Й 1

''

















8

I

I



i

к






Н.М.САВЧЕНКО, Н.П.АННЕНКОВ

БОРТОВАЯ

ЛЕНИЯ

СИСТЕМА У

Н.	М. САВЧЕНКО, Н. П. АННЕНКОВ

с/гча -С

60РТ0ВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
БСУ-ЗП

МОСКВА «ТРАНСПОРТ* 1974
УДК 629.7.05.004.2(022)

Бортовая система управления БСУ-ЗП. Савченко Н. М.,
Анненков Н. П. М., «Транспорт», 1974. 212 с.

В книге освещаются вопросы устройства и работы бортовой систе-
мы управления БСУ-ЗП. Изложены принципы построения, устрой-
ство и работа отдельных составных частей, входящих в систему
БСУ-ЗП (система «Путь-4МПА», автопилот АП-'бЕМ-ЗП, автомат
триммирования АТ-2, система контроля). Рассмотрена работа элек-
трических схем системы БСУ-ЗП в различных режимах.

Кратко освещены вопросы принципа действия радиотехнических
систем навигации и инструментальной посадки, а также основные
свойства самолета как объекта управления.

Книга предназначена для инженерно-технического состава экс-
плуатационных предприятий, слушателей учебно-тренировочных от-
рядов. Она рекомендована УУЗ МГА в качестве учебного пособия
для курсантов авиационно-технических училищ.

Гл. 6 и разд. 4 гл. 5 написаны Н. П. Анненковым, остальной мате-
риал — Н. М. Савченко.

Рис. 100, табл. 5.

С

31808—079
----------79—74

049(01)—74

(g) Редиздат гражданской авиации СССР, 1974
ВВЕДЕНИЕ

Внедрение в гражданскую авиацию скоростных самолетов с большим полет-
ным весом и сложным оборудованием предъявляет к летчику повышенные требо-
вания, что в отдельных случаях приводит к несоответствию между возможностя-
ми человека и этими требованиями. На XVIII Международном съезде психоло-
гов в 1'966 г. отмечалось, что 90% всех авиационных катастроф за последние годы
происходит по причине так называемого «человеческого фактора». Одновременно
широкое распространение воздушного транспорта как одного из основных видов
пассажирских перевозок выдвигает перед гражданской авиацией требования вы-
сокой регулярности и безопасности полетов. Поэтому в настоящее время с особой
остротой встает вопрос о разгрузке летчика в полете путем автоматизации про-
цессов, связанных с пилотированием и самолетовождением.

Одним из основных факторов, нарушающих регулярность и уменьшающих
безопасность полетов, являются сложные метеорологические условия. К ним в
основном относятся низкая облачность и недостаточная дальность видимости. По
статистическим данным, более половины всех нарушений расписаний полетов
происходит из-за метеорологических условий. Анализ работы воздушного транс-
порта показывает, что наибольшее количество ошибок пилотирования происходит
при выполнении посадки самолетов в сложных метеорологических условиях.

Трудность выполнения посадки в сложных метеоусловиях заключается в том,
что заход на посадку осуществляется по приборам без видимости наземных
ориентиров и взлетно-посадочной полосы (ВПП). В этом случае летчик вынуж-
ден анализировать показания многих приборов и на основе этого принимать ре-
шения об управлении самолетом для правильного вывода его на ВПП. Время
для такого анализа и управления самолетом ограничено. Это требует от летчика
высокой квалификации и чрезвычайного напряжения. При этом возможны ошибки
в пилотировании, исправить которые не позволяет время. Кроме этого, на завер-
шающем этапе посадки — приземлении — летчик должен видеть посадочную по-
лосу и наземные ориентиры. Без этого посадка самолета летчиком невозможна
вообще.

Решить проблему регулярности и дальнейшего повышения безопасности поле-
тов можно только путем автоматизации процесса управления самолетом при за-
ходе на посадку и приземлении. В этой связи задача создания автоматических и
полуавтоматических систем посадки, обладающих большой надежностью, приоб-
ретает особую важность.

Первым этапом на пути автоматизации процесса управления самолетом на по-
садке является создание пилотажно-навигационных систем или систем директор-
ного управления. На эти системы возлагается задача собирать и анализировать
информацию о положении самолета в пространстве, поступающую от навигацион-
ного оборудования, и на основе этого анализа выдавать летчику команды на
управление самолетом. Такие системы существенно упрощают пилотирование
самолетом, так как освобождают летчика от работы по сбору и обработке ин-
формации. Эту задачу в пилотажно-навигационных системах выполняют счетно-
решающие устройства. В результате на показывающие приборы выдаются две
команды, выполнение которых обеспечивает правильный вывод самолета на ВПП.
Управление самолетом с помощью пилотажно-навигационных систем называется
полуавтоматическим, так как в этом случае автоматизирован лишь сбор и обра-
ботка информации о положении самолета в пространстве, а управление остается
ручным.
Вторым этапом является создание систем автоматического управления, в ко-
торых команды, сформированные в вычислителях пилотажных систем, поступают
в автопилот. При этом процесс управления самолетом полностью автоматизи-
руется. Роль летчика в этом случае сводится к контролю работы системы авто-
матического управления. Системы автоматического управления способны решать
не только задачу управления при заходе на посадку, а и задачу посадки само-
лета.

Полная автоматизация посадки самолетов может быть достигнута в несколь-
ко этапов путем постепенного снижения допустимого минимума высоты облач-
ности и видимости. В соответствии с этим Международная организация граждан-
ской авиации (ИКАО) определила ряд эксплуатационных категорий или посадоч-
ных минимумов, характеризуемых высотой принятия решения и дальностью види-
мости на ВПП.

Эксплуатационная категория I (посадочный минимум I категории) предусмат-
ривает выполнение захода на посадку и снижение до высоты принятия решения
60 м при дальности видимости на ВПП пе менее 800 м (60X800 м).

Эксплуатационная категория 11 (30x400 м) предполагает заход на посадку
и снижение до высоты принятия решения 30 м при дальности видимости на ВПП
не менее 400 м.

Эксплуатационная категория ША (0X200 м) предполагает заход на посад-
ку, посадку и руление по ВПП при дальности видимости на ВПП не менее 200 м.

Эксплуатационная категория 111В (0X50 м) предполагает заход на посадку,
посадку, руление на ВПП и рулежным дорожкам при дальности видимости на
ВПП не менее 50 м.

Эксплуатационная категория I11C (0X0 м) предполагает заход на посадку,
посадку, руление на ВПП и рулежным дорожкам без возможности использования
внешних ориентиров.

В ряде стран, кроме этих основных категорий, используются промежуточные.
Категории ША, В, С не ограничивают высоту принятия решения.

Высотой принятия решения Яп.р называется высота, на которой должен быть
начат маневр ухода самолета на второй круг, если до этой высоты не установлен
надежный контакт с наземными ориентирами по курсу посадки, позволяющий
выполнить безопасную посадку самолета.

В настоящее время освоены полеты самолетов с газотурбинными двигателями
в условиях категорий I, II и идет освоение полетов в условиях посадочного мини-
мума категорий ША.

Системы автоматического управления для захода на посадку и посадки само-
летов должны иметь высокую надежность. По принятому предложению англий-
ского авиационного регистра вероятность неудачного завершения автоматической
посадки в условиях категорий III должна быть не более 10~7. Это значит, что
на 10 млн посадок только одна может закончиться неудачно. В этом случае ве-
роятность летных происшествий при автоматической посадке уменьшается более
чем в 6 раз по сравнению с существующей вероятностью (по статистике) летных
происшествий при посадке самолетов вручную.

Необходимая высокая надежность систем автоматического управления дости-
гается применением высоконадежных схем, элементов и конструкций, резервиро-
ванием и систематическим техническим обслуживанием.
Глава 1

САМОЛЕТ КАК ОБЪЕКТ УПРАВЛЕНИЯ

1.	СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ

Самолет — подвижной объект и может занимать в пространстве любое поло-
жение. Чаще всего полет самолета совершается в изменяющейся внешней среде
Различного рода возмущения (порывы ветра, восходящие и нисходящие потоки
воздуха и т. п.) нарушают заданный режим полета Управление самолетом сво-
дится к устранению этих возмущений и сохранению заданного режима полета.

Как всякое тело, самолет имеет три оси вращения (рис. 1.1):

продольную ось х, проходящую в плоскости симметрии по оси фюзеляжа;
поперечную ось z, проходящую по размаху крыла;

вертикальную ось у, направленную перпендикулярно к плоскости, проходя-
щей через продольную и поперечную оси.

Эти оси образуют связанную систему координат xyz, начало которой (точ-
ка О) совпадает с центром масс (п. м) самолета.

Пространственное положение самолета определяют три угловые координаты:
угол крена у — угол поворота самолета вокруг продольной оси х относитель-
но плоскости горизонта;

угол тангажа "О' — угол поворота самолета вокруг поперечной оси z относи-
тельно плоскости горизонта;

угол рысканья (курса) ф — угол поворота вокруг вертикальной оси у.

Любое движение самолета в пространстве можно рассматривать как резуль-
тат перемещения центра масс и вращения самолета относительно центра масс,
т. е. движение самолета состоит из вращательного и поступательного движений.
Так как в каждом из этих движений самолет обладает тремя степенями свободы,
то в целом его движение характеризуется шестью степенями свободы. Враща-
тельное движение самолета происходит относительно центра масс (точка О)
вокруг трех его осей х, у, г. Вращательное движение характеризуют три угловые
скорости:

угловая скорость крена

угловая скорость тангажа со2;

угловая скорость курса ыу-,

Вращательное движение происходит за счет действия на самолет следующих
моментов (см. рис. 1.1):

поперечного (кренящего) Мх, стремящегося повернуть самолет вокруг про-
дольной оси х, т. е. изменить угол крена у;

продольного Mz, стремящегося повернуть самолет вокруг поперечной оси г,
т. е. изменить угол тангажа О;

путевого (момента рысканья) Му, стремящегося повернуть самолет вокруг
вертикальной оси у, т. е. изменить курс самолета ф.

Поступательное движение представляет собой перемещение центра масс само-
лета относительно координат, образованных тремя взаимно перпендикулярными
осями х', у', г', связанными с землей (рис. 1.2).

Положение центра масс самолета относительно земли определяют три ли-
нейные координаты:

высота полета Н определяет положение центра масс относительно поверх-
ности земли;
y'j

Рис. 1.1. Связанная система координат

Рис. 1.2. Земная система координат

боковое отклонение Z определяет отклонение центра масс самолета от задан-
ной траектории полета;

расстояние L определяет удаление самолета от какой-либо точки на земле.

Линейные координаты И, Z, L изменяются в основном за счет действия на
самолет подъемной силы У, силы веса G, силы лобового сопротивления Q, силы
тяги двигателей Р, а также действия горизонтальных и вертикальных потоков
воздуха.

Управление самолетом в полете сводится к управлению угловыми и линей-
ными координатами и осуществляется путем воздействия на силы п моменты, дей-
ствующие на самолет.

Если нет необходимости точно выдерживать самолет на заданной траекто-
рии, то ограничиваются только управлением угловыми координатами. Управление
движением центра масс (координатами И, Z, L) по заданной траектории проис-
ходит в основном через управление угловым движением самолета

2.	ПОДЪЕМНАЯ СИЛА САМОЛЕТА

Подъемная сила самолета Y определяется следующей зависи-
мостью:

y=cys

рУ2
2

где су — коэффициент подъемной силы;

S — площадь крыльев в плане, м2;

/ кг-с2 X

р — массовая плотность воздуха ---- ;

\ м4 /

V — воздушная скорость самолета, м/с.

Коэффициент подъемной силы су непосредственно зависит от
угла атаки а. С увеличением угла атаки а коэффициент су, а сле-
довательно, и подъемная сила Y увеличивается. Однако при дости-
жении углом атаки своего критического значения аКр коэффициент
Су начинает уменьшаться. Полет на критических углах атаки недо-
пустим, так как самолет может потерять подъемную силу.

Из зависимости 1.1 следует, что, помимо площади крыльев S,
подъемная сила зависит от плотности воздуха р (высоты полета) и
воздушной скорости V.
Чаще всего самолет совершает горизонтальный прямолинейный
полет. В горизонтальном полете на самолет действует (см. рис. 1.2):
подъемная сила Y, сила веса G, сила лобового сопротивления Q и
сила тяги двигателя Р. Так как самолет находится в равновесии, то
можно считать, что действующие на него силы приложены в одной
точке — центре масс. При равномерном и прямолинейном движе-
нии Y=G, a Q = P.

Подставив вместо подъемной силы Y его значение, получим

Cys -^=G.

у 2

Тшда воздушная скорость полета

(1-2)

Эта скорость называется потребной скоростью горизонтального
полета.

Горизонтальный полет может осуществляться с различными ско-
ростями, но при этом надо иметь разные углы атаки (разные су).
При неизменном угле атаки увеличение скорости полета приводит
к увеличению подъемной силы и наоборот. В обоих случаях проис-
ходит искривление траектории в сторону неуравновешенной силы и
прямолинейного полета не будет.

3.	РАВНОВЕСИЕ САМОЛЕТА

Необходимым условием любого установившегося полета — на-
бора высоты, горизонтального полета, планирования — является
равновесие всех сил и моментов, действующих на самолет.

При равновесии равнодействующая всех сил и сумма моментов
от этих сил равны нулю. Равны нулю сумма проекций сил на каж-
дую из осей самолета и сумма всех моментов этих сил относитель-
но каждой оси:

ЕРЛ = О; ^=0; ЕРг=0;

Е7Ил = 0; ЕЛ^=0; Е7Иг=0

(1.3)

где SPX, SPy, 2PZ —суммы проекций всех сил, действующих на
самолет, на координатные оси;

2A1Z— суммы моментов этих сил относительно коор-
динатных осей.

По направлению координатных осей связанной системы коорди-
нат различают поперечное, путевое и продольное равновесие само-
лета.

Поперечное равновесие определяется равновесием самолета от-
носительно оси х (рис. 1.3, а). Кренящие моменты (А4П, -Мл), нару-
тающие поперечное равновесие самолета, создаются подъемными
силами правого (Уп) и левого (Ул) крыльев.

Для поперечного равновесия самолета необходимо, чтобы кре-
нящие моменты правого и левого крыла уравновешивали друг дру-
га, т. е.

Л/„ = Л1Л или К„/П = Г/,.	(1.4)

В этом случае поперечный момент Л1Х равен нулю.

Поперечное равновесие самолета может быть нарушено случай-
ными факторами (порывы ветра, восходящие и нисходящие потоки
воздуха) или возмущениями, вызванными действиями летчика (от-
клонение элеронов).

Угол крена самолета изменяется с помощью элеронов путем
нарушения поперечного равновесия. При повороте штурвала элеро-
ны левого и правого крыла отклоняются в противоположном на-
правлении.

Подъемная сила крыла с отклоненным вниз элероном увеличи-
вается, а подъемная сила крыла с отклоненным вверх элероном
уменьшается.

Равновесие моментов Л1п, Л1л нарушается, и самолет поворачи-
вается (кренится) вокруг оси х до тех пор, пока элероны не будут
установлены нейтрально.

Путевое равновесие определяется равновесием самолета относи-
тельно вертикальной осп у (рис. 1.3, б). Для путевого равновесия
необходимо, чтобы поворачивающие моменты, действующие отно-
сительно оси у, были равны, т. е.

ЖП=ЖЛ или Qn/2=Q/1-	(1.5)

В этом случае путевой момент Му равен нулю.

Поворачивающие моменты создаются силами лобового сопротив-
ления левого фл и правого Qn крыльев (и тягой двигателей в мно-
гомоторном самолете). В полете путевое равновесие может нару-
шаться за счет бокового ветра, отказа одного из двигателей, а
также за счет отклонения руля направления (поворота). Нарушен-
ное путевое равновесие восстанавливают с помощью руля направ-
ления. В этом случае руль направления отклоняют в такую сторону,
чтобы момент отклоненного руля Мр складывался с меньшим мо-
ментом. Если Л4Л>Л4П, тогда руль поворота (см. рис. 1.3, б) отклоня-
ют вправо на такой угол, чтобы Л1Л=7ИП4-Л1Р. В этом случае насту-
пает новое путевое равновесие.

Плоский разворот самолета осуществляется с помощью руля
направления путем нарушения путевого равновесия (рис. 1.4).

Сущность работы руля направления заключается в том, что при
его отклонении создается аэродинамическая сила Ен, поворачиваю-
щая самолет вокруг оси у. При этом возникает скольжение самоле-
та на крыло с углом р, а следовательно, и боковая аэродинамиче-
ская сила скольжения Еск. Равнодействующая сил FH и FCK искрив-
ляет траекторию и самолет изменяет курс.
Так как моменты, действующие на самолет вокруг осей х и у,
взаимосвязаны и взаимообусловлены, то их нельзя рассматривать
изолированно друг от друга. Например, наличие кренящего момента
приводит к изменению угла крена, что вызывает возникновение пу-
тевого момента и, наоборот, наличие путевого момента приводит к
изменению курса самолета, а это вызывает возникновение креня-
щего момента. Поэтому поперечное и путевое равновесие необхо-
димо рассматривать как единое боковое равновесие самолета.

Продольное равновесие определяется равновесием самолета от-
носительно поперечной оси z (рис. 1.3, в). Это равновесие является
наиболее важным. Малейший поворот самолета вокруг его попереч-
ной оси z может привести к значительному изменению аэродинами-
ческих сил и моментов, так как при этом изменяется угол атаки, от
которого они в основном и зависят.

На самолет в полете действуют пикирующий Л1П и кабрирующий
Л1К моменты, противоположно направленные относительно оси г.
Пикирующий момент создается подъемной силой горизонтального
оперения Уг, кабрирующий момент — подъемной силой крыла Укр.

Продольное равновесие самолета обеспечивается равенством пи-
кирующего и кабрирующего моментов, т. е.

ЛТК=Л1П или Гг/г = Гкр/кр.	11.6)

Продольное равновесие может быть нарушено вследствие воз-
действия многих факторов, в том числе вследствие:

изменения высоты или скорости полета;

изменения центровки самолета;

выпуска закрылков или шасси.
Рис. 1.4. Плоский разворот Действие сил

С изменением высоты поле-
та меняется плотность возду-
ха, а следовательно, и подъем-
ная сила, что приводит к пере-
распределению пикирующего и
кабрирующего моментов, нару-
шающих продольное равнове-
сие.

Изменение скорости полета
приводит к увеличению(умень-
шению) подъемной силы кры-
ла, что вызывает увеличение
(уменьшение) кабрирующего
момента. Нарушенное равнове-
сие восстанавливается за счет
руля высоты, который в дан-
ном случае отклоняется вниз
(вверх). Подъемная сила гори-
зонтального оперения Уг уве-
личивается (уменьшается). В
результате наступает новое ра-
венство моментов.

Таким образом, для удер-
жания самолета в равновесии
вокруг оси z каждому значе
нию скорости полета должен

соответствовать свой угол отклонения руля высоты. Этот угол на-
зывается балансировочным, так как за счет отклонения руля высо-
ты производится продольная балансировка самолета.

Зависимость угла отклонения руля высоты бв от скорости пред-
ставлена на рис. 1.5. Руль высоты находится нейтрально только
при одной какой-то скорости. При меньшей скорости руль высоты
необходимо отклонять вверх, а при большей — вниз и удерживать
его в этом положении, чтобы сохранить продольное равновесие.

Центровка самолета определяется положением центра масс
на продольной оси. Под центровкой подразумевают расстояние от
носка крыла до центра масс самолета, измеренное вдоль хор-

ды крыла и выраженное в про-
центах от средней аэродинамиче-
ской хорды. Изменение центровки
самолета в полете в основном
происходит за счет выработки
топлива. Смещение центра масс
вперед создает пикирующий мо-
мент, назад — кабрирующий. На-
рушенное в этом случае продоль-
ное равновесие чаще всего вос-
станавливают за счет отклонения
руля высоты.

Ю

Рис. 1.5. Зависимость угла отклоне-
ния дв руля высоты от скорости (ба-
лансированная кривая)
При выпуске закрылков увеличивается скос потока воздуха на
хвостовое оперение, а также увеличивается подъемная сила крыла,
что также приводит к нарушению продольного равновесия самолета.

При выпуске шасси появляется дополнительная аэродинамиче-
ская сила сопротивления, создающая пикирующий момент.

Таким образом, изменение скорости, высоты и центровки само-
лета, а также выпуск закрылков и шасси приводят к нарушению
продольного равновесия. Возникшие в этом случае пикирующие или
кабрирующие моменты компенсируются чаще всего за счет откло-
нения на нужный угол руля высоты. На современных самолетах
продольное равновесие может восстанавливаться также с помощью
поворачивающегося стабилизатора.

Угол тангажа самолета изменяется с помощью руля высоты пу-
тем нарушения продольного равновесия. Отклонение руля высоты
от балансировочного положения нарушает продольное равновесие.
Под действием возникшего пикирующего или кабрирующего момен-
тов изменяется угол тангажа. При нужном угле тангажа руль вы-
соты устанавливается в балансировочное положение.

4.	УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ

В реальных условиях полета самолет непрерывно подвергается
или воздействию турболентности атмосферы, или возмущениям, вы-
званным действиями летчика. Эти возмущения приводят к наруше-
нию равновесия сил и появлению дополнительных вращательных
и поступательных движений самолета, нарушающих заданный ре-
жим полета.

Управление движением самолета сводится к управлению угло-
выми (у, -Q, ф) и линейными (Я, Z, L) координатами, которые яв-
ляются регулируемыми параметрами. Крен самолета у регулирует-
ся с помощью поперечного момента, величина и направление кото-
рого зависит от угла бэ отклонения элеронов. Угол тангажа О'
изменяется с помощью продольного момента, который зависит от
угла отклонения руля высоты. Изменение путевого момента, а
следовательно, управление курсом самолета ф осуществляются
отклонением бн руля направления.

Следовательно, для управления самолетом в качестве регули-
рующих факторов достаточно выбрать углы отклонения рулей, с по-
мощью которых изменяют регулируемые параметры (у, О, ф, Я,
Z,L).

В горизонтальном полете при ручном управлении летчик, откло-
няя рули, компенсирует возмущения и этим удерживает самолет в
равновесии, стабилизируя три угловые координаты. При автомати-
ческом управлении эту задачу выполняет автопилот.

Разворот самолета может производиться с помощью руля на-
правления или элеронов.

Отклонение руля направления вызывает возникновение аэроди-
намической силы, искривляющей траекторию полета. Для непре-
рывного разворота руль направления необходимо удерживать в
отклоненном положении на протяжении всего разворота. Такой
разворот называется плоским, так как он выполняется в горизон-
тальной плоскости без крена. При плоском развороте самолет раз-
ворачивается очень медленно и с большим радиусом разворота.
Разворот при этом сопровождается скольжением самолета на крыло.

Отклонение элеронов вызывает поворот самолета вокруг про-
дольной оси х (крен). При нужном крене элероны устанавливают
нейтрально. В противном случае самолет сделает «бочку» (поворот
на 360° вокруг оси х).

При крене подъемная сила самолета Y раскладывается на боко-
вую У2 и вертикальную У1 составляющие (рис. 1.6). Боковая сила
У2 разворачивает самолет в сторону крена с угловой скоростью со.
Возникающая при этом центробежная сила F направлена противо-
положно боковой силе. При условии F=Y2 самолет разворачивает-
ся без скольжения. Если Е>У2, разворот сопровождается скольже-
нием на внешнее крыло. При Е<У2 разворот сопровождается сколь-
жением на внутреннее крыло. В случае разворота без скольжения
вектор скорости V расположен в плоскости симметрии самолета.
При развороте самолета с внешним или внутренним скольжением
вектор скорости не лежит в плоскости симметрии самолета.

Разворот с помощью крена выполняется быстро и с малым ра-
диусом разворота.

Для предотвращения разворота и скольжения самолета при кре-
нах руль направления необходимо отклонять на нужный угол в сто-
рону, противоположную крену. Момент отклоненного руля направ-
ления компенсирует момент от боковой силы, и самолет летит с
креном, но без разворота и скольжения.

Так как при крене вертикальная составляющая подъемной силы
уменьшается (была У, стала У1), то сила веса G остается неском-
пеисированной (ОУ1) и разворот самолета сопровождается поте-
рей высоты.

Таким образом, разворот с помощью руля направления всегда
сопровождается скольжением, а разворот с помощью крена (без
руля направления) сопровождается скольжением и потерей высоты,
что является нежелательным. Скольжение самолета приводит к уве-
личению лобового сопротивления и несимметричному обтеканию
крыльев. Поэтому выполняют координированные развороты само-
лета.

Координированным разворотом называется разворот самолета
без потери высоты и без скольжения. Выполняется он с помощью
всех трех рулей:

отклонив элероны, задают самолету нужный крен, а затем уста-
навливают их нейтрально;

отклоняют руль направления в сторону крена на нужный угол
и удерживают его в этом положении;

отклоняют руль высоты вверх на нужный угол как при левом,
так и при правом крене и удерживают его в этом положении.

За счет крена возникает боковая сила разворота У2 (см.
рис. 1.6). Отклоненный руль направления устраняет скольжение
самолета. Отклоненный вверх
руль высоты увеличивает угол
атаки, а следовательно, и подъем-
ную силу. Этим компенсируется
уменьшение подъемной силы при
кренах. Наступает новое равен-
ство составляющей подъемной
силы У1 и силы веса G. Высота
самолета не меняется. Чем боль-
ше крен, тем больше боковая си-
ла и тем быстрее разворачивает-
ся самолет, тем меньше радиус
разворота.

При выполнении координиро-

Рис. 1.6. Координированный разворот

ванного разворота руль направле-

ния и руль высоты необходимо отклонять на углы, пропорциональ-
ные крену, так как при большем крене будет большее скольжение
и большее уменьшение вертикальной составляющей подъемной си-
лы. Координированные развороты самолета могут выполняться как

летчиком, так и с помощью автопилота.

Как видно из рис. 1.6, подъемная сила Y самолета раскладыва-
ется на две составляющие:

Yl—Y cosy; Y2=Y sin v.

Первая составляющая при координированном развороте уравно-
вешивается силой Беса самолета: Ki = G; Y cosy=G.

Вторая составляющая Y2 уравновешивается центробежной си-
лой F = mV2/fi,

где т— масса самолета;

V — линейная скорость разворота;

F — радиус разворота.

Тогда

R

или

Y cos 7
g

g

V2

(Й= --

R

— , но
R

После преобразования получим уравнение координированного
разворота:

tgy=—
g

Спуск и подъем самолета на новую высоту осуществляются с
помощью руля высоты. Для подъема необходимо руль высоты от-
клонить вверх от балансировочного положения. Под действием руля
высоты самолет увеличивает угол тангажа. При угле тангажа, с
которым предполагается делать подъем самолета, руль высоты ус-
танавливают в балансировочное положение. С заданным углом
тангажа самолет поднимается на новую высоту. Под действием воз-
мущений может изменяться заданный угол тангажа. Летчик с по-
мощью руля высоты возвращает самолет на заданный угол тангажа.
Для прекращения подъема на новой высоте летчик отклоняет руль
высоты вниз от балансировочного положения, самолет выравнива-
ется и переходит в горизонтальный полет. При спуске самолета
последовательность отклонения руля высоты меняется на обратную.

Спуск и подъем самолета на новую высоту с заданным углом
тангажа может выполняться как вручную, так и с помощью автопи-
лота. Следует заметить также, что при управлении самолетом, кро-
ме равновесия, необходимо учитывать его динамические свойства.

5.	ЭЛЕМЕНТЫ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

Для полета в различных режимах самолет должен обладать
необходимыми пилотажными характеристиками — устойчивостью
и управляемостью.

Устойчивостью самолета называется его способность без вмеша-
тельства летчика возвращаться к исходному режиму равновесия
после того как исчезнут причины, нарушившие это равновесие.

По своему характеру равновесие самолета может быть устойчи-
вым, неустойчивым и нейтральным (безразличным). Если после
прекращения действия случайных возмущений самолет стремится
без вмешательства летчика возвратиться к исходному состоянию
равновесия, то он устойчив. Неустойчивый самолет отклоняется и
не может возвратиться в исходное равновесное состояние без вме-
шательства летчика. Если прн отклонении от состояния равновесия
не возникает стабилизирующих и дестабилизирующих моментов, то
самолет обладает нейтральной устойчивостью.

Хотя устойчивость самолета есть единое и неразделимое свой-
ство его движения, однако различают статическую и динам pi-
ne с к у ю устойчивость самолета. Под статической устойчивостью
понимается только способность самолета создавать в полете силы
и моменты, стремящиеся возвратить его к исходному положению.
При этом не рассматривается характер его движения после возму-
щения. Динамическая устойчивость определяет характер движения
самолета после возмущения. Под динамической устойчивостью по-
нимается способность самолета без вмешательства летчика восста-
навливать первоначальный режим полета после прекращения дей-
ствия возмущения.

Устойчивый самолет требует от летчика меньшего напряжения
при управлении.

По направлению координатных осей связанной системы коорди-
нат различают поперечную, флюгерную (путевую) и продольную
устойчивости. Поперечную и флюгерную устойчивость так же, как
и поперечное и путевое равновесие, необходимо рассматривать как
единую боковую устойчивость.

Боковой устойчивостью называется способность само-
лета самостоятельно устранять случайно возникшие углы крена и
углы скольжения. Самолет, устраняющий непроизвольно возникшее
скольжение, называется флюгерно устойчивым. Самолет, устраняю-
щий непроизвольно возникший
угол крена, называется попереч-
но устойчивым.

Рассмотрим факторы, обеспе-
чивающие флюгерную и попереч-
ную устойчивость.

Предположим, что самолет
случайно повернулся вокруг вер-
тикальной оси у и возникло сколь-
жение на правое крыло с углом р
(рис. 1.7). При этом возникают
аэродинамические силы, действу-
ющие на фюзеляж (2ф) и на вер-
тикальное оперение (ZBO)  Боко-
вая сила 2ф, как правило, прило-
жена впереди центра масс и соз-
дает дестабилизирующий момент
ТИдст- Боковая сила ZB0 создает
стабилизирующий момент Л1Ст-
Следовательно, флюгерная устой-
чивость самолета обеспечивается
в основном за счет вертикального
оперения. Чем больше площадь

Рис. 1.7. Флюгерная устойчивость

вертикального оперения и чем дальше оно расположено от центра
масс, тем больше флюгерная устойчивость.

Предположим, что самолет случайно повернулся вокруг продоль-
ной осп х и возник крен у (см. рис. 1.6). При этом возникает боко-
вая сила разворота У2. Самолет начинает разворот со скольжением
на опущенное крыло (y2>F). Одновременно разворот сопровожда-
ется потерей высоты (6>У1). В этих условиях стреловидные крылья
и крылья с поперечным V обладают способностью увеличивать

подъемную силу опущенного крыла, что приводит к возникновению
поперечного стабилизирующего момента Л1ст, стремящегося устра-
нить возникший крен.

Продольной устойчивостью самолета называется его
способность восстанавливать равновесие моментов вокруг попереч-
ной оси, а также величину и направление скорости полета без вме-

шательства летчика.

Из этого определения следует, что самолет, обладающий про-
дольной устойчивостью, способен сохранять заданный ему угол ата-
ки и скорость полета. Способность самолета сохранять при неиз-
менной скорости полета заданный ему угол атаки называется ус-
тойчивостью по углам атаки или по перегрузкам. Способность
самолета сохранять заданную величину и направление скорости
полета называется устойчивостью по скорости.

Рассмотрим возникновение стабилизирующих моментов, обеспе-
чивающих устойчивость самолета по перегрузкам. Как известно,
каждый самолет имеет свой фокус Ф, обладающий следующими
свойствами:
Рис. 1.8. Продольная устойчивость самолета:
а — при равновесии; б — при кабрировании; в — при пикировании

изменение момента аэродинамических сил самолета относитель-
но фокуса при изменении угла атаки равно нулю;

в фокусе приложен прирост подъемной силы, возникающий при
изменении угла атаки;

положение фокуса мало зависит от формы профиля крыльев.

Зная свойства фокуса самолета, можно установить, чем опреде-
ляется его устойчивость по перегрузкам.

Если центр масс находится впереди фокуса, то самолет устойчив
по перегрузке.

В исходном состоянии при отсутствии продольного дестабили-
зирующего момента (Mz = 0) самолет находится в равновесии
(рис. 1.8, а).

При возникновении кабрирующего дестабилизирующего момен-
та Mz (рис. 1.8, б) происходит увеличение угла атаки, что приводит
к возникновению прироста подъемной силы ДУ, приложенной ^фо-
кусе самолета. Возникает стабилизирующий момент Л1ст, стремя-
щийся возвратить самолету первоначальный угол атаки. С возник-
новением пикирующего дестабилизирующего момента возникает
стабилизирующий момент обратного направления (рис. 1.8, в).

Если центр масс находится позади фокуса, то самолет будет не-
устойчивым, так как случайное изменение угла атаки приводит к
возникновению дестабилизирующих моментов.

Если центр масс совпадает с фокусом, то самолет обладает
нейтральной устойчивостью, так как при случайных изменениях уг-
ла атаки не возникает ни стабилизирующих, ни дестабилизирую-
щих моментов.

Устойчивость по скорости зависит от нарушения продольного
равновесия при изменении скорости. Если при увеличении скорости
появляется пикирующий момент, стремящийся уменьшить угол ата-
ки, то устойчивость по скорости ухудшается.

Управляемостью называется комплекс свойств самолета, харак-
теризующих связь между воздействиями летчика на органы управ-
ления и реагированием самолета на эти воздействия.

Как известно, рули имеют двоякое назначение: для балансиров-
ки самолета на различных режимах полета и для временного нару-
шения балансировки с целью перехода самолета с одного режима
полета на другой. Соответственно этому управляемость, как и ус-
тойчивость, подразделяют на статическую и динамическую. Стати-
ческая управляемость харак-
теризуется отклонением орга-
нов управления и усилиями,
необходимыми для баланси-
ровки самолета в различных
установившихся режимах по-
лета. Динамическая управляе-
мость характеризуется откло-
нением органов управления и
усилиями летчика, необходи-

Рис. 1.9. Поперечное демпфирование

мыми для выполнения неустаиовившихся маневров при переходе
с одного режима полета на другой.

Между динамической и статической управляемостью и динами-
ческой и статической устойчивостью соответственно имеется непо-
средственная связь. Если самолет статически устойчив, то при
изменении режима полета появляется стабилизирующий момент,
который должен быть скомпенсирован моментом руля. Если само-
лет устойчив на всем диапазоне возможного изменения режима, то
чем сильнее изменен режим, тем больше стабилизирующий момент
и тем больше требуется отклонить соответствующий руль, прикла-
дывая большие усилия. При значительной устойчивости могут воз-
никнуть затруднения в управлении с обеспечением необходимого
запаса хода рулей.

На динамическую устойчивость и управляемость большое влия-
ние оказывают демпфирующие моменты, которые появляются при
вращении самолета вокруг соответствующей оси.

Демпфирование. Поперечное демпфирование (демпфирование
крена) создается в основном крылом (рис. L9). При вращении са-

молета вокруг осн х одно крыло опускается вниз со скоростью
ДУ, а другое крыло поднимается вверх с такой же скоростью. При
сложении этой скорости со скоростью V поступательного движения
самолета появляется прирост угла атаки Да. У опускающегося кры-
ла угол атаки увеличивается (соответственно и подъемная сила),
а у поднимающегося уменьшается. В результате возникает попе-
речный демпфирующий момент Л1ХД, препятствующий вращению
самолета вокруг оси х.

Демпфирование рысканья (путевое демпфирование) обеспечива-
ется в основном вертикальным оперением (рис. ЕЮ). При враще-
нии самолета вокруг оси у возникает скольжение самолета с углом
р. Одновременно за счет перемещения вертикального оперения со
скоростью ДУ происходит увеличение угла атаки на величину Др,
что вызывает возникновение путевого демпфирующего момента Л1уд,
препятствующего вращению самолета вокруг оси у.

Продольное демпфирование (демпфирование тангажа) создает-
ся в основном стабилизатором. При вращении самолета вокруг по-
перечной оси z, например в сторону кабрирования, горизонтальное
оперение опускается вниз со скоростью ДУ, что приводит к увели-
чению угла атаки на величину Да. Подъемная сила горизонтального
Рис. 1.10. Демпфирование рыс-
канья

оперения возрастает и возникает
продольный демпфирующий мо-
мент ЛДд, препятствующий каб-
рированию самолета.

Величина демпфирующего мо-
мента пропорциональна соответ-
ствующей скорости вращения са-
молета. Демпфирование является
важным свойством самолета. Не-
достаточность демпфирования
весьма нежелательна. Самолеты
с недостаточным демпфировани-
ем снабжаются специальными ав-
томатическими устройствами
(демпферами), которые искусст-
венно повышают демпфирование
самолета.

Вопросы

1.	Какие параметры характеризуют
пространственное положение самолета?

2.	Какие величины характеризуют
вращательное и поступательное движе-
ние?

3.	От каких величин зависит потребная скорость горизонтального полета?

4.	Условия поперечного, путевого и продольного равновесия.

5.	В каких случаях нарушается продольное равновесие?

6.	Условие координированного разворота.

7.	При каком условии самолет обладает продольной устойчивостью?

Глава 2
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ И ПОСАДКИ

1.	АВТОМАТИЧЕСКИЙ РАДИОКОМПАС

Для вывода самолета в район аэродрома, построения предпоса-
дочного маневра при заходе на посадку, а также для решения дру-
гих навигационных задач широко используются автоматические
радиокомпасы (АРК), работающие совместно с наземными привод-
ными (ПАР) и широковещательными радиостанциями (ШВРС).

Принимая сигналы наземной радиостанции, АРК непрерывно
измеряет и указывает по прибору курсовой угол этой радиостанции.
Курсовым углом радиостанции (КУР) называется угол tp, отсчитан-
ный по часовой стрелке от продольной оси самолета до направле-
ния на радиостанцию (см. рис. 2.2).

Дальняя (ДПРС) и ближняя (БПРС) приводные радиостанции,
работающие с АРК, устанавливаются по оси взлетно-посадочной
полосы (ВПП) на расстояниях соответственно 4 и 1 км от ее начала
(рис. 2.1).
Рис. 2.1. Предпосадочный маневр «коробочка» (левая)

Для вывода самолета на приводную радиостанцию (в район
аэродрома) необходимо настроить АРК на частоту этой радиостан-
ции и выдерживать в полете по указателю КУР, равный 0°.

В момент пролета самолетом приводной радиостанции стрелка
указателя поворачивается на 180° (КУР=180°).

Радиокомпас работает в диапазоне средних и длинных волн, что
позволяет использовать для самолетовождения не только привод-
ные, но и мощные широковещательные станции. Дальность приема
ПАР и ШВРС зависит от их мощности и условий приема и состав-
ляет от 200 до 1500 км.

С помощью АРК, настроенного на частоту ДПРС, производится
также построение предпосадочного маневра «коробочка». Этот ма-
невр может выполняться как с левым, так и с правым разворотом
(левая или правая «коробочка»).

При подлете к ДПРС самолет выводится на курс посадки (курс
оси ВПП). В момент пролета ДПРС по сигналу маркерного маяка
или по повороту стрелки указателя КУР на 180° включается секун-
домер, а самолет продолжает следовать с курсом оси ВПП. По ис-
течении времени, определяемого инструкцией по технике пилотиро-
вания самолета, производится первый разворот влево (вправо)
на 90°.

Далее, следуя с новым курсом, контролируют КУР. При КУР =
= 240° (120°) делается второй разворот на 90° и самолет начинает
следовать курсом, обратным посадочному.

При КУР = 240° (120°) производится третий разворот на 90° и
самолет начинает приближаться к оси ВПП. Четвертый разворот
делается при КУР = 290° (70°) и самолет выводится на ось ВПП на
расстоянии от начала ВПП, достаточном для расчета и захода на
посадку.
2.	РАДИОТЕХНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА НАВИГАЦИИ VOR

Международная радиотехническая система навигации VOR
предназначена для самолетовождения по наземным радиомаякам.
Система обеспечивает непрерывное указание на самолете азимута
маяка.

Азимутом маяка /1М называется угол, отсчитанный по часовой
стрелке от северного направления магнитного меридиана до направ-
ления от самолета на маяк (рис. 2.2). Азимутом самолета Ас назы-
вается угол, отсчитанный по часовой стрелке от северного направ-
ления магнитного меридиана до направления от маяка на самолет.

В систему VOR входят наземные радиомаяки и курсовые кана-
лы самолетной аппаратуры «Курс МП».

Информация о азимуте самолета заложена в радиосигналах
маяка VOR. Радиомаяк VOR излучает по всем азимутальным на-
правлениям на одной частоте два радиосигнала: опорной и перемен-
ной фазы.

Радиосигнал опорной фазы содержит модулирующее напряже-
ние частоты 30 Гц, фаза которого не зависит от направления излу-
чения. Радиосигнал переменной фазы содержит модулирующее на-
пряжение частоты 30 гц, фаза которого зависит от направления
излучения.

Модулирующие напряжения опорного и переменного сигналов
совпадают по фазе только в направлении иа магнитный север. По

Рис. 2.2. К определению основных навигационных углов;

Лм—азимут маяка; Лс — азимут самолета; — магнитный курс; <р — курсовой угол
маяка
Рис. 2.3. Схема траектории посадки:

1 — плоскость курса; 2— плоскость планирования (глиссады);
посадки; 4 — ось ВПП; 5 — оптимальная точка приземления:
земли

3 — траектория

6 — плоскость

другим азимутальным направлениям (от 0 до 360°) модулирующее
напряжение переменного сигнала ((7П) отстает по фазе от
опорного (Uo) на угол, равный Лс выбранного направления
(см. рис. 2.2).

На самолете радиосигналы опорной и переменной фазы прини-
маются, усиливаются в курсовом канале аппаратуры «Курс-МП»
и из них выделяются модулирующие напряжения, разность фаз
между которыми равна азимуту самолета Ас. Азимут маяка опре-
деляется из соотношения Ам = Ас±180°.

Фазовый сдвиг между опорным Uo и переменным Пп сигналами
с помощью фазометрической автоматической системы преобразует-
ся в геометрический угол, который через сельсинную передачу по-
ступает на стрелку указателя азимута маяка.

Используя значения измеренного азимута, экипаж самолета мо-
жет определять местонахождение самолета, получать отметку про-
лета маяка, совершать полет по заданной линии пути (ЗЛП) на
маяк или от него.

Для полета по ЗЛП на селекторе азимута аппаратуры «Курс
МП» вручную устанавливается азимут линии пути (А3) между точ-
ками маршрута Л и В. В полете заданный азимут (А3) в специаль-
ной следящей системе сравнивается с текущим (действительным)
азимутом маяка (Ам). При отклонениях самолета от ЗЛП наруша-
ется равенство между заданным и текущим азимутом (Д3#=.4М) и
следящая система вырабатывает постоянный сигал е, полярность
которого зависит от направления отклонения, а величина —от угла
отклонения самолета от ЗЛП. Сигал е подается на нуль-прибор.
Курсовая стрелка его отклоняется и показывает, в какой стороне
находится ЗЛП. Удерживая стрелку нуль-прибора в среднем поло-
жении, летчик обеспечивает полет самолета по ЗЛП. Система VOR
позволяет совершать полеты с любым азимутом от 0 до 360°.

При автоматическом и полуавтоматическом полете по ЗЛП сиг-
нал в подается в систему «Путь-4МПА» для формирования команд.
3.	РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ ПОСАДКИ СП-50М И ILS

Для облегчения выполнения посадки и повышения регулярности
полетов в сложных метеоусловиях созданы радиотехнические систе-
мы (РТС) инструментальной посадки. Наибольшее распростране-
ние получили системы СП-50М и ILS. В этих системах с помощью
плоскости курса и плоскости планирования (рис. 2.3) задается в
пространстве линия планирования (траектория посадки), по кото-
рой должен снижаться самолет для вывода его в точку приземле-
ния на ВПП.

При заходе на посадку производятся измерение и указание лет-
чику отклонения самолета от линии планирования в горизонталь-
ной и вертикальной плоскостях. Летчик использует эту информацию
для стабилизации самолета на траектории посадки и вывода его в
точку приземления.

Оптимальная точка приземления находится на оси ВПП на рас-
стоянии 240 м от ее начала.

Фактическая точка приземления должна находиться не ближе
чем 140 м от начала ВПП и не далее чем на расстоянии в одну чет-
верть ее длины. Отклонение от оси должно быть не более ±30%
от ширины ВПП.

Радиотехнические системы посадки СП-50М и ILS состоят из
комплекса наземного и самолетного оборудования.

В состав наземного оборудования входит: курсовой радиомаяк
КРМ; глиссадный радиомаяк ГРМ; маркерные радиомаяки (2—3)
МРМ и две приводные радиостанции БПРС и ДПРС.

На самолете устанавливаются: курсовой радиоприемник КРП;
глиссадный радиоприемник ГРП; прибор курса и глиссады КПП;
маркерный радиоприемник МРП; лампа и электрозвонок и АРК.

Размещение наземного оборудования относительно ВПП для
односторонней посадки показано на рис. 2.4. Для двусторонней по-
садки КРМ, ГРМ, МРМ, ДПРС, БПРС устанавливаются дополни-
тельно с противоположной стороны ВПП.

Система СП-50М. Создание зоны курса и полет по ней. Для соз-
дания зоны курса (плоскости курса) курсовой радиомаяк КРМ

КРМ

W0-1W0

75 м

ВПП

200-^504

МРМ
МРМ

1000 м

у Направление

< посадка

БПРС

3000м

1/

МРМ

ДПРС

Рис. 2.4. Размещение наземного оборудования системы посадки:

КРМ — курсовой радиомаяк; ГРМ — глиссадный радиомаяк; МРМ — маркерный радио-
маяк; ДПРС — дальняя приводная радиостанция; БПРС — ближняя приводная радио-
станция
излучает два высокочастотных
радиосигнала — опорной и пе-
ременной фазы, модулирован-
ные частотой 60 Гц.

Радиосигнал переменной
фазы излучается антеннами,
которые образуют в горизон-
тальной плоскости двухлепест-
ковую 2 диаграмму излучения
(рис. 2.5). Модулирующие на-
пряжения радиосигналов в пре-
делах лепестков сдвинуты по
фазе на 180° ( + , —). Радио-

Рис. 2.5. Диаграмма излучения КРМ:

1 — излучение опорной фазы; 2 — излуче-
ние переменной фазы

сигнал опорной фазы излучается отдельной антенной, которая в го
ризонтальной плоскости образует одполепестковую диаграмму из
лучения 1. Сигнал опорной фазы служит для определения направ
ления отклонения самолета от оси ВПП.

Модулирующее напряжение опорной фазы совпадает по фазе
( + ) с модулирующим напряжением одного из лепестков сигнала
переменной фазы.

Равносигнальная зона (плоскость) курса посадки (оси ВПП)
задается нулевым излучением сигнала переменной фазы, т. е. вдоль
оси ВПП сигнал переменной фазы отсутствует.

С отклонением от зоны курса увеличивается амплитуда модули-
рующего сигнала (60 Гц) переменной фазы, а с изменением на-
правления отклонения его фаза относительно опорного сигнала из-
меняется на 180°.

Радиосигналы, излучаемые КРМ, на самолете принимаются и
усиливаются курсовым каналом аппаратуры «Курс МП» и из них
выделяются модулирующие сигналы частоты 60 Гц. Амплитуда мо-
дулирующего сигнала переменной фазы пропорциональна угловому
отклонению самолета от зоны курса, а его фаза зависит от направ-
ления отклонения. Это напряжение (60 Гц) с помощью навигацион-
ного устройства УН-1П преобразуется в сигнал е постоянного тока
и подается на прибор посадки, курсовая (вертикальная) стрелка
которого указывает летчику положение зоны курса (оси ВПП)
относительно самолета.

Для полета по оси ВПП при инструментальном заходе на посад-
ку необходимо управлять самолетом так, чтобы курсовая стрелка
прибора посадки находилась в среднем положении.

При автоматическом и полуавтоматическом заходе на посадку
сигнал е отклонения постоянного тока подается с аппаратуры
«Курс МП» через блок коммутации в систему «Путь-4МПА» для
формирования команд по крену.

Характеристика излучения курсового радиомаяка КРМ. Шири-
на сектора излучения сигналов маяка КРМ в горизонтальной
плоскости относительно линии курса (оси ВПП) составляет ±15°
(рис. 2.6).
Рис. 2.6. Характеристика излучения КРМ

В середине сектора излучения КРМ выделяется сектор курса,
ширина которого у начала ВПП устанавливается равной 210 м.
При этом в зависимости от длины полосы ширина сектора курса
составляет от 2,4 до 6°.

В секторе курса соблюдается линейная зависимость сигнала е
постоянного тока (снимаемого с аппаратуры «Курс МП») от угло-
вого отклонения самолета от оси ВПП.

С увеличением отклонения самолета от оси ВПП в пределах
сектора курса сигнал е увеличивается, следовательно, существует
его производная ре, пропорциональная скорости удаления (прибли-
жения) самолета от оси ВПП. При выходе самолета за пределы
сектора курса (в секторе излучения) сигнал е будет максимальным
и при перемещениях самолета относительно оси ВПП вплоть до вхо-
да его в сектор курса не меняется. В этом случае производная сиг-
нала ре равна нулю.

Дальность действия КРМ в секторе ±8° в направлении по-
садки не менее 45 км.

Отклонение равносигнальной зоны курса от оси ВПП у ее нача-
ла составляет ±10,5 м для КРМ, удовлетворяющим требованиям
I категории ИКАО.

Создание равносигнальной зоны глиссады и полет по ней. Плос-
кость планирования (зона глиссады) задается в пространстве глис-
садным радиомаяком ГРМ, излучающим два радиосигнала одина-
ковой частоты с частотами модуляции 150 и 90 Гц. Радиосигналы
излучаются двумя антеннами, которые в вертикальной плоскости,
проходящей через ось ВПП, образуют двухлепестковую пересекаю-
щуюся диаграмму излучения.

В некоторой части лепестки накладываются друг на друга, об-
разуя равносигнальную зону глиссады (рис. 2.7), в которой одно-
временно существуют два радиосигнала с разными частотами мо-
Рис. 2 7. Создание равносигнальной зоны глиссады

дуляции. Модулирующие напряжения 150 и 90 Гц в равносигналь-
ной зоне равны по амплитуде. С отклонением от равносигналыюй
зоны увеличивается амплитуда модулирующего напряжения 150
или 90 Гц. Равносигнальная зона глиссады направлена к плоско-
сти горизонта под углом 2—4° и является траекторией снижения
самолета при посадке.

На самолете сигналы глиссадного маяка ГРМ принимаются и
усиливаются глиссадным приемником ГРП-20П аппаратуры «Курс
МП» и из них выделяются модулирующие напряжения частоты
150 и 90 Гц, которые преобразуются в сигналы постоянного тока
Uiso и Ugo. На прибор посадки подается разность этих сигналов
Uo~U15O—Пэо.

При движении самолета по глиссаде сигналы U^o и [790 одинако-
вы по величине и компенсируют друг друга (Uo = O). Глиссадная
стрелка прибора посадки находится в среднем положении. С откло-
нением самолета от зоны глиссады равенство сигналов Б’15О и UgQ
нарушается и глиссадная стрелка прибора посадки отклоняется,
указывая летчику, где относительно самолета находится глиссада
планирования.

При автоматическом и днректорном управлении на глиссаде
сигнал постоянного тока Uo (£)> пропорциональный угловому от-
клонению самолета от зоны глиссады, снимается с выхода прием-
ника ГРП-20П и через блок коммутации БК подается в систему
«Путь-4МПА».

Система ILS. В системе ILS равносигнальная зона глиссады за-
дается так же, как и в системе СП-50М. Отличие состоит только в
том, что в верхнем лепестке радиосигнал модулируется частотой
90 Гц, а в нижнем — 150 Гц. При заходе на посадку по системе
ILS необходимо изменить подключение прибора посадки к выходу
глиссадного приемника.

Равносигнальная зона курса в системе ILS задается так же,
как и равносигнальная зона глиссады, только она лежит в горизон-
тальной плоскости.
Маркерные радиомаяки МРМ системы СП-50М устанавливаются
вдоль оси ВПП возле ДПРС и БПРС и предназначены для указа-
ния летчику расстояния до начала ВПП.

Маркерные маяки излучают высокочастотные сигналы верти-
кально вверх антенной с узкой диаграммой направленности. Высо-
кочастотные сигналы МРМ модулируются по амплитуде сигнала-
ми частоты 3000 Гц. Для опознавания маркерных маяков применя-
ется различная манипуляция модулирующей частоты:

ближний маркер — 6 точек в секунду непрерывно;

дальний маркер — 2 тире в секунду непрерывно.

При заходе на посадку в момент пролета ДПРС и БПРС сигна-
лы МРМ принимаются маркерным приемником МРП-ЗП («Курс
МП»), на выходе которого включены звонок и лампочка. Длинные
звонки (тире) сигнализируют пролет ДПРС (до ВПП 4000 м), ко-
роткие звонки (точки) сигнализируют пролет БПРС (до ВПП
1000 м).

По международным стандартам устанавливаются два или три
МРМ. При установке трех МРМ ближний маркер устанавливается
на расстоянии 75+8 м до начала ВПП и в стороне от ее оси. Сред-
ний маркер устанавливается на расстоянии 1060+150 м, а даль-
ний— на расстоянии 7400+300 м до начала ВПП. Для опознава-
ния МРМ высокочастотные сигналы ближнего маркера модулиру-
ются частотой! 3000 Гц, среднего частотой 1300 Гц и дальнего
частотой 400 Гц.

Кроме этого, различна и манипуляция модулирующих частот:
ближний маркер — точки; средний маркер — точки-тире; дальний
маркер — тире.

4.	РАДИОНАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА „КУРС МП“

Самолетная аппаратура «Курс МП» предназначена для обеспе-
чения полетов по радиомаякам системы VOR и выполнения инстру-
ментальных посадок по системам СП-50М и ILS.

Аппаратура «Курс МП» позволяет определять: отклонение са-
молета от оси ВПП (в горизонтальной плоскости); отклонение са-
молета от глиссады планирования (в вертикальной плоскости); от-
клонение самолета от заданной линии пути; азимут маяка VOR;
курсовые углы радиомаяков VOR и расстояния до ВПП.

Информация о боковых и продольных отклонениях самолета вы-
дается в виде постоянного тока на нуль-приборы инструменталь-
ной системы посадки и на вычислители систем директорного управ-
ления («Путь-4МПА». «Привод»).

Информация о текущем азимуте и КУР выдается на указываю-
щие приборы на переменном токе.

Аппаратура «Курс МП» состоит из двух равноценных полуком-
плектов, каждый из которых включает в себя: курсовой приемник
КРП-ЮОП; навигационное устройство УН-1П; глиссадный прием-
ник ГРП-20П; маркерный приемник МРП-ЗП; блок сигналов отка-
за БСО; амортизационную раму с распределительной коробкой и
двумя блоками конденсаторов; блок КУР; комплект РМИ-1 (при-
бор ИКУ-1, усилитель БУП-3); блок управления; селектор азимута.
Кроме того, в состав «Курс МП» входит блок коммутации, селектор
радиосистем и блок баланса СП-50, которые являются общими для
обоих полукомплектов.

С помощью блоков управления и селекторов можно задавать
следующие режимы работы полукомплектов: VORI—VORII;
VOR — ILS; VOR — СП-50; ILS — ILS; СП-50 — СП-50.

При автоматическом заходе на посадку по маякам «СП-50М»
пли ILS оба полукомплекта «Курс МП» работают в режиме посад-
ки (СП-50 — СП-50; ILS — ILS). В этом случае к вычислителю си-
стемы «Путь-4МПА» подключается один полукомплект, а второй
находится в горячем резерве. В случае выхода из строя первого ав-
томатически подключается второй. Резервирование каналов курса
и глиссады двух полукомплектов независимое.

Курсовой приемник КРП-100П стоканальный и служит для при-
ема сигналов маяков VOR, 1LS и СП-50М. Выделенные сигналы
низкой частоты с выхода КРП-100П подаются на вход навигацион-
ного устройства УН-1П, которое преобразует низкочастотные сиг-
налы в напряжение постоянного тока. С выхода УН-1П через блок
коммутации сигналы постоянного тока подаются па нуль-прибор ин-
струментальной системы посадки и одновременно в систему «Путь-
4МПА» для формирования команд.

Рабочие каналы приемника переключаются дистанционно с по-
мощью блока управления, установленного на приборной доске.

Глиссадный радиоприемник ГРП-20П предназначен для при-
ема, усиления и преобразования сигналов глиссадных радиомаяков
СП-50М и ILS. Приемник ГРП-20П 20-канальный с дистанционным
управлением. Каналы переключаются одновременно с переключе-
нием каналов курсового приемника.

Выделенные сигналы 150 и 90 Гц преобразуются в сигналы по-
стоянного тока и вычитаются. Результирующий сигнал постоянного
тока £, пропорциональный угловому отклонению самолета от глис-
сады, подается на нуль-прибор инструментальной системы посад-
ки, а также через блок коммутации в систему «Путь-4МПА» для
формирования команды по тангажу.

Маркерный радиоприемник МРП-ЗП предназначен для приема
сигналов маркерных маяков и преобразования этих сигналов в све-
товую и звуковую сигнализацию момента пролета самолета над
МРМ.

Приемник МРЛ1-ЗП — трехкапальный, супергетеродинный, спо-
собен принимать высокочастотные сигналы, модулированные по ам-
плитуде частотами 3000, 1300 и 400 Гц.

При полете самолета над маршрутными маркерными радиомая-
ками чувствительность МРП-ЗП может быть увеличена примерно
в 10 раз. Чувствительность меняется с помощью рукоятки «Маркер»
селектора радиосистем.

Блок сигналов (БСО) предназначен для выработки сигналов
отказа (сигналов готовности), сигнализирующих о нормальной ра-
ILS

МаРкеРпоса.^

VOR-ILS-Cn-50

KI РСбН 1

У-

PCPhJ (

— Ю

CoBn ф

Г2

Рис. 2.8. Передняя панель се-
лектора радиосистемы

отказе канала

1—^СП-JO Марше^

3

1

боте аппаратуры или ее неисправно-
стях.

С навигационного устройства
УН-1П и глиссадного приемника
ГРП-20П на БСО поступают сигна-
лы переменного тока, содержащие
информацию о нормальной работе
каналов курса и глиссады. В БСО
эти сигналы преобразуются в сигна-
лы постоянного тока, которые пода-
ются на реле блока коммутации
(БК). Реле срабатывает и подклю-
чает напряжение +27 В на бленке-
ры нуль-приборов и одновременно
отключает напряжение +27 В от
сигнальных ламп КБ Г1, К2, Г2 се-
лектора радиосистем (см. рис. 2.8).
или глиссады одного из полукомплек-

тов «Курс МП» открываются бленкеры нуль-приборов, подключен-
ных к отказавшему полукомплекту, а также загорается соответст-
вующая сигнальная лампочка на селекторе радиосистем. Сигналы
готовности используются также для переключения вычислителей
системы «Путь-ГМПА» с отказавшего полукомплекта «Курс МП»
на исправный.

Распределительная коробка (РК) предназначена для электри-
ческого соединения всех блоков полукомплекта и одновременно яв-
ляется амортизирующим основанием, на котором устанавливаются
основные блоки (КРП-100П, УН-1П, ГРП-20П, МРП-ЗП).

Блок КУР предназначен для определения курсовых углов радио-
станций ср по магнитному курсу ф и азимуту маяка Лм.

Радиомагнитный индикатор РМИ-1 состоит из показывающего
прибора ИКУ-1 и блока полупроводниковых усилителей следящих
систем БУП-3. Прибор ИКУ-1 предназначен для индикации маг-
нитного (гироскопического) курса, азимутов и курсовых углов двух
радиостанций. Магнитный курс на ИКУ-1 поступает от курсовой
системы.

Блок управления предназначен для дистанционного управления
аппаратурой «Курс МП» и обеспечивает одновременный выбор час-
тот курсового и глиссадного приемников, а также автоматическую
коммутацию каналов в зависимости от рабочей частоты курсового
приемника. Блок управления состоит из двух переключателей па
10 положений каждый. Большой ручкой устанавливается частота
курсового приемника грубо через 1 МГц. Малой ручкой устанавли-
ваются частоты через 0,1 МГц.

Селектор азимута предназначен для установки заданной линии
пути в режиме «навигация», а также для световой сигнализации
полета самолета на маяк или от маяка. С помощью рукоятки счет-
чика можно задавать углы в пределах 0—360°.
Селектор радиосистем (рис. 2.8) предназначен для выбора
одного из пяти режимов работы аппаратуры «Курс МП»
и РСБН-2С:

работа на выходные системы первого полукомплекта «Kvpc
МП»;

совместная работа на выходные системы первого полукомплек-
та «Курс МП»;

совместная работа на выходные системы второго полукомплекта
«Курс МП»;

работа на выходные системы аппаратуры РСБН-2С;

совместная работа на выходные системы аппаратуры «Kvpc МП»
и РСБН-2С.

Режимы выбираются с помощью переключателя 3. Переключа-
тель 1 служит для выбора системы посадки (СП-50М или ILS).
Переключателем 2 изменяют чувствительность маркерного при-
емника при полете на маршруте (150 мкВ) и при заходе на
посадку (1 мВ).

Блок коммутации (БК) предназначен для подключения курсо-
вых, глиссадных каналов и бленкерных цепей аппаратуры «Kvpc
МП» или РСБН-2С к системе «Путь-4МПА» («Привод»), а также
для подключения телефонных каналов курсовых и маркерных при-
емников к переговорному устройству СПУ. Одновременно БК обе-
спечивает в режиме посадки подключение к системе «Путь-4МПА»
(«Привод») курсового или глиссадного канала второго полукомп-
лекта аппаратуры «Курс МП» при выходе из строя данного канала
в первом полукомплекте. БК позволяет вкл4очать один из пяти ос-
новных режимов работы аппаратуры «Курс МП» и РСБЫ-2С ука-
занных выше.

Блок баланса СП-50 предназначен для балансировки фазовых
детекторов (установки электрических нулей). Блок состоит из двух
потенциометров (I и II), совмещенных с кнопками.

Фазовые детекторы балансируются в полете перед заходом на
посадку. Для этого нажимают рукоятку I или II и поворотом
ее устанавливают курсовую стрелку нуль-прибора в нулевое по-
ложение.

Рукояткой I устанавливают нуль в первом полукомплекте
«Курс МП» при установке переключателя селектора радиосистем в
положение «1» или «Совм.», а рукояткой II—во втором полуком-
плекте при положении переключателя «2» или «Совм.».

Вопросы

1.	В каком последовательности выполняется маневр «коробочка»?

2.	Как определяется в системе VOR азимут самолета?

3.	Где на ВПП находится оптимальная и фактическая точка приземления?

4.	Состав и расположение наземного оборудования радиотехнической систе-
мы посадки СП-50М (ILS).

5.	Характеристика излучения курсового радиомаяка КРМ-2М.

6.	Чем отличается создание равносигнальных зон систем ILS и СП-50М?

7.	Назначение составных частей аппаратуры «Курс МП».
Глава 3

БОРТОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЗАХОДОМ НА ПОСАДКУ БСУ-ЗП

1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Система БСУ-ЗП предназначена для:

стабилизации самолета и его управления на всех эксплуатационных режи-
мах полета, начиная с высоты 200 м;

автоматического самолетовождения по траекториям, задаваемым радиотех-
нической системой ближней навигации VOR;

автоматического и директорного управления заходом на посадку по сигна-
лам радиотехнических систем (РТС) СП-50М и ILS, соответствующих требова-
ниям I категории ИКАО.

П р и м е ч а н и е. Управление самолетом называется автоматиче-
ским, если самолетом управляет автопилот по командам системы
«Путь-4МПА», и директорным, если по этим командам управляет са-
молетом летчик.

Система БСУ-ЗП состоит из следующих составных частей:

пилотажно-навигационной системы «Путь-4МПА»;

автопилота АП-6ЕМ-ЗП;

автомата триммирования АТ-2.

Для контроля исправной работы каждая составная часть имеет элементы
встроенного контроля, которые в составе БСУ-ЗП образуют систему автоматиче-

ского контроля и сигнализации.

Система БСУ-ЗП имеет объединенный пульт управления (рис. 3.1), с помо-

щью которого можно задавать режимы работы, а также управлять самолетом
используя рукоятки «Разворот» и «Спуск — подъем». В зависимости от режима
полета работает или вся система БСУ-ЗП или отдельные ее составные части.

j 2 - о	БСУ-ЗП может работать в одном

/	. / I	из следующих режимов:

Рис. 3.1. Объединенный пульт управле-
ния БСУ-ЗП:

1 — бленкер поперечной стабилизации; 2 — ру-
коятка «Разворот»; 3 — бленкер продольной
стабилизации, 4 — кнопка-лампа «Глиссада»;

5 — рукоятка «Спуск подъем»; 6 — кнопка-лам-
па «Включение КВ»; 7 — тумблер включения
продольной стабилизации; 8 — рукоятка
«Крен»; 9 — тумблер включения поперечной
стабилизации; 10 — кнопка включения АП;
11—тумблер «Подготовка АП»; 12— кнопка-

лампа «Курс»; 13— тумблер СТУ

полет по маршруту в режиме ста-
билизации курса и заданной высоты;

полет по сигналам радиомаяков
системы VOR;

заход на посадку по сигналам
маяков радиотехнических систем
СП-50М и ILS.

Система БСУ-ЗП устанавливает
ся на самолеты Ил-<18, Ту-й.24, Ту-134,
поэтому ее основные составные ча-
сти выпускаются в трех вариантах:
«Путь-4МПА-2»—для самолета Ил-18;
«Путь-4МПА-1» — для самолета
Ту-124; «Путь-4МПА-1к»— для само-
лета Ту-134; АП-6ЕМ.-ЗП вариант I —
для самолета Ил-18; АП-6ЕМ-ЗП ва-
риант II — для самолета Ту-124;
АП-6ЕМ-ЗП вариант III—для само-
лета Ту-134.

Комплектность БСУ-ЗП для с?
молета Ил-18 указана в табл. 3.1.

Другие варианты системы имеют
следующие отличия

в комплект «Путь-4МПА-1» и
«Путь-4МПА-1к» входят дополнитель-
но соединительные коробки СК-29И,
которые в «Путь-4МПА-2» заменены
самолетными распределительными
коробками;
в комплекте «Путь-4МПА-4к» используются приборы ПП-ЬПМк (сер. 2) и
ПКП 4к (сер. 3), имеющие красный подсвет шкал;

во втором варианте АП-6ЕМ.-ЗП используются БУ-16, ПУ-57, PM.-9I13 (вар. 1,
2), БКГ-1 вместо соответствующих агрегатов первого варианта. Дополнительно
в комплект второго варианта входит блок трансформаторов БТ, а платформа
ПА З отсутствует;

в третьем варианте АП-6ЕМ.-ЗП используются БУ-24, ПУ-16, РМ-9.13 (вар.

1,	2), ПА-4 и БКГ-1 вместо соответствующих агрегатов первого варианта.

Все три варианта АП-6ЕМ-ЗП имеют одинаковые принципиальные электри-
ческие схемы и отличаются только конструктивным оформлением блока управле-
ния, амортизационной платформы, блока контроля, пульта управления, рулевых
машин.

Таблица 3.1
Комплектность системы БСУ-ЗП

Наименование агрегат! в и блоков	Шифр блока	Количество	У словное обозначение в тексте и схемах
Система «Путь-4МПА-2»			
Пилотажный прибор	ПП-1ПМ, сер. 2	2	ПП-1ПМ
Навигационный курсовой прибор	НКП-4, сер. 3	2	НКП-4
Вычислитель	В-12, сер. 1	2	В-12
Усилитель	У-20Н	2	У-20Н
Блок реле	БР-46А, сер. 1	2	БР-46
» комбинированный	БК-5	1	БК-5
» »	ВК-6	1	БК-6
» связи с автопилотом	БС-3	1	БС-3
Патрон	П8	2	П8
Автопилот АП-6ЕМ-ЗП (вар. 1)  Блок связи с курсовой системой	БС-КС, сер. 02	1	БС-КС
Центральная гировертикаль	ЦГВ-4, сер. 02	2	ЦГВ-4
Корректор высоты	КВ-11	2	КВ-11
Блок демпфирующих гироскопов	БД Г-10-1, сер. 02	1	БДГ
» управления	БУ-14, сер. 01	1	БУ
Объединенный пульт управления	ПУ-8	1	ПУ
Усилитель рулевых машин	У, сер. 02	1	У
Рулевая машина	РМ-913, вар. 1	3	РМ
Кнопка быстрого отключения	КБО	2	КБО
Амортизационная платформа	ПА-3, сер. 01	1	ПА
Блок контроля	БК-4, сер. 01	1	БК-4
Датчик отклонения руля	ДОР-1	1	ДОР
Блок контроля гировертикалей	БКГ-2	1	БКГ
Автомат триммирования АТ-2  Блок управления триммером	БУТ-3	1	БУТ-3
Датчик усилий, дублированный	ДДУ-4	1	ДДУ
Указатель автомата триммирования	УАТ-3	1	УАТ
Электромеханизм	УТ-15	1	УТ-15

Автоматы триммирования АТ-2 для всех вариантов БСУ-ЗП имеют одинако-
вую комплектацию и отличаются только датчиками усилий (ДДУ-1—Ту-124
ДДУ-6 —Ту-134).
Примечания. 1. Приборы ПП-1ПМ и ПП-ШМк взаимоза-
меняемы с соответствующими приборами серии 2, а приборы ПКП-4
и ПКП-4к серии 2 взаимозаменяемы с соответствующими приборами
серии 3.

2.	На самолетах Ил-18 и Ту-1(34 аппаратура БУ, БК-4, У, БС-КС,
ЦГВ-4, КВ-11 установлена на амортизационную платформу ПА-3
(ПА-4), которая одновременно является и распределительной короб-
кой автопилота.

Решаемые задачи. Все задачи, решаемые БСУ-ЗП, можно разделить на пять
групп:

1.	Управление с помощью автопилота. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП
обеспечивает:

стабилизацию трех угловых координат самолета относительно центра тяже-
сти вокруг его осей устойчивости;

стабилизацию центра масс самолета на заданной барометрической высоте;

выполнение координированных разворотов, набора высоты или снижения с
помощью рукояток пульта управления.

2.	Управление с помощью системы БСУ-ЗП. Система обеспечивает:

стабилизацию центра масс самолета на траекториях, задаваемых радиомая-
ком системы ближней навигации VOR;

автоматическое и полуавтоматическое управление самолетом при заходе на
посадку по сигналам РТС СП-5ОМ и ILS, начиная с 4-го разворота и до высо-
ты 50—60 м.

3.	Автоматическое т р и м м и р о в а и и е. Автомат триммирования
АТ-2 обеспечивает: автоматическое триммирование руля высоты при включенном
продольном канале автопилота; индикацию усилий в тягах управления рулем
высоты; сигнализацию о превышении допустимых усилий в тягах управления ру-
лем высоты.

4.	Обеспечение безопасности полета. Система контроля и сиг-
нализации БСУ-ЗП обеспечивает:

автоматический контроль исправной работы БСУ-ЗП на всех режимах поле-
та и своевременное отключение неисправного канала автопилота с выдачей лет-
чику световой и звуковой сигнализации;

автоматический перевод БСУ-ЗП при отказах РТС или системы «Путь-4МПА»
с режима полета по траектории, задаваемой системами СП-5ОМ, ILS, VOR, на
другой режим работы:

а)	в боковом канале — на режим стабилизации курса, имевшего место в мо-
мент отказа;

б)	в продольном канале. — на режим стабилизации высоты (при отказах на
высоте более 150 м) или на режим «продления глиссады» (при отказах на высо-
те меньше 150 м);

возможность проверки исправности блока контроля Б1\-4 от кнопки «Тест,-
контроль».

5.	Индикация основных параметров положения само-
лета в пространстве. Система БСУ-ЗП обеспечивает совмещенную инди-
кацию по приборам ПП-1ПМ и НКП-4 следующих параметров: угла крена само-
лета —у; команды по крену — 6Z; угла тангажа самолета—Ф; команды по тан-
гажу — бн; отклонения от заданной линии пути — е; отклонение от глиссады —
курса самолета — ф; заданного курса — ф3; отклонения от заданного курса — Дф;
курсового угла радиостанции — ср; пеленга радиостанции — сгр; скольжения — р.

Основные технические данные

1.	Высотность..........................

2.	Диапазон приборных скоростей........

3.	Температурный диапазон работы . . . .

4	Питание от сети:

постоянного тока ...................

трехфазного тока....................

5.	Потребляемая мощность от сети постоян-
ного тока..............................

до 15 000 м
240—600 км/ч
от + 50 до —60° С

27 ±2,7 В

36±1,8 В, 400 + 8 Гц

не более 450 Вт
В том числе:

АП-6ЕМ-ЗП..........................

«Путь-4МПА»........................

АТ-2...............................

Потребляемая мощность от сети переменно-
го тока...............................

В том числе:

АП-6ЕМ-ЗП..........................

«Путь-4МПА»........................

АТ-2......................... . . . .

6.	Точность стабилизации самолета автопи-
лотом относительно центра масс:

по курсу (без погрешности КС) ....

по крену ..........................

по тангажу.........................

по высоте..........................

7.	Точность вывода самолета на траекторию
посадки системами СП-50М, ILS в райо-
не БПРС:

по курсу ..........................

по глиссаде .......................

8.	Точность стабилизации самолета на за-
данной траектории радиомаяков ближней
навигации VOR при углах сноса до 25°
и на удалениях 25—280 км от маяка . .

9.	Масса комплекта БСУ-ЗП.............

В том числе:

АП-6ЕМ-ЗП..........................

«Путь-4МПА»........................

АТ-2...............................

300 Вт

100 Вт

50 Вт

не более 500 ВА

250 ВА

200 В А

50 ВЛ

±0,5°
±1°
±0,5°
±25 м

±30 м

±7,5 м

не хуже ±3 км

160 кг

92 кг

60 кг

8 кг

2.	ДАТЧИКИ СИСТЕМЫ БСУ-ЗП

В качестве датчиков сигналов в системе БСУ-ЗП используются
(рис. 3.2 и 3.3):

две центральные гировертикали ЦГВ-4;

два корректора высоты КВ-11;

дистанционный авиагоризонт АГД-1;

блок демпфирующих гироскопов БДГ-10-1;

датчик отклонения руля ДОР-1;

рукоятки пульта управления ПУ-8;

дублированный датчик усилий ДДУ-4;

курсовая система КС-8 (КС-6);

пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА»;
радионавигационная система «Курс МП».

Левая центральная гировертикаль ЦГВ-4 выдает сигналы, про-
порциональные углам крена у и тангажа -О самолета, в автопилот,
систему «Путь-4МПА» (лев.) и БКГ. Правая ЦГВ-4 выдает такие
же сигналы в БК-4, систему «Путь-4МПА» (прав.) и БКГ.

Первый корректор высоты КВ-11 выдает в автопилот сигналы,
пропорциональные отклонению А// самолета от заданной высоты.
Второй корректор КВ-11 выдает такие же сигналы в блок контроля
БК-4.
„Пуп-ШПА

Рис. 3.2. Структурная схема БСУ-ЗП Автомат триммирования
АТ-2 и системы: «Путь-4МПА», «Курс МП», 1\С-8 (КС-6), АГД-1

ZT-2

ДДУ-4

ZZE2

БУТ-3

Дистанционный авиагоризонт АГД-1 выдает в
блок контроля гировертикалей БКГ сигналы, про-
порциональные углам крена удщи тангажа 'ОагдСЭ-
молета.

Блок демпфирующих гироскопов БДГ-10-1 вы-
дает в автопилот сигналы, пропорциональные угло-
вым скоростям крена (ру), тангажа (рФ) и курса
(рф). Сигнал ру подается также и в блок контроля
БК-4.

Датчик отклонения руля ДОР-1 выдает в про-
дольный канал БК-4 сигнал, пропорциональный
углу бв отклонения руля высоты.

С помощью рукояток пульта управления ПУ-8 выдаются в си-
стему сигналы у пу , пу и Оф. Сигнал у пу используется для коор-
динированного разворота, а сигнал Опу — для спуска или подъема
самолета на новую высоту. Форсирующий сигнал Оф служит для
ускорения перевода самолета из горизонтального полета на полет
по глиссаде планирования.

Дублированный датчик усилий ДДУ-4 выдает в блок БУТ-3 уп-
равления триммером сигнал, пропорциональный усилию АР в тяге
управления рулем высоты, а также сигнал о превышении этими уси-
лиями допустимых значений.

Курсовая система (гироагрегат ГА-1) выдает в систему «Путь-
4МПА» сигналы курса ф, а в автопилот через блок связи БС-КС
сигналы Аф отклонения от заданного курса.

Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» выдает в ав-
топилот и систему контроля сигналы у3, пропорциональные задан-
ному крену, и сигналы би команд по тангажу.

Радионавигационная система «Курс АШ» выдает в систему
«Путь-4МПА» сигналы е, пропорциональные отклонению самолета
от заданной линии пути, и сигналы £, пропорциональные отклоне-
нию от глиссады. Эти сигналы через систему «Путь-4МПА» пода-
ются также и в блок контроля БК-4.

3.	ПОЛЕТ ПО МАРШРУТУ В РЕЖИМЕ СТАБИЛИЗАЦИИ КУРСА И ЗАДАННОЙ ВЫСОТЫ

Включение режима стабилизации (см. рис. 3.1). В этом режиме
работает автопилот АП-6ЕМ-ЗП и автопилот триммирования АТ-2.
Вычислители системы «Путь-4МПА» выключены, а приборы этой
Рис. 3.3. Структурная схема автопилота АП-6ЕМ-ЗП:

1, 8 — лампочка «Отказ ЦГВ»; 2, 3 — лампочка «Отказ путь-бок.»; 4 — сигнал иа отключение бокового канала БС-3 и включение стабилнзаци
курса; 5 — сигнал на отключение бокового канала ЛП; 6 — лампочка «Отказ АП-бок.»; 7, 14— сирена; 9, //—лампочка «Отказ путь-прод.»
/О — сигнал на отключение продольного каиал-а БС-3 и включение продления глиссады или КВ 11; 12 — сигнал на отключение продоль-

ного канала АП; 13 — лампочка «Отказ АП-прод.»
Рис. 3.4. Структурная схема бокового канала БСУ-ЗП

системы ПП-ШМ и НКП-4 используются как обычные пилотажные
и навигационные приборы для индикации тангажа, крена, курса и
КУР.

Командные стрелки приборов ПП-ШМ разведены (вертикаль-
ная—вправо, горизонтальная—вверх) для удобства пользования
указателем авиагоризонта.

Автопилот можно включать после взлета на высоте не ниже
200 м как в режиме набора высоты, так и в горизонтальном полете.
Одновременно с включением продольного канала автопилота вклю-
чается и автомат триммирования АТ-2.

Включение автопилота в режиме набора высоты приводит к ста-
билизации трех угловых координат самолета, в том числе и угла
тангажа, необходимого для набора высоты. В этом случае самолет
с заданным курсом и заданным углом тангажа продолжает авто-
матический полет с набором высоты.

Включение автопилота в горизонтальном полете приводит к ста-
билизации угловых координат и самолет с заданным курсом про-
должает горизонтальный полет.

Продольный канал при стабилизации курса может работать ли-
бо в режиме стабилизации заданного (нулевого) угла тангажа, ли-
бо в режиме стабилизации заданной барометрической высоты. При
включении последнего режима продольный канал, кроме стабили-
зации угла тангажа, будет выдерживать центр масс самолета на
заданной барометрической высоте.

Введение изодромных обратных связей по рулю высоты и тан-
гажу делает продольный канал автопилота АП-6ЕМ-ЗП астатиче-
ским регулятором, который исключает статические ошибки по углу
тангажа и высоте, возникающие при действии на самолет постоян-
36
Рис. 3 5. Структурная схема продольного канала БСУ ЗП

ных моментов. Отсутствие статических ошибок в режиме стабили-
зации заданной высоты имеет важное значение при длительном
полете по маршруту, а также при выполнении предпосадочного
маневра «коробочка».

Работа каналов. Боковой канал БСУ-ЗП (рис. 3.4) состоит из
датчиков («Курс МП», «Путь-4МПА», КС, ЦГВ-4, БДГ, ПУ-8) и
двух каналов автопилота — крена и курса.

В режиме стабилизации курса в канале крена используются
сигналы у и Аф, а в канале курса —Аф, /др, у. Из этих сигналов
формируются регулирующие воздействия бэ и 6н, возвращающие
самолет на заданный курс. Одновременная работа каналов крена
и курса необходима для координированного управления само-
летом.

Продольный канал БСУ-ЗП (рис. 3.5) состоит из датчиков
(«Курс МП», «Путь-4МПА», КВ-11, ЦГВ-4, БДГ-10-1, ПУ-8) и про-
дольного канала автопилота.

В режиме стабилизации угла тангажа используются сигналы
О—$пу> у, а в режиме стабилизации высоты — дополнительно
сигнал ЛН. Из этих сигналов формируется регулирующее воздейст-
вие дв, под действием которого в первом режиме стабилизируется
угол тангажа, а во втором — угол тангажа и заданная высота по-
лета.

4.	ПОЛЕТ ПО СИГНАЛАМ РАДИОМАЯКОВ СИСТЕМЫ БЛИЖНЕЙ НАВИГАЦИИ

Включение и выключение режима. Для выполнения автоматиче-
ского полета по траектории (см. рис. 3.1), задаваемой системой
VOR (заданный азимут), необходимо на селекторе радиосредств
установить режим VOR, а на пульте управления БСУ-ЗП выключа-
тель «СТУ» установить в положение «Подготовка». При этом про-
исходит сведение вертикальных командных стрелок в приборах
ПП-1ПМ. Горизонтальные командные стрелки остаются разведен-
ными.

Для включения режима автоматического полета по траектории,
задаваемой системой VOR, необходимо нажать на кнопку-лампу
«Курс» на пульте управления. При этом на левом приборе ПП-1ПМ
загорается зеленая лампочка, указывающая, что к левому полуком-
плекту системы «Путь-4МПА» подключен автопилот. С этого мо-
мента в боковой канал автопилота через блок связи БС-3 поступает
сигнал команды у3, сформированный в вычислителе В-12 системы
«Путь-4МПА». За счет сигнала у3 боковой канал автопилота обес-
печивает вывод и стабилизацию самолета на траектории, задавае-
мой системой VOR. Полет самолета по заданной линии пути полно-
стью автоматизируется. По движению вертикальной командной
стрелки прибора ПП-ШМ, штурвала и педалей летчик контролиру-
ет правильность работы системы БСУ-ЗП по управлению само-
летом.

Для выключения автоматического полета по траекториям, зада-
ваемым системой VOR, необходимо нажать и отпустить рукоятку
«Разворот», выключить выключатели «СТУ» или «Попер.» на пуль-
те управления. При нажатии на рукоятку «Разворот» или выключе-
нии выключателя «СТУ» боковой канал автопилота переходит на
режим стабилизации курса. При выключении выключателя «По-
пер.» боковой канал автопилота отключается и летчик берет управ-
ление на себя. Во всех случаях гаснет кнопка-лампа «Курс» на
пульте управления и зеленая лампа на левом приборе ПП-1ПМ.

Продольный канал автопилота при автоматическом полете по
заданной линии пути может работать в режиме стабилизации за-
данного угла тангажа или в режиме стабилизации заданной высо-
ты. Режим стабилизации заданного угла тангажа может быть ис-
пользован для снижения самолета до высоты построения предпо-
садочного маневра или для набора высоты. Наклон траектории,
необходимый для спуска или подъема, задается с помощью рукоят-
ки «Спуск-подъем».

В режиме автоматического полета по заданному азимуту в ка-
нале крена используются сигналы у и у3, а в канале курса — сигна-
лы у, у3, рф, из которых формируются регулирующие воздействия
бэ и бн, за счет которых центр масс самолета стабилизируется на
заданной линии пути.

5.	ЗАХОД НА ПОСАДКУ ПО СИГНАЛАМ МАЯКОВ СИСТЕМ СП-50М И ILS

Включение и выключение режима. При подходе к аэродрому
экипаж получает разрешение на выход на дальнюю приводную ра-
диостанцию (ДПРС) и полную информацию об условиях посадки.
При подходе самолета к ДПРС экипаж:

устанавливает переключатель на селекторе радпосистем в по-
ложение «СП-50М» или «ILS»;
устанавливает на блоке управления аппаратуры «Курс МП» но-
мер канала, соответствующий рабочим частотам СП-50М или ILS
на данном аэродроме;

убеждается в исправной работе аппаратуры «Курс МП» по пре-
кращению свечения ламп KI, К2 (КРП) и Г1, Г2 (ГРП) на селек-
торе радиосистем, а также по отклонению стрелок на приборах
НКП-4;

устанавливают магнитный курс посадки на обоих приборах
НКП-4;

убеждается в исправной работе системы контроля, для этого
при разведенных командных стрелках прибора ПП-1ПМ нажима-
ется и отпускается кнопка «Тест-контроль». При этом срабатывает
световая и звуковая сигнализация;

проверяет электрический баланс приемников аппаратуры «Kvpc
МП».

Система «Путь-4МПА» может быть использована как самосто-
ятельно для директорного захода на посадку, так и совместно с
автопилотом АП-6ЕМ-ЗП — для автоматического захода на посад-
ку. Для включения вычислителей системы «Путь-4МПА» и сведе-
ния командных стрелок приборов ПП-1ПМ летчик должен на пуль-
те управления выключатель «СТУ» установить в положение «Под-
готовка». С этого момента в вычислителях В-12 из сигналов у, О,
Аф, е, £ формируются сигналы команд на управление самолетом
(6z(y.t), бн) - Эти команды выдаются обоим летчикам в виде откло-
нения командных стрелок приборов ПП-1ПхМ.

В режиме автоматического захода на посадку (в БСУ-ЗП такой
режим является основным) сигналы команд у3 и бн через блок свя-
зи БС-3 подаются соответственно в боковой и продольной каналы
автопилота (см. рис. 3.4, 3.5) и управление самолетом полностью
автоматизируется. Автопилот может быть подключен к любому из
двух полуко.мплектов системы «Путь-4МПА», по исходным (при
полностью исправной системе БСУ-ЗП) является подключение ав-
топилота к левому полукомплекту.

В начале построения предпосадочного маневра самолет снижа-
ется до необходимой высоты, а затем продольный канал автопило-
та переводится на режим стабилизации заданной высоты полета
нажатием на кнопку-лампу «КВ». Управление самолетом в боко-
вом канале до начала четвертого разворота производится через
рукоятку «Разворот» пульта управления.

В момент пролета ДПРС необходимо вывести самолет точно на
заданный посадочный курс ВПП. Момент пролета ДПРС опреде-
ляется по сигналу маркерного радиомаяка или по повороту стрел-
ки КУР указателя АРК на 180°. После пролета ДПРС самолет
летит с посадочным курсом в течение времени, определенного инст-
рукцией по технике пилотирования самолета, а затем произво-
дится первый разворот самолета на 90°. Последовательность рабо-
ты системы БСУ-ЗП при автоматическом заходе на посадку пока-
зана на рис. 3.6. Второй и третий развороты (на 90°) маневра
«коробочка» производятся по показаниям НКП-4 при КУР, равном
2

Рис. 3.6. Последовательность работы БСУ-ЗП при заходе на посадку.

1 — включение СТУ и кнопки-лампы КВ; 2 — первый разворот; 3 — второй разворот:
4 — выпуск шасси; 5 — третий разворот; 6 — выпуск закрылков на 15°; 7 — включение
кнопки-лампы «Курс»; 8— довыпуск закрылков; 9 — включение кнопки-лампы «Глис-
сада»; 10 — автоматическое переключение передаточных отношений; 11 — отключение
АП (77=50—60 м); 12 — отключение при продлении глиссады (77=30 м)

240° (левая) и при КУР, равном 120° (правая). Курс самолета и
углы разворота контролируются по шкале курсов И КП-4. При на-
личии ветра развороты производятся с учетом угла сноса, поправка
на который вводится в КУР в начале соответствующего разворота.

Четвертый разворот выполняется по команде системы «Путь-
4М.ПА», поступающей одновременно на командную стрелку при-
бора ПП-1ПМ и через блок связи БС-3 в боковой канал автопило-
та. Для автоматического выполнения четвертого разворота необхо-
димо при КУР, равном 290° (левая «коробочка»), или КУР, равном
70° (правая «коробочка»), нажать кнопку-лампу «Курс» на пульте
управления. Вертикальная командная стрелка в этот момент нахо-
дится слева (справа), что означает команду на левый (правый) раз-
ворот. В результате действия команды у3 автопилот создает само-
лету левый (правый) крен (18,5°). При этом командная стрелка
возвращается в нулевое положение. В дальнейшем автопилот вы-
держивает крен самолета равный заданному, который вычисляется
в системе «Путь-4МПА». Разворачиваясь, самолет по оптимальной
траектории выходит на равносигнальную зону курса (ось ВПП).
По мере выхода самолета на равносигнальную зону крен уменьша-
ется. Вертикальная командная стрелка прибора ПП-1ПМ в процес-
се автоматического захода на посадку удерживается около нуле-
вого положения. При выпущенных закрылках включение кнопки-
лампы «Курс» вызывает увеличение передаточного отношения
автопилота по сигналу крена и введение сигнала угловой скорости
крена.

Продольный канал БСУ-ЗП с режима стабилизации заданной
барометрической высоты на режим полета по глиссаде переводится
нажатием кнопки-лампы «Глис.» при пересечении самолетом равно-
сигнальной зоны глиссады. Этот момент летчик определяет по ну-
левому положению стрелки глиссады прибора НКП-4. После нажа-
тия кнопки-лампы «Глис.» в продольный канал автопилота через
блок связи БС-3 подается сигнал команды бл, сформированный в
системе «Путь-4МПА», а также форсирующий сигнал Оф, ускоряю-
щий выход самолета на равносигнальную зону глиссады. С этого
момента система БСУ-ЗП обеспечивает автоматическую стабили-
зацию центра масс самолета на равносигнальной зоне глиссады, за-
даваемой глиссадными маяками СП-50М или ILS.

Так как сигналы е, £, выдаваемые аппаратурой «Курс МП», про-
порциональны не линейному, а угловому отклонению самолета от
равносигнальных зон, то величина этих сигналов, приходящихся на
1 м отклонения, увеличивается по мере приближения к радиомаякам
(к ВПП). В результате коэффициент усиления системы «Самолет —
БСУ-ЗП» с приближением к радиомаякам все время возрастает и
на определенном расстоянии до ВПП система может потерять ус-
тойчивость. При этом возникают расходящиеся колебания, что де-
лает невозможным автоматический заход на посадку. Потеря устой-
чивости наступает тем раньше, чем выше крутизна сигналов курсо-
вого радиомаяка.

Так как система БСУ-ЗП должна обеспечивать устойчивость
движения, как минимум до ближней приводной радиостанции, т. е.
до момента перехода на визуальный полет, то для повышения ус-
тойчивости системы введено автоматическое уменьшение переда-
точных отношений ks, kps при «захвате» глиссады и дополнитель-
ное уменьшение передаточных отношений к£, кр £, к^, кр£ через
50 с после «захвата» глиссады. Указанное уменьшение передаточ-
ных отношений происходит как при автоматическом, так и при по-
луавтоматическом заходе на посадку. При полуавтоматическом за-
ходе на посадку для уменьшения передаточных отношений правому
летчику необходимо перед началом снижения по глиссаде нажать
на кнопку-лампу «Глис.».

Автоматический заход на посадку по сигналам радиомаяков
СП-50М или ILS выполняется до высоты 60 м, после чего система
отключается кнопкой быстрого отключения автопилота или тумбле-
ром «Подг.». Летчик берет управление на себя, переходит на визу-
альный полет и производит посадку.

В случае больших помех в сигнале глиссадного радиомаяка, а
также в сложных метеоусловиях можно перевести продольный ка-
нал БСУ-ЗП с режима автоматического полета по глиссаде на ре-
жим «продления» глиссады. Для этого на высоте 80—100 м пово-
рачивают рукоятку «Спуск-подъем» на небольшой угол, что вызы-
вает отключение от автопилота команды бн. Одновременно гаснет
кнопка-лампа «Глис.» на пульте управления, а продольный канал
автопилота переходит на режим стабилизации угла тангажа и ста-
билизирует осредненный угол тангажа, заполненный системой
при полете по глиссаде до включения режима «продления»
глиссады.

В режиме автоматического захода на посадку (см. рис. 3.4, 3.5)
регулирующее воздействие в канале крена (бэ) формируется из сиг-
налов у, у3, ру, а в канале курса регулирующее воздействие фор-
мируется из сигналов у, у3, рф.

В продольном канале после нажатия кнопки-лампы «Глис.» ре-
гулирующее воздействие бв формируется из сигналов fl—Апу, Аф,
рА, 6н, у. Самолет при автоматическом заходе на посадку также уп-
равляется координированно с помощью всех трех рулей.

Вопросы

1.	В чем отличие вариантов системы БСУ-ЗП для самолетов Ту-124, Ту-134
и Ил-18?

2.	Чем отличается управление самолетом с помощью системы БСУ-ЗП от
управления с помощью АП-6ЕМ-ЗП?

3.	Какие параметры индицируются на приборах ПП-ШМ и НКП-4?

4.	Назначение датчиков системы БСУ-ЗП.

5.	Из каких сигналов формируются регулирующие воздействия бн, бэ, бв
в режиме стабилизации курса и заданной высоты?

6.	Из каких сигналов формируются регулирующие воздействия бн, бэ, бв в
режиме захода на посадку по сигналам маяков CH-50M(ILS)?

Глава 4

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА „ПУТЬ-4МПА“

1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Система «Путь-4МПА» предназначена для облегчения управления самолетом
при стабилизации его центра масс на жесткой пространственной траектории
или при выходе на нее.

Пилотирование самолета на маршруте и при заходе на посадку сводится
к стабилизации его центра масс на некоторой заданной траектории. К таким
траекториям относятся равносигнальные зоны курса и глиссады системы посад-
ки, траектории, задаваемые в пространстве с помощью радионавигационных и
астроинерцпальных систем, а также траектория заданной барометрической
высоты.

Трудность пилотирования самолета по заданной траектории с помощью обыч-
ных приборов состоит в том, что для удержания центра масс самолета на
этой траектории летчик должен получать информацию от нескольких приборов,
мгновенно анализировать эту информацию и, на основании анализа, принимать
решение, как управлять самолетом, чтобы его центр тяжести двигался по задан-
ной траектории или выходил на нее оптимальным образом. В этом случае летчик
выполняет роль счетно-решающего устройства по сбору и обработке информации
о положении самолета в пространстве относительно заданной траектории.

Пилотажно-навигационные системы (ПНС) или системы директорного управ-
ления призваны облегчить пилотирование самолета при полете по заданной траек-
тории. В этих системах информация собирается и обрабатывается вычислитель-
ным устройством. Обработанная информация выдается летчику в готовом виде,
как команды на управление самолетом, т. е. ПНС показывает в каждый момент
времени, как надо управлять самолетом для его движения по заданной траекто-
рии. В результате пилотирование самолета с помощью ПНС упрощается и сво-
дится к удержанию командных стрелок в среднем положении.

ПНС имеют два канала — боковой и продольный. Боковой канал служит для
управления положением центра масс самолета в горизонтальной плоскости,
а продольный — в вертикальной плоскости. ПНС могут использоваться и как
самостоятельные системы, и как составные части систем автоматического управ-
ления самолетом. В первом случае летчик вручную управляет самолетом по ко-
мандам (dz, бн) ПНС (дирек-
торное управление). Во втором
случае команды подаются в
автопилот и управление самоле-
том на заданной траектории
становится автоматическим
(рис. 4.1).

Решаемые задачи. Система
«Пу ть-4МПА» обеспечивает:

автоматическое и директор-
ное управление самолетом в ре-
жимах «Посадка» (заход на
посадку по равносигнальным
зонам курса и глиссады радио-
маяков СП-50М или ILS, начи-
ная с четвертого разворота и
до высоты 50 м) и «Навигация»
(стабилизация на траекториях,
задаваемых радиотехническими

Рис. 4.1. Структурная схема директорно-
го и автоматического управления

системами РСБН-2С и VOR);

совмещенную индикацию основных параметров положения самолета в про-

странстве и команд на управление самолетом;

выдачу информации о неисправности системы «Путь-4МПА», радиотехниче-
ских систем навигации и посадки.

Для решения указанных задач система «Путь-4МПА» использует сигналы:
курсовой системы КС-6, КС-8; центральной гировертикали ЦГВ-4; радионавига-
ционной системы «Курс МП»; радиотехнической системы РСБН-2С; радиокомпаса
АРК-11-

Комплектность системы «Путь-4МПА» и всех ее вариантов дана в разд. 1
гл. 3. Блоки системы образуют два равноценных полукомплекта левого и пра-
вого летчика. Основные технические данные:

1.	Инструментальная точность системы:

режим посадки, боковой канал. Максимальные отклонения самолета от рав-
носигнальной зоны курсовых маяков СП-50М и ILS при пролете БПРС не пре-
вышает ±25 м;

режим посадки, продольный канал. Максимальные отклонения самолета от
равносигнальной зоны глиссадных маяков при пролете БПРС не превышает 7 м
выше и 4 м ниже равносигнальной зоны;

режим навигации. Максимальные отклонения самолета от траектории зада-
ваемой радиотехническими средствами РСБН-2С и VOR на удалении 280 км от
маяка и при боковом ветре, соответствующем углу сноса 16°, и ошибке в выстав-
ке заданного курса ±2° не превышает ±3 км.

2.	При пилотировании самолета по командным стрелкам система автомати-
чески ограничивает угол крена самолета до 18,3±3°.

3.	Угол подхода к оси ВПП в насыщенной зоне курсового маяка при раннем
начале четвертого разворота составляет 28,5±3°.

4.	Погрешности показаний приборов при нормальных климатических усло-
виях (/ = 25±10°С, Р=750±30 мм рт. ст. и относительной влажности 65±15%);

ПП-1ПМ по шкале крена.....

ПП-1ПМ »	» тангажа...........

НКП-4 »	»

НКП-4 »	»

НКП-4 » »

курса ...........

заданного курса .

КУР...............

не более ±1,5° на отметке
0°; ±1,5° на отметках 15°,
30°

не более ±1,5° на отметке
0°; ±2° на отметках 10°,
20°

не более ±2°

не более ±1,5°

не более ±1,5° на отметке
0°, ±2,5° на всех оцифро-
ванных отметках.
5.	Время готовности к работе . . .

6.	Рабочий диапазон температур .

7.	Высотность ..................

8.	Питание от источников:
постоянного тока .................

трехфазного тока...............

9.	Потребляемая мощность:
от сети постоянного тока . . . .
от сети переменного тока . . .

10.	Вес комплекта..................

не более 1 мин
от +50' до —60е С
до 25 000 м

27 В±10%

36 В±5%

400 Гц±2%

не более 120 Вт

не более 200 ВА

не бочее 60 кг

2.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СИСТЕМЫ ПО БОКОВОМУ КАНАЛУ

Параметры движения самолета в горизонтальной плоскости.
Рассмотрим взаимосвязь основных параметров движения само-
лета в горизонтальной плоскости при заходе на посадку по системе
СП-50М (ILS).

Самолет в горизонтальной плоскости при переходе с одной за-
данной траектории на другую, как и при стабилизации на ней,
управляется с помощью координированных разворотов. При коор-
динированном развороте выполняется условие (1.7):

которое устанавливает зависимость между линейной и угловой ско-
ростью разворота и креном самолета. При координированном раз-
вороте угловая скорость со разворота самолета равна скорости из-
менения курса рф. При малых кренах tg у~у, тогда

y = d^L или	(4.1)

т. е. скорость изменения курса рф при координированном разворо-
те всегда пропорциональна крену у.

Следовательно, наличие крена приводит к изменению курса са-
молета, что, в свою очередь, приводит к смещению центра масс в
горизонтальной плоскости относительно заданной траектории.

Положение самолета в горизонтальной плоскости относительно
траектории посадки (оси ВПП) определяется с помощью курсовой
системы КС-6 (КС-8) и радионавигационной системы «Курс МП».

Курсовая система измеряет курс самолета ф, который сравнива-
ется с заданным вручную курсом оси ВПП ф3. В результате опре-
деляется отклонение Дф продольной оси самолета от оси ВПП
(рис. 4.2).

Аппаратура «Курс МП» определяет угловое отклонение е центра
масс самолета от равносигнальной зоны (оси ВПП) относительно
курсового маяка КРМ.

Линейное отклонение Z самолета от оси ВПП можно определить
через угловое отклонение е и дальность D до маяка:

Z = D sin е.
При малых углах sin е^е.

Тогда

Z De.	(4.2)

Так как при выходе самолета на ось ВПП дальность D изменя-
ется мало, то можно допустить, что линейное отклонение Z пропор-
ционально угловому е. Производная линейного отклонения pZ явля-
ется скоростью приближения (удаления) самолета к оси ВПП. Про-
дифференцировав уравнение (4 2) для «замороженной» дальности,
получим

pZ^Dpt.	(4.3)

Следовательно, производная углового отклонения ръ пропор-
циональна скорости приближения (удаления) самолета к оси ВПП.

В свою очередь, скорость приближения зависит от скорости са-
молета V и угла Дф (при скорости ветра и=0).

pZ—V2==V sin ДО.

При малых углах зшДф^Дф.

Тогда

pZ V ДО.	(4.4)

Приравняв правые части (4.3 и 4.4) и продифференцировав их,
получим pty = -~ р2е.

Принцип действия. Для вывода самолета по оптимальной тра-
ектории на ось ВПП и стабилизации его на ней сигналы, пропорци-
ональные отклонениям Дф и е, подаются в вычислитель В-12 систе-
мы «Путь-4МПА». В вычислителе В-12 из этих сигналов формиру-
ется сигнал заданного крена у3, т. е. того крена, который должен
иметь самолет исходя из отклонений Дф и е, чтобы с разворотом
выходить на ось ВПП по оптимальной траектории. Вычисленный
заданный крен у3 сравнивается в усилителе У-20Н с истинным кре-
ном самолета у. Если истинный крен не равен заданному, то возни-
кает команда по крену 6Z = Y±Y3, которая индицируется на пило-
тажном приборе ПП-1ПМ. Выполняя команду, летчик задает само-
лету крен, равный заданному у3. Командная стрелка прибора
ПП-1ПМ устанавливается в нулевое положение, а самолет движется
по оптимальной траектории выхода на ось ВПП. По мере прибли-
жения к оси ВПП отклонения Аф и е уменьшаются, что приводит к
уменьшению заданного крена у3. При этом истинный крен у стано-
вится больше заданного у3 и возникает команда dz обратного знака,
выполняя которую летчик уменьшает крен самолета. Так, по мере
приближения к оси ВПП самолет выходит из крена. После выхода
самолета на ось ВПП с помощью команд происходит стабилизация
центра масс самолета на этой оси.

Таким образом, в вычислителе В-12 системы «Путь-4МПА» в
любом положении самолета вычисляется оптимальная траектория
выхода его на ось ВПП. Оптимальная траектория вычисляется в
виде заданного крена, и летчику в каждый момент времени указы-
вается, как надо управлять самолетом, чтобы его центр масс дви-
гался по вычисленной траектории.

Анализ закона управления. Как отмечалось, сигнал команды по
крену 6Z формируется путем сравнения сигналов заданного у3 и ис-
тинного крена у:

V-=*(Y± Тз),	(4.5)

где i — коэффициент пропорциональности.

Сигнал истинного крена у снимается с ЦГВ-4. Сигнал заданного
крена формируется в вычислителе В-12 путем алгебраического сло-
жения сигналов Е, ре, Аф, рф с нужными порциями.

Сигнал е поступает с аппаратуры «Курс МП» и является основ-
ным сигналом, указывающим положение центра масс самолета
относительно заданной траектории (оси ВПП). Полярность его за-
висит от направления, а величина — от величины углового откло-
нения самолета от оси ВПП (рис. 4.3).

Рис. 4.3. Движение самолета при пропорциональном управлении
При плоскопараллельном уходе самолета с оси ВПП для его
возвращения на нее необходимо задать самолету крен в сторону
оси ВПП тем больший, чем больше отклонение е. Следовательно,
заданный крен у3 должен быть пропорциональным отклонению са-
молета от оси ВПП, т. е.

где — коэффициент пропорциональности.

Если сигнал заданного крена у3 будет формироваться только из
сигнала е, то будет осуществляться пропорциональное управление,
которое имеет следующие недостатки:

недостаточная жесткость стабилизации самолета на заданной
траектории, так как команда возникает после значительного откло-
нения;

выход самолета на заданную траекторию всегда сопровождает-
ся затухающими колебаниями относительно нее.

Для устранения этих недостатков при формировании заданного
крена, кроме сигнала е, используется его производная ре.

В этом случае заданный крен

у3 = £ее-ф kpspz,

где kps — коэффициент пропорциональности (необходимая порция).

Сигнал ре пропорционален скорости удаления (приближения)
самолета к оси ВПП и опережает основной сигнал е. Сигнал ре
возникает при перемещении самолета в секторе курса КРМ. При
выходе самолета за сектор курса сигнал ре равен нулю.

С удалением от оси ВПП знак ре совпадает со знаком основно-
го сигнала е, а при приближении — противоположен ему (рис. 4.4).

Если под действием возмущения самолет начинает плоскопарал-
лельно удаляться от оси ВПП, то возникающие сигналы е и ре бу-
дут одного знака. В результате сигнал заданного крена у3 форми-
руется раньше, а следовательно, раньше будет выдаваться летчику
команда по крену dz, выполняя которую летчик накреняет самолет
в сторону возмущения. Возникающая при этом боковая сила ком-
пенсирует возмущение и отклонение самолета от оси будет меньшим.

Рис 4.4 Управление с использованием производной
Следовательно, использование производной ре для формирова-
ния уз приводит к тому, что команда по крену dz выдается летчику
с упреждением, а это способствует более жесткой стабилизации са-
молета на заданной траектории (оси ВПП).

Если под действием больших кратковременных возмущений
произойдет плоскопараллельное отклонение от оси ВПП, то из сиг-
налов 8 и ре сформируется заданный крен у3 и команда по крену
6Z, после выполнения которой самолет начинает разворачиваться в
сторону оси ВПП и приближаться к ней. При этом возникает про-
изводная ре обратного знака, которая будет вычитаться из основ-
ного сигнала е.

С приближением к оси ВПП сигнал б уменьшается и в какой-
то точке 1 станет равным по абсолютному значению сигналу про-
изводной ре. Произойдет компенсация этих сигналов. Сигнал задан-
ного крена у3 будет равен нулю (у3=/гее—kpz ре).

В точке 1 летчику выдается команда на вывод самолета из кре-
на. Так как за время разворота самолет занял положение под уг-
лом к оси ВПП, то он с нулевым креном продолжает приближаться
к ней. Сигнал б уменьшается и сигнал ре становится больше сигна-
ла е. Возникает заданный крен у3 и команда по крену д2 обратного
знака, выполняя которую летчик до выхода самолета на ось ВПП
создает необходимый крен в противоположную сторону и самолет
плавно вписывается в линию оси ВПП.

Сигнал б, поступающий с аппаратуры «Курс МП», содержит в
своем составе сигналы помех (за счет радиопомех). При дифферен-
цировании сигнала 8 эти помехи возрастают, поэтому в сигнале
Ре уровень помех увеличивается.

Помехи приводят к колебаниям стрелки командного прибора, что
затрудняет, а в ряде случаев делает невозможным пилотирование
самолета.

Для уменьшения помех в сигналах б и ре применяют фильтры,
в качестве которых используются апериодические (инерционные)
звенья:

Фильтры такого типа хорошо пропускают постоянные или мед-
ленно изменяющиеся во времени полезные сигналы и плохо — быст-
роменяющиеся сигналы помех. Подавление помех или снижение их
уровня тем лучше, чем больше постоянная времени звена Т, но в
этом случае будут запаздывать и полезные сигналы. Так как уро-
вень помех в сигнале рЕ во много раз больше, чем в сигнале б, то
по сигналу рЕ вводится дополнительный фильтр.

Наличие фильтров в составе вычислителя приводит к запазды-
ванию сигнала у3, а следовательно, и команды 6Z, что приводит к
искажению траектории следования самолета на ось ВПП. При этом
самолет на ось ВПП выводится не по оптимальной траектории. Для
устранения этого недостатка в вычислитель подаются сигналы,
компенсирующие запаздывание.
Рис. 4.5. Выполнение четвертого разворота

Таким компенсирующим сигналом может быть сигнал крена у
или эквивалентный ему сигнал рф (уравнение 4.1). Лучше подавать
сигнал рф, так как при подаче сигнала крена могут возникать ста-
тические ошибки, вызываемые неточной установкой ЦГВ-4. В этом
случае при нулевом крене с ЦГВ-4 снимается ложный сигнал, для
компенсации которого необходим сигнал g. Самолет будет двигать-
ся параллельно заданной траектории.

Таким образом, при использовании компенсирующего сигнала
р\\-> заданный крен будет определяться

Уз = kze 4- kptpz 4-

где kp^ — коэффициент пропорциональности.

Сигнал Дф, пропорциональный отклонению продольной оси
самолета от оси ВПП (заданной траектории), используется при
формировании у3 для вывода самолета с точки четвертого разворо-
та на ось ВПП. Тогда

Уз —	4~ kpe.p£ 4~ kp 1Р-J- ЛдфДф.

В точке 1 четвертого разворота самолет еще находится за пре-
делами сектора курса (но в секторе излучения), поэтому сигнал 8
максимальный и не изменяется, в результате его производная ре
равна нулю. Сигнал Дф на четвертом развороте имеет большую ве-
личину, так как отклонение самолета от оси ВПП составляет 90°.
Сигнал рф = 0, так как в точке четвертого разворота курс самолета
не меняется (рис. 4.5).

Если на четвертом развороте (в точке /) сигнал у3 будет фор-
мироваться только из сигнала е, то сигнал у3 имеет такой знак, что
-£v= const

Рис. 4.6. Полет с боковым ветром

летчику будет выдаваться команда делать крен от ВПП. После
выполнения такой команды самолет будет разворачиваться в про-
тивоположную от ВПП сторону (пунктир).

Для создания на четвертом развороте (в точке 1) крена в сторо-
ну ВПП сигнал у3 формируется путем вычитания из сигнала е боль-
шего сигнала Дф. При этом заданный крен у3 и команда dz будут
нужного знака.

После выполнения команды самолет, начиная от точки / будет
разворачиваться в сторону ВПП. При этом отклонение от заданно-
го курса будет уменьшаться и при угле отклонения, близком к 28°,5,
сигнал Дф по абсолютному значению станет равным ограниченному
сигналу е и они скомпенсируют друг друга. Сигнал заданного кре-
на у3 будет равен нулю и в точке 2 летчику выдается команда, после
выполнения которой самолет выравнивается из крена и под углом
28°,5 к оси ВПП продолжает приближаться к ней. Угол 28°,5 назы-
вается углом подхода самолета к оси ВПП. В точке 3 самолет
входит в сектор курса и возникает сигнал производной ре, за счет
которого формируется сигнал заданного крена у3. Возникает ко-
манда 6Z на крен от оси ВПП. После выполнения команды самолет
по оптимальной траектории выходит на ось ВПП. В момент выхода
самолета на ось ВПП сигналы е, ре, рф, Дф будут равны нулю.

При заходе на* посадку с боковым ветром самолет плоскопарал-
лельно отклоняется от оси ВПП (рис. 4.6). За счет возникших
сигналов е и ре летчику выдается команда, после выполнения кото-
рой самолет разворачивается в сторону оси ВПП. Возникает откло-
нение от заданного курса Дф. При отклонении Дф, равном углу сно-
са УС, самолет прекратит отклонение от оси ВПП. Сигнал ре = 0,
а сигнал е будет скомпенсирован сигналом Дф, так как они проти-
воположного знака. В этом случае у3 = 0 и летчику выдается коман-
да на вывод самолета из крена, хотя самолет и не вышел еще на
ось ВПП.

В дальнейшем центр масс самолета будет двигаться параллель-
но оси ВПП, т. е. возникает статическая ошибка стабилизации цент-
ра масс самолета относительно оси ВПП, которая всегда пропор-
циональна боковой составляющей скорости ветра.

Статическая ошибка обусловлена наличием в законе управления
сигнала Дф.

Таким образом, сигнал Дф необходим для вывода самолета на
ось ВПП с четвертого разворота, но одновременно за счет сигнала
Дф при боковом ветре возникает статическая ошибка.

Для устранения этого противоречия по сигналу Дф вводится зо-
на нечувствительности в пределах ±28°,5. В результате при откло-
нениях самолета за счет действия бокового ветра от заданного кур-
са на углы до ±28°,5 сигнал Дф отсутствует, а за счет сигналов е
и ре формируется команда д2 и обеспечивается вывод центра масс
самолета на ось ВПП. Система становится астатичной относитель-
но бокового ветра.

После окончания переходного процесса центр масс самолета
будет двигаться по оси ВПП, а его продольная ось будет отклонена
от оси ВПП (заданного курса) на угол Дф = УС. Вектор путевой
скорости W совпадает при этом с осью ВПП.

Таким образом, для устранения статических ошибок сигнал Дф
имеет зону нечувствительности в пределах ±28°,5. При этом закон
формирования заданного крена у3 в общем виде будет иметь сле-
дующее выражение:

Чтобы самолет при заходе на посадку не сделал крен больше
допустимого, заданный крен у3 ограничивается в пределах ±18°,5
ограничителем F.

Для обеспечения угла подхода самолета ±28°,5 сигнал е огра-
ничивается в диапазоне ±2°,2.

Учитывая передаточные функции звеньев (фильтров) вычисли-
теля, заданный крен определяется

Тз-----~	е.Дф (^е£ — £1фДф) ;----—

т^р 4-1 L	+ 1

(4.6)

где —----------передаточная функция четвертого блока (звена)

74/24-1

вычислителя, на котором алгебраически суммиру-
ются все сигналы; F — ограничитель заданного
крена;

—------передаточная функция третьего блока (звена), кото-

FpF1

рый является дополнительным фильтром для сиг-
налов ре; Ре,д^ —ограничитель сигналов е и Дф.
Зона нечувствительности по сигналу Дф образуется путем вычи-
тания двух одинаковых сигналов Дф, один из которых ограничива-
ется на ограничителе F^ .
Рис 4.7. Структурная схема бокового канала (левый полукомплект)

Закон управления бокового канала в режиме «Посадка»

имеет

следующее выражение:

1

Fp + 1

Д 4 + F^ (kse — Лг;Д'р) ф-

+ ~—— (kp£pz 4- Ьр.ъру

Fp + 1

В режиме «Навигация» закон управления имеет вид:

F'lA Р4~

тгр+ I

/гусУС

ТуСр + 1

(4.7)

(4.8)



— Аа4~

F

FP + 1

где УС — угол сноса самолета; &ус—коэффициент передачи угла
сноса.

В режиме «Навигация» (VOR, СРП, азимут) так же, как и в
режиме «Посадка», основным сигналом для формирования коман-
ды dz является сигнал е отклонения от заданной линии пути, выда-
ваемый аппаратурой «Курс МП». Сигнал Аф в этом режиме исполь-
зуется вместо эквивалентного ему сигнала ре (уравнения 4.3, 4.4).
Сигнал угла сноса УС, выдаваемый системой НАС-1А6К, использу-
ется для коррекции, так как наличие сигнала Аф в законе управле-
ния вызывает возникновение статических ошибок при боковом
ветре.
Структурная схема формирования закона управления представ-
лена на рис. 4.7. Сигнал е отклонения самолета от равносигнальной
зоны курса (оси ВПП) поступает с аппаратуры «Курс МП»
(РСБН-2С) в комбинированный блок БК-5, где производится его
линейное усиление. С выхода блока БК-5 сигнал е подается на ле-
вый и правый вычислители В-12 и в автопилот АП-6ЕМ-ЗП.

В вычислителе В-12 сигнал в подается через органичитель
7\р
на 4-й блок и одновременно на дифференцирующее звено -----,

тер + 1
на котором формируется сигнал производной ре. Сигнал рг через
3-й блок, являющийся фильтром, подается также на 4-й блок.

Сигнал курса самолета ф поступает от курсовой системы КС-6
(КС-8) и подается в прибор НКП-4, в котором он сравнивается с
установленным вручную заданным курсом ф3. В результате сравне-
ния образуется сигнал, пропорциональный отклонению самолета от
заданного курса (Аф1=ф3±ф).

Сигнал Аф1 подается в вычислитель В-12, где он поступает на
4-й блок, на ограничитель F и на дифференцирующее звено

——. С ограничителя F м, сигнал Афг, ограниченный в пределах
+ 1

±28°,5, подается на 4-й блок, где он суммируется с обратным зна-
ком с сигналом Афь Так как порции двух сигналов Афь Аф'2 одина-
ковы, а знаки противоположны, то пока не наступило ограничение
второго сигнала, они компенсируют друг друга на выходе 4-го бло-
ка результирующий сигнал Аф- равен нулю.

При Аф>28°,5 с ограничителя на 4-й блок поступает неизменный
сигнал Дф2, а сигнал Афь поступающий непосредственно на 4-й
блок, будет увеличиваться вплоть до Аф = 90°.

В результате при больших отклонениях (Аф>28°,5) сигнал Аф
поступает на 4-й блок В-12, что обеспечивает выполнение четвертого
разворота по стрелке командного прибора. При малых отклонениях
(Аф<28°,5) сигнал Аф на 4-й блок не подается и за счет этого обес-
печивается устранение статической ошибки, вызванной боковым
ветром.

Сигнал Афь поступающий на дифференцирующее звено

---"— , дифференцируется на нем для получения сигнала произ-
Т'фР + 1

водной рф. Сигнал рф через 3-й блок подается на 4-й блок В-12.

На 4-м блоке путем алгебраического суммирования сигналов е,
ре, рф и Аф формируется сигнал заданного крена у3.

После ограничения на ограничителе F в пределах ±18°,5 сигнал
у3 подается на вход 5-го канала усилителя У-20Н, где он сравнива-
ется с сигналом текущего (истинного) крена у, поступающего с
ЦГВ-4 через блок БК-5. Разность сигналов у3 и у как сигнал коман-
ды по крену 62 с выхода 5-го канала У-20Н подается в пилотажный
прибор ПП-1ПМ для отклонения вертикальной стрелки командного
прибора.
При автоматическом управлении сигнал заданного крена у3
постоянного тока после ограничения подается также в блок связи
БС-3, где преобразуется в сигнал переменного тока, который пода-
ется в боковой канал автопилота АП-6ЕМ-ЗП.

3.	ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ СИСТЕМЫ ПО ПРОДОЛЬНОМУ КАНАЛУ

Параметры движения самолета в вертикальной плоскости. По-
строение структурной схемы управления самолетом, а также прин-
цип использования системы для продольного канала остаются таки-
ми же, как и для бокового канала. Однако специфика движения
самолета в вертикальной плоскости накладывает свои особенности
на выбор закона управления.

Стабилизация самолета на глиссаде или заданной высоте произ-
водится за счет изменения подъемной силы, уравновешивающей вес
самолета. Подъемная сила Y (уравнение 1.1) зависит, в свою оче-
редь, помимо массовой плотности р и площади несущих поверхно-
стей S, от воздушной скорости V и угла атаки а. При увеличении
или уменьшении их в определенных пределах будет соответственно
увеличиваться или уменьшаться подъемная сила самолета У. При
этом нарушается равенство между подъемной силой У и весом са-
молета G и он будет отклоняться вверх или вниз от заданной тра-
ектории.

При постоянной воздушной скорости самолета для снижения
или набора высоты по траектории, наклоненной к горизонту под
каким-то углом, необходимо, чтобы самолет имел определенный
угол атаки (рис. 4.8).

Так как на самолете до последнего времени не было измерите-
лей угла атаки а, а есть измерители угла тангажа -0, то угол атаки
определяется из соотношения 6’ = 0±а.

Для удержания самолета на заданной траектории в вертикаль-
ной плоскости летчик контролирует угол тангажа (атаки) само-
лета.

Рис. 4.8. Движение самолета по
глиссаде

Рис. 4.9. Стабилизация самолета
на глиссаде
С помощью аппаратуры «Курс МП» определяется угловое от-
клонение £ центра масс самолета от глиссады (рис. 4 9). Линейное
отклонение Н центра масс самолета от глиссады может быть опре-
делено через угловое £ и дальность D:

H=DsinC

Учитывая малые угловые отклонения самолета от глиссады,
можно записать

(4.9)

Изменение линейного отклонения Н во времени является ско-
ростью приближения (удаления) самолета к глиссаде. Продиффе-
ренцировав уравнение 4.9 для «замороженной» дальности, получим

pH=Epl,.	(4.10)

Следовательно, скорость приближения (удаления) самолета к
глиссаде пропорциональна производной pt, сигнала £ снимаемого с
аппаратуры «Курс МП».

Скорость приближения к глиссаде pH можно определить также
из зависимости (см. рис. 4.9):

pH = Vr2=V0 sin К

Так как углы О не превышают 10°, то sin и можно запи-
сать

pH^V^.	(4.11)

Следовательно, скорость приближения к глиссаде pH пропор-
циональна углу Ф тангажа самолета.

Приравняв правые части уравнений 4.10 и 4.11, получим

(4.12)

Следовательно, производная pt, пропорциональна тангажу О.

Анализ закона управления. Для вывода самолета на глиссаду
и стабилизации его на ней летчик использует показания авиагори-
зонта, нуль-прибора системы инструментальной посадки, указателя
скорости и высотомера. На основании информации, получаемой от
этих приборов, летчик управляет тангажом самолета так, чтобы
его центр масс двигался по глиссаде. Такое управление требует
от летчика большого напряжения. Использование вычислителя по-
зволяет упростить управление.

Простейшая операция, которую должен выполнять вычисли-
тель, — это сравнение сигналов тангажа О и сигналов отклонения
Н от глиссады.

Предположим, под действием возмущения самолет отклонился
вверх от глиссады на величину Н (рис. 4.9). В этом случае летчик
должен изменить тангаж самолета в сторону пикирования и само-
лет будет приближаться к глиссаде. По мере приближения к ней
отклонение Н уменьшается, а следовательно, надо уменьшать и
Рис. 4.10. Структурная схема управления
продольного канала

Операцию сравнения отклонения

угол тангажа Ф для умень-
шения скорости приближе-
ния к глиссаде и этим пре-
дотвратить отклонение от
нее вниз.

Таким образом, каждому
отклонению Н соответствует
определенное значение угла
тангажа 'О'.

Н и тангажа -0 производит

вычислитель и при несоответствии их летчику выдается команда
ди на изменение тангажа в ту или другую сторону.

Структурная схема такого управления показана на рис. 4.10, а
закон управления будет выражаться зависимостью

+ kHH,

где kH — коэффициенты пропорциональности.

Заменив линейное отклонение Н на угловое £ (уравнение 4.9),
получим простейший закон управления:

S/y —Л&И + k^,.

(4.13)

Однако реализация приведенного закона управления, в котором
используется сигнал тангажа О', приводит к возникновению стати-
ческих ошибок и колебаниям самолета относительно глиссады.
Поэтому для устранения статических ошибок сигнал тангажа в за-
коне 4.13 заменяется на эквивалентный сигнал производной pt,
(уравнение 4.12), а для устранения колебаний самолета относитель-
но глиссады вводится сигнал производной тангажа р$. Тогда закон
управления продольного канала в общем виде будет иметь вид:

— i kp?p^-\- kp§ pW).

(4.14)

Сигнал с, снимаемый с аппаратуры «Курс МП», содержит зна-
чительные помехи (как и сигнал е), для устранения которых ис-
пользуется фильтр --------. Для дополнительной фильтрации и

Т\Р + 1

усиления сигнала производной pt, используется дополнительный

, 1
фильтр -------

Т\р + 1

Учитывая передаточные функции фильтров-усилителей, приме-
няемых в продольном канале, закон управления будет иметь вид:

Ън=I -----------(k&-|--------kpZp^ Д- кр^рЪ] .

н Т2Р + 1 \ Т1Р + 1 р и р г J

(4.15)

Структурная схема формирования закона управления продоль-
ного канала представлена на рис. 4.11.

Сигнал отклонения самолета от равносигнальной зоны глиссады
t, поступает с аппаратуры «Курс МП» (РСБН-2С) в комбинирован-
ный блок БК-5, где производится его линейное усиление. С выхода
блока БК-5 сигнал t, подается на левый п правый вычислители В-12
56
и в автопилот АП-6ЕМ-ЗП. В левом вычислителе В-12 сигнал по-
дается на 2-й блок и одновременно на дифференцирующее звено

Тс Р

---- , на котором образуется сигнал производной pt,. Сигнал

Рис. 4.11. Структурная схема продольного канала системы
«Путь-4МПА»

Рис. 4.12. Структурная схема системы «Путь-4МПА»
pt, через 1-й блок, являющийся фильтром-усилителем, также пода-
ется на 2-й блок.

Сигнал тангажа Ф с ЦГВ-4 после линейного усиления в блоке
БК-5 подается в левый вычислитель В-12 на дифференцирующее
Т<ур

звено —------, на котором образуется сигнал производной pH, по-

+ 1

даваемый затем на 2-й блок вычислителя В-12.

На 2-м блоке вычислителя В-12 путем алгебраического суммиро-
вания сигналов £, pt,, рй формируется сигнал команды по тангажу
бн, который после усиления в усилителе У-20Н (6-й канал) подает-
ся на прибор ПП-ШМ для индикации.

При автоматическом полете по глиссаде сигнал команды бн
через блок БС-3 подается в продольный канал автопилота
АП-6ЕМ-ЗП.

Структурная схема системы «Путь-4МПА» показана на рис. 4.12.

4.	ПОКАЗЫВАЮЩИЕ ПРИБОРЫ ПП-ШМ И ННП-4

Пилотажный прибор ПП-1ПМ (рис. 4.13, а) предназначен для
индикации команд директорного управления самолетом.

Прибор ПП-ШМ комбинированный, совмещает в себе команд-
ный нуль-прибор, дистанционный указатель авиагоризонта, указа-
тель положения глиссады (заданной траектории снижения) и ука-
затель скольжения.

Индикация параметров. Отклонение вертикальной ко-
мандной стрелки 5 относительно центрального черного кружка вле-
во пли вправо является командой летчику соответственно на левый
или правый крен. Отклонение горизонтальной командной стрелки
12 относительно центрального черного кружка вверх или вниз явля-
ется командой летчику на изменение угла тангажа самолета соот-
ветственно на кабрирование или пикирование. Угол крена самолета
отсчитывается по указателю крена (силуэтику самолета) 6 на шка-
ле кренов 7 самолета.

Угол тангажа самолета отсчитывается на сферической шкале
тангажа 4 относительно индексов 3.

Шкала тангажа имеет искусственную линию горизонта и отмет-
ки углов тангажа.

Выше линии искусственного горизонта шкала окрашена в голу-
бой или белый цвет, а ниже — в коричневый или черный (ПП-ШМ
или ПП-ШМк) цвет.

Вращение сферической шкалы тангажа 4 относительно индек-
сов 3 указывает изменение углов тангажа на кабрирование или пи-
кирование. При кабрировании линия искусственного горизонта
оказывается ниже силуэтика самолета, и он виден на голубом (бе-
лом) фоне. При пикировании силуэтик самолета виден на коричне-
вом (черном) фоне.

Стрелка / указателя глиссады отклоняется вверх или вниз от
средней (нулевой) отметки шкалы из точек 2. Направление откло-
нения стрелки / от среднего положения указывает летчику, в какой
стороне относительно самолета находится глиссада планирования.
Среднее положение стрелки указывает, что самолет находится на

глиссаде планирования.

Указатель скольжения 8 по-
зволяет выполнять развороты
самолета без скольжения. Сме-
щение черного шарика от сред-
него положения при развороте
самолета указывает на нали-
чие внутреннего или внешнего
скольжения. Кнопка 9 служит
для дистанционного арритиро-
вания ЦГВ-4. Лампа 11 сигна-
лизирует, к какому полукомп-
лекту системы «Путь-4МПА»
подключен автопилот
АП-6ЕМ-ЗП. Кремальера 10
служит для установки началь-
ных углов тангажа.
Прибор (рис. 4.13, б) состоит из следующих узлов:
системы индикации команды по крену, в которую входят двига-
тель 10 (М3), потенциометр 12 (R3) и командная стрелка 1;

системы индикации команды по тангажу, в которую входят дви-
гатель 20 (М2), потенциометр 18 (R2) и командная стрелка 2;

системы индикации угла крена
самолета, в которую входят двига-
тель 13 (М5), генератор 15 (Мб),
потенциометр 23 (R6) и силуэтик са-
молета 3;

системы индикации угла тангажа
самолета, в которую входят двига-
тель 16 (М4), потенциометр 9 (R4),
шкала тангажа 5;

системы индикации отклонения
от глиссады, в которую входят дви-
гатель 7 (Ml), потенциометр 8 (R1),
стрелка глиссады 4.

Указанные узлы состоят из одно-
типных элементов: двухфазного

Рис. 4.1'4. Прибор НКП-4:
а — лицевая часть; б — кинематическая схема
двигателя ДИД-0,5У, редуктора, потенциометра и указателя (шка-
лы или стрелки).

Навигационный курсовой прибор НКП-4 (рис. 4.14, й) предназна-
чен для индикации положения самолета в пространстве и формиро-
вания сигналов отклонения от заданного курса Аф. Прибор НКП-4
комбинированный и обеспечивает индикацию: текущего курса ф
самолета; заданного курса ф3; курсового угла радиостанции ср; от-
клонения е самолета от равносигнальной зоны курса или заданной
линии пути; отклонения £ самолета от глиссады или заданной тра-
ектории снижения.

Бленкеры прибора сигнализируют об исправности каналов кур-
са и глиссады радиотехнических средств посадки и навигации.

Индикация параметров. Курс самолета отсчитывается
на шкале курса 4 относительно неподвижного треугольного индек-
са 3. Заданный курс отсчитывается на шкале курса 4 по стрелке 2
заданного курса. При полете самолета с заданным курсом стрелка
2 устанавливается против индекса 3. С разворотом самолета впра-
во шкала курсов 4 разворачивается влево относительно индекса 3
и наоборот. Стрелка 2 заданного курса при этом разворачивается
синхронно со шкалой курсов 4. Смещение стрелки 2 заданного кур-
са относительно индекса 3 по шкале 7 указывает на отклонение
самолета от заданного курса самолета.

Линия 0—180° шкалы курсов 4 имитирует магнитный (истин-
ный) меридиан, а линия, проходящая через верхний и нижний тре-
угольные индексы, имитирует продольную ось самолета. Курсовой
угол радиостанции отсчитывается по стрелке 5 на шкале 7, магнит-
ный пеленг — на шкале 4 по стрелке 5.

Положение самолета относительно равносигнальной зоны кур-
са или заданной линии пути (ЗЛП) указывается стрелкой 11 по
шкале из точек 10. Среднее положение стрелки 11 указывает, что
самолет находится на заданной траектории. Отклонение стрелки И
от среднего положения влево или вправо указывает летчику, в ка-
кой стороне относительно самолета находится заданная траектория.

Положение самолета относительно глиссады указывается стрел-
кой 13 по шкале из точек 14. Отклонение стрелки 13 от среднего
положения указывает летчику сторону нахождения глиссады.

Открытие бленкера 6 курса (глиссады 12) в зоне действия кур-
сового (глиссадного) маяка сигнализирует об отказе канала курса
(глиссады) радиотехнических средств навигации и посадки. Кре-
мальера 9 служит для установки заданного курса.

Треугольные индексы 8 служат для удобства выполнения пред-
посадочного маневра.

Прибор (рис. 4.14, б) состоит из следующих узлов:

следящей системы курса, в которую входят двигатель 19 (Ml),
сельсин 21 (М2) и шкала курса S;

следящей системы заданного курса, в которую входят двигатель
16 (М3), сельсин 14 (М4) и стрелка заданного курса 6\

следящей системы курсовых углов радиостанции, в которую вхо-
дят двигатель 9 (М5), сельсин И (Мб), стрелка 4 и шкала 5;
магнитоэлектрической системы 3 (Э1) —указателя отклонения
от равносигнальной зоны курса;

магнитоэлектрической системы 7 (Э2) —указателя отклонения
от глиссады;

магнитоэлектрической системы 2 сигнализации исправности ка-
нала курса РТС;

магнитоэлектрической системы 1 сигнализации исправности ка-
нала глиссады РТС.

В приборе НКП-4 в следящих системах используются двигате-
ли-генераторы ДГ-0,5ТА. Дифференциал 17 служит для сложения
углов ф3 и ф.

5.	ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СХЕМА ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ „ПУТЬ-41Ш“

Электрическая схема системы приведена в приложении 1.

Следящая система индикации крена состоит из: потенциометра
крена ЦГВ-4, потенциометра R6, двигателя М5 (ДИД-0,5У), Мб,
силуэтика самолета и шкалы кренов прибора ПП-ШМ, а также
8-го канала усиления У-20Н.

При кренах самолета между потенциометрами ЦГВ-4 и R6 воз-
никает сигнал рассогласования, который снимается с R6 и после
усиления в восьмом канале подается на двигатель М5. Двигатель
через редуктор поворачивает силуэтик самолета прибора ПП-ШМ
и одновременно потенциометр R6, согласуй следящую систему.
После ее согласования двигатель М5 останавливается, а против
нижней плоскости силуэтика самолета на шкале кренов прибора
ПП-1ПМ отсчитывается угол крена.

С осью двигателя М5 связана ось двигателя Мб, работающего
в режиме тахогенератора. Сигнал, пропорциональный скорости вра-
щения двигателя, с управляющей обмотки Мб подается в восьмой
канал У-20Н, как скоростная обратная связь. Резисторы R20—R22
служат для согласования потенциометров ЦГВ-4 и R6.

Сигнал крена с потенциометра ЦГВ-4 одновременно подается в
блок реле БР-46А на мост, состоящий из резисторов R37—R41. Со
средних точек моста сигнал крена у через резисторы R42, R43 пода-
ется на вход пятого канала У-20Н для формирования команды по
крену 62-

Следящая система индикации тангажа состоит из: потенциомет-
ра тангажа ЦГВ-4, потенциометра R4, двигателя М4 (ДИД-0,5У),
сферической шкалы тангажа прибора ПП-ШМ и девятого канала
усиления У-20Н.

При изменении тангажа самолета между потенциометрами
ЦГВ-4 и R4 возникает рассогласование. Сигнал рассогласования с
потенциометра R4 через резисторы R35, R36 (БР-46А) подается на
вход девятого канала У-20Н и после усиления поступает на двига-
тель М4, который через редуктор поворачивает шкалу тангажа и
потенциометр R4, согласуй следящую систему. После ее согласова-
ния двигатель останавливается, а на шкале тангажа относительно
центральных индексов отсчитывается угол тангажа. Резисторы
Рис. 4.15. Система формирования сигнала Дф в НКП-4

R14—R16 служат для согласования потенциометров ЦГВ-4 и R4.

Одновременно сигнал тангажа Ф с потенциометра ЦГВ-4 пода-
ется в блок реле БР-46А на мост, состоящий из резисторов R44—
R48. Со средних точек моста сигнал тангажа Ф через резисторы
R49, R50 подается на вход первого канала усиления блока БК-5.
После усиления сигнал поступает в вычислитель В-12 для форми-
рования сигнала команды по тангажу бн-

Установка начальных углов тангажа (углов атаки) в пределах
±10° производится кремальерой, кинематически связанной с щет-
ками потенциометра R4. При повороте щеток потенциометра про-
исходит рассогласование следящей системы. После ее согласования
линия горизонта шкалы тангажа занимает новое положение.

Следящая система индикации курса состоит из: сельсина-датчи-
ка УШ (КС-6, КС-8), сельсина-приемника М2 (С-ЗОВП), двигате-
ля-генератора Ml (ДГ-0,5ТА) и подвижной шкалы курсов прибора
НКП-4, а также третьего канала усиления У-20Н.

При изменении курса самолета между сельсинами УШ и М2
возникает рассогласование. Сигнал рассогласования с ротора сель-
сина М2 после усиления в третьем канале У-20Н подается на дви-
гатель Ml, который через редуктор поворачивает шкалу курсов,
ротор сельсина М2 и первую входную ось механического дифферен-
циала д (рис. 4.15). После согласования следящей системы шкала
НКП-4 и первая входная ось механического дифференциала будут
повернуты на угол курса самолета ф.

Для осуществления скоростной обратной связи сигнал, пропор-
циональный скорости вращения двигателя Ml, с тахогенератора
этого двигателя суммируется в противофазе на входе третьего ка-
нала У-20Н с сигналом рассогласования следящей системы.

Сигнал Аф формируется в приборе НКП-4. Следящая система
заданного курса (СД, М4, М3, 2-й канал) не задействована (см.
рис. 4.15). Заданный курс ф3 устанавливается в приборе НКП-4
кремальерой ЗК вручную. Вращение кремальеры ЗК передается на
вторую входную ось дифференциала д и через него на стрелку
заданного курса (ЗК). Вводимый заданный курс ф3 устанавливает-
ся по стрелке ЗК на подвижной шкале курсов НКП-4. Если после
установки заданного курса самолет изменяет курс, то работает
следящая система курса и двигатель Ml поворачивает шкалу кур-
сов.и через дифференциал стрелку ЗК на один и тот же угол, обес-
печивая этим их синхронное перемещение.

Так как первая входная ось дифференциала д поворачивается
на угол курса ф, а вторая входная ось — на угол ф3, то выходная
ось его поворачивается на угол, равный алгебраической сумме уг-
лов ф и ф3, т. е. с помощью дифференциала д решается уравнение
Аф = ф3±ф.

Так как с выходной осью дифференциала связаны щетки потен-
циометра R1, то с него через резисторы R2, R4 снимается и подает-
ся в вычислитель В-12 сигнал постоянного тока Дф, пропорциональ-
ный углу отклонения самолета от заданного курса.

Сигналы Аф, сформированные на потенциометрах R1 левого к
правого приборов НКП-4, подаются на блоки 3 и 4 левого и право-
го вычислителя В-12.

Для увеличения надежности системы потенциометры R1 левого
и правого приборов НКП-4 соединены параллельно через клеммы
соединительной коробки.

Следящая система индикации КУР состоит из: сельсина-датчика
(А-8) радиокомпаса АРК-11, сельсина-приемника Л16 (С-ЗОВП),
двигателя-генератора Мб (ДГ-0,5ТА), стрелки и шкалы КУР при-
бора НКП-4, а также четвертого канала усиления У-20Н.

При изменении КУР между сельсинами А-8 и Мб возникает
рассогласование. Сигнал рассогласования с ротора сельсина Мб
после усиления в четвертом канале У-20Н подается на двигатель
Мб, который через редуктор поворачивает стрелку КУР и ротор
сельсина Мб, согласуй следящую систему. После ее согласования
двигатель М5 останавливается, а по стрелке на внешней неподвиж-
ной шкале прибора НКП-4 отсчитывается КУР.

Сигнал с тахогенератора двигателя Мб обеспечивает скоростную
обратную связь. Следящая система КУР включается при включе-
нии радиокомпаса АРК-11. Обмотка возбуждения двигателя Мб
питается от АРК-11 напряжением 45 В 400 Гц. Для гашения
напряжения до величины 36 В и для сдвига фаз применяется рези-
стор R28 и конденсатор С9, расположенные в блоке БР-46А.

Прохождение сигналов в и £ от радиотехнических средств. Как
уже отмечалось датчиками сигналов 8 и £ отклонения самолета от
заданных траекторий являются радиоприемные устройства аппара-
туры «Курс МП» или РСБН-2С («Свод»).

Сигналы 8 и £ от радиотехнических датчиков поступают:

на приборы НКП-4 и ПП-ШМ для индикации положения само-
лета относительно заданных траекторий;

в комбинированный блок БК-5 для линейного усиления. С вы-
хода блока БК-5 сигналы подаются в оба вычислителя В-12 и в
автопилот АП-6ЕМ-ЗП.

В систему «Путь-4МПА» сигналы 8 и £ могут поступать от пер-
вого или второго полукомплекта аппаратуры «Курс МП», а также
от аппаратуры РСБН-2С в зависимости от того, в каком положении
находится переключатель селектора радиосредств (см. рис. 2.8).

В положении «1» оба прибора НКП-4 и ПП-1ПМ и блок БК-5,
подключаются к первому полукомплекту «Курс МП», работающему
в одном из режимов «СП-50», «ILS» или «VOR».

В положении «Совм.» оба прибора ПП-ШМ, левый НКП-4 и
блок БК-5 подключаются к первому, а правый НКП-4 — к второму
полукомплекту «Курс МП».

В положении «2» оба прибора НКП-4 и ПП-1ПМ и блок БК-5
подключаются к второму полукомплекту «Курс МП».

В положении «РСБН» курсовые планки и бленкеры НКП-4 под-
ключаются к аппаратуре «РСБН» (режимы «Азимут» и СРП»).

Указатели положения обоих НКП-4 подключаются последова-
тельно, а вход блока БК-5 — параллельно двум последовательно со-
единенным указателям. Бленкеры обоих НКП-4 подключаются
параллельно к соответствующим цепям.

В положении «РСБН—СП-50» блок БК-5, курсовая планка и
бленкер левого НКП-4 подключаются к навигационному каналу
аппаратуры «РСБН-2С» («Свод»), а правый НКП-4 — к первому
полукомплекту «Курс МП», работающему в режиме «СП-50».

Сигнал б с выхода курсового канала аппаратуры «Курс МП»
через блок коммутации (БК) подается на магнитоэлектрические
системы указателей НКП-4, перемещающие курсовые планки, по
которым определяют положение заданных траекторий относительно
самолета. Одновременно сигнал 8 через нормально замкнутые кон-
такты реле Р6, Р7\ ограничивающие резисторы R20, R21 в режиме
«Посадка»; R26, R27 в режиме «Азимут»; R22, R23 в режиме
«СРП»; R14, R13 в режиме «VOR», расположенные в блоке БР-46А,
подается на вход четвертого канала блока БК-5. С выхода четверто-
го канала (с резистора нагрузки R28) усиленный сигнал е подается
на левый и правый вычислители В-12 и в автопилот АП-6ЕМ-ЗП
(клеммы Ж1, 2R2 РК).

Сигнал £ с выхода глиссадного канала аппаратуры «Курс МП»
через блок коммутации подается на магнитоэлектрические системы
указателей НКП-4, перемещающие глиссадные планки, которые
Э—1076	65
указывают положение глиссады планирования (траектории сниже-
ния) относительно самолета. Одновременно сигнал t, через нормаль-
но-замкнутые контакты Р7 и ограничивающие резисторы R6, R7 в
режиме «Посадка», резисторы R4, R5 в режиме «Пробивание об-
лачности», расположенные в блоке БР-46А, подается на вход третье-
го канала блока БК-5. Усиленный сигнал £ с выхода третьего ка-
нала блока БК-5 через резистор R51, расположенный в блоке
БР-46А, подается в левый и правый вычислители В-12, в приборы
ПП-1ПМ и в автопилот АП-6ЕМ-ЗП.

Сигналы е и £ к системе «Путь-4МПА» подключаются с помо-
щью реле блока коммутации аппаратуры «Курс МП».

При автоматическом управлении для обеспечения устойчивости
системы «Самолет — БСУ-ЗП» до перехода на визуальный полет в
системе «Путь-4МПА» введено автоматическое уменьшение переда-
точных отношений по сигналам е, £ и их производных ре, pt, (см.
разд. 5 гл. 3). При нажатии кнопки-лампы «Глис.» на объединенном
пульте управления системы БСУ-ЗП подается (с АП-6ЕМ-ЗП) на-
пряжение + 27 В на реле Р6 блока БР-46А, которое в цепь сигнала
е подключает добавочные резисторы R18, R19, что вызывает умень-
шение передаточных отношений /ге, kPE на 25%. Через 50 с после
нажатия на кнопку-лампу «Глис.» с АП-6ЕМ-ЗП подается напря-
жение —27 В на реле Р7 блока БР-46А, которое своими контактами
подключает добавочные резисторы R57, R58 в цепь сигнала 8, а
резисторы R2, R3 в цепь сигнала £ Это вызывает уменьшение пере-
даточных отношений ke, kpe на 20%, а передаточных отношений
kz, kpt; на 30%.

Система индикации отклонения от глиссады (траектории сниже-
ния) состоит из: седьмого канала усиления, двигателя Ml
(ДИД-0,5У), потенциометра R1 и подвижного треугольного индек-
са прибора ПП-1ПМ.

Сигнал t, отклонения от глиссады с выхода третьего канала бло-
ка БК-5 через ограничивающие резисторы R52, R53 блока БР-46А
подается на вход седьмого канала У-20Н. После усиления сигнал £
подается на двигатель Ml (ПП-1ПМ), который через редуктор пе-
ремещает треугольный индекс и смещает щетку потенциометра
R1 до тех пор, пока сигнал с него на входе седьмого канала не
скомпенсирует сигнал £, т. е. за счет потенциометра R1 обеспечи-
вается жесткая обратная связь. Отклонение треугольного индекса
от среднего положения указывает летчику, где относительно само-
лета находится глиссада.

Резисторы R9 (ПП-ШМ) и R33, R34 (БР-46А) обеспечивают
необходимую обратную связь. Конденсаторы С16—С19 составляют
дифференцирующее звено, включенное в цепь обратной связи и
служащее для улучшения динамических свойств следящей си-
стемы.

Формирование команды по крену 6-. Для сведения командных
стрелок приборов ПП-1ПМ и включения вычислителей В-12 необ-
ходимо включить тумблер «СТУ» на объединенном пульте управ-
ления автопилота АП-6ЕМ-ЗП.
Сигнал команды по крену бг формируется в пятом канале уси-
ления У-20Н путем сравнения сигналов истинного у и заданного
у3 кренов.

Сигнал истинного крена у с ЦГВ-4 после усиления во втором
канале блока БК-5 подается с резистора нагрузки R12 через огра-
ничивающие резисторы R16, R15 на вход пятого канала У-20Н.

Сигнал заданного крена у3 формируется на третьем и четвер-
том блоках вычислителя В-12 (боковой канал) из сигналов
Аф и е.

Сигнал Аф с потенциометра R1 прибора НКП-4 подается в тре-
тий блок В-12 через нормально замкнутые контакты реле Р5 блока
БР-46А, через резисторы R9, R10 и конденсаторы СИ, С12. Управ-
ляющая обмотка третьего блока и конденсаторы СИ, С12 состав-
ляют дифференцирующее звено, на котором сигнал Лф дифферен-
цируется и на вход третьего блока поступает сигнал производной
рф. Одновременно сигнал Аф подается на вход четвертого блока
В-12 (на две управляющие обмотки). На одну обмотку сигнал Афц
поступает через резисторы R13, R14, расположенные в вычислителе-
В-12, на другую обмотку — через нормально замкнутые контакты
реле Р5, резистор RI 1, регулировочные резисторы R12, R28, термо-
резистор R30 и резистор R31. Второй сигнал Дф2 поступает с обрат-
ным знаком по отношению к первому в навигационных режимах
и отключается контактами реле Р5. Сигнал Дф2 ограничивается
сверху до величины 28°,5 стабилитронами Д1, Д2, включенными па-
раллельно управляющей обмотке четвертого блока вычислителя
В-12. Поэтому при отклонениях самолета от заданного курса до
28°,5 оба сигнала (Афь Дф2) компенсируют друг друга и результи-
рующий сигнал равен нулю. При отклонениях больше 28°,5 сигнал
Аф2 ограничивается стабилитронами до величины 28°,5, а сигнал
Аф1 увеличивается пропорционально отклонению от заданного кур-
са. В результате на входе четвертого блока появляется линейно
увеличивающийся сигнал Аф.

С помощью вычитания сигналов Аф! и Лф2 обеспечивается зона
нечувствительности в диапазоне ±28°,5, что необходимо для устра-
нения статической ошибки, вызванной боковым ветром.

Резистор R12 служит для регулирования равенства сигналов
Аф1 и Аф2. Резистор R28 служит для установки пределов ограниче-
ния второго сигнала Дф2.

Сигнал е после усиления в четвертом канале блока БК-5 с ре-
зистора нагрузки R28 через резисторы R54, R55, нормально замк-
нутые контакты реле Р5, резисторы R7, R8, R28, R31 и терморе-
зистор R30 подается на вход четвертого блока В-12 (на ту же об-
мотку, что и сигнал Аф2). На входе четвертого блока В-12 сигнал
е ограничивается в пределах ±2°,2 стабилитронами Д1, Д2. Одно-
временно сигнал е через резисторы R56, R61 нормально замк-
нутые контакты реле Р7, Р9 и конденсаторы С4 — С8 подается на
четыре последовательно включенные управляющие обмотки третье-
го блока В-12. Конденсаторы С4 — С8 и управляющие обмотки
третьего блока В-12 составляют дифференцирующее звено, на ко-
ч*
6	67
тором сигнал е дифференцируется и на вход третьего блока В-12
подается сигнал производной ре.

Через 50 с после нажатия кнопки-лампы «Глис.» на объединен-
ном пульте управления срабатывает реле Р7 и своими нормально
разомкнутыми контактами переключает сигнал ре с четырех на
две последовательно соединенные управляющие обмотки третьего
блока, уменьшая при этом порцию kpe.

На третьем блоке В-12 сигнал ре фильтруется, усиливается и
суммируется с компенсирующим сигналом рф. Сумма сигналов ре
и рф с выхода третьего блока через резистор R22 подается в четвер-
тый блок В-12.

В четвертом блоке В-12 путем алгебраического суммирования
сигналов е, ре, рф, Дф формируется сигнал заданного крена у3, ко-
торый после ограничения (±18°,5) с выхода блока через ре-
зисторы R18, R19 подается на вход пятого канала У-20Н и в блок
связи БС-3.

На входе пятого канала У-20Н сигналы у3 и у сравниваются.
Разность между этими сигналами и является сигналом команды по
крену 6Z. Сигнал команды 6Z после усиления и преобразования в
сигнал переменного тока с выхода пятого канала У-20Н подается
в прибор ПП-ШМ для индикации.

В навигационных режимах («Азимут», «СРП», «VOR») сраба-
тывают реле Р5, Р9 блока БР-46А и реле Pl, Р2 вычислителя В-12.
Контактами реле Р5 в цепь сигнала е подключаются резисторы
R9, R10, что приводит к уменьшению порции ke сигнала.

Реле Р9 через нормально разомкнутые контакты подключает
сигнал угла сноса с системы НАС-1А6к на две последовательно
соединенные управляющие обмотки третьего блока В-12 и одновре-
менно отключает сигнал ре. Реле Р2 отключает стабилитроны Д1,
Д2, а реле Р1 отключает конденсаторы С4 — С8.

Система индикации команды по крену 6Z состоит из: пятого ка-
нала усиления У-20Н, двигателя М3 (ДИД-0,5У), потенциометра
R3 и вертикальной командной стрелки прибора ПП-ШМ. С выхода
пятого канала У-20Н сигнал команды dz через блок БР-46А по-
дается на управляющую обмотку двигателя М3, который через ре-
дуктор перемещает вертикальную командную стрелку прибора
ПП-ШМ и щетку потенциометра R3 до тех пор, пока сигнал с него
не скомпенсирует на входе пятого канала сигнал команды 6Z, т. е.
потенциометр R3 обеспечивает жесткую обратную связь. Отклоне-
ние вертикальной командной стрелки относительно черного круж-
ка, расположенного в центре лицевой части прибора, является
командой летчику делать левый или правый крен. Резисторы R13
(ПП-1ПМ), R29, R30 (БР-46А) обеспечивают необходимую обрат-
ную связь. Конденсаторы СЮ — С13 составляют дифференцирую-
щее звено, включенное в цепь обратной связи и служащее для
улучшения динамических свойств следящей системы.

Команда по тангажу 6Н формируется в продольном канале вы-
числителя В-12 на блоках 1 и 2. Для этого на указанные блоки по-
даются сигналы Ф и £ с соответствующими порциями.
Сигнал О с ЦГВ-4 после усиления в первом канале блока БК-5
с резистора нагрузки R8 подается в вычислитель В-12 на диффе-
ренцирующее звено, состоящее из конденсатора С17, резисторов
R20, R21 и управляющей обмотки второго блока. На этом звене
происходит дифференцирование сигнала О и сигнал производной
рй подается на вход второго блока В-12.

Сигнал £ после усиления в третьем канале блока БК-5 с рези-
стора нагрузки R24 подается через резисторы порции R4, R5 на
вход второго блока В-12. Одновременно сигнал £ через резистор
R51 подается на дифференцирующее звено, состоящее из конден-
сатора СЗ, управляющей обмотки первого блока и резисторов R1,
R2. После дифференцирования сигнал р£ подается на вход первого
блока В-12, на котором производится его фильтрация и усиление.
С выхода первого блока сигнал pt, подается через резистор R26 на
вход второго блока В-12.

На втором блоке путем алгебраического суммирования сигна-
лов pO, £, pt, формируется сигнал команды по тангажу Ън, который
подается в шестой канал У-20Н и в блок связи БС-3. После усиле-
ния и преобразования в шестом канале У-20Н сигнал команды по
тангажу 8Н подается в прибор ПП-ШМ для индикации.

Система индикации команды по тангажу состоит из: шестого
канала усиления У-20Н, двигателя М2 (ДИД-0,5У), потенциометра
R2 и горизонтальной командной стрелки прибора ПП-1ПМ. Рабо-
тает система индикации по тангажу так же, как и система индика-
ции команды по крену. Смещение горизонтальной командной стрел-
ки относительно центрального кружка является командой изменять
тангаж самолета.

Конденсаторы С14, С15 составляют дифференцирующее звено,
включенное в цепь обратной связи для улучшения динамических
свойств следящей системы. Резисторы R11 (ПП-ШМ), R31, R32
(БР-46А) обеспечивают необходимую обратную связь.

Регулировка нулевого положения командных стрелок. В процес-
се эксплуатации системы за счет ложных сигналов, вызванных
дрейфом нуля блоков (БК-5, В-12, У-20Н), командные стрелки мо-
гут оказаться смещенными от нулевого положения при отсутствии
сигналов команд. Для установки командных стрелок в нулевое по-
ложение используются потенциометры 5R17, 6R17, расположенные
на передней части усилителя У-20Н.

Указанные потенциометры с потенциометрами обратной связи
R2, R3 ПП-1ПМ образуют мостовые схемы, в одну диагональ кото-
рых подводится постоянное напряжение 27 В, а с другой диагонали
со щеток потенциометров снимается напряжение на вход соответ-
ствующего канала У-20Н. При перемещении щетки потенциометра
R17 мост рассогласуется и на вход усилителя подается сигнал, что
приводит к работе двигателей (М3, М2) и перемещению командных
стрелок. После согласования мостовых схем командные стрелки
устанавливаются в нулевое положение.

Развод командных стрелок прибора ПП-1ПМ. Если система
«Путь-4ЛША» в составе БСУ-ЗП не используется, то командные
стрелки мешают использовать приборы ПП-ШМ, как указатели
авиагоризонтов. В этом случае предусмотрен принудительный раз-
вод командных стрелок с помощью выключателя «СТУ» пульта
управления автопилота АП-6ЕМ-ЗП. При установке выключателя
«СТУ» в положение «Выкл.» снимается питание + 27 В с реле Р4,
PS, которые, в свою очередь, обесточивают реле Pl, Р2 блока реле
БР-46А. Реле Pl, Р2 своими контактами отключают управляющие
обмотки двигателей М3, М2 отработки команд от выходов шестого
и пятого каналов У-20Н и подлючают их через фазосдвигающие
конденсаторы Cl, С2 к источнику 36 В 400 Гц. Двигатели М3, М2
отклоняют до упора вертикальную стрелку вправо, а горизонталь-
ную— вверх. Одновременно контакты реле Р1 и Р2 отключают на-
пряжение + 27 В от вычислителя В12 и от пятого и шестого кана-
лов У-20Н.

Кроме того, в навигационных режимах горизонтальная команд-
ная стрелка прибора ПП-ШМ не используется. Поэтому предусмот-
рен ее автоматический развод в режимах: «СРП», «Азимут» си-
стемы РСБН-2С; «VOR» системы «Курс МП».

Сигнализация неисправности системы. Так как в левый и пра-
вый полукомплекты системы «Путь-4МПА» подаются одни и те же
сигналы, то при исправной системе командные стрелки в левом и
правом приборах ПП-ШМ отклоняются на одинаковые величины.

При неисправностях системы возникает рассогласование в от-
клонении командных стрелок. Для выявления неисправностей в бо-
ковом и продольном канале системы используются соответственно
четвертый и третий каналы усиления блока БК-6. На входе этих
каналов сравниваются сигналы команд dz и Ън левого и правого по-
лукомплектов системы. Сигналы, пропорциональные командам, сни-
маются с потенциометров обратных связей R3 и R2 левого и право-
го ПП-1ПМ. При рассогласовании командных стрелок больше чем
на 6± 1,5 мм срабатывают реле Р5, Р4, включенные на выход чет-
вертого и третьего каналов блока БК-6, и своими контактами под-
ключают напряжение +27 В на сигнальные лампочки «Путь бок.»,
«Путь прод.», которые сигнализируют об отказе соответствующего
канала.

Одновременно напряжение +27 В подается в автопилот
АП-6ЕМ-ЗП для перевода его каналов с режима автоматического
полета по заданной траектории на другие режимы работы.

Отказ радиотехнических средств (РТС) навигации и посадки
индицируется с помощью бленкеров курса и глиссады приборов
НКП-4. Закрытие бленкеров сигнализирует о нормальной работе
каналов курса и глиссады РТС и о поступлении с них в систему
«Путь-4МПА» сигналов е и £. Открытие бленкеров в зоне действия
радиомаяков сигнализирует о неисправности РТС. В этом случае
запрещается пользоваться командными стрелками прибора
ПП-ШМ.

Система «Путь-4ПМА» питается через автоматы защиты от сети
трехфазного переменного тока 36 В 400 Гц и от бортсети постоянно-
го тока 27 В.
Следящие системы крена и тангажа приборов ПП-ШМ., а так-
же восьмой и девятый каналы У-20Н левого и правого полукомп-
лекта напряжениями 36 и 27 В запитываются при включении соот-
ветственно левой и правой ЦГВ-4.

После включения питания ЦГВ-4 для быстрого их восстановле-
ния нажимают одну из кнопок, расположенных на лицевой час-
ти приборов ПП-1ПМ. После восстановления ЦГВ-4 приборы
ПП-ШМ показывают нулевой крен и тангаж.

Следящая система курса НКП-4 и третий, четвертый, седьмой
каналы У-20Н левого и правого полукомплектов питаются напря-
жением 27 В от АЗС курсовой системы.

При установке выключателя «СТУ» пульта управления
АП-6ЕМ-ЗП в положение «Подг.» напряжение 27 В в левом и пра-
вом полукомплектах подается для питания вычислителя В-12, пя-
того и шестого каналов У-20Н и на реле Р4, РВ блока реле БР-46А.

6.	ВЫЧИСЛИТЕЛЬ В-12

Вычислитель В-12 предназначен для формирования сигналов
управления движением самолета по заданной траектории. Вычисли-
тель состоит из двух самостоятельных каналов — бокового и про-
дольного. В боковом канале формируется сигнал заданного крена
у3, в продольном — сигнал команды по тангажу ён.

Боковой канал (см. рис. 4.7) состоит из двух вычислительных
блоков (3 и 4) и двух дифференцирующих звеньев.

Продольный канал (см. рис. 4.11) состоит из двух вычислитель-
ных блоков (7 и 2) и двух дифференцирующих звеньев.

Вычислительные блоки БВ-5 бокового и продольного каналов
собраны по одинаковой схеме и взаимозаменяемы. Вычислительный
блок БВ-5 — это усилитель постоянного тока, позволяющий сумми-
ровать на его входе пять отдельных сигналов постоянного тока.

Одновременно вычислительный блок используется и как фильтр
для снижения уровня высокочастотных помех, содержащихся в
сигналах е, ре, pt,. Для этого усилитель постоянного тока (пропор-
циональное звено) превращают в апериодическое (инерционное)
звено путем включения в цепь обратной связи цепочки ВС
(рис. 4.16).

Передаточная функция RC звена обратной связи

U71(p) = -/?OC^P+ 1 .

Передаточная функция усилителя с обратной связью
w/р) =-----*----.-----------------1------=л, —1—,

i +	7?ос + £ kRoc

~----—Ср + 1

где k — коэффициент усиления усилителя без обратной связи;
Рис. 4.16. Апериодическое
(инерционное) звено

k\ — коэффициент усиления усили-
теля с обратной связью
Ц,= Л-/?ое \ .

\ -^ос + k /

Т — постоянная времени инерци-
онного звена (T = /?iC).

Таким образом, усилитель постоян-
ного тока с емкостной обратной связью
представляет собой апериодическое
звено с коэффициентом усиления k\ и
постоянной времени Т. Коэффициент
усиления инерционного звена k\ значи-
тельно стабильнее коэффициента уси-

ления усилителя без обратной связи.

Усилитель постоянного тока (блок БВ-5)

собран по схеме с

двойным преобразованием входного канала и состоит из магнит-
ного усилителя (М.У), полупроводникового усилителя (ППУ) и фа-
зочувствительного выпрямителя (ФЧВ). Такая схема усилителя
имеет меньший дрейф нуля по сравнению с усилителями постоян-

ного тока прямого усиления.

В магнитном усилителе входной сигнал постоянного тока уси-
ливается и преобразуется в сигнал переменного тока частоты
400 Гц, который подается в полупроводниковый усилитель, где про-
изводится его основное усиление. С выхода полупроводникового
усилителя усиленный сигнал подается на вход фазочувствительно-
го выпрямителя для усиления и обратного преобразования в сигнал

постоянного тока.

Магнитный усилитель собран по мостовой схеме на четырех пе-
рмаллоевых сердечниках, на каждом из которых размещаются
рабочие обмотки W1 — W4 (рис. 4.17, а).

Рис. 4.47. Блок БВ-5 (В-12):
а — магнитный усилитель; б — полупроводниковый усилитель
Рабочие обмотки соединяются по схеме моста. В одну диаго-
наль моста от силового трансформатора подводится напряжение
частоты 400 Гц, а с другой диагонали моста снимается выходное
напряжение. На каждой паре сердечников размещаются обмотки
начального подмагничивания (смещения) W5, W6, запитанные от
источника постоянного тока 27 В. Эти обмотки создают в каждой
паре сердечников одинаковые магнитные потоки подмагничивания
Фп противоположного направления. Резисторы RI, R2, R4 служат
для температурной стабилизации коэффициента усиления МУ. Пе-
ременный резистор R3 служит для балансировки МУ.

Пять управляющих обмоток W7—W11 размещаются одно-
временно на всех четырех сердечниках.

При отсутствии входных сигналов сердечники подмагничены
одинаково и все рабочие обмотки WJ— W4 имеют одинаковые со-
противления.

Мост переменного тока находится в равновесии и сигнал на вы-
ходе МУ равен нулю.

При подаче на управляющие обмотки входных сигналов они
создают в сердечниках МУ магнитные потоки управления, которые
алгебраически суммируются. Суммарный магнитный поток управ-
ления Фу во всех сердечниках направлен в одну сторону и в одной
паре сердечников складывается с магнитным потоком подмагни-
чивания, а в другой паре вычитается. В результате общий магнит-
ный поток первой пары сердечников увеличится, а их магнитная
проницаемость уменьшится, а во второй паре сердечников магнит-
ная проницаемость увеличится. При этом сопротивление рабочих
обмоток первой пары сердечников уменьшается, а второй пары
увеличивается. Равновесие моста нарушается, и на выходе МУ по-
является сигнал частоты 400 Гц, фаза которого зависит от поляр-
ности, а амплитуда от величины суммарного входного сигнала. Этот
сигнал через трансформатор Тр1 подается на вход полупроводни-
кового усилителя.

Полупроводниковый усилитель собран по двухтактной схеме на
германиевых триодах ПП1 и ПП2 (МП14Б), включенных по схеме
с общим эмиттером (рис. 4.17, б).

Для выбора рабочей точки на характеристике триодов и для
температурной стабилизации усиления служит делитель напряже-
ния, состоящий из резисторов R5, R6, подключенных к источнику
постоянного тока 27 В. С помощью делителя задается необходимая
разность потенциалов между эмиттером и базами триодов ПП1
и ПП2.

Резистор R7, включенный в общую цепь эмиттеров, является
сопротивлением отрицательной обратной связи по постоянному то-
ку, а также обеспечивает схемную температурную стабилизацию
коэффициента усиления каскада.

Резистор R8, включенный в общую цепь коллекторов, обеспечи-
вает необходимый потенциал на коллекторах транзисторов,
а также ограничивает коллекторный ток при изменении темпе-
ратуры.
Нагрузкой каскада является трансформатор Тр2, первичная
обмотка которого включена между коллекторами триодов. Конденса-
торы С1 и С2 совместно с индуктивностью обмотки трансформатора
Тр2 составляют параллельный резонансный контур, настроен-
ный на частоту 400 Гц, за счет которого улучшается частотно-фа-
зовая характеристика усилителя. Со вторичной обмотки трансфор-
матора Тр2 усиленный сигнал снимается на вход фазочувствитель-
ного выпрямителя.

Фазочувствительный выпрямитель (рис. 4.18, а) состоит из уси-
лителя переменного тока, собранного на германиевом плоскостном
триоде ППЗ (ГИБ), и выпрямительного моста, собранного на четы-
рех кремниевых диодах Д1 —Д4 (Д226).

Для нормальной работы ФЧВ на него через трансформатор Тр2
подается входное напряжение (7ВХ, а через трансформатор Tpl—
опорное напряжения (70-

Опорное напряжение служит для определения фазы входного на-
пряжения.

Триод ППЗ питается выпрямленным на диодах Д1--Д4
опорным напряжением. В цепи питания, до выпрямителя, вклю-
чен резистор нагрузки R13.

Для выбора рабочей точки необходимое напряжение смещения
(между эмиттером и базой триода ППЗ) создается с помощью дели-
теля напряжения RIO, R11.

Резистор R12, включенный в цепь эмиттера, обеспечивает отри-
цательную обратную связь по току и схемную температурную ста-
билизацию коэффициента усиления.

При отсутствии входного сигнала сопротивление триода ППЗ
не меняется. Ток опорного напряжения в один полупериод проте-
кает по цепи (см. рис. 4.18, а)-. + Тр1, Д2, R12, ППЗ, n3,R13,— Tpl,
а в другой полупериод по цепи: +Tpl, R13, Д1, R12, ППЗ, Д4 — Tpl.
На резисторе R13 выделяется переменное напряжение, повторяю-
щее форму опорного и не содержащее постоянной составляющей
(рис. 4.18, б).

При наличии входного сигнала t7BX в тот момент, когда на базе
триода положительный потенциал, коллекторный ток уменьшается
(пунктир), так как сопротивление триода увеличивается. На ре-
зисторе нагрузки R13 выделяется меньшая амплитуда напряжения
(пунктир).

В следующий полупериод на базе триода будет отрицательный
потенциал входного сигнала. Коллекторный ток увеличивается, и на
резисторе нагрузки R13 выделяется большая амплитуда напря-
жения.

Таким образом, при наличии входного сигнала на резисторе на-
грузки R13 выделяется переменное пульсирующее напряжение, со-
держащее постоянную составляющую, полярность которой зависит
от фазы входного сигнала. При изменении фазы входного сигнала
на 180° полярность постоянной составляющей изменяется на об-
ратную.

Конденсаторы СЗ, С4 сглаживают пульсации выходного сиг-
нала. Величина выходного- сигнала ограничивается кремниевыми
стабилитронами Д7, Д8 (Д813), включенными параллельно рези-
стору нагрузки R13.

Стабилитроны работают на обратной ветви характеристики,
ограничивая величину тока через резистор R13. С помощью пе-
ременного резистора R19 можно изменять уровень ограничения
выходного сигнала.

Как уже отмечалось, для превращения усилителя постоянного
тока в инерционное звено и стабилизации его коэффициента уси-
ления он охвачен отрицательной обратной связью через /?С-цепоч-
ку. Эта обратная связь осуществляется с выхода ФЧВ на одну из
свободных обмоток магнитного усилителя.

Электрическая схема входных и выходных цепей вычислителя
В-12 показана на рис. 4.19.

Элементы электросхемы вычислителя В-12 имеют следующее
назначение:

СЗ — конденсатор дифференцирующего звена для формиро-
вания сигнала производной pt, отклонения от равно-
сигнальной зоны глиссады;

R1 + R2 — резисторы дифференцирующего звена для формирова-
ния сигнала производной pt,;

С9, С13 — конденсаторы фильтра блоков 1 и 2.

R26 — резистор, определяет порцию сигнала производной от-
клонения от равносигнальной зоны глиссады kPc> фор-
мируемого блоком 1;

R4 + R5 — резисторы определяют входную порцию сигнала от-
клонения от равносигнальной зоны глиссады k?, по-
ступающего с усилителя БК-5 на блок 2;

С17 — конденсатор дифференцирующего звена для формиро-
вания сигнала производной рй текущего тангажа;
^366
^ООГц

W1

У-70Н БС-3

У-20Н БС-3

Рис. 4,19. Схема входных и выходных цепей вычислителя В-Ф2

R20 + R21— резисторы дифференцирующего звена для формирова-
ния сигнала производной рО;

R6 — резистор, определяет выходную порцию сигнала ко-
манды по тангажу бн, формируемого блоками
1 и 2-

С4—С8 — конденсаторы дифференцирующего звена для форми-
рования сигнала производной ре отклонения от рав-
носигнальной зоны курса;

СП, С12 — конденсаторы дифференцирующего звена для форми-
рования сигнала производной рф отклонения от задан-
ного курса;

R9, R10 — резисторы дифференцирующего звена для формирова-
ния сигнала производной рф;

С14, С18 — конденсаторы 7?С-цепочки обратной связи блоков
2 и 3;

R22 — резистор определяет выходную порцию сигналов ре,
рф, снимаемых с выхода блока 3;

R18, R19 — резисторы определяют выходную порцию сигнала за-
данного крена уз, сформированного в блоках 3 и 4;

С15 — конденсатор фильтра блока 4;

С19 — конденсатор 7?С-цепочки обратной связи блока 4;
R13, R14— резисторы определяют входную порцию сигнала откло-
нения от заданного курса Лф, поступающего с прибора
НКП-4;

R12 — резистор для регулировки зоны нечувствительности
(равенства двух сигналов Дф);

R28— резистор для регулировки величины зоны нечувстви-
тельности (угла подхода);

Д1, Д2 — стабилитроны ограничителя сигналов Лф и е;

R30, R31 — резисторы термокомпенсации стабилитронов Д1, Д2
при работе в диапазоне температур от +50, до —60° С.

Устройство вычислителя. Вычислитель В-12 собран из четырех
взаимозаменяемых блоков БВ-5. Детали блока смонтированы на
кронштейне. В верхней части кронштейна выведено шесть контакт-
ных гнезд, позволяющих контролировать работу блока при наладке
и регулировке в процессе эксплуатации.

На гнезда 1—2 выведен выход магнитного усилителя, на гнезда
3—4 — выход полупроводникового усилителя и на гнезда 5—6 —
выход блока БВ-5. В нижней части блока БВ-5 размещается штеп-
сельный разъем ГР-1, с помощью которого блок соединяется со
схемой вычислителя.

Блоки БВ-5 закрепляются с помощью двух винтов сверху на
общем шасси. Спереди на шасси укреплен угольник с постоянными
резисторами, определяющими порции сигналов в вычислителе. Сни-
зу на шасси укреплены блоки конденсаторов, силовой трансформа-
тор и регулировочные резисторы. Шасси крепится на амортиза-
ционном основании. С системой «Путь-4МПА» вычислитель соеди-
няется через 32-штырьковый штепсельный разъем, укрепленный на
передней панели вычислителя.

7.	УСИЛИТЕЛЬ У-20Н

Усилитель У-20Н предназначен для усиления сигналов рассо-
гласования следящих систем приборов ПП-ШМ и НКП-4. Усили-
тель состоит из восьми самостоятельных каналов усиления.

Канал 2 усиливает сигналы заданного курса фз переменного то-
ка, снимаемые с сельсина-приемника прибора НКП-4, и выдает уси-
ленный сигнал на управляющие обмотки двигателя системы задан-
ного курса прибора НКП-4. В системе НКП-4 этот канал не задей-
ствован.

Канал 3 усиливает сигналы текущего курса ф переменного то-
ка, поступающие с сельсина-датчика курсовой системы через сель-
син-приемник следящей системы курса прибора НКП-4 и выдает
усиленный сигнал на управляющие обмотки двигателя системы
курса прибора НКП-4.

Канал 4 усиливает сигналы КУР переменного тока, поступаю-
щие с сельсин-датчика радиокомпаса через сельсин-приемник сле-
дящей системы КУР прибора НКП-4, и выдает усиленный сигнал на
управляющие обмотки двигателя системы КУР прибора НКП-4.
Канал 5 формирует сигнал команды по крену 6Z путем сумми-
рования на его входе сигналов заданного у3 и истинного у кренов.
Сформированный сигнал команды по крену 6Z усиливается, преоб-
разуется в сигнал частоты 400 Гц и с выхода канала поступает на
управляющую обмотку двигателя системы отработки команды по
крену прибора ПП-ШМ.

Канал 6 преобразует сигнал постоянного тока команды по тан-
гажу би, снимаемый с вычислителя В-12, в сигнал частоты 400 Гц,
усиливает его и подает на управляющую обмотку двигателя систе-
мы отработки команды по тангажу прибора ПП-ШМ.

Канал 7 преобразует сигнал постоянного тока отклонения от
глиссады, поступающий с блока БК-5, в сигнал частоты 400 Гц, уси-
ливает его и подает на управляющую обмотку двигателя системы
индикации отклонения от глиссады прибора ПП-ШМ.

Канал 8 преобразует сигнал крена постоянного тока, поступаю-
щий с ЦГВ-4 через потенциометр-приемник прибора ПП-ШМ, в
сигнал частоты 400 Гц, усиливает его и подает на управляющую
обмотку двигателя системы индикации крена.

Канал 9 преобразует сигнал тангажа постоянного тока, посту-
пающий с потенциометра-датчика ЦГВ-4 через потенциометр-при-
емник прибора ПП-ШМ, в сигнал частоты 400 Гц, усиливает его
и подает на управляющие обмотки двигателя системы индикации
прибора ПП-ШМ.

Все каналы усиления У-20Н делятся на два типа: усилитель
со входом по переменному току (первый тип), усилитель со входом
по постоянному току (второй тип). К первому типу относятся ка-
налы усиления 2, 3, 4, обеспечивающие работу следящих систем
прибора НКП-4. Ко второму типу относятся остальные каналы
усиления усилителя У-20Н, обеспечивающие работу следящих
систем прибора ПП-ШМ.

Усилитель второго типа состоит из магнитного усилителя, по-
лупроводникового усилителя и фазочувствительного выпрямителя.

В магнитном усилителе входной сигнал постоянного тока уси-
ливается и преобразуется в сигнал частоты 400 Гц, который пода-
ется в полупроводниковый усилитель, где производится его основ-
ное усиление по напряжению и мощности. С выхода ППУ сигнал
подается на отрабатывающий двигатель соответствующей следящей
системы и одновременно на вход ФЧВ. В ФЧВ сигнал переменного
тока преобразуется в сигнал постоянного тока, который подается
на вход магнитного усилителя, как отрицательная обратная связь,
повышающая стабильность коэффициента усиления при измене-
нии температуры и напряжения питания. Магнитный усилитель
собран и работает так же, как и магнитный усилитель блока БВ-5
вычислителя В-12.

Полупроводниковый усилитель состоит из двух каскадов (рис.
4.20). Первый каскад является усилителем напряжения и собран
по двухтактной схеме на двух германиевых триодах ПП1 и ПП2
(МПР14А), включенных по схеме с общим эмиттером. Для выбора
рабочей точки и стабилизации коэффициента усиления каскада
78
Рис. 4.20. Полупроводниковый усилитель У-2011

при изменении температуры служит делитель напряжения из ре-
зисторов R2 и R3. С помощью делителя задается необходимая раз-
ность потенциалов между эмиттерами и* базами триодов ПП1 и
ПП2. Резистор R4, включенный в общую цепь эмиттеров триодов,
обеспечивает отрицательную обратную связь по току, за счет кото-
рой осуществляется схемная температурная стабилизация коэффи-
циента усиления каскада.

Резистор R5, включенный в общую цепь коллекторов, обеспе-
чивает необходимый потенциал на коллекторах триодов, а также
ограничивает коллекторный ток при изменении температуры.

Нагрузкой каскада является трансформатор Тр2. Конденсатор
С1 служит для улучшения частотно-фазовой характеристики кас-
када.

Входной сигнал частоты 400 Гц с выхода МУ через резистор R1
поступает на первичную обмотку трансформатора Тр1. Со вторич-
ной обмотки трансформатора сигнал подается на базы триодов ПП1
и ПП2. Усиленный сигнал со вторичной обмотки трансформатора
Тр2 поступает на вход второго каскада.

Второй каскад — усилитель мощности — собран на германиевом
триоде IIПЗ (П215), включенном по схеме с общим коллектором
(эмиттерный повторитель), что позволяет корпус триода, соеди-
ненный с его коллектором, для лучшей теплоотдачи соединять без
изоляции с корпусом прибора. Корпус соединен с минусом источ-
ника постоянного тока 27 В.

Делитель R6, R7, R8 служит для выбора положения рабочей
точки на характеристике триода и температурной стабилизации
усилителя. Резистор R9 обеспечивает отрицательную обратную
связь по току и увеличивает температурную стабилизацию каскада.

Для более жесткой температурной стабилизации в цепь дели-
теля включается терморезистор R7, а резистор R9 выполнен из
медной проволоки. Нагрузкой каскада является автотрансформа-
тор ТрЗ, включенный в цепь эмиттера триода, усиленный выходной
сигнал с которого снимается на управляющие обмотки отрабаты-
вающего двигателя соответствующей следящей системы.	,
МУ

Рис. 4.21. Фазочувствительный выпрями-
тель У-СЮН

Конденсатор С2, вклю-
ченный параллельно обмот-
ке автотрансформатора ТрЗ,
обеспечивает сдвиг фаз на
90° между напряжениями на
управляющей обмотке и на
обмотке возбуждения двига-
теля, что необходимо для
нормальной работы двух-
фазного индукционного дви-
гателя.

Для повышения стабиль-
ности коэффициента усиле-
ния и уменьшения нелиней-

ных искажений ППУ охвачен отрицательной обратной связью, глу-
бина которой определяется величиной резистора R10.

Фазочувствительный выпрямитель (рис. 4.21) собран на четырех
кремниевых диодах Д1— Д4 (Д223), включенных по мостовой
схеме. К одной диагонали моста через обмотку обратной связи
Гос МУ и резистор R12 прикладывается опорное напряжение час-
тоты 400 Гц от силового трансформатора Тр4. К другой диагонали
прикладывается часть выходного напряжения с ППУ, снимаемого
с делителя напряжения RI 1, R25.

При отсутствии сигнала с ППУ ток опорного напряжения в один
полупериод протекает по цепи + Тр4, Гос, R12, Д4, ТрЗ, R11,
Д2, —Тр4. В другой полупериод ток протекает по цепи: + Тр4, ДЗ,
ТрЗ, R11, Д1, Гос,— Тр4. Так как в первый и второй полупериоды
сопротивление цепей одинаково, то по управляющей обмотке Гос
МУ протекает переменный ток, не содержащий постоянной состав-
ляющей, и обратная связь отсутствует.

При наличии сигнала с ППУ в один полупериод этот сигнал на
одном из диодов будет складываться с опорным напряжением и
ток через обмотку Гос увеличивается, во второй полупериод на
другом из диодов эти напряжения вычитаются и ток через обмотку
Гос уменьшается.

Таким .образом, с возникновением на выходе ППУ сигнала по
управляющей обмотке обратной связи Гос МУ начинает протекать
пульсирующий ток, постоянная составляющая которого создает от-
рицательную обратную связь. Глубину отрицательной обратной
связи, а следовательно, и коэффициент усиления канала можно ре-
гулировать изменением величины резистора R12.

Усилитель первого типа состоит из одного ППУ, используемого
в усилителе второго типа.

Устройство У-20Н имеет блочную конструкцию, что обеспечивает
удобство монтажа, сборки и наладки, а также замены одного бло-
ка другим. Каждый ППУ и каждый МУ оформлены в виде отдель-
ного блока. Все элементы усилителя смонтированы на общем шас-
си. На шасси размещены блоки ППУ и МУ. Блоки ППУ включа-
ются в схему усилителя через семиштырьковую ламповую панель
и крепятся к кронштейну винтами. Снизу к шасси крепится силовой
трансформатор и монтируются ФЧВ. Спереди на шасси крепится
уголковый кронштейн, с закрепленными на нем регулировочными
резисторами 5R17, 6R17.

Резистор 5R17 пятого канала включен в цепь образной связи
системы командной стрелки крена прибора ПП-ШМ и служит для
устранения дрейфа нуля этой стрелки.

Резистор 6R17 шестого канала служит для устранения дрейфа
нуля командной стрелки тангажа. Эти резисторы на передней па-
нели усилителя У-20Н закрыты специальной крышкой. Усилитель
соединяется со схемой «Путь-4МПА» с помощью двух штепсель-
ных разъемов. Кронштейн усилителя крепится на амортизационном
основании.

8.	БЛОК КОМБИНИРОВАННЫЙ БК-5

Блок БК-5 предназначен для линейного усиления сигналов по-
стоянного тока, поступающих с датчиков. Блок состоит из четырех
самостоятельных линейных реверсивных усилителей (каналов) по-
стоянного тока.

Канал 1 усиливает сигналы тангажа О, поступающие на его вход
с ЦГВ-4 через мост блока реле БР-46А.

Канал 2 усиливает сигналы крена у, поступающие на его вход
с ЦГВ-4 через мост блока реле БР-46А.

Канал 3 усиливает сигналы отклонения от глиссады £, поступаю
щие на его вход с глиссадного канала системы «Курс МП».

Канал 4 усиливает сигналы отклонения от равносигнальной зоны
курса е, поступающие на его вход с курсового канала системы
«Курс МП».

Каждый усилитель (канал) выполнен в виде отдельных взаи-
мозаменяемых блоков БВ-2.

Блок БВ-2 представляет собой реверсивный усилитель постоян-
ного тока, позволяющий на его входе суммировать пять независи-
мых сигналов постоянного тока. Блок БВ-2 так же, как и блок БВ-5
вычислителя В-12, собран по схеме с двойным преобразованием
входного сигнала.

В магнитном усилителе входные сигналы алгебраически сумми-
руются, усиливаются и преобразуются в сигнал частоты 400 Гц,
который подается в полупроводниковый усилитель. С усилителя
сигнал поступает на фазочувствительный выпрямитель, усиливает-
ся и преобразуется в сигнал постоянного тока, который после огра-
ничения подается на выход. Для стабилизации коэффициента уси-
ления и уменьшения дрейфа нуля блок БВ-2 охвачен отрицатель-
ной обратной связью.

Магнитный усилитель блока БВ-2 аналогичен магнитному уси-
лителю блока БВ-5 вычислителя В-12.

Полупроводниковый усилитель состоит из двух двухтактных уси-
лителей, работающих параллельно. Усилители собраны на полу-
проводниковых триодах (П9А), включенных по схеме с общим
Рис. 4.22. Фазочувствительный выпрямитель блока БВ-2 (БК-5, БК-6)

эмиттером. Схема усилителя аналогична схеме усилителя блока
БВ-5 вычислителя В-12.

Фазочувствительный выпрямитель (рис. 4.22) представляет со-
бой двухтактный фазочувствительный усилительный каскад с уд-
воением выходного напряжения. Выпрямитель состоит из двух од-
нотактных фазочувствительных выпрямителей (аналогичных ФЧВ
блока БВ-5), работающих поочередно в разные полупериоды. ФЧВ
собран на полупроводниковых триодах ПП5, ПП6 (П215) и диодах
Д1 — Д8.

ФЧВ опорным напряжением частоты 400 Гц питается со вто-
ричной обмотки силового трансформатора Тр1 блока БК-5 через
резисторы нагрузки R13 и R14.

Опорное напряжение выпрямляется на выпрямительных мостах
Д1— Д4 и Д5 — Д8. Выпрямленное неотфильтрованное напряже-
ние прикладывается между эмиттерами и коллекторами триодов
ПП5, ПП6.

Входные сигналы со вторичных обмоток трансформатора Тр2
подаются на участки эмиттер — база триодов в противофазе. При
отсутствии входного сигнала с трансформатора Тр2 через триоды
и резисторы нагрузки R13 и R14 протекают небольшие, равные по
величине токи от источника опорного напряжения. Так как токи
по резисторам нагрузки протекают в противоположные стороны, то
на них выделяются одинаковые по величине напряжения. Разность
потенциалов равна нулю, и выходной сигнал не снимается.

При подаче входного сигнала частоты 400 Гц в один из полупе-
риодов триод ПП5 будет закрыт (+ на базе), а триод ПП6 — от-
крыт. При этом ток опорного напряжения протекает по цепи -\-Tpl,
R14, Д6, ПП6, Д8, R5 — Тр1.
На резисторе 7? 14 выделяется напряжение, до величины которо-
го заряжается конденсатор С8. Через резистор R13 ток не протека-
ет, так как триод ПП5 закрыт. В следующий полупериод триод ПП5
откроется, а ПП6 закроется. При этом ток опорного напряжения бу-
дет протекать по цепи: +Tpl, R5, Д1, ПП5, ДЗ, R13,—Тр1.

На резисторе R13 выделяется напряжение и заряжается кон-
денсатор С7. В это время конденсатор С8 разряжается через ре-
зистор R14, по за время, равное половине периода, он значительно
разрядиться не успевает. В следующий полупериод конденсатор С8
снова подзарядится.

Выделяемое на резисторах R13 и R14 напряжение складывает-
ся, и суммарное напряжение выделяется на резисторе общей на-
грузки Rn, с которого и снимается выходной сигнал. Полярность
выходного напряжения зависит от фазы входного сигнала.

Выходной сигнал ограничивается за счет насыщения триодов
ПП5, ПП6. Предел ограничения определяется величиной опорного
напряжения, снимаемого с трансформатора Тр1.

При увеличении входного сигнала ток коллектора увеличивается.
Эта зависимость справедлива до тех пор, пока ток коллектора не
станет определяться параметрами внешней цепи: прямым сопро-
тивлением диодов, сопротивлением резисторов R13, R14, R5, сопро-
тивлением обмотки трансформатора Тр1, величиной напряжения,
питающего выпрямитель. При дальнейшем увеличении входного
сигнала коллекторный ток, а следовательно, и выходное напряже-
ние увеличиваться не будут. Происходит ограничение выходного
сигнала. Предел ограничения регулируется резистором R5, вклю-
ченным в цепь питания ФЧВ опорным переменным напряжением.

Отрицательная обратная связь блока БВ-2 осуществляется по-
дачей сигнала с выхода ФЧВ на одну из управляющих обмоток
магнитного усилителя такой полярности, чтобы магнитный поток
обратной связи вычитался из суммарного магнитного потока вход-
ных сигналов. Глубина обратной связи, а следовательно, и коэф-
фициент усиления блока БВ-2 определяется резисторами R6 и R7,
установленными вне блока. Для регулировки усиления блока БВ-2
служит переменный резистор R6.

Схема входных и выходных цепей блока БК-5 для всех каналов
представлена на рис. 4.23.

Канал 1. Входной сигнал тангажа 0 поступает на четыре по-
следовательно соединенные управляющие обмотки МУ, параллель-
но которым включен конденсатор С2, служащий для подавления
гармоник переменного тока от источника входного сигнала и гар-
моник, трансформируемых в управляющие обмотки магнитного
усилителя с обмотки отрицательной обратной связи.

Для защиты МУ от перегрузок большими входными токами слу-
жат кремниевые стабилитроны Д1 — Д4 (Д814А), включенные па-
раллельно входу. Стабилитроны используются в прямом направ-
лении вольт-амперной характеристики. До тех пор, пока входной
сигнал не достиг величины порога открытия стабилитронов, ток
через них практически не протекает, а в обмотках управления МУ
Ш1

R8

23

33

3-го

Вход

канала

21
«

Выход
4-го
канала

Выход
2- го
канала

Выход I
1-го I
канапа\

Вход
2-го
канала

Вход
1-го
канала

Выхоо
3-го
канала

БВ-2
1-а
к о. нал

СБ

7

38

R1Z

кзо

RZ4

5

36

R28

37

619 ^620

Рис. 4.23. Схема входных и выходных цепей БК-5 (БК-6)

R23

41

22

С21

СЗ

БВ-2
2-й
канал

БВ-2
4-ц
канал

БВ-2
3-й
канал

8

ток изменяется пропорционально изменению входного напря-
жения.

Когда входной сигнал достигнет величины, при которой стаби-
литроны открываются, через них начинает протекать ток и на
входе МУ поддерживается напряжение практически постоянной
величины. Ток через управляющие обмотки МУ возрастать не будет
при увеличении входного сигнала. Нагрузкой блока является ре-
зистор Резистор R5 служит для регулировки уровня ограниче-
ния выходного сигнала. Резистор R29 и конденсатор С6 на выходе
канала 1 служат для фильтрации выходного сигнала. Резисторы
RJ3, R14 являются нагрузкой ФЧВ. Конденсаторы С7, С8 сглажи-
вают пульсации выходного сигнала.
Каналы 2, 3, 4. Входные сигналы поступают на четыре по-
следовательно соединенные управляющие обмотки магнитных уси-
лителей. Стабилитроны Д5 — Д8, Д9, ДЮ, Д11 — Д14 и конденса-
торы СЗ, С4, С23, С5 имеют такое же назначение, как стабилитро-
ны Д1 — Д4 и конденсатор С2 канала 1. Обратная связь в
каналах осуществляется через резисторы, не показанные на схеме.
Нагрузкой каналов являются резисторы R12, R24, R28. Уровень
ограничения выходного сигнала каналов регулируется резисторами
R9, R21, R25. Фильтрами выходных сигналов являются R30, С21;
R32, С19, С20- R31, С24, С25, С26.

Нагрузкой ФЧВ в каждом канале являются соответственно ре-
зисторы R15— R16, R17 — R18, R19— R20. Конденсаторы сглажи-
вающих фильтров — С9 —СЮ, С15—С16, С17—С18.

Конденсаторы СИ, С12, С13, С14 включены параллельно вто-
ричным обмоткам силового трансформатора Тр1 и защищают
сеть переменного тока от радиопомех, создаваемых блоком БК-5.

Устройство блока БК-5. Комбинированный блок БК-5 имеет ос-
нование, на котором укреплены четыре взаимозаменяемых блока
БВ-2.

Блок БВ-2 имеет два П-образных кронштейна, образующих ко-
робочку. Внутри кронштейнов закреплены две гетенаксовые плас-
тинки с элементами электросхемы.

Со схемой блока БК-5 блок БВ-2 соединяется с помощью штеп-
сельного разъема, прикрепленного снизу.

В верхней части блока БВ-2 размещены контрольные гнезда и
переменный резистор R4 для регулировки нуля блока БВ-2.

Спереди на основании БК-5 перед блоками БВ-2 укреплен
кронштейн, на котором размещено шесть переменных резисторов
для регулировки каналов, а также постоянные резисторы и стаби-
литроны, входящие в схему БК-5. Два переменных резистора и два
конденсатора размещены на кронштейне, укрепленном на основании
блока БК-5 в его задней части. 12 конденсаторов укреплены в ниж-
ней части основания блока БК-5. Блок БК-5 соединяется со схемой
«Путь-4МПА» через 45-штырьковый штепсельный разъем.

9.	БЛОКИ БК-6 И БР-46А. СОЕДИНИТЕЛЬНАЯ КОРОБКА СК-29И

Комбинированный блок БК-6 предназначен для усиления сигна-
лов постоянного тока, поступающих с датчиков, и выдачи сигналов
о неисправности бокового и продольного каналов системы
«Путь-4МПА». Блок состоит из четырех самостоятельных реверсив-
ных усилителей постоянного тока, представляющих собой блоки
БВ-2.

Каналы 1 и 2 блока БК-6 (так же, как и блока БК-5) задей-
ствованы соответственно для усиления сигналов тангажа и крена,
используемых в правом полукомплекте системы «Путь-4МПА».

Канал 3 усиливает сигналы рассогласования показаний ко-
мандных стрелок тангажа двух приборов ПП-ШМ и выдает сигнал
+ 27 В в блок контроля БК-4 автопилота АП-6ЕМ-ЗП и на свето-
Рис. 4.24. Электрическая схема 3 (4) канала блока БК-6

вую сигнализацию при рассогласовании командных стрелок тан-
гажа более чем на 6± 1,5 мм.

Канал 4 усиливает сигналы рассогласования показаний ко-
мандных стрелок крена двух приборов ПП-ШМ. и выдает сигнал
+ 27 В в блок контроля БК-4 автопилота АП-6ЕМ-ЗП и на свето-
вую сигнализацию при рассогласовании командных стрелок тан-
гажа более чем на 6± 1,5 мм.

Электрическая схема 3-го канала (рис. 4.24). Входной сигнал
поступает со щеток потенциометров обратной связи R2 левого и пра-
вого приборов ПП-1ПМ через резистор R22 и регулировочный ре-
зистор R21 на три последовательно соединенные управляющие об-
мотки магнитного усилителя блока БВ-2.

Резистор R21 служит для регулировки предела срабатывания
сигнализации неисправности. Конденсатор С4 — элемент фильтра.

Усиленный сигнал с выхода блока БВ-2 поступает на обмотку
реле Р4 и через резисторы R39, R38, R37 подается на вход магнит-
ного усилителя, обеспечивая отрицательную обратную связь. Па-
раллельно обмотке обратной связи включены стабилитроны Д9,
ДЮ, работающие на прямой ветви вольт-амперной характеристики.

При малых входных напряжениях соответствующий стабилитрон
закрыт, статическая характеристика имеет пологий вид, так как в
блоке БВ-2 в этом случае действует глубокая отрицательная обрат-
ная связь.

С момента открытия соответствующего стабилитрона ток в об-
мотке обратной связи стабилизируется, а при увеличении входного
сигнала блока БВ-2 выходное напряжение растет, но ток обратной
связи не увеличивается, и статическая характеристика поднимает-
ся круто вверх, приближаясь к релейной.

При достижении входного сигнала величины 1,2 В, соответ-
ствующего рассогласованию командных стрелок на 6± 1,5 мм, на-
пряжение на выходе блока БВ-2 будет достаточным для срабатыва-
ния реле Р4 (РЭС-9).

Через замкнувшиеся контакты реле Р4 на сигнальную лампочку
табло «Отказ Путь — прод.» и в блок контроля БК-4 автопилота
АП-6ЕМ.-ЗП подается напряжение +27 В.

Переменный резистор R37 служит для регулировки наклона ста-
тической характеристики канала и для смещения точки открытия
стабилитронов.

Такая регулировка необходима для обеспечения срабатыва-
ния реле, включенного на выходе канала, при входном токе
20 ±3 мкА.

При регулировке нейтрального положения командных стрелок
приборов ПП-1ПМ, когда сигналы от датчиков равны нулю, поло-
жение щеток на потенциометрах жесткой обратной связи R2 может
оказаться неодинаковым. В этом случае при симметричном положе-
нии командных стрелок приборов ПП-1ПМ. со щеток потенцио-
метров обратной связи R2 в 3-й канал блока БК-6 поступает
ложный сигнал рассогласования (асимметрии) командных стре-
лок тангажа.

Этот сигнал вызывает погрешность срабатывания сигнализации
неисправности системы «Путь-4МПА».

Для компенсации погрешности предусмотрена специальная схе-
ма регулировки асимметрии. Она представляет собой электрический
мост, состоящий из резисторов R25, R26, R27, R28 и переменного
резистора R23 (см. рис. 4.24). К одной диагонали моста подводится
напряжение постоянного тока 27 В, а со второй снимается сигнал
на одну из управляющих обмоток магнитного усилителя блока
БВ-2.

Переменный резистор R23 позволяет регулировать величину
и знак сигнала, снимаемого с моста. За счет этого сигнала на входе
магнитного усилителя блока БВ-2 компенсируется ложный сигнал
асимметрии.

Резисторы R25, R27 обеспечивают необходимый предел и плав-
ность регулировки.

Канал 4 блока БК-6, предназначенный для сигнализации о не-
исправности бокового канала системы «Путь-4МПА», работает ана-
логично каналу 3.

Блок реле БР-46А предназначен для коммутации сигналов, вы-
даваемых в систему «Путь-4МПА». В блоке установлены реле, кон-
денсаторы и резисторы.

Элементы блока (см. приложение 1) имеют следующее назна-
чение. Конденсаторы С1 и С2 служат для сдвига фаз напряжения,
подаваемого на двигатели М2 и М3 в приборах ПП-1ПМ. Конден-
саторы СЗ — С6 сглаживают помехи. Конденсатор С9 служит для
сдвига фаз (на 90°) напряжений возбуждения и управления дви-
гателя Л49 (КУР) прибора НКП-4, а резистор R28— для пониже-
ния напряжения с 45 В (400 Гц) до 36 В.

Конденсаторы С10 — С19 соединены группами и предназначены
для улучшения динамических свойств следящих систем: С14, С15 —
системы индикации 8Н\ СЮ—С13 — системы индикации 6Z; С16 —
С19 — системы индикации £; проволочные резисторы R37— R41
составляют мост-приемник сигналов крена, а резисторы R44 —
R48 — мост-приемник сигналов тангажа. Резисторы Р29— Р34 обес-
печивают обратную связь.

Резисторы R56, R61 определяют порцию сигнала производной
Ре, a R54, R55 — порцию основного сигнала е.

Реле Р4, Р8 срабатывают при включении тумблера СТУ на
пульте БСУ-ЗП. Реле Pl, Р2 срабатывают при включении АЗС
«Путь-4МПА». Реле Р5, Р9 срабатывают в навигационных режимах
«VOR», «СРП», «Азимут». Реле Р4, Р8 своими нормально разомк-
нутыми контактами подготавливают цепь включения реле Pl, Р2
Реле Р6 срабатывает при нажатии на кнопку-лампу «Глис.» на
пульте БСУ-ЗП.

Через 50 с после нажатия на кнопку-лампу «Глис.» срабатывает
реле Р7.

Резисторы R15, R16 определяют порцию сигнала истинного кре-
на, поступающего в канал 5У-20Н.

Нормально разомкнутые контакты реле Pl, Р2 разрывают цепь
сигналов 6z, 8н с выхода 5-го и 6-го каналов У-20Н на двигатели
М2, М3 прибора ПП-1ПМ, а нормально замкнутые контакты этих
реле подключают фазы питания переменного тока на двигатели
М2, М3, что обеспечивает развод командных стрелок.

Контакты реле PR Р2 подключают питание +27 В усилителя
и вычислителя. Нормально замкнутые контакты реле Р6 подключа-
ют резисторы R18, R19, уменьшая порцию сигнала е. Реле Р7 под-
ключает резисторы R2, R3, уменьшая порцию сигнала £, а резисто-
ры R57, R58 изменяют порцию сигнала е. Резисторы R4, R5 опреде-
ляют порцию сигнала £ в режиме «Пробивание облачности».
Резисторы R22, R23 определяют порцию сигнала в в режиме
«СРП»; R26, R27 — в режиме «Азимут»; R13, R14 — в режиме
«VOR».

Соединительная коробка СК-29И предназначена для электриче-
ских соединений агрегатов системы «Путь-4МПА». На основании
коробки укреплено пять пластмассовых контактных колодок А, Б,
В, Г, Д. Каждая колодка имеет 14 клемм, помеченных цифрами от
1 до 14.

В принципиальных электрических схемах и таблицах соединений
системы «Путь-4МПА» клеммы соединительной коробки обознача-
ются буквой и цифрой, например— ;—» и т. п. Коробка закрыва-
8	4

ется крышкой, которая крепится четырьмя болтами.

В системе «Путь-4МПА-2» используется самолетная распреде-
лительная коробка Н-25.
10.	БЛОК СВЯЗИ БС-3

Блок предназначен для связи системы «Путь-4МПА» с автопито-
том АП-6ЕМ-ЗП. В блоке БС-3 сигналы постоянного тока заданного
крена у3 и команды по тангажу дн, сформированные в вычислителе
В-12, преобразуются в сигналы частоты 400 Гц. Преобразованные
сигналы с блока БС-3 поступают в мостовые схемы автопилота и
за счет их обеспечивается автоматическое управление заходом на
посадку.

Блок связи БС-3 состоит из двух самостоятельных каналов:,, бо-
кового и продольного. Оба канала собраны по одинаковой схеме.
Структурная схема бокового (продольного) канала блока БС-3 по-
казана на рис. 4.25.

Сигнал заданного крена у3 (команда по тангажу 5н) постоян-
ного тока подается на вход магнитного усилителя, где усиливается
и преобразуется в сигнал переменного тока, который после усиле-
ния в полупроводниковом усилителе подается на двигатель Ml
(ДГ-0,1ТА) электромеханического блока БЭ-1. Двигатель через ре-
дуктор перемещает:

щетку потенциометра R1, запитанного постоянным напряжени-
ем 27 В;

щетку потенциометра R2, запитанного напряжением 27 В
400 Гц;

шкалу в положение, соответствующее величине выходного
сигнала.

На выход магнитного усилителя с потенциометра R1 снимается
сигнал жесткой обратной связи. Сигнал переменного тока с потен-
циометра R2, пропорциональный заданному крену у3 (команде бн),
подается в автопилот АП-6ЕМ-ЗП. Сигнал переменного тока с тахо-
генератора двигателя ДГ-0.1ТА, пропорциональный скорости его
вращения, подается на вход полупроводникового усилителя в про-
тивофазе основному сигналу. За счет этого осуществляется скорост-
ная обратная связь, улучшающая динамические свойства системы.

Боковой канал (электрическую схему блока БС-3 см. в

приложении 2) состоит из маг-
нитного усилителя У5, полу-
проводникового усилителя УЗ
и электромеханического блока
У1 (БЭ).

Магнитный и полупроводни-
ковый усилитель составляют
усилитель второго типа, рас-
смотренный ранее в разд. 7
гл. 4.

Электромеханический блок
БЭ-1 состоит из отрабатываю-
щего двигателя Ml (ДГ-0,1ТА)
с редуктором, потенциометров
RI, R2 и шкалы.

АП-6ЕМ-ЗП

Рис. 4.25 Структурная схема блока
связи БС 3
Сигнал у3 с левого вычислителя В-12 подводится через штеп-
сельный разъем Ш1 на контакты 3 реле Р6, а через контакты 4, 6
реле РЗ заряжает конденсатор С5. Сигнал у3 с правого вычислите-
ля В-12 подводится на контакты 2 реле Р6.

Боковой канал БС-3 включается летчиком при заходе на посад-
ку в точке 4-го разворота нажатием на кнопку-лампу «Курс» пуль-
та управления БСУ-ЗП. При этом напряжение +27 В подается на
реле РЗ и Р5 блока БС-3, которые срабатывают и контактами 10,
11 реле РЗ самоблокируются.

Контактами 1, 2 реле РЗ сигнал у3 от левого вычислителя В-12
подается на управляющую обмотку магнитного усилителя У/. Од-
новременно контактами 4, 5 реле РЗ подключается заряженный кон-
денсатор С5 на другую управляющую обмотку, включенную встреч-
но первой. Конденсатор разряжается через ограничивающий резне
тор R5 и управляющую обмотку. При этом на вход магнитного уси-
лителя подается второй сигнал противоположного знака. В резуль-
тате суммарный сигнал на входе магнитного усилителя нарастает
плавно, по экспоненте, что обеспечивает плавный ввод самолета в
крен при выполнении 4-го разворота.

Контактами 7, 8 реле РЗ, Р5 на потенциометр R2 подается на-
пряжение 27 В 400 Гц, поступающее с АП-6ЕМ-ЗП. Контактами 1,
3 и 4, 6 реле Р5 этот потенциометр расшунтируется.

После усиления и преобразования сигнал у3 подается на дви-
гатель Ml блока БЭ-1, который через редуктор смещает щетки по-
тенциометров R1 и R2. Сигнал постоянного тока с потенциометра
R1 подается на одну из управляющих обмоток магнитного усили-
теля для осуществления жесткой обратной связи, которая компен-
сирует сигнал у3. После согласования с потенциометра R2 в боко-
вой канал автопилота подается сигнал у3 переменного тока.

Механический упор ограничивает угол поворота оси блока БЭ-1
в пределах ±170°, что обеспечивает ограничение сигнала у3 с по-
тенциометра R2 в пределах ±20°.

Реле Р6 срабатывает от переключателя ЦГВ при установке его
в положение «АП-ЦГВ пр.» и своими контактами подключает в
боковой канал сигнал у3 с правого вычислителя В-12.

При нажатии на рукоятку «Разворот» пульта управления
БСУ-ЗП напряжение +27 В подается на реле Р4 блока БС-3, кото-
рое контактами 3, 5 снимает с блокировки реле РЗ и Р5. Боковой
канал выключается.

Продольный канал блока БС-3 состоит из магнитного усилителя
Уб, полупроводникового усилителя У4 и электромеханического бло-
ка У 2 (БЭ-1).

Сигнал 8ц с левого вычислителя В-12 подается на контакты 3,
б реле Р7, а с правого В-12 — на контакты 2, 5 реле Р7.

Продольный канал блока БС-3 включается летчиком при пере
сечении самолетом равносигнальной зоны глиссады нажатием кноп-
ки-лампы «Глис.», расположенной на пульте управления БСУ-ЗП
При этом напряжение +27 В подается на реле Р1 и Р2, которые
срабатывают и контактами 1, 2 реле Р2 самоблокируются. Контак-
тами 1, 2 реле Pl сигнал бн с левого вычислителя В-12 через ре-
зистор R13 подается на четыре последовательно соединенные уп-
равляющие обмотки магнитного усилителя. Контактами 4, 5 и 7, 8
реле Р1 потенциометр R2 подключается к мостовым схемам про-
дольного канала автопилота АП-6ЕМ-ЗП.

После усиления и преобразования сигнал 8н подается на дви-
гатель Ml блока БЭ-1, который через редуктор смещает щетки по-
тенциометров R1 и R2 до тех пор, пока сигнал с потенциометра R1
не скомпенсирует на входе магнитного усилителя сигнал би. При
этом с потенциометра R2 в автопилот АП-6ЕМ.-ЗП снимается сигнал
команды бн частоты 400 Гц.

Реле Р2 исключает одновременное включение двух режимов:
«Глиссада» и «КВ», так как при его срабатывании контакты 4, 6
н 7, 9 разрывают цепь блокировки корректора высоты КВ-11.

Реле Р7 срабатывает при установке переключателя ЦГВ в по-
ложение «АП-ЦГВ пр.» и своими контактами 1, 2 и 4, 5 подклю-
чает в продольный канал БС-3 сигнал 6н с правого вычислителя
В-12.

При нажатии иа рукоятку «Спуск-подъем» контактами этой
рукоятки отключается напряжение — 27 В от реле Р1 и Р2 блока
БС-3 и его продольный канал выключается.

Блок связи БС-3 питается постоянным напряжением 27 В и
переменным напряжением 36 В 400 Гц и 27 В 400 Гц от автопилота
АП-6ЕМ-ЗП.

Переменные резисторы R6, R7, R14, R31 в цепи обмоток сме-
щения магнитных усилителей служат для их балансировки. С по-
мощью этих резисторов выбираются дрейфы нуля командных стре-
лок левого и правого полукомплекта системы «Путь-4МПА».

При переключении ЦГВ («Путь-4МПА») срабатывают реле Р6,
Р7 и своими контактами подключают к магнитному усилителю со-
ответствующий регулировочный резистор.

Вопросы

1.	По каким данным можно определить скорость приближения (удаления)
самолета к оси ВПП?

2.	Характер движения самолета при заходе на посадку при отключении сиг-
нала ре.

3.	Назначение сигнала рф.

4.	Назначение сигнала Аф.

5.	Для чего сигнал Аф имеет зону нечувствительности?

6.	Для чего ограничивается сигнал заданного крена у3?

7.	По каким данным можно определить скорость приближения (удаления)
к глиссаде.

8.	Назначение сигнала рй.

9.	Какие параметры можно определить по прибору ПП-ШМ?

10.	Какие параметры можно определить по прибору НКП-4?

11.	Цепь прохождения сигнала е от РТС для формирования у3.

12.	Цепь прохождения сигнала Хф для формирования у3.

13.	Цепь прохождения сигналов £ и & для формирования бн.

14.	Порядок регулировки нулевого положения командных стрелок.

15.	Как осуществляется контроль исправной работы бокового и продольного
каналов системы «Путь-4МПА»?
16.	Из каких блоков состоит вычислитель В-12 и их назначение?

17.	Как фазочувствительный выпрямитель блока БВ-5 преобразовывает сиг-
налы переменного тока в сигналы постоянного тока.

18.	По какой схеме собран канал усиления постоянного тока У-20Н, преиму-
щества этой схемы.

19.	Почему усилитель мощности полупроводникового усилителя У-20Н со-
бран по схеме с общим коллектором?

20.	Из каких блоков состоят БК-5 и БК-6 и их назначение?

21.	Назначение и принцип действия блока связи БС-3.

Глава 5

АВТОПИЛОТ АП-6ЕМ-ЗП

1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Назначение. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП является электрическим автоматическим
регулятором и предназначен для стабилизации угловых координат самолета отно-
сительно центра тяжести вокруг трех его осей устойчивости (симметрии).

При использовании сигналов корректора высоты КВ-11 и сигналов системы
«Путь-4МПА» автопилот АП-6ЕМ-ЗП обеспечивает стабилизацию центра масс
самолета на заданной траектории полета.

Комплектность автопилота АП-6ЕМ-ЗП и всех его вариантов дана в
разд. 1 гл. 3.

Общая характеристика автопилота. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП является основ-
ным элементом системы БСУ-ЗП и предназначен для автоматического управде-
ния самолетом на маршруте и при заходе на посадку. Автопилот состоит из ка-
налов курса (направления), крена (элеронов) и тангажа (высоты), каждый из
которых является отдельным регулятором.

Каналы курса и крена имеют жесткую внутреннюю обратную связь и явля-
ются статическими регуляторами. Они составляют боковой канал, предназначен-
ный для управления самолетом в горизонтальной плоскости.

Канал тангажа имеет гибкую внутреннюю обратную связь и является аста-
тическим регулятором. Он составляет продольный канал, управляющий самоле-
том в вертикальной плоскости.

Между каналами автопилота имеются перекрестные связи, благодаря кото-
рым управление самолетом осуществляется координированно с помощью всех
трех рулей.

Перекрестная связь из канала крена в канал тангажа (п^ у) предназначена
для отклонения руля высоты вверх как при левом, так и при правом крене. Вслед-
ствие этого увеличивается угол атаки и парируется стремление самолета к поте-
ре высоты при кренах.

Перекрестная связь из канала крена в канал курса у) предназначена
для отклонения руля направления при кренах в сторону, противоположную кре-
ну. За счет этого устраняется скольжение самолета на крыло при кренах.

Перекрестная связь из канала курса в канал крена (п^ Аф) предназначена
для накренения самолета в сторону заданного курса при отклонениях от него.
Это позволяет ликвидировать отклонение самолета от заданного курса не только
за счет боковой силы скольжения, вызываемой отклонением руля поворота, но и
за счет боковой силы, возникающей при крене. В результате уменьшается время
выхода самолета на заданный курс.

Режимы работы. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП может работать в одном из следую-
щих режимов (рис. 5.1):

1.	Режим стабилизации угловых координат самолета.
В автопилот подаются сигналы с ЦГВ-4, КС и БД Г-10-1, в результате чего ста-
билизируются три угловые координаты самолета— курс, крен и тангаж. Приме-
нение в продольном канале автопилота астатического регулирования (изодром-
ная обратная связь по рулю высоты) позволяет устранить статические ошибки
выдерживания угла тангажа при действии на самолет постоянных моментов.
Самолет

Рис. 5.Г. Структурная схема автопилота АП-6ЕМ-ЗП

2.	Режим стабилизации заданной барометрической вы-
соты полета. В автопилот подаются сигналы с ЦГВ-4, КС, БДГ-10-1 и до-
полнительно — с корректора высоты КВ-11. При этом автопилот, кроме трех угло-
вых координат, стабилизирует еще и центр масс самолета на заданной высо-
те. Применение в продольном канале астатического регулирования (изодромные
обратные связи по рулю высоты и тангажу) позволяет устранить статические
ошибки выдерживания автопилотом заданной высоты полета при действии на
самолет постоянных моментов.

3.	Режим управления рукояткой «Спуск-подъе м». В авто-
пилот подаются сигналы с ЦГВ-4, КС, БДГ-10-1 и дополнительно — с потенцио-
метра рукоятки «Спуск-подъем» пульта управления. При этом самолет под дей-
ствием автопилота отклоняется от горизонтального положения и занимает угол
тангажа (пикирование или кабрирование), заданный рукояткой «Спуск-подъем».
В дальнейшем автопилот стабилизирует угловые координаты, в том числе и за-
данный угол тангажа. Самолет производит снижение или набор высоты.

4.	Режим координированного разворота. В автопилот пода-
ются сигналы с ЦГВ-4, БДГ-10-1, а вместо сигнала с КС — сигнал с рукоятки
«Разворот». За счет сигналов перекрестных связей наряду с элеронами откло-
няются также руль поворота и руль высоты. Самолет выполняет координирован-
ный разворот до тех пор, пока рукоятка «Разворот» не будет установлена в ней-
тральное положение.

5.	Режим автоматического полета по сигналам системы
VOR. В автопилот подаются сигналы с ЦГВ-4, БДГ-10-1, а вместо сигнала КС —
сигнал системы «Путь-4МПА». При этом автопилот, кроме трех угловых коор-
динат, стабилизирует также центр масс самолета на задаваемой системой
VOR траектории (заданный азимут).

6.	Режим автоматического захода на посадку. В автопи-
лот подаются сигналы с ЦГВ-4, БДГ-10-1 и системы «Путь-4МПА». При этом
автопилот, кроме стабилизации угловых координат, обеспечивает вывод и стаби-
лизацию центра тяжести самолета на траектории посадки (пересечение равно-
сигнальных зон курса и глиссады).
2.	БОКОВОЙ КАНАЛ

Принцип действия канала курса (канала с жесткой обратной
связью). Канал курса автопилота АП-6ЕМ-ЗП состоит из мостовой
схемы (сумматора сигналов), усилителя 3 и рулевой машины 4
(рис. 5.2).

Мостовая схема состоит из потенциометра 1 чувствительного
элемента (датчика) и потенциометра 2 обратной связи.

В полете под действием кратковременных боковых возмущений
самолет отклоняется от заданного курса на угол кф. При этом щет-
ка потенциометра 1, связанная с гироскопом Г, остается неподвиж-
ной, а потенциометр поворачивается вместе с самолетом. Мостовая
схема рассогласуется и на вход усилителя 3 подается сигнал, фаза
которого зависит от направления, а амплитуда от угла Аф отклоне-
ния 'Самолета. После усиления сигнал подается на рулевую маши-
ну 4, которая отклоняет руль направления 5 и смещает щетку по-
тенциометра 2. Руль отклоняется в сторону, противоположную от-
клонению самолета, на угол 6Н, при котором мостовая схема будет
согласована. Отклоненный руль создает момент, и самолет разво-
рачивается на заданный курс. Щетка потенциометра 1 устанавли-
вается в первоначальное положение.

Мостовая схема снова рассогласуется, и на усилитель подается
сигнал противоположной фазы.

Рулевая машина устанавливает руль в нейтральное положение,
а мостовая схема согласуется.

Так как самолет обладает инерционностью, то после выхода на
заданный курс он отклоняется в противоположную сторону, но на
меньший угол.

В результате выход самолета на заданный курс всегда сопро-
вождается затухающими колебаниями (рис. 5.3).

На таком же принципе действия основан и канал крена.

Рис. 5 2 Принципиальная схема канала курса АП-6ЕМ-ЗП
В реальном канале курса ав-
топилота АП-6ЕМ-ЗП между мос-
товой схемой и входом усилителя
включаются потенциометры до-
полнительных датчиков, которые
используются для улучшения уп-
равления самолетом. Сигналы
мостовой схемы и дополнитель-
ных потенциометров на входе уси-
лителя суммируются, и руль на-
правления отклоняется на угол,
пропорциональный сумме этих
сигналов.

Рис. 5.3. Выход самолета на за-
данный курс при боковом возму-
щении

В качестве дополнительных датчиков в канале курса использу-
ются датчик угловой скорости изменения курса и датчик крена.

С помощью датчика угловой скорости в закон управления вво-
дится производная pty от угла отклонения по курсу. С помощью
датчика крена осуществляется перекрестная связь из канала крена
в канал курса.

Структурная схема канала курса автопилота АП-6ЕМ-ЗП при-
ведена на рис. 5.4.

Введение производной. Как уже отмечалось, при отклонении
самолета на угол Aip от заданного курса автопилот отклоняет руль
направления в противоположную сторону на угол дн для устранения
этого отклонения (см. рис. 5.3). В этом случае в момент, когда са-
молет выходит на заданный курс (Лгр = 0), руль устанавливается в
нейтральное положение и не препятствует отклонению самолета по
инерции в противоположную сторону. Время переходного процесса
в этом случае будет значительным. Следовательно, канал курса, в
котором для управления используется только отклонение Лгр от за-
данного курса, будет иметь длительный переходный процесс.

При использовании производной pty от угла Агр переходный про-
цесс будет протекать следующим образом.

Производная ргр опережает отклонение Лгр от заданного курса
на угол 90° (рис. 5.5). Сумма \ip + pip представляет собой управ-
ляющий сигнал, который вызывает отклонение руля направления.
Руль отклоняется по кривой 6Hi. В этом случае в момент времени
tx, когда самолет имеет уже необходимую скорость разворота на
заданный курс, но еще не вышел на него, руль направления уста-
навливается в нейтральное положение. В период времени от tx до
/г руль отклоняется в противоположную сторону и создает тормозя-
щий момент, который препятствует отклонению самолета по инер-
ции в другую сторону от заданного курса. Динамическая ошибка и
время переходного процесса уменьшаются.

Следовательно, использование производной приводит к тому,
что при отклонениях самолета от заданного курса руль направления
всегда отклоняется с упреждением, что улучшает переходный про-

цесс.
Рис. 5.4. Структурная
схема канала курса

АП-6ЕМ-ЗП:

1 — датчики положения са-
молета; 2 — сумматор; 3 —
усилитель; 4 — рулевая ма-
шина; 5 — муфта пересили-
вания; 6—датчик обратной
связи; 7 — руль направления

Практически автопилот и руль направления обладают некото-
рой инерционностью, что несколько снижает эффект упреждения.

Законы управления. Законы управления бокового канала авто-
пилота АП-6ЕМ-ЗП в зависимости от режима работы имеют сле-
дующий вид:

в режиме стабилизации заданного курса:

— п^у,	(5.1)

где бэ — угол отклонения элеронов;
у — угол крена;

ky—передаточное отношение (число), равное углу отклоне-
ния элеронов, приходящемуся на один градус крена
самолета;

п7Ф— передаточное отношение по перекрестной связи из кана-
ла курса в канал крена;

— передаточное отношение по курсу;

kpi/— передаточное отношение по угловой скорости курса;

пТф — передаточное отношение по перекрестной связи из канала
крена в канал курса;

в режиме координированного разворота от рукоятки «Разворот»
пульта управления:

8э=^(т-тпу);

K =	«фИу — УПу)>	(5-2)

где упу — угол крена, задаваемый с пульта управления;

в режиме автоматического захода на посадку по системе
СП-50М или ILS:

= (Y — У^А~^РУ\

Зн=ЛРфР^ —«фТ(у —Уз),	(5.3)

где у3 — заданный угол крена, вычисляемый в системе
«Путь-4МПА» по отдельному закону (уравнение
4.6);

ру —угловая скорость крена;

В а	и

kp^=----	—передаточное отношение по угловой скорости крена;

Р1
в режиме автоматического полета по траекториям, задаваемым
радиотехническими системами РСБН-2С («Свод») или VOR, зако-

ны управления такие же, как и при заходе на посадку, но сигнал
у3 в системе «Путь-4МПЛ» формируется по другому закону (урав-
нение 4.8) и исключается сигнал ру.

Как видно из Законов управления, каналы курса в крена явля-
ются астатическими регуляторами. Поэтому при действии на само-
лет постоянных моментов вокруг вертикальной оси у и продольной
оси % возникают статические ошибки.

Возникновение статической ошибки в канале курса. При боко-
вом ветре (Кв) или отказе одного из двигателей нарушается путе-
вое равновесие (разд. 3 гл. 1) и на самолет действует постоянный
момент (7Ил, Л1Пр), стремящийся развернуть самолет по курсу
(рис. 5.6).

Самолет отклоняется от заданного курса на угол Аф, что приво-

дит к отклонению автопилотом руля направления на угол
(рис. 5.6).

После окончания переходного процесса мостовая схема согла-
суется, а руль направления фиксируется в отклоненном положении,
при котором момент руля (Л4Р) компенсирует постоянный момент
Л1Пр, и самолет продолжает полет с отклонением от курса на угол

Дф, т. е. возникла статическая
ошибка. За счет этой ошибки
компенсируется постоянный
момент Л1пр. Так как имеется
перекрестная связь из канала
курса в канал крена Аф, то
за счет нее возникает статиче-
ская ошибка по крену и само-
лет летит с небольшим креном
в сторону заданного курса.
Статическая ошибка по крену
в автопилоте АП-6ЕМ-ЗП уст-
раняется с помощью рукоятки
«Крен» пульта управления.

Рис. 5.5. К пояснению действия произ-
водной рф

Рис. 5.6. К пояснению возникновения статической ошибки в канале курса
3.	ПРОДОЛЬНЫЙ КАНАЛ

Условные обозначения, принятые для продольного канала:

бв— угол отклонения руля вёгсоты;

О — угол тангажа самолета;

Опу— угол тангажа, задаваемый с пульта управления автопи-
лота;

Оф — форсирующий сигнал для ускоренного перевода самолета
на глиссаду;

k&— передаточное отношение по углу тангажа;

р®— угловая скорость тангажа;

—	передаточное отношение по угловой скорости тангажа;

АН — отклонение самолета от заданной барометрический вы-
соты;

&дн — передаточное отношение по сигналу корректора высоты; -
бн — команда по тангажу (выдается системой «Пульт-4МПА»);

кьн—передаточное отношение по сигналу команды бн;

—	передаточное отношение по перекрестной связи из канала
крена в канал тангажа;

у — крен самолета.

Принцип действия. Продольный канал автопилота АП-6ЕМ-ЗП

основан на том же принципе действия, что и канал курса. Отличие
состоит лишь в том, что жесткая внутренняя обратная связь заме-

Рис 5.7. Структурная схема продольного канала
йена на гибкую. Для этого сигнал обратной связи подается на сум-

T'gP
матор через активное дифференцирующее звено-------, которое

тъР + 1

в этом случае играет роль параллельного корректирующего звена.

Применение гибкой обратной связи позволяет получить в про-
дольном канале астатическое регулирование, так как замена жест-
кой обратной связи на гибкую превращает пропорциональный ре-
гулятор в изодромный. Применение в продольном канале изодром-
ного регулирования вызвано стремлением исключить статические
ошибки при действии на самолет постоянных моментов (Л1К, Л4П).

В режиме стабилизации угла тангажа статическая ошибка
устраняется за счет действия гибкой обратной связи, а в режимах
стабилизации заданной высоты и автоматического полета по глис-
саде — за счет действия гибкой обратной связи, а также за счет
включения в цепь сигнала тангажа (й—Фпу) последовательного
корректирующего звена, в качестве которого используется активное
дифференцирующее звено.

Структурная схема продольного канала дана на рис. 5.7, а, б,
где ----л---- — передаточная функция прямой цепи продоль-

(7ПР Н- 1) Р

ного канала, в которой /?п— коэффициент усиления канала, а Гп—
постоянная времени прямой цепи.

Так как активные дифференцирующие звенья ------------ и

7 ьР + 1

тъР

------- являются следящими системами и включение их в схему
7^ + 1

автопилота делает продольный канал изодромным регулятором, то
первое звено называется изодромной обратной связью по рулю вы-
соты, а второе — изодромной обратной связью по тангажу. Пзо-
дромная обратная связь по рулю высоты включена постоянно, а по
тангажу включается только в режимах стабилизации заданной
высоты и автоматического полета по глиссаде — вкл., k2—
выкл.).

Рассмотрим действие изодромной обратной связи по рулю вы-
соты в режиме стабилизации угла тангажа. В этом режиме изо-
дромная обратная связь по тангажу выключена (&i— выкл., k2 —-
вкл.), а сигналы АН, не подаются.

Рис. 5.8. К пояснению устранения статической ошибки по тангажу
КС

БС-КС

---------1 йг

От ТС РТД

Ку А V 6 канал

—-------ирт

Р12

ПО ДР. АП

Р12(БУ)

Рукоятка.
РАЗВОРОТ

Рис. 5 9. Схема блока связи автопилота с курсовой системой

Р12

n#v ДУ в канал

--------— крена

При действии на самолет, например, постоянного кабрирующе-
го момента Л1К (рис. 5.8) самолет отклоняется от заданного (нуле-
вого) угла тангажа и возникает сигнал О—-йПу, что приводит к от-
клонению автопилотом руля высоты вниз на угол 6В. Возникает
момент руля 7ИР, компенсирующий постоянный момент Л1К. Само-
лет продолжает полет с отклонением от заданного угла тангажа,
т. е. возникла статическая ошибка О—йпу.

Следовательно, в начальный момент действия постоянного воз-
мущения продольный канал действует как пропорциональный регу-
лятор. После окончания переходного процесса в горизонтальном
полете сигналы рО и nvl у равны нулю, остается только сигнал ста-
тической ошибки О—й-пу. В этом случае угол отклонения руля высо-
ты (см. рис. 5.7, б):

(Л,д + 1) р

Р-М-8в

+

kocP t,P

7\Р + 1

ИЛИ

(7пр + 1)р

Передаточная функция продольного канала с изодромной обрат-
ной связью будет определяться:

5В _	(7пр+1)р

& Sny	^n’^oc‘7g

1+(7nJp+l)(7^+l)
После преобразования получим:

№{р} =

1 + k-nkgr-T^

_____+ '_________________L

Л.Л	t'h + t's р ’

---------д2 +----------Р

1 + kgkggT^ j	1 Д- kgk ддТ g

Так как для продольного канала автопилота WocTe>l, Тп<1,
^6= 15, kn — сотни единиц, то коэффициенты при р2 и р в знамена-
теле второго сомножителя можно принять равными нулю.

Тогда

& &пу	Тьр

где k=—— .

^ос

+1

Величина —------- является передаточной функцией изодром-

ного звена.

Следовательно, продольный канал автопилота АП-6ЕМ-ЗП в ре-
жиме стабилизации угла тангажа является изодромным регулято-
ром, закон управления для которого (в установившемся режиме)
из передаточной функции можно записать:

Т.р + 1

8 =k—------(& — а )

а	т I. иу/>

1 &Р

ИЛИ

*в=^-;&Пу).

Этот закон управления можно представить в виде:

6в=*(6-«»у) + -^-у(Э-»Пу).

или	(5.4)

где kt=— •

тс

Следовательно, угол отклонения руля высоты (бв) равен ошибке
(О—ОПу) и интегралу от этой ошибки.

Поэтому при возникновении статической ошибки угол отклоне-
ния руля высоты будет увеличиваться за счет второго слагаемого.
Момент руля Л1р становится больше постоянного момента Мк и са-
молет возвращается на заданный (нулевой) угол тангажа. При
этом статическая ошибка -0—-Олу уменьшается, следовательно, бу-
дет уменьшаться и первое слагаемое. После окончания переходного
процесса самолет будет иметь заданный угол тангажа, а руль высо-
ты будет отклонен на угол, достаточный для компенсации постоян-
ного момента Л1К (рис. 5.8).
дромных обратных связей по рулю высоты

Реальный закон управления продольного канала в режиме ста-
билизации угла тангажа с учетом производной от угла тангажа и
перекрестной связи из канала крена в канал тангажа:

Tf.p

-	,7- 8в=	- апУ) +	- /зд,	(5-5)

^+1 у • \

в режиме стабилизации заданной высоты

7\р	Т;.р	_ „

———— 8 = kb ———- (0 — О'пу'Уф)Ц- kpbP^Ц- kbHkH — tlb-ft, (о.61

в режиме автоматического полета по глиссаде

Д+г S«= k» (» -	+»ф) + W + W// - WtY.	(5.7)

В двух последних режимах за счет одновременной работы изо-
' тъР \

------- и тангажу
1\р + 1 /

I---—— I устраняется статическая ошибка выдерживания автопи-

\тьР + 1 /

лотом центра масс самолета на заданной барометрической высоте
и на глиссаде планирования.

Более подробно вопрос устранения статических ошибок в про-
дольном канале будет рассмотрен при разборе работы мостовых
схем автопилота АП-6ЕМ-ЗП.

4. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТОВ АВТОПИЛОТА]^

Блок связи с курсовой системой (БС-КС) предназначен для пе-
редачи сигналов отклонения самолета от заданного курса в боко-
вой канал автопилота. Блок БС-КС состоит из сельсин-приемника
СП, полупроводникового усилителя и отрабатывающего двигателя,
который через редуктор соединен с ротором СП и через электро-
магнитную муфту ЭММ — со щеткой потенциометра АЧГ (рис. 5.9).

В режиме «Подготовка АП» питание на муфту не подается. При
изменении курса самолета сельсины рассогласуются и сигнал с ро-
тора СП через усилитель подается на двигатель ДИД-0,5, который
отрабатывает ротор СП до согласования следящей системы. Щет-
ка потенциометра удерживается в нейтральном положении центри-
рующими пружинами и сигнал АЧГ в автопилот не поступает.

При включении автопилота напряжение питания +27 В подает-
ся на тормозные соленоиды рулевых машин направления и элеро-
нов и одновременно через нормально замкнутые контакты реле Р12
блока управления на электромагнитную муфту.

При отклонении самолета от курса двигатель ДИД-0,5 не толь-
ко согласует селышы, но и через электромагнитную муфту смещает
щетку на потенциометре. Сигнал А+ с потенциометра БС-КС по-
дается в боковой канал автопилота, в результате работы которого
самолет возвращается на
прежний курс. Двигатель,
согласуя сельсины, устанав-
ливает щетку на потенцио-
метре в нейтральное поло-
жение.

При пользовании рукоят-
кой «Разворот» на пульте
управления через ее контак-
ты подается питание на ре-
ле Р12 блока управления,
которое снимает +27 В с
электромагнитной муфты
блока БС-КС и отключает
потенциометр AW от мосто-
вых схем бокового канала
автопилота. Управляющие
сигналы в автопилот пода-
ются с потенциометра руко-
ятки, и самолет выполняет
координированный разворот.
В блоке БС-КС работает
только следящая система.

т

Рис. 5.1'0. Кинематическая схема ЦГВ-4

При установке рукоятки в нейтральное положение ее контакты за
мыкаются, реле Р12 обесточивается и автопилот переходит в ре
жим стабилизации курса.

Чтобы режим стабилизации курса включался только тогда, ко
гда самолет полностью выйдет из режима разворота, в блоке уп-
равления с помощью реле времени введена задержка на отпуска-
ние реле Р12.

Центральная гироскопическая вертикаль ЦГВ-4 является дат

чиком сигналов, пропорциональных углам крена и тангажа самоле-
та. Потребителями этих сигналов на самолете являются автопилот,
системы директорного управления, курсовые и радиолокационные
системы.

По принципу действия ЦГВ-4 представляет собой двухгироскоп-
ный авиагоризонт, снабженный жидкостной маятниковой коррек-
цией. Главные оси гироскопов XiXi (верхнего) и x2x2 (нижнего) рас-
положены вертикально.

В качестве гиромоторов используются типовые гиромоторы
ГМА-4П, которые вращаются в разные стороны: вектор собствен-
ного вращения у верхнего гироскопа направлен вверх, а у нижне-
го — вниз (рис. 5.10).

Ось У\У\ верхнего гироскопа параллельна оси zz самолета.
Третьей осью гироскопа является ось zyz^ внешней рамы ЦГВ,
параллельная оси хх самолета. Таким образом, верхний гироскоп
стабилизирует платформу по оси Z\Z\, на которой расположены по-
тенциометры крена, поэтому верхний гироскоп и получил название
гироскопа поперечных кренов.
У нижнего гироскопа ось У2У2 параллельна оси хх самолета.

Третьей осью является ось Z2Z2 внутренней рамы, расположен-
ная параллельно оси zz самолета. Нижний гироскоп стабилизирует
платформу по оси z2Z2 с измерительными потенциометрами по тан-
гажу и получил название гироскопа продольных кренов (тангажа).

Раздельная стабилизация платформы по измерительным осям
z{Zy по крену и Z2Z2 по тангажу дает возможность применить раз-
грузочную коррекцию для компенсации моментов трения в измери-
тельных осях, возникающих при эволюциях самолета. Применение
разгрузочной коррекции, в свою очередь, дает возможность приме-»
нить жидкостную маятниковую коррекцию меньшей мощности, так
как перед последней стоит задача компенсации ухода оси внутрен-
ней рамы ЦГВ от вертикали Земли в основном за счет кажущегося
движения. Точность выдерживания оси внутренней рамы по верти;
кали Земли достаточно высокая — отклонение от вертикали не пре-
вышает 0,25°.

Жидкостная маятниковая коррекция (ЖМК)
предназначена для удержания оси внутренней рамы ЦГВ по верти-
кали Земли. Это достигается тем, что ЖМК компенсирует уход оси
внутренней рамы ЦГВ по причине кажущегося движения, несбалан-
сированности гироузлов и моментов трения по измерительным осям
в случае их неполной компенсации разгрузочной коррекцией.

ЖМК состоит из жидкостного маятникового потенциометра
ЖМП, укрепленного снизу на внутренней раме ЦГВ, и двух кор-
рекционных моторов К1 и К2, расположенных в углублениях внут-
ренней рамы. Мотор К1 поперечной коррекции механически связан
с осью y{yi верхнего гироскопа, а мотор К2 продольной коррек-
ции — с осью У2У2 нижнего гироскопа.

Коррекция работает следующим образом. Предположим, что за
счет кажущегося движения ось внутренней рамы отклоняется влево
от вертикали Земли. Контакты ЖМП, параллельные оси Z2Z2, пере-
крываются жидкостью неравномерно, в результате чего нарушается
равенство токов в управляющих обмотках мотора К1. Мотор при-
кладывает момент к оси у\У\ верхнего гироскопа так, что вектор
угловой скорости сов вынужденного вращения направлен по оси УхУ\
вправо. Вектор угловой скорости сое собственного вращения верхне-
го гироскопа направлен по оси XjXi вверх. Под действием гироско-
пического момента гироскоп начинает прецессировать вокруг оси
2i2i, стремясь совместить вектор угловой скорости сое собственного
вращения с вектором угловой скорости сов вынужденного вращения
по наикратчайшему пути. Вектор угловой скорости соПр прецессии
направлен по оси 2i2i к носу самолета. Прецессия гироскопа про-
должается до тех пор, пока ось внутренней рамы не установится по
вертикали Земли. При продольных завалах вступает в работу кор-
рекционный мотор К2.

Для компенсации виражной ошибки при разворотах самолета с
угловой скоростью со^0,3°/с реле ВК-53РБ своими контактами от-
ключает фазу от обмотки возбуждения мотора К1 поперечной кор-
рекции. Под действием центробежной силы жидкость в ЖМП сме-
щается от вертикали на большой
угол, но это не влияет на положе-
ние оси внутренней рамы. По
окончании разворота поперечная
коррекция опять начинает рабо-
тать.

Разгрузочная коррек-
ция служит для компенсации
моментов трения в измерительных
осях 2i2i и 2222 при выполнении
самолетом различных эволюций.
Коррекция осуществляется раз-
грузочными моторами Р1 (по оси
2121) и Р2 (по ОСИ 2222), В КОТО-
РЫХ для этой цели используются
первые управляющие обмотки.
Управляющие сигналы на мото-
ры подаются с потенциометров
П1 и П2, которые конструктивно
намотаны на кожухах гироско-
пов, а их щетки укреплены на
внутренней раме ЦГВ.

Рис. 5.14. Разгрузочная и грузо-
вая коррекции ЦГВ-4:

/ — грузовой маятник; 2 — контакты
маятника; 3 — кнопка «Арретир»; 4 —
мотор Р1; 5 — обмотка возбуждения;
6 — первая управляющая обмотка; 7 —
вторая управляющая обмотка; 8 — по-
тенциометр П1 разгрузочной коррекции

Разгрузочная коррекция работает следующим образом. Пред-
положим, что самолет выполняет левый крен. За счет трения в под-

шипниках и трения щеток о потенциометры по оси 2i2i возникает мо-
мент трения. Вектор угловой скорости сов вынужденного вращения
будет направлен по оси 2i2i к хвосту самолета. Под действием ги-
роскопического момента верхний гироскоп начинает прецессиро-
вать по оси yiyi, заваливая ось х{хх к хвосту самолета. Вектор угло-
вой скорости о)Пр прецессии направлен по оси У\У\ вправо. Потен-
циометр П1 верхнего гироскопа смещается относительно щеток и с
него снимается сигнал на обмотку управления мотора Р1. Мотор
прикладывает момент к оси 2^1 и компенсирует момент трения.
Прецессия гироскопа прекращается.

Когда самолет войдет в крен (летит с креном), момент трения
по оси 2]2 исчезает и остается только момент мотора Р1. Вектор сов
будет направлен по оси Z\Z\ к носу самолета. Под действием гиро-
скопического момента гироскоп начинает прецессировать в обрат-
ную сторону до совмещения оси XiXi с осью внутренней рамы и
сигнал с потенциометра I7J при этом уменьшается до нуля.

Таким образом, возникающие при эволюциях самолета момен-

ты трения в измерительных осях не влияют на положение оси внут-
ренней рамы ЦГВ по вертикали Земли.

Моменты по оси 2222 компенсируются аналогично.

Грузовая маятниковая коррекция служит для бы-
строго восстановления оси внутренней рамы ЦГВ по вертикали
Земли после включения электропитания.

Коррекция осуществляется разгрузочными моторами Р/ и Р2,
в которых в данном случае используются вторые управляющие об-
мотки (рис. 5.11). Управляющие сигналы на моторы поступают че-
рез кнопку «Арретир» и контакты грузовых маятников ГМ1 и ГМ2,
укрепленных на внутренней раме ЦГВ. Кнопка «Арретир» располо-
жена на приборе ПП-1ПМ. системы «Путь-4МПА».

Грузовая маятниковая коррекция работает следующим образом.
Предположим, ЦГВ при запуске имеет левый завал, что опреде-
ляется по прибору ПП-1ПМ. Контакты грузового маятника ГМ1,
ось вращения которого параллельна оси Zi?i, замкнуты. При на-
жатии кнопки «Арретир» напряжение от источника 36В 400 Гц че-
рез кнопку и контакты маятника прикладывается к одной из поло-
вин второй управляющей обмотки мотора Р1. Мотор прикладывает
момент к оси zyzx так, что вектор угловой скорости юв вынужденно-
го вращения направлен по оси z{z{ к носу самолета. Под действием
гироскопического момента верхний гироскоп начинает прецессиро-
вать вокруг оси у\у{, заваливая ось хлх^ к носу самолета. С потен-
циометра П1 верхнего гироскопа на первую управляющую обмотку
снимается сигнал. Этот сигнал значительно меньше напряжения
36В 400 Гц на второй управляющей обмотке, поэтому гироскоп про-
должает прецессировать до тех пор, пока своим кожухом не упрет-
ся во внутреннюю раму ЦГВ. При этом теряется степень свободы
гироскопа по оси у[ух и мотор Р1, разворачивая внешнюю раму по
оси Z\Z\ как обычное негироскопическое тело, устанавливает ось
внутренней рамы ЦГВ по вертикали Земли. Контакты грузового
маятника при этом размыкаются и со второй управляющей обмот-
ки мотора Р1 снимается питание. На первой управляющей обмотке
остается сигнал от потенциометра /7/, и мотор прикладывает мо-
мент к оси Z\Z\ так, что вектор угловой скорости сов вынужденного
вращения направлен к хвосту самолета.

Под действием гироскопического момента гироскоп прецессирует
по оси у\у\ в обратную сторону до совмещения оси луду с осью
внутренней рамы ЦГВ.

При продольных завалах в работе участвуют второй грузовой
маятник, мотор Р2 и потенциометр П2 нижнего гироскопа. Точность
установки оси внутренней рамы по вертикали Земли от кнопки
«Арретир» составляет ±2°. Точное приведение оси к вертикали
после отпускания кнопки «Арретир» обеспечивается жидкостной
маятниковой коррекцией.

Электросхема ЦГВ-4 представлена на рис. 5.12.

На измерительной оси z2z2 расположены потенциометры, с ко-
торых снимаются сигналы, пропорциональные кренам самолета:

R8 — кольцевой потенциометр, сигнал с которого подается в
следящую систему индикации крена прибора ПП-ШМ
системы «Путь-4МПА»;

R9— потенциометр перекрестной связи из канала крена в ка-
нал направления автопилота (Пфт у);

R10 — потенциометр k^y, образующий вместе с потенциометром
рулевой машины главный мост канала крена автопилота;

R11—потенциометр перекрестной связи из канала крена в ка-
нал тангажа автопилота (п^ у);
Рис. 5.1(2 Электросхема ЦГВ 4

R12— потенциометр, с которого сигнал по крену выдается на
схему управления антенной радиолокатора, а также на
схему контроля работы гировертикалей;

R13 — потенциометр, получивший название «точный», исполь-
зуется при проверке ЦГВ-4 в лаборатории на выход из
пятиградусных завалов, а также для точной установки
ЦГВ-4 по горизонту при монтаже на самолете.
Рис. 5.13. Схема корректора высоты КВ-11

На измерительной оси г2г2 расположены потенциометры тан-
гажа:

R14— потенциометр /гцГ>, образующий вместе с потенциометром
рулевой машины главный мост канала тангажа;

R15— потенциометр, выдающий сигналы тангажа на схему уп-
равления антенной радиолокатора и на схему контроля
работы гировертикалей;

R16 — кольцевой потенциометр, работающий как датчик в си-
стеме индикации тангажа прибора ПП-1ПЛ1 системы
«Путь-4МПА»;

R17 — «точный» потенциометр, используемый только при про-
верке ЦГВ в лаборатории и для определения горизон-
тального положения ЦГВ при- монтаже на самолете.

Корректор высоты КВ-11 предназначен для выдачи электриче-
ского сигнала, пропорционального отклонению самолета от задан-
ной барометрической высоты полета. В комплекте автопилота
АП-6ЕМ-ЗП два корректора высоты КВ-11: первый корректор
(КВ1) выдает сигнал переменного тока в автопилот, а второй
(КВ2) выдает сигнал постоянного тока в блок контроля БК-4.

По принципу действия корректор высоты представляет собой
барометрический высотомер со следящей системой (рис. 5.13). При-
бор имеет герметичный корпус, который посредством штуцера
соединяется с системой статического давления самолета. Чувстви-
тельным элементом являются два блока анероидных коробок, жест-
кие центры которых через передаточный механизм связаны с рам-
кой (якорем) индуктивного датчика ИД. Статор ИД через фрикцион
и редуктор связан с отрабатывающим двигателем. Отрабаты-
вающий двигатель ДИД-0,5 через второй редуктор и электромаг
нитную муфту ЭММ связан со щеткой потенциометра и с ноль-кон-
тактами, которые замкнуты при нейтральном положении щетки на
потенциометре.

Корректор высоты работает следующим образом:

1.	Корректор высоты не включен, автопилот работает в режиме
«Подготовка» или в режиме стабилизации угла тангажа. В этом
случае при изменении самолетом барометрической высоты ход
анероидных коробок передается на рамку ИД и она поворачивает-
ся относительно статора. ЭДС, наводимые в рамке ИД катушками
статора, не будут равны, и сигнал с рамки через полупроводнико-
вый усилитель подается на двигатель ДИД-0,5. Двигатель через
первый редуктор отрабатывает статор ИД до тех пор, пока он не
займет нейтральное положение относительно рамки. Движение от
ДИД-0,5 на щетку потенциометра не подается, так как электромаг-
нитная муфта ЭММ обесточена. Таким образом, в этих режимах
работы автопилота в корректоре высоты работает только следящая
система, которая согласует индуктивный датчик.

2.	Включение корректора высоты производится кнопкой-лампой
«Вкл. КВ» на пульте управления и возможно только в том случае,
если щетка на потенциометре КВ находится в нейтральном поло-
жении и ноль-контакты замкнуты. При нажатии кнопки-лампы
напряжение + 27В из цепи тормозных соленоидов рулевой машины
руля высоты через ноль-контакты КВ-11 подается на кнопку-лампу,
электромагнитную муфту КВ и реле Р24 блока управления авто-
пилота.

Реле Р24 через контакты реле Р2 блока связи БС-3 самоблоки-
руется и блокирует включение электромагнитной муфты и кнопки-
лампы КВ. Теперь при изменении барометрической высоты двига-
тель ДПД-0,5 не только отрабатывает статор ИД до согласования,
но и через электромагнитную муфту смещает щетку на потенцио-
метре на величину, пропорциональную ЛЯ— отклонению самолета
от заданной барометрической высоты. Сигнал ЛЯ из КВ поступает
в продольный канал автопилота, в результате работы которого са-
молет возвращается на заданную высоту полета.

3.	При повороте ручки «Спуск-подъем» на пульте управления
размыкаются ее контакты и снимается напряжение — 27 В с реле
Р24 БУ. Реле обесточивается и отключает напряжение +27 В от
электромагнитной муфты КВ и от кнопки-лампы. За счет сигналов
с потенциометра ручки «Спуск-подъем» автопилот задает самолету
режим набора высоты или снижения. В корректоре высоты работа-
ет только следящая система и сигнал ЛЯ с потенциометра не сни-
мается. При выводе самолета на новую высоту ручка «Спуск-
подъем» устанавливается в нейтральное положение и ее контакты
замыкаются. Если высоту полета необходимо застабилизировать,
то включают КВ нажатием кнопки-лампы.

4.	Корректор высоты отключается нажатием кнопки-лампы
«Глис.» на пульте управления. При этом в блоке связи БС-3 сраба-
тывает реле Р2, которое снимает напряжение +27 В с реле Р24
БУ, электромагнитной муфты
и лампы 1\В. В корректоре вы-
соты работает только следящая
система.

Блок демпфирующих гиро-
скопов БДГ-10-1 предназначен
для крепления в нем трех
демпфирующих гироскопов, вы-
дающих в автопилот сигналы,
пропорциональные угловым
скоростям отклонения самоле-
та относительно трех его осей
устойчивости. Демпфирующий
гироскоп представляет собой
датчик угловой скорости типа
ДУС-609. Все три гироскопа
одинаковы, но расположены в
блоке по трем взаимно перпен-
дикулярным осям: в гироскопе
курса его измерительная ось
совпадает с осью уу самолета,
и в гироскопе тангажа с

Рис. 5.14. Принципиальная схема
ДУС-609

в гироскопе крена с осью хх самолета
осью zz самолета.

Принцип действия ДУС-609 основан на использовании свойств
гироскопа с двумя степенями свободы (рис. 5.14). При развороте
самолета вместе с ним вокруг мнимой оси zz разворачивается осно-
вание двухстепенного гироскопа с угловой скоростью сор разворота.

При этом возникает гироскопический момент

Mr = Z/v°pSin?,

где 1Х — момент инерции ротора гироскопа;

сос — угловая скорость собственного вращения ротора гиро-
скопа;

(Ор — угловая скорость вынужденного вращения гироскопа;

р — угол между векторами сос и сор.

Под действием гироскопического момента гироскоп прецессиру-
ет по оси уу до тех пор, пока гироскопический момент не будет
уравновешен моментом плоских противодействующих пружин:

7Ипр = са,

где с — жесткость пружин;

а — угол прецессии, равный углу поворота щетки по потенцио-
метру.

Приравнивая значения моментов 7ИГ и Л4пр, получаем

га—-sin р,

откуда

I v^C • Га
а = —-	• % sin р.

с
Значение Ix™c--=k —величина постоянная. Прибор изготавли-
с

вается с таким расчетом, чтобы во всем измеряемом диапазоне из-
менения скорости разворота самолета угол р мало отличался от
угла 90°, тогда

а = Лсор.

С потенциометра ДУС-609 в соответствующий канал автопилота
снимается сигнал угловой скорости (вводится сигнал производной
в закон управления).

Гиромотор в ДУС-609 представляет собой асинхронный трех-
фазный двигатель, получающий питание от источника 36В 400 Гц.
Статор мотора укреплен на оси хх. Ротор выполнен по типу «бе-
личьего колеса» с ободом из сплава с большим удельным весом и
вращается на подшипниках вокруг осн хх. Рамка с гиромотором
помещена в герметичный стакан, заполненный водородом. Стакан
по осн уу крепится на подшипниках в корпусе прибора. Корпус
прибора заполнен маслом определенной вязкости, которая выпол-
няет роль демпфера. Для компенсации объемного расширения
жидкости при изменении температуры в корпусе помещен сильфон.
Ось уу механически связана с плоскими противодействующими
пружинами и щеткой потенциометра. Питание потенциометра и
съем сигнала, пропорционального угловой скорости разворота са-
молета, осуществляются через герметичные стеклянные изоляторы.

Рулевые машины Р М-913 подсоединяются к системе ручного
управления самолетом таким образом, что при отключенном авто-
пилоте не препятствуют ручному управлению рулями с помощью
штурвала и педалей; при включенном автопилоте рули перемеща-
ются рулевыми машинами в соответствии с управляющими импуль-
сами от усилителя. Рулевая машина приводится в движение от дви-
гателя постоянного тока, питающегося от источника 27 В постоян-
ного тока и развивающего мощность 0,05 л. с. На валу двигателя
укреплена шестерня, передающая движение на одну из больших
промежуточных шестерней редуктора.

Большие промежуточные шестерни входят в зацепление друг с
другом и вращаются в разные стороны. Эти шестерни свободно по-
сажены на осях и могут перемещаться по ним поступательно под
действием рабочих соленоидов. На осях больших промежуточных
шестерен жестко укреплены тормозные диски и малые промежу-
точные шестерни. Оси с тормозными дисками и малыми промежу-
точными шестернями могут совершать поступательное движение
при срабатывании тормозных соленоидов.

Малые промежуточные шестерни через дифференциал и выход-
ной редуктор связаны с тросовым барабаном. На корпусе тросового
барабана укреплена щетка потенциометра жесткой обратной свя-
зи, а потенциометр укреплен на корпусе рулевой машины. Потен-
циометр получает питание от трансформатора амортизационной
платформы и включается в потенциометрическую схему суммирова-
ния сигналов соответствующего канала автопилота.
Рис. 5J15. Кинематическая схема рулевой машины:

1 — мотор РМ; 2 — рабочие соленоиды; 3 — тормозные соленоиды; 4 — большие промежуточ-
ные шестерни, 5 — тормозные диски; 6 — малые промежуточные шестерни; 7 — тросовый
барабан

Внутри тросового барабана смонтирована фрикционная муфта
ограничения момента, которая обеспечивает возможность управле-
ния самолетом путем пересиливания рулевой машины. Муфта яв-
ляется также элементом безопасности, позволяющим управлять
самолетом при разрушении (заклинивании) дифференциала руле-
вой машины. Муфта имеет устройство для регулировки усилия
прижатия фрикционных дисков друг к другу и момент, при котором
диски муфты пробуксовывают, может регулироваться в диапазоне
1—3,6 кгс • м, что соответствует усилию на тросовом барабане
25—100 кгс.

Рулевая машина в различных режимах работы автопилота ра-
ботает следующим образом (рис. 5.15):

1.	В режиме «Подготовка АП» на двигатель рулевой машины
подается питание и он вращается с постоянной скоростью в одном
направлении. Вращение от двигателя передается на две большие
промежуточные шестерни. Поскольку эти шестерни свободно рас-
положены на осях, вращение от них дальше никуда не передается
В этом положении пружина, находящаяся между шестерней и тор-
мозным диском, отталкивает шестерню от диска, а диск — от фрик-
ционной прокладки на корпусе рулевой машины. Тросовые бараба-
иы свободны и не препятствуют летчику управлять самолетом
вручную.

2.	При включении автопилота напряжение +27 В от бортсети
подается одновременно на оба тормозных соленоида. Якори солено-
идов перемещаются и через передаточный механизм прижимают
тормозные диски к прокладкам на корпусе рулевой машины. Вслед-
ствие большого коэффициента трения между сталью и фрикцион-
ной шайбой, выполненной из асбестоволокнита марки ТФМ, валики
с дисками и малыми промежуточными шестернями стопорятся.
Двигатель продолжает работать и вращает большие промежуточ-
ные шестерни, но движение от них дальше не передается. Тросовый
барабан зажимается двумя тормозными дисками и вращаться не
может, следовательно, руль самолета оказывается зажатым. Управ-
ление передается на автопилот.

3.	При рассогласовании канала автопилота сигнал с мостовых
схем подается на усилитель и вызывает срабатывание одного из ре-
ле на выходе фазочувствительного выпрямителя. Через контакты
реле напряжение +27 В от бортсети подается на один из рабочих
соленоидов. Рабочий соленоид через передаточный механизм пе-
ремещает одну из больших промежуточных шестерен по ее оси,
прижимает ее к тормозному диску и отжимает диск от корпуса. За
счет трения между фрикционной прокладкой на промежуточной
шестерне и тормозным диском последний начинает вращаться и
передает движение через малую промежуточную шестерню на одну
из шестерен дифференциала. Вторая шестерня дифференциала
остается неподвижной и малые конические шестерни дифференциа-
ла, обкатываясь по неподвижной шестерне, передают вращение
через выходной редуктор на тросовый барабан. Руль самолета от-
клоняется, и щетка на потенциометре обратной связи смещается
до тех пор, пока не согласуется канал автопилота. Реле на выходе
усилителя обесточивается, снимается питание с рабочего соленоида.
Тормозные соленоиды прижимают оба диска к корпусу и удержи-
вают руль в отклоненном положении.

Под действием руля самолет разворачивается, что приводит к
появлению сигнала рассогласования обратной фазы. На выходе
усилителя срабатывает другое реле, обеспечивая подключение на-
пряжения + 27 В к другому рабочему соленоиду, который прижи-
мает промежуточную шестерню к тормозному диску и отжимает
диск от корпуса, чем обеспечивается передача вращения от двига-
теля на тросовый барабан. Так как большие промежуточные ше-
стерни вращаются в разные стороны, рулевая машина в данном
случае будет перемещать руль в обратном направлении.

При включенном автопилоте нельзя допустить, чтобы рулевая
машина отклоняла руль до механического упора. С этой целью на
ней смонтирован узел концевых выключателей. Узел состоит из ку-
лачков на тросовом барабане и двух микровыключателей на корпу-
се рулевой машины. Если тросовый барабан повернется на угол,
соответствующий предельному отклонению руля, то кулачок вызы-
вает срабатывание микровыключателя, который разрывает цепь
Рис. 5.16 Принципиальная схема усилителя рулевых машин

рабочего соленоида, и отклонение руля прекращается. Максималь-
ный угол поворота тросового барабана рулевой машины регули-
руется взаимным перемещением кулачков тросового барабана и
кронштейнов с микровыключателями, а также вращением регули-
ровочного винта. Пробуксовка муфты ограничения момента при та-
кой конструкции не вызывает рассогласования положения концевых
выключателей и щетки потенциометра обратной связи.

Усилитель автопилота собран по электронно-релейной схеме
усиления и обеспечивает:

усиление и преобразование сигнала рассогласования мостовых
схем переменного тока в выходные импульсы, длительность кото-
рых зависит от амплитуды входного сигнала;

распознавание фазы сигнала рассогласования мостовых схем
и управление движением рулевой машины в ту или иную сторону в
соответствии с фазой этого сигнала;

регулирование чувствительности автопилота.

Электрическая схема усилителя состоит из трех независимых
каналов — направления, крена и тангажа. Кроме того, имеется об-
щий для всех трех каналов выпрямитель и трансформатор Тр1 для
питания цепей усилителя.

Каждый канал имеет усилительный каскад, каскад управления
и фазовый дискриминатор.

Усилительный каскад собран на левом триоде лампы
6Н2П и представляет собой электронный реостатный усилитель на-
Рис. 5.17. Графики, поясняющие работу каскада управления

пряжения, работающий в режиме класса А с нулевым смещением
на сетке. Коэффициент усиления каскада 50—60. Усиленный сигнал
с резистора R16 анодной нагрузки через разделительный конденса-
тор С9 подается на вход каскада управления (рис. 5.16).

Каскад управления собран на правом триоде лампы
6Н2П и работает с верхней отсечкой анодно-сеточной характери-
стики (рис. 5.17). Характеристика такого вида получается благода-
ря включению последовательно в цепь сетки резистора R18
(510 кОм) и отсутствию в цепи катода резистора автоматического
смещения. При подаче на вход каскада положительного напряже-
ния по участку сетка-катод протекают сеточные токи и внутреннее
сопротивление этого участка уменьшается. Увеличение положитель-
ного напряжения на входе ведет к увеличению падения напряжения
на резисторах R18 и R19, а сопротивление участка сетка-катод пра-
ктически не изменяется и, следовательно, не изменяется анодный
ток.

На вход каскада управления, кроме напряжения рассогласова-
ния мостовых схем (Пвх), усиленного первым каскадом, подаются
еще три напряжения постоянного тока — напряжение чувствитель-
ности, напряжение дросселирования и напряжение обратной связи.

Напряжение чувствительности U4 представляет со-
бой положительное напряжение смещения, которое снимается с
выпрямителя и подается на сетку лампы каскада управления через
потенциометр R12 регулировки чувствительности, расположенный
в блоке управления автопилота, и резисторы Rll, R18, R19 в уси-
лителе. При этом рабочая точка А находится в правой части анод-
но-сеточной характеристики (рис. 5.17, а). Если самолет отклоняет-
ся от заданного положения, то мостовые схемы автопилота рассо-
гласуются и на вход каскада управления подается сигнал L/BXi.
В результате анодный ток лампы начинает пульсировать и перемен-
ная составляющая падения напряжения с резистора нагрузки R17
через разделительный конденсатор СЮ поступает на вход фазового
дискриминатора. Рулевая машина начинает отклонять руль. Если
щетку на потенциометре чувствительности в блоке управления
сместить влево, т. е. подать на вход каскада управления напряже-
ние ПЧ2>ПЧЬ то при действии сигнала t7BXi анодный ток пульсиро-
вать не будет и автопилот не реагирует на такое отклонение само-
лета. Анодный ток лампы каскада управления начнет пульсировать
при большем отклонении самолета, т. е. при t7BX2>HBXi.

Таким образом, изменяя величину напряжения чувствительно-
сти, можно изменять чувствительность автопилота. Чем больше на-
пряжение чувствительности, тем меньше чувствительность автопи-
лота и наоборот. Обычно потенциометром в блоке управления ре-
гулируют чувствительность автопилота порядка 0,5°.

Напряжение дросселирования Пдр представляет со-
бой большое положительное напряжение смещения, которое сни-
мается с выпрямителя и подается па вход каскада управления че-
рез резистор R10 и реостат R9 при срабатывании одного из реле
на выходе фазового дискриминатора.

При работе автопилота средняя скорость отклонения руля (сор)
должна быть пропорциональна Пвх, т. е. величине рассогласования
канала автопилота:

сор=Л-£7вх.

Коэффициент пропорциональности k зависит от величины £7ДР.

При согласованном канале автопилота (Пвх = 0) положение ра-
бочей точки на характеристике лампы каскада управления опреде-
ляется величиной напряжения чувствительности (рис. 5.17, б).

При рассогласованном канале автопилота и напряжении Пвх>
>£/ч анодный ток лампы второго каскада начинает пульсировать
и на вход фазового дискриминатора подается сигнал. В зависимо-
сти от фазы сигнала С/вх одно из реле на выходе фазового дискри-
минатора срабатывает. Через его крайние контакты подается
+ 27 В на один из рабочих соленоидов рулевой машины и она, по-
ворачивая тросовый барабан, отклоняет руль. Через средний кон-
такт реле напряжение £/др прикладывается к сетке лампы каскада
управления и к контуру задержки времени (резистор R20 и конден-
сатор СИ). Рабочая точка на характеристике лампы смещается в
точку А1, и пульсации анодного тока прекращаются. При этом сиг-
нал на вход фазового дискриминатора не подается, реле отпускает,
разрывается цепь напряжения С7ДР и снимается напряжение +27 В
с рабочего соленоида рулевой машины. Тросовый барабан останав-
ливается, конденсатор СИ контура задержки времени разряжается
и рабочая точка на характеристике плавно возвращается в исход-
ное положение. Анодный ток начинает пульсировать, и процесс
повторяется.

Таким образом, рулевая машина работает в импульсном режи-
ме. Средняя скорость вращения тросового барабана рулевой маши-
ны и, следовательно, скорость отклонения руля зависят от соотно-
шения между временем импульса и временем паузы. Если с
помощью реостата напряжение Unp увеличить, то рабочая точка сме-
шается на характеристике вправо на большую величину и, следова-
тельно, на большую величину заряжается и конденсатор контура
задержки времени. При размыкании контактов реле фазового дис-

криминатора время воз-
вращения рабочей точки
в исходное положение бу-
дет большим и, следова-
тельно, увеличивается
время паузы. Средняя
скорость вращения тросо-
вого барабана рулевой
машины уменьшается.

Чем больше напряже-
ние тем меньше ско-
рость отклонения руля
при том же самом вход-
ном сигнале и наоборот
(рис. 5.18). Величина на-
пряжения U-lv регулиру-
ется по каналам реоста-
тами «Курс», «Крен»,
«Высота», расположенны-
ми на шасси усилителя.

При неизмененном на-
пряжении U№ скорость
отклонения руля зависит
от величины рассогласо-
вания канала, т. е. от на-
пряжения Пвх на входе
усилителя (см. рис. 5.18).
При Пвх2>^ВХ1 время

Рис. 5.18. Зависимость скорости вращения тро-
сового барабана РМ от величины рассогласо-
вания канала АП
Рис. 5.19. К пояснению действия напряжения обратной связи

паузы равно времени возвращения рабочей точки из точки А1 в
точку А2. При Пвхз>^вх4 время паузы сокращается, так как до-
статочно рабочей точке сместиться из точки А1 в точку АЗ, как
анодный ток начнет пульсировать. При £7ВХ4>^др время паузы рав-
но нулю и тросовый барабан рулевой машины вращается непре-
рывно, отклоняя руль с максимальной скоростью.

Таким образом, чем больше рассогласование канала автопило-
та, тем больше скорость отклонения руля при том же самом напря-
жении дросселирования.

Напряжение обратной связи 1/ос возникает в усили-
теле в том случае, если канал автопилота рассогласован. При от-
клонении самолета от заданного положения сигнал рассогласова-
ния канала подается на усилитель и рулевая машина отклоняет
руль. Под действием руля самолет возвращается в прежнее поло-
жение, а рулевая машина за счет сигнала жесткой обратной связи
возвращает руль в нейтральное положение до тех пор, пока Пвх>
Z>Un- При ПВХ^ПЧ импульсы на рулевую машину не подаются и
она не доводит руль до нейтрального положения, что ухудшает ка-
чество регулирования. Для уменьшения ошибки регулирования и
применена обратная связь.

Когда канал автопилота рассогласован, по одной из половин
лампы фазового дискриминатора протекает анодный ток по цепи
(см. рис. 5.16): вторичная обмотка трансформатора Тр1 (« + »),
анод, катод, контур обратной связи (резистор R21 и конденсатор
С12), обмотка реле Р1 или Р2, обмотка трансформатора Тр1 («—»).

На контуре обратной связи образуется падение напряжения
Uoc (рис. 5.19), которое минусом прикладывается к сетке лампы
каскада управления. Рабочая точка на характеристике лампы сме-
Рис. 5.20. К пояснению принципа работы фазового дискриминатора

щается влево из точки А в точку А1, и чувствительность автопилота
увеличивается. Рулевая машина, согласуй канал, более точно уста-
навливает руль в нейтральное положение. Когда канал согласован,
ток в лампе фазового дискриминатора не течет, конденсатор С12
разряжается и рабочая точка возвращается в исходное положение.
Чувствительность автопилота автоматически загрубляется до нор-
мальной.

Фазовый дискриминатор собран на двойном триоде 6Н6П и
предназначен для управления работой рулевой машины в соответ-
ствии с фазой сигнала рассогласования канала автопилота.

Управляющие сетки лампы соединены вместе и напряжения па
них всегда одинаковой фазы. Аноды лампы запитаны противофаз-
ными переменными напряжениями от трансформатора Тр1.
Работает фазовый дискриминатор следующим образом:

1.	При согласованном канале автопилота сигнал С/Вх на усили-
тель не подается и обе половины лампы заперты фиксированным
отрицательным напряжением смещения (рис. 5.20, а), которое соз-
дается на потенциометре R7 за счет протекания постоянной состав-
ляющей анодного тока лампы 6Н2П. Напряжение смещения регу-
лируется так, чтобы рабочая точка на анодно-сеточной характери-
стике лампы 6Н6П находилась в точке запирания. Потенциометр
R7 общий для всех трех каналов и расположен на шасси усилителя.

2.	Предположим, что канал автопилота рассогласован и сигнал
Uc на входе фазового дискриминатора совпадает по фазе с напря-
жением на левом аноде. По левой половине лампы протекает пуль-
сирующий ток, который вызывает срабатывание реле Р1. Пульса-
ции тока сглаживаются конденсатором С13. Реле Р1 замыкает цепь
напряжения дросселирования и подает +27 В на левый рабочий со-
леноид рулевой машины. Рулевая машина отклоняет руль. Ток по
правой половине лампы не протекает (рис. 5.20, б).

3.	Если канал автопилота рассогласуется в обратном направле-
нии, то сигнал Uc будет совпадать по фазе с напряжением на пра-
вом аноде. Анодный ток протекает по правой половине лампы. Сра-
батывает реле Р2, которое подает +27 В на правый рабочий
соленоид рулевой машины и она отклоняет руль в обратном направ-
лении.

Пульт управления ПУ предназначен для включения и сигнали-
зации режимов работы автопилота и для управления самолетом с
помощью рукояток «Разворот» и «Спуск-подъем».

На пульте управления расположены следующие элементы (см.
рис. 3.2):

выключатель «Подг. АП» — для включения питания напряжени-
ем 27 В постоянного тока, в результате чего автопилот начинает
работать в режиме «Подготовка»;

выключатели «Попер.» и «Прод.» — для отключения стабилиза-
ции по боковому (поперечному) или продольному каналу;

бленкеры продольной и поперечной стабилизации — для сигна-
лизации режимов работы каналов автопилота;

кнопка «Вкл. АП» — для включения АП в работу;

выключатель «СТУ» — для сведения командных стрелок прибо-
ров ПП-1ПМ и для подготовки блока связи БС-3 к включению ре-
жима автоматического захода на посадку;

кнопка-лампа «Вкл. КВ» — для включения режима стабилиза-
ции заданной высоты;

кнопка-лампа «Курс» — для включения бокового канала АП в
режим автоматического захода на посадку и для сигнализации о
включении этого режима;

кнопка-лампа «Глис.»—для включения режима автоматическо-
го полета по глиссаде и для сигнализации включения этого режима;

рукоятка «Разворот» — для выполнения координированных раз-
воротов самолета. Один потенциометр рукоятки служит для выдачи
сигналов в АП, другой — для выдачи сигналов в блок контроля
БК-4. Контакты рукоятки (НРК) служат для включения реле РГ2Г
которое своими контактами переводит АП из режима стабилизации
курса в режим координированного разворота;

рукоятка «Спуск-подъем» — для выполнения снижения или на-
бора высоты. Один потенциометр рукоятки служит для выдачи сиг-
налов в АП, другой — для выдачи сигналов в блок контроля БК-4.
Контакты рукоятки (НЗК) служат для перевода продольного ка-
нала АП из режима стабилизации высоты или автоматического по-
лета по глиссаде в режим стабилизации угла тангажа;

рукоятка «Крен» — для центрирования канала крена и для уст-
ранения статической ошибки по крену при полете с боковым ветром
пли с несимметричной тягой.

Бленкеры пульта управления предназначены для сигнализации
трех режимов работы каналов АП — «Отключено», «Подготовка»,
«Включено». Принцип действия бленкера основан на работе элект-
ромагнита постоянного тока. Два независимых электромагнита
бленкера имеют общий якорь, который может поворачиваться отно-
сительно своей оси симметрии при подаче на обмотку одного из
электромагнитов напряжения постоянного тока 27 В. В зависимо-
сти от того, на обмотку какого электромагнита будет подано пита-
ние, якорь повернется в одну или в другую сторону. Поворот якоря
через зубчатые секторы и трибки передается осям четырех трех-
гранных призм.

При обесточенных электромагнитах призмы находятся в таком
положении, что их грани, имеющие окраску красного цвета, состав-
ляют надпись «Откл.» (на каждой грани буква).

При подаче питания на обмотку одного из электромагнитов
призмы занимают положение, в котором грани с желтой окраской
составляют надпись «Подг.».

При подаче питания в обмотку другого электромагнита призмы
занимают положение, в котором грани с зеленой окраской состав-
ляют надпись «Вклч.».

Блок управления БУ предназначен:

для выполнения переключений в схеме АП при различных ре-
жимах работы;

для автоматического центрирования в каналах курса и тангажа;

для осуществления изодромных обратных связей по рулю высо-
ты и тангажу;

для регулировки чувствительности АП;

для установки передаточных отношений АП.

Большинство элементов блока — исполнительные механизмы,
автомат центрирования, полупроводниковые усилители, реле вре-
мени — представляют собой законченные узлы, установленные на
шасси блока.

Передаточные отношения АП в блоке управления установлены
при помощи постоянных резисторов и проволочных потенциомет-
ров. Блок управления выпускается для определенного типа само-
лета (БУ-14 для Ил-18, БУ-15 для Ту-104, БУ-16 для Ту-124, БУ-24
для Ту-134). Все модификации блоков управления отличаются толь-
ко номиналами резисторов, определяющих передаточные отноше-
ния АП.

В верхней части блока управления имеется лючок для доступа
к потенциометрам «Чувствительность» и другим регулировочным
резисторам.

С помощью потенциометров «у», «ф», «й» — «Чувствительность»
регулируют чувствительность соответственно каналам крена, курса
и тангажа.

Для возможности регулировки координированного разворота в
отладочных полетах на передней панели блока управления в группе
«Координированный разворот» установлены следующие потенцио-
метры:

«Упу-крен» (R64) —для регулировки величины крена самолета
от рукоятки «Разворот»;

«Пф7 -курс» (R20) — для регулировки передаточного отношения
перекрестной связи из канала крена в канал курса;

«Упу-курс» (R34) — для устранения скольжения при координи-
рованном развороте;

«/йц-высота» (/?52)—для регулировки передаточного отноше-
ния АП по перекрестной связи из канала крена в канал тангажа;

«Ьн» (/?6) —для регулировки передаточного отношения АП по
сигналу корректора высоты КВ-11 (КВ1).

Амортизационная платформа (ПА-З, ПА-4) является амортизи-
рующим основанием для закрепленных на ней блоков и одновре-
менно распределительной коробкой АП.

Платформа сверху и снизу закрывается двумя крышками. Свер-
ху на ней жестко закреплены: блок контроля БК-4; усилитель У;
блок связи БС-КС; блок управления БУ.

Снизу платформы на специальных кронштейнах крепятся: две
гировертикали ЦГВ-4; два корректора высоты КВ-11; блок контро-
ля гировертикалей БКГ.

По периметру платформы расположены штепсельные разъемы,
через которые осуществляется ее связь с блоками автопилота АП-
6ЕМ.-ЗП, источниками питания по переменному и постоянному то-
ку, системой «Путь-4МПА», автоматом триммирования АТ-2, кур-
совой системой КС.

Внутри платформы установлено три трансформатора (Tpl, Тр2
и ТрЗ), которые понижают напряжение 36 В 400 Гц до 27—30 В
400 Гц и подают его на потенциометры мостовых схем автопилота.
Кроме того, внутри платформы смонтированы электромагнитные
реле и реле времени, назначение которых указано в табл. 5.1.

Амортизационная платформа ПЛ-4 отличается от платформы
ПА-3 тем, что на ней ЦГВ-4 установлены вдоль продольной оси
платформы, а на ПА-3 — вдоль поперечной. Амортизационная плат-
форма на самолете устанавливается на восьми амортизаторах ти-
па АПН-6.

Датчик отклонения руля ДОР-1 предназначен для выдачи в блок
контроля БК-4 сигнала, пропорционального углу отклонения руля
высоты от балансировочного положения. Датчик состоит из двух
потенциометров R1 и R2 со средними точками. Щетки потенциомет-
ров связаны с валом через электромагнитную муфту. При включе-
нии электромагнитной муфты датчик выдает сигналы отклонения
руля высоты. После выключения электромагнитной муфты пружи-
ны возвращают щетки в среднее положение. Включение и выклю-
чение электромагнитной муфты происходит одновременно с включе-
нием и выключением продольного канала АП.

5.	МОСТОВЫЕ СХЕМЫ АВТОПИЛОТА

Автопилот АП-6ЕМ-ЗП имеет три потенциометрические мосто-
вые схемы — каналов крена, курса и тангажа. Мостовые схемы кре-
на и курса составляют мостовые схемы бокового канала.

Мостовые схемы тангажа составляют мостовые схемы продоль-
ного канала.

Мостовая схема канала крена образована следующими потен-
циометрами (рис. 5.21):

1	— два потенциометра П7 крена ЦГВ-4. С этих потенциометров
в мостовую схему канала крена подается сигнал у, пропорциональ-
ный крену самолета. Потенциометр П7 («77) расположен в левой
ЦГВ-4, а потенциометр П7 (77) — в правой ЦГВ-4. Потенциометры
П7 (Л, П) размещены в ЦГВ-4 по измерительной оси Z\Z\. Если ле-
вая ЦГВ-4 исправна, в мостовую схему включен потенциометр П7
(Л). При отказе левой ЦГВ-4 вместо-потенциометра П7 (Л) кон-
тактами реле Р29 подключается потенциометр /77 (77) правой
ЦГВ-4;

2	— потенциометр обратной связи (ОС). С этого потенциомет-
ра в мостовую схему канала крена подается сигнал 6а, пропорцио-
нальный углу отклонения элеронов. Расположен на рулевой маши-
не элеронов (РМЭ);

3	— потенциометр крена. Расположен в пульте управления. Его
щетка связана с рукояткой «Крен». Потенциометр предназначен
для центрирования вручную мостовой схемы канала крена в режи-
ме «Подготовка АП». В режиме «АП включен» потенциометр ис-
пользуется для корректировки крена самолета и уменьшения стати-
ческой ошибки в боковом канале при полете с несимметричной тя-
гой или боковым ветром;

4	— потенциометр ДУС-609. В мостовую схему выдает сигнал
ру, пропорциональный угловой скорости крена. Расположен в блоке
БДГ-10-1. Сигнал ру включается в мостовую схему контактами ре-
ле Р22 и Р41 нажатием кнопки-лампы «Курс».

Кроме указанных потенциометров, в мостовую схему канала
крена входят резисторы:

R42, R43 — постоянные резисторы, с помощью которых в канале
крена устанавливается номинальное передаточное отношение по
/,	Вэ \

углу крена =;

\	7 7

R39, R4 — переменные резисторы для регулировки передаточно-
го отношения по углу крена. При включении кнопки-лампы
Рис. 5.21. Мостовые схемы бокового канала АП-6ЕМ-ЗП

«Курс» срабатывает реле Р41, которое своими контактами шунти-
рует резистор R4, вызывая увеличение передаточного числа по углу
крена с 0,4 до 1,5 (Ил-18);

R16, R17— постоянные резисторы, включенные последовательно
между средней точкой и щеткой потенциометра 4 ДУС-609. Эти ре-
зисторы составляют делитель напряжения, служащий для установ-
ки передаточного отношения по угловой скорости крена ( kP1 = — ).

\ Р1 /’

/?/, R2 — гасящие резисторы;

R5—резистор, шунтирующий мостовую схему канала крена в
режиме «Подготовка АП» для загрубления чувствительности. При
включении АП резистор R5 отключается.

Резисторы R42, R43, R39, R4, R16, R17 расположены в блоке уп-
равления. Резисторы RI, R2 расположены в пульте управления.

Построение мостовой схемы и суммирование сигналов в канале
крена. Потенциометр 1 крена ЦГВ-4 и потенциометр 2 обратной
связи рулевой машины элеронов образуют главный мост канала
крена. В одну диагональ этого моста подводится напряжение 27 В
400 Гц, а с другой диагонали моста — со щеток потенциометров 1
и 2 — снимается напряжение на вход усилителя.

Между щеткой потенциометра обратной связи (2) и «корпусом»
включаются потенциометры 3, 4 и 10, каждый из которых питается
переменным напряжением 27 В 400 Гц от отдельных обмоток транс-
форматора. Напряжения, снимаемые с главного моста и с потен-
циометров 3, 4 и 10, алгебраически суммируются на входе усилите-
ля канала крена. В зависимости от режима работы БСУ-ЗП в мос-
товую схему канала крена вместо сигнала с потенциометра 10
может подаваться сигнал, снимаемый с одного из потенциометров
11, 12, 13.

Мостовая схема канала курса образована потенциометрами (см.
рис. 5.21):

5	— два потенциометра П9 перекрестной связи из канала крена
в канал курса. С одного из этих потенциометров в мостовую схему
канала курса подается сигнал перекрестной связи из канала крена
в канал курса (п^у), пропорциональный крену самолета. За счет
этого сигнала устраняется скольжение самолета при кренах.

Потенциометр П9 (Л) расположен в левой ЦГВ-4, а потенцио-
метр П9 (77) —в правой ЦГВ-4. Потенциометры П9 (Л, П) разме-
щены в ЦГВ-4 по измерительной оси z{zi. При обеих исправных
ЦГВ-4 сигнал с П9 (Л) подается в мостовую схему канала курса,
а сигнал с П9 (77) — в блок контроля БК-4. При отказе одной из
ЦГВ-4 сигнал с одного из потенциометров П9 подается одновре-
менно и в мостовую схему канала курса и в блок контроля БК-4.
Коммутация потенциометров П9 (Л, П) производится контактами
реле РЗО, Р32\

6	, 7 — потенциометры центрирования, предназначенные для
центрирования мостовой схемы канала курса в режиме «Подготов-
ка АП». Потенциометры расположены в автомате центрирования
(У2), который находится в блоке управления;

8	— потенциометр обратной связи (ОС). С этого потенциометра
в мостовую схему канала курса подается сигнал ди, пропорциональ-
ный углу отклонения руля поворота (направления). Потенциометр
расположен на рулевой машине руля поворота (РМН);

9	— потенциометр ДУС-609 в мостовую схему канала курса вы-
дает сигнал рф, пропорциональный угловой скорости. Потенциометр
расположен в блоке БД Г-10-1 и включается в мостовую схему кон-
тактами реле Р21 при нажатии кнопки «Вкл. АП».

Кроме перечисленных потенциометров, в мостовую схему кана-
ла курса входят резисторы:
R20— переменный резистор для регулировки сигнала у пе-
рекрестной связи из канала крена в канал курса (регулировка ко-
ординированного разворота). Расположен на передней панели бло-
ка управления и имеет надпись «Пф7-курс»;

R23, R24— постоянные резисторы; являются двумя плечами

главного моста канала курса;

R38 — переменный резистор, с помощью которого в канале кур-
са устанавливают передаточное отношение автопилота по углу

курса

, 8Н
= —

R27, R28 — постоянные резисторы, с помощью которых устанав-
ливается номинальное передаточное отношение по углу курса (/?ф);

R12, R13 — постоянные резисторы, включенные последователь-
но между средней точкой и щеткой потенциометра ДУС-609. Рези-
сторы составляют делитель, служащий для установки в канале кур-

са передаточного отношения по угловой скорости курса

k — —
Р\>4

Резисторы R20, R23, R24, R38, R27, R28, R12, R13 расположены
в блоке управления.

Примечание. Блок управления поставляется с заранее установленными
номинальными передаточными отношениями для соответствующего типа самолета
(Ил-18, Ту-124, Ту-134).

Построение мостовой схемы и суммирование сигналов в канале
курса. Резисторы R23, R24 и потенциометр 8 обратной связи обра-
зуют главный мост канала курса. Мост питается от отдельной об-
мотки трансформатора напряжением 27 В 400 Гц. Между верхней
точкой главного моста и входом усилителя включается один из по-
тенциометров П9. Между щеткой потенциометра 8 и «корпусом»
включаются потенциометры 9, 10. Потенциометры П9, 9 и 10 пита-
ются напряжением 27 В 400 Гц от отдельных обмоток трансфор-
матора. Напряжения, снимаемые с главного моста и с потенциомет-
ров П9, 9 и 10, алгебраически суммируются на входе усилителя ка-
нала курса. Кроме того, в зависимости от режима работы БСУ-ЗП
в мостовую схему канала курса вместо потенциометра 10 может
подключаться один из потенциометров 11, 12, 13, входящих одно-
временно в канал крена.

Общие потенциометры каналов крена и курса. В мостовых схе-
мах бокового канала автопилота АП-6ЕМ.-ЗП имеются потенцио-
метры 10, 11, 12, 13, которые одновременно входят в мостовые схе-
мы каналов крена и курса.

Потенциометр 10 расположен в блоке связи с курсовой систе-
мой БС-КС. С этого потенциометра снимается сигнал Аф, пропор-
циональный отклонению самолета от заданного курса. Сигнал
Аф как основной сигнал подается в мостовую схему канала
курса. Одновременно сигнал п-^ Аф как сигнал перекрестной свя-
зи из канала курса в канал крена подается в мостовую схему ка-
нала крена.

Потенциометр 10 подключается в мостовые схемы каналов кре-
на и курса контактами реле Р12 только в режиме стабилизации
заданного курса. Резисторы R25, R26 составляют делитель напряже-
ния, включенный между щеткой и средней точкой потенциометра
10. Делитель служит для установки порции сигнала йдфДхр. Рези-
сторы R30, R31, R32 также составляют делитель, служащий для
установки порции сигнала Агр перекрестной связи. Резисторы
R25, R26, R30, R31, R32 находятся в блоке управления.

Потенциометр 11 расположен в пульте управления. Щетка его
связана с рукояткой «Разворот». Потенциометр подключается в
мостовые схемы каналов крена и курса (вместо потенциометра 10)
контактами реле Р12 при нажатии на рукоятку «Разворот» (режим
координированного разворота). С потенциометра в мостовые схемы
каналов крена и курса подается сигнал уПу, пропорциональный углу
поворота рукоятки. Со второго потенциометра рукоятки «Разво-
рот», запитанного постоянным напряжением 27 В, снимается сигнал
уПу в блок контроля БК-4.

Потенциометр 12 расположен в блоке связи автопилота с систе-
мой «Трасса» (блок 15). При наличии на борту самолета системы
«Трасса» он подключается вместо перемычки между клеммами
Ш4-45 и Ш4-46 блока управления. С потенциометра 12 в мостовые
схемы каналов крена и курса подается сигнал утр, обеспечивающий
стабилизацию автопилотом самолета на заданной линии пути. По-
тенциометр 12 подключается в мостовые схемы каналов крена и
курса контактами реле Р12 вместо потенциометра 10.

Потенциометр 13 — заданного крена (у3) расположен в блоке
связи автопилота с системой «Путь-4МПА» (БС-3). С него в мосто-
вые схемы каналов крена и курса подается сигнал у3, пропорцио-
нальный заданному крену, который вычисляется в системе «Путь-
4МПА». Потенциометр 13 подключается в мостовые схемы контак-
тами реле Р12, Р5 и РЗ в режиме автоматического захода на посад-
ку по системе СП-50Л4 (ILS) или в режиме автоматического полета
по сигналам радиотехнической системы навигации VOR. Потенцио-
метр включается в мостовые схемы при нажатии кнопки-лампы
«Курс» на пульте управления.

Резисторы R34, R33, R35 составляют делитель напряжения, ко-
торый включается между щеткой и средней точкой потенциомет-
ров 11, 12, 13. При помощи этого делителя устанавливаются порции
сигналов, снимаемых с потенциометров 11, 12, 13 в мостовую схему
канала курса. С помощью переменного резистора R34 сигналы с
этих потенциометров регулируют так, чтобы развороты самолета
осуществлялись координированно. Резистор R34 установлен на пе-
редней панели блока управления и имеет надпись «уПу-курс».

Резисторы R36, R64 также составляют делитель напряжения,
служащий для установки порции сигналов, снимаемых в канал кре-
на с одного из потенциометров 11, 12, 13.

Резистор R64 установлен на передней панели блока управления
и имеет надпись «уПу-крсп».

Резисторы R33, R34, R35, R36, R64 установлены в блоке управ-
ления. Резисторы R20, R30 — гасящие, расположены в блоке свя-
зи БС-3.
Рис. 5.22. Мостовые схемы продольного канала АП-6ЕМ-ЗП

Мостовые схемы канала тангажа (продольного канала). Верх-
ний участок мостовых схем продольного канала разделен на две
одинаковые части — основной канал и канал контроля. В мостовые
схемы основного канала включены потенциометры левой ЦГВ-4, а
в схемы канала контроля —потенциометры правой ЦГВ-4.

Мостовая схема основного канала тангажа образована потен-
циометрами (рис. 5.22):

14	— потенциометр П8 перекрестной связи из канала крена в ка-
нал тангажа. С него в мостовую схему подается сигнал перекрест-
ной связи из канала крена в канал тангажа (пот у), необходимый
для парирования потери высоты при кренах. Расположен в ЦГВ-4
по измерительной оси Z\\

15	— потенциометр П4 тангажа. С этого потенциометра в мосто-
вую схему подается сигнал й, пропорциональный углу тангажа са-
молета. Расположен в ЦГВ-4 по измерительной оси z2, z2,

16 — потенциометр, расположенный в пульте управления. IIT.pt-
ка его связана с рукояткой «Спуск-подъем». С потенциометра в мо-
стовую схему подается сигнал Any, пропорциональный углу поворо-
та рукоятки «Спуск-подъем». Со второго потенциометра рукоятки
«Спуск-подъем» сигнал йПу подается в блок контроля БК-4,

17—потенциометры изодромной обратной связи по тангажу
(включены параллельно). Предназначены для обнуления (компен-
L28
сации) в мостовой схеме сигналов тангажа (&—бпу), снимаемых с
ЦГВ-4 и ПУ. Расположены в механизме МИ-3 блока управления;

18	— потенциометры изодромной обратной связи по рулю высоты
(включены параллельно). Предназначены для обнуления в мосто-
вой схеме сигналов обратной связи бв, снимаемых с потенциометра
обратной связи рулевой машины руля высоты. Расположены в ме-
ханизме МИ-4 блока управления;

19	— потенциометр обратной связи. С него в мостовую схему по-
дается сигнал бв, пропорциональный углу отклонения руля высоты.
Расположен на рулевой машине руля высоты;

20	— потенциометр корректора высоты КВ-11. С этого потенцио-
метра в мостовую схему снимается сигнал ЛЯ, пропорциональный
отклонению самолета от заданной барометрической высоты. Нахо-
дится в корректоре высоты КВ-11;

21	— потенциометр ДУС-609. С него в мостовую схему снима-
ется сигнал рб, пропорциональный угловой скорости изменения уг-
ла тангажа самолета. Расположен в датчике угловой скорости
ДУС-609 блока БДГ-10-1;

22 — потенциометр сигнала команды по тангажу бн. С этого по-
тенциометра в мостовую схему подается сигнал команды продоль-
ного движения бн, который формируется в системе «Путь-4МПА».
Расположен в блоке связи БС-3 и включается в мостовую схему
контактами реле Р1 при нажатии кнопки-лампы «Глис.» на пульте
управления.

Построение мостовой схемы и суммирование сигналов в основ-
ном канале тангажа. Указанные потенциометры включаются так:

потенциометр 15 тангажа и потенциометр 16 рукоятки «Спуск-
подъем» образуют первый (главный) мост;

потенциометр 18 изодромной обратной связи по рулю высоты и
потенциометр 19 обратной связи образуют второй мост;

между первым и вторым мостом включается потенциометр 17
изодромной обратной связи по тангажу;

между главным мостом и входом усилителя канала тангажа,
включается потенциометр 14 перекрестной связи из канала крена в
канал тангажа;

между вторым мостом и «корпусом» включаются потенциометр
20 корректора высоты, потенциометр 21 ДУС-609 (БДГ) и потен-
циометр 22 блока связи БС-3.

Мосты и потенциометры питаются переменным напряжением
27 В 400 Гц от отдельных обмоток трансформаторов Тр2, ТрЗ. За
счет такого включения напряжения с мостов и потенциометров на
входе усилителя канала тангажа алгебраически суммируются.

Добавочные и регулировочные резисторы основного канала тан-
гажа. Кроме указанных выше основных потенциометров, в мосто-
вую схему основного канала включены резисторы:

R46, R47 включены между щеткой и средней точкой потенцио-
метра 14, составляют делитель напряжения, который служит для
установки порции сигнала п^у перекрестной связи из канала крена
в канал тангажа;
R52 — переменный резистор, служит для окончательной регули-
ровки (в полете) порции сигнала перекрестной связи из канала
крена в канал тангажа. Расположен на передней части панели в
блоке управления и имеет надпись «п^у-высота»;

R55 — включен в мостовую схему и зашунтирован контактами
реле Р28. При нажатии на пульте управления кнопки-лампы «Глис.»
реле Р28 срабатывает и расшунтирует резистор R55. При этом в мо-
стовой схеме канала тангажа возникает форсирующий сигнал Фф,
эквивалентный отклонению самолета от заданного (нулевого) угла
тангажа на —2,5°, и автопилот быстрее разворачивает самолет из
горизонтального положения на линию глиссады планирования;

RI, R2 — служат для выдачи в мостовую схему форсирующих
сигналов при выпуске закрылков. Резистор R1 расшунтируется кон-
тактами реле Р9 при выпуске закрылков, а резистор R2 — контак-
тами реле РЮ при довыпуске закрылков. В каждом случае в мосто-
вую схему подается форсирующий сигнал, за счет которого руль
высоты отклоняется вниз, предотвращая подъем самолета от задан-
ной высоты. Резисторы расположены на амортизационной плат-
форме;

R4, R5, R61 — гасящие резисторы;

R21 — резистор, при помощи которого регулируют передаточное

/,	М

отношение автопилота по углу тангажа £$.==-— >

\	V /

Rll, R8, R6 составляют делитель напряжения, включенный меж-
ду щеткой и средней точкой потенциометра 20 корректора высоты.
Делитель служит для регулировки передаточного отношения авто-
пилота от корректора высоты /Лд/у	Резистор R6 располо-

жен на передней панели блока управления и имеет надпись «Кд и»;

RI, R2, R3, R9 составляют делитель напряжения, включенный
между щеткой и средней точкой потенциометра ДСУ-609. Делитель
служит для установки передаточного отношения автопилота по уг-
ловой скорости тангажа = Резистор R9 закорочен кон-
\ /

тактами реле Р27. При нажатии на ПУ кнопки-лампы «Глис.» реле
Р27 срабатывает и своими контактами расшунтирует резистор R9.
Это приводит к увеличению передаточного отношения по угловой
скорости тангажа, что необходимо для более жесткой стабилизации

самолета на глиссаде;

R27, R28 — гасящие резисторы;

«Порция бн» — переменный резистор, с помощью которого ре-

гулируется передаточное отношение по сигналу команды 6н^8я =

Sb \

/

Резисторы R46, R47, R52, R55, R61, R21, Rll, R6, R8, RI, R2, R3,
R9 находятся в блоке управления. Резисторы R4, R5 расположены
в пульте управления. Резисторы R27, R28, «Порция 8н» находятся
в блоке связи БС-3.
Мостовая схема канала контроля образована потенциометрами
14', 15', 16', 17'. Она точно соответствует верхней части мостовой
схемы основного канала. Суммарный сигнал с мостовой схемы ка-
нала контроля подается на блок контроля БК-4.

Потенциометр R77 «Подстройка ЦГВ» служит для подстройки
канала контроля так, чтобы он был взаимозаменяем с верхней ча-
стью основного канала. Потенциометр R77 расположен в блоке уп-
равления под крышкой лючка.

Резисторы R3, R4 служат для тех же целей, что и резисторы R1,
R2 в основном канале. RI, R2, R3, R4 расположены в амортизаци-
онной платформе.

Коммутация каналов тангажа. В исходном режиме при нейт-
ральном положении переключателя ЦГВ реле Р31 и Р32 обесточе-
ны. ЛАостовая схема основного канала через нормально замкнутые
контакты реле Р31 подключена к продольному каналу автопи-
лота (на вход усилителя канала тангажа), а канал контроля через
нормально замкнутые контакты реле Р32 подключен к блоку конт-
роля БК-4.

Оба канала коммутационно связаны таким образом, что при
установке переключателя ЦГВ в положение «Контроль ЦГВ лев.»
срабатывает реле Р32 и сигнал с мостовой схемы основного канала
подается одновременно на автопилот и на блок контроля БК-4.

При установке переключателя ЦГВ в положение «АП-ЦГВ
прав.» срабатывает реле Р31 и сигнал с мостовой схемы канала
контроля подается одновременно на блок контроля БК-4 и на авто-
пилот. Переключатель ЦГВ устанавливается в одно из указанных
выше положений только при отказе одной из ЦГВ или одного из по-
лукомплектов системы «Путь-4МПЛ».

Регулировка координированного разворота. Переменные прово-
лочные резисторы R20 («п^ -курс»), R34 («упу-курс»), R64 («упу-
крен») бокового канала и резисторы R52 («пот-высота»), R6 (к&н)
продольного канала служат для регулировки координированного
разворота.

С их помощью в отладочных полетах регулируют передаточные
отношения так, что любые развороты самолета осуществляются ко-
ординированно, т. е. без потерь высоты и без скольжения.

Эти резисторы позволяют изменять соответствующие передаточ-
ные отношения в пределах ±(25 — 30%) от номинальных значений.
Номинальные значения передаточных отношений устанавливаются
при помощи постоянных резисторов, которые были рассмотрены
при разборе мостовых схем.

6.	РАБОТА МОСТОВЫХ СХЕМ АВТОПИЛОТА

Работа мостовых схем при крене самолета (законы 5.1—5.7).
Предположим, что самолет под действием кратковременного возму-
щения сделал левый крен.

При этом перемещаются щетки потенциометров 1 (П7) 5 (179)
и 14 (П8) в ЦГВ-4 (см. рис. 5.21, 5.22).
Смещение щетки потенциометра / (/77) ЦГВ-4 вызывает рассо-
гласование мостовой схемы канала крена. Сигнал рассогласования
после усиления и преобразования подается на рулевую машину эле-
ронов РЛ1Э, которая поворачивает левый элерон вниз, а правый —
вверх и одновременно смещает щетку потенциометра обратной свя-
зи 2 ].о тех пор, пока сигнал бэ с этого потенциометра не уравнове-
сит в мостовой схеме противоположный по фазе сигнал, снимаемый
с потенциометра 1 (П7) ЦГВ-4. Мостовая схема согласуется, эле-
роны фиксируются в отклоненном положении. За счет поперечного
момента, вызванного отклонением элеронов, самолет выравнива-
ется из крена. Сигнал с потенциометра 1 (П7) ЦГВ-4 становится
равным нулю, а за счет сигнала бэ обратной связи с потенциометра
2 мостовая схема снова будет рассогласована. Начинает работать
рулевая машина элеронов РМЭ, которая устанавливает элероны в
нейтральное положение.

Смещение щетки потенциометра 5 (П9) ЦГВ-4 вызывает рассо-
гласование мостовой схемы канала курса (перекрестная связь из
канала крена в канал курса). Начинает работать рулевая машина
РМП, которая поворачивает руль направления в сторону, противо-
положную крену (вправо), и смещает щетку потенциометра 8 об-
ратной связи до тех пор, пока сигнал с этого потенциометра не урав-
новесит в мостовой схеме противоположный по фазе сигнал с
потенциометра 5 (П9) ЦГВ-4. Мостовая схема канала курса согла-
суется, а руль направления фиксируется в отклоненном положении,
создавая путевой момент, препятствующий развороту и скольжению
самолета на крыло. После выравнивания самолета из крена сигнал
с потенциометра 5 (П9) ЦГВ-4 пропадает, а за счет сигнала 6Н об-
ратной связи с потенциометра 8 мостовая схема канала курса будет
рассогласована. Рулевая машина РМП устанавливает руль направ-
ления в нейтральное положение и согласует мостовую схему, сме-
щая щетку потенциометра 8 обратной связи.

Смещение щетки потенциометра 14 (П8) ЦГВ-4 вызывает рассо-
гласование мостовой схемы канала тангажа. Рулевая машина РМВ
отклоняет руль высоты вверх и смещает щетку потенциометра 19
обратной связи до тех пор, пока сигнал бв обратной связи не урав-
новесит противоположный по фазе сигнал с потенциометра 14 (118)
ЦГВ-4. Мостовая схема согласуется, а руль высоты фиксируется в
отклоненном положении. Отклоненный руль создает кабрирующий
момент. Угол атаки увеличивается и этим компенсируется тенден-
ция самолета к потере высоты при кренах. После выравнивания са-
молета из крена сигнал с потенциометра 14 (П8) пропадает, а за
счет сигнала 5В обратной связи руль высоты устанавливается в ба-
лансировочное положение.

Примечание. При разборе работы мостовых схем необходимо учитывать
сигналы угловых скоростей ру, /тф, р$ с датчика ДУС-609, возникающие при угло-
вых перемещениях самолета (переходный режим). Эти сигналы алгебраически
суммируются с сигналами рассогласования мостовых схем и обеспечивают откло-
нение соответствующих рулей с упреждением. При этом уменьшаются динамиче-
ские ошибки и время переходных процессов.
Работа мостовых схем при отклонении самолета от заданного
курса (закон 5.1). Предположим, что самолет под действием крат-
ковременного возмущения отклонился вправо от заданного курса.
При этом смещается щетка потенциометра 10 блока связи с курсо-
вой системой БС-КС и с потенциометра снимается сигнал Аф, про-
порциональный углу отклонения от заданного курса (см. рис. 5.21).
Сигнал Лхр через делитель R25, R26 подается в канал курса как
основной сигнал, а через делитель R30, R31, R32 сигнал п Тф Аф по-
дается в канал крена как сигнал перекрестной связи из канала кур-
са в канал крена.

За счет сигнала Аф мостовая схема канала крена рассогла-
суется. Рулевая машина элеронов РМг, отклоняет левый элерон
вверх, а правый вниз до тех пор, пока сигнал обратной связи с по-
тенциометра 2 не скомпенсирует противоположный по фазе сигнал
перекрестной связи с потенциометра 10 блока БС-КС. При этом эле-
роны фиксируются в отклоненном положении и создают крепящий
момент, под действием которого самолет входит в левый крен. Воз-
никает сигнал с потенциометра 1 (177) ЦГВ-4. В конце нужного
крена сигнал с потенциометра 1 (717) ЦГВ-4 скомпенсирует проти-
воположный по фазе сигнал с потенциометра 10 блока БС-КС. Оста-
ется нескомпенсированным сигнал 6Э с потенциометра 2 обратной
связи РЛЦ.

За счет этого сигнала рулевая машина элеронов РМЭ устанавли-
вает элероны в нейтральное положение и согласует мостовую
схему.

Самолет с нужным креном за счет боковой силы разворачивает-
ся на заданный курс.

После выхода самолета на заданный курс сигнал Аф с потенцио-
метра 10 блока БС-КС пропадает, а за счет сигнала с потенциомет-
ра 1 (П7) ЦГВ-4 элероны отклоняются в противоположном направ-
лении и самолет выравнивается из крена. После этого элероны уста-
навливаются в нейтральное положение.

Подача сигнала Аф с потенциометра 10 блока БС-КС в мо-
стовую схему канала курса приводит к ее рассогласованию. Руле-
вая машина РМН отклоняет руль направления до тех пор, пока сиг-
нал 6П с потенциометра 8 обратной связи совместно с находящимся
с ним в фазе сигналом п.^ у перекрестной связи из канала крена в
канал курса (самолет в крене) с потенциометра 5 (779) ЦГВ-4 не
уравновесят противоположный им по фазе сигнал k Аф с потен-
циометра 10 блока БС-КС.

Мостовая схема канала курса будет согласована, а руль пово-
рота отклонен влево.

При этом он создает путевой момент, за счет которого устраняет-
ся скольжение. Разворот самолета на заданный курс выполняется
координированно.

После выхода самолета на заданный курс пропадает сигнал
Лдф Аф с потенциометра 10 блока БС-КС, а также пропадает сиг-
нал у перекрестной связи с потенциометра 5 (179) ЦГВ-4. В мо-
стовой схеме канала курса остается нескомпенсированным сигнал
дн обратной связи с потенциометра 8, за счет которого руль направ-
ления устанавливается в нейтральное положение, а мостовая схема
согласуется.

Так как самолет выходит на заданный курс с креном, то за счет
сигнала у перекрестной связи с потенциометра 14 (178) обеспе-
чивается отклонение руля высоты вверх для предотвращения поте-
ри высоты как при левом, так и при правом крене. При кренах са-
молета сигнал, пропорциональный крену, подается с потенциомет-
ра 5 (П9) правой ЦГВ-4 в блок контроля БК-4 для обеспечения
контроля исправной работы автопилота ЛП-6ЕМ-ЗП.

Работа мостовой схемы при отклонении самолета от заданного
угла тангажа (закон 5.5). Предположим, что самолет под действи-
ем кратковременного возмущения отклонится вверх от заданного
(нулевого) угла тангажа. При этом смещается щетка на потен-
циометре 15 (174) ЦГВ-4 (рис. 5.22). Мостовая схема канала танга-
жа рассогласуется (основная и контроля). Сигнал рассогласо-
вания после усиления и преобразования подается на рулевую
машину РМВ, которая отклоняет руль высоты вниз на угол дв и од-
новременно смещает щетку потенциометра 19 обратной связи.

Сигнал с потенциометра 19 уравновешивает противоположный
по фазе сигнал с потенциометра 15. Мостовая схема согласуется, а
руль высоты фиксируется в отклоненном положении и создает пи-
кирующий момент, под действием которого самолет возвращается
на заданный (нулевой) угол тангажа. Сигнал с потенциометра 15
(774) ЦГВ-4 пропадает, а за счет сигнала обратной связи с потен-
циометра 19 рулевая машина РМБ устанавливает руль высоты в ба-
лансировочное положение и одновременно согласует мостовую
схему.

При изменении угла тангажа самолета смещается щетка потен-
циометра 15 (П4) ЦГВ-4 правой. При этом рассогласуется мосто-
вая схема канала контроля, сигнал с которой снимается в блок кон-
троля БК-4.

Работа мостовой схемы тангажа при отклонении самолета о г
заданной высоты (закон 5.6). Для включения режима стабилизации
заданной барометрической высоты необходимо нажать на пульт
управления БСУ-ЗП кнопку-лампу «КВ». При этом напряжение
+ 27 В подается на электромагнитную муфту корректора высоты
КВ-11 и на лампочку кнопки-лампы «КВ», загорание которой сиг-
нализирует о включении режима. При подаче +27 В на электро-
магнитную муфту КВ-11 происходит сцепление щетки потенциомет-
ра 20 с выходной осью редуктора отрабатывающего двигателя
ДИД-0,5 (см. рис. 5.22). При отклонениях самолета от заданной
высоты перемещается щетка потенциометра 20 в КВ-11 и с него сни-
мается сигнал ЛЯ переменного тока, амплитуда которого зависит
от величины отклонения, а фаза — от направления отклонения от
заданной высоты.

Предположим, что самолет отклоняется вниз от заданной высо-
ты. При этом с потенциометра 20 КВ-11 снимается сигнал и мосто-
вая схема канала тангажа рассогласуется. Сигнал рассогласова-
ния после усиления и преобразования подается на рулевую маши-
ну РМВ, которая отклоняет руль высоты вверх и смещает щетку
потенциометра 19 обратной связи. Когда сигнал с потенциометра 19
уравновесит противоположный ему по фазе сигнал с потенциомет-
ра 20 КВ-11, мостовая схема тангажа согласуется, а руль высоты
фиксируется в отклоненном положении, создавая кабрирующий мо-
мент. Под действием этого момента самолет изменяет угол тангажа
и возникает сигнал с потенциометра 15 (П4) ЦГВ-4, который нахо-
дится в противофазе с сигналом с потенциометра 20 КВ-11. При
нужном угле тангажа эти сигналы скомпенсируют друг друга. Оста-
нется нескомпеисированным сигнал 6В с потенциометра 19 обратной
связи РМв, за счет которого руль высоты устанавливается в балан-
сировочное положение, а мостовая схема тангажа согласуется. Са-
молет с заданным углом тангажа выходит на заданную высоту. На
заданной высоте сигнал с потенциометра 20 КВ-11 пропадает. Оста-
ется нескомпеисированным сигнал с потенциометра 15 (174) ЦГВ-4,
за счет которого руль высоты отклоняется вниз и самолет вырав-
нивается в горизонтальный полет.

Работа мостовых схем от рукоятки «Разворот» (закон 5.2). При
нажатии на рукоятку «Разворот» пульта управления БСУ-ЗП на-
пряжение + 27 В подается на реле Р12, которое срабатывает и сво-
ими контактами отключает от мостовых схем канала курса и ка-
нала крена потенциометр 10 блока БС-КС; вместо него к мостовым
схемам подключается потенциометр 11 рукоятки «Разворот» (см.
рис. 5.21). При повороте рукоятки «Разворот» с потенциометра этой
рукоятки сигнал уПу подается в мостовые схемы каналов курса и
крена, которые работают так же, как и при отклонении самолета
от заданного курса. При этом обеспечивается координированный
разворот самолета до тех пор, пока рукоятка «Разворот» не будет
установлена в среднее положение. После этого самолет выравни-
вается в горизонтальный полет. Реле Р12 обесточивается и своими
контактами отключает потенциометр 11 рукоятки «Разворот» и под-
ключает потенциометр 10 блока БС-КС. Боковой канал АП-6ЕМ-ЗП
переходит на режим стабилизации заданного курса.

Управление самолетом от рукоятки «Разворот» производится по
положению рукоятки. Чем больше угол поворота рукоятки, тем с
большим углом крена совершается координированный разворот.
При повороте рукоятки «Разворот» до упора I координированный
разворот осуществляется с креном 15°, а при повороте рукоятки
до упора II — с креном 22,5°.

Работа мостовой схемы канала тангажа от рукоятки «Спуск-
подъем». Для подъема или спуска самолета на новую высоту с за-
данным углом тангажа используется рукоятка «Спуск-подъем»
пульта управления БСУ-ЗП.

Предположим, рукоятку установили на спуск. При этом смеща-
ется щетка потенциометра 16 и с нее снимается сигнал Алу (см.
рис. 5.22). Мостовая схема рассогласуется, и рулевая машина РМВ
отклоняет руль высоты вниз, пока сигнал с потенциометра 19 об-
ратной связи РМВ не скомпенсирует противоположный по фазе сиг-
нал с потенциометра 16 рукоятки «Спуск-подъем». Мостовая схема
согласуется, а руль высоты фиксируется в отклоненном положении
и создает пикирующий момент, под действием которого самолет
изменяет угол тангажа. При этом возникает сигнал с потенциомет-
ра 15 (П4) ЦГВ-4, противоположный по фазе сигналу с потенцио-
метра 16 рукоятки «Спуск-подъем».

При определенном угле тангажа эти сигналы скомпенсируют
друг друга. В мостовой схеме остается нескомпенсированным сиг-
нал с потенциометра 19 обратной связи, за счет которого руль вы-
соты устанавливается в балансировочное положение, а мостовая
схема согласуется. В дальнейшем автопилот стабилизирует угол
тангажа, заданный рукояткой. Управление рукояткой «Спуск-подъ-
ем» осуществляется также по положению, т. е. чем больше угол
поворота рукоятки, тем больше угол тангажа при спуске или подъ-
еме.

Рукоятка «Спуск-подъем» имеет нормально замкнутые контак-
ты. При управлении рукояткой контакты размыкаются и выключа-
ется режим стабилизации заданной высоты или автоматического
полета по глиссаде.

Работа мостовых схем при заходе на посадку (законы 5.3, 5.7).
В точке четвертого разворота летчик нажимает кнопку-лампу
«Курс» на пульте управления БСУ-ЗП. При этом срабатывает ре-
ле Р12 и своими контактами отключает от мостовых схем каналов
курса и крена потенциометр 10 блока БС-КС (см. рис. 5.21), а вме-
сто него подключает потенциометр 13, блока связи БС-3 («Путь-
4МПА»), Одновременно срабатывают реле РЗ и Р5 блока БС-3 и
своими контактами расшунтируют потенциометр 13, подключая к
нему питание переменного тока.

На четвертом развороте с потенциометра 13 снимается сигнал
у3, эквивалентный крену 18°,5.

При подаче сигнала у3 в канал крена мостовая схема рассогла-
суется. Рулевая машина РМЭ отклоняет элероны до тех пор, пока
сигнал обратной связи с потенциометра 2 рулевой машины РМЭ не
скомпенсирует сигнал с потенциометра 13 блока БС-3. Мостовая
схема будет согласована. Элероны фиксируются в отклоненном по-
ложении, и самолет входит в крен. При крене 18°,5 сигнал с потен-
циометра 1 (П7) ЦГВ-4 скомпенсирует противоположный по фазе
сигнал с потенциометра 13 блока БС-3. За счет нескомпенсирован-
ного сигнала обратной связи с потенциометра 2 элероны устанав-
ливаются в нейтральное положение, а мостовая схема канала кре-
на согласуется.

Поступление сигнала у3 в канал курса обеспечивает отклонение
руля направления для устранения скольжения.

Так как самолет находится в крене, то за счет сигнала пере-
крестной связи из канала крена в канал тангажа с потенциометра
14 (118) ЦГВ-4 (см. рис. 5.22) обеспечивается отклонение руля вы-
соты вверх для устранения тенденции самолета к потере высоты
при кренах. По мере выхода самолета на ось ВПП сигнал у3, сфор-
мированный в системе «Путь-4МПА», уменьшается. При этом авто-
пилот будет уменьшать крен самолета, поддерживая постоянно
равенство заданного и текущего кренов (у3=у). В результате этого
центр масс самолета по оптимальной траектории будет автома-
тически выводиться на ось ВПП. После выхода самолета на ось
ВПП за счет сигнала у3 обеспечивается стабилизация центра масс
самолета на равносигнальной зоне курса.

Управление самолетом при заходе на посадку осуществляется
координированно.

Канал тангажа при заходе на посадку сначала работает в ре-
жиме стабилизации заданной высоты. При пересечении самолетом
равносигнальной зоны глиссады летчик нажимает кнопку-лампу
«Глис.» на пульте управления БСУ-ЗП. Срабатывает реле Р28 и
расшунтирует резистор R55 (R54). В мостовой схеме возникает сиг-
нал рассогласования (форсирующий сигнал Фф). Это обеспечивает
отклонение руля высоты вниз почти одновременно с нажатием
кнопки-лампы «Глис.», что уменьшает время выхода самолета на
глиссаду.

При нажатии кнопки-лампы «Глис.» срабатывает также реле Р1
блока связи БС-3, которое подключает питание на потенциометр
22. С него в мостовую схему канала тангажа снимается сигнал
команды бн, сформированный в системе «Путь-4Л1ПА». По этому
сигналу канал тангажа автопилота обеспечивает вывод и стабили-
зацию самолета на равносигнальной зоне глиссады.

Предположим, центр тяжести самолета отклонился вниз от рав-
носигнальной зоны глиссады. При этом в системе «Путь-4МПА»
сформируется сигнал команды бн, который подается в канал тан-
гажа автопилота с потенциометра 22 блока БС-3. Мостовая схема
канала тангажа рассогласуется. Рулевая машина РМВ отклоняет
руль высоты вверх до тех пор, пока сигнал обратной связи с потен-
циометра 19 не скомпенсирует сигнал команды с потенциометра 22
Мостовая схема согласуется, а руль высоты фиксируется в откло-
ненном положении. Самолет изменяет угол тангажа. Возникает сиг-
нал с ЦГВ. При угле тангажа, необходимом для вывода самолета
на глиссаду, сигнал с потенциометра 15 (П4) ЦГВ-4 уравновесит
противоположный по фазе сигнал команды с потенциометра 22
блока БС-3, а за счет нескомпенсированного сигнала обратной свя-
зи с потенциометра 19 руль высоты устанавливается в балансиро-
вочное положение. Самолет с нужным углом тангажа выходит на
глиссаду. Сигнал команды с потенциометра 22 блока БС-3 пропа-
дает, а за счет сигнала с потенциометра 15 (П4) ЦГВ-4 самолет за-
нимает угол тангажа, необходимый для полета по глиссаде. Руль
высоты устанавливается в балансировочное положение, а мостовая
схема канала тангажа согласуется.

Следящая система изодромной обратной связи по рулю высоты
(см. рис. 5.22) представляет собой активное дифференцирующее
тъР
звено -------, через которое в мостовую схему канала тангажа

тъР + 1

проходит сигнал, снимаемый с потенциометра 19 обратной связи
рулевой машины РМВ руля высоты.
При этом обратная связь в канале тангажа становится гибкой,
а продольный канал автопилота превращается в астатический ре-
гулятор по отношению возмущений, изменяющих заданный угол
тангажа. Постоянная времени звена Гб=15 с.

В состав следящей системы изодромной обратной связи входят:
мостовая схема, образованная потенциометром 19 обратной свя-
зи и потенциометром 18 изодромной обратной связи;

полупроводниковый усилитель У5;

отрабатывающий двигатель Уб (ДИД-0,5) с редуктором.

Л1остовая схема питается переменным напряжением 27 В 400 Гц
от обмотки трансформатора.

При рассогласовании мостовой схемы (из-за отклонения руля
высоты) сигнал со щеток потенциометров 18 и 19 через развязы-
вающий трансформатор У4 подается на вход полупроводникового
усилителя У5 и после усиления поступает на двигатель Уб. Двига-
тель через редуктор перемещает щетки потенциометров 18. Мосто-
вая схема согласуется.

Таким образом, за счет работы изодромной обратной связи в
мостовой схеме продольного канала компенсируется (обнуляется)
сигнал бв, снимаемый с потенциометра 19 обратной связи рулевой
машины PMlt руля высоты.

В режиме «Подготовка АП» следящая система изодром-
ной обратной связи по рулю высоты выполняет роль механизма
центрирования, обнуляя сигнал второй мостовой схемы. В этом ре-
жиме реле Р20 обесточено. Резисторы R19, R57 не шунтируют пер-
вичную обмотку трансформатора У4. На вход усилителя У5 подает-
ся большой сигнал. Двигатель Уб согласует вторую мостовую схе-
му с максимальной скоростью.

В режиме «АП включен» срабатывает реле Р20 и через
его контакты параллельно первичной обмотке трансформатора У4
подключаются резисторы R19, R57. Скорость отработки двигателя
Уб уменьшается. Резистором R57 регулируют скорость отработки
так, чтобы постоянная времени 7g = 15 с.

Изодромная обратная связь по рулю высоты включается с вклю-
чением автопилота и работает во всех режимах его работы. Эта
связь выключается только во время проверки БСУ-ЗП от специаль-
ного проверочного пульта. При этом срабатывает реле Р34 и свои-
ми контактами выключает обмотку возбуждения двигателя Уб.

Изодромная обратная связь по рулю высоты обеспечивает уст-
ранение статической ошибки по углу тангажа при действии на са-
молет постоянных пикирующих или кабрирующих моментов. Рас-
смотрим работу мостовых схем по устранению этой ошибки.

Предположим, что произошло нарушение продольного равнове-
сия и на самолет начал действовать постоянный кабрирующий мо-
мент Мк (см. рис. 5.8). Под действием этого момента самолет от-
клоняется от нулевого угла тангажа на угол й. С потенциометра 15
(П4) ЦГВ-4 снимается сигнал (см. рис. 5.22). Мостовая схема рас-
согласуется. Руль высоты отклоняется вниз на угол 6Bi, при кото-
ром сигнал обратной связи с потенциометра 19 скомпенсирует про-
138
тивоположный по фазе сигнал с потенциометра 15 (174) ЦГВ-4.
При этом отклоненный руль высоты создает момент Л1Р, который
компенсирует постоянный кабрирующий момент MK(MP=MK). На-
ступает новое равновесие и самолет летит с отклонением от нулево-
го угла тангажа на угол О, который и является статической ошиб-
кой. Но в этом случае будет рассогласована также и мостовая схе-
ма изодромной обратной связи по рулю высоты (смещена щетка
потенциометра 19). После ее согласования сигнал с потенциометра
19 обратной связи в мостовой схеме канала тангажа будет ском-
пенсирован сигналом с потенциометра 18 изодромной обратной свя-
зи. Поэтому в мостовой схеме канала тангажа остается нескомпен-
сированным сигнал ошибки ft, снимаемый с потенциометра 15 (П4)
ЦГВ-4. За счет этого сигнала руль высоты отклоняется на больший
угол 6в2 (рис. 5.8 в). Момент руля Мр становится больше момента
кабрирования Мк и самолет возвращается на заданный (нулевой)
угол тангажа. После выхода самолета на заданный угол тангажа
сигнал ошибки ft с потенциометра 15 (174) ЦГВ-4 пропадает, а
руль высоты устанавливается на угол dBi, при котором сохраняется
равенство моментов Л1Р=МК (рис. 5.8 г). Самолет продолжает го-
ризонтальный полет с необходимым углом тангажа и с отклоненным
рулем высоты. Мостовая схема канала тангажа согласована.

Так как постоянная времени изодромной обратной связи (диф-
ференцирующего звена) выбрана достаточно большой (Тб= 15 с),
то при действии на самолет кратковременных возмущений (момен-
тов) и при управлении рукояткой «Спуск-подъем» сигнал обратной
связи с потенциометра 19 рулевой машины не успевает обнуляться
следящей системой изодромной обратной связи. В этом случае изо-
дромная обратная связь по рулю высоты не оказывает существен-
ного влияния на работу канала тангажа автопилота и он работает
как канал с жесткой обратной связью.

Следящая система изодромной обратной связи по тангажу (см.
рис. 5.22). Изодромная обратная связь по тангажу имеется как в
мостовой схеме основного канала, так и в мостовой схеме канала
контроля.

Следящая система изодромной обратной связи по тангажу пред-
ставляет собой реальное активное дифференцирующее звено
————} через которое в мостовую схему канала тангажа проходит
сигнал ('fr—'б’пу), снимаемый с первого моста. Постоянная времени
звена Т» — 15 с.

В состав следящей системы изодромной обратной связи по тан-
гажу входят:

первый мост — потенциометры 15 (П4) ЦГВ-4, 16 и /7;
полупроводниковый усилитель У8-,

отрабатывающий двигатель У9 (ДИД-0,5) с редуктором.

Мостовая схема изодромной обратной связи в канале контроля
образована потенциометрами 15', 16', 17'.

При длительном отклонении самолета от заданного (нулевого)
угла тангажа с потенциометра 15 (174) ЦГВ-4 снимается сигнал.
Рис. 5.23. К пояснению устранения статической ошибки в режиме стабилизации
высоты

Мостовая схема изодромной связи по тангажу рассогласуется, и
на вход усилителя У8 поступает сигнал О—Олу, который после уси-
ления подается на двигатель У9.

Двигатель через редуктор смещает щетки потенциометров 17 и
17\ изодромной обратной связи и согласует мостовую схему в ос-
новном канале и в канале контроля.

Таким образом, за счет работы изодромной обратной связи по
тангажу в мостовой схеме канала тангажа компенсируется (обну-
ляется) сигнал, снимаемый с потенциометра 15 (П4) ЦГВ-4.

В режиме «Подготовка АП» следящая система изодром-
ной обратной связи по тангажу выполняет роль механизма цент-
рирования, обнуляя сигнал с первого моста. В этом режиме реле
Р20 обесточено. Резисторы R60, R76 не шунтируют первичную об-
мотку трансформатора У7. Двигатель У9 центрирует мостовую схе-
му с максимальной скоростью.

Изодромная обратная связь по тангажу включается контактами
реле Р26 только в режимах стабилизации высоты и автоматическо-
го полета по глиссаде. За счет одновременной работы обоих изо-
дромных обратных связей в режимах стабилизации высоты и авто-
матического полета по глиссаде устраняются статические ошибки
при действии на самолет постоянных продольных моментов.

Рассмотрим работу мостовых схем при устранении статической
ошибки в режиме стабилизации заданной высоты.

Предположим, что произошло нарушение продольного равнове-
сия и на самолете начал действовать постоянный кабрирующий мо-
мент Мк (рис. 5.23). Под действием этого момента самолет изме-
няет тангаж на угол -О’. Одновремено возрастает подъемная сила и
самолет отклоняется от заданной высоты на величину ЛЯ. При этом
в мостовой схеме канала тангажа возникает сигнал О—Оду за
счет смещения щетки потенциометра 15 (П4) ЦГВ-4 и сигнал АЯ за
за счет смещения щетки потенциометра 20 КВ-11 (см. рис. 5.22). Сиг-
налы О—Опу и ЛЯ находятся в фазе. Мостовая схема канала танга
жа рассогласуется. Рулевая машина отклоняет руль высоты на
угол 6В1, при котором сигнал обратной связи с потенциометра 19
скомпенсирует противоположные по фазе сигналы с потенциомет-
ров 15 (П4) ЦГВ-4 и 20 КВ-11. Мостовая схема канала тангажа со-
гласуется, а отклоненный руль высоты создает момент Л4Р, который
140
компенсирует постоянный кабрирующий момент Мк. Самолет про-
должает горизонтальный полет, но со статической ошибкой Л// по
высоте и -0 по тангажу. В этом случае будут рассогласованы мосто-
вые схемы изодромной обратной связи руля высоты (потенциометры
18 и 19) и тангажа (потенциометры 15, 16, 17). В результате работа-
ют двигатели Уб и У9 и перемещают в мостовой схеме канала танга-
жа щетки потенциометров 18 и 17. Сигнал с потенциометра 18 ком-
пенсирует сигнал с потенциометра 19 обратной связи. Сигнал с по-
тенциометра 17 компенсирует сигнал с потенциометра 15 (П4)
ЦГВ-4.

Таким образом, по истечении времени 37Т = 45 с сигналы с по-
тенциометров 15 и 19 будут обнулены и в мостовой схеме канала
тангажа остается нескомпеисированным сигнал статической ошиб-
ки АН по высоте с потенциометра 20 КВ-11. За счет этого сигнала
руль высоты отклоняется на больший угол 6В2. Момент Л4Р руля ста-
новится больше момента кабрирования Л4К и самолет изменяет угол
тангажа (рис. 5.23, б, в). При этом изменяется подъемная сила и
самолет выходит на заданную высоту. После выхода самолета на
заданную высоту сигнал с потенциометра 20 КВ-11 пропадает и
руль высоты устанавливается на угол dBi, при котором момент Л4Р
руля компенсирует постоянный кабрирующий момент Л4К (рис.
5.23, г). Мостовая схема согласована. Статическая ошибка отсут-
ствует. Самолет продолжает горизонтальный полет с необходимым
углом атаки.

Аналогично работает мостовая схема и в режиме автоматическо-
го полета по глиссаде при действии на самолет постоянных пикирую-
щих или кабрирующих моментов. В результате этого центр масс
самолета удерживается автопилотом на глиссаде независимо от ве-
личины и направления продольных моментов (Мк, Мп).

При кратковременных возмущениях изодромная обратная связь
по тангажу не оказывает существенного влияния на работу продоль-
ного канала автопилота АП-6ЕМ-ЗП.

7.	ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СХЕМА АВТОПИЛОТА

Приложения За, б, в, г, сложенные последовательно, составляют
общую электрическую схему автопилота АП-6ЕМ-ЗП, в которой ис-
пользованы следующие условные обозначения:

БУ2-5 — обозначение штепсельного разъема агрегата, где
БУ — наименование агрегата;

2	— порядковый номер штепсельного разъема агрегата;

5	— номер контакта разъема;

Н12-5 — обозначение штепсельных разъемов амортизационной
платформы.

На схеме блоки и агрегаты автопилота имеют следующие обоз-
начения:

ЦГВ лев. — левая ЦГВ-4;

ЦГВ прав. — правая ЦГВ-4;

ПУ — пульт управления;
БУ — блок управления;

БК — блок контроля БК-4;

БДГ — блок демпфирующих гироскопов БДГ-10-1;

КВ1 — корректор высоты КВ-11 для АП;

КВ2 — корректор высоты КВ-11 для блока БК-4;

БС-КС — блок связи АП с КС;

У — усилитель рулевых машин;

ДОР — датчик отклонения руля высоты ДОР-1;

РМЭ — рулевая машина элеронов;

РМц—рулевая машина руля направления;

РМВ— рулевая машина руля высоты;

Кн1 — кнопка быстрого отключения правого летчика;

Кн2 — кнопка быстрого отключения левого летчика;

БС-3 — блок связи АП с системой «Путь-4МПА»;

ПА — амортизационная платформа;

БКГ — блок контроля гировертикалей.

Работа АП при включении питания. Для включения БСУ-ЗП не-
обходимо вначале включить бортовые источники постоянного тока
27 В и переменного трехфазного тока напряжением 36 В частотой
400 Гц. Напряжение переменного тока с клемм самолетной распре-
делительной коробки подается на гиромоторы обеих ЦГВ-4, при
этом вращаются гиромоторы и подключаются цепи коррекции.

Для быстрого восстановления ЦГВ-4 нажимается одна из кнопок
«Арретир ЦГВ», расположенных на передней части прибора
ПП-ШМ («Путь-4МПА»).

После этого включаются автоматы защиты сети:

АЗС-15 — «АП-6ЕМ-ЗП»;

АЗС-2 — «ЦГВ-левая»;

АЗС-2 — «ЦГВ-правая»;

АЗС-2 — «Контроль БСУ» (БК-4);

АЗС-2 — «Путь-4МПА».

При включении АЗС-15 «АП-6ЕМ-ЗП» напряжение +27 В от
бортсети подается на клеммы амортизационной платформы и че-
рез соответствующие штепсельные разъемы поступает на следую-
щие блоки и агрегаты: корректоры высоты (КВ1, КВ2); пульт уп-
равления (ПУ); блок управления (БУ); блок связи с КС
(БС-КС); переключатель ЦГВ.

С включением АЗС-15 «АП-6ЕМ-ЗП» срабатывает реле Р и
подключает переменное трехфазное напряжение на клеммы амор-
тизационной платформы, с которых оно подается на следующие
блоки и агрегаты: корректоры высоты (КВ1, КВ2); блок демпфи-
рующих гироскопов (БДГ-10-1); блок управления (БУ); усили-
тель рулевых машин (У); блок связи с КС (БС-КС); мостовые
трансформаторы (Тр1, Тр2, ТрЗ); автомат триммирования (АТ-2);
блок контроля (БК-4).

В результате начинают работать гиромоторы ДУС-609, в КВ-11
происходит согласование обмоток ПД с положением рамки, в
БС-КС — согласование сельсин-приемника с сельсин-датчиком КС,
в усилителе разогреваются нити накала электронных ламп.
При включении АЗС-2 «ЦГВ-левая» и АЗС-2 «ЦГВ-правая» на-
пряжение + 27 В подается на соответствующие гировертикали для
запитки точных потенциометров крена и тангажа, а также трехот-
водных потенциометров крена и тангажа, выдающих сигналы на
приборы ПП-ШМ системы «Путь-4МПА».

При включении АЗС-2 «Контроль БСУ» +27 В подается на
пульт управления и далее, при включении выключателя «Подг.
АП», в блок управления БУ для включения реле, отключающих
АП при нарушении питания по постоянному и переменному току.

При включении АЗС-2 «Путь-4МПА» +27 В подается в систе-
му «Путь-4МПА» и в пульт управления ПУ на выключатель «СТУ».

Работа АП при установке выключателя «Подг.» в положение
«Подг. АП». Летчик устанавливает выключатель «Подг.» в положе-
ние «Подг. АП» на высоте, на которой предполагается включение
АП (но не ниже 200 м). При этом напряжение +27 В через НЗК
4—5 реле Р7 подается на реле РЗ и Р4 БУ. При наличии напря-
жения постоянного (27 В) и переменного (36 В) тока реле РЗ и
Р4 срабатывают. Через контакты 1—2 реле РЗ напряжение +27 В
подается: на моторы всех трех А+Г; на усилитель У; на обмотку
«Подг.» бленкера БЛ1 поперечной стабилизации, (через НЗК реле
Р16, Р22)\ на обмотку «Подг.» бленкера БЛ2 продольной стабили-
зации (через НЗК реле Р18, Р19).

Контакты 1—2 реле Р4 отключают +27 В от исполнительных ре-
ле Р7 и Р12 блока контроля БК-4.

При установке выключателя в положение «Подг. АП» в каналах
руля направления и руля высоты АП автоматически центрируются
мостовые схемы, т. е. обнуляются все имеющиеся на входе усили-
теля сигналы. В канале элеронов автоматическое центрирование
отсутствует, поэтому включение бокового канала АП возможно
только при нулевом крене и при положении элеронов, соответствую-
щем прямолинейному полету.

Автоматическое центрирование канала курса
происходит следующим образом.

При рассогласовании мостовой схемы канала курса на вход
усилителя подается сигнал переменного тока. В зависимости от
фазы этого сигнала срабатывают реле РЗ или Р4, включенные на
выход усилителя канала курса. Через контакты 1—3 этих реле
+ 27 В подается на один из рабочих соленоидов рулевой машины
направления АЛ4Н и одновременно на реле Р13 или Р14, которые
включены параллельно рабочим соленоидам.

Через контакты 6—7 реле Р13 или Р14 к одной из управляющих
обмоток двигателя ДИД-0,5 механизма центрирования У2 блока
управления подключается фаза II.

Одновременно +27 В через контакты 4~5 реле Р13 или Р14
подается на реле Р16, которое срабатывает и контактами 3—4
снимается +27 В с обмотки «Подг.» бленкера поперечной стаби-
лизации. На нем появляется надпись «Откл.» на красном фоне.

Двигатель ДИД-0,5 перемещает щетки потенциометров меха-
низма центрипования до тех пор, пока не наступит электрическое
143
равновесие мостовой схемы канала курса. В этом случае реле Р13
или Р14 обесточивается и своими контактами 6—7 отключает фазу
II от двигателя ДИД-0,5 — двигатель останавливается. Реле Р16
обесточивается контактами 4—5 реле Р13 или Р14.

Через НЗК 3—4 реле Р16 подается +27 В на обмотку «Подг.»
бленкера БЛ1 поперечной стабилизации. При этом в случае готов-
ности к включению канала крена на бленкере БЛ1 появляется над-
пись «Подг.» на желтом фоне, сигнализирующая о готовности бо-
кового канала к включению.

Центрирование мостовой схемы канала к р е-
н а производится вручную с помощью рукоятки «Крен» пульта
управления. В блоке управления имеется блокировка, не позволяю-
щая включить боковой канал при рассогласовании мостовой схемы
канала крена.

В случае рассогласования мостовой схемы канала крена сигнал
подается на вход усилителя. В зависимости от фазы этого сигнала
срабатывают реле Р1 или Р2, включенные на выход усилителя. Через
контакты 1—3 этих реле +27 В подается на рабочие соленоиды ру-
левой машины элеронов (РМЭ) и одновременно через диод Д13 или
Д14 на реле Р15 блока управления. Через контакты 4—5 реле Р15
+ 27 В подается на реле Р16, которое контактами 3—4 снимает
+ 27 В с бленкера поперечной стабилизации БЛ1.

При отказе в боковом канале АП на реле Р15 кроме сигналов
с выхода усилителя канала крена также подается +27 В через
диод Д12 с блока контроля БК-4. При этом нельзя включить неис-
правный боковой канал АП. Резисторы R83, R84 ограничивают ток
через контакты 4—5 реле Р15.

При включении АП срабатывают реле Р21, Р22 и выключают
элементы центрирования (Р13, Р12, Р15 и двигатель У2). Через
контакты 16—17 реле Р22 и резистор Р5 мостовая схема канала
крена шунтируется для загрубления чувствительности в режиме
«Подготовка».

Конденсатор С16, включенный параллельно реле Р16, служит
для исключения частого срабатывания бленкера поперечной стаби-
лизации в процессе автоматического центрирования.

Автоматическое центрирование в продольном
канале осуществляется с помощью следящих систем изодром-
ных обр’атных связей по тангажу и рулю высоты, расположенных в
блоке управления. Следящая система изодромной обратной связи
по тангажу обнуляет сигналы моста, образованного потенциомет-
ром тангажа левой ЦГВ-4 и потенциометром рукоятки «Спуск-
подъем» пульта управления. Обнуление происходит одновременно
как в основном канале, так и в канале контроля.

Следящая система изодромной обратной связи по рулю высоты
обнуляет сигналы моста, образованного потенциометром руля вы-
~соты и потенциометром самой следящей системы.

При рассогласовании мостовой схемы продольного канала на
вход усилителя рулевых машин подается сигнал. В зависимости от
фазы этого сигнала срабатывают реле Р5 или Р6, включенные на
выход усилителя рулевых машин. Через контакты 1—3 этих реле
4-27 В подается на рабочие соленоиды рулевой машины руля
высоты РМВ и одновременно через диоды ДЮ, Д17 — на реле Р18
блока управления. Контактами 3—4 реле Р18 снимается +27 В с
обмотки «Подг.» бленкера продольной стабилизации. На бленкере
появляется надпись «Откл.» на красном фоне.

Сигналы рассогласования потенциометрических мостов через
развязывающие трансформаторы У4, У7 и полупроводниковые уси-
лители У5, У8 подаются на управляющие обмотки двигателей Уб,
У9 (ДИД-0,5). Следящие системы обнуляют сигналы с максималь-
ной скоростью, так как резисторы R19, R57, R60, R76 в режиме
«Подготовка АП» отключены контактами реле Р19 и Р20 и не шун-
тируют вход усилителей У5 и У 8.

После согласования мостовой схемы сигнал на вход усилителя
рулевых машин не подается. Реле Р18 обесточивается и своими
НЗК 3—4 подает +27 В на обмотку «Подг.» бленкера продольной
стабилизации. На этом бленкере появляется надпись «Подг.» на
желтом фоне.

При отказе в продольном канале АП на реле Р18, кроме сигна-
лов с выхода усилителя продольного канала, через диоды Д18 с
блока контроля БК-4 подается +27 В. При этом нельзя включить
неисправный продольный канал АП.

Конденсатор С7, включенный параллельно реле Р18, служит
для устранения частого срабатывания бленкера продольной стаби-
лизации в процессе автоматического центрирования.

При включении продольного канала АП срабатывают реле Р19
и Р20. Контактами 1—2 реле Р19 отключается реле Р18. Контак-
тами 5—6 и 8—9 реле Р20 подключаются шунтирующие резисторы
R19, R57. Контакты 11—12 реле Р20 и 14—15 реле Р19 подключают
шунтирующие резисторы R60, R76. Шунтирующие резисторы под-
ключаются для уменьшения скорости отработки следящих систем
изодромной обратной связи по тангажу и рулю высоты.

Для устранения разницы между мостовой системой основного
канала и канала контроля из-за технологического разброса пара-
метров потенциометров левой и правой ЦГВ и потенциометров ру-
коятки «Спуск-подъем» в канал контроля введен потенциометр R77
«Подстройка ЦГВ». Потенциометр помещен внутри блока управле-
ния под крышкой лючка.

Включение автопилота кнопкой «Вкл. АП». При появлении на
обоих бленкерах надписи «Подг.» на желтом фоне можно включать
автопилот. Автопилот включается, кратковременным нажатием
кнопки «Вкл. АП» на пульте управления. При нажатии кнопки
«Вкл. АП» срабатывает реле Р23 в блоке управления и своими
контактами 2—3, 8—9 подает +27 В на реле РЮ, Р21, Р22 (боко-
вой канал), а контактами 5—6 подает +27 В на реле РП. Р19, Р20
(продольный канал).

Если боковой канал сцентрирован, реле РЮ, Р21, Р22 срабаты-
вают и через контакты 2—3 реле РЮ блокируются. Реле Р21, Р22
своими контактами отключают элементы автоматического центри-
5* —1076	145
рования (как указано выше), а контактами 7—8 реле Р22 отклю-
чается + 27 В от обмотки «Подг.» бленкера БЛ1 поперечной ста-
билизации. Через контакты 5—6 реле РЮ напряжение +27 В по-
дается: на тормозные соленоиды рулевых машин каналов курса и
крена; на электромагнитную муфту блока связи БС-КС; на блок
контроля БК-4; на систему «Путь-4МПА»; на обмотку «Вкл.» блен-
кера БЛ1 поперечной стабилизации.

Автопилот по боковому каналу берет управление на себя. На
бленкере БЛ1 поперечной стабилизации появляется надпись
«Вкл.» на зеленом фоне, что сигнализирует о включении бокового
канала автопилота.

При готовности продольного канала АП к включению нажатие
кнопки «Вкл. АП» приводит к срабатыванию реле Р11, Р19, Р20.
Эти реле через контакты 2—3 реле Р11 блокируются. Реле Р19 и
Р20 отключают элементы центрирования мостовых схем (как ука-
зывалось выше). Контакты 4—5 реле Р19 отключают +27 В от об-
мотки «Подг.» бленкера БЛ2 продольной стабилизации. Через кон-
такты 5—6 реле Р11 напряжение +27 В подается: на тормозные
соленоиды рулевой машины руля высоты; на электромагнитную
муфту датчика отклонения руля высоты ДОР-1; на блок контроля
БК-4; на автомат триммирования АТ-2; на систему «Путь-4МПА»;
на нуль-контакты корректора высоты КВ-11 (КВ1); на блок связи
БС-3; на обмотку «Вкл.» бленкера продольной стабилизации.

После этого АП по продольному каналу берет управление на
себя. На бленкере БЛ2 продольной стабилизации появляется над-
пись «Вкл.» на зеленом фоне.

Контакты реле Р19, Р20 уменьшают скорость отработки двига-
телей ДИД-0,5 следящих систем изодромных обратный связей по
рулю высоты и тангажу (как указывалось выше).

Работа АП в режиме стабилизации трех угловых координат.
После нажатия кнопки «Вкл. АП» и срабатывания тормозных со-
леноидов всех трех рулевых машин АП берет управление на себя и
работает в режиме стабилизации трех угловых координат (курса,
крена, тангажа).

Отклонение самолета относительно трех осей вызывает соответ-
ствующие отклонения щеток потенциометров БС-КС, ЦГВ-4 и бло-
ка демпфирующих гироскопов БДГ-10-1, а следовательно, рассогла-
сование соответствующих мостовых схем. На вход усилителя
подаются сигналы, которые усиливаются и преобразуются в электри-
ческие управляющие импульсы, поступающие на рабочие соленои-
ды рулевых машин. Рулевые машины через тросовые барабаны пе-
ремещают соответствующие рули самолета. При этом в мостовые
схемы с потенциометров рулевых машин подаются сигналы обрат-
ной связи. Под действием отклоненных рулей самолет возвращается
в заданное положение. За счет перекрестных связей между кана-
лами парирование возмущений автопилотом выполняется координи-
рованно. С помощью изодромной обратной связи по рулю высоты
устраняется статическая ошибка по углу тангажа при действии на
самолет постоянного пикирующего или кабрирующего момента.
Режим стабилизации заданной барометрической высоты полета.
Для включения режима стабилизации заданной барометрической
высоты необходимо кратковременно нажать на кнопку-лампу
«Вкл. КВ» на пульте управления. При исправном корректоре вы-
соты (нуль-контакт замкнут) и включенных тормозных соленоидах
рулевой машины руля высоты срабатывает реле Р24 блока управ-
ления. Контактами 5—6 реле Р24 самоблокируется и подает + 27 В:
на кнопку-лампу «Вкл. КВ»; на электромагнитные муфты обоих
корректоров высоты КВ-11 (КВ1, КВ2); на блок контроля БК-4;
на реле Р26 блока управления.

При подаче +27 В на кнопку-лампу «Вкл. КВ» она загорается,
сигнализируя о включении режима.

При включении электромагнитных муфт корректоров высоты
(КВ1, КВ2) всякое отклонение самолета от заданной высоты по-
лета вызывает смещение щетки от средней точки потенциометра.
Сигнал А/7 переменного тока с корректора высоты КВ1 подается в
мостовую схему продольного канала, а сигнал А// постоянного то-
ка с корректора высоты КВ2 подается в блок контроля БК-4.

За счет первого сигнала АТ/ автопилот стабилизирует центр
масс самолета на заданной высоте полета. За счет второго сигна-
ла А/7 блок контроля БК-4 осуществляет контроль исправной рабо-
ты АП в режиме стабилизации заданной барометрической высоты.
При срабатывании реле Р26 его контактами 2—3 и 5—6 подклю-
чается фаза III к обмотке возбуждения двигателя ДИД-0,5 следя-
щей системы изодромной обратной связи по тангажу, и изодромная
связь вступает в работу.

Изодромная обратная связь по рулю высоты работает в АП
постоянно. Благодаря одновременной работе изодромных обратных
связей по рулю высоты и тангажу продольный канал АП в режиме
стабилизации заданной высоты является астатичным к изменению
продольной балансировки самолета, связанному с изменением цент-
ровки, скорости и высоты полета, а также с выпуском шасси и за-
крылков.

Боковой канал АП в этом режиме может работать либо в режи-
ме стабилизации ортодромического курса, либо в режиме стабили-
зации линии пути по сигналам радиотехнической системы VOR.
Выключатель «СТУ» на пульте управления при полете без исполь-
зования сигналов радиотехнической системы VOR устанавливается
в положение «Выключено».

Работа АП в режиме управления рукояткой «Спуск-подъем».
Для подъема или снижения самолета при включенном автопилоте
необходимо рукоятку «Спуск-подъем» пульта управления перевести
в положение «Подъем» или «Спуск». При этом размыкается кон-
такт У2 рукоятки «Спуск-подъем», который отключает —27 В от
реле Р24 блока управления. Реле Р24 разблокируется и контакта-
ми 5—6 отключает +27 В:

от кнопки-лампы «Вкл. КВ»; от электромагнитных муфт коррек-
торов высоты КВ1, КВ2; от блока контроля БК-4; от реле Р26 бло-
ка управления.
В результате этого гаснет кнопка-лампа «Вкл. КВ», сигнализи-
руя о выключении режима стабилизации заданной высоты, а также
выключаются корректоры высоты КВ1, КВ2 и двигатель ДИД-0,5
следящей системы изодромной обратной связи по тангажу.

Поворот рукоятки «Спуск-подъем» в ту или иную сторону вызы-
вает рассогласование мостовой схемы продольного канала АП. При
этом рулевая машина руля высоты отклоняет руль высоты в нуж-
ную сторону. Самолет изменяет угол тангажа до тех пор, пока сиг-
нал рассогласования, вызванный смещением щетки потенциометра
рукоятки «Спуск-подъем», не уравновесится противоположным по
фазе сигналом левой ЦГВ-4. А за счет сигнала обратной связи
руль высоты установится в балансировочное положение. После это-
го самолет продолжает полет с заданным углом тангажа, который
выдерживается АП автоматически.

Управление самолетом через рукоятку «Спуск-тгодъем» в
АП-6ЕМ.-ЗП производится по положению, т. е. каждому положению
рукоятки «Спуск-подъем» соответствует определенный угол танга-
жа самолета.

Отклонение рукоятки «Спуск-подъем» одновременно приводит к
рассогласованию мостовой схемы канала контроля, сигнал с кото-
рой подается в блок контроля БК-4 для осуществления контроля
исправной работы АП в режиме управления рукояткой «Спуск-
подъем».

Работа АП в режиме координированного разворота. Для выпол-
нения координированного разворота с помощью АП необходимо
нажать рукоятку «Разворот» на пульте управления и повернуть ее
по часовой или против часовой стрелки в зависимости от того, в ка-
кую сторону необходимо развернуть самолет.

При нажатии рукоятки «Разворот» замыкаются контакты этой
рукоятки и напряжение +27 В подается на реле Pl, Р2, Р12 блока
управления.

Реле Р1 контактами 1—2 отключает —27 В от реле времени У1
(5 с).

Через контакты 2—3 реле Р2 блокируются реле Р2 и Р12 по
цепи: диод Д6, контакты реле времени У1, контакты 2—3 реле Р2.
Реле Р2 контактами 5—6 подает +27 В на реле времени У1.

Реле Р12 контактами 1—2 и 4—5 отключает +27 В от электро-
магнитной муфты блока связи с КС. При этом щетка потенциомет-
ра БС-КС отсоединяется от двигателя и пружины возвращают ее
в среднее положение. Контактами 8—9, 11—12, 14—15, 17—18 реле
Р12 отключает от мостовой схемы канала курса и крена потенцио-
метр Аф блока связи БС-КС и вместо него подключает потенцио-
метр уПу рукоятки «Разворот».

В результате боковой канал АП переходит из режима стабили-
зации курса в режим координированного разворота. При повороте
рукоятки «Разворот» смещается щетка потенциометра и с него
снимается сигнал уПу, который через делители R33, R34, R35 и R36,
R64 подается соответственно в мостовые схемы курса и крена. Это
вызывает отклонение руля направления и элеронов в направлении,
обеспечивающем координированный разворот. Накренение само-
лета будет продолжаться до тех пор, пока сигнал с потенциометра
ЦГВ-4 не скомпенсирует сигнал с потенциометра рукоятки «Раз-
ворот».

Крен самолета при координированном развороте пропорциона-
лен углу поворота рукоятки «Разворот».

Рукоятка «Разворот» имеет два фиксированных положения:
«I упор» — крен 15°; «II упор» — крен 22°,5.

Разворот самолета будет происходить до тех пор, пока рукоят-
ка «Разворот» не будет установлена в нейтральное положение. При
этом контакты рукоятки «Разворот» размыкаются, реле Р1 обесто-
чивается, а реле Р2 и Р12 остаются под током, получая питание по
цепи блокировки.

При отпускании реле Р1 через его контакты 1—2 подается
—27 В на реле времени У1 и оно начинает отсчет времени. Через 5 с
реле времени У1 срабатывает и своими контактами (клеммы 4,
5) разблокирует реле Р2, Р12. Реле Р2 контактами 5—6 отключает
+ 27 В от реле времени У1 и последнее возвращается в исходное
положение.

Реле Р12 контактами 1—2, 4—5 подключает +27 В к электро-
магнитной муфте БС-КС, а контактами 8—9, 11—12, 14—15,
17—18 отключает потенциометр рукоятки «Разворот» от мостовых
схем курса и крена и вместо него подключает потенциометр
БС-КС. Боковой канал АП переходит из режима координированно-
го разворота в режим стабилизации ортодромического курса. За-
держка на 5 с необходима Для того, чтобы самолет вышел из крена
и перешел в горизонтальный полет.

Описанная выше схема работает аналогично при включении и
последующем выключении блока связи с системой «Путь-4МПА
(БС-3), а также при нажатии и последующем отпускании кнопки
быстрого согласования КС.

При включении бокового канала блока связи БС-3 напряжение
+ 27 В подается на реле Pl, Р2, Р12 от кнопки-лампы «Курс» на
пульте управления.

При нажатии кнопки быстрого согласования напряжение +27 В
подается на реле Pl, Р2, Р12 через контакты 3—4, 5—6 реле РЗ
амортизационной платформы ПА-3 (ПЛ-4).

Режим автоматического полета по сигналам радиотехнической
системы VOR. Для автоматического полета по радиомаякам систе-
мы VOR необходимо предварительно настроить бортовую аппара-
туру «Курс МП». При устойчивом приеме сигналов радиомаяка
VOR выключатель «СТУ» на пульте управления устанавливают в
положение «Подг.».

При этом +27 В подается: на блок связи БС-3; на кнопки-лам-
пы «Курс» и «Глис.»; на систему «Путь-4МПЛ» (на реле Р4)\ на
блок управления.

При подаче напряжения +27 В на реле Р4 блока реле БР-46Л
системы «Путь-4МПА» (см. приложение 1) оно срабатывает
и через свои контакты подает +27 В на реле Р1. Реле Р1 своими
контактами подключает двигатели отработки вертикальных стрелок
командного прибора к выходам каналов усиления У-20Н. В резуль-
тате этого происходит сведение вертикальных стрелок в приборах
ПП-ШМ («Путь-4МПА»), Горизонтальные стрелки командного
прибора не сводятся.

Для включения автоматического полета необходимо нажать
кнопку-лампу «Курс» на пульте управления. При этом +27 В че-
рез диоды Д27, Д8 подается: на реле Pl, Р2, Р12 блока управления;
на реле РЗ, Р5 блока связи БС-3; на зеленую лампочку левого
прибора ПП-ШМ (через контакты 16—17 реле Р29)\ на сигнальные
лампочки табло.

При срабатывании реле Pl, Р2, Р12 блока управления выклю-
чается режим стабилизации курса.

Реле РЗ, Р5 блока связи БС-3 срабатывают и через контакты
реле РЗ блокируются по цепи: выключатель «СТУ», контакты реле
Р4 блока связи БС-3. Загорание зеленой лампочки на левом при-
боре ПП-ШМ сигнализирует о подключении АП к левому полу-
комплекту системы «Путь-4хМПА». Контакты реле РЗ, Р5 блока
связи БС-3 подключают в мостовую схему канала курса и канала
крена потенциометр блока связи, с которого снимается сигнал за-
данного крена уз, вычисленный в вычислителе В-12 («Путь-4МПА»).
Выдерживая крен, равный заданному, автопилот будет стабилизиро-
вать самолет на траектории, задаваемой радиомаяками радиотех-
нической системы \ OR.

Продольный канал АП в режиме стабилизации траектории,
задаваемой системой VOR, может работать либо в режиме
стабилизации угла тангажа, либо в режиме стабилизации за-
данной высоты.

Выключение режима VOR осуществляется нажатием и отпуска-
нием рукоятки «Разворот» или выключением выключателя «СТУ»
на пульте управления.

При этом на пульте управления гаснет кнопка-лампа «Курс», а
на левом приборе ПП-ШМ — зеленая лампа. Через 5 с включается
блок связи БС-КС и АП переходит в режим стабилизации ортодро-
мического курса.

Работа АП при автоматическом заходе на посадку. Выполне-
ние снижения и построение маневра «коробоч-
к а». Используя в автоматическом режиме VOR рукоятки «Разво-
рот» и «Спуск-подъем», летчик выводит самолет в зону аэродрома
и производит его снижение с высоты эшелона до высоты выполне-
ния предпосадочного маневра (см. рис. 3.6).

На этой высоте летчик нажимает кнопку-лампу «Вкл. КВ» и
устанавливает выключатель «СТУ» в положение «Подг.». Заход на
посадку осуществляется, как правило, методом «большой коробоч-
ки». При подходе к дальней приводной радиостанции самолетный
переключатель режимов РТС устанавливается в положение
«СП-50М» или «ILS». На навигационных курсовых приборах
НКП-4 кремальерой устанавливается посадочный курс, а на пульте
управления аппаратуры «Курс МП» устанавливается номер канала,
соответствующий рабочим частотам системы СП-50М или ILS на
данном аэродроме.

При нажатии кнопки «Вкл. КВ» продольный канал АП перехо-
дит в режим стабилизации заданной высоты. Переключение аппа-
ратуры «Курс МП» в посадочный режим и установка выключателя
«С1У» в положение «Подг.» вызывает сведение обеих командных
стрелок в пилотажных приборах ПП-1ПМ и включение вычислите-
лей В-12 системы «Путь-4МПА». Одновременно напряжение +27 В
через выключатель «СТУ» поступает в блок управления АП и блок
связи БС-3.

Управление самолетом по курсу при построении предпоса-
дочного маневра «коробочка» вплоть до начала четвертого раз-
ворота осуществляется с помощью рукоятки «Разворот» пульта
управления.

Во время построения предпосадочного маневра при включенном
режиме стабилизации высоты выпускаются шасси и закрылки. За-
крылки выпускаются в два приема (выпуск и довыпуск). Для
предотвращения «вспухания» самолета при выпуске и довыпуске
закрылков в продольный канал АП подается форсирующий сигнал,
вызывающий отклонение руля высоты вниз. Схема форсирующего
сигнала размещена в амортизационной платформе и работает сле-
дующим образом.

При нажатии летчиком тумблера на выпуск закрылков напряже-
ние + 27 В подается на реле времени У/ (2,5±0,5 с). После его за-
пуска срабатывает реле Р9, которое контактами 2—3 самоблоки-
руется, а контактами 7—8, 10—11 подключает резисторы R1 и R3
в мостовые схемы основного канала и канала контроля. Это вызы-
вает отклонение руля высоты вниз, что предотвращает «вспухание»
самолета. Одновременно через контакты 2—3 реле Р9 напряжение
+ 27 В подается на реле времени У2 (20±5 с), которое после сра-
батывания подготавливает схему для выдачи форсирующего сиг-
нала при довыпуске закрылков.

При довыпуске закрылков схема форсирующего сигнала рабо-
тает аналогично, но в этом случае после срабатывания реле времени
У/ (2,5±0,5 с) срабатывает и самоблокируется реле РЮ, которое
своими контактами подключает в основной канал и канал контроля
резисторы R2, R4, вызывая отклонение руля высоты вниз и пре-
дотвращая тем самым «вспухание» самолета при довыпуске за-
крылков.

Работа АП при полете по сигналам систем
СП-50М. ил и ILS. Летчик по прибору НКП-4 определяет начало
четвертого разворота (КУР-2900 при левой «коробочке», КУР-700
при правой «коробочке») и нажимает кнопку-лампу «Курс» на
пульте управления.

Загорание кнопки-лампы «Курс» сигнализирует о включении
режима. При этом срабатывают реле Pl, Р2, Р12 блока управления,
которые своими контактами отключают электромагнитную муфту
> блока связи с КС и переводят каналы курса и крена АП из режима
стабилизации заданного курса в режим автоматического управле-
6*	151
ния. Срабатывают и самоблокируются реле РЗ и Р5 блока связи
БС-3.

Контактами реле РЗ блокируются реле Pl, Р2, Р12 блока управ-
ления. Кроме того, реле РЗ подает +27 В на кнопку-лампу «Курс»,
на зеленую лампу в левом приборе ПП-1ПМ и в блок БК-4. На по-
тенциометр сигналов уз блока БС-3 через контакты реле РЗ, Р5
подается переменное напряжение 27 В 400 Гц и он подключается в
мостовые схемы канала курса и крена АП.

При выпущенных закрылках (замкнуты контакты 14—15 реле
Р9) нажатие кнопки-лампы «Курс» приводит к срабатыванию реле
Р41, которое контактами 4—5 шунтирует резистор R4 и этим уве-
личивает передаточное число /г7 по крену с 0,4 до 1,5 (Ил-18), а
контактами 7—8 расшунтирует потенциометр ДУС-609 и этим вво-
дит в канал крена АП сигнал ру угловой скорости крена g переда-
точным числом /грт=1,2.

С момента нажатия кнопки-лампы «Курс» за счет сигналов у3,
поступающих с системы «Путь-4МПА», автопилот обеспечивает
автоматическое выполнение четвертого разворота и стабилизацию
центра тяжести самолета на равносигнальной зоне курсового ра-
диомаяка систем СП-50М или ILS.

В продольном канале системы при нажатии кнопки-лампы
«Курс» никаких переключений не происходит и до момента пролета
равпосигнальной зоны глиссадного радиомаяка осуществляется
стабилизация заданной барометрической высоты по сигналам кор-
ректора высоты КВ-11.

Пролет равносигнальной зоны глиссады определяется по поло-
жению планки глиссады на приборе НКП-4.

В момент, когда планка глиссады на НКП-4 станет по линии то-
чек, летчик нажимает кнопку-лампу «Глис.» на пульте управления.
При этом +27 В от кнопки подается: на реле Pl, Р2 блока связи
БС-3; на реле Р26, Р27, Р28, Р37 блока управления; на реле време-
ни РВ-9 (50 с); на блок контроля БК-4; на сигнальные лампы
табло.

Реле Р2 блока связи срабатывает, самоблокируется и снимает
с самоблокировки реле Р24, которое своими контактами 5—6
отключает +27 В от’электромагнитных муфт корректоров высоты
(КВ1, КВ2) и от кнопки лампы «Вкл. КВ». В результате выклю-
чается режим стабилизации высоты и включается режим автомати-
ческого полета по глиссаде. Контакты реле Р1 блока связи БС-3
подключают питание на потенциометр 8н, с которого в мостовую
схему продольного канала снимается сигнал команды, выработан-
ной в вычислителе В-12 системы «Путь-4МПА». За счет этого сигна-
ла продольный канал АП обеспечивает вывод и стабилизацию са-
молета на глиссаде.

Реле Р26 контактами 2—3, 5—6 включает изодромную обратную
связь по тангажу, подключая фазу III источника к обмотке возбуж-
дения двигателя ДИД-0,5 механизма У9 (МИ-3).

Реле Р27 контактами 1—2 включает в цепь делителя RI, R2, R3
резистор R9, в результате чего увеличивается передаточное отноше-
ние по угловой скорости тангажа. Это обеспечивает более жест-
кую стабилизацию самолета на равносигнальной зоне глиссады.

Реле Р28, срабатывая, контактами 2—3 самоблокируется от
тормозных соленоидов рулевой машины руля высоты, а контакта-
ми 7—8 в мостовую схему продольного канала-включается добавоч-
ный резистор R55.

За счет этого в продольный канал АП вводится форсирующий
сигнал Оф, ускоряющий процесс вписывания самолета в равносиг-
нальную зону глиссады.

Аналогичный резистор R54 вводится контактами 4—5 реле Р28
и в капал контроля, вызывая подачу форсирующего сигнала Оф в
блок контроля БК-4. При срабатывании реле Р37 оно контактами
2—3 самоблокируется по цепи: выключатель «СТУ», контакты 1—2
реле Р17, контакты 1—2 реле Р7 ПА. При этом +27 В подается в
систему «Путь-4МПА» (на реле Р6 блока БР-46А) для уменьшения
передаточных отношений kz и kp,. При нажатии кнопки-лампы
«Глис.» на реле РВ-9 подается +27 В и реле начинает отсчет вре-
мени. Через 50 с реле времени срабатывает и своими контактами
подает —27 В в систему «Путь-4МПА» (на реле Р7 блока БР-46А)
для уменьшения передаточных отношений ks, kpi, kc, Указан-
ное уменьшение передаточных отношений необходимо для сохране-
ния запаса устойчивости системы «Самолет-БСУ», так как по мере
приближения самолета к курсовому и глиссадному радиомаякам
увеличиваются сигналы е и 'Q, приходящиеся на метр отклонения
-самолета от равносигнальных зон, и могут наступить автоколеба-
ния самолета.

Автоматический заход на посадку по командным сигналам у3,
j8h, вырабатываемым вычислителями системы «Путь-4МПА», про-
должается до высоты 50 м. После этого летчик выключает АП
кнопкой быстрого отключения и переходит на ручное пилотирова-
ние самолета. В системе БСУ-ЗП предусмотрена возможность пе-
ревода продольного канала в режим «продления» глиссады. Для
включения режима «продления» глиссады летчик на высоте 80—
100 м кратковременным нажатием рукоятки «Спуск-подъем» отклю-
чает продольный канал блока связи БС-3 системы «Путь-4МПА».
При этом кнопка-лампа «Глис.» гаснет, а АП стабилизирует угол
тангажа самолета, осредненный в процессе полета по глиссаде.

Выполненные в системе БСУ-ЗП коммутации позволяют летчику
в любой момент в процессе автоматического захода па посадку
вмешаться в управление самолетом для исправления траектории
полета, используя рукоятки «Спуск-подъем», «Разворот» и «Крен»
пульта управления.

При пользовании рукоятками «Спуск-подъем» и «Разворот» на-
ходящиеся в пих контакты обеспечивают отключение сигналов бло-
ка связи БС-3 системы «Путь-4МПА и переход АП в режим стаби-
лизации курса и тангажа.

Для последующего включения системы БСУ-ЗП в режим авто-
матического захода на посадку летчик должен вновь нажать соот-
ветственно кнопки-лампы «Курс» и «Глис.» на пульте управления.
Отключение автопилота летчиком. Отключение АП можно про-
изводить либо по всем трем каналам, либо раздельно по продольно-
му и боковому каналам. Отключение АП по всем трем каналам
можно производить одним из следующих способов:

установкой выключателя «Подг.» на пульте управления в поло-
жение «Откл.»;

нажатием кнопки быстрого отключения (Кн1, Кн2).

При установке выключателя «Подг.» в положение «Откл.» обес-
точиваются реле РЗ и Р4 блока управления. Контакты 1—2 реле
РЗ обесточивают все цепи АП по постоянному току, за исключением
цепей постоянного тока на обеих ЦГВ-4 и блока контроля БК-4,
необходимых для полуавтоматического захода на посадку по систе-
ме «Путь-4МПА». С выключением продольного канала АП выклю-
чается и автомат триммирования АТ-2.

При нажатии одной из кнопок быстрого отключения +27 В по-
дается на реле Р7, Р8, Р9, которые через контакты 2—3 реле Р7 и
Р8 блокируются.

Контакты 4—5 реле Р7 обесточивают реле РЗ и Р4, которые вы-
ключают питание АП постоянным током, как указано выше. Кон-
такты 4—5 реле Р8 отключают +27 В от реле Р7 и Р12 блока конт-
роля БК-4 для исключения сигнализации отказа. Контакты 1—2У
4—5 реле Р9 отключают +27 В от электромоторов всех трех руле-
вых машин.

При нажатии кнопки быстрого отключения через нее подается
+27 В на реле Р1 блока контроля и кратковременно срабатывает
сигнализация, указывающая летчику на отключение АП при слу-
чайном нажатии кнопки. В обоих случаях отключения АП на блен-
керах поперечной и продольной стабилизации пульта управления
появляется надпись «Откл.» на красном фоне.

Раздельное выключение продольного и бокового каналов АП
можно производить одним из следующих способов:

установкой выключателей «Попер.» и «Прод.» пульта управле-
ния в положение «Откл.»;

путем пересиливания рулевых машин АП.

При установке выключателя «Попер.» в положение «Откл.» от-
пускаются реле PIO, Р21, Р22 блока управления (снимается
—27 В), которые своими контактами отключают +27 В: от тормоз-
ных соленоидов рулевых машин каналов курса и крена; от элек-
тромагнитных муфт блока связи БС-КС; от блока контроля БК-4;
от системы «Путь-4МПА; от обмотки «Вклч.» бленкера БЛ1 попе-
речной стабилизации.

Поперечный канал АП при этом переводится в режим автома-
тического центрирования, и если выключатель «Попер.» остается
в положении «Откл.», то на бленкере поперечной стабилизации
имеется надпись «Откл.» на красном фоне.

При установке выключателя «Прод.» в положение «Откл.» про-
исходит отпускание реле РИ, PI9, Р20 блока управления (отклю-
чается —27 В), которые своими контактами отключают +27 В: от
тормозных соленоидов рулевой машинки руля высоты; от электро-
Таблица 5.1

Назначение реле блока управления и амортизационной платформы

Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р1	Блок уг  При нажатии рукоятки	•О Я  1 «  £	Снимает — 27 В с клем-
Р2	«Разворот»; при включении кнопки-лампы «Курс»; при включении блока связи АП с системой «Трасса»  От тех же сигналов, что	4—5—6  1—2—3	мы 1 реле времени У1 Свободная группа  Блокирует реле Р2 и Р12
РЗ	и реле Р1  При включении выключа-	т I  ко I о.	через нормально замкнутые контакты реле времени У1 Подает +27 В на клем-  му 2 реле времени У1  Подает +27 В на схему
Р4	теля «Подг. АП» на пульте управления  При включении выключа-	1—2—3	автопилота  *  Снимает +27 В с БК-4
Р5	теля «Подг. АП» на пульте управления  При подключении питания	1—2—3	для исключения срабатыва- ния световой и звуковой сиг- нализации  Подает —27 В на реле
Р6	переменным током 36 В 400 Гц  При обрыве фазы 36 В	4—5—6 я—л	РЗ и Р4  Подает +27 В на реле Р7
Р7	400 Гц и при неправильном подключении фаз  При нажатии кнопки бы-	1—2—3	блока управления для от- ключения АП  Блокирует реле Р7 после
Р8	строго отключения; при об- рыве фазы  При неправильном под- ключении фазы  При нажатии кнопки бы-	4—5—6  1—2—3	его срабатывания  Снимает +27 В с реле РЗ и Р4, отключая тем самым автопилот  Блокирует реле Р8, Р9
Р9	строго отключения  При нажатии кнопки бы-	4—5—6  1—2—3	после их срабатывания  Исключает срабатывание световой и звуковой сигна- лизации (сирена дает корот- кий звук)  Обесточивают моторы ру-
РЮ	строго отключения  При нажатии кнопки	4-5- 6  1-2- 3	левых машин  Блокирует реле РЮ и
Р11	«Вкл. АП» на пульте управ- ления  При нажатии кнопки	4—5—6  1—2—3	включает реле Р21, Р22  Подает +27 В на тормоз- ные соленоиды рулевой ма- шины элеронов и курса, на бленкер поперечного ка- нала, в БК-4, на БС-КС и «Путь-4МПА»  Блокирует реле РН после
	«Вкл. АП» на пульте управ- ления	4—5—6	его включения и включает реле Р19, Р20  Подает +27 В на тормоз- ные соленоиды рулевой ма- шины руля высоты, на блен-
Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р12	При нажатии рукоятки	1—2—3	кер продольного канала, на БК-4, на АТ-2, на ДОР-1, на БС-3, на КВ-11 (КВ1)  Снимают +27 В с элект-
	«Разворот»; при включении	4—5—6	ромагпитной муфты блока
	кнопки-лампы «Курс»; при включении блока связи АП	7—8—9	БС-КС  Переключают каналы кур-
	с системой «Трасса»	10—11—12	са н крена АП из режима
Р13	В режиме «Подготовка»	13—14—15  16—17—18  6—7—8	стабилизации в режиме уп- равления  Подключает фазу на
Р14	от сигнала с усилителя ка- нала курса  В режиме «Подготовка»	3—4—5  6—7—8	ДИД-0,5 автомата центри- рования канала-курса  Подает +27 В на реле  Р16  Подключает фазу на
Р15	от сигнала с усилителя ка- нала курса  В режиме «Подготовка»	3—4—5  3—4—5	ДИД-0,5 автомата центри- рования канала курса  Подает +27 В на реле  Р16  Подает +27 В на реле
	от сигнала с усилителя ка- нала крена и от сигнала	6—7—8	Р16  Свободная группа
Р16	БК-4  В режиме «Подготовка»	3—4—5	Не позволяет включать
Р17	при срабатывании реле Р13, Р14, Р15  При включении режимов	6—7—8  1—2 3	поперечный канал автопи- лота при неотцентрирован- ных каналах курса и крена и при наличии сигнала с БК-4  Свободная группа  Снимает	напряжение
Р18	«Свод» или «VOR»  От сигналов с усили-	6—7—8  3—4—5	+ 27 В, поступающее с вы- ключателя «СТУ» пульта уп- равления в системе «Путь- 4МПА»  Свободная группа  Не позволяет включать
Р19	теля продольного канала автопилота и сигнала бло- ка контроля БК-4  При нажатии кнопки	Со «0 1 1 Ьч С\) 1 1 to "ч	продольный канал автопило- та при отсутствии согласо- вания и при наличии сигна- ла с БК-4  Свободная группа  Снимает	напряжение
	«Вкл. АП» на пульте управ- ления	to	to  to	оо  1	1	—27 В с реле Р18 блока управления  Снимает +27 В с обмот- ки «Подг.» бленкера про- дольной стабилизации  Подает +27 В с выключа- теля «СТУ» на реле Pl, Р2 в БС-3
Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р21	При нажатии кнопки	10—11—12  13—14—15  16-17- 18  1—2—3	Расшунтирует часть рези- сторов мостовой схемы ка- нала тангажа в режиме «Подготовка» (потенциомет- ры КВ-11, БДГ, БС-3)  Шунтирует вход усилите- ля изодрома тангажа  Подключает обмотку реле Р28 к цепи включения кноп- ки-лампы «Глис.»  Выключает ДИД-0,5 ме-
Р21	«Вкл. АП»  При нажатии кнопки	4—5—6  7—8—9  Ю—Ц—Г2  1—2—3	ханизма МИ-3 (изодромная обратная связь по тангажу)  Вводят шунтирующие ре- зисторы R57 vi’R19 во вто- ричную обмотку трансфор- матора У4 для уменьшения скорости отработки изод- ромной обратной связи по рулю высоты  Вводит шунтирующие ре- зисторы R60 и R76 во вто- ричную обмотку трансфор- матора У7 для уменьшения скорости отработки следя- щей системы изодромной обратной связи по тангажу  Отключают сигналы усн-
Р22	«Вкл. АП»  При нажатии кнопки	4—5—6  7—8—9  10—11—12  1—2—3	лителя канала курса от об- моток реле Р13 и Р14  Отключает фазу от  ДИД-0,5 автомата центри- рования канала курса  Расшунтирует резисторы R12, R13 и потенциометр ДУС-609 курса  Отключает сигналы усили-
Р23	«Вкл. АП»  При нажатии кнопки	4—5—6  7—8—9  Ю—Ц—12 13—14—15  16—17—18  1—2—3	теля канала крена от обмот- ки реле Р15  Снимает +27 В с обмот- ки «Подг.» бленкера попе- речной стабилизации  Расшунтирует потенцио- метр ДУС-609 крена  Подает —27 В на реле РЗ и Р5 в БС-3 при включении канала АП  Расшунтирует (R5) вход усилителя АП по каналу крена в режиме «Подготов- ка»  Подает +27 В па реле
	«Вкл. АП»	7—8—9  4—5—6  10—11—12	РЮ, Р21, Р22  Подает +27 В на реле  РИ, Р19, Р20  Свободная группа
Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р24	При нажатии кнопки- лампы «Вкл. КВ»	1—2—3  4—5—6	Снимает +27 В с контак- тов реле Р2 (БС-3)  Подает +27 В на реле Р24 для его самоблокировки и включает электромагнит- ные муфты КВ-11 (КВ1, КВ2), на БК-4, на Р26
Р25	При наличии сигнала «Отказ РТС (е)» в боковом канале системы «Курс МП»	1—2—3  4—5—6	Отключает боковой канал блока связи БС-3 (отклю- чает —27 В от реле РЗ, Р5 БС-3)  Свободная группа
Р26	При нажатии кнопки-	1—2—3	Подает фазу на ДИД 0,5
	лампы «Глис.» и «Вкл. КВ»	4—5—6	механизма МИ-3, включая изодромную обратную связь по тангажу
Р27	При нажатии кнопки- лампы «Глис.»	^5  7	Увеличивает передаточное отношение /г?)& в АП
Р28	При нажатии кнопки- лампы «Глис.»	1—2—3  4—5—6  7—8—9	Блокирует реле Р28 после его срабатывания  Подают в продольный ка- нал БК-4 и в АП форсирую- щий сигнал
Р29	При переключении авто-	1—2—3	Переключают канал крена
РЗО	пилота с левой ЦГВ-4 на правую	4—5—6  7—8—9  10—11—12  13- 14—15  16—17—18	АП с левой ЦГВ-4 на пра- вую  Переключает сигнал крена в КС 6 с левой ЦГВ-4 па правую  Подает +27 В на лампоч- ки приборов ПИ-ЛИМ, сиг- нализирующие о переключе- нии АП с левого комплекта «Путь-4МПА» на правый
	При переключении авто-	1—2—3	Переключают канал кур-
	пилота с левой ЦГВ-4 на правую	4—5—6  7—8—9  10—11—12  13—14—15  16—17—18	са АП с левой ЦГВ-4 на правую  Переключают сигнал кре- на в КС-6 с левой ЦГВ-4 на правую  Отключает сигнал крена с левой ЦГВ-4 и подклю- чает сигнал с делителя Р78, Р79  Отключает сигнал танга- жа с левой ЦГВ-4 и под- ключает сигнал с делителя R7, R10
Р31	При переключении авто-	1—2—3	Переключают продольный
	пилота с левой ЦГВ-4 на правую	4—5—6  7—8—9  10—11—12  13—14—15  16—17—18	канал автопилота с основ- ного капала на канал конт- роля
Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р32	При переключении систе- мы контроля с правой ЦГВ 4 на левую	1—2—3  4—5—6  7—8- 9  10—11—12 13—14—15 16—17—18	Переключает	систему  контроля с потенциометра скольжения правой ЦГВ-4 на потенциометр левой ЦГВ 4  Отключает сигнал крена с правой ЦГВ и подключают сигнал с делителя R78, R79  Отключает сигнал танга- жа с правой ЦГВ и подклю- чает сигнал с делителя R7, R10  Переключают	систему  контроля на мостовую схему АП (основного канала)
РЗЗ	При включении тумблера пробивания облачности «Свод»	1—2—3  4—5—6	Отключает си кнопки лам- пы «Глис.» реле Р28, Р37 и реле времени У10  Подает 4-27 В с выклю- чателя «СТУ» в «Путь- 4МПА» для сведения гори- зонтальных командных стре- лок
Р34	От сигнала проверочного пульта при необходимости выключения следящей систе- мы изодромной обратной связи по рулю высоты	1 1 ГТ  Со	Снимают —27 В с усили- теля У5 и отключают фазу от двигателя ДИД-0,5 ис- полнительного механизма МИ-4
Р35	При наличии сигнала «От- каз РТС» (£)» в продоль- ном канале системы «Курс МП»	1—2—3  4—5—6	Отключает продольный канал БС-3 и устанавли- вается на самоблокировку  Подает 4-27 В на реле Р36 блока управления через конденсатор С5
РЗ)	При наличии сигнала «От- каз РТС (£)» в продольном канале системы «Курс МП», если отказ происходит до срабатывания реле времени У10	1—2—3  4—5—6	Подает напряжение 4-27 В на электромагнитные муфты КВ-11 (КВ1, КВ2) и на ре- ле Р24  Свободная группа
Р37	При нажатии кнопки-лам- пы «Глис.»	1—2—3  4—5—6	Блокирует реле Р37 и по- дает 4-27 В на запуск реле времени У10 и в «Путь- 4МПА» для переключения порций  Свободная группа  Разрывает цепь питания
Р38	При наличии сигнала «От- каз РТС (£)» в продольном канале системы «Курс МП»	1—2—3  4—5—6	Р28  Подает —27 В на реле Р35
Р39	При рассогласовании меж- ду левой и правой ЦГВ-4 по крену (vi —Yz)	П—Я—Л	Подает 4-27 В в БК-4 для отключения бокового кана- ла АП
Р40	При рассогласовании меж- ду левой и правой ЦГВ-4 по тангажу (<h—th)	П—Я—Л	Подает 4-27 В в БК 4 для отключения продольного ка- нала АП
Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р41	При нажатии кнопки-лам- пы «Курс» и при выпущен- ных закрылках	3—4—5  6—7—8	Увеличивает передаточное число по крену (с 0,4 до 1,5)  Вводит в канал крена сиг- нал угловой скорости р\’

Р1

Р2

РЗ

Р4

РЗ

Р6

Р7
Р8

РЭ

РЮ

Амортизационная платформа

От ВК-53РБ при угловой скорости разворота ы>0,1— 0°, 3/с  Одновременно с реле Р1  При нажатии кнопки бы- строго согласования КС  При рассогласовании меж- ду левой и правой ЦГВ по тангажу (tli — th)  При рассогласовании меж- ду левой и правой ЦГВ по крену (vi — у2)  От кнопки «Тест — конт- роль»	+	‘Ь. -n	ф>.  1	N	1	Illi	II  О1 № 61	ND 6,	Ns	61 No 61 ND	6iNo  III	II	1	III	Т|  Co	Cf) Co Cfj Co	61 Co	Выключают поперечную коррекцию в левой ЦГВ  Выключают поперечную коррекцию в правой ЦГВ  Подают +27 В на реле Pl, Р2, Р12 блока управле- ния, а также на реле Р4 БС 3  Подает +27 В на реле Р12 БК 4 и на табпо «От- каз ЦГВ»  Самоблокируется  Подает +27 В на реле  Р7 БК-4 и на табло «Отказ  ЦГВ»  Самоблокируется  Отключают сигнал Ае от БК 4
	7—8—9  10—11—12	Отктючают от БК-4 сиг- налы А62, Абн
Не задействовано  При установке переклю- чателя ЦГВ в положение «АП ЦГВ прав.»  Через 2,5 с после выпуска закрылков  Через 2,5 с после довы- пуска закрылков	1—2—3  4—5—6  1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—11—12  13—14—15  1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—11—12	Подключает сигнал крена у на РЛС «Эмблема» от правой ЦГВ  Подключает сигнал танга- жа 6 на РЛС «Эмблема» от правой ЦГВ  Самоблокируется  Свободная группа  Включает форсирующий сигнал в мостовую схему основною канала  Включает форсирующий сигнал в мостовую схему канала контроля  Подает +27 В на реле  Р41 БУ  Самоблокируется  Свободная группа  Включает форсирующий сигнал в мостовую схему основного канала  Включает форсирующий сигнал в мостовую схему канала контроля
магнитной муфты датчика ДОР-1; от блока контроля БК-4; от ав-
томата триммирования АТ-2; от системы «Путь-4МПА»; от нуль-
контактов КВ-11 (КВ-1); от блока связи БС-3; от обмотки «Вклч.»
бленкера БЛ2 продольной стабилизации.

Продольный канал АП в этом случае переводится в режим ав-
томатического центрирования, и если выключатель «Прод.» остает-
ся в положении «Откл.», то на бленкере продольной стабилизации
имеется надпись «Откл.» на красном фоне.

При пересиливании летчиком рулевых машин руля высоты и
элеронов в блоке контроля БК-4 срабатывают узлы контроля рез-
ких отказов, которые через контакты реле Р7 и Р12 (БК-4) отклю-
чают реле РЮ, Р21, Р22 и РИ, Р19, Р20 (снимают —27 В), и вы-
ключение каналов АП происходит так же, как и при установке вы-
ключателей «Попер.» и «Прод.» в положение «Откл.», но при этом
включается и звуковая сигнализация.

После отключения канала АП блоком контроля в результате пе-
ресиливания рулевой машинки этот канал переводится в режим
автоматического центрирования. Для прекращения действия све-
товой и прерывистой звуковой сигнализации необходимо выключа-
тель «Прод.» или «Попер.» на пульте управления АП установить в
положение «Откл.».

В табл. 5.1 дано назначение реле блока управления и амортиза-
ционной платформы.

Вопросы

1.	Какие перекрестные связи имеются в автопилоте АП 6ЕМ-ЗП и их на-
значение?

2.	Режимы работы автопилота АП-6ЕМ ЗП.

3.	Как улучшается управление самолетом при использовании сигналов про-
изводной

4.	Чем вызывается статическая ошибка в канале курса (крена)?

5.	За счет чего в продольном канале получено астатическое регулирование
в режиме стабилизации угла тангажа и в режимах стабилизации заданной высо-
ты и автоматического полета по глиссаде?

6.	Из каких сигналов в изодромном регуляторе формируется регулирующее
воздействие?

7.	Как работает БС с КС в режиме «Подготовка АП»?

8.	Работа БС с КС при работе АП в режиме стабилизации курса.

9.	Работа БС с КС при пользовании ручкой «Разворот» на пульте управ-
ления

10.	Принцип действия ЦГВ-4.

И. Назначение, устройство и работа жидкостной маятниковой коррекции в
ЦГВ-4.

12	Назначение, устройство и работа разгрузочной коррекции в ЦГВ-4.

13.	Назначение, устройство и работа грузовой маятниковой коррекции
в ЦГВ 4.

14.	Устройство корректора высоты КВ-11 и его работа в различных режимах
автопилота.

15.	Назначение, устройство и принцип работы ДУС-609 блока демпфирую-
щих гироскопов.

16.	Устройство и режимы работы рулевой машины автопилота.

17.	Усилитель рулевых машин АП. Регулировка чувствительности АП.

18.	Работа усилителя рулевых машин при изменении напряжения дроссе-
лирования.

19.	Назначение обратной связи в усилителе рулевых машин.
20.	Принцип работы фазового дискриминатора усилителя рулевых машин.

21.	Устройство блока управления автопилота и назначение его основных
узлов.

22.	Устройство амортизационной платформы ПА и назначение ее основных
узлов.

23.	Из каких потенциометров состоит мостовая схема канала крена?

24.	Какими потенциометрами регулируется передаточное отношение по углу
крена?

25.	Из каких потенциометров состоит мостовая схема канала курса?

26.	Каким потенциометром регулируется передаточное отношение по углу
курса и где он располагается?

27.	Из каких потенциометров состоит мостовая схема канала тангажа?

28.	С помощью какого потенциометра регулируется передаточное отношение
по углу тангажа?

29.	Каким потенциометром регулируется передаточное отношение от коррек-
тора высоты и где он расположен?

30.	С помощью каких потенциометров осуществляются перекрестные связи
между каналами автопилота?

31.	С помощью каких потенциометров осуществляется регулировка коорди-
нированного разворота и где они расположены?

32.	Работа мостовых схем при отклонении самолета от заданного курса.

33.	Работа мостовых схем при заходе на посадку.

34.	Работа мостовых схем при устранении статической ошибки по углу тан-
гажа.

35.	Работа мостовых схем при устранении статической ошибки по высоте.

36.	Как происходит центрирование мостовых схем в режиме «Подготовка»?

37.	Какие реле срабатывают при нажатии кнопки «Вкл. АП»?

38.	Какие реле срабатывают при нажатии кнопки-лампы «Курс» и какие они
осуществляют переключения?

39.	Какие реле срабатывают при нажатии кнопки лампы «Глис.» и какие
переключения происходят при этом?

40.	Как можно выключить автопилот?

Глава 6

СИСТЕМА КОНТРОЛЯ

1.	ОБЩИЕ‘СВЕДЕНИЯ

Назначение. Система контроля (система безопасности) предназначена для
предотвращения выхода самолета на опасные режимы полета при автоматиче-
ском или полуавтоматическом управлении в случае отказов аппаратуры системы
БСУ-ЗП путем своевременного отключения неисправного канала системы с вы-
дачей летчику соответствующей световой и звуковой сигнализации.

Система контроля обеспечивает безопасность полета на всех эксплуатацион-
ных режимах полета, включая заход на посадку до высоты 50 м

Для этого в системе контроля предусмотрены следующие меры безопасности:

1.	Отключение автопилота летчиком:

кнопками быстрого отключения, расположенными на спицах штурвалов обоих
летчиков;

выключателями пульта управления;

пересиливанием рулевых машин (автопилот в этом случае отключается бло-
ком контроля БК-4);

кнопкой аварийного отключения (механическое расцепление рулевых машин
от системы управления с помощью пиропатронов).

2.	Ограничение отклонения рулей:

фиксированными концевыми выключателями;

«плавающим» концевым выключателем руля высоты;

ограничением тяговых усилий рулевых машин.
3.	Автоматический контроль работы автопилота и автоматическое отключе-
ние неисправного канала блоком контроля БК-4.

4.	Автоматический контроль вычислителей системы «Путь-4ЛША» блоком
БК-6 сравнения вычислителей.

5.	Автоматическое триммирование руля высоты для полета с включенным
автопилотом.

6.	Автоматический контроль работы автомата триммирования.

7.	Возможность пересиливания триммерного механизма (механическое рас-
цепление механизма с помощью срезающейся чеки).

8.	Автоматический контроль питания автопилота по постоянному и перемен-
ному току.

9.	Автоматический контроль работы центральных гировертикалей ЦГВ-4 и
отключение каналов автопилота при наличии рассогласования между двумя вер-
тикалями.

10.	Автоматический перевод системы на другие режимы работы при отказах
радиотехнических средств (РТС) и системы «Пугь-4МПЛ»

11.	Проверка летчиком исправности блока контроля от кнопки «Тест-конт-
роль».

12.	Автоматическое отключение продольного канала автопилота по числу Л4
и скорости Гпр.

Состав. Система контроля состоит из нескольких блоков, каждый из кото-
рых контролирует определенную часть бортовой системы управления БСУ-ЗП.

1.	Блок контроля БК-4 предназначен для выявления любых отказов авто-
пилота как сопровождающихся перемещением руля высоты или элеронов с мак-
симальной скоростью, так и вызывающих относительно медленные уходы само-
лета от заданных параметров полета, например, от заданной траектории.

2.	Датчик ДОР-1 является датчиком отклонения руля высоты для «плаваю-
щего» ограничителя, выполненного в блоке контроля БК-4.

3.	Блок контроля гировертикалей БКГ-1 предназначен для контроля работы
гировертикалей.

4.	Блок управления БУ-14 обеспечивает контроль питания автопилота по
постоянному и переменному току, контроль гировертикалей и перевод системы
БСУ-ЗП из режима автоматического захода на посадку в другие режимы при от-
казах РТС.

5.	Корректор высоты КВ-11, (второй корректор высоты — специально для си-
стемы контроля) предназначен для выдачи в блок контроля БК-4 сигнала откло-
нения от заданной барометрической высоты полета.

6.	Блок комбинированный БК-6 предназначен для контроля вычислителей
системы «Путь-4МПА».

7.	Блок управления триммированием БУТ-3 предназначен для контроля за
работой автомата триммирования.

Первые пять блоков входят в комплект автопилота АП-6ЕМ-ЗП, блок БК-6
входит в комплект «Путь-4МПА», блок БУТ-3 — в комплект автомата триммиро-
вания АТ-2.

Принцип работы. Система контроля включается автоматически одновременно
с включением автоматического или полуавтоматического режимов системы
БСУ-ЗП. При этом устанавливается контроль за тем параметром режима полета,
на который настроен соответствующий канал системы.

Работа системы контроля при различных отказах БСУ-ЗП показана
в табл. 6.1.

Структурные схемы системы контроля продольного и бокового каналов
БСУ-ЗП приведены на рис. 6.1 и 6.2.

Входящий в блок контроля БК-4 узел контроля «резких» отказов автопи-
лота предназначен для автоматического отключения канала автопилота при от-
казах, сопровождающихся перекладкой руля высоты пли элеронов с максималь-
ной скоростью.

В качестве критерия отказа автопилота в этом узле выбрана длительность
управляющих импульсов, подающихся с усилителя на рабочие соленоиды руле-
вых машин и пропорциональных величине управляющего воздействия.

При исправной работе автопилота в режимах стабилизации траектории по-
лета длительность Ат управляющих импульсов с усилителя обычно не превышает
Таблица 6.1

Работа системы контроля при различных отказах аппаратуры системы БСУ-ЗП

Наименование отказа	Блок системы контроля	Действие блока	Свет	ид сигнализации		
				Звук	... Бленкеры пульта	Бленкеры  РТС
Отказ питания авто- пилота по постоянно- му пли переменному току	БУ-14	Отключение автопи- лота по всем трем ка- налам	+	+	+	
Отказ канала авто- пилота  Отказ любого полу- комплекта	«Путь-  4МПА» при полуавто- матическом полете  Отказ бокового ка- нала системы «Путь- 4МПА» при автомати- ческом полете  Отказ продольного канала	системы  «Путь-4МПА» при ав- томатическом полете  Отказ радиотехни- ческих средств канала курса  Отказ радиотехни- ческих средств про- дольного канала	БК-4  БК-6  БК-6  БК-4  БК-6  БК-4  БУ-14  БУ-14	Отключение неис- правного канала авто- пилота  Выдача сигнализа- ции  Перевод автопилота в режим стабилизации курса  Перевод автопилота в режим стабилиза- ции барометрической высоты или в режим «продления» глиссады  Перевод автопилота в режим стабилизации курса  Перевод автопилота в режим стабилизации барометрической вы- соты или* в режим «продления» глиссады	+  +  +  +  +  +	+	+	+  +
Отказ одной из ги- ровертикалей при ав- томатическом полете  Отказ	автомата  триммирования АТ-2	БКГ-1  БУ-14  БК-4  БУТ-3	Отключение соот- ветствующего канала автопилота  Отключение автома- та триммирования	+  +	+	+	

0,2 с. Длительность Аг больше 0,2 с может быть или при воздействии внешнего
возмущения на самолет, или при отказе автопилота. В качестве порогового зна-
чения в обоих каналах автопилота принята длительность импульсов Лт=1,5 с.
Если длительность импульсов превышает пороговое значение, отключается соот-
ветствующий канал автопилота и выдаются световая и звуковая сигнализации.
В качестве элементов, измеряющих длительность управляющих импульсов, исполь-
зуются реле времени.

Для исключения ложных срабатываний узла контроля «резких» отказов при
действии различных возмущений (например, включение автоматического четвер-
того разворота, «захват» глиссады, управление рукоятками «Разворот» и «Спуск-
подъем») имеется логическая коррекция со стороны аналогичного устройства.
Ее назначение — блокировать отключающее устройство, если длительность им-
пульсов с усилителя достигает порогового значения (Ат = 1,5 с) при условии, что
н

ТЕСТ-КОНТРОЛЬ

77 о	-

д.

_______УЗ

МУ-1125Т

У2

МУ-5066

Отказ АП
прод.

Отказы
ЦГВ ПУТЬ-УМПА



PJ-d]

т,р+1



Z^o-

т$р

Канал тангажа АП
A^j/np

•L'fr

РБ—

1,5с 2,5с

Р/4

P/5J

РВ

Коппуишрующее
устройство

Р15

Р11

РВ

ГБ у
П П1 Пс

ШАШ
лев. '



Перевод t.a
ста.ёили.311-
цию высо~1
ты или. f
„ продление]
глиссады"

Хлг|ЖШ|
пров.

Блок сравнения
вычислителей.

рмв

/7

РВ

СПУСК-
ПОДЪЕМ

т

Р8\

\уи7с

РУ
^76

Вкл. ГЛИСС

~ ~^р~	==—I

сргегр ф

Р11

му-босбд

Л#=#Г#„

цгв-ч
левая

АГД-1

претя
Р13

Тер
ТсР-г!

ДОР-1 -1

ПлаВающии ограничитель руля Высоты

Рис. 6.1. Схема продольного канала системы контроля

Рис. 6.2. Схема бокового канала системы контроля
перекладка соответствующего руля происходит в нужную сторону, т. е. в сто-
рону уменьшения рассогласования канала автопилота. На структурных схемах
(см. рис. 6Л, 6.2) указанная коррекция изображена в виде контактов реле Р/4,
Р15 и Р20, Р21.

Аналогичное устройство, выполненное на магнитных усилителях У2, УЗ и У8,
У9, кроме логической коррекции для узлов контроля «резких» отказов, выраба-
тывает еще контрольные сигналы АФ и Ду для отключения автопилота в случае
отказов, вызывающих относительно медленный уход самолета от заданной траек-
тории.

При нормальной работе автопилота контрольные сигналы ЛФ и Лу в тече-
ние определенного времени обнуляются. Так, если в режиме стабилизации баро-
метрической высоты самолет отклонится от заданной высоты, то благодаря рабо-
те автопилота сигнал АД с корректора высоты скомпенсируется сигналом \Ф
тангажа с ЦВГ и контрольный сигнал АФ обнуляется. Если при посадке самолет
отклонится от равносильной зоны курса, то в системе «Путь-4МПА» вырабаты-
вается сигнал у3 заданного крена, который подается в автопилот и в блок конт-
роля. При исправной работе автопилота сигнал заданного крена компенсируется
сигналом текущего крена с ЦГВ и контрольный сигнал Лт уменьшается до нуля.
Время обнуления контролируется с помощью реле времени, настроенных на 2,5 с.
Если контрольные сигналы А<> и Ат превышают пороговое значение в течение
времени больше 2,5 с, то блок контроля отключает автопилот и выдает сигна-
лизацию.

Для исключения ложных срабатываний узлов контроля «медленных» отказов
автопилота в аналогичном устройстве предусмотрена дополнительная логическая
коррекция, которая в продольном канале выполнена на «плавающем» ограничи-
теле руля высоты (контакты реле Р9 и РЮ), а в боковом канале — на магнитном
усилителе У10 (контакты реле Р23 и Р24)

Назначение этой логической коррекции — блокировать отключение автопи-
лота при достижении контрольными сигналами А$ и порогового значения в
случае правильного отклонения рулей, т. е. отклонения, ведущего к уменьшению
рассогласования каналов и к уменьшению контрольных сигналов А$ и
«Плавающий» ограничитель руля высоты, выполненный на датчике ДОР-1 и маг-
нитном усилителе У1, кроме осуществления логической коррекции дтя аналого-
вого устройства, ограничивает перегрузки самолета в вертикальной плоскости при
отказах продольного канала автопилота, вызывая отклонение руля высоты сту-
пеньками по 2° с задержкой 5 с.

Для увеличения эффективности управления самолетом «плавающий» ограни-
читель автоматически отключается при пользовании рукояткой «Спуск-подъем»
и на 5 с — при включении кнопки-лампы «Глис.».

Контроль работы системы «Путь-4МПА» как в автоматическом, так и в дп-
ректорном режиме осуществляется блоком сравнения вычислителей, выполненным
на базе двух релейных усилителей комбинированного блока БК-6. При этом
сравниваются сигналы вычислителей В-12. Если разность сигналов с вычислите-
лей левого и правого полукомплектов «Путь-4МПА» соответствует 6 мм откло-
нения командных стрелок приборов ПП-1ПМ, то выдается световая сигнали-
зация.

При автоматическом полете, кроме выдачи сигнализации, отключается соот
ветствующий канал блока связи БС-3 автопилота АП-6ЕМ-ЗП с системой «Путь-
4МПА» и автопилот переводится:

при отказе по продольному каналу — в режим стабилизации барометриче-
ской высоты (если отказ «Путь-4МПА» произошел до пролета высоты примерно
150 м) или в режим «продления» глиссады (если отказ «Путь-4МПА» произошел
после пролета высоты 150 м);

при отказе в боковом канале — в режим стабилизации курса, который был
в момент отказа «Путь-4МПА».

В случае отказа радиотехнических средств при полете на первом полукомп-
лекте системы «Курс МП-1» обеспечивается автоматическое переключение ее на
второй полукомплект с выдачей сигнализации. При полете в совмещенном режи-
ме и на втором полукомплекте в случае его отказа обеспечивается сигнализация
и автоматический перевод системы из режима полета по зонам, задаваемым
радиомаяками .систем СП-50, ILS и \ OR, в другие режимы, как и при отказе
системы «Путь-4МПА».

Для определения отказа одной из центральных гировертикалей ЦГВ-4 в б то-
ке управления автопилота и в блоке Б1\Г имеется устройство сравнения сигналов
двух гировертикалей, выполненное на двух магнитных усилителях и двух поля-
ризованных реле. Это устройство измеряет разность сигналов по крену и по тан-
гажу левой и правой ЦГВ. При достижении сигналами ДО = ОЛ — 0пр или \у =
= Ул —упр порогового значения блок контроля отключает соответствующий канал
автопилота с выдачей летчику сигнализации. Летчик, сравнивая показания трех
указателей горизонта (двух указателей ПП-1ПМ, работающих от ЦГВ-4, и ука-
зателя АГД-1), определяет неисправную ЦГВ-4 и, устанавливая переключатель
ЦГВ в положение «АП ЦГВ прав.» при отказе левой ЦГВ-4 или в положение
«Коитроль-ЦГВ лев.» при отказе правой ЦГВ-4, подключает потребители на
исправную ЦГВ-4. После этого можно опять включить автопилот. Дальнейший
контроль оставшейся исправной ЦГВ-4 осуществляется путем сравнения ее сиг-
налов с сигналами авиагоризонта АГД-1.

В блоке управления автопилота имеется узел контроля питания, который от-
ключает автопилот по всем трем каналам и выдает сигнализацию в случае нару-
шения питания автопилота переменным или постоянным током.

В системе БСУ-ЗП предусмотрена проверка блоков БК-4 и БК-6 от кнопки
«Тест контроль». Если ее нажать, то загораются лампы «АП-бок», «АП-прод »,
«Путь-бок.», «Путь-прод.» и выдается прерывистая звуковая сигнализация. При
этом отключения автопилота и переключения режимов его работы не происходит.

2.	КОНТРОЛЬ ОТКАЗОВ АВТОПИЛОТА В ПРОДОЛЬНОМ КАНАЛЕ

Контроль «резких» отказов автопилота. Под «резкими» отказа-
ми понимаются такие отказы, которые сопровождаются максималь-
ной скоростью перекладки руля.

В качестве критерия отказа автопилота выбрана длительность
управляющих импульсов, подающихся с сервоусилителя на рабо-
чие соленоиды рулевых машин.

При исправной работе автопилота длительность импульсов, как
правило, не превышает 0,2 с. Длительность импульсов больше 0,2 с
может быть или при больших возмущениях, действующих на само-
лет, или при отказах автопилота.

Для измерения длительности импульсов в продольном канале
используется реле времени У13 типа РВ-8, выполненное на тран-
зисторах и настроенное на 1,5 с.

Управляющие импульсы с усилителя, идущие на рабочие соле-
ноиды рулевой машины руля высоты (штыри Ш13-14 и Ш13-16\,
через штыри Ш2-16, Ш2-17 БК, диоды Д15, Д16 и нормально замк-
нутые контакты реле Р14 и Р15 аналогового устройства подаются
на реле времени У13 (рис. 6.3).

При исправной работе автопилота в режиме стабилизации дли-
тельность управляющих импульсов не превышает 0,2 с и реле вре-
мени У13 не срабатывает. Если длительность импульсов превышает
1,5 с (например, при обрыве потенциометра обратной связи па ру-
левой машине), то реле времени У13 срабатывает и подает напря-
жение + 27 В из цепи тормозных соленоидов рулевой машины руля
высоты через штыри Ш2-20БУ и Ш1-БКВ на реле Р12 блока кон-
троля БК-4. Реле Р12 срабатывает и выполняет следующие опе-
рации:
контактами 10—11—12 через контакты 1—2—3 реле Р5 и кон-
такты 7—8—9 реле Р25 самоблокпруется;

контактами 7—8—9 отключает напряжение —27 В от реле вре-
мени У13 и подает напряжение —27 В на релейный генератор им-
пульсов (реле Р17, Р18, резисторы R48, R49 и конденсаторы С39,
С42) (см. приложение 3 е). Сирена дает прерывистый звуковой
сигнал;

контакты 4—5—6 отключает напряжение —27 В от реле Р11,
Р19, Р20 блока управления, которые, в свою очередь, отключают
продольный канал автопилота;

контактами 1—2—3 подает напряжение +27 В на лампочки,
сигнализирующие об отказе продольного канала автопилота.

Для исключения ложных срабатываний реле времени У13 при
парировании автопилотом действующих на самолет различных воз-
мущений (например, поздний «захват» глиссады, управление ру-
кояткой «Спуск — подъем» и др.) в узел контроля «резких» отка-
зов введена логическая коррекция со стороны аналогового устрой-
ства.

В случае, когда длительность управляющих импульсов превы-
шает 1,5 с, но руль высоты отклоняется в сторону уменьшения сиг-

Левый рабочие
+2 соленоид Р!4В

Д15

На реле
сирены

На реле

Р11,Р19,Р20(б9)

Релейный
генератор
импульсов

АП пред.

—м------------

№

Правый	Г~~~!7

. рабочий '~рр
соленоид PPlf, н f-Д-

+276°----

___________7	10

г 2Д 7

+27 В»

У13

1,5с

I о
Li_.

+27В

OmTCPfy

1 Выкл. продольной
I стабилизации, ни
ПУ

ни

1

2^

4

4

о	о

О	О

Рис. 6.3. Схема узла контроля «резких» отказов автопилота в продольном
канале
нала рассогласования продольного канала автопилота, срабаты-
вает одно из реле (Р14 или Р15) аналогового устройства, которое
своими контактами отсекает поступление импульсов с усилителя на
реле времени У13.

Контроль «медленных» отказов автопилота. Под «медленными»
понимают также отказы автопилота, которые вызывают относи-
тельно медленный уход самолета от заданной траектории, т. е. та-
кие отказы, при которых длительность импульсов на рабочих со-
леноидах рулевой машинки не превышает 1,5 с.

Контроль осуществляется аналоговым устройством, которое в
продольном канале состоит из двух магнитных усилителей и диф-
ференцирующих звеньев с постоянными времени Tl, Т2 и ТЗ. Опе-
рационный магнитный усилитель УЗ типа 1125Т служит для сум-
мирования и усиления сигналов постоянного тока. Усилитель У2
типа 5066Д — релейный, отрегулирован на определенный порог
срабатывания.

Задачей аналогового устройства является формирование конт-
рольного сигнала, который используется для выявления «медлен-
ных» отказов, а также для логической коррекции узла контроля
«резких» отказов. Вид контрольного сигнала изменяется в зависи-
мости от режима работы системы БСУ-ЗП:

в режиме стабилизации заданного угла тангажа

| д»| -/»(»- »пу);	(6.1)

в режиме стабилизации заданной барометрической высоты

| Д» |=/д»Д/У—ЯД----/»(»-»»,) -----Г',ГзС2„---И(^), (6.2)

1	1	Лр+1 ’	(Л>Р+1)(Г3Р + 1)

где F(/\H) = 0 при ЛЯ ^80 м;

F (ЛЯ) = при ЛЯ>80 м;

в режиме полета по глиссаде

У 2#	Т

। м	(Т *	(6-з)

Я>р4-1	+ i)(7> 4- 1)

где Я(£)=0 при £^200 мкА;

Я(£) = ie£ при £>200 мкА.

Па вход аналогового устройства поступают следующие сигна-
лы (рис. 6.4):

1.	Во всех режимах работы поступает сигнал текущего угла тан-
гажа Л'0= (О' — 0Пу), который снимается с канала контроля глав-
ного моста продольного канала автопилота и через штыри
Ш4-24БУ, Ш4-32БУ, Ш1-16БК, Ш1-17БК, трансформатор У16 и
фазовый дискриминатор У15 подается на вход магнитного усили-
теля У2. В режиме стабилизации заданной высоты или при авто-
матическом заходе на посадку сигнал Д'0= ($ — Ф1гу) предваритель-
7\р

но проходит через дифференцирующее звено -------, выполпен-

тьР + 1
№	Ь2

Рис. 6.4. Схема аналогового устройства продольного канала системы контроля

ное на следящей системе в автопилоте, а затем через дифферен-
ту к

пирующее звено -----— в блоке контроля, выполненное на пас-

ТзР + 1

сивных элементах — резисторе R8 и конденсаторах СЗЗ — С36.

Первое дифференцирующее звено имеет постоянную времени
Лт=15 с, а второе Г3=2,5 с. Второе звено служит для сглажива-
ния сигнала при действии на самолет внешних возмущений (напри-
мер, выпуск механизации) и включается контактами реле Р6, сра-
батывающего при включении кнопок-ламп «Вкл. КВ» или «Глис.»
па пульте управления.

2.	Сигнал отклонения от заданной барометрической высоты А//
подается при нажатии кнопки-лампы «Вкл. КВ» по двум цепям.

Первая цепь — сигнал ДА/ с потенциометра КВ2 через штырп
Ш2-18БК и Ш2-19БК, дифференцирующее звено - ТхР— и нор-
Т\Р +1

мально замкнутые контакты реле Р22 поступает на магнитный уси-
литель УЗ. Дифференцирующее звено -	* • выполнено на ре-

зисторе R7 и конденсаторах С18 — С23. Постоянная времени 7\ =
= 5 с. Звено служит для сглаживания сигнала при внешних возму-
щениях. После усиления в магнитном усилителе УЗ сигнал ДА/
поступает па магнитный усилитель У2. Сигналы ДА/ и Д'О в магнит-
ном усилителе У2 включены встречно и вычитаются (см. уравне-
ние 6.2).

Вторая цепь — сигнал ДА/ — поступает на магнитный усилитель
УЗ через нормально замкнутые контакты реле РЗ и звено нечув-
ствительности (ограничитель) Р(ДН).
На выходе звена сигнал Е(АЯ)=0 при А Я =<£80 м и F(&H) =
= 1лн&Н при АЯ>80 м.

Звено нечувствительности выполнено в виде двух диодов Д5 и
Д4, закрытых напряжением от источника, собранного на трансфор-
маторе У4, диоде Д6, конденсаторе С24 и двух переменных резис-
торах R14 и R15 (приложение 3).

Пороговое значение АЯ выбрано равным 80±24 м. Назначение
сигнала Я(АЯ)—отключать продольный канал автопилота при
неисправностях, приводящих к очень медленному уходу самолета
от заданной барометрической высоты, т. е. при тех неисправностях,
которые не могут быть определены первым сигналом, пропускае-
мым через дифференцирующее звено.

3.	Сигнал команды бн с вычислителя В-12 системы «Путь-
4МПА» подается в продольный канал аналогового устройства при
включении режима автоматического планирования по глиссаде. Он
поступает па магнитный усилитель УЗ через штыри Ш2-9БК,
Ш2-13БК, контакты реле Р22 и дифференцирующее звено  ——,

Т чР + 1
выполненное на резисторе R61 и конденсаторах С7, С32. Постоян-
ная времени звена Т2 = 3 с. В магнитном усилителе У2 происходит
сравнение сигналов АО и 6Н.

4.	В случае автоматического захода на посадку с одним неис-
правным полу комплектом системы «Путь-4МПА» наряду с сигна-
лами АО, АЯ и 6н в продольный канал аналогового устройства с
блока БК-5 системы «Путь-4МПА» подается сигнал £ отклонения
самолета от равносигнальной зоны глиссады. Он поступает на вход
магнитного усилителя УЗ через штыри Ш1-26БК, Ш1-27БК, кон-
такты реле РЗ, Р13 и тот же ограничитель, через который проходит
сигнал АЯ. На выходе ограничителя сигнал Е(£)=0 при £=С
=<200 мкА и F(£) = ^£ при £>200 мкА.

Пороговое значение сигнала £ выбрано равным 200±40 мкА.
Назначение ограничителя — отключать продольный канал автопи-
лота при неисправностях, вызывающих уход самолета от равносиг-
палы-юй зоны глиссады более чем на 200 мкА. Этот сигнал подклю-
чается контактами реле Р13 только в случае установки переключа-
теля в положение «АП-ЦГВ правый» или в положение
«Контроль-ЦГВ левый».

В любом режиме при достижении контрольным сигналом поро-
гового значения (А$ = 2,5±0,75°) автопилот отключается. Предпо-
ложим в режиме стабилизации угла тангажа на входе аналогового
устройства появляется сигнал | А$| = (Ф — О’Пу)>2,5°. При этом сра-
батывает релейный магнитный усилитель У2, что приводит к сра-
батыванию реле Р14 или Р15. Эти реле своими контактами подают
+ 27 В на транзисторные реле времени У12 и У14, настроенные на
2,5 с. Если уровень контрольного сигнала превышает пороговое
значение в течение 2,5±0,5 с, то реле времени У12 и У14 срабаты-
вают и подают ±27 В из цепи тормозных соленоидов рулевой ма-
шины руля высоты на реле Р12 блока контроля. Реле Р12, как и в
У1

Рис. 6.5. Схема «плавающего» ограничителя руля высоты

случае «резких» отказов, срабатывает, самоблокируется, выдает
световую и звуковую сигнализацию и, снимая напряжение —27 В
с реле РИ, Р19 и Р20 блока управления, отключает продольный
канал автопилота. Для прекращения действия звуковой сигнали-
зации достаточно выключить тумблер продольной стабилизации
на пульте управления.

Однако для отключения автопилота недостаточно только дости-
жения контрольным сигналом порогового значения. Необходимо,
чтобы логическая коррекция по знаку отклонения руля высоты, вы-
полненная на «плавающем» ограничителе руля высоты, пропусти-
ла сигнал Дф на реле времени У12 и У14. Контакты же исполни-
тельных реле Р14 и Р15 и реле Р9 и РЮ «плавающего» ограничи-
теля включены таким образом, чтобы ие пропустить сигнал на реле
времени У12 и У14 в случае, если руль высоты отклоняется в на-
правлении, ведущем к уменьшению контрольного сигнала Дф. Та-
ким образом, отключение продольного канала автопилота произой-
дет только в том случае, если действительно в системе БСУ-ЗП
имеется неисправность.

«Плавающий» ограничитель отклонения руля
высоты представляет собой релейный магнитный усилитель У/
типа 5066Д, на вход которого подается сигнал отклонения руля вы-
соты с датчика ДОР-1 через дифференцирующее звено -------——

Пр + 1
(рис. 6.5). Параметры элементов подобраны так, что постоянная
времени звена 76 = 5 с. Такая постоянная времени исключает сра-
батывание магнитного усилителя У7 при медленных отклонениях
руля высоты, связанных, например, с перебалансировкой руля вы-
соты при изменении центровки самолета и срабатывает только при
резких отклонениях руля высоты.

В целях ограничения перегрузок в вертикальной плоскости при
отказах продольного канала автопилота порог срабатывания маг-
нитного усилителя У/ выбран равным \6В=±2°. При резком откло-
нении руля высоты на 2° от балансировочного положения конден-
саторы дифференцирующего звена не успевают зарядиться, маг-
нитный усилитель У1 срабатывает и подается питание на реле Р9
или РЮ в зависимости от направления отклонения руля. Реле Р9
или РЮ контактами 1—2—3 подключают +27 В к реле Р8 или
РИ, которые своими контактами разрывают цепь соответствующе-
го рабочего соленоида рулевой машины руля высоты. Тормозные
соленоиды фиксируют руль в отклоненном положении.

Через 4—5 с конденсаторы С1 — Сб подзарядятся, сигнал на
входе магнитного усилителя У/ уменьшится, магнитный усилитель
У/ отпускает и реле Р9 или РЮ обесточиваются. Происходит по-
вторное отклонение руля высоты еще на 1,5—2°.

Таким образом, при резком отклонении руля высоты в резуль-
тате отказа автопилота «плавающий» ограничитель не дает воз-
можности рулю высоты отклоняться на угол, больший 2°; движение
руля при этом носит ступенчатый характер.

При работе «плавающего» ограничителя в паре с узлом контро-
ля резких отказов руль высоты отклоняется на 2° только 1 раз, так
как блок контроля отключает продольный канал автопилота. Для
того чтобы «плавающий» ограничитель не ограничивал маневрен-
ные возможности самолета при пользовании рукояткой «Спуск-
подъем» или при «захвате» глиссады, имеется коррекция, отклю-
чающая исполнительные реле Р8 и РН. Так, при повороте рукоят-
ки «Спуск-подъем» ее контактами отключается — 27 В от реле Р8
и РИ, «плавающий» ограничитель не работает и вступает в рабо-
ту только тогда, когда рукоятка будет установлена в нейтральное
положение.

Прп нажатии кнопки-лампы «Глис.» на реле Р4 и на реле вре-
мени У77 подается +27 В. Реле Р4 отключает —27 В от реле Р8
и РИ, «плавающий» ограничитель не работает. Через 5 с реле вре-
мени УИ срабатывает и подключает —27 В к реле Р8 и РИ, «пла-
вающий» ограничитель вступает в работу.

Следует отметить, что при этой коррекции реле Р9 и РЮ «пла-
вающего» ограничителя руля высоты, обеспечивающие логическую
коррекцию аналогового устройства по знаку отклонения руля вы-
соты,' не отключаются. Для исключения ложных отключений про-
дольного канала автопилота блоком контроля при интенсивном
управлении рукояткой «Спуск — подъем» на малых скоростях по-
лета в «плавающий» ограничитель руля высоты дополнительно
введен сигнал АФкорр^— $пу» поступающий с фазового дискрими-
натора У15.
При движении рукоятки «спуск-подъем» с реле Р16 блока конт-
роля снимается —27 В. Реле отпускает и через его контакты
1—2—3 и 4—5—6 на магнитный усилитель У/ «плавающего» огра-
ничителя подается сигнал ЛОкорр. При этом полярность сигнала
ЛОкорр выбрана такой, чтобы при управлении рукояткой «Спуск-
подъем» он складывался с сигналом 6В, поступающим на «плаваю-
щий» ограничитель с датчика ДОР-1. Одновременно с отклонением
рукоятки «Спуск-подъем» срабатывает и одно из реле (Р14 или
Р15) продольного канала аналогового устройства блока контроля.

При отпускании рукоятки «Спуск-подъем» напряжение —27 В,
необходимое для срабатывания и самоблокировки реле Р16, по-
дается только после отпускания одного из реле (Р15 или Р14) ана-
логового устройства, т. е. после выхода самолета на заданный угол
тангажа. Введение сигнала ЛФкорр в «плавающий» ограничитель
руля высоты обеспечивает дополнительную коррекцию аналогово-
го устройства по знаку отклонения руля высоты, которая особенно
необходима при полете на малых скоростях, когда эффективность
рулевых поверхностей мала.

Таким образом, «плавающий» ограничитель руля высоты умень-
шает перегрузки, которые могут возникнуть в вертикальной плос-
кости при отказах в продольном канале автопилота. Кроме того,
«плавающий» ограничитель контактами 6—7—8 реле Р9 и РЮ
осуществляет логическую коррекцию по знаку отклонения руля вы-
соты для аналогового устройства, контролирующего «медленные»
отказы автопилота.

Логические коррекции в продольном канале. Первая логи-
ческая коррекция. При отказах, приводящих к относитель-
но медленному уходу самолета от заданной траектории, аналого-
вое устройство, кроме отключения автопилота, выполняет еще роль
логической коррекции для узла контроля «резких» отказов. Сигна-
лы, поступающие на рабочие соленоиды рулевой машины руля вы-
соты, подаются на реле времени У13 через контакты реле Р14 или
Р15 аналогового устройства (см. рис. 6.3). Реле Р14 работает в
паре с левым рабочим соленоидом, а реле Р15— в паре с правым
рабочим соленоидом рулевой машины руля высоты.

Предположим, что продольный канал автопилота рассогласован
и в аналоговое устройство поступает контрольный сигнал Л'6>2,5°.
Срабатывает реле Р14 и отключает цепь реле времени У13 от ле-
вого рабочего соленоида. Если автопилот работает правильно и сиг-
нал подается на левый рабочий соленоид, то даже при длительно-
сти импульса больше 1,5 с автопилот не отключается.

Теперь рассмотрим работу схемы, когда в автопилоте имеется
неисправность, например произошел обрыв потенциометра в кор-
ректоре высоты КВ1 автопилота, а корректор высоты КВ2 системы
контроля исправен. При уходе самолета от заданной барометриче-
ской высоты в аналоговом устройстве срабатывает, например, реле
Р14, а в автопилоте импульсы подаются на правый рабочий соле-
ноид. Эти импульсы через нормально замкнутые контакты реле
Р15 подаются на реле времени У13. Если длительность пмпуль-
сов превышает 1,5 с, то реле времени У13 срабатывает и отключает-
ся продольный канал автопилота так, как было описано выше.

Вторая логическая коррекция. «Плавающий» огра-
ничитель руля высоты выполняет роль логической коррекции ио
знаку отклонения руля высоты для аналогового устройства, контро-
лирующего «медленные» отказы автопилота.

Объясняется это тем, что реле Р14 аналогового устройства ра-
ботает в паре с реле РЮ «плавающего» ограничителя руля высоты,
а реле Р15 — в паре с реле Р9. Допустим, что за счет внешних воз-
мущений произошло рассогласование продольного канала и в ана-
логовом устройстве сработало реле Р14 (см. рис. 6.4). Но сигнал
на реле времени У12 и У14 не подается, так как оказываются ра-
зомкнутыми контакты реле РЮ «плавающего» ограничителя и про-
дольный канал автопилота не отключается. В случае отказа в авто-
пилоте руль высоты отклоняется неправильно и при срабатывании
реле Р14 аналогового устройства в «плавающем» ограничителе
срабатывает реле Р9, а реле РЮ остается обесточенным. Сигнал
+ 27 В подается на реле времени У12 и У14, которые через 2,5 с
срабатывают, в результате чего реле Р12 отключает продольный ка-
нал автопилота и выдается сигнализация.

3. КОНТРОЛЬ ОТКАЗОВ АВТОПИЛОТА В БОКОВОМ КАНАЛЕ

Контроль «резких» отказов автопилота. Управляющие импуль-
сы с усилителя канала крена подаются на рабочие соленоиды ру-
левой машины элеронов и идут одновременно через штыри У2-1,
У2-2, БК1-28, БК1-29, диоды Д19, Д20 и нормально замкнутые кон-
такты реле Р20 и Р21 аналогового устройства на реле времени У22,
настроенное на 1,5 с (рис. 6.6).

Если длительность импульсов превышает 1,5 с, срабатывает ре-
ле У22 и +27 В от тормозных соленоидов рулевой машины элеро-
нов через штыри БУ2-14, БД2-34 и диод Д27 подается на реле Р7
блока контроля. Реле Р7 срабатывает и выполняет следующие опе-
рации:

контактами 1—2—3 подает +27 В на лампочки сигнализации
отказа в боковом канале автопилота;

контактами 4—5—6 реле Р7 самоблокпруется;

контактами 7—8—9 отключает —27 В от репе времени У22 и
подает —27 В на релейный генератор импульсов — выдается пре-
рывистая звуковая сигнализация;

контактами 10—И—12 отключает —27 В от реле РЮ, Р21 и
Р22 блока управления, которые, в свою очередь, отключают боко-
вой канал автопилота.

Контакты реле Р20 и Р21 аналогового устройства выполняют
роль логической коррекции по знаку отклонения элеронов. В слу-
чае, когда длительность импульсов превышает 1,5 с, но элероны
не отклоняются в сторону уменьшения сигнала рассогласования ка-
нала крена автопилота, срабатывает одно из реле (Р20 или Р21)
аналогового устройства, которое своими контактами разрывает
--------------J

Аналоговое
устройство

Нарелеу~[_
сирены

Релейный
генератор
иппульсод

> рабочий LZ__
.соленоид Р1бу g
+27В ° ГГ^

°

1,5с

На реле Р10,Р21,Р22(БУ)

11

ХГПо

АП бок.

ДН
±4^>+27в

От 70 PPL
и

ь Выкл. поперечной
j стабилизации на

Рис. 6.6. Схема узла контроля «резких» отказов автопилота в боковом канале

цепь поступления импульсов с рабочих соленоидов на реле време-
ни У22. Боковой канал автопилота не отключается.

Контроль «медленных» отказов автопилота осуществляется ана-
логовым устройством, которое в боковом канале выполнено на маг-
нитных усилителях У8 типа 1125Т и У9 типа 5066Д.

На вход аналогового устройства подаются следующие сигналы
(рис. 6.7):

1.	Сигнал у текущего крена. Снимается с дополнительных потен-
циометров руля направления (потенциометров перекрестной связи
ЛфТу) ЦГВ и подается на магнитный усилитель У9 через штыри
Ш1-45 и Ш1-46БК, трансформатор У20 и фазовый дискриминатор
У19. Сигнал у подается постоянно во всех режимах: в режиме ста-
билизации курса он сравнивается с нулевым заданным креном, в
режиме управления — с сигналом упу, при посадке — с сигналом у..,
снимаемым с вычислителя В-12 системы «Путь-4МПА», или с сиг-
налом утр при полете по траектории, задаваемой системой «Трас-
са».

2.	Сигнал упу. Снимается со второго потенциометра рукоятки
«Разворот» и подается на магнитный усилитель У9 через штыри
III1-9 и Ш1-23БК.
Рис. 6.7. Схема аналогового устройства бокового канала системы контроля

Для того чтобы не допустить срабатывания реле времени У22
(реле контроля «резких» отказов автопилота) при резких поворо-
тах рукоятки «Разворот», на магнитный усилитель У9 подается
еще и сигнал производной рупу, получаемый за счет дифференци-
рующего звена —— , выполненного на конденсаторах С40, С41.

Т&р + 1

Сигналы уПу и рупу подаются согласно на одну и ту же обмотку
управления магнитного усилителя У9, где складываются.

В результате при резком повороте рукоятки «Разворот» сразу
же срабатывает реле Р20 (или Р21) и не дает возможности сигна-
лу + 27 В пройти на реле времени У 22 и отключить автопилот.

3.	Сигнал у3 заданного крена. Подается при автоматическом за-
ходе на посадку. Этот сигнал снимается с вычислителя В-12 систе-
мы «Путь-4МПА» и поступает на магнитный усилитель У8 блока
контроля через контакты реле Р19 и штыри Ш1-14 и Ш1-32БК.
В магнитном усилителе У8 он усиливается, а затем поступает на
магнитный усилитель У9, где сравнивается с сигналом у текущего
крепа.

4.	Сигнал е отклонения от равносигнальной зоны курса. Подает-
ся при автоматическом заходе на посадку с одним неисправным по-
лукомплектом системы «Путь-4МПА» или с одним неисправным
ЦГВ. Этот сигнал поступает на магнитный усилитель У8 через
штыри Ш1-43 и Ш1-44БК, контакты реле Р13, РЗ, Р19 и ограничи-
тель, выполненный на диодах Д7 и Д8, частично закрытых напря-
жением, снимаемым с выпрямителя. Выпрямитель собран на транс-
форматоре У7, диоде Д9, конденсаторе С27 и резисторах R30 и R31.
При закрытых диодах Д7 и Д8 (е^220 мкА) Е(е)=0. Когда дио-
ды открываются (е>220 мкА), А(р)=гее. Пороговое значение сиг-
нала е выбрано равным 220 + 44 мкА.

Таким образом, контрольный сигнал Av в аналоговом устрой-
стве вырабатывается в зависимости от режима работы:

в режиме стабилизации заданного к^рса

| Ат | =/\ду;	(6.4)

в режиме координированного разворота от рукоятки «Разво-
рот»

I Ат I =^(Y-Yny);	(6.5)

в режиме полета по сигналам радиотехнической системы VOR

| Ат | =h(Y —Уз)’,	(6-6)

в режиме автоматического захода на посадку по сигналам си-
стем СП-50 и ILS

I АТ 1 =*tCy~+	(6.7)

где F(е) =0 при е+7 220 мкА и F(е) =ie

при е>220 мкА.

В любом режиме при достижении контрольным сигналом поро-
гового значения (Av=10±3°) срабатывает релейный магнитный
усилитель У9. Реле Р20 (или Р21} подает +27 В на реле времени
У21 и У24. Если в течение 2,5 с контрольный сигнал Дт не умень-
шается, то реле времени У21 и У24 срабатывают и подают +27 В
от тормозных соленоидов рулевой машины элеронов через штыри
Ш2-14БУ, Ш2-34БД и диод Д27 на реле Р7. Реле Р7 срабатывает,
самоблокируется и выдает световую и звуковую сигнализации.

Магнитный усилитель У10 типа 5066Д, на выходе которого
включены реле Р23 и Р24, выполняет роль логической коррекции
для аналогового устройства.

«Логические коррекции в боковом канале. Первая логиче-
ская коррекция. Роль логической коррекции по знаку откло-
нения элеронов для реле времени У22, отключающем автопилот при
«резких» отказах, выполняют реле Р20 и Р21 аналогового устрой-
ства. Реле Р20 работает в паре с левым рабочим соленоидом, а ре-
ле Р21 — с правым рабочим соленоидом рулевой машины элеронов
(см. рис. 6.6).

Предположим, что канал крена автопилота рассогласован и в
аналоговое устройство поступает сигнал Дт=10±3°. Срабатывает,
например, реле Р20 аналогового устройства. Если автопилот ра-
ботает правильно, то питание будет подано на левый рабочий со-
леноид рулевой машины элеронов. Сигнал на реле времени У22 не
поступит, так как разомкнуты контакты реле Р20. Если же авто-
пилот работает неправильно, то при сработавшем реле Р20 пита-
ине будет подаваться на правый рабочий соленоид и сигнал прой-
дет через нормально замкнутые контакты реле Р21 аналогового
устройства на реле времени У22, которое при длительности импуль-
сов 1,5 с срабатывает и подает питание на реле Р7. Произойдет
отключение автопилота при звуковой и световой сигнализации.

Вторая логическая коррекция. Магнитный усили-
тель У10 и реле Р23 и Р24 выполняют роль логической коррекции
для аналогового устройства, контролирующего «медленные» отка-
зы в боковом канале автопилота (см. рис. 6.7). Реле Р23 работает
в паре с реле Р20 аналогового устройства, а реле Р21 — в паре
с реле Р24.

На магнитный усилитель У10 подаются следующие сигналы:

1.	Сигнал ру. Снимает с потенциометра датчика угловых скоро-
стей по крену и подается на магнитный усилитель У10 через штыри
Ш2-24 и Ш2-43БК, трансформатор У18 и фазовый дискриминатор
Уб. Сигнал ру подается на всех режимах.

2.	Сигнал рупу. При выполнении координированного разворота
с потенциометра рукоятки «Разворот» снимается сигнал уПу, кото-
рый поступает на магнитный усилитель У10 через дифференцирую-
щее звено -—^р— , выполненное на резисторе R22 и конденсато-
^4Р + 1

pax С43 и С44. На выходе звена формируется сигнал рущ.

3.	Сигнал ру3. При автоматическом заходе на посадку с вычис-
лителя В-12 системы «Путь-4МПА» снимается сигнал у3, который
через штыри Ш1-14 и Ш1-32БК и контакты 7—8—9 реле Р19 по-
дается на магнитный усилитель У8. После усиления сигнал с маг-
нитного усилителя У8 через контакты реле Р13 и РЗ и дифферен-
цирующее звено ——— поступает на магнитный усилитель У10.

Т'бР + 1

Дифференцирующее звено собрано на резисторе Р40 и конденса-
торах С29 и СЗО. На выходе звена формируется сигнал ру3.

Логическая корреляция осуществляется по знаку суммы сигна-
лов (Ру + РУпу) ИЛИ (ру + руз) • Предположим, что повернули рукоят-
ку «Разворот». Сигнал с рукоятки (уПу) поступает в автопилот и в
блок контроля, отклоняются элероны и самолет делает креп. Сра-
батывает реле Р20 аналогового устройства.

Если автопилот работает правильно, т. е. самолет делает нуж-
ный крен, то сумма сигналов (ру+руПу) имеет такой знак, что реле
Р23 срабатывает и не пропускает напряжение +27 В на реле вре-
мени У21 и У24. Автопилот не отключается.

Если автопилот работает неправильно, то сумма сигналов (ру +
+ руПу) имеет другой знак и срабатывает реле Р24. Сигнал +27 В
через нормально замкнутые контакты реле Р23 и контакты реле
Р20 поступает на реле времени У21 и У24, которые через 2,5 с сра-
батывают и обеспечивают включение реле Р7. Происходит отклю-
чение бокового канала автопилота и включение световой и звуко-
вой сигнализации.

Отключение бокового канала автопилота по абсолютному зна-
чению текущего крана. Для исключения выхода самолета на боль-
919

+?7b

-----H-

Om TCP71.

J

На откл.АП_
(РЮ, Р21, Р22Б9)

/2o-i //

I-------cr-ff--------------------J—0-

1“ Выключатель
поперечной. стпаСилизации

Рис. 6 8. Схема отключения бокового канала автопилота по аб-
солютному значению текущего крена

шпе углы крена, которые могут быть при некоторых отказах боко-
вого канала автопилота, например при коротком замыкании глав-
ного моста канала крена, в блоке контроля БК-4 имеется дополни-
тельное устройство, обеспечивающее отключение бокового канала
автопилота при определенной величине крена. Это устройство
имеет два порога срабатывания:

Ау" = 35±15° при полете на маршруте и при заходе на посадку
(//>150 м);

Ду'—15±5 при заходе на посадку (Ж 150 м).

Устройство отключения бокового канала АП по величине теку-
щего крена состоит из фазового дискриминатора У19 и поляризо-
ванного реле Р26 (рис. 6.8). На вход дискриминатора постоянно
подается сигнал Ду с дополнительного потенциометра в канале кур-
са (потенциометра перекрестной связи п$уу) ЦГВ. Когда величина
крена достигает порогового значения, срабатывает реле Р26 и свои-
ми контактами подает напряжение +27 В на реле Р7, которое са-
моблокируется, отключает боковой канал АП и выдает световую и
звуковую сигнализации.

Автоматическое переключение величины порога срабатывания
обеспечивается с помощью реле Р19, срабатывающего при нажатии
кнопки-лампы «Курс», и реле РЗ, которое включается контактами
реле времени У10 блока управления, срабатывающего через 50 с
после нажатия кнопки-лампы «Глис.».

4.	АВТОМАТИЧЕСКИЙ ПЕРЕВОД СИСТЕМЫ БСУ-ЗП НА ДРУГИЕ РЕЖИМЫ ПРИ ОТКАЗЕ
РАДИОТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ (РТС)

Радиотехническая аппаратура «Курс МП-1» имеет встроенный
контроль, обеспечивающий в режиме захода на посадку автомати-
ческое переключение потребителей на второй полукомплект аппа-
ратуры при отказе первого полукомплекта. При этом летчику вы-
дается световая сигнализация. В системе БСУ-ЗП никаких пере-
Рис. 6.9. Схема включения режима стабилизации курса при отказе РТС бо-
кового канала

ключений не происходит, и она продолжает нормально работать,
получая сигналы со второго полукомплекта «Курс МП-1».

В случае полета (как на маршруте, так и при заходе на посад-
ку) в совмещенном режиме или на втором полукомплекте аппара-
туры «Курс МП-1» при его отказе выдаются сигналы световой сиг-
нализации. Эти сигналы, предназначенные для включения лампо-
чек, в системе БСУ-ЗП используются для перевода ее из режима
полета по траектории, задаваемой PTC VOR, ILS и СП-50, на дру-
гие режимы полета.

Отказ РТС бокового канала. При нажатии кнопки-лампы «Курс»
на пульте управления напряжения +27 В через выключатель «СТУ»
подается на реле РЗ и Р5 блока связи БС-3 и на реле Pl, Р2, РГ2
блока управления (рис. 6.9). Контактами 1—2—3 реле РЗ осущест-
вляется самоблокировка реле и блокировка кнопки-лампы «Курс».
Реле Р12 снимает питание с электромагнитной муфты блока связи
с курсовой системой (БС-КС). Управляющие сигналы у3 в боковой
канал автопилота подаются с потенциометра БС-3.

При отказе РТС бокового канала сигнал подается на лампочку
и на реле, расположенное в самолетной распределительной короб-
ке. Это реле своими контактами подает +27 В через штыри
Ш6-7БУ на реле Р25 блока управления. Реле Р25 срабатывает и
отключает —27 В от реле РЗ и Р5 блока БС-3. Реле РЗ отключает
+ 27 В от кнопки-лампы «Курс» и от реле Pl, Р2, Р12 блока уп-
равления. При этом потенциометр у3 отключается от бокового кана-
ла автопилота и напряжение +27 В с тормозных соленоидов ру-
левой машинки руля направления через нормально замкнутые кон-
такты реле Р12 блока управления подается на электромагнитную
муфту блока связи с курсовой системой (БС-КС). Автопилот на-
чинает стабилизировать тот курс самолета, который был в момент
отказа РТС (см. рис. 6.9).

Конденсаторы С14 и С21, включенные параллельно обмотке ре-
ле Р25, и резистор R15 обеспечивают задержку срабатывания реле
Р25 на 5 с, благодаря чему при автоматическом или ручном пере-
ключении потребителей с первого полукомплекта аппаратуры
«Курс МП-1» на второй реле Р25 не срабатывает.

Отказ РТС продольного канала. При нажатии кнопки-лампы
«Глис.» напряжение +27 В через выключатель «СТУ» подается на
реле Р1 и Р2 блока БС-3.

Реле Р2 контактами 1—2—3 отключает питание от кнопки-лам-
пы «КВ», электромагнитной муфты корректора высоты и реле Р24
БУ, а контактами 4—5—6 самоблокируется (цепь блокировки:
+ 27 В, выключатель «СТУ», контакты 1—2—3 реле Р17 БУ, кон-
такты 1—2—3 реле Р35 БУ, контакты 1—2—3 реле Р24 БУ, кон-
такты 7—8—9 реле Р19 БУ, контакты 4—5—6 реле Р2 блока БС-3).

Реле Р1 своими контактами подключает потенциометр бн блока
БС-3 к мостовым схемам продольного канала автопилота.

А. Отказ РТС произошел, когда еще не прошло 50 с после на-
жатия кнопки-лампы «Глис.» и реле времени У10 блока управле-
ния не сработало. Сигнал отказа РТС с аппаратуры «Курс МП»
подается на лампочку и на реле, расположенное в самолетной рас-
пределительной коробке, которое подает напряжение +27 В через
штырь Ш1-24 БУ на реле Р38 блока управления. Реле Р38 через
5 с срабатывает и подключает напряжение —27 В на реле Р35.
Реле Р35 контактами 1—2—3 отключает питание от кнопки-лампы
«Глис.» и от реле Р2 и Р1 блока БС-3, а контактами 2—3 и 5—6
подает +27 В через конденсатор С5 на реле Р36. Под действием
импульса тока реле Р36 кратковременно срабатывает и подает
+ 27 В с тормозных соленоидов рулевой машины руля высоты на
кнопку-лампу, электромагнитную муфту корректора высоты и ре-
ле Р24 БУ. Через контакты 1—2—3 реле Р2 БС-3 и 4—5—6 реле
Р24 БУ осуществляется блокировка кнопки-лампы и электро-
магнитной муфты корректора высоты. Автопилот начинает стаби-
лизировать ту барометрическую высоту полета самолета, которая
была в момент отказа РТС (рис. 6. 10).

Б. Отказ РТС произошел по истечении 50 с после «захвата»
глиссады. Реле времени У10 блока управления сработало, и цепь
питания реле Р36 разомкнута. Поэтому при отказе РТС сигнал
+ 27 В поступает на реле Р38, которое через 5 с вклю-
чает реле Р35. Реле Р35 контактами 1—2—3 отключает питание от
реле Р1 и Р2 блока БС-3. Реле Р36 не срабатывает, так как питание
от него отключено. Корректор высоты не включается, и на мостовые
схемы не поступает ни сигнал бн с систему «Путь-4МПА», ни
сигнал А// с КВ-11. В результате в продольном канале ав-
Рис. 6.10. Схема включения корректора высоты пли режима «прод-
ления» глиссады при отказе РТС продольного канала

топилота «запоминается» осредненный в процессе снижения по
глиссаде угол тангажа. Самолет продолжает автоматическое сни-
жение в режиме «продления» глиссады.

5.	КОНТРОЛЬ ВЫЧИСЛИТЕЛЕЙ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ „ПУТЬ-4МПА“

Сигнализация неисправностей системы «Путь-4МПА» работает
по принципу сравнения положения командных стрелок правого и
левого полукомплектов аппаратуры. Сравнивающее устройство вы-
полнено на базе двух вычислительных блоков БВ-2, расположен-
ных в комбинированном блоке БК-6.

В случае расхождения командных стрелок приборов ПП-1ПМ
на величину более 6± 1,5 мм, что может иметь место при выдаче
7*	183
^уть-ВНМ
QapoB. Г

I___

+276________

(Д^от 5К-В)

+276
о -	-—•

(д^от 6К-6)

РВ(ПА)

НаРЗбБЗ .
(отказ. PlCfi)

НаР255Н
(отказ РТСё)

Рис. 6j1 1. Схема перевода системы БСУ-ЗП в другие режимы работы
при отказе вычислителей системы «Путь-4МПА»

вычислителями различных команд по крену и тангажу, срабаты-
вает сравнивающее устройство и выдается 4-27 В на сигнальные
лампы «Путь-бок.» или «Путь-прод.».

Эта сигнализация не дает летчику информации о том, какой из
двух полукомплектов системы «Путь-4МПА» неисправен, она лишь
указывает летчику, что дальнейшее пилотирование по командным
стрелкам следует прекратить.

При автоматическом полете в навигационном режиме или в ре-
жиме захода на посадку расхождение командных стрелок приборов
ПП-1ПМ на величину более 6± 1,5 мм, кроме выдачи летчику све-
товой сигнализации, вызывает отключение соответствующего ка-
нала блока связи БС-3 в системе БСУ-ЗП. Электрическая схема,
обеспечивающая перевод системы БСУ-ЗП в другие режимы при
отказах системы «Путь-4МПА» (рис. 6.11), работает так же, как
и при отказе РТС.

При отказе вычислителей В-12 напряжение +27 В подается на
лампочки «Путь-бок.» или «Путь-прод.», а также через контакты
реле Р6 платформы и штыри Ш1-15 и Ш1-47 БК на реле Р2. Реле
Р2 блока контроля срабатывает и пропускает +27 В на реле Р25
или Р38 блока управления:

при отказе одного из полукомплектов «Путь-4МПА» по боковому
каналу напряжение +27 В подается через диод Д14, контакты
4—5—6 реле Р2 БК, штыри Ш2-45 БК и Ш1-31 БУ на реле Р25.
Боковой канал автопилота переводится в режим стабилизации
курса;

при отказе одного из полукомплектов «Путь-4М.ПА» по продоль-
ному каналу напряжение 4-27 В подается через ДЮ, контакты
1—2—3 реле Р2, штыри Ш2-7 БК, Ш1-15 БУ на реле Р38. При этом
продольный канал автопилота в режим стабилизации барометри-
ческой высоты (при загорании лампы «Путь-прод.» в течение 50 с
с момента «захвата» глиссады) или в режим «продления» глиссады
(при загорании лампы «Путь-прод.» позднее 50 с с момента «захва-
та» глиссады).

Летчик определяет неисправный полукомплект «Путь-4МПА» и
устанавливает переключатель ЦГВ в положение «АП-ЦГВ прав.»
при отказе левого полукомплекта или «Контроль ЦГВ лев.» при
отказе правого полукомплекта. При этом в БК-4 срабатывает ре-
ле Р13, которое отключает —27 В от реле Р2 БК- Реле Р2 своими
контактами отключает 4-27 В от реле Р25 или Р38 блока управ-
ления.

После определения неисправного полукомплекта системы
«Путь-4МПА» и установки переключателя ЦГВ в соответствующее
положение летчик имеет возможность вновь включить блок связи
БС-3 и продолжить автоматический полет, но при этом контроль
работы вычислителей В-12 системы «Путь-4МПА» отсутствует.

6.	КОНТРОЛЬ ГИРОВЕРТИКАЛЕЙ ЦГВ-4

Контроль гировертикалей ЦГВ-4 при нейтральном положении
переключателя ЦГВ осуществляется путем сравнения сигналов
крена и тангажа, поступающих на схему управления антенной ра-
диолокатора. В случае выхода из строя одной из гировертикалей
для обеспечения дальнейшего автоматического полета в системе
предусмотрена возможность сохранения автоматического контроля
оставшейся гировертикали ЦГВ-4 путем сравнения ее сигналов с
сигналами авиагоризонта АГД-1. Подключение сигналов АГД-1
происходит при установке переключателя ЦГВ или в положение
«АП-ЦГВ прав.», или в положение «Контроль ЦГВ лев.». Принци-
пиальная схема контроля гировертикалей (рис. 6.12) работает сле-
дующим образом.

Полет с двумя исправными ЦГВ-4 (переключатель ЦГВ в ней-
тральном положении), В качестве датчиков крена и тангажа для
схемы контроля ЦГВ используются потенциометры ПИ тангажа и
П12 крена левой и правой ЦГВ-4, с которых одновременно может
выдаваться сигнал на схему управления антенной радиолокатора.
Потенциометры ПИ и П12 соединены по схеме моста.

При уходе оси внутренней рамы ЦГВ-4 от вертикали Земли
мосты рассогласуются и сигнал с диагоналей мостов подается в
сравнивающее устройство, выполненное на двух усилителях (У/ и
У2) типа 1125Т в блоке контроля гировертикалей БГК- К выходу
усилителей У/ и У2 подключены поляризованные реле Р39 и Р40,
расположенные в блоке управления.
АГД-1

\r26tf «Г27

Г'0о	»Г21~}

Р13

(БК)

8

Р13

(БК) 1
6' А* 5'

(Д51Д8,С2)	(Д1-Д%С1)

БКГ

Рис. 6.12. Схема контроля отказов гировертикалей

В связи с тем что на потенциометры ПИ и П12 подается пе-
ременное напряжение 36 В 400 Гц, сигналы с диагоналей мостов
на вход усилителей У/ и У2 подаются через выпрямители на диодах
ДЗО, Д31, конденсаторах С18, С19. Резисторы R80 и R81, расиоло-
женные в блоке управления, служат для настройки порога сраба-
тывания сравнивающего устройства.

В случае продольного завала одной из гировертикалей рассо-
гласуется мост на потенциометрах ПН. Когда рассогласование до-
стигнет определенного порогового значения (Дй = -&л — QII = 5±2,5°),
срабатывает поляризованное реле Р40 и своими контактами пода-
ет + 27 В на реле Р4 амортизационной платформы. Реле Р4 сра-
батывает ri напряжение +27 В через его контакты и диод Д23 по-
ступает на исполнительное реле Р12 блока контроля БК-4, а через
диод Д21—на сигнальные лампы «ЦГВ», расположенные на при-
борных досках обоих летчиков. Реле Р12 отключает продольный
канал автопилота с выдачей световой и звуковой сигнализации.

В случае поперечного завала одной из гировертикалей рассо-
гласуется мост на потенциометрах П12 и при достижении сигна-
лом рассогласования величины Ау=ул—уп=10±5° срабатывает по-
ляризованное реле Р39, которое подает +27 В на реле Р5 аморти-
зационной платформы ПА. Через его контакты и диод Д24 +27 В
подается на реле Р7 блока контроля, а через диод Д22 — на лам-
почки «ЦГВ». Реле Р7 отключает боковой канал автопилота и
включает сигнализацию.

Для продолжения автоматического полета после отключения
автопилота в результате завала одной из ЦГВ-4 летчик должен оп-
ределить неисправную ЦГВ путем сравнения показаний трех авиа-
горизонтов и с помощью переключателя ЦГВ переключить автопилот
на правую ЦГВ при отказе левой или переключить блок конт-
роля на левую ЦГВ при отказе правой. При этом в блоке управле-
ния срабатывают реле Р29, РЗО, Р31 или Р32, которые переключа-
ют потребители на исправную ЦГВ-4.

Полет с одной исправной гировертикалью ЦГВ-4 (переключа-
тель ЦГВ в положении «АП-ЦГВ прав.» или «Контроль ЦГВ лев.»).
При установке переключателя ЦГВ в одно из крайних положений
реле РЗО (или Р32) блока управления своими контактами отклю-
чает от сравнивающего устройства потенциометры П11 и П12 не-
исправной ЦГВ-4 и подключает делители напряжения, образован-
ные резисторами R7, R10 (или R78, R79). Кроме того, в блоке
контроля БК-4 срабатывает реле Р13 и своими контактами подклю-
чает на вход магнитных усилителей У/ и У2 БКГ сигналы крена и
тангажа с сельсин-датчиков АГД-1 (реле Р4 и Р5 БКГ срабатыва-
ют при включении питания). Выпрямление сигналов осуществля-
ется в БКГ с помощью диодов Д1—Д8, конденсаторов С1—С 2 и
резисторов R34, R6.

На магнитных усилителях сравниваются сигналы у и v, снимае-
мые с оставшейся исправной ЦГВ-4 и с авиагоризонта АГД-1.
В случае завала ЦГВ-4 или АГД-1 и при достижении сигналами
величин рассогласования Дй' = 'б’цгв — Йагд =5±2,5° или Ду =
=у цгв — уагд = 10±5° срабатывает сравнивающее устройство, вы-
зывая отключение соответствующего канала автопилота с выдачей
световой и звуковой сигнализации. Летчик должен взять управле-
ние на себя.
7.	КОНТРОЛЬ ОТКАЗОВ ПИТАНИЯ

Контроль отказов питания автопилота постоянным и перемен-
ным током осуществляется в блоке управления (рис. 6.13).

В случае нарушения питания автопилота постоянным и пере-
менным током (обрыв цепи питания постоянным током, обрыв од-
ной или двух фаз переменного тока, неправильность фазировки пе-
ременного тока) узел контроля напряжения отключает автопилот
с выдачей летчику световой (горят лампы «АП-бок.» и «АП-прод.»)
и звуковой сигнализации.

Схема узла контроля при различных отказах питания работает
следующим образом.

Величина резисторов R69— R73 и конденсаторов С2—С4 по-
добраны так, что при правильном подключении фаз А, В \\ С на-
пряжения 36 В 400 Гц разность потенциалов между точками М и
N отсутствует и поляризованное реле Р6 обесточено. Реле Р5 на-
ходится под током и своими контактами обеспечивает подачу на-
пряжения —27 В на реле РЗ и Р4.

При установке выключателя «Подг. АП» на пульте управления
в положение «Включено» реле РЗ, Р4 срабатывают и через контак-
ты 1—2 реле РЗ и АЗС-15 «АП-6ЕМ-ЗП» на автопилот подает-
ся 4-27 В.

При обрыве фазы С источника 36 В 400 Гц появляется разность
потенциалов между точками А1 и N и срабатывает поляризованное
реле Р6, которое обеспечивает подачу напряжения 4-27 В на реле
Р7. Реле Р7 контактами 1—2—3 самоблокируется, а контактами
4—5—6 снимает 4-27 В с реле РЗ и Р4. Реле РЗ контактами 1—2
отключает 4-27 В от автопилота. Через контакты 1—2—3 реле Р4,

Рис. 6.13. Схема контроля отказов питания автопилота
контакты 4—5—6 реле Р8 и штырь Ш1-50 БК напряжение +27 В
с АЗС-2 «Контроль» подается на реле Р7 и Р12 блока контроля,
которые обеспечивают включение световой и звуковой сигнали-
зации.

При обрыве фазы А или В, а также при обрыве любых двух
фаз обесточивается реле Р5 и своими контактами отключает —27 В
от реле РЗ и Р4. В результате отключается автопилот и выдается
сигнализация, как и в предыдущем случае.

Обрыв цепи питания автопилота постоянным током через АЗС-15
«АП-6ЕМ-ЗП» приводит к отпусканию реле РЗ и Р4 и, следова-
тельно, к отключению автопилота. Через АЗС-2 «Контроль» и кон-
такты реле Р4 и Р8 напряжение +27 В подается на реле Р7 и Р12
блока контроля, которые включают световую и звуковую сигнали-
зации.

При нажатии кнопки быстрого отключения (КБО) автопилота
+ 27 В с АЗС-2 «Контроль» подается на реле Р7, Р8 и Р9 блока уп-
равления. Реле Р7 разрывает цепь питания реле РЗ и Р4, в резуль-
тате чего отключается автопилот. Реле Р9 отключает питание дви-
гателей рулевых машин. Реле Р8 контактами 4—5—6 разрывает
цепь питания реле Р7 и Р12 блока контроля и световая сигнализа-
ция не срабатывает.

Звуковая сигнализация кратковременно срабатывает, так как
при нажатии КБО напряжение +27 В с АЗС-2 «Контроль» через
КБО, штырь Ш2-11 БК, диод Д12, конденсаторы С25, С26 и резис-
тор R23 подается на реле Р1 блока контроля. Реле Р1 за счет им-
пульса тока через конденсаторы С25 и С26 срабатывает и кратко-
временно подает +27 В на включение сирены.

8.	РАБОТА БЛОКА КОНТРОЛЯ БК-4 ОТ КНОПКИ „ТЕСТ-КОНТРОЛЬ“

Если за исправной работой автопилота на всех режимах полета
летчик имеет возможность следить по показаниям пилотажно-на-
вигационных приборов и отклонениям органов управления, то ра-
ботоспособность блока контроля обычно никак внешне не проявля-
ется вплоть до момента отказа автопилота.

Для того чтобы перед выполнением наиболее ответственных
режимов полета (например, перед началом автоматического захода
на посадку) летчик имел возможность проверить работоспособность
блока контроля Б1\-4, в систему БСУ-ЗП введена кнопка «Тест.-
контроль».

При нажатии этой кнопки +27 В подается на реле Р25 блока
контроля и через диоды Д28, Д29 и резисторы R36, R41 — на вход
магнитных усилителей УЗ и У8 аналогового устройства, а также на
блок Б1\-6 системы «Путь-4МПА» и на реле Р6 амортизационной
платформы. При этом имитируется отказ системы «Путь-4МПА» и
с блока БК-6 подается +27 В на лампы «Путь-бок.» и «Путь-прод.».
Переключение режима работы автопилота не происходит, так как
реле Р6 платформы своими контактами отключает +27 В от реле
Р2 блока контроля, реле Р25 своими контактами 10—11—12 через
МУ
 У2

МУ
УЗ

W' +Z™—^
о—н------

а—М-----г-

ДЗО

РВ

У12

27В

РВ
У/4
2,5с

о---А-

ТС РМВ

сфр/z

Я 6/ _

in-

С37

РВ У23

ГГ1 5с

+27В

3

С3811 I ,

С¥7±

АП ирод.

Выкл.проа
стпаб. г

(Р11, Р13, Р20БУ)

+27 В
О---

МУ
У8

МУ
УЗ

В Б к-У

На РБПА № В ЗБ

--------Н---- ZF

R37

--------М—<=>

б «л. сирены

ш

Рис. 6.14. Схема проверки БК-4 от кнопки «Тест-контроль»

нормально замкнутые контакты реле времени У23 самоблокирует-
ся и, следовательно, кнопку можно отпустить. Одновременно через
контакты 10—И—12 реле Р25 подается +27 В на запуск реле вре-
мени У23, настроенное на 5 с (рис. 6.14).

Напряжение —27 В на вход магнитных усилителей УЗ и У8 по-
дается через контакты 4—5—6 реле Р25 после его срабатывания.
Сигнал с кнопки «Тест.-контроль» подается на вход аналогового
устройства параллельно с основным сигналом без разрыва элек-
трических цепей этих сигналов.

В результате резкого увеличения контрольных сигналов До
и А срабатывают релейные магнитные усилители У2 и У9 и далее
через 2,5 с срабатывают реле времени У12, У14 и У21, У24. После
этого срабатывают реле Р7 и Р12, которые своими контактами
включают лампочки «АП-прод.» и «АП-бок.» и запускают генера-
тор импульсов, обеспечивающий прерывистую звуковую сигнализа-
цию. Через контакты 10—11—12 и 7—8—9 реле Р25 подается
+ 27 В на блокировку реле Р7 и Р12.

При этом продольный канал автопилота контактами реле Р12
не отключается, так как нормально разомкнутые контакты 2 3
реле Р25, работающего от кнопки «Тест.-контроль», включены па-
раллельно нормально замкнутым контактам 4—5 реле Р12, и
—27 В с реле Pl 1, Р19, Р20 блока управления не снимается.

В боковом канале для исключения отключения автопилота кон-
тактами 10—11—12 реле Р7 при нажатии кнопки «Тест.-контроль»
—27 В на реле РЮ, Р21 и Р22 блока управления подается через
контакты 4—5—6 реле Р25 и диод Д25.

Через 5 с после нажатия и отпускания кнопки «Тест-контроль»
реле времени У23 срабатывает и разблокирует реле Р7, Р12 и Р25.
Сначала обесточиваются реле Р7 и Р12, а затем реле Р25, которое
приводит схему в исходное положение. Для задержки времени от-
пускания реле Р25 параллельно контактам реле времени У23 вклю-
чены резистор R60 и конденсатор С47.

Генератор импульсов блока контроля, обеспечивающий преры-
вистую звуковую сигнализацию, выполнен на реле Р17, Р18, ре-
зисторах R48, R49 и конденсаторах С39, С42. При срабатывании
одного из исполнительных реле (Р7 или Р12) на реле Р18 через
нормально замкнутые контакты реле Р17 подается —27 В. Реле
Р18 срабатывает и подает +27 В на реле сирены и —27 В —на реле
Р17. Реле Р17, в свою очередь, срабатывает и снимает +27 В с
реле Р18, а следовательно, и с реле сирены. Затем цикл повторя-
ется. Резисторы Р48, Р49, конденсаторы С39, С42 служат для полу-
чения необходимой частоты срабатывания реле Р17 и Р18. Назна-
чения всех реле блока контроля БК-4 даны в табл. 6.3.

9.	РАБОТА ОТДЕЛЬНЫХ УЗЛОВ БЛОКА КОНТРОЛЯ БК-4

Реле времени РВ-8 и РВ-9. Полупроводниковые реле времени
РВ-8 и РВ-9 применяются в блоке контроля и в блоке управления
автопилота для получения задержек времени на срабатывание.
Величины задержек времени различных вариантов реле приведе-
ны в табл. 6.2.

Таблица 6.2

Условия испытания	РВ-8		РВ-9	
	Вариант	Задержка времени, с	Вариант	Задержка времени, с
Нормальная темпе-	1	0,5 ±0,05	1	Ю±0,5
ратура	2	1,0±0,05	9	20± 1
	3	1,5±0,1	3	30 ±1,5
	4	2,0 ±0,1	4	40 ±2
	5	, о Ч~ 0 у 1 о	5	о0±2,5
	6	3,5±0,2	6	6О±3
	7	5,0±0,25		
+60° С—60° с	1	0,5 ±0,1	1	10±2
	2	1,0±0,1	2	20 ±4
	3	1,5±0,15	3	30 ±6
	4	2,0±0,2	4	40±8
	5	2,5±0,25	5	50 ±10
	6	3,5 ±0,35	6	60 ±12
	7	5,0±0,5		
Реле времени выполнены на транзисторах Т1 МП-101Б (п-р-п)
и Т2 МП-21 А (р-п-р). Задержка времени обеспечивается за счет
заряда конденсаторов С1 и С2 (рис. 6.15).

При подаче напряжения питания +27 В ток протекает по цепи:
резисторы RI, R7, диод ДЗ, участок база-эмиттер транзистора Т1,
резистор R4, —27 В. Конденсаторы С1 и С2 заряжаются до опре-
деленной величины, определяемой падением напряжения на резис-
торах R1 и R7. На базе транзистора Т1 создается небольшой поло-
жительный потенциал, но транзистор закрыт, так как на его кол-
лектор напряжение не подается.

Реле времени начинает отсчет времени задержки при подаче на
входную клемму сигнала +27 В. Напряжение +27 В через резистор
нагрузки R5 поступает на коллектор транзистора Т1 и ток в цепи
базы уменьшается. При этом уменьшается падение напряжения на
резисторах R1 и R7, что приводит к увеличению заряда конденса-
торов С1 и С2 и потенциала на базе транзистора Т1,а следовательно
к возрастанию коллекторного тока через транзистор Т1 и к увели-
чению падения напряжения на нагрузке R5. Это, в свою очередь,
вызывает уменьшение потенциала на базе транзистора Т2 и уве-
личение его коллекторного тока.

Реле РЭС-9, которое является нагрузкой транзистора Т2, сра-
батывает и контактами 4—5 самоблокируется, а контактной груп-
пой 6—7—8 включает исполнительное реле, которое, помимо своего
основного назначения, отключает —27 В от реле времени. Конден-
саторы С1 и С2 начинают разряжаться, так как через контакты
4—5 и обмотку реле Р на обкладки конденсаторов, имевших до это-

Рис. 6.16. Схема реле времени РВ-8 и РВ-9
Рис. 6.16. Схема фазового дискриминатора ФД-2007

го отрицательный потенциал, подается +27 В. Как только конден-
саторы разрядятся, реле Р отпускает. В результате схема приходит
в исходное положение и реле времени готово к следующему циклу
задержки времени. Время задержки регулируется подбором номи-
нала резистора R1.

Фазовый дискриминатор ФД-2007. Фазовый дискриминатор
ФД-2007 (рис. 6.16) применяется в блоке БК-4 для усиления сигна-
лов переменного тока и преобразования их в сигналы постоянного
тока. При этом полярность выходного сигнала зависит от фазы
входного сигнала.

Фазовый дискриминатор состоит из двух каскадов усиления и
фазочувствительного выпрямителя.

Первый каскад собран на транзисторе Т1 типа П104 по схеме
с общим эмиттером и служит для усиления сигнала по напряже-
нию. Нагрузкой каскада является первичная обмотка трансформа-
тора Тр1. Смещение на базу подается с делителя напряжения на
резисторах R1 и R6. Резистор R7 предназначен для ограничения
коллекторного тока.

Второй каскад собран на транзисторах Т2 и ТЗ типа П304 по
двухтактной схеме и является усилителем мощности с трансформа-
торным выходом. Смещение на базы Т2 и ТЗ подается с делителя
напряжения на резисторах R3 и R8. Конденсатор СЗ предназначен
для резонансной настройки контура. С выхода второго каскада на
вход первого каскада через параллельно включенные резисторы
R5, R43 и конденсатор С1 подается напряжение обратной отрица-
тельной связи. С помощью резистора R43 можно регулировать ве-
личину обратной связи и, следовательно, коэффициент усиления.
Рис, 6.17. Схема магнитного усилителя
1125Т

Рис. 6.1'8. Характеристика намаг-
ничивания сердечников

Усиленный сигнал с
трансформатора Тр2 подает-
ся на фазочувствительный
выпрямитель на диодах Д1,
Д2, ДЗ и Д4, к которому
подводится опорное напря-
жение 36 В 400 Гц такой же
частоты, как и частота вход-
ного сигнала. Опорное на-
пряжение служит для того,
чтобы изменять проводи-
мость диодов. При отсутст-
вии входного сигнала ток в
нагрузке практически отсут-
ствует. Рассмотрим работу
фазочувствительного выпря-
мителя при различном соот-
ношении фаз опорного на-
пряжения и напряжения

входного сигнала.

Предположим, что полярности входного сигнала Uc и опорного
напряжения U0Ii будут такими, как указано на рис. 6.16. При этом
протекает ток по цепи: точка d, точка е, точка f, диод ДЗ, точка а,
точка в, диод Д2, точка с. Напряжения Uc и (/оп складываются.

В следующий полупериод ток протекает по цепи: точка с, диод
Д4, точка а, точка в, диод Д1, точка f, точка е, точка d. Напряже-
ния Uc и (70П вычитаются.

Первый ток больше второго, поэтому на нагрузке падение на-
пряжения имеет постоянную составляющую определенной поляр-
ности.

Если фаза входного сигнала Uc изменится на 180° (знаки в
скобках), то первый ток окажется меньше второго и падение напря-
жения на нагрузке будет иметь обратную полярность. В качестве
нагрузки фазовых дискриминаторов в БК-4 используются управ-
ляющие обмотки магнитных усилителей.
Конструктивно фазовый дискриминатор представляет собой
смонтированный на текстолитовой плате узел с печатным монта-
жом. Соединение его с другими элементами осуществляется деся-
тиклеммной колодкой.

Магнитный усилитель 1125Т. Магнитный усилитель 1125Т пред-

назначен для суммирования и усиления сигналов постоянного то-
ка. Он выполнен по двухтактной схеме дифференциального типа с
внутренней обратной связью с выходом на постоянном токе (рис.
6.17). Нагрузка включается так, что на нее подается разность па-
дения напряжений на резисторах R1 и R2.

Принцип действия магнитного усилителя основан на использо-

вании нелинейности кривой намагничивания сердечников дроссе-
лей. Как видно из рис. 6.18, характеристика намагничивания сер-

дечников имеет прямоугольную форму (что можно с достаточным
приближением принять для материалов 80НХ и 79НН). Дроссели,
выполненные из этого материала, обладают тем свойством, что на
вертикальном участке 1—1 характеристики намагничивания они
имеют большое индуктивное сопротивление (p= —->-00 и?=ю£-^оо),

на горизонтальном же участке 1—2 обладают ничтожно малым со-

противлением, определяемым активным сопротивлением.

Напряжение с трансформаторов в первый полупериод прикла-
дывается к обмоткам W~2 и W~3, однако ток через них не протека-
ет до тех пор, пока индукция в дросселях не достигнет индукции
насыщения. Для этого индукция сердечника должна измениться
на величину Bs, определяемую интегралом от приложенного на-
пряжения:

1' S-- е f

пЪ J
о

где Uw— напряжение, приложенное к обмотке; а — момент (угол),
когда дроссель достигает индукции насыщения; S— сечение сердеч-
ника; п — число витков обмотки.

Таким образом, часть напряжения будет затрачена на измене-
ние индукции в сердечнике, а оставшаяся часть определяет паде-
ние напряжения на резисторах R1 и R2.

В следующий полупериод напряжение будет приложено к об-
моткам W~1 и W~4. Часть напряжения будет также затрачена на
изменение индукции в сердечниках, а оставшаяся часть приклады
вается к резисторам Rin R2. Напряжения, приложенные к резисто-
рам R1 и R2, при отсутствии сигнала на входе усилителя одинако-
вы, и напряжение на выходе равно нулю (рис. 6.19, а).

Обычно параметры усилителя выбираются таким образом, что-
бы при отсутствии сигнала на входе усилителя все дроссели насы-
щатись в момент, когда напряжение питания достигнет максималь-
ного значения (т. е. при а=“ )•
Рис. 6.19. К принципу действия магнитного усилителя 1125Т

При подаче на вход усилителя сигнала полярности, указанной
на схеме, дроссели Др2 насыщаются раньше, так как магнитные
потоки Ф~и Фу складываются, а дроссели Др1 насыщаются позд-
нее, так как магнитные потоки Ф~и Фу в них вычитаются. На вы-
ходе появляется напряжение, равное разности напряжений на ре-
зисторах R1 и R2 (рис. 6.19, б).

При изменении полярности входного сигнала изменяется и по-
лярность напряжения на выходе, так как при этом дроссели Др2
будут насыщаться позднее, чем дроссели Др1. Величина выходно-
го напряжения зависит от величины входного сигнала, так как чем
больше входной сигнал, тем раньше насыщается одна пара сердеч-
ников и позднее другая. Характеристика магнитного усилителя
1125Т приведена на рис. 6.19, в.

Магнитный усилитель 5066Д. Магнитный усилитель 5066Д по-
зволяет суммировать сигналы постоянного тока (до четырех сигна-
лов) и предназначен для использования в качестве чувствительного
реле. Необходимым условием получения скачкообразного изме-
нения выходного параметра магнитного усилителя является нали-
чие на его статической характеристике участка с бесконечной кру-
тизной (d/H/d/y=oo).

Такой участок может быть получен при введении глубокой по-
ложительной! обратной связи.

Таблица 6.3

Назначение реле блока контроля БК-4

Номер реле	От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р1	При нажатии кнопки быстрого	отключения	1 КЭ  Со	Подает +27 В на реле, вклю- чающее сирену
	автопилота	4—5—6	Обеспечивает самоблокиров- ку реле Р1 через конденсаторы С25 и С 26
Р2	При отказе вычислите- ля В-1,2 полукомплекта системы «Путь-4МПА»	1—2—3  4—5—6	Пропускает +27 В на отклю- чение продольного канала бло- ка связи БС-3.  Пропускает +27 В на отклю- чение бокового канала блока связи БС-3
РЗ	Через 50 с после на- жатия	кнопки-лампы	1—2—3	Осуществляет самоблокиров- ку реле РЗ
Р4	«Глис »	4—5—6  10—11—12  13—14—15  17—18—19	Шунтирует резистор R64, из- меняя порог срабатывания узла контроля текущего крена  Подает сигналы Д// и £ на магнитный усилитель УЗ  Пропускает сигнал е на маг- нитный усилитель У8  Отключает сигнал у3 от маг- нитного усилителя У10
	При нажатии кнопки- лампы «Глис.»	1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—11—12	Пропускает +27 В на реле РЗ  Пропускает +27 В на реле  Р6  Пропускает сигнал £ на маг- нитный усилитель УЗ  Изменяет величину зоны не- чувствительности по сигналу £ (расшунтирует резистор R17)
•		13—14—15	Отключает —27 В от реле Р8 и РН «плавающего» ограничи- теля руля высоты
Р5	При подаче +27 В на блок контроля БК-4	1—2—3  4—5—6	Пропускает +27 В на реле  РЗ  Пропускает —27 В на реле  РЗ
Р6	При нажатия кнопки-	Ю^Ц—12	Расшунтируют дифференци-
	лампы «Глис.» или кноп- ки-лампы «Вкл. КВ»	13—14—15	рующее звено в цепи подачи сигнала Ail на магнитный уси- литель У2
Р7	При отказе бокового канала автопилота или нарушении питания авто- пилота	1—2—3  4—5—6  7—8—9	По тает +27 В на лампочки «АП-бок.», сигнализирующие об отказе в боковом канале автопилота  Осуществляет самоблокиров- ку реле Р7  Отключает —27 В от реле времени У22 и подает —27 В на релейный генератор импуль- сов (реле Р17, Р18)
Номер реле	Or какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение к< нтактной группы
		10—11—12	Снимает — 27 В с реле РЮ, Р21 и Р22 блока управления, которые отключают боковой канал автопилота
Р8, РН	При срабатывании маг- нитного усилителя У/ че- рез контакты 3—4 реле Р9 и РЮ	1 1 О) Со	Прекращают прохождение управляющих импульсов с сер- воусилителя на рабочие соле- ноиды рулевой машины руля высоты
Р9, РЮ	При срабатывании маг- нитного усилителя У1	3—4—5  6—7—8	Подключает +27 В к реле Р8 и РН «плавающего» ограничи- теля руля высоты  Подает +27 В на контакты реле Р14, Р15 (вторая логиче- ская коррекция)
Р12	При отказе продольно- го канала автопилота или нарушении питания авто- пилота	1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—11—12	Подает +27 В на лампочки «АП-прод.», сигнализирующие об отказе в продольном кана- ле автопилота  Отключает —27 В от реле PH, Р19 и Р20 блока управле- ния, которые отключают про- дольный канал автопилота  Отключает —27 В от реле времени У13 и подает —27 В на релейный генератор импуль- сов (реле Р17, Р18)  Осуществляет самоблокиров- ку реле Р12
Р13	При установке летчи- ком переключателя ЦГВ в положение «АП-ЦГВ прав.» или «Контроль ЦГВ лев »	1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—11—12  13—14—15  16—17—18	Отключает сигнал у3 от маг- нитного усилителя У10  Подключает сигнал тЭс АГД-1 на вход магнитного усилителя У1 блока БКГ  Подключает сигнал ус АГД-1 на вход магнитного усилителя У2 блока БКГ  Отключает —27 В от реле Р2  Пропускает сигнал £ на маг- нитный усилитель УЗ  Пропускает сигнал е на маг- нитный усилитель У8
PH, Р15	При срабатывании маг- нитного усилителя У2	1—2—3  4—5—6  7—8—9  10—Н—12	Подключает —27 В к реле РЮ  Пропускает +27 В с серво- усилителя на реле времени У13 (первая логическая коррекция)  Пропускает +27 В на блок управления в режиме «Подго- товка АП»  Подает +27 В на реле вре- мени У12 и У14
Р16	При подаче питания на блок контроля (отпускает при пользовании рукоят- кой «Спуск-подъем»)	1—2—3	Подает сигнал АОкор на маг- нитный усилитель У1 «плаваю- щего» ограничителя руля высо- ты
Н'омер реле		От какого сигнала срабатывает	Контактная группа	Назначение контактной группы
Р17		При срабатывании ре-	7—8—9  3—4—5	Подает —27 В на блокировку реле Р16  Подключает —27 В к реле
Р18		ле Р18  При подаче —27 В че-	6—7—8  3—4—5	Р18 при отказе автопилота и к реле Р17 (через конденсатор С39) для задержки его отпус- кания  Шунтирует конденсатор С39 Подает —27 В на реле Р17
Р19		рез контакты 7—8—9 ре-  ле Р12 или реле Р7  При нажатии кнопки-	00  J. J. ।	Подает +27 В на реле сире- ны при отказах автопилота  Шунтирует резистор R64 с
Р20,	Р21	лампы «Курс» на пульте управления  При срабатывании маг-	4—5—6  7—8—9  10—11—12  1—2—3	целью изменения порога сраба- тывания узла контроля текуще- го крена  Пропускает сигнал е на маг- нитный усилитель У8  Пропускает сигнал у3 на маг- нитный усилитель У8  Пропускает сигнал с магнит- ного усилителя У8 на магнит- ный усилитель У10  Подает +27 В на реле вре-
Р22		нитного усилителя У9  При нажатии кнопки-	4—5—6  10—11—12  1—2—3	мени У21 и У24  Пропускают +27 В с серво- усилителя на реле времени У22 (первая логическая коррекция)  Подает +27 В на блок уп- равления в режиме «Подготов- ка АП»  Пропускают сигнал ДН или
Р23,	Р24	лампы «Глис.» на пульте управления  При срабатывании маг-	4—5—6  7—8—8  10—11—12  1—2—3	8н на магнитный усилитель УЗ  Пропускает +27 В на кон-
Р25		нитного усилителя У10  При нажатии кнопки	1—2—3	такт 3 реле Р20 или Р21 (вто- рая логическая коррекция)  Подключает —27 В к реле
Р26		«Тест-контроль»  При достижении сигна-	4—5—6  7—8—9  10—11—12  я-п-л	блока управления (шунтирует контакты 4—5—6 реле Р12).  Подает —27 В на магнитные усилители УЗ, У8 и на реле блока управления (шунтирует контакты 10—11—12 реле Р7)  Пропускает +27 В от сети или от конпки «Тест. — конт- роль» на контакты 4—5—6 ре- ле Р7 и на контакты 10—11—12 реле Р12  Подает +27 В на запуск ре- ле времени У23 и на блокиров- ку реле Р25  Подает +27 В на реле Р7,
		лом текущего крена по- рогового значения Ду' или Ду"		которое отключает боковой ка- нал автопилота и обеспечивает выдачу сигнализации
Магнитный усилитель 5066Д представляет собой обычный двух-
тактный усилитель с внутренней обратной связью и дополнитель-
ной внешней положительной обратной связью, обеспечивающей ре-
лейный режим усиления.

Принцип действия релейного магнитного усилителя можно рас-
смотреть на примере однотактного магнитного усилителя с внут-
ренней положительной обратной связью и с выходом на постоян-
ном токе (рис. 6.20, а).

Внутренняя положительная обратная связь создается за счет
включения в цепь рабочих обмоток W ~диодов ДЗ и Д4. Сама по
себе эта связь является недостаточной для получения релейного
режима, и характеристика такого усилителя имет вид, показанный
на рис. 6.20, б.

Введение дополнительной положительной обратной связи обес-
печивает получение релейного режима (рис. 6.20, в).

Изменяя с помощью обмотки смещения №См сопротивление
7?см (рис. 6.20, г), характеристику усилителя можно сдвигать
относительно нулевого сигнала и тем самым регулировать
величину управляющего тока, при котором происходит срабатыва-
ние реле Р.

Для обеспечения чувствительности к полярности входного си-
гнала магнитный усилитель 5066Д состоит из двух однотактных
усилителей, реагирующих на сигналы разной полярности. Харак-
теристика усилителя 6066Д представлена на рис. 6.21, б.

С помощью резистора R5 обеспечивается одинаковая величина
тока срабатывания и отпускания реле при разной полярности вход-
ного сигнала (рис. 6.21, а).

В табл. 6.3 дано назначение реле блока контроля БК-4.

Вопросы

1.	Что понимается под «резкими» отказами автопилота?

2.	Что понимается под «медленными» отказами автопилота?

3.	Работа узла контроля «резких» отказов продольного канала автопилота.

4.	Формирование контрольного сигнала на отключение продольного канала
автопилота при «медленных» отказах.

5.	Назначение и работа «плавающего» ограничителя руля высоты.

6.	Принцип построения логических коррекций в продольном канале систе-
мы контроля.

7.	Работа узла контроля «резких» отказов бокового канала автопилота.

8.	Формирование контрольного сигнала на отключение бокового канала
автопилота при «медленных» отказах.

9.	Принцип построения логических коррекций в боковом канале системы
контроля.

10.	Работа системы контроля при отказах радиотехнических средств или си-
стемы «Путь-4МПА».

11.	Работа схемы контроля отказов питания автопилота.

12.	Работа системы контроля от конпки «Тест-контроль».

13.	Назначение и принцип работы реле времени РВ-8 и РВ-9.

14.	Принцип работы фазового дискриминатора ФД-2007.

15.	Принцип работы магнитного усилителя 1125Т.

16.	Принцип работы магнитного усилителя 5066Д.
Глава 7

АВТОМАТИЧЕСКОЕ ТРИММИРОВАНИЕ

1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Изменение центровки, скорости или высоты полета, а также выпуск закрыл-
ков и шасси приводит к возникновению постоянно действующих пикиоую-
щих (Л4П) или кабрирующих (ТИк) моментов, в результате чего нарушается
продольное равновесие самолета (см. гл. 1). При этом самолет начинает изме-
нять угол тангажа. Для удержания самолета на заданном (нулевом) угле тан-
гажа 1етчик должен восстановить продольное равновесие самолета.

Продольное равновесие можно восстанавливать различными способами. Чаще
всего оно восстанавливается с помощью руля высоты. Для этого летчик должен
отклонить руль высоты от балансировочного положения на нужный угол и удер-
живать его в этом положении. Отклоненный руль создает момент, который урав-
новешивает (компенсирует) постоянный момент (Мп или ЛД), действующий на
самолет.

При отклонении руля высоты на него действует аэродинамическая сила
(рис. 7.1, а), создающая относительно оси вращения руля так называемый шар-
нирный момент МШ —

Передаваясь по тягам управления к колонке, этот момент утомляет летчика
при длительном полете. Поэтому для снятия нагрузки с колонки в установив-
шемся полете применяется триммер.

Триммер представляет собой вспомогательную рулевую поверхность, уста-
навливаемую на задней кромке руля.

Для уравновешивания шарнирного момента триммер руля высоты откло-
няют на угол т в сторону, противоположную отклонению руля высоты. При этом
возникает аэродинамическая сила триммера Rr, создающая момент триммера
AfT=/?TZT, направленный противоположно шарнирному моменту.

Момент триммера уравновешивает шарнирный момент:

где /ш — плечо аэродинамической силы руля относительно его оси вращения;

/т — плечо аэродинамической силы триммера относительно оси вращения
руля.

В этом случае снимается усилие со штурвала (рис. 7.L, б), а за счет откло-
ненного руля высоты восстанавливается продольное равновесие самолета.

При ручном пилотировании самолета летчик в случае возникновения усилия
на колонке (штурвале) вручную или электромеханически отклоняет триммер на
такой угол, при котором усилие на колонке отсутствует. В дальнейшем триммер
остается в зафиксированном положении и при отклонении руля высоты переме-
щается вместе с ним.

При управлении самолета автопилотом и при действии на самолет постоян-
ных моментов (Л4П или Л4К) продольное равновесие самолета также восстанавли-
вается за счет отклонения руля высоты. Шарнирный момент в этом случае вос-
принимается рулевой машинкой руля высоты. При выключении автопилота руле-
вая машинка освобождает руль высоты и под действием шарнирного момента он
устанавливается в нейтральное положение. На самолет в этом случае действуют
продольные перегрузки, которые могут достигать больших значений.

В случае автоматического управления самолетом ручное триммирование не-
допустимо, так как летчик не знает ни направления, ни величины шарнирного
момента. Поэтому для триммирования руля высоты при автоматическом управ-
лении применяется автомат триммирования.

Автоматы триммирования могут быть автономными и неавтономными. Па
рис. 7.2, а, представлена структурная схема неавтономного автомата триммиро-
вания. В этом автомате в качестве входного сигнала используется сигнал, по-
ступающий с автопилота. Шарнирный момент уравновешивается моментом руле-
вой машинки. Для создания момента рулевой машинки, равного шарнирному
Рис. 7.1. К пояснению принципа действия триммера

Рис.7.2. Структурные схемы автоматов триммирования

моменту руля, на вход рулевой машинки подается сигнал, который используется
для автоматического поворота триммера на такой угол, когда шарнирный момент
станет равным нулю. При этом сигнал, поступающий на рулевую машинку, про-
падает. По такому принципу работает автомат триммирования в системе авто-
пилота АП-28Л-1. Такой автомат триммирования работает только при включе-
нии автопилота.

В автономном автомате триммирования (рис. 7.2, б) непосредственно изме-
ряется усилие в тяге управления рулем высоты, возникающее за счет шарнирного
момента. Это усилие преобразуется в сигнал, который поступает па вход автома-
та триммирования. Автомат триммирования отклоняет триммер на такой угол,
что усилие в тяге управления рулем высоты пропадает.

Автономный автомат триммирования может работать как при ручном, так
и при автоматическом управлении самолетом. По автономной схеме выполнен
автомат триммирования АТ-2. Как в той, так и в другой схеме предусмотрена
сигнализация летчику о наличии шарнирного момента.
2.	АВТОМАТ ТРИММИРОВАНИЯ АТ-2

Автомат триммирования АТ-2 предназначен для:
автоматического триммирования руля высоты;
индикации усилий в тягах управления рулем высоты;
сигнализации о превышении допустимых усилий в тягах управ-
ления рулехМ высоты.

Комплектность различных вариантов АТ-2 дана в разд. 1 гл. 3.

Структурная схема АТ-2 (рис. 7.3). Чувствительным элементом
АТ-2 является датчик усилий ДДУ, установленный в тяге управле-
ния рулем высоты.

Он воспринимает усилия в тяге управления рулем высоты и пре-
образует их в сигналы переменного тока, амплитуда которых зави-
сит от величины, а фаза — от направления действий усилий (растя-
жение или сжатие).

С датчика сигналы подаются на фазовый дискриминатор ФД
блока БУТ, где они усиливаются и преобразуются в сигналы по-
стоянного тока, которые подаются на вход двухтактного релейного
магнитного усилителя А! У и на указатель УАТ. При возникновении
усилий в тяге управления рулем высоты магнитный усилитель сра-
батывает и напряжение + 27 В подается на электромеханизм УТ-15,
реле времени РВ-3 (5 с) и узел блока контроля БУТ.

Рис. 7.3. Структурная схема АТ-2
Спустя 5 с реле времени РВ-8 срабатывает и через его контак-
ты на электромеханизм УТ-15 подается напряжение —27 В. Элек-
тромеханизм отклоняет триммер руля высоты до исчезновения
усилия в тяге, после чего УТ-15 выключается.

Датчик ДДУ имеет две пары контактов, размыкающихся в слу-
чае превышения усилий в тягах управления рулем высоты допусти-
мой величины.

При размыкании контактов ДДУ обесточивается реле Р1 (или
Р2) блока БУТ и через его контакты —27 В подается на реле РВ-9
(10 с) блока БКГ, а +27 В — на реле РЗ и сигнальную лампочку
«Отказ АТ».

Через 10 с реле времени РВ-9 срабатывает и включает реле Р4,
которое своими контактами подключает питание на сигнальную
лампочку УАТ и дублирует подачу питания на лампочку «Отказ
АТ». Задержка по времени на 10 с необходима для исключения
частого срабатывания сигнальной лампочки УАТ при возникно-
вении больших кратковременных усилий в тяге управления рулем
высоты.

При срабатывании реле РЗ его контактами отключается напря-
жение —27 В от электромеханизма УТ-15. Автомат триммирования
АТ-2 выключается.

Включение и выключение АТ-2 осуществляется одновременно
с включением и выключением продольного канала автопилота
АП-6ЕМ-ЗП. Для повышения безопасности полета с включенным
АТ-2 при отказе электромеханизма УТ-15, вызывающего односто-
роннюю перекладку триммера, на самолете Ил-18 в месте соедине-
ния электромеханизма с системой управления триммером руля вы-
соты установлена срезающая чека. При пересиливании автомата
АТ-2 летчиком чека срезается и триммер отсоединяется от элек-
тромеханизма УТ-15.

Электрическая схема АТ-2 (приложение 4). Питание АТ-2 по-
стоянным током +27 В осуществляется через три АЗС:

АЗС-5 «Механизм управления» — в цепи питания УТ-15.

АЗС-2 «Указатель усилий» — в цепи питания коммутационных
и усилительных элементов блока БУТ-3;

АЗС-2 («Контроль АТ»)—в цепи питания элементов контроля
п сигнализации.

Питание АТ-2 переменным током осуществляется от сети 36 В
400 Гц через два предохранителя.

При включении продольного канала АП напряжение +27 В по-
дается на реле Р1 блока БУТ-3. Включение АТ-2 возможно только
при включенном выключателе «АТ-2», расположенном на прибор-
ной доске левого летчика. Реле Р1 срабатывает и через его контак-
ты 2—3 напряжение +27 В подается на контакты 2 реле Pl, Р2
магнитного усилителя и на контакты 3 реле Pl, Р2 узла контроля,
а через контакты 5—6 реле Р1 подается переменное напряжение
на магнитный усилитель.

При возникновении усилия в тяге управления рулем высоты с
ДДУ снимается сигнал, который через фазовый дискриминатор ФД
подается на вход магнитного усилителя МУ и он срабатывает.

В зависимости от направления усилия (сжатие или растяжение)
срабатывает одна или вторая половина магнитного усилителя, а
следовательно, реле Р1 (или Р2) МУ. Через контакты 2—3 этих
реле +27 В подается на узел контроля блока БУТ-3 (контакты 7
реле РЗ, Р4, Р5, Р6), а через диод Д1 (или Д2) —на одну из об-
моток электромеханизма УТ-15. Одновременно через контакты
5—6 реле Р1 (или Р2) МУ +27 В подается на реле времени РВ-8.

Через 5 с реле времени РВ-8 срабатывает и замыкает цепь пи-
тания реле Р2. Через контакты 2—3 реле Р2 и через контакты 5—4
реле Р1 и Р2 узла контроля —27 В подается на электромеханизм
УТ-15, который включается и отрабатывает триммер руля высоты
в сторону снятия усилий в тяге управления рулем высоты.

При снятии усилия магнитный усилитель отпускает, а реле Р1
(или Р2) МУ обесточивается.

При обесточивании реле Р1 (или Р2) контактами 2—3 отключа-
ется + 27 В от обмотки УТ-15, а контактами 5—6 отключается
+ 27 В от реле времени РВ-8, которое отпускает, отключая —27 В
от электромеханизма УТ-15.

Если при работе АТ-2 усилие в тяге не уменьшается, а увели-
чивается, то при растяжении размыкаются контакты 1—2, а при
сжатии — контакты 3—4 датчика ДДУ. При этом обесточиваются
реле РЗ, Р4 (или Р5, Р6) узла контроля блока БУТ-3.

Через контакты 7—8 этих реле +27 В подается на реле Р1 и Р2
узла контроля, а через контакты 3—4 реле РЗ, Р4 (или Р5, Р6) по-
дается —27 В на реле времени РВ-9 блока БКГ.

При подаче +27 В на реле Р1 и Р2 узла контроля они срабаты-
вают, контактами 2—3 блокируются и подают +27 В на лампочку
«Отказ АТ», а контактами 4—5 отключают —27 В от электроме-
ханизма УТ-15.

При подаче —27 В на реле времени РВ-9 блока контроля гиро-
вертикалей (БКГ) оно через 10 + 2 с срабатывает и включает реле
Р1 блока БКГ. Реле Р1 срабатывает, своими контактами блокиру-
ет подачу +27 В на лампочку «Отказ АТ» и подает —27 В на лам-
почку «предельных» усилий указателя УАТ.

Особенности устройства агрегатов АТ-2. Датчик усилий
ДДУ. Дублированный датчик усилий (ДДУ) является чувстви-
тельным элементом автомата триммирования. Он воспринимает
усилия в тяге управления рулем высоты и выдает электрические'
сигналы, пропорциональные этим усилиям. Кроме того, датчик вы-
дает еще постоянный сигнал при достижении в тяге управления ру-
лем высоты предельных усилий. Поэтому датчик называется дубли-
рованным.

Датчик ДДУ состоит из двух основных узлов — пружины и ин-
дукционного датчика.

Пружина воспринимает усилия, действующие на ДДУ. Переме-
щение пружины через передаточно-множительный механизм (д =
= 10) передается на рамку индукционного датчика (ИД). При сжа-
тии ДДУ рамка ИД поворачивается в одну сторону относительно
неподвижных обмоток, при растяжении — в другую. При этом в
рамке наводится переменная э. д. с, амплитуда которой зависит
от величины, а фаза — от направления усилия, действующего па
датчик. Общий ход рамки ±2,5 мм относительно нейтрального
положения.

Регулировка нейтрального положения рамки производится по
минимуму сигнала с рамки с помощью винта, который можно ввер-
тывать или вывертывать из кронштейна, поворачивая тем самым
рамку ИД. Регулировочный винт находится под трубчатым ко-
жухом.

На кронштейне рамки ИД закреплены контактные упоры, а на
корпусе укреплены две пары контактов с регулировочными винта-
ми. При повороте кронштейна контактаные упоры нажимают на ту
или другую пластины, размыкая нормально замкнутые контакты.
Размыкание каждой пары регулируется с помощью регулировоч-
ных винтов.

Пружина, воспринимающая усилия, выполнена в виде толсто-
стенного цилиндра с прорезями, нанесенными по окружности ци-
линдра в шахматном порядке. Такая конструкция пружины обес-
печивает очень малый ход (перемещение).

Поскольку датчик усилий устанавливается на самолете вместо
одной из последних тяг в системе управления рулем высоты, то
растяжение или сжатие датчика не должно значительно увеличи-
вать люфт, так как это затрудняет летчику управление самолетом.
Максимальный ход пружины — 0,25±0,05 мм при воздействии на
датчик силы Р=100 кгс (как на сжатие, так и на растяжение).

Датчики ДДУ различных модификаций (ДДУ-1, ДДУ-2, ДДУ-5,
ДДУ-6) отличаются друг от друга только конструкцией наконечни-
ков, при помощи которых датчик соединяется с тягами управления.

Расчетное усилие на разрыв датчика составляет 2500 кгс.

Вес датчика 1,75 кг.

Блок управления триммированием (БУТ) предназ-
начен для управления работой электромеханизма УТ-15.

В состав блока входят следующие основные узлы: фазовый ди-
скриминатор ФД-2007; релейный магнитный усилитель 5066Д; реле
времени РВ-8; автомат контроля; мост сопротивлений для центров-
ки; реле ТКЕ-53ПДТ; реле ТКЕ-52ПДТ.

Устройство и работа фазового дискриминатора, релейного уси-
лителя и реле времени рассмотрены в гл. 6.

Автомат контроля состоит из двух реле ТКЕ-52ПДТ (PR Р2),
четырех реле РЭС-9 (РЗ, Р4, Р5, Р6) и двух диодов Д304 (ДР Д2).

Работа реле Р1— Р6 рассмотрена при разборе работы электри-
ческой схемы АТ-2Д

Мост состоит из резисторов R6, R3, R5 (см. приложение 4) и
служит для компенсации (в случае необходимости) сигнала с ДДУ.

Указатель автомата триммирования (УАТ-3) слу-
жит для индикации усилий, возникающих в тягах управления ру-
лем высоты.
Основной частью указателя является логометр типа УМ-47, со-
стоящий из четырех неподвижных катушек и постоянного магнита,
вращающегося в магнитном поле катушек. Магнит помещен внутри
медного успокоителя, работающего на принципе возникновения вих-
ревых токов. На оси вращения постоянного магнита укреплена
стрелка, которая в нейтральном положении располагается горизон-
тально. Шкала имеет широкую отметку нейтрального положения
стрелки и две треугольные отметки.

В нейтральном положении стрелка удерживается за счет взаи-
модействия подвижного магнита с другим постоянным магнитом,
неподвижно укрепленным на плате логометра. В указателе УАТ-3
логометр электрически включен как гальванометр, т. е. для работы
используется только одна пара катушек.

При входном сигнале Пвх=ЗВ за счет взаимодействия вращаю-
щегося магнита с магнитным полем катушек стрелка скачком пе-
ремещается на треугольную отметку. При входном сигнале Пвх<ЗВ
за счет взаимодействия неподвижного и вращающегося магнитов
стрелка устанавливается в нейтральное положение.

Для настройки указателя по заданному входному сигналу па-
раллельно катушкам логометра подключается резистор Я1 — 1504-
4-1000 Ом.

Логометр закрывается пермаллоевым экраном, который явля-
ется магнитопроводом для магнитных силовых линий рамок и од-
новременно защищает подвижную часть прибора от влияния внеш-
них магнитных полей. На передней части прибора устанавливается
сигнальная лампочка СМ-37 с красным светофильтром. Вес указа-
теля— 0,25 кг.

Электро механизм УТ-15 является силовым элементом
АТ-2 и служит для отклонения триммера руля высоты.

Электромеханизм состоит из следующих основных узлов:
электродвигателя постоянного тока Д-10Ф;

редуктора;

электромагнитной муфты сцепления (встроенной в редуктор);
блока концевых выключателей.

Двигатель Д-10Ф — последовательного возбуждения. На-
правление вращения двигателя изменяется за счет двух обмоток
возбуждения, соединенных последовательно с якорем. Направле-
ние вращения вала двигателя зависит от того, на какую обмотку
подается напряжение 4-27 В.

Редуктор электромеханизма УТ-15 состоит из двух
частей, разделенных между собой электромагнитной муфтой сцеп-
ления. Первая часть редуктора состоит из трех пар зубчатых колес
и одной ступени планетарной передачи с общим передаточным от-
ношением /=127,305. Вторая часть редуктора состоит из двух сту-
пеней планетарной передачи с общим передаточным отношением
/ = 22,049 и двухступенчатого понижающего редуктора, передающе-
го вращение на ось с кулачками концевых выключателей.

Электромагнитная фрикционная муфта служит
для соединения между собой первой и второй частей редуктора.
Она позволяет при отсутствии в ней питания механически управ-
лять триммером. При этом вращение передается только на вторую
часть редуктора, первая часть редуктора и двигатель Д-10Ф не
вращаются.

Электромагнитная муфта имеет две обмотки, каждая из кото-
рых соединяется параллельно обмотке возбуждения двигателя. Это
обеспечивает передачу момента от двигателя на выходной вал при.
любом направлении вращения двигателя.

Блок концевых выключателей смонтирован в элек-
тромеханизме УТ-15 в виде отдельного узла. Со второй части ре-
дуктора вращение передается через двухступенчатый понижающий
редуктор на ось, на которой укреплены два текстолитовых кулачка
концевых выключателей и два текстолитовых кулачка нуль-контак-
та. При вращении вала вместе с кулачками по ним катится ролик,
укрепленный на плоской пружине. Когда выступ кулачка подходит
к ролику, пружина с роликом отжимается, нажимая через другую
пружину на штырек микровыключателя. Регулировочным винтом
с гайкой можно поджимать или отпускать штырек микровыключа-
теля, добиваясь тем самым четкого срабатывания.

Срабатывание концевых выключателей регулируется путем по-
ворота текстолитовых кулачков относительно вала по углу поворо-
та выходного вала УТ-15 в пределах 600±15° в обе стороны от ней-
трального положения. О нейтральном положении выходного вала
УТ-15 (триммера) сигнализирует нуль-контакт, кулачок которого
посажен на тот же вал, что и кулачки концевых выключателей.

Вопросы

1.	Чем вызвана необходимость применения на самолете автомата тримми-
рования?

2.	В чем принципиальное отличие автономного и неавтономного автоматов
триммирования?

3.	Назначение реле времени РВ-8 блока БУТ-3.

4.	Назначение автомата контроля блока БУТ-3.

5.	Устройство датчика ДДУ.

6.	Устройство указателя УАТ-3.

7.	Устройство электромеханизма УТ-15.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Введение ............................................................ 3

Глава 1. Самолет как объект управления............................... 5

I.	Силы и моменты, действующие на самолет....................... 5

2.	Подъемная сила самолета...................................... 6

3.	Равновесие самолета.......................................... 7

4.	Управление самолетом..........................................И

5.	Элементы динамики полета самолета............................14

Глава 2. Радиотехнические системы навигации и посадки................18

1.	Автоматический радиокомпас...................................18

2.	Радиотехническая система навигации VOR.......................20

3.	Радиотехнические системы посадки СП-50М и ILS................22

4.	Радионавигационная система «Курс МП».........................26

Глава 3. Бортовая система управления заходом на посадку БСУ-ЗП ... 30

1.	Общие сведения.............................................  30

2.	Датчики системы БСУ-ЗП.......................................33

3.	Полет по маршруту в режиме стабилизации курса и заданной
высоты..........................................................34

4.	Полет по сигналам радиомаяков системы ближней навигации ... 37

5.	Заход на посадку по сигналам маяков систем СП-50М и ILS ... 38

Глава 4. Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА».................42

1.	Общие сведения...............................................42

2.	Принцип действия системы по боковому каналу..................44

3.	Принцип действия системы по продольному каналу...............54

4.	Показывающие приборы ПП-1ПМ и НКП-4..........................58

5.	Электрическая схема пилотажно-навигационной системы. «Путь-
4МПА»...........................................................62

6.	Вычислитель В-12.............................................71

7.	Усилитель У-20Н..............................................77

8.	Блок комбинированный БК-5....................................81

9.	Блоки БК-6 и БР-46А. Соединительная коробка СК-29И..........85

10.	Блок связи БС-3.............................................89

Глава 5. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП........................................ 92

1.	Общие сведения...............................................92

2.	Боковой канал................................................94

3.	Продольный канал.............................................98

4.	Особенности конструкции агрегатов автопилота................102

5.	Мостовые схемы автопилота...................................123

6.	Работа мостовых схем автопилота.............................131

7.	Электрическая схема автопилота..............................141

Г лава 6. Система контроля...........................................162

1.	Общие сведения...............................................162

2.	Контроль отказов автопилота в продольном канале.............167

3.	Контроль отказов автопилота в боковом канале................175

4.	Автоматический перевод системы БСУ-ЗП на другие режимы при
отказе радиотехнических средств (РТС)..........................180
5.	Контроль вычислителей пилотажно-навигационной системы
«Путь-4МПА»....................................................183

6.	Контроль гировертикалей ЦГВ-4...............................185

7.	Контроль отказов питания .................................. 189

8.	Работа блока контроля БК-4 от кнопки «Тест-контроль» .... 189

9.	Работа отдельных узлов блока контроля БК-4..................191

Глава 7. Автоматическое триммирование...............................202

1.	Общие сведения..............................................202

2.	Автомат триммирования АТ-2..................................204

Приложения (вкладки)

1.	Электрическая схема пилотажно-навигационной системы «Путь-
4МПА»

2.	Электрическая схема блока связи БС-3

3.	Электрическая схема автопилота АП-6ЕМ-ЗП (серия 01, вар. 1)

4.	Электрическая схема автомата триммирования АТ-2
'икп-ч-

17

18

19

20

БР - 9-6А

13

ш
зц
Ш2
45.

СЯ 30
ПРИЛОЖЕНИЕ 1. Электрическая схеМЙ пилоТйЖйо-навигйЦЙОйибй системы «Путь—4М11А»

Г1П-1ПМ	_______________________________

Команда по боковому движению

R3

Ш/
3

БР-ЦБА

R22

3

R13 3

R20

Ш1

39

29

Ш1

к R26

1

</ Ш1

Указатель кренй
М6
к R27

R28

25

Ш2

Канал 5 g)

БК-6

±=С1

19

Ш1

11

Щ1
18

М3
о

+27В

R29

R30

2/

Ш1

У-20Н

20

по-юм

Левого
летчика.

Ш2

пПугпв‘
6Р-96А §
~Ш2

Кко~9 Сигнал 8

29 левого летчика,

12

У-20Н

R21 31

30

-»-

39

Ш1

26

27

28

ШГ
6

92

сП- БВ~2

канал 9



UJ1

93

Ш2

29

На нормально-разомкнутый, контакт
реле „Тест-контроль11

30

13

Ш2

Ш2
2

Ш2

1

БР-96А

Ш2 ’	Щ1

35 R15 R16 29

«—[=3—CZJ—»-

31
НКПЧ

КС-6 иг.и КС 8
ПП-111М

Мб

М5

к R27

40

012
1

0J2

2

Ш2
3

Ш2

22

-»
Щ1

1

Канал 6

102 Ш2

5 Б

Команда, по бокоВопу
движению

Г13

102

21

Ш1

41

Ш/

33

\С21

Ш2

35

22

40

Т</

к 33

37

102

25

Щ2

32

Канал 8

БС-3

R4

95

R5

II

К в РБ 41

С5

Ш1

1

В-12

ШБ

Ш5

ШБ
29
«-

^КШ1

7

РЗ

Р6

Ш2
3

С1Б

17



ЧНН

R17

Выход

С19±

Р1

Р2

Ulf
1

25

R3

БР-Ч6А

„ Путь1

1

Ш1

Г’ 35

101
19
»

Ш1

20

Р1

гк с

БК 6-

Щ1 Ш1

17 18

—«—1

ш

К R26 к Ш1

К ~5

Ш1



к 3

В„Путьк

В-12- —

С12 С13

И,
30	R30 R29

-«

ШГ

21

сю си

R19

R22

R27

21 6
Выход

Блок 4

БлокЗ

Ш1

99

Ш2

28 ф

НКП-4-

Ш2
' 25

2

31

12&1Б

R11 Пя/З

СЧ

R12 ПЯ/4

СВ

6

102

R3

R10

 /72 fi1

25^—

R8

R7

3

НКП-4-
102
29

10

32



R30

“7?3f

R28

4/

1

10

11

R55 R56 R61

?Р7

P5

RS

'4

БР-46А

39

чика.

185

86 р/

Ш1

44

R10

Ш2
3

Ш2

27

Ш2

28

Ш2

42

РЭ

Ш1 Ш1
7 48 -

J

'6

ЛеВого
лет-

Ш2

42

-12

“ ШБ

32

R27

С18

Д2

2

«г

БС-3

Ш1

РБ

«------1

	
Р5	

РЗ

R4

Ш1

7"

10

R7

R8

R28

R11

3Z

R11 R12

---1 R5

R9

R10

R17

-рё1-

CS

1Ш

8

33

34

«

;20Н

Канал 6
д.

23

23

11

R12

БЛОК 3

16 6

С19

R4

R18

R22

R5*

Блок Ч

Ш5

Ш6

21
Выход

Блок 2
Выход

БС-3

Ш1

11

ЗБ

7

37

38

39

Ш2

1Ш4

28

Р7

Р7

Р1

Ш1
1

Ш1

13

Ш2
9

15

UJ2

10

811

21
^-БР-4Бк

БР-46А

Ш2Х

26 Т

Канал 7

Ш2

С16

ннь



С2

1

Ш2
13

R33

11

15

KR2B

Л72

о продольному движению

Ш2

14

14

ТЧЗ

+27В

С17

С19

“UpzIL геП
s Р.32*

^33	^==		\22
			

„Путь

R34*

Р2

С16

С18

R53*

R52

Ш1

Ш1

42

Ш1

41

УБ

2Ш5

22

21

Ш1

9

Ш1

18

+27В ,
Путь „Путь

U11

10

Ш1
3 R8

„ Путь11 „Пугт>“ „Путь11
+27В

26

Ш1

R9

ЛО ОКА Ш -Р^020
ог-чон щ летчика

Н2

Указатель глиссады

Сигнал глис-
садной, зоны

nn-inn-^j

АП-6ЕР1

1Ш5

'-ЗП

' , PK..J

Р14 Р15

j '44 ШБ
UIZ

БР-ЧБА

10

11

Сигнал £

леВего	ср-4СА  ।	летчика	

БК Курс МП

~3

9ШЗ

+4

|-5

2UI4	1614 8

'	——

22

21

20

25

+2 7 В
„Путь

АН

НКП-4

Канал £  R5*		
Ш2  17	И	Э1  и	
16	R6*		
Ш2  15 Ш2 t  13	1	32  Е
	Канал ДН^		

БР~4СА

ил Р1

10 Р4

—<<----•—

Р2

Ш2 Р8

-гг«

14

21 1ШЧ

Азимут

22

30

СРП

23 40

VOR

АП-6ЕМ-ЗП

1UJ5

ШЧ

РК

«-
17
18

2Ш5

40_

Ш6

ВЧ

20

Ш2

22

14

«
13

«:
19

«
16

БК-6

Ш2

15

РЭ

На. сигнальную лампу
„Путь предольныйЛ

На. нормально-разомкнутый
контакт рале „Гост контроля

ПП-1ПМ -----------

ЛеВога летчика.

24

БР-ЧБА

UJ1

5

25

Д2

UJ2

44

«7

Р7

Р5

Ш5

R7

R11

R8

R28

Ш1

44

Ш2

27

Ш2

28

R10

Ш2
3

U12
42

R9*

R54 R55 R5e RC1

31

R27

R10

Д'

Блок 3

R31

R22

Блок 4

«-

Ш1

36

Ш1 Ш1

48

16 6
y21

ИНН

Си Си

Б-12

ШС

Р4

Р4

5В-2

Канал 3

Ш1
35
-«

С4

R21

ИИ р2?

34

Ш1
8

„Путь'
+27В

СЗ сч

116 Р1

ШГ

1

J27B
"^Путь“
9-20Н

Канал Б

БР-ЧБА

ПП-1ПМ

10

R12

Д2

Щ2

Р2

Ш2
9

38

Ш1

С1Ч

Р2

Р.32*

£75“

02

Ш1 *39

26

24

27

22

1112

7



Канал 7

Г

U12

14

UJ1

21

*—/7Р-4БЛ

Ш2
13

кил
т 43

С17

С19

R3V*T

/Ш

Ш2

14

С16

018

пПугь“
'-278

с

„Путь“

Ш1

42

1111

41

42

-»

БР-46А

Ле Sow
лет-

39 чика

R9

^28

15
Ш2

10

+27В

„КС11

БР-^БД
Ш2'.
2Б 1

RS3*

R52

Ш1

49

3

R11

R2

2

11

KR2E

М2

Команда по продольному движению

Ш1
3

Си
са

„ Путь11 „Путь' „Путь11
+27В

БР-46А-%

В а +27В
„Путь „Путь

10

Ш1

R9

М2
указатель глиссады

26
9

БР-4БЛ

Ш1
^шТ

чР9 R11

P7i—
I

Р1

R9

IU2

2ШЗ

R12

39

<^-
31

Б5Б R61*>

БКБ

R28

БВ-2

Канал

ЗБ

37

Ш2
3

42
»
41
7»

RIO* RS4 R55*

Е

35

зч

~27В

„ Путь

ИН

42

022

43

8

023

АП-БЕМ-ЗЛ

б>>
5

37

38

ШБ

~4

БВ-2
Выход
глисса
ды

Канол 3

БР 4 БА У-20Н
Ш1 1112

^3

Ш4





R31

Д14

65

R26

1
НЦ5 ' 1Ш5

АП-БЕМ-ЗЛ

Ж1

IU6

^Ш1

ЗБ

Ш2 Ш2
42 39
БР - 4БА
правого
летчика

БР-ЧБА

20

«

1А6А‘,

НК Л- 4

31

Канал£

РК

III?

БР-45А правого лвттка

Ш2

KS‘ f

2

М2

г

БК „Курс МЛ

71

2ШЗ 1шз

Курсовая
Иона (Е)

9Ш2\
&)

2

22
«Г

Ш1

2<<г

131
22
<<

019

020

R32

БВ-2
Канал

Вход
глис-
сады

4G

-»

39

Ш2

37

<<:

К13 R14

R26	R27*

у Р6

R20

R18 R19

----

I R57 R58*

R22 R23

RS* R4

Р2

Р5

РЭ



PSJ

49 15
правого
летчика

2Ш5 6у> 1Ш5

РК	
Мб	
7К5	
Д2	
	
A12t	
65f	
02 t.	
	

1111

—4>

38

36

21

-L»

14

vor(+e')

A3unym(+е)

Посадка (+б)

срп(+е)

45
«-

«-

44

46
«Г
18
«-

9ШЗ

12

10

16

11

Р1

20

19
^>У

16

-»

22

W

+27В „Путь1

Азиыут

СРП

VOR

9Ш2

R17

2 g

28

30
«-

40
Ч<-

18

71

1?

11

22

23

6
4>

Р7

Ш2
23

R2 R3

R6 R7

4

Посадка (%)

Глиссадная зона (%)
НКП-4

з~Ц



к

* 15

32
«Г

34
«Г

Ш2

RS* 13

25

26

«

С+)

С+)

17

15

5

Канал ДН-,%

Р4

Р8

ШБ

13

14

12

!3 Ш1

1Ш5	2Ш5

Р7

Ш1
5

13
«г

	

16

«-

14

«-

12

«

14

«-

« № Л' П
++г^—О

44
ЦГВ-ч

С~\2ШЗ S11U3

11

98

9

3-

'10

w

»

Тангаж

БР-Ч6А

БР-ЧЬД

Ш2
7
шг
и
«-Y-

R44

У-20Н

„ПутЬа „Путь"
С В

Ш2
10

R48

ROD

Ш1

Ш2

Канал Б ($н)

Канал 9(д')

Ш2л.

О Т

Ш2

Ш1

1

R45	R46

ПП-1ПГ1

БР-4ВА

Ш1

Ш/

2В

Ш1 Ш1

37 38

Ш2

13

8 Y

Указатель
тангажа.

Ш1 ю ою
—П«П1—1=1

20

<е

19

R14

R16

“i“ Ut

Ш1 Т

25 р-
---------1

<+

Ш1

24

«---

<+

02

Р2

С14

Р1

Р2

^015

1 Р2

R32

23

«г

с „ЦГВ11 в,,цгв

18

R4

U12

32

Ш7
4Б

Ш1

22

Пить11
+27В

Ш1

39

Ш2

26

Ш2

12

г) Путь
-27В

+27В
„ЦГВ17

Путь' „ Пить

17* 38

R11

R26

012

Команда по продольному дЗижению

R27

Ш2

14

+27В^Путь(С

ОН к

К пК-0

У-20Н

+ 27В „КС^-

Ш2 *Ш1

25 R51	49

«-CZ3--->

017^019^

42

Указатель глиссады
ПРИЛОЖЕНИЕ 2. Электрическая схема блока связи ьС-3.

Продолжение приложения 1

Ti><-

1й t-

7 <r

8 <



/9 <-

3 *

4*
н

1Ш4 6 2Ш4

----гг«-

7
«

цгв-4
~12~

13

Путание системы
Комплект левого летчика.

Бортсеть +

27В	?

Л

о

В

С
о

8

14

В-12

Ш1
1

БК-5

Ш1

12

У-20Н

Ш1
21

У-20Н
Ш2
27

У-20Н-Ш

22

БК-5
ил

19

В-12

Ш1
19

В-12
ил
20

БК-5

ИЛ

20

НКП-4

Бленкер
Бл.1
(КРП,

Ш2 22

4>-

23

-»

1Б

БК курс мп

Комплект
правого летчика.

Бленкер
Бл2

4>-
24

Б

4>-

24

17

«г

23

1-
9Ш2_
6+

1-

"дшз

В-12

Ш1

1

6К-Б

Ш1

12

9-20»
ил

21

У-20Н
Ш2
27

У-20Н

U11

22

БК-6
Ш1
19

В-12
Ш1
19

В-12
Ш1
20

БК-6
Ш1
20

8+

1U14

ПП-1ПН1_________

U11 8

39

38

1

3

4

Кн J>

7

4»

-»>-

44

45

АЛ-БЕП-ЗП

2Ш5	1Ш5

ШБ
43

А9

С7

+278

АЗС или Выключатели.

ЦГВ левый ~ЗБВ

А

В

С
а

+27В

ЦГВ правый

А
, к

В

36 В

С

ПП-1ПМ

Гг 46

л

РК

БС-3

У-20Н
Ш2
30

ПП-1ПП

Ш1

38

У-20Н
Ш2
30

ПП-1ПМ
ил
46

ПП-1ПМ
Ш1
38

9-20»
Ш2
29

У-20Н
Ш2
29

R17

7

2В

2В

7

20

А!

лз

Л8

ШБСГП

Комплект ле-
вого летчика.

Комплект пра-
вого летчика.

РК !

ШЗ I

R30 К20

ТДЗ Р2



Т₽1

АЗС курсовой системы
+27В

Б12

АЗ

Ш2

И2

Фб

Ф5

Г-112

Б10

П5

КЗ ' Б2

К2

																
	Li		L I	LI	2/	13	10	L i	IB		f,7		*3	l 1	s	20
АП-БЕП-ЗП

24'23

				
16	L	21	Ьз	Чо
А

3~Ч00Ги, 36В

= 27 В

В

С —

СП5

СП 5

БУ

Р29

РЗО

13

28

ШБ
31

РЗО

12

АЗС-2
(ЦГВЛ)

1115

14

12

10

чз

с.гвле^

3

2 6

3

Маятник

ШЧ
32

ПП-ШМ
Лев. п/к-та
1}

Жидкостной
корректор

R6 R5

| КС

19

ШБ

30

ШБ

29

ШБ

ШБ

27

ШБ
26

ШБ

25

Ш8 Ш8

8	9

Ш9

1L
шч

щч
20

Точный
потенц
тпангоюа

Точный
потенц-
крена.

Зак. 1076

По тени,, пр
ных кренов
теля гори.

одоль-
указа,-
зонта

Потенциометр
поперечных кренов
указателя горизонта

0Г1
лев. п/к-та ।
27В ЧООГцЗБВ',

>Арретирование\
ЦГВ на

О^ПП-ТПМ' 1
_ лев п/к-га\ [

Рвк*53Рн1 Арретирование
I + 27ВI |ЦГВ на
' ПП-1ПМ^



ЩБ Щ6 ШБ

18 17 16

Ш1 ил
1 2

Ш1
3

ШБ
32

Ш9

ШБ
92

ШБ

91

10

73 Моментный
“ > мотор
продольных
кренов

КЗ

1

Шоментный
мотор
поперечных
кренов

2

Б

J

Силовой.

мотор
поперечны*
Г^кренов

6 1

Гиромотор

-О

мотор
продольных (—

кренов f у

Милтник

О

R8 ~4 R7
'5

3-400 Гц ЗБВ

-27В

СП-

5

т-4 || II‘ " 5

II A3C-Z

L/ (и,ГВпр}

1

2

3

-------------1	и----------1

рретироВание\ | ВК-53РБ'

, ЦГВ на. + 27ВI

< О.ПП-1ПГ1' |	1

леВ п/к-та\ [

у-гон

^Арретирование^! пр п/к - та. j
\ ЦГВ на. ,	। + 27В ЧООГцЗБВ,

I. л

I ПП-ЮМ^ о-1

•ПЛ Г?/*' - тп

ПП- 1ПМ
пр п/к - та
г? У

ч

ин

Ш1

шч

Ш1

ШБ

23

ШБ
22

ШБ
21

UJ6

37

ШБ

38

ШБ

ЧП

ШБ
31

ШБ

41

Ш1

13

ШБ
ЗБ

ШБ
39

ШБ
32

ШЧ

32

Ш7

8 __>

ШБ
42

Ш8 Ш8
7	6 .

Т Т—

35

ГВт

<1

2 __।

5 —•

ШБ
10

з ч

ило









5
Б

7

8

6 2

5

3

Гпромотор

Маятник

Маятник

---о

R8 ~

Силовой. о
мотор L
поперечных 1

R6 R5

П1

R7

7 СилоВои
мотор ;
продольных f—
кренов f ч

II

12

13

14--------

Ш2 Ш2

32 1 2 1

15"

БК 'I

7зо

ШБ bJf>
33^43
1

2

БК-Ш2/1
(ЗОВ)

5К-Ш1/В

(29В)

*- БК-Ш1/9 (25В)

БКГ-Ш1/2(2257
Ш1/19(296)

Ш2 Ш2
32 \ Z \

15-------

ШБ ШБ Ш2

33л3лА

Ш2

5 .

Ш2

3

Ш2

33

а/*Т ~Ш2

jeA4 хк 6

Ш15

8 .

Ш15

J5,

Ш15
20

Ш15
16,

БК-Ц11/25(32Г)

Ш15 Ш15

21

19

Ш2
ПРИЛОЖЕНИЕ 3. Электрическая схема автопилота ЛБ— 6ЕМ— ЗП (серия 01, вар. 1.)

ч

ПолипроввЗник
3 реле РВ-8
•-----i (5сек)

7

10

5

R22

РЗО

ягв

Д8

К

Ш2

Ш2

11

12

8

3

ШЗ

10

Д25

►м-

W2
7

Ш8 Ш9

29 24

3

2

Д77

1Д75

№

1!	
	j*

Ш4-37

А

PZMff

К/5

Р22 U

13

Г1 ех а г из п Ч
центрирования
курса.

Р25

Р12

R23

R24

Р32

413







ШЗ

18

fill

БК

---23

24

UJ15

11

Ш2
13

UI4

15

ШЗ

35

ШЗ
8

Ш2

35

Ш4
SO.

ШЗ
7

Ш2

28

—20

— 21

Ш2
12

НИ

25

Ш8

49

7S

UJ3
25

ил
14

,'5

Ш_3

47

Ш1

31

1'13

28

Ш15

13 .

Ш2
33

19

1 2'

22

1112

1011

БДГА

Р5

при Б "доске летчиков

Ш8

28

Ш2

14

18

19

13

14

15

16

17

Ш7

42

| Отказ Е VOR
Свод

। Курс - МП

+ Д25 Р7(А)
------------- 2S
-------------27 .

25(5?Г)

Ш2
ДО.

HI4
49.

№

БК-Ш1/45

БК-Ш1/45

(ззг)

РЗ

пр.

КПЗ



Гр1

Ш8

40

_ Ш5_____

3АгэАг^Шк

Ш8 ШВ /К zK/K./KAK
42 41

27

НПО
L75.

Ш8

48

13

Ш2
10

У1 т

Г” 0о| Контакт
ЯпоГ рукоятки
° „РазВврот11^

РМН

ЦГВ
П/7.

Ол1

28

 29

30

31

32
win i A _ aiuBn

Продолжение приложения 3

ГрЗ

вс-з

13.

7^^

415

U115

Ш2 Ш2

U115

1112

.SA7>

2 7	У\

5

БКЛ

РпВ

Р12/Р,}

R28

25

Щ!
41

 18

 19

20

Ш1
й

ИЛ5
9

UJ2



ВК~Ш2/28(25

U12
25.



кв-i

P2S
2 г—
»— 5

Р12



Д1Ж

ШБ

1 лупро8ооник
^ле Времени
7	3-8 ?2,5с)

Полупроводник
реле Времени.
РВ-9(20с\
<.	23

-------------24
2

J
ч

8

9

lO-

ll

12

13

14

15

16

17

18

г

will /А ошИи

Ш7 Ш7

17 43

БК-Щ2/7(30 Г)
6К-Щ111Б(28Г)>
БК-Ш2/4(25В\*

КВ1 ,КВ2, Ш2о(чв)

ВК-Ш2/41

19-

20-

68-142/28(25 Ь)

IU4 ШБ
24 А 8 А

Ш2 Ш2

28 Л2Ь\

Ш15 Ш15 Ш15

23 AZ*A17A

Ш15 Ш15 Ш15 Ш15 Ш15

wA^A^AsA^ А

Ш2 Ш2

25 Хгбу

Ш2 1112

Ш15

27A23AgAAzvA
25

26
1-------

2-------

3-------

ч-------

——

Р16

3

Б.

7'

8

9

10-

А

3

3

7

Р12.

1Л1
2S

Р23
1 2
^РТ
.8
— 7

ую

R8

РЧ1

Полупроводниковое рел.

13

>

К 25

R43

вчг

R17

7

R64

R26

2

ZZ

ШЧ

12

Ш4
14
—>
шч
6

ШЗ

17

Р29

РЮ Р21	Р22



16
pzhl
17]18
Kjfl

R3

Т2		
		R4



22

шз

11

Ш7

12

1 2

20—

21----

ШУ
17

U13
10

18-

19-

ШЗ
15

ШЗ

19

ШЗ
20

Ш7
14

ШЗ
6 ,

ШЗ
29

ШЗ

37

Ш8 Ш8

34 35

Ш2

17

ШЗ
~12

Ш7
16

13

14
15'

16

17

Ш7
15

3 4

1314

Р9

13

Ш9

32

Ш7
18

Щ9
31

БК-Ш2/24(33!

БК~Ш2/43(ЗЗГ

23----1

Ш2\Ш1

16 I 9

24

Ш1Ч

12

т
'10

т
и

Ш2
7

Ш2
9

111Z

8

Ш2
ill

шч шч

1115

5

Ш7
10

ЦГЕ

32
Зак. 1076
bK-Ull/lj(26B)
БК-101/16(264)

w

16

17

-----IB

------IS

------20

------21

------22

------25

------24

25

26
ПА

НИ

НИ
6

Ш1
, 5

22к0м

510 кОм

'1нкФ

211

Ш2
5

ИИ
3

Ш1
5

510 к 0 м

1кОм

ЮкОм

1бН2(1-£

240к0м

18

7Г
яг

7Г

17

23

24

25

26

1118

30

ил
7

В

Ш2

7

0,6 мкФ

.Ж..
пр?

0,5мкР

О,.

0,5 мкФ

0,25 м к

\Д211

'211

510
кОм

Блок
дросселей

0,25мкф

.180

кОм!

llgoTn^
.кОм^Л

160
Ом

ЖИ

Ш2

6

J80
кйп

\180
кОм

Р6 Р5

!Т

4

I

0K-U12/29 (31В)^			
'	, ,	.*	Ш13  БК-Ш2/ЗБ(2БВ)г  А	7 >	к 15/	1l)	к	77/^-

11112			
7 /	к	15/	к /	
	1  - "' —— '		- •
			
ЮкОн

510к0н

510 кин

0,05н кФ

Рб Р5

Ш2

1

2

3

Ш2/ч(7В)

U111

11112

1

7

ш

РНН

А

А

2

2

9^БК-Ш1/28
^БК-Ш1/29

б К-Ш 2/34

(31В)
(зов)
(32В)

Ш2/К
14

30кОм Г

240 кОм \

510 к Он

1кип

ЗОкОн

10 кОм

1кОм

ЗОкОн

ЮкОн

IkOh

\BH2fh£ 240кОн

240 кОм

240к0м

00200	।---1

240 к 0 ri

240 кОм

510
кОм

510
кОн

510
кОм

0,05и к q>

0,05мкФ

0,05нкФ

0,05мкФ'

СНОП

1нкФ

12

i 1







Ш2

15


§ й

Продолжение приложения 3
У15

*8

уз

R13

ЯЧГ

15

R18

о-

У12

мз

1

е 7

Д5

4' > 3

2*5

5

У16

Б

Р12

R45

Р4

Д17а1

АЦ

1 Р25

Реле бремени
РВ-8 Вар.З^с)

41>“7

д R5

12

11

№

К ‘ЛД23 Д21

S’	©	<1

2 6 7 1

Реле времени
РВ-8 бар.5(2,5с)

РБ г*

12 11 15

()—

2 6 7 1

Реле времени
РВ-8 8 ио.5 (2,5с)

“г" 8 г

- — —>

</74

У13

12

13

14.

15

/£

12.

18

19

С35

036

5

WJ-1125T у

S

10 6

RT1

017

Р4

УЧ

1

4

Д4

44

К14

о

г

014

-М-
,472

Д™

9S



.20

Ш7

Ш1 Ш1

22 38

102
3

^v'

1П
2

Ш1

24

Ш1

5

012

33

Ш2
'35~

1111

7

ОЛ
12

Ш2

20

Ш8

45

Ш6 018 Ш8

13 22 25

Р12

Р72,
гА1
C3d~~

куч

РЗ Б

РЗ

шу

41

Он. 14Г

Ш8 018

12	13

01/

50

Ш1

11

Ш11

Ш1

Ш1

13

011

10

011

26

й/7

27

Ш7

11

БУ-Ш4/32(18Б)
БУ-014/24 (15 Б)

БУ-014/38

014 Т

Табло
„ отказ
ЦГВи





легчика.

пр

БУ-Ш2/2Ч(7Б)

Т.Д5
шч
48 /ч
"шз f
25

+ 27 в
с p i pt nc

Ш4

10

1114

А 11

' Ш8 ‘

26

Табло
„отказ
АП-лрод.“

---1

Леб. t
летчика



+ 011/11 (бб)

278	011/10(65/

КВ2

АН
У1

У2

8

R62

R261

43»

15

19

9

10

3

Р19

Р15

Б

Б

Р19

911

10

2

Н №

Р22

А

5

Р9

5

^/19

Ш2/15

Сп.ЮГ

№

102

Ш2

1'1

1

Ш2

10

30

29

12

13

лч

»<? 29 69 59 09 3 9

19

17

18

ЗО[?9

R12

R63

02

3 5

36

15

18

-19

69-102/92(185)

Ц(6б)

Р11 _1£.

16

17

Ш1 101

18

nP-506Bfl

В

15

Реле ВрекЕни. рв-8

Вар. 7 (5с)

Р9

С1

03^ 05

R16

7] рэ
Л

18

РЮ'

Р6

Р9

4Г"

РЮ

«П

1 3

	g

102

101
12

102

.78

Ш2
91

Ш1

25

Ш /23(1'1 В)

^1112/28 (128)

о

'Ч—

8TI7

Р19



Р15

9

Ч

Р15

Ш1

35

Ш2
.32.

ил
.36

Ш1
Ti

Ш7

36

Ш2/1б

Си. 1ST

Ш2/1?

101

30

7

21

8

22

9

23
10

29

11

25

12

26

13

21

19

28

18

5 19

6 20

9

17

-2
~3

-9

-5

-6

-7

РЮ

8. 7

II, Р15

'-Но

9 I

Ш7

35

0!7

29

-^-20

107

30
1

2

3

Л

5

Б

7

8

9

10

11

12

13

14

15

Ш9 ШЗ Ш9

1 20 2

БКГ

Ш2

Р1

УЗ

R8

о7 Г

К4

РЗ

У1

РЛ.

Ш1

Ш7

44

Ш1/2
R14

АТ~2

Р4

R20

Кб

11 12

Р5

3 ч

1

29

1

4

БУ

шю

19 ,

2

3

шч

26 ,

ШЧ

2Г

8

ШЮ
• 8

Ш5
19

'ШЧ‘
20

R23	R22

шч
21

ШЧ

20



РЧ

РЗ

зПЯз

МУ-11257

Р8

s Л-

ШЧ

1/

ЦГВ лев

ЦГВ пр

7

8

Р1

0о 2о Р

Реле бремени РВ~9
бар. 1 (10 с)

сз сч

Р32

R15

R18

гч—

R15

ДЗ

Н—

R17

С1 ‘=}—

R3

г®

R19

R21

12
7'

81

С7

} дю

Р2

30

R/J

31

Ш2/3(7

РЧ

1 з’ I

I Эмблема.!

П11

П12

в

И

С А
зб в ; ооо гц

П12

П11

if

В С А
36в; чоогц

Д31±

«г г

р7

РЮЦУ?

Аф

RB1

' ШЧ
19

РЗО
16

"ШЗ'

3

ШЧ
16

4

5

Р32

Дзоу_

С19

Оф

ШЧ
22

РЗО



Вт

R80 v

сю

Ш1

29

ШЧ

13

'ШГ
19

Ш1
ч
РЧО
!_

3

'ШГ
21

'ШЧ

30

'ШЧ

45

шз

39

Р39

4



п

П
я
л

Ш1

32
У9

910

R58

R39

о 20

5 19

5 19

Б 20

-^0

$29

Р13

$31

2

R22

Ч

17

3

Р23

>30

>29

15 _

ЙТ

1

б_
7

7

21
8

22

Q

23

10

24

11

25

12

26

13

21

14

28

18

15

ЖТ
1
'2

7
21
8

22

9
23
10

241
11'
25'
12<
26'

13'
21'
/Д'
^3'

Р14

'030	029	R40

-0I-----ЕО--------[=1--------ЪГ

10

Р20 Б

Б

Р21

2

922

11 Ч

/7 | ।

13

Р20

12

9

10

11

12

Р21

10,

2

5

У

045

№

П

СП.9Г

I

у|

102

29,

Ш1

28 .

Ш1
23.

Ш2
.38,

LU9
В

Ш1

34

Ш9

30

107
ЗГ

Ш1

39

Ш1
.9.

Ш1
40.

Ш2

34,

Ш7

32

101

49

Ш2
27

20,

UJ7

33

Ш7
34

Ш2
 8 ,

Ш2
251

Ш2

22

Ш2

23

Р2о

7Р

-Л

1о~



Р23
. 4

Р24

8

19

3Z /И9

9I

Ш2

26 ,

Ш1

29,

1------

Р7



> 8

1Z

4!S-----tu-

rn	043

Реле Врепени
РВ-8 Bap3(b5c)

21> 8h 7

Реле времени
РВ-8 вар.5(2^с)

2 « Б'о 7°

Ре^е В pent

РБ-8 вар.5/2:

-К
^32

Ш12117120Г')

Ш12115(20Г)

БУ-Ш2/22(186)

Ш7

45

Ш12/7 (20Г)

14

шч
ЗБ

Табло
отказоВ
Путь-WM

БОК

0 I

Лр.
летчика

Зак. 1076

Ш8

31

Ш2

12

1114

12

Ш4

13

Ш9

13

012
.17

Ш2/

пу-1012(10 г)
/(пц П У-1011 (ю г)

1119

10

Ш8

27

1119

3

Табло
отказов
„АП-БОК"

лев.

летчика

Пр.
||

т

Путь - ЧИПА
ЗБВ^ООГи,

+
Вкл. прод.
канала АП

+27В

Иеканизн управления А'Г-?(РВ)
--«•"-•-»--''о--------------------------

Контроль ат~2

--------------—-------------------------

Обилии —

Указатель усилий

-----------------------•<----------_----

0—------~“------------

./Т-2
ф------''а------------

ф---------------------

У А Т
ПРИЛОЖЕНИЕ 4. Электрическая схема автомата триммирования АТ-2

АТ-2

У АТ

УТ-15

БКГ