Размещение системы индикации и контроля пространственного положения (сикпп) Ан-24/26

АГД-1С: гиродатчик – под полом пассажирской кабины, 18-19 шп.

указатель – левая, правая приборные доски.

АГБ-3К – левая приборная доска.

ЭУП-53 – правая приборная доска.

ВК-53РШ: №1 – шп. 4-5, рядом У-8М.

№2, №3 – подвешены под полом на коробке тяг управления, шп. 5-6, 6-7.

БКК-18: Ан-24 – багажная полка, шп. 8-9.

Ан-26 – этажерка грузовой кабины шп. 9-10.

Табло отказа АГ – козырёк левой, правой приборной доски.

Пульт проверки БКК – боковая панель левого пульта.

2 ППНГ-15 испр. БКК, контроль I-II боковая панель левого пульта.

лампа исправности БКК

Предохранители СИКПП – РК переменного тока у бортрадиста.

ССА-2-3 – под навигационным столиком

АГ лев. АЗР-6 (шп.5) цепь сигнализации от аварийной шины 2СП -щиток АЗС.

АГ прав. 3 шт. СП-5- панель радиста.

АГБ – постоянный ток защита совместно с ПТ-200 ИП-15

переменный ток 3 СП-15 рядом с ПТ панель бортрадиста.

АГД-1С.

Служит для индикации положения самолета относительно плоскости истинного горизонта и выдачи сигналов крена и тангажа потребителям.

Установлен на Ан-24, Ан-26 (лев., прав, п/д)

Комплект и размещение:

- гиродатчик (изд. 458 МКС 2 серии) установлен под полом пассажирской кабины (шп № 18,19)

- указатель 642.511.0002 (лев., прав, п/д)

Питание, включение:

-U = 27В

U = ЗбВ, 400Гц 3ф

Левый АГД питается от ПТ-200Ц №1

Правый АГД питается от централизованной шины

АЗСы «АГД лев.»,»АГД прав.»

Выключатели «АГД лев.»,»АГД прав.»

ТТД:

- Диапазон измерения:

по крену: 0-360°

по тангажу: 0-360° (за исключением углов 85-^-95°пикирование, кабрирование).

- Погрешность по крену после разворота на 360° ±3°

- Погрешность по крену и тангажу после выполнения любых фигур

высшего пилотажа ±5°

- Послевзлетная ошибка не более 3°

- Скорость коррекции гироскопа поперечной оси 2 8° /мин продольной оси 1÷З° /мин

- Погрешность передачи углов крена и тангажа на указатель на нуле ±1°

до 30° ±1,5°

свыше 30° ±2,5°

Гиродатчик является датчиком сигналов крена и тангажа для указателей авиагоризонта и других потребителей, а так же обеспечивает выдачу электрических сигналов при достижении самолетом предельных кренов

γ_пред= 15±1,5° (при взлете и заходе на посадку)

γ_пред= 32±2° (для маршрутного полета)

Каждый гиродатчик работает со своим выключателем коррекции.

Основные элементы конструкции гиродатчика:

Гироскопический узел;

Система маятниковой коррекции;

Следящая рама;

Система арретирования;

Система сигнализации наличия питания и арретирования;

Сигнализатор предельных углов крена.

Гироскопический узел.

Гиромотор ГМА-4П, трехфазный асинхронизированный двигатель. Заключен в кожух (внутренняя рама) с помощью резьбовых втулок.

В нижней части кожуха 2 переключателя ДЖМ-25, сверху – 2 жидкостных отключателя системы маятниковой коррекции. Кожух с помощью радиальных подшипников крепится в карданной раме (внешней). На оси кожуха гиромотора крепится ротор индукционного датчика, ротор моментного датчика продольной коррекции.

Статоры их размещены на карданной раме. Карданная рама, в радиальных подшипниках крепится в следящей раме. На оси карданной рамы установлен ротор СД тангажа и ротор моментного двигателя поперечной коррекции. Их статоры расположены в следящей раме.

Следящая рама с помощью радиальных подшипников крепится в корпусе гиродатчика. На ее оси расположен ротор СД крена, а его статор закреплен в корпусе гиродатчика. На оси ротора СД крена установлен диск-сигнализатор предельных углов крена.

Система маятниковой коррекции.

Служит для удержания главной оси гироскопа в вертикальном положении.

Система поперечной коррекции.

Чувствительный элемент – 2 жидкостных одноосных маятника, расположенных на нижней плоскости гироузла.

Исполнительный элемент – 2 коррекционных двигателя: КД тангажа расположен на оси внутренней рамы; КД крена –на оси внешней рамы.

При разворотах поперечная коррекция отключается по сигналам ВК-53, _y≥0,1÷0,3%. Кроме того, двигатель поперечной коррекции отключается специальным ламельным устройством при крене .

Диск состоит из двух короткозамкнутых рабочих секторов и двух изолированных секторов. Угол рабочих секторов составляет 10˚. Диск закреплен на следящей раме гиродатчика.

С цилиндрической поверхностью диска в контакте находятся 2 щетки, закрепленные на корпусе прибора. Щетки соединены между собой, отвод от них через резистор (для регулировки коррекции тангажа) выходит на ШР штырек 17.

При горизонтальном полете щетки находятся на рабочих секторах и фаза 2 проходит через среднюю точку управляющей обмотки двигателя поперечной коррекции. При развороте с креном больше угла рабочих секторов, питание ОУ прерывается и коррекция выключается.

Система продольной коррекции.

Чувствительный элемент – одноосный жидкостный маятник.

Исполнительный элемент – коррекционный двигатель, находящийся на оси внутренней рамы карданного подвеса.

Для уменьшения погрешностей по тангажу предусмотрено отключение продольной коррекции при действии продольных ускорений (взлет, разгон, торможение) с помощью жидкостного отключателя-акселерометра продольных ускорений.

Жидкостный акселерометр аналогичен жидкостному маятнику. При продольных ускорениях самолета токопроводящая жидкость под действием инерционных сил смещается к одному из контактов и за счет увеличения электрического сопротивления цепи коррекция ослабляется на 50%.

Жидкостный отключатель продольной коррекции установлен на корпусе гиромотора. При отсутствии горизонтальной составляющей продольного ускорения пузырек воздуха в отключателе расположен так, что сопротивление отключателя вместе с дополнительным сопротивлением резистора R7 обеспечивает выбранную скорость продольной коррекции.

При появлении продольного ускорения того или иного направления пузырек перемещается. Когда продольное ускорение достигнет что соответствует отклонению кажущейся вертикали от истинной примерно на 9,5˚, то сопротивление отключателя резко увеличивается, а скорость продольной коррекции меньше не менее, чем на 50% от действующей.

Обратное срабатывание (включение) жидкостного отключателя происходит при а=1,05 м/c², что соответствует отклонению кажущейся вертикали от истинной примерно на 6˚.

Следящая рама.

Служит для обеспечения невыбиваемости гироскопа при выполнении фигур высшего пилотажа.

Система следящей рамы состоит из индукционного датчика,, ротор которого закреплен на оси гирокамеры, а статор на карданной раме; усилителя, двигатель-генератора ДГ-1ТА, следящей рамы.

Следящая рама с помощью отрабатывающей системы непрерывно устанавливает внешнюю ось карданной рамы (ось ее вращения) в положение, перпендикулярное главной оси гироскопа - оси ротора.

Отработка следящей рамы осуществляется по сигналам индукционного датчика, якорь которого 5 закреплен на оси гироузла, а статор 3 на карданной раме.

Суть работы индукционного датчика заключается в следующем.

Индукционный датчик представляет собой бесконтактный линейный трансформатор. В АГД-1 трехстержневой индукционный датчик измеряет отклонение оси карданной рамы от положения, перпендикулярного главной оси гироскопа (оси ротора).

Датчик состоит из двух частей, взаиморасположение которых изменяется поворотом подвижной части (ротора) относительно неподвижной части (статора).

Действие индукционного датчика основано на принципе трансформатора. Магнитный поток, создаваемый средней катушкой при питании ее напряжением возбуждения 36 В 400 Гц, разветвляется на два потока, замыкающиеся через якорь и зазоры между якорем и стержнями статора. Эти потоки наводят ЭДС в каждой из боковых катушек. Обмотки боковых катушек соединены встречно. При симметричном расположении ротора ЭДС обеих катушек равны между собой Е₁=Е₂, а снимаемый сигнал равен нулю U₀=0.

В результате на выводных клеммах датчика возникает напряжение сигнала, равное геометрической сумме ЭДС крайних катушек:

U_сиг=Е₁+Е₂=с α

где с – коэффициент пропорциональности;

α – угол поворота якоря.

Линейность сигнала индукционного датчика сохраняется в пределах угла не менее ±7˚. При повороте ротора на углы более ±7˚ до углов ±35˚ напряжение на сигнальной обмотке практически не изменяется.

При отклонении внешней оси карданной рамы от положения, перпендикулярного главной оси гироскопа, индукционный датчик выдает сигнал переменного тока на вход усилителя 1, далее на двигатель-генератор 2 типа

ДГ-1, который через редуктор отрабатывает следящую раму 7, а, следовательно, и внешнюю ось карданной рамы в положение, перпендикулярное главной оси гироскопа, со скоростью заведомо большей, чем возможная скорость изменения крена самолета.

В результате при любых эволюциях самолета ось ротора гироскопа не совпадает с осью карданной рамы и гиродатчик приобретает свойство «невыбиваемости», т.е. способность выдавать правильные показания после выполнения фигур сложного пилотажа.

Система арретирования.

Состоит из следующих основных частей:

Двигателя постоянного тока ПДЗ-1,7 с редуктором и фрикционной муфтой ограничивающей усилие передаваемое от двигателя к штоку арретира 21 - 4Х кулачков 27, 12, 13, 26

Рабочей пружины 16 и возвратной 17 Толкателя 9 и стержня 14 На внутренней оси карданного подвеса кулачок 28 закреплен на корпусе гиромотора. Профиль кулачка состоит симметричных ветвей выполненных по логарифмической спирали. Кулачок имеет вырез, в который входит стержень 14, фиксирующий гироузел в заарретированном положении. Такого же типа кулачок 12, но несколько большего размера расположен на внешней оси карданного подвеса. На следящей раме 15 имеется торцевой кулачок 2 6, профиль которого образуют 2 симметричные ветви винтовой линии. На корпусе прибора 7 установлен редуктор арретира 19. Шток 18 редуктора арретира может двигаться возвратно-поступательно без вращения в гнезде выходной шестерни редуктора.

Выходная шестерня, вращающаяся в двух радиальных шарикоподшипниках снабжена пальцем, который выдвигает шток, перемещаясь по винтовой канавке на его поверхности.

Полное арретирование прибора происходит за один оборот выходной шестерни. За это время ведущий палец перемещается на величину одного шага по винтовой канавке на штоке, после чего попадает в продольную канавку и откидывается назад под действием пружины 16, находящейся внутри штока возвратной пружины 17.

Рассмотрим взаимодействие частей арретирующего устройства при арретировании гиродатчика с вращающимся ротором гиромотора (повторное арретирование).

Предположим гироузел и карданная рама повернуты на произвольный угол, следящая рама также находится в произвольном положении. Для приведения прибора в исходное положение необходимо подать сигнал на двигатель арретирующего устройства. Тогда шток 18 начнет выдвигаться и при нажатии на кулачок 2 6, следящая рама 15 встанет в положение, при котором ее плоскость будет параллельна основанию прибора. При этом шток 18 соскользнет с кулачка 2 6, надавит на стержень арретира, передавая тем самым через рабочую пружину 16 усилие на кулачок 12, а вместе с ним и на карданную раму 14. Рама будет вращаться вокруг оси вращения в сторону уменьшения плеча, на которое приложена сила. Момент, приложенный к внешней оси карданного подвеса вызовет прецессию гироузла вокруг внутренней оси до упора, который ограничивает поворот гироузла.

Во время прецессии гироузла фрикционная муфта редуктора арретира проскальзывает, передавая лишь тот момент, который необходим чтобы обеспечить прецессию гироузла за нужное время. После подхода гироузла к упору, рама будет свободно поворачиваться вокруг внешней оси карданного подвеса, до тех пор пока выступающий конец кулачка 13 не войдет в вырез кулачка 12. После фиксации карданной рамы относительно корпуса прибора нажимная плоскость кулачка 13 подойдет к стержню 14, вдвинет его внутрь рамы прикладывая момент к кулачку 28 и гироузлу 1. Вследствие этого гироузел обладающий только двумя степенями свободы (т.к. карданная рама заарретирована) придет в положение в котором стержень 14 находится в вырезе кулачка 28. Это соответствует положению гироузла при котором главная ось гироскопа перпендикулярна основанию прибора.

Во время арретирования гироузла выступающий кулачок 13 продвигается в вырез кулачка 12 не меняя положения карданной рамы.

Разарретирование прибора происходит практически мгновенно в тот момент когда ведущий палец выходной шестерни попадает в продольную канавку штока 18 и откидывается в исходное положение под действием возвратной пружины 17 и пружины в штоке арретира, которые в конце арретирования максимально сжаты, энергию удара штока воспринимает резиновый буфер 22.

Арретирование прибора при запуске (гиромотор не вращается) отличается от описанного выше тем, что каждая из рам арретируется как твердое тело.

Таким образом, при запуске арретир срабатывает автоматически, следящая рама устанавливается параллельно основанию прибора, а главная ось гироскопа перпендикулярно, затем происходит автоматическое разарретирование.

Система сигнализации наличия питания и арретирования.

Схемой предусмотрена сигнализация подачи питания -27В и ~36В. Кроме того схема обеспечивает сигнализацию процесса арретирования как это было описано в арретировании гиродатчика.

Если в результате неисправности питающей сети пропадут 2 фазы переменного тока из ЗХ, то контакты реле Р8 разомкнутся и контакт Р8-1 подаст питание на сигнальную лампу. Если на гиродатчик не поступает хотя бы одна из трех фаз система сигнализации не сработает. Если отсутствует +27, то отпускается реле Рб и +27 с резервного источника через Рб-2 попадает на сигнальную лампу.

Сигнализатор предельных углов крена.

Выдает сигнал на табло пилотов о достижении самолетом предельных кренов.

При крене самолета следящая рама гиродатчика, на оси которой установлен диск-сигнализатор, (на оси ротора СД крена) остается в горизонтальном положении, а корпус поворачивается относительно следящей рамы. При этом контакты сигнализаторы перемещаются по сигнальному диску. Когда угол крена 15° соответствующий контакт в зависимости от направления крена подходит к 1 сектору; при достижении крена в 32° подходит ко 2 сектору. При этом +27 подается на табло пилотов.

Сигнализатор имеет 2 диска, представляющих собой контактные кольца и контактную группу из 4 щеток. Контактные кольца дисков разделены прорезями на секторы с различными углами, секторы соединены между собой токопроводящими перемычками.

2 щетки служат для подвода питания к дискам, 2 – для снятия сигнала «КРЕН ВЕЛИК».

Переключение величины порогов срабатывания сигнализации 15±1,5 и 32±2° осуществляется по сигналам ССА-2-3 на V=240 245 км/ч; для Ан-26, V=230 км/ч для Ан-24 подачей дополнительного сигнала на входную ламель диска.

Сигналы «КРЕН ВЕЛИК» с левого 458 МКС направляются правому пилоту, с правого 458 МКС направляются левому пилоту.

Запуск гиродатчика.

Если не включено питание -27В и ~36В 400Гц, а резервный источник питания -27В подключен, то +27 от резервного источника через штырьки 30, 31, НЗ контакт Рб-2, штырьки 15, 16 разъема гиродатчика поступает на лампочку сигнализации указателя горизонта, которая сигнализирует об отсутствии питания гиродатчика.

При включении питания -27В и ~36В 400Гц через НЗ контакт Р8-1 и Р7-1 поступает на двигатель №1 арретира. Шток арретира начинает выдвигаться, арретируя раму прибора. В конце цикла арретирования срабатывает концевой выключатель Bl, HP контакты замыкают цепь питания реле Р5 и Рб, они срабатывают и HP контакт Р6-1 через НЗ контакт Р1-1 блокирует HP контакты концевого выключателя Bl. HP контакт Рб-2 подключает цепь питания сигнальной лампочки к якорю двигателя арретира, при обратном ходе штока арретира замыкаются НЗ контакты выключателя В1 и +27 поступает на Р7. Реле, срабатывая своими контактами Р7-1 снимает +27 с двигателя арретира, при этом якорь оказывается подключенным на резистор R1. Через НЗ контакт Р1-2 и HP контакт Р7-2, который замыкается при срабатывании реле Р7, питание переменным током поступает на Р8. Р8 срабатывает и своими контактами Р8-1 снимает +27 с лампочки сигнализации и НЗ контакта Р7-1, одновременно с этим контакт Р7-2 замыкает цепь обмотки возбуждения двигателя отработки следящей рамы, которая была отключена на время цикла арретирования гиродатчика, чтобы система отработки не противодействовала работе механизма арретирования.

Арретирование гиродатчика.

+27 кнопки арретирования поступает на Р1. Р1 срабатывая размыкает НЗ контакты Р1-1 и Р1-2, которые снимают питание с реле Р5, Рб, Р7, Р8 и с двигателя отработки следящей рамы, остальное как при запуске гиродатчика.

Если в полете произойдет нарушение питания постоянным током, которым обеспечиваются реле Р5, Рб, Р7, то снимается питание с гиромотора, системы коррекции, индукционного датчика, сельсина. НЗ контакт Рб-2 замыкает цепь питания сигнальноя лампы от резервного источника. При восстановлении питания +27 через контакт Р8-1 поступает на Р5, Рб, Р7, которые срабатывая восстанавливают функционирование гиродатчика, лампа сигнализации гаснет, арретирования гиродатчика при этом не происходит.

Компоновка гиродатчика.

Все элементы гиродатчика размещены в корпусе закрытом кожухом, в котором предусмотрено окно для наблюдения за работой прибора. В окне виден жидкостный уровень, с помощью которого гиродатчик устанавливается в плоскость горизонта. Полупроводниковый усилитель расположен в отдельном отсеке прибора, закрытом крышкой-жалюзи.

Гиродатчик установлен на подставке и закреплен двумя стальными лентами. На кожухе гиродатчика имеется стрелка указывающая направление полета, а на основании подставки индексы, указывающие направление продольной оси самолета.

Дистанционный указатель 6У2.511.000

Следящая система индикации крена служит для воспроизведения крена самолета, измеренного гиродатчиком.

СД изд. 458 → СП указателя → усилитель → ДГ-0,5ТА → редуктор.

ДГ поворачивает через шестерню силуэт самолетика относительно корпуса прибора.

Следящая система индикации тангажа

СД 458 МКС → СП указателя → усилитель → ДГ-0,5ТА → редуктор.

ДГ вращает шкалу тангажа (картушку). В следящую систему тангажа включен коммутатор для ее правильной работы при тангаже >90°.

Для выдачи углов крена и тангажа в БКК-18 в указателе установлены дополнительные СП, роторы которых находятся на одной оси с роторами основных СП.

Статорные обмотки дополнительны, СП соединены со статорными обмотками СД гиродатчика 458 МКС.