- •Содержание
- •Приборное оборудование
- •1.1 Методы
- •1.2. Механические барометрические высотомеры
- •1.3. Электромеханический барометрическийвысотомер
- •1.4. Электромеханические барометрические датчики высоты и корректоры высоты
- •1.5. Методы измерения скорости полета
- •1.6. Теория аэродинамического метода измерения скорости полёта.
- •При диабетическом процессе имеет место следующее соотношение
- •1.7. Приборы для измерения скорости полетаи числа м
- •Указатель истинной воздушной скорости (ивс)
- •Тогда(1,14)
- •1.8. Методы измерения вертикальной скорости
- •1.9. Приборы для измерения вертикальной скорости
- •1.10. Приемники и магистрали воздушных давлений на самолете
- •1.12.Виды технического обслуживания высотомеров и указателей скорости, применяемая аппаратура
- •1.13.Методика технического обслуживания
- •1.14.Летная эксплуатация высотомеров
- •1.15.Летная эксплуатация указателей скорости
- •1.16.Летная эксплуатация вариометров
- •1.17.Возможные отказы систем статического и полного давлений
- •Комплексные измерители высотно-скоростных параметров
- •2.1.Общие сведения о системах воздушных сигналов
- •2.2.Системы свс-пн с бесконтактным вычислителем
- •2.3.Системы свс с вычислительными устройствами, совмещенными с указателями
- •2.4.Погрешности и особенности технического обслуживания аналоговых свс
- •2.5.Системы свс с цифровым вычислителем
- •2.7.Информационные комплексы высотно-скоростных параметров
- •2.8Система воздушных сигналовСвс-пн-15-4
- •3.1Основы прикладной теории гироскопа
- •3.2. Требования, предъявляемые к конструкции гироскопических приборов
- •Измерение углов крена и тангажа, измерение скольжения
- •4.1 Построение вертикали с помощью физического маятника на самолете
- •4.2 Авиагоризонты
- •4.3. Погрешности гировертикалей
- •4.4. Авиагоризонт аги-1с
- •4.5. Авиагоризонт агд-1
- •4.6. Авиагоризонт агб-3 (агб-Зк)
- •4.7 Авиагоризонт агк-47б
- •4.8. Авиагоризонт агр-144
- •4.9АвиагоризонтАгр-72а
- •1.10Авиагоризонт агб-96-15р
- •4.11Сравнительные характеристики авиагоризонтов.
- •4.12. Указатель скольжения
- •4.13 Эксплуатация авиагоризонтов
- •Приборы для измерения угловых скоростей и ускорений самолета
- •5.1. Указатель поворота эуп-53
- •5.2. Датчик угловой скорости (дус)
- •5.3 Выключатель коррекции вк-53рб
- •5.4 Выключатель коррекции вк-90
- •5.5. Измерители углового ускорения и интегрирующие гироскопы
- •Силовая гироскопическая стабилизация
- •6.1. Принцип силовой гироскопической стабилизации
- •6.2. Центральная гироскопическая вертикаль цгв-4
- •6.3 Малогабаритная гировертикаль (мгв).
- •6.4 Блок контроля крена бкк-18 и сигнализаторы нарушения питания снп-1.
- •6.5. Курсовертикаль
- •6.6. Методы повышения надежности приборов
- •Магнитные компасы
- •7.1. Магнитные компасы
- •7.2. Погрешности магнитного компаса
- •7.3. Магнитный компас ки-13 и его летная эксплуатация
- •Гирополукомпасы
- •8.1. Гирополукомпас типа гпк-48 и его летнаяэксплуатация
- •8.2. Гирополукомпасы типа гпк-52 и гпк-52ап
- •8.3. Ошибки гирополукомпаса гпк-52ап
- •8.4. Летная эксплуатация и основные техническиеданные гпк-52
- •Курсовые системы
- •9.1. Общие принципы построения курсовых систем
- •9.2. Способы комплексирования измерителей курсав курсовых системах
- •9.3. Гироиндукционный компас типа гик-1.
- •9.3.1. Следящая система «индукционный датчик-коррекционный механизм».
- •9.3.2. Следящая система «коррекционный механизм-гироагрегат»
- •9.3.3. Следящая система «гироагрегат-указатель»
- •9.3.4. Комплектация, основные технические данныеи летная эксплуатация гироиндукионного компаса гик-1
- •9.4. Курсовая система кс-6 и ее летная эксплуатация.
- •9.4.1. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.4.2. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.4.3. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.4.4. Основные технические данные и летнаяэксплуатация курсовой системы кс-6
- •9.5. Курсовая система ткс-п и ее летная эксплуатация.
- •9.5.1. Повышение точности работы системы ткс-п в режиме гпк
- •9.5.2. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.5.3. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.5.4. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.5.5. Основные технические данные и летнаяэксплуатация ткс-п
- •9.5.6 Подготовка к работе
- •9.6 Точная курсовая системы ткс-п2и её компоненты
- •9.6.1 Назначение
- •9.6.2 Комплект и размещение
- •9.6.3 Принцип действия
- •9.7 Устройство агрегатов системы ткс-п2
- •9.7.1 Индукционный датчик ид-3
- •9.7.2 Коррекционный механизм км-5
- •9.7.3 Гироагрегат га-3
- •9.7.4 Блок гиромагнитного курса бгмк-2
- •9.7.5 Указатель штурмана уш-3
- •9.7.6 Блок дистанционной коррекции бдк-1
- •9.7.7 Пульт управления пу-11
- •9.8 Функциональная схема ткс-п2
- •9.9 Эксплуатация ткс-п2
- •9.10 Предварительная подготовка экипажа к полету с ткс-п2
- •9.11 Работа экипажа с ткс-п2 после запуска двигателей
- •9.11.1 Перед выруливанием:
- •9.11.2 Перед взлётом
- •9.12 Начальная выставка курсовой системы ткс-п2
- •9.12.1 Начальная выставка гироагрегатов в режиме астрокоррекции
- •9.12.2 Начальная выставка гироагрегата в режиме магнитной коррекции
- •9.13 Выход на курс следования при использрвании системы ткс-п2
- •9.14 Контроль за ортодромическим курсом, выдерживаемым системой ткс-п2 в режиме гпк
- •9.15 Выполнение коррекции гироагрегатов системы ткс-п2, работающих в режиме гпк
- •9.16 Использование курсовой системы ткс-п2 при заходе на посадку
- •9.17 Использование курсовой системы в комплексе навигационно-пилотажного оборудования самолета
- •9.18 Отказы системы ткс-п2
- •9.18.1 Отказ основного гироагрегата
- •9.18.2 Отказ контрольного гироагрегата
- •9.18.3 Отказ индукционного датчика ид-3
- •9.18.4 Отказ контрольного указателя куш-1
- •9.19 Действия при отказах компонентов системы ткс-п2
- •9.20. Курсовая система гмк-1г и ее летная эксплуатация
- •9.20.1. Режим пуска
- •9.20.2. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.20.3. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.20.4. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.20.5. Система контроляи летная эксплуатация гмк-1г
- •9.20.6 Основные технические данныеГмк-1г
- •Инерциальные системы навигации
- •10.1.Принцип работы инерциальных систем
- •10.2. Типы инерциальных систем
- •10.3 Инерциальная курсовертикаль икв-72
- •10.4 Инициальная система и-11
- •10.5 Инерциальная системаltn-101 фирмы "Litton"
- •10.5.1 Описание и работа
- •10.5.2 Управление системойLtn-101
- •10.5.3 МоноблокGniru
- •10.5.4 Пульт выбора режимовMsu
- •10.6 Режимы работы системыLtn-101
- •10.6.1 Выставка
- •10.6.2 Повторная быстрая выставка
- •10.6.3 Режим Навигация (nav)
- •10.6.4 Режим "Курсовертикаль" ("атт")
- •10.6.5 Режим "выключено" ("off")
- •10.6Контроль работоспособности
- •10.7 Электропитание системы ltn-101
- •10.8 Отыскание к устранение неисправностей
5.4 Выключатель коррекции вк-90
Назначение и связь с потребителями. Выключатели коррекции ВК-90 отключают цепи жидкостной маятниковой коррекции в авиагоризонте АГР-72А, гировертикалях МГВ-1СК, цепи горизонтальной коррекции в гидроагрегатах ГА-3 (основном и контрольном), следящие системы, связывающие коррекционные механизмы КМ-5 с гироагрегатами ГА-3 или блоками БГМК-2 в курсовой системе ТКС-П2 при разворотах самолета для исключения послевиражной погрешности в показаниях приборов.
На самолете установлены четыре выключателя коррекций ВК-90 № 1 работает в комплекте с МГВ-1СК (рис. 5.9), ВК-90 № 2 работает в комплекте с МГВ-1СК № 2, т. е. с прибором ПКП-1 второго пилота, ВК-90 № 3 работает в комплекте с МГВ-1СК № 3 т. е. с прибором ПКП-1 первого пилота. ВК-90 № 1 и 3 работают также с каналом № 1 системы ТКС-П2, а ВК-90 № 2 и 3—с каналом № 2 ТКС-П2. Выключатель коррекции ВК-90 № 4 работае с резервным авиагоризонтом АГР-72А.
Выключатели коррекции питаются от сети постоянного тока напряжением 27 В и трехфазным током напряжением 36 В частотой 400 Гц от трех независимых сетей: левой, правой и от преобразователя ПТ-500Ц (ПТС-250). Выключатели ВК-90 № 3 питаются от левой сети, № 2—от правой сети, № 1 и 4—от преобразователя ПТ-500Ц (ПТС-250), который, в свою очередь, получаем питание от шины аккумуляторов. При отказе или выключении ПТ-500Ц (ПТС-250) его потребители автоматически переключаются на питание от левой сети.
Принцип действия выключателя коррекции ВК-90 основан на измерении угловой скорости самолета относительно вертикальной оси с помощью двухстепенного гироскопа
.
Рис. 5.9, Связь| выключателей коррекции ВК-90 с потребителями.
Прибор состоит из поплавкового (скоростного) гироскопа, системы электронных реле задержки времени и исполнительных реле. Двухстепенный гироскоп заключен в герметичный поплавок, заполненный водородом. Полость между поплавком и корпусом заполнена лигроином, поэтому поплавок взвешен в жидкости, трение в осях сведено к минимуму. В качестве гиромотора установлен электродвигатель, который запитывается трехфазным током 36 В 400 Гц. С поплавком (рамкой) гироскопа связаны магнитная центрирующая пружина, гидравлический демпфер и контакт К включения системы реле задержки времени (рис. 5.9).
Гироскоп в среднем положении удерживается магнитной центрирующей пружиной, которая состоит из ярма, жестко закрепленного на кожухе гироскопа, постоянного магнита и магнитопровода. Колебания гироскопа гасятся гидравлическим демпфером, состоящим из ротора с лопатками и статора. Лопатки ротора перегоняют лигроин из одной полости в другую через щели и демпфируют колебания рамки. При изменении температуры окружающей среды для поддержания постоянной степени демпфирования проходное сечение щелей изменяется перемещением заслонок, связанных с сильфоном. При понижении температуры лигроина вязкость его увеличивается, и сильфон выдвигает заслонки, увеличивая проходное сечение щелей.
Система реле задержки времени обеспечивает отклонение цепей коррекции при минимальных угловых скоростях разворота самолета 15°/с и времени разворота 7-—40 с. Система состоит из релейных усилителей РУ-1 и РУ-2, диодов Д1 и Д2, дополнительного реле Р1 и исполнительного реле Р2.
Рис 5.9 Электрокинематическая схема выключателя коррекции ВК-90.
При прямолинейном полете самолета контакт К, жестко связанный с рамой гироскопа, находится в среднем обесточенном положении. При этом конденсатор С1 заряжен, контакты реле релейного усилителя РУ-1 замкнуты, и конденсатор С2 разряжен. Контакты реле релейного усилителя РУ-2 разомкнуты. При разворотах самолета возникает гироскопический момент, под действием которого гироскоп прецсссирует, и контакт К замыкается с одним-из боковых контактов, блокируя конденсатор С1, который начинает разряжаться через диод Д1 и обмотку реле РУ-1. Реле РУ-1 срабатывает, и его контакты размыкаются. При этом срабатывает реле РУ-2, и начинает разряжаться конденсатор С2 через резистор К.2. Реле РУ-2, срабатывая, замыкает цепь реле Р1. Реле Р1 включает исполнительное реле Р2, контакты которого отключают цепи коррекции, По окончании разворота самолета гироскопический момент исчезает, и гироскоп под действием магнитной пружины устанавливается в нейтральное положение. Контакт К размыкается, и конденсатор С1 начнет заряжаться. Система задержки времени, срабатывая, снимает питание с исполнительного реле Р2, контактами которого включаются цени коррекции.
При полете самолета, сопровождающемся колебаниями по курсу, контакт К замыкается на время, меньшее времени заряда конденсатора С1, поэтому реле Р2 не успевает срабатывать, и цепи коррекции не отключаются.