《飞机电气控制系统》教案 15 告警与保护系统

15告警和保护系统课前复习1.起落架广泛使用的系统结构具有哪些指示方法?2.后缘襟翼的三种结构形式？3.后缘襟翼的三种结构形式？教学大纲1.失速告警与保护；2.机体冰和雨的防护；3.风挡玻璃冰和雨的防护；4.防侧滑；5、设置告警；6、声响告警；7、复习小结；飞机上配有各种系统，用于保护飞机免遭各种危害，包括失速、结冰、下雨、起飞期间不安全的设置和侧滑。失速保护系统在失速前向机组人员提供清晰、独特的告警。用于该保护系统的主要监测参数是飞机的迎角。在结冰／下雨条件下飞行会给飞机的安全运作带来多种危险。结冰会影响飞机的气动力和配平状态。防侧滑系统(也称为防抱死制动系统：ABS)设计用于着陆期间防止主起落架轮子锁死（尤其是在湿的或结冰的跑道上）。如果飞行员没有把某个控制器设定在正确的位置（即构成不安全设置）就试图起飞，设置告警系统（也称为起飞告警系统）就会告警。15.1失速告警与保护机翼被设计成一种翼型，用于产生升力。翼型的主要特征以及与此相关的术语见图15.1。当气流通过机翼而没有湍流时，它被称为流线型气流。迎角(AoA)是翼型弦线与飞机和大气相对运动速度矢量之间的夹角。基本的空气动力学原理表明：增加迎角就会增加机翼产生的升力。当迎角增加到一定值时，机翼上的气流就会变成湍流，而使升力急剧下降。这种情况发生时，翼型就处于失速条件，见图15.3。我们可以看到，流线型的气流被破坏，变成了湍流。需要特别注意的是，翼型会在某个角度失速。飞机的速度与失速角没有多大关系。速度和失速可通过升力公式直接建立关系：式中：ρ是大气密度，V是飞机速度，S是机翼面积，CL是翼型的升力系数。对一个给定的俯仰姿态，飞机可以有不同的迎角。飞机的俯仰角不应与迎角混淆。翼面上的相对气流在飞行中会改变相对于飞机俯仰角的方向。翼型性能的关键特征集中在边界层上。当气流在机翼的上下表面分开时，分离点位于驻点。上表面的气流仍然稳定，直到在更高的迎角，它才开始分离。这种情况发生在转捩点，然后，气流在分离点变成湍流。随着迎角的增加，分离点后面的湍流也会增加。升力和失速的关系如图。该表的两个轴分别为升力系数CL和迎角。在正常的飞行迎角范围内，升力随迎角成比例增加。如果迎角更大，就会达到失速条件。不同的翼型截面有不同的升力系数，因而也就有不同的失速角，但原理都是一样的。飞机上配有告警系统，用于在失速前向机组人员提供清晰、独特的告警。在较小的飞机上，这可以是一声告警喇叭和／或一盏告警灯。在客机上，失速告警由一个振杆器提供。告警系统需要一个基本的传感器来探测这种失速条件。典型的传感器有：●簧片传感器；●叶片传感器；●压力传感器；●迎角传感器。15.1.1簧片传感器很多通用航空飞机配有簧片传感器，它不需要供电。气流从机翼前缘上的一个进风斗（5号构件）被导入一个簧片（3号构件）和一个喇叭组件（2号构件）。在失速前的飞行条件下，前缘上的气压降低（相对于客舱压力），因为驻点发生了移动。这样就把空气吸入簧片，使它振动，从而发出可听见的声响（很像乐器），该声响经一个声学喇叭放大，机组人员就可以听到。一个调整板（7号构件）用于改变气流进口，使进口与驻点对齐。15.1.2叶片传感器通用航空飞机上使用的另一种装置是叶片传感器，它位于机翼前缘。和簧片传感器一样，这种叶片传感器也对驻点敏感。叶片由一个内部弹簧保持在前一位置并与一个微动开关相连。在正常迎角下，叶片被气流顶同（克服弹簧压力），微动开关处于断开位置。在更高的迎角下，开关处的气压降低，叶片最终在弹簧力的作用下向前移动，从而闭合微动开关。这样就闭合了启动告警灯和告警喇叭的告警电路。15.1.3压力传感器迎角感测技术基于测量传感器壳体上两点处的压力，锥形壳体绕自身的轴转动，槽A和槽B与一个压力腔相连，压力腔内有一个带转轴的叶片。传感器壳体总是与迎角一致，因为槽A和槽B给叶片的压力相等，因而锥形壳体也就与迎角保持一致。如果迎角增加，槽B与槽A相比压力增加，此时，叶片转动，使两槽的压力相等，从而使壳体重新与气流一致。壳体的转动由一个电位计检测。中间触头从电阻绕组提取一个电压信号，用于测量迎角。15.1.4迎角传感器叶片迎角传感器叶片与主导气流保持一致；这使得壳体内的一个轴发生转动。叶片的轴与一个同步机相连，同步机提供的输出与迎角成正比。与迎角传感器叶片相连的一个黏性阻尼器使叶片的运动保持稳定，降低扰动的影响。迎角传感器包含一个加热器，可以持续除冰／防冰，防止冷凝，以降低阻尼器内流体黏性的变化。15.1.5振杆器在较大的飞机上，失速告警系统包含一个迎角传感器叶片和一个振杆器。一台电动机与一个或两个驾驶杆相连，一个不平衡块连在电动机轴上，这样，当它运转时轴就开始振动。电动机的设计与驾驶杆相匹配，能提供大约为10～30Hz的特有频率，驾驶杆同时发生物理运动。15.1.6失速识别系统一般T型尾翼飞机配有欠速识别系统，通常与失速告警系统集成在一起。T型尾翼飞机对深度失速非常脆弱。除了机翼（即主平面）失速，深度失速条件也使升降舵效率降低。升降舵是使飞机低头、从失速中恢复的手段。如果飞机装有尾部发动机，进入发动机的气流不稳定，有可能使发动机丧失性能。失速识别系统带有一个作动器，它向前推动驾驶杆。一旦飞机返回到正常的迎角，推杆动作就会松开。15.2机体冰和雨的防护在结冰／下雨的条件下飞行会给飞机的安全飞行带来多种危险。结冰会影响飞机的空气动力特性／飞机的配平。当过冷的水与机体／冰粒接触时就会结冰。过冷水存在于冰点以下的温度；这是因为水需要有凝结核才能形成冰晶。水在凝结核表面冻结，然后一层一层加厚。水向周围环境释放能量时就会冻结。飞机上冰层加厚会带来次级破坏——冰层破碎后被发动机吸入。结冰和下雨也会降低风挡玻璃的能见度。冰的聚集也会影响外部传感器和设备（如感测空速的皮托管和迎角传感器），这些器件和设备不允许结冰。15.2.1结冰探测机组人员提供结冰告警，最简单的方法是监测外部空气的温度和大气条件。晚上飞行时，结冰检查灯可用于照亮关键区域（如机翼前缘）。自动结冰探测器通常位于飞机前部。有各种技术可以采用；传感器的作用是探测冰的慢慢积累，向机组人员提供告警／启动结冰保护系统。一种结冰探测器由一个电动机驱动的传感器构成，它位于机身前部，顶在一个刀刃切割器上。随着转子上不断结冰，冰充满了与刀刃之间的间隙，力矩加在了转子上。电动机的本体由弹簧固定到位，随着力矩增加，电动机开始在自己的支座上转动；它转到一个预先确定的点以后，微动开关闭合，点亮一个告警灯。另一种技术使用超声波结冰探测器。感测探头暴露在气流中，由一个电磁线周以40Hz的自然频率进行振动。当探头结冰后，由于其质量增加，所以其振动频率降低。探测器壳体内的一个逻辑单元(见图15.15)确定探头的振动何时低于39867Hz。达到该频率时，说明已知质量的冰已经形成，此时系统就会给圆筒加热，把冰融化。一个定时表放编入控制单元，用于检测频率变化所花的时间。加热器一直打开，直到探头的振动回到其标称的40Hz。标称加热时间是6s，如果加热器工作时间超过25s．电源就会被断开，同时这个故障条件被发给机组人员。探测器带有控制功能，用于对发动机和机翼的结冰保护进行选择。15.2.2结冰保护结冰保护有两个策略：除冰和防冰。除冰允许结冰，然后定期去除。在飞机的定型试验中，会对结冰进行测试，并在结冰带来危害之前进行去除。防冰用于不允许结冰的场合。除冰和防冰有3个主要方法：●液体；●气动；●热。3种方法都由电气系统控制和操作。飞机可以采用l到3种方法。需要对结冰进行保护的具体区域如下。机体：●前缘；●控制面；●升力增强装置；●风挡玻璃。推进系统：●进气道；●螺旋桨。外部构件：●皮托管；●温度传感器；●迎角传感器；●排水管。15.2.2.1除冰液除冰液一般用于机翼、垂直安定面、水平安定面、螺旋桨和风挡玻璃。机上保护液通过导管和/或机体上的小孔喷洒。液体通过电动泵从储罐输送，由电动阀传输到需要的区域。除冰液也可以在地面用带有长喷管的专用车辆进行喷洒，用长喷管可以喷洒到整个飞机上。除冰液一般由乙二醇或丙二醇以及增稠剂、防蚀剂和有色染料构成。飞机喷洒上除冰液以后可以去除任何已有的冰并且在起飞前能够防止飞机结冰。飞机何时喷洒除冰液必须考虑天气条件（尤其是环境温度、风速、降水、湿度）、飞机蒙皮温度和预定的离港时间。除冰液的性能由其保持时间来表征：它是飞机起飞前能够对飞机持续进行保护的一段时间；根据条件和添加剂的情况，这个时间可以高达80min。有色染料便于区别喷洒过的区域。15.2.2.2气动结冰保护气动结冰保护用于机翼前缘和垂直／水平安定面。纤维加强的橡胶管（称为护罩）连接到机翼、水平和垂直安定面的前缘表面。这些橡胶管定期进行充气和放气，使护罩略微变形，这样就使结冰破碎掉。充气来自一个电动泵，或者通过一个调节阀从发动机压缩机内引出气体。电磁阀把气体按顺序或同时输送给各个护罩。不用时，橡胶管被放气，且与机体平齐；15.2.2.3热除冰保护热除冰保护可用两种方法来实现：从发动机压缩机引出热气或者电气加热。热气通过电动阀引入需要的区域；电动阀从飞行舱控制，或者由一个控制单元控制。温度传感器用于构成控制和反馈系统的一部分，以便提供过热保护。引出气除冰保护的应用场合包括机翼前缘、垂直／水平安定面和发动机进气道。电气加热系统既用