Комплекс из приводов и системы электропитания от сети



Комплекс из приводов и системы электропитания от сети
Комплекс из приводов и системы электропитания от сети
Комплекс из приводов и системы электропитания от сети

 


Владельцы патента RU 2463212:

САЖЕМ ДЕФАНС СЕКЮРИТЕ (FR)

Изобретение относится к комплексу, состоящему из приводов (1) и системы электрического питания приводов от сети (2) трехфазного переменного электрического тока. Комплекс содержит входной блок (4), связывающий приводы с сетью и с системой (3) управления приводами. Входной блок (4) содержит устройство (5) преобразования, которое выполнено с возможностью преобразования трехфазного переменного тока в постоянный ток высокого напряжения и которое соединено с двухсторонней силовой линией (6), блок (9) зарядки/разрядки, соединяющий аккумулятор (10) с силовой линией. В силовой линии (6) последовательно установлены по меньшей мере один защитный прерыватель (7), интерфейс (8) связи и по меньшей мере один из приводов. Интерфейс связи связан с центральным блоком (13), соединенным с системой управления, для обмена сигналами в силовой линии с интерфейсом (100) связи по меньшей мере одного из приводов. Каждый привод содержит реверсивный двигатель (101), соединенный с интерфейсом связи для питания и управления через этот интерфейс. Достигается упрощение архитектуры комплекса, объединяющего приводы и систему их электропитания. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение.

Изобретение относится к комплексу приводов и системы их питания электрической энергией. Такой комплекс может быть использован на летательных аппаратах для приведения в действие механизмов управления летательным аппаратом.

Уровень техники

Как известно, на самолете используются гидравлические приводы, соединенные системой трубопроводов с гидронасосом, подключенным к бортовой электрической сети. Потребление электрической энергии таким насосом является относительно высоким, а система трубопроводов является тяжелой, громоздкой и сложной при установке на самолет.

Вот уже несколько лет используются электрические приводы, соединенные с бортовой сетью самолета, по которой проходит трехфазный переменный ток. Это позволило упростить производство самолетов, в частности упростить прокладку кабелей, улучшить энергетический баланс и упростить операции обслуживания.

Задача изобретения состоит в создании средства, позволяющего еще больше упростить архитектуру комплекса, объединяющего приводы и систему их электропитания.

Раскрытие изобретения

Поставленная задача решена в комплексе из приводов и системы их электропитания от сети трехфазного переменного электрического тока, содержащем входной блок, связывающий приводы с сетью и с системой управления приводами и включающий в себя устройство преобразования, которое выполнено с возможностью преобразования трехфазного переменного тока в постоянный ток высокого напряжения и которое соединено с двухсторонней силовой линией, на которой последовательно установлены по меньшей мере один защитный прерыватель, интерфейс связи и по меньшей мере один из приводов, при этом интерфейс связи связан с центральным блоком, соединенным с системой управления для обмена сигналами на силовой линии с интерфейсом связи по меньшей мере одного из приводов, а входной блок содержит также блок зарядки/разрядки, который соединяет аккумулятор энергии с силовой линией, при этом каждый привод содержит реверсивный двигатель, соединенный с интерфейсом связи для питания и управления через этот интерфейс.

Таким образом/силовая линия служит одновременно для передачи мощности при помощи постоянного тока высокого напряжения, что позволяет уменьшить количество и сечение кабелей, проходящих к приводам, и передачи сигналов, таких как командные сигналы и сигналы данных о состоянии приводов. Когда привод используется для перемещения какого-либо элемента, такого как закрылок, подвергающегося действию внешней силы, стремящейся привести этот элемент в нейтральное положение, можно производить отбор энергии, когда упомянутый элемент должен перемещаться в нейтральное положение. В этом случае реверсивный двигатель привода действует как генератор, и получаемый электрический ток направляется в аккумулятор. Накапливаемую при этом энергию можно использовать во время пиков потребления таким образом, чтобы сеть трехфазного электрического тока можно было рассчитывать без учета этих пиков потребления или, по крайней мере, совокупности этих пиков потребления.

Согласно частному варианту осуществления изобретения между защитным прерывателем и интерфейсом связи входного блока последовательно установлен инвертор для подачи на силовую линию переменного тока питания двигателя привода.

Это позволяет реализовать относительно простой привод и сгруппировать элементы управления во входном блоке, расположенном в среде, подверженной влиянию менее суровых условий, чем сам привод.

Согласно другому варианту осуществления изобретения инвертор установлен последовательно между интерфейсом связи привода и двигателем.

В этом случае компоненты комплекса согласно этому варианту в большей степени распределены между приводами и входным блоком.

Предпочтительно в этих двух вариантах осуществления изобретения входной блок содержит множество защитных прерывателей и интерфейсов связи, при этом силовая линия делится на множество ветвей, каждая из которых соединена с одним из приводов, а в каждой ветви последовательно установлены один из защитных прерывателей и один из интерфейсов связи.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения защитный прерыватель и инвертор установлен последовательно между интерфейсом связи и двигателем каждого привода, а силовая линия предпочтительно соединена с приводами, образуя шину.

В этом случае соединение приводов с входным блоком является исключительно простым и не требует большого количества оборудования.

Предпочтительно блок зарядки/разрядки выполнен с возможностью управления в зависимости от уровня зарядки аккумулятора энергии устройством соединения силовой линии с нагрузкой рассеяния энергии.

Нагрузка рассеяния энергии может быть нагрузкой, специально предназначенной для рассеяния энергии, или элементом с другой функцией, работа которого обеспечивает достаточное рассеяние энергии. В случае установки комплекса в соответствии с настоящим изобретением на самолете можно, например, предусмотреть использование резисторов для борьбы с обледенением в качестве нагрузки рассеяния энергии.

Другие особенности и преимущества изобретения будут более понятны из дальнейшего описания частных неограничивающих вариантов его осуществления со ссылкой на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показана схема комплекса согласно первому варианту осуществления изобретения;

на фиг.2 и 3 показана схема комплекса согласно двум другим вариантам осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

Показанный на фигурах комплекс в соответствии с настоящим изобретением предназначен для обеспечения соединения приводов 1 с сетью 2 питания и с системой 3 управления. В данном случае изобретение представлено для использования в области авиации. В этом случае приводы 1 предназначены для перемещения элеронов, воздушных тормозов и закрылков, сеть 2 питания направляет трехфазный переменный ток, производимый по меньшей мере одним генератором переменного тока, вращаемым одним из турбореактивных двигателей самолета, а система 3 управления находится в техническом отсеке самолета.

Как правило, безопасность компонентов на самолете обеспечивается установкой резервных компонентов. В данном случае, если перемещение закрылка обеспечивают два привода, каждый привод этого закрылка принадлежит к двум разным комплексам.

Комплекс в соответствии с настоящим изобретением содержит приводы 1 и систему электрического питания приводов от сети 2.

Далее будут описаны части, общие для трех вариантов осуществления.

Система питания содержит входной блок 4, соединяющий приводы 1 с сетью 2 и с системой 3 управления.

Входной блок 4 содержит устройство 5 преобразования, выполненное с возможностью преобразования трехфазного переменного тока в постоянный ток высокого напряжения и соединенное с двухсторонней силовой линией 6. В данном случае устройство 5 преобразования является устройством с коррекцией коэффициента мощности PFC. Силовая линия 6 в данном случае находится под напряжением 540 вольт.

На силовой линии 6 последовательно установлены по меньшей мере один защитный прерыватель 7 и один интерфейс 8 связи, соединенные с центральным блоком 13, соединенным с системой 3 управления. Центральный блок 13 является информационным блоком, содержащим процессор и запоминающее устройство для исполнения программы сбора и обмена данных между системой 3 управления и приводами 1 и программу отслеживания параметров электрического питания, обеспечивающую, например, обнаружение перенапряжений и коротких замыканий с целью соответствующего управления защитным прерывателем 7.

Входной блок 4 содержит также блок 9 зарядки/разрядки, соединяющий аккумулятор 10 (такой как батарея) с силовой линией 6 на входе защитного прерывателя 7. Блок 9 зарядки/разрядки выполнен с возможностью управления в зависимости от уровня зарядки аккумулятора 10 устройством, в данном случае переключателем 11 соединения силовой линии 6 с нагрузкой 12 рассеяния энергии. Нагрузка 12 может быть специально предназначена для рассеяния энергии, или являться элементом, выполняющим другую функцию, но работа которого обеспечивает достаточное рассеяние энергии, например, резисторами для борьбы с обледенением самолета.

Каждый привод 1 содержит по меньшей мере один интерфейс 100 связи, двигатель 101 и систему 102 контроля. Для упрощения фигур на них показан только один привод 1.

Интерфейсы связи 8 и 100 выполнены с возможностью обмена сигналами на силовой линии 6. Интерфейс 8 связи выполнен с возможностью передачи командных сигналов от системы 3 управления через центральный блок 13 в направлении интерфейса 100 связи каждого привода 1. Интерфейс 100 выполнен с возможностью выделения этих сигналов из силовой линии и их использования для управления двигателем 101. Интерфейс 100 выполнен также с возможностью передачи сигналов данных (состояние двигателя, положение перемещенного закрылка, температура и т.д.) от модуля 102 контроля в направлении интерфейса 8. Интерфейс 8 выполнен с возможностью выделения этих сигналов из силовой линии 6 и их передачи на центральный блок 13, который ретранслирует их в систему 3 управления. Таким образом, силовая линия 6 одновременно служит для направления электрического тока, питающего силовую цепь приводов 1, и для передачи сигналов между интерфейсами.

Приводами 1 управляют, например, для перемещения закрылков между нейтральным и выпущенным положениями. Когда закрылок находится в нейтральном положении, он расположен параллельно потоку воздуха, создаваемому при перемещении самолета, тогда как в выпущенном положении на закрылок действует давление воздуха. Таким образом, каждый привод 1 получает питание для перемещения закрылка из его нейтрального положения в его выпущенное положение с преодолением давления воздуха. Для приведения закрылка из его выпущенного положения в его нейтральное положение питание привода 101 отключают, и давление воздуха перемещает закрылок в нейтральное положение. При этом двигатель 101 выполняет функцию генератора и производит электроэнергию, направляемую в аккумулятор 10 через силовую линию 6 и блок 9 зарядки/разрядки. При достижении уровня максимальной зарядки аккумулятора 10 на переключатель 11 подают команду для направления производимой электроэнергии на нагрузку 12. Как вариант, производимую электроэнергию можно направлять в сеть 2. Когда управление приводами 1 достигает пика потребления, электроэнергия поступает не только из сети 2, но также и от аккумулятора 10 через блок 9 зарядки/разрядки.

Силовая линия 6 является двухсторонней, т.е. обеспечивает прохождение мощности и сигналов в двух направлениях.

Согласно первому варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.1, входной блок 4 содержит только один защитный прерыватель 7 и один интерфейс 8, установленные на единой ветви силовой линии 6. Все приводы 1 соединены с этой ветвью, образующей шину передачи мощности на приводы и шину связи между приводами 1 и входным блоком 4.

Каждый привод 1 содержит защитный прерыватель 103 и инвертор 104, установленные последовательно между интерфейсом 100 и двигателем 101.

Согласно второму варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.2, входной блок 4 содержит множество защитных прерывателей 7 и интерфейсов 8.

Силовая линия 6 делится на столько ветвей 6.i, сколько приводов 1 содержит комплекс (при этом i меняется от 1 до количества приводов), и каждая ветвь 6.i соединена с одним из приводов 1.

В каждой ветви 6.1 последовательно установлены один из защитных прерывателей 7 и один из интерфейсов 8.

Каждый привод 1 содержит инвертор 104, установленный последовательно между интерфейсом 100 и двигателем 101.

Согласно третьему варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.3, входной блок 4 содержит множество защитных прерывателей 7 и интерфейсов 8.

Силовая линия 6 делится на столько ветвей 6.i, сколько приводов 1 содержит комплекс (при этом i меняется от 1 до числа приводов), и каждая ветвь 6.i соединена с одним из приводов 1.

В каждой ветви 6.i последовательно установлены один из защитных прерывателей 7, инвертор 14 и один из интерфейсов 8. Инвертор 14 выполнен с возможностью подачи на ветвь 6.i, на которой он установлен, переменного тока для питания двигателя 101 привода 1, соединенного с указанной ветвью 6.i.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанными вариантами осуществления и охватывает любую версию, не выходящую за рамки изобретения, определенные формулой изобретения.

В частности, описанные варианты осуществления изобретения можно комбинировать.

1. Комплекс из приводов (1) и системы их электропитания от сети (2) трехфазного переменного электрического тока, содержащий входной блок (4), связывающий приводы с сетью и с системой (3) управления приводами и содержащий устройство (5) преобразования, которое выполнено с возможностью преобразования трехфазного переменного тока в постоянный ток высокого напряжения и соединено с двухсторонней силовой линией (6), на которой последовательно установлены по меньшей мере один защитный прерыватель (7), интерфейс (8) связи и по меньшей мере один из приводов, причем интерфейс связи связан с центральным блоком (13), соединенным с системой управления, для обмена сигналами на силовой линии с интерфейсом (100) связи по меньшей мере одного из приводов, а входной блок содержит также блок (9) зарядки/разрядки, соединяющий аккумулятор (10) с силовой линией, при этом каждый привод содержит реверсивный двигатель (101), соединенный с интерфейсом связи для питания и управления через этот интерфейс.

2. Комплекс по п.1, в котором между защитным прерывателем (7) и интерфейсом (8) связи входного блока (4) последовательно установлен инвертор (14) для подачи в силовую линию (6) переменного тока питания двигателя (101) привода (1).

3. Комплекс по п.1, в котором инвертор (104) установлен последовательно между интерфейсом (100) связи привода (1) и двигателем (101).

4. Комплекс по любому из пп.2 или 3, в котором входной блок (4) содержит множество защитных прерывателей (7) и интерфейсов (8) связи, при этом силовая линия (6) разделена на множество ветвей (6.i), каждая из которых соединена с одним из приводов (1), а в каждой ветви последовательно установлены один из защитных прерывателей и один из интерфейсов связи.

5. Комплекс по п.1, в котором защитный прерыватель (103) и инвертор (104) установлены последовательно между интерфейсом (100) связи и двигателем (101) каждого привода (1).

6. Комплекс по п.5, в котором силовая линия (6) соединена с приводами (1), образуя шину.

7. Комплекс по п.1, в котором блок (9) зарядки/разрядки выполнен с возможностью управления в зависимости от уровня зарядки аккумулятора (10) устройством (11) соединения силовой линии (6) с нагрузкой (12) рассеяния энергии.

8. Комплекс по п.1, в котором устройство преобразования выполнено с коррекцией коэффициента мощности.

9. Комплекс по п.1, в котором силовая линия (6) находится под напряжением 540 В.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электрической системе управления для руля направления летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано для приводов различных устройств, преимущественно на летательных аппаратах, а также на объектах в других областях техники.

Изобретение относится к области средств управления для летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиации и может быть использовано на летательных аппаратах, имеющих механизацию крыла. .

Изобретение относится к рулевым приводам управляемых аэродинамических поверхностей (аэродинамические рули, элероны, поворотное крыло и т.п.) летательного аппарата и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах автоматического управления, в частности автоматической посадки самолета в сложных условиях.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах дистанционного управления агрегатами летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам формирования управляющих сигналов в электродистанционных системах управления самолетом . .

Изобретение относится к авиации и пригодно для всех типов самолетов

Изобретение относится к авиастроению и касается приводов предкрылков самолета. Электромеханический привод содержит два выдвижных рельса с зубчатыми секторами, разделенный на секции основной вал, разъемные муфты, соединяющие между собой секции основного вала, два электромеханических привода секций основного вала с корпусами, закрепленными в каркасе крыла. Каждый корпус имеет размещенные внутри электродвигатель и датчик углового положения ротора электродвигателя, двухступенчатый волновой редуктор с телами вращения с полым выходным валом, имеющим два эксцентрика с установленными на них подшипниками и рабочими кольцами первой ступени, составляющими волнообразователь. Корпус также содержит сепараторы ступеней. Сепаратор первой ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с волновой поверхностью жесткого колеса первой ступени, на котором установлены эксцентрики с подшипниками и рабочими кольцами второй ступени. Сепаратор второй ступени с размещенными в нем телами вращения, взаимодействующими с рабочими кольцами и волновой поверхностью жесткого колеса второй ступени. Жесткое колесо первой ступени волнового редуктора имеет полый вал, а волнообразователь расположен на полом валу. Сепаратор второй ступени волнового редуктора закреплен в корпусе и является неподвижным. Жесткое колесо второй ступени с волновой поверхностью установлено с возможностью вращения относительно корпуса и имеет полый выходной вал. Основной вал, длина каждой секции которого превышает длину одного электромеханического привода, размещен внутри полого ротора, полого вала жесткого колеса первой ступени и полого выходного вала жесткого колеса второй ступени. Между основным и полым выходным валами установлено управляемое устройство их разъединения. Достигается повышение надежности электромеханического привода предкрылка. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к электроприводам, в частности к электромеханизмам поступательного действия. Электромеханизм поступательного действия состоит из электродвигателя, штока с винтовой парой и кинематического редуктора. Контроль и управление положением штока электромеханизма осуществляется с помощью двух аналитических датчиков Холла, расположенных под углом 90° относительно друг друга, параллельно плоскости двухполюсного цилиндрического постоянного магнита диаметральной намагниченности. Магнит установлен на валике кинематического редуктора. Абсолютный угол, соответствующий фактическому положению штока, определяется по отношению текущих значений выходных напряжений датчиков Холла, полученных при вращении или фиксированном положении постоянного магнита. Достигается повышение точности отработки заданной величины хода штока и возможность постоянного контроля положения штока. 3 ил.

Группа изобретений относится к области авиации, а именно к системам управления подвижными поверхностями летательного аппарата. Система (100) с приводом от электродвигателей для перемещения подвижного элемента (200) содержит по меньшей мере два привода (1, 2), каждый из которых оснащен узлом для соединения с подвижным элементом и каждый рассчитан на то, чтобы перемещать подвижный элемент самостоятельно, и центральный блок (3) управления. Центральный блок управления соединен с указанными двумя приводами для обеспечения передачи уставки (Pos1, Pos2) позиции одному или другому из приводов. В систему введено дополнительно устройство (10, 20) управления с целью одновременного управления обоими приводами с точки зрения регулирования усилия в ответ на уставку позиции, переданную одному из приводов. В способе генерируют уставки усилий путем реализации контура сервоуправления, получающего на вход уставку позиции и генерирующего одновременно для обоих приводов - для ведущего привода и для ведомого второго привода две индивидуальные уставки (Eff1, Eff2) усилий, так что каждый привод развивает свое индивидуальное усилие (F1, F2), а сумма этих индивидуальных усилий соответствует полному усилию, которое нужно приложить для достижения положения, обозначенного уставкой позиции. Достигается повышение надежности работы системы. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом (ЛА) и касается системы основного управления ЛА. Система управления полетом содержит рулевые поверхности и связанные с ними силовые приводы для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения ЛА. Все силовые приводы являются электромеханическими. При этом часть рулевых поверхностей, связанных с электромеханическими силовыми приводами, представляет собой разделенные рулевые поверхности, каждая из которых состоит из независимых поверхностей. Достигается надежность, прочность, простота системы управления полетом. 10 з.п. ф-лы, 24 ил.

Изобретение относится к области авиации и касается приводов управления элеронами (аэродинамическими поверхностями) летательных аппаратов. Электромеханический привод для управления элероном беспилотного летательного аппарата (БПЛА) содержит скоростной электромеханический двигатель. При этом скоростной электромеханический двигатель состоит из корпуса, установленного на основании, двух опорных подшипников, стопорной пружинной шайбы для фиксации опорных подшипников в осевом направлении, датчика угла поворота, неподвижной части из шести сдвоенных электромагнитных систем и шести постоянных магнитов, упоров, расположенных на зубчатом роторе, который выполнен в виде пространственного цилиндрического кулачкового механизма барабанного типа, посредством которого сообщается качательное движение толкателю. Каждая электромагнитная система включает магнитопровод и обмотку управления, залитые компаундом. Достигается создание простой конструкции электромеханического привода, позволяющей произвести его интеграцию в крыло БПЛА путем снижения его массогабаритных показателей, обеспечивая при этом снижение лобового сопротивления набегающему потоку, уменьшение люфта в деталях сопряжения механизмов и экономию места в фюзеляже БПЛА. 3 ил.

Электромеханический исполнительный механизм для подвижной поверхности управления полетом воздушного летательного аппарата. Исполнительный механизм содержит электродвигатель (2), имеющий выходной вал (20) с первым и вторым направлениями вращения, трансмиссию (1) для перемещения, соединяющую выходной вал электродвигателя с подвижной поверхностью управления полетом, и блок управления (3) для управления электродвигателем. Трансмиссия включает храповую собачку (18), оказывающую противодействие трансмиссии для перемещения в первом направлении вращения. Блок управления соединен с элементом (19) освобождения храповой собачки так, чтобы обеспечить передачу движения в первом направлении вращения. Воздушный летательный аппарат содержит исполнительный механизм. Группа изобретений направлена на повышение стабильности работы при флаттере. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиации и касается приводов автоматических систем управления летательных аппаратов (ЛА) со складывающимися секциями крыла до и после полета. Электромеханический силовой мини-привод подвижной аэродинамической поверхности ЛА с функцией складывания и раскрытия секций крыла состоит из электрического двигателя, многоступенчатого редуктора, выходная ступень которого содержит входное, промежуточное и выходное звенья волновой передачи с телами качения, и датчика положения выходного звена. При этом между промежуточной и выходными ступенями редуктора введено электромагнитное стопорное устройство, подключенное так, что при его обесточенном состоянии жесткое колесо выходной ступени редуктора является выходным звеном и снабжено элементами крепления к аэродинамической поверхности, а сепаратор застопорен на корпус промежуточной ступени. При включенном состоянии электромагнита стопорного устройства жесткое колесо застопорено на корпус промежуточной ступени, а сепаратор является выходным звеном выходной ступени редуктора. Достигается обеспечение складывания и раскрытия секций крыла после и до управляемого полета и управление подвижной аэродинамической поверхностью ЛА во время полета. 2 ил.

Способ одновременной работы приводов для перемещения подвижных аэродинамических поверхностей воздушного судна. Способ содержит этапы, на которых: управляют приводами, чтобы перемещать подвижные аэродинамические поверхности в направлении заданного положения; обнаруживают во время движения самый медленный привод; и адаптируют управление приводами, чтобы подогнать его под действия самого медленного привода. Устройство привода для аэродинамических поверхностей и воздушное судно, содержащее такое устройство. Группа изобретений направлена на обеспечение надежного перемещения подвижных аэродинамических поверхностей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам управления аэродинамическими поверхностями и тормозами летательных аппаратов (ЛА). Модульная система устанавлена на полу кабины экипажа без прохождения сквозь пол при выполнении соединения системы с тормозной и рулевой системами ЛА, имеющими электродистанционное управление. Педальные узлы выходят из корпуса и могут поворачиваться и перемещаться в продольном направлении относительно корпуса. При повороте педалей система управления тормозами, установленная полностью внутри корпуса и соединенная с педальными узлами, через электрический разъем подает сигнал на тормозную систему с электродистанционным управлением. Система управления рулем направления размещена полностью внутри корпуса и является функционально независимой от системы управления тормозами. Система управления рулем направления обнаруживает продольное перемещение педальных узлов и через электрический разъем подает сигнал на рулевую систему с электродистанционным управлением. Корпус, электрические разъемы, педальные узлы, система управления тормозами и система управления рулем направления образуют единый модуль, который можно устанавливать в кабине экипажа и удалять из кабины как единый блок. Достигается компактная система, которую можно быстро и легко устанавливать на поверхности пола кабины для соединения с другими системами ЛА. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 24 ил.
Наверх