А.И. ПАНИБРАТСКИЙ ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТА МИ – 171 И ЕГО ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ (УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ ДЛЯ ЭКИПАЖЕЙ) НП Центр подготовки персонала г. Тюмень 2008 г. 1 АННОТАЦИЯ. В учебном пособии рассмотрены вопросы конструкции и летной эксплуатации приборного оборудования вертолета. Учебное пособие написано для, пилотов и бортмехаников, изучавших вертолет Ми – 8т и его модификации, а также для летных специалистов, изучающих эту технику впервые. В конце учебного пособия после его текстовой части прилагается альбом рабочих мест кабины экипажа. В учебном пособии изложен материал по пилотажно-навигационным системам и приборам, приборам контроля работы двигателей и систем вертолета и бортовому самописцу БУР-1-2 и их летной эксплуатации. Вопросы летной эксплуатации отражены в соответствии с руководством по летной эксплуатации вертолета МИ-171. Данное учебное пособие предназначено для летного персонала, изучающего приборное оборудование вертолета на курсах переучивания и повышения квалификации. Учебное пособие может использоваться только для учебных целей. Учебное пособие «Приборное оборудование вертолета МИ-171 и его летная эксплуатация» (учебное пособие для экипажей) рассмотрено на заседании летнометодического совета ОАО «Авиакомпания ЮТэйр». Протокол № от “ ” 2008 г. 2 Содержание Стр. 1. Общие сведения о приборном оборудовании ......................................................... 5 2. Пилотажно-навигационные приборы ...................................................................... 6 2.1. Анероидно -мембранные приборы ........................................................................... 6 2.1.1 Барометрический высотомер ВД –10К .................................................................... 6 2.1.2 Указатель скорости УС –450К ................................................................................... 8 2.1.3 Вариометр ВАР –30МК .............................................................................................. 9 2.1.4. Система питания анероидно-мембранных приборов ............................................10 3. Гироскопические приборы....................................................................................... 14 3.1 Гироскоп и его свойства ............................................................................................ 14 3.2. Авиагоризонты ...........................................................................................................16 3.3. Блок контроля кренов БКК –18… ............................................................................ 22 3.4. Курсовая система ГМК-1ГЭ ..................................................................................... 26 3.4.1. Общие сведения ........................................................................................................ 26 3.4.2. Комплект, назначение, размещение и конструктивные особенности агрегатов.28 3.4.3. Принцип построения и режимы работы ..................................................................33 3.4.4. Эксплуатация .............................................................................................................. 40 3.5. Выключатель коррекции ВК-53Э-РВ....................................................................... 42 3.6. Магнитный компас КИ – 13… ................................................................................... 42 4 Автопилот АП – 34Б-2 серии ..................................................................................... 44 4.1. Назначение, технические данные, электропитание и защита................................. 44 4.2. Комплект, размещение, конструктивные особенности агрегатов .......................... 46 4.2.1. Датчики ........................................................................................................................ 47 4.3. Принцип построения и режимы работы ................................................................... 51 4.3.1. Режим включения питания и согласование .............................................................. 51 4.3.2. Режим стабилизации (на примере канала крена)… .................................................. 52 4.3.3. Режим управления ...................................................................................................... 53 4.4. Эксплуатация автопилота........................................................................................... 56 5. Приборы контроля работы двигателей и систем вертолета.................................... 61 5.1. Система подвижного упора управления СПУУ-52… ............................................. 61 5.2. Аппаратура 2ИА-6А ................................................................................................... 64 5.3. Регулятор температуры газов двигателей РТ-12-6 2 серии ................................... 65 5.4. Электронный регулятор двигателя ЭРД-3ВМ ......................................................... 66 5.5. Измеритель режимов двигателей ИР-117М.............................................................. 71 5.6. Аппаратура контроля вибрации ИВ-500Е ................................................................ 73 5.7. Тахометр ИТЭ - 2Т ..................................................................................................... 74 5.8. Тахометр ИТЭ-1… .......................................................................................................75 5.9. Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРИ ...................................................... 76 5.10. Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРВИ .................................................. 77 5.11. Термометр ТУЭ-48… ................................................................................................. 78 5.12. Топливомер СКЭС-2027Б .......................................................................................... 79 5.13. Указатель шага винта ИП-21-15… .............................................................................81 5.14. Сигнализация работы двигателей и систем вертолета ............................................. 82 5.15. Приборы контроля работы гидравлической и воздушных систем ........................ 83 5.15.1 Дистанционный индуктивный манометр ДИМ-100К 3 серии................................ 83 5.15.2 Манометр воздуха унифицированный МВУ-100К .................................................. 83 5.15.3 Манометр МА-60МК ..................................................................................................83 5.15.4 Термометр ТВ-19… ................................................................................................... 84 5.16. Приборы контроля работы бортовой вспомогательной силовой уста новки АИ – 9В .............................................................................................................84 5.16.1. Манометр ДИМ-3Т .................................................................................................... 84 3 5.16.2. Термометр ТСТ-282С ................................................................................................ 85 6. 6.1. 6.2. 7. 7.1. 8. 9. Бортовые автоматические средства объективного контроля полета система БУР-1-2… ......................................................................................................86 Комплект ...................................................................................................................... 88 Эксплуатация .............................................................................................................. 93 Кислородное оборудование ...................................................................................... 96 Эксплуатация кислородного оборудования............................................................ 98 Литература .................................................................................................................102 Кабина экипажа ( рабочие места )…....................................................................... 103 4 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПРИБОРНОМ ОБОРУДОВАНИИ Вертолет оборудован полным комплексом пилотажно-навигационных приборов, приборов контроля работы силовых установок, приборов трансмиссии и приборов контроля работы систем вертолета, позволяющих выполнять пилотирование и решать задачи навигации при полете днем, ночью, и в сложных метеорологических условиях. Приборное оборудование вертолёта МИ-171 может быть разделено на следующие группы приборов: -пилотажно-навигационное оборудование; -приборы контроля работы двигателей и трансмиссии; -приборы контроля работы систем вертолета; -системы регистрации параметров полёта; -кислородное оборудование. В группу пилотажно-навигационных приборов и систем входят: -анероидно-мембранные приборы ВД-10К (2 шт.), УС-450 (2 шт.), ВАР-30МК (2 шт.), ПВД-6М (2 шт.). - гироскопические приборы АГБ-96Д(Р), ГМК-1ГЭ, ВК-53Э-РВ; - приборы контроля БКК-1 и СНП-1; - автопилот АП-34Б 2 серии; Приборы контроля работы двигателей и трансмиссии делятся на: - системы автоматического регулирования двигателя ЭРД-3ВМ и РТ-12- 6 2 серии; - приборы контроля параметров двигателей: ИР-117М, 2ИА-6, ИТЭ-2Т (2 шт), ИВ-500Е, СКЭС-2027В, ЭМИ-3РИ (2 шт), СС-78; - приборы контроля работы ВСУ: ДИМ-3Т и ТСТ-282С; - приборы контроля трансмиссии: ЭМИ-3РВИ, ИТЭ-1 (2 шт), ИП-21-15, ТУЭ-48, ПС-1(6 шт). В группу приборов вспомогательных систем входят ДИМ-100, ТВ-19Т, ТВ-45, МВУ-100К, МА-60МК, АЧС-1. К приборам регистрации параметров полёта относится бортовое устройство регистрации БУР-1-2 и ТБН-К4. Кислородное оборудование включает в свой состав БКП-2-2-210 (2 шт) и ДКМ-1М (2 шт). 5 2. ПИЛОТАЖНО – НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ К этой группе относятся приборы, позволяющие определять и контролировать положение вертолета относительно земли и осуществлять навигацию. В свою очередь пилотажно-навигационные приборы и системы включают следующие группы приборов: -анероидно-мембранные приборы; -магнитные, гироскопические и пилотажно-навигационные. Отсюда следует, что данная группа приборов позволяет определить и контролировать положение вертолета относительно земли и осуществлять навигацию. 2.1. Анероидно -мембранные приборы 2.1.1. Барометрический высотомер ВД –10К Барометрический двух стрелочный высотомер ВД-10К предназначен для измерения и индикации барометрической высоты полета вертолета (относительно той изобарической поверхности, давление которой установлено на барометрической шкале давлений прибора). На вертолете установлены два высотомера по одному на левой и правой приборных досках летчиков. Технические данные: Диапазон показаний барометрической высоты полета от.......................................................................................................................0 до 10000м. Диапазон барометрической шкалы давлений от........................ ….670 - 790 мм. Рт. Ст. Температурный диапазон работы от ..........................................................+50 до - 60 °С. Рис.1Функциональная схема высотомера ВД-10К. Принцип действия высотомера основан на измерении высоты путем измерения статического давления воздуха окружающего вертолет рис 1. Чувствительным элементом прибора является блок анероидных коробок, остаточное давление воздуха в которых равно 0,15 - 0,2 мм рт.ст. В герметичный корпус высотомера со статической камеры ПВД-6М подводится статическое давление. С поднятием на 6 высоту давление в корпусе прибора уменьшается, что вызывает деформацию анероидных коробок. Через передающий механизм ход анероидных коробок преобразуется в отклонение стрелок. Отсчет высоты ведется по показаниям двух стрелок на шкале: большая стрелка показывает высоту в метрах, - малая стрелка - высоту в километрах. На лицевой стороне прибора имеется ручка кремальеры, с помощью которой можно устанавливать стрелки прибора в нулевое положение, если высоту полета необходимо измерять относительно места взлета или в положение, соответствующее статическому давлению в месте посадки, если высоту полета нужно измерить относительно аэродрома посадки конечного пункта полета. Высотомер имеет следующие виды погрешностей: -температурная погрешность - рассчитывается экипажем; -инструментальная погрешность - учитывается по таблице поправок, которая вкладывается в специальную кассету, закрепленную на профиле остекления кабины экипажа; -погрешность, обусловленная изменением давления у поверхности земли - учитывается перед вылетом установкой стрелок на нуль, а перед посадкой установкой давления, равного давлению аэродрома посадки. Эксплуатация. •Эксплуатационные ограничения. -Допустимое расхождение показателей шкалы барометрического давления с атмосферным давлением на уровне аэродрома для высотомера ВД-10К составляет ±1,5 мм рт. ст. в диапазоне температур воздуха + 15...+35 °С, а при других температурах ±2,0 мм рт. ст. При большей разности давлений вылет запрещается. -Согласование шкал высотомеров непосредственно на вертолете не производить. •Предполетная проверка. -Убедиться в отсутствии видимых повреждений прибора; -проверить наличие таблиц поправок и совпадение номеров с номерами приборов; -кремальерой установить стрелки прибора на нуль и убедиться, что давление на барометрической шкале прибора совпадает с фактическим давлением аэродрома, допустимое рассогласование между каждым прибором и давлением аэродрома зависит от темпереатуры воздуха и составляет: при температуре наружного воздуха от +15 до + 35 град. не более ± 1,5 мм. рт.ст., при остальных температурах - не более ±2 мм. рт. ст. •Эксплуатация в полете. - перед полетом стрелки высотомеров ВД-10К, должны быть установлены на нулевые отметки шкал. Показания шкал барометрического давления высотомеров ВД-10К должны соответствовать атмосферному давлению на уровне аэродрома; -после взлета и набора высоты перехода установить барометрическое давление на шкале давления высотомеров 760 мм рт. ст - на снижении при пересечении эшелона перехода установить на высотомерах давление аэродрома посадки; в момент посадки стрелки высотомеров должны установиться на нуль с учетом погрешности прибора. Высотомер ВД-10К не учитывает рельефа местности поэтому на малых высотах и при посадке радиовысотомер дает более точные показания. 7 2.1.2. Указатель скорости УС-450К Указатель скорости предназначен для измерения приборной скорости вертолета в направлении вперед. Прибор имеет диапазон измерения приборной скорости от 0 до 450 км/ч. Цена деления - 10 км/ч. Принцип работы прибора основан на измерении скоростного напора как разности между полным и статическим давлениями набегающей струи воздуха в полете. Функциональная схема прибора показана на Рис.2. Чувствительным элементом прибора является манометрическая коробка, мембрана которой под действием воздуха, поступающего под давлением, деформируется и передает движение через движущийся механизм на стрелку. На задней стенке корпуса указателя имеются два штуцера, из которых один соединяется с системой полного давления приемника ПВД-6М, другой служит для присоединения к камере статического давления ПВД-6М. Рис.2. Функциональная схема указателя скорости УС-450К. Расчет и тарировка прибора выполнены по формуле стандартной атмосферы для следующих данных: давление 760 мм рт.ст., температура +15° С. В реальных условиях расчетные данные не совпадают с действительными, что вызывает ошибки в работе прибора. Указатель скорости имеет инструментальные, методические и аэродинамические ошибки. Инструментальные ошибки возникают из-за несовершенства обработки деталей прибора, неточности сборки, регулировки, качества материалов, из которых изготовлены детали прибора, износа деталей в процессе эксплуатации. Инструментальные ошибки определяются при проверке высотомера в лабораторных условиях на специальной установке. Допустимые погрешности прибора от инструментальной ошибки заносятся в специальную таблицу показаний по эшелонам. Поправочные таблицы вкладываются в специальные кассеты, установленные на левой боковой панели электропульта и на крышке щитка предохранителей на правом борту кабины пилотов. Методические ошибки указателя скорости возникают из-за несовершенства метода измерения, который положен в основу принципа работы прибора. Указатель скорости имеет следующие методические ошибки: 8 - ошибка из-за изменения атмосферного давления; - температурная ошибка. С поднятием на высоту плотность воздуха уменьшается, следовательно, на высоте показания прибора будут меньше, чем у земли. Плотность воздуха также меняется с изменением температуры. При температуре выше +15 °С указатель скорости показывает скорость меньше фактической, а при температуре ниже +15 °С прибор завышает показания скорости. Аэродинамические ошибки возникают из-за погрешности восприятия давления приемником воздушного давления ПВД-6М вследствие завихрений и искажений воздушного потока от элементов конструкции вертолета. На малых скоростях полета до 20 км/ч указатель скорости работает неустойчиво. К каждому указателю скорости прилагаются поправочные графики, которые закреплены в специальных кассетах, расположенных на профилях остекления кабины летчиков. Погрешности прибора учитываются экипажем следующим образом: -температурная - рассчитывается экипажем; -инструментальная - учитывается по графику поправок, который вкладывается в специальную кассету, закрепленную на профиле остекления кабины экипажа. Погрешности прибора составляют: при температуре окружающей среды (20±5)°С до ±6км/час; при остальном температурном диапазоне до ±10км/час. Эксплуатация. •Предполетная проверка. -Убедиться в отсутствии видимых повреждение прибора; -проверить наличие графиков поправок и совпадение номеров с номерами приборов; -убедиться, что стрелка прибора находится в исходном положении, допустимое отклонение не более 2мм. от точки на шкале прибора. •Эксплуатация в полете. На малых скоростях полета до 20 км/ч указатель скорости работает неустойчиво. Не рекомендуется пользоваться показаниями указателя скорости при полете на малых высотах (5-10 метров) и скоростях менее 40 км/час. В этом случае оценивать скорость по данным ДИСС-32-90А и режиму работы двигателей. 2.1.3. Вариометр ВАР –30МК Предназначен для измерения вертикальной скорости полета вертолета. С помощью вариометра контролируется выдерживание горизонтального полёта, а также заданная скорость снижения либо набора высоты. Принцип действия вариометра основан на измерении перепада давлений, возникающего вследствие запаздывания изменения давления воздуха в герметическом корпусе прибора, соединенном с окружающей атмосферой через капилляр, по сравнению с изменением давления в манометрической коробке прибора, соединенной со статической системой ПВД трубопроводом большего диаметра. Технические данные. Диапазон измерения прибора от 0 до 30 м/сек. на подъем и спуск; Цена деления ................................................................................. 1 м/с. Допустимая погрешность прибора при температуре (20 ±5) °С ....................................................... не более ± 1 м/с 9 Юстировочный винт, расположенный на лицевой части прибора предназначен для установки стрелки на 0. Недостатком данного прибора является запаздывание показаний. Дополнительно прибор имеет температурную погрешность, которая сведена к минимуму за счет того, что корпус прибора выполнен из нетеплопроводного материала и поэтому не учитывается. Рис.3. Функциональная схема вариометра ВАР-30МК. Предполетная проверка. - Убедиться в отсутствии видимых повреждение прибора; - убедиться, что стрелка прибора находится в исходном положении на нуле, допустимое отклонение не более 0,5 м/сек. Все регулировки анероидно - мембранных приборов разрешается производить только техническому составу и только в лабораторных условиях. 2.1.4. Система питания анероидно-мембранных приборов Данная система предназначена для питания анероидно-мембранных приборов и датчиков, установленных на борту вертолета. В состав системы входят: -2 приемника воздушных давлений ПВД-6М; -кран переключения статического давления и изделие 623700-3; -демпфер; -система трубопроводов. Система ПВД обеспечивает приём и подачу статического давления в указатели скорости УС-450К, высотомеры ВД-10К, вариометры ВАР-30МК, датчик высотной коррекции ДВК, комплекс давления воздуха ИКД, датчик высоты ДВ-15МВ, и корректор КЗСП, а также подачу полного давления в указатели скорости УС-450К, датчики приборной скорости ДПСм-1, КЗСП. ●Приемники воздушных давлении ПВД-6М. Предназначены для восприятия полного (динамического) давления воздуха при движении вертолета и статического давления воздуха окружающего вертолет. 10 На вертолете для надежности установлены два приемника ПВД-6М. Они установлены в кронштейнах, выполненных в виде герметичных камер-отстойников, соединенных с динамической и статической системами ПВД-6М. Кронштейны укреплены на специальных пустотных штангах, которые крепятся к носовой части фюзеляжа винтами. Для предотвращения обледенения и закупоривания льдом входных отверстий, приемники имеют обогревательные элементы. Кран 623700-3 переключения статического давления, имеющий трафарет "Статическая система ПВД" с положениями "Левая, Правая и Объединенная", обеспечивает объединение систем статического давления левого и правого приемников, а также раздельное подключение приборов к левому или правому приемнику статического давления. Кран установлен на кронштейне левой приборной доски пилотов. 11 Для устранения колебаний стрелки указателя скорости УС-450К на левой приборной доске, в системе трубопровода левой линии полного давления установлен демпфер. Демпфер представляет собой сварной бачок с приваренной к нему трубкой для соединения с трубопроводом и отверстием для слива конденсата, в которое ввернута пробка. Демпфер установлен на стенке шп. 3Н под полом кабины экипажа. ● Питание приборов статическим давлением. Для управления статической системой ПВД служит кран 623700-3, при переключении которого система ПВД работает только от правого приемника ПВД-6М, только от левого приемника ПВД-6М или от обоих приемников. Кран расположен возле левой приборной доски и имеет три фиксированных положения: “Левая”, “ Правая”, ”Объединенная”. Полетное положение рукоятки крана ”Объединенная”, в этом положении рукоятка должна быть законтрена и опломбирована. В этом положении статическое давление поступает от обоих ПВД-6М, осредняется и далее поступает во все приборы, расположенные на обоих приборных досках и во все датчики. ●Питание приборов полным давлением. Система питания приборов полным давлением выполнена по принципу: две (по количеству ПВД-6М ) независимых линии без обеспечения резерва. От левого ПВД-6М полное давление поступает только на левый указатель скорости, резерва в питании не предусмотрено. От правого ПВД-6М полное давление поступает на правый указатель скорости, а также во все датчики, которым для работы требуется полное давление: ДПСм-1, КЗСП, резерва в питании не предусмотрено. Обогрев приемников осуществляется от бортсети постоянного тока при включении автоматов защиты сети "Обогрев ПВД - Правый" и "Обогрев ПВД - Левый", расположенных на правой боковой панели. Для того чтобы проверить исправность работы обогрева приемников ПВД, необходимо нажать на кнопку микровыключателей А 802-3 "Контроль обогрева ПВД" расположенных на левом и правом щитках электропульта. При этом на щитках загораются зеленые табло "Обогрев ПВД исправен". Включение обогрева ПВД-6М производить после запуска двигателей при плюсовых температурах наружного воздуха за 1 мин, а при нулевых и отрицательных — за 3 мин до начала взлета, для чего включить АЗС, выключатели на правой боковой панели электропульта. После посадки при рулении выключить обогрев приемников ПВДбМ (если он был включен). Система питания анероидно-мембранных приборов имеет ряд недостатков: -не предусмотрено резерва в питании приборов полным и статическим давлением; -имеющийся кран переключения в линии статики конструктивно выполнен так, что нормальная работа приборов обеспечивается только тогда, когда рукоятка крана находится строго в одном из трех фиксированных положений "левая", "объединенная", "правая". Даже незначительное смещение рукоятки от фиксированного положения приводит к частичному или полному перекрытию линии питания приборов статическим давлением и вызывает искажение показаний всех анероидно-мембранных приборов. Такие случаи в эксплуатации встречались неоднократно. Поэтому кран должен находиться в положении "основная" и в этом положении должен быть законтрен и опломбирован для предохранения от случайного смещения. После крана статическое давление поступает по общему трубопроводу, а затем распределяется на приборы левой и правой приборных досок. В случае полной или частичной закупорки статики в обоих ПВД-6М или на участке между краном переключения и разветвлением на левые и правые приборы показания приборов будут 12 искажены, а разницы в показаниях между левыми и правыми одноименными приборами не будет, что усложняет своевременное определение неисправности, особенно при полетах в сложных метеоусловиях. ● Неисправности в системе питания анероидно-мембранных приборов. Основными причинами неисправностей в системе питания анероидно-мембранных приборов являются: -полная или частичная закупорка линии питания приборов полным или статическим давлением из-за забивания систем пылью, окалиной, попадание и замерзание влаги; -полная или частичная разгерметизация линий полного или статического давления, -неправильное подсоединение трубопроводов статики и динамики к ПВД-6М или приборам по причине некачественного технического обслуживания. При полной закупорке магистрали статического давления высотомер покажет высоту в момент закупорки и на изменение высоты не реагирует, показания вариометра независимо от режима полета постепенно уменьшаются до нуля и в дальнейшем на вертикальную скорость прибор не реагирует. Указатель скорости при полной закупорке статики в горизонтальном полете на высоте отказа дает правильные показания, на снижении скорость будет расти по мере уменьшения высоты, в наборе скорость будет уменьшаться. Частичная закупорка статики при сложных метеоусловиях является дефектом более опасным чем полная закупорка, так как приборы реагируют на изменение параметров полета, но их показания искажены. Высотомер на изменение высоты реагирует, но показания будут изменяться с запаздыванием, а при выходе в горизонтальный полет постепенно восстанавливаются до правильных значений. Показание вариометра при частичной закупорке статики будут занижены, указатель скорости ведет себя так же как и при полной закупорке статики, но показания скорости будут искажены в меньшей степени. Для восстановления показаний необходимо включить обогрев ПВД-6М, если он не был включен, а если дефект возник при включенном обогреве - разгерметизировать статику, сняв или срезав дюритовую трубку статики с правого высотомера. Закупорка динамики. Учитывая особенности конструкции ПВД-6М закупорка динамики на показания указателя скорости может влиять по разному. Если произошла закупорка только входного отверстия, а отверстия для стока влаги исправны, то скорость по прибору независимо от режима полета будет медленно уменьшаться практически до нуля. Если же произошла закупорка входного отверстия и отверстий для стока влаги, осталась исправной только статика, то в горизонтальном полете на изменение скорости прибор не реагирует, в наборе высоты скорость будет расти, на снижении скорость будет уменьшаться. В обоих случаях единственным способом восстановить работу указателя скорости является включение обогрева ПВД-6М, если он оказался выключенным. Разгерметизация статики на работу анероидно-мембранных приборов не влияет так как кабина вертолета негерметична. При разгерметизации линии полного давления скорость уменьшается, при полной разгерметизации до нуля, а при частичной - до определенной величины в зависимости от степени разгерметизации. Работоспособность указателя скорости при таком дефекте в полете восстановить невозможно, пользоваться показаниями исправного прибора. 13 3. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ 3.1. Гироскоп и его свойства Понятие о гироскопе. Приборы и системы, основной частью которых является гироскоп, называются гироскопическими. Гироскоп - это быстро вращающееся, массивное, симметричное, твердое тело, подвешенное в карданном подвесе и имеющее более одной степени свободы. Наиболее известный вид гироскопа - это волчок, который обладает некоторыми интересными свойствами. Неподвижный волчок под действием собственного веса неизменно падает на бок. Если заставить волчок быстро вращаться вокруг оси, то он спокойно балансирует на кончике своей оси, поддерживаемый какой-то невидимой силой. Гироскоп состоит из тяжелого маховика - ротора 1, подвешенного в карданном подвесе (рис. 5), который имеет две рамки: внутреннюю 2 и внешнюю 3. Ось вращения ротора гироскопа Х=Х есть его главная ось . Она установлена во внутренней рамке 2, которая имеет возможность поворачиваться вокруг своей оси. Ось внутренней рамки, в свою очередь, установлена во внешней рамке 3, которая тоже может поворачиваться вокруг своей оси. Следовательно, ротор гироскопа может вращаться одновременно вокруг трех осей вращения. Гироскоп, который имеет три оси вращения, называется гироскопом с тремя степенями свободы. Степень свободы - это возможность гироскопа вращаться вокруг какой-либо оси в пространстве. Рис.5. Гироскоп с тремя степенями свободы. 1 - ротор; 2 - внутренняя рамка; Х - Х ось вращения ротора; У - У - ось вращения внутренней рамки; Z - Z - ось вращения внешней рамки. Если у такого гироскопа закрепить, например, внешнюю рамку, то он потеряет одну степень свободы. Его ротор в этом случае может вращаться только вокруг своей собственной оси Х-Х и вместе с внутренней рамкой'- вокруг оси У. Гироскоп, который имеет две оси вращения, называется гироскопом с двумя степенями свободы. Если же закрепить и внутреннюю рамку, то гироскоп потеряет еще одну степень свободы и превратится в обычный тяжелый маховик. В таком виде свойства гироскопа уже ничем не проявляются, так как главная ось ротора гироскопа не имеет возможности поворачиваться в пространстве. В современных гироскопах ротор (приводится во вращение электрическим способом) 14 является вращающейся частью электродвигателя постоянного тока или электродвигателя переменного трехфазного тока. ● Основные свойства гироскопа. Для облегчения изучения свойств гироскопа принято понятие "свободный гироскоп". Свободным гироскопом называется такой гироскоп с тремя степенями свободы, на который не действуют никакие внешние силы, за счет чего главная ось гироскопа остается неподвижной в пространстве. Для того, чтобы на гироскоп не действовали внешние силы, центр тяжести гироскопа должен находиться в точке пересечения осей карданного подвеса, а трение в подшипниках карданного подвеса равнялось бы нулю. К сожалению, практически получить свободный гироскоп невозможно, так как нельзя свести моменты внешних сил к нулю, нельзя достигнуть полного совпадения центра тяжести гироскопа и точки пересечения его осей, т. е. невозможно достигнуть сбалансированности гироскопа, а также невозможно полностью освободиться от трения в подшипниках осей гироскопа, можно только уменьшить его. Поэтому наряду с понятием "свободный гироскоп" существует понятие "технический гироскоп". Технический гироскоп - это такой гироскоп, в котором, хотя и в незначительной мере, проявляется несбалансированность и трение в подшипниках гироскопа. В практике приходится иметь дело только с техническим гироскопом, у которого главная ось отклоняется от заданного направления по отношению к Земле вследствие: трения в подшипниках осей карданного подвеса; несбалансированности ротора относительно его осей вращения; кажущегося вращения Земли вокруг своей оси. Отклонение главной оси гироскопа от заданного направления приводит к возникновению ошибки в показаниях прибора. Для поддержания главной оси гироскопа в заданном направлении в гироскопических приборах имеются корректирующие устройства. Свободный гироскоп обладает тремя основными свойствами: 1. Главная ось гироскопа Х-Х сохраняет неизменным свое направление в мировом пространстве. 2. Если к главной оси гироскопа приложить внешнюю силу, то она отклонится не в том направлении, в котором действует эта сила, а в направлении, перпендикулярном действию силы. Это движение главной оси гироскопа называется прецессией. 3. Быстро вращающийся ротор гироскопа не реагирует на кратковременную приложенную силу. В связи с тем, что на технический гироскоп постоянно действуют силы трения в подшипниках и силы тяжести из-за неполной сбалансированности гироскопа, то первое основное свойство формируется несколько иначе, чем для свободного гироскопа, а именно: главная ось гироскопа стремится сохранить неизменным свое направление в мировом пространстве, но с течением времени под действием трения и несбалансированности гироскопа отклоняется от заданного направления. Второе и третье свойство в одинаковой степени принадлежит как свободному, так и техническому гироскопу. 15 3.2. Авиагоризонты. •Общие сведения На вертолете установлено три авиагоризонта, из которых два основных АГБ-96Д расположены по одному на левой и правой приборных досках и один резервный АГБ-96Р, расположен на левой приборной доске. Авиагоризонт АГБ-96Р (АГБ-96Д) предназначен для обеспечения пилота визуальной информацией о пространственном положении вертолёта и выдачи сигналов крена и тангажа внешним потребителям. Авиагоризонт АГБ-96Р предназначен для измерения и индикации углов крена, тангажа, бокового скольжения. В авиагоризонте АГБ-96Д в отличии от авиагоризонта АГБ-96Р дополнительно предусмотрена индикация команд управления вертолетом по крену и тангажу, формируемых системой автоматического управления ( на вертолете Ми-171 не задействовано ). Распределение электических сигналов с авиагоризонтов по потребителям производится следующим образом (Рис.6): -с левого АГБ-96Д сигналы крена и тангажа выдаются в систему ДИСС-32-90, изделие "Контур" (радиолокатор) и систему БУР-1-2. Сигнал крена выдается так же в блок контроля кренов БКК-18. Сигнал исправности авиагоризонта поступает в систему БУР-1-2. -с правого АГБ-96Д сигналы крена и тангажа выдаются в автопилот АП-34Б. Сигнал крена выдается также в блок контроля кренов БКК-18. Сигнал исправности авиагоризонта поступает в систему БУР-1-2. Авиагоризонт АГБ-96Р является резервным и предназначен для обеспечения экипажа визуальной информацией о положении вертолета по крену и тангажу относительно плоскости истинного горизонта и выдачи сигнала крена в блок контроля кренов БКК-18. Дополнительно с каждого из трех авиагоризонтов подается сигнал исправности в бортовое устройство регистрации БУР-1-2. Сигнал исправности авиагоризонта подается в бортовое устройство регистрации БУР-1-2 только при условии, что красный флажок “АГ” на лицевой панели прибора находится в убранном положении. Принцип работы авиагоризонта основан на свойстве трех степенного гироскопа сохранять неизменным направление своей главной оси в пространстве. Конструктивно авиагоризонты АГБ-96Д (АГБ-96Р ) выполнены так, что требуют для работы постоянное напряжение 27В и переменное однофазное напряжение 36В. Причем основным питанием в авиагоризонте является питание постоянным напряжением 27В от вертолетной системы электроснабжения постоянным током. Внутри авиагоризонта установлен миниатюрный электронный блок, который преобразует постоянное напряжение 27В в переменное трехфазное напряжение 18,6 вольт для питания гиромотора. Однофазное напряжение 36В используется для питания датчиков углов крена и тангажа авиагоризонта, с которых поступают данные об углах крена и тангажа вертолета в потребители. Питание основных авиагоризонтов АГБ-96Д однофазным напряжением 36В осуществляется от шин "3 ~400 Гц 36 В" через предохранители ПМ-2 "АГ ЛЕВ." и "АГ 16 ПРАВ.". Предохранители, по два на каждый авиагоризонт, размещены на щитке предохранителей грузовой кабины. По постоянному току левый авиагоризонт подключен к аккумуляторной шине первого канала через автомат защиты сети "АГ ЛЕВ." на левом щитке пилота электропульта, он же является выключателем авиагоризонта, а правый - к шине ВУ второго канала через автомат защиты сети "АГ ПРАВ." на правом щитке электропульта, он же является выключателем авиагоризонта. Питание резервного авиагоризонта АГБ-96Р осуществляется переменным однофазным 17 током напряжением ~36 В частотой 400 Гц непосредственно с клемм контактора (69/2), переключающего шины "3 400 Гц 36 В" с основного трансформатора ТС310С04Б на резервный через два предохранителя ПМ-2 "АГ РЕЗЕРВ".Предохранители размещены в щитке предохранителей. По постоянному току резервный авиагоризонт подключен к аккумуляторной шине второго канала через автомат защиты сети "АГ РЕЗЕРВ." на левом щитке пилота электропульта, он же является выключателем авиагоризонта. ● Основные технические данные. Электропитание: - постоянным током напряжением 27В; - переменным однофазным напряжением (5,5 ± 0,5) В частотой (400 ± 20) Гц для встроенного подсвета; - переменным однофазным напряжением 36В частотой (400 ± 8) Гц для питания датчиков углов крена и тангажа. ПРИМЕЧАНИЕ. При снижении напряжения питания постоянным током до 18 В авиагоризонт работоспособен в течение 30 мин. Диапазон индикации: -по крену ±180°; -по тангажу +90° (кабрирование), -60° (пикирование). Потребляемый авиагоризонтом ток в установившемся режиме от источника постоянного тока напряжением 27В не более 0,8 А. Время готовности авиагоризонта к работе не более 3 мин. Погрешности авиагоризонта по крену и тангажу, не более: ±2,5° - на вибрирующем основании; ±5,0°- после выполнения координированных виражей и разворотов вертолета на180° за 3 мин. Время восстановления гироскопа из завалов на 5° под действием коррекции: в нормальных условиях составляет от 1 мин 15 с до 5 мин. Перемещение силуэта самолётика ручкой кремальеры относительно линии горизонта шкалы тангажа не менее: - 7° вверх (силуэт самолётика на голубом фоне), - 10° вниз (силуэт самолётика на коричневом фоне). Время непрерывной работы авиагоризонта 15 ч. ● Конструктивные особенности. Авиагоризонт состоит из следующих узлов и систем: -гиросистемы; -узла арретира; -узла кремальеры; -системы индикации; -системы электропитания и сигнализации отказов; -узла выдачи сигналов крена и тангажа; -узла подсвета. Гиросистема предназначена для стабилизации элементов индикации относительно плоскости горизонта. Гиросистема авиагоризонта представляет собой корректируемый трехстепенной гироскоп, состоящий из ротора гиромотора, внутренней и внешней (карданной) рам. В авиагоризонте применена механическая система коррекции главной 18 оси гироскопа и механический авиагоризонта показана на Рис.7. выключатель коррекции. Кинематическая схема Узел арретира предназначен для быстрого приведения внутренней и внешней рамок гироскопа в исходное положение для сокращения времени готовности авиагоризонта. Арретирование осуществляется вытягиванием ручки арретира, расположенной на переднем фланце прибора, на себя до упора и удерживанием ее в этом 19 положении в течение нескольких секунд, чтобы рамки гироскопа заняли исходное положение. Ручка арретира также позволяет фиксировать рамки гироскопа в неработающем приборе путем установки на фиксатор (в транспортное положение), для чего ручку необходимо потянуть на себя до упора и повернуть по часовой стрелке. Узел кремальеры предназначен для выставки начального значения угла тангажа. Механизм кремальеры приводится в действие с помощью ручки арретира. При повороте ручки обеспечивается перемещение силуэта самолетика в диапазоне углов тангажа 7 0 вверх, 100вниз. В авиагоризонте применена индикация «Вид с вертолета на землю», которая включает в себя подвижные элементы – картушку, экран с индексом крена и экран с индексом зенита, связанные с внешней рамкой, и неподвижные – силуэт самолетика, шкалу крена, закрепленные на корпусе прибора. Верхняя часть картушки окрашена в голубой цвет («небо»), нижняя – в коричневый цвет («земля»). Картушка стабилизируется в пространстве так, что разделительная линия «земля-небо» - линия искусственного горизонта – всегда остается параллельной линии истинного горизонта. Скольжение вертолета индицируется указателем скольжения (креноскопом), расположенным внизу лицевой части авиагоризонта. В авиагоризонте АГБ-96Д дополнительно имеется узел индикации команд управления по крену и тангажу, состоящий из двух командных планок в центре лицевой части прибора. При поступлении команд управления по крену и тангажу командные планки отклоняются соответственно вправо-влево и вверх-вниз относительно центра силуэта самолетика в диапазоне 12 мм ( на вертолете Ми-171 управление командными планками не задействовано ). Горизонтальный полет. При горизонтальном полете с постоянной скоростью и нулевом угле атаки линия искусственного горизонта (линия горизонта шкалы тангажа) должна совпадать с силуэтом самолетика авиагоризонта, а нулевая отметка шкалы крена – с индексом крена. Изменение угла атаки авиагоризонт показывает как набор высоты или снижение. В полете с постоянным углом атаки в авиагоризонте АГБ-96Д пилот вращением ручки кремальеры может совместить силуэт самолетика с линией горизонта шкалы тангажа. В этом случае при выполнении вертолетом эволюций по тангажу необходимо учитывать смещение линии Вид индикации авиагоризонта АГБ-96Р в горизонтальном полете горизонта шкалы тангажа относительно истинного горизонта. На лицевую часть авиагоризонта выведен флажок красного цвета с черными буквами АГ сигнализатора отказа авиагоризонта. Набор высоты и снижение. Направление по тангажу (кабрирование или пикирование) определяется по положению силуэта самолетика относительно «земли-неба». При наборе высоты (без крена) нулевая отметка шкалы крена совпадает с индексом крена, пилот видит силуэт самолетика на голубом фоне шкалы тангажа (кабрирование). Вид индикации АГБ-96Р Вид индикации АГБ-96Р при наборе высоты при снижении 20 Крен, разворот. Направление крена (правый или левый крен) определяется по положению силуэта самолетика относительно линии горизонта шкалы тангажа. При этом следует пользоваться правилом «Крыло под горизонт»: -если левое крыло силуэта самолетика под линией горизонта – индицируется левый крен; Вид индикации АГБ-96Р Вид индикации АГБ-96Р -если правое крыло силуэта при левом крене при правом крене с набором высоты со снижением самолетика под линией горизонта – индицируется правый крен. Точная оценка углов крена производится по положению подвижного индекса крена относительно нулевой отметки шкалы крена. При координированном развороте шарик указателя скольжения должен находиться в центре между ограничительными рисками. Электропитание авиагоризонта АГБ-96Д(Р) осуществляется постоянным током напряжением 27В и переменным однофазным током напряжением 36В. В авиагоризонте имеется схема контроля исправности, формирующая сигнал исправности. При снижении оборотов гиромотора, при нарушении электропитания или заклинивания гиромотора, а также в заарретированном состоянии, сигнал исправности снимается и в видимой зоне лицевой части авиагоризонта появляется флажок сигнализатора отказа: Узел выдачи сигналов крена и тангажа предназначен для выдачи внешним потребителям сигналов, пропорциональных углам крена и тангажа вертолета, с датчиков угла – синусо-косинусных трансформаторов (СКТ), расположенных по осям внутренней и внешней рамок и конструктивно выполненных в виде ротора и статора. Узел подсвета предназначен для освещения лицевой части авиагоризонта в ночных условиях и состоит из сверхминиатюрных ламп. Для питания ламп подсвета используется переменное напряжение 5,5 В частотой 400 Гц. ●Эксплуатация авиагоризонтов. •Эксплуатационные ограничения. 1. Взлет вертолета до истечения 3 мин после включения питания авиагоризонта запрещается. 2. Пользоваться арретиром в полете запрещается. Нормальная эксплуатация. •Предполетный осмотр и проверка. -Проверить надежность крепления авиагоризонта и его исправность. -Проверить, виден ли флажок сигнализатора отказа авиагоризонта и командные планки тангажа и крена в видимой зоне шкалы тангажа, находится ли кремальера в заданном положении, а шарик указателя скольжения между ограничителями. -Убедиться в том, что авиагоризонты заарретированы. Для проверки ключить АЗС – выключатели авиагоризонтов. Не менее чем через 3...30 сек разарретировать авиагоризонт, потянув ручку арретира на себя до упора, повернуть ее против хода часовой стрелки и отпустить. По истечении не более 3 мин после включения электропитания флажок сигнализатора должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа. Проверить работоспособность кре21 мальеры, поворачивая ее ручку против и по ходу часовой стрелки, силуэт самолета должен перемещаться вверх плюс 7° и вниз минус 10°. Потянуть ручку арретира на себя, в видимой зоне шкалы тангажа должен появиться флажок. Отпустить ручку арретира — флажок должен убраться из видимой зоны шкалы тангажа. •Эксплуатация в полете. При установившемся режиме горизонтального полета, определенном с использованием других приборов, вращением ручки кремальеры совместить линию горизонта шкалы тангажа с силуэтом самолета и от этого положения определять углы тангажа. При правом крене индекс крена сместится вправо относительно нулевой отметки шкалы крена, при этом правое крыло силуэта самолета будет на коричневом фоне, а левое — на голубом. При левом крене индекс крена сместится влево, левое крыло будет на коричневом фоне, правое — на голубом. •После полета. Выключить питание авиагоризонта и заарретировать авиагоризонт, для чего потянуть ручку арретира на себя до упора и повернуть по ходу часовой стрелки. 3.3. Блок контроля кренов БКК –18 Блок контроля кренов БКК-18 предназначен для: -контроля трех авиагоризонтов по крену с выдачей световой сигнализации об отказе; -сигнализации момента достижения вертолетом величины предельного угла крена, значение которого установлено переключателем "ПРЕДЕЛ. КРЕН", расположенным на левой приборной доске. Блок БКК-18 выдает сигналы на табло об отказах авиагоризонтов и достижении предельных углов крена через систему САС-4. Основные технические данные: Порог срабатывания при определении отказа,°, не более…72 град. Порог срабатывания сигнализации предельных кренов,° не более - в режиме "Взлёт-посадка" ......................... 152,5; - в режиме "Маршрут " ................................. 334°; Напряжение питания -по постоянному току.................................2710% В; -по переменному току................................. 363,5 В. Блок БКК-18 установлен на левой этажерке в кабине пилотов, шпангоут 5Н слева. С блоком контроля кренов БКК-18 взаимодействуют: -левый, правый авиагоризонты АГБ-96Б и резервный авиагоризонт АГБ-96Р, которые выдают в БКК-18 для сравнения сигналы углов крена. -сигнализатор нарушения питания СНП-1. Сигнализатор СНП-1 предназначен для контроля исправности цепей питания блока БКК-18 по постоянному и переменному току. По переменному току СНП-1 реагирует на отказы, связанные с понижением напряжения ниже допустимого 27±3В или при обрыве фаз 36В. По постоянному току СНП-1 сработает при падении напряжения ниже 15±3В или обрыве в цепи питания постоянным током блока БКК-18. Во всех перечисленных случаях при срабатывании СНП-1 включается табло «НЕТ КОНТР АГ » на левой приборной доске, указывая на то, что БКК-18 прекратил выполнение своих функций. Сигнализатор нарушения питания СНП-1 установлен на левой этажерке в кабине пилотов, шпангоут 5Н слева. Питание блоков БКК-18 и СНП-1 постоянным током осуществляется с обоих 22 каналов системы постоянного тока Рис.6. С шины ВУ 2 канала питание постоянного тока подается через автомат защиты сети «БКК-18» на щитке левого пилота, он же является выключателем БКК-18, а с шины ВУ 1 канала - через предохранитель ПМ-2 СНП в щитке предохранителей. Питание по переменному току 36 В 400 Гц осуществляется через два предохранителя БКК в щитке предохранителей. -переключатель "ПРЕДЕЛ. КРЕН" на левой приборной доске, определяет уровень включения сигнала предельного крена ±15° или ±33°. -нажимной переключатель "КОНТРОЛЬ БКК" на щитке левого пилота, обеспечивающий тест-контроль блока БКК-18 . Блок БКК-18 может выдавать сигналы на следующие табло: - "ОТКАЗ АГ ЛЕВ." на левой приборной доске; - "ОТКАЗ АГ ПРАВ." на правой приборной доске; - "ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ"на левой приборной доске; - "КРЕН ВЕЛИК"по одному на левой и правой приборных досках; - "НЕТ КОНТРОЛЯ АГ”на левой приборной доске. Блок контроля кренов БКК-18 в целях повышения надежности состоит из двух одинаковых каналов, в нормальных условиях при полной исправности контроль за работой авиагоризонтов осуществляет первый канал, при отказе первого канала происходит автоматическое переключение на второй канал, сигнализации об отказе первого канала и переключении на второй не предусмотрено. Перед полетом переключателем на щитке левого пилота «КОНТРОЛЬ БКК-1-2» обеспечивается проверка исправности обоих каналов блока. Принцип работы БКК-18 при контроле за работой трех авиагоризонтов основан на сравнении сигналов крена каждого из трех авиагоризонтов с достоверным сигналом. Под достоверным сигналом понимается среднее арифметическое значение сигналов трех авиагоризонтов или среднее арифметическое значение сигналов крена двух авиагоризонтов, если один из трех отказал ранее. То есть в БКК-18 поступают сигналы крена от каждого из трех авиагоризонтов и осредняются, после чего сигнал крена каждого из трех авиагоризонтов сравнивается с осредненным значением. При отказе одного из авиагоризонтов при появлении рассогласования между отказавшим прибором и осредненным значением при величине рассогласования более 7±2° БКК-18 фиксирует наличие рассогласования и определяет какой из трех приборов отказал и выдает световую сигнализацию на соответствующее красное табло об отказе авиагоризонта. Если причиной рассогласования в показаниях авиагоризонтов явилось нарушение питания одного из трех приборов, то на отказавшем авиагоризонте выпадает красный флажок АГ, а по команде БКК-18 загорится красное табло «ОТКАЗ АГ ЛЕВ. «ОТКАЗ АГ ПРАВ.» или «ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ.» в зависимости от того какой из авиагоризонтов отказал. При нарушении питания одного из авиагоризонтов и отсутствии рассогласования в показаниях по крену выпадает только флажок на отказавшем приборе, табло не загорается. При появлении рассогласования из-за отказа одного из авиагоризонтов, не связанного с нарушением его питания загорится только табло об отказе соответствующего прибора без выпадения флажка. Флажок выпадает только при нарушении питания прибора, табло загорается только по сигналу БКК-18 при появлении рассогласования в показаниях по крену. Причем БКК-18 при срабатывании выдает только световую сигнализацию, не отключая питание с отказавшего прибора. Если один из авиагоризонтов отказал ранее и БКК-18 выдал световую сигнализацию об отказе, в дальнейшем БКК-18 продолжает контролировать работу двух оставшихся приборов путем сравнения показаний каждого из работающих приборов с осредненным значением показаний этих приборов. В случае отказа одного из двух оставшихся работающих авиагоризонтов и появлении 23 рассогласования в показаниях более 7±2° БКК-18 фиксирует наличие рассогласования, но не способен определить какой из двух приборов отказал, поэтому выдает световую сигнализацию об отказе двух оставшихся приборов. Сигнал "КРЕН ВЕЛИК" формируется БКК-18 на основании осредненного сигнала трех авиагоризонтов или на основании осредненного сигнала двух авиагоризонтов при одном ранее отказавшем. Табло "КРЕН ВЕЛИК" включается в зависимости от положения переключателя "ПРЕДЕЛ КРЕН" при углах крена более 33±4° или 15±2,5°. Контроль за работой авиагоризонтов по тангажу в БКК-18 не предусмотрен. В режиме "Тест контроль" проверяется поочередно работоспособность двух каналов БКК-18 и цепей индикации сигналов блока. Команда "Тест контроль" подается на блок вручную с помощью нажимного переключателя "КОНТРОЛЬ БКК I-II". Предполетная проверка БКК-18 производится при включенных авиагоризонтах по истечении времени их готовности и включенном АЗС-выключателе «БКК-18» на щитке левого пилота. Для проверки первого канала БКК-18 переключатель "КОНТРОЛЬ БКК I-II" нажать в положение “I” на время не менее 3 секунд При этом срабатывают сигнальные табло "ОТКАЗ АГ ЛЕВ.", "ОТКАЗ АГ ПРАВ.", "ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ"., "КРЕН ВЕЛИК", "ИСПРАВНОСТЬ БКК". После окончания режима "Тест контроль" и отпускании переключателя "КОНТРОЛЬ БКК I-II" в блоке БКК-18 автоматически формируется импульсный сигнал "Обнуление", который приводит блок в исходное состояние, сигнальные табло гаснут. Для проверки исправности второго канала не ранее чем через 5 секунд после отпускания переключателя "КОНТРОЛЬ БКК I-II" нажать этот переключатель в положение “ II ”. Должны включиться все те же табло, что и при проверке первого канала. При выдаче блоком БКК-18 сигналов отказа авиагоризонтов схема блока БКК-18 встает на блокировку и при необходимости снятия блокировки надо установить нажимной переключатель КОНТРОЛЬ БКК на 1...2 сек в одно из положений (I или II) или выключить, а затем вновь включить автомат защиты сети БКК-18 на щитке левого пилота. ● Особенности совместной эксплуатации авиагоризонтов и БКК-18. 1. Блок контроля кренов БКК-18 обеспечивает автоматический контроль за работой авиагоризонтов только по крену. Контроль за работой авиагоризонтов по тангажу производить путем визуального сравнения показаний авиагоризонтов между собой и с показаниями дублирующих приборов. 2. При отказе одного или двух авиагоризонтов по крену БКК-18 выдает только предупреждающую световую сигнализацию, не выключая питания отказавших авиагоризонтов. 3. Если по окончании времени готовности авиагоризонтов при включенном АЗСвыключателе "БКК-18" горят все или какое-либо из табло"ОТКАЗ АГ ЛЕВ.", "ОТКАЗ АГ ПРАВ." или"ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ", а проверка БКК-18 ещё не производилась это не считается неисправностью, для отключения табло переключатель "КОНТР. БКК" нажать в положение "1" или "2" и отпустить. При исправном БКК-18 и авиагоризонтах табло гаснут. 4. На предварительном старте убедиться, что флажки на всех авиагоризонтах убраны и не горит ни одно из табло "ОТКАЗ АГ ЛЕВ.", "ОТКАЗ АГ ПРАВ.", "ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ" и нет расхождения в показаниях авиагоризонтов. В полете контроль за работой авиагоризонтов производится путем визуального сравнения показаний трех авиагоризонтов. Дополнительно БКК-18 обеспечивает автоматический контроль за работой трех авиагоризонтов по крену. 5. При отказе одного из трех авиагоризонтов показаниями авиагоризонта не пользоваться, 24 прибор не выключать. Эти ограничения необходимо учитывать в эксплуатации при возникновении реальных ситуаций. Например, все авиагоризонты исправны. При длительных эволюциях вертолета максимально-допустимая погрешность авиагоризонта может достигать 3-4°, т.е. разница в показаниях авиагоризонтов может составить 6-8°. Это не считается отказом, но входит в порог срабатывания БКК-18. В результате загорается табло отказа того авиагоризонта, показания которого отличаются от осредненного значения на 5-6°. Блок БКК-18 после срабатывания блокируется. После вывода вертолета в горизонтальное положение за счет системы коррекции показания авиагоризонтов постепенно восстанавливаются и разность не будет превышать 2°, а табло отказа авиагоризонта будет продолжать гореть за счет самоблокировки БКК-18. Убедившись в правильности показаний авиагоризонта, для разблокировки блока и отключения табло отказа авиагоризонта необходимо выключить и включить АЗСвыключатель "БКК" на щитке левого пилота. 6. Первый отказ. Если отказал один из трех авиагоризонтов, БКК-18 сработал, включил сигнализацию об отказе, в дальнейшем блок продолжает сравнивать показания двух исправно работающих приборов. Отказавший авиагоризонт выключать нельзя, т.к. это приведет к нарушению в работе БКК-18 и он не обеспечит объективного контроля за работой двух оставшихся авиагоризонтов. Если отказал один из трех авиагоризонтов и причина отказа связана с нарушением питания, на отказавшем приборе выпадает флажок и, если рассогласования в показаниях авиагоризонтов нет, табло отказа не загорается, БКК-18 продолжает сравнивать показания трех авиагоризонтов по крену. В этом случае чтобы БКК-18 быстро зафиксировал отказ и выдал световую сигнализацию пользуясь показаниями исправных авиагоризонтов кратковременно изменить текущий крен вертолета на 10°, не допуская предельных кренов. Признаком срабатывания БКК-18 будет включение табло отказа неисправного авиагоризонта. Если отказал один из трех авиагоризонтов и отказавшим явился правый АГБ-96Д, работающий совместно с автопилотом, автопилот необходимо выключить. В противном случае, оставаясь включенным, неисправный правый АГБ через автопилот будет мешать в управлении вертолетом. 7. Второй отказ. Один из авиагоризонтов отказал ранее, БКК сработал, включил сигнализацию об отказе. В дальнейшем БКК-18 продолжает контролировать работу двух оставшихся авиагоризонтов. Здесь возможны два варианта. а) На одном из двух оставшихся приборов выпадает флажок, табло отказа не загорается. Значит, причина связана с нарушением питания данного прибора. б) Загорается табло об отказе двух оставшихся авиагоризонтов. В этом случае причиной является появление рассогласования в показаниях по крену из-за отказа одного из двух приборов. При этом БКК-18 не способен определить отказавший прибор и выдает сигнализацию об отказе двух оставшихся приборов. В обоих вариантах по дублирующим приборам необходимо вывести вертолет в горизонтальное положение, определить отказавшие авиагоризонты и выключить их, а также выключить БКК-18. Положение вертолета осуществлять по исправному авиагоризонту с постоянным контролем по дублирующим приборам. 8. Если в полете три авиагоризонта работают и на каком-либо этапе одновременно загорелись три табло "ОТКАЗ АГ ЛЕВ.”, "ОТКАЗ АГ ПРАВ.", "ОТКАЗ АГ РЕЗЕРВ" необходимо: отключить автопилот, по дублирующим приборам вывести вертолет в горизонтальное положение, убедиться в правильности показаний авиагоризонтов. Если показания всех авиагоризонтов правильные, причиной срабатывания сигнализации является отказ блока БКК-18. 25 Необходимо выключить БКК-18, убедиться в погасании всех табло отказа авиагоризонтов, после выключения БКК-18 должно загореться табло " НЕТ КОНТР АГ ". Дальнейший контроль за работой авиагоризонтов производить путем визуального сравнения показаний. При необходимости включить автопилот. Если в нормальных условиях полета самопроизвольно загорелось табло"НЕТ КОНТРАГ" убедиться в правильности показаний авиагоризонтов. Причиной срабатывания сигнализации явилось нарушение питания блока БКК-18. В этом случае необходимо выключить БКК-18, дальнейший контроль за работой авиагоризонтов производить путем визуального сравнения их показаний. 9. После выключения БКК-18 система сигнализации предельных кренов работать не будет. 3.4. Курсовая система ГМК-1ГЭ 3.4.1. Общие сведения. •Назначение. Курсовая система ГМК-IГЭ служит для определения и указания курса, углов разворота вертолета и выдачи магнитных (или истинных) пеленгов. Система выдает сигналы курса и углы отклонения от курса собственным указателям и потребителям курса. Курсовая система обеспечивает формирование и выдачу данных курса (Рис.8): -с гироагрегата в автопилот и в ДИСС-32-90 сигнала о текущем курсе; -с коррекционного механизма КМ – 8 сигнала о текущем курсе в систему автоматической регистрации параметров полета БУР-1-2; -формирования и индикацию (совместно с АРК-15 или АРК-УД) сигнала курсового угла радиостанции КУР и магнитного пеленга МП. •Основные определения. -Магнитный курс (МК)-это угол между северным направлением магнитного меридиана проходящего через воздушное судно и направлением его продольной оси. Отсчитывается МК от северного направления магнитного меридиана по часовой стрелке от 0 до 360 градусов. -Истинный курс (ИК)-это угол между северным направлением меридиана проходящего через воздушное судно и направлением его продольной оси. Отсчитывается МК от северного направления меридиана по часовой стрелке от 0 до 360 градусов. Отсчет показаний производится по указателям УГР – 4УК. МК (ИК)-по внутренней подвижной шкале против верхнего треугольного индекса внешней шкалы. -КУР-по внешней неподвижной шкале против "острого" (белого) конца стрелки АРК. МПР (ИПР) - по внутренней подвижной шкале против "острого" конца стрелки АРК. 26 М ИД-3 АП-34Б ДИСС-32 КК ВК-53 БУР КМ-8 МК АС-1 курс УГР-4УК МК ГПК БС-1 ГА-6 основной ГА-6 запасной ПУ-27 Рис.8. Структурная схема курсовой системы ГМК 1ГЭ. • Основные технические данные. -Погрешность измерения курса в режиме "МК", не более, ° ....................................... 1,5; -уход гироскопа в режиме "ГПК", не более,°/час .......................................................... 2.5; -нормальная скорость согласования,°/мин ...................................................................1,5-7; -большая скорость согласования, °/сек., не менее,. ............................................................ 6; 27 -скорость отработки от "3К",°/сек, не менее ............................................................................ 2; -время готовности, мин., не более: - в режиме "МК"… ........................................................................................................................3; - в режиме "ГПК"… ..................................................................................................................... 5; Напряжение и частота источников питания: -для цепей 3-х фазного переменного тока -36+1,8 В частота 400±8 гц; -для цепей однофазного переменного тока (при наличии указателя УГР-4УК, для питания цепей сельсина радиокомпаса) 45±4,5в частота 400±8 гц, в) для цепей постоянного тока.......................................................................................... 27±2,7в Потребляемая мощность: - по постоянному току, Вт......................................................................................................... 25; - по переменному току, ВА ....................................................................................................... 60; Масса, кг, не более .....................................................................................................................10. •Питание, защита. Питание постоянным током напряжением 27В производится от шины ВУ 2 канала через АЗСГК-5 ‘ГМК’ на правого пилота, он же является выключателем курсовой системы; Питание переменным трехфазным током напряжением 36В производится от шин 3 ~ 36В через три ПМ – 5 “ГМК” в щитке предохранителей. Включение курсовой системы производится АЗС – выключателем ‘ГМК’ на щитке правого пилота. 3.4.2. Комплект, назначение, размещение и конструктивные особенности агрегатов. 1. Индукционный датчик ИД-3 расположен в хвостовой балке (шп.7-8); •Назначение. Магнитоиндукционный датчик ИД-3 предназначен для измерения магнитного курса путем измерения направления горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли. Чувствительным элементом датчика служит индукционный треугольник, состоящий из трех магнитных зондов расположенных друг относительно друга под углом 60 град. и закрепленных на одной платформе, плавающей в жидкости для обеспечения горизонтального положения платформы в полете. По причинам недостатков ИД-3 с выхода индукционного датчика снимается нестабильный сигнал компасного курса, который отличается от магнитного курса наличием следующих погрешностей: круговая девиация, полукруговая девиация, четвертная девиация, инструментальная погрешность. Такой сигнал с индукционного датчика нельзя напрямую использовать для индикации курса, его необходимо очистить от погрешностей и осреднить, для этих целей используются коррекционный механизм КМ – 8 и гироагрегат ГА – 6; Круговая девиация (установочная погрешность) устраняется путем поворота индукционного датчика относительно точек крепления. Полукруговая девиация устраняется девиационным прибором, расположенным на самом индукционном датчике. Остальные недостатки и погрешности индукционного датчика устраняются за счет коррекционного механизма КМ-8 и гироагрегата ГА-6, входящих в комплект курсовой системы и работающих в следящих системах: ИД-3 – КМ-8; КМ-8 – ГА-6. •Технические данные. -Погрешность датчика в рабочем диапазоне температур не более ±2°; -допустимый угол крена не более ±15° к горизонту; -напряжение питания переменного тока 1,5 ±0,1В частотой 400+ 8гц; - эффективность девиационного прибора от + 6° до ±12°. 28 Наибольшая надежность и точность измерения курса вертолета достигается созданием комплексов курсовых приборов (курсовых систем), соединяющих работу гироскопических и магнитных датчиков. Основным принципом работы курсовых систем является устойчивое и длительное хранение отсчета курса гироскопическим агрегатом с периодической коррекцией показаний с помощью магнитного корректора. 2. Коррекционный механизм КМ-8 – расположен за креслом левого пилота на левой этажерке шп. 5н; Лицевая панель КМ-8 показана на Рис.9. •Назначение, технические данные конструктивные особенности. Коррекционный механизм КМ-8 предназначен для: -связи магнитоиндукционного датчика ИД3 с гироагрегатом ГА-6; -устранения четвертной девиации и инструментальных погрешностей с помощью лекального устройства; -ввода магнитного склонения с помощью кремальеры на его лицевой части; -приведения в полете магнитного курса к ортодромическому; -осуществления контроля работоспособности курсовой системы; -указания компасного курса широкой стрелкой по наружной шкале (магнитный компас). Рис.9.Лицевая панель КМ-8. •Технические данные. -погрешность коррекционного механизма не более ± 1°. -скорость согласования коррекционного механизма не менее 4 град/сек. -лекальное устройство коррекционного механизма обеспечивает устранение полукруговой девиации в пределах ± 6°; -схема контроля обеспечивает отработку контрольных углов 0°±10° и 300°± 10°; -коррекционный механизм выдает напряжение 1,5± 0,1в частотой 400± 8 гц для питания индукционного датчика. -Напряжение питания коррекционного механизма: - постоянный ток 27± 2,7в; - переменный ток 36± 1,8в частотой 400± 8 гц. -Кремальера ввода склонения обеспечивает ввод угла магнитного склонения в пределах ±180°. Отсчет ведется по внутренней шкале относительно узкой стрелки. •Конструктивные особенности. Электрическая схема коррекционного механизма состоит из следующих частей : а) узла отработки компасного курса с индукционного датчика, в который входят сельсинприемник М2 усилитель и отрабатывающий двигатель Ml. б) узла контроля, для коммутации электрических цепей при выполнении проверки в режимах “Контроль 0 - 300°. в) узла связи коррекционного механизма с гироагрегатом, которая осуществляется сельсином приемником МЗ. Функциональная схема курсовой системы для режима “МК” показана на Рис. 10. 29 3. Гироагрегаты ГА-6 (2 шт.) один основной (справа по полету), второй запасной расположены на левой этажерке шп. 5н за креслом левого пилота или один может устанавливаться под полом кабины экипажа; 30 •Назначение, технические данные конструктивные особенности. Гироагрегат ГА-6 курсовой системы служит для: -осреднения и запоминания курса вертолета, определяемого индукционным датчиком курса; -работы в качестве гирополукомпаса, а также для дистанционной выдачи курса и углов отклонения от него на указатели и в потребители курса. •Технические данные. -Уход оси гироскопа в азимуте за 1 час работы не более ±2°. -скорости согласования: -большая скорость согласования - не менее 6°/сек. - нормальная скорость согласования в пределах 1,5 - 7°/мин. -Готовность к работе - не более 3 мин. Напряжение питания: - постоянный ток 27± 2,7 в; - переменный ток 36± 1,8в частотой 400± 8 гц. Послевиражная погрешность - не более ± 3° за15 минут разворота гироагрегата с креном 30°. Время выхода гироскопа из завала – не более 20 минут. •Конструктивные особенности. Чувствительным элементом прибора служит курсовой гироскоп, представляющий собой гироскоп с тремя степенями свободы и горизонтально расположенной собственной осью вращения. Такой гироскоп стремится сохранить положение своей главной оси в азимуте постоянным. Это свойство курсового гироскопа положено в основу работы гироагрегата ГА-6. Так как ось внешней рамы гироскопа не стабилизируется по вертикали, то при разворотах и наклонах возникает погрешность, вызванная карданной подвеской гироскопа. В качестве гиромотора М1 используется трехфазный двигатель переменного тока. Стабилизация оси вращения гиромотора в горизонтальной плоскости осуществляется с помощью маятникового жидкостного переключателя и моторакорректора. Сигнал курса выдается его потребителям (указателям курса) с сельсина - датчика М7. Компенсация "кажущегося ухода" гироскопа гироагрегата вследствии суточного вращения земли в режиме ГПК осуществляется азимутальным мотором-корректором. Этот же мотор осуществляет нормальную скорость согласования при работе системы в режиме МК (магнитной коррекции). Быстрая скорость согласования сельсина М7 по курсу обеспечивается двигателем М6 путем разворота ротора сельсина М7. Медленная скорость согласования сельсина М7 по курсу обеспечивается двигателем М5 путем приложения момента сил в горизонтальной плоскости перпендикулярно главной оси гироскопа, за счет чего происходит прецессия главной оси гироскопа. Для уменьшения момента трения на горизонтальной оси карданова подвеса и уменьшения погрешностей на горизонтальной оси гироскопа применены вращающиеся подшипники. Гиромотор в карданной раме имеет возможность поворота на угол ± 80° (ограничивается и сигнализируется специальными тормозами. при изменении угла крена (тангажа) вертолета. 4. Автомат согласования АС-1 расположен за креслом левого пилота на левой этажерке 31 шп.5н; •Назначение. Автомат согласования AC-I предназначен для: -обеспечения работы курсовой системы в режиме пуска, т.е. автоматического быстрого согласования по магнитному курсу в момент включения ее питания; -включения и отключения быстрой скорости согласования при переключении режимов работы гироагрегатов системы из режима гирополукомпаса (ГПК) в режим магнитной коррекции (МК); -отключения магнитной коррекции гироагрегата, работающего в режиме МК при разворотах вертолета по сигналу, поступающему от выключателя коррекции; -усиления сигналов в следящей системе сельсин-датчик гироагрегата - сельсин-приемник коррекционного механизма. •Технические данные. -Напряжение питания постоянного тока 27 ± 2,7в. -Продолжительность режима "Пуск" 60± 15 сек. -Выходная мощность усилителя в АС - 1 обеспечивает: -прецессию гироскопа гироагрегата ГА-6 со скоростью 1,5 -7 град/мин. (нормальная скорость отработки); -вращение статора сельсина-датчика гироагрегата со скоростью не менее 6 град/сек. (скорость быстрого согласования). 5. Пульт управления ПУ-27Э расположен - на правой панели электропульта; Лицевая панель пульта управления показана на Рис.11. Рис.11. Лицевая панель пульта управления ПУ-27Э. •Назначение. Пульт управления предназначен для: -выбора режима работы курсовой системы магнитной коррекции или режима гирополукомпаса переключателем МК - ГПК; -ввода широтной коррекции на гироскоп от суточного вращения Земли как в северном, так и в южном полушариях рукояткой “Широта” и переключателем “Сев. – Южн”; -компенсации уходов гироскопа в азимуте, от его несбалансированности; -установки шкалы указателя на заданный курс в режиме гирополукомпаса переключателем “ЗК”; -включения быстрой скорости согласования в режиме магнитной коррекции переключателем “ЗК”; -контроля работы системы в полете и в наземных условиях переключателем “Контроль 0 300°; -контроля завала гироскопа гироагрегата по загоранию ламп “Завал ГА” (ОСН. ЗАП.). 32 6. Указатели УГР-4УК (2 шт.) расположены по одному на приборных досках пилотов. Предназначены для индикации курса, углов разворота, курсовых углов радиостанций и пеленгов. 7. Блок связи БС-1 - расположен на левой этажерке шп.5н между гироагрегатами за креслом левого пилота. Предназначен для обеспечения необходимой коммутации ГМК-1 в различных режимах работы и выдачи +27В на отключение потребителей курса на время быстрого согласования. 3.4.3. Принцип построения и режимы работы. Принцип действия определяется режимом работы, задаваемым с пульта управления. В зависимости от решаемых задач и условий полета курсовая система может работать в двух режимах: магнитной коррекции (МК) и гирополукомпаса (ГПК). С целью повышения надежности системы в ней применено 2 гироагрегата (основной и запасной) Рис.8. В связи с этим в комплект курсовой системы дополнительно введен блок связи БС-1, в котором происходит распределение сигналов управления с пульта управления ПУ-27 и осуществляется необходимая коммутация цепей. Курсовая система ГМК-1ГЭ представляет собой двухканальную курсовую систему гиромагнитного принципа действия, объединяющую в себе магнитные и гироскопические средства определения курса. Курсовая система имеет два основных режима работы - "ГПК" и "МК". Электрическая схема построена таким образом, что при любом положении переключателей на пульте управления одновременно работают оба гироагрегата, но в разных режимах, основной в МК, запасной в ГПК или наоборот. Все потребители курса получают данные c одного гироагрегата, второй гироагрегат работает без нагрузки и данные курса на потребители не выдает. Режим работы гироагрегатов и к какому из них будут подключены потребители курса определяется положением переключателей на пульте управления. Переключатель ОСН. - ЗАП. определяет с каким гироагрегатом будут работать потребители курса. В положении ОСН. потребители курса будут подключены к основному гироагрегату. В положении ЗАП. - к запасному. Переключатель МК – ГПК задает режим работы гироагрегату, выбранному положением переключателя ОСН. - ЗАП. Например, переключатель ОСН. - ЗАП. установлен в положение ОСН., а переключатель МК – ГПК в положение МК. В этом случае основной гироагрегат будет работать в режиме МК и к нему будут подключены потребители курса, запасной гироагрегат будет работать в режиме ГПК и данные курса на потребители не выдает. При необходимости можно переключить потребители на запасной гироагрегат, установив переключатель ОСН. ЗАП. в положение ЗАП. и задать этому гироагрегату нужный режим работы переключателем МК – ГПК. Режим "ГПК" предполагает длительную работу гироагрегата в автономном режиме, поэтому уход гироскопа должен быть небольшим. Для уменьшения ухода установлены системы широтной и горизонтальной коррекции, а также система вращающихся подшипников на осях внутренней рамы гироагрегата ГА-6. Режим ГПК можно использовать без ограничений при выполнении полетов в любых условиях, но при этом требуется периодическая коррекция по магнитному курсу. Режим "МК" включается кратковременно для коррекции значения ортодромического курса. При выполнении полетов на расстояния до 200км режим "МК" может быть основным. 33 Особенностью курсовой системы ГМК-1ГЭ является автоматическое согласование гироагрегата ГА-6 по индукционному датчику т.е. по магнитному курсу при включении питания. На вертолете Ми-171 все потребители курса получают его с одного гироагрегата. Данные курса в БУР-1-2 поступают с коррекционного механизма КМ-8. Основным режимом работы курсовой системы является режим ГПК с периодической коррекцией гироагрегата от магнитного датчика. Режим ГПК обеспечивает наибольшую точность в выдерживании заданного ортодромического курса (ОК) при полете по ортодромическим путевым углам. Режим МК является вспомогательным и служит для первоначальной выставки гироагрегатов после включения питания курсовой системы и для компенсации ухода гироагрегатов в азимуте. Режим магнитной коррекции нельзя использовать в следующих случаях: - при полетах в высоких широтах и в районе полюсов; - при полетах над магнитными аномалиями; - при выполнении полетов с подвеской; - при перевозке в грузовой кабине грузов, обладающих магнитными свойствами. Кроме двух основных режимов работы в курсовой системе предусмотрено три вспомогательных режима: - режим “Пуск”; - режим Контроль 0 – 300°; - режим автоматического быстрого согласования по магнитному курсу при переключении гироагрегата из режима ГПК в режим МК. •Включение курсовой системы. Перед включением необходимо убедиться, что стрелка магнитного склонения на коррекционном механизме установлена на нуль, в противном случае согласование курсовой системы при ее включении произойдет с ошибкой с учетом знака и величины магнитного склонения. Независимо от положения переключателей на пульте управления при включении питания курсовой системы происходит включение режима "Пуск" и обеспечивается быстрое автоматическое согласование основного ГА-6 по магнитному курсу. Длительность режима "Пуск" 60 сек. После окончания режима "Пуск" переключение гироагрегатов и потребителей курса происходит в режим работы в соответствии с положением переключателей на пульте управления. Например, если переключатель ОСН. - ЗАП. Находился в положении ОСН., а переключатель МК – ГПК в положении ГПК, то при включении питания курсовой системы, основной гироагрегат переходит в режим МК и начинает согласовываться с большой скоростью по магнитному курсу при этом запасной ГА – 6 переходит в режим ГПК; через 60 секунд по окончании режима "Пуск" основной гироагрегат переходит в режим ГПК в соответствии с положением переключателя режимов работы на пульте управления, а запасной ГА – 6 переходит в режим МК и тоже согласуется с большой скоростью по магнитному курсу; потребители курса будут работать с основным ГА – 6 в режиме ГПК. • Режим гирополукомпаса. Чувствительным элементом в этом режиме является гироскоп с тремя степенями свободы, на курсовой оси которого укреплен сельсин-датчик курса М7. Первоначальная выставка сельсин-датчика курса производится в момент включения курсовой системы или задатчиком курса на пульте управления, либо при переключении режимов работы или путем переключения гироагрегатов. Например, в режиме ГПК после окончания режима 34 “Пуск” работает основной ГА – 6. На сельсине М7 гироагрегата (Рис.10) "запоминается" введенный в результате быстрого согласования в режиме “Пуск” в магнитный курс и выдается потребителям и на оба указателя УГР – 4УК. Запасной ГА – 6 работает в режиме МК и никуда данных курса не выдает. В дальнейшем при работе гироагрегата в режиме ГПК появляются ошибки в выдаче сигнала курса, так как главная ось вращения гироскопа из-за инструментальных погрешностей и из-за "кажущегося" ухода, вызванного суточным вращением земли, уходит в азимуте. Для компенсации ухода гироскопа в азимуте в пульте управления установлен широтный потенциометр. При переходе основного гироагрегата в режим ГПК обмотка управления мотора М5 медленного согласования подключается к выходу мостового датчика широтной коррекции, рукоятка “Широта", которого выведена на лицевую панель пульта управления. При установке рукоятки "Широта" на значение широты места выдается сигнал в гироагрегат на коррекционный двигатель М5, который прикладывает момент относительно оси внутренней рамы карданова подвеса гироскопа. Под действием гироскопического момента гироскоп все время прецессирует вокруг курсовой оси со скоростью ухода в азимуте, но в противоположную сторону. Ротор сельсина-датчика М7 гироагрегата закреплен на вертикальной оси гироскопа гироагрегата и, следовательно, будет прецессировать со скоростью прецессии гироскопа. В результате работы широтного корректора угол между главной осью вращения гироскопа и меридианом пункта коррекции остается неизменным и ошибка на потребители не выдается. Потребителям курса будет выдаваться гироскопический курс, равный магнитному, откорректированный широтным компенсатором. Значение широты вводится дискретно, поэтому из-за ошибок в работе азимутальной коррекции при работе курсовой системы в режиме ГПК постепенно накапливается погрешность, которую периодически необходимо устранять задатчиком курса или переключать на работу в режиме магнитной коррекции. • Режим магнитной коррекции. В этом режиме используются свойства двух чувствительных элементов: индукционного датчика и курсового гироскопа (Рис.10). Индукционный датчик с достаточной точностью определяет направление горизонтальной составляющей напряженности магнитного поля Земли. Недостатком ИД является то, что он, будучи маятником, из-за действия ускорений отклоняется от горизонтального положения и на него, кроме горизонтальной, действует вертикальная составляющая напряженности магнитного поля Земли. Это приводит к колебаниям сигнала курса, снимаемого с ИД. Курсовой гироскоп, сохраняя положение своей главной оси вращения неизменным в пространстве, не реагирует на ускорения, которые возникают как при прямолинейном полете, так и при разворотах. Недостатком гироскопа является уход его главной оси вращения в азимуте из-за инструментальных погрешностей и "кажущегося" движения вследствие суточного вращения земли. При объединении этих двух чувствительных элементов в единую схему они взаимно компенсируют недостатки друг друга. Объединение производится с помощью двух следящих систем: "ИД-3- КМ-8" и "КМ-8 ГА- 6" Рис.. За счет работы этих следящих систем сельсин-датчик М7 гироагрегата ГА-6 при работе курсовой системы в режиме МК корректируется по магнитному курсу со скоростью 1,5 - 7 град/мин. При такой скорости согласования ИД-3 через КМ-8 с гироагрегатом ГА-6 кратковременные колебания сигнала курса от ИД-3 отрабатываться не успевают и на потребители не выдаются. Из-за ухода главной оси гироагрегата в азимуте ротор сельсин-датчика ГА- 6 поворачивается относительно статора со скоростью до 0,4 град/мин, что приводит к рассогласованию следящей системы КМ-8 – ГА - 6. Сигнал рассогласования после усиления подается на двигатель М5 гироагрегата, который 35 вызывает прецессию гироскопа со скоростью 1,5 - 7 град/мин, т. е. со скоростью значительно большей, чем скорость ухода гироскопа в азимуте по причинам трения в осях, остаточной несбалансированности гироскопа и его кажущегося ухода вследствие суточного вращения Земли. Следящие системы ГА- 6 – УГР-4УК - потребители рассогласоваться не успевают, так как скорость коррекции гироагрегата по магнитному курсу больше чем скорость собственного ухода гироагрегата из-за инструментальных погрешностей и кажущегося ухода вследствии суточного вращения земли. При работе курсовой системы в режиме МК значение магнитного курса воспроизводится указателями курса через цепь последовательных следящих систем, которые состоят из следующих звеньев: индукционный датчик - коррекционный механизм; коррекционный механизм - гироагрегат; гироагрегат - указатели курса УГР4УК. Для включения режима МК основному гироагрегату необходимо переключатель режимов работы на пульте управления ПУ-27 установить в положение МК, а переключатель "Осн.-Зап." - в положение "Осн". При этом следящая система индукционный датчик - коррекционный механизм работает следующим образом (Рис.10). При развороте вертолета и индукционного датчика ИД-3 на угол ΔК относительно плоскости магнитного меридиана в сигнальных обмотках ИД-3 наводится переменная э. д. с, пропорциональная углу ΔК. При этом следящая система индукционный датчик коррекционный механизм рассогласуется. Напряжение сигнала рассогласования поступает на статорные обмотки сельсин-приемника М2 коррекционного механизма КМ8. Напряжение сигнала рассогласования с роторной обмотки сельсин-приемника М2 снимается и подается на вход усилителя, расположенного в коррекционном механизме, где сигнал усиливается и с выхода усилителя поступает на управляющую обмотку электродвигателя Д, который через редуктор разворачивает ротор сельсин-приемника М2 на угол, равный углу разворота вертолета и ИД-3 в азимуте, тем самым следящая система индукционный датчик - коррекционный механизм согласуется, и электродвигатель Д остановится. В этом случае ротор сельсин-приемника М2 займет вполне определенное положение относительно магнитного меридиана. На оси ротора сельсин-приемника М2 прикреплена стрелка, с помощью которой по шкале, расположенной на лицевой части прибора, можно отсчитать неисправленный (компасный) курс, т. е. курс, не учитывающий четвертной девиации и инструментальных погрешностей ИД-3 и дистанционных передач. В коррекционном механизме КМ-8 имеется второй сельсин-приемник М3, ось ротора которого соединена с осью ротора сельсин-приемника М2 через механическое лекальное устройство, которое можно представить как редуктор с переменным передаточным коэффициентом. Регулировка лекального устройства производится с помощью 24 регулировочных винтов при выполнении девиационных работ. При помощи лекального устройства осуществляется доворот ротора сельсин-приемника М3 на величину, равную алгебраической сумме четвертной девиации и инструментальных погрешностей датчика ИД-3 и дистанционных передач. Таким образом, всякому повороту чувствительного элемента датчика ИД-3 на какой-либо угол относительно плоскости магнитного меридиана Земли будет соответствовать поворот на такой же угол ротора сельсин-приемника М3 коррекционного механизма КМ-8. Для передачи исправленного сигнала курса на гироагрегат ГА-6 в коррекционном механизме КМ-8 служит сельсин-приемник М3, статор которого электрически связан со статором сельсин-датчика М7 гироагрегата, основного или запасного, в зависимости от положения переключателя "Осн.-Зап.", расположенного на пульте управления ПУ-27. Сельсин-датчик М7 гироагрегата совместно с сельсин-приемником М3 коррекционного механизма, электродвигателем М5 гироагрегата и усилителем автомата согласования АС36 1 образуют следящую систему коррекционный механизм - гироагрегат. При повороте ротора сельсин-приемника М3 коррекционного механизма КМ-8 на угол ΔК на такой же угол произойдет разворот статора сельсин-датчика М7 основного ГА – 6 относительно его ротора, связанного с вертикальной осью карданова подвеса. Если за время разворота погрешность в гироагрегате не накопилась, следящая система сельсиндатчик М7 гироагрегата и сельсин-приемник М3 коррекционного механизма будет находиться в согласованном положении; показания курса на указателях УГР – 4УК будут соответствовать фактическому магнитному курсу. Если за время разворота в гироагрегате накопилась погрешность, следящая система сельсин-датчик М7 гироагрегата и сельсинприемник М3 коррекционного механизма будет рассогласована; показания курса на указателях УГР – 4УК будут содержать погрешность. Сигнал рассогласования между сельсин-датчиком М7 гироагрегата и сельсин-приемником М3 коррекционного механизма снимается с обмотки ротора сельсин-приемника М3 и подается на вход усилителя автомата согласования АС-1, где усиливается. С выхода усилителя он поступает на управляющую обмотку электродвигателя М5 медленного согласования, который прикладывает момент сил к гироскопу, вызывая его прецессию со скоростью 1,5 – 7град/мин. В результате следящая система КМ – 8 - ГА - 6 приходит в согласованное состояние; одновременно с такой же скоростью 1,5 – 7 град/мин вводится поправка в показания указателей курса. При необходимости можно произвести быстрое согласование, для этого нужно нажать переключатель “ЗК” на пульте управления в любую сторону и удерживать в нажатом положении до тех пор, пока не прекратится изменение показаний на указателях. При нажатии переключателя “ЗК” сигнал рассогласования с выхода усилителя автомата согласования АС – 1 подается на управляющую обмотку мотора М6 гироагрегата согласования с большой скоростью. В результате мотор М6 будет разворачивать статор сельсин-датчика М7 гироагрегата до согласованного положения, когда напряжение на обмотке ротора сельсин-приемника М3 КМ-8 будет равно нулю, т. е. когда статор сельсин-датчика гироагрегата займет определенное (согласованное) положение относительно магнитного меридиана. Следовательно, следящая система коррекционный механизм - гироагрегат согласуется, и электродвигатель М6 остановится. Переключатель “ЗК” на пульте управления в режиме МК выполняет роль кнопки быстрого согласования, а в режиме ГПК этот же переключатель выполняет роль задатчика курса. В обоих случаях мотор М6 гироагрегата будет разворачивать статор сельсиндатчика М7 гироагрегата. Выдача сигнала курса потребителям производится с сельсин-датчика М7 гироагрегата, ротор которого питается переменным током напряжением 36 в с частотой 400 гц. Статор сельсин-датчика гироагрегата электрически связан со статорами сельсинприемников указателей УГР – 4УК и образует совместно с электродвигателями и усилителями, расположенными в указателях, следящую систему: гироагрегат ГА – 6 указатели УГР – 4УК. При развороте статора сельсин-датчика гироагрегата на угол ΔК произойдет рассогласование между сельсин-датчиком М7 гироагрегата и сельсин-приемниками указателей УГР – 4УК. Сигнал рассогласования снимается с обмоток роторов сельсинприемников указателей и подается на вход усилителей, где сигналы усиливаются. С выхода усилителей сигналы рассогласования поступают на управляющие обмотки электродвигателей, которые через свои редукторы разворачивают роторы сельсинприемников и связанные с ними подвижные шкалы указателей магнитного курса до согласованного положения с ротором сельсин-датчика гироагрегата. При этом следящая система гироагрегат - указатели УГР – 4УК согласуется, электродвигатели остановятся и указатели покажут изменение курса вертолета. Скорость согласования следящей системы ГА – 6 - УГР – 4УК не менее 12°/сек поэтому при разворотах вертолета показания курса на указателях будут изменяться со скоростью, равной 37 фактической угловой скорости разворота вертолета. •Отсчет показаний по указателю УГР-4УК. МК (ИК) отсчитывается по внутренней подвижной шкале против верхнего неподвижного треугольного индекса внешней шкалы. КУР - по внешней неподвижной шкале против "острого" (белого) конца стрелки АРК. МПР (ИПР) - по внутренней подвижной шкале против "острого" конца стрелки АРК. МПВ (ИПВ) - по внутренней подвижной шкале против "тупого" конца стрелки АРК. Все виды коррекции курсовой системы в полете можно производить только в прямолинейном горизонтальном полете не ранее чем через 15-20 секунд после выхода из разворота. При разворотах вертолета за счет наличия крена на чувствительный элемент ИД – 3 будет влиять вертикальная составляющая магнитного поля земли, что может привести к появлению послевиражной погрешности в курсовой системе. Чтобы этого не происходило совместно с курсовой системой работает выключатель коррекции ВК-53Э-РВ, который при разворотах вертолета выдает команду на отключение магнитной коррекции от гироагрегата. То есть при развороте вертолета ИД – 3 и КМ – 8 работают, но с гироагрегатом связи не имеют, во время разворота гироагрегат, которому положением переключателей задан режим МК будет работать как в режиме ГПК. Если за время разворота в гироагрегате накопилась погрешность, после выхода вертолета из разворота магнитная коррекция вновь подключится к гироагрегату и обеспечит его коррекцию по магнитному курсу с медленной скоростью 1,5-7 град/мин или с большой скоростью не менее 6 град/сек для этого необходимо нажать переключатель “ЗК”. •Режим автоматического согласования. При любом переключении переключателей МК - ГПК и ОСН. - ЗАП. в случае наличия рассогласования по магнитному курсу сельсина-датчика гироагрегата, перешедшего в результате переключений из режима ГПК в режим магнитной коррекции, с сельсином-приемником коррекционного механизма происходит автоматическое согласование этого гироагрегата с большой скоростью по магнитному курсу с точностью до двух градусов. •Режим контроля 0º и 300°. Этот вид проверки работоспособности курсовой системы осуществляется с помощью элементов встроенного контроля только в режиме "МК". Проверка работоспособности основного и запасного каналов возможна при положении переключателя пульта управления на соответствующих отметках "ОСН.", " ЗАП.". При отклонении переключателя "контроль" на пульте управления в положение 0° или 300° формируется контрольный сигнал, имитирующий курс 0º или 300º. Уровень контрольного сигнала намного превышает уровень сигнала с индукционного датчика. В результате включается большая скорость согласования, на КМ-8 и обоих УГР-4УК отрабатывается контрольное значение курса с точностью ± 10º. В соответствии с положением переключателя на отметках "ОСН" или " ЗАП" следящая система коррекционного механизма - основной или запасной гироагрегат отрабатывает контрольное значение курса 0° или 300° одновременно проверяется исправность ламп Завал ГА ОСН. и Завал ГА ЗАП., которые на время нажатия переключателя “Контроль 0º и 300°” загораются Во время проверки работоспособности курсовая система формирует сигнал + 27в на отключение потребителей курса. После проверки работоспособности необходимо нажать переключатель "ЗК" и 38 согласовать систему по магнитному курсу. • Сигнализатор "ЗАВАЛ ГА". В случае завала главной оси гироскопа гироагрегата на 80° от горизонтального положения срабатывает один из тормозов в гироагрегате и замыкает цепь -27в. В результате на пульте управления загорается лампочка Завал ГА ОСН. (при завале основного гироагрегата) или лампочка Завал ГА ЗАП. (при завале запасного гироагрегата), указывая на неисправность соответствующего гироагрегата. •Режим «задатчика курса». осуществляется только в режиме ГПК нажатием переключателем «ЗК». При нажатии переключателя вправо в течение времени нажатия шкалы на обоих указателях УГР-4УК будут вращаться по часовой стрелке со скоростью 2º/сек, что позволяет выставить любое нужное значение курса. Показания курса на КМ-8 при этом не меняются. При нажатии переключателя влево шкалы вращаются в противоположную сторону. Режимы работы гироагрегатов в зависимости от положения переключателей на пульте управления приведены в таблице. Положение переключателей режимов потребителей МК-ГПК ОСН - ЗАП МК основной ГПК основной МК запасной ГПК запасной Режимы работы ГА-6 ГА-6 основной МК ГПК ГПК МК ГА-6 резервный ГПК МК МК ГПК •Особенности работы курсовой системы в зависимости от положения переключателей на пульте управления ПУ-27. -переключатель потребителей "ОСН-ЗАП", если в "ОСН" все потребители получают курс с "ОСН", если в "ЗАП" все потребители получают курс с "ЗАП"; -переключатель режимов работы "МК-ГПК" задает режим работы тому гироагрегату, который выбран переключателем "ОСН-ЗАП" для работы с потребителями курса; -независимо от положения переключателей при включении питания курсовой системы происходит включение режима "Пуск" и обеспечивается быстрое автоматическое согласование основного ГА-6 по магнитному курсу. Длительность режима 60 сек. После окончания режима "Пуск" переключение гироагрегатов и потребителей курса происходит в режим работы в соответствии с положением переключателей на пульте управления; -во всех случаях при переключении в режим "МК" ГА-6, работавшего в режиме ГПК, этот ГА-6 автоматически согласуется по магнитному курсу с большой скоростью, в том числе, и после окончания режима "Пуск". Например, на момент включения курсовой системы переключатели на пульте каходились в положениях "ОСН" и "ГПК" после окончания режима "Пуск" для "ОСН" ГА запасной переходит в режим МК и также быстро согласуется по магнитному курсу; -независимо от положения переключателей на пульте управления при завале любого гироагрегата загорается лампа "ЗАВАЛ ГА" для завалившегося гироагрегата, использование этого гироагрегата для работы с потребителями запрещается; -переключатель "Контроль 0-300" действует только при положении переключателя режимов работы в положении "МК" для того гироагрегата, которому задан этот режим; -переключатель "ЗК" действует как кнопка быстрого согласования только при положении 39 переключателя режимов работы в положении "МК" для гироагрегата, которому задан этот режим; -переключатель "ЗК" действует как задатчик курса только при положении переключателя режимов работы в положении "ГПК" для гироагрегата, которому задан этот режим; -в режиме "ГПК" выбранный для этого режима гироагрегат не имеет автоматической коррекции по магнитному курсу. 3.4.4. Эксплуатация. ● Эксплуатационные ограничения. -предполетная проверка работоспособности курсовой системы разрешается через 3 мин после включения питания; -пользоваться показаниями курсовой системы разрешается не ранее чем через 5 мин после включения электропитания. -быстрое согласование курсовой системы в полете разрешается в режиме МК в горизонтальном полете; -после посадки вертолета питание не выключать до заруливания на стоянку. Проверка курсовой системы. Для включения курсовой системы перед полетом выполнить следующие операции: -переключатель СЕВ.- ЮЖН. пульта управления установить в положение СЕВ. при полете в северном полушарии и ЮЖН.-при полете в южном полушарии; -на широтном потенциометре пульта управления установить широту аэродрома взлета; -на коррекционном механизме КМ-8 установить магнитное склонение, равное нулю; -нажимные переключатели "Контроль 0-300° и “ЗК" находятся в нейтральных (не нажатых) положениях; -переключатель режимов МК – ГПК установить в положение ГПК; -переключатель ОСН. – ЗАП. установить в положение ОСН.; -включить питание курсовой системы. Через 3 мин после включения питания произвести предполетную проверку работоспособности курсовой системы. На стоянке проверить работоспособность курсовой системы в режимах МК и ГПК для основного и запасного гироагрегатов. После включения курсовой системы и окончания режима “ Пуск” убедиться, что указатели УГР-4УК показывают стояночный магнитный курс вертолета. • Проверка работоспособности в режиме МК. 1. Переключатель режимов работы поставить в положение "МК", а переключатель гироагрегатов в положение “ОСН.” 2. Переключатель "Контроль" нажать в положение "0º" и удерживать в этом положении до отработки контрольного значения. Указатели УГР-4УК и коррекционный механизм КМ-8 должны установиться с большой скоростью на значение 0±10°; 3. Переключатель "Контроль" установить в положение "300º". Указатели УГР-4УК и коррекционный механизм КМ-8 должны установиться с большой скоростью на контрольное значение 300±10°. При нажатии переключателя "Контроль" "0" и "300" на пульте управления должна загореться лампочка "Завал ГА ОСН”, "Завал ГА ЗАП.”, указывая на исправность лампочки. 4. Переключатель "Контроль" "0" и "300" поставить в нейтральное положение. При этом шкалы указателей УГР-4УК должны установиться на значение стояночного курса вертолета с нормальной (медленной) скоростью, а коррекционного механизма со 40 скоростью не менее 4º/сек. Для включения быстрой скорости согласования и восстановления показаний указателей УГР-4УК по стояночному курсу отклонить переключатель "ЗК" в любое крайнее положение. Аналогично проверить работоспособности в режиме МК запасного гироагрегата. После выполненных проверок убедиться, что при работе на обоих гироагрегатах указатели УГР – 4УК показывают магнитный курс стоянки вертолета •Проверка работоспособности системы в режиме ГПК. 1. Убедиться, что переключатель режимов на пульте управления системы находится в положении ГПК., а переключатель гироагрегатов в положение “ОСН.” 2. Переключатель "ЗК" нажать влево. Шкалы указателей УГР-4УК должны вращаться против часовой стрелки. 3. Переключатель "ЗК" нажать вправо. Шкалы указателей УГР-4УК должны вращаться по часовой стрелке. Скорость вращения шкал не менее 2 град/с. Аналогично произвести проверку в режиме ГПК для запасного гироагрегата. После окончания проверки произвести согласование основного и запасного гироагрегатов по магнитному курсу. ● На исполнительном старте. Установить вертолет строго по оси ВПП. Убедиться в том, что указатели курса показывают курс, равный направлению оси ВПП с точностью до 1°. Если курсовая система не обеспечивает такую точность курса, то с помощью задатчика курса выставить курс ВПП. ● В горизонтальном полете периодически один раз в 20-30 минут сравнить показания курса на обоих УГР-4УК с показаниями КМ-8 и компаса КИ-13. Контролировать соответствие показаний курса на указателях курса и расчетных значений в данной точке маршрута. При отклонении показания курса на указателях курса более 2° от расчетного необходимо выполнить коррекцию курса. •Неисправности. 1. Отказ гироагрегата. При отказе гироагрегата на пульте загорается или мигает светосигнальное табло ЗАВАЛ ГА, либо оба УГР-4УК друг по отношению к другу ведут себя абсолютно одинаково, показания явно не соответствуют режиму полета. В этом случае для отсчета курса вертолета необходимо переключиться на другой гироагрегат или следует использовать коррекционный механизм КМ-8, показывающий магнитный курс, и магнитный компас КИ-13. 2. Отказ ИД-3 или КМ-8. При отказе ИД-3 или КМ-8.показания магнитного курса на КМ-8 и гиромагнитного курса в прямолинейном полете неустойчивы и неправильны В этом случае для отсчета курса вертолета следует использовать показания УГР-4УК при работе курсовой системы в режиме ГПК и показания КИ-13. 3. Полный отказ ГМК. При полном отказ ГМК стрелки всех указателей либо неподвижны, либо неправильно показывают курс. В этом случае для отсчета курса вертолета следует использовать показания КИ-1 3 и АРК. 41 3.5. Выключатель коррекции ВК-53Э-РВ Предназначен для отключения при разворотах с угловой скоростью более 0,1-0,3 °/с горизонтальной коррекции гироагрегатов ГА-6, а также магнитной коррекции ГМК-1ГЭ. ВК-53Э-РВ установлен на правой этажерке оборудования шп. 5н в кабине экипажа. Выключатель коррекции питается напряжением 27В от бортсети постоянного тока от шины ВУ второго канала через АЗСГК-5 “ГМК “ на правом щитке пилота и включается одновременно с включением курсовой системы. Трехфазное напряжение 36В подается от шин 3 36В через три предохранителя ПМ-2 “ВК-53”, расположенные в щитке предохранителей. 3.6. Магнитный компас КИ-13К Назначение. Магнитный компас КИ-13 предназначен для определения и выдерживания компасного курса вертолета, т. е. угла между северным направлением магнитного меридиана и продольной осью вертолета. Внешний вид компаса КИ-13 показан на рисунке 12. Магнитный компас КИ-13 в основном используется как дополнительный прибор для контроля за работой курсовой системы в полете, а также в качестве дублирующего прибора в случае выхода из строя курсовой системы ГМК-1ГЭ для измерения и выдерживания компасного курса. Технические данные. Инструментально-шкаловая погрешность компаса (без девиационного устройства)… ..................................... ±1° Угол застоя картушки неболее………………………±1° Рис. 12. Компас КИ-13. Собственная девиация компаса на курсах "С", "90", "Юг", "270" ........................................................... не более ± 2,5 ° Время полного успокоения картушки в диапазоне температур от +50 до 60°С ............................................................................................................................ не более 17 с Крен вертолета, при котором конструкция компаса обеспечивает его нормальную работу … ..................................................................................................................... не более 17° Принцип действия. Принцип действия компаса основан на взаимодействии постоянных магнитов компаса с магнитным полем Земли (свойство свободно подвешенной системы магнитов устанавливаться в плоскости магнитного меридиана). Компас имеет чувствительный элемент, состоящий из двух постоянных магнитов, закрепленных на картушке. В корпусе компаса закреплена колонка с пружинкой и подпятником, в который упирается керн картушки. Колебания картушки гасятся лигроином, залитым в корпус компаса. Снизу компаса крепится девиационное устройство для устранения полукруговой девиации. Шкала картушки компаса - равномерная, с ценой деления 5° и оцифровкой через 30°. Два основных курса «Север» и «Юг» отмечены соответственно «С» и «Ю». 42 Компас установлен на каркасе фонаря кабины летчиков. Для учета в процессе эксплуатации погрешностей в показаниях (остаточная девиация) к компасу приложена поправочная таблица, которая закладывается в кассету, закрепленную на профиле остекления кабины летчиков. 43 4. АВТОПИЛОТ АП-34Б 2 СЕРИИ 4.1. Назначение, технические данные, электропитание и защита ● Назначение. Четырехканальный электрогидравлический автопилот АП-34Б 2 серии (АП) предназначен для улучшения пилотажных характеристик вертолета. Автопилот обеспечивает автоматическую стабилизацию заданного положения вертолета по тангажу, крену, направлению, высоте и скорости полета. А также позволяет пилоту не выключая автопилота вмешаться в управление вертолетом по крену, тангажу и направлению за счет предусмотренного в конструкции автопилота режима комбинированного управления. Функциональная схема автопилота изображена на рис. 13. Четыре канала АП работают независимо между собой и обеспечивают: -стабилизацию положения вертолета относительно трех осей в горизонтальном полете, при снижении и наборе высоты, при висении и переходе с одного режима полета на другой; -стабилизацию высоты полета в горизонтальном полете и при висении; -выполнение эволюций, допускаемых инструкцией по технике пилотирования при обычном управлении вертолетом с выключенным АП; -стабилизацию заданной приборной скорости полета (через канал тангажа). Автопилот существенно облегчает работу пилота при пилотировании вертолета и предназначен для разгрузки пилота от управления угловыми движениям вертолета. При этом обеспечивается стабилизация заданных угловых положений вертолета, за пилотом остаются функции контроля. Автопилот АП-34Б электрогидравлический, четырехканальный, имеет каналы направления, тангажа, крена, высоты. Каждый канал представляет собой систему автоматического регулирования с обратной связью и состоит из датчиков, вычислителя и силового исполнительного привода. Чувствительными элементами АП являются специальные электрические датчики, фиксирующие отклонение вертолета от заданного положения. Эти датчики выдают сигналы, пропорциональные отклонению вертолета, через вычислитель АП на силовые исполнительные приводы, которые воздействуют на органы управления вертолетом: в канале направления - на шаг хвостового винта; в канале тангажа - на автомат перекоса в продольном направлении; в канале крена - на автомат перекоса в поперечном направлении; в канале высоты - на общий шаг несущего винта. Силовыми исполнительными элементами являются комбинированные рулевые агрегаты управления – гидроусилители КАУ – 115АМ, включенные в систему управления вертолетом по одному для каждого канала: курса, крена, тангажа, высоты. В каналах курса, крена и тангажа предусмотрен режим комбинированного управления, т. е. при включенном автопилоте образуется замкнутая система "вертолетлетчик", "вертолет-автопилот". В результате осуществляется автоматическая стабилизация заданного углового положения вертолета путем воздействия АП на органы управления через комбинированные гидроусилители, в это же время пилот может управлять вертолетом, не отключая автопилота. В канале высота режим комбинированного управления отсутствует. Безопасность полета в случае отказа АП обеспечивается тем, что перемещение органов управления по командам автопилота ограничено 20% от общего их хода “руля”, а также возможностью быстрого вмешательства пилота в управление вертолетом параллельно с АП по каналам курса, крена и тангажа. Также предусмотрено одновременное отключение всех каналов автопилота одной из кнопок быстрого отключения на ручках циклического шага. Автопилот электрогидравлический может работать только при условии, если включена и 44 45 исправна основная гидросистема вертолета, при отказавшей или выключенной основной гидросистеме автопилот не работоспособен. ● Технические данные. 1. Погрешность стабилизации: - углового положения воздушного судна,°..................................................................... 1; - барометрической высоты, м .......................................................................................... 6; - приборной скорости, км/ч............................................................................................. 10; 2. Время готовности, мин, не более ................................................................................. 3; 3. Напряжение питания: - постоянным током, В ..................................................................................................... 27; - переменным током, частотой 400 Гц, В ....................................................................... 36; 4. Потребляемая мощность по постоянному току, Вт .................................................... 80; 5. Потребляемый переменный ток в каждой фазе, А, не более ...................................... 3. ●Электропитание и защита. Для работы автопилота требуется постоянный ток напряжением 27В и переменный трехфазный ток 36В. По постоянному току автопилот получает питание от правой панели АЗС через три автомата защиты: - АЗСГК -10 “Автопилот основн.” от шины ВУ второго канала – в основных цепях питания постоянным током большинства элементов электрической схемы; - АЗСГК - 5 “Автопилот фрикцион” от аккумуляторной шины первого канала – в цепи питания фрикциона; - АЗСГК - 10 “Автопилот электромуфты” от аккумуляторной шины первого канала – в цепях питания электромагнитов тормозов ЭМТ – 2М. По переменному току 36в автопилот получает питание со щитка предохранителей через три предохранителя ПМ – 5 “Автопилот”. 4.2. Комплект, размещение, конструктивные особенности агрегатов - Агрегат управления АУ 6C2.399.000 - размещен в кабине экипажа на правой этажерке за правым пилотом; - Блок усилителей БУ НПП 1479B - установлен там же; - Датчик угловой скорости ДУС (1209 Г, Е, К) - датчики курса (К) и крена (Г) установлены на правой этажерке, датчик тангажа (Е) - в радиоотсеке шп. 13 - 14; - Пульт управления ПУ 6C2.390.007 – 2с - на среднем электропульте пилотов; - Индикатор нулевой ИН-4 - установлен там же; - Корректор высоты КВ-11 - в радиоотсеке слева по полету шп. 20 - 21; - Компенсационные датчики крена (КДК) и тангажа (КДТ) 6C2.553.002 расположены в грузовой кабине на перегородке между грузовой кабиной и кабиной экипажа, слева по борту, а также дополнительный КДТ шп. 1. В комплект не входят, но работают вместе с автопилотом: - Корректор-задатчик скорости приборной КЗСП - под полом кабины экипажа шп. 4н - 5н; - Блок сигнализации готовности БСГ - там же; - Блок фильтров БФ-34 - в грузовой кабине, слева по борту шп. 4-5; - Блок связи БС-34-1 в грузовой кабине, справа по борту шп. 7-8; - Кнопки отключения автопилота на левой и правой ручках циклического шага и на пульте управления; - концевой выключатель выключатель АМ-800К - в районе главного редуктора на качалке 46 механизма подвижного упора системы СПУУ-52. - Реле времени ТВЕ-101В - на щитке предохранителей. - Комбинированные агрегаты управления КАУ-115АМ (по крену, тангажу, высоте и направлению), за главным редуктором. - Электрогидрокраны ГА-196Т (4 шт.) на гидропанели за главным редуктором. - Электрогидрокран ГА-192Т (1 шт.) там же в цепи фрикциона. - Электромагнитные тормоза ЭМТ-2Т (3шт.) грузовая кабина левый борт шп. 1. - Авиагоризонт АГБ-96Д (правый). - Курсовая система ГМК-1ГЭ. Каждый канал автопилота представляет собой систему автоматического регулирования с обратной связью и состоит из: датчиков, вычислителя (агрегата управления), силового исполнительного привода с датчиком обратной связи и агрегатов, обеспечивающих нормальную работу автопилота. 4.2.1. Датчики. ● Курсовая система выдаёт сигнал курса в пульт управления автопилота при работе автопилота в режиме согласования, а также для автоматического удержания вертолёта на выбранном направлении при работе в режиме стабилизации курса. Кроме того, курсовая система передает сигнал к пульту управления для переключения автопилотного канала направления в режим согласования при переключении ГМК в режим “ЗК“ или контроль 0 – 300 град. ● Авиагоризонт AГБ-96Д правый выдает сигналы крена и сигналы тангажа в пульт управления автопилота через компенсационные датчики КДК (КДТ) при работе автопилота в режиме согласования, а также для автоматической стабилизации углов крена и тангажа при работе в режиме стабилизации. ● Датчики угловых скоростей предназначены для выдачи сигналов, пропорциональных угловым скоростям вертолета относительно трех его главных осей. Наличие сигнала угловой скорости в законе управления необходимо для улучшения качества работы автопилота в переходных режимах. Датчик угловой скорости представляет собой гироскоп с двумя степенями свободы. ● Компенсационный датчик КДК (КДТ) предназначен для введения балансировочных углов при вмешательстве летчика в управление вертолетом с включенным автопилотом, чтобы автопилот не препятствовал летчику. В канале тангажа используется два компенсационных датчика основной и дополнительный. Дополнительный компенсационный датчик предназначен для устранения низкочастотных колебаний вертолета, вызванных вмешательством летчика в управление по тангажу при включенном автопилоте. Сигналы с основного и дополнительного компенсационных датчиков алгебраически суммируются. При плавном отклонении ручки циклического шага в продольном направлении сигнал с дополнительного компенсационного датчика практически отсутствует. При наличии колебательных движений в продольном направлении при управлении ручкой циклического шага появляются сигналы с основного и дополнительного компенсационных датчиков противоположной полярности. В результате суммарный сигнал по величине будет меньше сигнала с основного компенсационного датчика, за счет чего и обеспечивается демпфирование колебаний. ● Корректор высоты КВ-11 предназначен для выдачи в автопилот сигналов, пропорциональных изменению барометрической высоты полета относительно того значения высоты, на которой был включен канал высоты автопилота. ● Корректор-задатчик приборной скорости КЗСП. Предназначен для выдачи электрического сигнала в канал тангажа агрегата управления, пропорционального изменению приборной скорости относительно того значения, которую имел вертолет в 47 момент включения режима стабилизации приборной скорости. Принцип действия КЗСП основан на измерении динамического давления, изменяющегося по определенному закону с изменением скорости. Чувствительным элементом прибора является манометрическая коробка. ●Блок сигнализации готовности (БСГ). Блок сигнализации готовности БСГ предназначен для работы совместно с корректором-задатчиком скорости КЗСП и выдачи сигнала готовности в виде +27в, свидетельствующего об исправности отрабатывающей системы корректора. ● Выключатель "CTAБ. V" используется, для того чтобы включить автопилот в режим стабилизации той приборной скорости, которую имеет вертолет в момент включения режима стабилизации приборной скорости. При этом над выключателем загорается зеленое табло “V стаб”, сигнал отклонения ΔV поступает из КЗСП в канал тангажа агрегата управления автопилота. При этом изменяется угол тангажа, а, следовательно, и приборная скорость полёта. При необходимости изменить стабилизируемую скорость, необходимо отключить режим стабилизации скорости, вручную изменить скорость полёта и вновь включить режим с помощью выключателя. Выключатель и табло установлены на центральном пульте. ● Агрегат управления представляет собой четырехканальный вычислитель предназначен для: - преобразования, суммирования и уcиления управляющих сигналов; - выполнения необходимых регулировок автопилота. Агрегат управления состоит из четырех каналов: направления, крена, тангажа и высоты. В каналах направления, крена и тангажа на вход агрегата управления поступают сигналы, углов из пульта управления и сигналы угловой скорости с датчиков угловой скорости и сигнал обратной связи, пропорциональный отклонению автопилотного штока рулевого агрегата автопилота для компенсации сигналов угла и угловой скорости. В каналах крена и тангажа сигналы с датчиков угловой скорости пропускаются через блок фильтров БФ-34. В канале высоты на вход агрегата управления поступает сигнал высоты с корректора высоты и сигнал обратной связи, пропорциональный отклонению автопилотного штока рулевого агрегата автопилота. Одновременно этот сигнал обратной связи поступает на индикатор нулевой ИН-4 ●Нулевой индикатор ИН – 4 выдает визуальную информацию о величине и направлении отклонения автопилотного штока гидропривода от нейтрального положения по командам автопилота то есть информацию о величине автопилотного запаса управления в каждом канале. Рис.14. ИН-4. ●Блок фильтров БФ-34 предназначен для фильтрации сигналов ДУС в каналах крена и тангажа АП-34Б а также для предотвращения автоколебаний вертолёта при включённом автопилоте. Блок фильтров представляет собой звено, которое введено для устранения автоколебаний в замкнутом контуре, образованном из ДУС, сервопривода и упругих деформаций фюзеляжа. Целесообразность установки БФ-34 объясняется следующим: после попадания ВС в грозу, после грубой посадки и в других случаях грубого силового воздействия на планер, в последующих полётах возможно возникновение колебаний вертолета по крену и/или тангажу при включенном автопилоте. При этом колебания не устраняются даже после 48 замены и регулировки всех блоков АП. Исследования показали, что это происходит изза того, что при воздействии на ВС, изменяется частота колебаний первого тона фюзеляжа, которая становится пропорциональна частоте собственных колебаний ДУС. При совпадении или пропорциональности частот происходит резонанс, что вызывает увеличение сигнала с выхода ДУС и приводит к раскачке вертолета. Для устранения колебаний выходной сигнал ДУС пропускается через инерционный фильтр в БФ-34, который не пропускает частоты, вызывающие резонанс. ●Блок связи БС-34-1 выполняет следующие функции: - обеспечивает введение в канал направления изодромной связи в режиме совмещённого управления; - обеспечивает введение в режиме совмещённого управления изодромной связи по сигналу дополнительного КДТ в канале тангажа; - обеспечивает регулировку передаточного числа по сигналу отклонения от заданной приборной скорости. ● Пульт управления (Рис.15) предназначен для: -обнуления сигналов углов (в каналах направления, крена и тангажа) перед включением автопилота (режим согласования); -включения и отключения каналов автопилота и обеспечения соответствующей сигнализации; -введения поправок в полете при помощи ручек центровки; -использования при наземной проверке автопилота (с помощью элементов пульта ручек центровки и специального тумблера "контроль" задаются контрольные сигналы). В пульте управления в каналах направления, крена и Рис.15. Лицевая панель пульта управления автопилотом. тангажа (при включении питания автопилота) обнуляются сигналы углов, поступающие либо непосредственно с датчиков углов (с курсовой системы) либо с датчиков углов через компенсационный датчик ( дифференциальный сельсин) по каналам крена и тангажа. Обнуление сигналов обеспечивается механизмами согласования. Включение каналов автопилота производится нажатием зеленых ламп-кнопок канала направления, каналов крена и тангажа и канала высоты. При нажатии на кнопку-лампу "Вкл" соответствующего канала в пульте управления срабатывает коммутационная аппаратура, которая обеспечивает включение канала, подключение рулевых агрегатов к каналу, а также на включение лампочки, вмонтированной в нажатую кнопку-лампу. Отключение каналов направления и высоты производится нажатием кнопок "Откл” на пульте управления, а каналов крена и тангажа кнопками "Откл АП", установленными на ручках циклического шага. При включенных каналах направления, крена и тангажа пульта управления можно вводить небольшие поправки по углам и корректировать пространственное положение вертолета. Чтобы ввести поправку, нужно нажать ручку центровки на пульте управления и повернуть её. При этом будет поворачиваться шкала, видная в окошко под ручкой. На шкале нанесены оцифрованные деления (0 - 10), каждое из которых соответствует одному градусу поворота вертолета. Управление вертолетом через автопилот от ручек на пульте 49 управления осуществляется по принципу: на сколько делений повёрнута шкала, связанная с ручкой, на столько градусов изменится пространственное положение вертолета в данном канале. Для удобства эксплуатации кнопки-лампочки включения и отключения и ручки центровки расположены на лицевой панели пульта управления поканально и снабжены надписями, поясняющими их назначение, С помощью ручек центровки, а также нажимного тумблера "контроль”, который выводится на лицевую панель пульта управления, можно быстро осуществить предполетную и послеполетную проверки автопилота, подавая на его вход контрольные сигналы. ●Блок усиления БУ. Блок содержит три независимых канала усиления и предназначен для обеспечения работы следящих систем: сельсин – датчик угла → сельсин – приемник пульта управления каналов курс, крен, тангаж в режиме согласования при подготовке автопилота к включению. ●Электромагнитные краны ГA-196Т.Используются для подключения гидропитания в автоматические каналы рулевых агрегатов всех каналов при их включении от пульта управления ПУ. При нажатии лампы-кнопки включения канала на пульте управления срабатывает реле включения соответствующего канала, которое включает канал и одновременно подает питание на ГА-196Т, который обеспечит подачу давления от основной гидросистемы для управления рулевым агрегатом по командам автопилота. ● Комбинированный агрегат управления КАУ- 115АМ. Предназначен для снижения усилий на рычагах управления летчиков и для использования в качестве исполнительного устройства автопилота. Представляет собой силовой гидроэлектромеханический привод, который может использоваться в трех режимах: - ручное управление; - автопилотное управление; - комбинированное управление. При ручном управлении, когда автопилот выключен, рулевые агрегаты являются гидроусилителями, снимают большие нагрузки, приходящие с рулей на рычаги управления в кабине. При автопилотном управлении управление рулями вертолета производится только по командам автопилота в пределах 20% от полного хода рулей. Причем отклонение рулей по командам автопилота на рычаги управления в кабину не передается. Элементами электрооборудования в рулевом агрегате являются электромеханическое поляризованное реле РЭП-8Т и датчик обратной связи ИПБ-45-1. Электромеханическое поляризованное реле РЭП-8Т преобразует электрический сигнал команды с выхода рулевого агрегата в перемещение якоря. Якорь поляризованного реле РЭП-8Т перемещает золотник, а в месте с ним и автопилотный шток, на величину, пропорциональную управляющему сигналу. Перемещение автопилотного штока вызывает перемещение общего исполнительного штока и соответствующего руля вертолета. Поляризованное реле РЭП-8Т имеет подмагничивающую обмотку, которая запитывается постоянным напряжением 27В контактами реле включения канала и две дифференциально включенные управляющие обмотки. Конструктивно рулевой агрегат выполнен так, что при выключении автопилота автопилотный шток возвращается в нейтральное положение. Это обеспечивает при каждом последующем новом включении канала автопилота симметричный запас автопилотного управления по 20% в каждую сторону. С автопилотным штоком механически связан ротор датчика обратной связи ИПБ-45-1 рулевого агрегата. С сигнальной обмотки датчика обратной связи снимается напряжение обратной связи, пропорциональное отклонению автопилотного штока от нейтрального положения. Сигнал обратной связи поступает на вход канала агрегата управления для компенсации сигналов датчиков и параллельно на нулевой индикатор ИН-4. Когда автопилотный шток занимает 50 нейтральное положение сигнал обратной связи равен нулю, стрелка ИН – 4 находится в среднем положении. ● Концевой выключатель АМ-800К. Предназначен для автоматического перевода канала направления автопилота в режим согласования, в случае подхода тяги ножного управления к упору, положение которого определяется системой подвижного упора управления СПУУ-52. Микровыключатель срабатывает при подходе правой педали к упору, положение которого управляется механизмом МП-100. Установлен на качалке механизма подвижного упора системы СПУУ-52. ● Реле времени ТВЕ-101В. Предназначено для исключения автоколебаний ножного управления при переключении автопилота в режим согласования. Реле включено в схему перевода канала направления в режим согласования при взаимодействии с системой СПУУ-52. Реле не позволяет в течение 0,5 сек, то есть до исчезновения сигнала рассогласования, включиться каналу направления, даже если микровыключатель АМ-800К перейдет в исходное положение. 4.3. Принцип построения и режимы работы Автопилот АП-34Б 2 серии имеет четыре независимых (без перекрестных связей) канала: курса, крена, тангажа и высоты. Все каналы статические. Стабилизация приборной скорости производится через канал тангажа и включается с помощью отдельного выключателя на центральном пульте. Из-за неустойчивости вертолета по крену и тангажу, режим совмещенного управления по этим каналам включается на земле. Стабилизация курса может включаться как в воздухе, так и на земле. Автопилот может работать в следующих режимах: 1. "Включение питания и согласование"; 2. "Стабилизация"; 3. "Совмещенное управление”. 4.3.1. Режим включения питания и согласование. При включении питания АП силовая исполнительная часть не подключается к АП, происходит автоматическое обнуление сигналов чувствительных элементов и АП работает в режиме согласования. Обнуление сигналов должно произойти в течение не более 2 мин. Режим согласования необходим для подготовки автопилота к включению каналов в заданном сбалансированном положении вертолета и исключения рывков и колебаний вертолета при подключении автопилота к силовым исполнительным элементам (комбинированным гидроусилителям). Время, необходимое для обнуления сигналов, не более 2 мин (при работающих авиагоризонтах и курсовой системе). После этого можно включать каналы. Автопилот считается включенным в систему управления вертолетом тогда, когда комбинированные гидроусилители включены на управление от чувствительных элементов АП. Подключение гидроусилителей к автопилоту осуществляется с помощью трех электромагнитных кранов ГА-196Т. Управление кранами производится от трех кнопокламп включения каналов с зеленым светофильтром на ПУ. При нажатии кнопок внутри их загораются зеленые лампы, что свидетельствует о том, что ГА-196Т сработал и гидроусилители подключены к АП. Одновременно чувствительные элементы АП подключаются на вход агрегата управления, а выход агрегата управления подключен к поляризованным реле гидроусилителей. После этого АП будет работать в режиме автоматической стабилизации положения вертолета. В этом режиме выходные штоки комбинированных гидроусилителей КАУ-115АМ могут перемещаться в пределах 20% от их полного хода, при этом рычаги управления в 51 кабине будут оставаться неподвижными, зафиксированными в заданном положении электромагнитными тормозами ЭМТ-2М (ручка управления и педали). Ручки "Шаг-Газ" стопорятся фрикционным механизмом. Режим согласования необходим для автоматической подготовки автопилота к включению силовой части. Чтобы при включении автопилота не было рывков вертолета необходимо обнулить все входные сигналы, поступающие на вход агрегата управления. Далее работа автопилота в режиме согласования будет рассмотрена на примере канала направления. Работа автопилота в режиме согласования начинается с момента включения автомата защиты АВТОПИЛОТ - ОСН. На правой панели АЗС. При включении АЗСГК 10 “Автопилот основн.” срабатывает коммутационная аппаратура в результате подаётся электропитание во все автопилотные блоки. При включении питания все каналы автопилота переходят в режим согласования, который характеризуется вращением шкал на пульте управления. При включении АЗСГК -5 АВТОПИЛОТ-ФРИКЦ. напряжение подается к кнопкам “Фрикцион” для управления электромагнитным клапаном ГА-192Т фрикционной муфты рычага ручки "шаг-газ". При включении АЗСГК -5 АВТОПИЛОТ-ЭЛЕКТРОМУФТЫ напряжение подаётся к кнопкам (TPИMMEP), установленных на ручках управления вертолетом для управления электромагнитными тормозами ЭMT-2M продольного, бокового и путевого управления ветрлетом. На вход канала направления поступают следуюшие сигналы: - с датчика обратной связи рулевого агрегата КАУ-115АМ, при выключенном автопилоте этот сигнал равен нулю; - с датчика угловой скорости курса, в установившемся полете этот сигнал равен нулю; - с датчика угла курса ( гироагрегат ГА-6). Включение режима согласования характеризуется вращением шкал на пульте управления. Окончание режима согласования определяется по прекращению вращения шкал на пульте управления. В каналах крена и тангажа работа автопилота в режиме согласования происходит аналогично. В канале высоты режим согласования отсутствует так как в датчиках этого канала имеются внутренние встроенные системы обнуления. ● Включение автопилота.(на примере канала направления). По окончании режима согласования для включения канала направления необходимо нажать на лампу-кнопку “Направление”. При нажатии лампы-кнопки подается электропитание на: - включение лампы-кнопки “ВКЛ.”; - включение электромагнитной муфты в пульте управления, а также на реле включения канала направления. В результате реле включения канала направления включает ГА-196Т и подает питание на подмагничивающую обмотку поляризованного реле РЭП – 8Т рулевого агрегата. С этого момента канал направления начинает работать в режиме стабилизации курса. 4.3.2. Режим стабилизации (на примере канала крена). В канале крена сигнал команды в виде постоянного напряжения, подаваемый на рулевой агрегат, формируется на основании: сигнала угла крена, сигнала угловой скорости изменения крена и сигнала датчика обратной связи (Рис.13). При изменении положения вертолета по крену под действием внешних сил, появляется сигнал угла с авиагоризонта и сигнал угловой скорости, которые подаются на вход агрегата управления. На основании сигналов угла и угловой скорости на выходе усилителя агрегата управления формируется управляющий сигнал и подается на обмотку 52 управления РЭП-8Т в КАУ- 115АМ. Под действием управляющего сигнала в КАУ-115АМ перемещается автопилотный шток, вызывая перемещение общего выходного штока и отклонение автомата перекоса по крену. Пропорционально отклонению автопилотного штока от среднего положения с датчика обратной связи формируется сигнал обратной полярности, который поступает на вход агрегата управления для компенсации сигналов угла и угловой скорости. При достижении равенства сигналов с датчика обратной связи и сигнала угла и угловой скорости якорь поляризованного реле возвращается в исходное положение (нейтральное) и движение автопилотного штока прекращается, автомат перекоса будет отклонен на величину, пропорциональную сигналу угла и угловой скорости и в сторону, необходимую для возвращения вертолета в исходное положение. Одновременно сигнал с датчика обратной связи поступает на ИН-4, стрелка которого отклоняется от нейтрального положения и указывает положение автопилотного штока рулевого агрегата и, следовательно, отклонение автомата перекоса от первоначального положения, соответствующего моменту включения автопилота. Под действием отклонения автомата перекоса вертолет возвращается в исходное положение. Сигнал крена с авиагоризонта уменьшается и становится меньше сигнала с датчика обратной связи, появляется управляющий сигнал обратного знака, обеспечивающий возвращение автомата перекоса в прежнее положение. По мере выхода вертолета из крена и возвращения вертолета и автомата перекоса в первоначальное положение стрелка нулевого индикатора займет нейтральное положение. По другим каналам работа автопилота в режиме стабилизации происходит аналогично вышеописанному. 4.3.3. Режим управления. В режиме управления (изменение режима полета, введение поправок в пилотирование вертолетом) необходимо исключить воздействие на комбинированные гидроусилители сигналов от датчиков угловых отклонений вертолета (авиагоризонта и гироагрегата курсовой системы). Для этого в систему продольного и поперечного управления включены компенсационные датчики (КДТ, КДК), которые кинематически связаны с ручкой управления и при ее перемещении выдают в автопилот сигналы, равные по величине и противоположные по знаку управляющим сигналам, поступающим от авиагоризонта. Таким образом, пилот управляет вертолетом ручкой управления, не выключая автопилот, который непрерывно стабилизирует заданное положение вертолета за счет сигналов, поступающих от чувствительных элементов автопилота, фиксирующих угол отклонения и угловую скорость. В дальнейшем будет рассмотрена работа автопилота в режиме управления на примере канала крена. При включенном автопилоте пилот может не отключая автопилот вмешаться в управление вертолетом по крену, тангажу и направлению. Если требуется изменить положение вертолета на небольшой угол (до 5÷8º) можно пользоваться ручками на пульте управления. При этом изменение углового положения вертолета будет соответствовать углу поворота ручки (количеству делений при повороте ручки будет соответствовать изменение углового положения вертолета в градусах). ● Управление от ручки на пульте управления по крену. При повороте ручки канала крена на 5 делений поворачивается связанный с ней ротор сельсин-приемника в пульте управления, возникает рассогласование в следящей системе: сельсин – датчик авиагоризонта → сельсин – приемник пульта управления. С 53 пульта управления формируется управляющий сигнал, который поступает на вход агрегата управления, вызывая формирование сигнала команды на его выходе. Отклонение автомата перекоса будет происходить до тех пор, пока сигнал с датчика обратной связи не скомпенсирует входной сигнал за счет поворота ручки на пульте управления. При этом стрелка на ИН – 4 канала крена повернется от нейтрального положения в сторону, куда необходимо создать крен (куда повернута ручка управления на пульте управления). Под действием отклоненного автомата перекоса вертолет входит в крен появляется сигнал крена с авиагоризонта и сигнал угловой скорости с ДУС. При достижении заданного крена 5º следящая система: сельсин – датчик авиагоризонта → сельсин – приемник пульта управления будет согласована. Сигнал с датчика обратной связи будет нескомпенсирован в результате формируется команда обратного знака, что обеспечит возвращение автомата перекоса в исходное положение. Таким образом, при повороте ручки на 5 делений шкалы по часовой стрелке вертолет входит в правый крен 5º, стрелка канала крена на ИН – 4 сначала отклонится в направлении по часовой стрелке, а затем при возвращении автомата перекоса в исходное положение также вернется в нейтральное положение. При управлении вертолетом через автопилот меняется закон управления вертолетом. При выключенном автопилоте закон управления вертолетом является управлением по скорости, а при включенном автопилоте закон управления вертолетом является управлением по положению органа управления, то есть по углу. ● Управление через автопилот от ручки циклического шага. При отклонении ручки циклического шага по крену, например, вправо за счет механической связи происходит отклонение автомата перекоса вправо, одновременно при отклонении ручки циклического шага поворачивается ротор компенсационного датчика, рассогласуя следящую систему: сельсин – датчик авиагоризонта → сельсин – приемник пульта управления, что на первом этапе формирует команду на дополнительное отклонение автомата перекоса в сторону крена. Таким образом на первом этапе автопилот помогает летчику. В дальнейшем происходит процесс аналогичный вышеописанному. При достижении вертолетом угла, соответствующего углу отклонения ручки циклического шага, в момент, когда сигнал угла крена от авиагоризонта уравновесит сигнал от компенсационного датчика, автомат перекоса остановится и в дальнейшем за счет работы автопилота начнет возвращаться в прежнее положение. В итоге вертолет будет находиться в крене, обусловленном углом отклонения ручки циклического шага, автомат перекоса вернется в первоначальное положение, а стрелка нулевого индикатора будет отклонена в сторону, противоположную крену. Работа канала тангажа аналогична каналу крена. В канале направления при вмешательстве пилота в управление при постановке ног на педали на подпедальниках срабатывают концевые выключатели, в результате канал направления переходит в режим обнуления изменяющегося курса с ГА – 6 при развороте вертолета и выполнению разворота не мешает, лампа-кнопка “Курс “ продолжает гореть. Одновременно на время постановки ног на педали датчик угловой скорости направления подключается к агрегату управления через блок связи БС – 34, который преобразует сигнал угловой скорости в сигнал углового ускорения курса и используется в законе управления для демпфирования скольжения при развороте. После снятия ног с педалей автопилот начинает стабилизировать новый курс. Для выполнения координированных разворотов с включенными каналами курс, крен, тангаж для исключения скольжения на время выполнения разворота необходимо поставить ноги на педали, чтобы курсовая система не мешала выполнению разворота. 54 ●Особенности канала высоты. При выполнении горизонтальных полетов летчику приходится довольно часто воздействовать на ручку шаг-газа для поддержания неизменной высоты полета. Для разгрузки летчика от этой работы в автопилоте предусмотрен канал высоты, воздействующий на общий шаг несущего винта вертолета. В качестве чувствительного элемента используется корректор высоты, выдающий в автопилот сигнал изменения барометрической высоты полета. В отличие от каналов угловой стабилизации, где одновременно могут работать два контура: "вертолет-летчик" и "вертолет-автопилот", в канале высоты при вмешательстве летчика в управление автопилот отключается. В остальном работа контура стабилизации высоты аналогична работе контуров угловой стабилизации. В канале высоты режим согласования отсутствует. Обнуление выходного сигнала обеспечивается внутренней схемой в корректоре высоты КВ – 11. Для включения канала высоты необходимо нажать лампу – кнопку “ВЫСОТА” на пульте управления. Включение канала высоты происходит аналогично остальным каналам. Отличием является то, что цепь включения канала высоты проходит через контакты реле, отключающего канал высоты при нажатии кнопки, “фрикцион”. В канале высоты отсутствует режим комбинированного управления, при нажатии любой из двух кнопок “фрикцион” обеспечивая отключение канала высоты. После вывода вертолета на новую высоту для включения канала высоты необходимо снова нажать на лампу – кнопку “ВЫСОТА” на пульте управления. При нажатии на лампу – кнопку “ВЫСОТА” лампа – кнопка загорается, одновременно подается команда на: - включение корректора высоты КВ – 11, который начинает формировать сигнал ΔН; - реле включения канала высоты, которое включит ГА–196Т, обеспечивающего подачу давления от основной гидросистемы на управление общим шагом несущего винта по командам автопилота. Одновременно подается питание на обмотку подмагничивания поляризованного реле РЭП – 8Т в КАУ – 115АМ, рулевой агрегат подключен к агрегату управления. Канал высоты включен в режим “Стабилизация”. Формирование сигнала команды в канале высоты в режиме “Стабилизация” происходит на основании следующих сигналов(Рис.13): - ΔН от корректора высоты КВ – 11; - сигнала с датчика обратной связи. Работа канала высоты автопилота основана на принципе системы автоматического регулирования с обратной связью, рассмотренному выше. В канале высоты, в отличие от остальных каналов, на пульте управления имеется нажимной тумблер "Контроль", при помощи которого при наземной проверке автопилота можно устанавливать шток малого цилиндра канала высоты на упор в ту и другую сторону. В полете этот тумблер не нажимать!, так как момент его нажатия и отпускания будет сопровождаться большими вертикальными перегрузками, действующими на вертолет. Нажимной переключатель "Контроль" предназначен для проверки канала высоты на земле. ● Режим стабилизации приборной скорости. Выключатель СТАБ. V предназначен для включения режима стабилизации приборной скорости по сигналам КЗСП. Зеленое табло СТАБ. V сигнализирует о включении режима стабилизации приборной скорости. Выключатель и табло установлены на центральном пульте. При выключенном выключателе СТАБ. V корректор-задатчик приборной скорости КЗСП работает режиме обнуления выходного сигнала. Включение режима стабилизации приборной скорости производится выключателем 55 СТАБ. V при включенном канале тангажа автопилота. При необходимости изменения скорости полета следует выключить выключатель СТАБ. V и включить его вновь после того, как вертолет сбалансирован на новом режиме полета. Стабилизация приборной скорости производится через канал тангажа (Рис.13) путем изменения угла тангажа вертолета за счет перекладки автомата перекоса в продольном направлении. Формирование сигнала команды в канале тангажа при включенном выключателе СТАБ. V происходит на основании следующих сигналов: - угол тангажа; - угловая скорость тангажа; - ΔV приборная от КЗСП; - сигнал с датчика обратной связи. Сигнал ΔV приборная отрегулирован по уровню больше чем сигнал угла тангажа поэтому при включенном выключателе СТАБ. V основным регулируемым параметром будет приборная скорость. 4.4. Эксплуатация автопилота ● Эксплуатационные ограничения. -Разрешается пользоваться автопилотом не ранее чем через 3 мин после включения питания; -перед проверкой и включением автопилота убедиться, что курсовая система и авиагоризонты (правый) включены; -перед проверкой и включением автопилота убедиться, что основная гидросистема включена и исправна; -в полете, при необходимости корректировки пространственного положения вертолета в небольшом диапазоне углов с помощью ручек на пульте управления, поворачивать ручку не более чем на 5-8 делений за один раз; -при полете в условиях сильной турбулентности атмосферы автопилот не включать; -разгоны и торможения выполнять с выключенным каналом "Направление"автопилота, курс выдерживать отклонением педалей; -канал высоты автопилота разрешается включать в горизонтальном полете на высоте не ниже 50 метров. ● Предполетная проверка. Предполетная проверка автопилота состоит из следующих этапов: -проверка работы в режиме согласования; -проверка системы безопасности; -проверка канала направления; -проверка каналов крена и тангажа; -проверка канала высоты. Перед проверкой осмотреть и убедиться в следующем: - индексы индикатора ИН-4 находятся в среднем положении; - все АЗС на верхнем электропульте выключены. Контрольная проверка после запуска. Включить АЗС АВТОПИЛОТ -.ОСНОВН., АВТОПИЛОТ - ФРИКЦ. и АВТОПИЛОТ ЭЛЕКТРОМУФТЫ на верхнем электропульте пилотов. Ручка ОШ должна находиться внизу на упоре. 56 Убедиться в том, что шкала НАПРАВЛЕНИЕ на пульте управления автопилота вращается по ходу (против хода) часовой стрелки. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПРОВЕРКИ, СВЯЗАННЫЕ С ОТКЛОНЕНИЕМ РУЧКИ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ ВРАЩАЮЩЕМСЯ НB. СЛЕДУЕТ ВЫПОЛНЯТЬ, СОБЛЮДАЯ ОСОБУЮ ОСТОРОЖНОСТЬ. ОТКЛОНЕНИЯ РУЧКИ ДОЛЖНЫ БЫТЬ ПЛАВНЫМИ И НЕБОЛЬШИМИ. Проверка работы в режиме согласования. Отклонить ручку управления вправо и о т себя, затем влево и на себя.Убедиться в том, что шкалы КРЕН и ТАНГАЖ на пульте управления автопилота вращаются против хода часовой стрелки, а зачем по ходу часовой стрелки. Проверка системы безопасности автопилота. На пульте управления автопилота нажать кнопки-лампы ВКЛ. КРЕН-ТАНГАЖ, ВКЛ. ВЫСОТА. Все кнопки-лампы должны загореться. На ручке управления КВС нажать кнопку ОТКЛ. АП. Все кнопки-лампы ВКЛ. должны погаснуть. Выполнить аналогичным образом проверки, отключая автопилот кнопкой ОТКЛ. АП на ручке управления второго пилота. На пульте управления автопилота нажать кнопку-лампу ВКЛ. ВЫСОТА. Кнопкалампа должна загореться. Нажать кнопку ФРИКЦИОН на рычаге ШАГ –ГАЗ КВС. Кнопка-лампа должна погаснуть. Выполнить аналогичным образом проверки, отключая канал высоты автопилота кнопкой ФРИКЦИОН на рычаге ШАГ - ГАЗ 2/П. Проверка канала направления. Установить педали в нейтральное положение и снять ноги с педалей. На пульте управления автопилота нажать кнопку-лампу ВКЛ. НАПРАВЛЕНИЕ. Кнопкалампа ВКЛ. НАПРАВЛЕНИЕ должна загореться, а стрелка "Н" на индикаторе ИН-4 должна находиться в среднем положении (допускается отклонение на толщину стрелки). Для проверки чувствительности на пульте управления ручку и шкалу НАПРАВЛЕНИЕ повернуть по ходу часовой стрелки на три деления. Стрелка "Н" на индикаторе должна отклониться вправо не менее чем на ширину стрелки. На вертолетах с установленными гидроусилителями РА-60Б проверить работоспособность в режиме «перегонки» гидроусилителя (начало перемещения педалей путевого управления) для чего: на пульте управления повернуть по ходу часовой стрелки шкалу НАПРАВЛЕНИЕ на 15 делений педали должны перемещаться в направлении "правая педаль вперед". ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. НЕОБХОДИМО СОБЛЮДАТЬ ОСТОРОЖНОСТЬ ПРИ ОТКЛОНЕНИИ ПЕДАЛЕЙ ПРИ ВРАЩАЮЩЕМСЯ НВ НЕ ДОПУСКАТЬ ОТКЛОНЕНИЕ ПЕДАЛЕЙ БОЛЕЕ ЧЕМ НА ±50 мм ОТ НЕЙТРАЛЬНОГО ПОЛОЖЕНИЯ ВО ИЗБЕЖАНИЕ РАЗВОРОТА ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ. Поставить ноги на педали и убедиться в том, что стрелка "Н" на индикаторе установилась в среднее положение. Повторить проверку, отклоняя шкалу НАПРАВЛЕНИЕ на пульте управления автопилота против хода часовой стрелки. При этом стрелка "Н" должна отклониться влево, а педали — в направлении "левая педаль вперед". На пульте управления автопилот нажать кнопку ОТКЛ. НАПРАВЛЕНИЯ. Кнопка-лампа ВКЛ. НАПРАВЛЕНИЯ должна погаснуть. 57 Проверка каналов крена и тангажа. На пульте управления автопилота нажать кнопку-лампу ВКЛ. КРЕН—ТАНГАЖ. Лампа должна загорелся, а стрелки "К" и "Т" на индикаторе должны находиться в среднем положении. Ручку управления отклонить вправо и oт себя. На индикаторе ИН-4 стрелка "К" должна отклониться по ходу часовой стрелки, а стрелка "Т" — вниз. Нажать кнопку ОТКЛ. АП на ручке управления пилота. Лампа ВКЛ. КРЕН—ТАНГАЖ должна погаснуть, а стрелки "К" и "Т" на индикаторе установиться в среднее положение. Повторить проверку, отклоняя ручку управления влево и на себя. Стрелка "К" на индикаторе должна отклониться против хода часовой стрелки, а стрелка "Т" вверх. Для проверки чувствительности на пульте управления автопилота шкалы KPEН и ТАНГАЖ повернуть по ходу часовой стрелки на три деления. Стрелка "К" на индикаторе должна отклониться по ходу часовой стрелки, а стрелка "Т" вниз не менее чем на ширину стрелки. Повторить проверку, поворачивая шкалы КРЕН и ТАНГАЖ против хода часовой стрелки. На индикаторе стрелка "К" должна отклониться против хода часовой стрелки, а стрелка "Т" вверх. Проверка канала высоты. Рычаг ШАГ — ГАЗ установить вниз до упора. На пульте управления автопилота нажать кнопку-лампу ВКЛ. ВЫСОТА. Лампа должна загореться, а стрелка "В" на индикаторе — находиться в среднем положении. На пульте управления автопилота переключатель КОНТРОЛЬ нажать вверх. Стрелка "В" на индикаторе должна отклониться вверх. На пульте управления нажать кнопку ОТКЛ. ВЫСОТА. Лампа ВКЛ. ВЫСОТА должна погаснуть, а стрелка "В" — находиться в среднем положении. Рычаг общего шага переместить с нижнего упора вверх на 1 ° по указателю шага несущего винта. Повторить проверку, снова нажав кнопку-лампу ВКЛ. ВЫСОТА и отклоняя переключатель КОНТРОЛЬ на пульте управления автопилота вниз. Стрелка "В" на индикаторе должна отклониться вниз. На пульте управления нажать кнопку ОТКЛ. ВЫСОТА. Установить рычаг ШАГ-ГАЗ вниз до упора. Отключить автопилот кнопкой ОТКЛ. АП на ручке управления КВС или 2/П пилота. Включить каналы КРЕН, ТАНГАЖ автопилота. ● Контрольная проверка на исполнительном старте. Если центровка задняя, установить ручкой центровки тангажа па пульте управления автопилота стрелку "Т" индикатора вблизи нижнего упора. Если центровка передняя, установить ручкой центровки тангажа на пульте управления автопилота стрелку "Т" индикатора вблизи верхнего упора. ● Выполнение полета. Пилотирование вертолета с включенным АП является основным видом полетов. Автопилот значительно упрощает и облегчает пилоту выполнение всех режимов полета. Разрешается выполнение полета с отдельными включенными каналами АП. Весь полет от взлета до посадки рекомендуется выполнять с включенными каналами "Крен" и "Тангаж”. Канал "Высота" разрешается включать только в горизонтальном полете с высоты не менее 50 м. 58 ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. НА УСТАНОВИВШЕЙСЯ СКОРОСТИ ПОЛЕТА НАЖАТИЕМ НА КНОПКУ-ЛАМПУ "ВКЛ." НА ПУЛЬТЕ УПРАВЛЕНИЯ АВТОПИЛОТА СЛЕДУЕТ ВКЛЮЧИТЬ КАНАЛ ВЫСОТЫ НА ВЫСОТЕ НЕ МЕНЕЕ 50 м. 2. ПРИ ПОЯВЛЕНИИ ПЕРИОДИЧЕСКИХ КОЛЕБАНИЙ ВЕРТОЛЕТА ПО КУРСУ И КРЕНУ, СОПРОВОЖДАЮЩИХСЯ КОЛЕБАНИЯМИ СТРЕЛКИ УШВ, НЕОБХОДИМО ОТКЛЮЧИТЬ КАНАЛ ВЫСОТЫ АВТОПИЛОТА. 3. ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ В ПОЛЕТЕ НИЗКОЧАСТОТНЫХ КОЛЕБАНИЙ ВЕРТОЛЕТА НЕОБХОДИМО ВЫКЛЮЧИТЬ АВТОПИЛОТ. ЕСЛИ ЧЕРЕЗ 3...5 сек ПОСЛЕ ВЫКЛЮЧЕНИЯ АВТОПИЛОТА НЕ ПРОИЗОЙДЕТ ЗАМЕТНОГО СНИЖЕНИЯ УРОВНЯ ВИБРАЦИИ, СЛЕДУЕТ КРАТКОВРЕМЕННО ИЗМЕНИТЬ РЕЖИМ ПОЛЕТА УМЕНЬШЕНИЕМ ОБЩЕГО ШАГА НВ НА 2....30 . ПОСЛЕ ИСЧЕЗНОВЕНИЯ КОЛЕБАНИЙ СЛЕДУЕТ УСТАНОВИТЬ НЕОБХОДИМЫЙ РЕЖИМ, ВКЛЮЧИТЬ АВТОПИЛОТ И ПРОДОЛЖИТЬ ПОЛЕТ. ЕСЛИ ПОСЛЕ ВКЛЮЧЕНИЯ АВТОПИЛОТА СНОВА ВОЗНИКЛИ КОЛЕБАНИЯ, АВТОПИЛОТ ВЫКЛЮЧИТЬ. ПРИ НЕОБХОДИМОСТИ ИЗМЕНИТЬ РЕЖИМ ПОЛЁТА И ДАЛЬНЕЙШЕЕ ВЫПОЛНЕНИЕ ЗАДАНИЯ ОСУЩЕСТВЛЯТЬ С ВЫКЛЮЧЕННЫМ АВТОПИЛОТОМ. Контроль за работой автопилота в полете осуществляется по поведению вертолета: стабильное движение без рывков и раскачки. Дополнительный контроль по положению индексов на нулевом индикаторе ИН-4. Стрелки К, Т, Н должны колебаться около нейтральных положений. Примечание. Стрелка Н колеблется, если только ноги сняты с педалей; если ноги на педалях, стрелка Н стоит нейтрально (стрелка канала "Направление" стоит на "0"). Нейтральное положение индексов характеризует симметричный запас управления в каждую сторону в данном канале. Если стрелки К, Т, Н на висении будут вблизи крайних упоров индикатора, необходимо отклонением органов управления, и одновременно ручками центровки на пульте управления поставить их нейтрально. При неправильной балансировке вертолета для данного режима горизонтального полета стрелка ИН-4 будет уходить на упоры. Развороты выполнять с кренами не более 15°. Можно при развороте угол крена задавать ручкой центровки "Крен" на пульте управления, но при этом ноги должны стоять на подпедальниках. В горизонтальном полете введение небольших поправок в пределах ±5° можно выполнять ручками центровок "Направление", "Крен", "Тангаж" на пульте управления. При этом поворот ручки на одно деление шкалы соответствует одному градусу поправки по угловому положению вертолета на данном канале. В горизонтальном полете возможно медленное изменение скорости полета, поэтому необходимо периодически восстанавливать заданный режим полета отклонением ручки управления и педалей. При скоростях полета 150-230 км/ч изменение скорости будет меньше. На этих скоростях рекомендуется использовать КЗСП (включать режим СТАБ V). При необходимости изменить высоту полета следует отключить канал "Высота" и включить его вновь после того, как вертолет будет сбалансирован на новом режиме полета. При выполнении разгонов и торможений: - канал НАПРАВЛЕНИЕ автопилота отключается нажатием на подпедальники; - курс выдерживается отклонением педалей. Перед снижением необходимо отключить канал ВЫСОТА ФРИКЦИОН на рычаге ШАГ — ГАЗ. После приземления следует выключить автопилот. автопилота кнопкой 59 ● Неисправности. 1.При отказе канала направления автопилота наблюдается появление угловой скорости разворота и скольжение вертолета. При этом имеет место перемещение педалей в крайнее положение. Такие отказы воспринимаются как удары по хвостовой балке. Действия: отключить канал направления автопилота нажатием кнопки ОТКЛ. АП на пульте управления. Выполнение задания не прекращать. Курс выдерживать отклонением педалей. 2 При отказе канала крена автопилота на индикаторе ИН-4 наблюдается уход стрелки индикатора положения штока в крайнее положение и резкое появление угловой скорости крена с ее нарастанием. Действия: Отключить автопилот кнопкой ОТКЛ. АП на одной из ручек циклического шага. Вывести вертолет на исходный режим полета. Выполнение задания не прекращать. Отказавший канал включать не разрешается. 3. При отказе канала тангажа наблюдается появление угловой скорости тангажа, изменение угла на кабрирование или пикирование, появление вертикальной скорости и резкое изменение скорости полета. Действия: Отключить автопилот кнопкой ОТКЛ. АП на одной из ручек циклического шага. Вывести вертолет на исходный режим полета. Выполнение задания не прекращать. Отказавший канал включать не разрешается. 4. При отказе канала высоты автопилота наблюдается резкое изменение вертикальной скорости, сопровождающееся уменьшением или увеличением частоты вращения НВ. Действия: Отключить канал высоты кнопкой ФРИКЦИОН на рычаге ШАГ — ГАЗ. Вывести вертолет на исходный режим полета. Выполнение задания продолжить. Отказавший канал не включать. ● Примечание. Каналы "Направление" и "Высота" при необходимости можно отключить кнопками "Выкл. направление", "Выкл. высота" на пульте управления (эти кнопки имеют красный светофильтр). При этом кнопка "Вкл. направление" и кнопка "Вкл. высота" погаснут. Канал "Высота" можно также отключить кнопкой "Фрикцион" на ручке "Шаг-Газ". При этом зеленая кнопка "Вкл. высота" на ПУ погаснет. Все каналы АП отключаются кнопками "Откл. АП" на одной из ручек циклического шага (при этом АП переходит на работу в режим обнуления). Отключение канала или АП может сопровождаться небольшим рывком вертолета по соответствующей оси стабилизации (вследствие возвращения автопилотных штоков рулевых агрегатов в нейтральное положение). 60 5. ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ И СИСТЕМ ВЕРТОЛЕТА 5.1. Система подвижного упора управления СПУУ-52 ● Назначение. Система предназначена для автоматического ограничения шага хвостового винта путем ограничения перемещения правой педали вперед в зависимости от температуры и давления воздуха окружающей среды с целью защиты трансмиссии вертолета от больших перегрузок. ● Основные технические характеристики: -напряжение питания постоянным током............................................... 27В: резервное от аккумуляторной шины 1к щитка предохранителей через ПМ-2 СПУУ-52; основное от шины ВУ 2к через АЗСГК-2 “СПУУ-52” на правой панели АЗС и выключатель СПУУ-52 на левом щитке пилотов; -напряжение питания переменным током…………………………….. 36В от шины 3~36В через ПМ-2 СПУУ-52 (2 шт.) в щитке предохранителей; -начальные условия: давление Р0 и температура Т0, относительно которых система формирует управляющие сигналы, Р0=760 мм рт. ст., Т0=+10ºС. ● Комплект: -блок управления БУ-32 на центральном пульте летчиков; -датчик давления наружного воздуха ИКД – 27Да – 400 – 830 установлен под полом кабины экипажа шп. 3Н-4Н; -приемник температуры наружного воздуха П1 между входами в двигатели, шпангоут №2; -электромеханизм МП-100М является исполнительным элементом расположен в отсеке главного редуктора, управляет положением подвижного упора, который ограничивает перемещение правой педали вперед. Исполнительный механизм может ограничивать перемещение правой педали вперед не более чем на 20% от максимально возможного. В результате не происходит большого снижения маневренных возможностей вертолета; -датчик обратной связи 6С2.553.009 сер2. расположен в редукторном отсеке. Электропитание в систему подается при включении автомата защиты сети СПУУ-52 на панели автоматов защиты и выключателя СПУУ-52 на левом щитке пилотов. Кинематическая схема системы СПУУ-52 и электрическая схема системы СПУУ-52 представлены на рис.16. ●Принцип действия и эксплуатация: При включении аккумуляторов на бортсеть, когда автомат защиты и выключатель СПУУ-52 выключены, на блоке управления загорается красная лампа-кнопка, свидетельствуя об отсутствии электропитания в системе по основным цепям постоянного и переменного тока. Включение системы СПУУ-52 и проверка перед полетом экипажем производится после запуска двигателей и включения генераторов. Проверка системы техническим составом может быть произведена от аэродромного источника питания. При включении автомата защиты СПУУ-52, но выключенном выключателе системы на щитке левого пилота, красная лампа-кнопка продолжает гореть, электромеханизм полностью втягивает шток, ограничение полностью снимается, стрелка на индикаторе блока управления 61 62 отклоняется в крайнее левое положение, указывая на то, что ограничение полностью снято. Для включения системы в работу включить выключатель СПУУ-52 на левом щитке пилотов. При этом красная лампакнопка гаснет, электромеханизм подключается к выходу блока управления БУ-32. Система начинает управлять электромеханизмом и положением подвижного упора по командам блока управления в зависимости от изменения температуры наружного воздуха и давления. Если в момент включения системы температура и давление совпадает с начальными условиями, то стрелка индикатора установится в среднее положение, свидетельствуя о том, что шток электромеханизма выпущен наполовину и введено среднее ограничение, шаг хвостового винта ограничен на 10% от максимального. При несовпадении фактических условий с начальными стрелка индикатора будет отклонена левее или правее от среднего положения вплоть до крайних положений. В дальнейшем при изменении параметров полета (температуры и давления), система управляет электромеханизмом, обеспечивая ввод или снятие ограничения. Работа системы происходит по принципу: при понижении давления и повышении температуры ограничение уменьшается, шток электромеханизма втягивается, стрелка индикатора перемещается влево. При повышении давления и понижении температуры ограничение увеличивается, стрелка индикатора перемещается вправо. Система СПУУ-52 состоит из двух одновременно работающих каналов: канала температуры и канала давления и представляет собой релейную следящую систему постоянного тока, выходной шток исполнительного механизма которой перемещает подвижный упор, ограничивающий перемещение правой педали. Суммирование сигналов температуры и давления с сигналом датчика обратной связи осуществляется в БУ-32 (Рис.16). При изменении условий полета формируется управляющий сигнал на электромеханизм МП-100М, что вызывает движение штока на снятие или ввод ограничения по движению правой педали. При движении штока механически связанный с ним ротор датчика обратной связи поворачивается пропорционально движению штока. Сигнал с датчика обратной связи пропорционален движению штока электромеханизма поступает на компенсацию входных сигналов и на нулевой индикатор на БУ-32. ● Проверка перед полетом. После включения системы на блоке управления БУ-32 нажать лампу-кнопку, она должна загореться. На время нажатия лампы-кнопки обеспечивается возможность проверки системы СПУУ-52 от элементов системы встроенного контроля. Проверить исправность исполнительного электромеханизма. Для этого при нажатой лампе-кнопке повернуть ручку на блоке управления против часовой стрелки до отклонения стрелки индикатора в крайнее левое положение. Затем повернуть ручку по часовой стрелке до отклонения стрелки индикатора в крайнее правое положение. Поворотом ручки установить стрелку индикатора в среднее положение. Проверить исправность каналов температуры и давления. Для этого при нажатой лампе-кнопке на блоке управления нажать переключатель встроенного контроля в положение "t", стрелка индикатора должна отклониться вправо до совмещения с правой 63 промежуточной отметкой. Затем переключатель контроля нажать в положение "р", стрелка индикатора должна отклониться влево, до совмещения с левой промежуточной отметкой. После проверки лампу-кнопку и тумблер контроля отпустить. Лампа-кнопка гаснет, система готова к работе. ● Контроль в полете. Работоспособность системы контролируется по изменению положения стрелки, индикатора в зависимости от изменения условий полета, температуры и давления наружного воздуха. Лампа-кнопка не должна гореть. ● Неисправности. Если в полете загорается лампа-кнопка или система не реагирует на изменение температуры и давления, стрелка индикатора остается неподвижной, то система СПУУ-52 считается неисправной. После обнаружения отказа выключить выключатель СПУУ-52 на левом щитке пилотов и убедиться, что загорелась красная лампа-кнопка, а стрелка индикатора отклонилась в крайнее левое положение, ограничение полностью снято. ● Взаимодействие системы СПУУ-52 с автопилотом АП-34Б. При включенном канале направления автопилота, если система СПУУ-52 ввела ограничение, то при установке правой педали на подвижный упор, канал курса автопилота автоматически отключается от курсовой системы и работает в режиме согласования, пока система СПУУ-52 не снимет ограничение, либо правая педаль не будет отклонена назад. Лампа-кнопка "КУРС" на пульте автопилота во время отключения канала курса по команде системы СПУУ-52 продолжает гореть. Канал направления в это время работает в режиме согласования. 5.2. Аппаратура измерения температуры газов двигателей 2ИА-6А. Аппаратура измерения температуры газов двигателей служит для измерения температуры газов перед турбиной компрессоров двигателей в диапазоне от 0 до 12000. Аппаратура питается переменным однофазным током напряжением115В от шины преобразователя ПТС-800БМ через предохранитель ПМ-2 «Термометр выходящих газов» в щитке предохранителей. Выключателей и АЗС нет. Погрешность по всему диапазону не более 60. ● Комплект и размещение. -Четырнадцать параллельно соединенных хромель-алюмелевых термопар Т-102; -cдвоенный указатель 2УТ-6К расположен на левой приборной доске; -сдвоенный усилитель 2УЭ-6Б расположен на правой этажерке оборудования; -две переходные колодки ПК-6 расположены на потолке грузовой кабины шп. 4 слева и справа по боту. Индикация температуры газов для каждого двигателя обеспечивается и посредством двух стрелок и двух шкал, шкала грубого отсчета с диапазоном 0-12000 имеет оцифровку через 3000 и цена деления 1000. Шкала точного отсчета с диапазоном 01000 с оцифровкой через 200 и цена деления 50. 64 ●Принцип работы. Измерение температуры газов основано на измерении термо ЭДС термопар компенсационным способом за счет чего повышается точность измерения. Разность термо ЭДС, снимаемой с термопар Т-102, и напряжения компенсации, снимаемого с мостовой схемы в указателе 2УТ-6К, поступает в усилитель 2УЭ-6Б, где преобразуется в переменное напряжение рассогласования и подается на управляющую обмотку двухфазного индукционного двигателя ДИД-0,5 в указателе 2УТ-6К. Двигатель через редуктор перемещает стрелки указателя и изменяет сопротивление согласования до тех пор, пока напряжение обратной связи не скомпенсирует изменение термо ЭДС термопар, пропорциональное изменению температуры.. Переходная колодка ПК-6 предназначена для повышения точности прибора и служит для компенсации температуры холодного спая термопар и представляет собой мост, одним из плеч которого является тарированное манганиновое сопротивление, которое имеет отрицательный температурный коэффициент сопротивления. Аппаратура 2ИА-6А вступает в работу при включении преобразователя ПТС800БМ. Для встроенного контроля на левой боковой панели электропульта пилотов установлены две кнопки «Контроль 2ИА-6 Земля», «Контроль 2ИА-6 Воздух». Кнопка «Земля» служит для проверки аппаратуры при неработающем двигателе. Для проверки аппаратуры перед запуском двигателей включить преобразователь ПТС-800БМ и нажать кнопку «Земля», стрелки должны отработать значение температуры близкое к 1200 0 (обычно отрабатывает в пределах 1070-11700). Для проверки аппаратуры при работающих двигателях нажать кнопку «Воздух», стрелки должны показать температуру менее 150 0 (обычно показывает в пределах 70-800), после отпускания кнопки прибор покажет фактическую температуру газов двигателей. Неравномерное перемещение стрелок для левого и правого двигателей при проверке не является дефектом. 5.3. Регулятор температуры газов двигателей РТ-12-6 2 серии Регулятор температуры газов двигателя предназначен для ограничения температуры газов перед турбиной компрессора в соответствии с настроечным значением (98550). На вертолете устанавливается 2 комплекта, расположены на потолке грузовой кабины шп. 4-5. ●Питание, защита. Регуляторы температуры получают питание от системы постоянного тока напряжением 27В, от аккумуляторной шины первого канала для РТ-12-6 левого двигателя и от аккумуляторной шины 2 канала для РТ-12-6 правого двигателя. Каждый регулятор получает питание через свой предохранитель ПМ-2 «Регулятор температуры», предохранители расположены в щитке предохранителей. АЗС и выключателей нет. Регуляторы готовы к работе при включении любого источника 27В. ●Принцип работы. Датчиком температуры являются 14 сдвоенных термопар Т-102, а в качестве исполнительного элемента служит исполнительный механизм ИМ-47 насоса регулятора двигателя. ТермоЭДС термопар, пропорциональная температуре газов, поступает на вход регулятора и сравнивается с настроечным значением, величина которого определяет уровень температуры ограничения и отрегулирована потенциометром задатчика температуры. 65 При увеличении температуры газов выше настроечного значения формируется управляющий сигнал в виде высокочастотных импульсов на исполнительный механизм ИМ-47. При включенном исполнительном механизме основная дозирующая игла уменьшает расход топлива и температура газов падает. Параллельно управляющий сигнал подается на зеленые табло «Ограничение n, Тг» левого или правого двигателя, расположенные на левой боковой панели электропульта пилотов. Срезка топлива и мигание табло происходит до тех пор, пока температура газов превышает настроечное значение. Для проверки регуляторов от системы встроенного контроля на левой боковой панели электропульта расположены 2 кнопки «Контроль РТ двигателя левого», «Контроль РТ двигателя правого». При нажатии кнопок регулятор температуры газов перенастраивается на контрольное значение температуры, которое ниже основной настройки на 150100. Проверка производится при запущенных двигателях после вывода их на режим автоматического регулирования (обороты НВ=952%). Для проверки нажать обе кнопки «Контроль РТ двигателей левого, правого» и плавно увеличить режим двигателей ручкой «шаг» до момента загорания табло «Ограничение n, Тг» (2 шт.). Сигнализация должна включиться при температуре газов по прибору 820-8500. Частота мигания табло 16 Гц. Если на взлетном режиме температура газов ниже 8500 и табло «Огр n, Тг» не загорается, проверку производить, когда температура наружного воздуха повысится и температура газов на взлетном режиме будет не ниже 8500. 5.4. Электронный регулятор двигателя ЭРД-3ВМ Представляет собой специальную электронную вычислительную машину, которая в соответствии с заданной программой контролирует обороты турбокомпрессора двигателя, а также производит выключение двигателя при возрастании оборотов свободной турбины выше предельно допустимых. ● Основные технические данные, комплект. Питание регуляторов ЭРД-3ВМ производится от шин ВУ через предохранители ПМ-2 (2 шт.) и через плавкие вставки ВП1-1В (2шт.) с трафаретами «ЭРД лев», «ЭРД прав», и от шины аккумуляторов через предохранители ПМ-2 (2шт.) с трафаретами «ЭРД лев», «ЭРД прав». Все предохранители расположены в щитке предохранителей грузовой кабины, причем питание ЭРД левого двигателя осуществляется от шины ВУ 1канала и аккумуляторной шины 1канала. Питание ЭРД правого двигателя производится от шины ВУ 2 канала и аккумуляторной шины 2 канала. Питание сигнальных табло производится от шины ВУ, а электронной схемы регулятора от шины аккумуляторов. Потребляемая мощность не более .............................................................. 60Вт. Точность поддержания регулируемых параметров: расчетной частоты вращения Nтк ............................................................. ±0,5%; максимальной частоты вращения Nтк.мах .............................................. ±0,15%; приведенной частоты вращения Nтк.пр .................................................. ±0,35%; частоты вращения Nтк на чрезвычайном режиме .................................... ±0,6%. Частота выдачи управляющих сигналов на ИМнр ................................ 24,41Гц Задержка выдачи управляющего сигнала на ИМост не более ................. 0,03 с. Время непрерывной работы не более 10 часов. На вертолете по количеству двигателей установлено два регулятора на потолке грузовой кабины между шпангоутами 3 и 4. ЭРД входит составной частью в систему ограничения максимальных режимов и в 66 систему защиты свободной турбины и предназначен для формирования управляющих сигналов на исполнительный механизм ИМ-47 насосарегулятора, на исполнительный механизм ИМ-ЗА системы защиты свободной турбины и на исполнительный механизм МКТ-163 перенастройки автомата приемистости. В состав ЭРД входят три функциональных узла: источник питания; автомат защиты свободной турбины (АЗСТ); контур ограничения частоты вращения турбокомпрессора (контур ТК). Каждый регулятор работает совместно со следующей аппаратурой: -датчик оборотов турбокомпрессора ДЧВ – 2500; -приемник температуры наружного воздуха П –77 в воздухопроводе обдува термопатрона насосарегулятора; -два датчика оборотов свободной турбины ДТА – 10 – 4 шт. (2 рабочих, 2 запасных); Рис. 17. -датчик давления наружного воздуха ИКД – 27Да – 220 – 780 под полом кабины экипажа, шп. 2Н-3Н. Исполнительными элементами регулятора являются: -исполнительный механизм ИМ – 47; -электромагнитный клапан МКТ – 163; -механизм останова двигателя ИМ-3А с электромагнитным клапаном МКТ-20. Управление обоими регуляторами производится с общего пульта управления, расположенного на левой панели электропульта летчиков. Функциональная схема электронного регулятора и лицевая панель пульта управления представлены на рис.17 и рис. 18. ● Принцип работы и эксплуатация. Электронный регулятор функционально состоит из двух функционально независимых узлов: турбокомпрессора; свободной турбины. Рис. 18. 67 Контур турбокомпрессора. Выполняет следующие функции: 1. Ограничивает обороты турбокомпрессора двигателя на взлетном режиме в зависимости от температуры и давления наружного воздуха в соответствии с зависимостью nТК = 109,1 + 0,159Тн – 14,41Рн во всем эксплуатационном диапазоне температур, где: -nТК – расчетное значение оборотов турбокомпрессора на взлетном режиме; -Тн – температура наружного воздуха; -Рн - давление наружного воздуха. 2. Ограничивает обороты турбокомпрессора в зависимости от температуры по закону nТК=100,5=0,192tн. 3. Ограничивает максимальные обороты турбокомпрессора величиной не более 101%. 4. При отказе одного двигателя автоматически перенастраивает электронный регулятор работающего двигателя на чрезвычайный режим “ЧР”. 5. Обеспечивает автоматический контроль исправности. 6. Формирует управляющий сигнал на исполнительный механизм МКТ-163 перенастройки автомата приемистости в процессе разгона двигателя при достижении nТК на 5 % ниже расчетного значения для взлетного режима и снятие сигнала в процессе сброса газа при nТК на 7% ниже расчетного значения; 7. Снижение ограничиваемого значения nТК в режиме "Контроль" на 4 % по сигналу от специального переключателя на пульте ЭРД. Входные электрические сигналы от датчиков nТК (tнв и Рн) поступают на устройство ввода контура ТК и преобразуются в цифровой код текущей величины nТК. Цифровая микроЭВМ по поступившей входной информации вычисляет коды управляющих воздействий по программе, хранящейся в постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ). Управляющие воздействия выдаются в виде выходного дискретного сигнала на МКТ-163, а также сигнала на исполнительный механизм ИМ-47. При этом расчетное ограничиваемое значение nТК выбирается по минимуму из рассчитанных значений nТК, но не более максимально допустимой частоты вращения 101%. Включение электронных регуляторов производится перед запуском двигателей. Для этого на пульте управления включить два выключателя: “Включение ЭРД лев. двиг.”, “Включение ЭРД прав. двиг.” Если шины ВУ под током, то при включении этих выключателей на левой приборной доске загораются два желтых табло “Откл. ЭРД лев. двиг”, “Откл. ЭРД прав. двиг.” Переключатели “ЧР лев двиг.”, “ЧР прав. двиг.” перед запуском должны быть включены. При запуске двигателей и достижении оборотов турбокомпрессора 60% и более эти табло гаснут по сигналу датчиков ДЧВ – 2500. Табло погасло – регулятор готов к работе. Выключатели “ЧР лев двиг.”, “ЧР прав. двиг.” на время проверки контуров свободной турбины ЭРД выключить. После проверки электронных регуляторов дополнительно на пульте управления включить два выключателя “ЧР лев двиг.”, “ЧР прав. двиг.”. До оборотов малого газа РЧВтк и РЧВст не работают, при выходе двигателя на обороты малого газа 65% РЧВтк вступает в работу и поддерживает обороты малого газа. РЧВст пока не введена правая коррекция не работает. Регулятор РЧВст вступает в работу на правой коррекции и автоматически поддерживает обороты НВ=952% на режимах К2, К1 и номинальном. Регулятор РЧВтк на этих режимах не работает. На взлетном режиме отключается РЧВст, вступает в работу РЧВтк и настраивается на обороты 101,5-102%. На взлетном режиме при совместной работе механической системы регулирования и ЭРД, электронный регулятор в регулировании оборотов опережает РЧВтк, т.е. на взлетном режиме регулирование осуществляется от ЭРД-3ВМ. При работе двигателя на взлетном режиме электронный регулятор сравнивает 68 фактические обороты турбокомпрессора двигателя с расчетными, и из расчетных значений по пунктам 1 и 2 ЭРД выбирает наименьшее значение, но в любом случае не более 101%. Если фактические обороты превысят расчетные для взлетного режима или максимальные 101% , то ЭРД выдает управляющий сигнал в виде последовательности импульсов на исполнительный механизм ИМ – 47 и параллельно на зеленое табло “Огр n, Tг”. Механизм ИМ – 47 обеспечивает слив топлива, табло мигает. После снижения оборотов слив топлива прекращается, табло гаснет. В системе ограничения режимов контур ТК ЭРД работает совместно с регулятором температуры РТ-12-6. При этом сигналы от ЭРД и РТ поступают на ИМ-47 через схему "ИЛИ". Если происходит одновременно заброс температуры газов и заброс оборотов турбокомпрессора, вначале ИМ-47 будет производить срезку топлива по команде регулятора температуры РТ-12-6. Если, после снижения температуры ниже 985±5 обороты турбокомпрессора ещё превышают расчетное значение, то дальнейшая срезка топлива исполнительным механизмом ИМ-47 будет происходить по командам ЭРД-3ВМ. Чрезвычайный режим. Чрезвычайный режим работы двигателя возможен только при отказе одного двигателя и исправном и включенном электронном регуляторе работающего двигателя. В полете выключатели “ЧР лев. двиг.”, “ЧР прав. двиг.” постоянно включены, но при исправных обоих двигателях чрезвычайный режим не включается, так как отсутствуют для этого необходимые условия. Перенастройка контура турбокомпрессора на режим «ЧР» и выдача команды на включение МКТ-163 и табло «ЧР» обеспечивается при одновременном соблюдении следующих условий: - ЭРД работающего двигателя включен и исправен; - выключатели «ЧР» на пульте управления включены; - nТК-nТКс=(5-9)% в диапазоне оборотов тк (80-105)%, где nТКс – это nТК соседнего двигателя; - при достижении nТК значения на 1% ниже взлетного режима. При отказе одного из двигателей и выполнении вышеперечисленных условий, происходит автоматическая перенастройка ЭРД исправного двигателя на чрезвычайный режим. На левой приборной доске загорится соответствующее желтое табло “ЧР лев. двиг.” или “ЧР прав. двиг.”. Расчетная характеристика чрезвычайного режима превышает расчетную характеристику взлетного режима на +1,2%, но в любом случае обороты не превысят максимального значения 101%. Одновременно включается электромагнитный клапан МКТ–163 и обеспечивает увеличение подачи топлива в камеру сгорания, двигатель автоматически выходит на повышенный режим вплоть до чрезвычайного. Если после отказа одного двигателя для создания необходимой мощности режим работающего двигателя увеличился, но хотя бы одно из выше перечисленных условий не выполнено табло “ЧР лев. двиг.” или “ЧР прав. двиг.” не загорается. Перенастройка ЭРД работающего двигателя на чрезвычайный режим не произойдет. Если расчетное значение оборотов для взлетного режима или для чрезвычайного режима превышает максимальное значение 101%, то ограничение оборотов будет производиться по максимальному значению 101%. Таким образом, при включенном ЭРД максимальные обороты турбокомпрессора не превышают 101%. Автоматический контроль исправности. Контур турбокомпрессора ЭРД имеет систему встроенного самоконтроля, которая работает циклически. Если система контроля зафиксировала отказ в четырех циклах подряд и более, то на левой приборной доске для отказавшего регулятора загорается 69 желтое табло “Откл. ЭРД лев. двиг.” или “Откл. ЭРД прав. двиг.” При отказе электронного регулятора он прекращает выполнение своих функций, т.е. прекращает выдачу управляющих сигналов на автоматическое ограничение оборотов турбокомпрессора, исключается возможность автоматического вывода двигателя на чрезвычайный режим с отказавшим ЭРД. Если в полете загорелось табло “Откл. ЭРД лев. двиг.” или “Откл. ЭРД прав. двиг.”, это является признаком неисправности электронного регулятора. Необходимо отключить отказавший электронный регулятор выключателем на пульте управления и усилить контроль за параметрами работающего двигателя с отказавшим регулятором. При выключенном электронном регуляторе обороты турбокомпрессора двигателя по указателю тахометра не должны превышать 101,5-102%. Контур свободной турбины. Обеспечивает: - автоматический останов двигателя с одновременным включением световой сигнализации при увеличении оборотов свободной турбины выше предельно допустимых 118+/-2%. - встроенный контроль исправности контура свободной турбины. Для надежности контур свободной турбины состоит из двух одинаковых каналов, каналы работают циклически. Каждый канал сравнивает фактические обороты свободной турбины от датчиков ДТА-10 с предельными 118+/-2%.При забросе оборотов свободной турбины выше предельных 118+/-2% автоматика по обоим каналам более чем в восьми циклах подряд фиксирует превышение оборотов и выдает сигнал на электромагнитный клапан МКТ-20 механизма останова двигателя ИМ-3А, двигатель останавливается, одновременно на левой приборной доске загорается желтое табло “Превышение n СТ лев. двиг.” или “Превышение nСТ прав. двиг.” Если система фиксирует превышение оборотов только по одному каналу, а по второму каналу подтверждения о забросе оборотов нет, то срабатывает только световая сигнализация, кратковременно загорается желтое табло “Превышение nСТ лев. двиг.” или “Превышение nСТ прав. двиг.”, двигатель не выключается. Если в полете загорается одно из вышеперечисленных табло, а двигатель не выключается и если при этом все параметры двигателя по приборам в норме это является признаком неисправности канала свободной турбины регулятора. В этом случае необходимо кратковременно выключить выключатель электронного регулятора данного двигателя, и после погасания табло “Превышение nСТ ” снова включить. Если после включения выключателя табло не загорелось, убедиться что показания приборов контроля работы двигателя не выходят за допустимые значения. В этом случае разрешается продолжить выполнение задания, усилив контроль за параметрами работы двигателей. Если после включения выключателя электронного регулятора табло продолжает гореть, необходимо усилить контроль за параметрами двигателя и произвести посадку на свой или ближайший аэродром. Во всех случаях, когда после включения табло ”Превышение nСТ лев. двиг.” или “Превышение nСТ прав. двиг.” происходит отклонение параметров работы двигателя за допустимые пределы, выполнение задания необходимо прекратить, выключить неисправный двигатель и действовать согласно требованиям РЛЭ при отказе одного двигателя. Проверка контура свободной турбины. Проверка контура свободной турбины от системы встроенного контроля производится в начале летного дня при совместном опробовании двигателей. Для 70 проверки необходимо: 1. На пульте управления электронными регуляторами включить выключатели “ЭРД левый”, “ЭРД правый”. Выключатели «ЧР» установить на время проверки в положение «ОТКЛ». 2. Переключатели встроенного контроля “Контроль СТ1- Работа- Контроль СТ2” нажать в положение “Контроль СТ1” для проверки первых каналов контуров свободной турбины обоих регуляторов. На время проверки при нажатии переключателя в положение “Контроль” проверяемый канал перенастраивается с основного значения 118 ±2% на контрольное 96±2%. 3. Плавно повернуть рукоятку коррекции вправо, после чего при минимальном шаге НВ рычагами раздельного управления двигателей увеличить обороты НВ до момента загорания желтых табло “Прев. nСТ лев. двиг.”, ”Превышение nСТ прав. двиг.” Табло должны загореться при оборотах НВ = 91,5±2%. 4. Плавно уменьшить обороты НВ на 5…7% ( но не менее 88%), при этом табло “Превышение nСТ лев. (прав) двиг” должны гореть. 5. Установить переключатели “Контроль СТ1- Работа – Контроль СТ2” нейтрально в положение “Работа” табло “Превышение nСТ лев двиг”, “Превышение nСТ прав двиг.” должны погаснуть. Аналогично вышеописанному произвести проверку вторых каналов контуров свободной турбины, нажав переключатели в положение “Контроль СТ2”. После проверки ЭРД по контуру свободной турбины переключатели встроенного контроля установить нейтрально в положение “Работа” и включить выключатели “ЧР лев двиг.”, “ЧР прав двиг.” на пульте управления. 5.5. Измеритель режимов двигателей ИР-117М Измеритель режимов двигателей ИР-117М предназначен для дистанционного контроля режимов работы двигателей. Режим двигателя оценивается по величине давления воздуха за компрессором. Контроль режимов работы двигателей основан на сравнении фактического давления с расчетным, которое зависит от условий полета: высоты и температуры наружного воздуха. •Технические характеристики. Напряжение питания …………………………..… 27В от аккумуляторной шины 1 канала через ПМ-2 «Указатель режима» в щитке предохранителей. Отдельных выключателей и АЗС в кабине нет. Диапазон измерения давления воздуха за компрессором от 5 до 10 кг/см2. Погрешность измерения давления воздуха за компрессором не более 1,5% от верхнего предела измерения. •Комплект. На вертолете устанавливается один комплект: -указатель режимов УР-117М на левой приборной доске; -датчик давления воздуха за компрессором двигателя ПМ-10МР (2 шт.) расположены на потолке грузовой кабины, шп. 5; -датчик высотной коррекции ДВК расположен под полом кабины экипажа, шп.3-4; -приемник температуры наружного воздуха П-1 расположен в передней части двигательного отсека впереди двигателя, внизу. 71 Рис. 19. Функциональная схема измерителя режимов двигателя ИР-117М. •Принцип работы. Прибор состоит из трех самостоятельных измерительных каналов. Два абсолютно одинаковых канала обеспечивают измерение и индикацию боковыми подвижными индексами давления воздуха за компрессорами левого и правого двигателей в диапазоне от 5 до 10 кг/см2. Датчик ПМ-10МР представляет собой мембрану, воспринимающую давление, и потенциометр. Указатель представляет собой логометр, одним из плеч которого является потенциометр датчика. Фактическое давление воздуха за компрессорами указывают боковые подвижные индексы на указателе. Функциональная схема прибора показана на рис.19. Третий измерительный канал, на основании данных о барометрическом давлении от ДВК с коррекцией по температуре от приемника П-1 управляет центральным подвижным индексом указателя в соответствии с зависимостью: Рк ном. =3,4-0,0068Тн + 4,0ЗРн, где: Рк ном - расчетное давление воздуха за компрессором двигателя на номинальном режиме, Тн - температура наружного воздуха, Рн - атмосферное давление. Рк кр = Рк ном - 0,45 кг/см2 Рк взл = Рк ном + 0,53 кг/см2, где: Рк кр - расчетное давление воздуха за компрессором на крейсерском режиме, Рк взл - расчетное давление воздуха за компрессором на взлетном режиме. На обесточенном вертолете все индексы указателя находятся на нижних механических упорах. При включении на бортсеть любого источника 27В боковые индексы остаются в крайнем нижнем положении, а центральный индекс перемещается вверх, показывая величину расчетного давления за компрессором для каждого режима. Для взлетного режима расчетное значение режима учитывается расчетной шириной индекса "О". Показания центрального индекса соответствуют: 72 -на отметке "О" - расчетному давлению за компрессором на взлетном режиме; -на отметке "Н" - расчетному давлению за компрессором на номинальном режиме; -на отметке "К" - расчетному давлению за компрессором на крейсерском режиме. После запуска двигателей боковые индексы будут реагировать на изменение режима работы двигателей. Задача пилотов по выдерживанию нужного режима работы двигателей сводится к тому, чтобы, работая ручкой "шаг-газ" совместить верхние кромки боковых индексов с верхней кромкой соответствующей части "О", "Н" или "К" центрального тройного индекса. Предупреждение. Пользоваться данным прибором для выдерживания режима двигателей можно на высотах не более 2500 метров. На высотах более 2500 метров для выдерживания нужного режима пользоваться тахометром. 5.6. Аппаратура контроля вибрации ИВ-500Е Предназначена для: -непрерывного контроля уровня вибрации двигателей; -выдачи световой сигнализации о повышенной и опасной вибрации. •Технические характеристики. Диапазон контролируемого уровня вибрации ........................................ от 5 до 100 мм/сек Сигнализация о повышенной вибрации срабатывает при уровне не более ......... 45 мм/сек. Сигнализация об опасной вибрации срабатывает при уровне не более ................60 мм/сек. Напряжение питания: -переменное 115В от шины преобразователя ПТС-800БМ через предохранитель ПМ-2 "Индикатор вибрации" в щитке предохранителей; -постоянное 27В от аккумуляторной шины 1 канала через предохранитель ПМ-2 "Индикатор вибрации" в щитке предохранителей; -время готовности ................................................................. 3 мин. •Комплект. -два датчика МВ-03-1 установлены по одному на двигателе; -два согласующих устройства Усс-6-2 расположены на потолке грузовой кабины по правому борту, шп. 2-3; -один двухканальный электронный блок БЭ-9Е 2 сер. расположен на левой этажерке оборудования. • Принцип работы и эксплуатация. Аппаратура не имеет специального выключателя и вступает в работу после включения под напряжение систем электроснабжения 27В и 115В. Чувствительным элементом в датчике является пьезоэлемент, на который при вибрации двигателя механически воздействует находящийся в специальной системе подвеса грузик. В результате с датчика снимается напряжение, пропорциональное уровню и частоте вибрации. Аппаратура реагирует на вибрацию в диапазоне частот 190-340 Гц. Указателей уровня вибрации на вертолете нет, а предусмотрена только световая сигнализация. Согласующее устройство Усс-6-2 предназначено для согласования выходного сопротивления пьезодатчика с входом канала электронного блока. Электронный блок БЭ – 9Е 2 сер состоит из двух измерительных каналов и блока питания. Для регулировки усиления каналов электронного блока и регулировки уровней включения 73 световой сигнализации на лицевой панели электронного блока для выполнения регулировок техническим составом имеются отверстия, обеспечивающие доступ к регулировочным потенциометрам, надписи около которых означают: “У” - усиление канала; “Н” - сигнализация о превышении нормы; “О” - сигнализация об опасной вибрации. Эксплуатация. При подготовке двигателей к запуску необходимо проверить исправность аппаратуры контроля вибрации от кнопки "Контроль ИВ-500Е", которая расположена на левой боковой панели электропульта летчиков. При нажатии на кнопку должны загореться два желтых табло "Лев. двиг. вибр. повыш", "Прав. двиг. вибр. повыш." и два красных табло "Лев. двиг. вибр. опас.", "Прав. двиг. вибр. опас.". При отпускании кнопки табло гаснут. Появление повышенной или опасной вибрации на двигателе в полете сопровождается следующими признаками: -миганием кнопки-табло ЦСО желтого цвета и загоранием сигнальных табло ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ. ВИБР. ПОВЫШ.; -миганием кнопки-табло ЦСО красного цвета и сигнального табло красного цвета ЛЕВ. (ПРАВ,) ДВИГ.ВИБР. ОПАС, при этом речевой информатор выдает сигнал "Опасная вибрация левого (правого) двигателя". При уровне вибрации более 45 мм/сек на левой приборной доске загорается желтое табло "Лев. двиг. вибр. повыш." или "Прав. двиг. вибр. повыш.". В этом случае необходимо усилить контроль за параметрами двигателей по приборам, разрешается продолжить выполнение задания. При уровне вибрации более 60 мм/сек дополнительно на левой приборной доске загорается красное табло "Лев. двиг. вибр. опас." или "Прав. двиг. вибр. опас.", что соответствует уровню опасной вибрации. При этом необходимо попытаться снизить уровень вибрации путем изменения режима работы двигателей. Если удается уменьшить уровень вибрации и красное табло погасло, выполнение задания необходимо прекратить, установить скорость 130-140 км/час и произвести посадку на ближайшем аэродроме. В случае если красное табло не гаснет, выключить двигатель, для которого сработала сигнализация опасной вибрации и действовать в соответствии с требованиями РЛЭ при отказе одного двигателя. 5.7. Тахометр ИТЭ-2Т Тахометр предназначен для измерения и индикации оборотов турбокомпрессоров двигателей в диапазоне от 0 до 110%. На вертолете установлено два двухстрелочных указателя ИТЭ-2Т с трафаретом «двигатели» по одному на левой и правой приборной доске. Датчики Д-2М установлены по одному на коробках приводов двигателей. Стрелки с индексом «1» показывают обороты левого двигателя, а стрелки с индексом «2» - обороты правого двигателя. Прибор полностью автономный, не требует электропитания от внешнего источника, выключателей и автоматов защиты не имеет. Прибор вступает в работу автоматически при появлении оборотов двигателя. Датчик представляет собой трехфазный синхронный генератор, вырабатывает напряжение, 74 пропорциональное оборотам двигателя. Указатель представляет собой трехфазный синхронный двигатель, преобразует напряжение с датчика в угловое отклонение стрелки. •Технические данные. шкала указателей отградуирована от 0 до 110%; цена деления 1% Погрешность показаний при нормальной температуре не превышает: -в диапазоне от 60 до 100%. ................................................................................................ ±0,5% -в диапазоне от 100 до110% и ниже 60%. ............................................................................. ±1% -при условиях отличающихся от нормальных погрешности составляют по диапазонам оборотов соответственно 1,5% и 2,5%. •Принцип работы. Датчик тахометра представляет собой трехфазный синхронный генератор переменного тока, ротор которого (постоянный магнит) через привод связан с ротором компрессора двигателя. В статорной обмотке датчика (Рис. 20) вырабатывается трехфазная ЭДС, частота которой пропорциональна частоте вращения ротора компрессора. Сигнал от датчика по трем проводам передается в указатель. Указатель представляет собой трехфазный синхронный двигатель, обороты которого пропорциональны частоте подводимого напряжения от датчика и, следовательно, равны оборотам ротора датчика. Образуется частотная дистанционная передача "частотный вал", состоящая из генератора датчика и двигателя указателя. Таким образом, в указателе воспроизводятся обороты ротора компрессора авиадвигателя. Для преобразования оборотов ротора двигателя указателя в угловое отклонение стрелки в указателе имеется магнитный узел, состоящий из вращающихся постоянных магнитов, гистерезисного диска, связанного с противодействующей пружиной и стрелкой. Диск под действием вращающего момента отклоняет стрелку на величину, пропорциональную частоте вращения ротора компрессора двигателя. 5.8. Тахометр ИТЭ-1 Предназначен для измерения и индикации оборотов несущего винта в диапазоне от 0 до 110%. На вертолете установлено два независимых комплекта. В состав каждого комплекта входит датчик Д-1 и указатель ИТЭ-1. Датчики установлены на главном редукторе, указатели с трафаретом «Несущий винт» по одному на левой и правой приборной доске. Один датчик работает на левый указатель, второй на правый, а также выдает данные оборотов в самописец. 75 По принципу работы прибор аналогичен вышеописанному. Электрическая схема тахометра ИТЭ - 1 представлена на рис. 21. 5.9. Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРИ Предназначен для непрерывного дистанционного измерения и индикации давления масла в главной магистрали и температуры масла на выходе из двигателя ● Комплект и размещение: -трехстрелочный указатель УИЗ-3-2 серии (центральный пульт); -индуктивный датчик давления ИМД-8 (двигатель); -приемник температуры масла П-1 (карманы трубопроводов отвода масла от двигателя в маслорадиатор). ЭМИ-3РИ ●Технические данные, питание, защита. Диапазон измеряемых давлений (масла), кгс/см²… ............................................. от 0 до 8±4%. Диапазон измеряемых (температур), °С ...................................................... от -50º до +150º±5º. Масса комплекта, кг ............................................................................................................... 1,29. Таким образом, индикатор ЭМИ-ЗРИ объединяет два самостоятельных прибора: один термометр сопротивления и один манометр ДИМ. Комплект запитан от сетей: -переменного однофазного тока частотой 400 Гц, напряжением 36В; -постоянного тока напряжением 27В. Питание манометра переменным однофазным током напряжением 36В производится через трансформатор «ДИМ» и предохранители ПМ-2 “Давлен масла двигатели лев (прав)” в щитке предохранителей. Питание термометра левого двигателя производится постоянным током от аккумуляторной шины первого канала; для правого двигателя-от аккумуляторной шины второго канала через ПМ-2 ЭМИ-3РИ лев. и ПМ-2 ЭМИ-3РИ прав. в щитке предохранителей. 76 ●Принцип действия. Чувствительным элементом датчика давления является мембрана, соединенная с якорем индуктивного датчика. Указателем служит двухрамочный логометр с неподвижными рамками и подвижным постоянным магнитом, на оси которого укреплена стрелка. Электрическая схема электрического моторного индикатора ЭМИ-ЗРИ представления на рис. 22. Датчик и указатель соединены по схеме неуравновешенного моста, плечами которого являются резисторы R1 и R2 в указателе и обмотки индуктивности L1 и L2 в датчике. В указателе установлены два диода Д1 и Д2, которые преобразуют переменный ток в пульсирующий, содержащий переменную составляющую, обеспечивающую работу индуктивного датчика, и постоянную составляющую, обеспечивающую работу логометра указателя. При изменении давления масла мембрана прогибается, перемещая якорь индуктивного датчика, что приводит к изменению соотношения индуктивных сопротивлений обмоток L1 и L2. изменяется соотношение токов в рамках логометра и направление результирующего магнитного потока. Постоянный магнит, установится своими полюсами по направлению результирующего магнитного потока рамок, отклоняет стрелку по шкале в положение, соответствующее подводимому давлению. Чувствительным элементом термометра является теплочувствительный резистор (никелевая проволока), сопротивление которого зависит прямопопорционально от температуры масла. Теплочувствительный резистор является одним из плеч двойного моста, в диагонали которого включены рамки логометра указателя, конструктивно выполненного так же, как и в указателе давления масла. На обесточенном вертолете обе стрелки должны находиться на нижнем механическом упоре. При включении на бортсеть любого источника постоянного тока стрелка термометра покажет фактическую температуру масла. При включении на бортсеть любого источника переменного тока и включенном выключателе “Трансформатор ДИМ“ на левой боковой панели электропульта при незапущенном двигателе стрелка манометра должна установиться на нуль. После запуска двигателя стрелки прибора покажут фактические параметры двигателя. 5.10. Электрический моторный индикатор ЭМИ-ЗРВИ Предназначен для непрерывного дистанционного измерения и индикации давления масла на входе в главный редуктор, температуры масла в промежуточном редукторе и температуры масла в хвостовом редукторе. 77 ●Питание, защита. Питание манометра обеспечивается через трансформатор ДИМ от шины однофазного напряжения 36В через ПМ-2 “ЭМИ-3РВИ” в щитке предохранителей. Питание термометров производится напряжением 27В и выполнено по общей цепи с термометром ТУЭ-48 от аккумуляторной шины первого канала через ПМ-2 “индикат редукт” в щитке предохранителей. ● Комплект и размещение: -трехстрелочный указатель УИЗ-6К (центральный пульт); ЭМИ-3РВи -индуктивный датчик ИД-8 (главный редуктор); -приемник температуры П-1Т (промежуточный редуктор); -приемник температуры П-1 (хвостовой редуктор). Данный индикатор объединяет в себе три самостоятельных прибора, два термометра и один манометр. Технические данные и принцип действия этого комплекта аналогичны прибору ЭМИ-ЗРИ. Электрическая схема электрического моторного индикатора ЭМИ-ЗРВИ представления на рис. 23. 5.11. Термометр ТУЭ-48 Предназначен для непрерывного температуры масла в главном редукторе. дистанционного измерения и индикации ● Основные технические данные: Диапазон измерения температуры от - 70º до + 150ºC Погрешность измерения при нормальных условиях не превышает ±3º. 78 Питание термометра 27В по общей цепи с термометрами прибора ЭМ-3РВИ от аккумуляторной шины 1 канала через ПМ-2 “индик редукт” в щитке предохранителей. ● Комплект. Приемник температуры П - 1; Указатель ТУЭ-48. Приемник температуры П-1 устанавливается на главном редукторе, а указатель – на центральном пульте. ●Принцип работы. Термометр ТУЭ-является логометром магнитоэлектрической системы с вращающимся магнитом и неподвижной обмоткой. Указатель получает данные о температуре от приемника температуры П-1. Указатель состоит из корпуса, логометра, имеющего подвижиую и неподвижную системы, катушек сопротивлений и основания. Принцип действия ТУЭ-48 основан на том, что при изменении температуры масла, где помещен приемник П-1, ТУЭ-48 изменяется сопротивление чувствительного элемента в приемнике П-1, включенного в одно из плеч моста логометра. Это изменение, в свою очередь, вызывает перераспределение токов в рамках логометра, что приводит к изменению результирующего магнитного поля рамок. Подвижный магнит устанавливается по направлению результирующего магнитного поля и поворачивает механически связанную с ним стрелку. Таким образом, положение стрелки прибора однозначно зависит от величины температуры масла, где помешен приемник П-1. 5.12. Топливомер СКЭС-2027Б Электрический рычажно-поплавковый топливомер СКЭС-2027Б, предназначен для дистанционного измерения запаса топлива в баках вертолета в горизонтальном полете и при стоянке вертолета на трех точках, а также для сигнализации как полной заправки, так и аварийного остатка топлива в расходном баке. ●Технические данные, питание, защита. Цепь питания топливомера подключена к аккумуляторной шине 2 канала через автомат защиты АЗСГК-2 ТОПЛИВОМЕР, установленный на правой панели АЗС электропульта. Погрешности. В горизонтальном полете: -раздельно по бакам ................................................................................................ не более ±5%; -в положении “Сумма”… ....................................................................................... не более ±7%; Допустимые колебания стрелки ................................................ не более ±1мм по дуге шкалы. ● Комплект, размещение. В комплект топливомера входят: - указатель БЭ-09К; 79 - галетный переключатель П-8УК; - пять поплавковых потенциометрических датчиков; - два имитатора датчиков ИДП-1 дополнительных баков. Указатель и переключатель топливомера установлены на правой приборной доске. Датчики размещены по одному в каждом топливном баке. Имитаторы датчиков подключаются в схему топливомера при снятых дополнительных баках и устанавливаются над заливными горловинами дополнительных баков. Схема топливомера предусматривает возможность работы его при снятых дополнительных баках. В этом случае в схему вместо датчика дополнительного бака подключается имитатор датчика ИДП-1. ●Принцип действия. Принцип измерения количества топлива основан на измерении его уровня с помощью поплавковых потенциометрических датчиков. Наиболее точные показания топливомер дает в режиме горизонтального полета. Указатель БЭ-09К представляет собой вибрационно-устойчивый магнитоэлектрический логометр, показания которого отградуированы в литрах. Одним из плеч логометра является потенциометр соответствующего бака. На циферблате прибора нанесены две шкалы: наружная и внутренняя. Наружная шкала предназначена для отсчета при измерении суммарного запаса топлива, внутренняя - для измерения запаса топлива в отдельном баке. Наружная шкала отградуирована от 0 до 2800 литров с ценой деления 200 л. Внутренняя шкала отградуирована от 0 до 1200 л с ценой деления 100 л. Переключатель П-8УК представляет собой щеточный переключатель. Поворотом ручки переключателя на оцифрованные точки циферблата поочередно подключаются к указателю различные датчики или все датчики одновременно. На корпусе переключателя нанесены трафареты, соответствующие фиксированным положениям ручки переключателя: СУММА – суммарное измерение запаса топлива в баках без учета количества топлива в дополнительных баках; Пл., Ппр., РАСХ., Д – измерение количества топлива соответственно в левом подвесном, правом подвесном, расходном и дополнительных баках. Для замера количества топлива в дополнительных баках необходимо галетный переключатель под указателем топливомера установить в положение «Д», после чего переключатель с трафаретом «Дополнительные баки» установить в нужное положение: «Внутр. лев» для замера в дополнительном внутреннем левом баке, «Внеш. Лев.», «Внешн. Прав.» - для замера в дополнительных внешних баках; ВЫКЛ. – топливомер выключен. Датчики топливомера рычажно-поплавкового типа, устанавливаются в баки в соответствии с их маркировкой. На колодке датчика расходного бака крепится сигнальное Снаружи фюзеляжа около заправочных горловин баков установлены табло БАК ПОЛОН с белыми светофильтрами, включенные в схему топливомера и сигнализирующие о полной заправке баков топливом устройство, предназначенное для сигнализации аварийного остатка топлива. 80 Около заправочной горловины расходного бака табло БАК ПОЛОН не устанавливается. На правой приборной доске установлено табло ОСТАЛОСЬ 270л с красным светофильтром, включенное в схему топливомера и в систему САС-4 и сигнализирующее о критическом остатке топлива. Для переключения цепи топливомера на сигнализацию о заполнении баков при заправке или на контроль за исправностью ламп табло БАК ПОЛОН на средней панели электропульта установлен переключатель ЗАПРАВКА-КОНТР. 5.13. Указатель шага винта ИП-21-15 Указатель шага винта предназначен для индикации величины общего шага несущего винта в диапазоне от 1 до 150. ● Комплект: Сельсин-датчик ДС-11 расположен в передней части главного редуктора и соединен тягой с ползуном автомата переноса; Указатель УП-21-15 расположен на левой приборной доске. Питание. По постоянному току 27В питание производится от аккумуляторной шины 1 канала через предохранитель ПМ-2 «Уп-21» в щитке предохранителей. Постоянное напряжение 27В используется для питания ламп встроенного подсвета. По переменному току 36В (две фазы) от шин 3400 Гц 36В через два предохранителя ПМ-2 «УП-21», расположенных в щитке предохранителей в грузовой кабине. Переменное однофазное напряжение 36В обеспечивает работу измерительной части прибора. 81 Принцип действия. По принципу работы прибор представляет собой сельсинную следящую систему, работающую в индикаторном режиме. Выключателей и автоматов защиты нет. Прибор готов к работе при включении любого источника переменного тока. 5.14. Сигнализация работы двигателей и систем вертолета 1. Желтое табло «Стружка гл. редуктора» на левой приборной доске загорается по сигналу любой из трех пробок сигнализаторов ПС-1 на главном редукторе при появлении металлической стружки в маслосистеме главного редуктора. 2. Желтое табло «Стружка пром. ред» на левой приборной доске загорается по сигналу пробки сигнализатора ПС-1 на промежуточном редукторе. 3. Желтое табло «Стружка хвост. Ред.» на левой приборной доске загорается по сигналу любой из двух пробок-сигнализаторов ПС-1 на хвостовом редукторе. Данная сигнализация получает питание 27В от аккумуляторной шины 1 канала через ПМ-2 «Сигнал стружка» в щитке предохранителей. 4. Желтые табло «Мало Р масла левого двигателя», «Мало Р масла правого двигателя» на левой приборной доске летчиков. Питаются от аккумуляторной шины первого канала для левого двигателя через ПМ-2 «Рег темпер лев» в щитке предохранителей по общей цепи с РТ-12 левым. Табло «Мало Р масла правого двигателя» питается от аккумуляторной шины второго канала через ПМ-2 «Рег темпер прав» в щитке предохранителей по общей цепи с РТ-12 правым. Сигнализация срабатывает при понижении давления масла менее 2,5 кг/см2 от МСТВ-2,5, последовательно с которым включен сигнализатор давления воздуха за компрессором МСТВ-1,5АС, который используется для того, чтобы табло «Мало Р масла» горело только при работающих двигателях при понижении давления масла. При выключенных двигателях контакты МСТВ-1,5АС разомкнуты и табло не горят. 5. Желтые табло «Стружка лев. двиг.», «Стружка прав. двиг.» установлены на левой приборной доске и питаются постоянным током +27В от аккумуляторной шины, 1к и 2к соответственно, через ПМ-2 «ЭМИ-3РИ двигатель левый», «ЭМИ-3РИ двигатель правый» в щитке предохранителей. Загораются по сигналу датчика-сигнализатора стружки СС-78. 6. Желтые табло «Засорен топливный фильтр лев. двиг.», «Засорен топливный фильтр прав. двиг.» установлены на левой приборной доске летчиков и питаются постоянным током +27В от аккумуляторных шин через ПМ-2 «Рег. темпер. лев.», «Рег. темпер. прав.». Загораются по сигналу от датчиков СП-0,4Э. 7. На вертолете предусмотрнна сигнализация оборотов несущего винта. При падении оборотов ниже 91% на левой приборной доске зогорается желтое табло “nНВ низкие”. При увеличении оборотов более 100% на левой приборной доске зогорается желтое табло “nНВ высокие”. Для сигнализации оборотов несущегго винта используетсятся блок сигнализации БСГО-400А, расположенный на потолке грузовой кабины шп.4-5. По постоянному току блок получает питание от шины ВУ второго канала и включается в работу автоматом защиты АЗСГК-2 “nНВ” на правой панели АЗС. По переменному току блок питается от шин генератора №1 от фаз А и В через два предохранителя ПМ-2 “Контроль шин генерат 1” в РК левой, по общим цепям с вольтметром при контроле напряжения на шинах первого генератора. 82 5.15. Приборы контроля работы гидравлической и воздушных систем 5.15.1. Дистанционный индуктивный манометр ДИМ-100К 3 серии На вертолете установлено два комплекта. Каждый комплект предназначен для непрерывного дистанционного измерения и индикации избыточного давления в основной и дублирующих гидросистемах в диапазоне от 0 до 100кг/см². Комплект и размещение: -указатель УИ-1-100 установлен на средней панели электропульта; -датчик ИД-100 расположен на гидропанели за главным редуктором. ДИМ-100К Принцип действия данного прибора аналогичен вышерассмотренным электрическим манометрам. Электропитание осуществляется от шины однофазного напряжения 36В через предохранители ПМ – 2 “ Гидросистема основ”, “ Гидросистема дублир.” В щитке предохранителей. 5.15.2. Манометр воздуха унифицированный МВУ-100К Предназначен для измерения избыточного давления воздуха в общей воздушной системе вертолета. Установлен на левой боковой панели электропульта. Технические данные: Диапазон измеряемых давлений, кгс/см2 .................................. от 0 до 100. Диапазон рабочих давлений, кгс/см2............................................. от 10 до 50. Допустимая погрешностькгс/см2............................................................................ ±5. Прибор полностью механический. Принцип действия прибора основан на измерении давления воздуха с помощью МВУ-100К трубки бурдона, в которую подается измеряемое давление. Под действием подаваемого давления трубка деформируется и вызывает перемещение стрелки прибора. 5.15.3. Манометр МА-60МК Прибор предназначен для измерения избыточного давления воздуха в тормозной системе колес шасси. Размещен там же где и манометр МВУ100К. Принцип действия прибора аналогичен прибору МВУ100К. Технические данные: Диапазон измеряемых давлений,кгс/см2.................................... от 0 до 60. Диапазон рабочих давлений,кгс/см2 .............................................. от 0 до 40. Допустимая погрешность, кгс/см2 ................................................................ ±2,4. МА-60МК 83 5.15.4. Термометр ТВ-19 Термометр ТВ-19 предназначен для дистанционного измерения температуры воздуха в грузовой (пассажирской) кабине; на вертолете установлен термометр ТВ-19, в комплект которого входят указатель ТВ-1, установленный на приборной доске правого летчика, три датчика – приемники температуры П-9Т, размещенные на потолке грузовой кабины, в районе шпангоутов № 5, № 9, № 13. Прибор питается постоянным током от шины ВУ второго канала через ПМ – 2 “Термометр”. ТВ-19 Основные технические данные. -Диапазон измерения………………………………………………………….от -60 до +70° С -Рабочий диапазон .................................................................................................. от 0 до +35° С -Погрешность комплекта термометра не превышает .......................................................±3,5°С Принцип действия. Принцип действия термометра основан на том, что при изменении температуры измеряемой среды изменяются сопротивления чувствительных элементов приемников температуры П – 9Т, включенных в одно из плеч моста, которое в свою очередь вызывает перераспределение тока в рамках логометра и приводит к новому положению подвижную систему указателя со стрелкой. Таким образом, положение стрелки измерителя зависит от величины температуры, воспринимаемой теплочувствительными элементами. Принципиальная электрическая схема термометра воздуха показана на рис. 45. 5.16. Приборы контроля работы бортовой ВСУ АИ 9В 5.16.1. Манометр ДИМ-3Т Предназначен для непрерывного дистанционного измерения и индикации избыточного давления воздуха за компрессором авиадвигателя АИ-9В, отбираемого на запуск основных двигателей. Комплект и размещение: -указатель УИ-1-3 установлен на средней панели электропульта; -датчик ИД-3 установлен на переднем левом подкосе 84 редукторной рамы. Технические данные, питание, защита. Питание прибора переменным однофазным током, напряжением 36В, частотой 400 Гц. Диапазон измерения, кгс/см2.............................................................................................................................от 0 до 3. Допустимая погрешность, %. .............................................................................................. ±4. Включение прибора производится при подготовке к запуску двигателя Аи-9В. При установке переключателя «Запуск - прокрут. - ложный запуск» на щитке запуска Аи-9В в положение «Запуск» автоматически включается преобразователь СПО-9 и подает однофазное напряжение 36В на питание прибора ДИМ-3Т. Статический полупроводниковый преобразователь СПО – 9 установлен в кабине экипажа на правой этажерке оборудования шп. 5Н, преобразует постоянное напряжение 27В в переменное однофазное 36В, которое используется только для питания прибора ДИМ – 3Т. По постоанному току преобразователь имеет две цепи питания. Первая цепь от аккумуляторной шины первого канала через ИП – 200, ПМ – 10 “Запуск ВСУ” в РК левой, АЗСГК – 10 “Турбоагрегат запуск” и переключатель выбора режима запуска на панели запуска ВСУ при установке в положение “Запуск “. Вторая цепь питания после запуска ВСУ от шины ВУи ВСУ через ПМ – 2 “ПЗУ ЛЕВ.” в щитке предохранителей. Принцип работы прибора аналогичен принципу работы вышерассмотренных электрических манометров. 5.16.2. Термометр ТСТ-282С Термометр предназначен для измерения температуры выходящих газов за турбиной двигателя Аи-9В в диапазоне от 0 до 9000. Погрешность в рабочем диапазоне не более 120. Погрешность в остальном диапазоне не более 270. Принцип работы основан на измерении термо ЭДС термопар методом прямого измерения. Внешний источник электроэнергии для работы прибора не требуется, защиты и выключателей не имеет. Комплект состоит из указателя ТСТ-2 на средней панели электропульта, в качестве датчиков используются две параллельно соединенных хромель-алюмелевые термопары Т82С. 85 6. БОРТОВЫЕ АВТОМАТИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА ОБЪЕКТИВНОГО КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЁТА. СИСТЕМА БУР-1-2 сер.2. Назначение. Система регистрации параметров с регистратором БУР-1-2 сер.2 предназначена для сбора и регистрации в полете параметрической информации и сохранения этой информации в случае летного происшествия. Обработка накопленной информации может осуществляться посредством персональной ЭВМ типа IBМ PC или наземной системой на базе ПЭВМ в целях объективного установления причин летных происшествий и предпосылок к ним, контроля за действиями экипажа при выполнении задания и контроля технического состояния отдельных систем вертолета и его оборудования. Система регистрации параметров БУР-1-2 может регистрировать до 25 аналоговых сигналов, и до 48 разовых команд. Технические данные. Напряжение питания постоянного тока.................................................................................. 27В от аккумуляторной шины 1к через ПМ-10 «БУР» в щитке предохранителей. переменного однофазного тока .............................................................................................. 36В от шин 3~400Гц 36В через ПМ-2 «БУР» в щитке предохранителей. Потребляемая мощность ..................................................................................... не более 100Вт. Время непрерывной работы ............................................................................................15 часов. Условия эксплуатации: -температура наружного воздуха .............................................................. от - 60 °С до + 60°С. относительная влажность 98 % ........................................................... при температуре +35 °С. Число регистрируемых параметров: -аналоговых до ........................................................................................................................... 25; -разовых сигналов до ..................................................................................................................48. Сохранение последней записи ...................................................последние 50±10 часов полета. Время готовности .............................................................................................. не более 3 минут. Система регистрации параметров регистрирует на вертолете МИ-171 23 аналоговых параметра и 43 разовых команды. Регистрируемые параметры. Регистрируемые аналоговые параметры: 1 - приборная скорость; 2 - барометрическая высота; 3 - геометрическая высота; 4- гиромагнитный курс; 5 - угол крена с левого авиагоризонта; 6- угол тангажа с левого авиагоризонта 7- перегрузка по вертикали; 8- перегрузка в поперечном направлении; 9 - положение ручки общего шага НВ; 10 - общий шаг несущего винта; 11- положение педалей; 12 - положение штока хвостового редуктора; 13 - продольное отклонение ручки направления; 86 14 - продольное отклонение автомата перекоса; 15 - поперечное отклонение ручки направления; 16 - поперечное отклонение автомата перекоса; 17- частота вращения ТК левого двигателя; 18 - частота вращения ТК правого двигателя; 19- частота вращения несущего винта; 20- напряжение постоянного тока на шине распределительного устройства; 21- температура газов левого двигателя; 22- температура газов правого двигателя; 23 - масса груза па внешней подвеске. Регистрируемые разовые команды: 1- отказ насоса расходного бака; 2- минимальное давление масла в главном редукторе; 3- нажатие кнопки выхода на внешнюю связь, 4- минимальное давление жидкости в основной гидросистеме. 5- минимальное давление жидкости в дублирующей гидросистеме; 6- закрытое положение левого пожарного крана; 7- закрытое положение правого пожарного крана; 8- сигнал "Обледенение"; 9- срабатывание сигнализации о пожаре в отсеке левого двигателя; 10- срабатывание сигнализации о пожаре в отсеке правого двигателя; 11- срабатывание сигнализации о пожаре в отсеке главного редуктора 12 в отсеке двигателя АИ-9. 13-срабатывания сигнализации о пожаре в отсеке обогревателя КО-50; 14 - включение ПОС НВ и РВ; 15 - обжатие стойки шасси; 16- срабатывание сигнализации "Осталось 270 л.''; 17 - сигнал "Опасная высота" с РВ; 18- отказ левого генератора; 19- отказ правого генератора; 20- включение ПОС левого двигателя; 21- включение ПОС правого двигателя; 22- чрезвычайный режим правого двигателя; 23- чрезвычайный режим левого двигателя; 24- превышение nСТ правого двигателя; 25- превышение nСТ левого двигателя; 26- минимальное давление масла в левом двигателе; 27- минимальное давление масла в правом двигателя; 28- включение каналов крена и тангажа АП-34Б; 29 - исправность левого авиагоризонта; 30 - исправность правого авиагоризонта; 31- исправность резервного авиагоризонта; 32- сигнал "Крен велик"; 33 - сигнал "Нет контроля АГ"; 34 - сигнал "Исправность БКК-18"; 35 - сигнал "Исправность А-037"; 36 - сигнал "Исправность ДИСС-32-90"; 37- включение режима "Высота" БУВ-8А. При установке на вертолет блока БУВ-8А (не задействован); 38 - включение режима "Висение" БУВ-8А (не задействован); 39 – свободный канал; 87 40 - отказ насоса левого подвесного бака; 41 - отказ насоса правого подвесного бака; 42- стружка в редукторе; 43- нажатие кнопки запуска основных двигателей; 44- диапазон измерения нагрузки от 0,1 до 1т. 1,3. Для удобства расшифровки производится запись опознавательных данных, которые вводятся на пульте управления вручную экипажем перед полетом. К регистрируемым опознавательным данным относятся: -текущее время – часы, минуты, секунды; вводится четыре знака часы и минуты, в дальнейшем записывается шесть знаков; -число, месяц, год полета- шесть знаков; -центровка; -№ рейса-четыре знака; -взлетная масса в тонах- три знака; -бортовой номер вертолета. Бортовой номер ВС задается распайкой перемычек на специальной кодовой заглушке, подключаемой к разъему с задней стороны пульта управления ПУ- 25-1 и перед полетом на пульте управления не вводится. 6.1. Комплект. В состав бортового устройства регистрации входят следующие блоки и устройства: -блок сбора полетной информации БСПИ-4-2; -кодовое устройство УКО-1-11; -кодовое устройство УКО-1-12; -пульт управления ПУ-25-1; -защитный бортовой накопитель ЗБН-1; -монтажная рама Ра-37. Коммутационная аппаратура системы регистрации параметров размещена в распределительной коробке РК БУР, которая установлена в радиоотсеке по правому борту между шпангоутами № 17 и 18. Блок БСПИ-4-2 размещен на монтажной раме, укрепленной на амортизаторах, и установлен по правому борту в радиоотсеке между шп. № 19 и 20. На передней панели блока установлены кодовые устройства УКО-1-11 и УКО-1-12. Блок БСПИ-4-2 предназначен для: -преобразования напряжения бортовой сети +27В постоянного тока в стабилизированное напряжение 5В постоянного тока для питания потенциометрических датчиков; -коммутации входных сигналов и разовых команд; -масштабирования и нормализации сигналов; -преобразования нормализованных сигналов в цифровую форму; -синхронизации работы основных блоков устройства; -формирования выходного информационного кадра. Пульт управления ПУ-25-1 предназначен для ввода и отображения опознавательных данных и времени, для дистанционного ручного включения защищенного бортового накопителя ЗБН и контроля работоспособности блоков БУР-1. На лицевой панели ПУ-25-1 размещены: -табло для индикации шести десятичных знаков; -кнопка «ОД» для ввода номера канала опознавательных данных, кнопки «Контроль индикации», «Сброс», «Ввод», «Уст.» для установки значения опознавательных данных; -лампа «ОТКАЗ-БУР», «ОТКАЗ ЭН». Лицевая панель пульта управления ПУ-25-1 показана на рис.25. Ввод опознавательных данных (дата полета, № рейса, центровка, взлетная масса и 88 установка времени) производится вручную с помощью вышеперечисленных кнопок «ОД», «УСТАНОВКА», «ВВОД». Рис.25.Пульт управления ПУ-25-1. Пульт ПУ-25-1 обеспечивает формирование обобщенного сигнала ОТКАЗ БУР. При отказах БСПИ-4 и (или) ЗБН загорается сигнальная лампа "ОТКАЗ БУР", а при отказе твердотельного эксплуатационного накопителя ТБН-К-4 сер 2 загорается сигнальная лампа "ОТКАЗ ЭН". Кнопка "КОНТР. ИНД." служит для проверки исправности индикаторов. Пульт управления установлен на центральном пульте. Защищенный бортовой накопитель ЗБН-1предназначен для записи на магнитный носитель преобразованной в цифровую форму полетной информации. Накопитель состоит из металлического корпуса, размещенного на амортизационном основании, и съемного лентопротяжного механизма МЛП-23. Лентопротяжный механизм фиксируется в корпусе с помощью кнопки. Для обеспечения сохранности записанных данных МЛП-23 помещен в теплоизоляционный и ударозащитный контейнер. Обработку записанной на борту информации производят в наземных условиях. Вынимают МЛП-23 и включают в состав наземного устройства обработки в режиме ускоренного воспроизведения. После обработки информации МЛП-23 вынимают из наземного устройства, включают в состав накопителя для продолжения записи. Для обеспечения работоспособности лентопротяжного механизма в условиях низких температур окружающей среды он оборудован терморегулятором и двумя обогревательными элементами, которые включаются при температуре окружающего воздуха ниже (10±2)°С. Накопитель установлен в кожухе на хвостовой балке между шп.5Б и 6Б. С обеих сторон кожуха имеются лючки с крышками для доступа к накопителю. Накопитель обеспечивает сохранность записи после воздействия: -окружающей температуры 1100°С в течение 15 минут, с охватом 50% поверхности; -авиационного топлива, бензина, керосина, гидравлических и огнеопасных жидкостей в течение 5 минут; -ударных перегрузок до 1000g в течение 10 мс; -статической нагрузки 2260 кг поочередно по трем осям в течение 5 минут; -морской воды в течение 36 часов. 89 На вертолетах Ми – 171 может быть установлен защищенный бортовой накопитель ЗБН-1-3 сер.З предназначен для накопления в полете параметрической информации и сохранения ее в случае летного проишествия. Накопитель ЗБН-1-3 сер.З включается в работу и выключается с пульта управления ПУ-25-1 или автоматически при срабатывании микровыключателя на основной стойке шасси, или по сигналу от датчиков основной и дублирующей гидросистем. ЗБН-1-3 сер.З обеспечивает запись и хранение информации за последние 25 часа полета. Накопитель состоит из металлического корпуса, установленного на амортизированном основании с размещенным внутри ЗМП (защищенным модулем памяти). Корпус окрашен в оранжевый цвет и на него нанесена светоотражающая полоса (лента). Установлен ЗБН1-3 сер.З в отдельном контейнере, закрепленном на хвостовой балке снизу в районе шп. 11б-14б. На боковых стенках контейнера и снизу выполнены лючки с легко открываемыми замками. ЗБН-1-3 сер.З обеспечивает возможность копирования записанной информации на борту вертолета в персональную ПЭВМ типа IBM-PC со скоростью считывания 921 кбит/с. Для удобства доступа к разъему подключения ЗБН к ЭВМ на вертолете, с помощью переходного жгута, место подключения ПЭВМ "вынесено" в грузовую кабину. Разъем подстыковки ПВЭМ установлен на шп.1, левый борт. Рядом имеется треугольный трафарет с надпистью "СЧИТЫВАНИЕ БУР". Разъем, на период неиспользования, закрыт заглушкой. Внимание! При копировании информации на ЭВМ информация, записанная на ЗБН1-3 сер.З не стирается. Считывание информации производится с эксплуатационного твердотельного бортового накопителя на Flash Card ТБН-К. На вертолетах авиакомпании ЮТэйр в настоящее время установлен накопитель ЗБН-1: с записью на биметаллическую ферромагнитную ленту и с записываемым объемом информации о последних 50±10 часов полета. Однако, во избежании утери части полетной информации по причине наработки на земле во время проведения предполетной подготовки по другим причинам, снятие МЛП-23 на расшифровку производится через 25 часов полета. ● Дополнительно в состав системы регистрации параметров входят: - датчик высоты ДВ-15 MB; - датчик приборной скорости ДПСМ-1; - акселерометр АДИС-2-2; акселерометр АДИС-2-3; - восемь датчиков угловых перемещений МУ-615А; - два модуля М11А; - сигнализатор давления МСТВ-2,5с. Кроме этого, измерение параметров полета осуществляется также датчиками штатного оборудования вертолета. Датчик высоты ДВ-15МВ предназначен для определения высоты полета вертолета и выдачи электрического сигнала, пропорционального высоте полета в диапазоне от 50 до 6000 м. Принцип действия датчика высоты основан на измерении атмосферного давления блоком анероидных коробок, изменяющегося с изменением высоты. 90 Датчик высоты установлен под полом кабины экипажа и подсоединен к штатной системе ПВД. Датчик приборной скорости ДПСМ-1 предназначен для измерения приборной скорости и выдачи электрического сигнала в систему регистрации параметров полета. Регистрация приборной скорости обеспечивается в диапазоне от 60 до 500 км/ч. Принцип действия датчика основан на измерении динамического давления (Рд) с последующим преобразованием его в электрические сигналы: Датчик ДПСМ-1 установлен под полом кабины экипажа. Акселерометр АДИС-2 предназначен для измерения линейных ускорений в полетном и взлетно-посадочном режимах в составе системы сбора и обработки полетной информации. На вертолете устанавливаются два акселерометра на потолке грузовой кабины между шпангоутами № 8 и 9. Один акселерометр АДИС-2-3 с диапазоном от -31,5 до 63,0 м/с² - для измерения перегрузки по вертикали, а другой акселерометр АДИС-2-2 с диапазоном ±16 м/с²-для измерения перегрузки в поперечном направлении. Оси акселерометров ориентированы по осям координат вертолета. Датчики угловых перемещений МУ-615А предназначены для измерения перемещения рычагов управления, шага несущего и рулевого винтов. Всего на вертолете установлено восемь датчиков МУ-615А. Четыре датчика МУ-615А установлены в продольном, поперечном, ножном управлении и управлении общим шагом и определяют положение рычагов управления. Датчики размещены на шпангоуте № 5Н со стороны грузовой кабины. Два датчика МУ-615А установлены в продольном и поперечном управлении за гидроусилителями и определяют продольное и поперечное отклонение тарелки автомата перекоса. Один датчик МУ-615А предназначен для выдачи электрического сигнала, пропорционального общему шагу лопастей несущего винта. Датчик установлен на главном редукторе. Для выдачи электрического сигнала, пропорционального шагу рулевого винта, на хвостовом редукторе установлен датчик МУ-615А. Модуль М-11А предназначен для усиления напряжения термопар Т-102, измеряющих температуру газов перед турбиной компрессора двигателя. Два модуля М 11А установлены на левом борту грузовой кабины между шпангоутами № 6 и 7 (на вертолетах с дополнительным бытовым оборудованием - между шп №7 и 8). Сигнализатор давления МСТВ-2,5С. Для замыкания электрической цепи в маслосистеме главного редуктора используется штатный сигнализатор давления МСТВ2,5С. ● Датчики штатного оборудования вертолета используются для подачи следующих аналоговых сигналов и разовых команд: - радиовысотомер А-037: геометрическая высота, опасная высота, исправность А-037; - курсовая система ГМК-1ГЭ: гиромагнитный курс; - левый авиагоризонт АГБ-96Д: крен, тангаж; - датчики Д-1М и Д-2М тахометров: частота вращения несущего винта, частота 91 вращения ТК левого двигателя, частота вращения ТК правого двигателя; - выключатель включения системы БУР: напряжение постоянного тока на шинах распределительных устройств; - система контроля силы по тросу СКСТ-В: масса груза на внешней подвеске; - сигнализаторы СД-29А: отказ насоса расходного бака, отказ насосов левого и правого подвесных баков; - кнопка: нажатие кнопки выхода на внешнюю связь; - сигнализаторы МСТ-35А, МСТ-25А: минимальное давление жидкости в основной и дублирующей гидросистемах; - краны 768600: закрытое положение левого и правого пожарных кранов; датчик ДСЛ-40Т - обледенение; - исполнительные блоки ССП-ФК-БИ: пожар в отсеках левого и правого двигателей, главного редуктора и в отсеке АИ-9, в отсеке обогревателя КО-50; - переключатель включения ПОС несущего и хвостового винтов; - микровыключатель: обжатие стойки шасси; - датчик топливомера СКЭС-2027В расходного бака: осталось топлива 270 л; - замок ДГ-65: сброс груза с внешней подвески; - блоки БЗУНП355Г: отказ левого и правого генераторов постоянного тока; - переключатели включения ПОС левого и правого двигателей; - электронный регулятор двигателя ЭРД-ЗВМ: чрезвычайный режим правого и левого двигателей, превышение пст правого и левого двигателей; - сигнализаторы МСТВ-1,5 и МСТВ-2,5: минимальное давление масла в левом и правом двигателях; - кнопка-лампа ВКЛ. КРЕН - ТАНГАЖ на пульте управления автопилота АП-34Б: включение каналов крена и тангажа автопилота; - авиагоризонты АГБ-96Д и АГБ-96Р: исправность левого, правого и резервного авиагоризонтов; - блок БКК-18: крен велик, нет контроля АГ, исправность БКК-18; - ДИСС-32-90А: исправность ДИСС-32-90А. ●Принцип работы. БУР-1-2 производит измерение и преобразование параметров полета в цифровой двоичный код с последующей регистрацией его на биметаллической магнитной ленте. Измерение параметров полета осуществляют датчики, преобразующие неэлектрические величины в электрические сигналы и затем в цифровой двоичный код. Запись осуществляется защищенным бортовым накопителем ЗБН - 1, в который устанавливается лентопротяжный механизм МЛП - 23. Запись ведется последовательно по 12 дорожкам, нумеруемым с 1 по 12, с реверсом направления движения магнитной ленты по окончании очередной дорожки и переходе на следующую. По окончании 12 й дорожки вновь происходит переключение на первую. Защищенный бортовой накопитель ЗБН-1 запоминает номер текущей дорожки и направление движения ленты при выключении питания БУР-1 на борту ВС, обеспечивая таким образом правильное продолжение записи при следующем включении БУР - 1. 92 Определение окончания дорожки производится с помощью специальных датчиков, реагирующих на отверстия, пробитые по концам магнитной ленты. Функциональная схема системы БУР-1-2 показана на рис. 26. Подключение датчиков осуществляется в соответствии с программой входов. Частота опроса каждого датчика задается программой частот опроса. Программы разработаны в соответствии со структурой информационного кадра для каждого конкретного случая применения БУР-1-2. Программирование осуществляется соответствующим соединением контактов кодовых устройств, устанавливаемых на программных соединителях ПРОГРАММА ВХОДОВ и ПРОГРАММА ОПРОСА, которые расположены на лицевой панели блока БСПИ-4-2. 6.2. Эксплуатация. Эксплуатационные ограничения. -При температуре ниже (10±2) °С систему необходимо прогреть. -При температуре выше минус 40°С время прогрева не менее 3 мин, при температуре минус 40 °С и ниже время прогрева не менее 15 мин. -При стоянках вертолета менее одного часа повторный прогрев БУР в течение 15 мин не требуется, время готовности при этом не более 3 мин. -При отключении электрического питания БУР установленные опознавательные данные на полет обнуляются. В этом случае необходимо произвести повторную установку данных вертолета на полет при работающих генераторах. -ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ВЫЛЕТ ВЕРТОЛЕТА С НЕИСПРАВНОЙ СИСТЕМОЙ БУР ЗАПРЕЩЕН. Включение системы и ввод опознавательных данных необходимо производить перед полетом перед запуском двигателей. Выключать систему БУР-1-2 после посадки, выключения и полной остановки двигателей. 93 ● Включение системы БУР-1-2 перед запуском производится в следующей последовательности. Вначале включить систему в режим прогрева. Для этого включить выключатель БУР “ВЫКЛ“-“ВКЛ “ на левой боковой панели электропульта в положение“ВКЛ “. При выключенном выключателе "БУР вкл." на пульте управления, должна загореться лампа “Отказ БУР”. После прогрева включить систему в работу выключателем "БУР вкл." на пульте управления, лампа “Отказ БУР” должна погаснуть. Кроме ручного включения система БУР-1-2 может включаться автоматически по любому из следующих сигналов: -при наличии давления в основной гидросистеме; -при наличии давления в дублирующей гидросистеме; -при отрыве вертолета от земли от концевых выключателей после снятия обжатия стоек шасси. При включении БУР-1 на индикационном табло высвечивается комбинация цифр "88,88,88", на индикаторе ОД высвечивается "8". По окончанию внутреннего контроля (не более одной минуты) на индикаторе ОД должна установиться цифра 0, а на индикационном табло - произвольное значение времени (часы, минуты и секунды). Ввод ОД и времени в оперативную память осуществляется с помощью кнопок ОД, УСТ, ВВОД, СБРОС, в следующей последовательности. Кратковременно нажимая кнопку ОД, на индикаторе ОД устанавливают цифру кода опознавательных данных. Кратковременно нажимают кнопку УСТ, при этом начинает мигать крайняя левая (старшая) цифра на табло. Кратковременно нажимая кнопку УСТ, устанавливают на табло требуемую цифру. Нажимают кнопку ВВОД, при этом установленная цифра записывается в оперативную память пульта, а на индикационном табло начинает мигать следующая цифра (в направлении слева направо). Аналогично вводят цифры остальных разрядов информации. Процесс ввода заканчивается после ввода последней (крайней правой) установленной цифры, при этом установленное значение ОД записывается в долговременную память пульта. На любом этапе ввода ОД при нажатии кнопки СБРОС индикационное табло обнулится (за исключением сброса даты, которая при нажатии кнопки СБРОС будет установлена 01,01,02) и весь процесс ввода необходимо повторить. В связи с тем, что бортовой номер вертолета постоянен, информация о нем закладывается в постоянное запоминающее устройство (кодовый переключатель) и не требует ввода. При наличии на входе ПУ-25-1 сигнала "Испр. БУР" с напряжением от 0 до 2В, на лицевой панели ПУ-25-1 включается индикатор ОТКАЗ БУР. При наличии на входе ПУ-25-1 сигнала "Испр. ТБН" с напряжением от 0 до 2В, на лицевой панели ПУ-25-1 включается индикатор ОТКАЗ ЭН. Контроль исправности индикаторов осуществляют визуально при нажатии кнопки КОНТР. ИНД. При этом включаются индикаторы ОТКАЗ БУР, ОТКАЗ ЭН, на индикационном табло высвечивается "88,88,88", на индикаторе ОД высвечивается "8". ПУ-25-1 включает ЗБН и ТБН-К путем коммутации цепей питания (аварийного и нормального) тумблером БУР ВКЛ. Если в течение 2 минут не нажимали кнопки управления на лицевой панели ПУ-25-1, то индикационное табло и индикатор ОД выключатся. При нажатии любой кнопки на лицевой панели на индикаторе ОД установится "0", а на индикационном табло текущее время (часы, минуты, секунды). После посадки, выключения и полной остановки двигателей для выключения системы БУР-1-2 необходимо на пульте управления выключить выключатель "БУР вкл.", затем на левой боковой панели электропульта переключатель "БУР" установить в 94 положение "ВЫКЛ". 95 7. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Кислородное оборудование в кабине экипажа предназначено для питания кислородом членов экипажа и используется: -как профилактическое средство для экипажа в целях снижения утомляемости в нормальных условиях полета. -как аварийное средство при появлении дыма или вредных запахов Процентное содержание кислорода в атмосферном воздухе по высотам почти не изменяется. Однако на обеспечение жизнедеятельности организма влияет не процентное содержание кислорода в атмосфере, а его парциальное давление, т.е. часть общего атмосферного давления, приходящегося на долю кислорода. С увеличением высоты атмосферное давление падает, а вместе с ним уменьшается часть давления, приходящаяся на долю кислорода. Процесс поступления кислорода в кровь через легкие затормаживается, наступает кислородное голодание. На высоте 3000 м недостаток кислорода компенсируется усилением деятельности легких и сердца, в результате потребности организма в кислороде на этой высоте удовлетворяется полностью. На высоте 4500 м потребность в кислороде удовлетворяется на 80%. Высота 4500 метров является физиологическим пределом полета в негерметичном вертолете. Высота 8000 метров называется "порогом смерти". Кратковременное пребывание на этой высоте без кислородного прибора приводит к быстрой потере сознания, а последующее даже быстрое снижение до безопасной высоты не всегда обеспечивает восстановление жизненных процессов. Смысл использования кислородных приборов заключается в том, что недостаток кислорода в атмосфере (его малое давление) компенсируется увеличением процентного содержания кислорода во вдыхаемой смеси кислородным прибором. Кислородное оборудование для экипажа включает в себя: - блок кислородного питания БКП-2-2-210; - дымозащитную кислородную маску ДКМ-1М; - сумку для размещения кислородной маски. В кабине экипажа справа от рабочих мест размещаются три комплекта кислородного оборудования - два для летчиков и один для бортмеханика. 96 ● Основные технические данные и конструктивные особенности кислородного прибора БКП-2-2-210. - Емкость кислородного баллона - Номинальное давление в баллоне - Запас кислорода, приведенный к давлению 760 мм.рт.ст. и t =+20°С - Время обеспечения кислородом через одну терапевтическую маску МКП-1Т: а) в режиме расхода 2 л/мин - 2л 150 кг/см² - Не менее 300 литров - Не менее 120 минут 97 б) в режиме расхода 4 л/мин Время обеспечения кислородом дымозащитную маску ДМК-1 - Не менее 60 минут через - Не менее 15 мин. Внешний вид прибора БКП-2-2-210 представлен на рис.27, 28, 29. Кислородный прибор БКП-2-2-210 состоит из: - кислородного баллона емкостью 2 литра; - собственно кислородного прибора, который представляет собой редуктор, предназначенный для преобразования высокого давления в баллоне в низкое, подаваемое в кислородную маску; - манометра для контроля запаса кислорода в баллоне по величине давления; - двух штуцеров для подсоединения масок; - штуцера для подзарядки; - перекидной переключатель “Вкл - Выкл” расположен на верхней части кислородного прибора. - два выходных ниппеля с отжимными клапанами. На наконечнике шланга терапевтической маски установлен регулятор расхода кислорода на два положения: “2” – расход 2 л/мин и “4” – расход 4 л/мин. Исходное положение регулятора расхода “2”. Для контроля подачи кислорода в шланг терапевтической кислородной маски вмонтирован поплавковый индикатор. Включение кислородного прибора производится установкой переключателя “Вкл Выкл” в положение “Вкл”. Прибор работает по принципу легочного автомата, т.е. независимо от высоты прибор обеспечивает подачу 100% кислорода только при вдохе, при выдохе клапан вдоха в маске перекрывается и кислород не поступает. 7.1. Эксплуатация переносного кислородного оборудования. • Меры безопасности при использовании кислородного оборудования: 1. При пользовании кислородом запрещается курение в салоне. 2. Не допускать контакта кислорода с маслом. Смесь кислорода с маслом взрывоопасна. 98 Руки, лицо, маска должны быть чистыми, крем, помада удалены. 3. В случае пожара не использовать кислородные приборы вблизи открытого огня. 4. Прекратить использование кислородных приборов перед посадкой с вероятным аварийным исходом. 5. Исключить при пользовании прибором резкие удары и падение баллонов. •Предполетный осмотр. Предполетный осмотр переносных кислородных приборов состоит из следующих этапов: 1. Проверить наличие в местах размещения блоков кислородного питания БКП-2-2-210 2. Проверить наличие дымозащитных масок. 3. Проверить запас кислорода в баллонах по манометрам. -При температуре t=+20°С Нормальное значение давления 150 кг/см². Допускается в пределах 130 - 185 кг/см²; -При температуре t= -45°С Минимальное давления не ниже 75 кг/см² -При температуре t= +45°С Максимальное давления не выше 210 кг/см². 4. Убедиться, что перекидные переключатели на БКП находятся в положении "Выкл". •Использование кислородного оборудования в полете в качестве профилактического средства. Переносные кислородные приборы могут быть использованы в полете в качестве профилактического средства. Порядок действий следующий: 1. Терапевтическую кислородную маску МКП-1Т достать с места хранения и подсоединить к штуцеру блок БКП, обеспечив герметичность соединения. Для обеспечения герметичности соединения совместить вырезы на наконечнике шланга маски с выступами на штуцере, затем нажать на кольцо наконечника шланга маски и повернуть до фиксированного положения. 2. Переключатель расхода на наконечнике шланга маски должен находиться в исходном положении "2". При необходимости можно установить расход 4 л/мин. 3. На БКП переключатель "Вкл - Выкл" установить в положение "Вкл". 4. Надеть кислородную маску, закрепить эластичную тесьму на голове. 5. Контролировать поступление кислорода по поплавковому индикатору, вмонтированному в шланг кислородной маски. 6. Остаток кислорода в баллоне контролировать по манометру. Минимальное давление, до которого разрешается разряжать баллон, составляет 10 кг/см², что соответствует положению стрелки посередине между нулем и первым не оцифрованным делением на шкале манометра. При показаниях манометра 10 кг/см² прекратить использование данного прибора. 7. По окончании использования прибора переключатель "Вкл - Выкл" установить в положение "Выкл", прибор и маску вернуть на место размещения. •Использование кислородного оборудования при появлении дыма. В случае появления дыма необходимо использовать кислородный прибор с дымозащитной маской для этого: 1. Достать БКП с подключенной дымозащитной маской из места хранения, ремень блока надеть на него. 2. Перекидной переключатель подачи кислорода на БКП установить в положение "Вкл". 3. Надеть дымозащитную маску. 4. По манометру контролировать запас кислорода в баллоне. При снижении давления до 10 кг/см² прекратить использование данного баллона. 99 5. После окончания пользования прибором снять маску, перекидной переключатель подачи кислорода установить в положение "Выкл" и вернуть прибор с маской на место размещения. Вместо приборов БКП-2-2-210 могут быть установлены кислородные приборы КП75А, рис.30. 100 В комплект этого кислородного оборудования входят: -кислородный, переносной прибор КП-75А; -кислородный прибор КП-58; -разъединитель Р - 58 с разъемом и индикатором потока кислорода; -баллон вместимостью 3 литра, с рабочим давлением до 210 кгс/см². -штуцер для подсоединения кислородного баллона; -штуцер для зарядки кислородом; -вентиль для подачи кислорода с манометром для контроля наличия кислорода; -ручка открытия крана дополнительной подачи кислорода (голубая) с положениями СМЕСЬ и 100 % О2; -ручка открытия крана непрерывной подачи кислорода (красная) с положениями ВКЛ. И ВЫКЛ. -кислородная маска КМ-32. Управление кислородным прибором осуществляется ручками кранов дополнительной и непрерывной подачи кислорода и вентилем открытия кислородного баллона. При установке ручки крана дополнительной подачи в положение СМЕСЬ дыхание осуществляется атмосферным воздухом, до высоты 2000 м, с увеличением высоты полета будет автоматически подаваться смесь кислорода с воздухом, при этом с увеличением высоты количество кислорода в смеси будет увеличиваться. При установке ручки крана дополнительной подачи в положение 100 % О2 дыхание осуществляется чистым кислородом без подсоса окружающего воздуха на всех высотах. При установке ручки крана непрерывной подачи в положение ВКЛ. кислород непрерывным потоком под небольшим избыточным давлением будет поступать в маску для дыхания, независимо от высоты. Контроль за подачей кислорода осуществляется по индикатору потока, вмонтированному в шланг разъединителя. Давление кислорода в баллоне контролируется по манометру и должно быть: -при температуре +20ºС в пределах 130 – 185 кг/см2, номинальное значение 150 кг/см2. -при высоких температурах максимальное давление в баллоне должно быть не более 210 кг/см2. -минимальное давление кислорода в баллоне, до которого разрешается его разрядка не менее 15 кг/см2. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. ПРИ УМЕНЬШЕНИИ ДАВЛЕНИЯ КИСЛОРОДА. В БАЛЛОНЕ НИЖЕ 15 кгс/см² КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ НЕ ОБЕСПЕЧИВАЕТ НЕОБХОДИМЫХ ЗАЩИТНЫХ СВОЙСТВ. 2. НА КИСЛОРОДНОМ ПРИБОРЕ НЕ ДОПУСКАЕТСЯ НАЛИЧИЕ ЖИРОВЫХ И МАСЛЯНЫХ ПЯТЕН Т.К. МАСЛО В СОЕДИНЕНИИ С КИСЛОРОДОМ ВЗРЫВООПАСНО. • Эксплуатация. При предполетном осмотре: 1. Проверить исправность кислородного оборудования, убедиться в отсутствие повреждений и вмятин, жировых и масляных пятен на деталях комплекта. 2. Убедиться, что чека разъединителя законтрена, кислородная маска подсоединена к прибору и не имеет повреждений, ручка крана дополнительной подачи находится в положении СМЕСЬ, ручка крана непрерывной подачи - в положении ВЫКЛ. 3. Надеть кислородную маску и проверить ее герметичность, для чего пережать рукой гофрированный шланг и произвести вдох, если вдох произвести невозможно - маска герметична. 101 •Проверка работоспособности. 1. Плавно и полностью открыть вентиль кислородного прибора, по манометру убедиться в наличии и необходимом количестве кислорода в баллоне. 2. Установить ручку крана непрерывной подачи в положение ВКЛ, сделать несколько вдохов и выдохов и убедиться в поступлении кислорода в маску, при этом поплавок индикатора потока должен находиться в верхнем положении, после чего рукоятку крана поставить в положение ВЫКЛ. 3. Установить ручку крана дополнительной подачи в положение 100 % О2 и произвести несколько вдохов и выдохов; если дыхание происходит нормально, а индикатор потока реагирует на вдох и выдох, то комплект кислородного оборудования исправен. 4. После проверки работы закрыть вентиль подачи кислорода и стравить давление из прибора, для чего сделать несколько вдохов и выдохов, контролируя по манометру падение давления до 0 кгс/см2, снять маску, ручку крана дополнительной подачи поставить в положение СМЕСЬ. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПОСЛЕ ЗАКРЫТИЯ ПЕРЕКРЫВНОГО ВЕНТИЛЯ СТРАВЛИВАНИЕ КИСЛОРОДА ИЗ ПРИБОРА ПРОИЗВОДИТЬ ОБЯЗАТЕЛЬНО. Внимание. Прилагать большие усилия и пользоваться откидной ручкой при закрытии вентиля не рекомендуется. 8. ЛИТЕРАТУРА. - Руководство по летной часть1 и часть2 эксплуатации вертолета МИ-171 1993 год; - Комплект книг руководства по технической эксплуатации вертолета МИ-171 2002 год. 102 9. КАБИНА ЭКИПАЖА ( РАБОЧИЕ МЕСТА ) 103
