/
Author: Гамулин А.Г. Софронов Е.В.
Tags: техника средств транспорта системы управления авиационное оборудование гражданская авиация
Year: 1972
Text
ш
M.'ii
''‘•'•v/r*
СПЕЦИАЛЬНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
ГРАЖДАНСКОЙ
АВИАЦИИ
АГ. ГАМУЛ ИН
А. Г. ГАМУЛИН. Е. В. СОФРОНОВ
Suvorov AV 63-64@mail.ru для http://www.russianarms.ru
СПЕЦИАЛЬНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
ГРАЖДАНСКОЙ
АВИАЦИИ
ИЗДАНИЕ ВТОРОЕ, ПЕРЕРАБОТАННОЕ И ДОПОЛНЕННОЕ
Москва «ТРАНСПОРТ» 1972
УДК 629. 7(064+058.54+0.48)004(022)
Специальное оборудование самолетов и вертолетов гражданской авиации.
Издание 2-е, перераб. и дополн Гамулнн А. Г., Софронов Е. В
Изд во «Транспорт», 1972 г., с. 1—376.
В книге изложены принцип действия, устройство н особенности экс-
плуатации специального оборудования самолетов н вертолетов граждан-
ской авиации. Дано описание электрооборудования, авиационных приборов,
систем навигации и автоматического управления, кислородного оборудова-
ния; содержатся краткие сведения о системах радиосвязи, радионавигации
н радиолокации современных самолетов
Изложение принципов работы агрегатов, приборов и систем дано по
методике проф. Л. М. Маликова, которая широко используется в учебных
заведениях гражданской авиации.
Книга предназначена для технического состава. Она может служить
учебным пособием для курсантов средних технических учебных заведении
гражданской авиации, летных училищ н слушателей школ высшей летной
подготовки.
Рис. 290, табл. 10.
86-72
3- 18 6
ВВЕДЕНИЕ
Коммунистическая партия и Советское правительство уделяют
огромное внимание развитию и совершенствованию гражданской
авиации.
В настоящее время летательные аппараты (здесь и в дальней-
шем имеются в виду самолеты и вертолеты) с целью повышения
эффективности их использования и безопасности полетов на них
непрерывно оснащаются первоклассной техникой: новыми силовы-
ми установками, совершенными гидравлическими, пневматическими
и электрическими системами, новейшими устройствами автоматики,
радиоэлектроники и вычислительной техники.
Все современные самолеты летают в любых метеорологических
условиях. Для осуществления безопасных и регулярных полетов
необходимо контролировать режимы и параметры многочислен-
ных установок и систем, чтобы экипаж имел полное представление
о состоянии силовой установки и других агрегатов самолета,
о местонахождении, положении в пространстве, о курсе, скорости,
высоте полета и т. д.
Многообразные задачи, возникающие в полете, невозможно
успешно решить без применения целого комплекса полуавтомати-
ческого и автоматического электрического, приборного и другого
оборудования.
Авиационное оборудование разделяется на:
1. Электрооборудование, включающее в себя:
системы электроснабжения;
электропривод;
электрические сети, коммутационную и защитную аппара-
туру;
светотехническое оборудование и приборы инфракрасной тех-
ники;
системы управления режимами авиадвигателей;
системы запуска авиадвигателей.
2 Приборное н автоматическое оборудование, включающее
в себя:
системы н приборы контроля работы авиадвигателей и других
агрегатов летательных аппаратов;
3
пилотажно-навигационные измерительные системы и прнооры;
системы автоматического управления полетом;
высотное и кислородное оборудование.
3. Радиооборудование, включающее в себя:
радиосвязное оборудование;
радионавигационное оборудование;
радиолокационное оборудование.
Условия работы авиационного оборудова-
ния характеризуются широким диапазоном изменения температу-
ры, давления, плотности, влажности и электропроводности воздуха,
наличием механических и вибрационных перегрузок, паров масла
v топлива, изменением положения оборудования в пространстве
н т. п.
Как известно, свойства атмосферы зависят от высоты. С изме-
нением высоты от 0 до 35 км давление изменяется от 760 до
4 мм рт. ст., а температура от +50 до —60°С. Кроме того, работа
авиадвигателя и различных агрегатов оборудования сопровождает-
ся выделением тепла, что приводит к сильному нагреву располо-
женных вблизи них объектов авиационного оборудования. Повы-
шение температуры воздуха внутри летательного аппарата также
происходит из-за нагрева обшивки при сверхзвуковых полетах.
Плотность воздуха прямо пропорциональна давлению и обрат-
но пропорциональна температуре. С ростом высоты плотность воз-
духа уменьшается. Например, на высоте 20 км она в 14 раз мень-
ше плотности воздуха у поверхности земли.
Влажность воздуха характеризуется содержанием в нем водя-
ных паров. С увеличением высоты количество влаги в атмосфере
убывает из-за удаления от источников влаги и падения темпера-
туры. На высотах 9—12 км водяные пары в атмосфере воздуха
практически отсутствуют.
Электропроводность воздуха с высотой возрастает вследствие
уменьшения его плотности и увеличения интенсивности ионизации
от действия космических и ультрафиолетовых лучей.
Механические нагрузки возникают от действия сил инерции,
аэродинамических сил и ударных сил, особенно при взлете и посад-
ке летательного аппарата. На самолетах перегрузка может дости-
гать 12 g, а на космических летательных аппаратах до нескольких
десятков и даже сотен g.
Вибрационные перегрузки обусловлены наличием на летатель-
ном аппарате вибраций. Величина их зависит от частоты и ампли-
туды вибрации агрегатов авиационного оборудования. На лета-
тельных аппаратах возможны вибрации с частотами от 0,5 до
500 гц и выше, с амплитудами до 2,5 мм.
Изменение физических свойств атмосферы воздуха оказывает
большое влияние на работу авиационного оборудования летатель-
ного аппарата.
Изменение температуры приводит к изменению электрического
сопротивления проводов, емкости аккумуляторов, геометрических
размеров деталей, загустению смазки и т. д. Так, например, при
4
температуре +50°С электрическое сопротивление медных щ алю-
миниевых проводов приблизительно в 1,4 раза .больше, * чем при
температуре —60°С. Повышение температуры ведет к ухудшению
электрических свойств изоляционных материалов, увеличению кор-
розии металлических деталей и т. п. При понижении температуры
такие изолирующие материалы, как каучук, эбонит, полихлорви-
нил и другие, становятся хрупкими. а' "
Изменение плотности и те.мпера1уры воздуха е подъемом па
высоту приводит к ухудшению условий охлаждения электрических
машин, аппаратов и проводов, так как удельная теплоемкость воз-
духа с изменением плотности воздуха резко снижается.
С изменением влажности, плотности и электропроводности воз-
духа изменяются условия коммутации в электромашинах постоян-
ного тока, продолжительность горения электрической дуги, сопро-
тивление изоляции. Например, на высотах 15—16.' км- при напря-
жении 24 в продолжительность горения электрической дуги удваи-
вается по сравнению с продолжительностью горения у земли.
Уменьшение влажности воздуха приводит к росту износа щеток
электрических машин.
Вибрационные и механические перегрузки могут привести к
обрывам проводов и обмоток особенно в местах их пайки, к уско-
ренному износу осей, опор и подшипников в механизмах, к нару-
шению нормальной работы упругих и подвижных элементов агре-
гатов (пружин, якорей, электромагнитов и др.).
Коррозия и химическое действие паров топлива, масла и т. п.
также усложняют условия работы авиационного оборудования
на летательных аппаратах.
В соответствии с условиями работы авиационного оборудова-
ния на летательных аппаратах к нему предъявляются следую-
щие т р е бо в а н и я:
обеспечение наиболее полного и эффективного использования
летных свойств летательных аппаратов;
высокая надежность и безотказность действия в любых воз-
можных условиях эксплуатации в течение всего заданного срока
службы;
максимальная простота эксплуатации;
минимальное время подготовки к полету;
приспособленность к автоматическому контролю технического
состояния;
взаимозаменяемость деталей, узлов, приборов;
удобство и безопасность в обращении; безопасность в отноше-
нии пожаров, взрывов, коротких замыканий, поражений электри-
ческим током и воздействия высокочастотных электромагнитных
полей;
отсутствие влияния электрических установок на работу радио-
технических и других систем;
высокая механическая, электрическая, термическая прочность
и химическая стойкость;
минимальный вес и габариты.
5
Кроме общих требований, к каждому конкретному образцу
авиационного оборудования предъявляются специальные техниче-
ские требования, которые определяют его назначение, условия при-
менения и эксплуатации, основные характеристики и т. д.
Одним из наиболее важных требований, предъявляемых к авиа-
ционному оборхдованию, является требование высокой надежно-
сти. Высокая надежность авиационного оборудования обеспечива-
ется как в процессе проектирования и производства, так и в про-
цессе эксплуатации.
Большое количество и сложность самолетного оборудования
отрицательно влияют на надежность работы этого оборудования и
на время подготовки его к полету.
С целью сокращения сроков подготовки к полету летательных
аппаратов используют специальные установки для автоматическо-
го контроля всего оборудования, применяют средства механизации
и автоматизации всех трудоемких работ.
Согласно требованию приспособленности авиационного обору-
дования к автоматическому контролю в конструкциях и схемах
его систем должна быть предусмотрена возможность подключения
установок автоматического контроля.
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
Глава I
ОБЩИЕ ПОНЯТИЯ И КЛАССИФИКАЦИЯ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
На современных самолетах и вертолетах для приведения в дейст-
вие различных электрифицированных установок применяется элек-
трическая энергия. Она является наиболее универсальным видом
энергии по сравнению с другими видами (мускульной, пневмати-
ческой, пиротехнической, гидравлической).
Электрическую энергию, кроме того, легко трансформировать
в другие виды энергии, передавать и распределять между потре-
бителями; с помощью ее можно максимально автоматизировать
процессы управления, регулирования и контроля, а также обеспе-
чить создание систем с высокой надежностью.
В связи с этим электрическая энергия очень широко использует-
ся на самолетах и вертолетах. Она применяется почти во всех ви-
дах оборудования: автопилотах, системах запуска авиадвигателей,
расхода топлива, выпуска и уборки шасси, для обогрева элементов
самолетов, радиотехнических средств и др.
Современные самолеты и вертолеты в высокой степени электри-
фицированы. Например, на тяжелом пассажирском самолете мощ-
ность всех источников электроэнергии достигает 150—350 кет, об-
щая длина электрических проводов составляет 50—100 км, а вес
их — более 1 000 кг.
Задачи улучшения летных характеристик самолета, совершен-
ствования систем управления, комплексной автоматизации требу-
ют дальнейшей электрификации и совершенствования оборудова-
ния.
На самолете имеются специальные электроэнергетические сис-
темы, обеспечивающие электрической энергией всех ее потребите-
лей. Эти системы включают:
источники и преобразователи электрической энергии с соответ-
ствующей регулирующей аппаратурой (генераторы, преобразовате-
ли рода тока и напряжения, химические источники тока, регулято-
ры напряжения и частоты тока, устройства для подключения, от-
ключения, блокировки, защиты источников и распределения нагру-
зок между параллельно работающими генераторами);
системы передачи и распределения электрической энергии
(электрические сети, коммутационная и защитная аппаратура,
приборы контроля, монтажное и установочное оборудование).
Системы электроснабжения на самолете классифицируются
по роду используемого ими электрического тока, по величине
номинального напряжения и по способу распределения электро-
энергии.
По роду используемого тока системы электроснабжения подраз-
деляются па системы постоянного и переменного тока, а по вели-
чине номинального напряжения — на системы низкого (до 30 в)
и повышенного (выше 30 в) напряжения.
По способу распределения электрической энергии системы
электроснабжения подразделяются на централизованные, смешан-
ные и децентрализованные.
На ряде отечественных самолетов используется система посто-
янного тока, а потребители переменного тока обеспечиваются
электроэнергией от электромашинных преобразователей. Однако
имеется и ряд типов самолетов с самостоятельными энергосисте-
мами переменного тока.
Исследования, проведенные в последнее время у нас и за ру-
бежом, показывают, что на самолете только для 15% потребите-
лей требуется электроэнергия постоянного тока, а для 20% необхо-
дима электроэнергия переменного тока стабильной частоты; осталь-
ные потребители могут питаться от источников переменного тока
нестабильной частоты Отсюда видна целесообразность замены
всей энергосистемы постоянного тока на энергосистему переменно-
го тока.
Системы электроснабжения на переменном токе и применяемое
при этом оборудование имеют целый ряд преимуществ по сравне-
нию с системами и оборудованием постоянного тока:
машины переменного тока не имеют коллекторов, что значитель-
но повышает их надежность, высотность, уменьшает уровень ра-
диопомех и на 10—20% увеличивает коэффициент потезного дей-
ствия;
переменный ток можно просто и экономно трансформировать
из одного напряжения в другое и преобразовывать в постоянный
ток, соответственно с помощью статических трансформаторов и вы
прямителей;
условия искрогашенпя на контактах коммутационной аппара-
туры для переменного тока значительно легче, чем для постоянно-
го тока.
Наряду с отмеченными выше достоинствами переменного тока
применение его на самолете связано с рядом трудностей:
для многих потребителей необходим ток стабильной частоты,
что требует применения специальных (п сложных по устройству)
редукторов, так как скорость вращения авиадвигателя переменная;
8
Рис. 1. Зависимость относи-
тельного веса трансформато-
ров н времени горения дуги
от частоты тока
параллельную работу генераторов
переменного тока значительно слож-
нее осуществлять, чем генераторов
постоянного тока;
у электродвигателей переменного
тока трудно осуществляется регулиро-
вание скорости вращения и, кроме
того, они имеют малые пусковые мо-
менты.
Поэтому с учетом вышеизложен-
ного в настоящее время на самолетах
применяют как оборудование перемен-
ного, так и постоянного тока.
Следует отметить, что для получе-
ния относительно высоких параметров
электроэнергетической системы переменного тока необходимо пра-
вильно подобрать значения напряжения, частоты, числа фаз и их
соединение.
На рис. 1 показаны зависимости относительного веса транс-
форматоров (кривая 1), асинхронных электродвигателей мощно-
стью 1 кет (кривая 3), 0,5 кет (кривая 2) и 0,075 кет (кривая 4)
от частоты тока. Кривая 5 определяет зависимость времени горе-
ния дуги между контактами от частоты тока.
Из приведенного графика можно установить, что при условии
минимального веса и наименьшего времени горения дуги оптималь-
ной является частота порядка 400 гц.
Число фаз системы переменного тока оказывает существенное
влияние на вес электрических машин. К потребителям переменно-
го тока напряжение в зависимости от числа фаз может подводить-
ся одним, двумя, тремя, четырьмя проводами. Исследования трех-
фазных систем показали, что наибольшая экономичность в весе
достигается при соединении фаз обмоток генератора в звезду с
использованием корпуса в качестве нулевого провода. В этом слу-
чае в сети имеются фазовые напряжения U$ и линейное напряже-
ние С/Л=УЗ-(рис. 2, а). Однако по соображениям безопасно-
сти для обслуживающего персонала иногда корпус самолета не
используют как нулевой провод.
Рис. 2. Способы соединения обмоток генератора:
а — звезда; б — треугольник
9
На некоторых типах самолетов устанавливают генераторы,
у которых обмотки соединены треугольником (рис. 2, б). Чаще все-
го такое соединение применяют, когда трехфазный генератор ис-
пользуется по однофазной схеме.
Таким образом, в настоящее время электроэнергетические си-
стемы самолетов и вертолетов имеют следующие основные пара-
метры:
в системах постоянного тока — напряжение 28,5 в;
в трехфазных системах переменного тока — напряжение
200/115 в, частота 400 гц;
в однофазных системах переменного тока — напряжение 115 в,
частота 400 гц;
в системах переменного тока нестабильной частоты — напря-
жение 200 в.
Глава li
АВИАЦИОННЫЕ ХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ТОКА
Назначение и виды химических источников тока
Различают первичные и вторичные химические источники тока.
Действие первичных (необратимых) источников тока основано на
необратимых или труднообратимых электрохимических реакциях.
Примером необратимых источников тока могут служить гальвани-
ческие элементы. Они являются источниками одноразового дейст-
вия и применяются главным образом на ракетах.
Во вторичных источниках тока, пли аккумуляторах, в основу
действия положены обратимые электрохимические реакции. Они
способны не только отдавать, но и накапливать (аккумулировать)
электрическую энергию, подводимую извне.
Аккумулятором называется устройство, способное многократно
накапливать электрическую энергию постоянного тока, сохранять
ее в течение определенного времени и отдавать потребителям.
Аккумуляторы являются химическими источниками тока, так
как в них энергия протекающих химических процессов преобра-
зуется в электрическую энергию.
На самолетах и на аэродромах используются кислотные и ще-
лочные аккумуляторы. По назначению аккумуляторы делятся на
бортовые и аэродромные (наземные).
Бортовые аккумуляторы предназначены для питания:
потребителей электроэнергии систем автономного запуска сило-
вой установки;
потребителей электроэнергии при кратковременных токовых
нагрузках генератора;
жизненно важных потребителей при отказе генераторов в поле-
те или при повреждении электросети,
10
маломощных потре-
бителей при проверках
на работоспособность
Аэродромные ак-
кумуляторы использу-
ются для питания:
потребителей элек-
троэнергии на аэрод-
ромах и стартовых
площадках при про-
верках;
потребителей эле-
ктроэнергии при запу-
ске авиадвигателей.
Аккумуляторы выполняются в виде батареи, состоящих из
определенного числа последовательно соединенных элементов. Наи-
более распространены в авиации кислотные бортовые аккумуля-
торные батареи 12-А-ЗО, I2-CAM-28, 12-САМ-55, 12-АСАМ-23
и аэродромные аккумуляторные батареи 12-АО-50, 12-АСА-14ОМ.
Первые цифры обозначения указывают на число элементов в
батарее; буквы — область применения (например, САМ — стар-
терная авиационная моноблочная, АСАМ — авиационная стартер-
ная модернизированная с адсорбированным электролитом, АО —
аэродромного обслуживания, АСА — аэродромная стартерная
авиационная); цифры, стоящие после букв, — номинальную ем-
кость в ампер-часах.
Из щелочных батарей имеются 15-СЦС-45 (СЦС — серебряно-
цппковая самолетная) и кадмиево-никелевые батареи 20-КНБ-25.
Авиационные кислотные аккумуляторы
Простейший кислотный аккумулятор состоит пз положительной
и отрицательной пластин (электродов), помещенных в сосуд с
электролитом (рис. 3).
Активным веществом положительной пластины заряженного
аккумулятора является двуокись свинца РЬОг, а отрицательной —
губчатый свинец РЬ.
Электролитом служит раствор серной кислоты H2SO4 в дистил-
лированной воде (плотность электролита 1,26—1,285 г/сл3).
В водном растворе молекулы серной кислоты диссоциированы
на ионы водорода, несущие положительный заряд (2Н+) и суль-
фат-ионы, несущие отрицательные заряды (SO~_):
H2SO4 X 2Н+ + so4-
При этом электроды, будучи помещенными в раствор, приоб-
ретают определенный электрический потенциал по отношению к
электролиту.
11
С электрода, покрытого свинцом, часть молекул свинца пере-
ходит в раствор п становится положительными ионами РЬ++, осво-
бождая при этом по два электрона:
РЬ -> РЬ+ + + 2е.
Освободившиеся электроны остаются на электроде, сообщая
ему отрицательный заряд. Ионы свинца РЬ++ связаны с попами
сульфата SO4-- диссоциированной серной кислоты.
На положительном электроде происходит обратная картина.
Часть молекул двуокиси свинца переходит в раствор и становится
отрицательными попами РЬО",захватывая при этом с электрода
по два электрона:
РЬО2 + 2ё- РЬО2--_
(Четырехвалентный свинец восстанавливается в двухвалент-
ный.)
Электрод, лишившись электронов, приобретает положительный
заряд. Отрицательные ионы двуокиси свинца РЬОг оказываются
связанными с положительными ионами водорода Н+.
Итак, на электродах при погружении их в водный раствор сер-
ной кислоты возникают электрические заряды разного знака. Эти
заряды при разомкнутой внешней цепи аккумулятора уравновеши-
ваются противоположными им зарядами, находящимися в электро-
лите. Создается равновесный потенциал между электродами и
электролитом.
При замыкании внешней цепи аккумулятора на некоторое на-
грузочное сопротивление /?н электроны, освободившиеся на отри-
цательном электроде, поступают через внешнюю цепь к положи-
тельному электроду, компенсируя потерю его электронов на иони-
зацию молекул двуокиси свинца.
Таким образом, при включении аккумулятора на разряд по
внешней цепи течет ток, и в нем протекают электрохимические ре-
акции по уравнениям:
па отрицательном электроде
Pb+ + + SO7 - = PbSO4;
на положительном электроде
РЬО- " + 2Н+ = Pb+ + + 2ОН-
и Дальше
РЬ+ + + 2ОН- + 2Н++ SO4~ - = PbSO4 + 2Н2О.
Пз этих уравнений видно, что при разряде аккумулятора на
обоих электродах образуется сернокислый свинец (сульфат свин-
ца), а у положительного электрода, кроме того, вода, и поэтому
концентрация (плотность) электролита в сосуде понижается.
Уравнение разряда для аккумулятора в целом запишется в
следующем виде:
РЬО2 + 2H2SO4 + Pb = PbSO4 +2Н2О + PbSO4.
Теперь обратимся к заряду аккумулятора. В этом случае во
внешнюю цепь включается источник постоянного тока.
Электрохимические процессы при заряде протекают в обратном
порядке:
для отрицательного электрода
PbSO4 + 2е = Pb+ + + SO4- - ;
для положительного электрода
PbSO4 - 2Г+ 2Н,0 = РЬО2- - + 4Н+ + SO~ - .
Окончательно можно записать
PbSO4 + 2Н .О + PbSO4 = PbO.;+ 2H,SO4 + Pb .
Суммарное уравнение процессов разряда и заряда в свинцовом
аккумуляторе в общем виде может быть записано так:
РЬО, + 2H2SO4 + Pb Р‘^яд PbSO4 4- 2Н,0 + PbSO4.
заряд t **
Электродвижущая сила (э. д. с.) — есть разность по-
тенциалов на зажимах аккумулятора при разомкнутой внешней
цепи. В основном э. д. с. зависит от плотности электролита. Зави
симость э. д. с. от плотности при температуре электролита 15°С и
при изменении плотности в пределах (/=1,05—1,3 г/'см3 выражает-
ся эмпирической формулой: £=0,84+(/.
-юо 200 1,а
Рис. 4. Внешние характерис-
тики аккумулятора:
1 — полностью заряженного; 2 — ча-
стично заряженного
Э. д. с. не зависит от размеров, количества и состояния пластин
в допустимых пределах разряда. Для заряженного кислотного
аккумулятора £—2,1 в.
Внутреннее сопротивление слагается из сопротивлений
тролита, электродов и переходного сопротивления
электролит. Основную долю внутреннего
лятора составляет сопротивление
электролита, которое главным обра-
зом зависит от плотности и темпера-
туры. Минимальное сопротивление
электролит имеет при (/=1,2—1,32
г 1см3. С понижением температуры ве-
личина сопротивления электролита
увеличивается. С ростом числа плас-
тин и площади их поверхности, с
уменьшением расстояния между пла-
стинами и их толщиной внутреннее
сопротивление уменьшается.
Напряжение — это разность
потенциалов на зажимах аккумуля-
элек-
пластипы —
сопротивления аккуму-
13
Рис. 5. Зависимость емкости
аккумулятора от величины раз-
рядного тока
гора при замкнутой внешней
цепи
Зависимость напряжения от ве-
личины тока нагрузки является
внешней характеристикой аккуму-
лятора (рис. 4).
При заряде U3=E-]-I]Ra, а
при разряде Up=E—IpRa. где
/з, /р. Ra — соответственно ток за-
ряда, ток разряда, внутреннее со-
противление аккумулятора. Угол
наклона внешней характеристики а
отражает степень разряженности
аккумулятора:
а = arctg Ra.
Разряд аккумулятора нельзя
производить током, превышающим
допустимую величину. Для каждо-
го разрядного тока устанавливает-
ся конечное значение напряжения
одного элемента (например, для 12-А-ЗО 1,1—1,7 в) во избежание
порчи (вредной сульфатации) аккумулятора.
Емкость аккумулятора — это количество электричества, кото-
рое может отдать аккумулятор при разряде.
Если разряд производится током постоянной величины
гр=/р=const, то Q=/P/p. Здесь tr — время разряда.
Обычно емкость выражается в ампер-часах или в процентах от
номинальной емкости, т. е. той емкости, которая получается при
разряде аккумулятора номинальным током.
За номинальный ток принимается такая величина тока, при
которой аккумулятор разряжается до напряжения 1,7 в (на эле-
менте) в течение 5 и 10 ч (в зависимости от типа аккумуля-
тора).
Величина емкости аккумулятора главным образом зависит от
количества активных масс в пластинах и интенсивности их исполь-
зования. Поэтому емкость аккумулятора увеличивается с увели-
чением площади, пористости, количества пластин, а также с рос-
том плотности и температуры электролита и т. д.
При увеличении разрядного тока емкость будет уменьшаться
в связи с ростом и отставанием процесса диффузии электролита
(рис. 5).
Коэффициентом отдачи аккумулятора по
емкости называется отношение разрядной емкости к зарядной:
V =
<?з ’
Коэффициент отдачи всегда меньше единицы, так как при за-
ряде часть емкости тратится на электролиз воды и нагрев аккуму-
14
Рис. 6, Конструкция кислотной аккумуляторной батареи:
/. 6 — отрицательные пластины; 2 — изоляционные прокладки-сепараторы; 3. 4 — положи-
тельные пластины; 5 — башмачки; 7— баретка; 8 — блок пластин; 9—предохранительный
щиток; 10 — отрицательный щиток; // — моноблок; /2 — опорные призмы
лятора, а при разряде, хранении — на саморазряд. При нормаль-
ных режимах заряда и разряда
Tj = 0,5-: 0,9.
Конструкция кислотной аккумуляторной батареи изображена на
рис. 6. Авиационная аккумуляторная батарея состоит из следую-
щих основных элементов: корпуса, положительных и отрицатель-
ных пластин электродов, сепараторов, пробок.
Корпус — моноблок из эбонита, разделенный на отдельные
ячейки по числу элементов в блоке. На дне каждой ячейки уста-
новлены выступы (призмы, башмаки) для исключения короткого
замыкания между разноименными пластинами при выпадении ак-
тивной массы.
Электроды (пластины) имеют основание — решетку, отлитую
из сплава свинца и 6—12% сурьмы (для увеличения механической
прочности). В ячейки решеток впрессовываются исходные вещества
активных масс электродов (для положительных — свинцовый су-
рик РЬ3О4, для отрицательных — свинцовый глет РЬО), которые
после формовки и сушки преобразуются в РЬОг и РЬ.
Пластины одной полярности собираются в полублоки, которые
вставляются один в другой так, чтобы разноименные пластины че-
редовались. Для изоляции отрицательных пластин от положи-
1Г>
Рис 7. Пробки аккумуяяторов:
а — глухая; б — рабочая; в, г — вентиляционные
ЛЬ
тельных между пластинами проложены сепараторы из тонкс
микропористого эбонита (толщина 0,5—1,5 мм).
В аккумуляторных батареях типа 12-А, 12-САМ noJ10>K,Hje35'o
ных пластин на одну меньше, чем отрицательных, в связи с
меньшей механической прочностью.
Каждый собранный таким образом блок пластин помещается
в ячейку корпуса и закрывается крышкой с тремя отверстиями:
одно для заливки электролита, а два других для вывода штырей
полублоков. Места сочленения крышки со стенками ячейки зали-
ваются специальной мастикой.
Все элементы соединяются между собой последовательно меж-
элементными соединениями. О г двух крайних элементов выведены
клеммы для присоединения к внешней цепи.
Рабочие пробки самолетных батарей служат для отвода газов,
выделяющихся из электролита, и предохранения выливания элек-
тролита при эволюциях самолета.
В батареях типа АСАМ применена вентиляционная пробка,
клапаны которой в виде резинового кольца (рис. 7) отрегулирова-
ны на определенный перепад давления между полостью элемента
и внешней средой. Это предохраняет испарение электролита из
элемента (особенно на высоте).
Таб ища 1
Конечное зна-
Тип аккумуляторной
батареи
чение напряже-
ния на элемен-
те, в
при но-
мииа -
льном
токе
при
макси-
ма л ьи.
токе
Внутреннее
сопротив-
ление, ом
Плотность
электролита,
г[см*
12-А-ЗО 3 210 1.7
12-САМ-28 5,6 750 1,7
12-САМ-55 11 1500 1,7
12-АС А М-23 4,1 800 1,8
12-АО-50 4,8 360 1.7
12-АСА-14ОМ 25 1300 1.7
1,1 0,031 1,285—1,090 30 27,8
1,1 0,0134 1,265—1,070 28 28,5
1,1 0.007 1,260—1,080 53 58
1.1 0,0083 1,260—1,080 21 30
1,1 0,024 1,285—1,090 48 52
1.1 — 1,265—1,070 140 —
16
Глухие пробки устанавливаются при хранении батареи без
электролита.
В батареях типа АСАМ весь электролит адсорбирован в порах
активной массы и сепараторов, что увеличивает их высотность.
Для обеспечения надежности контакта между сепараторами и
пластинами применяются гладкие сепараторы и плотная посадка
блоков в ячейки корпуса.
Сепараторы толщиной 0,5 мм имеют с одной стороны (обратной
к положительной пластине) пять борозд глубиной 0,2 мм и шири-
ной 1 мм. В каждом полублоке положительных пластин на одну
больше, чем отрицательных. Это необходимо для увеличения об-
щего количества электролита в порах активных масс.
В табл. 1 приведены основные характеристики авиационных
'.потных аккумуляторов.
иости эксплуатации кислотных аккумуляторных батарей
Периодически проверяется состояние рабочих пробок и произ-
водится очистка их вентиляционных каналов, так как закупорка
каналов может привести к разрыву батареи. Контролируется уро-
вень электролита.
На верхней поверхности батареи не должно быть электролита.
Иначе это приводит к ускоренному саморазряду. Если электролит
есть, то нужно вытереть его сухой тряпкой.
Проверяется состояние выходных зажимов. Следует предохра-
нять батарею от механических повреждений.
Не допускается установка на самолет разряженной батареи в
связи с тем, что это приводит к ненадежному питанию потребите-
лей (особенно автономного запуска авиадвигателя), а в самой ба-
тарее могут возникнуть такие неисправности, как сульфатация и
переполюсовка элементов. Следует иметь в виду, что аккумулятор-
ная батарея в полете не может полностью заряжаться, так как на-
пряжение на батарее в конце заряда должно быть 30,6—31,8 в, а
напряжение бортовой сети, вырабатываемое генераторами, не
превышает 28,5 в.
Не допускается держать аккумуляторную батарею в разряжен-
ном или полуразряженном состоянии более 8 ч, поскольку появля-
ется сульфатация.
В конце летного дня (ночи), а при возможности и после каждо-
го полета, нужно проверять степень разряженности аккумулятор-
ной батареи.
Заряд аккумуляторной батареи производится по мЬре надобно-
сти, не реже 1 раза в месяц (независимо от степени разряжеппо-
сти) производится глубокий заряд с перезарядом (дополнительной
зарядкой током второй ступени в течение времени не менее 2 ч).
Контрольно-тренировочные циклы проводятся через каждые
три месяца. Они включают глубокий заряд, разряд батареи поми-
нальном током до напряжения 1,7 в на элементе, при этом произ-
17
Таблица 2
Плотность электролита при4-25°С, г}см?
Степень разряженности батареи для аккумуляторов серий САМ и АСА Для аккумуляторов серий А и АО
Заряжена полностью Разряжена на 25%. » на 50% » на 75% » полностью 1,255—1,265 1,200—1,255 1,160—1,180 1,110—1,130 1,050—1,080 1,280 -1,290 1,235 1,255 1,185—1,225 1,135-1,175 1,050 1,100
водится замер фактической емкости батареи и затем нормальный
заряд в две ступени.
Критериями для определения степени разряженности батареи
является плотность электролита и напряжение.
Для определения степени разряженности по плотности (табл. 2)
электролита измеряют с помощью ареометра плотность электроли-
та в каждом элементе, а также его температуру.
Таблица 3
Степень разряженности батареи Напряжение одного элемента, «
Заряжена полностью Разряжена на 25% » на 50% * на 75% » полностью 2,03—2,08 2,00—2,03 1,94—1,98 1.85—1,9 ( 1,70—1,8 (
Для определения степени разряженности по напряжению
(табл. 3) применяется аккумуляторный пробник (пробник Румян-
цева), проверка производится под нагрузкой, двойной по отноше-
нию к номинальному току.
Авиационные щелочные аккумуляторы
В настоящее время в гражданской авиации находят применение
щелочные аккумуляторы: серебряно-цинковые, кадмиево-никеле-
вые, железо-никелевые и др.
У серебряно-цинковых аккумуляторов активным веществом для
положительных пластин является перекись серебра, а для отри-
цательных пластин — металлический цинк. Электролитом служит
раствор едкого калия в дистиллированной воде плотностью
1,4 г!см\
18
При разряде аккумулятора происходит восстановление перекиси
серебра до металлического серебра и окисление цинка до окиси
или гидроокиси цинка. Восстановление перекиси серебра идет в
две ступени:
на первой ступени перекись серебра восстанавливается до оки-
си серебра:
Ag2O2 + Zn + Н2О + КОН - Ag2O + Zn(OH)2 + КОН;
на второй ступени окись серебра восстанавливается до метал-
лического серебра:
Ag2O + Zn + Н.,0 + КОН Ag + Zn (ОН)2 + КОН.
При заряде процессы идут в обратных направлениях.
Из реакций следует, что плотность электролита при работе се-
ребряно-цинкового аккумулятора остается почти постоянной. Одна-
ко исследования показали, что при разряде большими токами плот-
ность электролита несколько повышается, а при длительных ре-
жимах разряда — уменьшается. Уровень электролита в элементе
также может уменьшаться по мере разряда аккумулятора.
О степени разряженности серебряно-цинкового аккумулятора
нельзя судить по плотности электролита, так как между ними
определенной связи нет. Э. д. с. и напряжение серебряно-цинкового
аккумулятора изменяются в процессе заряда-разряда в соответст-
вии с двухступенчатым протеканием реакции.
Например, э. д. с. нормально заряженного аккумулятора равна
1,82—1,88 в, а на второй ступени разряда снижается до
1,58—1,60 в. Это объясняется переходом перекиси серебра Ag2O2
в окись серебра Ag2O, обладающую более низким потенциалом.
На рис. 8 даны зависимости напряжения серебряно-цинкового
аккумулятора от емкости, а на рис. 9 его внешняя характеристика.
На рис. 8 прямая 2 характеризует разряд полностью заряжен-
ного серебряно-цинкового аккумулятора. В момент образования
слоя Ag2O на поверхности пластин разряд аккумулятора опреде-
ляется линией 3.
Основная часть емкости аккумулятора отдается при напряже-
нии второй ступени, и поэтому номинальной величиной э. д. с.
элемента считается величина 1,56 в.
Емкость серебряно-цинкового ак- W
кумулятора практически не зависит
от величин разрядных токов. Только
при токах разряда, в десятки раз
больших номинального, емкость ак-
кумулятора заметно уменьшается.
На рис. 10 кривая 1 характеризует 0,5
разрядные емкости аккумулятора при
токах 0—40 а, а кривая 2 — при ТО Рис 8. Характеристики раз-
ках 20—200 а. РяДа серебряно-цинкового
Авиационная серебряпо-цинковая аккумулятора:
аккумуляторная батарея СОСТОИТ ИЗ 15 з— при разряде большими тонами
19
Рис. 9. Внешняя характе-
ристика серебряно-цннкового
аккумулятора:
1 — полностью заряженного: 2 — ча-
стично заряженного
Рис. 10. Зависимость емко-
сти соребряно-цинкового ак-
кумулятора от величины раз-
рядного тока:
I — при токах разряда 0—49а;
2 — при токах разряда 0—200а
последовательно соединенных
аккумуляторов, размещенных
в общем контейнере. Каждый
аккумулятор СЦС-45 имеет 17
положительных и 18 отрица-
тельных пластин, опущенных в
Рис. 11. Устройство акку-
мулятора СЦС-45:
1 — целлофан; 2 — фильтровальная
бумага; 3— отрицательная пласти-
на; 4— капроновый мешочек;
5 — положительная пластина
прозрачный пластмассовый сосуд
с электролитом (рис. 11). Пластина электролита состоит из тон-
кого слоя активной массы, в которую запрессованы остов и токо-
отвод, изготовленные из тонких серебряных проволочек. Каждая
отрицательная пластина 3 обертывается сначала тонкой фильтро-
ванной бумагой 2, а затем тремя-четырьмя слоями целлофана 1.
Положительная пластина 5 обертывается фильтрованной бумагой,
помещается в капроновый мешочек и располагается между отри-
цательными пластинами. Целлофан и капрон выполняют здесь
роль сепараторов.
Токоотводы одноименных пластин припаиваются к двум полым
болтам-борпам, расположенным на крышке аккумулятора.
В центре крышки имеется отверстие для заливки электролита и
выхода газов, в которое ввертывается вентильная пробка.
Контейнер изготовлен из листовой нержавеющей стали с отки-
дывающейся на петлях крышкой. На внутренней стороне крышки
закреплена изоляционная панель с контактными пружинами, ко-
20
торые обеспечивают хороший контакт с соответствующими борца-
ми. На крышке расположен контрольный разъем. Провода к нему
подпаиваются от каждого пружинного контакта. С помощью спе-
циального пульта, подсоединенного к разъему, проверяется э. д. с.
п напряжение каждого аккумулятора и всей батареи.
На контейнере имеется специальный штепсельный разъем для
подключения батареи к сети.
Э. д. с. полностью заряженной батареи 15-СЦС-45 равна
27,3—28,2 в, а номинальное напряжение (на второй ступени раз-
ряда) 22,5 в. Внутреннее сопротивление данной батареи равно
0,02—0,04 ом.
Серебряно-цинковые аккумуляторы батареи обладают высокой
удельной энергией (до 112 вт-ч!кг, у 12-САМ-28 она равна
12 вт-ч/кг), высоким коэффициентом использования активных
масс. Серебряно-цпнковый аккумулятор в 3 раза легче свинцового
аккумулятора и отдает в 3 раза больше энергии, чем свинцовый
аккумулятор того же веса.
Особенности эксплуатации серебряно-цинковых аккумуляторных батарей
Перед установкой на самолет проверяется э. д. с. каждого эле-
мента, она должна быть не ниже 1,82 в. Батарея устанавливается
на самолет не ранее чем через 24 ч после заряда. Эта выдержка
нужна для выявления неисправных элементов (с пониженной
э. д. с.), которые могут привести к коротким замыканиям и заго-
ранию батареи на самолете.
Проверка состояния батареи перед ее эксплуатацией произ-
водится нагрузочным током 50—100 а в течение 2—3 сек, напря-
жение при этом должно быть не ниже 21 в.
Хранится батарея в теплом помещении с температурой не ниже
+ 10°С и не выше -f-35°C. Если это не обеспечено, то после уста-
новки батареи на самолет при температуре +5°С должен быть
включен электроподогрев, питающийся от аэродромных средств.
Глава III
АВИАЦИОННЫЕ генераторы
Электрификация, автоматизация и механизация в современных
условиях основаны на широком использовании электрических ма-
шин. Электрические машины представляют собой механизмы, по-
зволяющие преобразовывать механическую энергию в электриче-
скую, электрическую энергию в механическую, электрическую энер-
гию одного рода в электрическую энергию другого рода.
Первую задачу выполняют электрические генераторы, вто-
рую — электрические двигатели и третью — преобразователи.
21
Электрические машины находят самое широкое применение во
многих отраслях промышленности, в том числе и в авиации.
В зависимости от рода тока авиационные генераторы разделяют
на две группы: генераторы постоянного н переменного тока.
Авиационные генераторы постоянного тока
Авиационные генераторы постоянного тока являются основны-
ми источниками электрической энергии на самолете. Они обеспечи-
вают электроэнергией средства запуска, органы управления само-
летом, механизмы специального оборудования, радио- и радиотех-
нические устройства, вычислительные и счетно-решающие маши-
ны, электрические автоматизированные системы и приборы, систе-
мы освещения, обогрева и т. д.
Отличительная особенность авиационных генераторов от про-
мышленных машин — это их малые габариты и вес, высокий
к. п. д., большие перегрузочные способности, высокая надежность.
Например, удельные мощности для авиационных генераторов
постоянного тока достигают 450/500 вт1кг, для генераторов пере-
менного тока 700—1 400 вт!к.г. Это соответственно в 5 и 10 раз
больше, чем для неавиационных генераторов той же мощности.
Получению больших удельных мощностей способствуют: высокие
скорости вращения (4 000—9 000 об!мин для генераторов постоян-
ного тока и 4 000—24 000 об!мин для генераторов переменного то-
ка), применение изоляционных материалов с высокой тепловой и
электрической прочностью; интенсивное охлаждение генераторов
(продув потоком воздуха) и др.
Авиационные генераторы постоянного тока выпускаются типов
ГС, ГС-СТ, ГСР, ГСР-СТ, СТГ. Здесь ГС — генератор самолетный,
Р — с расширенным диапазоном, СТ (СТГ) — стартер-генератор.
Последние одновременно служат для запуска авиадвигателя.
Номинальные мощности авиационных генераторов постоянного
тока равны 3 000, 6 000, 9 000, 12 000, 18 000 н 22 000 вт при напря-
жении 30 в.
В качестве привода генераторов могут применяться:
непосредственный привод от вала авиадвигателя (через редук-
тор) ;
привод от автономного двигателя (бензиновый, газотурбинный
двигатель);
привод от газовой турбины;
привод от ветродвигателя (ветрянка);
инерционный привод (от маховика);
ручной привод (в аварийных случаях).
Принцип действия авиационных генераторов постоянного тока
основан на законах электродинамики (электромагнитной индук-
ции, законе полного тока и законе электромагнитных сил).
На рис. 12 показаны неподвижные полюсы N и S, создающие
постоянный магнитный поток, силовые линии которого пересекают
активные проводники (ab и cd) вращающейся рамки abed.
22
Согласно закону электромагнитной
индукции в проводнике возникаетэ. д. с.:
е = B l v-10’ЯЬ; e = Blv, (1.1)
где В — индукция под полюсом; I —
длина активного проводника; v — линей-
ная скорость движения проводника.
За один оборот рамки в каждом ее
проводнике наводимая э. д. с. меняет
дважды свое направление, изменяясь по
синусоидальному закону (рис. 13). При
этом во всех положениях рамки э. д. с.
активных проводников (ab и cd) склады-
ваются.
димая в проводнике за
один оборот рамки
ток во внешней цепи
Рис. 15. Электрическая
схема соединения стар-
тео-генератора ГСР-СТ-
12 000 ВТ
шов
В генераторах постоянного тока для выпрямления переменной
э. д. с. применяется коллектор, простейшее исполнение которого
в виде двух полуколец (ламелей) показано на рис. 12.
Щетки на коллекторе устанавливаются так, чтобы они перехо-
дили с одного полукольца на другое в момент, когда э. д. с. рамки
равна нулю. В этом случае к каждой щетке подводится э. д. с. од-
ного направления. Например, щетка А соединена всегда с полу-
кольцом, связанным с проводником, находящимся только под се-
верным полюсом. Таким образом, от щетки А во внешнюю сеть
будет протекать ток одного направления, пульсирующий по вели-
чине (рис. 14).
Для уменьшения пульсаций и для увеличения результирующей
э. д. с. в реальной машине применяют большое число рамок (сек-
ций), равномерно распределенных в пазах якоря, и соответствую-
щее количество пластин, располагаемых па коллекторе машины.
23.
В самолетных генераторах число ламелей (пластин) достигает
больше сотни.
Устройство авиационных генераторов постоянного тока. В ка-
честве примера рассмотрим устройство стартер-генератора типа
ГСР-СТ-12000ВТ, который предназначен для запуска авиадвига-
теля и питания бортовой сети летательных аппаратов постоянным
током напряжением 28,5 в.
На рис. 15 представлена электрическая схема соединения стар-
тер-генератора ГСР-СТ-12000ВТ, который имеет параллельную
шунтовую (ШОВ) и последовательную серийную (СОВ) обмотки
возбуждения, расположенные на восьми основных полюсах.
Катушки ШОВ соединяются между собой последовательно.
Один конец этой обмотки соединен с минусовым щеткодержате-
лем, а другой выведен в клеммовую панель п имеет обозначение Ш.
Все катушки СОВ также соединены между собой последова-
тельно и подключены к клемме С колодки.
Стартер-генератор имеет три дополнительных полюса, обмотка
которых ОДП одним концом соединена с обмоткой якоря через
минусовые щетки, а второй конец ее выведен на клемму «—» ко-
лодки.
Рис. 16. Конструкция стартер-генератора
На рис. 16 приведена конструкция стартер-генератора. Основ-
ными конструктивными узлами стартер-генератора являются кор-
пус 1 с полюсами, с катушками и щеткодержателями; 2 — якорь
с коллектором и обмоткой; 3 — щит с выводными проводами;
патрубок 4.
Корпус генератора имеет вид моноблока, сваренного из двух
частей, одна из которых служит магнитопроводом, а другая явля-
24
ется фланцем с отверстиями для крепления к авиадвигателю. Неко-
торые типы генераторов сейчас крепятся с помощью специальных
скоб (например, ГС-12Т, ГС-18Т).
К средней части корпуса крепится восемь основных полюсов из
листовой электротехнической стали и четыре литых дополнитель-
ных полюса. На полюсах размещены катушки обмоток.
Щеткодержатели закреплены в передней части корпуса. Они
устанавливаются так, что угол между щеткой и коллектором со-
ставляет 30°, что позволяет сохранять нагрузку на щетку постоян-
ной независимо от ее износа и предохранять щетку от заклинива-
ния.
Якорь генератора имеет вал, состоящий из двух частей: внут-
ренний гибкий вал и пустотелый вал. Гибкий вал с помощью шли-
цев соединяется с редуктором авиадвигателя, а другим конусным
концом — с пустотелым валом.
Охлаждение генераторов осуществляется таким образом: в по-
лете — встречным потоком воздуха, а при работе на земле — с по-
мощью встроенного вентилятора. При продуве генератора охлаж-
дающий его воздух омывает коллектор, щетки и щеткодержатели,
железо и обмотку якоря, катушки основных и дополнительных по-
люсов.
Для использования стартер-генератора в стартерном и генера-
торном режимах он соединяется с газотурбинным авиадвигателем
с помощью автоматически переключающегося редуктора, который
при запуске передает вращающий момент ог стартер-генератора
на авиадвигатель, а после запуска — от авиадвигателя к стартер-
генератору. Этот редуктор может быть встроенным в авиадвига
тель, либо в стартер-генератор (например, в СТГ-12ТЛЮ-1000).
Передаточное отношение редуктора обычно бывает близким к
единице. Дтя стартер-генератора ГСР СТ 12 000ВТ это отношение
равно
Для СТГ-12ТМО-ЮОО:
"стг 3,167
i = ———- = ——=3,167 — в стартерном режиме;
«стг 1
i — —— = — = 1 — в генераторном режиме,
где Пгср— скорость вращения вала ГСР-СТ-12000ВТ; пстг —
скорость вращения вала СТГ-12ТМО-1000; пад — скорость враще-
ния вала авиадвигателя
Авиационные генераторы переменного тока
На самолетах и вертолетах в качестве источников перемен-
ного тока применяют, кроме электромагнитных преобразователей,
синхронные генераторы серии СГС (синхронный генератор само-
летный) и серии СГО (синхронный генератор однофазный). На
25
рис. 17 приведена схема однофазного генератора переменного
тока.
Принцип действия синхронного генератора основан также на
использовании законов электродинамики.
Рис. 17 Принципиальная схема син-
хронного генератора
Рис. 18. Размещение обмоток на
статоре трехфазной синхронной
машины
Вокруг осн вращается
двухполюсный постоянный
магнит, охваченный неподвиж-
ным витком. В активных сто-
ронах по закону электромаг-
нитной индукции (правило
правой руки) будет наводить-
ся переменная э. д. с., ампли-
туда которой пропорциональна
магнитной индукции В, дли-
не I и скорости v перемещения
проводника, т. е. Етах = Blv.
Причем, э. д. с. в проводни-
ках, расположенных на проти-
воположных сторонах витка,
складываются. Результирую-
щая э. д. с. будет изменяться
во времени с периодом
Т = -^сек, (1.2)
где п — скорость вращения
магнита, об!мин.
Следовательно, с концов не-
подвижного витка можно сни-
мать переменный ток часто-
той
/ = -у- = -^/сек.
В общем случае, когда число пар
не 1, а р, то частота переменного тока
/ = ^1/сек.
полюсов магнита равно
(1.3)
В практике для увеличения э. д. с. и тока вместо постоянных
магнитов используют электромагниты, обмотки которых называют-
ся обмотками возбуждения. Обычно они размещаются
на вращающейся части — роторе и питаются постоянным током,
который подводится с помощью щетки и колец.
Обмотки переменного тока (однофазные или трехфазные)
укладываются на неподвижной части — статоре.
Наиболее распространены трехфазные синхронные машины, в
которых векторы соседних фаз сдвинуты относительно друг
друга на 120 электрических градусов. Это достигается соответству-
ющим пространственным размещением трех обмоток статора,
26
Рис. 19 Схема генератора с независи-
мым возбуждением. Обмотка .возбужде-
ния питается от сети постоянного тока
как показано на схеме
(рнс. 18).
В зависимости от спо-
соба питания обмоток воз-
буждения различают генера-
торы с независимым возбуж-
дением и с самовозбужде-
нием.
В генераторах с не-
зависимым возбуж-
дением обмотка возбуж-
дения питается постоянным
током от сети (рнс. 19) или от возбудителя (рис. 20) генератора
постоянного тока параллельного возбуждения, находящегося на
одном валу с синхронным генератором.
В генераторах с самовозбуждением обмотка воз-
буждения питается постоянным током (рис. 21), который получа-
ется за счет выпрямления обычно полупроводниковыми выпрями-
телями переменного тока генератора.
Для самовозбуждения синхронного генератора необходимо вы-
полнение трех условий:
магнитная система машины должна обладать остаточным на-
магничиванием;
ток в обмотке должен создавать поток такого направления, ко-
торый совпадал бы с потоком остаточного намагничивания;
сопротивление цепи возбуждения должно быть меньше опре-
деленного значения.
Привод генераторов переменного тока осуществляется сле-
дующими способами;
непосредственный привод от вала авиадвигателя;
привод от вала авиадвигателя через муфту постоянной скоро-
сти вращения,
привод от вспомогательного воздушнотурбинного двигателя,
питаемого воздухом от компрессора авиадвигателя (турбопривод);
Рис. 20. Питание обмотки возбужде-
ния генератора от специатьното воз-
61 днтеля
Рис. 21. Схема генератора с само-
возбуждением:. Питание обмотки
возбуждения генератора от выпря-
мителя
27
привод от автономного газотурбинного двигателя (газотурбин-
ный привод).
При непосредственном приводе от вала авиадвигателя в связи
с изменением скорости вращения генератора изменяется частота
переменного тока. В этом случае напряжение стабилизируется с
помощью угольных регуляторов (как в генераторах постоянного
тока — воздействием на ток возбуждения). Частота не стабилизи-
руется, поэтому к генератору подключают лишь те потребители,
работа которых не зависит от изменения частоты переменного тока.
В приводе вала от авиадвигателя через муфту постоянной ско-
рости вращения, находящейся между ведущим и ведомым валами,
изменением передаточного числа между валами обеспечивается
постоянство скорости вращения генератора. В качестве муфты
используются гидравлические, механические и электромагнитные
устройства.
В турбоприводе воздух от компрессора авиадвигателя подает-
ся на вход воздушной турбины, проходит через сопловой аппарат,
турбинное колесо и выбрасывается в атмосферу. Скорость враще-
ния турбины, которая через редуктор подается на генератор, регу-
лируется изменением проходного сечения сопла.
Газотурбинный привод обеспечивает работу генераторов при
неработающих авиадвигателях. От одного газотурбинного двигате-
ля могут получать вращение сразу несколько генераторов.
Все три последние приводы позволяют стабилизировать часто-
ту переменного тока, что необходимо для осуществления парал-
лельной работы синхронных генераторов.
Рис. 22. Схема генератора СГО-8
28
Устройство авиационных синхронных гене-
раторов. Синхронные генераторы, устанавливаемые на самоле-
тах и вертолетах, имеют закрытое исполнение, фланцевое крепле-
ние и охлаждаются воздухом, продуваемым через внутреннюю по-
лость генератора.
В зависимости от места расположения обмотки возбуждения
генераторы бывают нормальной и обращен но й
конструкции. Под нормальной конструкцией генератора пони-
мают такую, когда обмотка возбуждения размещается на роторе,
а обмотка переменного тока — на статоре генератора. В генера-
торах обращенной конструкции обмотка возбуждения расположе-
на на статоре, а обмотка переменного тока — на роторе.
На рис. 22 изображена схема генератора СГО-8 (обращенной
конструкции).
Начала трех фаз обмотки переменного тока вывезены через
контактные кольца па клеммную коробку (клеммы С/, С2, СЗ).
К клеммам U2, соединенным с обмоткой возбуждения генера-
тора, подводится напряжение постоянного тока. Катушки обмотки
возбуждения расположены па полюсах статора.
На самолетах и вертолетах трехфазные синхронные генераторы
часто используются для получения однофазного переменного тока,
напряжение которого снимается с двух клемм. Например, с клемм
С1 и С2 или с С2 и СЗ и т. д
Особенности эксплуатации авиационных генераторов
В процессе эксплуатации наиболее тщательного ухода требуют
коллектор и щеточный узел. В высотных условиях щетки и коллек-
тор подвержены большому износу. Недостаточный контроль за
их состоянием может привести к нарушению нормальной работы
генератора и даже выходу его из строя.
Коллектор нужно содержать чистым, а щетки должны легко
перемещаться в обоймах щеткодержателей, не иметь трещин и ско-
лов, хорошо прилегать к коллектору; поверхность прилегания
должна быть гладкой, блестящей и без царапин.
В случае износа щетки заменяются. При этом производится их
притирка к коллектору с помощью стеклянной бумаги № 180 и
220 (наждачную бумагу применять нельзя) и пришлифовываются.
Чистят загрязненный коллектор чистой хлопчатобумажной
тканью, слегка смоченной бензином. Загрязнения, не смываемые
бензином, удаляют мелкой стеклянной бумагой № 180 или 220.
Кроме того, в процессе эксплуатации контролируется:
затяжка клеммовых гаек и болтов, целостность контровки;
внешнее состояние и крепление генератора;
прочность крепления шланга воздухопровода к патрубку обду-
ва и патрубка к щиту генератора;
отсутствие посторонних жидкостей (масла, керосина) внутри
генератора;
легкость вращения якоря (исправность подшипников).
29
Регулирование напряжения генераторов
Регулирование напряжения генераторов с помощью угольных
регуляторов. Нормальная работа потребителей электрической
энергии на самолетах возможна лишь при неизменном напряже-
нии их питания. Известно, что напряжение генератора
U = E-IR. = сдФ-/Фя, (1.4)
где Е — э. д. с. генератора; с — коэффициент, определяемый
конструктивными параметрами генератора; п — скорость враще-
ния генератора; Ф — магнитный поток возбуждения; I, R4— ток
нагрузки и внутреннее сопротивление якоря генератора.
Так как скорость вращения п и ток нагрузки / изменяются в
широких пределах, то для поддержания напряжения генератора
постоянным необходимо воздействовать на величину Ф магнитного
потока машины. На практике это осуществляется с помощью регу-
ляторов напряжения, которые автоматически изменяют величину
сопротивления цепи обмотки возбуждения.
В зависимости от характера изменения данного сопротивления
различают регуляторы непрерывного и дискретного действия.
Последние в настоящее время в авиации практически не приме-
няются.
Регуляторы непрерывного действия обеспечивают плавное из-
менение сопротивления цепи возбуждения. К ним относятся уголь-
ные, полупроводниковые и дроссельные регуляторы напряжения.
Принцип действия угольных регуляторов напряжения. В уголь-
ных регуляторах регулируемым сопротивлением в цепи возбужде-
ния является столб, набранный из 40—60 шайб 2 (рис. 23, а).
Контакт с крайними шайбами осуществляется металлическими
пластинками 1.
На рис. 23, б приведена зависимость величины электрического
сопротивления Ryc угольного столба от силы F сжатия его.
При изменении сплы давления на угольный столб от несколь-
ких граммов до 5—7 кг сопротивление угольного столба изменяет-
ся в пределах от 30—50 до 0,1—0,3 ом.
Процесс стабилизации напряжения генератора с помощью
угольного регулятора осуществляется следующим образом. Если
напряжение U (рис. 24) генератора увеличивается, то возрастает
ток в обмотке U73 электромагнита и его сила Fa. Якорь Я переме-
щается ближе к сердечнику С электромагнита, ослабляя давление
пружины на угольный столб. Сопротивление угольного столба
Rye возрастает, ток в обмотке возбуждения 1FB уменьшается и на-
пряжение генератора восстанавливается.
При уменьшении напряжения генератора процесс регулирова-
ния происходит в обратном порядке. С помощью сопротивления,
включенного последовательно с обмоткой осуществляется на-
стройка регулятора на заданное напряжение. Угольные регуляторы
обеспечивают стабилизацию напряжения авиационных генераторов
с точностью до ±Зн-10%.
3«
Особенности регулирования напря-
жения генераторов переменного тока.
Регулирование напряжения генераторов
переменного тока (синхронных генера-
торов), как правило, осуществляется из-
менением тока возбуждения. В качестве
регуляторов напряжения синхронных ге-
нераторов широко используются уголь-
ные регуляторы напряжения.
В настоящее время на самолетах ис-
пользуются в основном синхронные гене-
раторы с независимым возбуждением.
Независимое возбуждение может быть
осуществлено либо от постороннего ис-
точника постоянного тока, либо от воз-
будителя, находящегося на валу генера-
тора. В первом случае угольный столб
регулятора включается непосредственно
в цепь возбуждения генератора, т. е. так
же, как в генераторах постоянного тока
(см. рис. 24), а во втором случае его
целесообразнее включить в цепь возбуж-
дения возбудителя (рис. 25), так как это
дает возможность использовать регуля-с
тор меньшего веса и габаритов. В обоих
случаях рабочая обмотка регулятора
включается на регулируемое напряжение
(напряжение генератора) через выпря-
митель.
Регуляторы напряжения своим чувст-
вительным элементом (рабочей обмот-
кой) могут быть включены на напряжение
[pt-Lh tH-IIUIHiTt
б)
Рис. 23. Угольный
столб:
а — разрез угольного стол-
ба; б—зависимость сопро-
тивления угольного столба
от силы сжатия
Рис. 24. Принципиальная
схема регулирования на-
пряжения генератора
Рис. 25 Включение регулятора напряжения в цепь возбуждения возбудителя:
ОВГ— обмотка возбуждения генератора; ОВВ— обмотка возбуждения возбудителя;
^ус~Уголь,|ый столб; РОГ — регулирующая обмотка генератора
3!
Рис. 26. Конструкция угольного регулятора типа PH-180
одной пз фаз (обычно при использовании генератора в качестве од-
нофазного источника питания) или на напряжение всех трех фаз.
Устройство угольных регуляторов напряжения. Применяемые в
настоящее время на самолетах угольные регуляторы отличаются
друг от друга лишь мощностями рассеяния тепла в угольных
столбах, а также некоторыми схемными и конструктивными осо-
бенностями.
На рис. 26 представлена конструкция угольного регулятора ти-
па РН-180. Угольный столб 7 заключен в изолированную специ-
альным лаком дюралевую трубку 5, тепло от которой рассеивает-
ся с помощью ребристого корпуса-радиатора 6. В корпусе 1 рас-
полагаются обмотки 2 и сердечник электромагнита 3. Корпус
электромагнита 1 и радиатор соединяются друг с другом болтами
8. Якорь 4 электромагнита с мембранной пружиной воздействуют
на угольный столб. Последний с противоположной стороны упи-
рается в контактный винт 9, с помощью которого производится
регулировка регулятора. Корпус регулятора устанавливается на
амортизаторах 10.
Особенности эксплуатации угольных регуляторов. Обслуживание
угольных регуляторов напряжения при их эксплуатации заключа-
ется в периодической проверке настройки, контактных соединений,
крепления и амортизации.
Контрольную настройку регулятора при запущенном двигателе
выполняют на максимальной скорости вращения. Нагрузка на ге-
нератор при этом должна быть не менее 50% от номинальной.
С помощью телефонных наушников, подключенных параллельно
угольному столбу через сопротивление 12—20 ком, прослушивают
работу регулятора. Если регулятор работает устойчиво, то в мо-
мент включения нагрузки будут прослушиваться одиночные щелч-
32
ки. Если же после выключения нагрузки прослушивается непре-
рывный сильный треск или серия щелчков, то регулятор неустой-
чив и его необходимо снять и заменить новым.
Настройку регулятора, установленного на самолете, можно
осуществить только изменением величины регулировочного сопро-
тивления.
В условиях эксплуатации настройка регулятора изменением
воздушного зазора электромагнита или изменением давления на
угольный столб запрещается.
Для проверки в лаборатории параметров угольных регулято-
ров применяется установка типа ППУР-42.
Параллельная работа генераторов постоянного тока
Обычно на каждом двигателе современного самолета или вер-
толета устанавливают один-два генератора постоянного тока и
один генератор переменного тока, причем для получения высокой
надежности электроэнергетической системы и других преимуществ
все источники электроэнергии одного и того же вида работают
параллельно на общую сеть.
Генераторы постоянного тока можно включать на параллель-
ную работу при соблюдении условий одинаковой полярности и ра-
венства величин их напряжений.
Если параллельно работающие генераторы имеют строго оди-
наковые скорости вращения, то распределение нагрузки между ни-
ми определяется наклоном их внешних характеристик.
На рис. 27, а показано распределение иагрузок при работе двух ге-
нераторов без регуляторов напряжения, а на рис. 27, б — с регуля-
торами напряжения. Последние обеспечивают совмещение внеш-
них характеристик при всех режимах работы авиационных генера-
торов.
Однако точность регулирования напряжения существующими
регуляторами невелика (разброс напряжения допускается до
±3 б). Поэтому для автоматического выравнивания напряжения
Рнс. 27 Распределение нагрузок при работе двух генераторов:
а — без регуляторов напряжения; б — с регуляторами напряжения
2—3031
33
Рис. 28. Включение уравнительных обмоток регуляторов напряже-
ния при параллельной работе генераторов
параллельно работающих генераторов в регуляторах напряжения
применяют специальную уравнительную обмотку, располагаемую
на сердечнике электромагнита.
Уравнительные обмотки угольных регуляторов W\Pl и
подключаются к зажимам калиброванных балластных со-
противлений /?бр Rs2 (рис. 28 точки а и б).
Система регулирования в этом случае работает следующим
образом. Пусть генератор Г1 нагружен больше, чем генератор Г2,
т. е. И >12. Тогда падение напряжения на R^ будет больше, чем
на Rg2, т. е. HRfj1>I2Rs2^ а потенциал точки а меньше потенциала
точки б, ток нагрузки течет от массы (корпуса самолета) к мину-
совой клемме генератора. По цепи уравнительных обмоток от точ-
ки б к точке а потечет уравнительный ток:
. _IlR6t-I2R6t
*ур — 2г
Z УР
(1.5)
где Гур — сопротивление цепи уравнительных обмоток. При этом
магнитодвижущая сила (м. д. с) ЛИ7уР1 совпадает по направлению
с м. д. с. ЛМ'эм! основной обмотки и, следовательно, сила электро-
магнита первого регулятора увеличивается, а напряжение 11 и ток
II генератора Г1 уменьшается. Во втором регуляторе процесс идет
в обратном порядке, и ток 12 увеличивается. В результате умень-
шается разность падений напряжений на сопротивлениях R^ и /?б2.
При равенстве балластных сопротивлений
Яб, = /?б, = /?б (1-6)
получается
ZyP=2^(//-/2). (1.7)
zyp
34
Из (3.7) следует, что при условии 11 = 12 уравнительный ток
/уР будет равен нулю.
Величина балластных сопротивлений выбирается из условия,
чтобы падение напряжения на них при номинальном токе не превы-
шало 0,5 в (например, сопротивление БС-12000 составляет
/?б=0,00107 o.w±3%). Ввиду очень малых значений балластных
сопротивлений всякое ухудшение состояния их контактов с корпу-
сом самолета может привести к значительной неравномерности
распределения токов между параллельно работающими генерато-
рами. Поэтому при эксплуатации следует уделять особое внимание
проверке состояния этих контактных соединений.
В процессе эксплуатации периодически необходимо производить
настройку параллельной работы генераторов. Эту операцию произ-
водят или в полете, или сразу после полетов на земле. При этом
генераторы нагружают на 40—50% от номинальной мощности и с
помощью выносных сопротивлений Rr (см. рис. 28) выравнивают
токи нагрузки. Напряжение при этом должно быть равно 28,5 в.
Параллельная работа генераторов с аккумуляторной батареей
Параллельная работа генератора с аккумуляторной батареей
начинается с момента, когда напряжение генератора UT станет вы-
ше напряжения батареи. При этом батарея подзаряжается током
= U-8)
где Еа и Ra — э. д. с. и внутреннее сопротивление батареи (сопро-
тивление соединительных проводов входит в Ra).
При включении большой нагрузки напряжение генератора мо-
жет стать меньше, чем э. д. с. батареи. Тогда батарея будет раз-
ряжаться, помогая генератору обеспечить нагрузку.
Защита генераторов постоянного тока и аккумуляторов
от обратных токов
На самолете включение генератора на сеть должно происхо-
дить, когда его э. д. с. Ег станет больше напряжения сети Uc. При
условии Er<zUc из сети в генератор потечет обратный ток, вели-
чина которого определяется равенством
/обр = Яя + Ящ’
где Rn и Rm — сопротивление обмотки якоря и щеток генератора
(Обычно Rh^Rw).
Так как в самолетных генераторах сопротивление /?я мало (на-
пример, для ГСР-12000 7?я=0,0057 ом), то уже при- небольшой
разности йс—Ет обратные токи могут достигать значительной
2* 35
величины. Обратный ток опасен как для генератора, так и для ак-
кумуляторной батареи. Поэтому чтобы защитить генератор от
обратных токов, применяются специальные аппараты, называемые
дифференциально- минимальными реле — ДМР.
ДМР выполняет следующие функции-
подключает генератор к сети, когда его напряжение выше на-
пряжения сети на 0,3—0,7 в (0,2—1,0 в);
исключает включение генератора с неправильной полярностью
в сеть;
отключает генератор от сети при определенной величине обрат-
ного тока и др.
На самолетах и вертолетах устанавливаются дифференци-
ально-минимальные реле типов ДМР-400АМ, ДМР-600АМ»
ДМР-400Д, МДМР-400Т, ДМР-600Т и др.
Устройство ДМР. Основными узлами ДМР являются поляри-
зованное реле, контактор и ряд вспомогательных реле.
Поляризованное реле (рис. 29) имеет две стальные пластины
(магнитопроводы) 5, между которыми установлены три постоян-
пых магнита 6 (на рис. 29 показан только один магнит). К пла-
стинам прикреплены полюсные наконечники, между которыми по-
мещается якорь 3 — стальная пластинка, поворачивающаяся
вокруг оси А.
При пропускании тока по обмоткам 1, 2, как показано на рис. 29.
справа якорь будет иметь северный полюс, а слева — южный. Маг-
нитный поток при этом замыкается в цепи, показанной пунктирной
линией- В результате якорь повернется против часовой стрелки и
замкнет контакты К1.
При обратном протекании тока по обмоткам 1, 2 контакты К1
размыкаются. Так как реле не имеет противодействующей пружи-
ны, то при обесточенных обмотках якорь всегда занимает одно из
крайних положений.
С помощью регулировочных винтов 4 и 7 устанавливаются со-
ответственно напряжения срабатывания и обратный ток отклю-
Рис. 29 Принципиальная схема поляризованного реле ДМР
36
чения поляризованного реле. Например, при ввертывании винта 7
уменьшается зазор между якорем и полюсными наконечниками а,
что уменьшает величину м. д- с., обмоток 1 или 2, при которой про-
исходит замыкание контактов К.1
Электрическая схема ДМР-400Д
Если при замыкании выключателя В (рис. 30) напряжение ге-
нератора будет более 12—14 в, то реле (ТКЕ-1Р2Д) замкнет своп
контакты, подводя питание на дифференциальную обмотку IV'2 по-
ляризованного реле ПР и обмотку реле (ТКЕ-210Б). В результате
обе обмотки оказываются включенными на разность напряжений
сети и генератора.
При значении этой разности порядка 12—14 в реле ТКЕ-210Б
сработает и разомкнет свои контакты, предохраняя обмотку W2
от повышенного напряжения.
Когда же разность станет меньше 3—5 в, реле ТКЕ-210Б отпус-
кает и, замыкая свои контакты, снова включает обмотку W2.
При напряжении генератора больше напряжения сети на
0,3—0,7 (0,2—0,1 s) якорь поляризованного реле ПР замыкает
свои контакты, через которые подается напряжение на обмотку
контактора К. Контактор срабатывает и подключает генератор к се-
ти. Протекающий в сеть по обмотке обратного тока W1 реле ПР ток
нагрузки генератора создает ее м. д. с. такого направления, кото-
рое способствует удержанию контактов реле ПР замкнутыми.
Через замкнувшиеся контакты контактора К включается об-
мотка реле (ТКЕ 52 ПД) сигнализации.
Рис. 30. Электрическая схема ДМР 400Д
37
Это реле включает лампочку СЛ сигнализации «Генератор не
работает», цепь уравнительной обмотки регулятора напряжения, а
также переключает обмотку W2 с клеммы «Бат.» непосредственно
на клемму «+» генератора. Такое переключение необходимо для
следующего. При обрыве провода на участке от клеммы «+» гене-
ратора до клеммы «Ген.» ДМР через обмотку W2 в сеть потечет
ток (напряжение генератора выше напряжения сети), который при-
ведет к размыканию контактов поляризованного реле ПР.
Если напряжение генератора в процессе работы станет меньше
напряжения сети, то через генератор будет протекать обратный
ток. Обмотка W1 при этом создает м. д. с. такого направления, ко-
торое вызовет размыкание контактов поляризованного реле ПР, а
следовательно, обесточится цепь обмотки контактора, и генератор
отключится от сети. Загорается лампочка СЛ сигнализации. Об-
мотка U 2 снова подключится на разность напряжений сети и гене-
ратора.
Если генератор имеет неправильную полярность, то на обмотку
реле ТКЕ-210Б подается суммарное напряжение генератора и сети-
Реле ТКЕ-210Б срабатывает и размыкает цепь обмотки W2, предо-
храняя ее от повышенного напряжения и исключая включение та-
кого генератора в сеть.
Защита потребителей электроэнергии от перенапряжения
генераторов
Значительное (устойчивое) перенапряжение генератора может
возникнуть, например, из-за обрыва цепи обмотки электромагнита
регулятора (см. рис. 28). Для защиты потребителей электроэнер-
гии от перенапряжений на самолетах и вертолетах применяются
автоматы типа АЗП, которые отключают перевозбужденный гене-
ратор от сети.
На рис. 31 показана принципиальная схема автомата АЗП в
соединении с генератором, ДМР и угольным регулятором напряже-
ния (УРН). При включении выключателя В срабатывают ДМР
(генератор подключается к сети) и реле ЗР автомата защиты, ко-
торое своими контактами ЗР1 замыкает цепь уравнительной обмот-
ки регулятора УРН.
Реле 1Р автомата является чувствительным элементом и под-
ключено параллельно обмотке возбуждения №в. Это реле имеет вы-
держку времени на срабатывание, величина которой определяется
вольт-секундной характеристикой.
Время срабатывания при внезапном повышении напряжения
от 15 до 32 в не более 1,5 сек и от 15 до 50 в — не более 0,6 сек.
При срабатывании реле 1Р через контакты 1Р1 включается об-
мотка реле 2Р, которое своими контактами 2Р1 включает под на-
пряжение обмотку контактора К. Этим осуществляется освобожде-
ние контактов Ki, К2, КЗ контактора от механической фиксации
(механической защелки). При этом происходит следующее:
38
Рис. 31. Принципиальная схема автомата защиты от перенапряжений
типа АЗП-8М (слева); вольт-секундиая характеристика (справа)
контакты КЗ, размыкаясь, включают в цепь обмотки 1ГВ сопро-
тивление R1 (уменьшается напряжение генератора);
контакты К2 включают лампочку Л сигнализации отключения
генератора от сети;
контакты К1 размыкают цепь выключателя В, и ДМР отключа-
ет генератор от сети, а контакты ЗР1 разрывают цепь уравнитель-
ной обмотки угольного регулятора напряжения. Последнее необхо-
димо для исключения понижения напряжения включенных гене-
раторов.
Повторное включение генератора в сеть осуществляется нажа-
тием на кнопку возврата автомата АЗП.
Особенности параллельной работы синхронных генераторов
Условиями включения синхронного генератора на общую сеть
источников переменного тока являются:
равенство частот тока генератора и сети;
одинаковый порядок следования фаз генератора и сети;
равенство напряжений (э. д- с.) генератора и сети.
При выполнении этих условий включение генератора в сеть осу-
ществляется в момент совпадения фаз э. д. с. генератора и сети.
39
Равенство частот и напряжений генератора и сети достигается
регулированием соответственно скорости вращения и тока возбуж-
дения генератора.
В настоящее время разработаны и применяются на практике
различные схемы автоматического включения синхронных генера-
торов на параллельную работу и распределение нагрузок между
ними.
На некоторых самолетах и вертолетах, например на вертолете
Ми-6, генераторы СГС вращаются от одного вала авиадвигателя.
В этом случае существует необходимость распределять между СГС
только реактивную мощность. Часто на самолете устанавливаются
несколько генераторов СГС (или СГО), каждый из которых рабо-
тает на свои потребители электроэнергии.
Для управления включением, регулирования напряжения и за-
щиты генераторов СГС (СГО) применяется пускорегулирующая
аппаратура. Например, с генератором СГО-8 для этих целей рабо-
тает угольный регулятор РН-400Б и коробки КРЛ-31 (рис. 32).
Для защиты генераторов переменного тока от перенапряжений
применяются автоматы с опорными диодами, являющимися чувст-
вительными элементами. Их сигналы после усиления управляют
контакторами в цепях обмоток возбуждения генераторов.
Регулятор РН-400Б имеет две обмотки: основную U/3M и стаби-
лизирующую Гсб. Основная обмотка включена через мостиковую
выпрямительную схему на напряжение генератора, а обмотка
40
на напряжение обмотки возбуждения. Обмотка IV'ce обеспечивает
устойчивую работу регулятора напряжения в переходных режи-
мах.
Коробка КРЛ-31 осуществляет:
дистанционное включение возбуждения генератора;
автоматическое подключение и отключение генератора от сети
при аварийных режимах;
автоматическое включение и отключение нагрузки при измене-
нии частоты;
автоматическое отключение генератора от сети при включении
аэродромного источника.
Особенности эксплуатации синхронных генераторов. В процес-
се эксплуатации параллельно работающих генераторов особое
внимание обращается на исправность балластных сопротивлений
(не должно быть цветов побежалости от перегрева, коррозии и ко-
робления пластин), надежность подключения к ним проводов
и надежность крепления сопротивления к корпусу самолета.
У дифференциально-минимальных реле (ДМР) проверяется их
внешнее состояние, надежность их крепления и надежность под-
ключения к ним проводов сети и шин. Кроме того, проверяется со-
стояние контактов контактора ДМР (не должно быть кратеров с
переносом металла).
При выполнении регламентных работ проверяются параметры
автомата защиты от перенапряжения (АЗП) и ДМР.
Глава IV
ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛИ ПОСТОЯННОГО ТОКА
Общие сведения. Классификация электродвигателей
Авиационные электродвигатели представляют собой электриче-
ские машины закрытого исполнения с естественным охлаждением
Они выполняются на мощности от долей ватта до десятков кило-
ватт.
Электродвигатели применяются для длительной, повторно-крат-
ковременной и кратковременной работы. Их перегрузочная способ-
ность характеризуется отношением максимально допустимого мо-
мента к номинальному и составляет
АГмакс _ о _ g
Мн —
Принцип действия и устройство авиационных электродвигате-
лей аналогичны обычным электрическим машинам.
В авиационном электроприводе применяются следующие типы
электродвигателей постоянного тока:
41
Рис, 33. Схе-
ма электро-
двигателя
последова-
Рис, 34. Схемы электродвигателей:
а — с параллельным; б — независи-
мым возбуждением: в — с возбужде-
нием от постоянных магнитов
Рис. 35. Схема
электродвигате-
ля со смешан-
ным возбужде-
нием
тельного
возбужде-
ния
последовательного возбуждения с одной или двумя (для ревер-
са) обмотками возбуждения (рис. 33);
параллельного возбуждения (рис. 34, а) с независимым воз-
буждением (рис. 34, б), с возбуждением от постоянных магнитов
(рис. 34, в);
смешанного возбуждения (рис. 35)-
Свойства электродвигателей в основном определяются их ме-
ханическими характеристиками, мощностью, к. п. д., а также
электромеханической постоянной времени.
Механические характеристики электродвигателей — это зави-
симость скорости вращения п от величины момента М на валу
двигателя при постоянном напряжении питания
n = f(M). (1.10)
Проводимое к якорю электродвигателя напряжение U уравнове-
шивается противо-э. д. с. Е и падением напряжения на сопротив-
лении /?я якоря, т. е.
U = £ + /„/?„, (1.11)
где 1„ — ток в обмотке йкоря.
Прэтиво-э. д. с.'равна
Е = спФ, (1.12)
где с—коэффициент, определяемый числом пар полюсов и обмо-
точными данными якоря;
Ф — магнитный поток возбуждения;
п — скорость вращения якоря.
Из формул (1.11) и (1.12) можно найти связь между скоростью
вращения и током якоря:
Электромагннтнып’Вращающий момент Мэ двигателя пропорци-
онален произведению тока якоря на поток
7ИЭ = £М/ЯФ. ’ (1.14)
42
м
характерпс-
постоянао-
Рис. 36. Механические
тики электродвигателей
го тока:
1 — параллельного возбуждения; i — по-
следовательного возбуждения; 3 — сме-
шанного возбуждения
(1.16)
Механические потери, получа-
ющиеся за счет трения в подшип-
никах, в щеточных контактах, от
трения якоря о воздух учитыва-
ются механическим коэффициен-
том полезного действия Тогда
вращающий момент на валу дви-
гателя равен:
М=^ЫМЭ. (1.15)
Из (1.13), (1.14), (1.15) опре-
деляется выражение для механи-
ческой характеристики электро-
двигателя
U MRa
П~ СФ 7]М (сФ)2 ’
Для электродвигателя параллельного возбуждения ток воз-
буждения не зависит от тока якоря и при изменении момента
Л1 поток Ф изменяется незначительно (влияние реакции яко-
ря), поэтому зависимость n=f (М) без учета реакции яко-
ря и насыщения железа машины представляет собой наклонную
прямую 1 (рис. 36). Для электродвигателя последовательного воз-
буждения магнитный поток зависит от тока якоря
Ф = ЛЫ/Я, (1.17)
где ky — коэффициент, зависящий от конструкции двигателя. Так,
вращающий момент М будет равен
= = М^ы7яФ - ₽4ы^м^\-/“ .
(1.18)
Отсюда
(1-19)
Из формул (1.13), (117), (1.19) определяется формула для ме-
ханической характеристики электродвигателя последовательного
возбуждения
п =
(1.20)
£1V
Эта зависимость приведена на рис. 36 (кривая 2). Кривая 3 яв-
ляется механической характеристикой для двигателя смешанно-
го возбуждения. Из характера изменения кривой 2 и наклонной 1
следует, что:
электродвигатель параллельного возбуждения имеет «жесткую»
механическую характеристику, т. е. в рабочем диапазоне изменения
нагрузки скорость вращения изменяется незначительно;
электродвигатель последовательного возбуждения имеет «мяг-
кую» механическую характеристику (с изменением нагрузки ско-
рость вращения резко изменяется);
при холостом ходе (Л4=0) двигатель параллельного возбужде-
ния имеет вполне определенную скорость вращения п0, в то время
43
как v двигателя последовательного возбуждения она стремится к
оо. Практически скорость холостого хода ограничивается силами
трения и всего в 3—5 раз больше номинальной;
момент короткого замыкания 7ИК.3 электродвигателя последова-
тельного возбуждения значительно больше, чем для электродвига-
теля параллельного возбуждения той же мощности.
Эти особенности электродвигателей различного возбуждения
определяют их области применения. Так, электродвигатели парал-
лельного возбуждения используются в тех случаях, когда необходи-
ма постоянная скорость вращения при изменяющейся нагрузке и
не требуется большой пусковой момент (программные механизмы,
гироскопы и т. д). Электродвигатели последовательного возбуж-
дения применяются там, где требуется большой пусковой момент,
постоянство скорости вращения не имеет существенного значения,
и на валу двигателя всегда имеется нагрузка (привод элементов
управления самолета и т. д.).
Электродвигатели смешанного возбуждения применяются в
случаях, когда необходимо получить одновременные свойства дви
гателей параллельного и последовательного возбуждения (преоб-
разователи, стартеры и т. д.).
Методы пуска электродвигателей. При подключении эдектро-
двигателя к сети в начальный момент якорь неподвижен, противо-
э д. с. £ равна нулю, и сила тока в якоре равна /я = -в-.
г\Я
Так как Rn мало, то ток якоря достигает большой величины.
Электродвигатели малой мощности включаются на полное на-
пряжение сети. Однако такой метод не пригоден для пуска электро-
двигателей большой мощности из-за возникновения при этом зна-
чительных пиков тока и резкого нарастания вращающего момента.
Поэтому для мощного электропривода применяют реостатный пуск.
На рис. 37, а приведена схема реостатного пуска электродвигателя
независимого возбуждения. При замыкании выключателя В кон-
тактор замыкает свои контакты, включая напряжение U сети
через пусковое сопротивление Ra на якорь электродвигателя- В ре-
зультате большого падения напряжения на сопротивлении Rn
напряжение на якоре электродвигателя будет небольшим.
По мере увеличения скорости вращения w возрастает прогиво-э. д. с.
электродвигателя, что приводит к уменьшению тока якоря:
Рис. 37. Реостатный пуск двигателя:
а — схема реостатного пуска двигателя смешанного возбуж
депия; б—пусковая характеристика
44
Рис. 38. Схема ре- Рис. 39. Влияние изменения сопротивления це-
гулирования скоро- пи якоря на механические характеристики
сти вращения элек- электродвигателя постоянного тока
тродвигателя посто-
янного тока измене-
нием сопротивления
цепи якоря
. __ U — Е _ U — сшФ
Rn + Rn Rn + Rn
С уменьшением тока уменьшается падение напряжения иа со-
противлении /?п и, следовательно, возрастает напряжение на обмот-
ке контактора К2. При определенном напряжении контактор сра-
батывает и своими контактами шунтирует сопротивление Rn- Те-
перь якорь электродвигателя находится ,под полным напряжением
сети. Характер изменения тока и скорости вращения ПО-4500 в
процессе пуска соответствует кривым, изображенным на рис. 37, б.
Методы регулирования скорости вращения. Из формулы (1.21)
следует, что при M = const скорость вращения электродвигателей
постоянного тока можно регулировать изменением напряжения пи-
тания U, сопротивления цепи якоря Дя или магнитного потока Ф.
Схемы регулирования скорости вращения, основанные на изме-
нении сопротивления цепи якоря, приведены на рис. 38, а на рис. 39
показаны механические характеристики двигателей.
В обоих двигателях увеличение сопротивления приводит к воз-
растанию наклона механической характеристики. Этот способ хотя
и отличается простотой, но из-за больших потерь энергии на реос-
тате неэкономичен. Он применяется для электродвигателей неболь-
шой мощности.
На рис. 40 приведены схемы регулирования скорости вращения
двигателей изменением потока (тока) возбуждения.
При постоянной величине нагрузочного момента с уменьшением
сопротивления Rp, шунтирующего обмотку возбуждения (ОВ), для
электродвигателя последовательного возбуждения магнитный по-
ток уменьшается и скорость вращения увеличивается (рис. 41, а).
Для электродвигателя параллельного возбуждения (рис. 41, б)
характерно следующее. Механические характеристики для двух
различных потоков Ф, и Ф2 возбуждения пересекаются в точке, со-
ответствующей моменту Л12. При нагрузке Mt<zM2 уменьшение
45
электродвигателя изменени-
ем потока возбуждения
потока от ф2 до Ф[ вызывает рост скорости вращения При нагруз-
ке М3>М2 уменьшение потока скорость вращения.
Рассмотренный способ регулирования применяется лишь для
стабилизации скорости вращения или для увеличения ее в неболь-
ших пределах. Регулирование скорости вращения изменением на-
пряжения питания осуществляют только в специальных системах
(например, в системе генератор—двигатель). Этот способ сложен.
Методы реверсирования электродвигателя. Для реверсирования
(изменения направления вращения) электродвигателей постоянно-
го тока требуется изменить или направление тока в якоре, или на-
правление магнитного потока возбуждения.
На рис. 42 представлена одна из схем реверсирования. В элек-
тродвигателях последовательного возбуждения для осуществления
реверса применяют две обмотки возбуждения, создающих магнит-
ные потоки противоположного направления.
Для каждого направления вращения используется одна из об-
моток, а другая при этом остается отключенной от сети.
Методы торможения электродвигателей. Для быстрого прекра-
щения движения выходного вала в электромеханизмах применяют
либо электромагнитные муфты, либо электрическое торможение
двигателей.
Различают динамическое торможение, торможение противовклю-
чением и генераторное торможение с отдачей энергии в сеть.
Наибольшее распространение в авиационных устройствах на-
шло динамическое торможение электродвигателей (рис. 43). При
выключении обмотки контактора его нормально замкнутые контак-
ты замыкают накоротко обмотку якоря. Так как при этом обмотка
возбуждения остается включенной на напряжение сети, а якорь
двигателя продолжает по инерции вращаться, то двигатель перехо-
дит в генераторный режим. Ток в цепи якоря изменит направление
и будет создавать тормозной момент- Кинетическая энергия якоря
превращается в электрическую, которая расходуется на нагревание
цепи якоря.
46
Электромагнитный привод
Для приведения в действие гидравлических, топливных и пнев-
матических кранов, различного рода блокирующих стопоров обыч-
но применяются электромагниты. Они изготовляются либо отдель-
ными агрегатами или конструктивно выполнены как одно целое
с исполнительными механизмами.
В авиационном оборудовании применяются самые разнообраз-
ные по схеме и кинематике двух- и трехпозиционные электрокраны
с одним и двумя электромагнитами. Характерным примером яв-
ляется двухпозиционный электрогидрокран (рис. 44), который со-
стоит из магнитопровода 4, якоря 6 и обмотки 7. При обесточенной
обмотке якорь под действием пружины 5 находится в правом край-
нем положении Жестко связанный с якорем
поршень 1 управляющего золотника отклю-
чает сервоцилиндр от магистрали высокого
давления. При включении обмотки 7 под на-
пряжение якорь 6, преодолевая усилие пру-
жины 5, перемещает поршень / золотника
гидроусилителя.
Схема (рпс. 45) двухпозициоиного элек-
трогидрокрана имеет две обмотки 2 и 3
электромагнита. При включении на сеть об-
мотки 2 переключателем 8 через контакты 6
н 7 потечет ток, якорь 4 переместится влево,
преодолев усилие пружины 9. При этом пру-
Рис. 42. Схема ревер-
сирования электродви-
гателя ‘ последователь-'
кого возбуждеиия
жина 9 после перехода ее оси через верти-
каль будет удерживать якорь 4 в левом по-
ложении, а контакты 6 и 5, замыкаясь,
подготавливают цепь обмотки 3-
Рнс. 43. Схема динами-
ческого торможения элек-
тродвигателей
Рис. 44. Двухпозиционный электрогидрокран:
1 — поршень, 2 — выключатель; 3 — разъем, 4 — магни-
топровод, 5 — пружина; 6 — якорь; 7 — обмотка
47
Рис. 45. Схема двухпозищюнного электрогидрокрана
Управляющий золотник 1 соединяет канал а высокого давления
с каналом б и закрывает канал в слива. Исполнительный золотник
10 перемещается влево и подает высокое давление к гидроагрегату,
подключая его к гидросистеме.
При подаче сигнала на обмотку 3 процессы идут в обратном
порядке.
Достоинством электромагнитов является их простота конструк-
ций, малый вес и габариты, высокая надежность и малое время
срабатывания (0,1—0,02 сек).
Глава V
ЭЛЕКТРОДВИГАТЕЛИ ПЕРЕМЕННОГО ТОКА
На самолетах и вертолетах гражданской авиации применяются
главным образом трех- и двухфазные асинхронные электродвигате-
ли переменного тока, а также гистерезисные двигатели.
Трехфазные асинхронные двигатели
В трехфазных асинхронных двигателях неподвижная трехфаз-
ная обмотка статора при прохождении по ней переменного тока
создает магнитное поле, вращающееся со скоростью
где f — частота переменного тока;
р — число пар полюсов.
48
Рис. 46. Магнитная си-
стема трехфазного асин-
хронного двигателя:
а — статор и ротор; б —
беличья клетка;
1 — ротор; 2 — статор
Взаимодействие вращающегося магнитного поля с токами, на-
водимыми этим полем в обмотке ротора, которая выполняется ли-
бо в виде беличьей клетки (рис. 46), либо трехфазной, подобно об-
мотке статора, вызывает вращающий момент двигателя, причем
скорость вращения п — ротора всегда будет несколько меньше ско-
рости вращения п.\ поля, что вытекает из самого принципа действия
данного двигателя.
Величина
5 = ^г (1.23)
называется скольжением двигателя.
При номинальной нагрузке в зависимости от мощности двигате-
ля 5 = 0,03—0,08, на холостом ходу S = 0,004—0,005, в момент пуска
5=1.
Вращающий момент асинхронного двигателя зависит от пара-
метров двигателя, напряжения и частоты питающего тока, а также
от величины скольжения- На рис. 47 представлена зависимость вра-
щающего момента М от скольжения при U, f=const. На участке
ОБ двигатель работает устойчиво. Например, при увеличении мо-
мента нагрузки двигатель затормозится, увеличив скольжение, но
разовьет и больший вращающий момент, уравновешивающий
Рис. 47. Зависимость вращающего
момента от скольжения
двигателя
Рис. 48. Механические ха-
рактеристики зависимости
n=f (М) трехфазного асин-
хронного двигателя
49
первый. На участке БВ с ростом момента нагрузки также возрас-
тает скольжение, но момент вращения будет уменьшаться, и дви-
гатель остановится.
Механические характеристики трехфазного асинхронного двига-
теля, которые отражают зависимости n=f(Af) при U, f=const по-
казаны на рис. 48. Они представляют собой обращенные кривые
M=f(S), так как между п и S существует зависимость п = П1
(1-S).
Ток, потребляемый асинхронным двигателем в рабочем диапазо-
не изменения нагрузки, изменяется примерно пропорционально на-
грузочному моменту на валу. В этом отношении, а также своей же-
сткостью механической характеристики (па рабочем участке ОБ)
асинхронный двигатель подобен двигателю с параллельным воз-
буждением.
Пуск в ход асинхронных двигателей характеризуется небольшой
кратностью пускового момента (7ИП—1,14-1,3 Ми), небольшим
ПУСКОВЫМ ТОКОМ (/п = 5—7 /Ном).
Если двигатели небольшой мощности запускаются непосредст-
венным подключением обмотки статора к сети, то при пуске более
мощных двигателей для уменьшения пускового тока снижают под-
водимое напряжение. Из выражения
n = «1(l-S) = ^(l-S; (1.24)
следует, что скорость вращения асинхронного двигателя можно ре-
гулировать следующими способами:
изменением частоты f питающего тока, т. е. требуется применять
специальный источник тока с регулируемой частотой;
изменением числа пар полюсов р обмотки статора, что практи-
чески достигается переключением катушек фаз статора;
изменением скольжения S за счет изменения активного сопро-
тивления цепи ротора или индуктивного сопротивления цепи
статора. Этот способ наиболее доступен для практической реали-
зации.
Для изменения направления вращения трехфазного асинхронно-
го двигателя необходимо осуществить переключение двух любых
фаз статора.
Из способов торможения этих двигателей наиболее характерны
следующие:
динамическое торможение путем подачи в статор постоянного
тока;
торможение противовключением (аналогично реверсу);
генераторное торможение-
Асинхронные двигатели, особенно с короткозамкнутым ротором,
более надежны в работе, чем двигатели постоянного тока. Однако
у них малый пусковой момент, трудность регулирования скорости
вращения и сильная зависимость вращающего момента от напря-
жения и частоты.
50
Двухфазные асинхронные двигатели
Двухфазные асинхронные двигатели, они именуются еще как
двухфазные индуктивные двигатели — ДИД, с короткозамкнутым
(полым) ротором имеют две обмотки возбуждения (lV'a — сетевая,
14^6 — управляющая), расположенные под углом 90° друг к другу
(рис. 49, а).
Чтобы напряжения Ua и Uq, приложенные к обмоткам, были
сдвинуты по фазе на 90°, последовательно с обмоткой IV7 а включен
конденсатор С. При таком положении обмоток и сдвиге их фаз об-
разуется вращающееся магнитное поле, скорость которого пропор-
циональна частоте питающей сети. Прн этом ротор двигателя бу-
дет вращаться в сторону вращения поля.
Направление вращения зависит от того, опережает или отстает
по фазе ток обмотки М/с от тока обмотки Wa. Например, смещая
щетку потенциометра R (рис. 49, а) относительно нейтрали в ту
или другую сторону, можно осуществлять реверс двигателя.
Скорость вращения двигателя ДИД зависит от отношения
/ U 6 \ « -
(а = подводимых напряжении к обмоткам возоуждения.
На рис- 49, б изображены механические характеристики двух-
фазного двигателя при разных значениях а. Из них видно, что ско-
рость вращения п линейно зависит от момента нагрузки Л1. Двига-
тель является регулируемым и при холостом ходе. Механическая
характеристика ДИД выражается уравнением
(,м \
1 “ ’ С1-25)
2х
где п0 = пх^~^-, п\—скорость вращения магнитного поля;
/'•о — максимальная скорость вращения ДИД (при а = 1); Л1К=
= а-Л4п, здесь Л4П — пусковой момент при а=1.
Электродвигатели типа ДИД благодаря удобству регулирова-
ния скорости вращения, легкости осуществления реверса, малому
Рис. 49 Двухфазный асинхронный двигатель:
а — схема двигателя; б — его механические характеристики
51
моменту трения и т. д. нашли широкое применение в следящих
электроприводах авиационного оборудования. Кроме того, электри-
ческая машина с полым ротором в авиаоборудовании применяется
и как тахогенератор.
Гистерезисные электродвигатели
Гистерезисные двигатели находят применение в некоторых ус-
тройствах авиационного оборудования, особенно там, где требуется
постоянная скорость вращения- Статор такого двигателя по кон-
струкции аналогичен статору асинхронного двигателя, а ротор вы-
полняется из магнитотвердого ферромагнитного материала.
Принцип появления вращающего момента показан на рис. 50.
Статор двигателя, создающий вращающееся магнитное поле, ус
ловно заменен вращающимися со скоростью этого поля полюсами
N и S, а ротор двигателя выполнен из элементарных магнитиков.
За счет гистерезиса элементарные магнитики ротора не успевают
поворачиваться за полюсами и располагаются так, как показано
на рис. 50, б. При этом сила взаимодействия между элементарными
магнитиками и полюсами имеет и радиальные и тангенциальные
составляющие. Последние создают вращающий момент
Мэ = Mt + Мг + ЛТ3 , (1.26)
где Л1, — момент, возникающий за счет токов обмотки ротора, если
двигатель имеет ее; М-—момент, создающийся за счет потерь на
гистерезис в стали ротора; Л4₽ — момент, создаваемый вихревыми
токами в стали ротора.
Если в обычном синхронном двигателе основным моментом яв-
ляется момент Mi, то в гистерезисном двигателе — Alr. Причем мо-
мент Мг не зависит от скольжения и, следовательно, гистерезис-
ный двигатель разгоняется при постоянном вращающем моменте.
Гистерезисные двигатели мощностью до 100 вт по весу меньше
асинхронных двигателей. Однако у них низкий cos f из-за малой
магнитной проницаемости постоянных магнитов ротора (в асин-
хронном режиме). Наибольшее применение эти двигатели получи-
ли в маломощных следующих системах.
Рис. 50 Принцип по-
явления вращающего
момента в гистерезис-
ном электродвигателе
52
Глава VI
ЭЛЕКТРИЧЕСКИМ ПРИВОД
Назначение и классификация авиационного электропривода
Наиболее универсальным источником механической энергии на
самолетах и вертолетах является электрический привод. Поэтому
он используется в различных технических устройствах как основ-
ной источник механической энергии или управляющее электромеха-
ническое устройство в системах привода другого вида (гидравли-
ческого, пневматического и т. д.).
Электроприводом называется совокупность электрических и ме-
ханических устройств, служащих для приведения в движение ис-
полнительных механизмов и управления этим движением.
На самолетах и вертолетах электроприводы применяются в си-
стемах планера и силовой установки, в системах и устройствах
авиационного оборудования и т. п.
Основными элементами электропривода являются: электродви-
гатели или электромагниты; передаточные устройства; аппаратура
управления.
Электродвигатели и электромагниты преобразуют электриче-
скую энергию в механическую, отсюда различают электродвига-
тельный и электромагнитный приводы.
Передаточное устройство передает движение от преобразовате-
ля энергии к исполнительному механизму.
Аппаратура управления обеспечивает управление работой элек-
тропривода, которое может быть ручным, частично или полностью
автоматизированным. На рис. 51 и 52 представлены блок-схемы
простого неавтоматизированного и автоматизированного (следяще-
го) привода- Автоматизированный следящий привод отличается от
простого привода наличием обратной связи.
Рис. 51. Блок-схема неавтоматизированного привода
Рис. 52. Блок-схема автоматизированного привода
53
В большинстве авиационных приводов преобразователи энергии
и передаточные устройства объединены в общем корпусе, т. е. со-
ставляют единый агрегат, который получил название электромеха
низм. В зависимости от вида движения выходного вала различают
электромеханизмы вращательного и поступательного действия.
Элементы электропривода и их основные характеристики
Передаточные устройства. Электродвигатель (электромагнит)
может соединяться с исполнительным механизмом непосредственно
или при помощи передаточного устройства. Передаточное устрой-
ство включает в себя целый ряд элементов (устройств), обеспечи-
вающих преобразование вида движения и его параметров; переда-
чу движения на расстояние; предохранение преобразователя и пе-
редаточного устройства от механических перегрузок; ограничение
перемещения выходного вала и др.
В качестве преобразователей вида движения в авиационном
электроприводе применяются в основном обычные зубчатые
(рис. 53, а), соосные планетарные (рис. 53, б), дифференциально-
планетарные (рис. 53, в), червячные (рис. 53, г) и винтовые
(рис. 53, д) механические передачи (рис. 53). В ряде случаев ис-
пользуется сочетание нескольких типов передач, обеспечивающих
уменьшение скорости вращения, передаваемой от электродвигате-
ля к исполнительному механизму и увеличение крутящего момента
на выходном валу. Заключенные в корпус электромеханизмов они
составляют его редуктор.
Рис. 53. Типы редукторов:
а — зубчатая передача; б— соосная планетарная одноступенчатая передач;;
1 — солнечная шестерня; 2— сателлнтовые шестерни; 3—венцовые шестерни с внут-
ренним зацеплением; 4 — водило;
4—дифференциал ьно-»п л а нетарная передача; г—червячная передача; б—шариковая передача
54
(рис. 54) работает следующим образом.
Для передачи движе-
ния на расстояние исполь-
зуются троссовые, транс-
миссионные, цепные пере-
дачи, а также кулачковые,
шарнирно-рычажные и
другие механизмы.
Устранение влияния
инерционного выбега вы-
ходного вала электро-
механизма (обеспечение
точности его перемеще-
ния) достигается приме-
нением электромагнитных
муфт, тормозов и т. д.
Электромагнитная муфта
При включении под напряжение обмотки 3 муфты ее якорь 4, пре-
одолевая усилие пружины, притягивается к сердечнику 2 и силами
трения сцепляется с ним. Поэтому ведущий 1 и ведомый 7 валы
соединяются друг с другом и вращающий момент передается на
выход механизма.
При выключении обмотки муфты 3 якорь 4 усилием пружины
отходит от сердечника 2. Ведущий 1 и ведомый 7 валы расцепляют-
ся, а стальной диск 5 вала 7 прижимается к пробковому кольцу 6Г
закрепленному в корпусе электромеханизма. В результате происхо-
дит быстрое торможение ведомого вала.
В некоторых типах электромеханизмов находят применение
электромагнитные порошковые муфты сцепления (рис. 55)- Ее
стальной стакан 2 закреплен на конце ведущего вала 1 электродви-
гателя. Между концом ведомого вала 7 и стаканом 2 имеется за-
зор 4, заполненный смесью 3 железного порошка с маслом и гра-
фитом. При включении под напряжение обмотки 6 под действием
ее магнитного поля железные частицы (размером 0,5—40 мк) рас-
полагаются тонкими нитями вдоль силовых линий, плотно прижи-
маясь друг к другу. Порошок как бы затвердевает и сцепляет ве-
дущий и ведомые валы. Порошковые муфты обеспечивают плав-
ное сцепление и не имеют износа рабочих поверхностей.
Из устройств, служащих для предохранения элементов механиз-
ма от механических перегрузок, рассмотрим фрикционную саморе-
гулирующуюся муфту (рис. 56).
Рис. 55. Электро-
магнитная порош-
ковая муфта сцеп-
ления:
f—7 — ведомый и веду-
щий валы; 2—стакан,
3 — порошок; 4 — зазор:
6 — стакан; 6 — обмотка
55
На ведущем валу 1 электродвигателя укреплен стакан 2 с торцо-
вым кольцом 3. Кольцо 3 имеет гнезда шариков 4. С помощью ша-
риков 4 и торцового кольца 3 с конусными гнездами момент враще-
ния передается на стакан 5. На этом стакане жестко закреплены
бронзовые диски 7, а на ведомом валу 9 — стальные диски 8- Дис-
ки 7 прижимаются к дискам 8 с помощью пружин 6, расположен-
ных по окружности кольца.
При вращении вала 1 через шарики на кольцо 5 действует си-
ла F (рис. 56, б), которая раскладывается на осевую F2 и танген-
циальную Fi силы. Сила F2 стремится сжать пружину 6, она про-
порциональна передаваемому моменту
F2 = ko6-M, (1.27)
где koc — коэффициент обратной связи, зависящий от конструк-
тивных характеристик муфты.
Передаваемый муфтой момент
ЛТ = £*(/„ —Д2), (1.28)
где k — конструктивный коэффициент; ц — коэффициент трения;
fn — сила пружины.
Из формул (1.27) и (1.28) определяем
Л1 = у kj^— • (L29)
1 4- к-Коб
При условии Л-^об^>1
Отсюда следует, что момент, передаваемый муфтой, не зависит
при сделанных допущениях от величины коэффициента трения р.
Основные сведения из динамики электропривода
Основными силами, действующими на авиационные исполни-
тельные механизмы, являются аэродинамические силы (моменты),
силы инерции движущихся частей, силы веса, трения и упругости
56
пружин. Из всех этих сил (моментов), которые должен преодолеть
приводной двигатель, можно выделить две-три главные силы, опре-
деляющие его нагрузку. Например, в электроприводе шасси глав-
ными силами являются сила веса шасси и аэродинамические силы.
При равномерном движении исполнительного механизма элек-
тродвигатель преодолевает лишь статические моменты и силы
сопротивления: активные (аэродинамические, усилия пружин), ко-
торые могут или препятствовать или способствовать движению;
и реактивные (силы сухого трения, силы сопротивления жидкости
в реверсивных насосах и т. п.), которые только препятствуют дви-
жению.
В этом случае момент вращения Мв двигателя уравновешивает-
ся статическим моментом нагрузки Мс. Уравнение движения при
этом запишется
Л1В = ЖС. (1.30>
При неравномерном движении исполнительного механизма
(в периоды пуска, торможения и др.) на двигатель действуют как
статические, так и динамические Мл моменты (силы). Уравнение
движения для этого случая
ми = Мс + .Ид = Мс + / , (1.31)
где / — приведенный к валу электродвигателя момент инерции
механизма; ю— угловая скорость вала двигателя.
Из (1.31) следует, что при МЪ>МС исполнительный механизм
движется с ускорением, а при МВ<МС— с замедлением.
В большинстве электроприводов момент Мс в процессе действия
исполнительного механизма не постоянен, а зависит от его скорости
вращения, угла поворота и др. На рис. 57 и 58 представлены меха-
нические характеристики компрессора реактивного авиационного
двигателя Mc=f(<o) и исполнительного механизма выпуска и убор-
ки шасси Mc=f(a).
На основании этих характеристик и осуществляется соответст-
вующий выбор приводного двигателя.
Рнс. 57 Механическая характерис-
тика компрессора реактивного дви-
гателя
мс
Рис. 58. Механическая характерис-
тика исполнительного механизм 1
шасси:
/ — уборка; 2 —выпуск
57
Электропривод в системах оборудования летательных аппаратов
Электропривод нашел широкое применение на самолетах и
вертолетах: системах запуска авиадвигателей, органах уп-
равления самолетом, топливных и масляных насосов, антеннах
радиолокаторов и т. д.
Рассмотрим особенности работы электропривода в некоторых
-системах специального оборудования самолета.
Электропривод органов управления самолетом. Управление са-
молетом на различных режимах полета осуществляется специаль-
ными органами управления (элеронами, рулем поворота, рулем
высоты) или управляемым стабилизатором.
Известно, что с изменением скорости и высоты полета изменя-
ется эффективность рулей. Например, чем больше скорость поле-
та, тем больше эффективность рулей и лучше управляемость, и
наоборот. Поэтому передаточное число от штурвала или ручки
управления к рулю необходимо изменять в зависимости от высоты
и скорости полета, т. е. чтобы эволюции с одной и той же пере-
грузкой соответствовало одинаковое отклонение штурвала.
Кроме того, на высоких скоростях полета возникают большие
шарнирные моменты поверхностей рулей, преодолевать которые
летчику очень трудно. Это вызвало необходимость применения
гидроусилителей в первую очередь для управления стабилизато-
ром. При этом усилия на штурвале или ручке управления, которые
необходимы для его отклонения, создаются с помощью пружинных
загрузочных механизмов. Величина усилия на ручке управления,
как и величина передаточного числа от ручки к рулю, зависит от
высоты и скорости полета. В связи с этим для регулирования дан-
ных параметров применяется автомат регулирования усилий
(АРУ).
Для разгрузки ручки при постоянном отклонении руля приме-
няют специальный механизм триммерного эффекта.
На некоторых самолетах устанавливаются автоматы (АРЗ),
управляющие только загрузкой ручки и снятием с нее усилий.
На рис. 59 изображена упрощенная кинематическая схема
управления стабилизатором, в которую включен АРУ. С помощью
ручки 2 механизм АРУ 1 поворачивается вокруг оси 3. Кинемати-
ческая передача передает перемещение конца штока 4 на золот-
ник 6 бустера 7. Золотник переместится на величину х3, пропор-
циональную перемещению ручки хр и плечу L, т. е. x3=k\xvL.
Благодаря обратной связи 8 сервопоршень бустера повернет
стабилизатор 9 на величину, пропорциональную перемещению зо-
лотника
o'-ст = k2x3 = kx^L. (1.32)
Одновременно при повороте механизма 1 деформируется пру-
жина 10, которая загружает ручку моментом Л43, пропорциональ-
ным перемещению ручки хр и плечу I:
M3 = k3xBl. (1.33)
.58
Цилиндр загрузочного механизма 11 жестко связан с штоком
механизма триммерного эффекта (МТЭ). Корпус МТЭ закреплен
на корпусе самолета. Изменяя положение штока МТЭ, можно из-
менять нейтраль ручки управления и снимать с нее усилия при
данном режиме полета.
От приемника воздушного давления (ПВД) статическое и пол-
ное давления подаются на блок управления (БУ). В зависимости
от скорости Упр (скоростного напора q) и высоты полета Н блок
БУ с потенциометром обратной связи (ПОС) управляют электро-
двигателем механизма 1 так, чтобы плечи L и I соответствовали
зависимости, приведенной на рис. 60.
При взлете и на малых скоростях полета у земли (при
Vnp<Vi) шток механизма 1 АРУ выдвигается в положение, соот-
ветствующее «большому плечу» (L—Lmax и /=/тш). С дальней-
шим ростом скорости плечо L уменьшается, а плечо I возрастает,
т. е. соответственно уменьшается передаточное число от руч-
ки управления к стабилизатору и увечичивается загрузка на
ручку.
Начиная со скорости УПр=У2, когда с ростом числа М умень-
шается эффективность рулей, плечо L остается равным Lmin, а
I == lmax («малое плечо»).
С увеличением высоты полета до Н2 при той же скорости Упр
число М увеличивается. При этом ограничение изменения плеча
L произойдет раньше, т. е. при L=L3.
На высоте Н3 шток механизма выдвинется полностью (на
«большое плечо», L — Lmax) и останется в этом положении при
всех скоростях полета.
При отказе системы автоматики в схеме АРУ предусмотрено
Рис. 59. Кинематическая схема управления стабилизатором
59
Рис. 60.
ручное управление. Контроль за
работой АРУ осуществляется по
указателю.
Электрическое управление трим-
мерами. На рис. 61 приведена од-
на из электрических схем управле-
ния триммерами элеронов (рис. 61,
а), рулей поворота (рис. 61, б) и
высоты (рис. 61, в) для случая их
установки в нейтральное положе-
ние.
Привод триммеров элеронов
Закон управления меха-производится электромеханпзмамп
иизма АРУ типа МП-100. В процессе эксплуа-
тации возможны случаи рассогла-
сований в положении триммеров правого и левого элеронов. Поэто-
му необходима проверка синхронизации триммеров с помощью
специального пульта 4, в который входят дополнительный пере-
ключатель Вс и сигнальная лампа 5. Для синхронизации триммеры
сначала устанавливают переключателями ВПр и Влев в нейтральное
положение, добиваясь загорания лампы 6 (нейтраль правого
триммера). Затем переключателем Вс автономно устанавливается
левый триммер в нейтраль (по загоранию лампы 5).
Управление электромеханизмами триммеров элеронов и руля
поворота может осуществляться раздельно левым и правым пило-
тами с помощью переключателей Впр и Впев.
Привод триммера руля высоты осуществляется электромеханиз-
мами типа УТ-11. Концевые выключатели ВК1 и ВК2 располага-
ются непосредственно у триммера. Управление электромеханпзмом
УТ-11 осуществляется посредством переключателей, устанавливае-
мых на спицах штурвалов летчиков.
Электропривод закрылков. Схема управления закрылками пред-
ставлена на рис. 62. В качестве исполнительных устройств здесь
применяют электромеханизмы типа МПЗ-Зм, МПЗ-5, МПЗ-9 и др.
Пх обычно связывают посредством редуктора с общим трансмис-
сионным валом привода правых и левых закрылков.
В схему входят также контакторы включения электромеханиз-
мов (KI, К2, КЗ и К4), концевые выключатели выпуска и уборки
(ВК1, В КЗ, ВК2, ВК4), переключатели (В1 и В2), реле блокиров-
ки (Р6), два указателя положения закрылков и сирена звуковой
сигнализации (на схеме не показаны).
Реле Р6 исключает одновременное управление закрылками
двумя членами экипажа.
Звуковая сирена срабатывает, когда убран «сектор газа», а за-
крылки не установлены на взлетный угол.
Электрический привод шасси. Для выпуска и уборки шасси
применяются электромеханизмы повышенной надежности серии
МПШ и МСШ. Они имеют два электродвигателя с электромагнит-
ными муфтами сцепления торможения, планетарными редукторами,
передающими вращения на единый выходной вал.
На рис. 63 приведена схема управления электромеханпзмом
МПШ-16 м, соответствующая выпущенному шасси. При установке
переключателя в положение «уборка» одновременно срабатывают
реле РМШ-2Аи кон-
такторы К-600 обо-
их электродвигате-
лей, которые пода-
ют питание на по-
следовательные об-
мотки возбуждения
С, обмотки якорей
электродвигателей и
на обмотки муфт
ЭММ. Электромеха-
пизм приходит в
действие. При под-
ходе шасси к убран-
ному положению вы-
ключатели «кв-
уборка» разрывают
Рис. 62. Схема управле-
ния закрылками
61
Рис. 63. Схема управления
электромеханизмом МПШ-16М
цепь питания реле и контакторов. Электромеханизм прекращает
работу и затормаживается.
Выпуск шасси осуществляется по схеме со смешанным возбуж-
дением электродвигателя. Включение обмотки контактора КВШ-600
последовательно с параллельной обмоткой электродвигателя повы-
шает надежность работы схемы, так как в этом случае предотвра-
щается «разнос» электродвигателя при обрыве параллельной об-
мотки. При обрыве этой обмотки обесточивается обмотка КВ-6С0
и, следовательно, обесточится электродвигатель. Выпуск шасси
обеспечивается вторым электродвигателем через его редуктор, ио
с меньшей скоростью.
Электро-гидравлический привод автоматического торможения
колес основных стоек шасси. Автоматическое торможение колес
широко используется для предупреждения «юза» и повышения эф-
фективности работы гидравлической тормозной системы самолета
при посадке, что способствует уменьшению длины пробега само-
лета и увеличению срока службы покрышек колес. На рис. 64 при-
ведена принципиальная электросхема управления системой авто-
матического торможения колес. Включение системы осуществляет-
ся замыканием контактов автомата защиты 6 и выключателя 5.
При возникновении «юза» колес шасси срабатывают инерцион-
ные датчики 1, через контакты которых включается электромагнит-
ный кран 2. Последний, воздействуя на гидросистему тормозов,
уменьшает давление в тормозах всех колес, предупреждая тем са-
мым появление «юза».
При отсутствии давления в тормозной системе гпдровыключате-
ли 3 полностью отключают систему автоматического торможения.
62
Рис. 65. Схема
лея ия насосами
ПН
управ-
серии
Рнс. 64. Схема управления систе-
мой автоматического торможения
колес:
1 — инерционные датчики; 2 — электромаг-
нитный кран; 3— гидровыключатели; 4—
лампочка; 5 — выключатель; 6 — автомат
защиты
Электропривод топливных насосов, кранов топливных и других
систем. В топливных системах самолета применяют электропри-
вод пусковых, перекачивающих и подкачивающих насосов, по-
жарных кранов, кранов перекрестного питания и т. д. Подкачиваю-
щие насосы создают предварительное давление на входе топливных
насосов. В качестве подкачивающих насосов применяются насосы
серии ПН, ПНВ и ЭЦН. По принципу действия все они являются
насосами центробежного типа. На рис. 65 изображены схемы уп-
равления насосами серии ПН. Включение насоса только на нор-
мальный режим осуществляется замыканием АЗС и контактов вы-
ключателя 3. С помощью реостата 4 осуществляется включение эле-
ктродвигателя в нормальный режим работы (замкнут выключа-
тель 3) и в форсированный режим (замкнут выключатель 2 и
введено сопротивление реостата 4).
На рис. 65, б показано включение насоса в ослабленный и фор-
сированный режимы. Управление производится переключателем 7.
Подкачивающие насосы серии ПНВ имеют герметические элек-
тродвигатели типа МГП (МГП-100, МГП-180, МГП-500Л,
М.ГП-900), которые предназначены для работы внутри бака. На-
сосы серии ЭЦН имеют электродвигатели типа МВ (МВ-650,
МВ-650А, МВ-650Т) и устанавливаются вне бака. В качестве пе-
рекачивающих насосов используются насосы типа ПЦР (электро-
двигатель взрывобезопасный типа МП-100Б) и БПК-4 (реверсив-
ный электродвигатель типа Д-200).
Пусковые насосы типа ПНР (ПНР-45Б с электродвигателем
Д-150, ПНР10-9м и ПНР10-5м с электродвигателем МУ 102А) яв-
ляются насосами шестеренчатого типа и предназначены для пода-
чи топлива к авиадвигателю в момент запуска.
63
Рис. 66. Схема электропривода антенны радиолокатора
Для дистанционного управления пожарными, магистральными,
топливными кранами и другими устройствами применяются элек-
тромеханизмы типа МГ-1 и М3 К-2, имеющие соответственно ревер-
сивные электродвигатели типа Д-125Б и Д-12ТУ.
Электропривод некоторых радиоустройств. На рис. 66 изобра-
жена схема электропривода антенны радиолокатора. Электронный
преобразователь (ЭП) выделяет из модулированных сигналов, при-
нимаемых антенной (А), сигнал ошибки, который затем в виде пе-
ременного напряжения поступает на вход фазочувствительного
усилителя (ФЧУ). Последний определяет знак, усиливает и вы-
прямляет напряжение сигнала входа ((7С)- Далее этот преобразо-
ванный сигнал усиливается в усилителе постоянного тока и подает-
ся на обмотки управления электромашинного усилителя (ЭМУ),
управляющего электродвигателем (М) привода антенны. Фильтр
(Ф) и усилитель обратной связи (УОС) повышает качество пере-
ходных процессов данного следящего привода.
Антенна имеет два таких привода, один привод вращает антен-
ну по азимуту, другой — по углу места.
Особенности эксплуатации электропривода
При проверках работы электропривода и приводимых им аг-
регатов не допускается непрерывное многократное включение элек-
тромеханизмов, рассчитанных на кратковременный режим работы.
Необходимо после каждого включения дать время для полного ох-
лаждения механизма.
Наиболее характерным для электромеханизмов являются неис-
правности щеточно-коллекторных узлов. Загрязнение коллектора
щеточной пылью вызывает уменьшение сопротивления промежут-
ков между его ламелями и, следовательно, частичное или полное
шунтирование секций обмотки якоря электродвигателя. Это вызы-
вает уменьшение вращающего момента и увеличение температуры
нагрева двигателя. Поэтому необходимы систематический контроль
за состоянием коллектора и его чистка. Особенности ухода за ще-
точно-коллекторными узлами такие же, как и для генераторов.
В электромеханизмах встречаются также такие виды неисправ-
ностей, как коррозия деталей, износ или поломка зубьев редукто-
64
ров, неисправности подшипников. Коррозия возникает главным об-
разом вследствие действия атмосферной влаги, паров топлива и
масла. Чаще всего коррозия появляется в тех местах, где ввиду
трепня деталей друг о друга повреждается их противокоррозийное
покрытие. Поэтому все трущиеся детали и подшипники должны
быть всегда смазаны нейтральными смазками.
В электромеханизмах могут быть случаи подгорания, окисления
или спекания контактов, обрывы и короткие замыкания проводов,
неправильная отработка заданной программы и др. Отсюда необ-
ходимость тщательного контроля за состоянием контактов комму-
тационной аппаратуры приводов, состоянием контактов в местах
пайки, особенно около штепсельных разъемов.
Глава VII
ИНДУКЦИОННЫЕ МАШИНЫ
Поворотные трансформаторы
Поворотные трансформаторы применяются в различных уст-
ройствах авиационного оборудования, радиооборудования, для
преобразования угловых положений элементов в электрические
сигналы. Они представляют собой индукционные машины перемен-
ного тока и имеют статор и ротор, в пазы которых уложены одно-
фазные или двухфазные обмотки, причем обмотка статора W1 при-
соединяется к сети переменного тока и является обмоткой воз-
бу?кдения. К обмотке ротора IV'2 подключается нагрузка.
В зависимости от положения ротора изменяется коэффициент
взаимоиндукции между обмотками W1 и W2, поэтому э. д. с., на-
водимая во вторичной обмотке W2, также изменяется по тому или
иному закону (по закону синуса, косинуса и др.) в функции угла
поворота ротора. В соответствии с этим различают синусные, коси-
нусные, линейные и т. п. поворотные трансформаторы.
Рассмотрим, как пример, синусный поворотный трансформатор
(рис. 67). Из схемы видно, что при повороте ротора на некоторый
угол а от исходного положения обмотку W2 будет пронизывать
магнитный поток обмотки W1 под углом а. При этом э. д. с. обмот-
ки W2 определяется выражением
Е2 = £2inax sinct, (1-34)
где £2тах— амплитудное значение э д. с. при a = ~ .
При включении нагрузки протекающий по обмотке W2 ток 12
создает продольную и поперечную м. д. с. (реакцию якоря вторич-
ной цепи). При этом продольная м. д. с. будет скомпенсирована со-
ответствующим увеличением первичного тока II, а поперечная
м. д. с. создает некомпенсированный магнитный поток, который
наведет в обмотке W2 дополнительную э. д. с. несинусоидальной
формы. Это обусловливает погрешность в работе поворотного
трансформатора.
3-3031 65
Рис. 67. Схема синусного пово-
ротного трансформатора
Рис. 68. Схема синусно-
кооинусного «поворотного
трансформатора
Для устранения этого недостатка применяют короткозамкнутую
обмотку W3, расположенную на статоре, перпендикулярно обмотке
возбуждения W1. При определенных параметрах обмотки W3 мо-
гут быть полностью скомпенсированы погрешности, возникающие
из-за действия поперечной м. д. с.
На рис. 68 показана схема синусо-косинусного поворотного
трансформатора. В его вторичных обмотках W2 и W3 индуцируют-
ся э. д. с.
Е2 = Ct И ЕЗ == ЕЗщ^ц COS Ct.
На нагрузке продольные м. д. с. вторичных обмоток будут ком-
пенсированы изменением тока II, а поперечные — взаимокомпен-
сированы, так как поперечные м. д. с. этих обмоток направлены
навстречу друг другу. В этом случае реакция вторичной цепи не
будет вызывать заметных погрешностей в работе поворотного
трансформатора.
ИНДУКЦИОННЫЕ СЕЛЬСИНЫ
Индукционные сельсины являются электромашинами перемен-
ного тока, имеющими обычно статор с трехфазной обмоткой и ро-
тор с явновыраженными полюсами и однофазной обмоткой.
В практике чаще всего используется парное применение сельсинов—
один из них является датчиком, а второй — приемником. При
этом различают трансформаторный и индикаторный режимы рабо-
ты сельсинов.
В трансформаторном режиме (рис. 69) сельсины используются
для дистанционного управления синхронным вращением валов
(осей).
При подключении к сети переменного тока однофазной обмотки
сельсина-датчика она создает пульсирующий магнитный поток
Ф2, совпадающий по направлению с осью этой обмотки. Поток Ф1
наводит в трех обмотках статора СД э. д. с., разные по величине
66
Рис. 69. Схема включения сельсинов, используемых в трансформа-
торном режиме
и одинаковые по фазе из-за их различного пространственного поло-
жения:
El - Z?maxSin Ct;
Е2 = Emax cos (а + 30 ');
ЕЗ = EmaxCOS(x + 150 ), (1.35)
где Emax — э. д. с., наводимая в обмотке, когда ее ось совпадает
с осью потока;
а — угол, образованный осью первой обмотки с горизон-
тальной осью.
Э. д. с. El, Е2, ЕЗ обусловливает возникновение напряжений
между точками Cl, С2, СЗ, которые будут приложены к обмоткам
статора сельсина-приемника СП. В результате этого первичная
трехфазная обмотка статора СП создает пульсирующий поток
ФГ, который в каждой ее фазе наводит э. д. с. ЕГ, Е2', ЕЗ', близ-
кие по величине и фазам к приложенным напряжениям. Без учета
падения напряжения в обмотках можно записать:
El = ЕГ-, Е2 = Е2'-, ЕЗ = ЕЗ'.
Таким образом, пульсирующий поток Ф1' обмоток статора по
величине и направлению при определенных допущениях совпадает
с потоком Ф1 первичной обмотки. Поэтому поворот вектора потока
Ф1 (обмотки ротора) вызывает синхронный поворот вектора пото-
ка ФГ дистанционным путем.
Поток ФГ пронизывает обмотку ротора СП и наводит в ней
э. д. с., величина которой (а следовательно, и величина вторичного
3*
Рнс. 70. Схема дифференциальных сельсинов:
Pl, Р2, РЗ — обмотки роторов; Cl, С2, СЗ — обмотки статоров
67
напряжения U2) зависит от расположения осей обмотки ротора
С П и потока Ф'.
Если отсчитывать рассогласование от положения, при котором
данные оси взаимноперпендикулярны, то напряжение U2 будет
изменяться по закону синуса от изменений угла рассогласова-
ния (а).
Иногда в некоторых устройствах применяют дифференциаль-
ные сельсины (ДС), имеющие трехфазные обмотки на статоре и
роторе (рис. 70). Особенность работы этой схемы в том, что век-
тор потока поворачивается на угол, равный разности (или сумме)
углов поворота ротора СД и ротора ДС.
Находит применение в практике и параллельное присоединение
нескольких СП к одному СД (рис. 71). Это позволяет управлять
несколькими устройствами от
Рис. 72. Схема сельсинов в индикатор-
ном режиме
одного сельсина-датчика.
В индикаторном режиме
схема сельсинов работает так
же, как и поворотный транс-
форматор. Согласно схеме
(рис. 72) пульсирующий по-
ток Ф статора наводит в трех-
фазной обмотке ротора э. д. с.,
величина которой в каждой
фазе зависит от расположения
осей потока и фазы. Если по-
ложения роторов относительно
68
статоров идентичны, то токи в уравнительных проводах отсут-
ствуют.
При рассогласованном положении роторов (на рнс. 72 на
угол а) в их обмотках наводятся неодинаковые э. д. с. и появив-
шиеся за счет этого уравнительные токи обусловливают возникно-
вение вращающих моментов. Последние будут стремиться повер-
нуть роторы так, чтобы ликвидировать рассогласование.
Глава VIII
АВИАЦИОННЫЕ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ НАПРЯЖЕНИЯ И РОДА ТОКА
Назначение и классификация преобразователей
На самолетах и вертолетах имеются потребители, для питания
которых требуются токи и напряжения, отличные от основной си-
стемы электроснабжения. Такие потребители питаются от специ-
альных источников — преобразователей.
В зависимости от вида преобразования тока различают:
преобразователи напряжения постоянного тока (умформеры);
преобразователи напряжения переменного тока (трансформа-
торы) ;
преобразователи переменного тока в постоянный;
преобразователи постоянного тока в переменный.
По назначению все преобразователи делятся на два типа:
преобразователи централизованного питания;
преобразователи автономного питания, которые в отличие от
первых питают не группу, а отдельные потребители.
Умформеры
Умформеры — одноякорные преобразователи постоянного тока
низкого напряжения в постоянный ток повышенного напряжения,
используемые в основном для питания анодных цепей.
Умформер является комбинацией (в одной машине с общей
магнитной системой и общим валом) электродвигателя параллель-
ного или смешанного возбуждения и генератора с независимым
возбуждением. В одних и тех же пазах якоря умформера незави-
симо друг о г друга уложены обмотки и повышенного напряжения
(U1 и U2), подсоединенные к своим коллекторам.
На рис. 73, а представлена схема двухколлекторного умформе-
ра типа РУ, а на рис. 73, б схема трехколлекторного умформера
типа РУК-
РУ имеет параллельное возбуждение и одну обмотку повышен-
ного напряжения.
Умформер типа РУК имеет смешанное возбуждение и две об-
мотки повышенного напряжения, соединенные между собой
69
Рис. 73. Схемы умформеров:
а — двухколлекторного типа РУ; б — трехколлекториого типа РУК
каскадно. Это позволяет получать два вторичных напряжения
(U'2, U2).
При включении умформера под напряжение U1 в обмотках
вращающегося якоря наводятся э. д. с., соотношение между кото-
рыми будет:
Е2: Е1 = • — Ф: -^- — Ф = N2 :N1 = k = const, (1.36)
оО а оО а
E2 = kEl, (1.37)
где k — имеет смысл коэффициента трансформации; Е1 и Е2 —
э. д. с. обмоток якоря низкого и повышенного напряжения.
Следовательно, соотношение э. д. с. для данного умформера
есть величина постоянная. Ввиду того, что токи в обмотках двига-
теля и генератора имеют противоположные направления, реакция
якоря (влияние поля якоря на основное поле машины) умформера
незначительна.
Напряжения обмоток умформера определяются следующим
образом:
Ul = El + URT, U2 = Е2 + I2R2, (1.38)
где U1 и U2 — напряжения первичной и вторичной обмоток;
I1R1 и I2R2 — падения напряжения в первичной и вторичной об-
мотках якоря.
1ак как
Е2 = kEl, г El — Ul — I1R1, то
U2 = Ulk — (HRlk-I2R2). (1.39)
Из уравнения (1.39) видно, что величина U2 не зависит ни от
тока возбуждения умформера, ни от скорости его вращения.
На рис. 74 изображены рабочие характеристики умформера,
т. е. зависимости величин U2, II и к. п. д. т] от нагрузки умформе-
ра (тока 12), при t//=const.
Внешняя характеристика U2=f (12) имеет падающий характер.
Допустимое уменьшение напряжения не более 13—20% от номи-
нального значения.
В умформерах довольно низкий к. п. д. (около 0,3—0,5) из-за
значительных потерь мощности на втором коллекторе и во вторич-
ной обмотке.
70
В умформерах вторичное напряже-
ние U2 имеет значительную пульса-
цию вследствие пульсации тока (пе-
риодическое изменение сопротивления
контакта под щетками). Поэтому ум-
формеры для сглаживания пульсаций
и уничтожения радиопомех снабжа-
ются специальными фильтрами. Ток
JI при постоянных величинах U2, R2,
R1 прямо пропорционален току 12.
Наряду с рабочими характеристи-
ками значительный интерес представ-
ляет и эксплуатационная характери-
стика
Рис. 74. Рабочие характе-
ристики умформера
U2 = f(Ul) при 12 = const.
Из формулы (1.39) данная характеристика имеет практически
линейную зависимость.
Т рансформаторы
Трансформаторы предназначены для преобразования уровня
напряжения переменного тока при неизменной частоте. Простей-
ший трансформатор состоит из двух обмоток, имеющих между со-
бой связь посредством магнитного потока (рис. 75). Обе обмотки—
первичная W1 и вторичная W2 располагаются на стальном сердеч-
нике из магнито-мягкой стали. Вторичных обмоток может быть
две и больше, рассчитанных на различные напряжения.
В зависимости от форм магнитопровода трансформаторы делят-
ся на стержневые (см. рис. 75), броневые (рис. 76) и тороидальные
(рис. 77). Ярмо служит для увеличения магнитной проводимости
на пути основного потока. У броневого трансформатора сердечник
имеет два симметричных ярма 2, сечение которых в два раза
меньше стержня 1. Благодаря этому магнитный поток стержня
делится на две равные части.
Рис. 75. Схема простейшего
трансформатора
Рис. 76. Схема броневого
трансформатора:
/ — средний стержень; 2 — симмет-
ричные стержни ярма
71
Сердечник тороидального транс-
форматора выполнен в виде кольца.
Магнитопровод трансформаторов
набирается из тонких штампован-
ных стальных листов (толщиной
0,35—0,1 мм) с целью уменьшения
вихревых токов.
Принцип действия трансформа-
торов основан на явлении электро-
магнитной индукции. Рассмотрим
Рис. 77. Схема тороидального
трансформатора
его на примере простейшего двухобмоточпого трансформатора
(рис. 76).
При подключении первичной обмотки W1 к источнику перемен-
ного тока с напряжением U1 по ней потечет ток il. Этот ток
создает м. д. с. и переменный магнитный поток в сердечнике тран-
сформатора. Переменный магнитный поток наводит в обмотках
трансформатора э. д. с. el и е2, которые будут равны:
at at
(1-40)
где Ф — мгновенное значение магнитного потока в веберах; W1
и W2 — число витков первичной и вторичной обмоток.
При замыкании вторичной обмотки на нагрузку Zn в ней поте-
чет ток 12, который создает м. д. с. и магнитный поток в сердечни-
ке. Следовательно, в режиме нагрузки магнитный поток Ф сердеч-
ника является результатом действия суммарной м. д. с., создавае-
мой первичной и вторичной обмотками.
Из закона сохранения энергии, пренебрегая потерями энергии в
трансформаторе, следует, что мощности первичной и вторичной
обмоток равны:
el 11 = е2 • 12. (1.41)
Из уравнений (1.40) и (1.41) можно получить соотношения
между э. д. с. и токами первичной и вторичной обмоток:
е/ _ /2 _ W7 _ ,
е2 ~~ il ~ W2~
(1-42)
где k — коэффициент трансформации.
Обычно при определении коэффициента k берут отношение
большего числа витков к меньшему, чтобы он был всегда больше
единицы.
По назначению трансформаторы делятся на силовые, измери-
тельные и специальные.
Силовые трансформаторы служат для питания электропрпбор-
ных, осветительных, электротермических и других устройств. Чаще
всего они являются понижающими трансформаторами. Например,
в авиационном оборудовании силовые трансформаторы преобразу-
ют напряжения 200 или 115 в частоты 400 гц в напряжения 36 или
28 в той же частоты. Мощность данных трансформаторов от 50 до
6000 ва, а к. п. д. 0,92—0,98.
72
К измерительным трансформаторам относятся трансформаторы
тока и напряжения. Они применяются в установках переменного
тока для включения контрольно-измерительных приборов и реле.
Измерительные трансформаторы должны иметь постоянный коэф-
фициент трансформации при всех режимах работы и постоянный
сдвиг по фазе (180°) между векторами вторичного тока (напря-
жения) и первичного тока (напряжения).
Специальные трансформаторы находят применение в системах
автоматического регулирования Например, в схемах угольных ре-
гуляторов напряжения используются стабилизирующие трансфор-
маторы. В высокочастотных цепях радиоустройств (/>10 ООО гц)
применяются специальные воздушные трансформаторы.
В зависимости от числа фаз трансформаторы могут быть одно-
фазные (рассмотрены ранее) и трехфазные.
Авиационные трехфазные трансформаторы изготовляются трех-
стержневымп, на которых расположены три первичные (по числу
фаз) и три вторичные обмотки. Обмотки высокого и низкого на-
пряжения обычно соединяются в звезду. При этом нулевые точки
обмоток высокого напряжения изолируются или соединяются с
корпусом самолета. На рис. 78 приведены схема соединения обмо-
ток трехфазного трансформатора звездой (а) и векторные диа-
граммы фазных и линейных напряжений (б).
Автотрансформаторы
В автотрансформаторе обмотка низкого напряжения является
частью обмотки высокого напряжения (рис. 79). Вторичная цепь
имеет не только магнитную связь с первичной, но и электрическую.
Отношение э. д. с. Е1, наводимой во всех витках обмотки W1,
к э. д. с. Е2, наводимой в витках вторичной обмотки W2, будет
следующее:
£7 _ WJ_ ,
Е2 “ W2
Если пренебречь падением напряжения в обмотках, то
Ш ~е/ ъ
U2~ Е2 ~
Автотрансформатор может служить как для понижения, так и
для повышения напряжения переменного тока.
При включении нагрузки по первичной обмотке ах будет проте-
кать ток 1а, а по вторичной — ток 1ах=12—1а1.
Отношение токов в автотрансформаторе определяется через
коэффициент трансформации
12 U7 — k Kfax—I2{\ kj. (1-43)
Из формулы (1.43) вытекает, что чем ближе коэффициент
трансформации к единице, тем меньше ток во вторичной обмотке
73
Рис, 78. Соединение обмоток
трехфазного трансформатора
звездой
Рис. 79. Схема автотрансфор-
матора
и, следовательно, тем меньшего се-
чения может быть взят провод для
вторичной обмотки.
В этом заключается основное
преимущество автотрансформато-
ра: при К=1 получается сущест-
венная экономия меди вторичной об-
мотки.
Преобразователи рода тока
Большинство потребителей эле-
ктроэнергии на самолетах и верто-
летах питаются непосредственно
от основной системы постоянного
или переменного тока. Однако не-
которые из них требуют другой ве-
личины напряжения или другого
рода тока. Например, если основ-
ной системой снабжения электро-
энергией является система перемен-
ного тока, то для питания электро-
магнитных устройств, цепей управ-
ления, для зарядки аккумуляторов,
для работы магнитных усилителей
и т. д. возникает необходимость по-
лучения постоянного тока.
На рис. 80 приведена принципиаль-
ная схема типовой выпрямительной установки.
В схемах авиационного оборудования в качестве вентилей ис-
пользуют германиевые и кремниевые выпрямители. Селеновые вы-
прямители, обладающие низкими значениями допускаемых плот-
ностей тока (до 50 ма]см) и обратного напряжения (до 17—20 в).
в настоящее время применяются редко.
На рис. 81 показаны зависимости плотности тока от величины
напряжения для германиевого 1 и селенового выпрямителей 2.
Из сравнения данных характеристик видно, что германиевые
выпрямители допускают плотность токов на несколько порядков
выше, а обратные напряжения в 10 раз больше, чем селеновые вы-
прямители. Недостатком германиевых выпрямителей является
Рис. 80. Принципиальная схема типовой выпрямительной установки:
/ — трансформатор; 2 — диод; 3 — фильтр
74
Рнс. 81. Зависимость
плотности тока от ве-
личины напряжения:
/ — для германиевого вып-
рямителя; 2 — для ссльсино-
вого выпрямителя
большая температурная зависимость обратного тока. Их рабочая
температура не должна превышать 30—35°С.
Кремниевые выпрямители обладают лучшей теплоустойчиво-
стью по сравнению с германиевыми. Например, кремниевые выпря-
мители могут удовлетворительно работать при температурах
100—150°С.
Принцип действия полупроводниковых выпрямителей основан
на известном физическом явлении — электронно-дырочной прово-
димости.
При выборе типа выпрямителя и схемы выпрямления необхо-
димо учитывать величину мощности, допустимой частоты п степени
пульсации выпрямленного напряжения, характеров нагрузки и
внешней характеристики выпрямителя и др.
Мощность выпрямителя определяется формулой
P = UcpIcp, (1.44)
где Ucp и /Ср—средние значения выпрямленного напряжения
и тока.
Степень пульсации выпрямленного напряжения характеризуется
коэффициентом пульсации
^пульс = ~П ’ (1-45)
ср
где Um~ — амплитуда основной гармоники переменной составляю-
щей; Ucp — среднее значение выпрямленного напряжения.
Внешняя характеристика (рнс. 82) выпрямительного устройст-
ва есть зависимость
t/cp = /(/cp).
Наклон ее зависит от величины внутреннего сопротивления вы-
прямителя и от характера нагрузки (R — активное сопротивление;
С — емкостная нагрузка; L — индуктивная нагрузка).
Различают следующие основные схемы выпрямления:
1) схемы выпрямления однофазного тока (однополупериодная,
двухполупериодная, мостовая однофазная);
75
Рис. 82. Внешняя характеристика
выпрямительного устройства при
активной нагрузке R1, емкостной
нагрузке С и индуктивной нагруз-
ке L
2) схемы выпрямления трех-
фазного (трехфазная схема;
мостовая трехфазная схема;
многофазные схемы).
При использовании одно-
полупериодной схемы (рис. 83)
среднее значение выпрямлен-
ного напряжения равно:
£/с₽ = Ц^ t/эф = 0,45£/эф, (1.46)
где 17Эф — эффективное значе-
ние напряжения переменного
тока.
Эта схема применяется
очень редко ввиду плохого ис-
пользования трансформатора
и выпрямителя, а также из-за больших пульсаций выпрямленного
тока.
Более рациональна схема двухпериодного выпрямителя
(рис. 84), в которой применяются два вентиля. Однако здесь тре-
буется трансформатор с выведенной средней точкой. Недостатком
этой схемы также является и то, что выпрямляется лишь половина
вторичного напряжения трансформатора, в то время как и в не-
проводящий полупериод на выпрямитель приложено полное на-
пряжение.
Лучшими показателями обладает мостиковая схема двухполу-
периодного выпрямителя (рис. 85). Здесь средняя величина вы-
прямленного напряжения в 2 раза больше, чем в двух предыдущих
схемах.
Двухполупериодные выпрямители находят широкое применение
в радиоприемных устройствах и усилителях пилотажно-навигаци-
опных систем.
периодного выпрямителя
Рис. 84. Схема двух-
полупериодного вы-
прямителя
Рис. 85. Мостиковая
схема двухполупериод-
ного выпрямителя
76
Рис. 86. Схема однополупериодного
выпрямителя трех фазного тока
+<—-------И
н---------к
Рис. 87. Схема двухполупериодно-
го выпрямителя трехфазного тока
На рис. 86 приведена схема однополупериодного выпрямления
трехфазного тока. Здесь среднее значение выпрямленного напря-
жения равно
t/cp= 1,177/эф,
где — эффективное значение фазового напряжения.
Схема двухполупериодного выпрямителя трехфазного тока при-
ведена на рис. 87. Достоинством ее являются малые пульсации
выпрямленного тока и возможность применения ее в системах с
выведенной и изолированной нейтралью. Соотношение между сред-
ним и эффективным линейным напряжением t7cp= 1,35СЛ)ф.
Глава IX
ЭЛЕКТРОМАШИННЫЕ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ ПОСТОЯННОГО ТОКА
В ПЕРЕМЕННЫЙ
Общие сведения. Принципиальные схемы преобразователей
Электромашинные преобразователи представляют собой элек-
трические машины, которые в одном корпусе содержат электродви-
гатель постоянного тока и вращаемый им генератор переменного
тока. Двигатель имеет смешанное возбуждение. В некоторых пре-
образователях смешанное возбуждение двигателя используется
только при пуске, а в рабочем режиме — параллельное или неза-
висимое.
В качестве генераторов применяются однофазные генераторы с
возбуждением постоянным током (преобразователи серии ПО),
однофазнце генераторы индукторного типа (преобразователи се-
рии МА) и трехфазные генераторы с возбуждением от постоянных
магнитов (преобразователи серии ПТ, ПАГ).
На рис. 88 приведены принципиальные схемы соединений преоб-
разователей типа ПО, типа МА и типа ПТ.
77
Рис. 88. Принципиальные схемы соединений преобразователей:
а — типа ПО; б — типа МА; в — типа ПТ
Преобразователи типа ПО (преобразователи однофазные), вы-
пускаемые мощностью 250, 500, 750, 1 500, 3 000, 4 500 и 6 000 ва,
предназначены для преобразования постоянного тока низкого на-
пряжения (27 в) в переменный ток напряжением 115 в при часто-
те 400 гц
На одном валу с якорем двигателя М (рис. 88, а) находится
ротор синхронного генератора Г, на котором расположена одно-
фазная рабочая обмотка якоря генератора U7pr. Обмотка возбуж-
дения генератора И7ВГ расположена на статоре машины. У двига-
теля имеются обмотки возбуждения: шунтовая Wm, сериесная Wc
и обмотка дополнительных полюсов П7дп.
При включении выключателя В срабатывает контактор К1,
который подключит цепь якоря двигателя М под напряжение Uc.
При достижении определенной величины противо-э. д. с. двига-
теля сработает контактор К2. Происходит шунтирование пускового
сопротивления Rn и резкое увеличение скорости вращения двига-
теля. Так осуществляется двухступенчатый запуск преобразова-
теля.
Преобразователи тппа МА (моторальтернаторы) изготовляются
на мощности 100, 250, 500, 750, 1 000, 2 500 ва. Назначение их ана-
логично преобразователям типа ПО.
На одном валу с якорем двигателя М (см. рис. 88, б) находит-
ся индуктор генератора Г. Обмотка возбуждения Ц7ВГ п рабочая
обмотка Ц7рг расположены на статоре машины. Двигатель преоб-
разователя имеет шунтовую обмотку возбуждения !¥’ш и сериес-
ную Wc, включенную последовательно в цепь якоря.
При достижении противо-э. д. с. величины, равной примерно по-
ловине номинального значения, срабатывает К2, шунтирующий об-
мотку Wc.
Поскольку в преобразователях типа МА форма кривой напря-
жения сильно искажается, то в настоящее время предпочтение от-
дается преобразователям типа ПО.
78
Трехфазные преобразователи (ПТ) преобразуют постоянный
ток (27 в) в трехфазный ток напряжением 36 в при частоте 400 гц.
Они выполняются на мощности 70, 125, 200, 500, 1 000 ва.
Индуктор синхронного генератора (см. рис. 88, в) выполнен из
постоянного магнита в виде звездочки. Отсутствие в данных гене-
раторах обмоток возбуждения, контактно-щеточных узлов и других
позволяет значительно уменьшить габариты и повысить их к. п. д.
Недостатком преобразователей типа ПТ является трудность регу-
лирования напряжения.
Принцип действия преобразователей состоит в следующем.
При вращении ротора генератора (при наличии потока возбужде-
ния) в обмотке его якоря наводится синусоидальная э. д. с., дей-
ствующее значение которой определяется по формуле
Е= 4,44-/-lVz ^-<|>. 10-8 в, (1.47)
где k — коэффициент обмотки; f—частота; W7 — число витков
обмотки фазы; Ф — результирующий магнитный поток.
Так как для синхронных генераторов f = , то, обозначив
4,44-W'-E10-8 = Се,
ои
получим Е = Се-п-Ф. (1-48)
При нагрузке уравнение напряжения питания двигателя
U = Е + /я-/?я,
где Е — противо- э. д. с.; /п и Ra — ток и сопротивление цепи
якоря двигателя.
Основными характеристиками преобразователей являются ра-
бочие и эксплуатационные характеристики. Рабочие характери-
стики представляют собой зависимость выходного напряжения, ча-
стоты потребляемого тока и к. п. д. от тока нагрузки при постоян-
ных напряжении и costp. Эксплуатационные характеристики — за-
висимость тех же параметров от напряжения питания при номи-
нальной нагрузке и cosq>=cosnt.
Кроме указанных характеристик, в оценке электрических
свойств преобразователей большую роль играет точность стабили-
зации частоты и напряжения.
Регулирование частоты преобразователей
На рис. 89 приведена принципиальная схема автоматического
регулирования частоты преобразователя типа ПО.
В большинстве схем преобразователей автоматическое регули-
рование частоты обеспечивается воздействием на ток обмотки
U"B возбуждения приводного двигателя. Как известно, частота re-
г. Рп
нератора / = -£эд-, а скорость двигателя
_ U — 1 яРя
С (Фсо + Фв)
(1-49)
79
Рис. 89. Принципиальная схема автоматического регулирования
частоты преобразователя типа ПО
где U, 1„, Rn — напряжение питания, ток и сопротивление цепи
обмотки якоря электродвигателя; Фсо и Фв — магнитные потоки
сериесной и шунтовой (независимой) обмоток возбуждения; С —
постоянный коэффициент.
Из приведенных формул следует, что для уменьшения частоты
генератора необходимо уменьшить скорость вращения двигателя
путем увеличения магнитного потока.
Чувствительным элементом системы регулирования частоты
является параллельный резонансный контур РК (его характеристи-
ка приведена на рис. 90), усилительным — магнитный усилитель,
а исполнительным — управляющая обмотка двигателя (обмотка
возбуждения).
На среднем стержне магнитного усилителя расположены три
обмотки: управляющая \Wy, опорная 1ГОп и отрицательной обрат-
ной связи №ос.
Опорная обмотка подключена на напряжение U сети 27 в через
сопротивление Rv; обмотка управления — на напряжение генера-
тора через выпрямитель В2 последовательно с резонансным кон-
туром; обмотка отрицательной обратной связи — последовательно
с обмоткой WB двигателя и рабочими обмотками усилителя
через выпрямитель В1. Обмотка благодаря включению через
выпрямитель В1 создает внутреннюю положительную обратную
связь. Токи, протекающие через обмотки Ц7у и Ц70С, создают м. д. с.
подмагничивания.
Процесс регулирования частоты происходит следующим обра-
зом.
Например, при уменьшении нагрузки генератора его скорость
вращения и частота возрастают. При этом уменьшается ток кон-
тура РК и размагничивающая м. д. с. A Wy обмотки управления.
80
Так как величина м. д. с. AWon— оста-
ется неизменной, то результирующая
(ДЧ7рсз == А^подм АН рази =
= АН оп — AU/y — AUzoc)
м. д. с. возрастает. Рабочая точка В маг-
нитного усилителя (рис. 91) переходит в
точку А, что обеспечивает увеличение то-
ка iB обмотки IV'в двигателя. Это вызыва-
Рис. 90. Характеристика
параллельного резонанс-
ного контура
Рнс. 91. Рабочая характе-
ристика магнитного уси-
лителя в схеме регулиро-
вания частоты
ет уменьшение скорости вращения двига-
теля и, следовательно, восстановление
частоты генератора до заданного уров-
ня. Аналогичным образом работает схе-
ма и при уменьшении частоты.
Опорная обмотка также корректиру-
ет уровень частоты при изменении на-
пряжения питания двигателя. Например,
с увеличением этого напряжения возрас-
тает скорость вращения и частота гене-
ратора. При этом, помимо уменьшения
м. д. с. AWy, увеличится м. д. с. AW0,
что будет способствовать увеличению то-
ка возбуждения в обмотке 1ЕВ двигателя
и снижению частоты.
Описанная схема стабилизации час-
тоты, как и другие, является статической.
Поэтому в переходных режимах погреш-
ность регулирования достигает 5—10%•
С целью снижения автоколебаний системы регулирования ча-
стоты в магнитном усилителе применяется обмотка ТС'0С. Ее дей-
ствие состоит в следующем. При увеличении частоты возрастает
ток в обмотке WB возбуждения двигателя, а следовательно, и в
обмотке IVoc- При этом за счет возрастания м. д. с. обмотки №ос
снизится эффективность действия м. д. с. управляющей обмотки
1Гу. Благодаря этому уменьшится возможность перерегулирования
и увеличится устойчивость системы стабилизации частоты.
Регулирование напряжения
В схемах регулирования напряжения преобразователей в ка-
честве исполнительного элемента обычно применяют угольный
столб регуляторов напряжения. Измерительный и усилительные
элементы выполняют на стабилитронах (или стабиловольтах) и
магнитных усилителях.
Последовательно с обмоткой 1Гвг однофазного синхронного ге-
нератора СГО (рис. 92) включен угольный столбик гСт регулятора
УРН. Рабочая обмотка 1ГЭ регулятора включена в цепь обмоток
переменного тока W~ магнитного усилителя с внутренней поло-
жительной обратной связью через выпрямитель В1. Обмотка 1ЕУ
81
U-t'5B
(3 f ьРОгц 0
Рис. 92. Схема регулирования напряжения преобразователя
управления усилителя через выпрямитель В2 питается напряже-
нием генератора СГО. Обмотка опорная Won подключена к стаби-
ловольту Ст. который в свою очередь питается от удвоителя на-
пряжения УН (рис. 92).
Характеристика магнитного усилителя приведена на рис. 93.
Обмотки Fonn Wy, расположенные на среднем стержне, создают
м. д. с., направленные встречно. Результирующая м. д. с. равна их
разности, т. е. т4Ц7р=Л Wy—Л Won-
Принцип регулирования напряжения заключается в следующем.
Пусть, например, уменьшилось напряжение генератора за счет
увеличения его нагрузки. При этом уменьшится м. д. с. A\Vy, при-
чем величина м. д. с. AW0 постоянна, а м. д. с. -4WriKi возра-
стет. Следовательно, рабочая точка В усилителя переместится в
точку А, что приведет к росту тока i3 обмотки W3 УРН и к соответ-
ствующему увеличению напряжения СГО до заданного уровня.
Рис. 93. Характеристика
магнитного усилителя в
схеме регулирования на-
пряжения
Особенности эксплуатации преобразователей
Все авиационные преобразователи
имеют длительный режим работы. Ох-
лаждение их осуществляется с помощью
самовентиляции или, для более мощных
потребителей, — с помощью закрепляе-
мого на валу вентилятора. В процессе
эксплуатации периодически контролиру-
ются величины стабилизируемых напря-
жений и частоты преобразователей.
82
Наиболее тщательного ухода требует щеточно-коллекторный
узел. Коллектор должен быть чистым, а щетки должны легко пе-
ремещаться в обоймах щеткодержателей, не иметь трещин и ско-
лов, хорошо прилегать к коллектору; поверхность прилегания
должна быть гладкой, блестящей и без царапин. Технология за-
мены щеток и чистки загрязненного коллектора такая же, как и
у генераторов.
В тех случаях, когда один из преобразователей является ос-
новным, а другой — резервным, то после выполнения на них рег-
ламентных работ при установке на самолет их необходимо поме-
нять местами. Это выполняется для равномерной выработки ресур-
са обоих преобразователей.
Глава X
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ СЕТИ, КОММУТАЦИОННАЯ И ЗАЩИТНАЯ АППАРАТУРА
Назначение и классификация электрических сетей
Электрическая энергия подводится от источников тока к потре-
бителям с помощью специальной системы распределения, основ-
ными элементами которой являются электрическая сеть, защит-
ная и коммутационная аппаратура.
Электрическая энергия от источников тока по проводам сети
сначала поступает к распределительным устройствам, а от них —
к потребителям. Распределительными устройствами являются ши-
ны, расположенные в специальных коробках или щитках. В них
обычно устанавливается коммутационная, защитная и другая ап-
паратура.
По назначению электрическая сеть каждого летательного аппа-
рата делится на питательную и распределительную сети. Первая
служит для подвода электроэнергии от источника к распредели-
тельным устройствам (РУ), а вторая — от них к потребителям.
На рис. 94 участки проводов от генератора до шин РУ, включая
и центральное РУ (ЦРУ), образуют питательную сеть. Цифрами
2, 3 обозначены аппараты защиты. От шин РУ к потребителям
отходят провода распределительной сети. Участок сети, отходящий
от РУ и питающий один или группу потребителей через один аппа-
рат защиты, носит название фидера.
Питательные сети в зависимости от способа подключения РУ
делятся на радиальные и магистральные. Если в первых все РУ
подключаются к шине генератора параллельно идущими провода-
ми (см. рис. 94), то во вторых РУ включаются в одну магист-
раль последовательно друг за другом (рис. 95).
63
Рис. 94. Радиальная питательная сеть (1, 2, 3 — аппараты
защиты)
С целью надежного снабжения потребителей электроэнергией
в любых условиях полета электрические сети во многих случаях
выполняются с резервированием. При этом различают: однолиней-
ные и многолпнейные, разомкнутые и замкнутые, основные и ава-
рийные сети.
В многолинейной сети электроэнергия к РУ передается по не-
скольким параллельным проводам. Обрыв одного или более про-
водов такой сети не должен прекращать питание потребителей.
В замкнутых сетях (их называют еще петлевыми или кольцевыми)
питание подводится не менее чем с двух сторон (рис. 96). Отказ
любого участка сети здесь не вызывает прекращения пита-
ния РУ.
Основная сеть обеспечивает питанием в нормальных режимах
все потребители электроэнергии (рис. 97). При выходе ее из строя
или части ее источников электроэнергии вступает в работу аварий-
ная сеть. К аварийной сети подключены особо важные потребите-
ли, без которых невозможно продолжение полета.
На некоторых летательных аппаратах применяется еще и так
называемая «сверхаварийная сеть». Она обеспечивает питанием са-
мый минимум потребителей, чтобы успешно завершить полет.
В зависимости от рода передаваемого тока различают сети по-
стоянного тока и сети переменного тока.
В свою очередь сети постоянного тока выполняют однопровод-
ными (рис. 98) или в редких случаях двухпроводными.
Рнс. 95. Магистральная
питательная сеть
84
Рнс. 96. Замкнутая сеть
В однопроводных сетях от источника питания к потребителю
прокладывается лишь один плюсовой провод, а минусовым прово-
дом является металлический корпус летательного аппарата. Недо-
статком этой сети является опасность возникновения короткого
замыкания при всяком замыкании плюсового провода на корпус.
Сеть переменного тока в зависимости от числа фаз может быть
выполнена одно-, двух-, трех- и четырехпроводной. В целях безо-
пасности однофазные сети напряжением 115 в и выше выполняют-
ся двухпроводными.
При трехфазной системе сеть выполняется трех- или четырех-
проводной с использованием корпуса в качестве четвертого (нуле-
вого) провода (рис. 99, а и б).
Авиационные провода
Монтаж электрических сетей на самолетах и вертолетах выпол-
няется авиационными проводами — алюминиевыми или большей
частью медными. Наибольшее применение в авиации нашли про-
вода следующих марок:
Рис. 97. Основная и аварийная сети:
/ — основная сеть: 2 — аварийная сеть; 3 —
сверхаьарийная сеть
Рис. 98 Отнопроводная
сеть
85
a)
Рис. 99. Сеть переменного тока:
•а — трехфазная; б — четырехпроводная с использованием корпуса в качестве четвертого
(нулевого) провода
БПВЛ и БПВЛЭ (провод с хлорвиниловой бумажной изоляци-
•ей, лакированный, экранированный);
БПВЛ-А (провод с хлорвиниловой бумажной изоляцией, лаки-
рованный, алюминиевый);
БПТЛ (специальный термостойкий провод);
ПВЛ и ПВЛЭ (провод высоковольтный, лакированный, экра-
нированный) и т. д.
Таблица 4
Сечение провода, мм2 Максимально допустимый ток длительной нагрузки, а Сечение про- вода, ММ- Максимально допустимый ток длительной нагрузки, а
при индиви- дуальной про- кладке при групповой прокладке при индиви- дуальной про- кладке при групповой прокладке
0,35 11 7 6,00 67 50
0,50 14 10 8,80 85 62
0,75 18 13 10,0 92 68
0,88 20 15 13,0 110 80
1,00 22 16 16,0 125 94
1,25 25 18 21,0 150 ПО
1,50 28 20 25,0 165 124
1,93 33 24 35,0 205 150
2,50 40 28 41,0 225 170
3,00 44 32 50,0 260 190
4,00 52 38 70,0 320 240
5,15 60 45 95,0 390 290
В табл. 4 приведены стандартные сечения и нормы токовых на-
грузок авиационных проводов. Эти нормы получены из условия,
что при данной максимально допустимой нагрузке изоляции про-
вод нагревается до максимально допустимой температуры (для
хлорвиниловой изоляции 7’0доп^98°С).
Для удобства обслуживания все провода маркируются так, что
каждая самостоятельная цепь и ее составные участки имеют свои
обозначения и легко могут быть опознанными.
86
На современных самолетах и вертолетах для удобства монтажа
провода группируются в жгуты, прокладываемые различными спо-
собами. Разделка жгутов производится в элементах монтажно-
установочного оборудования, т. е. в распределительных устройст-
вах, электрощитах, панелях, коробках и т. д. В них же монтирует-
ся аппаратура управления, защиты, разъемные соединения, при-
боры контроля и т. п. Одним из типов разъемных соединений яв-
ляются штепсельные разъемы. Они имеют свою маркировку. На-
пример: ШР (Г) 55П (У) К15Э (Н) Ш (Г) 3 — штепсельный
разъем (ШР), герметичный (Г), посадочный диаметр в мм (55),
прямой (П), угловой (У), кабельный (К), число штырей (15),
экранированный (Э), неэкранированный (Н), штыри установлены
в съемной части (Ш), гнезда установлены в съемной части (Г), но-
мер по каталогу (3).
Коммутационная аппаратура
Коммутационная аппаратура осуществляет выключение, вклю-
чение, переключение различных электрических цепей. К ней отно-
сятся выключатели, реле, кнопки, а также некоторые устройства-
защиты сети. По способу управления различают коммутационную
аппаратуру ручного, дистанционного и программного управления.
В первую группу входят выключатели, переключатели, кнопки; во
вторую — реле и контакторы; в третью — концевые выключатели
и микровыключателп в системах программного управления.
К основным элементам коммутационной аппаратуры относятся
контактные соединения, к которым предъявляются следующие
требования: надежность в работе, отсутствие «дребезга» подвиж-
ных контактов, долговечность и небольшое переходное сопротив-
ление.
Надежность работы является основным и наиболее трудновы-
полнимым требованием, так как при работе контактные поверхно-
сти подгорают, оплавляются и окисляются. Это приводит к ухуд-
шению их электропроводности до такой степени, что они не могут-
выполнять своей функции — замыкание электрической цепи. При
сильном нагреве контакты могут привариться и не выключить
электрическую цепь.
Особо важным показателем контактов является их переходное
сопротивление, величина которого зависит от материала контак-
тов, состояния и температуры контактных поверхностей, от давле-
ния между контактами.
Наиболее распространенными материалами для маломощных
контактов служат серебро, сплавы серебра с вольфрамом. Для
силовых контактов применяют металлокерамические материалы,
представляющие собой тщательно изготовленную смесь из не-
скольких металлов и их окислов.
Аппаратура ручного управления служит для коммутации цепей
с небольшой величиной тока (до 35 а).
На самолетах и вертолетах ГА применяются самые различные
87
Рис. 101. Схема контактора
выключатели и переключатели, поворотные и комбинированные,
которые могут одновременно коммутировать одну, две или три це-
пи. На рис. 100 показано устройство однополюсного перекидного
переключателя (ПП-45). Основными элементами его являются: пе-
рекидная ручка 1, подвижный контакт 2, выводные зажимы 3 и
корпус 5 с крышкой 6 и основанием 4.
Реле и контакторы являются электромагнитными устройствами,
обеспечивающими дистанционное управление потребителями элек-
троэнергии (реле — с токами до 10 а, а контакторы — свыше
10 а).
Иногда реле выполняют не только функцию коммутации цепей,
но и являются чувствительными элементами (на напряжение, ток,
время и др.) некоторых устройств.
На рис. 101 изображена одна из конструктивных схем контак-
тора. При включении обмотки 1 электромагнита якорь 5, преодо-
левая усилие возвратной пружины 6, начинает двигаться вниз.
При этом воздушный зазор 6 между якорем 5 и стопом магнито-
провода 7 уменьшается. При соприкосновении контактов с непод-
вижными контактами 4 движение их прекращается, но якорь 5
продолжает двигаться (пластина 3 свободно сидит на якоре). Те-
перь в работу вступает предварительно поджатая буферная пружи-
на 2, увеличивая контактное давление. Кроме того, буферная
пружина не допускает отскакиваний контактов 3 от контактов 4
в момент удара их при замыкании.
При отключении обмотки 1 контакта возвратная пружина 6
возвращает якорь в исходное положение, размыкая контакты.
Устройство реле может быть таким же, как и контактора. Но
чаще в реле якорь выполнен поворотным. Контакторы и реле мо-
гут иметь несколько пар контактов нормально замкнутых или нор-
мально разомкнутых. Время срабатывания реле и контакторов не
превышает 0,02 сек.
88
В настоящее время для авиационных контакторов и реле при-
нята восьми-, девятиразрядная буквенно-цифровая маркировка.
Например, ТКЕ 52ПК — коммутационное реле кратковремен-
ного режима работы с напряжением питания обмотки управления
до 30 в, имеющее два переключающих контакта на ток 5 а.
Сохранились также и ранее введенные обозначения контакто-
ров. Например, К-200, КМ-200, КП-50Д — контактор (К), кон-
тактор переключающийся (КП), контактор малогабаритный (КМ),
номинальный ток контактов (200 или 50 а), длительного режима
работы (Д). Из реле широкое применение нашли малогабаритные
реле типа РЭС, PCM, PC и др.
Концевые выключатели и мнкровыключателп осуществляют
автоматическую коммутацию электрических цепей по заданной
программе. Например, они включаются при достижении исполни-
тельными или управляющими органами определенных углов по-
ворота или перемещений. Микровыключатели отличаются от обыч-
ных выключателей тем, что они являются малогабаритными и
обеспечивают четкое переключение контактов при небольших пере-
мещениях управляющего штока (рис. 102).
Защита электрических цепей
При эксплуатации летательных аппаратов возможны поврежде-
ния сети источников энергии, потребителей и аппаратуры, вызы-
вающие короткие замыкания и перегрузки оборудования. Пере-
грузки, например, электромеханизмов, обычно возникают при за-
клинивании их валов. К коротким замыканиям могут привести
обрывы и нарушения изоляции проводов и др.
Большие токи, сопровождающие короткие замыкания и пере-
грузки, вызывают сильный нагрев проводов, электрические дуги и
искрения, что может явиться причиной пожара на самолете. Вы-
ход из строя одного или нескольких источников электроэнергии,
как правило, значительно снижает напряжение сети.
Для предотвращения тяжелых последствий аварийных режи-
мов в цепях питательной и распределительной сетей устанавлива-
ется защитная аппаратура.
Рис. 103. Ампер-секундные характери-
стики аппаратов защиты:
/, 2, 3—аппараты защиты, соответствующие
схеме, изображенной на рис. 91
Рис. 102. Схема концевого вы-
ключателя
89
Аппаратура защиты должна обладать высокой надежностью,
•селективностью (избирательностью), инерционностью и т. д. На-
пример, селективность действия защиты обеспечивается очередно-
стью срабатывания аппаратов защиты, последовательно включен-
ных в сеть, причем вначале должен сработать аппарат, располо-
.женный непосредственно около места короткого замыкания.
Указанная очередность срабатывания аппаратов защиты сети
достигается соответствующим подбором их ампер-секундных ха-
рактеристик — зависимости времени срабатывания защиты от ве-
личины тока нагрузки. На рис. 103 приведены ампер-секундные
характеристики аппаратов 1,2 и 3, соответствующих схеме на
рис. 94. При коротком замыкании в точке а срабатывает в первую
•очередь аппарат 1, так как его время срабатывания меньше соот-
ветствующих времен аппаратов 2, 3.
Для каждого аппарата защиты имеется критический ток (/нр
на рис. 103 — Арг), при котором время срабатывания его равно
бесконечности. Номинальный ток /н защиты выбирается равным
(0,8—0,5) -/цр, чтобы не было ложных срабатываний при измене-
нии температуры окружающей среды.
В настоящее время в сетях самолетов и вертолетов применяют-
ся в качестве аппаратов защиты плавкие предохранители и биме-
таллические автоматы защиты разных типов. Плавкие предохрани-
тели обеспечивают защиту цепей с номинальными токами до 900 а.
В них при токах больше допустимых нагревается и плавится, раз-
рывая цепь, металлический проводник (вставка).
Плавкие вставки типа ПВ выполняются из калиброванных се-
ребряных проволочек на номинальные токи — 2, 6, 10, 20, 30, 40,
60, 80 и 100 а.
Стеклянно-плавкие вставки (СП) изготавливаются: на токи
1, 2, 3 а — из медной проволоки; на токи 5 и 10 а — из серебря-
ной проволоки; на токи 15, 20, 25, 30 и 40 а — из цинковых пла-
стин.
Защита цепей от больших токов осуществляется тугоплавкими
предохранителями типа ТП, изготавливаемыми на токи 200, 400,
600 и 900 а. Плавкая вставка их изготовляется из меди и поме-
щается в асбоцементный корпус для локализации расплавленного
металла.
Предохранители типа ПВ, СП, ТП малоинерционны и не мо-
гут обеспечить защиту цепей с электродвигателями, пусковые токи
которых в 3—10 раз больше номинальных. Эту задачу выполняют
пнерционно-плавкие предохранители, обладающие значительной
выдержкой времени при перегрузках (в течение 5—10 сек). Они
выпускаются на токи 5, 15, 20, 30, 35, 50, 75, 150 и 250 а.
В предохранителе ИП (рис. 104) при коротком замыкании це-
пи быстро плавится латунная пластина 5. При небольших, но дли-
тельных перегрузках постепенно нагревается массивная медная
пластина 6 и скоба 2, скрепленные между собой припоем. Как
только припой расплавится, то пружина 4 оттянет скобу 2 от токо-
подвода 1 и цепь разомкнется.
90
Рнс. 104. Инерционно-плавкий пре-
дохранитель:
1 — токопровод; 2—скоба; 3—корпус; 4 —
пружина; 5 — латунная пластина; б — мед-
ная пластина
Рис. 105. Схема автомата защит
типа АЗС
Недостаткам» плавких пре-
дохранителен являются боль-
шой разброс параметров, за-
висимость времени плавления
вставки от температуры окру-
жающей среды и плотности
воздуха, невозможность экспе-
риментальной проверки вольт-
секундной характеристики
(для этого надо расплавить
вставку) и визуального конт-
роля состояния предохрани-
теля.
Биметаллические автоматы
защиты в зависимости от ки-
нематической схемы механиз-
ма замыкания контактов де-
лятся на автоматы без свобод-
ного расцепления (АЗС) и со
свободным расцеплением
(АЗР).
АЗС выпускаются на номи-
нальные токи 2, 5, 10, 15, 20,
30 и 50 а. Автомат защиты
АЗС (рис. 105) включается в
сеть с помощью клемм 1 и 11.
Цепь тока замыкается через
рычаг 5 подвижного контакта,
неподвижный контакт 6, гиб-
кий проводник, биметалличе-
скую пластину 9, клемму И. Колодка 8 удерживается в правом
положении фиксатором 10. При нагреве пластины 9 током, вели-
чина которого выше допустимого значения, она прогибается вниз
и освобождает фиксатор 10. Под действием пружины 7 колодка S
передвигается влево, а рукоятка 2— вправо (в положение «выключе-
но»). Контакты 5 п 6 размыкаются за счет нажатия поршенька 4
на малое плечо рычага 5. При этом поджимается пружина 3. В АЗС
можно принудительно удерживать контакты в замкнутом положе-
нии, даже если ток защищаемой цепи выше допустимого.
В автоматах АЗР механизм не позволяет принудительно удер-
живать контакты в замкнутом состоянии при наличии перегрузки
в сети. Эти автоматы обычно устанавливаются в цепях, где не до-
пускаются даже кратковременные перегрузки сети ввиду опасно-
сти пожара (например, в цепях, питающих топливные насосы).
АЗР выпускаются на токи 6, 10, 15, 20, 25, 30, 40, 50 и 150 а.
В отличие от плавких предохранителей конструкция АЗС и
АЗР позволяет проверять их характеристики, восстанавливае-
мость, а кроме того, они одновременно служат аппаратом ручного
управления.
91
Импульсные автоматы защиты питательной сети
Импульсные автоматы защиты получили название автоматов
продольной защиты АПЗ и служат для отключения поврежденного
участка сети при появлении импульса короткого замыкания.
АПЗ (рис. 106) имеет два импульсных контактора 1 и два
трансформаторно-релейных блока 2, которые устанавливаются в
начале и в конце защищаемого участка сети. Первичной обмоткой
трансформатора блока 2 является провод защищаемой линии. При
коротком замыкании, например, в точке а на участке 1-а ток воз-
растает, а на участке а-П — уменьшается.
Индуктируемые при этом в обмотках ТР э. д. с. направлены
так, что они суммируются друг с другом, и в обмотках реле 1Р и
2Р возникает ток. Реле 1Р и 2Р замыкают свои контакты 1 п 2.
Через выключатель В и контакты 2 реле 1Р обмотки реле 1Р и 2Р
подключаются к сети, а через контакты 1 реле 1Р подается пита-
ние на обмотку контактора 1К. Контактор 1К срабатывает и свои-
ми нормально замкнутыми контактами размыкает силовую цепь
и минусовые цепи своей обмотки и обмоток реле, а замкнувшимися
нормально разомкнутыми контактами он включает лампу Л1 сиг-
нализации отключения сети. Контактор 2К включается через кон-
такты 1, 2 реле 2Р и работает аналогично контактору 1К.
Способы подавления ради помех, возникающих на самолетах
и вертолетах
Электромагнитные колебания, вызывающие радиопомехи, со-
здаются при коммутациях электрических цепей, при работе коллек-
Рис. 106. Схема автомата защиты питательной сети типа АПЗ:
/ -импульсные контакторы; 2 — трансформаторно-релейные блоки
92
торных машин, регуляторов напряжения, систем зажигания топ-
лива при запуске авиадвигателя и т. д. Помимо этих помех на ра-
диоаппаратуру воздействуют и искровые разряды, возникающие
между отдельными частями летательного аппарата, которые заря-
жаются статическим электричеством во время полета.
К способам подавления радиопомех, применяемых на самоле-
тах и вертолетах, относятся:
экранирование самих цепей радиоустройств;
экранирование элементов авиационного оборудования, создаю-
щих большие помехи;
фильтрация помех, проникающих в общие сети, при помощи
электрических фильтров высокой и низкой частоты;
металлизация летательного аппарата, т. е. соединение всех ме-
таллических частей аппарата с помощью перемычек, чтобы все ча-
сти имели одинаковый электрический потенциал;
рассеивание статического заряда летательного аппарата с по-
мощью специальных разрядников.
Особенности эксплуатации электрических сетей и коммутационной аппаратуры
Техническая эксплуатация электрических сетей самолетов и вер-
толетов обеспечивается специалистами по авиационному оборудо-
ванию и производится в строгом соответствии с эксплуатационной
документацией. Общий контроль за состоянием бортовой сети вы-
полняет инженер по авиационному оборудованию. Все работы, свя-
занные с ремонтом сетей, заменой проводов и защитной аппарату-
ры независимо от того, какими специалистами они выполняются,
производятся под контролем специалиста по электрооборудо-
ванию.
* Приведем некоторые правила эксплуатации электрической се-
ти. При замене провода сечение нового выбирается равным сече-
нию заменяемого или, как исключение, большим заменяемого се-
чения, но обязательно того же типа, что и старый. Прокладка новых
участков электросети выполняется только из целых проводов. Сра-
щивание проводов в эксплуатации разрешается в исключительных
случаях, причем только горячей пайкой или с помощью индивиду-
альных разъемов (соединительных втулок). Пайка в любых слу-
чаях производится только специальным припоем (например, ПОС-
40) с использованием спиртоканифолевой смеси (или просто кани-
фоли). Пайка с применением кислоты и других припоев не разре-
шается.
При выполнении ремонтных работ нельзя допускать нарушения
или изменения маркировки проводов, экранировки и прибортовки
жгутов, а также оставлять неизолированными свободные концы
проводов. В зоне двигателя и других отсеках с высокой температу-
рой не допускается замена ленточных металлических хомутов для
отбортовки жгутов хлорвиниловыми.
В процессе эксплуатации электрических сетей постоянно ухуд-
шается состояние изоляции проводов, критерием оценки которого
93
является сопротивление изоляции, проверяемое при выполнении
ремонтных работ.
Категорически запрещается устанавливать автоматы защиты
или предохранители, не соответствующие номинальным данным
схемы Все штепсельные разъемы должны быть надежно соедине-
ны, а накидные гайки до отказа затянуты и законтрены. При
разъединении электрические разъемы закрываются заглушками
или защищаются изоляционным материалом от попадания на них
влаги и пыли.
Большая часть коммутационной аппаратуры выполняется не-
разборной (выключатели, реле, микровыключатели), поэтому со-
стояние их контактов проверить нельзя. Однако некоторые систе-
мы очень чувствительны к увеличению переходного сопротивления
коммутирующей аппаратуры. В этом случае производится провер-
ка переходного сопротивления контактов коммутирующего устрой-
ства с помощью микроомметра. (Например, для выключателя
ВГ-15 и 2ВГ-15 системы снятия винтов с упора переходное сопро-
тивление не должно превышать 0,006 ом, т. е. не более 90 мв при
токе 15 а и напряжении питания 27 в).
Контакты контакторов подвергаются осмотру и чистке хлопча-
тобумажной тканью, смоченной бензином или спиртом. Категори-
чески запрещается чистить контакты наждачной или стеклянной
бумагой, надфилем и т. д. При резко выраженных углублениях
(кратерах) и возвышенностях (наплывах) с наличием меди на по-
верхностях контактов контакторы подлежат замене.
Глава XI
СВЕТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И СИСТЕМЫ ОБОГРЕВА
Назначение и классификация светотехнического оборудования
Устройства светотехнического оборудования предназначены для
создания и приема лучистого потока оптического диапазона элек-
тромагнитного спектра излучения. Основными элементами их явля-
ются источники и приемники излучений.
По принципу действий источники излучений разделяются на
тепловые, люминесцентные и оптические генераторы.
Спектральный состав излучения тепловых источников и величи-
на их лучистого потока определяются температурой нагрева излу-
чателя. Излучение в люминесцентных излучателях возникает при
возбуждении электронов и атомов вещества электромагнитным по-
лем, что приводит затем к спонтанному переходу возбужденных ча-
стиц на более низкие энергетические уровни. Спектр люминесцент-
ного излучения значительно уже спектра тепловых излуча-
телей.
94
В оптических генераторах (лазерах и других) излучения обу-
словлены индуцированными переходами атомов с высоких на более
низкие энергетические уровни. Эти излучения монохроматические
и распространяются в очень малом телесном угле.
Приемники излучений оптического спектра включают в себя
устройства, которые воспринимают, а затем преобразуют излучения
источников в сигналы определенного вида и уровня для после-
дующего испотьзования их в системах наблюдения и управления.
Из приемников излучения в авиационном оборудовании нашли
применение фотоэлектрические, тепловые приемники инфракрасно-
го спектра излучения.
В зависимости от назначения светотехническое оборудование
самолетов и вертолетов разделяют на следующие:
внутреннего освещения;
внешней и внутренней сигнализации;
посадочного и рулежного освещения.
Здесь будут рассмотрены только три первых вида светотехни-
ческого оборудования.
Внутреннее освещение па самолете пли вертолете необходимо
для обеспечения в ночное время чтения показаний приборов, карт,
инструкций, наблюдения за отдельными техническими устройства-
ми и т. д. Оно подразделяется на общее и местное. Общее осве-
щение обеспечивает равномерное освещение кабин, отсеков.
Местное же освещение предназначено для освещения в полете
приборных досок, панелей управления, рабочих столов и т. д.
Устройства местного освещения состоят из кабинных и переносных
ламп, установок ультрафиолетового освещения и т. п.
Лампы ультрафиолетового света (УФО) облучают ультрафио-
летовым светом поверхности (надписи), покрытые люминофорами
(светосоставами) постоянного пли временного действия. При таком
облучении обеспечивается четкое выделение цифр, букв на темном
фоне шкал, досок и др. без световых бликов, но сопутствующая
этому облучению голубая дымка ухудшает чувствительность глаза.
Кроме того, радиация светосоставов оказывает вредное воздейст-
вие на организм человека.
В настоящее время для подсвета приборных досок, шкал при-
боров широко применяется освещение красным светом, которое об-
ладает всеми достоинствами освещения лампами УФО, в то же вре-
мя значительно уменьшает утомление глаза, не нуждается в при-
менении вредных светосоставов и т. п.
Установки (светильники) красного света применяют обычно
двух типов: щелевые и передвижные, встроенные в приборную дос-
ку или прибор.
На рис. 107, а изображена схема одного из светильников для
подсвета приборной доски. Устройство его следующее. На прибор-
ную панель накладывается слой 3 из плексигласа (светопровод) с
вырезами для приборов и ручек элементов управления. Сверху
этот слой закрыт металлическим листом 2. В эту же панель уста-
навливается арматура подсвета. Арматура подсвета состоит из
95
Рис. 107. Схемы светильников:
а — для подсвета приборной доски; б — щелевого светильника индивидуального освещения
шкап приборов
лампы 4, красного светофильтра 6, уплотнительной прокладки 1,
центрального контакта 5 и корпуса. Свет от лампочки проходит
через светофильтр, светопровод и, преломляясь при выходе из
торцов вырезов, попадает на шкалы приборов. Надписи гравиру-
ются на задней стороне светопровода и заливаются белой эмалью,
после чего вся поверхность этой стороны покрывается черным ла-
ком. Против надписей в листе 2 делаются вырезы.
На рис. 107, б приведена схема щелевого светильника (типа
ПС-60, ПС-80), используемого для индивидуального освещения
шкал приборов. Его основание 4 крепится к фланцу прибора так,
что оно охватывает верхнюю часть дуги окружности прибора. На
основании установлена арматура подсвета 3, имеющая лампы с
красными светофильтрами. При закрытом козырьке 1 через щель
между основанием и козырьком световой поток от лампы попадает
на шкалу прибора. Для исключения самопроизвольного открытия
козырька 1 служит защелка 2. Щелевые светильники затрудняют
чтение показаний прибора в верхней части шкалы (экранирование
козырьком), а также создают на стекле прибора световые блики.
От этих недостатков свободны светильники, встроенные непосред-
ственно в прибор. Шкала такого прибора изготавливается из плек-
сигласа, служащего светопроводом. Градуировка и надписи вы-
полняются белой эмалью, а задняя плоскость шкалы покрывается
черным лаком. Арматура подсвета красным светом устанавливает-
ся так же, как показано на рис. 107, б.
Для дополнительного или кратковременного освещения от-
дельных участков кабин, а также для освещения рабочих мест
членов экипажа применяются различного типа светильники, на-
правление и сила света которых изменяется с помощью опреде-
ленных устройств.
В качестве светильников, освещающих боковые щитки и пульты
управления кабины, используются одно- и двухламповые трубча-
тые или софитовые светильники заливающего света.
96
Установки общего освещения включают обычно плафоны гер-
метичные (ПСГ) или негерметичные (ПС, П и т. д.).
Внешняя световая сигнализация служит для обозначения поло-
жения самолетов и вертолетов в воздухе и на земле, связи между
их экипажами и с землей.
К оборудованию внешней сигнализации относятся:
аэронавигационные огни (АНО);
огни предупреждения столкновения скоростных самолетов в
воздухе;
огни обозначения габаритов;
огни сигнализации выпущенного положения шасси;
ходовые огни.
Огни внешней световой сигнализации в целях безопасности
полетов должны обеспечить видимость и различимость от других
источников света на заданных дальностях. Поэтому предусматри-
ваются для них вполне определенные цветность и характеристика
распределения силы света в пределах заданных углов действия.
Для АНО по международным правилам полный угол действия
всех трех огней равен 360° в горизонтальной и 180° — в вертикаль-
ной плоскости (рис. 108).
Характеристика распределения силы света АНО подбирается
в зависимости от скорости полета, чувствительности глаза, време-
ни вывода самолета из опасной зоны, от состояния атмосферы.
Очевидно, что максимальная сила света должна быть в направле-
нии полета. Например, при скорости полета в 1 000 км/ч величина
безопасной дальности при средних метеоусловиях равна 30 км, а
потребная максимальная сила света 10000 св.
Ввиду того что у современных бортовых АНО (БАНО) сила
света мала по сравнению с требуемыми величинами (в БАНО-45
сила света в направлении полета равна 33 св; в БАНО-57 —
150 св), на скоростных самолетах в настоящее время устанавлива-
ются огни предупреждения столкновения. Одним из типов такого
огня является самолетный импульсный маяк (СИМ), схема кото-
рого приведена на рис. 109
Рис. 108. Схема самолета
в плане и углы действия
БАНО
Рис. 109 Схема самолетного
импульсного маяка
4—3031
97
СИМ имеет две импульсные газоразрядные лампы ИФК, за-
крытые красными светофильтрами, блок питания и два трансфор-
матора зажигания ламп (на рис. 109 показаны только одна лам-
па ИФК и один трансформатор).
Блок питания состоит из умножителя напряжения, триода Л1,
конденсаторов Cl, С2, СЗ и сопротивлений.
Конденсатор СЗ заряжается до напряжения 970 в. Конденса-
тор С2 заряжается через сопротивления R1 и R2. При определен-
ной величине напряжения на конденсаторе С2 лампа Л1 открыва-
ется и замыкается цепь заряженного конденсатора С1 через пер-
вичную обмотку трансформатора. Индуктируемая во вторичной
обмотке трансформатора высокая э. д. с. зажигает лампу ИФК-
Импульс силы света при этом достигает величины в 1 млн. св.
Маяк создает 60 импульсов света в 1 мин длительностью около
0,6 мсек. !
В ПССО-45 синий светофильтр обеспечивает узкую направлен-
ность лучей назад под углом 45—50° от плоскости горизонта вверх.
Световая связь между самолетами и с землей может осущест-
вляться с помощью огней АНО, ПССО, а также применением спе-
циальных кодовых огней и др.
Внутренняя световая сигнализация служит для контроля за
режимами работы отдельных агрегатов и систем. К устройствам
этой сигнализации относятся отдельные арматуры и световое таб-
ло с лампочками, закрытыми соответствующей цветности свето-
фильтрами.
Посадочное и рулежное освещение осуществляется специаль-
ными посадочными и рулежными фарами. Посадочная фара вклю-
чается на участке планирования при высоте полета 100—150 м.
На самолете она устанавливается так, чтобы угол между линией
зрения летчика и направлением полета был не более 10—15°, а
между линией зрения и горизонтом — 12—13°.
Рулежная фара для предотвращения столкновения с препятст-
виями при рулении должна иметь углы действия: в вертикальной
плоскости 22°; в горизонтальной — не менее 90°.
На современных летательных аппаратах применяются выдвиж-
ные посадочные фары (ЛФСВ-45), выдвижные посадочно-рулеж-
ные фары (ФРС-200, МПРФ-1), рулежные фары (ФР-100).
Выдвижные посадочные фары (рис. ПО) обычно состоят из
алюминиевого корпуса, в котором размещен выдвигающийся обте-
катель с лампой-фарой, редуктора, электродвигателя и контактно-
го устройства. Лампа-фара представляет собой стеклянную колбу
с зеркальной задней стенкой, внутри которой нить накаливания.
При включении, например, фары на «Выпуск» включается
электродвигатель и электромагнитная муфта торможения. Лампа-
фара начинает выпускаться и при определенном угле выпуска зам-
кнутся контакты КВ1, включающие нить накала лампы. При
полном выпуске фары контакты RB2 размыкают цепь питания
электродвигателя и муфты. Для уборки фары необходимо переклю-
чатель установить в положение «Уборка».
98
В посадочно-рулежной
фаре имеется посадочная и
рулежная нити накалива-
ния. Максимальная сила
света посадочной нити око-
ло 35 000 св при потребляе-
мой мощности 600 вт, а ру-
лежной — 15 000—25 000 св
при потребляемой мощно-
сти 70—100 вт.
Посадочные лампы-фа-
ры, как правило, устанав-
ливаются снизу фюзеляжа
или крыльев, а рулежная —
на стойке шасси летатель-
ного аппарата.
Рис. 110. Схема выдвижной посадочной
фары (убранное положение)
Электрические системы обогрева
Самолеты в определенных условиях полета и состояниях ат-
мосферы могут обледеневать. Наиболее часто это происходит при
температуре воздуха 0—5°С и относительной влажности 80—100%
на высотах до 5 000 м и скорости полета до 800 км/ч (свыше
800 км/ч аэродинамический нагрев препятствует обледенению).
Для обеспечения полетов при пониженных температурах ат-
мосферы на самолетах применяют различные противообледени-
тельные и нагревательные устройства (химические, термические,
механические).
Наибольшей эффективностью и простотой отличаются электри-
ческие нагревательные устройства, которые широко используются
для предотвращения обледенения остекления гермокабины, носков
стабилизатора и киля, лопастей и коков винтов, приемников воз-
душных давлений. Электрические нагреватели также применяются
для обогрева часов, аккумуляторов, фотоаппаратов и т. д.
Рис. 111. Схема автомата обогрева стекол кабины
4*
99
Рис. 112. Схема импульсного питания
Рассмотрим принцип электрообогрева отдельных устройств и
систем. На рис. 111 представлена схема системы автоматического
регулирования температуры — автомата обогрева стекол кабин.
Чувствительным элементом регулятора служит термистор Rr. со-
противление которого имеет большой отрицательный температур-
ный коэффициент. Он выполнен в виде диска и вмонтирован в
обогреваемое стекло.
Нагревательным элементом системы является либо проволочное
сопротивление R2, состоящее из почти невидимых для глаза про-
волочек, заложенных между слоями стекла, или прозрачная токо-
проводящая пленка.
Обмотки W1 и W2 поляризованного реле (РП), сопротивления
R1 и образуют мостиковую схему, в которой диагональ а—в
закорочена. Обмотки W1 и W2 включены встречно.
При температуре стекла ниже 33°С сопротивление R- >R1 и по
обмотке W2 проходит ток больший, чем по обмотке W1. Реле 2Р
замыкает свои контакты РП, которые включают обмотку реле 1Р.
Через замкнувшиеся контакты 1Р срабатывает реле 2Р (контак-
тор), которое включает нагревательный элемент R2 стекла.
С ростом нагрева стекла сопротивление /?т уменьшается и при
температуре 35QC ток в обмотке W1 становится больше тока в об-
мотке W2. Контакт РП размыкается, включая элемент нагрева R2.
Рассмотренный регулятор обеспечивает стабилизацию темпера-
туры стекла с точностью до +-5СС. Регулировочным сопротивлени-
ем R1 осуществляют изменение регулируемой температуры стекла.
Электрообогрев крыльев, хвостового оперения и других элемен-
тов самолета в целях экономии электрической мощности обычно
выполняется по схеме импульсного питания (рис. 112).
Нагревательные элементы, выполненные из специальной тонкой
(0,3 мм) стальной ленты или из сетки константановых проволо-
чек и покрытые теплоэлектроизоляцпей, закрепляются под обогре-
ваемой поверхностью. Сама обогреваемая поверхность разделена
100
на три секции, каждая из которых обогревается отдельным эле-
ментом. В нашем случае — три секции работают импульсно по
определенной программе. Например, 40 сек секция находится под
током и 80 сек — обесточена.
За весь цикл (120 сек) все секции нагреваются по одному разу.
К источнику питания секции R1+R3 подключаются контакторами,
которые в свою очередь включаются с помощью распределитель-
ного устройства Р. Для защиты секций от перегрева служат тер-
мобиметаллические выключатели БТ. Лампа Л осуществляет кон-
троль за работой системы. С целью повышения надежности уст-
ройства обогрева применяют одновременно и непрерывный и им-
пульсный обогревы.
Для сигнализации о начале обледенения служат специальные
сигнализаторы (рис. 113).
При появлении обледенения входное отверстие трубопровода Т
закупоривается льдом. За счет разности давлений мембрана М
сигнализатора давления СД прогибается влево, ранее она скорост-
ным напором была прогнута вправо. При этом замыкаются кон-
такты К, через которые загорается лампа Л и срабатывает реле
Р. Контакты реле Р включают обогрев R трубопровода Т, что
приводит снова к размыканию контактов К, погасанию лампы Л
п выключению обогрева R. Таким образом, мигание лампы Л
сигнализирует о наличии обледенения.
Обогрев приемников воздушных давлений, часов и других уст-
ройств авиационного оборудования осуществляется встроенными в
них нагревательными элементами. Для поддержания заданной
температуры служат специальные биметаллические реле.
В настоящее время для целей обогрева все чаще начинает при-
меняться переменный ток.
Особенности эксплуатации светового оборудования
При эксплуатации светотехнических устройств следует обра-
щать внимание на чистоту светофильтров и правильность их креп-
ления. Светофильтры, установленные с большими натяжениями,
могут получить трещины вследствие резких перепадов температур
внутри и снаружи фильтра.
Чтобы не допустить перегрева ламп и светофильтров, такие
устройства светового оборудования, как АНО, фары, строевые ог-
ни, нельзя длительное время держать включенными на земле.
Рис. ИЗ. Схема сигна-
лизации о начале обле-
денения крыла и хво-
стового оперения
101
При эксплуатации ламп накаливания следует учитывать, что
они очень чувствительны к повышению напряжения питания. Так,
повышение напряжения на 1 % сокращает срок службы лампы на
13%. Уменьшение напряжения ведет к значительному снижению
величины светового тока и, следовательно, дальности действия сиг-
нальных огней. В связи с этим необходимо поддерживать номи-
нальный уровень напряжения питания на всех этапах полета.
Глава XII
СИСТЕМЫ ЗАПУСКА АВИАДВИГАТЕЛЕЙ
Особенности и условия запуска
В системах запуска двигателей самолетов и вертолетов, как
отмечалось, для раскрутки ротора авиадвигателей до требуемой
скорости вращения используют стартеры. Наиболее широкое при-
менение в авиации нашли электрические стартеры и вспомогатель-
ные газотурбинные пусковые двигатели (турбостартеры и др.).
Процесс раскрутки ротора авиадвигателя для получения малой
продолжительности времени запуска должен происходить со зна-
чительным ускорением. Поэтому необходимо обеспечить на всех
этапах запуска превышение момента вращения стартера М над
результирующим статическим моментом сопротивления Мст дви-
гателя, т. е. чтобы
М>МСТ+= Мтр + Мк-Мг+/~, (1.50)
где I — приведенный момент инерции вращающихся частей,
связанных с валом стартера;
А1т и А1к— приведенные момент вращения турбины и статиче-
ский момент сопротивления компрессора;
А1Тр — момент сил трения.
Момент Мтр мал и в процессе запуска остается практически
постоянным; момент Мт пропорционален скорости вращения дви-
гателя, а момент Мк возрастает пропорционально квадрату скоро-
сти.
На рис. 114 показано изменение моментов AfT и Мк в зависи-
мости от скорости вращения двигателя. Стартер должен довести
скорость вращения ротора до значения ит, при которой турбина
вступает в активную работу. В начале этого этапа включаются
подача пускового топлива, зажигание его и подача рабочего топ-
лива.
От скорости пт до скорости Пот стартер должен сопровождать
ротор, так как совместная работа стартера и турбины сокращает
время запуска, исключает перегрев двигателя. Для газотурбинных
двигателей (ГТД) пот = 1 300—1 500 об1мин.
102
При скорости вращения ^от» когда из-
быточный момент Мт станет достаточно
большим, стартер отключается. В даль-
нейшем турбина сама доводит скорость
вращения двигателя до пмг (до «устой-
чивого режима малого газа»). Обычно
для ГТД
— = 0,7—-0,87.
И\1Г
Методы управления программой запуска
п
Рис. 114. Изменение
приведенного момента
вращения турбины (Л4Т)
и приведенного статиче-
ского момента сопро-
тивления компрессора
(Мк) от скорости вра-
щения двигателя:
лт — скорость, при которой
начинает работать турбина;
лот — скорость, при которой
стартер отключается от тур-
бокомпрессора; лмг —ско-
рость выведения двигателя
на режим малого газа
Запуск авиадвигателей осуществля-
ется автоматически по определенной
программе. Управление программой мо-
жет производиться в функциях време-
ни, скорости вращения авиадвигателя,
тока якоря стартера или в функциях
этих параметров.
Для управления программой запуска
в функции времени используются авто-
маты времени. Автомат времени
(рис. 115) обычно состоит из электродви-
гателя Д параллельного возбуждения или
с возбуждением от постоянных магнитов,
редуктора Р и пакета кулачковых дисков, закрепленного на валу
редуктора. Кулачковые диски осуществляют включение и выклю-
чение контактов микровыключателей. Количество дисков и микро-
выключателей зависит от программы работы системы запуска.
Для обеспечения постоянной скорости вращения электродвига-
теля применяется центробежный контактный регулятор ЦК и
ЭМТ — электромагнитная муфта торможения.
Управление программой запуска в функции скорости вращения
авиадвигателя осуществляется с помощью тахогенератора и цент-
Рис. 115. Автомат программы запуска авиадвигателей по времени.
I, 2, 3 — кулачковые диски
103
3
робежных выключателей Напряжение тахогенератора, прямо про-
порциональное скорости вращения авиадвигателя, подается на
реле, которые коммутируют электрические цепи соответствующих
агрегатов запуска. Аналогично действуют и системы с примене-
нием центробежных выключателей.
Управление программой запуска в функции тока якоря старте-
ра использует электромагнитные реле тока и регуляторы тока.
Реле тока производят коммутацию электрических цепей схемы уп-
равления при достижении определенных значений тока якоря.
Регуляторы тока обеспечивают соответствующее изменение тока
обмотки возбуждения стартера с целью получения заданного за-
кона изменения тока якоря (или для поддержания Z=const).
Принцип действия угольного регулятора тока (РУТ) состоит в
следующем (рис. 116).
При запуске обмотка возбуждения WB стартер-генератора СТГ
отключается от угольного регулятора напряжения УРН и включа-
ется последовательно с угольным столбиком 2 РУТ. В отличие от
УРН в РУТ пружина 3 не сжимает, а растягивает угольный стол-
бик. При возрастании тока в обмотке W1 электромагнита уголь-
ный столб сжимается и величина сопротивления его уменьшается.
В момент включения СТГ контакты К накоротко замыкают уголь-
ный столб и к обмотке V7B подводится полное напряжение.
В дальнейшем с увеличением скорости вращения контакты К
размыкаются, включая угольный столб в цепь обмотки WB (точка
п', рис. 117). Если при этом ток 1п якоря СТГ, например, будет
уменьшаться, то сопротивление угольного столба возрастает. В ре-
зультате уменьшается магнитный поток обмотки WBi и, следова-
тельно, ток якоря снова возрастает до заданного значения Л/.
Обмотка W2 включена на напряжение сети и ее м. д. с. направ-
лена согласно с м. д. с. обмотки W1, включенной последовательно
104
Рис. 117. Изменение тока якоря
СТГ (1д) от скорости вращения
двигателя
с обмоткой якоря СТГ. Обмотка W3 включена параллельно об-
мотке WB, а ее м. д. с. направлена встречно с м. д. с. обмотки W1.
Обмотка W3 выполняет роль жесткой отрицательной обратной свя-
зи, что повышает устойчивость процесса регулирования.
Системы запуска с применением регулятора тока обычно ис-
пользуются для раскрутки «тяжелых» авиадвигателей, когда рас-
ходуется большое количество электроэнергии.
Все рассмотренные системы запуска осуществляют ускоренную
раскрутку ротора авиадвигателя за счет увеличения скорости вра-
щения стартера в процессе запуска, которое может быть птавным
или ступенчатым. К системе с плавным регулированием скорости
вращения стартера в частности относится изложенная выше систе-
ма запуска с применением регулятора РУТ.
Системы со ступенчатым изменением параметров могут иметь
две, три или четыре ступени запуска. Например, при четырехсту-
пенчатом запуске (рис. 118) на первой ступени (этапе) обмотка
якоря стартера подключается к источнику тока через ограничи-
тельное (пусковое) сопротивление, что обеспечивает безударное
(плавное) сцепление муфты стартера с авиадвигателем. На второй
ступени это пусковое сопротивление шунтируется, и скорость вра-
щения стартера начинает быстро возрастать. На третьей степени
дальнейший рост скорости вращения стартера достигается обычно
переключением источников питания с параллельного на последо-
вательное соединение. На четвертой ступени осуществляется либо
шунтирование последовательной обмотки стартера, либо отключе-
ние параллельной обмотки или введение в ее цепь добавочного со-
противления.
На рис. 119 представлены графики изменения тока и скорости
вращения турбины при трехступенчатом запуске. Из этих графи-
ков видно, что на первой ступени запуска потребляемый старте-
ром ток мал, так как его электродвигатель подключается к источ-
нику питания через ограничительное (пусковое) сопротивление.
Во время второй ступени запуска сопротивление шунтируется, ток
достигает максимальной величины. Это необходимо для получения
105
t
Рис. 119. Графики
изменения тока и
скорости враще-
ния турбины при
трехступенчатом
запуске:
I — первая ступень;
II—вторая ступень;
III — третья ступень
такого момента стартера, который бы превышал суммарный мо-
мент статического сопротивления компрессора. Скорость враще-
ния турбины на второй ступени запуска резко возрастает.
На третьей ступени запуска в связи с тем, что значительно
возрастает вращающий момент турбины, потребляемый электро-
двигателем стартера ток уменьшается, а скорость вращения про-
должает нарастать.
Следует заметить, что применение систем с плавным или сту-
пенчатым изменением параметров элементов в процессе запуска
вызвано стремлением рационального использования источников,
энергии при одновременном сокращении продолжительности за-
пуска.
Структурная схема системы запуска авиадвигателя при помощи
электрического стартера приведена на рис. 120. Схема должна
обеспечивать автоматический запуск на земле, запуск в воздухе
и холодную прокрутку двигателя. Здесь операции по запуску отра-
батываются в функции времени.
Для приведения схемы в действие необходимо подключить ис-
точник питания, включить коммутаторную аппаратуру, аппаратуру
защиты и нажать кнопку запуска. Начинает работать аппаратура
Рис. 120. Структур-
ная схема системы
запуска реактивного
двигателя с помощью
электрического стар-
тера с временным
программирующим ус-
тройством:
1 — источник питания;
2 — кнопка запуска; 3 —
аппаратура управления;
4 — стартер; 5 — редук-
тор; 6 — муфта свободно-
го хода; *7 — авиадвига-
тель; 8 — катушка зажи-
гания; 9 — пусковой на-
сос; 10 — клапан пуско-
вой форсунки
106
1
Рис. 121 Структурная схема системы запуска авиадвигателя с по-
мощью турбостартера со скоростным программирующим устройст-
вом:
1— источник питания; 2 — кнопка запуска; 3 — аппаратура управления;
4 — электрический стартер; 5 — газотурбинный стартер; 6— катушка зажи-
гания стартера; 7 — топливный клапан; 8—механизм заслонки на выходе
турбостартера; 9 — гидромуфта; 10 — редуктор; 11 — тахогенератор; 12 —
авиадвигатель; 13—краны пускового топлива; 14 — катушка зажигания;
15 — пусковой топливный насос; 16 — клапан пусковой форсунки
управления, которая в определенной последовательности выдает
электрические сигналы на включение и переключение стартера, на
включение насоса пускового топлива, клапана пусковой форсунки
и катушки зажигания. Стартер через редуктор и муфту свободного
хода осуществляет раскрутку турбины. Муфта свободного хода
обеспечивает изменение передаточного отношения при переходе
стартер-генератора в генераторный режим.
После производства запуска аппаратура управления обеспечи-
вает последовательное отключение агрегатов запуска.
Типовая структурная схема запуска двигателя с газотурбинным
стартером приведена на рис. 121. Здесь раскрутка ротора двигателя
производится газотурбинным стартером, представляющим собой
небольшой газотурбинный двигатель. Ротор газотурбинного стар-
тера при запуске раскручивается электрическим стартером пря-
мого действия необходимой мощности. Для того чтобы в процессе
запуска турбостартера электростартер не вращал авиадвигатель,
служит гидромуфта, сцепляющая турбостартер через редуктор с
авиадвигателем только после окончания запуска турбостартера.
Система обеспечивает автоматический запуск на земле, запуск
в воздухе, холодную прокрутку авиадвигателя и турбостартера.
Система управления запуском ГТД с турбостартером
В систему запуска (рис. 122) входит электрический стартер
небольшой мощности, турбостартер, пусковые агрегаты зажигания
н топливной системы, аппаратура управления. Электрический стар-
107
Рнс. 122. Система управления запуском ГТД с турбостартером
тер служит для запуска турбостартера, а турбостартер — для
запуска авиадвигателя. Система «электрический стартер — турбо-
стартер» является первым каскадом запуска, а система «турбо-
стартер — авиадвигатель» — вторым.
Турбостартер представляет собой небольшой двухвальный, с
двумя турбинами газотурбинный двигатель мощностью 75 л. с.
с максимальной скоростью вращения 56 000 об!мин. Одна турбина
служит для привода компрессора турбостартера, а вторая (стар-
товая турбина) — для привода турбокомпрессора авиадвигателя.
Обе турбины не имеют между собой механической связи; вра-
щающий момент на вторую турбину передается за счет газодина-
мической связи.
Турбокомпрессор стартера при запуске быстро достигает рабо-
чей скорости вращения, которая затем практически остается по-
стоянной. Стартовая турбина работает в режиме постепенного уве-
личения скорости вращения. Соединение стартовой турбины с
авиадвигателем осуществляется через редуктор и механизм сцепле-
ния, состоящий из обгонной и фрикционной муфт. На корпусе ре-
дуктора турбостартера установлен центробежный выключатель
(ЦВТ), который разрывает свои контакты при скорости вращения,
обеспечивающей выход авиадвигателя на режим малого газа.
Работу турбостартера обеспечивает топливомасляный насос,
который подает топливо к пусковым блокам и рабочим форсункам
и масло для смазки подшипников турбостартера. Выходная улит-
ка турбостартера закрывается заслонкой, перемещаемой электри-
ческим механизмом МЗК.
В качестве электростартера используется электродвигатель
постоянного тока последовательного возбуждения мощностью
108
1,5 кет, с максимальной скоростью вращения до 20 000 об/мин.
Вал электростартера соединяется с ротором турбокомпрессора
через фрикционную и обгонную муфты.
На корпусе электростартера установлен центробежный выклю-
чатель ЦВЭ, размыкающий свои контакты при скорости вращения
электростартера, которая обеспечивает выход двигателя па режим
малого газа.
Рассматриваемая схема системы запуска позволяет осуществить
запуск авиадвигателя на земле и в воздухе, холодную прокрутку
авиадвигателя и холодную прокрутку турбостартера. При этом
схема работает следующим образом.
Запуск на земле. Для подготовки системы запуска к работе
необходимо установить рычаг управления двигателем (РУД) в по-
ложение «Малый газ», включить автоматы защиты сети IB, 2В,
4В, сдвоенный переключатель поставить в положение ЗД (запуск
двигателя).
Автомат защиты 4В подает напряжение питания на электрогид-
рокраны агрегата управления компрессором, обеспечивая этим са-
мым открытие створок реактивного сопла, лент перепуска воздуха
за ступенями компрессора, а также перестановку лопаток направ-
ляющего аппарата компрессора на отрицательный угол. На
рис. 122 эти цепи автомата защиты 4В не показаны.
Автомат защиты 1В включает реле 1Р, контакты 1Р1 которого
подводят напряжение к кнопке запуска КЗ. При нажатии кнопки
КЗ питание поступает на реле 2Р. Контакты 2Р1 блокируют кноп-
ку запуска, 2Р2 включают реле ЗР, 2РЗ через замкнутые контакты
сигнализатора давления СД включают реле 4Р, 2Р4, 2Р5 и подго-
тавливают соответствующие цепи схемы.
Реле ЗР контактами ЗР1 самоблокнруется, а контактами ЗРЗ
включает электродвигатель МЗК, который открывает заслонку вы-
ходного сопла турбостартера. Контакты 4Р1 разрывают цепь пи-
тания контактора 2К до тех пор, пока давление воздуха за компрес-
сором турбостартера не повысится до значения 0,04 кГ/см. Этим
предупреждается преждевременное воспламенение топлива в тур-
бостартере, что может вызвать пожар.
После полного открытия заслонки турбостартера концевой вы-
ключатель 2КВ размыкает цепь электродвигателя МЗК, а концевой
выключатель 1КВ включает реле 5Р. (Контакты концевого выклю-
чателя 1КВ замыкаются сразу же после начала открытия за-
слонки турбостартера, подготавливая цепь на ее закрытие). Реле
5Р контактами 5Р1 снимает напряжение с кнопки запуска, а кон-
тактами 5Р2 и 5РЗ включает в работу электродвигатель АВ авто-
мата времени.
Через ti сек (везде счет времени ведется от момента начала ра-
боты автомата) замыкаются контакты АВ1, через которые включа-
ются реле 6Р и контактор 1К.
Контакты 1К включают электростартер СТ, а 6Р1 — реле 7Р.
Через контакты 7Р1 подается напряжение на катушку зажигания
КПМ-2Д.
109
Через /2 сек контакты АВ2 блокируют питание обмотки реле 5Р.
Турбостартер быстро раскручивается. Как только давление за его
турбокомпрессором достигнет величины 0,04 кПсм2, контакты сиг-
нализатора СД размыкаются, обмотка реле 4Р1 подготавливает
цепь контактора 2К.
Через ta сек контактами АВЗ включается реле 8Р, которое кон-
тактами 8Р1 подает напряжение на контактор 2К, 8Р2 — на реле
9Р, а 8Р4 — подготавливает цепь электрокрана ЭКТ. Контакты
2К подключают насосный агрегат Н и электроклапан ЭКТТ пода-
чи топлива в турбостартер. Образующаяся топливно-воздушная
смесь воспламеняется и турбина турбостартера вступает в актив-
ную работу. Контакты 9Р1 включают катушку КПН-4-2К системы
зажигания топлива авиадвигателя и электродвигатель подкачиваю-
щего насоса ПН.
Через Ц сек контакты АВЗ размыкаются. Но реле 8Р теперь
заблокировано через контакты 2Р6 и остается включенным.
При достижении электростартером заданной скорости враще-
ния размыкаются контакты ЦВЭ центробежного выключателя,
обесточивая обмотки реле 6Р и контактора 1К. Это вызывает от-
ключение электростартера СТ и катушки зажигания КПМ-2Д.
Контакты 6РЗ замыкаются, включая электроклапан ЭКТ пуско-
вого топлива авиадвигателя и обмотку реле ЮР. Контактами
10Р1 подключается электроклапан ЭКК подачи кислорода в зону
запального устройства.
Топлпвно-кнслородная смесь воспламеняется, образуется пуско-
вой факел, воспламеняющий рабочее топливо, поступающее из ра-
бочих форсунок двигателя.
Через t5 сек размыкаются контакты АВ1, дополнительно раз-
рывая цепь обмоток 6Р и 1К.
Через t6 сек контакты АВ5 размыкаются, реле ЮР выключают
обмотку электроклапана ЭКК, подача кислорода прекращается.
При заданной скорости вращения авиадвигателя контакты ЦВТ
центробежного выключателя выключают реле 2Р. Контакты 2Р6
выключают питание реле 8Р, вследствие чего выключаются на-
сос Н, электроклапан ЭКТТ, катушка КПН-4-2К, подкачивающий
насос ПН, электроклапан ЭКТ.
Через К сек размыкаются контакты АВ6, дополнительно раз-
рывая цепь обмотки реле 2Р.
Полный цикл работы автомата времени заканчивается после
размыкания контактов АВ2, которые отключают реле 5Р и, следо-
вательно, электродвигатель А В автомата.
Для предотвращения включения автомата времени при непра-
вильной полярности источника тока в цепи обмотки реле 5Р уста-
новлены германиевые диоды.
При достижении авиадвигателем определенной скорости враще-
ния от реле управления компрессором (РУК) поступает напряже-
ние на обмотку реле НР. Контакты 11Р1 обесточивают обмотку
реле ЗР. Механизм МЗК, получив питание через контакты ЗР2, за-
крывает заслонку турбостартера. Копцевой выключатель 1КВ вы-
110
ключает МЗК, а концевые выключатели 2КВ и ЗКВ занимают ис-
ходное положение.
Запуск в воздухе. Сдвоенный переключатель может находиться
в любом из трех положений. При нажатии на кнопку ЗВ (запуск в
воздухе) срабатывает реле 12Р и самоблокируется контактами
12РЗ. Контакты 12Р1 включают реле 5Р и, следовательно, элек-
тродвигатель АВ автомата времени. Контакты 12Р2 подают пита-
ние на реле ЮР и 9Р, а также на электроклапан ЭКТ подачи топ-
лива к пусковой форсунке. Реле 9Р контактами 9Р1 включают ка-
тушку зажигания КПН-4-2К и подкачивающий насос ПН авиадви-
гателя. Контакты ЮР1 включают подачу кислорода (ЭКК). Ав-
томат времени работает в описанном выше порядке, но больше
никакие агрегаты запуска не включаются, так как реле 2Р обесто-
чено. Контакты АВ2 блокируют подачу питания на реле 5Р. Через
t\ сек контакты АВ5 выключают ЮР, прекращая подачу кислоро-
да. Через /г сек размыкаются контакты АВ7. Реле 12Р выключает
электроклапан ЭКТ, катушку зажигания, подкачивающий насос.
Автомат времени дорабатывает цикл до конца и выключается.
Холодная прокрутка двигателя. Сдвоенный переключатель уста-
навливается в положение ПД (прокрутка двигателя). Этим от-
ключаются цепи питания реле 9Р, ЮР, клапанов ЭКТ, ЭКК, катуш-
ки зажигания КПН-4-2К, подкачивающего насоса ПН. В осталь-
ном работа схемы аналогична случаю запуска на земле.
Холодная прокрутка турбостартера. Сдвоенный переключатель
устанавливается нейтрально в положение ПТС (прокрутка турбо-
стартера). Нажимается кнопка КЗ. Процесс работы автомата
времени и электростартера при этом аналогичен случаю запуска
на земле. Агрегаты запуска турбостартера и авиадвигателя не
включаются.
РАЗДЕЛ ВТОРОЙ
ПРИБОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Глава XIII
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ АВИАЦИОННЫХ ПРИБОРАХ
Роль и место авиационных приборов в процессах контроля
и управления
При выполнении полета на летательном аппарате осуществляется
управление многими процессами, которые можно разделить на два
основных типа:
1) процессы пилотирования и навигации или процессы управ-
ления режимами полета;
2) процессы управления режимами работы силовых установок
и отдельных агрегатов летательного аппарата.
Если, например, параметр 0 объекта управления необходимо
поддержать на заданном уровне 0зад, то процесс управления вы-
полняется по схеме, изображенной в общем виде на рис. 123. Изме-
рительное устройство определяет истинную величину регулируемо-
го параметра и преобразует его в форму, пригодную для сравне-
ния.
В результате сравнения измеренной величины параметра
<Эизм с заданной величиной 0зад сравнивающее устройство выдает
управляющий сигнал Д0, который после усиления воздействует на
регулирующий орган объекта управления. Последний изменяет ве-
личину 0, приближая ее к 0зад. Получим замкнутую систему уп-
равления процессом поддержания параметра 0 на заданном
уровне 0зад.
В качестве примера системы автоматического управления про-
цессами первого типа может служить автопилот, являющийся ста-
билизатором угловых положений самолета. Измерительные устрой-
ства автопилота определяют угловые отклонения осей самолета от
112
заданных направлений и преобразуют их, например, в электриче-
ские сигналы. Эти сигналы усиливаются и подаются на рулевые
машины, которые перекладывают органы управления таким обра-
зом, чтобы устранить появившиеся угловые отклонения самолета.
К системам автоматического управления процессами второго
типа можно отнести приборы автоматического регулирования тем-
пературы в кабине, автоматического регулирования скорости вра-
щения вала авиадвигателя и др.
Наряду с этим на самолете (вертолете) большое количество
процессов выполняется с участием пилота, например управление
самолетом на многих режимах и этапах полета. Пилот, получая
информацию об отклонении самолета от заданного направления,
так же как и автопилот, перекладывает органы управления таким
образом, чтобы устранить появившиеся отклонения.
При управлении силовыми установками самолета пилот также
должен располагать необходимой информацией о фактических ве-
личинах параметров, характеризующих их работу.
Таким образом, одним из основных элементов в системе управ-
ления является измерительное устройство. В системе автоматиче-
ского управления измерительное устройство призвано выдавать сиг-
нал отклонения в требуемой для сравнения форме. В системах
неавтоматического управления измерительное устройство должно
дать пилоту возможность оценить фактическое значение измеря-
емого параметра.
Измерительные устройства, устанавливаемые на самолетах
(вертолетах), получили название авиационных приборов.
В соответствии с указанными выше двумя типами процессов
управления, осуществляемыми на самолетах (вертолетах), все
авиационные приборы разделяются на две группы:
1) пилотажно-навигационные приборы;
Рнс. 123. Блок-схема замкнутой системы управления процессом поддержания
параметра 6 на заданном уровне 6зад
113
2) приборы контроля силовых установок и отдельных агрегатов
летательного аппарата.
К пилотажно-навигационным приборам относятся указатели
скорости, высотомеры, компасы, указатели поворота, указатели
скольжения, авиагоризонты, вариометры, измерители углов сноса,
секстанты, часы.
Группу приборов контроля силовых установок и отдельных аг-
регатов летательного аппарата составляют манометры, измерители
температуры, измерители количества и расхода топлива и масла,
тахометры и указатели заданного положения щитков, закрылков,
триммеров и др.
Структурные схемы и функциональные элементы авиационных
приборов1
Авиационный прибор как измерительное устройство может со-
стоять из многих частей, имеющих самые различные назначения
и наименования, однако структуру прибора определяют только те
части, которые определяют его как средство измерения. Части при-
бора, определяющие его метрологические функции, называются
функциональными элементами.
По составу функциональных элементов различают приборы ме-
стного действия, дистанционные приборы и измерительные комп-
лекты с разделителем, телеизмерительные приборы (измеритель-
ные комплекты с датчиками и приемниками).
Измерительный прибор местного действия позволяет осуществ-
лять наблюдение или запись показаний непосредственно в месте
измерения. На рис. 124 показана функциональная структурная
схема прибора местного действия. Такой прибор состоит из следу-
ющих функциональных элементов. ПЧ — подвижная часть, объе-
диняющая элементы, которые перемещаются при изменении из-
меряемой величины и детали измерительного механизма, обеспечи-
вающие получение определенной зависимости отклонения подвиж-
ной части от изменения измеряемой величины.
«ПМВ — механизм» — передаточно-множительный выпрямля-
ющий механизм, который содержит детали и специальные устрой-
ства, обеспечивающие:
передачу движения — связь между подвижной частью и отсчет-
ным приспособлением;
умножение в необходимое число раз величины перемещения
подвижной части;
получение шкалы с различным характером (выпрямление).
ОП — отсчетное приспособление (шкала-указатель), которое
является основным функциональным элементом, характеризующим
пригодность проведения отсчета (эксплуатационная характеристика
прибора).
1 Анализ производится по методике, разработанной проф. Л. М. Маликовым
114
В самопишущих приборах, кроме
ОП, предусмотрено специальное уст-
ройство, осуществляющее запись из-
менений измеряемой величины. Это
устройство не изменяет принципа дей-
ствия прибора.
Сх — измерительная схема с ис-
точником питания, если он необходим
А
пмв
/r-у меха,- О'!
низм
пч
Рис. 124. Функциональная
блок-схема показывающего
прибора местного действия
для работы прибора.
В показывающих приборах измерительная схема является про-
стейшей и объединяется с понятием «ПЧ».
На рис. 125 изображены измерительные комплекты с линией
связи а и разделителем б. В случае а прибор снабжен линией свя-
зи, обеспечивающей передачу измеряемой величины, параметра
или сигнала на расстояние. Например, при измерении скорости
полета приемник воздушных давлений является линией связи.
В случае б предусмотрен специальный разделитель — устрой-
ство, служащее для отделения основной магистрали, по которой
протекает величина, подлежащая измерению, от измеряемой линии
связи. Это делается как для уменьшения энергии, подводимой к
измерительному прибору, так и для обеспечения безопасности при
подключении измерительного прибора к сети.
Телеизмерительные приборы характеризуются тем, что энергия,
полученная в месте измерения, преобразуется при помощи допол-
нительного устройства в другой вид энергии специально для пере-
дачи на значительное расстояние по линии связи к месту наблю-
дения или приема. По принципу действия такие приборы делятся
на измерительные комплекты с датчиком и измерительные ком-
плекты с приемником.
На рис. 126 показана функциональная схема измерительного
комплекта. Датчик имеет подвижную часть, положение которой
зависит от измеряемой величины.
Нетрудно видеть, что датчик отличается от измерительного при-
бора тем, что у датчика отсчетное приспособление заменено спе-
циальным устройством, называемым преобразователем Пр, позво-
ляющим перемещения подвижной части передать на расстояние.
На рис. 127 изображена функциональная схема измеритель-
ного комплекта с приемником.
Рис 125 Функциональные блок-схемы
а—показывающий прибор (измеритель) с линией связи, б — измеритель
с разделителем
115
1 2
Рис. 126. Функциональная схема измерительного комплекта, состоящего
из датчика и измерителя
В приемнике П нет подвижных частей, а преобразование одно-
го вида энергии в другой осуществляется за счет изменения
свойств самого приемника под воздействием измеряемой величины
или специальной измерительной схемой. Например, система изме-
рения топлива типа СЭТС, которая будет рассмотрена ниже.
Приемники делятся на параметрические и генераторные.
В параметрическом приемнике измеряемая величина воздейст-
вует на него, вызывая изменение свойств или таких электрических
параметров, как электрическое сопротивление, индуктивность, ем-
кость и т. п., для измерения которых требуется вспомогательный
источник энергии.
В генераторном приемнике измеряемая величина создает ЭДС.
К этой группе относятся приемники механического принципа дей-
ствия, в которых происходит преобразование одного параметра
в другой.
Датчик отличается от приемника также принципом проверки и
определения его работоспособности в эксплуатации. Примером
такого типа приемника является датчик тахометра.
Если для определения работоспособности датчика и прибора,
имеющих подвижную часть, необходимо наличие самой измеряе-
мой величины, то работоспособность приемника может быть опре-
делена измерением одного значения характеристического пара-
метра.
На самолетах и вертолетах все большее применение находят
сложные измерительные системы — это измерительные комплекты,
состоящие из нескольких измерительных приборов (измерителей),
приемников н датчиков. В измерительных системах и схемах из-
мерительных приборов широко используются самобалансирующие-
ся компенсационные устройства с двигателями отработки. Функцио-
нальная блок-схема такого измерительного комплекта представ-
лена на рис. 128.
Рис. 127. Функциональная схема измерите тьного комплекта с приемником
116
Рис 128. Функциональная блок-схема измерительного комплекта с ком-
пенсационным устройством
На самолете имеется большое количество сигнальных устройств-
(рис. 129), в которых применен приемник или датчик, а вместо
показывающего прибора устанавливается сигнальный элемент —
лампа или блинкер.
Приборные доски
Отсчетные приспособления вместе со всеми элементами пока-
зывающих приборов и сигнальные элементы размещены на спе-
циальных приборных досках, расположенных в кабине самолета
в поле зрения пилота. Приборные доски крепятся к элементам
конструкции самолета (вертолета), как правило, с помощью амор-
тизаторов, но встречаются и неамортизированные приборные до-
ски. Амортизаторы подбираются так, чтобы отношение частоты
колебаний конструкции в месте крепления приборной доски к соб-
ственной частоте колебаний амортизатора составляло 1,5—2.
Корпуса так же, как и шкалы указателей авиационных прибо-
ров, изготовляются, как правило, круглой формы. Их диаметры
имеют стандартные величины: 40, 60, 80 и ПО мм. Шкала указате-
ля закрыта стеклом, которое крепится пружинным кольцом.
Крепление прибора (указателя) к приборной доске осуществ-
ляется двумя способами. Если корпус прибора снабжен специаль-
ным фланцем, то крепление производится четырьмя винтами за
фланец корпуса. Для приборов, не имеющих таких фланцев, пре-
дусмотрены специальные крепежные кольца, которые, так же как
п фланец, крепятся к приборной доске винтами. Прибор монти-
руется в это крепежное кольцо, а последнее стягивается винтом.
Приборные доски выполняются из магниевых сплавов (напри-
мер, МА8М); с лицевой стороны
они окрашены в черный цвет ла-
ком «Муар», который не дает
бликов при освещении. Освеще-
ние бывает местное, когда под-
свечивается шкала того или ино-
го прибора, и общее, когда осве-
щается определенный участок
приборной доски или вся доска.
Рнс. 129. Функциональная блок-схе-
ма сигнальною устройства
ИТ
Приборы на приборной доске распотагаются таким образом,
чтобы в центре внимания пилота были пилотажно-навигационные
приборы. На втором плане монтируются приборы контроля сило-
вых установок и по периферии досок — приборы контроля вспомо-
гательного оборудования и указатели заданного положения.
Пилотажно-навигационные приборы, как правило, располага-
ются горизонтальными рядами. В одном ряду — измерители высо-
ты (высотомеры), курса (компасы), крена и тангажа (авиагори-
зонты). В другом ряду — измерители скоростей (указатели скоро-
сти), угловых скоростей (указатели поворота), вертикальных ско-
ростей (вариометры).
Следует заметить, что три последних прибора должны распо-
лагаться вместе еще и потому, что могут заменить пилоту авиа-
горизонт в случае его отказа.
Для обеспечения безопасности полета на самолетах широко
применяется дублирование наиболее важных приборов, т. е. уста-
навливаются основной и резервный авиагоризонты, высотомеры,
указатели скорости, компасы и др.
Питание авиационных приборов электроэнергией
Многие приборы для питания и обогрева требуют электриче-
ской энергии. Для этих целей или используется бортовая элек-
тросеть, или на борту самолета устанавливаются специальные пре-
образователи. Питание, например, гироскопических приборов осу-
ществляется трехфазным током с напряжением 36 в и частотой
400 гц. Приборы, содержащие электронные усилители, требуют для
питания анодных цепей ламп постоянного тока напряжением
250—300 в. Все обогревательные устройства работают на посто-
янном токе напряжением 27 в.
Источниками электрической энергии для бортовой сети само-
лета (вертолета) являются генераторы постоянного тока с номи-
нальным напряжением 28,5 в и аккумуляторы с номинальным на-
пряжением 24 в.
Условия эксплуатации авиационных приборов
Реальные условия эксплуатации авиационных приборов
предъявляют к ним целый ряд специфических требований по срав-
нению с приборами, используемыми в промышленных установках.
Авиационные приборы работают в условиях вибраций, характе-
ризующихся большим спектром частот и значительными амплиту-
дами перегрузок, возникающих при этом. Так, частоты вибраций
на самолете (вертолете), где скорость вращения вала пли турбины
двигателя составляет 1 000—12 000 об/мин, лежат в пределах от
20 до 200 гц. В связи с этим различают два понятия проч-
ности:
вибропрочность, т. е. безотказная работа прибора в течение
заданного времени при указанных частотах вибраций;
118
виброустойчивость, т. е. отсутствие погрешностей прибора, вы-
званных вибрацией.
Вибропрочность достигается подбором материалов н рацио-
нальным конструированием.
Виброустойчивость достигается уравновешиванием деталей,,
устранением люфтов и демпфированием. Техническими требования-
ми вибрационная перегрузка п задается в единицах g, и величина
ее зависит от места расположения прибора или его части.
Так, на двигателе п = б4-10 g\ на раме крепления двигателя
n=4-b6g; в фюзеляже n=2-?-4g; на неамортизированной при-
борной доске п=2 g\ на амортизированной приборной доске
п —0,64-1,5 g.
Авиационные приборы работают в условиях частых изменений
температур, больших перепадов давлений и повышенной влажно-
сти, в широком диапазоне скоростей и высот полета.
Изменение температуры по сравнению с той, при которой гра-
дуировался прибор, вызывает изменение:
линейных размеров деталей и изменение передаточных отно-
шений;
упругих свойств деформируемых элементов;
электрического сопротивления проводников и магнитного со-
противления магнитопроводов;
состояния смазки;
образования конденсата водяных паров.
Температурные погрешности уменьшаются за счет таких мер,
как соответствующий выбор материалов, применение температур-
ных компенсаторов для предотвращения изменения передаточных
отношений, использование специальных сортов масел и др.
Понижение плотности воздуха сказывается главным образом на
работе приборов, приводимых в движение воздухом, так как про-
изводительность источников питания пневматических приборов
снижается. Малая плотность воздуха также понижает пробивное
напряжение элементов электрических приборов, ухудшает условия
коммутации.
Повышенная влажность воздуха, окружающего прибор, вызы-
вает более интенсивную коррозию деталей. Для предупреждения
коррозии деталей применяются специальные антикоррозионные по-
крытия (кадмирование, цинкование, анодирование), а для корпусов
используются лакокрасочные покрытия. Кроме того, корпуса
приборов выполняются герметичными или брызгонепроницае-
мымп. Системы трубопроводов питания авиаприборов имеют
фильтры-отстойники. В эксплуатации они систематически очища
ются от влаги.
Согласно общим требованиям авиационные приборы должны
безотказно работать при следующих условиях:
в диапазоне изменения температур от —60 до -|-50оС;
при влажности от 0 до 100%;
при падении атмосферного давления до 40 мм рт. ст.
(что соответствует высоте полета 20 км).
и».
Погрешности авиационных приборов
Погрешности, возникающие при осуществлении измерении,
имеют весьма разнообразный характер и обусловлены самыми раз-
личными причинами.
Они могут быть вызваны:
недостатками измерительных приборов и методов, положенных
'В основу их создания;
несовершенством органов чувств наблюдателя;
непостоянством условий измерения;
неполнотой знаний всей сложности законов, положенных в ос-
нову создания измерительной аппартуры;
неправильными действиями наблюдателя.
Все погрешности разделяются на три класса:
1) случайные погрешности;
2) промахи;
3) систематические погрешности.
Случайные погрешности — погрешности, неопреде-
ленные по своей величине и природе, в появлении каждой из кото-
рых не наблюдается какой-либо закономерности. Считаются слу-
чайными те явления, которые определяются сложной совокуп-
ностью переменных величин. К этим явлениям индивидуальный
подход невозможен, и лишь для их совокупности могут быть уста-
новлены определенные закономерности. Случайными погрешностя-
ми определяется точность измерений. Учет таких погрешно-
стей возможен лишь на основе методов теории вероятно-
стей.
Промахи — погрешности, приводящие к явному искажению
результата измерения. Наличие промаха определяет годность из-
мерений. В отношении измерительных приборов «промахом» сле-
дует считать показания прибора, совершенно несоответствующие
измеряемой величине. Промахи вызываются главным образом
уменьшением внимания со стороны наблюдателя, вызванным как
условиями полета, так и недостатками конструкции отсчетных
приспособлений, освещения и т. п. В условиях эксплуатации необ-
ходимо принимать соответствующие меры во избежание появления
промахов.
Систематические погрешности — погрешности по-
стоянные или изменяющиеся по определенному закону. Наличие
•систематических погрешностей определяет правильность показаний.
•Систематические погрешности могут появиться как из-за несовер-
шенства или сложности воспроизведения связи величин в уравне-
нии принципа действия (для ПЧ и приемника) или несовершенст-
ва метода измерения, так и вследствие недостатков конструкции
и технологии изготовления и сборки реальных приборов. Система-
тические погрешности делятся на методические и конструктивные
(инструментальные).
Методическими погрешностями называют такие, которые воз-
никают вследствие:
120
несовершенства метода измерения, например из-за сложности
реализации функциональной зависимости, описывающей явление,,
которое положено в основу создания прибора;
сложности точного воспроизведения уравнений принципа дейст-
вия прибора (датчика, приемника);
замены точной теоретической связи между измеряемой вели-
чиной п моментами приближенной. В общем случае из-за отступ-
ления от теоретических значений характеристик параметров функ-
циональных элементов;
неучета, кроме измеряемой величины других внешних факто-
ров, не связанных с конструкцией, но влияющих на показания при-
бора, т. е. на величины моментов ПЧ и П.
Методические погрешности не могут быть уменьшены введени-
ем новой технологии, улучшением конструкции и т. п. Они харак-
теризуют уровень научных исследований и состояние знаний и-
представлений о явлениях, положенных в основу создаваемых из-
мерительных устройств.
Характерным примером появления методической погрешности
является погрешность при измерении температуры с использовани-
ем термоэлектрического метода. В этом методе измерение темпера-
туры осуществляется измерением термоэлектродвижущей силы, за-
висящей от температуры. Термометры подробно рассматриваются
в специальной главе.
^Методическая погрешность будет отсутствовать только при тем-
пературе холодного спая, равной нулю. Только в этом случае мил-
ливольтметр, отградуированный в градусах, может быть применен
в качестве показывающего прибора термометра. В действительно-
сти температура холодного спая нулю не равна. Следовательно,
градуировка прибора нарушается и появится методическая погреш-
ность. Для устранения методической погрешности необходимо в
условиях эксплуатации термостатировать холодный спай, либо
применить такое устройство, которое сделает влияние изменений
температуры холодного спая на показания прибора пренебрежимо
малым.
В качестве другого примера можно привести измерение коли-
чества или расхода горючего скоростными расходомерами с при-
менением вертушки. Число оборотов пв вертушки связано с коли-
чеством Q протекающей через трубопровод жидкости зависи-
мостью
пв = kQ,
где k — постоянная прибора, зависящая от геометрических раз-
меров частей прибора и вязкости жидкости.
Показания будут точны только для жидкости определенной
вязкости. Следовательно, при изменении вязкости жидкости в по-
казаниях расходомера возможно появление методической погреш-
ности. Эта методическая погрешность обусловлена приближенной
математической зависимостью, используемой при создании измери-
тельного прибора. Более точное выполнение связи в уравнении!
121
принципа действия приведет к чрезмерному усложнению схемы и
конструкции. В то же время величина этой погрешности допусти-
ма для технических измерений при условии выполнения особых
требований в эксплуатации.
Из рассмотренных примеров появления методических погреш-
ностей можно сделать вывод о возможных методах их компенса-
ции и уменьшения.
Наиболее общим методом, широко применяемым и для компен-
сации других погрешностей, является введение в схему измери-
тельного прибора устройств, осуществляющих дополнительную
коррекцию.
Введение корректирующих сигналов может производиться авто-
матически и вручную.
Для осуществления автоматического введения корректирующих
сигналов необходимы дополнительные функциональные элементы
(ПЧ, ПМВ, Пр), для которых измеряемой величиной будут яв-
ляться параметры, вызывающие методическую погрешность. Со-
вершенно естественно, что такое усложнение измерительного уст-
ройства не всегда может быть оправдано.
В первом рассмотренном примере методическая погрешность
исключается введением в прибор чувствительного элемента — би-
металла, реагирующего на изменение температуры окружающей
среды. Во втором примере необходимы чувствительные элементы,
реагирующие на изменение плотности жидкости. Создание такого
компенсатора представляет значительные сложности.
Неавтоматическое введение корректирующего сигнала осуще-
ствляется механическим корректором, предусмотренным в кинема-
тической схеме (например, кремальера в высотомере, винт коррек-
тора в измерительном приборе-термометре) или корректором
другого вида, определенным функциональным элементом Пр в
схеме прибора. Величина сигнала коррекции определяется рас-
четом.
Другим методом уменьшения методической погрешности явля-
ется поддержание условий получения минимальных погрешностей
непосредственно в условиях эксплуатации. Например, расположе-
ние прибора в определенном положении по отношению к магнит-
ному полю Земли. Для уменьшения его влияния на показания
точных электроизмерительных приборов нужно особое размеще-
ние указателей поворота, авиагоризонтов и других авиационных
специальных приборов; указание на шкалах приборов значений
внешних параметров, при которых методические погрешности от-
сутствуют; поддержание постоянства напряжения питающей цепи;
применение жидкостей с определенными характеристиками-
плотностью для расходомеров, диэлектрической постоянной для
емкостных топливомеров ит. п.
Конструктивными (инструментальными) погрешностями назы-
ваются такие, которые возникают вследствие недостатков конст-
рукции прибора и его элементов, а также несовершенства мате-
риалов, из которых прибор изготовлен.
122
Любому измерительному прибору, приемнику, датчику и авто-
матическому устройству в какой-то мере присущи конструктивные
(инструментальные) погрешности. Они определяются тем, что в
реальных конструкциях неизбежны отклонения различных геомет-
рических и физических параметров, приводящие в конечном счете
к изменению показаний приборов — появлению конструктивной
погрешности. В равной мере эти погрешности вызываются и изме-
нением в процессе эксплуатации параметров и характеристик ма-
териалов, примененных при изготовлении отдельных элементов и
деталей.
Значительная погрешность появляется от трения в опорах под-
вижной части или в деталях, связанных с ее перемещением.
Основными методами уменьшения конструктивных погрешно-
стей являются следующие.
Введение компенсаций, осуществляющих изменение параметров
прибора в соответствии с общим методом, применяемым для ком-
пенсации методических погрешностей, т. е. введение чувствитель-
ных элементов, реагирующих на изменение внешнего параметра.
Например, применение специальных противовесов, компенсирую-
щих влияние внешних сил на неуравновешенные детали; введение
биметаллических пластин, компенсирующих изменение модуля
упругости от температуры, и т. п.
Подбор параметров прибора по принципу взаимной компенса-
ции одних погрешностей за счет других. Например, применение
материалов с разными коэффициентами линейного расширения
позволяет значительно уменьшить величину погрешности.
Оптимальный принцип конструирования, при котором за счет
улучшения технологии, правильного расположения деталей и вы-
полнения их из соответствующих материалов с определенной ча-
стотной характеристикой удается значительно уменьшить погрешно-
сти. Например, выбором направления действия сил можно умень-
шить величины деформаций; подбором материалов по упругости
и прочностным характеристикам можно уменьшить погрешности во
взаимном расположении деталей и моментов.
Однако полностью устранить и скомпенсировать все конструк-
тивные погрешности не удается, некоторые из них остаются. К та-
ким погрешностям относятся:
погрешность от упругого последействия, зависящая от способ-
ности упругих материалов при воздействии сил не сразу прини-
мать свою окончательную форму, а по истечении определенного
времени;
погрешность от гистерезиса, связанная с тем, что после разгруз-
ки материала некоторая часть деформации восстанавливается не
сразу же, а через некоторое время. Гистерезис может возникнуть
от действия и немеханических сил. Обе эти погрешности уменьша-
ются за счет значительного уменьшения допустимых напряжений
п применения специальных материалов. При эксплуатации и осо-
бенно при проведении ремонтных работ необходимо знать особен-
ности правильного конструирования с учетом функциональных
123
элементов измерительных устройств и взаимной замены деталей,
узлов и целых агрегатов. При ремонте и регулировке измеритель-
ных устройств важно знать конструктивные погрешности, способы
их компенсации и регулировочные элементы в реальных конструк-
циях.
Особенности определения погрешностей авиационных приборов
В связи с тем что авиационные приборы используются в усло-
виях изменения внешних факторов, величины их погрешности
должны быть определены с учетом этих факторов. Однако показа-
ния измерительных авиационных приборов оцениваются погреш-
ностями, определенными в условиях заводских контрольно-сдаточ-
ных станций и лабораторий авиационно-технической базы. Это
является следствием необходимости определения погрешностей
наиболее простыми и удобными способами, легко воспроизводимы-
ми как в заводских лабораториях, так и во время проверок в под-
разделениях при проведении регламентных работ и профилак-
тических осмотрах.
В настоящее время в условиях эксплуатации определяется
только основная погрешность, т. е. погрешность, соответствующая
нормальным условиям работы прибора.
Погрешность, возникающая при изменении нормальных усло-
вий работы прибора (изменения влажности, температуры, давле-
ния, параметров источника питания и т. п.), называется дополни-
тельной погрешностью. В технических данных на измерительный
комплект указывается погрешность, определяемая на неподвижном
основании. Однако оценить пригодность измерительного устройст-
ва по величине его основной погрешности для эксплуатации на
движущихся объектах при произвольных изменениях измеряемой
величины особенно при резком изменении скорости движения и
маневренности летательных аппаратов невозможно. Это объясняет-
ся тем, что условия работы приборов значительно отличаются от
«нормальных», принятых при определении основной погрешности.
Кроме того, при испытаниях на заводах дополнительные погрешно-
сти не охватывают всего многообразия появляющихся при эксплу-
атации новых погрешностей авиационных приборов. Таким обра-
зом можно заметить, что знание величины основной погрешности
еще не позволяет сделать заключение о достоверном значении са-
,мой измеряемой величины. Основная погрешность определяет
класс точности прибора.
Для более полной характеристики авиационного прибора, уста-
новленного на перемещающемся со значительными ускорениями и
скоростями самолете, существуют следующие виды погрешностей.
Статическая погрешность — погрешность, имеющая место при
нормальных внешних условиях и дискретных значениях измеряе-
мой величины (подвижная часть ПЧ неподвижна).
Эта погрешность выражается в единицах измеряемой величины
;и определяет класс точности прибора. По величине погрешности
;124
судят о возможности применения прибора для измерения с опре-
деленной точностью.
Инерционная погрешность — погрешность, которая может быть
при различном характере изменения измеряемой величины.
Эту погрешность целесообразно определять при непрерывном
характере изменения измеряемой ветичины. Дополнительно она
характеризуется временем успокоения подвижной части измери-
тельного механизма. По существу знание времени успокоения под-
вижной части прибора или датчика, либо постоянной времени для
измерительного комплекта позволяет сделать вывод о том, что по
прохождении этого времени измерение может быть осуществлено
с погрешностью, не превышающей статическую основную погреш-
ность.
Динамическая погрешность — погрешность, имеющая место
при движении самого объекта (воздействие ускорений, скорости
и т. п.) при постоянном значении измеряемой величины. При этом
возможно даже изменение свойств материалов.
Дополнительно эта погрешность характеризуется продолжи-
тельностью действия ускорения и времени запаздывания, т. е. вре-
менем ускорения.
Первые две погрешности полностью определяют точность изме-
рения прибором в случае быстрого изменения измеряемой величи-
ны и частично в отношении времени успокоения при воздействии
ускорений. Проверка статической и инерционной погрешностей мо-
жет быть осуществлена в условиях эксплуатации. Динамическая
погрешность, возникающая при воздействии ускорений, из-за слож-
ности выполнения проверки в эксплуатации, как правило, не оп-
ределяется.
Глава XIV
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
Классификация приборов контроля режимов работы силовых
установок
Для обеспечения определенных режимов работы силовой уста-
новки необходимо осуществлять контроль таких ее параметров,
как величину тяги, мощность, удельный расход топлива и т. п.
Поэтому на самолетах устанавливается целый ряд приборов, си-
стем управления и автоматического контроля, которые решают вы-
шеуказанные задачи. К ним относятся:
тахометры для измерения скорости вращения вала авиадвига-
теля;
термометры;
манометры жидкостей и газов;
сигнализаторы давления жидкостей и газов;
измерители тяги (или крутящего момента);
измерители количества и расхода топлива.
125
Авиационные тахометры
Диапазон измерения скорости вращения определяется типом
авиадвигателя и лежит в пределах 500—30 000 об/мин.
Скорость вращения вала авиадвигателя в значительной степе-
ни обусловливает развиваемую им мощность (тягу), а также ха-
рактеризует динамическую и тепловую напряженность последнего.
Поэтому для правильной эксплуатации двигателя необходимо зна-
ние его скорости вращения. В качестве измерителей таких скоро-
стей вращения применяют центробежные и магнитные тахометры.
Центробежные тахометры используются в системах автоматиче-
ского регулирования скорости вращения турбокомпрессоров авиа-
двигателя, а также в системах программного управления как сиг-
нализаторы определенных значений скорости вращения. Магнит-
ные тахометры применяются для визуального контроля скорости
вращения.
Магнитный тахометр выполнен по следующей схеме (рис. 130).
Датчиком тахометра служит синхронный генератор с постоянным
магнитом (ротором). Он устанавливается на авиадвигателе. Непо-
движная трехфазная обмотка 2 генератора соединяется также с
неподвижной трехфазной обмоткой 3 синхронного двигателя в ука-
зателе, причем скорость вращения вектора магнитного поля об-
мотки 3 пропорциональна скорости вращения постоянного магнита
датчика, т. е. скорости вращения авиадвигателя.
Скорость вращения ротора синхронного двигателя в свою оче-
редь равна скорости вращения вектора магнитного поля обмотки 3.
Таким образом, система датчик — синхронный двигатель образует
электрическую синхронную дистанционную передачу («электри-
ческий вал») скорости вращения авиадвигателя к магнитному уз-
лу подвижной части указателя.
.Магнитный узел имеет два диска 6 магнитопровода, на каждом
из которых закреплены выступающие полюсы постоянных магни-
тов. Между дисками 6 помещен металлический диамагнитный.
Рис. 130. Электрокинематическая схема магнитного тахометра:
/ — ротор датчика-генератора; 2 — обмотка генератора; 3 — обмотка двигателя; 4— ро-
тор двигателя; 5—гистерезисный диск; 6 — магнитопроводы; 7 — диамагнитный диск;
В—алюминиевый диск; 9— постоянный магнит; 10— пружина; 11 — стрелка
126
диск 7, на оси которого закреплена стрелка И прибора. Диск 7 яв-
ляется чувствительным элементом указателя.
При вращении магнитов относительно диска 7 в нем индуктиру-
ются вихревые токи /д, величина которых равна:
/л = к^-В-п, (2.1)
где В—индукция в зазоре между полюсами магнитного узла;
у — удетьная электропроводимость материала диска; п — скорость
вращения вала двигателя; kR— коэффициент пропорциональности,
зависящий от конструктивных параметров диска 7.
Токи /д взаимодействуя с магнитным потоком полюсов на дис-
ках 6, создают движущий момент, приложенный к диску 7,
/Ид = /гыД-/д = = k-n, (2.2)
где
к — км'к^' । • В-.
Пружина 10 создает противодействующий момент, пропорцио-
нальный углу закручивания а:
Mn = kn-a, (2.3)
где ku— коэффициент жесткости пружины.
В установившемся режиме противодействующий и движущий
моменты равны:
k
Мп = Мл или а == -V- -и, (2.4)
Лп
т. е. угол закручивания пружины а и, следовательно, угол откло-
нения стрелки 11 прибора прямо пропорциональны скорости вра-
щения вала авиадвигателя. Поэтому градуировка шкалы указате-
ля имеет равномерный характер.
Ввиду значительной инерционности ротора синхронного двига-
теля (на его валу закреплены массивный узел 6 и магнит 4) при
быстром изменении скорости вращения авиадвигателя он может
отстать от вращающегося поля статора, выпасть из синхронизма и
остановиться. При малой скорости вращения авиадвигателя из-за
малой величины магнитного потока обмотки 3 этот ротор 4 оста-
ется неподвижным. Когда же с ростом скорости вращения авиа-
двигателя величина магнитного поля обмотки 3 становится доста-
точной для создания необходимого синхронного вращающего мо-
мента, скорость вращения этого поля уже настолько велика, что
большой момент инерции ротора препятствует раскручиванию и
вхождению ротора в синхронизм с полем статора. При этом к ро-
тору со стороны поля статора прикладывается знакопеременный
момент, частота изменения которого пропорциональна скорости
вращения поля статора относительно ротора.
Для обеспечения запуска синхронного двигателя и получения
устойчивости в работе при любых ускорениях вращающегося поля
статора служит гистерезисный диск 5, образующий вместе с обмот-
кой 3 гистерезисный двигатель.
127
Рис 131. Принцип появления вра-
щающего момента прн запуске син-
хронного двигателя
При вращении поля статора
Гистерезисный диск выполнен
из ферромагнитного сплава с до-
статочно высокой коэрцитивной
силой и остаточной индукцией.
В размагниченном состоянии он |
помещается в магнитное поле
статора, где и намагничивается. |
Если полюсы N—S статора
(рис. 131, а) неподвижны, то ве-
ктор Фр магнитного поля ротора
совпадает по направлению с век-
тором Ф<; поля статора (на рис.
131, а поле ротора условно пока-
зано элементарными магнитика-
ми в теле ротора).
(рис. 131, б) происходит перемаг-
ничивание материала ротора. При этом вектор магнитного потока
ротора Фр стремится совместиться с вектором Фс, но из-за гисте-
резиса вектор Фр будет отставать от вектора Фс на угол р.
В результате взаимодействия полей статора и ротора возникает
вращающий момент
ЛТ = А-р. (2.5)
Так как вращающий момент не зависит от величины относи-
тельной скорости ротора и поля статора, а зависит лишь от величи-
ны нагрузки, то при угле р=#0 вращающий момент всегда макси-
мален и ротор быстро раскручивается до синхронной скорости вра-
щения.
При скорости вращения ротора, близкой к синхронной, постоян-
ные магниты 4 (см. рис. 130) входят в синхронизм с полем стато-
ра и обеспечивают резкое увеличение синхронного вращающего
момента. Он теперь складывается из большого вращающего мо-
мента постоянных магнитов и меньшего вращающего момента
гистерезисного диска.
При ускорениях поля статора ротор стремится выпасть из син-
хронизма, но этого не происходит, так как в этом случае одновре-
менно увеличивается и момент гистерезисного диска.
Закрепленный на оси стрелки указателя тахометра алюминие-
вый диск 8 служит для демпфирования ее колебаний. При колеба-
ниях диска в магнитном поле неподвижных постоянных магнитов
9 возникающие в нем вихревые токи взаимодействуют с магнитным
полем магнитов 9 и создают тормозной момент, приложенный к оси
стрелки. В сдвоенных указателях тахометров отсутствуют демп-
фирующие диски. Демпфирование в них обеспечивается силами
трения в зубчатых передачах.
Датчики тахометров, работающих одновременно на два указа-
теля, в отличие от датчиков, питающих один указатель, имеют по-
вышенную электромагнитную мощность и другой материал посто-
янных магнитов.
128
В настоящее время датчики тахометров стандартизированы и
отличаются друг от друга лишь числом пар полюсов и мощностью.
Широкое применение также получили унифицированные тахомет-
ры со шкалой, проградуированной в процентах от максимальной
скорости вращения авиадвигателя. Например, у сдвоенного указа-
теля ИТЭ-2 шкала имеет деления от 0 до 105%.
Авиационные термометры
Авиационные термометры служат для измерения температуры
газов реактивного двигателя, температуры масла, температуры воз-
духа и заторможенного потока воздуха на входе в компрессор
ГТД и т. п.
Для контроля температуры газов реактивных двигателей и го-
ловок цилиндров поршневых двигателей применяются термоэлект-
рические термометры.
Контроль температуры масла и воздуха осуществляется элект-
рическими термометрами сопротивления.
Температура t° чувствительного элемента связана с температу-
рой t0 окружающей среды следующей формулой:
t = f0G-e^), (2.6)
где Тн — постоянная времени нагрева теплочувствительного эле-
мента.
Из приведенной зависимости видно, что термометры имеют ди-
намическую погрешность измерения, т. е. их показания запаздыва-
ют по отношению к действительной температуре среды. Величина
Тн пропорциональна объему, теплоемкости чувствительного эле-
мента и обратно пропорциональна площади соприкосновения его
со средой и коэффициенту теплопередачи. Поэтому величина Т„
для термометров, измеряющих быстроменяющуюся температуру
газов ГТД, должна быть минимальной.
Статическая погрешность для термометров газов ГТД не долж-
на превышать 0,5—1 %, для термометров масла и воздуха —
0,5-2%.
Термоэлектрические термометры
Они состоят из приемника, указателя и соединительных прово-
дов. Приемником является одна или несколько последовательно
соединенных термопар.
Величина термо-э. д. с., развиваемая термопарой, пропор-
циональна разности абсолютных температур горячего и холодного
спаев, т. е.
Е = (аг-ах)(Гг-Л), (2.7)
где аг и ах — коэффициенты теплопроводности.
На рис 132 приведены градуировочные характеристики термо-
пар хромель—копель 1, хромель—алюмель 2, платина—платино-
иридий 4, для которых коэффициент а=1.
5—3031 129
Величину термо- э. д с. можно записать в следующем виде:
£ = сг-ех, (2.8)
где er=f(T), ex=f(T)—соответственно контактные разности по-
тенциалов горячего и холодного спая, являющиеся функциями аб-
солютной температуры.
Из рис. 132 видно, что для никелево-кобальтовой термопары
характеристика 3 начинается не с нуля, а примерно с 300°С. Это
значит, что колебания температуры холодного спая вплоть до
300°С не влияют на показания прибора, имеющего в качестве при-
емника такую термопару. Для данной термопары вместо формулы
(2.8) при 7’г>300°С можно записать
£ = (аг-ах)Г«. (2.9)
Величина термо-э.д.с. в авиационных термометрах измеряется с
помощью гальванометра, работающего как вольтметр. Шкалы тер-
мометров градуируются в градусах Цельсия.
В термоэлектрических термометрах основными погрешностями
являются:
методическая погрешность, возникающая из-за изменения тем-
пературы холодного спая;
инструментальная погрешность, проявляющаяся за счет измене-
ния параметров гальванометра и сопротивления соединительных
проводов при колебаниях температуры окружающей среды.
Компенсация методической погрешности осуществляется с по-
мощью биметаллической пружины 2 (рис. 133).
Для компенсации инструментальной погрешности, возникающей
из-за изменения сопротивления, последовательно в цепь рамка
прибора включается сопротивление Rt (рис. 133) из полупроводни-
ка с отрицательным температурным коэффициентом.
В настоящее время для измерения температуры газотурбинных
двигателей применяются термометры типов ТГЗ-47, ТВГ-11,
2ТВГ-411, 2ТВГ-366, ТСТ-1 и др. Термометры ТГЗ-47 и ТВГ-11 име-
ют одинаковые принципиальные схемы
(рис. 133, б). Оба прибора измеряют
температуру в пределах 300—900°С, име-
ют неравномерные шкалы и отличаются
друг от друга только конструкцией ука-
зателей.
Приемником рассматриваемых при-
боров являются четыре последовательно
соединенных термопары Rt, которые че-
рез соединительную панель (СП) под-
ключаются к указателю. К рамке Rp
указателя подвод тока осуществляется
через две спиральные пружины /?Пр-
В цепь рамки включены сопротивления:
Rt — температурной компенсации, Rr —
добавочное сопротивление из нескольких
Рис. 132. Градуировочные
кривые термопар:
1 — хром ель-коп ель: 2 — хро-
мель-алюмель; 3—ннкелевоко-
бальтспецалюмель; 4 — пластн-
на-платнионриднй
130
витков магнитного провода для подгонки прибора после сборки,
Rn — подгоночное сопротивление для подгонки сопротивления ли-
нии до величины 0,9—0,02 ом. R„ устанавливается непосредственно
в соединительных проводах.
Устройство приемника показано на рис. 133. В трубку 2 из жа-
ропрочной стали вставлена термопара 1. Изоляция термоэлектрод-
ных проводов в трубке 2 и дальше обеспечивается керамической
двухканальной трубкой 5. Поток газа входит в трубку 2 через от-
верстие 3, где почти полностью тормозится, т. е. обеспечивается
измерение температуры заторможенного газа. Через отверстие 4
газ выходит наружу. Так как технологически трудно получить
одинаковые характеристики изготовляемых термопар, то все тер-
мопары сортируются по группам градуировки. В каждую группу
подбирают термопары с одинаковыми характеристиками, т. е. за-
висимостями термо-э. д. с. от температуры и производят соответ-
ствующую градуировку шкал указателей. На шкале указателя и
крышке термопары выбивается, а в аттестате на прибор записы-
вается индекс, присваиваемый каждой группе градуировки. Напри-
мер: Гр. НК-СА, 3; Гр. Г; Гр. М и т. д. Запрещается установка
указателя и термопары, имеющих разную группу градуировки.
Термометр 2ТВГ-411 является сдвоенным, объединяющим
два прибора ТВГ-11. Он предназначен для измерения температуры
газов двух турбореактивных двигателей. Указатель его имеет мар-
кировку 2ТВГ-4. Термометр 2ТВГ-336 служит для измерения тем-
пературы газов двух турбовинтовых двигателей в диапазоне 100—
—800°С. От прибора 2ТВГ-411 он отличается только типом термо-
пары и диапазоном измерения.
Термометр ТСТ-1 предназначен для измерения температуры
газов турбостартера, обеспечивающего запуск авиадвигателя.
Рис. 133. Схемы термометров:
а — кинематическая схема термоэлектрического термометра; б — прин-
ципиальная схема термометров типа Т23-47 и ТВГ-11:
1 - регулировочный винт; 2—биметаллическая пружина; 3— противодействующие пружи-
ны; 4 — рамка;
в — приемник термоэлектрического термометра:
/ — термопара; 2 — трубка; 3— входное отаерстне; 4 — выходное отверстие; 5 — керамиче
ская трубка
5*
131
Электрические термометры сопротивления
В электрических термометрах сопротивления для измерения
температуры используется зависимость электрического сопротив-
ления Rx теплочувствительного элемента от величины его темпера-
туры
/?х = /?х0(1 +?/ И. (2.Ю)
где — коэффициент, определяющий пропорциональность между
R и t°:
pt = 4-10_ 3 1/0 С — для меди;
Pt = 6,5-10_ 31/0 С — для никеля.
За последнее время широкое распространение получают тепло-
чувствительные элементы из полупроводников, обладающих в 5—
10 раз большим температурным коэффициентом, чем металл.
В приемниках термометров масла, газов, воздуха проводник
меди или никеля навивается на плоскую слюдяную пластинку
(рис. 134). Полученный таким образом теплочувствительнып эле-
мент изолируется тонкими листочками слюды и помещается в
защитный цилиндрический металлический корпус.
Для лучшего теплового контакта чувствительного элемента
с окружающей средой между теплочувствительным элементом и
защитным чехлом помещают металл с большой теплопроводно-
стью (обычно серебряные лепестки, прилегающие к трубке и
пластинке с проволокой).
В качестве указателей электрических термометров сопротивле-
ния используют логометры. Наиболее распространенными термо-
метрами сопротивления являются унифицированные термометры
Рис. 134. Приемник электрического термометра сопротивления:
1—никелевая проволока; 2—арматура (корпус); 3— слюдяные пла-
стины; 4— серебряные пластины; 5, 6— уплотнительные прокладки
132
типа ТУЭ-48, 2ТУЭ-46 и 2ТУЭ-111. отличающиеся друг от Друга
диапазоном измеряемых температур и некоторыми конструктивны-
ми особенностями.
Температурная конструктивная погрешность в термометрах
сопротивления возникает из-за влияния окружающей температуры
на сопротивления в цепях указателя. Методическая погрешность
возникает из-за дополнительного нагрева теплочувствительного
элемента протекающим током. Для уменьшения температурной
конструктивной погрешности в схемы логометров указателей вклю-
чаются специальные сопротивления температурной компенсации.
В авиации, помимо электрических термометров сопротивления,
находят применение биметаллические термометры. Принцип их
действия подобен биметаллическим компенсаторам в термоэлектри-
ческих термометрах.
Приборы для измерения давления жидкостей и газов
Приборы для измерения величин давлений газов и жидкостей в
различных системах самолета (вертолета) называются маномет-
рами.
В зависимости от типа авиадвигателя и назначения манометров
диапазон измерения и точности последних будут различными
(табл. 5).
Таблица 5
Объект контроля Измеряемая среда Диапазон из- мерения, кГ /см3 Погрешность измерения, %
гтд Топливо 0—100 3
гтд Масло 0—10 4-5
Поршневсй двигатель Наддув 0—4—2,7 1
> > Топливо 0—3 2
> > Масло 0—15 4
Гидросистема Г идросмссь 0—150 3
> Г идросмесь 0—250 5
Воздушная система Воздух 0—150 5—7
На самолетах и вертолетах применяются как механические, так
и электромеханические манометры. В качестве чувствительных
элементов манометров используются трубки Бурдона, сильфоны,
манометрические коробки, гофрированные мембраны.
Механические манометры
Подвижной частью — чувствительным элементом механических
манометров служит трубка Бурдона. Она применяется также и в
электромеханических манометрах, когда при измерении больших
давлений не требуется высокая точность.
Трубка Бурдона изготовляется в виде дугообразной трубки 2
овального сечения из бериллиевой бронзы (рис. 135).
133
Рис. 135. Кинематиче-
ская схема механическо-
го манометра с трубкой
Бурдона:
1 — штуцер; 2 — трубка Бур-
дона; 3 — сектор; 4 — пру-
жина
При подаче измеряемого давления р через штуцер 1 в трубку?
свободный конец ее перемещается (увеличивается радиус трубки),
что вызывает поворот сектора 3 и оси со стрелкой. Противодейству-
ющая пружина 4 уравновешивает вращающий момент. Отсчет из-
меряемого давления производится по шкале, которая проградуиро-
вана в килограммах — силы на сантиметр квадратный.
Электромеханические манометры
В этих манометрах давление уравновешивается жесткостью чув-
ствительного элемента, а возникающее перемещение преобразуется
в электрическую величину в виде изменения емкости, индуктивно-
сти или омического сопротивления.
На рис. 136 приведена схема широко применяемых электричес-
ких дистанционных манометров типа ЭДМУ и ЭМ. Оба типа име-
ют потенциометрические преобразователи и различаются схемами
логометрических указателей и включением преобразователя.
Чувствительным элементом (ПЧ) датчика является мембрана
М, перемещение центра которой передается на щетку потенциомет-
ра— преобразователя П, включенного в схему логометра указате-
ля. В результате происходит рассогласование мостовой схемы при-
бора, что приводит к изменению отношения токов в рамках лого-
метра и поворот его подвижной системы со стрелкой. В маномет-
рах типа ЭДМУ угол поворота стрелки изменяется в пределах
04-120°, а в манометрах типа ЭМ—04-270°.
С целью уменьшения количества приборов на приборной доске
применяются трехстрелочные моторные индикаторы ЭМИ-ЗР. В од-
ном корпусе указателя этого прибора сосредоточены указатели ма-
нометра топлива, манометра масла и термометра масла.
Недостатком электроме-
ханических манометров
рассмотренных выше типов
является наличие щеточно-
го контакта в их датчиках,
что в условиях повышенных
вибраций может привести
к обрыву электрической це-
Рис. 136. Схема электрического листании- ПИ’ Поэтому более надеж-
оиного манометра ними являются манометры
134
Рис. 137. Манометр с индуктивным преобразователем:
а — конструктивная схема; б — электрическая схема
дистанционные с индуктивным преобразователем, хотя у них точ-
ность измерения ниже, чем у потенциометрических.
На рис. 137 приведена конструктивная, а на рис. 137, б — элек-
трическая схема манометра с индуктивным преобразователем.
Чувствительным элементом (ПЧ) датчика здесь служит мано-
метрическая коробка М, работающая совместно с пружиной П.
При изменении величины давления р перемещается шток и якорь
Я магнитопровода датчика, что приводит к изменению величины
51 и бг воздушных зазоров в цепи магнитопровода (при увеличе-
нии давления зазор 6j увеличивается, а зазор бг уменьшается и на-
оборот). Последнее вызывает изменение величины индуктивностей
катушек L1 и L2, расположенных на магнитопроводе датчика. Ка-
тушки L1 и L2 включены через выпрямитель В в мостовую схему с
логометрическим указателем У. Трансформатор Тр обеспечивает
питание схемы прибора переменным током.
Изменение величин L1 и L2 вызывает разбаланс мостиковой
схемы и отклонение подвижной системы логометра указателя.
Сигнализаторы давления
Они обеспечивают замыкание или размыкание электрической
цепи при заданном значении давления. Датчики сигнализаторов
давления конструктивно похожи на
обычный мембранный датчик
Рис. 138. Схема сигнализатора давления:
I— подвижный контакт; 2—неподвижный
контакт; 3 — мембрана
135
манометра (рис. 138), только вместо потенциометра у них
с мембраной 3 связан подвижный контакт 1. При определенном
давлении подвижный контакт замыкается с неподвижным контак-
том 2, включая лампу Л сигнализации или цепь управления.
В некоторых датчиках мембрана воздействует на микровыклю-
чатель, закрепленный в корпусе сигнализатора. Контакты микровы-
ключателя в зависимости от назначения могут замыкаться или раз-
мыкаться при достижении определенной величины давления топли-
ва, масла, воздуха и т. д.
Приборы для измерения мощности, крутящего момента и тяги
авиационных двигателей
Величина тяги является одним из наиболее важных параметров
для ТРД, а мощность NB на валу винта и мощность Л’Р реактивной
тяги важны для турбовинтового двигателя. Без точного знания
этих параметров невозможно задавать и поддерживать оптималь-
ные режимы работы силовых установок в полете.
Мощность ТВД выражается зависимостью
TV = + NP = Л1к« + РИ, (2.11)
где А1к — крутящий момент на валу двигателя;
со — скорость вращения винта; V — скорость полета; Р — вели-
чина реактивной тяги ТВД.
Если сейчас еще нет серийных приборов для непосредственного
измерения величины тяги Р реактивных двигателей, то для измере-
ния величины мощности NB на валу ТВД применяются специаль-
ные устройства.
Из выражения (2.11) следует, что для измерения мощности Лгв
необходимо измерить величину крутящего момента и скорости
вращения то вала. Величину Л4К можно измерить следующим обра-
зом. При передаче крутящего момента от ТВД к винту неподвиж-
ные элементы передачи, например неподвижные шестерни редук-
тора, испытывают реактивный момент. Если опору этой шестерни
на корпус редуктора выполнить через рычаг 2 (рис. 139), то с по-
мощью гидропоршпя 1 и манометра М можно измерить величину
давления р в полости поршня и, следовательно, реактивную силу
Р, которая действует на рычаг 2 со стороны вращающихся частей
редуктора.
Величина давления р связана с величиной крутящего момента
Л1|{ следующим соотношением:
р = £М1к, (2.12)
Jn
где S„—площадь поршня 1; k\ — коэффициент пропорционально-
сти.
Таким образом, измеряя давление р, можно определить величи-
ну Л1к крутящего момента на валу ТВД.
На рис. 140 приведена схема устройства для измерения величи-
ны мощности ТВД.
136
В ней потенциометр датчика ПД
и потенциометр обратной связи
ПОС образуют мостовую схему, ко-
торая питается напряжением тахо-
генератора, пропорциональным ско-
рости вращения о вала авиадви-
гателя. В диагональ мостовой схе-
мы включена обмотка управления
магнитного усилителя МУ. При из-
менении давления р щетка потен-
Рис. 139. Схема измерения
крутящего момента
/ — гидропоршень; 2 — рычаг
циометра ПД смещается и на обмотке усилителя МУ появится сиг-
нал, пропорциональный мощности NB, Этот сигнал после усиления
в магнитном МУ и электронном ЭУ усилителях подается на элект-
родвигатель ДИД-0,5, который вращает щетку потенциометра
ПОС и стрелку указателя до тех пор, пока сигнал на входе МУ не
станет равным нулю.
Угол отклонения стрелки указателя будет пропорционален мощ-
ности NB на валу ТВД.
Устройства для измерения величин перепадов и отношений
давлений газов
Устройство для измерения величин перепадов давлений газов.
В ряде систем автоматического управления и регулирования рабо-
ты силовой установки и другого оборудования летательного аппа-
рата требуется измерять перепад
об определенном перепаде давле-
ний) газов на турбине, на отдель-
ных ступенях компрессора и т. п.
Рис. 140. Блок-схема манометра типа
МТ-50 для определения величины мощ-
ности ТВД
1 — датчик; 2 — указатель
Рис. 141. Схема сигнализатора
для измерения перепада давлений:
1 — мембрана; 2 — пружина; 3, 4 —
контакты
137
На рис. 141 приведена схема сигнализатора, служащего для из-
мерения перепада между давлением топлива и давлением газов в
реактивном сопле ГТД. Давление топлива воздействует на одну
сторону мембраны 1, а на другую — давление газа, которое через
второй штуцер подводится в корпус прибора. При заданном пере-
паде давлений контакты 3 и 4 замыкают цепь лампы Л сигнализа-
ции. Сила пружины 2 направлена согласно с силой давления газа
на мембрану, так как эта сила мала по сравнению с силой давле-
ния топлива. В некоторых сигнализаторах пружина 2 может отсут-
ствовать.
Измерители перепада давлений по конструкции похожи на элек-
тромеханические манометры, но на корпусе имеют второй штуцер,
как у сигнализаторов перепада давлений. Сигнал, пропорциональ-
ный перепаду давлений, снимается в данных измерителях с потен-
циометра.
Устройства для измерения величины отношений давлений газов.
На самолетах и вертолетах для определения степени сжатия га-
зов компрессором, степени расширения газов на турбине ГТД и
других параметров применяются сигнализаторы и измерители сте-
пени сжатия (расширения).
Сигнализаторы степени сжатия обеспечивают размыкание или
замыкание определенной электроцепи, когда степень сжатия лк га-
за достигает заданной величины. На рис. 142 изображена конструк-
тивная схема одного из сигнализаторов степени сжатия. В герме-
тичном корпусе закреплены манометрическая М и анероидная А
коробки. В корпус подводится низкое давление р(, а в полость ко-
робки М — высокое давление. Следовательно, анероидная коробка
А измеряет давление р\, а манометрическая коробка М — перепад
давлений, равный разности Р2—Р\- На подвижных центрах коробок
А и М жестко закреплены изолированные от них контакты 1 и 2.
Величина степени сжатия газа, при которой происходит замыкание
контактов 1 и 2, определяется следующей формулой:
-=f = I + 4a- <213>
где ka, kyi — коэффициенты, зависящие от жесткости соответству-
ющих коробок.
Некоторые датчики степени сжатия (ДСС) имеют специально ги-
стерезисную характеристику (рис. 143), чтобы замыкание контак-
тов, а следовательно, и включение напряжения на его выход
происходило при степени сжатия лКь а размыкание — при степени
СЖаТИЯ Лк2<ЛкЬ
Получение такой характеристики достигается включением во
входной трубопровод ДСС клапана стравливания (рис. 144). Когда
контакты ДСС разомкнуты, то обмотка электромагнита клапана
стравливания находится под напряжением. При этом якорь элек-
тромагнита, преодолевая усилие пружины П, открывает клапан,
За счет появления утечки воздуха через гидросопротивление ГС
давление в полости мембраны ДСС ниже, чем давление рг-
138
Рис. 142. Схема сигнализа-
тора сжатия:
1. 2—контакты
О ЯГ/г? р*
Рис. 143. Характеристика дат-
чика степени сжатия
Благодаря этому замыкание контактов ДСС происходит при не-
которой степени сжатия лкь Через замкнувшиеся контакты ДСС
включается реле Р, которое контактами Р1 разрывает цепь обмот
ки электромагнита клапана. Клапан под действием пружины П за-
крывается, и утечка воздуха через гидросопротивление ГС прекра
щается. Давление в полости мембраны увеличивается до значения
р2, что приводит к возрастанию контактного давления ДСС.
Для того чтобы разомкнуть теперь контакты ДСС, необходимо
уменьшить степень сжатия не до значения лкь а до я^. Подобные
конструктивные схемы могут быть использованы и в датчиках дав-
ления и перепада давлений.
Недостатком рассмотренных ДСС является ненадежная работа
их контактных устройств. Поэтому для улучшения эксплуатацион-
ных характеристик ДСС в них в качестве контактного устройства
используют бесконтактные индуктивные датчики. Однако точность
последних ниже, чем контактных.
Измерители степени сжатия ИСС предназначены для замера
величины лк, в большом диапазоне ее изменения. По принципу
действия ИСС представляет собой электромеханическое счетно-
решающее устройство, которое непрерывно осуществляет вычис-
ление отношения давлений.
На рис. 145 представлена схема одного из ИСС.
Рис. 144 Включение клапана страв-
ливания во входной трубопро-
вод ДСС
139
Давления р\ и pi подводятся к датчикам с индуктивным преоб-
разователем ИД1 и ИД2. Сам преобразователь (рис. 146) имеет
магнитопровод, на котором размещены обмотки IV7 и W2. К ним
подводятся переменные напряжения. В зазоре магнитопровода рас-
полагается сигнальная обмотка W& имеющая возможность сме-
щаться вместе с каркасом относительно железного неподвижного
сердечника. Каждый магнитный поток Oi и Ф'1 обмоток W1 yiWI'
пересекает определенное количество витков обмотки Wc> причем
направления этих потоков для обмотки Wc взаимно противо-
положны.
Если обмотка Wc располагается симметрично относительно маг-
нитопровода, то э. д. с. на ее выходе будет равна нулю. Если же
при изменении давления р обмотка №с сместится от нейтрального
положения, то на выходе ее появится соответствующая э. д. с.
На рис. 147 изображена схема включения датчика давления по-
вышенной точности. Обмотка W2 обеспечивает возможность на-
стройки схемы. Токи 12, создаваемые э. д. с. обмоток W2, в
сопротивлении R направлены встречно. Изменяя величины сопро-
тивлений г, можно изменять величины разности токов i2, а следова-
тельно, и величин} выходного напряжения.
С изменением температуры окружающей среды /ОкР меняется
величина сопротивления обмотки Wc и жесткость мембран мано-
метрической коробки М, что вносит погрешность.
Для компенсации этой температурной погрешности одно из со-
противлений г выполняют целиком из материала с малым темпера-
турным коэффициентом изменения, а другое — частично из медно-
го провода. Поэтому при изменении величины /ОкР появляются
разность величин г и, следовательно, величин токов 1г. Это
обеспечивает компенсацию изменения сопротивления обмотки Wc
и жесткости мембран датчиков на величину И датчика.
Из рис. 145 видно, что выходные напряжения датчиков U1 к U2
поданы на потенциометры Р1 и Р2.
Рис. 147. Схема включения обмоток
датчика давления повышенной точ-
ности
Рис. 146. Схема бесконтактно-
го датчика давления повышен-
ной точности
140
Усилитель У включен на разность напряжений U1—U2. Вели-
чины напряжений U1 и U2 пропорциональны соответственно дав-
лениям pi и р2.
При значении U1—U2^0 эта разность напряжений после уси-
ления в усилителе У подается на электродвигатель М. Электродви-
гатель перемещает щетку потенциометра R1 до тех пор, пока раз-
ность напряжений не станет равной нулю, т. е. U1— U2=0, и од-
новременно— щетку потенциометра R3. Напряжение U-K на выходе
потенциометра R3 будет пропорционально отношению
Р2 _
Pl LK’
Особенности эксплуатации приборов контроля работы силовых установок
Особенности эксплуатации тахометров. Датчики тахометров ус-
танавливаются на раме двигателя и соединяются с главным валом
двигателя специальной муфтой с кожаной шайбой. Измеритель та-
хометра устанавливается на приборной доске.
Перед установкой на самолет каждый тахометр проверяется на
работоспособность и точность измерения угловой скорости. В про-
цессе эксплуатации тахометры также периодически подвергаются
проверкам. Проверка тахометров на точность измерения угловой
скорости проводится с помощью эталонного тахометра на пове-
рочной установке типа КТУ-1, принципиальная схема которой
приведена на рис. 148.
Проверка комплекта тахометра сводится к сравнению его пока-
заний с показаниями эталонного (образцового) тахометра. Угло-
вую скорость вала, с которым связаны датчики тахометров, зада-
ют с помощью фрикционного механизма от электродвигателя. По-
грешность проверяемого тахометра находят как разность между
показаниями поверяемого и эталонного тахометров.
Особенности эксплуатации термометров. Указатели термомет-
ров устанавливаются на приборной доске. Около измерителя дол-
жен быть укреплен шильдик, указывающий, для измерения темпе-
ратуры какой среды предназначается прибор, например: «масло»,
«вода» и т. д.
Рис. 148 Принципиаль-
ная схема установки
КТУ для проверки та-
хометров:
1 — датчик эталонного тахо-
метра; 2 — указатель эта-
лонного тахометра; 3 —
электродвигатель; 4, 5 —
фрикционные диски; 6 —
указатель проверяемого та-
хометра; 7— датчик прове-
ряемого тахометра
141
Приемники термометров устанавливаются в специальные отвер-
стия в авиадвигателе или в трубопроводах, в местах, где необходи-
мо измерять температуру. При установке приемника ставится уп-
лотнительная (медно-асбестовая) шайба.
Перед установкой на самолет каждый термометр проверяется на
работоспособность и точность измерения температуры, а также про-
водится периодическая проверка в процессе эксплуатации. Провер-
ка термометров на погрешности проводится с помощью эталонных
термометров, а нагрев датчика создается с помощью специальных
термобань.
Часто указатели проверяются отдельно, они включаются в экви-
валентную схему, по которой создают соответствующие заданным
температурам сопротивления или т. э. д. с. Например, при провер-
ке ТУЭ-48 вместо приемника температуры включают магазин со-
противлений, с помощью которого по специальной таблице задают
сопротивление, соответствующее данной температуре, и сравнива-
ют эту температуру с показанием прибора. Разность между ними и
будет погрешностью указателя ТУЭ-48.
При определении погрешности измерителя термоэлектрических
термометров они включаются в электрическую схему, эквивалент-
ную данному термометру. Термоэлектродвижущая сила, подавае-
мая на штыри штепселя измерителя, выбирается по специальной
градуировочной таблице. Величина погрешности термометра опре-
деляется как разность между показаниями измерителя и истинным
значением температуры при данной т. э. д. с.
Особенности эксплуатации манометров. Приемники манометров
устанавливаются в местах измерения давления, а указатели, как
правило, на приборной доске бортинженера или летчика. При ус-
тановке приемников особое внимание обращается на герметичность
соединения их с резервуаром измеряемого давления, а также на
выбор места установки. В местах установки приемников темпера-
тура не должна превышать —60 —4~75°С, и вибрации находиться
по частоте в пределах от 10 до 200 гц с амплитудами не более
0,5 тил«.
Перед установкой манометра на самолет или вертолет, а также
в процессе его эксплуатации (после 100 ч работы) он должен быть
проверен на работоспособность и точность работы. Одновременно
проверяется у электромеханических манометров сопротивление изо-
Рис. 149. Схема про-
верки манометров:
1 — указатель: 2 — прием-
ник; 3 — образцовый ма-
нометр; 4—винтовой
пресс
142
ляции электрических элементов указателя и датчика. Проверка ма-
нометров на погрешности производится по образцовому манометру,
а давление создается с помощью какого-либо гидравлического
(воздушного пресса (насоса). Один из вариантов схемы провер-
ки манометров приведен на рис. 149. Проверка производится снача-
ла при повышении давления от 0 до максимума и затем при пони-
жении на делениях шкалы, указанных в свободном паспорте на
прибор.
Глава XV
СИСТЕМЫ И ПРИБОРЫ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ КОЛИЧЕСТВА И РАСХОДА ТОПЛИВА
Измерители расхода топлива
Приборы, предназначенные для измерения мгновенного или сум-
марного расхода топлива, потребляемого авиадвигателя, называют-
ся расходомерами.
Измерители мгновенного расхода топлива
Измерители мгновенного расхода позволяют определить вели-
чину часового расхода топлива в рассматриваемый момент време-
ни. При данных значениях сечения трубопровода и плотности топ-
лива расход его пропорционален скорости потока в трубопроводе.
Поэтому в основу устройства большинства современных измерите-
лей мгновенного расхода топлива положен принцип измерения
этой скорости.
В авиационных расходомерах (рис. 150) измерение скорости по-
тока топлива осуществляется с помощью крыльчатки, расположен-
ной в топливной магистрали.
Скорость вращения п нагруженной крыльчатки пропорциональ-
на скорости потока и, следовательно, величине расхода q топлива.
n = kxq.
(2.14)
где k[ — коэффициент пропорциональности.
Рнс. 150. Схема измерения мгновенного расхода топлива:
1 — крыльчатка; 2 — стакан; 3 — пружина
143
На валу крыльчатки обычно закрепляется постоянный магнит,
который при своем вращении создает вихревые токи в стенках ме-
таллического стакана. При взаимодействии магнитных потоков
магнита и вихревых токов на валу стакана возникает вращающий
момент, который уравновешивается пружиной. Угол а поворота ва-
ла стакана пропорционален скорости п, и, следовательно, величи-
не мгновенного расхода топлива
а = k2q. (2.15)
С валом стакана сочленен ротор сельсина датчика, угловое пе-
ремещение которого передается на сельсин-приемник указателя.
Мгновенный расход определяется по отклонению стрелки указа-
теля.
Измерители суммарного расхода топлива
Измерители мгновенного расхода топлива позволяют устанав-
ливать заданный режим работы силовой установки. Однако эки-
пажу необходимо знать и суммарный расход топлива за время по-
лета. Эту задачу решают с помощью суммирующих расходомеров.
Суммарный расход топлива Qp за время t равен:
QP = 9-t (2-16)
В большинстве конструкций суммирующих расходомеров зна-
чение числа оборотов п крыльчатки преобразуется в частоту элек-
трических импульсов, которые получаются с помощью контактного
или индуктивного прерывателя электрической цепи, закрепленного
на валу крыльчатки, причем число П] прерываний цепи в единицу
времени пропорционально скорости вращения п крыльчатки
= k:.n,
или с учетом выражения (2.14)
/?1 = Мз7- (2 17)
Отсюда расход Qp за время t равен:
QP^kpN, (2.18)
где kp = ; N — количество прерываний (импульсов) за
время t.
Для измерения количества импульсов в указателях суммирую-
щих расходомеров применяются электромагнитные счетчики.
На рис. 151 представлена одна из типовых конструкций датчи-
ка суммирующего расходомера. Крыльчатка с помощью червячной
пары 1 вращает железный кулачковый валик 2. При этом периоди-
чески меняется величина магнитной проницаемости железного сер-
дечника 3 и, следовательно, индуктивное сопротивление обмотки
L2
Другая обмотка L1, расположенная на магнитопроводе 4, име-
ет постоянное индуктивное сопротивление.
144
Обмотки L1 и L2 образу-
ют два плеча моста (рис. 152).
Другими плечами моста L3 и
L4 являются обмотки транс-
форматора Тр. Так как ин-
дуктивное сопротивление об-
мотки L1 периодически изме-
няется, то в соответствии с
этим нарушается и восстанав-
ливается равновесие моста,
что вызывает на диагонали
моста А—А периодическое по-
явление напряжения перемен-
ного тока. Частота этих им-
пульсов напряжения пропор-
циональна числу оборотов
крыльчатки.
Напряжение с диагонали
моста А—А поступает затем
на удвоитель напряжения УН,
состоящий из двух конденса-
торов С1 и С2 и двух выпря-
мителей.
Рис. 151. Конструкция датчика сумми-
рующего расходомера
При наличии импульса напряжения па удвоителе к сетке тира-
трона подводится отрицательный потенциал, который не допускает
зажигания тиратрона. Тогда обмотка электромагнита (ЭЛ1) обесто-
чится (до разбаланса моста обмотка ЭМ находилась под постоян-
ной составляющей пульсирующего напряжения), так как на ти-
ратрон подается напряжение зажигания 48 в 400 гц обмотки L5
R2
ГР
Указа цель
Датчик
Храповый
механизм
Шаговый двигатель
Рис. 152. Принципиальная схема суммирующего расходомера
145
трансформатора Тр). При этом якорь электромагнита отпустится,
а храповой механизм ЭМ переместит стрелку указателя на опре-
деленный угол в сторону уменьшения показаний прибора.
В схему усилителя, помимо тиратрона, входят; сопротивление
R1 утечки сетки, сопротивления R3 и R4 — ограничения выпрям-
ленного среднего значения тока тиратрона, конденсатор СЗ— для
отвода переменной составляющей тока от обмотки ЭМ.
Комбинированные расходомеры
Широкое применение находят комбинированные расходомеры,
которые одновременно определяют мгновенный и суммарный рас-
ходы топлива. Датчик такого измерителя представляет собой ком-
бинацию датчиков мгновенного и суммарного расходов.
Указатели обоих приборов располагаются в одном корпусе
(рис. 153).
Указатель суммирующего расходомера имеет шаговый механизм,
на выходной шестерне которого закреплена стрелка.
После заправки топливом стрелка с помощью кремальеры уста-
навливается на том значении шкалы, которое соответствует коли-
честву залитого в баки топлива. Указатель мгновенного расхода
топлива снабжен бесконтактным сельсином БКС, ротор которого
связан со стрелкой мгновенного расхода.
Расходомеры всех типов имеют буквенно-цифровую маркиров-
ку. Например, расходомер РТС-16А означает: «Расходомер топлива
суммирующий», рассчитанный на измерение расхода топлива, мак-
симальная скорость которого не более 16 т/ч. Маркировка
РТМС соответствует: «Расходомер топлива мгновенного и суммар-
ного расходов».
К маркировке указателя добавляется число, которое обозначает
максимальное значение его шкалы в тысячах литров или килограм-
мов. Например, в указателе РТС-16-12 шкала рассчитана на
12 000л.
Рис. 153. Принципиальная схема расходомера РТМС
146
Приборы для измерения количества топлива
Приборы, которые измеряют количество топлива на самолете
или вертолете, называются топливомерами. В них наибольшее рас-
пространение нашел метод измерения, основанный на определении
уровня топлива в баках. В зависимости от вида датчика различают
поплавковые и емкостные топливомеры.
Поплавковые топливомеры могут быть механическими и элек-
тромеханическими. Механические топливомеры устанавливаются
непосредственно на топливном баке, имеют шкалу и служат для
контроля уровня топлива в процессе заправки бака. Электромеха-
нические топливомеры являются дистанционными приборами.
На рис. 154 приведена конструктивная схема датчика поплав-
кового топливомера. При изменении уровня топлива поплавок 5
перемещается вверх или вниз и через рычажную передачу 6, 5, 3
поворачивает щетку 2 потенциометра 1. Гофрированный сильфон-
ный разделитель 4 исключает попадание топлива или его паров в
полость корпуса, где установлен потенциометр 1.
В качестве указателей топливомеров обычно используются ло-
гометры. Шкала их градуируется в литрах в соответствии с граду-
ировочной кривой бака, для которого предназначен прибор.
На самолетах и вертолетах применяются в настоящее время
магнитоэлектрические указатели типов БЭ-09, БЭ-4М, ЛД-49, кото-
рые отличаются друг от друга видом схем логомегра. Ввиду того,
что топливные баки имеют самые разнообразные формы и объемы,
то предназначенные для них топливомеры отличаются градуиров-
кой и диапазоном измерения. В соответствии с этим топливомеры
имеют различные обозначения (например, БЭ-4М, КЭС-857 и др.).
Все поплавковые топливомеры имеют в своей конструкции
скользящие контакты,
сложное профилирование
потенциометра датчика,
значительные погрешно-
сти измерения из-за уско-
рений, действующих на
летательный аппарат и
т. д. Это является их су-
щественным недостатком.
Емкостные топливоме-
ры состоят из приемника
уровня топлива, усилите-
ля и указателя. Приемник
(рис. 155) имеет две (или
несколько) концентриче-
ские трубы, между кото-
рыми имеется зазор, т. е.
представляет собой ци-
линдрический конденса-
тор, высота которого рав-
147
Рис. 155. Приемник ем-
костного топливомера
на высоте бака. С изменением уровня ба-
ка изменяются высоты воздушного зазо-
ра и зазора, заполненного топливом, что
приводит к изменению величины емкости
конденсатора, так как диэлектрические
постоянные воздуха ев топлива ет различ-
ны. Полная емкость конденсатора равна
сумме емкостей нижней и верхней частей:
С — kzjh 4* kz (h>, — h) = k [e/ig +
4-(гт — e) И] = k0 -|- (2.19)
где k — коэффициент, учитывающий про-
филь бака:
kQ = k-еИъ И kx = Л(ет — г).
Таким образом, емкость приемника пропорциональна высоте
уровня топлива в баке. Так как обычно для топливных баков объем
топлива не имеет линейной связи с высотой его уровня, то для по-
лучения равномерной шкалы указателя топливомера поверхности
труб приемника соответствующим образом профилируются.
Измерение величины емкости осуществляется специальными из-
мерительными схемами топливомеров. На рис. 156 представлена
принципиальная схема измерительной части одного из топливоме-
ров типа СЭТС (суммирующий электроемкостной топливомер с сиг-
нализацией остатка топлива).
От обеих половин wl и w2 вторичной обмотки трансформатора
Тр1 по сопротивлению Rc (утечки сетки лампы Л1 усилителя) про-
текают контурные токи i.
148
, При их равенстве напряжение на сетке лампы равно нулю. Когда
происходит изменение уровня топлива в баке, то меняется и вели-
чина емкости Сх и, следовательно, сумма контурных токов. При
этом фаза напряжения на сетке лампы Л1 зависит от знака изме-
нения емкости Сх. ЛампаЛ1, азатем Л2 открываются, и выходной
сигнал в виде напряжения через трансформатор Тр2 поступает на
управляющую обмотку электродвигателя. Последний перемещает
стрелку указателя и щетку потенциометра обратной связи Roc в
сторону уменьшения рассогласования.
При измерении суммарного количества топлива во всех баках
емкости Сх приемников всех топливных групп специальным пере-
ключателем соединяются параллельно.
Для проверки правильности работы схем служат емкости Cv
п Си.
Кнопка К1, расположенная на корпусе указателя, включает вме-
сто емкости Сх приемника эталонную емкость Со, она соответству-
ет емкости приемника при пустом баке, при которой стрелка
указателя должна отклониться на нулевую отметку шкалы. При од-
новременном нажатии на кнопку указателя К/ и кнопку К2, распо-
ложенную на панели усилителя, вместо приемника в схему включа-
ются емкости Со и Сх. Сумма этих емкостей соответствует емкости
приемника, при которой стрелка устанавливается на контрольной
отметке, соответствующей 2/3 значения шкалы указателя.
Сопротивления R1 и R2 обеспечивают регулировку схемы изме-
рения. С их помощью при пустом баке стрелка устанавливается на
нулевую отметку шкалы, а при полностью залитом баке — на от-
метку, соответствующую количеству залитого топлива.
Шлицы щеток сопротивлений R1 и R2 располагаются обычно
па корпусе усилителя.
Шкала указателя топливомера проградуирована в литрах. Для
измерения количества топлива одновременно в двух группах баков
применяются двухстрелочные указатели.
Автоматические системы управления выработкой и заправкой
топлива
Автоматическое управление выработкой топлива. Автоматиче-
ская выработка топлива из баков обеспечивает сохранение опреде-
ленной центровки самолета и осуществляется за счет управления
программой работы топливных насосов с помощью специальных
автоматов.
Различают автоматы с последовательной и с равномерной выра-
боткой топлива. Автоматы первого рода обеспечивают выработку
топлива в определенной последовательности баков или групп ба-
ков. Выработка топлива из очередного бака начинается только
после полного израсходования топлива из предыдущего бака.
Рассмотрим работу схемы автомата первого рода.
Автоматы управления с последовательной выработкой вместе с
емкостными топливомерами составляют единую систему измере-
149
ния, сигнализации и выработки топлива. К
этим системам относится, в частности, систе-
ма СЭТС.
Управление включением и выключением на-
сосов топливных баков в системах СЭТС осу-
ществляется по сигналам, поступающим от
поплавковых датчиков с индуктивными пре-
образователями уровня топлива (рис. 157),
которые расположены внутри емкостных при-
емников топливомера. По мере выработки топ-
лива из бака поплавок 2 опускается по стерж-
ню / вниз и при определенном уровне топлива
вводит железный сердечник 3 в катушку 4 ин-
дуктивности. В результате этого изменяется
индуктивное сопротивление катушки, что и
служит сигналом для схемы управления выра-
Рис. 157. Разрез боткой топлива.
датчика топливо-
мера СЭТС Иногда внутри емкостного приемника рас-
полагаются два датчика с индуктивными пре-
образователями. При этом на стержне / закреплены два одина-
ковых поплавка 2 и в полости датчика помещаются две катушки
4 (вверху и внизу). Катушки могут иметь одну или две обмотки,
а датчики — более двух катушек. Это определяется структурными
особенностями различных схем управления.
На рис. 158 приведена упрощенная электрическая схема автома-
та СЭТС для управления только тремя топливными насосами.
В расходных баках каждой группы установлены поплавковые дат-
чики уровня топлива с индуктивными преобразователями. Во вто-
рой и во всех последующих группах баков имеются датчики как
верхнего (2В, ЗВ, 4В,...) уровня, так и нижнего (1Н, 2Н, ЗН,...]
уровня топлива. В первой группе установлен только датчик 1Н
нижнего уровня топлива.
Для включения схемы необходимо включить автоматы защиты
сети «управление расходом — УР», усилитель автоматики — УА»,
поставить переключатель «автомат — ручное» в положение «авто-
мат» и включить сдвоенный переключатель «автомат расхода». При
этом срабатывают реле 1Р и 2Р, которые подготавливают все цепи
-обмоток контакторов включения насосов и лампочек сигнализации
выработки топлива. Через контакты реле Ргв, 2Р и 1Р срабатывает
контактор 1К, который включает электродвигатель подкачивающе-
го насоса Н1. Загорается синяя лампа Л1, сигнализирующая о
выработке топлива из первой группы баков. Обмотки индуктивных
преобразователей датчиков 1Н, 2В, 2Н, ... уровней топлива в груп-
пах баков включены каждая в одно из плеч моста переменного то-
ка. Питание этого моста осуществляется от вторичной обмотки
трансформатора Тр.
Когда баки полностью заправлены топливом, индуктивные со-
противления обмоток преобразователей датчиков минимальны и
150
Рис. 158. Принципиальная схема автомата СЭТС
мосты уравновешены. Обмотки реле Рщ, Т’гв, .... включенные на вы-
ходы мостов, при этом будут обесточены. По мере выработки топ-
лива из баков поплавок датчика опускается вниз. При определен-
ном уровне топлива поплавок вводит в магнитное поле катушки
преобразователя железный сердечник. Индуктивность катушки 1Н
резко возрастает, мост разбалансируется, и реле Р1Н срабатывает.
Через контакты реле Р]н, Рзв, 2Р, 1Р включается контактор 2/С и
реле форсировки P$i, а через контакты Р}„ загорается лампа 2
сигнализации выработки топлива из баков второй группы. Контак-
151
тор 2К включает насос Н2 подкачки топлива второй группы на но-
минальный режим работы.
Реле Рфь разрывая свои контакты, включает этим последова-
тельно с обмоткой wB возбуждения электродвигателя насоса Я/ со-
противление 2. Скорость вращения насоса и развиваемое им дав-
ление увеличивается. Поэтому из второй группы баков топливо нач-
нет расходоваться только после выработки топлива из первой груп-
пы.
Также при достижении определенного уровня топлива во второй
группе баков в катушку 2В верхнего датчика вводится сердечник,
что приводит к срабатыванию реле Р2в- Реле Р?в своими контак-
тами разрывает цепь обмотки контактора 1К. Насос Н1 выключает-
ся, лампа Л1 продолжает гореть, напоминая экипажу, что топливо
из данной группы израсходовано.
При заданной величине остатка топлива во второй группе баков
нижний датчик 2Н группы выдает сигнал на реле Ргш которое
включает в работу насос НЗ третьей группы, реле форсировки Рф2
насоса Н2 (через контакты реле Р]Н, Ръь Ран, 2Р, 1Р) и лампу
ЛЗ сигнализации выработки топлива из третьей группы и т. д.
Обычно при включении автомата включается одновременно (од-
ним и тем же тумблером) на дежурный режим работы и насос, на-
пример, четвертой группы баков (на рис. 158 упомянутые насос и
тумблер не показаны). А так как развиваемое давление на номи-
нальном режиме работы насосов больше чем на дежурном режи-
ме, то из четвертой группы топливо не расходуется.
Нижний датчик третьей группы включает на форсированный
режим работы насос своей группы, на номинальный режим — на-
сос четвертой группы и на дежурный режим — насос пятой группы.
Нижний датчик одной из последних групп включает красную лам-
пу, например, сигнализирующую о 30-минутном остатке топлива.
Датчик последней группы выдает сигнал о критическом (например,
15-минутном) остатке топлива.
На щите управления расходом топлива помимо синих ламп сиг-
нализации расхода топлива из групп имеются зеленые сигнальные
лампы работы топливных насосов подкачки. Эти лампы включают-
ся контактами сигнализаторов, которые срабатывают при опреде-
ленном давлении топлива на выходе соответствующих насосов.
Каждая зеленая лампа гаснет после выработки топлива пз своей
группы или после включения своего насоса.
На тяжелых самолетах с двумя и более двигателями СЭТС име-
ет две системы измерения и выработки топлива: одна — для двига-
телей левой плоскости, а другая.—для двигателей правой плоско-
сти. Соответственно такая СЭТС имеет по два усилителя топливо-
мера, указателя и переключателя топливомера. Аналогично имеют-
ся и два усилителя автомата выработки топлива, выходы кото-
рых запараллелены, поэтому при отказе одного усилителя рабо-
ту обеих систем топливных групп обеспечивает другой усилитель.
В случае выхода из строя автомата включение насосов можно
осуществить вручную выключателями 1, 2, 3. Для этого переклю-
152
чатель «Автомат —ручное» необходимо перевести в положение-
«Ручное».
Перечень типов СЭТС, применяемых на самолетах и вертоле-
тах, достаточно большой, и отличаются они в основном пределами
измерения. Так, например, на самолете Ил-18 установлен СЭТС-280.
Автоматическое управление заправкой топлива. Данная система
конструктивно объединена с системами измерения количества и
управления расходом топлива.
На рис. 159 представлена одна из упрощенных принципиальных
схем управления заправкой самолета топливом.
Перед заправкой включается АЗС системы заправки. При по-
явлении в заправочной магистрали давления топлива замыкаются
контакты сигнализатора СД, загорается лампа Л2 сигнализации
заправки. Переключатель П ставят в положение «отк». При этом
питание через 2КВ поступает на механизм М3 К, который открыва-
ет кран заправки. Загорается лампочка Л1 (цепь ее замыкается
через контакт С), сигнализирующая об открытии крана. Реле Р1.
сработав, включает питание схемы моста переменным током.
Как только заправляемые баки будут заполнены, в катушку В
верхнего индуктивного преобразователя датчика уровня топлива
войдет железный сердечник поплавка. Мост разбалансируется, и
реле 2Р замкнет контакты 2Р1 и разомкнет контакты 2Р2. ~
В результате механизм МЗК закроет кран заправки. Контак-
ты 2Р2 не позволят открыть кран переключателем П при полностью
заправленных баках.
Особенности эксплуатации топливомеров и расходомеров
Все топливомеры монтируются на самолете (вертолете) в стро-
гом соответствии с их маркировкой. Датчики и приемники уста-
навливаются в баках самолета через специальные отверстия. Перед
Рис. 159. Принципиальная схема управления заправкой самолета топливом
15J
установкой топливомера на самолет он должен быть проверен на
работоспособность и точность замера топлива в баках (на градуи-
ровочную погрешность). Проверка топливомеров производится
только в комплекте на специальных стендах или специальных ус-
тановках. Например, поплавковые топливомеры проверяются с по-
мощью серийной поверочной установки УПТ-48. Емкостные топли-
вомеры проверяются на специальных поверочных установках типа
УПТЕ сначала поблочно, а затем и всем комплектом. При этом
особое внимание уделяется проверке изоляции проводов, исправ-
ности экранировки и правильности работы автоматики.
В процессе эксплуатации топливомеры также подвергаются пе-
риодическим осмотрам и проверкам. Не менее чем через шесть ме-
сяцев работы датчики и приемники топливомеров подвергаются
тщательной прочистке и промывке.
Расходомеры монтируются на самолете в строгом соответствии
с их монтажной схемой. Перед монтажом они также проверяются
на работоспособность и точность измерения расхода топлива.
Датчики расходомеров устанавливаются в вырезе трубопровода
магистрали низкого давления за фильтром стрелкой по направле-
нию течения топлива. Перед входом в датчик и после датчика
должны быть участки прямолинейной трубы длиною не менее
300—400 мм каждый.
Проверка на точность определения расхода топлива проводится
с помощью проверочной установки типа УПР или же в отсутст-
вии— с помощью точно оттарированных баков.
Для проверки и тарировки как расходомеров, так и топливоме-
ров они демонтируются с самолета и проверяются в стационарных
условиях.
Глава XVI
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
Общие сведения о пилотировании и навигации. Классификация
пилотажно-навигационных приборов
Для успешного выполнения задания экипаж должен знать в
каждый момент времени полета ряд полетных параметров. К ним
относятся кинематические параметры самолета (вертолета), т. е.
положение, скорость, ускорение центра тяжести, а также угловое
положение, угловые скорости и ускорения. При этом в большин-
стве случаев экипаж интересует положение самолета относительно
системы координат, связанной с земной поверхностью. Например,
для выдерживания заданного маршрута полета требуется постоян-
но знать местоположение, скорость и направление полета относи-
154
тельно поверхности Земли, а для выдерживания заданного про-
филя полета, кроме того, необходимо знание и высоты полета.
Не менее важным является и угловое положение самолета от-
носительно плоскости горизонта или вертикали места. Однако для
целей пилотирования не всегда является достаточным знание ори-
ентации самолета только относительно земной поверхности. В об-
щем случае необходимо определять и такие параметры, как дина-
мическое давление и угловое положение самолета относительно
набегающего воздушного потока, от величины которых зависят
аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет.
Для определения полетных параметров устанавливается комп-
лекс пилотажно-навигационных приборов и систем, которые позво-
ляют визуально, либо в виде соответствующих сигналов судить о
величинах этих параметров.
К пилотажно-навигационным приборам относятся указатели
скорости, высотомеры, компасы, указатели поворота, указатели
скольжения, авиагоризонты, вариометры, гирополукомпасы и т. д.
Приборы для измерения высоты и скорости полета
При полете летательного аппарата над поверхностью земли
различают следующие высоты полета (рис. 160):
абсолютная высота — высота полета над уровнем моря;
относительная высота — высота относительно какого-либо оп-
ределенного места на земле (например, места взлета, посадки
и т. п.);
истинная высота — высота над пролетаемой местностью.
Для измерения высоты полета используется ряд методов, из
которых наибольшее практическое применение получил баромет-
рический, радиотехнический и акустический.
Акустический метод основан на измерении времени между по-
сылкой с самолета кратковременного звукового импульса и воз-
вращением отраженного от Земли сигнала (эхо). Поскольку ско-
рость распространения звука в воздухе — величина постоянная,
то измеренное время будет пропорционально высоте.
Радиотехнический метод, также как и акустический, основан
на измерении времени прохождения радиоимпульса с самолета до
земли и обратно. Оба эти ме-
тода позволяют определять
истинную высоту полета.
Приборы, работающие на
барометрическом принципе
действия, до настоящего вре-
мени являются основными и
называются барометрическими
высотомерами. Принцип дей-
ствия барометрического высо-
Рис. 160. Относительная, истинная и аб-
солютная высота полета
томера основан на измерении
атмосферного давления, кото-
155
рое однозначно связано с высотой. Барометрический высото-
мер дает возможность измерять только относительную высоту
полета.
Зависимость давления от высоты определена стандартной ат-
мосферой (СА), которая является условным законом изменения
величин, характеризующих физическое состояние атмосферы
с высотой, отсчитываемой относительно уровня моря. Стан-
дартная атмосфера характеризуется следующими величинами:
статическим давлением воздуха рст (мм рт. ст., кГ/м2 или мм
вод. ст.);
абсолютной температурой Т (град. абс. нуля);
весовой плотностью или удельным весом воздуха у кГ/м3 или
массовой плотностью воздуха
р = — кГ-сек12/ м',
где£=9,81 м/сек2 — ускорение свободного падения;
газовой постоянной R—29,27мГС;
температурным градиентом высоты а (для широт СССР
а=6,5°С на каждые 1 000 м или 0,0065°С/лг).
По СА для СССР на уровне моря принято:
статическое давление ро=76О мм рт. ст. = 10 332,28 кГ/м3;
абсолютная температура То=273°4-15°=288°;
весовая плотность воздуха (соответствующая ро=76О л.и рт. ст.
и То = 288°) уо=1,2255 кГ/м3;
массовая плотность воздуха
О 100 фО .->оЬ‘ч-дО 500 500 700
I 0,500 1,000 ГнйИТй)
• 0,050 0,100 Р^кГсен2/^
Рис. 161. Зависимости давления,
плотности и температуры воздуха
от высоты
₽о = = 0.125 кГ-сек2/м\
Зависимость перечисленных
параметров СА от высоты графи-
чески представлена на рис. 161.
Изменение атмосферного дав-
ления в барометрическом высо-
томере измеряется с помощью
анероидной коробки. Ее дефор-
мации, происходящие при изме-
нении высоты полета, механи-
ческим способом передаются на
стрелку прибора, — так упро-
щенно можно объяснить работу
барометрического высотомера.
Рассмотрим изображенную на
рис. 162 схему двухстрелочного
высотомера, например, типа
ВД-12, ВД-15, ВД-17 и ВД-20
(цифрой 12, 15, 17, 20 обозна-
чается диапазон измерения).
156
Рис. 162. Конструктивная схема высотоме-
ра и его вид со стороны шкалы:
1 — кремальера; 2 — внутренняя шкала; 3 —
внешняя шкала; 4 — большая стрелка; 5 — ма-
ленькая стрелка; 6 — редуктор; 7 — сектор; 8 —
ось; 9— тяга; 10 — анероидная коробка; 11, 12 ~
индексы; /3 — шкала барометрического давления.
14—вырез во внешней шкале
В качестве чувствительного эле-
мента (ПЧ) высотомера применяет-
ся анероидная коробка 10 или блок
таких коробок. Она состоит из двух
гофрированных упругих мембран,
спаянных лоуг с другом по внеш-
ней окружности. Остаточное дав-
ление воздуха (после откачки) в
полости анероидной коробки не превышает 0,15 мм рт. ст.
При увеличении высоты полета атмосферное давление умень-
шается и анероидная коробка под действием упругих сил расши-
ряется. При этом через тягу 9 и ось 8 перемещение подвижного цен-
тра анероидной коробки передается сектору 7. С помощью зубча-
того зацепления сектор 7 поворачивает большую стрелку 4 прибо-
ра, а через редуктор 6—маленькую стрелку 5.
При подъеме на каждые 1 000 м высоты большая стрелка 4 де-
лает один оборот. Внешняя шкала 3 прибора отградуирована в со-
тнях и десятках метров. При подъеме на 20 км, например, стрел-
ка высотомера ВД-20 делает 20 оборотов. Малая стрелка враща-
ется в 20 раз медленнее и служит для отсчета количества кило-
метров высоты по внутренней шкале 2 прибора.
Высотомеры обладают методической погрешностью в связи с
тем, что атмосферное давление (а, следовательно, п показания
высотомера) меняется во времени. Для устранения этой погреш-
ности с помощью кремальеры 1 стрелки прибора перед полетом
останавливаются на нуль. При этом поворачивается шкала 9 ба-
рометрического давления и в вырезе 14 внешней шкалы, против
нижнего индекса, устанавливается значение барометрического да-
вления в данный момент. Если в полете по шкале 13 установить
величину давления места посадки, то показания высотомера будут
действительны относительно этого места посадки. Показанное на
рис. 162 (нижнем) положение стрелок при р = 760 мм рт. ст. со-
ответствует высоте над уровнем моря 95 м.
При вращении ручки кремальеры / стрелки и шкала давле-
ния двигаются одновременно. Но если отвернуть гайку у основа-
ния ручки и вытянуть ручки на себя, то при вращении ручки бу-
дет вращаться только шкала давления. Эта операция необходима
для первоначальной установки соответствия показаний стрелок
и барометрической шкалы.
Методические погрешности высотомеров вызываются также из-
менениями температуры окружающего воздуха.
Конструктивные погрешности высотомеров возникают в резуль-
тате воздействия изменений температуры, сил трения, гистерезиса
мембран, неуравновешенности подвижных частей, неточности гра-
дуировки шкалы указателя и т. д. Уменьшение влияния этих фак-
торов на точность показаний приборов достигается соответствую-
щей технологией изготовления деталей прибора.
Для уменьшения влияния изменения температуры окружающей
среды в высотомерах применяют специальные устройства темпе-
ратурной компенсации.
При скоростях полета, близких к скорости звука и превышаю-
щих ее, появляется дополнительная погрешностьнз-за возникнове-
ния скачков уплотнения воздуха перед входами приемника стати-
ческого давления. Данная погрешность может быть уменьшена пу-
тем правильного выбора места установки приемника статическо-
го давления.
Индексы 11 и 12, связанные со шкалой давления, указывают
высоту места взлета самолета относительно уровня, на котором
давление равно 760 мм рт. ст., если стрелки прибора перед взле-
том самолета установить на нуль.
I___________________________________________J
Рис. 163. Блок-схема системы уп-
равления индексом команд
У некоторых высотомеров (на-
пример, у ВДИ-30) имеется до-
полнительный индекс команд,
который по сигналу с Земли
или с другого самолета уста-
навливается на отметке шкалы
прибора, на которую обращает-
ся внимание экипажа. Блок-схе-
ма системы управления индексом
изображена на рис. 163.
Сигнал, пропорциональный за-
даваемой высоте, принимается
приемником (П), усиливается
усилителем У1 и сравнивается с
158
напряжением потенциометра обратной связи (ПОС). Напряжение
с выхода сравнивающего устройства усиливается усилителем У2
и поступает на электродвигатель ДИД-0,5, который перемещает
индекс И указателя и щетку потенциометра обратной связи в сто-
рону уменьшения рассогласования.
На самолетах и вертолетах, кроме высотомеров, находят при-
менение сигнализаторы высоты, датчики высоты полета повышен-
ной точности или просто датчики высоты полета. Все они исполь-
зуют барометрический принцип измерения высоты полета.
Сигнализатор высоты имеет пару электрических контактов,
один из которых закреплен на подвижном центре анероидной ко-
робки, а другой — на корпусе прибора. При достижении расчетной
высоты контакты замыкают или размыкают электрическою
цепь.
Датчики повышенной точности измерения высоты полета ис-
пользуются, например, в качестве датчиков высоты в автопилотах
и других автоматических системах управления. Схема одного из
таких датчиков приведена на рис. 164. Чувствительным элементом
высоты служит блок анероидных коробок. Перемещение центра
этого блока через рычажно-зубчатую передачу вызывает угло-
вое перемещение обмотки W2 индукционного датчика.
К обмоткам W1' и W1" датчика подведено переменное напря-
жение. При перпендикулярном расположении оси обмотки W2
к оси обмоток W1' и W1" на выходе обмотки W2 напряжение от-
сутствует. В других случаях в обмотке W2 индуктируется э. д. с.
сигнала, фаза и величина которой определяются знаком и величи-
ной отклонения высоты. После усиления в усилителе У сигнал по-
дается на управляющие обмотки №у1 и №у2 двигателя ДИД-0,5,
который через редуктор Р1 поворачивает магнитопровод с обмот-
ками W1' и W1" в направлении уменьшения напряжения сигна-
ла, а через редуктор Р2 и электромагнитную муфту ЭММ — щетку
159
потенциометра 77. Напряжение на выходе потенциометра пропор-
ционально высоте полета.
Введение муфты ЭММ позволяет получать на выходе потен-
циометра 77 напряжение, пропорциональное отклонению от задан-
ной высоты полета. Для этой цели при выключенной муфте ЭММ
щетка потенциометра П с помощью центрирующих пружин уста-
навливается в средней части потенциометра П. С изменением вы-
соты следящая система работает как и прежде, но щет-
ка потенциометра П не изменяет своего положения. На заданной
высоте полета включается муфта ЭММ. Теперь напряжение с вы-
хода потенциометра будет пропорционально отклонению высоты
полета от заданного значения.
У некоторых датчиков высоты полета (например, в датчиках
высоты, применяемых в системе автоматической регулировки уси-
лий АРУ) нет согласующей следящей системы, и центр анероид-
ной коробки через рычажно-зубчатую передачу непосредственно
перемещает щетку выходного потенциометра.
Для исключения возможностей столкновения самолетов в воз-
духе при полетах в сложных метеорологических условиях на воз-
душных линиях СССР введена система эшелонирования полетов
самолетов по высотам. Этой системой предусмотрены определен-
ные высоты (эшелоны) в зависимости от направления полета.
Начальный эшелон определяется минимальной безопасной вы-
сотой полета, которая рассчитывается по специальной формуле,
учитывающей рельеф местности, атмосферное давление на марш-
руте и поправки на показания высотомера. Это можно пояснить
на следующем примере (рис. 165).
Для полета в западном направлении на участке Б—А мини-
мально допустимая высота полета равна 1 200 м, а на участке
В—Б 1 800 м, так как наивысшая точка местности в полосе по
25 км в обе стороны от линии пути на участке Б—А имеет высоту
250 м, а на участке В—Б 720 м. При полете па восток высота на-
чального эшелона на участке Б—В равна 1 500 м, а на участке
Л—Б 900 м.
Чтобы вести самолет на заданном эшелоне, пилот должен все
время знать абсолютную высоту полета. Однако барометрический
высотомер измеряет относительную высоту полета. Для того что-
бы освободить экипаж от расчета методических погрешностей, при-
нято на всех самолетах шкалы барометрического давления высо-
томеров после взлета устанавливать на 760 мм рт. ст. При этом
высота, которую будет показывать высотомер, называется услов-
ной и обозначается /Део-
Условная высота не совпадает с истинной, относительной и аб-
солютной, но знание ее обеспечивает выдерживание заданных ин-
тервалов по высоте между самолетами, летящими в одном районе.
Поскольку р полете необходимо знать истинную и относитель-
ную высоты, то на самолетах часто устанавливают два баромет-
рических высотомера, один из которых служит для определения ис-
тинной и относительной высот. Барометрическую шкалу этого вы-
сотомера устанавливают на давление у земли пролетаемой точки
местности. У второго высотомера, служащего для целей эшелони-
рования, барометрическую шкалу устанавливают на давление
760 мм рт. ст.
Следует заметить, что с применением измерителя истин-
ной высоты полета решение задачи эшелонирования полетов корен-
ным образом упрощается.
Приборы для измерения вертикальной скорости полета
Для измерения вертикальной скорости полета летательных ап-
паратов применяются вариометры, с помощью которых обеспечи-
вается безопасная скорость изменения высоты полета, заданная
скорость снижения при посадке, выдерживание горизонтального
полета на заданной высоте.
Принцип действия вариометра основан на измерении разно-
сти атмосферного давления и давления в корпусе прибора, соеди-
ненного с атмосферой через гидравлическое сопротивление (ка-
пиллярную трубку).
На рис. 166 приведена принци-
пиальная схема вариометра.
Герметический корпус прибора
сообщается с атмосферой через ка-
пиллярную трубку К. Высокочувст-
вительная мембранная коробка М
измеряет разность между давлени-
ем внутри корпуса вариометра и
статическим давлением воздуха на
высоте полета, которое подается во
6—3031
Рис 166. Принципиальная
схема вариометра
161
внутреннюю полость этой коробки. При изменении высоты полета
давление в коробке практически всегда равно изменяющемуся ста-
тическому давлению атмосферы, а установление давления в корпу-
се запаздывает ввиду большого гидравлического сопротивления
капилляра. Разность между этими давлениями тем больше, чем
больше скорость подъема (спуска). Перемещение центра коробки
передается к стрелке прибора, показывающей вертикальную ско-
рость в метрах в секунду.
Для уменьшения температурной погрешности измерений кор-
пус прибора выполняется толстостенным из бакелита — плохого
проводника тепла.
Применяемые на летательных аппаратах вариометры, например
ВАР-30, ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300 имеют унифицированный ме-
ханизм и различаются только шкалами, количеством и длиной ка-
пилляров.
Цифры 30, 75, 150, 300 означают диапазон измерения.
Приборы для измерения скоростей полета
Для летательных аппаратов различают истинную, воздушную,
приборную воздушную и путевою скорость полета.
Истинной воздушной скоростью называется скорость движения
самолета относительно воздуха.
Приборной (или индикаторной) воздушной скоростью называ-
ется истинная воздушная скорость, приведенная к нормальной
(массовой) плотности воздуха. Эта скорость характеризует вели-
чину аэродинамических сил, действующих на самолет.
Путевой скоростью называется скорость движения самолета от-
носительно Земли. Она равна геометрической сумме истинной воз-
душной скорости и скорости ветра.
Помимо скоростей, летчику в полете необходимы также сведе-
ния и об относительной скорости полета, т. е. о числе М.
На самолетах и вертолетах имеются соответствующие датчики
и указатели названных выше скоростей.
Для измерения воздушных скоростей наибольшее распростра-
нение нашел аэродинамический метод, основанный на измере-
нии полного и статического давления встречного потока воз-
духа.
Измерение путевой скорости полета осуществляется радиотех-
ническими, инерциальными и другими системами.
В качестве устройств, обеспечивающих подвод полного и стати-
ческого давлений ко всем анероидно-мембранным приборам, при-
меняются приемники воздушного давления (НВД) рис. 167. Он
имеет трубку 1 полного давления и полость 2 статического дав-
ления. Трубка полного давления спереди открыта и устанавливает-
ся по направлению полета.
Полость статического давления имеет боковые отверстия, соеди-
няющие ее с атмосферой. Эти отверстия должны быть расположе-
162
Рис. 167,. Схема из-
мерителя воздушной
скорости с приемни-
ком воздушных дав-
лений ПВД:
/ — трубка полного дав-
ления; 2 — полость ста-
тического давления; 3 —
внутренняя полость при-
бора; 4—манометриче-
ская коробка
ны в том месте трубки, где атмосферное давление соответствует
невозмущенной среде в полете.
Некоторые приемники (например, ТП-156) в отличие от ПВД
имеют лишь трубку полного давления, а статическое давление в
этом случае подводится по трубопроводу от специального отвер-
стия, расположенного непосредственно на обшивке борта самолета.
Для предупреждения обледенения все приемники воздушных
давлений имеют электрообогрев в виде элемента из нихромового про-
водника. Полное и статическое давление по трубопроводам под-
водятся к прибору, измеряющему скорость полета.
Чувствительным элементом прибора является манометрическая
коробка 4, расположенная в корпусе прибора. К ней подводится
полное давление рполш а в корпус — статическое давление рст.
Таким образом, коробка 4 воспринимает перепад давлений (ди-
намическое давление) Др.
= Рполи —' Рст — ”2^ > ( ”20)
где у —- плотность воздуха в атмосфере;
V — скорость движения воздуха относительно приемника ПВД.
Выражение (2.20) справедливо при скоростях полета до
400 км!ч, так как оно не учитывает явление сжимаемости воздуха
в полости мембранной коробки. Из него получается формула для
градуировки шкалы измерителя приборной скорости
Vnp = VI0= • (2 21)
где уо= 1,225 kzIm3 — плотность воздуха у земли при нормальных
атмосферных условиях; Vi0 — истинная воздушная скорость по-
лета у земли.
Для полетов со сверхзвуковой скоростью измерители скорости
градуируются по расчетной формуле, учитывающей сжимаемость
воздуха, т. е.
~ О
Ар = Рст —, Г- - 1 , (2.22)
L «2 (7V2₽ —)2-5
где а — скорость звука.
6*
163
Градуировка шкалы измерителя истинной воздушной скорости
определяется следующим выражением:
где уп — плотность воздуха на высоте Н полета.
Или при делении формулы (2.23) на (2.21) получим
V = lZn₽ 1/. (2.24)
I ~н
Поскольку у = —j. , то можно вместо формулы (2.24) записать
(225)
Следовательно, истинная скорость получается из приборной
скорости после внесения в нее поправок на статическое давление
рн и температуру Тц на дайной высоте Н полета, т. е. поправок
на изменение плотности воздуха при изменении высоты полета.
Все вышеприведенные выражения учитываются при создании
конструкции прибора. На рис. 168 изображена принципиальная
схема измерителя приборной и воздушной скорости. При увели-
чении скорости полета под действием разности давления рполн —
Рст мембранная коробка / через тягу поворачивает стрелку 2 ука-
зателя приборной скорости. Одновременно центр коробки 1 пере-
мещает тяту 3 и, следовательно, стрелку 5 указателя истинной
скорости.
Если увеличивается высота полета, то анероидная коробка 4
расширяется и поворачивает также тягу 3, преодолевая усилие
пружины П. При этом уменьшается длина плеча I стрелки 5, и она
поворачивается па дополнительный угол, учитывающий изменение
плотности воздуха.
На рис. 169 приведена конструктивная схема комбинированно-
го измерителя скорости с диапазоном измерения до 2 000 км/ч
(КУС-2 000). Перемещение центра манометрической коробки 6 че-
Рнс. 168. Принципиальная схема
измерителя прибоиной и воздуш-
ной скорости
рез оси, поводки 7 и 8, сектор <3 и
трубку 9 передается на широкую
стрелку 2 приборной скорости и
одновременно через ряд повод-
ков, осей и сектор 10 передается
на узкую стрелку 1 истинной ско-
рости. С изменением высоты по-
лета изменяется положение цент-
ра анероидной коробки 5, что
вызывает смещение поводка 4 и
изменение передаточного отно-
шения между осями М и А. Ось
М связана с манометрической
коробкой, а ось А — со стрелкой
истинной воздушной скорости.
164
Рис. 169. Конструктивная схема комбинированного измерителя
скорости — КУС-2000:
/ — узкая стрелка; 2— широкая стрелка; 3, /0 —секторы; 4, 7, 8 — повод-
ки; 5 — анероидная коробка; 6 — манометрическая коробка; 9 — трубка
Для учета изменения температуры воздуха с высотой полета
(при этом полагают, что температура изменяется в соответствии со
стандартной атмосферой) выбирают соответствующим образом ха-
рактеристику анероидной коробки 5.
Приборы для измерения числа М полета
Все современные скоростные самолеты снабжаются измерителя-
ми числа М полета, так как их устойчивость и управляемость в
значительной степени зависят от отношения истинной скорости по-
v
лета к скорости звука — числа М = — .
Известно, что скорость звука а зависит в основном от темпера-
туры воздуха:
а = а0
Тн
(2.26)
где Т0=273оК,
а0 — скорость звука при температуре То.
Поэтому
М=Т
'Znp
^пр
Ро
~Рн
(2.27)
Тн/Тй О.0
Из формулы (2.27) видно, что для измерения числа
необходимо в значения приборной скорости Vup вносить поправ-
ку на изменение статического давления рк с высотой полета. Сле-
довательно, конструктивно измеритель числа М выполняется ана-
логично измерителю истинной скорости V полета. Отличие состоит
М полета
165
в том, что у первого прибора отсутствует коррекция па изменение
температуры окружающего воздуха.
Уменьшение влияния погрешностей на показания приборов осу-
ществляется различными методами.
Например, в измерителях истинной скорости полета темпера-
турная погрешность манометрической коробки компенсируется про-
тивоположным влиянием этой погрешности анероидной коробки
Для уменьшения динамической погрешности измерителей скоростей
полета, заключающейся в запаздывании их показаний из-за под-
ключения большого количества приборов и систем ПВД, применя-
ют несколько систем ПВД, каждая из которых обеспечивает рабо-
ту отдельной группы приборов и т. п.
Централи скорости и высоты полета
На современных летательных аппаратах имеется значительное
число устройств, для работы которых требуется ввод сигналов,
пропорциональных высоте, скорости полета, плотности и темпера-
туре воздуха атмосферы. Для того чтобы уменьшить количество
однотипных датчиков и повысить точность измерений, применяют
единые централи скорости и высоты полета, которые и выдают та-
кие сигналы. Отдельные датчики скорости полета, применяемые
для небольшого числа устройств, конструктивно подобны датчикам
высоты полета, но вместо анероидной коробки они имеют маномет-
рическую коробку.
На рис. 170 приведена блок-схема централи скорости и высоты
(ЦСВ). Полное и статическое давление с ПВД поступают на ин-
дуктивные датчики ДДд и ИДС, которые вырабатывают напряже-
ния U-i и Uс, пропорциональные этим давлениям.
Датчик температуры (ДТ) измеряет температуру заторможен-
ного потока воздуха и преобразует ее в электрический сигнал.
Напряжения от всех трех датчиков Дт, t/д. Uc поступают в элек-
тромеханический счетно-решающий блок СРВ, который вычисляет
и выдает сигналы, пропорциональные высоте Н, скорости V и чис-
лу М полета, а также относительную плотность воздуха А и
температуру наружного воздуха Т.
Погрешности ЦСВ с электромеханическим СРБ не превышают
±0,2—0,7%, в то время, как погрешности барометрических высо-
томеров достигают ±2%, а измерителей скорости полета —
±2-6%.
Рис. 170. Блок-схема централи ско-
рости и высоты (ЦСВ)
Система воздушных сигналов
СВС-ПН-15
Назначение и комплект. Систе-
ма СВС-ПН-15 предназначена
для решения и непрерывной вы-
дачи в бортовые системы нави-
гации и пилотирования сигна-
166
лов, пропорциональных М, ДМ, V„, Упр, Нот„, Набе, &Н, ДУ, а также
выдачи //отп, числа М и Уи на показывающие приборы пилотов и
и штурмана.
В систему входят следующие блоки;
вычислитель скорости, числа М и высоты БСМВ-15;
блок преобразования Яот„ потенциометрический БПиП-4;
блок преобразования потенциометрический БПпП 10;
блок преобразования Набс потенциометрический БПиП-2;
блок коррекции числа М БКМЭ;
блок питания Б П-27-2;
фильтр Ф-115;
корректор высоты КЗВ-0 15 (2 шт.);
корректор скорости КЗСП (2 шт.);
блок сигнализации готовности БСГ (4 шт.);
блок питания БПУ-3 (6 шт.);
указатель высоты УВО-15к (3 шт.);
указатель скорости УСВПк (2 шт.);
указатель числа М УМ-1к;
приемник температуры П 5.
Блок-схема системы (рис. 171). Сигналы, пропорциональные
пилотажным параметрам, вырабатываются в вычислителе системы,
к которому подводятся /?ст и Рполн. Эти сигналы поступают к нави-
Рис. 171. Блок-схема СВС - ПН-15
167
гациоиной системе, системе автоматического управления (САУ),
а также на указатели экипажа. Корректоры высоты и корректоры
скорости, выдающие сигналы АН, ДУ и УПр в САУ, не связаны с
вычислителем.
В навигационный вычислитель выдаются сигналы Нот для
получения сигнала вертикальной скорости и Уя для счисления пути.
В самолетный ответчик поступает сигнал HQTII для контроля
эшелонирования на диспетчерском пункте.
В САУ выдаются сигналы Уир (для ограничения приборной
скорости), АН и АЛ1 (для обеспечения полета на заданной высоте
и стабилизации полета по заданному «М») и А У (для стабилиза-
ции полета по заданной приборной скорости).
Через блоки питания и усиления БПУ-3 от вычислителя на
указатели пилотов и штурмана поступают сигналы Ноти, У„ и «М».
Сигналы готовности системы по параметрам АН, ДУ и Упр вы-
даются в САУ через блоки сигнализации готовности, а по ДМ —
через блок коррекции числа М.
Назначение блоков системы. Вычислитель ВСМВ-15 является
основным блоком системы и служит для вычисления и выдачи сиг-
налов, пропорциональных НОТн, числу М и Уи. Он представляет
собой электронное аналоговое счетно-решающее устройство и со-
стоит из датчиков статического и динамического давления, преоб-
разователей напряжения и функциональных усилителей повтори-
телей.
Для выдачи параметров полета в виде относительных сопро-
тивлений предназначены потенциометрические блоки преобра-
зования напряжений БПнП, представляющие собой электромеха-
нические устройства отработки.
Блок БПУ-3 служит для питания двигателей указателей и уси-
ления сигналов Нот, М и Vtl> поступающих на указатели пилотов
и штурмана.
Для питания масштабных усилителей вычислителя постоян-
ным током напряжением 27, 50 и 60 в, а также для исключения
кратковременных забросов сетевого напряжения предназначен
блок питания БП-27-2.
Фильтр переменного напряжения 115 в, 400 гц Ф-115 исключа-
ет влияние клирфактора напряжения бортовой сети па точностные
характеристики системы.
Блок коррекции числа «М» служит для выдачи сигнала, про-
порционального отклонению числа М от заданного значения, при
подаче на вход блока сигнала в виде напряжения переменного то-
ка с частотой 400 гц, пропорционального числу М. Система сиг-
нализации готовности, вмонтированная в блоке, предназначена
для определения наличия постоянного и переменного напряжения
и исправности узлов блока.
Выдача сигналов АН, ДУ и Упр в системы САУ производится
через корректоры высоты КЗВ-0-15 и корректоры скорости КЗСП.
Принцип работы системы СВС-ПН-15. Принцип действия си-
стемы основан на преобразовании динамического и статического
168
давлений, измеряемых датчиками блока ВСМВ, в сигналы /7Отн,
М, V„, выдаваемые в виде переменного напряжения на индикато-
ры и в виде относительных сопротивлений — в другие системы.
Преобразование выходных сигналов с датчиков в сигналы
7/абс, Vu и М осуществляется по схеме алгебраического сложения
напряжений, пропорциональных логарифмам определенных функ-
ций, воспроизводимых функциональными преобразователями.
Для вычисления относительной барометрической высоты сиг-
нал, пропорциональный абсолютной высоте, корректируется сиг-
налом высоты местности, относительно которой определяется
Дотю которая вычисляется функциональным потенциометром ука-
зателя высоты левого пилота в зависимости от ввода давления на
уровне земли и выдается в вычислитель в виде переменного на-
пряжения. Ввод давления на уровне земли осуществляется вруч-
ную на указателе высоты левого пилота.
В системе предусмотрена возможность вывода на индикатор
путевой скорости «.W» от допплеровской системы, вводимой в ука-
затель скорости штурмана.
Особенности эксплуатации высотомеров и датчиков высоты
Указатели и датчики высоты устанавливаются на приборной
доске в соответствии со схемой приборного оборудования самоле-
та.
Соединение приборов с приемниками статического давления
производится гибким дюритовым шлангом. Монтаж электропро-
водки датчика высоты проводится проводом сечения 0,5+1 лмг2.
После окончания монтажа приборов тщательно проверяют герме-
тичность статической магистрали проводки и сопротивление изо-
ляции электрических частей датчика.
Перед установкой на самолет высотомер и датчик высоты под-
вергают проверке:
1) осматривают на внешнюю исправность корпуса прибора,
стрелки, шкалы;
2) проверяют герметичность корпуса прибора;
3) убеждаются в плавности хода стрелок;
4) определяют погрешности показаний прибора;
5) определяют сопротивление изоляции электрических элемен-
тов датчика высоты относительно корпуса при нормальной темпе-
ратуре и относительной влажности от 30 до 80%.
По пп. 2, 3 и 4 проверка выпочняется на поверочной установ-
ке, схема которой приведена на рис. 172.
Проверка герметичности корпуса прибора и плавность хода
стрелки проводится одновременно. Плавным открытием крана 1
медленно создают в статической проверке разрежение (подъем на
«высоту»), соответствующую показанию высотомера 77 = 6 000 м.
При этом наблюдают за плавностью хода стрелки; стрелка долж-
на двигаться плавно, без рывков и скачков. При достижении
/7=6 000 м перекрывают кран 1 и наблюдают в течение 3 мин за
показаниями ртутного U-образного манометра. Если корпуса при-
169
Рис. 172. Принципиальная схема установки
для проверки высотомеров и датчиков высоты
боров герметичны, то по-
казания U-образного ма-
нометра не должны ме-
няться (допускается из-
менение показании не бо-
лее чем на 3 мм рт. ст.).
Проверка на точность
работы приборов прово-
дится с помощью U-
образного ртутного мано-
метра на ряде точек шка-
лы, которые соответ-
ствуют эксплуатацион-
ным режимам поле-
та.
Проверка проводится в следующем порядке. В корпусах при-
боров создают вакуум до показаний высотомера заданной величи-
ны, записывают показание ртутного манометра как сумму отсче-
тов по правому и левому коленам и сопротивление г потенциомет-
ра датчика высоты межд} клеммами «—»щ и « + »щ.
В показания ртутного манометра р/ необходимо ввести по-
правки на температурную погрешность АрМт (берется по таблице):
Рм=рм/+Лрмт • Затем определяют либо абсолютное барометриче-
ское давление ри на «высоте» как разность между атмосферным
давлением ра и манометрическим рн(рн=ра—Рм), либо перепад
давлений рмо между давлением ро=760 мм рт. ст. и давлением на
«высоте» рн(Рмо = Рм+760 ра).
По значению р„ или рмо с помощью гипсометрической таб-
лицы определяют высоту Н, соответствующую этим давлениям по
стандартной атмосфере.
Погрешность высотомера А//в определится как разность между
высотой Н, соответствующей давлению в корпусах приборов, и
показанием прибора \НВ—Н—НВ.
Для определения поправки датчика высоты необходимо найти
относительное сопротивление & = , затем по таблице
определить высоту Нлв. соответствующую этому относительному
сопротивлению, и, наконец, определить поправку Д/7дв как раз-
ность А /7 дв—Н //др.
Поправки приборов определяются как при «подъеме» на высо-
ту, так и при «спуске». На максимальной высоте делается выдерж-
ка 10 мин. Разность между поправкой при подъеме и поправкой
при спуске определяет вариацию высотомера или датчика высоты
Особенности эксплуатации измерителей воздушной скорости
Вариометры и указатели воздушной скорости устанавливаются
на приборной доске в соответствии со схемой приборного обору-
дования самолета. Датчик воздушной скорости устанавливается на
170
собственном амортизационном устройстве в месте размещения аг-
регатов автоматических навигационных устройств. Соединение их
с приемниками статического и полного давления производится
гибкими дюритовыми шлангами. После монтажа приборов тща-
тельно проверяется герметичность статической и динамической ма-
гистралей проводки. Перед установкой на самолет вариометр, ука-
затель скорости и датчик скорости обязательно подвергают про-
верке:
1) осматривают внешнюю исправность корпусов приборов,
стрелок, шкал;
2) проверяют герметичность корпуса прибора;
3) проверяют плавность хода стрелок;
4) определяют погрешности показаний приборов;
5) определяют сопротивление изоляции электрических эле-
ментов датчика воздушной скорости относительно корпуса
при нормальной температуре и относительной влажности от 30
до 80%.
Проверка происходит на установке, схема которой приведена
на рис. 173.
Проверка корпусов приборов на герметичность выполняется в
следующем порядке. Плавным открытием крана К1 медленно
создают в статической проводке разрежение, соответствующее по-
казанию высотомера Л/=6 000 лг, а затем кран К1 перекрывают и
наблюдают в течение 3 мин за показаниями U-образного наномет-
ра. Если корпуса приборов герметичны, то показания U-образного
манометра не должны меняться (допускается изменение показа-
ний не более чем на 3 мм рт. ст.).
Вариометр на точность проверяют по высотомеру и секундоме-
ру. Плавно открывая кран К1, добиваются определенного значе-
ния показаний вариометра VH. При этом на определенной высоте
Рис. 173. Принципиальная схема установки для проверки измерителей
воздушной скорости и числа М
171
Hi пускают секундомер и при некоторой высоте Н2 останавливают?
его. Истинная вертикальная скорость
17 _ ^2-я<
К J Н----[ — •
где t — время изменения высоты с Hi до Н2.
Погрешность вариометра определяется как разность
Д1Л, = Иун — И,.
Так повторяют проверку вариометра на точность на несколь-
ких точках как при подъеме на высоту, так и при снижении.
Проверку на точность указателя скорости (КУС), датчика ско-
рости и указателя числа М проводят с помощью U-образпого ма-
нометра как на высоте /7=0, так и на наиболее характерных вы-
сотах (4 000 м, 8 000 м и т. д. ).
При проверке на высоте /7=0 открывают кран К2 и, плавно
открывая кран КЗ, создают в Динамической магистрали давление,
соответствующее заданной скорости по КУС. При этом производят
отсчет по U-образному манометру как сумму отсчетов по правому
и левому коленам. Эта сумма и будет равна динамическому дав-
лению. По динамическому давлению, замеряемому манометром, с
помощью аэродинамической таблицы для высоты Н—0 находят
истинную воздушную скорость К„. Сравнивая показания прибора
со скоростью, полученной по таблице, определяют погрешность
указателя истинной воздушной скорости как разность ЛК=
= Кп—I пр-
Для определения погрешности датчика скорости замеряют вы-
ходные (положительные и отрицательные) напряжения датчика
и затем определяют относительные напряжения:
6/z+ = 2----—— и <>и_ = 2---------—
Wn Ип
По ним определяют значения истинной воздушной скорости, кото-
рым соответствуют выходные напряжения датчика:
V+ = 1200oiz_l; V- = 1200ои_.
Погрешности датчиков определяются как разность:
Д1/+ = И+ - IZ>,; = 1/_ - Ии.
Указатель числа М проверяется сравнением показания прибо-
ра с расчетным числом Мрасч которое определяется по формуле
vu
Мрасч — —— ,
ан
где ац — скорость звука на проверяемой высоте по стандартной
атмосфере.
Поправка прибора определится как разность
ДМ = Мрасч — М„р.
172
Аналогичные проверки проводят на ряде наиболее характерных
точек скорости (400, 800, 1 000, 1 200 км)ч и т. д.).
При проверке этих приборов на заданных высотах закрывают
кран К2 н плавно открывают краны К1 и КЗ, добиваясь показаний
по приборам заданной высоты и истинной воздушной скорости.
При этом краном К4 все время выравнивают давление в статиче-
ской и динамической проводках пока высота и скорость не ста-
нут заданными, после чего крап К4 закрывают. Далее расчет по-
грешностей приборов ведется точно так же, как и при проверках на
Я=0.
Погрешности приборов определяются как при увеличении ско-
рости и числа М, так и при уменьшении. На максимальных их зна-
чениях делается выдержка 10 мин. Разность между погрешностя-
ми при увеличении показаний приборов и погрешностями при
уменьшении показаний приборов определяют вариацию погрешно-
сти.
Особенности эксплуатации ЦСВ
Блоки ЦСВ устанавливают на собственных амортизационных
стойках в техническом отсеке самолета, указатели выдаваемых
параметров — на приборных досках, а приемники температуры,
статического и динамического давлений — вне кабины самолета
во встречном потоке воздуха, где воздушный поток не возмущен.
Приемники статического и динамического давлений соединяются
с датчиками дюритовыми шлангами, соблюдая при этом высокую
степень герметичности проводок.
Перед установкой централи на самолете она подвергается сле-
дующим проверкам:
определяются погрешности сигналов, выдаваемых параметров
при нормальной температуре (+20±50°С);
определяется герметичность статической и динамической си-
стем;
определяется сопротивление изоляции электрических элемен-
тов выходных потенциометров и цепей питания централи относи-
тельно корпуса при нормальной температуре и относительной вла-
жности от 30 до 80%.
Для проведения этих проверок используется следующая конт-
рольно-измерительная аппаратура и оборудование: ртутные и во-
дяной U-образные манометры; гальванометры; мегомметр; мага-
зин сопротивлений; источники разрежения и давления; источники
переменного тока (115 в, 400 гц) и постоянного тока (27 в).
Принципиальная схема проверочной установки приведена на
рис. 174. Проверка погрешностей выходных параметров прово-
дится по следующей методике.
При проверке погрешностей указателей и выходов истинной
воздушной скорости и числа М делают следующее:
1) в статической системе создают давление, соответствующее
высоте 0, контролируя его по ртутному барометру;
173
Рис. 174. Принципиальная схема проверочной установки ЦГВ
2) в динамической системе поочередно создают давления, со-
ответствующие проверяемым точкам. При этом на магазине со-
противлений, имитирующем сопротивление приемника темпера-
туры Тт, устанавливают соответствующие сопротивления. Величи-
ны устанавливаемых давлений и сопротивлений приводятся в спе-
циальных таблицах, прикладываемых к техническому описанию
ЦСВ;
3) величину погрешностей показаний указателей скорости и
числа М определяют как разность между показанием указателя
на каждой проверяемой точке и проверяемым значением измеряе-
мой величины, указанной в таблице;
4) на каждой поверяемой точке определяют величину относи-
тельного сопротивления каждого выхода скорости V и числа М по
формуле
о — 1 ооо/
•"Toth — Rl-\-R2 '° ’
где R1 и R2 — величины сопротивлений магазинов, подключенных
к проверяемому выходу и соответствующих нулевому показанию
нуль — гальванометра.
Сумма сопротивлений RI+R2 должна быть равна 1 000 ом;
5) величину погрешности каждого выхода скорости V и числа
М на каждой поверяемой точке определяют как разность между
величиной относительного сопротивления, замеряемого с помощью
магазинов сопротивлений и соответствующей расчетной величи-
ной, указанной в таблице;
6) для проверки погрешностей указателей и выходов на дру-
гих высотах в статической системе по ртутному барометру создают
174
разрежения, соответствующие проверяемым высотам, а в динами-
ческой системе на каждой поверяемой высоте поочередно создают
давления, соответствующие проверяемым отметкам. При этом на
магазине сопротивлений, имитирующем приемник температуры Тг,
устанавливают сопротивления, соответствующие поверяемым точ-
кам по таблице.
При проверке погрешностей указателей и выходов относитель-
ной высоты Н выполняют следующие операции:'
1) выходы высоты И соединяют с магазинами сопротивлений
и нуль — гальванометром.
2) шкалу барометрического давления указателя УВШ устанав-
ливают на деление 760 мм рт. ст., шкалу температуры То — на
+ 15°С:
3) в статической и динамической системах поочередно созда-
ют разрежения и давления, соответствующие проверяемым точ-
кам, указанным в специальной таблице, прилагаемой к техни-
ческому описанию ЦСВ. При этом на магазине сопротивлений,
имитирующем сопротивление приемника температуры Тт, уста-
навливают соответствующие сопротивления, указанные в таблице;
4) величину погрешности показаний указателей высоты опреде-
ляют как разность между показанием указателя на каждой про-
веряемой точке и проверяемым значением измеряемой величины,
указанной в таблице;
5) с помощью магазинов сопротивлений определяют величину
относительного сопротивления каждого выхода Н на каждой про-
веряемой точке. Величину погрешности выхода Н определяют как
разность между величиной относительного сопротивления, заме-
ренного с помощью магазинов сопротивлений, и соответствующей
расчетной величиной, указанной в таблице.
При проверке погрешностей указателей и выходов температу-
ры наружного воздуха Ти и выходов относительной плотности
воздуха А поступают таким образом;
1) выходы Тн и А соединяют с магазинами сопротивлений и
нуль — гальванометром согласно схеме рис. 174;
2) в статической и динамической системах создают разреже-
ния и давления, соответствующие проверяемым точкам, указан-
ным в таблице. При этом на магазине сопротивлений, имитирую-
щем сопротивление приемника температуры Гт, устанавливают со-
ответствующие сопротивления, указанные в таблице;
3) величину погрешности указателя температуры Тн определя-
ют как разность между показанием указателя на каждой поверя-
емой точке и проверяемым значением измеряемой величины, ука-
занной в таблице;
4) с помощью магазинов сопротивлений определяют величину
относительного сопротивления каждого выхода Ти и А на каждой
поверяемой точке. Величину погрешности .каждого выхода опреде-
ляют как разность между величиной относительного сопротивле-
ния, замеренного с помощью магазинов сопротивлений, и соответ-
ствующей расчетной величиной, указанной в таблице;
175
5) для проверки погрешностей показаний указателя Тк и вы
ходов Тн и Дна других высотах в статической системе по ртутному
барометру создают разрежения, соответствующие проверяемым
высотам, а в динамической системе на каждой проверяемой высо-
те поочередно создают давления, соответствующие проверяемым
отметкам, указанным в таблице. При этом на магазине сопротив-
ления, имитирующем приемник температуры ТТг устанавливают
сопротивления, соответствующие проверяемым точкам, указанным
в таблице.
Проверка герметичности динамической п статической систем
проводится в следующем порядке. Герметичность динамической
системы проверяют при нормальной температуре по ртутному ма-
нометру созданием в ней давления, равного 720 мм рт. ст. При
достижении указанного давления перекрывают шланг от источни-
ка давления и наблюдают в течение 1 мин за показанием ртут-
ного манометра, при этом не должно быть спадания давления.
Герметичность статической системы проверяют также при нор-
мальной температуре по ртутному барометру одновременным соз-
данием в статической и динамической системах давления, рав-
ного 400 дм/ рт. ст. При достижении указанного давления перекры-
вают шланг от источника давления и наблюдают в течение 1 мин
за изменением показаний ртутного барометра. При этом спада-
ние давления не должно превышать 2 мм рт. ст.
Определение сопротивлений изоляции электрических элемен-
тов выходных потенциометров и цепей питания проводится при
нормальной температуре и относительной влажности от 30 до 80%
мегомметром на 500 в, один провод которого присоединяют пооче-
редно к короткозамкнутым штырькам вилок разъемов, а другой—
к корпусу.
Централь высоты и скорости, находящаяся в эксплуатации,
проходит регламентные работы и вышеперечисленные проверки
один раз в шесть месяцев.
Особенности эксплуатации СВС-ПН-15
Для исключения случаев выхода из строя всей системы запре-
щается изменять полярность напряжения питания 27 в. При от-
ключенном блоке ВСМВ-15 нельзя подавать питание в блок
БП 27-2, так как он без нагрузки может выйти нз строя. Система
считается работоспособной через 15—30 мин после включения пи-
тания. При отказе обогрева систему необходимо отключить от ис-
точников электрического питания.
Проверка работоспособности системы осуществляется кнопкой
«Встроенный контроль СВС». При этом проверяются параметры
по указателям.
Давление для места нахождения самолета выставляется счет-
чиком давления по данным метеостанции.
Диапазоны измеряемых параметров:
числа — 0,3—1,0 М; Гц — 200—1 200 км/ч; ДОтп — 0—15 000 м;
7/абс _ 15—15 000 м; \\\ — ±0,15 М.
176
Глава XVII
ПРИБОРЫ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ УГЛОВЫХ КООРДИНАТ САМОЛЕТОВ
И ВЕРТОЛЕТОВ
Общие сведения о гироскопических приборах
Угловые положения летательных аппаратов (рис. 175) относи-
тельно плоскости горизонта характеризуются углами крена у и
тангажа &, а в плоскости горизонта — углами курса гр. Величины
указанных углов должны быть все время в поле зрения летчика
и штурмана самолета. Кроме того, сигналы, пропорциональные
этим углам, вводятся в различные автоматические системы управ-
ления и навигации.
Приборы, обеспечивающие визуальный контроль экипажем уг-
лов крена и тангажа, называются авиагоризонтами, а углов кур-
са — компасами.
Датчиками углов крена и тангажа на самолетах и вертолетах
являются гироскопические устройства (гировертикали). Датчиками
углов курса могут быть гироскопические и негироскопические уст-
ройства.
Сигналы об угловых скоростях и ускорениях летательных аппа-
ратов выдаются с помощью гироскопических устройств (скорост-
ных и ускорительно-скоростных гироскопов).
Основные свойства гироскопа. Гироскопом называется тело
(ротор), вращающееся вокруг своей оси и обладающее большим
кинетическим моментом.
На рис. 176 представлена схема гироскопа с тремя степенями
свободы. Ротор / гироскопа расположен в карданном подвесе, ко-
торый имеет внутреннюю 2 и внешнюю 3 рамы. Ось внешней рамы
может вращаться относительно корпуса 4 прибора (основания).
Рис. 175. Углы креиа у, тангажа О и кчрса самолета
177
ч ''7
Рис. 176 Схема гироско-
па с тремя степенями
свободы
При вращении ротора гироскопа вокруг
своей оси развиваемые им силы (моменты)
обеспечивают (при отсутствии воздействия
внешних сил) сохранение положения этой
оси неизменным относительно мирового
пространства.
Гироскоп обладает следующими свойст-
вами (их математическое и физическое
обоснование рассматривается в курсе тео-
ретической механики):
1. Ось ротора гироскопа не изменяет сво-
его положения в пространстве при враще-
нии карданного подвеса относительно осей
х, у, z (здесь имеется в виду, что трение в
осях подвеса незначительно).
2. Момент, приложенный к внешней ра-
ме гироскопа, вызывает вращение оси ро-
внутренней рамы и наоборот. При измене-
тора относительно оси
нии направления приложенного внешнего момента на обратное из-
меняется и направление вращения рам.
Вращение оси ротора гироскопа вокруг осей его рам под дей-
ствием внешнего момента называется прецессией г и роек о-
п а. Она всегда сопровождается периодическим движением, на-
зываемым нутацией.
3. Угловая скорость прецессии гироскопа тем больше, чем боль-
ше внешний момент.
4. При постоянной величине приложенного момента угловая
скорость прецессии зависит от величин кинетического момента ро-
тора гироскопа Н п угла О между осью ротора и плоскостью внеш-
ней рамы подвеса.
Угловая скорость
оси х внутренней рамы
равна:
(Dx прецессии ротора относительно
под действием внешнего момента Ми
Му
Шх — Н cos Я
где H — QI — кинетический момент ротора гироскопа;
Q и/ — угловая скорость собственного вращения и мо-
мент инерции гироскопа.
Аналогично
“у
Мх
/У-cos» ‘
В общем виде угловая скорость прецессии запишется так:
М
li cos а '
(2.28)
178
Причем, внешний момент, прикладываемый к гироскопу, урав-
новешивается гироскопическим моментом
Л1Г = Ню. (2.29)
5. Угловая скорость прецессии возникает и устанавливается
практически мгновенно (скачком) при приложении момента и так-
же исчезает при снятии его. При изменении величины момента ме-
няется и величина угловой скорости прецессии, происходит это
практически мгновенно.
6. Прецессия оси ротора гироскопа происходит в направлении,
при котором вектор угловой скорости вращения ротора стремится
совпасть с вектором внешнего момента по кратчайшему расстоя-
нию. Например, на рис. 177 вектор момента внешних сил Му на-
правлен по оси у внешней рамы. Согласно свойству (2) гироско-
па его ось z будет прецессировать вокруг оси внутренней рамы х с
угловой скоростью (ох. При этом вектор Q (а следовательно, и
вектор Н) стремится совпасть с вектором М по кратчайшему пути.
Влияние вращения Земли и движения самолета на видимое по-
ложение оси ротора гироскопа. Гироскоп, как было указано выше,
имеет свойство сохранять неизменным (с некоторой степенью точ-
ности) направление оси вращения ротора относительно мирового
пространства (звезд). Поэтому вращение Земли и перемещение ле-
тательного аппарата вызывает кажущийся уход оси ротора гиро-
скопа относительно первоначального положения. В этом легко убе-
диться из рассмотрения рис. 178, а.
Пусть, например, ось ротора гироскопа расположена вертикаль-
но, как показано на рис. 178, б в точке Земли, где широта 0°<ф<
<90°. Угловую скорость вращения Земли <о3=0,25 град!мин мож-
но разложить на горизонтальную (i)3.r=o)2COS(p и вертикальную
<o3B = (o3sin(p составляющие Из ряс. 178, б видно, что только го-
ризонтальная составляющая вращения Земли вызывает кажущий-
ся уход оси ротора гироскопа от направления истинной вертикали
(она нормальна к истинной плоскости горизонта и совпадает с на-
правлением силы тяжести).
Очевидно, на полюсе Земли кажущегося ухода оси ротора ги-
роскопа нет, так как там горизонтальная составляющая вращения
Земли будет равна нулю (ф=90°, cos;p = 0). На экваторе, наобо-
рот, кажущийся уход оси ротора, гиро-
скопа будет максимальным (ф=0,
cos(p=l) и равным (о3=0,25 град[мин.
Пусть теперь ось ротора гироскопа
расположена горизонтально на полюсе
Земли (рис. 178, в). В этом случае угло-
вая скорость ухода оси гироскопа в го-
ризонтальной плоскости будет равна уг-
ловой скорости вращения Земли, т. е.
(О = (|>3.
В вертикальной плоскости ось гпро-
Рпс. 177. Направление
прецессии ротора гиро-
скопа
скопа перемещения не имеет
179
Рис. 178. Влияние вращения земли и скорости полета на видимое поло
жение ротора гироскопа:
а — ось ротора гироскопа в начальный момент установлена вертикально
на экваторе; б — ось ротора гироскопа в начальный момент установлена
на широте 0<<р<~2~;е — ось ротора гироскопа в начальный момент ус-
тановлена горизонтально на полюсе Земли
На любой широте <р установленная таким образом ось будет
поворачиваться в горизонтальной плоскости с угловой скоростью
<иг — — о>з • sin ©
и в вертикальной плоскости со скоростью
о>в = — w3 • cos<p-sin <р.
При перемещении летательного аппарата по дуге экватора
(как показано на рис. 179) с путевой скоростью W на высоте Н уг-
ловая скорость ухода оси гироскопа в вертикальной продольной
плоскости этого аппарата будет равна сумме угловых скоростей
вращения Земли и перемещения самолета:
. w
шпрод — <»з + + н .
где R3— радиус Земли.
Следовательно, в общем случае ось ротора гироскопа непре-
рывно изменяет свое положение относительно связанных с Зем-
лей координат. Поэтому при использовании свободного гироскопа
для определения угловых положений и курса самолета необходимо
Рис. 179. Полет само-
лета по дуге экватора
осуществлять непрерывную коррекцию, ком-
пенсирующую уход оси ротора гироскопа.
Гировертикали и авиагоризонты
Назначение. Особенности устройства гировертикалей
Гировертикали (к ним относятся и авиа-
горизонты), как отмечалось ранее, использу-
ются в качестве датчиков углов крена и тан-
гажа летательных аппаратов. При этом ось
ротора гироскопа гировертикали располага-
ется по направлению местной вертикали Зем-
ли. В качестве измерительного устройства,
180
корректирующего кажущийся уход ги-
ровертикали, применяется жидкост-
ный маятник, который работает сле-
дующим образом. Внизу внутренней
рамы гировертикали закрепляется
медный сосуд 6 (рис. 180). В изоляци-
онном основании 5 сосуда по окруж-
ности впрессованы четыре электро-
да (/, 2, 3, 4). Корпус сосуда являет-
ся пятым электродом. Сосуд заполнен
токопроводящей жидкостью так, что в
ней имеется пузырек воздуха. Когда
ось ротора вертикальна, то пузырек
находится посредине сосуда и поровну
перекрывает площадь контактов
1, 2, 3, 4. При этом электрические со-
противления между каждым из четы-
Рис. 180. Жидкостный пе-
реключатель
(, 2. 3, 4 — электроды; 5 — :<>о-
ляционное основание; 6 — сосуд
рех контактов и сосудом одинаковы.
К диаметрально расположенным электродам 1 и 3 подключены
управляющие обмотки W" и W" коррекционного двигателя, уста-
новленного на оси одной из рам гироскопа (например, внутренней);
к контактам 2 и 4 подключены управляющие обмотки другого кор-
рекционного двигателя, расположенного на оси рамы
(внешней).
Обмотки W и W" (как и управляющие обмотки другого кор-
рекционного двигателя) включены так, что их магнитные потоки
направлены встречно. В рассмотренном выше случае, когда пузы-
рек воздуха поровну перекрывает площади контактов сосуда 6,
суммарные магнитные потоки управляемых обмоток соответствен-
но первого и второго двигателей равны нулю и, следовательно, их
коррекционные моменты также равны нулю.
При отклонении оси ротора от вертикали пузырек воздуха пе-
ремещается (например, на угол у) и электрические сопротивле-
ния между корпусом сосуда и противоположными электродами
станут различными. Это вызовет в конечном итоге появление кор-
рекционного момента, под действием которого гироскоп прецесси-
рует к вертикали. Величина коррекционного момента выбирается
такой, чтобы скорость прецессии гироскопа была больше
максимально возможной скорости ухода его от положения
вертикали.
Однако при полете с ускорением (например, при выполнении
виража) маятник коррекции располагается по направлению рав-
нодействующей внешних сил и тем самым вызывает прецессию ги-
роскопа в направлении так называемой кажущейся вертикали.
Величина скорости этой прецессии будет тем больше, чем больше
величина коррекционного момента. Поэтому для уменьшения воз-
никающей в этом случае ошибки в положении гироскопа небходи-
мо либо отключать коррекцию, либо ограничивать величину мак-
симального значения коррекционного момента. Обычно величина
181
Рис. 181. Расположение
осей гироузла на само-
лете: а — ось внутренней
рамы параллельна попе-
речной оси самолета г, а
ось внешней рамы па-
раллельна продольной
оси х; б — ось внешней
рамы параллельна попе-
речной оси z. ось внут-
ренней рамы параллель-
на продольной оси *
самолета
скорости прецессии под действием коррекции лежит в пределах
1—6 град!мин.
Чтобы не допустить погрешности в указании вертикали при
полете с ускорением, например при развороте самолета, цепи об-
моток управления электродвигателей поперечной коррекции разры-
ваются контактами выключателя коррекции при определенной ве-
личине угловой скорости разворота. Аналогично для этих целей
при линейных ускорениях летательного аппарата в цепь обмоток
управления электродвигателя продольной коррекции также ста-
вится выключатель.
В зависимости от типа летательного аппарата предусматрива-
ют определенное расположение осей гироузла гировертикали
(авиагоризонта). Это вытекает из следующего. Пусть гироузел
установлен так, (рис. 181, а), что ось внутренней рамы параллель-
на поперечной оси z самолета, а ось внешней рамы параллельна
продольной х оси самолета. Тогда ось внутренней рамы является
осью измерения углов тангажа, а ось внешней рамы — углов кре-
на. При этом углы крена могут изменяться в пределах 04-360°. Ес-
ли же угол тангажа станет близким к 90°, то ось гироскопа совпа-
дает с осью внешней рамы. Гироскоп в таком случае неустойчив,
так как он потерял одну степень свободы. Отсюда использование
авиагоризонта с таким расположением осей гироузла ограничено
по углам тангажа, а следовательно, он может быть применен для
•самолетов, угол тангажа которых гораздо менее 90°.
Такие авиагоризонты устанавливаются на самолетах граждан-
ской авиации.
На рис. 181, б показано другое расположение гироузла. Здесь
ось внешней рамы параллельна поперечной оси z самолета, а ось
внутренней рамы параллельна продольной х оси самолета.
Как следует из рис. 181, б при крене 90° ось z внешней рамы
•совместится с осью ротора и гироскоп снова теряет степень
•свободы.
Таким образом, при любой из приведенных схем расположе-
ния гироузла не может быть обеспечена устойчивость гироскопа на
больших углах крена и тангажа. Для высокоманевренных само-
летов применяют схему гироузла со следящей рамой, например, в
авиагоризонте АГД-1 (рис. 182). Ось внешней рамы 2 крепится не
182
У
Рис. 182. Схема гироузла
со следящей рамой:
/ — внутренняя рама; 2 — внеш-
няя рама; 3 — следящая рама:
4 — двигатель отработки следя-
щей рамы; 5 — двигатель отра-
ботки внутренней рамы; б —
двигатель отработки внешней
рамы; 7 — силуэт-самолетик
в подшипниках корпуса прибора, а
в подшипниках дополнительной ра-
мы 3.
При возникновении крена само-
лета угол между осью ротора и
осью внешней рамы становится
меньше 90°. Щетка «а», закреплен-
ная на оси внутренней рамы, пово-
рачивается и замыкает один из кон-
тактов, закрепленных на внешней
раме. При этом включается элек-
тродвигатель 4, который поворачи-
вает следящую раму 3 и внеш-
нюю раму в сторону, обратную на-
правлению крена самолета. Элек-
тродвигатель выключится при уста-
новлении щетки «а» на изоляцион-
ный промежуток. Угол поворота
внешней рамы равен углу крена, а
следовательно, угол между
осью этой рамы и осью ро-
тора сохранится равным 90°.
Скорость отработки следящей ра-
мы 3 выбирается больше максимально возможной угловой скоро-
сти вращения самолета вокруг продольной оси.
На оси внутренней рамы закреплена сферическая шкала. Ниж-
няя полусфера картушки окрашена в коричневый цвет, верхняя в
голубой. На шкале нанесены линия горизонта и параллельные ей
линии, которые служат для отсчета углов тангажа. За стеклом
также расположен силуэт самолета, связанный с корпусом прибо-
ра. Взаимное расположение картушки и силуэта дает величины
углов крена и тангажа.
Коррекционные двигатели 6 и 5 осуществляют привод оси рото-
ра гироскопа к направлению гировертикали. Ротор гироскопа с
помощью короткозамкнутого трехфазного электродвигателя вра-
щается со скоростью до 21—22 тыс. об!мин. Электродвигатель
устанавливается внутри ротора. Коррекционное устройство данно-
го авиагоризонта включает жидкостный маятник и моментные
электродвигатели 6 и 5. На лицевой стороне авиагоризонта имеют-
ся кнопки включения арретира, ручки кремальеры для перемеще-
ния силуэта самолета и указатель скольжения. Арретирование осу-
ществляется перед включением авиагоризонта для установки осей
гироузла параллельно соответствующим осям летательного аппа-
рата, что обеспечивает быструю готовность гировертикали к дей-
ствию.
Дистанционные авиагоризонты (АГД) ввиду ряда существен-
ных преимуществ по сравнению с недистапционными в настоящее
время находят самое широкое применение на самолетах и верто-
летах ГА.
183-
Авиагоризонт АГД-1
Электрокинематическая схема АГД-1 приведена на рис. 183,
комплект АГД состоит из гировертикали и одного или двух указа-
телей горизонта.
Основными частями гировертикали являются гироузел, система
следящей рамы, система коррекции гировертикали, система запус-
ка. Оси гироузла со следящей рамой расположены относительно
осей самолета так, как показано на рис. 183 (х и z— продольная и
поперечная оси самолета).
Указатель имеет элементы следящих систем указателен крена
и тангажа. Связь указателей с гировертикалью осуществляется с
помощью дистанционной электрической передачи.
Авиагоризонт АГД работает следующим образом. При появ-
лении крена внешняя рама 5 вместе со следящей рамой 3 повора-
чивается вслед за самолетом (вертолетом). При этом индукцион-
ный датчик 11, расположенный на внешней раме, повернется от-
носительно неподвижного якоря датчика, установленного на осп
внутренней рамы 10. С выхода индукционного датчика снимается
сигнал (его величина и фаза определяется знаком и величиной уг-
ла крена), который после прохождения через контакты коммутато-
ра 23 и усиления в усилителе У поступает на электродвигатель —
Рис. 183. Электрокинематическая схема АГД-1: а — гиродатчик; б —ука-
затель:
/. 14, 16—двигатели-генераторы; 2, 6, 23 — коммутаторы; 3 — следящая рама: 4,
24 — коррекционные электродвигатели; 5 — внешняя рама; 7, 12 — сельснн-датчикп.
3. 9— реле; 10 — внутренняя рама; 11 — индукционный датчик; 13, /7 —сельсин-прием -
ники указателей; 15 — картушка со шкалой; 18 — шестерня; 19, 22—индексы;
20—шкала на корпусе; 21— кремальера; 25— жидкостный маятник; 25— контакты
выключателя коррекции; 27 — жидкостный выключатель
184
генератор 1. Электродвигатель Д поворачивает следящую раму н
сторону увеличения угла между осями у и z до величины . Для
улучшения качества переходного процесса следящей системы от
генератора Г к усилителю подводится сигнал скоростной обратной
связи.
;\виагоризонт АГД-1 устанавливают и на легких самолетах,
которые могут выполнять фигуры высшего пилотажа. При выполне-
нии петли самолет некоторое время находится в перевернутом по-
ложении. При этом следящая рама 3 вместе с двигателем-генера-
тором 1 поворачивается относительно оси внешней рамы на 180°
так, что двигатель-генератор / находится впереди гироузла. Если в
этом случае возникает левый крен самолета, то его левая плос-
кость, левая сторона следящей рамы и ось внешней рамы двигают-
ся вверх (относительно плоскости горизонта), а магнитопровод
датчика 11 — вниз. При этом электродвигатель 1 будет вращаться
против часовой стрелки, что приводит к увеличению угла откло-
нения внешней рамы от нормали к оси ротора, т. е. к потере устой-
чивости гироскопа.
Для устранения этого ненормального явления служит комму-
татор 23, установленный на оси внешней рамы. Он переключает
фазу сигнала индукционного датчика на противоположную в мо-
мент перехода самолета через угол тангажа, равный 90°.
Коррекция гировертикали осуществляется с помощью жидкост-
ного маятника 25 и коррекционных электродвигателей 4 и 24.
В цепь электродвигателя 24 поперечной коррекции включены кон-
такты 26 выключателя коррекции и контакты 2 диска, закреплен-
ного на оси рамы 3. При разворотах летательного аппарата, про-
должающихся более 74-10 сек с угловой скоростью более 0,1—
3 град)сек, контакты 26 размыкаются, выключая поперечную кор-
рекцию. Контакты коммутатора 2 выключают эту коррекцию при
достижении угла крена определенной величины.
Если продольное ускорение летательного аппарата достигает
значения более 1,67 м!сек2, то жидкостный выключатель 27 отклю-
чает электродвигатель 4 продольной коррекции. В отличие от ма-
ятника 25 этот выключатель имеет всего два контакта. Цепь кон-
тактов размыкается воздушным пузырьком при продольных уско-
рениях.
Сигнал тангажа выдается сельсином-датчиком 7 на сельсин-
приемник 13 указателя. С сельсин-приемника сигнал после усиле-
ния усилителем У поступает на двигатель-генератор 14, который
через редуктор перемещает картушку 15 со шкалой тангажа ука-
зателя.
Сигнал крена выдается сельсином-датчиком 12 на сельсин-при-
емник 17 указателя, а затем после усиления в усилителе У по-
ступает на двигатель-генератор 16. Последний через редуктор вра-
щает шестерню 18 указателя крена.
Отсчет углов тангажа производится по шкале картушки и по
индексу 19, а углов крена — по шкале 20, которая расположена на
185
корпусе прибора и по концу силуэта самолета, закрепленного на
шестерне 18.
Кремальерой 21 осуществляется совмещение линии горизонта
картушки с нулевой отметкой на шкале 20 указателя, если в гори-
зонтальном полете произошло изменение }гла атаки. При поворо-
те кремальеры 21 поворачиваются статор сельсина-приемника 13
тангажа и индекс 22. Индекс 22 укажет при этом по шкале 20
указателя значение угла атаки самолета.
Применяемые в АГД полупроводниковые усилители — одно-
типны. Два из них расположены в корпусе указателя, а один — в
корпусе гироагрегата.
На оси z внешней рамы гироузла расположен второй коммута-
тор 6. Он работает следующим образом. Когда угол тангажа ста-
новится равным 90°, коммутатор подает питание на реле 8 и 9, ко-
торые переключают порядок чередования фаз сельсинов-приемни-
ков тангажа и крена. В результате этого с выхода сельсин-при-
емника 12 крена появляется сигнал противоположного знака и
электродвигатель 16 быстро повернет шестерню 18 с указателем
крена на угол 180°, устанавливая силуэт самолета в перевернутое
положение.
Для того чтобы не произошло аналогичного перемещения шкалы
15 тангажа, одновременно с переключением фаз обмотки статора
сельсина-приемника 13 тангажа переключаются и фазы обмотки
его ротора. Вследствие этого при увеличении углов тангажа бо-
лее 90° шкала тангажа будет двигаться в обратном направлении к
линии горизонта.
В АГД благодаря электрической связи системы индикации с
гироскопом индикация углов тангажа получается естественной, т. е.
так как окраска верхней части шкалы тангажа голубая, а ниж-
ней — коричневая, то летчик видит на авиагоризонте взаимное
расположение летательного аппарата, Земли и неба таким, каким
оно существует в действительности.
Кроме того, в АГД гироагрегат располагается не на приборной
доске, а вблизи центра масс самолета, обеспечивает устойчивость
гировертикали и высокую точность выдаваемых сигналов. В связи
с этим авиагоризонт АГД используется как датчик углов крена
и тангажа для различных автоматических систем (курсовых си-
стем, автопилота и др.).
Центральные гировертикали
Центральные гировертикали (ЦГВ)—являются на ряде ле-
тательных аппаратов едиными гироскопическими датчиками, обес-
печивающими сигналами углов крена и тангажа все потребители
этих величин (радиолокационные станции, автопилоты и др.).
На измерительных осях ЦГВ устанавливается по несколько по-
тенциометров (или сельсинов), с которых снимаются сигналы про-
порциональные величинам измеряемых углов. При этом оси рам
ЦГВ оказываются сильно нагруженными моментами сил трения
186
в потенциометрах и электромагнитными моментами в сельсинах.
что значительно ухудшает точность выдаваемых сигналов.
Для повышения точности в ЦГВ применяется силовая гироско-
пическая стабилизация, которая обеспечивает компенсацию всех
моментов, приложенных к гировертикали.
На рис. 184 изображена электрокинематическая схема ЦГВ.
В подшипниках корпуса 2 прибора закрепляется внешняя рама 5
карданного подвеса. Внутренней рамой служит цилиндрическая
платформа 7. Ось у платформы 7 стабилизируется по вертикали.
Ось х направлена параллельно продольной оси летательного аппа-
рата, а ось z — параллельно его поперечной оси. В результате это-
го с потенциометра 9 снимаются сигналы углов крена, а с потен-
циометра 12 — углов тангажа.
Внутри платформы 7 размещены два гироскопа 8 и 14 с двумя
степенями свободы (их кинематические моменты Н равны по аб-
солютной величине и противоположно направлены). Ось Z\ кожу-
ха гироскопа 8 параллельна оси z, а ось Xi кожуха гироскопа 14
параллельна оси х гировертикали.
Стабилизацию ЦГВ обеспечивают следующие элементы — по-
тенциометры 6, намотанный на кожухе гироскопа 8 и закреплен-
ный на внешней раме электродвигатель 10-, потенциометр /3;
намотанный на кожухе гироскопа 14 и закрепленный на платфор-
ме 7; электродвигатель 4. Через редукторы электродвигатель 10
связан с корпусом 2, а электродвигатель 4 — z внешней рамой 5
ЦГВ.
При действии внешнего момента Мх, например, на ось X рамы
5, будет прецессировать ось гироскопа 8 так, что вектор Н кине-
тического момента будет двигаться в сторону совмещения с векто-
ром Мх. Вследствие этого смещается относительно своих щеток
Рис. 184. Электрокинематиче-
ская схема ЦГВ:
1— ось внутренней рамы; 2—кор-
пус прибора, 3. 11 — коррекционные
электродвигатели, 4, 10 — электро-
двигатели; 5 —внешняя рама; б, 9,
12, 13 — потенциометры, 7 — плат-
форма, 8, 14 — гироскопы
187
потенциометр 6 и на них появляется напряжение (величина и фаза
этого напряжения определяются направлением и величиной откло-
нения гироскопа 8), которое подается к электродвигателю 10. По-
следний развивает вращающий момент противоположного направ-
ления внешнему моменту М*. При равенстве этих моментов прецес-
сия оси гироскопа 8 прекращается. При этом ось гироскопа 8 от-
клонится на какой-то угол от вертикали у, но ось у платформы
(вместе с потенциометром 12) останется неподвижной. После сня-
тия внешнего момента Мх под действием момента электродвигате-
ля 10 гироскоп 8 прецессирует к вертикали у, пока напряжение на
щетках потенциометра 6 не станет равным нулю.
Если внешний момент приложен к оси z, то будет прецессиро-
вать гироскоп 14. При этом напряжение с щеток потенциометра
13 поступает к электродвигателю 4. Происходит компенсация
внешнего момента.
Следует отметить, что наличие силовой компенсации внешних
моментов не устраняет кажущегося ухода гировертикали ввиду
вращения Земли. Для этих целей применяют систему коррекции,
состоящую из жидкостного маятника 17 и коррекционных электро-
двигателей 3 и 11.
•Авиагоризонт АГБ-3
Авиагоризонт АГБ-3 предназначен для использования его в ка-
честве резервного совместно с авиагоризонтом АГД-1. Он отлича-
ется от АГД-1 тем, что является недистанционным прибором.
АГБ-3 устанавливается на самолетах с дозвуковыми скоро-
стями как резервный и на вертолетах в качестве основного. Он по-
зволяет выдавать внешним потребителям (системе автоматическо-
го управления и навигации) электрические сигналы, пропорцио-
нальные углам крена и тангажа в пределах: по крену ±360°; по
тангажу ±80°. При углах тангажа порядка 85—87° авиагоризонт
может выбиваться, при этом его рамы совмещаются в одной пло-
скости и гироскоп теряет одну степень свободы.
По принципу действия АГБ-3 аналогичен АГД-1, но только в
нем следящие системы индикации крена и тангажа находятся в
самом корпусе прибора.
Авиагоризонт АГБ-3 состоит из следующих основных элементов:
гироузла; системы коррекции для удержания оси ротора гироско-
па в вертикальном положении; следящей системы передачи угла
тангажа на указатель, которая дает возможность получить есте-
ственную индикацию по тангажу; упоров, предотвращающих со-
вмещение оси внешней рамки с осью ротора гироскопа при вы-
полнении самолетом фигур высшего пилотажа; арретирующего
устройства; передачи углов крена на указатель, воспроизводящий
правильные крены.
На самолете авиагоризонт располагается таким образом, что
ось внешней рамки карданного подвеса параллельна продольной
оси самолета, а ось внутренней рамки — поперечной оси самоле-
188
Рис. 185. Принципиальная электрокинематическая схема авиагоризонта \ГЬ-3;
указатель скольжения; 2—шкаля тпигажя; ,4 — шпилька; 4 — силуэт самолетика; 5 — шкала кренов; 6 — флажок енгиалк
затора отказа питания; 7 — индекс; 8 — дифференциальный сельсин приемник; 9 — кремальера; 10 — двигатель отработки
та. Такое расположение осей карданного подвеса на самолете обес-
печивает независимость устойчивости гироскопа от углов крена и
показания истинных углов крена и тангажа.
Показания авиагоризонта, определяющие положение самолета
относительно плоскости истинного горизонта по крену и тангажу,
осуществляются следующим образом (рис. 185).
Крены самолета имитируются поворотом силуэта самолети-
ка 4. По положению крыльев силуэта самолетика относительно
линии искусственного горизонта определяется направление крена.
Отсчет углов крена производится по шкале кренов 5, стрелкой яв-
ляется конец крыта силуэта самолетика 4. Для того чтобы пока-
зания крена соответствовали действительному, силуэт-самолетик
связан с осью карданной рамы через зубчатую передачу с отно-
шением 1:1.
Углы тангажа определяются по положению конца шпильки 3
силуэта-самолетика относительно шкалы тангажа 2. Для большей
наглядности шкала тангажа выше линии искусственного горизон-
та окрашена в голубой цвет (небо), ниже — в коричневый цвет
(земля). При наборе самолетом высоты линия искусственного го-
ризонта опускается ниже конца шпильки 3, при спуске — поднима-
ется выше конца шпильки 3.
В левом верхнем углу на фоне шкалы тангажа при отключен-
ном питании виден флажок 6 сигнализатора отказа питания. При
включенном питании флажок убирается из видимой зоны шкалы
тангажа. В правом верхнем углу передней панели прибора распо-
ложена кнопка арретира с надписью «нажать перед пуском». В
левом нижнем углу расположена кремальера 9. С левой стороны
лицевой части прибора выведен индекс 7 механизма кремальеры.
В нижней части переднего фланца прибора расположен указатель
скольжения 1, обеспечивающий контроль за правильностью выпол-
нения разворотов.
При координированном развороте шарик указателя скольже-
ния должен оставаться между рисками — отклонения шарика сви-
детельствуют о наличии скольжения.
Гиросистема авиагоризонта представляет собой трехстепенной
гироскоп, на кожухе в нижней его части которого укреплен жид-
костный маятник, управляющий коррекционными двигателями
КД® и КД®. Вместе с этими двигателями на осях карданного под-
веса находятся сельсины-датчики СД® и СД®, выдающие электри-
ческие сигналы, пропорциональные углам крена и
тангажа.
Сельсин-датчик СД® выдает тангаж не только потребителям,
но и в следящую систему индикации угла тангажа.
Следящая система угла тангажа состоит из дифференциаль-
ного сельсина-приемника СП® 8, усилителя канала тангажа и дви-
гателя отработки типа ДГ-0,5-10. При тангаже самолета сельсин-
датчик СД® выдает сигнал на сельсин-приемник СП®, который,
отрабатываясь следящей системой, подается на шкалу тангажа 2,
выполненную в виде лентопротяжного механизма.
190
Для выполнения полета с некоторым заданным углом атак!
предусмотрена кремальера 9 с указательным индексом 7. При ее
повороте разворачивается статор сельсина-приемника СП&, что
приводит к рассогласованию следящей системы угла тангажа. От-
рабатывая это рассогласование, следящая система подает значение
угла атаки на шкалу тангажа 2. Таким образом, выдерживая сов-
мещенным силуэт-самолетик с линией искусственного горизонта
иа шкале тангажа, самолет будет лететь не в линии горизонта, а
с заданным углом атаки (набор высоты с заданным углом тан-
гажа) .
Для арретирования гироузла в авиагоризонте предусмотрено
арретирующее устройство, состоящее из кнопки арретира, систе-
мы рычагов, толкателей и двух кулачков. Один кулачок выполнен
в виде торцового среза на карданной раме, другой — в виде двух
симметричных спиралей. Второй кулачок укреплен на оси внутрен-
ней рамки гироузла. При нажатии на кнопку арретирования уси-
лия передаются на кулачки и устанавливают гироузел в положе-
ние, перпендикулярное горизонтальному основанию прибора.
Авиагоризонт АГБ-3, установленный на легком самолете, не те-
ряет полностью устойчивости при выполнении фигур пилотажа.
Для предотвращения совмещения осей карданного подвеса с
осью гироскопа в авиагоризонте применены упоры.
В случае выполнения фигуры «петля» при углах тангажа ±84°
карданная рама касается упора гироузла и начинает на него да-
вить с некоторым усилием. Возникающий при этом момент, вектор
которого направлен вдоль оси внутренней рамки, вызывает пре-
цессионное движение гироскопа вокруг оси внешней карданной ра-
мы. Как только гироскоп повернется на 180°, упор карданной рам-
ки отойдет от упора гироузла — прецессионное движение прекра-
тится. Силуэт-самолетик в этот момент будет показывать положе-
ние самолета, перевернутое на 180°.
При выполнении «петли» благодаря упорам полного совмеще-
ния оси ротора гироскопа и оси карданной рамы не происходит,
при этом устойчивость гироскопа при углах, близких к 90°, теря-
ется неполностью. Упоры выполнены таким образом, что после вы-
полнения «петли» с угловыми скоростями до 12 град/сек погреш-
ность прибора не превышает 4—5°.
В авиагоризонте предусмотрена сигнализация отказа питания,
реагирующая на отсутствие постоянного и переменного тока в при-
боре. Сигнализация срабатывает также в случае обрыва любой
фазы переменного тока на участке от штепсельного разъема до
коллектора гироузла и в случае обрыва не менее двух выходных
концов обмотки статора гиромотора.
Основным элементом сигнализатора является трехфазный ин-
дукционный двигатель 11, обмотки статора которого включены в
фазы прибора на участке между штепсельным разъемом и токо-
подводами коллектора гироузла (рис. 186).
На выходном валу двигателя укреплены втулка с флажком и
один конец спиральной пружины.
191
Рис 186. Электрическая схема авиагоризонта АГБ-3
Параллельно двум фазовым обмоткам двигателя включены
нормально замкнутые контакты двух реле, обмотки которых под-
ключены на штырьки штепсельного разъема, через которые пода-
ется напряжение постоянного тока 27 в.
При подаче на прибор напряжения 27 в реле срабатывают, кон-
такты их разрываются, разрывая цепи, шунтирующие обмотки
двигателя. При подаче на прибор напряжения переменного тока
по обмоткам двигателя сигнализатора протекают токи гиромото-
ра, благодаря чему двигатель развивает вращающий момент, ко-
торый преодолевает противодействующий момент пружины и уби-
рает флажок из видимой зоны лицевой части прибора. В случае
отсутствия питания прибора переменным током или обрыва фа-
зовых цепей момент двигателя становится равным нулю и под дей-
ствием пружины флажок возвращается в видимую зону лицевой
части прибора.
При отключении напряжения 27 в обмотки реле обесточатся,
их контакты замкнутся, шунтируя фазовые обмотки двигателя сиг-
нализатора. При этом токи гиромотора протекают уже не по об-
моткам двигателя сигнализатора, а в обход их. Это приводит к
потере двигателем вращающего момента, и флажок выбрасывает-
ся в видимую зону лицевой части прибора.
Для уменьшения погрешности при действии длительных одно-
сторонних ускорений (набор скорости, торможение, вираж) в при-
боре предусмотрено отключение поперечной коррекции с помощью
ВК-53РБ и продольной коррекции специальным устройством (ак-
селерометром). При выключенной коррекции прибор накапливает
погрешность со скоростью собственного ухода, равной 0,3—0,5
ерад!мин.
192
Например, при отклонении гировертикали от оси у вперед по
направлению полета с контактов и маятника поступит сигнал па
электродвигатель 3 (см. рис. 184), который создает вращающий мо-
мент на оси Х| гироскопа 14. Гироскоп начинает прецессировать в
плоскости оси х\, поворачивая платформу 7 к положению верти-
кали.
Для быстрого установления платформы 7 в положение верти-
кали служат механические маятники, цепи которых замыка-
ются через контакты кнопки, расположенной на приборной доске.
При «завале» платформы на угол больший 1,5—2° маятники
замыкают свои контакты, подавая полное напряжение на
электродвигатели 10 и 4, которые устанавливают платформу 7
вертикально с точностью до 1,5—2°. Дальнейшее установление ги-
ровертикали обеспечивается с помощью жидкостного маятника и
коррекционных двигателей.
Погрешность выдерживания вертикали при внешних возму-
щающих моментах не превышает 2,54-15 угловых минут. Погреш-
ности, вызываемые ускорениями самолета, уменьшаются за счет
выключения поперечной коррекции на виражах и продольной кор-
рекции при продольных ускорениях.
Измерители угловой скорости
Общие сведения
Определение направления и величины угловой скорости враще-
ния самолета относительно его осей необходимо для целей пило-
тирования.
В измерителях угловых скоростей применяются в качестве чув-
ствительных элементов скоростные гироскопы.
Скоростной гироскоп (рис. 187) имеет только две степени сво-
боды (относительно корпуса прибора). Причем свобода вращения
рамки относительно ее оси ограничивается пружиной ПР.
Пусть, например, самолет совершает разворот относительно оси
У с угловой скоростью Wc (без крена). Тогда к оси X рамы гиро-
скопа через подшипники будет приложена пара сил Fon, создаю-
щая момент Л1В11 внешних сил относительно оси У. Под действием
момента Л1Вц будет прецессировать ось ротора Z с угловой скоро-
стью
Момент Мни будет уравновешен гироскопическим моментом
Л1гу, когда рама гироскопа отклонится от нейтрального положе-
ния на некоторый угол а. За счет этого пружина деформируется и
создает момент Л4пр относительно оси х:
— Кпр'а-
7—3031
193
Рис. 187. Скоростной гироскоп
Рис. 188. Внешний вид указателя по-
ворота и скольжения ЭУП-53
Момент Мпр вызовет угловую скорость соу прецессии гироско-
па относительно оси У в сторону разворота самолета:
_ ^пр
“ н •
(2.30)
Момент МпР пружины уравновешивается гироскопическим мо-
ментом Мгх.
В результате появления угловой скорости <оу прецессии гиро-
скопа уменьшается момент МШ1, а угол а будет увеличиваться до
тех пор, пока не выполнится равенство
О)у = о>с.
Тогда давление подшипников на оси рамы исчезнет и прекра-
тится дальнейшее нарастание угла а. В этом случае
Fon = 0; Мвн = 0; = 0.
Из (2.29) и (2.30) угол а будет равен:
а = • ыу = • <»с> (2.31)
“пр “ пр
т. е. угол поворота оси рамы гироскопа относительно оси х пропор-
ционален угловой скорости сос разворота самолета.
В общем случае этот угол равен:
I де у — угол крена.
Из формулы (2.32) видно, что при одной и топ же угловой ско-
рости, но различных углах крена будут разные углы а отклоне-
ния оси рамы гироскопа. Для уменьшения этой погрешности на
летательном аппарате гироскоп устанавливают так, чтобы знаки
углов а и у были противоположны.
194
Демпфер Д (рис, 188) — пневматический. Он служит для га-
шения колебаний стрелки указателя поворота. Если на оси рамы
гироскопа закрепить стрелку, то можно получить прибор, указыва-
ющий угловую скорость разворота, т. е. указатель поворота. Если
же вместо стрелки закрепить щетку потенциометра, то получим
потенциометрический преобразователь угловой скорости. Послед-
ний выдает сигналы в различные автоматические системы управ-
ления.
В связи с зависимостью угла а отклонения оси рамы гироско-
па от угла у крена указатели поворота часто не имеют градуиро-
ванной шкалы и используются только как индикаторы наличия
и знака угловой скорости разворота.
При правильном вираже
где V — скорость полета; g — ускорение силы тяжести.
Отсюда, при lz=const, угол у крена и угловая скорость пропор-
циональны. Поэтому для определенной скорости V шкала указате-
ля может градуироваться в значениях углов крена. Например, для
указателя ЭУП-53 эта скорость V=500 км/ч.
Указатель поворота и скольжения
На рис. 188 представлен внешний вид указателя поворота и
скольжения ЭУП-53. Стрелка 1 кинематически связана с осью рам-
ки скоростного гироскопа, ротор которого вращается электродви-
гателем постоянного тока со скоростью 6000 об/мин. В стеклянной
изогнутой по радиусу определенной величины трубке помещен ша-
рик 2 указателя скольжения. Шарик 2 при наличии скольжения
отклоняется от центра трубки. В прямолинейном полете указатель
скольжения может служить как указатель крена (это использу-
ется для контроля исправности авиагоризонта).
Выключатель коррекции
В некоторых случаях на оси рамки гироскопа закрепляют под-
вижный контакт, замыкающий цепь сигнализации при определен-
ной угловой скорости. Для получения заданной выдержки времени
после достижения указанной угловой скорости, контакты гироскопа
управляются специальным автоматом времени. Подобный прин-
цип действия положен в основу устройства выключателя коррек-
ции В К-53 РБ (рис. 189), служащего для выключения поперечной
коррекции различных гироскопических устройств с заданной вы-
держкой времени.
Выключатель коррекции работает следующим образом. Когда
угловая скорость разворота самолета станет равной расчетной
(0,1—0,3 град/сек), подвижный контакт замыкается с одним не-
подвижным контактом (К1 или К2). При этом по управляющей
обмотке W1 электродвигателя ДИД протекает переменный ток,
7* 195
Рис. 189. Схема выключателя коррекции ВК-53РБ гироскопи-
ческих устройств
ДИД через редуктор начинает поворачивать центральный контакт
выключателя В и щетки потенциометра П.
Через 54-15 сек выключатель В замыкает цепь обмотки реле Р,
через контакты которого затем выдается сигнал на отключение
коррекции (на рис. 189 контакты реле Р не показаны).
Поворот щеток потенциометра П приводит к подаче напряже-
ния на обмотку W2 электродвигателя ДИД.
Так как магнитный поток обмотки W2 противоположен потоку
обмотки W1, то при равенстве их абсолютных величин электродви-
гатель останавливается. Выключатель В остается в замкнутом со-
стоянии.
При уменьшении угловой скорости разворота летательного ап-
парата контакты гироскопа размыкаются, обмотка W1 обесточива-
ется. За счет действия магнитного потока обмотки W2 электродви-
гатель вращается в обратном направлении, пока щетки потенцио-
метра П снова не окажутся в нейтрали. Контакты выключателя В
при этом разомкнут цепь обмотки реле Р.
Дублер авиагоризонта
На некоторых типах самолетов применяют комбинированный
прибор-дублер авиагоризонта, который содержит в себе три са-
мостоятельных прибора: вариометр, электрический указатель по-
ворота и указатель скольжения. На рис. 190 приведена шкала од-
ного из приборов ДА. Корпус прибора имеет две полости, разде-
ленные друг от друга герметической перегородкой. В одной распо-
лагается механизм вариометра, а в другой — гироузел указателя
поворота. Перегородка исключает влияние вращающегося гироуз-
ла на показания вариометра.
196
Особенности эксплуатации и методика проверки
авиагоризонтов
Недистанциоииые авиагоризонты и ука-
затели дистанционного авиагоризонта уста-
навливаются на амортизированных прибор-
ных досках пилотов в отведенных для них
гнездах.
При монтаже авиагоризонтов на само-
лете должны быть выполнены следующие
основные требования:
1) при горизонтальном положении само-
лета силуэт-самолетик должен быть сов-
мещен с искусственным горизонтом, а так-
же с неподвижным индексом указателя уг-
ла атаки (угол атаки равен нулю). В этом
положении самолета шарик указателя
скольжения должен располагаться между
Рис. 190. Вид шкалы
дублера авиагоризон-
та:
/ — шкала вариометра;
2 — шкала указателя по-
ворота; 3—стрелка ука-
зателя поворота; 4 —
указатель скольжения
центральными делениями трубки указате-
лей скольжения. Проверка правильности установки производится
при включенном питании, регулировка установки по крену произ-
водится путем разворота корпуса авиагоризонта относительно
приборной доски.
2) монтаж электропроводки должен производиться проводами,
применяемыми для монтажа сетей самолета Падение напряжения
в проводах между авиагоризонтом, ВК-53РБ и источником питания
не должно превышать 0,5 в;
3) при монтаже приборов не допускать воздушных пузырьков
в наполнителе указателя скольжения. Если воздушные пузырьки
обнаружены, их следует переместить в отросток указателя сколь-
жения, поворачивая весь прибор в сторону вращения часовой
стрелки.
Перед установкой авиагоризонтов на самолет они должны быть
проверены на работоспособность и замерены их параметры. Про-
верка производится на установках типа УПГ с использованием
специальной переносной установки для проверки авиагоризонтов
УЭПГ-1
Качество работы авиагоризонтов в наземных условиях доста-
точно точно определяется проверкой следующих параметров:
правильностью установки указателя скольжения;
временем первоначального восстановления гироскопа при за-
пуске;
временем разгона гироскопа;
погрешностью показаний авиагоризонта;
временем восстановления гироскопа из завалов по крену и тан-
। ажу на 30° под действием коррекционного устройства;
уходом гироскопа с выключенной коррекцией;
сопротивлением электроизоляции при нормальной температуре
и относительной влажности от 30 до 80%.
197
Проверка этих параметров производится по следующей ме-
тодике.
1. Проверка правильности установки указателя скольжения про-
изводится на установке УПГ с включенным питанием. Для этого
стол установки выверяют по уровню и после включения питания
прибор устанавливают так, чтобы неподвижный и подвижный ин-
дексы крена были совмещены и совпадали с линией отвеса. Непод-
вижный горизонтальный индекс, закрепленный на переднем флан-
це прибора, и линия искусственного горизонта должны также сов-
падать и быть горизонтальными. При постукивании по прибору,
находящемуся в этом положении, шарик указателя скольжения
должен находиться между центральными делениями.
2. Время первоначального восстановления гироскопа при запус-
ке определяется в следующем порядке: авиагоризонт устанавли-
вают в горизонтальном положении на поворотной установке УПГ.
Перед включением питания включают секундомер и наблюдают
за моментом прихода линии искусственного горизонта к силуэту-
самолетику, совмещенному с неподвижным индексом. Аналогично
проверяется время восстановления гироскопа при запуске непос-
редственно на самолете.
3. Время разгона гиромотора определяется одновременно с про-
веркой времени первоначального восстановления гироскопа при
запуске. Время разгона определяется с момента включения пита-
ния до момента, когда ток в фазах гиромотора достигнет рабочего
значения.
4. Погрешность показания авиагоризонтов определяется по ис-
течении 5—6 мин после включения питания. Ошибка определяется
как несовпадение силуэта-самолетика и неподвижного индекса на
переднем фланце прибора с линией искусственного горизонта при
совмещенном неподвижном индексе кренов с нулевым делением
шкалы кренов.
5. Проверка времени восстановления гироскопа авиагоризонтов
из завалов на 30° под действием коррекционного устройства про-
изводится на повторной установке УПГ.
Спустя 5—6 мин после включения питания в авиагоризонте
создают завал относительно требуемой оси на 30° и проверяют вре-
мя прихода линии искусственного горизонта к силуэту-самолетику.
6. Проверка ухода гироскопа с выключенной коррекцией произ-
водится на качающемся столе установки УПГ с углами качания
+7°, 5 и периодом качания 10— 12 сек. ,
7. Сопротивление электроизоляции проверяется при помощи
мегометра на 500 в между закороченными клеммами штепсельно-
го разъема и корпусом прибора.
Все вышеприведенные параметры должны удовлетворять тре-
бованиям, приведенным в технических описаниях или в паспорте
на проверяемый авиагоризонт.
Окончательная оценка работы авиагоризонта после монтажа на
самолете производится летчиком в полете после выполнения вира-
жей и разворотов.
198
Определение послевиражных ошибок производится следующим
образом:
1) после выполнения виража или разворота самолет необходи-
мо выравнять по тангажу при помощи вариометра и при помощи
самого авиагоризонта по крену;
2) при помощи гирополукомпаса уточнить положение самолета
по крену. Если крен имеется, то обнаружится разворот самолета
и отклонение шарика указателя скольжения. Необходимо устра-
нить крен самолета и определить ошибку авиагоризонта по крену.
Особенности эксплуатации скоростных гироскопических приборов
Скоростные гироскопические приборы устанавливают по воз-
можности ближе к центру масс летательного аппарата на специ-
альных амортизационных стойках в местах, где вибрационные
ускорения не превышают 2,5 g.
При установке их на летательном аппарате особое внимание
обращается на совмещение измерительных осей с осями, относи-
тельно которых необходимо измерять угловую скорость или угол
поворота.
Перед установкой на летательный аппарат они подвергаются
тщательной проверке по следующим параметрам:
время разгона ротора гироскопа;
чувствительность;
погрешности измерения замеряемых параметров;
электрические характеристики.
Проверку проводят на поворотной установке для проверки ги-
роскопических приборов типа УПГ с использованием электроизме-
рительных приборов (вольтметр, амперметр, милливольтметр,
миллиамперметр) и секундомера.
Время разгона ротора гироскопа проверяется по времени спа-
дания токов в фазах ротора гироскопа, что позволяет судить об ис-
правности подшипников ротора гироскопа и нормальной их смаз-
ке.
Чувствительность и погрешности определяются заданием пово-
ротному столу поверочной установки определенной угловой ско-
рости вращения. При этом с помощью секундомера засекается
время разворота стола на определенный угол. Таким образом, оп-
ределив угол и время разворота, определяют угловую скорость
разворота стола как частное от деления угла на время разворота
и сравнивают показания приборов с полученными угловой скоро-
стью и углом разворота.
Разность между ними и будет являться погрешностью прове-
ряемых приборов.
При проверке электрических характеристик измеряются потреб-
ляемый приборами ток, сопротивление изоляции (мегометром),
снимаются характеристики датчиков.
199
Глава XVIII
КУРСОВЫЕ ПРИБОРЫ И СИСТЕМЫ
Общие понятия. Классификация авиационных компасов
Курсом называется угол между плоскостью меридиана Земли
и проекцией продольной оси летательного аппарата на плоскость
горизонта. В соответствии с существованием географического и
магнитного меридианов Земли различают истинный и магнитные
курсы. Измерение курса полета самолета осуществляется с помо-
щью компасов.
В авиации применяются магнитные, гироскопические и
гиромагнитные компасы, радио- и астрокомпасы, курсовые
системы.
В общем случае они отличаются друг от друга применяемыми
в них чувствительными элементами. Исходя из взаимного распо-
ложения чувствительного элемента и указателя, авиационные ком-
пасы делятся на дистанционные и недистанционные. Блок-схема
дистанционного компаса представлена на рис. 191. В нее входит
чувствптетьный элемент, усилитель, запоминающее устройство, ди-
станционная передача, указатель курса. Запоминающим устройст-
вом является обычно гироскопическое устройство.
В недистанционных компасах отсутствуют усилители, дистан-
ционная передача и запоминающее устройство.
В магнитных компасах используются в качестве чувствитель-
ных элементов устройства типа магнитной стрелки и электрические
индукционные элементы.
Магнитные стрелки обладают свойством устанавливаться по
направлению магнитного меридиана Земли.
Электрические индукционные элементы воспроизводят вектор
напряженности магнитного поля Земли в виде вектора напряжен-
ности электромагнитного поля чувствительного элемента.
Вектор напряженности магнитного поля Земли направлен под
некоторым углом 0 наклонения к горизонту (рис. 192). Для работы
компасов используется только горизонтальная составляющая Н
напряженности поля, которая и определяет направление магнитно-
го меридиана Земли:
Н = Т cos0.
Магнитный меридиан образует с географическим угол, назы-
ваемый магнитным склонением (рис. 193). За положительное скло-
нение принимается отклонение магнитного меридиана к востоку от
Рис 191 Блок-схема дистанционного компаса
200
н
Рис. 192. Разложение век-
тора напряженности магнит-
ного поля земли
северного направления географического
меридиана, а за отрицательное — к за-
паду.
На показания компаса, установленно-
го на летательном аппарате, сильное
влияние оказывают железные массы и
электромагнитные поля, создаваемые ра-
ботой электрооборудования. Поэтому го-
ризонтальный вектор Н' результиру-
ющего магнитного поля (в месте уста-
новки чувствительного элемента на летательном аппарате) обра-
зует с магнитным меридианом угол б, называемый девиацией ком-
паса. По аналогии со склонением девиация считается положитель-
ной, если северный конец магнитной стрелки отклоняется от маг-
нитного меридиана к востоку, и отрицательной, если — к западу.
Стрелка магнитного компаса показывает так называемый «ком-
пасный» курс Т*. Таким образом, магнитный и истинный 'К,,
курсы будут равны:
Тм = Т; + 5; ’Ги = Тм + а = Т; + 2 + а. (2.34)
Недистанциопные магнитные компасы имеют чувствительный
элемент типа магнитной стрелки. Например, в компасе КП-12 (рис.
194) чувствительным элементом является пара стержневых по-
стоянных магнитов. На оси вращения стержней закрепляется кар-
тушка 2 со шкалой.
Для уменьшения сил трения в опорном подшипнике оси весь
узел чувствительного элемента с картушкой помещается в корпус
(котелок) 3, наполненный жидкостью (лигроином). Кроме того,
жидкость обеспечивает и демпфирование колебаний картушки. Ка-
мера 4, выполненная из гофрированных мембран и соединяющая-
ся с полостью корпуса, компенсирует изменения объема жидкости
при колебаниях температуры. Для отсчета углов курса на переднем
стекле компаса нанесена курсовая черта.
Рис. 194. Принципиальная
схема магнитного компа-
са КН-12:
1 — постоянный магнит; 2 — картуш-
ка; 3— корпус; 4 — компенсацион-
ная камера
201
Компасы подобного типа имеют большие девиации и поэтому
служат лишь для общей ориентировки в случае отказа компасов
других типов.
Дистанционный индукционный компас
Дистанционные магнитные компасы, применяемые сейчас, ча-
ще всего имеют электрический индукционный элемент, который
для уменьшения влияния посторонних магнитных полей устанавли-
вается в таком месте летательного аппарата, где величина этих
полей минимальна (например, в хвостовом оперении, в консоле
крыла).
В индукционном чувствительном элементе на двух параллель-
ных пермалоевых стержнях (рис. 195) помещается по одной одина-
ковой обмотке W1, которые соединены последовательно друг с дру-
гом, причем магнитные потоки Ф1 этих обмоток, создающиеся при
подведении к ним переменного напряжения, направлены встречно.
Поэтому их суммарный магнитный поток равен нулю и во вторич-
ной обмотке W2 (она охватывает сразу оба стержня) э. д. с. не
индуктируется.
Ток, протекающий в первичных обмотках, создает в сердечни-
ках переменное поле частотой со, которое периодически насыщает
сердечники. При этом магнитная проницаемость изменяется с двой-
ной частотой 2со. Таким образом, обмотки W1 и W2 служат для уп-
равления магнитной проницаемостью сердечников.
Стержни помещаются в магнитном поле земли, имеющем на-
пряженность Нз- Индукция Ва в сердечниках, обусловливаемая
напряженностью Hs, равна:
В3 = [л-Яз, (2.35)
где ц—магнитная проницаемость стержня.
Соответственно этой индукции в сердечниках возникает магнитный
поток Фа:
Ф3 = B3-S = 5-р.//3,
(2.36)
где S — площадь сечения сердечника.
При этом магнитный поток Ф3, который пронизывает вторичную
обмотку, будет изменяться с частотой изменения магнитной прони-
цаемости сердечников. Следова-
тельно, в обмотке W2 будет ин-
дуктироваться переменное на-
пряжение Ui.
Частота напряжения U2 также
в 2 раза больше, чем частота
•напряжения t/[.
Если вектор напряженности
Нз образует с осью X стержней
„ . угол il) (рис. 195), то величина
Рис. 195. Принцип действия ин- ГПГТЯВ1Я|П1ПРЙ Н У
Аукционного чувствительного эле- ^2зависит от составляющей л3Х.
мента компаса XCOS тр, направленной вдоль ОСИ А.
202
Рис. 196. Схема дистанционного компаса с индукционным
чувствительным элементом
Упрощенная схема дистанционного компаса с индукционным
чувствительным элементом приведена на рис. 196.
Чувствительный элемент компаса состоит из трех одинаковых
пар стержней, расположенных под углом 120° друг к другу на од-
ном основании. Первичные обмотки соединены последовательно,
а вторичные — звездой. Выход индукционного датчика ИД подклю-
чается к обмотке статора сельсина-приемника СП. Распределение
токов в фазах сельсина зависит от ориентации всего чувствитель-
ного элемента относительно магнитного меридиана Земли,
поэтому результирующий поток сельсина практически определя-
ет направление магнитного меридиана Земли. В роторе сельсина
индуктируется э. д. с., фаза и величина которой зависят от курса
самолета.
Напряжение с обмотки ротора сельсина через усилитель подво-
дится к электродвигателю ЭД, который вращает стрелку указате-
ля компаса и одновременно ротор СП до остановки электродвига-
теля. В этом положении стрелка указателя показывает курс са-
молета.
Основными погрешностями магнитных компасов являются де-
виации, поворотная погрешность, креповая погрешность.
Девиация (причины ее возникновения указывались ранее)
устраняется по специальной методике в процессе эксплуа-
тации.
Поворотная погрешность возникает из-за воздействия верти-
кальной составляющей: Т sin© магнитного поля Земли на чувст-
вительный элемент, плоскость которого наклонена относительно
плоскости горизонта при крене или тангаже летательного ап-
парата.
Для уменьшения этой погрешности магнитный узел датчика
компаса закрепляется в кардановом подвесе.
Креповая погрешность также появляется при наличии углов
крена или тангажа самолета, если при этом основание чувстви-
тельного элемента остается горизонтальным. Причиной ее являет-
ся воздействие одной из составляющей магнитного поля железных
масс самолета.
Для уменьшения креповой погрешности датчик компаса следу-
ет располагать вдали от магнитных масс самолета.
203
Г ирополукомпасы
Гирополукомпас обычно применяют для определения курса ле-
тательного аппарата при неустановившихся режимах полета, ког-
да магнитными компасами вследствие больших погрешностей их
показаний пользоваться нельзя.
Гирополукомпас имеет гироузел с тремя степенями свободы.
Ось ротора гироузла специальным корректирующим устройством
постоянно удерживается в горизонтальной плоскости. Как указы-
валось ранее, гироскопы из-за вращения Земли «уходят» в гори-
зонтальной плоскости со скоростью (or=(o3sin(p. Корректирующее
же устройство оказывает на гироскоп такое воздействие, что его
угловая скорость процессии становится равной по величине и про-
тивоположной по закону угловой скорости ухода сог. В том случае
если ось гироскопа будет неподвижной относительно поверхности
Земли и если ее направление известно в данный момент времени,
то в полете можно пользоваться этой осью как магнитной стрелкой.
Например, пусть самолет перемещается (вместе с гирополуком-
пасом) по дуге большого круга Земли (по ортодромии). Если при
этом непрерывно корректировать скорость процессии гироскопа
так, чтобы величина ее была равна (0r=&>3Sin<p=(i)B, то ось гиро-
скопа не будет изменять своего положения относительно дуги ор-
тодромии. Следовательно, всякое отклонение самолета от линии ор-
тодромии будет фиксироваться гирополукомпасом, т. е. он будет
показывать так называемый «ортодромический курс» фмь фиг, Ч'мз
(рис. 197).
Примером широко распространенного гирополукомпаса явля-
ется ГПК 52, схема которого изображена на рис. 198. Ось враще
нпя ротора гироскопа стабилизируется в горизонтальном положе-
нии с помощью маятниковой коррекции, аналогичной коррекции
авиагоризонтов. Жидкостный маятник ЖМ размещен на кожухе
гироскопа, а электродвигатель горизонтальной коррекции ЭДГК —
на оси внешней рамы.
При отклонении оси ротора гироскопа от горизонтальной пл о
скости маятник ЖМ включает электродвигатель ЭДГК, который,
создавая вращающий момент относительно оси внешней рамы,
обеспечивает прецессию оси ротора к горизонтальному поло-
жению.
Для ликвидации ухода оси ротора гироскопа в азимутальной
плоскости (вследствие вращения Земли и раз-
баланса гироузла) применяется электродви-
гатель ЭДАК азимутальной коррекции. При
подаче на электродвигатель ЭДАК с потен-
циометров «широта» и «поправка» соответст-
вующего напряжения электродвигатель на-
кладывает корректирующий момент М, под
действием которого гироскоп прецессирует
вокруг оси внешней рамы со скоростью вра-
Рис. 197 Ортодромия щения, равной горизонтальной составляющей
204
Рис. 198 Схема ГПК-52
скорости вращения Земли, соя sirup. Таким образом, уход шкалы
гирополукомпаса в азимутальной плоскости будет отсутствовать.
С внешней рамой гироскопа через электродвигатель ЭДРШ свя-
зана шкала ШК гирополукомпаса (при включенном ЭДРШ ось
шкалы является продолжением оси внешней рамы). Отсчет курса
производится по делению шкалы, установившемуся против индек-
са «И» на корпусе ГПК. Изменение курса самолета вызывает пе-
ремещение индекса «Я» относительно неподвижной шкалы ШК.
Электродвигатель ЭДРШ, закрепленный на внешней раме, осу-
ществляет первоначальную установку шкалы ШК на заданный
курс. Напряжение на него подается через переключатель «разво-
рот шкалы».
На оси шкалы располагаются также ротор сельсина датчика
СД курса, обмотки статора которого закреплены на корпусе при-
бора и электрически соединены с обмотками статора сельсина-
приемника СП указателя. Э. д. с. пропорциональная углу отклоне-
ния продольной оси самолета от первоначальной ортодромии, сни-
мается с обмотки ротора СП, и после усиления в усилителе У
205
подается на электродвигатель указателя. Последний вращает
стрелку (или шкалу) прибора и ротор СП до тех гор, пока напря-
жение на входе усилителя не станет равным нулю. В этом случае
вращение стрелки (или шкалы) прекратится и она покажет курс
самолета.
Гирополукомпас ГПК'52 АП одновременно является и датчиком
отклонения самолета от заданного курса. На оси внешней рамы
размещена электромагнитная муфта ЭМ; диск Д муфты не каса-
ется оси рамы. С диском Д жестко связана щетка потенциометра
(потенциометр закреплен на корпусе ГПК).
При включении муфты диск Д, а следовательно, и щетка потен-
циометра П соединяются с осью внешней рамы, поэтому в случае
отклонения самолета от заданного курса с выхода потенциометра
будет сниматься соответствующий сигнал.
При выключении муфты ЭМ диск Д отсоединяется от оси внеш-
ней рамы и с помощью арретира А устанавливается гак, чтобы
щетка находилась в центре потенциометра (на электрической нейт-
рали).
Гирополукомпасы обладают сравнительно высокой точностью.
Погрешность ухода оси ротора гироскопа у них не более
0,5—1 град!ч. Однако они обладают рядом методических и инстру-
ментальных погрешностей.
Инструментальные погрешности являются следствием несбалан-
сированности гироузла, непостоянства кинетического момента ро-
тора, наличия трений в подшипниках и т. п.
К методическим погрешностям относятся кардановая и вираж-
ная погрешности. Кардановая погрешность возникает при наличии
углов крена и тангажа (когда ось внешней рамы отклоняется от
вертикали). Причина ее—геометрические особенности конструкции
карданового подвеса. Для устранения данной погрешности необхо-
димо дополнительное устройство, обеспечивающее вертикаль-
ность оси внешней рамы. Это достигается установкой карданного
подвеса на основание, стабилизированное в плоскости горизонта.
Виражная погрешность возникает из-за работы (во время виража)
горизонтального коррекционного устройства. Для уменьшения дан-
ной погрешности эта коррекция при виражах выключается.
Особенности эксплуатации гирололукомпасов
ГПК-52 (датчик) устанавливается на рабочем столе штурмана
так, что его шкала совпадает с плоскостью стола Пульт управле-
ния монтируется на приборной доске штурмана в месте, удобном
для ввода широты места <р и наблюдения за показаниями гиропо-
лукомпаса при нажимании на ключ установки курса. Указатели
курса устанавливаются на приборных досках летчиков или в спе-
циальных кронштейнах с местной амортизацией. Остальные агре-
гаты ГПК-52 устанавливаются в приборных отсеках в местах, где
вибрационные ускорения при частотах 20—28 гц не превышают
2,5 g.
206
Перед установкой на самолет, а также в процессе эксплуатации
гиропол^компасы подвергаются проверкам. Исправность комплек-
та ГПК определяется следующими параметрами:
временем готовности к работе;
потребляемым током;
погрешностью в показаниях;
погрешностью дистанционной передачи к указателю;
угловой скоростью выключения горизонтальной коррекции.
Проверка комплекта ГПК производится на специальной уста-
новке, состоящей из поворотного стола УПГ-48 и переносной уста-
новки УПГ-52.
Время готовности ГПК-52 определяется по времени разгона ро-
тора гироскопа. Разгон ротора гироскопа фиксируется с момента
включения питания до момента установления рабочего тока в фа-
зах двигателя гироскопа.
Погрешности ГПК-52 определяются по уходу оси гироскопа в
азимуте на каждом из четырех румбов за 30 мин его работы на
подвижном основании. Уход оси гироскопа не должен превышать
±1°, а на одном из румбов допускается уход до ±2° при условии,
что суммарный уход на четырех румбах должен быть не более
±4°.
В том случае, если наблюдается односторонний уход, превы-
шающий указанные выше допуски, прибор необходимо подрегули-
ровать с помощью добалансировочного потенциометра.
Погрешность дистанционной передачи к указателю ПДК-49 оп-
ределяется как разность между показаниями гирополукомпаса и
указателя ПДК-49. Она не должна превышать ±2°.
Направление и скорость разворота шкалы ГПК-52 определяется
поворотом ручки задатчика курса вправо и влево на угол 10—15°.
При этом шкала прибора должна разворачиваться соответственно
по часовой стрелке и против часовой стрелки со скоростью
25—100 град!мин. При повороте ручки на 1204-150° (до упора)
скорость разворота шкалы должна быть не менее 180 град/мин.
Угловая скорость выключения коррекции проверяется на уста-
новке УПГ-52. Для этого выключатель коррекции закрепляется на
столе установки, а столу задается угловая скорость 0,3 град/сек.
О разрыве цепи коррекции судят по спаданию тока до нуля с по-
мощью миллиамперметра. Выключение горизонтальной коррекции
должно происходить через 3—15 сек с момента задания угловой
скорости разворота стола, равной 0,3 град!сек.
При длительной работе ГПК-52 возможна разбалансировка
троузла, выражающаяся в появлении одностороннего ухода. По-
этому перед ответственным полетом и через каждые 20—30 ч ра-
боты он повторно проверяется и при необходимости добалансиру-
ется.
Гиромагнитные и гироиндукционные компасы
В связи с тем, что ГПК обладает указанными выше погрешно-
стями, был создан ряд гиромагнитных и гироиндукционных ком-
207
Рис. 199. Блок-схема гиромагнитного компаса
пасов, в показания которых автоматически вносятся необходимые
поправки.
Например, в гиромагнитном компасе (рис. 199) гирополукомпас
непрерывно корректируется с помощью магнитного чувствительно-
го датчика с подвижной магнитной системой. Гироскоп в этом ком-
пасе является элементом, осредняющнм показания магнитного
чувствительного элемента.
Трехстепенной гироскоп (гироскоп направления) с главной
осью, стабилизированной в горизонтальной плоскости системой
горизонтальной коррекции и свободной в азимуте, выдает устой-
чивое значение курса относительно главной оси гироскопа.
Датчик курса преобразует угол в электрический сигнал. С по-
мощью механизма согласования можно воздействовать на датчик
и внести любую поправку в его выходной сигнал.
Исправленный гироскопический курс 4'г подается на указатель
п датчик рассогласования. На датчик рассогласования одновре-
менно подается с магнитного компаса значение измеренного курса.
Если показание курса ipr равно магнитному курсу, то на выходе
датчика рассогласования никакого сигнала не будет. С течением
времени гироскоп будет уходить в азимуте и в измерении курса по-
явится ошибка, т. е. Поэтому в датчике рассогласования
появится сигнал рассогласования Л1р==1)3м—ipr, который после уси-
ления в усилителе будет подан на двигатель механизма согласова-
ния. Механизм согласования вследствие этого вносит поправку в
датчик курса так, чтобы гироскопический курс стал равным маг-
нитному.
Магнитный компас при наличии ускорений дает неправильные
показания.
В прямолинейном полете из-за рыскания самолета ускорения
и ошибки магнитных компасов кратковременны и переменны по
знаку. Благодаря малой скорости коррекции кратковременные
ложные показания магнитных компасов не проходят на указатель.
На виражах, когда магнитные компасы выдают длительные непра-
вильные показания, коррекция выключается.
Для быстрого согласования показания указателя с магнитным
курсом (для быстрого устранения ошибки после включения при-
бора) имеется специальная кнопка.
208
При нажатии на кнопку происходит изменение передаточного
отношения редуктора механизма МС и скорость коррекции возра-
стает с 2—4 град/мин до 20 град/мин.
В гиропндукционных компасах для коррекции показаний гпро-
полукомпаса используются индукционные датчики.
Примером гиромагнитного компаса может служить ДГМК-7, а
гироиндукционного — ГИК-1.
Дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-7
Дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-7 представляет
собой сочетание дистанционного магнитного компаса с гирополу-
компасом, что позволяет исключить недостатки как магнитного
компаса (его нестабильность в показаниях курса), так и гирополу-
компаса (невозможность определения курса самолета длительное
время). ДГМК-7 предназначен для измерения магнитного курса
и углов разворота самолета и выдачи их к потребителям
ДГМК-7 состоит из следующих основных агрегатов (рис. 200):
датчика магнитного курса ПДК-3, предназначенного для опре-
деления и выдачи курса на гироагрегат для его осреднения:
гпроагрегата, представляющего собой гирополу компас, пред-
назначенного для осреднения измеренного магнитным датчиком
курса и выдачи его на указатель штурмана;
указателя штурмана, предназначенного для указания магнитно-
го курса, устранения остаточной девиации и ввода склонения п вы-
дачи инстинного курса на указатель курса летчику и в другие по-
требители;
усилителя У;
двух кнопок ускоренного согласования;
выключателя коррекции ВК-53РБ.
Для рассмотрения принципа работы ДГМК-7 воспользуемся
его принципиальной схемой, изображенной на рис 201.
Магнитный датчик представляет собой свободно подвешенную
пару магнитов, на оси вращения которой укреплены две диамет-
рально расположенные щетки кругового потенциометра. Сам по-
тенциометр жестко связан с корпусом датчика и электрически
соединен с круговым потенциометром гироагрегата. Круговой по-
тенциометр гпроагрегата жестко укреплен на оси внешней рамки
гирополукомпаса и запитывается переменным током 27 в частотой
400 гц, а щетки его соединены через редуктор и двигатель отра
ботки и укреплены на корпусе гироагрегата.
Круговые потенциометры датчика и гпроагрегата ориентирова-
ны друг относительно друга так, что при их согласованном состо-
янии напряжение на щетках потенциометра магнитного датчика
равно нулю (рис. 201).
При изменении курса самолета щетки будут перемещаться от-
носительно потенциометров на одинаковые углы, в результате че-
го потенциометры останутся согласованными, но в их соединитель-
ных проводах произойдет перераспределение токов. Это приведет
к тому, что электромагнитный поток, создаваемый этими токами,
299
Рис. 200. Принципиальная схема ДГМК-7
в статорной обмотке сельсина указателя штурмана повернется на
угол, равный изменению курса, и станет наводить э. д. с. в обмот-
ке ротора сельсина. Снятый с обмотки ротора сельсина электриче-
ский сигнал после усиления поступает на управляющую обмотку
двигателя отработки, который, отрабатывая ротор сельсина до ис-
чезновения на его обмотке сигнала, развернет стрелку указателя
штурмана на угол, равный изменению курса. Таким образом, при
изменении курса самолета стрелка указателя штурмана все время
будет показывать текущий курс самолета.
Гироскоп гирополукомпаса в азимуте не корректируется. По-
этому при его уходе потенциометр гироагрегата будет рассогласо-
вываться с потенциометром магнитного датчика, на щетках кото-
рого появится разность напряжений. Эта разность напряжений,
усиленная в усилителе поступает па
управляющую обмотку двигателя
согласования потенциометров, кото-
рый начнет вращать через редуктор
щетки потенциометра гироагрегата
до тех пор, пока потенциометры
магнитного датчика и гироагрегата
не согласуются. При этом перерасп-
ределения токов в соединительных
проводах не произойдет, т. е. пока-
зания курса будут неизменными.
Здесь происходит отработка ухода
оси гироскопа гироагрегата в ази-
муте, т. е. учет его видимого дви-
жения в горизонтальной плоскости.
Электрическое поле
потенциометра
олуш
К усилителю
Рис. 201.
круговых
датчика
Схема соединения
потенциометров
и гироагрегата
ДГМК-7
210
Рис. 202. Кинематическая схема указателя штурмана УШМ;
1 — стрелка; 2 — кремальера; 3— зубчатый сектор; 4, 5, 6, 9, 16 — оси; 7 —
рычаг; 8 — ролик; 10— магнесин-датчик; 11 — потенциометрический датчик;
12 — сельсин-прнемннк; 13, 14, 17, 18, 19 — шестерни; 15 — малоинерционный
двигатель ДИД; 20— каретка; 21— планка; 22—поводок; 23, 24— тяги;
25 — лекальная лента; 26 — девиационные вииты; 27 — шкала неисправленного
курса
В полете магниты магнитного датчика могут колебаться. Это
будет приводить к колебаниям стрелок указателей курса (будет
наблюдаться нестабильность показаний). Для устранения этого недо-
статка, т. е. для сглаживания показаний курса, передаточное отно-
шение редуктора гироагрегата выбирается очень большим (поряд-
ка 79 000—12 000). Благодаря этому колебания магнитов датчика,
т. е. периодические рассогласования потенциометров, отрабаты-
ваться будут с очень малой скоростью, достаточной лишь для со-
гласования потенциометров при уходе гироскопа в азимуте, и ко-
лебания стрелок указателей курса наблюдаться не будут. В этом и
заключается сущность сглаживания (осреднения) измеряемого
магнитным датчиком курса самолета.
При таком большом передаточном отношении редуктора гиро-
агрегата рассогласование потенциометров, которое может дости-
гать в момент запуска компаса значительной величины, отрабаты-
ваться будет очень долго. Поэтому в компасе предусмотрены ме-
ры ускоренного согласования. При нажатии кнопки К ускоренного
согласования, срабатывает соленоид С и переводит редуктор с
большого передаточного отношения на малое и скорость согласо-
211
ванпя с 1,5—4,5 град!мин переключается на скорость не менее
16 град! сек.
Указатель штурмана указывает истинный курс и углы разво-
рота самолета, кроме того, он позволяет определить неисправлен-
ный курс. Наряду с этим указатель штурмана содержит датчики
истинного курса и углов разворота для повторителей и других по-
требителей на самолете.
На рис. 202 изображена кинематическая схема указателя штур-
мана УШМ.
Напряжение рассогласования между потенциометром гироагре-
гата и сельсин-приемником 12, возникшее на роторной обмотке по-
следнего, после усиления приводит во вращение ось малоинерци-
онного двигателя (ДИД) 15. Через шестерни 17, 18 и 19 вращение
передается каретке 20, которая посредством тяги 23 вращает стрел-
ку 1, а посредством тяги 24 и зубчатого сектора 3— шкалу неисп-
равленного курса 27. Вращение, кроме того, передается на ротор
магпесьн-датчика 10, щетки потенциометрического датчика 11 (по
средством шестерни 19), рычаг 7 с роликом 8 (посредством повод-
ка 22) и ротор сельсин-приемника 12 (посредством зубчатого сек-
тора 3, шестерен 13 и 14).
После отработки ДИД 15 ротора сельсин-приемника в нулевое
положение на этот же угол будут повернуты стрелки 1 и шкала
27. Против стрелки 1 по наружной шкале отсчитывается истинный
курс самолета, а против индекса в окошечке по шкале 27 — неисп-
равленный магнитный курс.
Исправление его производится на девиацию и магнитное скло-
нение.
Рассмотрим более подробно метод устранения остаточной деви-
ации инструментальных погрешностей и ввод поправки на магнит-
ное склонение.
Остаточная девиация и инструментальные погрешности устра-
няются в указателе штурмана на 24 курсах 0,15, 30, 45° и т. д. с
помощью лекального устройства.
Лекальное устройство состоит из тонкой гибкой ленты 25, ук-
репленной в хомутиках на винтах 26, выведенных на лицевую часть
указателя штурмана. Винты расположены против делений шкалы
курсов соответственно 0,15, 30° и т. д. По ленте при изменении кур-
са самолета катится ролик 8, связанный кинематически с ротором
сельсина и шкалой компасных курсов (видна в окошечке шкалы).
Установив самолет на один из заданных курсов, сверяют пока-
зания компаса и, если они не равны заданному курсу, то с помо-
щью отвертки поворачивают винт лекального устройства, распо-
ложенный против стрелки курсов, до тех пор, пока показания
компаса не станут равны заданному курсу. Так поступают после-
довательно на каждом курсе 0,15, 30° и т. д.
При вращении винтов 26 лекального устройства происходит
изгиб ленты 25, воспроизводящей график поправок на остаточную
девиацию и инструментальные погрешности. При изменении са-
молетом курса ролик, катясь по ленте, будет повторять ее изгиб.
212
При этом его движения относительно фланца будут передаваться
на ротор и шкалу компасных курсов. В результате поворота ро-
тора сельсина в его обмотке будет наводиться э. д. с., которая
после усиления, поступит на управляющую обмотку двигателя
отработки; двигатель отработки начнет отрабатывать этот сиг-
нал рассогласования, одновременно вводя поправку в показания
курса и возвращая в исходное положение шкалу компасных кур-
сов. Выдача магнитных курсов на повторители и к потребителям
производится с помощью магнесинного датчика 10 и кругового
потенциометра II.
Ввод поправки на магнигное склонение производится кремаль-
ерой 2 по шкале магнитных склонений, нанесенной на фланце ука-
зателя штурмана. При вращении кремальеры поворачивается
относительно стрелки шкала магнитных курсов, статор датчика
магнесина и щетки кругового потенциометра на величину магнит-
ного склонения, в результате по шкале прочтем истинный курс,
а датчики курса выдадут на повторители и к потребителям так-
же истинный курс.
Выключение коррекции на виражах производится выключа-
телем коррекции ВК 53РБ При установившейся угловой скоро-
сти разворота, большей чем 0,3 град!мин, ВК-53РБ подает сигнал
на реле, расположенные в гироагрегате, которое, срабатывая, раз-
рывает цепь согласования потенциометров и цепь горизонтальной
коррекции гироскопа. При этом ДГМК-7 переходит в режим ра-
боты ГПК-
Основными техническими характеристиками ДГМК-7 являются;
погрешность в определении истинного курса:
а) по указателю штурмана ±1°;
б) по повторителям ±4°;
виражная погрешность в процессе разворота с креном 30° и
угловой скоростью 1—1,5 град!сек не более 10°;
время готовности компаса не более 3 мин;
скорость согласования магнитного датчика с указателями
курса;
при нормальном согласовании 1,5—4,5 град!мин;
при ускоренном согласовании—12—16 град!сек;
потребляемая мощность:
а) по постоянному току 250 вт;
б) по переменному току ПО во;
общий вес агрегатов компаса 17,5 кг.
Дистанционный гироиндукционный компас ГИК-1
Дистанционный гироиндукционный компас ГИК-1 представля-
ет собой сочетание дистанционного индукционного компаса с ги-
рополукомпасом, что позволяет повысить стабильность показаний
измеряемого курса.
ГИК-1 предназначен для определения магнитного курса, уг-
лов разворота самолета и в комплекте с автоматическим радио-
213
полукомпасом АРК-54 — магнитного пеленга и курсовых углов на
радиостанцию, необходимых для выполнения захода на посадку
по системе ОСП.
В комплект ГИК-1 входят индукционный датчик, гироагрегат,
усилитель, коррекционный механизм, указатель курса летчика ти-
па УГР-1, указатель курса типа ПДК-49, соединительная короб-
ка и кнопка быстрого согласования.
Индукционный датчик, коррекционный механизм и канал уси-
ления усилителя системы отработки представляют собой дистан-
ционный индукционный компас. В коррекционном механизме
предусмотрено лекальное устройство для устранения остаточной
девиации и инструментальных погрешностей и круговой потенцио-
метр для связи коррекционного механизма с гироагрегатом.
Гироагрегат служит для осреднения вырабатываемого в кор-
рекционном механизме магнитного курса и он по своей конструк-
ции и принципу работы такой же, как и в ДГМК-7.
Осредненный в гироагрегаге магнитный курс передается на
указатель летчика УГР-1 с помощью следящей системы.
При изменении самолетом курса потенциометр УГР-1 рассог-
ласовывается с потенциометром гироагрегата и сигнал рассогла-
сования, снимаемый со щеток потенциометра УГР-1 и усиленный
в усилителе, поступает на управляющую обмотку двигателя отра-
ботки, который, отрабатывая потенциометр УГР-1 в согласованное
состояние, будет поворачивать шкалу со стрелкой на угол измене-
ния курса.
Таким образом, по шкале и индексу на фланце указателя мож-
но прочесть курс самолета.
Разворот шкалы относительно неподвижного индекса при из-
менении курса самолета сделан так, чтобы воспроизвести истин-
ную картину разворота самолета, так как при этом шкала будет
вращаться в ту же сторону, в какую разворачивается самолет.
На шкале указателя УГР-1 имеется подвижная двойная стрел-
ка, которую можно вращать с помощью кремальеры, задавая
курс полета самолета.
Указатель УГР-1 является сдвоенным. В нем, кроме системы,
показывающей магннтний курс, имеется показывающая система
радиополукомпаса, связанная дистанционно сельсинной передачей
с рамкой радиополукомпаса АРК’54. Это позволяет определять
по шкале указателя не только магнитный курс, но и магнитный
пеленг, а также курсовые углы на радиостанцию, необходимые
для выполнения захода на посадку по системе ОСП.
На рис. 203 показана лицевая сторона УГР-1. Подвижная шка-
ла 4 компаса разбита на 360° с оцифровкой через 30°. Цена деле-
ния 1°. Магнитный курс отсчитывается по верхнему треугольному
индексу 2, нанесенному на фланце прибора 3. Стрелка курсозадат-
чика 7 устанавливается кремальерой 6 на заданный курс по шка-
ле магнитных курсов 4. Подвижная стрелка, связанная с АРК,
дает возможность определить магнитный радиопеленг и курсовой
угол на радиостанцию.
214
Рис. 203. Лицевая сторона указа-
теля УГР-1:
1 — шкала КУР; 2, 5 — индексы; 3 —
фланец; 4 — шкала магнитных курсов;
6 — кремальера; 7 — стрелка курсоза-
датчика
Прямой МРП отсчитывается
по шкале 4 против конца удли-
ненной стрелки, обратный — по
укороченному концу.
Курсовой угол на радиостан-
цию отсчитывается по шкале
КУР 1, нанесенной на фланце
прибора. Начало отсчета обозна-
чено верхним треугольным индек-
сом.
Совмещение указателей АРК
и магнитного курса облегчает по-
лет на радиостанцию (от радио-
станции), привод самолета к аэ-
родрому и совершение предпоса-
дочного маневра («коробочки»).
При полете на радиостанцию,
если самолет находится точно на
линии заданного маршрута, КУР
равен нулю, а магнитный курс
равен Л1РП. Иными словами, стрелки АРК и курсозадатчика сов-
падают и находятся против неподвижного индекса.
При появлении бокового ветра, сносящего самолет с линии
маршрута по шкале КУР отмечается изменение направления по-
лета. Для выдерживания заданного направления необходимо раз-
вернуть самолет на некоторый угол (угол сноса) до совмещения
стрелки курсозадатчика со стрелкой АРК. При этом совмещенные
стрелки покажут на шкале 1 величину угла сноса.
Для привода самолета к аэродрому для посадки курсозадат-
чик устанавливают на курс взлетно-посадочной полосы и затем
выводят самолет на трассу посадочной полосы. Для этого необ-
ходимо разворачивать самолет до совмещения стрелки АРК со
стрелкой курсозадатчика.
Для облегчения слепой посадки на фланце прибора 3 через
каждые 90° нанесены треугольные индексы 5 и деления через 6°,
соответствующие значениям КУР, при которых следует по инст-
рукции начинать 2, 3 и 4-й развороты.
При пролете приводной радиостанции через определенное ин-
струкцией время совершают разворот на 90°. Полет после первого
разворота продолжают до тех пор, пока КУР не станет равен за-
данному (по шкале /). Тогда начинают второй разворот на 90° и
летят с курсом, обратным посадочному. Аналогичным образом со-
вершают при заданных КУР третий и четвертый развороты, обес-
печивая вывод самолета на посадочную полосу.
Таким образом, дистанционный гироиндукционный компас
ГИК-1, работающий с указателем УГР-1, обеспечивает не только
навигацию, но и пилотирование при заходе на посадку.
Основными техническими характеристиками ГИК-1 являются:
погрешность в определении магнитного курса на более ±1,5°;
215
послевиражная погрешность на каждую минуту разворота не
более 0°,5;
погрешность в показаниях Л4РП не более ±3,5°;
время готовности компаса к работе не более 3 мин;
потребляемая мощность компаса с ВК 53РБ не более 85 ва;
вес агрегатов компаса не более 10,5 кг.
Особенности эксплуатации ДГМК-7 и ГИК-1
Все агрегаты компасов устанавливаются в таких местах само-
лета, где вибрационные перегрузки не превышают 4 g при частоте
вибраций от 12 до 80 гц. Датчики компасов устанавливаются в ме-
стах, где искажение горизонтальной составляющей магнитного
поля Земли минимально и постоянно для данного типа самолета.
Наиболее подходящим местом для установки датчиков является
консоль крыла или хвост самолета.
Крепежные детали датчиков (кронштейны, болты, гайки, шпиль-
ки п т. д.) должны применяться из немагнитных материалов.
Датчик устанавливается на самолете так, чтобы нанесенная на его
корпусе стрелка была расположена в сторону полета и была па-
раллельна продольной оси самолета.
Указатель штурмана УШ и одна кнопка ускоренного согласова-
ния устанавливается на приборной доске штурмана, а указатели
летчиков и вторая кнопка ускоренного согласования — на прибор-
ной доске летчиков. Усилители и выключатели коррекции устанав-
ливаются в удобном .месте самолета (вертолета), где обеспечивает-
ся свободный к ним доступ и достаточная вентиляция.
Провода, соединяющие между собой агрегаты, группируют в от-
дельный жгут и помещают в экранизирующую оплетку, которую
в двух противоположных концах тщательно соединяют с массой
самолета.
Установив агрегаты компаса на отведенных местах и соединив
их электрическими проводами, тщательно проверяют правильность
монтажа.
До и после каждого полета самолета обязательно проверяется
внешний вид всех агрегатов (убеждаются, что пет видимых повре-
ждений) и работоспособность компаса.
Работоспособность компаса проверяется при нажатой кнопке
согласования. Постоянным магнитом необходимо плавно развер-
нуть результирующее магнитное поле на 360° и наблюдать за хо-
дом стрелок по указателям курса — стрелка должна двигаться без
рывков и колебаний.
Перед установкой па самолет, в процессе эксплуатации п при
выполнении регламентных работ проверяют:
погрешности потенциометрических передач;
нормальную и большую скорость согласования;
скорость ухода оси гироскопа в азимуте;
погрешности указателей курса;
электрические параметры.
216
Проверку проводят с помощью переносной поверочной установ-
ки УПК-4 как поагрегатно, так и всего комплекта в целом по инст-
рукции, прилагаемой к установке.
Устранение магнитной девиации компасов проводится не менее
чем один раз в три месяца. При смене оборудования самолета или
при особо ответственных полетах независимо от сроков устранения
девиации она снова проверяется п устраняется. Проверка и устра-
нение девиации производится инженерно-техническим составом под
руководством штурмана самолета, на площадках, специально от-
веденных для этих целей.
Астрономические компасы
Элементы небесной сферы и координаты светил
В астрономии звездное небо изображается в виде окружающей
наблюдателя вращающейся небесной сферы произвольного ради-
уса, на внутренней поверхности которой расположены звезды. От-
весная линия пересекает сферу в точках Z (зенит) и Zi (надир).
Плоскость, перпендикулярная отвесной линии ZZ\, называется
истинным горизонтом.
Небесная сфера вращается вокруг оси мира РР\ (рис. 204)
точки Р и Р\—северный и южный полюсы мира. Большой круг
PZPZi называется небесным меридианом или мери-
дианом наблюдателя. Он пересекает истинный горизонт в
двух точках: N — точке севера п S — точке юга. Точки Е и W— точ-
ки востока и запада.
За направление вращения небесной сферы принято кажущееся
направление вращения небесных светил, когда наблюдатель на-
ходится на Земле. В действительности же вращается Земля. По-
Рис. 204. Системы небесных координат:
а — горизонтальная: h — высота светила, А — азимут
светила; б — экваториальная система координат: б — скло-
нение светила; t— часовой угол светила; а — прямое вос-
хождение светила
217
ло/кение светила на небесной сфере можно определить двумя коор-
динатами. Применяются две системы небесных координат: гори-
зонтальная и экваториальная.
В горизонтальной системе координатами светила С яв-
ляются высота светила h и азимут светила А.
Из рис. 204, а видно, что высота светила h есть угловое рассто-
яние светила С от горизонта; определяется дугой СК, стягиваю-
щей угол КОС между плоскостью истинного горизонта и направ-
лением на светило. Изменяется она от 0 до ±90°. Положительное
направление — северное.
Азимут светила А есть угол между плоскостью мериди-
ана наблюдателя и плоскостью, проходящей через отвесную линию
ZZ\ и светило С. Эта плоскость называется вертикалом све-
тила. Азимут определяется дугой NESK, характеризующей по-
ложение вертикала светила С относительно меридиана наблюда-
теля. Изменяется от 0 до 360°, отсчитывается от точки севера N
в восточном направлении.
Иногда вместо высоты светила измеряют зенитное расстояние
светила ZC, обозначаемое буквой Z, причем Z=90°—h.
Вследствие вращения небесной сферы каждое светило описыва-
ет малый круг вокруг оси мира в течение суток. Эти круги назы-
ваются небесными параллелями.
Особенностью горизонтальных координат является то, что они
непрерывно и притом неравномерно (непропорционально времени)
изменяются в течение суток.
В экваториальной системе координатами светила С явля-
ются склонение светила б и часовой угол светила t.
На рис. 204, б показана экваториальная система координат.
Плоскость проходящая через центр сферы и перпендикулярная
оси мира, называется небесным экватором. Большой круг,
проходящий через ось мира и светило, называется кругом
склонения светила.
Склонением светила б называется угол между плоско-
стью небесного экватора и направлением на светило. Изменяется
от 0 до ±90°; положительное направление северное.
Часовым углом светила называется угол между плоско-
стью меридиана наблюдателя и плоскостью круга склонений.
Изменяется от 0 до 180°, отсчитывается от точки юга небесного
экватора Q в западном и восточном направлениях.
Положение круга склонения светила может быть определено я
относительно точки весеннего равноденствия. Дуга уа называется
прямым восхождением светила и обозначается буквой а.
Как склонение, так и прямое восхождение светила не изменя-
ются при вращении небесной сферы, а часовой угол изменяется
пропорционально времени.
В сферической тригонометрии имеются формулы, устанавли-
вающие функциональную связь между координатами Айк гори-
зонтальной системы и координатами б, t и а экваториальной си-
стемы.
218
Как уже отмечалось, видимое движение светил по небесной
сфере происходит с востока на запад по небесным параллелям.
Наблюдателю, находящемуся в средних шпротах, кажется, что
светила движутся по параллелям, наклоненным к плоскости истин-
ного горизонта. С экватора светила кажутся движущимися по
параллелям, перпендикулярным плоскости горизонта, а с полюса—
по кривым, параллельным плоскости экватора, т. е. по параллелям.
Высота светила достигает максимальной величины на мери-
диане наблюдателя; эта высота называется меридиональ-
ной, а место светила на меридиане—верхней кульмина-
цией светила; противоположная точка называется нижней
к у л ь м и н а ц и е й.
При измерении времени различают звездное и солнечное время.
Звездным временем называется часовой угол точки ве-
сеннего равноденствия. Единицей звездного времени являются
звездные сутки, которые равны промежутку времени между двумя
последовательными верхними кульминациями точки весеннего рав-
ноденствия. Звездное время отсчитывается от южной точки небес-
ного экватора к западу вдоль экватора. Звездное время обознача-
ется буквой 5 и равняется S = a-H, где а — прямое восхождение
звезды, a t — часовой угол светила. Звездное время позволяет
определять положение всех небесных светил относительно небесно-
го меридиана места и горизонта.
В обыденной жизни людям удобнее пользоваться солнечным
временем, так как оно связано с чередованиями дня и ночи.
Солнечным (истинным) временем называется часовой угол
Солнца. Истинными солнечными сутками является промежуток вре-
мени между двумя последовательными верхними кульминациями
центра Солнца. За начало истинных солнечных суток принимает-
ся полдень. Сутки (как звездные, так и солнечные) делятся на
часы, минуты и секунды.
Непостоянство продолжительности истинных суток не позво-
ляет использовать их в качестве единицы времени. Поэтому на
практике пользуются средним солнечным временем, которое изме-
ряется часовым углом «среднего Солнца», т. е. в предположении
равномерного движения Солнца по небесному экватору в том же
направлении, в котором «истинное Солнце» движется по эклиптике.
Средние сутки равны промежутку времени между двумя после-
довательными одинаковыми кульминациями среднего Солнца. На-
чалом средних суток местного времени условились считать пол-
ночь. Так как местное время меняется от меридиана к меридиану,
то во всех странах принят поясной счет времени.
В Советском Союзе поясной счет времени был узаконен декре-
том Совета Народных Комиссаров в 1919 г., по которому земной
шар делится на 24 пояса. Для каждого пояса, величиной в 15° илн
1 ч, установлено единое среднее время, соответствующее местно-
му времени на центральном меридиане данного пояса. За нулевой
пояс принят пояс, в котором расположена Гринвичская обсервато-
рия (Англия).
219
Поясное время Тп связано с нулевым (гринвичским) време-
нем Тц, соотношением Tn=Trp-}-N, где А — номер пояса.
Из экономических соображений по декрету Совета Народных
Комиссаров СССР от 16 июня 1930 г. стрелки часов на всей тер-
ритории Советского Союза были переведены на 1 ч вперед. Новое
время получило название декретного времени Тл.
Таким образом, 7'д=7'п4-1 ч.
В авиационных астрономических компасах истинный курс са-
молета НК определяется путем решения уравнения
ИК = А±КУ,
где Л — азимут светила; КУ — курсовой угол, равный углу
между продольной осью самолета и плоскостью вертикала светила.
Определение курсового угла производится путем пеленгования
светила, которое может осуществляться с помощью механических
устройств или автоматически.
Азимут светила можно взять из таблиц или определить с по-
мощью счетно-решающих устройств.
Горизонтальные астрокомпасы
В горизонтальных астрокомпасах (рис. 205) для определения
истинного курса решается уравнение
Т„ = А-Тс,
где Vn — истинный курс самолета; Чтс — курсовой угол светила
(угол между продольной осью самолета и плоскостью вертикали
ZCZ7).
Азимут светила А вычисляется с помощью специального кине-
матического вычислителя-сферанта (рис. 206). Для этого в вычи-
слитель вводятся значения широты <р места, местного часового уг-
та t и склонения 6 светила (т. е. вводятся значения дуг СК и KS
(рис. 204). Местный часовой угол равен:
t — /гр ~4~1,
где /Гр — часовой угол светила на меридиане Гринвича, л — дол-
гота места нахождения самолета.
Углы 6 и /Гр находятся по авиационному астрономическому
ежегоднику (ААЕ).
Сферант работает следующим образом. С помощью специаль-
ных устройств (вручную) рамка РШ поворачивается относительно
оси ef на угол <р широты места. Этим определяется положение
вершины Z сферического треугольника P^ZC и дуги PMZ.
Ось кОРм поворачивается на угол, равный местному часовому уг-
лу / светила. Одновременно с осью hOPM через шток ШС склоне-
ний поворачивается дуга азимута (ДА), что определяет положение
дуги PVC сферического треугольника. В свою очередь шток скло-
нений ШС при этом перемещается в пазе дуги на угол склонений
светила. Происходит дополнительный поворот дуги ДА так, что
220
Рис. 205. Курсовые углы
самолета, определяемые го-
ризонтальным астрокомпа-
сом
Рис 20G. Кинематический вычис-
литель-сферапт
сторона РЯС треугольника поворачивается относительно точки С
и занимает положение АС.
Таким образом осуществляется построение сферического треу-
гольника CPNZ, из которого определяется величина угла PZC, т. е.
угол азимута светила А. Сигнал, пропорциональный углу А, вы-
дается с выхода обмотки статора сельсина-датчика СД. Ротор
сельсина СД закреплен на оси OZ дуги ДА. Так как часовой угол
t непрерывно изменяется во времени, то дальнейшая отработка его
производится с помощью часового механизма, который вращает
ось hOPM с угловой скоростью <оэ вращения Земли.
Измерение курсового угла светила (Солнца) производится сле-
дящей системой (рис. 207) с фотоголовкой. Фотоголовка имеет два
Рис. 207. Схема измерения курсового угла светила
221
фотоэлемента 1 и 2, повернутых светочувствительными слоями в
противоположные стороны. Между собой фотоэлементы соединены
по дифференциальной схеме.
При неодинаковой освещенности фотоэлементов на входе уси-
лителя У1 появится сигнал (в виде напряжения), который после
усиления выдается на электродвигатель Д1. Последний поворачи-
вает фотоголовку и ротор сельсина-датчика СД курсового угла
Чгс светила. При этом лучи светила должны падать параллельно
плоскостям обоих фотоэлементов. Таким образом, с обмоток стато-
ра сельсина СД выдается электрический сигнал, пропорциональный
углу Ус. На обмотки статора дифференциального сельсина СДС,
ротор которого был повернут ранее на угол А с помощью вычисли-
тельного устройства. В результате этого с обмотки РДС ротора
сельсина ДС снимается сигнал напряжения, пропорциональный
разности углов Уи—А—Ус.
С обмотки ротора сельсина-приемника СП напряжение сигнала
УИ=А—Ус подводится к усилителю У2 и после усиления — к
электродвигателю Д2.
Электродвигатель устанавливает ротор сельсина СП в согласо-
ванное положение и одновременно поворачивает стрелку указа-
теля истинного курса Уп.
В схеме данного астрокомпаса имеются элементы, уменьшаю-
щие креновые ошибки, и элементы путевой коррекции. Последние
обеспечивают применение астрокомпаса для выполнения полета
по ортодромии.
Горизонтальным астрокомпасом является ДАК-ДБ.
Дистанционный астрокомпас ДАК-ДБ представляет собой по-
луавтоматическое устройство, предназначенное для периодического
определения истинного курса самолета в любой точке маршрута
или непрерывного выдерживания в полете заданного угла ортодро-
мии по Солнцу, т. е. ведения самолета по заданной ортодромии.
Астрокомпас ДАК-ДБ может работать в комплексе с перископи-
ческим секстантом СП-1, автоштурманом, навигационным коорди-
натором, радиополукомпасом (типа АРК-5) и курсовой системой.
Применение астрокомпаса в комплексе с СП-1 дает возмож-
ность определять истинный курс самолета в ночных условиях, ког-
да с помощью перископического секстанта производится визуаль-
ное пеленгование Луны, планет или звезд, а механизмы астроком-
паса используются как счетнорешающее устройство для вычисле-
ния значений азимута пеленгуемого светила и выдачи истинного
курса. При работе в системе автоштурмана, навигационного
координатора и радиополукомпаса он используется как датчик ис-
тинного курса самолета. При совместной работе с КС он исполь-
зуется в качестве корректора КС.
В комплект ДАК-ДБ входят:
вычислитель азимута;
датчик курсовых углов, с помощью которого происходит авто-
матическое пеленгование Солнца и, следовательно, определение
курсового угла на Солнце;
222
переходный блок, служащий для связи ДАК-ДБ с КС и други-
ми потребителями курса;
блок усилителей, служащий для усиления сигналов следящих
систем и для вычисления истинного курса;
путевой корректор, обеспечивающий полет по заданной артодро-
мии.
Особенности эксплуатации ДАК-ДБ
Все агрегаты астрокомпаса рекомендуется устанавливать в
таких местах самолета, где виброперегрузки не превышают 1,5 g
при частоте вибраций от 16 до 80 гц.
Датчик курсовых углов устанавливается вверху фюзеляжа, в
месте с открытым обзором всей верхней полусферы, где нет затем-
нений лучей Солнца, частями самолета на различных курсах и при
кренах самолета до -|-10о.
При установке датчика курсовых углов на самолете его ориен-
тируют так, чтобы его курсовая черта (стрелка, нанесенная на по-
верхность прижимного кольца) совпадала с направлением про-
дольной оси самолета и была направлена в сторону полета. При
креплении датчика КУ к фюзеляжу добиваются по возможности
горизонтальности крепежной площадки в режиме горизонтального
полета на крейсерской скорости. В целях герметизации датчик КУ
крепят к фюзеляжу самолета через резиновую прокладку по кон-
туру крепежной поверхности.
Блок усилителей устанавливается в горизонтальном положении
в произвольном месте кабины самолета, позволяющим вынимать
блок усилителей из его кожуха при проверках.
Вычислитель устанавливается в горизонтальном положении
вблизи рабочего места штурмана с таким расчетом, чтобы было
удобно пользоваться установочными рукоятками и отсчетными
шкалами. Для пользования астрокомпасом в ночное время
используют подсветку лицевой панели вычислителя лампочками
УФО.
Путевой корректор устанавливается вблизи рабочего места
штурмана на приборной доске или на отдельном амортизированном
щитке. В ночных условиях он также освещается лампочками УФО.
После установки и монтажа всех агрегатов астрокомпаса на са-
молете необходимо проверить правильность электрических соеди-
нений, произвести юстировку нулевого положения сельсинной си-
стемы и устранить установочную погрешность.
Так как астрокомпас выпускается с завода с отъюстированным
нулевым положением сельсинной системы на указатель СУШ-7, то
при использовании других указателей необходимо отъюстировать
нулевое положение сельсинной системы.
Юстировку выполняют при курсовом угле, равном нулю, когда
светило расположено вдоль продольной оси самолета. При этом
фотоголовка ориентирована по направлению стрелки на прижим-
ном кольце ДКУ. Юстировку, как правило, выполняют с
223
использованием осветителя с параллельным пучком света с точно-
стью не ниже ±1°.
Установочную ошибку ДКУ определяют или с помощью девиа-
ционного пеленгатора, как у магнитных компасов, или по небесным
светилам (Солнцу, Луне, звездам).
Устранение установочной ошибки производится следующим об-
разом: вынимают блок усилителя из кожуха и снимают кожух блока
отработки, затем включают питание прибора и нажимают 4—5 раз
кнопку подзавода часов. Далее освобождают стопорные винты на
втулке шестерни, сидящей на валу сельсина-датчика курса и по-
тенциометра датчика. Затем вращают с помощью ключа ось сель-
сина и ось потенциометра до тех пор, пока показания на указате-
лях курса не станут равными истинному курсу, после его заверты-
вают стопорные винты, закрывают блок отработки, вставляют блок
усилителей в кожух и проверяют правильность устранения уста-
новочной ошибки. Установочную ошибку устраняют с точностью
±0°,5.
Перед полетом астрокомпас проверяют в следующем порядке.
Включают питание, установив па лицевой панели вычислителя вы-
ключатели 27 в и 115 в в верхнее положение и ждут, пока погас-
нет сигнальная лампочка с надписью «прогрев». Затем нажимают
4—5 раз кнопку подзавода часов и устанавливают на шкалах вы-
числителя координаты Солнца для текущего момента и географи-
ческие координаты места стоянки самолета, при этом стрелки ука-
зателей курса должны перемещаться. Далее устанавливают на
путевом корректоре стрелки «скорость» и «путь» на нуль, а на
лицевой панели вычислителя — выключатель «ДКУ-СП» в поло-
жение «ДКУ».
Если астрокомпас исправен, то при видимости Солнца стрелки
указателей курса должны сохранять неизменное положение, указы-
вая истинный курс самолета. При нажатии на кнопку «контроль
ДКУ» (эта же кнопка имеет и вторую надпись «подзавод») стрелки
указателей курса должны начать вращаться, а после отпускания
кнопки стрелки должны возвратиться к прежним показаниям. При
отсутствии видимости Солнца стрелки указателей курса должны
стоять на каком-то произвольном показании по шкале, при нажа
тии па кнопку «контроль ДКУ» стрелки должны вращаться, при
отпускании должны остановиться на произвольных показаниях.
При исправной работе астрокомпаса (часового механизма) сиг-
нальная лампочка «контроль» должна ежеминутно зажигаться на
несколько секунд, при этом показания ранее установленного значе-
ния гринвичского часового угла должны изменяться в зависимости
от продолжительности работы прибора.
Постоянное горение сигнальной лампочки «контроль» указывает
на то, что детали вычислителя находятся в крайнем нерабочем по-
ложении.
При проверке астрокомпаса перед полетом ночью с использова-
нием секстанта СП-1 порядок проверки тот же, но вместо коорди-
нат Солнца вводят в вычислитель координаты светила, которое на-
224
мечено визировать, а также ставят выключатель «ДКУ-СП» в по-
ложение «СП».
Если астрокомпас исправен, то при визировании секстантом из-
бранного для наблюдения светила стрелки на указателях курса
должны показывать истинный курс самолета.
В процессе эксплуатации на ДАК-ДБ проводятся регламентные
работы. При выполнении регламентных работ проверяется рабо-
тоспособность и точность работы каждого агрегата и комплекта
в целом.
Исправность и работоспособность астрокомпаса проверяется
внешним осмотром его агрегатов, соединительных кабелей и штеп-
сельных разъемов и контрольным опробованием его работы m
Солнцу пли искусственному источнику света. При обнаружении не
исправностей и дефектов (коррозия, отсутствие смазки, люфты
заедания и т. д.) устраняют их, и далее проверяют каждый агре-
гат в отдельности и комплект в целом на точность работы. Провер-
ка на точность работы производится с помощью переносной пове-
рочной установки УПАК-ДБ, которая позволяет замещать отдель-
ные элементы компаса аналогичными элементами установки.
В конструкцию поверочной установки входят следующие ос-
новные узлы: микроамперметр, указатель ПДК-49, имитатор курсо-
вого угла, граммомер, фотоэлемент ФЭСС-У2 с электрической лам-
пой для подсвета, указатель штурмана СУШ-7.
С помощью поверочной установки УПАК-ДБ-3 можно прове-
рить напряжение на силовом трансформаторе, усилитель фотото-
ков, усилитель путевой коррекции, усилитель курса, усилитель кур-
совых углов (фотоэлементы, автоматическое согласование, ввод
путевой коррекции), вычислитель (правильность выработки вели-
чины азимута, правильность выработки часового угла, правиль-
ность выставки концевых выключателей), путевой корректор.
Выявление вышедшего из строя агрегата или проверка работо-
способности комплекта астрокомпаса в целом с помощью установ-
ки производится методом пэагрегатной проверки с использованием
эталонов установки, имитирующих работу агрегатов астрокомпаса.
Проверку астрокомпаса с помощью установки УПАК-ДБ-3 прово-
дят согласно инструкции, прилагаемой к установке.
Основные технические характеристики астрокомпаса ДАК-ДБ-3
Работает в диапазоне широт (при высоте Солнца
до 70°), град............................................. от—10 до±90
Точность определения истинного курса, град................ не ииже±2
Нормально работает при скоростях полета самолета, клич . . от 200 до 1 100
Обеспечивает полет по ортодромии на участке, км........... 1 000
Нормально работает при питании-
постоянный ток, в........................................ 27±2,7в
переменный ток:
напряжение, в........................................ 115±5,75
частота, гц........................................... 400 ±20
Потребляемая мощность:
по постоянному току, вт................................ 325
по переменному току, ва.............................. 115
Вес комплекта (без кабелей), кг........................... 17
8—3031 225
Экваториальные астрокомпасы
В экваториальных компасах отсутствуют сложные вычисли-
тельные устройства и для их работы не требуется вводить коорди-
наты склонения светила.
Кинематическая схема экваториального астрокомпаса изобра-
жена на рис. 208. Здесь визирная система 2 может вращаться от-
носительно шкалы 3 местных часовых углов и обе вместе — отно-
сительно горизонтальной оси WE в подшипниках стойки 4.
В свою очередь стойку 4 можно поворачивать относительно вер-
тикальной оси в подшипниках шкалы истинного курса, которая же-
стко соединена с корпусом самолета, линия 0—180° шкалы совпа-
дает с продольной осью самолета.
Для определения истинного курса необходимо знать широту
<р, долготу X местонахождения самолета и гринвичский часовой
угол /Гр светила.
Визирная система 2 поворачивается на часовой угол места
а шкала 3 часовых углов наклоняется на угол 90°—ср
к горизонтальной плоскости. После совмещения (вращая стойку 4)
визирной системы 2 с направлением на светило шкала 3 окажется
параллельной плоскости небесного экватора, линия визирования—
в плоскости круга Рм СВР'К склонения светила, а ось вращения
визирной системы будет параллельна оси мира Рм- Проекция этой
оси, в виде стрелки 6, покажет на шкале 5 истинный курс самолета.
По аналогичной схеме выполнен астрокомпас ДАК-Б.
Начальные значения часового угла t светила п широты ср вво-
дятся с пульта задатчика координат с помощью электрических
следящих систем. В полете отработка изменения часового угла t
светила осуществляется часовым механизмом. Следящая система
истинного курса компаса ДАК-Б аналогична следящей системе
Рис. 208. Принцип работы
экваториального астроком-
паса:
/ — шкала широт; 2 — визирная
система; 3 — шкала часовых углов;
4— стойка; 5 — шкала истинных
курсов; 6 — стрелка
курсового угла светила <рс компаса
ДАК-ДБ.
Дистанционный астрок о м п а с
ДАК-Б состоит из следующих агрега-
тов:
датчика астрокомпаса, представ-
ляющего собой сферический построи-
тель, с помощью которого определяет-
ся и передается истинный курс само-
лета на указатели курса;
задатчика географических коорди-
нат места самолета и гринвичского ча-
сового угла Солнца, предназначенного
для ввода этих координат в построи-
тель датчика астрокомпаса;
усилителя, предназначенного для
усиления сигналов по каналу курсово-
го угла и каналу часового угла, а так-
же для обеспечения поиска Солнца
226
фотоследящей головкой визирной системы датчика астрокомпаса;
распределительной коробки;
преобразователя типа ПАГ-1Ф;
двух указателей курса типа ПДК-49;
регулятора чувствительности с кнопкой поиска Солнца;
кнопки поиска Солнца (при двух указателях курса);
селикогелевого осушителя, предназначенного для поглощения
влаги в корпусе датчика астрокомпаса.
Особенности эксплуатации ДАК-Б
Все агрегаты астрокомпаса устанавливаются в местах, где
виброперегрузки не превышают 1,5 g при частоте вибраций от 18
до 80 гц.
Датчик астрокомпаса устанавливается на фюзеляже в месте,
открытом для обзора Солнца, при высоте его от —2 до -|-680,5
при любых курсовых углах Солнца.
При установке датчика на самолете его ориентируют так, чтобы
его курсовая черта (стрелка, нанесенная на корпус) совпадала с
направлением продольной оси самолета. При креплении задатчика
к фюзеляжу добиваются по уровню, находящемуся на верхнем
фланце корпуса датчика, горизонтальности фланца при положении
самолета в линии горизонтального полета. Крепится датчик к фю-
зеляжу самолета через резиновую прокладку.
Указатель курса, кнопка поиска Солнца с регулятором чувстви-
тельности и задатчик координат устанавливаются на вертикальной
приборной доске (наклон допускается не более 15°) в месте, удоб-
ном для наблюдения; в случае установки не на приборной доске
необходимо предусмотреть амортизацию указателей курса и задат-
чика координат.
Один указатель курса с кнопкой поиска устанавливается на
приборной доске у летчика, другой указатель курса и кнопка по-
иска с регулятором чувствительности — на приборной доске штур-
мана.
Усилитель, преобразователь и соединительная коробка устанав-
ливаются в горизонтальном положении в любом месте самолета,
где может быть обеспечена вентиляция для охлаждения и исклю-
чена возможность ударов о конструкцию самолета. При установке
усилителя необходимо предусмотреть место для выдвижения шас-
си из кожуха усилителя.
После установки и монтажа всех агрегатов необходимо прове-
рить правильность электрических соединений. Проверка произво-
дится при использовании или Солнца, или искусственного источни-
ка света, дающего параллельный пучок лучей.
В качестве искусственного источника света может быть исполь-
зована электрическая лампа с рефлектором мощностью 150—300 вт,
расположенная на расстоянии 1-—2 м от фотоголовки.
Проверка правильности ввода часового угла и широты места
контролируется сличением показаний введенных координат по
8* 227
шкалам задатчика координат и датчика астрокомпаса. При этом
показания часового угла по шкале часовых углов датчика должны
быть равны сумме гринвического часового угла и долготы, вве-
денных по шкалам задатчика координат. Расхождение показаний
не должно превышать: в цепи часового угла ±2°, в цепи шпроты
±1°.
Перед каждым полетом с астрокомпасом необходимо убедиться
в исправности и надежности его работы. Исправность и надеж-
ность работы проверяется тщательным осмотром всех агрегатов
астрокомпаса и повторным опробованием его под напряжением
при использовании или искусственного, или естественного Солнца.
В процессе эксплуатации на ДАК-Б проводятся регламентные
работы. При выполнении регламентных работ проверяется работо-
способность и точность как каждого агрегата в отдельности, так
и комплекта в целом.
Исправность и работоспособность астрокомпаса в первую оче-
редь проверяется внешним осмотром его агрегатов, соединитель-
ных кабелей и штепсельных разъемов, а также контрольным опро-
бованием его работы по Солнцу или с использованием искусствен-
ного светила. При обнаружении неисправностей пли внешних де-
фектов (коррозия, отсутствие смазки, нарушение амортизации
и т. д.) устраняют их и далее проверяют каждый агрегат в от-
дельности и комплект в целом на точность работы. Проверка на
точность работы производится с помощью переносной установки
УПАК-Б, аналогичными элементами поверочной установки.
Установка УПАК-Б позволяет определять:
погрешность дистанционной передачи курса и широты;
вариации указателя широты;
работу фотоголовки;
время поиска;
инструментальную погрешность по курсу;
надежность скользящих контактов;
время перекладки по широте и часовому углу;
работоспособность канала часового угла;
величину остаточного сигнала;
порог срабатывания поляризованного реле;
надежность контактов кнопок поиска Солнца.
Выявление вышедшего из строя агрегата или проверка работо-
способности комплекта астрокомпаса в целом с помощью установ-
ки производится методом поагрегатной проверки с использованием
эталонов установки.
Основные технические характеристики астрокомпаса ДАК-Б
Работает в диапазоне северных широт, град.............. от 45 до 90
Точность определения истинного курса, град.
при высотах Солнпа от±1 до+5° и от+40 до +60° не инже±3
» » » +3 » +40°....................... не ниже±2
» » » +60»+68,5°...................... не ниже+4
Время поиска Солнца не превышает 12 сек при изменении тем-
пературы в диапазоне, °C .............................. от+50 до—60°С
228
Время перекладки визирной системы в любую сторону не пре-
вышает, сек-.
по шкале широты на 45°.....................................
» » часового угла на 90° . . . .
Нормально работает:
на высотах, м....................................... . . .
в диапазоне температур, °C . . .
при высотах Солнца, град . .....................
Питание постоянным током, в................................
Потребляемая мощность, вг..................................
Готовность компаса к работе после включения питания, мин
Общий вес всех агрегатов (без преобразователя), кг.........
40
120
до 17 000
от—50 до+60
от 0 до 68,5
27+2,7
не более 165
2 5
•11,85
Курсовые системы
Рассмотренные приборы для определения курса самолета: маг-
нитные, индукционные, гиромагнитные, гироиндукционные, астроно-
мические компасы и гирополукомпасы обладают своими достоинст-
вами и недостатками.
Магнитные индукционные компасы, отличаясь простотой кон-
струкции и автономностью в определении курса, имеют ограничен-
ные области применения. В полярных районах, особенно вблизи
магнитных полюсов в районах магнитных аномалий Земли, во вре-
мя магнитных бурь пользоваться этими компасами очень трудно
или вообще невозможно. Кроме того, они обладают существенными
погрешностями в определении истинного курса, обусловленными
магнитными девиациями, послевиражными погрешностями, склоне-
нием магнитного поля Земли, и т. д. Следует иметь в виду, что все
эти погрешности переменны во времени, зависят как от курса, так
и от места нахождения самолета, что существенно усложняет их
учет в полете.
Гирополукомпасы являются полностью автономными курсовы-
ми приборами, работа их не зависит от внешних условий и райо-
нов полетов. Однако они не обладают направляющей силой, удер-
живающей ось гироскопа в плоскости меридиана места, что не по-
зволяет определить истинный курс самолета, а также приводить к
уходу его оси в азимуте во времени, т. е. к накоплению по-
грешности в выдерживании заданного направления полета. Следо-
вательно, гирополукомпас в полете требует периодической коррек-
ции, что связано с определенными трудностями.
Астрономические компасы обладают тем существенным досто-
инством, что они определяют непосредственно истинный курс или
ортодромический курс самолета и их точность не зависит от време-
ни и районов полета. Однако они не могут удовлетворительно ра-
ботать тогда, когда небесное светило близко к зениту. Существен-
ным недостатком астрономических компасов является то, что они
требуют для работы непосредственно видимости небесных светил.
Радиокомпасы позволяют определять курс самолета относитель-
но направления на работающую наземную радиостанцию, распо-
ложенную сравнительно на небольшом расстоянии. К недостаткам
радиокомпасов относится то, что они являются неавтономными,
подвержены естественным и искусственным помехам. При значи-
229
тельных удалениях от наземной радиостанции точность определе-
ния курсовых углов существенно снижается.
Из проведенного рассмотрения достоинств и недостатков от-
дельных курсовых приборов видим, что они проявляются для каж-
дого в различных условиях полета, и недостатки одного прибора
в какой-то мере компенсируются достоинствами другого. Поэтому,
естественно, возникает вопрос, нельзя ли создать такую комплекс-
ную курсовую систему, которая бы исключала недостатки отдель-
ных курсовых приборов или по крайней мере позволяла бы легко
переходить в полете с работы одного прибора на другой. Именно
учитывая эти обстоятельства, и были созданы единые курсовые
системы, рационально объединяющие рассмотренные выше отдель-
ные курсовые приборы.
Курсовая система КС-6
Курсовая система КС-6 представляет собой комплекс взаимо-
связанных магнитных, гироскопических, астрономических и радио-
технических компасов, позволяющий определять курс самолета и
выдавать сигналы курса и углов отклонения от него потребителям
для решения задач пилотирования и навигации.
В курсовой системе используется принцип совместной работы
курсового гироскопа с каким-либо датчиком курса. Как известно,
этот принцип заключается в том, что датчик-корректор вырабаты-
вает курс самолета и выдает его на курсовой гироскоп гироагрега-
та для осреднения и стабилизации показаний.
Основные технические характеристики КС-6
Погрешность комплекта в определении магнитного курса,
град........................... 1,5—2
Погрешности комплекта в определении курсовых углов на ра-
диостанцию, град.......................... 1—1,5
Погрешности выдачи сигнала курса потребителя, град .... ±1,5—2
Дополнительная погрешность системы за каждую минуту раз-
ворота, град ................................... не более 0,15
Время готовности к работе, мин................ не более 5
Погрешность от уходов осн гироскопа в азимуте за 30 мин
работы, град.................................... не более±1—2
Потребляемая мощность (в зависимости от комплектации):
по постоянному току, вт.......................... не более 500
по переменному току, ва........................ » » 320
Вес комплекта (в зависимости от комплектации), кг. не более 48
В зависимости от решаемых задач и условий полета в курсовой
системе предусмотрена возможность работы в одном из трех ре-
жимов:
в режиме гирополукомпаса;
в режиме магнитной коррекции;
в режиме астрономической коррекции.
Основным режимом работы системы является режим гирополу-
компаса с периодической коррекцией его показаний от магнитного
или астрономического компаса.
230
При работе курсовой системы в любом из трех режимов исполь-
зуются одни и те же указатели курса и одни и те же электрические
датчики. При определении ортодромического или истинного курса
с помощью астрономических средств используются выработанные
в астрокомпасе ДАК.-ДБ сигналы курса. При определении курсо-
вых углов, магнитных или истинных пеленгов радиостанции ис-
пользуются выработанные радиокомпасом АРК-54 (АРК-5) сигна-
лы курсовых углов радиостанций.
Указатели курсовой системы — комбинированные и наряду с
показаниями курса, используя сигналы радиокомпаса АРК-54
(АРК-5), выдают курсовые углы и магнитные пеленги одной или
двух радиостанций.
Блок-схема КС-6 приведена на рис. 209. В состав курсовой си-
стемы КС-6 входят:
индукционный датчик 25;
коррекционный механизм 24;
два гироагрегата 13, 16;
указатели летчика 5,5 штурмана 2, гирополукомпаса 4;
пульт управления с включателем питания, переключателем ро-
да работы, переключателем гироагрегатов, рукояток ввода широ-
Рис. 209. Блок-схема курсовой системы КС-6:
/— указатель радиокомпаса; 2— указатель штурмана УШ; 3 — указатель штурмана
УГА—IV; 4 —указатель УГПК; 5, 6 —указатели курса УК-1; 7 — блок связи БС автопи-
лота с курсовой системой; 8 — выключатели коррекции ВК-53РБ; 9 — самолетная соедини-
тельная коробка; /0—блок-реле БР-I; // — выключатель питания КС-6; /2—центральные
гировертикали ГВ-4; 13—гироагрегат ГА-l (основной); 14— пульт управления ПУ-1;
15 — переключатель каналов; 16— гироагрегат ГА-l (резервный); 17— реле переключения
указателей; 18 — выключатель астрокомпаса; 19 — реле включения питания; 20 — датчик
курсовых углов из комплекта астрокомпаса; 21 — блок связи астрокомпаса с курсовой
системой; 22 — переключатель режимов; 23 — усилитель У-П; 24— коррекционный меха-
низм КМ-4; 25 — индукционный датчик ИД-2; 28 — реле включения коррекции
231
ты, добаланса, переключение на Северное или Южное полушарие
и кнопку ускоренного согласования 14;
соединительная коробка 9;
блок-реле для осуществления соответствующих переключений
электрических цепей курсовой системы 10;
усилители каналов следящих систем 23.
Выдачу исходных данных для курсовой системы обеспечивают
астрономический компас ДАК-ДБ, радиополукомпас АРК-54
(АРК-5), центральная гировертикаль и выключатель коррекции
ВК-53РБ. Наличие в курсовой системе двух гироагрегатов значи-
тельно повышает ее надежность, а наличие дублирующих указате-
лей — уверенность в получаемой информации о курсе самолета.
Питание курсовой системы осуществляется от сети постоянного то-
ка 27 в и переменного тока 36 в частотой 400 гц.
Рассмотрим работу курсовой системы в различных режимах.
Режим магнитной коррекции устанавливается переключателем
на пульте управления ПУ-1. В этом режиме магнитным коррек-
тором является дистанционный индукционный компас, состоя-
щий из индукционного датчика ИД-2 и коррекционного механизма
КМ-4.
Сигналы индукционного датчика подаются в статорную обмот-
ку сельсина коррекционного механизма 24. В результате работы
следящей системы ротор сельсина коррекционного механизма по-
вернется относительно статора на такой же угол, на какой изменит
самолет курс. Ось ротора сельсина связан с осью ротора другого
сельсина КМ-4 через лекальное устройство, которое позволяет
устранять девиацию и инструментальные погрешности. Корпус
статора сельсина может быть повернут на некоторый угол относи-
тельно ротора кремальерой, предназначенной для ввода поправок
на магнитное склонение и приведения магнитного курса к ортодро-
мическому. С обмотки статора сельсина-датчика КМ-4 сигналы
подаются в обмотки статора сельсина-датчика «грубого» отсчета
гироагрегата ГА-1. Ротор этого сельсина жестко укреплен на оси
внешней рамки карданного подвеса гироузла.
Гироагрегат ГА-1 представляет собой гирополукомпас, ось ко-
торого удерживается в горизонтальной плоскости и сохраняет ус-
тойчивое положение в азимуте.
В начальный момент статор сельсина ГА-1 согласовывается с
ротором при помощи двигателя, управляемого сигналами, сни-
маемыми с обмоток ротора сельсина и усиленным усилителем
ГА-1. Для ускоренного согласования редуктор двигателя переклю-
чается с помощью соленоида на меньшее передаточное число. Если
гироскоп сохраняет устойчивое положение в азимуте, то при разво-
роте самолета углы поворота индукционного датчика относитель-
но магнитного поля Земли будут равны углам поворота самолета
относительно гироскопа и никаких рассогласований в следящей
системе не произойдет. При уходе гироскопа в азимуте появляет-
ся рассогласование между ротором и статором сельсина, которое
устраняется следящей системой путем поворота статора сельсина
232
ГА-1 до согласованного положения. Всякие кратковременные воз-
мущения в индукционном датчике вызывают практически ничтож-
ные углы поворота статора сельсина ГА-1, так как его отработка
происходит через редуктор с очень большим передаточным числом.
Гироагрегат в курсовой системе при магнитной коррекции игра-
ет роль осреднителя курса и с него снимаются сигналы курса
на указатели и другие потребители.
Ось ротора гироскопа удерживается в горизонтальной плоско-
сти с помощью коррекционного устройства, состоящего из жидко-
стного маятника и двигателя коррекции. Для устранения кардан-
ной погрешности гироскоп подвешен в следящей рамке, которая
отрабатывается в заданных пределах по сигналам крена от ЦГВ.
Для устранения уходов гироскопа в азимуте за счет моментов
дебаланса используется коррекционный двигатель, управляемый
сигналами с потенциометром на пульте управления.
Выдача курса на указатели и к потребителям осуществляется
с помощью двухканальной сельсинной связи. Сельсин-датчик этой
передачи установлен на оси внешней рамы гироагрегата.
Наиболее точным указателем курсовой системы является ука-
затель штурмана VIII, предназначенный для воспроизведения маг-
нитного или истинного курса, пеленгов и курсовых углов двух ра-
диостанций, а также для выдачи сигналов курса на постоянном
и переменном токах другим потребителям. Статор сельсина-при-
емника в указателе штурмана получает сигналы от сельсина-дат-
чика, находящегося па гироагрегате.
При отработке ротора сельсина в согласованное положение
поворачивается курсовая шкала, ротор сельсина-датчика и потен-
циометрический датчик, с которых снимаются сигналы на другие
указатели. Отсчет курса производится по шкале против неподвиж-
ного индекса. Кремальера позволяет ввести поправки на магнит-
ное склонение.
Связь с двумя радиополукомпасами осуществляется с помощью
двух бесконтактных сельсинов-приемников, работающих в индика-
торном режиме. На осях роторов этих сельсинов укреплены стрел-
ки, с помощью которых можно отсчитать курсовые углы радио-
станций по внешней неподвижной шкале и пеленги радиостанций по
курсовой шкале.
В курсовой системе, кроме указателя штурмана, применяются
также и другие виды указателей.
Указатель УК-1 представляет собой обычный логометр с под-
вижным магнитом, управляемый сигналами от кругового потен-
циометра в указателе штурмана. Он повторяет показания курса,
получаемые на указателе штурмана.
В курсовых системах с двумя гироагрегатами используются
вспомогательные двухстрелочные указатели типа УГА-1У, кото-
рые постоянно показывают гиромагнитный курс стрелкой с индек-
сом «Г» и астрономический курс стрелкой с индексом «А». Сельсин-
приемник указателя связан со статором сельсина-датчика в гиро-
агрегате. Отработка ротора сельсина производится электродвигате-
233
лем, управляемым через усилитель. Стрелка с индексом «А» связа-
на с ротором сельсина, работающим в индикаторном режиме, свя-
занного с сельсином-датчиком, находящимся в астрокомпасе.
Указатель УГА-1У используется для определения уходов гиро-
полукомпасов, девиации и склонения при их устранении.
Режим астрономической коррекции. В этом режиме уход курсо-
вого гироскопа гироагрегата устраняется астрокомпасом.
Сельсин-приемник астрокомпаса электрически связан со стато-
ром сельсина-датчика в гироагрегате. Гироагрегат корректируется
точно так же, как и от индукционного компаса. Использование ги-
роагрегата в этом случае позволяет уменьшить динамические по-
грешности астрокомпаса. Кроме того, гироагрегат может быть ис-
пользован для грубого выдерживания в азимуте платформы с фо-
тоследящими головками звездно-солнечного ориентира в режиме
памяти, когда временно потеряно небесное светило.
Режим гирополукомпаса. В этом режиме магнитная и астро-
номическая коррекции отсутствуют. В этом случае гироагрегат вы-
полняет роль гирополукомпаса. Уход гироскопа в азимуте, вызван-
ный вертикальной составляющей суточного вращения Земли, рав-
ной WgSincp, устраняется коррекционным устройством, состоящим
из потенциометрического датчика и коррекционного двигателя.
Значение широты <р задается по шкале широт на пульте управле-
ния. После ввода азимутальной коррекции полет с постоянным
курсом происходит по ортодромии. При длительных полетах мо-
гут накапливаться погрешности. Поэтому эпизодически гирополу-
компас корректируют от астрономического или магнитного компа-
сов.
Для устранения погрешностей на виражах и разворотах маг-
нитная и астрономическая коррекции отключаются с помощью
серийного выключателя коррекции ВК-53РБ.
Все переключения режимов работы курсовой системы осущест-
вляются блоком реле (БР).
Особенности эксплуатации курсовых систем
Монтаж курсовых систем (например КС-6) на самолете прово-
дится в строгом соответствии со схемой размещения приборного
оборудования для данного самолета. При этом следят за тем, что-
бы индукционный датчик ИД находился в таком месте, где маг-
нитные поля самолета минимальны. Гироагрегат устанавливается
на собственных амортизаторах, а его нижняя плоскость должна
быть горизонтальна при положении самолета в линии полета.
Стрелки с надписью «направление полета» на индукционном дат-
чике и гироагрегате должны быть направлены к носовой части
самолета.
Указатели располагают на соответствующих приборных досках.
Коррекционный механизм устанавливают вблизи указателя штур-
мана (вблизи УКЛ) так, чтобы был свободный доступ к регули-
ровочным винтам лекального устройства.
234
. Усилители устанавливаются на собственных амортизаторах.
Во всех случаях стремятся обеспечить такую свободу перемеще-
ния амортизационного блока, чтобы он не ударялся о фюзеляж
самолета и была возможность свободной вентиляции для охлаж-
дения усилителей.
Перед установкой на самолет или демонтированный с самолета
комплект курсовой системы подвергается проверке на работоспо-
собность и точность его работы. Проверку проводят с помощью
специальных переносных установок согласно описанию и инструк-
ции, прилагаемой к ней. При отсутствии специальных установок в
лабораторных условиях должен быть специальный стенд со сле-
дующим оборудованием:
1) схема кабельных электрожгутов, смонтированная по полу-
монтажной схеме, соответствующей комплектации курсовой си-
стемы;
2) измерительные приборы:
вольтметры для контроля напряжения постоянного тока 27 в
и переменного тока 36 в частотой 400 гц-,
амперметры, установленные в каждой фазе переменного тока
с пределом измерения 10 а, а также амперметр для измерения
постоянного тока с пределом измерения 5 а;
частотометр для измерения частоты 400 гц ±2%;
3) центральная гировертикаль (или АГД) или ее имитатор;
4) астрокорректор или его имитатор;
5) радиополукомпас или его имитатор;
6) источники питания: переменного трехфазного тока напря-
жением 36 в ±5% частотой 400 гц ±2% (преобразователи типа
ПТ-500Ц, ПТ-700Ц или ПТ-ЮООЦ) и постоянного тока напряже-
нием 27 в ±10% (генератор или аккумулятор) соответствующей
мощности.
Проверка курсовой системы производится в режимах ГПК, МК
и АК, при этом проверяется:
1) Отработка следящих рам гироагрегата. При этом накло-
ном ЦГВ создают соответствующий «крен» и наблюдают правиль-
ность отработки следящих рам.
2) Правильность согласования шкал указателей и скоростей
согласования. Эта проверка проводится в режиме МК при нажатой
кнопке ускоренного согласования. Для проверки индукционный
датчик ИД устанавливают стрелкой «направление полета» на Се-
вер и наблюдают за показаниями указателей курса — они долж-
ны быть нулевыми. При повороте индукционного датчика по часо-
вой стрелке шкалы стрелки указателей должны отклоняться в сто-
рону увеличения курса, против часовой стрелки — в сторону
уменьшения курса.
Нормальная скорость согласования проверяется следующим
образом. По истечении 3—5 мин после включения питания курсо-
вую систему согласуют на большой скорости. Затем задается раз-
ворот ИД на некоторый угол и включается секундомер. Частное от
деления угла отработки на время отработки ИД дает скорость
235
ускоренного согласования — она должна быть не менее
4 град)сек.. Аналогичным образом определяется нормальная ско-
рость согласования — она должна быть от 2 до 5 град!мин. Эти
проверки проводятся при работе с основным и запасным гироагре-
гатом.
При нажатой кнопке ускоренного согласования проверяются
работоспособность кремальеры ввода условного магнитного скло-
нения коррекционного механизма. В этом случае кремальерой по
внутренней шкале и отметчику склонения КМ задается рассогла-
сование на 60—70°. Шкалы и стрелки указателей должны устанав-
ливаться на отметку и отклоняться в сторону, соответствующую
введенному углу условного магнитного склонения. Проверка рабо-
ты кремальеры ввода склонения указателя штурмана производит-
ся аналогичным образом.
Проверка механизма задатчика курса проводится поворотом
ручки задатчика курса на угол до 60°. При этом шкалы и стрелки
указателей должны медленно вращаться в сторону увеличения
курса. При повороте ручки задатчика курса на угол не менее 90°
шкалы и стрелки указателей должны вращаться с большей ско-
ростью. При этих проверках стрелка «Г» указателей УГА и шка-
лы указателей УГР должна находиться на отметке, соответствую-
щей проверяемому курсу.
Проверка согласования шкал при астрокоррекции проводится
подключением астрокомпаса. В этом случае шкалы и стрелки ука-
зателей, а также стрелки «А» указателей УГА должны вращаться,
следуя за вращением фотоголовки датчика курсовых углов.
3) Правильность показания стрелок радиополукомпаса указа-
телей УШ и УГР. Для этой проверки сельсины-приемники указа-
телей подключаются к сельсинам-датчикам в установке в соответ-
ствии со схемой кабельных разводок курсовой системы. Далее, за-
давая курсовые углы радиостанции через 30°, наблюдают за пока-
заниями стрелок указателен.
4) Уходы гироскопа гироагрегата в азимуте. Эта проверка про-
водится в нормальных условиях на неподвижном основании за
30 мин работы на четырех основных курсах в режиме ГПК. Про-
верку уходов следует начинать не раньше чем через 12 мин после
включения питания. При этом должен вестись тщательный конт-
роль за частотой и напряжением питания и поддержание их в за-
данных пределах.
Проверку уходов гироскопа следует вести по указателю штур-
мана.
Проверка ведется по следующей методике. Задатчиком курса
на пульте управления шкала или стрелка указателя, по которому
производится проверка, устанавливается на отметку нуль. В мо-
мент отсчета времени записывается показание этого указателя.
По истечении 30 мин работы гироагрегата записываются новые
показания Разность между вторым показанием и первым есть
«уход» гироскопа гироагрегата за 30 мин. Уход не должен пре-
236
вышать ±1° за 30 мин на трех точках и ±2° за 30 мин на одной
точке.
Если уход превышает указанные величины, то гироагрегаты
необходимо отбалансировать поправочными потенциометрами.
Проверка курсовой системы после монтажа или в процессе
эксплуатации проводится по следующим пунктам:
1) внешним осмотром проверяется правильность крепления
электропроводки и всех агрегатов, исправность агрегатов, а также
замеряют сопротивление изоляции монтажных проводов между со-
бой и корпусом самолета;
2) проверяют правильность ориентировки ИД и гироагрегата
относительно самолета;
3) проверяют правильность согласования следящих рам гиро-
агрегатов с ЦГВ. Эта проверка проводится при включении ЦГВ.
ЦГВ наклоняют вправо и влево на 30—40° и наблюдают через ок-
но в верхней части гироагрегата за положением следящих рам.
При наклоне ЦГВ вправо следящая рама должна отрабатываться
влево, при наклоне влево — следящая рама должна отрабаты-
ваться вправо;
4) проверяют работу электрического арретира. Эта проверка
проводится следующим образом. ЦГВ наклоняется вправо или
влево на 30—40° при положении переключателя арретира «ЦГВ».
Оставив ЦГВ в этом положении, переключатель переводят в поло-
жение «арретир». В этом случае следящие рамы должны устанав-
ливаться в вертикальное положение;
5) проверяют режим магнитной коррекции. При этом проверяют
согласованность шкал всех указателей при нажатой кнопке согла-
сования. Для этого следует ослабить винты крепления ИД и, раз-
ворачивая его по часовой стрелке от нулевой отметки шкалы, нане-
сенной на приливах корпуса датчика, наблюдать, чтобы шкалы
всех указателей и стрелки магнитного курса КМ вращались в сто-
рону увеличения курса. При повороте ИД в сторону против часовой
стрелки шкалы и стрелки должны вращаться в сторону уменьше-
ния курса;
6) проверяют режим ГПК. При этом ручку задатчика курса по-
ворачивают влево или вправо на угол примерно 60°. При этом
шкалы указателей должны вращаться с малой скоростью. Затем
ручку задатчика курса поворачивают до отказа — шкалы курса
должны вращаться с большой скоростью. При повороте ручки за-
датчика курса вправо шкалы указателей должны вращаться в сто-
рону увеличения курса;
7) проверяют режим астрокоррекции. Проверка в этом режиме
производится при нажатой кнопке ускоренного согласования. До-
биваются согласования шкал указателей с астрокомпасом и рабо-
тоспособности.
Перед вылетом самолета курсовая система проверяется на ра-
ботоспособность по аналогичной схеме.
Устранение магнитных девиаций в курсовой системе произво-
дится по такой же методике, как и в обычных компасных системах.
237
Точная курсовая система ТКС-П
Назначение и принцип действия
Точная курсовая система ТКС-П служит для определения кур-
са самолета и выдачи его на указатели штурмана. Кроме того,
сигналы, пропорциональные курсу самолета, поступают в систему
автоматического управления (САУ), навигационный вычислитель
(НВ) и систему ближней навигации и посадки (Курс — МП-1).
Принцип действия ТКС-П основан на работе курсового гиро-
скопа, обеспечивающего устойчивое показание курса.
Система работает в следующих режимах: 1) режим «ГПК»;
2) режим «МК»; 3) режим курсозадатчика (ручной); 4) режим
«А К».
Основным режимом работы ТКС-П является режим «ГПК».
Остальные режимы предназначены для коррекции ортодромическо-
го курса. Система коррекции выполнена так, что в каждый момент
может быть использован лишь один вид коррекции, вводимой в
основной или контрольный гироагрегат. При этом некорректируе-
мый гироагрегат работает в режиме «ГПК»- Выбор режима работы
системы производится посредством переключателей на пульте уп-
равления.
Коррекция системы ТКС-П по крену осуществляется от кон-
трольной ЦГВ, а в случае ее отказа происходит переключение на
правую ЦГВ посредством блока сравнения гировертикалей
БСГ-2П.
В комплект системы входят следующие агрегаты:
индукционный датчик ИД-2 (2 шт);
коррекционный механизм КМ-5 (2 шт);
гироагрегат ГА-3 (2 шт);
основной указатель штурмана УШ-3; — 1
контрольный указатель штурмана КУШ-1;
пульт управления ПУ-11;
задатчик курса ЗК-4;
блок дистанционной коррекции БДК-1;
распределительная коробка РБ-2.
Блок-схема TKC-II
С целью повышения надежности питание системы осуществля-
ется от двух раздельных источников. В системе применены два
коррекционных механизма типа КМ-5 и два индукционных датчи-
ка типа ИД-2 (рис. 210).
К основному гироагрегату через переключатель пульта ПУ-11
и блок дистанционной коррекции БДК-1 подключены навигацион-
ный прибор НПП левого пилота, блок раскладки скоростей нави-
гационного вычисления НВ-ПБ и прибор УШ-3. Блок синхрониза-
ции курса основного канала САУ (БСКосн) подключен непосредст-
венно к основному гироагрегату.
238
Рис. 210. Блок-схема ТКС-П
К контрольному гироагрегату подключены НПП правого пило-
та. Контрольный указатель штурмана КУШ-1 (стрелка «К») и
блок синхронизации курса дублирующего канала САУ (БСКдоп).
Непрерывная выдача сигналов курса (стрелка «1») и в систе-
му КУРС-МП-1 (на индикаторы курсовых углов ИКУ-1 и блоки
курсовых углов радиостанции КУР) происходит с дополнительных
И Д-2 и КМ-5.
Работа основного гироагрегата ГА-3 проверяется по контроль-
ному гироагрегату. Перед полетом оба гироагрегата выставляют-
ся на одно и то же значение истинного курса с помощью задатчи-
ка курса ЗК-4. Это дает возможность сравнивать показания теку-
щего курса на КУШ-1 и УШ-3. Для удобства сравнения показаний
гироагрегатов положена выдача курса с обоих гироагрегатов на
УШ-З (стрелку «К» с основного, а на индекс «ЗПУ» — контроль-
ного гпроагрегата).
Для формирования текущего путевого угла, выдаваемого на
стрелку «ПУ» указателя УШ-3, сигнал угла сноса самолета (УС)
поступает от допплеровского измерителя ДИСС-ЗП.
Заданное значение путевого угла ЗПУ вводится от НВ-ПБ на
указатель УШ-3 (положение «ЗПУ»).
Сигналы выключения магнитной коррекции гироагрегатов и
гказателя КУШ-1 на виражах поступают от выключателей коррек-
ции ВК-53РШ.
Широтная погрешность (Д<р) вводится вручную или автомати-
чески.
Назначение отдельных агрегатов системы
Пульт управления ПУ-11 служит для управления работой си-
стемы. На лицевой панели пульта (рис. 211) расположена комму-
тационная аппаратура выбора режима работы системы, ввода
239
широтной поправки, коррекции и согласования гироагрегатов и
сигнализации отказа ГА-3. По шкале определяется величина ши-
ротой поправки.
Индукционный датчик ИД-2 предназначен для определения
магнитного курса самолета, необходимого для коррекции показа-
ний гироагрегатов. Связь ИД-2 с гироагрегатами осуществляется
посредством коррекционного механизма КМ-5.
С помощью КМ-5 производится ввод магнитного склонения
Дм и приведение магнитного курса к ортодромическому. В режи-
ме МК происходит выдача сигналов курса на КУШ-1. Лекальное
устройство КМ-5 служит для устранения девиации.
Гироагрегат ГА-3 служит для определения курса самолета и
выдачи сигнала курса на указатели и потребители (САУ, НВ,
КУРС-МП-1 и др.). Определяемый индукционным датчиком курс
самолета «запоминается» гироагрегатом.
Индикация курса самолета стрелкой «К» (ортодромического
курса — в режиме ГПК и гироагрегатного — в режиме МК), а
также индикация заданного путевого угла или курса с контроль-
ного ГА-3 осуществляется основным указателем штурмана УШ-3
(рис. 212).
Здесь же происходит:
формирование и индикация текущего путевого угла;
индикация текущего курса самолета стрелкой «К» (режимах
МК, ГПК, АК);
индикация текущего путевого угла самолета стрелкой «ПУ»;
отсчет ЗПУ (заданного путевого угла) или курса контрольного
гироагрегата с помощью индекса;
Рис. 211. Блок ПУ-11:
/ — переключатель установки режима работы
сисъемы, 2—переключатель установки стрел-
ки «К» указателя штурмана в режимах за-
датчика курса (ручная коррекция); 3 — кноп-
ка согласования гироагрегатов в режимах
«МК» и «АК»; 4 — переключатель введения
широтой коррекции вручную или автоматиче-
ски; 5—кремальера ручного ввода широтном
коррекции; 6 — переключатель на основной
или контрольной ГА-3; 7 — переключатель
коррекции гироагрегатов: 8— лампы отказов
основного или контрольного ГА-3
Рис. 212. Указатель штур-
мана УШ-3:
I — стрелка «К» текущего курса;
2 — стрелка <ПУ> текущего путево-
го угла; 3 — индекс для отсчета
заданного путевого угла; 4 — руко-
ятка ручного ввода ЗПУ; 5 — сиг-
нализаторы режимов работы
240
ручной ввод ЗПУ;
сигнализация режима работы системы.
Параметры, определяемые по УШ-3, указаны на рис. 213:
К — ортодромический курс;
УС — угол сноса;
ЗПУ — заданный путевой угол;
ЗУО — заданный угол главной ортодромии,
ДК — угловое отклонение от заданной линии пути;
ТПУ — текущий путевой угол.
В системе предусмотрен контрольный указатель штурмана
КУШ-1, на котором происходит индикация курса контрольного
гироагрегата в одном из режимов работы, а также индикация МК
в режиме ГПК. Кнопка на лицевой части прибора служит для со-
гласования режимов. Сигнализация включенного режима работы
курсовой системы осуществляется с помощью окон на приборе.
Точная начальная выставка гироагрегатов системы на земле
по заданному курсу (Д1Г) выполняется дистанционно задатчиком
курса ЗК-4.
Выдача откорректированного вручную кремальерой (AY) орто-
дромического курса в НВ, на УШ-З и НПП (лев) производится
через блок дистанционной коррекции БДК-1.
Работа системы ТКС-П
Питание системы осуществляется переменным током 36
стотой 400 гц и постоянным током 27 в.
Основным режимом работы системы, как было указано
является режим «ГПК»- В очередных
пунктах коррекции штурман определя-
ет и вводит необходимую поправку
курса хтт" ° " “
НПП,
также в контрольный ГА-3, указатель
КУШ-1 (стрелка «К») и правый НПП,
используя задатчик ЗК-4.
Подключение контрольного ГА-3 и
УШ-3 осуществляется с приборной до-
ски штурмана переключателем «ЗПУ-
ГА контр.» (положение «ГА контр.»).
Перед выполнением захода на по-
садку производится коррекция конт-
рольного ГА-3 по магнитному курсу и
вводится поправка на потребители ос-
новного ГА-3 через блок БДК-1-
При срабатывании сигнализации
«Отказ 0» (основного ГА-3) переклю-
чение БДК-1 и его потребителей с ос-
новного ГА на контрольный проис-
ходит автоматически. Основным при-
в НВ, УШ-3
используя блок
и левый
БДК-1, а
в, ча-
выше,
Рис.
213. Параметры,
бражаемые на УШ-3
241
бором при этом становится КУШ-1. Одновременно происходит
переключение САУ с основного канала на дублирующий.
Режим «ГПК». Переключатель режимов работы на ПУ-11 уста-
навливается в положение «ГПК». Точность системы обусловлива-
ется дрейфом гироскопа в азимуте. Дрейф зависит от качества ги-
роскопов и точности ввода в него широтной коррекции. В системе
применена система ручной широтной коррекции, т. е. широта ме-
ста устанавливается штурманом на ПУ-11 и индицируется по шка-
ле пульта.
Режим «МК». Переключатель режима работы системы уста-
навливается в положение «МК».
Любая азимутальная коррекция, кроме широтной, может быть
введена лишь в один гироскоп. В рабочем положении переключа-
тель «коррекция» на ПУ находится в положении «Осн.». Для осу-
ществления магнитной коррекции контрольного ГА-3 переключа-
тель режимов на ПУ необходимо установить в положение «МК».
Согласование может происходить с малой скоростью или с боль-
шой (нажать кнопку «Согласование»).
Длительное использование режима МК допускается только в
случае отказа обоих гироагрегатов.
Режим курсозадатчика. В системе предусмотрен режим прину-
дительного вращения курсового сельсина гироагрегатов, которое
может быть осуществлено только в режиме «ГПК». Система бло-
кировки не дает возможности работы курсозадатчика в режимах
«М.К» и «АК».
В зависимости от положения переключателя «Коррекция» осу-
ществляется азимутальная коррекция основного или контрольного
ГА-3. При достижении необходимого значения курса на указате-.
лях переключатель отпускается. Гироскоп должен работать в ре-
жиме «ГПК».
Режим «АК». Коррекция гироагрегатов по курсу осуществляет-
ся в этом режиме от астрокомпаса.
Особенности эксплуатации системы ТКС-П
Перед включением и проверкой системы органы управления
должны быть в исходном положении. На пульте управления пере-
ключатель режима работы должен находиться в положении
«ГПК», «задатчик курса» в нейтральном, переключатель «Авт.-
ручн.» в положении «Ручн.», переключатели «Потребители» и
«Коррекция» в положении «Осн.» Переключатель ЗК-4 устанавли-
вается в положение «АК», а стрелки на БДК-1 и индекс на коррек-
ционных механизмах — на нулевые отметки.
Пользоваться переключателями на ПУ-11 можно только через
30 сек после отпускания кнопки «Согласование».
В эксплуатации проверяются: работоспособность; наличие пи-
тающих напряжений; скорости согласования; точность выдачи кур-
совых углов.
242
Глава XIX
АВТОНОМНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ
Способы, методы и средства определения местонахождения
самолета
В полете экипаж должен постоянно знать свое местонахожде-
ние. Существуют следующие способы определения местонахожде-
ния самолета:
способ визуальной ориентировки по земным ориентирам
(с применением оптических, радиолокационных приборов или
непосредственное наблюдение);
полуавтоматический способ (расчет местонахождения самолета
(вертолета) по измеренным навигационным параметрам с приме-
нением карты);
автоматический способ непрерывного получения координат ме-
стонахождения самолета с помощью автоматических навигацион-
ных устройств (навигационных координаторов).
В автоматических навигационных системах используют в ос-
новном два метода определения местонахождения самолета (вер-
толета): определение по двум линиям положения и метод счисле-
ния пути.
Сущность первого метода состоит в том, что по какому-либо
измеренному параметру (расстояние до радиостанции или ее об-
ратный пеленг, высота или азимут светила и т. п.) на поверхности
Земли находят линию, в любой точке которой этот параметр ра-
вен измеренному.
Такая линия (линия равных расстояний до радиостанции, линия
равных высот светила и т. п.) называется линией положения са-
молета. На ней самолет находится в момент измерения. Измерив
второй параметр, можно найти вторую линию положения. Отсюда
вытекает, что местонахождение самолета в данный момент будет
в точке пересечения этих линий положения. Примером применения
данного метода является определение местонахождения самолета
по двум обратным радиопеленгам.
Метод счисления пути заключается в непрерывном вычислении
пройденного пути в направлении принятых осей координат. Напри-
мер, если мы знаем пройденный путь Sx за время полета в направ-
лении оси X, то текущая координата будет равна
X = Хо + Sx, (2.37)
где Хо — начальная координата местонахождения самолета
(рис. 214).
При изменении скорости полета самолета пройденный путь
можно определить непрерывным суммированием произведений
составляющих путевой скорости Ух на отрезки времени поле-
та Д/, т. е.
243
X l=t
h X = Xo + V V^tt. (2.38)
i=0
При измерении ускорения ax предварительно вы-
числяется скорость Vx, а затем путь X.
В зависимости от технических средств, применяе-
мых для измерения входных параметров, навигацион-
ные системы разделяются на:
радиотехнические системы навигации (РСН), ко-
торые используют радиотехнические средства для из-
J мереиия входных параметров (расстояний до радио-
п станций, разностей расстояний до двух радиостан-
ций);
_jJ астрономические системы навигации (АСН), ис-
пользующие оптическую пеленгацию небесных све-
Рис. 214. тнл для измврення входных параметров (высот све-
текуикй^коор- тил- азимутов светил и т. д.);
динаты А' аэродинамические системы счисления пути, в ко-
торых применяются аэродинамические измерители
скорости (скорость в них является основным параметром для
счисления пути);
инерциальные системы (ИСН), имеющие для счисления пути
инерциальные измерители ускорений (акселерометры).
Кроме того, могут быть смешанные системы, использующие
различные средства (например, системы счисления пути по скоро-
сти полета, в которых скорость может измеряться либо аэродина-
мическими, либо радиотехническим способами).
Рис. 215. Определение прой-
денного расстояния до
КПМ и величины бокового
отклонения
Навигационные системы счисления пути
по скорости полета
Определение координат способом счисления
пути
Пусть самолет из точки О (рис. 215)
должен прийти в точку КПМ (конеч-
ный пункт маршрута). Линия ОХ с
географическим меридианом образует
угол карты. Самолет имеет воз-
душную скорость V, курс Чг. На него
воздействует сила ветра, вектор кото-
рой Ов. Поэтому вектор суммарной
(путевой) скорости полета имеет ве-
личину и направление W, а путевой
угол равен 4^.
Вектор t/в скорости ветра образу-
ет с меридианом угол б, называемый
направлением ветра.
244
Проекции и вектора W на оси OX и OZ равны:
Wx = 1Г-сО5(ф-фк-фс);
№г = и7-5ш(ф-фк-фс),
или
Wx = V-cos (ф - фк) + f/.cos (6 - фк);
Г2 = V-sin (ф — фк) + U-sin (о — фк).
Отсюда можно определить составляющие Sx и Sz пройденного
пути по этим осям:
j(2.40)
<=о
(2.41>
Sz= V Wz-\tt.
1=0
Величина Sx определяет пройденное расстояние до КПМ, а ве-
личина Sz — боковое отклонение от линии ОХ.
Функциональная схема автоматического навигационного устройства АНУ-1А
На рис. 216 изображена функциональная схема координатора
АНУ-1А, в котором местоположение самолета определяется авто*
матическим решением уравнений (2.41).
Входными параметрами координатора являются величины: пу*
тевая скорость угол сноса, угол карты Тк, истинная воздуш-
ная скорость V, скорость U и направление б ветра.
1Р
15
МИСС
V-Vk
2
[ СИ(у-ук-Ц.]\1б
/г
v-Vk-<pc
и,
?Р
ЛХ I f9
3P
и,
?!
28
| sin(S-Vl<)\23
i?4
I V. \r>
\vsin(y-tyt)
♦
^sin(y-W^t8
ЗР
1Р
ЗР
Рис. 216. Функциональная схема АНУ-1А
S,\20
“z
Автономно
МИСС
[u-COT^-^J p~
|u [
245
Система работает в трех режимах: в режиме измерения путе-
вой скорости с помощью допплеровского измерителя скорости и уг-
ла сноса (ДИСС), в режиме фиксированной памяти параметров
ветра после выключения ДИСС, в автономном режиме с неавтома-
тическим введением параметров ветра.
Принцип построения ДИСС, служащего для измерения путе-
вой скорости и угла сноса, основан на эффекте Допплера.
Пусть самолет летит горизонтально с путевой скоростью №
(рис. 217) и угол сноса его<р = 0.
Антенна, расположенная под углом у (рис. 217, а) к горизон-
тальной плоскости самолета, излучает радиоволны с частотой [о-
Относительно точки А земной поверхности антенна имеет ради-
альную скорость WP=W cos у. Поэтому частота принимаемого
сигнала отличается от частоты излучаемого сигнала на величину
допплеровского сдвига частот
<2-42)
где с — скорость распространения радиоволн.
Ввиду того что скорость с много больше скорости W'zp, то урав-
нение (2.42) можно записать:
Дд = Гр, или = Ц-° -r-cosfo. (2.43)
Если самолет летит с углом сноса а (рис. 217, б) и луч антен-
ны развернут относительно его продольной оси на угол 0, то
Дд = -Г-cos7-cos(6 — <р),
откуда
<*«>
Причем можно изменять угол 0 антенны так, чтобы получить
равенство 0=<р, при котором величина Дд будет максимальной.
Это в свою очередь повышает точность определения величины ско-
рости Г. Кроме того, точность может быть повышена применени-
ем двух антенн с постоянным углом раствора между ними.
На рис. 217 представлена блок-схема допплеровского измери-
теля путевой скорости. Следящей системой антенны А1 и А2 вра-
щаются до тех пор, пока допплеровские сдвиги частот ЕД1 и Fja
обоих антенн не станут равными. Биссектриса угла антенн
при этом будет направлена по вектору путевой скорости Г
самолета.
На выходе потенциометра П1 напряжение U1 будет пропорцио-
нально величине угла сноса <р, а на выходе П2 напряжение про-
порционально величине угла антенн 0/ или 02.
В вычислительном устройстве напряжения U1 и U2 реализуют
•формулу (2.46).
Таким образом, рассмотренный измеритель является датчиком
путевой скорости Г и угла сноса <р.
246
Рис. 217. Определение путевой скорости методом, основанным на эффек-
те Допплера:
а — треугольник скоростей в вертикальной плоскости; б—то же,
в горизонтальной плоскости; в — блок-схема допплеровского измерителя
путевой скорости
Навигационный координатор АНУ-1А в режиме измерения пу-
тевой скорости W решает уравнения (2.39 и 2.40).
С датчика 5 компаса и с задатчика 7 угла карты сигналы по-
ступают на суммирующее звено 6 (см. рис. 217). Выходной сигнал
звена 6 и сигнал о величине угла сноса ср от ДИСС суммируются
в звене 12.
На синусно-косинусном потенциометре 16, 17, 15, 18 форми-
руются функции cos (ф—фк—фс) и sin (ф—фк—фс), которые
здесь же умножаются на напряжение, пропорциональное скоро-
сти W, подводимое к потенциометру' от ДИСС. Поэтому на выход-
ных звеньях 15 и /8 получаются напряжения, пропорциональные
составляющим Wx и Wz скорости полета для данного момента
времени. Эти напряжения затем поступают на соответствующие
электродвигатели интегрирующих механизмов Sx и Sz.
Одновременно на второй синусно-косинусный потенциометр
4 и 8 поступают напряжения от датчика 1 истинной воздушной
скорости V и звена 6. На выходе звеньев 4 и 8 потенциометра воз-
никают напряжения, пропорциональные составляющим Vx и Vr
скорости полета.
На выходе запоминающих устройств 11 и 13 после осуществле-
ния операций вычитания Wx—Vx и Wz—Vz получаются сигналы
составляющих и Uz скорости ветра.
При отказе по каким-либо причинам ДИСС загорается лампоч-
ка Л и срабатывают реле 1Р и 2Р, которые отключают запоминаю-
247
Щие устройства 11 и 13 от звеньев 4 и 15, 8 и 18 так, что в них
остаются зафиксированными значения составляющих Ux и U7, вы-
численные к моменту отключения ДИСС (режим «памяти»).
Последние суммируются со значениями Vx и Vz в сумматорах
10 и 14. В результате на выходах сумматоров 10 и 14 получаются
сигналы составляющих Wx и Wz путевой скорости полета. Следует
заметить, что в режиме «памяти» координатор обеспечивает реше-
ние уравнений (2.42 и 2.43).
При длительном полете с выключенным ДИСС в режиме «па-
мять» увеличивается погрешность показаний координатора, так как
при этом не учитываются изменения параметров ветра во времени
и по маршруту полета. В этом случае следует включить координа-
тор на автономный режим переключателем 17. Тогда реле ЗР от-
ключает от электродвигателей 19 и 20 выходы звеньев 10
и 14, 15 и 18 и подключает к ним выходы суммирующих звень-
ев 3 и 9.
Скорость U и направление б ветра периодически вводятся
вручную с помощью задатчика ветра 25, 28.
На синусно-косинусном механизме 22, 23 формируются сигналы
cos (б—Фк) и sin (6—Ч;к). С выходов множительных устройств
21 и 24 получаются составляющие Ux и Uz. После суммирующих
устройств 3 и 9 через замкнутые контакты ЗР полученные значения
составляющих Wx и Wz подводятся к электродвигателям интегри-
рующих механизмов Sx и Sz указателя координат.
В координаторах типа НИ-50 функциональная схема включает
те элементы, которые участвуют в работе АНУ-1А в автономном
режиме.
Более простой по принципу действия и устройству автономной
навигационной системой является навигационный индикатор
НИ-50, функциональная схема которого выключает лишь те эле-
менты, которые участвуют в работе АНУ-1А в автономном режиме.
Особенности эксплуатации АНУ-1А
Навигационное устройство АНУ-1А устанавливается на само-
летах, которые, кроме того, снабжены допплеровским измерителем
путевой скорости и угла сноса (ДИСС).
Все агрегаты навигационных систем устанавливаются на собст-
венных амортизационных стойках, а указательные приборы на при-
борных досках штурмана в соответствии со схемой размещения
приборного оборудования на самолете и по инструкции, приведен-
ной в техническом описании.
После монтажа навигационных систем на самолете проводится
их проверка и регулировка в следующем объеме.
Для АНУ-1А:
внешний осмотр всех агрегатов и надежность их крепления;
осмотр электромонтажа (согласно монтажной схеме);
проверка герметичности пневмопроводов;
проверка работоспособности комплекта, при необходимости
248
подрегулировывают масштаб истинной воздушной и путевой скоро-
сти;
проверка относительной погрешности.
Проверка работоспособности АНУ-1А производится в двух ре-
жимах.
В режиме работы с ДИСС и в автономном режиме работы.
Проверка работоспособности проводится согласно инструкциям,,
прилагаемым к комплекту АНУ-1А.
Относительная погрешность также проверяется в двух режимах:
в режиме работы с ДИСС и в автономном режиме согласно ин-
струкции.
Периодические проверки и регламентные работы проводятся
в соответствии с регламентом технического обслуживания по ме-
тодам, изложенным в инструкциях, прилагаемых к комплекту
АНУ-1А.
Основные технические характеристики АНУ-1А
Диапазон истинной воздушной скорости, км1ч ............ от 200 до 1 100
Рабочий диапазон скорости ветра, км/ч.................. от 0 до 200
» » высот, км .......................................... до 20
Погрешности в определении пройденного пути...................... до ± 1,7%
(в режиме ДИСС)-
Потребляемая мощность:
по постоянному току, вт............................... 40
» переменному » , в а.............................. 110
Вес комплекта (без монтажных деталей в трафарете), кг . . 15,5
Инерциальные навигационные координаторы
Принцип действия инерциального навигационного координато-
ра состоит в следующем (рис. 218). Линейный акселерометр, пред-
ставляющий собой массивный грузик т, удерживаемый двумя
пружинами в направляющих корпуса, ориентирован по оси X са-
молета. Если самолет получает ускорение X, то грузик т смещает-
~ — интегрирующие устройства
249-
ся и сдвигает щетку потенциометра с электрической нейтрали.
В результате на входе усилителя У появляется напряжение
После усиления и двойного интегрирования этого напря-
жения в интегрирующих устройствах получается значение X
пройденного пути за это время полета.
При использовании трех акселерометров, каждый из которых
ориентирован по одной из трех осей пространственных координат,
можно измерять вектор путевой скорости и координаты объекта от-
носительно неподвижной (инерциальной) системы координат (на-
пример, относительно «неподвижных» звезд). Подобные координа-
торы (с тремя акселерометрами) используются на космических
летательных аппаратах.
Для определения координат самолета относительно поверхности
Земли необходимо иметь два акселерометра, измеряющих ускоре-
ния по двум взаимно перпендикулярным осям, расположенным в
горизонтальной плоскости. Площадка, на которой установлены ак-
селерометры, также должна быть строго стабилизирована в этой
плоскости. Нарушение этого условия вызовет погрешность измере-
ний ускорения самолета (например, отклонение площадки от плос-
кости горизонта на 1' вызовет погрешность в определении пути за
один час полета, равную 1 900 м).
В зависимости от способа стабилизации платформы с акселеро-
метрами различают гироинерциальные, астроинерциальные и ги-
роастроинерциальные системы (или навигационные координа-
торы).
Гироинерциальные координаторы
В них стабилизация платформы осуществляется с помощью
прецизионных гировертикалей. Для увеличения точности гировер-
тикалей применена интегральная коррекция, которая осуществля-
ется сигналами, поступающими на коррекционные электродвигате-
ли с выходов X первых интеграторов координатора (рис. 218).
Принцип построения такой гировертикали можно рассмотреть
по рис. 219. Пусть гиростабилизироваиная платформа располага-
ется горизонтально относительно поверхности Земли в точке А.
При перемещении самолета в точку В местная вертикаль повора-
Рис. 219. Принцип постро-
ения гировертикали с ис-
пользованием интеграль-
ной коррекции
пивается на угол <р. На этот угол
должна повернуться и гировертикаль,
чтобы остаться в горизонтальном по-
ложении.
Угловая скорость поворота гиро-
вертикали <р определяется скоростью
полета W
1 « _ VP
Яз Вз ’
(2.45)
где Вз — радиус Земли.
250
Чтобы обеспечить угловую скорость а прецессии гироскопа
соответствующей величины, необходимо приложить к нему внешний
момент коррекции Л1ю определяемый из соотношения
Мк
а ~ Н ’
(2.46)
где Н — кинетический момент гироскопа.
Приравнивая (2.47) и(2. 48), определяем:
/Ик=^-/7; (2.47)
•Кз
t
где IV' — ускорение, измеряемое акселерометром.
Таким образом, создавая на гироскопе коррекционный момент
Мк, можно получить невозмущаемую гировертикаль.
На рис. 220 приведена одна из возможных схем гироинерци-
ального координатора. На платформе располагаются два гироско-
па с двумя степенями свободы (относительно платформы) и два
акселерометра, оси измерения которых взаимно перпендикулярны.
Так как платформа подвешена в карданном подвесе (на схеме не
показано), то она может вращаться относительно двух осей. Удер-
жание платформы в плоскости
горизонта обеспечивается ги-
роскопами. С помощью следя-
щей системы и компаса плат-
форма, кроме того, ориентиру-
ется так, что ось измерения
одного акселерометра направ-
лена на Север, а другого на
Восток.
На выходе первых интегра-
торов получаются соответст-
венно восточная и северная со-
ставляющие путевой скорости
самолета. Выход второго ин-
тегратора сигнала акселеро-
метра 1 включен на указатель,
стрелка которого показывает
значение широты <р места. Сиг-
нал акселерометра 2 после
первого интегрирования по-
ступает в вычислительное
устройство ВУ, где вводится
поправка на значение широты
Ф места (учет сходимости ме-
ридианов Земли).
В устройстве ВУ осущест-
вляется также вычитание со-
251
ставляющей изсоэф скорости вращения Земли из восточной состав-
ляющей угловой скорости перемещения самолета.
Сигнал с выхода ВУ интегрируется, в результате чего стрелка
указателя показывает значение долготы места.
С выходов первых интеграторов сигнал после усиления в ц
раз поступает на коррекционные электродвигатели КД, обеспечи-
вающие стабилизацию платформы в плоскости горизонта.
Астроинерциапьные координаторы
С помощью телескопов, которые визируют небесные светила, соз-
дается неподвижная относительно звезд (инерциальная) система
координат. Принцип получения такой системы состоит в сле-
тающем.
В точке А (рис. 221, а) телескоп Т образует с горизонтальной
платформой П угол h0. При перемещении самолета в точку В сле-
дящая система поворачивает телескоп на угол 0, равный углу мест-
ной вертикали. В результате оптическая ось телескопа постоянно
остается параллельной самой себе.
Следящая система (рис. 221, б) состоит из телескопа Т,
фотоэлектронного усилителя ФЭУ, усилителя У, электродвига-
теля Ml.
Ускорение W самолета измеряется акселерометром, расположен-
ным на платформе П, дважды интегрируется и обеспечивает пово-
рот платформы на угол p = ft—h0 (вторым интегратором является
электродвигатель М2).Таким образом, платформа все время оста-
ется горизонтальной.
В реальном астроинерциалыгом координаторе используются два
телескопа Т1 и Т2 (рис. 222) для визирования двух светил — С1
Рис. 221. Астроииерциальиый координатор:
а — принцип работы; б — блок-схема следящей системы
252
Рис. 222. Блок-схема астроинерциального координатора
и С2. Акселерометры An и Ае установлены на горизонтальных
платформах, соответственно П1 и П2. Акселерометр An измеряет
ускорение самолета в направлении меридиана. Сигнал его дваж-
ды интегрируется, после чего указатель выдает значение широты
места. Платформа П2 ориентируется всегда так, чтобы ось изме-
рения акселерометра Ае была перпендикулярна оси An.
Вычислительное устройство ВУ обеспечивает учет сходимости
меридианов при изменении широты <р и учет скорости со3 враще-
ния Земли.
Если телескопы Т1 и Т2 устанавливаются на гиростабилизиро-
ванные платформы (для повышения точности), то такой координа-
тор представляет собой гироастроинерциальную систему.
Астрономические навигационные координаторы
Астроориентатор (рис. 223) является устройством, обеспечива-
ющим автоматическое слежение с помощью телескопов за двумя
небесными светилами. В нем решается система двух уравнений:
sin Aj = sin orsin 9 + cos flj-cos о-cos (6-p + X);
sinAj = sinoj-sin® + coso2-cos<pcos(/rp + X),
1 де <p, X— широта места и долгота места самолета, h\, h2, 6It 62 —
высоты и склонения соответствующих светил.
Высоты светил измеряются секстантами, механически связанны-
ми с телескопами. Последние стабилизируются в плоскости гори-
зонта по сигналам от гировертикали.
В вычислительные устройства ВУ1 и ВУ2 (см. рис. 223) вводят-
ся экваториальные координаты д и t[p светил и приближенные зна-
чения широты <р и долготы X местонахождения самолета.
Величины высот/и и h2 с секстантов подаются на формирователь
функции sin h\. Полученные значения sin hi и вычисленные в ВУ1
и ВУ2 значения sinfti* сравниваются, после чего сигналы их разнос-
253
г
Рис. 223. Схема астроориентатора
ти усиливаются в усилителях У1 и У2 и подаются на электродвига-
тели Дф и Д>., которые перемещают стрелки указателей
координат <р, Л и одновременно выдают соответствующие сигналы
в ВУ1. ВУ2 для непрерывного вычисления текущих значений
sin h[ *.
С помощью астроориентатора также определяется истинный курс
<ри самолета. Процесс измерения курса астроориентиром аналоги-
чен измерению компасами ДАК-Б или ДАК-ДБ.
Точность в определении координат местонахождения самолета
современных астроориентаторов очень высокая (до ± 1 км незави-
симо от пройденного пути).
Звездно-солнечный ориентатор
Звездно-солнечный ориентатор (ЗСО) представляет собой ав-
томатическое устройство, предназначенное для определения в
географической и ортодромической системах координат местона-
хождения самолета и ортодромического курса при использовании
двух небесных светил (звезд) ночью и только ортодромического
курса днем при использовании Солнца.
Определение географических координат местонахождения само-
лета осуществляется по методу высот двух небесных светил (звезд),
а ортодромического курса — путем измерения курсового угла звез-
ды (Солнца) и вычисления азимута на нее.
254
Измерив с помощью автоматических секстантов высоты выбран-
ных небесных светил hi и h2, а также введя в вычислитель склоне-
ния светил 61 и 62, прямые восхождения аь «2 и гринвичское звезд-
ное время /Гр> ЗСО решает уравнения, вычисляя истинные геогра-
фические координаты <р и Z местонахождения .самолета и азимута
выбранных небесных светил Ai и А2, которые в дальнейшем исполь-
зуются для определения ортодромического курса.
Поскольку при решении системы уравнений могут получиться два
значения <р и %, то в вычислитель предварительно вводят прибли-
женные значения фо и ?.о, и тогда он будет вычислять действитель-
ные значения ф и Z.
Для определения местонахождения самолета в ортодромической
системе координат используется связь между географическими и
ортодромическими координатами, которая может быть получена
из сферического треугольника (рис. 206) PMZC.
Таким образом, при заданных координатах полюса ортодро-
мии Z ранее вычисленных географических координат места са-
молета <р и X, можно вычислить ортодромические координаты са-
молета X и У и истинный путевой угол ортодромии р, который в
дальнейшем используется для вычисления ортодромического курса
самолета. Ортодромический курс самолета вычисляется по фор-
муле
ОК = А - ₽ - КУ.
Функциональная схема звездно-солнечного ориентатора приведе-
на рис. 224. Он может работать в двух режимах: в режиме настрой-
ки (предварительного наведения оптических систем автоматических
секстантов на выбранные небесные светила) и в режиме слежения
за выбранными небесными светилами (выработка координат ме-
стонахождения самолета и ортодромического курса ОК).
Для предварительного наведения автоматических секстантов на
выбранные светила в звездно-солнечный ориентатор вводят коорди-
наты местонахождения ф и X, координаты небесных светил бь 62,
£М1 и <м2, по которым вырабатываются высоты hi и й2 и азимуты
Ai и А2 небесных светил. По этим координатам отрабатываются
следящие системы фотоголовок автоматических секстантов, осу-
ществляя тем самым наведение оптических систем на заданные
светила. Это необходимо ввиду небольшого угла поля зрения оп-
тических систем секстантов (около 1,5°). Контроль за захватом
фотоголовками заданных небесных светил осуществляется с по-
мощью электронного индикатора (ЭИ), на экране которого при
захвате небесного светила образуется всплеск.
После наведения и захвата фотоследящими головками выбран-
ных небесных светил ЗСО переводят в режим слежения. В этом
режиме по измеренным высотам Лтзм и h2B3M и курсовым уг-
лам КУтзм и КУгизм выбранных небесных светил в счетно-решаю-
щем устройстве вычисляются географические и ортодроми-
ческие координаты местонахождения и ортодромический курс
самолета.
255
Рис. 224. Функциональная схема звездно-солнечного ориеитатора
Работу ЗСО обеспечивают курсовая система (КС), ЦГВ и на-
вигационный автомат НА. При работе ЗСО в режиме слежения
вычисленные значения X и У передаются в НА для его коррекции,
вычисленный ОК—-в основной гироагрегат КС также для его
коррекции. Скорректированный ортодромический курс из КС по-
дается в соединительный блок для выработки курсовых углов на
выбранные светила, необходимые для стабилизации автоматичес-
ких секстантов в азимуте.
Основные технические характеристики звездно-солнечного орнентатора
Нормально работает в районах с широтами, град..............
Диапазон работы по долготе................................
В ночных условиях работает при визировании двух звезд до
второй звездной величины с разностью азимутов до 90±30°
при высотах звезд, град . . •.............................
Днем работает при высоте Солнца, град.....................
Погрешность в определении местонахождения, км.............
256
от—88 до+88
неограничен
от 10 до 70
от 5 до 70
25
Максимальная погрешность в определении ортодромического
курса, град..............................................
Нормально работает на высотах, м ........................
Допустимая скорость полета, км ч.........................
Максимальная дальность полета по главной ортодромии, км .
Допустимая температура, °C...............................
Допустимое максимальное боковое отклонение от главной орто-
дромии, т. е. ортодромии основного маршрута, км ....
Для настройки и перенастройки необходимо знать:
координаты местонахождения самолета, км........
курс, град ..............................................
Угол поля зрения оптических систем пеленгаторов, град* . .
Потребляемая мощность:
по постоянному току (с обогревом), вт....................
по переменному току 115 в, в а.......................
по переменному току 36 в, ед ....... • ..............
Вес комплекта (без кабелей) кг...........................
± 1
до 20 000
до 2 000
20 000
в пределах+60
±4000
с точностью
±100
±1,5
±1,5
50
600
120
не более 140
* При этом угле слежение за светилом не нарушается при колебаниях самолета
по Углам v, т и ф с угловыми скоростями до 10 град, сек и угловыми ускоре-
ниями до 20 г рад) сек2.
Особенности эксплуатации. Агрегаты ЗСО устанавливаются на
самолете в таких местах, где обеспечиваются удобства работы с
ними и нормальные условия их работы. Вычислитель устанавли-
вается вблизи рабочего места штурмана на специальном аморти-
зированном кронштейне так, чтобы расположение лицевой панели
обеспечивало удобное управление им и снятие отсчетов со шкал.
Вычислитель устанавливается в чехле, лицевая его часть подсвечи-
вается лампочками УФО.
Автоматические секстанты устанавливаются в верхней части
фюзеляжа вне герметичной кабины на специальных плато. Место
установки секстантов выбирается с таким расчетом, что был обес-
печен обзор верхней небесной полусферы в пределах от 0 до 70°.
При установке секстантов их ориентируют так, чтобы стрелка, на-
несенная на корпусе секстанта, совпадала с направлением полета.
Блоки усилителей имеют собственную амортизацию и могут
быть установлены в любом месте на самолете в горизонтальном по-
ложении.
Работоспособность комплекта ЗСО проверяется или в режиме
слежения или в режиме настройки, если нет возможности прове-
рить комплект в режиме слежения.
В режиме настройки проверка работоспособности проводится
следующим образом. После включения питания на пульте управ-
ления ставят переключатели «АС1» и «АСг» в положение «Настрой-
ка», переключатель «Солнце—Звезды» — в положение «Солнце»,
переключатель «Коррекция» в положение «в НБА». Далее включа-
ют ЦГВ и КС. Затем включают ЗСО переключателем «Вкл.—Выкл.»
и, переставляя галетный переключатель, с помощью кнопок «уста-
новка» вводят в вычислитель следующие параметры:
9—3031 257
Ф = 0°; <р = 0°; О! = 50°; В2 = 0°;
L = 90; X = О’; а, = О’; а2 = 50°; SrP = 0 .
По прошествии не более 8 мин на шкалах автоматических сек-
стантов должны быть следующие показания:
ACpKVj = 0 ± 3°; = 40 ± 1э;
АС2:КУ2 = 90 ± 3 ; Л2 = 40 ± 1 .
В режиме слежения работоспособность комплекта ЗСО может
быть проверена с помощью специальной проверочной установки
ПУ-51 по инструкции, приложенной к ней.
Проверка дистанционной связи ЗСО с ЦГВ осуществляется
путем наклона корпуса ЦГВ на углы =10°. При этом пеленгаторы
секстантов ЗСО должны наклоняться на те же углы.
Система астрокоррекции КС от ЗСО проверяется следующим
образом. Переключатель режима работы на пульте управления
КС ставится в положение «АК», а переключатель «Осн.—Зап.» —
в положение «Осн.». Галетный переключатель на пульте управле-
ния ЗСО устанавливают в положение «ОК>» или «ОКг» и задают
какое-либо значение ОК — показания указателей КС, УШиУГА-
IV должны быть одинаковыми. Проверка повторяется при поло-
жении переключателя «Осн.-Зап.» в положение «Зап.».
Для проверки работы системы стабилизации пеленгаторов в
азимуте переключатель на пульте управления КС ставят в поло-
жение «МК» и основной и запасной гироагрегаты с помощью кноп-
ки быстрого согласования поочередно приводят к единому пока-
занию указателей. Затем переключатель режима работы на пуль-
те управления КС устанавливается в положение «ГПК», а пере-
ключатель «Осн.-Зап.» — в положение «Осн.». Далее задатчиком
курса КС изменяют курс по УШ на 15—18° и, поставив переклю-
чатель «Осн.-Зап.» в положение «Зап.», следят за разворотом пе-
ленгаторов, которые должны разворачиваться на тот же угол, а
затем вернуться с меньшей скоростью к первоначальному поло-
жению.
Глава XX
СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
Общие сведения
С развитием авиации все более широкое применение находят
устройства, осуществляющие автоматическое управление полетом.
Потребность в автоматическом управлении полетом возникла в
связи с необходимостью облегчить труд пилота при длительных
полетах и обеспечить высокую точность выдерживания заданных
258
характеристик полета. При современных скоростях полета, вслед-
ствие ограниченных возможностей человека, быстрая реакция и
точная координация действия могут быть обеспечены только сред-
ствами автоматики.
Устройства для автоматического выполнения отдельных опера-
ций по управлению полетом появились по существу вместе с само-
летом По мере развития самолетостроения, роста скоростей, высот
и дальностей полета росли и развивались средства автоматическо-
го управления режимами полета.
Любой режим полета характеризуется рядом параметров: вы-
сотой, скоростью, углами крена, тангажа, отклонения от заданного
направления полета (угол рыскания), атаки, скольжения, наклона
траектории, линейными отклонениями от траектории и т. д. Наз-
ванные параметры можно разделить на две группы
1) характеризующие угловые движения самолета относитель-
но его центра масс;
2) определяющие движения самого центра масс самолета.
Следовательно, и управление полетом складывается из управления
движением самолета вокруг центра масс и управления движени-
ем центра масс.
Под автопилотом понимают устройство, осуществляющее авто-
матическое управление тем или иным движением летательного ап-
парата.
Под понятием «управление» следует различать стабилизацию
заданного значения того или иного параметра режима полета (ре-
жим стабилизации) и изменение этого параметра по заданному за-
кону или произвольно (режим управления).
В настоящее время широкое применение нашли автопилоты,
осуществляющие управление в основном угловыми движениями.
В режиме стабилизации они поддерживают заданные значения
углов крена, тангажа, рыскания заданную высоту полета и курс.
В режиме управления автопилот позволяет осуществлять ко-
ординированный разворот, набор высоты или снижение, приведе-
ние самолета к горизонту и т. д.
Следует отметить, что стабилизация угловых положений само-
лета не обеспечивает стабилизации траектории его движения, так
как изменение траектории полета может произойти и без измене-
ния углов, на которые реагирует автопилот.
Так же как летчик при ручном управлении, автопилот воздей-
ствует на рули самолета. Руль высоты вызывает появление мо-
мента Мг и вращение самолета относительно поперечной оси Z.
Элероны вызывают поперечный крен, т. е. появление момента Мх
и поворот самолета относительно продольной оси X, а при крене
самолет обязательно будет совершать вращение вокруг вертикаль-
ной оси У. Руль направления создает момент Му .и вызывает вра-
щение самолета относительно вертикальной оси У, а разворачива-
ющийся самолет имеет тенденцию к крену и вращению относи-
тельно оси X.
9* 259
В соответствии с тремя органами управления, автопилот содер-
жит три канала: тангажа, крена и курса.
Структура каналов современных автопилотов в основном оди-
накова, а всякого рода различия обусловлены особенностями их
конструктивного решения.
На рис. 225 изображена в общем виде блок-схема одного кана-
ла автопилота как стабилизатора углового положения самолета
(вертолета). Здесь ©г угол тангажа и; у — угол крена; Т — курс
самолета; 0/ и Of— скорость и ускорение изменения этих пара-
метров. Структурно каждый автопилот (канал автопилота) можно
рассматривать состоящим из двух частей — сервопривода автопи-
лота и датчиков сигналов управления. Сервопривод включает в се-
бя сумматор сигналов 2, усилитель УС, исполнительный механизм
ИМ (рулевая машина РМ) и обратную связь ОС.
По характеру обратной связи сервоприводы, а следовательно,
и автопилоты бывают: с жесткой обратной связью, со скоростной
обратной связью и с изодромной обратной связью.
В автопилотах с жесткой обратной связью в установившемся
режиме, после того как переходный процесс закончится, положе-
ние управляющего органа б (например, угол руля) пропорциональ-
но величине сигнала на входе в сервопривод.
В автопилотах со скоростной обратной связью величина сигна-
ла на входе в сервопривод пропорциональна скорости изме-
нения координаты управляющего органа (например, скорости
перекладки руля).
Изодромные автопилоты в переходном режиме ведут себя как
автопилоты со скоростной обратной связью, а в установившемся
режиме — как автопилоты с жесткой обратной связью.
По роду потребляемой сервомотором энергии автопилоты де-
лят на электрические, гидравлические и пневматические.
В качестве датчиков сигналов стабилизации угловых положе-
ний самолета применяются трехстепенные гироскопы (ДПС —
Рис. 225. Структурная схема одного канала автопилота:
S — сумматор сигналов; УС—усилитель; ИМ /РМ) — исполнительный механизм
(рулевая машина); ДПС— датчик позиционных сигналов; ДДС— датчик демпфи-
рующих сигналов; ЗСУ — задатчик сигналов управления; ОС — обратная связь;
—регулируемый параметр полета; О/ и Gj —скорость и ускорение изменения
параметра ©/
260
датчики позиционных сигналов), позволяющие измерять углы
отклонения самолета от заданного направления, скоростные и ус-
корительно-скоростные гироскопы (ДДС — датчик демпфирую-
щих сигналов), измеряющие скорости и ускорения изменения
этих углов.
Структура сигналов управления (закон управления) и их пор-
ции (передаточные числа) выбираются таким образом, чтобы
обеспечить максимальную точность управления при сохранении
устойчивости системы.
Задатчики сигналов управления (ЗСУ) разделяются на задат-
чики по положению (когда положению задатчика соответствует
угол наклона самолета) и задатчики по скорости (когда по-
ложению задатчика соответствует скорость вращения само-
лета).
Широкое применение на новых самолетах получили демпферы
и автоматы устойчивости, которые повышают собственную устой-
чивость самолета.
Эти устройства работают и при ручном управлении самолетом,
осуществляя демпфирование колебаний посредством отклонения
руля по сигналам угловой скорости самолета.
Центральное место в оборудовании современных самолетов
стали занимать комплексные системы автоматического управле-
ния полетом, которые объединяют автоматизацию функций пило-
тирования и навигации.
Автопилот АП-6Е
Устанавливаемый в настоящее время на самолетах Ил-18 ав-
топилот АП-6Е является гораздо более совершенным по сравнению
с ранее выпускаемыми как по объему решаемых задач, так и в
конструктивном отношении.
Автопилот АП-6Е обеспечивает:
стабилизацию самолета относительно осей, X, У и Z;
автоматическую стабилизацию заданной высоты полета;
автоматическое выдерживание ортодромического курса;
выполнение координированных разворотов;
набор высоты и снижение;
визуальные показания курса, крена и тангажа на повторителях
гироскопических приборов;
выдачу сигналов отклонения от вертикали в курсовую систему
самолета.
На рис. 226 приведена блок-схема автопилота.
В качестве измерительных элементов, реагирующих на угловые
отклонения самолета, используются: по курсу—гирополукомпас
ГПК-52 АП или, при наличии на самолете курсовой системы, ее
гироагрегат, по крену и тангажу — центральная гироскопическая
вертикаль ЦГВ-4.
261
Угловые скорости самолета относительно осей X, Y и Z воспри-
нимаются тремя скоростными гироскопами, объединенными в бло-
ке БДГ-10.
Стабилизация высоты полета осуществляется по сигналам кор-
ректора высоты КВ-11. Корректор высоты представляет собой ба-
рометрический высотомер, снабженный потенциометрическим дат-
чиком, выдающим сигнал, пропорциональный отклонению само-
лета от заданной высоты, в канал тангажа автопилота.
Сервопривод автопилота АП-6Е состоит из сумматора сигналов,
усилителя и рулевой машины.
Суммирование сигналов осуществляется в мостовой схеме.
В усилителе сигнал рассогласования усиливается и преобразуется
в электрические импульсы, длительность которых зависит от вели-
чины управляющего сигнала. Эти импульсы включают фрикцион-
ное сцепление выходного вала сервомотора с барабаном, который
через тросовую передачу вызывает перекладку руля. На тросовом
барабане укреплен потенциометрический датчик обратной связи.
В сервоприводе АП-6Е введено автоматическое центрирование
каналов, которое осуществляется специальными следящими систе-
мами. При включении выключателя: «Подгот. АП» рис. 227 имею-
щийся в мостовой схеме сигнал разбаланса приводит в действие
двигатель ДИД-0,5, который перемещает ползунок потенциометра
центрирования до тех пор, пока мостовая схема придет в равновес-
ное состояние. Только после этого будет разблокирована цепь
включения сервомотора канала автопилота.
Жесткая обратная сВям
Рис. 226. Блок-схема автопилота АП-6Е
262
Управление самолетом через автопилот производится с по-
мощью рукояток «Разворот» и «Спуск — Подъем» (см. рис. 227).
При отклонении рукоятки «Разворот» пульта управления отклю-
чается сигнал с гирополукомпаса ГПК-52 АП и сигнал задатчика
поступает в мостовые схемы каналов курса и крена. Там эти сиг-
налы суммируются с сигналами демпфирующих гироскопов и сиг-
налами координации. Суммарные сигналы поступают на усилите-
ли каналов.
При отклонении рукоятки «Спуск — Подъем» отключается кор-
ректор высоты и в мостовую схему канала тангажа поступают сиг-
налы задатчика. Там они суммируются с сигналами демпфирую-
щих гироскопов и ЦГВ-4 и поступают на усилитель капала тапга-
жа. Поскольку сигналы задатчиков не компенсируются обратной
связью, то управление осуществляется по скорости, т. е. углу от-
клонения задатчика соответствует скорость разворота самолета.
Визуальные приборы, входящие в комплект автопилота, являют-
ся указателями гироскопических датчиков ГПК-52АП и ЦГВ-4.
Показания курса с ГПК-52АП на указатель УГПК передаются
с помощью сельсинной дистанционной передачи. Показания с
ЦГВ-4 передаются на указатель горизонта посредством трехпро-
водиой потенциометрической дистанционной передачи. Указатель
УГ представляет собой трехкатушечный логометр с вращающим-
ся постоянным магнитом.
Центральная гировертикаль типа ЦГВ-4 в настоящее время
нашла широкое применение, как датчик угловых отклонений са-
молета от горизонтального положения. Ее сигналы используются
в автопилотах, визуальных приборах и навигационных системах.
Коррекция гировертикали осу-
ществляется с помощью момен-
тов, создаваемых электродвигате-
лями переменного тока ДИД-0,5,
которые включаются жидкост-
ным маятниковым переключате-
лем.
Устройство гировертикали ти-
па ЦГВ рассмотрено в гл. XVII.
Пульт управления автопилота
АП-6Е показан на рис. 227- На
пульте расположены:
выключатель «Подгот. откл.
АП» для включения цепей посто-
янного тока автопилота, электро-
двигателей рулевых машин, реле
включения электродвигателей
центрирования, электромагнитов
арретира ГПК АП;
выключатели «Отключение
стабилизации Продольн-Попе-
речн.» — для выключения тормоз-
Рнс. 227 Пульт управления
АП-6Е
263
иых электромагнитов рулевых машин руля поворота и элеронов
(«Поперечн.») и руля высоты («Продольн.»);
рукоятка «Разворот» — для выдачи сигнала в каналы коорди-
нированного разворота самолета;
рукоятка «Крен» — для центрирования моста канала крена
и изменения положения самолета по крену при включенном авто-
пилоте;
лампа «Готовн. вкл. АП», сигнализирующая окончание процес-
са центрирования мостов;
лампа «Готовн. вкл. КВ», сигнализирующая о возможности
включения корректора высоты; включается кнопкой «Корректор
высоты»;
кнопка «Вкл. АП».
Помимо пульта управления, на самолете устанавливаются сле-
дующие устройства для управления автопилотом: кнопка аррети-
рования гировертикали, пульт управления гирополукомпасом,
кнопка быстрого отключения автопилота.
Рулевая машина. На рис. 228 изображена конструкция рулевой
машины, электродвигатель которой имеет постоянную скорость
вращения, а передача вращения на выходной барабан машины
осуществляется с помощью переключающегося редуктора и элект-
ромагнитных муфт. На выходном барабане 12 рулевой машины
намотан трос управления рулем самолета таким образом, что она
оказывается включенной последовательно в тягу рулевого управ-
ления самолетом.
При включении выключателя подготовки автопилота начинает
работать электродвигатель 1, который приводит во вращение ше-
стерни 5 и 20. Однако тросовый барабан 12 не соединен с этими
шестернями и может свободно вращаться тросами управления. При
повороте барабана этими тросами свободно вращается вал 14
крестовины с сателлитами (дифференциальный редуктор), которые
обкатываются относительно шестерен 9 и 16 дифференциала. По-
следние вращаются свободно вместе с шестернями 10, 17 и дисками
8 и 18.
Если теперь включить автопилот, нажав на кнопку включения,
то одновременно срабатывают тормозные электромагниты 3 и 21.
Своими рычагами 11 и 15 электромагниты перемещают оси с тор-
мозными муфтами 8 и 18 влево, прижимая их внутренние поверх-
ности к пробковым или пластмассовым фрикционным кольцам 7 и
19, закрепленным на корпусе машины. Теперь муфты 8 и 18 вместе
с их валами и шестернями 10 и 17 оказываются заторможенными.
Шестерни 9 и 16 дифференциального редуктора также оказывают-
ся зафиксированными, а вместе с ними зафиксирован барабан ру-
левой машины и связанный с ним руль самолета, поскольку вал 14
крестовины вместе с сателлитами не имеет возможности провер-
нуться относительно одновременно заторможенных шестерен 9 и
16. Управление самолетом в этом случае передано автопилоту.
Провернуть барабан возможно только в том случае, если к штурва-
лу (педалям) самолета будет приложена сила порядка 50—60 кг,
264
Рис. 228. Рулевая ма-
шина АП-6Е:
1 — электродвигатель; 2,
22 — электромагниты; 3 —
тормозной электромагнит:
4 — рычаг; 5, 10, 17, 20 —
шестерни; 6, 7, 19 — фрик-
ционные кольца; 8, 18 —
муфты; 9, 16 — дифференци-
альные редукторы; 11, 15 —
рычаги; 12 — тросовый бара-
бан; 13—потенциометр об
ратной связи; 14 — вал
достаточная для преодоления сил трения тормозных муфт 8 л /8 с
фрикционными кольцами.
Когда с усилителя автопилота поступает на рулевую машину
сигнал управления, то срабатывает один из рабочих электромагни-
тов: 2 или 22. В результате срабатывания рабочего электромагнита,
например 2, рычаг 4 нажмет шестерню 5 и переместит ее вправо.
Шестерня 5 своим фрикционным кольцом 6 прижмется к поверх-
ности диска муфты 8 и, преодолевая усилие тормозного магнита 3,
переместит диск 8 вместе с его осью вправо. Диск 8 силами трения
о кольцо 6 оказывается жестко сцепленным с вращающейся ше-
стерней 5. Через шестерню 10 вращение передается шестерне 16.
Последняя, вращаясь, обкатывает по неподвижной шестерне 9
сателлиты крестовины 14. При этом вал крестовины приводит во
вращение тросовый барабан 12, перемещая руль самолета и щетку
потенциометра 13 обратной связи. После выключения рабочего
электромагнита шестерня 5 отходит влево, а тормозной электро-
магнит снова прижимает диск 8 к кольцу 7, фиксируя новое положе-
ние руля самолета-
Наличие пробковых колец в рулевых машинах часто является
причиной неисправности автопилота. Пробки под влиянием вла-
ги разбухают и заклинивают шестерни. Летчик при этом должен
приложить значительно большее усилие к органу управления
(штурвалу, педалям) для «пересиливания» автопилота, чем это
полагается согласно нормам. Если такое явление возникает при
проверке автопилота, то рулевую машину следует заменить.
265
Автопилот АП-IS
На самолетах Ту-114 устанавливается комплект автопилота
АП-15, который обеспечивает:
стабилизацию самолета относительно трех осей;
стабилизацию высоты полета;
выдерживание заданного компасного курса;
выполнение координированных разворотов, набора высоты, сни-
жения и спиралей;
показания крена и тангажа на указателе горизонта для визу-
альных наблюдений.
Автопилот (АП-15) отличается рядом принципиальных и кон-
структивных особенностей. Многие агрегаты его работают на пере-
менном токе и содержат большое число индукционных элементов.
В этом автопилоте применена скоростная обратная связь, а регу-
лирование в режиме стабилизации осуществляется по углу, угловой
скорости и ускорению. Выдерживание заданной высоты полета про-
изводится по сигналам корректора высоты КВ-11. На рис. 229 при-
ведена упрощенная блок-схема АП-15. Для измерения угловых
отклонении самолета по всем трем осям в автопилоте АП-15 при-
менена гироцентраль. Она представляет собой платформу, которая
помещена в карданном подвесе и стабилизирована тремя гироско-
пами- одни гироскоп стабилизирует платформу в азимуте п два
гироскопа — в горизонтальной плоскости. Компенсация действия
внешних моментов на гироплатформу осуществляется посредством
системы разгрузки, состоящей из двигателей разгрузки и индукци-
онных датчиков. Поддержание платформы в горизонтальном поло-
жении производится системой маятниковой коррекции, состоящей
из коррекционных двигателей и жидкостного маятникового пере-
ключателя. В азимуте платформа корректируется от постороннего
источника, например от магнитного или астрономического ком-
паса.
Сигналы угловых отклонений по курсу и тангажу снимаются с
измерительных осей платформы с помощью сельсин-приемннков и
передаются на сельсин-датчики, а с них уже на сумматоры кана-
лов. В канале крена датчиком углового отклонения самолета явля-
ется^ращающийся трансформатор.
Угловая скорость самолета измеряется скоростным гироскопом,
снабженным индукционным датчиком.
Измерение ускорения осуществляется устройством, реагирую-
щим на угловую скорость скоростного гироскопа. Это устройство
представляет собой генератор постоянного тока, вал которого вра-
щается от измерительной оси скоростного гироскопа. Следователь-
но, напряжение на выходе этого генератора пропорционально угло-
вому ускорению самолета. Эти сигналы с помощью магнитного уси-
лителя усиливаются и преобразуются в напряжения переменного
тока.
Суммирование управляющих сигналов производится на сопро-
тивлениях, включенных последовательно, на каждое сопротивление
266
Рнс 229 Упрощенная блок-схема автопилота АП 15
подается по одному сигналу, а с крайних точек всей цепочки сни-
мается суммарный сигнал управления. Изменением величин
сопротивлений можно регулировать передаточные отношения сиг-
налов. Поскольку суммируются сигналы переменного тока, то
предварительно они приводятся к одинаковой фазе специальными
фазорегуляторами.
Сигнал управления после усиления электронным усилителем
приводит в действие сервомотор, представляющий собой электро-
двигатель постоянного тока напряжением 27 в. На выходном валу
сервомотора укреплен барабан, с которого передается движение
на рули посредством тросов.
Датчиком скоростной обратной связи является двухфазный ин-
дукционный тахогенератор, соединенный с валом электродвигателя
зубчатой передачей.
Для того чтобы во время работы автопилота отклонения рулей
не превышали допустимую величину, в каждой рулевой машине
имеются концевые выключатели. Показания углов крена и танга-
жа передаются с гировертикали на указатель авиагоризонта с по-
мощью сельсинных дистанционных передач.
Координированные развороты самолета через автопилот произ-
водятся от рукоятки «Разворот», расположенной на пульте управ-
ления и снабженной потенциометрическим датчиком. Сигналы уп-
равления перед введением в сервоприводы каналов предварительно
267
проходят координатные преобразования в так называемом вираж-
ном механизме.
Управление продольным движением самолета осуществляется
рукояткой «Высота», находящейся на пульте управления. Сигнал
с ее потенциометра поступает в канал тангажа через преобразова-
тель координат виражного механизма.
Ручками «Крен» и «Высота» производится центрирование кана-
лов автопилота.
Включение автопилота осуществляется выключателем «Об-
щий», а после прогрева ламп и разгона гироскопов включаются
каналы «Крен», «Курс» и «Высота». Рулевые машины включаются
нажатием кнопки «Вкл.». Включение корректора высоты произво-
дится отдельным выключателем.
Для быстрого (аварийного) отключения автопилота имеется
специальная кнопка, которая обычно устанавливается на штурва-
ле самолета. «
Автопилот АП-28
На ряде типов самолетов устанавливается автопилот АП-28. Он
выпускается в двух вариантах: электрический (с электрическими
рулевыми машинами — АП-28Л1) и электрогидравлический (с гид-
равлическими рулевыми машинами — АП-28, В1, Д1).
АП-28 является автопилотом с жесткой обратной связью (в не-
которых модификациях можно встретить изодромную обратную
связь).
Автопилот обеспечивает:
стабилизацию самолета относительно осей X У и Z;
осуществление координированных разворотов;
подъем или спуск самолета от ручек управления;
автоматическое приведение самолета к горизонтальному полету;
выдерживание заданной высоты полета.
На рис. 230 изображена упрощенная блок-схема автопилота
АП-28.
Регулирование в режиме стабилизации осуществляется по сиг-
налам угла и угловой скорости в каждом канале. В канале крена,
кроме того, вводится из канала курса сигнал перекрестной связи
по углу. Сигналы, пропорциональные углам отклонения по крену
и тангажу, снимаются с потенциометрических датчиков централь-
ной гировертикали ЦГВ 2 или ЦГВ-8. Эти гировертикали по прин-
ципу действия и конструкции основных узлов не имеют принци-
пиальных отличий от применяемой в АП-6Е гировертикали ЦГВ-4.
Сигнал угла в канал курса поступает с ГИК-1 или от курсовой
системы.
Выдерживание заданной высоты полета осуществляется по сиг-
налам высотного корректора, которые после усиления электронным
усилителем поступают в сумматор канала тангажа авто-
пилота.
268
Рис. 230. Упрощенная блок-схема автопилота АП-28
Сигналы, пропорциональные угловым скоростям самолета, сни-
маются с индукционных датчиков скоростных гироскопов. Перед
введением сигналов в сумматоры каналов они преобразуются в на-
пряжения постоянного тока фазочувствительными выпрямите-
лями.
Суммирование сигналов производится в суммирующих магнит-
ных усилителях. Там сигналы управления преобразуются в напря-
жения переменного тока и подаются на электронные усилители.
В каждом канале сервопривода имеется вибратор, генерирующий
колебания, которые накладываются на полезный сигнал. Это спо-
собствует повышению чувствительности привода. Иглу гидравли-
ческой рулевой машины приводит в движение пропорциональное
реле. В приводе, кроме обратной связи 4, 5, 6, охватывающей сер-
вомотор, имеется местная отрицательная обратная связь, охва-
тывающая только усилители 7 и 16, 8 и 17, 9 и 18. Она предназна-
чена для улучшения динамических характеристик сервопривода
автопилота.
Включение питания автопилота производится выключателем
«Питание», расположенным на пульте управления (рис. 231). На-
пряжение подается на гиромоторы и усилители каналов. Имею-
щиеся в каналах рассогласования приводят в действие следящие
системы (механизмы согласования), которые компенсируют вход-
ные сигналы. Кроме того, готовность автопилота определяется вре-
менем прогрева ламп и разгона гироскопов- Для этого предусмот-
рена задержка времени, которая осуществляется с помощью би-
металлического реле.
269
О состоянии готовности автопилота и
включении свидетельствует загорание
лампочки «Готов» и «ЦГВ» на пульте
управления. Причем лампочка «ЦГВ»
загорится только в том случае, если от-
сутствует сигнал о выбивании ЦГВ и уг-
лы крена и тангажа самолета не превы-
шают 60° (или 30° — в зависимости от
типа самочета).
Дчя включения автопилота достаточ-
но нажать кнопку «Вкл.», расположен-
ную на рукоятке управления пилота,
входящую в комплект автопилота. Упра-
вление самолетом от рукоятки пилота
через автопилот здесь осуществляется
по скорости, т. е. положению рукоятки
соответствует определенная скорость вра-
щения самолета. Сигналы в сервопри-
Рис. 231. Лицевая сторо- воды от рукоятки пилота поступают
на пульта управления через механизмы согласования. Управ-
автопилота АП-28 пение от ручки штурмана осуществляется
по положению.
При передаче управления самолетом штурману необходимо пе-
реключатель на пульте управления поставить в положение «Управ-
ление у штурмана».
С пульта управления автопилотом можно заарретировать ЦГВ,
для чего надо нажать кнопку «Арретир».
Указатель на пульте управления служит для контроля за поло-
жением рам гироузла. При необходимости можно произвести авто-
матическое выравнивание самолета по крену и тангажу из любого
отклоненного положения в пределах допустимых углов. Для этого
надо нажать кнопку «Приведение к горизонту», которая устанавли-
вается в наиболее удобном для пилота месте. Для быстрого отклю-
чения автопилота на штурвалах самолета устанавливаются кнопки
аварийного отключения.
Автопилот АП-31
Автопилот АП-31 создан на базе автопилота АП-28 и предназна-
чен для установки на вертолетах одновинтовой схемы с рулевым
винтом, компенсирующим реактивный момент несущего винта. Как
известно, такие вертолеты управляются изменением направ-
ления силы тяги несущего винта и величины тяги рулевого
винта.
Для управления по тангажу и крену служит автомат перекоса,
а путевое управление производится изменением шага рулевого
винта. В качестве исполнительного механизма в автопилоте приме-
нены гидравлические рулевые машины. Так же как и на самолете,
270
здесь имеются три канала управления: продольный (или канал
тангажа), поперечный (или канал крена) и путевого управления
(или канал курса). Рулевые машины автопилота используются и
при ручном управлении вертолетом как гидроусилители, ибо
их золотники механически связаны с ручкой управления верто-
летом.
При автоматическом управлении золотники гидроусилителей пе-
ремещаются от управляющих сигналов автопилота через пропор-
циональное реле.
Автопилот АП-31 обеспечивает:
стабилизацию полета вертолета относительно трех осей в гори-
зонтальном полете, при спуске и наборе высоты, висений и пере-
ходе с одного режима на другой;
выполнение эволюций с помощью рукоятки управления, кото-
рая в отличие от АП-28 выдает сигналы управления во все три ка-
нала: тангажа, крена и курса.
Углы тангажа и крена через автопилот можно изменять в пре-
делах ±30°. До скорости полета 65—80 км/ч можно производить
только плоские развороты, а координированные — при больших
скоростях полета.
Так же как в автопилоте АП-28, регулирование в режиме ста-
билизации осуществляется по углу и угловой скорости. Для выда-
чи сигналов, пропорциональных углам крена и тангажа вертолета,
используется центральная гировертикаль ЦГВ-2. Угловые скоро-
сти по всем трем осям измеряются скоростными гироскопами.
Суммирование и преобразование сигналов производится в
магнитном усилителе. После усиления в электронном усилителе
управляющий сигнал поступает на испол-
нительный элемент — пропорциональное
реле, которое перемещает иглу гидравличе-
ской рулевой машины. Обратная связь реа-
лизуется посредством потенциометрическо-
го датчика, движок которого перемещается
от выходного вала рулевой машины.
При управлении вертолетом через авто-
пилот от трехканальной рукоятки управля-
ющие напряжения вводятся в сумматоры
через механизмы согласования каналов.
Включение питания автопилота произ-
водится с пульта упра!вления (рис. 232) вы-
ключателем «Питание». После того как за-
горится лампочка «Готов», можно нажи-
мать кнопку включения автопилота, распо-
ложенную в удобном для пилота месте.
Указатель, расположенный на пульте уп-
равления, служит для контроля за поло-
жением рам гироузла.
Кнопка «Аррегир» позволяет произвести на пульта управлеиИ!1
заарретирование гироскопа ЦГВ. автопилота АП-31
271
На переднюю панель пульта управления выведены потенцио-
метры (под шлиц) К, Н и Т, которыми можно регулировать поло-
жение органов управления вертолета при нулевых управляющих
сигналах. На вертолете также имеется кнопка аварийного отклю-
чения автопилота, которой пилот может быстро отключить авто-
пилот от органов управления.
Особенности эксплуатации автопилотов (на примере АП-6Е]
Руление, взлет и посадку самолета следует всегда выполнять
при вращающихся гироскопах, чтобы толчки самолета не вызыва-
ли ударов рамок гироузлов. Остальные агрегаты автопилота
должны быть выключены. Перед выруливанием самолета на старт
включается источник переменного тока, АЗС питания автопилота
и выключатель питания автопилота переменным током. После это-
го на время 20—30 сек должна быть нажата кнопка арретирова-
ния ЦГВ. Окончание процесса арретирования определяется по ука-
зателю авиагоризонта автопилота, сельсины которого питаются с
потенциометров ЦГВ.
Выключатели продольной и поперечной стабилизации на пуль-
те должны быть выключены, а индексы рукояток «Разворот» и
«Спуск-Подъем» — находиться на нулевой отметке. Широтный по-
тенциометр ГПК-ЛП устанавливается на широту места взлета.
Шкала ГПК АП рукояткой «Задатчик курса» устанавливается сог-
ласно с показанием магнитного курса, а шкала указателя курса
УГПК с помощью кремальеры разворачивается и согласуется со
шкалой ГПК- За время выруливания, взлета и набора высоты все
агрегаты автопилота успевают прогреться и войти в нормальный
рабочий режим.
В полете автопилот можно включать на управление самолетом
только по достижении высоты, указанной в инструкции по эксплуа-
тации данного типа самолета. В противном случае возможно появ-
ление аварийной ситуации. Все операции по включению следует
производить в строгой последовательности, предусмотренной ин-
струкцией. Если в момент включения автопилота самолет начинает
резко изменять режим полета, то необходимо немедленно нажать
на кнопку аварийного выключения автопилота. После этого следует
проверить правильность положений всех элементов управления ав-
топилотом и произвести повторное включение. При повторном про-
явлении того же дефекта автопилотом пользоваться нельзя.
Если автопилот был включен при наборе или уменьшении вы-
соты, то после достижения заданной высоты полета автопилот на-
до выключить. Затем следует установить самолет в положение го-
ризонтального полета и тщательно его сбалансировать с помощью
триммеров, рукоятки потенциометров управления автопилотом на
пульте поставить в нейтральные положения и включить автопилот.
С целью стабилизации высоты полета включается в работу кор-
ректор высоты.
272
Следует помнить, что в полете с включенным автопилотом нель-
зя пользоваться триммерами для изменения угловых координат
самолета: автопилот будет ликвидировать эти изменения соответ-
ствующими отклонениями рулей самолета, рулевые машины будут
воспринимать дополнительные нагрузки.
При отклонении самолета от курса и необходимости изменения
курса с помощью ручки «Разворот» производится координирован-
ный разворот самолета на заданный курс. Развороты можно вы-
полнять также в режиме изменения высоты полета.
Выключать источник переменного тока, питающий автопилот,
можно только после заруливания летательного аппарата на стоян-
ку, так как руление с неработающими гироприборами вызывает их
повреждение.
Обогрев рулевых машин автопилота необходимо включать пе-
ред взлетом и выключать только после посадки.
В эксплуатации бывают случаи появления неисправностей и
отказов автопилотов в воздухе. Наиболее характерными неисправ-
ностями являются «рыскание» самолета по курсу, колебания отно-
сительно продольной оси (по крену), ускоренный уход самолета от
линии начальной ортодромии. Причиной колебаний самолета по
курсу и крену большей частью служат отказы скоростных гироско-
пов или нарушение регулировки величин их сигналов Ускоренное
отклонение самолета от курса является следствием отказа гиропо-
лукомпаса.
Наиболее опасными являются случаи обрывов в этектрических
схемах каналов управления, что может привести к резкому измене-
нию положения самолета. При любых проявлениях отказов и не-
исправностей в полете автопилот должен быть выключен.
В эксплуатации возникает необходимость в периодической ре-
гулировке натяжения тросов рулевого управления. Следует пом-
нить, что после каждой такой регулировки необходимо проверить
правильность срабатывания концевых выключателей и правиль-
ность положения щеток потенциометров обратной связи в рулевых
машинах. С целью проверки передаточных отношений автопилота
непосредственно на летательном аппарате, ЦГВ, ГПК и блок демп-
фирующих гироскопов снимаются с самолета, устанавливаются на
платформы специальных поворотных столов и с помощью
удлинительных жгутов соединяются с остальной схемой авто-
пилота.
Изменяя углы наклона ЦГВ, азимутальные углы ГПК, угловые
скорости вращения блока демпфирующих гироскопов и измеряя
величины соответствующих отклонений рулей, определяют значе-
ния передаточных отношений автопилота. При необходимости эти
передаточные отношения регулируются. Проверяются и регули-
руются также передаточные отношения к рулям от ручек управле-
ния автопилотом и от корректора высоты.
Для проверки работы корректора высоты создавать разрежение
и давление в системе статической проводки ПВД следует плавно,
273
чтобы не повредить корректор высоты и другие анероидно-мем-
бранные приборы.
Проверка автопилота, настройка его с помощью потенциомет-
ров управления чувствительностью, порцией рулей, координирован-
ными разворотами производятся специалистами на земле. Оконча-
тельная настройка автопилота производится во время или по ре-
зультатам контрольного облета.
Для обслуживания автопилотов имеются специальные комп-
лекты инструментов, приспособлений и вспомогательных материа-
лов. Контрольно-проверочная аппаратура автопилотов сосредото-
чена в отдельных переносных установках.
Автоматы демпфирования
Рассмотрим принцип действия и устройство автоматов демпфи-
рования на примере автомата демпфирования колебаний рыскания
по курсу. Этот автомат демпфирования автоматически отклоняет
руль направления при возникновении угловой скорости самолета
относительно оси У.
На рис. 233 приведена функциональная схема автомата. Чувст-
вительным элементом (датчиком) автомата является скоростной
гироскоп При отсутствии угловой скорости разворота руль на-
правления PH самолета находится в нейтральном положении.
Потенциометры П и ПОС образуют мостовую схему, в одну диаго-
наль которой включен источник питания переменного тока, а с дру-
гой диагонали сигнал снимается на вход электронного усилителя
ЗУ.
Если под действием какой либо внешней причины самолет на-
чинает отклоняться от курса с угловой скоростью ф, то гироскоп
прецессирует относительно оси X до тех пор, пока момент прецес-
сии не уравновесится силой пружины Пр. Угол отклонения гиро-
скопа от нейтрального положения будет пропорционален угловой
скорости ф разворота самолета.
С осью Л' гироскопа связана щетка потенциометра П. При от-
клонении гироскопа щетка перемещается относительно потенцио-
метра П, мостик разбалансируется и на входе электронного усили-
Рис. 233. Функциональная схема автомата демпфирования
274
теля ЭУ появляется напряжение, фаза и величина которого опреде-
ляется направлением и величиной угловой скорости разворота са-
молета. Электронный усилитель возбуждает электромашинный уси-
литель ЭМУ (в некоторых системах применяется релейный усили-
тель). Напряжение ЭМУ подводится к электродвигателю Д руле-
вого агрегата, который управляет гидроусилителем ГУ бустерной
системы руля. В результате руль направления PH отклоняется,
чтобы ликвидировать появившуюся угловую скорость разворота са-
молета. Одновременно перемещается и щетка потенциометра ПОС
обратной связи, уменьшая величину напряжения на входе усили-
теля ЭУ. При некотором угле отклонения руля эго напряжение
станет равным нулю и руль останавливается. Величина угла пово-
рота руля будет такой, чтобы парировать стремление самолета к
уходу от курса; момент руля будет уравновешивать моменты, вы-
зывающие отклонение самолета.
Отклоненный руль направления уменьшает угловую скорость
разворота самолета. При этом гироскоп и щетка потенциометра П
начинают перемещаться обратно, т. е. к положению равновесия.
На входе усилителя ЭУ появляется напряжение, фаза которого
противоположна фазе первоначального напряжения, и руль направ-
ления начинает перемещаться к нейтральному положению. Как
только угловая скорость ф разворота самолета станет равной ну-
лю, руль направления приходит в нейтральное положение. Таким
образом, в результате работы автомата демпфирования не до-
пускается возникновение отклонения самолета от прямолинейного
полета.
Если пренебречь инерционностью элементов в системе управле-
ния рулем, то угол б„ отклонения руля направления автоматом и
угловая скорость ф отклонения самолета по курсу связаны следу-
ющей зависимостью:
= - гф , (2.48)
где I — общее передаточное отношение демпфирования и элемен-
тов управления рулем, включенных после автомата.
Знак минус поставлен потому, что отклонение руля б,< должно
ликвидировать угловую скорость ф разворота.
Автомат демпфирования противодействует возникновению уг-
ловой скорости самолета вне зависимости от вызвавших ее при-
чин. Чтобы не ухудшить управляемость самолета, автомат демп-
фирования обеспечивает отклонение руля направления лишь в оп-
ределенных пределах. С этой целью имеются концевые выключа-
тели, которые отключают электродвигатель автомата при пово-
роте его вала на определенный угол. Летчик воспринимает
результат действия автомата как увеличение естественного демп-
фирования и боковой устойчивости самолета; при выполнении ви-
ражей он должен отклонять педали на несколько большую величи-
ну, чем это необходимо при выключенном автомате демпфиро-
вания.
275
Рис. 234. Кинематичес-
кая схема управления
рулем от автомата демп-
фирования
На рис. 234 изображена одна из схем
включения рулевого агрегата управления
автомата демпфирования в схему управ-
ления рулем направления. При движении
педалей троса управления поворачивают
сектор 1 агрегата и через заторможенный
шток электродвигателя Д — рычаг 2. Элек-
тродвигатель закреплен на секторе 1. Ры-
чаг 2 смещает золотник гидроусилителя уп-
равления >рулем. При работе автомата дем-
пфирования электродвигатель Д перемеща-
ет шток, поворачивая этим рычаг 2 относи-
тельно сектора 1. Не создавая усилий на тросах педалей рычаг 2
смещает золотник гидроусилителя.
В эксплуатации имеются также рулевые агрегаты типа раз-
движных тяг, непосредственно встраиваемых в жесткие тяги руле-
вого управления.
Огрениччтель предельных режимов
Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для
предупреждения пилота о подходе к предельно-допустимым углам
атаки самолета и предотвращении возможности их превышения
при полете в режиме ручного управления. Величина ограничений
указана на графике, приведенном на рис. 235.
ОПР включает в себя:
блок автоматики БАОУ-3;
одноосный блок демпфирующих гироскопов — БДГ-26;
электрогидравлический рулевой агрегат РА-62;
механизм тряски штурвала MTUI-1;
кнопка быстрого отключения КБО (2 шт.).
Блок-схема ОПР изображена на рис. 236.
Принцип действия. ОПР име-
ет три режима работы:
1. Режим предупреждения.
ОПР предупреждает летчика о
приближении к аКр подачей зву-
кового сигната с одновременной
предупредительной тряской ко-
лонки штурвала с частотой f=9
—14 гц и амплитудой 0,5—1 мм.
2. Режим толкания. Если са-
молет продолжает приближаться
к акр (при убранных шасси или
закрылках), то ОПР сообщает
колонке штурвала движение в
направлении от себя, развивая
усилия на колонке 40±4 кг.
Рис. 235. График зависи-
мости акр=1(м)
276
3. Режим останова. Если самолет продолжает приближаться к
ссКр (при выпущенных шасси или закрылках), то ОПР останав-
ливает перемещение колонки штурвала «на себя» путем создания
усилия, равного 40±4 кг. ОПТ обеспечивает возможность его пе-
ресиливания в случае необходимости при приложении к колонке
штурвала усилия, превышающего 40 кг, а также позволяет летчи-
ку произвести аварийное отключение ОПР с помощью кнопки бы-
строго отключения.
Чувствительным элементом ОПР является устройство, выдаю-
щее сигналы в виде напряжения постоянного тока, пропорциональ-
ные текущим значениям угла атаки атек, критическому углу атаки
акр и угловой скорости wz. В качестве датчиков текущего и кри-
тического углов атаки используются датчики типа ДУА-9 и ДКУ-23.
Датчики угловой скорости объединены в блок демпфирующих ги-
роскопов БДГ-26.
Для повышения надежности в ОПР предусмотрено тройное
резервирование датчиков с помощью кворум-элементов, осуществ-
ляющих выделение достоверного сигнала при отказе любого из
трех резервируемых датчиков.
Сигналы с кворум-элементов датчиков алгебраически сумми-
руются на входе усилителей предварительного усиления типа УПТ-2
(также резервированных трижды) и поступают на релейные уси-
лители УМГР-3, которые управляют исполнительными механиз-
мами:
• 1) механизмом тряски штурвала МТШ-1 в режиме предупреж-
дения;
277
2) электрогидравлическим рулевым агрегатом РА-62 в режиме
толкания и останова.
Каждым из механизмов управляет своя группа релейных уси-
лителей, состоящая из двух задублированных усилителен УМТР-3,
снабженных схемой определения отказавшего усилителя с после-
дующим его отключением.
Срабатывание усилителей происходит при выполнении следую-
щих равенств:
o-кр = аТСк + Ки,г <«г — для усилителей,
управляющих механизмом РА-62;
акр — 2 = атек + К о>г ‘«г — для усилителен,
управляющих механизмом МТШ-1.
Исполнительный механизм РА-62 через кинематику подключен
к колонке штурвала и при срабатывании соответствующих усили-
телей УМТР-3 принудительно отклоняет колонку штурвала в на-
правлении «от себя», вызывая тем самым уменьшение угла атаки.
Механизм тряски штурвала МТШ-1 укреплен непосредственно
на колонке штурвала. При включении он возбуждает вибрацию
колонки за счет действия инерционных сил, развивающихся вслед-
ствие вращения несбалансированной массы на выходном валу
МТШ-1.
Режим предупреждения включается на 2° (по углу атаки)
раньше режима толкания. Это достигается разными настройками
порогов срабатывания релейных усилителей предупреждения и
толкания. В ОПР имеется встроенный контроль исправной работы
системы.
При отказах датчиков или усилителей на логическую схему
ОПР поступают сигналы от соответствующих групп датчиков. При
возникновении двух сигналов в какой-либо из этих групп включа-
ется сигнальная лампа отказа на приборной доске летчика.
Для защиты от ложною включения режима толкания в ОПР
применена блокировка режима толкания по режиму предупрежде-
ния, т. е. включение режима толкания невозможно, если режим
предупреждения не сработал. Указанная блокировка реализует-
ся в самом исполнительном механизме РА-62, который осуществ-
ляет толкание только при последовательном поступлении на него
двух сигналов: сначала от усилителя предупреждения, затем от
усилителя толкания. При отсутствии первого сигнала подача вто-
рого сигнала не вызывает срабатывание механизма РА-62.
БДГ-26 состоит из трех датчиков угловой скорости, ориенти-
рованных по одной оси.
Блок автоматики БАОУ-3. Посредством его осуществляется
питание постоянным и переменным током всего ограничителя, а
также регулировка и связь всех блоков, входящих в ограничитель.
В нем формируются законы ограничителя:
в режиме толкания и останова — акр>ат<ч.-+Аыг wz;
в режиме предупреждения (сигнализации)—акр—2^<хтек+А’ы2<о2-
278
Блок автоматики сос-
тоит из: кворум-элемента,
логической ячейки, усили-
теля постоянного тока
УПТ-2. блока питания
БПЗ-2, реле времени
РВ-9, магнитного тирис-
торного релейного усили-
теля УМГР-3
Кворум-элемент сос-
тоит из двух частей: соб-
ственного кворум-элемен-
та (рис. 237), который
осуществляет преобразо-
вание входных сигналов,
и узла сигнализации и
коммутации (УСК), осу-
ществляющего индика-
цию неисправностей.
Электрогидравли ч е с-
кий привод РА-62 (рис
238) состоит из двух
релейных усилителей
УМТР-3 и группы реле,
расположенных в блоке
автоматики и исполни-
тельного устройства элек-
трогидравлической релей
ной рулевой машины по-
ступательного типа одно-
стороннего действия Усн
Рис. 237. Принципиальная схема собственно
кворум-э темента
Рис. 238. Блок-схема привода
лптели привода и гидропитание задублированы для надежности.
Нагрузкой усилителей служат обмотки электромагнитных кла-
панов рулевой машины РА-62. Обмотки клапанов подключены к
выходам усилителей через контакты реле, которыми осуществля-
ется переключение обмоток для достижения эффекта «останова»
или «толкания» по сигналам концевых выключателей выпуска шас-
си или закрылков.
Механизм тряски штурвала МТШ-1 (рис. 239) является элек-
тромеханическим вибратором. Состоит из электродвигателя посто-
янного тока, электромагнитной муфты торможения, редуктора и
несбалансированных грузов весом 0,6 кг, установленных на рыча-
ге на расстоянии 40 мм от оси вращения.
Все узлы механизма смонтированы в корпусе, который кре-
пится на колонке штурвала.
При подаче на механизм напряжения 4-27 в от релейных уси-
лителей предупреждения электромагнитная муфта торможения
растормаживает вал двигателя и электродвигатель через редуктор
вращает несбалансированные грузы. При вращении грузов возни-
279
кает центробежная сила. При направлении ее вектора вдоль оси
колонки штурвала воздействие воспринимается подшипником ко-
лонки. При направлении вектора центробежной силы перпендику-
лярно оси колонки штурвала она вызывает вибрацию колонки с
частотой f=10—15 гц и амплитудой 1 мм. При снятии напряже-
ния муфта затормаживает вал электродвигателя и уменьшает вре-
мя вращения несбалансированных грузов.
Логическая ячейка. Логическое устройство выполнено на дио-
дах типа «И/или» и предназначено для получения сигнала крити-
ческого отказа группы из 3-х элементов. Для трех датчиков, рабо-
тающих через кворум-элемент, критическим является отказ лю-
бых 2-х датчиков. Поэтому данное устройство реализует сочетание
по два из трех.
Сигналы отказов ( + 27 в или — 27 в) поступают наточки 1,2,3.
При наличии любого одного отказа на выходе устройства на-
пряжение либо отсутствует, либо меньше заданного напряжения,
которое стабилизировано стабилитроном. Появление любого 2-го
отказа ведет к тому, что напряжение на выходе превышает напря-
жение стабилизации стабилитрона. Это приводит к открытию трио-
да, а значит, и к срабатыванию исполнительного реле.
При разбеге и пробеге самолета, когда скоростные напоры ма-
лы и флюгеры могут находиться в несогласованном положении,
возможны ложные включения лампы «Отказ». Во избежание это-
го, сигналом «—27 в» производится автоматическое запирание ло-
гической ячейки.
Система триммирования СТ-2
Система триммирования СТ-2 предназначена для автоматиче-
ского снятия нагрузок в системе управления рулем высоты и ин-
дикации нагрузок, возникающих в системе управления рулем вы-
280
соты, рулем направления и
элеронами при изменении
режима полета и центровки
самолета.
Система триммирования
обеспечивает также сигна-
лизацию летчику при дости-
жении в тягах управления
самолетом предельных уси-
лий, а также автоматичес-
кое отключение триммерной
машины в канале руля вы-
Рис. 240. Блок-схема системы триммирова-
ния СТ-2
соты при неисправностях,
вызывающих одностороннюю перекладку триммера.
Блок-схема системы триммирования приведена на рис. 240. Си-
стема состоит из автомата триммирования АТ-2, двух датчиков
усилий, двух фазовых дискриминаторов и строенного указателя
УТ-ЗК. Автомат триммирования АТ-2 может применяться самосто-
ятельно, в этом случае в его комплект придается однострелочный
указатель УАТ-3.
В табл. 6 приводятся сведения по комплектации системы трим-
мирования на современных отечественных самолетах гражданской
авиации.
Таблица 6
Количество в комплекте для самолетов
Агрегат СТ-2 АТ-2
ИЛ-62 Ил-18 ТУ-104 ТУ-124 ТУ-134
Блок управления триммирова- нием БУТ-3 1 1 1 1 1
Дублированный датчик уси- лий 3 ДДУ-2 1 ДДУ-2 1 ДДУ-6 1 ДДУ-1 1 ДДУ-6
Блок фазового дискриминато- ра БФД-3 2 — — — —
Триммерная машина УТ-15 1 1 1 1 1
Указатель УТК-ЗК 1 — — — —
> УАТ-3 — 1 1 1 1
281
Основные технические характеристики
Система СТ-2 рассчитана для эксплуатации на самолетах в
следующих условиях:
в диапазоне высот, м ...................................
в диапазоне истинных воздушных скоростей, км!ч . . .
в интервале температур внешней среды, °C................
в диапазоне частот вибрации, гц ........................
Чувствительность автомата триммироваиия, т. е. величина
нагрузки па датчик усилий в системе управления рулем
высоты, соответствующая включению триммериой ма-
шины, кг ..........
Время задержки включения триммерной машины, сек...........
Угол поворота выходного вала триммериой машины в обе сто-
роны от нейтрального положения, град .....................
Величина нагрузки на датчик усилий, соответствуюшая откло-
нению стрелки указателя до крайнего индекса шкалы, кг
Мощность, потребляемая системой триммироваиия
по постоянному току, вт ..................................
» переменному », ва . . ............................
Вес, кг.
системы триммироваиия СТ-2..............
автомата » АТ-2.....................................
до 25000
от 240 до 1 000
от+50 до—60
от 10 до 200
не более 20 (что
соответствует
усилию на ко-
лонке штурвала
не более 8 кг)
5±10 %
600±15
45±15
не более 100
не более 20
15
8
Рассмотрим принцип действия автомата триммироваиия
(рнс. 241). Датчик усилий ДДУ, установленный в системе управ-
ления рулем высоты, имеет пружину, связанную кинематически с
индукционным датчиком ПД и концевыми выключателями КВ.
При возникновении усилий в тяге с индукционного датчика будет
сниматься сигнал переменного тока, пропорциональный величине
усилия.
Поступая на фазовый дискриминатор (ФД) блока управления
триммироваиия БУТ-3, сигнал усиливается и выпрямляется, после
чего поступает на магнитное реле (МР). Контакты выходного реле
МР замыкают плюсовую цепь двигателя триммерной машины, но
включение двигателя произойдет только через 5 сек, когда замк-
нутся контакты реле времени в минусовой цепи двигателя.
Выдержка времени необходима здесь для того, чтобы устранить
случайные срабатывания автомата триммироваиия при кратковре-
менных увеличениях нагрузки в тяге управления рулем высоты.
Двигатель триммерной машины (электромеханизм УТ-15) от-
клоняет триммер на такой угол т, чтобы усилие в тяге было до-
статочно малым. При этом магнитное реле отпускает свои контак-
ты и двигатель останавливается.
С фазового дискриминатора, кроме того, подается сигнал на
указатель УАТ-3, который служит индикатором направления ве-
личины усилия в тяге.
В блок управления триммироваиия входит так называемый ав-
томат контроля (АК). Это — группа реле, осуществляющая отклю-
чение двигателя триммерной машины с соответствующей сигнали-
зацией при достижении в тяге предельных усилий. Сигнал на авто-
282
+27В
Рнс. 241. Схема автомата триммироваиия АТ-2
мат контроля подается с концевых выключателей датчика уси-
лий.
На схеме рис. 241 видно, что при исходном положении концевых
выключателей датчика усилий два реле автомата контроля нахо-
дятся под током, а третье — в обесточенном состоянии. При раз-
мыкании одного из концевых выключателей реле, в цепи которого
находится его контакт, отпускает и своими нормально-замкнутыми
контактами замыкает цепь третьего реле. Если при этом на дви-
гатель подавалось напряжение сети +27 в, то после срабатывания
третьего реле автомата контроля разрывается цепь питания дви-
гателя. Одновременно загорается сигнальная лампочка на указа-
теле У АТ-3.
При кратковременных усилиях в тягах, превышающих «пре-
дельные», автомат контроля срабатывает только на сигнализацию,
так как минусовая цепь двигателя триммерной машины разорва-
на контактом реле времени. Следовательно, отключение автомата
триммироваиия происходит только тогда, когда по каким-либо при-
чинам он начнет работать неправильно (например, отклонять трим-
мер в сторону увеличения усилий).
Если в полете летчик видит, что лампочка сигнализации пре-
дельной нагрузки канала руля высоты на указателе УТ-ЗК горит
дольше 10 сек, он должен выключить автоматическую часть си-
стемы выключателем «Вкл. СТ». Если стрелка указателя усилий
при этом отклонена до крайнего индекса, следует снять нагрузку
с помощью переключателя /7ут или штурвала управления тримме-
ром, вручную поворачивая триммер руля высоты. Дальнейший по-
283
лет следует проводить в этом случае с выключенным автоматиче-
ским триммированием.
Сигнализация предельной нагрузки, действующей на штурвал и
педали, осуществляется аналогично. Для этого последовательно с
контактами концевых выключателей датчиков усилий включены
обмотки двух пар реле. Каждая пара реле расположена в блоке
фазового дискриминатора руля направления и элеронов. При вклю-
чении питания обмотки реле будут находиться под током. При до-
стижении предельной нагрузки того или иного знака одно из реле
отпускает и на указателе загорается лампочка сигнализации пре-
дельных нагрузок для соответствующего канала.
Особенности эксплуатации СТ-2. Перед установкой на самолет
комплект системы триммирования должен быть проверен в лабо-
раторных условиях на работоспособность агрегатов. Для этой цели
используется специально разработанная контрольно-проверочная
аппаратура, состоящая из пульта комплексной проверки системы
триммирования ПКК-5 и стенда для проверки датчиков усилия
ДДУ. Перед установкой СТ-2 на самолет в процессе эксплуатации
производятся следующие проверки:
Проверка чувствительности. Чувствительность системы тримми-
рования должна быть такой, чтобы включение триммерной маши-
ны происходило при действии на датчик усилия руля высоты силы
в пределах от 0 до 20 кг как на растяжение, так и на сжатие. Уси-
лия замеряются по шкале динамометра на стенде для проверки
датчиков усилий.
Проверка срабатывания концевых выключателей датчика уси-
лий. Отключение триммерной машины при срабатывании концевых
выключателей датчика усилий руля высоты должно происходить
при действии силы в пределах от 20 до 0 кг как на растяжение,
так и на сжатие.
Проверка времени задержки. Выходной вал триммерной ма-
шины должен начать вращаться через 5±0,5 сек после того момен-
та, когда на датчик усилий канала руля высоты подействовала на-
грузка, равная чувствительности системы.
Проверка направления вращения выходного вала триммерной
машины. Направление вращения выходного вала триммерной ма-
шины должно быть следующим:
при действии на датчик усилий руля высоты нагрузки на рас-
тяжение — против часовой стрелки;
при действии на датчик усилий нагрузки на сжатие — по часо-
вой стрелке;
проверка сигнализации нейтрального положения выходного ва-
ла триммерной машины. При прохождении выходным валом трим-
мерной машины нейтрального положения должна загораться сиг-
нальная лампочка.
Проверка управления триммерной машины от переключателя.
Триммерная машина должна включаться от переключателя уп-
равления только при выключенном положении тумблера автомата
триммирования «Вкл. СТ».
284
Проверка автоматического отключения триммерной машины.
Автоматическое отключение триммерной машины при неисправно-
стях системы триммирования должно происходить в следующих
случаях:
а) при действии на датчик усилий руля высоты нагрузки на
растяжения 30±10 кг и вращения выходного вала по часовой стре-
лке;
б) при действии усилия той же величины на растяжение дат-
чика усилий и вращении выходного вала против часовой стрелки.
Одновременно с отключением триммерной машины срабаты-
вает сигнальная лампочка на указателе триммирования.
Проверка сигнализации предельных нагрузок. В каналах эле-
ронов и руля направления системы триммирования при достиже-
нии нагрузки 30+10 кг на растяжение или сжатие должны заго-
раться соответствующие сигнальные лампочки на указателе УТ-ЗК.
Проверка работы указателя триммирования. Стрелки указате-
ля должны отклоняться по часовой стрелке при нагрузках на рас-
тяжение, прикладываемых на соответствующий датчик усилий, и
против часовой стрелки — при нагрузках на сжатие.
Отклонение стрелок до крайних индексов шкалы должно про-
исходить при действии на датчик усилия нагрузки 45±15 кг на
растяжение или сжатие.
Допустимое отклонение стрелок указателей при нулевой на-
грузке на соответствующий датчик усилия не должно превышать
+ 3 мм.
Бортовая система управления БСУ-ЗП
Назначение и состав бортовой системы управления БСУ-ЗП
Бортовая система управления БСУ-ЗП предназначена для обес-
печения стабилизации самолета и его управления с помощью авто-
пилота на всех режимах полета, начиная с высоты Я=200 м, для
автоматического полета по сигналам радиотехнических систем
ближней навигации «Свод» и «VOR», а также выполнения автома-
тического и полуавтоматического захода на посадку до высоты
/7 = 60 м по сигналам радиотехнических систем «СП-50» и
«ILS».
Бортовая система управления с заходом на посадку (БСУ ЗП)
разработана на базе автопилота АП-6Е и пилотажно-навигацион-
ной системы «Путь-4МП», которые устанавливаются на самолеты
Ил-18, Ту-124, Ту-104 и Ту-134.
Для создания единой бортовой системы управления автопилот
АП-6Е и систему «Путь-4МПА» частично модернизировали.
В состав системы введен автомат триммирования АТ-2, кото-
рый служит для автоматического снятия усилий в системе управ-
ления рулем высоты. Блок-схема бортовой системы управления
приведена на рис. 242.
285
Рис 242. Блок-схема бортовой системы управления
Система «Путь-4МПА» и автопилот АП-6ЕМ-ЗП имеют эле-
менты автоматического контроля исправной работы, которые в
комплекте системы БСУ-ЗП образуют систему контроля и сигна-
лизации — систему безопасности.
Элементы контроля работы автомата триммирования АТ-2 вхо-
дят в комплект самого автомата. При неисправной работе АТ-2
он автоматически отключается с выдачей сигнализации летчику.
Задачи, выполняемые бортовой системой управления БСУ-ЗП,
можно разбить на три группы.
К первой группе относятся задачи стабилизации и управления
самолетом, обеспечение которых осуществляется непосредственно
автопилотом АП-6ЕМ-ЗП:
стабилизация угловых положений самолета относительно трех
его осей;
стабилизация заданной линии пути по сигналам допплеровской
навигационной системы «Трасса»;
стабилизация заданной барометрической высоты полета;
выполнение координированных разворотов, набора высоты и
снижения с помощью рукояток на пульте управления.
Ко второй группе задач, выполняемых системой БСУ-ЗП, отно-
сится обеспечение управления самолетом в районе аэродрома и
при заходе на посадку. В этих режимах полета система обеспе-
чивает:
автоматическое управление самолетом по сигналам радиотех-
нических систем (РТС) ближней навигации «Свод» и «VOR»;
автоматическое и полуавтоматическое управление самолетом
при заходе на посадку по сигналам РТС «СП-50» и «ILS» с мо-
мента начала четвертого разворота до высоты И=50 м;
наглядную совмещенную индикацию следующих основных па-
раметров положения самолета в пространстве и команд на управ-
ление самолетом: крена (у); тангажа (О); курса (ф); заданного
курса (яраад); отклонения от заданного курса (Ах)1); отклонения от
заданной линии пути (е); отклонения от глиссады планирования
286
(£); угол скольжения (0); команды по крену (6-); команды по тан-
гажу (бн);
автоматическое триммирование и индикацию усилий в системе
управления рулем высоты при полете с включенным авто-
пилотом.
Третья группа задач относится к мероприятиям по обеспече-
нию безопасности полета. Для этого в системе:
осуществляется автоматический контроль за работой автопило-
та и командной пилотажно-навигационной системы на всех ре-
жимах полета и своевременное отключение неисправного канала
автопилота с выдачей летчику световой и звуковой сигнализации:
обеспечивается автоматический перевод системы при отказах
радиотехнических систем с режима полета по траектории, зада-
ваемой системами «Свод», «VOR», «СП-50» и «ILS» на другие
режимы:
а) в боковом канале на режим стабилизации курса, имевшего
место в момент отказа;
б) в продольном канале на стабилизацию барометрической вы-
соты (при отказе РТС до момента пролета высоты //=150 м) пли
на режим «продления глиссады» (при отказе РТС после пролета
высоты Н =150 л«);
обеспечивается возможность проверки летчиком неисправности
контролирующих цепей системы контроля БСУ-ЗП с помощью
кнопки «Тест—Контроль».
Комплектность системы БСУ-ЗП. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП вы-
пускается в трех комплектациях:
вариант 1 —для самолета Ил-18;
вариант 2 — для самолетов Ту-104 и Ту-124;
вариант 3 — для самолета Ту-134.
Указанные варианты автопилота имеют одинаковые принци-
пиальные электрические схемы и различаются только конструктив-
ным исполнением блока управления, блока контроля, амортиза-
ционной платформы, пульта управления, рулевых машин и регу-
лировкой блока управления.
Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» имеет одина-
ковую комплектацию для всех самолетов.
Автомат триммирования АТ-2 имеет одинаковую принципиаль-
ную схему и состав для всех самолетов. Различие состоит только
в конструкции и регулировке датчика усилий.
Принцип действия системы БСУ-ЗП. Система БСУ-ЗП имеет
единый пульт управления, расположенный в кабине между левым
и правым летчиком. С помощью тумблеров, кнопок и ламп-кно-
пок, расположенных на пульте управления, летчик включает и от-
ключает систему, задает необходимый режим работы, а также уп-
равляет самолетом с помощью рукояток «Разворот» и «Спуск—
Подъем».
В зависимости от режима полета или желания летчика рабо-
тает либо вся система БСУ-ЗП, либо используются ее отдельные
функциональные блоки.
287
Комплектация автопилота АП-6ЕМ-ЗП приведена в табл. 7.
Таблица 7
Наименование агрегата и блока Наименование н шифр блока Коли- чество Примечание
Блок связи с КС БС с КС 1 Из АП-6Е
Центральная гировертикаль ЦГВ-4 2
Корректор высоты КВ-11 2
Блок демпфирующих гиро- БДГ-10-1 1 х>
СКОПОВ
Блок управления БУ-14, БУ-15, 1 БУ-14 для Ил-18
Объединенный пульт уп- БУ-16, БУ-24 ПУ-7, ПУ-8, 1 БУ-15-для Ту-104
равления ПУ-16, ПУ-17 БУ-16 для Ту-124
Усилитель рулевых машин У 1 БУ-24 для Ту-134 ПУ-8 5-для Ил-18 ПУ-17 для Ту-104 Ту-124 ПУ-16 для Ту-134 Из АП-6Е
Рулевая машина РМ-913, РМ-0018 3 РМ-0018 Для Ил-18,
Кнопка быстрого отклю- КБО 2 РМ-913 для Ту-104, 1 Ту-124, Ту-134 Из;ап-6Е
чения
Амортизационная платфор- ПА-3, ПА-4 1 ПА-З для Ил-18,
ма Блок трансформаторов БТ 1 ПА-4 для Ту-134 Для Ту-104, Ту-124, из
> контроля БК-4 1 АП-6Е
Датчик отклонения руля ДОР-1 1
Комплектация автомата триммироваиия АТ-2 приведена в табл. 8
Таблица 8
Наименование агрегата и блока Наименование и шифр блока Коли- чество Примечание
Блок управления трпмми- БУТ-З 1
рованием
Датчик усилий дублирован- ДДУ-1, 1 ДДУ-1 для Ту-124,
ный ДДУ-2, Ту-134.
ДДУ-6 ДДУ-2 для Ил-18
ДДУ-6 для Ту-104
Указатель автомата трим- УАТ-3 1
мирования
Электромеханизм УТ-15 1
288
Комплектация пилотажно-навигационной системы «Путь-4МПЛ»
приведена в табл. 9.
'Г а б л и ц л 9
Наименование агрегата и 6 «ока Наименование и шифр 6 ни а К<пи- честно Примечание
Пнлотажиыи прибор ПП-1ПМ 2
Навигационный курсовой НК11-4 2
прибор Вычислитель В -12 2
Усилитель V-20II 2
Б ток реле Б Р-16 2
Б ток комбинированный Б К-5 1
» связи с автопилотом БС-3 1
АГ1-6ЕМ-ЗП Соединительная коробка CK-2J11 2 Па Пл-18 не устанавлн-
Блек комбинированный Б К-6 1 вастея
Основные технические характеристики системы БСУ ЗП
Система БСУ-ЗП рассчитана для эксплуатации на самолетах
в следующих условиях:
в диапазоне высот, м ............... до 15 000
» диапазоне истинных воздушных скоростей, к.ч ч от 240 Ю 1 000
» интервале (емператур внешней срелы, СС . от+50 до —СО
Питание блоков системы осуществляется от бортовок сети:
постоянного тока напряжением, в.................... 27+10%
переменного тока напряжением, в . . ... . 36±5%
частотой, гц.................. 400±2%
Потребляемая электрическая мощность:
из сети постоянного тока, вт . .... не более 450
из них:
автопилотом АП-6ЕМ-ЗП • ... не более 250
системой «Путь-4МПА» ......... не более 150
автоматом триммироваиия АТ-2 . . ... ... не более 50
из сети переменного тока, ва . . . ... не более 450
из них:
автопилотом АП-6ЕМ-ЗП . не более 300
системой «Путь-4МПА» ... . не более 100
автоматом триммироваиия АТ-2 . . . ... не более 50
по курсу, град . . . . . . . . . ... ±0,5
ио крену, град.................................. - - ±1
по тангажу, град......... ... .............. ±0,5
по высоте, м . . . •................................ ±25
Инструментальная точность выпои самолета на траекторию носа щи, задаваемую
системой СП-50: 1LS, в районе ближней приводной ра нюстаннин не хуже,
по курсу. . . ±30 (при условии крутизны курсовой зоны 120 мка.град
при величине зоны ±25°);
по глиссаде ±10 (при условии крутизны глиссадной зоны 500 мка/град
пр । величине зоны ±0,5с)
I арантийпый срок 1 503 (при сохранении календарною срока 5,5 лет);
службы, летные ча-
сы
Вес комплекта, кг........................................................ 160
’/*10—3031 289
При этом:
вес автопилота AII-6EM-311, кг................................... 92
» пнлотажпо-павнгаипоппоп системы «Путь-4МПЛ», кг ............. 60
» автомата триммирования АТ-2, кг............................ 8
Ниже будут рассмотрены кратко три основных режима работы
системы БСУ-ЗП:
горизонтальный прямолинейный полет по маршруту;
полет по сигналам РТС ближней навигации;
автоматический заход па посадку по сигналам РТС посадки.
Режим стабилизации и управления при полете по маршруту.
В маршрутном полете используется автопилот и автомат трпм-
мнроваипя. Вычислители системы «Путь-4МПЛ» не работают.
Визуальные приборы этой системы используются как обычные
пилотажные и навигационные приборы (авиагоризонт и указа-
тель курса) для выдачи летчику информации о текущих значениях
углов крена, тангажа и курса.
Включение автопилота на стабилизацию разрешается на вы-
соте не ниже //=200 м после взлета самолета как в режиме набо-
ра высоты, так и в режиме горизонтального полета. Одновременно
с включением продольного канала автопилота включается и ав
томат триммирования АТ-2. Блок-схема продольного канала БСУ-
ЗП представлена на рис. 243.
Положение выключателей:
131 — включен при стабилизации высоты полета по «коробочке»;
132 — включен при стабилизации высоты в маршрутном полете;
133 — включен в режиме «пробивания облачности» («Свод») и при
полете по глиссаде;
134 — включен при стабилизации высоты, при полете по глиссаде
п в режиме «пробивания облачностей» («Свод»);
135 — включается в момент «захвата глиссады».
290
Как видно из рис. 243, продольный канал имеет два изодром-
пых звена: в цепи обратной связи с постоянной времени TV = 10сек,
и параллельно цепи сигнала тангажа при включении выключате-
ля В4. Постоянная времени этого звена Т» =10 сек.
Пзодромные звенья обеспечивают астатизм системы самолет-
автопилот при действии на самолет возмущений (изменение по-
летного веса, центровки, скорости, вертикальных потоков воздуха
п т. д.). Это имеет важное значение при выполнении предпосадоч-
ного маневра и особенно при планировании самолета по глиссаде.
Рассмотрим закон управления автопилота для режима стаби-
лизации и управления.
Продольный канал. Режим стабилизации заданного угла танга-
жа (сигнал с рукоятки) и управления по тангажу ft,iy=0.
пта % = № - ку,
где 7's — постоянная времени изодромиого звена в цепи обрат-
ной связи автопилота.
/Q, К3{, К\, К" —передаточные числа по сигналам
угла и угловой скорости тангажа, крена и рыскания, соответ-
ственно.
Режим стабилизации барометрической высоты
ГГЛТ1 +
Роковой канал. Режим стабилизации заданною курса:
V = К3 '( + /<; 7 h Л’,’ 1‘;
?,п = к'' Т +к" Т +
Режим стабилизации липни пути по сигналам радиотехнической
системы «Трасса»:
= К3 (7 — 7тР) + К7 :
'и/ = X.J, 'Р + Л'7/(7 — 7п>).
где утр сигнал, пропорциональный боковому отклонению само-
лета от линии пути.
Этот сигнал формируется в системе «Трасса» на базе непрерыв-
но измеряемых путевой скорости самолета и угла сноса. При по-
даче сигнала уТр в канал элеронов и капал руля направления про-
исходит стабилизация заданной липни пути самолета при действии
па него бокового ветра или других возмущений.
Режим координированного разворота:
— Х’(7 —7nv) Р/'б' 7 >
'41 = ft" 7пу)-
Ч* Ю*
291
где Yny — сигнал or рукоятки «Разворот». При отклонении рукоят-
ки от исходною положения размыкаются выключатели ВБ и В7
(рис. 244), снимая сигнал стабилизации курса (Чг) и стабилизации
линии пути (утр). Блок-схема бокового канала представлена па
рис. 214. Положение выключателей:
ВБ — включен при стабилизации курса в маршрутном полете;
В7 — включен при стабилизации самолета по сигналам системы
«Трасса»;
ВБ — включен при автоматическом заходе па посадку и при по-
лете по сигналам системы «Свод» (VOR).
Режим полета по сигналам радиомаяков системы ближней на-
вигации. Этот режим работы системы БСУ-ЗП используется для
автоматического управления самолета с целью приведения его в
район аэродрома посадки. Для наведения самолета используются
сигналы маяков радиотехнических систем «Свод» или «VOR».
Рассмотрим работу продольного и бокового канала системы
в режиме автоматического управления.
Продольный канал. Полет самотега по сигналам радиомаяков
РТС «Свод» или «VOR» происходит со снижением до высоты пред-
посадочного маневра. Для автоматического полета по траектории
снижения, задаваемой системой «Свод», «VOR», па пульте управ-
ления бортовой аппаратуры «Свод» устанавливается режим
«пробивание облачности», а на пульте управления БСУ-ЗП вклю-
чается кнопка-лампа «Глисс.». При этом сводятся горизонтальные
командные стрелки указателя ПП-1ПМ и одновременно подклю-
чается к автопилоту блок связи БС-3 системы «Путь-4МПА»
(включается ВЗ па рис. 243). В продольный канал автопилота вво-
Рис. 244. Блок-схема бокового канала БСУ-ЗП
292
дится сигнал «6л», пропорциональный отклонению самолета от
заданной траектории снижения.
Закон управления продольного канала системы в режиме авто-
матического снижения по сигналам РТС «Свод» (VOR) будет от-
личаться сигналом с вычислителя системы «Путь-4МПА». Сигнал
АН стабилизации высоты должен быть отключен.
тгг’пй- - Ki» + (») + г'„ + к’ (!)•
Боковой канал. Для обеспечения автоматической стабилизации
самолета по курсу на траектории снижения, задаваемому РТС
«Свод» или «VOR», летчик должен включить кнопку-лампу
«КУРС» на пульте управления. При этом подключается блок свя-
зи БС-3 к автопилоту (включается В8 на рис. 244). Одновременно
загорается зеленая сигнальная лампочка на лицевой части указа-
теля ПП-1ПМ левого летчика. Горение лампочки указывает на то,
что автопилот подключается к левому (основному) полукомплекту
системы «Путь-4МПА».
Законы управления для этого режима будут следующими:
^ = К’(1-Тзад) + /<4 т ;
ои=К^ + К^у-ъ^
где у3ад — сигнал команды по боковому каналу, формируемый вы-
числителем системы «Путь-4МПА».
Контроль правильности работы системы БСУ-ЗП по продоль-
ному и боковому каналам летчик может вести по движению
командных стрелок указателя ПП-ШМ, а также по движению пе-
далей и штурвала.
Для прекращения автоматического полета по сигналам радио-
маяков систем ближней навигации летчик должен либо выключить
тумблер «СТУ» на пульте управления, либо нажать и отпустить
рукоятку «Разворот». В том и другом случае боковой канал си-
стемы переводится на режим стабилизации курса, имевшего ме-
сто в момент отключения. Кнопка-лампа «Курс» на пульте управ-
ления гаснет.
При достижении самолетом высоты построения предпосадоч-
ного маневра (Н—400 м) летчик нажимает на кнопку-лампу
«Вкл. КВ» на пульте управления. При этом прекращается режим
полета по сигналам РТС «Свод» (VOR) и продольный канал
переводится в режимы стабилизации барометрической высоты.
Кнопка-лампа «Глисс.» на пульте управления гаснет.
Режим захода на посадку по сигналам радиомаяков системы
слепой посадки. Заход на посадку осуществляется, как правило,
методом «большой коробочки». При подходе к аэродрому эки-
паж получает разрешение на вывод самолета на дальнюю приво-
димую радиостанцию (ДПРС). Система «Путь-4МПА» в этом ре-
жиме может быть использована как самостоятельно для обеспе-
/2 10-303 1 293
чепня полуавтоматического захода на посадку, так и совместно с
автопилотом АП-6ЕМ-ЗП.
При включении тумблера «СТУ» на объединенном пульте уп-
равления вычислители системы «Путь-4МПА» вырабатывают ко-
манды на управление самолетом по продольному и боковому
каналам. Исходными для вычислителей являются сигналы от дат-
чиков текущего курса, крена, тангажа самолета, а также сигналы
отклонения от траектории планирования, измеряемые радиоприем-
ной аппаратурой системы «Курс-МП-1». При этом команды вы-
даются обоим летчикам в виде отклонения командных стрелок
приборов ПП-ШМ. При автоматическом заходе на посадку, кото-
рый в системе БСУ-ЗП является основным, командные сигналы
«Узад» и «бн» с вычислителей через блок связи БС-3 подаются в
боковой и продольный каналы автопилота. При этом автопилот че-
рез блок связи может быть подключен к любому из двух полу-
комплектов системы «Путь-4МПА», но при полностью исправной
аппаратуре БСУ-ЗК автопилот подключен к левому полукомплек-
ту.
При автоматическом заходе на посадку командные стрелки
указателей системы «Путь-4МПА» обеспечивают летчику непре-
рывный визуальный контроль за режимом полета, выполняемым
системой БСУ-ЗП. Летчик исходя из сложившейся обстановки мо-
жет в любой момент времени перейти от автоматического управ-
ления на полуавтоматическое (по командам вычислителей систе-
мы «Путь-4МПА») или на ручное управление в случае отказа
системы «Путь».
Законы управления системы БСУ-ЗП для режима автомати-
ческого захода на посадку следующие:
р § _ /<’ ft + К % Р- (ft _ ft.) 4. /<“" о" + /<в (?)•
Ti>P+?tt ТьР+1 ( +
= АГ’(7 — 7зад) + к\ 7 ;
= к" Ф + К” (7 — 7зад).
где Оф — форсирующий сигнал; 6Н и узад — сигналы управления,
вырабатываемые вычислительным устройством системы «Путь-
4МПА».
Бортовые технические средства обеспечения безопасности
полета пассажирских самолетов, оборудованных БСУ-ЗП
Схема безопасности (схема контроля и сигнализации), входя-
щая в систему БСУ-ЗП, предназначена для предотвращения вы-
хода самолета на опасные режимы полета при автоматическом
и полуавтоматическом управлении в случае возможных отказов
аппаратуры системы БСУ-ЗП.
294
Безопасность полета осуществляется путем своевременного
отключения неисправного канала автопилота с выдачей летчику
соответствующей сигнализации. Схема безопасности обеспечива-
ет безопасность полета на всех режимах полета, включая заход
на посадку до высоты Н—50 м.
Данная схема включает в себя следующие средства обеспе-
чения безопасности при автоматическом и полуавтоматическом
управлении самолетом.
1. Отключение автопилота летчиком:
кнопками быстрого отключения, расположенными на штурвалах
управления обоих летчиков;
тумблерами с пульта управления;
пересиливанием рулевых машин;
кнопкой аварийного отключения (механическое расцепление
рулевых машин от системы управления с помощью пиропа-
тронов).
2. Ограничение отклонения рулей:
фиксированными концевыми выключателями;
«плавающим» концевым ограничителем (выключателем) в ка-
нале руля высоты автопилота;
ограничением тяговых усилий рулевых машин с помощью фри-
кционных муфт во всех трех каналах;
3. Автоматический контроль работы автомата триммироваиия.
4. Автоматический контроль работы автопилота во всех его ре-
жимах с отключением неисправного канала.
5. Автоматический контроль вычислителей системы «Путь-
4МПА» блоком сравнения вычислителей (БК-6).
6. Автоматический контроль питания автопилота по постоян-
ному и переменному току.
7 Автоматический контроль работы двух гировертикалей, вхо-
дящих в комплект БСУ-ЗП.
8. Автоматический перевод системы на другие режимы работы
при отказах РТС.
9. Проверка летчиком работоспособности самой схемы конт-
роля от кнопки «тест-контроль».
Схема безопасности включается вместе с включением питания
системы БСУ-ЗП и работает независимо от того, в каком режиме
работает бортовая система управления: автоматическом или полу-
автоматическом.
На рис. 245 представлена блок-схема БСУ-ЗП с элементами,
составляющими схему безопасности. На ней отдельными блоками
обозначены:
схема контроля ЦГВ-4 (СК ЦГВ);
схема контроля выключателей «Путь-4МПА» (СК В4) ;
схема контроля автомата триммироваиия АТ-2 (СК АТ);
схема контроля автопилота (СК АП).
Радиотехнические средства слепой посадки (КРП и ГРП), вхо-
дящие в комплект бортовой аппаратуры системы «Курс-МП-1»,
имеют собственную систему контроля.
1 It Ю* 295
Рис. 245. Блок-схема БСУ-ЗП с элементами схемы безопасности
Как видно из рис. 245, курсовой и глиссадный радиоприемники
дублированы. Каждый приемник имеет схему встроенного контро-
ля (СК КРП, СК ГРП), которая срабатывает в случае его отказа.
Отказ первого приемника приводит к автоматическому пере-
ключению потребителей на второй приемник (резервный) с вы-
дачей экипажу сигнализации. Это соответствует переключению П1
или П2 (рис. 245) в нижнее положение. При отказе резервного
приемника схема контроля КРП или ГРП, кроме сигнализации,
выдает информацию в схему контроля автопилота для переключе-
ния последнего на другие режимы работы.
Схема контроля двух ЦГВ-4 построена на принципе сравнения
их сигналов по крену и тангажу. В случае расхождения сигналов
двух ЦГВ на величину, превышающую пороговое значение, схема
контроля срабатывает и выдает сигнал отказа в схему контроля
автопилота для отключения соответствующего канала. Одновре-
менно выдается сигнализация летчику об отказе ЦГВ. Схема конт-
роля вычислителей «Путь-4МПА» также построена на принципе
сравнения выходных сигналов вычислителей левого и правого
полукомплектов.
При отказе одного из вычислителей разность сигналов Дбг или
Дбн будет больше порогового значения, что приведет к срабатыва-
нию СК В4 и выдаче сигнала в схему контроля автопилота для
переключения его на другие режимы работы.
296
Одновременно выдается сигнализация летчику об отказе вы-
числителей «Путь-4МПА». Схема контроля автомата триммирова-
ния (СК АТ) служит для отключения АТ-2 в случае отказов, ко-
торые могут привести к перекладке триммера руля высоты в про-
тивоположную сторону от требуемого. Одновременно загорается
сигнальная лампочка на приборной доске летчика.
Схема контроля автопилота (СК АП) предназначена для от-
ключения одного из каналов или всего автопилота в случае его
отказа. При этом подается сигнал на коммутационное устройство,
входящее в СК АП, для отключения автопилота и выдачи соот-
ветствующей сигнализации.
Глава XXI
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Общие сведения
Кислородное оборудование летательных аппаратов предназ-
начено для поддержания необходимой величины парциального
давления кислорода во вдыхаемом воздухе, когда это давление
в атмосфере становится ниже нормального. Работа оборудова-
ния сводится к повышению процентного содержания кислорода во
вдыхаемом воздухе по мере увеличения высоты полета.
К кислородному оборудованию предъявляются следующие тре-
бования:
1) повышенная надежность, которая означает способность си-
стемы сохранять свои технические характеристики в заданных
пределах при всех возможных режимах работы;
2) высокое качество работы, т. е. технические характеристики
оборудования должны соответствовать требованиям, обусловлен-
ным физиологией дыхания человека;
3) экономичность по расходу кислорода;
4) при пользовании кислородным оборудованием не должно
быть существенных изменений в условиях дыхания человека;
5) соответствие летным данным самолета (вертолета);
6) в целях предупреждения отказов в работе кислородное
оборудование должно иметь специальные аварийные устройства,
7) компактность и удобство в эксплуатации.
По принципу действия кислородные приборы делятся на два
типа:
1) приборы с прерывной подачей кислорода, в которых кисло-
род подается только во время вдоха (легочные автоматы);
2) приборы с непрерывной подачей кислорода, в которых кис-
лород подается непрерывным потоком и бесполезно расходуется
в момент выдоха.
По назначению кислородные приборы можно разделить на три
группы:
297
1) стационарные кислородные приборы, монтируемые непо-
движно около рабочих мест членов экипажа;
2) переносные кислородные приборы, которые служат для пи-
тания членов экипажа кислородом при перемещении их по лета-
тельному аппарату или при отказе стационарного кислородного
прибора, для питания кислородом отдельных пассажиров (при
плохом самочувствии) во время полета в загерметизированной ка-
бине и для питания кислородом бортпроводников при перемеще-
нии в разгерметизированной кабине летательного аппарата;
3) парашютные кислородные приборы, используемые при по-
кидании самолета на больших высотах.
На рис. 246 приведена принципиальная схема кислородного
прибора с прерывной (периодической) подачей кислорода.
Кислород из баллона 1 поступает к редуктору 4, в котором
происходит понижение его давления. Затем кислород подводится
к клапану 8 прибора. При вдохе в пространстве под маской и в
корпусе самого прибора создается некоторое разрежение. Под
действием возникшей в результате разрежения разности давле-
ний мембрана 10 прибора, прогибаясь внутрь, перемещает рычаг
9 и открывает клапан 8. С открытием клапана 8 кислород начи-
нает поступать внутрь корпуса прибора и далее в маску. При вы-
дохе, когда клапан вдоха в кислородной маске закрывается, про-
должающийся приток кислорода повышает давление в корпусе
прибора, и мембрана 10 прогибается в обратную сторону. Прогиб
мембраны возвращает рычаг 9 в исходное положение и клапан 8
прибора закрывается, прерывая этим подачу кислорода в прибор.
Продукты выдоха удаляются в атмосферу через имеющийся в ма-
сле клапан выдоха.
Рис. 246. Схема кислородного
оборудования с прибором пре-
рывной подачи кислорода:
1 — баллон; 2 — зарядный штуцер;
3 — бортовой вентиль; 4 — редуктор;
5 — манометр; 6— приборный вен
тнль, 7 — редуктор; 8 — клапан ки-
слородного прибора; 9— рычаг;
10 — упругая мембрана, 11 — кноп-
ка; 12 — штуцер присоединения
шланга маски
Рис. 247. Схема кислородного оборудования
с прибором непрерывной подачи кислорода:
1 — баллон; 2 — зарядный штуцер З^^ДрртовоП вен-
тиль; 4 — редуктор; 5 —манометр; 6—редуктор низ-
кого давления; 7—высотный регулятор; 8 — кран
аварийной подачи кислорода; 9 — приборный вен-
тнль; ГО —указатель расхода кислорода; /Г —при-
сосок для маски
298
Принципиальная схема прибора с непрерывной подачей ки-
слорода приведена на рис. 247. В этой схеме кислород из баллона
1 высокого давления через бортовой вентиль 3 подается к первому
редуктору 4, где давление снижается до 10—4 ат, а затем во вто-
рой редуктор 6, в котором давление кислорода снижается до 2—
1,5 ат.
После этого кислород через указатель расхода кислорода 10
поступает в маску. Заметим, что маска прибора негерметическая,
открытого типа, так как во время вдоха в нее поступает не только
кислород, но и атмосферный воздух. Для регулировки количества
задаваемого в маску кислорода в приборе имеется специальная
анероидная коробка — высотный регулятор.
Кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода
Наиболее распространенными кислородными приборами с не-
прерывной подачей кислорода, применяемыми в гражданской авиа-
ции, являются кислородные приборы типа КП-32 и КП-21.
Кислородный прибор КП-32
Кислородный прибор непрерывного действия КП 32 относится
к группе стационарного кислородного оборудования. Он устанав-
ливается на самолетах и предназначен для одновременного пи-
тания кислородом до 20 пассажиров при полете на высоте до
12 км (в герметизированной кабине).
В комплект прибора типа
КП-32 входят: собственно кисло-
родные приборы КП 32, индика-
торы ПК 32; маски КМ-15; венти-
ли КВ 5; кислородные манометры
10/6.
Характерной особенностью
прибора является то, что подача
кислорода регулируется автома-
тически по высотам. Автоматич-
ность достигается действием ане-
роида, регулирующего рабочее
давление в камере редуктора в
зависимости от высоты по-
лета.
На рис. 248 .приведена прин-
ципиальная схема прибора
КП-32. Основными частями при-
бора Я1вЖпот1Ся: регулятор давле-
ния /; регулятор подачи II, пре-
дохранительный клапан III; уст-
ройство дополнительной подачи
кислорода IV.
Pirc. 248. Принцнпна льная схема
кислородного прибора КП-32:
/ — регулирующая пружина: 2—мембра-
на: 3— толкатели; 4— клапан подачи;
5 — клапанная пружина; 6 — чувствитель-
ный элемент; 7 — пружина регулятора по-
дачи; 8 — мембрана; 9 —клапан расхода;
10 — пружина клапана; 11 — толкатель
299
Работа прибора КП-32 сводится к следующему. При отсут-
ствии давления кислорода на входе регулятора 1 клапан 4 под
действием пружины 1 находится в открытом положении С пода-
чей кислорода на вход регулятора 1 и поступлением его в межре-
дукторную полость давление на мембрану 2 (при отсутствии рас-
хода из межредукторной полости) начнет возрастать. Это будет
происходить до тех пор, пока суммарная сила этого давления и
пружины 5, действующая на мембрану сверху вниз, не преодолеет
силу пружины 1. В этот момент клапан 4 закроется и прекратит
доступ кислорода в межредукторную полость. Давление кислорода
в межредукторной полости, при котором прекращается дальней-
ший доступ в 'нее кислорода, 1называется установочным. Величина
его может меняться натяжением пружины 1. До высоты 2 км под
действием пружины 10 клапан 9 закрывает выход кислорода из
межредукторной полости, при этом пружина 7 находится в сжатом
состоянии усилием анероида 6. Кислород к маске не поступает. С
подъемом на высоту выше 2 км анероид, расширяясь, начинает
постепенно освобождать пружину 7, которая через толкатели 11
начинает приоткрывать клапан 9. В дальнейшем клапан 9 приот-
крывается все больше и больше и, следовательно, подача кислоро-
да увеличивается. При расходе кислорода давление в межредук-
торной полости начинает падать, что в свою очередь вызывает от-
крытие клапана 4.
Таким образом, подача кислорода меняется в зависимости от
высоты: чем больше высота, тем больше подача кислорода к по-
требителю. В табл. 10 приведены потребные зависимости давления
от высоты в кабине
Таблица 10
Показатель Высота в кабине, км
о 3 4 6 8 10 12
Давление, кГ1смг 0,5 1,0 1,7 1,1—3,0 2,0—3,8 2,8—4,3 3,4—5,6
Подача, .г/мин 1,5 2,0 1—3,0 2,0—4,5 3,0—5,5 4,0—6,5 4,7—7,0
Если кислорода в маску будет поступать недостаточно, то для
увеличения подачи предусмотрено специальное устройство IV до-
полнительной подачи кислорода.
Если давление достигает предельного значения и возникает не-
обходимость сброса давления, в схеме прибора предусмотрен
предохранительный клапан III.
Киспсрсдный прибор КП-21
Кислородный прибор непрерывного действия КП-21 относится
к группе переносных. Переносные приборы выполняются на базе
соответствующих стационарных кислородных приборов, смонтиро-
ванных на переносных баллонах. Они дополнительно оборудуются
300
зарядным штуцером, приборным вентилем и манометром для конт-
роля запаса кислорода в баллоне.
Все переносные кислородные приборы рассчитаны на рабочее
давление в баллонах до 30 кГ[см2.
По конструкции прибор КП-21 аналогичен прибору КП-32.
В комплект кислородного прибора КП-21 входят: собственно-
прибор КП-21; кислородная маска КМ-19 с гофрированным шлан-
гом; кислородный баллон емкостью 1,8 л.
Первый редуктор прибора снижает давление кислорода, посту-
пающего из баллона, до 4 — 6,5 кГ1см2.
В редукторе второй ступени прибора давление снижается до
величины, обеспечивающей необходимую подачу кислорода в за-
висимости от высоты полета. Если кислородом необходимо вос-
пользоваться пассажиру в загерметизированной кабине при ощу-
щении кислородного голодания, надо открыть запорный вентиль
прибора, надеть маску, шланг подсоединить к собственно прибору
КП-21 и медленно повернуть маховичок вентиля аварийной подачи
против часовой стрелки до получения необходимого количества
кислорода.
При эксплуатации переносных кислородных приборов необхо-
димо всегда следить за запасом кислорода в баллоне и в случае,
если давление в нем снизится до 6—8 кГ/см2, перейти на питание
от другого переносного прибора или подключиться к стационарной
сети кислородного питания.
Кислородные приборы с периодической подачей кислорода
[легочные автоматы)
Из кислородных приборов с периодической подачей кислорода,
применяемых в ГА, рассмотрим три прибора: КП-18К, КП-19,
КП-24М.
КП-18К устанавливается на вертолетах, КП-19 — на самоле-
тах Ту-104, Ту-114 и др., КП-24М — на самолетах Ил-18, Ту-104,
Т\-114 и др.
Киспсрсдный прибор КП-18К
Кислородный прибор КП-18К входит в состав кислородного
оборудования транспортных, санитарных и спасательных вертоле-
тов и предназначен для обеспечения левого пилота необходимым
количеством кислорода.
Прибор снабжен герметической маской и подает в маску смесь
кислорода с атмосферным воздухом только во время вдоха. Про-
центное содержание кислорода в подаваемой газовой смеси ре-
гулируется по высотам автоматически; количество газовой смеси
определяется глубиной и частотой дыхания (легочной вентиляци-
ей), зависящей в свою очередь от физической нагрузки человека.
В комплект КП-18 входят: собственно прибор КП-18К; кисло-
родная маска КМ-16А (КМ-16Н); редуктор КР-14А; шланг КШ-10;
кислородный указатель ИК-18.
30k
1
Рис. 249. Схема комплекта системы кислородного питания
КП-18К;
/ — зарядный штуцер; 2— бортовой вентиль; 3— баллоны; 4— трой-
ник, 5 — приборный вентиль; 6 — редуктор КР-14Л; 7 — индикатор ки-
слорода; « — кислородный прибор КП-18К; Э — кислородный прибор
КП-23; 10 — кислородная маска KM-I6A
На рис. 249 изображена схема комплекта системы кислородно-
го питания КП-18К. Данная система может обеспечить пилота кис-
лородом в течение всего полета и рассчитана до высот в 12 км.
Принципиальная схема прибора изображена на рис. 250. Мем-
браны /, служащие чувствительным элементом, реагирующим на
давление вдыхаемого воздуха, совместно с рычажной передачей 2
управляют клапаном подачи 3. При отсутствии перепада давления
на мембране 1 клапан 3 под действием пружины 4 закрывает до-
ступ кислорода в полость прибора. При вдохе мембраны 1 под
действием атмосферного давления прогибаются внутрь корпуса и
нажимают на длинные плечи рычагов клапана 3. В результате
рычаги поворачиваются вокруг оси и короткими плечами нажима-
ют на втулку, соединенную с тягой 5, отводя клапан 3 от седла.
Кислород через эжектор 6 из полости редуктора КР-14А поступает
в полость прибора.
Проходя с большой скоростью из отверстия небольшого диа-
метра (сопла эжектора), струя кислорода создает разрежение в
корпусе эжектора, благодаря чему атмосферное давление откры-
вает обратный клапан 7 подсоса воздуха, и последний из атмос-
феры поступает в эжектор. Кислород, смешиваясь с воздухом, по-
ступает в кислородную маску КМ-16А.
При выдохе давление в полости прибора выравнивается с ат-
мосферным, и клапан 3 закрывается. Таким образом, обогащен-
ный кислородом воздух поступает в маску только во время вдоха
под давлением, примерно равным атмосферному. С увеличением
высоты полета анероид 8 автомата подсоса воздуха, расширяясь,
постепенно прикрывает доступ атмосферному воздуху в полость
прибора. На высоте 8—9 км полностью прекращается подсос воз-
духа из атмосферы.
302
Рис. 250 Принципиальная схема кислородно-
го прибора КП-18К:
1 — мембраны; 2—рычажная передача; 3 — клапан
подачи; 5 — тяга; 6 — эжектор; 7 — обратный клапан;
8 — анероид; 9 — механизм малого избыточного дав-
ления; 10—вентиль, 11— индикатор: /2 — сопло.
13— пружина; /-/ — выключатель автомата подсоса
воздуха
С высоты 4 км
в работу вступает ме-
ханизм малого избы-
точного давления, ане-
роид 9 которого, рас-
ширяясь, дополнитель-
но прогибает мембрану
1. Этим достигается
приоткрытие клапана
3, который находится
в таком положении до
тех пор, пока давление
в полости прибора не
повысится «а требуе-
мую величину избыточ-
ного давления (30—40
мм вод. ст.). Такая ве-
личина избыточного
давления не может по-
высить парциального
давления кислорода,
но при неплотно подо-
гнанной маске предо-
хранит от появления
кислородной недоста-
точности.
Бели во вдыхаемом
воздухе будет недоста-
ток кислорода, то его
поступление из поло-
сти редуктора КР-14А
в корпус прибора мо-
жно увеличить венти-
лем аварийной подачи
10. При открытом вен-
тиле 10, а также глубоком вдохе, кислород не успевает проходить
сквозь отверстие малого диаметра сопла эжектора, и давление
над эжектором повышается, что может привести к деформации
приемника индикатора кислородного потока 11. Во избежание это-
го сопло 12 делается подвижным. При нормальной работе сопло
прижимается к седлу эжектора пружиной 13. При увеличении дав-
ления над эжектором выше 2,5—3,5 кг{см2 пружина 13 сжимается
и сопло отходит от седла, открывая свободный доступ кислороду
в полость прибора.
Имеющийся в схеме выключатель 14 автомата подсоса воздуха
служит для выключения подсоса воздуха из атмосферы прп на-
личии в ней вредных примесей, или при необходимости пользовать-
ся чистым кислородом. Для сброса излишнего давления из поло-
сти прибора служит предохранительный клапан 15.
303
Входящий в комплект прибора индикатор кислорода ИК-18 сиг-
нализирует о поступлении кислорода в прибор и маску, а также
контролирует высокое давление в кислородной магистрали си-
стемы.
Кислородный указатель ИК-18 конструктивно состоит из двух
самостоятельных приборов, вмонтированных в один корпус. Дав-
ление в кислородном баллоне измеряется манометром.
Давление в полости прибора КП-18К фиксируется манометри-
ческой коробкой. С повышением давления в полости прибора и кис-
лородной маски манометрическая коробка прогибается и подвиж-
ный центр ее заставляет указательную систему, состоящую из лег-
ких створок, зафиксировать поступление кислорода в маску. С
уменьшением давления в полости маски и прибора КП-18К (во
время вдоха) створки указательной системы сходятся.
Кислородный прибор КП-19
Кислородный прибор КП-19, как и прибор КП-21, относится к
группе переносных. Если приборы КП-21 служат для питания не-
Рис. 251. Схема кислородного прибора
КП-19:
1 — манометр; 2 — зарядный штуцер; 3 — кла-
пан редуктора; 4 — мембрана редуктора; 5 —
рычажный механизм редуктора; 6 — регулиро-
вочная пружина редуктора; 7 — предохрани
тельный клапан редуктора; 8— клапан легоч
ного автомата; 11 — легочный автомат; 12—
перепускной клапан; 13 — анероид; 14 — кла-
пан дозировки кислорода; 15 — клапан под-
соса воздуха; 16 — предохранительный кла-
пан; 17 — аварийный вентиль; 18 — запорный
вентиль
которых пассажиров при
кислородном голодании и
бортпроводников при их пе-
редвижении по самолету, то
экипаж для этой цели ис-
пользует приборы КП-19.
Приборы КП-19 использу-
ются с масками КМ-24.
На рис. 251 представле-
на схема кислородного при-
бора КП-19. Чувствитель-
ным элементом прибора
является мембрана 10. При-
бор подает газовую смесь
только во время вдоха и в
количестве, необходимом
для легочной вентиляции.
Переносный кислородный
прибор КП-19 представ-
ляет собой легочный ав-
томат со встроенным редук-
тором. К прибору кислород
подводится с давлением от
5 до 30 кГ/см2, затем дав-
ление снижается в редукто-
ре до 0,5— 1 кГ/см2, и, следуя
через клапан легочного ав-
томата 8 и клапан дозиров-
ки 14, кислород выходит из
прибора в шланг и маску.
Чтобы проверить работо-
304
способность прибора, надо открыть запорный вентиль, надеть мас-
ку, соединить ее с прибором и сделать несколько нормальных и
глубоких вдохов. При этом выключатель подсоса воздуха 9 нахо-
дится в положении «Чистый кислород» или «Смесь». Дыхание дол-
жно происходить без затруднений. Чтобы проверить аварийную
подачу кислорода, надо провернуть маховичок аварийного венти-
ля 17 по стрелке до отказа. Кислород должен выходить из при-
бора непрерывной струей.
Рабочее давление в баллонах 6—30 кГ1см?. Продолжитель-
ность питания кислородом из баллона около 40 мин (при сред-
нем расходе кислорода 6 л]мин).
При необходимости переключения питания со стационарного
кислородного прибора на переносной кислородный прибор КП-19
надо глубоко вдохнуть из стационарного прибора, отсоединить от
него гофрированный шланг маски и быстро присоединить шланг
к выходному штуцеру переносного прибора» При пользовании пе-
реносным прибором необходимо систематически следить за за-
пасом кислорода в баллоне по манометру 1. Если давление
понизится до 5—8 ат, надо перейти на питание от другого перенос-
ного прибора или же снова перейти на питание от стационар-
ного кислородного прибора.
Чтобы обеспечить экономный расход кислорода на малых вы-
сотах, выключатель подсоса воздуха 9 должен находиться в по-
ложении «Смесь». На высотах выше 9 000 м и при кислородном
голодании необходимо пользоваться дополнительной подачей кис-
лорода, для чего маховичок вентиля 17 надо повернуть до упора
по стрелке.
Кислородный прибор КП-24М
Кислородный прибор КП-24М, рассчитанный на применение
до высоты 14 км, служит для обеспечения кислородом членов эки-
пажа многих самолетов. Этот прибор отличается повышенной
экономичностью расхода кислорода на высотах до 12 км.
Работу прибора рассмотрим по принципиальной схеме, изо-
браженной на рис. 252.
Кислород под давлением от 6 до 30 кГ]см? поступает в редук-
тор 2, понижающий давление кислорода до 3 кГ1см2. Усилием
легких при вдохе в полости прибора создается разрежение, бла-
годаря чему мембрана 3 прогибается внутрь прибора и нажимает на
длинное плечо рычага 4 клапана подачи кислорода 6. Поворачи-
ваясь вокруг оси 5, рычаг 4 коротким плечом открывает клапан
6, отводя его от седла. Из полости редуктора 2 через открытый
клапан подачи кислород устремляется в сопло эжектора 7.
Кислород, протекая через сопло с большой скоростью, создает
в полости эжектора под клапаном 8 разрежение, вследствие чего
этот клапан срабатывает.
Автомат подсоса воздуха, снабженный дополнительным кана-
лом с анероидом 9, до высоты 2 км обеспечивает подачу к дыха-
305
Рис. 252. Принципиальная схема кислородного прибора КП-24М:
1 — входной штуцер; 2 — редуктор; 3 — мембрана; 4 — рычаг; 5 — ось рычага; 6 — ос-
новной клапан подачи кислорода; 7 — сопло эжектора; 8— обратный клапан; 9 — до-
поли нтепьиый анероид; 10—клапан дополнительного канала; 11 — пускатель; 12—мемб-
рана; 13 — толкатель; 14 — клапан дополнительной подачи; 15 — дюза; 16 — клапан;
17 — обратный клапан; 18 — мембрана механизма дополнительной подачи; 19 — рычаг;
20— пружина механизма малого избыточного давления; 21 — пускатель; 22— дюза;
23 — клапан; 24 — анероид; 25 — пружина; 26 — дополнительная подача кислорода;
27 —дюза; 28 — маховичок; 29 —пружина; 30— вакуумный клапан; 32— рукоятка вы-
ключателя подсоса воздуха
тельным путям только атмосферного воздуха. На высоте 2 км
анероид 9, расширяясь, заставляет клапан 10 перекрыть допол-
нительный канал подсоса. С этого времени воздух из атмосферы
поступает в прибор через основной канал автомата подсоса воз-
духа, обеспечивая на высотах более 2 км требуемую концентра-
цию кислорода во вдыхаемом воздухе. На высоте 10 км подсос
воздуха полностью прекращается. Одновременно с клапаном по-
дачи 6 при вдохе вступает в работу редуктор 2. Открытие клапа-
на 6 вызывает падение давления кислорода в полости редуктора
2. Под действием главной пружины мембрана редуктора проги-
бается внутрь полости редуктора, а клапан под действием вспо-
могательной пружины отходит от седла, открывая доступ
кислороду в полость редуктора. Во время выдоха клапан 6 закры-
вается; кислород, поступающий в полость редуктора, вызывает
повышение давления на мембрану. Вследствие этого мембрана
преодолевает усилие главной пружины, прогибается вниз, и с
помощью рычага и толкателя сжимает вспомогательную пружи-
ну и закрывает клапан редуктора 2; поступление кислорода в по-
лость редуктора прекращается.
Чтобы устранить влияние негерметичности маски на величи-
ну парциального давления кислорода во вдыхаемом воздухе, в
схеме КП-24М предусмотрен механизм малого избыточного дав-
306
ленпя. Работа этого механизма заключается в следующем. На
высоте 5—8 км подвижный центр анероида 11 нажимает на мем-
брану 12 и толкатель 13 и в результате открывает клапан 14. Кис-
лород из редуктора через дюзу 15 поступает к нормально откры-
тому клапану 16 и далее, открывая обратный клапан 17, поступа-
ет в эжектор. В этом случае прибор КП-24М. работает в ре-
жиме непрерывной подачи кислорода. Дюза 15 ограничивает
непрерывную подачу до 20 л!мин (при полностью открытом
клапане 14).
На высотах выше 11—13 км в маске создается избыточное дав-
ление кислорода, возрастающее с высотой. Это избыточное дав-
ление обеспечивает основной регулятор избыточного давления.
Работа этого регулятора заключается в следующем. Начиная с
высоты 11—13 км, срабатывает пускатель 21, в результате чего из
редуктора 2 через дюзу 22 в надмембранную полость, где располо-
жен основной регулятор, поступает кислород. С этого момента в
этой полости создается и поддерживается потребное избыточное
давление, которое зависит от усилия прижатия клапана 23 к седлу
за счет жесткости анероида 24 и пружины 25. Если давление по-
высится очень сильно, то клапан 23 открывается и излишек кисло-
рода стравливается в атмосферу.
Избыточное давление надмембранпой полости воздействует на
мембрану 3, которая при этом прогибается и при помощи рычага
4 открывает клапан 6, пропуская кислород в подмембранную по-
лость, а затем и в маску.
Технические характеристики прибора
Границы пользования прибором, км........................ до 14
Прибор работает при подводимом давлении к регулятору пода-
чи КП-24, кГ 1см2....................................... от 30 ю 6
Установочное давление в редукторе регулятора подачи КП-24,
кГ !см2................................................. от 6 до 3
Сопротивление вдоху, измеренное в маске, мм вод. ст. .. . 50 -65
Избыточное давление кислорода в маске при вдохе,
мм вод. ст.............................................. 85—135
Кислородные бортовые сети
Кислородная бортовая сеть современных летательных аппара-
тов представляет собой довольно сложную систему, включающую
в себя:
кислородные приборы, повышающие парциальное давление кис-
лорода во вдыхаемом воздухе;
кислородные баллоны, содержащие необходимый запас кисло-
рода;
кислородные магистрали (трубопроводы, вентили, обратные
клапаны, зарядные штуцеры и т. п.), при помощи которых осуще-
ствляется подача кислорода из баллона в кислородные приборы;
307
контрольные приборы (индикаторы, манометры, световая сиг-
нализация и т. д.), служащие для контроля за работой кислород-
ной аппаратуры.
Рассмотрим кислородные бортовые сети некоторых самолетов
и вертолетов.
Кислородная бортовая сеть вертолета Ми-4
Кислородное оборудование вертолета Ми-4 состоит из комп-
лекта КП-18К и восьми комплектов КП-21. Состав комплекта
КП-18К был указан выше.
Дополнительно в схему кислородного оборудования входят
кислородная бортовая арматура КАБ-14, включающая в себя:
баллон емкостью 2 л с вентилем; штуцер бортовой зарядки; вен-
тили высокого давления КВ-2МС; обратный клапан; тройник;
разъемный штуцер.
На рис. 253 приведена монтажная схема кислородного обору-
дования вертолета Ми-4. Кислородный прибор КП-18К устанав-
ливается на левом борту кабины пилотов. Кислородный баллон
установлен в радиоотсеке. На правом борту вертолета размеще-
ны штуцер бортовой зарядки, обратный клапан и один вентиль
высокого давления КА-2МС.
Указатель ИК-18, редуктор КР-14А и вентиль высокого дав-
ления КВ-2МС установлены на специальном щитке под прибор-
ной доской.
Кислородный прибор КП-21 служит для обеспечения кисло-
родом больных, а также может использоваться лицами, выпол-
няющими физическую работу.
В комплект прибора входят: собственно кислородный прибор
КП-21 (8 шт.); кислородная маска КМ-19 с гофрированным шлан-
гом (8 шт.); кислородный баллон емкостью 1,8 л (8шт.).
14 13
Рис. 253. Монтажная схема кислородного оборудования вертолета Ми-4:
1— баллон; 2 — баллонный вентиль; 3— заглушка; 4 —зарядный штуцер; 5 — вен-
тиль; 6— тройник; 7 — кислородный прибор КП-18К; 8— редуктор KP-I4A; 9 — кислородные
маскн; 10—кислородный шланг; 11— кислородный указатель, 12—разъемный штуцер;
13 — обратный клапан
308
Прибор КП-21 монтируется на баллоне с применением свин-
цового глета. Зарядка кислородом баллонов с прибором КП-21
производится от баллона для транспортировки кислорода при по-
мощи специального приспособления, в которое входят: зарядный
штуцер, редуктор КР-15, манометр па 250/150 кГ!см2, манометр
на 50/30 кГ/см2, зарядный шланг и две трубки.
Кислородная бортовая сеть самолета Ил-18
Кислородная система самолета Пл-18 служит для питания
кислородом членов экипажа и пассажиров. При этом надо отме-
тить, что только один член экипажа — пилот, пилотирующий са-
молет, обязан пользоваться кислородом в течение всего полета
па высотах более 4 000 м. Другие члены экипажа пользуются кис-
лородом только в аварийных случаях. Если кто-либо из пассажи-
ров почувствует необходимость в кислородном питании, ему будет
предоставлена возможность пользоваться переносными кислород-
ными приборами.
На самолете используется кислородная система низкого дав-
ления с начальным давлением 30 кГ/см2.
Комплект кислородной системы самолета включает в себя:
кислородные приборы индивидуального пользования КП-24М
(2 шт.);
кислородный прибор коллективного пользования КП-32;
переносные кислородные приборы КП-21 (10 шт.);
кислородные баллоны КБ-1 стационарные емкостью по 30 л
на 30 кГ[см2 (2 шт.);
кислородные баллоны КБ-3 переносные емкостью по 1,7 л па
30кГ/сл2( 10шт.);
индикаторы кислорода ИП (из комплекта КП-24М, 2 шт.);
индикаторы кислорода ИК-32 (из комплекта КП-32, 4 шт.);
маски КМ-ЮН (из комплекта КП-24М, 2 шт.);
маски КМ-15М (из комплекта КП-32, 14 шт.);
манометры МТ-00 на 10 кГ!см2;
манометры МК-13М на 50 кГ1см2 (2 шт.);
вентили КВ-5 (3 шт.);
арматура и трубопроводы (комплект);
редуктор КР-5 на 150/30 кГ1см2.
Кислородное оборудование левого и правого пилотов состоит
из двух кислородных приборов КП-24М, двух индикаторов кис-
лорода ПП и двух кислородных масок КМ-16Н.
Кислородное оборудование штурмана, радиста, бортмеханика
и бортпроводников состоит из кислородного прибора коллектив-
ного пользования КП-32, четырех индикаторов ИК-32 и четырех
масок КМ-15М. Запас кислорода содержится в двух стационар-
ных баллонах КБ-1 и десяти переносных баллонах КБ-3.
Принципиальная схема кислородной системы самолета Ил-18
представлена на рис. 254. Кислород от стационарных баллонов
КБ-1 поступает к вентилю подачи КВ-5, расположенному на пра-
309
Рис. 254. Принципиальная схема кислородной системы самолета Пл 18
/— индикатор кислорода: 2—кислородный прибор КП-21М; 3 — кислородная маска
КМ-16П; 4 — индикатор кислорода ПК 32; 5 — кислородная маска KM-I5M; С— ма-
нометр МТ-60; 7 — кислородный прибор КП-32; 8—аварийный край кислород.!; Э —
манометр MK-I3M; 10— вентиль КВ 5; // — штуцер для зарядки переносных бал.-.о
нов; /2—зарядный штуцер; 13— редуктор КР 15; 14 — стационарные кислородные
баллоны КБ-1; /5 — кислородный прибор КП-21; 16— переносной кислородный бал-
лон КБ-3
вом пульте пилотов. Этот вентиль в положении «Открыто» пота-
ет кислород в линию питания обоих пилотов и линию питания
остальных членов экипажа.
Пройдя трубопровод питания пилотов, кислород поступает в
их кислородные приборы КП-24М. Один штуцер каждого прибо-
ра соединен шлангом с индикатором ИП, другой — с шлангом
кислородной маски пилота.
Во второй линии питания (для радиста, штурмана, бортмеха-
ника и бортпроводников) установлен КП-32, один штуцер которо-
го соединен с вентилем подачи КВ-5, другой — с манометром
МТ 60 п четырьмя индикаторами И К-32.
Кислород, пройдя через индикатор, поступает в кислородную
маску, соединенную шлангом с перепускным штуцером индикато-
ра Пассажиры используют для питания кислородом приборы
КП 21, соединенные с баллонами КБ 3
Кислородная бортовая сеть самолета Ту-104
Кислородная бортовая сеть самолета Ту-104 включает в себя
стационарное и переносное оборудование.
Стационарное оборудование состоит из следующих агрегатов:
щитка зарядки;
трех кислородных баллонов емкостью по 92 л каждый;
пяти кислородных приборов КП-24, предназначенных для пи-
тания кислородом членов экипажа;
трех кислородных приборов коллективного пользования КП-32,
предназначенных для питания кислородом пассажиров и борт-
проводниц на их местах (в купе, обшей кабине и буфете);
51 индикатора кислорода ИК-32 к маскам КМ 19.
310
Рис. 235. Принципиальная схема кислородного оборудования самолета
Ту-104
I — кислородная станция штурмнна; 2— кислородная станция правого пилота; 3 —
кчг и род,|<1Я станция icncro и пота: 1 кислородная станция радиста; 5—кнсло-
рпдпня станция бортмеханика; 6—индикаторы кислорода НК 32 с присосками для
кислородных м «сок; 7- щиток групповых кислородных приборов КП-32; 8 — кисло-
родные баллоны; 9 — щиток бортзарядкн; 10— кислородная маска
Переносные кислородные приборы КП 19 предназначены для
питания кислородом членов экипажа самолета при перемещении
в разгерметизированном самолете па высотах до 12 км.
Переносные кислородные приборы КП-19 служат для ппгапня
кислородом отдельных пассажиров во время полета в загермети-
зированной кабине и питания бортпроводников при перемещении
в разгерметизированной кабине самолета. На рис. 255 приведена
принципиальная схема кислородного оборудования самолета
Ту-104.
Кислородная бортовая сеть самолета Ту-114
Па самолете Ту-114 имеется стационарное и переносное кис-
лородное оборудование. Стационарное кислородное оборудование
самолета включает в себя:
щиток бортзарядки;
10 кислородных баллонов емкостью по 92 л каждый;
5 кислородных приборов КП-24 легочного типа для пн гания
кислородом членов экипажа на рабочих местах;
9 кислородных приборов КП-32 коллективного пользования и
185 индикаторов ПК-32М с масками КМ-15М для питания кис-
лородом пассажиров и бортпроводников в салонах, купе, буфете
и кухне.
Па рис. 256 приведена принципиальная схема кислородного
оборудования пассажирской кабины самолета Ту-114, а па
311
J
Рис. 256. Принципиальная схема кислородного оборудования пассажирской
кабины самолета Ту 111.
I — щиток бортзаря ikii; 2 — кислородные баллоны; 3 iiv ii.t кислородных приборов; 4 —
коробка с индикаторам» и кислородными масками I и 3-го салонов; .5 то же ю салона
рис. 257 — принципиальная схема кислородного оборудования ка-
бины экипажа.
Питание пассажиров кислородом разделено по числу кисло-
родных приборов на 9 групп, в среднем но 20 человек в каждой
группе.
Переносное кислородное оборудование состоит из кислород-
ных приборов КП-19 для экипажа, которые применяются при пе-
ремещении в разгерметизированной кабине, и кислородных
приборов КП-21, предназначенных для питания кислородом от-
дельных пассажиров во время нормального полога на больших вы-
сотах и бортпроводников при перемещении в разгерметизирован-
ной кабине самолета.
Рис. 257. Принципиальная схема кислородного оборудования кабины экипажа
самолета Ту-114:
/ — установка кислородного оборудования у штурмана; 2 —установка кислородною обо-
рудования у правого штурмана; 3 — установка кислородного оборудования у бортинженера.
4 —установка кислородного оборудования у радиста; 5 — установка кистородного обо-
рудов шпя у левого пилота; € — гермоввод
312
Герметические кабины
В начале раздела отмечалось, что наиболее совершенным
средством защиты экипажа и пассажиров от вредного воздейст-
вия атмосферы больших высот является размещение их в герме-
тических кабинах.
Герметические кабины представляют собой целые отсеки фю-
зеляжей, в которых посредством специального оборудования со-
здаются искусственные климатические условия. Благодаря уплот-
нениям и повышенной прочности такие кабины имеют достаточно
малые утечки воздуха и могут выдерживать значительные избы-
точные давления.
Герметические кабины бывают трех типов: вентиляционная,
регенерационная и смешанная.
Остановимся на наиболее распространенной из них — кабине
вентиляционного типа.
Герметическая кабина вентиляционного типа обеспечивает
поддержание в ней давления воздуха на определенном заданном
уровне, за счет подачи в нее от компрессора двигателя сжатого
атмосферного воздуха. Поступая в кабину, этот воздух вентили-
рует ее и, выходя наружу, выносит с собой продукты дыхания че-
ловека.
Парциальное давление кислорода до расчетной высоты в ка-
бине при этом поддерживается на допустимом уровне за счет
повышенного давления воздуха в ней.
Выше расчетной высоты давление в кабине с увеличением вы-
соты полета уменьшается. Сохраняется постоянным лишь пере-
пад давления между кабиной и атмосферой, что происходит за
счет подачи воздуха. Обеспечение необходимого парциального
давления кислорода на этих высотах восполняется за счет ис-
пользования кислородной аппаратуры.
Поддерживание необходимой температуры в кабине обеспечи-
вается за счет подогрева нагнетаемого воздуха в компрессоре
или при помощи специальных подогревателей. На рис. 258
Рис. 258. Схема вентиляционной герметической кабины:
/ — автомат; 2— теплообменник; 3 — фильтр; 4 — обратный клапан; 5 — кран герме-
тизации; 6 — коллекторы
11—3031 313
представлена принципиальная схема герметической кабины венти-
ляционного типа. Воздух из компрессора проходит через автомат
1, обеспечивающий постоянный объем поступающего на наддув
кабины воздуха.
Установка автомата необходима потому, что в зависимости от
оборотов двигателя будет меняться и подача воздуха, а это в
свою очередь могло бы привести к колебаниям давления в кабине.
Датее воздух пропускают через теплообменник 2. В теплообмен-
нике в зависимости от температуры в кабине проходящий через
него воздух можно или охладить, или подогреть. Регулировка
температуры бывает ручной и автоматической. Из теплообменни-
ка воздух поступает в фильтр 3, где очищается от механических
и химических примесей. Обычно в воздушной магистрали перед
входом в кабину устанавливается обратный клапан 4. Наконец,
воздух поступает к крану герметизации 5, при помощи которого
можно включить наддув кабины, а в рассматриваемой схеме мож-
но регулировать и температуру воздуха в кабине. Для обогрева
остекления фонаря воздух от крана герметизации подводятся к
остеклению через специальные коллекторы 6. Так осуществтяется
наддув герметической кабины вентиляционного типа.
Кабина называется вентиляционной потому, что она все вре-
мя сообщается с атмосферой; через специальные устройства из-
лишний воздух и продукты дыхания членов экипажа и пассажи-
ров выходят в атмосферу.
Система отвода воздуха и регулировки давления состоит из
регуляторов, предназначенных для поддержания заданного ха-
рактера изменения давления в кабине при изменении высоты по-
лета, и устройств, предохраняющих кабину от чрезмерных внут-
ренних или внешних давлений.
Особенности эксплуатации систем кислородного питания
и высотного снаряжения экипажей
Состоянию систем кислородного питания и высотного снаря-
жения экипажа и пассажиров в процессе эксплуатации должно
уделяться особое внимание, поскольку от этого зависит не толь-
ко выполнение полета, но и жизнь людей.
Прежде всего необходимо во всех случаях следить, чтобы на
элементы кислородной системы и вблизи источников возможных
утечек кислорода (клапаны, штуцеры, регуляторы давлений и т. д.)
не попадали масло и вазелин. Нарушение этого требования в ря-
де случаев приводило к появлению взрывов, пожаров. Следует
контролировать, чтобы в местах сочленений кислородных прибо-
ров и трубопроводов отсутствовали утечки кислорода. О нали-
чии утечек можно судить по показаниям манометров в замк-
нутой системе кислородных приборов и трубопроводов после их
отключения при помощи вентилей от источников кисло-
рода.
314
Технический состав, производящий работы с кислородным обо-
рудованием, должен иметь чистую (без масляных пятен) одежду
и использовать специальный хромированный инструмент.
Чтобы исключить возможность попадания посторонних газооб-
разных п механических примесей в кислородную систему, нельзя
допускать полного падения давления в кислородных баллонах.
Для обеспечения нормальной работы кислородного прибора ми-
нимальное давление кислорода в баллоне должно быть в 2—2,5
раза больше установочного давления редуктора прибора.
Если по какой-либо причине давление в кислородных баллонах
уменьшается до атмосферного, то баллоны должны быть сняты с
летательного аппарата, два-три раза продуты чистым кислоро-
дом, заряжены кислородом до номинального давления и снова
установлены на летательный аппарат. Кислородные емкости при
наличии в них воды, окалины, коррозии и других посторонних
примесей к эксплуатации не допускаются.
В практике встречались случаи, когда баллоны системы жизне-
обеспечения заполнялись не медицинским, а техническим кислоро-
дом, который предназначается для системы подпитки авиадвига-
телей при их запуске. Для исключения таких случаев бортовые кис-
лородные системы любого назначения заряжаются медицинским
кислородом.
Зарядка бортовых систем газообразным кислородом произво-
дится с помощью автомобильных кислородно-зарядных станций
(АКЗС) до полного рабочего давления. Лишь в исключительных
случаях при отсутствии АКЗС можно использовать для зарядки
медицинский кислород, хранящийся в транспортных кислородных
баллонах.
При обращении с жидким кислородом следует быть очень
осторожным с тем, чтобы капли его не попали на кожу человека.
Пары кислорода, появляющиеся при заправке системы кислоро-
дом, длительное время сохраняются в волосах, в шерстяной одеж-
де. При этом пламя спички, тлеющий огонь папиросы, электриче-
ская искра могут вызвать воспламенение одежды и тяжелые ожо-
ги тела. Поэтому после участия в заправке систем кислородом
необходимо тщательно проветривать свою одежду и некоторое
время остерегаться близости огня. В процессе предполетной под-
готовки следует проверить по манометру давление кислорода в
баллонах, герметичность кислородной системы, работу кислород-
ного прибора при избыточном давлении и без него, крепление объ-
единенного разъема кислородной системы.
Для создания избыточного давления кислорода в маске на зем-
ле рукоятка автомата подсоса ставится в положение «100% О2»,
чем выключается подсос воздуха из атмосферы. Укрепив на лице
маску, следует плавным поворотом специального маховичка
создать в системе избыточное давление 300 мм вод. ст., наблюдая
за показаниями манометра М-1000.
О правильной работе кислородной системы при отсутствии
избыточного давления можно судить по поведению прибор а-инди-
11* 315
катора кислорода и по величине сопротивления вдоху и выдоху.
На мембрану индикатора кислорода воздействуют давления и
разрежения, появляющиеся под мембраной кислородного прибора
при дыхании. Это вызывает периодическое открытие и закрытие
двух шторок кислородного индикатора, установленного на при-
борной доске члена экипажа. Если кислородная магистраль между
кислородным прибором и маской негерметична (или негерметич-
на сама маска), то шторки индикатора будут открыты, показывая
непрерывный расход кислорода.
В процессе предварительной подготовки система кислородного
оборудования проверяется специальной переносной установкой
КУ-6 или КУ-8.
В полете члены экипажа должны быть очень внимательны к со-
стоянию кислородного оборудования. Следует помнить, что человек
может не ощутить начальных признаков кислородного голода-
ния, являющегося следствием неполного прилегания маски, негер-
метичности кислородного шланга. В результате развития кислород-
ного голодания наступает внезапное обморочное состояние. Если
в полете возникают затруднения дыхания или плохое самочувст-
вие, то необходимо включить аварийную подачу кислорода с по-
мощью специальной рукоятки на кислородном приборе. В этом
случае кислород в маску будет поступать непрерывным потоком.
РАЗДЕЛ ТРЕТИЙ
РАДИООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
Глава XXII
РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Общие сведения
Радиосвязное оборудование самолетов и вертолетов предназ-
начено для двусторонней радиосвязи между экипажем и землей,
между экипажами отдельных самолетов и вертолетов в полете,
для внутрисамолетной телефонной связи между членами экипажа
и громкоговорящего оповещения пассажиров. Радиосвязь экипа-
жами осуществляется посредством радиостанций, установленных
на самолете (вертолете).
Все радиостанции, устанавливаемые на самолетах или верто-
летах, можно классифицировать по назначению, роду работы и
диапазону рабочих волн.
По назначению радиостанции разделяются на командные и
связные; по роду работы — на телефонные и телеграфно-те-
лефонные; по диапазону рабочих волн — на коротковолновые и
ультракоротковолновые (диапазон средних волн почти не исполь-
зуется).
Командные радиостанции предназначаются для управления са-
молетами (вертолетами) на различных этапах полета: гри взлете
и посадке, при групповом полете по маршруту и т. д. С помощью
командной радиостанции обеспечивается связь большого числа
корреспондентов и работа в нескольких сетях связи. Связь в раз-
личных сетях осуществляется поочередно. Каждая сеть команд-
ной связи имеет свою рабочую волну. Командная радиостанция на-
ходится в распоряжении командира экипажа. Она работает в
телефонном режиме. Связная радиостанция находится в распоря-
жении радиста и служит для связи с землей на большие расстоя-
ния.
317
Связные радиостанции работают обычно в коротковолновом
диапазоне волн и имеют как телефонный, так и телеграфный
режим.
Самолетная радиостанция (командная или связная) состоит из
трех основных блоков: передатчика, приемника и антенны. Кроме
того, в состав радиостанции входят источники питания, пульт уп-
равления и другие вспомогательные блоки.
Широкое применение на самолетах нашли также магнитофо-
ны, обеспечивающие магнитную запись ведущихся на борту са-
молетов переговоров.
Остановимся кратко на рассмотрении некоторых образцов связ-
ного оборудования.
Коротковолновая связная радиостанция
На многих самолетах гражданской авиации устанавливаются
коротковолновые радиостанции типа 1-РСБ-70 и ее модификации.
Эти станции работают в комплекте с приемниками типа УС-8. Пи-
тание радиостанций обеспечивается умформерами.
На самолете Ил-18 передатчик и приемник работают на шлей-
фовую антенну, представляющую собой красно-медную посереб-
ренную трубку диаметром 10 мм, длиной 6 м, расположенную над
корпусом самолета на высоте 100 мм.
Передатчик имеет следующие каскады: задающий генератор,
первый умножитель частоты, второй умножитель частоты, усили-
тель мощности (выходной или оконечный каскад).
На рис. 259 изображена скелетная схема высокочастотной ча-
сти передатчика, на которой видно, что структура высокочастотной
части изменяется с изменением диапазона работы. В диапазоне ча-
стот от 2,5 до 6 Мгц используется один умножитель частоты, в
диапазоне от 6 до 18,1 Мгц добавляется второй умножитель ча-
стоты.
Задающий генератор генерирует частоты от 1 до 1,5 Мгц, а ра-
бочий диапазон частот получается последующим умножением ча-
стоты задающего генератора от 2 до 12 раз каскадами умножи-
телей частоты.
Рис. 259. Скелетная схема высокочастотной части 1-РСБ-70
318
Переключение элементов передатчика и антенны осуществля-
ется ручкой А, которая имеет 12 положений. Второй умножитель
частоты подключается в положениях ручки А от № 7 до № 12.
Выходной (антенный) контур передатчика выполнен по простой
схеме.
Для настройки контура в резонанс на всем диапазоне частот
в схему передатчика введено несколько групп конденсаторов, два
переключателя и одно реле для коммутации этих конденсаторов.
Коммутация конденсаторов осуществляется посредством переста-
новки переключателей, выведенных на лицевую панель (ручки
Г и В). Манипулируя этими переключателями, можно ступенями
через 4 мкмкф включить в контур емкость до 390 мкмкф. Вклю-
чение дополнительной емкости 400 мкмкф производится
ручкой Д.
Регулировка связи антенного контура с лампой оконечного
каскада осуществляется емкостным потенциометром, состоящим из
конденсатора переменной емкости и постоянной емкости, которые
подключены к антенному контуру.
Для калибровки частот задающего генератора предусмотрен
кварцевый калибратор, являющийся весьма стабильным источни-
ком колебании с частотой 50 кгц. Эта частота 50 кгц получается
посредством деления на четыре частоты 200 кгц, стабильность ко-
торой обеспечивается применением кварца. Низкочастотный тракт
передатчика состоит из двух каскадов усилителя речи,
модулятора, усилителя подслушивания и генератора звуковой
частоты.
В аппаратуре передатчика может использоваться как уголь-
ный микрофон, так и электромагнитный. Имеется специальный пе-
реключатель, который переводит схему на работу от того или ино-
го микрофона. Напряжение, снимаемое с микрофона, после усиле-
ния двумя каскадами усилителя речи поступает на модулятор, где
осуществляется модуляция высокой частоты передатчика.
Генератор звуковой частоты предназначен для тональной те-
леграфной работы. Он генерирует колебания с частотой 1 000 гц.
Передатчик переводится на модуляцию частотой 1 000 гц пере-
становкой переключателя в положение МТЛГ.
Автоматическая настройка на одну из 11 фиксированных ча-
стот осуществляется электромеханическим устройством, которое
позволяет производить электрическое управление механическими
перемещениями элементов настройки передатчика. Для автомати-
ческой настройки передатчика на какую-либо из фиксированных
частот достаточно переставить в соответствующее положение пе-
реключатель каналов на панели передатчика или на пульте ди-
станционного управления.
Приемник УС-8 выполнен по обычной супергетеродинной схе-
ме (рис. 260), обеспечивающей прием модулированных сигналов и
телеграфных передач незатухающими колебаниями. Он содержит
17 ламп, 13 из которых работают в приемнике, 3 — в усилителе
дистанционного управления и 1 — в блоке питания.
319
Рис. 260, Блок-схема супергетеродинного приемника
Система дистанционного управления обеспечивает:
подстройку входной цепи приемника, позволяющую применять
антенны с различными параметрами;
переключение поддиапазонов;
плавную настройку в пределах поддиапазона;
изменение полосы пропускания по промежуточной частоте;
переключение на прием модулированных и немодулированных
сигналов с АРУ и без АРУ;
изменение тона биений сигналов телеграфной передачи незату-
хающими колебаниями;
регулировку громкости и усиления.
Исполнительные элементы системы дистанционного управления
расположены на передней панели приемника, а органы управле-
ния — на специальном щитке дистанционного управления (пульт
управления). На щитке дистанционного управления нахо-
дятся ручки, позволяющие производить включение питания и пере-
ключение рода работы, переключение поддиапазонов, плавную
настройку, регулировку громкости и чувствительности, регулиров-
ку тона телеграфных сигналов, включение подсвета шкалы, пере-
ключение полосы пропускания, переключение подстройки антен-
ны. Кроме того, на передней панели пульта имеется шкала наст-
ройки, два предохранителя (в цепи постоянного тока 5а и в цепи
переменного тока на 2а) и кнопка переключателя пультов уп-
равления.
В комплекте приемника имеется распределительная коробка,
в которой смонтированы элементы, осуществляющие переключе-
ние с одного щитка управления на другой.
320
Блок питания приемника содержит ламповый двухполупериод-
ный выпрямитель с фильтром. Силовой трансформатор выпрями-
теля имеет дополнительную обмотку с напряжением 10,3 в. от ко-
торого питается двигатель дистанционной схемы управления.
Ультракоротковолновая командная радиостанция
Наиболее распространенными в гражданской авиации команд-
ными радиостанциями являются радиостанции типа РСИУ-5.
На самолете Ил-18 установлены две радиостанции РСПУ-5 —
основная и дополнительная. В комплект основной радиостанции
РСНУ-5-1 входят приемопередатчик, пульт управления, блок из-
мерения и настройки (общий на два комплекта) и антенна. Комп-
лект дополнительной радиостанции РСИУ-5 II состоит из приемо-
передатчика, пульта управления и поверхностной килевой антенны.
Радиостанция предназначена для работы в диапазоне частот
от 100 до 150 Мгц (3—2 л). В этом диапазоне частот радиостан-
ция имеет 501 волну связи. В радиостанции применена автома-
тическая подстройка частоты передатчика по приемнику радио-
станции.
Автогенератор передатчика работает на основной частоте сиг-
нала связи. Частота автогенератора передатчика автоматически
подстраивается на необходимую чистоту по приемнику радио-
станции, частота гетеродина которого подстраивается системой
автоматической подстройки частоты по датчику опорных частот.
В приемнике радиостанции имеются системы автоматической
и ручной регулировки чувствительности, подавитель шумов и по-
давитель импульсных помех. Подавитель шумов включается с пуль-
та управления. Подавитель импульсных помех предназначен для
подавления помех локационных станций. Слуховой контроль
работы радиостанции осуществляется на высокой частоте.
Приемник, передатчик и блок питания радиостанции выпол-
нены единым конструктивно законченным элементом. Приемопе-
редатчик состоит из нескольких функциональных блоков, каждый
из которых в случае необходимости может быть заменен.
Для понижения температуры внутри герметичного кожуха ра-
диостанции применена система принудительного обдува, обеспе-
чивающая циркуляцию охлаждающего воздуха.
Для обеспечения нормальной работы дополнительной радио-
станции в условиях высотности внутреннее давление в герметич-
ном объеме станции (путем подсоединения к самолетной систе-
ме наддува) поддерживается равным давлению в герметической
кабине самолета.
Управление радиостанций в полете производится с пульта уп-
равления. Пульт дает возможность:
перестраивать станцию па любой из 20 предварительно настра-
иваемых каналов связи;
настраивать на любую волну в диапазоне рабочих частот (из
числа 501 волны сетки частот);
321
включать и выключать подавитель помех, переключать мощ-
ность передатчика.
В пульте управления имеется запоминающее устройство на 20
каналов связи, наборное устройство для набора любой частоты,
переключатель «Волна-Каналы», кнопка «Вкл. упр.» и выключа-
тель второго комплекта радиостанции.
Контрольно-проверочная аппаратура радиостанции состоит из
дв}.х переносных блоков: измерительного блока (блока И) и бло-
ка настройки (блока 11).
Измерительный блок является вспомогательным элементом
для технического обслуживания радиостанции. Он позволяет об-
служивающему технику:
проверить напряжение питающих цепей постоянного тока, пе-
ременное напряжение 115 в с частотой 400 гц и напряжение нака-
ла ламп непосредственно на приемопередатчике;
настроить передатчик по максимальной величине анодного
тока в отдельных его каскадах и сеточного тока выходного каскада;
измерить общий ток по цепи 115 в;
опробовать радиостанцию на связь, присоединяя свое оголовье
к приемопередатчику через измерительный блок;
проверить исправность автомата подстройки частоты АПЧ;
убедиться в случае необходимости в наличии напряжения на-
кала на гнездах измерительного блока;
проверить исправны ли жилы кабелей, используя измеритель-
ный блок.
На лицевой панели блока установлены: индикаторный при-
бор, переключатель рода работ, переключатель «Прием — Пере-
дача», а также клеммы для подключения измерительных цепей и
штепсельный разъем.
Блок настройки предназначен для предварительной настрой-
ки запоминающего устройства пульта управления на заданные
фиксированные волны. На передней панели блока расположены
ручки набора волн, рычаг перестройки, кнопка контроля наст-
ройки, световые табло, клеммы для подключения питания и штеп-
сельный разъем. В центральной части панели имеется ниша, в ко-
торую устанавливается запоминающее устройство. При установке
запоминающего устройства в блок ручка с надписью «Набор —
Контроль» переключения вида работ ставится в положение
«Контроль». На внутренней стороне панели смонтирован меха-
низм настройки.
Антенна представляет собой широкополюсный вибратор, ра-
ботающий в области четвертьволнового резонанса. Для уменьше-
ния аэродинамического сопротивления антенна изогнута, а гори-
зонтальная часть ее направлена по потоку. Между антенной и ос-
нованием поставлен стеклотекстолитовый изолятор. В основании
имеется фланец для крепления антенны к самолету. На фланце
установлен высокочастотный разъем для присоединения к ан-
тенне питающего фидера Вибратор антенны внутри основания со-
единен с высокочастотным разъемом кабеля.
322
Рис. 261. Блок-схема приемного тракта РСИУ-5
Принцип работы РСИУ-5. Приемник радиостанции, блок-схе-
ма которого изображена на рис. 261, выполнен по супергетеродин-
ной схеме с двойным преобразованием частоты.
Сигналы высокой частоты из антенны поступают через фильтр-
пробку на вход приемника, где подвергаются усилению одним кас-
кадом УВЧ. Усиленное напряжение сигнала поступает на управ-
ляющую сетку лампы первого смесителя. На эту же сетку посту-
пает напряжение второй гармоники первого гетеродина.
После усиления одним каскадом ПЧ напряжение первой про-
межуточной частоты поступает на сетку лампы второго смесите-
ля, на которую поступает и напряжение второго гетеродина.
Напряжение второй промежуточной частоты подвергается уси-
лению в трех каскадах УПЧ. Усиленное напряжение поступает на
детектор сигнала и первый детектор системы автоматической регу-
лировки усиления. Напряжение звуковой частоты, выделенное в
нагрузке детектора сигнала, подается на усилитель низкой ча-
стоты.
Постоянное напряжение с первого детектора АРУ поступает
на усилитель постоянного тока, а затем через второй детектор
АРУ — на управляющие сетки ламп 1УВЧ, 1УПЧ и первый и вто-
рой каскады усиления второй ПЧ. От усилителя системы АРУ ра-
ботает подавитель шумов, который отпирает предварительный
УНЧ приемника только при наличии напряжения частоты сиг-
нала.
Для автоподстройки передатчика по приемнику в тракте
последнего имеются два дискриминатора: ШПД — широкополос-
ный и УПД — узкополосный, выпрямленное напряжение с кото-
рых при расстройке передатчика поступает на управляющую лам-
пу, возвращающую частоту передатчика к номинальному зна-
чению.
На рис. 262 изображен передающий тракт радиостанции
РСИУ-5, который состоит из высокочастотной и модуляторной ча-
стей, а также элементов автоподстройки. Контуры всех каскадов
323
высокочастотной части настроены на одну и ту же частоту, сопря-
жены по диапазону и перестраиваются с помощью конденсаторов
переменной емкости, связанных общей осью.
Автогенератор генерирует колебания высокой частоты в диа-
пазоне 1004-150 Мгц, которые подаются на сетки буферного уси-
лителя.
Буферный усилитель ослабляет влияние изменений режима мо-
дулируемого усилителя мощности на режим автогенератора и
уменьшает паразитную частотную модуляцию автогенератора.
В усилителе мощности осуществляется не только усиление мощ-
ности высокочастотных колебаний, но и амплитудная модуляция.
Напряжение низкой частоты усиливается первым УНЧ. Здесь
также осуществляется подъем средних звуковых частот с помощью
цепи отрицательной обратной связи. Первый УНЧ работает на од-
ной половине двойного диода 6Н2П. На второй половине этой
лампы работает второй УНЧ.
После двойного усиления напряжение низкой частоты через
трансформатор поступает на сетки модуляторной лампы, функции
которой выполняет двойной триод 6Н6П. Модулятор изменяет амп-
литуду тока высокой частоты усилителя мощности по закону моду-
лирующего напряжения низкой частоты.
Датчик опорных частот (ДОЧ) служит для обеспечения на-
стройки радиостанции на 501 фиксированную частоту, обеспече-
ния стабильности частоты радиостанции и выбора фиксированной
частоты настройки радиостанции. Образование опорных частот
основано на трехкратном преобразовании частоты путем последо-
вательного смешения частоты первого гетеродина приемника с
тремя вспомогательными опорными частотами. В результате это-
го преобразования получается напряжение фиксированной часто-
ты, которое с помощью управляющего дискриминатора преобра-
зуется в постоянное напряжение, используемое для подстройки
Рис. 262. Блок-схема передающего тракта РСИУ-5
324
первого гетеродина приемника радиостанции на номинальное зна-
чение выбранной частоты.
Система дистанционной настройки радиостанции РСИУ-5 яв-
ляется полуавтоматической системой, в которой оператор с пульта
управления дистанционно переключает датчик опорных частот на
какую-либо частоту, а настройка всех остальных элементов радио-
станции осуществляется автоматически по выбранной опорной ча-
стоте. Посредством системы дистанционной настройки решаются
следующие три задачи:
1) установка опорной частоты;
2) автоматическая настройка первого гетеродина приемника
по выбранной опорной частоте;
3) настройка контуров приемника и передатчика.
Конструктивно система дистанционной настройки представля-
ет собой сложное электромеханическое устройство, элементы ко-
торого размещены почти во всех блоках радиостанции.
Выпрямительное устройство состоит из двух силовых транс-
форматоров и пяти выпрямителей с фильтрами для сглажива-
ния пульсаций выпрямленного напряжения.
При работе станции в режиме номинальной мощности пере-
датчика включены оба трансформатора, выпрямитель при этом
дает напряжение 500 в; в режиме пониженной мощности — 250 в.
Это изменение осуществляется с помощью реле, которое своими
контактами коммутирует вторичную обмотку силового трансфор-
матора.
При выключенном передатчике работает только один силовой
трансформатор, который питает аноды, экранные сетки, накаль-
ные цепи ламп и элементы автоматики.
Самолетное переговорное устройство СПУ-7
Переговорное устройство СПУ-7 предназначено для телефон-
ной внутрисамолетной связи между членами экипажа и для вы-
хода на внешнюю радиосвязь через командные радиостанции
РСИУ-5, связные радиостанции, а также для выхода на прием
сигналов первого и второго комплектов радиокомпаса.
Вспомогательные переговорные точки, установленные в раз-
личных отсеках самолета, служат для связи между обслужива-
ющим персоналом при отработке и настройке радиоаппаратуры
и других агрегатов самолета.
В комплект переговорного устройства входят:
усилитель;
четыре абонентских аппарата;
три разветвительные колодки;
восемь четырехконтактных кнопок К-4М;
оголовье с телефонами ТА-4 и ларингофонами ЛА-5 (четы-
ре комплекта);
ножная тангеита;
коробка 14-Т реле запуска;
325
пять полуразъемов со шнурами для установки вспомогатель-
ных переговорных точек в местах установки аппаратуры.
Усилитель СПУ-7 имеет два двухтактных каскада усиления
низкой частоты, в которых применены германиевые триоды. Оба
двухтактных усилительных каскада собраны по схеме с зазем-
ленным эмиттером и имеют трансформаторную связь между со-
бой.
Принципиальная схема усилителя приведена на рис. 263. Уси-
литель имеет два двухтактных каскада усиления низкой часто-
ты, в которых применены германиевые триоды. Оба каскада
собраны по схеме с заземленным эмиттером и имеют трансформа-
торную связь между собой. Первый каскад осуществляет усиле-
ние мощности токов, поступающих от ларингофонов через вход-
ной трансформатор 1 до величины, необходимой для возбуж-
дения второго каскада.
Усиленное первым каскадом переменное напряжение поступа-
ет на основания триодов второго каскада через переходной транс-
форматор 2, служащий для согласования выходного сопротивле-
ния первого каскада с входным сопротивлением второго каскада
усилителя.
Усиленное вторым каскадом переменное напряжение сигнала
через выходной трансформатор 3 поступает на телефоны або-
нентов при работе по сети внутренней связи самолета. С первич-
ной обмотки выходного трансформатора 3 через сопротивления
4 и 5 подается на эмиттеры триодов первого каскада напряжение
Рис. 263. Принципиальная схема СПУ-7:
/ — входной трансформатор: 2 — переходной трансформатор: 3 — выход -
ной трансформатор; 4, 5, 6, 8, 9— сопротивления; 7 — разъем; 10, 12—
дроссели; 11, 13 — конденсаторы; 14— днод
326
отрицательной обратной связи, которое уменьшает нелинейные
искажения при изменении выходной нагрузки усилителя.
Для плавного регулирования величины усиления имеется пе-
ременное сопротивление 6, включенное параллельно вторичной
обмотке входного трансформатора.
Ларингофоны абонентов получают питание от усилителя через
контакты 1 и 2 разъема 7. Плюс ларингофонного напряжения
снимается с делителя, образованного сопротивлениями 8 и 9.
Дроссель 10 и конденсатор 11 образуют фильтр в цепи питания
ларингофонов, служащий для защиты от помех из бортовой сети
самолета.
Напряжение бортовой сети самолета подается на схему уси-
лителя через контакты 4 и 5 разъема 7. Фильтр, состоящий из дрос-
селя 12 и конденсатора 13, служит для защиты от проникнове-
ния помех из бортовой сети самолета в плюсовую цепь источ-
ника питания.
Для предохранения схемы усилителя от неправильного подклю-
чения полярности бортовой сети самолета в плюсовую цепь пита-
ния включен диод 14. Выходное напряжение усилителя снимается
с контактов 3 и 4 разъема 7. В абонентском аппарате осуществ-
ляется коммутация ларингофонов и телефонов абонента на раз-
личные виды связи, а также коммутации цепей запуска радио-
станций.
При нажатии кнопки циркулярного вызова телефоны каждого
абонента переключаются на выход усилителя СПУ-7, оставаясь
подключенными к выходу приемника своей радиостанции. При
этом сигнал приемника своей радиостанции ослабляется по срав-
нению с сигналом, передаваемым по цепи внутренней связи.
Ларингофоны абонента, нажавшего кнопку циркулярной свя-
зи, через контакты этой кнопки подключаются к входу усилителя
СПУ-7. Ларингофоны всех других абонентов остаются подключен-
ными на те виды связи, к которым они были подключены до полу-
чения циркулярного вызова.
При отпускании кнопки циркулярного вызова все абоненты
возвращаются на тот вид связи, на котором они находились до
получения циркулярного вызова. Ответ на циркулярный вызов осу-
ществляется по сети внутренней связи.
Для выхода на внутреннюю связь абонент либо нажимает при
приеме и передаче кнопку «СПУ», либо, поставив переключатель
«СПУ — работа» на абонентском аппарате в положение «СПУ»,
нажимает только при передаче на любую из кнопок «СПУ» или
«Передача».
При переходе абонента на внутреннюю связь его телефоны под-
ключаются на выход СПУ, оставаясь подключенными к выходу
приемника своей радиостанции. Ларингофоны абонента подключа-
ются к выходу усилителя СПУ только в момент нажатия кнопки
«Передача» или «СПУ».
Для регулирования громкости телефонов на абонентском аппа-
рате есть два регулятора. Одним из них («Радио») регулируется
327
громкость прослушивания сигнала внешней связи при работе по
внутренней сети или при циркулярном вызове, другим регулято-
ром устанавливается громкость работы СПУ. Посредством соеди-
нительных колодок осуществляется подключение проводов, подхо-
дящих к ним от абонентских аппаратов и отдельных кнопок.
В комплект СПУ-7 входят две четырехконтактные кнопки типа
К-4М, которые служат для одновременного включения двух цепей.
Кнопка «Передача» (у летчиков она имеет название «Радио»)
включает цепь ларингофонов и цепь запуска радиостанций, а кноп-
ка «СПУ» включает цепь ларингофонов. Ножная тангеита дубли-
рует кнопку «Передача», установленную у радиста, и дает возмож-
ность ему освобождать руки для ведения записей.
Самолетное громкоговорящее устройство (СГУ)
На многих самолетах гражданской авиации устанавливают
громкоговорящее устройство типа СГУ-15.
Рассмотрим СГУ-15 самолета Ил-62. Громкоговорящее устрой-
ство СГУ-15 предназначено для оповещения пассажиров пилота-
ми и бортпроводником, двусторонней связи между пилотами и
бортпроводником с помощью усилителя СПУ, ведения пилотами
внешней радиосвязи и внутрисамолетной связи через систему СПУ
без использования гарнитур АГ-2. Система СГУ обеспечивает ле-
вому и правому пилотам возможность:
передачи сообщений пассажирам при помощи микрофонов СГУ;
при этом бортпроводник отключается от оповещения пассажи-
ров, а своя передача и сигналы с выходов приемников радиостан-
ций и навигационных систем прослушивается через громкоговори-
тель;
прослушивания сигналов с выходов приемников радиостанций
КВ1, КВП, УКВ1, УКВП; выходов навигационных систем АРК-11,
Кур-МП-1, РВ-УМ через усилитель У-2 на громкоговоритель, а
также через телефоны абонентской гарнитуры АГ-2;
ведения передач по станциям КВ1, КВП, УКВ1, УКВП при по-
мощи микрофонов ДЭМШ-1 из комплекта СГУ или микрофонов
абонентских гарнитур АГ-2 и прослушивания своей передачи через
громкоговоритель или телефоны гарнитуры АГ-2; ведения двусто-
ронней связи с бортпроводником по СПУ с прослушиванием борт-
проводника через громкоговоритель или абонентскую гарнитуру.
Система СГУ обеспечивает бортпроводнику возможность:
передачи сообщений пассажирам через микрофон ДЭМШ-1 из
комплекта СГУ;
ведения связи с пилотами при помощи телефонной трубки
ТАИ-43.
В систему оповещения входят:
два щитка пилота, два усилителя У-2, щиток бортпроводница,
усилитель У-15 пассажирской кабины, три микрофона СГУ,
микрофонная трубка ТАИ-43, шестнадцать динамиков 1-ГД-18,
семь согласующих автотрансформаторов.
328
Принцип работы устройства заключается в следующем: сигна-
лы звуковой частоты, снимаемые с микрофона СГУ или выхода
аппаратов СПУ (звуковые сигналы с усилителя внутренней свя-
зи, с радиостанции или навигационного устройства), усиливаются
в соответствующих усилителях до необходимого уровня и воспро-
изводятся динамиками. Микрофон и телефон микротелефоппой
трубки ТЛИ-43 подключаются через коммутационные цепи СГУ
соответственно к входу и выходу усилителя СПУ.
Внутренняя и внешняя связь. Связь при помощи системы СГУ
можно вести двумя способами, применяя абонентскую гарниту-
ру или используя микрофон СГУ и усилитель У-2 с динамиком. И
в том, и в другом случаях переключатель на щитке СГУ пилота
должен быть установлен в положение «СПУ». При этом выход
усилителя СПУ или приемника радиостанции подключается к те-
лефонам гарнитуры и параллельно к входу усилителя динамика в
кабине пилотов.
При работе с абонентской гарнитурой ее микрофон и телефоны
транзитом через щиток СГУ подключаются к абонентскому аппа-
рату и выходят на выбранный вид связи. (Выбор внутренней пли
внешней связи осуществляется переключателем «СПУ — Радио»
на абонентском аппарате, а выбор радиостанции — переключате-
лем выбора радиосвязи, расположенным там же).
Оповещение пассажиров. Схема СГУ предусматривает опо-
вещение пассажиров со щитков бортпроводника и пилотов. Для
передачи сообщений пассажирам со щитка бортпроводника не-
обходимо нажать кнопку микрофона СГУ (рис. 264), подключен-
ного к щитку бортпроводника. При этом через одну пару кон-
Рис. 264. Упрощенная схема включения телефонов
в режиме оповещения пассажиров
при работе
329
тактов кнопки микрофона СГУ замыкается цепь микрофона на
вход усилителя динамиков пассажирской кабины; через вторую
пару контактов подается минус бортовой сети на реле в щитке
бортпроводника, через контакты которого подводится питание
+27 в постоянного тока к усилителю и +3,7-^5 в к микрофонной
цепи.
Для передачи сообщений пассажирам с щитка пилотов необ-
ходимо на щитке левого или правого пилотов установить пере-
ключатель в положение «Пасс.» и нажать кнопку на микрофоне
СГУ. При этом цепи коммутируются следующим образом: пере-
ключатель на щитке СГУ пилота через свои контакты замыкает
цепи подачи минуса в щиток СГУ бортпроводника; минус подает-
ся иа реле, отключающее бортпроводника от оповещения, и реле
включения питания на усилитель У-15. Одновременно переключа-
тель на щитке СГУ пилота замыкает цепь микрофона СГУ, по-
мимо кнопки на рукоятке микрофона, на вход микрофонного уси-
лителя и подключает вход усилителя динамиков пассажирских
салонов.
Оповещение пассажиров по СГУ возможно только с помощью
микрофона СГУ.
Двусторонняя связь между пилотом и бортпроводником. Вы-
зов бортпроводника пилотами в схеме СГУ не предусмотрен.
Бортпроводник может быть вызван при помощи общей бортовой
сигнализации. Связь пилота с бортпроводником осуществляется
через усилитель внутренней связи СПУ (рис. 265). При этом пи-
лот может пользоваться микрофоном СГУ или абонентской гар-
нитурой, а бортпроводник — только микротелефонной трубкой
ТАП-43. При установке переключателя на щитке СГУ пилота в
положение «БП» через контакты галетного переключателя мик-
рофон СГУ (при нажатии кнопки на его рукоятке) подключа-
ется на вход усилителя СПУ. Одновременно через эту же галету
подается минус бортовой сети па реле в щитке бортпроводника;
реле подключает микротелефон иую трубку ТАИ-43 бортпровод-
ника через телефоны абонентской гарнитуры или через динамики.
Рис 265. Упрощенная схема при работе на связь с бортпровод-
НИлОМ
330
Самолетный магнитофон МС-61
Самолетный магнитофон МС-61 предназначен для магнитной
записи речи с телефонных выходов радиоприемников и самолет-
ного переговорного устройства, а также для автономной записи
с ларингофонов типа ЛА-5 или абонентской гарнитуры АГ-2 ле-
вого летчика.
В основу работы магнитофона положен принцип магнитной
записи сигналов звуковой частоты на проволочный звуконоси-
тель.
Запись производится на проволоку с автоматическим стира-
нием предыдущей записи. Длительность непрерывной записи —
не менее 5,5 ч. Линейная скорость движения звуконосителя —
150—180 мм/сек.
В комплект магнитофона входят: пульт управления; аппарат
записи; запасной комплект.
Основной частью магнитофона является аппарат записи, уста-
навливаемый в бронекожух. Конструктивно бронекожух представ-
ляет собой две двухстенные полусферы с теплоизолирующим ма-
териалом между стенками. Внутренняя стенка каждой полусферы
кожуха выполнена в виде полой «рубахи», объем которой на
80% заполняется водой. Внутренний объем кожуха заполнен
пенопластом. Конструкция бронекожуха обеспечивает защиту
проволочного звуконосителя аппарата записи от механических
ударов и высоких температур при авариях.
Электропитание магнитофона осуществляется от сети постоян-
ного тока 27 в. Потребляемая мощность — не более 20 вт.
Глава XXIII
РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ И РАДИОЛОКАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТОВ
Общие сведения
Все радиотехнические средства самолетовождения можно рас-
пределить на самолетные и наземные. Большинство из этих
средств используется совместно, составляя в этом случае радио-
навигационную систему самолетовождения. Большое развитие по-
лучили радиотехнические средства, обеспечивающие посадку са-
молетов в сложных метеорологических условиях и ночью. Эти
радиотехнические средства совместно со светотехническими со-
ставляют системы посадки. Ниже будут рассмотрены наиболее
широко используемые самолетные средства.
331
Радиотехническая система ближней навигации и посадки
РСБН-2
Бортовая аппаратура системы ближней навигации и посадки
обеспечивает:
измерение наклонной дальности и азимута относительно назем-
ного маяка и выдачу этих данных в навигационный вычислитель
НВ-ПБ;
определение углового отклонения от оси равносигнальных зон
курсового и глиссадного маяков и выдачу этих сигналов в систему
автоматического управления (САУ);
определение дальности до посадочного маяка.
Состав аппаратуры РСБН-2 и назначение блоков. Передатчик
СЗ-Д осуществляет выдачу сигналов запроса дальномера, сигналов
ответа на запрос наземной станции и сигналов опознавания.
Приемник СПАД-2 производит усиление и преобразование сиг-
налов наземных станций.
Блок сложения сигналов выполняет операцию сложения сигна-
лов, принятых приемниками правого и левого бортов. Блок посад-
ки предназначен для преобразования низкочастотных сигналов
курсовых и глиссадных маяков в постоянное напряжение. Блок
измерений обеспечивает определение азимута и дальности по сиг-
налам наземных маяков.
Навигационный моноблок служит для преобразования выход-
ных данных по азимуту и дальности (с блока измерений) в угол
поворота вала для индикации их на приборах и осуществления ра-
диотехнической коррекции навигационного вычислителя НВ-ПБ.
Блок УВЧ усиливает принимаемые сигналы. Щиток штурмана
позволяет осуществлять управление, коммутацию и сигнализацию
работы системы. Щиток пилота дает возможность производить вы-
бор посадочных каналов и сигнализацию работы системы в режи-
ме посадки. Прямопоказывающий прибор ППДА-П1 (ППДА-Ш1)
служит для указания азимута и наклонной дальности до наземно-
го маяка.
Усилительная приставка с СЗ-Д применяется для согласования
выхода блока дальности со входом канала «Запрос» СЗ-Д.
Передающая антенна ДРД-1В2 передает сигналы передатчика
наземным маякам. Носовая и задняя антенны принимают сигналы
наземных маяков. Блок суммирования осуществляет сложение при-
нимаемых сигналов.
Принцип действия. Работа аппаратуры РСБП-2 основана на ис-
пользовании полярной системы координат. Положение самолета в
пространстве определяется дальностью до известной точки (мая-
ка) на земле и азимутом относительно северного истинного мери-
диана, проходящего через эту точку (рис. 266).
Для целей навигации используются наземные маяки. Измере-
ние дальности на самолете производится импульсным радиодаль-
номерным устройством, работающим по принципу «запрос — от-
вет», и сводится к измерению времени от момента излучения зон-
332
дпрующего импульса до прихода от-
ветного импульса наземного радио-
маяка. Ответчиком (ретранслятором)
служит приемо-передающая установка
наземного маяка.
Измерение азимута осуществляется
измерением времени от момента, ког-
да вращающаяся антенна наземного
маяка направлена строго на геогра-
фический Север, до момента облуче-
ния самолета лучом этой антенны.
Измеренные значения азимута
и дальности через преобразователь
блока измерений передаются в нави-
гационный моноблок для последую-
щей обработки. Этот блок преобразует
Рис. 266. Определение поло-
жения самолета в полярной
системе координат
выходные данные азимута
и дальности в угол поворота вала, что обеспечивает их индикацию
на прямопоказывающих приборах и коррекцию навигационного вы-
числителя НВ-ПБ.
Посадка самолетов в системе РСБН-2 осуществляется по ра-
диомаякам курса и глиссады. Принятые сигналы преобразуются в-
форму, обеспечивающую работу системы автоматического управ-
ления (САУ) и показывающих приборов НПП и КПП из комплек-
та этой системы. Величина сигнала на выходе соответствующего-
канала блока посадки пропорциональна угловому отклонению
самолета от равносигнальной зоны, а знак определяет сторону
отклонения. В блоке посадки имеется схема контроля и сигнали-
зации готовности к работе в режиме посадки бортового комплекта
аппаратуры РСБН-2.
Для обеспечения высокой надежности приемные каналы борто-
вой аппаратуры дублированы.
Система работает в диапазоне дециметровых волн (30 см) и
обеспечивает:
а) передачу в направлении «самолет—земля» запросных сиг-
налов радиодальномера, ответных сигналов наземному индикатор-
ному устройству, сигналов опознавания самолета;
б) передачу в направлении «земля—самолет», азимутального
сигнала, опорных сигналов «35» азимута, опорных сигналов «36»
азимута, ответных сигналов ретранслятора радиодальномера, за-
просных сигналов наземного индикаторного устройства, позывных
сигналов наземного маяка, сигналов курсового посадочного маяка,
сигналов глиссадного посадочного маяка, сигналов ответа поса-
дочного ретранслятора дальномера.
В станции предусмотрены три режима работы: «Посадка»,
«Навиг.» и «Навиг.—Посад.».
В режиме «Посадка» работа осуществляется по посадочным
маякам. Азимутальный канал аппаратуры не работает, счетчик
дальности приборов ППДА-П и ППДА-Ш указывает дальность
до посадочного ретранслятора дальномера, а соответствующие
333
стрелки положения приборов НПП и КПП — отклонение самоле-
та от равносигнальных зон курса и глиссады.
В режиме «Навиг.» («Навигация») определяются азимут и
дальность до наземного маяка. Эти данные индицируются на
приборах ППДА пилота и штурмана. В режиме «Навиг.—Посад-
ка» одновременно работают посадочный и навигационный каналы.
Индикаторы показывают положение самолета относительно
равносигнальных зон курса и глиссады, а также азимут маяка, ус-
тановленного на аэродроме посадки, и дальность до него.
Назначение органов управления и сигнализации. Органы управ-
ления бортовой аппаратуры РСБН-2 и лампы сигнализации со-
средоточены на щитках штурмана (рис. 267) и пилота (рис. 268).
Назначение одноименных органов управления и сигнализации
этого щитка аналогично назначению соответствующих органов на
щитке штурмана, по переключатель выбора рабочего канала дей-
ствует в режиме «Посадка».
Работа схемы РСБН-2. Блок-схема бортового комплекта аппа-
ратуры РСБН-2 изображена на рис. 269. В нее не включены щит-
ки пилота и штурмана, осуществляющие коммутационные функции.
По целевому назначению в аппаратуре предусмотрены два ка-
нала: навигационный и посадочный.
Принятые антенно-фидерной системой сигналы наземных радио-
маяков через блок суммирования поступают на входы приемников
правого и левого бортов. Схема блока суммирования выполнена
таким образом, что сигнал, уменьшаясь на входе одного приемни-
ка, увеличивается на входе другого.
В режиме навигации сигналы с выходов обоих приемников
складываются в блоке сложения, из которого результирующий сиг-
нал непрерывно поступает в блок измерений, а из него — в нави-
гационный моноблок.
Сигналы азимута и дальности в обоих блоках усиливаются раз-
дельно. На выходе навигационного моноблока (НМБ) включены
Рис. 267. Щиток штурмана:
J — переключатели «Каналы навигации»; 2 —
ручки Уст. «О» А; 3 — тумблер «Постр.»:
4 — тумблер «Б. сеть»; 5 — переключатель
выбора режимов «Посадка—навиг.—навиг.—
посад.»; 6 — кнопка «Контр.»
Рис. 268. Щиток пилота:
/. 2 — лампы и тумблер «Посадка»; 3—
лампа «ГОТ» К; 4— лампа «ГО Г» К; 5 —
ручка «Громкость»
334
показывающие приборы пилота (ППДА-П) и штурмана
(ППДА-Ш). Кроме того, сигналы с выхода навигационного моно-
блока подаются в навигационный вычислитель НВ-ПБ.
В режиме посадки антенны переключаются на прием сигналов
со стороны передней полусферы. В этом случае сигналы на входе
обоих приемников равны Усиление сигналов курсового и глиссад-
ного радиомаяков осуществляется раздельно для правого и лево-
го бортов. Усиленные приемниками сигналы поступают в блок по-
садки, а из него — в САУ, при помощи которой воздействуют на
органы управления самолетом.
Позывные сигналы наземных маяков поступают после усиления
приемниками в блок сложения сигналов, а из него — на переклю-
чатель «РСБН-2» и далее в самолетное переговорное устройство
для прослушивания.
Передачу сигналов запроса дальномера и сигналов ответа для
наземной индикации самолета производит передатчик сигналов
запроса дальномера СЗ-Д. Из блока измерений сигналы запроса
после усиления приставкой ПУ СЗ-Д поступают для запуска пе-
редатчика на вход «Запрос», в результате чего передатчик излу-
чает соответствующие сигналы. В режиме «Опознавание» проис-
ходит повторение кодированного сигнала ответа, что приводит к
раздваиванию отметки на наземном индикаторе обзора, указывая
оператору самолет, с которым в данный момент установлена ра-
диосвязь.
Измерение дальности. В момент излучения зондирующего им-
пульса передатчиком дальномера начинается подсчет хронизирую-
щих импульсов от кварцевого генератора бортового комплекта ап-
паратуры. Подсчет прекращается, как только будет получен им-
пульс ответа наземной станции.
Количество хронизирующих импульсов пропорционально даль-
ности до наземного маяка. Подсчитанные импульсы преобразуют-
ся и в виде напряжения постоянного тока поступают для дальней-
шей обработки в навигационный моноблок, а после него — в на-
вигационный вычислитель НВ-ПБ и на индикаторы ППДА-П а
Рис. 269. Б чок-схема РСБН-2
335
ППДА-Ш, указывая дальность до соответствующего радиомаяка.
В работе канала дальности различаются два режима: поиск и
сопровождение (слежение).
Режим поиска заканчивается, когда импульс приходит в одно
и то же место не менее 5 раз. В этом случае сигнал считается сиг-
налом от цели и блок дальности переходит в режим сопровожде-
ния. Блок возвращается в режим поиска после семи пропаданий
сигнала. В этом случае поиск начинается не от нуля, а от даль-
ности, после которой было восемь пропаданий ответного сигнала.
Если в течение 4 мсек ответного сигнала не поступает, в схеме вы-
рабатывается сигнал сброса, и поиск начинается от нуля.
Измерение азимута. В этом случае используются два вида из-
лучения наземного радиомаяка. Его вращающаяся остронаправ-
ленная антенна непрерывно излучает азимутальные сигналы, а не-
подвижная всенаправленная—две серии опорных импульсов «35»
и «36» (соответственно 35 и 36 импульсов за один оборот антенны).
Когда вращающаяся антенна (ось ее диаграммы направленности)
направлена строго на географический Север, один импульс серии
«35» и один импульс серии «36» совпадают. Это совпадение назы-
вается северным и служит начальным временем при измерении
азимута на самолете. Временной интервал между северным совпа-
дением и приходом азимутального сигнала на самолет однозначно
определяет азимут самолета относительно наземного маяка. При-
нятые азимутальный сигнал и серии опорных импульсов поступают
через усилитель высокой частоты в радиоприемник СПАД-2, где
после усиления и детектирования они разделяются на азимуталь-
ный и опорный сигналы и далее преобразуются. На вход измери-
тельной схемы азимута преобразованные импульсы поступают сов-
местно. Значение азимута с точностью до 10° определяется путем
подсчета принятых импульсов «36» от момента прихода импульса
северного совпадения до прихода азимутального импульса. Для
более точного определения азимута подсчитываются импульсы
местного генератора, который синхронизируется импульсами «36».
В результате подсчета получают значения азимута от 0 до 10° в
пределах каждого десятиградусного интервала- Таким образом,
осуществляется определение азимута от 0 до 360°.
В схеме измерения предусмотрен контроль за наличием необхо-
димых сигналов на ее входе. В случае пропадания импульсов се-
верного совпадения или азимута аппаратура переключается в ре-
жим поиска и возвращается в режим слежения только при появ-
лении подряд не менее двух импульсов северного совпадения и
двух азимутальных импульсов.
Посадка по маякам. Бортовое оборудование РСБН-2 обеспечи-
вает определение отклонения от оси равносигнальных зон курсово-
го и глиссадного маяков и выдачу этих сигналов в САУ.
Диаграммы направленности излучения маяков этого типа пред-
ставляют собой два пересекающихся лепестка: для первого мая-
ка — в горизонтальной плоскости, для второго — в вертикальной.
Лепестки излучаются поочередно с частотой коммутации 10 гц;
.336
частота модуляции их — 1 300 и 2 100 гц. Равносигнальная зона,,
образованная в результате пересечения лепестков, является ли-
нией посадки по курсу и глиссаде.
Курсовой и глиссадный каналы работают одинаково, поэтому
достаточно рассмотреть работу одного из них, например, курсово-
го. Принятые сигналы посадочного маяка поступают в приемник
СПАД-2, преобразуются, усиливаются и детектируются, после че-
го поступают на вход предварительного усилителя блока посадки.
Усиленные сигналы через согласующее устройство попадают на
разделительные фильтры- Выделенные ими переменные напряже-
ния (1 300 и 2100 гц) выпрямляются, сглаживаются и сравнива-
ются в выходной балансной схеме. Вычитание двух напряжений,,
соответствующих частотам модуляции, происходит на нагрузочном
сопротивлении. Для поддержания высокой стабильности выходных
параметров при сильном изменении входных сигналов в блоке по-
садки применена специальная схема АРУ. Выходная балансная
схема имеет регулировки баланса и крутизны выходной характе-
ристики. Питание РСБН-2 осуществляется от бортовых сетей: пе-
ременного тока напряжением 115 в и частотой 400 гц; постоянного-
тока напряжением 27 в.
Особенности эксплуатации РСБН-2. При работе со станцией в
процессе эксплуатации необходимо помнить следующее:
в блоке СЗ-Д имеется высокое напряжение, опасное для жиз-
ни. Особенно опасны напряжения:
на выводе № 1 высоковольтного выпрямителя;
на выводе № 2 высоковольтного выпрямителя;
на высоковольтном изоляторе контура генератора;
на выводе № 2 контактной колодки в задней части контура
генератора.
Эти места защищены предохранительными колпачками. Сни-
мать их категорически запрещается. На самолете вскрывать бло-
ки не разрешается.
Для обеспечения надежной работы станции производятся сле-
дующие проверки:
включение;
работоспособность азимутального и дальномерного каналов
на всех режимах.
По окончании проверок необходимо выключить аппаратуру и-
источники питания.
Система ближней навигации и посадки
«Курс-МП-1ч
Назначение системы. Навигационно-посадочная система
«Курс-МП-1» предназначена для обеспечения полетов самолетов
по всенаправленным радиомаякам международной системы
ближней навигации VOR, выполнения предпосадочных маневров
и посадок по международной системе ILS и системе СП-50, при-
меняемой в СССР.
337-
Аппаратура состоит из комплекса УКВ приемников и блоков
обработки информации и преобразования ее в сигналы, опреде-
ляющие:
боковое положение самолета относительно оси взлетно-поса-
дочной полосы (ВПП) в горизонтальной плоскости;
продольное положение самолета относительно плоскости, про-
ходящей по глиссаде снижения (положение самолета в вертикаль-
ной плоскости);
боковое положение самолета относительно линии заданного
пути;
азимут самолета на маяк VOR;
курсовые углы маяка;
момент пролета маркерного маяка.
В аппаратуру «Курс-МП-1» входят два идентичных полукомп-
лекта и система управления, обеспечивающая независимое управ-
ление каждым полукомплектом.
Кроме того, система «Курс-МП-I» производит следующие опе-
рации:
выдает информацию о боковом и продольном положениях са-
молета на приборы НПП и КПП системы автоматического управ-
ления (САУ);
получает информацию о магнитном курсе от курсовой системы
ТКС-П;
связывает (через блок коммутации) РСБН-2 с САУ;
выдает сигналы опознавания курсовых и маркерных маяков.
Состав аппаратуры и назначение основных блоков
Блок-схема системы «Курс-МП-Ь> изображена на рнс. 270.
Курсовой приемник КРП-1 ООП осуществляет усиление, преоб-
разование и амплитудное детектирование высокочастотных сигна-
Тел. Выход
108+112
Г~
\irnm
Селен т
_ Выбора Р/с
~йы-гп\ сигнале
1 \ \отпказа
\ГРП-20П\±
MP/7-J/7J Индикаторный Выход
________-----------Тел. выход
мрп-зп\_*-
I Индикаторный выход
+27в Сигнал готовности
+Z7B Сигнал готовности
Тел. выход
Сигнал'_________'
]Отказа\Блок саг-F
I нала отказ.
Сигналы
vzdwBh*27B
АН
^27В -wr\_______________
Выбор „системы11 сиенотназа
___________ _ Тел Выхов
Сиен гот
АГ
СС^дВОнОК (
Тел. сигнал МРИ 74
или КРП ЪСПУЬ
На Вычислитель СМ ЛИ.АТ
I----КРЛ-та|
Рис. 270. Блок-схема системы «Курс-МП-1»
338
лов, принимаемых антенной от радиомаяков VOR, курсовых си-
стем маяков ILS и СП-50.
Глиссадный приемник ГРП-20П предназначен для усиления и
преобразования сигналов глиссадных радиомаяков СП-50 и ILS,
указывающих положение самолета относительно равносигнальной
зоны.
Маркерный приемник МРП-ЗП предназначен для усиления сиг-
налов маркерных радиомаяков и преобразования этих сигналов
с целью получения световой, звуковой и тональной индикации.
Навигационное устройство УН-1П производит преобразование
сигналов, поступающих с курсового приемника КРП-100П и содер-
жащих информацию о местоположении самолета относительно ма-
яка или взлетно-посадочной полосы, в сигналы углового отклоне-
ния стрелок приборов УШ и РМИ, и сигналы постоянного тока, вы-
даваемые на вычислители директорной системы и вертикальные
стрелки нуль — индикаторных приборов.
Блок сигналов отказа БСО обеспечивает выработку сигналов
отказа (сигналов готовности), свидетельствующих о нормальной
работе или неисправности.
Распределительная коробка обеспечивает электрическое сое-
динение всех блоков, входящих в моноблок, и их коммутацию.
Блок КУР служит для выработки курсовых углов маяка по те-
кущим значениям азимута и магнитного курса и передачи их на
радиомагнитный индикатор.
Комплект РМИ-1 обеспечивает индикацию гиромагнитного
курса.
Блок управления позволяет произвести выбор рабочих частот
курсового приемника с одновременным переключением глиссад-
ного приемника и автоматическую коммутацию каналов навига-
ционной системы (или посадки) в зависимости от рабочей часто-
ты курсового приемника.
Селектор азимута служит для установки магнитного курса при
полете по заданному азимуту, индикации пролета маяка «от» —
«на».
Селектор радиосистем осуществляет выбор любого из че-
тырех основных режимов работы аппаратуры «Курс-МП-1»
и РСБН-П.
Блок баланса СП-50 обеспечивает установку (совмещение)
электрических нулей фазовых детекторов с нулевыми положениями
приборов КПП обоих полукомплектов аппаратуры «Курс-МП-1»
в режиме СП-50.
Блок коммутации позволяет произвести подключение курсовых,
глиссадных и бленкерных цепей аппаратуры «Курс-МП-1» и
РСБН к директорной системе САУ.
Принцип действия:
Режим VOR. Навигационная система VOR является системой
всенаправленных радиомаяков, работающих в диапазоне частот
108—118 мгц. Она обеспечивает непрерывное указание азимута
самолета, угла между магнитным меридианом и линией,
339
Рис. 271. Характеристика излучений маяка VOR
а — магнитный курс; Р — азимут на маяк; ср — курсовой угол радиомаяка
проведенной от самолета к месту установки маяка, отсчитывае-
мого от магнитного меридиана по часовой стрелке. На рис. 271
изображена характеристика излучений маяка VOR.
Определение азимута осуществляется путем сравнения фаз
двух сигналов: опорного и переменного. Сигналы маяка VOR
принимаются радиоприемным устройством КРП-100П. В прием-
нике сигналы усиливаются, детектируются, и на вход навигаци-
онного устройства УН-1П поступает сложный низкочастотный
сигнал, содержащий информацию об азимуте самолета относи-
тельно маяка. УН-1П преобразует информацию в сигналы опор-
ной и переменной фаз частоты 30 гц и далее:
в угол поворота вала, соответствующий фазовому сдвигу меж-
ду опорной и временной фазами;
в постоянный ток, изменяющий величину и направление в за-
висимости от соотношения угла поворота вала и положения се-
лектора азимута.
Сигнал постоянного тока с УН-1П поступает на вертикальную
стрелку прибора КПП, а поворот вала отсчитывается прибором
ИКУ-1, показывающим текущий азимут, гиромагнитный курс и
курсовой угол при совместной работе аппаратуры «Курс-МП-1» с
курсовой системой ТКС-П.
Режим ILS. Международная система ILS является системой
посадки самолетов.
Курсовой радиомаяк ILS, работающий в диапазоне частот
108—112 Мгц, предназначен для задания курса по направлению
равносигнального излучения при одновременной модуляции дву-
мя различными частотами 90 и 150 гц. Это направление совмеща-
ется с осью взлетно-посадочной полосы. Сигналы курсового ра-
диомаяка принимаются радиоприемным устройством КРП-100П,
детектируются и поступают на навигационное устройство УН-1П,
в котором происходит разделение сигналов 90 и 150 гц и преоб-
разевание их в сигналы, управляющие индикаторными приоо-
рами.
Работа глиссадного радиомаяка (диапазон частот 329,3—
335,0 Мгц) аналогична работе курсового, за исключением того,
что результирующее поле расположено в вертикальной плоско-
сти. Равносигнальное направление образовано вдоль глиссады
снижения под углом 2—4°. Верхний лепесток диаграммы промо-
дулирован частотой 90 гц, нижний — 150 гц. Сигналы глиссад-
ного радиомаяка принимаются приемным устройством ГРП-20П,
имеющим 20 рабочих каналов. Приемник детектирует модулирую-
щие частоты 90 и 150 гц и преобразует их в сигналы постоянно-
го тока, управляющие индикаторными приборами.
Сигналы маркерных маяков, расположенных по линии курса и
работающих на частоте 75 Мгц, сигнализируют пилоту о рассто-
янии самолета до начала ВПП. По международному стандарту
устанавливаются три маркера.
Первый маркер (ближний) расположен на расстоянии 75м
от начала ВПП со стороны подхода, второй (средний) — на рас-
стоянии 1050+150 м, третий (дальний) — 7 400 м. Несущая ча-
стота маркера модулирована частотой 3 000 гц и манипулиро-
вана непрерывной серией точек; второго маркера — частотой
400 гц с манипуляцией непрерывной серией точек; второго мар-
кера — частотой 1 300 гц при манипуляции серией чередующихся
точек и тире; третьего — частотой 400 гц с манипуляцией непре-
рывной серией тире. Сигналы маркерных радиомаяков принима-
ются радиоприемным устройством МРП-ЗП. Принятые сигналы
после детектирования усиливаются, поступают на телефонный
канал и низкочастотные фильтры, настроенные на частоты мо-
дуляции маяков. Выделенный соответствующим фильтром сиг-
нал после преобразования используется для включения реле пита-
ния индикаторных лампочек и звонка и прослушивания соответ-
ствующих тональных сигналов через СПУ.
Режим СП-50. Радионавигационный комплекс оборудования
системы СП-50 предназначен для обеспечения посадки самолетов.
Наземное оборудование системы состоит из курсового маяка,
работающего в диапазоне частот 108,3—110,3 Мгц, глиссадного
маяка с диапазоном частот 332,6 —335,0 Мгц и двух маркер-
ных маяков, работающих на частоте 75 Мгц.
Курсовой радиомаяк работает по принципу использо-
вания минимума излучения боковых частот модуляции. Диаграм-
ма направленности курсового маяка СП-50 приведена на рис.
272, а. Сигналы курсового радиомаяка СП-50 принимаются радио-
приемным устройством КРП-ЮОП, детектируются и поступают на
навигационное устройство УН-1П, в котором происходит разделе-
ние частот модуляции и преобразование их в сигналы, управля-
ющие индикаторными приборами.
Глиссадный маяк. Основные параметры его аналогич-
ны параметрам глиссадного маяка системы ILS, за исключением
341
Pirc. 272. Характеристики излучений:
а — курсового маяка СП-50, б — глиссадного маяка СП-50
того, что верхний лепесток диаграммы направленности промодули-
рован частотой 150 гц, а нижний — 90 гц (рис. 272, б).
Маркерные маяки работают на частоте 75 Мгц. Моду-
лирующие частоты всех маркеров 3 000 гц. Манипуляция несущей
частоты маяков производится таким же образом, как и в систе-
ме ILS. Аппаратура приема и преобразования маркерных сигна-
лов и методы индикации общие для систем ILS и СП-50.
Режим работы «Курс-МП-1». Аппаратура «Курс-МП-1» при
совместной установке на самолете с аппаратурой РСБН-П допус-
кает работу в следующих основных режимах: «РСБН» («Ка-
тет-С»); «РСБН/СП-50»; «1»; «Совм.»; «2».
В аппаратуре «Курс-МП-1» обеспечена возможность одновре-
менной или совместной работы двух полукомплектов.
Лампы сигнализации режимов «ILS», «СП-50» и «VOR», уста-
новлены в табло на приборных досках левого и правого
пилотов.
Органы управления, контроля и регулирования. Блок управ-
ления (рис. 273) содержит:
Ряс. 273. Блок управле-
ния
Рис 274. Селектор радиосистем
342
переключатель 1 выбора рабочих частот курсового приемника
«грубо» (через 1 Мгц);
переключатель 2 выбора рабочих частот курсового приемника
«точно» (через 0,1 Мгц).
Селектор радиосистем (рис. 274) имеет:
индикаторную лампу 1 отказа глиссады I полукомплекта;
индикаторную лампу 2 отказа курса I полукомплекта:
переключатель выбора 3 системы посадки ILS или СП-50;
переключатель 4 выбора чувствительности маркерного прием-
ника: «Маршрут» — до 150 мкв; «Посадка» — 1 лш+30%;
индикаторную лампу 5 отказа курса II полукомплекта;
индикаторную лампу 6 отказа глиссады II полукомплекта;
переключатель 7 основных режимов работы аппаратуры:
«РСБН» — система РСБН-П (только в режиме «Катет-С»);
«1» — первый полукомплект «Курс-МП-1»;
«Совм.» — совместная работа I и II полукомплектов
«Курс-МП-1»;
«2» — второй полукомплект «Курс-МП-1».
Селектор азимута (рис. 275) содержит: ручку 1 ввода задан-
ного азимута, счетчик 2 «Магнитный курс», индикаторные лам-
почки 3 «От—На», лампы 4 подсвета шкалы, переключатель 5 руч-
ной смены индикации.
Блок установки электрического баланса и контроля нуля I и
II полу комплектов имеет совмещенную с микровыключателем
ручку / (рис. 276) для установки электрического баланса I полу-
комплекта, совмещенную с микровыключателем ручку 2 для уста-
новки электрического баланса II полукомплекта.
Рис. 275. Селектор азимута
Рис. 276. Блок баланса
Радиомагнитный индикатор ПКУ-1
(рис. 277) имеет: подвижную шкалу 1
магнитного курса, подвижную шкалу
2 курсовых углов (с дополнительны-
ми индексами начала разворота при
Рис. 277. Радиомагнитный инди-
катор ИКУ-1
343
построении предпосадочного прямоугольного маршрута); стрелку
I КУР 3 (узкая); стрелка II КУР (широкая) ^.переключатель I
КУР 7; переключатель II КУР 4; табло I КУР 6, указывающее
систему, подключенную к прибору; табло II КУР 5.
Работа системы:
Маршрутный полет по маякам VOR— режим «Совм». Полу-
комплекты работают независимо один от другого. Каждый по-
лукомплект настраивается на необходимый маяк. Индикация
отклонения от заданной линии пути производится раздельно по
приборам левого и правого пилотов от I и II полукомплектов со-
ответственно. Вычислители САУ подключены к I полукомплекту.
Индикация текущего азимута и курсового угла каждого мая-
ка осуществляется по соответствующим стрелкам прибора УШДБ
и приборов РМИ (ИКУ-1), входящих в аппаратуру «Курс-МП-1».
Предпосадочный маневр по маякам VOR и на ILS — режим
«Совм». I полукомплект настраивается на маяк VOR, II на
маяк ILS. Индикация отклонения от заданной линии пути выда-
ется раздельно левому и правому пилотам от I и II полукомп-
лектов. Вычислители подключены к I полукомплекту.
Индикация текущего азимута и курсового угла маяка осуще-
ствляется по первой стрелке приборов и РМИ (ИКУ-1). В этом
режиме может быть использовано противоположное включение
полукомплектов, а именно: первый — на маяк ILS, второй — на
маяк VOR. При этом на второй стрелке УШДБ и РМИ (ИКУ-1)
может индицироваться КУР от АРК-11-
Заход на посадку по маякам ILS (или СП-50) — режим «I».
Оба полукомплекта настраиваются на курсовой посадочный ма-
як ILS (или СП-50). При этом оба глиссадных приемника вклю-
чаются автоматически и настраиваются на соответствующий глис-
садный маяк. Индикация обоим пилотам выдается по боковому и
продольному каналам с I полукомплекта.
В случае выхода из строя курсового или глиссадного каналов
к выходным устройствам автоматически подключаются соответ-
ствующие каналы II полукомплекта. Вычислители также подклю-
чаются к работающему полу комплекту. Таким образом, II полу-
комплект всегда находится в горячем резерве и в случае
неисправности I полукомплекта автоматически подключается к ин-
дикаторным приборам и вычислителям. Автоматическое резерви-
рование предусмотрено только по сигналам отклонения от задан-
ной линии пути. В случае необходимости II полукомплект можно
подключить к обоим приборам НПП и вычислителям вручную.
Для этой цели на селекторе радиосистем имеется положение «2».
Полет по заданному азимуту. Аппаратура «Курс-МП-1» по-
зволяет производить полет по заданному азимуту. В этом случае
используется задающее устройство — селектор азимута, на кото-
ром необходимый азимут выбирается заранее. Разность между
заданным и текущим азимутами выдается на планки индикаторов
КПП, указывающие отклонение самолета от заданного курса, и
приборы НПП.
344
Опознавание пролета маяков. Телефонные выходы курсовых
приемников аппаратуры «Курс-МП-1» подключаются к СПУ при
установке переключателя на абонентских аппаратах в положе-
ние «РН-П», а переключателя «АРК—VOR—II», расположен-
ного на приборной доске штурмана, в положение «VOR—II».
Позывные курсового приемника I полукомплекта прослушива-
ются при установке переключателя на абонентских аппаратах
в положении «РН-I», а переключателя «РСБН—VOR—I», также
расположенного на доске штурмана, в положение «VOR-П».
Маркерный приемник обеспечивает звуковую и световую сиг-
нализацию обоим пилотам при пролете маркерных маяков (ближ-
него, среднего; дальнего или маршрутного) с различными часто-
тами модуляции.
Для обеспечения раздельной световой сигнализации для каж-
дого типа маркерного маяка на приборных досках пилотов уста-
новлены три лампы: «Ближний», «Средний», «Дальний». При про-
лете стандартного маршрутного маркера срабатывает световая
сигнализация «Ближний маркер».
Сигнализация отказов аппаратуры. Аппаратура «Курс-МП-1»
выдает сигналы готовности или сигналы отказа, свидетельству-
ющие о нормальной работе аппаратуры или ее неисправностях.
Блок БСО получает сигналы переменного тока, содержащие
информацию о готовности аппаратуры по каналу курса и каналу
глиссады, с навигационного устройства УН-1П и глиссадного при-
емника ГРП-20П и преобразовывает их в сигналы постоянного
тока, выдаваемые на бленкеры нуль-индикаторных приборов и на
лампочки сигнализации готовности, расположенные на селекторе
радиосистем.
Антенная система аппаратуры «Курс-МП-1». Для I и II полу-
комплектов аппаратуры используются общая курсовая и глис-
садная антенны. Оба комплекта подключаются к антенне парал-
лельно с помощью высокочастотных тройников, установленных
в радиоотсеке.
Глиссадная и курсовая антенны представляют собой двух-
этажные вибраторы полоскового типа, наклеенные на внутрен-
нюю поверхность обтекателя антенны РЛС.
В качестве антенны маркерного приемника используется штат-
ная антенна маркерного приемника МРП-56П. Маркерные прием-
ники обоих полукомплектов подключаются к антенне параллель-
но через высокочастотный тройник.
Питание аппаратуры осуществляется от бортовых сетей:
переменного тока напряжением 115в±5%, частотой 400at{
(потребление не более 200 ва);
постоянного тока напряжением 27 в±Ю% (потребление не
более 100 вт).
Особенности эксплуатации системы «Курс-МП-1». При исполь-
зовании аппаратуры не следует допускать:
резких ударов по аппаратуре (при монтаже и транспор-
тировке) ;
12—3031. 345
работы аппаратуры при питающих напряжениях, отличаю-
щихся от номинальных более чем на 10% Для 27 в и 5% для 115 в,
400 гц:
соединения или разъединения штепсельных разъемов при
включенном питании;
перегибания шлангов, соединяющих блоки со штепсельными
разъемами;
скопления грязи и масла на внешних поверхностях антенн и
в местах их крепления к обшивке самолета;
транспортировки блоков на автомашинах без установки на
амортизационные рамы и без защиты от пыли и влаги.
При этом необходимо:
тщательно затягивать накидные гайки штепсельных разъемов,
не допуская ненадежных контактов;
следить за целостью антенн;
предохранять отверстия в защитных кожухах блоков аппа-
ратуры от попадания в них пыли, влаги, снега.
Все работы по монтажу и демонтажу выполнять только при
полностью обесточенной аппаратуре. Демонтаж и монтаж ана-
логичных блоков I и II полукомплектов производится одина-
ково.
Аппаратуру проверяют с использованием имитаторов в режи-
мах:
«VOR» — имитаторами QA — 8 или «Азимут-П»;
«ILS» — имитаторами НИЛС, Q А—8; МИП-56;
«СП-50» — имитаторами КИРМ-Ф1; МИП-56.
Кроме того, проверяют:
электрические нули и чувствительность по курсу и глиссаде;
автоматическое подключение II полукомплекта;
каналы приемников СП-50.
Автоматический радиокомпас АРК-11
Авиационный автоматический радиокомпас предназначен для
самолетовождения по приводным, широковещательным станциям
и радиомаякам. Он обеспечивает непрерывный отсчет курсового
угла и позволяет решать следующие навигационные задачи:
осуществлять полет на радиостанцию и от нее с визуальной
индикацией курсового угла;
определять пеленг на радиостанцию по указателю курса (ис-
пользуя прибор, указывающий компасный курс);
совершать посадку по приборам по системе ОСП;
принимать и прослушивать сигналы средневолновых станций
в диапазоне частот 120-=-1340 кгц.
Состав АРК и назначение основных блоков.
Приемник осуществляет усиление и преобразование принятых
сигналов радиостанций и сигналов управления; обеспечение ди-
станционной настройки радиокомпаса.
316
Пульт управления позволяет производить дистанционное уп-
равление радиокомпасом.
Антенные блоки служат для усиления сигнала дополнитель-
ной рамочной антенны и усиления сигнала ненаправленной ан-
тенны и согласование ее с нагрузкой.
Рамка производит направленный прием сигналов радиостан-
ций.
Блок питания обеспечивает питание блоков радиокомпаса
необходимыми переменными и постоянными (выпрямленными)
напряжениями.
Эквивалент кабеля 15 м, предназначен для согласования вы-
хода настроенного антенного блока с входом приемника.
Коммутационная коробка применяется для подключения на
вход приемника ненаправленной или дополнительной рамочной
антенны.
Индикатор настройки позволяет осуществить точную настрой-
ку на радиостанцию (по максимуму).
Указателями курсового угла являются два прибора
РМИ (из комплекта «КУРС-МП-1») и указатель штурмана
УШДБ-2
Принцип действия.
Работа АРК основана на использовании направленной ха-
рактеристики приемной антенны (рамки). Диаграмма направлен-
ности рамочной антенны имеет форму восьмерки. Максимальный
сигнал в рамке наводится в том случае, когда плоскость ее вит-
ков совпадает с направлением на пеленгуемую радиостанцию.
При перпендикулярном расположении этой плоскости относи-
тельно радиостанции сигнал равен нулю (положение пеленга).
При повороте рамки влево или вправо от положения пеленга в
ней наводятся ЭДС, фазы которых изменяются на 180° в зависи-
мости от направления поворота. Одновременно с приемом на ра-
мочную антенну прием ведется на шлейфовую антенну. Ее диаг-
рамма направленности имеет форму круга. Величина и фаза сиг-
нала, принимаемого этой антенной, не зависит от направления на
радиостанцию. Сигналы обеих антенн усиливаются и преобразу-
ются приемником таким образом, что на его выходе возникает
напряжение, возвращающее рамку с помощью управляющей схе-
мы в положение пеленга. Угол отклонения рамки в положение пе-
ленга от направления полета самолета (КУР) передается на ука-
затель курсового угла.
АРК может работать в четырех режимах: «Компас-1», «Ан-
тенна», «Рамка», «Компас-11».
Приемник компаса — супергетеродин с двойным преобразо-
ванием частоты. Диапазон частот 1204-1340 кгц разбит на восемь
поддиапазонов с перекрытием 160 кгц. Высокая точность наст-
ройки обеспечивается использованием высокостабильного пер-
вого гетеродина и кварцевого второго гетеродина. В компасе пре-
дусмотрена плавная и автоматическая настройка (на девять за-
ранее выбранных частот).
1 о* 347
Установка частоты для приема радиостанций при настрой-
ке обоих видов производится непосредственно по шкале пульта
управления без дополнительной измерительной аппаратуры. По-
зывные принимаемых радиостанций контролируются на слух. ЛР1\
имеет широкую и узкую полосы пропускания, что обеспечивает
устойчивую работу в условиях помех. Управление компасом пол-
ностью электродистанционное.
Все основные органы управления компасом расположены на
пульте (рис. 278).
Работа схемы. При пеленговании с помощью АРК прием ве-
дется на две антенны: рамочную (направленную) и шлейфовую
(ненаправленную). Наведенная в рамке ЭДС (рис. 279, а) после
усиления подается на коммутатор фазы. Здесь фаза этого напря-
жения периодически с частотой местного звукового генератора
изменяется на 180° (рис. 279, в). Преобразованный сигнал посту-
пает в антенный контур («контур сложения»), В этот же контур
вводится сигнал ненаправленной антенны (рис. 279, г). При сов-
падении фаз амплитуда результирующего сигнала увеличивается,
при несовпадении — уменьшается.
Следует отметить, что сигналы от рамочной и шлейфовой ан-
тенн сдвинуты по фазе на 90°, но после преобразования в схеме
радиокомпаса они приходят к контуру сложения софазными либо
противофазными.
Вследствие периодического изменения фазы сигнала рамоч-
ной антенны на 180° результирующий сигнал модулируется по
амплитуде (рис. 279, д). Частота модуляции равна частоте мест-
ного звукового генератора, амплитуда ее пропорциональна углу
Рис. 278. Органы уп-
равления компасом:
1 — переключатель рода
работ; 2 — официроваииые
кнопки 1—9 (девять штук);
3 — переключатель «Диа-
пазон» с рычажком-фикса-
тором; 4 — ручка «Per.
громк.»; 5 — ручка «На-
стройка грубая» с рычаж-
ком-фиксатором; 6 — пере-
ключатель «Л—П рамка»;
7 — кнопка переключения
пультов; 8 — переключатель
«Узк-шир»; 9 — переключа-
тель «Тлгтлф»; 10 — ручка
«Подсвет»; 11 — ручка «На-
стройка плавная»;
348
Рис. 279. Режим «Ком-
пас-1». Форма напряжений
в различных элементах
схемы радиокомпаса:
а — ориентация диаграм-
мы направленности рамоч-
ной антенны относительно
направления на радиостан-
цию; б — напряжение на
зажимах рамочной антен-
ны; в — напряжение ра-
мочной антенны после кас-
када коммутатора фазы;
а — напряжение на зажи-
мах ненаправленной антен-
ны; д — суммарное на-
пряжение рамочной и не-
направленной антенн в
контуре сложения; е — на-
пряжение на входе управ-
ляющей схемы; ж — нап-
ряжение на управляющей
обмотке электродвигателя
вращения рамочной антен-
ны (400 гц); з — направ-
ление вращения электро-
двигателя
«WWW
отклонения рамки, а фаза определяется направлением отклоне-
ния от положения пеленга. Следует помнить, что кроме этой мо-
дуляции, сигнал радиостанции может иметь собственную моду-
ляцию. Собственная модуляция задерживается схемой компасно-
го выхода и на работу системы пеленгации не влияет. Огибаю-
щая собственной модуляции после детектора усиливается в кас-
кадах телефонного выхода, после чего поступает на телефоны.
Полученное результирующее напряжение из контура сложе-
ния поступает в обычный супергетеродинный приемник, где уси-
ливается, дважды преобразуется по частоте и детектируется.
Выделенная на детекторе огибающая частоты местного звукового
генератора усиливается в компасном канале и подается на управ-
ляющую схему (рис. 279, е), которая вырабатывает напряжение
частотой 400 гц (фаза этих напряжений одинакова).
С выхода управляющей схемы выработанное напряжение по-
ступает на мотор вращения рамки (рис. 279, ж). Управляющая
обмотка электродвигателя включена таким образом, что под воз-
действием поступившего сигнала он возвращает рамку в поло-
жение пеленга (рис. 279, з). Угол между положением пеленга и
направлением полета самолета с помощью сельсинной передачи
отрабатывается указателем курса.
Режим «Компас-ll» (рис. 280). В этом режиме вместо нена-
правленной антенны включается дополнительная рамочная ан-
тенна, плоскость витков которой перпендикулярна плоскости вит-
ков основной рамки. Направление максимального приема этой ан-
тенны соответствует направлению пеленга основной рамки.
349
^QA/UWIA Q/WIM/' -VWVW ^ллллл
в) -'yv'W'W'- ------ iA/ХАЛЛА.' • 1/VWW>
г) VVWVb>- --------- аМЛАЛ- АЛАПЛг
/vwvw~ w'A/iM'
ляющей обмотке электродвигателя вращения рамочных
вращения электродвигателя
Рнс. 280 Режим «Ком-
пас-11». Форма напря-
жений в различных
элементах схемы радио-
компаса АРК-11:
а — о риентаци я ди -
аграмм направленности
основной и дополни-
тельной рамочных ан-
тенн; б — напряжение
на зажимах дополни-
тельной рамочной ан-
тенны, в— напряжение
иа зажимах основной
рамочной антенны; г —
напряжение основной
рамочной антенны пос-
ле каскада коммутато-
ра фазы; д — суммар-
ное напряжение обеих
рамочных антенн в кон-
туре сложения; е— на-
пряжение на входе уп-
равляющей схемы; ж —
напряжение на управ-
антенн; 3 — направление
При отклонении рамки от положения пеленга в пределах ±90а
АРК работает так же, как и в режиме «Компас-1». При отклоне-
ниях основной рамки, превышающих эти пределы, фаза напря-
жения от дополнительной рамки меняет знак на обратный. В ре-
зультате этого изменяется таким же образом фаза напряжения
амплитудно-модулированного сигнала на выходе коммутатора
фазы и, следовательно, направление вращения мотора. Мотор
поворачивает рамку в положение, отличающееся на 180° от по-
ложения нулевого пеленга основной рамки. Неоднозначность ука-
зания истинного пеленга в этом режиме производится переключе-
нием АРК в режим «Компас-1». Режим «Компас-П» использует-
ся при работе с большим уровнем электростатических
помех.
Режим «Рамка». Коммутатор фазы работает как обычный уси-
литель высокой частоты. Звуковой генератор и управляющая схе-
ма отключаются, а приемник работает только для усиления
сигнала рамочной антенны. Пеленгование производится по пропа-
данию сигнала пеленгуемой радиостанции в телефонах при по-
вороте рамки (либо по минимальным показаниям индикатора
настройки). Вращением рамки управляют с помощью переключа-
теля «Л—П рамка». Напряжение на управляющую обмотку мото-
ра подается через этот переключатель непосредственно от блока
питания.
Режим «Антенна». Отключается зуковой генератор, управля-
ющая схема и весь рамочный вход. АРК работает как обычный
средневолновый приемник. Режим используется при настройке
350
на станцию либо при работе АРК в качестве резервного прием-
ника.
Питание АРК осуществляется от бортовых сетей переменного
тока напряжением 115 в, частотой 400 гц и постоянного тока на-
пряжением 24 в.
Основные технические данные АРК-11
Дальность действия по приводу на высоте порядка 1000 м, км не менее 450
Диапазон частот, разбитый на восемь поддиапазонов с пере-
крытием порядка 160 кгц, непрерывный, кгц . ........ от 120 до 1340
Радиокомпас может работать:
при температуре окружающей среды, °C.................... от—60 до+50
при относительной влажности (при температуре+20±5°С), % не более 98
при высотности, км.................................. до 25
Особенности эксплуатации АРК-11. Все работы по снятию и
установке производятся только при полностью выключенном АРК.
В открытые штепсельные разъемы не должна попадать влага,
грязь и посторонние предметы, поэтому сразу же после рассты-
ковки разъемов необходимо надеть на обе их части предохрани-
тельные чехлы. В процессе эксплуатации АРК-Н необходимо вы-
полнять следующие требования:
не включать кнопки автоматической настройки при открытых
рычажках-фиксаторах;
при плавной установке частоты ручкой «Настройка грубая»
необходимо предварительно вытянуть ручку «Настройка плав-
ная» «на себя» до упора;
в случае безостановочного вращения механизма автоперест-
рэйки после нажатия одной из номерных кнопок надо включить
фугую кнопку для остановки механизма, а затем вернуться к
нужной кнопке;
при работе АРК одна из 10 кнопок на пульте управления
должна быть включена;
в случае работы с нестабильными по частоте приводными стан-
циями надо производить подстройку ручкой «Настройка плав-
ная» в пределах 2н-3 кгц (от номинальной частоты радиостанции)
до максимального отклонения стрелки индикатора настройки;
во избежание поломки блока направленной антенны необхо-
димо при введении девиации рамку поворачивать плавно, без
рывков, а вращать винты компенсации только после совмещения
нулевой риски шкалы поправок с оцифрованной риской непод-
вижной шкалы рамки (0, 15, 30, 40° и. т. д.). При этом вращать
только тот винт, который находится против нулевой риски шка-
лы поправок. В АРК-Н при эксплуатации производятся следую-
щие проверки:
работоспособность в режиме плавной настройки;
установка фиксированных частот;
установка регулятора «Отзывчивость»;
установка регулятора «Усиление приемника»;
регулировка компенсатора радиодевиации.
351
Допплеровский измеритель путевой скорости и угла
сноса (ДИСС)
Допплеровский измеритель предназначен для непрерывного ав-
томатического измерения путевой скорости, угла сноса самолета и
выдачи этих данных потребителям. Принцип Допплера был рас-
смотрен в разделе II.
Состав аппаратуры допплеровского измерителя ДИСС и на-
значение основных блоков.
Антенна предназначена для излучения и приема высокочастот-
ных сигналов, а также для коммутации лучей антенны.
Передатчик осуществляет генерирование СВЧ колебаний в не-
прерывном режиме.
Приемник производит прием отраженных сигналов, усиление
их по промежуточной частоте, детектирование и выделение сиг-
нала допплеровской частоты, стабилизацию амплитуды этого сиг-
нала в пределах, необходимых для устойчивой работы электрон-
ного блока.
Электронный блок выполняет слежение за допплеровской ча-
стотой (узкополосная фильтрация), выдачи постоянных напря-
жений, пропорциональных среднеквадратичным частотам спект-
ров по двум каналам, соответствующим каждой паре лучей антен-
ны, имитацию сигнала допплеровской частоты для контроля
работоспособности аппаратуры; переключение ДИСС в режим
«Память» при отсутствии допплеровской информации и кренах,
превышающих ±10°; выработку симметричных напряжений для
питания ферритовых коммутаторов лучей антенны.
Вычислитель предназначен для обработки информации, по-
лученной из электронного блока, вычисления путевой скорости,
угла сноса и выдачи этих данных потребителям.
Блок питания осуществляет питание ДИСС постоянными и пе-
ременными стабилизаторными и нестабилизаторными напряжени-
ями.
Пульт управления предназначен для дистанционного управ-
ления работой ДИСС.
Соединительная коробка осуществляет электрическое соеди-
нение блоков ДИСС между собой и с бортовой аппаратурой, свя-
занной с измерителем.
Индикаторами ДИСС являются приборы НПП из комплекта
САУ, прибор УШ-3 из комплекта ТКС-П и индикатор УСВПК
из комплекта СВС-ПН-15.
Принцип действия. Работа аппаратуры ДИСС основана на
использовании эффекта Допплера. Передатчик ДИСС работает в
режиме непрерывного излучения радиоколебаний. Сигналы, отра-
женные от земной поверхности, получив сдвиг по частоте относи-
тельно несущей, поступают на вход приемника, а после усиления
и преобразования — в измеритель частоты. Напряжения, про-
порциональные значениям измеряемой частоты, подаются с
352
выхода частотомера в вычис-
литель. На основании полу-
ченной информации вычисли-
тель выдает потребителям
значения путевой скорости и
угла сноса.
Система ДИСС является
датчиком путевой скорости и
угла сноса для навигационно-
го вычислителя НВ-ПБ, кур-
совой системы ТКС-П, системы
воздушных сигналов СВС-
ПН-15 и системы САУ.
Сигнал отказа аппаратуры
ДИСС выдается в САУ. ДИСС
может работать в трех режи-
мах: «Суша», «Море», «Па-
мять».
Режимы «Суша» и «Море»
являются основными. Разли-
чие между ними состоит в том,
что в режиме «Море» вычисли-
тель ДИСС выдает значение
путевой скорости, завышение
на 2%, для компенсации по-
грешности, возникающей из-
за сдвига среднеквадратичной
частоты допплеровского спек-
тра при отражении от мор-
ской поверхности. Режим
«Память» используется при
потере по каким-либо причи-
нам допплеровской информа-
ции. В этом случае индикато-
ры выдают значения путевой
скорости и угла сноса, вычис-
ленные навигационным вычи-
слителем НВ-ПБ совместно с
Рис. 281. Пульт управления и сигна-
лизации:
1 — перекчючатель; 2 — тумблер; 3 — лампа
сигнализации включения ДИСС; 4 —лампа
сигнализации включения высокого напряже-
ния
Рис. 282. Направление антенны аппа-
ратуры ДИСС
вычислителем измерителя на
основании поступающих на
НВ-ПБ значений воздушной
скорости, курса и последней величины вектора ветра, полеченной
на основании допплеровской информации и информации от дат-
чика воздушной скорости перед переходом в режим «Память».
Для проверки работоспособности ДИСС в полете в электрон-
ном блоке имеется генератор контроля. Проверка производится по
низкой частоте. Калибровка измерителя на земле осуществляет-
ся с помощью контрольного пульта, позволяющего проверить все
питающие напряжения, токи кристаллов канала сигнала, работо-
353
способность магнетрона и произвести калибровку ДИСС в
двух точках — по путевой скорости и углу сноса. Пульт по-
зволяет также проверить вычислитель, переводя его в режим
контроля.
Органы управления ДИСС и лампы сигнализации сосредото-
чены на пульте управления (рис. 281).
Работа системы.
В аппаратуре ДИСС применены две раздельные антенны для
передачи и приема, что обеспечивает необходимую развязку меж-
ду передатчиком и приемником. Каждая антенна имеет четыре
луча (рис. 282), работающих попарно (влево — вперед и вправо—
назад, затем вправо — вперед и влево — назад). Переключение
лучей осуществляется ферритовым переключателем одновремен-
но в обеих антеннах.
В результате отражения от земли излученных непрерывных
колебаний на входе приемника ДИСС от каждого луча антен-
ны получается спектр допплеровских частот, сдвинутый от-
носительно несущей частоты на величину, пропорциональ-
ную, в конечном счете, путевой скорости самолета и углу его
сноса.
Сигнал, отраженный от площадки 1, имеет спектр, сдвинутый
в сторону уменьшения, а от площадки 3 — в сторону увеличе-
ния частоты относительно несущей. То же самое можно сказать
об отражении от площадок 2 и 4. Таким образом, на входе при-
емника всегда будут два отраженных сигнала, разнесенных от-
носительно несущей на величину допплеровской частоты. Эти
сигналы преобразуются и усиливаются в усилителе промежуточ-
ной частоты сигнала.
На второй вход приемника через специальный направленный
ответвитель подается часть мощности излучаемого сигнала. Сиг-
нал несущей частоты преобразуется и усиливается усилителем
промежуточной частоты гетеродина.
Сигналы с выходов обоих УПЧ подаются на второй детектор.
Сигнал с УПЧ-2 значительно больше сигнала с УПЧ 1, поэтому
второй детектор работает как преобразователь, в котором первый
сигнал является гетеродинным. После детектирования на выходе
приемника выделяется сигнал, содержащий спектр непосредствен-
но допплеровских частот. При горизонтальном полете спектры
сигналов, отраженных от площадок 1 и 3, будут совпадать. При
наличии одновременно крена и тангажа или крена и сноса спект-
ры частот от этих площадок будут смещаться симметрично в обе
стороны относительно прежнего значения, но среднеквадратичная
частота суммарного допплеровского спектра будет изменяться
очень незначительно.
Вторая пара лучей получает сигнал от площадок 2 и 4. Все
вышесказанное применимо и для этого случая. Если угол сноса
равен нулю, среднеквадратичные частоты суммарных допплеров-
ских спектров от площадок /—3 и 2—4 будут равны. При наличии
угла сноса нарушается симметричность расположения площадок
354
1—3 и 2—4 относительно линии пути самолета, что вызывает на-
рушение равенства допплеровских частот от этих площадок. Из-
мерение частот производится частотомером. Постоянное напря-
жение на его выходе пропорционально значению измеряемой
частоты. Напряжение с выхода частотомера поступает на вы-
числитель угла сноса и путевой скорости, причем напряжение от
каждой из пар площадок поступает на отдельный вход. Разделе-
ние этих напряжений производится коммутатором, синхронизи-
рованным с переключением лучей антенны. На основании полу-
ченных данных в вычислителе решаются необходимые уравнения,
после чего полученные значения путевой скорости и угла сноса
выдаются потребителям.
Питание ДИСС осуществляется от бортовой сети переменно-
го тока 115 в, 400 гц (ток потребления не более 6,5 а) и постоян-
ного тока 27 в (ток потребления не более 6 а).
Основные технические данные
Диапазон измеряемых путевых скоростей, км ч ...... 200 1 300
» » углов сноса, град...................... ±25
Рабочий диапазон высот, м............................... 20—20 000
Время непрерывной работы, ч............................ . 20
Особенности эксплуатации ДИСС. Все работы по снятию и
установке производятся только при полностью обесточенной аппа-
ратуре. Попадание в открытые штепсельные разъемы, патрубок
обдува и блоки ДИСС посторонних предметов, особенно метал-
лических, недопустимо. При работе с узлом ВЧ надо быть весь-
ма внимательным. Повреждения зеркал антенны недопустимы.
Специальные регулировки и проверки, устранение сложных
неисправностей производить только в стационарных усло-
виях.
При эксплуатации проверяются:
величины питающих напряжений;
работа магнетрона;
точность определения путевой скорости и угла сноса.
Радиовысотомер малых высот РВ-УМ
Радиовысотомер предназначен для определения истинной вы-
соты полета в пределах 0-4-600 м и обеспечения звуковой и свето-
вой сигнализации заданных высот полета.
Состав оборудования и назначение основных блоков.
Приемопередатчик ПП-УМ. служит для генерации колебаний
СВЧ, усиления отраженных сигналов и преобразования их, выдачи
сигнала истинной высоты на индикатор, сигнализации заданной
высоты полета, блокировки индикатора при достижении высоты
600 м.
355
Указатель высоты УВ-57 осуществляет индикацию истинной
высоты полета. Переключатель сигнализируемой высоты ПСВ-УМ
предназначен для установки заданной высоты. Приставка раздель-
ной сигнализации ПРС-УМ производит подачу звукового сигнала
в телефоны левого и правого пилотов. Передающая антенна излу-
чает колебания СВЧ. Приемная антенна осуществляет прием отра-
женных колебаний СВЧ.
Принцип действия. Излучаемые передающей антенной частот-
но-модулированные колебания СВЧ отражаются от земной по-
верхности, принимаются приемной антенной и поступают на балан-
сный детектор приемника. Одновременно на детектор подаются
колебания от генератора (прямой сигнал). Путь отраженного сиг-
нала зависит от высоты полета и значительно превышает путь пря-
мого сигнала. За время, прошедшее с момента излучения до мо-
мента приема отраженного сигнала, частота генератора изменит-
ся, поэтому на балансном детекторе будут два сигнала различной
частоты. В результате сложения этих сигналов получается напря-
жение с частотой биений, пропорциональной высоте полета. Напря-
жение усиливается, преобразуется в постоянный ток и поступает
на индикатор, шкала которого отградуирована в метрах. Стрелка
индикатора указывает истинную высоту полета.
Генератор СВЧ (рис. 283) через передающую антенну излуча-
ет электромагнитные колебания. Одновременно эти колебания че-
рез виток связи по внутреннему фидеру попадают на балансный
детектор. Звуковой генератор вырабатывает переменное синусои-
дальное напряжение частотой 105 гц, приводящее во вращение син-
хронный гистерезисный двигатель, на оси которого укреплен ротор
переменного конденсатора, входящего в колебательный контур ге-
нератора СВЧ. Емкость конденсатора изменяется с частотой 70 гц.
Антегнт
певеоапщая приемчая
Рис. 283. Блок-схема РВ-УМ
356
Следовательно, частота колебаний генератора СВЧ будет изме-
няться с частотой 70 гц, причем пределы измерения емкости кон-
денсатора таковы, что ширина полосы модуляции равна 17 Мгц.
Через приемную антенну сигнал, отраженный от земли, попадает
на балансный детектор с запаздыванием, зависящим от высоты по-
лета самолета.
Так как частота генератора СВЧ непрерывно меняется, на ба-
лансный детектор поступают два сигнала различной частоты. Об-
разующееся напряжение частоты биений прямого и отраженного
сигналов поступает на усилитель низкой частоты. Усиленное на-
пряжение сигнала после ограничения в амплитудном ограничите-
ле поступает на счетчик радиовысотомера, где прямоугольные им-
пульсы частоты биений преобразуются в постоянное напряжение,
величина которого пропорциональна частоте биений.
Напряжение поступает на сетк> усилителя постоянного тока,
в катод которого включен указатель высоты. Так как частота бие-
ний прямо пропорциональна высоте полета самолета, указатель
высоты, отградуированный в метрах, отмечает истинную высоту
полета. Схема блокировки указателя высоты предназначена для
ликвидации ложных показаний указателя высоты при слабом от-
раженном сигнале, т. е. когда высота полета самолета превышает
600 м. На вход схемы блокировки поступает напряжение с выхода
УНЧ. Когда это напряжение достаточно велико, что соответствует
высоте полета самолета менее 600 м, схема блокировки не влияет
на показания указателя высоты. Если же напряжение с выхода
УНЧ мало, что соответствует высоте полета более 600 м, схема
блокировки переводит стрелку указателя высоты на правый
упор.
Схема блокировки работает в том случае, если, переключатель
сигнализируемой высоты находится в одном из следующих поло-
жений: «К», «50м», «100м», «150м», «200м», «250м». «300м»,
«400м». Если переключатель сигнализируемой высоты находится
в положении «Выкл.», работа схемы блокировки и схемы сигна-
лизации заданной высоты прекращается, что позволяет определить
запас чувствительности радиовысотомера РВ-УМ по высоте, т. е.
такую минимальную высоту (превышающую 600 м), при которой
стрелка указателя высоты будет отходить от правого упора за счет
уменьшения напряжений на выходе УНЧ.
Схема сигнализации заданной высоты предназначена для обес-
печения световой и звуковой сигнализации в момент, когда высо-
ты полета самолета при его снижении достигают следующих зна-
чений: «400м», «300м», «250м», «150м», «100м» и «500м» (в зави-
симости от положения переключателя сигнализируемой высоты).
Схема управляется двумя напряжениями: с переключателя сигна-
лизируемой высоты и усилителя постоянного тока. Когда эти на-
пряжения сравняются по величине, сработает релейная часть схемы
сигнализации заданной высоты; в шлемофоны пилота в течение
3—7 сек поступает прерывистый сигнал тона 400 гц и загорается
сигнальная лампочка, продолжающая гореть, пока самолет будет
357
находиться в зоне заданной высоты (т. е. при снижении самолета
до самой земли).
Положение «К» переключателя сигнализируемой высоты
ПСВ-УМ предназначено для наземной проверки работоспособ-
ности сигнализации заданной высоты.
Питание осуществляется от бортовой сети переменного тока
напряжением 115 в и частотой 400 гц. Потребляемая мощность
(вместе с МРП) не более 125 ва. АЗФ включения радиовысотоме-
ра «РВ-УМ» находится на РУ переменного тока штурмана в груп-
пе «Навигация».
Основные технические данные
Диапазон измеряемых высот, м.....................• .... 0—600
Излучаемая мощность, вт ............................ ...... не менее 0,2
Общая чувствительность, дб................................. не менее 75
Особенности эксплуатации радиовысотомера РВ-УМ. В про-
цессе эксплуатации радиовысотомера необходимо особое внима-
ние обратить на приемную и передающую антенны; механические
повреждения антенн недопустимы.
Необходимо следить за чистотой и целостностью изолирующих
колец антенн. Не следует закрашивать кольца при восстановлении
покрытия диполей.
При эксплуатации радиовысотомера РВ-УМ для периодической
проверки работы радиовысотомера, проверки общей чувствитель-
ности его калибровки и ремонта используются два тестера Т-1.
Тестер Т-1 является переносной установкой, предназначенной для
калибровки и определения общей чувствительности радиовысото-
мера.
При помощи тестера можно произвести контроль работы гене-
ратора СВЧ, проверить исправность высокочастотных фидеров и
антенн непосредственно на самолете.
Тестер создает искусственную задержку сигнала по времени с
помощью двух катушек высокочастотного фидера, смонтированного
в ящике тестера. Каждая катушка обеспечивает задержку, эквива-
лентную некоторой высоте полета.
Тестер позволяет проверить правильность показаний радиовысо-
томера в трех точках диапазона высот. Сигнал с выхода передат-
чика поступает на задерживающую линию тестера. Время, необ-
ходимое для прохождения сигнала через задерживающую линию,
пропорционально некоторой высоте полета и зависит от скорости
распространения радиоволн в фидере и от линии фидера. Второй
конец задерживающей линии присоединяется к приемнику канала
радиовысотомера. На вход балансного детектора подается, таким
образом, задержанный по времени сигнал от передатчика, анало-
гичный сигналу, отраженному от земли.
Одна линия задержки тестера эквивалентна высоте полета 20 м,
вторая — 83,6 м. Последовательным соединением обеих линий мо-
жет быть получена эквивалентная высота, равная сумме (20+
-+-83,6) м.
358
Коаксиальный фидер РК-1, из ко-
торого намотаны катушки, представ-
ляет собой одножильный экраниро-
ванный кабель со специальным на-
полнителем, имеющим малые потери
на ультракоротких волнах. К концам
катушек припаяны штепсельные разъ-
емы ВР-18.
Разъемы выведены на внутреннюю
панель тестера: разъемы «Н-1» и
«Н-2» для короткой задерживающей
линии, «В-1» и «В-2» для длинной.
Последовательное соединение ли-
ний производится с помощью корот-
кого фидера (рис. 284).
Для проверки исправности антен-
ния тестера Т-I с радио-
высотомером РВ-УМ
ной системы в комплекте тестера име-
ются два одинаковых индикатора мощности П-1. Инди-
катор мощности представляет собой полуволновой вибратор, на-
груженный лампой (1 в; 0,068 а). Исправность антенных каналов
определяется свечением лампы.
Работа генератора СВЧ проверяется индикатором И-2 (лампа
1 в, 0,068 а или 2,5 в, 0,06 а), представляющим собой специальный
цилиндрический патрон, непосредственно вставляемый в фишку
«Передатчик» приемопередатчика.
Нормальное свечение ламп свидетельствует о исправной работе
генератора СВЧ. Кроме того, в эксплуатации осуществляется
проверка работоспособности, калибровка и проверка чувстви-
тельности.
Радиолокационная станция РПСН-3
Радиолокационная станция РПСН-3 обеспечивает обзор земной
поверхности; предупреждение столкновений с наземными препят-
ствиями; обнаружение грозовых фронтов и выявление в них мест,
опасных для самолетовождения; обнаружение встречных самоле-
тов, не имеющих ответчиков, и определение их местоположения по
азимуту и дальности; определение угла сноса. Кроме этого стан-
ция связана с навигационным вычислителем и используется для
периодического уточнения координат самолета по точным радио-
локационным ориентирам.
Антенный блок осуществляет излучение высокочастотных
импульсов, поступающих от передатчика; прием сигналов, отражен-
ных от препятствий, перемещение луча по углу места; перемеще-
ние луча по азимуту; модуляцию напряжения развертки по
закону синуса и косинуса с частотой качания антенны по
азимуту; гироскопическую стабилизацию луча в заданной
плоскости.
359
Приемопередающий блок предназначен для генери-
рования мощных высокочастотных импульсов и передачи их в вол-
новодный тракт РЛС; преобразование импульсов, отраженных от
препятствий, в импульсы промежуточной частоты, их усиления и
детектирования; генерирования, старт-импульсов, автоматической
подстройки частоты местного гетеродина, временной автоматиче-
ской регулировки усиления.
Блок синхронизации производит формирование им-
пульсов, синхронизирующих работу других блоков РЛС, усиле-
ние видеоимпульсов приемного канала во всех режимах, кроме
обзорных, подавление с помощью схемы контурной индикации им-
пульсов, амплитуда которых превышает определенную величину,
формирование калиброванных меток дальности.
Индикаторный блок служит для получения радиально-
секторной развертки и яркостной отметки цели, определения даль-
ности и азимута цели вырабатывания напряжения 14 кв для
питания электроннолучевых трубок, регулировки яркости изобра-
жения и меток дальности, смещения видеосигналов по двум
каналам, импульсов курсового угла ориентира, импульсов
метки наклонной дальности и импульсов калиброванных меток
дальности.
Блоки разверток осуществляют формирование тока
экспоненциальной формы пяти масштабов; формирование и уси-
ление импульсов подсвета прямого хода разверток; вырабатыва-
ние напряжения питания схемы формирования импульса дально-
сти и фиксации смещения начала развертки; усиление видеоим-
пульсов с выхода усилителя промежуточной частоты и импульсов
дальности в трехтоновом видеоусилителе, формирование тока пря-
моугольной формы пяти масштабов, формирование и усиление им-
пульсов подсвета прямого хода разверток, получение напряжения
питания схемы формирования импульса дальности и напря-
жения фиксации смещения начала развертки, формирование им-
пульсов отметки курсового угла ориентира и наклонной дально-
сти, формирование импульса запуска развертки, опережающего
запуск схемы формирования метки наклонной дальности.
Блок питания обеспечивает питанием анодные и сеточ-
ные цепи ламп блоков станции стабилизированными и нестабили-
зированными выпрямленными напряжениями.
Пульт управления позволяет производить включение
станции, переключение режимов работы и масштабов разверт-
ки, ручное управление антенной по азимуту и наклону, включение
«Микроплана».
Пульт контроля позволяет осуществлять контроль пи-
тающих выпрямленных напряжений, контроль среднего тока маг-
нетрона и токов кристаллов, переключение регулировки частоты
гетеродина РЛС с автоматической на ручную, ручную подстройку
частоты гетеродина РЛС, ручную регулировку усиления по проме-
жуточной частоте, выключение стабилизации по крену и тангажу,
360
включение схемы резервной синхронизации и резервного реверса,
калибровку меток наклонной дальности, контроль коррекции.
Сервоусилители предназначены для усиления сигналов
рассогласования следящих систем азимута, крена, наклона и выда-
чи управляющих напряжений на соответствующие электродвига-
тели отработки.
Волноводный тракт выполняет функции передачи вы-
сокочастотного импульса от передатчика к антенне и передачу
принятой антенной высокочастотной энергии в приемник.
Распределительная коро б к а служит для соедине-
ния всех блоков станции между собой, сопряжения с центральной
гировертикалью и цепями питания станции, сопряжения с другими
радиосистемами самолета.
Вентилятор производит обдув РЛС при неработающей си-
стеме кондиционирования самолета.
Принцип действия станции РПСН-3. РЛС является многоце-
левой импульсной станцией, работающей в УКВ диапазоне. Излу-
ченный ею мощный направленный импульс отражается от препят-
ствий и в виде эхо-сигналов после соответствующего усиления
поступает на электроннолучевые индикаторы. Яркостные отметки
эхо-сигналов на экранах индикаторов позволяют пилотам и штур-
ману при помощи электронных меток дальности и азимутальных
рисок, нанесенных на экраны, правильно оценить обстановку и
принять необходимые меры.
РЛС может работать в семи режимах: «Снос», «Обзор»,
«Дальний обзор», «Горы-Грозы», «Изо-Эхо», «Самолеты», «Маяк».
В РЛС применена радиально-секторная развертка со смещен-
ным центром, что позволяет более полно использовать поверх-
ность экранов электроннолучевых трубок (ЭЛТ) индикаторов.
Покрытие экранов имеет большое послесвечение, благодаря чему
можно одновременно наблюдать изображение всего просматривае-
мого станцией пространства.
Для проведения коррекции координат самолета по точечным
радиолокационным ориентирам при совместной работе с навига-
ционным вычислителем в РЛС предусмотрена специальная схема,
формирующая электронное перекрестие. Управление этим пере-
крестием осуществляется с навигационного вычислителя.
Для увеличения точности совмещения перекрестия с ориен-
тиром используется крупный масштаб (30 км), причем электрон-
ное перекрестие постоянно задержано по дальности от начала раз-
вертки на 20 км. При этом обеспечивается переменная задержка
начала развертки до 190 км, т. е. возможен просмотр земной по-
верхности в указанных пределах.
Органы управления, контроля и регулировки сосредоточены на
пульте управления (рис. 285) и на пульте контроля (рис. 286).
Работа станции:
1 Работа РЛС по наземным препятствиям режим — «Горы-
Грозы» (рис. 287). Обнаружение наземных препятствии (горных
вершин и т. п.) осуществляется при обзоре пространства узким лу-
361
Рис. 285. Пульт управления:
/ — переключатель масштабов; 2 — переклю-
чатель режимов работы; 3 — ручка «Угол
сноса»; 4— тумблер «Микроплан—выкл.»;
5 — переключатель «Выкл. — Станция — Вы-
сокое»; 6 — ручка «Наклон антенны»; 7, 8 —
ручки «Выделение» и «Фон*
Рис. 286. Пульт контроля:
/ — тумблер «РРЧ»; 2 — потенциометр
«РРЧ»; 3—потенциометр «РРУ»; 4, 5—
потенциометры «ДН. макс», и «ДН.
мин.»; 6— переключатель контроля рабо-
ты; 7—тумблер «Лин.—Выкл.»
чом, стабилизированным в плоскости горизонта. Для определения
степени опасности полета над возвышенностью применен метод
«круга безопасности». Область экрана индикатора, в которой ис-
чезают отметки от возвышенности, называются «кругом безопас-
ности», а расстояние от нулевой отметки дальностей до внешней ее
границы — «радиусом круга безопасности». Летчик наблюдает за
движением отметки от препятствия по экрану индикатора. Исчез-
новение отметки, начиная с дальности 8—10 км и более, свиде-
тельствует о безопасности полета над возвышенностью. Сохране-
ние отметки в пределах сектора с радиусом менее 6 км от начала
развертки свидетельствует о том, что самолет пройдет над возвы-
шенностью с превышением менее 600 м, что считается опасным.
2. Работа РЛС по грозовым зонам — режим «Горы-Грозы»
и «Изо-Эхо» (рис. 288). Грозовые зоны обнаруживаются путем
приема отраженных от них сигналов и просмотра этих сигналов
на экране индикатора. В связи с тем, что грозовые зоны могут за-
нимать большое пространство и обход их самолетом может при-
вести в некоторых случаях к значительной потере времени, в стан-
ции применена система «контурной индикации», позволяющая
произвести расшифровку грозовой зоны и выявить в ней участки,
наиболее опасные для полета. Сигналы, отраженные от участков с
большей турбулентностью, превышают определенный уровень и
подавляются, в результате чего эти участки на экране индикатора
затемнены. Затемненные места расположены внутри засвеченных
областей, соответствующих сигналам, отраженным от участков с
меньшей интенсивностью отражений (меньшей турбулентностью).
362
Рис. 287. Работа РЛС по наземным препятствиям
да»
Рис. 288. Работа РЛС по грозовым фронтам
Таким образом выявляется центр грозовой деятельности в грозо-
вой зоне для принятия решения о направлении ее обхода.
3. Работа РЛС при обзоре земной поверхности (режимы «Об-
зор» и «Дальний обзор»). Обзор земной поверхности осуществля-
ется лучом веерообразной формы (типа «косеканс — квадрат») в
вертикальной плоскости и узкой лепестковой формы в горизон-
тальной плоскости. Для увеличения дальности действия станции по
обзору земной поверхности предусмотрен режим «Дальний обзор»
с переключением диаграммы направленности антенны с веерного
луча на узкий в конце каждого полутакта качания антенны по ази-
муту. Характер диаграммы направленности антенны при работе
в режиме «Обзор» представлен на рис. 289. Из диаграммы следу-
ет, что по мере уменьшения дальности до отражающих участков
уменьшается усиление антенны в этом направлении, чем достига-
ется компенсация возрастания величины сигнала на входе прием-
ника станции.
4. Работа РЛС ио определению угла сноса (режим «Снос»), Из-
мерение угла сноса самолета основано на использовании вторич-
ных допплеровских частот. Определение этого угла производится
перемещением антенны по азимуту в такое положение, при кото-
ром яркостная модуляция сигналов, наблюдаемых на линии раз-
вертки индикатора, будет наименьшей. Величина угла сноса отсчи-
тывается по шкале, расположенной на блоке управления. Пере-
мещение антенны производится вручую при помощи специальной
схемы управления.
5. Работа РЛС но обнаружению самолетов (режим «Самоле-
ты»). Обнаружение самолетов осуществляется приемом непосред-
ственно отраженных от них эхо-сигналов. Степень опасности стол-
кновения с обнаруженным самолетом оценивается пилотом по эк-
рану шдикатора при наблюдении за движением отметки самолета.
Это основано на том обстоятельстве, что при прямолинейном
движении двух самолетов их столкновение возможно в том случае,
если угол визирования с одного самолета на другой при их сбли-
жении будет сохраняться неизменным (рис. 290).
Если при наблюдении за отметкой самолета на экране индика-
тора обнаружится, что угол визирования отметки при сближении
не меняется, т. е. отметка самолета перемещается на экране инди-
катора по радиусу, такой самолет является потенциально опасным.
Рис 289. Диаграмма направленности антенн в режиме
«Обзор»
36*
Рис 290. Работа РЛС по самолетам
Питание РЛС осуществляется от бортовых сетей:
переменного тока напряжением 115 в, частотой 400 гц (по-
требление не более 1,5 ква);
постоянного тока напряжением 27 в (потребление не более
300 вт);
переменного трехфазного тока напряжением 36 в, 400 гц (по-
требление не более 5 а в каждой фазе).
365
Основные технические данные радиолокационной станции
Дальность обнаружения грозовых зон средней интенсивнос-
ти, км ..................................................... не менее 250
Дальность обнаружения горных вершин высотой 2 500—6 000 м
при полете над ними с превышением 500—900 м.............. не менее 250
Дальность обнаружения самолетов типа Ил-18, Ту-104 и т. д.,
км.......................................................... не менее 25
Дальность обнаружения крупных городов типа Москва, Ленин-
град, Киев, км.............................................. не менее 250
Диапазон измеряемых углов сноса самолета, град............. не менее±20
Величина зоны обзора РЛС по азимуту от продольной оси са-
молета ±88+2°. В тексте приводится приблизительное значе-
ние ±90°, град........................................... 1
Зона возможных перемещений оси диаграммы направленности
антенны в вертикальной плоскости от плоскости горизонта,
град........................................................ не менее +10
Мощность передающего устройства станции в имптльсе, кет . не менее 60
Чувствительность приемного канала станции, дб.............. не менее 90
Особенности эксплуатации радиолокационной станции. В про-
цессе эксплуатации РЛС необходимо помнить следующее:
запрещается находиться в зоне облучения на расстоянии менее
2 Л! от антенного блока при включенном высоком напряжении;
не разрешается при работающем антенном блоке прикасаться
руками к вращающимся механизмам и располагать вблизи блока
измерительную аппаратуру и инструменты;
не разрешается вскрывать блоки на самолете;
работа с антенным блоком в ненастную погоду допускается
только при применении специального укрытия;
все работы с блоками должны производиться инструментом, по-
ставляемым в комплекте РЛС.
Все работы по снятию и установке производятся только при
полностью обесточенной станции. В открытые волноводы и штеп-
сельные разъемы не должны попадать посторонние предметы,
грязь и влага, поэтому после расстыковки волновода или разъе-
мов на обе их части необходимо надеть предохранительные крыш-
ки или пластмассовые чехлы.
Транспортировка блоков, особенно антенного, допускается по
аэродрому только на амортизированной тележке, оборудованной
приспособлениями для укладки блоков.
При работе с антенным блоком не разрешается касаться ру-
ками зеркала и козырька рефлектора.
При эксплуатации РЛС проверяют: величину питающих напря-
жений, токов, кристаллов и магнетрона; правильность переключе-
ния разверток; работоспособность приемного капала по реальным
радиолокационным целям в режиме «Самолеты» и работу резерв-
ной синхронизации; работу ручного управления антенной; работо-
способность приемного канала в режимах «Обзор» и «Дальний
обзор»; работоспособность схемы формирования электронного пе-
рекрестия.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
а
Авиагоризонт АГБ-3 188 — 189 (рис.
185) — 193
— АГД-1 184 — 186
— -эксплуатация и проверка 197—199
Автомат демпфирования 274 (рис.
233) — 276 (рис. 234)
— защиты от перенапряжения
АЗП 8Л1 38—39 (рис. 31)
--- АЗР 91
---АЗС 91 (рис. 105)
---АПЗ импульсный 92 (рис. 106)
— управления с последовательном
выработкой топлива 149 — 153
---с равномерной выработкой топ-
лива 149
Автопилот АП 6Е 261 — 265, 272—274
- АП 15 266—268 272—274
— АП-28 268—270, 272—274
— АП-31 270—274
Автотрансформаторы 73—74
Азимут светила >218
Аккумулятор аэродромный 10—11
— бортовой 10
— внешние характеристики 13 (рис.
4) — 1 1
— кислотный 11 (рис. 3) — 18
— сереСряио-цинковый 19—21
— щелочной 18—21
— — эксплуатация 21
Аккумуляторы авиационные характе-
ристики 17 (табл. 1)
Аппаратура защитная 89—91
— коммутационная 87 — 89
АРК-11, щльт управления 348 (рис.
278)
Астрокомпас горизонтальный 220—
223
— ДАК-ДБ 222—225
— экваториальный ДАК Б 226—229
Б
Батарея акку муляторная кислотная,
конструкция 15 (рис. 6) — 16
Блок автоматики БАОУ-3 ’278—279
— баланса СП-50 339
— коммутации 339
— КУР 339
— сигналов отказов БСО 339
— управления «Курс МП-1» 339
В
Вариометр 161 (рис. 166) — 162
Вертикал светила 218
Вес электрических машин 9—10
Вещество активное аккумулятора 11
Влияние вращения Земли и движения
самолета на положение оси ротора
гироскопа 179—180
Восхождение светила прямое 218
Время декретное 220
— звездное 219
— истинное (солнечное) 219
— поясное 220
— солнечное (истинное) 219
---- среднее 219
Выключатель концевой 89 (рис 102У
— коррекции 195—196 (рис. 189)
Выпрямитель германиевый 7 1
— двухполупериодный 76 (рис 84,
85) 77 (рис. 87)
— кремниевый 74—75
— однопочупериодный 76 (рис. 83)—
77 (рис. 86)
Высота полета абсолютная 155
---- истинная 155
---- относительная 155
Высотомер 156—157 (рис 162) — 15В
Вычислитель—сферант 220—221 (рис,
206
Г
Генератор авиационный 21 — 44
---- переменного тока 25
----постоянного тока 22—25
----синхронный 28, 41
----эксплуатация 29—30
— нормальной конструкции 25
— обратной конструкции 25
— СГО 8. схема 29 (рис 22)
— с независимым возбуждением 27
— с самовозбуждением 27
Гировертикаль 180- 183
— центральная 186—188
Гирополукомнас 204 206
— эксплуатация 206—207
Гироскоп 177—178 (рис. 176) — 179
Глет свинцовый 15
Горизонт истинный 217
д
Датчик прибора 115—117
Двигатель электрический 21
ДГМК-7. принципиальная схема 210
(рис. 200)
Динамика электропривода 56—57
ДИСС, пульт управления и сигнализа-
ции 353 (рис. 281)
Допплера эффект 246—247 (рис. 217)
— 248
Доска приборная 117—118
Дублер азчагоризеита 196—197 (рис_
190)
3
Запуск авиадвигателей 102—111
---- в воздухе 111
----программа 103 (рис. 115) — 107
367
'Запуск авиадвигателей турбостарте-
ром 107—108 (рис. 122)
Защита генераторов и аккумуляторов
от обратных токов 35—37
— потребителей электроэнергии от
перенапряжения генераторов 38—39
И
Измерители расхода топлива 143—146
— ----комбинированные 146 (рис.
153)
----- — мгновенного 143—144 (рис.
150)
------ — суммарного 144—145 (рис.
151, 152) — 146
------ эксплуатация 153—154
— угловой скорости 193—199
Измеритель воздушной скорости 162—
16.3 (рис. 167) — 164 (рис. 168) —
165 (рис. 169)
— путевой скорости и угла сноса
допплеровский (ДИСС) 352—355
степени сжатия газов 139 (рис 145)
Источники тока химические 10—21
К
Кабина герметическая вентиляцион-
ного типа 313—314
Компас 200 — 202
— астрономический 217 229
— ГИК 1 213—217
— гироиндукциоиный 207 — 209
— гиромагнитный 207—208
— ДГМК-7 209- 213. 216 — 217
— дистанционный индукционный
202 203 (рис. 196)
— магнитный КИ-12 201 (рис. 194)
Контактор, схема 88 (рис. 101)
Координаты астроииерциальные 252—
253
— гироинерцнальные 250—251 (рис.
220) — 252
— навигационные инерциальные 249
— 254
— небесные 217 (рис. 204) — 218
Коробка КРЛ-31 41
Коэффициент отдачи аккумулятора
по емкости 14 —15
Круг склонения светила 218
Кульминация светила верхняя 219
----нижняя 219
Курс полета 200
Л
Лампы ультрафиолетового света
(УФО) 95—96 (рис. 107)
М
Магнитофон самолетный МС-61 331
.Манометр дистанционный с индуктив-
ным преобразователем 134—135
(рис. 137)
— механический 133—134
— МТ 50 для определения мощности
ТВД 136—137 (рис. 140)
— эксплуатация 142—143
— электромеханический 134 —135
Машины индуктивные 65—66
Маяк самолетный импульсный (СИМ)
97 (рис. 109) — 98
Меридиан наблюдателя 217
— небесный 121
Местонахождение самолета, способы
определения 243
Механизм тряска штурвала МТШ-1
279—1280
368
Муфта фрикционная саморегулирую-
щаяся 56 (рис. 56)
— электромагнитная 55 (рис. 54—56)
----порошковая 55 (рис. 55)
Н
Напряжение 13—14
Нутация 178
О
Обмотка возбуждения 26—27
Обогрев стекол кабины 99 (рис. 111)
— 100
Оборудование радиосвязное 317—318
— световое 94—99
Огни аэронавигационные (АНО) 97
(рис. 108)
Ограничитель предельных режимов
(углов атаки) 276—280
Органы управления «Курс—МП-1»
342—344
Ориентатор звездно солнечный 254—
258
П
Параллели небесные 218
Параметры электроэнергетических
систем 10
Переключатель перекидной однопо-
люсный ПП-45 88 (рис. 100)
Погрешности авиационных приборов
120—125
---- — динамические 125
-------- дополнительные 125
------инерционные 125
------ определение 124—125
------ промахи 120
------систематические 120—124
---------конструктивные (инстру-
ментальные) 122—124
---------методические 121 —122
------случайные 120
------статические 124 — 125
Потенциал электрический 11
Предохранитель инерционно-плавкий
90 -91 (рис. 104)
Преобразователи напряжения и рода
тока 69—77
— тока электромашинные 77—82
------ особенности эксплуатации
82—83
Прецессия гиооскопа 178, 179 (рис.
177)
Прибор кислородный КП-32 299—300
----КП 21 300—301
----КП-18К 301 — 304
----КП-19 304 — 305
----КП-24 М 305 — 307
Приборы авиационные 112—117
---- питание электроэнергией 118
----погрешности 120 —12э
----эксплуатация 118 — 119
— гироскопические 147—180
— пилотажно-иавигационные 154 —
---- для измерения высоты полета
155—161
— ---- вертикальной скорости поле-
та 161 — 162
------скоростей полета 162—165
------ числа М полета 16э—166
— контроля работы силовых устано-
вок 125—143
Привод генератора 22
— электрический 53—65
— электрогидравлический автомати-
ческого торможения основных сто-
ек шасси 62
Привод РА-62 279
— электромагнитный 47
Приемник глиссадный ГРП-20П 339
— измерительный параметрический
116
---генераторный 116
— курсовой КРП-100П 338—339
— маркерный МРП-ЗП 339
Провода авиационные 85—87
Прпьод нулевой 9
Пробки аккумуляторные 16 (рис. 7)
Прокрутка холодная авиадвигателя
111 '
--- т^рбостартера 111
Пульт управления ПУ 11 239—240
(рис. 211)
Пуск электродвигателя 44—45
Р
Радиовысотомер малых высот РВ-УМ
355____359
------блок-схема 356 (рис. 283)
------ эксплуатация 358—359
Радиокомпас автоматический АРК 11
346—352
Радиостанция КВ 1 РСБ-70 318—321
— УКВ РСИУ-5 321—325
Реверсирование электродвигателя 46
Регулирование напряжения тока 81 —
82
— гкоро'.тп вращения роторов эле-
ктродвигателей 45—46
— частоты преобразователей тока
79—80 (рис. 89). 81
Регулятор напряжения угольный 30—
32 (рис. 26) — 33
Редукторы э4 (рис. 53)
Режим астрономической коррекции
КС 234
— < АК» ТКС 242
— гирополукомпаса КС 234
— «ГПК» ТКС 242
— «Курс-МП-1» 342
— курсозадатчики ТКС 242
— магнитной коррекции КС 232—234
— «ПК- ТКС 242
— СП-50 341 342
— U.S 340—341
— VOR339—340
Реле дифференциально-минимальные
36—37 (рис. 30) — 38
РПСН-3 359—366
— пульт контроля 362 (рис. 286)
---управления 362 (рис. 285)
— эксплуатация 366
РСБН 2 332 — 337
— щиток пилота 334 (рис. 268)
---штурмана 334 (рис. 267)
С
Светильник щелевой 96 (рис. 107)
Сельсины дифференциальные 67 (рис.
70)
— индуктивные 66 69
Сеть кислородная бортовая вертолета
Ли-4 308—309
---— самолета Ил-18 309—310
---------Ту-104 310—311
---------Ту-114 311—312
— электрическая 83—85
----- замкнутая 85 (рис 96)
---магистральная 81 (рис. 95)
------ однопроводная 85 (рис. 98)
---радиальная 84 (рис 94)
Сигнализатор давления 135 (рис. 138)
— 136
— для измерения перепада давлений
137 (рис. 141) — 138
— начала обледенения крыла и опе-
рения 101 (рис 113)
Сигнализатор сжатия газа 138 — 130
(рис. 142)
Сила электродвижущая 13
Система ближней навигации и посад-
ки «Курс-МП 1» 337—346
— — — антенная система 345
------ эксплуатация 345—346
— воздушных сигналов СВС ПН-15
166—176
------блок-схема 167 (рис. 171) —
169
-- эксплуатация 176
— курсовая КС-6 230—237
--блок-схема 231 (рис. 209)
--эксплуатация 234—237
----точная ТКС 238—239 (рис. 210)—
242
— триммирования СТ-2 280—285
— управления БСУ-ЗП 285—297
— электроснабжения 8
---- децентрализованная 8
---- переменного тока 8—9
----постоянного тока 8—9
----смешанная 8
---- централизованная 8
— электроэнергетическая 7—8
Системы навигационные автономные
243—258
----астрономические 244
----аэродинамические 244
----инерциальные 244
---- радиотехнические 244
----смешанные 244
---- счисления пути по скорости по-
лета 244—249
Склонение светила 118
Стартер-генератор 24 (рис. 16) — 25.
Степень разряженности батареи 18
Сурик свинцовый 15
Сутки истинные (солнечные) 219
— средние 21©
Схема управления заправкой топли-
ва 153 (рис. 159)
— авиагоризонта АГБ-3 электриче-
ская 192 (рис. 186)
— автомата зашиты от перенапряже-
ний АЗП-8М 39 (рис. 31)
-----питательной сети типа АПЗ
92 (рис. 106)
----обогрева стекол кабины 99 (рис.
111)
----СЭТС 151 (рис. 158)
----триммирования АТ-2 283 (рис.
241)
— автоматического регулирования
частоты преобразователя ПО 80
(рис. 89)
— автотрансформатора 74 (рис. 79)
— АГД-1 электрокинематическая 184
(рис 183)
— АЗС 91 (рис. 105)
— бесконтактного датчика давления
повышенной точности 140 (146)
— броневого трансформатора 71 (рис.
76)
— вариометра 161 (рис. 166)
— включения сельсинов, используе-
мых в трансформаторном режиме
67 (рис. 69)
— выдвижной посадочной фары 99
(рис. 110)
— выпрямительной установки типо-
вой 74 (рис. 80)
— высотомера 157 (162)
— генератора СГО 8 29 (рис. 22)
----с независимым возбуждением 27
-----с самовозбуждением 27 (рис. 21)
— гироскопа с тремя степенями сво-
боды 178 (рис. 176)
— гироузла со следящей рамой 183
(рис. 182)
369
«Схема датчика высоты повышенной
точности 159 (рнс. 164)
— двухпозиционного электрогидро-
крана 78 (рис. 45)
— двухполупериодного выпрямителя
76 (рис. 84)
-------мостиковая 76 (рис. 85)
-------трехфазного тока 77 (87)
— действия БАНО 97 (рис. 108)
— динамического торможения эле-
ктродвигателя 47 (рис. 43)
— дифференциальных сельсинов 67
(рис. 70)
— измерения крутящего момента 137
(рис. 139)
--- мгновенного расхода топлива
144 (рнс. 150)
— измерителя воздушной скорости с
приемником воздушных давлений
163 (рис. 167)
---приборной и воздушной скоро-
сти 164 (рис. 168)
---степени сжатия 139 (рис 145)
— импульсного питания электрообо-
грева крыла и оперения 100 (рис.
112)
— кислотного аккумулятора 11 (рис.
3)
— комбинированного измерителя ско-
рости КУС-2000 165 (рис. 169)
— контактора 88 (рис. 101)
— концевого выключателя 89 (рис.
102)
— магнитного тахометра электроки-
нематическая 126 (рис. 130)
— манометра дистанционного элект-
рическая 134 (рис. 136)
--- механического с трубкой Бурдо-
на 139 (рис. 135)
— однополупериодного выпрямителя
76 (рис. 83)
— — — трехфазного тока 77 (рис. 86)
— поляризованного реле ДМР 36 (рнс.
29)
— проверки манометров 142 (рис. 149)
— расходомера РТМС 146 (рис. 153)
— реверсирования электродвигателя
последовательного возбуждения 47
(рис. 42)
— регулирования напряжения преоб-
разователя 82 (рис. 92)
---скорости вращения электродви-
гателя изменением потока возбуж-
дения 46 (рис. 40)
----- — ---постоянного тока изме-
нением сопротивления цепи якоря
45 (рис. 38)
— самолетного импульсного маяка 97
(рис 109)
— светильника 96 (рис. 107)
— сельсинов в индикаторном режи-
ме 68 (рис. 72)
— сигнализатора давления 135 (рис.
138)
----- измерения перепада давлений
137 (рис. 141)
----- сжатия 139 (рис. 142)
— сигнализации о начале обледене-
ния крыла и оперения 101 (рис. 113)
— синусного поворотного трансфор-
матора 66 (рис. 67)
— синуснокосинусного поворотного
трансформатора 66 (рис. 68)
— системы запуска ГТД с помощью
турбогенератора со скоростным
программным устройством 107
(рис. 121)
----------- электростартера с вре-
менным программирующим устрой-
ством 106 (рис. 120)
370
Схема системы управления запуском
ГТД с турбостартером 108 (рнс. 122)
— соединения преобразователей типа
ПО. МА. ПТ 78 (рис 88)
— суммирующего расходомера 145
(рис 152)
— термометра 131 (рис. 133)
— топливомера СЭТС измерительная
часть 148 (Рис. 156)
— трансформатора трондального 72
(рис. 77)
— умформера двухколлекторного ти-
па 70 (рис. 73. а)
— типа РУК 70 (рис. 73, в)
— — трехколлекторного 70 (рис. 73. б)
— управления закрылками 61 (рнс.
62)
•-- заправкой самолета топливом
153 (рис 159)
---насосами серии ПН 63 (рис. 65)
---Рулем высоты 60 (рис. 61)
---— поворота 60( рнс. 61).
--- системой автоматического тор-
можения колес 63 (рис. 64)
---стабилизатором 59 (рнс. 59)
---триммерами элеронов 60 (рис.
61)
---электромеханизмом МПШ-16М
62 (рис. 63)
— четырехступенчатого запуска 105
(рис. 118)
— электрическая ДМР-400Д 37 (рис.
30)
— электродвигателей с различными
способами возбуждения 42 (рис. 33,
— электропривода антенны радиоло-
катора 64 рис. 66)
Тахометр магнитный 126—129
---электрическая схема 126 (рис.
130)
— центробежный 126
— эксплуатация 141
Термометр авиационный 129
— термоэлектрический 129—131
— эксплуатация 141 —142
— электрический сопротивления
132—133
Ток номинальный 14
— стабильной частоты 8—9
Топливомер емкостной 147 (рис. 155)
— 148
— поплавковый 147 (рис. 154)
— типа СЭТС 148 (рис. 156) — 149
— эксплуатация 153—154
Торможение электродвигателя 46
Точка востока Е 217
— запада W 217
— севера N 217
— юга 217
Трансформатор 71—73
— броневой 71 (рис. 76)
— поворотный 72 (рис 77)
— тороидальный 72 (рис. 77)
У
Углы курсовые 200—201 (рис. 193)
Угол часовой 218
Указатель поворота и скольжения 194
(рис. 188). 195
— штурмана УШ-3 240 (рис 212)
---УШМ 211 (рис. 202) — 212
Умформеры 69—71
Управление закрылками, схема 61
(рис. 62)
— рулем высоты, схема 60 (рис. 61)
---поворота, схема 60 (рис. 61)
— стабилизатором, схема 59 (рис. 59)
Управление триммерами электриче-
ское 61 (рис. 62)
---элеронов, схема 60 (рис 61)
Установка выпрямительная (тока) 74
(рис. 80)
Устройство автоматическое навига-
ционное АНУ-1А 245 (рис. 216) —
349
— громкоговорящее самолетное
СГУ-15 328—330
— для измерения величины отноше-
ний давлений газов 138—141
— навигационное УН-1П 339
— переговорное самолетное СПУ-7
325—328
— противообледенительное 99—101
Ф
Фара посадочная выдвижная 98—99
(рис. 110)
Фидер коаксиальный РК-1 359
Ц
Централи скорости и высоты полета
166 (рис. 170)
Э
Экватор небесный 218
Эксплуатация аккумуляторных бата-
рей 17—18
Эксплуатация высотомеров и датчи-
ков высоты 169—170
— измерителей воздушной скорости
170—173
— коммутационных устройств 94
— СВС-ПН 15 176
— скоростных гироскопических при-
боров 199
— ЦСВ 173—176
— электрических сетей 93—9-1
Электрод 11 —12. 15
Электродвигатель асинхронный двух-
фазный 51—52
— — трехфазный 48—50
— гистерезисный 52
— параллельного возбуждения 42
— переменного тока 48—52
— последовательного возбуждения 42
— постоянного тока 41—52
— смешанного возбуждения 42
------ механические характерйстпки
42—44
Электрокраны 47—48
Электролит 16
Электропривод закрылков 61
— органов управления самолетом
58—60
— особенности эксплуатации 64—65.
— радиоустройств 64
— топливных насосов и кранов
63—64
— шасси 61 - 62
Энергия электрическая 7—10
Эшелонирование полетов самолетов
по высотам 160 (рис. 165)
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение . ......................... 3
Раздел первый
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 7
Глава I. Общие понятия и классификация систем электроснабжения 7
Глава II. Авиационные химические источники гока . 10
Назначение и виды химических источников тока ..... 10
Авиационные кислотные аккумуляторы ... . . 11
Авиационные щелочные аккумуляторы . . . 18
Глава III. Авиационные генераторы .................................. 21
Авиационные генераторы постоянного тока ............................ 22
Авиационные генераторы переменного тока . . . . . 25
Параллельная работа генераторов постоянного тока ... 33
Параллельная работа генераторов с аккумуляторной батареей . 35
Защита генераторов постоянного тока и аккумуляторов от обратных
токов................................................... .... 35
Электрическая схема ДМР-400Д ....................................... 37
Защита потребителей электроэнергии от перенапряжения генераторов 38
Особенности параллельной работы синхронных генераторов ... 39
Глава IV. Электродвигатели постоянного тока ... 41
Общие сведения. Классификация электродвигателей 41
Электромагнитный привод ............................ . . 47
Г л а в а V. Электродвигатели переменного тока . 48
Трехфазные асинхронные двигатели . 48
Двухфазные асинхронные двигатели . . . . . 51
Гистерезисные электродвигатели ............. 52
Глава VI. Электрический привод . 53
Назначение и классификация авиационного электропривода 53
Элементы электропривода и их основные характеристики 54
Основные сведения из динамики электропривода ... 56
Электропривод в системах оборудования летательных аппаратов 58
Глава VII. Индукционные машины...................................... 65
Поворотные трансформаторы 65
Индукционные сельсины . ....................... 66
Глава VIII Авиационные преобразователи напряжения и рода тока 69
Назначение и классификация преобразователей ........................ 69
Умформеры . ................ . • • . . 69
Трансформаторы ........................................ 71
372
Автотрансформаторы ............... . . . . .
Преобразователи рода тока ......................................
Глава IX. Электромашинные преобразователи постоянного тока в пе-
ременный ...........................................:
Общие сведения. Принципиальные схемы преобразователей
Регулирование частоты преобразователей .........................
Регулирование напряжения .............................
ГлаваХ. Электрические сети, коммутационная и защитная аппаратура
Назначение и классификация электрических сетей ....
Авиационные провода ..............................
Коммутационная аппаратура ..........................
Защита электрических цепей .....................................
Импульсные автоматы защиты питательной сети.....................
Способы подавления радиопомех, возникающих на самолетах и верто-
летах ... ........................
Глава XI. Световое оборудование и системы обогрева
Назначение и классификация светотехнического оборудования
Электрические системы обогрева ....
Глава XII. Системы запуска авиадвигателей
Особенности и условия запуска
Методы управления программой запуска ...
Система управления запуском ГТД с турбостартером
Раздел второй
ПРИБОРНОЕ И АВТОМАТИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕ-
ТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ...............................................
Глава XIII. Общие сведения об авиационных приборах .
Роль и место авиационных приборов в процессах контроля и управления
Структурные схемы и функциональные элементы авиационных приборов
Приборные доски ....................................
Питание авиационных приборов электроэнергией ....
Условия эксплуатации авиационных приборов ...................
Погрешности авиационных приборов ...................
Глава XIV. Приборы контроля работы силовых установок .
Классификация приборов контроля режимов работы силовых установок
Авиационные тахометры .............................
Авиационные термометры ...................
Термоэлектрические термометры ...
Электрические термометры сопротивления ................
Приборы для измерения давления жидкостей н газов ....
Приборы для измерения мощности, крутящего момента и тяги авиаци-
онных двигателей ............................
Устройства для измерения величин перепадов и отношений давлений
газов .........................................
Глава XV. Системы и приборы для измерения количества и расхода
топлива ...........................................
Измерители расхода топлива .... ....
Приборы для измерения количества топлива .......................
Автоматические системы управления выработкой и заправкой топлива
Особенности эксплуатации топливомеров и расходомеров
Глава XVI Пилотажно-иавигационные приборы
Общие сведения о пилотировании и навигации. Классификация питотаж-
но-навигационных приборов .......................
Приборы для измерения высоты и скорости полета..................
Приборы для измерения вертикальной скорости полета ....
73
74
77
77
79
81
83
83
85
87
89
92
92
94
94
99
102
102
103
107
112
112
112
114
117
118
118
120
125
129
129
132
133
136
137
143
143
147
149
153
154
154
155
161
373
Приборы для измерения скоростей полета . . . . . . 162
Приборы для измерения числа М полета . 165
Централи скорости и высоты полета . . ............. 166
Система воздушных сигналов СВС-ПН-15 . ................ 166
Глава XVII. Приборы для измерения угловых координат самолетов и
вертолетов .................................. . - 177
Общие сведения о гироскопических приборах . . 177
Гировертикали и авиагоризонты . . . . 180
Измерители угловой скорости . . 193
I лава XVIII. Курсовые приборы и системы 200
Общие понятия. Классификация авиационных компасов . . . 200
Дистанционныц индукционный компас .... 202
Гирополукомпасы ............. . 204
Гиролагиитные и гироиндукционные компасы ... . 207
Дистанционный гиромагнитный компас ДГМК-7 . ... 209
Дистанционный гироиндукционный компас ГИК-1......................... 213
Астрономичесг-ie компасы ... . 217
Курсовые системы ............. ........................ 229
Курсовая система КС-6 . . . . 230
Точная курсовая система ТКС-П . . 238
Глава XIX. Автономные навигационные системы . ... 243
Способы, методы и средства определения местонахождения самолета 243
Навигационные системы счисления пути по скорости полета . . . 244
Инерциальные навигационные координаторы . 249
Звездно-солнечный ориентатор 254
Глава XX. Системы автоматического управления полетом . . . 258
Общие сведения .................................. . 258
Автопилот АГ1-6Е ................ . . 261
Автопилот АП-15 266
Автопилот АП-28 268
Автопилот АП-31 270
Автоматы демпфирования . 274
Ограничитель предельных режимов . . 276
Система триммироваиия СТ-2 . . . 280
Бортовая система управления БСУ-ЗП .... ... 285
Бортовые технические средства обеспечения безопасности полета пасса-
жирских самолетов, оборудованных БСУ-ЗП .... . 294
Глава XXI. Кислородное оборудование самолетов и вертолетов 297
Общие сведения ...................................... 297
Кислородные приборы с непрерывной подачей кислорода .... 299
Кислородные приборы с периодической подачей кислорода (легочные
автоматы) .................................................... ; 301
Кислородные бортовые сети......................................... 307
Герметические кабины ............................................. 313
Раздел третий
РАДИООБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ 317
Глава XXII. Радиосвязиое оборудование 317
Общие сведения......................... . 317
Коротковолновая связная радиостанция . 318
Ультрокоротковолновая командная радиостанция 321
Самолетное переговорное устройство СПУ-7............................ 325
374
Самолетное громкоговорящее устройство СГУ . 323
Самолетный магнитофон МС-61 ... 381
Глава XXIII. Радионавигационное и радиолокационное оборудование
самолетов ... 331
Общие сведения.......................................... 331
Радиотехническая система ближней навигации и посадки
РСБН-2 ............................................................. 332
Система ближней навигации и посадки
«Курс-МП-1» 337
Автоматический радиокомпас АРК-11 • ... 346
Допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса (ДИСС) 352
Радиовысотомер малых высот РВ-УМ . . 355
Радиолокационная станция РПСН-3.................. 359
Предметный указатель ......................... . . . . 367