Электротепловая система циклического действия для элементов планера самолета

Электротепловая система циклического действия для элементов планера самолета

Реферат

 

Изобретение относится к области авиации, конкретно к противообледенительным системам летательных аппаратов для передних кромок крыла и хвостового оперения самолета. Целью изобретения является обеспечение безопасности полетов в аварийном режиме в условиях обледенения при отказе половины источников энергии. Система содержит группы нагревательных элементов 4, каждая группа содержит три элемента, один из которых имеет мощность, в два раза большую каждого элемента в отдельности. Элементы двойной мощности 7, 10, 13, 16, 19, 22 соединены с программным переключателем 2 через коммутирующие элементы 3 и размыкающие контакты 5 реле 6, соединенные с дополнительным каналом управления 26. При отказе одного из двух двигателей самолета по каналу управления 26 приходит сигнал на реле 6, отключаются нагревательные элементы 7, 10, 13, 16, 19, 22, а нагревательные элементы 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24 продолжают осуществлять сброс льда в зоне рулей управления, сохраняя достаточную степень управляемости самолета при 50% потребляемой мощности. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, конкретно к противообледенительным системам летательных аппаратов для передних кромок крыла и хвостового оперения самолета. Целью изобретения является обеспечение безопасности полетов в аварийном режиме в условиях обледенения при отказе половины источников энергии. На чертеже изображена функциональная схема системы. Электротепловая система циклического действия например 6-ти секционная, для элементов планера самолета состоит из трехфазной системы 1 электропитания, программного переключателя 2, коммутирующих элементов 3 в виде трехфазных контактов групп нагревательных элементов 4 размыкающих контактов 5 реле 6, циклических трехфазных нагревательных элементов 7-24, нагревательных элементов постоянного действия "тепловых ножей" 25, каждая группа нагревательных элементов 4 состоит из 3-х нагревательных элементов, два из которых 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24 имеют одинаковую потребляемую мощность, а их суммарная потребляемая мощность равна потребляемой мощности третьего нагревательного элемента 7, 10, 13, 16, 19 и 22. Цепь питания нагревательных элементов 7, 10, 13, 16, 19 и 22 с большой мощностью присоединена к коммутирующему элементу 3, имеющему в цепи управления размыкающие контакты 5 реле 6 с дополнительным каналов управления 26, нагревательные элементы 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24 имеют одинаковую потребляемую мощность и расположены симметрично относительно плоскости самолета на поверхностях носков крыла в зоне электронов и стабилизатора. Управляющие цепи коммутирующих элементов 3 в каждой группе нагревательных элементов 4 подключены к одному соответствующему каналу программного переключателя 2. Система работает следующим образом. В нормальном режиме полета в условиях обледенения нагревательные элементы с 7 по 24 подключаются к системе 1 питания по цепям через коммутирующие элементы 3 по командам с программного переключателя 2. Симметрично расположенные на носках крыла и стабилизатора нагревательные элементы 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24 осуществляют симметричный сброс с аэродинамических поверхностей в зоне рулей управления, обеспечивая надлежащую степень управляемости самолета, а нагревательные элементы 7, 10, 13, 16, 19 и 22 очищают внутреннюю зону носка крыла. При этом расходуется максимальная мощность. В случае отказа одного из двух двигателей самолета, случай, когда необходимо обеспечить безопасность полетов при потере до 50% потребляемой мощности, по каналу управления 26 приходит сигнал на реле 6 и его размыкающие контакты 5 разрывают управляющие цепи коммутирующих элементов 3. Нагревательные элементы 7, 10, 13, 16, 19 и 22 отключаются, работают только нагревательные элементы 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24, осуществляя сброс льда в зоне рулей управления и сохраняя тем самым достаточную степень управляемости для обеспечения полета самолета в условиях обледенения в аварийном режиме.

Формула изобретения

Электротепловая система циклического действия для элементов планера самолета, содержащая объединенные в группы нагревательные элементы, подключенные к трехфазной системе питания и программному переключателю через коммутирующие элементы, один из которых соединен с программным переключателем посредством размыкающих контактов реле, соединенного с дополнительным каналом управления, отличающаяся тем, что, с целью обеспечения безопасности полетов в аварийном режиме в условиях обледенения при отказе половины источников энергии, соотношение мощностей нагревательных элементов в каждой группе 1:1: 2, причем через размыкающие контакты реле дополнительного канала управления соединены с программным переключателем нагревательные элементы двойной мощности каждой группы.

РИСУНКИ

Рисунок 1

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Номер и год публикации бюллетеня: 14-2002

Извещение опубликовано: 20.05.2002