И. Е. Бондарчук, В. И. Харин

Основными местами размещения приборов являются: прибор­ная доска, левый и правый пульты и центральный пульт летчиков. Конструктивно приборная доска состоит из трех не связанных меж­ду собой панелей: левой (рис. 64), средней (рис. 66) и правой (рис. 65).

Правая и левая панели приборной доски выполнены легкосъем­ными, а средняя панель откидывается «на себя» и в откинутом по­ложении поддерживается ремнями.

Кроме того, часть приборного оборудования размещена на мо­стиках и под мостиками летчиков, на полу и под полом кабины эки­пажа и на стенке шпангоута № 7, а также в хвостовой негерметич­ной части фюзеляжа.

В зависимости от назначения приборное оборудование самолета Ан-24 подразделяется на три основные группы:

1) пилотажно-навигационные приборы;

2) приборы контроля работы авиадвигателей;

3) вспомогательные приборы.

К группе пилотажно-навигационных приборов относятся такие приборы, с помощью которых производится пилотирование самоле­та, определяется положение самолета в пространстве и осуществ­ляется навигация. К ним относятся: барометрические высотомеры ВД-10; указатели скорости КУС-730/1100; вариометры ВАР-30-3; авиационные часы АЧС-1; магнитный компас КИ-13; электрический указатель поворота ЭУП-53; указатель угла тангажа УУТ-1060Б; центральная гировертикаль ЦГВ-4; гироскопический индукционный компас ГИК-1; гирополукомпас ГПК-52АП; автопилот АП-28Л1; термометр наружного воздуха ТНВ-15.

Приборы контроля работы авиадвигателей позволяют выбирать и поддерживать необходимый режим работы авиадвигателей. Они показывают и характеризуют тепловой режим и состояние смазки, позволяют судить о мощности или тяге, развиваемой авиадвигате­лями, а также измеряют запас и расход топлива. К ним относятся: электрические тахометры ИТЭ-2 и ТЭ-40М; электрические моторные индикаторы ЭМИ-3РТИ; дистанционные индуктивные манометры ДИМ-100; термометры выходящих газов ТГ-2А и ТСТ-29; указатель положения рычагов топлива УПРТ-2; указатель створок маслорадиатора УЮЗ-4; электрический масломер МЭС-1857В; расходомер топлива РТМС-0,85Б1; электрический топливомер СПУТ1-5АП; ап­паратура контроля вибрации ИВ-41АМ.

Все перечисленные приборы, установленные на самолете для контроля работы авиационного двигателя АИ-24, измеряют неэлект­рические величины с помощью электрических методов измерения.

Вспомогательные приборы характеризуют режимы работы само­летных систем (гидросистему, кислородное и высотное оборудова­ние, систему кондиционирования и др.). К этой группе приборов от­носятся: манометр аварийной гидросистемы ДИМ-240; манометр тормозов 2ДИМ-150; манометр основной гидросистемы и гидроакку­мулятора тормозов 2ДИМ-240; электрический термометр 2ТУЭ-111; внутрикабинный термометр салона ТВ-19; внутрикабинный термо­метр кабины экипажа ТВ-45; указатель расхода воздуха кабины УРВК-18; указатель высоты и перепада давлений УВПД-15; указа­тель положения закрылков УЗП-47; указатель уровня гидросмеси МЭ-1866; кислородный прибор КП-21; самописец высоты, скорости и перегрузки КЗ-63; система регистрации режимов полета МСРП-12; кабинный вариометр ВР-10.

Для обеспечения нормальной и безопасной работы авиаприборов требуется со стороны летного состава систематический контроль за их техническим состоянием, основой которого является предполет­ный осмотр.

Предполетный осмотр предназначен для своевременного выявления неисправностей приборного оборудования и тем самым иск­лючения возможности летных происшествий.

Составной частью каждого предполетного осмотра является внешний осмотр приборов. При внешнем осмотре проверяется, нет ли каких-либо внешних или внутренних повреждений. Проверяется правильность положения стрелок с учетом допусков на их сме­щение с нулевых точек шкалы и с учетом допустимой погреш­ности показаний на данной точке шкалы при рабочем состоянии прибора.

При опробовании двигателей (или от аэродромного источника электроэнергии) проверяют работу электрических и гироскопиче­ских приборов. Перед выполнением ночного полета проверяют осве­щение приборов доски и подсвет приборов.

Технология предполетной проверки каждого прибора летным составом описана в данной книге. В случае обнаружения неисправ­ностей вызывается специалист по авиаприборам.

Знание высоты полета необходимо экипажу для определения высоты полета над пролетаемой местностью, для предотвращения столкновения самолета с земной поверхностью, для контроля за выдерживанием высоты при ее наборе или снижении, выдерживание заданного эшелона полета по трассе, а также для решения некоторых навигационных задач.

Высотомеры ВД-10 установлены на левой и средней панелях приборной доски. Питаются высотомеры статическим давлением от приемников воздушного давления ПВД-7 системы питания анероидно-мембранных приборов.

Устройство и работа. Высотомер ВД-10 (рис. 68) состоит из гер­метичного корпуса, в который подается статическое давление воз­духа, окружающего самолет. Полость корпуса соединена при помо­щи трубопровода с приемниками статического давления, располо­женными между шпангоутами № 9—10 на правом и левом бортах. Чувствительным элементом прибора является блок анероидных коробок, состоящих из гофрированных мембран, изготовленных из фосфористой бронзы. Воздух из коробок выкачан до остаточного давления 0,15÷0,2 мм рт. ст. У земли анероидные коробки 18 на­ходятся в наиболее сжатом состоянии. При этом сила упругости мембран уравновешивает силу атмосферного давления.

При подъеме на высоту атмосферное давление уменьшается, анероидные коробки расширяются и через передающий механизм воздействуют на стрелки высотомера, которые по шкале показы­вают высоту полета самолета.

На лицевой стороне прибора расположены два подвижных тре­угольных индекса 4 и 5, указывающие высоту, соответствующую изменению барометрического давления относительно давления 760 мм рт. ст. Внешний индекс 5 указывает высоту в метрах, а внут­ренний 4 — в километрах. Треугольные индексы используются для взлета и посадки самолета на высокогорном аэродроме, где давле­ние меньше 670 мм рт. ст. Кремальера 24 служит для установки стрелок прибора в нулевое положение перед вылетом, а также для внесения поправок на изменение барометрического давления в месте взлета или посадки. При вращении кремальеры одновременно переводятся стрелки прибора и шкала барометриче­ского давления.

Для согласования показаний баро­метрической шкалы с нулевым положе­нием стрелок и положением индексов в высотомере предусмотрена возмож­ность вращения при помощи кремалье­ры только одной барометрической шка­лы. Для этого надо отвернуть контргайку на кремальере, потянуть кремалье­ру на себя и с ее помощью, вращая ба­рометрическую шкалу в любую сто­рону от 670 до 790 мм рт. ст, ввести соответствующую поправку (эту опера­цию выполняет техник по прибо­рам).

Шкала 25 барометрического давле­ния от 670 до 790 мм рт. ст имеет оцифровку через 5 мм рт. ст, цена деления 1 мм рт. ст. Шкала дает возможность вносить поправ­ку в показания высотомера, когда давление в месте посадки не сов­падает с давлением у земли в момент вылета.

Шкала 3 высот отградуирована для узкой стрелки от 0 до 1000 м с оцифровкой через 100 м и с ценой деления 10 м.

Для широкой стрелки используется та же шкала от 0 до 10 000 м с оцифровкой через 1000 м и с ценой деления 100 м.

Высотомер работает следующим образом. У земли апероидные коробки находятся в наиболее сжатом состоянии и стрелки прибора показывают нуль высоты. С поднятием самолета на высоту атмос­ферное давление внутри корпуса прибора уменьшается, анероидные коробки расширяются и через передающий механизм свое движе­ние передают на стрелки, которые показывают высоту полета само­лета относительно той поверхности, давление которой установлено на барометрической шкале.

При снижении самолета атмосферное давление внутри корпуса прибора увеличивается, анероидные коробки сжимаются и возвра­щают стрелки на нулевую отметку шкалы.

Инструментальные ошибки высотомера возникают от неточности изготовления прибора, его сборки и регулировки. В про­цессе эксплуатации прибора возникают люфты, трения, нарушает­ся герметичность корпуса и т. д. Все это приводит к неправильному замеру высоты полета. Эти ошибки определяются в лаборатории, затем суммируются с аэродинамическими ошибками и заносятся в таблицу эшелонов.

Аэродинамические ошибки возникают за счет завихре­ния и уплотнения перед приемниками статического давления, встреч ного потока воздуха, что приводит к искажению статического давления. При этом давление, воспринимаемое статическими прием­никами, будет отличаться от статического (атмосферного), что при­водит к ошибкам при изменении высоты полета. Эти ошибки опреде­ляются при испытании самолета, затем суммируются с инструмен­тальными ошибками и сводятся в таблицу эшелонов.

При наборе высоты в горизонтальном полете и снижении само­лета суммарная поправка учитывается экипажем по таблице эшело­нов, установленной в кабине пилотов. При переходе на новый эше­лон полета необходимо занять новую высоту, соответствующую показанию высотомера и указанную в таблице.

Методические ошибки возникают вследствие несовпаде­ния расчетных данных, положенных в основу тарировки шкалы прибора, с фактическим состоянием атмосферы. В связи с тем, что расчет и тарировка шкалы прибора производится согласно стан­дартным данным, т. е. при p₀ = 760 мм рт. ст, температура t_o =+ 15° С, температурный вертикальный градиент t_гр = 6,5° на 1000 м высоты, а на практике таких данных не встречается, то вы­сотомер имеет три методические ошибки, которые легко учитывают­ся в полете.

1. Ошибка, возникающая за счет изменения атмосферного дав­ления на аэродроме вылета, по маршруту и в пункте посадки. Учи­тывается перед взлетом—установкой давления аэродрома вылета; перед посадкой —установкой на барометрической шкале высотоме­ра давления аэродрома посадки; при определении высот — путем учета поправки на изменение атмосферного давления.

2. Ошибка от изменения температуры воздуха; особенно опасна при полетах на малых высотах и в горных районах в холодное вре­мя года. При температурах у земли ниже +15° С высотомер будет завышать высоту, а при температурах выше +15° С занижать по­казания высоты. Методическая температурная ошибка учитывает­ся на линейке НЛ-10М.

3. Ошибка, возникающая за счет изменения рельефа пролетаемой местности. При полете над земной поверхностью барометрические высотомеры не учитывают рельефа пролетаемой местности, а пока­зывают высоту относительно уровня той изобарической поверхности, давление которой установлено на барометрической шкале. Следо­вательно, чтобы избежать катастрофы при полете над горной мест­ностью необходимо учитывать высоту гор. Высота рельефа пролетае­мой местности определяется по карте. При расчете истинной высоты поправка на рельеф алгебраически вычитается из абсолютной вы­соты полета, а при расчете приборной высоты прибавляется.

Расхождение показаний не должно превышать более 1,5 мм рт. ст. Высотомер, имеющий расхождение, превышающее 1,5 мм рт. ст. и с расконтренной гайкой кремальеры подлежит снятию с самолета. Вылет самолета с таким высотомером не допускается. Вращая кре­мальеру, установить давление 760 мм рт. ст. При этом подвижные индексы должны установиться на нулевой отметке шкалы. Допусти­мое отклонение от нулевой отметки ± 10 м. Если подвижные индек­сы отклонились более чем на ± 10 м, прибор необходимо заменить.

Перед взлетом установить при помощи кремальеры стрелки вы­сотомеров на нуль. При этом давление аэродрома должно совпа­дать с давлением на барометрической шкале, а подвижные треугольные индексы должны показывать высоту относительно давления 760 мм рт. ст.

После взлета и пересечения высоты перехода установить на шка­лах высотомеров давление 760 мм рт. ст. По давлению 760 мм рт. ст. и таблице эшелонов набирается заданный эшелон. Высоту заданноного эшелона выдерживать согласно таблице, установленной в ка­бине экипажа.

При посадке необходимо установить давление аэродрома при пересечении высоты эшелона перехода, указываемого диспетчером, разрешающим заход на посадку.

На самолетах, вылетающих по правилам визуальных полетов (ПВП) ниже нижнего эшелона, шкалы давлений высотомеров уста­навливаются на минимальное атмосферное давление по маршруту (участку) полета, приведенному к уровню моря, при выходе само­лета из круга аэродрома взлета.

При посадке по правилам ПВП ниже нижнего эшелона необхо­димо установить давление аэродрома посадки при входе самолета в круг аэродрома посадки, а затем совершать посадку.

При пользовании высотомером перевод стрелок вручную при по­мощи кремальеры разрешается до отметки 5000 м с обязательным возвратом в исходное положение их в обратном направлении, так как из-за конструктивных особенностей прибора перевод стрелок на 10 000 м приводит к рассогласованию в показаниях барометри­ческой шкалы, стрелок и индексов.

Принцип действия КУС-730/1100 основан на изме­рении скоростного напора встречного потока воздуха с автоматическим введением по­правки на плотность и сжимае­мость воздуха с поднятием на высоту.

В полете приборная ско­рость используется для пилоти­рования самолета, истинная воздушная скорость — для це­лей самолетовождения. Знание летчиком приборной скорости дает возможность правильно пилотировать самолет в воздухе, так как полет самолета ниже ми­нимальной скорости приводит к падению самолета. Увеличение ско­рости полета сверх допустимой приводит к разрушению самолета.

Показания приборной скорости используются пилотами для вы­держивания скоростей при взлете, для выдерживания заданного режима скорости по маршруту, при маневрировании и планирова­нии в районе аэродрома и при посадке.

Показание истинной воздушной скорости полета необходимо штурману для выполнения различных навигационных расчетов.

КУС-730/1100 установлены на левой и средней панелях прибор­ной доски.

Питаются указатели скорости статическим и полным давлением от приемников воздушного давления ПВД-7 системы питания анероидно-мембранных приборов.

Устройство и работа. Комбинированный указатель скорости со­стоит из герметичного корпуса, на лицевой стороне которого нане­сены две шкалы: внутренняя и внешняя.

Внутренняя шкала — шкала истинной воздушной скорости от­градуирована от 400 до 1100 км/ч с оцифровкой через 100 км/ч и ценой деления 10 км/ч. Внешняя — шкала приборной скорости — от 50 до 750 км/ч с оцифровкой через 100 км/ч и ценой деления 10 км/ч.

С обратной стороны корпус имеет два штуцера: динамический, обозначенный буквой «Д», который соединяется с камерой прием­ника полного давления ПВД-7, и статический, обозначенный бук­вой «С», соединен со статической камерой приемника ПВД-7.

Для измерения приборной и истинной воздушной скорости в корпусе прибора смонтированы два механизма, работающие от од­ного чувствительного элемента — манометрической коробки.

Механизм приборной скорости (рис. 70) состоит из манометри­ческой коробки 22, имеющей две гофрированные мембраны. Внут­ренняя полость манометрической коробки соединена трубопроводом с динамическим штуцером приемника воздушного давления. При подаче давления в манометрическую коробку верхний центр 23 ко­робки перемещается и через передающий механизм воздействует на широкую стрелку 2, которая по внешней шкале показывает при­борную скорость.

Механизм истинной воздушной скорости состоит из анероидной коробки 20, тяги 19, оси 16, тяги 15, поводков 10, 11, 12, оси 28, сек­тора 27 и узкой стрелки 5, которая по внутренней шкале показыва­ет приближенную истинную воздушную скорость.

Указатель скорости работает следующим образом. При движени самолета относительно воздуха полное давление встречного по­тока воздуха, воспринимаемое приемником ПВД-7, передается во внутреннюю полость манометрической коробки, а в герметичный корпус прибора — статическое давление. Под действием скоростно­го напора (динамического давления) верхний центр 23 (см. рис. 70) манометрической коробки перемещается. Перемещение верхнего центра чувствительного элемента прибора преобразуется при помощи передаточного механизма во вращательное движение стрелки прибора, указывающей по внешней шкале приборную скорость.

Одновременно перемещение (движение) чувствительного эле­мента прибора передается на механизм истинной воздушной скорости.

Скорость вращения (при полете у земли) оси сектора 4 меха­низма приборной скорости и оси сектора 27 механизма истинной воздушной скорости одинакова. Следовательно, показания стрелок будут также одинаковы.

С изменением высоты полета изменяется статическое давление в корпусе прибора. Под действием статического давления анероидная коробка прогибается и перемещает свой верхний центр 21, ко­торый через систему передач дополнительно поворачивает узкую стрелку, указывающую приближенную истинную воздушную ско­рость. Ошибка на сжимаемость воздуха для узкой стрелки учиты­вается автоматически градуировкой шкалы. Таким образом с под­нятием на высоту показания узкой стрелки будут больше показа­ний широкой стрелки на величину плотности и сжимаемости воздуха.

Инструментальные ошибки указателя скорости возни­кают по тем же причинам и аналогичны инструментальным ошиб­кам высотомера ВД-10. Они определяются в лаборатории путем сличения показаний проверяемого указателя скорости с эталонным прибором. Результаты проверки, не выходящие из пределов допус­ков, наносят на график (таблицу), который устанавливается в ка­бине самолета. Инструментальные ошибки учитываются в полете по графику или таблице.

Аэродинамические ошибки возникают вследствие ис­кажения воздушного потока перед приемниками воздушного давле­ния. Как показывает опыт, невозможно установить приемник в та­ком месте самолета, где он находился бы в неискаженном потоке воздуха. Следовательно, приемники воздушных давлений воспри­нимают скоростной напор, искаженный влиянием самолета. Вслед­ствие этого исправный указатель скорости в полете не точно изме­ряет скорость движения самолета относительно воздуха.

Аэродинамические ошибки определяются на заводе-изготовите­ле самолета и заносятся в специальный график или таблицу попра­вок. Учитываются эти ошибки в полете по специальному графику или таблице для обеих стрелок.

Методические ошибки возникают из-за несовпадения действительной плотности воздуха с расчетной, принятой при расче­те шкалы указателя скорости, а также вследствие сжимаемости встречного потока воздуха.

Шкала указателя воздушной скорости тарируется согласно стан­дартной плотности воздуха, равной 0,125 кг-с/м⁴ при давлении 760 мм рт. ст. и температуре +15° С. При подъеме на высоту плот­ность воздуха уменьшается. Следовательно, на высоте скоростной напор будет меньше и прибор покажет скорость меньше действи­тельной воздушной скорости полета самолета.

Кроме того, плотность воздуха также зависит от температуры. Если температура воздуха увеличивается, то плотность воздуха уменьшается. Из сказанного следует, что при увеличении температу­ры воздуха прибор будет занижать скорость, а при температурах ниже +15° С — завышать показания воздушной скорости.

Во всех случаях, когда плотность и температура воздуха отли­чаются от расчетных данных, показания прибора не будут равны истинной воздушной скорости. Эта методическая ошибка для широ­кой стрелки учитывается на линейке НЛ-10М, а для узкой стрелки частично — с помощью анероидной коробки. Кроме того, ошибка за счет изменения плотности воздуха может быть учтена путем при­ближенного вычисления в уме.

Ошибки указателя скорости на сжимаемость встречного потока воздуха возникают вследствие сжимаемости воздуха впереди само­лета. Летящий самолет оказывает давление на воздушные массы воздуха, сжимая его. При этом плотность воздуха увеличивается, что вызывает увеличение скоростного напора и, следовательно, за­вышение показаний указателя скорости.

При полете на скоростях менее 400 км/ч ошибки на сжимаемость встречного потока воздуха незначительные и ими пренебрегают. При скоростях, больших 400 км/ч, особенно на больших высотах, ошибки достигают значительных величин и поэтому их необходимо учитывать при расчете скоростей.

Ошибки на сжимаемость встречного потока воздуха учитыва­ются по таблице только для широкой стрелки.

Предполетный осмотр и пользование указателем скорости в по­лете. Внешним осмотром необходимо убедиться, что видимых де­фектов нет, обращая внимание на целость стекла, корпуса, окраску шкалы и стрелок, а также крепления прибора к приборной доске. Краны переключения статики и динамики на горизонтальном пуль­те левого летчика и кран статики на вертикальном пульте правого летчика должны находиться в положении «Основная» и законтрены. При осмотре стрелки указателей должны быть в исходном положе­нии. Убедиться, что таблицы инструментальных ошибок находятся у рабочего- места летчиков, а также сняты заглушки с приемников статического давления и чехлы с приемников ПВД-7 и ППД-1. После чего проверить исправность электрической цепи обогрева приемников статического давления, а также приемников ПВД-7 и ППД-1.

При определении в полете истинной воздушной скорости по ши­рокой стрелке КУС-730/1100 необходимо в показание прибора вво­дить пять поправок: инструментальную, аэродинамическую, на из­менение плотности воздуха, температурную и на сжимаемость воз­духа. Инструментальную поправку определяют по таблице, которая находится в кабине экипажа. Аэродинамическую поправку берут из формуляра самолета или определяют по таблице. Поправка на изменение плотности и температуры воздуха вводится при помощи навигационной линейки НЛ-10М. Поправку на сжимаемость воздуха определяют по таблице.


Рис. 71. Приемник воздушных давлений ПВД-7
Чтобы в полете определить истинную воздушную скорость по узкой стрелке, необходимо в показание узкой стрелки ввести три поправки: температурную, инструментальную и аэродинамическую.