Приборное оборудование Як-40

Подождите немного. Документ загружается.

Авиагоризонты АГБ-ЗК установлены на правой и левой аморти-

зированных панелях приборной доски. В комплекте с авиагоризон-

тами работает: выключатель коррекции ВК-53РШ, который уста-

новлен в правом отсеке оборудования между шп. № 8—10; блок

сравнения и сигнализации предельных кренов БСПК-1 —в правом

отсеке оборудования; пульт проверки ПП-БСПК-1 —на приборной

панели у шп. № 8; по три

световых табло на правой и

левой амортизированных па-

нелях приборной доски с

надписью «Отказ АГБ»,

«Крен пред. лев.», «Крен

пред. прав.»; переключатель

с надписью «Крен пред. —

Маршрут — Посадка», кото-

рый установлен на прибор-

ной доске.

Авиагоризонты питаются

постоянным током напряже-

нием 28,5 В и переменным

трехфазным током напряже-

нием 36 В частотой 400 Гц

(правый АГБ-ЗК питается от

преобразователя ПТ-500Ц

АП, а левый — от ПТ-500Ц

РЛС)- Включаются авиаго-

ризонты в работу с помощью

АЗС-2 с надписью «АГБ

лев.» и «АГБ прав.», кото-

рые расположены на левом

и правом электрощитках

АЗС.

При отказе одного из

преобразователей ПТ-500Ц

авиагоризонт подключается на работающий преобразователь авто-

матически, а также переключателем «Авар. АГБ ручн. — Автом.»,

расположенный на правой и левой неподвижных панелях прибор-

ной доски.

Устройство. В одном корпусе прибора размещены два указа-

теля: авиагоризонт и указатель скольжения. Авиагоризонт

(рис. 1.13) состоит из следующих основных элементов: гидроузла

19, который подвешен в кардановом подвесе; системы коррекции

для удержания главной оси гироскопа в вертикальном положении;

электродвигателя 9 сигнализатора отсутствия питания; усилителя

,8 полупроводникового трехкаскадного; двигатель-генератора

ДГ-0.5ТА 5, который управляет через редуктор шкалой тангажа;

арретирующего устройства.

В качестве гиромотора используется асинхронный электродви-

Рис 1.12. Устройство лицевой стороны

АГБ-ЗК-

1—силуэт-самолетик; 2—шкала крена; 3—шкала

тангажа; 4—ручка механизма центровки шкалы

тангажа; 5—указатель скольжения; 6—кнопка ар-

ретира; 7—индекс поправки тангажа; 8—фла-

жок сигнализатора отказа питания; 9—указатель

шкалы тангажа

гатель переменного трехфазного тока, ротор которого развивает

обороты со скоростью 20 000 ... 22 000 об/мин.

На лицевой части авиагоризонта (см. рис. 1.12) расположены

двухцветная ленточная шкала углов тангажа 3 отградуирована от

€ до ±80° с оцифровкой через 10° и ценой деления от 0 до 5°—2,5°,

от 5° до 40°—5°, от 40° до 80°—10°; шкала углов крена отградуи-

рована от 0 до 60° с оцифровкой через 15° с ценой деления от 0 до

Рис. 1.13. Кинематическая схема авиагоризонта АГБ-ЗК:

J—силуэт-самолетик; 2—шкала крена; 3—шкала тангажа; 4—ручка механизма центровки

шкалы тангажа; 6—двигатель-генератор; 6—сельсин-приемник; 7—индекс горизонта; 8—усили-

тель; 9—сигнализатор отказа питания; 10, 11—трибки; 12—продольный коррекционный мотор;

13, 15—упоры; 14—сельсин-датчик тангажа; 16, 17—жидкостные маятниковые датчики; 18—

рама карданова подвеса; 19—гироузел; 20—сельсин-датчик крена; 21—поперечный коррек-

ционный мотор; 22—механизм арретира

30°—5°; силуэт-самолетик 1, который показывает величину крена

самолета, указатель скольжения. В левом нижнем углу располо-

жена ручка центровки шкалы тангажа 4. Механизм центровки шка-

лы тангажа позволяет перемещать шкалу тангажа относительно

центра силуэта-самолетика на ±10°. Слева в окошке виден индекс

горизонта 7, который позволяет контролировать работу механизма

центровки шкалы тангажа и восстанавливать шкалу в исходное по-

ложение. В левом верхнем углу на фоне шкалы тангажа появля-

ется красный флажок, если отсутствует питание авиагоризонта по

постоянному току или одной из фаз трехфазного переменного тока.

При наличии питания флажок убирается с лицевой стороны.

Вверху справа расположена кнопка 6 с надписью «Нажать перед

пуском», при нажатии которой происходит арретирование авиа-

горизонта.

Выключатель коррекции ВК-53РШ предназначен для автома-

тического отключения поперечной коррекции авиагоризонта

АГБ-ЗК при разворотах самолета с угловой скоростью более 0,1 —

о,37с.

Принцип действия основан на использовании свойств гироскопа

с двумя степенями свободы, у которого главная ось расположена

горизонтально.

В прямолинейном горизонтальном полете поперечная коррекция

работает, т. е. удерживает главную ось гироскопа в вертикальном,

положении. При развороте самолета с угловой скоростью более

0,1—0,37с выключатель коррекции отключит поперечную коррек-

цию, а после прекращения разворота — подключит.

Блок сравнения и предельных кренов БСПК-1 предназначен

для сравнения сигналов крена и тангажа двух авиагоризонтов

АГБ-3 между собой и сигнализирует о достижении самолетом пре-

дельных углов крена на маршруте и посадке.

При рассогласовании показаний авиагоризонтов (8—16)°±2

БСПК-1 срабатывает и включается звуковая сигнализация и заго-

раются световые табло с надписью «Отказ АГБ», а также происхо-

дит отключение автопилота АП-40 по сигналу БСПК-1.

Блок БСПК-1 не сигнализирует о том, какой из авиагоризон-

тов выдает неправильные показания.

Если самолет достигает угла крена 33°±3° на маршруте и

12° ±2° на посадке, то блок БСПК-1 включит звуковую и световую

сигнализацию «Крен пред. прав.» или «Крен пред. лев.»

Комплект блока БСПК-1 питается постоянным током напряже-

нием 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В-

частотой 400 Гц. Включается в работу с помощью АЗС-2 на правом

злектрощитке АЗС с надписью «БСПК»-

Проверка работоспособности авиагоризонта. Перед полетом

внешним осмотром убедиться, что видимых дефектов нет. До вклю-

чения питания авиагоризонта необходимо проверить надежность

крепления прибора к приборной доске. Убедиться в исправности

стекла и органов управления. Рукояткой совместить индекс поправ-

ки шкалы тангажа с нулевым делением шкалы кренов. Убедиться

в отсутствии воздушного пузырька в трубке указателя скольжения-

Указатели скольжения авиагоризонтов и указателя поворота

ЭУП-53МК-500 должны иметь одинаковые показания. Переключа-

тели «Авар. АГБ ручн. — Автом.» должны быть установлены в по-

ложение «Автом.» и опломбированы.

Включить наземный источник постоянного тока (или бортовые

аккумуляторы), а затем включить преобразователи «ПТ-500Ц РЛС»

и «ПТ-500Ц АП».

Перед включением автоматов защиты сети «АГБ лев.»,

«АГБ прав.» необходимо заарретировать авиагоризонт, нажав на

кнопку арретира до упора. Через 15—20 с отпустить кнопку арре-

тира. После возвращения кнопки в исходное положение включить

автомат защиты сети АЗС-2 с надписью «АГБ прав.», «АГБ лев.».

При включении питания флажок сигнализатора отказа питания

должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа. Через 1,5 мин

с момента включения питания авиагоризонт должен показывать

стояночный угол самолета с точностью ± 1° (если самолет стоит

на горизонтальной площадке). Затем рукоятку центровки шкалы

тангажа повернуть по часовой стрелке до упора, при этом шкала

тангажа должна переместиться вниз на 10°, а индекс — вверх. При

повороте рукоятки против часовой стрелки шкала тангажа должна

переместиться вверх на 10°, а индекс — вниз. Рукоятка должна

вращаться без затирания и рывков.

После проверки возможности перемещения шкалы необходимо

шкалу тангажа и индекс поставить в исходное положение. Пооче-

редно выключить питание авиагоризонтов, при этом на лицевой

•стороне прибора должен появиться флажок сигнализатора отказа

питания.

Пользование авиагоризонтом в полете. Авиагоризонт АГБ-ЗК

включается в работу за 5—6 мин перед выруливанием на старт.

Перед включением питания прибора необходимо нажать кнопку ар-

ретира до упора и держать ее в этом положении в течение 15—20 с

(в полете при нормальной работе авиагоризонта кнопкой арретира

пользоваться запрещается), после возвращения кнопки в исходное

положение включить автоматы защиты сети АЗС-2 с надписью

«АГБ лев.», «АГБ прав.» на левом и правом электрощитках. При

включении АЗС-2 флажки сигнализаторов отказа питания должны

убраться из видимой зоны шкалы тангажа. Вращая рукоятку

центровки шкалы тангажа совместить индекс поправки тангажа с

нулевым делением шкалы кренов. По истечении 1,5 мин авиагори-

зонт должен быть готов к работе.

На предварительном старте вращением рукоятки убедиться в

перемещении шкалы тангажа, после чего совместить индекс поправ-

ки шкалы тангажа с нулевым делением шкалы кренов.

На исполнительном старте необходимо убедиться, что силуэты

самолетов на обоих авиагоризонтах занимают горизонтальное по-

ложение и совпадают с линией горизонта шкалы тангажа, и что

сигнализаторы отказа питания убраны с видимой зоны шкалы тан-»

гажа.

Перед взлетом убедиться, что переключатель БСПК-1 с над-

писью «Крен пред. — Маршрут — Посад-» находиться в положении

«Посад.» После взлета на высоте 200 м установить переключатель

БСПК-1 в положение «Маршрут».

Отсчет углов крена производится по шкале крена там, где пока-

зывает консоль силуэта-самолета, а углы тангажа определяются

по положению шкалы относительной белой точки центра силуэта

самолета.

В горизонтальном полете с крейсерской скоростью и нормаль-

ной центровкой самолета центр силуэта должен совмещаться с ли-

нией искусственного горизонта шкалы тангажа и с нулевым деле-

нием шкалы кренов.

Если в горизонтальном полете происходит изменение угла атаки

самолета, например, вследствие изменения центровки самолета,

прибор будет показывать набор высоты или снижение. В этом слу-

чае линия искусственного горизонта смещается относительно силу-

эта-самолета на угол атаки. Если вращением рукоятки совместить

линию искусственного горизонта с силуэтом-самолета, то в даль-

нейшем определять угол тангажа от нулевого деления шкалы тан-

гажа.

При новом изменении угла атаки необходимо вывести самолет в

режим горизонтального полета и вновь совместить линию искусст-

венного горизонта с силуэтом-самолета.

Перед входом в облака необходимо убедиться в исправной ра-

боте авиагоризонтов. Для этого надо произвести небольшие эволю-

ции самолета с креном до ±5°. При исправной работе оба авиаго-

ризонта должны без запаздываний реагировать на изменение поло-

жения самолета и одновременно показывать соответствующие углы

крена и тангажа самолета. Расхождение в показаниях авиагори-

зонтов более ±2° свидетельствует о неисправности одного из авиа-

горизонтов.

При полете самолета в условиях болтанки необходимо пилоти-

ровать самолет по средним показаниям авиагоризонтов, не допус-

кая резких кренов, кабрирования или пикирования, а также резких

движений штурвалом. При достижении самолетом предельных уг-

лов крена 33°±3° на маршруте загорается табло с надписью

«Крен пред. лев.» или «Крен пред. прав.», сигнализируя о дости-

жении самолетом предельного крена.

В полете необходимо помнить, что при нормальной работе пре-

образователей ПТ-500Ц правый авиагоризонт питается от преобра-

зователя ПТ-500Ц «АП», а левый — от преобразователя ПТ-500Ц

«РЛС». При отказе любого из преобразователя ПТ-500Ц происхо-

дит автоматическое отключение автопилота, о чем извещает звуко-

вая сигнализация и автоматическое переключение остальных пот-

ребителей на питание от исправного преобразователя ПТ-500Ц, а

также загорание светового табло «Отказ ПТ-500Ц». При этом, вто-

рой пилот с помощью переключателя «Контроль напряжения 36В»

по вольтметру «36В» должен определить, какой из преобразовате-

лей отказал. В случае отказа преобразователя ПТ-500Ц «РЛС»,

командир экипажа может продублировать работу автоматики пу-

тем установки переключателя «Авар. АГБ ручн. — Автом» на левой

неподвижной панели приборной доски в положение «Ручн.» и вык-

лючить автопилот. В случае отказа преобразователя ПТ-500Ц «АП»

второй пилот по указанию командира экипажа может продубли-

ровать работу автоматики путем установки переключателя «Авар.

АГБ ручн. — Автом.» на правой неподвижной панели приборной

доски в положение «Ручн.», выключить автопилот и доложить об

исполнении.

В полете при появлении флажка сигнализатора отказа питания

необходимо проверить включен ли АЗС-2 с надписью «АГБ лев.»,

«АГБ прав.», а также проверить исправность предохранителей

СП-1 по переменному току.

При наличии угла рассогласования в показаниях между двумя

авиагоризонтами (8-16)° ± 2 срабатывает звуковая сигнализация

и загораются световые табло «Отказ АГБ».

При заходе на посадку (и посадка) в простых метеорологиче-

ских условиях четвертый разворот необходимо выполнять днем с

креном не более 30°, в сложных метеорологических условиях и

ночью — с креном не более 15—20°, а в момент входа в глиссаду

установить переключатель «Крен пред. — Маршрут — Посад » в ло-

ложение «Посад.». При достижении самолетом предельных углов

крена 12°±2° загорается табло «Крен пред. лев.» или «Крен пред.

прав.», сигнализируя о достижении самолетом предельного крена

на посадке.

1.8. МАГНИТНЫЙ КОМПАС КИ-13К

Назначение и принцип действия. Магнитный компас КИ-13К

{рис. 1.14) предназначен для определения и выдерживания компас-

ного курса самолета.

Принцип действия компаса основан

на использовании свойства свободно

подвешенного постоянного магнита

устанавливаться в плоскости магнитно-

го меридиана Земли. Установлен маг-

нитный компас на верхнем пульте.

Магнитный компас КИ-13К являет-

ся дублирующим курсовым прибором

и используется экипажем самолета

при отказе курсовой системы ГМК-1Г.

Устройство и принцип действия.

Компас КИ-13К состоит из малогаба-

ритного сферического корпуса залито-

го жидкостью — лигроином. Внутри

корпуса помещены два свободноподве-

шенных постоянных магнита, на кото-

рых закреплена картушка с вертикаль-

ным лимбом. На картушку нанесена

шкала, отградуированная от 0 до 360°,

оцифровка через 30°, цена деления 5°.

Картушка опирается на поплавок, к которому жестко крепятся два

магнитных стержня 7. Внутри корпуса имеется мембрана, которая

служит для компенсации изменения объема лигроина при измене-

нии температуры. В нижней части корпуса закреплен девиацион-

ный прибор, необходимый для устранения полукруговой девиации-

Лицевая сторона компаса закрыта стеклом, под которое помещена

курсовая черта для отсчета показаний компасного курса.

Рис. 1.14. Магнитный компас

КИ-13К:

/—пробка заливного отверстия; 2—

крышка; 3—компенсационная ка-

мера; 4—корпус; 5—картушка; 6—

подпятник; 7—магниты; 8—курсовая

нить, 9—колонка с амортизацион-

ной пружиной; 10—девиационное

устройство

Компас КИ-13К работает нормально при кренах самолета до

17°, а свыше — картушка компаса входит в соприкосновение с кор-

пусом прибора, и он становится неработоспособным.

Ошибки магнитного компаса КИ-13К. Компас КИ-13К имеет

два вида ошибок: методические, зависящие от самого метода изме-

рения курса самолета; инструментально-шкаловые — от качества

изготовления прибора и других факторов.

Девиация компаса подразделяется на полукруговую и четверт-

ную. Полукруговая девиация возникает от действия постоянного

магнитного поля, создаваемого магнитотвердым самолетным желе-

зом. Устраняется девиационным прибором на четырех основных

курсах 0, 90, 180 и 270°. Четвертная девиация возникает от дейст-

вия переменного магнитного поля, создаваемого магнитомягким

самолетным железом. Эта ошибка списывается на восьми курсах

0, 45, 90, 135, 180, 225, 270 и 315° и учитывается в полете по графи-

ку, который находится в кабине экипажа.

Северная поворотная ошибка возникает от действия вертикаль-

ной составляющей земного магнетизма. Учитывается следующим

образом: при выводе самолета из разворота на северных курсах

надо не доводить самолет до намеченного курса на величину крена

разворота, а на южных курсах, наоборот, переводить на величину

крена разворота.

Креповая девиация возникает при полете самолета с поперечны-

ми и продольными кренами. Наибольшего значения достигает при

продольных кренах. В практике самолетовождения не учитывается.

Инерционная ошибка возникает при разворотах самолета под

действием центробежных сил, действующих на утяжеленный конец

картушки, которая отклоняется от плоскости магнитного меридиа-

на. Поэтому после выхода из разворота отсчет показаний надо

производить через 20—30 с.

Вибрационная ошибка возникает под влиянием вибрации само-

лета. Эту ошибку устраняют до минимального значения методом

амортизации компаса.

Предполетный осмотр и пользование компасом в полете. Внеш-

ним осмотром необходимо убедиться, что видимых дефектов нет.

Жидкость должна быть прозрачна и не должно быть воздушных

пузырьков. Проверить наличие графика четвертной девиации в ка-

бине экипажа. Девиационное устройство прибора при осмотре

должно быть опломбировано.

На исполнительном старте после установки самолета по оси

ВПП убедиться, что магнитный компас КИ-13К показывает маг-

нитный курс взлета с учетом четвертной девиации.

После взлета компасный курс отсчитывается по шкале против

курсовой черты. В полете, особенно в неспокойной атмосфере, наб-

людаются колебания картушки, которые могут достигать

±15... 20°. Поэтому при отсчете курса необходимо осреднять по-

казания в течение 5—10 с. Выполнять развороты самолета необхо-

димо плавно и с малыми кренами. Это повышает точность разворо-

та и дает меньшие послевиражные ошибки, которые исправляются

после разворота в горизонтальном полете. После разворота самоле-

та отсчет курса ведется через 20—30 с.

При пользовании магнитным компасом в полете надо учитывать

ошибки, присущие ему. Измеренный компасный курс исправляется

поправкой на девиацию ΔК, чтобы определить магнитный курс, и

поправкой на магнитное склонение ДМ, чтобы получить истинный

курс.

1.9. КУРСОВАЯ СИСТЕМА ГМК-1Г

Назначение и принцип действия. Курсовая система ГМК-1Г

предназначена для определения и указания магнитного курса, для

вождения самолета по ортодромии, для определения угла разворо-

та самолета, а также выдает электрические сигналы, пропорцио-

нальные курсу следования самолета, в автопилот АП-40.

Рис. 1.15. Комплект курсовой системы ГМК-1Г

I—индукционный датчик; 2—гироагрегаты; 3—коррекционный механизм; 4—блок связи; 5—

автомат согласования; 6—пульт управления; 7—указатели

Принцип действия курсовой системы основан на использовании

свойств гироскопа с тремя степенями свободы, у которого главная

ось расположена горизонтально и на свойстве чувствительного

элемента индукционного датчика определять курс относительно

плоскости магнитного меридиана.

Комплект. В комплект курсовой системы входят (рис. 1.15): ин-

дукционный датчик ИД-3, установленный в левой консоли крыла;

основной и запасной гироагрегаты ГА-6 в куполах шасси;

автомат согласования АС-1 и блок связи БС-1 в правом отсеке

оборудования между шп. № 8—10;

коррекционный механизм КМ-8 на приборной панели у шп. № 8;

пульт управления ПУ-27 на правой неподвижной панели при-

борной доски;

два указателя КППМС на левой и правой амортизированных

панелях приборной доски.

Кроме того, в комплекте курсовой системы работает выключа-

тель коррекции ВК-53РШ, который отключает горизонтальную и

Рис 1 16 Коррекционный меха- Рис 1 17 Пульт управления ПУ-27

низм КМ-8

азимутальную коррекции при угловой скорости более 0,1 —

0,3 град/с.

Комплект ГМК-1Г питается постоянным током напряжением

28,5В, переменным трехфазным током напряжением 36В частотой

400 Гц и переменным однофазным током напряжением 115В часто-

той 400 Гц. Включается в работу с помощью автомата защиты сети

АЗС-2 с надписью «ГМК» на правом электрощитке АЗС.

Коррекционный механизм КМ-8 (рис. 1.16) предназначен для

электрической связи индукционного датчика ИД-3 с гироагрега-

тами ГА-6; автоматического учета четвертной девиации и инстру-

ментальных ошибок с помощью лекального устройства; ввода ве-

личины магнитного склонения пролетаемой местности; указания

компасного курса; осуществления контроля и коммутации элек-

трических цепей при проверке контрольных узлов.

Коррекционный механизм состоит из двух сельсин-приемников,

роторы которых закреплены на оси коррекционного механизма;

электродвигателя с редуктором, который отрабатывает ось коррек-

ционного механизма; усилитель; лекальное устройство.

На лицевой стороне прибора имеется: шкала компасного курса

отградуирована от 0 до 360° с оцифровкой через 30° с ценой деле-

ния 2°; широкая стрелка, показывающая по внешней шкале ком-

пасный курс; внутренняя шкала от 0 до ±180°; установка величи-

ны магнитного склонения пролетаемой местности производится по-

воротом отметчика (фигурной стрелки) с помощью кремальеры.

В коррекционном механизме имеется схема контроля, которая

обеспечивает выдачу контрольных углов 0±10° и 300±10° при про-

верке курсовой системы в режиме МК-

Пульт управления ПУ-27 (рис. 1.17) предназначен для ввода

широтной коррекции на гироскоп от влияния суточного вращения

Земли, как в Северном, так и в Южном полушариях, контроля

цепи сигнализации завала гироскопа гироагрегатов, переключения

потребителей курса с основного гироагрегата на запасной и наобо-

рот; контроля исправности системы в полете и перед полетом; вы-

бора режима работы магнитной коррекции или гирополукомпаса;

компенсации уходов гироскопа в азимуте от его несбалансирован-

ности; установки показаний указателей на любые значения курса

в режиме гирополукомпаса; включения быстрой скорости согласо-

вания в режиме МК.

На лицевой стороне пульта расположены: переключатель

«Сев. — Южн> — для изменения фазы питания широтной коррек-

ции при перелете через экватор; ламподержатели с матовыми

светофильтрами с надписью «Завал ГА», которые при загорании

свидетельствуют об отказе гироагрегата ГА-6; переключатель ре-

жимов работы, позволяющий устанавливать режим работы МК или

ГПК; переключатель «0 контроль 300» — для проверки работоспо-

собности курсовой системы в режиме МК; рукоятка широтного по-

тенциометра со шкалой широты для установки широты места взле-

та и широты пролетаемой местности; шкала отградуирована от О

до 90°, оцифровка через 10°, цена деления 2°; нажимной переклю-

чатель «ЗК» — для включения скорости быстрого согласования в

режиме МК и для установки стрелок указателей КППМС на задан-

ный курс в режиме ГПК-

Комбинированный пилотажно-посадочный прибор КППМС (рис.

1.18) состоит из пяти независимых систем, предназначенных для

указания бокового отклонения самолета от заданной линии пути,

отклонения самолета от глиссады планирования, аварийной сигна-

лизации курса, аварийной сигнализации глиссады, магнитного кур-

са и углов разворота самолета.

Для определения магнитного курса и угла разворота самолета

в приборе имеется самостоятельная следящая система, состоящая

из сельсин-приемника, электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором и

усилителя.

Сельсин-приемник прибора КППМС электрически соединен с

сельсином-датчиком, который находится в гироагрегате ГА-6.

При изменении курса самолета взаимное расположение статора

и ротора сельсина-датчика меняется. Сигнал рассогласования при-

нимает сельсин-приемник указателя, который поступает на усили-

тель, а затем на электродвигатель ДИД-0,5. Двигатель ДИД-0,5

отработает через редуктор ротор сельсина-приемника и стрелку