Основные технические данные

Допустимое смещение стрелки с нулевой отметки

— при нормальной температуре ±0,5 м/сек

— при температуре +-50 и — 45° С ±1

— при температуре — 60° С ±1,5 м/сек

Температурный диапазон работы от +50 до — 60 С

АГД-1С (два авиагоризонта) ДИСТАНЦИОННЫЙ АВИАГОРИЗОНТ

Указатели авиагоризонта АГД-1 установлены на левой и правой панелях приборной доски летчиков.

Основным назначением дистанционного авиагоризонта АГД-1 является обеспечение летчика естественной, легковоспринимаемой, крупномасштабной индикацией положения самолета в широком диапазоне углов крена и тангажа при сохранении правильных показаний после любых эволюции самолета.

Визуальный указатель горизонта представляет собой следящую систему, воспроизводящую углы крена и тангажа в соответствии с электрическими сигналами, выдаваемыми с «невыбиваемых» гиродатчиков (гировертикалей), установленных вблизи центра тяжести самолета Гиродатчики, кроме того, выдают электрические сигналы для других потребителей.

Дистанционный авиагоризонт АГД-1 служит для пилотирования самолета при отсутствии видимости естественного горизонта

Авиагоризонты питаются переменным током 36 В, 400 Гц от основного и резервного преобразователей ПТ-1000Ц и от бортовой сети постоянного тока.

Цепи сигнализации наличия питания и цепи арретирования питаются от аварийного источника питания (аккумуляторов).

Авиагоризонт, установленный на левой панели приборной доски, кроме того, при отказе основного источника питания подключается к аварийному источнику питания — преобразователю ПТ-125Ц.

Основные технические данные

Готовность к работе после включения питания . . . . . . . . . . . через 1—1,5 мин

Потребляемые токи

— постоянный . . . . . . . . не более 0,75 а

— переменный 36 в, 400 Гц . . . не более 1,6 а

Ошибки в показаниях углов крена после разворотов на углы 360° . . . не более ±3°

авиагоризонт АГБ-3К (авиагоризонт блочный) (резервный авиагоризонт)

резервный АГБ-3К — от преобразователя ПТ-200Ц АГБ, подключенного к аварийной шине 27 В

Вид индикации — «с земли на самолёт». Предназначен для тяжелых неманевренных самолетов (бомбардировщиков) Конструктивное исполнение — автономный. Ввиду отсутствия дополнительной следящей рамы гироскопического датчика, рабочий диапазон углов тангажа ограничен углами 80 градусов.

Принцип действия

Гироскопическая система авиагоризонта АГБ-3(АГБ-3К) представляет собой гироскоп с тремя степенями свободы, главная ось которого поддерживается в вертикали места (то есть перпендикулярно плоскости истинного горизонта) системой электрической маятниковой коррекции. Как известно, главная ось некорректируемого трёхстепенного гироскопа вследствие суточного вращения Земли и перемещения самолета в полете относительно земли, а также под влиянием трения в опорах карданова подвеса, остаточной несбалансированности гироскопа и ряда других причин будет с течением времени отклоняться от положения истинной вертикали места.

Электрическая маятниковая коррекция, состоящая из двух одноосных жидкостных маятниковых датчиков и коррекционных моторов, определяет истинную вертикаль и создает на осях карданова подвеса гироскопа моменты, вызывающие прецессионное движение главной оси гироскопа к вертикальному направлению.

электрический указатель поворота ЭУП-53

ЭУП-53 является комбинированным прибором и состоит из гироскопического указателя поворота и указателя скольжения. Указатель поворота показывает направление разворота, а при разворотах без скольжения — и угол крена до 45°. Отсутствие скольжения определяется по указателю скольжения.

Наименьшую погрешность прибор имеет при скорости 500 км/час.

Гироскоп, являющийся электромотором постоянного тока, имеет центробежный регулятор, поддерживающий постоянное число оборотов (6000 об/мин)

Гироскоп очень чувствителен к поворотам самолета относительно вертикальной оси. Даже при небольшом рыскании самолета по курсу возникают большие колебания стрелки, затрудняющие пилотирование. Для успокоения колебаний стрелки указатель поворота снабжен демпфером

Указатель скольжения показывает наличие и направление скольжения в прямолинейном и криволинейном полетах самолета. Указатель скольжения представляет собой физический маятник.

При правильных виражах и разворотах шарик находится в центре стеклянной трубки, что показывает отсутствие скольжения и правильность выполнения виражей. При виражах и разворотах со скольжением шарик всегда отклоняется в сторону скольжения самолета, одновременно показывая как его направление, так и неправильность выполнения виражей.

Указатель поворота ЭУП-53 установлен на левой панели приборной доски. Указатель питается от бортовой сети постоянного тока.

Включение системы производите после включения преобразователей ПТ-1000Ц.

указатель высоты и перепада давления УВИД-30-15К * ПВ - подсвет красный или белый; ПБ - подсвет белый. Ф означает «футовый»

УВИД-30-15 предназначен для измерения относительной барометрической высоты полета вертолета и выдачи элек­трических сигналов, пропорциональных этой высоте.

Сигнализация предельных кренов

Сигнализация предельных кренов предназначена для предупреждения экипажа о достижении угла крена самолета (32±2)° в маршрутном полете и (15±1,5)° при взлете и заходе на посадку. Переключение величин порогов срабатывания сигнализации происходит при скорости 230 км/ч автоматически.

При выполнении разворотов с кренами более предельных загораются светосигнальное табло «ВЕЛИК КРЕН ЛЕВ» или «ВЕЛИК КРЕН ПРАВ», расположенные на козырьках приборных досок пилотов. При уменьшении крена табло гаснут.

Сигнализация предельных кренов выполнена на основе передатчиков авиагоризонтов АГД-1С и включается при включении авиагоризонтов. Сигналы предельного крена поступают на светосигнальное табло КВС с правого гнродатчнка, а на табло второго пилота — с левого гиродатчика. При отказе одного из гиродатчнков сигнализация предельных кренов от него автоматически отключается, соответствующее светосигнальное табло срабатывать не будет.

При переходе с основного на аварийное питание по постоянному току сигнализация предельных кренов срабатывать не будет.

система автоматического контроля авиагоризонтов по крену (БКК-18);

Предназначен для осуществления непрерывного сравнения показаний трех авиагоризонтов по крену с выдачей соответствующей сигнализации об отказе. Логическая схема сравнения БКК-18 состоит из двух работающих одновременно подканалов. Отказ любого из подканалов не приводит к потере работоспособности БКК-18 в целом.

При рассогласовании по крену между отказавшим и двумя исправными авиагоризонтами на (7±2)° БКК-18 выдает сигналы:

— при отказе АГД-1С левого (правого) — на светосигнальное табло «ОТКАЗ АГ ЛЕВ» («ОТКАЗ АГ ПРАВ») и светосигнализатор отсутствия питания и арретирования на указателе отказавшего авиагоризонта АГД-1С;

— при отказе резервного АГБ-ЗК — только на светосигнальное табло «ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ».

После первого отказа БКК-18 продолжает сравнивать показания оставшихся двух исправных авиагоризонтов, и при отказе одного из них появлении между ними рассогласования на (7±2)°. БКК-18 не может определить исправный авиагоризонт и выдает сигналы об отказе обоих.

Питание БКК-18 по переменному току 36 В 400 Гц осуществляется от преобразователя ПТ-200Ц АГБ, ГИК. При отказе ПТ-200Ц БКК-18 автоматически переключается на централизованную шину 36 В.

Питание БКК-18 по постоянному току 27 В осуществляется от основной и аварийной шин.

три выключателя коррекции ВК-53РШ

Выключатели коррекции ВК-53РШ предназначены для автоматического отключения цепей поперечной коррекции гироскопических приборов при выполнении разворотов. На самолете установлено три ВК- 53РШ, которые работают независимо друг от друга. ВК левый выключает коррекцию левого АГД-1С, ВК правый — правого АГД-1С и ГПК, ВК резервный — АГБ-3К, ГИК-1 и ЦГВ-4. Питание выключателей коррекции осуществляется от источников переменного тока, питающих взаимодействующие с ними авиагоризонты.

автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-14КР-1

Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией предназначен для определения в полете текущего значения вертикальной перегрузки (n_y), текущего (α_тек) и критического (α_кр) углов атаки, а также для предупреждения пилотов о выходе самолета за эксплуатационные ограничения по углу атаки (12,3°) и перегрузке 2,2 ед.

В комплект автомата АУАСП-14КР-1 входят:

— указатель углов атаки и перегрузок УАП-14КР;

— датчик углов атаки ДУА-9Р;

— датчик перегрузок ДП1-3;

— блок коммутации БК-2Р.

Контроль за текущими и критическими углами атаки, а также вертикальными перегрузками осуществляется по указателю УАП-14КР.

По достижении самолетом критического угла атаки и максимально допустимой перегрузки зажигаются: мигающий светосигнализатрр указателя УАП-14КР, мигающее светосигнальное табло «КРИТИЧ. РЕЖИМ» на правой панели и аналогичное немигающее табло на левой панели приборной доски пилотов.

От этих же сигналов автомата вступает в работу вибратор (сигнализатор критических углов атаки), установленный на штурвале КВС, создающий колебания конца рукоятки штурвала с частотой 9—10 Гц.

Характерный шум, возникающий при вступлении в работу вибратора, может служить дополнительной звуковой сигнализацией о выходе самолета на опасные режимы полета. Включение индикации текущего угла атаки (α_тек) автомата АУАСП-14КР-1 осуществляется при взлете самолета автоматически от сигнализатора приборной скорости ССА-0,7—2,2 и от концевого выключателя, установленного на передней стойке шасси.

Погрешности показаний по шкале указателя УАП-14КР:

— по каналу α_тек ±0,5%

— по каналу n_y ±0у2 ед.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:

1. ПОЛЬЗОВАТЬСЯ ПОКАЗАНИЯМИ АВТОМАТА АУАСП-14КР-1 (ПРИ ПРОВЕДЕНИИ ПРОВЕРКИ СИСТЕМОЙ ВСТРОЕННОГО КОНТРОЛЯ) РАЗРЕШАЕТСЯ НЕ РАНЕЕ ЧЕМ ЧЕРЕЗ 5 МИН ПОСЛЕ ВКЛЮЧЕНИЯ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ.

2. ВРЕМЯ НЕПРЕРЫВНОЙ РАБОТЫ ОБОГРЕВА ДУА-9Р НА ЗЕМЛЕ НЕ БОЛЕЕ 2 МИН.

Подготовка к полету

Убедитесь в том, что:

— защитный колпачок с флюгера датчика ДУА-9Р снят;

— ось флюгера свободно поворачивается;

— АЗС «АУАСП» на щите АЗС включен.

СИСТЕМА СИГНАЛИЗАЦИИ ОПАСНОЙ СКОРОСТИ СБЛИЖЕНИЯ С ЗЕМЛЕЙ (ССОС)

Система ССОС предназначена для предупреждения экипажа об опасной скорости сближения самолета с землей.

Система формирует сигналы предупреждения при следующих опасных ситуациях полета:

— в режиме взлета после уборки шасси в интервале высот от 50 до 250 м при появлении тенденции к снижению с вертикальной скоростью более 1,6 м/с;

— в режиме захода на посадку с убранным шасси на высоте от 250 до 50 м;

— в режиме снижения с высоты от 600 до 50 м, если бароинерциальная скорость снижения превышает значения, определяемые зависимостью I.

— в режиме снижения с высоты от 400 до 50 м, если барорадиоинерциальная скорость снижения превышает значения, определяемые зависимостью II.

Во всех ситуациях загораются мигающие красные светосигнальные табло «ОПАСНО ЗЕМЛЯ» на средней панели приборной доски пилотов и прерывисто гудит самолетная сирена.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:

1. ПОЛЬЗОВАТЬСЯ СИГНАЛАМИ ССОС РАЗРЕШАЕТСЯ НЕ РАНЕЕ ЧЕМ ЧЕРЕЗ 3 МИН ПОСЛЕ ВКЛЮЧЕНИЯ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ.

2. НИЖНЯЯ ГРАНИЦА ЗОНЫ СРАБАТЫВАНИЯ СИСТЕМЫ СОСТАВЛЯЕТ (50±8) М ПРИ СТАНДАРТНЫХ АТМОСФЕРНЫХ УСЛОВИЯХ.

3. ПРИ ВЫХОДЕ САМОЛЕТА НА КРИТИЧЕСКИЙ УГОЛ АТАКИ СВЕТОСИГНАЛЬНЫЕ ТАБЛО «ОПАСНО ЗЕМЛЯ» ГАСНУТ ИЗ-ЗА СРАБАТЫВАНИЯ АУАСП: ЗАГОРАЮТСЯ МИГАЮЩИЕ КРАСНЫЕ СВЕТОСИГНАЛЬНЫЕ ТАБЛО «КРИТИЧ. РЕЖИМ» НА ЛЕВОЙ И ПРАВОЙ ПАНЕЛЯХ ПРИБОРНОЙ ДОСКИ ПИЛОТОВ.

гироиндукционный компас ГИК-1

Компас ГИК-1 служит для указания магнитного курса и угла разворота самолета ГИК-1 работает вместе с указателями КППМ, которые кроме того обеспечивают индикацию отклонения самолета от равносигнальных зон курсового и глиссад но го радиомаяков для осуществления захода на посадку по курсо-глиссадной системе. ГИК-1 обеспечивает выдачу электросигнала в автопилот для стабилизации курса при полете по локсодромии.

В комплект компаса ГИК-1 входят:

— индукционный датчик ИД;

— гидроагрегат ГА-3М;

— коррекционный механизм КМ;

— усилитель У6М;

— усилитель У8М;

— соединительная коробка СК-19;

— две кнопки согласования 5К.

Компас ГИК-1 работает с двумя указателями КППМ и с выключателем коррекции, которые не входят в комплект ГИК-1.

Основной режим ГИК-1 — режим магнитной коррекции.

Основные технические данные:

Готовность компаса к работе:

- при температуре +20°С.:.+50°С — 1 мин,

- при температуре —60°С —3 мин.

Погрешность компаса в определении магнитного курса:

- при нормальных условиях — не более ±1,5°,

- при температуре +50°С и —60°С — не более ±2°.

Дополнительная послевиражная погрешность показаний компаса на каждую минуту разворота — не более 0,5°.

Напряжение питания:

от сети постоянного тока напряжением 27 В,

от сети переменного тока напряжением 36 В 400 Гц.

гирополукомпас ГПК-52

Дублирующим курсовым прибором является гирополукомпас ГПК-52.

Прибор предназначен для определения и выдерживания ортодромии ее к о го курса.

Подготовка к полету

— включите питание и установите выключатель на пульте управления в положение «ВКЛ»;

— после «разгона» гироскопа, нажимая ручку «ЗАДАТЧИК КУРСА» на пульте управления в ту или иную сторону («Л» или «П»), выведите шкалу гироагрегата на отсчет, равный фактическому или условному курсу самолета.

магнитный компас КИ-13

Магнитный жидкостный компас КИ-13 является запасным и предназначен для определения магнитного курса самолета в прямолинейном горизонтальном полете.

Принцип действия компаса КИ-13 основан на взаимодействии его постоянных магнитов с магнитным полем Земли.

Шкала картушки компаса равномерная, с ценой деления 5° и оцифровкой через 30°. Два основных курса «Север» и «Юг» отмечены буквами соответственно «С» и «Ю». На передней части корпуса, на его продольной оси, с внутренней стороны окна компаса нанесена курсовая нить.