57. Указатель угла тангажа УУТ-1060Б
Назначение и устройство. Указатель УУТ-1060Б (рис. 86) предназначен для указания углов тангажа при взлете и посадке. В полете он облегчает выдерживание заданного режима по маршруту, особенно на больших высотах, где показания вариометра выдаются с некоторым заметным запаздыванием.
Указатель угла тангажа получает электрические сигналы от левого гиродатчика АГД-1 и является его повторителем. Установлен указатель УУТ-1060Б над приборной доской слева на козырьке, а усилитель УУТ — под козырьком приборной доски пилотов. Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В, а также переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц.
Вступает в работу УУТ-1060Б при включении левого авиагоризонта АГД-1.
Рис 86 Указатель угла тангажа УУТ-1060Б
Рис. 87. Комплект ЦГВ-4
Указатель имеет шкалу от 0 до +12° на кабрирование и от 0 до —4,5° на пикирование, оцифровка ее через 2°, цена деления 0,5°. На шкале нанесена зеленой краской отметка зоны в пределах 7— 7,5° (взлетного угла тангажа) и красной краской — зона, в пределах 8—9° (предельно допустимого угла тангажа).
При достижении скорости 170 км/ч независимо от взлетного веса самолета необходимо начинать подъем носового колеса, увеличивая угол атаки до 5—6° по указателю угла тангажа.
На аэродромах, грунт которых имеет гравий или щебень, после отрыва передней стойки шасси не допускать увеличения угла тангажа более 7° по указателю УУТ-1060Б. Запрещается увеличивать угол тангажа более 9° по указателю угла тангажа во избежание касания ВПП подфюзеляжными гребнями.
При вынужденной посадке самолета на воду угол тангажа должен быть не более 2—3°. Приводнение самолета на большем или меньшем угле тангажа может привести к более быстрому зарыванию самолета в воду с разрушением его носовой части.
58. Центральная гировертикаль ЦГВ-14
Назначение, принцип действия и пользование в полете. Центральная гировертикаль ЦГВ-4 предназначена для определения положения самолета в пространстве относительно истинной вертикали, а также выдает электрические сигналы, пропорциональные углам крена и тангажа, в канал стабилизации антенны радиолокационной станции РПСН-2 для стабилизации антенны.
Принцип действия ЦГВ-4 основан на использовании свойства гироскопа (крена и тангажа) с тремя степенями свободы сохранять неизменным (вертикально) направление главной оси в пространстве.
Комплект центральной гировертикали состоит из указателя УВ-2К, кнопки «Арретир ЦГВ», кнопки переключения «Крен-Тангаж», установленных на левой панели приборной доски, и датчика ЦГВ-4 — над потолком кабины пассажиров, между шпангоутами № 12 и 13 (рис. 87). Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. Включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ЦГВ-4» на щите АЗС, а также выключателем с надписью «ЦГВ», который установлен на левой панели приборной доски.
Защита цепи питания постоянным током производится автоматом защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а цепи переменного тока — тремя предохранителями СП-5, расположенными на панели переменного тока 115/36 В.
За 3—5 мин до выруливания на старт необходимо включить питание ЦГВ-4 и нажать кнопку «Арретир ЦГВ» на время 30—40 с. При нажатии кнопки «Арретир ЦГВ» включается система ускоренного восстановления прибора в рабочее положение.
В полете указатель постоянно подключен на показания углов крена. Среднее (нулевое) положение стрелки указателя соответствует горизонтальному положению самолета. Если стрелка отклоняется к индексу «П», то это соответствует правому крену, а к индексу «Л» — левому крену.
Если нажать кнопку «Тангаж» и удерживать ее, то указатель подключится на показание углов тангажа. Отклонение стрелки к индексу «П» соответствует пикированию, а к индексу «Л» — кабрированию.
Примечание. В полете с ускорениями категорически запрещается нажимать кнопку «Арретир ЦГВ», так как происходит выбивание прибора из рабочего положения.
При отказе в полете авиагоризонтов ЦГВ-4 можно использовать для определения пространственного положения самолета относительно истинного горизонта выше описанным способом.
59. Гироскопический индукционный компас ГИК-1
Назначение и принцип действия. Гироиндукционный компас ГИК-1 предназначен для определения магнитного курса, углов разворота самолета. Он также выдает электрические сигналы, пропорциональные курсу следования по локсодромии в автопилот, если переключатель «ГИК — ГПК — Развороты» на пульте автопилота установлен в положение «ГИК».
Принцип действия компаса ГИК-1 основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы, а также свойств чувствительного элемента индукционного датчика, которые позволяют определять курс относительно плоскости магнитного меридиана.
Рис. 88. Комплект компаса ГИК-1:
1 — индукционный датчик; 2 ~ коррекционный механизм; 3 — гироагрегат; 4 — усилитель У-6М; 5 — соединительная коробка; 6 — кнопка согласования; 7 — усилитель У-8М; 8 — указатель КППМ
В комплект компаса ГИК-1 (рис. 88) входят: индукционный датчик ИД, расположенный в левой консоли крыла; гироагрегат Г-3М, коррекционный механизм КМ, усилитель У-6М, установленный под креслом левого летчика; усилитель У-8М, расположенный под полом кабины экипажа, слева; соединительная коробка СК-19, которая находится под столиком штурмана; две кнопки быстрого согласования на левой и правой панелях приборной доски; два указателя КППМ на средней и правой панелях приборной доски. Кроме того, в комплекте компаса ГИК-1 работает выключатель коррекции ВК-53РШ, который установлен под полом кабины экипажа.
Питается комплект постоянным током напряжением 28,5В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. ГИК-1 включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ГИК-1» на щите АЗС, а также выключателем с надписью «ГИК» на правой панели приборной доски.
Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий производится автоматом защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а по переменному току тремя предохранителями СП-5, расположенными на панели переменного тока 115/36 В.
Индукционный датчик ИД предназначен для корректировки гироскопического курса снимаемого с потенциометра гироагрегата магнитным курсом. Корпус датчика заполнен жидкостью, состоящей из 75% лигроина и 25% масла МВП.
Чувствительный элемент датчика состоит из трех магнитных зондов, расположенных по сторонам равностороннего треугольника и закрепленных на пластмассовой платформе. Платформа подвешена в карданном подвесе, который удерживает чувствительный элемент в горизонтальном положении до крена 17°. Каждый магнитный зонд состоит из двух пермаллоевых сердечников, на которые намотаны две обмотки: намагничивающая и сигнальная. Обмотка намагничивания питается переменным током напряжением 1,7 В, частотой 400 Гц. Сигнальные обмотки соединяются треугольником и электрически связаны со статорными обмотками автосина коррекционного механизма КМ.
Коррекционный механизм КМ предназначен для электрической связи индукционного датчика с гироагрегатом, для устранения четвертной девиации и инструментальных по грешностей компаса ГИК-1.
Прибор состоит из следующих основных узлов: автосина, потенциометра, электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором и лекального устройства ленточного типа. Лекальное устройство обеспечивает устранение четвертной девиации в пределах ±6°.
Гироагрегат Г-3М предназначен для, осреднения показаний магнитного курса, снимаемого с индукционного датчика ИД, и для выдачи электрических сигналов, пропорциональных курсу следования и углу разворота самолета, на указатели КППМ.
Принцип действия гироагрегата основан на использовании свойств гироскопа с тремя степенями свободы, у которого главная ось вращения гироскопа расположена горизонтально. Конструктивно гироагрегат Г-3М состоит из следующих основных узлов: корпуса прибора, гироузла, горизонтальной коррекции и узла быстрого согласования.
Основной частью гироузла является гироскоп, который представляет собой асинхронный электродвигатель переменного трехфазного тока. На внешней рамке гироскопа жестко закреплена вертикальная ось. На оси -закреплен потенциометр по которому скользят три щетки, расположенные под углом 120°.
В верхней части гироагрегата закреплены: реле РСМ-1 и электромагнит, который обеспечивает переключение работы редуктора с нормальной скорости согласования на ускоренную.
Для удержания главной оси гироскопа в горизонтальном положении служит горизонтальная коррекция, состоящая из электродвигателя и жидкостного маятникового переключателя.
Комбинированный пилотажный прибор КППМ (рис. 89) предназначен для указания магнитного курса, углов разворота самолета, а также для осуществления посадки самолета по системе СП-50. В корпусе прибора расположены два самостоятельных механизма, работающих независимо один от другого, т. е. механизм курсо-глиссадной системы СП-50 и механизм указателя компаса ГИК-1.
Механизм указателя ГИК-1 состоит из электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором, и потенциометра, по которому скользят три щетки, расположенные под углом 120°.
Шкала указателя ГИК-1 отградуирована от 0 до 360°, оцифровка через 30° и цена деления 2°. Над шкалой прибора помещен неподвижный указатель 4 курса, а внизу — кремальера. Вращая кремальеру 7, можно одновременно установить шкалу и стрелку под черту неподвижного указателя курса. При этом стрелка 3 будет направлена вверх и показывать заданное направление полета.
При отклонении самолета вправо или влево от заданного курса стрелка 3 отходит от неподвижного указателя курса, что мнемонически указывает летчику нужное направление разворота для возвращения самолета на заданный курс. Кроме того, неподвижный указатель курса позволяет более точно выдержать заданное направление, а также освобождает летчика от необходимости удерживать в памяти нужное направление полета.
Соединительная коробка СК-19 предназначена для электрических соединений комплекта компаса ГИК-1 между собой. В коробке установлен трансформатор, на первичную обмотку которого подается напряжение 36 В, частотой 400 Гц, а со вторичной обмотки снимается напряжение, равное 1,7 В, частотой 400 Гц и подается на обмотку намагничивания индукционного датчика ИД. На корпусе коробки крепится патрон, в котором помещен предохранитель ПК-30-0Д5А, защищающий потенциометр гироагрегата от перегорания при коротком замыкании.
Усилитель У-6М состоит из трех каналов усиления и выполняет в компасе ГИК-1 следующие функции: усиливает сигнал переменного тока удвоенной частоты (800 Гц), поступающий от датчика ИД через автосин коррекционного механизма, преобразует этот сигнал в переменный ток основной частоты (400 Гц), усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 коррекционного механизма; преобразует сигнал постоянного тока, снимаемый с потенциометра, коррекционного механизма, в сигнал переменного тока, усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 гироагрегата; преобразует сигнал постоянного тока, снимаемый с потенциометра левого КППМ, в сигнал переменного тока, усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 левого КППМ.
Усилитель У-8М предназначен для преобразования сигнала постоянного тока, снимаемого с потенциометра правого КППМ, в сигнал переменного тока, усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 правого КППМ.
Кнопка быстрого согласования 5К предназначена для быстрого согласования комплекта компаса ГИК-1 после его включения и после выполнения длительного разворота самолета. Нормальная скорость согласования следящих систем компаса ГИК составляет 1—5°/мин. Скорость быстрого согласования обеспечивает согласования следящих систем за время не более 15 с.
Выключатель коррекции ВК-53РШ (рис. 90) предназначен для автоматического отключения азимутальной и горизонтальной коррекции при развороте самолета, когда угловая скорость разворота самолета достигает 0,1—0,3 °/с и более.
Принцип действия выключателя ВК-53РШ основан на использовании свойств гироскопа с двумя степенями свободы, у которого главная ось вращения ротора расположена горизонтально.
Выключатель коррекции (рис. 91) состоит из следующих основных узлов: гироскопа, системы задержки времени, потенциометра, контактного диска. Он работает следующим образом. В прямолинейном горизонтальном полете гироскоп удерживается в среднем положении пружинами. Выключатель коррекции выключен, так как его щетка находится на средней обесточенной части контактной ламели. При выполнении самолетом длительных виражей и разворотов в указателях КППМ могут возникать и накапливаться ошибки за счет срабатывания горизонтальной коррекции гироагрегата и из-за негоризонтального положения чувствительного элемента индукционного датчика ИД.
При развороте самолета вокруг вертикальной оси у гироскопа возникнет гироскопический момент, который наклонит гироузел, преодолевая сопротивление пружин. При этом подвижная щетка, связанная с гироскопом, установится на токовую ламель и электрическая цепь будет замкнута. Ток потечет через замкнутые контакты на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5, который через редуктор развернет ось ВК-53РШ, а вместе с осью потенциометр и контактный диск. При этом щетка контактного диска окажется на токоведущей части потенциометра. Ток напряжением 28,5 В потечет через контактный диск и поступит на обмотку реле РСМ-1.
Реле сработает и отключит от схемы азимутальную (индукционный датчик) и горизонтальную коррекции. По окончании разворота самолета гироскоп под действием пружин возвращается в среднее положение. Азимутальная и горизонтальная коррекции снова подключаются к схеме.
Рис. 91. Кинематическая схема выключателя коррекции ВК-53РШ:
1 — ламель; 2 — щетка; 3 — электродвигатель ДИД-0,5; 4 — контактный диск; 5 — редуктор; 6 — потенциометр; 7 — пружины; 8 — гиромотор
Принцип работы компаса ГИК-1. В прямолинейном горизонтальном полете все четыре следящие системы: «ИД — КМ», «КМ—Г-3М», «Г-3М — левого КППМ», «Г-3М —правого КППМ» согласованы и указатели КППМ показывают магнитный курс, снимаемый с потенциометра гироагрегата Г-3М.
В полете следящие системы могут быть рассогласованы из-за трения в осях карданного подвеса, несбаланса трех осей гироскопа, а также из-за негоризонтального положения чувствительного элемента датчика ИД. При этом происходит рассогласование между потенциометром гироагрегата и потенциометрами КППМ и в указателях КППМ должна накапливаться ошибка (рис. 92). Но этого не происходит, так как гироскопический курс, снимаемый с гироагрегата Г-3М корректируется магнитным курсом датчика ИД. Сигнал рассогласования снимается с потенциометра гироагрегата Г-3М и поступает на потенциометр КМ, а затем на вход второго канала усилителя У-6М, где преобразуется, усилится и с выхода усилителя У-6М поступит на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 гироагрегата Г-3М, который отработает и через редуктор развернет щетки и устранит рассогласование между Г-3М и двумя КППМ.
Ввиду того, что электродвигатель ДИД-0,5 разворачивает щетки со скоростью 1—5°/мин, а максимальная скорость ухода главной оси в азимуте не превышает Г/мин, то уход главной оси гироскопа в азимуте немедленно компенсируется поворотом щеток и не вызывает ошибок в показаниях КППМ.
В горизонтальном полете следящие системы также могут быть рассогласованы из-за действия ускорений, что выводит чувствительный элемент датчика ИД из горизонтального положения. По сигналу рассогласования следящие системы компаса отработают, и в показаниях указателей КППМ должна накапливаться ошибка. Но так как скорость отклонения чувствительного элемента ИД от горизонтального положения значительно больше, чем скорость отработки ДИД-0,5 гироагрегата, то колебания чувствительного элемента осредняются потенциометром Г-3М, и указатели КППМ устойчиво показывают магнитный курс самолета.
Разворот самолета. При развороте самолета вместе с ним поворачиваются щетки потенциометра гироагрегата Г-3М. Возникает рассогласование потенциометров КППМ и Г-3М.
Сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и поступает на потенциометры левого и правого КППМ, а затем на вход усилителя У-6М и У-8М, где сигнал преобразуется, усилится и с усилителя У-6М поступит на ДИД-0,5 левого КППМ, а с усилителя У-8М — на ДИД-0,5 правого КППМ. Электродвигатели ДИД-0,5 отработают и развернут стрелки КППМ на угол, равный углу разворота самолета. Таким образом, при разворотах самолета компас ГИК-1 работает как ГПК и указатели КППМ показывают точные углы разворота самолета.
Работа следящих систем компаса ГИК-1. При повороте индукционного датчика ИД на угол α (см. рис. 92) относительно плоскости магнитного меридиана в сигнальных обмотках ИД наводится переменная ЭДС, пропорциональная углу α. При этом следящая система «ИД — КМ» рассогласуется.
Напряжение сигнала рассогласования поступает на статорные обмотки автосина КМ. Протекая по статорным обмоткам автосина переменный ток создает вокруг них переменное магнитное поле, которое индуктирует в роторной обмотке автосина переменную ЭДС.
Напряжение с роторной обмотки автосина подается на вход первого канала усилителя У-6М, где преобразуется, усиливается и поступает на электродвигатель ДИД-0,5 КМ. Электродвигатель отрабатывает и через редуктор повертывает ось КМ и щетки потенциометра, связанные с лекальным устройством, на угол α. При этом первая следящая система «ИД — КМ» согласуется и щетки потенциометра КМ устанавливаются в положение, соответствующее данному магнитному курсу самолета.
Происходит рассогласование следящей системы «КМ — Г-3М», и на токоотводах потенциометра КМ возникает разность потенциалов. Сигнал рассогласования снимается с потенциометра КМ и подается на вход второго канала усилителя У-6М, где преобразуется, усиливается й поступает на ДИД-0,5, гидроагрегата Г-3М. Электродвигатель отрабатывает и через редуктор разворачивает щетки потенциометра. При этом вторая следящая система «КМ — Г-3М» согласуется и ДИД-0,5 останавливается.
Происходит рассогласование следящей системы «Г-3М — левый КППМ» и «Г-3М —правый КППМ».
Сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и поступает на потенциометр левого КППМ, а затем на вход третьего канала усилителя У-6М, где преобразуется, усилится и поступит на ДИД-0,5 левого КППМ. Электродвигатель отрабатывает и разворачивает стрелку на угол а. Третья следящая система «Г-3М — левый КППМ» согласуется и ДИД-0,5 останавливается. Одновременно сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и поступает на потенциометр правого КППМ, а затем на вход усилителя У-8М, где преобразуется, усиливается и поступает на ДИД-0,5 правого КППМ. Электродвигатель отрабатывает и разворачивает стрелку по шкале на угол α. Четвертая следящая система «Г-3М — правый КППМ» согласуется и ДИД-0,5 останавливается.
Предполетная проверка и пользование компасом ГИК-1 в полете. Перед полетом при внешнем осмотре необходимо убедиться, что видимых дефектов нет. Обратить внимание на положение регулятора чувствительности усилителя У-6М. Он должен быть установлен: для широт, близких к экватору, в положение 1—2; для средних широт — 3—4; для высоких широт — 4—5.
Для проверки работоспособности необходимо включить питание компаса ГИК-1 и через 2—3 мин нажать кнопку согласования и произвести согласование комплекта компаса. Если после согласования стрелки КППМ имеют незатухающие колебания с амплитудой более 1°, нужно уменьшить чувствительность усилителя до такой, при которой колебания исчезнут.
Затем следует сличить показания указателей КППМ с показаниями компаса КИ-13. Допускаются расхождения в показаниях ±3°.
За 5—6 мин до выруливания на старт включить питание компаса ГИК-1 и нажатием кнопки согласовать комплект. После чего указатели КППМ должны показать примерный курс стоянки самолета.
Во время руления убедиться, что стрелки КППМ реагируют на изменение угла разворота самолета.
На исполнительном старте после установки самолета на линию взлета, нажатием кнопки согласовать комплект компаса ГИК-1 и убедиться, что указатели КППМ показывают курс взлета ВПП. После взлета магнитный курс и угол разворота отсчитываются по шкале КППМ с помощью петлевой стрелки.
В полете вращением кремальеры установить шкалу и стрелку под неподвижный указатель курса. Это облегчает выдерживание курса и освобождает экипаж от необходимости удерживать в памяти нужное направление полета.
Кнопку быстрого согласования в горизонтальном полете часто нажимать не следует, так как при большой скорости согласования все колебания чувствительного элемента датчика ИД будут восприниматься указателями, и в КППМ будет накапливаться ошибка.
При малой, скорости согласования, что имеет место при ненажатой кнопке, указатели показывают осредненный магнитный курс.
Кнопкой быстрого согласования необходимо пользоваться только в прямолинейном горизонтальном полете и после выхода самолета из разворота. Пользоваться кнопкой согласования в момент разворота и выполнения виража запрещается, так как в показание КППМ вводится большая погрешность.
При заходе на посадку на КППМ необходимо установить магнитный курс посадки против неподвижного указателя курса с помощью кремальеры. Погрешность определения магнитного курса не превышает ±2°. Послевиражная ошибка при отключенной горизонтальной и азимутальной коррекции не превышает 1° за каждую минуту разворота.
60. Гирополукомпас ГПК-52АП
Назначение, принцип действия и устройство. Гирополукомпас ГПК-52АП предназначен для выдерживания заданного курса следования по ортодромии, для определения точных углов разворота самолета, а также для выдачи электрических сигналов в автопилот, если переключатель на пульте управления автопилотом установлен в положение «ГПК».
Принцип действия гирополукомпаса основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы сохранять положение оси собственного вращения (горизонтально) неизменным в пространстве.
Благодаря высокой точности изготовления и наличию азимутальной коррекции ГПК-52АП позволяет в течение 1—2 ч выдерживать курс следования по ортодромии с точностью ±2°.
В комплект ГПК-52АП входят: гирополукомпас (датчик) ГПК-52АП, расположенный на горизонтальной панели пульта правого пилота; пульт управления ГПК-52ПУ, находящийся на вертикальной панели пульта правого пилота: указатели (задатчики курса ЗК-2), установленные на средней и правой панелях приборной доски; соединительная коробка, расположенная под столиком штурмана.
В комплекте с ГПК-52АП работает выключатель коррекции ВК-53РШ. Назначение, принцип работы и устройство выключателя аналогичны выключателю коррекции ВК-53РШ из комплекта компаса ГИК-1.
Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц.
Комплект включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ГПК-52АП» на щите АЗС, а также выключателем с надписью «ГПК» на правой панели приборной доски.
Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок производится автоматом защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а цепи переменного тока — тремя предохранителями СП-5, установленными на панели переменного тока 115/36 В.
Гирополукомпас ГПК-52АП (рис. 93). Чувствительным элементом ГПК является гироскоп с тремя степенями свободы, у которого главная ось вращения расположена горизонтально. В качестве гиромотора используется асинхронный электродвигатель переменного трехфазного тока. Ротор гироскопа приводится во вращение двумя асинхронными электродвигателями с частотой вращения 22 000— 23 000 об/мин.
Гироскоп подвешен в карданном подвесе, состоящем из внешней и внутренней рамок.
Основными элементами гирополукомпаса являются электродвигатели горизонтальной и азимутальной коррекции, электродвигатель ДИД-0,5 с редуктором. Внизу к внутренней рамке гироскопа укреплен жидкостный переключатель. Под шкалой расположен сельсин-датчик, с которого снимается напряжение, пропорциональное курсу и углу разворота самолета, и подается на указатели ЗК-2. Шкала датчика подвижная от 0 до 360°, оцифровка через 30°, цена деления Г.
На гирополукомпасе ГПК-52АП устанавливается и выдерживается курс следования по ортодромии, а также определяются углы разворота самолета против неподвижного треугольного индекса 8, нанесенного на корпусе.
Во время работы ГПК-52АП за счет трения в осях карданного подвеса, несбаланса трех осей гироскопа и т. д. главная ось отклоняется от горизонтального положения, за счет чего накапливается ошибка в показании датчика ГПК.-52АП.
Для удержания главной оси гироскопа в горизонтальном положении служит горизонтальная коррекция, которая состоит из жидкостного переключателя и мотора-корректора (асинхронного электродвигателя). Кроме того, в ГПК имеется азимутальная коррекция, которая служит для удержания главной оси гироскопа в азимуте. Она состоит из электродвигателя 3 азимутальной коррекции и измерительного моста переменного тока.
\
Пульт управления (рис. 94) предназначен для управления работой ГПК-52АП. Для включения и выключения питания на пульте имеется выключатель (не задействован). Слева выключателя расположена ручка «Задатчик курса». При повороте ручки влево или вправо поворачивается в ту же сторону и шкала датчика ГПК-52АП с двумя скоростями — малой 30÷95°/мин и большой — не менее 180°/мин.
Справа от выключателя имеется рукоятка со шкалой «Широта», которая служит для установки широты места взлета и широты пролетаемой местности. Шкала широт оцифрована от 0 до 90° через 10°, цена деления 2°.
При длительной эксплуатации ГПК происходит разбалансировка трех осей гироскопа, и прибор начинает выдавать неправильные показания.
Балансировка гироскопа производится поворотом оси балансировочного потенциометра, скрытого под крышкой пульта, рукояткой «Широта». Эту операцию выполняет техник по приборам.
Задатчик курса ЗК-2 (рис. 95) предназначен для указания курса следования по ортодромии и углов разворота самолета. От сигналов левого задатчика курса ЗК-2 осуществляются автоматические довороты на углы до 120° при включенном автопилоте АП-28Л1.
Прибор состоит из следующих основных узлов: усилителя, сельсин-приемника, потенциометра и электродвигателя ДИД-0,5. На лицевой части прибора имеется шкала от 0 до 360°, оцифровка через 30°, цена деления 2°. Над шкалой расположен курсоотметчик, под который можно подвести кремальерой любой заданный курс полета, что дает возможность освободиться экипажу от необходимости запоминания курса следования самолета.
Ошибки ГПК-52АП и их учет в полете. Ошибка за счет ухода главной оси гироскопа в азимуте. Причина ухода: за счет трения и несбаланса трех осей гироскопа, а также влияния на горизонтальную коррекцию различных ускорений в полете к других факторов.
Работа ГПК считается нормальной, если за 1 ч полета горизонтальная коррекция дает ошибку не более 2°. Ошибка учитывается в полете по компасу ГИК-1, а при отказе ГИК-1—по компасу КИ-13.
Ошибка за счет дискретной установки широты. Цена деления шкалы «Широта» равняется 2°. Поэтому установить точную широту места взлета или пролетаемой местности невозможно, за счет чего фактическая широта не совпадает с установленной. Отсюда возникает ошибка. Практика показывает, что величина бокового уклонения за 1 ч полета не превышает 0,5% от пройденного расстояния.
Креновая (карданная) ошибка возникает при разворотах самолета и порождается карданным подвесом гироскопа в корпусе. При углах, равных 0, 90, 180 и 270°, величина ошибки равна нулю. Максимальное значение ошибки достигает при углах, близких к 45, 135, 225 и 315°. Зависимость максимальной креновой ошибки от угла крена следующая:
-
β
|
15°
|
30°
|
45°
|
Δα
|
1°
|
4°07'
|
9°42'
|
Ошибка за счет ортодромической азимутальной коррекции. В полете азимутальная коррекция во всех точках ортодромии будет сохранять направление главной оси гироскопа по широте места установки (вылета) (точка М, рис. 96.) Однако в каждой точке ортодромии отсчет истинного гироскопического курса будет отличаться от истинного курса на величину угла схождения меридианов β. Эта ошибка, если ее не учитывать, может достигать большой величины. Она учитывается установкой широты места взлета, широты пролетаемой местности и учетом углов схождения меридианов.
Проверка ГПК-52АП перед полетом. Внешним осмотром убедиться, что видимых дефектов нет. Включить питание и через 12— 20 мин установить широту аэродрома вылета. Ручкой «Задатчик курса» разворачивается шкала гирополукомпаса через каждые 10°. Разность между показаниями по датчику и ЗК-2 не должна превышать ±2°. При повороте ручки «Задатчик курса» на угол 60° скорость разворота шкалы должна быть не менее 30—95 °/мин, а при повороте ручки «Задатчик курса» до упора — не менее 180 °/мин. Ручкой «Задатчик курса» установить шкалу датчика на курсы: 0, 90, 180 и 270°. Ошибка на каждом из четырех курсов за 30— 40 мин работы гирополукомпаса не должна превышать ±1°, а на одном из курсов допускается ±2° при условии, что суммарная ошибка на четырех курсах не должна быть более 4°. Если при проверке наблюдается односторонний уход, превышающий допуски, гирополукомпас необходимо подрегулировать поворотом оси балансировочного потенциометра, который находится в рукоятки «Широта». Если показания датчика изменяются в сторону их увеличения, необходимо повернуть ось балансировочного потенциометра по часовой стрелке на столько делений, на сколько градусов за 30 мин изменились показания прибора. При уменьшении показаний необходимо повернуть ось в противоположном направлении.
Использование ГКП-52АП в полете. Гирополукомпас используется при выполнении полетов в высоких широтах и по маршруту большой протяженности. Перед полетом прокладывается и рассчитывается маршрут по ортодромии согласно инструкции для пилота и штурмана.
Перед выруливанием на старт за 12—20 мин до взлета необходимо:
1. Включить питание гирополукомпаса и рукояткой «Широта» установить широту места взлета (если маршрут большой протяженности), или же установить среднюю широту маршрута (если маршрут малой протяженности).
2. При рулении убедиться, что гирополукомпас реагирует на изменение угла разворота самолета.
3. На исполнительном старте ручкой «Задатчик курса» установить на датчике ГПК-52АП курс взлета взлетно-посадочной полосы (ВПП).
4. После взлета и выхода самолета на исходный пункт маршрута (ИПМ), штурман берет курс следования по ортодромии с учетом угла сноса по компасу ГИК-1 и сообщает этот курс командиру корабля, который устанавливает самолет в направлении ортодромии по компасу ГИК-1.
5. В момент прохода исходного пункта маршрута необходимо ручкой «Задатчик курса» установить заданный курс на датчике ГПК-52АП.
Выдерживание курса по ортодромии осуществляется по ГПК с учетом угла сноса, а также углов схождения меридианов и магнитного склонения.
6. Через каждый час полета самолет вновь устанавливается по ГИК-1 в направлении ортодромии и гироскопический курс датчика ГПК-52АП исправляется ручкой «Задатчик курса».
7. Если маршрут большей протяженности, то новое значение широты устанавливается при пролете опорных ориентиров, намеченных на карте во время подготовки к полету.
8. Периодически необходимо контролировать курс следования по ортодромии определением места самолета.
При обнаружении значительных уклонений от линии маршрута следует вновь выйти на ортодромию и произвести подбор курса с учетом угла сноса.
9. Во избежание большого уклонения от заданной ортодромической линии пути вследствие креновой (карданной) ошибки набор высоты или снижение должны производиться с углами, не превышающими 20°.
10. Запрещается выполнять развороты и довороты с креном, превышающим 45°, так как при больших кренах гироузел ГПК-52АП ложится на упор и гироскоп теряет одну степень свободы, в результате чего возможно круговое вращение шкалы датчика гирополукомпаса ГПК-52АП.
11. При подходе к точке начала снижения установить ГПК-52АП на отсчет, равный магнитному курсу аэродрома посадки.
При подходе к аэродрому и заходе на посадку показания датчика гирополукомпаса (ГПК) принимаются за магнитный курс, отсчитываемый от магнитного меридиана аэродрома посадки.
61. Автопилот АП-28Л1
Электрический автопилот
АП-28Л1 предназначен для автоматического пилотирования самолета относительно продольной, поперечной и вертикальной осей и управления полетом самолета по заданной траектории.
Автопилот АП-28Л1 обеспечивает: автоматический полет самолета по ортодромии от сигналов ШК-52АП и по локсодромии от сигналов компаса ГИК-1; автоматические довороты на углы до 120° от левого задатчика курса ЗК-2 из комплекта ГПК-52АП. При этом максимальный угол крена составляет 15±3°; автоматическое триммирование руля высоты с сигнализацией на пульте автопилота об отказе канала триммирования; возможность отключения рулевой машинки канала высоты, что может потребоваться при заходе на посадку; стабилизацию высоты полета при включенном корректоре высоты KB-11 с точностью ±20 м; стабилизацию углов крена, курса и тангажа; выполнение координированных разворотов с углом крена до 30°; набор высоты, планирование, снижение и выполнение спиралей с углом тангажа до 20°.
Рулевые машинки допускают при включенном автопилоте управление самолетом с помощью штурвала и педалей при повышенных усилиях на них.
Если происходит отказ любого канала управления автопилота, рулевые машинки отключаются автоматически с сигнализацией об отключении, т. е. загораются лампочки с надписью «Курс —Крен» и «Тангаж».
Приведение самолета к режиму горизонтального полета обеспечивается нажатием кнопки «Горизонт», если углы крена не превышают ±30°, а улы тангажа ±20°.
Включение автопилота не требует предварительной настройки и может производиться на любом курсе и при любых положениях продольной и поперечной осей самолета в зоне углов ±20° по тангажу и ±30° по крену. При включении автопилота тангаж и курс самолета сохраняются такими, какими они были в момент включения автопилота, а по крену самолет автоматически выходит в нулевой крен.
При нажатии кнопки «Совмещенное управление» отключаются рулевые машинки и пилотирование осуществляется вручную. При отпускании кнопки автопилот снова берет управление на себя.
Аварийное отключение автопилота осуществляется на горизонтальном пульте левого пилота.
Комплект автопилота. В комплект автопилота АП-28Л1 (рис. 97) входят: пульт управления, установленный на центральном пульте летчиков; выключатель «Аварийного отключения рулевых машинок автопилота» — на горизонтальной панели пульта левого пилота; задатчик курса ЗК.-2 — на средней панели приборной доски слева; кнопки отключения автопилота и кнопки совмещенного управления— на штурвалах левого и правого летчика; лампочки сигнализации отключения рулевых машинок «Курс — Крен» и «Тангаж»— над средней и правой панелью приборной доски; агрегат управления, усилитель рулевых машинок, блок связи и корректор высоты KB-11—под столиком штурмана; блок триммирования— под полом кабины экипажа слева; датчик угловых скоростей — над потолком пассажирской кабины между шпангоутами № 12 и 13; рулевая машинка элеронов и ДПОР элерона (датчик предельного отклонения руля) — в левой части центроплана; блок фазочувствительных выпрямителей — под полом между шпангоутами № 18 и 19; блок реле — над потолком слева между шпангоутами № 21 и 22; рулевые машинки руля высоты, руля направления и триммера руля высоты — в негерметичной хвостовой части фюзеляжа; ДПОР руля высоты и направления — в хвостовой части фюзеляжа на шпангоуте № 45; выключатель ДПОР руля высоты и направления и выключатель проверки автопилота на земле — под столиком штурмана.
В качестве датчиков углов крена и тангажа используется правый гиродатчик АГД, а в качестве датчиков углов курса применяются компас ГИК-1 и гирополукомпас ГПК-52АП.
Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В, переменным трехфазным током напряжением 36 В и частотой 400 Гц, а также переменным током напряжением 115 В и частотой 400 Гц. Автопилот включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «АП-28» на щите автоматов защиты сети (АЗС), а также выключателем с надписью «Питание» на пульте автопилота.
Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок производится с помощью АЗС-5 на щите АЗС и предохранителями СП-1, СП-5, расположенными в РК кабины экипажа, цепи переменного трехфазного тока — тремя предохранителями СП-5 на панели переменного тока 115/36 В, а цепи переменного двухфазного тока — двумя предохранителями СП-10, установленными в РК переменного тока 115 В.
Пульт управления. На пульте управления (рис. 98) размещены: желтая лампочка «Готов», сигнализирующая о готовности автопилота к включению рулевых машинок; зеленая лампочка «Включен», сигнализирующая о том, что автопилот включен; рукоятка «Разворот» для выполнения координированных разворотов; два переключателя «Спуск — Подъем» для изменения высоты полета самолета; выключатель «Автотриммер» для включения и выключения блока триммера рулевой машинки руля высоты; выключатель «Питание» для включения питания автопилота; кнопка «Включение АП» для включения рулевых машинок автопилота; переключатель «ГИК — ГПК — Разворот» для подключения к автопилоту ГИК-1, ГПК-52АП или задатчика курса ЗК-2; выключатель «Тангаж» (в положении «Отключено» самолет по тангажу управляется вручную); лампочки «От себя» и «На себя», сигнализирующие о возникновении усилия на колонке при отказе канала триммирования; кнопка «Горизонт» приведения самолета к горизонту; кнопка «KB» (корректор высоты) и лампочка сигнализации «KB» для включения и сигнализации о включении высотного корректора КВ-11.
Проверка автопилота перед полетом. Перед запуском двигателей убедиться, что на пульте управления автопилотом рукоятка «Разворот» установлена в нулевом положении. Выключатель «Автотриммер» и «Питание» — в положении «Отключено», а переключатель «ГИК —ГПК —Развороты» —в положении «ГПК», выключатель «Тангаж» — в положении «Включено». Включить автоматы защиты сети (АЗС и АЗР) ГИК-1, ГПК-52АП, АГД-1, а также автопилота АП-28Л1.
Убедиться, что выключатель датчиков «ДПОР» законтрен и опломбирован в положении «Включено», а выключатель «Проверка АП на земле» установлен в положение «Работа».
Расстопорить органы управления самолетом и проверить свободный ход рулей, отклоняя их от одного крайнего положения до другого. Органы управления должны перемещаться свободно без затираний.
После запуска двигателей убедиться в наличии на борту электропитания 28,5 В; 36 В и 115 В. Включить выключатели ГИК; ГПК, АГД. Убедиться в нормальной работе правого авиагоризонта. Нажатием кнопки согласования согласовать комплект компаса ГИК-1. Включить выключатель «Питание». Через 10—100 с должна загореться желтая лампочка «Готов».
Резко поочередно отклонить органы управления самолетом от нейтрального положения на половину их хода. При этом лампочка «Готов» должна погаснуть, а после прекращения движения органа управления загореться. Следует иметь в виду, что при отклонении педалей и штурвала более чем на половину хода допускается незагорание лампочки «Готов», а позже она загорается. Затем установить органы управления в нейтральное положение. При горящей желтой лампочке «Готов» нажать кнопку «Включение АП». Лампочка «Готов» должна погаснуть, а зеленая лампочка «Включен» — загореться: автопилот включен.
Прикладывая усилия к органам управления (около 10 кгс), убедиться, что рулевые машинки включены. Проверить срабатывание датчиков «ДПОР», а также убедиться в возможности пересиливания рулевых машинок, прикладывая поочередно усилия около 20 кгс к штурвалу и около 30 кгс к штурвалу по тангажу. При этом должна загореться лампочка сигнализации отключения РМ «Курс — Крен», а также «Тангаж». Штурвал по крену и тангажу, а также педали должны свободно перемещаться.
Нажать кнопку «Отключение АП», а затем кнопку «Включение АП». Лампочки «Курс — Крен» и «Тангаж» должны погаснуть.
Выключатель «Автотриммер» поставить в положение «Включено». Приложить к штурвалу усилие «на себя», приблизительно через 1 с должен начать двигаться штурвал триммера. Через 6—10 с должна загореться лампочка «На себя». Проделать аналогичную проверку, прикладывая усилие «от себя». Поворачивая штурвальчик триммера руля высоты «На себя» или «От себя», убедиться, что пересиливание автотриммера возможно.
Повернуть рукоятку «Разворот» влево или вправо. Штурвал должен отклониться в соответствующую сторону. Нажать переключатель «Спуск — Подъем», при этом штурвал должен отклоняться в ту или другую сторону. Оставить штурвал отклоненным по крену и тангажу.
Примечания: 1. Штурвал отклонять по тангажу не более чем на 3°, по крену — 5°, не допуская срабатывания ДПОР. 2. При срабатывании ДПОР необходимо нажать сначала кнопку «Отключение АП», а затем кнопку «Включение АП» и продолжать проверку.
Нажать кнопку «Горизонт». Органы управления самолетом должны возвратиться в положение, близкое к нейтральному. При этом должна загореться лампочка «KB», а рукоятка «Разворот» и переключатели «Спуск — Подъем» отключится от управления самолетом.
Для подключения рукоятки «Разворот» и переключателя «Спуск — Подъем» необходимо рукоятку «Разворот» поставить в нейтральное положение и нажать кнопку «Включение АП». Лампочка «KB» должна погаснуть.
Нажать кнопку совмещенного управления левого, а затем правого пилотов, убедиться, что рулевые машинки отключены. Отпустить кнопку — рулевые машинки должны включиться в управление.
Поставить выключатель «Тангаж» в положение «Отключено» и убедиться, что штурвал по тангажу перемещается свободно. После чего выключатель «Тангаж» поставить в положение «Включено».
Нажать кнопку «Отключение АП». При этом зеленая лампочка «Включен» должна погаснуть, а желтая лампочка «Готов» загореться. Затем выключатель «Питание» поставить в положение «Отключено». Лампочка «Готов» должна погаснуть: автопилот выключен.
Убедиться в свободном отклонении органов управления самолетом и установить их в нейтральное положение.
Примечание. При несоответствии работы автопилота вышеперечисленным требованиям пользоваться им в полете запрещается.
Пользование автопилотом в полете допускается на высоте не ниже 300 м во всем диапазоне эксплуатационных высот, скоростей, весах и центровках самолета. При выполнении полетов ночью или в сложных метеоусловиях развороты самолета выполняются с креном не более 20°.
Включение автопилота обеспечивается при углах крена до 30° и углах тангажа до 20°.
Если возникла необходимость быстрого вмешательства в управление самолетом, то надо нажать одну из кнопок «Совмещенное управление». При этом рулевые машинки отключаются и пилот может вручную изменять траекторию полета самолета с помощью штурвала и педалей.
При отпускании кнопки рулевые машинки включаются вновь и самолет управляется автоматически с помощью автопилота. Точность стабилизации курса ±1°, тангажа и крена ±0,5°, высоты ±20 м.
При включенном автопилоте запрещается оставлять пилотажно-навигационные приборы без наблюдения. При полете на одном двигателе, а также в сильную болтанку автопилот должен быть выключен.
При отклоненной рукоятке «Разворот» включение рулевых машинок автопилота не происходит.
Горизонтальный полет. На высоте не ниже 300 м установить рукоятку «Разворот» в нейтральное положение, выключатели «Автотриммер» и «Тангаж» — в положение «Включено», переключатель «ГИК — ГПК — Разворот — в положение «ГИК», если полет по локсодромии, и согласовать ГИК-1 или «ГПК», если полет по ортодромии. Включить выключатель «Питание». Через 10—100 с должна загореться желтая лампочка «Готов». Сбалансировать самолет триммерами.
При горящей лампочке «Готов» необходимо нажать кнопку «Включение АП». Лампочка «Готов» должна погаснуть, а зеленая лампочка «Включен» — загореться, сигнализируя о включении автопилота. Легким пересиливанием всех трех стабилизации убедиться, что автопилот взял управление на себя.
Стабилизация высоты. Для включения режима стабилизации высоты необходимо нажать кнопку «KB». При этом должна загореться зеленая лампочка «KB», сигнализируя о включении корректора высоты КВ-11. Если кнопку «KB» нажать при снижении или наборе высоты, самолет автоматически выводится на высоту, на которой была нажата кнопка (с точностью ±20 м). Во избежание появления ощутимых перегрузок вертикальная скорость самолета в момент включения «KB» не должна превышать 1,5 м/с.
При включенном корректоре высоты KB-11 сохраняется возможность выполнения разворотов от рукоятки «Разворот».
При нажатии переключателя «Спуск —Подъем» или кнопки «Совмещенное управление» корректоры высоты К.В-11 автоматически отключаются и на пульте управления гаснет зеленая лампочка «KB». Для повторного включения корректора высоты необходимо вывести самолет в горизонтальный полет и снова нажать кнопку «KB».
Выполнение разворотов и доворотов. Для выполнения разворота самолета необходимо повернуть рукоятку «Разворот» влево или вправо. При достижении самолетом нужного крена оставить рукоятку в отклоненном положении. Самолет с установившимся креном будет совершать координированный разворот.
Для прекращения разворота необходимо вывести самолет из крена, повернув рукоятку «Разворот» в нулевое положение. Это делается в два этапа: сначала надо установить рукоятку «Разворот» в первое фиксированное положение при подходе к нулю, а затем, когда изменение крена прекратится, установить рукоятку в нулевое положение.
Для выполнения доворота на заданный курс необходимо кремальерой на левом задатчике курса ЗК-2 установить новый курс против верхнего неподвижного индекса. Затем переключатель «ГИК — ГПК — Развороты» переключить в положение «Развороты». При этом самолет автоматически будет совершать координированный разворот. В процессе доворота кремальерой можно изменять курс доворота, не выходя из пределов 120°.
После окончания доворота самолет плавно выйдет из доворота и встанет на заданный курс. После чего переключатель установить в положение «ГПК», если полет будет совершаться по ортодромии, или в положение «ГИК», — если по локсодромии.
Выполнение набора высоты или снижения. Для этого следует нажать переключатель «Спуск — Подъем» вверх или вниз и держать его до достижения самолетом необходимого угла тангажа. Затем отпустить переключатель. Самолет с установившимся углом тангажа будет совершать набор высоты или снижение. Для вывода самолета в горизонтальный полет надо нажать переключатель «Спуск — Подъем» в противоположную сторону или нажать кнопку «Горизонт» на пульте автопилота.
Приведение самолета в горизонтальный полет можно выполнять как при включенном автопилоте (горит зеленая лампочка «Включен»), так и при отключенных рулевых машинках автопилота (горит желтая лампочка «Готов»). Для этого необходимо нажать кнопку «Горизонт». При этом самолет автоматически будет приведен в прямолинейный горизонтальный полет.
После окончания процесса приведения самолета в горизонтальный полет автоматически включается корректор высоты KB-11 (загорается зеленая лампочка «KB») и отключаются переключатели «Спуск — Подъем», а также рукоятка «Разворот».
Примечание. Для того, чтобы управлять самолетом от рукоятки «Разворот», если она была отклонена, и переключателями «Спуск — Подъем», необходимо установить рукоятку в нулевое положение, а затем нажать кнопку «Включение АП».
Совмещенное управление. Если нажать и удерживать кнопку «Совмещенное управление», то автопилот не будет препятствовать перемещению рулей и элеронов и летчик вручную может управлять самолетом. При этом лампочка «Включен» гаснет, а лампочка «Готов» загорается.
После изменения траектории полета нужно отпустить кнопку «Совмещенное управление». При этом лампочка «Готов» гаснет, а лампочка «Включен» загорается, что свидетельствует о включении автопилота.
Отключение автопилота производится путем нажатия кнопки «Отключение АП» на штурвале левого или правого пилота. При этом лампочка «Включен» гаснет, а лампочка «Готов» загорается. Затем выключатель «Питание» на пульте автопилота установить в положение «Отключено». Лампочка «Готов» должна погаснуть. Автопилот обесточен и выключен.
Аварийное отключение автопилота осуществляется выключателем на горизонтальной панели пульта левого пилота.
Пилотирование самолета с помощью автопилота в особых случаях полета. При отказах автопилота, вызывающих резкую перекладку элеронов, датчики ДПОР автоматически отключают рулевые машинки канала крена и курса, одновременно загорается лампочка сигнализации отключения рулевых машинок «Курс — Крен». При этом отказ сопровождается изменением крена на 7—8° за 5 с с момента неисправности.
При отказе автопилота по тангажу, что вызывает резкую перекладку руля высоты на скоростях Vпр от 220 до 280 км/ч, автоматически отключается рулевая машинка руля высоты; одновременно загорается лампочка сигнализации отключения рулевой машинки «Тангаж».
На скоростях от Vпр = 280 км/ч до Vmax при отказах автопилота по тангажу отключение рулевой машинки не происходит ввиду малого заброса руля высоты. Отказ сопровождается ростом перегрузки nу=±0,5, угловая скорость изменения тангажа при этом не превышает 2°/с
В случае отказа одного из двигателей с последующим уходом винта на авторотацию автопилот удерживает самолет от резкого кренения. Через 10—15 с с момента отказа двигателя крен изменяется на 3—5°.
При отказах, указанных выше, пилоту необходимо путем отключения автопилота или, используя метод пересиливания, вывести самолет на заданный режим полета и дальнейшее пилотирование выполнять без автопилота.
При снижении со скоростью Vnp выше 400 км/ч в случае возникновения тряски хвостового оперения необходимо выключить автопилот и, сбалансировав самолет, снова включить его и продолжать снижение с включенным автопилотом.
Если после перебалансировки самолета при включении автопилота тряска возобновляется, следует выключить его и продолжать снижение с выключенным автопилотом.
Достарыңызбен бөлісу: |