A 防冰.docx

1、A 防冰A320防冰防雨系统1防冰电子控制面板A320防冰系统、探针/玻璃加热、座舱压力电子控制面板图如下：面板从左往右，有关防冰的：（1） 机翼防冰 ON（开启） “ON” 灯亮 “机翼防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 机翼防冰阀门开启，来获得热空气 OFF（关闭） “ON” 灯变成 “OFF” 机翼防冰阀门关闭 FAULT（故障） 当出现以下情况时，此灯亮： 机翼防冰阀门偏离指定位置 检测到低压（2） 发动机1/2防冰分别控制对应的发动机防冰系统 ON（开启） “ON” 灯亮 “发动机防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 发动机防冰阀门开启，来获得发动机

2、引气（Engine bleed air） 发动机阀门一开启，就连续不间断防冰，“ON” 灯一直亮 OFF（关闭） “ON” 灯变成 “OFF” 发动机防冰阀门关闭 FAULT（故障） 当出现以下情况时，此灯亮： 发动机防冰阀门偏离联接位置（switch position）（3） 探头/风挡玻璃加热 AUTO（自动） 飞行过程中给探头和风挡玻璃提供自动加热 地面上当发动机启动时 ON（开启） 给探头和风挡玻璃提供热量2A320采用的防冰方法及部件采用热空气和电加热两种防冰方法。A320采用热空气防冰的部件有： 机翼前缘； 发动机进气口。A320采用电加热防冰的部件有： 驾驶舱的风挡和侧窗； 全空

3、温（TAT）探头； 迎角（ALPHA）探头； 空速管和大气数据系统（ADS）的静压探头； 污水排水柱。3防冰防雨具体位置A320具体的防冰防雨的位置，如图1：图1 A320防冰防雨部件的位置4机翼防冰系统A320防冰翼面只有大翼，前缘缝翼3，4和5号采用热气防冰的方法，如图2。进入缝翼前缘内的热空气来自发动机引气。用于防冰的空气由气源系统所提供，其流量由压力控制/关断活门（机翼防冰控制活门）控制。当电路有供电时，由气动控制/关断活门选择打开。在每个活门的顺流都安装有限流器控制气流，如图3。离开控制活门的空气经过固定在大翼前缘内的装有隔热套的供气导管，到达一个伸缩管，如图2，图3，图4中所示，该

4、伸缩管将空气传送到3号缝翼内的笛形管（Piccolo duct）的内侧端。空气经过由柔性导管相连接的笛形管管路，沿3，4和5号缝翼进行分配。热气经笛形管管壁上的喷口，如图4和图5，向缝翼表面喷射来加热表面。空气在防冰腔内流动，然后通过加速度槽进入后部，最后空气从缝翼底部表面的孔排出机外，如图5。大翼防冰系统是用来防止在3，4和5号缝翼前缘出现结冰。该系统（左右大翼均有）使用来自气源系统的热空气，在所有飞行条件下都可用。通常两个发动机引气供给气源系统。如果发动机出现故障，只有一个发动机提供热空气时,气源系统的交输引气活门打开，此时可又一台发动机给两个大翼提供热气，如图3。大翼防冰系统只允许在空中

5、连续工作，但也可在地面上进行测试。以防止缝翼受到过热损伤，地面测试在30秒后自动停止。图6和图7是机翼防冰电气控制系统示意图。图8是机翼防冰控制活门示意图。图2 机翼防冰总体示意图图3 机翼防冰系统组件图4 缝翼内的空气分配图5 机翼热气防冰腔结构以及热空气流动情况图6 机翼防冰电气控制系统示意图a图7 机翼防冰电气控制系统示意图b图8 机翼防冰控制活门示意图5发动机进气道唇口防冰系统发动机进气道唇口防冰系统采用来自发动机HP压气机中间级的热空气来防止结冰。热空气流过一个电磁线圈操作的蝶形防冰活门，来给发动机空气进口的唇缘加热，如图9。每个发动机都有一套独立于飞机气源系统之外进行操作的防冰系统

6、。在发动机运转时，如果电源失效，则防冰活门将自动打开。如果有某个防冰活门出现故障(当飞机在地面上时)，则可将该活门人工锁定在打开位或关闭位。一个限流器孔安装在每个防冰活门的下游，用以控制来自发动机的空气引气的流量。如果一个供气管道损坏的话，限流器也能减少空气的泄漏。发动机防冰系统的操作是由顶板25VU上的ENG1(ENG2)按钮电门所控制。系统由管道，接头，密封圈，一个关断活门，机械支架和一个涡流式喷嘴所组成。如图10和图11。引自于压气机第五级的引气穿过四个管道部分和一个安装在管路上的接通-断开型防冰活门。在进气口整流罩的前隔框，防冰系统与进气口前缘内的旋转喷嘴互相连接在一起，如图11。接着

7、，空气进入前隔框后的进口整流罩的内腔，空气穿过蒙皮内筒和隔框之间的隔框内侧缘条中的孔。最后，空气经过外筒中的埋头管道排出机外。气流压力由一个蝶形电动防冰活门控制。活门的保险位置为全开位。当防冰活门打开时，信息反馈到区域控制器。由后者决定了对发动机引气的配置以控制FADEC：这会减少对应于周围环境，发动机工作状态和防冰引气量的N1限制。图12是发动机防冰电气控制示意图。图9 发动机防冰示意图图10 发动机进气道唇口防冰流向图图11 发动机进气道唇口防冰部件位置图12 发动机防冰电气控制示意图6探头防冰大气数据系统包括几个探头和传感器(空速管和静压探头，迎角探测器和全空温(TAT)传感器)，它们位

8、于机身上特别容易结冰的区域。每个探头内部的一个电加温系统不间断地工作以保证探头能够正常工作。探头是受到持久监控的部件。警告用来指示每个探头的加温故障。大气数据系统包含三个独立的探测通道，因此探头的防冰系统安排在三个独立的通道内。三个探测通道分别是：1，机长；2，副驾驶；3，备用。需要防冰的探头部件位置见图13。对探头的电加热防冰是防止在下列大气数据系统的探头上出现结冰：（1） 总压管探头；（2） 静压探头；（3） 迎角传感器；（4） TAT全空温传感器TAT传感器在地面上不加温。使用PHC控制和监控以下探头的加温：（1） 一个空速管探头；（2） 一个迎角传感器；（3） 两个静压探头；（4） 一

9、个TAT全空温传感器PHC有三个，每个探头通道各有一个，电气连接图见图14，是通道1和通道2的电气连接图，通道3的电气连接不包含TAT传感器。图13 探头防冰部件位置图14 探头防冰电气连接示意图，通道1和通道27风挡防冰与防雾风挡防冰和除雾系统用来在结冰或者结雾天气条件下保持风挡和侧窗的透明度，通过电加热来实现。系统具有能够单独工作的左侧和右侧两个子系统，如图16。每个分系统包括：（1） 一个风挡；（2） 两个舷窗，一个滑动式的和一个固定式的；（3） 一个风挡加温计算机。每个分系统内，风挡温度调节和舷窗温度条件是相互独立的。每个舷窗有二个温度传感器，一个控制温度另一个用作备用。风挡有三个温度

10、传感器，一个用来控制温度，其它两个备用。传感器的控制温度在35和42 之间。图17和图18分别是舷窗和风挡玻璃结构示意图。风挡采用两种加温功率：（1）23瓦/平方分米（在地面上）；（2）70瓦/平方分米（只在飞行中，地面上不允许）。在地面和飞行中，由115V/400Hz的交流线路供电。舷窗的加温功率为：15瓦/平方分米，地面上和飞行中使用。由115V/400Hz的交流线路供电。图19是风挡防冰和除雾的电气示意图，左右两侧一致。图15 舷窗加温简图图16 风挡的防冰和除雾简图图17 舷窗剖面图图18 风挡防冰和除雾典型段的风挡图19 风挡防冰和除雾电气示意图（左侧风挡和舷窗）8风挡防雨包含两个系

11、统：雨刷系统，排雨液系统，防雨剂系统。A雨刷系统一个雨刷系统从驾驶舱风挡上去除雨水，如图20。雨刷系统具有两个单独操作的左侧风挡雨刷系统和右侧风挡雨刷系统。在驾驶舱顶板21VU和22VU上的一个三位电门控制每个系统。雨刷具有以下三个操作位置：（1） 慢速操作（95个行程/分钟）（2） 快速操作（140个行程/分钟）（3） OFF关断。此时雨刷片停在“停放”位。雨刷片离开风挡表面且不在视线范围内，以避免堆积沙粒而损伤风挡。雨刷能够在下列飞行阶段工作：滑行，起飞，进场，着陆。两个雨刷由雨刷控制电门锁控制的双速电动马达单独作动。图20 风挡排雨B排雨液系统当飞机在空中遭遇大雨，雨刷不足以排雨时，该系

12、统能够改善风挡的透明度。该系统能够像风挡喷洒一次或者几次特殊的防雨剂，能够增加水的表面张力，从而达到以下目的：（1） 消除风挡上的水膜，因为水膜的厚度会影响视线；（2） 使水保持水滴状；（3） 水滴状易于在气流作用下吹走。所使用的防雨剂装在一个氮增压罐内，由氮气给防雨系统的管路增压。防雨剂罐直接安装到防雨剂计量器上。计量器的侧面有一个压力计，用来指示系统内的压力，由此可获知剩下的液体量。计量器侧面还有一个净化按钮，用来在更换罐时净化管道。防雨剂被发送到两个风挡各自配有的喷射系统。每个液体喷射系统包括下面部件，如图21：（1） 一个电磁活门（定时控制）；（2） 一个控制按钮电门；（3） 一个喷嘴

13、。在驾驶舱内装有一个CAPT(FO)RAIN RPLNT(机长(副驾驶)防雨)按钮电门，用来控制系统。在按下按钮电门后，相关系统的受时间控制的电磁活门在限制时间内，能够将防雨剂释放到喷射器喷嘴。为了再次喷洒防雨剂，则必须先松开然后接着再次压入控制按钮电门。图22是雨刷系统的电力控制示意图。图21 排雨液系统示意图图22 雨刷系统电力控制示意图C防水涂层可在每个风挡上涂上一层防水涂层以便防雨。防水涂层可用来代替防雨剂系统。当风挡上涂有防水涂层时，不得再向风挡上喷洒防雨剂。9排水柱防冰污水防冰设施用来防止在排放管内以及前、后排水柱内出现结冰。来自厨房和厕所洗脸盆的污水，经过排放管由加温的前排水柱和

14、加温的后排水柱排放到机外。这两个排水柱安装在机身下部蒙皮上。污水管安装在可能结冰的区域，通过电气胶带加热元件和绝缘加热。加温器安装在前部和后部排水柱内以防止结冰。这些加温元件与飞机电网相连接，当电源提供给飞机后，该元件即通电。污水防冰系统不能人工控制每个排水柱组件有：（1） 一个铝合金壳体（空气动力外形）（2） 一个集合有电加温元件的排水管路；（3） 一个PTC温度传感器（测量环境温度）；（4） 一个超温电门（防止损坏到加温元件）；（5） 一个位于挡板顶部用于安装排水柱的凸边。排水柱加温工作的温度范围是：-55到+75之间。排水柱内装有超温电门，如果温度超过+120，则将切断供电。每个加温器有

15、：一个自限元件；两个电源接头；一个内部隔热层；一个铜防护罩；一个外部保护壳。每个传感器有：一个由陶瓷和环氧化物制成的壳体；一个感应薄片（含有一个热敏电阻）；两个接头销。图24是排水柱防冰电路示意图。图23 污水系统示意图图24 排水柱防冰电路图 10水勤务板加温饮用水勤务板（如图25）的加水/放水嘴(11DV)有一个电加温器用来防止结冰。当电源加到飞机时，加温元件供电。所安装的饮用水勤务板加温器是为了防止饮用水勤务板在结冰天气下出现结冰。加水/放水嘴和溢流嘴采用箔片电加温元件来防止在加水/放水嘴和溢流嘴内的残存水出现结冰，结冰可能导致管嘴堵塞或者损伤。一个热敏电门用来控制对饮用水勤务面板的加温

16、。当结冰条件发生时，热敏电门将接通箔片加温元件。一个超温元件用于防止损坏到箔片加温元件，切断温度是1105。图26是水勤务板电路图。图25 饮用水勤务板图26 水勤务板电路图11饮用水防冰来自厨房和厕所洗脸盆的污水经过水管流到有关的排水柱。为了防止结冰，在水管的内部或周围装有电加温器。通过温度传感器来控制电加温条的工作。饮用水管安装在支架上并且用卡箍拧紧。用胶带将加温器组件固定到饮用水管上。在加温的饮用水管道上覆盖有绝热材料。位于飞机前、后货舱内的控制组件，对加温器的电路进行控制和监视。每个加温电路都装有一个保险丝以提供保护，保险丝安装在相关的控制组件内。控制组件控制和监控加温器组件。温度传感器与控制组件相连接，该传感器持续地测量饮用水管路的温度。如果出现结冰条件，控制组件接通加温器组件。12结冰探测一个目视结冰指示灯安装在二个挡风玻璃之间的中心面板挡圈上。两个飞行员都能观察到它。在风挡中心面板挡圈上，预留安装一个螺栓的地方，安装有一个结冰指示灯。两个飞行员都可以观察到它。其是否能够发光要受到位于面板25W上的INT LT/ICE IND&STBYCOMPASS(内部照明/结冰指示和备用罗盘)电门的控制。指示器壳体是钛制的。指示灯的底部是由钛金属所制成,其上开有用来透光的小孔。