затянуты (проверяется от руки), законтрены и не должны иметь свободного хода иа отворачивание. При необходимости следует также затянуть и законтрить штепсельные разъемы.
При периодических видах обслуживании у электрических манометров и комбинированных приборов проверяется герметичность корпуса датчика, герметичность приемной части датчиков, основная noi p< юность комплекта.
Электромеханические поплавковые топливомеры. К »той i руине приборов относятся рычажно-поплавковые топливомеры Топливомер (рве 2 47) состоит из реостата датчика, магнитоэлектрического логомсра (БЭ 09, БЭ 4М, М.-НМ, ЛД-49, У1), датчиков-сигиализаторов и переключателя
Топливные баки различных ЛА имеют неодинаковую форму, шитому для каждого типа ЛА имеется своя тарировка топлнвомера, обозначаемая номером иа датчике и измерителе. При наличии в комплекте топлнвомера сигнального устройства в конце обозначения типа прибора ставится буква С, а буква С, стоящая в начале наименования комплекта, указывает, что топливомер суммирующий. В пределах данного номера тарировки "части комплекта взаимозаменяемы, Топливомеры для измерения бензина маркируют буквами БЭ,

Рис. 2.45. Принципиальные схемы сигнализаторов давления:
а, б — одноступенчатые; в — одноступенчатые двухсторонние; г, д — двухступенчатые
119
СБЭС; керосина — КЭС, СКЭС; масломеры — МЭ, МЭС. Комплекты топливо-меров, в которых применены указатели ЛД-49, маркируются буквами ТЭС.
В датчиках топлпвомеров с сигнализацией остатка топлива имеется сигнальное устройство в виде контактов, которое замыкается щеткой реостата при оврсделенном уровне топлива и включает лампу сигнализации.
Электромеханическим топливомсрам присущи методические погрешности, обусловливаемые наличием продольных и поперечных кренов самолета и действием ускорении. К числу конструктивных недостатков следует отнести наличие скользящих контактов, сложность профилирования потенциометров дат-
Рис. 2.47. Принципиальная схема электрического поплавкового топливомера:
I — поплавок; 2 — движок потенциометра; 3 — сигнальное устройство
120
Рис. 2.48. Электрокипсматнчсская схема рпгхоДпмгрм шин РТС:
i — ведущий магнит; 2 — ведомый мпГнкт; fl нрерышигль; / — щеточный контакт; 5—кожух; 6 — тиратронпый прерывнгаль; 7 — глбичкн, Л мрншите колесо; 9 — стрелка; 10 — редуктор; 11 — якорь реле; 12 — реле ундопеля, /А — корпус днгчнка; 14 — червячный редуктор; 15 — направляющий иннирпт; 1b — крыльчйШй
Рис. 2.49. Принципиальная схема мгновенно-суммирующего расходомера типа РТМС:
1 — датчик суммарного расхода; 2 — датчик мгновенного расхода; 3 — противодействующая пружина; 4 — комбинированный указатель; СД — сельсии-датчик; СП — сельсии-приемник; ТП-56 — тиратроиный прерыватель
чиков и затруднения при использовании их для контроля за запасом Топлива в узких и высоких топливных баках. От этих недостатков свободны емкостные топливомеры. При 'периодических видах обслуживания топливомеров проверяется работоспособность и соогвегстппе их показаний фактическому количеству топлива в баках. Проверка 1пропзш>д1пся с помощью специальной проверочной установки тина УНТ.
Электрические расходомеры топлива. Электрические расходомеры предназначены дли намерении мгновенно потребляемого двигателями в единицу времени или суммарного расхода топлива. Работа расходомеров основана на принципе измерения скорости вращения крыльчатки в зависимости от скорости потока гоплшь-i.
В качестве расходомеров, измеряющих суммарный расход топлива, применяются расходомеры типа РТС (рис. 2.48) и РТСУ (РТС-8, РТС-16, РТС-300, РТСУ-ЗОД и др.) и комбинированные расходомеры для измерения мгновенного и суммарного расхода топлива типа РТМС (рис. 2.49) (РТМС-1, 2Б1, РТМС-1, 8Б1 и др.).
Датчик расходомера устанавливается в разрез трубопровода стрелкой по направлению течения топлива. Тнратроииый преобразователь устанавливается вертикально (штепсельным разъемом -вниз). Провода, идущие от тиратронно-го прерывателя, экранируются. Экран соединяется с корпусом самолета.
В датчике расходомера скорость вращения крыльчатки преобразуется в электрические импульсы, число которых в единицу времени пропорционально скорости вращения крыльчатки. Импульсы используются для перемещения стрелки указателя топлппомера.
В датчиках расходомеров типа РТМС имеются две крыльчатки, одна из которых предназначена для измерения суммарного, а другая— часового расхода топлива. Последняя приводит во вращение магнит, который увлекает за собой стакан-ротор бесконтактного сельсина-датчика. Угол поворота ротора сельсина-датчика пропорционален скорости вращения крыльчатки, т. е. мгновенному расходу топлива. Синхронно с ротором сельсина датчика поворачивается ротор сельсина-приемника, на оси которого укреплена стрелка часового расхода топлива.
Указатель расходомеров типа РТМС имеет две стрелки и две шкалы для отсчета суммарного остатка топлива и часового расхода топлива. Перед полетом стрелка суммарною количества топлива устанавливается на деление шкалы, соответствующее количеству залитого топлива, после чего переводной механизм пломбируется.
Тоиливомеры-расходомеры типа ТР представляют собой комбинированные приборы, сочетающие в себе электроемкостиый топливомер тина СЭТС и скоростной суммирующий расходомер типа РТС. Лицевая сторона указателя имеет кнопку для проверки работоспособности топливомериой части. При нажатии иа нее стрелка указателя топливомера должна устанавливаться иа нулевую отметку шкалы. Там же находится кремальера для установки барабанов цифрового счетчика на количество топлива, залитого в баки ЛА.
В проверках топливомеров-расходомеров во время подготовки к полету особое внимание обращается иа соответствие показаний указателей фактическому запасу топлива в баках ЛА.
При периодических видах обслуживания проверяется исправность работы указателя и тиратронных прерывателей, исправность электрических линий, соединяющих агрегаты, а также его работоспособность.
Приборы и устройства контроля работы гидравлических и воздушных систем
К данной группе относятся гидравлические и воздушные манометры. Гидравлические и воздушные манометры, применяемые на ЛА, условно могут быть отнесены к трем группам:
механические, электромеханические с оммическим преобразователем и индуктивным.
122
К первой группе манометров, построенных на использовании первого из названных принципов, относятся гидравлические манометры типа МГ-250, МГ-160. -МГ-100, МГ-60 и воздушные манометры типа МВ-250, МВ-100, МВ-60, МВ-30, МВ-12, МВ-10 МВ-4.
Ко второй группе манометров относятся электрические дистанционные манометры типа ЭДМУ (ЭДМУ-1, ЭДМУ-3, ЭДМУ-6, ЭДМУ-10, ЭДМУ-15, ЭДМУ-80, ЭДМУ-150, 1ЭДМУ-3, 2ЭДМУ-10, 2ЭДМУ-100; 2ЭДМУ-2-100); ЭМ (ЭМ-10, ЭМ-25, ЭМ-80, ЭМ-100, ЭМ-150; ЭМ-200), ЭДМ (ЭДМ-250, ЗЭДМ-ЗОО). К третьей группе относятся дистанционные индуктивные манометры типа ДИМ. (ДИМ-8, ДИМ-100 н др.). Перечисленные типы манометров используются также для измерения давлении топ липа н масла.
При эксплуатации манометров нронернется их работоспособность и градуировочная погрешность. Стрелки манометров типа МГ н МВ в пенагружениом состоянии должны находиться па пулевых отметках (и пределах допуска).
В период подготовки к полету у млнометроп проверяется внешнее состояние и работоспособность.
При периодических видах обслужи в а пн и у недпетап-циониых манометров (типа МВ, МГ) проверяется герметичность, огповпаи погрешность, плавность хода стрелки, а у дистаициош+ых манометров герметичность, основная погрешность комплекта, а также погрешность датчиков в указателей. Проверка производится с помощью установок типа ГУ11М и ЭУМП-2.
Устройства контроля параметров воздуха в герметических кабинах
В герметических кабинах для контроля и измерения давлении в температуры воздуха применяются: указатели расхода воздуха типа .РВУ (рис. 2.50), УРВК (РВУ-46, УРВК-18), показывающие количество воздуха, подаваемого в кабину; указатели высоты и перепада давления типаУВПД (УВПД-3, УВПД-15, УВПД-20), показывающие, какой высоте (по стандартной атмосфере) соответствует давление воздуха в кабине, и разность давлений (перепад) в кабине и вне ее (см. рис. 2.7): термометры типов ТВ, ТНВ, ТУЭ (ТВ-45, ТВ-11, ТНВ-15, ТУЭ-48, 2ТУЭ-111) для измерения температуры в кабине (см. рис. 2.39); сигнализаторы опасного перепада давлений типа СОПД (СОПД-50), предупреждающие о достижении опасного значения перепада давлений между давлениями в кабине и окружающей самолет атмосферой; в.ысотиые сигнализаторы типа ВС (ВС-46, ВС-8000) для предупреждения экипажа самолета с помощью светового или звукового сигнала падений барометрического давления ниже установленного значения и необходимости перехода па дыхание от кислородного прибора или снижение высоты полета ЛА (см. рис. 2.6).
Автоматы и системы измерения, управления выработкой топлива и центровкой летательного аппарата
Назначение и принцип действия. Для контроля суммарного количества топлива, количества топлива в группах баков, автоматического управления порядком расходования топлива в полете, сигнализации остатка топлива и управления заправкой ЛА применяются электроемкостиые топливомеры типа СЭТС (рис. 2.51) и СПУТ. Электроемкостиые топливомеры типа ТАЦ и АЦТ обеспечивают также автоматическую центровку ЛА при отказе одного из двигателей.
Измерение количества топлива производится с помощью самоуравиовеши-вающегося моста переменного тока, в одно из плеч которого включается датчик-конденсатор, установленный в топливный бак. Емкость датчика меняется по мере выработки топлива. Напряжение разбаланса моста после усиления
123
Рис. 2.50. Принципиальная схема работы расходомера воздуха:
/	iруби Пгнгурк; 2, I трубпироцоды; 4	центр мембранной коробки; 5 — ушко;
г., 7, 12	нонодкк N — <уб<щ|мП сектор; V	с грелки; 10 указа гель; // — трибка
Hoi ryiinei н.। |Л('ктродшп атсль пока ibiuaiomero прибора, по стрелкам которого upon iHo um я отсчет количества топлива.
Ли соматическое управление порядком расхода топлива и заправщиком ЛА осуществляется с помощью индуктивных поплавковых сигнализаторов, установленных в баках внутри емкостных датчиков и включенных в одно из плеч моста переменного тока. Напряжение разбаланса моста используется для управления работой топливных иасосов и системой сигнализации остатка топлива.
Автоматическая центровка ЛА в случае выхода из строя одного из двигателей осуществляется с помощью моста переменного тока, в одно из плеч которого включаются емкостные датчики, отключаемые в этом случае от измерительной схемы.
Напряжение разбаланса моста используется для управления топливными насосами, которые попеременно вырабатывают топливо то из задних, то из передних групп баков.
Проверка емкостного топлнвомера в полете производится нажатием кнопки иа корпусе указателя. При исправной схеме стрелка должна переместиться к нулевой отметке шкалы.
При периодических видах обслуживания у топлнвомеров, автоматики программного расхода топлива проверяется точность показаний системы измерения количества топлива при групповом и суммарном контроле, исправность работы блоков автоматики расхода и заправки, а также работа автомата центровки.
Для проверки работоспособности комплекта емкостного топлнвомера при измерении суммарного запаса топлива необходимо поставить галетный пере
124
ключатель в положение «Сумма» и нажать кнопку «Проверка» на передней панели блока измерения. При этом стрелка указателя должна переместиться вправо, (примерно на г/з шкалы). Затем, перемещая переключатель из положения «Сумма» в положение, соответствующее каждой из имеющихся групп блоков, и нажимая кнопку «Проверка», поочередно проверяется работоспособность схемы при измерении топлива в каждой из групп баков. При этом стрелка также должна перемещаться вправо.
При выключении питания стрелки указателей топлнвомеров типа СЭТС и топливомерной части указателя тонлнпомероп типа ТР могут находиться в любой отметке шкалы, так как и этих приборах отсутствует пружина, возвращающая стрелку к начальной отметке шкалы.
Блок измерения
Рис. 2.51. Принципиальная схема электроемкостного топлнвомера типа СЭТС
125
Рис. 2.52. Кинематическая схема указа-
тсля положения элементов летательного аппарата типа УЗП-47:
1 — поподок дягчикл; 2 — потенциометр; 3 — щеткодержатели со щетками; 4 —* магнит-ротор; о — катушка указателя
УПТ, рычагов топлива УПРТ-1 и УПРТ-!
Через определенные сроки налета ЛА датчики топливомера с него снимаются и просушиваются (при необходимости промываются). У сухих датчиков проверяется электрическая емкость и сопротивление изоляции. После выполнения этих работ у датчиков с сигнализаторами проверяется, работа сигнализаторов. У разъемных коробок усилителей и блоков автоматики проверяется состояние монтажа и крепление проводов.
Приборы контроля положения элементов летательного аппарата
К приборам этого класса отно-
сятся: указатели положения закрылков УЗП-47 (рис. 2.52), конуса воздухозаборника УПК, стабилизатора УПС-1 и УПС-2, противопомпаж-ных створок УПСТ, шага винта УШВ, заслонок УПЗ, триммеров (рис. 2,53), а также универсальные
указатели положения угловых величии УПУ.
Все указатели положения являются электромеханическими дистанционными приборами. Принцип действия указателей положения элементов летатель-
Рнс. 2.53. Принципиальная электрическая схема указателя положения рычагов топливных агрегатов УПРТ-2:
! — ось датчика; 2 — щетка; 3 — потенциометр; 4 — катушка; 5 — магнит-ротор указателя
126
кого аппарата основан на применении трехпроводной потенциометрической дистанционной передачи, состоящей из кольцевого потенциометра в датчике и трехкатушечного магнитоэлектрического логометра с внутрирайонным подвижным магнитом в указателе.
3.	ЭКСПЛУАТАЦИЯ И ОБСЛУЖИВАНИЕ КИСЛОРОДНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Бортовые комплекты питания кислородом экипажа
К кислородному оборудованию относя гея бортовые кислородные приборы непрерывной (КП-32, КП-56) и прерывной подачи, париппогпые кислородные приборы, переносное кислородное оборудование, контрольно сигнальная аппаратура, элементы кислородной арматуры (КА1>), симолетпые кислородные газификаторы, системы кислородной подпитки силовых устнпонок
Бортовые кислородные приборы непрерывной подачи, например КП-32 и КП-56, предназначены для одновременного питания кислородом до 20 человек иа высотах 8—12 км. Бортовые кислородные приборы прерывной подпчп являются приборами индивидуального пользования и вредин шпчепы для питания кислородом членов экипажа или пассажиров: КП 24 М до высот 14 км, КП-34 и КП-52М — до высот свыше 14 км, КП Г>8 до высоты 12 км Кислородные приборы КП-24М и КП-34 относятся к стационарным приборам (размещены на борту ЛА), а КП 52М п КП-58 синтипы i иварпйпой парашютной подвесной системой.
Кислородный прибор КП-52М рассчитан па рибиту г герметическими шлемами, высотно-компснсирукицнми костюмами п кислородной маской КМ-32. Переносные кислородные приборы типа КП 21 япля1огси приборами непрерывной подачи и обеспечивают кислородом одного человеки при псредппжеппп его по кабине на высотах до 8 км.
Парашютные кислородные приборы КП-23 и КП-27 предназначены для питания кислородом человека' при покидании им ЛА (КП-23 — до высот 13 км, КП-27 — с высот более 13 км), а также питания кислородом пилота иа время снижения до безопасной высоты при отказе в работе основного кислородного прибора. Парашютный кислородный прибор КП-43 применяется с прибором КП-58 при совершении прыжка с парашютом с высот до 12 км.
Кислородная передвижная арматура (КПА) обеспечивает подачу кислорода в маску при передвижении членов экипажа по кабине. Переключение со стационарного кислородного прибора на арматуру КАП и обратно иа высотах более 12 км не разрешается. В арматуру КАП входят шланги — переходники, пробки-заглушки, тройники, штуцера.
Контрольно-сигнальная аппаратура предназначена для контроля за подачей кислорода к дыхательным путям человека (кислородные указатели ИК-18Н, ИК-24, ИК-32), измерения давления кислорода в кислородной системе (кислородные манометры МК-6, МК-12М, МК-13М, МК-18, КТ-60), для измерения давления кислорода в кислородной маске или в системе дыхания (манометры избыточного давления М-1000, М-2000).
Для указания запаса жидкого кислорода па ЛА применяются дистанционные указатели типа ДУЖК и УК-57.
Кроме того, в комплекте бортового кислородного оборудования используются: бортовые кислородные емкости (кислородные баллоны, газификаторы КПЖ-30, СКГ-7,5, СКГ-15, СКГ-30), кислородные вентили (КВ-2МС, КВ-5, КВ-5А), кислородные редукторы (КР-14, КР-15, КР-17, КР-24, КР-26А, КР-56, КР-58), бортовая кислородная арматура, кислородные маски.
Для кислородных систем высокого давления применяется арматура КАБ-14, для систем низкого давления — КАБ-16. В кислородную бортовую арматуру входят бортовой и приборный вентили, бортовой зарядный штуцер, тройники, крестовины, обратные клапаны, трубопроводы.
Кислородные маски являются снаряжением индивидуального пользования и “подгоняются заранее к лицу и шлемофону самостоятельно каждым членом
1&7
экипажа. Маски изготавливаются пяти размеров: первый — мадый, пятый — самый большой. .
В комплекте кислородною оборудования легких самолетов применяются: высотно-компспспрую1цис костюмы, которые служат для создания на тело человека противодавления, компенсирующего избыточное давление в легких. Используются при полегах иа высоте более 12 км;
протпвош pi i рузочные костюмы, служащие для повышения устойчивости организма человека к положительным продольным перегрузкам;
нентплирукицпе костюмы, служащие для «охлаждения» или «подогревания» пилота;
морские спасательные костюмы, служащие для обеспечения полета на больших высотах, аварийного покидания самолета, в том числе над морем, и пребывания на плаву в течение многих часов;
высотные скафандры для обеспечения полетов на любых высотах, аварийного покидания самолета, в том числе на воду, для защиты от воздействия высокой температуры при больших скоростях полета (,М>3).
На легких самолетах используются также герметические шлемы. Герметические шлемы предназначаются для полетов иа высотах более 18 км и для спасения человека при покидании ЛА.
Герметические шлемы типа ГШ (ГШ-6А, ГШ-4 и др.) обеспечивают полную изоляцию головы человека от окружающих условий. Они выполняют все функции кислородных масок и, кроме того, создают пневматическую компенсацию головы при создании избыточного давления в легких, а также защищают голову человека or случайных ударов и от действия скоростных напоров при покидании ЛА.
При избыточном давлении па шлем действует сравнительно большая, направленная вверх сила (до 70 к!с), которая стремится сорвать шлем с головы. Для удержания шлема на голове применяется система подтяга.
Монтаж кислородных трубопроводов
Инструмент, применяемый при монтаже кислородных трубопроводов, должен быть хромированным, чистым и пе должен использоваться для других работ. Монтаж кислородных трубопроводов должен выполняться лицами, знающими правил 1 обращения с кислородным оборудованием. Нужно помнить, что кислород при соединении с маслом взрывоопасен.
Католически запрещается перед монтажом продувать кислородные трубопроводы сжатым воздухом, а также устанавливать при подсоединении трубопроводов уплотнительные прокладки, не предусмотренные комплектацией кислородной арматуры и приборов.
Заглушки со штуцеров агрегатов и концов трубопроводов следует снимать непосредственно перед подсоединением, убедившись в чистоте отверстий штуцеров и трубопроводов и в отсутствии механических повреждений мест соединений.
Медные трубопроводы должны окрашиваться голубым цветом. На алюминиевые трубопроводы должцы наноситься кольца голубого цвета шириной 30 мм через каждые 300 мм.
Радиус изгиба трубопроводов сечением 5X3 мм должен быть не менее 25 мм, а трубопроводов сечением 8X6 мм — не менее 40 мм и начинаться нс ближе 15 мм от ниппелей.
При прокладке трубопроводов необходимо выдерживать зазор от неподвижных деталей ие менее 5 мм, а' от подвижных деталей и электрожгутов — не менее-30 мм. В местах, где это требование выполнить невозможно, на электропроводку должен быть наложен баидаж из материала ХПТ, а трубопроводы в местах зажима и касания его с элементами конструкции должны быть обшиты кожей.
Длина трубок должна обеспечивать после их подсоединения ненапряженное состояние трубопроводов с учетом изменения температуры и вибрации в местах их установки.
1Й
При заворачивании накидных гаек трубопроводов необходимо во избежание скручивания и нарушения панки ниппелей к трубопроводам поддерживать ниппель ключом соответствующего размера и заворачивать иакидиые гайки до отказа.
Трубопроводы должны быть закреплены хомутами или зажимами с мягки-' ми прокладками (кожа, резина и другие подобные материалы) в местах, предусмотренных технологией сборки.
По окончании монтажа нужно проверить правильность соединений трубопроводов и герметичность систем. Запрещается производить подтяжку соединений трубопроводов, находящихся под давлением.
Особенности заправки систем летательных аппаратов жидким кислородом
Перед заправкой системы ЛЛ жидким кпслородоль (I (К I (i.'l.'JI (>8) нужно убедиться, Что площадка около ЛЛ (н месте етоинкп i iiipiiiiiiiiii<u) и также под ЛА (в месте слива кислорода за борт) очищенн от пролитою масла и керосина.
Место слива кислорода за борт (от вентиля сброса дннлеппи) необходимо ограждать легкими переносными загородками или шпуром, вымпелами, натянутыми иа переносные пирамидки. Эта мера исключи) случайное понпданне жидкого кислорода иа одежду или открытые части гели лиц обслужпнающе-го персонала.
Системы жидкого кислорода, как правило, .тпполннюгси полностью, т. е. до появления течи жидкого кислорода н i дренажных опи рстнй. Запрещается производить работы по заправке жидким кислородом бет рукнинц н специального инструмента.
Следует помнить, что жидкий кислород, конидия tin тело человека, вызывает сильное обмораживание (ожог), а все органические вещества, принц тайные жидким кислородом, являются (до полного испарения кислорода) нарывчатыми веществами большой силы и очень легко воспламеняются. 11оэтому при заправке жидким кислородом нельзя вблизи курить, зажигать спички или подносить любой источник открытого пламени.
Особенно внимательно нужно следить за тем, чтобы спецодежда обслуживающего персонала не имела жировых пятен и была чистой.
Нужно оберегать заправляемую систему (приборы, трубопроводы) от попадания влаги, так как при заполнении жидким кислородом вода немедленно превращается в лед и может вывести приборы из строя.
Если ЛА зачехлен, то перед заправкой жидким кислородом следует убрать чехлы около дренажных отверстий сброса давления. При выполнении всех работ с жидким кислородом нужно быть исключительно аккуратным и внимательным.
Проверка герметичности кислородных систем
Для проверки герметичности (от зарядного штуцера до вентилей редукторов) кислородная система через бортовой зарядный штуцер заряжается медицинским кислородом (ГОСТ 5583—68) до давления 30 или 150 кгс/см2 — в зависимости от типа ЛА, а затем дается выдержка в течение 1 ч (необходимая для восстановления температуры баллонов, охладившихся во время зарядки). После этого нужно определить давление в системе и температуру окружающего воздуха. Затем дается выдержка 10 ч н вторично замеряется давление в системе и температура окружающего воздуха.
Система считается герметичной, если при закрытых вентилях падение в системе не превышает определенной величины, указанной в инструкции ЛА (например', для самолета Ил-18 величина падения давления должна быть не более 0,4 кгс/см2). Если изменение температуры окружающего воздуха за время выдержки превышает более 3°С, то вносится поправка на изменение давления, происшедшего от изменения температуры.
5-397
129
Поправка иа изменение давления находится по следующей формуле:
откуда
Pi 273°+Zt Рг “° 273° +	
273° + Та Рз = Pi 273о + Ti ,
Р = Р2~РК^ЬРД,
где pi п 7't — давление и температура окружающей среды первого замера; рк и Т2— давление и температура окружающей среды второго замера; р2 — предполагаемое давление при втором замере при отсутствии утечки; Дрд— допустимое изменение давления за время выдержки.
Эксплуатация кислородных баллонов
окружности делается индиись
Рис. 2.54. Маркировка баллонов
Наполнение кислородных баллонов ЛА производится от транспортных баллонов, входящих в комплект оборудования автомобильных кислородных зарядных станций (АКЗС). Наиболее распространен баллон типа А-40 емкостью 40 л воды.
На сферической части у горловины баллона (рис. 2.54) выбирается паспорт баллона со следующими данными: тип баллона (А-40), номер баллона (например, № 7649), масса баллона (В — 64,5 кг), вместимость баллона (Г—40,2 л), пробное давление (П—225 атм), рабочее давление (р—150 атм), дата выпуска и следующего года проверки, клеймо инспекции котлонадзора, отдела технического контроля и завода-изготовителя.
На медицинский кислород, содержащийся в баллоне, прилагается паспорт вкладывается в колпак вентиля баллона). Кислород без паспорта для зарядки бортовых кислородных баллонов (для дыхания) использовать по разрешается.
Прн трапепортпропке баллона ин штуцер вентиля навертывается гайка-заглушка, в колпак пипертыпиегея и пломбируется. На середине баллона по ерной краской «Медицинский кислород» или «Кислород».
Значение цветов окраски баллонов. Баллоны, предназначенные для других газов, имеют строго определенную окраску (табл. 2.2). Для всех остальных горючих газов окраска баллонов красная, а надпись белая.
Кислородные баллоны ЛА могут быть иа 2, 4, 8 и 12 л. По рабочему давлению делятся иа два типа: баллоны, рассчитанные иа давление 150 кгс/см2, и баллоны, рассчитанные иа давление 30 кгс/см2.
Баллоны испытываются пробным давлением в 220—225 атм.
Возможные взрывы кислородных баллонов могут происходить по следующим причинам:
если в вентиль или редуктор баллона попало растительное, животное или минеральное масла;
в результате неправильного использования баллона сначала под горючие газы, а потом под кислород;
если кислородный баллон нагрет свыше 166°С, так как давление при этом поднимается выше 225 атм;
130
Таблица 2.2.
Назначение баллона	Цвет окраски	Надпись	Цвет надписи	Цвет отличительной полосы
Для кислорода	Голубой	Кислород	Черный	—.
Для воздуха	Черный	Воздух	Белый	—
Для водорода	Темно-зеленый	Водород	Красный	
Для азота	Черный	Азот	Желтый	Коричневый
Для аммиака	Желтый	Аммиак	Черный	.—
Для сероводорода	Белый	Сероводород	Красный	Красный
Для углекислого газа	Черный	Углекислый гл.1	Желтый	—
при длительном нагревании до |00°С. или X|win-iiiiii ни < илпцгш «. пли вблизи источников иагрева;
в случае недоброкачественности материал» (хрупп.п in, < jkihctihth, недостаточной вязкости или других дефекте»»);
в случае утончения стенок баллона под влиянием корро.шп,
из-за усталости металла, bi.i.iiuiiiiki|1 мпогокритни м< ниющсйся нагрузкой под влиянием резких колебаний темпера гуры при хрпн< вин, перевозке н эксплуатации баллонов, а также при сильных ударах и толчках;
из-за самовозгорания окалины в струе вы ходящей» кислорода при быстром открывании вентиля.
Каждые пять лет баллоны должны подпер» <тться проверке и гидравлическому испытанию иа 225 атм. Баллоны не допускаются к эксплуатации, если проверка покажет уменьшение массы иа 5%, изменение вместимости на 1,5% от дгаспортиого значения или появление при гидравлическом испытании потения или течи.
Зарядка кислородной системы газообразным медицинским кислородом (ГОСТ 5583—68) производится через зарядный штуцер от кислородной наземной зарядной станции КЗС с давлением, не превышающим 150 атм.
Величина давления, до которого заряжается система, зависит от температурь® оружающего воздуха и определяется по табл. 2.3.
Таблица составлена иа основании следующей формулы
273° + Г
Р^Р* 273°+ 15°С 
где Т — температура окружающего воздуха; р — давление при 7°С; р0 ______________
давление в системе при нормальных условиях (Т— |Г»°С).
Для приведенной табл. 2.3 рабочее давление составляет 150 кгс/см2.
Таб лица 2.3.
Температура, °C	Давление, кге /см2	Температура, °C	Давление, кгс/см2	Температура. ъс	Давление, кгс/см2	Температура, °C	Давление, кгс/см2
+ 35	158	+ 10	145	— 15	132,5	— 35	122
+ 30	155	+ 5	142	— 20	130	— 40	120
+ 25	153	0	140	— 20	130	— 45	118
+ 20	150	-5	137	— 25	132	— 50	114
+ 15	147	— 10	135 '	— 30	124		
5*
131
Системы кислородном подпитки силовых установок - *
Системы кпслор(1дпоп подпитки гплоных установок предназначены для обеспечения надежно! t> ruin уски дкны гелей п падежного розжига их форсажных камер, а тнкже для попынкипя высотности системы запуска двигателей. Системы KiK'.’iopo/inoli подпитки включают кислородные баллоны, электропнев-моклппппы, кислородные пентил и, обратные клапаны, манометры, зарядные штуцера
Включение 1Ю1.1ЧП кислорода при запуске двигателей и розжиге ф°Рсаж-пых кпм< р upon шодптся автоматически с помощью электропиевмоклапанов, пкЛ1оч<-п111.1х и программу электрической системы запуска двигателя и включении форсажа.
Па отдельных типах ЛА системы кислородной подпитки применяются только для запуска двигателей в воздухе.
Меры безопасности при работе с кислородом
При эксплуатации кислородного оборудования ие допускается: наличие па элементах кислородного оборудования масло-жировых веществ, работа в масляной одежде; нарушение герметичности кислородных систем; применение для продувки и промывки элементов кислородного оборудования газов и жидкостей, по предусмотренных инструкцией; пайка кислородных трубопроводов Пс предусмотренными для этих целей припоями; устранение негерметичности соединений в кислородных магистралях при наличии в них давления; отсоединение шрядпого шланга АКЗС до предварительного стравливания из него давления через специальный вентиль сброса давления; скручивание кислородных трубопроводов и шлангов.
Концентрация кислорода 40% является пожароопаейой.
Во избежание взрыва в зарядных шлангах запрещается применять перас-копсерипропаппые и исобезжпрсппыс кислородные шланги. Обезжиренные кислородные шланги должны иметь отличительную маркировку — две голубые поперечные полосы
Кон । рольпо-провсрочпыс кислородные установки
.Устаночки КУ-5 и КУ-7 позволяют проверить систему кислородного питания но всем ее основным параметрам как в иаземцых, так и в высотных условиях.
Установки КУ-5 и КУ-7 являются стационарными и используются при проверке кислородной системы при выполнении регламентных работ. Установка КУ-7 представляет собой более совершенный вариант и в отличие от установки КУ-5 выполнена по двухкамерной схеме.
Установки КУ-6 и КУ-8 предназначены для определения технических характеристик систем кислородного питания непосредственно иа ЛА. Установки КУ-6 и КУ-8 по принципу действия в основном одинаковы.
Установка КУ-8 представляет более совершенный вариант переносной установки, чем КУ-6.
С помощью установок КУ-6 и КУ-8 определяются: величина сопротивления системы вдоху, герметичность полости низкого давления регулятора подачи при разрежении и избыточном давлении, герметичность пневмокамер натяжного устройства высотио-компенсирующего костюма, величина давления в пиев-моснстеме компенсирующего костюма при изменении избыточного давления в маске, величина непрерывной подачи кислорода от парашютного регулятора подачи и др.
Основными элементами установки КУ-6 является маиовакуумметр и реометр. Установка КУ-8 состоит из реометра, мановакуумметра и регулирующих устройств с манометрами М-2000 и 16/10 ат.
132
Контроль исправности кислородного оборудования
При подготовках к полету у кислородного оборудования проверяется внешнее состояние приборов и агрегатов и надежность их крепления. У кислородных газификаторов проверяется чистота отверстий дренажных трубок от предохранительных клапанов и трубок сброса кислорода в атмосферу при заправке. На обшивке ЛА в районе дренажи,ых трубок не должно быть следов масла, керосина и грязи. Следы масли и керосина удаляются ветошью, смоченной бензином Б-70.
У штуцеров бортовой зарядки жидким и га юобразпым кислородом проверяется их внешнее состояние. Пи зарядных штуцерпх не должно быть следов масла, коррозии и механических повреждений. Следы масла удаляются чистой ветошью, смоченной бепзипом 1> 7(1. Зинне жидкого кислорода в кислородных газификаторах проверяется ио указателям .типец
В случае необходимости производится дозпирпикп приборов жидким кислородом.
Зарядка бортовых кислородных систем должна проп пюднты'н только медицинским кислородом (жидким — ГОСТ (>331 68, гааообрптпым ГОСТ 5583—68).
Оценка качества медицинского кислорода прои циисип'и нрачом. Разрешение иа заправку ЛА кислородом дается только после проверки паспортных данных.
После подъема давления проверяется пеличппи давленая кислорода в кислородной системе.
У бортовых кислородных приборов проперяетса |ермстпчпость полостей высокого н низкого давлений, работоспособность бет и |6ы точного давления, аварийная подача кислорода.
Технические характеристики как комплектов кислородного оборудования, так и отдельных устройств определяются с помощью спе1ишльпых проверочных установок типа КУ-6, КУ-8 непосредственно на ЛА и КУ-5, КУ-7 — после демонтажа приборов с ЛА в лаборатории.
Неисправности кислородного оборудования и их устранение
К характерным неисправностям комплектов кислородного оборудования относятся:
негерметичность систем высокого и низкого давлений и кислородных шлангов;
наличие трещин в трубопроводах бортовых кислородных магистралей в местах повышенной вибрации на ЛА;
негерметичность кислородных вентилей и клапанов выдоха в кислородных масках (гермошлемах);
заклинивание шпинделей кислородных вентилей КВ-2М из-за образования смолистых отложений при высыхании кислородно-устойчивой смазки;
разрыв ткани высотио-компеисирующих костюмов;
появление трещин иа светофильтрах и их разрушение, а также разрушение оптических свойств смотровых щитков гермошлемов;
повышенный расход жидкого кислорода из кислородных газификаторов ЛА из-за нарушения герметичности межсосудиого пространства.
Неисправности систем кислородного питания экипажей ЛА обычно обнаруживаются в период проведения технических осмотров и замера основных параметров, характеризующих работоспособность систем.
Опыт технической эксплуатации кислородного оборудования ЛА показывает, что наибольшее количество неисправностей приходится иа следующие проверяемые параметры систем кислородного питания; герметичность системы высокого и низкого давлений, сопротивление кислородного прибора вдоху, процентное содержание кислорода во вдыхательном воздухе по высотам.
При выполнении работ по техническому обслуживанию кислородных систем следует обращать особое внимание на указанные неисправности.
133
В случае обнаружения неисправностей кислородных систем необходимо произвести демонтаж отказавшего устройства и замену его исправным.
Следует иметь в виду, что ремонт комплектов кислородного оборудования, связанный с их разборкой п регулировкой, должен производиться в ремонтных органах.
Средства получения жидкого и газообразного кислорода
Дли получении жидкого и газообразного кислорода применяются автомобильные кнелороддобывающие станции (АКДС) и кислороддобывающие заводы поезда ЖКД9-1 (табл. 2.4).
В основу работы этих станций положен метод глубокого охлаждения воздуха с последующей его ректификацией.
Основные технические характеристики кпелороддоб^твающих станций.
Медицинский кислород согласно ГОСТ 5583—68 и ГОСТ 6331—68 должен удовлетворять следующим основным требованиям:
Т аб лица 2.4
Характеристика	АКДС-70М	АК-12МД	ЖКДЗ-1
Подача станции: по жидкому кислороду и наполнению транспортных резервуаров, кг/ч по газообразному кислороду и наполнению транспортных баллонов, м3/ч Давление выдаваемого газообразного кислорода, кгс'см2 Чистота получаемого кислорода по объему Продолжительность непрерывной работы, ч Потребляемая электрическая мощность, кВт Удельный расход электроэнергии па 1 л жидкого кислорода, кНг-ч/л	,	70 70 400 99,2 20 сут.	11-12 8 165 99,2 168 67 4,5-4,7	220-230 30—50 180-200 99,2 360 500 2
Процентное содержание кислорода должно быть не менее 99,2%, а азота и аргона не должно превышать 0,8%;
содержание водяных паров должно быть не более 0,7 г/м3;
не должно быть вредных примесей: углекислого газа, окиси углерода, хлористых, сернистых и цианистых соединений.
Аэродромные средства для заправки самолетов кислородом
Для заправки систем кислородного питания экипажей ЛА газообразным кислородом применяются автомобильные кислородно-зарядные станции типа АКЗС (табл. 2.5), а жидким кислородом — транспортные резервуары жидкого кислорода типа ТРЖК (табл. 2.6).
Основные технические характеристики кислородно-зарядных станций.
Аэродромный резервуар АРЖК-1 предназначен для длительного хранения в аэродромных условиях жидкого медицинского кислорода. Транспортировать жидкий кислород в резервуаре АРЖК-1 ие разрешается.
Для газификации жидкого кислорода и наполнения газообразным кислородом баллонов применяются установки типа УГЖК-1. Масса установки 965 кг, подача установки по наполнению 40-метровых баллонов составляет 10 л/ч, максимальное давление наполнения 165 кгс/см2, потребляемая мощность — 10 кВт. Установка монтируется на рамах в помещении, под навесом или на открытой площадке.
134
Таблица2.5
Основные технические характеристики кислородно-заряднЫх станций
Характеристика	АКЗС- -75	АКЗС-75М	УГЗС-К-131
Подача станции при зарядке баллонов, м3/ч	75	75	120
Количество кислородных баллонов, размещенных иа станции, шт	15	15	18
Вместимость каждого баллона, л	50	50	250
Рабочее давление, кгс/см2	1()5	165	350
Производительность станции по imnojniiiimo бил лонов, м2/ч	75	75	120
Таблица 2.6
Основные технические характеристики резервуаров жидкого кислорода
А Характеристика	ТРЖК-1 |	Т1'ЖК- -2У(М)	АРЖК-1
Гидравлическая емкость pe.iepnynpii, л	5/0	1040	1720
Вместимость резервуара, л	1200	1250	2750
Рабочее давление в резервуаре, кгс/см2	2	2	2,5
Потери жидкого кислорода при испарении во время хранения, кг/ч	3,8	0,75	0,52
Время наполнения резервуара, мин Время заправки самолетных систем жидким кислородом при вместимости системы	12	12	20—30
60 л, мин при вместимости системы	15	—•	—.
120 л, мин	20	—	—
Автоматы раскрытия парашюта и привязных ремней
Комбинированный автомат парашютный К А П-3 П предназначен для раскрытия ранца парашюта или другого устройства, открывающего парашют. Автомат может быть также использован в качестве полуавтоматического устройства, обеспечивающего раскрытие парашюта через заданный промежуток времени или на заданной высоте. КАП-ЗП имеет часовой механизм и анероидное устройство.
Полуавтомат парашютный комбинированный ППК-1П предназначен для введения в действие парашютно-спасательной системы после катапультирования через определенный промежуток времени на заданной высоте. По принципу работы аналогичен КАП-ЗП. Диапазон работы по высоте — от 1 до 10 км, по времени — от 0,4 до 1,5 с. Прибор имеет гибкую нерастягивающуюся шпильку, ушко которой окрашено в красный цвет (в отличие от растягивающих шпилек для приборов КАП-ЗП и АД-ЗУ).
Автомат А Д-З У устанавливается на катапультном кресле и предназначен для включения различных механизмов (например, раскрытия привязных ремией) с заранее установленной на земле выдержкой времени после выдерги
135
вания гибкой шпильки. По конструкции аналогичен КАП-ЗП, но не имеет анероидного устройства.
Катапультный парашютный автомат КП А-4 предназначен для автоматического введения в действие механизмов парашютно-спасательной системы при катапультировании через определенный промежуток времени, зависящий ог г корнетного напора в момент катапультирования. К прибору подводится стоическое давление (к корпусу) и полное (к сильфону). В зависимости от скоростного напора время срабатывания прибора КПА-4 изменяется or 0,1 до 2 с. Прибор проверяется с помощью установки УКПА.
4.	ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО
ОБОРУДОВАНИЯ
Смазки, применяемые при эксплуатации и ремонте авиационного оборудования
Смазки ОКБ-123-3,	ОКБ-122-4,	ОКБ-122-14,	ОКБ-122-16
представляют собой смесь легких и тяжелых минеральных масел высокой степени очистки. Они применяются для смазки подшипников и узлов треиия, работающих при температуре до —70°, а также для приготовления низкотемпературных консистентных смазок ОКБ-122. По внешнему виду все они прозрачные маслянистые жидкости — от желтого до красио-коричневого цвета.
Температура застывания смазки ОКБ-122-3 не выше —65°С, остальных смазок этого ряда не выше —70°С.
Температура вспышки по Бреикену смазок ОКБ-122-3 и ОКБ-122-4 не ниже + 160°С, а остальных смазок этого ряда ие ниже +170оС.
Смазка ОКБ-122-5А представляет собой смесь смазки ОКБ-122-5, церезина и костного смазочного масла. По внешнему виду это вазелиноподоб-иая однородная мпсляпнстпя масса светло-желтого цвета. Температура капле-падеппя не ниже 1 (>7"С; температура застывания не выше —65°С.
Смазки ОКБ 122-7 представляет собой смазку ОКБ-122 16, загущенную пьиокоплавким церезином и стеаратом лития. Применяется для смазки подшипников и узлов треиия приборов, работающих при температурах от + 120 до—70°. По внешнему виду это однородная масса от желтого до светло-коричневого цвета без комков и зерен. Температура застывания ие выше —-70°С; температура каплепадения не ниже + 160°С.
Смазка ВНИИ НП-207 готовится загущением смеси полисилоксаиовой жидкости ПЭС-С-2 (90%) и синтетического масла МАС-35 (10%). Содержит анти-окислительиую присадку. Рекомендуется для применения в подшипниках качения, работающих при повышенной температуре (до +180°С). Обеспечивает работу узлов трения при высокой частоте вращения (8000 об/мин) в течение длительного времени (2000—3000 ч).
Смазка ВНИИ Н П-2 2 8 готовится загущением смеси диоктилсеба-ципата и масла МС-14 комплексным натриевым мылом. Используется для смазки узлов трения гироскопов и в подшипниках качения чувствительных опор точных механизмов. Рекомендуется для использования взамен смазок ОКБ-122-7, ОКБ-122-12 и др.
Смазка ОК Б-12 2-12 представляет собой смесь смазки ОКБ-122-14 и масла МС-14, загущенную маслом и высокоплавким церезином. Применяется для смазки подшипников и узлов треиия приборов, работающих при температурах от +110 до —70°С. По внешнему виду это однородно маслянистая масса от желтого до светло-коричневого цвета. Температура отвердевания не выше —70°С; температура каплепадения ие ниже +150°С.
Масло МВ П (масло вазелиновое, приборное) — это минеральное масло, изготавливаемое из доссорской нефти, легколетучее, нейтральное, безводное, белого или светло-желтого цвета. Применяется главным образом для сма
136
зки внутренних трущихся деталей и. подшипников, работающих при низких температурах. Температура застывания не выше —60°С; температура вспышки не ниже +120°С.
Масла МК-2 2 и МС-2 0 изготавливаются путем очистки масляного полугудроиа (остатков после перегонки нефти) серной кислотой с последующей доочисткой отбеливающими землями; применяются для консервации агрегатов.
Температура застывания масла МС-22 не выше —14°С, а МС-20 не выше —18°С, температура вспышки для этих масел соответственно не ниже +230 и ’	+225°С.
Трансформаторное масло пн отапливается путем вакуумной перегонки мазутов малопарафипистых и м.тслосмолштых нефтей бакинского месторождения с последующей обработкой серной кислотой и нейтрализацией щелочью; применяется для копсерплцпп пгрггитоп Гемпер.иурп застывания не выше —45°С, температура вспышки по ниже | I 1!>'Ч
Масло «Велосит» применяется для копссрпацип и смл ikii точных механизмов, работающих с малой нагрузкой, ио с большой члетогой вращения. Температура застывания ие выше —25°С; темпера тури вспышки по ниже + 120°С.	_	•
Смазка № 21 представляет собой мппервльпое млело «Велосит», загущенное кальциевым мылом. Обладает высокой рпбо'пп погобпоегыо и условиях высокой влажности, ио не обеспечивает рпбены при высоких температурах (ие более 80—100°С). По внешнему виду эю однородная ма п. от светло желтого до светло-коричневого цвета. Температура 1исп.ш.ниш не выше —50°С; температура каплепадения пе ниже |-Г>0"(',.
Пушечная смазкп (емпакп УИЛ) применяется только для консервации агрегатов. Представляет собой мпиерпл! пос млело, iiirynirjnioc. кальциевыми мылами, имеет светло-желтый или светло коричневый цвет. Температура ж каплепадения ие ниже +50°С.
Технический вазелин — однородная мазь желтого цвета. Температура каплепадения не ниже +50°С. В авиационном оборудовании применяется только для консервации агрегатов.
Особенности зимней эксплуатации авиационного оборудования
При обслуживании электропроводов марок БПВЛ, БПВЛА в зимних условиях необходимо помнить, что хлорвиниловая изоляция проводов при отрицательных температурах теряет эластичность и становится хрупкой. Поэтому при ремонте, монтаже и демонтаже электропроводки в зимпих условиях поврежденный участок сети необходимо предварительно подогреть теплым воздухом, так как в противном случае возможна поломка изоляции исправных проводов из-за хрупкости их изоляции при низких температурах.
При температурах наружного воздуха ниже - 35°С необходимо иметь в виду следующее:
иа контактах коммутационной аппаратуры (выключателей, кнопок, реле, катушек настройки передатчиков) образуется ледяная пленка, нарушающая контактное соединение;
автоматика настройки радиостанции работает вяло, изделия из хлорвинила, органического стекла и резины становятся хрупкими. Для разрушения ледяной пленки на контактах необходимо несколько раз подряд включить и выключить коммутирующее устройство. •
Монтаж и демонтаж электрических проводов следует проводить с большой осторожностью.
При эксплуатации и техническом обслуживании электронного оборудования при низких температурах окружающего воздуха (ниже —35°С) необходим предварительный обдув аппаратуры теплым воздухом или прогрев кабины (отсека) летательного аппарата. При внесении охлажденной аппаратуры в теплое помещение рекомендуется включать ее под ток только после прогрева до температуры воздуха помещения.
137
5.	НАДЕЖНОСТЬ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ И ПУТИ ЕЕ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
Общие сведения
Надежность — свойство объекта, заключающееся в его способности выполнять определенные задачи в условиях эксплуатации. Объектами считаются предметы определенного целевого назначения (системы, агрегаты, приборы, их узлы, элементы, детали), рассматриваемые в периоды проектирования, производен!.), жсплуатации, изучения, исследования и испытаний на надежность.
В laniiciiMocTii от назначения объекта и условий его эксплуатации надежность может включать в себя безотказность, долговечность, ремонтопригодность, сохраняемость или сочетания этих свойств объекта. В конкретных условиях эти составляющие надежности могут иметь различную значимость.
Количественно надежность оценивается показателями, значения которых могут изменяться на стадиях проектирования, производства и эксплуатации. I [орматпвные значения надежности задаются с учетом особенностей объекта, режимов и условий его эксплуатации и последствий отказов.
Надежность технических устройств закладывается в них при проектировании, обеспечивается при производстве и ремонте, поддерживается при эксплуатации. В этой формуле достижения высокой надежности эксплуатирующему инженерно-техническому персоналу отводится чрезвычайно важная роль, определяемая тремя обстоятельствами.
В о-П с р в ы х, только при эксплуатации во всей полноте проявляются достоинства п недостатки решений, принятых разработчиками для обеспечения надежности. Поэтому анализ конструктивных недостатков, методов и средств их парирования, предупреждения и ликвидации является важной составной частью общего процесса управления надежностью техники. Это так называемая «обратная связь», позволяющая учитывать оцыт эксплуатации при совершенствовании конструкции и увеличении ее надежности. Для успешного проведения такого анализа и информации создателей техники инженерно-технический персонал эксплуатирующих подразделений должен знать сущность тех методов, которые пмекпх н и распоряжении р.прабогчпка и которые, могут применяться. Следует также знать особенности применения различных методов и средств обеспечения надежности, их >фф< кгпипосги для разных классов техники.
II о вторых, проведение совместных, эксплуатационных и других испытаний авиационной техники, являющихся важным звеном системы обеспечения надежности, осуществляется с привлечением инженерно-технического персонала эксплуатирующих подразделений. При этом не только оценка техники, но также эксплуатируемых- средств контроля, поиска и устранения неисправностей, качества комплектации ЗИП, степени оптимальности режимов профилактики имеет первостепенное значение. Уровень организации работ и квалификации эксплуатирующего персонала в значительной мере определяет успех испытаний и последующих доработок (доводки) систем и устройств, показавших недостаточную надежность.
В-третьих, обеспечить требуемую надежность современных сложных систем авиационной техники на период всего их многолетнего срока службы без существующего эксплуатационного обслуживания и ремонта до сего времени не удается. Поэтому совершенствование системы эксплуатации и ремонта авиационной техники, повышение квалификации эксплуатирующего персонала и развитие средств обслуживания и ремонта — непременные условия для достижения надежности и безопасности полетов.
Основные определения и термины надежности
Система — объект, представляющий собой совокупность функционально связанных элементов, взаимодействующих при выполнении определенных задач.
Элемент (системы) — объект, являющийся простейшей частью систему, отдельные части которого самостоятельно не рассматриваются,
138
Работоспособность — состояние объекта, при котором он способен выполнять заданные функции, сохраняя значения основных (рабочих) параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией.
Безотказность — свойство объекта непрерывно сохранять работоспособность в течение некоторого времени или некоторой наработки.
Долговечность — свойство объекта сохранять работоспособность до наступления предельного состояния с необходимыми перерывами для технического обслуживания и ремонтов.
Ремонтопригодность свойство объекта, заключающееся в приспособленности к выполнению ремонтов н технического обслуживания.
Сохраняемость — свойство объекта непрерывно сохранять установленные показатели его качества н П'чепне н после хранения и (или) транспортирования.
Исправность — состояние объекта, при котором он соответствует всем требованиям нормативно-технической докумт птпн.пн
Неисправность — состояние объект, прн котором он не соответствует хотя бы одному из требований нормативно технической документации
Основные (определяющие) параметры объектов характер)! «уют но тможность их функционирования и задаются в норм 1ТП1>п<>-тсыП1Ч1Т1<ой докумеипиши При невозможности выполнять хотя бы одну in .1НДНПНЫХ функций объект считается неработоспособным. Возможны Повреждения объект, которые хпрактери-
Таблица 2.7
Класс)|<|>111о|ци>| огни ши Признаки клпсснфигопши
1.	Характер изменения определяющих парамег ров объекта до момента возникновения отказа
2.	Возможность последующего использования объекта после возникновения его отказа
3.	Связь между отказами
4.	Устойчивость неработоспособности
5.	Наличие внешних проявлений отказа
6.	Причины возникновения отказа
Конструктивные Ошибки конструктора Несовершенство методов конструирования
Производственные Ошибки изготовления Нарушения технологии. Несовершенство технологии
Эксплуатационный Нарушения правил п норм эксплуатации
7.	Природа происхождения
8.	Период возникновения отказа
9.	Возможность устранения отказа
Пин отказа
Вне 1.Т1ШЫЙ или постепенный
Полный или частичный
Независимый или зависимый
Устойчивый, самоустраняющийся отказ или сбой, перемежающийся
Очевидный (явный) или скрытый (неявный)
Конструкционный
I |роп.тнодственпый
Эксплуатационный
Естественный или искусственный
При испытаниях, эксплуа-тации или хранении
Устранимый или неустранимый
139
зуют его как неисправный, но пе препятствуют его функционированию, например относящиеся только к его внешнему виду.
Предельное состояние — состояние объекта, соответствующее технической невозможности или нецелесообразности его дальнейшей эксплуатации (в том числе из-за снижения эффективности или безопасности применения),
П о в р е ж д е н и с — событие, заключающееся в нарушении исправности.
О т к п я — событие, заключающееся в потере работоспособности. В ряде случаен огни < может пе быть связан с повреждениями, например, при неправильной устпионке оператором органов управления или регулировке возможно пеерпбпгышпше объекта (эксплуатационный отказ).
Восстановление — процесс обнаружения и устранения отказа (повреждении) с целью восстановления работоспособности (исправности). Восста-циилпцпемым (невосстанавливаемым) считается объект, работоспособность которого в случае отказа подлежит (не подлежит) восстановлению в рассматриваемых ситуациях.
Наработка — продолжительность нли объем работ, выполненных объектом. Наработка может измеряться в единицах времени, циклах, посадках ит. д.
Ресурс — наработка до наступления предельного состояния.
Срок службы — календарная продолжительность эксплуатации объекта до наступления предельного состояния.
Характеристика и классификация отказов даны в табл. 2.7.
Основные показатели (критерии) надежности
Применительно к авиационной технике показатели надежности должны обеспечивать (табл. 2-8):
удобство сравнения надежности летательных аппаратов, их систем и устройств;
определение необходимого количества авиационной техники для выполнения полетных заданий с заданной-вероятностью;
определение сроков выполнения профилактических работ (осмотров), регламентных работ, профилактических ремонтов при сохранении надежности на требуемом уровне;
Табл ниа 2 Н
Основные показатели надежности	
Свойства	Показатели
Безотказность	Вероятность безотказной работы Средняя наработка до отказа Средняя наработка между отказами Интенсивность отказов
	Параметр потока отказов
Ремонтопригодность	Вероятность восстановления Среднее время простоя Среднее время восстановления Интенсивность восстановления
Безотказность и ремонте-	Коэффициент готовности
пригодность	Коэффициент простоя
Долговечность	Средний ресурс Средний срок службы Средний межремонтный ресурс Средний межремонтный срок службы
Сохраняемость	Средний ерок сохраняемости Интенсивность отказов при хранении Параметр потока отказов при хранении
140
проведение расчетов потребного количества запасных частей для восстановления авиационной техники и соответственно этому планирование снабжении запасными частями;
расчеты производственных мощностей ремонтных предприятий и оборотного ремфонда;
прогнозирование неисправностей и отказов; предъявление требований к вновь разрабатываемой авиационной технике и средствам ее обслуживания.
Наработка до появления неисправностей или отказов является случайной величиной, закон распределении которой определяется для каждого класса объектов условиями их эксплуатации. Полому количественные значения показателей надежности должны определиться на основании исходных данных, доставляемых эксплуатационной статистикой.
Перемонтируемые (невосстаниплиппемыс) объекты. Для определения показателей надежности невосстапаплиппемых объектов upon iiioaiitch наблюдение за эксплуатацией (испытаниями) п объектов. При этом фиксируются значения наработки объектов до отказа t\, ti.tn.	*
1.	В е р о я т н о ст ь безотказной работы (/’ и /') объекта в интервале времени от 0 до/о:
а) вероятностное определение
/0)=Р (/<>/,)
где ti—случайное время работы (наработка) объект до oik.ii.i, /•'/(/«) — функция распределения случайной величины //; Р((), I») или /’(/») вероятность того, что объект проработает безотказно и течение шщнного времени t0, начав работать в момент времени 0, или псроипки гь того, что время работы объекта до отказа окажется пе меньше ладанного нргменн /0, здесь и далее Р{-} означает вероятность выполнении условий, н uioikciihmx unyipu фигурных скобок, б) статистическое определение
р Z/ \ N (М _ 1 — п (*о) По) - N (О) - N (О)	•
где W (t0) — число исправных объектов в момент t0\ N (О) — число исправных объектов в начальный момент t = 0; п (f0) — число отказавших объектов за время до to.
2.	Вероятность отказа объекта в интервале времени от 0 до t0:
а)	вероятностное определение
Q(to) = Q(0; to) = P(ti<to}^Fi(to).
где Q(t0)—вероятность того, что объект откажет в течение ладанного времени работы t0, начав работать в момент t — 0, или вероятность тога, что случайное время работы объекта до отказа окажется меньше заданного времени работ to.
Очевидно, что Q (t0) = 1 — Р (/0);
б)	статистическое определение
л	11 (Zo)
<?('>)= WT
Статистическое определение величин Р (t0) в Q (/0) поясняет диаграмма на рис. 2.55.
3.	Вероятность безотказной работы объекта в интервале времени от t до t <0:
а) вероятностное определение
P(t, t + ta)=P((t^t^.to)lti>t\=PtS>, t+to)/P(O, t)=P(t+t0)lP(t),
где P(t, t + to) — вероятность того, что объект проработает безотказно в течение заданного времени to, начинающегося с момента t, или условия вероятность того, что случайное время работы объекта до отказа окажется больше величины t+t0 и что объект проработал безотказно до момента /.
141
Рис. 2.55. Временная диаграмма, поясняющая статистическое определе-Л	А
пие P(t0) и Q(to): реализации № 1— 7 составляют А (О) объектов; реализации № 1, 2, 5, 7 составляют п(10); реализации № 3, 4, 6 составляют N(tu) объектов
Рис. 2.56. Временная диаграмма для статического определения Р (t, t-ptQ) и 0 (M-Но), /(Г)и^): реализации № 1—7 состваляют N(O) объектов; реализации Ns 2, 5 составлют п(/); реализации № В, 4, 5, 7 составляют n (7-Но); реализации № 1, 3, 4, 6, 7 составляют N(t); реализации Ns 1, 3, 6 составляют Л'(/4-/о) объектов
б)
статистическое определение
Р (t, t + io) =
N (* + /р) N(Z)
где N(t) — число объектов, исправных к моменту t.
Аналогично этому вероятность отказа обьскта и интервале от / до /-Но составит;
р(/ + /0)
V('. ' + to) -\-l\t,t + to) - 1-;
(\(t	>г (f +10) — n (f)	N(/4-/o) An(t,fo)
w V, 1 + A) =---кттд---= *	-------- --------
N (/)	~ N (/)	“ N (/)	’
где Дп(/, to) — число объектов, отказавших именно в интервале [/, t + /о] (на практике Aп (t, t0) должно быть достаточно велико). Статистическое определение величин Р (t, t + /0) н Q(t, t + /0) поясняет диаграмма на рис. 2.56.
4.	Плотность распределения отказов объектов:
а) вероятностное определение
где f(0 •— плотность вероятности того, что время работы объекта до отказа окажется меньше t, или плотность вероятности отказа к моменту времени /; б) статистическое определение
.	п(/ +ДО-тг(О N(t+M)-N(t) bn(t, bt)
N(O)A/ “ N(O)M = N(O)M ’
где &n(i, A/)— число объектов, отказавших именно в интервале [/, tА/] (на практике величина А/ должна быть достаточно мала, а значение Ан(/, А/) достаточно велико). Определение величины f (/) поясняет диаграмма на рис. 2.56 при замене /0	А/.
142
5.	Интенсивность отказов объекта в момент времени I:
а)	вероятностное определение
1 d „ . fit)
Х <0 ~1-F(f) dt ~ P(t) '
где X (t) — плотность вероятности отказа к моменту времени t при условии, что до этого момента объект работает безотказно;
б)	статистическое определение
пЦ+ М) — пЦ) N(t + M) — N (t)	Лп(^+Д<)
XW = N(t)M “ rf(i) Д? “ N(t)M •
где n(t+ M) — число объектов, отказавших именно п шпериллс племени (/, t-j-ht). На практике это число должно быть достаточно велико, и А/ л<ктато>шо мало. Пояснение статистического определения А (О дает диаграмма на риг. 2.56 при замене t0 на ДЛ
6.	Среднее время работы объекту до о г к и i и
а)	вероятностное определение
Т’с = Л4{/|) =.Jxf(X)dx ^xdQ(x)- ^P(\)dx,
где Тс — математическое ожидание (среднее лшеканк ) времени работы объекта до отказа; здесь и далее М(-) о.ишчпгг мптемпгическос ожидание значений, указанных в фигурных скобках;
б)	статистическое определение
„	1	, ЛГ(О)
Гс= ад(/1 + /2 + "’ +*' + - +/7V(0)) = Що) 2
где N(O) — начальное число объектов; (, — реализация времени работы до отказов рассматриваемых объектов (в порядке их поступления).
Статистическое определение Тс поясняет диаграмма на рис. 2,57. Знание одной любой из функций, характеризующих надежность, дает возможность определить три остальные (см. табл. 2.9).
Ремонтируемые (восстанавливаемые) объекты. Под восстанавливаемым или ремонтируемым подразумевается такой объект, работа которого может быть
возобновлена после отказа при проведении определенных работ, в том числе работ по замене отдельных частей или блоков объекта.
Процесс эксплуатации восстанавливаемых объектов можно представить как последовательность интервалов работоспособности tz, чередующихся с интервалами простоя ; Tj ; т2 t2>‘... т „;	. Часть показателей надежности
восстанавливаемых объектов определяют так же, как и для невосстанавли-ваемых объектов,' рассмотренных ранее, а именно:
а)	вероятность безотказной работы объекта в интервале времени от О до /о (см. п. 1);
Рис. 2.57. Временная диаграмма, поясняющая статистическое определение времени работы объекта Тс до отказа
143
Т аб лица 2.9
Функциональная связь между показателями надежности
Известная функции	формулы для определения трех остальных функций.			
	/’(/)	Q(t)	/(()	X(O
	—	l-P(t)	d —dtP^	1 d P(t)d(t)P^
Q(O	i-Q(t)	—	d -dfQ^	1	d Q(t)d(t)QW
	оо			
	Г f (х) dx	Г/ (x) dx		ft
JV /	t	J J I / 0		oo f f(x) dx
	t	t	t	t
	—ft (x)dx	~\Hx)dx	— (x(x)dx	
VO	e °	1—e °	X(0e 0	—
О б’о значения: Р (t) — вероятность безотказной работы в интервале [0, f];
Q(t) — вероятность отказа в интервале [0, f];
/ (/) — плотность распределения времени работы до первого отказа:
Л (/) — интенсивность отказов:
б)	вероятность отказа объекта в интервале времени от 0 до /0 (см. п. 2);
в)	плотность распределения отказов объекта (см. п. 4);
г)	интенсивность отказа объекта в момент времени t (см. п. 5);
д)	среднее пр< мя работы объекта до отказа (см. п. б).
Характерными пока штилями надежности восстанавливаемых объектов являются noKii.iaгели, определения которых приводятся шике.
1 Вероятность безотказной работы объекта в течение заданного времени работы /0, начиная с момента о к о п ч а п и я (k —I) восстановления:
а)	вероятностное определение
{Л-1	й-1
+егк/2 (-ч +?г) = *0
(=1	1=1
где Pft (t0) — вероятность того, что объект проработает безотказно в течение заданного интервала времени t0. при условии, что начало этого интервала времени to при условии, что начало этого интервала совпадает с моментом окончания (Л-1) восстановления объекта;
б)	статистическое определение
к По) - дгк (О) - 1 тук (О) 
где Л’к (О) — число исправных объектов в момент V — 0; Nк (t0) — число объектов, не отказавших ни разу к моменту f' = t0; nR (t0) — число объектов, отказавших хотя бы раз к моменту f' — to.
Здесь для удобства введен отсчет времени: для каждого объекта.он начинается с момента окончания (Л—1) восстановления, т. е. каждого объекта t’ = 0 в момент
144
Рис. 2.58. Диаграмма, поясняющая статистическое определение /'«(/») и Qn(t0) для случая К=3: реализации № 1—7 составляют /V.i(O) объектов; реализации № 1, 2, 5, 6 составляют Wa(M. реализации М I, 4, 7 составляют n3(/0) объектов
ft-1
времени t = У, (т1 + Сг), как это показано па рис. “2.58, А<(/п)—отношение чи-1=1
ела объектов, у которых время работы от момента окончания (ft I) го восстановления до момента наступления ft-го отказа больше заданного времени работы t0 к общему числу объектов.
2.	Вероятность отказа объекта в течение заданного времени работы t0, начиная с момента окончания (k—1) восстановления. Аналогично полученному в предыдущем пункте и пояснению на рис. 2.58 имеем:
а)	вероятностное определение
Qk (to) — Р (тк <5)1 = Рк (to) =• 1 — Рк (to).
где Qn Go) — вероятность того, что объект откажет в течение заданного вре->	мени работы to при условии, что начало этого интервала времени совпада-
ет с моментом (k—1) восстановления;
б)	статистическое определение
А _ nK Go) _ . (ip)
Ук (Го) - Nk (0) - 1 Nk (()) ,
где Q«(t0)— отношение числа объектов, у которых время работы от момента окончания (k—1) восстановления до момента наступления 4-го отказа меньше заданного времени работы t0 к общему числу объектов.
3.	Среднее время безотказной работы объекта до момента окончания (k—1)-го восстановления до k-го отказа:
а)	вероятностное определение
ОО	оо	оо
,	7’к=^{М=Р/к(0^ -[tdQK(t)=^PK(t)dt,
•л	ООО.
где Тк — математическое ожидание (среднее значение) времени безотказной работы объекта от момента окончания (k—1) восстановления до момента наступления й-го отказа;
145
б)	статистическое определение
N (О)
1 у к
Здесь предполагается, что =0,
где —время иосс.таповлений, определяемое по / реализациям для конкретного обы-кта.
Л. Интенсивность восстановления объекта в момент промен н /. отсчитываемый от момента начала во ест а-11 о н л e и и я:
а)	вероятностное определение
_	1	1 р /А _ ^(0
Р- (П - ] _ Лв	dt Ав (г) - ! __ Fa	,
где FB (t) = Ф {Z t}—функция распределения времени восстановления; /в (/)— плотность распределения /%(/)! р(0 — условная плотность вероятности восстановления объекта к моменту времени t, отсчитываемого от момента начала восстановления, при условии, что до момента времени t восстановления объекта не произошло;
б)	статистическое определение
nu(/+Д0-«в(0	А/в(/+А/)-^(/)	Д«в(/, /+Д0
где NB(0~ число объектов, не восстановленных за время t; nB(t)— число объектов, для которых восстановление закончилось к моменту времени t, отсчитывая от момента начала восстановления; Длв(/+ДО — число объектов, восстановленных именно в интервале времени (/, t -f- М). На практике М должно быть достаточно мало, а &nB(t, А/)— достаточно велико.,
5.	С, роднее время и о с с т а п о п л е п и я объекта:
п) вероятностное определение
Гн = М (£) = \tfB (I) dt = pd/-„ (/) = pl — FB (/)] dt, 0	b	О
где Тв — математическое ожидание (среднее значение) времени восстановления объекта;
б)	статистическое определение
Здесь N (О) — общее число наблюдаемых объектов или число наблюдений за одним объектом; —реализация времени восстановления для г-го объекта или 1-я реализация одного и того же объекта; тв — среднее арифметическое реализаций времени восстановления объектов или времени восстановления одного и того же объекта.
6.	Коэффициент готовности объекта:
а)	вероятностное определение
/6г = Пт Яг (/), /—>оо
где Кг — вероятность нахождения объекта в состоянии работоспособности для стационарного случайного процесса (т. е. в произвольный «достаточно удаленный» момент времени) или математическое ожидание доли времени, в течение которого объект находится в работоспособном состоянии.
146
Для любых распределений времени работы между отказами и времени восстй-Л
новлеиия, имеющих конечные средние значения Тс и тв> всегда имеет место соот-. Ус
ношение Лг =-----— ;
Ус + Тв
б)	статистическое определение
TV (Zoo)	п (too)
Лг~ JV (О) - 1— и (О) ’
где N (О) — общее число объектов; N (/,»,) и п(/к>)— число объектов, находящихся в состоянии работоспособности и отказа в пронзпольпыв «достаточно удаленный» момент времени.
7.	Нестационарный коэффициент готовности объекта: а) вероятностное определение
оо f I	I	ч
^(0=2^ 2(tk+ck)«<2k + q+x/i, >
где /6r (t) — вероятность того, что в момент времени t объект находится в состоянии работоспособности;
б)	статистическое определение
г- ,n	—"(0
Лг^~/у(О)	TV (О) 
где TV (О) и N (t)—общее число объектов н число объектов, исправных в момент t; n(t)—число объектов, находящихся в момент t в состоянии отказа.
8.	Нестационарный средний коэфф и ц и е и т готов и о-сти объекта:
а)	вероятностное определение
, z
К* (Z) =2-[ Kr(x)dx,
1 о
где К* (Z) — математическое ожидание доли времени, в течение которого объект находится в состоянии работоспособности в интервале времени (0, Z);
б)	статистическое определение
а	1
< (0 =т2
1 z—i
где Si(t) — суммарная наработка Z-го объекта за время /.
9.	Коэффициент пр.остоя объекта:
а)	вероятностное определение
К„ = ПтКя(1),
где Кп — вероятность нахождения объекта в состоянии отказа для стационарного случайного процесса, т. е. в произвольный «достаточно удаленный» момент времени;
б)	статистическое определение
10.	Нестационарный коэффициент простоя объекта;
а)	вероятностное определение
оо	f I	Z-f*l
/G> (0 - S <ХК + Q + ’«+1 < * < 2 (тк + Q >
/_(> U;=0	fc=o	J
где Ku(l) uepotiП1ОСТ1. того, что в момент времени t объект’находится в состоянии otk.'i.i.t (восстановления);
6)	ennui шчсскос определение
л	п (/)
Отсюда очевидцы следующие соотношения:
яп = 1 — яг;
яп(0 = 1—яг(0-
В связи с принятием на эксплуатацию сложных систем бортового оборудования, использующих электронные устройства автоматики и вычислительные средства, для многих практических расчетов надежности используется ряд специальных показателей, основными из которых являются следующие:
1. Вероятность заданной суммарной наработки за фиксированный календарный срок I.
Статистическое определение этого показателя:
Л	, АГ (О)
где St(t) — суммарная наработка /-го объекта за время t.
Запись [5; (/)]а о.тачает следующее:
is mi-l ’’ ctJ"’ S‘
*' J“l0, если Sz (0<«.
где Я(«, /) — отношение числа объектов, суммарная наработка которых за время t превысила величину а к общему числу объектов.
2. Вероятность отсутствия интервала простоя, большего допустимой величины С, за фиксированное суммарное время простоя t.
Статистическое определение этого показателя:
л	1
С(с‘
где { Zi} — реализация последовательности интервалов простоя для /-го объекта за время / при условии, что периоды работоспособности исключены, а
{1, если за время / в £у не существует ни одного интервала £ /, (включая часть незавершенного последнего) большего С
0 в противоположном случае; С (с, /) — доля объектов, у которых в реализации времени простоя за суммарное время простоя / не окажется ни одного интервала простоя Су , большего заданной величины С-
В связи с тем что отказы, возникающие в эксплуатации, неравнозначны по своим последствиям, показатели надежности целесообразно вычислять на основании рассмотренных ранее соотношений по статистическим данным, дифференцированным по периодам и последствиям.

В настоящее время общепринятыми являются следующие показатели:
а)	наработка на, отказ, приводящий к невыполнению типового полетною задания
где Ti = —— — средняя наработка n.i отказ 1-го устройства; тп—средняя продолжительность типового полета; —с|К‘дпее время работы I-го устройства за один типовой полет; — суммарная парабогка /го устройства в полете за рассматриваемый период эксплуатации; /Л/ — число шкант устройства, приводящих к невыполнению типового полетного задания; и количесгио лссплуатируемых устройств;
б)	наработка иа неисправность с последстяпямн (ч);
где ts — суммарная наработка летательных ннппрптон ш рнсгмпгрнппсмый период эксплуатации; тВОс — число lieiiciipiniliocirn, приведших к определенным последствиям (авария, вынужденная поецдкп, невыход в полет и др ); в) наработка на отказ, проявившийся и полете.
Г « — 7|,“ '
где /Е —то же, что в п. 2; тп — число опцион, ii|k»iuiiiiiiihkcm _н полете и выявленных летным экипажем;
г) наработка на неисправность, выявленную в полете и на земле:
*£ +*з
Тс ~ тп + т3
где /3, тл3 — наработка и число неисправностей, выявленных на земле;
д) наработка на отказ, явившийся предпосылкой к летному происшествию (ч):
Гп-л-п=^-
где тп л п — суммарное число отказов, явившихся предпосылками к летному происшествию.
Обеспечение надежности авиационной техники
Надежность авиационной техники является основным условием ее готовности к полетам, эффективности использования н безопасности полетов. Высокая надежность обеспечивается проведением комплекса работ и исследований, показанных на рис. 2.59.
Поддержание высокой надежности достигается: соблюдением норм и правил эксплуатации авиационной техники летным и инженерно-техническим персоналом; систематическим повышением квалификации н профессиональных навыков обслуживающего персонала; своевременным и качественным выполнением необходимых работ по обслуживанию и ремонту; совершенствованием методов и средств обслуживания и ремонта; своевременным и качественным выполнением доработок; совершенствованием и развитием системы обслуживания и ремонта.
149
Рис. 2.59. Общая схема работ н исследований, обеспечивающих надежность
хя работ и аселедо-аащк яадежностй
 техла/оа
	Разработка а баебрехае те-тодоб Росстаю-ббелая (ремонта)
	СоЗераае/гстбо-баяие Ролрл/ея-
	/аациа зхсалу-атирртгреео лерсояааа
	
	Обруенае имке-яерно-техяа веского а тетяого состава
устройств авиационной техники
Рис. 2.60. Общая схема сбора, обработки и анализа информации о техническом состоянии устройств
Рис. 2.61. Воздействия, снижающие надежность устройств авиационной техники при эксплуатации
Рис. 2.62. Схема проведения лабораторных исследований
Разработка мероприятий, необходимых для поддержания высокой надежности, проводится па основе следующих данных:
информации о техническом состоянии парка эксплуатируемой техники (общая схема сбора, обработки п анализа информации о техническом состоянии показана па рис. 2.(>0);
анализа условий эксплуатации н влияния факторов, снижающих надежность (воздействия, снижающие надежность при эксплуатации, показаны на рис. 2.G1);
ппнjinin причин и условий возникновения неисправностей отказов конкретных устройств авиационной техники.
Основные правила выполнения работ по определению 11 рл1 ч и 11 неисправностей (отказов):
начинать исследование неисправного (отказавшего) устройства необходимо как можно быстрее, чтобы осмотреть следы отказа (скопление влаги, сколы, трещины, цвета побежалости, выплавление припоя и т. д.) прежде чем эти следы исчезнут или их кто-либо нарушит (изломы покрываются окисными пленками, налет копоти осыпается или его стирают при осмотрах п т. д.);
необходимо получать от летного экипажа сведения о внешних признаках проявления отказа и его последствиях;
следует уточнять, все ли узлы, детали неисправного устройства имеются. В необходимых случаях (особенно при исследованиях устройств с самолетов, потерпевших аварию) необходимо принимать меры к розыску отсутствующих деталей;
начинать разборку, разрезку или проверку, предусмотренную планом изучения отказа, надо только после того, как тщательно и всесторонне проведен анализ внешнего состояния устройства;
не следует ничего считать заранее установленным; надо помнить, что в вопросах изучения неисправностей могут быть исключения из правил. Случаи могут быть похожими, но по существу весьма различными. Не следует также принимать поспешных решений, необходимо терпеливо изучать все возможные причины огни.hi Надо нсследони гь даже малейшие следы н признаки для вы-ilii.'lrlliiu истинной причины otkh.ui;
имен, перед собой дне цели: во-первых, вскрыть все прямые и сопутствующие (коенсиные) причины, которые привели к неисправности или способст-шяшлп отказу; во-вторых, па основе изучаемых материалов отработать рекомендации, предупреждающие повторение подобных неисправностей и отказов, а также предложения по способам парирования последствий отказов.
План изучения причин неисправностей (отказов) должен предусматривать следующие основные работы:
сбор первичных сведений об отказе и его проявлениях;
опрос летного и технического персонала, имеющего необходимую информацию об отказе;
уточнение положения рулей, рукояток, антенн, показаний приборов, а также технического состояния устройств, связанных с возможными причинами изучаемого отказа;
фотографирование необходимых деталей объекта;
изучение аналогичных случаев, имевших место ранее;
уточнение режима работы и эксплуатации, в том числе наработки, количества ремонтов и их причин;
определение характера неисправностей по внешним признакам и установление возможностей испытаний (проверки) исследуемого устройства;
проведение испытаний (проверок) устройства для локализации неисправного элемента (детали).
В соответствующих случаях по результатам изучения причин неисправностей (отказов) составляются рекламационные (технические) акты, направляе
154
мые заводу-изготовителю, а также составляется донесение (карточка отказа) установленного образца.
В ряде случаев для изучения причин неисправностей и отказов необходимо проведение лабораторного исследования. Схема проведения такого исследования приведена на рис. 2.62.
Техническое обслуживание
Общие сведения. Техническим обслуживанием называется комплекс работ, проводимых для поддержания исправности, работоспособности объектов при подготовке к использованию по назначению, а также при хранении и транспортировке.
Принятая система технического обслуживания определяет порядок п организацию работ и обеспечивает предупреждение или снижение ппгспснвиостп ухудшения технического состояния и восстановление спойстн, уграненных в результате длительной эксплуатации илн других причин.
В настоящее время принято разделение па опернтипные п периодические виды обслуживания.
Оперативные виды обслуживания имеют основной целью приведение объектов в исправное состояние, н затем п состояние готовности к применению и включают в себя: предварительную и предполетную подготовки, подготовку к повторному вылету и послеполетную подготовку.
Периодические виды обслуживания имеют основной целью выполнение работ после истечения определенного срока службы или определенной наработки. Опп включают н себя регламентные работы и работы при хранении.
С указанными видами технического обслуживания совмещают особую группу работ, имеющих целью доработки конструкции в интересах повышения надежности.
Типовыми операциями технического обслуживания являются: осмотры и дефектация, снятие и установка агрегатов (приборов) и выполнение монтажно-демонтажных работ в схемах объекта, устранение неисправностей, работы по уходу (чистка, смазка, промывка и др.), проверка параметров на соответствие требованиям технических условий, настройка и регулировка.
Приспособленность объектов к выполнению на нем операций технического .обслуживания с наименьшими затратами труда, времени и средств характеризует его конструктивную эксплуатационную технологичность.
Эксплуатационная технологичность зависит от ряда факторов, важнейшими из которых являются: удобство подходов (доступность) к местам работ; легкосъемность объектов, контролепригодность (обпаружпвасмость), приемо-способность жидкостей и газов; стандартизация н унификация узлов и деталей, взаимозаменяемость, ограничения по мерам безопасности, регулируемость, преемственность оборудования и контрольно-поверочной аппаратуры.
Эксплуатапионная технологичность как совокупность свойств объекта проявляется только в условиях эксплуатации. Поэтому единственной мерой соответствия конструкции объекта передовым методам обслуживания с целью поддержания заданной надежности является уровень трудоемкостей работ, выполняемых при техническом обслуживании.
Количественная оценка эксплуатационной технологичности. Для этого используются следующие основные показатели:
а) удельная трудоемкость технического обслуживания
__ SZ	_	_ т_________________________________________________1 ц тПОДГ . Т^Р-Р | 7-у.Н [ !рВ.р  7-Лор | т-хр
1 ТО - т; ~ ‘ ТО + ‘ ТО "Г 1 ТО "Г 1 ТО т 1 ТО "Г * ТО >
155
где S7T0 —суммарные трудозатраты в человеко-часах на техническое обслуживание за межремонтный ресурс; т — наработка в часах за межремонтный ресурс; 7^г— удельная трудоемкость оперативных видов технического обслуживания за межремонтный ресурс; 7^— то же для периодического обслуживания (pei ламсптиых работ); 7^'q— то же для устранения неисправностей; 7^— то же для замены узлов (деталей, блоков), межремонтный ресурс которых меньше ресурса обьекта (восстановление ресурса); 7^ — то же для доработок; 7.*^— го же для работ, выполняемых при хранении;
0) ко к|и|1||цне11т удобства подходов при техническом обслуживании
S7 осн/
^у.п 3 (7ОСН/ + 7ВСП/) ’
где 7осн/ , 7всп/ — соответственно основные и вспомогательные трудозатраты в человеко-часах при выполнении с-й работы технического обслуживания;
в) коэффициент раскрытия при техническом обслуживании
/б
раскр SSn ’
где 25л, SSn — суммарные площади соответственно съемных крышек люков и панелей, используемых при обслуживании, и всей поверхности объекта, в том числе п внутренней, если на ней имеются лючки или панели.
II качестве частных показателей технологичности используются также значения времени (lt и t2) и трудозатрат (7,, 72 — человеко-часов) на выполнение предполетной подготовки и подготовки к повторному вылету.
РАЗДЕЛ III
РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ И ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИЯ
1. УСЛОВИЯ РАБОТЫ РАДИОЭЛЕКТРОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ
НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ
Особенности конструкции самолетного радиоэлектронного оборудования
Общие сведения. Конструкция самолетного радиоэлектронного оборудования (РЭО) определяется уровнем элементной базы, т. е. совокупностью используемых электро- и радиоэлементов и условиями работы оборудования па борту ЛА. В табл. 3.1 и на рис. 3.1 показаны основные характеристики конструкции РЭО.
Конструкции и компоновки РЭО условно разделяют по применяемой элементной базе. Различают четыре поколения РЭО. В.качестве элементной базы первого используются электровакуумные приборы (ЭВП) и дискретные элементы (резисторы R, индуктивности L, емкости С др.); во втором поколении электровакуумные приборы, полупроводниковые приборы (ППП) и дискретные элементы в миниатюрном исполнении; в третьем микросхемы, а в четвертом— большие интегральные схемы. Преобладающим направлением при конструировании РЭО является широкое внедрение достижений .микроэлектроники.
Применение микроэлектронной аппаратуры особенно важно па летательных аппаратах, где требуется иметь минимальную массу, объем, энергопотребление аппаратуры и высокую ее надежность при весьма сложных условиях эксплуатации. Можно считать, иапример, что увеличение массы оборудования всего на 1 кг требует увеличения массы ЛА на 10 кг.
Комплексная микроминиатюризация применяется при конструировании современного бортового оборудования. Под комплексной микроминиатюризацией понимается такой метод .разработки РЭО, при котором все узлы и блоки выполняются с использованием микросхем, полупроводниковых приборов и миниатюрных изделий. Трудность ее заключается в том, что микроминиатюризация некоторых устройств чрезвычайно затруднительна. К таким устройствам относятся антенны, частотно-избирательные элементы, мощные генераторные устройства, приборы отображения информации и т. п. Наиболее просто поддаю гея микроминиатюризации маломощные высокочастотные н лн.псочастпгиые устройства, например приемники, анализаторы сигналов п т. и.
На рис. 3.2 изображена конструкция ячейки прнемно-уенлнтелыюго тракта, выполненная полностью с применением микроэлементов.
Смешанная конструкция РЭО может иметь одновременно конструктивные элементы четырех поколений. Например, мощный радиопередатчик, в котором используются лампы обратной волны, магнетрон пли клистрон, имеет смешанную конструкцию.
Дискретные устройства типа специальных электровакуумных приборов большой мощности и т. и. размещаются на шасси в соответствии с конструкцией РЭО первого поколения.
В то же время в передатчике могут быть применены модуляторные или запускающие устройства, конструкция которых, соответствует второму или третьему поколению РЭО.
Данные табл. 3.1 показывают, что конструкция РЭО четвертого поколения по многим важнейшим показателям существенно превосходит конструкцию РЭО первого вида.
157
~ Таблица 3.1
оо	 Характеристика конструкций	Особенноетв гожлрукггин радиоэлектронного оборудования различных г:			
	I	II		IV
Применяемый метод конструирования	Блочный	Функционально  узловой	функционально - узловой	Функционально - узловой
Основной компоновочный элемент	Блок	Блок	Блок	Блок
Конструктивно - законченное устройство	»	Модуль	Ячейка на интегральных схемах	Ячейка на больших интегральных схемах или бескорпусных микросхемах
Основной элемент кон-	Шасси с дискретными	Платы с дискретными	Печатные платы с ин-	Гибкие и жесткие пе-
структивно-законченного	элементами (ЭВГ1, R, С,	элементами и микромо-	тегральными корпусны-	чатные платы с БИС или
устройства	Лит. д.)	дулями	ми схемами	бескорпусными микросхемами
Элементная база	ЭВП, дискретные элементы	ЭВП, ППП, дискретные элементы в миниатюрном исполнении	Микросхемы	Большие интегральные схемы и бескорпусные микросхемы
Вид соединения основ-	Клепка, пайка к шас-	Распайка модулей на	Кассетный, веерный,	Соединение с ячейка-
ных элементов конструк-	си или лицевой панели,	платах и рамках, соеди-	книжный, раскладной (рис. 3.1, б, в, г, д}	ми книгой (основной
тивно-законченного устройства	штыревые соединения (рис. 3.1, а)	нения плат и рам разъемами, распайкой; соединения плат в блок, а блоков в моноблок		вид), кассетой, раскладушкой и сендвичсм, каркасное и бескаркасное
Оформление блока	Моноблок на аморти-	Моноблок с амортиза-	Микросхемы в кожухе, как законченный функ-	Большие ингеграль-
	зационной раме, защи-	ционной рамой, единой для группы блоков, часто с блоком питания на этой же раме		ные схемы и бескорпус-
	щенной кожухом с лицевой панелью /		циональный узел, собирающийся на единой базовой конструкции (раме, панели) без защитного кожуха "	ные микросхемы, как законченный функциональный блок; собираются на базовой конструкции (жесткой и мягкой) без защитного кожуха
Количество элементов в единице объема Количество элементов в единице объема для основного конструктивно-законченного устройства	Принимается за ницу Принимается за ницу	еди- еди-	В два раза больше В 10—30 раз больше	В три раза больше		В пять с половиной раз больше В 5004- 10 000 раз больше	
				В ше	1004-500 раз боль-		
Внешние соединения	Кабели, жгуты, ВЧ и НЧ разъемы (штыревые и штепсельные)		Кабели, жгуты, штыревые и штепсельные разъемы миниатюрной серии	Гибкие печатные проводники, печатные платы с ножевыми разъемами		Гибкие печатные проводники, ножевые разъемы	
Внутренние соединения	Пр он ода, жгуты		Провода, жгуты	Гибкие печатные проводники, печатные платы		Гибкие и жесткие чатные платы	пе-
Возможность восстановления аппаратуры Потребление мощности однотипного РЭО (в относительных единицах)	Путем замены дискретных элементов 5000		Путем замены дискретных элементов, модулей, микромодулей 50	с	заменой микросхем 3 *	С заменой больших интегральных схем 1	
Надежность (в относительных единицах)	1	•	1—10		100—300	W00—5000	
Рис. 3.1. Виды конструкций блоков радиоэлектронного оборудования:
а — блочный: б — кассетный; в — веерный; г — раскладной; д — книжный
Рис. 3.2. Конструкция ячейки приемоусилительного тракта: 1 — металлическое основание — теплоотвод; 2 —- микросхема; 3— катушка индуктивности; 4 — кожух
160
Влияние внешних воздействий на радиоэлектронное оборудование
Аппаратура на летательном аппарате работает в очень сложных условиях. Она находится под влиянием внешних воздействий, классификация которых приведена иа рис. 3.3.
Тепловое воздействие. Внешним источником тепла являются мощные самолетные двигатели. В полете благодаря трению о воздух обшивка ЛА нагревается до 200—300°С, что приводит к нагреву и его деталей. На поверхности ЛА наибольшему тепловому воздействию подвергаются незащищенные антенны (например, штыревые) и антенные обтеки гели. Тепло выделяется внутри блоков аппаратуры (мощные передатчики, выпрямители и др.).
При повышении температуры внутри блоков усложняются условия работы электровакуумных и полупроводниковых приборов. Например, повышение температуры всего лишь на 50°С (при температуре внутри мектроивкуумиых приборов «2000°С) срок службы катода уменьшается и три риза. Полупроводниковые приборы особенно сильно подвержены ноздейстпию тепла, меняют свои параметры и могут полностью выходить из строя .V металлов в (меняются физические свойства, увеличивается их соиротниленш*, ....винти проч-
ность и упругость; у магнитов изменяется величина магнитною поюкв >лект|ш-ческие контакты перегреваются, и их переходное сопрогпклсипг увеличивается. Электроизолирующие материалы изменяют свои основные «лекгрнчеокве характеристики (диэлектрическую проницаемость, пинене yiaii потерь, величину пробивного напряжения ит п.). У изоляции ciiioKiieiiTi и >1101 оусгойчивость. Например, повышение температуры изоляции из opi ппичеекого диэлектрика на 10—12°С приводит к уменьшению срока службы пюлшиш в два раза. При нагреве разрушаются защитные покрытия, уменьшается вязкость смазки, происходит усыхание заливочных и прокладочных материалов (компаундов, резины в т. 11.).
Механическое воздействие. Аппаратура летательных аппаратов подвергается сильным механическим воздействиям (удары, вибрации, тряска, центробежные перегрузки). Ударные перегрузки, которые аппаратура испытывает при посадке, эволюциях самолета, - могут достигать 8—12 g. При перегрузке, равной, например, 10 g, сила, приложенная к телу, в 10 раз превышает его силу тяжести.
Рис. 3.3. Классификация внешних воздействий на радиоэлектроииое оборудование
6-397
161
н
Рис. 3.4. Спектры ударов для некоторых условий посадки самолетов:
1 — нормальная посадка самолета с поршневым двигателем; 2 — нормальная посадка самолета с реактивным двигателем; 3 — вынужденная посадка
Режимы взлета и по с а д-к п отличаются значительно большими величинами ускорений, чем режимы полета. На рис. 3.4 показаны ударные спектры для некоторых условий посадки самолета. Сила ударов, которые испытывает аппаратура при посадке, зависит от типа самолета.
Каждый самолет может в определенных пределах совершать мягкую или жесткую посадку. Для больших самолетов, которые приземляются на аэродроме, удар, передаваемый аппаратуре при посадке, менее • сильный, чем для небольших самолетов.
В и б р а ц и и. Источником вибраций на ЛА являются двигатель, турбина, винт, лопасти и трансмиссия (у вертолета), мощные электродвигатели, турбулентное движение пограничного слоя, окружающего ЛА в полете.
Характер вибраций (диапазон частот, амплитуда) зависит от типа ЛА (табл. 3.2).
Опасность вибраций для изделий радиоэлектронного оборудования (РЭО)
заключается в следующем: если собственная резонансная частота конструкции (блока, узла, детали) оказывается в диапазоне частот вибраций, то, возникает резонанс. В данном случае резонансом считается такое состояние, при котором амплитуда смещения отдельных элементов изделия РЭО в два или бо-
лее раз превышает амплитуду смещения точек крепления изделия. Так как при резонансных явлениях па конструкции воздействуют перегрузки до 15—20 g, то это может привести их к быстрому ..............  пли	разрушению. Конст-
Т об л н цп .'I, 2
Воздействие механических нагрузок
Вид механического воздействия	Пределы физических величин	Источник возникновения воздействия
Вибрация на реактивном самолете	5 Гц-2,5 кГц (2,5-10 кГц)	Двигатель, турбина, реактивная струя, электродвигатели
Вибрации на винтовом самолете	5-500 Гц (0,5-2 кГц)	Двигатель, винт, аэродинамические вибрации, электродвигатели
Вибрации на вертолете	3-500 Гц	Двигатель, трансмиссия, лопасти вертолета, электродвигатели
Удары	До 12 g	Посадка, резкое торможение, форсаж двигателя
Центробежные и линейные перегрузки	До 5 g	Маневры, пикирование, резкий набор высоты
Акустические шумы	10 Гц—10 кГц 120 дБ	Турбина, двигатель, винты, трение обшивки самолета
Примечание. Вибрации, диапазон частот которых заключен в скобки, имеют на самолете локальный характер, малую амплитуду колебаний, быстро затухают.
162
I ।
I
рукции РЭО имеют различные собственные резонансные частоты. У резне торов без дополнительных креплений в зависимости от длины выводов (15—8 мм) резонансная частота может быть 0,2—3 кГц, у блоков —- 15—150 Гц, у установочных деталей — 30—200 Гц, у элементов электровакуумных приборов — 0,3— 1,5 кГц, полупроводниковых приборов и микромодулей- — единицы кГц.
Воздействие вибраций приводит к обрыву, короткому замыканию проводов, нарушению герметизации, Изменщик) настройки регулируемых элементов. В арматуре появляются микротрещппы. в электровакуумных приборах могут повреждаться нити накала и падогрешгтоля, уменьшаться расстояния между электродами, увеличиваться внброшумы, ii.Tpyinii гьси спаи металла со стеклом. Вибрация пластин конденсаторов может вы шип. микрофонный эффект.
Воздействие линейных перегрузок может привести к повреждению механизмов, паяных соединений, «юсможны замыкания и размыкания контактов реле, контакторов и друпгх коммутирующих устройств.
Воздействие ударных н е р с I р у а о it больше влияет па узлы и детали с большой массой. Возможна поломка крупных у uion и деталей (например, трансформаторов н дросселей низкой частоты); ив керамических деталях появляются трещины, происходят деформнцнн «лгментон мехппв-к i кпх конструкций, поломка механизмов и др.
Действие звукового да иле пн я пп книг i рушит ]' К) аналогично действию вибраций, однако нелпчнии зиукошпо дпнлепин iiniiii'iir также и от площади изделия. Под воздействием анукиного дпнкнни и >лекгронаку-умиых приборах может позннкнуть микрофонный эффект, у реле и контакторов могут колебаться контакты п г. и.
М е х а п п ч е с к н е и и г р у i к п и р п » к с и л у н г и ц и и РЭО на земле могут нопшкать при небрежной уетиионие и <питии блоков с ЛА. Например, при падении блоки с высоты О I <>,Гт м нелпчнии ударного ускорения может достигать 500 Ц. Прн трпш nopi правке блоков л uioi pnii< пор том частота вибраций находится п дннна юно 300 1ц, и ускорите н< пренышнет 5 ц.
Электрические нагрузки. Если электрические нагрузки не iipeiibiui.’iior допустимые значения, то влияние их на надежность оборудования пе.111ач||телыю. Одиако в процессе эксплуатации могут быть случаи недопустимого изменения электрических нагрузок, например, изменение напряжения электросети, преобразователей, выпрямителей, нестабильность нагрузки последующего каскада и т. п. Электрические перегрузки приводят к изменению температурного режима, пробоям между различными элементами схемы, отказам при включении — выключении аппаратуры из-за переходных процессов. Поэтому в процессе эксплуатации необходимо строго контролировать электрические режимы как уст-• ройств (систем) электропитания, так и самих объектов РЭО.
Воздействие электромагнитных полей наземных и самолетных радиоэлектронных средств проявляется при полетах на малых высотах, а также при стоянке на земле летательных аппаратов. Плотность потока мощности облучения может быть весьма высокой (от десятков до нескольких тысяч мВт/см2). Под воздействием электромагнитных нолей высокочастотные элементы входных цепей аппаратуры (например, смесительные и детекторные диоды) могут изменять свои характеристики или полностью выходить in строя. Аналогичное воздействие оказывают на элементы аппаратуры разряды электростатического электричества, которое образуется на обшивке н элементах конструкции при полете ЛА, а также при стоянках на земле при зарядке ЛА топливом).
Климатические воздействия на РЭО имеют особое значение. Климатическое воздействие в большинстве случаев действует па ЛА и во время полета и при стоянке иа земле. С поднятием иа высоту уменьшается давление воздуха. Приближенно можно считать, что давление воздуха уменьшается иа высоте 10 км в 4 раза, 12 км — в 5 раз, 18 км — в 16 раз по сравнению с давлением у земли. Уменьшение давления воздуха сопровождается резким снижением уровня пробивного напряжения, ухудшением отвода тепла и снижением эффективности систем воздушного охлаждения. Для обеспечения требуемого охлаждения блоков на высоте 18 км необходимо увеличить объем охлаждающего воздуха в 10 раз по сравнению с тем, что требуется для работы системы охлаждения на земле. При низком давлении начинают интенсивно испаряться и закипают смазочные масла электролиты конденсаторов.
6*
163
 С увеличением высоты понижается температура окружающего воздуха; она может измениться от +60°С у поверхности земли до —55°С на высоте 18 км, Прн воздействии низких температур некоторые материалы становятся хрупкими и ломаются при вибрациях и тряске; резина теряет эластичность и стппоппк я хрупкой, что особенно опасно при использовании прокладок, обес1Н"1111П11О1Цпх герметичность блоков. Периодические изменении темнернгуры проводят к многократным деформациям элементов, нарушению 1ерм< гпчшн in 111ДСЛНЙ о местах сопряжения материалов с разными значениями ко ><|||||||Ц11<’11г.1 объемного расширения.
В л и । н (иодяные пары, роса, дождь), проникающая в блоки и агрегаты оборудования, ок.1.1ыпает большое влияние на состояние аппаратуры. Вода является химически активным веществом. Оиа легко проникает в органические мтерпллы, некоторые вещества растворяет, в результате химических реакций изменяет свойства многих материалов. Влага вызывает коррозию металлов, резко снижает сопротивление изоляции, увеличивает потери в диэлектриках.
Солнечный свет, помимо теплового воздействия, значительно ускоряет химические процессы в материалах и приводит их к преждевременному старению и разрушению. Так, например, резина под воздействием солнечного света теряет эластичные свойства и растрескивается.
Пыль при незначительном движении воздуха проникает в мельчайшие отверстия и зазоры конструкций, задерживает там влагу, способствует развитию коррозии и износу материалов.
Из биологических факторов наиболее опасным является плесень. Плесень на деталях аппаратуры может появиться при влажности более 85%, неподвижном воздухе и температуре от +20 до +30°С. Появление плесени снижает сопротивление изоляции, может привести к замыканию в электрических цепях, ускоряет процесс коррозии металлов. Плесень наиболее опасна при хранении изделий. Она поражает клеммы, колодки, ламповые панели, переключатели, монтажные провода и т. п. Плесень появляется во всех загрязненных местах изделий, особенно на остатках канифоли в местах пайки.
Защита радиоэлектронного оборудования от внешних
НОЗДСЙСГИИЙ
Для исключения иоздейетний iKCioiyaT.iiiiioiiiibix факторов на бортовое Р,-)() проноднгея комплекс защитных мер
Система обеспечения температурного режима. От воздействия тепла и холода применяются системы обеспечения температурного режима. В большинстве случаев на ЛА применяются системы охлаждения. В них используются естественная циркуляция воздуха, принудительное воздушное и жидкостное охлаждение.
Для лучшего охлаждения на внешней стороне блоков создаются металлические ребра, а на радиолампах и полупроводниковых приборах укрепляются ребристые металлические радиаторы. Характерные конструкции металлических радиаторов для полупроводниковых приборов показаны иа рис. 3.5. Температура полупроводникового перехода Л1ер при разной мощности рассеивания Р и разных условиях теплоотвода приведена на рис. 3.6.
Рис. 3.5. Конструкции радиаторов для полупроводниковых приборов:
1,2 — пластинчатые; 3 — литой; 4 — штампованный; 5 — ребристый; 6 —- штырьковый
164
При воздушном охлаждении количество тепла, отводимое от охлаждаемых элементов в единицу времени, зависит главным образом от скорости воздушного потока. Поэтому системы с естественной циркуляцией воздуха оказываются гораздо менее эффективными, чем системы с принудительной воздушной циркуляцией, и которых воздушный поток либо солдпется с помошыо автономных шнгпляторов или от самолетной системы наддува, либо используется внешний ноток, об текающий ЛА.
Системы жидкостного охлаждения применяются > том слу-
Рис 3 6. График зависимости темпера гуры /по), от разной мощности рас-eeuniiiiiiH /’ прн ризных условиях генлоогподн
чае, когда воздушные системы охлаж	1 — см рицин >«>. V <•  и юни ором:
дения становятся неэффективными на зп	J — wminmiiuiM «пимокинн. / прчву-
уменьшения давления воздуха (полет дмтолыши копноицпи па большой высоте) и возникновения
наружного нагрева обшивки самолета (полег ни i верх шунопых < hopocrux). Передача тепла от охлаждаемой поверхности к охлиж1гпюшгй жн/поитн происходит значительно быстрее, чем к потоку иотдухп Дли <1хл>пкд< пня используются незамерзающие жидкости с шлейкой члгкгрнчы кой прочностью, характеризующей способность слоя жидкости выдержинип. Cu i пробоя высокое эле-
ктрическое напряжение', что ппжно, например, прн охлаждении анодов ламп. При жидкостном охлаждении циркулирующая в гш ivmi жидкость нагревается до температуры лпачительип меньшей, чем темпера i урн ее кннення
В системах с испарением охлнждпгмых члгменгон отбирается значительно большее количество тепли, чем просто прн ширено жидкости. Поэтому системы испарительного охлаждения являются самыми эффективными. В таких системах используется значительно меньшее количество теплоносителя и требуется меньшая по сравнению с системами другого типа поверхность теплообмена. Эффективность систем охлаждения оценивается коэффициентом теплоотдачи /г, представленным па рис. 3.7.
Типовые системы обеспечения температурного режима изображены иа рис. 3.8. Система охлаждения аппаратуры в-полугерметизироваииом отсеке показана на рис. 3.8, а. Воздух f=+20°C из герметизированной кабины 1 через автомат регулирования давления 2 поступает в отсек 3 и обтекает аппаратуру, отбирая от нее тепло. Нагретый воздух (до /=+60°С) через жалюзи 4 сбрасывается в атмосферу.
На рис. 3.8, б изображена структурная схема другой воздушной системы обеспечения температурного режима. Горячий воздух от компрессора двигателя через запорный 5 и обратный 6 клапаны, крап 7 попадает в турбохолодиль-пую установку 8, через которую от воздухозаборника 9 проходит холодный воздух атмосферы и, охлаждая горячий воздух выходит в атмосферу Из тур-бохолодильиика охлажденный воздух (/= + 20°С) через нлагоотдслптсль 10 поступает к объектам радиоэлектронного оборудования.
Типовая жидкостная система обеспечения температурного режима изображена на рис. 3.8, в. Опа имеет два контура, один из которых используется для охлаждения аппаратуры (I к), а второй для се обогрева (II к). В контуре охлаждения тепло от охлаждаемого объекта 11 передается к радиатору 15 с помощью жидкости, прокачиваемой иасосом 20. Радиатор обдувается воздухом, в который из форсунки 19 впрыскивается жидкость (спирт или спирто-водяная смесь), поступающая из бачка 18. Благодаря резкому изменению объема и давления жидкости после выхода из форсунки, эта жидкость испаряется, ее температура резко снижается, и это позволяет охлаждать радиатор. Необходимое давление впрыска обеспечивается редуктором 16, подсоединенным к самолетной системе питания сжатым воздухом. Включение системы производится с помощью клапана 17. Разъемы 12 обеспечивают возможность снятия объекта с самолета без сливания
165
Пепельная immli'Hi'cmiiu водяных ипуив	10000 . 120000
Ни не и и о воды	ЛОО 	05000
Г" I
'• llbini/'iufriiiiaii ьчпвенцин 1OQQI -   зооо 6 боде
г————»
,г, Вытркдениан конвекция	300... 1000^ в масле и т в.
Систем^
естественная	200  . ООО конвекция в воде, масле
t	1
io 150 Вынужденная конвекция в газа*
2.-.10 Естественная конвекция и излучение-
___________I_________I___________I-------------L---------1-------э-
о	W	100	1000	10000	100000
Л, Вт1мгград
Рис. 3.7. Сравнительная эффективность систем охлаждения в относительных единицах
Рис. 3.8. Схема типовых систем обеспечения температурного режима:
а — герметизированный отсек; б — система с турбохолодильником; в — жидкостная система
жидкости из системы. При разъединении разъема из системы жидкость не выливается.
В наземных условиях для создания необходимых температурных условии работы аппаратуры иа самолете применяются кондиционеры (например, на рис. 3.8, б кондиционер подключается к системе обеспечения температурного режима через обратный клапан 6). Если на самолете имеется жидкостная система, то может при низких температурах применяться обогрев, показанный на рис. 3.8, в (контур II). Жидкость подогревается в бачке 13, затем через переключатели 14 поступает в объект 11 для его обогрева.
В лабораторных условиях для охлаждения оборудования, снятого с самолета, прим* никггси специальные технологические системы охлаждения, подключаемые к подопронодпой сети. В них радиатор системы обеспечения температурного р< жнмп охлпжднстги проточной водой. Режим охлаждения контролируется ii.imi ригельными приборами.
Чисто испарительная гнете ми ох л н ж де и п я работает следующим образом. Трубонроиод с жидкое гью нодподпп.'и к нагретому элементу (например, к радиатору анода лампы ciGpn гной волны) 11р< пр пцюн ь в пар, жидкость отбирает тепло от охлаждаемого племгига Пар <п охлаждаемого элемента перемещается ио трубопроводу к <чо охлаждаемому концу, где имеет место конденсация. Холодный конец трубопровода расположен выше горячего, и жидкость самотеком во.шрп1цпется к ихлаждигмому элементу. В современных испарительных системах испольэугтси квииллмрпый ><|>феиг, поэтому жидкость возвращается к охлаждаемому -темен i у черел напилляры под действием возникающих между жидкостью н стгнкамн кшшллярп сил поверхностного натяжения.
Особенности эксплуатации систем охлаждении В системах воздушного, жидкостного и испарительного охлаждении необходимо следить за состоянием нагнетательных машин (вентилнторои, ниспсоп), у которых должны проверяться в первую очередь смазка iiomiiiniiiiiiKoii, плаииоегь ириищиия и равномерность зазора между рабочим колесом н корпусом.
Теплообменные устройства (радиаторы), их (внутренние ai uniciiiiiiie поверх пости должцы быть чистыми. Промывают радиаторы дистиллированной водой, антифризом. Окончательная промывка производится рабочей жидкостью. Пыль и грязь очищаются сжатым воздухом.
При пополнении жидкостью систем охлаждения следует обязательно удалять воздух из заполняемых объемов. Воздух стравливают до тех пор, пока жидкость не появится в заливном отверстии и станет выходить из воздухоспускных штуцеров без примеси воздуха.
Испытание на герметичность проводится после заполнения систем охлаждения жидкостью. Необходимая герметичность достигается при соблюдении параллельности фланцев, целости и чистоты сцентрированных прокладок, закрытии всех штуцеров. Проверку на герметичность производят но отдельным участкам.
В системах воздушного охлаждения контролируется герметичность, производится очистка загрязненных фильтров и наружных поверхностей теплоотдающих устройств.
Герметизация является наиболее эффективным способом защиты аппаратуры от воздействия климатических факторов. Сущность герметизации заключается в изоляции отдельных радиодеталей, узлов и аппаратуры в целом от окружающей среды с помощью воздухонепроницаемых оболочек — герметичных корпусов. Герметичные соединения отдельных деталей кожуха (крышек, корпусов, изоляторов) могут быть обеспечены с помощью пайки, сварки, закатки.
Уплотнительные прокладки. В ряде случаев герметичность соединений отдельных элементов конструкции (например, литых кожухов и крышек) осуществляется с помощью уплотнительных резиновых и металлических прокладок, которые закладываются по периметру корпуса в специальный паз. После соединения кожуха с основанием и стягивания их с помощью болтов резиновые прокладки равномерно заполняют сечение паза, осуществляя герметизацию соединений. Резина в замкнутом объеме ведет себя как несжимаемая жидкость и затекает в зазоры. Срок службы таких прокладок — 2—3
167
Рис. 3.9. Схема выполнения уплотнений
года. Через этот йерйоД вреМёйй оий должны заменяться на новые, находящиеся в составе ЗИПа. Внутри кожуха может быть создано давление более или меиее атмосферного. Для лучшей теплоотдачи свободное пространство кожуха может заполняться водородом или гелием, которые обладают высокой теплопроводностью.
Типы некоторых гермосоединений представлены иа рис. 3.9. Слева показано разобранное соединение, справа — в собранном виде. Соединения с 1 по 7 предназначены для работы в условиях среднего вакуума. Уплотнительная прокладка их состоит из резины или фторопласта. В уплотнении 7 в качестве прокладки используется шланг, в который под давлением подается воздух. Уплотнения с 8 по >5 — с металлическими прокладками (S — алюминий, 9, 10 — медь, 11 — свинцовое или индиевое кольцо, 12, 13— медное профилированное кольцо, 14, 15 — медное кольцо).
Специальная технология обработки деталей, узлов и блоков в целях герметизации состоит в том, что они покрываются снаружи (или пропитываются) слоем затвердевающего электроизоляционного материала, обладающего малой влаго-
нрошщаемостыо и обеспечивающего надежную н.юляцшо детали (узла, блока) ОТ окружающей среды.
Обработка деталей сводится к нескольким основным процессам: пропитке, заднике, обнолак1щанщо н опрессовке.
Пропитка заключается в заполнении лаками, смолами и компаундами микропор и капилляров диэлектриков; одновременно производится частичное заполнение промежутков между конструктивными элементами узлов пропитки. Пропитке подвергаются детали, изготовленные из волокнистых электроизоляционных материалов, являющихся по своей структуре пористыми и гигроскопичными (поглощающими влагу). Пропитка способствует увеличению электрической и механической прочности изделия, повышению его теплостойкости и сопротивлению изоляции, а также стойкости против химического воздействия. Важным фактором является фиксация положения витков различных обмоток пропитывающим составом.
Залив (монолитной изоляцией) осуществляют путем погружения детали изделия или всего изделия целиком в изоляционную массу. При этом заполняется свободное пространство между деталью (узлом) и стенками корпуса (кожуха),.а также наносится сплошной защитный слой на поверхность элементов радиоаппаратуры.
Заливка широко применяется в тех случаях, когда необходим относительно толстый слой изоляции (1 мм и более), или когда необходимо изготовить изделие определенных размеров. Заливка, помимо защиты изделий от климатических воздействий, повышает их механическую прочность и стойкость по отношению к вибрациям, так как заливочный материал обладает некоторой эластичностью.
Обволакивание осуществляется путем нанесения на поверхность детали, узла или прибора негигроскопичиого электроизоляционного материала. Частным случаем обволакивания является опрессовка изделия герметичной пластмассовой оболочкой.
168
Защита РЭО от механических воздействий. Для уменьшения воздействий вибраций и ударов отдельные узлы, блоки и агрегаты устанавливают на амортизаторы. Амортизатор представляет собой механическую систему с очень низкой резонансной частотой (10 Гц), которая оказывается намного меньше частот вибраций, возникающих па летательных .аппаратах. Поэтому вибрации «гасятся» амортизаторами и не передаются блокам РЭО.
Амортизаторы, применяемые на самолетах и вертолетах, изображены иа рис. 3.10. Оии подразделяются на ре.пшометаллические, пружинные с .воздушным и фрикционным демпфированием и цельнометаллические. Каждая группа состоит из амортизаторов, отличающихся размерами и допустимой па-грузкой.
У резинометаллических пмортн.заторов (АП — пластинчатые; АЧ — чашечцые, АР — рожковые) упругим элементом являются резиновые изделия различной конфигурации. Допустимые деформации резины малы, резонансная частота аморти «агора меняем н с и«меиеинем нагрузки и
Рис. 3.10. Типы амортизаторов:
а — резинометаллические; б — пружинные с воздушным демпфированием; в — пружинные с фрикционным демпфированием; г — цельнометаллические
169
температуры. Основные данные резпиомсталлнчсскнх амортизаторов приведены в табл. 3.3.
П р у ж и и и ы с н и <• льном е т а ,л л и ч с с к п с амортизатор ы представлены на рис. 3.10, б, п, <.
В демнфнроппнпых вмпрти.чаторах (АД) используются металлическая пружина и |><'.1Н11оныЛ мешок демпфер, степень демпфирования зависит от своЛетн по.1ду.х11 В пморгпшторах с фрикционным демпфированием (АФД) •тот иЛдоспиои уетрниен ia счет сухого трения подпружинной шайбы о корпус KiiucTiivimiiu амортизаторов пространственного нагружения (АПН) аналогична АФД II цельнометаллических амортизаторах ДК упругие элементы изготовлены h i сан гой проволоки по форме двух конусов. В цельнометаллических аморпгии'орах АЦП, АЦМ упругий элемент состоит из пружины и опорной .....прической конструкции из проволоки.
Металлические пружины не имеют недостатков, присущих резине, поэтому эт и амортизатор,ы устойчиво работают в широком диапазоне температур, обес-
Рис. 3.11. Схема расположения гибких
подводок к амортизированным блокам;
а — возможно повреждение в точке 1; б — возможно повреждение в точке 2; в — возможно повреждение в точках S и 4; г — возможно повреждение в точках 5 н 6; д — возможно повреждение в точке 7; е — возможно повреждение в точках 8 и 9
170
Таблица 3.3
Основные данные резииометаллических амортизаторов
Тип	/резприно-минальиой нагрузке, Г К	Амплитуда ппбр.ншй, не более, мм	Диапазон нагрузок на один амортизатор, И	Вибропрочность	Диапазон рабочих температур, °C
АП, АЧ АР	15...20; 30...35 11...12	0,5 1	4,5	157 20 НО	Малая Достаточная	— 45... +80
Таблица 3. 4
Основные данные прочих типов амортизаторов
Тип	f при номинальной нагрузке, Гн	Амплитуда пкбрццпй, пе более, мм	ДИППНКШ IHfr-Грулок 1(11 О11!(1< ПМОр'ПППГПр,//	К» >i|h|iI( КимиI Il MMlh|ill|ti >11 И Illi II	Д1И11Н1 Kill |ш- Пнчии 1'1‘Mlle-рпгур, "С
АД	8...10	0,5...1,5	3...1Л0	0,06 0,5	CO... +70
АФД	15...20 9Е ЧП	—	2.. 150		60...+150
АПН	10...20		5.. 150		60...+150
дк	11. 12	1	4. 400	Ныгокпй	50...+ 150
АЦМ	8... 12	1	0,5...5	»	50...+150
АЦП	8...10	1	5...300	»	50...+ 150
печивают достаточно хорошую защиту от ударов. Данные пружинных и цельнометаллических амортизаторов приведены в табл. 3.4.
Все гибкие подводки к аппаратуре на амортизаторах должны иметь меньшую жесткость (гибкие провода, кабели, волноводы, дюриты и др.). Поэтому необходимо следить за правильностью их монтажа (рис. 3.11).
Проверка амортизаторов. При нажатом состоянии амортизаторы должны полностью срабатывать. Соединительные кабели, шланги, провода должны быть закреплены так, чтобы не мешать полному ходу амортизаторов, при этом оборудование не должно упираться в элементы конструкции ЛА. Амортизаторы, имеющие сломанные пружины, надрывы и глубокие трещины резиновых элементов, потерявшие эластичность и .lae/i.Tioiuuc при перемещениях, необходимо заменить.
Обеспечение электромагнитной совместимости радиоэлектронных средств при эксплуатации летательных аппаратов
Общие сведения. Под электромагнитной совместимостью радиоэлектронных средств (РЭС) понимается их свойство работать без неприемлемого ухудшения функций из-за непреднамеренных помех от радиоэлектронных и электрических средств и не создавать помех недопустимого уровня другим РЭС. Причем эти свойства проявляются в заданных условиях использования радиочастотного спектра.
Для обеспечения электромагнитной совместимости в процессе эксплуатации летательных аппаратов могут выполняться следующие работы: анализ электромагнитной обстановки в зоне размещения летательных аппаратов и учет результатов анализа при планировании работы РЭС и их техническом обслуживании; регламентирование работы РЭС по частотам, пространству, времени и
171
Т.аб л^ица',3.5
Причины возникновения нсоспопимх излучений и способы устранения их влияния
И Аимвпинпипв || определение	Причина возникновения	Способы устранения влияния
11оЛо*пн.1г> и мучении псре-дптчнкон — широкий класс iieoi iioiiKi.ix излучений, ча-СГОТП II уровни которых оп-редсл я к; гея нелинейными процессами, возникающими прн прохождении токов высокой частоты в этих устройствах, или другими ВЧ процессами	Нелинейные процессы, возникающие в передающих устройствах, не связанные с процессом управления колебаниями (за исключением излучения с подавленной несущей) . В ысокоч астотные процессы случайного характера	
Излучения на гармониках — излучения передатчика в полосах, включающих частоты, кратные частотам основного излучения передатчика	Режим работы ВЧ-ка-скадов, при котором угол отсечки составляет 180°. Деформация импульсов анодного тока (на высоких частотах) ,в электровакуумных приборах типа лампы обратной и бегущей волны, клистрона	1.	Фильтрация гармоник промежуточными и антенными контурами 2.	Применение двухтактных схем в каскадах передатчика 3.	Использование симметричных трансформаторов 4.	Применение отрицательной обратной связи 5.	Использование фильтров пижиих частот (между промежуточным контуром и антенной), полосовых фильтров Применение на СВЧ волноводных и коаксиальных фильтров
Излучения на субгармониках — излучения передатчика в полосах частот, значения которых в целое число раз меньше значения частот полосы основного излучения	Недостаточное ослабление резонансными системами низкочастотных колебаний при образовании основного излучения из более низкочастотных, стабилизированных кварцем, ц. помощью умножителей частоты. Число субгармоник увеличивается с увеличением числа умножительных каскадов	1.	Увеличение избирательности у множительных каскадов 2.	Тщательная отладка режимов работы у множительных’ каскадов 3.	Использование индуктивной связи антенного контура с емкостной ветвью промежуточного контура 4.	Использование фильтра верхних частот между промежуточным контуром и антенной в нагрузках усилителей
172
Продолжение табл. 3.5
Наименование и определение	Причина возникновения	Способы устранения влияния
Комбинационные излучения — излучения передатчика, возникающие при формировании колебаний основного излучения путем нелинейных преобразований вспомогательных колебаний Паразитные излучения передатчика,	причина которых не связана с образованием несущих колебаний	Появление излучений, характерных для диапазонного передатчика, возбудитель которою обеспечивает любую рабочую волну in сетки дискретною мпоже стал воли При 11С1111ЛЬЗОППНН11 МГЦ! да синтеза u not ipoennn схем возбудителя причиной появления иомбиинцпоииых излучений япляетс.я боль шое число видон npeofi разевания частоты При пснользонипнн ЫС'Н) да анализа — подвержен IIOCTh ИОЗДеЙСГИНЮ IIOMl'X, попад|по1цпх пи выход ipnn те деления чисто ня схемы фи ЮНОЙ 1111 ГО1Н.>Д(тройки Непреднамеренное выполнение условий самовозбуждения в части схемы (паразитные колебания возникают либо одновременно с основными, либо .при снятом напряжении возбуждения). В колебательных контурах с элементами, имеющих сосредоточенные постоянные в КВ и УКВ передатчиках, проявляются свойства элементов с распределенными постоянными Образование «паразитных» цепей реактивными элементами схемы (конденсаторами, дросселями, меж-дуэлектродными емкостями, индуктивностью и емкостью монтажных проводов и др, а также элементами колебательного контура в сочетании с различными реактивными элементами схемы) Динатроиный эффект В СВЧ-приборах (магнетронах) — свойство этих приборов генерировать другие виды колебания помимо основного	1.	Применение полосовых фильтров 2.	Выявление «запрещенных» частот генераторов и «запрещенных» промежуточных частот 3	In nine «запрещенных» ч;н-|от и отказ от ИХ ЦГН11Л1. 1О11.111НЯ ’1 1 II ПИЛЬ IOIIIIIIIK ком lirlli и || Iti in in и < । М1Н1Д.1 h. При об|| ipyau-uiill НО 1ДГЙ1 1 nun п щученпп tin Apyioe 1’. К) игобхо-дпмп ироперкн i хем ком Drill 11111111 (i Применение буферных । eiii р.гюрон кроме жугочпой частоты с це-Л| ю шиоподстронки 1 Индивидуальная экранировка буферных усилителей п фильтров Соз-Д1ПП1Г условий, исключающих самовозбуждения
173
Продолжение табл. 3.5
Наименование и определение
I l|Ki'ii|i(ii no.iiiiiKiioiieiiiiH
Способы устранения влияния
11|1П,|1М<>Цул>1||11<1|1|||4г излучения — и «лучения |1СреДПГ1111<11,	п<> IIIIIIOIIO
Щ|Ц> и lu lirAiii'inni' при |1О.’1ДГЙГ1Т1Н11 II.I него излучений ipyniK нередат-чикон
Внеполосные излучении передатчиков (неосновные излучения), примыкающие к необходимой полосе излучения, обусловленные процессом модуляции в данном передатчике
Шумовые излучения иередптчнкон (ипеполо сопые н «лучения), ГОЛДИ илемые «паря штной» модуляцией напряжением шума, возникающего в элементах передатчика
Излучение гетеродинов приемников — вид неосновного излучения, создаваемого гетеродином приемника
< 1>у и к uno палы i;i >1 или кон-г । рук гнпиая связь между одновременно работающими передатчиками (например, при работе на общую ан-* тенну, или размещение нескольких антенн в непосредственной близости)
Чрезмерная крутизна фронтов импульсов управления колебаниями
Чрезмерно расширенная полоса модулирующих частот
Нелинейность тракта формирования модулирующего напряжения передатчика (расширение полосы модуляционных частот). Нелинейность модуляционной характеристики передатчика, влияющей на появление дополнительных составляющих как в спектре необходимой полосы, так и за ее пределами
Перемодуляцпя
Источники шум.) 1.ТД.11О-щие генераторы и каскады, работающие с отсечкой то ка (усилители н умножители) передатчика
Спектр шума в десятки и сотни раз более широкий, чем спектр полезного сигнала. Энергетический уровень иа 60—80 дБ ниже уровня полезного сигнала
Влияние излучений нельзя ослабить повышением избирательности приемника (помеха на частоте настрой ки)
Излучения гетеродина могут быть через антенну приемного устройства или через металлическое шасси приемника
Воздействие на приемное устройство — через цепи питания и коммутации
Специальные устройства согласования, развязки и фильтрации
1. Регулировка крутизны фронта управляющих импульсов
2. Контроль глубины модуляции передатчика
1.	Выбор оптимальных углов отсечки умножи-тслыюго каскада
2.	Уменьшение общего числа умножения и рациональный выбор умножителей
3.	Применение фильтров во всех каскадах передатчика и особенно в первых
1. Увеличение числа ВЧ каскадов и избирательных цепей с высокой добротностью между первым смесителем и входом приемника
2. Применение фильтров в цепях питания гетеродинов и смесителей, в цепях коммутации ВЧ-элементов
174
Продолжение табл. 3.5
Наименование и определение	Причина возникновения	Способы устранения влияния
		3. Компактное выполнение схем ВЧ-усилителей, смесителя и гетеродина 4. Выдерживание минимально допустимого напряжения гетеродина, ноданасмого па вход ( МГГНТГЛ)! П 1 houiini дуальна я экранировки ВЧ усилителя, <мг1|ц<*лп п । игриднна 1 1<'11(М1|ЛО1П1ПП(' (’НЛО 11Н1Ы.Ч JltpitllOII г одной 141’1 lUlh ИПГМЛ111НЯ
режимам; выявление псточппкоп рпдпниомсх; ускиишш ине причин, обуелоплн-вающих наличие волдейгтппя рндпоппмех ни Порнии.н 1’ЭС; принятие мер по устранению (снижению уровни) рндшшомех, <н риСинка информ.-щин, необходимой для выработки рекомендаций личному госишу
Основными причинами uoniiHKiioiicuini ihuiimiimx помех между РЭС являются:
1. Массовый характер применения раллийных РЭС. Например, средств радиосвязи, радионавигации, радиолокации и других средств радиоэлектроники. " 2. Ограниченность радиочастотного спектра и неравномерность ее использования. Наибольшее применение в самых различных областях радиоэлектроники нашли декаметровые (короткие), метровые, дециметровые, сантиметровые волны. Меиее загружены диапазоны километровых (длинных), мириаметровых (сверхдлинных), гектометровых (средних) волн и диапазон миллиметровых волн.
3.	Повышение мощности излучения передатчиков и чувствительности приемников РЭС в рабочей полосе частот. Увеличение мощности излучения передатчиков и чувствительности приемников повышает, с одной стороны, возможности средств по дальности и надежности передачи н приема информации, с другой стороны, усложняет решение проблемы обеспечения электромагнитной совместимости. В ряде случаев, в сложной электромагнитной обстановке, чрезмерное повышение мощности передающих устройств и чувствительности приемных устройств ие только не повышает эффективность их использования, но, наоборот, снижает ее (за счет воздействия взаимных помех). Это касается, например, самолетных радиокомпасов, УКВ радиостанции ответчиков и т. п.
4.	Наличие и высокие уровни побочных и внеполосных излучений передатчиков. Эти неосновные излучения происходят на частотах, находящихся за пределами полосы частот, необходимой для передачи информации данного, вида. Необходимой ‘полосой излучения называется минимальная ширина полосы частот при используемом классе излучения, достаточная для обеспечения передачи сигналов с такой скоростью и с таким качеством, которые требуются для системы.
Побочные излучения определяются нелинейными процессами, возникающими в передающих устройствах, а также высокочастотными процессами случайного характера. Их возникновение ие связано с процессом управления колебаниями. Побочные излучения могут создавать значительные помехи, особенно иа гармониках рабочей частоты.
175
Таблица 3.6
Причины возникновения неосновных каналов приема и способы устранения влияния мешающих сиги алов 
Нпнмспоппипо и ОПрГЛСЛППНО
Побочные клпллы прием а, образуемые п (Мениелях
I [рпчнкл возникновения
Способы устранения влияния
Комбинационные побочные каналы, возникающие ла счет взаимодействия напряжения мешающего сигнала с напряжением гетеродина и его гармоник
Интермодуляциопныс побочные каналы .приема, возникающие за счет взаимодействия напряжений нескольких мешающих сигналов и их, гармоник с напряжением гетеродина
Внеполосные каналы приема (неоспопкыс каналы), образуемые в усилителях высокой и промежуточной частот и определяемые недостаточной избирательностью трактов, предшествующих усилителям, а также нелинейными процессами взаимодействия напряжения и полезных сигналов
Перекрестные помехи — модуляция полезного сигнала модулирующим напряжением мешающего сигиаг ла, несущая частота которого находится за пределами полосы пропускания приемника
Нелинейность смесительных и усилительных каскадов и недостаточная избирательность антенных контуров
Нелинейность характеристики смесителя
Недостаточная избирательность преселектора
Наличие на входе смесителя двух или более мешающих сигналов с уровнями, достаточными для проявления нелинейных свойств тракта
Недостаточная избирательность трактов, предшествующим УВЧ и УПЧ. Нелинейность характеристик УВЧ и УПЧ
1.	Повышение избирательности преселектора
2.	Уменьшение нелинейности характеристики смесителя
3.	Целевой контроль режимов работы смесителя при проведении ре-монтно - профилактических работ (контроль напряжений смесителя)
1.	Максимальное повышение избирательности преселектора и тракта высокой частоты
2.	Уменьшение нелинейности характеристики смесителя
3.	Уменьшение усиления в тракте высокой частоты до минимума
4.	Периодический контроль режимов УВЧ и смесителя
Нелинейные явления в элементах усилительных трактов (электровакуумные и полупроводниковые приборы) в нелинейных резонансных системах, используемых для селекции принимаемого сигнала
Перекрестные помехи возникают при наличии полезного сигнала и при сильных мешающих сигналах по сравнению с полезным сигиа лом
1. Применение элементов с квадратичной характеристикой передачи при всех допустимых уровнях полезного и мешающего сигналов
2. Оценка реальной избирательности двухсиг-надьным способом
176
Продолжение табл. 3.6
Наименование н определение	Причина возникновения	Способы устранения влияния
Блокирование (забитие) полезного сигнала — уменьшение уровня или полное подавление полезного сигнала в усилительном тракте при действии мешающего сигнала, имеющего частоту, лежащую за пределами полосы пропускания приемника	Нелинейность характеристики усилительного тракта	
Внеполосные излучения передатчик.’! bo.tiiiikiikit un чп< готах, примыкающих к необходимой полосе излучения. Эти iiuiyneinni обуелоилеиы процессом модуляции основных излучений передатчики ни налами с более широкой полосой модулирующих частот, чем wo и< обходимо дли данной системы, а также нелинейностью модуляционных харпитерш ши нсредатчпка В некоторых передатчиках уровень ашшолоеных КоЛОбиниЛ может быть всего лишь иа 10 дБ меньше уровни Основного излучения Побочные и шн полей пые (неосновные) излучения передатчиков могут распространигы-н через ингенно фидерный тракт, по цепям питания и коммутации, через кожухи, разъемы, набели и другие элементы передающих устройств. Причины возникновения неосновных излучений и способы борьбы с ними приведены в табл. 3,5.
5.	Наличие и высокие уровни чувствительности неосновных каналов приема приемных устройств. Неосновные каналы приема — каналы, образованные за счет нелинейных процессов взаимодействия напряжения мешающих сигна-н лов, с напряжением гетеродина и недостаточной избирательности приемных трактов по высокой частоте. Число таких каналов может составлять несколько десятков и даже сотен, а уровень их чувствительности может быть лишь на 25—40 дБ ниже чувствительности основного капала. Основной канал радиоприемника — это канал приема осиовиого излучения передатчика с полосой пропускания, обеспечивающий прием данного вида сигналов. Полоса пропускания основного канала может быть шире необходимой полосы излучения. Принятые по неосновным каналам посторонние сигналы могут служит!, причиной нарушения нормальной работы РЭС.
Неосновные каналы приема делятся на ...........  и	внеполосные. Причи-
ны возникновения неосновных каналов приема и способы борьбы с мешающими сигналами приведены в табл. 3.6.
6.	Широкополосность антенио-фидерпых устройств и наличие боковых и задних лепестков диаграмм направленности передающих и приемных антенн.
7.	Наличие излучения и приема сигналов, помимо аптспно-фидериых устройств РЭС, за счет недостаточной экранировки передающих и приемных устройств.
8.	Нестабильность частоты настройки РЭС, а также изменение частот настройки в процессе эксплуатации РЭС.
,	9. Особенности распространения радиоволн, приводящие к тому, что сигна-
лы РЭС могут попадать в те участки пространства, где наличие их не предполагалось.
10.	Низкая помехозащищенность приемных устройств некоторых типов РЭС и наличие индустриальных радиопомех.
177
11.	Нерациональное iiciioJiiuouaiiuc большой мощности передатчиков РЭС, имеющих регулировки излучаемой мощности.
12.	Чрезмерное увеличение чу|игш1телЫ10СТН приемников РЭС, имеющих регулировки чу истин тельное гп
13.	1 Ii достн гочпни pa nnriiai по ц< ним электропитания.
11. 11 imcik'iiiio хп|п>иге|Н|1|пк I’ )(. н результате старения элементов и воздействия пи Р 11 внешних условий (вибраций, влаги, температуры, солнечной рпнизпвп а г Л )
lit Iliiiin.'icnHe oik.'hob (дефектов) в РЭС и другом оборудовании летательных niiiiiipirioii н< i.i конструктивно-производственных недостатков и по вине ибслужниающсго персонала.
Рекомендации по определению источников взаимных помех
Общие сведения. В общем случае при определении источников взаимных помех необходимо распознать мешающий сигнал среди множества других сигналов, которые не оказывают влияния иа работу данного РЭС, и определить направление на данный источник (если он находится вне самолета) не менее чем из двух точек пространства.
Источники помех самолетным РЭС могут находиться как на этом же ЛА, так и на других, а кроме того, ими могут быть наземные РЭС и электрические устройства.
При определении источника взаимных помех необходимо иметь в виду следующие факторы.
1.	Взаимные помехи радиоэлектронным средствам, расположенным на разных объектах, создаются в основном за счет воздействия основного или побочных (внеполосных) излучений на основной канал приема, реже — за счет воздействия основного излучения на побочные каналы приема. Воздействие побочных (внеполосных) излучений на побочные каналы приема возможно, как правило, лишь прн работе РЭС па одном летательном аппарате.
Поэтому, in,in частоту настройки и частоты каналов побочного приема Приемники, подверженного помехам, п типы РЭС, находящиеся с ним в одном районе, молено орпенгнроиочно определить РЭС — источник взаимных помех.
При этом необходимо иметь в паду, что РЭС, установленные на разных обы-кгах, частоты которых отличаются в 8—10 раз, не создают практически взаимных помех друг другу.
2.	Взаимные помехи могут проникать в приемник через антенну, за счет наводок па элементы через экран (кожух) приемника, а также по цепям питания и коммутации. Поэтому при определении пути, по которому проникают взаимные помехи, отключается антенна и закорачивается вход УВЧ. Если помеха на цыходе приемника сохраняется, то она создается за счет наводок. В этом случае отключается (закорачивается) выход преобразователя (смесителя), и если помеха иа выходе приемника сохраняется, то практически можно считать, что она создается за счет наводок на цепях питания (или коммутации) .
3.	Некоторые параметры помехи, например длительность импульса и период повторения, могут быть определены с помощью осциллографа, подключенного к выходу видеодетектора.
4.	При наличии на выходе приемника, подверженного взаимным помехам электроннолучевого индикатора, о частоте следования импульсов мешающих сигналов можно судить по характеру засветки экрана индикатора. Если на экране индикатора наблюдаются линии, окружности или спирали, то это свидетельствует о совпадении или кратности частот мешающих и полезных сигналов.
5.	Если антенна приемника подвержена помехам направленного действия, то может быть определено направление на мешающее' РЭС, а при проведении измерений из двух известных точек пространства — координаты (местоположение) мешающего РЭС.
178
Определение источников взаимных помех в наземных условиях. В случае обнаружения воздействия помех* па самолетное РЭС при проведении подготовок и ремонтно-профилактических работ, определение источника помех производится в следующей последовательности:
1.	необходимо убедиться в работоспособности данного РЭС. Затем следует определить, ие является ли источником помех внешний источник питания, например АПА. После этого проверяется напряжение помех на выходных клеммах источника питания, которое пе должно превышать установленных норм. Проверка осуществляется с помощью измерителен помех (например, типа П4-12А и П4-13А).
2.	Необходимо убедиться в пелрптки гп бортовых источников питания, регуляторов напряжения и других трепцов епмолгга н его двигателя, а также выпрямительных блоков данною 1’,-М , которые могут сочд.чпать помехи. При этом путем последовательного включении шречвгон бортового оборудования проверяют, не является ли источником помехи кикой либо тп них. Если после выключения объектов оборудования самолета помехи пе шчеинг, то проверяют, не ЯВЛЯЮТСЯ ЛИ ИСТОЧНИКОМ Помехи бортовые III'I O'lllllll II член I (IO Jllepi пн. С этой целью при выключенных объектах >ле><грор|)дпг>оПорурп1>ипни намеря ют напряжение помех на клеммах бортовых источников «.Beinpoiiiirmiioi В случае если уровень помех на выходе бортовых iii-|4>'i*iiikiiii члемроин ptuii не превышает допустимых норм, проверяют iicupiiiiHiici 1. пынрпмн1ел|.ных блоков данного РЭС,
3.	Далее следует убедиться и отсутствии нгючппкк помех среди РЭС данного ЛА (находящихся по включенном сот iohiiiiii 11 момент обнаружения воздействия помех па приемник panMiirpiiiinrMoiо Р К ) путем их поочередного выключения.
Если после выключения одного ш обычтгоя iioim п< ише помехи па приемное устройство исчезло, следует проверни., hiuubtcu ли нот объект РЭС источником помех. С этой целью 11ЫКЛ1ОЧПЮТСЯ пег Р. »( '„ кроме приемного устройства и исследуемого РЭС. Если в >том случпе Ш1блнщ<!гтгя по тдепствнс помехи на приемное устройство и внешнее проявление ггого по ипч'н гоня идентично с внешним проявлением ранее наблюдаемого воздействии, то считается, что источником помехи является данное РЭС.
Если при включении данного РЭС (после выключения всех остальных РЭС самолета) помеховое воздействие не наблюдается, то необходимо перейти к определению источников так называемых интермодуляционных помех, т. е. помех, формирующихся, как правило, в результате совместной работы двух РЭС. Каждая такая пара РЭС включает в себя передатчик, при выключении которого пропадает помеха, и один из передатчиков РЭС из числа оставшихся включенными после прекращения воздействия помехи па приемное устройство. Путем последовательного включения пар передатчиков, сформированных по предложенному принципу, и наблюдения за реакцией приемного устройства на включение этих пар определяется искомый источник помех,
4.	В случае, если источник помех по находится на борту ЛА, то следует по возможности определить вид помехи по результатам ее поаленгтвия на оконечное устройство приемника, п если антенна данного РЭС и травленная, то по возможности определить примерное направление п i источник помех путем поворота антенны или ЛА.
5.	Зная частоту настройки и частоты каналов побочною приема приемника данного РЭС и диапазоны частот РЭС, находящихся в районе аэродрома, необходимо определить источник помех, затем выключением его убедиться в том, что именно он создает взаимные помехи.
Если проведенные работы результата ие дали, то определение источника взаимных помех необходимо производить с помощью специальных измерительных установок. Эти установки представляют собой сложцый измерительный комплекс.
Оценка влияния помех на работу самолетных РЭС производится на рабочих, частотах радиоприемного устройства путем наблюдения за экранами индикаторов, за поведением стрелок-указателей, сигнальных бленкеров, за световой и звуковой сигнализацией, а также путем прослушивания помех в телефонах на выходе приемника.
179
Табл иц а 3.7
Усиление антенн при различных условиях
Тип mireiili	Хпрпктсрнстикн сигнала		Коэффициент усиления антенны О(дБ)
	ЧИС |(>ТП	поляризация	
СЫ'рХ1Ы11р.1П.1|г11 НЛП, </>25д1;	Рабочая х> Вне рабочей полосы	Основная Перпендикулярная Произвольная	Без изменений Уменьшается на 20 дБ »	13 дБ
QicuHc п.шрав-лспная, 10<О<25 !	Рабочая » лй**^-*, Вне рабочей полосы	Основная Перпендикулярная Произвольная	Без изменений Уменьшается на 20 дБ »	10 дБ
Слабонаправлен-пая, Сг<10дБ	1	Рабочая » Вне - [рабочей полосы	Основная П ерпенд икулярная Произвольная	Без изменений Уменьшается на 16 дБ О
Примерный перечень контролируемых параметров при исследовании электромагнитной совместимости бортовых РЭС. У связного оборудования контролируются: напряжение на выходе приемника, напряжение АРУ, качество прослушивания (сравнивается с тестовым сообщением).
В системах навигации контролируются: напряжение на выходе приемника, напряжение АРУ приемника, курсовой угол (отмечается разница в отсчетах при воздействии помех и в их отсутствие), сигналы высоты (показания стрелочного прибора) и сигналы надежности.
В системах oiiouiaii.TiiiHi и aiuiiiuioro опита контролируются: наличие и степень иски женин цнцикных пмпульсоп, ч.к гот.т следования импульсов запуски пгргд111Ч11К11, наличие отпетых пмпульсоп (проверяется по экрану наземного радиолокатора). В радиолокационных системах контролируется иа экране индикатора oTiyTCTiijie мерцания, отметок ложных пелен, искажения развертки при пасгройкс па эталонную цель.
Ориентировочная оценка возможной связи между антеннами может быть произведена, зная зависимость ослабления сигнала от его поляризации и частоты (табл. 3.7). В качестве примера использования данных таблицы можно рассмотреть связь между передатчиком и приемником, имеющими антенны с разными характеристиками. Передатчик излучает сигнал на частоте f0 и имеет антенну с горизонтальной поляризацией, а приемник настроен на близкую к [о частоту и его антенна имеет вертикальную поляризацию. В этом случае связь между антеннами будет на 20 дБ ниже по сравнению со связью между антеннами с одинаковой поляризацией и иа 16 дБ ниже в случае слабонаправлен-пых антенн. Если же частота антенны приемника лежит вне полосы излучения частот антенны передатчика, то связь между антеннами будет еще уменьшена на 13 дБ.
Особенности работы с радиоэлектронным оборудованием на летательном аппарате
Осмотр оборудования ЛА на самолете необходимо производить в определенной последовательности по замкнутому маршруту (рис. 3.12): 1) носовая часть фюзеляжа; 2) правая плоскость; 3) фюзеляж и киль (справа и слева); 4) левая плоскость; 5) верхняя часть фюзеляжа; 6) кабина в последова-
ло
гельности — левый пульт, приборная доска, правый пульт. Все отверстия и полости агрегатов, трубопроводов и штепсельные разъемы, открываемые при демонтаже, требуется немедленно закрывать специальными заглушками пли полиэтиленовой пленкой, чтобы исключить попадание внутрь пыли, влаги и по сторонних предметов. Запрсщастси применять для указанной цели деревянные пробки, бумагу, паклю, ветошь, так как при этом могут быть поломки и загрязнение оборудования. Для обтирки концов трубопроводов, штепсельных разъемов и другого оборудования следует применять только чистые салфетки. При всех работах, связанных с разъединением штепсельных разъемов,
Рис. ,4.12. Маршрут DCMorpii епмолгта
электрической сети, необходимо проверять состояние их |цпяд и ппыргй I грме-тические разъемы без надобности вскрывать не следует, тик кик при каждом
вскрытии герметичность их ухудшается.
Меры безопасности. Прн эксплуптицип 11111111111КШИ0П техники личному составу следует принимать меры бе iohiichocth, шключпиицпе возможность несчастных случаев и повреждении «той техники При iipouipitax па земле необходимо убедиться в том, что ЛА Ш1дг)КП<1 пиемлеп, иге ппгоматы защиты сети и включатели (кроме .1акопгреппых) выключены, и кнопки управления
закрыты предохранительными колпачками; под колеси епмолетп поставлены колодки; ручки кранов основной и аварийной систем упраплепп» ui.iccii находятся в нейтральном положении и зафиксированы в этом положении специальными устройствами, а в пиромеханизмы вставлены предохранительные стопоры. Во время работы двигателей не разрешается находиться или проходить в опасных зонах, расположенных впереди воздухозаборников и позади реактив-
ных сопл.
Переносные электрические лампы, применяемые для осмотров ЛА, должны быть полностью исправны и иметь предохранительные сетки. Во избежание короткого замыкания и возникновения пожара, все ремонтные работы выполняют при обесточенной электросети ЛА. При выполнении работ запрещается класть на детали узлы, агрегаты ЛА и двигателей посторонние предметы и инструмент.
После окончания работ необходимо убедиться, не осталось ли посторонних предметов в люках, отсеках н агрегатах ЛА п донга гелей, « проверить по описи наличие инструмента.
При выполнении работ па ЛА запрещается: оставлять неизолированными концы проводов; оставлять открытыми электрощцтки распределительных устройств и клеммные панели аппаратуру, подключать к бортовой сети ЛА самолетцые и аэродромные источники электроэнергии до окончания работ в электрощитках, а также других работ по осмотру электрических устройств; прикасаться к самолету до его заземления; ходить по обшивке ЛА ие в специальной мягкой (войлочной, матерчатой, резиновой) обуви, очищенной от песка'и грязи; прислонять к обшивке ЛА стремянки и другое аэродромное оборудование, не обшитое мягким материалом; отсоединять кабели и фидеры, снимать кожухи с блоков, заменять предохранители, индикаторные и электронные лампы при включенном оборудовании.
При выполнении работ по техническому обслуживанию радиоэлектронного оборудования-необходимо принимать меры безопасности для предупреждения случаев короткого замыкания, поражения током высокого напряжения и самопроизвольного включения оборудования.
Перед включением бортовых или аэродромных источников электроэнергии для проверки оборудования необходимо получить разрешение
181
на проведение работ у техника и усга попить перед летательным аппаратом трафарет «Самолет» (иертолет) иод током». Включение потребителей электроэнергии постоянного и переменного тока производить только после подключения к бортсети летательного miiuip.ir.i аэродромных источников электроэнергии постоянного пли переменного токи.
Припили монтажа и демонтажа оборудования
Доступ к пин ip.rrype па ЛА осуществляется, как правило, через специальны! люки Иногда бывает необходимо демонтировать другие изделия. При этом 1111||ре|цаегс>1 производить демонтажные (монтажные) работы С оборудованием другого назначения без участия обслуживающих его специалистов.
Монтажный инструмент. Для выполнения демонтажных (монтажных) работ- необходимо наличие общего и специального монтажного инструмента. К монтажным инструментам общего назначения относятся отвертки, плоскогубцы, круглогубцы, кусачки, ключи боковые и торцовые, напильники, паяльники, пинцеты, ножи монтерские и др. К специальным инструментам можно отнести ключи для завертывания гаек высокочастотных разъемов, гаек крепления фланцев, узлов высокочастотных трактов и др. Инструменты размещаются в гнездах инструментального ящика или сумки. При демонтаже блоков и узлов станции необходимо придерживаться следующих правил:
а)	демонтаж блоков и узлов разрешается производить только при полностью обесточенной станции;
б)	все отсоединенные кабели и шланги должны быть прпбортованы, а разъемы закрыты заглушка-ми или завернуты в полиэтиленовую пленку (специально изготовленные мешочки);
в)	на все расстыкованные волноводные фланцы должны быть надеты предохранительные заглушки, а при их отсутствии фланцы должны быть обернуты полиэтиленовой пленкой;
г)	все снятые крепежные детали (болты, хомуты) необходимо поместить в специально отведенную для этих целей тару; особое внимание должно б,ыть уделено калиброванным болтам и специальным гайкам, которыми соединяются волноводные фланцы;
д)	снятые для ремонта или регламентных работ блоки и узлы должны храниться в таре, обесиечппакицей их сохранность и защиту от влияния внешней среды, для этих целен могут быть использованы укладочные ящики, по-лиэги.'К новые чехлы и другие средства защиты.
Монтаж и демонтаж аппаратуры. При демонтаже аппаратуры необходимо: отсоединить от блока кабели, воздухопроводы, трубопроводы жидкостного охлаждения; раскентрить гайки перед отвертыванием, осмотреть разъемы. Разъемы должны быть чистыми, контактные штыри не должны иметь механических повреждений и следов коррозии. Монтажные провода должны быть аккуратно уложены. Следует убедиться в отсутствии коррозии и механических повреждений крепежных болтов и гаек, лент металлизации блоков, а также в отсутствии разбухания или растрескивания трубопроводов.
Монтаж и демонтаж тяжелых блоков (массой более 10 кг), расположенных высоко над землей, необходимо производить с особой осторожностью. Их установку и снятие должны производить как минимум два человека, под блоками не должны находиться люди. Перед монтажом оборудования необходимо с помощью специального прибора проверить герметичность блоков; блоки с нарушенной герметизацией устанавливать на ЛА нельзя. Следует промыть спиртом поверхности высокочастотных и высоковольтных разъемов блока и кабелей, убедиться в отсутствии внутри волноводных секций, переходников и переключателей царапин, вмятин, следов коррозии и пыли; гибкие секции не должны иметь повреждений внешней оболочки.
Монтаж станции на ЛА должен производиться в полном соответствии с документацией иа данный ЛА, а также схемой электрических соединений и сборочными чертежами высокочастотных трактов. При монтаже должны выполняться следующие требования: блоки и узлы станции должны быть укреплены на предназначенных для них местах и соединены между собой
182
соответствующими кабелями; к блокам станции должны быть надежно прикреплены трубопроводы систем охлаждения и наддува; ' гайки па кабельных соединениях и трубопроводах должны быть надежно законтрены контровочной проволокой; блоки станции должны быть надежно соединены с металлическими конструкциями ЛЛ при помощи шин металлизации. Блоки, установленные иа амортизаторах, не должны касаться соседних блоков и другой аппаратуры или деталей ЛЛ. I lpiiriK-дппеппе кабелей к этим блокам и их отбортовка не должны ухудшать аморгилашно блоков.
При подключении высокочастотных кабелей к антенне следует соединить разъемы с одинаковыми номерами на хомутиках кабелей и на корпусе антенны ( пободные и кппгрольцые разъемы станции на блоках и на борту ЛЛ должны быть шкрыгы заглушками, которые следует законтрить.
Условием правильной сборки рси.бопых согдппепий япляются полная затяжка болтов и гаек, посадка сочлененных детплгИ бе < нерекосок и исключение самоотвннчивания. В тех случаях, когдп требусп'» обеспечнп. герметичность блоков в местах соединений, следует применить дг<|н1|1миру|ощпгг>1 прокладки или уплотнительные пасты. При Haiiiiiriiiiiaiiiiii гиск необходимо добив.i гы » того, чтобы гайки свободно поворачивались рукой
Кабели закрепляются с помощью замков (хомутов) креплении Ищи. ш допускать резких изгибов кабелей. Перед устпповкой об|ешпелей пнгепп необходимо осмотреть волноводные тракты, убедиться в нрочвоеп) вршенщввепвм волноводов, опробовать их крепление к блокам и шмнппм конегрукцпп ЛЛ.
После монтажа оборудования необходимо провес hi проверку токов в напряжений в контрольных точках п |делпя е помощью контрольно и смерпгель-ной аппаратуры; проверить его работоспособность с помощью КИЛ или с помощью встроенных средств копе роли.
По окончании всех работ проводят проверку палпчня шн грумента, убеждаются в отсутствии посторонних предметов пи месте работы, тагс-м проверяют надежность закрытия крышек люков.
2. РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ
Проводниковые материалы
Проводниковые материалы представляют собой металлы н сплавы.
Металлы. Основные свойства металлов приведены в табл. 3.8. Удельное сопротивление проводников сильно зависит от чистоты, шитому чистота применяемых в радиоэлектронной аппаратуре обычных проводниковых материалов (Си, Ag и Л1) составляет 99,99%, а сверхчистых материалов и полупроводниковых и электровакуумных приборах (In, Pl), С.а, Cd, 1’1, Ли н др.) 99,9999% и выше.
Серебро. Имеет самое низкое удельное сопротивление, небольшую твердость, высокую пластичность. Применяется для электродов конденсаторов, проводников, контактов, высокочастотных катушек. Серебро — благородный металл н не окисляется на воздухе, только во влажной среде взаимодействует с сернистыми соединениями. Поэтому конструктивно серебряные изделия нельзя помещать рядом с эбонитом и резиной, содержащими серу.
Медь имеет несколько большее, чем у серебра, удельное сопротивление, остальные свойства близки к показателям серебра. Применяется для обмоточных проводов, жил кабелей, анодов и элементов магнетронов, клистронов, ламп бегущей и обратной волны. К недостаткам меди относится ее способность легко окисляться на воздухе. Для защиты медные поверхности покрывают различными эмалевыми и металлическими покрытиями. Медь хорошо прокатывается, легко паяется и сваривается, является самым распространенным в радиоэлектронной аппаратуре металлом.
Алю м и н н й имеет более высокое удельное сопротивление, чем медь, обладает высокой пластичностью. На воздухе алюминий постегГенно покры-
183
Таблица 3.8
Некоторые свойства металлов, применяемых в авиационной электрорадиотехнике и приборостроении (при 20°С)
		b				. о —'		о>	О,		&о *2 “«		X	X
			1			s| !•					э 2 1		1	’’’а
						Is*«		н И	53L		5 х си а х		с	а 2.
Металл	л 4) i	1	в «3 cuO Фо c		:ельное c e, мкОм	S £ Й H | cLx S CU CJ S E 5 -o	3 И rt «. f- ffl О О	X . ч £	ельная IHOCTb В'		К >.	X *-<	X TJ Ь О) &£ §		• 2К	£ о, X к ё-£ X
	и	E	« s H as			к E ье- g	св о CU CU	£ О >> И	« о >> со		и — X	1 Й 7- си	ES-	Os
Алюминий	Al	2,7	660		0,028-	0,0042	4,3	922	209	24			80	40
Медь	Си	8,94	1083		0,017	0,0043	4,35	385	390	16,5			220	60
Серебро	Ag	10,5	961		0,016	0.Q04	4,45	234	415	19,3			180	50
Золото	Аи	19,3	1063		0,022	0,0038	4,8	126	293	14.2			140	. 60
Платина	Pt	21,4	1770		0,105	0,0039	5,3	134	71	9			150	50
Палладий	Pd	12	1555		0,11	0,0038	4,82	243	72	11.9			—	—.
Железо	Fe	7,86	1536		0,10	0,006	4,5	452	73	11			‘ 280	40
Никель	Nl	8,9	1452		0,073	0,0065	5	444	95	13			450	40
Кобальт	Co	8,7	1492		0,062	o-.ooe	—	435	79	12,5			250	10
Вольфрам	W	19,3	3410		0,055	0,0046	4,5	138	168	4,4			1100	20
Молибден	Mo	10,2	2620		0,057	0,0046	4,2	264	151	5,1			900	25
Тантал	Ta	16,6	2977		0,135	0,0038	4,1	142	54	6,5			900	40
Ниобий	Nb	8,6	2415		0,18	0,003	3,96	272	50	7,2			280	50
Титаи	T1	4,5	1665		0,42	0,0044	4,09	577	15	8,1			350	40
Бериллий	Be	1,84	1285		0,04	0,0063	—	2700	160	12,3			200—700	1—16
Магний	Mg	1,74	650		0,045	—	—	1400	140	25,7			150	12
Цинк	Zn	7,1	420		0,059	0,004	4,4	390	111	31			80	12
Кадмий	Cd	8,6	321		0,076	0,0042	—	230	93	ЗС			60	20
Ипднй	In	7,3		156	0,09	0,0047	—	243	25	24,8			—	—
Галлий	(In	.'i.O		2*1,8	0,56	—	——.	381	—	18.3			—	
Ртуп.	Ilk'	13,(1		39	0,958	0,(1009	4,5	138	10	61			—.	—
Спппсц	Ph	11,4		327	0,21	0,0037			130	35	29			18	§0
О лоно	Sii	7,3	232		0,12	0,0044	4,4	226	65	23			20	40
Рений	Rc	21	3145		0,21	0,0032	4,8	138	71	4,7			500	25
вается тонкой (0,03—0,06 мкм) оксидной пленкой, препятствующей дальнейшему окислению. Эта пленка создает большое переходное сопротивление в местах контакта алюминиевых проводов, делает невозможной пайку алюминия обычными методами. Пайка алюминия производится ультразвуковыми методами, специальными флюсами и припоями. Соединение алюминиевых проводников может осуществляться холодной сваркой. Алюминий применяется для изготовления электролитических конденсаторов, микросхем, волноводов и проводников.
Металлы, применяемые для изготовления элементов электровакуумных приборов (ЭВП), обладают хорошей эмиссионной способностью и высокой жаропрочностью. Большинство из них — тугоплавкие металлы, обладают плохими технологичными свойствами, плохо или вообще не свариваются, не паяются; хрупки и тверды, при высоких температурах легко окисляются.
Элементы ЭВП изготавливаются из следующих металлов и сплавов: никель оксидных катодов, аноды ЭВП; титан и цирконий — покрытие анодов и сеток (обеспечивается хорошее газопоглощение и теплоизлучение); ниобий— аноды и экраны ЭВП, катоды мощных генераторных ламп; тантал — аноды и сетки генераторных ламп, катоды косвенного накала; молибден — аноды и сетки ЭВП, керны магнетронов, детали для вводов в тугоплавкие стекла; реиий—
184
катоды прямого накала, йодогреватели катодов; железо — электроды в ионных приборах; вольфрам — катоды прямого накала генераторных и выпрямительных ламп, рентгеновских трубок и магнетронов, подогреватели косвенного накала, сетки приемоусилительных ламп, клистронов электронно-лучевых трубок; железо-ннкельгхромовые и кобальтовые сплавы — вводы ЭВП;1 медь — аноды, замедляющие системы ЭВП
Сплавы применяются в радиоэлектронных устройствах и как высокоомные проводники — для изготовления проволочных резисторов, и как конструкционные сплавы — для п п отопления сопутствующих элементов.
Цветные сплавы выполпяютсп пи псионе цистных металлов, а магниевые иа основе железа.
Высокоомные силаны иыпускнюки п виде проволоки диаметром 0,03—0,1 мм или в виде лепт. I'.остин и спойстнн высокоомных сплавов приведены в табл. 3.9. Эти силаны использую гея дли п п отопления проволочных резисторов с точной величиной сопротивления, реем гпгоп, осгсклонаппых сопротивлений и элементов нагревательных приборов.
Конструкционными сплавами применяются мгдпыс, алюминиевые, магниевые сплавы.
Медные сплавы — силаны латуни п бронлы. ('.плавы латуни это сплавы меди с цинком. Они обладают высоким отши тельным удлинением при повышенном пределе прочности, а также стойкостью и >лгк ipii'iei ним рл «рядам. Для повышения антикоррозпоппостп и эти гплипы вводят Добшпш (AI, Ni, Мп). Из сплавов изготавливают детали, требующие глубокой ныгяжкн, разъемы и пружинящие контакты.
Таблица 3.9
Состав и свойства материалов высокого сопротивления
Наименование	Химический состав, %				Р 20° мкОм«м	ар икК —	Термо-ЭДС в паре с Си, мкВ/°С	Допустимая рабочая температура, °C
	NI	Си	Мп	Другие элементы				
Константан	40	58,5	1,5	—	0,5	«0	+40	400—500
Никелин	30	68,5	1,5	—	0,35	30	+20	350—400
Нейзильбер	15	65	—	20	0,3	360	+14,4	250—300
Ферроникель	25	—	—	75	0,83	1000	—	600
Нихром	60	—	—	40	1.1	130	+ 15	1000
Нихром	80	—	—	20	1,08	80	+15	1110
Хромаль	—	—	—	13 Ст	1.2	—	—	950
Хромаль	—	—	—;	2 Ст	15	70	—	1200
Хромаль	—	—	—•	27 О2	2,1	35	—	1400
Манганин Новый манганин 1	3	85	12		0,43—0,48	3,6	+1	100/300
(радиомангаиин) Новый манганин 2	—	33	67	—	1,88	0	—1	—.
(радиоманганин) Серебряный манга-	30	10	60	—	2,05	—100	0	—
НИН	—	—	10	До 10	0,32—0,58	0	0,5—2	200
Обозначения: Здесь р-	-удел	ьное	элек!	рическо	а сопротивление	, а р—те	мперату	рный кеэф-
фициент удельного сопротивления.
185
оо Т аблица 3.10
О)
Допустимые и недопустимые контактные пары в зависимости от условий эксплуатации
						о			а				г											-			- я		
Соприкасающиеся материалы	Серебряное, золотое и родиевое покрытия		Медь, латунь, бронза (без покры тня)		-	Никелевое i крытие		Хромовое 1	К pi.lT И Г MIIOI слойиоо	Цинковое хроматированное покрытие			Кадмиевое кроматиро-зэнное покрытие		Оловянное и оловян-но-свинцо-вое покрытие		.Нержавеющая сталь хромо-нн-келевая•			Алюминий и его сплавы оксидированные				I’lilUVil.l ().!<> И и nilVMoi t/ V			В1Г113 01*111(111 11.1. Il llll.t.111	Я а с 5 С с-<	нал сталь
	Условия эксплуатации																												
	н I	А	н	А	н		А		н		А1	н	А	н	А	н	А1	н	А		Н1	А	н	|А			1 А		|А
			Степень коррозии																										
Серебряное, золотое, палладиевое и родиевое покрытия	0	0	0	0		0	0		0		0	2	2	2	2	0	0	0	с		1	2	2	2	0		0	2	2
Медь, латунь, бронза (без покрытия)	0	0	0	0		0	0		0		0	2	2	2	2	0	0	0	с		1	2	1	2	0		0	1	2
Никелевое покрытие	0	0	0	0		0	0		0		0	1	2	1	2	0	0	0	(		0	1	1	2	0		0	0	1
Хромовое покрытие многослойное	0	0	0	0		0	0		0		0	1	1	1	1	0	0	0	с		0	0	1	2	0		0	0	0
Цинковое хроматированное покрытие	2	2	2	2		1	2		1		1	0	0	0	0	1	2	1	с		1	1	0	0	1		2	0	0
Кадмиевое хроматированное покрытие	2	2	2	2		1	2		1		1	0	0	0	0	1	1	1			1	1 	0	0	1		2	0	1

Оловянное и оловянно-свинцовое покрытие	0	0	0	0	0	0	0	0	1	2	1	1	0	0	0	0 •	0	1	1	2	0	0	0	1
Нержавеющая сталь хромо-никелевая	0	0	0	0	0	0	0	0	1	2	1	1	0	0	0	0	0	1	1	2	0	0	0	1
Алюминий и его сплавы оксидированные	1	2	1	2	0	1	0	0	1	1	1	1	0	0	0	1	0	0	0	0	0	0	0	0
Алюминий и его сплавы	2	2	1	2	1	2	1	2	0	0	0	0	1	.1	1	2	0	'0	0	0	1	2	0	0
Титан и титановые сплавы	0	0	0	0	0	0	0	0	1	2	1	2	0	0	0	0	0	0	1	2	0	0	0	1
Азотированная сталь	2	2	1	2	0	1	0	0	0	0	1	1	0	1	0	1	0	0	0	0	0	1	0	0
Обозначения. 1. Условия эксплуатации: Н-температура окружают** гэдта г-—ЗС ст- ТТС, стэхгтедьвдд влажность 95±3% прн 30°С (небольшое загрязнение атмосферы): А—температура окружающей среды от—5) да— S'. С гтгхггыьхи злгиость ,7— J, при 35’С (атмосферные осадки, туман, солнечная радиация, загрязнение атмосферы).
2.	Степень коррозии: О—коррозия в указанных условиях эксплуатации ве эоззашет (zxsi дшустами ; — хрз соприкосновении возможна незначительная коррозия (можно пользоваться, если контактное соединение вахехээ герметгз^-пж» гт э	окружающей среды); 2—прн соприкосновении возникает активная коррозия (необходимо применять разделятиьчые зз^ггхае	хдя выежную герметизацию контактного
соединения).
со
Сплавы бронзы — сплавы меди с кадмием, бериллием, оловом и алюминием. Кадмиевая бронза («1% С<1) применяется для антенных канатиков, скользящих и пружинных кон гик гоп. Всрнллисная бронза (—2% Be) обладает малым упругим гистерезисом, догтлточной твердостью, высокой износостойкостью и не искрит при ударах 11«>г<>му опа применяется для пружин, мембран. сильфоном Олин и ши гая бронза («3—7% Sn) имеет хорошие антифрикционные <110<1<1HH 11рпмгпяе|< я для подшипников качения и других деталей, работающих и корр<>шинных условиях. Легко паяется оловянными припоями. Алюминиевая Принт («I! 11% AJ) обладает высокой прочностью, жаропрочностью, цинк <иniiiiiocibio. Из нее изготавливают шестерни, втулки механизмов ирпподои lllirellll.
Сцлпны алюминия (плотность — 2600—2800 кг/м3) и магния (11Л1ХШП п.	1700—1800 кг/м3) обладают небольшой плотностью и хорошими
механическими свойствами, поэтому из них изготавливаются массивные детали апнарагуры: шасси, корпуса, кронштейны и т. п.
Алюминиевые сплавы — дуралюминий («4% Си; 0,6% Мп) и Силумин (4 13% Si).
Магниевые сплавы («10% А1, 4—6%> Zn) обладают повышенной удельной прочностью.
При соединении металлических деталей (винтами, заклепками, пайкой) не допускается образование гальванических пар, вызывающих коррозию металла, особенно при повышенной влажности воздуха. В табл. 3.10 приведены совместимые и несовместимые пары металлов. При замене деталей в механических соединениях рекомендуется использовать детали из того же материала или пользоваться данными табл. 3.10.
Магнитные материалы
Магнитные материалы характеризуются величинами магнитных параметров, а также удельным сопротивлением и потерями электрической энергии при использовании материалов в цепях переменного тока. Магнитные параметры определяются путем намагппчнт1П11я u iiepcMariiii'iimainiH. Материал намагннчи-наюг путем сощипни постоянного магнитного поля, для чего через обмотку катушки npi>iiy< коки' постопппый ток Материал ра шагппчппают переменным током, нлпнно снижая его нглнчнну.
I п < т с |i г । и с о м na n.iu.icK H явление отстапаппя изменений индукции от II IMelleltllft п.1|||ряже||11<мтп ПОЛИ
Петлей гистерезиса называется график, показывающий зависимость магнитной индукции В от напряженности магнитного поля Н при изменении Н от нуля до напряженности магнитного насыщения в прямом н обратном направлениях. Петля гистерезиса устанавливается только после многократного перемагничивания, она характеризует свойства магнитного материала;
Рис. 3.13. Характерные кривые гистерезиса:
а, б — для магннтомягких материалов с округлой петлей; в — для магннтомяг-ккх материалов с прямоугольной петлей;
г — для магнитотвердых материалов
188
снять ее можно с помощью осциллографа.
Индукцией насыщения В, называется максимальная ' индукция, которую практически можно получить в данном материале. Остаточной индукцией Вг называется значение индукции в. предварительно намагниченном материале при уменьшении напряженности магнитного поля Н до нуля. Коэрцитивной силой Нс называется напряженность поля, необходимая для уменьшения остаточной индукции Вг до нуля (рис. 3.13).
Форма кривой гистерези-с а дает возможность различать магнитные материалы. Узкой петлей гистерезиса с небольшой площадью, высокой остаточной индукцией Вг и малой коэрцитивной силой На (не более 800 А/м)
обладают магнитомягкие материалы (рис. 3.13 а, б, в). Материалы с округлой Петлей применяются для сердечников трансформаторов (рис. 3 13 а, 6), с прямоугольной петлей (рис, 3.13, в) — для элементов памяти. Широкую петлю гистерезиса (рис. 3.13, г) имеют магпитотвердые материалы с высокой коэрцитивной силой (Яс >4000 Л/м) и большой остаточной индукцией Яг ; они служат для изготовления постоянных магнитов. Площадь петли гистерезиса при переменном поле пропорциональна потерям на перемагничивании за один цикл.
Магнитомягкие материалы р.-ыдслшотся па материалы для работы в постоянных, низкочастотных п bucdko'i.h-гот пых полях. К материалам, работающим в постоянных, низко- и нысокочнсютних нолях, относятся: железо, электротехническая сталь, пермаллои, пермендюр, илы пфер
Железо имеет высокую индукцию uui........ Я, (2,2 Т) и низкую коэр-
цитивную силу Нс (~50 Л/м) при пыгокой oiiiih urtvii нон магнитной проницаемости цг. Железо применяется дли п.и отоплении i <рцеч11ш<<н1 1Лектромагпитов и магнитопроводов, подвержено старению
Электротехническая стиль содержит кремний (до Н%), hi пес изготавливаются ссрдсч... катушек и трппсформпторы. ( п<>й< tni chi,ан шип
сят от температуры: при п.тгрсп шип стили ciiipkiii к и пппунцпп п.-к ыпк-ини В„ ,в слабых полях относительная Maniiirii.ni npoiiw-UieMorii. р pmirr, п и сильных снижается.
Сплавы пермаллоя — копкне желеп> нпкгленыг ciitiiiii.i < высокой проницаемостью в слабых магнитных нолях Потницу целики пи пи ikoiiii-келевые (35—50% Ni) и высджоинксленыг. (72 H(l% Nl) I h рпые применяются для изготовления сердечннкоп тр.нкформпгорой, дросселей, деталей реле, вторые, из-за нцзких удельных ео1|ротн|1лсннй. для чирпнон, и рдечнпион реле, работающих в постоянных маннипых нолях При сборке сердечников из пермаллоя нельзя допускать уд,троп, стишки сердечннкоп (их споГюцпо укладывают в каркасы), перекоса пластин (л..ы). так как даже .......me механиче-
ские напряжения (даже .тачпеткп шкуркой) сильно снижают магнитные < пойства. Например, удар при падении сердечника с высоты одного метра снижает относительную магнитную проницаемость па 20—40%. В качестве изоляции пластин применяют ацетон, окись марганца или окись алюминия.
Альсифер — это сплавы железа, которые применяются для изготовления методом литья магнитных экранов и фасонных изделий, работающих в постоянных магнитных полях.
На высоких частотах в качестве магнитомягких материалов используются магнито диэлектрики и ферриты. Магнитодиэлектрик представляет собой порошок магнитных материалов, связанных пластической массой. В качестве связующих пластмасс применяют диэлектрики: бакелитовую смолу, полистирол, нитролаки и стекло. Магнитный порошок с размерами частиц от 0,5 до 500 мкм изготавливается из магнитных материалов с высоким рг в слабых полях (альсифер, карбонильное железо, пермаллой, магнетит). Магпптодюлектрпкп в виде прессованных- сердечников применяются и катушках индуктивности фильтров, генераторов, частотомеров, контуров радиоприемников.
Ферриты — материалы, спрессованные при определенных условиях из порошков окислов железа, окислов цинка, никеля, марганца и др. При прессовании окнелы образуют кристаллические системы, основными типами которых являются: феррошпинели, применяемые для магнитомягких сердечников;' фер-рит-гранат — для управляющих элементов; ферроксплавы—для постоянных магнитов. Ферриты — твердые и хрупкие материалы легко разрушаются при ударах, допускают обработку только шлифованием. Их свойства сильно зависят от температуры и от воздействия внешних постоянных магнитных полей.
Магнитомягкне ферриты применяют для сердечников индуктивных катушек, магнитных антенн, высокочастотных трансформаторов и других деталей высокочастотной и импульсной техники.
Ферриты для устройств СВЧ-диапазона имеют ряд особенностей. Магнитная проницаемость резко меняется с изменением интенсивности внешнего магнитного поля (ферромагнитный резонанс) и зависит от направления поля. Ферриты используются в фазовращателях, циркуляторах, вентилях и частотио-избирательных системах.
189
Магнитотвердые материалы применяются для изготовления постоянных магнитов и лент дли магнитной .tiiiiiicii. Они должны иметь большие значения остаточной индукции, кофцнгннноП силы it ВН/2 (ВН/2 — это максимальная объемная плотность iiiepiuii магнитного ноля в воздушном зазоре, измеряемая в джоулях в,*| кубН'Н । кий метр Дж/и1.
О < п о и и ы < х । р л к г <• р н от и к п м а гн и то т в,е рдых мате-р и и л о и
х|и>М1К’1ыс и 11ол1.|||р.1моныс стали имеют //с=4—5 кА/м, Вг = 0,8—1Г, (/<///2)шпи О,Н I,',» кЛ.ж/м3;
коЛплноная < иль имеет //с — 20 кА/м, Вг = 0,97’, (В///2)шах = 4 кДж/м3;
силан нлышко (19% N1, 10% AI, 24% Со, 3% Си) имеет Ис — 52 кА/м, Вг = 0,9/ , (/////2)|||пх = 9,7 кДж/м3;
С1ЫЫИ м.инико (13,5% Ni, 9% Al, 24% Со, 3% Си) имеет Нс = 40 кА/м; Вг 1,2/'. (В/7/2)тах = 15 кДж/м3;
бариевые ферриты имеют Нс = 200 кА/м, Вг = 0,37’, (В/7/2) max = 20 кДж/м3.
Важным требованием к качеству постоянных магнитов является стабильность свойств. В практике использования постоянных магнитов для их стабилизации применяется предварительное старение н частичное размагничивание.
При намагничивании постоянных магнитов необходимо учитывать, что оно обычно производится при замкнутом зазоре. Для полного намагничивания материалов необходимо создать намагничивающее поле, равное, примерно, пятикратной величине коэрцитивной силы Нс данного материала.
К магнитным материалам со специальными свойствами относятся: магнитные материалы с прямоугольной петлей гистерезиса, материалы с высокой индукцией насыщения, сплавы с постоянной магнитной* проницаемостью, магнитострикционные материалы, термомагнитные и инварные сплавы.
Материалы с прямоугольной петлей гистерезиса характеризуются коэффициентом прямоугольное™ ЛПр = Вг / Вшах (Вшах определяется обычно для поля И = 5—10//с). Чем выше ftnp, тем ближе петля гистерезиса к прямоугольной форме. Для современных материалов /гпр = 0,8 0,98.
Материалы с прямой петлей гистерезиса подразделяются па три группы: ферриты, ферромагнитные ленты (толщина до 0,5 мм) п ферромагнитные пленки (ГОЛ1Ц1П1П 0,1 I мкм) IIpiiMciiHioTCii они дли нзготонлепня элементов памяти .ШМ, Oi.u iроДеГи гнующнх перскл|оч.-1телей, бесконтактных реле и мате-|1Н11Лоп для iniiiirn и хранения информации
М и г < р н и л ,ы < и ы < о к о й и п д у к ц н е й н а с ы щ е и и я необходимы для ко|1Ц1Ч1гр:1цни м ннигпого потока н различных устройствах. Они Нред< 1ППЛЯ1О1- собой силаны железа с кобальтом. Например, пермендюр — силан железа (50% Со, 1,8% V), имеет Bs=2,4 Т; он используется для работы н слабых переменных полях, но при сильном подмагничивании постоянным током, применяется для изготовления мембран телефонов, полюсных систем вибраторов осциллографов. Сплав сверхпермендюр аналогичен по составу пермендюру, имеет рекордно высокие магнитные свойства, применяется для сердечников импульсных трансформаторов.
Сплавы с постоянной магнитной проницаемостью обепечивают постоянство проницаемости при сравнительно широком диапазоне изменения напряженности поля. Такими сплавами являются перминвары (с неизменной проницаемостью) или изопермы (с равной проницаемостью). Они применяются в измерительных приборах, трансформаторах тока с постоянной погрешностью и т. д. Перминвары довольно чувствительны к изменениям температуры и действию механических усилий.
Магнитострикционные материалы изменяют свои размеры прн намагничивании и используются в качестве магнитно-механических преобразователей (генераторы ультразвука, фильтры). Хорошими магнитострикционными свойствами обладают никель, пермендюр, ряд ферритов.
Термом аги итн ым и называют сплавы с резкой зависимостью магнитной индукции насыщения от температуры. Они используются для изготовления магнитных шунтов, компенсирующих изменение магнитной индукции магнитов от температуры.
Инварными (неизменными) называются сплавы, практически сохраняющие постоянным свой объем в некотором интервале температур. Эти
190	'
материалы играют большую роль при изготовлении электровакуумных приборов, температурно-стабильных конденсаторов и т. д. Наиболее распространены ни варные железоникелевые сплавы.
Диэлектрики
Электрическими характеристиками диэлектриков являются: электрическое сопротивление, диэлектрический постоянная, коэффициент диэлектрических потерь и диэлектрическая прочность.
Электрическое сопротиилеипс дп 1лск грпкн (>лсктропзоляционного материала) рассматривается состоящим hi объемного /\’„ и поверхностного 7?s сопротивлений, включенных параллельно.
Удельное объемное э л < к т р п ч г < к о < сопротивление р„ представляет собой электрическое српротпилепш кубп материала с ребром, равным 1 м. Для плоского обра щ,т длиной I метров и площадью поперечного сечения s квадратных метров р„ /?и.т// (и ()м-м).
Удельное поверхностное i л с к т р ii'i г< к о е । о и р о I п н ление ps представляет собой электросопротивление iioiiepxnocinoio слои и ни де квадрата со стороной в 1 м. Если па плоскую дюнерхшя и. п uuiiiinioiiiioi о материала положить параллельно друг другу ни раегтоиипп / мегрпп дни >ле-ктрода каждый длиной а метров, то р.г к«п// (Ом)
Абсолютная диэлектрическая и р<> и п цп р мог i ь определяется выражением e.=DjE, где D — электрическое < mviuviiho н пулоилх ни кн.|Д|мгш>ш метр (Кл/м2), а Е— напряженность элскгричспсон) ноля и полных иа метр (И/м). е — выражается в фарадах нл метр (Ф/м).
Абсолютная д и э л ектр п ч ес к и и и р<> и пцпе м о г г ь свободного пространства (электрическая постоянная) о — IlP/lnc» H.WHI') К) 1 ф/м
Диэлектрическая проницаемость (относ шельпап) >	«/» пырхжаегс.я и безраз-
мерных единицах.
Коэффициент диэлектрических потерь »r lg В, где е, — диэлектрическая проницаемость, a tg 6 — тангенс угла диэлектрических потерь. Иногда диэлектрик характеризуют не tg 8, а углом 8, так как при малых углах tg 8 численнр равен значению угла, выраженному в радианах.
Электрическая прочность определяется величиной пробивного напряжения Unp, отнесенного к толщине d диэлектрика вместе пробоя: Enp=Un?ld [кВ/м, кВ/см, кВ/мм]. Пробоем называется явление, приводящее к длительному или кратковременному образованию канала с высокой электрической проводимостью. Для надежности изоляции рабочее напряжение не должно превышать пробивного, т. е. f/раб < t/пр. Отношение t/np/t/раб называется коэффициентом запаса электрической прочности. Обычно он выбирается 1,5—4 и выше.
Виды пробоя — электрические, тепловые и электрохимические (элекгротер-мохимические). Различные факторы пробоя Диэлектриков де йети уют нередко совместно.
Электрический пробой объясняется непосредственным разрушением структуры диэлектрика силами электрического поля. Он наблюдается в газах и отчасти в жидких и твердых диэлектриках. Пробивное напряжение практически не зависит от длительности воздействия, напряжения и температуры диэлектрика.
Электротепловой проб ой обусловливается местным нагревом за счет потерь электрической энергии; он наблюдается как в твердых, так и жидких диэлектриках. Твердые материалы под влиянием тепла плавятся, растрескиваются, обугливаются, в результате чего в них могут образоваться каналы высокой проводимости.
Тепловой пробой в жидкости происходит в местах наибольшего скопления примесей.- Для теплового пробоя характерна резкая зависимость пробивного напряжения от температуры, чистоты и геометрических размеров (объема) изоляции и условий ее охлаждения.
Электрохимический пробой возникает под воздействием постоянного и переменного напряжений низкой частоты, когда в диэлектрике разви
191
ваются электрохимические процессы обусловливающие уменьшение его сопротивления. Этот вид пробоя особенно часто проявляется в жидких диэлектриках, содержащих небольшое количество примесей. В твердых диэлектриках пробою способствуют поверхностное загрязнение и конденсирование влаги. Окисление под действием тепла и местных электрических разрядов также ведет часто к электрохимическому пробою. Тщательная очистка веществ от влаги и других примесей предохраняет изоляцию от местных разрушений и наступления электрохимического пробоя.
К физикохимическим свойствам диэлектриков относятся: |иипос|'оГп«кть, тропикостойкость, нагреваемость, радиационная стойкость, xHMocTofiKocib и химактивность, а также механические свойства.
Газообразные электроизоляционные материалы. Газы в обычных условиях отличаются электросопротивлением и очень низкими диэлектрическими потерями. Они не стареют со временем, а их изоляционные свойства самовосстаиав-лпваются после пробоя. Основным недостатком газов является малая электрическая прочность. Диэлектрическая проницаемость газов близка к единице. Уменьшение давления по сравнению с атмосферным приводит к снижению электрической прочности. При подъеме на высоту 15 км пробивное напряжение воздуха уменьшается в 3—4 раза. Ввиду низкой электрической прочности воздуха по сравнению с электрической прочностью твердых диэлектриков пробой иногда наступает не в твердом диэлектрике, а в воздухе, окружающем его. Это явление носит название поверхностного перекрытия. При загрязненной влажной поверхности изолятора напряжение перекрытия (т. е. напряжение пробоя при поверхностном перекрытии) резко падает.
Электроизоляционными жидкостями являются жидкие диэлектрики: нефтяные масла (трансформаторные, конденсаторные, кабельные) и синтетические негорючие и теплостойкие жидкости (фтороорганические, полисилоксановые). Назначение их — отвод тепла от нагреваемых элементов радиоэлектронного оборудования (трансформаторов, высоковольтных элементов, анодов ЭВП и др ).
Трансформаторное масло имеет проницаемость е»2,2; удельное сопротивление рв = 1012 Ом-м; tg6=24O-4; электрическая прочность ЕПр = «=30—40 МВ/м. В процессе эксплуатации состав и свойство трансформаторного масли изменяются, мпсло постепенно поглощает влагу из воздуха, окисляется и puwiгнетен, и также :111Г|»|.шиется твердыми частицами. Возрастают потерн п резко сп и >к и стен «лектрпческаи прочность. Нефтяные масла легко испа-ряюттп п по iiopinoTCH при naipeiic. В закрытых баках трансформаторное масло способно в рыпаться.
К р с м и nil о р г а в и ч е с к и с и ф т о р о о р г а н и ч е с к и е жидкости характеризуются хорошими электроизоляционными свойствами, повышенной тепло- и морозостойкостью; имеют ег = 1,8—2,5; ро = 1012—10lS; tgB = (5—30) 10“s; Епр ^>20 МВ/м; заменяют трансформаторное масло, применяются теплоносителями в жидкостных системах обеспечения теплового режима радиоэлектронных средств.
Органические и элементоорганические изоляционные материалы. К этим материалам относятся: естественные и синтетические смолы; пластмассы на основе смол и эфиров целлюлозы; волокнистые материалы; электроизоляционные пленки; резиновые материалы, лаки, компаунды.
Смолы при комнатной температуре могут быть в трех состояниях: стеклообразном, эластичном, вязкотекучем. Большей частью в воде они не растворяются, малогигроскопичны, но растворяются в подходящем органическом растворителе. По происхождению смолы делятся иа природные и синтетические. Смолы служат основными исходными материалами при изготовлении лаков, компаундов, пленок, пресспорошковых, слоистых и литых пластических масс. Смолы горючи и ядовиты, поэтому при работе с ними необходимо соблюдать правила безопасности. Например, попадание эпоксидной смолы или ее пыли иа тело может вызвать заболевание (дерматит, экзему). Необходимо следить за вентиляцией, работать в резиновых перчатках или смазывать руки защитными пастами. По окончании работы руки и лицо следует вымыть теплой водой с мылом.
Шеллачный лак (шеллак) является природной смолой, применяется при ремонте радиоаппаратуры. Шеллачный лак при высыхании создает до-
192
Таблица 3.11
Свойства ненаполненных полимерных материалов
Наименование	Плотность, кг/м3	Температура отвердения, °C	Предел рабочих температур, °C		Предел 1рОЧНОСТИ при растяжении, МП/м«	Диэлектрическая проницаемость ег	Удельное сопротивление pv Ом.м	Диэлектрические потери tsSlO1 при 10s, Гц	Диэлектрическая прочность £пр, кВ/мм
			mln	max					
Полиэтилен:									
высокого давления— ПВД низкого давления —	920	120	—70	-80	12 16	2,3	ю”	2-1	30 40
пнд	955	140	- 60	120	22—45	2,2	ю"	I 2	-10 60
Полипропилен	910	170	—15	170	65-75	2.2	10м	2	30 40
Полистирол аморфный	1050		—30	75	50	2,6	К)11	2	20 30
Полистирол кристаллический ориентированный	1085		—70	240	100	2.6	10м	3	30-45
Фторопласт-4	2200	427	250	250	1(> ,30	•J	Ю|П	2-3	25
Фторопласт-3 Поливинил-	2150	250	- 70	150	35-45	2,8	I012	100	15
хлорид (полихлорвинил)									
жесткий	1380	90	—20	70	40—60	3,0	«ю12	140	25-30
пластифици-	1400	90	- 20;	60	10—20	3—6	®ю’-2	<900	15—25
рованпый			—60						
Полиакрилаты	1200	90	—50	90	50—80	3,5	«10й	<600	25—40
Полиамиды (капрон)	1150	- 210	—50	105	50-90	4—5	= 1012	<200	15—25
Эпоксидные	^1200	20 2К	—50	120 300	70 140	3—5	«10м	с 300	10—30
СМОЛЫ									
Лавсан	1410		—60	150	80—100	3	«1012	50-70	30
статочно прочную эластичную пленку, служащую" хорошим влагозащитным покровом.
Пластмассы могут состоять только из смол и из смол с добавками стабилизаторов, красителей, пластификаторов и т. д. Такие пластмассы называются иенаполненными (табл. 3.11). Наполненные (композиционные) пластмассы состоят из двух частей: связующего полимерного вещества и наполнителя (табл. 3.12). Пластмассы с порошковым наполнителем (размолотые минералы, древесная мука) называются пресспорошками; с неориентированным волокном (хлопковыми очесами, обрезками бумаги, ткани и т. п.) — волокнистыми; со слоистым наполнителем (листы бумаги; ткани, слои стекловолокна) — слоистыми; пластмассы, наполненные газовыми пузырьками (воздух, азот и углекислый газ) -— пенопластами (табл. 3.13), а при открытой пористой структуре —
7—397
193
g Таблица 3.12
Свойства наполненных полимерных материалов
Наименование	Плотность, 	о кг/м’. 10	Предел прочности, МН/м>	Ухарям вязкость, 10 -3Дж;м!	Предельная температура длительной работы, =С	Относительная диэлектрическая проницаемость	Удельное сопротивление, Ом- м		Электрически прочность, кВ мм
							гяе Литетя (Пр2 Ш ГХ.	
Пластмассы с порошкообразным наполнителем: карболиты	1,3—2,0	30-55	4-8	120-160	6-9	101° ю12	200-900	12—15
аминопласты	1,6-1,8	30-40	4-5,5	90-160	6-8	101° 1012	300-600	10—14
Кремнийорганические	1,8-2,0	30—40	3-27	200—400	6-9	101 ю12	100-800	
пластмассы Пластмассы с волокнистым неориентированным наполнителем: волокиты с хлопко-	1,3—1,5	30-40	9-10	140—150	5-6	1011О10	100-400	3—5 '
выми очесами асбоволокниты, стек-	1,6-1,9	40-270	20-120	200—400	6-9	ю9 ю12	100-800	3-20
ловолокниты Пластмассы со слоистыми ориентированными волокнистыми наполнителями: гетинакс	1,3-1,4	80—140	12-25	120—180	5-8	ioL Ю11	100-2000	15—40
текстолит	1,3-1,45	60—100	20-40	120—160	4,6—8	107_ ю10	100-2000	10-30
стеклотекстолит	1,6-1,9	100-400	30—200	180—300	3-7	101 ю12	200-600	10—50
Асботекстолит	1,5-1,6	50-60	20—25	170—200		6-8		ioL ю12		500—2000		2-3
Стекловолокниты ориентированные	1,8—1,9	400-950	300	ISO—300		3-7		ioL ю12		20—1000		10-50
Стекловолокниты намоточные с ориентированным волокном	1,8-2	1000-2000	400	200-350		3—7		ioL ю12		20—600		10-50
Резины, эбонит, эска-пон:												
резина амортизационная эластичная		20	* 750	50								
резина амортизационная средней твердости		5	* 250	80-100								
резина прокладочная		4	400*	80		3-7		10“ 10й		200—2500		20-35
резина повышенной химической стойкости Н068-1.		10	300*	:	1 у								
резина термостойкая 3687, 5168		14	200-500*	*30—15.’								
эбонит		30—70	20-30	60—90		2,7—3,5		102 1015		40-130		30—40
эскапон	0,98-1,0	45—60	10-20	130-150			3	ю’-5		3-5		30—40
* Удлинение в момент разрыва в %
СО
СИ
S Таблица 3.13
Свойства некоторых пенопластов
поропластами. Пластмассы различают также по составу основного полимера или связующего в композиционных пластиках (например, аминопласты, фенопласты) и по составу наполнителя (асбопластики, стеклопластики и др).
Пластмассы хорошо обрабатываются резанием, свариваются и паяются прн нагреве, склеиваются. Большинство пластмасс — легкие материалы с плотностью 800—1500 кг/м3. Они химически стойки в атмосферных условиях, многие пластмассы имеют высокую стойкость против кислот и щелочей, большую теплоемкость, эластичность, малую теплопроводность и обладают высокими электроизоляционными свойствами.
Недостатками Колыиииства пластмасс являются: низкая нагреваемость (80—140°С), малая ударная вязкость (Г> 30 кДж/м2), невысокая твердость, большой коэффициент теплового рпешнреппя (50-10~°—150-10-°K-’) и старение.
Эксплуатационные свойства некоторых нлпсгмисс. Полиэтилен имеет высокие электрические свойства, стоек к нагреву и низким температурам, действию влаги, кислот, щелочей, плесени, вибраций, не имеет запаха, газонепроницаем, горит. При 70°С растворяется и Ш'тыреххлорпетом углероде, хлороформе, толуоле, ксилоле. Под действием солнечных лучей старее г. Применяется для изготовления корпусов катушек, изоляции, кабелей н проводов Облученный полиэтилен обладает повышенными эксплуатационными свойствами
Полипропилен имеет электрические свойства, аналогичные полнпи-лену, но превосходит его по механической прочности и теплостойкоетп. Однако имеет низкую холодостойкость и малую гибкость. При комнатной т< мперату-ре не растворим ни в каких растворителях. Имеет малую стойкость к воздействию ультрафиолетовых и солнечных лучей, под их воздействием становится хрупким и ломким. Применяется для изготовления радиодеталей и изоляции.
Полистирол имеет хорошие диэлектрические свойства, применяется для изоляции высокочастотных кабелей, где требуются малая емкость и малый коэффициент затухания. Из блочного полистирола и и отапливают каркасы катушек, антенны, части волноводов (различные петэвкп), топкую лепту и прокладки. Полистирол горюч, растворим в бензоле, толуоле, бутнлацстатс, нс растворим в спиртах, устойчив к кислотам (кроме азотной), щелочам, озону. Подвержен старению (с течением времени на его поверхности образуются волосяные трещины, снижается пробивная напряженность, увеличиваются диэлектрические потери); имеет низкую теплостойкость, невысокую нагревостойкость, сравнительно невысокую механическую прочность, нестоек к воздействию керосина, бензина. Ударопрочный полистирол представляет собой смесь полистирола, применяется при изготовлении радиодеталей с повышенной прочностью к ударным нагрузкам.
Фторопласты имеют несколько видов: фторопласт-4 (тефлон), фторопласт-3 (фторлон-3) и др. Фторопласты являются стойкими веществами, на них не действуют ни кислоты, ни щелочи, пи органические вещества, они не горючи, не подвержены действию грибков, не смачиваются водой и отличаются высокой влагостойкостью. Электроизоляционные свойства фторопластов очень высоки и остаются постоянными прн изменении температуры и частоты. Фторопласты не стойки в радиационном отношении. Фторопласт-4 применяется в местах, где, требуется сочетание высокой теплостойкости с хорошими диэлектрическими свойствами (например, изоляция нагревостойких кабелей). Фторопласт-3 применяется в виде суспензий для антикоррозионных покрытий. Склеивать фторопластом-4 (клей БФ, эпоксидный) можно только после обработки поверхности раствором металлического натрия в безводном аммиаке. Следует помнить, что этот раствор чрезвычайно ядовит и взрывоопасен. Фторопласт-4 сваривается с применением специальных флюсов.
Полихлорвинил (поливинилхлорид, винипласт) по прочности, тепло-и морозостойкости приближается к полиэтилену, ио имеет худшие электрические свойства (хотя его диэлектрические потери в 100 раз меньше). Стоек к действию воды, щелочей, разбавленных кислот, масел, бензина и спирта, поэтому применяется для изоляции проводов, изготовления аккумуляторных бачков и др. Сварка осуществляется двумя способами: с применением сварного прутка и беспрутковая сварка. В первом случае применяется сварочный пистолет, во втором разогретые поверхности стыкуются с последующим сжатием и
197
охлаждением под давлением. Склеивается полихлорвинил 10%-ным раствором перхлорвинила в метилеихлориде, может приклеиваться к металлу.
Полиакрилаты обладают высокой прозрачностью к видимым и ультрафиолетовым лучам (90—92%), светостойкостью, водостойкостью, высокой морозостойкостью, удовлетворительными механическими свойствами, устойчивы к действию ризбнплсииых кислот и щелочей, бензина, масел. На основе полиак-рилитов и тготпилнпают органические авиационные стекла. Вследствие внутренних |Н1нрпжси1|П, перепада температур, воздействия органических растворителей и;........... стекла появляются мелкие трещины («серебро»). Появление
«серебри» in., iiJiiacT значительное изменение свойств стекла. Например, прозрачность может уменьшиться до 76%. Стекла моют водой с нейтральным мылом мягкой губкой, протирают досуха мягкой ветошью. Нельзя протирать раствори гелями и смывками, не рекомендуется протирать сухой тряпкой.
Гстниаксы применяют для каркасов катушек, изоляционных шайб, изоляции обмоток. Гетинакс недугостоек, на него действуют кислоты и щелочи. Механическая обработка гетинакса несколько сложна. При резке фрезой и ножницами, сверлении образуются заусенцы, сколы, трещины, поэтому гетинакс рекомендуется подогревать в течение 4—5 мин при температуре 90—100°С или подогревать инструмент. При обработке гетинакса материал в месте обработки должен быть хорошо прижат.
Текстолит отличается от гетинакса повышенной твердостью, большим сопротивлением раскалывания, лучшей способностью к обработке, но электрические его свойства ниже, чем у гетинакса. Поверхность текстолита и гетинакса должна быть ровной и гладкой, без пузырей и токопроводящих включений. Глубина рисок, рябизны, царапин и вмятин допускается до 0,06 мм. Листы не должны иметь расслоений и трещин с торцов.
Стеклотекстолит отличается от гетинакса и текстолита повышенной механической прочностью, стойкостью к увлажнению и лучшими электрическими характеристиками. Применяется для изготовления обтекателей, ос-нопаппй для печатных плат. Материалы для печатных плат имеют малые ди-влектрпчсские потерн (tgfi^O.OI) и величину диэлектрической проницаемости (<’.^5,5). При механической обработке стеклотекстолита образуется пыль, вредно дейсгпующня ил кожный покрои и дыхательные пути.
II с н он л и г т ы (пепеленные полимеры) (см. табл. 3.13) отличаются малой удельной нлогностыо, хорошими .тупо-, тепло- и электроизоляционными спойеПШМН (шключптелыш малой диэлектрической проницаемостью е«1 и малыми диэлектрическими потерями (tgfi = 0,0002— 0,005). Пенопласты являются хорошими радиопрозрачными материалами.
Растворители по-разному действуют на полимерные материалы. Например, в табл. 3.14 приведены данные отношения ненаполнепных полимерных материалов к растворителям.
Фольгированные диэлектрики представляют собой плоские листы, ленты, пленки, заготовки, на которых наклеена металлическая фольга (обычно медь толщиной до 30 мкм) с одной или обеих сторон. Применяются для печатных схем, полосковых устройств, гибких кабелей. В низкочастотных устройствах применяются фольгированный гетинакс и стеклотекстолит, последний значительно лучше сохраняет свои свойства при повышенной влажности и температуре. В устройствах СВЧ применяются диэлектрики — фторопласт-4 и полиэтилен НД. Печатные схемы покрываются влагостойкими лаками и эластичными компаундами. В гибких кабелях в качестве основания (подложки) применяются пленки из фторопласта-4, лавсана, полиэтилена толщиной 10—20 мкм, а также ткани из шелка, капрона, лавсана толщиной 60—150 мкм. В качестве проводников используется медная фольга толщиной 20 мкм. Для полосковых устройств используются фторопласт-4, полиэтилен НД и полистирол.
Резиновые материалы изготавливаются на основе натурального и синтетических каучуков. Первые отличаются высокой прочностью и эластичностью, вторые — повышенной теплостойкостью и морозостойкостью, а также бензо-, масло- и озопостойкостью. Применяется резина для изготовления изоляции проводов, электроизоляционных деталей, амортизаторов и др. При повышении температуры, а также при увлажнении диэлектрические свойства резины замет-
198
Таблица 3.14
Действие растворителей на ненаполненные полимерные материалы
Полимер	Растворитель							
	Анетой !	Этиловый спирт	Дихлорэтан	Толуол	Хлоро» форм	Метил ацетат	Диоксан	О X <u e
Полиэтилен	HP	HP	IIP	HP	HP	HP	HP	HP
Полипропилен	HP	HP	ЧР	ЧР	ЧР	HP	HP	HP
Полистирол	ЧР	HP	p	p	p	p	P	p
Фторопласт-4	HP	IIP	IIP	IIP	IIP	IIP	IIP	HP
Фторопласт-3	HP	HP	IIP	IIP	HP	HP	IIP	IIP
Органическое стекло	HP	HP	p	ЧР	P	p	P	IIP
Поливинилхлорид	ЧР	HP	p	HP	—"	IIP	P	IIP
П:ри'ме;ч а ни е<гВ таблице использованы следующие услокиыо обепипченип oriioiticinni полимеров к растворителям:
Р — растворим, ЧР — частично растворим, HP — нерастворим
но ухудшаются. Растяжение резины, даже небольшое, пи........ уменьшает се
электрическую прочность. Резина со временем стпреег, при этом уменьшаются ее эластичность н прочность, на поверхности поинлпишн трещппдь Повышение температуры, солнечная радиация, присутствие и атмосфере озона — все это значительно ускоряет процессы старения резины. Поттому необходимо защищать резиновые изделия от длительного перегрева, прямых солнечных лучей, растворителей, кислот и щелочей, при хранении они должны быть защищены от влаги, пересыпаны тальком и обернуты бумагой.
Эбонит отличается высокой водостойкостью и большей химической инертностью, чем резина. Недостатками эбонита являются его сравнительно низкая нагреваемость (50—90°С) и ухудшение поверхностного сопротивления под воздействием света.
Эскапон по механическим свойствам напоминает эбонит, но имеет более высокую нагреваемость, более низкие диэлектрические потери, допускает контакт с серебром. Применяется для изготовления катушек, колпачков высокочастотных выводов.
Электроизоляционные бумаги и ткани. Электроизоляционная бумага применяется для конденсаторов и кабелей. Конденсаторная бумага имеет толщину 5—30 мкм, кабельная — 0,08—0,24 мм. Электроизоляционный картон бывает электровоздушный и электромасляный. Элсктропоздушный каргой имеет электрическую прочность £Пр = 10—13 МВ/м, применяется для изготовления прокладок каркасов катушек и реле. Электромасляный картон имеет напряженность £Пр=30—50 МВ/м, применяется в заполненных маслом трансформаторах.
Фибра отличается хорошими механическими свойствами, хорошо обрабатывается резанием, штамповкой и легко формуется после размягчения в горячей воде. Имеет низкие электроизоляционные свойства, гигроскопична.
Хлопчатобумажная пряжа и ткани, натуральный искусственный шелк используются для изготовления гибкого электроизоляционного материала. Шелковые лакоткани обладают в 1,5—2 раза более высокой электрической прочностью, чем хлопчатобумажные.
Лакоткани бывают с пропиткой светлых и черных лаков. Черные лакоткани отличаются более высоким удельным сопротивлением, электрической прочностью и влагостойкостью, но они недостаточно стойки к действию бензина, растворителей, масляных лаков.
Материалы нитей, используемых для изоляции, можно относительно просто установить, поджигая волокно. Натуральный шелк издает запах горелого пера
199
Таблица 3.15
Физические свойства .........  растворил	елей
IIUKMCIhiHHlDW	IlNilTlllX'Th при ’.’(ГС, КГ/М"	Температура самонаспламе- пенин, °C	Температура кипения при 10» Па, °C	Летучесть в относительных единицах (серный эфир-1)	Предельно допускаемая концентрация в здании, мг/л
Ацс юн	797—800	500—633	56,2	2,1	0,2
lien юл	890	580—649	80—82	3	0,1
Скипидар	850-880	252—262	155—180	—	0,3
БПЛОИЫЙ спирт	794	450	78—37	8,3	1,0
Бутанол	812	366	114—118	33	0,2
Амиловый спирт	810	345—366	119—132	6,2	0,1
Толуол	866	553 649	110—112	6,1	0,1
Ксилол	862—869	553	136-142	13,5	0,1
Сольвеитафта	865—910	—	120—190	—	0,1
Дихлорэтан	1282	Горит с трудом, не воспламеняется	80—86		0,05
Четыреххлористый углерод	1594	—	76-76J	—	0,05
Этиловый эфир	714	188	34,3	—	0,3
Амилацетат	865	375	136—145	—	0,1
Бутилацетат	882	442-449	124,4	11,8	0,2
Бензин	720—755	476	50—220	3,5	0,3
Лаковый керосин (уайт-спирит)	795	. 470	140—190	—	0,3
Керосин	800—865	481	142—132	—	0,3
Этилцеллозольв (этилстнлснглпколспыЛ ефнр)	935		130	43	
или рога; ацетатный — уксусной кислоты, после сгорания остаются характерные угольные шарики; вискозный — запах горелой бумаги, сгорает до конца, оставляя легко сдуваемый пепел; хлопчатобумажная нить — запах горелой бумаги и ваты; капрон и нейлон —запах горелой соломы. Шелковые ленты и нити от хлопчатобумажных можно отличать также по блеску.
Электроизоляционные лаки и лакокрасочные материалы подразделяются на пропиточные, покровные и клеящие. Пропиточные лаки служат для пропитки пористой изоляции, покровные — для образования на поверхности изоляции гладкой, механической и электрически прочной' водостойкой пленки; клеящие — для склеивания различных частей изоляции между собой и приклеивания изоляции к металлу. По составу лаки подразделяются на масляные, масляно-битумные, смоляные, эфироцеллюлозные, кремнийорганические, полистирольные, перхлорвиниловые и др.
Растворители и разбавители (табл. 3.14). Большинство летучих растворителей весьма горючи, и их пары в смеси с воздухом могут легко воспламениться. Растворители в той или иной мере токсичны. Наиболее вредными являются четыреххлористый углерод, хлорбензол, дихлорэтан и другие, действующие как наркотики. Весьма вредны пары метилового спирта, фенола, крезола и др. Фенол и крезол при непосредственном воздействии вызывают ожоги н заболевания кожи.
Основными растворителями для масляных лаков являются скипидар и уайт-спирит; в качестве разбавителей применяют бензин, толуол, ксилол и различные спирты. Для нитроцеллюлозных лаков основными растворителями являются
200
Таблица 3.16
Склеивающие материалы
Склеивающий материал	Технология процессов	Свойства склеивающего слоя			Область применения
		интернпл рабочих темне-рптур, “С	Л Щ 1- S W о 5 S ° £<-> х tr w о ш	стойкость к действию влаги, жидкостей	
Бакелитовый лак	Полимеризация ступенчатым повышением температуры от ПО до 150°С. Давление при склеивании 3—5 кгс/см2	60 . +60	80 90	Устойчив к агИс idiiio гранс-формлгорного масли. Псиллго-с гогк	Склеивание ге-типакса, текстолита, пластических масс, дерева в любых сочспнпшх
Карбинольный клей	Полимеризация при 20±5°С	—60... +70	250	Усюй'шп к дейсинио трлш ||и >рма lopiioi и магла, friiiitiin п iirpoi ннп. 1 ICIWII <М ИН'|<	УН|1НГр1 ИЛЬНЫЙ клей,	< КЛ1Ч11ППО- 1ННЙ мнн-рппл в Л|1|Г||,|Х ГОЧСГПННИХ. .11 о I уншле детали гилеиншот после лужения сопрягаемых поверхностей
БФ, БФ-2	1[ОЛНМС|М|Л<|~ ция при постоянно повышающейся температуре аг 60 до 120°С. Давление при склеивании 5—10 кгс/см2	60 . | 80	50 200	Ус iiiil'iiiii к ДСЙСПШЮ МИСЛИ, бензина, минеральных КИСЛОТ, влаги	То же
БФ-4	Полимеризация при 90°С. Давление при склеивании 5— 8 кгс/см2	—60... +80	50— 140	Устойчив к действию масла, бензина, минеральных кислот, влаги, устойчив в условиях повышенных вибраций	Универсальный клей, склеивающий материал в любых сочетаниях. Латунные детали скленпают после лужения сопрягаемых поверхностей
БФ-6	Полимеризация при 60°С. Давление при склеивании 2—4 кгс/см2	—60... +80	50 — 140	То же	'Склеивание тканей, целлофана, триацетата, целлюлозы, слюды и т. д.
БФ-3, БФ-5	Полимеризация при 100— 130°С, Давление при склеивании 0.5—1,5 кгс/см2	—60... +80	50—70	То ж	Склеивание стекла
201
Продолжение табл. 3.16
Склеиваю- ШПЙ мп ггрп п л	ТеХИ1>Л<>< ИИ процессом	Свойства склеивающего слоя				Область применения
		||11ТР|Н1»Л рабочих темпе-рптур		прочность на разрыв КГС/СМ*	стойкость к действию влаги, жидкостей	
Поли СГ11|И>Л1> пый клей	(лленилнпе происходит в результате испарения бензола. Давление при склеивании 2,5— 3 кгс/см2	—50... +60		-—	Устойчив К действию кислот и щелочей. Влагостоек	Склеивание полистирола, заклеивание тонких проводов катушек индуктивности
Акриловый клей	Склеивание происходит в результате испарения дихлорэтана. Давление при склеивании 2,5—3,0 кгс/см2	—60... +50		по	Устойчив к действию масел, кислот, морской воды	Склеивание органического стекла
Эпок-	Полимериза-	—70...+140	60-		Устойчив к	Склеивание ме-
сидный клей	ция при 120— 150°С. Давление при склеивании 5—7 кгс/см2		180		действию кислот, щелочей, влаги	таллов и неметаллических материалов в различных сочетаниях. Склеивающей слой дает уплотнения (неполную герметизацию) . Клей может применяться в тропических условиях эксплуатации
Примечание. 1 кгс/см2 ж 0,1 МН/м2 = 0,1 МПа.
ацетон, этилацетат "и бутилацетат; для перхлорвиниловых лаков — дихлорэтан; для кремнийорганических лаков — толуол и ксилол.
Смывки необходимы для удаления старого лакокрасочного слоя. Применяют универсальные смывки АФТ и СС-1. Смывку наносят при комнатной температуре или для более энергичного действия подогревают (на водяной бане) до 30—40°С. Набухшую под действием смывки краску удаляют ветошью.
Клеи выпускают в виде жидкостей, порошков, растворяющихся или плавящихся перед употреблением, и в виде пленок. По применению клеи можно разделить на универсальные с высокой адгезией (прилипаемостью) к разным материалам, как металлическим, так и неметаллическим, и специальные, обладающие избирательной адгезией по отношению лишь к некоторым материалам. Данные о клеях и условиях их применения приведены в табл. 3.16.
Пропиточные вещества и компаунды служат для повышения электрических, механических, теплотехнических н других свойств изоляции. В качестве пропиточных веществ широко применяются церезин, парафин, битумы, канифоль и жидкие пропитывающие материалы. Компаунды — сложные составы, применяемые для пропитки трансформаторов, дросселей, заливки радиосхем и герме
202
тизации приборов. В зависимости от состава компаунды могут быть холодного и горячего отвердения. Высокоэластичные упругие компаунды примспякися для заливки микромодулей, мнкропроводов, сердечников катушек.
Герметиками называются жидкие или пастообразные вещества, способные переходить в резииообразное состояние. Применяются для герметизации и уплотнения.
Пенокомпаундамп называются вещества, вспенивающиеся при комнатной температуре и отперждг.(.неся без применения давления. Применя-
ются для герметизации; по нпбрси псищнм, тепло- и звукоизоляционным свойствам превосходят многие материалы аналогичного назначения.
Неорганические изоляционные материалы — разнообразная группа диэлектриков. Большинство из них имеет высокую тпердость, негорючи, более стойки к радиации, грибкам, плесени, дейсттнио злекгрпческпх разрядов, чем органические. Недостатком болынннстн.т ucopi iihiimcckhx млгериило» является повышенная хрупкость. По происхождению неоргпннческне изоляционные материалы делятся на минеральные (слюда, а<бе<т, кварц, мрамор) н синтетические (стекло, керамика, окспдипи изоляции, < iiiiiriiPieciuiH слюда и др.).
Минеральная слюда — мусковит п флогопит. Мускоппг бесцие-тен, прозрачен, с розовым оттенком, применяете!! для коп дети горон. Флогопит имеет темный цвет; применяется как изоляционный мигернил в нюрепптель-ных приборах.
Синтетическая слюда — фторфлокшпт по «лчктрнчггкпм <нойст-вам близок к мусковиту, по преносходпг его по нщргноггойког hi.
Слюдяные матер нплы — мнкиппт, микалекс, нгнослюда н слюлоке-рамика. Микалекс используется и Гом случае, где. требуется высокая механическая прочность при хороших диэлектрических свойсгпах, З1снослюда — радиопрозрачный теплоизоляционный мигернил, слюдикеримика применяется для катушек вакуумных реле.
Керамические материалы обладают высокой пагревостойкостью, постоянством параметров при резком изменении климатических н эксплуатационных условий, выдерживающих большие перепады температур и механические нагрузки. Керамические материалы допускают получение надежного соединения с металлическими частями аппаратуры. Соединения могут осуществляться механическим^ и электротермическими способами; цементами, замазками и клеями; пайкой металла и керамики после металлизации ее поверхности; соединением металла с помощью стекла. Последние два способа обеспечивают герметичность соединений.
К высокочастотной керамике, имеющей малые диэлектрические потери, относятся: стеатит, ультрафарфор, алюминокепд, цельзиановая керамика. Из этих материалов изготавливают ламповые панели, каркасы катушек, изоляторы и др. Пористые алюминокепд, цельзиан п стеатит применяются в качестве вакуумной керамики. Конденсаторная керамика подразделяется на высокочастотную (ег^12) и низкочастотную (et^900).
Керметы представляют собой композиционные материалы, состоящие из керамического вещества н металла (W, Mo, Сг, Ni). Применяются для создания резистивных пленок в микросхемах.
Электротехнические стекла подразделяются на следующие виды:
конденсаторные, имеющие большую диэлектрическую проницаемость и малые диэлектрические потери; применяются э конденсаторах, используемых в импульсных генераторах, колебательных контурах и др.;
установочные, из которых изготавливают установочные детали, например изоляторы;
электровакуумные, разделяемые на три группы: вольфрамовые, молибденовые и платиновые; такое разделение соответствует металлам, с которыми онн хорошо спаиваются, образуя термически прочные и вакуумоплотные соединения;
стекло змал и, применяемые для остеклованных резисторов и защиты металлических изделий от коррозии;
стекловолокно, применяемое для изготовления температурно стойкой изоляции стеклолакотканей, стекломнкалент'ы и стеклопластиков.
203
3.	ПРИМЕНЕНИЕ СРЕДСТВ КОНТРОЛЯ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ И РЕМОНТЕ АВИАЦИОННОГО И РАДИОЭЛЕКТРОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Осноппые поим । ни об измерениях
Общие сигд«-1111»1. 111ме|кчшямн называется процесс нахождения значения фп ni'irauift пеличппы «ицлпым путем с помощью специальных технических сргдсти НиЛдсппос значение называется результатом измерения. Истинное значении ....... — это значение, которое идеальным образом отражало бы в
кпчеегпе.... п количественном отношениях соответствующие свойства объек-
та. И.1 практике истинное значение остается неизвестным. Вместо истинного пнпчеппя измеряемой величины используется так называемое действительное ее шачепне. Значение, найденное экспериментальным путем, заведомо точнее, чем полученное при измерении. Номинальным значением величины называется значение, принятое за норму, при котором объект выполняет заданные функции иаилучшим образом. Единицей измерения называют такое значение физической величины, которое принято за основание сравнения для количественной оценки величин того же рода. Единицы делятся на основные (независимые) и производные. Системой единиц называется совокупность основных и производных единиц, относящаяся к некоторой системе величин и образованная в соответствии с принятыми принципами. В СССР установлена как предпочтительная для всех областей науки и техники единая унифицированная «Международная система единиц СИ».
Погрешность измерений. Результат всякого измерения является только приближенной оценкой измеряемой величины, так как любое измерение производится с некоторой погрешностью, которая искажает результат.
Абсолютной погрешностью измерения ДА называется разность значений измеряемого Аизм и действительного Адейств:
ДА — Атм— Адсйстп.
11	о п р п и к о Л АС пн ihiiiictcm пелпчппа абсолютной погрешности, взятая С обратным .'шиком, г. с.
ДС ™ — ДА; Аизм-)- ДС = Адейств.
Относительной погрешностью измерения б называется отношение абсолютной погрешности ДА к действительному значению измеряемой величины Адейст (в %):
8 = ДА/Адейств! 8 = (ДА/Адейств) 100.
Действительное значение измеряемой величины при поверочных измерениях определяется по показанию образцового прибора.
Абсолютной погрешностью измерительного прибо-р а ДАП называется разность между показаниями прибора Ап и действительным значением измеряемой величины Адейст:
Д Ап = Ап —' Адейств.
Относительной погрешностью измерительного прибора 6П называется отношение абсолютной погрешности прибора ДАп к показанию прибора Ап (в %):
8п = ДАп/Ап! Вп = (Д Ап/Ап) 100.
Приведенной погрешностью измерительного прибора ?п называется отношение абсолютной погрешности ДАП к нормирующему значению L (в %):
уп = (ДАП/Д) 100.
204
Нормирующее значение £ принимается равным конечному зшнкч............ рабо-
чей части шкалы, арифметической сумме конечных значений рабочей части шкалы (без учета их знака), всей длине шкалы (для приборов с логарифмической или гиперболической шкалой).
Пределом допускаемой основной погрешности называется основная погрешность, при которой средство измерения может быть допущено к применению.
Предел допускаемой абсолютной погрешности измерительного прибора ДЛи.пред может быть выражен:
А Ли. прел " I Д; A/lu.npen « -I (Л-|-£Лп), где а, Ь — постоянные пеличппы. Предел А Ип.прет может быть оговорен в паспорте прибора для разных noica.iaiinii.
Предел допускаемой относительной ширеншоетн Ацпред (о %) может быть выражен:
ЮОАЛп .пред
Оп.пред ~ ±	----=я ± //,
ипи	-	100 А Л л. пред	/ Лк \
оп.прел = —Тп	= ±	+ d .
где Лк — конечное значение установленного предела измерений; h и d — постоянные числа.
Предел допускаемой приведенной погрешности у[1Иред (в %) определяется формулой
Т.|..Ч.ел = ± (И)0ДЛ|1.1чнл//-).
где £ — нормирующее значение.
Классы точности измерительных приборов. Классом точности средства измерений называют обобщенную характеристику средства измерений, определяемую пределами допускаемых основных и дополнительных погрешностей. Основные погрешности возникают при нормальных условиях эксплуатации прибора, указанных в паспорте (температура, рабочее положение прибора, атмосферное давление, влажность, частота, напряжение питания и др.). Дополнительные погрешности добавляются к основным при отклонении условий эксплуатации от нормальных.
Класс точности измерительных приборов устанавливается в зависимости от пределов допускаемых погрешностей.
1.	Средствам измерений, пределы допускаемых погрешностей которых выражаются в единицах измеряемой величины или в делениях шкалы, присваивают классы точности, обозначаемые порядковыми номерами (арабскими цифрами). Например, для второго класса точности: 1\л. 2.
2.	Средствам измерений, у которых пределы допускаемых погрешностей выражаются в виде приведенных погрешностей, присваивают классы точности, выбираемые из ряда чисел: 1-10° ; 1,5-10« ; 2-10” ;2,5-10п (3-10");4-10« ; 5-10л; 6-10я ; где п=1; 0; —1; —2, и т. д. (классы точности, указанные в скобках, применять не рекомендуется). Возможные варианты условных обозначений;
число, равное пределу допускаемой основной приведенной погрешности, когда нормирующее значение определено в единицах измеряемой величины. Так, например, для уп-пред =±1,5% класс точности обозначается числом 1,5. Понимать это следует так: при классе Точности прибора 1,5 максимально возможная приведенная погрешность не превышает ±1,5%;
число, равное пределу допускаемой погрешности, заключенное в «уголок», если нормирующее значение определено длиной шкалы. Например, для Уп.пред=±0,5% в «уголок» помещают число 0,5 (см. табл. 3.18).
3.	Средствам измерений, для которых пределы допускаемых погрешностей выражаются в виде относительных погрешностей по формуле (3.24), присваи-
205
бают классы точности, выбираемые из ряда чисел (3.27). Условное обозначение — помещенное в кружочек число, равное пределу допускаемой основной погрешности. Так, для 6„ ирод—iL2,5% в кружочек помещают число 2.5.
Когда максимально допускаемые погрешности даются формулой (3.25), класс точности определш'гси совокупностью значений h и d. Для каждого класса точности .(lurieiHiH h и </ выбирают из ряда чисел (3.27). Условное обозначе-HHI и ном случае сосгопг из двух чисел, разделенных косой чертой и соответ-........ ........ It и </. Например, для бп,преД = ± (0,02)4-0,01 Ак/Ап) условное обо 11111Ч<Ч1н< имеет вид 0,02/0,01.
BoiMiiiKiiH другие варианты определения классов точности. Например, для reTcpu/tiiliiibix частотомеров предусмотрены • три класса точности -г- I, II и III, Характеризуемые основной относительной погрешностью: 5-Ю-6; 5-10~5 и 5-Ю-4.
11рн измерениях необходимо помнить, что максимально возможная относительная погрешность во столько раз больше предела допустимой приведенной ши решиости, во сколько раз конечное значение установленного предела измерений больше показаний прибора. Поэтому измерительный прибор необходимо выбирать так, чтобы измерения проводились на последней трети шкалы.
Электроизмерительные приборы
Электроизмерительные приборы в соответствии с методами измерения делят на приборы непосредственной оценки и сравнения (компараторы). По принципу действия приборы непосредственной оценки разделяют на приборы: электромеханические, электротепловые, электроннолучевые. Наиболее распространенные в практике измерений электромеханические приборы предназначены для измерения всех основных электрических величин (напряжения, тока, сопротивления, мощности и др.) в электрических цепях.
При выборе измерительного прибора необходимо обращать внимание на следующие параметры, характеризующие его качество и возможности: чувствительность, точность, потребляемую мощность, защищенность от воздействия Diieiitiieii среды, время успокоения Чупстнптелыгость 5 характеризует способность прибора реагировать па н iMciicnne измеряемой величины и оценивается отношением н iMeiieiniH положения указателя па шкале а к изменению измеряемой пелпчипы /1„„М1 1(ы.'1Г1|||Н11сму ло перемещение. Если шкала равномерна, чупстш1тел1 пость будет постоянной
5 = а/Лизм.
Для неравномерной шкалы чувствительность в разных точках шкалы различна. Величина, обратная чувствительности, называется постоянной прибора:
С = 1/S = Агзм/а; -Дизм = Са.
Угол поворота обычно отсчитывается в делениях шкалы. Для определения измеряемой величины нужно постоянную прибора умножить на количество деле-
Рис. 3.14. Приборные указатели:
а — копьевидные;, б — ножевые; 1 — шкала; 2 — указатели; 3 — зеркало
206
ний. Постоянная прибора называется также ценой деления. Цена деления обычно выбирается превышающей погрешность прибора, т е. ЛА^С= =ЛПр/п, где Лпр — предел измерения по шкале, п — число делений шкалы. У многих приборов С=2ЛЛ пли С = =4ДА.
Равномерная шкала более удобна и позволяет производить отгче г г большей точностью.
Э лектромехашшсские прибор....бы
чно имеют копьевидные (рис. 3 14, а), ножевые (рис. 3.14, б) и нитевые указатели.
Стрелки с ножевидиымн и нитевидными концами позволяют получить более точный отсчет по шкале.
При отсчете по шкале необходимо избегать погрешности от параллакса, т. е. получение разных отсчетов при неподвижной стрелке н шшиеимости от изменения точки наблюдения (рис. 3.15). Глаз > точке ппблюдцпня 2 пи ди г отсчет cz.2, а погрешность Ла от параллакса зависит от рпсстояиня // Для уменьшения этой погрешности применяют шкалу, снабженную зерцалом (рис. 3.14 6). Отсчет производится тогда, когда стрелка н ее нюбрпжепне и зеркале совпадут.
Основой для электроизмерительных приборов псно< редетш иной оценки является классификация по принципу действия (но системам). Различают приборы следующих систем: магнитоэлектрические, «лсктромштпггиые, электродинамические, индукционные, электростатические, тепловые и вибрационные. Основные технические характеристики различных систем приведены в табл. 3.17.
Классификация электроизмерительных приборов производится также по назначению прибора, т. е. наименование дается в соответствии с измеряемой величиной. На прибор наносится обозначение единицы измеряемой величины или его полное наименование, например: «Амперметр», «Вольтметр», «Ваттметр».
По степени точности приборы делятся на 9 классов. У комбинированных приборов (например, ампервольтметров) могут быть различные классы точности для разных измеряемых величин. По степени защищенности от магнитных полей различают приборы первой категории (большая степень защищенности) и второй категории.
В зависимости от условий эксплуатации приборы делятся на группы:
группа А — прибора, предназначенные для работы в закрытых сухих отапливаемых помещениях;
группа Б — приборы,' предназначенные для работы в закрытых неотапливаемых помещениях;
группа В — приборы, предназначенные для работы в полевых условиях.
Время успокоения прибора определяется промежутком времени от начала изменения измеряемой величины до момента, когда амплитуда колебаний становится не больше, чем погрешность прибора. Для большинства типов приборов время успокоения должно быть не более 4 с. Потребление мощности измерительным прибором является одной из важнейших его характеристик. При измерениях в маломощных цепях потребляемая прибором мощность может нарушать режим работы цепи.
Основные условные обозначения, наносимые на приборы, приведены в табл. 3.18 и 3.19.
207
Таблнца 3.17
Основные технические характеристики различных систем
Система прибора, род измеряемого тока, шкали	Область применения	Достоинства	Недостатки
Мпгик |очл1‘1орнч1чкая, поииннпилП иж, шкала рцпиомгрипп Элек громагнитная, постоянный и переменный ток низкой частоты, неравномерная шкала	Большинство измерений на постоянном токе. В сочетании с преобразователя м и используется для измерения в цепях высокой частоты Измерение тока и напряжения	пре- имущественно в цепях переменного тока промышленной частоты	Высокая точность и чувствительность, малое потребление энергии,	незначи- тельное влияние внешних магнитных полей. Класс точности	0,1; 0,2; 0,5; 1,0 Простота и надежность, пригодность для измерения в цепях постоянного и переменного тока	Плохая перегрузочная способность, температурные влияния иа точность показаний Невысокая	точ- ность, малая чувствительность. боязнь внешних магнитных полей, большое потребление энергии
Электродинамическая, постоянный и переменный ток низкой частоты, неравномерная шкала	Точные измерения на переменном токе	Высокая точность (класс 0,1; 0,2; 0,5), возможность использования в цепях постоянного и переменного тока при одной и той же шкале	Малая чувствительность, влияние внешних магнитных полей. большое потребление энергии, ограниченный частотный диапазон (до 1.5 кГц)
Фсрродинамнческая	Ферродинамическ> динамических. Имею точность	е приборы являются разновидностью электро-т более высокую чувствительность, но низкую	
Индукционная, переменный ток .	Счетчики электрической энергии	Малое	влияние внешних магнитных полей, стойкость к перегрузкам, падежное гь	Низкая точность, температурные влияния на точность показаний
Электросга iH<I<TIUIM< по СТОМ ИII 1)11 И HCpt'MClIHOC ИШ1|)Я)1(ГННГ, 1111 11«>Й II ВЫСОКОЙ Члени, ПГрЛПНО мерная шкала	И iMcpviinr	имей kllX 'liIVKir	Большое входное гопро!пиление, малое	IIOI рсблоппо «пергии, широкий частотный диапазон	Низкая чувствительность, неравномерное гь шкалы, которая сжата в начале
Таблица 3.18
Условные знаки на шкале прибора
Значения условных знаков		Вид знака
Род потребляемого или измеряемого тока Положение шкалы	Постоянный Однофазный, переменный 50 Гц Постоянный и переменный Переменный ток с частотой 400 Гц Вертикальное	4 1	1
	Горизонтальное 11аклониое	^^^30°
208
Продолжение табл. 3.18
Значение условных знаков	Вид знаки
Класс точности Категория защищенности от влиянии внешних магнитных полей Испытательное напряжение, 2 кВ Положение прибора относительно земного меридиана Внимание! Смотри дополнительные указания в паспорте и инструкции по эксплуатации Зажимы, соединенные с корпусом Зажим (винт, шпилька) для заземления	0,5
	TL
	А i 5 t .
Таблица 3.19
Условные обозначения систем электроизмерительных приборов
Система и форма исполнения
Обозначение
Система и форма исполнения
Обозначение
Магнитоэлектрическая
с подвижной рамкой, с механическим противодействующим моментом
с подвижной рамкой, без механического противодействующего момента (логометр)
с подвижным магнитом, с противодействующим механическим моментом
Ферродинамическая
с механическим противодействующим моментом
без механического противодействующего момента (логометр)
Индукционная
с механическим противодействующим моментом
209
Продолжение табл. 3.19
Система и форма исполнении	Обозначение		Система и форма исполнения	Обозначение
С 1ЮЯ111ПКНЫМ М.ПИИТОМ без механического нро-|||||<|де11<'гпу|<>|цего момента (логометр)	<)		без механического противодействующего момента (логометр)	0
Электромагнитная				
с механическим про-Ti нм щеПстпу ющим моментом			Ма г нитоиндукционная	б
без механического противодействующего момента (логометр)			Электростатическая	
поляризованный прибор		fl	Вибрационная (язычковый прибор)	
Электродинамическая с механическим противодействующим моментом без механического противодействующего момента (логометр)	и 1		Тепловая с нагреваемой проволокой с нагреваемой бимс талнчсской лентой	
				
РЛДИОИ.1М1;,1*ИТГ.ЛЫ1Ы|- ПРИБОРЫ
Классификация радиоизмерителытых приборов. Все электронные радионз-мернтсльные приборы и меры электрических величин для них в зависимости от характера измерений и вида измеряемых величин разделяются на 20 подгрупп, которые обозначаются прописными буквами русского алфавита. Каждая подгруппа состоит из нескольких видов, обозначаемых цифрами по порядку. Каждому типу прибора присвоены порядковые номера, перед которыми ставится дефис.
Классификация предусматривает следующие подгруппы и виды приборов. Подгруппа А. Приборы для измерения силы тока;
А1 — установки или приборы для проверки амперметров;
А2 — амперметры постоянного тока;
АЗ — амперметру переменного тока;
А7 — амперметры универсальные;
А9 — преобразователи тока.
Подгруппа Б. Источники питания для измерений п для радноизме-рптельных приборов:
Б2 — источники переменного тока;
Б4 — источники калиброванного напряжения и тока;
Б5 — источники постоянного тока;	»
Б6 — источники с регулируемыми параметрами;
Б7 — источники постоянного и переменного тока универсальные.
Подгруппа В. Приборы для измерения .напряжения:
В1	— установки или приборы для поверки вольтметров;
210
В2	— вольтметры постоянного тока;
ВЗ	— вольтметры переменного тока;
В4	вольтметры импульсного тока;
В5	— вольтметры фазочувствительные (векторометры);
В6	— вольтметры селективные;
В7	— вольтметры универсальные;
В8	— измерители отношения напряжений и разности напряжений;
В9	— преобразователи напряжений.
Подгруппа Г. Генераторы измерительные:
П	•— установки для (проверки .измерительных генераторов;
Г2	— генераторы шумовых енгналон;
ГЗ — генераторы сигналов низкочастотны)
Г4	— генераторы сигналов высокочастотные;
Г5 — генераторы импульсов;
Гб — генераторы сигналов специальной формы;
Г8 — генераторы качающейся частоты (евнн-геш риторы).
Подгруппа Д. Аттенюаторы и приборы для ii.TMcpeiuoi ослибленнй:
Д1 — установки или приборы для поверки аттенюи торон н прнборон для измерения ослаблений;	«
Д2 — аттенюаторы резистивные и емкостные;
ДЗ — аттенюаторы поляризационные;
Д4 -— аттенюаторы предельные;
Д5 — аттенюаторы поглощающие;
Д6 — аттенюаторы, электрически управляемые;
Д8 — измерители ослабления.
Подгруппа Е. Приборы для n.iMcpeiiiiH параметрон компонентов цепей с сосредоточенными постоянными:
Е1 — установки или приборы для понеркп н 1Мсрптелсй параметров компонентов и цепей;
Е2 — измерители полных сопротивлений н полных проводимостей;
ЕЗ — измерители индуктивностей;
Е4 — измерители добротности;
Е6 — измерители сопротивлений;
Е7 — измерители параметров универсальные;
Е8 — измерители емкостей;
Е9 — преобразователи параметров компонентов и цепей.
Подгруппа И. Приборы для импульсных измерений:
И1 — установки или приборы для поверки приборов для импульсных измерений;
142 — измерители временных интервалов;
ИЗ — счетчики числа импульсов;
И4 — измерители параметров импульсов;
149 — преобразователи импульсных сигналов.
Подгруппа К. Комплексные измерительные установки:
К2 — установки измерительные комплексные;
КЗ — установки измерительные комплексные автоматизированные;
К4 -— приборы или блоки комплексных измерительных установок;
Кб — приборы или блоки комплексных автоматизированных измерительных установок.
Подгруппа Л. Приборы общего применения для измерения параметров электронных ламп и полупроводниковых приборов:
Л2 —. измерители параметров (пли характеристик) полупроводниковых приборов;
ЛЗ — измерители параметров (или характеристик) электронных ламп;
Л4 — измерители шумовых параметров полупроводниковых приборов.
Подгруппа М. Приборы для измерения мощности:
Ml — установки или приборы для поверки ваттметров;
М2 — ваттметры проходящей мощности;
М3 — ваттметры поглощаемой мощности;
М5 — преобразователи приемные (головки) ваттметров.
211
Подгруппа П. Приборы для измерения напряженности поля и радио помех:
П1 -— установки пли приборы для поверки приборов для измерения напряженности поля и радиопомех;
П2 — индикаторы ноля;
11.1 — и 1меритсл11 напряженности поля;
114 — iiTMi-pHTi'Jiii радиопомех;
Illi — приемники измерительные;
I |(i iniieiiiii.i измерительные.
Под г р у и и а Р. Приборы для измерения параметров элементов и трак-гоп <• |>п1Т1ределспиымн постоянными:
1’1 — липни измерительные;
1'2 измерители коэффициента стоячей волны;
1'3 — измерители полных сопротивлений;
1’4 — измерители комплексных коэффициентов передач;
Р5 •— измерители параметров линий передач;
Р6 — измерители добротности;
Р9 — преобразователи параметров.
Подгруппа С. Приборы для наблюдения, измерения и исследования формы сигнала и спектра:
С1 — осциллограф^! универсальные;
С2 — измерители коэффициента амплитудной модуляции (модулометры);
СЗ — измерители девиации частоты (девиометры);
С4 — анализаторы спектра;
С6 — измерители нелинейных искажений;
С7 — осциллографы скоростные и стробоскопические;
С8 — осциллографы запоминающие;
С9 — осциллографы специальные.
Подгруппа У. Усилители измерительные:
У2 — усилители селективные;
УЗ — усилители высокочастотные;
У4 — усилители низкочастотные;
Уб — усилители иипряжсиия ио< гояивого тока;
У/ —- усилители yiiiiiie|iciiHiiiiiiic.
II од । р у и и и Ф. Приборы для измерения фазового сдвига и группового upcMciiii заик 1ДЫ11И1П1Я:
Ф1 — установки или приборы для поверки измерителей фазового сдвига и । рушювого времени запаздывания;
Ф2 — измерители фазового сдвига;
ФЗ — фазовращатели измерительные;
Ф4 — измерители группового времени запаздывания.
Подгруппа X. Приборы для наблюдения и исследования характеристик радиоустройств:
X	I — приборы для исследования амплитудно-частотных характеристик;
Х	2 — приборы для исследования переходных характеристик;
Х	З -— приборы для исследования фазово-частотных характеристик;
Х	4 — приборы для исследования амплитудно-частотных характеристик;
Х	5 — измерители коэффициента шума;
Х	6 — приборы для исследования корреляционных характеристик;
Х	8 — установки или приборы для поверки измерителей характеристик радиоустройств.
Подгруппа Ч. Приборы для измерения частоты и времени:
41	— стандарты частоты и времени;
41	— установки для поверки измерителей частоты, воспроизведения образцовых частот, сличения частот сигналов;
42	— частотомеры резонансные;
43	— частотомеры электронпо-счетндте;
44	— частотомеры гетеродинные, емкостные, мостовые;
45	— синхронизаторы частоты; преобразователи частоты сигнала;
46	— синтезаторы частот, делители и умножители частоты;
212
47	— приемники сигналов эталонных частот и сигналов времени, компа раторы частотные, фазовые, временные; синхронометры (часы электронные) ;
49	— преобразователи частоты.
Подгруппа Ш. Приборы для измерения электрических и магнитных свойств материалов;
Ш1	— измерители электрических и магнитных свойств материалов на низких частотах;
Ш2	— измерители электрических и магнитных свойств материалов на высоких частотах.
Подгруппа Э. Измерительные устройства коаксиальных и волноводных трактов:
Э1	— трансформаторы;
Э2	— переходы, соединители;
ЭЗ	— переключатели;
Э4	— модуляторы;
Э5	— направленные ответвители, разветвители, н.1мерпгелы1ые прсобра u>n;i-тели полных сопротивлений;
Э6	— вентили, циркуляторы;
Э7	— головки детекторные, смесительные;
Э8	— фильтры;
Э9	— нагрузки.
Подгруппа Я. Блоки радиоизмсрительных ир|1бороп
Я1	— блоки приборов для измерения силы токи, iiiiii|i>i>Kciiii>i, iinpuMcipoii компонентов и цепей с сосредоточенными ностоиннымн;
Я2	— блоки измерителей параметров элеменгон и трактом с распределенными постоянными, блоки приборок дли и iMi-peiiiiH мощности;
ЯЗ	— блоки приборок для измерения чистил и промоин, блоки и 1мерпте-лей фазового сдвига и группового премепп ainia.|дыпапкя;
Я4	— блоки приборов для наблюдения, измерения и hccjicaoiijihih формы сигнала и спектра;
Я5	— блоки йзмерителей характеристик радиоустройств и блоки приборов для импульсных измерений;
Я6	— блоки приборов для измерения напряженности поля и радиопомех и блоки усилителей измерительных;
Я7	— блоки измерительных генераторов и приборов для измерения ослаблений;
Я8	— блоки источников питания;
Я9	— блоки преобразователей измерительных, блоки для индикации результатов измерений, блоки коммутации.
Для обозначения комбинированных приборов, предназначенных для измерения нескольких величин, к основному обозначению подгруп...... добавляется
буква «К». Модернизированные приборы сохраняют снос прежнее обозначение, но после номера модели добавляется прописная буква русского алфакнга: А — первая модернизация, Б — вторая и т. д.
Приборы, предназначенные для эксплуатации в условиях тропического климата, должны иметь дополнительно после номера модели букву «Т».
Генераторы измерительных сигналов (подгруппа Г) представляют собой источники радиотехнических сигналов, частота, напряжение (мощность) и форма которых заранее известны. Одним из основных назначений измерительных генераторов является имитация сигналов, поступающих на вход испытываемого устройства в рабочих условиях. Измерительные генераторы обеспечивают получение сигналов в диапазоне от долей герца до десятков гигагерц и разделяются на: низкочастотные (20 Гц — 200 кГц), высокочастотные (30 кГц — 30 МГц), сверхчастотные с коаксиальным выходом (30 МГц—10 ГГц) и сверхвысокочастотные с волноводным выходом (>10 ГГц).
По форме сигналов измерительные генераторы делятся на Генераторы гармонических сигналов (ГЗ, Г4), генераторы импульсов (Г5), генераторы сигналов специальной формы (Гб) и генераторы качающейся частоты (Г8). Измерительные генераторы (ГЗ, Г4) подразделяются на генераторы стандартных сигналов (ГСС) и генераторы сигналов (ГС). ГСС предназначаются главным об-
213
разом для испытаний радиоприемных устройств и их элементов (усилителей, фильтров), калибровки измерительных приборов. Они формируют малые по уровню (микро- и милливольты, микро- и милливатты) немодулированпые и модулированные сигналы, калиброванные по частоте, выходному напряжению и мощности н нпрпмеграм модулирующего сигнала, обеспечивают высокую стабильность н точность установки параметров выходного сигнала. ГС обеспечивают получение с......лов с менее точно известными (пекалиброванпыми) па-
рпмегрнмп и имеют большую выходную мощность (до единиц ватт). ГС пред-IIи.'НП1Ч1НО1СЯ дли питания высокочастотной энергией различных устройств и схем. 11<> пнду модуляции измерительные генераторы разделяются на генераторы с амплитудной синусоидальной модуляцией, частотной синусоидальной модуляцией, импульсной .модуляцией, частотной манипуляцией, фазовой манипуляцией и с несколькими видами модуляции и манипуляции.
Параметры генераторов ГЗ, Г4 имеют следующие обозначения: частотные — /'-параметры, уровня выходного сигнала напряжения и мощности — //-параметры и P-параметры, амплитудной модуляции — А/И-параметры, частотной модуляции — Г/И-параметры, импульсной модуляции 1М — параметры, частотной модуляции — /7-параметры, фазовой модуляции — 'ГУ-параметры.
Для генераторов Г3, Г4 установлено условное обозначение параметров и классов точности по основным параметрам. Например, если генератор относится к классу fo-sf/o-sAAls, то наибольшие допускаемые погрешности установки частоты — 0,5%, уровня выходного напряжения — 0,5% и коэффициента модуляции — 5%. Основными параметрами генераторов являются: диапазон генерируемых частот, погрешность установки и нестабильность частоты, уровень выходного напряжения (или мощности) н величины выходного сопротив- •< лспия. Диапазон генерируемых частот характеризуется коэффициентом перекрытия йд, равным отношению максимальной генерируемой частоты /max к минимальной /min. На низких частотах Ад может быть равным 10 000 и более, на высоких — несколько сотен, на сверхвысоких 1,1—2.
Относительная погрешность установки частоты у генераторов высоких и сверхвысоких частот составляет 102—10-3. Если требуется установка частоты с меньшей погрешностью, то частоту измеряют волномером (6f=10c—10-8).-11гстибил||||(1сты(1 чистоты генератора шьтыпаетси абсолютное (А/) или относительное) ( /) II IMCIICIIIIC (уход) чистоты при изменении внешних условий.
................рующнмп факторами являются: изменения напряжения пита ющей сети, темпера гуры окружающей среды н самопрогрсва генератора. Не- х стабильность частоты у большинства измерительных генераторов с плавной настройкой составляет 10’3—10 4, с фиксированной настройкой —10-6 — 10-8. Значение нестабильности указывается за определенный интервал времени, для низкочастотных генераторов — за 1 ч или 7 ч, для сверхчастотных за 10 мин.
Уровень выходного напряжения (или мощности) регулируется в пределах ' 120 дБ, нижний предел выходного напряжения определяется величиной чувствительности испытываемых приемников и составляет 0,1—1 мкВ. Постоянство установленного выходного напряжения составляет	1—2	дБ. Вы-
ходное сопротивление /?вых измерительных генераторов низкой частоты может быть различным (6, 60, 600, 6000 Ом); /?вых высокочастотных генераторов устанавливается в пределах единиц и десятков Ом. Сопротивление ДвыХ сверхвысокочастотных генераторов с коаксиальным выходом равно 50 или 75 Ом, генераторов с волноводным выходом определяется сечением и типом волновода.
Генераторы импульсных сигналов (Г5) применяются для снятия амплитудных и переходных характеристик видеоусилителей, дискриминаторов, измерения временных характеристик (быстродействия, разрешающей способности), для настройки, проверки и калибровки различных селективных устройств. Их основные параметры-' длительность выходных импульсов (от наносекунды до 1с), амплитуда (10-2 — 150 В), частота повторения (0,1—10s Гц). По назначению генераторы импульсов делятся на четыре группы: 1 — с точной калибровкой амплитуды, II — с точной калибровкой длительности и временных сдвигов; III — с точной калибровкой частоты повторения, IV — универсальные, с одинаковой точностью основных параметров.
Генераторы качающейся частоты (Г8), или, как их называют, «свип-генераторы», применяются для снятия частотных характеристик
214
различных устройств. Эти генераторы характеризуются диапазоном частот, стабильностью „частоты (нестабильностью «10~3 — 10-4), законом изменения частоты, периодом свнпирования (0,02—40 с), видом модуляции, неравномерностью уровня выходного напряжения, выходным сопротивлением (600, 75 Ом).
Генераторы шумовых сигналов (Г2) применяются при испытаниях радиоприемных устройств, систем автоматического регулирования, РЛС. В зависимости от диапазона генерируемых частот флуктуационного напряжения они подразделяются на инфранизкочастотные, низкочастотные, высокочастотные и сверхвысокочастотные. По ширине спектра генерируемых частот различают узкополосные (Afm и широкополосные (Л/ш— fe-p).
При измерениях применяются различные дополнительные устройства для уменьшения погрешностей и расширения возможностей измерительных генераторов. К ним относятся:
симметрирующие трансформаторы, необходимые для превращения несимметричного выхода измерительного генератора в .........пый;
ферритовые вентили — для связи измерите?......ого ггнернтора с нагрузкой
без заметной потери мощности, ослабление п прямом niiiiiniiuiciiiiii — 0,1 дБ, в обратном — более 20 дБ;
согласованные нагрузочные резисторы используются и кпчсстпе имитаторов реальных нагрузок;	•»
различные высокочастотные переходники — для .........пня н пила....шипя
выхода генератора с различными нагрузками;
аттенюаторы, предназначающиеся для понижения напряжении (или мощности) в известное число раз. Величина ослабления одного пгтенюитора 40—60 дБ. Для большего ослабления их соединяют ноеледонасельпо.
Ваттметры СВЧ (подгруппа М) по способу uiu....................ерсдаюший
тракт подразделяется па ваттметры проходящей (нпдгруннп М2) и поглощаемой мощностей (подгруппа М3); по виду первичных и 1Мернгелы1ых преобразователей—на тепловые (каломстрическнс, термоэлектрические, термисторные и балометрические), пондемоторныс (прн iiciionirioiiniiiiii эффекта механического воздействия электромагнитного поля), ферритовые (при нспользовнинн эффекта — на коаксиальные и волноводные. Классы точности ваттметров: 1,0; 1,5; кого поля), электронные (диодные, на эффекте Холла и др.); по характеру измеряемой мощности — па ваттметры среднего значения мощности непрерывных или импульсно-модулированных сигналов, а также на ваттметры импульсной мощности; по уровню средних значений измеряющей мощности — иа ваттметры малой мощности (до 10 мВт), средней мощности (свыше 10 мВт), большой мощности (от 10 Вт до 10 кВт); по типу СВЧ тракта — на коаксиальные и волноводные. Классы точности ваттметров: 1,0; 1,5; 2,5; 4,0; 6,0; 10,0; 15,0; 25,0. Выбирают ваттметр исходя из уровня измеряемой мощности, диапазона частот, требуемой точности измерения, вида СВЧ тракта и условий эксплуатации.
В процессе измерений необходимо обращать внимание па тщательность соединений СВЧ разъемов, избегать лишних переходных устройств, так как они могут увеличить КСВ, потери и тем самым увеличатся погрешности измерения. В случае применения таких устройств необходимо учитывать вносимые потери и КСВ. Нельзя превышать допустимый уровень импульсной мощности при измерении среднего значения мощности даже в том случае, если средняя мощность будет в допустимых пределах.
Выключение ваттметра производится после снятия СВЧ мощности.
Осциллографы (подгруппа С) предназначаются для наблюдения и регистрации (фотографирования) характера изменения по времени различных электрических величин. Основные характеристики: полоса пропускания каналов, чувствительность, частота или длительность развертки, погрешности амплитудных и временных измерений, входные сопротивления и емкости.
Выбор электронного осциллографа производится в зависимости от ожидаемых характеристик исследуемых сигналов, степени точности измерения, числа одновременно регистрируемых параметров и т. д. Условно осциллографы объединяются в следующие группы;
1)	осциллографы общего назначения; применяются для исследования низкочастотных процессов и импульсных сигналов; у этих приборов полоса про-
215
Рис. 3.16. Примеры искажений осциллограмм
пускания в пределах от 0 до 100 МГц, диапазон исследуемых амплитуд от единиц милливольт до сотен вольт;
2)	широкополосные и стробоскопические осциллографы; применяются для исследования высокочастотных электрических процессов и импульсных сигналов наносекундной длительности; имеют полосу пропускания до единиц гигагерц и достаточно высокую чувствительность;
3)	многолучевые осциллографы; предназначаются для одновременного наблюдения двух и более электрических процессов, синхронность которых необходимо исследовать;
4)	высокочувствительные осциллографы; предназначаются для наблюдения сигналов с достаточно малыми значениями амплитуды; чувствительность канала вертикального отклонения таких осциллографов имеет значение порядка 5 мм/мВ;
5)	осциллографы с высокой точностью измерения амплитуд; относительная погрешность измерения около 2%;
(>) запоминающие осциллографы; предназначаются для регистрации (без применении фотографии) однократных н редко попгорикицихся сигналов, изо-брпжеппе которых может сохраняться длительное время; полоса пропускания до 20 МГц, Д1Н1НЛ.1ОН амплитуд исследуемых сигналов — от десятков милливольт до сотен вольт.
Подключение осциллографа к источнику исследуемого сигнала upon шоднт'с» проводами и коаксиальным кабелем. Простые провода применяются при наблюдении непрерывных сигналов не очень высоких частот, высокочастотные коаксиальные кабели — при исследовании импульсов и напряжений высоких частот. Входная емкость и активное сопротивление осциллографа могут изменить режим работы исследуемой схемы, поэтому осциллограф необходимо подключать через вспомогательный катодный или эмиттерный повторитель. Исследование высоковольтных импульсных напряжений необходимо производить через делитель напряжения.
Искажения осциллограмм (рис. 3.16) объясняются причинами;
1.	При подаче на вход гармонического сигнала наблюдается перекошенная несимметричная синусоида (рис. 3.16, а). Для получения на экране неискаженного изображения одного периода исследуемого напряжения увеличивают длительность развертки в 2—3 раза. Тогда на экране получается изображение двух-трех периодов, из которых только последний искажен в результате значительного обратного хода.
2.	Помимо основной кривой, наблюдается дополнительная кривая с пониженной яркостью свечения (рис. 3.16, б). Это связано с отсутствием гашения луча при обратном ходе.
3.	Изображение нескольких периодов напряжения неравномерно; начальная часть более растянута, чем конечная (рис. 3.16, а). Причина — в значительной нелинейности развертки (луч перемещается с непостоянной скоростью).
4.	Изгиб огибающей изображения ’сигнала (рис. 3.16, г). Причиной является наличие низкочастотного фона в усилителе вертикального отклонения.
216 '
5.	Не наблюдается фронт импульса (рис. 3.16, 5). Это является следствп-ем неправильной синхронизации генератора ждущей развертки; фронт iiMiiy.ui. са поступает на вертикально отклоняющие пластины ЭЛТ раньше, чем в:......
нается горизонтальная развертка.
6.	Фронт и срез изображения прямоугольного импульса получаются слишком пологими, округленными. Изображение имеет форму прямоугольного сигнала, прошедшего интегрирующую цепь (рис. 3.16, е). Это обусловлено западанием амплитудно-частотной характеристики канала вертикального отклонения на высоких частотах, которое приводит к частотным искажениям, сопровождающимся фазовыми искажениями.
7.	Вершина импульса имеет заметный спад, т. с. высота изображения в конце вершины меньше высоты в начале перши...... (рис. 3.16, ж). Подобное
искажение вызывается западанием нмнлнтудно частотной характеристики канала вертикального отклонения в области iiii.ikiix частот и встречается чаще всего при весьма большой длительности импульса.
8.	Вершина импульса получается волнистой (рис 3 lli, .<) Причина заключается в возникновении паразитных рсаонннсон в цепях канала вертикального отклонения.
9.	Вершина импульса подозрительно ровная и плоская, и переходы <>т фрон та к плоской части и от последней к среде застроены (рис 3.1(1, н) >то может объясняться ограничениями в усилителе.
10.	Наблюдается фокусировка (увеличение диаметра) ininia »н> обвис-няется нестабильностью питающих напряжений.
11.	Качество фокусировки по обеим осям псодннпкопо н<> o/uiofi осп .хорошее, по другой неудовлетворительное. Подобное искажение осциллограммы носит название астигматизма н обусловлено iiciipaniiai.iiUM взаимным расположением электронно-оптической и отклоняющих систем.
Частотомеры применяются резонансные (подгруппа 42). гетеродинные (44) и электронно-счетные (43). Основные. xupniciepm linen частотомеров: рабочий диапазон, погрешность, предельная (пороговая) чуветонтельпоегь.
Рабочий диапазон характеризуется коэффициентом перекрытия £fl=fmax/fmin, где fmax и fmin — соответственно максимальные и минимальные частоты, измеряемые данным прибором.
Предельная чувствительность определяется минимальной мощностью Pmin или напряжением 67min сигнала на входе частотомера, при которых воздействие этого сигнала еще обнаруживается его индикатором. Например, предельная чувствительность 100 мкВт/IO мкА обозначает, что сигнал мощностью 100 мкВт вызывает через индикатор ток, равный 10 мкА.
Резонансные частотомеры обеспечивают изменения во всем используемом диапазоне частот. Имеют погрешность измерения, не превышающую, как прави-
Рис. 3.17. График, поясняющий метод двух отсчетов
Рис. 3.18. График, поясняющий настройку гетероидного частотомера
217
«о, 0,1% 11 пороговую чувствительность 1 мВт. Класс точности резонансных Частотомеров: 0,005; 0,001; 0,02; 0,05; 0,1; 0,2; 0,5; 1,0.
Связь частотомера с генератором п уровень его мощности регулируют таким образом, чтобы отклонение стрелки индикатора частотомера было в пределах 0,5—0,75 шкалы
При настройке частотомера в резонанс рекомендуется плавно ii.iMciinII, ‘ineroiy настройки —- рис. 3.17. При этом уменьшаются люфтовые noipriiniocTii мех»|цг.1ма Для уменьшения погрешности измерения, связанной с |||||'тр<>Пн<>й и pi шнапс, применяют так называемый вилочный отсчет.
Сии'шла при некоторой расстройке берут два отсчета ft и /в, соответствующие пдпнпкииым показаниям индикатора (at^a2) при подходе к резонансной частоте /о or меньшего значения частоты к большему, потом два отсчета /з и /4 от большего HHi'ieiiiiii частоты к меньшему. Расстройку рекомендуется брать так, чтобы одина-ионые показания индикатора лежали в пределах 70—80% относительно его максимального ( атах) значения .при резонансе .(рис. 3.17). Потом определяют f — (fi+ffift и Г=(/з+Л)/2, а за резонансную частоту принимают 7о=(/'+/")/2«
Гетеродинные частотомеры перекрывают диапазон частот от 100 кГц до 40 МГц, имеют погрешность от 5-10’4 до 5-10-5 и чувствительность — от 0,1 мВт до 10 мкВт. Гетеродинный метод измерения частоты (рис. 3.18) является методом сравнения измеряемой частоты fx с частотой перестраиваемого гетеродина fT, значение которого известно с высокой точностью. Индикатором пулевых биений, как правило, являются телефоны. При правильной перестройке гетеродина fT высота звука должна уменьшаться. Точность определения момента получения нулев,ых биений ограничивается тем, что человеческое ухо нс воспринимает акустические колебания с частотой ниже 15—20 Гц. В результате вместо точки возникает область нулевых биений, и абсолютная погрешность измерения частоты достигает 30—40 Гц.
Для повышения точности измерения частоты методом нулевых биений к нагрузке детектора можно подключить прибор магнитоэлектрической системы или осциллограф. Понизить величину погрешности за счет точности градуировки можно путем использования калибровки перед каждым измерением. Следует иметь и виду, что нее гетеродинные частотомеры требуют большого времени нршренп (1 1,5 ч) При намерениях необходимо, чтобы волномер был слабо спи.-пш С источником 10>леб|Н1ПЙ. При проверке градуировки гетеродинным частотомером шкал р11днонсргдлтч11К011 н радиоприемников существует принципи-ЙЛЫ1ПН розница При пронерке градуировки радиоприемника телефон подклю-чиетсн не к частотомеру, а па выход радиоприемника, высокая чувствительность которого используется для расширения спектра применяемых гармоник частотомера или калибратора. Приемник, настраиваемый в резонанс с соответствующей гармоникой частотомера, должен иметь второй гетеродин.
Электронно-счетные частотомеры (43) являются универсальными измерительными приборами, позволяющими, помимо частоты, измерять период, временной интервал, длительность импульса, отношение частот. Каждый такой частотомер обеспечивает большой диапазон измерения частот (10 Гц—100 МГц), высокую точность измерения (относительная погрешность 10-6— 5-10-8) и имеет цифровой отсчет.
Средства контроля
Общие сведения. Контроль состояния ЛА является основой поддержания высокой надежности и готовности. Контролем называют процесс установления соответствия между состоянием объекта контроля и заранее заданными допусками путем восприятия сигналов о значениях контролируемых параметров, сопоставления значений параметров с допусками, формирования и выдачи суждения о результате. Допуском называется такое установленное опытом и расчетом допустимое поле значений параметра объекта, при котором объект способен выполнять заданные функции, сохраняя свои технические показатели в течение требуемого времени при определенных условиях. При эксплуатации в процессе контроля ЛА пользуются значениями эксплуатационных допусков, ус
218
тановленных эксплуатационной документацией. Понятие контроль включает в себя измерение, при контроле результат измерения сравнивается с допустимым значением параметров и принимается решение иа пригодность и непригодность объекта контроля к использованию. Кроме того, при контроле анализируются качественные признаки свойств объекта контроля.
Виды контроля. В зависимости от решаемых задач контроль подразделяется иа следующие виды:
контроль функционирования, когда дается качественная оценка работы; контроль работоспособности, когда получают количественную оценку качества работы объекта; диагностический контроль, позволяющий определить место и причину отказа; прогнозирующий контроль, дающий возможность предсказать состояния объекта в будущем; профилактический контроль, когда при определении параметров объекта, близких к 'предельно допустимым, выясняется необходимость регулировки объекта или замены и нем узлов или деталей.
Качество контроля зависит от конгроленрнгодшкти объектов контроля и применяемых средств контроля. Под контролепригодностью понимается приспособленность объекта к проведению копгролн Например, под хорошей контролепригодностью ЛА подразумевается возможность контроля отдельных узлов, агрегатов, объектов оборудования исносредетненно ни Л Л Хорошей контролепригодностью объекта РЭО считаете)*, когда контроль пирометров объекта возможен с минимальными затратами без вскрытия iiininpn гуры и изъятия из иее отдельных узлов.
Средствами контроля называются устройспш или мптеривлы, применяемые для осуществления контроля.
Классификация средств контроля. При экенлуптпцпн пшощнонной техники применяются средства контроля, характеризуемые рпапообр.тзными свойствами и оцениваемые рядом признаков. В основу клигенфниицин средств контроля положены следующие признаки: место |цровслмшн и объект контроля, применяемость в различных условиях, ннд спит г объектом контроля, целевое назначение, вид измерительной информации, стешчн, ymiHicpcaain-зации, способ управления процессом контроля, вид нредстМ1лення результатов контроля.
По месту проведения контроля при эксплуатации авиационной техники средства контроля подразделяются на бортовые, размещаемые непосредственно на ЛА и позволяющие осуществлять контроль в полете или прн подготовках на земле; наземные, применяемые при выполнении регламентных, профилактических и ремонтных работ.
По принадлежности к объектам контроля средства контроля разделяются на две основные группы:
средства контроля общего применения для измерения и контроля параметров различных объектов контроля (приборы для измерения величины напряжения, токов, мощности, установки для контроля электровакуумных приборов и др,);
специальные средства контроля для контроля объектов только данного типа (автоматизированная система контроля самолета данного тина, контрольная установка для автопилота, радиостанции данного типа и др.). Специальные средства контроля для контроля объектов разных типов, по одного класса, называются унифицированными. Так, например, автоматизированная система контроля радиоэлектронного оборудования разных типов истребителей (один класс); установка для контроля автопилотов всех типов. По количеству контролируемых объектов средства контроля применяются для комплексного контроля параметров летательного аппарата (включая все виды оборудования), видов оборудования (например, радиоэлектронного" оборудования) и отдельного контроля различной аппаратуру, ее блоков (например, авиагоризонта, блока передатчика радиостанции и т. п.) и элементов (электровакуумные и полупроводниковые приборы).
По применяемости в различных климатических условиях и транспортировке средства контроля подразделяются на используемые иа воздухе (полевая аппаратура) и в помещении: переносные, размещенные на передвижных средствах.
219
По виду связи с объектом контроля средства контроля различаются на встроенные средства контроля, характеризующиеся тем, что их функциональные системы размещены совместно с контролируемым объектом. Примером таких средств являются встроенные системы контроля сложных радиоэлектронных стпнний; автономные средства контроля, размещенные отдельно пт объекта контроля. Передача измерительной информации может осуществляться по кннплпм проводной связи (кабелям) или радиоканалам (через npitcrptiiieriiii) В перлом случае средства называются контактными, во втором — бесконтактными.
11 о нелепому назначению средства контроля предназначаются для
контроля состояния объектов по множеству параметров, когда текущие пни.......араметров объекта сопоставляются со значениями параметров, вы-
рпбптын.'1емыми самим средством контроля, в этом случае дается оценка cocci...я объекта контроля;
поиска отказов в объекте контроля по множеству параметров, когда сопоставляются текущие значения параметров с допустимыми значениями на эти параметры с целью указания места отказа;
прогнозирования состояния объекта контроля по множеству параметров, когда с помощью средства контроля обрабатываются текущие значения параметров и вырабатываются рекомендации на проведение очередных профилактических работ, контроля и регулировки объекта контроля:
По видам измерительной информации средства контроля различаются иа аналоговые, дискретные и смешанные:
в аналоговых функциональные схемы построены так, что измерительная информация является непрерывной функцией измеряемых параметров;
в дискретных работа всех функциональных схем осуществляется в дискретном коде, при этом измерительная информация преобразуется в требуемый код (обычно двоичный). Синхронизирующие управляющие и эталонные сигналы представляются также в двоичном коде.
п смешанной работа одной части функциональных схем осуществляется в дискретном коде, другой — непрерывными сигналами.
По способу управления процессом контроля средст-IHI контроля р.плпчпюг пи:
iiiiioMin ii'iei цис об< с||с'111||.||0|цис иронедеппе контроля без непосредственною участии челипскп;
iiuioMimi iiipoiiniiHbir — обегнсчнпающис проведение контроля с участием Hivioiieiui Часть программы контроля реализуется вручную, часть программы пи тома 111ЧССКП;
ручные — обеспечивающие проведение контроля при непосредственном участии человека.
По виду представления результата контроля средства контроля различаются на:
средства контроля с качественным представлением результатов контроля (когда дается оценка типа: «годен — негоден», «исправен — неисправен», «в допуске — не в допуске);
средства контроля с количественным представлением результатов измерений в виде числовой информации.
Бортовые средства контроля (рис. 3.19) подразделяются на встроенные средства контроля (ВСК), многокомпонентные (МС) и аварийные самописцы (АС), речевые информаторы (РИ).
Встроенные средства контроля подразделяются на измерительные приборы и встроенные системы контроля. Измерительные приборы (обычно аналоговые) Применяются для контроля одного, реже двух, трех параметров, устанавливаются иа приборных досках, щитках управления и местах, удобных для наблюдения. Индикация представляется в виде числового значения или информации «да — нет». Встроенные системы контроля представляют собой измерительные средства, функционально связанные и конструктивно объединенные с бортовым оборудованием, предназначаются для непрерывных измерений по заданной программе значений основных параметров, характеризующих работоспособность оборудования. Дают возможность определить работо-
220
1’пе.	3.19. Применение технических
среде i'll кон троля непосредственно на самолете (радиоэлектронное и авиационное оборудование, двигатель).
способность объектов и отыскать место неисправности с точностью до сменного блока (узла). В зависимости от конструкций и сложности системы встроенного контроля могут включать блоки анализа, вычисления и т. п. В некоторых системах используются специализированные или центральные (при наземных проверках) ЦВМ.
Многокомпонентный са м о п и с е ц состоит из блока записи (регистрации) измеряемых параметров и блока согласования магнитных головок с датчиками, подсо-
единенными к объектам контроля. Кассета с мигни гной пленкой после полета расшифровывается в специальной наземной ининритурс Лиа пн полетной записи может производиться и нескольких режпмпх Например, получение за несколько минут экспресс-информации о выходе регистрируемых параметров за поле допуска, получение перфокарты или грнфпкоп с pci iierp.i-цией значений изменяющихся параметров. Могут быть более сложные спев-мы с использованием многокомпонентных самописцев. Система имеет пулы уирин леиия и индикации, иа котором регистрируются отказы. С помощью ЦВМ производится анализ возникшей ситуации и выдаются ни снецнилыщм табло рекомендации по устранению отказа (например,	иклк> < пик» рсаерипых
средств).
Аварийные самописцы иредназпачпюгся для выяснения аварийной обстановки и должны сохранять информацию при ннарнях и катастрофах.
Аппаратура речевой информ а ц н п иред< т.'шляет собой магнитофон с 10—15 предварительно записанными компндпмп н члектронноло!Нисским блоком. Если летчик нарушит последовательность выполнения пш рации (например, при заходе на посадку), то система контроля речевого информатора вырабатывает летчику команду по исправлению его ошибки. Для контроля РЭО преимущественно применяются встроенные средства контроля.
Наземные средства контроля ЛА. Для контроля агрегатов и оборудования непосредственно на ЛА применяются автоматизированные системы контроля (АСК), приборы автоматизированного контроля (ПАК), комплексные системы контроля (КСК) и контрольно-проверочная аппаратура (КПА). Для контроля агрегатов и оборудования ЛА в лабораторных условиях применяются радио-измерительные приборы (РИП) и эксплуатационно-ремонтная аппаратура (ЭРА). Во многих случаях могут применяться ПАК и КПА.
Автоматизированные системы контроля (АСК) размещаются в автомобиле или прицепе, подсоединяются к объектам контроля (ОКь OKs —, ОКп) ЛА через объединенный разъем (ОР) (рис. 3.19) и нозполяют производить комплексный контроль всех видов. ЛСК могут иметь постоянную И сменную программы. Постоянная программа используется, как правило, в специализированных АСК, она не может быть автоматически изменена в зависимости от возникшей при контроле ситуации. Смена программы связана с заменой носителя (перфолента, перфокарта, магнитная лента).
Сменная программа АСК обеспечивается долговременно запоминающим устройством, содержащим несколько программ, и системой развитой логики, где осуществляется выбор нужной программы в зависимости от возникшей ситуации при контроле.
Одни из возможных вариантов построения структурной схемы АСК изображен на рис. 3.20.
Объектами контроля ОКь OKs, —, ОКп могут быть двигатель, авиационное оборудование, связные и навигационные радиостанции и т. д. От генераторов сигналов (ГС), расположенных в АСК, к объектам контроля поступают воздействия (напряжения, токи, давления и т. д.), необходимые для нормальной работы объектов. Измеряемые параметры объектов подводятся к преобразователям (П), в которых происходит преобразование всех величии независимо от их
221
I
/7.У	| и ,	|
।----------------------------------------------------------------1
Рис. 3.20, Структурная схема наземной ацтомагиэиропаппоп системы контроля
Рис. 3.21. Структурная схема типового прибора автоматизи- . рованного контроля
физической сущности, в электрическую величину, например, в напряжение постоянного тока. Нормализаторы (Н) приводят значения преобразованных величин напряжений к определенным (нормальным) уровням. В качестве нормализаторов используются ' Делители напряжения, трансформаторы и т. д. Нормализованные электрические сигналы направляются в аналогово-цифровой преобразователь (АЦП) через бортовой коммутатор (БК), объединенный разъем и наземный коммутатор АСК ,(НК).
В АЦП электрические сигналы преобразуются в цифровой код и поступают к цифровой вычислительной машине (ЦВМ). ЦВМ позволяет определить значения измеряемых величии, сравнить их с номинальными значениями, сопоставить полученные разности с допусками. Результаты контроля выдаются на устройство индикации (И), которое может быть световым, звуковым, с записью на бумажную или магнитную ленту.
Работой всего комплекса управляет блок управления (БУ), находящийся под воздействием сигналов ЦВМ. Он определяет режим работы генераторов сигналов (ГС), производит необходимые переключения в бортовом и наземном коммутаторах, а также управляет работой объектов контроля. Программирующее устройство (ПУ) предназначено для задания программы работы АСК-
Достоинствами цифровых АСК являются иысокос быстродействие, большая точность рлботы, широкие возможности проведения логических операций, сравнительная легкость и im< пения программы контроля.
Приборы автоматизированного контроля (ПАК) представляют собой автоматизированное устройство, предназначенное для контроля большого числа параметров (от 10 до 80) одного объекта. Конструктивно ПАК выполняются как переносные приборы. ПАК могут размещаться в автомашине или прицепе.
Структурная схема типового автоматизированного контроля изображена иа рис. 3.21. ПАК подключается к объекту контроля (ОК) через индивидуальный разъем ИР. Программирующее устройство (ПУ) через блок управления (БУ) управляет режимами работы объекта контроля и коммутатора (К). Генератор сигналов (ГС) вырабатывает воздействия, необходимые для нормальной работы объекта контроля. Нормализация значений измеряемых параметров осуществляется с помощью нормализатора (Н). Коммутатор (К) обеспечивает последовательное подведение к схеме сравнения (СС) нормализованных значений различных параметров и образцовых сигналов (ОС), соответствующим этим параметрам.
222
Результаты сравнения в виде сигналов ошибки поступают к индикатору (И). Если какой-либо сигнал ошибки выходит за пределы допуска, то на табло индикатора высвечивается надпись — «негоден — меньше», или «негоден — больше», а программирующее устройство подает команду остановки, прекращающую автоматическую проверку объекта. В этом случае оператор может либо продолжать проверку, для чего вручную переводит автомат на контроль следующего параметра, либо приступить к поиску неисправности и ее устранению. Если в ПАК предусмотри! режим диагностического контроля, то поиск неисправностей производится автоматически. Если при контроле все параметры объекта оказались в пределах допуска, то после контроля последнего параметра на индикаторе высвечивается надшит, «исправен».
В ПАК кроме визуальной индпкицпп может быть предусмотрена регистрация измеренных параметров (запись пл бумнжпую пли магнитную ленту). Достоинство ПАК состоит в том, что время контроля обоек гон с его помощью незначительно (3—5 мин). Недостатком же такого методи контроля является необходимость использовать несколько приборов для обслужпипшш 1’30 самолета. Это значительно усложняет эксплуатацию п увсличиииется суммарное время контроля.
Комплексная система контроля (КС К) прелиншнчается для комплексной проверки агрегатов и оборудования ЛА, нредстппляет собой комплекс контрольно-проверочных приборов, объединенный единой системой уп-правления и индикации, размещаемый па подвижном среде rue. К( К подключается к контролируемом объектам ЛА через объединенный (ОР) или ннднин-дуальный разъемы (ИР) (рис. 3.19); контроль РЭО во многих случаях осуществляется бесконтактным способом.
Контрольно-проверочная а и и а р и т у р н (КПА) является переносной и предназначается для конгроля конкретных объектов нлп вида оборудования (элементов). К КПА относятся имитаторы, контрольные приборы, контрольно-проверочные приборы и приборы nporiio.iuropLi
Имитаторы представляют перепоены! приборы, создающие (имитирующие) сигналы наземных радиосрсдств, с которыми работает проверяемый объект РЭО, связь осуществляется бесконтактным способом.
Контрольные приборы (КП) служат для поиска и определения места неисправности проверяемого РЭО. Связь с РЭО осуществляется через контрольный разъем, на гнездах которого проверяются наличие и величины напряжений, токов и т. п.
Контрольн о-п роверочные приборы (КПП) представляют собой устройства индивидуального применения для измерения всех основных контролируемых параметров проверяемого объекта только в нужных диапазонах и пределах. В зависимости от сложности к РЭО могут придаваться один или несколько КПП.
Прибор ы-п рогнозаторы служат для контроля изделий электронной техники, дают возможность осуществлять прогноз их работоспособности на определенный период времени. Такие приборы обычно разрабатываются для контроля электронных приборов (приемно-усилительных ламп, электронно-лучевых трубок, полупроводниковых приборов и др.)
Прогнозировать состояние изделий РЭО можно с помощью обычных средств контроля. Для этого надо знать их прогнозирующие параметру. Например, для электронно-лучевых трубок прогнозирующим параметром является ток катода при недокале. Прогнозирующим параметром многих изделий являются их шумовые характеристики.
Эксплуатационно-ремонтная аппаратура предназначает-, ся для выполнения профилактических и ремонтных работ с объектами РЭО с помощью средств контроля. К этой аппаратуре относятся эксплуатационно-ремонтные пульты, контрольно-ремонтные стенды и другое оборудование. Эксплуатационно-ремонтные пульты (ЭРП) представляют собой устройства, предназначенные для контроля отдельных блоков (кассет, узлов) на любом рабочем месте, а в некоторых случаях и непосредственно на ЛА. ЭРП включает в себя блок питания, эквивалент нагрузки, систему управления и коммутации. Контролируемый блок (кассеты, узла) подключается через разъемы к ЭРПу; измерение параметров осуществляется с помощью отдельных средств контроля.
223
К о н т р о л ь н о-p е м о п т и ы й стенд имеет то же назначение, что и ЭРП, и представляет автономный комплекс оборудования, скомпонованный в виде рабочего места. В комплект КРС входят: различные поворотные устройства для удобной работы с проверяемыми блоками, ЭРП, КПП, РИП, инструмент, ЗИП.
Комн л е и с н ы й с т с н д представляет собой полный комплект блоков копкреТного <>б|,iKia РЭО. Конструктивно выполняется таким образом, чтобы было удобно анмснип. контрольный блок (т. е. блок стенда) на испытуемый и ирон П1ОДПТ1. ti iMcpciiHii его характеристик с помощью КПА. Предназначается для регулировки н настройки отдельных блоков, поиска в них неисправностей, 4 .тнкже для комплексной проверки всего комплекта объекта.
Другие средства наземного обслуживания. К ним относя гея устройства для транспортировки, средства механизации для проведения монтажных и демонтажных работ, устройства для обеспечения биологической защиты личного состава от вредного воздействия электромагнитной энергии, различный специальный инструмент и другое оборудование.
4. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ АНТЕННО-ФИДЕРНЫХ СИСТЕМ
Антенно-фидерные системы
Антенно-фидерные системы (АФС) предназначаются для приема, излучения электромагнитных волн и передачи электромагнитной энергии. АФС состоят из антенн и линии передач.
Общая характеристика антени. Антенной называется устройство, предназначенное для излучения и приема электромагнитных волн. Одна и та же антенна может использоваться как для излучения, так и для приема радиоволн. Можно считать, что основные характеристики антенны, в том числе и направленность ее действия, остаются одинаковыми при излучении и приеме. . Передающие антенны характеризуются следующими основными показателями: диаграммой направленности, ко >ффнцпе11том направленного действия, коэффициентом полезного дейстнпя, коэффициентом усиления, частотной характеристикой полярп 1.1ЦИОННОЙ диаграммой.
Диаграмма направленности антенны по полю /7(ф, 0) характеризует зависимость амплитуды Е (<р, 0) напряженности электрического поля в равноудаленных от антенны точках пространства (например, точка М на рис. 3.22) от угловых координат ф и 0 этих точек относительно точки расположения антенны. Прибор И измеряет плотность мощности пли напряженность электромагнитного поля. Обычно пользуются нормированными диаграммами, максимальное значение которых равно единице 0^/7(<р, 0)^1-При этом
Е(ср, 0) = Z?max Л (<р, 0).
Диаграмма направленности по мощности F2 (ф, 0) характеризует зависимость плотности мощности р (ф, 0) электромагнитной волны в равноудаленных точках пространства от угловых координат ф и 0 Зтих точек относительно антенны
р (р, 0) = Ртах Е2 (т, 0).
Пространственная диаграмма направленности антенны представляет собой поверхность сложной формы; на практике пользуются сечениями диаграммы направленности какими-либо плоскостями. В качестве таких секущих плоскостей большей частью выбирают две взаимно перпендикулярные плоскости, проходящие через максимум диаграммы направленности. При этом сечение диаграммы направленности главной плоскостью, содержащей электрический вектор, называется диаграммой направленности в Е-ллоскостп, а сечение главной плоскостью, содержащей магнитный вектор, —
224
Диаграммой направленности в Н-плоскостй. Диаграммы направленности строятся в полярных (рис. 3.23, а) и прямоугольных координатах с •линейным (рис. 3.23, б) и логарифмическим масштабом (рис. 3.23, в). Полярные диаграммы более наглядны, а диаграммы направленности в прямоугольных координатах более точны и удобны при пользовании. В логарифмическом масштабе (в децибелах)
Л2 = 20 lgF(cp, 0) = 10lgFa (<р, 0).
Шириной диаграммы на и р п в л е н пости (или шириной луча РЭС) в дынной плоскости называется угол <ро,5, в пределах которого плотность мощности уменьшается до полони ны максимального значения (угол между точками А и Б)-, соответственно амплитуда напряжен ности поля в пределах угла <Po,s, уменьшается до 0,7 или на 3 дБ в логарифмическом масштабе.
Коэффициент направленного действия D (<р, 0) (КНД) антенны представляет собой число, показывающее, во сколько раз плотность мощности излучения в данном направлении при использовании антенны напраи ленного действия превышает плотность мощности ненаправленной антенны. Значения КНД .iiiiiiicht от направления распространении полны
£)(<Р, 0) = An.™ F* (?, Н).
Ко э ф ф и ц и е н т полезного действия цд (КПД) антенны есть отношение излучаемой мощности Ps к мощности Рл, подводимой от передатчика
Ча = ръ / рх.
Коэффициентом усиления антенны называется произведение коэффициентов направленного действия и полезного действия
G(?, 0) = rlkD(^, 0);
G (?, О) = Gmax F2 (<f>, 0).
При изменении частоты излучаемых колебаний могут изменяться значения всех перечисленных выше показателей. Рабочим диапазоном антенны называется интервал частот Д/д, в пределах которого значения параметров антенны не выходят из заданных границ.
Поляризационная диаграмма антенны представляет собой зависимость поляризации излучаемой волны от направления ее распространения П (<р, 0). Часто поляризационной диаграммой антенны называют зависимость коэффициента эллиптичности k„ (<р, 0) излученной волны от направления ее распространения. Коэффициент эллиптичности определяется отношением малой Ъ полуоси эллипса к большой а (т. е. k3 = b/a).
Рис. 3 22 Схема измерении дпнгрнмм ниправленности
Рис. 3.23. Изображение узких диаграмм направленности:
а — в полярных координатах; б — в прямоугольных координатах в линейном масштабе; в — в прямоугольных КООрДИ' натах в логарифмическом масштабе
8—397
225
Таблица 3.20
Характеристики дишрпмм Ш|нр1111лсн1|(>стн^различпых антенн
Г||П II у» 1|Н>П(Ч1111 niilrilllLI
Характеристики диаграммы направленности ДН
.’1е|>1<плы1н>1 параболическая антенна. И фокусе иркала диаметром d у< гаиоилен еллбопанраиленный облучатель
Jlini.ioiuiH антенна. Облучатель нахо-Д1ПСП и фокусе линзы диаметром d
Диэлектрическая антенна. Состоит из диэлектрического стержня длиною L и возбуждающего устройства
Спиральная объемная антенна.
Состоит из спирали, намотанной на диэлектрический стержень, и экрана. Диаметр спирали d, число витков п, шаг S
Спиральная плоская антенна. Металлизированные ветви спирали нанесены на диэлектрическую пластину, металлизированную с другой стороны и расположенную н раскрыве резонатора п
I’yiKipiuiii ДНГС1ПЫ. В ппр.1м11дал|| пом рупоре ширина ишрокоП сникни, узкой «
Целении niiieiiiia. В металлической обшинкс пырсааск я щель длиной х X/2 и шириной х 0,()1Х. С внутренней стороны обшивки щель закрыта резонатором
Волиоводно-щ елевая антенна. В. широкой стенке волновода прорезается п щелей, расстояние между щелями в
Максимум ДН располагается по оптической оси зеркала. Поляризация определяется типом облучателя. Ширина ДН О =70’X/rf, усиление G = 4— 7d/X2
Максимум ДН располагается по оптической оси. Поляризация определяется типом облучателя. 0 = 70°X/d, G = 4,5 (d/X)2
Максимум ДН располагается по оси стержня. Поляризация определяется типом облучателя в возбудителе
0 = 6O°VXTT; G = 7 —8 L/X
Максимум ДН располагается по оси стержня. Поляризация круговая
0 = (52°М) JX/nS ;G = 15 1—kS/X
ДН имеет широкий лепесток, максимум ДН перпендикулярен плоскости пластины. Поляризация круговая G х 5
Максимум Д| I перпендикулярен плоско) гн раскрыла рупора, поляризация ли-iiiTlii.in (может быть круговой) (-) 80°Х/я; •р 53" Х/«; (I 7,5 ян/Х2
ДН имеет ппцхжпй лепесток, максимум перпендикулярен плоскости обшивки, поляризация линейная; 0x5
Максимум ДН перпендикулярен широкой стенке волновода, поляризация ли-
нейная; 0 = 50 — 70° \1пв\ G — 3,2n
Приемные антенны могут быть охарактеризованы теми же показателями, которые приводились применительно к передающим антеннам. Кроме того, специфической характеристикой приемной антенны является ее эффективная площадь Sa, которая равна отношению мощности РПр, поступающей от антенны к согласованному с ней приемнику, к плотности мощности р радиоволны в точке приема
Sa = PvplP-
Эффективная площадь антенны з а в и с нт от направления прихода волны
Sa (у, 0) = (SAjmax/^Cf,*©).
Максимальное значение эффективной площади антенны связано с геометрической площадью S ее раскрыва
^Атах =
226
где kA — коэффициент, зависящий от закона распределения ноли и раскрыт' антенны; его значения могут лежать в пределах от 0,5 до 1, и дли значительной частоты направленных антенн kA ~ 0,8.
Эффективная площадь антенны и ее КНД связаны соотношением
Л’л (?, Н) -Х2£)(ср, 6)/4п.
В табл. 3.20 приведены данные гнноных антенн.
Конструкция и размещение самолетных антенн. К антеннам предъявляются радиотехнические требовании обеспечения необходимой диаграммы направленности, поляризации, электрической прочности, а также требования обеспечения работы прн температурных н механических но сдештштях.
При размещении антенны на самолете учиiыннются требования аэродинамики, минимальной сняли между ннтеннимн, мнннмалт пых потерь при передаче электромагнитной тнергнп по фидерным н iuuihoikpuiijm трактам. На современных самолетах применяются вибраторные, шиш.тиковые, шлей фовые, рамочные, пазовые, дисковые, щелевые, волповодпо щеченые, < пираль ные, рупорные, линзовые, зеркальные и дру) нс типы iiuieim
Вибраторные антенны нтвертьволпоный инбрпгпр 8 v круто вой диаграммой направленности и лолунолноный симметричный штбрпгор Н>. размещенный >иа остеклении кабины (рис 3 21) прпмеимюо и н дшпш «ив-УКВ. В колпачковых антеннах штыри .7, itikoiiiioiikh кнлн I н крыльев б. ото парованные от корпуса диэлектрической пеганкой, ш вт> н. ц тон >т в icii'icriiie ем костного возбуди гели корпуса самоле та Птшрнжгнне ныс окой частоты от согласующего устройства ш1Д|1одп|>'н между корпусом самолета и возбудителем; обе ттп части можно расе мн I pmiii 1I. как плечи нс ч нммс-т рнчнеп о вибрато ра. Колпачковая аптетиш имеет бстлынуто дт ih нтующую длину и высокий коэффициент поле шот о действия
Шлейфовав антенна II и и отапливаете и пт металлической трубки (шлейфа), укрепляемой на изоляторах н.ч небольшой высоте параллельно обшивке самолета. Один конец шлейфа закорочен на корпус самолета, другой через ввод подсоединен к передатчику. Корпус самолета кондуктивно возбуждается
Рттс. 3.24. Размещение антенн на самолете
8*
227
Рис. 3.25. Размещение на самолете остро направленных экранирующих антенн
шлейфом. Шлейф закрывается диэлектрическим кожухом 12, покрытым краской, препятствующей накоплению зарядов статического электричества. Рамочная антенна 2 размещается возможно ближе к геометрическому центру самолета, заподлицо с обшивкой самолета н небольшом углублении и закрывается плоским дп >лск грнчегкнм обтекателем Патовая антенна 5 представляет собой несимметричную щель, пнутренпня сторона которой замкнута, а наружная нет. Паз прорезается и основании киля или форкплс и заполняется диэлектриком, возбуждение паза осуществляется металлическим возбудителем. Дисковая антенна 7 состоит из металлического диска, окруженного по периферии изолятором,
- Волноводно-щелевая антенна 7 представляет собой набор волноводов со щелями (рис. 3.25), формирует одновременно несколько узких лучей.
Спиральные антенны могут быть цилиндрическими 2 (коническими) (рис. 3.25), состоящими из проволочной спирали, заключенной в диэлектрик (для исключения повреждения), и плоскими 9, когда на диэлектрической пластине нанесена металлическая спираль (рис. 3.24). Рупорные антенны 4 применяются для облучения большого пространства без высоких требований к точности (рис. 3.25). В линзовых антеннах б осуществляется сканирование ДН путем” перемещения облучателя 6 (рис. 3.25). Сканирование ДН у зеркальных антенн может быть за счет вращения зеркала 8 или перемещения облучателя 9. Наиболее перспективными являются фазированные антенные решетки 3 (рис. 3.25).
Проверка характеристик антенн обычно сводится к измерению диаграмм направленности и коэффициента направленного действия (Umax).
Снятие диаграммы направленности проверяемой антенны, как правило, производится в режиме приема. Функциональная схема измерений для снятия ДН па малых расстояниях между антеннами состоит из двух частей: приемной и передающей (рис. 3.26).
Приемная часть содержит проверяемую антенну 7 иа поворотном устройстве 6, измерительный аттенюатор 5, детекторную секцию 4, усилитель 3 и микроамперметр 6. Передающая часть имеет антенну 8 (обычно рупорную), частотомер 9, развязывающий аттенюатор 10, генератор 11 и импульсный мо
228
дулятор 12. Плоскости поляризации антенн 7 и 8 должны быть соимсщепы. Расстояние между антеннами должно быть:
/?>2D^/X,
где £>г — величина раскрыва проверяемой антенны в горизонтальной плоскости; X — длина волны.
Высота расположения антенн над землей
Л>Х/?//Х„
где DB — величина раскрыва антенны и пер шкальной плоскости.
Настроив приемную часть в ретенции- г передающей по максимуму показания микроамперметра с помощью аттепюп гороп 5 и II) устанавливают показания микроамперметра примерно посередине шкалы. Далее поворачивают антенну 7 в горизонтальной плоскости (и плоскости угли ф) ни заданный угол и, уменьшая затухание аттенюатора 5, поддержпшпот пока шипя микроамперметра постоянными. Изменение принимаемой антенной 7 мощности определяется по разности показаний аттенюатора 5. График /’2(<|>) строн-ген н прямоугольных координатах в логарифмическом масштабе (рнс. 3.2.4, и), Для практических целей нужно только замерить ширину ДН (точки /I, />', рппки-ть показаний аттенюатора — 3 дБ) и уровень боковых лепестков (точки II и /').
Если по условию 7? 5=2 D^.11 антенны должны быть рплнессны па большое расстояние, то можно увеличить чувствительность схемы намерения. Для этого передающая часть должна работать я режиме п< i.i гухаюшнх колебаний (исключается модулятор), а в приемной части добавляется генератор 2, т. е. приемная часть будет выполнена но схеме cynepiсмородинного приемника.
Диаграммы и а п р а в л с н н о с т и и и те ни ео е к а н и р о в а-нием луча бывают статические и динамические При спя тип статических диаграмм направленности луч антенны устапавлппается н каком-то одном определенном положении, при снятии динамических диаграмм направленности определяется зависимость величины сигнала от линейного углового перемещения луча.
В антеннах, работающих по принципу равно си гиаль-н о й зоны, определяют уровень пересечения ДН и симметричность отклонения обеих диаграмм. Если нет устройства для поворота проверяемой антенны в вертикальной плоскости (плоскости угла 0), то можно антенну повернуть вокруг оси у на 90° и вращать ее в таком положении на поворотном устройстве по азимуту. Антенна передающей части должна быть повернута тоже на 90°.
Некоторые антенны (например, у станций кругового обзора) практически невозможно поворачивать в вертикальной плоскости. В этом случае проверка ДН производится при контрольном облете на заданных высотах и по заданным курсам.
Коэффициент направленного действия 75тах может быть определен двумя способами.
Рис. 3.26. Структурная схема измерения характеристик антенны
229
Первый способ — у антенн известны ширина диаграммы направленности в двух плоскостях fo г> 11 (Л> а  тогДа /?тах = 41253/^0 5 60 5 . Например, если у05 = 1,2° и 0() я — 20"’, то />lllilx = 41253/1,2-20 = 1720.’ При коническом луче антенны (ч>0Г1) число 41 253 необходимо делить на я<р05/4.
При и т <> р <> м способе необходимы: антенна, идентичная проверяемой, и 1мерпгел1.111,|й нператор и измеритель мощности. Антенны располагаются ни paeei'oiiitiin R. осн нх совмещаются. Одна антенна питается от измерите, iii.iiiii о K-iH paiop.-i Измеритель мощности поочередно подключается к выходу iciiep.irop.i (и оперяется мощность, подводимая к антенне /?пРд) и к выходу другой (приемной) антенны (измеряется мощность на выходе антенны Рпрм). Тогдн
/?тах = 4г (/?/к) УРпрм/Рпрд.
Для большей точности эти измерения следует производить несколько раз па разных расстояниях между антенной (условия /?^2£)2Д должны сохраняться), взяв средние значения мощностей Рпрк и Рпрд.
Юстировка антенны. Проверка юстировки антенн выполняется непосредственно на самолете, устанавливаемом с помощью нивелира в линию горизонтального полета. Существуют механический и радиомеханический методы проверки юстировки.
Механический метод предусматривает, во-первых, проверку положения антенны в горизонтальной плоскости относительно продольной оси самолета с помощью отвесов, укрепленных на антенне. Проекция продольной осп самолета на горизонтальную плоскость обозначается натянутой проволокой па бетонной площадке под самолетом или на фюзеляже самолета (между реперными точками). Во-вторых, проверяется с помощью металлических линеек и теодолита параллельность горизонтальных плоскостей антенны и летательного аппарата.
При радиотехническом . методе выбирается на определенном расстоянии от самолета цель (местный предмет, мишень, уголок и т. п ). (’. помощью оптического прибора, укрепляемого па антенне, определяются углы в гори ion г,тинной п вертикальной плоскостях между направлением антенны пл цель п продольной осью самолета. Далее чти углы определяются с помощыи 1’Д( Если iipiiiii -риепн юстпропка аптеины приемного устройства, то рядом с целью (по оптической оси самолет - цель) устанавливается передатчик (имитатор), ||.1луча11ицпй сигналы. Если углы, измеренные РЛС и оптическим прибором, отличаются па величину, превышающую эксплуатационный допуск, то необходимо изменить положение антенны или произвести электрическое согласование антенны с индикатором РЛС.
Правила эксплуатации антенн. В процессе эксплуатации проверяется крепление и состояние антенн. Антенны не должны иметь выбоии, вмятин, трещин, деформации элементов конструкции и крепящих винтов. Корпус антенны должен иметь хороший электрический контакт с обшивкой самолета. Изоляторы антенн должны быть чистыми, не иметь трещин, сколов; их нельзя красить. Высокочастотный разъем антенны должен быть надежно подсоединен к кабелю и закреплен.
При снятии антенн с ЛА необходимо обращать внимание па установочные риски, по которым необходимо устанавливать антенны иа прежнее место. Необходимо помнить, что антенны настраиваются на заводах-изготовителях, и незначительные изменения положения или повреждение элементов конструкции (облучателя, зеркала, виктов спирали, регулировочных винтов, пластин, диэлектрических вставок и др.) могут резко ухудшать характеристики антенн. Поэтому с антеннами необходимо обращаться осторожно и не пытаться производить их настройку и регулировку.
Антенные обтекатели предназначаются для защиты антенных систем от воздействия внешней среды. Их форма определяется конфигурацией защищаемой антенны, ее расположением и требованиями аэродинамических форм летательного аппарата. Антенные обтекатели работают в исключительно тяжелых условиях, на скоростных самолетах нагрев обтекателя может достигать до 200—300°С, обтекатель подвергается обледенению и электризации; при поле-
30
тах через полосу осадков происходит значительная эрозия поверхности обтекателя, при взлете и посадке обтекатель испытывает большие ударные импульсные перегрузки, удары камней, воздействие песка, капель влаги.
Ма т е р и а л о б т е к a i ел и выбирают с учетом механических температурных, конструктивных требований, а также исходя ил требований обеспечения высокой радио прозрачности и отсутствии фазовых искажений. В обтекателях примени ются диэлектрические стенки однослойные (монолитны,') и MiioiixJioii-ные, а также стенки сотовой и ар мированнойг конструкций.
В качестве материалов для стенок большой плотности используются
Рис. .4.27 Ко||с|рукция силок обтекателей:
«	1ЧГГО1111Я, О	0 |>М О [К inn и и о ъ,	/ об
пшика; 2 — стер/Кии
стеклотекстолиты, а для стенок малой плотности применяются инпные । груктеры из стекло- или хлопчатобумажных тканей, различные пенопласты, етеклосог-чатые материалы. Из стеклотекстолита пзг1>танлпш1и>|гн одниглийиые и армированные обтекатели. В качестве материалов обтеки гелей ш luou. iyio icH так-
же различные высокочастотные пластмассы, керамики и 1геклокрнсг.|лличес-кие материалы. Слоистые стенки применяются в плоских обтекателях п обтекателях простейших форм Сотовая конструкции (рис. 3.27, а) состоит из листов 1 пластика или ткани и сотовой прослойки 2, имеет большую жесткость, применяется в обтекателях сложной конфигурации и больших площадей, испытывающих значительные пэродннамическне нагрузки. Армированный обтекатель (рис. 3.27, б) состоит из диэлектрического листа (стеклотек столита) 1, внутри которого имеется армирующая сетка из металлического провода 2. Сетка используется для увеличения механической прочности, кроме того, подбором диаметра проводов и расстояния между ними добиваются уменьшения фазовых искажений при прохождении радиоволн через обтекатель. Обычно остронаправленные обтекатели имеют армированные стенки. В качестве примера в табл. 3.21 приведены данные по коэффициенту прохождения однослойных, трехслойных стенок и стенок с реактивными решетками обтекателей.
Основные правила обращения с обтекателями. Для удобства эксплуатации радиоустропств на земле обтекатели выполняются поворотными или съемными. В открытом положении обтекатель необходимо обязательно фиксировать ограничителем угла открытия.
Обтекатели должны быть чистыми, удаление пыля и грязи с поверхности обтекателя летом производится мягкой тряпкой, смоченной водой н затем отжатой. После этого поверхность должна быть протерта насухо чистой ветошью. Жировые, масляные пятна удаляются сухой ветошью с последующей протиркой мягкой тряпкой, смоченной в 3—5%-ном растворе нейтрального мы-па (зимой техническим спиртом). По контуру наружной стороны обтекателя помещается предупредительная надпись: «Руками не трогать, масляными или смоченными в керосине тряпками и ветошью не дытирать». На фюзеляже у эбтекателей передающих антенн делается надпись: «Внимание (опасно), СВЧ (высокая частота)». Для стекания влаги, которая конденсируется внутри обтекателя или скапливается после дождя, в его нижней стояночной точке обычно имеется дренажное отверстие диаметром 3—4 мм.
Дренажные отверстия обтекателей должны быть незаверенными, иначе попавшая в обтекатель влага может замерзнуть на высоте, а наличие в обтекателе льда исказит диаграмму направленности антенны или может повредить антенну и сам обтекатель. Отверстие в обтекателе отмечается по контуру желтым цветом, а рядом делается надпись: «Периодически прочищать, не допускать засорения».
231
Таб лД_Па 3.21
Характеристики обтекателей
Tun CTCIII1H	Материал	Зависимость размеров	Коэффициент
		от длины волны	прохождения
Одиослойппи,	Стеклотекстолит	. d = 0,3k гаах	Для Xmax кп =0,9-
ТОЛЩИН.! ( И НИИ			-0,95
^IIIIIX	*^||ПП			Для kmIn кп =0,7—0,9
Трехслойная	Стеклотекстолит	di = 0 ,ЗХ mI„	Для Хтях =0,9
(рис, 3.27а), толщине! ннешних стенок	Сотовая структура	d2 = l,25kmln	Для Хтткп =0,8—0,95
ill, внутренней d2; max	6 ^m|n			
			
Однослойная	Стеклотекстолит	d=4,2.10"2 kmax	Для Хтах кп =0,6-0,9
армированная толщина стенки d,	Металлическая	Z) = l,4.10-3kmIn	Для *т1пкп =0.9
диаметр проводов Д, расстояние между проводами S;	ПроВОЛОкЗ	s = o,33kmIn	
max ~ 2^min			
Примечание. Значение в диапазоне углов падения электромагнитной волны от 0 до 70—75 град.
При с и и т и и обтекателя I 1обходимо исключить его повреждение, пельли класть обтс ин гель ни бетонное покрытие, аемлю и т. д. Снятый обтекатель Н11пматсЛ1.по осмотреть, протереть мягкой ветошью, при необходимости вымыть.
При установке обтекателя необходимо соблюдать определенную последовательность в монтаже и затяжке винтов, например, затяжка крест-накрест гак, чтобы исключить перекос и коробление 'обтекателя.
Шпаклевка и покраска обтекателя производится для его защиты от эрозии. Заделка царапин, трещин, сколов и покраска должны выполняться согласно инструкции по эксплуатации с применением шпаклевок и красок, изготовленных по специальной рецептуре, не ухудшающей радиопрозрачность обтекателя. Применение случайных красок, особенно содержащих металлическую основу, категорически запрещается.
При серьезных неисправностях, которые могут привести к разрушению обтекателя в полете или искажению характеристик антенны, обтекатель должен быть заменен на исправный.
Характеристики линий передачи
Общая характеристика. Линией передачи называется устройство, по которому распространяются электромагнитные волны от генератора к антенне или от антенны к приемнику. В линии может быть режим бегущей волны или смешанный режим.
Режим бегущей волны характеризуется тем, что линия отдает в антенну или получает от нее наибольшую мощность; смешанный режим — эго такой режим, когда от конца линии имеется частичное отражение.
232
Режим работы линии при частичном отражении волн от ее конца (практический случай) оценивается коэффициентом стоячей (КСВ) и бегущей (КБВ) волны.
КСВ - Z/niax///mIn = /max//mtn,
где Umax и /тах — амплитуды тока или напряжения в максимуме; f/min и /min — в минимуме.
КБВ=1/КСВ. В режиме бегущей полны КСВ = КБВ = 1. В реальных условиях допускается КСВ 1,24-2.
В качестве линий передач применяются коаксиальные кабели, волноводы и полосковые линии.
Параметры линий передач определяются конструкцией, размерами и свойствами материала линии и для заданной длины полны не записи г от электрического режима в липин. К ним относятся: погонные (лектрпческпе параметры линий, погонное затухание, волновое coiipoiiiiiJieHiie, нробинное напряженней предельная мощность в линии.
По гонн ые'электри чес кие параметры линии: лкипиюс соиротнп-ление /?0 (ом на метр — Ом/м) и индуктивность /.0 (rt'iipii на метр Гп/м) ее пор-водников (токонесущих поверхностей), активная проводимость утечки (1№ (сименс па метр — Сим/м) и емкость Со (пикофарады на метр — п'Р/м) между ними, приходящиеся на единицу длины линии. Значения /?0 и (}в определяю г нсобрз гимне потерн энергии (затухание) в линии, a LB и Со длину волны в липни п се волновое сопро-, тивление.
Погонное затухание Ро характеризует потери псредлпаемой энергии в линии длиной в один метр и измеряется и децибелах на метр (дГ>/м). Из-за потерь амплитуда напряжения Ut (значение мощности /’/ ) и конце линии меньше амплитуды напряжения UB (значения мощности /’я) и начале липин. I lo.riiii.ie потери вдоль линии длиной I метров выразятся в децибелах
₽0 Z = 20 lg ( Uo/Ui ) = 101g (Pa/Pi ).
Волновым сопротивлением линии передачи р0 называют сопротивление линии без потерь падающей (бегущей от генератора к нагрузке) электромагнитной волне. Знание волнового сопротивления необходи мо для выполнения условий согласования линии с генератором и нагрузкой. Для согласования линии с генератором нужно, чтобы его внутреннее сопротивление было активно и равно волновому сопротивлению линии, т. е. Zr = /?г = ро. Для согласования линии с нагрузкой нужно, чтобы сопротивление нагрузки было активно и равно волновому сопротивлению линии, т. е.
~	= Ро.
Напряжение электрического пробоя U„p в линии зависит от формы токонесущих поверхностей (структура электрического поля), величины промежутка между ними и электрической прочности заполняющего его диэлектрика До-
предельной (пробивной) мощностью Рпред называется величина мощности, при которой в линии в режиме бегущей волны наступает пробой. Эксплуатация линий возможна только при рабочей (допустимой) мощности Рраб, которая в k раз меньше /-пред. Коэффициент k может быть от 3—4 (волноводы) до 20 (коаксиальные кабели).
Особенности эксплуатации радиочастотных кабелей
Радиочастотные кабели разделяются .на Три типа: РК — радиочастотные коаксиальные кабели; PC — радиочастотные кабели со спиральными проводниками; РД — радиочастотные симметричные (двухпроводные) кабели. Последние два типа применяются редко. Из кабелей РК наиболее широко при-
233
меняются кабели с р0, равным 50 и 75 Ом. Волновое сопротивление коаксиального кабеля
р0 [0M]~(138/-fe7)lg(O/r), где ег —относительная диэлектрическая проницаемость; d — диаметр внутреннего провода; Г) — диаметр внешнего провода.
Погонное затухание ₽о зависит от частоты f передаваемого сигнала и для различных типов кабелей составляет: 0,05— 0,15 дБ на f = 0,1 ГГц, 0,2—0,65 дБ на | 0,85—3,0 дБ на f = 10 ГГц.
ность Рраб также зависит от частоты f и Гц, Л),07—2,0 кВт на f = 1 ГГц и 0,04—
Рис, 3.28. Cxr.M;i устройства радиочасы кппою набсля:
1 — цсшрнльпыА проводник; 2 — изоляция; .1 оплетка; 4 — защитная ди-(1 м|ек гр 11‘н*ск.।я оболочка
/ I ГГц, 0,4—1,3 дБ на / = 3 ГГц Рабочая (допустимая) средняя moi составляет 0,25—5,0 кВт на / = 0,1
0,96 кВт на /=3 ГГц.
Устройство радиочастотного кабеля (рис. 3. 28). Центральный проводник 1 медный сплошной или скрученный из нескольких (обычно из семи) проволочек. Важным параметром изоляции 2 является нагревостойкость, по этому параметру различают кабели обычной нагревостойкости (7'раб< 125°С), повышенной (7’раб = = 125—250°С) и высокой нагревостойкости (7’Раб>250°С).
Типам изоляции присвоены номера: 1 — сплошная изоляция обычной нагревостойкости, основной материал — полиэтилен; 2 — сплошная изоляция повышенной нагревостойкости, основной материал — фторопласт; 3 — полу-воздуншая обычной нагреваемости. Оплетка большинства кабелей изготавливается из медных или медных посеребренных проволочек, она располагается плотно по изоляции. Защитная оболочка кабеля 4 предохраняет внешний проводник от механических повреждений, воздействия влаги, химических веществ и старения. Для кабелей со сплошной полиэтиленовой изоляцией в качестве оболочки применяется черного цвета светостабилизированиый полиэтилен, сохраняющий эластичность при температурах от — 60 до +85°С; для кабелей с фторопластовой изоляцией оболочка состоит n.i сополимера нолпфгорэтилена или из фгоронл.И'гоных ленг, покрытых термоустойчивым лаком.
Обоiiiti'ieiuiH |>|1Д>1О<1|ц‘1ог11ЫХ кабелей <огп»п in букв и цифр. На первом месте p.n iioJKOio iio букш иное обозначение радиочастотного кабеля РК, далее чсрс| дефис ciaiiiiTcii число, ука ii.n>.noinee номинальное значение волнового сопротивлении. Затем через дефис номинальный диаметр в миллиметрах по изоляции кабеля, получаемый путем округления до ближайшего целого числа. Затем тоже через дефис ставятся две и три цифры. Первая из них обозначает тип изоляции, а вторая или две последние (если цифр три) обозначает номер разработки кабеля. Например, марка кабеля РК-50-9-12 означает: 50-омный радиочастотный кабель, диаметр по изоляции, т. е. с внутренним диаметром наружного проводника 9 мм; материал изоляции — полиэтилен (цифра 1) и номер разработки кабеля (цифра 2).
Соединители радиочастотных кабелей имеют условные обозначения: СР — соединители радиочастотные,' число после дефиса указывает величину волнового сопротивления, далее следует номер разработки, по которому можно определить конструкцию соединителя от единицы до 100 — соединение байонетное, от 101 до 500 — резьбовое, от 501 до 700 —врубпое. Буквы после всех цифр обозначают вид изоляционного материала, из которого выполнена опорная шайба центрального проводника: П — полиэтилен; С — полистирол; Ф — фторопласт. Для каждого типа кабеля имеется сравнительно небольшое число соединителей, которые обеспечивают хорошее согласование в широком
диапазоне частот.
Характерные неисправности радиочастотных кабелей; а) обрывы внутреннего проводника и нарушение контактов в радиочастотных соединителях; б) обрывы внешнего проводника (оплетки); в) короткое замыкание внутреннего проводника на внешний; г) разрушение изолирующих вставок в соединителях; д) повреждение изоляции кабеля; е) окисление внешнего и внутреннего проводников, а также контактов соединителей; ж) сдвиг внутреннего проводника
234
относительно осевого положения (эксцентриситет; з) расплстка внутренней жилы. Неисправности а, б, в, г, д, е могут быть обнаружены внешним осмотром или с помощью омметра. Наиболее опасны неисправности «ж» и «ч», дальнейшее развитие которых мгукет принести к полному отказу, выинпть их про стыми методами не представляется но г можным.
Обнаружение всех неоднородностей и мест повреждения высокочастотных кабелей возможно пзмерпгелями неоднородностей волнового сопротивления (коэффициента отражения), например приборами Р5-8 п 1’5 !) Опп д.иог возможность определить характер и место неоднородностей и кабеле с ши -решностыо до 1°/о- Прибор Р5-9 дает возможность также просматривать отраженный импульс (характер неоднородностей) на электронно-лучевой трубке. С помощью приборов Р5-8 и Р5-9 можно обнаруживать не только неоднородности самого кабеля, по и качество его соединений (плохую затяжку, коррозию соединителей).
Во избежание неисправностей соедп нителей необходимо периодически их осматривать, поджимать специальным конусом лепестки цанговых деталей, тщательно очищать и протирать (окончательная протирка спиртом) контактные поверхности.
Сборка коаксиальных кабелей с радиочастотными соединителями осуществляется следующим образом. Длина, тип кабеля и соединителя должны соответствовать чертежам. Ни в коем случае нельзя укорачивать или удлинять кабель, так как это может резко
7	2	3 45 6
Атт1
ff)
IL
Рис. 3.29. Сборка коаксиального кабеля с радиочастотным соединителем
ухудшить согласование линии с генератором или нагрузкой. Перед сборкой необходимо тщательно осмотреть детали соединителя, очистить от пыли п масла, контактные поверхности промыть спиртом.
Кабель должен быть внешне осмотрен и проверен на целостность и отсутствие неоднородностей с помощью приборов Р5-8 или Р5-9. В крайнем случае проверка осуществляется только омметром. Расположить детали па кабеле нужно в определенной последовательности. При снятии защитной оболочки и внутренней изоляции не допускается повреждение проводников. Пайку производить припоем ПОС-61 с применением бескислотного флюса. Наплывы припоя на контакте соединителя не допускаются. Остатки флюса после пайки необходимо удалить, тщательно промыв спиртом пайку и загрязненные места.
Так, например, для сборки коаксиального кабеля с соединителем типа СР-50-211С (рис. 3.29) необходимо:
1)	надрезать и снять оболочку с конца кабеля длиной 9,5 мм, оплетку расчесать и выпрямить (рис. 3.29, а);
2)	надеть на кабель гайку 1, втулки 2 и 3, шайбу 4, уплотнительное кольцо 5, втулку 6. Расчесанную оплетку расположить на втулке 6, не допуская перекрещивания проволок; выступающие концы проволок обрезать, затем осторожно снять внутреннюю изоляцию кабеля на длине 4 мм, не допуская повреждения внутреннего проводника (рис. 3.29, б);
235
3)	облудить припоем внутренний проводник кабеля и прорезь в контакте 7, припаять контакт 7 к внутреннему проводнику (рис. 3.29, в);
4)	надеть втулку 7. Разломить опорную шайбу 9, смочить дихлорэтаном и установить две иолушанбы па контакте 7, соединив их и склеив по линии разлома. При нрапильной сборке шайба 9 должна плотно прилегать к торцовой части втулки 3 (рис. 3.29, г);
5)	надеть корпус соединителя 10 с гайкой 11 на втулку 3, гаечным ключом ппернуть втулку 3 о корпус 10 до упора; гайку 1 навернуть на втулку 3 с усилием, обегш чишпоишм отсутствие продольного-люфта кабеля относительно корпуса iиедпппгеля (рис. 3.29, д);
6)	нроиерпть качество сборки с помощью приборов Р5-8 или Р5-9.
Особенности эксплуатации волноводов
Волноводы применяются на длинах воли 7<20 см. Наибольшее распространение получили прямоугольные волноводы, круглые волноводы применяются для вращающихся соединений. Волноводы изготавливаются из латунных, медных. дюралюминиевых труб, внутренняя поверхность волноводов покрывается тонким слоем серебра и даже золота. Например, для волноводов 10-сантиметрового диапазона толщина серебряпего покрытия составляет 25—30 мкм, для 3-сантиметрового — 12—15 мкм.
Для повышения антикоррозионных свойств покрытия и с целью увеличения его механической прочности серебро покрывается тончайшим (0,1—0,2 мкм) слоем родия.
Прямоугольные волноводы различаются размерами внутренних стенок в миллиметрах. Обычно размер широкой (а) стенки примерно равен 0,7 X. Размер узкой стенки (в) определяет пробивную прочность и потери в стенках волновода. Обычно в/а=0,4—0,5, для узких волноводов в/а—0,1—0,2. Каждый тип волновода в зависимости от сечения характеризуется диапазоном волны, погонным затуханием и допустимой мощностью. Например, для волновода сечением (аХв в миллиметрах) 23ХЮ Л=2,49—3,64 см, ро = О,14 дБ/м, /%рел= . 230 кВт.
Соединение иолноподных «лемептоп и узлоп осуществляется при помощи двух (И ННИНЫХ Tlllloll (||Л.Т1ЩеН: I<<I1ITIII<IIIIJX и дроссельных.
К о II 1 II К Г II Ы ( С О < Д II II ( II н н просты но конструкции. широполос-ны, i.'icii ipoi с рмсгпчпы, по гребуют строгой соосности соединений и обладают низкой надежностью при мпогопролетных переборках тракта. При наличии зазора между фланцами более 0,2 мм потери в тракте резко возрастают. Для повышения элсктрогерметичности соединений применяются тонкие контактные прокладки из бериллиевой бронзы. Герметизация обеспечивается резиновой прокладкой.
Дроссельные фланцевые соединения менее чувствительны к перекосам, зазорам (допускается зазор А.0/16), смещениям и допускают частые переборки волноводного тракта. Однако они более узкополосны (10 — 20% fo) и обладают низкой электрогерметичностыо (до 60 дБ).
Электрогерметичность соединений ЛДб = 10 1g (Рс/Ру), где Рв — мощность электромагнитной волны внутри волновода; Ру — мощность «утечки» электромагнитной энергии через зазор между фланцами. Электрогерметичность зависит от величины зазора между фланцами. В соединениях фланцев без прокладки увеличение зазора более 0,1 мм резко снижает герметичность. С прокладкой при зазоре 0,2 мм обеспечивает электрогерметичность в 100 дБ.
Предельная мощность Рпгед передаваемой по волноводному тракту элект-омт iiifiKin знергии зависит от давления внутри и соосности соединения вол-• I ia окания волноводно'о гранта (от КСВ) При уменьшении дав-и' / „,е., снижается Например, если при давлении р=760 мм рт. ст. принять /'пред 100%. то при р=500 мм рт. ст. предельная мощность уменьшится до 60%, при 200 мм рт. ст. — до 20%, а при 100 мм рт. ст. — до 10%. При нарушении соосности соединения контактных фланцев 3-сантиметровых волноводов
236
на 6,4 мм /’пред уменьшится в два раза. При увеличении КСВ До 3 /’пред уменьшается в 3 раза, а при КСВ до 5 РПред уменьшится в 5 раз.
Требования к волноводам. При проверке и настройке к волноводам нредь-являются следующие требования:
должны отсутствовать забоины и вмятины иа внутренней поверхности; допускаются вмятины глубиной 0,3 мм и площадью менее 0,5 мм2. На один погонный метр должно приходиться не более четырех вмятин;
наружные поверхности не должны иметь дефектов, из-за которых могли бы пострадать внутренние покрытия; места с нарушением лакокрасочного покрытия должны быть закрашены нитроэмалью соответствующего цвета;
в паяных швах волноводов нс должно быть трещин, щелей, крупных раковин, прожогов и оплавлений крпеп; при длине шва 75 мм допускаются поры диаметром не более 0,2 мм и глубиной не более 0,3 мм, а также риски шириной до 0,1 мм, глубиной до 0,2 мм н длиной до 2 мм;
паяные швы, не доступные дли зачистки и нпднаПии, должны обладать чистой поверхностью, а также, нс иметь следон окислня и ф,никои; вдоль линии шва допускаются незначительные наплывы шириной до I мм н пышной не более 1 мм;
гибкие волноводы не должны иметь остаточных деформаций ши ле многократных изгибов.	я,
Внешний осмотр производится невооруженным глазом Размеры Лефекгон в паяных швах определяются с помощью оптических приборов или методом сравнения с образцами.
Проверка герметичности волноводного тракта. Через штуцер пли специальное приспособление, подсоединяемое к открытому концу отсоединенного волновода, внутри волноводного тракта создается избыточное давление Др| (обычно до 0,5 кгс/см2). Через час избыточное днпление Др2 контролируется снова. Величина Д=Др|—Др2 должна cootiictctiioiiiitii нормам.
Промывание волноводов производится только техническим спиртом, а протирание — чистой неворсистой ветошью.
Особенности эксплуатации полосковых устройств
Общие сведения. Полосковые линии передачи являются основой различных полосовых устройств: фильтров СВЧ, направленных ответвителей, переходов, переключателей СВЧ, кольцевых мостов и др. Полосковая линия передачи представляет собой проводник (ленточного или круглого сечения), расположенный на некотором расстоянии от металлической плоскости (основания) или заключенный между двумя основаниями.
Конструкции основных типов полосковых линий представлены иа рис. 3.30. На листы (подложки) диэлектрика с малыми потерями наносятся различными методами тонкие металлические слои: а) симметричная линия; б) высокодобротная полосовая линия; в) открытая несимметричная линия; г) экранированная полосовая линия; д) щелевая линия; с) компланарная линия. Здесь 1 — заземленные металлические пластины (их ширина в|); 2 — токопроводящие металлические пластины (их ширина в2 и толщина <7i); 3 — диэлектрик (толщиной d2).
Материал металлических проводников — латунь и медь, покрытые тончайшим слоем серебра.
Нанесение проводящих участков осуществляется следующими методами: впрессовыванием медной фольги (толщина 0,05—0,1 мм) в диэлектрический материал; металлизацией токопроводящей краской (толщина токопроводящего слоя Д«100 мкм); металлизацией горячим распылением (Д« «30 мкм до нескольких миллиметров); химическим и электролитическим способами осаждения металла на подложку (Да: 2 мкм).
Материал подложек обладает высокой механической прочностью, высоким удельным сопротивлением и малыми потерями, химической инертностью по отношению к проводящему покрытию. Применяются материалы: стеатитовая ке-
237
Рис. 3.30, Различные типы полосовых линий
рамика, стекло и., ситаллы, листовые пластические материалы (полиэтилен, фторопласт. полистирол, стеклопласт, сополимеры).
Основными характеристиками полосковых линий являются: волновое сопротивление ро, затухание р0, предельная мощность Рпред. Волновое сопротивление линии р0 определяется соотношением^/^ и зависит от относительной диэлектрической проницаемости наполнителя ег_
Предельная пробивная мощность Рлред в полосковых линиях ограничивается условиями пробоя и допустимым нагревом диэлектрика. Пробой диэлектрика определяет предел мощности в импульсе, нагрев ограничивает передаваемую мощность при непрерывной работе.
Затухание р в полосковых линиях складывается из диэлектрических потерь Рл н потерь в металлических проводниках рм. Количественно затухание в полосковых линиях сравнимо с затуханием в коаксиальных линиях при одинаковых диэлектриках, металлах и примерно равных габаритах. В однородной нолосковоц линии потери н.1 iiviyiciiiie нп'пожны, по вблп.ш неоднородной, например, у мест установки детекторов, у переходов потери могут резко возрасти.
При >к<нлуа тлцпн полосковых устройств необходимо следить, за исправностью п чпетотоп коаксиально-полосковых и волноводно-полосковых переходов, с помощью которых они подключаются в высокочастотные коаксиальные или волноводные тракты. Вскрытие полосков,ых устройств и их регулировка в условиях эксплуатации не рекомендуются.
5.	ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ИЗДЕЛИЙ
ЭЛЕКТРОННОЙ ТЕХНИКИ И ЭЛЕКТРОТЕХНИКИ
Резисторы
В зависимости от применения проводящих материалов в резистивных элементах резисторы подразделяются на углеродистые, металлопленочные и металлоокисные, композиционные, проволочные и полупроводниковые. По способу защиты от влаги резисторы выполняются незащищенными, лакированными, компаундированными, опрессованными в пластмассу, герметизированными, ва- * куумпымн.
Но 'Основным конструктивным признакам резистивного элемента подразделяются па тонкопленочные, объемные, проволочные.
Параметры и характеристики резисторов следующие: номинальные сопротивление и мощность, начальное сопротивление в нулевом положении контактной щетки (для переменных резисторов), электрическая прочность, температурный коэффициент сопротивления (ТКС), уровень собственных шумов, коэффи
2&8
циент влагостойкости и сохранности. Функциональная характеристика определяет зависимость величины сопротивления между подвижным контактом н одним из неподвижных контактов от угла поворота и может быть (рис. 3.31) линейной (А), логарифмической (В) и обратно-лога-рнфмической (В). Нспронолочныс резисторы переменного сопротивления применяются следующих типов: сопротивления переменные СП; сопротивления переменные обьемпые С.НО; полюм-контроль ВК (регулятор тембра); тон контроль ТК (регулятор громкости).
Обозначения резисторов. Резисторы постояв ного сопротивления кодируются буквой а пере менного — СП. Первая цифра после буки обо i начает материал, нз которого выполнена пропо дящая часть резистивного элемента, где цифра I — углеродистый материал, 2 — мсталлопле-ночный нли металлоокненый, 3 — пленочный композиционный, 4 — объемный композиционный, 5 — проволочный. Вторая цифра (порядковый номер изделия) обозначает конструкцию изделия. Например, СП4-7 — резистор переменный объемный композиционный, конструктивное исполнение седьмое.
Обозначение номинальных величин и единиц
О 7U 'HI hl) Illi <f"
PllC. 3.31 ФунКЦ1В1Н.1Л1.11Ы<' характеристики переменных резисторов (пунктиром показаны облиттп допустимых значений)
измерения резисторов. Омы обозначают буквой Е, кнлоомы (кОм) К, мегаомы (МОм) — М, гигаомы (ГОм) — Г, тераомы (ТОм) Т Если номинальное значение сопротивления выражается целым числом, то обозначение единицы тмерення ставят после числа. Например, 47Е—47 Ом, 5IK—51 кОм, IMO I МОм Если же номинальная величина выражается целым числом с десятичной дробью, меньшей единицы, то вместо нуля целых и запятой впереди цифры ставят обо.шаче-дие единицы измерения. Например, Е475 — 0,475 Ом; М82 — 0.82 МОм
(820 кОм). Если величина номинального сопротивления выражается целым числом с десятичной дробью, то вместо запятой ставят обозначение единицы измерения. Например, 4М75 — 4,75 МОм; ЗГЗ — 3,3 ГОм.
Допускаемые отклонения от номинальных значений сопротивлений резисторов и емкостей конденсаторов обозначают буквами: Ж — ±0,1%; У — -}-0,2%; Д—±0,5%; р—±1%; Л—±2%; И- + 5%; С—±10%; В—+ 20%; Ф—+ 30%; Э-i^; Bt“|; A-W; Я-+100%; Ю-«; Х-± + 0,4 пФ.
В табл. 3.22 приведены основные параметры некоторых наиболее распрост-
раненных резисторов.
Характерные неисправности резисторов: перегорание проводящего слоя, отклонение величины сопротивления от номинала, нарушение контакта с выводами, у резисторов переменного сопротивления нарушение контакта между подвижной щеткой и токопроводящим элементом.
Проверка исправности резисторов. При внешнем осмотре у резисторов постоянного сопротивления проверяют наличие обозначений, качество поверхности (не должно быть царапин, обугливания и потемнения), прочность выводов (прикладываются небольшие усилия вдоль оси резистора); у резисторов переменного сопротивления — легкость и плавность вращения оси, степень износа токопроводящего элемента и подвижной щетки, состояние хомутиков и витков обмотки, не покрытых эмалью.
Электрическая проверка резисторов проводится с целью измерения сопротивлений и определения неисправностей. Сопротивление измеряется в диапазоне от 10-6 до одного ома — измерительными мостами, в диапазоне от 1 до 106 Ом — омметрами, в диапазоне 10е—1015 Ом и выше — мегомметрами, терометрами. При измерениях необходимо выбрать на измери-
239
Т аб лица 3.22
Основные параметры некоторых резисторов
Тип резистора	Номинальная мощность, Вт	Диапазюн номиналов сопротивлений	Допускаемое отклонение номинала сопротивления, ±%	Предельная рабочая температура, °C
	Постоянные непроволочные углеродистые			
вс	0,125—10	10 Ом—10 МОм	5, 10, 20	125
С1-8	0,125-1	10 Ом—10 кОм	1, 2, 5	155
С1-4	0,125-0,5	10 Ом—10 МОм	2, 5, 10	125
Металлодиэлектрические и металлоокисные
млт	0,125-2	8,2 Ом—10 МОм	5, 10, 20	125
С2-8	0,125-1	10,2 кОм—10 МОм	1, 2, 5,	155
С2-23	0,125—2	24 Ом—10 МОм	1, 2, 5, 10, 20	155
С2-1	0,25-2	1 Ом—5,1 МОм	5, 10	155
	«	Комп озиционные		
СЗ-2	0,05	10 Ом—1 МОм	5, 10, 20	125
С4-2	0,25—2	10 кОм—10 МОм	5, 10, 20	155
Переменные непроволочные металлоокисные
СП2-1	0,5; 1	47 Ом—100 кОм	20	200
СП2-2	0,5; 1	47 Ом—47 кОм	20	125
		К о мп озчцчонные		
СПЗ-10	0,25-2	470 Ом—4,7 МОм	10, 20, 30	100
СПЗ-17	1; 2	470 Ом 4,7 МОм	20, 30	125
СПЗ-23а	0,5; 1	470 Ом—4,7 МОм	10, 20, 30	125
тельном приборе требуемый диапазон измерения, обеспечить надежный контакт между выводами проверяемого резистора и щупами (зажимами, клеммами) измерительного прибора. При измерении малых сопротивлений, особенно если их значения меньше 10-2 Ом, применяют четырехзажимный способ подключения резистора к измерительному прибору. Во избежание шунтирования измерительного прибора не следует касаться руками металлических частей щупов. Величина измеренного сопротивления должна соответствовать номиналу, обозначенному на корпусе резистора, с учетом допуска и погрешности измерительного прибора. Например, допуск резистора ±5%, погрешность прибора ±10%, следовательно, суммарная погрешность измерения будет составлять ±15%.
При определении исправности резисторов переменного сопротивления производится дополнительная проверка надежности контакта подвижной щетки с токопроводящим элементом. Для этого, подключив один из щупов омметра к среднему в,ыводу резистора, подсоединяют второй щуп к одному из крайних выводов и плавно поворачивают ось до упора, при этом производят осевое и радиальное перемещения оси. Если стрелка, перемещаясь по шкале прибора, колеблется, то резистор неисправен. Такую проверку необходимо повторить, переключив второй щуп омметра ко второму крайнему выводу резистора.
Параметры и характеристики полупроводниковых резисторов (терморезис-горов, фоторезисторов, варисторов): терморезисторов — холодное сопротивление, температурный коэффициент сопротивления (ТКС), максимальная мощность рассеивания, максимальная рабочая температура, теплоемкость, ко
240
эффициент рассеивания; фоторезисторов — темновое сопротивление и ток, световой ток, кратность изменения сопротивления, удельная и иптегрильцая чувствительность, рабочее напряжение; варисторов — коэффициент нелинейности, статическое и динамическое сопротивление, классификационное напряжение и ток, а также температурный коэффициент тока.
Обозначения полупроводниковых резисторов состоят из следующих элементов:
у терморезисторов — первый элемент— буквы СТ; второй элемент — цифра, характеризующая тип используемого материала (/ — кобаль-то-марганцевые терморезисторы, 2 — медно-марганцевые, 3 — медно-кобаль-то-марганцевые, 4 — кобальто-никелево-марганцевые); третий элемент (после дефиса) — цифра — код конструкции; четвертый элемент — буква — код интервала рабочих температур;
у фоторезисторов — первый элемент — буквы СФ; второй элемент-цифра, обозначающая тип светочувствительного материала; третий элемент (после дефиса) — цифра, характеризующая конструкцию;
у варисторов — первый элемент — буквы СН; второй элемент — цифра, обозначающая тип полупроводникового материала; третий элемент (после дефиса) — тип конструкции; четвертый элемент (после дефиса) — цифра, характеризующая длину токопроводящего элемента “варистора.
Проверка исправности полупроводниковых резисторов. При внешнем осмотре проверяют наличие обозначений, целостность выводов, состояние покрытий и др.
При электрических проверках производят: у терморезисторов — измерение сопротивления при различных температурах окружающей среды; у фоторезисторов измеряют темновой и световой токи и по их соотношению судят об исправности резистора; у варисторов измеряют статическое сопротивление (в прямом и обратном направлениях); у исправного варистора результаты измерений должны быть одинаковыми.
Конденсаторы
Общие сведения. Конденсаторы постоянной емкости по конструктивному исполнению подразделяются на плоские, герметизированные, цилиндрические, трубчатые, дисковые, опрессованные, горшковые и т. д.; по назначению — на блокировочные, разделительные, контурные, фильтрующие; по роду материала диэлектрика — на бумажные, слюдяные, керамические, пленочные, стеклянные, электролитические.
Конденсаторы переменной емкости по закону изменения емкости подразделяются на прямоемкостные (емкость пропорциональна углу поворота), прямоволновые (резонансная длина волны пропорциональна углу поворота), прямочастотные (частота настройки пропорциональна углу поворота), логарифмические (постоянное по всей шкале изменение емкости при повороте на 1°, ротора); по типу диэлектрика — на воздушные и с твердым диэлектриком; по числу секций — на односекционные и многосекционные; по форме электродов— на конденсаторы с плоскими и цилиндрическими электродам; по характеру перемещения подвижных электродов — на два вида; с вращательным и поступательным перемещением подвижных электродов.
Параметры и характеристики конденсаторов: номинальная емкость, сопротивление н электрическая прочность изоляции, температурный коэффициент емкости и др.
Электрическая прочность конденсатора характеризуется рабочим, испытательным и пробивным напряжениями.
Рабочее напряжение — это максимальное напряжение, при котором конденсатор может работать длительное время (более 100 тыс. ч).
Испытательное напряжение — максимальное напряжение, под которым конденсатор может находиться без пробоя в течение определенного промежутка времени.
Пробивное напряжение — максимальное напряжение, под действием которого происходит пробой диэлектрика.
241
Сопротивление изоляции 7?из определяется качеством материала изоляции. Это сопротивление в мегаомах для различных типов конденсаторов составляет: для слюдяного — 1—5*104 МОм, для керамического — 0,5— _1 -104 МОм, для стеклянного — 1—2-104 МОм, для бумажного — 0,05— —1-104 МОм, для .......ого — 0,5- 10-104 МОм, для электролитического —
3—50 МОм. Сопротивление изоляции может оцениваться по току утечки /у (табл. 3.23).
Качество пюляцин характеризуется постоянной времени (в секундах), которая определяется приведенным сопротивлением изоляции в мегаомах на емкость в микрофарадах (МОм-мФ).
Потерн энергии в конденсаторе в основном определяются потерями в диэлектрике и характеризуются величиной тангенса угла диэлектрических потерь tg6, выражающим отношение мощности активных потерь к реактивной мощности конденсатора. Чем меньше tg6, тем выше качество конденсатора.
Стабильность конденсаторов характеризуется степенью изменения таких параметров, как емкость, сопротивление изоляции, потери под воздействием температуры, влажности, атмосферного давления, механических усилий.
Температурный коэффициент емкости (ТКЕ) характеризует обратимое изменение емкости на 1°. Единица измерения — 1/град.
Коэффициент температурной нестабильности (КТНЕ) характеризует необратимые температурные изменения емкости, измеряется в процентах. КТНЕ=1ДСост/С, где ДСост — остаточное изменение емкости конденсатора после возвращения к исходной температуре; С — исходная величина емкости конденсатора.
Обозначение конденсаторов состоит из трех элементов. Первый элемент —-буквы: К — конденсатор постоянной емкости; КП — конденсатор переменной емкости; КТ — конденсатор подстроечный (триммер); КН — конденсатор нелинейный (варнконд); второй элемент — число, обозначающее материал диэлектрика, и буква, показывающая, в каких цепях должен применяться конденсатор. Число, стоящее после буквы К, обозначает следующее: 10 — керамический, номинальное напряжение </ц<1600 В; 15 — керамический, U„> >1600 В; 21 — стеклянный; 22 — стеклокер шнчсскпп; 23 — стеклоэмалевый; 31 — слюдяной малой мощности; 32 — слюдяной большой мощности; 40 — бумажный, Г/ц<1(>00 В; 41 — бумажный, <7>1бООВ; 42— металлобумажный; 50 — электролитический алюминиевый; 51 — электролитический танталовый фольговый; 60 — воздушный; 61 — вакуумный; 70 — полистироловый; 72 — фторопластовый; 75 — комбинированный. Буквы после чисел обозначают;*у — конденсатор применяется в цепях постоянного, переменного и пульсирующего токов и в импульсных режимах (универсальный); п — в цепях постоянного, переменного и пульсирующего токов; ч — в цепях переменного тока; и — в импульсных режимах. Если после числа нет буквы, то это обозначает, что конденсатор может использоваться только в цепях пульсирующего и постоянного токов. Третий элемент (после дефиса) — число, обозначающее разновидность данного конденсатора.
В соответствии с указанным кодом сокращенное обозначение К31-2 и К40п-4 означает конденсатор слюдяной малой мощности, применяется в цепях постоянного и пульсирующего токов, вторая разработка и конденсатор бумажный применяется в цепях постоянного, переменного и пульсирующего токов, четвертая разработка. На корпусе конденсатора указывается номинальная емкость и допустимые ее отклонения в процентах. Единицы измерения обозначаются буквами: П — пикофарады (пФ), Н — нанофарады (нФ), М — микрофарады (мкФ). Обозначение единицы емкости ставят после числа, если емкость выражается целым числом; вместо запятой, если емкость составляет целое число с десятичной дробью; впереди, если емкость выражается долями единицы. Например: 15П — 15 пФ; 1Н52 — 1520 пФ, М47 — 0,47 мкФ. После обозначения емкости ставится буква, обозначающая допустимое отклонение от номинальной величины (аналогичный код применяется в обозначении сопротивлений). В табл. 3.23 приведены основные параметры некоторых типов конденсаторов.
242
Таблица 3.23
Основные параметры конденсаторов
243
Обозначения: С/И=Суд—удельная емкость: С—емкость конденсатора: И—его объем: Суд=0,1 ег/(Р> где е,—диэлектрическая проницаемость: расстояние между обкладками.
244
Характерные неисправности конденсаторов: у конденсаторов постояипоп емкости — различные повреждения корпуса и внешних выводов, пробой днчле-ктрика, замыкание обкладок, изменение номинальной емкости, внутренний обрыв выводов и ухудшение изоляции; у конденсаторов переменной емкости касание роторных и статорных пластин, наличие продольного и поперечного люфтов ротора, токосъемников и других конструктивных элементов, неплавный ход ротора при его вращении, отсутствие смазки в подпятниках и подшипниках.
Проверка конденсаторов. При внешнем осмотре у постоянных конденсаторов проверяют отсутствие механических повреждений, чистоту, целостность изоляторов, отсутствие подтекания наполнителя, прочность заделки и качество выводов. У переменных конденсаторов проверяют состояние пластин, соединительных элементов, токосъемника, плавность вращения ротора, отсутствие заеданий и люфтов, наличие смазки. Пыль и грязь с пластин конденсаторов удаляются струей сжатого воздуха. Постоянство воздушного зазора, отсутствие замыканий между пластинами проверяется визуально на светлом фоне освещаемого стекла, покрытого калькой, или с помощью омметра
При электрических проверках емкость измеряется мпкрофара-дометрами, измерителями емкости, измерителями параметров универсальными (подгруппа Е). Кроме того, емкость можно измерит^ методами моста н резонансным методом. Измерения необходимо выполнять при заданных величинах напряжения, частоты и полярности (для электролитических) конденсаторов
Сопротивление изоляции измеряют омметром, методом амперметра-вольтметра и саморазряда. Перед измерением конденсаторы должны быть полностью разряжены.
Температурный коэффициент емкости (ТКЕ) измеряют специальными установками, работающими по методу сравнения частот двух генераторов.
Электрическая прочность изоляции проверяется приложением заданного испытательного напряжения па 10 с к выводам конденсатора. После проверки конденсатор должен быть разряжен через резистор с сопротивлением не менее 3 кОм (при {7н^500 В), не менее 10 кОм (при i7u>500 В).
Катушки индуктивности и дроссели высокой частоты
Катушки индуктивности по конструктивным признакам подразделяются на однослойные, многослойные, цилиндрические, спиральные, с сердечником или без него, экранированные и неэкранированные, с постоянной или переменной индуктивностью.
Параметрами и характеристиками высокочастотных катушек являются: индуктивность, добротность, собственная емкость, сопротивление постоянному току и температурный коэффициент индуктивности. Индуктивность катушки зависит в основном от ее размеров, формы и числа витков, наличия сердечника и экрана. Обычно индуктивность катушек бывает от долей микрогенри до десятков миллигенри.
Добротность катушки Ql=u>L/Ri,, где L — индуктивность катушки; Rl — сопротивление потерь. Обычно Qt=40—200, иногда более 300.
Собственная емкость катушки зависит от ее размеров и способа намотки. Катушки большого размера обладают большой собственной емкостью (наиболее сильно влияет диаметр катушки). Однослойные катушки имеют собственную емкость 1—3 пФ, многослойные 5—30 пФ.
Температурным коэффициентом индуктивности (ТКИ) называется относительное изменение индуктивности при изменении температуры'на 1°. Единица измерения — 1/град. Например, однослойная цилиндрическая катушка имеет температурный коэффициент индуктивности порядка 30-Ю-6—80-Ю-6.
Дроссели высокой частоты используются в качестве элементов разветвляющих цепей. Основными их характеристиками являются полное сопротивление и сопротивление постоянному току.
245
Рис. 3.32. Схемы основных способов регулирования индуктивности
Регулирование величины индуктивности катушки производится при подстройке колебательного контура на заданную частоту, установке заданной величины связи, компенсации плеч моста и т. п.
Способы регулирования индуктивности показаны на рис. 3.32. Первый способ (рис. 3.32, а, б, в) — в катушку вводят сердечник (в виде диска, цилиндра, кольца) из немагнитных материалов (медь, латунь, алюминий и др.); способ применяется для подстройки стабильных катушек индуктивности (генераторы, гетеродины, широкополосные УПЧ) в диапазоне КВ и УКВ; диапазон изменения индуктивности — ±5—7%; введение сердечника уменьшает индуктивность и добротность катушки. Второй способ (рис. 3.32, г, д, е) — в катушку вводят сердечники из ферромагнитных материалов (ферриты и магнитодиэлектрики); введение сердечника увеличивает индуктивность; диапазон регулировки индуктивности ± 10—20 %. Третий способ основан на перемещении витков (рис. 3.32, ж), секций катушек (рис. 3.32, з) и перепайке выводов (рис. 3.32, и); диапазон изменения индуктивности 1—3%.
Отвертка при настройке должна быть ил немагнитного материала. Сердечишки нт ферром,и пнгного материала хрупки, поэтому при вращении, следует избегать пх перекоса. Летние отвертки должно быть подогнано под шлиц сердечника.
С т о п о р е н п е сердечников необходимо производить после окончания регулировки для предотвращения изменения индуктивности катушки в процессе эксплуатации. Стопорение может осуществляться механическим путем, заливкой расплавленным и быстротвердеющим компаундом, а также применением незасыхающих герметиков. Механическое стопорение осуществляется цанговыми зажимами, резьбовыми контрпробками, помещением в зазор резьбы между сердечником и каркасом хлопчатобумажных или резиновых ниток либо тонкой пленки из фторопласта. Механический способ стопорения позволяет производить повторную регулировку индуктивности.
Экранирование катушек индуктивности применяют для локализации ее электромагнитного поля с целью устранения его влияния на соседние элементы устройства, а также для защиты катушек от посторонних электромагнитных полей. Для высокочастотных катушек экран изготавливают из меди, латуни и алюминия толщиной 0,4—0,5 мм. Для низкочастотных катушек применяют экраны из ферромагнитных материалов толщиной 0,5—1,5 мм.
Эффективность экранирования определяется отношением напряженности внешнего поля при наличии экрана к напряженности поля без экрана. Напряженность поля при наличии экрана обычно составляет 1—5% от его уровня без экрана. Экран должен иметь надежный контакт с корпусом (шассн) устройства.
Проверка исправности катушек индуктивности. При внешнем осмотре катушки обращают внимание на плотность намотки, закрепление выводов, отсутствие механических повреждений обмотки, трещин каркаса, экрана, крепление сердечника.
246
Индуктивность катушек измеряют универсальными измерителями параметров (подгруппа Е), методами ампервольтметра, резонансным методом, методами моста и замещения. Индуктивность катушки зависит н <>< новном от ее размеров, формы и числа витков, наличия сердечника и экрана.
Добротность катушек индуктивности измеряют измерителями до бротности (группа Е).
Проверка катушки на целостность обмотки и отсутствие замыканий выводов на экран производится омметром. Межвитковые замыкания обнаружить значительно труднее. Проверяемую катушку располагают в непосредственной близости от контурной катушки приемника, настроенного на какую-либо радиостанцию. Если катушка ” исправна, то громкость звучания уменьшается незначительно; если же в ней имеются короткозамкнутые витки, то громкость звучания уменьшается резко. При измерениях нельзя касаться выводов катушки. Проверку надо проводить при приеме двух радиостанций, работающих на разных частотах.
Число витков и наличие короткозамкнутых витков катушки можно проверить с помощью специальных приборов.
Трансформаторы и дроссели низкой частоты
Трансформаторы подразделяются на силовые, согласующие и импульсные.
Силовые трансформаторы подразделяются по мощности на маломощные (менее 100 В-A), средней (100—1000 В-A) и повышенной мощности (более 1 кВ-A), по назначению на анодные (ТА) и накальные (TH), по условиям эксплуатации на нетеплостойкие и теплостойкие.
Электрические характеристики силовых трансформаторов являются: величина выходного напряжения, отдаваемая мощность, КПД, падение напряжения и его стабильность при различных рабочих режимах. КПД силовых трансформаторов составляет 0,85 0,95.
Согласующие трансформаторы разделяются па входные, межкаскадные н выходные.
Входными называют трансформаторы, включаемые между источником сигнала и входом устройства. Внешние магнитные поля могут наводить на входных трансформаторах значительное напряжение помех, для уменьшения которых трансформаторы тщательно экранируются. При этом оси катушек должны быть перпендикулярны магнитным силовым линиям источника помех.
Межкаскадным и называются трансформаторы, включаемые между выходной цепью предыдущего и входной цепью последующего каскадов устройства. Такие трансформаторы должны обеспечить два равных и симметричных относительно средней точки напряжения, низкое выходное сопротивление, малые нелинейные и частотные искажения.
Выходными называют трансформаторы, включаемые между выходной непью устройства и нагрузкой.
Импульсные трансформаторы. Импульсным трансформатором называется специальный тип трансформатора, предназначенный для изменения амплитуды и , полярности импульсов н других функций; они подразделяются на высоковольтные и низковольтные. Основным требованием, предъявляемым к импульсным трансформаторам, является наименьшее искажение подводимого на его вход импульса.	,
Конструкция трансформаторов и дросселей (рис. 3.33). В трансформаторах применяются сердечники: трехфазные (а), броневые (б), стержневые (в), тороидальные (г), обращенный тор (д), типа «шпуля» (е) и кабельные (ж). Сердечники размещаются внутри катушек, которые могут иметь намотку рядовую, многослойную, внавал и кольцевую; провода могут быть круглого или прямоугольного сечения (лента). Бывает обратное взаимное расположение катушки и сердечника, например, в кольцевом трансформаторе (рис. 3.33). Он состоит из кольцевой цилиндрической катушки, по периметру которой располагаются лен-
247
Рис. 3.33. Конструкция трансформаторов и дросселей
точные стержневые сердечники. При такой конструкции трансформатор имеет большую площадь охлаждения. В интегральных схемах применяются плоские броневые трансформаторы (рис. 3.33, з).
В зависимости от способа защиты от внешних воздействий конструкции трансформаторов бывают герметизированные и капсулированные. В герметизированной конструкции катушка и сердечник заключены в металлический кожух и залиты компаундом, в капсулированной конструкции трансформатор обволакивается компаундом и закрывается пластмассовой коробкой.
Характерные отказы трансформаторов и дросселей: короткое замыкание витков, обрыв обмотки и пробои изоляции на корпус или между обмотками.
При внешнем осмотре обращают внимание на отсутствие запаха гари, оплавления или размягчения защитных покрытий, подтекания масла, co-f стояние контактов в месте спая выводои с контактными лепестками, механические повреждения, подгорание контактных колодок и другие видимые неисправности.
При электрических проверках сопротивление изоляции Измеряется ламповом мегомметром между каждой из обмоток и между обмотками и корпусом. Сопротивление изоляции должно быть равно 1 кОм на I В рабочего напряжения, но не менее 0,5 МОм.
Коэффициент трансформации проверяют путем сравнения проверяемого и запасного исправного трансформаторов, у которых вторичные обмотки включают навстречу. Вольтметр переменного тока, включенный во вторичную цепь, должен показать разность вторичных напряжений исправного и проверяемого трансформаторов.
Пр сверка искажения формы импульса осуществляется импульсным трансформатором путем сравнения с запасным исправным. Для этой цели на проверяемый и исправный трансформаторы, нагруженные на реальные нагрузки, подаются импульсы от импульсного генератора. С вторичных обмоток импульсы подаются на двухлучевой осциллограф или однолучевой с электронным коммутатором.
6.	ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ЭЛЕКТРОННЫХ ПРИБОРОВ
, Электронными приборами называются устройства, принцип работы которых основан на использовании явлений, возникающих в процессе получения потоков электронов, управления движением этих потоков и их преобразования. В зависимости от свойств пространства, в котором происходит движение электронных потоков, электронные приборы разделяются на вакуумные, газоразрядные (ионные) и полупроводниковые.
248
Вакуумные электронные лампы
Электронные лампы классифицируются по двум основным признакам: но количеству электродов и мощности.
По количеству электродов различают:
диоды — лампы с двумя электродами (катодом и анодом);
триоды — трехэлектродные лампы, у которых между катодом и анодом помещен третий электрод — сетка;
тетроды — четырехэлектродные лампы с двумя сетками;
пентоды — пятиэлектродные лампы с тремя сетками;
гексоды — лампы с четырьмя сетками;
гептоды (пентагрпды) — лампы с пятью сетками..
Кроме того, внутри одного баллона могут быть скомбинированы две или более одинаковых или разных ламп. Основными типами комбинированных ламп являются: двойные диоды, двойные триоды; диод-триоды; диод-пентоды; триод-гексоды; триод-гептоды.
По мощности различают: маломощные электронные лампы обычно называемые приемо-усилительными (ПУЛ); лампы средней и большой мощности, объединяемые под общим названием — генераторные лампы.
Мощность, выделяемая на анодах приемно-усилительных ламп, обычно не превышает 10—15 Вт; у генераторных ламп средней мощности опа достигает 1 кВт, и у мощных генераторных ламп доходит до десятков и сотой киловатт.
Обозначения приемно-усилительных ламп состоят из нескольких цифровых и буквенных элементов:
Первый элемент — число, указывающее напряжение накала в вольтах (округленно).
Второй элемент — буква, характеризующая тип лампы; А — частотопреобразовательные многосеточные лампы; Б — диод-пентоды; В — лампы со вторичной эмиссией; Г — диод-триоды; Д — диоды; Е — электронно-лучевые индикаторы; Ж — пентоды с короткой характеристикой; И — триод-гсксо-ды; триод-гептоды; К — пентоды с удлиненной характеристикой; II — двойные триоды; П — выходные пентоды и лучевые тетроды; Р — двойные тетроды и пентоды; С — триоды; Ф — триод-пентоды; X — двойные диоды; Ц — кенотроны.
Третий элемент — порядковый номер данного типа лампы.
Четвертый элемент — буква, характеризующая конструктивное оформление лампы: А — сверхминиатюрные в стеклянном баллоне диаметром до 6 мм; Б — сверхминиатюрные в стеклянном баллоне диаметром до 10,5 мм; Г — сверхминиатюрные в стеклянном баллоне диаметром более 10,5; Д — в металлостеклянной оболочке с дисковыми выводами (впаями); Ж — типа «желудь»; К — в керамической оболочке; Л — с замком в ключе; Н — миниатюрные и сверхминиатюрные в металлокерамической оболочке; П — миниатюрные (пальчиковые) в стеклянном баллоне диаметрами 19 и 22,5 мм; Р — сверхминиатюрные диаметром 4 мм; С — в стеклянном баллоне диаметром более 24 мм.
Лампы в металлической оболочке четвертого элемента обозначения не имеют.
Пятый (добавочный) элемент — буква, характеризующая принадлежность к лампам повышенной надежности; В — лампы повышенной надежности и механической прочности; Д — лампы особо долговечные (10 000 ч и более); Е — лампы повышенной долговечности (5000 ч и более); И — лампы, предназначенные для работы в импульсном режиме; К — лампы с повышенной виброустойчивостью.
Генераторы лампы обозначаются буквами: ГК — генераторные лампы с предельной частотой генерирования до 30 МГц; ГУ — генераторные лампы с частотой генерирования от 30 до 300 МГц; ГС — генераторные лампы для частот генерирования более 300 мГц; ГИ — импульсные генераторные лампы; ГМ — модуляторные лампы, работающие в непрерывном режиме; ГМИ — модуляторные лампы, работающие в импульсном режиме.
Далее . ставится порядковый номер типа прибора, а затем буква, обозначающая вид принудительного охлаждения: А — водяное, Б — воздушное.
249
Установка электронных ламп в аппаратуру. Штырьки ламп должны быть прямолинейны, прямолинейность их определяется при внешнем осмотре, а при необходимости можно пспольлопать калибр Лампы, штырьки которых оказались изогнутыми или имеют следы коррозии, использовать нельзя. Вставляя лампу в панель, нс следует праща гь се вокруг осн для совмещения штырьков лампы и гнезд напели < .лсдует набегать применения значительных усилий и переноса или noK.i'iiiiiiiiiiiH лампы. Крепление ламп с гибкими выводами производится при помощи гпецп-тлы1ых ламподержателей, обеспечивающих амортизацию ламп и отвод от них тепла. Поэтому необходимо обращать внимание на обеспечение хорошею теплового контакта баллона лампы с ламподержателем и корпусом аппаратуры. Категорически запрещается применять лампы с просроченным сроком н подвергшиеся хотя бы кратковременной перегрузке вследствие неисправностей элементов схемы, сопряженных с лампой.
Включение электрического режима производится в соответствии с инструкцией по эксплуатации устройства. Обычно соблюдается следующий порядок: а) для ламп с принудительным охлаждением включается охлаждение; б) включается напряжение накала; если в аппаратуре имеется возможность плавной или ступенчатой регулировки напряжения накала, то номинальное его значение следует устанавливать плавно; время разогрева катода указывается в паспорте лампы или инструкции по эксплуатации аппаратуры; в) включаются остальные напряжения электродов лампы; включение анодного напряжения необходимо начинать с минимального значения; г) выключение охлаждения лампы производится через некоторое время после выключения накала лампы.
Таблица 3.24
Неисправности, общие для всех электровакуумных приборов
Внешние признаки отказа	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При включении шшряжс пия накала не нагреваете/! катод лампы (или катод одной из секции мпогосскцноп-ной лампы) При номинальных напряжениях накала величина тока накала выше максимального значения При внешнем осмотре стеклянных ламп с распыленным газопоглотителем цвет газопоглотителя молочно-белый (вместо блестящего с различными оттенками)	1 Iciicnpainioc гь источника напряжения накала Отсутствие контакта в гнездах ламповой панели Перегорание (обрыв) подогревателя катода иэ-за вибраций, слишком частого включения напряжения накала, эксплуатации при повышенном напряжении накала или при включении ламп с нарушенной герметичностью В лампе ухудшился вакуум (частичное нарушение	герметичности лампы) Нарушение герметичности	Проверка наличия напряжения Вмтнездах ламповой панели Протирка гнезда ламповой панели и выводов электродов лампы спиртом Проверка исправности подогревателя с помощью омметра (пробника), в случае обрыва— заменить лампу * Тренировка лампы; если лампу оттренировать не удается —• заменить ее Замена лампы
250
Таблица 3.25
Неисправности импульсных, модуляторных, генераторных н выпрямительных ламп
Внешние .признаки отказа	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
Импульсные модуляторные лампы (ИМЛ)
Прн включении напряжения смещения на управляющую сетку показание прибора «напряжение смещения» резко уменьшается (или отсутствует)
Прн включении высокого напряжения внутри лампы наблюдается розовое свечение
После непродолжитель-ной работы внутри лампы наблюдается голубоватое свечение (у стенок баллона)
После непродолжительной работы наблюдается местный (точечный) разогрев (покраснение) анода или его оплавление (у импульсных модуляторных ламп)
При выключенном подмодуляторе наблюдаются токи анода и экранирующей сетки, лампа не запирается.
Прн включении высокого напряжения наблюдаются броски стрелки индикатора тока нагрузки, внутри лампы наблюдаются пробои
При номинальном напряжении на аноде показание прибора «ток нагрузки» ниже требуемой величины, анод лампы равномерно разогревается в средней части
Через несколько часов работы средний ток управляющей (или экранизирую щей) сетки становится отрицательным
Короткое замыкание управляющей сетки на катод из-за деформации или перегорания отдельных витков сетки вследствие воздействия механических нагрузок илн длительной работы
Нарушение вакуума» в лампе из-за перегрева вследствие неисправностей в системе охлаждения
Чрезмерное повышение температуры баллона из-за неисправностей в системе охлаждения или увеличения нагрузки
Уменьшение напряжения смещения па укрепляющей сетке из-за неисправностей в выпрямителе или цепи напряжения смещения
*
Термоток сеток
Изменение напряжения запирания лампы из-за деформации электродов
Снижение электрической прочности из-за ухудшения вакуума после длительного перерыва в работе и несоблюдения установленной периодичности тренировки ламп
Уменьшение тока анода из-за обрыва в цепи экранирующей сетки или умень шения импульсного напряжения на управляющей сетке вследствие неисправностей в подмодуляторе
Рост обратного тока управляющей (или экранирующей) сетки, дннатронный эффект сеток. Изменение напряжений на электродах лампы
Замена лампы
Проверка ненрви-ности системы охлаждения. Замена лампы
Проверка исправности системы охлаждения, уменьшение (согласование) нагрузки
Измерение величины напряжения смещения, устранение неисправности в цепи или в выпрямителе напряжения смещения
Замена лампы
То же
Тренировка лампы. Если пробои не прекратятся — заменить лампу
Проверка исправности цепи экранирующей сетки и подмодулятора
Проверка и установка нормального режима работы лампы. Если при этом неисправность не устраняется —• заменить лампу
251
Продолжение таблицы 3.25
Внешнш’ и|шзнлии отки in
Возможные причины отказа и характер неисправности
рекомендуемые методы устранения отказа
Генераторные металлокерамические лампы МКЛ
При нормальных напряжениях на электродах отсутствует анодный ток, нет колебательной мощности, лампа по первой сетке не управляется, ток накала выше номинального. При работе наблюдаются срывы генерации и электрические пробои в лампе Мала полезная мощность, мал ток анода, регулирующими элементами аппаратуры не удается его повысить При включении анодного напряжения внутри лампы наблюдается розовое свечение Броски стрелки миллиамперметра в цепи выпрямителя (нагрузки), внутри лампы наблюдаются пробои Мал ток анодного выпрямителя в импульсном мочуляторе Увеличивается амплитуда выброса обратной полярности после окончания модулирующего импульса или наблюдается колебательный процесс (с помощью осциллографа) Напряжение на выходе выпрямителя понижено При включении анодного напряжения внутри лампы наблюдается розовое илч фиолетово.е свечение Броски стрелки измерительного прибора в цепи нагрузки выпрямителя. Внутри лампы наблюдаются пробои При работе двух и более параллельно (последовательно) соединенных кенотронов яркость свечения резко различна	Нарушение герметичности Частичное нарушение герметичности Снижение эмиссии катода лампы Импульсные кенотроны Нарушение герметичности ,Снижение эмиссии катода Значительное ухудше пне >мисспопнон способ пости катода зарядною диода	ш Уменьшение эмиссионной способности катода клипперного диода Выпрямительные кенотроны Мала эмиссия катода Нарушение герметичности Снижение электрической прочности из-за частичного ухудшения вакуума Нарушение контактов в гнездах панели у лампы с пониженной яркостью свечения	Замена лампы Тренировка лампы Замена лампы То же Тренировка лампы. Если пробои не прекратятся —• заменить лампу Замена лампы То же Замена лампы То же Тренировка лампы. Если пробои не прекращаются — заменить лампу Протирка гнезда панели и выводов электродов лампы спиртом
252
Отказы электровакуумных ламп происходят либо из-за постепенного изменения их электрических характеристик, либо из-за внезапных отказов. К внезапным отказам приемно-усилительных ламп и причинам их появления относятся: обрыв подогревателя, короткие замыкания и обрывы электродов из-за воздействия вибраций и ударов; перегорание подогревателя, короткие замыкания катода с подогревателем, резкие изменения электрических параметров (анодного тока, крутизны, обратного тока сетки и др.) из-за повышения напряжений накала, анода и других электродов; трещины баллона из-за высокой температуры баллона н чрезмерного давления на баллон экрана или держателя лампы; трещины стекла ножки из-за неправильной установки лампы в панель.
Отказами генераторных ламп, кроме перечисленных, являются: нарушение герметизации, межэлектродные замыкания и повышенные термотоки сеток. Генераторные лампы, как правило, работают в тяжелых тепловых и электрических режимах, поэтому следует избегать нарушений и ошибок прн их эксплуатации.
к ним относятся: рассогласование генератора с нагрузкой, превышение допустимых напряжений на электродах, включение ламп без принудительного охлаждения, выключение охлаждения при наличии напряжений на электродах, отключение напряжений накала при наличии напряжений на других электродах, нарушение правил тренировки ламп и др.
Проверка электронных ламп. При внешнем осмотре проверяют: отсутствие видимых повреждений лампы, состояние зеркала газопоглотителя (молочно-белый цвет свидетельствует о нарушении герметичности), цвет анода И разряженного пространства (отсутствие розового свечения), состояние контактирующих поверхностей.
Электрическая проверка ламп производится специальными испытателями группы Л (например, Л1-3, ЛЗ-З, ЛЗ-13 и др.). В зависимости от типа испытателя у ламп проверяется: отсутствие короткого замыкания между электродами, величина тока электродов, крутизна, относительное качество вакуума и другие характеристики.
Инструментальную проверку ламп непосредственно в аппаратуре можно осуществлять, измеряя контролируемое напряжение и токи электродов, выходную мощность и напряжения, частоту генерируемых колебаний, коэффициент бегущей волны и т. п.
«Тренировка ламп осуществляется после длительных перерывов в работе аппаратуры, после длительного хранения ламп. «Тренировке» подвергаются генераторные, модуляторные металлокерамические лампы и импульсные кенотроны как установленные в аппаратуре, так и находящиеся в ЗИП. «Тренировка» может производиться на специальных установках (приборах) или непосредственно в аппаратуре, периодичность «тренировки» устанавливается инструкцией по эксплуатации.
Характерные признаки, причины неисправностей электровакуумных ламп в аппаратуре и рекомендованные методы по их устранению приведены в табл. 3.24 (неисправности общие для всех электровакуумных приборов) и в табл. 3.25 (для импульсных, модуляторных, генераторных и выпрямительных ламп).
Электронно-лучевые трубки
Классификация электронно-лучевых трубок. Электронно-лучевыми трубками (ЭЛТ) называются приборы, в которых электронный луч используется для преобразования электрических сигналов в световые.
В зависимости от способа фокусировки и отклонения электронного луча различают трубки:
с электростатическим управлением (электростатические), в которых электронный луч фокусируется и отклоняется электрическим полем;
с электромагнитным управлением (электромагнитные), в которых луч фокусируется и отклоняется магнитным полем;
с комбинированной системой фокусировки и отклонения электронного луча.
По функциональному назначению ЭЛТ делятся на следующие основные группы:
253
Т аблица 3.26
Характерные неисправности член тронно-лучевых трубок (ЭЛТ)
11 ire irlinir При ЛИПКИ ОГКп II)	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При поминальных напряжениях па электродах яркость свечения экрана не достаточна. Органами регулировки не. удается установить достаточную яркость	Выгорание люминофора или снижение эмиссионной способности катода из-за длительной работы ЭЛТ	Замена ЭЛТ
При наличии свечения не	Замыкание в цепи катод	Проверка цепи ка-
регулируется яркость экрана	— модулятор	тод — управляющий электрод
Наличие фона на экране	Повышенная утечка в це-	Проверка сопро-
трубки с частотой питаю-	пи катод — подогреватель	тивления в цепи ка-
щего напряжения сети	из-за загрязнения цоколя ЭЛТ и ламповой панели или снижения сопротивления изоляции	тод — подогреватель, удаление загрязнения. Если фон не пропадает — заменить ЭЛТ
При работе ЭЛТ наблю-	Нарушение контакта вы-	Проверка и восста-
даются местные коронные	соковольтных выводов с	новление контактов
разряды или периодические	внутренним проводящим	высоковольтных вы-
потрескивания.	покрытием ЭЛТ	водов
На экране ЭЛТ наблюдается паразитная эмиссия (свечение экрана в крайнем положении регулировки яр кости)	Загрязнение внутри трубки вследствие длительного использования при недопустимой яркости лсраиз.	Замена ЭЛТ
11<>сле пенродолжпгел!. ной работы наблюдается свечение н горловине труб ки	Ухудшение вакуума в трубке из-за нарушений теплового режима или длительной работы	То же
осциллографические трубки, служащие для наблюдения и снятия осциллограмм электрических сигналов. Эти трубки в основном применяются в измерительной технике;
индикаторные трубки, предназначенные для регистрации электрических сигналов в радиолокационных и радионавигационных устройствах;
кинескопы, предназначенные для преобразования электрического телевизионного сигнала в световое изображение;
запоминающие трубки, используемые для записи и храпения информации. Трубки этого типа применяются главным образом в электронно-вычислительной технике.
Особую группу электронно-лучевых приборов составляют передающие телевизионные трубки, предназначенные для преобразования оптического изображения в электрические телевизионные сигналы.
Обозначения электронно-лучевых трубок состоят из нескольких цифровых и буквенных элементов.
В обозначении осциллографических и индикаторных трубок, а также кинескопов первым элементом является число, округленно обозначающее диаметр или диагональ экрана в сантиметрах.
Второй элемент — сочетание букв, характеризующее тип трубки: ЛО — осциллографические и индикаторные с электростатическим отклонением
254
луча; ЛМ — осциллографические и индикаторные с электромагнитным отклонением луча; ЛК — кинескопы.
Третий элемент — число, обозначающее порядковый помер тина прибора.
Четвертый элемент — буква, обозначающая тип экрана и цвет его свечения: А -— синий, Б или В — бедый; Г — фиолетовый; Д или М — голубой; Е или С — оранжевый; И — зеленый; К — розовый; У — светло-зеленый; Ц — синий, зеленый, красный.
В обозначении запоминающих трубок с видимым изображением: первый элемент (число) указывает диаметр или диагональ экрана в сантиметрах; второй элемент — сочетание букв ЛН; третий элемент — порядковый номер типа прибора. Запоминающие трубки без видимого изображения указанного выше первого элемента в обозначении не имеют.
Параметры ЭЛТ делятся на электрические и светотехнические. Электрические параметры: ток накала, запирающее напряжение и модуляция, токи утечки и фокусирующее напряжение, ' разрешающая способность. Светотехнические параметры: яркость, контраст, качесто поверхности экрана, время после свечения экрана и др.
Характерными отказами ЭЛТ яв/щются ухудшение снеготех-нических характеристик, нарушение герметичности.
Проверка ЭЛТ. При внешнем осмотре проверяют состояние поверхности экрана, отсутствие потемнений и отслоений люминофора. Электрические характеристики измеряются специальными испытателями или на специальных установках. Светотехнические характеристики проверяются’визуально или фотоэлектрическими методами (например, с помощью микрофотометра).
При контроле ЭЛТ непосредственно в аппаратуре измеряют токи и напряжения электродов на специальных контрольных гнездах, напряжение может замеряться непосредственно на электродах ЭЛТ или же па делителях напряжений. Напряжение необходимо измерять вольтметрами с большим входя,ым сопротивлением (например, С = 95 или С = 96).
. При наблюдении на экране ЭЛТ различного рода наводок, мерцания, произвольных смещений изображений необходимо проверить стабильность и пульсацию питающих напряжений. Проверка стабильности осуществляется с помощью вольтметра, за показаниями которого необходимо вести длительное наблюдение. Наличие пульсаций проверяется с помощью осциллографа.
Характерные признаки, причины неисправностей ЭЛТ и рекомендуемые методы их устранения приведены в табл. 3.26.
Специальные электронные приборы СВЧ
Обозначения электронных приборов СВЧ:
К — клистроны отражательные, КИУ, КУ — пролетные, КМ, 1<МН — ум-ножительные;
УВ, УВИ — лампы бегущей волны усилительные, УВФ — фазовращательные. УВС — с электростатической фокусировкой;
ОВ, ОВИ — лампы обратной волны генераторйые, ОВУ — усилительные, ОВС — с электростатической фокусировкой;
М, МИ — магнетроны генераторные, МТ — митроны, МПС — стабилитроны, МУ — магнетроны усилительные, МИУ — платинотроны;
ГШ — генераторы шума, РР — резонансные разрядники.
Примечание. Буква И означает импульсный режим прибора. Если буква И отсутствует, то прибор непрерывного действия.
Примеры обозначений: КМИ-12В — умножитсльный клистрон типа Ns 12 литера В; УВФ 5 — усилительная лампа бегущей волны непрерывного действия типа № 5; К-72 — отражательный клистрон типа Ns 12.
Типы приборов СВЧ. По характеру энергообмена между электронным потоком и высокочастотным полем приборы СВЧ подразделяются на типы О иМ. В приборах типа О происходит преобразование кинетической энергии электронного потока в энергию высокочастотного поля; приборы типа М характеризуются преобразованием потенциальной энергии электронов в энергию поля. Приборы обоих типов могут быть использованы н для усиления, и для гене
255
рации СВЧ колебаний. Усилительные приборы типа М имеют по сравнению с приборами типа О больший КПД (до 80%), меньшие величины питающих напряжений, большие значения отношения выходной мощности к весу, объему н стоимости. Однако приборы тина М оказываются хуже по надежности и сроку службы.
По продолжительности взаимодействия электронного потока с СВЧ-полем приборы могут быть с кратковременным (прерывистым) и длительным (непрерывным) п.шпмодспствпем. Приборы с кратковременным взаимодействием Одновременно являются приборами типа О, к ним относятся, например, пролетные и отражательные клистроны. Приборы с длительным взаимодействием могут быть как типа О (лампы бегущей волны типа О-ЛБВО и лампы обратной волны типа О-ЛОВО), так и типа М (ламцы бегущей волны типа М-ЛБВМ, лампы обратной волны типа М-ЛОВМ, магнетроны, платинотроны, митроны и др.).
Клистронами называются приборы СВЧ, использующие принцип скоростной модуляции электронного потока и содержащие один или несколько объемных резонаторов.
Если в клистроне используются не два, а большее число контуров, то от резонатора к резонатору увеличивается мощность усиливаемых колебаний. Клистроны могут работать как в непрерывном, так и в импульсном режиме; в последнем случае напряжение питания имеет импульсный характер.
Основными характеристиками усилительного клистрона являются рабочая, усиления и фазовая.
Рабочая характеристика представляет собой зависимость выходной мощности РБых от анодного напряжения Uo при постоянной мощности входного сигнала Рвх—tonst.
Характеристика усиления представляет собой зависимость выходной мощности или коэффициента усиления от мощности входного сигнала.
Фазовой характеристикой называется зависимость изменения фазового сдвига колебаний на выходе по сравнению со входными колебаниями от изменения анодного напряжения.
Отражательный клистрон применяется в качестве генератора малой мощности. Основными характерце гиками отражательного клистрона является рабочая зона генерирования, представляющая собой зависимость выходной мощности колебаний or напряжения па отражателе, 'и частотная характеристика — зависимость частоты колебаний от напряжения на отражателе.
Лампа бегущей волны О (ЛЕВО) широко используется для усиления СВЧ, модуляции усиливаемых колебаний и их преобразования по частоте, а также для генерации СВЧ.
Основными характеристиками ЛБВО являются зависимость мощности выходного сигнала от входной мощности при постоянстве питающих напряжений (амплитудная характеристика), зависимость коэффициента усиления от уровня входной мощности и зависимость выходной мощности или коэффициента усиления от частоты усиливаемого сигнала при постоянстве мощности входного сигнала (частотная характеристика).
Магнетрон работает по принципу ЛБВМ. Основными характеристиками магнетрона являются рабочие характеристики, представляющие собой семейство взаимозависимостей анодного напряжения и анодного тока при постоянных значениях магнитной индукции, выходной мощности, КПД и частоты. Эти зависимости снимаются при неизмененной нагрузке магнетрона.
Митрон — маломощный прибор магнетронного типа с замедляющей системой со слабовыраженными резонансными свойствами. Используется как генератор ВЧ сигналов (гетеродин в приемниках, маломощный генератор) в широком диапазоне частот.
Амплитрон — прибор для усиления СВЧ колебаний, работающий по принципу ЛБВМ. -
Лампы обратной волны типа М(ЛОВМ) в основном используются как генераторы с широким диапазоном перестройки частоты и называются карцинотронами.
Основной характеристикой ЛОВМ является зависимость частоты колебаний от изменения ускоряющего напряжения..
256
Таблица 3.27
Неисправности магнетронов
Внешние признаки отказа	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При включении и повы-	Короткое замыкание в це-	Проверка неисправ-
шении высокого напряже-	пи анод —> катод из-за пе-	ности системы охлаж-
ния наблюдается резкое воз-	регрева магнетрона (неис-	дения магнетрона п
растание тока высоковольт-	правности в системе охлаж-	модуляторных ламп.
ного выпрямителя, в цепи	дения или пробои в моду-	Устранение дефекта.
клиппирующих кенотронов возрастает ток и срабатывает защита. Генерация отсутствует. Нет показания прибора «Ток магнетрона»	ляторных лампах)	Замена магнетрона
При включении и повы-	Пробои в СВЧ тракте из-	Проверка неправ-
шении высокого напряже-	за нарушения герметичное-	ности СВЧ тракта
ния наблюдается колебание стрелки прибора «Ток магнетрона». Генерация отсутствует	ти или попадания влаги. Снижение электрической прочности сочленений СВЧ тракта и ферритовых устройств Загрязнение стекла или керамики изолятора вывода катода Нарушение вакуума в магнетроне	Осмотр и чистка изолятора Замена магнетрона
При включении высокого	Нарушение	контактов	Проверка состоя-
напряжения отсутствует по-	между гнездами ламповой	ния контактов между
казание прибора «Ток маг-	панели и выводами нити	гнездами панели и
нетрона». При повышении высокого напряжения не	накала	выводами нити накала
слышно щелчка выключателя, снимающего напряжение накала с магнетрона (с са-мор азогр ев ающимся катодом)	Обрыв нити накала магнетрона из-за длительной работы при форсированном напряжении накала, неправильной установке напряжения накала или включения напряжения накала при нарушенном вакууме в магнетроне	Замена магнетрона
При включении высокого	Ухудшение вакуума маг-	Тренировка магне-
напряжения наблюдаются броски стрелки прибора «Ток магнетрона» вправо, интенсивность которых при снижении высокого напряжения резко уменьшается	нетрона из-за длительной работы в дежурном режиме без периодического включения в рабочий режим	трона или замена его
При работе наблюдаются	Пробой в модуляторных	Тренировка моду-
броски стрелки прибора «Ток магнетрона» влево	лампах	ляторных ламп или замена их
При поднятии высокого	Выход из строя клиппиру-	Проверка зарядной
напряжения4 до номиналы	ющих устройств или про-	цепи и клиппирующе-
ного значения н достижения установленного значения тока появляются интенсивные колебания стрелки прибора «Ток магнетрона»	бой элементов зарядной цепи	го устройства
9—397
257
Продолжение табл. 3.27
Внешние признаки отказа	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При работе постепенно уменьшается пока мине при бора «Ток магнетрона» при постоянной величине высокого напряжения	Истощение катода магнетрона из-за продолжительных пробоев в модуляторных лампах из-за несоблюдения установленной периодичности тренировки или из-за длительной работы Изменение параметров модулирующего импульса	Замена магнетрона Проверка параметров модулирующего импульса
При периодическом включении в рабочий режим постепенно (от включения к включению) увеличивается показание прибора «Ток магнетрона»	Перекос катода или постепенное ухудшение ваку ума. Размагничивание	Замена магнетрона
При работе наблюдается изменение частоты генерируемых' колебаний с уходом за рабочий диапазон	Напыление или оплавление панелей анодной системы и колец связи	Замена магнетрона
Через несколько минут	Недостаточный разогрев	Проверка напри-
после включения высокого напряжения и соответству-	катода.	жения на выводах нити накала
ющего снижения накала происходит срыв генерируемых колебаний	Истощение катода	Замена магнетрона
При настройке эхо-резо-	Взаимная	расстройка	Проверка энерге-
иатора па частоту персдат-	трактов приемника и перс-	тического	спектра
чика максимальное отклонение стрелки миллиамперметра эхо-рсзопагора не совпадает во времени с максимумом сигнала на индикаторе станции	датчика	передатчика или подстройка приемника или гетеродина
Проверка и особенности эксплуатации ламп бегущей и обратной волны. Лампы бегущей и обратной волны осевого и магнетронного типов (ЛБВО, ЛОВО, ЛОВМ) подлежат проверке перед установкой в аппаратуру, а также в процессе их хранения.
Проверка ЛОВ и ЛБВ может осуществляться с помощью встроенных средств контроля специальных испытателей (пли устройств) и контрольно-измерительной аппаратуры общего применения.
Техническая документация, придаваемая к специальным испытателям ЛБВ и ЛОВ, содержит принципиальную схему измерителя, инструкцию по порядку проведения испытаний, испытательные перфорированные карты и сводку номинальных значений, параметров для всех проверяемых ЛБВ и ЛОВ с указанием допустимых интервалов разброса этих параметров.
У ЛБВО проверяются следующие параметры: отсутствие коротких замыканий и обрывов электродов; состояние вакуума, эмиссионная способность катода; величина токов электродов в номинальном режиме. Для иепакетироваи-ных ЛБВО предусматривается дополнительная проверка при включении лампы в диодном режиме.
258
Т аб лица 3.28
Неисправности отражательных клистронов
Внешние признаки отказа
Возможные причины отказа и характер неисправности
Рекомендуемые метилы устранения отказа
При номинальных напряжениях на электродах клистрона токи СВЧ диодов приемника и устройства автоматической подстройки частоты клистрона (АПЧК) одновременно уменьшились до 0,2 мА и менее. Прн замене СВЧ диодов необходимый ток (порядка 0,Б—0,6 мА) не устанавливается
При небольшом изменении частоты передатчика АПЧК переходит в режим поиска (ток СВЧ диодов периодически изменяется от нуля до номинальной величины)
При изменении частоты передатчика и в пределах полосы удержания АПЧК переходит в режим поиска с последующим захватом по зеркальному каналу ь пределах рабочей зоны генерации или с перескоком на соседнюю зону
При изменении температурных условий работы клистрона с АПЧК происходит срыв генерации на одном из краев температурного диапазона работы станции
При работе клистрона с внешним резонатором наблюдается медленное изменение выходной мощности, обнаруживаемое по одновременному изменению токов детекторов накала приемника и АПЧК
При изменении напряжения на отражателе клистрона ток детектора после максимума напряжения резко срывается, не дойдя до половины своего максимального значения, а при противоположном изменении напряжения отражателя колебаний возникают скачком
Уменьшение выходной мощности клистрона из-за отравления катода или осыпания его активной массы
Изменение КСВ высокочастотного тракта, на» который работает клистрон
Разрыв зоны колебаний клистрона на одном из ее краев. Ухудшение эмиссии, ухудшение вакуума
Изменение КСВ высоко частотного тракта, па Кото рой работает клистрон
Искажение формы зоны колебаний клистрона. На рушение взаимного расположения электродов в клистроне. Ухудшение вакуума
Ухудшение эмиссионных свойств катода. Мал диапазон электронной настройки клистрона
Несовпадение и неплотная стяжка обоих половин резонатора. Недостаточно плотный прижим диафрагм клистрона к уступам резонатора. Нарушение целостности контактирующих пружин поршня перестройки частоты. Изменение напряжения питания во времени
Клистрон обладает гистерезисом в области электронной настройки
Замена клистрона
Подстройка высокочастотного тракта
Замена luiiicipoiia
I [одстропка высокочастотного тракта
Замена клистрона
То же
Проверка стяжки половин резонатора, плотности прижима диафрагм к уступам резонатора, целостности пружин поршня и стабильности источников питания
Замена клистрона
9*
259
Продолжение табл. 3.28
Внешние признаки отказа	Погьможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При ДРУГОМ 1П111рЯЖ<ЧПП1, сущсстщ-lliui ОТЛИЧНОМ 01 напряжения cpuiiu При |1|(Л1оч<‘|1нп передатчика ЛНЧК не «захватывает» (ток детектора смесителя ЛГ1Ч падает до нуля или периодически изменяет свое значение -с частотой поиска АПЧ, а на экране индикатора кругового обзора наблюдается чередование темных и светлых секторов)	Механическая расстройка объемного контура клистрона, неправильное напряжение на отражателе, когда гетеродин вообще не генерирует или работает на краю одной из областей генерации	Подстройка объемного контура изменением напряжения на отражателе, настройка на середину области генерации
।
У ЛОБО проверяются те же параметры, как и ЛБВО, но помимо этого проверяется уровень выходной мощности и качества спектра генерируемых колебаний.
У ламп магнетронного типа параметры проверяются по тем же методикам, как у ламп осевого типа. Однако абсолютные значения параметров здесь иные, так как лампы магнетронного типа более мощные. Кроме того, они имеют другую конструкпию.
Лампы, признанные годными при проверке указанными косвенными способами, подлежат проверке в динамическом режиме работы при установке в устройство, путем оценки основных параметров всего устройства в целом.
При установке непакстироваппых ЛБВ необходимо следить за тем, чтобы лампа по была зажага между ламповой панелью и коллекторным выводом. В противном случае за счет различия температурных коэффициентов расширения стекла и металла через некоторое время после включения произойдет разрушение колбы. Необходимо вначале плотно надеть панель на выводы электродов, а затем сместить ее назад на 0,5—1 мм.
Инструмент, используемый при установке и настройке ЛОВ и ЛБВ, должен быть из немагнитных материалов. Хранить ЛОВ и ЛБВ следует в заводской упаковке на деревянных стеллажах, минимальное расстояние между лампами и магнитными материалами — 100—400 мм.
Тренировка ЛОВ и ЛБВ производится либо непосредственно в блоках аппаратуры, либо на специальных стендах. Тренировке подлежат хранящиеся лампы в ЗИПе, а также лампы, длительное время не работающие в аппаратуре. Периодичность и методики тренировок изложены в инструкции по эксплуатации аппаратуры.
В табл; 3.27, 3.28, 3.29 приведены внешние признаки причины отказов магнетронов, клистронов, ЛБВ, ЛОВМ и рекомендуемые методы устранения.
Порядок включения и выключения ламп. Установленная последовательность подачи напряжений обеспечивает теплоотвод и формирование ускоряющего и фокусирующего полей, а затем — формирование электронного луча. Необходимо обеспечить надежное заземление арматуры и лампы и подключение высокочастотной нагрузки.
Примерная последовательность подачи напряжений на ЛБВ следующая. Включается ток соленоида (у непакетированных ЛБВ); далее последовательно устанавливаются паспортные номинальные значения напряжения на коллекторе, замедляющей системе, анодах и иа управляющем электроде. Непакетированный ЛБВ юстируют, изменяя положение лампы
260
Таблица 3.29
Неисправности ламп бегущей и обратной волны
Внешние признаки отказа	Возможные причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При номинальных (паспортных) напряжениях на всех электродах отсутствуют токи коллектора и спирали При номинальных напряжениях на электродах ток коллектора не устанавливается до паспортного значения При номинальных напряжениях на электродах ток спирали более чем в 1,5 раза превышает паспортные значения и не уменьшается при изменении напряжения на управляющем электроде При работе ЛБВ наблюдается колебание тока коллектора при неизменных напряжениях на электродах При отсутствии входного сигнала на выходе ЛБВ наблюдается выпрямленный ток При номинальных напряжениях на электродах и нормальных токах выходная мощность или коэффициент усиления ЛБВ ниже паспортных. Согласующими элементами и плавным изменением в небольших пределах напряжения спирали не удается получить паспортного значения коэффициента усиления При номинальных напряжениях на электродах ток коллектора равен нулю и не изменяется при юстировке лампы	Лампы бегущей волны (ЛБВ) Осыпание оксидного покрытия и другие дефекты катода из-за отключения напряжения накала при включенных напряжениях йа других электродах Ухудшение эмиссионной способности катода из-за длительной работы ЛБВ «к Отсутствие юстировки. Изменение поля магнитной системы из-за наличия вблизи ЛБВ магнитных материалов. Ухудшение вакуума Нарушение контакта в цепи нити накала из-за окисления выводов нити накала или гнезд ламповой панели Самовозбуждение ЛБВ из-за изменения нагрузки со стороны входа или выхода Окисление или частичное распыление входного или выходного конца спирали из-за действия входной мощности вследствие неисправности разрядника или включения ЛБВ на несогласованную нагрузку Ненормальный режим соленоида, отсутствие нормального магнитного поля	Замена ЛБВ То же Юстировка лампы, удаление	магнит- ных материалов. Если ток спирали не уменьшается — заменить ЛБВ Проверка и восстановление контактов. Если контакты надежны — заменить ЛБВ Проверка	КСВ входного и выходного трактов. Если самовозбуждение	не устраняется — заменить ЛБВ. Проверка КСВ входного и выходного трактов и исправности разрядника. Если коэффициент усиления и выходная мощность не устанавливаются — заменить ЛБВ	* Проверка режима соленоида (ток соленоида после включения должен быть на 25—30%	больше установившегося тока)
261
Продолжение табл. 3.29
Внешние признаки отказа	Ho iможные причины отказа п характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
	Лампы обратной волны mana М (ЛОВМ)	
При IIIUIIO'ICIIIIII ВЫСОКОГО	Нарушение вакуума из-за	Проверка	КСВ
напряжения наблюдаются броски стрелки индикатора тока отрицательного электрода	механических повреждений при установке лампы, ухудшения КСВ тракта, приведшие к пробою вывода энергии лампы	тракта, замена лампы
При повышении напряже-	Отравление или истоще-	Замена лампы
ния управляющего электрода отсутствует ток замедляющей системы, лампа не генерирует	ние катода	
Ток замедляющей системы меньше паспортного значения, мощность меньше нормы	Отравление или истощение катода	То же
При номинальных напряжениях на электродах отсутствует мощность генерируемых колебаний, ток катода нормальный	Оплавление штырьков замедляющей системы из-за нарушения порядка включения питающих напряжений	
Ток управляющего электрода отрицательный и превышает допустимое значение Положительный ток от-	Паразитная электронная эмиссия с управляющего электрода из-за работы при повышенной температуре катода Вторичная эмиссия от-	»
рицателыюго электрода превышает допустимое значение	риц игольного электрода	»
относительно соленоида, добиваясь совмещения их осей, в этом случае ток вамедляющей системы будет минимальным. Напряжение замедляющей системы для маломощных ЛБВ подбирается по номинальному коэффициенту шума. У мощных ЛБВ регулировкой напряжения замедляющей системы обеспечивают максимальную выходную мощность лампы. Заканчивают настройку ЛБВ регулировкой согласующих элементов высокочастотного входа и выхода.
Порядок включен и.я Л О В О несколько иной. После обеспечения охлаждения лампы питания фокусирующего соленоида (непакетированнып ЛОВ) и разогрева катода включается напряжение замедляющей системы и первого анода. Порядок включения ЛОВМ предусматривает последовательную подачу напряжений на систему охлаждения, накал, холодный катод или замедляющую систему и управляющий электрод.
Выключение ЛБВ и ЛОВ осуществляется в обратном порядке.
* Полупроводниковые приборы
Классификация полупроводниковых диодов. Полупроводниковым диодом называется прибор с двумя выводами, содержащий один или несколько электронно-дырочных переходов.
Обозначения диодов. Полупроводниковым диодам присваиваются обозначения, состоящие из шести элементов:
262
Первый элемент (буква или цифра) обозначает исходный магерп.тл: Г или 1 — германий; К или 2 — кремний; А или 3 — соединения |аллпя.
Второй элемент (буква) указывает подкласс прибора; Д вы прямительные, универсальные, импульсные диоды; Ц — выпрямительные столбы и блоки; А — сверхвысокочастотные диоды; С — стабилитроны; И — туннельные диоды; В — варикапы; Ф — фотодиоды; Н — тиристоры диодные; Л — излучающие диоды; Г — генераторные; К — стабилизаторы тока.
Третий элемент — цифра, характеризующая назначение прибора;
Диоды низкой частоты: выпрямительные........................1	« О,ЗА); 2(03 — ЮА)
универсальные.....................4
импульсные .	.	- .	5(>150нс); 6(30 -150нс)
7(5—ЗОпс); 9(<1ис)
Сверхвысокочастотные диоды: смесительные’’...........................-........I
видеодетекторы....................................2
модуляторные.............................. . . . 3
параметрические.......................♦...........d
переключающие.....................................5
умножительные.........................•...........6
генераторные......................................7
Тиристоры диодные: малой мощности...................................  .	1
средней »	........	. :	2
большой »	.	.... 3
Туннельные диоды: низкой частоты ..................................1*
средней »	 2*
высокой »	 3*
усилительные................................... •	1**
генераторные.....................................2**
переключательные................................. 3**
обращенные......................................  d**
Варикапы: подстроечные..................................    I
умножительные (варакторы).........................2
Стабилитроны малой мощности: напряжение стабилизации от 1,0	до 9.9J3	 I
То же	от 10 до 99 В...............2
»	от 100 до 199 В.............3
Стабилитроны средней мощности: напряжение стабилизации от 1,0 до 9,9 В...........4
То же	от 10> до 99 В ..........5
»	от 100 до 199 В..........6
Стабилитроны большой мощности: напряжение стабилизации от1,0до9,9В...............7
То же	от 10 до 99 В...............8
»	от 100 до 199 В.............9
• до 1973 г.
*• после 1973 г.
263
Выпрямительные столбы: малой мощности...	...	1
средней »	....................•..............2
“Ч
Выпрямительные Олоьп: малой мощное hi..................................3
средней »	 4
большой »	  5
Фотодиоды...............'............................1
Четвертый и пятый элементы (число) указывают номер разработки прибора.
Шестой элемент обозначения (буква) указывает на разновидность приборов.
Примеры маркировки: 2Д503Б — кремниевый импульсный диод, разновидность типа Б; 2С156А — стабилитрон (напряжение стабилизации 5,6	В);
1И203В — германиевый туннельный диод, разновидность типа В; ЗИЗО1Г — арсенидно-галлиевый туннельный диод, переключательный, разновидность типа Г.
Ранее разработанные полупроводниковые диоды имеют обозначения, состоящие из трех элементов:
Первый элемент — буква Д.
Второй элемент — число, указывающее исходный материал и назначение прибора:
Точечные диоды — от I до 200, в том числе: германиевые — от 1 до 100; кремниевые — от 101 до 200.
Плоскостные диоды — от 201 до 400: кремниевые — от 201 до 300; германиевые — от 301 до 400.
Сверхвысокочастотные диоды (различного назначения) — от 401 до 800.
Кремниевые стабилитроны — от 801 до 900.
Варикапы — от 901 до 950.
Туннельные диоды — от 951 до 1000
Выпрямительные столбы — от 1001 до 1100.
Третий элемент (буква) указывает па разновидность прибора.
Особенности эксплуатации диодов. Из применяемых диодов наиболее ненадежными и требующими особого внимания в процессе эксплуатации РЭО являются СВЧ диоды.
Основными причинами снижения надежности СВЧ диодов являются: пробой или повреждение электронно-дырочного перехода в результате воздействия сигналов СВЧ относительно большой мощности или разряда статического электричества; загрязнение посеребренных контактов диода; механическое повреждение диода из-за приложения чрезмерных усилий при установке диода; ухудшение характеристик диода в процессе хранения.
Для предотвращения отказов СВЧ-диодов необходимо: хранить диоды в свинцовых патронах и без надобности их не извлекать оттуда; устанавливать диоды только в исправную аппаратуру; диоды не брать руками, а использовать пинцеты или специальные цанговые приспособления (наподобие цангового карандаша); перед прикосновением к диоду, установкой (изъятием) его в аппаратуру необходимо снять заряды статического электричества; при установке и изъятии диода из гнезда не применять чрезмерных усилий; антенны и выходов близко расположенных СВЧ генераторов должны быть надежно экранированы.
Проверка исправности СВЧ диодов. Диоды, устанавливаемые в аппаратуру, должны быть подвергнуты инструментальному контролю. Наиболее эффективные способы: функциональная проверка работоспособности аппаратуры, например измерение чувствительности приемника: измерение характеристик диода в детекторной секции при подаче на вход калиброванного СВЧ сигнала в режиме короткозамкнутой нагрузки. Менее эффективны косвенные способы проверки, т. е. проверка характеристик диодов на постоянном то-
264
Таблица 3.30
Неисправности СВЧ диодов
Внешние признаки отказа	Возможнее причины отказа и характер неисправности	Рекомендуемые методы устранения отказа
При включении аппа-	Нарушение проводимости	Замена диода
ратуры отсутствует выпрямительный ток СВЧ-диода или его величина более чем на 60% меньше установленной	диода из-за воздействия СВЧ полей -соседних станций	
При работе диодов в	Нарушение проводимо-	Замена диодов; если
АПЧК величина вы-	сти диода или ненормаль-	при этом ток не уста-
прямленного диодом то-	ная работа клистрона в	иавливается — прове-
ка ниже 0,2 мА	АПЧК	рить испрлипосп» клист-
При работе периодически выходят из строя СВЧ диоды смесителя, установленные непосредственно после разрядника защиты приемника	Ненормальная	работа разрядника	Замена р прядилка
Отсутствуют отражен-	Выход из строя диода	Замена диода
ные сигналы при нормальном уровне шумов на индикаторах РЛС	сместителя сигнала из-за проникновения импульса передатчика или из-за старения Уменьшение или пропадание тока диода смесителя сигнала из-за резкого изменения s связи объемного контура гетеродина со смесителем или из-за отсутствия контакта в цепи гетеродин — смеситель &	Восстановление нормальной связи объемного контура гетеродина со смесителем, восстановление контакта
ке или с использованием сигналов звуковых частот (0.5—5 кГц). Эти способы использованы в выпускаемых промышленностью испытателях СВЧ диодов (па-пример, Л2-27).
При внешнем осмотре диодов обращают внимание па отсутствие видимых повреждений, коррозии, загрязнений, состояние покрытий и выводов электродов.
Рекомендуемые методы устранения отказов при неисправностях диодов приведены в табл. 3.30.
Классификация транзисторов. Транзистором называется преобразовательный полупроводниковый прибор, имеющий не менее трех выводов, пригодный для усиления мощности.
Электронная промышленность выпускает широкий ассортимент транзисторов, применение которых позволяет создать экономичную по питанию, малогабаритную и надежную аппаратуру.
Наиболее распространенные транзисторы (полупроводниковые триоды) имеют два р—«-перехода. Такие транзисторы называются биполярными.
Особую группу транзисторов составляют полевые, или канальные, транзисторы, которые часто называют униполярными, а также однопереходные транзисторы (двухбазовые диоды). Транзисторы классифицируются по допустимой мощности рассеивания и частоте.
265
Таблица 3.31
Третий элемент маркировки транзисторов
Транзисторы (включая нолевые)	Мощность		
	Малая (< 0,3 Вт)	Средняя (Ь,3—1,5 Вт)	Большая ( >2,5 Вт)
f < 3 МГн	1	4	7
f =. з — 30 МГн	2	5 /	8
/>30 МГц Тиристоры триодные Незапираемые Запираемые Симметричные незапираемые	3 Малая (<0,3 А) 3 5	6 Средняя (0,3—10А) 2 4 6	9
Примечание: f для транзисторов граничная частота коэффициента передачи тока, для полевых транзисторов максимальная рабочая частота.
Транзисторам присваиваются обозначения из шести элементов:
Первый элемент — буква или цифра, обозначающая исходный материал; Г или 1 — германий; К или 2 — кремний; А или 3 — соединение галлия.
Второй элемент — буква: Т — транзистор; П — транзистор полевой; У •— тиристор триодный.
Третий элемент — цифра, указывающая назначение или электрические свойства прибора (табл. 3.31).
Четвертый и пятый элемент — число, указывающее номер разработки прибора.
Шестой элемент — буква, указывающая классификационную группу данной разработки прибора (Л, Б, В, Г и т. д.).
Примеры обозначений:
ГТ109Д — гсрмпннепып маломощный низкочастотный транзистор, разновидность тина Д;
КП301Б — кремниевый полевой транзистор малой мощности, разновидность типа Б.
Обозначения ранее разработанных транзисторов. Ранее (до 1964 г.) разработанные транзисторы, выпуск которых продолжается, имеют условные обозначения из двух или трех элементов.
Первый элемент — буквы П или МП (для транзисторов с унифицированным корпусом).
Второй элемент — число, указывающее исходный материал и назначение транзистора: германиевое маломощные низкочастотные — от 1 до 100; кремниевые маломощные низкочастотные — от 101 до 200; германиевые мощные низкочастотные — от 201 до 300; кремниевые мощные низкочастотные — от 301 до 400; германиевые высокочастотные маломощные — от 401 до 500; кремниевые высокочастотные маломощные — от 501 до 600; германиевые высокочастотные мощные — от 601 до 700; кремниевые высокочастотные мощные — от 701 до 800. Исключения составляют марки ПЗ и П4, которые присвоены мощным низкочастотным транзисторам.
Третий элемент обозначения (буква) указывает на разновидность типа прибора.
Особенности эксплуатации транзисторов. Типичные отказы транзисторов из-за влияния внешних факторов приведены в табл. 3.32.
Проверка транзисторов перед установкой в аппаратуру должна обязательно осуществляться инструментальными методами, которые могут также применяться для контроля транзисторов непосредственно в аппаратуре. Самая простая проверка, дающая предварительную оценку годно-
266
Таблица 3.32
Влияние внешних факторов на полупроводниковые приборы
Вид внешнего воздействия	Вызываемые или ускоряемые процессы	Типичные отказы и неисправности
Повышение температуры	Высыхание защитных покрытий и деформация их Выделение газов Расплавление Растрескивание кристаллов Изменение электрических характеристик	Тепловой пробой Увеличение обратных токов Потеря герметичности Обрывы и короткие замыкания
Понижение темпе-	Конденсация влаги	Лавинный пробой
ратуры	•	
	Растрескивание кристаллов Изменение электрических характеристик	Снижение коэффициента передачи Потеря герметичности Обрывы и короткие замыкания
Повышение влаж-	Адсорбция и абсорбция	Изменение электрических
НО СТИ	влаги Химические реакции с влагой Электролиз Коррозия	параметров Появление нестабильности Коррозия выводов и корпуса Повреждение лакокрасочных покрытий
Резкие изменения температуры	Механические напряжения в местах спаев Растрескивание кристаллов Растрескивание и деформация покрытий	Потеря герметичности Обрывы и короткие замыкания Изменение	электриче- ских' параметров
Понижение давления	Ухудшение теплоотдачи	Перегрев
Механические уско-	Механические напряже-	Обрывы и короткие замы-
рения	ния, усталость	к а ни я Потеря герметичности
сти транзистора, заключается в оценке целостности и качества р—п-перехода транзистора путем измерения омметром сопротивления каждого перехода. Прежде чем выполнять такую проверку, необходимо знать предельно допустимые величины тока и напряжений для проверяемого транзистора и характеристики омметра. Омметр должен • обладать высоким входным сопротивлением, иметь малый потребляемый ток, полярность его зажимов должна быть известна. Рекомендуется использовать наивысший диапазон измерения омметра. Для этой цели непригодны пробники с батареей на 4,5 В.
Испытателями транзисторов контролируются следующие характеристики и параметры транзисторов: обратные токи коллекторов и эмиттеров, начальный ток коллектора, «ползучесть» токов, коэффициент усиления.
Непосредственно в аппарат уре можно проверять напряжение питания электродов транзисторов, контролировать напряжения и токи электродов по встроенным измерительным приборам или по их величинам на контрольных гнездах.
Если необходимо проверить вмонтированные транзисторы в аппаратуре, то их можно не выпаивать (чтобы не подвергать опасности повреждения), а про-
267
верить с помощью омметра, вольтметра и амперметра или других приборов. Существует ряд таких способом, например измерение сопротивлений между выводами эмиттера и коллектора при соединении базы с эмиттером, измерение напряжений на ре пк горах, включенных в цепи его электродов, измерение напряжения на коллек юре гран шпора в импульсных схемах.
Крепление и мои гл ж полупроводниковых приборов. Полупроводниковые приборы крепни и нои.ко аа корпус и при помощи специальных средств крепления или клея крепление за выводы недопустимо, так как резонансные ко-лебннни ври вибрации н тряске могут нарушить герметичность корпуса или принести к порыву выводов. Рекомендуется изгиб выводов полупроводниковых прибором Ирин 1воднть на расстоянии не менее 10 мм от корпуса прибора. Запрещай пя нппбать жесткие выводы у мощцых приборов. Нельзя располагать полупроводниковые приборы около нагревающихся элементов схемы, в сильных мании пых нолях постоянных магнитов или мощных трансформаторов и дросселей.
Диоды в стеклянных корпусах без покрытий должны быть защищены от действия света. Полупроводниковые диоды включаются в соответствии с их полярностью.
Включение транзисторов определяется их структурой и рабочей схемой. При подключении транзистора к источнику питания первым необходимо соединять контакт базы, последним — контакт коллектора, а отключение ведется в обратном порядке; запрещается подавать напряжение на транзистор с отключенной базой.
Полупроводниковое приборы соединяют с элементами схем пайкой, сваркой и другими способами, при которых нагрев прибора не превышает 150°С. Пайка ведется припоем ПОС-60, на расстоянии не менее 10 мм от корпуса при заземленном жале паяльника мощностью не более 50—60' Вт, продолжительностью 2—3 с и с обязательным применением дополнительных теплоотводов между корпусом прибора и местом пайки.
Не следует применять кусачки для обрезки выводов транзисторов. Лучше пользоваться ножницами, при этом вывод необходимо поддерживать плоскогубцами.
7 ОСОЫ.11ПОС1 И ЭКСПЛУАТАЦИИ МИКРОЭЛЕКТРОННОЙ АППАРАТУРЫ
Конструкция и устройство микросхем
Миниатюризация радиосхем достигается при использовании дискретной, интегральной и молекулярной микроэлектроники.
Дискретная микроэлектроника характеризуется тем, что построение схем производится с помощью дискретных миниатюрных элементов (резисторов, конденсаторов, диодов, транзисторов, трансформаторов и т. п.), из которых собираются микромодули.
Микромодуль представляет собой простейшую часть электрической схемы устройства (усилитель, генератор, триггер и т. п.). Конструктивно он оформляется в виде герметически закрытого узла со стандартными формой и размерами. Плотность монтажа деталей в микромодулях составляет 15—20
Рис. 3.34. Структура пленочных деталей: а — резистор; б — конденсатор
268
элементов иа 1 см3. Наиболее широко применяются этажерочпые и плоские микромодул и. В эта-жерочных микромодулях детали размещаются на плоских диэлектрических платах, которые посредством пайки к медным соедп нительным проводам собираются
а)
0)
Рис. 3.35. Структура интегральной схемы: а — поперечное сечение; б — вид сверху; в •— элементы
Ключ—точка (риска) па корпусе— слу-
в «этажерку», заливаемую эпок сидной смолой. Высота этажероч-ных модулей может составлять от 5 до 25 мм. Плоские мпкромо-дули собираются из элементои на печатной плате, которую помещают в алюминиевый корпус и заливают смолой. Высота плоских микромодулей 3,54-7,5 мм, одна сторона имеет постоянную длину 17,5 мм. Выводы микромодулей соединяются с печатным монтажом путем пайки.
При ремонте допускается замена микромодулей не более двух-трех раз. При этом обязательно применяются специальные малогабаритные паяльники, отсос припоя и т. п. Нумерация выводов микромодулей ведется по часовой стрелке, начиная от ключ
жит для ориентации микромодуля при сборке.
Интегральная микроэлектроника характеризуется тем, что построение микросхем производится из элементов, выполненных на поверхности или объеме твердого тела (подложки). Действие этих элементов эквивалентно обычным дискретным радиоэлементам. Различают два основных направления интегральной микроэлектроники: пленочные и полупроводниковые микросхемы.
Пленочные микросхемы состоят из электроизоляционной платы (подложки), на которую наносятся пассивные элементы схемы — резисторы, конденсаторы, индуктивности и соединения между ними. По толщине пленки микросхемы разделяются на тонкопленочные ( до 1 мкм) и толстопленочные (свыше 1 мкм). На рис. 3.34 показана конструкция пленочных резистора и конденсатора, нанесенных на подложку 1.
Пленочный резистор (рис. 3.34, а) состоит из резистивной пленки 4, обладающей высоким электрическим сопротивлением (тантал, хром, вольфрам) и двух проводниковых пленок — контактов 2 (золото, серебро, медь). Сопротивление резистора определяется длиной, шириной и толщиной пленки, а также материалом, из которого она выполнена. Сверху резистор покрыт защитной пленкой 3.
Пленочные конденсаторы (рис. 3.34, б) обычно изготовляются трехслойными: две металлические пластины 5 разделяются слоем диэлектрика 6. В качестве диэлектрика используются пленки окиси кремния, титана и тантала, а также полимерные пленки силоксана или стирола. Емкости конденсатора определяется свойствами и толщиной диэлектрика, а также формой и площадью токопроводящих пластин.
Индуктивности изготавливаются в виде однослойных спиралей, выполняемых из материала с большой проводимостью (алюминий, медь, серебро, золото). Спираль имеет малую индуктивность (единицы микрогенри) и малую добротность. Для увеличения индуктивности диэлектрическая подложка заменяется магнитной, либо сверху витков спирали наносят ферромагнитное покрытие. При этом величина индуктивности может быть повышена до единиц миллигенри.
Соединение элементов микросхемы и обеспечение их электрического контакта с внешними выводами производится напылением проводников и контакт-
269
Рис. 3.36. Корпуса интегральных схем: а — круглый корпус; б — плоский корпус; 1 — подложка; 2 — контактная площадка; 3 — выводы
пых площадок. Проводники могут быть выполнены из меди, алюминия, золота, платины, нихрома; контактные площадки — из серебра, золота. От коррозии микросхемы защищают специальными покрытиями, например слоем окиси кремния.
Гибридные схемы — микросхемы, в которых совместно используются пленочные и дискретные элементы (диоды, транзисторы, трансформаторы, индуктивности большого номинала). Плотность монтажа гибридных микросхем составляет 50—100 элементов в 1 см3. Электрическое соединение пассивных элементов микросхем с объемными радиодеталями осуществляется путем ультразвуковой сварки, сварки электронным и лазерным лучами, термокомпрессией и др. Сами детали к подложке приклеиваются.
Технология изготовления толстых пленок заключается в нанесении на подложку через трафарет различных паст.
Интегральные полупроводниковые микросхемы представляют собой монолитные структуры, изготовленные из целого кремниевого полупроводникового монокристалла. В объеме кремниевой пластины формируются отдельные элементы — резисторы, транзисторы, диоды, конденсаторы и соединения между ними.
На рис. 3.35 показаны элементы (резистор, конденсатор и транзистор) интегральной полупроводниковой микросхемы. Поперечное сечение всех трех элементов показано да рис. 3.35, а. Гран.шсторная структура представляет собой обычный планарный п р-п транзистор. Единственное отличие от дискретного прибора заключается в том, что вывод коллекторной области у интегральной структуры изготавливается сверху.
Резистор характеризуется сопротивлением области р. Он изолирован от остальной схемы р-п-нереходом. Конденсатор представляет два электрода, разделенных окисной пленкой, один из которых — диффузионная область п-типа, а другой металлизированная область над окислом. В качестве диэлектрика используется двуокись кремния. Вид сверху на структуру показан на рис. 3.35, б.
Соединение элементов (рис. 3.35, в) между собой осуществляется алюминиевыми (AI) пленками, нанесенными на поверхность схемы. Схема защищена от внешнего воздействия стойкой антикоррозионной пленкой двуокиси кремния (SiO2).
Плотность монтажа интегральных схем составляет 100—300 элементов в 1 см3. Например, в пределах одной пластинки кремния площадью около 5 см2 и толщиной несколько сотен микрон может быть изготовлена схема, эквивалентная сотням отдельных дискретных элементов. Корпуса интегральных схем представлены на рис. 3.36.
Высокая надежность микросхем является одним из основных преимуществ. По сравнению с обычными радиосхемами надежность возрастает: для микромодулей в 10 раз, для гибридных схем — в 20—30 раз, для интегральных схем — в 100 раз.
В молекулярной электронике используются свойства отдельных макромолекул и комплексов молекул. Устройства, изготовленные по методам молекулярной электроники, называются функциональными приборами. Функциональный
270
прибор, созданный в едином монолите твердого тела, заменяет собой целую схему, составленную из дискретных элементов.
Комплексная микроминиатюризация. Перевод радиосхем па микросхемы еще не решает полностью проблемы снижения массы аппаратуры, се габаритов и потребляемой энергии. Значительную массу имеют антенны, передатчики, электровакуумные приборы, липин передачи и др. При комплексной миниатюризации имеет место применение легких материалов, использование печатных схем и новых принципов построения устройств. Методом печатных схем могут изготавливаться антенны (например, спиральные), линии передачи (например, полосковые) и даже вакуумные изделия. Например, разработаны лампы бегущей волны, изготавливаемые методом печатных схем.
Отказы микросхем
На рис. 3.37, 3.38, 3.39 и 3.40 показаны возможные причины отказов микросхем.
Отказы этажерочных микромодулей. В этих микромодулях (см. рис. 3.37) могут быть отказы: 1 — пробой диода; 13 — пробой транзистора; 4 — пробой диэлектрика конденсатора; 8 — растрескивание проводящего слоя резистора; 6 — перегорание металлизированной дорожки; 7 — цыгорание проводящего слоя резистора; 2 — отслоение контакта конденсатора от металлизированной дорожки; 14 — обрыв обмотки трансформатора; 9 — обрыв соединительного проводника; 11—обрыв вывода транзистора; 12 ~ нарушение паяного соединения вывода транзистора с контактной дорожкой микроплаты; 3 короткое замыкание соединительных проводников вследствие попадания металлической частицы внутри корпуса; 5 — короткое замыкание соединительных проводников; 10 — разрушение паяного соединения; 15 — обрыв металлизированной дорожки вследствие трещины в микроплате.
Отказы плоских микромодулей. В этих микромодулях (см. рис. 3.38) могут быть отказы: 1 — нарушение герметичности в месте соединения капсулы с платой микромодуля; 2 — нарушение герметичности в месте вывода; 9 — нарушение паяного соединения вывода с контактной дорожкой на плате; 8 — перегорание контактной дорожки; 11 — перегорание обмотки трансформатора; 10 — обрыв вывода трансформатора вследствие отрыва трансформатора от платы; 15 — нарушение паяного соединения; 6 — обрыв металлизированной дорожки вследствие образования трещины в плате; 4 — пробой транзистора; 16 — пробой диода; 5 — растрескивание проводящего слоя резис-
Рис. 3.37. Схематическое изображение возможных отказов этажерочного микромодуля
271
Рис. 3.38. Схематическое изображение возможных отказов плоского микромодуля
тора; 12 — пробой диэлектрика конденсатора; 13 — обрыв контакта обкладки конденсатора от металлизированной дорожки; 3 — выгорание активной части резистора; 14 — короткое замыкание между контактными дорожками вследствие некачественного вытравливания платы; 7 — короткое замыкание вследствие попадания внутрь корпуса посторонних предметов.
Отказы в гибридных микросхемах (см. рис. 3.39): 1 — нарушение герме-ТИЧПОС1Т1 корпуса; 2 — обрыв сварного соединении золотой проволоки и внешнего вывода; 7 обрып сварного соединении щюволокн п пленочной контакт-
Рис. 3.39. Схематическое изображение возможных отказов гибридной микросхемы
272
9
W 1!)
20
Рис. 3 40 Схематическое изображение возможных отказов интегральной микросхемы.
ной площадки; 8 — обрыв вывода транзистора; 9 — короткое замыкание выводов транзистора; 11 — замыкание в,ывода транзистора на корпус, 3,4 — короткое замыкание между пленочными резисторами вследствие попадания металлических частиц внутрь корпуса; 12 — короткое замыкание или утечки вследствие загрязнения поверхности диэлектрической подложки; 14 — обрыв резистора вследствие образования трещины в подложке; 6 — повреждения проводящего слоя резистора; 5 — обрыв проводящего слоя резистора; 10 — пробой транзистора; 15 — образование проводящих мостиков в диэлектрической подложке конденсатора из-за некачественного напыления; 13 — пробой диэлектрика пленочного конденсатора.
Отказы в интегральных схемах (рис. 3.40): 1 — нарушение герметичности в области сварного шва; 2 — ухудшение герметичности и электрической прочности в области металлостеклянного соединения; 3 — обрыв сварного соединения золотой проволоки с внешним выводом на траверзе; 4 — короткое замыкание золотого контакта на исходный кремний на краю кристалла (в области скола); 5 — короткое замыкание проволочных выводов между собой; 6 — короткое замыкание выводов вследствие попадания металлических частиц внутрь корпуса; 7 — обрыв проволочного вывода; 8 — короткое замыкание проволочного вывода на металлическую часть корпуса; 9 — обрыв термокомпрессионного контакта; 10 — нарушение целостности проводящего слоя резистора (механическое повреждение); 11 — короткое замыкание металлизированной дорожки на кремний через отверстия в окисной пленке; 12 — нарушение целостности металлизированной дорожки (расплавление или коррозия на ступеньке окисла); 13 — короткое замыкание в объеме структуры в результате дефектов диффузии; 14 — увеличение токов утечки из-за образования поверхностных каналов с инверсной проводимостью; 15 — короткое замыкание или утечка вследствие загрязнения поверхности планарной структуры; 16 — короткое замыкание металлизированных дорожек между собой; 17 — обрыв электрической цепи в результате неполного удаления окисла или образования электроизолирующей пленки на границе раздела кремний-алюминий; 18 — нарушение целостности металлизированной дорожки вследствие образования трещины в крис
273
талле; 19 — короткое замыкание золотого контакта на кремний в результате неправильной центровки термокомпрессионного соединения; 21 — короткое замыкание вывода на корпус вследствие попадания металлических частиц внутрь корпуса; 20 — короткое зимыклипе проводника.
Особенное in работы с микросхемами
.Inninгп or воздействия статического электричества является одним из основных ipcrniii.iiiiiii, предъявляемых микроэлектронной аппаратуре, пе только ид лети тельном аппарате, но и на рабочих местах в лаборатории.
Электрические перегрузки, кратковременные импульсные помехи по цепям iiiiTiiiiioi приводят к тепловом перегрузкам и отказам микроэлектронного оборудования. На рабочих местах целесообразно иметь автономные источники питания (115 В, 400 Гц и 27 В). Положительный эффект дает использование аккумуляторов (буферный режим) в цепях постоянного тока и трансформаторов (1:1) в цепях переменного тока. Контроль величин питающих напряжений обязателен.
Обеспечение охлаждения аппаратуры, ремонтируемого функционального' узла должно достигаться соответствующим оборудованием рабочего места. Большая плотность монтажа микросхем затрудняет отвод тепла. Поэтому, прежде чем включать аппаратуру с микросхемами, необходимо сначала включить систему охлаждения (обдув и т. п.).
Заземление должно быть надежным. Заземляться должны все измерительные приборы,'оборудование, инструмент, браслеты. Общая шина заземления на рабочем месте изготавливается из толстых медных проводов или лент, причем необходимо предусмотреть возможность подсоединения каждого прибора и блока аппаратуры максимально короткими проводниками. Подсоединение нескольких приборов и блоков к одной клемме «Земля» не рекомендуется, так как возникают паразитные связи через общие отрезки проводов и лепестки заземления.
Инструментальная проверка изделий микроэлектроники может производиться измерительными приборами общего назначения н специальными пробниками. Например, рпбогоепоеобность логических элементов можно проверить с помощью осциллографа е усилителем постоянного тока в цепи входного сигнала pa.niepiiui. Н качестве специальных пробников применяют: логический пробник, индикатор .hoiичсекн.х состояний п функциональный пробник. Эти приборы просты в имеют форму пишущей ручки увеличенного размера.
Л о г и ч е с к п й пробник позволяет наблюдать картину устойчивого состояния «О» и «1» в узловой точке схецы. Индикатор логических состояний регистрирует логические уровни Каждого вывода интегральной схемы с помощью светодиодов. Функциональный пробник — стимулятор уровней имеет импульсный генератор, с его помощью возбуждают логическую схему с низкой частотой следования. Объединенные в комплект логический пробник, индикатор логических состояний и стимулятор уровней предназначаются для проверки функционирования и контроля логического состояния интегральных схем непосредственно в аппаратуре.
НЕКОТОРЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И АВИАЦИОННЫЕ ПАРАМЕТРЫ. КРИТЕРИИ НАГРУЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ В ПОЛЕТЕ
1. НЕКОТОРЫЕ ПАРАМЕТРЫ ЗЕМЛИ
Характеристики Земли. Истинная форма Земли — геоид — блп п<п к .whiii сойду вращения, имеющему наибольшую сплюснутость у полюсов.
Поверхность Земли составляет 510 083 000 км2, объем ее равен 1.ОИЗ 32()-1015 км3, масса — 5,974-Ю27 г. Средняя плотность Земли 5,517 г/см3, а средняя плотность поверхностных слоев 2,65 г/см3.
Среднее расстояние между Землей и Солнцем примерно 149 600 000 км. Движение Земли вокруг Солнца по эллиптической орбите со средней скоростью 29,76 км/с. Период обращения Земли 365,006 суток. Наклон экватора Земли к ее орбите составляет 23°27'. Эксцентриситет земной орбиты ранен 0,01673. Это свидетельствует о том, что орбита Земли близка к круговой. Перигелий своей орбиты Земля проходит приблизительно 3 январи, афелий — 4 июля.
Атмосфера Земли. Атмосферой называют смесь газов, находящихся и ноле тяготения планеты. Она имеет следующий состав газов в %:
Азот....... 78,09	Гелий............5,24-10—4
Кислород	....	20,95	Криптон.........1,0-10—4
Аргон....... 0,93	Водород..........5,1-10—5
Углекислый газ	.	.	0,03	Ксенон..........8,2-10—6
Неон.............1,8-10—з	Озон............1,1-10—в
Атмосфера простирается над Землей в высоту более чем на 80 км и имеет
массу около 5-10‘s т. Основная часть всей массы воздуха (94%) сосредоточена до высоты в пределах 20 км.
Нормальное давление. Нормальным давлением или нормальной атмосферой называется давление р0 на уровне моря, где ро~76О мм рт. ст, при температуре /=15°С (288 К).
В технике за единицу давления принята техническая атмосфера (ат). 1 ат= = 1 кгс/см2= 10 000 кгс/см2=10 м вод. ст.=735,6 мм pt. ст.
В аэродинамике давление измеряется в килограммах на квадратный метр, в системе СИ — в паскалях (ньютон на квадратный метр).
2 СТРОЕНИЕ АТМОСФЕРЫ
Международным геодезическим и геофизическим союзом в 1951 г. принято деление атмосферы на пять основных сфер или слоев: тропосферу, стратосферу, мезосферу, термосферу и экзосферу.
Тропосфера — нижний слой атмосферы, простирающийся в средних широтах до высоты 10—12 км, в тропиках до 16—18 км, в полярных областях до 8—10 км.
Особенностью тропосферы является понижение температуры с подъемом на высоту (в среднем на 6,5°С на 1 км высоты). Там наблюдается термическая турбулентность, возникающая вследствие неравномерности нагрева слоев воз
духа у земли и на высоте, а также динамическая Турбулентность, обусловленная трением воздуха о земную поверхность и его интенсивными вертикальными перемещениями па границах между холодными и теплыми воздушными массами атмосферных фроигон. Закапчивается тропосфера слоем тропопаузы. Толщина тропопаузы колеблется от нескольких сотен метров до нескольких километров. Над экватором н прилегающими районами тропопауза располагается в среднем па высоте 16 18 км, в умеренных широтах на в,ысоте 10—12 км, в полярных областях на высоте 8—10 км, а над полюсом она может опускаться до 5 6 км
Рен к । Н1|111.1е самолеты совершают полеты преимущественно вблизи границы rponoiiayiij. Характерной чертой является наличие циклической болтанки под самой тропопаузой.
,Стратосфера располагается над тропопаузой и простирается до высоты 35 40 км. Для ее нижних слоев характерно постоянство температуры по высоте. Водяной пар в стратосфере содержится в ничтожных количествах и поэтому в ней нет облаков, из которых выпадали бы осадки.
Состояние воздуха устойчивое, вертикальные движения слабые, что обеспечивает спокойный полет самолета. Болтанка наблюдается редко и только вблизи тропопаузы.
Мезосфера простирается от верхних границ стратосферы до'высоты 80 км. По аналогии с тропопаузой слой между стратосферой и мезосферой называется стратопаузой.
В нижней части мезосферы имеется слон температурной инверсии (повышение температуры воздуха с высотой в определенном слое атмосферы называется инверсией), обусловленной наличием озона. В верхней части мезосферы вследствие почти полного отсутствия озона температура воздуха резко понижается. 11оэтому там возникают достаточно мощные вертикальные токи, т. е. происходит перемешивание воздуха, аналогичное турбулентному движению воздушных масс в тропосфере. На высотах около 60 км скорость воздушных течений достигает 140 м/с, а на высотах около 80 км — 160 м/с.
Термосфера располагается над мезосферой до высоты 800 км.
Экзосфера — внешний слой атмосферы, или сфера рассеяния, располагается над термосферой. Гнзы здесь настолько разрежены н при наблюдаемых там пысоких irMircparypax обладают столь большими скоростями, что частицы их (гелии п подородп) иреодолсиают силу земного притяжения и уходят в меж-плапепии прос ip ив тио
( TKioHiiiie атмосферы характеризуется рядом 'метеорологических элементов: атмосферным давлением, температурой, влажностью, облачностью, осадками, негром п т д Атмосфера представляет собой подвижную среду. 
Запыленность атмосферного воздуха. Пыль заносится с поверхности земли в атмосферу в результате турбулентных перемещений воздуха при ветре. С увеличением высоты количество пыли в атмосфере уменьшается. Так, в окрестностях Москвы на высоте 100 м концентрация пыли составляет 10 000 частиц на 1 л воздуха, а на высотах 200 и 500 м соответственно 6500 и 4000. Концентрация пыли в нижних слоях атмосферы увеличивается осенью и в начале зимы. Летом сильные восходящие потоки воздуха поднимают пыль из нижних слоев атмосферы в верхние, вследствие чего запыленность нижних слоев уменьшается. Запыленность также уменьшается ночью.
3.	ХАРАКТЕРИСТИКА И РАСПРОСТРАНЕНИЕ СВЕТА И ПРЕДЕЛЬНАЯ СКОРОСТЬ
Определение света. Видимый свет — поток лучистой энергии, воспринимаемый глазом в виде различных яркостей и цветов. В общем спектре электромагнитных колебаний видимый свет занимает незначительный участок от 400 до 800 мкм. Примыкающие к этому участку инфракрасные и ультрафиолетовые лучи невидимы, но обладают всеми свойствами света. Видимый свет производит ощущение белого цвета, но спектр его состоит из семи основных цветов.
Важнейшие свойства света. Свет распространяется со скоростью 300 000 км/с. Если на пути луча света поставить стеклянную пластинку, то во время 276
прохождения через пластинку скорость света уменьшается, так как в стекле она меньше, чем в пустоте. Однако, выйдя из пластинки, свет снова будет распространяться со скоростью 300 000 км/с. Распространение света в пустоте в отличие от всех других движений обладает одним важнейшим свойством: скорость его нельзя уменьшить или увеличить. Какие бы изменения не претерпевал луч света в веществе, по выходе в
Рис. 4.1 Закон отражения луча света (а); преломление луча спета (о)
пустоту он распространяется с постоянной скоростью.
Кроме того, скорость света играет исключительную роль и природе, опа является предельной скоростью для распространения чего бы го ни Oi4.uo ( пет либо опережает всякое другое явление, либо, в крайнем случае, доходи г с ним одновременно.
Закон отражения. Падающий луч (ГА), отраженный луч (АГ) н нормаль к границе сред (АВ) лежат в одной плоскости; угол отражения у ранен углу падения уч (рис. 4.1, а).
Преломление луча. Если луч света проходит сквозь среду, ограниченную двумя параллельными плоскостями, например через оконное стекло, то он дважды преломится и в результате не изменит своего начального направления, а пойдет параллельно ему (рис. 4.1, б).
4.	ГОД, СУТКИ, ДЕНЬ, НОЧЬ, СУМЕРКИ, ВРЕМЯ И КАЛЕНДАРЬ
Год (тропический) — промежуток времени между двумя последовательными прохождениями Солнцем точки весеннего равноденствия; он равен 365,2422 средних солнечных суток.
Сутки — промежуток времени между двумя последовательными одноименными кульминациями некоторой точки небесной сферы. В качестве таких точек принимают точку весеннего равноденствия, центр истинного Солнца или среднее солнце и различают соответственно звездное, истинное солнечное и среднее солнечное время.
Время как часть суток от их начала измеряют часовым углом соответствующей точки. Время, отсчитываемое от меридиана наблюдателя, называется местным; время, отсчитываемое от гринвичского меридиана, — гринвичским.
Гринвичское (всемирное) время 7Г₽ — гражданское время па меридиане Гринвича. С местным временем оно связано зависимостью T=Trv 1 А (,де А — долгота наблюдения).
Для удобства измерения времени в повседневной жизни принято поясное время. Весь земной шар по долготе разбит на 24 часовых пояса, средние меридианы которых отстоят один от другого на 15° (1 ч времени). Средним меридианом нулевого пояса служит гринвичский меридиан. Счет номеров часовых поясов ведется от нулевого до 23-го включительно к востоку или от нулевого до 12-го включительно к востоку и западу. В последнем случае номера западных часовых поясов считаются отрицательными.
Декретное время — действующая в Советском Союзе система измерения времени; время данного часового пояса, увеличенное на 1 ч. Московское время — время третьего часового пояса.
День — часть суток от момента восхода Солнца до момента его захода.
Ночь — часть суток от момента захода Солнца до момента его восхода.
Сумерки — промежуток времени от момента наступления рассвета до момента восхода Солнца (утренние сумерки) и от момента захода Солнца до момента наступления темноты (вечерние сумерки).
277
5.	ХАРАКТЕРИСТИКА СИЛЫ ВЕТРА, ПРИНЯТАЯ В СССР
Таблица 4. Г
Сила ветра, быта		Спо hii-Tli пгт । hi		Иппменовацие ветра	Бесприборная оценка силы ветра (характеристика)
	М/С	КМ/Ч		
0	0	0,5	0—1,8	Штиль	Дым поднимается вертикально, листья неподвижны, поверхность воды абсолютно гладкая
1	0,6—1,7	1,9—6,1	Тихий	Дым отклоняется, спокойная вода
2	1,8—3,3	6,3—11,8	Легкий	Ветер чувствуется лицом, листья шелестят, флюгер начинает двигаться
3	3,4—5,2	12,0-18,6	Слабый	Листья и тонкие ветки деревьев колышутся, волнение на воде, развертываются легкие флаги
4	5,3-7,4	19,0—26,6	Умеренный	Поднимается пыль, качаются тонкие ветки деревьев; вымпел растягивается, ровная волна н;5* воде, изредка появляются волны с гребешками
5	7,5—9,8	27,0 -35,2	Свежий	Качаются ветки и тонкие стволы дерет.еа, истер чупствуется рукой, гребешки видны па каждой волне 1К1ДЫ
(>	9,9 12,4	36,0-43,6	Сильный	Качаются топкие ветки деревьев, тонкие деревья гнутся, гудят телефонные провода, гребешки на волнах более длинные (5—10 см), с гребня волн срывается водяная пыль
7	12,5-15,2	45—54,8	Крепкий	Качаются стволы деревьев, гнутся большие ветки, при ходьбе испытывается значительное сопротивление, гребни волн срываются ветром
8	15,3-18,2	55—65,5	крепкий	Ломаются тонкие и сухие сучья деревьев, затруднено движение против ветра, говорить на ветру нельзя, сильное волнение на море
9	18,3—21,5	67,0—77,5	Шторм	Гнутся большие деревья, небольшие разрушения, ветер срывает колпаки с труб и черепицу с крыш, очень сильное волнение на море
10	21,6—25,1	77,6—90,5	Сильный шторм	Значительные разрушения, ветер валит деревья и вырывает их с корнями, очень сильное волнение на море
278
Продолжение табл. 4.1
Сила ветра. баллы		Скорость ветра		Наименование ветра	Бесприборная оценка силы ветра (характеристика)
	м/с	КМ/Ч		
11	25,2—29	91-105	Ж опоки й шторм	Ветер производит большие разрушения: ломает деревья и телеграфные столбы, валит железнодорожные вагоны, сноси г крыши
12	30 и более	108 и более	Ураган	Pa ipyiiiaei' дома н причиняет другие большие pa ipyineinui
Примечания. 1. Шкала Бофорта принят.] Центр > гьпым унрлнлшишм шингоЛ гидрометеорологической службы СССР.
2. С высотой скорость ветра увеличивается вследствие уменьшении грении нпугри по«духа и о земную поверхность, меняется также и направление ветра. Па нысогв*около 2 км iintipiuijie-ние ветра может оказаться противоположным направлению вет^а у земли.
3. При штормовых циклонах максимальная скорость ветра на больших пысогнх, начинам с высоты 7—8 км, может быть очень значительной. Например, на высоте 10— И км скорость метра может достигать 400 км/ч, на высоте 15 км—300 км/ч и 20 км—200 км/ч.
Экипажи самолетов используют попутную скорость ветра с целью увеличения нутеноП скорости и экономии топлива.
Календарь — система счета длительных промежутков времени. В основе современного календаря лежит тропический год, а сам календарь называется григорианским. В этом календаре продолжительность года принята равной 365 средним солнечным суткам, за исключением тех годов, номера которых без остатка делятся на четыре. Эти года содержат по 366 суток и называются високосными. Кроме того, из числа годов, делящихся на 100, високосными считаются только те, число лет которых делится на 400. Средняя продолжительность календарного года за 400 лет в григорианском календаре равна 365,2425 средних солнечных суток, т. е. календарный год длиннее тропического г средних солнечных суток. Расхождение григорианского календаря со счетом тропических лет достигает одних суток за 3300 лет.
Истинные восход и заход — в плоскости истинного горизонта. Видимый восход и заход светила менты, когда верхний край диска сается линии видимого горизонта.
Местное гражданское время нее солнечное время, отсчитываемое от полуночи: Гм = т±12 ч.
Земной шар (рис. 4.2.). Действительную фигуру Земли представляют в виде шара при решении задач, не требующих высокой точности. Положение точки на земном шаре определяется сферическими координатами — сферической широтой и сферической долготой.
Сферическая широта <рс — угол между плоскостью экватора и направлением из центра земного шара в точку, являющуюся изображением соответствующей точки эллипсоида.
Сферическая долгота 7.с — двугранный угол, заключенный между плоскостью гринвичского меридиана и плоскостью меридиана данной точки.
на 0,0003
находится моменты равна нулю.
это моменты, когда центр светила Высота светила — это мо-сиетила ка-
в эти
Гм — сред-
Рис. 4.2. Земной шар
279
6.	ВОЗДЕЙСТВИЕ НЕВЕСОМОСТИ НЛ ОРГАНИЗМ ЧЕЛОВЕКА
Невесомостью налыплстсп состояние, прн котором любое тело в твердом, жидком, газообразном виде не испытывает действия земного притяжения. Существуют понятия стпгнчгской и динамической невесомости.
Статической hchcciimoch.io шиынают такую, которая обусловлена отсутствием ГрП|1НТПИНОННЫХ (||рИГЯГПВ.11О1ЦЦХ) сил.
Инд диппмпчегкой нснссомостью понимают такое физическое состояние, когдн pciyJibiiipyioiHiiH всех внешних сил (гравитационных, инерционных и Др.) ранни нулю
Пспплнпи невесомость. В случае отсутствия равновесия этих сил говорят о неполной пгпесомостп. Например, на спутниках Земли, имеющих естественный конечный срок полета, полной невесомости нет, но для практических целей мож-ип считать, что как в целом спутник, так и все находящееся в спутнике не имеет нега.
Неудобства обитания. Невесомость создает неудобства обитания в космическом корабле и всевозможные затруднения. Например, все предметы быта, инструмент и прочее должны быть укреплены на своих местах, космонавт при движении и работе должен иметь точку опоры или реактивные силы, равные активным; все жидкости должны храниться в герметических емкостях; газы и жидкости могут перемещаться только принудительно вследствие отсутствия конвективных потоков; дыхательные органы должны быть защищены от попадания в них жидкости и твердых предметов, плавающих в пространстве.
В кратковременных полетах невесомость не оказывает существенного влияния на организм человека. Однако, несмотря на общее хорошее самочувствие, у космонавтов во время полета наблюдались различные физиологические изменения.
В первые минуты пребывания в невесомости у космонавтов отмечаются ориентировочные реакции, проявляющиеся в некоторой настороженности, пониженной или повышенной двигательной и речевой активности.
Через несколько часов, когда большинство из перечисленных ориентировочных реакций стихает, наблюдаются головокружение, дискомфорт в желудочно-кишечном тракте, повышенное потоотделение и некоторые другие всстпбуло-иегетагпнпые реакции
Адаптация оргапи1ма Ногле угжлппя ориентировочных реакции и постепенною прпнынапня к условиям полегл космонавты начинаюг замечать проявления регулярных процессии, обусловленные этим изменением. К концу первых суток они ощущают приливы крови к голове. Это связано с перераспределением кропи к верхней части тела за счет более высокого тонуса сосудов нижней половины туловища. Постепенно все реакции ослабевают и наступает адаптация (приспособление) организма к новым условиям.
Физиологические изменения. В невесомости увеличивается выведение жидкости и солей кальция из организма с некоторой его стабилизацией на повышенном уровне к 6—7 суткам полета.
В организме человека, продолжительное время находящегося в невесомости, происходят физиологические изменения двух типов: вестибуло-вегетативные и двигательные функциональные, которые в зависимости от наступления адаптации сглаживаются и проходят полностью, а также изменения в костно-мышечном аппарате и функции кровообращения, которые с наступлением адаптации пе только не уменьшаются, а, наоборот, увеличиваются. Последняя группа изменений в длительных полетах требует обязательных профилактических мер.
7.	КРИТЕРИИ МИНИМУМА ПОГОДЫ, КАТЕГОРИЙ ИКАО
И МАНЕВРЕННОСТИ ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Существенным фактором, определяющим регулярность полетов пассажирских и транспортных самолетов, являются предельные метеорологические условия (минимум погоды), при которых допускается надежная эксплуатация летательных аппаратов при взлете и посадке.
280
Таблица 4.2
Категория ИКАО	Высота принятия решения , м	Дальность видимости ВПП, м	Категория ИКАО	Высота принятия реше-ния,м	ДЛЛ1.1101Ц. ц<|. димостн ВПП, м_
I	60—70	800	I ш-в	0	50
II	30	400	III-C	0	0
III-A	0	200			
Минимум погоды для посадки предусматривает дна этапа захода летательного аппарата на посадку: заход по приборам вис ипдпмоетп земли п визуальный полет по наземным ориентирам. Переход ог полета по приборам к визуальному полету обусловливается следующими параметрами; иысогоп принятия решения и дальностью видимости на ВПП или другими iui.icmiii.imii opiicn тирами.
Высота принятия решения — установленная высота, па которой должен быть начат маневр ухода на второй круг, если до этий высоты по уетппоилеп надежный визуальный контакт с огнями светооборудо|Л1ппя аэродром;! или другими ориентирами по курсу посадки, позволяющий выполнить ппдежпую посадку, или если положение самолета в пространстве относительно ВНП не обеспечивает успешной посадки.
Дальность видимости на ВПП — наибольшее расетоиппе в направлении посадки или взлета, с которого ВИП пли специальные огни пли маркеры, ограничивающие ВПП, могут быть видны с определенной высоты над осевой линией ВПП, соответствующей среднему уронпю глпт пилота при посадке (5—6 м). Например, минимум 1 категории для посадки самолетов характеризуется высотой принятия решения 60 м, дальностью видимости на ВИН 800 м (табл. 4.2).
Характеристики посадочного минимума погоды. Посадочный «минимум погоды» определяется наиболее важными факторами, и главными из них являются достоверные характеристики радионавигационного оборудования, используемого при заходе на посадку в сложных метеорологических условиях, и возможные маневренные свойства самолета. Так, маневренность (в первую очередь боковая) самолета должна обеспечивать устранение перед посадкой отклонений самолета от заданной траектории полета, которые могут возникнуть в период захода на посадку вследствие ограниченной точности используемого комплекса посадочного оборудования систем наведения. Чем лучше элементы маневренности (также устойчивости и управляемости самолета), тем большие отклонения могут быть исправлены при маневрировании после пролета пункта минимума и, следовательно, тем меньшие требования предъявляются к точности вывода самолета в эту точку и наоборот, чем хуже эти характеристики, тем с большей точностью самолет должен выводиться в точку минимума.
Высокие требования к боковому маневру. В момент перехода на визуальный полет самолет может иметь как линейные, так и угловые отклонения от заданной траектории движения.' Самолет может двигаться параллельно осевой линии ВПП справа или слева от нее, находиться на осевой линии, если направление движения ие совпадает с курсом посадки. Может оказаться, что самолет имеет одновременно линейное и угловое отклонения. Наиболее сложным является такой случай, когда самолет находится сбоку от осевой линии ВПП и движется в сторону от нее. При этом исходное отклонение пилот устраняет двумя последовательными доворотами (S-обратный доворот). Все это происходит в период снижения по глиссаде.
Исходное боковое отклонение самолета от осевой линии ВПП должно быть устранено за минимальное время, поэтому к боковому маневру самолета предъявляются высокие требования. Например, для самолетов Ту-124, Ту-134 при скорости планирования 250 км/ч боковое отклонение 30—35 м устраняется через 600—800 м после пролета БПРМ. При большем уклонении, до 40—60 м, потребная длина пути составляет уже 800—1000 м, и пилот не сможет к
281
моменту пролета торца ВПП вынести самолет на линию курса и произвести посадку. Чем меньше скорости захода, гем большие боковые отклонения допускаются при посадке.
Посадочные клгегорни ИКАО. Существуют категории ИКАО, определяющие высоты, ил которых пилот точно определяет свое положение по визуальным ориентирам, и MiiioTiM.iai.ui.ic дальности видимости ВПП (см. табл. 4.2).
Дли '«того современные автоматические навигационные средства приводят самолет и условленное «окно», откуда начинается завершающая фаза захода ни ногидку.
Лпгомн!пчеекая посадка самолетов, которая внедряется во многих странах п iiiiiiiiKOMiiaiiioix, обеспечивает посадку при минимумах погоды. Например, по II Kirreiopiui ИКАО высота облачности (она же высота принятия решения) может согтиилять 30 м, а дальность видимости — 400 м. Боковое уклонение самолета должно быть здесь таким, чтобы он вышел точно в створ ВПП.
Системы автоматической посадки транспортных самолетов повысили точность вывода самолета на взлетно-посадочную полосу как по высоте, так и по боковому уклонению; это позволило вначале внедрить посадочные минимумы I и II категорий ИКАО. Далее, после накопления опыта, планируется переход на категории III-A, 1Ц-В, III-C.
Взлетный минимум погоды. Минимум погоды устанавливается и для надежности взлета. Если высота препятствий в секторе набора высоты не превышает 11—14 м, то высота облачности устанавливается без ограничений. Горизонтальная видимость должна находиться в пределах 600—800 м. Эта высота определяется следующими параметрами.
При наборе высоты после взлета угол тангажа в большинстве случаев равен 6—8° (зависит от угла траектории набора 0). Угол обзора вниз из кабины экипажа современных самолетов составляет в пределах 15—20°. После взлета на высоте 60—70 м экипаж должен видеть ВПП либо наземные ориентиры — огни подхода (чтобы не отклониться от курса взлета) не ближе чем за 400—500 м. Дополнительный запас видимости па замедленную реакцию пилота составляет около 2—3 с, что соответствует дополнительному расстоянию 200—300 м. Таким образом минимальная видимость при взлете должна быть 600 -800 м.
Автоматическая ncciioi одпая система посадки. Системы автоматической всепогодной посадки устроены тик. что они обьсдиняют сигналы радионаведения в автопилоте.
Ни всех этапах захода на посадку и посадки сигналы наведения поступают от курсо-глиссадных маяков и от высокоточного радиовысотомера, измеряющего высоту полета во время выравнивания перед посадкой. Воздушной скоростью самолета управляют с помощью автомата тяги.
Автоматическая посадка помимо снижения минимума должна повысить надежность полетов на самом ответственном участке — при заходе на посадку. Кроме того, она должна повысить безопасность посадки’не только в условиях плохой, но также и хорошей видимости.
8.	НЕКОТОРЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ МЕЖДУНАРОДНОЙ ОРГАНИЗАЦИИ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ — ИКАО
Создание ИКАО. Советский Союз в октябре 1970 г. присоединился к Чикагской конвенции 1944 г., в соответствии с которой была учреждена Международная организация гражданской авиации — ИКАО (ICAO), и стал его полноправным членом.
Деятельность ИКАО направлена на дальнейшее повышение безопасности полетов, разработку единых международных стандартов и рекомендаций в области гражданской авиации, создание максимальных удобств для пассажиров и т. д.
Советский Союз как член ИКАО может полнее использовать мировой опыт в развитии гражданской авиации, а также внедрять свои достижения в международные авиационные стандарты, шире развивать международные контакты.
282
Международные стандарты. В своей деятельности ИКАО руководствуется «Международными стандартами» — документом, который регламентирует правила и нормы международного авиационного транспорта и оепоииые требоиа-ния к летательным аппаратам. «Международные стандарты» включают > себя комплекс минимальных технических требований, единообразное примеп -пт- которых считается необходимым для обеспечения безопасности и регулярности международной гражданской аэронавигации и являются основой для признания государствами — членами ИКАО свидетельств (сертификатов) о пригодности к полету.
В более полном объеме детальные требования, считающиеся обязательными и необходимыми в качестве оспины для выдачи свидетельства о пригодности к полету, содержат национальные- нормы легион годности «национальные стандарты». В настоящее время нормы летной юдвоеги имеют СССР (НЛГ СССР), США (FAR), Англия (BCAR), Австралия, Франция
9.	ОСНОВНАЯ ДЕФИНИЦИЯ В САМОЛЕТОВОЖДЕНИИ
Траектория полета — пространственная кривая, по которой перемещается центр масс самолета в процессе полета.
Линия пути (ЛП) — проекция траектории полета самолета па icMiiyio поверхность. Фактической траектории полета соответствует линия фактического пути (ЛФП), заданной траектории — линия заданного пути (ЛЗП).
Место самолета (МС) — точка земной поверхности, над которой находится самолет.
Курс самолета у (или К) — угол в горизонтальной плоскости между выбранным началом отсчета и продольной осью самолета.
Воздушная скорость V — скорость перемещения самолета относительно воздушной среды.
Направление ветра б — угол между выбранным началом отсчета и направлением горизонтального перемещения воздушных масс (в сторону, куда дует).
Скорость ветра ]/ — скорость горизонтального перемещения воздушных масс.
Путевая скорость W — скорость перемещения самолета относительно земной поверхности.
Угол сноса а (или УС) — угол между векторами воздушной и путевой скоростей. Отсчитывается от вектора воздушной скорости вправо и влево.
Угол ветра е (пли УВ) — угол между векторами путевой скорости и скорости ветра. Курсовой угол ветра ср (или КУБ) — угол между векторами воздушной скорости и скорости ветра.
Высота полета Н — расстояние по вертикали от начального уровня до самолета. По начальному уровню различают истинную, относительную, абсолютную высоты и высоту эшелона.
Истинная относительная, абсолютная высоты н высота эшелона. Истинная высота Диет отсчитывается от точки земной поверхности, находящейся под самолетом; относительная Нптв — от условного уровня (уровня аэродрома, цели и др.); абсолютная Дабе — от уровня моря; высоты эшелона Дэш — от условного уровня, который соответствует стандартному атмосферному давлению 760 мм рт. ст.
По условиям полета высоты делятся на предельно малые, малые, средние, большие, стратосферные и мезосферные.
Высота полета измеряется барометрическим, радиотехническим, инерциальным и электростатическим методами.
Безопасная высота полета — минимально допустимая (заданная) истинная высота полета, гарантирующая от столкновения самолета с земной (водной) поверхностью. Безопасные высоты устанавливаются с учетом рельефа местности, высоты препятствий, допусков в точности пилотирования, погрешности высотомеров, а также возможных вертикальных отклонений от заданной траектории при полете в турбулентной атмосфере. Безопасная высота полета по прибору
283
(барометрическому высотомеру) рассчитывается при подготовке к полету для каждого этапа маршрута с учетом погрешностей высотомера, изменения атмосферного давления за время полета, рельефа местности и препятствий. Рельеф местности и препятствия в полосе шириной 50 км (по 25 км вправо и влево от оси маршрута).	«
Измерение no viyiiiuuii t коростн полета. Воздушная скорость измеряется аэродинамическим метолом, который основан на определении давления набегающего погйкл по щухп скоростного напора. Зависимость между воздушной скоростью и скоростным напором выражается соотношениями:
при до туковых скоростях полета
при сверхзвуковых скоростях полета
_______166,7VT]
Рп ~ a? {7V^ — д2)2-б ~’
где Л —отношение удельной теплоемкости воздуха при постоянном давлении к его удельной теплоемкости при постоянном объеме (для воздуха fe = l,41); g—ускорение силы тяжести; 7? = 29,27 м/град — газовая постоянная; Т» — температура воздуха на высоте полета; q— скоростной напор; ря— статическое давление на высоте полета; а —скорость звука на высоте полета, равная ~jkgRTK = = 201/Ги.
Измерители скорости. Для определения воздушной скорости служат аэродинамические приборы: указатели приборной скорости (УС), указатели истинной скорости и чцела М (УИСМ), комбинированные указатели скорости (КУС), системы воздушных сигналов (СВС), централи скорости и высоты (ЦСВ). Они отличаются один от другого по тем характеристикам потока воздуха, которые измеряются и учитываются при вычислении скорости.
В указателях приборной скорости (в том числе и для широкой стрелки КУ( ) учишпаегся фактическая величина скоростного напора, а температура и данлишс пищухи учтены при |» ic'ftTe прибора для условий стандартной атмо-с||н ры ни ypuiiiie миря (/!„ /> 760 мм рг ст., 7,ц = 7„ = 288 К).
(.ши епмолеш уклонение самолета ог намеченной линии пути (курса) под влиянием скольжения пли бокового ветра. Величина сноса определяется углом сноса. В полете снос пе вызывает особых затруднений и в отдельных случаях даже может быть ие замечен экипажем. Зато во время посадки, т. е. прн приземлении самолета, снос самолета может создать дополнительные боковые нагрузки на шасси, что в конечном итоге может привести к повреждению самолета. Нейтрализация появившегося на посадке сноса самолета производится пилотом во время планирования перед посадкой путем скольжения в противоположную сторону.
10.	РАЗНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ
Возмущения слабые и сильные. Слабым называется аэродинамическое возмущение, при котором давление в волне незначительно отличается от давления в окружающем воздухе; оно распространяется в виде сферических волн со скоростью звука. Если источник возмущений неподвижен (на него не набегает воздушный поток), то сферическая волна в данный момент времени от него находится на расстоянии at (а — скорость звука, рис. 4.3, а).
Сильным называется возмущение, при котором в источнике возмущения давление воздуха возрастает на большую величину, чем при слабом возмущении. Примером сильного возмущения является взрыв.
Ударная волна (скачок уплотнения). Если в какой-то точке покоящего воздуха резко повысится давление, то образуется сферическая волна (рис. 4.3, б), 284
Рис. 4.3. Распространение волн возмущения н ноздуншом потоке (а); сферическая волна or 'неючнпка сильного возмущения (б)
Давление в сферической волне Pi значительно больше атмосферного давления р. Фронт сферической волны называется ударной волной или скачком уплотнения.
Особенности сверхзвукового потока. Сверхзвуковой ноток имеет по сравнению с дозвуковым-- следующие особенности: в струе с возрастающей по течению площадью поперечного • сечения (рис. 4.4, о) скорость потока уменьшается, а скорость сверхзвукового потока возрастает и наоборот;
слабые возмущения, создаваемые небольшим неподвижным препятствием, обтекаемым сверх.шукопым потоком, не распространяются в потоке по всем направлениям, а сосредоточиваются внутри конуса (конус Маха), вершина которого обращена кроши потока и совпадает с точкой, где находится указанный источник iio.iMyincuiiii (рис. 4.4, б);	»
торможение сверхзвукового потока имеет, как правило, не постоянный, плавный характер, а происходит внезапно, скачкообразно, с образованием скачка уплотнения.
Пограничный слой. Лобовое сопротивление- крыла складывается из двух сил, имеющих различную природу: силы трения Qf и силы давления Qp. Вследствие вязкости воздуха у поверхности крыла образуется приторможенный слой, называемый пограничным слоем (рис. 4.5).
У самой поверхности крыла скорость потока равна пулю. По мере удаления от поверхности скорость возрастает и на определенном расстоянии от крыла становится практически равной скорости воздуха в вышележащих струйках. Характер изменения скорости и толщина пограничного слоя зависят от состояния пограничного слоя.
Ламинарное и турбулентное течения. В ламинарном пограничном слое течение воздуха слоистое, без энергичного перемешивания частиц воздуха по его высоте (поперек слоя). В турбулентном пограничном слое частицы воздуха энергично перемешиваются, что приводит к увеличению сопротивления трения. Толщина ламинарного пограничного слоя меньше турбулентного. Сопротивление трения в ламинарном пограничном слое также меньше, чем в турбулентном. При гладкой поверхности крыла в передней части профиля пограничный слой ла-. минарный, на определенном расстоянии от носка профиля он переходит в турбулентный. При сходе пограничного слоя с крыла образуется спутная струя (см. рис. 4.5).
Аэродинамические поверхности. Различают три класса, аэродинамических поверхностей: первый класс — с максимальной высотой неровностей
Рис. 4.4. Горизонтальный поток: 1—1 и 2—2 — сечения; Pi и Р^ — давления (а); конус Маха (б)
285
Рис 4.5. Пограничные слои:
1 — ламинарный; 2 — пограничный
меньше 5 мк (зеркальная поверхность), нс влияющих на положение точки перехода ламинарного потока в турбулентный; второй класс — с максимальной высотой неровностей 5—15мк, при этом с увеличением шероховатости область ламинарного обтекания сокращается, линия перехода к турбулентному течению смещается к носку, аэродинамическое сопротивление значительно возрастает; третий класс1— с высотой неровностей более 15 мк, при этом практически весь пограничный слой на поверхности летательного аппарата гурбулизован.
Концевой (торцевой) эффект. Удлинение крыла (отношение размаха крыла к его средней хорде) меньше	2,5—3
считается малым. У крыльев малых уд-полета больше, коэффициент волнового сопро-
лннений критическое число МКр
тивления возрастает более плавно, и максимальное значение его меньше, чем у крыльев больших удлинений. Это объясняется так называемым концевым (торцевым) эффектом. Сущность его заключается в следующем. Как известно, в полете давление под крылом больше, чем над ним. Поэтому через торцы крыла воздух перетекает из-под крыла на крыло. В результате давление на крыле выравнивается. Максимальное разрежевие над крылом в этом случае уменьшается. С уменьшением удлинения крыла концевой эффект распространяется на большую часть крыла, что приводит к существенному выравниванию пиков разряжения над крылом, а следовательно, к уменьшению местных скоростей обтекания у крыла и повышению критического числа МЕр полета.
Крылья малых удлинений невыгодны для дозвуковых скоростей полета, так как при уменьшении удлинения крыла растет индуктивное сопротивление, а вследствие выравнивания давления под крылом и над крылом заметно уменьшается подъемная сила крыла. Это приводит к снижению максимального аэродинамического качества самолета.
Темпера тури поссгапоиления. Торможение частиц воздуха крылом сопровождается иыделгиием тепла, пследстппе чего температура пограничного слоя воздуха in,пне температуры набегающего потока.
Абсолютная температура воздуха в пограничном слое называется температурой посетиповлеиня ГиОсст, и определяется по формуле
ГВОсст = Гн (1+0,17 Л12),
где Гн = 273+/Н°С — температура наружного воздуха, К.
Эта формула справедлива до чисел М-6, а при больших числа М из-за высоких температур происходит диссоциация воздуха, т. е. распад молекул кислорода и азота на атомы, на что расходуется энергия, поэтому при М>6 температура пограничного слоя будет меньше, чем рассчитанная по Гвосст-
Пример. Определим температуру в пограничном слое при М = 3 и /„ = — 56°С (Гн = 273 — 56 = 217 К):
Гвосст = 217 (1+0.17-32) = 550 К; этой абсолютной температуре соответствует.
•	7восст = Гвосст — 273 — 550 — 273 = 277 °C.
Равновесная температура обшивки. При длительном полете с заданным числом М полета отводимое тепло равно подводимому, обшивка приобретает температуру Гравн, называемую равновесной, которая может не очень отличаться от температуры восстановления. С увеличением чисел М полета разность между температурой восстановления и равновесной температурой обшивки возрастает из-за увеличения лучистого теплового потока.
286
Рис. 4 6. Работа перегородок (гребней) на стреловидном крыле
гн геченпя и них
Назначение аэродинамических гребней (перегородок). На современных самолетах широко применяют аэродинамические гребни, устанавливаемые на верхней поверхности крыла (рис. 4.6). Они предотвращают перетекание пограничного слоя к концам крыла, что способствует затягиванию концевого срыва.- Кроме того, высокие перегородки вызывают перераспределение аэродинамической па грузки вдоль размаха крыла, разгружая концевую его часть и дополнительно нагружая центральную. У внутренней стороны перегородки, вблизи передней кромки, из-за прост ранственного обтекания стреловидного крыли происходит сужение струек, увеличение скорое	. ,	_. д ....
ний, а следовательно, и градиентов давлений. Это означает, что обтекание части крыла вблизи внутренней стороны перегородки аналогично об|екпнню концевых частей крыла. Таким образом, применяя перегородки, можно не только затянуть начало концевого срыва, но и добиться начала его зарождении па внутренней стороне перегородки.
Полет иа самолетах с изменяемой стреловидностью крыла. Длительный полет в дозвуковом диапазоне скоростей (М=0,84-0,9) целесообразно выполнять с углом стреловидности 35—45°. Здесь большие углы стреловидности невыгодны, так как хотя и коэффициент сопротивления Сх0 и был бы при этом меньше, но настолько упала бы подсасывающая сила, что аэродинамическое ’ качество уменьшилось бы. На сверхзвуковых скоростях полет происходит с максимальным углом стреловидности. Например, на самолете с крылом изменяемой геометрии F-111 угол стреловидности изменяется в диапазоне 16—72°.
Предельные углы атаки контролируются началом тряски. У современных самолетов на величину Су.дОП влияют начало тряски, потеря устойчивости по перегрузке и др. В связи с тем что на самолетах пет указателей коэффициента подъемной силы, величины Су.дОЕ необходимо задавать в таком виде, чтобы пилот мог их контролировать. Поэтому часто в качестве Су.воп принимается такой коэффициент подъемной силы, при котором начинается тряска самолета. Если после возникновения тряски продолжать увеличивать угол атаки, то интенсивность тряски будет возрастать, и при определенном угле атаки (Су.ев) произойдет сваливание самолета. Интенсивность тряски и близость коэффициента подъемной силы, соответствующего началу тряски, и Су,св зависят от аэродинамической компоновки самолета.
Изменение полетной массы самолетов. В процессе полета масса самолета изменяется в результате выгорания топлива, сброса грузов, дозаправки топливом. Изменение массы самолета в полете может быть довольно значительным, особенно велико оно у неманевренных (тяжелых) самолетов. Если у маневренных (истребителей) масса топлива составляет 25—35% массы самолета, то у неманевренных самолетов относительный запас топлива доходит до 40—60% массы самолета. Поэтому для маневренных самолетов летные характеристики определяются в большинстве случаев для одной какой-то, чаще всего для средней массы самолета. Для тяжелых машин, масса которых изменяется в широких пределах, летные характеристики рассчитываются для различных масс.
11.	ЧИСЛО МАХА (ЧИСЛО М) КАК КРИТЕРИИ ПОЯВЛЕНИЯ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА В ПОЛЕТЕ
Число Маха. Число Маха (числом М) называется отношение скорости потока к скорости звука в том же месте: М= V/a.
Полетное и местное число М. Если V — скорость полета (невозмущенпого потока), а — скорость звука на высоте полета вдали от самолета (в невозмущенном потоке), то вычисленное по этим данным число М называется полетным.
Число М в различных точках потока может быть выше или ниже полетного числа М вследствие отличий как скоростей потока, так и скоростей звука.
287
Число М как критерий сжимаемости. В потоке газа увеличение его скорости сопровождается понижением, а торможение (если оно не вызывается действием вязкости) — повышением плотности газа. При одном и том же относительном изменении скорости относительное изменение плотности тем выше, чем больше число М.
Таким образом, число М является критерием проявления сжимаемости воздуха п полеге. При малых числах М относительное изменение плотности воздуха очень мало, поэтому в аэродинамике малых скоростей воздух рассматри-ипетгя кик несжимаемая жидкость.
Рилличпе и сжимаемости жидкостей и газов объясняется их молекулярным строением. Н жидкости расстояния между молекулами малы, т. е. молекулы достаточно уплотнены, что и определяет малую способность к сжатию. По сравнению с жидкостями газы имеют чрезвычайно малую плотность. Например, плотность воды больше плотности воздуха в 816 раз. Малая плотность воздуха, а также других газов объясняется тем, что в газах расстояния между молекулами намного превышают размеры самих молекул. Поэтому при увеличении давления объем газа уменьшается за счет сокращения расстояния между молекулами, при этом возрастает упругость газа.
Контроль числа М в полете. Для контроля числа М в полете применяется прибор — указатель числа М (М-метр), устанавливаемый на приборной доске пилота. В полете при выполнении эволюций с потерей высоты следят за показаниями этого прибора, не допуская превышения числа М выше разрешаемого' инструкцией. Если с увеличением высоты скорость полета будет оставаться постоянной, то число М будет возрастать в связи с уменьшением скорости звука.
Без прибора М-метр полет на скоростном самолете вызывал бы большие затруднения, так как считывание скорости по прибору и истинной скорости не дает представления о величине числа М. Например, если самолет совершает полет со скоростью ПО' прибору 500 км/ч на высоте 12 км, то истинная скорость будет около 930 км/ч, а скорость звука 1 062 км/ч, поэтому при данном режиме полета число М=0,875. Когда же самолет со скоростью по прибору 500 км/ч летит на высоте 1000 м, то истинная скорость будет лишь 525 км/ч, а число М=0,43.
Изменение числа М по профилю полета. На дозвуковом самолете с ТРД изменение числа М но профилю полета может быть представлено следующим примером. После взлета, уборки шасси и механизации крыла самолет разгоняют До скорости 500 600 км/ч но прибору и переводят в набор высоты. При этом, начиная с высоты около 1000 м, прибор М метр покажет число М=0,5— —0,55. Затем в течение набора высоты истинная скорость будет возрастать, скорость звука уменьшаться, а число М увеличиваться. При наборе высоты 8—9 км число М достигает значения 0,63—0,65. На высотах 10—12 км при разгоне самолета число М возрастает до 0,8—0,85. На больших высотах М будет больше при сохранении тех же истинных скоростей.
Самолеты с ТРД ограничиваются по числу М из условий устойчивости и управляемости. Поэтому (особенно на больших высотах) недостаточно контролировать полет по прибору скорости, а рекомендуется периодически наблюдать за величинами указателя М-метр.
12.	ВОЗДЕЙСТВИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
И МЕХАНИЗАЦИИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Относительная толщина с является важным геометрическим параметром профиля крыла и выражает отношение наибольшей толщины профиля с к его хорде Ь, т. е. c—db (рис. 4.7, а, в). С уменьшением с уменьшается Сх0 (при дозвуковом обтекании незначительно, при смешанном и сверхзвуковом — очень сильно), возрастает Мкр, становится менее интенсивным волновой кризис, уменьшается Cv шах (при сг-^О, 15), немного возрастает коэффициент индуктивности А (при дозвуковом обтекании). Коэффициент пропорциональности С<я> от с практически не зависит.
288
Рис. 4.7. Геометрические параметры профиля крыла (а):
1 — средняя линия профиля; 2 — хорли профиля; зависимость Сх прямого крыли от числа М для различного значении относительной толщины профиля с (б)
Удлинение крыла X характеризует его форму в плайе и выражает отношение размаха крыла I к его средней хорде и вычисляется по формуле А — /я/5>. 11|>п дозвуковом обтекании уменьшение X приводит к уменьшению	увеличению яК|>
(при этом Су шах изменяется незначительно), повышению i<ow|i<|)iDUieiibi пидукпишо-сти А, снижению Ктах. Практически считают, что 'ii.imchimiiic удлинения прямоугольного крыла с X = 5 до X = 2,5 при сохранении oinociiieai.iinii толщины приводит в дозвуковом полете к уменьшению С^1’ па .40%, нонышенню /1 и 2 раза, снижению Ктах на 30%. При сверхзвуковом обтекании влияние X па С*,п), А и Ктах незначительно.
Крылья малых удлинений (Х<2) имеют ряд аэродинамических особенностей.
При дозвуковом обтекании подъемная сила Су с увеличением угла атаки (а) у них растет не по линейному закону, а темп ее роста непрерывно усиливается и только при а>25° начинает постепенно ослабевать; критический угол атаки превышает 30°, индуктивность больше, a A'max ниже; чем у крыльев больших удлинений.
При сверхзвуковых скоростях указанные выше недостатки почти не проявляются, а в то же время крыло малого удлинения при заданной прочности может быть сделано очень тонким. При этом сильно снижается Сх0 и позволяет получить Ктах более высокое, чем при большом удлинении.
Стреловидность крыла. Угол стреловидности крыла измеряют по передней кромке ( упер) или линии, проходящей через точки, лежащие на 1/4 хорд от передней кромки ( у.о,25 ) • В общих случаях этот угол отсчитывается от перпендикуляра к плоскости симметрии самолета. Чем больше угол стреловидности, тем значительнее Мкр и слабее рост коэффициента Сха при Л4 > Мкр (См— величина Сх при а = 0). При дозвуковых скоростях увеличение у вызывает возрастание А, уменьшение с*,а) И Су max .
Если в сверхзвуковом полете M<sec%nep, это значит, что передняя кромка крыла -работает в условиях дозвукового обтекания, не создает головного скачка уплотнения. В силу этого у крыльев сверхзвуковых самолетов переднюю кромку, имеющую большую стреловидность, делают закругленной, что обеспечивает реализацию подсасывающей силы и предотвращает срыв потока при больших углах атаки. Установлено, что передняя кромка сверхзвукового крыла малой или нулевой стреловидности должна быть острой.
Треугольные крылья совмещают стреловидность и малое удлинение и потому выгодны для сверхзвуковых самолетов.
Крь1лья изменяемой стреловидности. У крыльев изменяемой стреловидности при уменьшении % одновременно увеличивается X, что в дозвуковом полете обе
10—397
289
спечивает при минимальной %min высокое значение Яшах вследствие малой индуктивности и большую величину позволяющую получить высокие значения Су при сравнительно малых взлетных и посадочных углах атаки. Переход на большую стрелонндиость сопровождается уменьшением относительной толщины, вследствие увеличении хорд (по потоку), что выгодно при сверхзвуковых скоростях. Макснмнльную стреловидность также используют при полетах с большими дп туковыми скоростями на малых высотах для ослабления болтанки, тик кик милое значение С'п\ свойственное малым удлинениям, снижает приращения подымной силы, вызываемые атмосферной турбулентностью.
Мсхпнн 1ации крыла изменяет его геометрию и служит для повышения несущих свойств: увеличения Cv max и Cv при заданном взлетном или посадочном угле атаки. На реактивных самолетах применяются закрылки, предкрылки, щитки, отклоняемые носки крыла, управление пограничным слоем (сдув либо отсасывание), реактивные (струйные) закрылки и др. Вся эта механизация, за исключением двух последних, повышает Сх0 и уменьшает качество самолета Ктах-
Уменьшители Cv — интерцепторы. Иногда применяют механизацию крыла, служащую для уменьшения подъемной силы крыла (интерцепторы — прерыватели потока или выдвижные пластины над поверхностью крыла)*, что является положительным, например, на пробеге. Отдельные виды механизации могут также использоваться как органы управления самолетом при необходимости.
Удлинение фюзеляжа. Удлинением фюзеляжа называется отношение его длины к диаметру наибольшего по площади поперечного сечения. Если сечение ие круглое, то вместо диаметра берут полусумму его высоты и ширины. Чем больше удлинение, тем относительно меньше сопротивление давления и больше сопротивление трения фюзеляжа. При сверхзвуковых скоростях выгодны большие удлинения, так как при этом значительно меньше волновое сопротивление давления.
Взаимное влияние — интерференция. Большое влияние на аэродинамические характеристики самолетов оказывает интерференция (взаимное влияние) его элементов. В зависимости от нх формы, размеров и взаимного расположения Интерференция может быть вредной или полезной. Для ослабления вредной интерференции уетрянняют зализы н местах соединения фюзеляжа и двигательных гондол с крылом п оперением, применяют правило площадей, когда суммарные Площади поперечных сечений (или наклонных сечений) самолета изменяются по длине самолета ио определенному плавному закону.
13.	МАССОВАЯ КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТА
Различают следующие массовые варианты самолетов.
Масса конструкции (планера) самолета — включаются массы фюзеляжа крыльев, оперения, шасси и управления самолета.
Масса пустого самолета — масса самолета без нагрузки, т. е. суммарная масса конструкции планера, силовой установки, несъемного оборудования и вооружения самолета. Масса нагрузки — это масса съемного оборудования, топлива, масла, экипажа, пассажиров, багажа, грузов.
Взлетная масса — масса самолета в момент его взлета; как правило, самая большая масса самолета в данном полете. Для тяжелых самолетов, рассчитанных на дозаправку топливом либо дозагрузку грузами в воздухе, взлетная масса может быть меньше полетной.
Масса самолета полетная — масса самолета в полете. Для легких самолетов, у которых изменение массы нагрузки в полете относительно невелико и поэтому не учитывается, полетной массой считается взлетная масса. Для тяжелых самолетов, у которых масса нагрузки может сильно изменяться как в сторону уменьшения за счет израсходования горюче-смазочных материалов и боеприпасов, сброса грузов, подвесных баков и т. п., так и в сторону увеличения за счет
•Интерцептор называют также спойлером или прерывателем потока.
290
дозаправки в воздухе топливом и дозагрузки различными подвсск.чмц, полетная масса в отдельные моменты может отличаться от взлетной.
Масса самолета посадочная — масса самолета без расходуемых гру.юн и с заданным минимальным запасом топлива при посадке.
Взлетная, полетная и посадочная массы самолета могут быть расчетными, нормальными, перегрузочным» и предельно допустимыми.
Масса самолета расчетная — масса самолета, принимаемая для расчета па прочность во взлетных, полетных п посадочных случаях нагружения, определяемых нормами прочности дли каждого тина и класса самолета в зависимости от его массы и назначения.
Масса самолета нормальная — принятая » эксплуатации масса данного самолета, при которой оп имеет заданные тактико-технические данные, прочность и пилотажные качества н удовлетворяет эксплуатационным требованиям. Нормальными взлетной и полетной массам» самолета считается его масса с нормальной нагрузкой. В качестве нормальной посадочной массы самолета принимается его масса при наличии 15—20% от полной емкости топливных баков запаса топлива. Нормальная масса самолета обычно соответствует расчетной.
Масса самолета перегрузочная — принятая ц эксплуатации масса самолета в полете с увеличенной против нормальной нагрузкой В перс) ру.точпом варианте самолет имеет ухудшенные летные качества, сниженный аннае прочности и усложненную технику пилотирования и может использоваться только с определенными эксплуатационными ограничениями по скорости (скоростному напору, числу М), перегрузке, крепу вы полнен ню тех или иных эволюций п т. д. Перегрузочные варианты полетных масс Применяются с целью упелпчеппя дальности и продолжительности полета, т. е. для увеличения мш-соно» отдачи самолета, в которой в отдельных случаях возникает необходимость.
Масса самолета предельно допустимая — максимальное. шанские массы данного самолета, принятое для его эксплуатации. Для тяжелых самолетов, которые не рассчитаны на выполнение пилотажа в полете п для которых взлет н посадка являются наиболее трудными и ответственными этапами полета, как правило, устанавливаются предельно допустимые взлетная и посадочная массы. Для пилотажных самолетов устанавливается предельно допустимая полетная масса. В этом случае самолет имеет наихудшие летные данные, наименьший запас прочности и наиболее сложные пилотажные качества и может использоваться только с ограничениями.
14	СТАНДАРТНАЯ ВЫСОТА И ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
САМОЛЕТА
Взлет. Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до достижения эволютивной скорости и заданной высоты набора. Эволю-тивная скорость V3B обычно превышает скорость VOTp па 30—35% п достигается самолетами на высоте 25 м.
Стандартная высота окончания взлета. В СССР стандартной высотой окончания взлета принята высота 25 м, которая превышает наземные препятствия в полосе воздушных подходов к ВПП.
В Международной организации гражданской авиации стандартной высотой окончания взлета, являющейся условной высотой препятствий Нусп на подходах к аэродрому, считается высота 10,7 м для взлета и 15 м для посадки. При этом условная высота 10,7 м отсчитывается от уровня ВПП в точке отрыва самолета на взлете, а высота 15 м — от уровня ВПП в точке касания самолетом земли.
Взлетиая масса. Для практических целей считают, что при увеличении взлетной массы на 1% Длина разбега у самолетов, взлетающих с твердой ВПП, увеличивается более чем на 2%, а с мягкого грунта — на 3% и более.
Воздействие температуры окружающего воздуха. При повышении температуры окружающего воздуха длина разбега увеличивается, при понижении — уменьшается. Например, при взлете с твердой ВПП при повышении температуры па каждые 10°С разбег увеличивается на 12—13%, а при понижении —-
10*
291
Таблица 4.2
Изменение разбега самолета в зависимости от температуры наружного воздуха
	Длина paiOera (м) в зависимости от температуры воздуха, «С						
мисси, кг	1>	.10	-15	0	+15	+30	+45
18 100	550	630	730	830	980	ИЗО	1350
21 000	770	850	юро	1160	1320	1560	1900
22 000	810	930	1090	1290	1450	1730	2140
уменьшается на 8—10% при тех же частотах вращения турбины турбореактивного двигателя (табл. 4.2).
Воздействие давления атмосферного воздуха. Повышение (понижение) давления на 10 мм рт. ст. приводит к уменьшению (увеличению) длины разбега на 2—3,5%.
Тяга двигателя. Увеличение тяги двигателя на 20—40% путем форсирования почти на столько же процентов сокращает длину разбега с ВПП с твердым покрытием.
Взлетное положение щитков-закрылков. При взлете щитки-закрылки отклоняются не на полный угол, а ставятся во взлетное положение (15—20°). В силу этого значительно возрастает подъемная сила крыла при сравнительно небольшом увеличении лобового сопротивления. В результате сокращается длина разбега. Если же закрылки выпустить на полный угол, то резко возрастет лобовое сопротивление крыла и характеристики взлета ухудшатся.
Взлет самолета с ТРД включает: наземный этап взлета — разбег по ВПП от скорости V—0 до скорости УОтР; воздушный этап взлета — разгон до скорости У= УЭв с набором высоты /7=25 м.
У сверхзвукового самолета на высоте 25 м после отрыва скорость набора высоты не раина напвыгодпейшсй скорости и превышает скорость отрыва примерно па 30%.
Взлетая дистанция L„.){ — расстояние от начала разбега до набора высоты 25 м и определяется следующей формулой:
/в.д = Lp £в,
где LB — длина воздушного участка взлетной дистанции; /.р — длина разбега до отрыва.
Для современных самолетов, кроме вертикально взлетающих и укороченного взлета, можно с небольшой погрешностью принимать:
Lb.h = (1,5+-2) Lp.
Искажения приборов. Сразу же после отрыва сверхзвукового самолета искажаются показания ряда приборов (авиагоризонта, высотомера и вариометра), что усложняет пилотирование ночью и в сложных метеоусловиях. В практике полетов отмечено, что авиагоризонт после отрыва показывает завышенные углы тангажа порядка до 15—20°, высотомер занижает показания высоты до 30— 40 м, а вариометр может показывать снижение до 10 м/с. Неправильные показания приборов наблюдаются до высоты 50—70 м, а в дальнейшем они соответствуют истинному режиму полета.
Разгон самолета в процессе набора практически продолжается до высоты 1000—1200 м, на которой достигается скорость наивыгоднейшего набора высоты.
Ошибки высотомера и вариометра после взлета вызываются искажением обтекания ПВД воздушным потоком (рис. 4.8). Из рисунка видно, что после отрыва самолет летит с набором высоты, воздушный поток набегает на ПВД под большим углом, в результате чего статическое и динамическое давления
292
не соответствуют истинным. При больших углах атаки входное отверстие статической системы ПВД оказывается в области повышенного давления, и после взлета высотомер показывает отрицательную высоту, а вариометр — снижение.
Факторы, влияющие па пллст-ные качества самолета. Иа n.uici ные качества самолета влияют;
конструктивные факторы — форма крыла в плане и механизация,
тип шасси и давление в ппсима
тиках (шинах) колес, количество и '>,,е ^.Н. (.хеми обтекания ПВД воздуш-
расположение двигателей;	|,||1М шинком после отрыва самолета:
эксплуатационные факторы, не > — aiiiuimipiwkiim в 3 — <. нинчисиля прозависящие от пилота, — тяга дни- |и,лк"
гателя Р; взлетная масса самолета
бвзл; температура Т и давление р атмосферною волдуха; состояние а >родр»ма, характеризуемое величиной коэффициента трения качения колес направления и скорости ветра W, величины н направление уклони ВИН,
эксплуатационно-летные факторы, запнеяпще от пплотп (угол птпкн при отрыве аОтр, скорость подъема (отрыва) носового колеса Un м к., выдерживание направления самолета при разбеге и др.).
15.	ПРЯМОУГОЛЬНАЯ. СКОРОСТНАЯ, СВЯЗАННАЯ
И ПОЛУСВЯЗАНПАЯ СИСТЕМЫ КООРДИНАТ, ПОЛЕТНЫЕ УГЛЫ И МОМЕНТЫ
Самолетные оси координат. При рассмотрении скоростей полета, угловых скоростей, сил и моментов, действующих на самолет, ускорений и перегрузок применяются прямоугольные системы координат с началом в центре тяжести (ц. т.) самолета (рис. 4.9).
Значительно чаще пользуются скоростной (поточной), связанной и полу-связанной системами. Во всех этих системах ось X направлена вперед, ось У лежит в плоскости симметрии самолета и направлена вверх (от пола кабины к фонарю), ось Z направлена вправо. При этом в скоростной системе ось X параллельна вектору скорости полета, а оси У и Z перпендикулярны к нему. В связанной системе ось X параллельна оси фюзеляжа (пли хорде крыла, либо продольной главной оси инерции) и лежит в плоскости симметрии самолета, а ось Z перпендикулярна к этой плоскости. В полусвязанной системе ось X параллельна проекции вектора скорости полета па плоскость симметрии, а ось Z та же, что и в связанной системе.
Углы атаки и скольжения в системе координат. Угол а между осями X (или осями У) связанной и полусвязанной систем называется углом атаки самолета. Угол р между осями X скоростной и полусвязанной систем — углом скольжения (оси У у этих двух систем совпадают). При полете без скольжения скоростная система полностью совпадает с полусвязанной, а при равенстве нулю и угла скольжения, и угла атаки совпадают одновременные оси всех трех систем.
Углы тангажа, крена и наклона траектории. Для исследования движения самолета относительно земли пользуются земной прямоугольной системой координат; две ее оси лежат на земной поверхности (которая при скоростях намного меньших космических считается плоской), а третья (ось высоты) направлена вверх. Угол 0 между осью X скоростной систем,ы и земной поверхностью называются углом наклона траектории, а угол v между осью X связанной системы и земной поверхностью — углом тангажа. Угол между осью У и проходящей через ось X вертикальной плоскостью (т. е. плоскостью, перпендикулярной к земной поверхности) ' называется углом крена. Углы крена при пользо-
293
Рис. 4.9. Положительные направления действия перегрузок, моментов и поло-
жительные угловые скорости
вании скоростной или полусвязан-ной и связанной системами неодинаковы, но разница между ними обычно мала.
Моменты, действующие на самолет (см. рис. 4.9): момент крена (поперечный момент) Мх стремится повернуть самолет относительно оси ОХ; момент рыскания (путевой момент) Му стремится повернуть самолет относительно оси ОУ; момент таигажа ЛД (продольный момент) стремится повернуть самолет относительно оси OZ.
На рис. 4.9 показаны направления моментов, принятые за положительные.
Знаковые отклонении органов управления — руля высоты бв, стабилизатора <р, элеронов бэл, руля направления 6Н — принимаются за положительные (имеют знак «+»),
если хвостовая часть руля высоты
(или стабилизатора) отклоняется вниз, правый элерон отклоняется вниз, руль
направления отклоняется вправо.
Угловые скорости вращения самолета: <ож — угловая скорость крена; <оу — угловая скорость рыскания; <о2 — угловая скорость тангажа.
Усилия на рычагах управления считаются положительными, если при управлении стабилизатором на ручке управления возникают давящие усилия, при управлении элеронами усилия от ручки на руку действуют слева направо, при управлении рулсм направления давление иа правую педаль больше, чем иа левую.
16	КЛАССИФИКАЦИЯ ПРЕДЕЛЬНЫХ ВЫСОТ ПОДЪЕМА САМОЛЕТА
Потолок самолета. Потолком самолета называется наибольшая высота подъема Различают следующие виды потолков самолета: теоретический, практический, статический и динамический.
Теоретический потолок. Теоретическим потолком самолета Нт называют предельную высоту, на которой возможен установившийся полет самолета при работе двигателя на максимальной тяге (мощности). По мере приближения самолета к теоретическому потолку вертикальная скорость уменьшается до нуля, а время подъема получается бесконечно большим, вследствие чего этот потолок не может быть достигнут.
Практический потолок. Практическим потолком самолета Нар условно называют высоту, на которой вертикальная скорость равна 5 м/с для самолетов с ВРД и 0,5 м/с — для самолетов с ПД. В соответствии с двумя оптимальными режимами набора высоты сверхзвуковые самолеты могут иметь два статических потолка: дозвуковой и сверхзвуковой.
Для большинства сверхзвуковых самолетов сверхзвуковой статический потолок оказывается большим, чем дозвуковой, вследствие быстрого возрастания избыточной мощности в сверхзвуковой зоне при оптимальном режиме набора высоты.
Статический потолок. Для сверхзвуковых самолетов, кроме практического и теоретических потолков, вводятся понятия статического и динамического потолков.
Под статическим потолком понимают наибольшую высоту горизонтального прямолинейного полета с постоянной скоростью, т. е. высоту, достигаемую использованием избыточной тяги двигателя (двигателей).
294
Поправка иа высоту потолка при изменении массы самолета определяется по формуле
ДО Д//с = —6350----,
где ДО — измененная масса.
Поправку на высоту потолка нрк изменении температуры определяю г по формуле
Mil = —СОДЛ
Динамический потолок самолета (рис. 4.10) — это наибольшая высота, достигаемая путем использовании кинетической энергии самолета. Величина динамического потолка завп сит от величины статического потол-
Рпе. А 10 Профиль полета дозвукового (шгрпхопаи линия) и сверхзвукового (снлошпаи линия) самолетов на динамический поток:
1—2 — набор иысо'гы; 2—Я — pu iron: 3—4 — динамический горка. 4 — динимпческиП ноголои; 4 5 — сшоксипо
ка, скорости на статическом потол-
ке и конечной скорости (допустимой минимальной скорости па динамическом потолке по условиям безопасности полета).
Установившийся полет на динамическом потолке, который хнрпктсрен только для сверхзвуковых самолетов, невозможен.
Практический бесфорсажный потолок. Набор высоты прпктпче (кого потолка на бесфорсажпом режиме работы двигателя современные, еш рхлнуковыс самолеты осуществляют с постоянной истинной скоростью (постоянным числом М), соответствующей наибольшей скоронодьемностн и наименьшему расходу топлива. Практический потолок, достигаемый самолетом ни бесфорсажпом режиме работы двигателя, называется практическим бесфореажным потолком.
В процессе набора высоты по мере уменьшения приборной скорости постепенно увеличивается угол атаки и уменьшается тяга двигателя. В результате на бесфорсажпом практическом потолке самолет будет находиться на углах атаки, близких к критическим, и при очень малом диапазоне скоростей. В процессе пилотирования вблизи бссфорсажного практического потолка это может привести к непроизвольному выходу самолета на режим аэродинамической тряски и к переходу его на второй режим полета.
Для современных сверхзвуковых самолетов наивыгоднейшая скорость набора бесфорсажного потолка соответствует М » 0,8-5-0,95, а угол атаки соответствует а «7-5-8°.
17.	ПИЛОТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА С ОТКАЗАВШИМИ ПРИБОРАМИ
Техника пилотирования в случае отказа различных пилотажных приборов основывается на знании соотношения между положением самолета в пространстве, тягой и скоростью. Одинарное отказы приборов обычно достаточно дублируются и подкрепляются перекрестной информацией, обеспечиваемой другими приборами.
Отказ барометрических приборов: указателя воздушной скорости, высотомера, вариометра и указателя числа М, не должны вызывать особой опасности. Например, при наборе высоты ночью, если сохраняется тяга, соответствующая набору высоты, выдерживается курс по компасу, поддерживаются нулевой крен и типичное для набора высоты положение самолета по авиагоризонту, то в общем самолет находится в безопасном положении и будет продолжать набирать высоту. Таким же образом будет и при других режимах полета. Надлежащее соотношение тяги и положение самолета в пространстве обеспечат безопасную воздушную скорость, скорость снижения илн набора высоты.
Прекращение всей информации. Полное (частичное) прекращение поступления всей информации о положении самолета в пространстве также неопасно. Для этого нужно сохранить нулевой крен, ориентироваться по компасу и ука
295
зателю поворота, а положение самолета по тангажу поддерживают по показаниям указателя воздушной скорости и высотомеру.
Указанные приемы пплогиропзпия вырабатываются летной практикой, а для этого требуются регулярные тренировки как в воздухе, так и на земле. В сложных условиях рекомендуется тщательно контролировать траекторию полета и замечать любую тенденцию к уходу самолета с траектории.
IH. Ml ЖДУПАРОДНЫЕ НОРМЫ ШУМА, ЕГО ИСТОЧНИКИ
И ИНЖЕНЕРНЫЕ МЕТОДЫ СНИЖЕНИЯ ШУМА НА РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТАХ
Международные нормы шума. В качестве допустимого уровня шума для гражданской авиации при взлете самолета действует международная норма, ранная ПО—112 PN дБ для дневных и 100 РМ.дБ для ночных полетов. (Здесь PN дБ — единицы измерения шума). Это «предел переносимости» для человека. Эти цифры относятся к местности, расположенной под траекторией взлета на удалении в 4—5 км от начала разбега самолета. Указанный уровень шума рассматривается как потолок в данное время. Кроме вредного физиологического воздействия на человека, шум вызывает усталостное разрушение конструкции самолета и вызывает значительные отклонения в работе ряда приборов и другого оборудования.
Источники шума. В ТРД существуют два источника возникновения шума. Первый и наиболее мощный и главный из них — шум от смешения струи газа, вытекающей с большой скоростью из реактивного сопла, с окружающим воздухом. Второй источник — шум, возникающий от турбины и компрессора, который по величине значительно меньше, чем первый, и проявляется главным образом на пониженных режимах работы двигателя, например, при заходе самолета на посадку, когда интенсивность шума от струн газа резко уменьшается. Поэтому наибольшее внимание уделяется первому источнику — шуму от газовой струи, где уменьшение уровня шума можно достигнуть уменьшенном скорости истечения газа из сопла (рис. 4.11, а).
По споему частотному спектру он значительно отличается от шума, создаваемого поршневыми (ПД) п турбовинтовыми двигателями (ТВД). Если шумовой спектр ТВД характеризуете я большими туковыми давлениями на низких частотах, то в шумовом t in игре ТРД преобладают звуки высоких частот от /*^20 30 до 10000—12000 Гц. Это делает шум, создаваемый ТРД, более болезненным и неприятным для человеческого слуха.
Преимущественные двигатели по шуму. Сравнивая по уровню шума обычный ТРД с форсажной камерой со скоростью истечения газов, равной
Спорость истечения газа, м/с
Рис. 4.11. Изменение уровня шума в зависимости от скорости истечения газов из сопла (а); пример изменения характеристик самолета от степени ослабления шума
296
Рис. 4 12. I лупгптглн шума:
а — сечение IlnrpvfiKoii'. 1
2 — iiiiyrpeiiiieru для ТРД с б — глушитель трубчптиго тип
приставок.
ащпе
станки
примерно 900 м/с, с турбовентиляторным двигателем (ТВД), где скорость истечения равна около 490 м/с, то в первом шум будет на 18 дБ, или на 16% больше, чем во втором. Очевидные преимущества двигателя с низкой скоростью истечения газа могут быть решающими при выборе двигателя для гражданского пассажирского самолета. Механизм возникновения шума от турбулентной дозвуковой и сверх.тпуковой струи газа еще полностью нс изучен, тем не менее уменьшение шума от реактивных двигателей до настоящего времени идет по пути установки к реактивному соплу специальных шу-моглушащих приставок (инженерные способы снижения шума).
Принципы работы шумоглушащи
работают на следующих трех принципах:
1)	приставка, ускоряющая смешивание струи газа с окружающим воздухом и таким образом обеспечивающая значительное снижение шума. Частота звуковых колебаний, при которой глушение будет наиболее интенсивным, определяется геометрией глушителя:
2)	приставка, дающая сдвиг звуковых частот, в которой используется та особенность, что с уменьшением размеров струи главный спектр звуковых давлений сдвигается в область более высоких частот В результате высокочастотная звуковая энергия будет более интенсивно рлссеннаты н в атмосфере;
3)	приставка, понижающая скорость струн.
Однако высказываются предположения, что паплучшеп конструкцией шу-моглушащего устройства будет та, где будут использованы все три выше указанные принципы.
Потери при шумоглушении. Основная проблема при использовании шумоглушителей связана с потерями, которые они вызывают, и с их массой. В качестве примера ухудшения характеристик самолета в зависимости от 'степени ослабления шума в результате шумоглушения показано на рис. 4.11, б.
Конструктивные схемы шумоглушителей. На рис. 4,12, а показаны сечения патрубков приставки шумоглушения для ТРД большой тяги. Шумоглушитель изготовлен из листового жаропрочного материала и имеет несколько конических патрубков, расположенных по окружности, и один в центре приставки. Кроме того, центральный патрубок сделан съемным, что позволяет изменить площадь выходного сечения в необходимых пределах путем подбора.
На рис. 4.12, б показано идентичное, но только трубчатое шумоглушащее устройство, в котором патрубки расположены по двум концентрическим кольцам. В наружном кольце имеется 10 патрубков большого размера, во внутреннем — 10 меньшего размера, а также один центральный патрубок с большим диаметром.
В некоторых конструкциях шумоглушение сочетается с устройством для
реверса тяги.
19.	ПОКАЗАТЕЛИ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ САМОЛЕТ
Сведения и показатели, характеризующие самолет, подразделяют иа следующие:
Данные самолета технические — показатели, характеризующие самолет как инженерное сооружение. К ним относятся: геометрические, весовые и центровочные данные, данные о прочности, тяговых характеристиках силовой установки, удельной нагрузки на крыло, тяго-энерговооруженности и др.
297
Данные самолета летные — показатели, характеризующие самолет как летательный аппарат. К ним относятся: данные о максимальной горизонтальной скорости, скороподьемпостн, потолке, маневренности, 'взлете и посадке, технической дальности н продолжительности полета и другие пилотажные свойства.
Данные самолета специальные — показатели, характеризующие самолет как транспортное или летное средство. Для транспортного самолета — это себестоимость перевозок, эксплуатационные затраты, коммерческая нагрузка, весовая отдача и другие данные.
Данные самолета эксплуатационные — показатели, характеризующие самолет с точки зрения удобства обслуживания и потребных затрат: время заправки топливом, загрузки грузами, подготовка к полету, ресурс самолета, двигателя и их отдельных агрегатов, количество людей для обслуживания, время и трудозатраты," требуемые для производства регламента и профилактических работ на самолете.
Данные самолета общие — совокупность основных показателей, всесторонне характеризующих самолет данного типа как инженерное сооружение, летательный аппарат, боевую машину и средство специального назначения.
20.	ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВКИ РЕАКТИВНОГО САМОЛЕТА
Компоновка и ее назначение. Под компоновкой самолета понимают его аэродинамическую схему, вид и расположение крыльев, оперения, фюзеляжа, размещение в самолете ГТД, оборудования и радио, основных грузов и агрегатов и их взаимное расположение.
Главное то, что компоновка самолета должна обеспечивать заданное расположение центра тяжести самолета в процессе всего полета, т. е. центр тяжести самолета не должен выходить нз предела эксплуатационного диапазона центровок, который определяется крайними (допустимыми) положениями центра тяжести на средней аэродинамической хорде крыла и учитывает изменение массы самолета в полете (выгорание топлива, изменения массы грузов, положения НП1ССН и т. д.).,
Особенности помпончики. Большая заполненность конструкции самолета различными грузами, топливом, агрегатами, наличие специальных устройств для подвода воздуха к силовой установке и отвода от нее выходящего потока газов; большое количество точек внешних подвесок, на которые размещают вооружение самолета, подвесные баки топлива, ускорители и т. д,; необходимость герметических кабин и отсеков для экипажа самолета, его оборудования и комфорта пассажирам; насыщенность самолета различными радиотехническими электронными приборами и оборудованием; возможность обеспечения быстрого переоборудования самолета для выполнения специальных задач (съемное оборудование и др.); простота и удобство проведения осмотров и регулировок, работ по замене двигателей, узлов и агрегатов. При этом конструкция и технология технического обслуживания и ремонта должны быть взаимосогласованы.
21.	ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА В ВИДЕ СПЕРЕДИ
НА АЭРОДИНАМИКУ САМОЛЕТА
Форма крыла в поперечной плоскости самолета (вид спереди на самолет) определяются углом 'Г — углом поперечного Гт. е. углом между плоскостью хорд консоли крыла и горизонтальной плоскостью перпендикулярной к плоскости симметрии самолета (рис. 4.13). Угол '1Г на различных самолетах может изменяться в пределах от +7 до —7°.
Поперечное V крыла обеспечивает поперечную устойчивость самолета, причем величина угла Ф выбирается из условия необходимого соотношения между степенью поперечной устойчивости и степенью устойчивости пути.
298
Рис. 4.13. Формы крыльев в вертикальной плоскости (вид спереди):
а — с положительным поперечным углом Ф; б — с положительным поперечным уиюм ф типа «чайка»; в — то ж, что и «б», но с отрицательным углом типа «обратным чпНки»; г — с отрицательным углом Ф
Колебательная и спиральная неустойчивости. При слишком большой поперечной устойчивости крыла  самолету свойственны незатухающие колебания рыскания и крена (колебательная неустойчивость), а при недостаточной — вхождение в крутую спираль при возпикиоисиии скольжения на крыло (спиральная неустойчивость). Придание крылу положительного V увеличивает его поперечную устойчивость, отрицательного — уменьшает.
Крылья «чайка» и «обратная чайка». Необходимая величина поперечного Е крыла будет зависеть от стреловидности крыла, положения крыла относительно фюзеляжа (по высоте), величины площади вертикального оперения и величины его плеча до центра тяжести самолета.
! Крылья типа «чайка» и «обратная чайка» уменьшают сопротивление в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, но более сложны в производстве.
22.	ПРЕДЕЛЬНОЕ ВРЕМЯ СНИЖЕНИЯ ПАССАЖИРСКИХ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
Медицинское требование к снижению самолетов. Снижение пассажирских реактивных самолетов отличается от снижения всех других типов самолетов. При установленном перепаде давления Др в герметической кабине (разность между кабинным и атмосферным давлением) снижение с высоту эшелона до высоты 400—600 м выполняют за строго определенное время, которое называется предельным временем снижения. Например, для самолета Ту-154 и Ил-62 при Др=0,63 кгс/см2 предельное время снижения с крейсерской высоты 11 000 м до 400 м составляет 8,5 мин, а для Ту-134А при Др=0,57 кгс/см2-—12,6 мин. Предельное время снижения определяется скоростью изменения перепада давления в герметической кабине, равной 0,18 мм рт. ст./с (медицинское требование), определенной из условия обеспечения комфорта пассажирам. На рис. 4.14 предельное время (кривая /) может быть распределено так: снижение за 8,5—12,6 мпн до высот 7000—8000 м и дальше мгновенное снижение до 400 м. Однако такой полет не получается по аэродинамическим соображениям.
Практический режим снижения. Хотя конструкция высотной системы в настоящее время позволяет создавать нормальный наддув гермокабины и потребный комфорт пассажирам и экипажу, практически снижение осуществляют по кривой 2. Причем указанное выше предельное время снижения распределяется
299
Рис. 4.14. Зависимость предельного времени снижения от высоты полета при перепаде давления в герметической кабине Др=0,18 мм рт. ст.:
1 —* кривые предельного времени снижения; 2 — практически осуществлямое время снижения
равномерно по высоте полета. Для поддержания медицинской скорости изменения перепада и герметической кабине, равной 0,18 мм рт. ст./с, а также для обеспечения работоспособности противообледенительной системы при снижении на некоторых самолетах производится отбор теплого воздуха от компрессоров двигателей. Следовательно, не всегда возможно производить снижение на режиме малого газа. Например, на самолете Ту-134А с высоты эшелона до высоты 5000 м снижение производят при частоте вращения турбины 83% и с высоты 5000 до 400 м на режиме «малого газа».
Выбор режима снижения. Выбирая режимы снижения пассажирских самолетов, всегда стремятся улучшить их экономические характеристики, т. е. уменьшить время снижения и расход топлива. В связи с этим на самолете Ту-154 снижение осуществляют на режиме 0,4N и для уменьшения времени снижения увеличивают крутизну отклонением интерцепторов на 45°. Самолет Ил-62 снижают при положении РУД на «малом газе»; для выдерживания заданных скоростей отклоняют спойлеры (Уп₽=570—500 км/ч или М=0,78). По достижении высоты полета по кругу пли начала маневра для захода на посадку интерцепторы или спойлеры убирают.
Снижение па повышенных оборотах ГТД. При снижении на режиме повышенного числа оборотов расход топлива обычно на 200—400 кг боль-
ше, чем на режиме «малого газа», но зато здесь обеспечиваются удовлетворительные условия для пассажиров и экипажа. Например, для самолета Ту-134А снижение при и=83% с высоты эшелона до высоты 5000 м увеличивает расход топлива до 360 кг прогни 180 кг па «малом газе». Когда применяют метод снижения на наибольшей скорости (особенно иа коротких участках полета), пилотирование осуществляю г но максимально допустимому числу М или максимальной скорости по прибору. В этом случае к снижению приступают за 250—300 км до пункта посадки. Расход топлива возрастает, но при этом значительно сокращается общее время полета.
Допустимые вертикальные скорости в пассажирской герметической кабине турбореактивных самолетов приводятся ниже:
Высота полета, км... 0	4 5 6	7	8
Vy, м/с...................... 2	2 2,1 2,2 2,3
9	10	11	12
2,4 2,5 2,6	2,8
Поэтому обычно снижение с больших высот производят с вертикальной скоростью 8—10 м/с до высоты 450—700 м, а далее с любой необходимой вертикальной скоростью, не превышая допустимой Гпр по условиям прочности; при этом давление в кабине поддерживается постоянным и равным примерно 760 мм рт. ст.
23.	ГОРИЗОНТАЛЬНЫЕ ПОЛЕТЫ ПО ВЫСОТАМ И РЕЖИМАМ
Классификация высот полета над рельефом местности: малые высоты.................................... до	600 м
средние »	...................от 600 до 6 000 »
большие »	...................» 6000 » 12 000»
стратосферные......................выше	12 000 »
300
Дозвуковые	1,вг.рл,1йунапыс
режимы	режимы
Vimii У'" Урмикс^Ч
Рис. 4.15. Область верных в вторых ре жимов полбта:
Рр — кривые располагаемо!! тяги (II cniisl);
Рп — кривые потребноП тяги (Il от coibl)
горизонтальному полету с тягой, близкой
Минимально допустимые безопасные высоты полета по маршруту: не ниже 50 м днем в простых метеорологических условиях при визуальных полетах; не ниже 200 м днем и ночью в сложных и ночью в простых метеорологических условиях; не ниже 600 м при полетйх над горами высотой до 2000 м; не ниже 1000 м над горами высотой более 2000 м.
Режим максимальной скорости Vmax достигается на макспмал! ной тяге двигателя (двигателей). Ноле ты на Vmax производят на форсаже и без форсажа. Сверхзвуковые скорости на самолетах достигаются только на форсажном режиме работы двигателя.
Режим Vmax является напряженным для двигателя и неэкономичным, поэтому используется только при необходимости.
Режим минимальной скорости Vmin соответствует установившемуся
к минимальной, н разграничивает области lull режимов на дозвуковой скорости (рис. 4.15).
Полет па II дозвуковом режиме возможен при строгом выдерживании высоты по маршруту, при полете в строю и особенно при дозаправке в воздухе.
В практике полетов II дозвукового режима избегают, так как он неэкономичен, неустойчив и опасен из-за возможности выхода иа критические углы ЭТЭКИ ССкр.
Полет на сверхзвуковой скорости вблизи статического потолка, как правило, происходит на II сверхзвуковом режиме, где полет опасности не представляет, так как при уменьшении скорости самолет попадает в область I дозвукового режима полета.
Режим тряски и срыва. На скорости меньше минимальной возможен местный срыв обтекаемого потока воздуха с крыла, вызывающий тряску самолета.
Эту скорость называют скоростью тряски VTp. При дальнейшем уменьшении скорости происходит срыв потока и наступает потеря устойчивости и управляемости самолета.
Скорость, при которой происходит срыв потока, называют скоростью срыва Vcp. Скорость тряски больше скорости срыва на 30—60 км/ч. На некоторых самолетах предупредительная тряска выражена очень слабо, что требует’ от экипажа при полетах на малых скоростях повышенного внимания для наблюдения за величиной скорости по указателю.
Располагаемая тяга двигателя Рр — сила тяги, которую может развивать двигатель на данной высоте при данной скорости и наибольшем допустимом режиме работы двигателя.
При неизменном режиме работы двигателя Рр уменьшается с повышением температуры наружного воздуха (на 1,5—2% на каждый процент абсолютной температуры) и с понижением давления воздуха (пропорционально давлению) .
Поэтому при изменении высоты в пределах стратосферы Рр изменяется пропорционально давлению воздуха, а в пределах тропосферы — менее сильно, чем давление и даже чем плотность.
301
24.	НЕКОТОРЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДАЛЬНОСТИ
И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
Дальность полета пациент ог километрового и часового расхода топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топлива. В практике они подсч1пт>пн1ется ио следующей формуле:
3,6-У-От
Gt.4 ’
где У скорость полета, м/с; От — запас топлива, кг; От.ч—часовой расход топлива, кг/ч.
Сущее гну ют следующие основные понятия, связанные с дальностью полета
Техническая дальность — это горизонтальный путь, проходимый самолетом при наборе высоты; горизонтальном полете и планировании до полного выгорания топлива.
Практическая дальность меньше технической, так как при ее определении предусматривается гарантийный запас топлива, равный 5—10% полной заправки.
Техническая дальность еще меньше практической. При ее подсчете учитываются запасы топлива для воздушного боя пли полета в районе цели, а также на выполнение других задач, не связанных с продвижением по маршруту и зависящих от боевой и метеорологической обстановки.
Тактический радиус действия — наибольшее расстояние полета, пройдя которое при выполнении задания самолет (группа самолетов) может без промежуточной посадки возвратиться на аэродром взлета.
Наибольшая дальность полета. Дальность полета самолета с ТРД получается наибольшей для данной высоты при полете с максимальным качеством и максимальным отношением скорости полета к удельному расходу топлива. Этому режиму соответствует скорость, несколько большая напвыгоднейшей, называемая крейсерской скоростью полета, а режим — крейсерским.
Профиль полета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета (или близкого к нему) и снижения. Дальность полета при этом
А =» АпаС + Аг.п -f- Асн.
Путь, пройденный самолетом при наборе и снижении, значительно меньше участка Аг п, поэтому полная дальность полета самолета в основном определяется дальностью горизонтального полета.
Полет по потолкам (оптимальный крейсерский полет, обеспечивающий наибольшую дальность) — полет при оптимальных значениях числа М и угла атаки а, сохраняемых постоянными и обеспечивающими поддержание километрового расхода топлива на минимально возможном уровне. Полет по потолкам сопровождается весьма медленным увеличением высоты, которая все время остается несколько меньше статического потолка (бесфорсажного при полете с выключенным форсажем и форсажного с включенным). В зависимости от конкретных технических параметров у одних сверхзвуковых самолетов более экономичным может оказаться дозвуковой бесфорсажпый полет по потолкам, у других — сверхзвуковой форсажный.
Дальность полета с различными силовыми установками. Дальность полета самолетов с ТВД и ПВРД подсчитываются по следующим формулам:
£пд,твд = 270к cTG ’
где Се — удельный расход топлива, т. е. расход топлива на 1 л. с.-ч; у—коэффициент полезного действия винта; G —масса самолета; Gt — масса топлива; К — аэродинамическое качество самолета.
Апврд= 10,8KV2-GT/G.
302
Удельный расход топлива Gp для различных силовых установок:
СеПД = 0,25 кг/л-с-ч; СеТВд = 0,20 кг/л-с-ч;
Ср трд " 1»6 1 • 1 кг * ч,	Ср жрд == 16 -18 кг/кг • ч.
Сверхзвуковые самолеты с ТРДФ (форсированными ТРД) имеют малую экономичность ввиду очень низкого аэродинамического качества крыльев как при сверхзвуковой, так и дозвуковой скорости.
Продолжительность полета зависит от километрового и часового расходов топлива, а также от емкости топливной системы самолета и удельного веса топлива.
Продолжительность полета самолета с ТРД (ЖРД) подсчитывается по следующей формуле:
t = L/V =. К/Ср Ст/G - Gr/Cp /’ц - GT/Gr..i,
Из формулы следует, что максимальная продолжительность полета будет при прочих равных условиях тогда, когда знаменатель, т. с, произведение СрРп будет минимальным.
С изменением скорости полета Рп (потребная тяга двигателя) изменяется значительно сильнее, чем Ср, поэтому кривая часового расхода получается похожей на кривую потребной тяги. Следовательно, часовой расход будет минимальным при наивыгоднейшей скорости полета на данной высоте, так как в этом случае потребная тяга будет минимальной.
Наибольшая продолжительность полета достигается на высотах, близких к дозвуковому потолку.
Продолжительность полета дозвукового самолета. У дозвукового самолета по мере увеличения высоты часовой расход топлива Гт.ч = СрРп, как правило, падает, так как Кпяип у этих самолетов меньше Унр, следовательно, продолжительность полета самолета увеличивается.
Практически для дозвуковых самолетов считают, что продолжительность полета от изменения температуры наружного воздуха не зависит.
25.	УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОМПЛЕКСА СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ
И ФАКТОРЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ И ОБСЛУЖИВАНИЯ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Условия работы комплекса систем и оборудования (КСО). Системы, оборудование, агрегаты, детали и элементы планера самолета и вертолета и. их силовые установки работают в особых специфических условиях, значительно отличающихся от условий работы наземных технических устройств. Весь КСО современных самолетов и вертолетов подвержен вибрациям, температурным воздействиям, воздушным нагрузкам, динамическим ударам, переменным давлениям и др., повышены величины и количество действующих нагрузок. А специфичность условий работы этого комплекса заключается в быстрой смене действующих иа него факторов (во времени п пространстве), а также в широком диапазоне изменения этих факторов. В каждом из трех состояний (в полете, на земле, при техническом обслуживании), в которых может находиться самолет илй вертолет, на его КСО действует специфическая для данного состояния группа факторов, влияющих в разной степени на состояние воздушного корабля. „
Эксплуатационные факторы. В полете на КСО самолета и вертолета действуют эксплуатационные факторы, связанные с особенностями применения самолета (вертолета), климатические факторы, а также факторы, связанные с работой и квалификацией летного состава. В свою очередь к особенностям применения самолета и вертолета относятся нагрузки, перегрузки, деформации, вибрации, акустические нагрузки, аэродинамический нагрев и нагрев от силовых установок, давления, электрические нагрузки и др. Климатическими факторами, действующими в зоне полета, являются температура, влажность, атмосферное давление, их изменения и перепады. Факторы, связанные с работой и квалифи-
303
кацпей летного состава, зависят от степени качества программированного обучения, тренированности и умения летного состава выполнять маневры и пилотаж. Факторы, действующие в полете, зависят от типа самолета и вертолета, их конструктивных особенностей, а также особенностей и условий эксплуатации.
Наземные факторы. К факторам, действующим на самолет и вертолет на земле, относятся климатические условия (температура — ее суточные и годовые колебняпя, влажность и атмосферное давление, агрессивные среды), биологические показатели (плесень, насекомые, грызуны), временные факторы (разложение сложных веществ, изменение свойств материалов, окисление материалов, коррозия металлов и др.). К временным факторам также относится и старение материалов.
Старение и разрушение материалов. Под старением понимают процесс медленного изменения физико-химических свойств материалов, а скорость его может изменяться под воздействием внешних факторов: тепла, вибраций, кислорода, озона, влаги, электромагнитных полей, влияния масел и топлива и т. д. Для многих материалов процесс старения протекает без видимых признаков ухудшения свойств материалов, которые накапливаются постепенно и в отдельных случаях могут привести к внезапному скачку — разрушению или излому. Явление старения присуще всем материалам и элементам, но наибольшему старению подвержены изолирующие материалы органического происхождения. Например, изделия из каучука становятся жесткими и ломкими, покрываются трещинами, распространяющимися внутри деталей и на их поверхности.
. Факторы технического обслуживания. К факторам, зависящим от технического обслуживания, относятся организация технической эксплуатации, степень обученности инженерно-технического состава, качество выполняемых рах бот, технической оснащенности обслуживания различного рода приспособлениями п инструментом, качество ремонта, особенности транспортировки и хранения. Работы, проводимые личным составом на комплексе систем и оборудования, с с одной стороны, улучшают его техническое состояние и предупреждают неисправности (введение смазки, регулировка параметров и т. д.), с другой стороны, могут ухудшить надежное состояние в результате небрежности, неумения, неправильных воздействий н т. п.
А.
26.	ДИНАМИЧЕСКИЕ, АКУСТИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ САМОЛЕТА И ВЕРТОЛЕТА
Регулярные и хаотические нагрузки. В процессе эксплуатации самолета (вертолета) на элементы планера действуют нагрузки регулярные, величина и повторяемость которых в течение полета могут быть определены, и нагрузки, величина и чередование которых носит случайный и часто хаотический характер. К первому типу нагрузок относятся аэродинамические силы при установившихся режимах полета, нагрузки, возникающие при отклонении органов управления, закрылков, выпуске и уборке шасси, а также нагрузки, возникающие от избыточного давления в герметической кабине. Ко второму типу относятся нагрузки, возникающие от маневренных перегрузок и перегрузок от порывов воздушных потоков на крыле, оперении и фюзеляже.
Основными параметрами внешних нагрузок являются максимальная перегрузка птях, предельная скорость Утах, предельный скоростной напор gmax п масса самолета G. Величина максимальной перегрузки зависит от типа самолета. Наибольшие вертикальные перегрузки испытывают маневренные самолеты (истребители), ограниченно маневренные самолеты (бомбардировщики среднего веса) — приблизительно 9—5g (где g — ускорение силы тяжести), для неманевренных самолетов (транспортные и бомбардировщики) они равны — 2,5—3g.
Нагрузки от порывов ветра. В атмосфере из-за разности температур и давлений происходит движение воздушных масс. В результате интенсивного перемещения струй потока, сопровождаемого переменным полем скоростей воздуха и вихрями, в атмосфере возникает турбулентность. Величины перегрузок, возникающих от порывов ветра, невелики, но они часто для транспортных самолетов могут достигать максимальных эксплуатационных величин.
304
Кроме того, эти' нагрузки зависят не только от расчетных, но и от эксплуатационных параметров. Например, изменение траектории полета по высоте определяет характер действия порывов ветра по времени, а скорость полета оказывает влияние на величину перегрузки.
Динамические нагрузки. Для элементов планера современных летательных аппаратов характерно возрастание величины и количества нагрузок, а также повышение уровня динамических нагрузок. При этом возникают упругие колебания, которые существенно изменяют картину нагружения элементов. Динамическая реакция упругой конструкции с одной степенью свободы зависит от формы возмущающей силы, соотношения времени ее нарастания и периода собственных колебаний конструкции. На величину динамического заброса большое влияние также оказывают демпфирующие силы.
Динамическое воздействие на самолет порыва ветра приводит к существенному изменению аэродинамических характеристик. Во-первых, деформация конструкции вызывает изменение углов атаки несущих поверхностей (появление добавочных аэродинамических сил). Для стреловидного крыла это приводит к снижению общей аэродинамической нагрузки. Во-вторых, при Деформациях возникают инерционные силы, пропорциональные второй производной от деформации по времени и вызывающие кол^анпя конструкции. В-треть-их, при колебаниях крыла возникают аэродинамические силы, пропорциональные первой производной перемещений конструкций по времени, которые являются демпфирующими силами. Они возрастают пропорционально квадрату скорости полета. Динамическое воздействие порыва ветра приводит к повышению перегрузок на концевых частях «летательного аппарата (на концевых частях крыла до 10—20 раз и в хвостовой части фюзеляжа до 5—10 раз)
Взлетно-посадочные нагрузки. Элементы планера самолета (вертолета) также испытывают ощутимые нагрузки при взлете, посадке и рулении. При этом особенно велик уровень динамических нагрузок. Во время взлета и посадки самолета из-за ударов о неровную поверхность пли грубой посадки и реверса тяги различные элементы конструкции (особенно шасси и радиоэлектронное оборудование) подвергаются вибрациям, амплитуда которых зависит от величины амплитуд и частот собственных колебании частей самолета, а также от велшишы возбуждающих амплитуд и частот. Источниками значительных вибраций на самолетах и вертолетах являются также силовые установки, воздушные и несущие винты. Колебания элементов конструкции при движении самолета (вертолета) по земле, в особенности на посадке, являются нестационарными. На различных участках пробега динамические нагрузки и колебания конструкции могут существенно меняться. Частота вибраций меняется от 1—3 ДО 20—30 Гц. Частоты вибраций отдельных элементов планера могут достигать 200—300 Гц и .более. Величина амплитуд колебаний зависит от скорости руления, состояния рулевых полос и действия тормозами.
Аэродинамические колебания. Колебания элементов конструкции планера могут вызываться также аэродинамическими силами. Аэродинамическими колебаниями условно называют колебания, вызванные неравномерностью обтекания внешних поверхностей самолета (вертолета) или е;го отдельных частей, и имеют место только в полете. Характерной особенностью этих колебаний является то, что они происходят с частотами, близкими к собственным частотам упругих колебаний конструкции. Спектр частот их может меняться в зависимости от режима полета (скорости и высоты полета, углов атаки несущих поверхностей и других факторов), но преобладающими являются низкие частоты 2— 15 Гц, реже 25—30 Гц. На крейсерских режимах полета при отсутствии болтанки и плавном обтекании амплитуды колебаний являются минимальными. На скоростях полета, близких к скорости звука (число М=0,9ч-1,05), наблюдается резкое возрастание аэродинамических вибраций, что связано с нарушением обтекания поверхностей самолета потоком воздуха.
Акустические нагрузки. На современных самолетах и некоторых вертолетах элементы конструкции планера подвергаются воздействию акустических нагрузок. Основным элементом шума на воздушных судах являются их силовые установки. При этом с ростом мощностей двигателей возрастают и шумы, шум возникает при перемешивании частиц горячего газа с окружающим воздухом.
305
Рис. 4.16. Уровни звукового давления вдоль выхлопной струи газов ГТД на пассажирском самолете:
1 — на расстоянии 2,5 мм от обшивкн фюзеляжа при работе ГТД на оборотах я=4700. об/мин; 2, 3, 4 — вблизи струи на противоположной от фюзеляжа стороне прн работе ГТД соответственно на оборотах п — 4700, 4400	4200 об/мин
Наиболее интенсивные акустические давления возникают у среза сопла или вблизи него, а по мере удаления от среза сопла уровень их уменьшается и одновременно снижается частота наиболее интенсивных колебаний (рис. 4.16). У среза сопла пульсации давления имеют частоты f= =45004-8500 Гц, а на расстоянии 3—5 м от среза сопла/= 1004-550 Гц. Таким образом, наибольшим акустическим нагрузкам подвергаются элементы конструкции . и оборудование, находящиеся поблизости от источника шума, т. е. потока газов, вытекающих из сопла силовой установки.
Уровень акустики у земли. При работе силовой установки на земле угол границы струи увеличивается по сравнению с углом границы струп в полете, и граничная поверхность струи приближается к поверхности воздушного корабля, в частности к поверхности фюзеляжа^
что приводит к увеличению уровня акустических нагрузок при работе силовых установок на земле. В связи с тем,
что при этом скорость струп относительно воздуха максимальна, то режим работы двигателей на земле оказывается наиболее неблагоприятным фактором для прочности конструкции и приборного оборудования.
Звуковое давлен-ие в разных местах конструкции. Вблизи обшивки звуковое давление больше, чем около выхлопной струи при отсутствии препятствия. Для плоских поверхностей, размеры которых больше длины полны звуковых колебаний, величина давления удваивается по сравнению с давлением в свободном пространстве. Для криволинейных поверхностей эти величина возрастает до 50%. Звуковое давление внутри самолета
вблпан обшивкн имеет максимум в оирсделеинд1х полосах частот, соответствую-
щих юбстиеииым частотам колебании ее панелей. Общий уровень звукового давления на внешней поверхности маневренного самолета достигает 160— 170 дБ. У пассажирских реактивных самолетов общий уровень звуковых давлений внутри самолета на 20—28 дБ ниже, чем снаружи обшивки.
Звуковое давление у самолетов с ТВД. Звуковое давление при увеличении расстояния от винта уменьшается по гиперболическому закону. Поэтому наибольшие давления появляются в точках фюзеляжа, близких к концам лопастей винта, и в плоскости его вращения. Уровень звукового давления снаружи обшивки у пассажирских самолетов с ТВД составляет около 135—160 дБ на участке фюзеляжа 1,5—2,5 м по обе стороны от плос
кости вращения винтов внутренних ТВД многомоторных самолетов.
Рис. 4.17. Схематическое изображение тепловых потоков и глубины прогрева крыла (тела вращения) прн сверхзвуковых скоростях полета
При несинхронной работе правого и левого внутренних ТВД суммарные наибольшие пульсации давления происходят с биениями, при этом максимальные давления могут быть очень большими.
Вибрации акустические. В результате звуковых давлений возникают также акустические вибрации. С изменением режима работы ГТД и полета изменяются спектры давлений и напряжений в элементах конструкции и оборудования. При этом
306
Рис. 4.18. Изменение воздуха в хвостовой
темнературы части фюзеляжа маневренного самолета пробе ГТД на земле
при
больших скоростях полета. 11
но
ча-
Модифицируются в основном амплитуды колебаний (напряжений), частоты колебании претерпевают малые изменения С увеличением мощности ГТД звуковые давления, акустические вибрации и переменные напряжения в элементах конструкции и оборудования возрастают. Также они возрастают с увеличением скорости и высоты полета.
Наибольшие уровни шума летательных аппаратов имеют место при работе ГТД на повышенных режимах. Например, на крейсерском режиме уровень шума ог реактивной струи ГТД составляет около 10% уровня шума при взлете и действуют звуковые давления по времени в течение 1—2% времени полета.
Надо иметь в виду, что у сверхзвуковых самолетов время действия повышен; ных звуковых давлений значительно большее, чем у самолетов с ТВД и дозвуковых.
Аэродинамический нагрев самолетов при лете иа больших скоростях при обтекании э
стицы воздуха, примыкающие к поверхности, затормаживаются. В результате в сверхзвуковом потоке образуется громадная энергия, способная значительно нагревать поверхности самолетов.
В местах, где поверхность самолета обтекается быстрее, температура обшивки оказывается более холодной. И наоборот, в точках, где наблюдается почти полное торможение потока, например в носке крыла пли фюзеляжа, нагрев приближается к температуре торможения. Быстрее всего нагревается об шпвка у передней и задней кромок крыла, что объясняется малыми толщинами материала и пространственным характером теплового потока, идущего внутрь крыла сверху, снизу и спереди (рис. 4.17). При скоростях полета М=2,5-Р3 температура воздуха у обшивки достигает 200—300°С и в зависимости от теплотворности материала передается деталям самолета.
Аэродинамический нагрев с увеличением высоты полета уменьшается. Это происходит вследствие сильного падения плотности воздуха и увеличения излучения тепла в окружающее пространство.
Нагрев выхлопными газами и источниками радиации. Кроме аэродинамического нагрева, источниками нагрева самолета могут быть ГТД, выхлопные газы, специальное оборудование, атмосферная и солнечная радиации. Влияние на нагрев самолетов атмосферной и солнечной радиаций несущественно до высот 50 км, и его практически можно не учитывать, но оказывают существенное влияние па нагрев конструкции ГТД и выхлопные газы. Например, температура воздуха в отдельных отсеках конструкции достигает 450—500°С и может нагреть элементы конструкции до 300°С и более, что также может привести к значительному снижению прочностных характеристик материалов. На рис. 4.18 показан характер изменения температуры воздуха .в хвостовой части фюзеляжа при пробе ГТД на земле.
27.	ВОЗДЕЙСТВИЕ АТМОСФЕРНОГО ОЗОНА НА ОБОРУДОВАНИЕ И ВЫСОТНЫЙ ПОЛЕТ
Озон (Оз) — это термодинамически неустойчивое соединение. Под действием различных причин он легко переходит в молекулярный кислород О2 с дополнительным выделением атома кислорода О.
«Химический иож». Озон разрушает резину пневматикой, обесцвечивает краски на материалах и влияет на работу некоторых узлов радио и приборов, завышает их показания на 0,01—0,1% и вызывает перебои. Озон действует
307
Рис. И. 19. Концентрация озона
и зависимости от высоты полета: ПДК — предельно допустимая концентрация; 1 — содержание озона в атмосфере;
2— концентрация озона в са-
также на материалы органического происхождения — пластики, каучук, каучуковые изделия и изоляцию проводников, особенно находящихся в напряженном состоянии. После контакта с повышенными концентрациями озона детали из органического материала становятся хрупкими, ломкими, теряют упругость, растрескиваются. Поэтому химики называют озон «химическим ножом», а технологи •— озонной усталостью.
Влияние озоиа на человека. Озон полезен для человека в малых концентрациях (0,03— 0,05 мг/м3), оказывая прямое целебное действие, т. е. стимулирует дыхание, сердечную деятельность, снижает утомление, повышает
настроение, успокаивает, придает природному Воздуху приятный аромат. Однако с увеличением дозы пли концентрации озон начинает оказывать на организм человека токсическое действие — поражает сердечно-сосудпс-
лонах самолета	тую систему, вызывает катаральное состояние
слизистых оболочек, отек легких и другие заболевания. В связи с этим для высотной авиации возникает проблема защиты экипажа и пассажиров самолета от озона и обеспечения их необходимым составом воздуха.
Концентрация озона в атмосфере. В озоносфере слой озона располагается на высотах от 10 до 70 км. На определенных высотах содержание озона достигает максимальной величины. Как видно из рис. 4.19 (кривая /),. уже на высотах около 15 км концентрация озона начинает несколько превышать предельно допустимую. Другая концентрация озона будет создаваться в салонах самолета (кривая 2). Концентрация озона, близкая к предельно допустимой, может наблюдаться уже на высоте 10 км. А при высоте полета 20—25 км она может достигать 10—20 мг/м3. Такая концентрация недопустима, она вызывает у человека рвоту, упадок сердечной деятельности.
Защита от озонной усталости. Главным способом зашиты материалов от («.тона счигнется применение специальных добавок или присадок — антиозонантов, резко уменьшающих пли полностью исключающих вредное воздействие озона па материалы. Такими веществами являются ароматические диамины (феппледпампп, бензидин), пирролы, металлоорганические соединения.
Для защиты органических материалов хорошие результаты дают антиозонанты и покрытия, содержащие металлы, — катализаторы распада озона и др. Современная химия дает возможность практически полностью устранить воздействие озона на конструкции и детали самолета.
Защита людей от озона осуществляется с помощью самолетных газоанализаторов. Озон практически полностью поглощается и разлагается фильтрами из древесных опилок, картонных материалов, хлопчатобумажной ваты, полимерных стружек и т. д. При превышении концентрации озона над заданной величиной на 0,05 мг/м3 от газоанализатора может автоматически подключаться новый фильтр, снижающий концентрацию.
28.	ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ АТМОСФЕРНЫХ ТЕМПЕРАТУР, ВЛАЖНОСТИ, ЗАГРЯЗНЕНИЙ И БИОЛОГИЧЕСКИХ ФАКТОРОВ
Технически исправное состояние летательных аппаратов значительно зависит от условий их хранения между полетами. Большое время элементы самолета и вертолета, их агрегаты, оборудование и системы подвергаются воздействию климатических и биологических факторов: температура, влажность, атмосферное давление, ветер, пыль, песок, солнечная радиация, действие плесени, насекомых, грызунов и т. д.
308
Наружные тепловые воздействия. Повышенная темпера гур,i способствует ухудшению качеств изоляционных материалов, изменению параметрон различных устройств автоматики. В свою очередь пониженная температура увеличивает хрупкость, вызывает изменения физических и химических свойств многих материалов.
Агрегаты оборудования и систем летательных аппаратов подвергаются периодическому тепловому воздействию, обусловленному суточным изменением-температуры воздуха, регулярным солнечным облучением. А периодическое тепловое влияние обусловливается сменой времени года пли связано с перебазированием с длительным сроком летательных аппаратов из одного климатического пояса в другой.
Наибольшее влияние на нарушение мест сочленений и узлы оказывают многократные переходы температуры через 0°С. При этом интенсивность повреждении зависит от разности между максимальными п минимальными температурами. Под действием температуры со временем уменьшается механическая прочность органических материалов, они становятся хрупкими и быстрее разрушаются под воздействием вибрации и ударов.
Влияние относительной влажности. Влажность также окатыиаст пагубное влияние на прочность и работоспособность агрегатов оборудования и систем. Количество влаги, находящейся в воздухе, зависим от географического расположения местности базирования летательных аппаратов. По влажности географические районы делятся на полярную, тропическую, умеренную зоны и зону пустынь. Если например, на уровне земли среднее значение абсолютной влажности для полярных районов равно «0,12 г/м3, то для тропических районов оно достигает 27—29 г/м3. Влага, находящаяся в природе в виде водяцых паров, дождя, снега, льда, инея, тумана, соляных брызг, проникает в агрегаты оборудования и системы разными путями через атмосферу в жидком, парообразном или твердом виде. Обычно содержание влаги в атмосфере характеризуют относительной влажностью, выражающей отношение в процентах действительного содержания влаги в воздухе к предельному значению влажности. Относительная влажность для различных географических районов колеблется от 29 до 100%, и при этом она значительно изменяется в течение года и даже суток.
Состав атмосферной влаги. Вода, выпадающая в виде осадков, по своему составу считается более чистой в природе, но и она содержит до 0,035 г и более сухого остатка на 1 л, состоящего из углекислых и сернистых солей кальция, магния, железа, хлористого натрия, органических и неорганических частиц, а также растворенных газов воздуха (азот, кислород, углекислый _ газ и др.). В промышленных районах в атмосферу попадают примеси серной и сернистой кислот, образующихся при сжигании каменного угля, а также азота в виде аммиака и азотной кислоты. Влага вызывает химический распад масел и смазок, а при наличии в ней примесей солей и окислов увеличивает скорость реакций.
При низких температурах влага, проникшая в материалы, замерзает там и вызывает внутренние напряжения и может вызвать заклинивание движущихся частей п разрыв трубопроводных систем.
Воздействие ветра, пыли, песка. Оборудование и системы самолетов при стоянке между вылетами подвергаются воздействию ветра, пыли и песка. Ветер переносит пыль, влагу и песок, что способствует повреждению устройств. Частицы пыли, имеющие малые размеры, проникают в агрегаты и приборы, попадают на трущиеся поверхности и приводят к быстрому их износу, а в некоторых случаях — к заеданию подвижных деталей, засорению приборов и трубопроводных систем.
В зависимости от условий в воздухе может быть от 0,25 до 70 мг/м3 пыли, а на аэродроме пыли в 2—3 раза больше. Слои пыли хорошо поглощают влагу, становятся хорошим проводником электрического тока, способствуют загрязнению и коррозии коллекторов и потенциометров, нарушают работу цепей электрических и других систем.
Частицы песка снижают  надежность агрегатов за счет абразивного эффекта. Обладая более сильным, чем п>ыль, абразивным свойством, песок вызывает механические повреждения деталей и узлов агрегатов, разрушение покрытий, износ подшипников и других элементов. А это уменьшает срок службы деталей и снижает надежность работы агрегатов.
309
Солнечное облучение. Одним из климатических факторов, воздействующих па летательные аппараты, является солнечная радиация. При эксплуатации летательных аппаратов элемент конструкции планера, ГТД, агрегаты и детали оборудования и системы в разной степени облучаются солнечными лучами. Максимальная, измеренная на территории Советского Союза, величина солнечной радиации составляет 1,52 кал/мпн-см2. Солнце излучает энергию в диапазоне длин поли I 100 (К1ОЛ" при максимальной интенсивности 4500—5000А0.
Гнюлогичссипе факторы. 11а работу агрегатов оборудования и систем также (1К113ЫНПЮТ значительное влияние биологические факторы. Повреждения устройств iniiuuaioT грибковые образования, для которых наиболее благоприятными условиями развития являются высокая влажность воздуха (более 85%),темпер ггура 18 3()°С, неподвижность воздуха и наличие питательной среды. Под воздействием плесени происходит разрушение материалов и их коррозия, уменьшается прозрачность оптики.
При длительных перерывах в полетах агрегаты и системы подвергаются действию насекомых и грызунов. В открытые отверстия трубопроводов могут проникать насекомые и нарушать нормальную работу систем.
29.	МЕХАНИЧЕСКИЕ, ТЕМПЕРАТУРНЫЕ И БАРОМЕТРИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ НА АГРЕГАТЫ ОБОРУДОВАНИЯ И СИСТЕМЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Ударные нагрузки и их последствия. Различают следующие виды механических нагрузок: ударные нагрузки, вибрации и перегрузки. Под ударом понимают мгновенное приложение силы к агрегатам с последующим изменением скорости, в течение короткого .промежутка времени, где затем возникают колебания с затухающей амплитудой и собственной частотой. Удар протекает в течение очень короткого времени и разделяется на фазы — сжатие и восстановление. При сжатии центры тяжести элементов конструкции сближаются и кинетическая энергия внешних сил переходит в потенциальную энергию деформации узлов и. деталей. При восстановлении потенциальная энергия упругой деформации преобразуется в кинетическую энергию отдельных элементов.
При ударах в упругих конструкциях возникают колебания с затухающей амплитудой па собственной частоте колебаний конструкции. В хрупких материалах конструкции могут возникать изломы и трещины. Кроме того, ускорения, вызываемые ударом, передаются па все элементы конструкции, и их прочностные свойства значительно изменяются. В нсупругпх конструкциях возникают необратимые деформации элементов. При посадках величина перегрузок достигает 5 g, что приводит к возникновению внутренних напряжений в деталях и узлах и уменьшает их прочностные характеристики.
Вибрационные нагрузки. В противоположность ударным вибрационные нагрузки сравнительно постоянны на определенных режимах полета и режимах работы ГТД. При этом отдельные детали и элементы конструкции и оборудования могут попадать в резонанс с возбуждающими колебаниями и в конечном Итоге приходить к неисправному состоянию. В то же время отдельные детали агрегатов оборудования и систем могут испытывать вибрации с частотами до 5500 Гц и с малыми амплитудами. При тех же условиях на вертолетах амплитуда вибраций может достигать нескольких миллиметров.
Величина вибраций агрегатов зависит от типа самолета (вертолета) и их ГТД, а также от места пли отсека (фюзеляж, крыло, оперение, кабина и др.), в котором они установлены. При этом вибрации амортизированного оборудования происходят в диапазоне частот /=4,5-4-5500 Гц с амплитудами Х=24-•4-0,000055 мм, неамортизированного оборудования с /=5—2500 Гц, Х= 1,5-4-0,00012 мм.
Шумовые вибрации и инерционные воздействия. Вибрации могут возникать и под действием шумов с уровнем громкости до 140—165 дБ и выбывать повреждения оборудования. Сильные акустические поля возникают обычно при работе мощных силовых установок.
В полете на агрегаты оборудования и систем также действуют различные ускорения, возникающие при выполнении ЛА различных эволюций (возникает
310
перегрузка). В отличие от вибрационных сил, которые по направлению дейснши сил являются знакопеременными, действие инерционных сил наираmu-no и од ну из сторон.
Перегрузки при посадке и нагрузке от работы самих агрегатов. Результаты действия сил ударов, вибраций, а также сил и инерции принято выражать перегрузкой п, под которой понимают отношение результирующего ускорения j, испытываемого телом, к ускорению силы тяжести:
Таким образом, перегрузка и может характеризовать действие всех сил: инерционных, ударных и вибрационных. Например, при посадке самолеты испытывают перегрузку, которая приближенно определяется по следующей эмпирической формуле:
4500
n = 2’6 + G + 2500 
где G — полетная масса самолета, кг.
Следовательно, при посадке самолета агрегаты оборудования н систем могут испытывать перегрузку до 3 g и более, а при грубых посадках до 5- 8,5 g
и выше. ,
Кроме нагрузок от внешнего воздействия, детали и узлы агрегатов оборудования и систем испытывают также высокие нагрузки .от работы самих агрегатов. Например, обороты турбохолодилышков системы кондиционирования кабины достигают 20—30 тыс. оборотов в минуту, что приводит к высоким механическими и температурным нагрузкам их деталей и узлов, особенно подшипников. Значительным нагрузкам подвержены агрегаты и других систем (гидравлические, управления, топлива и др ).
Сопутствующие нагрузки оборудования. Оборудование, установленное в герметической кабине, работает обычно при температуре 20Д;6оС. При этом перепад температур при эксплуатации не превышает 60—70°С. '
Агрегаты систем, размещенные внутри отсеков конструкции планера и не нагревающиеся от двигателей и форсажных камер, в зависимости от места установки могут подвергаться воздействию различных перепадов температур. Наибольшему перепаду температур подвержено оборудование, установленное снаружи или вблизи обшивки ЛА, обдуваемой встречным потоком воздуха.
Оборудование и агрегаты, не подвергающиеся аэродинамическому нагреву или нагреву от ГТД и их форсажных камер, могут подвергаться перепадам температур от +40 до —50°С перед взлетом, до —40+55°С в полете и наоборот. Скорость изменения окружающей температуры при полетах со сверхзвуковыми скоростями может достигать до 50— 55° С/мин (рис. 4.20).
При длительном нахождении незачехлен-
ного самолета на солнце температура внутри отсеков превышает температуру окружающего воздуха (у самолетов и вертолетов с серебристым покрытием — на 11—14°С; окрашенных в зеленый цвет — на 25—30°С). В ночное время в течение всего года температура внутри отсеков самолетов и вертолетов выравнивается и устанавливается равной температуре наружного воздуха.
Барометрические нагрузки. Высота полета современных самолетов достигает 12—30 км. При этом на этих высотах резко изменяется барометрическое давление, что также ухудшает условия охлаждения аппаратуры, затрудняет герметизацию соединений, утяжеляет условия работы некоторых агрегатов оборудования. С ростом высот ухудшаются условия работы гидросистем и гидроагрегатов, что проявляется в следующем:
Рис. 4.20. Изменение высоты полета И, числа М и температуры Т в хвостовой части фюзеляжа в полете; t, с — время полета в секундах
311
ухудшается эффективность охлаждения агрегатов и деталей из-за уменьшения массовой плотности воздуха и, как следствие, по причине снижения его плотности;
понижается электрическая прочность изоляции электрогидравлпческпх агрегатов;
возникает необходимость создания подлавливания в гпдробачке для предупреждения кшштацип рабочей жидкости на. входе в насос. Применение системы ниддиилшшиия рабочей жидкости в гидросистеме, с одной стороны, ведет к увеличению ее массы, а, с другой стороны, введение нескольких дополнительных игре) Итон может при определенных неблагоприятных условиях снизить вероятность безотказной работы гидросистемы.
При шиком давлении летучие вещества быстро испаряются и соответственно ухудшаются физические свойства материалов. С увеличением высоты увели-||пнаегся также количество озона в атмосфере. Наибольшая концентрация озона обычно наблюдается на высотах 19—25 км. При соединении озона с влагой образуется перекись водорода, которая разрушает резину и пластмассы.
Сильное воздействие озона при температуре +38°С прн наличии вибраций, высокой относительной влажности и концентрации озона происходит на высотах 19—25 км.
30.	ПЕРЕГРУЗКИ, ФАКТОРЫ ОГРАНИЧЕНИЯ И НЕВЕСОМОСТЬ
Перегрузка — величина, показывающая, во сколько раз сила давления тела на его опору (кажущийся вес) больше силы тяжести этого тела (истинного веса); это вектор, направленный параллельно реакций, действующей на тело со стороны опоры. Полная перегрузка в центре тяжести самолета создается под действием поверхностных сил (всех внешних сил за исключением силы тяжести), приложенных к самолету, и равна отношению векторной суммы F этих сил к массе самолета:
п = F /G.
Осевые перегрузки. Составляющие полной перегрузки по осям системы координат назынаются осевыми перегрузками. При анализе летпых свойств и расчете маневров самолета представляют интерес перегрузки по осям скоростной системы (рис. И.21).
Продольная (тангенциальная) перегрузка (направлена к носу самолета) :
P-Q Пх- G .
Рис. 4.21. Разложение вектора полной перегрузки по осям скоростной системы координат (осевые перегрузки)
Нормальная (путевая) перегрузка (направлена вверх):
У
Боковая перегрузка (направлена по правому размаху крыла):
Z nZ=~Q ,
где Р — тяга двигателя; Q — лобовое сопротивление; У — подъемная сила; G — массовая сила земного притяжения (масса самолета); Z — боковая аэродинамическая сила.
Действие осевых перегрузок на пилота. При положительном значении перегрузки пх пилот прижат назад (против вектора скорости), при положительном nv — к чашке, си-
312
Таблица 4.3
Случаи, в которых встречаются перегрузки	Наибольшее значение	Порндок unii । ВИЯ ПО П[Н*МГ-lllf, <•
Выход из пикирования	8 — 9 (до 11)	1
Вход в пикирование	—3 (до 4)	1
Одинарная неуправляемая (штопорная) бочка	3	Несколько
		секунд
Штопор	1,5 — 2	То же
Полет в болтанку	3 — 4	0,1
Посадка, пробег, разбег	3 — 5	0,1
Посадка гидросамолета на воду Раскрытие парашюта с изменением скорости от 60 до	6 — 7	0,1
5 м/с	5 — 6	0,5
Катапультирование пилота	16— 18.	0,1
денья, при положительном nz — к левому борту (во всех случаях пилот прижат в направлении, противоположном направлению силы, создающей перегрузку).
Измеряют перегрузки пх, пу, пг по осям связанной системы бортовые акселерометры (указатели ускорений) и самописцы (акселерографы).
Полная перегрузка. При необходимости определения полной перегрузки перегрузочные приборы устанавливают по направлениям главных связанных осей самолета Х1г и Zb Синхронно замеряются составляющие перегрузки по трем осям Хъ У| п Zj, а затем вычисляется значение п по формуле
и = ]/ «л, + пу. + «L
При изучении перегрузок приборы ставятся как вблизи центра тяжести самолета (вертолета), так и в других местах, потому что при сложном маневренном полете и вследствие упругих деформаций конструкции измеряемые пе-регрузкп-в различных точках ЛА сильно отличаются.
Статические данные по перегрузкам. Некоторые данные по перегрузкам приведены в табл. 4.3.
Максимальная перегрузка пу наиболее чаще получается в полете при достижении самолетом критического угла атаки. Однако создание такой перегрузки во многих случаях является недопустимым, так как создает угрозу безопасности полета.
Ограничение перегрузки пу по условиям безопасности полета может быть аэродинамическим, прочностным, физиологическим, энергетическим. Каждому из них для конкретных условий соответствует определенное максимально допустимое значение пу.
Аэродинамическое ограничение пу связано с опасностью сваливания или потере устойчивости на больших углах атаки и соответствует достижению Су доп (далее наступает тряска). Если коэффициент подъемной силы Суф при полном отклонении ручки (штурвала) управления на себя меньше Су доп (что характерно для сверхзвукового полета), то данное ограничение фактически отсутствует.
Прочностная максимально допустимая перегрузка (максимальная эксплуатационная) обозначается n® тах, а ее величина указывается в описании пли инструкциях по данному типу самолета. Обычно для маневренных самолетов (истребителей) пу max составляет 5—8 единиц, для неманевренных (тяжелых) самолетов — 2—3 единицы. Надо иметь в виду, что превышение и® тах может произойти при неосторожном пилотировании на малых и средних высотах и больших скоростях полета.
313
Физиологическое ограничение перегрузки зависит от ее направления относительно человеческого тела, продолжительности действия, наличия противоперегрузочных устройств, индивидуальной переносимости перегрузок. Малые и нечасто uoiriopHioiiuiccii перегрузки (<2—3) заметного влияния на работоспособность пило га, сидящего в кабине самолета, не оказывают, даже если они действуют и течение нескольких секунд. С ростом величины перегрузки пли времени ее действия ощущается смещение внутренних органов, ухудшение кровообращения п нарушение зрения. При дальнейшем увеличении перегрузок наступает потеря сознания, а затем повреждение внутренних органов И cki'jiria.
В противопсрегрузочном костюме длительно выдерживаются перегрузки до 3—5 единиц и кратковременно — до 6—8. Тяжелее переносятся отрицательные перегрузки, превышающие по абсолютной величине единицу,
Энергетическое ограничение перегрузки связано с тем, что при ее увеличении возрастает лобовое сопротивление, и, если оно превышает располагаемую тягу, уменьшается механическая энергия самолета. В длительном полете при Q>P возможна опасная потеря самолетом скорости или высоты.
Предельная по тяге перегрузка пупред — это такая перегрузка пу, при создании которой Q = Рр и механическая энергия самолета (энергетическая высота) не изменяется в процессе маневрирования с полной тягой. Эта перегрузка, если она пе превышает других ограничений, является максимально допустимой при длительном маневрировании. Перегрузки пур и тах , превышающие пу пред, могут создаваться в полете лишь кратковременно.
Состояние невесомости. Если полная перегрузка п— 0, следовательно, и» == 0, пу==0, nz=0, наступает состояние невесомости, свидетельствующее о том, что все силы, кроме -силы тяжести, либо отсутствуют, либо взаимно уравновешены. Примером такого состояния является полет космического летательного аппарата за пределами атмосферы без тяги. Невесомость — физическое состояние тела, на которое не действуют силы притяжения и ускорения.
Фактическая перегрузка. Перегрузка в полете может изменяться в следующих случаях: при изменении углов атаки ввиду отклонения руля высоты; при изменении положения закрылков; при изменении тяги двигателей (воздушных шшгон); при 11олдсйег1пп1 норитов воздуха.
Во всех >тх случаях перегрузка самолета будет равна сумме перегрузки исходного режима и приращении перегрузки. Если за исходный режим взять устп11о||111ппийея режим горизонтального полета, то фактическая перегрузка с учетом приращения будет
«ф = 1 -|- Any.
Располагаемая перегрузка. Перегрузка, которую можно создать в полете, определяется:
возможным изменением величины коэффициента Су от исходного режима Су Псх •до вывода самолета иа критический угол атаки Су max;
ограничением прочности конструкции.
Отношение величины коэффициента Су max к величине коэффициента Су нсх называется располагаемой перегрузкой:
Су max Ирасп = 7	.
Су исх
Чем меньше угол атаки, на котором происходит полет, тем меньше Су исх и, следовательно, тем больше располагаемая перегрузка, т. е. для вывода самолета на режим сваливания требуется создать большую перегрузку при полете на большой скорости, чем на меньшей.'
Запас перегрузки. Величина приращения перегрузки, потребного для вывода самолета иа критический угол атаки, называется запасом перегрузки п3
Су max п3 = 7— — 1. Су ИСХ
314
Если запас перегрузки в полете станет равным нулю, значит самолет иы-веден на критический угол атаки. При этом произойдет сваливание самолета на любой скорости полета. Если полет выполняется на малой скорости, т. е. при большом Су исх, то самолет имеет малый запас перегрузки и пилоту легче вывести такой самолет на критический угол атаки. Все минимальные скорости полета, отрыва и посадочная установлены из условия сохранения минимально допустимого запаса перегрузки с целью обеспечения безопасности полета.
Маневренная перегрузка. Перегрузка, создаваемая пилотом за счет отклонения органов управления, называется маневренной перегрузкой. Величина ее зависит от параметров самолета (весовых, геометрических п аэродинамических), — внешних условий выполнения маневра и от квалификации нилота. Максимальную маневренную перегрузку, которую возможно создать в эксплуатации, рассчитывают по формуле
;	=	W
гр — 1 -Г--------
тах.ман * г q •
Коэффициенты Л' и (с) учитывают класс самолета, его параметры п назначение, берут из норм прочности. Например, для самолета Як-40 М=22,5; с=209.
Пределы допустимой перегрузки. В полете можно создать большие маневренные перегрузки. Однако нормами прочности установлены определенные пределы допустимой перегрузки. Например, для самолета Як-40 при расчете прочности принята максимальная эксплуатационная перегрузка для расчетной массы самолета 13 200 кг, равная 3,7. Эту величину следует понимать так: в полете на самолете с полетной массой 13 200 кг может быть допущено создание подъемной силы Уэ, в 3,7 раза превышающей полетную массу самолета:
уэ
„э	_ ‘_____4 7
“щах доп Q ’
Таким образом, увеличение полетной массы самолета будет уменьшать допустимую эксплуатационную перегрузку.
Запас прочности (пли коэффициент разрушающей перегрузки). Для обеспечения надежности конструкции элементов самолета расчет их выполнен не по эксплуатационной перегрузке, а по большей, разрушающей, перегрузке. Отношение разрушающей нагрузки к массе самолета называется коэффициентом разрушающей перегрузки, или запасом прочности:
Ур пРаз = -q 
Коэффициент безопасности. Отношение величины разрушающей перегрузки к эксплуатационной перегрузке называется коэффициентом безопасности f:
f _ ПРаз .
' э
ftniax доп
Например, коэффициент безопасности для самолета Як-40 / = 1,5, коэффициент разрушающей перегрузки «раз = 3,7-1,5 = 5,5.
31.	ФАКТОРЫ ВОЗНИКНОВЕНИЯ ВЕРТИКАЛЬНЫХ ПОРЫВОВ
И НАГРУЖЕНИЕ САМОЛЕТА В НИХ
Турбулентное состояние атмосферы есть результат движения воздуха, обусловленного различием температур и давлений на разных ее участках, где возникают вертикальные потоки и порывы различной скорости. Порывами называются потоки, скорость которых быстро нарастает, т. е потоки, имеющие большой градиент W/h (рис. 4.22, с).
315
Рис. 4.22. Встреча самолета с вертикальным потоком воздуха:
а — вход в поток с градиентом U7//i; б — вход в резко ограниченный поток; в — изменение Су по «; I зона спокойной атмосферы; П зона вертикального потока
Основными причинами образования вертикальных потоков и порывов является следующее состояние воздушной среды.
Неравномерный нагрев земной поверхности. Порывы, вызываемые неравномерным нагревом земной поверхности («конвективные потоки» или «терми-. кн»), распространяются до высот 2000—3000 м и имеют скорость до 10 м/с.
Изменение рельефа местности. При встрече перемещающихся масс воздуха с горами uo.iHiiK.iior порывы со скоростями до 20 м/с и распространяющиеся до пысогы 1500 2 000 м над уровнем вершин.
Циркуляция воздуха в облаках. При образовании мощных кучевых облаков, которые распространяются до высот 4000—5000 м, возникают вертикальные порывы значительной скорости: в приземном слое, вне облака — до 10 м/с, а в облаках — до 15 м/с. Вертикальные порывы в грозовом фронте достигают скорости 20—50 м/с, поэтому полеты самолетов в этой зоне опасны и недопустимы.
Струйные течения. Вертикальные потоки, вызываемые струйными течениями могут достигать скоростей, превышающих 10 м/с.
Нагружение самолета в зонах I и II. Перегрузка пу самолета, совершающего горизонтальный прямолинейный равномерный полет, в момент входа его в резко ограниченный вертикальный восходящий поток воздуха, имеющий постоянную скорость №>0 (рис. 4.22, б), обусловлена переходом из зоны спокойной атмосферы (зона I) в зону вертикального потока (зона II).
В табл. 4.4 приводятся параметры, характеризующие условия полета и нагружения крыла самолета в зонах I и II.
Перегрузка в вертикальных потоках. В реальной атмосфере вертикальная скорость порывов, воздействующих на самолет, возрастает от границы порыва постепенно, на участке h (см. рис. 4.21, а).
Результаты летных испытаний показали, что вертикальные порывы, вызывающие значительные перегрузки, имеют градиентные участки h от 20 до 70 м.
Поэтому к моменту, когда крыло встретится с максимальным значением скорости порыва, самолет уже приобретает скорость в направлении действия порыва, и, следовательно, скорость встречи крыла с вертикальным потоком будет равна W—Vv. Это приводит к уменьшению перегрузки пу и в дальнейшем учитывается коэффициентом k.
316
Таблица 4.4
Параметры нагружения крыла самолета в зонах I и II
Параметр	Зона I	Зона П
Угол атаки крыла Коэффициент подъемной силы крыла Подъемная сила крыла. Скорость вертикального порыва Скорость полета	а у, 0 V	а + Да СуП = £у/+ Д(^у =	+ДУ W >0 V' V
Тогда формула для перегрузки при полете в неспокойном воздухе принимает вид
«у = 1 ± 0,5‘k-C^. • р-1Г-а-М 7т- , '	у r	Сг
V где а — скорость звука; М — число М; С® = ДСу .
Величина коэффициента k зависит как от градиента нарастания скорости порыва W/h, так и от аэродинамических, инерционных и упругих характеристик самолета.
fgCay  h
Приближенно k определяется по формуле: k = 1 — —йТ+ё— •
/ о
Встреча с восходящим порывом опасна также тем, что суммарный угол атаки а+Да может оказаться близким к критическому и возможно возникновение явления тряски и потери устойчивости самолета. Эта опасность повышается на больших высотах, где полет происходит на больших углах атаки.
Резкие броски и рыскание по курсу. Полет в мощных турбулентных потоках воздуха требует особого внимания. При полете в кучево-дождевых облаках возможен при попадании из нисходящего потока в восходящий, где скорость воздуха ^20+30 м/с, резкий бросок вверх (до 1000—1800 м); увеличивается подъемная сила на стабилизаторе, в результате чего самолет приобретает тенденцию к пикированию. При попадании в нисходящий поток воздуха появляется тенденция к кабрированию. Кратковременные нагрузки на штурвал достигают 30—80 кгс с частотой до 30 раз в минуту, на педали — до 55 кгс, крен — до 25°, р,ысканпе по курсу — до 6—8°, перегрузки — от +4,1 до —2 (в восходящем потоке перегрузка положительная, в нисходящем — отрицательная) .
Опасные последствия. Болтанка опасна тем, что наступает утомление пилота, вызываемое необходимостью строго следить за поведением самолета и своевременно противодействовать опасным тенденциям; возникает опасность потери управляемости самолета; возможно повреждение и разрушение самолета.
При попадании в болтанку необходимо уменьшить скорость полета на 10—15% от крейсерской. Экипаж должен обязательно пользоваться плечевыми и поясными ремнями.
32.	ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ВЕЛИЧИНУ МАНЕВРЕННЫХ
ПЕРЕГРУЗОК САМОЛЕТА
Невозможность получить максимальные перегрузки. Для современных скоростей теоретическое значение nmax может достигать 40—50. Однако в реальных условиях полета невозможно получить максимальные перегрузки, так как С„ увеличивается не мгновенно, а скорость самолета при этом успевает не-
317
сколько уменьшиться. Это объясняется инертностью самолета, некоторыми характеристиками его устойчивости и ограниченной несущей способностью оперения. На самолетах без гидроусилителей (бустеров) в управлении физические возможности пилота накладывают ограничения на углы отклонения рулей, что также приводит к снижению максимально возможной перегрузки.
Влияние расположения центра тяжести. На перегрузку самолета влияют деформации частей его конструкции, которые изменяют подъемную силу н углы атаки. Так, если центр давления (ц. д.) крыла расположен впереди его оси жесткости, то углы атаки за счет кручения крыла увеличиваются, и перегрузка возрастает уже при меньших усилиях на ручке управления. Если же ц. Д. находится сзади оси жесткости, то перегрузка не увеличивается, т. к. углы атаки за счет кручения коыла будут уменьшаться.
Pirc. 4.23. Пределы переносимости человеком перегрузок в зависимости от положения тела и тока крови:
1 — направление перегрузки; 2 — направление тока крови
Эффект деформации. Перегрузка уменьшается при деформациях стреловидного крыла от изгиба. Деформации фюзеляжа, оперения и системы управления самолетом уменьшают эффективность оперения, что также затрудняет получение больших перегрузок.
Физиологические возможности пилота. Для маневренных самолетов наиболее существенным фактором, ограничивающим перегрузки, являются физиологические возможности пилота, который способен выдерживать перегрузки не выше определенных величин в зависимости от продолжительности действия и направления перегрузки. Из рис. 4.23 следует, что при кратковременном действии (доли секунды) пилот способен выдержать перегрузку в направлении «голова—таз» около 20, при длительном действии (3—4 с) не более В.
Применение противоперегрузочного костюма. Для повышения способности нилота выдерживать высокие перегрузки применяется противоперегрузочный костюм, состоящий in пояса и ножных аахватов, в которые подается сжатый воздух. Давление в поясе и захватах, автоматически устанавливаемое в зависимости от перетру аки, pei улпрует циркуляцию крови в организме н тем самым позволяет пилоту выдерживать более высокие перегрузки (па 1,5—2 единицы больше, чем без противоперегрузочного костюма). Длительные отрицательные перегрузки переносятся пилотам с трудом, если по величине превышают 1.
Направление действий перегрузок. При нормальной перегрузке, когда ускорение направлено вверх, а инерционная сила — вниз, пилота прижимает к сиденью. В криволинейном полете возможны обратные перегрузки, когда ускорение направлено вниз, а инерционная сила вверх и пилота отрывает от сиденья, например, когда самолет входит в пикирование.
При современных скоростях полета и резком изменении их (торможение, разгон) возможны значительные перегрузки в направлении «спина—грудь», которые, однако, легче переносятся человеком.
Наступление болезненных явлений. Результаты специальных исследований показывают, что при нормальном положении пилота в самолете уже при перегрузке 5—7, действующей в течение 3—4 с, наступают болезненные явления (в лежачем положении действие перегрузки величиной 14—18 в течение большого промежутка времени пилот переносит значительно легче). Ниже приводятся перегрузки при выполнении различных фигур пилотажа самолета:
Боевой разворот ...	...	. . . . ................ 3—4
Спираль.................................................. 3—4
Бочка ................................................... 4—5
Петля Нестерова.......................................... 3—6
Полупетля с переворотом .	........................• .	4—5
Штопор................................................... 2—3
Вираж.................................................... 3—4
318
Т абл ица 4.5
Шкала оценки интенсивности болтанки
Обозначение	Оценка, балл	Характеристика болтанки	Описание поведения самолета	Величин» перегрузки
Б*	1	Слабая	Самолет слегка покачивает	0,8<£пус1,2
Б2	2	. Умеренная	Слабые отдельные толчки Покачивание усиливается	кпу С. 0,2 0,5^пу ^1,5
Б3	3	Сильная	Толчки более частые и сильные Самолет иногда проваливается	sg 0,5 0^2
			Сильные толчки	Ди
Б4	4	Штормовая	Членов экипажа то прижимает к сидень Л:, те подбрасывает Самолет непрерывно бросает	О сч V А
			Членов экипажа сильно прижимает к сиденьям или отрывает от них	
Как видно из указанных данных, перегрузки ие превосходят 6.
Связь перегрузки с весомостью. Величина и направление перегрузки ха растеризуют собой состояние весомости тела. Так, если действующая на человека перегрузка в направлении «таз—голова» равна единице, то имеет место нормальное состояние весомости, если такая перегрузка равна нулю, то возникает состояние невесомости. При баллистическом полете на больших высотах перегрузка летательного аппарата равна нулю, что объясняется отсутствием каких-либо поверхностных сил.
Перегрузка в какой-либо произвольной точке самолета может отличаться от перегрузки в его центре тяжести, так как ускорения в разных точках самолета по величине и направлению могут быть различными.
Классификация самолетов иа классы. Согласно нормам прочности самолеты делятся на три класса: — класс А — маневренные (истребители), класс Б — ограниченно маневренные (бомбардировщики среднего веса) и класс В — неманевренные (транспортные самолеты и тяжелые бомбардировщики).
В табл. 4.5 приводится шкала оценки интенсивности болтанки.
33.	ВЛИЯНИЕ РАДИАЦИОННОГО ОБЛУЧЕНИЯ НА МЕХАНИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА АВИАЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ
Радиационное облучение металлов и сплавов ведет к увеличению их твердости и прочности (табл. 4.6).
Из таблицы следует, что металлы с относительно высокой температурой плавления — железо (1539°С) и никель (1454°С), при облучении упрочняются больше, чем легкоплавкие — медь (1083°С) и алюминий (662°С). Облучение оказывает влияние и на свойства легированных сталей (особенно на предел текучести), а также на характеристику сплавов никеля и кобальта (рис. 4.24).
В результате облучения металлы Могут переходить из пластического состояния в хрупкое. Так, критический интервал хрупкости мобибдена от облучения
319
Таблица 4.6
Механические свойства чистых металлов и легированных сталей до и после радиационного облучения
Пики шпин.	Медъ	Никель	Железо армко	Алюминий	Сталь				
					Х18Н9Т закаленная с 1100°	« к- « S •Е ° СО К о оо ® о S ГОк о	rt „ « S So Ео «-> ® о <М 2 S ч «-i •г" « ГО и о	50ХФА нормализованная , при 850°С	Х13 с МО в Нь
До облучения	22,2	Пре/ 40,0	^ел прочности 35,5 1 7,1		°В, 62,5	кгс/мм2 65,6 1 60,0		109,5	48,9
После облучения	24,7	62,4	57,6	7,3	80,0	66,5	72,2	138	69
Изменение, %	+И	+56	+61	+3	+29	—1,5	+21	+27	+44
До облучения			Предел	текуче	сти (ус	повный 22,3	а 0,2 20,7	<гс/мм2 28,2	82	31,7
После облучения	-—•	—	—	—.	65,5	51,3	55,2	130	69
Изменение, %	—	—	—	—	+192	+ 148	+96	+56	+116
До облучения	58,7	о 63,5	тносите 40,0	ль ное 33,7	удлинение а, 71,3 | 76		/о 60,5	17,2	37,5
После облучения	34,8	28,7	13,1	32,0	37,0	56,0	38,4	9,2	1,2
Изменение, %	—40	—55	—67	-5'	—48	—26	—36,5	—46,5	—97
До облучения	14	У 4,3	дарная 3,4	ВЯЗКОСТЬ «н, 3,65 I 24,1		кгс-м/см2 18,6 I —		3,26	
После облучения	5,95	3,3	0,35	5,9	8,2	3,35		1,84	—'
„ х	4 До облучения	82	N 114	1икротв И26	ердость 33	Я ;л, 163	кгс/мм 161	183	380	258
11осле облучения	105	207	237	29	250	268	330	384	327
Изменение, %	+28	+82	+88	—12	+53	+66	+80	—	+26
Таблица 4.7
Радиоактивные изотопы с жестким, средним и мягким излучением
Наименование изотопа	Энергия излучения, Мв	Период полураспада	Область применения ( гаммаграфированн я)
Кобальт-60	1,33—1,17	5,3 года	Для стали и других тяжелых металлов толщиной от 60 до 200 мм
Цезий-137	0,66	33 года	Для стали толщиной от 20 до 100 мм, титановых сплавов—15—140 мм и алюминиевых сплавов—20—160 мм
Европий-152-154	0,12—1,11	16 лет	Для стали толщиной от 10 до 60 мм, титановых сплавов—15—90 мм и алюминиевых сплавов—20—250 мм
Иридий-192	0,13-0,88	74 дня	Для стали толщиной от 10 до 80 мм, титановых сплавов—15—100 мм и алюминиевых сплавов—20—120 мм
Тулий-170	0,084	129 дней	Для стали толщиной от 1 до 10 мм, титановых сплавов—до 20 мм, алюминиевых сплавов до 50 мм
320
Рис. 4.24. Влияние радиационного облучения на кривую растяжения никеля:
I — до облучения; 2— после' облучения
Поглощенная доза оЬпученнн, Юврд
Рис. 4.25. Характеристики радиационной стойкости масел при температуре 38°С:
а, б, в — при различных начальных вязкостях
повышается с —30 до +70°С, а углеродистых сталей на 50—100вС. При облучении существенно изменяется и жаропрочность.
Скорость ползучести углеродистых сталей, никелевых сплавов, алюминия и циркония при достаточно низких для каждого из этих материалов температурах снижается. При радиационном облучении изменяются также и физические свойства материалов: уменьшается теплопроводность, падает плотность, увеличивается скорость коррозии, ускоряются распад твердых растворов и процесс старения и др. При облучении никеля увеличивается его электросопротивление.
Изменение вязкости масла (рис. 4.25). Под воздействием облучения нейтронами (в ядерном реакторе) различными дозами изменяется вязкость масла. При этом изменяются и другие характеристики минеральных масел. Например, при увеличении дозы облучения от 0 до 2,9-108 рад происходит понижение в 2 раза температуры вспышки, повышение в 10 раз испаряемости, повышение в 2,5 раза кислотного числа, понижение в 3—4 раза (по потере веса металлических деталей) антикоррозионных свойств.
Под действием потока нейтронов алюминий, медь, молибден, марганец, кремний, натрий и другие приобретают наведенную радиоактивность.
Действием радиоактивного излучения ухудшаются механические свойства органических материалов. Например, понижается пластичность пластмассовой электроизоляции, резиновых прокладок и других деталей. Снижение эластичности в некоторых полимерах происходит настолько значительно, что они становятся хрупкими.
Установлено, что наиболее стойки к облучению фенольные пластмассы с асбестовым наполнителем, полистирол; полиэтилен, капрон, стекловолокно без пластической связки, нестойки — органическое стекло, фторопласты, пластмассы на основе эфиров целлюлозы и др.
В табл. 4.7 приводятся радиоактивные изотопы с жестким, средним и мягким излучением.
34.	ГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИН САМОЛЕТА
Герметические кабины самолетов имеют значительные объем и большую поверхность. В стенках кабин имеются отверстия различной формы и величины. Некоторые из них, например, вырезы для дверей, люков и т. п., закрываются только на период полета. Ввиду того что полной герметичности кабины достигать нецелесообразно, то в полете всегда происходят утечки воздуха через неплотности в различных местах кабины.
‘/Д1-397	.	321
Коэффициент степени негерметичности. Для оценки степени негерметичности кабин пользуются безразмерным коэффициентом
.
— р 
где F — площадь поверхности кабины; fc — сумма площадей всех отверстий, через которые происходит утечка воздуха.
Зппчение /о определяется экспериментально по изменению избыточного давления в кабине от заданной начальной величины. Приближенно fc определяют но размерим, указанным в чертежах на все негерметические элементы кабины.
Неполная герметичность. Существующая степень герметичности кабин не является предельной. Можно получить полную герметичность, ио последняя не является целесообразной для самолетов. Поскольку утечка воздуха составляет очень малую величину относительно всего расхода воздуха через кабину в единицу времени, то нет смысла делать кабины самолетов абсолютно герметичными. Кроме того, высокая степень герметичности вызвала бы значительное увеличение массы кабины и ее стоимости.
При конструировании кабин большое внимание уделяется надежности уп-плотнений всех герметизируемых соединений.
35.	ХАРАКТЕРИСТИКИ ЗВУКОВОГО И ТЕПЛОВОГО БАРЬЕРОВ
Звуковой барьер. Под звуковым барьером понимается сильное возрастание аэродинамического сопротивления самолета, особенно крыла, при переходе на сверхзвуковую скорость полета, т. е. на число М^1 (рис. 4.26). Дополнительное аэродинамическое сопротивление называется волновым сопротивлением, а само явление — волновым кризисом.
Критическое число М. Число М, при котором начинается заметное проявление волнового кризиса, называется критическим числом М (Мкр). В этом случае в какой-либо точке поверхности крыла скорость обтекания достигает скорости звука. Мкр для данного аэродинамического тела является величиной постоянной. С увеличением угла атаки крыла МКр заметно уменьшается.
Скорость полета, соответствующая критическому числу Мкр, равна VKP = Мкр-л где а — скорость звука. Па различных высотах Укр будет различна вследствие изменения скорости звука.
Способы увеличения MItp. Эффективным способом увеличения МКр является применение крыла стреловидной формы в плане, у которого волновой кризис наступает гораздо позднее. Значительное снижение сопротивления крыла дает также уменьшение относительной толщины профиля крыла с. У крыльев сверхзвуковых самолетов стреловидной формы относительная толщина профиля с=3—6% вместо 12—14% У самолетов с прямыми крыльями.
Тепловой барьер. В настоящее время на пути дальнейшего увеличения скорости полета самолета возникло препятствие, связанное с аэродинамическим (кинетическим) нагревом самолета. Это явление получило название теплового барьера.
Рис. 4.26. Изменение коэффи-- циента аэродинамического сопротивления Сх в зависимости от числа М:
1 '— звуковой барьер; 2 — тепловой барьер (для дюралюминия)
Рис. 4.27.. Ударные волны на крыле в гиперзвуковом потоке:
1 — головная ударная волна; 2 — волны возмущения; 3 — хвостовая волна
322
Таблица 4.8
Температура торможения по числу М
м	V, км/ч	г, к	t, "С	м	V, км/ч	т, к	t, "С
1,5	1600	303	30	2,5	2650	490	215
2,0	2100	390	120	3,0	3200	605	330
Примечание, фактический прирост температуры и пограничном Слое у самой поверхности самолета на 10—15% меньше, чем подсчитывается по формуле Т=Т^ (1+0,2-Гв -М!).
Абсолютная температура, которую приобретает воздух при уменьшении его скороЪти до нуля, называется температурой полного торможения или температурой торможения (рис. 4.27).
Тепловой барьер не имеет определенных границ по скорости и для различных летательных аппаратов наступает при различных скоростях полета в зависимости от конструкции и применяемых материалов.
Заслон тепловому барьеру. Для преодоления 'теплового барьера применяют следующие способы: переход на термостойкие покрытия самолета, создание теплоизоляции и в обшивке самолета, охлаждение обшивки циркулирующей по ее внутренней стороне жидкостью, т. е. создание так называемой «тепловой подушки», обработка наружных поверхностей самолета до зеркальной чистоты (поверхность первого -класса).
В табл. 4.8 приводятся температуры торможения по числу М.
36.	ВОЗМОЖНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
Летательные аппараты, спроектированные по условию обеспечения прочности при меньшей массе, особенно конструкции крыла и оперения, имеют несколько уменьшенную жесткость, чем конструкции общего машиностроения. Вследствие этого в условиях эксплуатации ЛА приходится считаться с возможностью возникновения на них различных колебаний и явлений, связанных с упругими деформациями конструкции и взаимодействием аэродинамических, }пругих и инерционных сил.
Элементы конструкции ЛА подвержены следующим колебаниям.
Свободные (собственные) колебания — вибрации, происходящие после однократного выведения из состояния равновесия тела (системы тел), совершающиеся при отсутствии внешнего воздействия на него за счет первоначально накопленной энергии (вследствие наличия начального смешения или начальной скорости).
Вынужденные колебания — колебания, обусловленные внешними периодическими силами, действующими независимо от колебаний системы. Если частота вынужденных колебаний и частота собственных (свободных) колебаний тела совпадают, амплитуда вынужденных колебаний и вызываемые ею напряжения в теле резко возрастают. Такое явление называют резонансом.
Основные причины вынужденных колебаний: неуравновешенность поршневого двигателя, винта, ротора ГТД, срыв вихрей с частей конструкции, расположенных перед оперением (колебания типа бафтинг), случайные периодические воздействия порывами воздуха.
Самовозбуждающиеся колебания (автоколебания), происходящие при отсутствии независимых периодических сил; периодические силы, поддерживающие колебания, возникают в системе в результате наличия самих колебаний. Наиболее часто встречаются самовозбуждающиеся колебания крыла или оперения (флаттер), передней опоры ЛА (шимми).
Затухающие колебания. Любая часть конструкции самолета после внешнею воздействия (толчка) может начать .совершать колебания, которые всег
*/«П*
323
да будут постепенно затухать. Полученный при воздействии запас механической энергии в процессе колебаний вследствие наличия внутреннего и внешнего сопротивлений будет рассеиваться, переходя в необратимые формы энергии тем быстрее, чем больше величина запаса энергии системы. Затухающие колебания свойственны устойчивому самолету.
Циклическая болтанка. Условия эксплуатации летательных аппаратов характерны тем. что многие параметры, определяющие нагрузки конструкции, яв-ЛЯ1ИТСН случайными (иолет в турбулентной атмосфере, движение по грунтовому аэродрому и Др ). К ним относятся также амплитуды и частоты сил, возбуждающих колебания.
Колебания под влиянием случайных воздействий проявляются особенно ощутимо со значительными амплитудами, когда подряд несколько случайных толчков или порывов действуют через почти равные интервалы времени с частотой, близкой к собственной частоте конструкции. Такое явление встречает-ги, например, при полете в неспокойном воздухе и называется циклической болтанкой.
Колебания боковые — колебания самолета в горизонтальной плоскости потока, при которых самолет периодически вращается относительно вертикальной оси (рыскание) и продольной оси (кренение), а его центр тяжести совершает боковые движения по волнообразной траектории. Эти колебания взаимосвязаны с продольными колебаниями.
Продольные колебания самолета — отклонение самолета в плоскости потока, совпадающей с плоскостью симметрии самолета. Продольные колебания состоят из периодических изменений угла атаки, скорости полета, продольной оси самолета и из периодических продольных движений его центра тяжести по волнообразной траектории, расположенной в вертикальной плоскости.
В теории продольные колебания условно делятся на длиннопериодические (большие, фугоидальные) и короткопериодические (малые), в сумме составляющие общие продольные колебания.
Указанное разделение продольных колебаний основано на свойстве самолета быстро изменять угол атаки под действием возмущения и медленно изменять скорость полета.
Продольные колебания вертолета —- периодические изменения угла атаки несущего винта и скорости в горизонтальном полете после отклонения от исходною положении нод действием возмущения.
Амплитуда н период продольных колебаний зависят от устойчивости вертолета но скорости п углу атаки, а также от степени демпфирования несущего пип гл и фюзеляжа при колебаниях.
Продольные колебания могут возникать на висении или при вертикальном полете, так же как и боковые колебания, при этом вертолет колеблется подобно маятнику.
Колебания короткопериодические (малые) продольные — часть общих колебаний самолета, включающая продольные колебания малого периода, характер которых определяется изменением подъемной силы в результате периодического изменения угла атаки крыла и угла наклона продольной оси самолета при постоянной скорости по траектории.
Эта колебания устойчивого самолета вследствие большого демпфирования их горизонтальным оперением затухают обычно в течение первых 2—3 с с начала возникновения колебаний. Они имеют важное значение для устойчивости и управляемости самолета.
37.	САМОВОЗБУЖДАЮЩИЕСЯ УПРУГИЕ КОЛЕБАНИЯ
АВИАКОНСТРУКЦИЙ — ФЛАТТЕР
Флаттер и панельный флаттер. Флаттером (от английского слова flutter — вибрации) называются самовозбуждающиеся упругие колебания отдельных элементов самолета, возникающие в полете при достижении некоторой скорости, зависящей от конструкции. Такие колебания поддерживаются за счет энергии набегающего потока воздуха и могут происходить с быстронарастающей амплитудой.
324
Рис. 4.28. Изгибные колебания балки («); гармонические (синосоидальные) колебания (б); затухание колебания (е)
Флаттер чаще всего возникает на крыле и оперении, вместе е тем ои может возникать на фюзеляже в отдельных листах обшивки, так шпыняемый панельный флаттер.
Необходимые условия для флаттера. На примере колебании балки поясним некоторые особенности колебаний флаттера (рис. 4.28). Выведем балку из состояния равновесия, приложив к ней поперечную силу, и затем, сияв силу, представим бадку самой себе. Балка будет совершать затухающие колебания относительно положения равновесия со все уменьшающейся амплитудой.
Затухание колебаний балки объясняется действием демпфирующих сил: силы трення в заделке, частиц внутри материала (смещение одних частиц в отношении других) при деформации конструкции и силы сопротивления воздуха. Если в процессе колебаний к балке периодически прикладывать силу в направлении ее движения, то колебания станут нарастающими по амплитуде. Такая сила называется возмущающей. Необходимым условном для возбуждения колебаний типа флаттер является превышение -работы, совершаемой возмущающими силами, над работой, совершаемой демпфирующими силами.
Развитие флаттера. Под действием внешнего возмущения крыло пли оперение может прийти в колебательное движение, причем на больших скоростях полета при определенных соотношениях упругих, инерционных и аэродинамических сил эти колебания приводят к возникновению флаттера. С момента возникновения возмущающей силы флаттер настолько быстро развивается, что через весьма малый промежуток времени конструкция разрушается. Поэтому уже в процессе проектирования самолета предусматривают меры предотвращения флаттера.
Обычно в сечениях крыла центр тяжести конструкции расположен на 43— Г0% хорды, центр жесткости находится примерно на 30—36% хорды, а фокус обычно считают лежащим на 25% хорды.
Критическая скорость флаттера. Скорость полета, на которой возникает флаттер Еф, называется критической скоростью флаттера. По требованиям норм прочности необходимо, чтобы
Пф^А Птах щах,
где Птах тах — скорость, соответствующая Vmax max’ 1 — коэффициент, задаваемый нормами прочности; для нескоростных самолетов А ==1,2.
Формы флаттера. Самовозбуждающиеся колебания крыла и оперения могут иметь следующие формы:
нзгибно-крутильный флаттер крыла (крыло одновременно изгибается и закручивается);
нзгибно-элеронный флаттер крыла (крыло изгибайся и одновременно отклоняются элероны);
изгибно-рулевой флаттер оперения (отклонения руля и изгиб фюзеляжа);
изгибно-крутильно-рулевой флаттер оперения (изгиб и закручивание фюзеляжа и отклонение руля).
Каждая форма флаттера возникает при определенных условиях и на критической скорости флаттера.
7-11-397
325
38.	НОРМЫ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТОВ
В полете самолет может нодпергаться различным нагрузкам величиной от максимального положи тельного до максимального отрицательного значения. Чтобы при расчете пи прочность конструкции самолета или его частей не производить п каждом случае специальных исследований для определения расчетных натру.юк, выбраны положения самолета, характеризующие наиболее тяжелые условия и работе его частей, которые называются расчетными случаями и обозначаются буквами латинского алфавита А, В, С и т. д. Применительно к каждому элементу расчетный случай обозначается латинской буквой п индексом элемента, например: Вк — случай В для крыла; Ас.у — случай А для силовой установки н т.д.
Определение норм прочности. Нормами прочности самолетов называют свод основных обязательных требований к прочности, жесткости и долговечности конструкции, которые должны соблюдаться при расчете и испытаниях на прочность.
Нормы прочности в СССР регулярно разрабатываются, пересматриваются и обновляются ЦАГИ на основе учета опыта отечественного и зарубежного самолетостроения и новейших данных науки. Учитывая различия в технических требованиях и условиях эксплуатации, нормы прочности разных стран для гражданских самолетов имеют отличия. Разрабатываются также* нормы прочности вертолетов, планеров и других летательных аппаратов.
Выбор опасных нагружений. В нормах прочности самолетов рассмотрен ряд случаев нагружения самолета, вероятных в эксплуатации и наиболее опасных для прочности его частей. Эти случаи выбраны на основании летных испытаний, лабораторных и теоретических исследований, а также материалов, обобщающих опыт эксплуатации самолетов. Определение нагрузок в различных случаях производится с учетом назначения самолета, его полетного веса, максимальной скорости полета и других факторов. Во всех случаях нагружения нормы прочности указывают способы определения нагрузок на самолет и его части, а также их направление и распределение.
Максимальная и минимальная эксплуатационные перегрузки. Эксплуатационной перегрузкой па называют наибольшую в эксплуатации, практически могущую встретиться, перегрузку. В большинстве случаев нормы прочности рассматривают перегрузку в направлении подъемной силы. Иногда нормы прочности дают значения эксплуатационной перегрузки на часть конструкции самолета р:| — наибольшей нагрузки, вероятной в эксплуатации. В качестве основных показателей уровня требований к прочности самолета при его создании задаются максимальная и минимальная (наибольшая отрицательная) эксплуатационные перегрузки п^ах и /г^1п.
Кроме того, устанавливаются предельные величины скоростных характеристик самолетов, до которых должна обеспечиваться прочность конструкции. Основные из них: ^шахтах — расчетный предельный (сверхмаксимальный) скоростной напор и Afmaxmax — расчетное предельное число М.
При действии па и ра не должно быть заметных остаточных деформаций и потери устойчивости силовых элементов конструкции.
Расчетные разрушающие перегрузки и нагрузки. Сообразно случаям нагружения определяются расчетная разрушающая перегрузка п₽ или расчетная разрушающая нагрузка pv на части конструкции самолета. До достижения величин ир и рр конструкция не должна разрушаться. Значения рр и пр связаны с рэ н п зависимостями:
р - у 9 р
P — f -р п = f-n ,
где f — коэффициент безопасности.
Требования прочности и жесткости, которым должно удовлетворять состояние конструкции при действии ра и рр.
При действии рэ: максимальные напряжения (местные, в наиболее нагруженных точках конструкции) не должны вызывать остаточных деформаций ер^0,2%. Максимальные напряжения возникают у концентраторов, поэтому
326
деформация ер=0,2 является локальной. Практически считают, что общие деформации конструкции до этого подчиняются закону Гука;
не должно быть потери устойчивости и таких деформаций конструкции, которые приводят к искажению аэродинамических форм или нарушсшно работы управления.
Условие прочности: рэ<рдоп или оэ<рдоп> где аэ—эксплуатационное, напряжение (от действия нагрузки), по которому проверяется прочность; в отдельных случаях это может быть касательное тЭ, или приведенное напряжение о„рив; Рдоп, о доп— допускаемые нагрузка и напряжение; допускаемое напряжение берется равным пределу текучести ат = с0 2 ; или тт , а для элементов, теряющих устойчивость,—критическому напряжению с|( или тк
До достижения рр не должно происходить разрушения частей конструкции; они должны сохранять способность выдерживать повышение нагрузки.
Условие прочности: рр^рразр, или ор=^сразр, где а1’ (пли т1’, о[]	)—рас-
„	о.
четное напряжение от действия р 
Рразр . °ра3р — характеристики прочности при разрушении конструкции: разрушающие нагрузка и напряжение; разрушающее напряжение равно св (или т»), а для элементов, теряющих устойчивость, берется на основе испытании в пределах от ок до св (или от Тк ДО Тв)-
Обусловленность коэффициента безопасности. Приведенные требования отражаются на значениях коэффициента безопасности f, принятых в нормах прочности.	/
В детали, размеры которой подобраны по условию прочности, напряжение от рр йбР	Э	-г	э °в „	э
будет а = ав; при р оно будет равно о =« -у. Для выполнения условия а < ат
ов	с в
необходимо, чтобы было -7—<ст или />----------. Для современных авиационных ме-
J	°т
°в
таллов = 1,3. Этим обосновано наименьшее допустимое значение / = 1,3.
Для основных случаев нагружения f задается в пределах от 1,5 до 2 в зависимости от того, насколько часто случай встречается в практике. Предусматривается увеличение f для особо ответственных деталей.
Полетные случаи нагружения. Нормы прочности рассматривают полетные и посадочные случаи нагружения. Важными или основными среди них явля-
Рис. 4.29. Случаи нагружения норм прочности самолета:
а — поляра самолета с отмеченными расчетными случаями; б — нормированная зависимость пэ от скоростного напора в — зависимость коэффициента подъемной силы от эксплуатационной перегрузки пэ
327
Таблица 4.9
Сводка величин полетных случаев нагружения самолетов
Случаи нагружения 1		Параметры				I Случаи	нагружения	Параметры			
	э п	су		1			э п	су	Q	1
А	Э П шах	С ушах	—	1,5		с	0	0	^тах max	2.0
А'	"max		^max max	1,5		D	„ э п mln	С ^ут!п		1,5
В		—	^тах max	2,0		D*	9 Лт!п		9 max max	1.5
 Примечание. Максимально возможный скоростной напор ?тах тах задается как предельно допустимый напор прн пикировании или крутом планировании (для неманевреннЫх самолетов с работающим двигателем). Он несколько превосходит максимальный скоростной напор горизонтального полета q . Условия для определения величины q	задаются нормами проч-
tn ах	шах шах
ности.
Скоростным напором max 0ПРеделяется поверхностная нагрузка крыла, оперения, фонаря щитков и др. От скоростного'напора q	зависит н величина нормируемой перегрузки.
шах шах
ются полетные случаи А, А', В, С, D, D' и случаи посадки на три точки Е (случаи В и С рассматриваются с отклоненными элеронами). Эти случаи показаны на рис. 4.29, они охватывают широкий диапазон углов атаки, эксплуатационных перегрузок и скоростей полета самолета.
Основные полетные случаи нагружения встречаются при криволинейном' маневренном полете маневренных и ограниченно маневренных самолетов. Для неманевренных самолетов гражданской авиации этн условия наиболее вероятны при полете в турбулентном воздухе (в грозу или болтанку).
В полетных случаях нормы прочности задают перегрузку n* Bs а также q или Су для определения подъемной силы крыла.
Сводка величин случаев нагружения. Сводка величин, характеризующих основные полетные случаи нагружения норм прочности самолетов, приводится в табл. 4.9.
Для нахождения нагрузок на крыло и определения незаданных параметров в полетных случаях нагружения используется зависимость ya=na-C=CyS-q.
39. НОРМЫ ЖЕСТКОСТИ
Если прочность конструкции характеризуется напряжениями в ее элементах, то жесткость характеризуется деформациями.
Конструкция самолета должна обладать не только достаточной прочностью, но и жесткостью, чтобы под действием внешних нагрузок не искажались внешние формы самолета, а характеристики устойчивости и управляемости изменялись в допустимых пределах.
Колебания и вибропрочность. Конструкция самолета не должна допускать появления колебаний типа флаттер, бафтинга и т. д., а также должна удовлетворять условиям вибрбпрочности, которые связаны с деформацией. В соответствии с этим нормы жесткости регламентируют величину нагрузки, в пределах которой не должно быть потери устойчивости обшивки и остаточных деформаций конструкций.
Устанавливаются допустимые величины углов закручивания и относительных прогибов ушах/l (здесь г/тах и I — максимальный прогиб и длина, соответствующего элемента конструкции). Нормируется эффективность рулевых поверхностей, а также величины критических скоростей автоколебаний несущих поверхностей.
328
Жесткость отдельных частей самолета назначают исходя из условий работы этих частей. Например, жесткость створок шасси, посадочных и тормозных щитков должна быть достаточной, чтобы при их закрытии сработали все замки, а в закрытом положении не образовались щели при действии отсасывающей аэродинамической нагрузки. Обеспечивается достаточная жесткость узлов крепления агрегатов, проводки управления и др.
Легкость конструкции. Удовлетворяя требованиям прочности и жесткости, конструкция самолета должна быть возможно более легкой, так как даже незначительная экономия веса улучшает летные характеристики самолета и повышает его экономичность, позволяет увеличить полезную нагрузку. Уменьшают вес конструкции путем правильного распределения материала в сечениях, т. е. добиваясь равнопрочности конструкции, а также применяют лучшие материалы, уменьшают количество и размеры неси'ловых деталей и др.
Влияние аэродинамического нагрева. Учитывают изменение физико-механических свойств материала конструкции вследствие аэродинамического нагрева при больших скоростях полета, который происходит из-за торможения потока поверхностью самолета.
Коэффициент напряженности р/аб (где р — действующая сила, а и б —. два размера конструкции) имеет размерность напряжения кг-с/см2 и служит для выбора расчетного напряжения. Согласно нормам жесткости, для сжатой стойки коэффициент напряженности равен Р/L2 (где L — длина стойки), для панели — Р/BL (где L — длина, В — ширина панели), для круглой оболочки, работающей на изгиб — Af/Д2 (где М — изгибающий момент, Д — средний диаметр оболочки).
Эксплуатационные характеристики крыла. С эксплуатационной точки зрейця лучшими являются однолонжеронные и двухлонжеронные крылья. Они наиболее удобны для систематического осмотра конструкции. В них же довольно просто осуществляются вырезы в обшивке. Однако . прн использовании внутренних объемов для размещения запасов топлива наиболее целесообразной конструкцией будет кессонная.
Взаимозаменяемость отъемных частей крыльев, средств механизации и элеронов лучше всего достигается на лонжеронных крыльях с довольно жесткими лонжеронами. Тонкостенные конструкции крыльев с обшивкой, работающей на изгиб и кручение, обладают повышенной живучестью в случае частичного их повреждения.
Кессонные крылья по сравнению с другими конструкциями обладают более высокой усталостной прочностью.
РАЗДЕЛ V
СВЕДЕНИЯ О ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
И ПАРАМЕТРАХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
1.	НЕКОТОРЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ СВЕДЕНИЯ
б ПИЛОТИРУЕМЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
Наибольшие скорости полета в пределах Земли пилотируемых летательных аппаратов. Основными летно-техническими характеристиками пилотируемых летательных аппаратов являются скорость, высота, маневренность, дальность полета, грузоподъемность и др.
Вся история развития авиационной техники — это борьба за увеличение скорости полета, которая продолжается и в настоящее время. Запуск различных ракет и спутников Земли практически определил границу наибольшей скорости для пилотируемых летательных аппаратов, предназначенных для полетов в пределах Земли. Эта скорость, называемая первой космической, или орбитальной, равна 7,91 км/с.
Факторы, способствовавшие росту скорости полета. Установка на самолетах ТРД вместо ПД дала возможность увеличить тягу силовой установки и достичь околозвуковых скоростей полета. Однако преодолеть сверхзвуковой барьер на старых конструкциях самолетов не удавалось из-за значительного роста на этих скоростях коэффициента лобового сопротивления. Снизить коэффициент лобового сопротивления удалось путем применения на самолетах топких стреловидных и треугольных крыльев, а также снарядообразных фюзеляжей. Это позволило значительно повысить скорость полета и перейти в ее сверхзвуковую область. Дальнейшее увеличение скорости опять стало «лимитироваться» тягой силовой установки.
Значительное улучшение тяговых характеристик современных ТРД в результате повышения температур рабочего процесса и применения дожигания топлива за турбиной создало реальные условия для дальнейшего увеличения максимальных скоростей полета.
Вынужденные ограничения скоростей полета. В эксплуатации самолетов часто приходится встречаться со случаями, когда пилоту запрещается переходить указанные конструктором пределы скорости, особенно в нижних слоях атмосферы по условиям устойчивости, управляемости или местной прочности конструкции самолета, хотя силовая установка позволяет развить более высокую скорость. Ограничения по тяге накладываются только на ТРД и связаны они с жаропрочностью применяемых в авиадвигателестроении материалов для лопаток турбин.
Кроме того, высокие сверхзвуковые скорости полета вызывают аэродинамический (кинетический) нагрев обшивки самолета из-за торможения воздушного потока в приграничном слое. Например, в условиях установившегося полета со скоростью 3200 км/ч на высоте И км средняя температура дюралюминиевой обшивки фюзеляжа будет нагреваться до 300°С (рис. 5.1). При скоростях, соответствующих числу М=7, температура обшивки достигает 1000°С и более. Механические свойства применяемых в авиации конструктивных материалов (сплавы алюминия) начинают ухудшаться уже при температуре около 200°С.
Таким образом, дальнейшее повышение скоростей полета вызывает ряд проблем, связанных с обеспечением жаропрочности конструкции, нормальной 330
жизнедеятельности экипажа и надежной работы различных систем п аппаратуры самолета в условиях высоких температур.
Улучшение летных характеристик сверхзвуковых самолетов. Применение тонких крыльев малого удлинения в целях повышения максимальной скорости полета снижает аэродинамическое качество самолета, ведет к ухудшению несущих свойств его крыла, взлетно-посадочных характеристик и высот статического потолка (при сохранении одной и той же энерговооруженности). Однако принятие конструктивных мер, повышающих несущие свойства сверхзвуковых крыльев (конической крутки и т. д.), различного вида механизации крыла, а также применение крыла изменяемой геометрии позволяет улучшить характеристики сверхзвуковых самолетов.
Однако возможность создания самолетов большой дальности (20 000— 30 000 км) с использованием жидкого водорода в качестве топлива вполне
реальна.
Конструирование сверхзвуковых пассажирских самолетов. В США предполагается ’ конструирование трех типов сверхзвуковых пассажирских самолетов.
Самолет со средней дальностью полета, равной 1100—4000 км, и скоростью, соответствующей числу М=2 на 60—90 пассажиров.
Самолет с дальностью полета 6500 км и скоростью полета, соответствующей числу М=2 на 100 пассажиров; конструктивные элементы такого самолета намечается выполнить из легких металлов с ограниченным применением титана.
Самолет с дальностью полета 6500 км и скоростью, соответствующей числу М=3; конструктивные элементы намечается выполнить из стали.
Массовые и геометрические характеристики зарубежных сверхзвуковых самолетов. В табл. 5.1 приведены основные геометрические и массовые характе-
ристики сверхзвуковых самолетов, созданных и проектируемых фирмами США и других зарубежных государств.
Самолет «утка» с несущим горизонтальным оперением. Ряд достоинств имеет аэродинамическая схема самолета «утка», которая выполнена, например, иа американских самолетах В-70 и НАС-60. У них горизонтальное оперение расположено в передней части самолета н является несущим, что позволяет уменьшить площадь крыла и массу самолета. А переднее расположение горизонтального оперения повышает его эффективность, что приводит к уменьшению потребных углов отклонения поверхностей и сопротивления при балансировке самолета. Несущее горизонтальное оперение коренным образом изменяет прочностную схему конструкции. В этом случае фюзеляж в полете «опирается» на крыло и оперение, в результате нагружение и прочность его имеют лучшие показатели.
Самолет «бесхвостка» имеет меньшую массу и лобовое сопротивление. Самолет изготовляют по схеме «бесхвостка» с треугольным или стреловидным крылом. Поперечное и продольное управление им осуществляется с помощью элевонов, установленных на задней кромке крыла. При отклонении ручки управления самолетом влево или вправо элевоны выполняют роль обычных элеронов и служат для поперечного управления. В случае отклонения ручки управления от себя или на себя они одновременно отклоня
ются вверх или вниз и используются для про-
долыюго управления самолетом.
По этой схеме построены американские самолеты А-11 и CL-823 н др. Основное достопн-
температуры плоской по-
верхности в стационарном полете (материал — дюралюминий)
331
Таблица 5.1
Массовые и геометрические характеристики сверхзвуковых военных и гражданских самолетов зарубежных стран
Данные самолета	О	YF-12A (А-П)	F-11IA F-111B	Конкорд	НАС-60	Боинг-733	Локхид С1-823
Размер крыла, м	32	13,7— 16	9,75— 19,2 10,2— 21,3	25,6	37	26,3— 52,8	35,4
Длина самолета, м	56,4	27—33	22/20,3	56,1	62,5	62,1	67,9
Высота самолета, м	9,1	5,1	5,2/4,8	11,6	13	12,2	13,9
Площадь крыла, м2	585	110	65	359	590	435	778
Взлетная масса, т	230— 250	40—45 (62).	-34/-30	148	180— 218	195— 236	204
Максимальная масса	136	22—30	13—15	79	-117	—ПО	114
топлива, т Масса пустого самолета, т Экипаж, чел.							
	80	16—20	16—19	61,5	72	73.	70
	2—3	2	2	3—4	3—4	'3—4	3
Максимальное количе-	—	—	-—	118	190	150—214	227
ство пассажиров, чел.							
Максимальная платная-нагрузка (боевой груз	10—20	1—2	5,5	11,8	16-18	13,6— 19,5	21
военных самолетов), т							
ство самолетов данной схемы состоит в том, что при переходе через критическое значение числа М у них мало изменяется устойчивость по причине уменьшения эффективности оперения, у них же меньше масса конструкции и волновое сопротивление. Недостатки — снижение подъемной силы крыла прн отклонении элевонов вверх, что ухудшает условия взлета и посадки, увеличивает длину разбега и пробега, снижает маневренные свойства самолета.
Предел ТРД по числу М. Конструкторы ав иационных двигателей добились значительных успехов в совершенствовании ТРД. Применение дожигания топлива за турбиной в форсажной камере позволило значительно увеличить тягу ТРД. Однако турбореактивный двигатель удовлетворительно работает до скорости самолета, соответствующей числу М=3,5—4,5 на высотах полета не более 30" км.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД). Для полетов на больших скоростях выгоднее применять ПВРД.' Они имеют входное устройство, камеру сгорания и реактивное сопло. Компрессора нет, его заменяет скоростной напор воздуха. Например, на скоростях полета, соответствующих числам М=3,5—4,5, давление воздуха на входе становится равным давлению, которое создает компрессор ТРД. Для гиперзвуковых скоростей полета ПВРД оказывается наиболее экономичным. К тому же он имеет значительно менее сложную и более легкую конструкцию.
Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД) не может самостоятельно стартовать и разгоняться до крейсерской скорости, неэкономичен на дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета. Возникла идея объединить ТРД и ПВРД в одной силовой установке. Его назвали турбопрямоточным. В результате на взлете, разгоне до крейсерской скорости, на посадочных режимах он работает как ТРД, на крейсерской скорости как - прямоточный. ПВРД может сочетаться и с другими типами двигателей, например с ЖРД.
332
Расширение границ теплового «барьера». Уменьшение Прочности плюмн-ниевых и магниевых сплавов, связанное с кинетическим нагревом, вынудило применить более жаропрочные материалы в конструкциях летательных аппаратов. Так, на самолете ХВ-70 до 70% материалов конструкции составляет нержавеющая сталь, около 10% — сплавы титана и остальное — сплавы никеля. Основным материалом самолета А-11 является титан и его сплавы.
2.	КРЫЛАТЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ С ВЫСОКИМИ
СКОРОСТЯМИ ПОЛЕТА
Применение крылатых летательных аппаратов (КЛА) с высокими скоростями, приближающихся к космическим, вполне возможно в определенных границах, которые рассматриваются ниже и иллюстрируются на рис. 5.2.
Прочностная граница (линия q= const) отделяет зону малых высот и больших скоростей, где полет практически невозможен из-за высоких значений скоростного напора. Здесь возникают большие аэродинамические нагрузки на обшивку, что потребует ощутимого повышения массы конструкции в целях обеспечения ее прочности; кроме того, из-за значительного роста лобового сопротивления для полета потребуется установка на крылатый летательный аппарат двигателей очень большой тяги.
Температурная граница. В данном случае линия Т — const является температурной границей зоны высокого кинетического нагрева. Для полета на больших скоростях потребуется создать конструкции крылатых летательных аппаратов из жаропрочных материалов и значительно усложнить оборудование средств теплозащиты и охлаждения.
Аэродинамическая граница, где линия С„ = const, ограничивает сверху зону, в которой можно осуществить полет на постоянной высоте, пе превышая допустимого, достаточно удаленного от С,, max, значения Cv.
Как следует из рис. 5.2, при больших скоростях полет с постоянной высотой возможен на больших высотах в пределах коридора, ограниченного допустимыми значениями q, Т и Cv. (Для рис 5.2 условно принята прочностная гра-G
ница 9дОП=15 000'кгс/м2, 7'ДОп= 1000°С, '	$ =800 кге/м2).
Рассмотрим силы и перегрузки, действующие на крылатый летательный аппарат при полете в атмосфере и вне атмосферы.
Круговая скорость вокруг Земли вне действия атмосферы. При полете вне действия атмосферы по дуге большого круга г (рис. 5.3) Y = 0, поэтому Y = FH — G = 0, где центробежная сила
Н,юи 100 75 50 25
О
Рис. 5.2. Границы областей применения Рис. 5.3. Движение крылатого лета-крылатых ЛА:	тельного .аппарата с большими ско-
1 — аэродинамическая граница Су = const; 2 — ростями: прочностная граница = 15000 цге/м2; 3 — тем- а — вне атмосферы; б — в атмосфере пературная граница 7'доп = 1000°С
333
Go	G 0
н ~ gr ^к|»’' Тогда VKpr G = 0.
Отсюда после преобразования (1) получим формулу для определения круговой (или нерпой космической) скорости ККрг— скорости, при которой крылатый летательный аппарат будет лететь по круговой орбите без подъемной силы: Икре ) Д'г.
У земли, где д'о—9,81 м/с2; г0=6378 км — радиус Земли по экватору; а 7,912 км/с.
Полег в атмосфере на П<ИКрг. На высоте Н—const (рис. 5.3,6) г=г0+ +И, g = go ("у') > ^крг = Vkpt.o У
При скорости полета V<VKpr для полета крылатого летательного аппарата потребуется аэродинамическая подъемная сила:
G V2 / V2 \
r = G-AH = G--.-=G(l--).
о	f V2 \
Так как gr = V2pr , то Y = G 1 — —— I-' '/крг'
Перегрузка. При различных вариантах полета крылатых летательных аппаратов перегрузка будет:
ПУ = ~Q = 1	'
u	v крг
При скорости полета V = Ркрг имеем hy — 0, что соответствует состоянию невесомости.
3.	РЕВЕРСИВНОЕ ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА И ДЕВИАЦИЯ ТЯГИ ДВИГАТЕЛЯ
Реверс тяги па самолетах с ТРД достигается изменением направления струи газон, выходящих из двигателя. Реверсивная тяга составляет (0,2-?-0,65) Р.
Для обеспечения высокой эффективности торможения самолета достаточна peiiepciiniiaii тяга, ранная (0,24-0,3) Р. Для торможения самолета на выдерживании более удобно применять реверс тяги, чем тормозной парашют, так как реверс меньше изменяет балансировку самолета и его возможно -применять и до приземления самолета.
Преимуществом реверса тяги как средства торможения самолета на пробеге является его независимость от состояния ВПП и малая зависимость от скорости пробега. Кроме того, применение реверса тяги позволяет сократить время выхода ГТД на взлетный режим при уходе на второй-круг в случае неудачной посадки (рис. 5.4).
Девиация тяги. Использование девиации (отклонения) тяги для уменьшения длины пробега £Пр является более выгодным, чем реверс тяги, так как при этом уменьшаются Упл и КПос, что значительно упрощает весь процесс посадки самолета (рис. 5.5).
Девиация тяги (вертикальная составляющая тягн) может быть получена различными способами: отклонением реактивных сопл на определенный угол, отклонением двигателей и др. По принятой в СССР классификации самолеты с устройством для создания вертикальной составляющей тяги (девиации тяги) относятся к самолетам укороченного взлета и посадки.
Полезные свойства реверсивных устройств. Получение максимально возможной отрицательной тяги, обычно составляющей 35—65% от положительной тягн;
небольшая относительная масса при простой и надежной конструкции;
возможность быстрого (за 1—2 с) изменения тяги от отрицательной до положительной;
сохранение неизменного режима работы Двигателя при реверсировании;
334
включение реверсивного устройства не ухудшает устойчивости и управляемости самолета, а выходная струя газов не сильно нагревает поверхность самолета.
Принцип поворота газового потока. Поворот газового потока для реверсирования возможен двумя способами:
1)	механическим, когда газовый Поток поворачивается посредством створок или поворотными лопатками, отклоняющими поток газов и направляющими его на решетку, с помощью которой возникает реверсивная тяга;
2)	аэромеханическим, когда предварительное отклонение потока производится с помощью струн воздуха или поворотных лопаток, а окончательное — с помощью профилированных колец, охватывающих поток.
Устройства с механическим приводом выполняются обычно в виде двух створок. При включении реверса створки перекрывают выходное сечение и поворачивают поток, благодаря чему образуется отрицательная тяга. Выгодно отклонять поток газов до сопла, так как это уменьшает потери газов при повороте потока.
Подшипники реверсивных устройств. Одна из трудных проблем при создании реверса связана с работой подшипников створок, находящихся в условиях высокой температуры, затрудняющей применение смазки.
Для этих узлов стремятся создать подшипники, работающие без смазки и охлаждения при температуре до 600°С. Подшипник качения был сделан с кольцами из сплава нимоннк и шариками из инструментальной стали.
Рис. 5.4. Характер изменения сил торможейия Хт при послепосадочном пробеге самолета:
1 — сила торможения колес; 2 — аэро-динамического сопротивления самолета;1 3 — сила» торможения парашюта; 4 — реверсивная тяга
Рис. 5.5. Изменение направления силы тяги с помощью вспомогательного патрубка и двух заслонок
4.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
Авиационная силовая установка состоит из двигателей (двигателя) с их системами управления, запуска, топливопитания, а также входных и выходных устройств (воздухозаборники, воздухоподвбДящие‘ каналы, сопла), устройств для реверса тяги и двнжетелей в виде воздушных винтов и других элементов, которые в ряде случаев могут быть включены непосредственно в конструкцию самолета.
Сухой вес двигателя — вес двигателя при незаполненных системах топливопитания, смазки, гидравлической, охлаждения и т. п., а также без агрегатов, обслуживающих летательный аппарат (гидравлических и воздушных насосов, электрических генераторов и т. п.).
Удельный вес двигателя — сухой вес двигателя, приходящийся на единицу силы тяги (безразмерная величина) или единицу мощности (кгс/л. с.). Чем меньше удельной вес двигателя, тем меньшая часть тяги или мощности затрачивается на его перемещение в полете. У современных ТРД достигнуты значения Удв=0,15—0,3 кгс веса/кгс тяги.
335
Удельная лобовая тяга или мощность — отношение тяги или мощности дви- -гателя к его лобовой площади (миделю), т. е. проекции габаритного контура на плоскость, перпендикулярную к оси ротора.
Чем больше лобовая тяга (лобовая мощность), тем меньшая часть тяги или мощности лаграчпнаегся иа преодоление сопротивления, связанного с обтеканием силовой ус га попки. Для современных ТРД с осевыми компрессорами РПП(\* 10 000 , 12 000 кг/м2.
Ресурс двигателя — гарантированная предприятием изготовителем или ремонтным предприятием суммарная продолжительность работы двигателя (в часах) до очередного ремонта (переборки) при условии выполнения всех установленных инструкцией по эксплуатации ограничений режима, регламентных работ и применения предусмотренных сортов ГСМ. Работа на земле для двигателя, установленного на самолете, засчитывается в ресурс в размере 20% от фактической работы; для двигателей, установленных на вертолетах, работа на земле засчитывается в ресурс 100%•
Соотношение силы тяги и частота вращения турбины ТРД. Один процент потери числа оборотов в минуту равен приблизительно трем процентам потери силы тяги, точнее: 100% об/мип= 100% силы тяги; - 90% об/мин=75% силы тяги; 80% об/мин = 50% силы тяги.
Характеристиками двигателя называются зависимости его тяги или мощности и удельного расхода топлива от условий полета и параметров рабочего процесса двигателя при заданной программе регулирования.
Тепловой баланс двигателя — показывает распределение тепла, внесенного в двигатель с топливом, и эффективность использования тепла в двигателе.
Тепловой баланс поршневого двигателя. Испытаниями и расчетами установлено, что в полезную работу превращается в среднем 25— 27% тепла; отнимается при охлаждении 13—15%; передается маслу 2 — 3%, теряется от неполноты сгорания топлива 13—15% и уносится с выхлопными газами 43—45%.
Таким образом, с выходящими газами уносится почти вдвое больше тепла, чем превращается в полезную работу.
Некоторые современные ПД имеют дополнительные турбинные устройства, использующие энергию выходящих газов.
Тепловой бал а и с Т Р Д. В полезную работу превращается 20—-30%, остальная располагаемая энергия переходит в следующие потери: вследствие ш-полпоты выделения тепла 3—4%; тепла с выходящими газами 55— 70% н кинетической энергии с выходящими газами 5—10%.
Управление двигателем заключается в задании требуемых для полета режимов работы двигателя (путем перенастройки системы автоматического регулирования (САР) двигателя от единого рычага управления двигателем (РУД), а на беспилотных ЛА — с помощью программных и дистанционных механизмов управления).
Регулирование двигателя — поддержание или программное изменение режима работы двигателя при изменении внешних условий (внешних возмущающих воздействиях) и внутренних возмущениях, связанных с изменением геометрии проточной части, распыла и полноты сгорания топлива и т. п. На современных ЛА обеспечивается с помощью САР двигателя. Наряду с регулированием САР обычно выполняют функцию автоматического ограничителя тех параметров, значения которых в процессе автоматического регулирования могут достигнуть величины, опасной для прочности двигателя или устойчивости его работы.	•
Удельным расходом топлива турбореактивных двигателей называют отношение часового расхода топлива к тяге, развиваемой двигателем. Удельный расход топлива характеризует экономичность двигателя; чем меньше удельный расход топлива, тем больше дальность и продолжительность полета при данном запасе топлива.
В настоящее время у ТРД Суд=0,75—0,9 кге топл/кге тяги-ч, а у ТРД с высокоиапорными осевыми компрессорами на взлете достигнуты буд=0,70— 0,75 кге топл/кге тяги-ч.
336
5.	КЛАССИФИКАЦИЯ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ИХ ПРИМЕНЕНИЕ
Оценка ГТД. Газотурбинные двигатели (ГТД) начали применяться в mill ации в конце Великой Отечественной войны. За короткий срок поршневые двигатели были вытеснены из скоростной авиации и заменены ГТД, которые оказались более совершенными. В ГТД получают большую силу тяги при меньшей массе (весе), а поперечные габаритные размеры, отнесенные к силе тяги, оказались во много раз меньшими, чем у лучших поршневых двигателей. Установка новых силовых установок — ГТД па самолетах позволила резко повысить скорость полета. Даже первые самолеты с ГТД имели скорость около 950 км/ч, в то время как максимальная скорость самолетов со специальными гоночными поршневыми двигателями достигла только 756,6 км/ч.
Газотурбинные двигатели подразделяют на две группы: турбореактивные (ТРД) и турбовинтовые (ТВД). Промежуточными считаются турбореактивные двухконтурные двигатели (ДТРД).
Турбореактивные двигатели (ТРД) (рис. 5.6) широко распространены в силовых установках авиационной техники и позволяют получать большую скороподъемность и скорость полета, значительно превосходящую скорость звука. Они надежны в работе и обладают сравнительно большим ресурсом.
Для транспортных самолетов с малыми дозвуковыми скоростями ТРД не применяются вследствие их низкой экономичности на этих скоростях.
Турбовинтовые двигатели (ТВД) (рис. 5.7) применяются на транспортных и бомбардировочных самолетах и на вертолетах. При дозвуковых скоростях полета ТВД вследствие применения воздушного винта в качестве движителя имеют более высокий тяговый КПД, чем ТРД, что приводит к снижению расхода топлива, а следовательно, и к увеличению дальности полета самолета. С конца 1969 г. новые ТВД для силовых установок самолетов не создаются, их заменили двухконтурцые ТРД (ДТРД). Новые ТВД создаются для силовых установок вертолетов. Тяга ТВД складывается из тяги, создаваемой воздушным винтом, и из реактивной тяги, получаемой в результате приращения количества движения газа (воздуха) в самом двигателе.
Основными элементами ТВД являются: входное устройство, компрессор, камера сгорания, газовая турбина, реактивное сопло, вал воздушного винта, редуктор.
Двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД) (рис. 5.8) — газотурбинный двигатель, тяга которого создается в двух газовоздушных контурах (трактах). В качестве первого контура используется обычный ТРД. Вторым контуром служит либо прямоточный -воздушно-реактивный двигатель (ВРД), либо присоединенная к двигателю (посредством винта, вентилятора, компрессора или эжектора) струя. Между контурами двигателя обычно совершается
Рис. 5.6. Схема двухроторного ТРД:
1 — входное устройство; 2 — компрессор низкого давления; 3 — промежуточный корпус; 4 — компрессор высокого давления; 5 — камера сгорания; 6 — турбина компрессора высокого давления; 7 — турбина компрессора низкого давления; 8 — выходное устройство; Р — роликовые подшипники; 10 — шариковые радиально-упорные подшипники
337
1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — компрессор; 4 — камера сгорания; 5 — турбина;
6 — выходное устройство; 7 — роликовые подшипники; 8 — шариковый радиально-упорный подшипник
обмен энергией. Наиболее эффективный метод энергообмена—передача механической энергии из первого контура во второй с помощью турбины, приводящей во вращение винт, вентилятор или компрессор. В соответствии с этим ДТРД называют еще турбовинтовым и турбовентиляторным двигателем. Для сверхзвуковых самолетов применяются двигатели со степенью двухконтурности (отношение количества воздуха, проходящего по наружному и внутреннему контурам) т—2, а для дозвуковых самолетов в зависимости от их назначения — с /п=3—8.
Ввиду хорошей экономичности ДТРД могут успешно конкурировать как с ТВД, так и с ТРД, занимая между ними по диапазону скоростей полета промежуточное положение.
Классификация ГТД по типам и конструктивным схемам представлена на рис. 5.9.
ГТД для самолетов ВВП. ГТД применяются в силовой установке самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Для этого используются подъемно-тяговые, поворотные тяговые и подъемные двигатели. Подъемно-тяговые двигатели имеют одно или несколько (2—4) поворотных сопловых устройств, поз-
Рис. 5.8. Схема однороторного ДТРД:
Л ~~ внутренний контур; Б —- наружный контур; 1 — входное устройство; 2 — компрессор низкого давления; 3 — разделительный корпус; 4 — компрессор высокого давления; 5 — камера сгорания; 6 — турбина; 7 — выходное устройство наружного контура; 8 — выходное устройство внутреннего контура; 9 — роликовые подшипники; 10 — шариковый радиально-упорный подшипник; 11 — шариковый радиальио-упорный подшипник
338
\//в1гациош/б7е гаго/пио0и//нб/е д/Ригатеяд tAffD |
J'	\/7о соосое^ создания тяги |	- ——	।
I fyoffopaur.mrfwe deaoame/ra\.TP£}\ \де#/лопт/рше деагатели[ДТРД^ | Гуд//о0иито9ые Мигатеяи (Г/Ц J ] [ do гояс/оят/ятаднб/лг от/гаоиям ocwotfHo/x узяод ддага/тсеягс/	’
77c c/wcwfy	/лягг/
s
Si 5j s; у Й * 5 ; <3
й-
Рис. 5.9. Классификация авиационных ГТД
Н II
& Sb
$ 8
Й1 Ш
II
II
all
Ф III
4 |s h
1й IM.
I
с>
s| к h
Ss, > s H^l нН
I 1?
<$ <J It n
^1 1^ <v


н §1

Й


1
i
$
I
воляющих получать тягу как в вертикальном (для взлета и посадки), так и в горизонтальном (для горизонтального полета) направлениях. Разновидностью подъемно-тяговых двигателей могут быть поворотные тяговые двигатели, укрепленные на концах крыльев. Подъемные ТРД развивают тягу только в вертикальном направлении и после взлета самолета (через 1-—1,5 мин) выключаются. При этом постепенно увеличиваются число оборотов тяговых двигателей и скорость горизонтального полета самолета. Применение подъемных двигателей для СВВП становится целесообразным только в том случае, когда их удельная масса, т. е. отношение массы двигателя к тяге, не превышает 0,05 — 0,07 кг/даН тяги (что в 3—4 раза меньше удельной массы тяговых двигателей).
Конструктивные особенности ГТД. Различают двигатели с центробежными, осевыми и осецентробежными компрессорами, с трубчатыми, кольцевыми и трубчатокольцевыми камерами сгорания, с петлевыми и прямоточными направлениями движения газов, с осевыми и радиальными турбинами и т. д. Это многообразие характерно для первого периода развития двигателей, когда искались наилучшие конструкции главнейших узлов двигателей. В настоящее время ГТД имеют вполне установившиеся элементы. Например, в ТРД и ТВД применяются исключительно осевые компрессоры, вследствие того что они позволяют получить большую степень повышения давления, имеют высокий КПД, малую массу и малые поперечные габариты.
Камеры сгорания в настоящее время используют в основном двух типов: кольцевые и трубчато-кольцевые, так как их стенки могут быть включены в силовые корпусы двигателя, что снижает его массу. Стенки индивидуальных камер не включаются в силовые корпусы ГТД..
Двигатели большой тяги. Для двигателей большой тяги применяют газовые турбины исключительно осевого типа. Радиальные турбины встречаются лишь на малых ТРД и ТВД. Число ступеней определяется величиной
339
•срабатываемого перепада, поэтому в ТРД применяются от одной до трех, а в ТВД — от трех до пяти ступеней.	,
Форсирование ТРД. Для форсирования ТРД в настоящее время получили широкое распространение форсажцые камеры, располагаемые за турбиной. Дополнительная тяга прн этом получается за счет введения в форсажную камеру добавочного тонлиип п повышения в связи с этим температуры и скорости газа, выходящего нт реактивного сопла. При этом появляется необходимость в регулируемых реактивных соплах.
В результате сжигания дополнительного топлива за турбиной температура газон возрастает с 800—1000 К до 1700—2100 К, а скорость истечения газов увеличивается на 30—50%> что приводит к значительному форсированию тяги и увеличению удельного расхода топлива. Форсирование тяги при этом способе составляет 25—50% и более (на стенде и малых скоростях полета). При полете с большими скоростями форсирование тяги может достигать более 100%. Так, при скорости полёта, соответствующей числу М=2,5, тяга ТРДФ может увеличиваться примерно в 2,5 раза.
Установка двигателей и применение автоматики. В некоторых самолетных установках для снижения лобового сопротивления ТВД устанавливают внутри крыльев самолета, а передача к винтам осуществляется с помощью выносного редуктора.
Характерной особенностью современных ГТД является широкое применение автоматизации, благодаря чему ряд величин, например, температура газов перед турбиной, число оборотов двигателей и другие параметры, поддерживается автоматическими устройствами с высокой точностью. Это значительно облегчает эксплуатацию двигателя.
6.	СУЩЕСТВУЮЩИЕ СПОСОБЫ ФОРСИРОВАНИЯ ТЯГИ ГТД
Форсирование тяги — режим кратковременного увеличения тяги двигателя более максимального режима; применяют его при взлете для сокращения длины разбега самолёта, увеличения скороподъемности и потолка самолета, а также для увеличения максимальной скорости полета.
Существуют следующие способы форсирования тяги ГТД.
Повышение частоты вращения ротора позволяет кратковременно увеличить тягу двигателя па 15—20% п более. С этой целью у лскоторых двигателей предусмотрено введение чрезвычайного режима, работа па котором допустима и исключительных (аварийных) случаях нс более 2—3 мни. Такое форсирование тяги вызывает излишнее напряжение в деталях ротора, а также происходит увеличение температуры Т3: в результате снижается прочность деталей газового тракта, в том числе рабочих лопаток турбины. В связи с этим предусматривается либо прекращение дальнейшей эксплуатации двигателей, работавших на чрезвычайных режимах, либо производится тщательная проверка их работоспособности.
Повышение температуры Г* при nmax=const. Повышение Гд на 10%,. увеличивает тягу двигателя на 5—8%. Такое форсирование требует специального .охлаждения лопаток соплового аппарата и рабочих лопаток турбины воздухом, „отбираемым из компрессора двигателя до 2—5% секундного весового расхода воздуха, а также установку регулируемого реактивного сопла.
Впрыск воды или лсгкоиспаряющихся жидкостей. Впрыск жидкости производят либо в компрессор или в камеру сгорания двигателя, что дает возможность увеличить тягу ДТРД и ТРД на 8—25%, а тягу ТВД — на 30— 35%. Впрыск воды уже успешно применяется на ряде ГТД, особенно при эксплуатации ГТД в тропических условиях и в районах с жарким климатом.
Большим недостатком этого способа является значительный расход жидкости. Например, форсирование на взлете тяги на 20—25% требует расхода воды в 2,3—2,5 раза больше расхода топлива.
Сжигание дополнительного топлива за турбиной. Сжигание топлива производится .в форсажной камере, расположенной за турбиной двигателя, с использованием избыточного кислорода, находящегося в отработанных газах и поступающих из основной камеры сгорания.
340
Дожиг топлива применяют на ТРД и ДТРД, имеющих спгцпалышн- фор сажные камеры и получивших обозначение соответственно ТРДФ и Д1РДФ, т. е. форсажные.
В результате сжигания дополнительного топлива за турбиной TcMii>-pnryp;i газов возрастает с 800—1000 К До 1700—2100 К, а скорость истечения пион увеличивается на 30—50%, что значительно повышает величину тяги, по прн этом сильно увеличивается удельный расход топлива, что нежелательно.
Форсирование тяги путем дожига топлива составляет до 25—50% и более. При полете с большими скоростями форсирование тяги может достигать более 100%. Так, например, при скорости полета, соответствующей числу М=2,5, тяга ТРДФ может увеличиться почти в 2,5 раза.
Удельные параметры форсажных ТРД. При работе ТРДФ па стенде и па малых скоростях полета при дожиге топлива за турбиной имеют следующие показатели:
РуД.ф==80—100 кг/кг/с; Суд.ф=1,8—2,2 кге топл/кге тяги-ч.
С увеличением скорости полета удельный расход топлива у ТРДФ по сравнению с ТРД существенно уменьшается. Так, например, при скорости полета, соответствующей числу М=2,5, повышение температуры газов в форсажной камере до 1800—1900°К снижает прирост расход^’- топлива со 180—190% (при работе на стенде) до 10—15%.
Промежуточные форсажные режимы. Главным козырем применения форсажных камер является возможность значительного увеличения тяги двигателя без повышения температуры Т*. Для этих целей и поддержания постоянного режима работы турбокомпрессора в ТРДФ и ДТРДФ дополнительно введено регулируемое реактивное сопло.
Режим с форсированием тяги за счет сжигания топлива за турбиной в эксплуатации принято называть форсажным режимом или просто форсажем.
У многих ТРДФ форсаж регулируется от минимального до максимального (полного) режима путем изменения диаметра створок реактивного сопла при fimax=const. Эти промежуточные режимы называют также режимами промежуточного форсажа.
Признаки срыва форсажного пламени. Признаками срыва пламени в форсажной камере ТРД являются падение оборотов, снижение температуры газов за турбиной, падение тяги, заметное ухудшение характеристик разгона самолета. Для предупреждения последствий рекомендуется немедленно установить РУД в положение «Максимал», сделать выдержку и лишь затем дросселировать ТРД. Дросселирование с форсажа до малого газа без выдержки на максимальном режиме вызывает самовыключение ТРД.
Причины невключения и выключения форсажа. В эксплуатации были случаи невключения и выключения форсажа, сопровождаемые забросом или провалом температуры газов за турбиной и оборотов ротора. Причинами невключения (выключения) форсажа являются:
отказ агрегатов автоматики форсажа (клапана включения форсажа, агрегата розжига форсунок, систем,ы блокировки), негерметичность воздушных магистралей системы регулирования форсажа, дефекты в электрических цепях и др.;
дефекты насоса форсажного топлива (выкрашивание головок плунжеров, поломка пружин плунжеров и др.).
Контроль форсажного режима. В момент включения форсажа основное внимание уделяют контролю за температурой газов за турбиной, а при выключении —• оборотам ротора двигателя. С увеличением скорости полета включение форсажа происходит более надежно. Границы надежного включения форсажа по скорости и высоте указываются в инструкции по эксплуатации самолета.
7.	ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ГТД
Режим работы ГТД есть совокупность внешних и внутренних условий, при которых работает двигатель. К внешним условиям относятся ' температура и давление атмосферного воздуха, а также режим полета, т. е. скорость и
341
высота полета; к внутренним — тяга, удельный расход топлива, число оборотов ротора, температура тазов перед турбиной.
Различают следующие эксплуатационные режимы: максимальный (взлетный), номинальный (расчетный), крейсерский (эксплуатационный) н режим малого газа.
Максимальный режим соответствует максимальной тяге (мощности), а число оборотов ротора и температура Т* достигают максимальных значений, установленных из условий обеспечения надежности ГТД. Время работы на этом режиме разрешается до 5—10 мин, а суммарная наработка за ресурс — не более 2—4% назначенного ресурса. Используют максимальный режим для взлета и набора высоты и для кратковременного увеличения скорости полета.
Номинальный режим, на котором ГТД может надежно и непрерывно работать от 30 мин до 2 ч, а суммарная наработка допускается до 20—30% от ресурса. При этом двигатель должен развивать расчетную величину тяги или мощности. Тяга и вращение иа этом режиме соответствуют следующим величинам:
Риом = (0,85 -5- 0,9) Ртах! Ином = (0,95 4- 0,98) Птах.
Номинальный режим называют также расчетным, так как расчеты ГТД на прочность и газодинамический эффект производят на номинальных режимах, а используют его главным образом при длительном наборе высоты, полете с большой скоростью.
Крейсерский режим, на котором ГТД могут непрерывно работать длительное время, и их принято подразделять на:
максимальн о-к р е й с е р с к и й, где тяга и частота вращения турбины соответственно составляют:
Ркр.тах — (0,74-0,75) Ртах; Йкр.тах = О.ЭЛтах!
минимально-крейсерский
Ркр.т1п = (0,54-0,6) Ртах.
Он примерно соответствует режиму работы с минимальным Суд;
промежуточные по значениям тяги между максимально и минимально крейсерскими.
Крейсерские режимы применяют при полетах на большую дальность и продолжительность рейса.
У ТВД частота вращения турбины на всех эксплуатационных режимах постоянна и равна максимальному режиму, а минимальный Суд достигается также на максимальном режиме.
Пониженные режимы. В зависимости от заданного полета и движения самолета возможны белее пониженные режимы работы ГТД, например при посадке или рулении.
Режим малого газа — работа ГТД с минимальной тягой и оборотами, часто достаточного для руления самолета. Двигатель работает устойчиво и надежно. Время непрерывной работы иа этом режиме ограничивается до 10—15 мии вследствие высоких температур газов перед турбиной и ухудшения условий работы термически напряженных деталей двигателя. Значение максимально допустимой температуры газов также регламентируется, а тяга и вращение соответствуют следующим величинам:
Рм.г = (0,03-5-0,05) Ртах! Им.г = (0,24-0,7) «тах (для Y = 0 и Н = 0);
У ТВД: Пм.г = (0,85—0,9) Итах.
Установившимися или равиовесиыми называются режимы ГТД, при которых число оборотов ротора и все параметры рабочего процесса не изменяются во времени, это обеспечивается подачей постоянного количества топлива в камеру сгорания двигателя.
Переходные режимы — разгон и торможение. Переходными (неустановив-шимися) называют режимы работы ГТД, при которых все его параметры или некоторая их часть изменяются во времени. На таких режимах двигатель работает при переводе его с одного установившегося режима иа другой, а уп
342
равление ими осуществляется изменением подачи количества топлива п камеру сгорания ГТД.
Обычно переходные режимы с увеличением числа оборотов называют ре жимами разгона ротора двигателя, а с уменьшением числа оборотов — режимами торможения, или сброса оборотов.
Режим запуска ГТД на земле. Запуск ГТД, относящийся к переходным режимам, представляет собой' разгон ротора двигателя от нулевых оборотов до оборотов малого газа, и весь процесс совершается автоматически по трем этапам.
У ГТД минимальные обороты «пип = (0,1—0,2)Итах, на которых для обеспечения равновесного режима требуется температура газов перед турбиной ^з=^*тах.
Для запуска ГТД требуется дополнительный источник мощности либо пусковой двигатель или стартер.
Режим запуска’ ГТД в полете. Особенность запуска ГТД в полете состоит в том, что отпадает необходимость в раскрутке ротора двигателя с помощью стартера. Здесь встречный поток воздуха приводит ротор в быстрое вращение (режим авторотации), при котором для осуществления запуска достаточно лишь воспламенить топливо в камере сгорания двигателя. Обороты авторотации зависят от скорости и высоты полета, т. е. от скоростного напора (приборной скорости).
При постоянной приборной скорости обороты авторотации с подъемом на высоту увеличиваются медленнее, чем обороты малого газа, поэтому диапазон разгона двигателя при запуске с режима авторотации при увеличении высоты расширяется.
8.	ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ И ОБУСЛОВЛЕННЫЕ СХЕМЫ РАЗМЕЩЕНИЯ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК НА САМОЛЕТАХ
Запросы к силовым установкам при компоновке их на самолете. К силовым установкам, независимо от их типа и места расположения на самолете, предъявляются следующие требования:
выгодная с аэродинамической точки зрения компоновка;
минимальная затрата мощности на преодоление сопротивления, связанного с работой самой силовой установки, и минимальные потери в системах всасывания и выхлопа;
поглощение вибраций двигателя и винта элементами их крепления к самолету;
компенсация температурных деформаций в узлах крепления двигателя, особенно при установке его внутри крыла или фюзеляжа;
удобство монтажа, легкий доступ ко всем частям двигателя и его оборудованию, требующим периодического осмотра и регулирования;
обеспечение живучестШ всей силовой установки;
возможность локализации пожара при его возникновении в пределах отсека двигателя. Пожарные перегородки должны вполне надежна защищать конструкцию агрегата самолета от распространения пожара.
Кроме того, двигатель должен иметь возможно большую мощность или тягу и высотность при возможно меньшем ’весе, надежно работать в пределах установленного срока, легко запускаться в любую погоду и на различных высотах, обладать возможно меньшими габаритами, иметь малый удельный расход топлива и хорошую приемистость, т. е. способность быстро изменять частоту вращения.
Факторы, предопределяющие размещение двигателей. Размещение двигателей на самолетах определяется в основном целевым назначением самолета и условиями его эксплуатации.
Наиболее рациональное размещение двигателей находят путем сравнения различных вариантов, руководствуясь при этом условиями получения наименьшей массы конструкции при обеспечении эксплуатационной технологичности, отсутствия засасывания в воздухозаборники посторонних предметов с ВПП, наименьших потерь тяги двигателя на входе и т. д.
343
Рнс. 5.10. Типовые схемы размещения силовых установок на самолетах:
а, б, в. г — маневренные сверхзвуковые самолеты; д, е, ж — неманевренные сверхзвуковые самолеты большой дальности; з, и, к, л, м — неманевренные дозвуковые самолеты
Распространенные схемы размещения двигателей. Реактивные двигатели (ТРД, ДТРД) на современных самолетах различных типов размещают следующим образом: внутри хвостовой части фюзеляжа (рис. 5.10, а, б, в); на крыле или под крылом на пилонах (рнс. 5.10, г, и)\ у корня крыла (рис. 5.10, з); снаружи хвостовой части фюзеляжа (рис. 5.10, к, л).
На «первых поколениях» сверхзвуковых пассажирских самолетов для получения положительной интерференции гондол двигателей с крылом двигатели размещали под крылом в его задней части (см. рис. 5.10, д, е, ж). При размещении двигателей в общих гондолах (см. рис. 5.10, д, е), составляющих одно целое с конструкцией самолета, часть двигателей утапливают в конструкцию крыла в цёлях уменьшения лобового сопротивления гондол. С установкой двигателей на крыле происходит разгрузка крыла в полете при изгибе от массы двигателей, чем обеспечивается уменьшение массы конструкции.
Двигатели на концах крыла. Наиболее выгодное расположение двигателей — па концах крыла. В этом случае не ухудшаются аэродинамические характеристики крыла и уменьшается вес его конструкции вследствие' разгрузки. Однако 344
полет йа одном двигателе при такой схеме фактически невозможен из .1,1 большого разворачивающего момента. Для устранения указанного недостатка уста навливают дополнительный двигатель в хвостовом отсеке фюзеляжа, f 1ри огни зе одного из концевых двигателей выключается и второе, а полет продолжается на одном двигателе, расположенном в хвостовом отсеке.
Раздельная установка двигателей (см. рис. 5.10, ж) — более тяжелая конструкция, но обладает следующими преимуществами:
короткие воздухозаборники;
отказ одного из двигателей не влияет иа работу соседнего двигателя (раздельные воздухозаборники исключают возможность останова соседнего двигателя);
удобный подход к двигателю и его замена (эксплуатационная технологичность) .
Пилонная подвеска двигателей. Размещение двигателей иа крыле и под крылом на пилонах в весовом отношении оказывается выгодным, так как при таком размещении двигатели разгружают своим весом крыло при его работе на изгиб в полете, улучшают его противофлаттерные свойства.
Пилонная подвеска двигателей под крылом оказывается менее удачной при резких разворотах и кренах, при перемещении по земле и аварийной посадке самолета. Кроме того, конструкция гондол, пилонов Й элементов крепления получается довольно сложной и тяжелой. Большим недостатком является также близкое расположение воздухозаборников к земле, что приводит к быстрому износу деталей и агрегатов двигателя вследствие попадания во всасывающую систему пыли и песка.
Расположение двигателей у корня крыла и в фюзеляже. Аэродинамическое сопротивление двигательной установки, размещенной у корня крыла, меньше, чем у двигательной установки, расположенной на крыле, под крылом или на конце крыла. Но такая установка затрудняет техническое обслуживание двигателей из-за плохих подходов к его агрегатам и системам и уменьшает площадь механизации крыла в корневой его части. Последнее приводит к ухудшению взлетно-посадочных характеристик самолета.
На самолетах небольших размеров двигатели обычно размещают в хвостовом отсеке фюзеляжа. Ось выхлопного сопла двигателя часто совпадает с осью хвостового отсека фюзеляжа и проходит через центр тяжести самолета, поэтому балансировка самолета при изменении режима работы двигателя почти не нарушается. В целях обеспечения установки и снятия двигателя конструкцию хвостового отсека фюзеляжа выполняют разъемной, а для доступа к двигателю и его агрегатам в общивке делают небольшие люки с легкбСъемными крышками.
Бортовое фюзеляжное расположение двигателей (см. рис. 5.10, к). Расположение двух или четырех двигателей в специальных гондолах по бортам хвостовой части фюзеляжа имеет свои особенности. Прежде всего при такой компоновке двигателей резко возрастает пожарная безопасность и уменьшается шум в кабинах пассажиров и экипажа. Кроме того, улучшается аэродинамика крыла, представляется возможным расположить механизацию крыла по всему размаху. По высоте фюзеляжа двигатели размещают так, чтобы тяга их проходила вблизи центра тяжести самолета, что уменьшает влияние работы двигателей на продольную балансировку самолета.
Недостатком такой схемы является увеличение веса крыла (на 2—4%), так как отсутствует разгрузка крыла массовыми силами двигателей. Однако указанная схема находит широкое распространение (отечественные самолеты Ил-62, Ту-154, зарубежные Виккерс VC-10, «Каравелла» и др.).
Компромиссная схема. При установке новых двигателей ДТРД со степенью двухконтурности более четырех, когда существенно увеличивается диаметр вентилятора, применение схемы к оказывается неудобным, так как потребуется значительно изменить хвостовую часть фюзеляжа вместе с воздухозаборником и оперением.
Для схемы м характерны преимущества подкрыльной и кормовой установок двигателей.
Комбинированные силовые установки. Встречаются самолеты, имеющие комбинированную силовую установку, состоящую из ТРД и прямоточного
12—397
345
Рис. 5.11. Области применения двигателей различных типов на самолетах:
1 область — самолеты с ПД; II область — самолеты с ТВД; III область—самолеты с ТРД; IV область — самолеты с ракетными двигателями
ПВРД или ТРД и ЖРД н т. д. Такой самолет совершает полет, используя преимущества каждого .двигателя на данном режиме. Так, например, взлет и полет могут совершаться при помощи ТРД, а для достижения больших скоростей и высот, включается ЖРД.
Примерные области применения двигателей различных типов на самолетах в зависимости от скорости и высоты полета показаны на рис. 5.11.
Схемы с винтовыми двигателями. На самолетах с ПД и ТВД из-за наличия воздушных винтов двигатели устанавливают только в передней части фюзеляжа и на крыле самолета.
Размещение ПД в- носовой части фюзеляжа, особенно на легких самолетах, как нельзя лучше решает компоновку всей силовой установки и эксплуатационную технологичность.
Двигатели на крыле размещают в гондолах симметрично относительно продольной Оси самолета •— по одному и более с каждой стороны. Расстояние от
оси до двигателя определяется размерами воздушных винтов.
Силовые установки с ЖРД. Отличаются ЖРД от ВРД тем, что они работают на смеси, состоящей из жидкого горючего и жидкого окислителя, находящегося на борту. Весовые и габаритные характеристики этих двигателей лучше, но они имеют очень большой расход горючей смеси. Так, на скорости полета У=700—800 км/ч удельный расход горючей смесив 10—12 раз больше, чем у ТВД. Это ограничивает их применение на самолетах с дозвуковыми скоростями полета. По ЖРД выгодно применять на больших сверхзвуковых скоростях и на больших высотах. К тому же их выгодно размещать внутри фюзеляжа самолета.
9.	НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Характеристики компрессора ВРД. Каждая пара — рабочее колесо и последующий ряд неподвижных лопаток, служащих для изменения направления потока за рабочим колесом (они так й называются обычно направляющими) — носит название ступени компрессора. Всего таких ступеней в осевом компрессоре ТРД может Сыть довольно много — до 15—17 и более. И хотя в каждой отдельной ступени повышение давления воздуха относительно невелико (оно достигает в лучшем случае примерно 30%), на выходе из компрессора давление оказывается весьма высоким, оно повышается в 10—15 раз.
Доказано, что чем больше сжатие воздуха в компрессоре ТРД, тем выше его экономичность, т. е. тем меньше удельный расход топлива на 1 кг развиваемой двигателем реактивной тяги. Однако дело меняется, когда скорость полета значительно превосходит скорость звука. Оказывается, что с увеличением числа ступеней компрессора опасность возникновения помпажа возрастает.
Тяга ГТД растет с температурой газов.. Сгорание в ГТД имеет целью повысить температуру воздуха, протекающего через двигатель, с тем, чтобы увеличить скорость истечения воздуха, или, точнее, газов из него и тем самым увеличить развиваемую двигателем тягу. Известно, что скорость истечения изменяется при прочих равных условиях пропорционально корню квадратному
346
из температуры. Это значит, что для увеличения скорости истечении пдиое пб солютная температура газов должна возрасти вчетверо. Так кик тшу лиши теля желательно иметь максимально большую, то, очевидно, и темпер»гуру газов следует увеличивать насколько это возможно.
При сгорании керосина или бензина в воздухе температура образующихся газов достигает примерно 2000°С. Однако в действительности рабочие газы вынужденно охлаждают примерно вдвое, иногда еще сильнее.
Шум и скорость полета. Меньшие скорости полета требуют уменьшения скорости реактивной струи. Важный практический вывод из скорости реактивной струи заключается в том, что чем меньше скорость полета, тем меньше должна быть и скорость истечения, иначе большая часть кинетической энергии реактивной струи не будет полезно и енол изо на па. Мало того, потерянная »иер гия даже приносит вред, ибо чем больше скорость га.тов и <трус, гем больше шум, производимый двигателем в работе, а проблема шума часто ныдннгаепя едва ли не на первый план.
Указанное выше затруднение преодолевается просто, если воспользоваться схемой турбовинтового двигателя ТВД. Турбина ТВД во всех основных частях не отличается от ТРД. Она приводит во вращение, кроме компрессора, еще и воздушный винт. В связи с этим турбина имеет большее число ступеней, обычно 3—4, а в передней части двигателя устанавливается редуктор, с помощью которого вращение от вала двигателя передается винту с уменьшенным числом оборотов. Выхлопные газы по-прежнему вытекают через реактивное сопло, но их тяга меньше и является лишь добавкой (небольшой) к тяге винта.
Выгодность двухконтурного РД. При скорости полета в диапазоне от 0,7 до 1,2 от скорости 'звука двухконтурные турбовентиляторные двигатели выгоднее ТРД из-за своей большой экономичности, т. е. меньшего удельного расхода топлива, достигающего примерно 0,5—0,6 кг/ч на каждый килограмм тяги и даже меньше, тогда как для лучших ТРД он равен 0,7—0,8 кг/ч на 1 кг тяги. Выгоднее двухконтурные двигатели и в отношении шума, который они создают при работе.
В нашей стране турбовентиляторные двигатели установлены на пассажирских самолетах Ту-124, Ту-134, Ил-62 и др. За рубежом турбовентиляторные двигатели устанавливаются на некоторых пассажирских самолетах вместо стоявших ранее простых ТРД, при этом увеличиваются и дальность беспосадочного полета, и полезный груз.
Газовый «молот» в ГДТ. Газовый поток в ГДТ действует не постоянно, непрерывно, а только тогда, когда лопатка в своем вращении проходит мимо канала, образуемого каждыми двумя соседними сопловыми лопатками. Ведь из этого канала и рвется наружу стремительный газовый поток, ударяющий затем о рабочую лопатку. Когда вращающаяся лопатка оказывается как бы в тени за сопловой, то на мгновение поток прерывается, чтобы затем с новой силой ударить о лопатку. Такой газовый «молот» переносится лопаткой значительно хуже, чем если бы сила действовала постоянно. Он заставляет лопатку натужно вибрировать, сильно колебаться. Еще хуже условия создаются для лопаток турбины, если газовый поток не равномерен по площади газовой турбины, из-за неудовлетворительной работы отдельных форсунок по распылу топлива. Если прн этом учесть, что в том температурном диапазоне, в котором приходится работать турбинным лопаткам, повышение рабочей температуры всего на 1° обычно приводит к уменьшению прочности на 1%, то увеличение температуры на 5% сокращает срок службы лопатки в 10 раз.
Удлинение турбинных лопаток при наработке. Оказывается, что раскаленная и сильно нагруженная лопатка может оказаться достаточно прочной, т. е. она не оборвется и не сломается при работе и все же будет непригодной для использования. Дело в том, что при длительном и непрерывном воздействии растягивающей силы на лопатку она начинает растягиваться и удлиняться. Причем после снятия нагрузки указанная деформация не исчезает, удлинение сохраняется. Это свойство металла медленно, незаметно удлиняться под действием длительной нагрузки получило наименование ползучести. Особенно сильно ползучесть проявляется при нагреве металла. Вот почему и лопат
12:
347
ки турбины постепенно растягиваются по мере того, как двигатель нарабатывает все больше часов. Опасно ли это? Очень опасно. Прежде всего потому, что для удлинения лопатки пет места.
Высокотемпературные ТРД. В последнее время турбинные колеса с лопатками, имеющими шндушное охлаждение, и с такими же сопловыми лопатками уже получили нр жтпчсское применение. Это позволило создать высокотемпературные ТРД с упсличенной температурой газов перед турбиной до 1000 11(10"С. и выше. В частности, такие двигатели разработаны и уже эксплуатируются, например, в США, Англии и Других странах
11е менее, если не более важно повышение температуры газов для ТРД и двухкоитурпого двигателей.
Сопло Лаваля и диффузор. Соплом называется устройстве для разгона газа, а именем Лаваля оно названо потому, что шведский инженер впервые предложил и практически использовал такое сопло.
Диффузором называют устройство для торможения газа, т. е. имеющее назначение, обратное назначению сопла.
Сверхзвуковой хлопок. Чем больше число М, тем больше прилегают волновые «усы» к движущемуся телу. Так бывает и в случае волн на воде, расходящихся от движущегося катера. Когда такой волновой «ус» от пролетевшего со сверхзвуковой скоростью самолета достигает земли, то в этом месте раздается знакомый уже многим «сверхзвуковой удар» (хлопок), напоминающий выстрел.
Отличие сверхзвуковых заборников. Если из воздухозаборника двигателя выдвинуть вперед какой-либо заостренный предмет — иглу, конус, клин (это так называемое центральное тело является характерным отличием сверхзвуковых воздухозаборников), как сейчас же на его острие возникнут «сядут» косые скачки уплотнения. Скорость потока за этими скачками, естественно, уменьшится, хотя и останется сверхзвуковой, и тогда уже прямой скачок, возникший непосредственно во входном сечении воздухозаборника, будет гораздо более слабым.
Теория показывает, что такая система скачков «косой плюс прямой» может быть при достаточно большой скорости полета, именно при М>2, значительно выгоднее одного простого прямого скачка.
Характерная черта сверхзвукового ТРД. При скорости полета у земли, превышающей скорость звука, максимальное давление воздуха достигает значительной величины. В этих условиях воздухозаборник в состоянии взять на се-бя значительную часть этой работы, которую обычно в турбореактивном двигателе выполняет компрессор.
В компрессоре давление воздуха повышается обычно примерно в 10 раз, так что в сверхзвуковом полете воздухозаборник уменьшает это потребное увеличение давления всего до 2—3. Это значит, что в сверхзвуковом двигателе компрессор может иметь совсем немного ступеней. Так это и бывает в сверхзвуковых двигателях. Малая степень сжатия — характерная черта компрессора сверхзвукового ТРД.
Температура воздуха, поступающего в ТРД. Воздух, выходящий из компрессора ТРД, обладает обычно температурой в 300—400°С и более. Но если скорость полета становится сверхзвуковой, то даже перед компрессором воздух становится горячим в результате сжатия в процессе торможения. Как велика при этом температура воздуха, видно из следующего: при скорости полета у земли, равной звуковой, она достигает примерно 70°С, при вдвое большей •— 245°С, а при впятеро большей, чем звуковая, уже примерно 1450°С. Это значит, что при больших сверхзвуковых скоростях полета воздух в компрессоре оказывается почти таким же горячим, как газы перед турбиной обычного ТРД, и даже горячее. Поэтому не удивительно, что алюминиевые сплавы уже более не годятся в качестве конструкционного материала для изготовления компрессора.
Отличие сверхзвуковой струи от дозвуковой. Характерной особенностью сверхзвуковой реактивной струи является ее неоднородное строение. В отличие от дозвуковой струи в сверхзвуковой всегда можно видеть перемежаю-
348
щиеся ярко светящиеся и более темные пятна, своеобразный огненный пунктир Его происхождение связано с распространением в сверхзвуковой струн < iun пых волн давления и разжижения — в зонах повышенного давления повыше ется и температура газов, отчего они начинают ярче светиться.
Инверсионные следы — треки. Каждому приходилось видеть, как высоко летящий самолет перечеркивает небо белой дугой. Сам самолет при этом часто бывает вовсе невидимым, так высоко он летит. Отчего возникает «трек» самолета в воздухе?
В выхлопных газах, вытекающих, из самолетного двигателя, содержится значительное количество водяных паров; они образуются в результате сгорания водорода, содержащегося в топливе, на котором работает двигатель. Прн полете в холодном воздухе больших высот, порядка 8—12 км, эти пары конденсируются-
Конденсируются и те водяные пары, которые содержались в воздухе до пролета самолета -— выхлопные газы двигателя создали необходимые для этого «центры конденсации». Вот эти-то капельки воды, а иногда и мельчайшие кристаллики льда, образуют «треки», или, как их обычно называют, инверсивные следы.
РАЗДЕЛ VI
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОСОБЕННОСТИ ВЕРТОЛЕТОВ
1. КЛАССИФИКАЦИЯ ВИНТОКРЫЛЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Полет любого летательного аппарата возможен при наличии подъемной силы, уравновешивающей его вес. Летательные аппараты, у которых подъемная сила создается вращающим крылом — несущим винтом, называют винтокрылыми. К ним относятся вертолеты, автожиры, винтокрылы и вертолеты-самолеты. Вертолеты отличаются друг от друга по количеству несущих винтов, их расположению, способу привода вращения и по способу уравновешивания реактивного момента от несущего винта. Классификация винтокрылых летательных аппаратов представлена на рис. 61.
Подъемная сила вертолета, необходимая для полета, создается одним или несколькими вращающимися винтами, которые отбрасывают вниз воздух (рис. 6.2, б). Как известно, подъемная сила самолета создается за счет отбрасывания вниз воздуха крылом (рис. 6.2, а).
Автожир отличается от вертолета тем, что его несущий винт не связан с двигателем и свободно вращается, раскручиваясь от набегающего потока и создавая подъемную силу. Мощность двигателя получает только тянущий или толкающий винт (рис. 6. 2,в).
Одновинтовые вертолеты. Одновинтовая схема вертолета с рулевым винтом (рис. 6.3, а) наиболее распространена. Рулевой впит служит для уравновешивания реактивного момента от несущего винта и для путевого управления вертолетом. Преимуществом этой схемы является простота конструкции и системы управления. Одновинтовые вертолеты с рулевым винтом проще других в эксплуатации, изготовлении и позволяют получить для них относительно меньшую стоимость летного часа.
Недостатки — большая длина фюзёляжа, потери мощности на привод рулевого винта (7—10% от полной мощности двигателя), малый диапазон допустимых центровок, длинная трансмиссия рулевого винта, являющая дополнительным источником вибраций.
Вертолеты с реактивным приводом несущего винта имеют несколько способов вращения несущего винта. Наиболее часто встречающиеся из них:
1. Вращение несущего винта за счет реактивной струи сжатого воздуха, подаваемого к сопловым насадкам, расположенным на задней кромке лопастей, от компрессора. Компрессор вращается от поршневого двигателя вертолета. Для увеличения тяги в сопловых насадках можно сжигать непрерывно подаваемое горючее, которое, смешиваясь со сжатым воздухом, образует смесь. При сгорании этой смеси температура газа повышается, объем его увеличивается и, следовательно, значительно увеличивается скорость истечения газов, а тем- самым и тяга.
2. Несущий винт вращается от тяги воздушно-реактивных двигателей, устанавливаемых на концах лопастей. Для этого обычно применяют пульсирующие, прямоточные или комбинированные двигатели.
Вертолеты с реактивным приводом несущего винта не требуют уравновешивания реактивного момента, у них отсутствует механическая трансмиссия. Это снижает вес конструкции и ее стоимость.
350
Недостатки — большой расход топлива, сложность создания реактивных двигателей, надежно работающих в поле больших центробежных сил пн коп нах лопастей, сложность регулирования мощности, сложная конструкция к гул ки и лопастей несущего винта в случае подачи воздуха через них.
Вертолеты с двумя несущими винтами. У вертолетов с двумя несущими винтами направление вращения винтов противоположное для взаимного урап-новешивания реактивных моментов.
Вертолеты соосной схемы (рнс. 6,3, б) наиболее компактны и маневрен-ны, просты в управлении, имеют хорошую весовую отдачу (отношение полезной нагрузки к полетному весу).
Недостатки — вредное взаимное влияние несущих винтов, сложность трансмиссии, сложность обеспечения путевой устойчивости из-за короткого фюзеляжа, опасность столкновения лопастей вин гоп.
Продольная схема. У вертолетов продольной схемы несущие впиты расположены над носовой и хвостовой частями фюзеляжа (рис. 6.3, о):
Вертолет такой схемы имеет большой фюзеляж, внутри которого можно перевозить крупногабаритные грузы, хорошую продольную устойчивость, широкий диапазон допустимых центровок.
Недостатки — на малых скоростях полета задний винт вертолета работает в потоке, возмущенном передним несущим винтом; сложность трансмиссии и управления.	___
Поперечная схема. У вертолетов поперечной схемы несущие винты расположены по бокам фюзеляжа в одной плоскости на консолях (рис. 6.3, г.) Это позволяет использовать весь объем фюзеляжа для полезных грузов. У таких вертолетов каждый винт обдувается невозмущеиным потоком, но боковые консоли создают дополнительное сопротивление, а также утяжеляют конструкцию вертолета.
Вертолеты с перекрещивающимися винтами. Несущие винты вертолетов этой схемы расположены под углом друг к другу (рис. 6. 3, а). Их вращение синхронизировано так, что лопасти одного винта всегда проходят над лопас-
Винтокрылые летательные алларать/
------1
Вертолеты-самолеты
ЯВтожирь/
Вертолеты
351
Рис. 6.2. Подъемная сила У и горизонтальная тяга Р самолета («), вертолета (6) и автожира (в) в горизонтальном полете
Рис. 6.3. Схемы вертолетов:
а — одновинтовая с рулевым винтом; б — соосиая; в — продольная; г — поперечная; д — с перекрывающимися винтами
тями другого. Преимущества: небольшие габариты, простота и малая масса трансмиссии.
Недостатки — взаимное влияние винтов друг на друга, увеличение веса конструкции из-за высокого расположения втулок несущих винтов (для безопасной эксплуатации вертолета при стоянке на земле с вращающимися винтами).
Многовинтовые вертолеты — это вертолеты, имеющие более двух несущих винтов. Их целесообразно применять при большом взлетном весе (более 100 тс). Существенными недостатками вертолетов этой схемы являются большая масса конструкции, сложность трансмиссии и взаимное влияние винтов друг на друга, снижающее коэффициент полезного действия несущей системы. Поэтому многовинтовые вертолеты не получают широкого применения.
Вертолеты с крылом. В целях увеличения скорости полета вертолета на нем устанавливается обычное крыло, создающее в горизонтальном полете подъемную силу. Несущий винт разгружается на величину этой силы, в результате чего потребный угол атаки лопастей уменьшается, а срыв потока на отступающей лопасти отодвигается на большие скорости полета.
Кроме увеличения скорости, крыло обеспечивает вертолету лучшую массовую отдачу, более экономичный полет на дальность, лучшую устойчивость и управляемость, большую безопасность полета.
Недостатки — влияние крыла на работу несущего винта на малых скоростях полета и при висении; дополнительное сопротивление.
Винтокрылы. Вертолет с несущим винтом, крылом и тянущими или толкающими винтами называется комбинированным или винтокрылом. Он представляет комбинацию вертолета и самолета.
352
Винтокрыл взлетает, как вертолет. Мощность двигателей почти полностью передается на несущий винт, создающий вертикальную тягу, п тянущие (толкающие) винты Используются лишь для уравновешивания реактивного момента от несущего винта. Переход к горизонтальному полету, как и у вертолета, осуществляется путем наклона несущего винта вперед. При этом он создает горизонтальную тягу Горизонтальную тягу также создают тянущие винты.
В установившемся горизонтальном полете вся мощность двигателей передается на тянущие винты, а несущий вннт отсоединяется от трансмиссии и работает как у автожира па режиме авторотации, создавая подъемную силу.
Управление винтокрылом несколько отличается от управления обычным вертолетом. На вертолетном режиме полета винтокрыл управляется подобно обычному вертолету, а в горизонтальном полете — по самолетному при помощи аэродинамических рулей.
Вертолеты-самолеты (конвертопланы) совершают взлет и посадку подобно вертолету, а горизонтальный полет — по-самолстпому. Па большой скорости подъемная сила крыла полностью уравновешивает вес коптрвертопла-на, и несущий винт, вращаясь, лишь мешает полету. Поэтому его останавливают или убирают в специальные отсеки вдоль фюзеляжа.
Существуют схемы вертолетов-самолетов, у которых для взлета, посадки и горизонтального полета используются одни и те же винты, оси которых переводятся из вертикального положения в горизонтальное, т. е. винты из несущих превращаются в тянущие. Возможен поворот лишь двигателей с винтами или всего крыла.
Управление конвертопланом на вертолетном режиме осуществляется при помощи управления циклическим и общим шагом несущих винтов, а на самолетном — аэродинамическими рулями. Оба вида управления должны быть синхронизированы, чтобы управлять конвертопланом можно было одними и темп же рычагами управления.
2.	РЕЖИМЫ РАБОТЫ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА
Несущий винт предназначен для создания на всех режимах полета тяги, необходимой для поддержания вертолета в воздухе и для придания ему поступательного движения, т. е. для создания подъемной силы и горизонтальной составляющей тяги, а также для осуществления продольного и поперечного управления вертолетом.
Продольное и поперечное управление вертолетом осуществляется за счет изменения положения плоскости несущего винта действием органов управления. При этом тяга винта меняет свое направление, а следовательно, меняют свою величину и направление ее составляющие: подъемная сила и горизонтальная тяга.
Режим работы несущего винта вертолета определяется положением несущего винта относительно воздушного потока, прн этом различают два основных режима работы: осевого обтекания н косого.
Режим осевого обтекания — такой режим работы несущего винта, при котором невозмущенный воздушный поток набегает на винт параллельно оси втулки (перпендикулярно плоскости вращения). Этот режим возникает при висении, вертикальном подъеме (спуске) вертолета, прн работе несущего вин- -та на стоянке (рис. 6.4, а).
На режиме осевого обтекания несущий винт вертолета работает, как винт самолета.
Режим косого обтекания — режим работы несущего винта, при котором невозмущенный поток воздуха набегает на винт непараллельно оси втулки. Существенное отличие этого режима заключается в том, что при движении лопасти по кругу непрерывно изменяется ее положение относительно потока, набегающего на винт. Следствием этого будет изменение скорости обтекания каждого элемента и аэродинамических сил лопасти. Режим косого обтекания
353
Рис. 6.4. Режимы работы и углы атаки несущего винта (с, б, в, г); разложение скорости потока на две составляющие (д)
имеет место при поступательном полете вертолета по горизонтальной и наклонной траекториям-
Положение винта в воздушном потоке определяется углом атаки несущего винта.
Углом атаки несущего винта называется угол А, образованный плоскостью вращения втулки и вектором невозмущенного потока, набегающего на винт. Угол атаки положителен, если поток набегает на винт снизу (рис. 6.4, б), и отрицателен, если поток набегает на винт сверху (рис. 6.4, в). Если же воздушный поток набегает на винт параллельно плоскости вращения втулки, угол атаки несущего винта равен нулю (рис. 6.4, г). Этот режим работы называется режимом плоского обтекания.
Существует связь между режимом работы несущего винта и углом атаки: иа режиме осевого обтекания А=±90°; на режиме косого обтекания /1У=±90°; па режиме плоского обтекания А = 0.
Коэффициент режима работы несущего винта. Отношение скорости потока, лежащего в плоскости вращения, ' к окружной скорости конца лопасти представляет собой коэффициент, характеризующий режим работы несущего винта (рис. 6.4 ,<Э):
V cos А ? =....
При горизонтальном полете cos А х 1, так как угол атаки несущего винта не-V велик, и можно принять: р. =	.
Величина р. показывает степень эффекта косого обтекания и зависит от скорости полета. При вертикальном полете или висении (режим осевого обтекания) р.=0. В горизонтальном полете на максимальной скорости р современных вертолетов может достигать величины 0,35—0,40.
3.	ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА
Несущий винт вертолета характеризуется геометрическими параметрами: диаметром, ометаемой площадью, удельной нагрузкой на ометаемую площадь, формой лопасти в плане, формой профиля, установочным углом лопастей, коэффициентом заполнения и др.
354
Диаметр несущего винта £>н-в — диаметр окружности, по которой движутся КОНЦЫ лопастей, выбирается в зависимости от веса вертолета G и. необходимой удельной нагрузки р на ометаемую впитом площадь:
Рис. 6.5. Параметры несущего пиита (и, i>) п профиля лопасти (в); установочный угол элемента лопасти (а)
jDii.b
Кроме диаметра часто используют параметры: радиус конца лопасти R, радиус элемента лопасти г, относительный ра-— г диус элемента лопасти г = у (рис. 6.5,а).
Для получения большой тяги при сравнительно малой затрате мощности на вертоле-
тах применяют несущие вин-
ты большого диаметра, которые вращаются с ограниченными окружными скоростями, исключающими срыв потока с концов лопастей.
Площадь, ометаемая несущим винтом F0M — это площадь круга, который описывают концы лопастей:
в
FOM =
Эта характеристика имеет примерно такое же значение, как площадь крыла самолета, т. е. она подобна площади несущей поверхности.
Удельная нагрузка на ометаемую площадь определяется как отношение веса G
вертолета к площади, ометаемой несущим винтом р = р— .
* ом
У современных вертолетов величина удельной нагрузки на ометаемую винтом площадь р=20—40 кге/м2. Чем больше удельная нагрузка, тем возможнее срыв потока с лопастей несущего винта на больших скоростях полета и висении, где максимально используется подъемная сила, н винт работает иа больших углах атаки.
От величины удельной нагрузки на ометаемую винтом площадь зависят характеристики висения, максимальной скорости, авторотации и других режимов полета вертолета.
Форма лопасти в плане может быть прямоугольная, трапециевидная и смешанная (рис. 6.5, б). По форме лопасть вертолета похожа на крыло самолета. Передняя кромка лопасти называется ребром атаки, задняя — ребром обтекания.
Трапециевидная лопасть имеет наиболее равномерное распределение аэродинамических сил по длине лопасти. Прямоугольная лопасть проще по конструкции, но имеет несколько худшие аэродинамические характеристики. Наиболее распространенные лопасти — прямоугольные и трапециевидные.
Профиль лопасти — форма сечения лопасти плоскостью, перпендикулярной к продольной оси. Профиль лопасти похож на профиль крыла. Чаще всего применяются двояковыпуклые несимметричные профили (рис. 6.5, в).
— с
Профиль лопасти характеризуется относительной толщиной с = -у- и относительной кривизной f = -у- .
355
По относительной толщине профили подразделяются на тонкие (с<8%), средние (с=8—12%) и толстые (012%). Применяются в основном лопасти с толстым профилем. Это увеличивает прочность силовых элементов н жесткость лопасти. Кроме того, аэродинамическое качество меньше зависит от угла атаки при толстых профилях. Эта особенность улучшает свойства лопасти на режиме самовращения несущего винта.
Относиггльиая кривизна лопасти f=2—3% приближает форму профиля к симметричной, что способствует уменьшению перемещения центра давления При изменении угла атаки.
Углы установки лопастей и шаг виита. Установочным углом элемента лопасти называется угол <р, образованный хордой элемента и плоскостью вращения втулки несущего винта (рис. 6.5, г). У различных элементов лопасти установочные углы различные.
Шаг несущего винта условно оценивают установочным углом элемента лопасти с относительным радиусом г =0,7. Этот же угол принимается за установочный угол (шаг) несущего винта.
Геометрической круткой лопасти называется изменение шага элементов лопасти по ее длиЙе.
У корневых элементов лопасти установочные углы наибольшие, у концевых — наименьшие. Это улучшает условия работы разных элементов лопасти и приводит к увеличению тяги несущего винта на 5—8%.
Вследствие геометрической крутки углы атаки элементов лопастей приближаются к наивыгоднепшим, происходит более равномерное распределение нагрузки на силовые элементы лопасти. Крутка лопасти также приводит к затягиванию срыва потока на конце лопасти, идущей по потоку, и, следовательно, увеличивается максимальная скорость полету.
Число лопастей несущего виита z. Наиболее выгодными несущими винтами, удовлетворяющими требованиям уравновешенности и обладающими достаточно хорошим коэффициентом полезного действия, являются винты, имеющие число лопастей более двух. Увеличение числа лопастей ограничено возможностью размещения их на втулке несущего винта. Применяются трехлопастные, четырехлопастные и пятилопастные винты.
Коэффициент заполнения а (относительная площадь лопастей несущего винта) равен отношению суммарной площади лопастей к площади, ометаемой несущим вин-t-'л г	.
том а = -р—, где гл—площадь одной лопасти, м2; z— количество лопастей, г ом
Чем больше коэффициент заполнения, тем на меньшем угле атаки работает лопасть несущего винта, тем меньше она загружена. Но значительное увеличение коэффициента заполнения приводит к увеличению веса лопастей, к трудностям конструктивного их выполнения и к росту сопротивления вращению при работе несущего винта.
Коэффициент заполнения имеет величину от 0,04 до 0,09. Это значит, что 4—9% площади, ометаемой винтом, занимают лопасти.
Вес лопасти несущего винта оказывает существенное влияние на характеристики махов,ых движений лопасти. Поэтому вес несущего винта находится в определенном соотношении с весом вертолета. У одновинтового вертолета для получения хорошей весовой отдачи он должен составлять 9—15% общего полетного веса вертолета.
Окружная скорость конца лопасти о/?, определяющая число М и в конце-,, <о R
вом сечении лопасти м0 = —~—, где а — скорость звука на данной высоте, сильно влияет на характеристики несущего винта. На висении уменьшение окружной скорости увеличивает тягу несущего винта, но при этом ухудшаются срывные характеристики лопастей. Малая окружная скорость при горизонтальном полете приводит к образованию зоны обратного перетекания у комля лопасти и к появлению срывов на концах лопастей вследствие маховых движений.
У современных вертолетов величина окружной скорости конца лопасти составляет 180—240 м/с (Л4о = 0,55—0,7).
356
4.	СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТОВ
Силовая установка вертолета включает в себя: двигатель (одни или несколько) с системами запуска, управления и контроля за его работой; крепление двигателя к конструкции вертолета; топливную и масляную системы двигателя; систему охлаждения двигателя и его агрегатов; заборники воздуха и выхлопные трубы; капоты и обтекатели двигателей.
Размещение двигателей на вертолетах. Технические требования, предъявляемые к размещению и креплению двигателей на вертолетах, те же, что и для размещения и крепления двигателей па самолетах. Схема планера и размещение силовых установок часто обусловливаются типами двигателей.
Силовые установки вертолетов в зависимости от размещения делятся па две группы: внутренние, расположенные внутри фюзеляжа, н внешние, расположенные в отдельных гондолах или сверху фюзеляжа.
Вертолеты с поршневыми двигателями (ПД). Поршневые дннгагелн располагаются чаще внутри фюзеляжа в средней или носовой части. При таком расположении ПД значительно сокращается объем фюзеляжа для размещения грузов и возникает необходимость устройства системы охлаждения ИД на режимах висения н вертикального подъема (спуска).
Поршневые двигатели вертолета поперечной схемы располагают на пилонах, укрепленных к балке.
Вертолеты с газотурбинными двигателями (ГТД). Па современных вертолетах с механическим приводом несущих винтов чаще всего устанавливаются .турбовинтовые двигатели со свободной турбиной, не связанной с турбокомпрессорной частью двигателя механически. Свободная турбина соединена с главным редуктором. Наличие газовой связи дает возможность устанавливать несущему винту обороты в широком диапазоне независимо от режима работы двигателей. Это позволяет получить оптимальные удельные расходы топлива при различных условиях эксплуатации двигателя и обеспечивает необходимое изменение оборотов вала несущего винта вертолета по режимам и высотам полета.
Благодаря свободной турбине облегчается запуск двигателя и исключается необходимость иметь муфту включения, которая при жесткой связи необходима при запуске двигателя.
Газотурбинные двигатели располагают на фюзеляже сверху как впереди, так и сзади несущего винта. Такое расположение ГТД позволяет высвободить дополнительные объемы для размещения грузов.
Установки крепления двигателей на вертолетах по конструкции аналогичны установкам крепления двигателей на самолетах. При этом обеспечивается возможность регулирования крепления двигателей для соединения их валов с редуктором и при выполнении технологических процессов обслуживания и ремонта в аэродромных условиях.
Капоты двигателей предназначены для уменьшения лобового сопротивления и создания необходимой конфигурации воздухозаборников и выхлопных устройств.
Крышки капота имеют специальные площадки, позволяющие находиться на них обслуживающему персоналу при обслуживании во внеаэродромных условиях двигателей, редуктора и других агрегатов.
Воздухозаборники обеспечивают надежную работу двигателей на всех режимах полета вертолета. Они снабжены противообледенительным устройством воздушнотеплового или электротеплового действия.
Выхлопные трубы двигателей вертолета служат для предотвращения перегрева элементов конструкции и отвода отработавших газов.
Режимы работы вертолетных газотурбинных двигателей. Взлетный режим (режим максимальной мощности) используется для взлета и висения при пониженной плотности воздуха, т. е. на высоте или при повышенной температуре атмосферы.
На этом режиме непрерывная работа двигателя вертолета разрешается кратковременно — не более 5 мин.
357
Номинальный режим используется для взлета и висения в нормальных земных условиях. Номинальная мощность составляет 85—90% взлетной. Продолжительность непрерывной работы двигателя на этом режиме — не более 30 мин.
Крейсере к и й р ежим используется для нормального полета вертолета. Продолжительность непрерывной работы на крейсерских режимах не огрннцчннастся. Максимальный крейсерский режим — это маь<нма.'11,пып по мощности режим, на котором продолжительность работы дшиа селя не регламентируется. Мощность на этом режиме не превышает 90% поминальной (75—80% взлетной) мощности:
Режим малого газа — это минимальный устойчивый режим работы двигателя вертолета. Он используется при работе на земле, а также при быстром спуске вертолета (режим моторного планирования). Мощность двигателя на этом режиме составляет 10—20% номинальной.
Для вертолетов с несколькими двигателями в целях повышения безопасности полетов при отказе одного из двигателей применяются режимы:
Максимальный чрезвычайный режйм используется для продолжения взлета или посадки при отказе одного из двигателей. Продолжительность работы двигателя до 2,5 мин. На этом режиме мощность двигателя выше взлетной на 7—10%.
Промежуточный чрезвычайный режим применяется для продолжения горизонтального полета при отказе одного из двигателей. Продолжительность непрерывной работы двигателя до 30 мин. На этом режиме мощность двигателя выше номинальной на 5—7%.
Приборный контроль за работой силовой установки. Вертолеты с ПД. Для контроля работы силовой установки вертолетов с поршневыми двигателями устанавливаются следующие приборы: мановакуумметр; тахометр, измеряющий частоту вращения вала двигателя; тахометр, измеряющий частоту вращения несущего винта; указатель температуры головок цилиндров; манометр, измеряющий давление топлива; указатель запаса топлива каждого бака или группы баков с сигнализацией минимального остатка топлива; манометр давления масла па входе в двигатель с сигнализацией минимально допустимого значения; указатель температуры масла в двигателе; указатель положения створок маслорадиатора двигателя.
Вертолеты с ГТД. Для контроля работы газотурбинных двигателей на вертолетах устанавливаются следующие приборы: тахометр, измеряющий частоту вращения ротора турбокомпрессора; тахометр, измеряющий частоту вращения несущего винта; указатель температуры выходящих газов; указатель положения рычага топливных насосов (при немеханической проводке управления им); манометр или сигнализатор минимального давления топлива перед насосом-регулятором; манометр давления топлива перед форсунками двигателя; указатель запаса топлива каждого бака или группы баков с сигнализацией минимального остатка топлива; сигнализатор максимально допустимого перепада давления на топливном фильтре; манометр давления подкачки масла на входе в двигатель с сигнализацией минимально допустимого значения; указатель температуры масла в двигателе. Кроме того, на многих типах вертолетов установлен сигнализатор появления стружки в двигателе.
Действия при отказе приборов контроля ГТД в полете. При изменении показаний какого-либо прибора контроля работы газотурбинного двигателя (при выходе контролируемых параметров за эксплуатационные значения) нужно оцепить показания других приборов, контролирующих работу этой же системы, чтобы выяснить, произошел отказ в системе или отказал прибор. При отказе одного из приборов (тахометра, термометра замера температуры газов перед турбиной, указателя температуры масла, указателя давления топлива), если при этом показания других приборов соответствуют ТУ, разрешается продолжать полет, усилив контроль за работой двигателей.
Запускать двигатель при неисправных приборах контроля его работы до выявления неисправности и замены прибора запрещается.
358
ТРАНСМИССИЯ ВЕРТОЛЁТОВ \
Транссмпссия вертолетов предназначена для передачи крутящего момента от двигателей к несущему и рулевому винтам с необходимым числом оборе тов и к вспомогательным агрегатам.
В состав трансмиссии входят: главный редуктор с подрсдукториой рамой; промежуточный редуктор; хвостовой редуктор; валы трансмиссии, соединяющие турбину или последнюю ступень редуктора каждого двигателя с главным редуктором вертолета; валы привода рулевого винта (при одновинтовой схеме вертолета), синхронизирующие валы (при двухвинтовой схеме); тормоз несущего винта; приводы агрегатов; опоры валов, шарниры, муфты и ДРУгие соединительные узлы.
Главный редуктор служит для передачи крутящего момента от дппга гелей на валы несущего и рулевого винтов с уменьшенной частотой щипнепня по отношению к частоте вращения валон дипгателен н дли обеспечения прпио-дов вспомогательных агрегатов вертолета. Для обеспечения полета на режиме самовращения несущего винта или при отказе в полете одного п.1 двигателей в редукторе предусмотрены муфты свободного хода (МСХ), которые аигома-тически отключают ют вертолетной трансмиссии неработающие двигатели
Промежуточный редуктор служит для изменения направления хвостового вала от горизонтальной части к наклонной. Возможно небольшое понижение частоты вращения вала, но обычно передаточное отношение промежуточного редуктора близко к единице.
Хвостовой редуктор служит для вращения рулевого винта с нужной частотой вращения и изменения направления хвостового вала на перпендикулярное. Редуктор имеет механизм, который обеспечивает управление шагом рулевого винта.
Валы трансмиссии, соединяющие двигатель с главным редуктором, передают крутящий момент от двигателей к главному редуктору.
Синхронизирующие валы необходимы для вертолетов двухвинтовой схемы с целью исключения соударения лопастей несущих винтов.
Вал привода рулевого виита (хвостовой вал) служит для передачи крутящего момента от главногб редуктора через промежуточный редуктор к хвостовому. Хвостовой вал состоит из горизонтальной — от главного редуктора до промежуточного — и наклонной — от промежуточного редуктора до хвостового — частей. Он выполнен из труб, соединенных между собой шлицевыми муфтами или карданами с осевыми компенсаторами, и имеет опоры, которые крепятся к шпангоутам фюзеляжа и хвостовой балки.
Расстояние между отдельными участками валов и между опорами выбирается так, чтобы исключить резонанс изгибных колебаний вала на всем диапазоне рабочих частот его вращения.
Тормоз несущего винта предназначен для сокращения времени останова винта, а также для стопорения трансмиссии при стоянке и проведении монтажных и регламентных работ.
Приводы агрегатов. От главного редуктора получают крутящий момент: вентилятор системы охлаждения, генераторы, гидравлические насосы и другие агрегаты. Их устанавливают или на корпус редуктора, или в непосредственной близости от него, или применяют коробку приводов.
Контроль за работой трансмиссии. С помощью приборов, установленных в кабине экипажа, контролируются обороты несущего винта, давление и температура масла в главном редукторе, температура масла в промежуточном и хвостовом редукторах.
6.	УПРАВЛЕНИЕ ВЕРТОЛЕТОМ
Система управления предназначена для изменения и восстановления режимов полета, нарушенных внешними возмущениями.
К системе управления вертолетом предъявляются более разнообразные и жесткие требования, чем к системе управления самолетом, так как на многих
359
Рис. 6.6. Система осей вертолета и положительное направление моментов
режимах полета вертолеты в отличие от самолетов не обладают достаточной-устойчивостью, и для сохранения заданного режима полета вертолета необходимо постоянное вмешательство пилота. Запаздывание в управлении у вертолета в несколько раз больше, чем у самолета, так как силы, участвующие в управлении, действуют на малых плечах, и для создания управляющих моментов требуется больше времени. Кроме того, изменение любого из параметров: величины, направления тяги несущего винта или величины тяги рулевого винта вызывает непроизвольное отклонение от режима полета под действием других параметров.
Например, при изменении величины силы тяги несущего винта произойдет изменение реактивного момента, и
вертолет получит вращение вокруг вер-изменении угла наклона вектора тяги винта изменяется ее
тикальной оси; при
вертикальная составляющая, и вертолет получит вертикальное перемещение; при изменении величины силы тяги рулевого винта вертолет получит боковое перемещение и т. д. Такая взаимозависимость движений вертолета усложняет технику пилотирования. Поэтому управление должно быть легким, плавным, без заедания, не иметь повышенного свободного хода и не вызывать переутомление экипажа при пилотировании вертолета. Система управления должна быть надежной и безотказной на всех режимах полета, так как от нее в большой степени зависит безопасность полета.
Принципы управления вертолетом. Управление вертолетом производится путем создания неуравновешенных сил и моментов сил относительно трех осей вертолета: продольной X, поперечной Z и вертикальной Y (рис. 6.6). Эти си-
лы и моменты получают изменением величины и направления тяги несущего винта и величины тяги рулевого винта (одновинтовые вертолеты) или только изменением величины и направления тяги несущих винтов (двухвинтовые вертолеты)-
На некоторых вертолетах для повышения эффективности управле-
ния дополнительно используются рулевые поверхности.
Система управления вертолетом состоит из четырех каналов: продольного, поперечного, путевого и управления вертикальным перемещением вертолета.
Система продольного управления вызывает появление силы, действующей вдоль продольной оси (движение вертолета вперед-назад), н момента сил. Мг (момента тангажа) относительно поперечной оси (пикирование или кабрирование вертолета).
Система поперечного управления вызывает появление сипы, действующей вдоль поперечной оси (движение вертолета вбок), и момента сил Мх (момента крена) относительно продольной оси (правый или левый крен вертолета).
Система путевого управления вызывает появление момента сил Му (момента рыскания) относительно вертикальной осн (разворот вертолета вправо-влево).
Система управления вертикальным перемещением вызывает появление силы, действующей вдоль вертикальной оси (движение вертолета вверх-вниз).
Системы продольного и поперечного вертолета управления являются системами циклического изменения шага несущего винта (изменение циклического шага). Оно заключается в последовательном изменении угла атаки каждой лопасти при движении ее по азимуту, что вызывает отклонение конуса вращения, а значит, и тяги в сторону азимута, где лопасти имеют наименьший шаг.
360
Система управления вертикальным перемещением является системой управления общим ш а том несущего вийуа, которая изменяет угол втаки всех лопастей на одну и ту же величину, вызывая изменение тит иннтп.
Для сохранения постоянной частоты вращения несущего винта при изменении общего шага необходимо изменять мощность двигателей (с увеличением шага мощность увеличивают и наоборот). Поэтому управление общим шагом связано с управлением двигателем и называется объединенным управлением «шаг-газ». Для изменения мощности двигателя в небольшом диапазоне без изменения общего шага па рычаге управления «шаг-газ» имеется ручка коррекции газа.
Автомат перекоса. Для управления общим и циклическим шагом служит автомат перекоса. Наиболее распространенным является автомат перекоса кольцевого типа (рис. 6.7).
Перемещение ручки управления вызывает наклон внешнего кольца (тарелки) автомата перекоса и установку лопастей пп различный но азимуту шаг.
Перемещение рычага общего шага вызывает движение ползуна автомата перекоса по направляющей и изменение установочного угла всех лопастей иа одну и ту же величину.
Управление одновинтовым вертолетом. Продольное управление осуществляется продольным перемещением ручки управления. При этом тяга несущего винта изменяет наклон в продольном направлении (рис. 6.8, а).
Рис. 6.7. Схема управления автоматом перекоса:
7 — ручка управления; 2 — рычаг общего шага: 3 — тяга продольного управления;
4 — тяга общего шага; 5 — тяга поперечного управления; 6 — внутреннее кольцо;
7 — наружное кольцо; 8 — оси карданной подвески; 9 — ползун; 10 — направляющая ползуна
361
Рис. 6.8. Управление одновинтовым вертолетом:
а — продольное; б — поперечное; в — общим Шагом; г — путевое
Поперечное управление осуществляется отклонением ручки управления вбок. Тяга несущего винта в этом случае изменяет наклон в поперечном направлении (рис. 68, б).
Управление общим шагом производится с помощью рычага общего шага. При подъеме рычага происходит увеличение угла установки лопастей н увеличение тит. При опускании рычага тяга уменьшается (рис. 6.8, в).
Путевое (ножное) управление осуществляется с помощью педалей, отклонение которых вызывает изменение общего шага рулевого виита н его тяги. При движении правой педали вертолет разворачивается вправо, при движении левой педали — влево (рис. 6,8, г).
Управление двухвинтовыми вертолетами. Вертолет соосной схе-м ы. Продольное, поперечное управления и управление общим шагом осуществляются аналогично управлению одновинтовым вертолетом, только изменение циклического и общего шагов происходит одновременно у обоих винтов.
Путевое управление осуществляется отклонением педалей, вызывающим дифференциальное изменение общего шага несущих винтов, при котором тяга одного винта увеличивается, а другого уменьшается. Суммарная сила тяги не меняется, изменяются лишь реактивные моменты несущих винтов, и вертолет разворачивается в сторону действия большего реактивного момента.
Вертолет продольной схемы. При перемещении ручки управления вперед и назад (продольное управление) конусы вращения обоих винтов наклоняются в сторону отклонения ручки за счет изменения циклического шага. Кроме того, происходит дифференциальное изменение общего шага, и тяга одного винта уменьшается, а другого увеличивается. Создается момент относительно поперечной оси, под действием которого вертолет будет опускать нос и увеличивать скорость полета при движении ручки вперед или поднимать нос и уменьшать скорость полета при движении ручки назад.
При перемещении ручки управления вбок конусы вращения обоих винтов наклоняются в сторону отклонения ручки, создавая поперечный момент управления.
362
При путевом управлении в результате отклонения педалей происходит дифференциальное изменение циклического шага несущих ппитон. Осн конусов вращения отклоняются в разные стороны, образуя путевой момент упрап ления за счет боковых сил.
Вертолет поперечной схемы. При продольном перемещении ручки управления конусы вращения несущих винтов отклоняются на одинаковую величину в сторону отклонения ручки, создавая продольный момент управления.
Отклонение ручки вбок (поперечное управление) вызывает изменение циклического шага, и конусы вращения несущих пни гоп отклоняются в сторону движения ручки. Также происходит дифференциальное изменение общего та га несущих винтов, в результате чего шаг впита, н сторону которого движется ручка, уменьшается, а другого увеличиизетея Создается поперечный момент управления.
При отклонении педалей путевого управления происходит дпфферепцналь-иое изменение циклическое^ шага несущих пингов, п конусы вращения отклоняются в разные стороны: вперед и назад. Горизонтальные сосгапликпцие сил тяги винтов образуют путевой момент управления.
Управление общим шагом вертолетов продольйой и поперечной схем осуществляется изменением общего шага обоих винтов на одинаковую величину ручкой общего шага.
7.	ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА И ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
Летные характеристики вертолета имеют определения параметров.
Статический потолок Нет — максимальная высота, иа которой вертолет может висеть.
Динамический потолок полета //пот — наибольшая высота, достигаемая вертолетом при полете с поступательной скоростью.
Максимальная Утах и минимальная Утш скорости полета определяются аналогично характеристикам самолета.
Рис. 6.9. Летные характеристики вертолета:
Л—Б — максимальная скороподъемность при полете с поступательной скоростью; В—Г — максимальная скороподъемность при вертикальном наборе высоты; Г—Д—Е — изменение скорости горизонтального полета по высотам
363
Максимальная Скороподъемность — наибольшая вертикальная скорость. У вертолета различают наибольшую вертикальную скорость без поступательной скорости полета Vv и скороподъемность при полете с поступательной скоростью Vv max.
Ограничения летных показателей. Статический потолок ограничивается началом еры на потока с лопастей несущего винта вследствие больших углов установки лопастей, потребных для висения на большой высоте. При этом появляются вибрации, ухудшаются устойчивость и управляемость вертолета
Минимальная скорость полета ограничивается условиями динамической прочности несущего винта и других элементов конструкции вертолета. Длительный полет вертолета на малых скоростях до 60 (км/ч) связан с возникновением сильных вибраций, вызываемых неустойчивостью воздушного потока, обтекающего несущий винт.
Максимальная скорость поступательного полета ограничивается по причине срыва потока с лопастей несущего винта из-за увеличения углов атаки у лопасти, движущейся против направления полета вертолета.
На рис 6.9 показаны летные характеристики вертолета.
8.	ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ ЧАСТЕЙ ВЕРТОЛЕТА
Вертолет в полете находится под воздействием переменных сил, и все его части испытывают вынужденные колебания различной формы и частоты.
Частоты колебаний. Вибрации вертолетов, преобладающие по амплитудам, имеют частоты, кратные частоте вращения и количеству лопастей несущего винта. Значения этих частот изменяются в небольших пределах и для последних типов вертолетов составляют 2—4, 9—14, 40—55 кол/с. У сбалансированного н отрегулированного несущего винта вертолета колебания с- частотой, равной час-
тоте его вращения, почти не проявляются.
Наименьшие колебания на висении. Характер изменения амплитуд основных колебаний в зависимости от режимов полета показан на рис. 6.10, а. На-
О 10	20 30 у, кол/с
Рис. 6-10. График зависимости амплитуд колебаний в кабине вертолета от скорости полета (а) и графики переносимости человеком колебаний с различной частотой 1] и амплитудой X (б)
именьшие амплитуды колебаний наблюдаются на висении, когда несущий винт работает в режиме осевого обтекания и маховые движения лопастей возникают в результате только отклонения автомата перекоса или воздействия ветра.
Ограничения по минимальной скорости. При небольших скоростях полета (20—55 км/ч) вибрации резко увеличиваются. Наибольшей величины они достигают при торможении вертолета, когда несущий вннт имеет большой угол атаки н задняя часть конуса вращения попадает в завихренную зону от фюзеляжа и несущего винта. В целях снижения вредного влияния вибраций многие вертолеты имеют ограничения по минимальной скорости полета.
Зоны переносимости колебаний человеком. Колебания оцениваются по влиянию на
прочность вертолета и допустимости их для человеческого организма. Человек легко переносит колебания с болыпо.й амплитудой и малой частотой, а также с большой частотой, но малой амплитудой (рис. 6.10, б). При полете на крейсерских режимах тряска в кабине на вертолете малозаметна. При малых скоростях полета, особенно в случае нарушения регулировки несущего винта, тряска
364
может выйтн за допустимые пределы. К тому Же частоты висшпнх сил от Несущего винта довольно низкие и могут близко подходить к собстиеипой чистоте колебаний частей вертолета, вызывая резонансное увеличение амплитуды их вынужденных колебаний.
Вибрации фюзеляжа и его агрегатов. Переменные нагрузки на фюзеляж н его агрегаты передаются от несущего винта. Рулевой винт оказывает влияние в основном иа концевую и хвостовую балки. Наиболее опасными являются низкие формы (тоны) колебаний, частоты которых близки или кратны числу оборотов несущего винта.
Виброизоляция оборудования. Вибрации мест установки агрегатов авиационного и радиоэлектронного оборудования могут привести к нарушению нормальной работы оборудования или преждевременному выходу его нз строя. Для надежной работы оборудования его агрегаты устапаилниают па панели, смонтированные на амортизаторах (виброизоляторах) Применяются амир гптлторы резинометаллические и цельнометаллические.
9.	ОБЛЕДЕНЕНИЕ ВЕРТОЛЕТОВ И МЕРЫ БОРЬБЫ С НИМ
Причиной обледенения вертолета (лопастей, нрыла, всасывающих каналов и т. и.) является наличие в атмосферном воздухе мелких капель переохлажденной влаги с температурой ниже 0°С. Летящая ^машина или вращающаяся лопасть выводит переохлажденные капли, содержащиеся в обтекающем потоке, из их неустойчивого состояния: большая часть их мгновенно замерзает на лобовых поверхностях вертолета, на его передних кромках лопастей, крыла и оперения, передних стеклах кабин, на кромках различных воздухозаборников, на антеннах и т. п.
Опасность обледенения заключается в ухудшении аэродинамических характеристик и летных качеств вертолетов, снижении несущих свойств винта, увеличении лобового сопротивления, ухудшении устойчивости и управляемости. Помимо этого, обледенение может вызвать отказ ряда важнейших агрегатов и приборов и, наконец, что особенно важно, нарушить работу двигателей.
Противообледенительные устройства вертолетов. Противообледенительные устройства не предусматривают борьбу с обледенением всего вертолета, так как это потребовало бы большого утяжеления вертолета, значительного расхода энергии и усложнения систем. Поэтому ограничиваются борьбой с обледенением жизненно важных мест: лопастей винтов, входных устройств двигателей н лобовых стекол кабин.
На вертолетах применяют электротеплевые и жидкостные противообледенительные устройства.
Электротепловой способ защиты от обледенения заключается в нагреве защищаемых поверхностей до температуры 15—20°С, что предотвращает образование льда или приводит к подтаиванию и срыву набегающим потоком образовавшегося льда.
Для нагрева передних кромок лопастей требуется большой расход электроэнергии: до 7—10 кВт на 1 м2 защищаемой поверхности. Одновременный и непрерывный нагрев лопастей потребовал бы иметь на борту мощные источники тока. Поэтому применяется циклический нагрев лопастей, заключающийся в последовательном включении и выключении секций нагревательных элементов, расположенных вдоль передней кромки лопасти.
Циклы (продолжительность нагрева и охлаждения) выбираются в зависимости от температуры окружающего воздуха. Например, на вертолете Ми-6 обеспечиваются следующие циклы: I цикл •— нагрев 20 с, охлаждение 100 с (при температуре окружающего воздуха от 0 до —5°С); II цикл—нагрев 40 с, охлаждение 80 с (от —5 до —10°С; III. цикл —нагрев 60 с, охлаждение 60 с (от —10°С и ниже).
I	Управление обогревом и подача электрического тока иа нагреватели лопа-
стей происходят через токосъемник. Токосъемник несущего винта  крепится на валу главного редуктора и состоит из неподвижного коллектора с контактными кольцами, по которым скользят щетки, соединенные проводами с нагревательными элементами лопастей. К. контактным кольцам подходят провода от источ
365
ников тока. У токосъемника хвостового винта корпус с щетками неподвижен, а вращается коллектор с контактными кольцами.
Недостатками электротеилового противообледенителя лопастей являются большой расход электроэнергии и сложность подвода к лопастям электрического' тока.
Достоинством возможность работы его в течение полета любой продолжительна гн К тому же даже при запоздалом включении он обеспечивает надежную очистку лопастей от льда.
Принцип действия жидкостного противообледенителя заключается в смачивании защищаемой поверхности низкозамерзающими жидкостями, которое предотвращают образование на них льда, а также способствуют .удалению льда с защищаемой поверхности.
На рис. 6.11 показана схема жидкостной противообледенительной системы.
Недостатками жидкостного противообледенителя являются неполное смачивание поверхности лопасти и большой расход жидкости, что ограничивает его использование в длительных полетах. Кроме того, жидкостная система требует своевременного (предварительного) включения при обледенении, ибо запоздалое включение системы может не дать необходимого эффекта.
При увеличении размеров лопастей применение жидкостного противообледенителя становится все менее рациональным из-за увеличения расхода жидкости.
Обогрев носков воздухозаборников двигателей при полетах в зоне обледенения осуществляется непрерывно с целью исключения образования на них льда. Применяются электротепловые нагреватели с автоматическим поддержанием температуры поверхности носков до 45—50°С, а также подогрев воздухозаборников горячим воздухом от компрессора двигателя.
Обогрев стекол кабины экипажа осуществляется пленочными нагревательными элементами. В стеклах смонтированы датчики температуры—термисторы, передающие данные о степени нагрева стекол автомату обогрева стекол (АОС). С помощью автомата температура стекол поддерживается от +25 до +35°С. Кроме того, нагрев стекол может осуществляться горячим воздухом, подводимым системой отопления и вентиляции изнутри кабины к остеклению. Горячий воздух подается к остеклению непрерывно для предотвращения запотевания и обледенения стекол.
Рис. 6.11. Схема жидкостной противообледенительной системы:
1 — бак: 2 — Насос; 3 — обратный клапан; 4 — фильтр; 5 — дроссельный кран: 6 — датчик выключения насоса после выработки жидкости; 7 — трубка; 8— коллектор;
9 — гибкий шланг; 10 — лопасти
366
Очистка стекол стеклоочистите-
Рис. 6.12. Схема радиоизотопного сигнализатора ‘обледенения:
I — источник; 2 — штырь; 3 — спираль подогрева; 4 — кожух штыря; 5 — детектор;
6 — фланец
лем с одновременным опрыскиванием их спиртом применяется как для защиты остекления от обледенения, так и для очистки от грязи н налипших насекомых летом.
Для надежной защиты передних стекол кабины от обледенения на вертолетах часто применяются комбинированные средства защиты: жидкостно-механическая очистка, электроподогрев стекол и обогрев горячим воздухом изнутри кабины.
Сигнализация обледенения и обслуживание противообледенительного оборудования вертолетов. Начало обледенения днем и тем более ночью довольно трудно заметить, поэтому требуются специальные сигнализаторы обледенения. В настоящее время получил широкое распространение радиоизотопный сигнализатор обледенения.
Радиоизотопный сигнализатор обледенения предназначен для подачи сигнала о начале обледенения, автоматического включения противообледенительной системы и непрерывной сигнализации при нахождении в зоне обледенения. Принцип действия его основан на ослаблении потока бета-частиц, излучаемых радиоактивным изотопом, при образовании слоя льда на чувствительной поверхности цилиндрического экрана датчика в условиях обледенения (рис. 6.12). Поток бета-частиц, проникая через кожух штыря 4 н через тонкую часть фланца 6, попадает на счетчик излучения (детектор) 5, в котором появляется импульс напряжения, поступающий в электронный блок сигнализатора обледенения. При наличии льда на штыре датчика уменьшается количество бета-частиц, попадающих на счетчик, вследствие чего происходит изменение скорости следования импульсов. Это изменение в электронном блоке усиливается и преобразуется в управляющий сигнал, который замыкает цепь сигнализации обледенения и включает нагревательный элемент датчика для удаления льда с поверхности штыря. После удаления льда поток бета-частиц восстанавливается, нагревательный элемент выключается. Обогрев датчика введен с целью устранения ложной сигнализации об обледенении после выхода вертолета из зоны обледенения.
В противообледенительных системах современных вертолетов предусматривается автоматическое включение системы при срабатывании сигнализатора. В случае же отказа автоматики система включается вручную.
Радиоизотопный сигнализатор обледенения устанавливается во входном устройстве двигателя, поэтому ои постоянно обдувается входным потоком воздуха в двигатель, даже если вертолет находится на земле.
Обслуживание противообледенительного оборудования. Надежная работа его в холодное время года во многом способствует безопасности полета и выполнению .полетного задания.
Перед вылетом во время опробования двигателей и трансмиссии необходимо убедиться в исправной работе противообледенительной системы. Исправная работа электрического противообледенителя характеризуется повышением температуры обогреваемых поверхностей при включении системы-
Ограничения при проверке. Следует иметь в виду, что при опробовании системы на земле легко повысить температуру кромок лопастей сверх допустимой нормы, потому что температура воздуха при пробе на земле может быть выше, чём при начале обледенения в полете. Это может привести к большим тепловым напряжениям в конструкции, ведущим к короблению об
367
шивки. Поэтому систему необходимо включать на короткое время, чтобы температура не повысилась выше нормы. Допустимое время проверки системы на земле зависит от температуры наружного воздуха и указывается в инструкции для данного типа вертолета.
10.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ
ВЕРТОЛЕТА
Для обеспечения полетов в сложных метеоусловиях, в любое время суток вертолет оснащается системами и оборудованием жизнеобеспечения, а для выполнения специальных задач — специальными системами н оборудованием. Примерный перечень систем и оборудования вертолета показан на рис. 6.13.
Системы и оборудование силовой установки вертолета обеспечивают надежную работу двигателей на всех режимах и постоянный контроль за их работой.
Системы планера обеспечивают работу агрегатов вертолета для выполнения полетов на всех режимах в любых условиях.
Целевое оборудование вертолета необходимо для выполнения конкретных задач, в зависимости от которых вертолет переоборудуется в различные варианты (пассажирский, транспортный, санитарный и т. д.).
Системы для повышения живучести (защитные) увеличивают надежность вертолета в условиях обледенения, служат для предотвращения возникновения в топливных баках взрывоопасной смеси паров топлива с кислородом воздуха и для тушения пожара, возникшего на борту.
Оборудование для создания нормальных условий в кабине вертолета обеспечивает работоспособность экипажу, хорошее самочувствие и комфорт пассажирам в полете.
Система производства, регулирования и распределения электроэнергии (электрооборудование) представляет собой комплекс электрических агрегатов н устройств, которые вырабатывают электроэнергию постоянного и переменного тока, а также осуществляют ее распределение и регулирование. Эта система практически обеспечивает работу всех систем и групп оборудования современного вертолета, снабжая нх всеми необходимыми видами электрической энергии.
Запуска
Системы силовой установки
Тошвш \Ыая pSX |g^| 1ПвттрСте\
I ГивриВличе
| ская
| Воздушная Охлаждения
Масляная главного редуктора
Контроля работы трансмиссии
Транспортное
Санитарное
Спасательное
Специальное |
Система производства, регулироба-
стой, рсеунириии- ^wSS ния и распределения скиесрсистоа
Системы для повышения живучести.
Оборудование для создания нормальных условий В полете
Рис. 6.13. Схема систем и оборудования вертолета
электроэнергии
Системы стабилизации и контроля заре -жимами полета, пило влажно -навигационное оборудование




368
Таблица 6.1
11. Летно-технические данные вертолетов
Показатель	Тип вертолета							
	Ми-1	Ми-2	Ми-4	Ми-6	Ми-8	Ми-10	Ка-18	Ка-26
Схема	Одновинтовая с рулевым винтом						Соосная	
Экипаж, чел. Тип двигателя Количество двигателей Мощность двигателя, л.с. Максимальная скорость, км/ч Практический потолок,м Дальность полета, км Взлетная масса, кг ’ Полезный груз, кгс Диаметр несущего винта, м	1 ПД 1 575 170 3000 370 2300 200 14,3	1 ГТД 2 400 230 4000 200 3700 900 14,5	2 ПД 1 1700 185 5500 425 7250 1100 21,0	5 ГТД 2 5500 300 4500 63$ 42500 6000 35,0	3 ГТД 2 1500 250 4900 400 11100 2500 21,3	3 ГТД 2 5500 235 3000 250 43100 12000 35,0	1 ПД 1 255 145 3000 350 1460 225 9,96	1-2 ПД 2 325 170 4000 400 3250 900 13,0
Системы стабилизации и контроля за режимами полета обеспечивают стабилизацию вертолета в полете по направлению, тангажу, крепу, высоте и скорости полета и выдают информацию о режимах полета и Положении вертолета в воздухе относительно горизонта.
Радиотехнические средства (радиооборудование) вертолета обеспечивают двухстороннюю радиосвязь между летательными аппаратами в воздухе и наземными радиостанциями, а также служат для целей радионавигации и выполнения посадки в условиях ограниченной видимости.
Приборы, которые обеспечивают пилотирование вертолета в любых условиях и позволяют осуществлять контроль за режимами полета, за работой двигателей, трансмиссии и других систем, обычно объединяются в комплекс приборного оборудования вертолета.
РАЗДЁЛ VH
МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ И ОХРАНА ТРУДА
ИНЖЕНЕРНО ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТАВА
1. КРИТЕРИИ И АНАЛИЗ УСЛОВИЯ ТРУДА
Условия труда. В трудовой деятельности человек подвергается комплексу производственных воздействий, которые в свою очередь оказывают-влияние на его трудоспособность и состояние здоровья. В целом весь комплекс производственных факторов называют условиями труда. В то же время условия труда зависят от внешней производственной среды, тяжести работы и внутренних факторов.
Внешние и внутренние факторы труда. Внешние факторы и тяжесть трудовой деятельности обусловливаются степенью совершенства технологии, организацией и культурой, степенью механизации и автоматизации процессов и т. п.
Внутренние факторы: настроение, творческие порывы, усталость, утомляемость и другие составляют комплекс психологических условий, характерных для каждого отдельного человека.
Профессиональные вредности. При обслуживании авиационной техники могут существовать такие условия, когда специалист в течение длительного времени подвергается вредным воздействиям, вызывающим профессиональные заболевания, ими могут быть: шум и вибрации, превышающие предельный уровень; электромагнитные и ионизирующие излучения свыше допустимых норм; пары, газы, пыль в количествах, превышающих безопасную концентрацию; аномальные метеорологические условия труда (жара, холод) и т. д. Такое стечение - обстоятельств может вызвать травмирование или несчастный случай вследствие нарушения технологического процесса или правил эксплуатации оборудования, не предусмотренного контактом с находящймися под напряжением, или сильно нагретыми деталями, либо с движущимися механизмами и пр.
Характеристики трудовых- процессов. Трудовые операции характеризуются следующими факторами:
физическими (мышечными) усилиями, которые зависят от веса поднимаемых вручную грузов, частоты повторения технологических операций в течение рабочей смены и их длительности, характера мышечной нагрузки, (ее однообразием, напряжением разных или одной и той же мышцы) н т. д.;
нервным напряжением, которое зависит от необходимого уровня напряжения внимания, зрения и слуха, сложности управления машиной, опасности выполняемых операций и т. п.;
рабочим положением тела, которое зависит от характера и места выполнения работы; оно может быть: свободным, сидя или стоя по желанию; ограниченным, т. е. фиксированным сидя или стоя либо в движении; неудобным, стоя с частым нагибанием, поворотом корпуса, поднятием рук или на коленях; очень неудобным, лежа, скорчившись в тесном пространстве, например, в кабине маневренного самолета; от тепла работы, характеризующимся числом движений рук, пальцев, пог, корпуса за одну минуту; монотонности работы, характеризуемой многократностью повторения операций.
Условия труда также в значительной степени определяются его интенсивностью, последнее характеризуется количеством затрачиваемой человеком энергии в единицу рабочего времени и потреблением кислорода (табл. 7.1).
370
Гипертрофийная интенсивность труда, как правило, истощает силы организма, приводит к утомлению, повышению профессиональных заболеваний и производственного травматизма. При работе участвуют не только мышцы, но и весь организм, и в первую очередь центральная нервная система, управляющая деятельностью всех органов. Например, у операторов автоматических устройств САК наблюдается при работе потеря веса, несмотря на отсутствие мускульных движений.
Таблица 7. 1
Потребление кислорода и эт-jMouiipiiii.i авиаспециалистами при работе пп самолете (вертолете) разной интенсивности
Характер работы	Потребление кислорода, л/мин	Энергозатраты, ккал/мин
Легкая Средней тяжести Тяжелая	До 0,5 0,5—1,0 1,0 и выше	До 2,5 2,5 — 5 Выше 5
Формы условий труда. На интенсивность труда оказывают влияние следующие факторы:
социальные условия труда — характер труда в обществе, уровень развития техники, уровень квалификации работающего, продолжительность рабочего дня и т. п.;
социально-экономический условия отдыха, здоровье, одежда, и др.;
санитарно-гигиенические ность, чистота воздуха, шум, вибрации, и стоянок авиатехники, содержание инструментов, спецодежды;	—
индивидуальные условия — физиологические, анатомические и психологические особенности организма, характеризующие склонность авиаспециалиста к данному виду труда.
Научная организация труда (НОТ). Нормальная интенсивность труда в социалистическом обществе достигается научной организацией труда, планомерным внедрением новой техники и рациональных условий труда, правильным соотношением между работой и отдыхом, выбором оптимальных нагрузок на организм человека, при которых достигается высокий эффект трудовой деятельности и обеспечиваются условия для сохранения здоровья и работоспособности, созданием рациональных санитарно-гигиенических условий труда и техники безопасности.
быт — питание, жилищные условия, удовлетворение культурных запросов
условия — температура, влаж-эстетнческая характеристика помещения
Производственная среда имеет следующие характеристики: невыносимые условия, в которых человеческий организм не может существовать. Для работы в этих условиях необходимо изолировать человека от производственной среды, что достигается современными техническими средствами, например герметизацией (гермокостюмы, устройства жизнеобеспечения в самолетах и космических кораблях и пр.);
некомфортные условия, когда один из элементов внешней среды, например метеорологические условия или чистота воздуха, значительно отклоняется от нормы;
комфортные условия, когда все элементы производственной среды находятся в достаточном соответствии с нормой;
условия высокого комфорта, когда все элементы производственной среды находятся в наилучших соотношениях.
Загрязненность воздуха отличается большим содержанием в нем вредных паров, газов, пыли. Степень загрязненности воздушной среды характеризуется соотношением фактической загрязненности и предельно допустимой концентрации (ПДК) и оценивается пятью категориями: 1) чистая (загрязнений нет); 2) незначительная (до 35% от ПДК); 3) средняя (от 35 до 50% от ПДК); 4) допустимая (до 100% ПДК); 5) недопустимая (более 100% от ПДК).
Освещенность рабочих мест определяется следующими категориями: а) благоприятная — в качественном и количественном отношении выше установленных норм; б) нормальная — соответствует санитарным нормам; в) недостаточная — несколько ниже норм; г) плохая — значительно ниже норм.
371
Таким образом, недоучет физиологических возможностей человека и неблагоприятные условия труда могут отрицательно влиять на здоровье авиаспециалистов и стать причиной хронического утомления, профессиональных заболеваний и травматизма.
2. ВО.ЧД1 'ПС ГВИЕ ФИЗИОЛОГО-ПСИХОЛОГИЧЕСКИХ ФАКТОРОВ
И УСЛОВИЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ НА БЕЗОПАСНОСТЬ ТРУДА
Психологические процессы деятельности авиационного специалиста
Социалистические принципы. В социалистическом обществе нет противоречия между целями производсгва и задачами обеспечения безопасных условий труда. При социализме создание оптимальных условии труда становится одной из непосредственных задач, вытекающих из его общей цели, — максимального удовлетворения растущих потребностей трудящихся.
Причинами несчастных случаев и заболеваний личного состава являются несоблюдение, а в некоторых случаях* и незнание правил техники безопасности и гигиены труда, недостаточное знание свойств используемых материалов.
Предупреждение травматизма, профилактика заболеваний и отравлений, снижение утомляемости личного состава могут быть достигнуты путем осуществления комплекса мероприятий, направленных на обеспечение безопасности труда, обучение технике безопасности всего личного состава применительно к специальности, устранение возможности повторения несчастных случаев, строгое выполнение предусмотренных правил безопасности, соблюдение высокой дисциплины, улучшение организации труда и повышение культуры личного состава.
Человек — главное звено в технике. Сохранение здоровья и работоспособности личного состава, занятого эксплуатацией и обслуживанием авиационной техники, зависит как от объективных условий, к которым относится прежде всего техническое состояние самолетов (вертолетов), приборов, радиоэлектроники и другого оборудования, так и субъективных факторов, которыми являются индивидуальные особенности и свойства каждого отдельного члена экипажа, степень его обученности и тренированности для выполнения профессиональной деятельности. При этом на человека влияет сложный комплекс физических, химических и морально-психологических факторов. Несмотря на внедрение средств автоматизации и электронно-вычислительной техники в системы управления техническими средствами и воздушным кораблем в целом, человек был и остается главным звеном, обеспечивающим надежную эксплуатацию и обслуживание авиационной техники.	_
Преобладание умственного труда в технике. Развитие технических комплексов современных воздушных кораблей значительно изменило характер профессиональной деятельности личного состава, которая в настоящее время зачастую носит характер преимущественно умственного и менее физического труда.
Для решения вопросов психологии техники безопасности необходимо иметь представление об основных психических процессах и их значении при выполнении специалистами своих обязанностей.
Анализ поведения, работоспособности и утомления человека в условиях конкретной деятельности возможен лишь на основе знаний основных положений психологии и, в частности, психологии труда и инженерной психологии.
Важнейшими психическими функциями, на основе которых происходит вся деятельность человека, в том числе и выполнение процессов, по управлению техническими средствами самолета и вертолета, являются: ощущение, восприятие, внимание, память, мышление и др.
Ощущения (чувство, эмоции) определяются как непосредственное отражение в сознании человека отдельных свойств предметов, а также внутреннего состояния организма при воздействии соответствующих раздражителей. Нервно-физиологической основой ощущений являются анализаторы (органы чувств), каждый из которых отражает определенный вид энергии.
372
Ощущения играют главную защитную роль для человека в процессе трудовой деятельности: резкая боль, сильный звук или яркие вспышки снега вы гы вают у человека непроизвольные защитные реакции, протекающие ио типу бел условных рефлексов (отдергивание руки, закрытие глаз или непроизвольные движения).	•	—
Высокая чувствительность анализаторов, подчас превосходящая чувствительность некоторых технических приборов, позволяет на расстоянии судить о состоянии обслуживаемой техники.
Восприятие — это непосредственное отражение в сознании человека явлений и предмета в целом. Воспринимая предмет, мы одновременно ощущаем и его отдельные свойства, и это явление происходит ие изолированно, а совместно с восприятиями пространства и времени. Из основных свойств восприятия, которое необходимо учитывать для безопасного выполнения специалистами своих обязанностей, можно назвать следующие. 11 л л к> ч и я — искаженное восприятие предметов и явлений. Например, белые фигуры пл черном фоне воспринимаются как более длинные и широкие, чем такие же черные фигуры на белом фоне.
В некоторых случаях неправильные.действия специалистов при эксплуатации и обслуживании авиационной техники связаны с ощибочным восприятием показаний приборов или органов управления.
Вероятность возникновения подобного рода ошибок восприятия значительно больше, если конструкция оборудования н управления не отвечает инженерно-психологическим требованиям, например, когда индикаторы (приборы) или органы контроля управления, установленные совместно на одном пульте, сходны по своей форме при различном их назначении либо показания индикаторов плохо различимы вследствие недостаточной освещенности или контраста между фоном и полезным сигналом.
Тренаж. Важным свойством восприятия является его тесная связь с прошлым опытом, прошлыми восприятиями, чувствами и значениями (апперцепция). Поэтому одним из способов повышения устойчивости восприятия являются его тренировка и упражнения в различных условиях (днем, ночью, в непогоду), в том числе усложненных.
Внимание (сосредоточенность) — выделение сознанием определенных объектов и явлений с одновременным отвлечением от всех остальных. Именно благодаря вниманию человека в его практической деятельности удается выделить главную для данной работы информацию.
Произвольное внимание есть результат волевого усилия и напряжения, которое характеризуется целенаправленностью и может поддерживаться волевыми усилиями длительное время. Внимание квалифицируется рядом качеств — широтой, объемом и распределяемостью, концентрацией, устойчивостью и др.
Объем — это количество объектов, явлений, которые человек может держать одновременно в Сфере сознания. Считается, что в среднем это число равно четырем-—шести и ограничивается объемом оперативной памяти.
Для техники безопасности внимание имеет наибольшее значение, так как именно оно позволяет всесторонне оценивать обстановку, которая складывается при эксплуатации и обслуживании технических средств самолета и вертолета.
Концентрация и устойчивость внимания — это способность длительное время сосредоточивать свое внимание на избранном объекте и выделять главное, отвлекаясь от второстепенного. Отрицательным качеством может быть его рассеянность, характеризующаяся колебаниями внимания. Если авиаспециалист при этом продолжает выполнять возложенцые на него обязанности, это может явиться причиной неправильных действий, привести к травмам и несчастным случаям.
Роль цели и воспитания. Внимание также характеризуется одновременно и состоянием личности и зависит во многом от мотивов, целей и содержания деятельности. Поэтому разъяснение специалистам полей и задач деятельности, развитие интереса к выполняемым обязанностям, повышение чувства ответственности и исправное содержание техники, воспитательная и партийно-политическая работа, создающие положительные мотивы деятельности,— все это способствует сохранению положительных качеств внимания.
373
Процесс памяти — отражение того, что ранее воспринималось, совершалось и осмысливалось человеком.
Принято различать образную, словесио-логическую, двигательную и эмоциональную память. Кроме того, в зависимости от длительности память принято Делить на кратковременную и долговременную.
О и е р а г и ч и а и п а м я т ь. Одним из видов кратковременной памяти яв-' ляется оперативная память, под которой понимают тот объем сведений, который необходим для обслуживания текущей оперативной деятельности специали-стп, тут же могут использоваться и данные долговременной памяти (длительное сохранение воспринятого). Например, данные ранее изученных наставлений, регламентов, инструкций широко используются личным составом при экс-плуатапии и обслуживании авиационной техники.
Отдельные авиационные специалисты могут значительно различаться между собой как объемом запоминаемого материала, длительностью его удержания в памяти, так и преобладанием того или иного вида памяти.
Правила запоминания. При проведении занятий по специальности рекомендуются следующие правила:
1)	устное изложение материала должно быть грамотным, простым и доходчивым;
2)	широкое использование зрительного и слухового каналов информации (сочетание наглядных пособий и устной речи);
3)	обучающиеся должны знать необходимый объем и длительность запоминания;
4)	процесс обучения должен быть организован таким образом, чтобы запоминаемый материал активно использовался в ходе занятий и в дальнейшей практической деятельности;
5)	запоминание смыслового содержания является более экономным и емким, при этом устраняется избыточная информация;
6)	повторение изучаемого материала сразу после запоминания. Это обусловлено тем, что забывание наиболее интенсивно происходит в первые часы после запоминания.
Мышление — это психический процесс обобщенного и опосредствованного отражения действительности, установления свойств предметов и явлений, а также процесс раскрытия существенных отношений между ними. Мышление неразрывно связано с языком и речью, и благодаря им результаты мышления становятся достоянием других людей-
Основными мыслительными операциями в процессе мышления являются анализ и синтез.
Анализ предполагает выделение в определенном предмете и явлении отдельных сторон, свойств, связей, наиболее значимых, существенных и интересных для мыслящего человека.
Синтез есть объединение выделенных компонентов в единое целое на основании вскрытых анализов существенных связей. Однако в процессе мышления анализ и синтез существуют в единстве. Любая деятельность специалистов по выполнению ими своих функциональных обязанностей сопровождается процессами мышления. Здесь также большое значение имеет фактор мотивов деятельности и способности человека направить мышление па те вопросы, которые непосредственно связаны с выполнением его обязанностей.
Ориентирование в меняющейся обстановке. Большую роль мышление играет прн устранении трудностей и источников опасности, которые могут возникать в процессе деятельности. Для предотвращения опасности специалист, как правило, должен действовать быстро, умело и производить свои действия в зависимости от меняющейся обстановки — анализа ее изменения. Поэтому при обучении личного состава мерам предосторожности необходимо тесно увязывать сведения об опасности и навыки по ее предотвращению и защите; также необходимо связывать меры безопасности с возможными последствиями нес&блюдения этих мер. Это относится и к обучению опытных специалистов, так как они могут постепенно забывать о существовании опасности.
374
Инженерная психология воплощения профессиональных обязанностей авиационными специалистами
Работоспособность как обобщенный психический показатель зависит от состояния здоровья, обученности и тренированности, мотивации и ряда других, включая режимы труда и отдыха. Сложно взаимодействуя, часто влияя разнонаправленно, все эти условия в конечном итоге дают определенный уровень работоспособности.
Качество работоспособности. Работоспособность определяется качеством (точностью, ошибками и количеством), временем выполнения операции н ее отдельных частей. Эти показатели тесным образом связаны и зависят от состояния отдельных психических процессов: внимания, пампгп в др. Причем величина и частота ошибок возрастают с увеличением сложности задачи и темпа работы. Для разных людей существует оптимальный темп работы, обеспечивающий максимальную надежность и эффективность. Надо учитывать, что количество ошибок уменьшается по мерс тренировок.
Стадии работоспособности. Практический интерес нредскш ляют изменения работоспособности по стадиям времени труда. Начало труди обычно характеризуется постепенным улучшением кйчестиа выполнении обилпп ностей. Вторая стадия квалифицируется относительно стабильной работоспособность]», которая сохраняется на одинаковом уровне, несмотря па ностепепио развивающееся утомление. И, наконец, третью стадию отличает постепенное снижение работоспособности, вызванное утомлением. В самом конце деятельности наблюдается вновь некоторое улучшение прямых показателей качества выполнения операций («конечный порыв»), вызванное предполагаемым окончанием работу и последующим отдыхом.
Паузы отдыха. Работоспособность, надежность и эффективность труда по стадиям можно повысить, если в течение смены устраивать короткие перерывы, не нарушающие выполнения основной задачи. Длительность п частота пауз зависят от характера деятельности специалиста. Короткие (3—5 мин), но частые паузы необходимы в тех случаях, когда высокие требования предъявляются к вниманию и координации движения.
Более длительные (около 10 мин), но менее частые паузы рекомендуются прн мышечных нагрузках.
Другим способом снижения утомления и повышения работоспособности может служить снижение нагрузки или ее попеременное снижение.
Утомление — процесс временного снижения работоспособности, наступающий в результате профессиональной деятельности, т. е. в ходе выполнения специалистами своих непосредственных функциональных обязанностей. Утомление и работоспособность — понятия, тесно связанные. Утомление является процессом физиологическим, и после отдыха происходит, как правило, полное восстановление исходного уровня работоспособности. В свою очередь, переутомление— это процесс, вызванный прежде всего перенапряжением центральной нервной системы, и требует более длительного, чем утомление, восстановительного периода, а иногда и специального лечения.
Напряженные, неуверенные и осторожные действия. Для обеспечения безопасной деятельности большую роль играют специальные знания, умение, навыки, иначе возрастает вероятность ошибок. Это обусловливается неуверенными действиями, выполнением работы с излишней осторожностью, напряжением, что может привести также к быстрому утомлению. Вместе с тем необходимо учитывать, что частое изменение характера профессиональной деятельности личного состава, работа то на одном посту, то на другом наряду с чувством неуверенности может снизить интерес к выполнению своих должностных обязанностей.
Микроклимат — обитаемость. Снижение работоспособности у специалистов может возникать не только под влиянием утомления, вызванного длительностью работы или напряженными усилиями, но и под влиянием факторов обитаемости. Поэтому поддержание на рабочих местах сотвстствующего режима труда является совершенно необходимым. Например, наиболее благоприятными условиями микроклимата следует считать температуру +19—24°С при
375
Мйосйтельнои влажности 50 70% и скорости движения воздуха, не превышай-щей 0,1—0,3 м/с.
В южных условиях температура воздуха в помещениях не должна быть выше +27°С, а в холодный период не снижаться ниже +15°С.
Содержание кислорода в воздухе должно быть в пределах 20—23% н лишь в исключительных случаях допускается его снижение до 19%.
Ослещсипость. Успешная и безопасная работа специалистов может быть ' обеспечена лишь при условии оптимального освещения. Что касается качества освепц-ппя, то преимущество использования люминесцентных ламп в качестве источников света является несомненным прежде всего потому, что спектр нх свечения близок к естественному дневному свету.
Освещение должно обеспечивать на рабочих поверхностях достаточно хорошие условия различения рассматриваемых деталей на соответствующем фоне и вместе с тем не вызывать излишнего напряжения механизмов приспособления глаза к высоким освещенностям.
Безошибочное восприятие показаний различных индикаторов создается при освещенностях порядка 250—300 лк. Дальнейшее увеличение освещенности не ведет к существенному улучшению условий восприятия, но увеличивает слепящий эффект.
Цвет — окраска. Цвета красный, желтый, оранжевый и их оттенки относят к числу «теплых», что связано с определенными жизненными ассоциациями. Они оказывают возбуждающее действие и при длительном воздействии могут раздражать и снижать работоспособность.
Холодные цвета. Цвета голубой, синий, зеленый, фиолетовый н их оттенки относят к числу «холодных» и действуют на человека успокаивающе. Цвета бледные, являющиеся по существу оттенками белого цвета, повышая общую освещенность помещений, указанными выше воздействиями не обладают.
Требования эстетики. Одно из важнейших требований эстетики — создание разнообразия с использованием как «холодных», так и «теплых» тонов.	z-
В настоящее время для служебных помещений используются светлые тона — белый, белый с голубоватым пли розоватым оттенком. Для создания контраста между панелями пульта и встроенными приборами их корпуса окрашиваются в светло-серый цвет.
Все пожарпое оборудование окрашивается в красный цвет, надписи же делаются белым цветом, хорошо контрастирующим с фоном. В окраске трубопроводов частично используются мнемонические правила: цвет окраски соответствует или близок к цвету содержащей среды.
Характеристики комфортной температуры и среды
Понятие комфорта. Если окружающая среда имеет такую температуру и влажность, что количество тепла, вырабатываемое организмом, находится в равновесии с количеством тепла, отбираемым средой, то среда и температура являются комфортными.
В условиях комфорта температура не вызывает беспокоящих человека тепловых ощущений — холода или перегревания. С изменением физической работы человека, скорости воздуха и других факторов значение комфортной температуры изменяется.
Физические нагрузки и самочувствие. В настоящее время еще недостаточно известно о количественной связи между тяжестью физического труда и условиями внешней среды. В левой колонке табл 7.2 приведены условия, при которых человек чувствует себя хорошо, в правой колонке — как должна изменяться температура окружающего воздуха, чтобы при физической нагрузке или при изменении влажности либо скорости воздуха человек продолжал сохранять нормальное самочувствие. Физическая нагрузка и пределы изменения влажности и скорости воздуха приведены в средней колонке табл. 7.2, из которой видно, что комфорт в большей степени зависит от трудности физической работы. Изменение влажности воздуха сказывается на раздетом человеке го-
376
Т а б л и Ц а 7.2
Влияние физической работы, влажности и скорости воздуха на комфортную температуру
Исходные условия	Физические нагрузки, изменение внешних условий	Необходимое изменение температуры окружающего воздуха
Сидящий без одежды че-	Тяжелая работа, равно-	Уменьшение на 20°С
ловек; температура помещения +29°С, влажность средняя, скорость воздуха 0,1—0,5 м/с То же	ценная выделению тепла 420 ккал/ч Работа средней трудно-	»	»	1()"С
	сти, равноценная выделению тепла 250 ккал/ч Легкая работа	»	» 7—10°
Сидящий человек, влажность воздуха 30%, скорость 0,5 м/с: человек раздет, /= +29°С	Повышение влажности* с 30 до 70%	»	»	6°
человек одет, /=+21 °C	с 30 до 70%	»	»	2°
Сидящий человек, влажность воздуха 50%, скорость 0,5 м/с: человек раздет, /=+29°С	с 0,1 до 1 м/с	Повышение на 2,5°
человек одет, /=+29°С	с 0,1 до 1 м/с	»	»	2°
Температура помещения	Изменение температуры	Изменение темпе-
+20°С	излучателей лучистого теп-	ратуры воздуха с
•	ла на 5°	обратным знаком иа 3°
раздо сильнее, чем на одетом, потому что разность давлений пара, соответствующая изменению влажности, например, от 30 до 70% при температуре +29°С (комфортная температура для человека без одежды) больше, чем при +21°С (комфортная температура для одетого человека).
3.	МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ ОБСЛУЖИВАНИИ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
Допуск "к работе. В процессе технического обслуживания авиационной техники в случае неграмотного или небрежного выполнения работ .обслуживающий персонал может получить тяжелые травмы. Поэтому к работам на авиационной технике допускаются только специалисты, хорошо знакомые с ней и знающие меры безопасности, необходимые при эксплуатации н обслуживании. Следует помнить, что из-за ограниченных доступов к деталям, системам и агрегатам самолета и вертолета при небрежном пользовании инструментом возможны травмы рук. При работах на крыле н хвостовом оперении нужно следить за исправностью и аккуратностью установки стремянок и лестниц, а также за правильностью крепления трапов, так как возможно падение на землю с последующими ушибами или костными переломами.
Работы в кабинах. Перед началом работы для избежания случайного складывания шасси и самопроизвольного включения электрических агрегатов проверяют:
установлены ли предохранительные чеки на все пиромеханизмы, а также на рычаги, перемещение которых может привести к непроизвольному срабатыванию различных механизмов;
плотно ли прилегают колпачки кнопок тормозных парашютов;
13—397
377
находятся ли переключатели кранов выпуска шасси и закрылков в нейтральном (выключенном) положении;
выключены ли переключатели электроцепей, соединяющих источники электроэнергии с бортовой сетью.
Работа в кабине. Не допускается посадка в кабину с инструментом и посторонними предметами в карманах, так как их потеря может явиться причиной заклинивания управления самолетом в полете.
Все работы в кабине и на других объектах по осуществлению контроля за состоянием авиационной техники специалисты различных служб, как правило, выполняют только с разрешения техника (механика) самолета или вертолета.
Монтажно-демонтажные работы предусматривают применение специальных сортовиков для укладки болтов, винтов и других крепежных деталей, исключающих их потерю в процессе работы. Ящики, как правило, подвешивают с внешней стороны кабицы в удобном для работы месте.
Границы опасной зоны. Во время работы двигателя обслуживающему персоналу не следует находиться в опасной зоне, впереди и сзади самолета. Граница опасной зоны устанавливается для каждого типа самолета индивидуально в зависимости от расположения ГТД, их тяги, наличия форсажных' камер, количества двигателей и конструкции воздухозаборников. Чем ближе находится человек к воздухозаборнику самолета при работающем двигателе, тем сильнее действует на него засасывающее усилие.
Во время опробования двигателя обслуживающему персоналу запрещается находиться на самолете вне кабины или производить какие-либо работы, не связанные с опробованием двигателей.
Работа с баллонами, наполненными сжатыми газами:
во избежание разрывов нельзя пользоваться аэродромными или самолетными баллонами, наполненными сжатыми газами, у которых истекли сроки проверки Котлонадзором, а также ударять баллоны при погрузочно-разгрузочных работах;
резкое открытие вентилей баллонов может привести к динамическому разрушению элементов заправляемых систем или к воспламенению в кислородных системах. Для предотвращения взрыва кислородных баллонов необходимо пользоваться только обезжиренным инструментом и работать в чистых перчатках;
перед отсоединением шланга от штуцера заправки систему предварительно перекрывают вентилем и стравливают давление из шланга, так как при несоблюдении этого требования возможны поломки бортового штуцера и нанесение травм и повреждений наконечником шланга при истечении из него газа.
Техническое обслуживание и эксплуатация электрооборудования самолета. Запрещается:
определять проверкой на искру наличие напряжения в цепи. Для этой цели необходимо пользоваться вольтметрами;
оставлять открытыми электрощитки распределительных устройств, коробки реле, коробки контакторов и разъединять штепсельные разъемы;
оставлять бортовую сеть под напряжением, уходя с рабочего места;
включать и выключать источники электроэнергии и проверять электрооборудование при сливе топлива и масла, при течи топлива;
устанавливать аэродромный источник электроэнергии в местах, где имеются подтеки масла и керосина;
отключать и подключать наконечники кабеля у аэродромного источника электроэнергии, когда его розетка включена в бортовую сеть;
пользоваться неисправными переносными лампами, электропаяльниками, неисправными приборами и инструментом;
применять кислотную пайку;.
нарушать систему экранировки и металлизации;
присоединять провода в каких-либо местах, помимо разъемных или ответвительных коробок;
работать в гондолах внутренних двигателей, не убедившись, что АЗС «Шасси» выключен; давление в гидросистеме уменьшено, на штоки цилиндров створок шасси поставлены предохранительные хомуты;
выполнять работы по электрооборудованию и радиооборудованию по электросхемам другого номера самолета. Все работы выполнять только по элект-378
росхемам данного номера самолета, в которых отражены псс доработки этих систем на самолете;
устанавливать на самолет агрегаты электро- н радиооборудования, предварительно не проверенные на их работоспособность и соответствие техническим условиям;
паять провода в отсеках, где расположены топливные баки;
оставлять неизолированными свободные концы проводов;
присоединять провода в месте пайки без облуживания концов или без кабельных наконечников;
подключать под один контакт более трех проводов, а также провода, значительно различающиеся по сечению;
прикреплять электропроводку к съемным агрегатам.
Перед проведением осмотров и выполнением регламентных работ необходимо принять все меры предосторожности, исключающие: разряд через людей статического электричества, накопившегося па самолете (и полете пли при заправке топлива), падение и зависание грузов, складывание шасси и самопроизвольное включение агрегатов.
Заправка жидким кислородом. Перед заправкой самолетной системы жидким кислородом нужно убедиться, что площадка около самолета в месте стоянки заправщика, а также под самолетом в месте слива кислорода за борт очищена от пролива масла и керосина.
Место слива кислорода за борт от вентиля сброса давления необходимо ограждать легкими переносными загородками или шпуром с вымпелами, натянутыми иа переносные пирамидки. Эта мера исключит случайное попадание жидкого кислорода на одежду или открытые части тела лиц обслуживающего персонала.
Кислородные ожоги. Жидкий кислород, попадая па тело человека, вызывает сильное обмораживание (ожог), а все органические вещества, пропитанные жидким кислородом, являются до полного испарения кислорода взрывчатыми веществами большой силы и очень легко воспламеняются. Поэтому при заправке жидким кислородом нельзя вблизи курить, зажигать спички или подносить любой источник открытого пламени.
Нужно следить за тем, чтобы спецодежда специалистов не имела жировых пятен и была чистой.
Работа с кислородом. При эксплуатации кислородного оборудования не допускается: наличие на деталях кислородного оборудования масложировых веществ; работа в масляной одежде; нарушение герметичности кислородных систем; применение для продувки элементов кислородного оборудования газов и жидкостей, не предусмотренных инструкцией; пайка кислородных трубопроводов не предусмотренными для этих целей припоями; устранение негерметичности соединений в кислородных магистралях при наличии в них давления; скручивание кислородных трубопроводов н шлангов. Концентрация кислорода 40% пожароопасна.
Во избежание взрыва в пожарных шлангах запрещается применять нерас-консервированные и необезжиренные кислородные шланги. Обезжиренные шланги должны иметь отличительную маркировку — две поперечные голубые полосы.
Агрессивность спецжидкостей. На авиатехнике применяются специальные жидкости и газы, агрессивно действующие не только на кожу, но и на весь организм человека. Некоторые из них взрывоопасны. Поэтому при заправке ими систем необходимо принимать меры безопасности, изложенные в инструкции по эксплуатации или в специальных брошюрах.
Пролитые топлива, масла и спецжидкости, испаряясь, оказывают вредное воздействие на людей и создают угрозу пожара при случайном воспламенении. Залитые ими места нужно немедленно засыпать чистым сухим песком, который после впитывания жидкости удаляют.
Места, залитые этилированным бензином, обрабатывают хлорной известью или другими дегазационными веществами.
Меры безопасности при заправке топливом и маслом. При заправке топливом и маслом заправочные машины, самолет и заправочные пистолеты заземляют, чтобы исключить возможность искрообразования за счет зарядов
13*
379
статического электричества, возникающего при движении топлива по шлангам. Заправочные машины устанавливают таким образом, чтобы удаление их от самолета в случае необходимости происходило по прямой линии без дополнительного маневра. Выхлопные газы двигателей заправочных машин не должны попадать па детали летательного аппарата. Самолет при заправке должен быть обесточен, сели это требуется инструкцией по обслуживанию данного типа самолета.
Обслуживание высокорасположеииых частей ЛА. Для этого применяют только пгпр.'шиые и псобледеневшие лестницы и стремянки, имеющие надежно огражденные рабочие площадки. После установки лестниц и стремянок принимают меры, исключающие их самопроизвольное перемещение и скольжение по обледеневшему грунту. Работать на крыле и стабилизаторе можно только с использованием страховочных приспособлений и в специальной мягкой, не скользящей обуви.
Правила работы в топливных баках. При обслуживании топливной системы наибольшую опасность представляют работы, связанные с пребыванием людей в топливных баках. Их могут выполнять только мужчины не моложе 18 лет, допущенные к этому медицинской комиссией и прошедшие инструктаж по безопасности.
Подготовка баков. Перед началом работ бак освобождают от топлива и продувают сжатым воздухом в течение не менее 30 мин. При наличии в баке даже незначительного количества топлива работа внутри него не попускается. Работающий в топливном баке должен иметь чистую спецодежду и обувь, а также пользоваться шланговым противогазом, приемный конец которого выводится в зону чистого воздуха за пределы бака. Использование фильтрующих противогазов и кислородных приборов любой конструкции, как и работа без шлангового противогаза, категорически запрещается.
Запрещается иметь при себе при работе в баке зажигалку, спички, горючие вещества, продукты питания и искрообразующий инструмент. Применяется только омедненный инструмент, не имеющий острых кромок и укладываемый на мягкий коврик.
Освещение в баке. Для освещения внутри топливного бака применяется лампа взрывобезопасного типа, питающаяся от сети с напряжением 24—36 В. Включение и выключение ее производятся только вне бака. Конструктивное оформление вилки шнура должно исключать возможность включения лампы в розетку с напряжением сети ПО В и выше. Применение оголенных проводов вместо вилки не допускается. Провода не должны касаться влажных или горячих поверхностей. Если применяется понижающийся трансформатор, то он должен находиться вне бака. При обнаружении неисправности лампы, шнура или трансформатора работу немедленно прекращают.
Страховка работающего. Во время работы в баке около люка должен присутствовать специалист, следящий за работающим в баке и готовый оказать ему помощь. Если работающий почувствует под маской запах топлива, он должен немедленно выйти из бака и доложить об этом старшему. Продолжение работ разрешается только после устранения причин проникновения паров топлива под маску.
Продолжительность работы. Рабочий день при ‘работе внутри баков не должен превышать 6 ч. При температуре внутри топливных баков менее 25°С в них работают циклами по 30 мин с часовым перерывом между ними. При температуре от 25 до 40°С время работы в баке сокращается до 15 мин с сохранением продолжительности отдыха. При температуре внутри топливных баков выше 40°С работы в них запрещаются. Удлинять время работы в топливном баке и сокращать перерывы отдыха нельзя ни при каких обстоятельствах.
Проведение работ с шасси и щитками. Подъемники, на которые устанавливаются самолеты для выполнения работ с шасси, должны быть исправными. Устанавливать их необходимо опорами под специально предусмотренные детали конструкции самолета. Поднимать самолет на подъемники можно только после проверки их крепления на поверхности земли, особенно зимой. Невыполнение этих условий может привести к деформации конструкции и падению самолета.
380
Работы, проводимые по командам. Проверочные работы по уборке и выпуску шасси, а также посадочных и тормозных щи ниш проводят по предупредительным командам: «От шасси!»; «От щитков!» п др При ппм уборку и выпуск шасси и щитков производят только после ответной команды «Есть от шасси» или «Есть от щитков».
При работе в отсеке тормозных щитков во избежание их неожиданной уборки предварительно стравливают давление в гидросистеме и отключают электропитание, а переключатель щитков устанавливают в положение «Выпущено». При убранном шасси и нахождении авиатехники на подъемниках не допускается проведение каких-либо работ, не связанных с контролем за работоспособностью и плотностью прилегания щитков шасси.
4.	БЕЗОПАСНОСТЬ ТРУДА НА АЭРОДРОМАХ
Аэродромы представляют собой сложный инженерно-технический комплекс. Рельеф поверхности аэродрома должен быть ровным, с план....... переходом
уклонов. Длина и ширина ВПП и рулежных дорожек устанавливается в зависимости от типов самолетов, базирующихся па аэродромах.
Размещение авиатехники. Для размещения самолетов и вертолс гон на аэродромах предусмотрены места стоянок с бетонированной поверхностью. Мес та стоянок должны быть расположены на расстоянии: нс менее 50 м от ангаров и служебно-бытовых зданий, 75 м от складов с легковоспламеняющимися и горючими жидкостями и 500 м от жилых зданий.	,
Места стоянок должны быть оборудованы: приспособлениями для крепления самолетов и вертолетов; приспособлениями для их заземления; противопожарными средствами; устройствами для глушения шума двигателей; устройствами, предупреждающими разливание топлива па болг пню расстояния, и т. д .
Примечание. Современные реактивные самолеты, имеющие большую удельную нагрузку на крыло, как правило, не швартуются, но упорные (тормозные) колодки под колеса этих самолетов устанавливаются, что значительно увеличивает момент сопротивления развороту. Для некоторых самолетов устанавливаются парные колодки (спереди и сзади колеса), скрепляемые тендерами. В таких случаях прн стоянке на грунте момент сопротивления развороту увеличивается примерно в 4 раза по сравнению с моментом при стоянке самолета без колодок.
Интервалы между самолетами (вертолетами). Самолеты на местах размещаются в один или два ряда. Расстояние между рядами самолетов должно быть не менее трех размахов крыльев или длицы фюзеляжа данного типа самолета.
Интервалы между плоскостями смежных самолетов должны быть не менее: 2 м — для самолетов с одним двигателем; 3 м — для самолетов с двумя двигателями; 5 м — для самолетов с четырьмя и более двигателями.
Разрывы между осями винтов вертолета должны быть не менее двух диаметров несущего винта. Это же расстояние выдерживается во всех случаях при работающих несущих винтах.
Лопасти несущих винтов вертолетов устанавливаются так, чтобы ни одна из них не находилась над хвостовой балкой или фюзеляжем вертолета. Стопорение рулей, элеронов и швартовка лопастей несущих винтов производятся в соответствии с инструкцией по эксплуатации.
Ангарное хранение. Ввод самолетов в ангар разрешается только с неработающими двигателями и со снятыми аккумуляторами. В ангаре расстояние между крайними частями смежных самолетов должно быть не менее 1 м, а проходы у стен и ворот ангара — шириной не менее 1 м.
Расположение самолетов в ангаре должно допускать беспрепятственный поочередный вывод их из ангара, без сложных разворотов.
Оборудование специальных площадок. Для контроля и проверки работоспособности и точности работы радиоэлектронного оборудования авиационной техники на территории аэродрома оборудуется специальная площадка, позволяющая производить точную установку самолета в линию полета, юстировку радиоэлектронного оборудования, калибровку дальности, проверку работоспо
381
собности. На этой же площадке производится устранение (списание) девиации магнитных (гиромагнитных) компасов и радиокомпасов.
Рабочие места, места хранения имущества и опробования ГТД. Порядок размещения рабочих мест, инструмента, верстаков, наземного оборудования, капотов и чехлов на стоянках самолетов устанавливается инженером.
На территории аэродрома, отведенной для стоянки самолетов, оборудуют места для хранения авиационного имущества, резервуары для сбора отстоя топлива и отработанного масла, устанавливают ящики для сбора использованной ветоши н места для курения.
Но избежание повреждения самолета и двигателя посторонними предметами прн опробовании двигателя и выруливании места стоянок тщательно подметают, грунт поливают водой, а снег убирают или утрамбовывают. Оборудуются также специальные площадки для опробования двигателей.
В районе с жарким климатом и высокой температурой воздуха, резкими колебаниями ее в течение суток и пыльными бурями следует соблюдать некоторые особенности при организации и оборудовании стоянок и рабочих мест технического состава. В этих условиях необходимо обеспечить личный состав питьевой водой, оборудовать вблизи основных рабочих мест душевые установки и укрытия от солнечной радиации в виде навесов и тентов. Места стоянок самолетов и площадки предварительного старта для уменьшения запыленности' самолетов нужно выбирать с учетом направления ветра, характера н состояния грунта аэродрома. Выполнение регламентных и ремонтных работ, связанных с разборкой и сборкой агрегатов, производится в тщательно закрываемых помещениях, с соблюдением всех мер по предупреждению запыления и загрязнения деталей.
S.	ТЕХНИКА БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Воздействие тока на человека. При- эксплуатации электрооборудования возможны случаи травматизма личного состава от воздействия электрического тока, который раздражает чувствительные окончания нервов (рецепторов), вызывает реакции не только в месте проникновения тока, но и в любой точке тела, лежащей на его пути. В этом кроется причина опасности поражения электрическим током при больших . путях его прохождения по организму человека.
Пороговый ощутимый ток. Величина тока, при которой человек начинает ощущать его воздействие, называется пороговым ощутимым током. Величина его составляет: при переменном токе с частотой 50 Гц в пределах 0,6—1,5 мА; при постоянном токе в пределах 5—7 мА.
Пороговый ощутимый ток не является опасным, но при длительном воздействии на человека оказывает вредное влияние на его организм.
Безопасным током принято считать ток 50 мкА при 50 Гц и 10 мкА при постоянном токе. Электрический ток, воздействуя на человека, приводит в основном к электрической травме или электрическому удару.
Электрические травмы. Характерные виды электрических травм: электрические ожоги, электрические знаки, металлизация кожи, механические повреждения и наружное воспаление оболочек глаз.
Различают токовый, дуговой и смешанные ожоги. Токовый (контактный ожог) возникает в электроустановках с напряжением не выше 1—2 кВ. Дуговой ожог является следствием воздействия на тело электрической дуги, возникшей между токоведущими частями, но без прохождения тока через человека. Эти ожоги бывают при случайных коротких замыканиях в электроустановках от 220 до 6000 В.
Электрические знаки илн знаки тока напоминают округленные пятна серого или бледно-желтого цвета на теле человека.
Металлизация кожи — внедрение в кожу человека порошкообразных крупиц расплавленного металла от электрической дуги при коротких замыканиях, например отключение рубильника под нагрузкой от сети и т. п. Часто с металлизацией происходит также ожог электрической дугой.
382
Рис. 7.2. Сравнительная опасность постоянного (/) и переменного (2) тока и зависимости от напряжения
Рнс. 7.1. Зависимость сопротивления тела человека от напряжения: S — площадь электрода
Электроофтальмия глаз. Значительную опасность электрическая дуга представляет для глаз своими ультрафиолетовыми лугами, излучаемыми сю. Заболевание глаз, так называемая электроофтальмия, наступает спустя несколько часов после влияния на иих ультрафиолетовых лучей и, как правило, вызывает слезотечение, спазмы’век, резь и боль в глазах. Для защиты глаз от электрической дуги рекомендуется применять при работе защитные очки.
Электрический удар представляет собой возбуждение живых тканей тела человека, протекающим через него электрическим током, и сопровождается непроизвольными судорожными сокращениями мышц. Воздействие на организм электротока вызывает шоковое .состояние иногда со смертельным исходом. В этом случае при прохождении электрического тока в организме человека возникают тяжелые патологические процессы.
Первая помощь пострадавшему. При ударе человека электрическим током рекомендуется сразу разомкнуть электрическую цепь, в которой оказался пострадавший. Если условия не позволяют это сделать быстро, то незамедлительно пострадавшего надо оттащить от токоведущих систем, соблюдая при этом строгие меры предосторожности, чтобы самому не оказаться под напряжением. При этом следует надеть резиновые перчатки или галоши либо свои руки обернуть сухой тканью, а под ноги положить доску или свернутую одежду. Оттаскивать пострадавшего следует только за одежду, не касаясь его тела незащищенными руками.
Вторая помощь пострадавшему. Когда пострадавшего освободили от действия электрического тока и он находится в сознании, у него есть пульс и самостоятельное дыхание, его следует уложить в постель и обеспечить полный покой, и затем вызвать медицинскую помощь. Пострадавшему запрещается двигаться или продолжать работу, помня о том, что при электротравме ухудшение здоровья происходит спустя некоторое время после поражения.
Если у пострадавшего отсутствует дыхание или пульс, принимают меры к их восстановлению искусственным путем. Помощь при электрическом ударе должна оказываться на месте происшествия. Нельзя терять время на транспортировку пострадавшего.
Сопротивление человеческого организма электротоку. Сопротивление тела человека Яч является величиной, зависящей от состояния кожи, параметров электроцепи (рис. 7.1), физиологических факторов и состояния окружающей среды. При сухой чистой и неповрежденной коже, измеренное при и до 15— 20 В сопротивление тела Яч колеблется от 2000 от 120 000 Ом и более. При повреждении рогового слоя кожи, наличии влаги на ее поверхности, значительном потовыделении и загрязнении сопротивление Яч резко уменьшается. Например, при увлажнении рук морской водой Яч снижается на 25—55%, а дистиллированной водой — на 14—37%. При длительном увлажнении кожа насыщается влагой и продуктами потовыделения, в результате чего Яч уменьшается даже до нуля. Поэтому с мокрыми или сильно потными незащищенными
383
руками работать не следует. Чувствительность к току также возрастает с увеличением содержания углекислого газа в воздухе.
Род тока и его величина. Переменный ток частотой 50 Гц при малых напряжениях- представляет большую в 3—5 раз опасность, чем постоянный ток. Переменный ток ч.тгтогоп 50 Гц при напряжении 36 В по характеру воздействия эквиваленте..остошшому току при напряжении ПО В. Характеристика
воздействия электротока па организм человека в зависимости от рода тока и его величины приводится па рис. 7.2.
Напряжение. Опасность поражения электрическим током значительно увеличивается с ростом напряжения. При этом величина безопасного напряжения зависит от условий окружающей среды, рода тока, его частоты, длительности протекания и др. За безопасную величину напряжения при любых условиях окружающей среды принято 17=12 В.
Частота тока. Повышение частоты вызывает понижение физиологической активности переменного тока, но так как одновременно с этим уменьшается и сопротивление организма, то опасность поражения увеличивается. При небольших напряжениях, не вызывающих пробоя кожных покровов, такое снижение сопротивления /?ч приводит к тому что при повышенной частоте ток увеличивается и становится не менее опасным, чем при 50 Гц.
Время протекания тока. С увеличением времени протекания тока через организм человека сопротивление R4 уменьшается. Токи, величина которых безопасна при мгновенном или кратковременном протекании через тело человека, становятся опасными при их длительном воздействии. При этом чем выше напряжение, тем быстрее происходит поражение электрическим током.
Путь тока в организме оказывает значительное воздействие на исход электротравмы. Наиболее опасным является путь тока вдоль оси тела или путь, лежащий через жизненно важные органы.
Защитное заземление предназначено для защиты человека от поражения током при прикосновении к электрооборудованию, последнее в нормальных условиях не находится под напряжением, но может оказаться под напряжением из-за плохого состояния или повреждения изоляции. Заземлением достигается снижение электрического потенциала до малой величины, при которой даже в случае пробоя изоляции обеспечивается безопасность авиаспециалиста, прикасающегося к корпусу электрооборудования.
Защитное заземление выполняют медным проводом или лентой, присоединяемой по кратчайшему пути к корпусу конструкции авиатехники, а на металлических — к специальному медному или латунному листу либо к местам, указанным в технологии данного типа техники. Присоединять заземление к трубопроводам, баллонам, бакам и другим служащим для хранения сжатых газов, горючих и смазочных материалов, запрещается. Однако защитное заземление может быть выполнено совместно с заземлением для защиты радиоприема от помех и с заземлением для снятия статических зарядов.
6.	МЕРЫ ЗАЩИТЫ ОТ ВОЗДЕЙСТВИЯ ШУМА, ЭЛЕКТРОМАГНИТНОГО ИЗЛУЧЕНИЯ И СТАТИЧЕСКОГО ЭЛЕКТРИЧЕСТВА
Защита от воздействия шума. При работе на стоянках источниками шума являются работающие двигатели самолетов и спецмашин, а при работе в лабораториях — различные генераторы, моторы, вентиляционные установки, вращающиеся части оборудования (например, антенны РЭО) и т. п.
Шум характеризуется интенсивностью и спектром звука. Интенсивность звука определяется потоком звуковой энергии, проходящей через поверхность площадью 1 м2, расположенную перпендикулярно к направлению распространения звука. Единица интенсивности звука — ватт на метр в квадрате (Вт/м2). Самый слабый звук, который можно услышать, соответствует 10-12 Вт/м2. Эта величина называется нулевым уровнем или порогом слышимости. Ухо человека воспринимает изменения интенсивности звука по логарифмическому закону, поэтому уровень интенсивности звука удобно выражать в логарифмических единицах — децибелах (дБ).
АГдб = 101е(//7о),
384
Реактивные двигатели Поршневые двигатели
Гусеничные машины Пневматический малат
Вагон метро Станки Улица Радио
Разговор Пылесос Шум в доме Шепот
Порог слышимости (нулевая громко:ть)
HiimencutuociiUi (Нк)
Рис. 7.3. Интенсивность различных звуков
где — уровень интенсивности звука, дБ; /—интенсивность данного звука, Вт/м2; /о — нулевой уровень, Вт/м2.
На рис. 7.3 приведены интенсивности различных звуков (шума), а на рис. 7.4. интенсивность шума около самолета при работающей вспомогательной силовой установке. При работе в шумовой обстановке при интенсивности шума 60—75 дБ наблюдается понижение внимания и ослабление памяти. При длительном воздействии шума свыше 80 дБ может наступить потеря слуха. Временная глу-	с<
хота возникает при кратковременном воздей-	/*\
ствии шума от 100 до 125 дБ, при 125—130 дБ появляются болевые ощущения, а при уровне шума 150 дБ может наступить посте-	оо—>
янная потеря слуха. Даже кратковременное	67
и однократное воздействие шума большой
интенсивности, резко влияет на слуховые функции. Так, после воздействия шума интенсивностью 120 дБ в течение одного часа для восстановления слуха требуется до пяти часов.
Биологическое действие шума зависит не только от его интенсивности, ио и от спектра. Орган слуха по-разному чувствителен к звуковым колебаниям разных частот. Наиболее неприятен для человека шум в диапазоне частот 3000—5000 Гц. Допустимые уровни шума нормируются санитарными нормами, они различны для различных условий работы и зависятот частоты звуковых колебаний. Например” на рис. 7.5 показаны предельно допустимые уровни шума различных видов работ и частот звуковых колебаний. Для измерения интенсивности шума и анализа
96
7OZ
Рис. 7.4. Интенсивность шума около самолета при работающей вспомогательной силовой установке
90
385
Рис. 7.5. Предельно допустимые уровни шума:
1 —’ конструкторские бюро; 2 — лабораторные помещения; 3 — рабочие места в производственных помещениях
Рис. 7.6. Графики снижения шума, характеризующие эффективность средств индивидуальной защиты от шума:
1 — волокно; 2 — вкладыши; 3 — шлемы
его спектральных характеристик используются приборы шумомеры и частотные анализаторы. Общая оценка шумов ведется по уровням интенсивности в полосах частот 63, 125,	4000,
8000 Гц («октавные» полосы, т. е. отношение частоты конца полосы к частоте начала равно двум (см. рис. 7.4, 7.5).
Орган слуха человека способен различать прирост интенсивности звука в 1 дБ.	1 |
Методы защиты разделяются на коллективные и индивидуальные. К коллективным относятся методы изоляции источника шума средствами звукоэкранирования и звукопоглощения. Наиболее эффективны и просты индивидуальные методы. К индивидуальным методам относится применение различных противошумных защитных средств: тампонов из звукопоглощающего волокна заглушек и вкладышей, вкладываемых в наружный слуховой проход, противошумных шлемов и наушников, прикрывающих полностью ушную раковину. Индивидуальные средства защиты надежно защищают от шума, особенно в диапазоне частот 1000—7000 Гц. Например, противошумные вкладыши «Беруши» (продаются в городских аптеках) снижают ощущаемый человеком уровень шума от 10 до 30 дБ. На рис. 7.6 приведены графики, характеризующие эффективность средств индивидуальной защиты от шума. Надежная деятельность авиационных специалистов зависит от безошибочного восприятия речевых сообщений и команд, при этом уровень интенсивности речевых сообщений должен превышать уровень шума не менее чем на 5 дБ. Оптимальный темп сообщений — 120 слов в минуту. Объем используемых слов желательно ограничивать.
Защита от электромагнитных излучений
При работах на аэродроме и в лаборатории с радиопередающими устройствами большой мощности имеет место воздействие электромагнитного излучения на личный состав, работающий с аппаратурой, а также находящийся в зоне облучения. Систематическое воздействие электромагнитных полей, особенно в дециметровом и сантиметровом диапазонах, оказывает вредное влияние на организм человека. Могут появляться головные боли, повышенная утомляемость, раздражительность. Функциональные нарушения, вызванцые воздействи- -ем электромагнитных полей, способны накапливаться в организме, но являются обратимыми при исключении воздействия излучения.
При правильной организации работ, высокой дисциплине труда работа с излучающими устройствами не является опасной.
Интенсивность излучения оценивается плотностью потока мощности сигнала (ППМ). Плотность потока мощности — это энергия, проходящая за 1 с через 1 см2 поверхности, — выражается в мкВт/см2. В качестве предельно допустимой интенсивности излучений устанавливается ППМ 10 мкВт/см2. Опасными источниками электромагнитного излучения являются самолетные РЛС
386
Таблица 7. 3
Защитные свойства различных строительных материалов (ослабление в децибелах)
Материал и конструкция	Длина волны	
	сантиметровые	метровые
Кирпичная капитальная степа толщиной 70 см	20	12
Внутренняя оштукатуренная переборка толщиной 15 см	10..12	2,5
Деревянная переборка из одного слоя сосновых досок толщиной 30 мм	1	2,5
Оконное стекло толщиной 3 мм	1. 4,5	.3
Окно с целой одинарной рамой		3,5
То же, с двойной рамой	7	
Стекло с пленкой двуокиси олова		!0
(работа на открытое излучение) и наземные РЛС, расположенные па аэродроме. Так, зоны ППМ, безопасные для человека в направлении излучения главного лепестка, могут быть расположены от самолета (с работающей РЛС) на расстоянии 2—2,5 и 2—6 км от наземной РЛС. Облучение электромагнитной энергией людей возможно не только через антенны. Интенсивное излучение может быть через неплотности фидерных и волноводных сочленений, щели в экранах, смотровые и вентиляционные отверстия. Измерение ППМ осуществляется измерителями плотности потока мощности (например, приборы ПО-1, ПЗ-9, ПЗ-13). Определив зоны интенсивного излучения, можно проводить организационные и технические мероприятия по защите личного состава от электромагнитных излучений. Организационные меры включают рациональное размещение излучающих объектов, ограничение места и времени нахождения людей в опасных зонах. Весьма эффективны технические меры по уменьшению мощности излучения, экранированию источников излучения и использованию средств индивидуальной защиты. Для уменьшения мощности излучения применяются эквиваленты антенн и поглощающие нагрузки (рис. 7.7). На рис- 7.7, а показан поглотитель малой мощности (до нескольких ватт), в котором используется порошковое железо. Для поглощения больших мощностей используются графитовая смесь (рис. 7.7, б) и дистиллированная вода (рис. 7.7, в). Для экранирования источников излучения используются экранированные помещения и специальные устройства.
Экранированные помещения делятся на частично экранированные комнаты и экранированные кабины. Частично экранированными считаются комнаты зданий, стецы, потолки и пол которых сооружены из поглощающих материалов, например кирпича. Кирпичные стены толщиной 70 см или шлакобетонные толщиной 46 см дают ослабление излучения 20 дБ (Х=3 см) и 15 дБ (Х=10 см). В комнатах экранируются окна, двери, вентиляционные каналы. Экранированные кабины изготавливаются полностью из металлических листов или сетки
Рис. 7.7. Поглощающие нагрузки
387
Рнс. 7.8. Схема измерения сквозного затухания .материалов
Они могут быть стационарными или перевозимыми. Эффективность экранирования помещений оценивается степенью ослабления радиосигналов по сравнению с открытым излучением.
Оценка экранирующих свойств помещений и материалов производится с помощью генераторов сигналов (ГС) и измерителей плотности потока мощности (ППМ). Используемый материал М помещается между передающей и приемной антеннами (рис. 7.8). Ослабление В плотности потока мощности оценивается в децибелах.
В = 10 1g (Pfi/P2M),
где Ра — плотность потока мощности;}’*приемной антенны без поглотителя и Р>м— с поглотителем.
Защитные свойства различных строительных материалов приведены в табл. 7.3. Если для целей экранировки применяются металлические листы, то их толщина выбирается из изображений механической прочности. Ослабление сетчатых экранов зависит от размера ячеек и диаметра проволоки и мало зависит от материала. Ослабление определяется по номограмме (рис. 7.9). Точка (а/Я) на левой шкале линейкой соединяется с точкой (air) на правой шкале. Пересечение линейки со средней шкалой показывает вносимое сеткой ослабление в дБ.
При определении ослабления, которое дает экранированное помещение, измерения производятся в различных направлениях. Особое внимание следует об-
ратить на двери, окна, различные щели, электропроводку, водопроводные трубы и т. п. В помещениях электромагнитная энергия может претерпевать многократное отражение и воздействовать на работающих в помещении людей, не находящихся в зонах прямого излучения. Для исключения такого воздействия применяют радиопоглощающие покрытия (см. табл. 7.4) Ими могут покры-
Оспабпение сетка, дБ
ваться пол, потолок, стены или специальные экраны, защищающие рабочие места. Находят
а ~
2 -
0,20-
0,15-
010-0,09-
0,08-0,01-
0,06-
0,05-
003-
0,03-
0,02-
0,01-
5 i
10 г
15 -
20
_ 25 -30
35 т
зо
351
применение эластичные экраны, изготовленные из специальной ткани. Ослабление мощности излучения с помощью хлопчатобумажной ткани с микропроводов следующее:
Длина волны, см. . 0,8 3,2 10 50 100 Ослабление, дБ . . . .20 28 40 46 54
Поглощающие материалы могут располагаться непосредственно у излучающих элементов (антенны, неплотности сочленений передающего тракта и др.). Чтобы не вносить расстройки в контуры генераторов, поглощающий материал должен располагаться на расстоянии не менее шести длин волн от излучающих элементов.
Для выполнения контрольных и настроечных работ с передатчиками применяются специальные тумбы (рис. 7.10). Тумба имеет ли-
Рис. 7.9. Номограмма для расчета ослабления СВЧ поля ме-
стовую металлическую омывку, покрытую внутри поглощающим материалом. Передатчик устанавливается на тумбу антенной 2 вниз. Для отвода тепла имеются вентиляционные
отверстия, закрытые металлической сеткой. При наземных подготовках передатчики,
таллическими сетками
создающие опасные излучения, могут вклю-
50 J
388
чаться на эквиваленты антенны (поглощающие нагрузки) или работать на отростке излучения. В последнем случае для защиты личного состава от электромагнитных излучений применяются специальные колпаки по форме обтекателя антенны. Каркас колпака металлический, изнутри покрыт поглощающим материалом. Края колпака изготавливаются из мягкой металлической сетки п плотно прижимаются к обшивке самолета во избсжа ине излучения через возможные щели. Сетка должна быть чистой и пе иметь разрыпои. Если не имеется таких защитных устройств, то необходимо установить зоны излучения излучающей аппаратуры у границы зоны, где ППМ. может превышать предельно допусти мые значения, определяются прн работе "аппаратуры на максимальную мощность излучения. По границам зон с ППМ, превышаю щим предельно допустимые величины (ПДВ). устанавливаются предупредительные знаки «не входить! опасно!».
Рис. 7.10 ('пецп.тльная тумба для передатчике»!
I — переднi'iiik; 3 — uiiiviiii.i: .1— тумбп с метилличсекоП омыпкоП; 4— вентиляционные отисрстня
Ориентировочное расстояние до источника
излучения, на котором ППМ не превышает ПДВ, можно определи гыш формуле
R = /?мзм
7’изм
Рдоп '
где Р—искомое-расстояние, м; АФзм—расстояние, на котором производились измерения, м; Ризм—измеренная ППМ, мкВт/см2; РДОп—допустимая ППМ, мкВт/см2. Щели между элементами передающего тракта можно экранировать металлическими хомутами, покрытыми с внутренней стороны мягким поглощающим материалом. Хомут должен прилегать плотно, а зазор находиться посередине хомута.
Эффективность экранированных помещений (комнат, кабин, тумб и т. п.) зависит от свойств материала, из которого выполнен экран, технологии изготовления, а также наличия защитных фильтров в цепях питания. Наибольшей эффективностью обладают магнитные материалы, а из немагнитных материалов наилучшими являются медь и алюминий. Применяют оцинкованное железо (толщиной 0,2—0,3 мм), латунную или алюминиевую фольгу (0,1—0,15 мм).
Таблица 7. 4
Характеристика радиопоглощающих материалов
Наименование материалов	Марка	Диапазон волн, см	Коэффициент отражения по мощности,%
Резиновые коврики Магнитоэлектрические пластины	В2Ф-2 В2Ф-3 ВКФ-1 ХВ-0,8 ХВ-2,0 ХВ-3,2	0,8...4 0,8 2,0 3,2	2
Поглощающие покрытия на основе поролона	ХВ-10,6 «Болото» ВРПМ	10,6 0,8 и более 3,0 и более	2 2...3
Ферритовые пластины	СВЧ-0,68 •	15...200	3...4
389
Рис. 7.13. Радиозащитиый костюм
Стальные сетки применяются редко, так как они со временем корродируют, и их эффективность снижается.
Степень ослабления излучений металлическими сетками зависит от размера ячеек и длины волны. Например, для X —3 см наиболее эффективна латунная сетка с шагом 0,17 мм и диаметром проволоки 0,07 мм. Отдельные листы экрана должны соединяться с помощью газовой сварки или гайки.
Эффективность экранированных помещений в значительной степени зависит от конструкции дверей (наличия хорошего контакта между дверью и проемами), оконных и вентиляционных проемов, от применяемых защитных фильтров по цепям электропитания, сигнализации и связи, а также в трубопроводах, используемых для подачи различных жидкостей и газов. Экранированное помещение из листовой стали с двойной дверью дает ослабление около 100 дБ, с одной дверью 70— 80 дБ. Помещение из металлической сетки дает ослабление около 40 дБ.
Для исключения утечки энергии по отопительно-водопроводным системам применяются защитные фильтры из набора труб, включенных в разрыв сетей. Для защиты от проникновения энергии СВЧ по цепям электропитания и сигнализации используются заградительные или поглощающие фильтры. К заградительным относятся фильтры из индуктивностей и емкостей. Многозвенный фильтр, состоящий из 3—5 звеньев, характеризуется ослаблением до 60—80 дБ. К поглощающим фильтрам относятся засыпные устройства (смесь песка и чугунных опилок) и прессованные (из ферритового порошка). Такие фильтры обеспечивают ослабление до 100 дБ.
При настройке и юстировке антенно-фидерных систем лицам, выполняющим эти работы, приходится на короткое время (минуты, десятки минут) входить в зоны излучения, где ППМ достигает сотен и даже тысяч микроватт на 1 см2. В этих случаях, если ППМ свыше 100 мкВт/см2, необходимо пользоваться индивидуальными средствами защиты. К таким средствам относятся костюмы, очки, маски, шлемы, фар
390
туки и т. п. (рис. 7.11, 7.12, 7.13). В случае защиты только глаз применяются радиозагцитные очки, создающие ослабление более 20 дБ. Облучение глаз СВЧ энергией интенсивностью выше 10 мкВт/см2 опасно. Радиозащитпый костюм шьется из металлизированной ткани, изготовленной из хлопчатобумажных пн-гей, содержащих внутри тонкий изолированный микропровод. Применяются хлопчатобумажные или капроновые нити, обернутые спиралью тонкой металлической полоской. Подобный костюм позволяет получить ослабление около 20 дБ. Спецодежда стирается и гладится как обычная одежда из хлопчатобумажных тканей.
Каждое экранирующее устройство как общего, так и индивидуального пользования имеет паспорт с указанием мощности и диапазона волн, на которые оно рассчитано. Оно должно пропе.ряп.еи при максимальных мощностях излучения.
При работе с радиопередающими устройствами необходимо выполнять следующие правила:
1)	обязательно пользоваться соответствующими средствами защиты от облучения радиоволнами;
2)	направлять поток излучаемой электромагнитной энергии только в пределы заданной зоны,
3)	не смотреть в открытый конец волновода или антенну при включении передатчика;
4)	не определять интенсивность излучения по нагреву руки или другой части тела; следует пользоваться индикаторами интенсивности поля, например неоновой лампой;
5)	не находиться в зоне излучения с ПМ выше нормы, нс нарушать экранировку, не снимать защитные устройства;
6)	в экранированном помещении должно находиться пе менее двух лиц, выполняющих работы; посторонние лица в помещение не допускаются.
*
Защита от статического электричества
Статическим электричеством называются электрические заряды, появляющиеся в результате физико-химических процессов, протекающих при трении, дроблении, распылении, резком отрыве твердых, жидких и газообразных веществ. Электризация твердых тел может происходить в результате контакта друг с другом или при воздействии внешних электрических полей. При трении в местах соприкосновения на поверхности диэлектрика возникает заряд большой плотности, который вследствие малой электропроводности диэлектрика исчезает весьма медленно. Явления электризации возникают в самых разнообразных условиях: при полете ЛА, при его наземной эксплуатации, при выполнении различных работ и ремонте оборудования в лаборатории.
Электризация летательного аппарата возникает в основном при полетах в сложных метеоусловиях. При высоких скоростях ЛА и больших его геометрических размерах заряды статического электричества могут образовываться на обшнвке и в простых метеоусловиях.
Причинами образования зарядов статического электричества на обшивке ЛА в полете являются: трение аэрозольных частиц воздуха (пыль, снег, дождь и прочие) об обшивку и перенос зарядов за счет контактной разности потенциалов; работа двигателя в режиме генерации ионов или резкое изменение его режима; акустоэлектризация; резкие изменения эволюций самолета в полете; наличие в атмосфере заряженных электричеством групп облаков и ионизированных слоев, наводящих противоположный по знаку заряд па ближайшую кромку ЛА (противоположная сторона заряжается одноименным знаком электричества с облаком); большая линейная скорость концов лопастей двигателя на вертолетах.
Интенсивность электризации ЛА пропорциональна кубу его воздушной скорости (до 1800 км/ч). Наибольшая интенсивность .электризации ЛА происходит при температуре от нуля до минус десяти градусов. На современных типах ЛА могут накапливаться заряды с потенциалами до одного-двух миллионов вольт.
391
Электрическая эффективная площадь ЛА больше его геометрической площади примерно в 10 раз. Поэтому нередко при полетах в облаках происходит провоцирование разрядов молний.
На земле заряды статического электричества могут образовываться при дожде (разбрызгивание капель на обшивке), перекачке топлива и т. п. Например, при прокячннаинн керосина через трубопровод, имеющий изолированный участок, величина потенциала между изолированным участком и землей может колебаться о г одною до пяти киловольт.
Опасность статического электричества заключается не в процессе электризации п накопления (наличии) зарядов, а в возможности разряда (стекания заряда) в не предусмотренных для этих целей местах, в движении больших токов заряда на обшивке самолета. Обшивка самолета имеет массу всевозможных неоднородностей в виде диэлектрических обтекателей антенн, ветровых стекол, люков, стыков, сочленений и различных выступающих частей. Протекание больших токов при наличии таких неоднородностей вызывает разряды, являющиеся источниками радиопомех, особенно в диапазонах КВ и УКВ. Протекание сильных токов по обшивке ЛА в хаотических и быстроменяю-щихся направлениях также вызывает наводки в цепях питания РЭО, вызывая нарушение (помехи) или отказы отдельных узлов и элементов.
В отдельных, хотя и весьма редких, случаях разряды атмосферного электричества на ЛА (удары молнии в грозовых облаках или даже в обычной толстой слоистой облачности) вызывают прямые разрушения обтекателей антенн, входных устройств УКВ радиостанций, выступающих частей и острых кромок обшивки самолета. А протекание огромного импульса тока (до 200 000А) при ударе молнии вызывает намагничивание отдельных частей конструкции самолета (стоек шасси, держателей ламп подсвета, окантовок ветровых стекол и других ферромагнитных деталей). Остаточная намагниченность обычно имеет значительную величину, вносящую большую ошибку в показания магнитных компасов (до 180°).
К мерам и средствам борьбы с электризацией ЛА и их молниезащиты относятся: демпферные разрядники, устанавливаемые во встречном воздушном потоке; разрядники статического электричества, устанавливаемые на оперении и на законцовках крыльев; металлизация всех частей ЛА; заземление ЛА.
При хорошо выполненной металлизации величины емкостей между антеннами РЭО и массой ЛА сохраняются постоянными, что обеспечивает стабильность настройки объектов РЭО. Металлизация служит также и для выравнивания потенциала различных частей ЛА. Отвод электростатических собственных зарядов с обшивки ЛА в атмосферу осуществляется через разрядники (антистатики), которые устанавливаются на наибольшем удалении от приемных антенн РЭО. Стекание зарядов через антистатики происходит постепенно и не сопровождается резкими разрядными явлениями. Число разрядников может колебаться от 10 до 30. Обычно разрядники располагаются на выступающих частях конструкций ЛА (концах крыльев, вершине киля). На стоянке ЛА должен быть надежно заземлен. Работы на незаземленном ЛА запрещаются.
Статическое электричество может быть источником воспламенения. При пескоструйной очистке, некоторых видах механической обработки пластмасс, чистке и промывке с применением бензина, спирта, керосина и т. п. могут возникать электростатические заряды, потенциал которых достигает 1Б—20 кВ по отношению к земле. В этом случае может произойти искровой разряд и вызвать пожар или взрыв в помещении с взрывоопасной средой.
Человек под воздействием электростатических разрядов испытывает неприятные ощущения (разряд заряда потенциалом 3 кВ), легкие уколы (-—8 кВ), острые уколы (--12 кВ), легкие судороги ( — 20 кВ), сердечные судороги ( — 30 кВ). Особенно опасно воздействие разрядов при работе человека на высоте (на плоскостях, фюзеляже и т. п.), так как он может потерять равновесие и упасть. Освобождаемая энергия 1^раз при разряде статического электричества с тела равна;
^3=0,50^2,
где С — электрическая емкость тела, Ф; U — потенциал статического электричества, В; энергия 1^раз будет выражаться в Джоулях (дж).
392
Таблица 7. 5
Минимально опасные (критические) значения потенциалов для полупроводниковых приборов
Тип прибора	Потенциал более, В
ВЧ и СВЧ мощные транзисторы	7000
ВЧ и СВЧ транзисторы средней мощности	2000
Низкочастотные транзисторы	1000
Полевые транзисторы с управляющим р—п переходом	600
Кремниевые маломощные ВЧ и СВЧ транзисторы	400
Смесительные, детекторные СВЧ диоды	300
Германиевые маломощные ВЧ и СВЧ транзисторы	200
Импульсные диоды	200
Полевые транзисторы с изолированным затвором	30
Интегральные микросхемы	30
			;				
Полупроводниковые приборы (диоды, триоды, интегральные схемы и др.) наиболее подвержены воздействию разрядов статического электричества. Снижение электрической прочности этих приборов происходит из-за уменьшения размеров структуры и расстояний между элементами структуры. Изоляционные слои, р-п-переходы полупроводниковых приборов имеют толщину 0,1—1 мк. Например, протекание через микросхему электрических разрядов энергией даже менее одного микроджоуля приводит к кратковременному (~1 мкс) сильному тепловому воздействию (более 10 000°С) и выгоранию слоев металла (например, температура испарения германия равна 2700°С). В табл. 6.5 приведены группы полупроводниковых изделий и минимально опасных значений потенциалов. Приведенные потенциалы определены по наиболее слабому участку изделий.
Как видно из табл. 6.5, разрядом статического электричества могут быть разрушены все типы полупроводниковых приборов. Однако вероятность повреждения изделий неодинакова и снижается с повышением мощности изделий.
Коэффициентом устойчивости изделия к статическому электричеству (йу) называется отношение значения опасного (критического) статического потенциала UKp к возможным значениям потенциала l/ряб, возникающего в данных рабочих условиях. Если йу = икр/иряб> 1, то прибор устойчив к воздействию статического электричества в данных условиях.
Виды неисправностей полупроводниковых приборов из-за воздействия разрядов статического электричества: частичный или полный пробой /'-«-переходов, расплавление и сгорание металлизированных дорожек, обрывы электродной проволочки, пробой диэлектрика, изменение параметров.
Электрическая емкость различных тел, на которых в процессе работ с полупроводниковыми приборами может накапливаться статическое электричество, колеблется от единиц до сотен пикофарад (пФ). Электрическая емкость тары— 4—17 пФ, измерительных приборов — 10—20 пФ.
Емкость тела человека зависит от расстояния между человеком и окружающими предметами, при толщине подошв обуви 5—10 .мм она составляет 70— 250 пФ.
При работе в лаборатории статическое электричество образуется на одежде и теле людей, покрытиях полов, столов, стульев, на оборудовании, таре и т. д. Величина зарядов зависит от электропроводности тел, температуры и влажности окружающей среды, эффективной площади соприкосновения тел. Чем выше сопротивление, тем большей способностью к электризации обладает материал.
При увеличении влажности воздуха поверхностное сопротивление уменьшается, что способствует меньшему накоплению зарядов.
393
Таблица 7. 6
Удельные объемные сопротивления покрытий
Материал	Ом.м	Материал	Ом.м
Текстолит Гетнпакс	107 — 1010 108 — IO1’	Стекло органическое Стекло легкоплавкое	108 — 1012
Резина	10'2 —10'4	щелочное	10»
Полистирол Масляно-битумные	10'2	Стекло щелочное Стекло бесщелочное	108—ЮЮ 1012— 1014
лаки	1012	Полистирольные лаки Эбонит	101» 1013 — 1015
Материалы одежды по степени подверженности электризации делятся иа три группы. Первая (наименьшая подверженность), — лен, хлопок, вискозный шелк (р* = Ю6—106 Ом-м); вторая (средняя) — натуральный шелк, шерсть (р® = = Юз—iqio Ом-м); третья (наибольшая подверженность) — синтетические материалы (рг, = 10,в — 1013 Ом-м).
Покрытия столов имеют следующие удельные объемные сопротивления (табл. 7.6).
Стекание зарядов с тела человека происходит одновременно с их накоплением. Величина утечки зависит от степени изоляции человека от земли, т. е. определяется изоляционными свойствами обуви и покрытиями пола.
Обувь обладает наименьшим сопротивлением, если имеет подошву из кожи, и наибольшим — из микропористой резины.
Пол может иметь покрытия со следующими значениями р0 [Ом-м]: бетон, ксилолит (6,3-105), линолеум (105—1010), поливинилиденовая плитка (107—10е), поливинилхлоридная плитка (1012—1014). Чем меньше р0 , тем лучше условия для стекания зарядов.
Металлические стулья с лаковыми сиденьями и спинками электризуются до потенциала 200 В. Если иа этих стульях установлены резиновые или синтетические наконечники, то при трении одежды человека величина потенциала может достигать от. одного до семи киловольт.
Электростатические измерения необходимы для изучения причин и условий электризации, принятия необходимых мер защиты. Измеряют потенциал, напряженность поля и заряд на объекте, а также параметры, непосредственно влияющие на степень электризации, — сопротивление материалов и емкость.
Изменить потенциал можно электростатическим вольтметром. Так как емкость заряженного объекта известна приблизительно, то измерение потенциала даст только качественную оценку степени электризации.
Измерение напряженности поля и плотности заряда производится, бесконтактным способом с помощью электронных электрометров..
Измерение сопротивлений покрытий полов и столов, сопротивлений тканей и обуви выполняется в диапазоне от 105 до 10*5 Ом, мегаомметрами (до 10s Ом) и тераомметрами (>108 Ом).
Измерение электрической емкости тел можно производить любыми выпускаемыми промышленностью измерителями емкости, например типа ЕГ-5А, Е12-1А.
Измерение сопротивления обуви показано на рис. 7.14. На основании 1 на изоляторах 2 помещен^ пластина из нержавеющей стали (наружный электрод) 3. На нее помещена обувь 4, подошва прижимается двумя стержнями — изоляционным 6 (d = 17 мм) и металлическим 5 (d = 11 мм) с давлением 4 кгс/см2. Измерение сопротивления осуществляется с помощью измерительно
*	— удельное объемное сопротивление»
394
го прибора 7. Обувь считается антистатической, если, сопротивление ие превышает 107 Ом.
Устранение основных причин электризации. Для этого необходимо предусматривать использование покрытий, материалов, а также обуви и одежды, обладающих большой проводимостью. Материалы, имеющие удельное объемное сопротивление ниже 105 Ом-м, практически не электризуются.
Для покрытия пола р» должно быть не более 10е Ом-м. Могут быть рекомендованы материалы: ксилолит, электропроводная резина, бетон, антистатический линолеум.
Рис. 7.14. Измерение сопротивления обуви
Удельное объемное сопротивление материалов покрытий столон должно пе превышать 106 Ом-м.<
У обуви материал подошвы должен быть с pv менее 107 Ом-м. К таким материалам относятся кожа и электропроводная резина. Подошву с большим сопротивлением можно пробить электропроводными заклепками, не искрящими при трении и ударах. Нижний предел, электрического сопротивления обуви составляет 105 Ом.
Одежда и белье должны быть из хлопчатобумажного материала.
Тара и различные приспособления должны изготавливаться из материалов с удельным поверхностным сопротивлением В пределах 106—107 Ом.
Химическая обработка материалов, диэлектрических частей оборудования и различных приспособлений снижает их способность к электризации. Наиболее распространенными способами являются пропитка, напыление и обтирание поверхностей раствором антистатика. Например, при нанесении на поверхность покрытия тонкого слоя антистатических веществ «Антистатика» и «Чародейка» поверхностное сопротивление текстолита снижается на 3 порядка, линолеума — на 5 порядков, а поливинилхлорида — на 6 порядков. Антистатическая обработка одежды производится в виде обычной чистки или полоскания с добавлением небольшого количества антистатика.
Заземление предметов и тел является наиболее эффективным способом уменьшения электризации. В тех случаях, когда прямое заземление невозможно, производится электростатическое заземление. Предмет считается электростатически заземленным, если сопротивление любой точки его внутренней и внешней поверхностей относительно контура заземления не превышает 107 Ом. Заземляющие устройства для защиты от статического электричества и для электробезопасности следует объединять. Для удаления зарядов с человека пол у рабочего места покрывают электростатически заземленными металлическими листами. Металлические полосы целесообразно помещать на рабочих столах. Корпуса оборудования, измерительных приборов, жало паяльника должны быть надежно заземлены.
Сиденья и спинка рабочего стула должны быть покрыты хлопчатобумажной тканью. Металлические части стула заземлены через сопротивление один мегаом. Стул ставится на заземленцый лист перед рабочим местом.
Для заземления человека применяется несколько способов. Снятие зарядов с тела человека производится прикосновением металлическим предметом, зажатым в руке, к заземленным шине, оборудованию и частям самолета. Применяются электростатически заземленные пинцеты, браслеты и кольца. При работе с полупроводниковыми изделиями ношение таких украшений как кольца и браслеты не рекомендуется, так как они аккумулируют электрические заряды.
Антистатический халат рекомендуется применять при операциях, выполняемых сидя. Халат 7 (рис. 7.15) соединен с подушкой 3, которая заземлена. В материале халата и подушки имеются токопровддящпе полоски. Утечка зарядов с тела человека происходит по цепи: рука — халат — подушка — зем-
395
ля Общее сопротивление цепи разряда по измерительному прибору 2 не должно превышать 0,5-10е Ом.
К индивидуальным 4иерам, защиты полупроводниковых изделий и микросхем относятся приспособления, экранирующие (например, свинцовая оболочка) или обеспечивающие надежное замыкание всех выводов.
Меры по защите от статического электричества наиболее эффективны, когда производятся комплексно.
Металлизация самолета и вертолета. Металлизацией самолета (вертолета) называется электрическое соединение металлических частей конструкции самолета (вертолета) и деталей его оборудования, не имеющих ме-
Рис. 7.15. Антистатический халат.
жду собой постоянного электрического контакта (соединения). Металлизация уменьшает помехи радиоприему и устраняет искрение статического электричества в местах непостоянного контакта, которое может вызвать воспламенение паров топлива.
Металлизация обеспечивается соединением всех элементов самолета и оборудования в единое целое болтами и заклепками, а также установкой специальных перемычек. В процессе эксплуатации отдельные перемычки рвутся, ослабляется их контакт с корпусом
самолета. Поэтому при обслуживании самолета или вертолета необходимо
периодически проверять надежность соединения всех жгутов электропроводки на двигателях и их контакта с корпусом двигателей; проверять все доступные для осмотра перемычки металлизации и заменять поврежденные и оборванные перемычки; производить подтяжку всех ослабленных перемычек и разрядников статического электричества. •
7.	ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ ОГНЕГАСЯЩИЕ ВЕЩЕСТВА
ДЛЯ САМОЛЕТОВ
При обслуживании противопожарного оборудования в первую очередь проверяют состояние и наполнение всех баллонов.
Количество огиегасящей жидкости. Важным является контроль количества огнегасящего вещества в баллонах, который осуществляется путем взвешивания баллонов. При пониженном заряде баллонов может оказаться, что огнегасящей жидкости недостаточно для ликвидации пожара. При повышенном заряде с увеличением температуры окружающей среды давление в баллоне возрастает сверх допустимого, что вызывает разрыв предохранительной мембраны, и происходит самопроизвольный выброс заряда из баллона. Допустимые отклонения количества огпегасящего вещества в баллоне зависят от типа огнетушителя и обычно не превышают 100—200 г.
Огнегасящие составы и зарядка. Для тушения пожара применяют огнетушители, заполненные огнегасящими составами «3,5», «7», или фреон 114 В2. Зарядку огнетушителей производят путем вытеснения жидкости сжатым воздухом, подаваемым из специальных емкостей. Такой способ зарядки огнетушителей является наиболее целесообразным, так как он не допускает испарения составов и позволяет работать в условиях наименьшего содержания их паров в окружающем воздухе. Зарядку баллонов углекислотой производят на установке с компрессором типа КН-2.
Проверочные работы. В сроки, указанные регламентом или инструкцией, проверяют состояние кранов и распылительных трубопроводов (коллекто-396
ров). Трубопроводы не должны иметь трещин, слабой затяжки соединений и засорения отверстий. Контролируют также исправность термоизвещателей, сирены, ламп и электропроводки системы сигнализации пожара. Не допускают попадания воды, топлива и масла на пиропатроны и штепсельные разъемы электропроводки.
Противопожарное оборудование после использования приводят в состояние готовности. Для этого баллон снимают с летательного аппарата и заряжают, пироголовку разбирают, очищают от нагара и тщательно осматривают, а трубопроводы продувают сжатым углекислым газом в проверяют па герметичность. Пиропатрон в головку вновь заряженного баллона вставляют только после установки баллона на самолет или вертолет.
Ложный пожар. В случае непроизвольного разряда баллонов противопожарной системы двигателя при отсутствии пожара
Рис. 7.16. Время разряда огнетушителя, заряженного жидкой углекислотой, в зависимости от температуры п щужпого воздуха
на ГТД и попадания в свя-
зи с этим жидкости «3,5» внутрь двигателя последний допускают к дальнейшей эксплуатации при условии, что не позже чем через 5 ч после попадания жидкости «3,5» в двигатель будет произведена двукратная замена масла в системе. Температура заправляемого масла должна быть 60—70°С. После каждой замены масла производят запуск и опробование двигателя с выходом
на режимы не более номинального
Проведение такой обработки вызвано тем, что попавшая в масло жидкость «3,5» вызывает коррозию деталей двигателя.
Для удаления жидкости «3,5» с внешней * поверхности двигателя его необходимо хорошо промыть теплой водой.
Жидкость «3,5» — огиегасящая с противокоррозионной присадкой, состоит из бромистого этила (67,2%), углекислоты (80%), наливается в огнетушитель под давлением 70—90 кгс/см2 при температуре 15°С, что обеспечивает
эффективный выброс огнегасящего состава из огнетушителя даже при отрица-
тельных температурах.
Состав «3,5» не воспламеняется от любых источников зажигания. При нормальных условиях — это жидкость с плотностью 1,28 кг/л и температурой замерзания ниже —60°С. Такое название этот состав получил в связи с тем, что его потребная огнегасящая концентрация (6,7% объемных) в 3,5 раза ниже, чем углекислоты. Состав «3,5» действует почти с одинаковой эффективностью в диапазоне температур ±60°С.
Состав «7». Для ликвидации очага пламени во внутренних полостях двигателей используют состав «7», содержащий 20% бромистого этила и 80% бромистого метилена (СН2Вг2), плотность при 20°С — 2,51 кг/л, температура кипения +38,98°С, температура замерзания ниже —70°С, огнегасящая концентрация составляет 3% (объемных).
Состав фреона 114	— дибромтетрафторэтан (CF2Br—CF2Br). Потреб-
ная огиегасящая концентрация его в 3 раза меньше, чем у «3,5». В об,ычных условиях это бесцветная жидкость с плотностью 2,18 кг/л, температурой кипения 47°С и температурой замерзания —112°С. Фреон не вступает в реакцию с алюминиевыми и магниевыми сплавами. Попадая в полости ГТД, он не оказывает вредного влияния на физико-химические свойства масла. Кроме того, фреон удобен и прост в эксплуатации, поскольку является готовым к
применению составом.
Жидкая углекислота. Из 1 кг жидкой углекислоты при нормальных атмосферных условиях образуется 506 л углекислого газа. Последний переходит в жидкость при 0°С и давлении 35,5 кгс/скЙ.
Преимущество углекислоты — она безвредна для любых предметов. К недостаткам относятся ее большая потребная огнегасящая концентрация (23,5% по объему) и уменьшение эффективности при понижении температуры. Так,
397
f
например, при температуре —40°С время разряда огнетушителя типа ОСУ-4 (масса заряда 5,7 кг) составляет 11 с, тогда как при температуре +40°С — 5 с (рис. 7.16). Если учесть сопротивление трубопроводов при разряде баллона, то время выброса заряда прн отрицательных температурах достигает 5—18 с.
8.	ДЕЙСТВИЕ ИНЖЕНЕРНО-ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТАВА В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ НА ЗЕМЛЕ
Особые случаи. При подготовке авиационной техники к полетам и во время проведения полетов, особенно при обучении молодых летчиков, возникают ситуации, когда инженерно-технический состав должен принимать срочные меры по ликвидации последствий неисправностей. Их принято называть особыми случаями. К ним относятся: выкатывание самолета при пробеге за пределы ВПП; самовыключение двигателя при разбеге, пробеге и рулении; отказ тормозов самолета при пробеге или рулении; посадка самолета на ВПП или вне ее с убранным шасси; складывание или подлом шасси при пробеге, разбеге, рулении; порыв покрышек колес шасси при пробеге, разбеге и рулении самолета; вынужденная посадка самолета с грузами и пассажирами; пожар на самолете, на земле при запуске двигателя или при других обстоятельствах; стихийные бедствия — шторм, наводнение, пожар на аэродроме и др.
Техническая помощь. Для принятия необходимых мер в особых случаях на некоторых аэродромах назначаются команды технической помощи. В распоряжении команды выделяются: средства буксировки неисправных самолетов; подъемные приспособления самолета для выполнения работ с шасси; противопожарное имущество; средства запуска двигателя; запасные части самолета; шанцевый и бортовой инструмент.
В необходимых случаях выделяется трактор с тросом и салазками на прицепе, на которых находятся надувные мешки для подъема самолета, ломы, топоры, лопаты, а также тягач с буксировочными приспособлениями, комплектами колес, подъемников, заглушек на всасывающие каналы и реактивные сопла; бортовым инструментом, баллон с воздухом (азотом) и с двумя-тремя противопожарными баллонами.
Выкатывание за ВПП. Чаще происходят случаи выкатывания самолетов за пределы ВПП вследствие перегрева или неисправности тормозов, невыпус-ка или обрыва тормозного парашюта, отказа в системе посадочных щитков (закрылков) или по причине плохого расчета на посадку. В большинстве случаев, особенно при рыхлом грунте, выкатывающийся за пределы ВПП самолет буксируют автотягачом в сторону от ВПП, а затем устраняют возникшую неисправность. Особую осторожность соблюдают при буксировке самолета с неисправными тормозами, чтобы не допустить столкновения самолета с тягачом или другими препятствиями.
Самовыключение двигателя. Имелись случаи самовыключения двигателя на рулении, при посадке или взлете. Наиболее опасно самовыключение двигателя на взлете (для однодвигательного самолета), особенно во второй половине разбега. Для предотвращения разрушения самолета и сохранения жизни экипажу и пассажирам может приниматься решение на уборку шасси. Для срочной уборки самолета с ВПП используется трактор. Специалист-прицепщик троса должен хорошо знать расположение узла аварийной буксировки, а концы троса должны быть приспособлены для сцепки.
Отказ тормозов. В некоторых случаях вызывается автотягач к самолету, у которого на пробеге и реже при рулении отказывает тормозная система. Чаще тормозная система становится малоэффективной из-за перегрева деталей тормозной системы. Если на самолете установлены камерные тормоза, то при высокой температуре на трущихся поверхностях материала тормозных колодок образуется коксообразный налет, который резко снижает коэффициент трения.	9
Высокие температуры являются причиной появления негерметичности в резиновых ’камерах тормозной системы. В условиях повышенных температур 398
тормозные системы с металлическими дисками работают более надежно Во время учебных полетов при высоких температурах окружающего нолдухп необходимо больше внимания уделять самолетам, выполняющим полеты но кругу, так как у этих самолетов наиболее вероятны случаи отказа тормозной системы из-за перегрева тормозов.
Посадка с невыпущенным шасси. Довольно редко встречаются случин посадки самолетов с невыпущенным шасси иа ВПП или вне аэродрома. Однако надо быть готовым к ликвидации последствий такой посадки.
Если ВПП с бетонированным покрытием, то при посадке на нее самолета с убранным шасси не исключена возможность возникновения пожара из-за разрушения топливных баков. В этом случае принимаются срочные меры по спасению пассажиров и экипажа (не исключена возможность заклинивания фонарей кабин или крышек аварийных люков) и тушению пожара. Для спасения пассажиров и экипажа могут понадобиться приспособления — ломы, топоры для вскрытия обшивки и разрушения остекления фонаря кабины. В этом случае целесообразно использовать воздушные или электрические дрели с дисковыми фрезами, позволяющие быстро и без особой опасности для спасаемых вскрыть обшивку или остекление фонарей кабин в случае их заклинивания.
Тушение пожара. При организации тушения пожара нужно оценить степень опасности возникновения взрыва и принять меры предосторожности для команды, участвующей в тушении. Если пожар распространяется внутри всасывающих каналов или в отсеке двигателя, закрывают заглушками всасывающий канал н реактивное сопло и через один из люков осмотра двигателя подводят углекислоту или противопожарную жидкость. Нужно также включить самолетные противопожарные средства тушения пожара, если они не были задействованы. Когда обстановка во время полетов требует немедленного удаления горящего самолета с ВПП, принимают меры к аварийной буксировке самолета в подветренную сторону.
Иной раз существующими средствами потушить пожар не удается, тогда после спасения пассажиров и экипажа принимают решение об отходе личного состава от горящего самолета, так как возможны несчастные случаи из-за взрыва топливных баков и кислородных баллонов.
Подъем самолета с убранным шасси. Почти все посадки самолетов на грунт с убранным шасси оканчиваются незначительными повреждениями. При этом основная задача заключается в подъеме самолета и установке его на самолетные подъемники.
Поднимают самолет одним из следующих способов; автокраном или вертолетом; пневматическими мешками; путем выкапывания траншей под ногами шасси; выпуска шасси и вывода самолета из профилированной траншеи (применяется редко).
Технология крепления и подъема. Наиболее трудоемок способ подъема краном. Применяя его, необходимо оценить, как изменилось положение центра тяжести самолета с убранным шасси при имеющемся остатке топлива в баках. Если имеется возможность, целесообразно перекачать топливо в баки, близко расположенные к центру тяжести, или слить из топливной системы.
Тросовую подвесную систему крепят к главным силовым элементам крыла или специальным рым-болтам. Для страховки от переворачивания можно подвести тросы подвесной системы к болтам стыковки хвостовой и носовой частей фюзеляжа.
Самопроизвольная уборка шасси. Случаи складывания или уборки шасси на пробеге, разбеге, рулении — явление редкое и в большинстве своем связано с несоблюдением инструкции по технической эксплуатации данного типа самолета или неисправностью в системе фиксирования ног шасси в выпущенном положении Если, не дождавшись увеличения давления в гидросистеме после выпуска шасси, перевести кран шасси в нейтральное положение, возникнет самопроизвольная уборка шасси на пробеге. Обычно она начинается с уборки передней ноги шасси. Поэтому предотвратить ее можно экстренным передвижением крана шасси в положение «Выпущено».
399
Порывы и износ пиевматиков. Во время полетов необходимо всегда быть готовым к замене колес шассн из-за повреждения авиашин. Чаще всего они разрушаются при эксплуатации самолетов иа аэродромах, имеющих металлическое покрытие ВПП и рулежных дорожек.
На ВПП с бетонированным покрытием полос и дорожек выработка покрышек проявляется чаще в виде глубоких лысок вследствие неграмотного пользования тормозной системой.
Если самолет с пегерметичной авиашиной остановился на полосе с искусственным покрытием и является помехой для проведения полетов, его следует осторожно отбуксировать на грунт. При замене колеса обращают внимание на состояние полуоси н иоги шасси в целом, на узлы ее подвески и соединения с цилиндром уборки-выпуска.
Стихийные бедствия. При возникновении пожара иа самолете на стоянке или заправочной линии необходимо срочно убрать из этой зоны другие самолеты (или горящий самолет), удалить их (его) на безопасное расстояние и одновременно принять меры к тушению пожара.
При стихийном бедствии на аэродроме (пожар, ураган, наводнение) весь личный состав прибывает на аэродром и по указанию старшего принимает участие в спасении авиационной техники.
Следует помнить, что только четкие действия натренированного на практической работе личного состава могут предотвратить тяжелые последствия особых случаев, возникающих иногда во время полетов.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1.	Браславский Д. А. Приборы и датчики летательных аппаратов. М., «Машиностроение». 1970. 392 с.	•
2.	Блюгер В. Ф-, Бреславец В. Г. Справочник авиационного техника по электрооборудованию. М., «Транспорт», 1970. 307 с.
3.	Бондарчук И. Е„ Харин В. И. Авиационное и радиоэлектронное оборудование самолета Ан-24. М., «Транспорт», 1975. 279 с.
4.	Егорыч ев В. А., Осокин Е. И., Хачикяи Э. Д. Агрегаты технического обслуживания самолетов л вертолетов. М., «Транспорт», 1973, 200 с.
5.	Боднер В. А., Авиационные приборы. М., «Машиностроение», 1969. 467 с.
6.	М е л к о б р о д о в Е. А. Средства и методы контроля и подготовки авиационного оборудования. М., Воениздат, 1963. 398 с.
7.	Боднер В. А. Теория автоматического управления полетом. М., «Наука», 1964. 698 с.
8.	Осадший В. И. Воздушная навигация. М„ «Транспорт», 1972. 288 с.
9.	А л е к с а н д р о в В. Г., Майоров А. В., П а шест юк А. М. Авиационный технический справочник. М., «Транспорт», 1969. 495 с.
10.	Алекса ндр ов В. Г., Майоров А. В., Потюков Н. П. Авиационный технический справочник. М., «Транспорт», 1975 .431 с.
11.	Марков Т. В., Острогскнй Л. А. Справочник пилота и штурмана гражданской авиации. М., «Транспорт», 1971. 327 с.
12.	Белгородский С. Л. Автоматизация управления посадкой самолета. М., «Транспорт»’, 1972. 351 с.
13.	Молоканов Г. Ф. Точность и надежность навигации летательных аппаратов. М., «Машиностроение», 1967. 215 с.
14.	Селезнев В. П. Навигационные устройства. М., «Машиностроение», 1974. 600 с.
15.	Г р а д и л ь В. П. Краткий справочник монтажника. Харьков, «Прапор», 1974. 301 с.
16.	Минин Б. А. СВЧ и безопасность человека. М., «Сов. радио», 1974. 352 с.
17.	Почепа А. М. Проверка исправности электродвигателей в домашних условиях. Одесса, «Маяк», 1975. 224 с.
18.	В а р л а м о в Р. Г. Компоновка радиоэлектронной аппаратуры. М., «Сов. радио», 1975. 352 с.
it)	. Б е л е в ц е в А. Т. Монтаж радиоаппаратуры и приборов. М., «Высшая школа», 1975. 421 с.
20.	Ош ер Д. Н. Регулировка и контроль радиоаппаратуры. М., «Высшая школа», 1973. 268 с.
21.	Кэлиш И. X. Микроминиатюрная электроника. Пер. с англ. М., «Энергия», 1975. 216 с.
22.	Д у л и н В. Н. Электронные и квантовые приборы СВЧ. М., «Энергия», 1972. 224 с.
401
23.	Колесов Л. Н. Введение в инженерную микроэлектронику. М., «Сов. радио», 1974. 280 с.
24.	Р ы ч и н а Т. А. Электрорадиоэлементы. М„ «Сов. радио», 1-976,336 с.
25.	Высоцкий Б. Ф. Конструирование микроэлектронной аппаратуры. М., «Сов. радио», 1975. 120 с.
26.	К о р о в с к и й Ш. Я. Авиационное электрорадиоматериаловедение, М.. «Машиностроение»; 1972. 356 с.
27.	Л а в р о в А. С., Резников Г. Б. Антенно-фидерные устройства, М„ «Сов. радио», 1974. 368 с.
28.	Каплун В. А. Обтекатели антенн с ВЧ. М., «Сов. радио», 1974. 240 с.
29.	И в а н о в О. А. Охлаждение аппаратуры РЛС. М., Воениздат, 1975. 95 с.
30.	Суровцев ГО. А. Амортизация радиоэлектронной аппаратуры. М., «Сов. радио», 1974. 176 с.
31.	Князев А. Д., Пчелкин В. Ф. Проблемы обеспечения совместной работы радиоэлектронной аппаратуры. М., «Сов. радио», 1971. 200 с.
32.	Кербер Л. Л. Компоновка оборудования на самолетах. М., «Машиностроение», 1976. 304 с.
33.	3 а г о р д а и А. М. Элементарная теория вертолета. М., Воениздат, 1960. 384 с.
34.	Базов Д. И. Аэродинамика вертолетов. М., «Транспорт», 1972. 184 с.
35.	Д а л и н В. Н. Конструкция вертолетов. М., «Машиностроение», 1970. 272 с.
36.	С о л о м о н о в П. А. Надежность планера самолета. М., «Машиностроение», 1974. 320 с.
37.	3 и м и н Г. В. Практическая аэродинамика и летательные аппараты. М., Воениздат, 1969. 328 с.
38.	Пономарев А. Н. Годы космической эры. М., Воениздат, 1974. 291 с.
39.	Ш у л ь ж е н к о М. Н. Конструкция самолетов. М., «Машиностроение», 1971. 410 с.
40.	Справочник авиационного инженера. М., «Транспорт», 1973. 400 с. Авт.: Александров В. Г., Мырцымов В. В., Ивлев С. П., Майоров А. В., Б о р щ о в К. В., X а й м о в и ч И. А.
41.	Бабич ГО. И. Корабельный справочник по механике безопасности. Воениздат, М., 1974. 301 с.
42.	Конструкция и прочность самолетов н вертолетов. М., «Транспорт», 1972. 440 с. Авт.: М. С. Воскобойник, Г. С. Л а гос ю к, Ю. Д. Миленький, К. Д. Мнр то в, Д. П. Осокин, М, Л, Скрипка, В. С. Ушаков, Ж. С. Черненко.-
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие	3
РАЗДЕЛ I. Электротехническое оборудование летательных аппаратов и его эксплуатация	»	5
1.	Электроснабжение летательных аппаратов и особенности эксплуатации систем электроснабжения	...	5
Особенности устройства и основные эксплуатационные характеристики генераторов постоянного тока	...	5
Особенности работы и основные эксплуатационные характеристики аппаратуры, работающей в комплекте с генераторами постоянного тока	 6
Совместная работа генераторов с аккумуляторной батареей	 9
Эксплуатация систем электроснабжения	постоянным током	10
Особенности устройства и основные эксплуатационные характеристики генераторов переменного тока'	...	13
Аппаратура, работающая в комплекте с генераторами переменного тока	.....................15
Эксплуатация систем электроснабжения переменным током 16 Авиационные аккумуляторные батареи и их основные характеристики	.....................16
Особенности эксплуатации авиационных аккумуляторных батарей	...........................19
Предупреждение и устранение неисправностей аккумуляторных батарей	.	.....................23
Авиационные преобразователи электрической энергии и их основные характеристики	.	.	.	.	.	26
*	Эксплуатация преобразователей электрической энергии .	29
Аэродромные средства электроснабжения самолетных потребителей	.	..........................( 31
2.	Запуск и управление режимами работы авиационных дви-рателей	.	.	. е s «	.	31
Бортовые электрические устройства запуска авиационных двигателей	....................................... 31
Электрическое зажигание в авиационных двигателях .	32
Эксплуатация систем запуска и управления режимами работы силовых установок	......	32
Электрические системы управления входными устройствами силовых установок	......	34
Особенности эксплуатации систем	управления	входными
устройствами воздухозаборника	'.......................35
3.	Электропривод бортовых устройств и особенности его эксплуатации	35
Электропривод топливных насосов и кранов ...	35
403
Электропривод в устройствах управления летательных аппаратов и его	взлетно-посадочных устройствах	...	36
Электропривод	самолетных фар	...	38
Эксплуатация	авиационных электроприводцых	устройств .	38
Электрошстки,	применяемые в авиационном оборудовании	41
4.	Электрические осветительные и светосигнальные устройства и их эксплуатация	.................44
Внешнее осветительное оборудование	«...	44
Внутреннее осветительное оборудование	...	45
Внешнее светосигнальное оборудование	...	45
Внутреннее светосигнальное оборудование	...	46
Эксплуатация светотехнического оборудования	. .	47
5.	Системы пожарной сигнализации, пожаротушения, средств обнаружения и предупреждения пожара	.	.	,	48
Средства обнаружения и системы пожарной сигнализации	48
Система пожаротушения	 49
6.	Электрический обогрев и кондиционирование воздуха .	49
Обогревательные устройства	......	49
Электрические устройства систем кондиционирования воздуха кабин	 50
Электрооборудование противообледенительных устройств.	50
7.	Передача и распределение электрической энергии на летательных	аппаратах .......................................51
Электрическая сеть летательных аппаратов и ее эксплуатация	  .51
Защитная	аппаратура	и особенности ее эксплуатации	.	56
Коммутационная аппаратура и особенности ее эксплуатации	.	.........................58
РАЗДЕЛ II. Приборное и кислородное оборудование, электронная автоматика летательных аппаратов и их эксплуатация	64
1.	Пилотажно-навигационное оборудование летательных аппаратов и обеспечение его надежности ...	64
Манометрические и барометрические	приборы ...	64
Системы приема воздушных давлений.........................72
Гироскопические пилотажные и навигационные приборы и их эксплуатация	.................75
Централизованные системы измерения параметров внешней воздушной среды, режимов и параметров полета .	.	81
Автопилоты и системы автоматического управления полетом летательного аппарата	.....................82
Эксплуатация автопилотов и систем автоматического управления	.....................90
Демпферы и автоматы устойчивости летательных аппаратов и аппаратура, работающая в комплекте с ними .	.	91
Измерение и ограничение перегрузок, углов атаки и усилий в системе управления	.	.	.	.	..	92
Магнитные гироскопические компасы и курсовые системы 95 Командно-пилотажные навигационные системы .	.	100
Астрономические навигационные устройства и системы .	101
Инерциальные навигационные системы.......................106
Автономные навигационные устройства ....	109
Пилотажно-навигационные комплексы	.	.	. Ш
Бортовые системы регистрации параметров	.	.	111
2.	Контроль работы силовых установок, топливных, масляных, гидравлических и пневмосистем.........................ИЗ
Устройства и системы контроля работы силовых установок ИЗ Приборы и устройства контроля работы гидравлических и воздушных систем	-...........................122
Устройства контроля параметров воздуха в герметических кабинах	.......	123
404
Автоматы и системы измерения, управления выработкой топлива и центровкой летательного аппарата .	.	123
Приборы контроля положения элементов летательного аппарата	126
3. Эксплуатация и обслуживание кислородного оборудования	..........................127
Бортовые комплекты питания кислородом экипажа .	.	127
Монтаж кислородных трубопроводов	.	.	.128
Особенности заправки систем летательных аппаратов жидким кислородом	......	129
Проверка герметичности	кислородных систем	.	.	129
Эксплуатация кислородных баллонов	.	.	130
Системы кислородной подпитки силовых установок	.	•.	132
Меры безопасности при	работе с кислородом	.	132
Контрольно-проверочные	кислородные установки	.	132
Контроль исправности кислородного оборудопаппя .	133
Неисправности кислородного оборудования н их устранение	..........................133
Средства получения жидкого и газообразного кислорода 134
Аэродромные средства для заправки самолетов кислородом	............................]34
Автоматы раскрытия парашюта и привязных ремней . I6,J
4. Общие вопросы эксплуатации авиационного оборудования	............................*36
Смазки, применяемые при эксплуатации и ремонте авиационного оборудования ..................................... *36
Особенности зимней эксплуатации авиационного оборудо-
вания	................. ,	-137
5.	Надежность авиационной техники и пути ее обеспечения 138
Общие сведения	........................ 138
Основные определения и термины надежности .	.	.	138
Основные показатели (критерии) надежности	.	.	140
Обеспечение надежности авиационной техники	.	.	149
Техническое обслуживание	......................155
РАЗДЕЛ III. Радиоэлектронное оборудование летательных аппаратов и его эксплуатация	.......	157
1.	Условия работы радиоэлектронного	оборудования	на
летательном аппарате	.	.	.	.	.157
Особенности конструкции самолетного радиоэлектронного оборудования	................. 157
Влияние внешних воздействий на радиоэлектронное оборудование	.................161
Защита радиоэлектронного оборудования от внешних воздействий	.................164
Обеспечение электромагнитной совместимости радиоэлектронных средств при эксплуатации летательных аппаратов	.	.	.	. ' .	.	.171
Рекомендации по определению источников взаимных помех	................... 178
Особенности работы с радиоэлектронным оборудованием на летательном аппарате.............................  .	180
Правила монтажа и демонтажа оборудования .	.	182
2.	Радиотехнические материалы	.	.	.183
Проводниковые материалы	....	183
Магнитные материалы	 188
Диэлектрики	 191
3.	Применение средств контроля при эксплуатации и ремонте авиационного и	радиоэлектронного оборудования 204
Основные понятия об измерениях..........................205
Электроизмерительные приборы	,	.	.	206
405
Радиоизмерительные приборы	.	.	.	208
Средства контроля	 218
4.	Особенности эксплуатации аитенно-фидерных	систем	224
Антенпо-фидсрпые системы . .......................224
Характеристики линий передач	....	232
Особенности эксплуатации радиочастотных кабелей .	233
Особенности эксплуатации волноводов .................. 236
Особенности эксплуатации полосковых	устройств	. .	237
5.	Особенности эксплуатации изделий электронной техники п электротехники	:	238
Резисторы	........................238
Конденсаторы	.	. ' .	. .	.	241
Катушки индуктивности и дроссели	высокой	частоты	.	245
•к	Трансформаторы и дроссели низкой	частоты	.	.	247
*	6. Особенности эксплуатации электронных приборов	.	248
Вакуумные электронные лампы	....	249
Электронно-лучевые трубки	.	.	.	.	253
Специальные электронные приборы СВЧ	.	.	.	256
Полупроводниковые приборы	.	.	.	262
7.	Особенности эксплуатации микроэлектронной аппаратуры	 268
Конструкция и устройство	микросхем....................268
Отказы микросхем	 271
Особенности работы с микросхемами	.	.	.	274
РАЗДЕЛ IV. Некоторые аэродинамические и авиационные параметры. Критерии нагружения самолётов и вертолетов в полете.
1.	Некоторые параметры Земли	....
2.	Строение атмосферы	...................
3.	Характеристики и распространение света и предельная скорость	...........................
4.	Год, сутки, день, ночь, сумерки, время и календарь
5.	Характеристика силы ветра, принятая в.СССР
6.	Воздействие невесомости на организм человека
7.	Критерии минимума погоды, категорий ИКАО и маневренности при взлете и посадке летательных аппаратов
8.	Некоторые положения международной организации гражданской авиации — ИКАО	.
9.	Основная дефиниция в самолетовождении
10.	Разные аэродинамические сведения .	.	.	.
11.	Число Маха (число М) как критерий появления сжимаемости воздуха .в полете	...................
12.	Воздействие геометрических параметров и механизации иа аэродинамические характеристики самолета
13.	Массовая классификация самолета
14.	Стандартная высота и взлетные характеристики самолета	-	....................
15.	Прямоугольная, скоростная, связанная и полусвязанная системы координат, полетные углы и моменты
16.	Классификация предельных высот подъема самолета .
17.	Пилотирование самолета с отказавшими приборами
18.	Международные нормы шума, его источники и инженерные методы снижения шума на реактивных самолетах . 19. Показатели, характеризующие самолет
20.	Особенности компоновки реактивного самолета
21.	Влияние формы крыла в виде спереди иа аэродинамику самолета	’	...........................
22.	Предельное время снижения пассажирских реактивных самолетов	,	...........................
23.	Горизонтальные полеты по высотам и режимам .
275
275
275
276
277
278
280
280
282 ’283
284
287
288
290
291
293
294
295
296
297
298
298
299
300
406
24.	Некоторые характеристики дальности и продолжительности полета	.....................
25.	Условия работы комплекса систем и оборудования и факторы эксплуатации и обслуживания самолетов и вертолетов	.....................
26.	Динамические, акустические и аэродинамические нагрузки самолета и вертолета	.....................
27.	Воздействие атмосферного озона на оборудование и высотный полет	.........................
28.	Воздействие на летательные аппараты атмосферных температур, влажности, загрязнений и биологических факторов	....	.	.
29.	Механические, температурные и барометрические нагрузки на агрегаты оборудования и системы летательных аппаратов	.........................
30.	Перегрузки, факторы ограничения и невесомость .
31.	Факторы возникновения вертикальных порывов и нагружение самолета в них	.................
32.	Факторы, влияющие на величину маневренных перегрузок самолета	.........................
33.	Влияние радиационного облучения на механические свойства авиационных материалов	....
34.	Герметизация кабин самолета
35.	Характеристики звукового и теплового барьеров .
36.	Возможные колебания элементов летательных аппаратов	...................................................
37.	Самовозбуждающиеся упругие колебания авиаконструкций — флаттер...........................................
38.	Нормы прочности самолетов	....
39.	Нормы жесткости	.....................
РАЗДЕЛ V. Сведения о летательных аппаратах и параметрах газотур-
бинных двигателей	330
1.	Некоторые летно-технические сведения о пилотируемых летательных аппаратах	.................330
2.	Крылатые летательные аппараты с высокими скоростями полета	.........................333
3.	Реверсивное торможение самолета и девиация тяги двигателя	.............................334
4.	Общие сведения о реактивных двигателях .	.	. 335
5.	Классификация газотурбинных двигателей и их применение	.....................337
6.	Существующие способы форсирования тяги ГТД	.	.	340
7.	Эксплуатационные режимы работы ГТД	.	.	341
8.	Эксплуатационная технологичность и обусловленные схемы размещения силовых установок на самолетах	.	.	343
9.	Некоторые сведения о конструкции реактивных двигателей	................. - :	, 346
 РАЗДЕЛ VI. Аэродинамические и эксплуатационные особенности вертолетов	350
1.	Классификация винтокрылых летательных аппаратов ,	350
2.	Режимы работы несущего виита вертолета .	.	.	353
3.	Основные параметры и характеристики несущего винта вертолета	....... 354
4.	Силовые установки вертолетов.........................357
5.	Трансмиссия вертолетов	.................359
6.	Управление вертолетом	.... 359
7.	Летные характеристики вертолета и ограничения режимов полета	.........................363
8.	Вынужденные колебания частей вертолета .	> 364
9.	Обледенение вертолетов и меры борьбы с ним .	. 365
302
303
304
307
308
310
312
315
317
319
321
322
323
324
' 326
328
407
,	10. Общая характеристика систем и оборудования вер
толета v .	.	......................v 368
11.	Летно-технические данные вертолетов .	.	.	309
РАЗДЕЛ VII. Меры безопасности и охрана труда инженерно-технического состава	370
1.	Критерии и анализ	условий труда .	. . '	.	.	370
2.	Воздействие физиолого-психологических	факторов	и	условий деятельности на	безопасность труда	....	372
Психологические процессы деятельности авиационного специалиста	1	372
Инженерная психология воплощения профессиональных обязанностей авиационными специалистами	.	. 375
Характеристики комфортной температуры и среды .	376
3.	Меры безопасности при обслуживании авиационной техники	...................... . 377
4.	Безопасность труда на аэродромах .	.	.	.381
5.	Техника безопасности при эксплуатации электрооборудования	......................382
6.	Меры защиты от воздействия шума, электромагнитного излучения и статического электричества	.	.	384
Защита от воздействия шума	.................384
Защита от электромагнитных излучений	.	.	.	386
Защита от статического электричества	.	.	. 391
7.	Противопожарные огнегасящие вещества для самолетов	........ 396
8.	Действие инженерно-технического состава в особых случаях на земле	.....	398
Виктор Георгиевич Александров
Борис Исаевич Базанов
Анатолий Владимирович Майоров
Николай Иванович Потюков
Сергей Сергеевич Суханов
СПРАВОЧНИК ИНЖЕНЕРА
ПО АВИАЦИОННОМУ И РАДИОЭЛЕКТРОННОМУ ОБОРУДОВАНИЮ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Рецензенты Э. Г. Федоров1 Б. И. Скачков
Редактор М. И. Чесноков
Обложка художника Е. И. Волкова
Технический редактор Л. Е. Шмелева. Корректор В. Я. Кинарецкая ИБ № 1261
Сдано в набор 09.01.78. Подписано к печати 23.11.78. T-208S2. Формат бумаги 60X90‘/i«. тип. № 2. Гари, литературная. Печ. высокая. Печ. л. 25.5. Уч.-изд. л. 38,48. Тираж 20 000 экз. Зак. тип. 397. Цена 2 р. 10 к. Изд. № 1-2-1/17 № 9136.
Изд-во «ТРАНСПОРТ», 107174 Москва, Басманный туп., 6а.
г. Куйбышев, проспект Карла Маркса, 201. Издательство «Волжская коммуна».