ELECTROTHERMAL CYCLIC ANTI-ICING SYSTEM FOR AIRFRAME MEMBERS

FIELD: aviation; anti-icing systems for wing leading edges and tail units. SUBSTANCE: system has groups of heating elements 4; each group has three heating elements; power of one heating element is twice as much as compared with power of other two elements separately. Double-power elements 7, 10, 13,16, 19 and 22 are connected with program-controlled switch 2 through switching elements 3 and break contacts 5 of relay 6 are connected with additional control channel 26. In case of derangement of one of aircraft engines, signal is transmitted to relay 6 via control channel 26 and heating elements 7, 10, 13, 16, 19 and 22 are switched off while heating elements 8 and 9, 11 and 12, 14 and 15, 17 and 18, 20 and 21 and 23 and 24 continue their anti-icing process in zone of control surfaces maintaining adequate degree of controllability of aircraft at 50-% power consumption. EFFECT: higher safety of flights in emergency conditions in case of icing and derangement of 50-% of power supply sources. 1 dwg Изобретение относится к области авиации, конкретно к противообледенительным системам летательных аппаратов для передних кромок крыла и хвостового оперения самолета. Целью изобретения является обеспечение безопасности полетов в аварийном режиме в условиях обледенения при отказе половины источников энергии. Система содержит группы нагревательных элементов 4, каждая группа содержит три элемента, один из которых имеет мощность, в два раза большую каждого элемента в отдельности. Элементы двойной мощности 7, 10, 13, 16, 19, 22 соединены с программным переключателем 2 через коммутирующие элементы 3 и размыкающие контакты 5 реле 6, соединенные с дополнительным каналом управления 26. При отказе одного из двух двигателей самолета по каналу управления 26 приходит сигнал на реле 6, отключаются нагревательные элементы 7, 10, 13, 16, 19, 22, а нагревательные элементы 8 и 9, 11 и 12, 14 и 15, 17 и 18, 20 и 21, 23 и 24 продолжают осуществлять сброс льда в зоне рулей управления, сохраняя достаточную степень управляемости самолета при 50% потребляемой мощности. 1 ил.