Ульяновское высшее авиационное училище

Министерство транспорта Российской Федерации

Федеральное государственное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

Ульяновское высшее авиационное училище

Гражданской авиации (институт)

 

 

Авиационные приборы

И пилотажно-навигационные комплексы

Учебное пособие

В 2 частях

Часть 2

 

Ульяновск 2007

ББК О567 я7 + О571-521 я7

А20

Антонец Е.В. (гл. 3), Смирнов В.И. (гл. 1), Федосеева Г.А. (гл. 2).

Авиационные приборы и пилотажно-навигационные комплексы: учеб. пособие. В 2 ч. / сост. Е.В. Антонец, В.И. Смирнов, Г.А. Федосеева. – Ч. 2. – Ульяновск: УВАУ ГА, 2007. – 83 с.

 

Подробно рассмотрены курсовые приборы и системы; комплекс приборов контроля работы авиадвигателей; средства предупреждения критических режимов полёта.

По каждому типу измерителей приведены принцип работы и схема прибора, показаны причины появления и законы изменения погрешностей. Даны способы их компенсации и учёта членами экипажа при выполнении полета.

Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения специализации 160503.65.01 – Лётная эксплуатация гражданских воздушных судов, 160505.65.01 – Управление воздушным движением, 160503.65.05 – Лётная эксплуатация силовых установок и функциональных систем воздушных судов

 

Содержание

1. Средства измерения курса. 3

2. Приборы контроля работы силовых установок

и функциональных систем. 30

3. Приборы и системы предупреждения

и предотвращения критического режима

полёта воздушного судна. 48

Библиографический список. 81

 

ã Антонец Е.В., Смирнов В.И.,

Федосеева Г.А., составление, 2007

ã Ульяновск, УВАУ ГА, 2007

Средства измерения курса ВС

Магнитный компас

Магнитным компасом называется устройство, с помощью которого определяется направление магнитного меридиана. В настоящее время магнитные компасы не являются основными навигационными приборами. Однако благодаря их важному достоинству – автономности в работе – до сих пор используются в авиации в качестве резервных курсовых приборов, не требующих никакого электрического питания.

Широко используемый в авиации магнитный компас КИ-13 (рис. 1.2) представляет собой пластмассовый корпус 1 шарообразной формы, внутри которого находится пара постоянных магнитов 2 с одинаково направленными полюсами. Магниты крепятся к поплавку 5, имеющему картушку (шкалу) 3, и опираются на подпятник 4, представляющий собой подшипник. Подшипник крепится к корпусу с помощью пружины. Вертикальный неподвижный индекс 6 служит для отсчета показаний курса по шкале. Корпус прибора заполнен вязкой прозрачной жидкостью так, что вся подвижная часть компаса находится на плаву. Это приводит к резкому уменьшению давления на подшипник, в результате чего уменьшается и трение в нем. Устройство 7 предназначено для уменьшения девиаций компаса.

Магнитная система компаса реагирует на окружающее магнитное поле, которое складывается из поля Земли, а также поля от намагниченных ферромагнитных масс, расположенных на борту воздушного судна, и поля, создаваемого работающим электрооборудованием. Поэтому магнитная система устанавливается не по направлению магнитного меридиана, а имеет некоторую погрешность δ _м, называемую магнитной девиацией. Компас в этом случае показывает так называемый компасный курс ψ _к, который связан с магнитным курсом ψ _м соотношением

ψ _м = ψ _к + δ _м.

Магнитная девиация δ _м включает в себя три составляющие δ ₁, δ ₂ и δ ₃. Первая составляющая δ ₁ имеет постоянное значение при всех курсах. Эта постоянная девиация определяется главным образом неточной установкой компаса на борту воздушного судна.

Девиация δ ₂ периодически изменяется при смене курса, дважды принимая максимальное значение (по абсолютной величине) при изменении курса в пределах от 0 до 360°. Отсюда и название девиации – полукруговая. Причина ее появления – в магнитных полях, создаваемых магнитотвердыми объектами на борту самолета, а также в постоянных полях, создаваемых электрооборудованием. Магнитотвердые объекты – это ферромагнитные тела, которые, будучи намагниченными, сохраняют это состояние в течение длительного времени. Поскольку полукруговая девиация является следствием появления постоянных магнитных полей, то ее можно устранить, компенсируя эти поля. Задачу по устранению полукруговой девиации как раз и решает девиационный прибор 7 (см. рис. 1.2), в котором за счет перемещения постоянных магнитов создается нужное компенсирующее поле.

Четвертная девиация δ ₃, как и полукруговая δ ₂, является периодической функцией курса, но максимальное значение она принимает четыре раза при изменении курса в диапазоне от 0 до 360°. Она появляется как следствие полей, создаваемых магнитомягкими объектами. Эти объекты способны намагничиваться под воздействием магнитного поля Земли, но поскольку ориентация таких объектов относительно поля Земли изменяется при смене курса, то и характер зависимости δ ₃ от курса отличается от аналогичной зависимости для δ ₂. Кроме того, четвертную девиацию с помощью системы постоянных магнитов устранить нельзя. Метод компенсации четвертной девиации в курсовых системах будет рассмотрен позже.

Все составляющие магнитной девиации можно определить экспериментально, для чего самолет помещают на специальную горизонтальную площадку, удаленную не менее чем на 100 м от стоянок других самолетов, аэродромных сооружений, бетонированных взлетно-посадочных полос, армированных железом. Затем самолет разворачивают на заданные магнитные курсы, измеряемые специальным девиационным пеленгатором, и сравнивают результаты пеленгатора с тем, что показывает компас. С помощью девиационного прибора (см. рис. 1.2) максимально устраняют полукруговую девиацию, после чего снимается график остаточной девиации. Этим графиком экипаж пользуется в полете для внесения поправок в показания компаса.

Кроме магнитной девиации, обусловленной наличием дополнительных магнитных полей, имеются еще ряд погрешностей (девиаций), среди которых можно выделить креновую погрешность. Она возникает при кренах, наборе высоты или снижении в результате изменения взаимного расположения ферромагнитных объектов относительно магнитной системы компаса, которая при эволюциях самолета стремится сохранить свое горизонтальное положение. Кроме того, при кренах на магнитную систему компаса оказывает влияние вертикальная составляющая поля Земли. Возникающая в результате этого погрешность зависит от магнитного курса, географической широты места и величины крена. Креновая погрешность может достигать значительных величин.

Имеется также инерционная погрешность, возникающая вследствие действия ускорений на картушку, «южный» конец которой утяжелен для поддержания магнитной системы в горизонтальном положении. Под воздействием периодических возмущений, например, при полете в болтанку, возникают инерционные силы, заставляющие магнитную систему колебаться относительно указывающего индекса, что затрудняет отсчет показаний.

Кроме этого, имеются инструментальные погрешности, которые вызываются наличием сил трения в опорах, увлечением подвижной системы жидкостью при разворотах, изменением свойств жидкости при изменениях температуры.

Курсовые системы

Кроме рассмотренных ранее магнитного компаса, индукционного датчика и гирополукомпаса для определения курса на воздушных судах используются астрономический и радиотехнический компасы. Не вдаваясь в детали их принципа действия, отметим лишь, что в астрономическом компасе используется пеленгация небесных светил, а в радиокомпасе – пеленгация радиостанций, находящихся вдоль маршрута движения самолета.

В последние годы активно развиваются методы определения местоположения и курса воздушных судов с использованием систем спутниковой навигации, типа GPS и отечественного аналога ГЛОНАС. Однако широкое внедрение этих систем в авиации – это вопрос ближайшего будущего. Кроме того, наличие на борту воздушного судна средств спутниковой навигации совсем не означает, что другие средства измерения курса не нужны.

Рассмотрим достоинства и недостатки используемых в настоящее время средств измерения курса. Магнитные компасы отличаются простотой конструкции и автономностью в работе. Важное их достоинство в том, что они обладают способностью самостоятельно определять направление магнитного меридиана. Однако использование магнитных компасов в районах высоких широт или магнитных аномалий практически невозможно. Кроме того, компас имеет методические и инструментальные погрешности, которые довольно значительны при совершении самолетом эволюций и при полетах в неспокойной атмосфере. Многие из этих недостатков, хотя и в меньшей степени, присущи индукционным датчикам.

Гирополукомпасы, работающие устойчиво во всех районах Земли и в условиях неспокойной атмосферы, в свою очередь, не могут самостоятельно отыскивать определенное направление на Земле. Они предварительно выставляются в определенное положение и далее работают в режиме «памяти». Для осуществления этой функции необходима периодическая коррекция, поскольку гирополукомпасам присущ собственный уход от заданного положения.

Солнечные астрокомпасы могут применяться в дневное время в полярных районах и на средних широтах. В экваториальных районах они не используются, особенно когда Солнце близко к зениту. Работа астрокомпаса ограничена также и условиями погоды (облака, туман и т. д.). В то же время астрокомпасы дают достаточно высокую точность определения курса полета самолета.

Радиокомпасы позволяют определить направление полета относительно работающих наземных радиостанций, расположенных на сравнительно небольшом расстоянии от самолета. Их использование зависит от наличия таких радиостанций по маршруту полета. Работа радиосистем может быть нарушена естественными или искусственными помехами.

Таким образом, каждый из указанных способов имеет свои достоинства и недостатки, но ни один из них не может обеспечить измерение курса во всех районах Земли, в любое время суток, при различной погоде, а также при воздействии естественных и искусственных радиопомех. В связи с этим на самолетах стали применять одновременно несколько измерителей курса, основанных на различных принципах действия. Однако раздельное использование нескольких измерителей, с одной стороны, затрудняет работу экипажа, а с другой стороны, не позволяет в полной мере осуществлять взаимную компенсацию погрешностей и исключает возможность улучшения динамических свойств приборов.

Необходимо, чтобы несколько измерителей курса имели определенную взаимную связь между собой. Это позволяет, например, использовать магнитный компас или индукционный датчик для устранения ухода и корректировки гирополукомпаса. В свою очередь, устойчивость гирополукомпаса позволяет скомпенсировать динамические погрешности магнитных компасов или индукционных датчиков. Объединение нескольких измерителей курса, работающих на один указатель, в целях компенсации недостатков отдельных измерителей называется комплексированием. Рассмотрим идею комплексирования на простом примере объединения магнитного компаса и курсового гироскопа в одну курсовую систему, структурная схема которой представлена на рис. 1.10.

Рис. 1.10. К пояснению принципа работы курсовой системы

Пусть на самолете установлен магнитный компас К, который на рис. 1.10 показан в виде магнитной стрелки, и курсовой гироскоп Г. С магнитной стрелкой жестко связаны щетки потенциометра П₁, а сам потенциометр связан с самолетом. Ось внешней рамы гироскопа жестко соединена с потенциометром П₂, щетки которого могут поворачиваться двигателем М через редуктор Р. Двигатель управляется сигналом с выхода усилителя У, на вход которого поступает сигнал со щеток потенциометра П₁. Потенциометры П₁ и П₂ связаны между собой трехпроводной линией. Параллельно потенциометрам подключен трехкатушечный логометрический указатель И.

После подачи в систему питания на щетках потенциометра П₂ (в точках А₁, Б₁ и В₁) возникнут электрические потенциалы, что вызовет появление напряжения на щетках потенциометра П₁, которое через усилитель поступит на управляющую обмотку двигателя. Двигатель через редуктор начнет поворачивать щетки потенциометра П₂ до тех пор, пока они не установятся в такое положение, при котором напряжение на щетках потенциометра П₁ (а значит и на управляющих обмотках двигателя) не станет равным нулю. После остановки двигателя стрелка указателя установится в положение, определяемое значениями потенциалов на щетках потенциометра П₂. В результате система автоматически приходит в согласованное положение, и все последующие изменения курса будут сопровождаться соответствующим поворотом стрелки указателя. Таким образом, данную систему можно рассматривать как следящую систему, у которой входными величинами будут магнитный и гироскопический курсы, а выходной величиной – положение стрелки указателя.

Рассмотрим взаимодействие двух измерителей курса – магнитного компаса и гироскопа. Пусть самолет летит неизменным курсом. При этом по ряду причин, например из-за вибраций самолета, стрелка компаса совершает колебания. Это вызовет колебания щеток потенциометра П₁, соответственно будет изменяться и напряжение, снимаемое с этих щеток. Двигатель через редуктор будет поворачивать случайным образом щетки потенциометра П₂, соответственно будут изменяться и потенциалы в точках А₁, Б₁ и В₁. В результате этого стрелка указателя будет повторять колебания стрелки компаса. Все это происходило бы именно так, если бы двигатель успевал отрабатывать изменения напряжения на его управляющих обмотках. Однако за счет выбора передаточного числа редуктора этого не происходит. Система не успевает реагировать на колебания стрелки компаса, поэтому щетки потенциометра П₂ (а значит и стрелка указателя) будут неподвижны. Тем самым осуществляется фильтрация высокочастотных колебаний стрелки компаса, в чем и проявляется положительное влияние курсового гироскопа на магнитный компас.

Рассмотрим теперь положительное влияние компаса на курсовой гироскоп. Как известно, гироскоп имеет собственный уход в азимуте с небольшой скоростью. В результате этого ухода изменяются потенциалы точек А₁, Б₁ и В₁ потенциометра П₂, так как изменяется положение этих точек относительно точек подвода питания. Положение стрелки указателя также должно бы измениться. Однако это не произойдет, так как при изменении потенциалов точек А₁, Б₁ и В₁ изменятся потенциалы точек А, Б и В. На усилитель поступит сигнал, который заставит двигатель повернуть щетки потенциометра П₂ в положение, при котором потенциалы точек А, Б и В останутся прежними. Все это будет именно так, если скорость отработки следящей системы будет не меньше скорости ухода гироскопа в азимуте, что в действительности и имеет место. Таким образом, собственный уход гироскопа компенсируется и не влияет на положение стрелки указателя.

Допустим теперь, что самолет развернулся по курсу на некоторый угол ∆ ψ. Если считать магнитный датчик и курсовой гироскоп идеальными приборами – измерителями курса, то щетки потенциометров П₁ и П₂ повернутся относительно самолета на один и тот же угол. Это не нарушит сбалансированного состояния потенциометров, и двигатель М останется в покое. В то же время потенциалы точек А₁, Б₁ и В₁ изменятся, поскольку нарушится пространственное положение щеток потенциометра П₂ относительно точек подвода питания. Вследствие этого изменятся потенциалы точек А, Б и В, и стрелка указателя повернется на угол ∆ ψ и покажет новый курс.

Разумеется, рассмотренный пример курсовой системы с магнитным компасом является искусственным, предназначенным лишь для объяснения взаимодействия двух измерителей курса. Обычно в качестве измерителя магнитного курса в курсовой системе используют индукционный датчик. Кроме него в систему входит курсовой гироскоп, а в ряде систем – астрокомпас. В настоящее время на самолетах гражданской авиации применяют различные курсовые системы: ГИК-1, ГМК-1, КС-8, ТКС-П, ТКС-П2 и т. д.

Рассмотрим курсовую систему ГМК, которая выпускается в двух модификациях: ГМК-1А и ГМК-1Г. Система ГМК-1А имеет в своем составе один гироагрегат, при этом индикация курса самолета, а также курсовых углов и пеленгов радиостанций осуществляется на собственном указателе УГР-4УК. Система ГМК-1Г содержит два гироагрегата (основной и запасной), а курсы, курсовые углы и пеленги радиостанций индицируются на пилотажно-навигационном приборе. В отличие от ГМК-1Г в состав системы ГМК-1А (комплектация ГМК-1АЭ и ГМК-1АС) астрокомпас не входит.

Курсовая система ГМК-1А представляет собой комплекс взаимодействующих измерителей курса (магнитного и гироскопического), позволяющих определять ортодромический, истинный и гиромагнитный курсы самолета, а при совместной работе с автоматическим радиокомпасом выдавать пеленги и курсовые углы радиостанций. В комплект системы ГМК-1А (рис. 1.11) входят индукционный датчик ИД-3, коррекционный механизм КМ-8, гироагрегат ГА-6, пульт управления ПУ-26, автомат согласования АС-1, блок связи БС-1 (на рис. не показан) и указатель УГР-4УК.

Рис. 1.11. Блок-схема курсовой системы ГМК-А

Индукционный датчик ИД-3 предназначен для определения магнитного курса самолета, необходимого для корректировки гироскопического курса, измеряемого гироагрегатом ГА-6. Его принцип действия рассмотрен ранее, поэтому отметим лишь, что изменение курса самолета вызывает изменение напряжений, снимаемых с сигнальных обмоток датчика, соединенных по схеме треугольника.

Коррекционный механизм КМ-8 предназначен для связи индукционного датчика ИД-3 с гироагрегатом ГА-6, устранения четвертной девиации и инструментальных погрешностей с помощью лекального корректора, ввода магнитного склонения, приведения в полете магнитного курса к ортодромическому; осуществления контроля и коммутации электрических цепей при проверке контрольных узлов, индикации магнитного курса на собственном указателе.

Гироагрегат ГА-6 предназначен для осреднения показаний магнитного курса, измеряемого индукционным датчиком ИД-3, измерения гироскопического (ортодромического) курса, определения углов разворота самолета; выдачи магнитного и гироскопического курса и углов отклонения от него на указатель УГР-4УК. Принцип действия гироагрегата основан на свойстве трехстепенного гироскопа, у которого главная ось удерживается в плоскости горизонта, сохранять свое направление в пространстве (в азимуте) неизменным. Для удержания главной оси в плоскости горизонта используется система горизонтальной коррекции, включающая в себя коррекционный двигатель, маятниковый жидкостный переключатель и выключатель коррекции.

Для компенсации ухода гироскопа в азимуте используется система азимутальной коррекции, включающая в себя коррекционный двигатель, управляемый сигналами с широтного потенциометра и потенциометра небаланса. Для уменьшения трения по внутренней оси карданова подвеса используются специальные «вращающиеся» подшипники. Имеется схема термостабилизации, обеспечивающая компенсацию температурных погрешностей. Все это приводит к тому, что уход гироскопа в азимуте за один час полета не превышает ±2, 5°.

Пульт управления ПУ-26 предназначен для выбора режима работы, ввода широты места, установки шкалы указателя на заданный курс, включения быстрого согласования системы, контроля работы системы, контроля завала гироскопа гироагрегата.

Автомат согласования АС-1 предназначен для обеспечения режима пуска, включения и отключения быстрого согласования, отключения коррекции по сигналу, поступающему от выключателя коррекции, усиления сигнала в следящей системе КМ-8 – ГА-6.

Указатель УГР-4УК предназначен для отсчета курса самолета, пеленгов и курсовых углов радиостанций. При изменении курса происходит поворот шкалы указателя и отсчет курса производится по вращающейся шкале относительно неподвижного треугольного индекса. Отсчет курсового угла и пеленга радиостанции производится с помощью стрелки соответственно по внешней (неподвижной) и внутренней (подвижной) шкале указателя. Для запоминания заданного курса в указателе имеется курсозадатчик, что позволяет с помощью кремальеры устанавливать стрелку курсозадатчика в нужное положение.

В зависимости от решаемых задач и условий полета курсовая система ГМК-1А может работать в режиме гирополукомпаса ГПК или в режиме магнитной коррекции МК (для системы ГМК-1Г зарезервирован режим астрокоррекции АК). Переход в тот или иной режим осуществляется с помощью переключателя на пульте управления ПУ-26. Основным режимом работы является режим ГПК, при котором система выдает ортодромический курс самолета, который контролируется и периодически корректируется по сигналам от индукционного датчика, выполняющего роль магнитного корректора. Работа системы в этом режиме похожа на работу гирополукомпаса, рассмотренного ранее.

На рис. 1.12 представлена электромеханическая схема курсовой системы ГМК-1А, позволяющая понять, как взаимодействуют основные компоненты системы в режиме МК.

Рис. 1.12. Принципиальная электромеханическая схема ГМК-1А:

а – следящие системы ИД-3 – КМ-8 и КМ-8 – ГА-6; б – следящая система ГА-6 – УГР-4 УК

Электрические сигналы магнитного курса, вырабатываемые индукционным датчиком ИД-3, поступают в коррекционный механизм КМ-8 и затем в гироагрегат ГА-6. Следящие системы ИД-3 – КМ-8 и КМ-8 – ГА-6 (рис. 1.12, а) обеспечивают непрерывное автоматическое ориентирование курсового гироскопа по магнитному меридиану. Система ИД-3 – КМ-8 работает следующим образом. При повороте индукционного датчика относительно плоскости магнитного меридиана в сигнальных обмотках датчика изменяется напряжение, поступающее по трехпроводной линии на статорные обмотки сельсина-приемника СП₁, который находится в коррекционном механизме. Изменение напряжения на статорных обмотках СП₁ приведет к появлению сигнала рассогласования на роторных обмотках СП₁, который, пройдя усилитель У₁, поступит на управляющие обмотки электродвигателя М₁. Двигатель, отрабатывая сигнал рассогласования, через редуктор повернет ротор сельсина СП₁ на тот же угол, на который повернулся индукционный датчик относительно магнитного меридиана. В результате поворота ротора СП₁ напряжение на его обмотке станет равным нулю и двигатель М₁ остановится (следящая система ИД-3 – КМ-8 вновь станет согласованной). Таким образом, всякому повороту индукционного датчика относительно плоскости магнитного меридиана будет соответствовать поворот на тот же угол ротора сельсина-приемника коррекционного механизма.

Для передачи сигнала курса на гироагрегат в коррекционном механизме имеется второй сельсин-приемник СП₂, ротор которого механически сопряжен с ротором электродвигателя М₁ через лекальный корректор ЛК. Лекальный корректор позволяет скомпенсировать четвертную девиацию и инструментальную погрешность индукционного датчика. С осью ротора двигателя связана также стрелка указателя коррекционного механизма, что позволяет индицировать на нем магнитный курс самолета.

Статор сельсин-приемника СП₂ электрически связан со статором сельсина-датчика СД₁ гироагрегата. Сельсин-датчик СД₁ совместно с сельсин-приемником СП₂, электродвигателем М₂ и усилителем У₂ (находящимся в автомате согласования АС-1) образуют следящую систему КМ-8 – ГА-6. Эта следящая система работает аналогично системе ИД-3 – КМ-8. При возникновении рассогласования, вызванного изменением курса самолета, сигнал рассогласования, снимаемый с роторной обмотки СП₂, заставит двигатель М₂ развернуть статор СД₁ таким образом, чтобы напряжение на роторной обмотке СП₂ стало равным нулю. Угол поворота статора при этом равен изменению курса самолета с учетом поправки на четвертную девиацию.

Для того чтобы значения гиромагнитного курса отобразились на указателе, используется следящая система ГА-6 – УГР-4УК, включающая в себя сельсин-датчик гироагрегата СД₁, сельсин-приемник указателя СП₃, электродвигатель М₃ и усилитель У₃ (рис. 1.12, б). Она служит для передачи угла поворота статора СД₁ вращающейся шкале указателя. Данная следящая система работает аналогично системам, рассмотренным выше.

Кроме основных режимов работы курсовая система ГМК-1А имеет вспомогательные режимы: пуска, автоматического согласования и контроля. Режим пуска обеспечивает автоматическое согласование системы по магнитному (стояночному) курсу независимо от того, в каком положении находится переключатель режимов работы на пульте управления ПУ-26. Если рассогласование между гироагрегатом и индукционным датчиком превышает 2°, то согласование системы происходит с высокой скоростью, превышающей 6 °/с. Процесс согласования сопровождается поворотом статора сельсина СД₁, сам курсовой гироскоп при этом остается неподвижным. Когда рассогласование становится меньше 2°, происходит автоматическое переключение на малую скорость согласования (несколько градусов в минуту). При этом двигатель М₂ останавливается, а вместо него включается двигатель широтной коррекции, установленный на внутренней оси гироскопа (на рис. 1.12 не показан). Таким образом, заключительный этап согласования системы происходит за счет прецессии внешней рамы гироскопа и вращения вместе с ней ротора сельсина-датчика СД₁.

В отличие от курсовой системы ГМК-1А система ГМК-1Г имеет в своем составе два гироагрегата. В ее состав входит дистанционный астрокомпас, поэтому кроме режимов работы ГПК и МК имеется также режим астрокоррекции АК. Один из гироагрегатов является основным, другой – запасным. Работают оба гироагрегата одновременно, независимо друг от друга в разных режимах. Если, например, основной гироагрегат работает последовательно в режимах ГПК – МК – АК, то запасной гироагрегат соответственно функционирует в режимах МК – ГПК – ГПК. Отличие системы ГМК-1Г от системы ГМК-1А состоит также в том, что индикация курса, курсовых углов и пеленгов радиостанций осуществляется не на собственном указателе, а на навигационно-пилотажном приборе. В остальном функционирование двух систем практически ничем не отличается.

Наряду с курсовой системой ГМК-1 в авиации широко применяется точная курсовая система ТКС-П, представляющая собой совокупность магнитного, гироскопического, радиотехнического и астрономического измерителей курса. Она обладает более высокой точностью, чем ГМК-1. Повышение точности достигнуто за счет ряда конструктивных решений, среди которых можно выделить следующие.

С целью компенсации кардановой погрешности от крена внешняя рама гироскопа устанавливается в дополнительную следящую раму, ось вращения которой совпадает с продольной осью самолета. Используя сигналы крена от центральной гировертикали, эта дополнительная рама позволяет удерживать ось вращения внешней рамы курсового гироскопа в вертикальном положении, что препятствует появлению погрешности от крена самолета.

С целью снижения погрешности от неточного ввода широты места предусмотрена возможность автоматического ввода сигнала широты места от навигационного вычислителя, что позволяет более точно сформировать управляющий сигнал для двигателя азимутальной коррекции. При этом изменена и сама схема широтной коррекции. Все это привело к уменьшению погрешности, обусловленной уходом гироскопа в азимуте из-за суточного вращения Земли. Для снижения погрешности, вызванной уходом гироскопа в азимуте из-за трения в осях, так же, как и в ГМК-1, применены «вращающиеся» подшипники.

Для удержания главной оси гироскопа в плоскости горизонта вместо электролитического жидкостного переключателя используется емкостный дифференциальный маятниковый датчик, включенный в схему моста. Такая система горизонтальной коррекции работает точнее и надежнее, чем в ГМК-1. Весь этот комплекс конструктивных решений приводит к тому, что уход гироскопа в азимуте за один час полета не превышает 1°.

Контрольные вопросы

1. Какие существуют методы определения курса и в чем их достоинства и недостатки?

2. Как устроен магнитный компас?

3. Что такое полукруговая и четвертная девиации и что является источником их появления?

4. Как устроен индукционный датчик, предназначенный для измерения магнитного курса?

5. Что такое гирополукомпас и для решения каких задач он используется?

6. Как устроен гирополукомпас ГПК-52АП?

7. Как взаимодействуют гирополукомпас и указатель в ГПК-52АП?

8. Какие существуют погрешности у гирополукомпаса ГПК-52АП и в чем причины их появления?

9. Объясните принцип работы простейшей курсовой системы, состоящей из магнитного компаса и курсового гироскопа.

10. Что входит в состав курсовой системы ГМК-1А?

11. Какие функции выполняет коррекционный механизм КМ-8 в курсовой системе ГМК-1А?

12. Для чего предназначен пульт управления ПУ-26 в курсовой системе ГМК-1А?

13. Как функционирует следящая система ИД-3 – КМ-8 в курсовой системе ГМК-1А?

14. Как функционирует следящая система ГА-6 – УГР-4УК в курсовой системе ГМК-1А?

И функциональных систем

Приборы контроля работы двигателей позволяют непрерывно контролировать параметры работы силовой установки на земле и в полете. Установленные датчики воспринимают, обрабатывают и передают информацию на визуальные индикаторы, светосигнализаторы и в бортовые устройства регистрации параметров.

К параметрам контроля работы двигателя относятся:

- температура выходящих газов;

- частота вращения вала турбины, винта;

- уровень вибрации и вибросмещения корпуса двигателя;

- давление топлива перед рабочими форсунками;

- давление и температура масла на входе двигателя;

- часовой расход топлива;

- величина крутящего момента для турбовинтовых двигателей.

Топливомер

Топливная система самолета предназначена для бесперебойного питания двигателя топливом в любых условиях полета при различных режимах работы двигателя и обеспечивает необходимую деятельность и продолжительность полета с сохранением центровки самолета в допустимых пределах. Топливо размещается в баках и подается в расходные отсеки насосной перекачки в соответствии с установленным порядком расхода.

Измерение массы топлива в баках самолета осуществляется прибором – топливомером. Существует два метода измерения массы топлива: поплавковый и емкостной. На самолетах малой авиации в основном используется поплавковый метод измерения уровня топлива. Датчик – легкие поплавки, связанные системой рычагов со щеткой потенциометра.

Датчики установлены в баках левого и правого полукрыльев. Изменение уровня топлива в баках вызывает перемещение поплавка – щетки потенциометра, включенного в схему электрического моста постоянного тока, в измерительную диагональ включен магнитоэлектрический логометр – две подвижные рамки, которые установлены между полюсами постоянного магнита. С рамками связана стрелка. Магнитное поле рамок взаимодействует с полем постоянного магнита. При изменении уровня топлива рамка поворачивается и перемещает стрелку по шкале топливомера, отградуированного в литрах. Схема позволяет измерять раздельно запас топлива в баках левого и правого полукрыла, а также общий запас топлива на самолете, путем суммирования сигналов датчиков. На самолетах Як-18Т индикатор топливомера имеет две шкалы: внешнюю с градуировкой от 0 до 180 л для измерения суммарного количества бензина и внутреннюю с градуировкой от 0 до 90 л для измерения количества бензина в каждом баке полукрыла. Управление индикацией топливоизмерительной системы производится переключателем «БАКИ», имеющим три положения: «лев-сумма-прав». В поплавковом датчике имеются контактные устройства, при расчетном уровне топлива включается светосигнализатор критического остатка топлива.

Емкостный метод измерения количества топлива как более совершенный применяется на самолетах М-101Т, Як-18Т сер. 36, Як-40, Як-42, Ан-24, Ан-26.

Датчики топливомера устанавливаются в баках вертикально и представляют собой набор коаксиальных цилиндров, электрически изолированных друг от друга и образующих конденсатор. При заполнении баков топливом заполняются воздушные зазоры между трубами. Диэлектрическая проницаемость воздуха и топлива различная, поэтому изменение уровня топлива в зазорах приводит к изменению электрической емкости датчика. Следовательно, для измерения количества топлива в баке нужно измерить величину электрической емкости датчика-конденсатора.

Принцип действия электроемкостного топливомера основан на измерении электрической емкости датчика-конденсатора, которая изменяется при изменении массы топлива (рис. 2.5, а).

Измерение электрической емкости датчика топлива производится при команде измерительного моста переменного тока, одним плечом которого является емкость датчика. Измерительный мост имеет четыре плеча, три из них образованы резисторами и конденсатором постоянной емкости, четвертое плечо – переменная емкость датчика, расположенного в баке. При пустых баках мост уравновешен. При заполнении бака топливом емкость датчика увеличивается, мост рассогласуется и появляется разность потенциалов. Сигнал рассогласования электрического моста усиливается и отрабатывается следующим приводом индикатора со шкалой, отградуированной в килограммах. Таким образом, датчик-конденсатор преобразует неэлектрическую величину – уровень топлива – в электрический сигнал.

Диэлектрическая проницаемость, а следовательно, емкость датчика зависит от плотности топлива, а плотность – от температуры и сорта топлива. Поэтому при замене сорта топлива или отклонении температуры от стандартного значения + 15 °С в показаниях индикатора появляется погрешность. Для ее компенсации применяются датчики топливомера с температурной компенсацией. Чувствительным элементом – приемником температуры топлива – является никелевый проводник, расположенный в датчике. При отклонении от стандартной температуры топлива +15 °С сигнал рассогласования в противофазе с основным сигналом запаса топлива подается на следящий привод индикатора.

В показаниях всех топливомеров появляется погрешность при кренах самолета, а также на этапах разгона или торможения.

Величина погрешности составляет до 4 % от максимального размаха шкалы.

12345678910Следующая ⇒

Поделиться: