И. Е. Бондарчук, В. И. Харин


Указатель угла тангажа УУТ-1060Б



страница13/17
Дата06.06.2016
Размер3.92 Mb.
ТипКнига
1   ...   9   10   11   12   13   14   15   16   17

57. Указатель угла тангажа УУТ-1060Б
Назначение и устройство. Указатель УУТ-1060Б (рис. 86) пред­назначен для указания углов тангажа при взлете и посадке. В по­лете он облегчает выдерживание заданного режима по маршруту, особенно на больших высотах, где показания вариометра выдаются с некоторым заметным запазды­ванием.

Указатель угла тангажа полу­чает электрические сигналы от ле­вого гиродатчика АГД-1 и явля­ется его повторителем. Установ­лен указатель УУТ-1060Б над приборной доской слева на ко­зырьке, а усилитель УУТ — под козырьком приборной доски пи­лотов. Питается комплект посто­янным током напряжением 28,5 В, а также переменным трехфазным током напряжением 36 В, часто­той 400 Гц.

Вступает в работу УУТ-1060Б при включении левого авиагоризонта АГД-1.

Рис 86 Указатель угла тангажа УУТ-1060Б



Рис. 87. Комплект ЦГВ-4
Указатель имеет шкалу от 0 до +12° на кабрирование и от 0 до —4,5° на пикирование, оцифровка ее через 2°, цена деления 0,5°. На шкале нанесена зеленой краской отметка зоны в пределах 7— 7,5° (взлетного угла тангажа) и красной краской — зона, в преде­лах 8—9° (предельно допустимого угла тангажа).

При достижении скорости 170 км/ч независимо от взлетного веса самолета необходимо начинать подъем носового колеса, увеличи­вая угол атаки до 5—6° по указателю угла тангажа.

На аэродромах, грунт которых имеет гравий или щебень, после отрыва передней стойки шасси не допускать увеличения угла тан­гажа более 7° по указателю УУТ-1060Б. Запрещается увеличивать угол тангажа более 9° по указателю угла тангажа во избежание касания ВПП подфюзеляжными гребнями.

При вынужденной посадке самолета на воду угол тангажа дол­жен быть не более 2—3°. Приводнение самолета на большем или меньшем угле тангажа может привести к более быстрому зарыва­нию самолета в воду с разрушением его носовой части.



58. Центральная гировертикаль ЦГВ-14
Назначение, принцип действия и пользование в полете. Цент­ральная гировертикаль ЦГВ-4 предназначена для определения по­ложения самолета в пространстве относительно истинной вертика­ли, а также выдает электрические сигналы, пропорциональные уг­лам крена и тангажа, в канал стабилизации антенны радиолокаци­онной станции РПСН-2 для стабилизации антенны.

Принцип действия ЦГВ-4 основан на использовании свойства гироскопа (крена и тангажа) с тремя степенями свободы сохра­нять неизменным (вертикально) направление главной оси в про­странстве.

Комплект центральной гировертикали состоит из указателя УВ-2К, кнопки «Арретир ЦГВ», кнопки переключения «Крен-Тан­гаж», установленных на левой панели приборной доски, и датчика ЦГВ-4 — над потолком кабины пассажиров, между шпангоутами № 12 и 13 (рис. 87). Питается комплект постоянным током напря­жением 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. Включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ЦГВ-4» на щите АЗС, а также выключате­лем с надписью «ЦГВ», который установлен на левой панели при­борной доски.

Защита цепи питания постоянным током производится автома­том защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а цепи переменного тока — тремя предохранителями СП-5, расположенными на панели пере­менного тока 115/36 В.

За 3—5 мин до выруливания на старт необходимо включить пи­тание ЦГВ-4 и нажать кнопку «Арретир ЦГВ» на время 30—40 с. При нажатии кнопки «Арретир ЦГВ» включается система ускорен­ного восстановления прибора в рабочее положение.

В полете указатель постоянно подключен на показания углов крена. Среднее (нулевое) положение стрелки указателя соответст­вует горизонтальному положению самолета. Если стрелка отклоня­ется к индексу «П», то это соответствует правому крену, а к индек­су «Л» — левому крену.

Если нажать кнопку «Тангаж» и удерживать ее, то указатель подключится на показание углов тангажа. Отклонение стрелки к индексу «П» соответствует пикированию, а к индексу «Л» — кабри­рованию.
Примечание. В полете с ускорениями категорически запрещается нажи­мать кнопку «Арретир ЦГВ», так как происходит выбивание прибора из рабо­чего положения.
При отказе в полете авиагоризонтов ЦГВ-4 можно использовать для определения пространственного положения самолета относи­тельно истинного горизонта выше описанным способом.

59. Гироскопический индукционный компас ГИК-1
Назначение и принцип действия. Гироиндукционный компас ГИК-1 предназначен для определения магнитного курса, углов раз­ворота самолета. Он также выдает электрические сигналы, пропор­циональные курсу следования по локсодромии в автопилот, если пе­реключатель «ГИК — ГПК — Развороты» на пульте автопилота установлен в положение «ГИК».

Принцип действия компаса ГИК-1 основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы, а также свойств чувствительного элемента индукционного датчика, которые по­зволяют определять курс относительно плоскости магнитного меридиана.



Рис. 88. Комплект компаса ГИК-1:
1 — индукционный датчик; 2 ~ коррекционный механизм; 3 — гироагрегат; 4 — уси­литель У-6М; 5 — соединительная коробка; 6 — кнопка согласования; 7 — усилитель У-8М; 8 — указатель КППМ
В комплект компаса ГИК-1 (рис. 88) входят: индукционный дат­чик ИД, расположенный в левой консоли крыла; гироагрегат Г-3М, коррекционный механизм КМ, усилитель У-6М, установленный под креслом левого летчика; усилитель У-8М, расположенный под по­лом кабины экипажа, слева; соединительная коробка СК-19, кото­рая находится под столиком штурмана; две кнопки быстрого согла­сования на левой и правой панелях приборной доски; два указателя КППМ на средней и правой панелях приборной доски. Кроме того, в комплекте компаса ГИК-1 работает выключатель коррекции ВК-53РШ, который установлен под полом кабины экипажа.

Питается комплект постоянным током напряжением 28,5В и пе­ременным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц. ГИК-1 включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «ГИК-1» на щите АЗС, а также выключателем с надписью «ГИК» на правой панели приборной доски.

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий производится автоматом защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а по пе­ременному току тремя предохранителями СП-5, расположенными на панели переменного тока 115/36 В.

Индукционный датчик ИД предназначен для корректировки ги­роскопического курса снимаемого с потенциометра гироагрегата магнитным курсом. Корпус датчика заполнен жидкостью, состоя­щей из 75% лигроина и 25% масла МВП.

Чувствительный элемент датчика состоит из трех магнитных зон­дов, расположенных по сторонам равностороннего треугольника и закрепленных на пластмассо­вой платформе. Платформа подвешена в карданном подве­се, который удерживает чувст­вительный элемент в горизон­тальном положении до крена 17°. Каждый магнитный зонд состоит из двух пермаллоевых сердечников, на которые намо­таны две обмотки: намагничи­вающая и сигнальная. Обмот­ка намагничивания питается переменным током напряжени­ем 1,7 В, частотой 400 Гц. Сиг­нальные обмотки соединяются треугольником и электрически связаны со статорными обмот­ками автосина коррекционного механизма КМ.

Коррекционный механизм КМ предназначен для электри­ческой связи индукционного датчика с гироагрегатом, для устранения четвертной девиа­ции и инструментальных по­ грешностей компаса ГИК-1.

Прибор состоит из следующих основных узлов: автосина, потен­циометра, электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором и лекального устройства ленточного типа. Лекальное устройство обеспечивает устранение четвертной девиации в пределах ±6°.



Гироагрегат Г-3М предназначен для, осреднения показаний маг­нитного курса, снимаемого с индукционного датчика ИД, и для вы­дачи электрических сигналов, пропорциональных курсу следования и углу разворота самолета, на указатели КППМ.

Принцип действия гироагрегата основан на использовании свойств гироскопа с тремя степенями свободы, у которого главная ось вращения гироскопа расположена горизонтально. Конструктив­но гироагрегат Г-3М состоит из следующих основных узлов: кор­пуса прибора, гироузла, горизонтальной коррекции и узла быстрого согласования.

Основной частью гироузла является гироскоп, который пред­ставляет собой асинхронный электродвигатель переменного трех­фазного тока. На внешней рамке гироскопа жестко закреплена вер­тикальная ось. На оси -закреплен потенциометр по которому сколь­зят три щетки, расположенные под углом 120°.

В верхней части гироагрегата закреплены: реле РСМ-1 и элект­ромагнит, который обеспечивает переключение работы редуктора с нормальной скорости согласования на ускоренную.


Для удержания главной оси гироскопа в горизонтальном поло­жении служит горизонтальная коррекция, состоящая из электродви­гателя и жидкостного маятникового переключателя.

Комбинированный пилотажный прибор КППМ (рис. 89) пред­назначен для указания магнитного курса, углов разворота самоле­та, а также для осуществления посадки самолета по системе СП-50. В корпусе прибора расположены два самостоятельных механизма, работающих независимо один от другого, т. е. механизм курсо-глиссадной системы СП-50 и механизм указателя компаса ГИК-1.

Механизм указателя ГИК-1 состоит из электродвигателя ДИД-0,5 с редуктором, и потенциометра, по которому скользят три щетки, расположенные под углом 120°.

Шкала указателя ГИК-1 отградуирована от 0 до 360°, оцифров­ка через 30° и цена деления 2°. Над шкалой прибора помещен не­подвижный указатель 4 курса, а внизу — кремальера. Вращая кре­мальеру 7, можно одновременно установить шкалу и стрелку под черту неподвижного указателя курса. При этом стрелка 3 будет на­правлена вверх и показывать заданное направление полета.

При отклонении самолета вправо или влево от заданного курса стрелка 3 отходит от неподвижного указателя курса, что мнемони­чески указывает летчику нужное направление разворота для возв­ращения самолета на заданный курс. Кроме того, неподвижный указатель курса позволяет более точно выдержать заданное на­правление, а также освобождает летчика от необходимости удер­живать в памяти нужное направление полета.



Соединительная коробка СК-19 предназначена для электриче­ских соединений комплекта компаса ГИК-1 между собой. В короб­ке установлен трансформатор, на первичную обмотку которого по­дается напряжение 36 В, частотой 400 Гц, а со вторичной обмотки снимается напряжение, равное 1,7 В, частотой 400 Гц и подается на обмотку намагничивания индукционного датчика ИД. На кор­пусе коробки крепится патрон, в котором помещен предохранитель ПК-30-0Д5А, защищающий потенциометр гироагрегата от перего­рания при коротком замыкании.

Усилитель У-6М состоит из трех каналов усиления и выполняет в компасе ГИК-1 следующие функции: усиливает сигнал перемен­ного тока удвоенной частоты (800 Гц), поступающий от датчика ИД через автосин коррекционного механизма, преобразует этот сигнал в переменный ток основной частоты (400 Гц), усиливает его и по­дает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 коррек­ционного механизма; преобразует сигнал постоянного тока, сни­маемый с потенциометра, коррекционного механизма, в сигнал пе­ременного тока, усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 гироагрегата; преобразует сигнал по­стоянного тока, снимаемый с потенциометра левого КППМ, в сиг­нал переменного тока, усиливает его и подает на управляющую об­мотку электродвигателя ДИД-0,5 левого КППМ.

Усилитель У-8М предназначен для преобразования сигнала по­стоянного тока, снимаемого с потенциометра правого КППМ, в сигнал переменного тока, усиливает его и подает на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5 правого КППМ.

Кнопка быстрого согласования 5К предназначена для быстрого сог­ласования комплекта компаса ГИК-1 после его включения и после выпол­нения длительного разворота само­лета. Нормальная скорость согласо­вания следящих систем компаса ГИК составляет 1—5°/мин. Ско­рость быстрого согласования обес­печивает согласования следящих систем за время не более 15 с.

Выключатель коррекции ВК-53РШ (рис. 90) предназначен для автоматического отключения азимутальной и горизонтальной кор­рекции при развороте самолета, когда угловая скорость разворота самолета достигает 0,1—0,3 °/с и более.

Принцип действия выключателя ВК-53РШ основан на использо­вании свойств гироскопа с двумя степенями свободы, у которого главная ось вращения ротора расположена горизонтально.

Выключатель коррекции (рис. 91) состоит из следующих основ­ных узлов: гироскопа, системы задержки времени, потенциометра, контактного диска. Он работает следующим образом. В прямоли­нейном горизонтальном полете гироскоп удерживается в среднем положении пружинами. Выключатель коррекции выключен, так как его щетка находится на средней обесточенной части контактной ла­мели. При выполнении самолетом длительных виражей и разворо­тов в указателях КППМ могут возникать и накапливаться ошибки за счет срабатывания горизонтальной коррекции гироагрегата и из-за негоризонтального положения чувствительного элемента ин­дукционного датчика ИД.

При развороте самолета вокруг вертикальной оси у гироскопа возникнет гироскопический момент, который наклонит гироузел, преодолевая сопротивление пружин. При этом подвижная щетка, связанная с гироскопом, установится на токовую ламель и электри­ческая цепь будет замкнута. Ток потечет через замкнутые контакты на управляющую обмотку электродвигателя ДИД-0,5, который че­рез редуктор развернет ось ВК-53РШ, а вместе с осью потенцио­метр и контактный диск. При этом щетка контактного диска ока­жется на токоведущей части потенциометра. Ток напряжением 28,5 В потечет через контактный диск и поступит на обмотку реле РСМ-1.

Реле сработает и отключит от схемы азимутальную (индукци­онный датчик) и горизонтальную коррекции. По окончании разворота самолета гироскоп под действием пру­жин возвращается в среднее положение. Азимутальная и горизон­тальная коррекции снова подключаются к схеме.


Рис. 91. Кинематическая схема выключателя коррекции ВК-53РШ:
1 — ламель; 2 — щетка; 3 — электродвигатель ДИД-0,5; 4 — контактный диск; 5 — редуктор; 6 — потенциометр; 7 — пружины; 8 — гиромотор
Принцип работы компаса ГИК-1. В прямолинейном горизон­тальном полете все четыре следящие системы: «ИД — КМ», «КМ—Г-3М», «Г-3М — левого КППМ», «Г-3М —правого КППМ» согласованы и указатели КППМ показывают магнитный курс, сни­маемый с потенциометра гироагрегата Г-3М.

В полете следящие системы могут быть рассогласованы из-за трения в осях карданного подвеса, несбаланса трех осей гироскопа, а также из-за негоризонтального положения чувствительного эле­мента датчика ИД. При этом происходит рассогласование между потенциометром гироагрегата и потенциометрами КППМ и в ука­зателях КППМ должна накапливаться ошибка (рис. 92). Но этого не происходит, так как гироскопический курс, снимаемый с гиро­агрегата Г-3М корректируется магнитным курсом датчика ИД. Сигнал рассогласования снимается с потенциометра гироагрегата Г-3М и поступает на потенциометр КМ, а затем на вход второго канала усилителя У-6М, где преобразуется, усилится и с выхода усилителя У-6М поступит на управляющую обмотку электродвига­теля ДИД-0,5 гироагрегата Г-3М, который отработает и через ре­дуктор развернет щетки и устранит рассогласование между Г-3М и двумя КППМ.

Ввиду того, что электродвигатель ДИД-0,5 разворачивает щетки со скоростью 1—5°/мин, а максимальная скорость ухода главной оси в азимуте не превышает Г/мин, то уход главной оси гироскопа в азимуте немедленно компенсируется поворотом щеток и не вы­зывает ошибок в показаниях КППМ.

В горизонтальном полете следящие системы также могут быть рассогласованы из-за действия ускорений, что выводит чувствитель­ный элемент датчика ИД из горизонтального положения. По сигна­лу рассогласования следящие системы компаса отработают, и в показаниях указателей КППМ должна накапливаться ошиб­ка. Но так как скорость откло­нения чувствительного элемен­та ИД от горизонтального по­ложения значительно больше, чем скорость отработки ДИД-0,5 гироагрегата, то коле­бания чувствительного элемен­та осредняются потенциометром Г-3М, и указатели КППМ устойчиво показывают магнитный курс самолета.

Разворот самолета. При развороте самолета вместе с ним поворачиваются щетки потенциометра гироагрегата Г-3М. Возни­кает рассогласование потенциометров КППМ и Г-3М.

Сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и по­ступает на потенциометры левого и правого КППМ, а затем на вход усилителя У-6М и У-8М, где сигнал преобразуется, усилится и с усилителя У-6М поступит на ДИД-0,5 левого КППМ, а с уси­лителя У-8М — на ДИД-0,5 правого КППМ. Электродвигатели ДИД-0,5 отработают и развернут стрелки КППМ на угол, равный углу разворота самолета. Таким образом, при разворотах самолета компас ГИК-1 работает как ГПК и указатели КППМ показывают точные углы разворота самолета.



Работа следящих систем компаса ГИК-1. При повороте индукци­онного датчика ИД на угол α (см. рис. 92) относительно плоскости магнитного меридиана в сигнальных обмотках ИД наводится пе­ременная ЭДС, пропорциональная углу α. При этом следящая си­стема «ИД — КМ» рассогласуется.

Напряжение сигнала рассогласования поступает на статорные обмотки автосина КМ. Протекая по статорным обмоткам автосина переменный ток создает вокруг них переменное магнитное поле, ко­торое индуктирует в роторной обмотке автосина переменную ЭДС.

Напряжение с роторной обмотки автосина подается на вход пер­вого канала усилителя У-6М, где преобразуется, усиливается и по­ступает на электродвигатель ДИД-0,5 КМ. Электродвигатель отра­батывает и через редуктор повертывает ось КМ и щетки потенцио­метра, связанные с лекальным устройством, на угол α. При этом первая следящая система «ИД — КМ» согласуется и щетки потен­циометра КМ устанавливаются в положение, соответствующее дан­ному магнитному курсу самолета.

Происходит рассогласование следящей системы «КМ — Г-3М», и на токоотводах потенциометра КМ возникает разность потенциа­лов. Сигнал рассогласования снимается с потенциометра КМ и по­дается на вход второго канала усилителя У-6М, где преобразуется, усиливается й поступает на ДИД-0,5, гидроагрегата Г-3М. Электро­двигатель отрабатывает и через редуктор разворачивает щетки по­тенциометра. При этом вторая следящая система «КМ — Г-3М» согласуется и ДИД-0,5 останавливается.

Происходит рассогласование следящей системы «Г-3М — левый КППМ» и «Г-3М —правый КППМ».

Сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и по­ступает на потенциометр левого КППМ, а затем на вход третьего канала усилителя У-6М, где преобразуется, усилится и поступит на ДИД-0,5 левого КППМ. Электродвигатель отрабатывает и развора­чивает стрелку на угол а. Третья следящая система «Г-3М — левый КППМ» согласуется и ДИД-0,5 останавливается. Одновременно сигнал рассогласования снимается с потенциометра Г-3М и посту­пает на потенциометр правого КППМ, а затем на вход усилителя У-8М, где преобразуется, усиливается и поступает на ДИД-0,5 пра­вого КППМ. Электродвигатель отрабатывает и разворачивает стрелку по шкале на угол α. Четвертая следящая система «Г-3М — правый КППМ» согласуется и ДИД-0,5 останавливается.



Предполетная проверка и пользование компасом ГИК-1 в полете. Перед полетом при внешнем осмотре необходимо убедиться, что ви­димых дефектов нет. Обратить внимание на положение регулятора чувствительности усилителя У-6М. Он должен быть установлен: для широт, близких к экватору, в положение 1—2; для средних широт — 3—4; для высоких широт — 4—5.

Для проверки работоспособности необходимо включить питание компаса ГИК-1 и через 2—3 мин нажать кнопку согласования и произвести согласование комплекта компаса. Если после согласова­ния стрелки КППМ имеют незатухающие колебания с амплитудой более 1°, нужно уменьшить чувствительность усилителя до такой, при которой колебания исчезнут.

Затем следует сличить показания указателей КППМ с пока­заниями компаса КИ-13. Допускаются расхождения в показани­ях ±3°.

За 5—6 мин до выруливания на старт включить питание компа­са ГИК-1 и нажатием кнопки согласовать комплект. После чего указатели КППМ должны показать примерный курс стоянки са­молета.

Во время руления убедиться, что стрелки КППМ реагируют на изменение угла разворота самолета.

На исполнительном старте после установки самолета на линию взлета, нажатием кнопки согласовать комплект компаса ГИК-1 и убедиться, что указатели КППМ показывают курс взлета ВПП. После взлета магнитный курс и угол разворота отсчитываются по шкале КППМ с помощью петлевой стрелки.

В полете вращением кремальеры установить шкалу и стрелку под неподвижный указатель курса. Это облегчает выдерживание курса и освобождает экипаж от необходимости удерживать в памя­ти нужное направление полета.

Кнопку быстрого согласования в горизонтальном полете часто нажимать не следует, так как при большой скорости согласования все колебания чувствительного элемента датчика ИД будут воспри­ниматься указателями, и в КППМ будет накапливаться ошибка.

При малой, скорости согласования, что имеет место при ненажатой кнопке, указатели показывают осредненный магнитный курс.

Кнопкой быстрого согласования необходимо пользоваться толь­ко в прямолинейном горизонтальном полете и после выхода само­лета из разворота. Пользоваться кнопкой согласования в момент разворота и выполнения виража запрещается, так как в показание КППМ вводится большая погрешность.

При заходе на посадку на КППМ необходимо установить маг­нитный курс посадки против неподвижного указателя курса с по­мощью кремальеры. Погрешность определения магнитного курса не превышает ±2°. Послевиражная ошибка при отключенной гори­зонтальной и азимутальной коррекции не превышает 1° за каждую минуту разворота.

60. Гирополукомпас ГПК-52АП
Назначение, принцип действия и устройство. Гирополукомпас ГПК-52АП предназначен для выдерживания заданного курса сле­дования по ортодромии, для определения точных углов разворота самолета, а также для выдачи электрических сигналов в автопилот, если переключатель на пульте управления автопилотом установлен в положение «ГПК».

Принцип действия гирополукомпаса основан на использовании свойства гироскопа с тремя степенями свободы сохранять положе­ние оси собственного вращения (горизонтально) неизменным в про­странстве.

Благодаря высокой точности изготовления и наличию азимуталь­ной коррекции ГПК-52АП позволяет в течение 1—2 ч выдерживать курс следования по ортодромии с точностью ±2°.

В комплект ГПК-52АП входят: гирополукомпас (датчик) ГПК-52АП, расположенный на горизонтальной панели пульта пра­вого пилота; пульт управления ГПК-52ПУ, находящийся на верти­кальной панели пульта правого пилота: указатели (задатчики кур­са ЗК-2), установленные на средней и правой панелях приборной доски; соединительная коробка, расположенная под столиком штур­мана.

В комплекте с ГПК-52АП работает выключатель коррекции ВК-53РШ. Назначение, принцип работы и устройство выключателя аналогичны выключателю коррекции ВК-53РШ из комплекта ком­паса ГИК-1.

Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В, частотой 400 Гц.

Комплект включается в работу с помощью автомата защиты се­ти АЗС-2 с надписью «ГПК-52АП» на щите АЗС, а также выключа­телем с надписью «ГПК» на правой панели приборной доски.

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок производится автоматом защиты сети АЗС-2 на щите АЗС, а цепи переменного тока — тремя предохранителями СП-5, установленными на панели переменного тока 115/36 В.





Гирополукомпас ГПК-52АП (рис. 93). Чувствительным элемен­том ГПК является гироскоп с тремя степенями свободы, у которого главная ось вращения расположена горизонтально. В качестве гиромотора используется асинхронный электродвигатель переменного трехфазного тока. Ротор гироскопа приводится во вращение дву­мя асинхронными электродвигателями с частотой вращения 22 000— 23 000 об/мин.

Гироскоп подвешен в карданном подвесе, состоящем из внешней и внутренней рамок.

Основными элементами гирополукомпаса являются электродви­гатели горизонтальной и азимутальной коррекции, электродвига­тель ДИД-0,5 с редуктором. Внизу к внутренней рамке гироскопа укреплен жидкостный переключатель. Под шкалой расположен сель­син-датчик, с которого снимается напряжение, пропорциональное курсу и углу разворота самолета, и подается на указатели ЗК-2. Шкала датчика подвижная от 0 до 360°, оцифровка через 30°, цена деления Г.

На гирополукомпасе ГПК-52АП устанавливается и выдержива­ется курс следования по ортодромии, а также определяются углы разворота самолета против неподвижного треугольного индекса 8, нанесенного на корпусе.

Во время работы ГПК-52АП за счет трения в осях карданного подвеса, несбаланса трех осей гироскопа и т. д. главная ось откло­няется от горизонтального положения, за счет чего накапливается ошибка в показании датчика ГПК.-52АП.

Для удержания главной оси гироскопа в горизонтальном поло­жении служит горизонтальная коррекция, которая состоит из жид­костного переключателя и мотора-корректора (асинхронного элек­тродвигателя). Кроме того, в ГПК имеется азимутальная коррек­ция, которая служит для удержания главной оси гироскопа в азимуте. Она состоит из электродвигателя 3 азимутальной коррек­ции и измерительного моста переменного тока.



\

Пульт управления (рис. 94) предназначен для управления работой ГПК-52АП. Для включения и вы­ключения питания на пульте имеет­ся выключатель (не задействован). Слева выключателя расположена ручка «Задатчик курса». При пово­роте ручки влево или вправо пово­рачивается в ту же сторону и шка­ла датчика ГПК-52АП с двумя ско­ростями — малой 30÷95°/мин и боль­шой — не менее 180°/мин.

Справа от выключателя имеется рукоятка со шкалой «Широта», которая служит для установки широты места взлета и широты про­летаемой местности. Шкала широт оцифрована от 0 до 90° через 10°, цена деления 2°.

При длительной эксплуатации ГПК происходит разбалансировка трех осей гироскопа, и прибор начинает выдавать неправильные показания.

Балансировка гироскопа производится поворотом оси баланси­ровочного потенциометра, скрытого под крышкой пульта, рукояткой «Широта». Эту операцию выполняет техник по приборам.



Задатчик курса ЗК-2 (рис. 95) предназначен для указания кур­са следования по ортодромии и углов разворота самолета. От сигна­лов левого задатчика курса ЗК-2 осуществляются автоматические довороты на углы до 120° при включенном автопилоте АП-28Л1.

Прибор состоит из следующих основных узлов: усилителя, сель­син-приемника, потенциометра и электродвигателя ДИД-0,5. На лицевой части прибора имеется шкала от 0 до 360°, оцифровка че­рез 30°, цена деления 2°. Над шкалой расположен курсоотметчик, под который можно подвести кремальерой любой заданный курс по­лета, что дает возможность освободиться экипажу от необходимости запоминания курса следования самолета.



Ошибки ГПК-52АП и их учет в полете. Ошибка за счет ухода главной оси гироскопа в азимуте. Причина ухо­да: за счет трения и несбаланса трех осей гироскопа, а также влия­ния на горизонтальную коррекцию различных ускорений в полете к других факторов.

Работа ГПК считается нормальной, если за 1 ч полета горизон­тальная коррекция дает ошибку не более 2°. Ошибка учитывается в полете по компасу ГИК-1, а при отказе ГИК-1—по компасу КИ-13.

Ошибка за счет дискретной установки широты. Цена деления шкалы «Широта» равняется 2°. Поэтому установить точную широту места взлета или пролетаемой местности невозмож­но, за счет чего фактическая широта не совпадает с установленной. Отсюда возникает ошибка. Практика показывает, что величина бо­кового уклонения за 1 ч полета не превышает 0,5% от пройденного расстояния.
Креновая (карданная) ошибка возникает при разво­ротах самолета и порождается карданным подвесом гироскопа в корпусе. При углах, равных 0, 90, 180 и 270°, величина ошибки рав­на нулю. Максимальное значение ошибки достигает при углах, близ­ких к 45, 135, 225 и 315°. Зависимость максимальной креновой ошиб­ки от угла крена следующая:


β

15°

30°

45°

Δα



4°07'

9°42'

Ошибка за счет ортодромической азимуталь­ной коррекции. В полете азимутальная коррекция во всех точ­ках ортодромии будет сохранять направление главной оси гироско­па по широте места установки (вылета) (точка М, рис. 96.) Однако в каждой точке ортодромии отсчет истинного гироскопического кур­са будет отличаться от истинного курса на величину угла схожде­ния меридианов β. Эта ошибка, если ее не учитывать, может дости­гать большой величины. Она учитывается установкой широты места взлета, широты пролетаемой местности и учетом углов схождения меридианов.



Проверка ГПК-52АП перед полетом. Внешним осмотром убе­диться, что видимых дефектов нет. Включить питание и через 12— 20 мин установить широту аэродрома вылета. Ручкой «Задатчик курса» разворачивается шкала гирополукомпаса через каждые 10°. Разность между показаниями по датчику и ЗК-2 не должна превы­шать ±2°. При повороте ручки «Задатчик курса» на угол 60° ско­рость разворота шкалы должна быть не менее 30—95 °/мин, а при повороте ручки «Задатчик курса» до упора — не менее 180 °/мин. Ручкой «Задатчик курса» установить шкалу датчика на курсы: 0, 90, 180 и 270°. Ошибка на каждом из четырех курсов за 30— 40 мин работы гирополукомпаса не должна превышать ±1°, а на одном из курсов допускается ±2° при условии, что суммарная ошиб­ка на четырех курсах не должна быть более 4°. Если при проверке наблюдается односторонний уход, превышающий допуски, гирополукомпас необходимо подрегулировать поворотом оси балансиро­вочного потенциометра, который находится в рукоятки «Широта». Если показания датчика изменяются в сторону их увеличения, необходимо повернуть ось балансировочного потенциометра по ча­совой стрелке на столько делений, на сколько градусов за 30 мин изменились показания прибора. При уменьшении показаний не­обходимо повернуть ось в проти­воположном направлении.

Использование ГКП-52АП в полете. Гирополукомпас исполь­зуется при выполнении полетов в высоких широтах и по маршруту большой протяженности. Перед полетом прокладывается и рассчитывается маршрут по ортодро­мии согласно инструкции для пилота и штурмана.

Перед выруливанием на старт за 12—20 мин до взлета необхо­димо:

1. Включить питание гирополукомпаса и рукояткой «Широта» установить широту места взлета (если маршрут большой протя­женности), или же установить среднюю широту маршрута (если маршрут малой протяженности).

2. При рулении убедиться, что гирополукомпас реагирует на из­менение угла разворота самолета.

3. На исполнительном старте ручкой «Задатчик курса» устано­вить на датчике ГПК-52АП курс взлета взлетно-посадочной полосы (ВПП).

4. После взлета и выхода самолета на исходный пункт маршру­та (ИПМ), штурман берет курс следования по ортодромии с уче­том угла сноса по компасу ГИК-1 и сообщает этот курс командиру корабля, который устанавливает самолет в направлении ортодро­мии по компасу ГИК-1.

5. В момент прохода исходного пункта маршрута необходимо ручкой «Задатчик курса» установить заданный курс на датчике ГПК-52АП.

Выдерживание курса по ортодромии осуществляется по ГПК с учетом угла сноса, а также углов схождения меридианов и магнит­ного склонения.

6. Через каждый час полета самолет вновь устанавливается по ГИК-1 в направлении ортодромии и гироскопический курс датчика ГПК-52АП исправляется ручкой «Задатчик курса».

7. Если маршрут большей протяженности, то новое значение ши­роты устанавливается при пролете опорных ориентиров, намечен­ных на карте во время подготовки к полету.

8. Периодически необходимо контролировать курс следования по ортодромии определением места самолета.

При обнаружении значительных уклонений от линии маршрута следует вновь выйти на ортодромию и произвести подбор курса с учетом угла сноса.

9. Во избежание большого уклонения от заданной ортодромической линии пути вследствие креновой (карданной) ошибки набор высоты или снижение должны производиться с углами, не превы­шающими 20°.

10. Запрещается выполнять развороты и довороты с креном, пре­вышающим 45°, так как при больших кренах гироузел ГПК-52АП ложится на упор и гироскоп теряет одну степень свободы, в резуль­тате чего возможно круговое вращение шкалы датчика гирополу­компаса ГПК-52АП.

11. При подходе к точке начала снижения установить ГПК-52АП на отсчет, равный магнитному курсу аэродрома посадки.

При подходе к аэродрому и заходе на посадку показания дат­чика гирополукомпаса (ГПК) принимаются за магнитный курс, от­считываемый от магнитного меридиана аэродрома посадки.



61. Автопилот АП-28Л1
Электрический автопилот

АП-28Л1 предназначен для авто­матического пилотирования само­лета относительно продольной, поперечной и вертикальной осей и управления полетом самолета по заданной траектории.

Автопилот АП-28Л1 обеспечи­вает: автоматический полет само­лета по ортодромии от сигналов ШК-52АП и по локсодромии от сигналов компаса ГИК-1; автома­тические довороты на углы до 120° от левого задатчика курса ЗК-2 из комплекта ГПК-52АП. При этом максимальный угол кре­на составляет 15±3°; автоматиче­ское триммирование руля высоты с сигнализацией на пульте авто­пилота об отказе канала триммирования; возможность отключения рулевой машинки канала высо­ты, что может потребоваться при заходе на посадку; стабилизацию высоты полета при включенном корректоре высоты KB-11 с точно­стью ±20 м; стабилизацию углов крена, курса и тангажа; выполне­ние координированных разворотов с углом крена до 30°; набор вы­соты, планирование, снижение и выполнение спиралей с углом тангажа до 20°.

Рулевые машинки допускают при включенном автопилоте управ­ление самолетом с помощью штурвала и педалей при повышенных усилиях на них.

Если происходит отказ любого канала управления автопилота, рулевые машинки отключаются автоматически с сигнализацией об отключении, т. е. загораются лампочки с надписью «Курс —Крен» и «Тангаж».

Приведение самолета к режиму горизонтального полета обеспе­чивается нажатием кнопки «Горизонт», если углы крена не превы­шают ±30°, а улы тангажа ±20°.

Включение автопилота не требует предварительной настройки и может производиться на любом курсе и при любых положениях продольной и поперечной осей самолета в зоне углов ±20° по тан­гажу и ±30° по крену. При включении автопилота тангаж и курс самолета сохраняются такими, какими они были в момент включе­ния автопилота, а по крену самолет автоматически выходит в ну­левой крен.

При нажатии кнопки «Совмещенное управление» отключаются рулевые машинки и пилотирование осуществляется вручную. При отпускании кнопки автопилот снова берет управление на себя.


Аварийное отключение автопилота осуществляется на горизон­тальном пульте левого пилота.

Комплект автопилота. В комплект автопилота АП-28Л1 (рис. 97) входят: пульт управления, установленный на центральном пуль­те летчиков; выключатель «Аварийного отключения рулевых маши­нок автопилота» — на горизонтальной панели пульта левого пило­та; задатчик курса ЗК.-2 — на средней панели приборной доски слева; кнопки отключения автопилота и кнопки совмещенного управ­ления— на штурвалах левого и правого летчика; лампочки сигна­лизации отключения рулевых машинок «Курс — Крен» и «Тан­гаж»— над средней и правой панелью приборной доски; агрегат управления, усилитель рулевых машинок, блок связи и корректор высоты KB-11—под столиком штурмана; блок триммирования— под полом кабины экипажа слева; датчик угловых скоростей — над потолком пассажирской кабины между шпангоутами № 12 и 13; рулевая машинка элеронов и ДПОР элерона (датчик предельного отклонения руля) — в левой части центроплана; блок фазочувствительных выпрямителей — под полом между шпангоутами № 18 и 19; блок реле — над потолком слева между шпангоутами № 21 и 22; рулевые машинки руля высоты, руля направления и триммера руля высоты — в негерметичной хвостовой части фюзеляжа; ДПОР руля высоты и направления — в хвостовой части фюзеляжа на шпангоуте № 45; выключатель ДПОР руля высоты и направления и выключа­тель проверки автопилота на земле — под столиком штурмана.

В качестве датчиков углов крена и тангажа используется пра­вый гиродатчик АГД, а в качестве датчиков углов курса применя­ются компас ГИК-1 и гирополукомпас ГПК-52АП.

Питается комплект постоянным током напряжением 28,5 В, пе­ременным трехфазным током напряжением 36 В и частотой 400 Гц, а также переменным током напряжением 115 В и частотой 400 Гц. Автопилот включается в работу с помощью автомата защиты сети АЗС-2 с надписью «АП-28» на щите автоматов защиты сети (АЗС), а также выключателем с надписью «Питание» на пульте авто­пилота.

Защита цепи питания постоянным током от коротких замыканий и перегрузок производится с помощью АЗС-5 на щите АЗС и пре­дохранителями СП-1, СП-5, расположенными в РК кабины экипажа, цепи переменного трехфазного тока — тремя предохрани­телями СП-5 на панели переменного тока 115/36 В, а цепи перемен­ного двухфазного тока — двумя предохранителями СП-10, установ­ленными в РК переменного тока 115 В.

Пульт управления. На пульте управления (рис. 98) размещены: желтая лампочка «Готов», сигнализирующая о готовности автопи­лота к включению рулевых машинок; зеленая лампочка «Включен», сигнализирующая о том, что автопилот включен; рукоятка «Разво­рот» для выполнения координированных разворотов; два переклю­чателя «Спуск — Подъем» для изменения высоты полета самолета; выключатель «Автотриммер» для включения и выключения блока триммера рулевой машинки руля высоты; выключатель «Питание» для включения питания ав­топилота; кнопка «Включе­ние АП» для включения ру­левых машинок автопилота; переключатель «ГИК — ГПК — Разворот» для под­ключения к автопилоту ГИК-1, ГПК-52АП или задатчика курса ЗК-2; выклю­чатель «Тангаж» (в положе­нии «Отключено» самолет по тангажу управляется вруч­ную); лампочки «От себя» и «На себя», сигнализирую­щие о возникновении усилия на колонке при отказе ка­нала триммирования; кноп­ка «Горизонт» приведения самолета к горизонту; кнопка «KB» (корректор высо­ты) и лампочка сигнализа­ции «KB» для включения и сигнализации о включении высотного корректора КВ-11.



Проверка автопилота перед полетом. Перед запуском дви­гателей убедиться, что на пульте управления автопилотом руко­ятка «Разворот» установлена в нулевом положении. Выключатель «Автотриммер» и «Питание» — в положении «Отключено», а пере­ключатель «ГИК —ГПК —Развороты» —в положении «ГПК», вы­ключатель «Тангаж» — в положении «Включено». Включить автоматы защиты сети (АЗС и АЗР) ГИК-1, ГПК-52АП, АГД-1, а также автопилота АП-28Л1.

Убедиться, что выключатель датчиков «ДПОР» законтрен и опломбирован в положении «Включено», а выключатель «Проверка АП на земле» установлен в положение «Работа».

Расстопорить органы управления самолетом и проверить сво­бодный ход рулей, отклоняя их от одного крайнего положения до другого. Органы управления должны перемещаться свободно без затираний.

После запуска двигателей убедиться в наличии на борту электропитания 28,5 В; 36 В и 115 В. Включить выключатели ГИК; ГПК, АГД. Убедиться в нормальной работе правого авиаго­ризонта. Нажатием кнопки согласования согласовать комплект компаса ГИК-1. Включить выключатель «Питание». Через 10—100 с должна загореться желтая лампочка «Готов».

Резко поочередно отклонить органы управления самолетом от нейтрального положения на половину их хода. При этом лампочка «Готов» должна погаснуть, а после прекращения движения органа управления загореться. Следует иметь в виду, что при отклонении педалей и штурвала более чем на половину хода допускается незагорание лампочки «Готов», а позже она загорается. Затем устано­вить органы управления в нейтральное положение. При горящей желтой лампочке «Готов» нажать кнопку «Включение АП». Лам­почка «Готов» должна погаснуть, а зеленая лампочка «Включен» — загореться: автопилот включен.

Прикладывая усилия к органам управления (около 10 кгс), убе­диться, что рулевые машинки включены. Проверить срабатывание датчиков «ДПОР», а также убедиться в возможности пересиливания рулевых машинок, прикладывая поочередно усилия около 20 кгс к штурвалу и около 30 кгс к штурвалу по тангажу. При этом должна загореться лампочка сигнализации отключения РМ «Курс — Крен», а также «Тангаж». Штурвал по крену и тангажу, а также педали должны свободно перемещаться.

Нажать кнопку «Отключение АП», а затем кнопку «Включение АП». Лампочки «Курс — Крен» и «Тангаж» должны погаснуть.

Выключатель «Автотриммер» поставить в положение «Включе­но». Приложить к штурвалу усилие «на себя», приблизительно че­рез 1 с должен начать двигаться штурвал триммера. Через 6—10 с должна загореться лампочка «На себя». Проделать аналогичную проверку, прикладывая усилие «от себя». Поворачивая штурвальчик триммера руля высоты «На себя» или «От себя», убедиться, что пересиливание автотриммера возможно.

Повернуть рукоятку «Разворот» влево или вправо. Штурвал должен отклониться в соответствующую сторону. Нажать переклю­чатель «Спуск — Подъем», при этом штурвал должен отклоняться в ту или другую сторону. Оставить штурвал отклоненным по крену и тангажу.

Примечания: 1. Штурвал отклонять по тангажу не более чем на 3°, по крену — 5°, не допуская срабатывания ДПОР. 2. При срабатывании ДПОР не­обходимо нажать сначала кнопку «Отключение АП», а затем кнопку «Включе­ние АП» и продолжать проверку.

Нажать кнопку «Горизонт». Органы управления самолетом должны возвратиться в положение, близкое к нейтральному. При этом должна загореться лампочка «KB», а рукоятка «Разворот» и переключатели «Спуск — Подъем» отключится от управления са­молетом.

Для подключения рукоятки «Разворот» и переключателя «Спуск — Подъем» необходимо рукоятку «Разворот» поставить в нейтральное положение и нажать кнопку «Включение АП». Лам­почка «KB» должна погаснуть.

Нажать кнопку совмещенного управления левого, а затем право­го пилотов, убедиться, что рулевые машинки отключены. Отпустить кнопку — рулевые машинки должны включиться в управление.

Поставить выключатель «Тангаж» в положение «Отключено» и убедиться, что штурвал по тангажу перемещается свободно. После чего выключатель «Тангаж» поставить в положение «Включено».

Нажать кнопку «Отключение АП». При этом зеленая лампочка «Включен» должна погаснуть, а желтая лампочка «Готов» заго­реться. Затем выключатель «Питание» поставить в положение «Отключено». Лампочка «Готов» должна погаснуть: автопилот вы­ключен.

Убедиться в свободном отклонении органов управления самоле­том и установить их в нейтральное положение.

Примечание. При несоответствии работы автопилота вышеперечислен­ным требованиям пользоваться им в полете запрещается.

Пользование автопилотом в полете допускается на высоте не ни­же 300 м во всем диапазоне эксплуатационных высот, скоростей, весах и центровках самолета. При выполнении полетов ночью или в сложных метеоусловиях развороты самолета выполняются с кре­ном не более 20°.

Включение автопилота обеспечивается при углах крена до 30° и углах тангажа до 20°.

Если возникла необходимость быстрого вмешательства в управ­ление самолетом, то надо нажать одну из кнопок «Совмещенное управление». При этом рулевые машинки отключаются и пилот может вручную изменять траекторию полета самолета с помощью штурвала и педалей.

При отпускании кнопки рулевые машинки включаются вновь и самолет управляется автоматически с помощью автопилота. Точ­ность стабилизации курса ±1°, тангажа и крена ±0,5°, высоты ±20 м.

При включенном автопилоте запрещается оставлять пилотажно-навигационные приборы без наблюдения. При полете на одном двигателе, а также в сильную болтанку автопилот должен быть выключен.

При отклоненной рукоятке «Разворот» включение рулевых ма­шинок автопилота не происходит.

Горизонтальный полет. На высоте не ниже 300 м уста­новить рукоятку «Разворот» в нейтральное положение, выключа­тели «Автотриммер» и «Тангаж» — в положение «Включено», пе­реключатель «ГИК — ГПК — Разворот — в положение «ГИК», если полет по локсодромии, и согласовать ГИК-1 или «ГПК», если полет по ортодромии. Включить выключатель «Питание». Через 10—100 с должна загореться желтая лампочка «Готов». Сбаланси­ровать самолет триммерами.

При горящей лампочке «Готов» необходимо нажать кнопку «Включение АП». Лампочка «Готов» должна погаснуть, а зеленая лампочка «Включен» — загореться, сигнализируя о включении ав­топилота. Легким пересиливанием всех трех стабилизации убедить­ся, что автопилот взял управление на себя.

Стабилизация высоты. Для включения режима стаби­лизации высоты необходимо нажать кнопку «KB». При этом должна загореться зеленая лампочка «KB», сигнализируя о включении кор­ректора высоты КВ-11. Если кнопку «KB» нажать при снижении или наборе высоты, самолет автоматически выводится на высоту, на которой была нажата кнопка (с точностью ±20 м). Во избежа­ние появления ощутимых перегрузок вертикальная скорость само­лета в момент включения «KB» не должна превышать 1,5 м/с.

При включенном корректоре высоты KB-11 сохраняется воз­можность выполнения разворотов от рукоятки «Разворот».

При нажатии переключателя «Спуск —Подъем» или кнопки «Совмещенное управление» корректоры высоты К.В-11 автоматиче­ски отключаются и на пульте управления гаснет зеленая лампочка «KB». Для повторного включения корректора высоты необходимо вывести самолет в горизонтальный полет и снова нажать кнопку «KB».

Выполнение разворотов и доворотов. Для вы­полнения разворота самолета необходимо повернуть рукоятку «Разворот» влево или вправо. При достижении самолетом нужного крена оставить рукоятку в отклоненном положении. Самолет с установившимся креном будет совершать координированный раз­ворот.

Для прекращения разворота необходимо вывести самолет из крена, повернув рукоятку «Разворот» в нулевое положение. Это делается в два этапа: сначала надо установить рукоятку «Разво­рот» в первое фиксированное положение при подходе к нулю, а за­тем, когда изменение крена прекратится, установить рукоятку в нулевое положение.

Для выполнения доворота на заданный курс необходимо кре­мальерой на левом задатчике курса ЗК-2 установить новый курс против верхнего неподвижного индекса. Затем переключатель «ГИК — ГПК — Развороты» переключить в положение «Разворо­ты». При этом самолет автоматически будет совершать координи­рованный разворот. В процессе доворота кремальерой можно изме­нять курс доворота, не выходя из пределов 120°.

После окончания доворота самолет плавно выйдет из доворота и встанет на заданный курс. После чего переключатель установить в положение «ГПК», если полет будет совершаться по ортодромии, или в положение «ГИК», — если по локсодромии.

Выполнение набора высоты или снижения. Для этого следует нажать переключатель «Спуск — Подъем» вверх или вниз и держать его до достижения самолетом необходимого угла тангажа. Затем отпустить переключатель. Самолет с установив­шимся углом тангажа будет совершать набор высоты или сниже­ние. Для вывода самолета в горизонтальный полет надо нажать переключатель «Спуск — Подъем» в противоположную сторону или нажать кнопку «Горизонт» на пульте автопилота.

Приведение самолета в горизонтальный полет можно выполнять как при включенном автопилоте (горит зеленая лампочка «Включен»), так и при отключенных рулевых машинках автопилота (горит желтая лампочка «Готов»). Для этого необходи­мо нажать кнопку «Горизонт». При этом самолет автоматически будет приведен в прямолинейный горизонтальный полет.

После окончания процесса приведения самолета в горизонталь­ный полет автоматически включается корректор высоты KB-11 (за­горается зеленая лампочка «KB») и отключаются переключатели «Спуск — Подъем», а также рукоятка «Разворот».


Примечание. Для того, чтобы управлять самолетом от рукоятки «Раз­ворот», если она была отклонена, и переключателями «Спуск — Подъем», необ­ходимо установить рукоятку в нулевое положение, а затем нажать кнопку «Включение АП».
Совмещенное управление. Если нажать и удерживать кнопку «Совмещенное управление», то автопилот не будет препят­ствовать перемещению рулей и элеронов и летчик вручную может управлять самолетом. При этом лампочка «Включен» гаснет, а лам­почка «Готов» загорается.

После изменения траектории полета нужно отпустить кнопку «Совмещенное управление». При этом лампочка «Готов» гаснет, а лампочка «Включен» загорается, что свидетельствует о включении автопилота.

Отключение автопилота производится путем нажатия кнопки «Отключение АП» на штурвале левого или правого пилота. При этом лампочка «Включен» гаснет, а лампочка «Готов» заго­рается. Затем выключатель «Питание» на пульте автопилота уста­новить в положение «Отключено». Лампочка «Готов» должна по­гаснуть. Автопилот обесточен и выключен.

Аварийное отключение автопилота осуществляется выключате­лем на горизонтальной панели пульта левого пилота.



Пилотирование самолета с помощью автопилота в особых случа­ях полета. При отказах автопилота, вызывающих резкую переклад­ку элеронов, датчики ДПОР автоматически отключают рулевые машинки канала крена и курса, одновременно загорается лампочка сигнализации отключения рулевых машинок «Курс — Крен». При этом отказ сопровождается изменением крена на 7—8° за 5 с с момента неисправности.

При отказе автопилота по тангажу, что вызывает резкую пере­кладку руля высоты на скоростях Vпр от 220 до 280 км/ч, автомати­чески отключается рулевая машинка руля высоты; одновременно загорается лампочка сигнализации отключения рулевой машинки «Тангаж».

На скоростях от Vпр = 280 км/ч до Vmax при отказах автопилота по тангажу отключение рулевой машинки не происходит ввиду ма­лого заброса руля высоты. Отказ сопровождается ростом перегруз­ки nу=±0,5, угловая скорость изменения тангажа при этом не пре­вышает 2°/с

В случае отказа одного из двигателей с последующим уходом винта на авторотацию автопилот удерживает самолет от резкого кренения. Через 10—15 с с момента отказа двигателя крен изме­няется на 3—5°.

При отказах, указанных выше, пилоту необходимо путем отклю­чения автопилота или, используя метод пересиливания, вывести са­молет на заданный режим полета и дальнейшее пилотирование вы­полнять без автопилота.

При снижении со скоростью Vnp выше 400 км/ч в случае возник­новения тряски хвостового оперения необходимо выключить авто­пилот и, сбалансировав самолет, снова включить его и продолжать снижение с включенным автопилотом.

Если после перебалансировки самолета при включении автопи­лота тряска возобновляется, следует выключить его и продолжать снижение с выключенным автопилотом.


Каталог: teh -> avia
teh -> Техническоезадани е
teh -> Методические указания для выполнения лабораторных работ содержание охрана труда
teh -> Инструкция по эксплуатации общие указания Уход за радиостанцией
teh -> Технология по применению технологий для расснаряжения боеприпасов потоком сухого льда
teh -> Агротехника производства арбуза Биологические особенности арбуза
avia -> Як-40 Особые случаи
avia -> I пилотажно-навигационные приборы
avia -> Руководство по летной эксплуатации книга 1


Поделитесь с Вашими друзьями:
1   ...   9   10   11   12   13   14   15   16   17


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница