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【空客入门课件】ATA 30 防冰防雨系统1

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【飞机系统PPT课件】防冰防雨正常操作

【飞机系统PPT课件】防冰防雨正常操作
不，按压2号发动机防冰按钮开关。
两台发动机的进气口都已经接通防冰。
注意：风扇叶片没有防冰。 如果因为风扇叶片上冰的聚集而使发动机
发生明显抖动，那么在发动机工作在大马力之 前必须先加油门至少到N1转速70%并且在此停 留至少15秒。
MENU
作为一个附加的预防措施，我们将使用大翼 防冰。
大翼防冰的按钮开关同时控制两侧大翼上的 大翼防冰系统。
继续选择2号发动机防冰。
MENU
慢车时N1转速自动增加以更好地保护发动机 ，防止熄火。
N1转速极限（琥珀色的标记）自动减少，因 为防冰接通发动机的引气量已经减少。
不，按压2号发动机防冰按钮开关。
慢车时N1转速自动增加以更好地保护发动机 ，防止熄火。
N1转速极限（琥珀色的标记）自动减少，因 为防冰接通发动机的引气量已经减少。
注意：如果在自动位在第一台发动机运转 后探管和风档自动加温。
MENU
今天，起飞条件是有结冰情况存在，让我们 来看看起飞前必须注意的事项：
以下条件被确认为结冰条件： - 外界空气温度低于 10ºC, - 空气中有可见湿气. 注意：无论安装有任何一种防冰系统，你都 应该接通防冰系统而不应该等待出现可见结 冰现象。
MENU
因为你现在处于结冰条件，所以必须选择 发动机防冰系统。
不，按压1号发动机防冰按钮开关。
因为你现在处于结冰条件，所以必须选择 发动机防冰系统。
不，按压1号发动机防冰按钮开关。
注意到1号发动机按钮开关上的琥珀色的 FAULT灯在活门开启过程中瞬间会亮。
然后FAULT灯熄灭，蓝色的ON灯亮。
注意观察在ECAM BLEED页上所有的大翼防 冰指示都消失了。
继续关闭发动机防冰系统，先关闭1号发 动机防冰。

飞机防冰防雨

飞机防冰防雨
位。 ▪ 通过旋转活门壳体上的一个六方头螺杆，
–可人工将活门设定到全开或全关位， –但它只能被锁定在关闭位。
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大翼热防冰（TAI）活门
▪ TAI活门电磁阀打开，使上游空气通向作动器膜盒， –并克服弹簧力关闭膜盒， –从而打开活门瓣阀。 –如电磁阀关闭则相反。
▪ 压力调节器感受下游压力， –如果下游压力超过调节器设定值， –活门释放膜盒压力， –关闭膜盒和活门瓣阀， –降低下游压力。
–防雨剂系统可将防雨剂喷涂在1号风挡上形成防水涂 层，
–该系统不需要驾驶员操作。
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防雨组成
▪ 1）、风挡雨刷系统 ▪ 电动的风挡雨刷确保在雨雪天气中有良好的视线。 ▪ 系统包括：
–风挡雨刷电机、风挡雨刷臂、风挡雨刷片、 –风挡雨刷和防雨剂控制面板 ▪ 2）、风挡排雨系统 ▪ 防雨剂和风挡雨刷一起工作来 –确保在大雨或大雪天气中前方有良好的视线。 ▪ 系统包括 –防雨剂瓶、防雨剂活门、喷嘴、收集池、 –风挡雨刷和防雨剂控制面板。
7
防冰介绍
▪ 大气总温探头 –加热大气总温探头是用电加热 ▪ 来防止结冰条件下错误的数据读取。 ▪ 系统部件有大气总温探头、测试面板和警告面板。
▪ 发动机探头加热 –发动机P1探头是用电加热 –来防止结冰条件下错误的数据读取。
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防冰介绍
▪ 4）、驾驶舱风挡防冰 ▪ 驾驶舱风挡是通过带自检功能的控制器用电加热的。 ▪ 系统包括
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活门位置
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机翼防冰活门
▪ 防冰活门 发动机吊挂上方 机翼前缘后 24PSI的压力
▪ 气源 气源总管
▪ 防冰缝翼 L ：2，3，4 R ：7，8，9
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2.2. 机翼和ENG防冰驾驶舱部件
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飞机的防冰防雨系统(已处理)

飞机的防冰防雨系统(已处理)

飞机的防冰防雨系统摘要本论文主要对飞机的防冰防雨系统进行分析。

从飞机的结冰现象展开来阐述结冰探测器的种类及工作原理、飞机防冰防雨系统的工作原理热气防冰,电热防冰,化学溶液防冰,机械防冰以及防雨装置和应用以及风挡的防冰、排雨及控制中的问题,最后对防冰防雨系统的部分故障进行分析。

关键字:热气防冰电热防冰化学溶液防冰机械防冰以及防雨装置ABSTRACTThis paper mainly explains the ice and rain protection system of the airplane.From the aircraft icing phenomenon to explain the types of ice and working principle of the detector、working principle and application of the aircraft ice and rain protection system hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing,mechanical anti-icing and rain-resistant device and the problem of windshield anti-ice,behind the rain.Then finally analysis the part faults of the ice and rain protection systemKey words:hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing、mechanical anti-icing and water-resistant device 目录摘要IABSTRACT II绪论1一、飞机结冰现象21、结冰的条件和类型21.1条件21.2类型22、云的形成和分类22.1云的形成22.2云的分类2飞机结冰的主要气象参数24、结冰强度和结冰厚度25、冰形36、机翼及尾翼结冰的影响37、发动机进气部件结冰影响37.1发动机进气部件结冰37.2螺旋桨结冰38、风挡玻璃及探头结冰的影响48.1风挡玻璃结冰58.2测温测压探头结冰5二、结冰探测器种类及工作原理简介51.直观式51.1探冰棒51.2探冰灯62.自动式62.1振荡式结冰探测器62.2压差式结冰探测器73.放射性同位素结冰信号器7三、飞机防冰防雨系统的分类、工作原理及应用71.热气防冰72.电热防冰93.化学溶液防冰114.机械除冰115.飞机地面除冰126.飞机防雨装置12四、风挡防冰排雨及控制中的问题121、风挡玻璃的防冰方法122、风挡玻璃的防雾133、档排雨系统134、排雨液135、厌水涂层136、风挡刮水器147、发动机进气部件结冰影响147.1温度控制组件147.2过热控制组件157.3功率控制组件15结论16致谢17参考文献18绪论飞机在大气中飞行时,只要遇到高湿度(或低温)两个条件,就可能结冰,结霜,起雾等。

A330培训精品——空客防冰和排雨教案

A330培训精品——空客防冰和排雨教案
·除冰/防冰报告填写，说明液体类型和开始时间
起动后注意事项
• 发动机引气保持关断，让发动机在较高的N1运转 • 在喷洒后，让APU在引气关断的情况下保持运转几分钟。 • 缝翼/襟翼和飞行操纵可以移动，因为它们上面不再有结冰。
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滑行注意事项
在污染跑道上，滑行速度应该限制到10节，并且任何可能分散机组滑行 注意力的动作应被延迟，直到飞机停住。应该考虑下面的因素： • 当速度低于10节时：防滞停止工作。 • 发动机防冰会增大地面慢车推力。 • 转弯期间尽量减少打滑的风险：避免大幅度的手轮输入。 • 在湿滑的滑行道上：使用差动刹车和/或差异推力比前轮转弯更加有效
• 若130 秒后没有再探测到结冰，则显示绿色的ICE NOT DET （未探测到 防冰）信息。
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发动机防冰
• 每一发动机吊舱都通过来自高压压气机的独立引气防冰 • 如果无气供给时(发动机不工作)，活门自动关闭。 • 一台发动机防冰活门打开时，N1 EPR 限制自动减小，调整的慢车
N1 EPR 自动增大。 • 如果电源失效，活门打开。
保发动机正常工作。
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积冰条件下的操作
• 在接地时大翼防冰活门自动关闭，但发动机防冰仍然接通直到关断。 在关车前你将关断发动机防冰。
• 因为进近在结冰条件下进行，在发动机关车前不要收襟翼和缝翼。 等待地面人员检查并确认没有结冰后在收。
• 在延长地面慢车操作过程中，间断的将发动机加速运转到50%N1， 可以将风扇叶片和整流锥上的冰去除。
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滑行注意事项
• 在融雪或雪覆盖的滑行道上：应该推迟选择襟翼，直到到达等待点， 避免污染襟翼/缝翼作动机构
• 飞机在地面，发动机 不工作时此功能被抑 制。
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7 防冰

7 防冰
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风挡玻璃加热控制：控制原理（续）
过热保护： 当窗户温度高于145℉（62℃），加热电路跳开。 过热保护线路：窗户温度太高时，K1、K2释放。 可设置较低的过热跳开温度，以防止外界温度高 时，发生损坏系统的跳开。 过热跳开会使下列情况发生： ⑴ 到窗户的电流断开； ⑵ P5-9上的绿色ON灯灭； ⑶ P5-9上的琥珀色过热灯亮； ⑷ 主告诫和防冰指示灯亮。
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风挡玻璃加热控制：线路图
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风挡玻璃加热控制：控制原理

窗户加热控制：
— 接通窗户加热电门时，提供电能给系统。
— 窗户加热控制组件监视窗户温度传感器。
— 如果窗户温度小于100℉（37℃），WHCU提供 电流给窗户并加热它。
— 加热电源按斜坡函数上升，以阻止热冲击。 — 当温度接近目标温度110℉（43℃）时，WHCU 将电流斜坡降低，防止温度过热。
7

机翼热防冰系统：工作概况（2）

当前推发动机推力杆时，控制台上的电门关闭机 翼热防冰活门，以保持发动机起飞推力。这种保
持推力的保护仅工作在地面。

AIR/GND逻辑给机翼防冰系统发送空地敏感信
号，发动机和机翼防冰组件使用该信号来起始机
翼防冰系统的过热保护和保持推力保护。

起飞时，关掉机翼热防冰系统。
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机翼热防冰关断活门：位置、类型
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机翼热防冰电磁活门、 机翼热防冰地面过热电门

机翼热防冰电磁活门功能： 控制活门全开，使发动机引气被冷却 ，防止损
— 地面使用机翼热防冰时，该活门通电，使预冷器 坏机翼前缘。

机翼热防冰地面过热电门：机翼热防冰系统在地 面打开时，保护机翼前缘以免过热损坏。 当温度达到257℉（125℃）时，电门关闭。

飞机防冰排雨系统

飞机防冰排雨系统

➢电热防冰系统
仪表探头 给排水口
空/地电门
电
源
A
第三节 飞机防冰排雨系统
➢飞机防冰排雨系统的主要作用是防止飞机 的某些关键区域或部件结冰，并且在雨天 飞行时，保证驾驶舱风挡的干燥，使其不 会妨碍驾驶员的视线。
➢飞机防冰区域主要包括：大翼前缘（缝 翼）、发动机前缘整流罩、大气数据探头、 驾驶舱风挡、水管及排水管。
➢迎角（AOA）探测器
迎角探测器用于探测飞机的迎角，其叶片可 以随飞机的迎角变化，在气流的作用下偏转， 以获得飞机迎角的信号。在迎角探测器内有 电阻式电加温器，防止探头结冰，因此影响 大气数据的精度。
➢大气总温（TAT）探头
大气总温探头用于探测飞机所在高度的大气总温。在 大气总温探测器内有电阻式电加温器，防止探头结冰， 因此影响大气数据的精度。
➢飞机在起飞爬升过程应关闭大翼防冰系 统，以减少防冰系统的引气，保证飞机 的起飞推力。
➢大翼防冰由大翼防冰电门控制
➢ AUTO：若没有大翼防冰抑制信号，可由结 冰探测器自动控制大翼防冰系统工作；
➢ ON：若没有大翼防冰抑制信号，大翼防冰 系统开始工作。
大翼防冰
二、发动机整流罩热防冰
➢ 发动机整流罩由发动机压气机引气加温防冰， 由发动机防冰控制电门控制。
➢ ④ 浓排雨剂对飞机蒙皮有腐蚀作用，如果排雨 剂落在飞机蒙皮上，要及时用专用的清洗剂冲 洗干净。
3.永久性防水涂层
➢ 由于风挡排雨剂系统维护性能不佳，因而很多 飞机采用一种永久性防水涂层与风挡刷配合使 用，以达到有效排雨的目的。
➢ 它是在风挡最外层涂上防水涂层，当雨水落在 涂层上时，形成水滳，而不是覆盖整个风挡， 迎面高速滑流连续吹去水滴，使大片风挡保持 干燥。 所谓永久性防水涂层，并不是无限寿 命。涂层的寿命与风挡刷的使用次数及其在风 挡上的压力有关。风挡刷压力越大，涂层越易 磨损。

ATA 30防冰防雨

ATA 30防冰防雨

目录ATA 30 防冰防雨 (1)1．介绍 (1)2．一般描述 (2)3．机翼防冰 (3)1）介绍 (3)2）部件位置 (5)3）防冰面板 (6)4）防冰活门 (7)5）地面过热电门 (8)6）伸缩管 (9)7）操纵台机翼防冰电门 (10)8）机翼防冰电磁活门 (11)9）功能描述 (13)4．发动机进气整流罩防冰系统 (15)1）介绍 (15)2）防冰活门 (16)3）压力电门 (18)4）功能描述 (19)5）系统工作 (21)6）系统控制 (22)5．皮托管和静压孔 (23)1）介绍 (23)2）风挡/皮托管加温控制面板 (24)3）皮托管 (25)4）皮托管功能描述 (27)5）迎角探测器 (28)6）迎角探测器功能描述 (30)7）总温探头 (31)8）总温探头功能描述 (33)9）系统工作 (34)6．驾驶舱 (36)1）介绍 (36)2）风挡加温导电层和传感器 (38)3）风挡加温控制组件 (39)－I－4）风挡加温控制组件接线头 (41)5）风挡加温控制组件一般描述 (42)6）风挡加温控制组件功能描述 (45)7）5号风挡热电门 (47)8）风挡加温控制组件测试 (49)7．风挡雨刷系统 (51)1）介绍 (51)2）风挡雨刷和驱动组件 (52)3）系统功能描述 (54)8．排雨系统 (55)1）风挡排雨涂层 (55)9．水管 (57)1）介绍 (57)2）功能描述（饮用水） (59)3）功能描述（废水） (62)4）功能描述（真空马桶） (64)－II－ATA 30－1－ATA 30 防冰防雨 ICE AND RAIN PROTECTION1．介绍用途防冰防雨系统用于防止下列部件防冰： y 机翼前沿y 发动机进气整流罩 y 大气数据探头 y 驾驶舱风挡y 饮用水和废水的管路和排放口 缩写 y CTAI 整流罩热防冰 y TAI 热防冰 y WHCU 风挡加温组件 y WTAI 机翼热防冰－2－ ATA 302．一般描述机翼和进气整流罩热防冰系统机翼热防冰和发动机进气整流罩热防冰系统使用热引气进行防冰。

常见故障 (30)

常见故障 (30)

ATA30 防冰系统
1. 使用防冰时，发动机防冰活门故障灯“COWL ANTI-ICE ”亮（多出现在高功率时）
常见原因：低功率时，表明活门没打开，位置电门故障或活门卡滞，高功率时，表明活门下游压力超压，多为活门调节器被赃物堵塞（-4 的活门可靠性要高）
处理措施：过站根据实际情况锁定活门在开位（有结冰天气时，同时还要锁定9TH HPV），或锁定在关位放行，航后更换防冰活门
2. 大翼防冰活门故障灯“VALVE OPEN”亮（发动机高功率或低功率）
常见原因：多为温度传感器故障或加温控制器故障，侧风挡也有部门因螺旋线的电接头问题造成故障(SB737-300-1058 之前的)，部分跳开关跳出导致无供电电源
处理措施：检查并复位P6-11B9 和P6-12B8 跳开关，对于前风挡，转换电子设备舱内的电门改变使用的传感器，对于侧窗，在风挡处改用备用传感器，判断是否传感器故障，通过在加温控制器进行BITE 测试判断故障件，测试不显示故障可考虑串控制器判断，更换风挡要根据手册要求测量风挡电阻后确定使用的接线柱
3. 风挡加温过热灯“OVHEAT”亮或风挡不加温（ON 灯不亮）
常见原因：多为温度传感器故障或加温控制器故障，侧风挡也有部分因螺旋线的电接头问题造成故障(SB737-300-1058 之前的)，部分跳开关跳出导致无供电电源
处理措施：检查并复位P6-11B9 和P6-12B8 跳开关，对于前风挡，转换电子设备舱内的电门改变使用的传感器，对于侧窗，在风挡处改用备用传感器，判断是否传感器故障，通过在加温控制器进行BITE 测试判断故障件，测试不显示故障可考虑串控制器判断，更换风挡要根据手册要求测量风挡电阻后确定使用的接线柱。

【空客A320培训PPT课件】防冰防雨非正常操作A

【空客A320培训PPT课件】防冰防雨非正常操作A

防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
28/68
你继续你的飞行并且一切回到正常。 点向前的箭头继续。
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
29/68
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
30/68
不，按压主警告灯按钮开关使主警 告灯熄灭。
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
31/68
不，按压主警告灯按钮开关使主警 告灯熄灭。
22/68
通过将大气数据选择器选择至CAPT 3 位，3 号ADR将取代1号ADR给机长的仪表提供可靠的 数据。
注意：如果3号ADR不可用，大气数据选择器 将不能被选择至CAPT 3位。
在把杆飞行员浏览和证实后...
不，请按压任意一个清除 （CLR）键
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
23/68
通过将大气数据选择器选择至CAPT 3 位，3 号ADR将取代1号ADR给机长的仪表提供可靠的 数据。
注意到建议并且在PF浏览和证实之后... 不，请按压任意一个清除
（CLR）键
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
9/68
状态页现在显示出来，并且提醒你避开结冰 条件。
不工作的系统是左风档加温。 在把杆飞行员浏览和证实后...
清除STATUS。
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
10/68
状态页现在显示出来，并且提醒你避开结冰 条件。
在经过把杆飞行员浏览和证实后...
清除STATUS。
防冰防雨
MENU 非正常操作(A)
25/68
在E/WD上，备注信息“SWITCHG PNL”显示出来 提醒你机长的ADR已经转换。
状态页显示出来。 不工作的系统是机长的皮托管加热。

飞机防冰防雨系统的维护

飞机防冰防雨系统的维护

ATA30 防冰/防雨一、本章维护要点1．在开始工作之前或靠近飞行操纵装置、飞行操纵面、起落架和相关的门和可移动的部件时要将安全设施和警告牌放置到位。

2．确认起落架地面安全保护套安装到位。

3．在开始工作之前将安全护栏放在适当位置。

4．拆下并报废保险丝，松动的保险丝会割伤或使眼睛失明。

5．清只能在通风良好的环境下使用溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料，并遵守制造商的说明。

穿防护衣，不要让溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料进入嘴里。

不要在工作区域吸烟。

不要吸入这种气体。

这些材料是有毒、易燃且会刺激皮肤。

如果皮肤或眼睛受到刺激,寻求医疗救助。

6．当发动机刚关车后在发动机上工作时要小心，发动机部件能够维持一小时高温状态。

30-11-00 翼面防冰一、概述1．右防冰控制活门可以锁在开位，但必须执行ECAM程序；当活门锁在关位时，不允许飞机在结冰气候条件下飞行，2．当活门在关位时，防冰活门内的一个微动电门给出一个关/不关的信号到环境控制系统区控制器和引气状态计算机（ECS计算机）及ECAM。

3．一个目视机械位置指示提供指示。

4．在对防冰系统进行维护工作之前，将警告牌放在适当位置，告诉大家不要操作气源系统、起动发动机、操作缝翼、操作APU 电门。

5．在襟/缝翼控制手柄上，安装一个襟/缝翼控制手柄锁定装置。

5．在面板191DB上，将警告牌放在适当位置以告诉人们不要给引气系统增压。

二、机翼防冰系统操作测试1．可以用一台发动机、地面气源车或APU做气源对机翼防冰系统操作测试。

2．在CFDS上通过空调TEMP CTL的3级故障进入机翼防冰系统的。

3．操作一台发动机进行测试，如果两台发动机都在运转，则无法连续进行操纵测试。

4．为了保护缝翼结构，地面测试大翼防冰时间不能超过30秒。

三、大翼防冰管路泄漏测试1．由于APU无法提供足够的引气压力用于地面测试程序，因此不要使用APU引气给大翼防冰系统供气。

2．当进行大翼防冰管道的泄漏测试时,不得使用发动机引气，来自发动机的热空气会造成人员伤害。

民航执照考试下册-第4章防冰和排雨系统

民航执照考试下册-第4章防冰和排雨系统

（下册）第4章防冰和排雨系统1、结冰对飞机性能及效率的影响是多方面的。

如结冰会增大阻力并减少升力，导致有害振动；会使大气压力仪表不能正常工作；使操作舵面活动卡滞；危机无线电信号的接收与发射。

此外冰或雨水积聚在风挡玻璃上会影响驾驶员的视线。

2、在实际使用中，采取了防冰和除冰两种方式：第一种是在探测到结冰条件后接通防冰系统。

第二种是在探测到存在结冰后接通除冰系统。

3、有的水滴虽然温度降至低于冰点，但仍然以液体的形式存在，称为过冷却水或过冷水。

在负温的云层或冰雹云中，含有大量的过冷水滴。

过冷水滴一旦遇到凝结核，便立即凝结为冰。

水汽在碰到足够冷的凝结核时，也可以直接凝华为冰晶。

4、角状冰危害最大，因为它不但严重破坏了飞机的气动外形，而且与翼型表面结合牢固，难以脱落。

5、结冰信号器有多种形式，一般可分为直观式和自动式结冰信号器两大类。

自动结冰信号器如振荡式、压差式结冰信号器、放射性同位素结冰信号器等，当达到结冰灵敏度时，既可以向驾驶员发出结冰信号，又能自动接通防冰系统进行除冰。

灵敏度指的是当结冰信号器发出结冰信号时所需的最小冰层厚度。

6、振荡式结冰探测器是利用传感元件结冰之后振荡频率发生变化的原理工作的。

由微处理器计算加热器加温和关断的循环次数，当出现2次或以上加热时，微处理器发出1级结冰信号，给发动机进气道防冰。

如果在短时间之内结冰信号频繁产生（≥10次），则微处理器发出2级结冰信号，给机翼防冰系统。

7、压差式结冰探测器又称为冲压空气结冰探测器，它利用测量迎面气流的动压（全压与静压的差值）的原理制成。

根据全压室和静压室之间的气压差报警。

在发动机不工作、没有冲压气流时，接触点处于闭合状态；当发动机工作时，冲压气流进入全压室，由于全、静压之差使膜片弯曲，触点断开。

活动接触点与固定接触点闭合，接通驾驶舱内的结冰信号灯，发出结冰信号，同时接通探测器本省的加温电路。

泄压孔的作用：结冰时，使全压与静压室之间的压力相等。

飞机系统与附件课件——防冰排雨系统

飞机系统与附件课件——防冰排雨系统
• 飞机在地面，控制电门放到“ON”位时，电门F导通， K1（A2）通电，会使低流量电磁线圈通电。
• 2.6.2 飞机起飞 • 起飞之前若把控制电门放到“ON”位，则活门
打开，机翼防冰系统工作。
• 起飞时，将油门杆前推，电门A截止，活门将 关闭，机翼防冰系统停止工作，以减少发动机 引气量，保证有高的起飞功率。
• 防冰控制活门由P5板上的控制电门操纵，并受 到过热电门、油门杆位置电门及空/地电门的 控制。
• 当活门打开时，P5板上的蓝色指示灯亮
• 2.4 机翼防冰活门和过热电门。 • 2.4.1 功用 • 防冰活门控制机翼防冰热空气的流动，过热电门防止
飞机在地面时对缝翼过度加热。
• 2.4.2 位置 • 控制活门和过热电门各有2个，分别安装在每个发动
还可以提高风挡的强度。
• 3.2 组成 • 风挡加温系统由控制面板、热敏开关、
加温控制组件和浇铸在风挡玻璃结构内 的加热元件组成。
• 3.3 工作原理 • 风挡玻璃共有10块，分别编号为1、2、3、4、
5号。风挡加温系统为其中的1、2、4、5号风 挡，共8块玻璃加温。其中1、2号风挡的导电 层靠近玻璃的外表面，防止结冰，4、5号风 挡的导电层靠近玻璃的内表面，主要防止起雾。
警告电路和加温电源。
• 3.5 加温控制组件 • 3.5.1 位置 • 共有4个，位于电子/电气设备舱内，E3-3设备架上。 • 3.5.2 功用 • 分别控制1号和2号风挡的4块玻璃的工作电压、自动
器叶片防冰系统；
• E、污水排放口防冰系统。
• 2. 机翼防冰系统 • 2.1 功用 • 防止前缘缝翼结冰。 • 2.2 组成 • 由控制活门、供气管道、过热电门、控
制电门、指示灯等组成。

【空客入门课件】ATA30防冰防雨系统1

【空客入门课件】ATA30防冰防雨系统1

【空客入门课件】ATA30防冰防雨系统1ATA30 防冰防雨系统在飞行中，飞机会遇到各种复杂气象条件，可能会引起某些部位结冰，结冰一方面会改变飞机的空气动力性能，另一方面会影响某些系统的正常工作，从而危及飞行安全。

为此飞机上设置了防冰系统，同时为保证飞机在雨天飞行时，能使驾驶员的视线不受影响，设置了防雨系统。

一、系统介绍A318/A319/A320/A321飞机防冰防雨系统在结冰条件下或大雨天气下，都可以使用。

防冰使用热气防冰和电防冰。

热气防冰部位有：大翼前缘、发动机进气道前缘；电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。

1、热气防冰见图30-1，大翼前缘由引气系统供气经大翼防冰活门控制向大翼外侧三个缝翼提供加温热空气。

图30-1见图30-2，发动机进气道前缘由一个独立的引气管路从发动机高压压气机引气，进行防冰。

图30-22、电防冰见图30-3、图30-4、图30-5、图30-6、图30-7、图30-8，飞机电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。

探头包括：迎角探测器（AOA）、空速管、静压孔、全空温探头。

图30-3图30-43、结冰探测飞机结冰探测系统有两个分离的探头，位于机头下部，是选装项目。

见图30-9，另外在左右风挡之间装有一个目视探头，用于机组目视观测是否结冰。

二、ECAM页面指示见图30-10，在发动机警告页面的记忆区有防冰操作的相应记录。

在ECAM引气页面有三角符号指示大翼防冰在工作。

三、防冰控制面板见图30-11，防冰控制面板位于头顶板。

1、大翼防冰控制电门图30-5图30-6图30-7图30-8图30-92、发动机防冰控制电门3、探头/风挡玻璃防冰控制电门见图30-12，防雨控制面板也位于头顶板。

1、防雨液喷射按钮2、雨刷控制旋钮：有三个工作状态：快、慢、不工作。

注：雨刷只能在200节速度以下使用，防雨液可用水冲洗。

图30-10图30-11图30-12四、部件位置1、发动机防冰活门：位于发动机右手底部；2、大翼防冰活门：位于2号缝翼后面；3、防雨液瓶：位于驾驶舱，正驾驶身后面板；4、探头加温计算机、风挡加温计算机：位于前电子舱；5、水管防冰控制组件：位于前货舱；6、前排水口防冰控制组件：位于前货舱；7、后排水口防冰控制组件：位于后货舱；五、维护测试如图30-13所示图30-131、自测试验：在MCDU上可以对探头加温计算机（PHC）、风挡加温计算机（WHC）和结冰探头进行自测试验，它们通过空调系统控制器（ACSC）与中央故障显示组件连接。

民航执照考试下册-第4章防冰和排雨系统

民航执照考试下册-第4章防冰和排雨系统

（下册）第4章防冰和排雨系统1、结冰对飞机性能及效率的影响是多方面的。

如结冰会增大阻力并减少升力，导致有害振动；会使大气压力仪表不能正常工作；使操作舵面活动卡滞；危机无线电信号的接收与发射。

此外冰或雨水积聚在风挡玻璃上会影响驾驶员的视线。

2、在实际使用中，采取了防冰和除冰两种方式：第一种是在探测到结冰条件后接通防冰系统。

第二种是在探测到存在结冰后接通除冰系统。

3、有的水滴虽然温度降至低于冰点，但仍然以液体的形式存在，称为过冷却水或过冷水。

在负温的云层或冰雹云中，含有大量的过冷水滴。

过冷水滴一旦遇到凝结核，便立即凝结为冰。

水汽在碰到足够冷的凝结核时，也可以直接凝华为冰晶。

4、角状冰危害最大，因为它不但严重破坏了飞机的气动外形，而且与翼型表面结合牢固，难以脱落。

5、结冰信号器有多种形式，一般可分为直观式和自动式结冰信号器两大类。

自动结冰信号器如振荡式、压差式结冰信号器、放射性同位素结冰信号器等，当达到结冰灵敏度时，既可以向驾驶员发出结冰信号，又能自动接通防冰系统进行除冰。

灵敏度指的是当结冰信号器发出结冰信号时所需的最小冰层厚度。

6、振荡式结冰探测器是利用传感元件结冰之后振荡频率发生变化的原理工作的。

由微处理器计算加热器加温和关断的循环次数，当出现2次或以上加热时，微处理器发出1级结冰信号，给发动机进气道防冰。

如果在短时间之内结冰信号频繁产生（≥10次），则微处理器发出2级结冰信号，给机翼防冰系统。

7、压差式结冰探测器又称为冲压空气结冰探测器，它利用测量迎面气流的动压（全压与静压的差值）的原理制成。

根据全压室和静压室之间的气压差报警。

在发动机不工作、没有冲压气流时，接触点处于闭合状态；当发动机工作时，冲压气流进入全压室，由于全、静压之差使膜片弯曲，触点断开。

活动接触点与固定接触点闭合，接通驾驶舱内的结冰信号灯，发出结冰信号，同时接通探测器本省的加温电路。

泄压孔的作用：结冰时，使全压与静压室之间的压力相等。

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ATA30 防冰防雨系统
在飞行中，飞机会遇到各种复杂气象条件，可能会引起某些部位结冰，结冰一方面会改变飞机的空气动力性能，另一方面会影响某些系统的正常工作，从而危及飞行安全。

为此飞机上设置了防冰系统，同时为保证飞机在雨天飞行时，能使驾驶员的视线不受影响，设置了防雨系统。

一、系统介绍
A318/A319/A320/A321飞机防冰防雨系统在结冰条件下或大雨天气下，都可以使用。

防冰使用热气防冰和电防冰。

热气防冰部位有：大翼前缘、发动机进气道前缘；电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。

1、热气防冰
见图30-1，大翼前缘由引气系统供气经大翼防冰活门控制向大翼外侧三个缝翼提供加温热空气。

图30-1
见图30-2，发动机进气道前缘由一个独立的引气管路从发动机高压压气机引气，进行防冰。

图30-2
2、电防冰
见图30-3、图30-4、图30-5、图30-6、图30-7、图30-8，飞机电防冰部位有：风挡玻璃、各种探头、排水口。

探头包括：迎角探测器（AOA）、空速管、静压孔、全空温探头。

图30-3
图30-4
3、结冰探测
飞机结冰探测系统有两个分离的探头，位于机头下部，是选装项目。

见图30-9，另外在左右风挡之间装有一个目视探头，用于机组目视观测是否结冰。

二、ECAM页面指示
见图30-10，在发动机警告页面的记忆区有防冰操作的相应记录。

在ECAM引气页面有三角符号指示大翼防冰在工作。

三、防冰控制面板
见图30-11，防冰控制面板位于头顶板。

1、大翼防冰控制电门
图30-5
图30-6
图30-7
图30-8
图30-9
2、发动机防冰控制电门
3、探头/风挡玻璃防冰控制电门
见图30-12，防雨控制面板也位于头顶板。

1、防雨液喷射按钮
2、雨刷控制旋钮：有三个工作状态：快、慢、不工作。

注：雨刷只能在200节速度以下使用，防雨液可用水冲洗。

图30-10
图30-11
图30-12
四、部件位置
1、发动机防冰活门：位于发动机右手底部；
2、大翼防冰活门：位于2号缝翼后面；
3、防雨液瓶：位于驾驶舱，正驾驶身后面板；
4、探头加温计算机、风挡加温计算机：位于前电子舱；
5、水管防冰控制组件：位于前货舱；
6、前排水口防冰控制组件：位于前货舱；
7、后排水口防冰控制组件：位于后货舱；
五、维护测试
如图30-13所示
图30-13
1、自测试验：
在MCDU上可以对探头加温计算机（PHC）、风挡加温计算机（WHC）和结冰探头进行自测试验，它们通过空调系统控制器（ACSC）与中央故障显示组件连接。

A319/A320/A321飞机在乘务员PTP面板可以提供排水口防冰系统状态和试验，见图30-14。

对于A318飞机在乘务员FAP面板可以提供排水口防冰系统状态和试验，见图30-15。

图30-14
图30-15
2、维护注意事项：见图30-16
1)严格遵守AMM手册的安全措施；
2)在通电前，必须将所维护的设备断电；
3)在维护前将各探头的堵头去掉；
4)对于加热部件，要在其凉了之后触摸。

5)在使用清洁剂、密封胶等特殊材料时，必须保证空气流通；
6)应佩带相应的防护装备。

图30-16。