От dSuzczntf/ia Изобретение относитс к средствам обработки воздуха, подаваемого в помещение дл экипажа летательного аппарата . Известна система регулировани давлени воздуха в гермокабине самолета , содержаща исполнительный клапан , в линии управлени которым последовательно установлены инерционное звено, переключатель, имеющий измери тельные камеры, нормально открытое и нормально закрытое сопло и задатчи избыточного давлени , канал питани которого сообщен с гермокабиной, а канал сброса - с ограничителем разрежени Г 1 При полете т желых сверхзвуковых самолетов возникают большие теп ловые нагрузки на предельных режимах по скорости. Дл эффективного использовани холодного воздуха в трактах сброса воздуха из гермокаби ны устанавливают теплообменные агрегаты . Это увеличивает вес системы ох лаждени . Известна также система регулирова ни давлени воздуха в гермокабине самолета, содержаща исполнительный клапан, соединенный пневматической линией управлени с двум задатчиками , и переключатель устройства настройки системы на пониженный режим С 2. Эта система требует применени сложной системы кондиционировани дл обеспечени -охлаждени на предельных по скорости режимах полета во всем диапазоне высот. Средства ох лаждени используютс в этом случае с низкой эффективностью. Целью изобретени вл етс повышение эффективности использовани средств охлаждени . Дл достижени поставленной цели в предлагаемой системе переключатель устройства настройки системы на пониженный режим выполнен в виде вакуумированного сильфона, установленног в сообщенной с атмосферой камере, и взаимодействующих с ним нормально открытого и нормально закрытого со;пел , входр) которых сообщены с выхода ми задатчиков, а выходы - с пневматической линией управлени исполнительным клапаном. На фиг.1 представлена принципиаль на гхема системы регулировани давлени вочдуха в гермокабине самолета на фиг.2 - программа изменени давлени Ркаб в гермокабине в зависимости от высоты полета Н . Предлагаема система состоит из исполнительного клапана 1, в линии 2 управлени которым установлены инерционное звено, вьшолненное в виде дроссел 3 и емкости 4, переключатель . 5, содержащий измерительные камеры 6, 7 и задатчик 8 избыточного давлени . Канал питани П задатчика 8 сообщен с давлением P(c(f гермокабины 9, а канал сброса С св зан с ограничителем 10 разрежени . Ограничитель 10 разрежени выполнен в виде инвертора, плюсовой (+) вход которого сообщен с выходом инерционного , минусовой вход и канал питани II сообщены с давлением Р(аб гермокабине 9, лини сброса С ограничител 10 разрежени - с давлением РОЛЛА атмосферы. Выход В задатчика 8 соединен с нормально закрытым соплом (НЗС) электропн .евмопреобразовател 1 1 , нормально открытое сопло (НОС) которого св зано с ограничителем 10 разрежени . Электропневмопреобразователь 11 управл етс напр жением О посто нного тока. Выход В электропневмопреобразовател 11 соединен с линией сброса С задатчика 12 абсолютного давлени , лини питани П и измерительные камеры которого сообщены с давлением в гермокабине 9. Выход В задатчика 12 подключен к НОС переключател 5 . В измерительной камере 6 переключател 5 установлен вакуумированный сильфон 13. К НЗС переключател 5 подключен выход В узла 14 формировани минимального давлени в гермокабине 9. Лини сброса С узла 14 св зана с ограничителем 10 разрежени , а лини питани П сообщена с давлением Р(,,5 в гермокабине 9. Измерительные камеры 6 и 7 переключател 5 подключены к линии статического давлени стат выход В через дроссель 3 и емкость 4 инерционного звена сообщен с линией 2 управлени клапаном 1. В линии подачи воздуха в гермокабину 9 установлены агрегаты 15 системы охлаждени воздуха, отбираемого от двигател . В. тракте сброса воздуха из гермокабины 9 установлен теплообменник 16. Система работает следующим образом . Дл повышени эффективности работ системы охлаждени на сверхзвуковых т желых самолетах используют воздух, выбрасываемый из гермокабины 9 дл продувки теплообменников 16, установ ленных в трактах сброса воздуха. Однако это приводит к резкому увеличению гидравлического сопротивлени трактов сброса воздуха из гермокабин Применение типовой свободной вентил ции в данном случае приводит к большим изменени м давлени в гермокабине при рулении на аэродроме и полетах на малых высотах. В предлагаемой системе при включе нии на аэродроме подачи воздуха в гермокабину 9 одновременно подаетс напр жение посто нного тока на электропневмопреобразователь 1 1 ,в результате чего открываетс его НЗС. В это случае в линию 2 управлени клапаном 1 через электропневмопреобразователь 11, задатчик 12, НОС переключател 5 дроссель 3 и емкость 4 инерционного звена поступает сигнал, формируемый задатчиком 8, и п гермокабине 9 поддерживаетс посто нное избыточное давление (участок 1 программы изменени давлени в гермокабине), превы шающее гидравлическое сопротивление трактов сброса воздуха. Это гарантирует работу системы регулировани давлени при рулении на аэродроме и при полетах на малых высотах, что значительно повышает качество регулировани давлени воздуха в гермока бине 9. После посадки или окончани рулеВИЯ выключают подачу воздуха в гермокабину 9 и одновременно снимают напр жение U с электропневмопреобразовател 11. В этом случае через НОС электропневмопреобразовател 11 и линию 2 управлени исполнительным клапаном 1 подаетс сигнал с ограни чител 10 разрежени , что приводит к разгерметизации гермокабины с за данной скоростью. Задатчик 8 избыточного давлени и задатчик 12 абсолютного давлени включены по схеме выбора максимально го по абсолютной величине из формиру емых ими давлений. В результате при полетах на средних высотах, больших чем максимальна высота аэродрома базировани , но меньших Н, (см. фиг.2), в линию 2 управлени исполнительным клапаном 1 через НОС переключател 5 и инерционное звено подаетс сигнал, формируемый задатчиком 12 абсолютного давлени . Уровень его настройки соответствует комфортному при длительных полетах на средних высотах (участок II программы изменени давлени в гермокабине). При превышении высоты Н , котора соответствует переходу на режим длительного сверхзвукового полета,разжимаетс вакуумированный сильфон 13, перемеща мембранный блок переключател 5 вниз и открыва его ПЗС. Через сопло НЗС переключател 5, дроссель 3 и емкость 4 инерционного звена в линию 2 управлени исполнительным клапаном 1 поступает сигнал, формируемый узлом 14, что приводит к монотонному уменьшению давлени в гермокабине 9 до минимального заданного уровн (участок III программы изменени давлени в гермокабине).Уменьшение давлени в гермокабине приводит к тому, что возрастает перепад давлени на агрегатах 16 системы охлаждени , что увеличивает ее эффективность (холодопроизводительность). Это позвол ет достичь заданной эффективности при существенно меньшем весе системы чем вес известной системы . Предлагаема система на всех режимах полета ограничивает скорость изменени давлени в гермокабине на комфортном уровне. Скорость изменени давлени PvjfP линии 2 управлени , а следовательно, и скорость изменени давлени в гермокабине 9 определ ютс величиной перепада давлени на дросселе 3, его проводимостью и объемом емкости 4. При снижении самолета перепад давлени на дросселе 3 равен разности а при наборе высотой формируетс ограничителем 10 разрежени и равен ( каб цпр} Вьтолнение ограничител 10 разрежени в виде инвертора позволило формировать в лини х питани и сброса системы равные по величине и противоположные по знаку перепады давлени , что обеспечивает работу узлов системы с максимально возможными коэффициентами усилени и обеспечивает максимальную статическую точность всей системы.From dzuzczntf / ia The invention relates to means for treating air supplied to a crew room of an aircraft. A known system for regulating the air pressure in the pressurized cabin of the aircraft, comprising an actuating valve, in the control lines of which an inertial link is successively installed, a switch having measurement chambers, a normally open and normally closed nozzle and overpressure pressure gauges, the supply channel of which is connected to the pressurized cabin, and the discharge channel - with a rarefaction limiter G 1 When flying heavy supersonic airplanes, large thermal loads occur at the limiting speed conditions. For efficient use of cold air, heat exchange units are installed in the air discharge paths from the thermocabine. This increases the weight of the cooling system. Also known is a system for regulating the air pressure in the pressurized cabin of an aircraft, which contains an actuating valve connected by a pneumatic control line to two controllers, and a switch for setting the system to a reduced mode C2. This system requires the use of a complex air conditioning system to provide cooling at the speed limits. flight over the entire altitude range. Cooling agents are used in this case with low efficiency. The aim of the invention is to increase the efficiency of using cooling means. To achieve this goal in the proposed system, the switch of the device for setting the reduced mode is designed as an evacuated bellows installed in a chamber communicated with the atmosphere, and interacting with it normally open and normally closed with, singing, input of which is communicated from the outputs of the setters, and the outlets are with pneumatic control line of the actuator valve. Figure 1 shows the principle of the pressure control system of the air in the air-cabin of the aircraft in Figure 2 - the program for changing the pressure of the Rkab in the pressure-cabin and depending on the flight height H. The proposed system consists of an actuating valve 1, in line 2 of the control of which an inertial element is installed, executed in the form of throttles 3 and a tank 4, a switch. 5, comprising measuring chambers 6, 7 and an overpressure setting unit 8. The supply channel P of the setting device 8 communicates with the pressure P (c (f of the pressurized cabin 9, and the discharge channel C is connected with the vacuum limiter 10. The vacuum limiter 10 is designed as an inverter, the positive (+) input of which is connected to the inertial output, the negative input and the channel power supply II communicates with pressure P (ab pressurized cabin 9, discharge line C of limiter 10 dilution pressure with atmosphere ROLL pressure. Exit B setpoint 8 is connected to a normally closed nozzle (ESS) electrically inverter 1 1, a normally open nozzle (NOS) of which is connected with 10 limiter The electropneumatic converter 11 is controlled by the direct current voltage O. The output of the electropneumatic converter 11 is connected to the discharge line C of the absolute pressure setting device 12, the power supply line P and the measuring chambers of which are connected to the pressure in the pressurized cabin 9. The output B of the setting device 12 is connected to the NOS switch 5 In the measuring chamber 6 of the switch 5, an evacuated bellows 13 is installed. The output B of the node 14 of forming the minimum pressure in the pressurized cabin 9 is connected to the NZS of the switch 5. The reset line C of the node 14 is connected to the limit Lemma 10 is diluted, and power supply line P is connected to pressure P (,, 5 in pressurized cabin 9. Measuring chambers 6 and 7 of switch 5 are connected to the static pressure line of stat B outlet through throttle 3 and inertia tank 4 communicates with valve control line 2 In the air supply line to the pressurized cabin 9, aggregates 15 of the cooling system for air drawn from the engine are installed. A heat exchanger 16 is installed in the air discharge path from the pressurized cabin 9. The system works as follows. In order to increase the efficiency of the cooling system on supersonic heavy aircraft, the air ejected from the pressurized cabin 9 is used to purge the heat exchangers 16 installed in the air discharge paths. However, this leads to a sharp increase in the hydraulic resistance of the air discharge paths from the pressurized cabin. The use of typical free ventilation in this case leads to large pressure changes in the pressurized cabin when taxiing at the aerodrome and at low altitudes. In the proposed system, when the air supply to the pressurized cabin 9 is turned on at the same time, a direct current voltage is applied to the electropneumatic transducer 1 1, as a result of which its NZS is opened. In this case, the valve control line 2 through the electropneumatic converter 11, the setting device 12, the NOSE switch 5, the throttle 3 and the capacitance 4 of the inertial link receives a signal generated by the setting device 8, and the constant pressure cabin 9 is maintained at the pressure variation program in the pressure cabin. ), exceeding the hydraulic resistance of the air discharge paths. This guarantees the operation of the pressure control system when taxiing at the aerodrome and when flying at low altitudes, which significantly improves the quality of air pressure regulation in the containment bin 9. After landing or ending the steering, turn off the air supply to the pressure cabin 9 and simultaneously relieve the voltage U from the electropneumatic converter 11. In this case, through the NOSE of the electropneumatic transducer 11 and the control valve control line 2, a signal is sent from the limiter to 10 dilution, which leads to depressurization of the pressurized cabin speed. The overpressure setting unit 8 and the absolute pressure setting unit 12 are switched on according to the scheme of selection of the maximum absolute value from the pressures generated by them. As a result, when flying at medium altitudes greater than the maximum height of the base airfield but lower than H (see Fig. 2), the signal generated by the absolute pressure setting unit 12 is fed through the NOSH switch 5 and the inertial link in control line 2 of the actuating valve 1. The level of its adjustment corresponds to a comfortable one during long flights at medium altitudes (section II of the pressure change program in the pressurized cabin). When the height H is exceeded, which corresponds to the transition to the mode of a long supersonic flight, the evacuated bellows 13 is expanded, moving the membrane unit of the switch 5 down and opening its CCD. Through the nozzle of the NZS switch 5, the throttle 3 and the capacity 4 of the inertial link, the signal generated by the node 14 enters the control valve 2 of the actuating valve 1, which leads to a monotonous decrease in pressure in the pressure cabinet 9 to the minimum preset level (section III of the pressure change program in the pressure cabinet). A decrease in pressure in the pressure cabin results in an increase in pressure drop across the cooling system units 16, which increases its efficiency (cooling capacity). This makes it possible to achieve a given efficiency with a significantly lower system weight than the weight of a known system. The proposed system in all flight modes limits the rate of pressure change in the pressure cabin at a comfortable level. The rate of pressure change PvjfP of control line 2, and consequently, the rate of pressure change in the pressure cabin 9, is determined by the pressure differential across the throttle 3, its conductivity and the capacity of the tank 4. When the plane drops, the pressure drop across the throttle 3 is equal to the difference 10 dilution and equal (cab), the expansion of the limiter 10 in the form of an inverter made it possible to form equal and opposite pressure drops in the supply and discharge lines of the system, which It treats the operation of system nodes with the highest possible gains and ensures the maximum static accuracy of the entire system.
Фиг.11