15.6. Бортовые энергетические системы летательных аппаратов

   Бортовые энергетические системы обеспечивают работоспособность основных функциональных систем ЛА, силовой установки и бортового оборудования, различающихся по принципу действия и потребляющих различные виды энергии.
   Для функционирования человека на борту ЛА необходима энергия, главным образом в форме теплоты и света.
   Закрытая остекленная кабина пассажирского варианта самолета "Илья Муромец" (см. раздел 19.1, рис. 19.1), построенного в 1914 году, уже имела электрическое освещение и отапливалась отработанными газами моторов. Кабина пилотов была оборудована пилотажными приборами (магнитными компасами, креномерами, указателями высоты и скорости полета), указателями контроля параметров двигателей, фотоаппаратами, которые не требовали для своей работы дополнительных источников энергии.
   Современные самолеты имеют не только внутреннее освещение пассажирских кабин, рабочих мест экипажа, различных пультов, приборных досок и т. п., но и наружное освещение.
   Наружное освещение осуществляется специальными фарами и служит для различных целей: освещение знака государственной принадлежности на киле; освещение взлетно-посадочной полосы и рулежных дорожек; подсветка передних кромок несущих поверхностей и воздухозаборников для визуального контроля за обледенением и т. п.
   Любой самолет оборудуется бортовыми габаритными и аэронавигационными огнями (БАНО, АНО), импульсными (мигающими) огнями, помогающими предотвратить столкновение самолетов, особенно в зоне аэропортов, за счет чередующихся далеко видимых вспышек света. Эти огни устанавливаются в соответствии с международными нормами и должны быть видимы из любой точки сферы, центром которой является самолет. В то же время на пассажирских самолетах стараются размещать импульсные огни так, чтобы уменьшить отражение от вспышек света на крыльях, создающее у пассажиров впечатление пожара.

Рис. 15.43. Наружное освещение самолета (пример)

На рис. 15.43 приведен пример наружного освещения самолета-истребителя. Фара 1 подсвечивает заправочную штангу-топливоприемник и конус самолета-заправщика при дозаправке топливом в воздухе, фары 2 освещают в условиях плохой видимости ВПП и рулежную дорожку, аэронавигационные огни 3 (красный на конце левого крыла, зеленый на конце правого крыла, белый в хвостовой части самолета) обозначают габариты самолета и так же, как проблесковые огни 4, помогают предотвратить столкновение самолетов, огни 5, расположенные в форме аэродромного знака "Т", облегчают полет самолетов строем. Работа освещения обеспечивается в нормальном и аварийном режимах.
   Появление на борту самолета радиосвязного оборудования, развитие средств навигации, автоматизированного пилотирования, радиолокации, использующих для работы электрическую энергию, привело к оснащению ЛА системами электроэнергетики. Мощность электротехнического оборудования современных самолетов, вырабатывающего электроэнергию для работы практически всех систем, достигает нескольких сотен киловатт.
   Масса электросистем составляет 0,5-1,5 % взлетной массы современных тяжелых самолетов и 4-8 % взлетной массы сверхзвуковых маневренных самолетов.
   Дополнительные источники энергии для выполнения операций управления на самолетах впервые были применены в 30-е годы для уборки-выпуска шасси и торможения колес на пробеге, а затем для привода элементов механизации крыла. В 40-50 годах сначала сверхзвуковые маневренные, а затем и дозвуковые самолеты были оборудованы по всем трем каналам электрогидромеханическими системами управления, с помощью которых летчик мог преодолеть большие усилия, возникающие при отклонении рулевых поверхностей.
   На современных самолетах энергетические системы обеспечивают энергией силовые приводы, с помощью которых выполняется более двадцати операций управления в процессе полета.
   Это не только отклонение рулевых поверхностей гидроусилителями при директорном (ручном) и автоматическом (с помощью рулевых машин САУ) управлении, но и уборка и выпуск взлетно-посадочной механизации и шасси, торможение колес и разворот передней опоры шасси при рулежке, управление положением створок воздухозаборников, изменение стреловидности крыла, управление входными и грузовыми дверьми, различными створками, разворот антенны РЛС и т. п.
   Для выполнения этих операций требуются силовые приводы двухпозиционные (шасси: убрано - выпущено), трехпозиционные (элементы механизации крыла: убрано - выпущено во взлетное положение - выпущено в посадочное положение) и с большим числом позиций, резервированные следящие приводы систем управления с очень высокими динамическими характеристиками (угловые скорости отклонения рулевых поверхностей составляют от 0,02 рад/с до 3,14 рад/с), а также вращательные приводы (топливные насосы, вентиляторы).
   Суммарная энергоемкость силовых приводов, устанавливаемых на современных самолетах, достигает сотен и тысяч киловатт, количество агрегатов в системах силовых приводов составляет до 1000 единиц.
   Следует обратить особое внимание на то, что отказы во многих системах силовых приводов могут создать предпосылки к авариям и катастрофам, поэтому степень их резервирования определяется опасностью последствий их отказа.
   Выбор рациональных видов энергии, способов преобразования и передачи энергии определяется в первую очередь свойствами и параметрами потребителя (принципом его действия и видом потребляемой энергии).
   Как уже отмечалось, оснащение ЛА системами электроэнергетики объясняется тем, что осветительное, радиосвязное и радиолокационное оборудование, вычислительные машины, обеспечивающие автоматизацию многих процессов на борту, используют для работы электрическую энергию.
   Здесь уместно отметить, что существуют пневматические (от греч. pneumatikos - воздушный) и гидравлические вычислительные устройства, в которых для передачи сигналов используется сжатый воздух или находящаяся под давлением жидкость. Однако быстродействие таких вычислительных машин на несколько порядков ниже, чем быстродействие ЭВМ. Тем не менее пневматические и гидравлические вычислительные устройства используются в некоторых системах управления в агрегатах самолетов и двигателей.
   Принципиально задачи управления с помощью силовых приводов также могут решаться только электротехническими средствами, а во всем мире время от времени дискутируется вопрос о создании "чисто электрического" самолета (без гидравлических и газовых систем).
   Однако все эксплуатирующиеся в настоящее время самолеты и вертолеты имеют только силовые приводы, использующие гидравлическую энергию (энергию жидкости, находящейся под давлением), электрические приводы изредка применяются как аварийные.
   Масса гидросистем составляет 1-2% взлетной массы современных тяжелых самолетов и 4-5% взлетной массы сверхзвуковых маневренных самолетов.
   Оценки специалистов показывают, что для сверхзвуковых маневренных самолетов масса альтернативной электросистемы составляла бы 10-20% от взлетной массы, что вообще исключает возможность создания "чисто электрического" сверхзвукового маневренного самолета (масса полезной нагрузки на этом типе ЛА составляет 10-15% от взлетной массы).
   Именно поэтому в современных самолетах и вертолетах гидравлические силовые следящие приводы занимают доминирующее положение.
   Кроме того, гидравлические силовые приводы при передаче больших мощностей с выходными скоростями, потребными для привода рулевых поверхностей, конструктивно значительно проще электромеханических.
   Как следствие гидропривод, без учета трубопроводов, имеет интенсивность отказов в 2-10 раз ниже, чем электропривод, поскольку показатели интенсивности отказов можно считать обратно пропорциональными сложности, количеству элементов в агрегате или системе.
   Гидропривод вне конкуренции и по массово-габаритным характеристикам, особенно для резервированных гидроприводов в системе управления, так как резервирование обеспечивается установкой двух, трех или четырех гидроприводов, работающих совместно.
   Для электропривода с двухкратным резервированием необходимы редукторы, сумматоры момента, стопоры отказавшего двигателя, пара "винт-гайка". Это увеличивает их массу еще в 3-5 раз.
   Поэтому можно сделать вывод: основным типом силовых систем управления на ЛА будут оставаться гидравлические системы, превосходящие электромеханические по массовой отдаче и надежности, а газовые системы - по точности управляющего воздействия (из-за сжимаемости воздуха). Естественно, что информационная часть таких систем - электронная (или оптическая). В качестве аварийных возможно применение электромеханических и пневматических (баллонных или пиротехнических газовых) систем.
   Структуры всех энергетических систем аналогичны (рис. 15.44).

Рис. 15.44. Структура энергетической системы

   Первичным источником энергии на самолете, как уже отмечалось в главе 14, можно считать двигатель, преобразующий химическую энергию находящегося на борту топлива в тепловую и механическую (вращение турбины и компрессора ТРД).
   Отбирая с помощью механической трансмиссии часть энергии от турбины на генератор и гидронасос, получают электроэнергию и гидравлическую энергию.
   Пневматическую энергию (энергию сжатого газа) получают, отбирая часть воздуха из зоны компрессора или от специальных устройств.
   Источниками энергии для работы систем самолета при отказе двигателей могут служить вспомогательная силовая установка, ветродвигатели, работающие от набегающего потока, панели солнечных батарей, всевозможные аккумуляторы энергии (электические, гидро- и пневмоаккумуяторы, инерционные - например, массивный вращающийся маховик).
   При проектировании разветвленных энергетических систем самолета необходимо проанализировать все возможные источники энергии, способы (пути) передачи энергии к потребителям, выбор которых также достаточно широк.
   Среди них - одна из возможных ветвей энергосистемы для обеспечения аварийной радиосвязи самолета с землей при отказе основного электрогенератора.
   Сразу отметим, что приведенное ниже построение системы абсолютно нерационально, однако оно позволяет проиллюстрировать возможности получения и преобразования энергии на борту самолета.
   Химическая энергия топлива при работе ТРД преобразуется в механическую (вращение вала компрессора и турбины); с помощью механической трансмиссии (редуктора и вращающегося валика) с вала двигателя механическая энергия передается на вращение якоря (ротора) генератора, вырабатывающего электроэнергию; с обмотки статора генератора электроэнергия по проводам передается на трансформатор для преобразования напряжения и далее по проводам - на обмотку статора электродвигателя; с ротора электродвигателя механическая энергия передается на ротор гидронасоса, который преобразует механическую энергию в энергию давления движущейся жидкости (гидроэнергию); по гидротрубопроводу эта энергия передается на гидромотор, преобразующий гидроэнергию в механическую (вращение вала гидромотора); механическая энергия гидромотора передается на вращение вала пневмокомпрессора, который по пневмотрубопроводам подает сжатый воздух в газовый баллон высокого давления. В случае отказа основного генератора электроэнергии на самолете с помощью пневмоцилиндра, преобразующего энергию сжатого воздуха, находящегося в газовом баллоне, в поступательное движение штока, выводится в набегающий поток воздуха ветродвигатель (воздушный винт), на валу которого закреплен генератор, обеспечивающий электроэнергией систему аварийной радиосвязи.
   Очевидно, что электроэнергию для работы системы связи в аварийных условиях можно получить значительно более рациональным путем.

Проследите возможные пути передачи энергии на самолете к какому-либо потребителю.

   Поскольку количество возможных структур энергосистемы достаточно велико, выбор наиболее рациональной (оптимальной) производится по какому-либо критерию эффективности. Очевидно также, что структуры и состав систем будут различными, если система должна иметь минимальную массу или минимальную стоимость или определенный уровень надежности.
   Рассмотрим на примерах основные энергетические системы самолета.
   Электросистема постоянного тока исторически была первой на борту самолета. Системы постоянного тока выполняются однопроводными. Металлизация всех частей самолета дает возможность использовать корпус самолета в качестве второго провода, что снижает массу электропроводки вдвое.
   Появление многочисленных потребителей переменного тока - радиосвязного оборудования, средств навигации, автоматизированного пилотирования, радиолокации и других, рост высот полета и, как следствие, осложнение работы щеточно-коллекторных узлов и коммутаторов в системах постоянного тока привели к переходу на системы переменного тока.
   Системы постоянного и переменного тока имеют свои преимущества и недостатки, которые, естественно, учитывают проектировщики при разработке электросистем самолета.
   Систему электроснабжения рассмотрим на примере легкого пассажирского самолета. Основные агрегаты системы представлены на рис. 15.45.
   Для питания потребителей электроэнергии на самолете имеются:
      - основная система переменного трехфазного тока напряжением 200/115 В, постоянной частотой 400 Гц;
      - система переменного трехфазного тока напряжением 36 В, постоянной частотой 400 Гц;
      - система постоянного тока напряжением 27 В.
   Основными источниками электроэнергии являются два бесщеточных генератора переменного трехфазного тока напряжением 200/115 В с заземленной силовой нейтралью. Генераторы могут работать раздельно, но основным режимом работы является попарно-параллельная работа генераторов каждого борта, образующих автономные подсистемы левого и правого борта. В этом режиме обеспечиваются лучшее резервирование и высокая надежность питания потребителей.
   Для повышения надежности работы питание главных систем и приборов пилотажно-навигационного оборудования осуществляется от отдельной шины (электропровода) в подсистеме каждого борта, при отклонениях напряжения или частоты тока от нормы автоматически переключающейся на питание от подсистемы другого борта.
   Постоянная частота вращения генератора (т. е. постоянная частота генерируемого тока) обеспечивается приводом постоянных оборотов двигателя.

Рис. 15.45. Основные агрегаты системы электроснабжения (пример)

   Резервным источником питания бортовой сети переменного трехфазного тока служит установленный на ВСУ бесщеточный генератор переменного трехфазного тока напряжением 200/115 В и статический преобразователь однофазного тока. Установленный на ВСУ генератор используется как в полете (при отказе одного или всех основных генераторов), так и на земле (при техническом обслуживании самолета) и обеспечивает питание любого потребителя.
   Статический преобразователь однофазного тока работает от бортовых аккумуляторных батарей и используется для питания переменным однофазным током 115 В, 400 Гц и 36 В, 400 Гц (через понижающие трансформаторы) наиболее важных потребителей в полете в случае отказа основной системы, до запуска ВСУ и при отказе понижающего трансформатора системы переменного трехфазного тока, которая получает питание от основной системы переменного трехфазного тока через два понижающих трансформатора.
   Основные и резервный генераторы системы переменного тока работают в комплекте с блоками регулирования, автоматически включающими генераторы в работу, поддерживающими постоянными напряжение и частоту, обеспечивающими равномерную загрузку генераторов при параллельной работе. Блоки автоматически выключают неисправный генератор, отключая его сначала от параллельной работы, а затем от бортовой сети. Потребители при этом автоматически подключаются к шинам исправного генератора.
   Система переменного трехфазного тока напряжением 36 В, постоянной частоты 400 Гц получает питание от основной системы переменного трехфазного тока через два понижающих трансформатора.
   Автономное питание переменным трехфазным током стабилизированного напряжения 36 В, постоянной частоты 400 Гц таких наиболее важных потребителей, как резервный авиагоризонт, датчики системы МСРП и др., осуществляется от аварийной системы постоянного тока через статический преобразователь постоянного тока, который вырабатывает переменный ток напряжения 36 В, постоянной частоты 400 Гц.
   Система электроснабжения постоянным током напряжения 27 В является вторичной и получает питание от основной системы переменного трехфазного тока напряжения 36 В, постоянной частоты 400 Гц через выпрямительные устройства. Система состоит из двух автономных подсистем - левой (левого борта) и правой (правого борта), чем обеспечивается высокая надежность питания потребителей. Каждая подсистема питается от двух блоков выпрямительных устройств, работающих параллельно друг с другом и с двумя аккумуляторными батареями.
   Резервными и аварийными источниками системы постоянного тока служат две аккумуляторные батареи. От аккумуляторных батарей в случае отказа основных генераторов осуществляются запуск ВСУ и питание наиболее важных потребителей до запуска ВСУ (статических преобразователей однофазного тока, статических преобразователей постоянного тока, агрегатов управления самолетом, основных приборов контроля работы двигателей и радиосредств, противопожарной системы и др.). При необходимости запуск ВСУ на земле также производится от аккумуляторных батарей.
   На самолете установлена отдельно аккумуляторная батарея аварийного питания, от которой обеспечивается питание аварийного освещения в случае аварийной посадки (для эвакуации пассажиров) и дежурного освещения при отключении электропитания бортовой сети самолета.
   Все основные агрегаты электросистемы размещены в непосредственной близости от двигателей и ВСУ, на которых установлены генераторы, в изолированном отсеке за гермоднищем пассажирской кабины, что повышает пожаробезопасность и облегчает обслуживание на земле.
   Распределительная сеть систем переменного и постоянного тока за счет резервирования проводов, каналов генерирования, автоматов защиты и объединения подсистем левого и правого бортов позволяет питать потребители электроэнергии вплоть до выхода из строя последнего источника тока.
   Гидросистема на борту современного самолета обеспечивает работу многих подсистем и является одной из наиболее разветвленных и сложных систем.
   В настоящее время номинальное рабочее давление в гидросистемах - от 10 МПа до 21-28 МПа.
   Систему гидропитания рассмотрим на примере учебно-тренировочного самолета с электродистанционной системой управления. Операции управления с помощью гидросистемы и назначение основных агрегатов понятны из схемы системы (рис. 15.46).
   Гидравлическую систему самолета составляют две самостоятельные и независимые друг от друга системы, которые не имеют общих агрегатов (источников высокого давления, баков для рабочей жидкости, систем их наддува и дренажа, аппаратуры регулирования и управления):
      - независимая бустерная система (левый борт) с питанием от гидронасоса, установленного на левом двигателе;
      - независимая общая система (правый борт) с питанием от гидронасоса, установленного на правом двигателе.
   Рабочее давление в независимых гидросистемах создается посредством плунжерных гидронасосов переменной производительности с саморегулированием по давлению в гидросистеме, установленных на левом и правом двигателях.
   В каждой гидросистеме для охлаждения и смазки трущихся частей насосов при нулевой производительности поддерживается постоянный расход на каждый гидронасос через дроссель постоянного расхода и теплообменник.
   В каждой гидросистеме имеются два гидроаккумулятора. Один из них повышает энергоемкость гидросистемы, другой служит для аварийного выпуска закрылков, шасси и аварийного торможения.
   Номинальное рабочее давление в гидросистеме 21 МПа.

Рис. 15.46. Основные агрегаты системы гидропитания

   В качестве рабочей жидкости применяется взрывопожаробезопасная жидкость НГЖ-4.
   Резервирование по гидропитанию обеспечивается параллельным питанием двухкамерных электрогидравлических приводов (бустеров) органов управления самолетом (рис. 15.47).

   Бустерная система обслуживает первую камеру электрогидравлических приводов. Общая система обслуживает вторую камеру электрогидравлических приводов и гидроприводы самолетных систем (шасси, закрылков, предкрылков, тормозных щитков).
   В систему гидропитания входят также следующие подсистемы:
      - система аварийного выпуска шасси, закрылков, аварийного торможения с питанием от гидроаккумуляторов аварийной системы;
      - линия подзарядки гидроаккумуляторов при наземном обслуживании от бортового насоса с ручным приводом для проверки работы потребителей на земле при неработающих двигателях;
      - дополнительная линия питания бустерной системы от аварийной насосной станции.
   Трубопроводы соединяют агрегаты гидросистемы.
   Резервирование гидросистем и наличие аварийной гидросистемы существенным образом повышают надежность, парируя возможные отказы в работе силовых приводов и в целом системы управления учебно-тренировочным самолетом.

Рис. 15.47. Двухкамерный электрогидравлический привод:

   В общем случае все силовые приводы (потребители гидроэнергии) на самолете могут быть распределены (по последствиям отказа) по трем группам, резервируемым совершенно различными способами.
    1. Если отказ силового привода (например, гидроусилителя в канале тангажа) даже при правильных действиях летчика может привести к катастрофе, то должен быть обеспечен так называемый подключенный резерв: привод должен быть параллельно подключен к двум одновременно работающим автономным системам и необходимо дублирование исполнительных и распределительных устройств системы питания.
    2. Если отказ силового привода (например, привода тормозов колес) даже при правильных действиях летчика может привести к аварии, то должно быть обеспечено так называемое резервирование замещением (только по питанию): последовательное подключение к основной и (при отказе основной) к резервной системам питания.
    3. Если отказ силового привода (например, привода антенны РЛС) при правильных действиях летчика не приводит к катастрофе или аварии, т. е. если при отказе возможно возвращение на аэродром и безопасная посадка (что равнозначно невыполнению полетного задания), то для таких приводов резервирование не предусмотрено.
   В рассмотренном выше примере (учебно-тренировочный самолет) даже в случае возникновения аварийной (катастрофической) ситуации на борту экипаж имеет возможность покинуть в воздухе самолет катапультированием точно так же, как экипаж боевого самолета.
   Для экипажа и пассажиров гражданских самолетов такой возможности нет, поэтому на таких самолетах принимаются более радикальные меры обеспечения надежности всего оборудования, в том числе и гидросистем.
   Отечественные и зарубежные нормы по обеспечению безопасности полетов тяжелых пассажирских самолетов предусматривают возможность продолжать полет и после двух последовательных отказов.
   Поэтому самолеты такого класса имеют три или четыре самостоятельные, независимые друг от друга гидросистемы, и потребители (силовые приводы), отказ которых даже при правильных действиях летчика может привести к катастрофе, резервируются три или четыре раза.
   Резервирование функциональных подсистем осуществляется либо их одновременным подключением ко всем системам (горячее резервирование), либо переключением с отказавшей системы на исправную (холодное резервирование). И то и другое схемное решение допускает возможность появления в одном полете двух независимых отказов без возникновения аварийной или катастрофической ситуации.
   Рис. 15.48. иллюстрирует резервирование в системе управления тяжелого пассажирского самолета.
   Все рулевые поверхности и элементы механизации крыла секционированы, причем каждая секция приводится в действие резервированным силовым приводом.
   Здесь же показана принципиальная схема многоканального гидромеханического привода с суммированием усилий каналов (бустеров) 1, к золотникам которых через входное звено 2 подается управляющий сигнал на отклонение секции руля 5. Тяга 4 через сравнивающее устройство (качалку) 3 передает обратную связь к золотникам.

Рис. 15.48. Резервная в системе управления тяжелого пассажирского самолета (пример)

   В такой системе парируются не только отказы силовых приводов, но и отказы (например, разрушение отдельной секции) рулевых поверхностей и элементов механизации крыла.
   Увеличение числа функциональных подсистем управления на самолете, рост потребляемых ими мощностей и необходимость повышения их надежности и отказобезопасности определяют необходимость постоянного совершенствования энергетических систем.
   Перспективы развития электроэнергетики и электромеханики связаны с созданием бортовых систем постоянного тока с напряжением 270-300 В, для подсистем переменного тока осуществляется переход к трехфазным системам переменного тока 208/120 В и повышенной частотой (400-2000 Гц).
   Применение мощных редкоземельных постоянных магнитов (магнитная индукция которых на порядок больше, чем у обычных магнитов), повышение напряжения, внедрение полупроводниковых коммутаторов и микропроцессоров управления позволят реализовать более компактные и надежные электроэнергетические установки и электромеханические приводы (с улучшенной в 2-3 раза массовой отдачей и в 4-6 раз большим быстродействием), которые смогут конкурировать с гидравлическими при значительно больших мощностях, чем в настоящее время.
   Применение редкоземельных магнитов позволит создать высокомоментные длинноходовые электромеханические преобразователи, которые позволят исключить электрогидравлические промежуточные приводы в системах управления, а также уменьшить массу и объем многих устройств управления давлением, расходом, потоками рабочего тела.
   Главным путем улучшения массовых и объемных характеристик гидросистем является переход на повышенные уровни рабочих давлений .
   Существуют оптимальные уровни рабочих давлений, при которых минимизируются массы и объем агрегатов гидросистем. Эти уровни для конструкционных материалов с повышенными характеристиками находятся в пределах 40-50 МПа (при минимизации массы) и 40-80 МПа (при минимизации объемов). Именно на такие уровни номинального рабочего давления проектируются перспективные гидросистемы.
   Перспективные гидросистемы будут работать на переменном рабочем давлении, соответствующем требуемому (как максимально потребному для одного из приводов).
   Мы уже отмечали (см. главу 8), что стендовыми и летными испытаниями гидросистем управления ЛА подтвержден принцип целесообразности использования перегрузочных режимов работы силовых приводов на повышенных (по сравнению с установленными максимальными эксплуатационными уровнями) рабочих давлениях. Широкое внедрение этого принципа в практику проектирования гидросистем позволит существенно уменьшить их массу, объем, потребляемые и выходные мощности.
   Создание ряда новых гидроприводов (вращательного типа) с учетом особенностей их компоновки (необходимость вписаться в объем крыла, располагая привод по оси поворота рулевой поверхности) позволяет превзойти наиболее распространенные приводы линейного возвратно-поступательного типа (цилиндр) по массовым и габаритным характеристикам.
   Использование микропроцессоров для управления режимами работы как гидронасосов, так и гидроприводов позволяет оптимизировать их работу, уменьшить их массу, объем, потребляемые и выходные мощности.
   Как мы уже отмечали, гидропривод (без учета трубопроводов) имеет весьма низкую интенсивность отказов. Интенсивность отказов именно трубопроводов достаточно высока и с увеличением рабочего давления, естественно, возрастет. В связи с повышением номинального рабочего давления в проектируемых гидросистемах весьма перспективным является создание силовых гидроприводов, в которых силовой гидроцилиндр имеет собственный встроенный гидробак, гидронасос и гидроаккумулятор. Такой гидропривод полностью автономен, получает энергию от электросети самолета, что позволяет отказаться от централизованной силовой гидравлической системы и передачи жидкости под высоким давлением по трубопроводам.
   Знакопеременный характер нагрузок на аэродинамические управляющие поверхности ЛА определяет целесообразность установки рекуператоров энергии (от лат. recuperator - снова получающий, возвращающий) в электромеханических и гидромеханических силовых приводах.
   Устройства рекуперации энергии предусмотрены в создаваемых электромеханических приводах.
   Существующие гидроприводы могут работать в режимах рекуперации энергии в гидрогазовых аккумуляторах при оснащении их дополнительными устройствами управления.
   Отметим в заключение, что каждое новое техническое решение в электромеханических системах ЛА может иметь или уже имеет свой аналог в гидросистемах. Поэтому вопрос о выборе комплекса бортовых энергетических систем решается с учетом конкретных условий применения летательного аппарата.
   Оборудование всех систем самолета должно быть размещено так, чтобы был обеспечен свободный подход к нему для осмотра и удобный монтаж-демонтаж при замене блоков и агрегатов.
   Объемно-пространственная компоновка различных систем, устанавливаемых на самолете, чрезвычайно сложна, поэтому все вопросы, связанные с компоновкой оборудования и систем самолета, отработкой интерьера кабины экипажа и пассажиров, решаются в процессе проектирования на макете самолета в натуральную величину. Широкое внедрение в процесс проектирования ЭВМ, и, особенно, систем машинной графики (см. главу 18) позволяют существенно снизить трудоемкость этих работ, повысить точность и качество конструктивно-компоновочных решений, обеспечить высокое качество ЛА в процессе производства.