![](/user_photo/_userpic.png)
книги из ГПНТБ / Крауз С.В. Основы технической эксплуатации авиационного оборудования I. Элементы теории надежности оборудования летательных аппаратов. II. Средства и методы контроля и подготовки авиационного оборудования
.pdfза собой соответствующее (уменьшение тока а следовательно, к тока /ог. Поток Ф2 будет уменьшаться пропорционально тенденции увеличения U2. В результате суммарный поток Ф на протяжении всей области регулирования будет оставаться неизменным, обеспечивая
и 2= const == и 2иом.
Описанный процесс работы схемы в области регулирования воспроизводит систему генератор— регулятор при работе ее в преде лах рабочего диапазона скоростей вращения и при различных на грузках. Как указывают авторы [13], схема позволяет получить за висимость /?уг—/(/„ !, близкую зависимости при работе регулятора совместно с самолетным генератором. Благодаря этому представ ляется возможным (при U x — 25 30 в ) контролировать статиче ский режим работы регулятора по величине .
При гу == Гу" угольный столб будет разжат полностью. Если и после этого при данном гос продолжать уменьшать гу, то соответ ствующий рост Ф\ уже не будет компенсироваться уменьшением Ф2, так как последний будет оставаться неизменным. Вследствие этого регулятор не будет оказывать стабилизирующего действия на ве личину 0 2.
Серийная установка ППУР-42, сконструированная по рассмот ренной принципиальной схеме, позволяет проверять угольные регу ляторы различных типов по следующим характеристикам:
—работоспособность;
—разбег напряжения, поддерживаемый регулятором при изме нении скорости вращения генератора в рабочем диапазоне и изме
нении нагрузки от нуля до -номинальной;
—запас (устойчивости;
—пределы регулирования напряжения выносным реостатом;
—действие обмотки параллельной работы.
Кроме того, она позволяет производить настройку регуляторов, осуществлять их тепловую тренировку.
Установка экономична.'Мощность, потребляемая установкой при испытании регулятора РУГ-82, не превышает 700 вт. Это примерно в 50 раз меньше, чем при испытании этого регулятора на заводском стенде. Размещается она в чемодане размером .700 X 450 X 200 мм.
На фиг. 5.17 представлен вариант схемы стенда для проверки дифференциальных минимальных реле (ДМР). Источник электри ческой энергии постоянного тока 1 должен быть достаточно мощ ным, чтобы обеспечить прохождение через контактор ДМР соответ ствующего номинального тока при напряжении 28,5 — 30 б. В связи со спецификой проверки ДМР схемой предусмотрена ручная регу лировка напряжения этого источника электроэнергии в пределах от 0 до 30 в. В качестве этого источника энергии обычно используется соответствующий генератор самолетного типа. Источник 2 служит для питания цепей управления. Он введен в схему в целях эконо мии электроэнергии при проверке ДМР на нагрев. В этом случае рубильник переключения 4 ставится в положение 6 .
Стенд позволяет осуществить проверку ДМР как в холодном, так и в нагретом состоянии. При этом могут быть проверены:
109
I ‘
7
Ф иг. 5.17. Схема стенда проверки дифференциальных |
минимальных реле |
(на проверку включено реле ДМР-600): |
|||||||||||
1, 2 — источники электрической энергии |
постоянного |
тока; 3 — балластное |
сопротивление |
БС-18000; 4 — рубильник пен |
|||||||||
реключения; |
5 — проверяемый |
контактор; 6, 7 — розетки включения лабораторных переносных |
приборов класса точно |
||||||||||
сти 0,5; 8 — рубильник; 9 — аккумуляторная батарея |
12-А-ЗО или 12-САМ-28; |
10 — нагрузочные |
сопротивления |
с контак |
|||||||||
торами их включения; I I — |
постоянное йопроггивление |
1100 ом; 12 |
— |
реостат точной |
регулировки тока нагрузки; Pi, V>, Vtt, |
||||||||
At, Л-> — щитовые приборы; |
В i |
— выключатель обмотки |
РПР-2А; |
Bi |
— выключатель |
для |
проверки работы |
контактора |
|||||
от |
клеммы A; R i, Да - |
реостаты |
регулировки |
напряжения |
источников электроэнергии. |
|
|
напряжения включения и отпускания всех реле и контактора
ДМР;
величина обратного тока отключения ДМР;
— работа реле при отсутствии в сети аккумуляторной батареи. Величина падения напряжения на контактной паре контакто ра при номинальной нагрузке, величина сопротивления изоляции
и прочность электрической изоляции токоведущих частей проверя ются с помощью переносных электроизмерительных приборов.
На фиг. 5.18 показана типовая схема универсального стенда ис пытания контакторов. Он включает устройство для размещения и подсоединения проверяемого контактора 4, силовую цепь 1 с мощ ным источником постоянного тока и регулируемой нагрузкой, цепь
Фиг. 5.18. Схема стенда проверки контакторов:
1. 2, 3 — розетки подключения лабораторных переносных приборов; 4 — проверяемый контактор; 5 — светосигнализатор включения контактора; 6 — нагрузочные сопротив ления с контакторами их включения; R-, Rn, Rs— нагрузочные сопротивления точной регулировки тока нагрузки; Rio — потенциометр определения напряжения включения и отключения контактора; Vi, V->, At, A-i — щитовые приборы; Уз — лабораторный пере
носный вольтметр класса точности 0,5.
управления II с независимым источником тока и потенциометром Яю. Последний вместе со светооигнализатором 5 и вольтметром Уз позволяет измерять напряжение включения и отпускания контак тора. Подбором сопротивлений Ru Rs, R7, Rs, Ra при наличии доста точно мощного (порядка 30 кет) источника постоянного тока на пряжением 27 — 30 в можно получить стенд для испытания авиаци-
1
оиных контакторов всех типов. Например, для испытания контакто ров с длительным током нагрузки до 600 а рекомендуются следую щие величины сопротивлений: Ri — R2 — R3 = 0,13 ом, ток 200 а;
Ri = 0,26 |
ом, ток 100 a; R$ = 1,04 ом, ток 25 a; |
R7 = |
2 ом, ток |
13 а; /?8 = |
2 ом, ток 13 a; R3 — 1,5 ом, ток 18 а; |
Ri0 |
— 160 ом, |
ток 1 а.
При периодическом контроле технического состояния контакто ров проверяют:
—напряжения включения и отпускания как в холодном, так и
внагретом состоянии;
—качество работы под нагрузкой (нет ли искрения между кон тактными поверхностями, четкость срабатывания и т. п .);
—величину сопротивления, а в отдельных случаях и прочность
электрической изоляции токоведущих частей;
—величину контактного давления; этот параметр проверяют
спомощью пружинных динамометров.
Устройства проверки реле строятся по тому же принципу, что и стенды испытания контакторов. Схема, приведенная на фиг. 5.18, может быть использована и для испытания реле, если несколько раз вить ее силовую цепь (после контактора), — по количеству контакт ных пап проверяемого реле.
Фиг. 5.19. Схема испытания электродвигателей средней (а) и малой (б) мощ ности с помощью баланс-генераторов, (электродинамических тормозов).
Самолетные электродвигатели и механизмы имеют мощность от долей ватт до десятков киловатт, вследствие чего средства для про
верки их несколько различаются. Методы |
проверки |
по существу |
одинаковы. Электродвигатели обычно испытывают |
с помощью |
|
электродинамических тормозов (фиг. 5.19). |
При этом |
проверяют: |
— номинальные данные (потребляемый ток или мощность при различных нагрузочных моментах, мощность на выходном валу, ско рость вращения и др .);
— |
момент, развиваемый двигателем при пуске (якорь затормо |
жен) ; |
■ |
112
— сопротивление изоляции и иногда электрическая прочность
изоляции электрических цепей.
Вместо электродинамического тормоза применяют ленточные тормозы с динамометрами и тому подобные устройства.
При испытании электронасосов применяют стенды, построенные по схеме фиг. 5.19, или, в случае необходимости проверки агрегата в целом, включают их в гидравлические установки. Производитель ность насоса при этом определяется по времени перекачки извест
ного объема жидкости.
Стенды для испытания электромеханизмов, по сравнению со стендами испытания электродвигателей, имеют дополнительные уст ройства для проверки ' времени отработки программы (например, электросекундомеры), для измерения угловых или линейных переме щений выходного вала и др. Для нагрузки электромеханизмов при проверке используются блочные устройства, механические и гид равлические динамометры.
Системы запуска и форсажа авиационных турбореактивных двигателей представляют собой разомкнутые системы автоматиче ского управления. Независимо от принципа действия каждая из си стем запуска обычно состоит из программного устройства, промежу точного релейного усилительного блока, исполнительных элементов (силовых контакторов) и управляемых объектов. К последним от носятся электрические стартеры, электрические насосы, электромеха низмы, электроклапаны, катушки зажигания и другие устройства, которые обеспечивают:
— создание необходимых предварительных условий для за пуска авиадвигателей (открытие лент перепуска, открытие заслонки турбостартера, изменение выходного сечения реактивного сопла, со здание предварительного давления топлива и т. д.);
—создание вращающего момента для раскрутки компрессора ТРД (или турбостартера);
—подачу в двигатель (турбостартер) топлива;
—зажигание топлива в камерах сгорания ТРД.
Системы форсажа содержат в основном те же элементы, что и системы запуска, за исключением устройств, обеспечивающих рас крутку вала турбины ТРД. Кроме того, иногда они включают систе мы, обеспечивающие интенсификацию процесса зажигания топлива в форсажных камерах.
Программное устройство обеспечивает подачу командного си гнала на включение управляемых объектов в нужный момент авто матического цикла запуска (форсажа). Этот момент в зависимости от принципа действия системы запуска, определяется скоростью вра щения вала турбины основного двигателя или временем, прошедшим с начала работы системы автоматического управления запуском.
Как объект контроля система запуска (форсажа) является весьма сложной многоблочной системой. Осуществление контрол# к тому же обычно затрудняется труднодоступностыо блоков систе мы для внешнего осмотра, территориальной разобщенностью их на самолете и большой разветвленностью электрической сети, соеди няющей все элементы в единую систему. Однако систематический
8. С. В. Крауз и др. , , о
I I
осмотр внешнего состояния отдельных блоков и исправности их крепления и в этом случае остается важной составной частью си стемы контроля этих объектов.
Работоспособность системы в целом и отдельных ее элементов проверяется при холодной прокрутке и при запуске авиадвигателей. Нормальное прохождение цикла запуска авиадвигателя является хорошим критерием оценки работоспособности системы; однако этот критерий носит весьма субъективный характер и не всегда позволяет выявить недостатки работы отдельных элементов. Поэтому проверка работоспособности системы, осуществляемая при запуске авиадви гателя, не исключает необходимости периодической инструменталь ной проверки основных технических параметров ее элементов.
В процессе эксплуатации периодический инструментальный кон троль технического состояния электростартеров, электронасосов, электромеханизмов, контакторов и других элементов систем запуска производится методами и средствами, изложенными выше. Проверя ются они, как правило, в лаборатории. Проверка этих объектов в ря де случаев возможна и непосредственно на самолете, так как для них всегда можно создать реальные условия нагрузки, а электриче ские параметры измерять приборами, включенными в сеть с по мощью переходных штепсельных разъемов. Именно таким методом проще всего проверять пусковые катушки зажигания, у которых ос новными параметрами для контроля являются величина тока в пер вичной цепи при соответствующей нагрузке вторичной цепи и элект рическое сопротивление изоляции токоведущих частей. У таких объектов, как электростартеры, электронасосы, при периодическом контроле недостаточно проверить только их электрические парамет ры (потребляемый ток, электрическое сопротивление изоляции). Весьма важно для оценки их кондиционности знать состояние кол лекторно-щеточных узлов, а у электростартеров еще и состояние пайки обмотки якоря к петушкам коллекторных ламелей. Так как тщательный осмотр этих узлов на самолете практически невозможен, то возникает необходимость проведения периодической проверки электростартеров и насосов в условиях лаборатории.
Наиболее чувствительными к изменениям в процессе эксплуата ции являются программные устройства и релейные усилители. Эти объекты чаще всего размещаются в одном корпусе, образуя так на зываемые пусковые панели или коробки автоматики пуска дви гателя.
Основными контролируемыми параметрами пусковых панелей обычно являются:
— точность (но времени) реализации команд и отработки Нсей программы автоматом времени пуска или внешняя характеристика таходинамо (чувствительного элемента программирующего устрой ства) для систем, в которых программа запуска определяется
взависимости от скорости вращения вала турбины авиадвигателя;
—величина напряжения срабатывания и отпускания команд ных, промежуточных реле и контакторов; для некоторых реле и кон-
114
такторов, кроме того, величина контактного давления, усилия ра
бочих пружин и др.;
— величина электрического сопротивления изоляции отдельных электрических цепей.
Испытание пусковых панелей производится на специальных стендах, позволяющих оценить работоспособность отдельных эле ментов панелей и осуществить проверку технических параметров программного устройства, реле и контакторов. В комплект оборудо
вания такого стенда обычно входят:
— регулируемый по напряжению источник электрической энер гии постоянного тока или потенциометр, позволяющий изменять 'на пряжение питания схемы при измерении напряжения срабатывания и отпускания реле, контакторов и при других проверках;
— электросекундомер для определения |
времени, протекшего |
с момента включения системы до замыкания |
(размыкания) той или |
иной управляющей цепи командным устройством;
—электроизмерительные приборы и светосигнализаторы;
—нагрузочные устройства;
—коммутационная аппаратура управления включением испы туемого объекта и отдельных измерительных цепей стенда.
Вое эти элементы объединяются общими электрическими схе мами.
Наш краткий обзор методов и средств инструментальной про верки объектов электрооборудования в лаборатории позволяет сде лать следующие выводы:
1. Электрические машины, механизмы и аппараты при проверке их в лаборатории устанавливаются и включаются в такие испыта тельные и измерительные электрические схемы и устройства, ко торые:
а) позволяют создавать проверяемым объектам различные ста тические и динамические режимы электрических нагрузок, аналогич ные имеющим место при работе объекта на самолете или соответст вующие предусмотренным для него нормами технических требо ваний;
б) позволяют измерять величины таких электрических парамет ров объектов, которые могут служить оснойанием для оценки тех нического состояния объекта и пригодности его к дальнейшей экс плуатации на самолете;
в) представляют собой устройства, воспроизводящие или доста точно полно моделирующие в электрическом отношении самолетные системы, в которых обычно работают испытуемые объекты.
2.Критерием кондиционности объекта считается соответствие его статических характеристик установленным нормам технических требований и 'качество работы объекта в условиях неустановившихся режимов.
3.При периодическом контроле технического состояния объек тов они, как правило, не проверяются на работу в условиях разре
женной атмосферы, низких и высоких температур, повышенной влажности, а также в условиях воздействия на них внешних механи-
8* |
115 |
f!
ческих возмущений. Объясняется это чрезвычайной сложностью воспроизведения реальных физических условий работы объекта на самолете. Вместе с тем принимается, что в процессе эксплуатации (при нормальной смазке и т. п.) не может измениться характер за висимости параметров объекта от внешних условий (температуры, влажности, атмосферного давления). Если величины электрических параметров объекта, будучи проверенными в нормальных физиче ских условиях, соответствуют нормам технических требований, то отклонение их величин при других физических условиях также не будет выходить за пределы соответствующих допусков.
СИСТЕМА КОНТРОЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ ПРИБОРНОГО И КИСЛОРОДНОГО ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Современная система контроля технического состояния при борного оборудования самолетов схематически изображена на фиг. 5.20.
Внешний осмотр и проверка работоспособности объектов при борного оборудования являются обязательными. Однако основную роль играет инструментальный контроль, который в данном случае применяется значительно шире, чем при оценке технического состоя ния электрооборудования самолетов. Объясняется это, во-первых, тем, что периодическая проверка авиационных приборов с помощью контрольно-измерительной аппаратуры обеспечивает сохранение на самолетах необходимой точности измерений физических величин, ха рактеризующих работу авиационной силовой установки и различных систем оборудования, режимы полета и пространственное положе ние самолета. Во-вторых, инструментальный контроль в большинстве случаев является единственным способом определения пригодности приборов к дальнейшей эксплуатации. В-третьих, осуществление инструментальной проверки авиационных приборов практически проще, чем объектов электрооборудования. Авиационные приборы как объекты контроля более доступны, чем объекты электрооборудо вания; методы проверки их изучены лучше. Вместе с тем следует отметить, что методы инструментального контроля приборного обо рудования развиты еще недостаточно. Он осуществляется главным образом лишь в лаборатории при проверке приборов, снятых с само лета. При этом прогнозирование дальнейшей . безотказной работы прибора на самолете в большинстве случаев основывается лишь на сравнении величин его погрешностей, полученных при данной проверке, с величинами допустимых погрешностей. Характер изме нения погрешностей данного прибора в процессе эксплуатации обыч но не изучается, не используется для прогнозирования дальнейшей работы прибора. Объясняется это отчасти тем, что периодические проверки вследствие их трудоемкости проводятся сравнительно редко, и поэтому достаточного материала для анализа тенденции измене ния погрешностей за срок эксплуатации прибора не накапливается.
Осмотр внешнего состояния объектов позволяет выявить слу чайные повреждения, которые могут иметь место на отдельных эта пах полета и при выполнении работ на самолетах. Осматривав.
116
_____Вклейка 2_____
между 116—117 стр .
Ф и г. 5.20. Схема системы контроля технического состояния приборного оборудования самолетов.
К зак. 430
Ч'
весь комплекс оборудования. Особое внимание уделяется объектам, менее надежным в эксплуатации или более подверженным повреж дениям вследствие особенностей их размещения на самолете, или изза малой механической их прочности.
К таким объектам контроля относится система статического и полного воздушных давлений. От исправности этой системы в зна чительной степени зависит безопасность полета. Вместе с тем в ней имеется много мест, легко подверженных повреждениям. Например, внешние участки системы, т. е. удлинительные штанги приемников воздушных давлений ,(ПВД) и сами приемники, дюритовые соеди нения участков трубопроводов. Она открыта для попадания в нее влаги, пыли. Основным критерием исправности системы после уда ления из нее продувом влаги и пыли является герметичность ее, на дежность дюритовых соединений трубопроводов, коллекторов и под ключаемых приборов, а также отсутствие механических поврежде ний ПВД и их удлинительных штанг, чистота ПВД и исправность их электрообогрева. Для проверки степени негерметичности системы в ней каким-либо приспособлением создается соответствующее дав ление или разрежение. Степень негерметичности определяется по скорости уменьшения величины давления (разрежения). Контроль ным прибором при этом обычно служит указатель скорости КУС-1200. Исправность электрообогрева ПВД на самолете прове ряется на ощупь, а в лаборатории — по величине потребляемого тока и электрического сопротивления изоляции обогревательного элемента. Создавать давление и разрежение в системе при провер ке ее негерметичности нужно медленно. В противном случае могут быть повреждены включенные в нее приборы. Особенно опасен рез кий перепад давления для вариометра, реагирующего на скорость изменения давления в статической системе ПВД.
Состояние внешней электрической сети авиационных приборов может оказывать существенное влияние не только на их работоспо собность, но и на точность показаний. В связи с этим, например, к сопротивлению изоляции отдельных цепей емкостных топлпвомеров предъявляются повышенные требования. Обычно требуется, чтобы сопротивление изоляции электрической проводки авиацион ных приборов при нормальных климатических условиях было не менее 20 мгом. Отдельные цепи емкостных топливомеров, чтобы не вносить дополнительной погрешности в измерительную схему при бора, должны иметь сопротивление изоляции не ниже 100 мгом. Для проверки сопротивления изоляции используется переносный мегоомметр М-1101 с рабочим напряжением 500 в, с верхним преде лом измерения 500 мгом. Условия для проверки сопротивления изо ляции электрических сетей авиационных приборов на самолете имеются. Эти цепи сравнительно просто можно выделить из общей электрической сети самолета. Однако вследствие большой трудоем кости эта работа выполняется главным образом при профилактиче ских ремонтах самолетов. Механизация, использование универ сальных приспособлений для повышения производительности труда
117