Авиагоризонт описание и работа

Авиагоризонт АГР-74 (см. рис. 1) предназначен для обеспечения пилота визуальной информацией о положении летательного аппарата в пространстве по углам крена и тангажа. В дальнейшем тексте авиагоризонт АГР-74 именуется авиагоризонтом.

1. 
   Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве трехстепенного гироскопа в сочетании с корректирующим устройством выдерживать направление вертикали места.
   
2. 
   Авиагоризонт выполняется в трех вариантах: АГР-74, АГР-74-01, АГР-74-02 – в зависимости от угла наклона приборной доски на 10º, 5º, 15º соответственно.
   

Погрешность изменяется по закону:

ΔU=α₀-arc tg (tg α₀·cos γ)

3. 
   Авиагоризонт может эксплуатироваться в условиях воздействия следующих климатических и механических факторов:
   

б) относительная влажность воздуха 95…98% при температуре +40±2ºС;

в) пониженного атмосферного давления до 15 мм рт. ст.;

г) вибрации в диапазоне частот 5…500Гц при ускорении 1q, на частотах 5…10Гц амплитуда вибрации до 2,5мм;

д) ударных нагрузок с ускорением до 6q;

е) линейных (центробежных) нагрузок с ускорением до 5q.

1.4. Основные технические характеристики авиагоризонта:

а) электропитание: трехфазный переменный ток напряжением В частотой 400±8Гц от статического преобразователя ПТС-25;

б) диапазон индикации (без учета угла наклона приборной доски) не менее:

- по крену ±360º;

- по тангажу ±85º;

в) время готовности авиагоризонта не более 3 мин;

г) градуировка шкал от нулевой отметки:

- для углов крена в диапазоне ±90º с ценой деления от 10º до 60º;

- для углов тангажа – в диапазоне ±90º с ценой деления 5º;

д) инструментально шкаловые погрешности по крену и тангажу:

- в пределах углов 30º – ±1,5º;

- на остальных отметках шкал – ±2,5º.

На неподвижном вибрирующем основании в нулевом положении не более ±2,5º;

е) углы переключения контактов ламельного устройства при поворотах корпуса прибора относительно продольной оси:

γ₁=±15º ±1,5º

γ₂=±32º ±2º

γ₃=±60º ±3º

ж) погрешность показаний авиагоризонта по крену и тангажу:

±1,5º при установившемся режиме полета;

±5º после выполнения виражей и разворотов объекта на 180º за три минуты;

з) габаритные размеры 85 х 85 х 250 мм;

и) масса авиагоризонта не более 2,5 кг.

1.5. Авиагоризонт состоит из следующих основных функциональных систем:

1.5.1. Гиросистема

Предназначена для стабилизации относительно плоскости горизонта элементов индикации авиагоризонта.

Состоит из трехстепенного гироскопа, корректирующего механизма и механизма отключения коррекции.

1.5.2. Система арретирования

Предназначена для быстрого приведения рамок гироскопа в исходное положение, чем обеспечивается время готовности авиагоризонта.

Состоит из устройства арретирования внешней и внутренней рамок, устройства управления и расположена на корпусе прибора и рамках гироскопа.

1.5.3. Система индикации

Предназначена для обеспечения летчика наглядной информацией о положении самолета (вертолета) в пространстве.

Состоит из подвижных и неподвижных элементов индикации. Система индикации расположена в лицевой части прибора за защитным стеклом.

1.5.4. Система поправок угла тангажа

Предназначена для внесения летчиком поправки на угол тангажа при изменении режима полета на длительное время. Представляет из себя зубчатую передачу, замыкающим звеном которой является зубчатая рейка, с которой связан элемент отсчета.

1.5.5. Система записи сигнала по крену во внешнюю цепь

Предназначена для записи сигнала аварийным самописцем при углах крена ±15º ±1,5º; ±32º ±2º; ±60º ±3º.

Система состоит из ламельного переключателя и двух щеток.

1.5.6. Система контроля исправности авиагоризонта

Предназначена для сообщения летчику о неисправностях прибора: уменьшение оборотов гиромотора ниже допустимых, отсутствии питания, обрыве любой из фаз источника питания, а также сигнализации заарретированного состояния гироскопа авиагоризонта.

Система состоит из электронного блока БКИ-1, микропереключателя МП-12 и сигнализатора отказа магнитоэлектрического типа – исполнительного элемента системы контроля исправности. Для коммутации цепи сигнала отказа в системе предусмотрены нормально замкнутые контакты, которые размещены в электронном блоке прибора.

1.5.7. Система электрообеспечения

Предназначена для обеспечения узлов электропитанием. Состоит из элементом коммутации (коллекторов и токосъемников).

Устройство авиагоризонта и принцип работы его систем поясняются кинематической схемой (см. рис. 2).

1. 
   Гиросистема авиагоризонта – корректируемый трехстепенной гироскоп. Гироскоп состоит из ротора 9, внутренней рамы 19. внешней рамы 21.
   

Гироузел представляет собой трехфазный асинхронный двигатель обращенного типа. Маховик ротора выполнен из тяжелого сплава.

Основные технические данные:

а) номинальный кинетический момент при номинальном питании – 4000 - 15% гсм сек.;

б) питание - трехфазный переменный ток напряжением В частотой 400±8Гц;

в) время готовности (90% от номинальной скорости) не более трех минут;

г) потребляемый ток в установившемся режиме – не более 0,25А;

д) пусковой ток – не более 1,2А;

е) масса гироузла – не более 0,65 кг.

На гироузле расположен корректор 16, приводимый во вращение через трубку 10 и редуктор 17.

Корректор состоит из шарика 12, направляющей 13. На направляющей 13 крепится механизм отключения коррекции, состоящий из маятников 14, трибок 11 и упоров 15.

2. 
   Система арретирования является механизмом, фиксирующим рамки гироскопа в исходном положении.
   

Устройство фиксации внешней рамки состоит из подвижного торцевого кулачка, закрепленного на внешней рамке; из двухплечего рычага 40, связанного с подвижной кареткой 30, перемещающейся по штоку 32. Пружина 7 служит для возвращения торцевого кулачка в исходное положение.

Устройство управления состоит из подвижной каретки 30, штока 32 и ручки 31, находящейся на лицевой части прибора. Пружина 29 ограничивает усилие, прилагаемое к ручке арретира, пружина 28 служит для возвращения штока в исходное положение.

2.3. Система индикации

В авиагоризонте применена индикация тока "вид с самолета на землю". Система индикации включает в себя подвижные элементы: картушку 1 с нанесенной на ней шкалой тангажа, экран с индексом крена 33, закрепленные на наружной раме, и неподвижные: силуэт самолетика 36, шкалу крена 37.

Для более четкого восприятия элементы индикации окрашены в разные цвета:

верхняя часть шкалы тангажа – голубой цвет (небо);

нижняя часть – коричневый цвет (земля);

силуэт самолетика – оранжевый цвет;

шкала крена – черный цвет;

все индексы и деления шкал – белый цвет.

Картушка тангажа подвижна на оси 4 на шарикоподшипниках и связана с гироузлом тросиковой передачей 8.

4. 
   Система поправок угла тангажа состоит из зубчатого колеса 34, зубчатых реек 35, к которым жестко крепятся концы силуэта самолета.
   

В корпусе имеется вырез, в который при установке авиагоризонта на фиксатор (в транспортное положение) попадает выступ, находящийся на ручке 31.

Ручка 31 управления системы поправки угла тангажа (ручка кремальеры) выведена на лицевую часть прибора и является одновременно и ручкой арретира.

2.5. Система контроля исправности авиагоризонта состоит из нескольких функционально связанных узлов: сигнализатора отказа авиагоризонта Н1, электронного блока БКИ-1 (блока контроля исправности) и микропереключателя S1 (см. рис. 3).

Микропереключатель S1 предназначен для размыкания цепи команды исправности при арретировании прибора.

Сигнализатор отказа авиагоризонта предназначен для сигнализации неисправности авиагоризонта по команде блока контроля исправности БКИ-1 и состоит из сигнализатора 3 (см. рис. 2), конструктивно выполненного в виде ротора и статора, оси 38 с флажком 37, связанных с помощью зубчатых колес 2 с ротором сигнализатора.

Ротор представляет собой магнит из кобальт-самариевого сплава, вклеенный в ось.

На статоре сигнализатора имеются две катушки, соединенные встречно последовательно.

При отсутствии напряжения на катушках для возвращения флажка сигнализатора в видимую зону шкалы тангажа служит спиральная пружина, которая одним концом жестко связаны с неподвижной, а другим с подвижной частью сигнализатора.

Блок контроля исправности авиагоризонта конструктивно выполнен в виде печатной платы с размещенными на ней электрорадиоэлементами.

2.6. Система электрообеспечения должна обеспечить подвод электропитания к потребителям.

Подвод питания к подвижным элементам осуществляется токоподводами, состоящими из коллекторов Q1, Q2, Q3, токосъемников Q3, Q4, Q5 (см. рис. 3).

Коллектора расположены по осям подвеса гироскопа, токосъемника – на соответствующих местах наружной рамки и корпуса.

III. РАБОТА

3.1. Работа гиросистемы

Работа гиросистемы основана на свойстве трехстепенного гироскопа сохранять направление главной оси неизменным (стабилизированным) в пространстве.

Учитывая наличие вредных моментов (моменты трения в осях, моменты небаланса и др.), а также изменение положения вертикали места из-за вращения Земли и перемещения объекта, которое необходимо компенсировать, в гироскопе предусмотрен корректирующий механизм.

Корректирующий механизм, накладывая моменты определенного направления, удерживает главную ось гироскопа по вертикали места.

Развитие корректирующего момента требуемого направления поясняется рисунками 2 и 4.

Шарик 12 (см. рис. 2) в направляющей13 вращается в направлении вращения ротора гироузла со скоростью 12 об/мин.

Вектор кинетического момента гироскопа направлен к наблюдателю.

Если главная ось гироскопа имеет направление вертикали места, то плоскость, касательная к основанию, по которому движется шарик, параллельна плоскости горизонта и шарик будет находится в центре (или близко к нему) направляющей, т.к. основание имеет вогнутую сферическую форму (см. рис. 4 положение "а").

Допустим, что главная ось гироскопа отклонилась от вертикали места на угол в направлении вектора (поворот относительно оси к наблюдателю). В этом случае, под действием составляющей силы веса, вращаясь с направляющей, шарик будет скатываться по основанию и занимать последовательно положения б, в, г, д (см. рис. 4).

При этом центр массы шарика последовательно опишет траекторию, показанную на рис. 4д.

Находясь в процессе своего движения справа от оси масса шарика создает момент относительно этой оси Мкор, который вызывает процессию гироскопа в направлении к вертикали места. Для сохранения постоянства траектории движения шарика относительно осей и при различных углах наклона, направляющая на концах имеет специальные ловушки.

При действии на гиросистему ускорений, отличных по направлению от ускорения земного тяготения (например. При разворотах, разгоне, торможении), механизм коррекции будет уводить главную ось гироскопа к направлению ложной вертикали. Поэтому на время действия этих ускорений необходимо выключить коррекцию или уменьшить ее эффективность. Для этой цели служит механизм отключения коррекции.

При действии ускорений, эквивалентных наклону гироузла на угол более 8º, маятники 14 (см. рис. 2), поворачиваясь около своих осей, вращают трибки 11, на которых закреплены упоры 15. Упоры, перекрывая направляющую, не позволяют перемещаться в ней шарику.

3.2. Работа системы арретирования

В авиагоризонте применено устройство арретира, обеспечивающее одновременный процесс фиксации внутренней и наружной рамок гироскопа.

Арретирование осуществляется вытягиванием ручки 31 на себя до упора и удерживанием ее в этом положении в течение нескольких секунд с тем, чтобы оси гироскопа заняли исходное положение.

При поступательном движении ручки 31 перемещается шток 32 вместе с кареткой 30. Движение каретки 30 передается двухплечему рычагу 40, который, войдя в контакт с торцевым кулачком 6 будет давить на него, заставляя кулачок поворачиваться, преодолевая сопротивление пружины 7.

Вместе с кулачком 6 будет перемещаться толкатель 23, связанный с кулачком 6 шарнирно пальцем. Толкатель перемещается до тех пор, пока ролик не войдет в контакт с кулачком 22. Действие ролика на кулачок 22 вызывает момент, действующий относительно оси тангажа, в то время как действие двухплечего рычага 40 на кулачок 6 вызывает момент, действующий относительно оси крена.

При одновременном действии этих двух моментов происходит поворот внутренней и наружной рамок гироскопа и продолжается до тех пор, пока оба ролика окажутся в пазах кулачков.

При отпускании ручки 31 элементы арретира под действием возвратных пружин 28 и 7 возвращаются в исходное положение. Рычаг 27 с пружиной 25 служат для нажатия на микропереключатель 26 в заарретированном положении гироскопа авиагоризонта.

При вытягивании ручки 31 на себя шток 32 освобождает рычаг 27, который поворачиваясь, давит на кнопку микропереключателя 26, выключая бланкер.

3.3. Работа системы индикации

Индикация крена осуществляется вследствие поворота корпуса авиагоризонта относительно продольной оси гироскопа. Угол крена отсчитывается по положению индекса 33, жестко связанного с экраном, закрепленным на внешней раме, относительно нулевого деления шкалы крена. Индекс 33 расположен так, что при горизонтальном полете он находится напротив нулевого деления шкалы крена.

На шкале крена нанесены деления 10º, 20º, 30º, 40º, 50º, 60º, 90º, 180º с оцифровкой ±30º.

Индекс 41 (зенит), жестко связанный с экраном, служит для удобства отсчета углов крена.

Индикация тангажа осуществляется вследствие поворота корпуса авиагоризонта относительно оси внутренней рамки. Угол тангажа отсчитывается по положению центра силуэта самолетика относительно сферической шкалы тангажа.

Граница двух зон на шкале тангажа является линией горизонта. В горизонтальном полете линия горизонта совмещена с силуэтом самолетика.

На голубом и коричневом фоне шкалы нанесены деления 5º, 10º, 15º, 20º и далее через 5º до 90º. Отметки 10º, 20º, 30º, 50º, 70º и 90º оцифрованы.

3.4. Работа системы поправки угла тангажа

Механизм приводится в действие поворотом ручки 31 (см. рис. 2). Ручка 31 имеет зубчатое колесо 34, которое через систему зубчатых колес связано с двумя зубчатыми рейками 35. С зубчатыми рейками, совершающими поступательное движение, связаны концы силуэта самолетика.

При вращении ручки 31 силуэт самолетика совершает движение вверх-вниз относительно картушки 1 на углы не менее:

+10º (силуэт самолетика на голубом фоне);

-7º (силуэт самолетика на коричневом фоне).

3.5. Работа системы контроля исправности авиагоризонта

Электронный блок БКИ-1 – блок контроля исправности авиагоризонта (см. рис. 5) обеспечивает сигнализацию отказа при отсутствии питания, при обрыве любой из фаз источника питания, при арретировании прибора, позволяет контролировать работу прибора по величине тока в фазах (по мере разгона гиромотора ток в фазах уменьшается).

Контроль обрыва фаз питающего напряжения осуществляется с помощью датчиков целостности цепи питания гиромотора Т1, Т2, Т3. первичные обмотки которых включены в каждую фазу источника питания 36В 400Гц.

Разнополярные импульсы, снимаемые со вторичных обмоток указанных датчиков, преобразуются однополупериодными выпрямителями (V1, R1, R6, C1; V2, R2, R7, С2; V3, R3, R8, C3) в напряжение постоянного тока.

К выходам каждого из выпрямителей подключены затворы полевых транзисторов V5, V6, V7, включенных по схеме совпадения. При наличии напряжения на затворах (присутствуют все три фазы питающего напряжения) сопротивление каналов полевых транзисторов становится минимальным.

Контроль величины тока в фазах осуществляется с помощью датчика Т4 (датчика контроля оборотов), первичная обмотка которого включена в одну из фаз источника питания. Разнополярные импульсы, снимаемые со вторичной обмотки указанного датчика, преобразуются однополупериодным выпрямителем V4, R4, R9, C4 в напряжение постоянного тока, величина которого является линейной функцией тока, протекающую через первичную обмотку датчика. Постоянное напряжение с конденсатора С4 через резистор R5 поступает на инвертирующий вход (точка 2) операционного усилителя А1. На неинвертирующий вход (точка 3) операционного усилителя подано напряжение с резистивного делителя R14*, R15*.

При токе в фазах гиромотора меньше определенной величины уровень напряжения на конденсаторе С4 меньше уровня напряжения, снимаемого с резистивного делителя R14*, R15*, в результате чего операционный усилитель А1 переходит в такое устойчивое состояние, когда на его выходе (точка 6) присутствует высокий положительный потенциал, подаваемый на схему совпадения (транзисторы V5, V6, V7).

При наличии напряжения на затворах (присутствуют все три фазы питающего напряжения) и токах в фазах гиромотора меньше определенной величины транзисторы А2-1, А2-2, А2-3 открываются, в результате чего по обмоткам реле К1 и катушкам статора сигнализатора течет ток. При этом нормально-замкнутые контакты реле замыкаются, а в результате взаимодействия поля постоянного магнита с электромагнитным полем статора происходит поворот подвижной системы сигнализатора. Под действием вращающего момента флажок, связанный с подвижной системой сигнализатора, убирается из видимой зоны шкалы тангажа, сигнализируя о исправности.

Замыкание нормально-замкнутых контактов и выбрасывание флажка сигнализатора в видимую зону шкалы тангажа прибора (сигнализация о том, что авиагоризонтом пользоваться нельзя) происходит при совместном, либо раздельном выполнении следующих условий:

а) в случае обрыва любой из трех фаз питающего напряжения. В результате чего напряжение на одном из затворов полевых транзисторов V5, V6, V7 падает до нуля и сопротивление канала транзистора резко возрастает. При этом транзисторы А2-1, А2-2, А2-4 запираются и обмотки реле К1 и сигнализатора обеспечиваются;

б) в случае увеличения тока в фазах гиромотора более определенной величины. В результате чего операционный усилитель А1 переходит в такое устойчивое состояние, когда потенциал на его выходе резко снижается. При этом транзисторы А2-1, А2-2, А2-4 тек же запираются и обмотки реле К1 и сигнализатора обеспечиваются. Блок контроля исправности авиагоризонта запитывается от источника переменного тока напряжением В частотой 400±8Гц в точках 9, 10 через делитель напряжения Т5.

Обмотка сигнализатора подключается к точкам 11, 12 и запитывается от компенсационного стабилизатора напряжения (А2-3, V8, R20, R21). Для питания обмотки реле К1 и стабилизатора применен 2-х полупериодный выпрямитель V11, V12, V13 V14 с фильтром С5.

Настройка блока контроля исправности производится с помощью резисторов R1*, R2* (см. рис. 3).

3.6. Работа системы электрообеспечения

Напряжение питания подается на авиагоризонт через штепсельный разъем Х1 (см. рис. 3).

На подвижные узлы гиросистемы (наружную рамку и гироузел) напряжение питания подается через токосъемники Q4, Q5, Q6 и коллекторы Q1, Q2, Q3 (см. рис. 3).

Основным потребителем электроэнергии является гиромотор М.

3.7. Работа авиагоризонта на объекте

3.7.1. Запуск авиагоризонта на объекте

Поверните ручку арретира авиагоризонта по часовой стрелке. Потянув ручку арретира на себя до упора и повернув по часовой стрелке, поставьте на фиксатор.

Соблюдая полярность, подайте на статический преобразователь напряжение питания 27В постоянного тока. Через 3…5 секунд возвратите ручку арретира в исходное положение, потянув ручку на себя до упора и повернув ее против часовой стрелки. Когда флажок сигнализатора отказа авиагоризонта уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт вторично, потянув ручку на себя до упора. Отпустите ручку арретира.

Совместите индекс кремальеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры.

По истечении времени готовности авиагоризонт по крену и тангажу показывает стояночные углы объекта.

3.7.2. Показания авиагоризонта на основных эволюциях объекта

3.7.2.1. Изменение угла атаки объекта при горизонтальном полете

При горизонтальном полете с постоянной скоростью и нормальной центровкой объекта линия горизонта шкалы тангажа при совмещенном индексе кремальеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры должна совпадать с силуэтом самолетика авиагоризонта и нулевая отметка шкалы крена – с индексом крена.

Изменение угла атаки, например, вследствие изменения центровки объекта, авиагоризонт показывает как набор высоты или снижение.

Если установлено, например, по вариометру и указателю скорости, что объект летит горизонтально, то нет необходимости запоминать постоянное смещение линии горизонта относительно силуэта самолетика.

Вращая ручку кремальеры, совместите линию горизонта шкалы тангажа с силуэтом самолетика и от этого положения определяйте углы тангажа.

Если изменится скорость полета, высота полета или центровка объекта, то это вызовет изменение угла атаки и при установившемся режиме полете повторно произведите совмещение силуэта самолетика с линией горизонта шкалы тангажа поворотом ручки кремальеры.

Расположение элементов индикации авиагоризонта при горизонтальном полете показано на рис. 6.

3.7.2.2. Набор высоты и снижение

При наборе высоты (без крена) нулевая отметка шкалы крена совпадает с индексом крена, летчик видит силуэт самолетика на голубом фоне.

При снижении летчик видит силуэт самолетика на коричневом фоне.

Расположение элементов индикации авиагоризонта при наборе высоты и снижении (без крена) показано на рис. 7а), б).

3.7.2.3. Развороты

При правом крене без набора высоты или без снижения индекс крена смещается вправо относительно нулевой отметки шкалы крена. При этом летчик видит правое крыло силуэта самолетика на коричневом фоне, а левое – на голубом.

При левом крене индекс крена смещается влево относительно нулевой отметки шкалы крена и летчик видит левое крыло силуэта самолетика на коричневом фоне, а правое – на голубом.

Расположение элементов индикации при левом крене с набором высоты и при правом крене со снижением показано на рис. 7в), г).

3.7.3. Пользование авиагоризонтом при ночных полетах

При ночных полетах включите питание подсвета авиагоризонта. Отрегулируйте оптимальную яркость встроенного освещения отсчетных элементов авиагоризонта по крену и тангажу.

3.7.4. Пользование ручкой арретира

Если во время полета обнаружена погрешность в показаниях авиагоризонта по крену или тангажу более 5º, выведите объект в режим горизонтального прямолинейного полета с постоянной скоростью.

Потяните на себя ручку арритера до упора и удерживайте ее в этом положении до установления показаний по крену и тангажу, близких к нулевым.

4.1. Во включенном состоянии слышен шум работающего гиромотора.

Через три минуты после включения питания флажок сигнализатора отказа авиагоризонта не убирается из видимой зоны шкалы тангажа.

4.1.1. Возможные причины неисправности:

- ротор гиромотора не набирает номинальных оборотов (должно быть не менее 18900 об/мин.);

- неисправность системы сигнализации отказов внутри авиагоризонта;

- напряжение питания не соответствует величине В.

4.1.2. Установление неисправности:

- неисправность гиромотора и системы сигнализации отказов определите путем замера скорости вращения ротора гиромотора по методике п. 2 (см. технологическую карту №2);

Если ротор гиромотора не набирает номинальных оборотов (не менее 18900 об/мин.) – неисправен гиромотор.

Если ротор гиромотора набирает номинальное число оборотов – неисправность в системе сигнализации отказов;

- замерьте величину напряжения на гнездах ответной части штепсельного разъема авиагоризонта.

4.1.3. Устранение неисправности:

- неисправный авиагоризонт замените на исправный;

- в случае несоответствия напряжения питания, выдаваемого статическим преобразователем, величине В неисправный статический преобразователь замените на исправный.

4.2. Во включенном состоянии отсутствует шум работающего гиромотора, флажок сигнализатора отказа авиагоризонта находится в видимой зоне шкалы тангажа.

4.2.1. Возможные причины неисправности:

- нарушение контактирования в соединении штепсельного разъема;

- отсутствие напряжения на штепсельном разъеме авиагоризонта;

- неисправность внутри авиагоризонта.

4.2.2. Установление неисправности:

- проверьте надежность соединения штепсельного разъема;

- прозвоните жгут питания авиагоризонта – статический преобразователь (см. рис. ), электроцепи жгута питания должны прозваниваться;

- замерьте величину напряжения на гнездах ответной части штепсельного разъема авиагоризонта.

4.2.3. Устранение неисправности:

- обеспечьте надежность соединения штепсельного разъема;

- устраните неисправность в жгуте питания.

Если при устранении установленных неисправностей напряжение на гнездах ответной части штепсельного разъема авиагоризонта равно нулю или не соответствует величине В, отказал источник питания – статический преобразователь. Неисправный статический преобразователь замените на исправный.

Если при устранении установленных неисправностей во включенном состоянии отсутствует шум работающего мотора неисправный авиагоризонт замените на исправный.

4.3. При включенном подсвете отсутствует освещение шкал авиагоризонта или шкалы авиагоризонта освещены слабо.

4.3.1. Возможные причины неисправности:

- перегорание ламп подсвета;

- нарушение контакта или обрыв в цепи подсвета;

- неисправность в жгуте подвода питания подсвета.

4.3.2. Установление неисправности:

- прозвонить цепь подсвета (штырьки 11, 12 штепсельного разъема, см. рис. 4), цепь подсвета должна прозваниваться;

- прозвоните жгут подвода питания подсвета.

4.3.3. Устранение неисправности:

- колодку с перегоревшими лампами подсвета, нарушением контакта или обрывом в цепи подсвета замените исправной из комплекта запасных частей;

- устраните неисправность в жгуте подвода питания подсвета.

1. Подготовка авиагоризонта и контрольно-поверочной аппаратуры (КПА) к работе

Проверка авиагоризонта производится при нормальных климатических условиях. Измерительные приборы и установки, применяемые при проверке, должны быть аттестованы.

Подготовка авиагоризонта и КПА к работе проводите в следующей последовательности:

- Авиагоризонт с помощью щитка АГР-72 закрепите в кронштейне О25-П1.

- Стол УПГ-48 выверите по уровню установки и закрепите на столе кронштейн с авиагоризонтом. С помощью ручек продольных и поперечных кренов кронштейна по его лимбам установите по крену 0º, по тангажу 10º (5º, 15º, в зависимости от варианта авиагоризонта) в сторону пикирования.

- Поворотом ручки кремальеры совместите индекс кремальеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры.

- Переключатели пульта установите в положения:

В1 – "а – в";

В2 – "Черед. фаз";

В3 – "Вкл.";

В4 – "Продольн. коррекция";

В5 – "Поперечн. коррекция";

В6 – в среднее положение;

В7 – "Вкл.".

- Подключите пульт АГР-144 к источнику переменного тока 36В 400Гц. При правильном чередовании фаз горит лампочка с надписью "Верно". По вольтметру V при трех положениях переключателя В1 проверьте величину подводимого к пульту напряжения, которое должно быть В 400±20Гц.

- Соедините авиагоризонт с помощью переходного жгута, приведенного на рис. 201, с пультом АГР-144.

- Переключатель В1 жгута поставьте в положение 1, при этом лампочка Л3 пульта должна загореться.

- Поверните ручку арритера по часовой стрелке до упора. Повернув ручку арритера на себя до упора и повернув по часовой стрелке, поставьте на фиксатор. Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.".

- Через 3…5 секунд после подачи питания потяните ручку арритера на себя до упора и, повернув ее против часовой стрелки, возвратите в исходное положение. Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт вторично, потянув ручку арритера на себя до упора. Совместите индекс кремальеры с нулевой отметкой шкалы кремальеры. Дайте гироскопу полностью восстановиться.

- Не ранее чем через три минуты с момента включения питания поворотом ручек продольных и поперечных кренов кронштейна совместите силуэт самолетика с линией горизонта и индекс крена с нулевым делением шкалы крена авиагоризонта. Зафиксируйте показания лимбов кронштейна и считайте их за нулевые. Замерьте ошибку арретирования по методике п. 6. Отключите питание, установив переключатель В2 пульта в среднее положение. Поставьте ручку арритера на фиксатор.

ВНИМАНИЕ: Перед включением и после отключения питания авиагоризонта ручку арритера поставьте на фиксатор.

2. Проверка времени готовности

Подготовьте авиагоризонт к работе по п. 1.

Подключите частотомер типа Ч3-7 к гнездам Г11, Г12 пульта, причем корпус частотомера соедините с гнездом Г12.

Включите питание авиагоризонта, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора отказа авиагоризонта уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт, потянув ручку арритера на себя до упора.

Через 3 минуты после запуска гиромотора установите переключатель В2 пульта в среднее положение и сразу же, не позднее чем через 1-2 с, отсчитайте частоту по шкале частотомера. Обороты гиромотора определите по формуле:

п=60ƒ,

где ƒ – частота (Гц), отсчитанная по шкале частотомера.

3. Проверка работы сигнализатора отказа авиагоризонта

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Подключите частотомер типа ЧЗ-7 к гнездам Г11, Г12 пульта, причем корпус частотомера соедините с гнездом Г12.

Включите питание авиагоризонта, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.".

В момент, когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, лампочка Л3 пульта должна погаснуть – нормально-замкнутые контакты системы контроля исправности разомкнуты. При этом, не позднее чем через 1-2 с, отсчитайте частоту по шкале частотомера. Обороты гиромотора определите по формуле, указанной в п. 2. Флажок сигнализатора должен убраться при оборотах гиромотора не менее 15000 об/мин.

Заарретируйте авиагоризонт, потянув ручку арритера на себя до упора, в видимой зоне шкалы тангажа должен появиться флажок, а лампочка Л3 пульта должна загореться – нормально-замкнутые контакты замкнуты.

Отпустите ручку арритера, флажок сигнализатора должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа, а лампочка Л3 должна погаснуть - нормально-замкнутые контакты разомкнуты.

Проверьте срабатывание сигнализатора при обрыве любой из фаз переменного тока следующим образом:

- установите переключатель В1 пульта в положение "а - в", В7 – в положение "Выкл.", при этом не позднее чем через 10с в видимой зоне шкалы тангажа должен появиться флажок, а лампочка Л3 пульта должна загореться - нормально-замкнутые контакты замкнуты;

- установите переключатель В7 пульта в положение "Вкл.";

- после того, как флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, устанавливая переключатель В1 пульта последовательно в положения "в – с" и "а – с" (переключатель В7 – в положении "Выкл."), проверьте срабатывание сигнализатора при обрыве каждой из фаз по вышеизложенной методике.

Выключите питание авиагоризонта, установив переключатель В2 пульта в среднее положение. При этом в видимой зоне шкалы тангажа должен появиться флажок, а лампочка Л3 пульта должна загореться - нормально-замкнутые контакты замкнуты.

4. Проверка потребляемого тока в фазах

Токи в фазах, потребляемые авиагоризонтом в установившемся режиме, замеряйте по переносному амперметру типа Э-59 (0…0,5А), подключенному к гнездам Г1, Г2 пульта.

Не ранее чем через 3 минуты с момента включения питания переключатель В7 пульта установите в положение "Выкл." и замеряйте токи при трех положениях переключателя В1 пульта после достижения установившегося значения тока в фазах.

5. Проверка работы кремальеры

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, авиагоризонт заарретируйте.

Не ранее чем через 3 минуты после включения питания поверните ручку кремальеры по или против часовой стрелки – силуэт самолетика переместится вверх или вниз относительно линии горизонта шкалы тангажа.

Вращением ручки продольных кренов кронштейна совместите линию горизонта с силуэтом самолетика в его крайних верхнем и нижнем положениях. По лимбу продольных кренов кронштейна отсчитайте угол, на который кремальера перемещает силуэт самолетика.

Возвратите авиагоризонт в исходное положение.

Перемещение силуэта самолетика ручкой кремальеры относительно линии горизонта шкалы тангажа должно быть не менее 10º вверх (силуэт самолетика на голубом фоне) и не менее 7º вниз (силуэт самолетика на коричневом фоне).

6. Проверка работы арритера

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.".

По истечении времени готовности заарретируйте авиагоризонт, потянув ручку арритера на себя до упора. Когда авиагоризонт полностью заарретируется, отпустите ручку арритера и в течение 2-3 секунд ручками продольных и поперечных кренов кронштейна совместите силуэт самолетика с линией горизонта и индекс крена с нулевым делением шкалы крена.

Показания по лимбам кронштейна есть ошибка арретирования авиагоризонта по крену и тангажу, которая не должна превышать 3º.

Возвратите авиагоризонт в исходное положение.

7. Проверка времени арретирования

Авиагоризонт подготовьте к работе по методике п. 1.

Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт.

После достижения нулевых показаний по крену и тангажу завалите гироскоп авиагоризонта поочередно:

- на 10º левого крена и 10º пикирования;

- на 10º правого крена и 10º пикирования;

- на 10º левого крена и 10º кабрирования;

- на 10º правого крена и 10º кабрирования.

Комбинированные завалы по крену и тангажу производите по следующей методике:

- Ручкой поперечных кренов кронштейна поверните авиагоризонт вокруг его продольной оси по (против) часовой стрелки на угол 10º.

- Вращением ручки продольных кренов кронштейна против (по) часовой стрелке поверните авиагоризонт вокруг его поперечной оси на угол 10º.

- Заарретируйте авиагоризонт, ручками продольных и поперечных кренов кронштейна возвратите авиагоризонт в первоначальное положение.

- Потяните ручку арритера на себя до упора. В момент начала движения шкалы тангажа включите секундомер. В момент полного заарретирования авиагоризонта секундомер выключите.

- Наибольшее из четырех замеров время, отсчитанное по секундомеру, есть время арретирования авиагоризонта, которое не должно превышать 5 секунд.

8. Проверка углов переключения контактов ламельного устройства

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт. Дайте гироскопу полностью восстановиться.

Установите переключатель В1 жгута в положение II.

По истечении времени готовности ручкой поперечных кренов кронштейна поворачивайте авиагоризонт по часовой стрелке, при этом лампочка Л3 пульта должна загореться. По погасанию лампочки Л3 определите угол переключения контактов ламельного устройства 15º±1,5º.

Устанавливая последовательно переключатель В1 жгута в положения III, IV, по погасанию лампочки Л3 определите углы переключения контактов ламельного устройства соответственно: 32º±2º; 60º±3º.

Возвратите авиагоризонт в первоначальное положение.

Установите переключатель В1 жгута в положение V.

Ручкой поперечных кренов кронштейна поворачивайте авиагоризонт против часовой стрелки, при этом лампочка Л3 пульта должна загореться. По погасанию лампочки Л3 определите угол переключения контактов ламельного устройства -15º±1,5º.

Устанавливая последовательно переключатель В1 жгута в положения VI, VII, по погасанию лампочки Л3 пульта определите углы переключения контактов ламельного устройства соответственно: -32º±2º; -60º±3º.

9. Проверка скорости прецессии

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Включите питание, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, заарретируйте авиагоризонт. Дайте гироскопу полностью восстановиться. По истечении времени готовности авиагоризонта проверьте скорость прецессии по следующей методике:

а) по крену:

Поворотом ручки поперечных кренов кронштейна наклоните авиагоризонт вокруг его продольной оси против часовой стрелки на угол 20º±δ, где δ – ошибка арретирования по крену. Поправка на ошибку арретирования берется со знаком "+", если индекс крена в заарретированном положении расположен слева относительно нулевой отметки шкалы крена, и со знаком "-", если индекс крена расположен справа относительно нулевой шкалы крена.

Заарретируйте авиагоризонт. Отпустите ручку арритера и возвратите авиагоризонт в исходное положение. При этом авиагоризонт покажет 20º правого крена. Включите секундомер, через 3 минуты поворотом ручки поперечных кренов кронштейна совместите индекс крена с отметкой 20º правого крена. По лимбу поперечных кренов кронштейна отсчитайте угол гироскопа. Подсчитайте скорость прецессии по формуле:

º/мин.

где ω – скорость прецессии;

α – уход в градусах, отсчитанный по лимбу кронштейна за 3 минуты.

Возвратите авиагоризонт в исходное положение. Заарретируйте авиагоризонт. Не ранее чем через 3 минуты ручкой поперечных кренов кронштейна поверните авиагоризонт вокруг его продольной оси против часовой стрелки на угол 6-7º±δ.

Заарретируйте авиагоризонт. Ручкой поперечных кренов кронштейна установите поворот авиагоризонта на 5º. Отсчет ведите по лимбу кронштейна.

В момент, когда индекс крена совместится с нулевой отметкой шкалы крена, включите секундомер и возвратите авиагоризонт в исходное положение.

В момент совмещения индекса крена с нулевой отметкой шкалы крена секундомер выключите. Скорость прецессии гироскопа определите по формуле:

º/мин.

где ω – скорость прецессии;

t – время восстановления гироскопа (мин.).

б) определение скорости прецессии при восстановлении гироскопа из противоположных завалов по крену производите по вышеизложенной методике в п. а), изменяя знак поправки на ошибку арретирования на противоположный. При этом авиагоризонт для сообщения гироскопу завала поверните по часовой стрелке.

в) по тангажу

Поворотом ручки продольных кренов кронштейна по часовой стрелке наклоните авиагоризонт вокруг его поперечной оси на угол 5º±β, где β – ошибка арретирования по тангажу. Поправка на ошибку арретирования берется со знаком "-", если линия горизонта в заарретированном положении расположена выше отметок 90º шкалы крена, и со знаком "+", если линия горизонта расположен ниже отметок 90º шкалы крена.

Заарретируйте авиагоризонт, поворотом ручки продольных кренов кронштейна возвратите авиагоризонт в исходное положение.

В момент совмещения силуэта самолетика с делением 5º шкалы тангажа, включите секундомер. В момент совмещения силуэта самолетика с линией горизонта секундомер выключить.

Скорость прецессии гироскопа определите по формуле:

º/мин.

где ω – скорость прецессии;

t – время восстановления гироскопа (мин.).

г) определение скорости прецессии при восстановлении гироскопа из противоположного завала по тангажу производите по вышеизложенной методике в п. в), изменяя знак поправки на ошибку арретирования на противоположный. При этом начальный наклон авиагоризонту (перед арретированием) создавайте в сторону подъема (поворотом ручки продольных кренов кронштейна против часовой стрелки).

Скорость прецессии гироскопа авиагоризонта должна находиться в пределах:

- при завалах гироскопа менее 8º - 1÷6 º/мин.;

- при завалах гироскопа более 8º - 0÷3 º/мин.

10.Проверка погрешности показаний авиагоризонта на качающемся основании по крену и тангажу

Подготовьте авиагоризонт к работе по методике п. 1.

Подключите УПГ-48 к источнику питания.

Включите питание авиагоризонта, установив переключатель В2 пульта в положение "Вкл.". Когда флажок сигнализатора уберется из видимой зоны шкалы тангажа, авиагоризонт заарретируйте. Дайте гироскопу полностью восстановиться. По истечении времени готовности авиагоризонта наклоните стол УПГ-48 на угол 7,5º и включите мотор установки. Период качаний стола установки 10÷15 секунд.