Электроприборное оборудование самолета Ан-24 - Данич С.Д.

Автор: Данич С.Д.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника электротехника электрооборудование самолетостроение самолеты

Год: 1971

Похожие

Самолет Ан-26. Техническое описание. Книга 3. Авиационное оборудование

Самолет Ан-26. Инструкция по техническому обслуживанию

Самолет ТУ-134 А. Особенности технической эксплуатации

Справочник авиационного инженера

Текст

С. Д. ДАНИИ
ЭЛЕКТРОПРИБОРНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА
Ан-24
Издание второе,
переработанное
и дополненное
Утверждено УУЗ МГА СССР
в качестве учебного пособия
для вузов
гражданской авиации
ИЗДАТЕЛЬСТВО «ТРАНСПОРТ»
МОСКВА 1971
УДК 629.7(064.5 + 054)004(075.8)
Электроприборное оборудование самолета Ан-24.
Изд. 2-е, переработанное и дополненное. Дания С. Д.
Изд-во «Транспорт», 1971 г., с. 1—264.
В книге даются описание и принципы работы источ-
ников электрической энергии, защитных, регулирующих
устройств, бортовой электрической сети самолета, потре-
бителей. электроэнергии, пилотажно-навигационного обо-
рудования, приборов контроля работы двигателей, си-
стем и автоматического пилотирования самолета.
Книга предназначена в качестве учебного пособия
для студентов авиационных вузов. Она может быть ис-
пользована инженерно-техническим и летным составом
учебно-тренировочных отрядов и производственных под-
разделений гражданской авиации. Рис. Г85, табл. 6.
3—18—6
76-71
РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ. ЭЛЕКТРИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА
ГЛАВА I
ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ
Пассажирский турбовинтовой самолет Ан-24 — хорошо электри-
фицированный воздушный корабль. Все устройства связи, навига-
ции, автоматизации полета, подавляющая часть авиационных при-
боров приводятся в действие путем преобразования электрической1'
энергии в другие виды энергии, т. е. все эти устройства являются
потребителями электрической энергии.
Питание потребителей электроэнергии осуществляется постоян-
ным током напряжением 27 в, переменным однофазным током на-
пряжением 115 в и частотой 400 гц и трехфазным переменным то-
ком напряжением 36 в и частотой 400 гц.
Основными источниками постоянного тока на самолете являются
два стартер-генератора СТГ-18ТМ; аварийными источниками по-
стоянного тока— две свинцово-кислотные аккумуляторные бата-
реи 12-САМ-28.
Основными источниками переменного тока напряжением 115 <з
и частотой 400 гц служат два генератора ГО-16ПЧ8. Для аварий-
ного питания сети переменного тока напряжением 115 в и частотой
400 гц применяется преобразователь ПО-750 второй серии.
Питание сети трехфазным переменным током напряжением 36 в
и частотой 400 гц обеспечивается двумя преобразователями
ПТ-ЮООЦ (из них один резервный) и одним преобразователем
ПТ-125Ц.
Рассмотрим более подробно указанные источники электро-
энергии.
§ 1. Стартер-генератор СТГ-18ТМ
Назначение и размещение. Стартер-генератор СТГ-18ТМ —
шестиполюсная- электрическая машина постоянного тока шунтового'
(параллельного) возбуждения. СТГЙ8ТМ предназначен:
а) при работе в стартерном режиме — для запуска двигателей
АИ-24;
б) при работе в генераторном режиме — для литания самолетной
бортовой электрической сети постоянным током.
3
Стартер-генераторы установлены по одному на каждом двига-
теле. К генератору и картеру двигателя крепятся переходные флан-
цы, которые стягиваются друг с другом двумя полухомутами.
Хомут затягивают с помощью тарировочного ключа с моментом
.3,5 кГм. Подгонка фланцев и полухомутов индивидуальная.
Устройство и принцип работы. Стартер-генератор СТГ-18ТМ
работает совместно со следующей аппаратурой:
дифференциально-минимальным реле ДМР-600Т второй серии;
регулятором напряжения PH-180 второй серии;
выносным сопротивлением ВС-25В;
автоматом защиты от перенапряжения АЗП-8М второй и после-
дующих серий.
Указанная аппаратура входит
в
Рис. 1.1. Стартер-генератор СТГ-18ТМ
систему питания и запуска
СПЗ-27 и обеспечивает как
запуск авиационных двига-
телей самолета, так и пита-
ние бортовой сети постоян-
ным током напряжением
28,5 в.
Стартер-генератор СТГ-
18ТМ является электри-
ческой полузакрытой теп-
лостойкой машиной. В щи-
тах стартер-генератора име-
ются отверстия для входа и
выхода охлаждающего воздуха. Продуваемый воздух поступает че-
рез шланг к патрубку, расположенному со стороны заднего щита.
Часть воздуха, проходя по зазору между якорем и полюсами, ох-
лаждает коллектор, железо якоря и катушки полюсов и выходит
через отверстия переднего щита. Другая часть воздуха проходит
через осевые каналы внутри якоря и также выходит через отверстия
переднего щита.
На валу стартер-генератора насажена крыльчатка вентилятора,
который обеспечивает охлаждение стартер-генератора при работе
на земле. Направление вращения якоря стартер-генератора левое,
если смотреть со стороны привода.
Стартер-генератор СТГ-18ТМ (рис. 1.1) состоит из корпуса,
якоря, переднего и заднего щитов, щеточного устройства и редук-
тора сцепления-расцепления. Конструктивно он объединяет элек-
тромашину и редуктор, составляющие один агрегат. Якорь стартер-
тенератора имеет полый вал, внутри которого расположен гибкий
вал. Оба вала могут быть соединены между собой через редуктор
<(рис. 1.2) или напрямую с помощью обгонной муфты (рис. 1.3).Эта
муфта обеспечивает сцепление полого вала якоря с гибким валом
в генераторном режиме работы и расцепление их в стартерном ре-
жиме.
При работе стартер-генератора в генераторном режиме переда-
точное отношение от вала турбины к стартер-генератору составляет
4
Рис. 1.2. Редуктор сцепления-
расцепления:
1 — защелка; 2~ храповое колесо;
3 — шестерня с внутренним зацеп-
лением; 4 — сателлитовые шестерни;
5 — крышка редуктора; б и 9 — ша-
рикоподшипники; 7 — водило; 8 —
гибкий вал; 10 — зубчатое колесо с
наружным зацеплением; 11 — ко-
жух
0,44337. При его работе в стартерном режиме передаточное отчис-
ление от стартер-генератора к валу турбины составляет 0,71217.
Рассмотрим работу стартер-генератора в стартерном и генера-
торном режимах по кинематической схеме (рис. 1.4).
В стартерном режиме, когда на обмотку якоря 3 стар-
тер-генератора подается напряжение, вращение якоря через веду-
щее зубчатое колесо 10 передается сателлитам 7, которые обкаты-
Рис. 1.3. Роликовая об-
гонная муфта:
1 — приводной гибкий вал;
2 — стальной ролик; 3 — се-
паратор
ваются по неподвижному в это время зубчатому колесу 6, так как
его удерживают защелки 5. Сателлиты вращают водило 9 и жестко
связанный с ним гибкий вал 2, который соединен выходным валом
5
8 с коробкой приводов двигателя. При раскрутке двигателя роли-
ковая обгонная муфта 1 проскальзывает, так как полый вал якоря
вращается с большей скоростью, чем гибкий вал. Ролики 2 обгон-
ной муфты (см. рис. 1.3) не заклинены.
В генераторном режиме, когда обороты двигателя
превышают скорость стартер-генератора, ролики обгонной муфты
заклинивают полый и гибкий валы якоря, которые вместе с зубча-
тым колесом, валиком и сателлитами образуют единую систему.
Защелки отжимаются от храпового колеса 4 (см. рис. 1.4) и зубча-
тое колесо 6 с внутренним зацеплением вращается, вместе с сател-
литами.
Рис. 1.4. Кинематическая схема стартер-генератора СТГ-18ТМ
При этом водило, зубчатое колесо и сателлиты не несут ника-
кой нагрузки.
При остановке двигателя защелки входят в зацепление с храпо-
вым колесом, обгонная муфта расцепляет гибкий и полый валы и
стартер-генератор приходит в состояние готовности к новому за-
пуску.
Принцип работы стартер-генератора в качестве генератора осно-
ван на законе электромагнитной индукции, сущность которого
состоит в том, что при пересечении обмоткой якоря магнитного
поля, создаваемого полюсами машины, в обмотке якоря наводится
электродвижущая сила.
Для того чтобы обмотка якоря смогла пересекать магнитные
силовые линии, якорь необходимо вращать, т. е. затрачивать меха-
ническую энергию. Эта энергия на вращение якоря генератора
6
берется у авиационного двигателя. Следовательно, электрический
генератор есть машина, преобразующая механическую энергию в
электрическую.
Величина электродвижущей силы генератора пропорциональна
скорости вращения якоря и магнитному потоку:
Е — спФ10~8в,
где Е — э. д. с., б;
п — число оборотов якоря в минуту;
Ф — магнитный поток;
с — постоянный коэффициент.
Принцип работы стартер-генератора в стартерном режиме изло-
жен в главе IV при рассмотрении запуска авиационного двигателя.
На рис. 1.5 приведена принципиальная схема соединения обмо-
ток стартер-генератора СТГ-18ТМ.
7
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СТГ-18ТМ
Завод-изготовитель гарантирует безотказную работу стартер-генера-
тора СТГ-18ТМ в течение гарантийного срока при следующих условиях
его работы:
Относительная влажность окружающего воз-
духа, %.....................................
Изменение температуры окружающей среды, °C
Высота над уровнем моря, м..................
Ударные перегрузки, g.......................
Вибрация мест крепления . .............. .
до 98
от +100 до —60
до 15 000
до 4
соответствующая ра-
боте на реактивном
При соблюдении этих условий СТГ-18ТМ
двигателе
имеет следующие техни-
ческие характеристики:
В генераторном режиме
Напряжение, в . . .......................28,5
Отдаваемый ток, а ....... ...............600
Мощность (прн 30 в), кет . . . ............ 18
Диапазон оборотов, об/мин . .:. . . . . . . 4200—9000
Режим работы . . . . .... ... . . продолжительный
В стартерном режиме
Напряжение, в . . .......................30
Нагрузочный момент, кГм............. 16
Скорость вращения выходного вала, об/мин . 750
Потребляемый ток, а......................ие более 600
Вес, кг..................................не более 44
Схема включения в бортовую электросеть. Напряжение от гене-
раторов (рис. 1.6) через герметические штепсельные разъемы, си-
Рис. 1.6. Упрощенная принципиальная схема включения стартер-генерато-
ров в бортовую сеть самолета:
I — стартер-генераторы; 2—балластные сопротивления БС-1800; 3— герметические
штепсельные разъемы; 4 — дифференциально-минимальные реле ДМР-600Т; 5 — шуи-
ты; 6 — предохранители ТП-600; 7 — предохранитель ТП-400; 8 — шины правого
и левого ЦРУ
8
ловые контакторы ДМР-600Т, шунты и предохранители ТП-600
подается на шины левого и правого ЦРУ, расположенные на по-
толке между шпангоутами № 14—16.
Левое и правое ЦРУ закольцованы между собой через туго-
плавкий предохранитель ТП-400.
Более подробное описание подключения стартер-генераторов в
бортовую сеть самолета совместно с ДМР-600Т, PH-180 и АЗП-8М
дано в § 10. Там же рассмотрены основные вопросы эксплуатации
СТГ-18ТМ.
§ 2. Генератор ГС-24А
Назначение и размещение. Генератор постоянного тока ГС-24А
(рис. 1.7) обеспечивает:
питание стартер-генератора при запуске авиационных двига-
телей;
питание бортовой сети постоянного тока во время подготовки
самолета к полету;
раскрутку газотурбинного двигателя ТГ-16; в этом случае гене
ратор ГС-24А работает в качес-
тве электродвигателя, получая
питание от аэродромных источ-
ников или самолетных аккуму-
ляторов.
Генератор ГС-24А располо-
жен на специальной турбогене-
раторной установке в гондоле
правого двигателя.
Устройство и принцип рабо-
ты. Генератор ГС-24А в конст-
Рис. 1.7. Генератор ГС-24А
руктивном отношении пред-
ставляет собою шестиполюсную машину постоянного тока с парал-
лельным (шунтовым) возбуждением защищенного полузакрытого
типа. Привод якоря генератора осуществляется через торсионный
валик, смягчающий толчки на якорь, которые возникают вследст-
вие динамических нагрузок.
Торсионный валик существенно облегчает стыковку генератора
с редуктором установки.
Генератор охлаждается воздухом,4 расход которого при напоре
у входного патрубка 400 мм вод. ст. не менее 180 л!сек. Воздух для
охлаждения генератора входит и выходит через отверстия в его
щитах.
Принцип работы генератора такой же, как у обычного генера-
тора постоянного тока.
9
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ГС-24А
При питании бортовой сети
Напряжение, в..............................
Отдаваемый ток, а.........................
Мощность (при 30 в), кет...................
Скорость вращения, о(Цмин...................
Режим работы ... . •......................
При работе в стартерном режиме
Напряжение, в.............................
Потребляемый ток, а.......................
Скорость вращения, об!мин.................
Развиваемый момент, кГм...................
Режим работы..............................
28,5
600 .
18
6500+500
непрерывно в течение
1 ч 30 мин при но-
минальной нагрузке
24
не более 560
не менее 1600
4,6
пять включений по
12 сек каждое *.
Перерыв 8 сек после каждого включения; после пяти включений перерыв на 15 мин.
Схема включения в бортовую сеть. Как видно из схемы
(рис. 1.8), напряжение от генератора ГС-24А в режиме питания
бортовой сети подается на шину левого ЦРУ через контактор 732,
Рис. 1.8. Упрощенная принципиальная схема включения генератора
ГС-24А в бортовую сеть самолета:
/ — балластное сопротивление БС-18000; 2 — генератор ГС-24А; 5 — контактор
включения ПСГ-1А; 4 — ДМ.Р-600Т; 5 — шунт; 6 и 8— предохранители ТП-600;
7 — герморазъем; 9 — шина левого ЦРУ; 10 — левое ЦРУ; 11—РК гондолы
двигателя
ДМР-600Т, предохранитель гондолы двигателя ТП-600, далее через
герметический штепсельный разъем, предохранитель ТП-600 ЦРУ
и на шину ЦРУ.
Для питания стартер-генератора в режиме запуска генератор
ГС-24А подает напряжение на панель ПСГ-1А через цепь, вновь
образованную контактором 732 при его срабатывании.
10
§ 3. Аккумуляторная батарея 12-САМ-28
Назначение и размещение. В качестве аварийного источника по-
стоянного тока на самолете применены сухозаряженные свинцово-
кислотные аккумуляторные батареи 12-САМ-28 (рис. 1.9).
Батареи 12-САМ-28 находятся в утепленных контейнерах и
устанавливаются в переднем правом отсеке. К бортовой сети само-
лета аккумуляторные батареи подсоединяются с помощью соедине-
ния «Вилка — Гнездо».
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ 12-САМ-28
Номинальное напряжение, в . . .,.................24
Емкость батареи при 5-часовом разряде силой то-
ка 5,6 а, а-ч:
первое полугодие эксплуатации ............. 28
второе » » .............23
второй год » .............21
Вес батареи с электролитом, кг.................28,5
Батарея может нормально работать при следую-
щих условиях:
высотность, км..................................до 17
изменение внешней температуры, °C . . . . . от +50 до —50°
вибрация мест крепления с перегрузкой . . . до 2,5 g при частоте
колебаний 50 гц
Полностью заряженная батарея при температуре
электролита +20° С в стартерном режиме обес-
печивает:
в течение первого года эксплуатации .... 4 запуска двигате-
ля
» второго » » .... 3 запуска двигате-
ля
при температуре электролита 5° С ............2 запуска двигате-
ля
Рис. 1.9. Аккумуляторная
батарея 12-САМ-28
Стартерный режим батареи при напряжении 16 в в конце по-
следнего включения характеризуется данными (см. табл. 1).
Устройство и принцип работы. Аккумуляторные батареи
12-САМ-28 выпускаются заводом в сухозаряженном состоянии, без
11
Табл и ц а 1
Время от момента включения, сек 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45
Сила тока (при- близительно), а . 650 510 400 315 250 200 150 125 100 75
электролита. Аккумуляторная батарея состоит из эбонитового мо-
ноблока, разделенного внутри на 12 ячеек. В каждую ячейку поме-
щается блок свинцовых пластин. Положительные пластины в каче-
стве активной массы имеют перекись свинца РЬО2, а отрицатель-
ные— чистый губчатый свинец РЬ. При вводе батареи в строй в
каждый ее элемент заливается электролит, представляющий собой
раствор серной кислоты H2SO4 в дистиллированной воде Н2О.
Удельный вес заливаемого электролита должен быть 1,260 г!см\
В заряженном состоянии один элемент батареи (банка) имеет
напряжение до 2,4 в, а все 12 банок, соединенные между собой по-
следовательно, образуют аккумуляторную батарею с номинальным
напряжением 24—25 в при нагрузке в 12 а.
Принцип работы аккумуляторной батареи основан на превра-
щении электрической энергии в химическую при заряде и химиче-
ской в электрическую при разряде. Эти превращения осуществля-
ются в результате электрохимических реакций, протекающих при
заряде и разряде аккумуляторной батареи.
При разряде аккумулятора в результате электрохими-
ческих реакций на положительных и отрицательных пластинках
будет отлагаться сульфат свинца PbSO4 и образовываться допол-
нительное количество воды Н2О. Следовательно, во время разряда
происходит превращение активной массы обеих пластин аккумуля-
тора в сульфат свинца и уменьшение концентрации электролита
за счет дополнительно образовавшейся воды. Разряд может про-
должаться до тех пор, пока активные вещества пластин полностью
не превратятся в сульфат свинца. Однако разряжать аккумулятор
до такой степени нельзя, так как это резко сокращает срок его
службы. Разряд батареи необходимо прекращать, когда ее напря-
жение снизится до 20—21 в.
При заряде аккумулятора электрохимические процес-
сы протекают в обратном порядке, т. е. восстанавливается активная
масса пластин и повышается концентрация электролита. На поло-
жительной пластине сульфат свинца PbSO4 превращается в пере-
кись свинца РЬО2, а на отрицательной — в губчатый свинец РЬ.
Обобщая протекание электрохимических реакций в аккумуля-
торе, можно написать одно уравнение заряда-разряда:
РЬО2 + РЬ + 2H2SO4PaX2PbSO4 + 2Н2О.
заряд
В результате электрохимических реакций, происходящих при
протекании электрического тока через пластины и электролит, в
12
аккумуляторе осуществляется превращение электрической энергии
в химическую при заряде и химической в электрическую при раз-
ряде.
Следовательно, аккумулятор накапливает (аккумулирует) В'
себе электрическую энергию, подводимую к нему от постороннего
источника постоянного тока, а затем отдает ее по мере надобности
для питания потребителей, установленнных на самолете.
Каждый элемент (банка) аккумуляторной батареи (рис. 1.10)
состоит из полублока положительных пластин и полублока отри-
Рис. 1.10. Конструкция аккумуляторной батареи 12-САМ-28:
/ — положительная пластина; 2— сепаратор; 3 — отрицательная пластина; 4— полу-
блок положительных пластин; 5 — предохранительный щиток; 6 — борн; 7 — отражав
тельный щиток; 8 — крышка аккумулятора; 9 — шайба; /0 —рабочая пробка; 11 —
резиновое уплотнение и мастика; 12 — межэлементное соединение; 13 — гайка; /4 —
шайба; 15— винт; 16 — выводная клемма; 17— моноблок; 18— опорные призмы; 19—
блок пластин; 20 — полублок отрицательных пластин; 21 — опорные башмачки?
дательных пластин. Отрицательных пластин в полублоке на одну
больше, чем положительных в своем полублоке. Два полублока из
пластин разной полярности, вставленные один в другой так, чтобы
полярность пластин чередовалась, образуют блок пластин.
Пластины представляют собой тонкую решетку, в которую за-
прессована активная масса. Активная масса получается в резуль-
тате электрохимическ’ой обработки-формовки специальной порош-
ковой пасты, исходным материалом которой является свинцовый
порошок. Между положительными и отрицательными пластинами
прокладываются сепараторы, изготовленные из минора или дере-
вянного шпона и служащие для изоляции пластин друг от друга.
Блоки пластин вместе с сепараторами устанавливаются в отдель-
ные эбонитовые ячейки моноблока. Ячейки водонепроницаемы. По-
ложительные пластины блока опираются своими ножками на две
F3
тризмы, помещенные на дне ячейки. Отрицательные пластины но-
-жек не имеют и устанавливаются на специальные эбонитовые баш-
мачки.. Наличие призм и башмачков предохраняет разноименные
пластины от короткого замыкания, возможного вследствие выпаде-
,ния на дно банки шлама.
Элемент (банка) сверху закрывается крышкой, имеющей три
отверстия: два для выводных штырей ( + и—) и одно для заливания
электролита. Всего в моноблок устанавливается 12 банок, соединен-
ных между собой последовательно и образующих аккумуляторную
Рис. 1.11. Принципиальная схема включения аккумуляторных батарей в
бортовую электросеть самолета
батарею. Два разнополярных вывода крайних банок являются вы-
водами аккумуляторной батареи.
Схема включения в бортовую сеть. Работа схемы включения
бортовых аккумуляторных батарей (рис. 1.11) состоит в следую-
щем: включение батарей 715 и 716 осуществляется контакторами
К.М-400Д (717 и 718}, установленными в РК аккумуляторов, при
переводе переключателя 729 на щитке управления электроэнерге-
тикой в положение «Борт», и включение выключателей 2056 и 2057,
установленных в РК кабины экипажа.
Если случайно к бортовому разъему аккумуляторные батареи
будут подключены с обратной полярностью, т. е. «плюс» и «минус»
аккумуляторов будут перепутаны, то по обмоткам и диодам реле
719 и 720 потечет ток и реле сработают. Цепи обмоток контакторов
14
717 и 718 будут разомкнуты, так как размыкающие контакты реле-
779 и 720 сработают. Контакторы обесточатся, и аккумуляторные
батареи будут отключены от бортовой сети.
При выходе из строя обоих генераторов произойдет автоматиче-
ское переключение питания аварийной шины от аккумуляторных
батарей, если переключатель 941, расположенный на щитке управ-
ления электроэнергетикой, будет поставлен в положение «Автом».
В этом случае цепь питания контактора 1791 будет такой: «плюс» ,
аккумулятора — контактор 717 (718) — обмотка контактора 1791 —
контакты переключателя 941 — контакты реле 2055 и 2054— масса
(корпус самолета). «Минус» аккумулятора также присоединен к
массе. При работе стартер-генератора в генераторном режиме кон-
такты реле 2054 и 2055 разомкнуты и замкнуты при неработающих
генераторах.
При установке переключателя 941 в положение «Ручное» также
сработает контактор 1791, но независимо от работы СТГ-18ТМ. Ак-
кумуляторные батареи будут подключены на аварийную шину кон-
тактором КП-200Д (1791). В этом случае цепь питания контактора
будет следующая: «плюс» аккумулятора—контактор 717 (718) —
обмотка контактора 1791 — контакты переключателя 941 — масса.
В полете переключатель 941 должен стоять в положении «Автом,»,
а переключатель 729 — в положении «Борт».
Эксплуатация аккумуляторной батареи 12-САМ-28. Аккумуля-
торные батареи с завода поступают в сухозаряженном состоянии,
поэтому необходимо привести их в рабочее состояние. Ввод батарей
в эксплуатацию осуществляется путем первого заряда, для чего не-
обходимо снять батарейную крышку, завернуть глухие пробки и
залить элементы (банки) электролитом с удельным весом 1,260±
±0,005 г!см\ Температура электролита при заливке не должна пре-
вышать + 25° С. Уровень электролита в элементе аккумулятора
должен быть выше предохранительного щитка на 6—8 мм. Зали-
вать электролит следует аккуратно, не разливая его на мастику
батареи.
После заполнения вбех элементов электролитом батарею оЖв.
ляют для пропитки на 1—2 ч, после чего ее включают «на заряд.
При этом температура электролита должна быть не больше +35° С.
Если температура электролита за время пропитки не снизится до
+ 35° С, то батарею оставляют для охлаждения до указанной тем-
пературы. В процессе пропитки во всех элементах батареи прове-
ряется уровень электролита, и если он понизился, то его необходимо
довести до»нормального,
Первый заряд батареи проводится силой тока 4 а в течение
3—5 ч. Если в процессе заряда температура электролита подни-.
мается до +45° С или электролит сильно вспенивается, то заряд
следует прекратить для понижения температуры электролита до
+35° С. В этом случае продолжительность заряда аккумуляторной
батареи увеличивается.
15
Таблица 2
«{Степень заряженности батареи Напряже- ние при нагрузке в 12 а, в
Полностью заряжена . 24—25
Разряжена на 25% . . . 24—25
Разряжена на 50% • • 23—24
Разряжена на 75% . . 22—23
Полностью разряжена 21—22
плуатацию, о котором
бывают случаи, когда
нет
Батарея считается заряженной, когда наблюдается постоянство
удельного веса электролита во всех элементах и напряжения всех
элементов.
Если в течение 5 ч не будут достигнуты признаки конца заряда,
то его необходимо продолжить по режиму второго заряда.
Второй и все последующие заряды проводятся в две ступени:
1-я ступень: сила тока — 4 а, продолжительность — до до-
стижения напряжения элементов 2,40—2,42 в;
2-я ступень: сила тока — 2 а, продолжительность — до полу-
чения постоянства удельного веса электролита во всех элементах в
- течение 2 ч при обильном газовыделении.
В конце второго и последую-
щих зарядов удельный вес элект-
ролита доводится до 1,260±
±0,005 г/см? при температуре
+ 25° С.
Если, несмотря на принятые
меры, наблюдается отсутствие
признаков конца зарядов, то ба-
тарею разряжают силой тока в
5,6 а до напряжения 1,7 в на од-
ном из элементов, а затем снова
заряжают по режиму второго за-
ряда.
Порядок ввода батарей в экс-
□ выше, является нормальным, но
, и на [выполнение первого заряда.
При необходимости быстрого ввода в эксплуатацию допускается
установка батареи на самолеты сразу после пропитки пластин ак-
кумуляторов электролитом без последующего заряда. В этом слу-
чае необходимо предварительно проверить напряжение элементов
батареи с помощью нагрузочной вилки при силе тока 6 а; напряже-
ние при этом не должно быть ниже 2 в на каждом элементе.
Дйк од в процессе эксплуатации заключается в том,
чтоЯк установке на самолет допускаются только полностью заря-
женные аккумуляторные батареи, имеющие емкость 75% от номи-
нальной. Степень заряженности батареи приведена в табл. 2.
Перед установкой на самолет проверяется состояние клемм, мо-
ноблока, рабочих пробок и мастики батарей. Болты у клемм долж-
ны иметь исправную резьбу, все токоведущие части должны быть
очищены от окислов. Моноблок не должен иметь трещин. Замечен-
ный на мастике электролит удаляется. *
В процессе эксплуатации доливать в элементы электролит или
кислоту запрещается, за исключением тех случаев, когда точно из-
вестно, что произошло выплескивание электролита. В этих случаях
•следует доливать в элементы раствор серной кислоты в дистиллиро-
ванной воде такого же удельного веса, как и раствор, находящийся
в элементах батареи.
16
В основных те^^Гчески^-данных было указано, что батарея мо-
жет работать в срартерном режиме и обеспечивать соответствующее
количество запусков двигателя через турбогенераторную установ-
ку ТГ-16. йДгом случае необходимо выключить потребители, не
учас^йИдшйе в запуске.
Д^цЗармженность аккумуляторной батареи непосредственно на са-.
Чиодауе* необходимо проверять под нагрузкой в 12 а. Для этого не-
обходимо:
переключатель «Борт — Аэродром» поставить в положение
«Борт»;
на топливном щитке выключатель одного топливного подкачи-
вающего насоса (ЭЦН-14) поставить в положение «Ручное»;
в РК кабины экипажа выключатель проверяемого аккумулятора
(2056 или 2057) поставить в положение «Включено», а выключатель
другого аккумулятора выключить;
переключатель вольтметра установить в положение проверяе-
мого аккумулятора;
нагрузку необходимо контролировать по амперметру аккумуля-
торов (см. рис. 1.11).
При напряжении на аккумуляторе менее 24 в он подлежит за-
мене.
Принципиальная схема включения аэродромных источников
электроэнергии. Питание бортовой сети от аэродромных источников
осуществляется через любую одну из двух розеток аэродромного
питания — 722 или 723 (рис. 1.12).
Для подсоединения аэродромного источника к электросети са-
молета в гондоле правого двигателя установлены две вилки аэро-
дромного питания типа ШРАП-500К. Этот тип бортового разъема
рассчитан на номинальный ток 500 а (на схеме А—шина РК гон-
долы двигателя; Б — шина наружных средств аэродромного обслу-
живания).
При подсоединении розеток к вилкам срабатывает промежуточ-
ные реле ТКЕ-56ПД 721 и 727, при этом переключатель 729 должен
стоять в положении «Аэр». Как видно из схемы (см. рис. 1.11), цепь
питания контакторов 717 и 718 бортовых аккумуляторов разрывает-
ся, и они отключаются от бортовой сети. При срабатывании про-
межуточных реле 721 и 727 (см. рис. 1.12) напряжение подается на
обмотки контакторов КМ-600Д 724 включения АР-1 и 725 включе-
ния АР-2, которые, срабатывая, подключают аэродромные источни-
ки к бортовой сети самолета (726 — переключающие контакторы
ТСК-611А на 24-48 в; 728 — контактор подключения АР-1 и АР-2).
Правильность подключения аэродромных источников обеспечивает-
ся включением в схему реле ТДЕ-210 786 контроля полярности АР-1
и 787 контроля полярности АР-2 диодов, которые установлены в РК
гондолы двигателя.
Следует также иметь в виду, что при включении аэродромных
источников в бортовую сеть через контакты реле 721 и 727 напря-
жение подается на обмотки реле 709, которое осуществляет блоки-
17
ровку включения ДМР-600Т путем разрыва цепи включения
ДМР-600Т при срабатывании (реле 709 на данной схеме не пока-
зано). Одновременно с этим происходит блокирование запуска от
ТГ-16. Таким образом, при подключении аэродромных источников
стартер-генераторы и турбогенератор не могут быть включены в
бортовую сеть.
На схеме рис. 1.12 показан контактор 726 переключений акку-
муляторов на 24-7-48 в при запуске двигателей от аэродромных
Рис. 1.12. Принципиальная схема включения аэродромных источников в бортовую
электросеть самолета
источников. В положении, показанном на рисунке, на бортсеть от
общих источников поступает напряжение 24 в.
При срабатывании контактора от ПСГ-1А происходит переклю-
чение силовых цепей аэродромных аккумуляторов и аккумуляторы
соединяются последовательно, повышая напряжение до 48 в.
§ 4. Синхронный генератор переменного тока
ГО-16ПЧ8
Назначение и размещение. Источником электроэнергии пере-
менного тока напряжением 115 в и частотой 400 гц на самолете
Ан-24 являются два синхронных генератора переменного тока
ГО-16ПЧ8 (рис. 1.13), установленные по одному на двигателях.
18
Генератор ГО-16ПЧ8 представляет собой шестиполюсную син-
хронную машину трехфазного переменного тока с обмоткой воз-
буждения на роторе, питающейся от сети постоянного тока. Охлаж:
дение генератора осуществляется путем продува воздуха с полным
напором у входного патрубка не менее 300 мм вод. ст. Рулевые ма-
шины автопилота АП-28Л4 питаются от трех фаз генератора, при
этом одна фаза С3 подключена к корпусу самолета. Для питания
остальных потребителей используются две фазы генератора С\ и С2.
Генератор ГО-16ПЧ8 № 1 (на левом двигателе) является рабо
ним, а такой же генератор № 2 (на правом двигателе) является ре
зервным. Обмотка возбуждения
генератора № 2 все время нахо-
дится под напряжением. Однако
генератор в бортовую сеть не
включен, а включается с по-
мощью пускорегулирующей аппа-
ратуры автоматически в случае
отказа генератора № 1.
Работа пускорегулирующей
аппаратуры рассмотрена в § 11.
Принцип работы. Как было
указано выше, ГО-16ПЧ8 являет-
ся синхронным генератором трех- Рис. 1.13. Генератор ГО-16нЧ8
фазного переменного тока. Одна-
ко на самолете многие потребители питаются однофазным током на-
пряжением 115в и частотой 400 гц. Это получается потому, что на
шины питания подаетсй одна из фаз, а другая (Сз) подана на мас-
су самолета. Принцип работы синхронного генератора основан на
явлении электромагнитной индукции, заключающемся в том, что
при пересечении магнитным полем ротора трехфазной обмотки ста-
тора в ней наводится электродвижущая сила (э. д. с.).
Действующее значение э. д. с. в фазе'определяется по формуле
Е = 4,44(шф,
f Рп
где J=~zr—частота изменения э. д. с.;
60
w — число витков в фазе статора;
Ф — магнитный поток одного полюса ротора, в • сек.
Из формулы следует, что у синхронного генератора э. д. с. мож-
но изменять только путем изменения магнитного потока ротора
(изменением тока в обмотке возбуждения ротора).
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ГО-16ПЧ8
Номинальное линейное напряжение, в................. 120
Номинальный ток, а ............................... , 133
Номинальная мощность, ква......................... I 16
Напряжение питания цепи возбуждения, в . . . . 28
19
Ток возбуждения, а............................не более 25
Частота, гц................................... 400 ±4
Скорость вращения, пб!мин..................... 8000
Коэффициент мощности..........................0,85
Напряжение питания цепей управления, в . , . . 27
Режим работы............ • ..............продолжительный
Высота применения, м..........................До 12 000
Температура окружающей среды, °C...............+60-=----60
Срок службы, ч . . . .............. ..........500
Вес, кг.......................................27,5
Схема включения в бортовую сеть переменного тока напряже-
нием 115 в и частотой 400 гц. Для включения фаз генератора на со-
Рис. 1.14. Упрощенная принципиальная схема включения генераторов
ГО-16ПЧ8 в бортовую сеть переменного тока:
1 — розетка аэродромного питания переменным током; 2 — контактор включения аэро-
дромного питания; 3 и 4— контакторы ТКС-133ДТ включения генераторов ГО-16ПЧ8;.
5 н 6 — выключатели 2В-45 генераторов; 7 и 8— кнопки проверки генераторов; 9—
питание автопилота' (фаза I); 10— питание аппаратуры (фаза II); 11—шина аэро-
дромного питания радиоаппаратуры переменным током
20
ответствующие шины бортовой сети переменного тока применены
контакторы 3 и 4 типа ТКС-133 ДТ (рис. 1.14), которые управляют-
ся автоматически схемой при включении левого генератора в рабо-
ту с помощью выключателя 5.
Работа схемы при включении генератора № 1 и некоторые во-
просы эксплуатации генераторов переменного тока рассмотрены
в § 11.
§ 5. Преобразователь ПО-750 второй серии
Преобразователь ПО-750 второй серии1 представляет собой
электромашинный преобразователь энергии постоянного тока в пе-
ременный ток напряжением 115 в и частотой 400 гц.
Назначение и размещение. Преобразователь ПО-750 служит для
питания в полете потребителей однофазным переменным током при
выходе из строя основных генераторов переменного тока ГО-16ПЧ8,
т. е. является аварийным источником однофазного переменного То-
ка напряжением 115 в и частотой 400 гц. Кроме того, он исполь-
зуется для опробования потребителей переменного тока, мощность
которых не превышает 750 ва, на земле при неработающих двига-
телях и отсутствии аэродромного источника переменного тока. Пре-
образователь установлен в правом носовом отсеке самолета под
блоком топливомера.
Устройство, схема и принцип работы. Преобразователь ПО-750
состоит из трех основных частей:
1) однокорпусного электромашинного агрегата, включающего
электродвигатель постоянного тока и однофазный синхронный ге-
нератор;
2) центробежного переключателя;
3) коробки управления, состоящей из устройств, которые обес-
печивают дистанционный пуск и остановку преобразователя, стаби-
лизацию напряжения и частоты, защиту бортовой сети от радиопо-
мех, создаваемых работающим преобразователем, подачу постоян-
ного тока от питающей сети на входные клеммы преобразователя.
Электродвигатель преобразователя выполнен четырехполюсным
со смешанным возбуждением. На этих полюсах (рис. 1.15) распо-
ложены сериесная и управляющая (шунтовая) обмотки возбужде-
ния (СО и УО). Сериесная обмотка необходима для облегчения
условий запуска преобразователя и повышения устойчивости рабо-
ты электродвигателя при изменении напряжения питания и нагруз-
ки преобразователя.
Катушки управляющей обмотки электродвигателя соединены
между собой последовательно: один конец этой обмотки присоеди-
нен внутри двигателя к щеткодержателю плюсовых щеток, а вто-
рой— ( + СО) выведен из корпуса и присоединен к специальной
изолированной клемме. Щеткодержатели одинаковых полярностей
1 Далее в тексте книги преобразователь ПО-750 второй серии будет обозна-
чаться ПО-750.
21
соединены между собой. От щеткодержателей «минусовых» щеток
выведен наружу конец (—Я), подсоединенный внутри коробки уп-
равления к «минусу» сети питания. К «плюсовым» клеммам при-
соединены блокировочные конденсаторы, расположенные внутри
коллекторного щита.
Генератор преобразователя представляет собой однофазный
синхронный генератор с якорной обмоткой, расположенной на вра-
щающемся роторе. Концы обмотки ротора выведены на два кон-
тактных кольца. Возбуждение генератора осуществляется управ-
ляющей (шунтовой) и сериесной обмотками (УОГ и СОГ).
Катушки управляющей обмотки генератора соединены между
собой последовательно, концы обмотки выведены в коробку управ-
Рис. 1.15. Принципиальная схема соединений обмоток машинной части пре-
образователя ПО-750
ления. Катушки сериесной обмотки соединены между собой также
последовательно, а концы обмотки выведены из корпуса наружу.
Один конец ( + СОГ) присоединен к «плюсу» сети питания внутри
коробки управления, а второй (—СОГ) выведен к клемме проме-
жуточной подставки и соединен с концом ( + СО) сериесной обмот-
ки возбуждения электродвигателя.
Принцип действия преобразователя основан на законе электро-
магнитной индукции. Электродвигатель получает питание от сети
постоянного тока самолета.
При вращении якоря в проводниках наводится э. д. с., значение
которой определяется по формуле
Е = спф,
где Ф=Фс+Фу—суммарный магнитный поток от сериесной и управляющей об-
моток электродвигателя;
Фс — магнитный поток от сериесной обмотки;
Фу — магнитный поток от управляющей обмотки;
п — скорость вращения якоря, об!мин',
22
с=^-МО 8— постоянная величина для данного двигателя;
60«
р — число пар полюсов;
N — число активных проводников якоря;
а — число параллельных ветвей обмотки якоря.
При включении преобразователя в сеть под напряжение часть
напряжения будет теряться в обмотке якоря и щеточных контактах,
так как они обладают определенным сопротивлением.
Величина э. д. с. Е будет равна:
Е = U — InRn,
где U — напряжение бортовой сети;
1Я — ток якоря;
/?я — сопротивление якоря.
Из этих двух формул определяют значение оборотов двига-
теля:
П-7яЯя
п = -------------.
С' (Фс -р Фу)
Из последней формулы видно, что для поддержания на опреде-
ленном уровне скорости вращения якоря (п), от которой зависят
напряжение и частота переменного тока при изменении питающего
напряжения сети и нагрузки от максимальной до холостого хода,
следует воздействовать на магнитный поток.
Например, с увеличением нагрузки преобразователя растет по-
требляемый электродвигателем ток 1Я и, следовательно, возрастает
поток фс и увеличивается падение напряжения В этом случае
при неизменном напряжении питания U для сохранения скорости
вращения на прежнем уровне необходимо уменьшить величину ма-
гнитного потока Фу, что и осуществляется с помощью схемы управ-
ления коробки. Подробно схема регулирования напряжения и ча-
стоты преобразователя разбирается в специальных описаниях.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ПО-750
Напряжение питания, в........................27±2,7
Выходное напряжение, в.................... 115=5=4%
Частота переменного тока, гц................ 400±5
Потребляемый из сети ток, а................56
Отдаваемый ток, а...........................6,5
Отдаваемая мощность, ва.....................750
Коэффициент мощности........................0,9
Число оборотов в минуту..................... 12 000
Вес, кг.....................................14,8
Схема включения в бортовую сеть переменного тока. Как видно
из схемы (рис. 1.16), включение преобразователя ПО-750 в борто-
вую сеть переменного тока осуществляется установкой переключа-
теля 978 в положение «ПО-750», При этом питание от переключа-
теля через, размыкающие контакты контактора 979 включения ге-
нератора № 2 и размыкающие контакты реле ТКЕ-21ПД (2632)
поступает на клемму 4 ШР преобразователя.
23
Таким образом, при отказе двух основных генераторов
ГО-16ПЧ8 преобразователь ПО-750 включается автоматически. При
работающих генераторах ГО-16ПЧ8 обмотка контактора 979 нахо-
дится под напряжением и контакты 7; 8 разомкнуты.
Питание на подключение преобразователя ПО-750 к бортовой
сети поступает с его клеммы 2 ШР через переключатель 1466 «Воз-
дух— Земля» на контактор 1464 ТКС-111ДТ. Питание на шины
аппаратуры подается с клеммы 6 при установке переключателя
1466 в положение «Земля» или на контактор 970 подключения
ПО-750 на аварийную шину питания 115 в при установке переклю-
чателя 1466 в положение «Воздух». В полете переключатель 1466
должен стоять в положении «Воздух».
Рис. 1,16. Принципиальная схема включения преобразователя ПО-750 в бор-
товую сеть переменного тока
Реле 2632, указанное на схеме рис. 1.16, предназначено для бло-
кировки включения ПО-750 при подключении генератора ГО-16
№ 1, т. е. при включении генератора оно срабатывает и разрывает
цепь питания ПО-750 от щита АЗС.
§ 6. Источники трехфазного переменного тока
напряжением 36 в и частотой 400 гц
Назначение и размещение. Для питания самолетных потребите-
лей трехфазным переменным током напряжением 36 в и частотой
400 гц на самолете установлены два преобразователя ПТ-ЮООЦ
(один рабочий, второй резервный) и один преобразователь ПТ-125Ц
(рис. 1.17 и 1.18).
Преобразователь ПТ-ЮООЦ входит в централизованную систему
питания трехфазным переменным током.
24
Рабочий преобразователь ПТ-ЮООЦ и преобразователь ПТ-125Ц
установлены в правом носовом отсеке фюзеляжа, а резервный пре-
образователь ПТ-ЮООЦ— под полом между шпангоутами № 8 и 9.
Переключение преобразователей ПТ-ЮООЦ с основного на резерв-
ный производится переключателем, расположенным на щитке уп-
равления электроэнергетикой. При включении резервного преобра-
зователя на щитке загорается сигнальная лампа.
В случае любых двух- и трехфазных коротких замыканий или
обрывов в сети трехфазного переменного тока происходит автома-
тическое переключение питания потребителей с основного преобра-
зователя на резервный. Это переключение осуществляется коробкой
КПР-9, установленной в правом носовом отсеке. При этом необхо-
Рис. 1.17. Преобразователь
ПТ-ЮООЦ
димо иметь в виду, что коробка КПР-9 производит только односто-
роннее переключение нагрузки с рабочего преобразователя на ре-
зервный.
Преобразователь ПТ-125Ц включается только при отсутствии
централизованного питания при включении авиагоризонта АГД-1
левого пилота. '
На щитке управления электроэнергетикой установлен вольтметр
ВП-46, который показывает напряжение между I и II фазами трех-
фазной сети. Замер напряжений между II и III, а также между
I и III фазами производится при нажатии соответствующих кнопок,
расположенных на щитке управления электроэнергетикой.
Устройство и принцип работы. Преобразователь ПТ-ЮООЦ пред-
ставляет собой двигатель-генёраторную установку, выполненную в
одном корпусе с общим валом и состоящую из синхронного трех-
фазного генератора с возбуждением от постоянных магнитов и эле-
ктродвигателя с двумя обмотками возбуждения — последователь-
ной и управляющей.
Обмотка переменного трехфазного тока располагается на стато-
ре, что дает возможность конструктивно выполнить генератор без
скользящих контактов и, следовательно, упростить его конструкцию
25
и повысить эксплуатационную надежность. Аппаратура управления
и регулирования размещена в коробке, которая установлена на кор-
пусе преобразователя. На торцовой стороне коробки есть штепсель-
ный разъем для соединения с потребителями переменного тока и
схемой управления. Здесь же имеются контактные болты для при-
соединения к сети постоянного тока.
Преобразователь ПТ-125Ц служит для преобразования постоян-
ного тока, поступающего от бортовой электросети, в переменный
трехфазный ток напряжением 36 в и частотой 400 гц. Преобразова-
тель представляет собой электрическую машину, состоящую из эле-
ктродвигателя постоянного тока со смешанным возбуждением и
синхронного трехфазного генератора с возбуждением от постоян-
Рис. 1.19. Принципиальная схема включения преобразователей ПТ-1000Ц
и коробки КПР-9 в бортовую сеть самолета:
/ — шина в РК кабины экипажа; 2 — шина трехфазного тока в панели радиста; 3 — ши-
на в РК кабины экипажа; 4 — предохранитель СП-5; 5 — переключатель ППН-45; 6 —
вольтметр для измерения напряжения трех фаз; 7 —шина в РК кабины экипажа; 8 —
инерционный предохранитель ИП-75; 9 — кнопки переключения вольтметра; 10— контак-
тор включения основного преобразователя; // — лампа сигнализации работы резервного
ПТ-1000Ц (красная); 12,— контактор переключения преобразователей ТКД-233ДТ; 13 — АЗС
26
ных магнитов. Вращающиеся части преобразователя (якорь дви-
гателя и ротор генератора) посажены на общий вал, а неподвиж-
ные части (статоры) встроены в общий корпус. К корпусу крепится
коробка управления КСУ-125Ц, в которой размещены пусковой
контактор, обеспечивающий дистанционный запуск преобразовате-
ля, фильтры для снижения уровня помех радиоприему и блок управ-
ления, регулирующий в заданных пределах частоту переменного
тока.
Более подробное описание конструкций и принципа действия
преобразователей ПТ-1000Ц и ПТ-125Ц можно найти в технических
описаниях, прилагаемых к этим агрегатам.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ПТ-1000Ц и
ПТ-1000Ц
27
Напряжение постоянного тока, в . .
Выходное напряжение переменного
тока, в.............................
Отдаваемая мощность переменного
тока, ва.............................
Частота, гц.........................
Число оборотов в минуту ............
Вес, кг.............................
36 ±2
1000
400 ±2 %
12000
не более 20,3
ПТ-125Ц
ПТ-125Ц
27
36
125
400 ±2 %
12000
6
Схема включения в бортовую сеть трехфазного переменного
тока. Как видно из схемы (рис. 1.19), преобразователи ПТ-1000Ц
получают питание постоянным током из РК кабины экипажа, при-
чем основной преобразователь— через АЗР-70, а резервный — че-
рез инерционный предохранитель ИП-75.
Переменное трехфазное напряжение подается от преобразова-
телей ПТ-ЮООЦ на шины, находящиеся в панели радиста, через
контактор переключения преобразователей типа ТКД-233ДТ.
При отказе основного преобразователя в сеть можно подключить
резервный, для чего переключатель 5 нужно поставить в положение
«Рез». Однако, как указывалось ранее, перевод на питание шин от
резервного преобразователя может осуществляться автоматически,
посредством коробки КПР-9.
ГЛАВА II
ЗАЩИТНЫЕ И РЕГУЛИРУЮЩИЕ УСТРОЙСТВА
Для увеличения надежности снабжения потребителей электро-
энергией установленные, на самолете источники электроэнергии —
стартер-генератор СТГ-18ТМ и аккумуляторные батареи
12-САМ-28 — соединены между собой параллельно. Их «плюсовые»
цепи подключены на общую шину бортовой электросети постоянно-
го тока, а «минусовые» цепи — к корпусу самолета. При таком
подключении источников электроэнергии необходимо, чтобы напря-
27
жение стартер-генераторов во время полета поддерживалось посто-
янным и было несколько выше напряжения аккумуляторных бата-
рей с тем, чтобы питание всех потребителей осуществлялось от
стартер-генераторов и в то же время проводилась подзарядка
аккумуляторов. Кроме того, при наличии двух и более однотипных
генераторов должна быть обеспечена их параллельная работа.
Следует иметь в виду, что при понижении напряжения стартер-
генераторов вследствие уменьшения числа оборотов авиадвигате-
лей (например, при рулении) они должны автоматически отклю-
чаться от бортовой сети, в противном случае из аккумуляторных
батарей потечет обратный ток, который может привести к выходу
из строя стартер-генераторов.
В полете может также возникать аварийное повышение напря-
жения стартер-генераторов, связанное с перевозбуждением любого
из параллельно работающих стартер-генераторов, которое может
приводить к нежелательным последствиям, в частности, к бурному
кипению и выбиванию электролита из аккумуляторных батарей, пе-
регоранию ламп освещения и др.
Для обеспечения условий, необходимых для параллельной рабо-
ты источников электроэнергии, на самолете установлены электро-
технические защитные и регулирующие устройства, с помощью ко-
торых можно поддерживать на определенном уровне напряжение
стартер-генераторов, автоматически подключать и отключать их от
бортовой электросети самолета. Такими защитными и регулирую-
щими устройствами в системе источников постоянного тока на са-
молете являются:
дифференциально-минимальные реле ДМР-600Т второй серии;
регуляторы напряжения PH-180 второй серии;
автоматы защиты от перенапряжения АЗП-8М второй и после-
дующих серий.
На самолете установлена также пускорегулирующая аппарату-
ра генераторов переменного тока ГО-16ПЧ8, обеспечивающая нор-
мальную работу этих генераторов.
Рассмотрим более подробно установленные на самолете защит-
ные и регулирующие устройства.
§ 7. Дифференциально-минимальное реле
ДМР-600Т второй серии
Назначение и размещение. Дифференциально-минимальное ре-
ле ДМР-600Т второй серии (рис. 2.1) является электромагнитным
аппаратом и работает совместно с генератором. Оно предназна-
чается:
для автоматического подключения генератора постоянного тока,
когда напряжение генератора превышает напряжение сети;
для отключения генератора от сети, кргда обратный ток из сети
в генератор достигает величины, определяемой регулировкой реле;
28
для ручного дистанционного включения и отключения генера-
тора;
для сигнализации отключения генератора, и в том числе в случае
обрыва фидера между генератором и реле.
Дифференциально-минимальное реле ДМР-600Т защищает так-
же от включения генератор, имеющий неправильную полярность.
В системе источников питания самолета Ан-24 имеется три реле
ДМР-600Т. ДМР-600Т левого стартер-генератора расположено в
левом ЦРУ, правого стартер-генератора — в правом ЦРУ, реле тур-
богенератора — в РК гондолы правого двигателя.
Рис, 2.1. Дифференциально-
минимальное реле ДМР-600Т
Устройство, схема и принцип работы. Дифференциально-мини-
мальное реле ДМР-600Т состоит из следующих основных частей
(рис. 2.2):
дифференциального реле 6 поляризованного типа с постоянны-
ми магнитами;
контактора 1, состоящего из электромагнита, силовой контакт-
ной системы и возвратной пружины;
коммутационного реле клапанного типа ТКЕ-1Р2ДТ 3 с двумя
замыкающими контактами, осуществляющего коммутацию одной
цепи на два направления;
коммутационного реле клапанного типа ТКЕ-22ПДТ 4 с двумя
переключающими контактами.
Подробнее об устройстве контактора и реле сказано в техниче-
ских описаниях.
Принцип действия ДМР-600Т состоит в следующем: при замыка-
нии выключателя генератора срабатывает реле ТКЕ-1Р2ДТ, через
контакты которого ток подается на обмотку реле ТКЕ-210ДТ, об-
мотку и контакты дифференциального реле, в результате чего схема
подготовлена к работе.
Как уже указывалось, дифференциальное реле является поля-
ризованным реле с постоянными магнитами. При превышении на-
29
Рис. 2.2. Принципиальная схема дифференциально-минимального реле
ДМР-600Т:
/ — контактор; 2 — коммутационное реле ТКЕ-210ДТ; 3 — коммутационное реле
ТКЕ-1Р2ДТ; 4 — коммутационное реле ТКЕ-22ПДТ; 5 — коммутационное реле
ТНЕ-210ДТ; 6 — дифференциальное реле
пряжения генератора над напряжением сети (аккумуляторов) ток в
шунтовой обмотке дифференциального реле создаст магнитный по-
ток, направленный навстречу потоку от постоянных магнитов при
разомкнутых контактах. В этом случае контакты дифференциаль-
ного реле замыкаются и «плюс» от генератора подается на обмот-
ку контактора, который срабатывает и подключает генератор к
бортсети самодета. Ток, проходящий через сериесную обмотку диф-
ференциального реле, будет усиливать общий поток реле и плотнее
удерживать его контакты в замкнутом состоянии.
При замыкании койтактов контактора напряжение подается на
обмотку реле ТНЕ-210ДТ, которое срабатывает, и размыкающие
контакты разрывают цепь. При этом вводится добавочное сопротив-
ление в цепь обмотки контактора. Одновременно напряжение по-
дается на обмотку реле ТКЕ-22ПДТ, которое срабатывает и под-
ключает шунтовую обмотку дифференциального реле к зажиму « + »
30
генератора, обеспечивая тем самым контроль исправности цепи на
участке «генератор — ДМР».
При превышении напряжения сети над напряжением генератора
по сериесной обмотке дифференциального реле будет протекать ток
обратного направления, который, достигнув определенной величи-
ны, приведет к размыканию контактов дифференциального реле.
Контактор обесточится, и генератор отключится от бортсети.
Реле ТКЕ-210ДТ разрывает цепь питания шунтовой обмотки
дифференциального реле при снижении напряжения генератора, а
также при подключении генератора с обратной полярностью.
Следует иметь в виду, что реле ДМР-600Т второй серии выпу-
скается заводом-изготовителем в отлаженном состоянии, поэтому в
процессе эксплуатации регулировка его не допускается. Подчибтка
контактов главного контактора также не требуется и не разрешает-
ся в течение всего срока службы.
Схема включения ДМР-600Т совместно с регулятором напряже-
ния РН-180, автоматом защиты от перенапряжений АЗП-8М и гене-
ратором дана на рис. 2.8.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДМР-600Т ВТОРОЙ СЕРИИ
Напряжение питания реле, в...................254-30
Превышение напряжения генератора над напря-
жением сети, при котором срабатывает диффе-
ренциальное реле на включение, в............. . 0,24-1
Обратный ток отключения реле, а..............25-и50
Номинальный ток силовой цепи, а..............600
Перегрузочная способность силовых контактов
двукратным током, сек . . ............... . 30
Безотказная длительная работа на высотах, км . . до 20
Срок службы (число включений при номинальной
нагрузке)....................................10 000
Вес, кг......................................не более 2,5
§ 8. Регулятор напряжения РН-180
второй серии
Назначение и размещение. Угольные регуляторы напряжения
РН-180 второй серии предназначены для автоматического поддер-
жания в заданных пределах напряжения самолетных стартер-гене-
раторов постоянного тока,, работающих в генераторном режиме,
при изменении их нагрузки и скорости вращения в рабочем диапа-
зоне, а также для поддержания постоянства напряжения генерато-
ра ГС-24А, установленного на турбогенераторной установке ТГ-16.
Одновременно регуляторы поддерживают равномерное распределе-
ние нагрузки при параллельной работе генераторов.
Регуляторы напряжения стартер-генераторов расположены соот-
ветственно в левом и правом зализах центроплана. Регулятор на-
31
пряжения турбогенератора установлен в гондоле правого двига-
теля.
Устройство, схема и принцип работы. Основными частями
РН-180 (рис. 2.3) являются: собственно регулятор, состоящий из
угольного столба ШР-14А, электромагнита с тремя обмотками, ре-
бристого корпуса, якоря с пружиной, сердечника и др.; подставка с
амортизаторами; основание; штепсельный разъем; три 'сопротивле-
ния; колодка с германиевым диодом.
Регулятор напряжения РН-180 представляет собой электромаг-
нитный регулятор реостатного типа с плавным изменением сопро-
тивления угольного столба. Он отличается от регулятора РН-180
первой серии обмоточными данными, внутренней схемой соедине-
ния и креплением ребристого корпуса за утолщенное ребро на %
длины корпуса. Габаритные и установочные размеры регуляторов
обеих серий одинаковы.
Принцип действия регулятора РН-180 (рис. 2.4) состоит в сле-
дующем. Рабочая обмотка регулятора ei через добавочные сопро-
тивления /?2 и выносное сопротивление ВС-25Б, которое входит
в схему регулирования напряжения, включена на клеммы генера-
тора постоянного тока. Угольный столб регулятора включен после-
2
Рис. 2.3. Регулятор напряжения РН-180 второй серии:
1 — сердечник; 2—якорь; 3 —угольный столб; 4 — корпус регулятора; 5 — шпилька; 6 —
втулка; 7 —контакт; 8 — колпак; 9 — штепсельный разъем; /0 — сопротивление ПЭВ-20-24;
// — сопротивление ПЭВ-2,5-75-1; 12— подстроечный реостат РС-25; 13—кожух; 14 —
фланец; /5 — подставка; 16 — амортизатор; 17— основание; /3 —шайба; /Р —теплоизо-
лирующий экран; 20 —фасонное кольцо; 2/— корпус электромагнита; 22—катушка
32
В сеть
Рис. 2.4. Принципиальная схема угольного регулятора напряжения РН-180
второй серии
довательно с обмоткой возбуждения генератора, также на клеммы
генератора. Чувствительным элементом регулятора, воспринимаю-
щим изменение регулируемого напряжения, является электро-
магнит.
Исполнительным органом, непосредственно воздействующим на
возбуждение генератора, является угольный столб, собранный из от- '
дельных угольных шайб и обладающий свойством изменять вели-
чину своего сопротивления в широком диапазоне при изменении
действующей на него силы сжатия. Изменение силы сжатия пружин
происходит вследствие перемещения якоря электромагнита, жестко
связанного с пружиной мембранного типа. На якорь электромаг-
нита действуют три силы: сила электромагнита, сила реакции
угольного столба и сила пружины якоря, противоположная силе
электромагнита. -
При повышении напряжения генератора увеличивается ток в ра-
бочей обмотке регулятора, а следовательно, увеличивается и сила
электромагнита. Равновесие сил, действующих на якорь, нарушает-
ся, и якорь перемещается в направлении электромагнита. При этом
давление на угольный столб уменьшается и его сопротивление воз-
растает, что приводит к уменьшению тока возбуждения генератора
и снижению напряжения до заданного уровня. В этом положении
снова наступает равновесие сил.
При снижении напряжения генератора ниже установленного
Уровня сила электромагнита уменьшается, равновесие сил нару-
2—1637 .33
шается, и якорь отходит от электромагнита. При этом давление на.
угольный столб возрастает, и его сопротивление уменьшается.
Вследствие этого ток возбуждения генератора увеличивается, и его
напряжение возрастает до заданного уровня.
Характеристики электромагнита и мембранной пружины якоря j
подобраны таким образом, что небольшое изменение напряжения на
рабочей обмотке регулятора вызывает изменение сопротивления
угольного столба р, необходимого для поддержания напряжения J
генератора на заданном уровне.
Для уменьшения влияния изменений температуры на точность i
работы регулятора предусмотрена температурная компенсация,
е3 ' состоящая из сопротивлений Ai и ,
R2, последовательно включенных с 1
рабочей обмоткой ei, и обмотки тем- 1
пературной компенсации es, вклю- 1
ченной параллельно обмотке ei и |
сопротивлениям /?1 и R%. 1
Намагничивающая сила обмотки |
е3 вычитается из намагничивающей |
силы рабочей обмотки вьи поэтому |
на якорь действует разность намаг- I
ничивающих сил. Сопротивления Ri 1
и R2 изготовлены из константана и I
практически с изменением темпера- 1
туры своей величины не изменяют. |
Параметры сопротивлений и обмо- 1
ток подобраны таким образом, что 1
приращение намагничивающих сил 1
от изменения температуры обеих об-
Рис. 2.5. Эквивалентная схема ра- МОТОК Примерно одинаково.
боты регулятора напряжения (схе- для повышения устойчивости ра- Я
ма моста) боты регулятора, которая снижает- I
ся при переходных режимах работы 1
генераторов, в схеме регулятора предусмотрено стабилизирующее I
сопротивление R3, способствующее уменьшению колебаний напря- Я
жения и их быстрому затуханию. а
Это стабилизирующее сопротивление включено в диагональ мо- Я
ста (рис. 2.5), состоящего из сопротивления угольного столба р, Я
«обмотки возбуждения генератора ОВГ, рабочей обмотки регулято- Я
ра е(, выносного сопротивления ВС-25Б и сопротивлений Ал и АД Я
Стабилизирующее действие сопротивления Аз можно пояснить Я
«следующим образом. Направление и величина тока, проходящего
Через стабилизирующее сопротивление, зависят только от потенциа- а
лов точек 1 и В. Если, например, потенциал точки В выше потен- 1
циала точки 1, то ток в этом сопротивлении будет течь от точки В к 1
точке 1. I
Предположим, произошло включение нагрузки генератора и на- а
пряжение генератора снизилось. Тогда ток в рабочей обмотке ei
34 1
регулятора уменьшится. При этом уменьшится сила электромагни-
та и якорь регулятора начнет перемещаться, увеличивая давление
на угольный столб, сопротивление которого будет уменьшаться, за-
медлится и падение напряжения на угольном столбе, а следователь-
но, начнет возрастать потенциал точки 1. Увеличение потенциала
точки 1 вызовет уменьшение тока, протекающего через стабилизи-
рующее сопротивление, вследствие чего уменьшится падение на-
пряжения на сопротивлениях Д и Д2 и общее снижение тока в об-
мотке электромагнита регулятора будет меньше, чем при отсутствии
стабилизирующего сопротивления Д. Уменьшение снижения тока в
обмотке электромагнита вызовет меньшее снижение силы электро-
магнита, замедляя перемещение якоря регулятора, усилит затуха-
ние колебаний якоря и, следовательно, будет способствовать быст-
рому прекращению колебаний напряжения.
Мы видим, что стабилизирующее сопротивление вносит в работу
системы некоторый статизм. Однако статизм на малых скоростях
вращения генератора оказывает вредное влияние на работу систе-
мы «генератор — регулятор». Чтобы уменьшить статизм регулятора-
напряжения за счет действия стабилизирующего сопротивления Лз,
последовательно с ним включен диод Д-1, запирающий цепь стаби-
лизации на малых скоростях, когда потенциал точки 1 выше потен-
циала точки В.
Параллельная работа генераторов. Параллельная работа гене-
раторов СТГ-18ТМ обеспечивается за счет обмоток параллельной
работы регуляторов напряжения и балластных сопротивлений БС,
включенных в «минусовые» цени СТГ. Из схемы (рис. 2,6) видно,,
что обмотки е2 параллельно включенных генераторов соединяются,
навстречу друг другу и служат для уравнивания нагрузок генера-
торов автоматическим корректированием их напряжений.
Работу схемы можно пояснить следующим образом. Падения
напряжений на балластных сопротивлениях пропорциональны то-
кам нагрузок генераторов. При равных нагрузках генераторов па-
дения напряжений в балластных сопротивлениях равны, потенциа-
лы точек а и б, в которых присоединены обмотки параллельной
работы к балластным сопротивлениям, также равны. Ток по урав-
нительным обмоткам не протекает. Неравномерная нагрузка гене-
раторов вызывает различные падения напряжений на балластных
сопротивлениях. Допустим, что первый генератор Г1 нагружен
больше, чем второй Г2. Тогда падение напряжения на балластном'
сопротивлении первого генератора будет больше, чем на таком же
сопротивлении второго генератора, и потенциал точки а будет мень-
ше потенциала точки б. Уравнительный ток потечет от точки б к
точке а. В первом регуляторе магнитный поток уравнительной об-
мотки, складываясь с потоком рабочей обмотки щ, увеличит силу
притяжения якоря, и напряжение первого генератора снизится. Во
втором регуляторе уравнительный ток, протекая в направлении, об-
ратном току рабочей обмотки, уменьшит суммарный поток, и на-
пряжение генератора повысится.
2* - 35
Следовательно, магнитные потоки обмоток параллельной рабо-
ты, алгебраически суммируясь с потоками рабочих обмоток регуля-
торов, выравнивают напряжения и нагрузки параллельно работаю-
щих генераторов.
На самолете Ан-24 для настройки генераторов СТГ-18ТМ на па-
раллельную работу необходимо:
Рис. 2.6. Принципиальная схема параллельной работы двух стартер-
генераторов при помощи РН-180 второй серии
установить головки выносных сопротивлений ВС-25Б регулято-
ров в среднее положение;
запустить двигатели и прогреть их;
установить двигателям эксплуатационные обороты;
отрегулировать с помощью выносных сопротивлений для каждо-
го генератора напряжение 28,5 в;
включить генераторы в бортовую сеть самолета;
в полете нагрузить генераторы на максимально возможную на-
грузку и выравнять их токи при помощи ВС-25Б, поворачивая вле-
во головку выносного сопротивления более нагруженного гене-
ратора;
после 30—60 мин полета, когда вся система прогреется, еще раз
уравнять токи генераторов, постепенно изменяя положение головок
выносных сопротивлений. На недогруженном генераторе необходи-
мо увеличить напряжение, на перегруженном — уменьшить, затем
36
проверить напряжение в бортовой сети и, если оно отличается-от
номинального 28,5 в, одновременно поворачивая рукоятки обоих
реостатов ВС-25Б влево или вправо, добиться номинального значе-
ния напряжения.
При равенстве токов генераторов настройку их на параллель-
ную работу можно считать законченной.
В последующих полетах головки ВС-25Б не трогать, а периоди-
чески контролировать величины токов и напряжений генераторов.
Допустимым расхождением при параллельной работе генерато-
ров является ток силой не более 60 а при нагрузках, близких к но-
минальным. В настоящее время на выпускаемых самолетах Ан-24
балластные сопротивления БС-18 000 из минусовых цепей генерато-
ров СТГ-18ТМ и генератора ГС-24А турбоустановки исключены.
По новой схеме сигнал регулирования параллельной работы ге-
нераторов, подаваемый на соответствующие обмотки регуляторов
напряжения РН-180, снимается с компенсационных обмоток и обмо-
ток дополнительных полюсов генераторов, т. е. с клеммы «п» на
колодке стартер-генератора СТГ-18ТМ.
В остальном принцип действия схемы параллельной работы ге-
нераторов остается без изменений.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РН-180 ВТОРОЙ СЕРИИ
Номинальное поддерживаемое напряжение, в . 28,5
Мощность, рассеиваемая угольным столбом, вт не более 180
Ток, потребляемый рабочей обмоткой et, а . . не более 0,87
Режим работы..............................продолжительный
Изменение напряжения генератора при изме-
нении оборотов от минимальных до мак-
симальных и нагрузки от нуля до номиналь-
ной при неизменной величине выносного со-
противления ВС-25Б, в ................... немного более 3
(26,3—29,7)
Выносное сопротивление ВС-25Б обеспечивает
изменение уровня напряжения генератора, а в пределах ±1,5
Вес, кг...................................не более 2,5
§ 9. Автомат защиты от перенапряжения
АЗП-8М второй серии
Назначение и размещение. В системе источников питания пос-
тоянного тока используется автомат защиты от перенапряжения
типа АЗП-8М второй и последующих серий.
Автомат АЗП-8М предназначен для защиты сети постоянного
тока от аварийного повышения напряжения, которое может возник-
нуть при перевозбуждении любого из параллельно работающих ге-
нераторов постоянного тока. На самолете установлены два автома-
та АЗП-8М соответственно в цепи правого и левого СТГ, на потолке
пассажирской кабины между шпангоутами № 10 и 11.
37
Схема и принцип работы. В состав АЗП-8М (рис. 2.7) входят
реле Т5!, Р2 и А, а также кнопочный контактор Л и сопротивления
/?2, /?з, Ri и /?5. Кнопка кнопочного контактора устанавливается
на его штоке и выступает за обрез крышки, что обеспечивает доступ
к ней обслуживающего персонала и членов экипажа самолета.
Принцип работы автомата состоит в следующем. При возраста-
нии напряжения стартер-генератора более 29—33 в через опреде-
ленное время, зависящее от величины напряжения, срабатывает
Рис. 2.7. Принципиальная схема автомата защиты от перенапряжения АЗП-8М
реле замедленного действия Р(, обмотка которого включена парал-
лельно обмотке возбуждения генератора. Это замедление срабаты-
вания реле Р (РЗД-М) обеспечивается воздушным демпфером, вхо-
дящим в конструкцию реле. Применение воздушного демпфера пре-
дусмотрено с целью предупреждения срабатывания АЗП при
кратковременном увеличении напряжения, не являющемся аварий-
ным. Обычно аварийное повышение напряжения происходит в связи
с выходом из строя регулятора напряжения, в частности, спекания
шайб угольного столба или обрыва рабочей обмотки регулятора.
После замыкания контактов реле Р\ срабатывает коммутацион-
ное реле Р%, замыкающее цепь обмотки кнопочного контактора Р.
Последний срабатывает и разрывает контакты 3—4 и 7—8. Контак-
ты 3—4, шунтировавшие ранее сопротивление R3, при их разрыве
дают возможность последовательно в обмотку возбуждения гене-
ратора включить сопротивление и снизить ток возбуждения, а сле-
38
довательно, и напряжение генератора. Одновременно разрыв кон-
тактов 7—8 обесточивает дифференциально-минимальное реле
ДМР-600Т, которое отключает перевозбужденный стартер-генератор
от сети. При срабатывании кнопочного автомата 7< его шток подни-
мается. Для того, чтобы схему привести в исходное рабочее поло-
жение после устранения неисправности, необходимо вручную на-
жать кнопку, тогда снова замкнутся контакты 3—4 и 7—~8.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ АЗП-8М ВТОРОЙ СЕРИИ
Номинальное напряжение питания, в.........
Номинальный ток в цепи силовых контактов, а
Напряжение генератора, при котором автомат
должен срабатывать на всех режимах, в . .
Режим работы .............................
Вес, кг....................................
28,5
не более 15
29—33
продолжительный
не более 1,8
§ 10. Схема источников постоянного тока
и их эксплуатация
Краткое описание схемы. На рисунках 1.11; 1.12; 2.2; 2.4; 2.6
и 2.7 приведены принципиальные схемы источников электроэнергии
постоянного тока, их защитных и регулирующих устройств.
На рис. 2.8 дана принципиальная схема включения стартер-
генераторов СТГ-18ТМ и генератора ГС-24А в бортовую электри-
ческую сеть постоянного тока к шинам щитка АЗС правого и лево-
го ЦРУ (077; 025\ 026) и шине запуска; кроме того, здесь же пока-
заны соединения стартер-генераторов с ДМР-600Т, РН-180 и
АЗП-8М и генератора ГС-24А со своим дифференциально-мини-
мальным реле ДМР-600Т.
Работа схемы кратко заключается в следующем. После оконча-
ния запуска авиадвигателей самолета стартер-генераторы автома-
тически переходят в генераторный режим.
Включение стартер-генераторов 700 и 741 в бортовую сеть осу-
ществляется дифференциально-минимальными реле ДМР-600Т 703
и 743 в тот момент, когда напряжение генераторов превысит напря-
жение сети на 0,2-ь1 в при включении выключателей стартер-гене-
раторов 708 и 751.
Для защиты стартер-генераторов от коротких замыканий в ЦРУ
установлены тугоплавкие предохранители типа ТП-600.
Включение стартер-генераторов, регулировка их напряжения, а
также контроль токов генераторов производятся со щитка управле-
ния электроэнергетикой. На этом же щитке или на приборной доске
находятся лампы сигнализации выхода из строя стартер-генерато-
ров 1145 и 1157.
Автоматическое распределение нагрузки между параллельно
работающими генераторами осуществляется в результате подачи
напряжения с балластных сопротивлений (—ЭГ), установленных
на противопожарных перегородках двигателей, на обмотки е2 (см.
39

рис. 2.6) параллельной работы регуляторов напряжения PH-180
704 и 747. Магнитный поток этих обмоток воздействует на якорь с
пружиной, а тот на угольный столб таким образом, что напряжение
перегруженного стартер-генератора снижается, а недогруженного —
повышается. Как было указано ранее, в схеме угольных регуляторов
напряжения предусмотрены выносные сопротивления ВС-25Б 705 и
748, с помощью которых регулируют параллельную работу стартер-
генераторов как на земле, так и в полете.
При возникновении перенапряжения автоматы защиты от пере-
напряжений АЗП-8М (поз. 706 и 749) вводят сопротивления в цепь
обмотки возбуждения стартер-генераторов, а также обесточивают
ДЛ4Р-600Т, которые отключают поврежденные стартер-генераторы.
В схеме источников питания предусмотрены кнопки аварийного
отключения возбуждения стартер-генераторов поз. 1160 и 2060. При
нажатии одной из кнопок в цепь обмотки возбуждения СТГ-18ТМ
включается сопротивление Ri (см. рис. 2.7), которое резко снижает
ток в цепи обмотки возбуждения. Одновременно размыкание кон-
тактов 7—8 АЗП-8М обесточивает ДМР-600Т, которое отключает
перевозбужденный стартер-генератор от бортовой электросети.
При запуске авиадвигателей срабатывает реле времени, кото-
рое служит для задержки времени подключения АЗП-8М после за-
пуска. Через контакты этого реле подается напряжение на обмотку
реле 707 и 750 блокировки включения ДМР-600Т при запуске. Эти
реле при срабатывании своими разомкнувшимися контактами раз-
рывают цепь включения ДМР. До разрыва цепь включения
ДМР-600Т состояла из: «плюса» генератора на ДМР — предохра-
нителя СП-5 — замкнутых контактов реле 707 — замкнутых кош
тактов реле 709 — штыря 1 АЗП-8М — размыкающих контактов
7—8 АЗП (см. рис. 2.7) — штыря 5 — выключателя генератора
708 — клеммы В в ДМР — обмотки реле — «минуса» бортовой се-
ти. Указанная цепь рассмотрена для генератора № 1 (левый двига-
тель). При разрыве контактов реле 707 дифференциально-мини-
мальное реле ДМР-600Т выключается и, следовательно, исключает-
ся возможность включения СТГ-18ТМ в бортовую сеть в качестве
генератора, когда он работает в стартерном режиме.
Токи нагрузки генераторов замеряются амперметрами 702 и 754
типа А-3, включенными последовательно в силовые цепи стартер-
генераторов через шунты и предохранители СП-2.
Напряжение всех источников питания замеряется с помощью
вольтметра типа В-1 (поз. 1155), установленного на щитке элект-
роэнергетики. Подключение вольтметра к тому или иному источни-
ку питания осуществляется с помощью переключателя 11П1Н, ус-
тановленного также на щитке электроэнергетики.
На принципиальной схеме рис. 2.8 приведены измерительные це-
пи по напряжению для ЦРУ, стартер-генераторов, аварийной шины
и розетки аэродромного питания АР-2. Для остальных источников
измерительные цепи не показаны во избежание затемнения черте-
жа. С этой же целью указаны только силовые цепи для генератора
41
ГС-24А при включении его как в бортовую сеть, так и на шину за-
пуска. Нумерация агрегатов, приборов и других элементов прин-
ципиальной схемы выполнена в соответствии с принятой нумераци-
ей на принципиальной схеме самолета Ан-24, при этом некоторым
проводам для примера, в основном силовым, дана маркировка со-
гласно принципиальной схеме.
Эксплуатация стартер-генераторов постоянного тока, их защит-
ных и регулирующих устройств. При эксплуатации стартер-генера-
торов, генераторов постоянного тока, их защитных и регулирующих
устройств необходимо руководствоваться их техническими описа-
ниями, регламентом технического обслуживания электрооборудова-
ния самолета Ан-24 и другими официальными документами. Одна-
ко можно указать на некоторые общие вопросы эксплуатации этих
устройств.
При осмотре генераторов СТГ-18ТМ следует обращать внима-
ние на состояние коллектора, щеток, щеточных пружин, крепления
патрубка охлаждения, на плотность затяжки контактных соедине-
ний. При загрязнении коллектора рекомендуется протереть его чи-
стой тряпкой, слегка смоченной в бензине Б-70. Нужно также про-
верить легкость хода щеток в щеткодержателях и их высоту. Если
высота щеток по большей стороне менее оговоренной регламентом,
то их необходимо заменить.
Регуляторы напряжения PH-180 и реле ДМР-600Т выпускаются
заводом в отлаженном виде, поэтому разборка и настройка этих
аппаратов в аэродромных условиях не допускаются.
В случае появления колебаний и бросков напряжения необходи-
мо сразу же регулятор отключить, снять с самолета и установить на
его место исправный.
Не допускается в процессе эксплуатации подчистка контактов
главного контактора ДМР-600Т.
§ 11. Пускорегулирующая аппаратура
генератора переменного тока ГО-16П48
Назначение и размещение. Пускорегулирующая аппаратура ге-
нераторов переменного тока ГО-16ПЧ8 обеспечивает:
возможность изменения напряжения в пределах ±10 в с по-
мощью выносного сопротивления ВС-33;
автоматическое выключение генератора из сети и отключение его
возбуждения при повреждениях сети переменного тока или генера-
тора (короткое замыкание провода, потеря возбуждения);
автоматическое отключение возбуждения при невключении ге-
нератора на нагрузку вследствие недостаточного напряжения на его
клеммах по различным причинам;
точное регулирование напряжения;
световую сигнализацию при отключении генератора от нагрузки;
автоматическое выключение возбуждения генератора ГО-16ПЧ8
при аварийном повышении напряжения сети;
42
автоматическое отключение генератора при понижении частоты
до 320 гц.
В состав схемы пускорегулирующей аппаратуры генераторов
Г0-16ПЧ8 входят следующие устройства:
две коробки включения и точного регулирования КВР-2;
два регулятора напряжения РН-600;
два автомата защиты сети от перенапряжения АЗП1-1СД;
две коробки отсечки частоты КОЧ-1 АН;
два выносных сопротивления ВС-33.
Устройства, входящие в систему пускорегулирующей аппарату-
ры генераторов ГО-16ПЧ8, установлены в следующих местах:
две коробки включения и точного регулирования напряжения
КВР-2 — в боковых зализах центроплана;
два регулятора напряжения РН-600 — в этих же боковых зали-
зах центроплана с продув,ом забортным воздухом;
коробки отсечки частоты КОЧ-1АН и автоматы АЗП1-1СД —
вверху фюзеляжа в районе шпангоутов № 23 и 24;
выносные сопротивления ВС-33 — на щитке управления элек-
троэнергетикой.
Работа пускорегулирующей аппаратуры. Как уже говорилось,
из двух генераторов переменного тока ГО-16ПЧ8, установленных на
самолете, один является рабочим, а второй резервным.
Включение генератора. Для включения генератора
ГО-16ПЧ8 № 1 (рис. 2.9) переключатель В ставится в положение
№ 1 (влево). В этом положении питание через клемму 4ШР и раз-
мыкающие контакты 4Р2 подается на контактор 2К, через размы-
кающие контакты 5Р2— на лампу ЛС] сигнализации отключения
генератора и через размыкающие контакты 8Pt и 10Pi — на элек-
тродвигатель временного механизма ЭМРВ-27Б. При этом контак-
тор 2К через замкнувшиеся контакты и угольный столб регу-
лятора напряжения РН-600 подключает обмотку возбуждения
генератора ГО-16ПЧ8 к сети постоянного тока, загорается сигналь-
ная лампа и начинает работать временный механизм ЭМРВ-27Б.
Если авиадвигатель запущен и генератор ГО-16ПЧ8 исправен,
то он возбуждается и питание через выпрямители В&, В7 и В8
подается на реле 6Р, 7Р и 8Р. При достижении напряжения генера-
тора 95 в реле 6Р, 7Р и 8Р срабатывают и через свои контакты
подают питание на реле 9Р и 5Р, одновременно разрывая цепь вре-
менного механизма, который устанавливается в исходное поло-
жение.
Реле 9Р, сработав, через свои контакты 9Р\ самоблокируется,
обеспечивая также удержание реле 5Р. В результате срабатывания
реле 5Р контактами 5Р2 разрывается цепь питания сигнальной лам-
пы JIClt а контактами 5Р\ подключается к сети обмотки контактора
1К, который срабатывает и подключает генератор к сети перемен-
ного тока (на обогрев винтов, питание аппаратуры, автопилота
и др.).
43
Рис. 2.9. Принципиальная схема пускорегулирующей аппаратуры генерато-
ров ГО-16ПЧ8
Если по каким-либо причинам генератор не возбудится, то реле
6Р, 7Р и 8Р не сработают. В этом случае электродвигатель времен-
ного механизма будет продолжать работать, и через 6 сек замкнут-
ся контакты микровыключателя МВ, обеспечив питание реле 4Р.
Последнее сработает и через свои контакты 4Р3 самоблокируется,
контактами 4Р2 разорвет цепь питания контактора 2К, включаю-
щего обмотку возбуждения генератора ГО-16ПЧ8, а замкнувшимися
контактами 4Pi подаст питание на реле ЮР. Кроме того, через кон-
такты 4Р\ и клемму 8ШР подается питание на включение генератора
№ 2. Реле ЮР своими размыкающими контактами 10Р\ разрывает
цепь питания временного механизма.
Так как при отсутствии напряжения на зажимах генератора реле
6Р, 7Р и 8Р не срабатывают, то не сработают и реле 9Р и 5Р. По-
этому лампа сигнализации выхода из строя генератора № 1 будет
продолжать гореть.
Регулирование напряжения генератора ГО-16ПЧ8
осуществляется угольным регулятором РН-600. Угольный регулятор
напряжения предназначен для автоматического поддержания в за-
данных пределах напряжения генератора ГО-16ПЧ8 при изменении
его нагрузки и скорости вращения в рабочем диапазоне. Он пред-
ставляет собой электромагнитный регулятор реостатного типа с
плавным изменением сопротивления угольного столба. В состав
регулятора входят: собственно регулятор, плита с амортизаторами,
основание, патрубок и штепсельный разъем. Общее сопротивление
внешних соединительных проводов в цепи угольного столба должно
быть не более 0,05 ом. Подробно принцип работы аналогичного
угольного регулятора напряжения типа РН-180 рассмотрен в § 8.
Чувствительным элементом, измеряющим напряжение генера-
тора, является обмотка управления дау магнитного усилителя. Ам-
пер-витки этой обмотки, пропорциональные напряжению генерато-
ра, сравниваются с постоянными ампер-витками обмотки смещения
ауСм, включенной встречно обмотке управления.
В зависимости от величины результирующих ампер-витков этих
двух обмоток изменяется ток в рабочих обмотках магнитного уси-
лителя и, следовательно, ток в рабочей обмотке угольного регулято-
ра РН-600, являющейся нагрузкой магнитного усилителя. Измене-
ние тока в рабочей обмотке РН-600 приводит к изменению сопро-
тивления угольного столба и тока возбуждения генератора.
Например, при увеличении напряжения генератора увеличива-
ются ампер-витки обмотки управления щу и возрастает подмагни-
чивание сердечника магнитного усилителя. Это в свою очередь
приводит к возрастанию тока в рабочей обмотке регулятора, к уве-
личению сопротивления угольного столба, к уменьшению тока воз-
буждения и, как следствие, к восстановлению номинального значе-
ния напряжения.
Автоматическое отключение генератора при
пониженном напряжении. В случае снижения напряже-
45
ния генератора до 35 в отпускают реле 6Р, 7Р и 8Р и через свои
контакты подают питание на временной механизм. Если по истече-
нии 6 сек напряжение не восстановится до величины, большей 95 в,
-то через контакты МВ временного механизма включается реле4Р,
которое, как и в предыдущем случае, производит:
отключение обмотки возбуждения генератора;
отключение генератора от сети;
подачу питания на лампу сигнализации отказа генератора № 1;
подачу питания в коробку КВР-2 № 2 включения резервного
генератора.
Если же напряжение генератора восстановится за время менее
6 сек, то вновь сработают реле 6Р, 7Р и 8Р и отключения генерато-
ра не произойдет.
Защита сети от аварийного повышения напря-
жения. Обычно устойчивое (аварийное) повышение напряжения
генератора может возникнуть при спекании шайб угольного столба
или при обрыве рабочей обмотки регулятора напряжения. В обоих
случаях сопротивление угольного столба становится минимальным,
ток возбуждения генератора резко возрастает, вызывая недопусти-
мое повышение напряжения генератора, приводящее к поврежде-
нию включенных потребителей, сети и самого генератора. Защита
ют повышения напряжения должна быть выполнена таким образом,
чтобы при устойчивых перенапряжениях аварийный генератор от-
ключался от сети, а его ток возбуждения и напряжение снижались.
Вместе с тем защита не должна срабатывать при кратковремен-
ных перенапряжениях во время переходных режимов работы регу-
лятора. Для этого время срабатывания защиты должно быть
несколько больше продолжительности кратковременных перенапря-
жений.
На самолете Ан-24 для защиты от аварийного повышения на-
пряжения генераторов ГО-16ПЧ8 применяются автоматы типаАЗП
1-1СД. Чувствительным элементом автомата, определяющим уро-
вень напряжения срабатывания (1264-133 в), является кремние-
вый стабилитрон Ст, включенный вместе с сопротивлениями Ri, Rt
и в мостовую схему. Питание моста берется от выпрямителя В2.
В диагональ моста включена управляющая обмотка wY магнитного
усилителя ТИУ].
Сопротивления моста подобраны таким образом, что, пока об-
ратное напряжение на стабилитроне не достигнет напряжения
пробоя Ппр, ампер-витки управляющей обмотки малы и реле 1Р,
включенное в цепь рабочих обмоток магнитного усилителя, не сра-
батывает. Когда напряжение генератора станет больше 1264-133 в,
происходит пробой стабилитрона, ампер-витки управляющей об-
мотки МУ{ резко возрастают, и это приводит к увеличению тока в
обмотке реле 1Р.
Для предотвращения ложного срабатывания защиты при крат-
ковременных повышениях напряжения реле 1Р типа РЗД-П имеет
4b ' -
выдержку времени на срабатывание (не более 3 сек при повыше-
нии напряжения до 220 в), которая обеспечивается воздушным
демпфером.
Если до замыкания контактов 1Р напряжение генератора сни-
зится до номинала, то уменьшаются ампер-витки управляющей
обмотки магнитного усилителя и снижается ток в обмотке реле 1Р.
Следовательно, срабатывание защиты не происходит. Если же дли-
тельность перенапряжения превышает время срабатывания реле 1Р„
то замыкаются контакты 1Р\, вызывая срабатывание реле 2Р.
После этого питание через контакты 2Р% поступает на обмотку
реле 4Р, которое обеспечит отключение перевозбужденного генера-
тора от сети переменного тока и включение резервного генератора.
Защита от понижения частоты имеет существенное
значение, так как понижение частоты может привести к поврежде-
нию некоторых потребителей (асинхронных электродвигателей,
трансформаторов и др.). На самолете Ан-24 защита генераторов.
ГО-16ПЧ8 от понижения частоты осуществляется при помощи коро-
бок отсечки частоты типа К;ОЧ-1АН.
Чувствительным элементом коробки отсечки частоты является
дроссель Ль индуктивное сопротивление которого изменяется про-
порционально частоте:
Хъ = 2nfLi.
Дроссель включен через выпрямитель В3 в цепь обмотки управ-
ления ®у магнитного усилителя Л4У2- Ампер-витки обмотки управ-
ления направлены встречно ампер-виткам обмотки смещения даСм»
подключенной ко вторичной обмотке трансформатора через выпря-
митель В4 и сопротивление
Обмотка положительной связи даос, включенная в цепь обмотки
исполнительного реле ЗР, обеспечивает работу магнитного усили-
теля в релейном режиме.
Работа схемы КОЧ-1АН состоит в следующем: при понижении
частоты возрастают результирующие ампер-витки подмагничива-
ния сердечника .МУг, и при частоте не менее 320 гц реле ЗР сраба-
тывает. Размыкающие контакты этого реле разрывают цепь пита-
ния реле 5Р, которое обесточивается и контактами 5Pi разрывает
цепь питания контактора IX, подключающего генератор к сети.
Одновременно загорается сигнальная лампа отказа генерато-
ра ЛСь
Помимо рассмотренных вопросов по управлению и защите
генераторов ГО-16ПЧ8, система пускорегулирующей аппаратуры
дает возможность отключения генератора при флюгировании винта
отказавшего двигателя. В этом случае отключение генератора осу-
ществляется подачей питания на реле 4Р из РХ флюгирования.
Для проверки работы генератора без подключения его к сети
имеется кнопка, при нажатии которой включается возбуждение
генератора, но разрывается цепь обмотки контактора IX, подклю-
чающего генератор к сети переменного тока.
47
Эксплуатация генераторов переменного тока и их регулирую-
щих устройств. Как указывалось выше, генераторы переменного
тока ГО-16ПЧ8 вместе с пускорегулирующей аппаратурой (КВР-2,
АЗП1-1СД, РН-600, ВС-33 и КОЧ-1АН) обеспечивают питание по-
требителей переменным током стабильного напряжения.
Регуляторы напряжения РН-600 и коробки КВР-2 выпускаются
заводами в отлаженном виде, поэтому разборка и настройка их в
аэродромных условиях не допускаются.
Работа генераторов ГО-16ПЧ8 контролируется по приборам,
размещенным на щитке электроэнергетики. Для этой цели применя-
ются два амперметра АФ-150 (по одному на генератор), вольтметр
ВФ-150 и частотомер ГФ-400 (200).
Напряжение генераторов должно быть 115 в ±3%. В случае
отклонения напряжения от этой величины оно должно быть под-
регулировано выносным сопротивлением ВС-33.
Перед включением генератора ГО-16ПЧ8 в бортовую сеть необ-
ходимо проверить его напряжение. Для проверки напряжения гене-
раторы включаются кнопками, расположенными на щитке электро-
энергетики.
При техническом обслуживании генераторов переменного тока
необходимо проверить:
состояние контактных колец: они должны быть без царапин, за-
боин и замасливания;
прилегание щеток к контактным кольцам всей своей торцовой
поверхностью;
легкость хода щеток в щеткодержателях;
надежность крепления патрубка охлаждения.
При срабатывании щеток генератора до высоты, указанной в
регламенте, их необходимо заменить новыми. Минимальная высота
щеток— 15 мм. Для удаления щеточной пыли узел контактных ко-
лец и внутреннюю полость генератора необходимо продуть сухим
сжатым воздухом.
При загрязнении контактных колец их следует протереть чистой
тряпкой, слегка смоченной в бензине Б-70.
ГЛАВА III
БОРТОВАЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СЕТЬ САМОЛЕТА
Бортовая электрическая сеть является связующим устройством
между источниками и потребителями электроэнергии и служит для
передачи ее от источников к потребителям и распределения между
ними. Бортовая электросеть Ан-24 включает в себя электросети
постоянного и переменного токов (однофазного и трехфазного).
В бортовую электросеть входят: электрическая проводка, аппа-
ратура защиты, аппаратура управления, монтажно-установочная
аппаратура и контрольно-измерительные приборы.
48
§ 12. Сеть постоянного тока
Общие сведения. Электроснабжение постоянным током на само-
лете выполнено по двум сетям: основной и аварийной.
Основная сеть питается двумя стартер-генераторами СТГ-18ТМ,
из которых левый питает шину левого ЦРУ, а правый — шину пра-
вого ЦРУ. Шины левого и правого ЦРУ закольцованы между собой
через предохранитель ТП-400.
Шина левого ЦРУ питает:
электрощиток бортпроводника, установленный на левом борту
между шпангоутами № 9—И;
РК гондолы, установленную на левом борту гондолы правого
двигателя в районе шпангоутов № 15—17;
РК топливных насосов, установленную на потолке между шпан-
гоутами № 21 и 22;
щит АЗС, установленный на правом борту между шпангоутами
№ 5 и 6.
Шина правого ЦРУ питает РК кабины экипажа, установленную
на правом борту у шпангоутов № 5 и 6.
Распределительная коробка кабины экипажа является группо-
вым распределительным устройством, от которого питаются:
РК аккумуляторных батарей, установленная в правом носовом
отсеке;
электрощиток, установленный на правом борту на стенке шпан-
гоута № 7.
От другого группового распределительного устройства — щита
АЗС питается пульт, установленный на шпангоуте № 7.
В случае повреждения основной сети питания группового рас-
пределительного устройства происходит автоматическое переклю-
чение питания на аварийную сеть.
При неработающих генераторах СТГ-18ТМ питание бортовой
сети обеспечивается генератором постоянного тока ГС-24А турбо-
генераторной установки ТГ-16.
Аварийным питанием обеспечивается группа важных
потребителей, работа которых необходима для завершения полета.
При отказе основных источников электроэнергии — генераторов
СТГ-18ТМ осуществляется автоматический переход на аварийное
питание, если переключатель 941 (см. рис. 1.11) установлен в поло-
жение «Автоматическое». Переход на аварийное питание можно
осуществить и вручную, установив переключатель 941 в положение
«Ручное». При этом срабатывают контакторы 1791 аварийного пи-
тания в РК аккумуляторных батарей и 1545 на щите АЗС и отсо-
единяют аккумуляторные батареи от основной сети. Аккумулятор-
ные батареи будут питать только шину аварийного питания в щите
АЗС, от которой получают питание аварийные шины пульта, элек-
трощитка бортпроводника и щитка на шпангоуте № 7.
49
На шины аварийного питания подключены следующие потреби-
тели:
1) пожарные краны двигателей и турбогенератора ТГ-16;
2) запуск турбогенератора;
3) моторные индикаторы двигателей и турбогенератора;
4) автоматы дозировки топлива;
5) клапаны останова двигателей;
6) клапаны снятия воздушных винтов с упора;
7) аварийный выпуск закрылков;
8) обогрев приемников динамического и статического дав-
лений;
9) управление поворотом передних колес;
10) электромеханизм МП-5 отбора воздуха для ВО;
11) управление аварийным сбросом давления;
12) противопожарное оборудование;
13) высотный сигнализатор ВС-46;
14) указатель положения закрылков;
15) преобразователь АГД-1 левого пилота и соответствующий
выключатель коррекции В К-53 РШ;
16) самописец КЗ-63;
17) электрический указатель поворота;
18) преобразователь ПО-750 второй серии;
19) радиостанция РСИУ-5 № 1;
20) самолетное переговорное устройство СПУ-7;
21) радиокомпас № 1; '
22) радиовысотомер;
23) управление генераторами переменного тока ГО-16ПЧ8;
24) цепи возбуждения генераторов ГО-16ПЧ8;
25) сигнализация шасси и закрылков;
26) лампы ЛК-56 подсвета приборов;
27) дежурное освещение пассажирской кабины;
28) аварийный подсвет приборов;
1 29) освещение кабины экипажа;
30) управление осветительными ракетами;
31) преобразователь ПТ-125Ц.
Кроме того, на самолете имеется система питания потребителей
от шины наружных средств аэродромного обслуживания. Эта шина
питается непосредственно от аэродромного источника питания или
от шины основного питания РК гондолы двигателя через переклю-
чающий контактор 1460 (рис. 3.1). От шины наружных средств
питаются потребители наружного и проходного освещения.
Электропроводка, ее монтаж и маркировка
Электропроводка на самолете выполнена по однопроводной
схеме, открытой в виде жгутов, которые в основном проложены
между теплоизоляцией и потолком. Минусом сети является корпус
самолета. Жгуты экранированных и неэкранированных проводов
50
51
проложены раздельно, а там, где это невозможно, экранированные
провода обшиты специальной тканью. Это сделано для предотвра-
щения повреждения экранировкой изоляции неэкранированных
проводов.
Трасса жгутов проходит вдоль самолета по потолку справа,
затем у шпангоута № 7 жгуты опускаются по правому борту, отку-
да разветвляются к рабочим местам членов экипажа. В местах
конструктивных и технологических разъемов соединение электро-
проводов осуществляется с помощью штепсельных разъемов. В мес-
тах прохождения проводов через герметические перегородки уста-
новлены гермопроходы, герметические штепсельные разъемы и си-
ловые вводы.
На самолете применены электрические провода следующих
марок:
БПВЛ(БП — хлопчатобумажная пряжа; В — винилпласт; Л —
лаковое покрытие);
БПВЛЭ (к приведенному выше обозначению добавлена буква
Э — экранирующая оплетка);
БПВЛА (провод с изоляцией из винилового пластиката — В; в
оплетке из хлопчатобумажной пряжи — БП; лакированный — Л;
алюминиевый — А).
РКУ-63 (радиокабель усиленный).
Маркировка проводов — буквенно-цифровая. Буквами
обозначены фидера, а цифрами провода.
Фидера электропроводки имеют следующие’обозначения:
ЭГ — фидер генераторов энергоузла;
ЭА — фидер аккумуляторов энергоузла;
ПЭ — провода контрольно-измерительных приборов;
УЗ — фидера запуска двигателей;
ЗЖ— провода зажигания;
УП — провода противопожарной системы;
ТА — провода'противообледенительной системы;
ТС — провода обогрева стекол;
ТК — провода системы кондиционирования воздуха;
УТ — фидер управления триммерами;
УШ — фидер управления шасси и закрылками;
УГ — фидер управления водоподкачивающим насосом и аварий-
ным клапаном;
СР — фидер сигнальных ракет;
ПК — провода навигационных приборов (компасов);
АП — провода автопилота;
УВ — провода системы флюгирования винтов;
УБ — провода управления кранами топливной системы;
СБ — провода сигнализации топливной системы;
ПБ — провода топливомера, расходомера РТМС, УПРТ-2;
ПД — провода приборов давления;
ПТ — провода приборов температуры;
ПГ — провода приборов гидросистемы;
52
ПМ — провода приборов маслосистемы;
ПЩ — провода приборов щитков (закрылков);
ПР — провода радиооборудования;
О-Кр — провода освещения красным светом;
ОФ — провода фар;
ОП — провода освещения пассажирской кабины и отсеков;
СА — провода АНО;
СФ — фидер проблесковых маяков;
'СК — провода вызова бортпроводника и т. д.
Защита сети постоянного тока
Известно, что при коротком замыкании оголенная жила провода
соединяется или даже сваривается с корпусом самолета; при этом
установившееся сопротивление в месте короткого замыкания прак-
тически равно нулю. Такое
короткое замыкание харак-
теризуется резким снижени-
ем напряжения и большими
токами, протекающими в ко-
роткозамкнутой цепи.
Сила токов короткого за-
Рис. 3.2. Устройство плавких предохрани-
телей:
а — плавкие предохранители:
/ — стеклянный баллон; 2 —контактная обойма;
3 — плавкие нити; 4 — контактные ножки;
б — инерционный предохранитель:
/ — токоподводы; 2 — припой; 3 — медная полос-
ка; 4 — пружина; 5 — латунная пластинка; 6—
массивная медная плата
мыкания на современных са-
молетах достигает несколь-
ких сот ампер, что представ-
ляет большую опасность как
для системы электрообору-
дования, так и для самолета
в целом. Для защиты элект-
рических цепей от токов ко-
ротких замыканий и пере-
грузок на самолете применены различные типы предохранителей:
СП, ПВ, ИП, ТП, АЗС, АЗР.
Стеклянно-плавкие предохранители (СП) закрытого типа
(рис. 3.2, а) выпускаются промышленностью на номинальные токи
1,2, 5, 10, 15, 20, 25, 30 и 40 а.
На токи до 2 а плавкий элемент изготовляется из калиброван-
ной медной проволоки, на токи 5—10 а — из серебряной проволоки,
на токи 15—40 а — из цинковых пластин.
Обычно плавкие предохранители ставятся для защиты тех элек-
трических цепей, в которых нужно немедленное выключение при
коротких замыканиях. Критический ток стеклянно-плавкого предо-
хранителя рассчитывается по формуле
Др — (1,21 1,37) Дом-
Инерционно-плавкие предохранители (ИП) (рис. 3.2, б) обла-
дают значительной инерционностью действия и в основном стоят
53
в цепях с двигательной нагрузкой. Они предназначаются для защи-
ты цепей от коротких замыканий и от небольших, но длительных
перегрузок. Нашей промышленностью выпускаются инерционно-
плавкие предохранители на номинальные токи 5, 15, 20, 30, 35, 50,
100, 150, 200 и 250 а.
Критический ток инерционно-плавкого предохранителя опреде-
ляется по формуле
Л,р == (1 >25 '1,75) /ном-
Предохранитель должен отключать цепь только при перегрузках
недопустимой длительности. Это свойство предохранителя назы-
вается инерционностью, которая может графически выра-
жаться так называемой ам п ер-се кундн ой характери-
стикой, показывающей зависимость времени срабатывания
предохранителя от тока, т. е.
Обычно предохранители выбирают таким образом, чтобы его
ампер-секундная характеристика совпадала или была близка к
ампер-секундной характеристике защищаемого объекта.
Тугоплавкие предохранители (ТП) изготовляются закрытого
типа на номинальные токи 200, 400, 600, 900 а. Они применяются
на самолете для защиты магистральных и силовых проводов генера-
торов.
Рис. 3.3. Принципиально-конструктивная схема устройства .АЗС и АЗР:
а—автомат АЗС:
/ — регулирующий винт; 2 — биметаллическая пластина; 3— задержка; 4 — каретка;
5 —пружина; 6 — контактное коромысло; 7 — клинообразный поводок; 8 — текстоли-
товый штифт; 9 — рукоятка; 10— крышка; 11— контакты; /2 — пружина; 13 — верх-
ний корпус; 14 — гибкий проводник; 15 — выводные контакты;
б — автомат АЗР:
/ — рукоятка; 2 — рычаг; 3 — защелка; 4 — возвратная пружина; 5 — биметаллическая
пластина; 6 — буферная пружина; / — контакты; 8 — шток
54
Биметаллические автоматы защиты сети АЗС и АЗР (рис. 3.3)
являются тепловыми автоматами. Это самая большая группа уст-
ройств защиты на самолете.
Автоматы защиты сети без свободного расцепления АЗС выпу-
скаются на токи 2, 5, 10, 15, 20, 30 и 50 а.
Автоматы защиты со свободным расцеплением АЗР выпускают-
ся на номинальные токи 6, 10, 15, 20, 25, 30, 40, 50 и 150 а.
Аппаратура управления
Аппаратура управления, или коммутационная аппаратура, пред-
назначена для непосредственного управления работой всего элек-
трооборудования на самолете.
По назначению аппаратура управления распределяется на
аппаратуру прямого действия (кнопки, выключатели, переключате-
ли, концевые выключатели) и аппаратуру дистанционного действия
(реле, контакторы).
Из аппаратуры управления прямого действия на самолете при-
меняются кнопки 5К, 205К и КФЛ-37. Первая кнопка при напря-
жении 30 в допускает ток до 5 а, а кнопка 205К — до 20 а. Продол-
жительность включения кнопок 5К и 205К допускается не более
1 мин.
Выключатели и переключатели также широко применяются на
самолете Ан-24. В табл. 3 приведены данные некоторых выключа-
телей и переключателей.
Таблица 3
Тип Название Сила тока (при рабочем напря- жении 30 в),’ а Вес, г
В-45 Выключатель однополюсный 35 35
2В-45 Выключатель двухполюсный 35 38
1111-45 Переключатель перекидной одно- полюсный 35 ’ 42
ППН-45 Переключатель перекидной одно- полюсный с нейтральным положением ручки 35 42
2ППН-45 То же, двухполюсный 20 80
ЗППН-45 То же, трехполюсный Переключатель двухнажимного дей- ствия перекидной однополюсный с нейтральным положением ручки 20 85
П2НПН-45 35 85
ПН-45 Переключатель нажимный однопо- люсный 35 42
ВН-45М Выключатель нажимный однопо- люсный 35 38
Кроме того, на самолетах устанавливаются герметизированные
выключатели и переключатели типов ВГ, ПНГ и др.
55
В электрических схемах также применяются различные типы
концевых выключателей.
Аппаратура дистанционного действия предназначена для ди-
станционного управления различными потребителями электриче-
ской энергии. Применение этой аппаратуры вызвано необходимо-
стью управления значительными электрическими -мощностями и
автоматизации ряда процессов по управлению самолетом и его обо-
рудованием.
Широко используются малогабаритные контакторы кратковре-
менного режима работы КМ-25Д, КМ-400Д, КМ-600Д и др.; кон-
такторы переключения КП-50 и КП-100; контакторы клапанного
типа ТКД и контакторы втяжного типа ТКС. Применяется также
большое количество малогабаритных реле типа ТКЕ, ТДЕ,
ТВЕ и др.
Реле и контакторы обозначаются буквами и цифрами, опреде-
ляющими конструктивно-технические данные этих аппаратов. Рас-
шифровываются эти обозначения следующим образом.
Первая буква обозначает напряжение в цепи обмотки управле-
ния: Д — десять; Т — тридцать; С — сто вольт.
Вторая буква обозначает назначение аппарата и его разновид-
ность: К — контактор или коммутационное реле; Н — реле напря-
жения; В — реле времени; Т — токовое реле; П — реле переменного
тока; Д — детекторное реле.
На третьем и четвертом местах ставятся буквы и цифры, совме-
стно обозначающие номинальную величину тока в цепи контактов,
при этом буква Е обозначает единицы, Д — десятки, С — сотни,
Т — тысячи, а цифры указывают количество единиц данного поряд-
ка. Например, Е8 — обозначает 8 а; Д2—20 а; С4—400 а; Т1—
1000 а.
На пятом и шестом местах ставятся две цифры или цифра с
буквой, обозначающие количество и вид контактов данного аппа-
рата.
Цифра, стоящая на пятом месте, обозначает количество размы-
кающих контактов, а цифра, стоящая на шестом месте,— количест-
во замыкающих контактов. Если на этом месте стоит нуль, то замы-
кающие контакты отсутствуют.
Цифра, стоящая на пятом месте, и буква П на шестом месте
обозначают количество переключающих контактов. На седьмом
месте обычно стоит буква, условно обозначающая режим работы
данного аппарата: Д — длительный, К — кратковременный режим.
Разберем для примера обозначение реле ТКЕ52ПД:
Т — тридцативольтовое;
К — коммутационное;
Е — единицы ампер;
5 — количество ампер;
2 — два.размыкающих контакта;
П — переключающиеся контакты;
Д — длительный режим работы. J
<56
Таким образом, реле ТКЕ52ПД читается:
коммутационное реле 30-вольтовой серии, на силу тока в 5 а, с
двумя размыкающими переключающимися контактами, длительно-
го режима работы.
Или возьмем контактор ТКС602ДТ:
Т — тридцативольтовый;
К — контактор;
С —• сто;
6 — шесть сотен ампер;
О — отсутствуют размыкающие контакты;
2 — два замыкающих контакта;
Д — длительного действия;
Т — теплостойкий.
Следовательно, этот контактор нужно прочитать так: контактор
30-вольтовой серии, на силу тока 600 а, с двумя замыкающими кон-
тактами, длительного режима работы, теплостойкий.
Монтажно-установочное оборудование
электросети
К монтажно-установочному оборудованию самолета относятся
центрально-распределительные устройства (ЦРУ), электрощитки,
панели, распределительные коробки (РК), хомуты крепления, зам-
ки крепления и др.
В данном учебном пособии мы рассмотрим размещение различ-
ных органов управления на электрощитках, пультах, РК кабины
экипажа и на приборной доске. При этом такие самостоятельные
щитки, как щиток топливной системы, щиток запуска двигателей,
пульт управления автопилотом, щиток управления электрообогре-
вом, щиток флюгирования и сигнализации пожара, пульт управле-
ния сигнальными ракетами и некоторые другие, описываются в
главе IV при рассмотрении работы соответствующих потребителей
электроэнергии.
Щиток управления электроэнергетикой (рис. 3.4) установлен в
кабине экипажа (на потолке). На щитке расположены органы
управления и койтрольно-измерительная аппаратура, относящаяся
к управлению и контролю энергоузлом самолета.
Щиток по размещению на нем оборудования как бы разделен
на три части:
верхняя часть — приборы контроля тока и напряжения при за-
пуске двигателей (слева) и управления источниками трехфазного
переменного тока и контроля за ними (справа);
средняя часть — приборы управления источниками переменного
тока напряжением 115 в и частотой 400 гц и контроля за ними;
нижняя часть — приборы контроля за источниками постоянного
тока, регулировки регуляторов напряжения и переключатели.
57 -
Ток и напряж
при запуске
Переменнь'й ток 36В
Переменный ток 115 в
ГО лев. ГО прав
Пров. Выкл.
Постоянный ток
СТГ
ПР ПР ПР
L
© © ©
ГС-zn-A Лев. Прав.
Аккум.
Регуля торы на пряж.
О х-х АК-2
АК-1
СТГ лев СТГ прав. ГС-ZK-A Ap'z
Борт АР~1
ГС-2У-А
СТГ
о
Пев. Прав. АЗР
АКК.
чо

Напряж
гсЛгглев..
СТГ прав.
КРУ лев.
ЦРУ пр.
Ручн.
8
ши
Авт.
Авар.
Рис. 3.4. Щиток управления электроэнергетикой
58
»
( Система А
пажарошущ
Гидравлика
источник
питания
Триммера и закрылки
Маслосистема
Освещение внутреннее и внешнее
Рис. 3.5. Щиток АЗС
Щиток АЗС. На щитке АЗС сосредоточена защита при помощи
АЗС и АЗР электрических цепей следующих систем и агрегатов
самолета (рис. 3.5): двигатели; топливная система; противообледе-
нение и обогрев; гидравлика; маслосистема; противопожарная си-
стема; шасси и сигнализация; радио; высотное оборудование; на-
вигационные приборы; триммера и закрылки; освещение внутрен-
нее и наружное.
РК кабины экипажа. На крышке распределительной коробки
(РК) кабины экипажа размещены некоторые органы управления
электрооборудованием (рис. 3.6).
59
согл.
Предохранители,
АП С ГИК
свет. табло
КпР-S проб. АП запуск
Проб, напрет..
Аккумуляторы
выключено
Рис. 3.6. РК кабины экипажа
Осв. , - ОсВ. С ПУ
Часы Осв. нав.ст. ии СВБ шита N1 N2
8 S И И И
Реостат
Красн. сВет Кнопка
СПУ
Гелий
ft 25 %>
U 100 %
СПУ
УС-8
Гелий
Рис. 3.7. Пульт на стенке шпан-
гоута № 7
Пульт, установленный на шпангоуте № 7, показан на рис. 3.7.
На нем размещены в основном органы управления радиооборудо-
ванием, а также некоторые другие органы управления.
Рис. 3.8. Пульт левого пилота:
1 — сигнальная лампа СЛЦ-51 «Запуск ТГ идет», «ТГ запущен»; 2 — кабинная лампа
ЛК-56; 3 — светильник СК; 4 — реостаты; два РСКС-50 и один РКО-45; 5 —щиток запуска
двигателей и турбогенератора; 6 — тахометр ТЭ-40М; 7 — сигнальные лампы СЛЦ-51
«Открыт», «Закрыт»; 8 — переключатель ПН-45М «Пожарный кран»
60
Рис. 3.9. Пульт правого пилота:
/ — абонентский аппарат СПУ-7; 2 — пульт управления приемником УС-8; 3— све-
тильник СТ; 4 — переключатель 2ПП-45; 5 — выключатель В-45 сигнализации «Не ку-
рить»; 6— выключатель В-45 «Обогрев часов»; /-—переключатель 2ППН-45 «Обо-
грев ПВД»; 8— сигнальные лампы обогрева ПВД; 9 — светильник СК; /0 —щиток
сброса осветительных ракет; // — светильник С-1; 12— кнопка 205КС «Выключение
сирены»; 13 — кнопка «Контроль прерывистого сигнала»; 14 — часы АЧХ; 15 — пульт
управления передатчиком; 16 — кран литания приборов от статической системы; 17 —
пульт управления ГПК-52ПУ; 18 — кабинная лампа ЛК-56; 19 — щиток управления
АРК; 20— пульт управления сигнальными ракетами; 2/ —командный прибор АРД;
22— блок станции РПСН-2; 23— гирополукомпас ГПК-52АП; 24 — реостат РКО-45
освещения красным светом правого пульта; 25 — реостат РСКС-50 освещения красным
светом правой панели приборной доски; 26— кран «Стеклоочиститель»; 27— пепель-
ница; 28 — переключатели ПН-45М «Отбор воздуха для ВО»; 29 — переключатели
ПН-45М «Кондиционирование воздуха»; 30— выключатель В-45 «Обогрев турбогене-
ратора»; 31—сигнальная лампа обогрева турбогенератора; 32 — переключатель
ЗППН-45 обогрева ПВД левого пилота; 33 — сигнальная лампа «Обогрев ПВД»; 34 —
то же, правого пилота; 35— шнур подключения СПУ
Пульт левого пилота. На рис. 3.8 приведена схема пульта. На
нем размещены органы управления электрооборудованием.
Пульт правого пилота показан на рис. 3.9. На этом пульте также
установлено различное оборудование, органы управления и сигна-
лизация.
61
Центральный пульт показан на рис. 3.10. На нем расположено
оборудование, контролирующее положение закрылков, .створок мас-
лорадиатора, а также переключатели уборки и выпуска закрылков,
триммера руля направления и элерона, сигнальныр"лампы тримме-
ров и другие органы управления.
8
Рис. 3.10. Центральный пульт пилотов:
/ — указатель УЗП-1 положения закрылков; 2 — указатель УЮЗ-4 положения створок
маслорадиатора; 3 — выключатель «Останов двигателей»; 4 — переключатель ПН-45М
выпуска и уборки шасси (основная система); 6 — пульт управления автопилотом; 7 —
переключатель ПН-45М уборки и выпуска закрылков; 8 — переключатель ПН-45М уп-
равления триммером руля направления; 9 — переключатель 2ПН-20 управления трим-
мером элерона; /0 — сигнальные лампы нейтрального положения триммеров элеронов
и руля направления; 11 — выключатель 2В-45 «Снятие винтов с упора»
Верхний щиток пилотов (рис. 3.11) имеет значительное количе-
ство органов управления специальным оборудованием самолета.
Верхний щиток пилотов в свою очередь состоит из четырех само-
стоятельных щитков:
1) панели со щитками АРК № 1 и системой СП-50;
2) щитка управления электроэнергетикой;
62
Рис. 3.11. Верхний щиток пилотов:
1 — панель со щитками АРК № 1 и системой СП-50; 2 — щиток управления электроэнергети-
кой; 3 — щиток управления РСИУ-5 и РПСН-2; 4 — щитки флюгирования и пожаротушения
3) щитка управления станциями РСИУ-5 и РПСН-2;
4) щитков флюгирования и пожаротушения.
Более подробно об этих щитках рассказывается в соответствую-
щих параграфах книги.
§ 13. Сеть переменного тока
Об источниках переменного тока подробно рассказано в § 4, 5
и 6 главы I. Там же даны принципиальные схемы подключения
источников переменного тока к бортовой сети.
При нормальной работе сети переменного тока генератор
ГО-16ПЧ8 № 1 подает напряжение на шину питания автопилота
(фаза 1) и на шины обогрева винтов и питания аппаратуры
(фаза 2); фаза 3 заземлена на корпус (рис. 3.12).
63
Генератор ГО-16ПЧ8 № 2 является резервным. Хотя его обмотка
возбуждения и находится под напряжением, однако к сети он не
подключен.
Основные шины сети переменного тока размещены в распреде-
лительной коробке «РК переменного тока 115 в».
Аварийная шина переменного тока напряжением 115 в и часто-
той 400 гц расположена в панели переменного тока 115/36 в, кото-
рая закреплена на шпангоуте № 7.
Схема аварийной шины питания радиоаппаратуры приведена на
рис. 1.16.
Аварийная шина в полете все время находится под напряжени-
ем либо от генератора ГО-16, либо от преобразователя ПО-750. На
нее подключена радиоаппаратура, указанная в § 12.
Вся коммутационная аппаратура и защита по переменному току
установлены также в «РК переменного тока 115 в» и на панели
шпангоута № 7 (панель бортрадиста). Кроме того, шина перемен-
Рис. 3.12. Принципиальная схема распределения электроэнергии пере-
менного тока:
962 и 984 — генераторы переменного тока ГО-16ПЧ8 № 1 и № 2; 958 и 979 — кон-
такторы ТК.С-133Ц включения генераторов № 1 и № 2; 965— розетка аэродром-
ного питания ШРА.-200ЛК; 970 — контактор ТКД-511ДТ включения ПО-750; 968 —
контактор ТКС-ШДТ включения аэродромного питания; 97/— преобразователь
ПО-750; 1464 — контактор включения ПО-750 на основную шину
64
ного тока напряжением 115 в имеется в электрощитке бортпровод-
ника и от нее питаются лампы освещения пассажирской кабины, а
от шины, находящейся в панели бортрадиста, питается ряд потре-
бителей переменного тока.
Для защиты потребителей переменного тока напряжением 115 в
используются плавкие предохранители типа СП и ПВ на различ-
ные токи. Маркировка проводов сети переменного тока — буквен-
но-цифровая, аналогичная маркировке проводов сети постоянного
тока.
Шины трехфазного. переменного тока (36 в, 400 гц) размеще-
ны в панели бортрадиста, от которых питаются соответствующие,
потребители этого тока.
Подача напряжения на шины трех фаз от ПТ-1000Ц осуществ^-
ляется через контакторы ТКД-233ДТ. Принципиальная схема*
включения в бортсеть источников 3-фазного переменного тока при-
ведена на рис. 1.19.
§ 14. Меры борьбы с помехами радиоприему..
Эксплуатация бортовой электросети
Металлизацией называется надежное электрическое со-
единение металлических частей самолета между собой и с корпусом
самолета. Металлизация служит для выравнивания электрического
потенциала различных частей самолета, заряжающихся во время;
полета. Она способствует повышению стабильности радиоприема..
Кроме того, на самолете для уменьшения радиопомех применя-
ются фильтры, экранирование и статические разрядники. Помехи.,
создаваемые щеточными узлами электромашин и преобразовате-
лей, отфильтровываются при помощи фильтров этих электриче-
ских машин. Помехи от различных контактных аппаратов, меха-
низмов и реле также отфильтровываются фильтрами и конденса-
торами. Для исключения искрообразования при замыкании и раз-
мыкании контактов аппаратов и реле установлены специальные
искрогасящие конденсаторы.
Применяемые на самолете перемычки металлизации однотипны
и отличаются только размерами наконечников, поперечным сече-
нием и длиной. Перемычки изготовлены из медной плетенки, по.
концам которых заделаны латунные наконечники с отверстиями под
крепежные болты. Все металлические детали и агрегаты присоеди-
няются к конструкции самолета с помощью перемычек металлиза-
ции, при этом места крепления перемычек предварительно зачи-
щаются до металлического блеска.
Статические разрядники, установленные на концевых обтекате-
лях крыла и оперения, служат для отвода статических зарядов
электричества в атмосферу.
Предусмотрено заземление самолета на стоянке с помощью спе-
циального металлического штыря, который является грозоотводом
3—1637 65
- 31 создает электрическую цепь для стекания с самолета статически.';
электрических зарядов в землю. В полете штырь заземления хра-
нится в люке подфюзеляжного гребня. Он соединен с самолетом с
•помощью троса ПАБ. На стоянке штырь должен втыкаться в зем-
лю. Если самолет стоит на бетонированной площадке, то штырь
- должен быть положен на пятку с рифленой поверхностью.
На раме главных ног шасси установлены металлические метел- 1
:ки, служащие для снятия и отвода в землю статических зарядов, :
накопившихся в полете, при касании колесами о грунт.
При эксплуатации бортовой электросети следует руководство- _
жаться следующими основными положениями:
1. Защита каждой цепи (фидера) электросети плавким предо-
хранителем (ПВ, СП), инерционным предохранителем (ИП) или ,
-автоматом защиты сети (АЗС, АЗР) должна быть в строгом соот- (
.ветствии с током номинальной нагрузки данной цепи. Устанавли- (
вать предохранитель или АЗС на силу тока большую, чем это пре- )
.дусмотрено по схеме, запрещается. :
2. Ввиду того что электрооборудование отдельных серий само- ;
-летов имеет некоторые отличия, при работе с ним в каждом кон-
кретном случае необходимо руководствоваться бортовой формуляр-
ной схемой электрооборудования самолета.
3. В случае отказа в работе электрического прибора или агрега- '
та прежде всего следует проверить целость предохранителя или .
положение рукоятки автомата защиты сети данной цепи. Неисправ-
ный предохранитель следует заменить новым на ту же силу тока и
•снова включить агрегат (прибор). (
4. Повторное выключение автоматов защиты сети или перегора- >
шие предохранителя в данной цепи будет свидетельствовать о не-
исправности агрегата или его цепи. В этом случае необходимо вы- ?
жлючить агрегат, так как до устранения в нем неисправности егоJ
дальнейшее использование небезопасно. J
5. Запрещается силой удерживать рукоятку автомата защиты
сети во включенном состоянии, если он сработает на выключение. >
Это может привести к загоранию электропроводов данной цепи, к 1
жыходу из строя защищаемого потребителя, а также к полному вы-
воду из строя автомата защиты.
6. Техническое обслуживание элементов электросети* самолета
должно производиться в соответствии с технологическими указа-!
ниями по выполнению регламентных работ самолета Ан-24. ।
7. Ввиду того что электропроводка выполнена по однопроводной •
схеме с заземленным «минусом» на корпус самолета, в случае не-'!
-юбходимости работы под напряжением следует соблюдать осторож-
ность во избежание коротких замыканий токоведущих деталей ап-.'
паратуры и распределительных клемм на корпус через йрименяе--’
.мый металлический инструмент. ‘
ГЛАВА IV
ПОТРЕБИТЕЛИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ
Как уже указывалось в § 1, самолет Ан-24 располагает
мощными источниками электроэнергии.
Потребителями постоянного и переменного тока на самолете-
являются:
электросистема запуска авиадвигателей от аэродромных источ-
ников электропитания и турбогенераторной установки ТГ-16;
электросистема флюгирования воздушных винтов АВ-72;
электропитание агрегатов топливной системы;
электропитание устройств наружного освещения;
электропитание устройств внутреннего освещения;
электропитание устройств сигнализации шасси, закрылков, ство-
рок, дверей и люков, системы вызова бортпроводника, ВС-46;
электропитание системы пожаротушения;
электропитание обогрева стекол фонаря пилотов;
электропитание устройств обогрева винтов и их обтекателей;
электропитание обогрева приемников динамического и статиче-
ского давлений;
электропитание механизмов и устройств управления рабочими,
органами и системами самолета;
электропитание навигационных приборов;
электропитание приборов контроля работы авиадвигателей;
электропитание автопилота и ЦГВ-4;
электропитание радиотехнических устройств, установленных на.
самолете, и других потребителей.
Рассмотрим более подробно потребители электроэнергии.
§ 15. Электросистема запуска двигателей
В состав электросистемы запуска авиадвигателей входят сле-
дующие агрегаты и устройства:
а) исполнительные агрегаты и устройства: стартер-генераторы
СТГ-18ТМ, работающие в стартерном режиме, система зажигания,
клапаны пускового топлива и клапаны рабочего топлива;
б) управляющие устройства: панель запуска авиадвигателей
АПД-27, пусковая коробка стартер-генераторов ПСГ-1А, пневмо-
электрические выключатели, панель запуска турбогенератора
ТГ-16 типа ПТ-16А, пускорегулирующая коробка ПРК-8А и щиток
запуска.
Запуск двигателей может осуществляться как от аэродромных
источников питания, так и от турбогенераторной установки самоле-
та ТГ-16. В обоих случаях запуск каждого двигателя производится
с помощью стартер-генератора СТГ-18ТМ, который по окончании
запуска автоматически переходит в генераторный режим и подает
напряжение на шины бортсети самолета.
3* 67
Электросистема запуска обеспечивает:
запуск двигателей на земле;
холодную прокрутку двигателей;
прекращение запуска двигателей;
запуск турбогенератора ТГ-16;
холодную прокрутку ТГ-16;
запуск двигателей в полете.
Кроме того, электросистема запуска обеспечивает возможность
запуска двигателей в любой последовательности.
Изложим кратко особенности работы некоторых устройств.
Стартер-генератор СТГ-18ТМ в стартерном режиме работает
как обычный электродвигатель с шунтовым возбуждением.
Его характеристика по скорости выражается формулой
и-1я(Кя + Яя)
И —“ ЛЧ 1
сф
где п — число оборотов якоря электродвигателя;
U — напряжение, подводимое к клеммам электродвигателя;
/я — потребляемый якорем ток;
7?я — сопротивление обмотки якоря; >
Лд — дополнительное сопротивление в цепи якоря;
Ф — поток возбуждения;
с — постоянный коэффициент.
При запуске двигателя обороты стартер-генератора должны на- ,
растать. Это нарастание оборотов достигается увеличением напря-
жения U путем переключения источников электроэнергии с парал-
лельного соединения на последовательное, когда запуск осущест- ,
вляется от аэродромных источников, и путем ступенчатого •
увеличения напряжения с помощью коробки ПРК-8А, когда запуск
происходит от турбогенераторной установки ТГ-16. При последо-
нательном включении источников характеристика по скорости будет J
выражаться формулой
__ 2J7 ^я(^я4"^д)( т
Щ. — — — .
сф
Одновременно обороты стартер-генератора увеличиваются вви-> 1
ду плавного уменьшения потока возбуждения Ф, которое происхо-
дит за счет включения специального регулируемого сопротивления
s цепь обмотки возбуждения стартер-генератора, т. е. за* счет ра- '•
боты регулятора тока РУТ-600Д2, установленного в коробке
ПСГ-1А. (
Регулятор тока РУТ-600Д2 представляет собой электромагнит
«броневого типа с расположенным внутри него угольным столбом,;;
На сердечнике электромагнита регулятора намотано три об-
мотки: ,4
1) последовательная (сериесная) обмотка, включенная в цепь-я
якоря Я; |
2) управляющая обмотка, включенная в бортовую сеть через д
регулировочное сопротивление; я
3) стабилизирующая обмотка, включенная параллельно шунто-
вой обмотке возбуждения стартер-генератора.
Первые две обмотки включены согласно, а третья — встречно.
Угольный столб регулятора тока включен последовательно с обмот-
кой возбухсдения стартер-генератора.
Регулятор РУТ-600Д2 настраивается таким образом, чтобы при
оборотах раскрутки ток, протекающий в якоре и в последователь-
ной обмотке регулятора, имел определенную величину при устано-
вившимся значении напряжения. Номинальный ток настройки
РУТ-600Д2 при запуске от двух розеток аэродромного питания
составляет 450 а±5%.
При правильной эксплуатации в нормальных условиях регули-
ровочное сопротивление РУТ-600Д2 в подрегулировке не нуж-
дается.
Панель запуска АПД-27. Программа работы агрегатов и уст-
ройств запуска и питания в системе СПЗ-27 регламентируется как
по времени, так и по оборотам двигателя.
Панель запуска АПД-27 обеспечивает автоматическое управле-
ние процессом запуска двигателей по времени. Автоматическое
отключение СТГ-18ТМ при достижении заданных оборотов осуще-
ствляется с помощью электрогидровыключателя.
В панели АПД-27 установлен программный механизм
ПМЖ2-90У, состоящий из восьми кулачковых шайб с концевыми
переключателями, приводноро электродвигателя Д-2Р и реле.
ШН Контакты закрыты ' I I Контакты открыты
Рис. 4.1. График работы программного механизма панели АПД-27 при за-
пуске двигателей
69
Электродвигатель снабжен центробежным выключателем и элек-
тромагнитной муфтой ускорения доработки. Панель запуска
АПД-27 установлена на потолке фюзеляжа в районе шпангоута
№ 9, ПСГ-1А— в центроплане у переднего лонжерона.
Команды (импульсы различной продолжительности) от прог-
раммного механизма поступают в пусковую коробку ПСГ-1А и на
другие исполнительные элементы электросистемы запуска. Порядок
подачи команд для управления автоматическим процессом запуска
приведен в циклограмме (рис. 4.1).
Пусковая коробка ПСГ-1А. В ней установлен регулятор мощ-
ности РУТ-600Д2 и вмонтированы: пусковое сопротивление в цепи
якоря Ri, обеспечивающее малую начальную скорость, и контакто-
ры КР\ для включения питания сериесной обмотки РУТ-600Д2 и
КР2 для включения пускового сопротивления
Щиток запуска (рис. 4.2) расположен в кабине на пульте левого
пилота. Все органы управления запуском, установленные на щит-
ке, в нерабочем положении закрываются крышкой.
Работа электросхемы
при запуске двигателей на земле
Для производства запуска двигателя на земле все агрегаты си-
стемы СПЗ-27 подключаются согласно принципиальной схеме
(рис. 4.3). На данном рисунке приведена схема для запуска левого
двигателя. Схема для запуска правого двигателя аналогична при-
веденной.
Запуск двигателя
-Запуск
раб.
АДП
лев.
Прекр.
запуска
Контр.360
Контр. 360°
Контр. 260° ПРТ-26
ПРТ-26
КонтргчО
Запуск ТГ
Подготовка v
запуска Аол.
ZS прокр.ТГ
Запуск тГ
Откл. Запуск
Рис. 4.2. Щиток запуска
авиадвигателей и турбо-
генератора
70
Электропитание системы запуска осуществляется от бортовой
установки ТГ-16 или от аэродромных источников питания.
Запуск на земле производится следующим образом:
переключатель 1086 устанавливается в положение «Левый дви-
гатель», выключатель 1092—в положение «Земля», переключатель
рода работ 1093— в положение «Запуск». При нажатии на кнопку
запуска 1089 включается избирательное реле 13Р, установленное
на самолете, по цепи: «плюс» бортовой сети — штырь 1Ш1—кон-
такты 2—1Р-— штырь 2Ш1— кнопка запуска 1089 — переключа-
тель двигателей 1086 — контакты реле блокировки 1—2 реле 14Р —
обмотка реле 13Р— «минус» (корпус) бортовой сети. При сраба-
тывании реле 13Р «плюс» бортовой сети подается через его контак-
ты 17—18 на штырь 1Ш2, замкнутые контакты 2-1Р3, обмотку реле
1Р, штырь 2Ш2, контакты 8—9 реле 13Р, центробежный выключа-
тель 1081 и корпус. Одновременно «плюс» подается на штырь 6Ш1,
лампу 1090 и корпус. Реле 1Р включается и своими контактами
17—18 самоблокируется, получая «плюс» через кнопку 1094, штырь
8Ш1 и переключатель Е программного механизма; одновременно
загорается сигнальная лампа 1090, подключенная через штырь
6Ш1. Через контакты 2—ЗР\ включается реле ЗР, а через блок дио-
дов БД—реле 2Р. Реле ЗР,срабатывая,через свои контакты 3—2
и 5—6 включает реле 7Р. При этом снимается «плюс» с кнопки за-
пуска 1089, а через контакты 3—2, реле ЗР и штырь 1Ш2 избира-
тельное реле 13Р остается во включенном состоянии до конца за-
пуска. После этого кнопка запуска 1089 может быть отпущена.
В дальнейшем процесс работы панели АП Д-27 происходит сле-
дующим образом: через контакты 14—15Р\ «плюс» подается на пе-
реключатели А, Б и В программного механизма и штырь 1ШЗ; че-
рез контакты 8—9Р\ «плюс» подается на реле 6Р, которое включа-
ется и подает «плюс» на переключатель Ж программного механиз-
ма и штырь 4Ш2. Через контакты 11—12Р\ «плюс» подается на
переключатель Г и на штырь 6Ш2. Через контакты 3—2Р% включа-
ется электродвигатель Д1 программного механизма, который на-
чинает отрабатывать программу.
Таким образом, панель АП Д-27 в момент запуска дает в цепь
запуска следующие сигналы:
1) через штырь 1Ш2 и контакты избирательного реле 13Р пода-
ется «плюс» на контактор КРу переключения возбуждения стартер-
генераторов от регулятора напряжения РН-180 на питание борто-
вой сети через панель пуска стартер-генераторов;
2) через штырь 1ШЗ «плюс» подается в панель пуска стартер-
генераторов на контактор КРц включения якоря стартер-генерато-
ра через пусковое сопротивление;
3) через штырь 6Ш2 и контакты 5—6 реле 13Р «плюс» пода-
ется на клапан останова двигателя 1080-,
4) через штырь 4Ш2 и контакты 14—15 реле 13Р «плюс» пода-
ется на контактор КРг, системы зажигания и пускового топлива
двигателя.
71
Шит S РК экипажа
72
Последующая работа схемы запуска происходит по этапам, сле-
дующим друг за другом в определенной последовательности (см.
рис. 4.1).
Через 3 сек от начала запуска переключается переключатель А
программного механизма (см. рис. 4.3), и через штырь 2ШЗ «плюс»
поступает в панель пуска стартер-генераторов ПСГ-1А на реле
ЮР, которое срабатывает и включает контактор КР\, что приводит
к замыканию контакторов 1—2ДР\ и к шунтированию пускового
сопротивления стартер-генератора При этом на стартер-генера-
тор подается полное напряжение 24 в. Через 9 сек срабатывает
переключатель В программного механизма и «плюс» подается на
обмотку реле 5Р. При срабатывании этого реле питание через его
контакты 6—5Р5, контакты 6—5Рв реле 6Р и штырь ЗШЗ поступает
в панель пуска ПСГ-1А на обмотку контактора КШ, который раз-
рывает свои контакты 4—5K.Pi, шунтирующие сопротивление
угольного столба 5—3 регулятора мощности РУТ-600Д2.
Регулятор РУТ-600Д2 включается в работу. Угольный столб ре-
гулятора мощности включается последовательно с обмоткой воз-
буждения стартер-генератора. Поток обмотки возбуждения стартер-
генератора ослабляется, а скорость его вращения возрастает.
Через 15 сек срабатывает переключатель Б программного меха-
низма и снимает «плюс» со штыря ЗШЗ, благодаря чему в панели
пуска выключается контактор КР^ и вновь шунтируется угольный
столб регулятора мощности РУТ-600Д2. Одновременно при сраба-
тывании переключателя Б питание через штырь 7ШЗ поступает в
панель пуска на контактор КР$, при срабатывании которого про-
исходит переключение источников питания с параллельного вклю-
чения на последовательное, т. е. на 48 в, и начинается более энер-
гичная раскрутка двигателя.
Через 20 сек переключатель Г выключается, при этом снимается
питание со штыря 6Ш2 и обесточивается клапан останова двига-
теля 1081. В двигатель начинает поступать рабочее топливо. На
этой же секунде переключается переключатель Д. При этом «плюс»
от бортовой сети через штырь 1Ш1, контакты 2—ЗР\, переключа-
тель Д поступает на реле 8Р, которое срабатывает и через свои
контакты 5—6Р& и штырь ЗШЗ подает питание на повторное вклю-
чение регулятора мощности РУТ-600Д2.
Повторное включение регулятора мощности приводит к еще
большему возрастанию скорости вращения стартер-генератора, что
обеспечивает заданные обороты сопровождения, необходимые для
двигателя.
Через 28 сек срабатывает переключатель /К и со штыря 4Ц12
снимается «плюс», вследствие чего отключается контактор 1073,
управляющий системой зажигания и электроклапаном пускового
топлива 1082.
По достижении двигателем оборотов, достаточных для его за-
пуска, разомкнутся контакты центробежного выключателя 1081 и
выключается реле 1Р, которое обесточит обмотки реле и контакто-
73
ров, участвовавших в процессе запуска, и стартер-генератор отклю-
, чается от источников питания. Электромагнит программного меха-
низма ЭМ через контакты 2—1Р2 и 5—6Р2 получает питание, и про-
граммный механизм ускоренно дорабатывает свой цикл.
Возврат в исходное положение переключателей происходит в
определенной последовательности. Первым в исходное положение
врзвращается переключатель Б и срабатывают контакторы, осуще-
ствляющие переключение питания СТГ -с 48 в на 24 в. Через 1 сек
после этого срабатывает переключатель А, благодаря чему обес-
точиваются обмотки контакторов в панели ПСГ-1А, обеспечиваю-
щие отключение СТГ от источников питания. Через 2 сек срабаты-
вает переключатель Е и снимает питание с реле 1Р, что приводит
к обесточиванию реле 6Р и 5Р. Гаснет лампа 1090, сигнализирую-
щая работу стартер-генератора в стартерном режиме. Последним
выключится переключатель О, который снимает питание с обмоток
реле 2Р, ЗР, 7Р и 13Р. Контакты реле 13Р выключают контактор
КРт, который в свою очередь отключает обмотку возбуждения
стартер-генератора от бортовой сети. После выключения реле 2Р
снимается питание с двигателя Д1 программного механизма.
Таким образом, полностью отключается питание стартер-гене-
ратора, его обмотка возбуждения отключается от регулятора мощ-
ности РУТ-600Д2 в панели пуска ПСГ-1А и подключается к регу-
лятору напряжения РН-180. Стартер-генератор переходит в гене-
раторный режим.
Если по какой-либо причине не произойдет размыкание контак-
тов центробежного выключателя при достижении двигателем номи-
нальной скорости вращения, то агрегаты запуска будут отключать-
ся программным механизмом не ускоренно, а в той последова-
тельности, как было указано выше. В этом случае переключатель
Е срабатывает на 70-й секунде от начала цикла и выключит все
реле и контакторы системы автоматического запуска двигателей.
Прекращение запуска двигателя. Если по каким-либо причи-
нам необходимо прекратить запуск, то схема обеспечивает прекра-
щение любого цикла запуска двигателя при нажатии кнопки «Пре-
кращение запуска» 1094 (см. рис. 4.3). При нажатии на эту кнопку
разрывается цепь питания реле 1Р, при этом выключаются агрега-
ты, участвующие в любом из циклов запуска. Реле 2Р и ЗР оста-
ются во включенном состоянии, и электродвигатель Д1 ускоренно
устанавливает программный мехфгизм в исходное положение. Это
происходит благодаря включению’электромагнита ЭМ, получающе-
го питание через контакты 2—1 реле 1Р и 5—6 реле 2Р. После того
как переключатель О установится в исходное положение, все реле
в панели АПД-27 обесточиваются.
Следует также иметь в виду, что перед нажатием кнопки 1094
«Прекращение запуска», необходимо переключатель останова дви-
гателя установить в положение «Останов».
Холодная прокрутка двигателя. Для осуществления на земле
цикла «холодная прокрутка двигателя» переключатель «Запуск —
74
Холодная прокрутка» 1093 устанавливается в положение «Холод-
ная прокрутка» (см. рис. 4.3). Кроме того, включается выключа-
тель «Останов двигателя» 1078, вследствие чего рабочее топливо в
двигатель подаваться не будет. Затем нажимается и отпускается
кнопка запуска 1089. Процессы включения и отключения агрегатов
системы и работа схемы панели АПД-27 аналогичны процессу
автоматического запуска двигателя на земле, но стартер-генерато-
ры прокручивают холодный двигатель. /
При холодной прокрутке двигателя не включаются агрегаты за-
жигания и пускового топлива, так как при разомкнутых контактах
переключателя 1093 обмотка реле 6Р не получает питания. На
штырь 4Ш2 «Плюс» не подается, потому что цепь: штырь 1Ш1 —•
контакты 3—2 реле 6Р — переключатель Ж разомкнута контакта-
ми 3—2 реле 6Р.
При цикле «холодная прокрутка» не включается регулятор мощ-
ности РУТ-600Д2, так как на штырь ЗШЗ «плюс» не подается.
На 28-й секунде, после того как сработает переключатель Ж
программного механизма, «плюс» подается на электромагнит ЭМ,
который переключает редуктор программного механизма на мень-
шее передаточное число, при этом происходит ускоренная доработ-
ка программы и отключение агрегатов запуска двигателя.
При холодной прокрутке двигателя, как и при запуске на зем-
ле, происходит удержание реле, исключающее включение реле
ДМР-600Т и поступление тока напряжением 48 в в бортовую сеть
в процессе запуска двигателя. Продолжительность цикла «холод-
ная прокрутка» — 33±2 сек.
§ 16. Запуск двигателя
от турбогенератора ТГ-16
Прежде чем начать запуск авиадвигателей от турбогенератор-
ной установки ТГ-16, необходимо сначала запустить сам турбо-
генератор от аэродромного источника электроэнергии или от борто-
вых аккумуляторных батарей.
Запуск турбогенератора ТГ-16 осуществляется раскруткой газо-
турбинного двигателя генератором ГС-24А, работающим в двига-
тельном режиме. В этом случае генератор ГС-24А питается от
аэродромных источников электроэнергии постоянного тока напря-
жением 24 в через любую розетку ШРАП-500К. Управление про-
цессом запуска происходит автоматически с помощью панели
ПТ-16А. Принципиальная схема запуска приведена на рис. 4.4.
Для запуска ТГ-16 необходимо:
включить выключатель на щитке запуска (поз. 1714);
переключатель 1116 поставить в положение «Запуск ТГ-16»;
включить АЗС-5 с надписью «Пожарный кран турбоустановки»;
открыть пожарный кран турбогенератора, для чего нажать пе-
реключатель 640 в положение «Открыто». Открытое положение
контролируется сигнальной лампой 692 на левом пульте;
75
Шина аккип.
К поз. 1736
| \ип-16
1938
К пер.бкл. ГММ поз. 739
----*- К репе блок поз. 738
Рис. 4.4. Принципиальная схема запуска турбогенератора ТГ-16
76
нажать на кнопку «Запуск ТГ-16».
При этом происходит срабатывание реле Pi в панели ПТ-16А по
цепи: «плюс бортсети — клемма 4Ш1 ПТ-16А — размыкающие кон-
такты 1—2 реле Рг — обмотка реле Pi — «минус» (корпус) сети.
Реле Pi (получает питание но цепи: «плюс» бортсети — кнопка оста-
нова 1174 — центробежный регулятор 1935 — клемма 9Ш1—кон-
такты 2—3 реле Pi, замыкающие контакты переключателя А — об-
мотка реле Pi — корпус (масса).
К вым.
ГС-24А
Рис. 4.5. Принципиальная
схема коробки ПРК-8А
Через контакты 5—6 реле Pi напряжение подается на обмотку
реле Рв, которое через свои контакты 2—3 подает напряжение на
якорь двигателя программного механизма. Последний начинает от-
работку программы.
77
Через контакты 14—15 реле Р} подается напряжение на реле Р7.
Через контакты 5—6. реле Pi напряжение подается на реле Р2, ко-
торое через свои замыкающие контакты 5—6 получает дополни-
тельное питание и самоблокируется. Через контакты 8—9 реле Р\
напряжение подается на гидравлический выключатель 1121 и через
его размыкающие контакты на обмотку реле Р3, которое, срабаты-
вая, подает напряжение на сигнальную лампу работы панели за-
пуска ПТ-16А и разрывает цепь включения ДМР-600Т.
При 29 000 об/мин срабатывает маслоконтактор турбогенерато-
ра, который подает напряжение на сигнальную лампу 1983 работы
ТГ-16 и прекращает питание обмотки реле Д3 (блокировка включе-
ния ДМР-600Т). Реле Р\ через свои контакты 17—18 и размыкаю-
щие контакты концевого выключателя Е подает напряжение на об-
мотку контактора КР\, служащего для переключения шунтовой
обмотки генератора. Через контакты 14—15 реле Р\ напряжение
подается на обмотку контактора КРц, который подключает питание
на свечи 1087. С выключателя Д напряжение подается на обмотку
К.Р1, который при срабатывании шунтирует сопротивление R\ и Р%
чем создается максимальный магнитный поток.
Итак, при нажатии на кнопку запуска ТГ-16 подается напряже-
ние на обмотку возбуждения ГС-24А, на лампу сигнализации «За-
пуск ТГ-16 идет», на гидравлический выключатель. Разрывается
цепь включения ДМР-600Т. Возбуждение ГС-24А переключателя с
регулятора напряжения РН-180 передается на бортовую сеть.
Через 1 сек срабатывает выключатель О, и через его замыкаю-
щие контакты напряжение подается на обмотку реле Рв. В этом
случае питание обмотки реле Ре не зависит от состояния контактов
реле Дь
Через 5 сек срабатывает выключатель Б, который подает напря-
жение на обмотку контактора KPz. Последний срабатывает и со
своей средней точки подает напряжение через контакты 4—5 реле
Д8 на контакты 7—8 реле Рц и на обмотку контактора КР3, который
после включения остается под током благодаря токовой и регули-
ровочной обмоткам. ГС-24А начинает раскручивать турбину.
Через 6,5 сек срабатывает переключатель Е, контактор ДРг
обмотки возбуждения ГС-24А остается в рабочем состоянии только
с помощью реле Р4, которым управляет контактор КР3.
Через 8 сек срабатывает выключатель Д и обесточивает кон-
тактор ДРт, шунтирующий сопротивления Ri и Д2. Ток идет через
сопротивления Ri и /?2 и уменьшается в обмотке возбуждения, и,
следовательно, уменьшается э. д. с. генератора, увеличиваются ток
в якорной обмотке и мощность раскрутки. В это же время (через
8 сек) срабатывает выключатель Г и через его размыкающие кон-
такты подается напряжение на обмотку контактора ДРз- При сра-
батывании КР$ получают питание электромагнитные краны рабо-
чего топлива. Дальнейшее питание контактора KIR происходит че-
фез контакты 2—3 реле Р5. .
78
При достижении двигателем 12 000—15 000 об/мин потребление
тока якорной обмоткой генератора существенно уменьшается. При
этом магнитного потока токовой и регулировочной обмоток кон-
тактора КР3 недостаточно для удержания РМ.О-16. Происходит от-
ключение стартера (генератора ГС-24А) от бортовой сети. Так как
контактор КР3 отключается, то обесточивается и реле Р^, которое
в свою очередь выключает переключающий контактор обмотки
возбуждения KPi- Генератор становится на самовозбуждение. Про-
граммный механизм дорабатывает цикл и становится в исходное
положение. Реле Р2 и Р$ остаются в рабочем положении, не допу-
ская возможности повторного включения на запуск ТГ-16.
Центробежный выключатель 1935 служит1 для переключения;
кранов при переходе с рабочих оборотов на обороты холостого хо-
да. При сбросе нагрузки с двигателя его обороты начинают расти,
срабатывает центробежный выключатель 1935 и отключает проти-
возабросный электромагнитный кран 1934, который перекрывает
основную топливную магистраль, и топливо начинает поступать ней
рабочие форсунки через жиклер холостого хода.
Холодная прокрутка ТГ-16. Для производства холодной про-
крутки двигателя необходимо:
1) открыть топливный пожарный кран переключателем на ле>-
вом пульте;
2) включить главный выключатель 1714-,
3) установить переключатель 1116 в положение 2 «Холодная
прокрутка»;
4) нажать на кнопку «Запуск ТГ-16».
При этом сработает реле Pi и через свои контакты 2—3 и вы-
ключатель А включится на самоподпитку. Сработает также реле
Р3, которое подает питание на сигнальную лампу работы ПТ-16А.
Через контакты 17—18 реле Pi и размыкающие контакты вы-
ключателя Ё напряжение подается на контактор KPi и обмотка
возбуждения генератора подключается к бортовой сети самолета.
Через размыкающие контакты выключателя Д срабатывает кон-
тактор КР7, шунтирующий сопротивления Ri и R2.
Через контакты И—12 реле Pi и замыкающие контакты выклю-
чателя В'поступает «плюс» на выключение контактора КР2, со
средней точки которого подается напряжение на контактор КР3-
Осуществляется раскрутка турбины ТГ-16.
Через 8 сек размыкающие контакты выключателя Д размыка-
ются, контактор КР?' обесточивается, в цепь возбуждения включа-
ются сопротивления Ri и R2, ток возбуждения уменьшается и про-
исходит увеличение оборотов турбины.
Через 10 сек замыкающие контакты выключателя В размыка-
ются и контактор К,Р2 обесточивается и, следовательно, раскрутка-
прекращается. Через 20 сек лампа сигнализации работы ПТ-16А
гаснет.
79
Запуск авиадвигателя АИ-24
После запуска турбогенераторной установки ТГ-16 на щитке
электроэнергетики включается выключатель генератора ГС-24А и
производится запуск двигателя самолета аналогично запуску от
аэродромных источников электроэнергии (см. § 15). При этом ге-
нератор ГС-24А отключается от бортовой сети и с помощью пере-
ключателя 732 включается на шину запуска, а бортовая сеть в этот
период времени питается от аккумуляторных батарей.
При запуске двигателей от турбогенератора ТГ-16 регулирова-
ние напряжения ГС-24 в процессе запуска осуществляется пуско-
регулирующей коробкой ПРК-8А (рис. 4.5).
В процессе запуска повышение напряжения в силовой сети, где
подсоединена рабочая обмотка регулятора напряжения коробки
ПРК-8А, производится по следующему циклу (табл. 4). Временные
сигналы выдаются программным механизмом панели АПД-27.
Таблица 4

Показатель Ступень запуска
I П III IV V
Время, сек Напряжение, в 0—9 20—26 9—15 29—36 15—20 39—47 20—28 45—51 28—69 51—60
В начале цикла запуска напряжение поступает через клемму 2
разъема ШЗ коробки ПРК-8А. Срабатывает контактор Kz, который
подает напряжение на обмотку контактора Ki. Последний сраба-
тывает и переключает обмотку возбуждения генератора ГС-24А с
регулятора РН-180 второй серии на регулятор РН-180Д, имеющий-
ся в коробке ПРК-8А. На первой ступени запуска поддерживается
напряжение 20—26 в, так как в цепь рабочей обмотки регулятора
включены сопротивления Ri и R6.
Через 9 сек от сигнала из АПД-27 срабатывает реле 4Р в
ПРК-8А и в цепь рабочей обмотки РН-180Д включаются сопротив-
ления Д2 и Д9; напряжение на шине запуска растет до 29—36 в.
Через 15 сек срабатывает реле 5Р в ПРД-8А, в цепь рабочей
обмотки РН-180Д включаются сопротивления Д3 и R? и напряже-
ние на шине запуска увеличивается до 39—47 в.
Через 20 сек срабатывает реле 6Р, в цепь рабочей обмотки
РН-180Д включается сопротивление Д4, напряжение на шине за-
пуска увеличивается до 45—51 в.
Через 28 сек обесточивается реле 7Р, вследствие чего срабаты-
вает реле 8Р в ПРК-8А, в цепь рабочей обмотки РН-180Д включа-
ется сопротивление Rs и напряжение на шине запуска повышается
до 51—60 в.
В конце цикла запуска сигналы, выдаваемые панелью АПД-27,
снимаются с коробки ПРД-8А и генератор ГС-24А. (рис. 4.6) пере-
ходит в генераторный режим работы.
so
Запуск двигателей в воздухе допускается в особых случаях в
полете. Он разрешается в испытательных и учебно-тренировочных
полетах, но только хорошо натренированным экипажем. Разреша-
ется также запуск двигателя в полете в исключительных случаях
и обычному экипажу, когда двигатель, будучи исправным, останов-
лен экипажем по какой-либо ошибке.
Рис. 4.6. Принципиальная схема включения генератора ГС-24А на шину
запуска и в бортовую сеть самолета:
1— шина запуска; 2— провод к клемме 7 ПТ-16А; 3 — реле блокировки включения
ДМР при запуске; 4 — шина левого ЦРУ; 5 — предохранитель ТП-600; 6 — провод к
клемме П ПТ-16А; 7 — предохранитель ТП-600; 8 — шунт амперметра типа Ш-3; 9 —
амперметр типа А-3; 10— выносное сопротивление ВС-25Б; 11— провода к клеммам
5 и 6 ПРК-8А; /2 —реле ТКЕ-52ПД включения турбогенератора на параллельную
работу; 13 — провод к обмоткам РН-180 параллельной работы СТГ; 14 — балластное
сопротивление БС-18000 ГС-24А; 15 — генератор ГС-24А; 16— обмотка возбуждения
ГС-24А; 17—провод к клемме 1 ПТ-16А; 18— провод к клемме 4 ПРК-8А; 19— пере-
ключающий контактор ТК.С-611А; 20— провод к клемме Я ПТ-16А
Запуск двигателя в воздухе необходимо выполнять в строгом
соответствии с Руководством по летной эксплуатации и пилотиро-
ванию самолета Ан-24 с двумя двигателями АИ-24.
§ 17. Электросистема флюгироваиия
воздушных винтов АВ-72
При выключении в воздухе одного из двигателей его воздуш-
ный винт должен быть переведен во флюгерное положение. В этом
положении воздушный винт имеет наименьшее лобовое сопротив-
ление, и разворачивающий момент уменьшается.
81
На самолете Ан-24 установлены двигатели АИ-24А с воздуш-
ными винтами АВ-72. Ввод и вывод винтов из флюгерного поло-
жения производится как вручную, так и автоматически, при помо-
щи электросистемы флюгирования. Частичное флюгирование вин-
тов также выполняется с помощью электросистемы.
На рис. 4.7 приведена электрическая схема флюгирования воз-
Рис. 4.7. Принципиальная
82
схема флюгцроваипя воздушного винта (левого
двигателя)
Нр.л.
Двигатели
Лев. Прав. Лев. Прав.
вел. л.
НФЛ-37
по
инм
част, флюг.
Рис. 4.8. Электрощиток флюгирова-
ния воздушных винтов
душного винта АВ-72 левого двигателя. Совершенно аналогичная
схема и для правого двигателя.
Электрическая система флюгирования обеспечивает:
ручное флюгирование винта с одновременной подачей команды
на электроклапан останова на флюгируемом двигателе;
автоматическое флюгирование винта при отказе двигателя (при
падении крутящего момента двигателя), работающего в режиме не
ниже 0,7 номинала, с одновременной подачей команды на останов
флюгируемого двигателя;
автоматическое флюгирование винта от датчика по отрицатель-
ной тяге с одновременным остановом флюгируемого двигателя;
частичное флюгирование винта без останова двигателя;
проверку системы автофлю-
гера по крутящему моменту без
ввода винта во флюгерное по-
ложение и без останова двига-
теля;
проверку системы автофлю-
гера по отрицательной тяге без
ввода винта во флюгерное по-
ложение и без останова двига-
теля;
расфлюгирование винта.
На самолете имеется специ-
альный электрощиток флюги-
рования (рис. 4.8), установлен-
ный на фонаре кабины. На нем
размещены органы управления и сигнализации электросистемы
флюгирования.
Все входящие в схему реле размещены в одной РК флюгирова-
ния, которая установлена на потолке между шпангоутами № 10 и
11. Два автомата времени ПМК-18 установлены между шпангоута-
ми № 9 и 10. Контакторы флюгерных насосов размещены в левом
ЦРУ, а сами насосы установлены на двигателях.
Ручное флюгирование винта от кнопки КФЛ-37. В случае вы-
ключения двигателя в полете необходимо зафлюгировать его винт,
для чего следует кратковременно нажать и отпустить кнопку
КФЛ-37 (поз. 82 на рис. 4.7). При нажатой кнопке 82 подается пи-
тание на контактор 76 включения флюгерного насоса, на клемму 2
автомата времени ПМК-18 (поз. 80}, в результате чего програм-
мный механизм автомата начинает работать, и на удерживающую
обмотку кнопки КФЛ-37, второй конец которой подсоединен к «ми-
нусу» через клемму 4 ПМК-18. Благодаря этому кнопка 82 остает-
ся в нажатом положении.
Одновременно напряжение подается на обмотку реле 88 руч-
ного флюгирования, расположенного в распределительной коробке
(РК) флюгирования. Это реле в свою очередь при срабатывании
83
подготавливает цепь для подачи напряжения на обмотку реле 90 ’
останова и выдает сигнал на отключение возбуждения генератора
/ переменного тока ГО-16ПЧ8. Реле 90 через свои контакты 5—6, а
затем через контакты 8—7 реле 92 подает питание на электрокла-
пан 1080 останова двигателя.
При включении флюгерного насоса загорается лампа 78 сигна-
лизации флюгирования двигателя.
Через 12 сек автомат времени ПМК-18 отрабатывает свой цикл, '
концевой выключатель в нем размыкается и разрывает «минус» в
цепи удерживающей обмотки кнопки КФЛ-37. Последняя вернется
в исходное положение и обесточит контактор 76, и, следовательно,
будут отключены флюгерный насос 79 и реле 88. Лампа сигнализа-
ции флюгирования 78 погаснет. Реле 90 останется под напряжени-
ем, а клапан останова — под током до момента вывода винта из
флюгерного положения, т. е. до срабатывания реле 93 расфлюги-
рования.
Автоматическое флюгирование винта при выключении двигате-
ля. При работе двигателя и положении сектора газа, соответству-
ющем режиму 0,7 номинала и выше, срабатывает концевой выклю-
чатель блокировки 86 и напряжение от клеммы 11 ШР РК флюги-
рования через этот концевой выключатель подается на клемму 1
ШР датчика автофлюгера 85.
При работе двигателя срабатывают оба концевых выключателя
датчика автофлюгера за счет давления масла в системе индикато-
ра крутящего момента, и напряжение подается с клеммы 2ШР
датчика на реле 89 готовности автофлюгера, которое срабатывает
и получает питание через замкнутый концевой выключатель блоки-
ровки автофлюгера, шунтируя контакты концевого выключателя
датчика, срабатывающего при давлении масла в индикаторе кру-
тящего момента (ИКМ), равном 25 кГ/см2.
При выключении двигателя и падении давления масла в ИКМ
возвращаются в исходное положение вначале ВК датчика автофлю-
гера, настроенный на 25 кПсм2, а затем ВК, настроенный на
10 кГ!см2.
Напряжение с клеммы 2 ШР датчика автофлюгера через ВК и
клемму 3 ШР датчика и клемму 12 ШР РК флюгирования подается
на обмотку реле 91 автофлюгера и обмотку реле 94 сигнализации
отказа двигателя. Реле 91 подает напряжение на обмотку реле 88
через свои замкнувшиеся контакты 8—9. Реле 88 срабатывает и
подает напряжение на автомат времени ПМК-18 и контактор флю-
герного насоса. Дальнейшая работа схемы аналогична работе при
ручном флюгировании, рассмотренном выше. Реле 94 включает
лампу сигнализации отказа двигателя (на схеме лампа изображе-
на на кнопке КФЛ-37).
Частичное флюгирование. Для производства частичного флюги-
рования винта на работающем или остановленном двигателе с
целью проверки системы флюгирования необходимо кратковремен-
84

но нажать кнопку 84 (см. рис. 4.7) частичного флюгирования. При
этом ток проходит по цепи: шина щита АЗС — АЗР-5 — кнопка
84 — обмотка контактора 76—«минус» (корпус самолета). Контак-
тор 76 срабатывает и подает питание на флюгерный насос 79 и
лампу сигнализации флюгирования 78. Работа флюгер-насоса, го-
рение сигнальной лампы и соответственно затяжеление воздушного
винта будут продолжаться, пока будет нажата кнопка 84.
При снижении оборотов двигателя на 200—300 об/мин кнопку
84 следует отпустить, при этом обороты двигателя должны восста-
новиться до заданных, а флюгер-насос выключиться.
Работа флюгерной системы должна проверяться путем частич-
ного флюгирования на работающем двигателе при положении вы-
ключателя снятия винта с упора «На упоре» и на режиме 0,4 от
номинала.
Проверка системы автофлюгера по крутящему моменту на рабо-
тающем двигателе. При проверке выключатель снятия винта с
упора должен быть в положении «Винт снят с упора». Двигателю
задается режим 0,7 от номинала и выше. При этом срабатывают
концевые выключатели 86 (см. рис. 4.7) блокировки по режимам и
ВК датчика 85 автофлюгера по крутящему моменту, а также сра-
батывает реле 89 готовности автофлюгера, которое самоблокиру-
ется через ВК 86. После этого необходимо нажать переключатель
75 проверки автофлюгера, через который реле 89 получает допол-
нительное питание и шунтируется ВК 86. Кроме того, при включе-
нии выключателя 75 срабатывает реле 92 проверки автофлюгера.
Реле 92 подает питание на электроклапан 81 расфлюгирования и
разрывает цепь питания клапана-останова двигателя.
Не отпуская выключатель 75, убирают сектор газа до «малого
газа». При этом срабатывают концевые выключатели автофлюгера
так же, как и при отказе двигателя, и срабатывает система авто-
флюгера. Но винт флюгироваться не будет, так как реле проверки
включило клапан расфлюгирования; останова двигателя не после-
дует, так как то же реле разорвало цепь включения электроклапа-
на останова.
Вся остальная аппаратура сработает так же, как и .при авто-
флюгировании в случае отказа двигателя. Работа системы сигна-
лизируется лампами 78 в КФЛ-37.
По окончании цикла проверки необходимо отпустить выключа-
тель 75 проверки автофлюгера по крутящему моменту.
Расфлюгирование винта. Для расфлюгирования винта необхо-
димо кнопку 82 (см. рис. 4.7) КФЛ-37 вытянуть, в результате чего
срабатывает контактор 76 флюгерного насоса. Флюгер-насос сра-
батывает, а также загорится сигнальная лампа флюгирования 78
и сработает реле 93 расфлюгирования, которое подает напряже-
ние на клапан 81 расфлюгирования. После окончания расфлюгиро-
вания срабатывает гидравлический сигнализатор 101 вывода винта
из флюгера. Работа флюгер-насоса будет длиться все время, пока
КФЛ-37 будет принудительно оттянута.
85
§ 18. Электропитание агрегатов топливной
системы
Топливная система самолета служит для бесперебойного пита-
ния двигателей топливом с необходимыми расходами на всех ре-
жимах полета самолета и работы двигателей.
Топливная система состоит из следующих основных частей:
баков-отсеков;
мягких топливных баков;
системы питания двигателей топливом;
системы дренажа топливных баков.
Принципиальная схема топливной системы показана на рис. 4.9.
Топливная система состоит из двух аналогичных по устройству
и расположению систем, питающих двигатели № 1 и 2. Двигатель
№ 1 питается от баков левой половины крыла, двигатель № 2 —•
Рис. 4.9. Принципиальная схема топливной системы:
J — бак-отсек; 2 — датчик топливомера; 3— дренажная мачта с клапаном; 4 — вакуумный
клапан дренажа; 5 — магистраль левого двигателя; 6 — датчик манометра ИД-100; 7— насос-
датчик НД-24А автомата дозировки топлива; 8 — датчик сигнализатора СДУ-5А-1.8; 9— рас-
ходомер РТМС-0,8551; 10 — фильтр тонкой очистки 12ТФ-29; 11— подкачивающий насос дви-
гателя БНК.-10И; 12 — перекрывной край; 13 — обратный клапан поршневого типа; 14 — дат-
чик сигнализатора СДУ-2А-0,18; 15— трубопровод кольцевания; 16 — кран кольцевания; 17—.
заливная горловина; 18— фильтр грубой очистки 52ТФ-26-1; 19— подкачивающий насос;
20 — дренажный трубопровод; 21 — сливной кран; 22 — турбогенератор ТГ-16; 23 — топливный
фильтр 11ТФ-30; 24 — перекрывной кран топлива ТГ-16; 25— мягкий бак № 2; 26 —-дренаж-
ный трубопровод; 27 — мягкий бак № 1; 28 — обратный клапан тарельчатого типа; 29 — сиг-
нализатор давления СДУ-ЗА-0,6; 30подкачивающий насос ЭЦН-14
86
Рис. 4.10. Щиток
топливной
системы
от баков правой половины крыла. Топливные емкости каждой
половины крыла образуют две группы баков. Первая группа баков"
состоит из бака-отсека средней части крыла, вторая группа — из
первого и второго центральных баков.
Эксплуатационная заправка топливом (ТС-1, Т-2 и Т-4) состав-
ляет 97% от полной заправки: для первой группы баков — 1890 л,
для второй — 800 л.
Электрическая схема топливной системы обеспечивает:
выработку топлива из баков с ручным и автоматическим регу-
лированием расхода;
автоматическую сигнализацию аэронавигационного остатка топ-
лива (на 1 ч полета);
измерение количества топлива как в баках каждой группы, так
и суммарного его количества раздельно для правого и левого полу-
крыльев;
централизованную заправку топливом;
Для выполнения указанных выше задач на самолете применен
топливомер СПУТ-1-5АП.
Кроме того, в электрическую схему топливной системы входят:
сигнализация давления топлива при выработке, кран кольцевания
топлива с сигнализацией, пожарные краны двигателей и ТГ-16 с
сигнализацией.
Электрическая схема выработки топлива. Подача топлива из
баков в двигатели осуществляется по трубопроводам с помощью
подкачивающих насосов.
87
В системе расхода топлива установлена следующая очередность:
первая очередь — группа I (бак-отсек);
вторая очередь — группа II.
Электросхема обеспечивает как ручную, так и автоматическую
выработку топлива. Выработкой топлива управляют со щитка вы-
работки топлива, установленного на центральной панели прибор-
ной доски (рис. 4.10).
Принципиальная электрическая схема выработки топлива при-
ведена на рис. 4.П. Согласно этой схеме при установке выключате-
ля 586 выработки топлива I группы левого полукрыла в положение
«Ручное» срабатывает контактор 593 и включается электронасос
596 I группы баков (ЭЦН-М). Выработка топлива из этой группы
может быть проконтролирована по указателю топливомера.
Топливные насосы (агр. 463) II группы баков включают выклю-
чателем 585, который подает питание на обмотки контакторов 591
и 592. При этом происходит выработка топлива из баков II груп-
пы при работе насосов в ослабленном режиме. Когда топливо из
баков II группы будет выработано до определенного предела, то
подается сигнал на лампу сигнализации аэронавигационного остат-
ка топлива (на 1 ч полета).
88
СДУ-2А
Игр. лев.
Щит АЗС
Рис. 4.12. Принципиальная схема сигнализации давления топлива при
выработке
Топливные насосы установлены у соответствующих баков. Топ-
ливо вырабатывается сначала из баков I группы, а затем из ба-
ков II группы.
При установке переключателя 586 в положение «Автомат»
(вправо на схеме 4.11) «плюс» бортовой сети подается на обмотку
контактора 593 из блока автоматики БУ10А-4, входящего в комп-
лект топливомера СПУТ-1-5АП. Контактор срабатывает и подклю-
чает насос I группы, в результате чего происходит выработка топ-
лива.
Подача напряжений 27 в и 115 в 400 гц на топливомер
СПУТ-1-5АП осуществляется включением соответствующих выклю-
чателей, установленных на приборной доске.
Для контроля за работой подкачивающих насосов каждой груп-
пы баков установлены сигнализаторы давления СДУ-2А и СДУ-ЗА,
подключенные к трубопроводам выхода топлива из насосов. Как
только насосы будут включены и давление за ними достигает более
0,18 кГ/см2 для насосов II группы и 0,6 кГ/см2 для насоса первой
группы, загораются зеленые лампы на приборной доске. Принци-
пиальная схема сигнализации давления топлива при его выработке
приведена на рис. 4.12.
Для повышения надежности топливной системы баков, питаю-
щих левый двигатель, и группы баков, питающих правый двига-
тель, объединены трубопроводом кольцевания, проложенным в нос-
ке крыла по переднему лонжерону. В этом трубопроводе установ-
лен кран кольцевания, укрепленный на переднем .. лонжероне
центроплана. В нормальных условиях кран кольцевания должен
89
ЭВ-37А
Рис. 4.13. Принципиальные схемы:
а — пожарных кранов; б — крана кольцевания
мзк-1
быть закрыт. Он открывается при необходимости перевести питание
обоих двигателей от одной группы баков или при отказе одного из
двигателей, когда требуется перевести питание работающего дви-
гателя на группу баков отказавшего двигателя. Управление краном
кольцевания производится с помощью электромеханизма МЗК-2,
принципиальная электросхема которого приведена на рис. 4.13.
Здесь же приведены схемы пожарных кранов правого и левого
двигателей и турбогенераторной установки.
Порядок измерения количества топлива в баках и принцип ра-
боты указателя топливомера СПУТ-1-5А рассмотрены в главе V.
Централизованная заправка топливом. Принципиальная схема
централизованной заправки топливом приведена на рис. 4.14.
На самолете Ан-24 топливные краны открываются вручную, а
закрываются вручную и автоматически. Все переключатели, АЗР,
сигнальные лампы и реле системы заправки топливом расположе-
ны на щитке заправки, установленном в гондоле правого двига-
теля.
Для заправки баков топливом включается выключатель 699 на
щитке заправки топливом. При этом ток напряжением 115 в и ча-
стотой 400 гц подается на блок БУ10А-4 (поз. 684), установленный
в правом носовом отсеке фюзеляжа, и блок подготавливается к
работе. При переводе переключателя 619 на щитке заправки в по-
ложение «Открыто» через размыкающие контакты 1—2 реле
90
ТКЕ-52ПД 2-й серии 601 подается напряжение на электромеханизм
МЗК-З 623 крана заправки, установленный .в средней части крыла у
I группы баков. Кран заправки открывает доступ топлива в баки
I группы левого полукрыла. При открытии крана заправки лампа
606 сигнализации закрытого положения топливного крана гаснет.
При полностью заправленных баках I группы от блока БУ10А-4
подается «минус» на обмотку реле 601 автоматического закрытия
крана заправки топливом I группы баков и на лампу сигнализации
604. Так как «плюс» на контакте А дежурит, реле сработает и лам-
па 604, сигнализирующая о полной заправке баков топливом, за-
горится. Через контакты 5—6 реле 601 подается напряжение на
клемму 1 электромеханизма МЗК-З. Этот механизм закрывает до-
ступ топлива в баки I группы.
Рис. 4.14. Принципиальная схема централизованной заправки топливом
91
1
При полностью закрытом топливном кране загорается лампа 1
606, сигнализирующая о закрытии топливного крана. Закрывать i
топливный кран можно и вручную, для чего необходимо переклю- |
чатель 619 перевести в положение «Закрыто». Тогда напряжение 1
поступает непосредственно на механизм закрытия топливных кра- |
нов, и кран закрывается. Схема заправки для всех групп анало- Я
гична. Механизмы заправки топливом установлены у соответст- i
вующих групп баков. |
§ 19. Наружное освещение самолета
Наружное освещение предназначено для обеспечения в ночных
условиях видимости земли при рулении, взлете и посадке само- '<•
лета, а также
ЛЗР-10
кг/
згз \згг
г it аг
опознавания самолета в воздухе. К устройствам на-
ружного освещения относятся фары ПРФ-4, аэро-
навигационные огни и самолетный светосигналь-
ный огонь ОСС-61.
»1
Z3/S
4
. А
Рис. 4.15. Принци-
пиальная схема аэ-
ронавигационных
огней:
I — левый; П—
хвостовой; III—
правый
Аэронавигационные огни
Для самообозначения самолета в воздухе
ночью при полете и передвижениях на земле на
концах крыла установлены аэронавигационные
огни БАНО-57. Левый огонь имеет красный
светофильтр, правый -— зеленый, а хвостовой
огонь — белый. Огни БАНО-57 и хвостовой огонь
могут также служить для подачи световых сиг-
налов условным кодом. Выключение аэронавига-
ционных огней производится со щитка под цент-
ральной панелью приборной доски. Принципи-
альная электрическая схема АНО приведена на
рис. 4.15.
Посадочная фара ПРФ-4
Для освещения взлетно-посадочной полосы
аэродрома при ночных полетах на левом и пра-
вом полукрыльях самолета установлено по одной фаре ПРФ-4.
Фара ПРФ-4 имеет лампу СМФ-3 с двумя нитями накала: по-
садочной, включаемой при посадке самолета, и рулежной, включа-
емой при рулении самолета по аэродрому.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Номинальное напряжение питания, в . . .
Номинальный ток электродвигателя, а . .
Время выпуска фары на угол 88°, сек . .
Пределы регулировки угла выпуска, град
ФАРЫ ПРФ-4
27
не более 2,6
12
50—69 или 69—88
92
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЛАМПЫ СМФ-3
Номинальное напряжение, в . . .......
Номинальная мощность, вт:
при посадке ..............................
» рулении ............... ............
Номинальный потребляемый ток, а:
рулежной нитью . . .......................
посадочной » ...................
Минимальная сила света, св:
при посадке ..............................
» рулении . ..........................
Угол рассеивания света в вертикальной плос-
кости при посадке и рулении, град.........
Угол рассеивания света в горизонтальной плос-
кости, град:
при посадке....................... ... .
» рулении ............................
28
600
180
6,5
21,5
400 000
25 000
8
13
ЗС
' Как видно из схемы (рис. 4.16), при установке переключателя
6 в положение «Малый свет» питание фар 1 и 11 осуществляется
от щита АЗС через автоматы защиты АЗР-10; при установке
переключателя в положение «Большой свет» со щита АЗС поступа-
ет питание на обмотки контакторов 3 и 8. Контакторы КМ-25Д сра-
батывают и подключают питание фар от левого ЦРУ через шину 4
и предохранители ИП-20. Предохранители ИП-20 и контакторы
КМ-25Д кдк для правой, так и для левой фары размещены в левом
ЦРУ (на схеме поз. 7 — шина правого ЦРУ).
Управление выпуском и уборкой фар осуществляется с помощью
переключателя 9 и электромеханизмов 2 и 10. Переключатель уста-
новлен на средней панели приборной доски.
93
Режим работы фар ПРФ-4 — повторно-кратковременный: после
выпуска и уборки фары нужно делать перерыв 5 мин. Таких цик-
лов можно допускать три, после чего необходимо давать фарам
полное охлаждение.
Срок службы электромеханизма фары — 1000 циклов (цикл —
выпуск и уборка). Время горения рулежной нити — 75 ч непрерыв-
ного горения. Время горения посадочной нити —5 мин, после чего
необходим перерыв 5 мин. Таких циклов допускается 120.
Световой проблесковый маяк ОСС-61
Проблесковые маяки служат для подачи световых сигналов с
борта самолета с целью предотвращения столкновения самолетов.
На самолете Ан-24 установлено два проблесковых маяка типа
ОСС-61: один—на киле, второй — внизу на обшивке фюзеляжа,
между шпангоутами № 24 и 25.
Принцип действия маяка ОСС-61 основан на вращении в гори-
зонтальной плоскости зеркализованной лампы накаливания, излу-
чающей направленный поток света.
Зеркализованная лампа в горизонтальной плоскости вращается
электродвигателем, собранным вместе с лампой в одно устройство
ОСС-61. В бортовую сеть самолета маяки включаются сдвоенным
выключателем, установленным на средней панели приборной доски.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ОСС-61
Напряжение питания постоянным током, в . . . . 27
Потребляемый ток (при 17=27 в), а ...........3,5
Скорость вращения лампы при нормальных усло-
виях (t=20° С, £7=27 б), об]мин............90
Минимальное значение силы света лампы в пре-
делах, св........................,........... 1600—1800
Угол рассеивания света маяка, град:
в горизонтальной плоскости .............. 8
в вертикальной » ...... 18
§ 20. Внутреннее освещение самолета
Внутреннее освещение предназначено для освещения кабин и
различных отсеков самолета. Оно подразделяется на общее, де-
журное и проходное.
Общее (внутреннее освещение пассажирской кабины, туалета
и буфета осуществляется лампами ЛТБ-15 (40 шт.), которые пи-
таются переменным током напряжением 115 в и частотой 400 гц.
Все эти лампы разделены на четыре группы и включаются с элект-
рощитка бортпроводника. Около каждой лампы ЛТБ-15 установ-
лена лампа СМ-15, служащая для дежурного освещения. Включе-
ние дежурного освещения осуществляется со щитка бортпроводни-
ка через АЗР-15. Лампы ЛТБ-15 и СМ-15 закрываются общей
крышкой со светофильтром из молочного органического стекла.
94
В пассажирской кабине предусмотрено проходное освещение,
при включении которого загорается каждая четвертая лампа СМ-15
дежурного освещения. Включают это освещение переключателями,
один из которых установлен на шпангоуте № 7, а второй — у вход-
ной двери.
Освещение в багажных отсеках, гардеробах, буфете, гондолах
двигателей, нишах шасси и во всех отсеках обеспечивается двух-
трехламповыми плафонами, а также плафонами ПСМ-51 и ПС-45.
Выключатели этих плафонов расположены в -соответствующих от-
секах.
Для освещения кабины экипажа применяются различные типы
светильников с белым и красным светом. Органы управления све-
тильниками расположены непосредственно у рабочих мест членов
экипажа.
Система освещения красным светом/'
Для освещения в ночных и затемненных условиях приборов на
приборных досках, панелей, пультов, щитков управления, электро-
щитков, кранов, органов управления и надписей применяется си-
стема освещения красным светом. Эта система обеспечивает хоро-
шее наблюдение за приборами и аппаратурой управления внутри
кабины экипажа, обусловленное достаточной равномерностью и
уровнем освещения шкал приборов, пультов, панелей, щитков, ор-
ганов управления и надписей. Оно дает возможность удобной
ориентации во внешнем пространстве, так как при освещении крас-
ным светом сохраняется высокий уровень световой чувствительно-
сти глаз, созданной адаптацией в темноте. Это обеспечивает чет-
кий и уверенный отсчет показаний приборов. Освещение красным
светом создает минимальное количество бликов на остеклении фо-
наря кабины и дает общее равномерное освещение кабины, что
обеспечивает лучшую работоспособность членам экипажа и умень-
шает их утомляемость.
Для освещения красным светом применяются следующие лам-
пы: СМ-37, СМ-30, СМ-31, СМ-29, СМ-25, снабженные красным
светофильтром, а также лампы накаливания типа СМК-37,
СМК.-29, колбочки которых покрыты красным лаком.
Применяются также различные типы светильников и плафонов
красного света:
СВ, СВ-1, С-60, С-80 и СМ — для индивидуального освещения
шкал приборов на приборных досках, панелях, щитках, пультах;
АГЛ и АГП — для освещения указателей авиагоризонтов;
СТ, С-1, С-2 и ЛКС — для освещения заливающим красным
светом боковых и центрального пультов пилотов, панелей электро-
щитков, пультов управления и щитка АЗС;
СК —для освещения заливающим красным светом центрально-
го пульта пилотов;
вытяжные лампы СКВ —для освещения красным светом обору-
дования в кабине, которым не постоянно пользуются в полете;
95
плафоны общего освещения ПС-45 — с красными светофильтра-
ми для общего освещения кабины экипажа в период предполетной
подготовки, а также для предполетной адаптации органов зрения
членов экипажа.
При освещении красным светом общий фон шкал приборов, ли-
цевых панелей, приборных досок, щитков, пультов и другого обо-
рудования имеет черный матовый цвет, а надписи, цифры, отметки,
стрелки приборов, различные обозначения на шкалах приборов,
пультах, щитках выполнены белой краской.
Электрическая схема освещения красным светом выполнена та-
ким образом, что светильники получают питание от нормальной и
аварийной шин щитков АЗС и щитка радиста через автоматы за-
щиты сети. Аварийная шина на самолете при исправном состоянии
электросети получает напряжение от самолетных стартер-генера-
торов, в случае же неисправности электросети переключается вруч-
ную или автоматически на бортовые аккумуляторные батареи.
Из-за значительного нагрева ламподержателей и красных све-
тоориентиров при накале ламп и малой теплоотдаче арматуры ламп
напряжение, подводимое к светильникам, снижено специально по-
добранными сопротивлениями. Яркость освещения красным светом
шкал приборов, щитков, пультов, панелей и надписей на них регу-
лируется реостатами РСКС-50 и РКО-45, размещенными на боко-
вых пультах левого и правого пилотов, на верхнем щитке и на при-
борной доске.
На рис. 4.17 и 4.18 приведены принципиальные электрические
схемы освещения красным светом рабочих мест членов экипажа,
приборов, щитков, пультов, панелей и надписей на них с обозначе-
ниями, принятыми на общей принципиальной схеме самолета. Осо-
бенности электрической схемы освещения красным светом состоят
в следующем:
а) Освещение приборов и щитков индивидуальными светильни-
ками имеет два режима: нормальный и аварийный.
При нормальном режиме работы подается полное напряжение
на все лампы светильников и к .арматурам подсвета; при аварий-
ном режиме подводится нерегулируемое напряжение (16 в) к ин-
дивидуальным светильникам наиболее ответственных пилотажно-
навигационных приборов и приборов контроля режимов работы
авиадвигателей. В этом режиме все потребители питаются, только
от аварийной шины.
В аварийном режиме осуществляется освещение красным све-
том следующих приборов:
указателя радиовысотомера РВ-УМ;
переключателя радиовысотомера РВ-УМ;
указателя левого авиагоризонта АГД-1;
указателя поворота ЭУП-53;
высотомера ВД-10;
указателя скорости КУС-1200;
вариометра ВАР-30-3;
96
2807
4767
ПУ №2
Рис. 4.17. Принципиальная электрическая схема освещения красным светом
рабочего места левого и правого пилотов и щитка радиооборудования, левого
пилота
указателя радиокомпаса БСУП-2;
указателя положения закрылков УЗП;
указателя положения створок маслорадиатора;
указателя восстановления УВ-2К;
указателя угла тангажа УУТ;
указателя УВПД-15;
указателя тахометра ИТЭ-2;
указателя положения рычагов топлива УПРТ-2;
указателя термометра-выходящих газов ИТГ-2;
указателя топливомера 2ППТ1-4;
переключателя топливомера ПГ-4-2;
указателя давления гидросистемы УИ2-240;
4—1637
97
OcS щш.вого тлыпа.
Рис. 4.18. Принципиальная электрическая схема освещения красным
светом щита АЗС, правого пульта и рабочего места радиста
указателя двигательных индикаторов УИЗ-З;
указателя давления гидросистемы УИ1-240;
индикаторов крутящих макетов УМ1-100;
часов АЧС-1;
указателя вибраций двигателей;
указателя давления в тормозной системе УИ2-150;
аварийного компаса КИ-13.
б) Схема освещения приборов на приборной доске выполнена
таким образом, что предусматривает питание ламп индивидуальных
светильников по двум раздельным цепям, каждая из которых за-
щищена плавкими вставками СП-1. Поэтому при неисправности ос-
вещения от каких-либо групп ламп (левых или правых) освещение
будет осуществляться другой группой ламп этих же индивидуаль-
ных 'Светильников, т. е. каждый прибор в этом случае будет осве-
щаться только одной из двух ламп светильника;
в) В схему введены реле ТКЕ-21 ПДТ, которые срабатывают
при обесточивании основной шины постоянного тока или же при
сгорании предохранителя цепи освещения наиболее ответственных
электрощитков, обеспечивая автоматическое включение двух кабин-
ных ламп типа СЛЩ, двух кабинных светильников СК аварийно- :
го освещения заливающим красным светом приборной доски. Яр-
кость света ламп этих светильников регулируется реостатами.
Другие светильники, предназначенные для освещения остальных
рабочих мест членов экипажа, пультов и щитков, питаются от ава-
рийной шины, т. е. их освещение продолжает работать нормально.
Основные вопросы эксплуатации
освещения красным светом
Система красного освещения на самолете Ан-24 должна систем
матически проверяться на надежность и работоспособность.
Систему красного освещения надлежит проверять:
перед каждым вылетом;
после замены какого-либо светильника красного света;
после замены какого-либо из коммутационных или регулирую-
щих элементов схемы освещения красным светом;,
при проведении регламентных работ; (
по требованию летного экипажа, х
Перед проверкой красного освещения под током необходима»
тщательно проверить внешним осмотром состояние всех светиль-
ников, арматуры красного света, лакокрасочного покрытия лицевых
панелей, освещаемых красным светом объектов, целостность и на-
дежность крепления минусовых контактов и сохранность надписей.,
белой краской.
Проверку системы красного внутрикабинного освещения под тон-
ком необходимо выполнять в такой последовательности:
1) подключить плафоны общего освещения красным или белым?
светом. Эта операция выполняется с помощью выключателя с над-
писью «Освещение кабины экипажа красным — белым светом»,,
установленного на верхнем щитке пилотов; убедиться, что плафо-
ны горят;
2) переключатель с надписью «Освещение приборов основное —
аварийное», установленный на левой панели приборной доски,
установить в положение «Основное»;
3) подключить светильники и кабинные лампы системы крас-
ного света от соответствующих реостатов, при этом включение и
регулирование реостатами должно происходить плавно, без рывков;
и ускорений;
убедиться, что все лампы освещения горят;
4) проверить напряжение на клеммах ламп индивидуальных
светильников. При выведенных реостатах напряжение должно
быть 19 в. Если лампы какого-либо светильника не горят, то необ-
ходимо проверить наличие минусового контакта у указанного' све-
тильника или надежность подключения плюсового контакта-. Если
контакты исправлены, а лампы не горят, то следует заменить лам-
пы, при этом необходимо отключить питание этой группы- светиль-
ников;
5) проверить автоматическое подключение аварийного' освеще-
ния заливающим красным светом приборной доски с помощью
ламп СК и САШ; перед проверкой реостаты этих ламп должны
быть полностью выведены. При вводе реостатов яркость освещения
должна уменьшаться. Необходимо' убедиться, что лампы аварий-
ного освещения заливающим красным светом типов СК » САШ
четко включаются;
6) проверить подключение светильников освещения приборов?
аварийной группы путем установки на левой панели приборной до-
ски переключателей с надписью «Освещение приборов' основное —
аварийное» в положение «Аварийное»; при этом должны освещать-
ся приборы, указанные в вышеприведенном перечне. Светильники
4* 99
подключаются к нерегулируемому напряжению бортовой сети че-
рез специальное балластное сопротивление.
Напряжение на клеммах ламп светильников индивидуального
освещения приборов должно быть не менее 20 в при напряжении
бортовой сети 27 в. Если напряжение меньше 20 в, то следует под-
регулировать его величину, передвигая 'специальный хомутик на
балластном сопротивлении аварийной группы освещения приборов;
7) проверить работоспособность всех кабинных ламп и кабин-
ных светильников красного и белого света, плавность регулировки
освещения этими лампами с помощью реостатов. Необходимо убе-
диться в достаточности и равномерности освещения заливающим
красным светом приборной доски, центрального пульта, рабочих
мест пилотов.
После проверки рукоятки всех реостатов регулировки освещения
необходимо установить в положение «Выключено», а также вы-
ключить все выключатели и переключатели системы красного света
и выключить питание на щитке АЗС и щитке радиста.
Все обнаруженные дефекты в системе красного света необхо-
димо устранить.
§ 21. Электросигнализация
На самолете Ан-24 широко применяется световая и звуковая
электросигнализация. С помощью электросигнализации экипаж
извещается о выпуске и уборке шасси и закрылков, разгерметиза-
ции кабин, положении дверей и люков, падении давления топлива
при выработке, пожаре и т. д.
Сигнализация шасси и закрылков
Электрическая схема сигнализации шасси и закрылков
(рис. 4.19) обеспечивает световую сигнализацию положения глав-
ных и передней ног шасси, а также подачу звуковых и световых
сигналов на выпуск шасси и закрылков при определенных режи-
мах полета.
Концевые выключатели сигнализации шасси расположены сле-
дующим образом: ВК выпущенного положения—на цилиндре рас-
пора, ВК убранного положения — на замке убранного положения
шасси.
При выпуске шасси питание от бортовой сети подается че-
рез замкнутые клеммы концевых выключателей 3, 4 и 6 на пило-
тажно-посадочный сигнализатор 2, расположенный на средней па-
нели приборной доски пилотов.
Загораются сигнальные лампы табло (зеленые), и «плюс»
подается на обмотку реле 9.
Если секторы газа обоих двигателей установлены в положение
«Большой газ», то клеммы микровыключателей 11 в цепи «Боль-
шого газа» замкнуты. Тем самым обмотка реле 9 оказывается под
100
током. Реле 9 расположено в релейной коробке, которая размеща-
ется на потолке между.шпангоутами № 8 и 9.
При убранном положении закрылков концевой выключатель за-
крылков 7 замкнут.
Напряжение бортовой сети подается через ВК закрылков 7,
замкнувшиеся нижние контакты 8—9 и контакты 5—6 реле 9 на пи-
лотажно-посадочный сигнализатор ППС-2МВК, в котором загора-
ется табло «Выпусти закрылки», а также через контакты 1—2 реле
10 — на сирену (на схеме 4.19 указано стрелкой в точке СК), кото-
рая установлена на шпангоуте № 7.
Рис. 4.19. Принципиальная схема сигнализации шасси и закрылков
При убранном положении шасси в концевых выключателях 3,
4 и 6 будут замкнуты клеммы убранного положения и загорятся
красные лампы светового табло. В этом случае питание бортовой
сети подается через замкнутые контакты 6 («Убр.») и контакты
3 и 4 («Убр.») на красные лампы табло сигнализации убранного
положения шасси. Если при этом оба сектора газа установлены
в положении «Малый газ», то клеммы микровыключателей 11
«Малый газ» будут замкнуты. В результате сработает реле 8, че-
рез верхние замкнувшиеся контакты которого питание подается на
ППС-2ВК, и загорится сигнальная лампа табло «Выпусти шасси».
Одновременно питание через нижние замкнувшиеся контакты реле
101
8, контакты 4—5 реле 9 и контакты 1—2 реле 10 подается на си-
рену (рис. 4.20, точка СК).
Кнопкой 9 (см. рис. 4.20), установленной на правом пульте,
сирена может быть выключена, так как при нажатии кнопки сра-
батывает реле 10 и разрывается цепь питания сирены 12.
При нажатии кнопки 9 одновременно с отключением сирены сра-
батывает реле 8 и через свои верхние замкнувшиеся контакты по-
дает питание на обмотку реле 10, которое срабатывает и через
свои замкнувшиеся контакты 5—6 (см. рис. 4.19) становится на
самоблокировку.
Рис. 4.20. Принципиальная схема высотного сигнализатора ВС-46
Таким образом, отключение звуковой сигнализации закрылков,
или самоблокировка реле 10, продолжается, пока существует цепь
этого реле, т. е. до перемещения хотя бы одного сектора «Большой
газ» из положения «Большого газа», когда микровыключахели бу-
дут разомкнуты и схема возвратится в исходное положение.
Отключение звуковой сигнализации шасси, или самоблокиров-
ка реле 7, продолжается до перемещения хотя бы одного сектора
газа из положения «Малый газ», пока замкнуты микровыключате-
ли малого газа, после чего электросхема готова к повторному сра-
батыванию.
На пилотажно-посадочном сигнализаторе ППС-2МВК имеется
контрольная кнопка 1 (см. рис. 4.19) для проверки исправности
сигнальных ламп. При нажатии этой кнопки все лампы на табло
должны гореть. Позицией 5 обозначен щит АЗС.
102
Схема высотного сигнализатора ВС-46
Высотный сигнализатор предназначен для подачи светового и
звукового прерывистого сигнала о внезапной разгерметизации
кабин самолета. Сигнализатор расположен на потолке у шпанго-
ута № 7. При падении давления, т. е. при разгерметизации кабины
на высоте, замыкаются контакты 1—2 высотного сигнализатора 1
(см. рис. 4.20), образуя «минус» для реле. Срабатывают располо-
женные в релейной коробке реле 6 и 7, входя в так называемый
Щит АЗС
Рис. 4.21. Принципиальная схема управле-
ния сигнальными ракетами:
1 — пульт управления ракетами кассеты № 1;
2 — пульт управления ракетами кассеты № 2; 3 —
кассета сигнальных ракет Na 1; 4 — кассета сиг-
нальных ракет № 2
режим «замедленного звонка», в результате чего мигают сигналь-
ные лампы 3, 4, 5 на рабочих местах членов экипажа и прерыви-
сто гудит сирена 12.
Кнопка 9 дает возможность отключить сирену. При нажатии
кнопки срабатывает реле 10,
которое затем через свои
нижние замкнувшиеся кон-
такты становится на само-
блокировку до момента раз-
мыкания контактов ВС-46.
Реле 10, конденсаторы С\ и
С2 и сопротивление В2 рас-
положены в релейной ко-
робке.
Для проверки работоспо-
собности схемы предусмот-
рена кнопка 2, при нажа-
тии которой шунтируются
контакты высотного сигна-
лизатора 1. Обмотки реле 6
и 7, сопротивления и R2,
а также электролитические
конденсаторы Сь С2, обра-
зуют схему «замедленного
звонка».
На схеме (см. рис. 4.20)
реле ТКЕ-52ПД и 11 — реле отключения сигнализации пожара.
показаны позицией 8 промежуточное
Схема управления сигнальными ракетами
Сигнальные ракеты предназначены для подачи цветовых сигна-
лов с борта самолета. На правом борту самолета между шпангоу-
тами № 1 и 2 установлены две электрифицированные кассеты ракет
типа ЭКСР-46 (рис. 4.21), управление которыми производится с
пульта управления сигнальными ракетами, расположенного на
пульте правого пилота. Каждая ракета имеет свою кнопку пуока.
Питание к ракетам подводится от щита через АЗС-5, общий выклю-
чатель на каждую кассету и через соответствующую кнопку. При
нажатии кнопки срабатывает пиропатрон и сигнальная ракета
выстреливается в воздух.
103
Сигнализация входных дверей и люков
На самолете осуществлена сигнализация входных дверей и лю-
ков. При незакрытых входных дверях и люках срабатывают кон-
цевые выключатели, установленные соответственно на дверях и
люках, и загорается красная сигнальная лампа на средней панели
приборной доски пилотов.
Сигнализация вызова бортпроводника
Для вызова бортпроводника на штапике против каждого ряда
кресел левого и правого бортов установлены лампы-кнопки, При
нажатии на кнопку загорается лампа сигнализации вызова борт-
проводника в пассажирскую кабину, туалет или гардероб. Лампы
сигнализации смонтированы на щитке бортпроводника, который
установлен в кабине экипажа на стенке шпангоута № 7.
Одновременно с загоранием сигнальной лампы звонит звонок
вызова бортпроводника, установленный на шпангоуте № 6 по ле-
вому борту самолета. Через 2 сек после нажатия кнопки срабаты-
вает реле, и звуковая сигнализация отключается. Отключение све-
товой сигнализации происходит при повторном нажатии кнопки-
лампы в пассажирской кабине.
§ 22. Электрооборудование системы
пожаротушения
Противопожарное оборудование самолета состоит из стацио-
нарной противопожарной системы и ручных переносных огнету-
шителей *.
Стационарная противопожарная система предназначенадая об-
наружения и ликвидации очагов пожара в наиболее опасных в по-
жарном отношении местах. Такими местами на самолете являются
отсек топливных баков левой части крыла, гондола левого двигате-
ля, отсек топливных баков правой части крыла и гондола правого
двигателя. Кроме того, стационарная установка обеспечивает защи-
ту от пожара внутренних полостей двигателей.
Стационарная противопожарная система состоит из двух систем.
В первую из них входят:
шесть огнетушителей 0С-8М, расположенных в хвостовой части
гондолы левого двигателя, с огнегасящим веществом состава «3,5»;
два блока электромагнитных распределительных кранов;
система пожаротушения и сигнализации ССП-2А;
распылительные коллекторы;
обратные клапаны и трубопроводы с арматурой.
1 В книге рассмотрена только электрическая часть системы противопожарного
оборудования. Механическая часть системы, схема трубопроводов, устройство
различных агрегатов даются в описании конструкции самолета и его систем.
104
Вторая система предназначена для подачи огнегасящего состава
во внутренние полости двигателя; в нее входят:
два огнетушителя (баллоны типа ОС-2ИЛ), установленные на
специальных кронштейнах, закрепленных на противопожарной пе-
регородке;
система пожаротушения и сигнализации ССП-7;
обратные клапаны, дроссели и трубопроводы с арматурой.
Системой пожаротушения ССП-2А обеспечивается:
автоматическое управление пожаротушением;
; ручное управление пожаротушением;
У
Левый
Правый
Пожар внутри
двигателей
Лев. Лев. Прав. Прав,
крыло мотогонд. мотогонд. крыло
3 внутр.
1-2-3 гр.
й5~6г
7-8-3го.
10-11-12гр.
’вымл ров.
гг 7Г,с ввнутр.
13-1П-15гр.15-1в-пгр.
1внутр.
"^2 внутр.
’ампы- кнопки
Сигнализация орав, баллонов
s Снопки ручн. орав.
Рис. 4.22. Щиток системы по-
жаротушения (а) и щиток
контроля работы пожарной си-
стемы (б)
автоматическое включение системы ССП-2А при аварийной по-
садке с убранным шасси;
проверка исправности ламп сигнализации пожара, распредели-
тельных кранов и исполнительных блоков.
Системой пожаротушения ССП-7, как указывалось выше, обес-
печивается тушение пожара внутри двигателей.
Органы управления обеими системами пожаротушения разме-
щаются на щитках пожарной системы (рис. 4.22, а) и контроля по-
жарной системы (рис. 4.22,6). Эти щитки расположены в кабине
пилотов.
Реле, входящие в систему пожаротушения, расположены в ре-
лейной коробке, укрепленной на потолке между шпангоутами
№ 8 и 9.
Система пожаротушения ССП-2А
Автоматическое управление пожаротушением. В системе пожа-
ротушения главный переключатель 862 (рис. 4.23) должен нахо-
диться в положении «Пожаротушение».
При возникновении пожара, например, в левом полукрыле в
термобатареях датчика ДПС-1АУ (поз. 2148) возникает термо-
электродвижущая сила, вызывающая в обмотке поляризованного
105

реле РПС-5 блока БИ-2АУ (поз. 2149) ток, достаточный для сраба-
тывания этого реле. Реле срабатывает и замыкает контакты Я—Л,
благодаря чему срабатывает реле 1191 по цепи: щит АЗС — пере-
ключатель 862 (контакты 4—5) —клемма 1 блока 2149 — контакты
Я—Л обмотки реле 1191 — масса самолета.
При срабатывании реле 1191 напряжение поступает от щита
АЗС через главный переключатель 862, через замкнувшиеся контак-
ты реле 1191 к лампе-кнопке 1202, сигнализирующей о возникнове-
нии пожара, на клемму 1 распределительного крана (поз. 1190) и на
сирену сигнализации о пожаре.
Распределительный кран открывается, его концевые выключате-
ли замыкают клеммы 4 и 1 и, уже независимо от состояния цепи
датчиков ДСП-1 АУ, напряжение будет подаваться к клеммам 4 и
1 крана 1190.
При срабатывании распределительного крана напряжение через
клемму 2, его ШР и контакты 4—5 переключателя 862 подается на
реле 909, которое при срабатывании подает напряжение к баллонам
первой очереди I, 1а и 16 по цепи: щит АЗС — контакты 4—5 пере-
ключателя 862 — клеммы 4 и 2 крана 1190 — контакты 2—1 пере-
ключателя 862 — вновь замкнувшиеся контакты реле 909 — пирого-
ловки баллонов I, 1а и 16— масса каждого баллона (поз. 875, 906
и 2814).
Пиропатроны баллонов срабатывают, и баллоны подают огнега-
сящую смесь в район пожара. Одновременно с этим гаснут сигналь-
ные лампы 877, 908 и 2818, так как их цепи разорваны реле 909 и
подводится напряжение к кнопке 876. При нажатии на эту кнопку
срабатывает реле и подается питание на пироголовки второй оче-
реди II, Па и Пб (поз. 874, 705 и 2815).
Для закрытия распределительного крана, после того как поту-
шен пожар, кратковременно выключается и вновь включается глав-
ный переключателе 862 системы пожаротушения. При выключении ч
последнего разрывается цепь самоблокировки (с клеммы 4 ШР кра-
на снимается напряжение) и распределительный кран закрывается
под действием пружины; повторным же включением главного пере-
ключателя 862 пожарная система вновь подготавливается к дей-
ствию.
В случае возникновения пожара в правом полукрыле или обеих
гондолах двигателей электрическая схема тушения пожара дейст-
вует аналогичным образом.
Ручное управление пожаротушением. В случае, если при возник-
новении пожара почему-то не сработали датчики ДПС-1, но пожар
обнаружен экипажем визуально, электросхема позволяет выполнить
ручное управление пожаротушением. Для этого достаточно нажать
на кнопку-лампу 1202 «Пожар лев. кр.» и таким образом подать на- ?
пряжение на распределительный кран 1190. С этого момента работа
электросхемы пожаротушения будет проходить аналогично выше-
описанной.
107
Автоматическое включение системы пожаротушения при аварий-
ной посадке самолета с убранным шасси. При аварийной посадке
самолета с убранным шасси мнется обшивка нижней части фюзеля-
жа, прижимая штоки концевых выключателей 898 и 899, которые и
замкнут свои цепи. При этом напряжение от щита АЗС через
АЗС-10 и через замкнувшиеся ВК 898 и 899 поступает на обмотки .
контакторов 868 и 900. Последние срабатывают и через свои зам- ’
кнувшиеся контакты подают питание на распределительные краны
1190 и других групп. Краны открываются, обеспечивая этим самым ’
срабатывание баллонов системы тушения пожара.
Проверка исправности системы пожаротушения ССП-2А. Для
проверки исправности системы пожаротушения ССП-2А необходи-
мо галетный переключатель 2150 поставить в положение «Краны»
(подать напряжение в точку Т на схеме рис. 4.32), главный пере-
ключатель 862 системы установить в положение «Проверка». По-
очередно нажимая на лампы-кнопки 1202 и другие (на.схеме 4.23
другие лампы кнопки не показаны), убедиться в работоспособности
системы сигнализации. Горение этих ламп свидетельствует об их
исправности.
Горение же лампы-кнопки после прекращения нажатия свиде-
тельствует о том, что блоки распределительных кранов открылись
и краны сработали, т. е. они исправны. Одновременно должны по-
гаснуть лампы 877, 908 и 2818 контроля исправности пироголовок
баллонов I, 1а и 16, так как реле 909 сработает и переключит свои
контакты на разрыв цепи этих ламп. Однако баллоны I, 1а и 16 не
сработают ввиду того, что будет разорвана цепь питания пирого-
ловок баллонов контактами 1—2 главным переключателем систе-
мы 862, установленным вправо — в положение «Проверка». Нажа-
тием кнопки 876 можно проверить исправность ламп и пироголовок
баллонов II, Па и Пб.
После проверки главный переключатель 862 необходимо поста-
вить в положение «Выключено», при этом лампы-кнопки сигнализа-
ции пожара погаснут, так как снимается напряжение с блока .рас-
пределительного крана и он возращается в исходное положение с
помощью пружины.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Температура срабатывания системы при скорости
нарастания температуры среды, окружающей
датчик, равной 2° С/сек и одновременном нагре-
ве трех датчиков, °C . . ... ... . ... ... ... .
Система приходит в состояние готовности к дей-
ствию при резком снижении температуры сре-
ды: от +350—300° С до +130° С, сек ....
Система работоспособна:
при изменении температуры окружающей сре-
ды, °C:
для исполнительного блока в пределах . . .
для датчиков................ . . . . .
ССП-2А
не ниже 150
не более 2
от —60 до +70
от —60 до +350
108
при кратковременном охвате датчиков пламе-
нем в течение, сек.......................60
при влажности окружающей среды, % ... до 80
» температуре окружающей среды, °C . . . +20
» разряжении окружающей среды, мирт. ст. до 40
Питание системы от бортовой сети напряжением, в 27+10%
Вес комплекта, кг............................не более 4
Система пожаротушения ССП-7
Система пожаротушения ССП-7 предназначена для тушения
возникших пожаров внутри двигателей самолета и состоит из бло-
ка ССП-7-БИ, поз. 2705, и четырех датчиков ДТБ—2А, поз. 2701,
2702, 2703 и 2704, по два датчика на двигатель.
Исполнительный блок ССП-7-БИ установлен на потолке пасса-
жирской кабины между шпангоутами 21—22.
На рис. 4.24 приведена принципиальная электросхема системы
пожаротушения ССП-7.
Работа системы состоит в следующем: при постановке главного’
переключателя 862 в положение «Пожаротушение» (влево) заго-
раются четыре желтые сигнальные лампы 2710, 2712, 4241 и 4245,
сигнализирующие об исправности баллонов ОС-2, поз. 2713, 2714,
4240 и 4244.
При возникновении пожара (например, в левом двигателе) в
датчике ДТБ-2АУ возникает термоэлектродвижущая сила, вызы-
вающая в обмотке реле РПС-5 исполнительного блока ток, доста-
точный для срабатывания реле. Реле РПС-5 срабатывает и подает
питание на обмотку исполнительного реле Рл типа ТКЕ-52ПДТ, пос-
леднее включает питание на лампу 2706 и сирену сигнализации о
пожаре через свои замкнувшиеся контакты 3—5 и 2—6. Плюс пита-
ния подведен к контактам реле Р$ от щита АЗС через контакты 4—5
главного переключателя 862, клемму 1 разъема Ш4 и далее к точке
соединения контактов 2—5 реле Р$.
В случае возникновения пожара, а также если замечен пожар, а
система сигнализации не сработала, необходимо нажать на кнопку
2715 (2716) взрыва пироголовок баллонов пожаротушения. Тогда
напряжение бортовой сети будет подано на реле 2708, 4239 (2709,
4243), которые сработают и своими вновь замкнувшимися контакта-
ми разорвут цепи питания сигнальных желтых ламп 2710, 4241
(2712, 4245) и сигнализации исправности пироголовок баллонов;
сигнальные лампы гаснут; питание подается на баллоны пожароту-
шения 2713, 4240 (2714, 4244), и баллоны срабатывают.
При аварийной посадке самолета с убранным шасси автомати-
чески срабатывают четыре баллона. В этом случае концевые выклю-
чатели 898 и 899 замкнутся и включат обмотку реле 2822. Через
замкнувшиеся контакты 2—3, 5—6, 8—9 и И—12 реле 2822 напря-
жение будет подано на реле 2708, 2709, 4239, 4243, а они, как сказа-
но выше, включают цепи взрыва пироголовок баллонов пожаро-
тушения.
109
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ССП-7
Температура срабатывания системы, °C:
в зоне трансмиссии ротора турбины , . . .
в зоне лобового картера ...................
. Инерционность системы (запаздывание выда-
чи сигнала о пожаре), сек:
..от момента достижения температуры среды
+300-и 150° С в зоне лобового картера .
«от момента воздействия пламени на рабо-
чие спаи датчика по каналу лобового
картера .................................
по каналу трансмиссии ротора турбины . .
'Система работоспособна:
при изменении температуры окружающей
среды в пределах, °C:
для исполнительного блока ............
для датчиков..........................
при влажности окружающей среды, % .
» температуре » » , °C .
» разрежении » » ,
мм рт. ст.............................
при вибрации:
для исполнительного блока с частотой,
гц..................................
для исполнительного блока с перегруз-
кой g...............................
для датчиков с частотой, гц.........
» » с перегрузкой, g . . .
Напряжение срабатывания исполнительного
блока, мв:
по каналу, соединяющему блок с датчиком,
установленным в зоне трансмиссии рото-
ра турбины..............................
То же, установленным в зоне лобового
картера ................................
Питание системы от бортовой сети, в . . . .
Вес комплекта, кг..........................
4-300^-150
+ 200-4-150
не более 2
не более 3
не более 4
от —60 до +70
от —60 до +200 и до
250 в течение 10 мин
до 98
+ 20
40
от 20 до 80
ст 0,8 до 2,3
от 20 до 250
до 6
не менее 23
не менее 8
27+10%
не более 4
§ 23. Электросистема противообледенительных
устройств
Для защиты от обледенения самолет Ан-24 имеет воздушно-теп-
ловые 1 и электротепловые противообледенительные устройства,
обеспечивающие безопасность полета в условиях обледенения на
всех высотах и скоростях полета.
Электротепловые противообледенительные устройства применя-
ются на самолете для защиты воздушных винтов, обтекателей
винтов, лобовых стекол фонаря кабины пилотов, приемников ста-
тического и полного давления и часов.
1 В книге воздушно-тепловые противообледенительные устройства не рас-
, сматриваются, так как к группе устройств специального оборудования они не
относятся.
ПО
Рис. 4.24. Принципиальная схема систему пожаротушения и сигнализации ССП-7
ш
Обогрев стекол фонаря кабины пилотов
Лобовые стекла фонаря кабины пилотов снабжены пленочны-
ми обогревателями. Питание пленочных обогревателей стекол осу-
ществляется переменным током напряжением 115 в и частотой
400 гц от основной шины на панели Шпангоута № 7. На этой па-
нели расположены предохранители СП-15 и контакторы КМ-25Д,
переключающие силовые цепи элементов обогрева.
В состав обогрева входят следующие основные элементы
Рис. 4.25. Принципиальная схема обогрева стекол фонаря пилотов
(рис. 4.25): обогреваемые стекла А-10 2 и 13; автомат 1 обогрева
стекол АОС-81М; контакторы КМ-25Д 5 и 9; контакторы
ТКД-133ДТ 3 и 12; автотрансформаторы АТ—7—11; 5—4 и 10; вы-
ключатели 7 и И; плавкие предохранители СП-15; автоматы за-
щиты сети АЗС-2; панель радиста (115 в) 6; щит АЗС-8.
Обогреваемые стекла А-10 изготовлены из силиката. В них
встроены пленочные обогревательные элементы и запрессованы
термодатчики — термисторы Т.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СТЕКЛА А-10
Напряжение питания переменным током, в . . 115; 190; 230
Сопротивление элемента обогрева, ом . . . . . 60
Потребляемая мощность, вт........... . . 880
112
Сопротивление термисторов (при /=+20°С),
ом.......................................... 6700
Площадь обогрева, см2.......................... 1850
Температура нагрева, на которую настраивает-
ся АОС-81М, °C.......................... +20_2
Автомат обогрева стекол АОС-81М является автоматическим
устройством, обеспечивающим включение и выключение питания
стекол при определенных температурах их нагрева. На самолете
Ан-24 АОС-18М установлен по правому борту между шпангоутами
№ 4 и 5.
АОС-81М представляет собой электрический мост, в котором
два плеча составляют обмотки поляризованного реле РП-4Л,
третье плечо — регулировочное сопротивление, а четвертым плечом
является термистор Т, запрессованный в стекло и служащий чув-
ствительным элементом мостовой схемы.
Термистор представляет собой полупроводник с большим отри-
цательным температурным коэффициентом сопротивления.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ АОС-81М
Напряжение питания постоянным током, в. . 27±10°/о
Потребляемая мощность, вт...................3
Настройка автомата на выключение при со-
противлении термисторов, ом.............>. 5000 ±500
Зона нечувствительности, %......... • • • • не более 20 *.
Вес, кг.................................. не более 2,2
Автотрансформаторы предназначены для повышения напряже-
ния питания переменным током с 115 до 250 в, имея отводы на
190 и 250 в. В схеме обогрева сте-
кол А-10 используются два канала
АОС-81М, третий канал свободный.
Внешний вид АОС-81М показан на
рис. 4.26.
Схема (см. рис. 4.25) работает
следующим образом. При включе-
нии выключателей 7 и 11 срабаты-
вают контакторы 3 и 12, однако пи-
тание на стекла подано не будет,
так как остались разомкнутыми
контакты контакторов 5 и 9. Эти
контакторы сработают при замыка-
нии контакторов Pi реле РВЗ-45,
находящихся в автомате АОС-71М,
Рис. 4.26. Автомат обогрева сте-
кол АОС-81М
иньши словами, управление обогревом осуществляется автоматом
* От величины сопротивления термистора, при котором канал автомата срабатывает
на включение.
113 4
Когда стекло холодное, сопротивление термистора большое
основной той протекает по обмотке РП-4Л, реле срабатывает и его
контакты Р2 замыкаются. Образуется цепь срабатывания реле
РВЗ-45, и его контакты Pi замыкаются. После этого питание пода-
ется на обмотку контакторов 5 и 9, которые срабатывают. На-
стекла 2 и 13 поступает питание, и они начинают нагреваться. Одно-
временно со стеклами нагреваются и запрессованные в них термисто-
ры Т. При достижении стеклами температуры +30° С сопротивле-
ние термистора снизится настолько, что теперь основной ток будет
протекать через него, и контакты Р2 реле РП-4Л разомкнутся. Реле
РВЗ-45 обесточится и разорвет цепь питания контакторов 5 и 9.
Нагревание стекол прекратится, и они начнут остывать. При дости-
жении стеклами температуры +20° С опять сработает РП-4Л, и
цикл повторится.
При эксплуатации электрообогревных стекол необходимо иметь
в виду следующее:
1) при взлете самолета в условиях обледенения разрешается
включать обогрев стекол на рулении, для чего выключатели
«Стекло» поставить в положение «Включено»;
2) во всех случаях полетов, когда при снижении необходимо
пробивать облачность в условиях возможного обледенения, проти-
вообледенительные устройства и, в частности, обогрев стекол сле-
дует включать до входа в облачность;
3) при заходе на посадку после пробивания облачности в усло-
виях обледенения противообледенительные устройства, в том числе
и обогрев стекол, должны быть включены;
4) в процессе эксплуатации электрообогреваемых стекол авто-
мат АОС-81М необходимо настраивать согласно инструкции по на-
стройке. При этом нужно пользоваться тестером, магазином сопро-
тивлений и сигнальной лампой.
При всех проверках и настройках автомата АОС-81М на земле
включать обогрев стекол разрешается только в режиме «Слабо».
Обогрев ВНА, винтов и их обтекателей
Обогрев винтов и их обтекателей (коков) осуществляется нере-
менным током напряжением 115 в и частотой 400 гц от шины «Обо-
грев винтов и коков» через панель ПУ-24АМ, которая обеонечивает
работу системы только при работающем двигателе. Механизм МП-5
открытия и закрытия заслонок ВНА может управляться вручную.
При наступлении обледенения замыкаются контакты сигна-
лизаторов 3 (рис. 4.27) и через клемму 1 Ш2 образуется цепь, т. е.
подается «минус» на обмотку реле 2Р обогрева винтов, которое
срабатывает и подает питание на обогрев носка сигнализатора.
При срабатывании реле 2Р через его замкнувшиеся контакты
2Р2 образуется цепь реле ЗР: выключатель 6 — клемма 2 Ш1 —
обмотка реле ЗР — контакты 2Р2 — контакты № 1 программного
механизма — клемма 1 Ш1—корпус. Реле ЗР, сработав, стано-
114
вится на самоблокировку по «минусу» и подает питание через
замкнувшиеся контакты 3Pi реле ЗР на реле 7Р управления за-
слонками входного направляющего аппарата, которое включает
электродвигатель Д типа Д-2Р панели ПУ-24АМ и электродвига-
тели МП-5 электромеханизмов 1 обогрева ВНА. Электромеханиз-
Рис. 4.27. Принципиальная схема обогрева винтов и их обтекателей:
/ — электромеханизмы МП-5 открытия створок ВНА правого и левого двигателей;
2 — панель ПУ-24М; 3 — сигнализаторы обледенения СО-4А левого и правого двига-
телей; 4 — выключатель проверки ПУ-24М на земле; 5 —лампы сигнализации обле-
денения; 6 — выключатель ПУ-24М; 7 — шины виитов (115 в, 400 гц); 8 — лампы
сигнализации открытого положения заслонок ВНА; 9 — сигнализаторы СДУ-4А-0,65
обогрева ВНА двигателей; 10 лампы сигнализации обогрева винтов и коков;
11—13 — элементы обогрева коков; 12 и К —элементы обогрева винтов правого и ле-
вого двигателей
мы МП-5 работают и открывают заслонки обогрева ВНА соответ-
ствующего двигателя.
Обогрев винтов и их обтекателей левого и правого двигателей
происходит поочередно по 24 сек и через контакторы 1К. и 2К. При
обогреве винтов и их обтекателей загораются сигнальные лам-
пы 10, при обледенении двигателей — сигнальные лампы 5.
Концевой выключатель № 1 программного механизма, перехо-
дя в разомкнутое положение на >6 сек, снимает самоблокировку
реле ЗР. Если до 8 сек от начала цикла не поступит сигнала с сиг-
нализатора обледенения на рёле 2Р, система отключается. Через
8 сек она включится от концевого выключателя № 1. Питание
пульта управления ПУ-24АМ осуществляется при включении вы-
115
ключателя 6 в положение «Основная работа» (на схеме влево)
Выключатель 6 установлен на правой панели приборной доски. 1
В случае отказа системы обогрева выключатель 6 необходимо>'
установить в положение «Аварийн.» (на схеме вправо). В этом
случае питание подается на реле аварийной работы 6Р. Оно сраба-
тывает и подключает питание на открытие заслонки ВНА, двига-
тель Д-2Р и концевой выключатель № 3 программного механизма,,
который обеспечивает обогрев винтов и их обтекателей. При этом
должны гореть лампы 8, сигнализирующие об открытом положен
нии заслонок ВНА.
Проверка системы обогрева на земле при работающих двига-
телях осуществляется нажатием переключателя 4 на правый или
левый двигатель. При этом происходит нормальное включение в ра-
боту всей системы.
Прочие обогревательные устройства
Кроме обогревов винтов, их обтекателей и стекол фонаря, при-
меняется обогрев приемников полного и статического давлений и
часов. Обогревательные элементы этих устройств проволочного
типа. Включение обогрева часов правого пилота осуществляется с
пульта на стенке шпангоута № 7, обогрева приемников полного и
статического давлений — соответствующими выключателями с пра-
вого пульта, обогрева часов астрокомпаса — с приборной доски.
§ 24. Электропитание механизмов
и устройств управления
Для управления отдельными органами и системами самолета
применяются механизмы и устройства, имеющие электрический
привод и являющиеся, следовательно, потребителями электриче-
ской энергии. К таким механизмам и устройствам относятся:
электромеханизмы управления триммерами элерона и руля на-
правления;
электромагнитный кран в системе управления закрылками;
электромагнитные краны в системе управления шасси;
электромагнитные краны в системе управления передними
колесами;
электрокраны в системе автоматического торможения колес;
схема управления насосной станцией, аварийный выпуск за-
крылков и аварийное торможение колес;
схема аварийного управления клапаном подачи топлива в гид-
росистему;
схема управления водоподкачивающим насосом;
электромеханизм управления створками маслоради агора типа
МВР-2В.
116
Электромеханизм управления триммерами
На 'самолете Ан-24 триммеры руля направления и элерона уп-
равляются с помощью электромеханизмов М.П-100М (рис. 4.28).
Механизм триммера руля направления установлен внутри руля
на участке нервюр № 8а и 9. Шток электромеханизма соединен с
кронштейном триммера трубчатой тягой. В месте шарнирного сое-
динения штока с тягой установлена поддерживающая качалка. Для
подхода к электромеханизму в обшивке руля имеются лючки. Элек-
тромеханизм управляется переключателем с центрального пульта.
Здесь же на пульте установлена сигнальная лампа, загорающаяся
при нейтральном положении триммера.
Рис. 4.28. Электрокинематическая схема механизма МП-100М
Триммер элерона управляется механизмом МП-100М, который
установлен на лонжероне элерона вдоль размаха и связан с крон-
штейном триммера через двуплечую качалку и трубчатую тягу. При
нейтральном положении триммера элерона загорается сигнальная
лампа.
В конструкцию механизма МП-100М (ом. рис. 4.28) входят сле-
дующие узлы:
реверсивный электродвигатель Д-4ТН постоянного тока 3, имею-
щий тормозную электромагнитную муфту 4;
трехступенчатый редуктор 2 планетарного типа с передаточным
числом 275,6; .
шариковая винтовая пара 1, Преобразующая вращательное
движение выходного вала редуктора в поступательное перемещение
штока механизма;
концевые выключатели 5 типа КВ-1-1А для автоматического от-
ключения электромеханизма в крайних положениях штока;
контактное устройство 6 сигнализации нейтрального положения
триммера. В среднем положении штока подвижной контакт замы-
кает промежуток между двумя неподвижными пластинами, включая
при этом цепь сигнализации;
117
штепсельный разъем — 7. )
Режим работы электромеханизма — повторно-кратковременный,
допускающий шесть циклов при номинальных данных, после чего
требуется полное охлаждение. Под циклом следует понимать: вы-'
пуск штока — перерыв 10 сек — уборка штока. Между каждым из
шести циклов необходимо делать перерыв не менее 1 мин.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ МП-100М
Потребляемый двигателем ток, а...........2
Обороты двигателя, об!мин...................!0 500
Вес, кг.....................................1,7
Электромагнитный кран
в системе управления закрылками
Выпуск и уборка закрылков осуществляются с помощью
гидравлической системы, в которой установлен кран выпуска и
Рис. 4.29. Принципиальная схема управле-
ния закрылками (а) и выпуска и уборки
шасси (б):
/—электромагнитный кран ГА-163/16; 2—конце-
вые выключатели; 3 — переключатель «Выпуск —
Уборка» закрылков; 4 — АЗР-6; 5 — щиты АЗС;
6 — переключатель «Выпуск — Уборка» шасси; 7 —
ВК блокировки шасси на земле; 8 — электромаг-
нитный кран зарядки и разрядки гидроаккумуля-
торов; 9 — электромагнитный кран ГА-142/1 пере-
пуска рабочей жидкости на выпуск и уборку шас-
си; 10 — кремниевые дноды Д-214
уборки закрылков типа
ГА-163/16. Он предназна-
чен для электродистанци-
онного управления подачи
рабочей жидкости от ос-
новой гидравлической си-
стемы в линию выпуска
или уборки закрылков
(рис. 4.29, а).
Кран ГА-163/16 состо-
ит из двух распредели-
тельных клапанов, откры-
тие и закрытие которых
осуществляется с по-
мощью электромагнитов,
вмонтированных в кран.
Электромагнитами управ-
ляют переключателем
уборки и выпуска закрыл-’
ков, установленным на
центральном пульте. Здесь
же расположен указатель
положения закрылков ти-
па УЗП-1.
Электромагнитные краны в системе
управления шасси
Уборка и выпуск шасси осуществляются только от основной ги-
дравлической системы. Аварийный выпуск шасси обеспечивается за
счет работы электрогидравлической системы аварийного выпуска
шасси.
118
В системе выпуска и уборки шасси используются электромагнит-
ные краны ГА-140 и ГА-142/1. Кран ГА-142/1 предназначен для элек-
тродистанционного управления подачи рабочей жидкости в линию
уборки или выпуска шасси и представляет собой трехпозиционный
золотник с серводействием. Краны ГА-140 предназначены для раз-
Рис. 4.30. Принципиальная схема
управления колесами передней
ноги:
1 — электромагнит крана; 2 и 9 —
электромагниты переключения управле-
ния передней ноги; 3 и 7 — сигнальные
лампы; 4 — переключатель электромаг-
нитов «Руление — Взлет — Посадка»;
5 — концевой выключатель; 6 — АЗР-6;
8 — переключатель
Рис. 4.31. Принципиальная схема
управления автоматическим тор-
можением колес:
1 — выключатель автоматического тор<-
можеиия; 2— гидравлические выключа-
тели автоторможения; 3 — электромаг-
нитные краны УЭ-24/1; 4 — лампы сиг-
нализации; 5 — инерционные датчики
автомата торможения
рядки и зарядки гидроаккумуляторов ускоренной уборки шасси
(см. рис. 4.29, б).
Выпуском и уборкой шасси управляют с помощью переключате-
ля, установленного на правой панели центрального пульта. В цепи
уборки шасси установлен концевой выключатель 7, предназначен-
ный для блокировки уборки шасси на земле, если ошибочно пере-
ключатель 6 будет установлен в положение «Уборка».
Электромагнитные краны
в системе управления передней ногой
В систему управления поворотом колес передней нош входят
три электромагнитных крана.
Кран ГА-164/1 служит для поворота колес при рулении самоле-
р Слив
Рис. 4.32. Электромагнитный кран
УЭ-24/1 (разрез):
1 — якорь; 2 — электромагнит; 3 — толка-
тель; 4 — пружина; 5 —штуцер; 6 — гайка;
7— корпус; 8 — гильза; 9 — втулка; 10—
ЗОЛОТНИК
та. Этот кран является сочета-
нием трехпозиционного элек-
тромагнитного крана и двусто-
роннего гидрозамка, снабжен-
ного предохранительными тер-
моклапанами. Кран имеет элек-
тродистанционное управление
от рукоятки на пульте левого
пилота. Кран включается кон-
цевыми выключателями при
повороте рукоятки на угол 30°
в соответствующую сторону
(рис. 4.30). Управление краном
при рулении осуществляется
короткими импульсами подачи
питания на его электромагнит.
Электромагнит крана ГА-164/1
при напряжении 27 в потребля-
ет ток силой в 1 а.
Два других электромагнит-
ных крана предназначены:
один — для включения системы
поворота колес, а другой — для
включения механического гид-
рокрана, осуществляющего по-
ворот колес передней ноги при
разбеге и пробеге. Включение и
выключение этих кранов осу-
ществляется выключателем на
левой панели приборной доски.
Электромагнитные
краны в системе
автоматического
торможения колес
Как видно из схемы (рис.
4.31), в системе автоматическо-
го торможения колес применя-
ются два электромагнитных
крана типа УЭ-24/1. В обесто-
120
ченном состоянии кран автомата торможения колес пропускает ра-
бочую жидкость к тормозам колес. При чрезмерном затормажива-
нии и проскальзывании хотя бы одного колеса (начало юза) сраба-
тывает инерционный датчик автомата торможения, включая элект-
роцепь крана. В этом случае кран разобщает тормоза с линиями
тормож’ения и сообщает их со сливными магистралями. После пре-
кращения проскальзывания колес кран обесточивается, и давление
подается к тормозам колес.
Кран УЭ-24/1 (рис. 4.32) работает следующим образом: при от-
сутствии электрического тока в катушке электромагнита пружина
4 прижимает золотник 10 к фаске втулки У. Проход жидкости из
линии торможения на слив при этом закрыт. Жидкость беспрепят-
ственно поступает в тормоз. При срабатывании электромагнита
якорь 1 через толкатель 3 перемещает золотник 10 до упора в фас-
ку гильзы 8. При этом штуцер подачи давления запирается, а тор-
моз через центральный канал золотника 10сообщается со сливной
м агистр алью.
Системой автоматического торможения колес управляют с по-
мощью выключателя, расположенного на приборной доске.
Схема управления насосной станцией,
аварийный выпуск закрылков
и аварийное торможение колес
Гидравлическая система самолета состоит из двух систем: основ-
ной, работающей от двух гидронасосов, установленных на двига-
телях, и аварийной, работающей от насосной станции с приводом
от электродвигателя. Аварийная гидравлическая система исполь-
зуется для закрылков и торможения колес шасси при выходе из
строя основной гидравлической системы.
Рис. 4.33. Принципиаль-
ная схема управления на-
сосной станцией аварий-
ного выпуска закрылков
аварийного торможе-
ния колес:
1 — насосная станция 465К;
2— сигнальная лампа; 3 —
выключатели аварийных кра-
нов; 4 — АЗР-6; 5 — щит
АЗС; 6 — левое ЦРУ управ-
ления насосной станцией;
7 — контактор включения
станции; 8 — щит АЗС; 9 —
АЗС-2; 10 — выключатель на-
сосной станции; 11 — щит
АЗС аварийного выпуска за-
крылков; 12 — выключатель
крана аварийного выпуска
закрылков; 13 — концевой
вы к л юч а т е л ь з а кр ы л ков;
/4 — кран выпуска закрыл-
ков; 15 — диод Д-214
121
Рабочее давление в основной системе 155±5 кГ)см2, в аварий-
ной—160 + 15 кГ/см?. В гидробак заливается 25 л минерального
масла АМГ-10, используемого в качестве рабочей жидкости.
Включение аварийной насосной станции 1 типа 465К. или 465М
(рис. 4.33) происходит автоматически при включении выключателя
10 или рукоятки какого-либо из аварийных кранов 3. При выклю-
чении аварийного крана после выполнения соответствующей опера-
ции насосная -станция автоматически выключается. При включении
выключателей 10 и 12 срабатывает контактор 7 и включается
электродвигатель насосной станции 1. При работе насосной стан-
ции горит сигнальная лампа 2. Для контроля за работой аварийной
магистрали между фильтром и предохранительным клапаном си-
стемы включается датчик манометра ДЙМ-240, указатель которого
установлен на средней панели приборной доски.
Схема управления водоподкачивающим
насосом
Водоподкачивающий насос ЭЦН-104 служит для создания дав-
ления специальной жидкости при смыве унитаза туалета. Как
насоса 1 необходимо
Рис. 4.34. Принципиальная схема
управления водоподкачивающим
насосом:
1 — водоподкачивающий иасос ЭЦН-104;
2 — кнопка включения контактора; 3 —
выключатель контактора; 4 — АЗС-2;
5 — шина щитка бортпроводника; 6 —
правое ЦРУ; 7 — контактор КМ-25Д
включения насоса
нажать кнопку 2 или включить выключатель 3. При этом срабаты-
вает контактор 7 типа КМ-25Д и питание подается от шины пра-
вого ЦРУ через инерционный предохранитель ИП-15 и контактор
на электродвигатель насоса. Кнопка и выключатель расположены
на бортовой панели санузла.
Электромеханизм управления
створками туннеля маслорадиатора
Управление створками туннеля маслорадиатора осуществляет-
ся с помощью электромеханизма МВР-2В. Механизм является со-
ставной частью системы автоматического регулирования темпера-
туры масла (АРТМ).
В систему автоматического регулирования температуры масла
(рис. 4.35) входят: электромеханиз-м МВР-2В 1; коробка управле-
ния 7; терморегулятор 15- указатель 6 положения створок УЮЗ-2;
122
Рис. 4.35. Принципиальная схема автоматического регулирования
температуры масла (АРТМ-52)
123
переключатель П2НПН-45 управления и автоматы защиты АЗР-15
2 и АЗР-6 4. (На схеме также показаны: 3— щит АЗС; 8—-реле за-
крывающее; 9 — реле открывающее; 11—искрогасящий контур;
21 — холостая ламель.)
Электромеханизм МВР-2В перемещает створку, увеличи-
вая или уменьшая поток воздуха, проходящего через маслоравиа-
тор. Он состоит из реверсивного электродвигателя, потенциометра,
являющегося датчиком для указателя положения створки, винта с
концевыми выключателями крайних положений и кулачковым пре-
рывателем в цепи питания реле № 3 коробки управления.
Коробка управления состоит из трех реле. Реле № 1
включает электродвигатель механизма на открытие створок, а реле
№ 2 — на их закрытие. Реле № 3 работает как реле времени и обе-
спечивает подачу кратковременных импульсов тока в электромаг-
ниты терморегулятора.
Т ерморегулятор обеспечивает автоматическое управление
электромеханизмом, замыкая цепи управления на закрытие или
открытие створок в зависимости от температуры и давления масла
на входе в радиатор. Терморегулятор состоит из спирального биме-
таллического термочувствительного элемента 16, омываемого мас-
лом. При повышении температуры масла термочувствительный эле-
мент закручивается против хода часовой стрелки, а при охлажде-
нии раскручивается, поворачивая при этом ось с пружинным
контактом и двумя якорями 13 и 18 с контактами. Пружинный кон-
такт при повороте оси передвигается по контактным ламелям «Хол.»
23 и «Гор.» 20 и расположенной между ними холостой ламели 21.
Якоря могут перемещаться между контактными винтами 19 и
22 и сердечниками электромагнитов 17 и 14. При упоре якорька в
контактный винт или в сердечник электромагнита ось термочувст-
вительного элемента продолжает поворачиваться, проскальзывая
в обоймах якорей. При подаче в электромагниты импульса тока
якоря притягиваются к сердечникам электромагнитов, после чего
один из якорей вследствие трения между обоймой якоря и осью
термочувствительного элемента начинает вновь перемещаться по
направлению к контактному винту.
Вторым чувствительным элементом терморегулятора является
реле давления 12. При давлении масла на входе в радиатор
4,4-4-4,8 кГ/см2 реле разрывает левые и замыкает правые контакты.
Обратно срабатывает реле при давлении масла 3,5 кГ/см2.
Искрогасящий контур. Обмотки электромагнитных реле
«Открытия» и «Закрытия» для уменьшения искрения на контактах
датчика терморегулятора и уменьшения напряжения самоиндукции
обмоток реле зашунтированы искрогасящим устройством, состоя-
щим из сдвоенного конденсатора емкостью 2X0,5 мкф и четырех
керамических проволочных сопротивлений по 400 ом.
Работа электрической части АРТМ состоит в следующем. Уп-
равлять открытием и закрытием створок маслорадиатора можно
вручную и автоматически. При ручном управлении переключатель
124
5 нажимается в положение «Открыто» или «Закрыто», включая тем
самым электромеханизм М.ВР-2В на открытие или закрытие ство-
рок маслорадиатора.
При автоматическом управлении переключатель 5 устанавлива-
ется в положение «Автомат». При этом «плюс» бортовой сети по-
даемся на реле № 1, реле № 2 и прерыватель в электромеханизме
МВР-2В. Минусовые цепи реле № 1 и 2 коммутируются подвижны-
ми контактами терморегулятора, положение которых зависит от
температуры масла и от того, в каком состоянии они находились
при предыдущем выключении переключателя 5. Положение преры-
вателя может быть замкнуто или разомкнуто. Рассмотрим случай,
когда прерыватель замкнут, а масло холодное.
Через контакт прерывателя «плюс» бортовой сети подается на
реле № 3. Последнее сработает и разомкнет свои контакты, но до
их размыкания будет подан импульс тока в обмотки электромагни-
тов терморегулятора. Электромагниты притянут якоря к сердечни-
кам, из-за чего произойдет разрыв цепи между контактными вин-
тами и контактами якорей. Пружинный контакт терморегулятора
при температуре масла ниже +70° С будет находиться на ламели
«Хол.». При таком положении контактов терморегулятора минусо-
вая цепь обмотки реле № 1 будет разорвана, а минусовая цепь об-
мотки реле № 2 — замкнута через пружинный контакт и ламель
«Хол.». Реле № 2 сработает и включит МВР-2В на закрытие
створок радиатора. Необходимо иметь в виду, что электроме-
ханизм МВР-2В получает питание тогда, когда контакты реле № 1
разомкнуты, а реле № 2 замкнуты, или наоборот. Если контакты
обоих реле замкнуты или разомкнуты, то М.ВР-2В обесточен.
При достаточно холодном масле может возрасти его давление
перед входом в радиатор до опасных значений. При давлении
4,44-4,8 кГ/см2 реле 12 давления сработает и разомкнет свои левые
и замкнет правые контакты. В этом -случае разрывается минусовая
цепь реле № 1 и замыкается минусовая цепь реле № 2 помимо
контактов терморегулятора. Таким образом, реле давления отклю-
чает автоматическое управление и включает электромеханизм на
полное закрытие створок маслорадиатора.
По мере нагревания масла его давление понижается. При дости-
жении давления 3,5 кГ1см2 реле давления переключает свои контак-
ты в первоначальное положение и включает терморегулятор на
автоматическое управление створками радиатора.
При дальнейшем повышении температуры масла пружинный
контакт и правый якорек будут перемещаться термочувствитель-
ным элементом против хода часовой стрелки. Якорек подойдет к
контактному винту «Открытия» и замкнет минусовую цепь обмотки
реле № 1. Оно сработает и замкнет свои контакты, однако при этом
механизм МВР-2 не включится на открытие створок, так как кон-
такты реле № 1 и 2 будут находиться в одинаковом положении.
При повышении температуры масла до 80° С пружинный кон-
такт сойдете ламели «Хол.» и разомкнет минусовую цепь реле № 2.
125
Контакты реле № 2 займут исходное положение, как показано и,
схеме. «Плюс» бортоврй сети через замкнутые контакты реле №
будет подан на электромеханизм МВР-2В, который включится 1
начнет открывать створки радиатора. После выдвижения шток,
механизма на 6,5 мм его прерыватель разомкнет и вновь замкне'
свои контакты и тем самым выключит и вновь включит реле № 3
При включении этого реле подается импульс тока на электромагни-
ты терморегулятора. Электромагниты притянут якоря к своим сер-
дечникам и разорвут минусовую цепь реле № 1. Последнее выклю-
чится и разорвет цепь питания электромеханизма, который остано-,
вится, открыв створки радиатора на угол, соответствующий-'
выдвижению штока на 6,5 мм. Если дальше будет повышаться тем-'|
пература масла, якорь вновь переместится к контактному винту**
«Открытие» и при соприкосновении с ним замкнет цепь питания об-,
мотки реле № 1. Электромеханизм вновь включится в работу и бу-
дет открывать створки маслорадиатора на следующую ступень.
Таким образом, АРТМ открывает створки радиатора 12 ступе-
нями, соответствующими каждому ходу штока механизма, равно-
му 6,5 мм. Полное открытие или закрытие створок маслорадиатора
соответствует ходу штока электромеханизма, равному 78±2 мм.
При дальнейшем повышении температуры пружинный контакт'
.переходит на ламель «Гор.», замыкая минусовую цепь реле № 1„
помимо контактного винта «Открытие». При этом происходит пол- '
ное открытие створок маслорадиатора. *
При понижении температуры масла процесс закрытия створок и
работа электромеханизма МВР-2В аналогичны тому, как это про-
исходит при их открытии.
Степень открытия и закрытия створок маслорадиатора можно
наблюдать по шкале указателя УЮЗ-4.
Система автоматического регулирования-
температуры масла АРТМ-64
В комплект системы АРТМ-64 входят следующие агрегаты
(рис. 4.36):
регулятор 4673\
блок управления 4674\
электромеханизм МП-400М или МВР-2В;
указатель положения заслонки УЮЗ-4;
переключатель П2-НПН-45.
Следует иметь в виду, что указатель УЮЗ-4 и переключатель
П2-НПН-45 к комплекту, не придаются, а являются оборудованием,
самолета.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СИСТЕМЫ АРТМ-64
Температура, при которой полностью откры-
вается створка маслорадиатора, °C ... . не более 81
Температура, при которой полностью закры-
вается створка маслорадиаторов, °C ... . не менее 55
Точка настройки системы, °C....................68 <-74
126
Рис. 4.36. Принципиальная схема автоматического регулирования температуры
масла АРТМ-64
Зона нечувствительности, °C..................6-4-10
Чувствительность системы, °C.................14-3
Питание системы — постоянный ток напряжени-
ем, в .......................................27±10%
Ситема АРТМ-64 обеспечивает работу масляной системы авиа-
двигателя на всех режимах.
Перед запуском двигателя необходимо переключатель
П2-НПН-45 поставить в положение «Автомат». В этом случае пи-
тание подается в электросхему АРТМ-64.
127
В основу работы системы АРТМ-64 положен нулевой метод из-
мерения сопротивлений, который обеспечивает высокую точность
регулирования.
В одно из плеч моста блока управления 4674 (см. рис. 4.36)
включен датчик температуры R\, значение сопротивления которого’
находится в определенной зависимости от температуры окружаю-
щей среды.
Мост будет уравновешен при условии равенства произведений
сопротивлений его противоположных плеч.
Блок управления выдает импульсы постоянного тока на испол-
нительный механизм в зависимости от температуры окружающей
среды в месте установки датчика R\.
При температуре среды, соответствующей заданной, в измери-
тельной диагонали моста сигнал отсутствует. При отклонении тем-
пературы от заданной происходит нарушение равновесия моста и в
его измерительной диагонали появляется сигнал разбаланса. Этот
сигнал подается на модулятор, собранный на триодах 1\ и Т2, и
преобразуется в нем в сигнал переменного тока, фаза которого за-
висит от знака, а амплитуда — от величины разбаланса. Со вторич-'
ной обмотки трансформатора Тр2 сигнал через конденсаторы С4 и
С12 поступает на вход двухкаскадного усилителя переменного тока
(триоды Тз и Т4) и усиливается здесь до величины, необходимой
для работы фазочувствительното каскада Т$.
При отсутствии сигнала с усилителя фазочувствительный кас-
кад подает на базы триодов Т6 и Т7 запирающее напряжение. При
появлении на входе усилителя сигнала фазочувствительный каскад
в один из полупериодов запирается. С базы одного из триодов (Ts
или Т7) в зависимости от фазы исчезает запирающее напряжение.
Триод отпирается и вызывает срабатывание промежуточного реле
(Pi или Р2).
Контакты сработавшего реле замыкаются, и напряжение борто-
вой сети через силовые реле (Рз или РТ] подается на клеммы 1 или
7 штепсельного разъема.
С клеммы 1 напряжение поступает на исполнительный меха-
низм МП-400М или МВР-2В в случае подачи сигнала на закрытие
заслонки тоннеля маслорадиатора.
Соответственно с клеммы 7 напряжение подается на ^открытие
заслонки.
Более подробное и полное описание работы и конструкции сис-
темы АРТМ-64 дано в техническом описании.

§ 25. Электропитание авиационных приборов
Авиационные приборы, установленные на самолете Ан-24, по-
своему принципу действия делятся на электрические, т. е. приборы,
которые для своей работы либо потребляют электроэнергию из бор-
товой сети самолета, либо сами ее вырабатывают, и мембрашю-апс-
128
Рис. 4.37. Принципиальная схема соединений левого авиагоризонта
АГД-1, указателя угла тангажа УУТ, выключателя коррекции
ВК-53РШ и преобразователя ПТ-125Ц и их включения в бортовую
электросеть постоянного и переменного тока
роидные, которые работают на принципе измерения атмосферного
или другого давления. На рис. 4.37, 4.38, 4.39 и 4.40 приведены не-
которые схемы питания авиаприборов, потребляющих электроэнр
гию из бортовой сети самолета.
В смысле потребления электроэнергии авиаприборы
делить на приборы постоянного тока и переменного т<ж
схемы многих приборов настолько усложнились, что пи^^Г
ных агрегатов этих приборов осуществляется как дс
и постоянным током. Таким образом, имеется rnv..-'
лучающая смешанное питание переменным ид
ческим током.
5—1637
ры
ар я
145
Рис. 4.38. Принципиальная схема соединений комплекта гирополукомпаса
ГПК-52АП и его включения в бортовую сеть самолета •
Кроме того, для обеспечения большей надежности в работе наи-
более важных приборов их питание осуществляется от аварийной
шины. Как известно, аварийная шина всегда находится под напря-
жением, даже при выходе из строя обоих стартер-генераторов.
СТГ-18ТМ, за счет подачи напряжения от бортовых аккумуляторов.
От аварийной шины питается ряд приборов, указанных в §,12
в перечне устройств, питающихся от аварийной шины. В частности,
130
Рис. 4.39. Принципиальная схема соединений комплекта ГИК-1 и его вклю-
чения в бортовую сеть самолета
аварийным питанием от 3-фазного переменного тока (ют ПТ-125)
обеспечиваются авиагоризонт АГД-1 левого пилота, указатель уг-
ла тангажа и выключатель коррекции левого авиагоризонта
ВК-53РШ. Схема соединений указанных приборов и их подключе-
ние к аварийному источнику ПТ-125 показана на рис. 4.37.
Как видно из приведенных схем, авиационные приборы подклю-
чены к шинам бортовой электросети через аппараты защиты: по по-
стоянному току — через автоматы защиты сети типа АЗС-2, по пе-
ременному току — через плавкие вставки на различную величину
тока. В разделе «Приборное оборудование самолета» также приво-
дятся некоторые схемы подключения приборов в электрическую
сеть самолета.
5*
131
К реле
Ж рис. 438
ЦГв-4
1485 I
Рис. 4.40. Принципиальная схема соединений центральной гировер-
тикали ЦГВ-4 и ее включения в бортовую сеть самолета
§ 26. Электропитание радиоаппаратуры
самолета
На самолете Ан-24 установлены следующие радиотехнические
устройства:
самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15;
самолетное переговорное устройство СПУ-7;
радиопередатчик Р-836 с приемником УС-8;
радиовысотомер РВ-У;
р ад ио л ок ацион н ая ст анция Р ПС Н -2;
две ультракоротковолновых радиостанции РСИУ-5Г;
аз2
Рис. 4.41. Принципиальная схема включения в бортовую сеть само-
лета устройств системы СП-50:
Z — реле ТКЕ-21ПД включения блока питания МРП-56П; - — шина в панели
бортрадиста (115 в, 400 гц); 3 — шнна щита АЗС (27 в); 4 — шнна в панели
бортрадиста (115 в, 400 гц); 5 — реле ТКЕ-52ПД включения питания приемни-
ков ГРП-2 и КРП-Ф
Разъем „1РЛ-3" станции РПСН-2
Рис. 4.42. Принципиальная схема включения радиолокационной стан-
ции РПСН-2 в бортовую сеть самолета:
1 — розетка проверки РПСН-2; 2 — контактор КМ-25Д включения питания
РПСН-2; 3 —шины в панели бортрадиста (115 в); 4 —шнна щита АЗС (27 в);
5 — реле ТКЕ-52ПД включения питания переменным током; 6 — контактор
КМ-25Д включения питания станции
133
два радиокомпаса АРК-11; 1
самолетная часть системы слепой посадки СП-50. ' j
Электропитание радиоаппаратуры, установленной на самолете!
осуществляется от централизованной бортовой сети самолета поя
стоянного тока напряжением 27 в, переменного тока напряжением
115 е и частотой 400 гц и трехфазного переменного тока напряже!
нием 36 в и частотой 400 гц. Источники указанных видов электро!
энергии, а также бортовая электросеть описаны в главах I и ПЙ
настоящей книги. I
Защита сети питания радиоаппаратуры осуществлена предохра-1
нителями типа СП на ток от .1 до 20 а и автоматами защить|
сети АЗС и АЗР на силу тока от 2 до 30 а. ;
Для повышения надежности работы особо важной аппаратуры"’
и источников ее питания предусмотрено включение их на аварийную'
шину (см. § 12 и 13). ;
Для примера на рис. 4.41 и 4.42 приведены принципиальные
схемы включения в бортсеть самолета: самолетной аппаратуры си-1
стемы слепой посадки СП-50 и радиолокационной станции РПСН-2..
Более подробно схемы включения всей радиоаппаратуры даются в!
альбомах фидерных схем, прилагаемых к самолету.
РАЗДЕЛ ВТОРОЙ. ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА
ГЛАВА V
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
§ 27. Общие сведения
Приборное оборудование, установленное на самолете, весьма
разнообразно по своему назначению, принципу работы и конструк-
тивному исполнению. Весь комплекс этого оборудования предназ-
начен для пилотирования и навигации самолета днем и ночью, в
простых и сложных метеоусловиях, на всех широтах обоих полуша-
рий земного шара, на всех высотах полета самолета Ан-24.
Большинство авиационных приборов размещено на приборной
доске пилотов. Конструктивно приборная доска состоит из трех
штампованных дюралюминиевых панелей толщиной 2,5 мм. Все
три панели — левая, средняя и правая — крепятся на резиновых
амортизаторах к кронштейнам пульта ножного управления. Для
лучшего доступа к монтажу приборов левая и правая панели вы-
полнены легкосъемными, а средняя панель откидывается на 45°, по-
ворачиваясь вокруг своей нижней части, и удерживается в откину-
том положении ограничительными ремнями. Для лучшего обзора
нижняя часть приборных панелей отогнута на пилотов. Для
устранения «бликов» все три панели окрашены в черный матовый
цвет.
Над левой и правой панелями установлены легкосъемные декора-
тивные козырьки. На козырьке левой панели, против переплета
фонаря, установлен указатель угла тангажа. Над средней панелью
установлен индикатор радиолокационной станции РПСН-2, кото-
рый подвешен на резиновых амортизаторах к кронштейну, не свя-
занному с приборными панелями. Имея вертикальную ось враще-
ния, индикатор может быть повернут к левому или правому пилоту.
Над индикатором на его кронштейне крепления установлен аварий-
ный малогабаритный магнитный компас КИ-13.
Приборы на панелях расположены следующим образом
(рис. 5.1).
На левой панели приборной доски расположены основные
пилотажно-навигациойные приборы левого пилота (командира ко-
рабля).
На средней панели приборной доски расположены прибо-
ры контроля работы авиадвигателей, топливной системы, гидросис-
135
136
гемы, высотной системы, часы и щиток с переключателями различ-
ных систем и сигнальными лампочками.
На правой панели приборной доски установлены дубли-
рующие пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля
высотной системы и щиток >с выключателями.
Кроме приборной доски, ряд приборов расположен на пультах.
На пульте левого пилота установлены:
указатель уровня масла в баках типа МЭС-1857А;
указатель уровня гидросмеси МЭ-1866;
указатель тахометра ТЭ-40М;
указатель термометра ТСТ-2.
Все эти приборы расположены на вертикальной панели-щит-
ке ТГ-16.
На пульте правого пилота установлены:
щиток управления радиокомпаса № 2;
пульт управления ГПК-52ПУ; гирополукомпаса ГПК-52АП;
пульт управления связного передатчика Р-836;
пульт управления связного радиоприемника УС-8;
главный указатель ГПК-52АП и др.
На центральном пульте установлены:
указатель положения закрылков УЗП-47;
указатель положения створок маслорадиатора УЮЗ-4;
пульт управления автопилотом АП-28Л1 и др.
На самолете Ан-24 применены следующие пилотажно-навига-
ционные приборы и устройства:
указатели скорости КУС-1200 (два);
высотомеры ВД-10 (три);
вариометры ВАР-30-3 (два);
вариометр кабинный ВР-10;
указатель поворота ЭУП-53;
авиагоризонты АГД-1 (два);
выключатели коррекции ВК-53РШ (два);
гироиндукционный компас ГИК-1;
гирополукомпас ГПК-52АП;
задатчик курса ЗК-2;
ЦГВ-4 и указатель восстановления;
указатель угла тангажа;
магнитный компас КИ-13;
термометр наружного воздуха ТНВ-15;
кабинный термометр воздуха ТВ-45;
авиационные часы;
автопилот АП-28Л1.
137
§ 28. Указатель скорости КУС-1200
Назначение и размещение. Комбинированный указатель скоро- Я
сти КУС-1200 (рис. 5.2) служит для измерения и указания истинной Я
и приборной скоростей полета самолета. Как следует из названия
прибора, он является комбинированным, т. е. в нем объединены
указатели приборной и истинной воздушных скоростей. Ц
Указатели скорости подсоединены к приемникам полного дав- Я
ления ППД-1 (рис. 5.3) и приемникам статического давления через Я
соответствующие трубопроводы. . 1
Указатели КУС-1200 установлены на левой и средней панелях 1
приборной доски, а приемники воздушных давлений — снаружи на |
обшивке фюзеляжа между шпангоутами № 5—6. Более подробно 1
система питания мембранно-анероидных приборов изложена в § 31. 1
Принцип работы и устройство. Принцип работы прибора основан 1
на восприятии мембранной коробкой разности полного и статиче- I
ского давлений, создаваемой в приборе при движении самолета в |
воздушной среде. |
Манометрическая коробка 1 (рис. 5.4) под действием разности 1
между полным и статическим давлениями деформируется, в резуль- |
тате чего перемещается ее жесткий центр. Перемещение центра пе- |
редается через тягу 2 и поводок 3 оси б, на которой укреплен поводок |
5 и сектор 7, сцепленный с трибкой 8. Последняя, получая враще- 1
ние от сектора 7, передает его через ось 13 стрелке (широкой) 12. I
Эта часть прибора работает как обычный указатель скорости без |
высотной коррекции. Ось 6 через поводок 5, тягу 4 и шарнирно |
соединенный с тягой изогнутый поводок 16 сообщает вращательное |
движение компенсационной оси 15, на которой укреплен сектор 14. |
Сектор через трибку 10 передает движение полой оси 13 и второй 1
стрелке (узкой) 11. 1
Блок из двух анероидных коробок 17 представляет собой чувст- I
вительный элемент высотного корректора. Работа высотного кор- |
ректора состоит в следующем: >1
с подъемом на высоту подвиж- 1
ной центр анероидных коробок-3
17 вместе с припаянным к нему |
концом изогнутого поводка 16 |
будет перемещаться, ‘благода- Я
ря чему второй конец этого по-
водка, шарнирно соединенный |
с тягой 4, будет приближаться 1
к оси 15, т. е. плечо между тя- |
гой 4 и осью 15 будет умень-
шаться и, следовательно, будет |
увеличиваться передаточное
чиело. .1
Анериодные коробки подоб- |
раны так, что передаточное Ц
Рис. 5.2. Указатель скорости
КУС-1200
138
число между тягой 4 и осью 15 будет меняться соответственно
изменению высотной поправки с высотой. Стрелка 11 будет пока-
зывать исправленную (истинную) воздушную скорость. Противо-
вес 18, закрепленный на компенсированной оси 15 с помощью ско-
бы 19, служит для весовой балансировки подвижной системы при-
бора. Спиральная пружина 20 предназначена для выбирания люф-
тов в подшипниках оси и в зубчатом зацеплении сектор — трибка.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ КУС-1200
Диапазон измерений приборной скорости, км/ч 150—1200 (с погрешно-
стью 10—20 км/ч)
Диапазон измерений истинной воздушной ско-
рости, км/ч............................. 400—1200 (с погрешно-
стью 15—60 км/ч)
Температурный диапазон работы, °C.............от +50 до —60
Вес указателя, г............................500
Рис. 5.4. Кинематическая схема указателя скорости:
1—^манометрическая коробка; 2 и 4— тяги; 3 и 5—поводки; 6 — некомпенсирован-
ная ось; 7 и 14 — секторы; 8 — трибка; 9 — спиральная пружина некомпенсированной
оси; 10 — трибка компенсированной части осн; 11 — стрелка истинной воздушной
скорости; 12 — стрелка приборной скорости; 13— полая ось стрелки истинной воздуш-
ной скорости; 15 — компенсационная ось; 16 — изогнутый поводок; 17 — блок анеро-
идных коробок; 18 — противовес; 19—скоба; 20 — пружина; 21 — штуцер
139
Правила пользования. Система питания указателя скорости от',
приемников полного и статического давлений выполнена таким об-
разом, что при отказе ППД-1 левого борта прибор левого пилота1
может получать давление от резервного приемника ППД-1, уста-
новленного на левом борту, для чего необходимо кран переключить
на резервное питание. Система статического давления закольцова-
на. Поэтому отказы указателей скорости из-за прекращения пита-
ния статическим и полным давлением практически исключаются.
Если все же произошла закупорка системы полного давления,
то прибор будет показывать малую или даже нулевую скорость на
взлете, а по мере набора высоты будет показывать все большую и
большую скорость, не соответствующую фактической. Это объясня-
ется тем,-что внутри манометрической коробки сохраняется давле-
ние, равное давлению у земли, а с подъемом на высоту статическое
давление будет уменьшаться. Если закупорка произошла на высо-
те, то при одинаковой скорости полета по мере снижения прибор
будет показывать все меньшую скорость. При закупорке статиче-
ской проводки получаются неправильные показания не только ука-
зателей скорости, но и других приборов, подключенных к данной
статической проводке.
§ 29. Высотометр ВД-10
Назначение и размещение. Высотомер предназначен для измере-
ния и указания высоты полета. На самолете Ан-24 установлены
три высотомера ВД-10 (рис. 5.5): на левой и средней панелях при-
Рис. 5.5. Высотомер ВД-10 Рис. 5.6. Принципиальная схема
барометрического высотомера
борной доски и в пассажирской кабине на стенке шпангоута № 11.
Принято различать три вида высоты полета:
абсолютную высоту, т. е. высоту над уровнем моря;
истинную высоту, т. е. высоту над пролетаемой местностью;
относительную высоту, т. е. высоту относительно места взлета,
посадки или другого условного места (барометрического давле-
ния).
140
Двухстрелочный барометрический высотомер ВД-10 показыва-
ет относительную высоту полета.
Принцип работы и устройство. Работа барометрического высо-
томера основана на измерении атмосферного давления окружаю-
щего самолет воздуха. Существует закономерная связь между вы-
сотой над уровнем моря и атмосферным давлением. Эта связь-
определяется так называемой стандартной атмосферой — услов-
ным законом изменения давления, температуры, плотности и дру-
гих параметров воздуха с изменением высоты.
Как известно, величина атмосферного давления определяете®
весом столба воздуха, приходящегося на единицу площади земной
поверхности, и измеряется высотой уравновешивающего это давле-
ние столба ртути. Согласно стандартной атмосфере на уровне моря,
принятом в качестве нулевой высоты, такое давление считается
равным 760 мм рт. ст. С поднятием на высоту давление падает не-
равномерно. Барометрическая ступень, т. е. высота, соответствую-
щая изменению атмосферного давления на 1 мм рт. ст., по мере
увеличения высоты возрастает. Для высоты до 11 000 м зависимость
давления от высоты определяется барометрической формулой
1
{ То — %Н \ тЛ
Рн — Ро\ —,
где Рн— давление на данной высоте Н, мм рт. ст.-,
Ро — давление на уровне моря, мм рт. ст.;
И — высота, м;
То — абсолютная температура на уровне моря, °C;
т — вертикальный температурный градиент, °С/м;
R — газовая постоянная (равная 29,27).
Основываясь на этой зависимости, барометрический высотомер
измеряет высоту полета самолета, определяя атмосферное давление
окружающего воздуха.
Чувствительным элементом прибора является блок из двух
анероидных коробок 4 (рис. 5.6), помещенный в герметическом
корпусе 5, который сообщен с помощью приемника 7 со статичес-
ким давлением. По мере набора высоты атмосферное давление
уменьшается и анероидные коробки, расширяясь, передают свое
движение посредством передаточного механизма 3 стрелкам 2, ука-
зывающим по шкале 1 высоту полета.
Особенностью высотомера ВД-10 является наличие, кроме шка-
лы барометрического давления, двух треугольных индексов. При
вращении кремальеры вращаются шкалы барометрического давле-
ния со шторкой и два треугольных индекса, указывающих высоту,,
соответствующую изменению барометрического давления относи-
тельно 760 мм рт. ст. Индексы перемещаются в направлении, про-
тивоположном вращению стрелок, внешний индекс указывает вы-
141
соту в метрах, а внутренний-—в километрах. Для согласования
показаний барометрической шкалы с нулевым положением стрелок
и положением индексов в высотомере предусмотрена возможность
вращения с помощью кремальеры одной только барометрической
шкалы.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ВД-10
Диапазон измеряемых высот, м...............О—10 000
Цена деления, м:
для большой стрелки........................ 10
» малой » ................... 100
Диапазон барометрической шкалы,' мм рт. ст. 670—790
Цена деления барометрической шкалы,
мм рт. ст................................ . . 1 (оцифровка через
5 мм рт. ст.)
Диапазон рабочих температур, °C...................+50н---60
Вес, г........................................800
Погрешности прибора. Методические погрешности
являются следствием несовершенства метода измерения высоты, в
основе которого лежит использование стандартной атмосферы,
предполагающей, что каж-
Таблица 5 дой высоте всегда соответ-
Высста, м Погреш- ность, м Высота, м ствует вполне определенное погрешнссть, давление, в то время как в реальных условиях состоя-
0 1000 2000 3000 ± 15 ±20 ± 30 ±45 4000 5000 6000 8000 ние атмосферы может зна- ^55 чительно отличаться от рас- ±60 четного. ±90 Основные методические погрешности, связанные с изменением атмосферного
давления, температуры воздуха у земли и рельефа местности, сле-
дующие:
а) погрешность, связанная с изменением атмосферного давле-
ния у земли. Как известно, атмосферное давление у земли в- раз-
личных точках местности неодинаково, и полет всегда будет прохо-
дить над местностью с различным давлением. А так как высотомер
определяет высоту полета путем измерения давления, то и показания
его на одной и той же высоте будут различны. Поэтому если пилот
в полете сохраняет постоянными показания высотомера, то он в
действительности меняет высоту полета;
б) погрешность, связанная с изменением температуры у земли.
Изменение температуры у земли приводит к перераспределению
давления по высотам, что вызывает неправильные показания высо-
томера. Даже если давление у земли остается неизменным, то на
высоте при изменении температуры оно будет меняться. При повы-
шении температуры у земли более плотные слои воздуха поднима-
ются вверх, и показания высотомера будут заниженными; наоборот,
при понижений температуры у земли более плотные слои опуска-
ются вниз, и высотомер будет завышать показания. Последнее об-
142
стоятельство требует от пилотов внимательного контроля за факти-
ческой высотой полета в холодное время года, особенно при выводе
самолета из облачности.
Методическая температурная погрешность может быть учтена
при помощи навигационной счетной линейки;
в) погрешность, вызываемая изменением рельефа местности.
Даже с учетом перечисленных методических погрешностей при по-
мощи барометрического высотомера можно определить только от-
носительную высоту полета. А это значит, что показания прибора
не зависят от рельефа пролетаемой местности. Для определения
истинной высоты полета необходимо «водить поправку на топогра-
фический рельеф, которую обычно берут из маршрутных карт.
Инструментальные погрешности частично компен-
сируются элементами конструкции прибора (биметаллические ком-
пенсаторы, пружинный балансир). Остаточные инструментальные
погрешности учитываются путем составления графика поправок.
Допустимые инструментальные погрешности барометрического вы-
сотомера ВД-10 приведены в табл. 5.
Правила пользования. Как указывалось выше, барометрический
высотомер имеет ряд существенных методических ошибок. Поэтому
при пользовании высотомером необходимо соблюдать ряд требова-
ний, начиная с момента взлета и до самой посадки самолета. Эти
требования сводятся к следующему:
а) перед взлетом с помощью кремальеры установить стрелки
на нуль. При этом барометрическая шкала должна показать дав-
ление на аэродроме в данный момент; а подвижные треугольные
индексы — высоту Относительно давления 760 мм рт. ст. Допусти-
мое расхождение показаний барометрической шкалы —не более
±1,5 мм рт. ст. Несовпадение положения подвижных индексов с
нулем шкалы высот при установке барометрической шкалы на дав-
ление 760 мм рт. ст. не должно превышать 10 мм-,
б) после взлета и набора высоты правый высотомер вращением
кремальеры поставить на давление 760 мм рт. ст. (или треугольные
индексы поставить на нуль шкалы), и по этому прибору набирать
заданную высоту (высоту эшелона). После набора эшелона левый
высотомер ставится на эту высоту. Высота, которую показывает
высотомер после установки его барометрической шкалы на давле-
ние 760 мм рт. ст., называется условной. Она обеспечивает вы-
держивание заданных интервалов между самолетами, летающими
в одном районе;
в) при подходе к аэродрому посадки запросить по радио дан-
ные о погоде и с помощью кремальеры ввести поправку в показа-
ния левого высотомера, установив его барометрическую шкалу на
давление аэродрома посадки. Получив разрешение на посадку, пра-
вый высотомер также устанавливают на это давление;
г) если необходимо совершить посади^Я^ высокогорном аэро-
дроме, где давление может быть меньшеМж^^л рт. ст., то, запро-
сив по радио высоту данного аэродрома относительно уровня моря,
143
с помощью кремальеры устанавливают треугольные индексы вы-
сотомеров на ту высоту, которую должны были бы показать при- j
боры, если бы их барометрическая шкала была установлена на $
давление 760 мм рт. ст. Тогда стрелки высотомеров в момент по- г
садки будут показывать нуль. При установке индексов, если дав- J
ление окажется меньше 670 мм рт. ст., барометрическая шкала за-
кроется шторкой.
§ 30. Вариометры ВАР-30-3 и ВР-10
На самолете АН-24 установлены два вариометра ВАР-30-3 и
один вариометр ВР-10.
Вариометры ВАР-30-3 (рис. 5.7) предназначены для измере-
ния и указания вертикальной скорости полета самолета, т. е. ско-
рости снижения и подъема. Один прибор ВАР-30-3 установлен на
левой панели приборной доски, а другой — на средней панели.
Рис. 5.7. Вариометр ВАР-30-3
Рис. 5.8. Вариометр ВР-10
Вариометр ВР-10 (рис. 5.8) служит для измерения скорости из-
менения «высоты» в кабине при горизоитальном полете, подъеме и
снижении самолета. Прибор ВР-10 установлен на средней панели
приборной доски.
Принцип работы вариометров основан на измерении перепада
между атмосферным давлением внутри манометрической коробки
и давлением внутри корпуса прибора, сообщающегося с атмосфер-
ным давлением через капилляр. Если самолет летит горизонтально,
то давление внутри манометрической коробки 4 (рис. 5.9) и внутри
корпуса 5 прибора одинаково и равно атмосферному давлению на
данной высоте. Манометрическая коробка 4 не испытывает никакой
разности давления, не деформируется, и стрелка 2 стоит на нуле
шкалы 1.
При подъеме самолета атмосферное давление воздуха умень-
шается. Воздух из корпуса 5 начинает выходить через капилляр 6
наружу, одновременно выходит Воздух и из манометрической ко-
робки 4. Так как капилляр 6 имеет малое сечение, то давление воз-
•44
духа', внутри корпуса не успевает выравниваться с окружающим
атмосферным давлением, вследствие чего появляется разность дав-
лений в корпусе прибора 5 ив его манометрической коробке 4, сое-
диненной с атмосферой трубопроводом нормального сечения. Эта
разность давлений будет пропорциональна скорости подъема са-
молета. Под воздействием этой разности давлений манометриче^
ская коробка начнет сжиматься и стрелка с помощью передаточ-
ного механизма 3 пойдет вверх, указывая подъем.
При переходе самолета в горизонтальный полет давление ок-
ружающего воздуха станет неизменным, и через некоторое время
давление внутри корпуса
также уравняется с атмос-
ферным. Перепад давлений
внутри корпуса и маномет-
рической коробки станет
равным нулю, и стрелка ва-
риометра возвратится на
нуль. Таким образом, варио-
метру свойственны некото-
рые запаздывания в показа-
ниях (2—3 сек), и это необ-
ходимо учитывать при поль-
зовании прибором.
При снижении самолета
атмосферное давление уве-
личивается. Давление внут-
Рис. 5.9. Принципиальная схема варио-
метра
ри корпуса нарастает медленнее, чем внутри манометрической ко-
робки, так как корпус связан с атмосферой через капилляр, а короб-
ка— через трубопровод нормального сечения. Образовавшийся
перепад давлений заставит манометрическую коробку расширить-
ся, отчего стрелка прибора отклонится вниз, указывая снижение.
Отклонение стрелки пропорционально скорости снижения.
Конструктивно оба прибора выполнены герметичными в стан-
дартном корпусе 0 80 мм. Крепятся приборы к приборной доске
с помощью стандартных крепежных колец.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ВАР-30-3 и ВР-10
ВАР-30-3
Диапазон измерения вертикальной
скорости, м/сек..................... 30
Допустимые погрешности прн нор-
мальной температуре, м/сек:
в начале шкалы.................. 0,5—0,75
в середине » ............... 1—1,5
в конце » .............. 2—3
Вес, г...................................... 500
ВР-10
10
0,3
1
450
Правила пользования. Вариометры ВАР-30-3 и ВР-10 являются
весьма важными приборами при пилотировании самолета, особен-
но в сложных метеоусловиях, при взлете и посадке. Хотя приборы
имеют значительную методическую погрешность, однако благодаря
145
высокой чувствительности к изменению высоты полета позволяют
контролировать горизонтальность полета и с достаточной точно-
стью измерять скорость подъема и снижения самолета.
Перед вылетом необходимо обращать внимание на горизон-
тальность положения стрелки. Если стрелка «сбилась» с нуля, то
ее можно возвратить на нуль с помощью юстировочного винта.
§31. Система питания мембранно-анероидных
приборов
Система питания мембранно-анероидных приборов, включает
три бортовых приемника полного давления типа ППД-1 и пять при-
емников статического давления, а также систему трубопроводов с
отстойниками и кранами переключения.
Приемники полного давления ППД-1 установлены снаружи на
обшивке фюзеляжа; два на левом и один на правом бортах само-
лета между шпангоутами № 5 и 6.
Приемники статического давления расположены под приемни-
ками полного давления, два на правом и три на левом бортах са-
молета.
К системе питания подсоединены указатели скорости КУС-1200,
высотомеры ВД-10, вариометры ВАР-30-3, корректор высоты из
комплекта АП-28Л1 и самописец перегрузок КЗ-63.
Рис. 5.10. Принципи-
альная схема питания
приборов от приемни-
ков полного и стати-
ческого давления:
/ — указатели ' скорости
КУС-1200; 2 — высотоме-
ры ВД-10; 3 — вариомет-
ры ВАР-30-3; 4 — УВПД;
5 — корректор высоты
КВ-11; € и ^ — приемни-
ки полного давления; 8
и 9 — приемники стати-
ческого давления; 10 —
трубопровод к самописцу
и бароспндографу; 11 —
отстойник статической
системы; 12 — краны пе-
реключения трубопрово-
дов
146
Кдк видно из схемы (рис. 5.10), питание приборов правого пи-
лота (по полному давлению осуществляется от приемника ППД-1,
установленного на правом борту, приборов левого пилота — от
ППД-1, установленного на левом борту. Второй приемник ППД-1,
установленный на левом борту, обеспечивает питание самописца
перегрузок. Кроме того, этот приемник является резервным источ-
ником питания по полному давлению для приборов левого пилота.
Переход на резервное питание осуществляется с помощью крана.
Система статического давления выполнена по схеме кольцева-
ния, т. е. приемники, расположенные на левом и правом бортах,
соединены попарно трубопроводами и приборы получают питание
от средней точки трубопровода.
Влага, образовавшаяся в трубопроводах, стекает в отстойники,
откуда удаляется обслуживающим техническим составом.
В систему статического давления левого пилота включены сле-
дующие приборы: указатель скорости КУС-1200, высотомер ВД-10,
вариометр ВАР-30-3 и высотный корректор из комплекта АП-28Л1.
В статическую систему правого пилота включены приборы: ука-
затель скорости КУС-1200, высотомер ВД-10, вариометр ВАР-30-3.
В случае отказа основной статической системы правого и ле-
вого пилотов питание приборов с помощью кранов переводится в
аварийное питание от штуцеров, выведенных за гермостенку шпан-
гоута № 4.
К приемнику статической системы «Самописцы» подсоединены:
самописец перегрузок КЗ-63 и высотомер ВД-10, установленный в
пассажирской кабине.
Приемники полного и статического давлений имеют электрообо-
греватели. Включение и контроль системы электрообогрева осуще-
ствляются со щитка, установленного на горизонтальной панели
пульта правого пилота._
( § 32;, Электрический указатель
поворота ЭУП-53
Назначение и размещение. Электрический указатель поворота
типа ЭУП-53 (рис. 5.11) служит для указания направления разво-
рота самолета относительно вертикальной оси и бокового сколь-
жения. Помимо этого, прибор дает возможность судить о величине
угла крена до 45° при правильном вираже и истинной воздушной
скорости полета 500 км/ч. Прибор установлен на левой панели
приборной доски.
Принцип работы и устройство. Работа указателя поворота ос-
нована на использовании свойств гироскопа с двумя степенями
свободы.
Кроме указателя поворота, в приборе имеется и указатель
скольжения, т. е. ЭУП-53 является комбинированным прибором.
Поворот самолета вокруг вертикальной оси показывает стрел-
ка, а наличие бокового скольжения указывает отклонение шарика,
находящегося внутри изогнутой трубки.
. - 147.
Как видно из схемы (рис. 5.12), >с рамкой 5 гироскопа связаны|
пружины 2, поршень 1 демпфера и поводок <3. Пружина своим вто-j
рым концом прикреплена к корпусу прибора. Поводок <3 через вил-1
ку связан со стрелкой 4. Если самолет вращается против часовой)
стрелки и вектор угловой скорости ©с направлен вверх, то момент
внешней силы Мвн вызывает прецессию гироскопа вокруг оси,
X—X с угловой скоростью прецессии ©др. Пружина 2 при этом деХ
формируется. Момент пружины Л4пр стремится возвратить рамку в
прежнее положение со скоростью
мент, при котором (опр = (Ос, т. е.
ипр. Очевидно, наступит такой мо-
дальнейший поворот
рамки пре
Мбн
45
Рис.
схема
Рис. 5.11. Указатель
поворота ЭУП-53
5.12. Принципиальная
указателя поворота
передается на стрелку указателя, кото
кратится. Поворот рамки
рая, отклоняясь, показывает направление разворота. |
Кроме того, по величине угла отклонения стрелки можно су-
дить о величине угловой скорости разворота. Так, угловая скорость '
разворота для крена в 15° составляет 1,1°/сек, для крена в 30°—I
2,3°/сек и для крена в 45° — 4°/сек. ]
Для успокоения колебаний стрелки указатель поворота имеет
воздушный демпфер. *
Указатель скольжения представляет собой физический маятник-1
шарик, свободно перемещающийся внутри изогнутой стеклянной:
трубки. Для успокоения колебаний шарика трубка указателя')
скольжения заполнена жидкостью. Шарик занимает различные поло-j-
жения в зависимости от вида полета. В горизонтальном полете без"!
ускорений на шарик действует только сила тяжести, равная его*?
весу и направленная вертикально. При этом шарик будет находить-,
ся в середине трубки. При поперечном крене стеклянная трубка
наклонится вместе с самолетом, и шарик под действием силы тя-;
148 J
жести стремится занять в ней нижнее положение. Если самолет
совершает вираж, то на шарик, кроме силы тяжести, действует еще
и центробежная сила. При правильном вираже, когда сила тяже-
сти равна центробежной силе, шарик будет находиться в центре
трубки.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЭУП-53
Диапазон шкалы, град..........................45
Цена деления, град........................... 15
Высотность, м.................................20 000
Температурный диапазон работы, °C...........от +50 до —55
Питание постоянным током, в..................4.1
Потребляемая мощность, вт....................3,5
Погрешность прибора при изменении напряже-
ния сети на 10%, град.......................не более 1,5
Погрешность прибора при нормальных усло-
виях и кренах 15, 30 и 45° с угловыми ско-
ростями соответственно \°/сек, 2,За/сек и
4°/сек, град..............................не более 1,5
Чувствительность прибора при нормальных ус-
ловиях, град:
при развороте с угловой скоростью 0,&°)сек 4
» » » » » 1,5 » 12
Вес, г......................................1100
§ 33. Авиагоризонт АГД-1
Назначение и размещение. Дистанционный авиагоризонт АГД-1
предназначен для определения положения самолета в пространстве
относительно истинного горизонта при пилотировании самолета в
условиях отсутствия видимости земли как при горизонтальном по-
лете, так и при выполнении различных эволюций. Другими словами,
Рис. 5.13. Комплект авиагоризонта АГД-1:
1 — гидродатчик; 2 — указатель горизонта
Ж
авиагоризонт АГД-1 обеспечивает пилота естественной, легковос-
принимаемой индикацией положения самолета в широком диапазо-
не углов крена и тангажа при сохранении правильных показаний
после выполнения любых эволюций. Одновременно гиродатчик
АГД-1 выдает электрические сигналы, пропорциональные углам
крена и тангажа, в автопилот АП-28Л1 (гиродатчик правого пи-
лота).
В комплект авиагоризонта (рис. 5.13) входят гиродатчик 1 и
указатель горизонта 2. .
На самолете АН-24 установлены два прибора АГД-1. Их ука-
затели горизонта находятся один на левой, другой на правой па-
нелях приборной доски, а гиродатчики — под полом пассажирской
кабины в районе шпангоутов № 18 и 19.
Устройство и принцип работы. Как было сказано выше, авиаго-
ризонт АГД-1 состоит из гироскопического датчика и указателя го-
ризонта.
Гироскопический датчик (рис. 5.14) представляет со-
бой гироскоп с тремя степенями свободы, состоящий из гироузла 8
в карданной раме 11, подвешенной на подшипниках в следящей ра-
Рис. 5.14. Кинематическая схема гиродатчика:
1— усилитель; 2 — корпус прибора; 3 — двигатель-генератор ДГ-1; 4— редуктор;
5, 7, 18 и 19— кулачки; 6— индукционный датчик; 8 — гироузел; 9— коммута-
тор Xi; 10 — поперечный коррекционный двигатель ЛЛ; 11 — карданная рама;
12 — продольный коррекционный двигатель ПрК\ 13 — сельсин-датчик крена (Ск);
14 — концевой выключатель ВК-2; 15— толкатель; 16— коммутатор К.2‘, П— сель-
син-датчик таигажа (Ст); 20 — стержень; 21— следящая рама; 22 — рабочая пру-
жина; 23 — двигатель; 24 — возвратная пружина; 25— шток арретира; 26 — редук-
тор; 27 — концевой выключатель ВК-2
150
ме 21. Следящая рама при помощи отрабатывающей системы не-
прерывно устанавливает внешнюю ось карданной рамы в положе-
ние, перпендикулярное главной оси гироскопа (оси ротора), по сиг-
налам индукционного датчика 6, якорь которого закреплен на оси
гироузла, а статор на карданной раме. Если внешняя ось кардан-
ной рамы отклонится от положения, перпендикулярного оси рото-
ра, то индукционный датчик выдаст сигналы на вход усилителя 1.
Эти сигналы после усиления в усилителе приведут в действие дви-
гатель-генератор 3 типа ДГ-1, который через редуктор 4 повернет
раму 21 и, следовательно, внешнюю ось карданной рамы в поло-
жение, перпендикулярное оси ротора. При этом скорость движения
рамы 21 будет заведомо большей скорости изменения крена само-
лета. Вследствие этого при любых положениях самолета ось рото-
ра гироскопа не совпадает с осью карданной рамы, т. е. гиродатчик
приобретает свойство «невыбиваемости» — свойство выдавать пра-
вильные показания после выполнения какой-либо эволюции.
Правильное направление отработки следящей рамы двигатель-
генератором при углах тангажа самолета больше 90° обеспечивает-
ся коммутатором 9 (Ki), расположенным на внешней оси карданной
рамы. Этот коммутатор переключает фазу управляющего сигнала
индукционного датчика. Из-за наличия коммутатора следящая ра-
ма имеет два рабочих положения относительно оси ротора: основ-
ное, в которое она устанавливается системой дистанционного арре-
тира, и перевернутое на 180°. При обоих положениях происходит
нормальное слежение следящей рамы за главной осью гироскопа.
Вертикальное положение оси ротора гироскопа контролируется
маятниковым жидкостным переключателем, укрепленным на ниж-
ней плоскости гироузла. Этот переключатель воздействует на два
коррекционных двигателя: продольный 12 (ПрК), расположенный
на внутренней оси карданной рамы, и поперечный 10 (ПК), распо-
ложенный на внешней оси этой рамы.
Сигналы крена и тангажа выдаются плоскими сельсинами.
Сельсин-датчик тангажа 17 (Ст) расположен на внешней оси кар-
данной рамы, сельсин-датчик крена 13 (Ск)—на оси следящей
рамы.
Сельсин-датчик крена измеряет углы рассогласования между
корпусом прибора (самолета) и следящей рамой. При переверну-
том положении следящей рамы положение ротора сельсина крена
относительно статора изменяется на 180°; то же наблюдается и по
линии тангажа. Для правильности показаний указателя горизонта
при перевернутом положении следящей рамы сигналы сельсинов
крена и тангажа коммутируются, т. е. фаза изменяется на 180°.
Сигнал коммутации выдается коммутатором 16 (К.2), расположен-
ным на внешней оси карданной рамы.
При основном положении следящей рамы контакты коммутато-
ра разомкнуты, при перевернутом — замкнуты.
Коммутацию сигналов сельсинов осуществляют специальные
реле (рис. 5.15) в датчике (Р), в указателе (У).
’ 151 ?
Рис. 5.15. Принципиальная схема гиродатчика:
152
0
Для 'повышения точности показаний крена и тангажа при эво-
люциях применен выключатель коррекции ВК-53РШ, который от-
ключает поперечную коррекцию, и жидкостный отключатель (ОЖ),
отключающий продольную коррекцию при взлете, торможении и
разгоне.
Для обеспечения минимального времени готовности АГД-1 в ги-
родатчике предусмотрен электромеханический арретир. При запус-
ке арретир срабатывает автоматически. При этом плоскость следя-
щей рамы приводится в положение, параллельное основанию при-
бора, а главная ось гироскопа — в положение, перпендикулярное к
Рис. 5.16. Указатель АГД-1:
1— кнопка арретирования; 2 — лампа сигнализа-
ции наличия питания и арретирования; 3 — си-
луэт-самолетик; 4 — картушка; 5 — шкала крена;
6 — креиоскоп; 7 —кремальера центровки танга-
жа; 8 — нулевой индекс силуэта-самолетика; 9 —
индекс центровки тангажа; 10 — линия горизонта
нему, после чего происходит
автоматическое разаррети-
рование.
Указатель горизон-
та (рис. 5.16) воспроизводит
углы крена и тангажа само-
лета, измеренные гироскопи-
ческим датчиком. Указатель
горизонта имеет две следя-
щие системы: тангажа и кре-
на. Эти системы дают пере-
мещения подвижных эле-
ментов индикации —катуш-
ки и силуэта-самолета.
Следящая система танга-
жа состоит из сельсин-при-
емника Ст (рис. 5.17), под-
ключенного к сельсину гиро-
датчика, двигателя-генера-
тора ДГ-0,5, редуктора и
усилителя.
Работа ее происходит следующим образом: при наличии рассог-
ласования между сельсин-приемником и сельсин-датчиком, распо-
ложенным в гиродатчике, что происходит при изменении угла тан-
гажа самолета,"'сигнал рассогласования с ротора сельсин-приемни-
ка поступает на усилитель. Выходное напряжение усилителя
подается на двигатель-генератор ДГ-0,5 и заставляет его вращать-
ся. Это вращение через редуктор передается на картушку, указы-
вающую угол тангажа, и на ротор сельсин-приемника, приводя его
в положение, соответствующее положению ротора сельсина гиродат-
чика. Следовательно, картушка всегда приводится в положение,
соответствующее углу поворота сельсин-гиродатчика, т. е. указа-
тель горизонта воспроизводит углы тангажа.
Вращение картушки ограничивается специальным упором в
пределах ±145°, что по шкале картушки составляет ±85°. Макси-
мальная скорость отработки картушки — не менее 80о/сек.
Следящая система крена состоит из аналогичных элементов и
работает так же, как следящая система тангажа. Максимальная
153 ,
скорость отработки силуэта-самолета не менее 360°/сек.
Система индикации в АГД-1 отлична от системы индикации в-
других авиагоризонтах. Крены самолета имитируются поворотом
силуэта-самолетика. Отсчет углов крена производится по оцифро-
ванной шкале кренов, при этом стрелкой служит конец крыла са-
молетика.
Для отсчета углов тангажа имеется цилиндрическая шкала
(картушка), ось вращения которой параллельна поперечной оси
самолета. В центральной части силуэта-самолетика нанесена белая
точка, являющаяся нулевым индексом тангажа.
ШР
Рис. 5.17. Принципиальная схема указателя горизонта:
ДГ — двигатель-генераторы; ШР — штепсельный разъем; Ук, Ут — усилители; ВКз —
микровыключатель; Л — сигнальная лампа; О — реле РЭС-9; Ск, Ст — сельсин-приемники
В нижней части лицевой стороны указателя смонтирован ука-
затель скольжения (цреноскоп).
Усилители сигналов в системе следящей рамы гиродат-
чика и сигналов в системе отработки картушки и самолетика ука-
зателя состоит из трех каскадов, собранных на полупроводниковых
германиевых триодах типа р—п—р. Эти усилители обеспечивают
усиление сигналов' до величин, достаточных для управления двига-
телем-генератором ДГ-1 или ДГ-0,5.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УСИЛИТЕЛЯ СИГНАЛОВ
Входное сопротивление, ком...................30—40
Выходная мощность, ва........................3,5—4
Максимальное напряжение на выходе, в .... 25
Коэффициент усиления.........................300
Питание постоянным током, в..................Т1
Максимальный потребляемый ток, ма............27
154
Система питания и сигнализация питания и арретирования.
Для обеспечения нормальной работы авиагоризонта АГД-1 тре-
буется питание постоянным током напряжением 27 в и переменным
током напряжением 36 в и частотой 400 гц.
Цепь сигнализации наличия питания и арретирования получает
питание от резервного бортового источника постоянного тока (от
аварийной шины). В случае неисправности питающей электросети
напряжение двух фаз переменного тока из трех перестанет посту-
пать на гиродатчик, реле Ы (см. рис. 5.15) отпускает, и контакт ЬЦ
подает +27 в на сигнальную лампу. Если на гиродатчик не подает-
ся напряжение какой-либо одной из трех фаз, система сигнализа-
ции не срабатывает. При прекращении подачи питания 27 в реле Ю
отпускает, и +27 в от резервного источника через размыкающий
контакт Ю2 и контакт ЬЦ подается на сигнальную лампу.
Может возникнуть необходимость произвести арретирование
гиродатчика в полете. Для этой цели на указателе предусмотрена
кнопка с надписью «Арретировать только в гориз. полете». Аррети-
рование осуществляется кратковременным нажатием кнопки. При
этом +*27 в подается на реле Я, которое, срабатывая, размыкает
контакт и снимает +27 в с реле Э и Ю. При срабатывании этих
реле двигатель арретира через контакт 1СЦ получает питание +27 в,
через контакты Ю2 и ЬЦ образуется цепь сигнальной лампы, и лам-
па загорается. Одновременно схема гиродатчика приходит в такое
же состояние, как в момент включения питания, и происходит арре-
тирование.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ АГД-1
Потребляемый ток, а:
переменный (36 в, 400 гц}....................1,6
постоянный (27 в).........................0,75
Готовность к работе после включения, мин . . 1—1,5
Рабочие углы, в пределах которых выдаются пра-
вильные показания, град-.
по крену......................................360
» тангажу................................. 360, кроме углов
±85-г-95°
Точность выдерживания вертикали, град-.
по крену....................................±0,25
» тангажу.................................±0,2
Ошибка в показаниях углов крена после эволю-
ции, град...............‘......................±5
Скорость коррекции гироскопа гиродатчика,
°Цшн:
поперечной..................................2—8
продольной................................1—3
Погрешность в передаче углов на указатель, град:
на 0........................................±1
до 30.....................................±1,5
свыше 30 . . .............................±2,5
Высотность, м................................. 20 000
Вес, кг:
гиродатчика................................7
указателя..................<'•............2,6
общий.....................................9,6
155
Правила пользования. Авиагоризонты включаются в работу
пилотами с помощью выключателей, расположенных на левой и
правой панелях приборной доски.
Нормальный запуск АГД-1 обеспечивается при стояночных уг-
лах самолета по крену и тангажу не. более ±4°, при этом нужно
одновременно включать питание +27. в постоянного тока и 36 в
400 гц переменного тока.
Если по каким-либо причинам одновременное включение не-
удобно, то следует включить сначала переменный ток напряжением
36 в и частотой 400 гц. Время готовности приборов АГД-1 при тем-
пературах от +50 до—30°С— 1 мин, а от —30 до —60°С— 1,5лшн.
Рассмотрим более подробно работу схемы гиродатчика при его
запуске (см. рис. 5.15). Если включен резервный источник и не
включено^ питание гиродатчика, то напряжение +27 в резервного
источника, подводимое к штырькам 30—31 штепсельного разъема
гиродатчика, через размыкающий контакт ЬЦ реле Ы и штырьки 15
и 16 попадает на сигнальную лампу наличия питания и арретиро-
вания в указателе горизонта, которая загорается, сигнализируя об
отсутствии питания гиродатчика.
При включении питания запуск гиродатчика осуществляется
следующим образом:
а) +27 в через размыкающий контакт Ю\ реле Ю подается на
двигатель М арретира, а шток арретира начинает выдвигаться,
арретируя рамы прибора. Питание переменным током гиродвига-
теля, системы коррекции, сельсин-датчиков1, индукционного датчика
системы отработки, подводимое через контакты Эх (фаза III) и Э2
(фаза II), не подается. В момент включения питания переменного
тока срабатывает реле Ы, и +27 в резервного источника попадает
на лампу сигнализации.
б) В начале движения штока арретира срабатывает концевой
выключатель ВК.Х, отключая возбуждение двигателя системы отра-
ботки следящей рамы.
Вследствие этого система отработки не противодействует работе
системы арретирования. Кроме того, контакт Юх блокируется кон-
тактом Вку.
в) В конце цикла арретирования (прибор заарретирован) тол-
катель заставляет сработать концевой выключатель Вк2. Цри этом
срабатывают реле Э и Ю. Контакт 10 \ отключает +27 в от двига-
теля и блокирует концевой выключатель Вк2. Однако двигатель ар-
ретира продолжает работать, так как получает питание через кон-
цевой выключатель Вк\. Контакт Ю2, срабатывая, подает питание
+27 в на лампу сигнализации через контакты ЬЦ с двигателя ар-
ретира. Контакты Эг и Э2 подключают фазы III и II переменного
тока к гиродвигателю, системе коррекции, индукционному датчику
и сельсинам-датчикам. Начинается разгон гиродвигателя. .
Задержка питания гиродвигателя на время арретирования спо-
собствует скорейшему восстановлению гироскопа к истинной верти-
156
кали, так как после окончания арретирования кинетический момент
гироскопа небольшой, а скорость коррекции соответственно увели-
чена.
г) В момент разарретирования, когда шток под действием пру-
жины откидывается в исходное положение, срабатывает сначала
Вк-2, а затем Вкх. При срабатывании Вк2 снимается +27 в с реле Э
п Ю, но реле не отпускают, так как получают питание через раз-
мыкающий контакт Ях и блокирующий контакт Юх. При срабатыва-
нии Вкх снимается питание с двигателя арретира. При этом его
якорь подключается к сопротивлению Rz, что способствует умень-
Рис. 5.18. Показания авиа-
горизонта АГД-1 прн раз-
личных эволюциях самолета:
а — горизонтальный полет
' без крена; б — подъем без
крена; в — подъем с левым
креном; г — снижение без
крена; д — снижение с пра-
вым креиом
157
шению выбега двигателя, который работает в режиме нагруженной
го генератора. Одновременно прекращается подача питания на сиД
нальную лампу сигнализации, и она гаснет. В это время происхо^
дит замыкание второго контакта Вк.\ и включается возбуждений
двигателя следящей рамы, которая начинает работать. «
д) После арретирования гироскоп прибора продолжает разгон
няться, а система коррекции приводит его ось к вертикали. ]
Прибор сконструирован, таким образом,
что через 1
мин послед
включения питания гироскоп приходит к вертикали, а его кинетиче-j
ский момент достигает нужной величины.
Показания прибора в горизонтальном полете
(рис. 5.18, а). При нулевом положении индекса центровки указа-
тель показывает угол тангажа — угол между продольной осью са-
молета и плоскостью горизонта. Если самолет летит горизонтально,
что может быть установлено по вариометру или другим способом,
а скорость, плотность воздуха и центровка постоянны, то картушка,
будет иметь постоянное смещение относительно индекса нулевого
тангажа на величину, соответствующую углу атаки. В этом случае'
для удобства пользования следует при помощи кремальеры уста-
новить картушку на нуль. Тогда отклонение картушки от нулевого
положения будет свидетельствовать о наборе высоты или плани-
ровании.
Показания прибора при наборе высоты и с ни-,
жен ии (рис. 5.18, б, в). При наборе высоты без крена силуэт-са-
молетик остается неподвижным, а линия искусственного горизонта
на картушке уходит вниз, и пилот видит силуэт-самолетик на го-
лубом фоне.
При снижении самолета пилот видит силуэт-самолетик на ко-
ричневом фоне.
Следует иметь в виду, что при пикировании и карбировании в
зоне углов 90±5° авиагоризонт АГД-1 выдает неправильные по-
казания и им пользоваться нельзя.
Показания прибора при разворотах. При правом
крене без набора высоты или снижении шкала тангажа остается
неподвижной, а силуэт-самолетик поворачивается вправо, при
этом пилот видит правое крыло силуэтика на коричневом фоне, а
левое — на голубом. .
При левом крене силуэт-самолетик поворачивается влево, и пи-
лот видит левое крыло на коричневом фоне, а правое — на голубом.
При левом крене с набором высоты силуэт-самолетик поворачи-
вается влево, а линия искусственного горизонта на картушке ухо-
дит вниз (рис. 5.18, в).
При правом крене со снижением силуэт-самолетик поворачи-
вается вправо, а линия горизонта уходит вверх (рис. 5.18, д).
При запуске АГД-1 и нормальной работе при-
бора на земле и в воздухе пользоваться кноп-
кой арретирования запрещается.
158
Пользоваться кнопкой арретирования при углах тангажа более
±4° не следует, так как после арретирования продольная коррек-
ция гироскопа может оказаться отключенной.
Если пилот заметил, что прибор выдает неправильные показа-
ния, то нужно произвести арретирование, предварительно выведя
самолет в линию горизонтального' полета.
Пользование прибором в ночных полетах. Для
удобства .пользования прибором в ночных полетах цифры и деле-
ния шкал тангажа и крена, силуэт-самолетик и .индекс поправки
утла тангажа покрыты светящейся массой разного цвета. Цифры
и деления на нижней половине картушки (коричневый фон) и линия
искусственного горизонта подрыты светящейся массой, дающей при
облучении УФО оранжевый цвет. Цифры и деления на верхней по-
ловине картушки (голубой фон), шкала кренов, силуэт-самолетик
покрыты светящейся массой, дающей при облучении УФО светло-
зеленый цвет. В остальном показания индексов прибора такие же,
как и в дневных условиях.
§ 34. Указатель угла тангажа
Указатель угла тангажа УУТ является повторителем положения
гировертикали (гиродатчика АГД-1) по тангажу и предназначен
для индикации угла тангажа. Указатель позволяет обеспечить точ-
ное выдерживание заданно-
го угла тангажа на взлете и
при полете по маршруту,
особенно на больших высо-
тах, когда показания варио-
метра имеют существенные
запаздывания.
, Принцип работы прибора
основан на использовании
дистанционной следящей си-
стемы на сельсинах с авто-
матической отработкой угла
тангажа и приведением оси
указателя, на который наса-
Рис. 5.19. Указатель угла тангажа
жены стрелки в синхронное положение с углом тангажа гиродатчи-
ка АГД-1 левого пилота. Сигналы, пропорциональные углу тангажа
самолета, поступают в следящую систему УУТ с сельсин-датчика
угла тангажа гиродатчика АГД-1. Стрелка приводится в синхрон-
ное положение с помощью отрабатывающего двигателя с редук-
тором.
Указатель угла тангажа состоит из указателя и усилителя, сое-
диненного с указателем жгутом. На рис. 5.19 показан внешний вид
указателя угла тангажа.
159
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УУТ
Диапазон показаний угла тангажа, град-.
на пикирование.........................от 0 до —4
на кабрирование..........................отО до +12
Цена деления шкалы, град................0,5
Погрешность дистанционной передачи, град . . не более ±0,5
Потребляемый ток, а:
переменный на одну фазу................0,15
постоянный.............................0,06
Вес прибора, кг............................1,4
Размещение на самолете. Индикатор прибора УУТ находится в
поле зрения левого пилота. Он размещен на козырьке над прибор-
ной доской пилотов. Крепится индикатор с помощью специального
кронштейна на резино-металлических амортизаторах, что обеспечи-
вает нормальную работу прибора в условиях вибрации самолета,
а также предохраняет его от механических повреждений, которые
возникают при резких толчках самолета в процессе эксплуатации.
Усилитель прибора закрепляется под козырьком приборной доски
без амортизации.
На. защитном стекле и ободке корпуса УУТ наносятся:
зона взлетного угла тангажа, в пределах 7-+7,5° по шкале при-
бора— зеленой краской;
зона предельно допустимого угла тангажа, в пределах 8+-9°
по шкале прибора —красной краской.
Проверка прибора. Работоспособность УУТ в аэродромных ус-
ловиях проверяют совместно с авиагоризонтом АГД-1. При вклю-
чении АГД-1 левого пилота и перемещениях его гиродатчика по
тангажу указатель угла тангажа должен показывать углы пики-
рования и кабрирования.
Индикаторы угла тангажа подлежат также лабораторной про-
верке на соответствие основных технических параметров перед ус-
тановкой на самолет и во время эксплуатации согласно регламенту
технического обслуживания.
§ 31. Выключатель коррекции ВК-53РШ
Назначение и размещение. На самолете Ан-24 установлены два
выключателя коррекции ВК-53РШ (рис. 5.20). Один выключатель
предназначен для отключения поперечной коррекции в гиродатчике
АГД-1 левого пилота, коррекции в датчике ГПК-52АП и гироагре-
гате компаса ГИК-1 при разворотах. Другой выключатель коррек-
ции служит для отключения поперечной коррекции в гиродатчике
АГД-1 правого пилота.
Выключатели коррекции ВК-53РШ установлены под полом в
кабине экипажа между шпангоутами № 5 и 7.
ВК-53РШ самостоятельной роли не играют и применяются в
комплексе с другими приборами для улучшения их работы при вы-
полнении самолетом разворотов.
160
Принцип работы. В основу работы выключателя коррекции
ВК-53РШ положено свойство гироскопа с двумя степенями свободы
совмещать вектор угловой скорости ротора гироскопа с вектором
угловой скорости вращения основания, на котором укреплен ги-
роскоп.
При возникновении угловой скорости гироскопа относительно
вертикальной оси самолета гироскоп отклоняется от среднего по-
ложения, в котором он удерживается пружинами, и включает элек-
трическую цепь механизма задержки. По истечении некоторого вре-
мени (от 5 до 15 сек) после начала действия угловой скорости
механизм задержки замыкает
цепь обмоток, реле, которые сра-
батывают и выключают цепи кор-
рекции. Таким образом, благода-
ря работе механизма задержки
коррекция выключается только
при длительном воздействии угло- . _
вой скорости, т. е. при соверше-
нии самолетом разворота продол-
жительностью более 5—15 сек.
В прямолинейном полете с крат-
ковременными отклонениями са-
молета ОТ установленного курса Рис. 5.20. Выключатель коррекции
выключение коррекции не проис- ВК-53РШ
ходит.
Работа выключателя коррекции ВК-53РШ (рис. 5.21) состоит
в следующем. При возникновении угловой скорости относительно
вертикальной оси самолета гироскоп ВК-53РШ отклоняется, и свя-
занная с ним щетка включателя переходит со средней обесточен-
ной ламели на одну из ламелей, находящихся под током, замыкая
таким образом цепь питания обмотки управления ш3.
В результате взаимодействия магнитных полей, созданных об-
мотками W[ и йУ3, ротор электродвигателя ДИД-0,5 начнет вра-
щаться и поворачивать через редуктор щетки потенциометра и
контакты выключателя. На щетках потенциометра появится напря-
жение, которое будет возрастать с увеличением угла поворота ще-
ток.
В обмотке w2 возникнет ток, который создаст магнитное поле.
Направление этого поля будет противоположным полю, созданному
током, протекающим по обмотке w2. Работа электродвигателя
ДИД-0,5 продолжается до тех пор, пока магнитный поток от об-
мотки йУ3не станет равным магнитному потоку от обмотки w2,после
чего двигатель остановится.
В процессе работы ДИД-0,5, вращая,через редуктор контакты
выключателя, переместит их в такое положение, при котором цепь
питания обмоток реле РСМ-2 и РСМ-3 замкнется. Реле сработают
и выключат коррекцию. По окончании разворота самолета гироскоп
под действием пружины возвратится в среднее положение, при этом
6—1637
161
щетка выключателя перейдет на обесточенную ламель. Вследствие
этого обмотка w3 обесточится.
Электродвигатель ДИД-0,5 под действием момента, создавае-
мого обмоткой w2, начнет отрабатывать щетки потенциометра в
первоначальное положение. По мере перемещения щеток напряже-
Рис. 5.21. Принципиальная
схема выключателя коррекции:
/ — гироскоп; 2 — пружины; 3 — кон-
тактные ламели; 4 — контактный
диск; 5 — потенциометр; 6— электро-
двигатель с редуктором; 7 — сопро-
тивления; 8 — контакты реле РСМ-2
и РСМ-3; 9 — искрогасящий конден-
сатор; Wi, w2 н W3 — обмотки элект-
родвигателя
ние, снимаемое ими с потенциометра, будет уменьшаться, что при-
ведет к уменьшению тока в обмотке w2 и момента, создаваемого
этой обмоткой. Электродвигатель остановится, когда щетки потен-
циометра займут свое первоначальное положение, так как напря-
жение на них будет равно нулю. Вращение двигателя приведет к
размыканию контактов выключателя и разрыву цепи питания об-
моток реле. Контакты реле РСМ-3 при этом замкнутся и подключат
цепь коррекции.
Выключатель коррекции ВК-53РШ подключается к другим при-
борам с помощью своего штепсельного разъема.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ВК-53РШ
Срабатывание прн угловой скорости, °!сек . . . О—0,3
Срабатывание после начала разворота через, сек 5—15
Потребное питание:
постоянный ток (напряжение), в.........27 „
162
переменный ток:
напряжение, в.............................36
частота, гц . . . .......................400
Потребляемый переменный ток, а.................0,4
Потребляемая мощность постоянного тока, вт . . 3
Рабочий диапазон температур, °C................от +50 до —60
Высотность, м . . . . ......................... 20 000
Вес, кг........................................2,6
£§ 36.L Гироиндукционный компас ГИК-1
Назначение ,комплект и размещение^Гироиндукционный ком-
пас ГИК-1 предназначен для указания курса самолета. Так как в
качестве указателя применяется комбинированный пилотажно-по-
садочный прибор, то, кроме магнитного курса самолета, он служит
для указания глиссады планирования и курса посадки самолета.
Прибор выдает также сигналы курса для автопилота АП-28Л1 и
радиолокационной станции РПСН-2.
В комплект прибора ГИК-1 входят следующие агрегаты: индук-
ционный датчик ИД, гироагрегат Г-ЗМ, коррекционный механизм
КМ, два указателя (комбинированные пилотажно-посадочные при-
боры КЛИМ), усилители У-6М и У-8М, две кнопки быстрого сог-
ласования 5К и соединительная коробка СК-19.
Рис. 5.22. Схема соединений комплекта ГИК-1;
/ — коррекционный механизм КМ; 2— соединительная коробка СК-19; ,3 — усилитель У-8М;
4 — гироагрегат Г-ЗМ; 5 — индукционный датчик ИД; 6 — усилитель У-6М; 7 — указатель
КППМ; 8 и 9 — кнопки согласования
6!
163
Рис. 5.23. Указатель ГИК-1—комбини-
рованный пилотажно-посадочный прибор
КППМ
Агрегаты компаса (рис. 5.22) размещены на самолете в следую^
щих местах: . й
магнитный индукционный датчик ИД — в левой консоли крыла^,
между нервюрами № 21 и 22', стрингером № 5 и задним лонжеро-'
ном;
гироагрегат Г-ЗМ, коррекционный механизм КМ и усилитель;
У-6М — под креслом левого пилота у шпангоута № 4;
усилитель У-8М — под полом между шпангоутами № 4 и 5;
соединительная коробка СК-19 — около шпангоута № 6 между
стрингерами № 20 и 21 по левому борту. >
Компас ГИК-1 питается от бортовой сети постоянного тока на-'
пряжением 27 в и переменного^
тока напряжением 36 в и час-1
тотой 400 гц. Включение ком-,
паса ГИК-1 осуществляется
выключателем, расположенным j
на правой панели приборной;
доски пилотов.
Принцип работы. Необходи- ’
мо отметить, что ГИК-1, при-\
меняемый в комплекции на са-
молете Ан-24, существенно от-
личается от такого же прибо-
ра, применяемого на других;:
самолетах. Здесь вместо ука-
зателей УГР-1 и УГК-2 (УК-3)
пилотажно-посадочные приборы .
применяются комбинированные
типа КППМ (рис. 5.23), представляющие собой комбинацию двух
приборов-указателей магнитного курса и указателя курсо-глиссад-;
ной системы 1ПСП-48.
Основным агрегатом, входящим в комплект прибора, является
гироагрегат Г-ЗМ, в котором используется гироскоп с тремя степе-
нями свободы. Главная ось гироскопа (ось ротора) расположена
горизонтально. Она стабилизируется в этом положении с помощью <
коррекционного двигателя, управляемого маятниковым жидкост-
ным переключателем. Гироскоп связан потенциометрической дис- !
танционной передачей с указателями, которые воспроизводят поло- ;
жение его оси относительно направления полета самолета, т. о
указывают гироскопический курс. Однако вследствие суточного
вращения земли и других причин главная ось гироскопа «уходит»
по азимуту с небольшой угловой скоростью.
Для устранения ошибки в определении курса, вызванной «ухо-*
дом» гироскопа, в приборе предусмотрено введение поправки по,
магнитному курсу, т. е. автоматически осуществляется так называе-"
мая азимутальная коррекция. Эта коррекция происходит благодаря.-
наличию в системе компаса индукционного чувствительного элёмен^
та, определяющего направление магнитного поля земли ® данной*,
точке. Чувствительный элемент индукционного датчика через кор;
й4 - . -к
W'
рекционный механизм связан посредством электрических следящих
систем с потенциометрическим датчиком гироагрегата, и сигналы,
усиленные в усилителе, подаются на отрабатывающий двигатель,
который приводит щетки потенциометра в новое положение, соот-
ветствующее магнитному курсу самолета.
В прямолинейном полете главная ось гироскопа может распо-
лагаться в любом азимутальном направлении, однако указатели
воспроизводят значение курса, так как следящая система все время
согласовывает показания потенциометрического датчика гироагре-
гата с данными индукционного датчика.
7 Z J 4 5 Г7==х« АП-28Л1
Рис. 5.24. Упрощенная принципиальная схема ГИК-1:
1— сигнальная обмотка ИД: 2 — статорная обмотка сельсина *КМ; 3— ро-
торная обмотка сельсина КМ; 4— отрабатывающий двигатель; 5—потенцио-
метрический датчик КМ; 6 — потенциометрический датчик Г-ЗМ; 7 — отраба-
тывающий двигатель Г-ЗМ; 8 ~ трехстепенный гироскоп Г-ЗМ; 9 — усилитель
У-8М; 10 — потенциометрический датчик правого указателя КППМ; И — отра-
батывающий двигатель КППМ; 12 — потенциометр левого КППМ; 13 — усили-
тель У-6М; 14 — отрабатывающий электродвигатель левого КППМ
Для исключения внесения погрешности в указатели из-за него-
ризонтального положения индукционного датчика при развороте
самолета азимутальная коррекция автоматически отключается с по-
мощью специального агрегата — выключателя коррекции
ВК-53РШ.
Кроме того, при развороте потенциометрический датчик воспро-
изводит изменение положения самолета относительно гироскопа и
указатели продолжают показывать в каждый данный момент вре-
мени магнитный курс самолета.
Как видно из схемы (рис. 5.24), компас имеет следующие следя-
щие системы:
индукционный датчик — коррекционный механизм;
коррекционный механизм — гироагрегат;
гироагрегат — указатели.
6*—-1637 к;-,
Первые две системы служат для осуществления азимутальной J
коррекции показаний потенциометрического датчика 6 гироагрега- :
та. Посредством третьей следящей системы осуществляется вос-
произведение показаний этого датчика указателями КППМ.
Следящая система «индукционный датчик — коррекционный ме-
ханизм» состоит из сигнальной обмотки индукционного датчика /,
сельсин-приемника (статор 2 и ротор 3), усилителя (первый канал
усилителя.У-бМ) и отрабатывающего двигателя 4. Чувствительный
элемент индукционного датчика (ИД) состоит из трех пар пермал-
лоевых сердечников, расположенных в виде треугольника. Сердеч-
ники имеют две обмотки: намагничивающую и сигнальную. Пере-
менный ток, проходя по намагничивающим обмоткам, соединенным
последовательно (на схеме они не показаны), периодически намаг-
ничивает сердечники до насыщения, тем самым экранируя их от
влияния магнитного поля земли.
В те промежутки времени, когда амплитуда тока бывает близка
к нулю, магнитное поле земли создает в сердечниках пульсирующие
магнитные потоки, и в сигнальных обмотках, соединенных тре-
угольником, индуктируются импульсы э. д. с. Соотношение этих
э. д. с. в трех обмотках зависит от расположения чувствительного
элемента в магнитном поле земли. Намагничивающие обмотки не
трансформируют своих напряжений в сигнальные обмотки благода-
ря специальной намотке намагничивающих обмоток, магнитные по-
токи в которых направлены встречно и взаимно уничтожаются.
Образовавшиеся в результате э. д. с. токи протекают через ста-
торные обмотки 2 сельсина коррекционного механизма, создавая в
них магнитный поток, который в свою очередь наводит э. д. с. в
обмотке ротора сельсина 3. Эта э. д. с. усиливается первым кана-
лом усилителя и, поступая на электродвигатель 4, заставляет его
поворачивать ротор сельсина в положение, согласованное с направ-
лением магнитного меридиана.
Одновременно с ротором сельсина поворачиваются щетки по-
тенциометрического датчика 5 следящей системы «коррекционный
механизм — гироагрегат». При этом благодаря наличию в КМ де-
виационного устройства в углы поворота щеток вводятся поправки
на девиацию, в результате чего щетки устанавливаются в положе-
ние, согласованное с направлением магнитного меридиана.
В следящую систему («коррекционный механизм — гироагре-
гат») входят: потенциометрический датчик 5, усилитель ‘(второй
канал У-6М), отрабатывающий двигатель 7 и потенциометрический
датчик 6, расположенный в гироагрегате и состоящий из кольцевого
потенциометра, закрепленного на оси внешней рамы гироскопа 8
и трех щеток, связанных с корпусом гироагрегата. Отрабатываю-
щий двигатель 7 через редуктор (на схеме не показан) имеет воз-
; мощность поворачивать щетки относительно неподвижного потен-
циометра. Питание на потенциометр подается от бортовой сети, и
напряжение с помощью щеток снимается на потенциометр 5, рас-
положенный в КМ.
166
В том случае, когда положение щеток потенциометра гироагре-
гата, зависящее от направления главной оси гироскопа, не согла-
совано с положением щеток на потенциометре 5, зависящем от
магнитного курса самолета, то на центральных отводах датчика 5
появится напряжение рассогласования. Это нацряжение, преобразо-
ванное и усиленное вторым каналом усилителя У-6М, подается на.
обрабатывающий двигатель 7, который поворачивает щетки датчи-
ков до тех пор, пока они не установятся в положение, согласован-
ное со щетками датчика 5, при котором напряжение рассогласо-
вания станет равным нулю.
В прямолинейном горизонтальном полете следящие системы?
компаса могут рассогласовываться из-за «ухода» гироскопа или-
из-за нарушения горизонтального положения чувствительного эле-
мента (ЧЭ) индукционного датчика. Так как скорость поворота ще-
ток потенциометрического датчика гироагрегата составляет 1—
Ь°1мин, а скорость «ухода» гироскопа не более 0,5%ипн, то практи-
чески потенциометрический датчик гироагрегата все время выдает
значения магнитного курса. Кратковременйые колебания ЧЭ ин-
Аукционного датчика при этом не влияют на «уход» гироскопа вви-
ду малой скорости согласования.
При развороте самолета, когда индукционный датчик выдает
неправильные показания, выключатель коррекций отключает пита-
ние отрабатывающего электродвигателя 7, прекращая таким обра-
зом работу следящей системы. Несмотря на это, потенциометриче-
ский датчик 6, связанный с гироскопом, продолжает выдавать по-
казания магнитного курса с точностью, зависящей от устойчивости
работы гироскопа.
Следящую систему «гироагрегат — указатель КППМ» составля-
ют: потенциометрический датчик 6 гироагрегата, потенциометриче-
ский датчик 10 указателя, отрабатывающий электродвигатель 11
и усилитель (третий канал усилителя У-6М).
Работа этой следящей системы состоит в приведении потенцио-
метра датчика 10 в положение, согласованное с положением потен-
циометра датчика 6, который благодаря работе азимутальной кор-
рекции выдает значения магнитного курса, воспроизводимые затем
указателем КППМ. Скорость согласования датчиков 6 и 10 доволь-
но значительная (порядка 15—20°/сек), поэтому во время разворота
самолета система остается согласованной и указатель достаточно
точно показывает углы разворота.
В момент включения прибора указатели показывают произволь-
ный курс, поскольку ось гироскопа занимает произвольное положе-
ние. Для сокращения времени согласования следящих систем ази-
мутальной коррекции передаточное число редуктора отрабаты-
вающего двигателя 7 может быть значительно увеличено. Это
достигается за счет переключения шестерен редуктора при помощи
соленоида, включаемого кнопками быстрого согласования.
В корпусе указателя смонтированы два самостоятельных прибо-
ра— указатель магнитных курсов и указатель курса и глиссады
6**
системы посадки СП-50. Указателем курса посадки является верти-
кальная стрелка приборов КППМ, а указателем глиссады плани-
рования является горизонтальная стрелка приборов КППМ.
В приборах КППМ имеются бленкеры курса и глиссады. Если
при полете самолета в зоне действия СП-50 рядом со стрелкой по-
является белый бленкер, то это означает, что система вышла из
цтроя и пользоваться ею нельзя.
Выше было указано, что в комплекте ГИК-1 на самолете Ан-24
имеется второй усилитель У-8М. Необходимость введения второго
усилителя вызвана тем, что в комплекте применяются два указате-
ля КППМ, и один усилитель не обеспечил бы необходимого усиле-
ния рабочих сигналов. Усилитель У-8М включен в схему КППМ
правого пилота и служит для усиления сигнала постоянного тока,
поступающего с токоотводов потенциометра правого указателя
КППМ, и преобразования его в переменный ток, управляющий
электродвигателем указателя.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ГИК-1
Время приведения в готовность, мин.............1—3
Точность определения магнитного курса, град-.
при нормальных условиях.....................±1,5
» температуре +50 и —60° С................ ±2
Дополнительная послевиражная ошибка на каж-
дую минуту разворота, град...................0,5
Рабочий диапазон температуры, °C................от +50 до —60
Высотность, м.................................. 20 000
Потребное питание:
постоянный ток (напряжение), в . . . . . . . 27 ±2,7
переменный ток:
напряжение, в.............................36
частота, гц..............................400
Потребляемая мощность переменного тока, вт:
без выключателя коррекции...................60
с выключателем » ...............85
Вес комплекта, кг..............................10
Девиация компаса. Ферромагнитные массы и электромагнитные
поля самолета оказывают влияние на индукционный датчик и соз-
дают погрешности в определении магнитного курса. Величина и ха-
рактер этих погрешностей аналогичны девиации магнитного компа-
са. Величина девиации компаса определяется как разность между
магнитным курсом самолета и показаниями компаса.
В приборе ГИК-1 устранение полукруговой девиации произво-
дится девиационным устройством на датчике. Четвертная девиация,
а также инструментальные и методические погрешности следящих
систем компаса устраняются с помощью механического лекала, ус-
тановленного в коррекционном механизме (рис. 5.25).
Устранение девиации компаса на самолете производится обяза-
тельно после замены индукционного датчика или коррекционного
механизма. В остальных случаях производится списывание остаточ-
ной девиации с составлением графика и устранением установочной
ошибки индукционного датчика. Для определения установочной
168
ошибки АКуст сначала определяют величину девиации Ак на четы-
рех курсах и вычисляют величину установочной ошибки по формуле
. Ак„ + Акю + АК180 I
Если установочная ошибка оказалась более 1°, то ее устраняют
путем поворота корпуса индукционного датчика.
Для устранения полукруговсп девиации устанавливают само-
лет на магнитный курс 0° и определяют величину девиации Ак0.Ус-
тановив самолет на курс 180°, доводят величину девиации до
значения + ^К18°. путем вращения валика «С—Ю» (Се-
2
вер — Юг) на девиационном приборе датчика. Аналогичную опера-
цию проделывают на курсах 90 и 270°, доводя величину девиации
до значения ^к” + ^Кг7° путем вращения валика «В—3» (Вос-
2
ток — Запад).
Устранение четвертной девиации и погрешности следящих сис-
тем производится на 24 курсах
через каждые 15° путем вра-
щения регулирующих винтов
лекального устройства, поме-
щенных под крышкой коррек-
ционного механизма.
Четвертная девиация и по-
грешности следящих систем
устраняются следующим обра-
зом. Установив самолет на
магнитный курс 0°, нажимают
кнопку быстрого согласования
и специальной отверткой вра-
щают регулировочный винт,
расположенный против конца
стрелки контрольной шкалы
Рис. 5.25. Коррекционный- меха-
низм со снятой крышкой со сторо-
ны девиационного устройства
КМ, до тех пор пока указатель не покажет магнитный курс, на
который установлен самолет (в данном случае 0°). Аналогичным
образом поступают на всех 24 курсах через каждые 15°.
Разность в показаниях контрольной шкалы коррекционного ме-
ханизма и указателя КППМ не должна превышать ±6°.
Правила пользования. Порядок пользования авиационными
приборами, установленными на самолете, определяется Инструк-
цией по эксплуатации самолета Ан-24 с двигателями АИ-24, Руко-
водством по летной эксплуатации и пилотированию самолета Ан-24
с двумя двигателями АИ-24 и инструкциями по эксплуатации соот-
ветствующих авиаприборов.
Основные правила эксплуатации прибора ГИК-1 следующие:
1. При предполетном осмотре включается ГИК-1 и спустя
169
1,5— 2 мин производится согласование показаний путем нажатия
кнопки быстрого согласования 5К. После этого согласовывают по-
ржазания ГПК-52АП с показаниями ГИК-1.
2. За 2—3 мин но выруливания включается компас ГИК-1.
/При рулении все гироскопические приборы (ГИК-1, ГПК-52, АГД-1,
/ЭУП-53 и др.) должны быть включены и разарретированы во из-
бежание повреждения гироскопов и возможного отказа их в по-
следующей работе.
3. Проверяется правильность показания курса по указателям
1Г.ИК-1 с направлением взлетно-посадочной полосы.
4. В горизонтальном полете пилоты систематически следят за
правильностью показаний ГИК-1. Особенно пристально нужно сле-
дить за работой курсовых приборов в сложных условиях полета
при невидимости земли.
5. При снижении самолета и заходе на посадку по системе
гСП-50 особое значение имеет работа ГИК-1, так как при установке
ша борту самолета аппаратуры РСБН-2 прибор ПСП-48 заменяется
комбинированным пилотажно-посадочным прибором КППМ, вхо-
дящим в комплект ГИК-1. На этом этапе полета пилоты, выходя
на курс посадки и снижаясь по глиссаде, ориентируются по пока-
заниям двух стрелок КППМ (вертикальной и горизонтальной).
6. Не рекомендуется в полете часто нажимать кнопку быстрого
согласования, так как при большой скорости согласования все ко-
лебания индукционного датчика будут воспроизводиться указате-
лями.
При малой скорости согласования, что имеет место при нена-
жатой кнопке согласования, указатели показывают осредненный
магнитный курс. Кнопку согласования следует нажимать в тех слу-
чаях, когда самолет вышел на линию горизонтального полета после
выполнения длительного и глубокого' виража.
§ 37. Гирополукомпас ГПК-52АП
Назначение, комплект и размещение. Навигационный гиропо-
лукомпас ГПК-52АП является одним из основных курсовых прибо-
ров и предназначен для указания направления полета, самолета по
ортодромии, выполнения точных разворотов и выдачи электриче-
ских сигналов в канал курсовой стабилизации автопилота, пропор-
циональных отклонению самолета от заданного направления полета.
Гирополукомпас может быть использован при полетах в северных
широтах и в районе Северного полюса, где исключена возможность
применения обычных магнитных и гиромагнитных компасов.
В комплект ГПК-52АП входят: собственно гирополукомпас
ГПК-52АП (датчик) и пульт управления ГПК-52ПУ.
Комплект ГПК-52АП на самолете Ан-24 работает совместно с
указателями (задатчиками) курса ЗК-2 и выключателями коррек-
ции ВК-53РШ, которые в состав комплекта ГПК-52АП не входят.
На рис. 5.26 приведена комплектовочная схема ГПК-52АП.
170
Датчик гирополукомпаса устанавливается на горизонтальной
панели бокового пульта правого пилота в поле его зрения. Пульт
управления ГПК-52ПУ устанавливается на вертикальной стенке бо-
кового пульта правого борта в непосредственной близости от дат-
чика ГПК-52АП.
Питание ГПК-52АП осуществляется постоянным током напря-
жением 27 в и переменным током напряжением 36 в и частотой
400 гц от централизованной сети. Гирополукомпас включается в
работу с помощью выключателя, расположенного на правой панели
приборной доски.
Принцип работы гирополукомпаса ГПК-52АП основан на свой-
стве гироскопа с тремя степенями свободы — сохранять положение
оси собственного вращения (главной оси) неизменным в простран-
Рис. 5.26. Схема соедине-
ний комплекта
ГПК-52АП:
1 — пульт управления; 2 —<
гирополукомпас ГПК-52АП;
3 — указатели
л m-iS/ii
К Выключателю
ЩЦМЯ 8K-S3PU!
стве. Ось ротора гироскопа удерживается в плоскости горизонта с
помощью горизонтальной маятниковой коррекции, чувствительным
элементом который является жидкостный маятниковый переключа-
тель 4 (рис. 5.27). В ГПК предусмотрена также азимутальная кор-
рекция, предназначенная для того, чтобы гироскоп, отбалансиро-
ванный на одной широте, не «уходил» на других широтах.
Как известно, свободный гироскоп, у которого центр тяжести
совпадает с пересечением всех трех осей, «неподвижен» относитель-
но мирового пространства (звезд), но имеет видимый «уход» отно-
сительно вращающейся земли. Для компенсации этого «ухода» не-
обходимо приложить момент силы на горизонтальную ось гиро-
скопа.
Момент, развиваемый азимутальным корректором 3 в ГПК, по-
лучается за счет подачи на управляющую обмотку азимутального
корректора напряжения, изменяющегося в зависимости от измене-
ния широты места:
М = Ни (sin <р — sin фо),
где М — момент азимутального корректора;
Н — момент гироскопа;
и — угловая скорость вращения земли;
<р — широта места.
q>o — широта места изготовления прибора.
171
Рис. 5.27. Принципиальная схема работы ГПК:
/ — сельсин-датчик ГПК: 2— электродвигатель ДИД-0,5; 3 — обмотки азимутального кор-
ректора; 4— жидкостный маятниковый переключатель; 5— обмотки горизонтального кор-
ректора; 6 — обмотки статора гиромотора; 7 — обмотки гнромотора ВК-53РШ; 8 — кон-
тактные ламели; 9— электродвигатель ДИД-0,5 выключателя коррекции; 10— контакт-
ный диск; 11 — потенциометр; 12 — широтный потенциометр задатчика курса; 13 — по-
правочный потенциометр; 14— задатчик курса пульта управления; 15 — конденсатор;
16 —• обмотки реле ВК-53РШ; 17 — замыкающие контакты реле ВК-53РШ; 18— выключа-
тель питания (на пульте)
Напряжение, необходимое для получения компенсирующего мо-
мента, подается на управляющую обмотку азимутального коррек-
тора от специального поправочного потенциометра 13, установлен-
ного в пульте управления (рис. 5.28).
Отклонение продольной оси самолета от курса оценивается по
взаимному расположению шкалы и неподвижного индекса. Шкала
закреплена на оси внешней рамы карданного подвеса, а неподвиж-
ный индекс — на корпусе прибора. На этой же оси закреплен ротор
сельсин-датчика, с которого подаются сигналы на указатели ЗК-2
и специальная электромагнитная муфта с точным потенциометри-
ческим датчиком и арретирующим устройством. Дистанционная
передача сигналов на указатели курса ЗК-2 осуществляется с по-
мощью сельсинов через усилитель.
Электромагнитная муфта со щеткой потенциометра свободно си-
дит на оси внешней рамы ГПК. При отсутствии напряжения муфта
заарретирована, щетка потенциометра стоит на нуле. В этом случае
ось кардана совместно с гироскопом может свободно поворачивать-
ся на 360°. При подаче напряжения электромагнит арретира и элек-
172
тромагнитная муфта автопилота срабатывают, вследствие чего
крышка (сердечник) муфты притягивается к диску, жестко наса-
женному на ось, и оказывается связанной с гироскопом. Теперь уже
прибор не должен поворачиваться на угол более ±8°, так как элек-
тромагнитная муфта имеет упоры, препятствующие ходу щетки по
потенциометру.
Рабочий ход потенциометра равен углу ±6°.
Вследствие наличия в ГПК-52АП потенциометрического датчика
с электромагнитной муфтой и арретирующим устройством и произ-
водится подача сигналов отклонения самолета от заданного курса
в канал курсовой стабилизации автопилота АП-28Л1. В этом глав-
ное отличие гирополукомпаса ГПК-52АП от гирополукомпаса
ГПК-52.
При необходимости выполнения разворота самолета на задан-
ный угол от рукоятки задатчика курса ЗК-2 в схеме автопилота
предусмотрено автоматическое отключение электромагнитной муф-
ты для того, чтобы сигнал с потенциометра гирополукомпаса
ГПК-52АП не компенсировал управляющего сигнала, заданного
автопилоту вручную от ЗК-2.
Устанавливают показания ГПК-52АП на необходимый курс
разворотом шкалы прибора с помощью механизма разворота шка-
лы, смонтированного на пульте управления.
Для уменьшения послевиражных ошибок, которые возникают
и накапливаются при длительных виражах и разворотах, самолета,
в гирополукомпасе ГПК-52АП предусмотрена возможность автома-
тического отключения горизонтальной коррекции. Это отключение
производится с помощью выключателя коррекции ВК-53РШ. Гиро-
полукомпас ГПК-52АП позволяет выполнять развороты самолета
с креном до 45°.
Главным элементом гирополукомпаса является датчик
ГПК-52АП, в конструкции которого следует выделить основные
части (см. рис. 5.27): гироузел 6, жидкостный маятниковый пере-
ключатель 4, электродвигатель 2 с редуктором, азимутальный кор-
рекционный двигатель 3, сельсин-датчик 1, карданный узел в кор-
Рис. 5.28. Пульт управления
ГПК-52ПУ
173
пусе, электромагнитная муфта с потенциометрическим датчиком
и др. Сельсин-датчик выдает ортодромический курс на два указа-
теля ЗК-2 и на автопилот АП-28Л1.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ГПК-52АП
Источники питания:
постоянный ток, напряжение, в.............27
переменный ток:
напряжение, в.............................36
частота, гц.............................400
Устойчивость показаний комплекта, °/ч.........2
Погрешность дистанционной передачи, град ... ±2
Послевиражная ошибка, град....................не более 0,5
Скорость разворота шкалы, °!мин:
минимальная.................................30—94
максимальная..............................не менее 180
Время готовности к работе, мин...............10—20
Вес комплекта, кг.............................7
Правила пользования. При предполетном осмотре кабины само-
лета надо убедиться, что гирополукомпас ГПК-52АП установлен на
широту места вылета, для чего на пульте управления установить
ручку широтного потенциометра таким образом, чтобы деление
шкалы, соответствующее географической широте места вылета, на-
ходилось против неподвижного треугольного индекса с надписью
«Широта».
После 1,5—2 мин работы ГИК-1 включается гирополукомпас
ГПК-52АП, и через 3—5 мин работы согласовываются его показа-
ния с показаниями ГИК-1. Следует отметить, что для хорошей ус-
тойчивой работы ГПК-52АП, а также таких приборов, как АГД-1,
ГИК-1 и ЭУП-53, их необходимо включать за 10—15 мин до вылета.
Как уже указывалось в § 36, при рулении прибор ГПК-52АП*
должен быть включенным и разарретированным.
При пользовании гирополукомпасом ГПК-52АП в полете необ-
ходимо:
рукояткой «Широта» на пульте управления устанавливать зна-
чение средней широты заданного этапа пути или вводить поправку
в показания при изменении широты места самолета на 2°; •
показания ГПК-52АП должны устанавливаться равными значе-
нию показаний компаса ГИК-1 периодически через 1,5—2 ч;
при длительных полетах с одним и тем же курсом, а также при'
заходе на посадку можно устанавливать шкалу прибора (датчика,
и указателей) не на заданный курс, а на «0»; !
при сравнении показаний ГПК-52АП с компасом ГИК-1 должна,
учитываться поправка на сходимость меридианов, которая для ши-?
рот 50—70° принимается равной 0,8; при этом при полете на восток
поправка вводится со знаком «минус», при полетах на запад — cQ,
знаком «плюс». (
174 а
§ 38. Задатчик курса ЗК-2
Назначение. Задатчик курса ЗК-2 служит для воспроизведения
показаний гироскопического курса, являясь повторителем показа-
ний ГПК-52АП и выдачи сигнала заданного курса для разворотов
самолета с помощью автопилота.
На рис. 5.29 показан общий вид задатчика курса ЗК-2.
Принцип действия задатчика курса основан на использовании
следящей системы для приема и передачи сигналов курса, выдавае-
мых гирополукомпасом ГПК-52АП. Гирополукомпас и задатчик
курса имеют между собою
сельсинную связь, т. е. сель-
син-приемник задатчика курса
ЗК-2 связан электрически
со статором сельсин-датчика
ГПК- При изменении курса са-
молета происходит рассогласо-
вание сельсинов ГПК и ЗК-2 и
с. ротора /сельсин-приемника
снимается сигнал, который
после усиления подается на
управляющую обмотку двух-
фазного индукционного двига-
теля. Этот двигатель через ре- Рис. 5.29. Задатчик и повторитель
дуктор отрабатывает ось с ро- курса ГПК-52АП
тором, стрелкой и щеткой по-
тенциометра до согласованного положения. Таким образом, изме-
нение курса на главном указателе ГПК-52АП сразу же повто-
ряется и на задатчике курса ЗК-2.
Для ввода заданного курса разворачивают кремальерой статор
сельсин-приемника, устанавливая отметку курса по шкале под не-
подвижный индекс. При этом следящая система отрабатывает щет-
ку потенциометра. Потенциометр заданного курса работает в мосто-
вой схеме с соответствующим устройством автопилота. С потенцио-
метра снимается сигнал и подается в автопилот, последний произво-
дит разворот самолета на заданный курс. Сдрелка прибора в пер-
вый момент времени разворота отклонится в сторону вращения
шкалы, но после выхода самолета на заданный курс вернется к
своему первоначальному положению, т. е. к неподвижному индексу.
Усилитель сигналов следящей системы выполнен на полупровод-
никах и вмонтирован в корпус задатчика курса ЗК-2.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЗК-2
Погрешность дистанционной передачи указа-
теля, град...................................не более ±1
Скорость согласования шкалы курса, °!сек:
при /=+20-г-50°С.............................не менее 15
при t= —60° С............................. » » 10
Вес прибора, кг..............................не более 1,5

§ 39. Центральная гировертикаль ЦГВ-4
и указатель восстановления У В-2 К
Центральная гировертикаль ЦГВ-4 служит для определения по-
ложения самолета в пространстве относительно истинной вертикали
места. ЦГВ-4 является датчиком углов крена и тангажа, которые
выдаются в виде электрических сигналов в канал стабилизации
антенны радиолокационной станции РПСН-2. Она представляет со-
бой двухгироскопическую платформу с силовой стабилизацией,
корректируемую по вертикали от жидкостного маятникового уст-
ройства.
Съем напряжений, пропорциональных углам крена и тангажа,
производится с потенциометров, установленных на измерительных
осях прибора.
Центральная гировертикаль ЦГВ-4 устанавливается вблизи
центра тяжести самолета на специальной амортизационной раме,
входящей в комплект гировертикали, над потолком пассажирской
кабины между шпангоутами 12 и 13.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЦГВ-4
Источники питания:
переменный ток:
напряжение, в..............................36
частота, гц...............................400
Постоянный ток, напряжение, в..................27
Потребляемый переменный ток, а...............1,1
Потребляемая мощность переменного тока, ва . . 70
Точность выдерживания вертикали на качающем-
ся основании с углом качания 5° и периодом
15 секций, угловые мин.......................не ниже 15
Погрешность прибора после виражей и разворо-
тов со скоростями 0,3°/сек, град . ............±2
Диапазон предельных углов работы, град:
по крену.................................. ±180
по тангажу...............................±70
Температурный диапазон работы, °C............от +50 до —60
Вес прибора с амортизацией, кг............ . не более»7,8
Указатель восстановления УВ-2К (рис. 5.30) предназначен для
контроля работы гировертикали ЦГВ-4 и имеет индикацию ее по-
ложения. Он представляет собой стрелочный прибор индикаторно-
го типа. Шкала прибора имеет индексы, соответствующие нулевому
крену и крену ±45°.
Принцип работы прибора основан на применении электрического
логометра. В приборе используются две жестко связанные между
собою рамки, располагаемые в магнитном поле постоянного магни-
та. Рамки вместе со стрелкой, укрепленной на оси, составляют
подвижную систему прибора.
Указатель восстановления подключен к специальному потенци-
ометрическому датчику ЦГВ-4. При изменении напряжения в ре-
176
5.30. Указатель восстановле-
ния УВ-2К
зультате крена по рамкам протекают токи. Взаимодействие магнит-
ного поля постоянного магнита с полем рамок, возникающим при
протекании по ним тока, приводит к отклонению подвижной систе-
мы прибора и указанию угла крена (тангажа).
Указатель восстановления по-1
стоянно подключен на показание)
углов крена. Для подключения его]
на показание углов тангажа имеет-^
ся специальная кнопка «5К» с над-|
лисью «Тангаж». При кратковре-j
менном нажатии кнопки прибор по-г
называет угол тангажа. Среднее]
(нулевое) положение стрелки ука-?
зателя соответствует горизонтально-!
му положению ЦГВ-4. Отклонение»
стрелки к индексу «Л» соответству-|
ет левому крену, отклонение к ин-!
дексу «П» —правому крену само-'
лета. ®
Указатель восстановления УВ-2К, Рис-
кнопки «5К» с надписями «Тангаж»,
«Арретир» и выключатель с над-
писью «ЦГВ» установлены на левой панели приборной доски.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УВ-2К
Источники питания постоянного тока, напряже-
ние, в.....................................27
Диапазон углов работы, град.....................±45
Погрешность на нулевой отметке, град..........±1
Вес прибора, кг...............................0,2
§ 40. Магнитный компас КИ-13
Малогабаритный магнитный компас КИ-13 (рис. 5.31) служит
для определения магнитного курса самолета в случае выхода из
строя всех других имеющихся на самолете курсовых приборов или
в случае полного обесточивания самолета. Следовательно, магнит-
ный компас КИ-13 является аварийным курсовым прибором.
Принцип действия магнитного компаса КИ-13 основан на взаи-
модействии магнитной системы компаса с магнитным полем Земли.
Компас имеет подвижную картушку с вертикальной шкалой. Шка-
ла — равномерная, с ценой деления 5° и оцифровкой через 30°.
Два главных курса — «Север» и «Юг» отмечены буквами «С»
и «Ю».
Курс отсчитывается непосредственно по картушке против кур-
совой черты, установленной между стеклом и картушкой.
Компас КИ-13 установлен над приборной доской пилотов, на
специальном магниевом литом кронштейне.
- 177
Рис. 5.31. Магнитный ком-
пас КИ-13
Девиация компаса. Компас КИ-13, как и другие магнитные ком-1
пасы, обладает тем свойством, что его магнитная система распола-,|
гается по результирующему магнитному полю. На магнитную!
систему компаса действует как магнитное поле Земли, так и маг-а
нитные поля, вызванные железными и стальными деталями самоЗ|
лета, а также поля, созданные электрическим током, протекающим'1
по проводникам вблизи расположения компаса. При взаимодейст-|
вии этих полей создается результирующее магнитное поле, которое!
будет отклонять магнитную систему!
компаса от плоскости магнитного ме^я
ридиана на некоторый угол. Этот уголЯ
называется девиацией компаса и обо-Я
значается Дк. 1
Если магнитная система отклонит-1
ся вправо (на восток), девиация счи-|
тается положительной, если влево (на 1
запад) — отрицательной. Девиация ме-|
няется в зависимости от курса само-]
лета, а также от величины протекаю-]
щего тока, создающего дополнительна
ные поля. |
С девиацией на самолете ведется!
борьба, сводящаяся к тому, что ком-|
пас стараются, насколько это возмож-.|
но, поместить в такое место, где былця
бы малы посторонние магнитные поля,!
а также путем компенсации с по-Я
мощью девиационного устройства. Полностью компенсировать де-1
виацию не удается. Поэтому оставшуюся девиацию учитывают по|
так называемому графику остаточной девиации. д
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ КИ-13 Д
Инструментально-шкаловая погрешность, град .
Угол застоя картушки, град...........
Собственная девиация на четырех главных рум-
бах, град.............................
Температурный диапазон работы, °C . . , . .
Допустимый крен, град................
Время полного успокоения картушки, сек . . .
Увеличение картушки при скорости:
19?/сек, град........................
Вес, г............................
§ 41. Термометры наружного и кабинного J
воздуха ‘J
Термометр ТНВ-15 предназначен для дистанционного измере-1
ния температуры наружного воздуха.
Термометр ТНВ-15 состоит из датчика П-5 и измерителя ТНВ-1->
На рис. 5.32 помещена лицевая сторона указателя прибора. '£
178 |
« -я
±1
не более 1
не более 2,5
от +50 до —60
не более 17
не более 17—20
не более 35
200
Диапазон измерений ТНВ-15 — от +150 до —60° С. Питание
прибора берется от сети постоянного тока напряжением 27 в.
Измеритель ТНВ-1 установлен на правой панели приборной дос-
ки, а датчик П-5 укреплен снаружи на правом борту в носовой час-
ти фюзеляжа.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТНВ-15
Напряжение питания, в.....................
Потребляемый ток, ма......................
Рабочий диапазон шкалы, °C................
Цена, деления, °C.........................
Погрешность датчика, °C...................
Вес, г ...................................
27±10%
60
от —40 до +130
10
не более 1,5
не более 650
Принцип действия электрическо-
го термометра ТНВ-15, как и дру-
гих термометров сопротивления, ос-
нован на использовании свойства
(в данном приборе) никелевой
проволоки изменять свое электриче-
ское сопротивление в зависимости
от изменения температуры среды, в
которую помещен датчик. Каждо-
му значению измеряемой темпера-
туры соответствует лишь одно опре-
деленное значение сопротивления
никелевой проволоки датчика.
Термометр ТВ-45 служит для из-
мерения температуры воздуха в ка-
бине; он имеет шкалу в диапазоне
температур от +70 до —60° С. Уста-
Рис. 5.32. Электротермометр на-
ружного воздуха ТНВ-15
новлен термометр на средней панели приборной доски.
ГЛАВА VI
АВТОПИЛОТ АП-28Л1
§ 42. Назначение, комплект, размещение
Автопилот АП-28Л1, устанавливаемый на самолете Ан-24, явля-
ется автоматическим устройством и предназначен для автоматиче-
ской стабилизации полета самолета и управления самолетом в по-
лете. В отличие от других вариантов автопилота АП-28 данный
вариант имеет электрические рулевые машины и систему тримми-
рования руля высоты.
‘С помощью автопилота можно осуществлять:
а) автоматический полет самолета по ортодромии от гирополу-
компаса ГПК-52АП и по лаксодромии от гироиндукционного ком-
179
паса ГИК-1 с переключением ГИК-1 на ГПК-52АП и обратно без
отключения автопилота;
б) автоматические довороты на углы до 120° при работе от за-
датчика курса, который является одновременно и указателем ги-;.
рополукомпаса ГПК-52 АП;
в) автоматическое триммирование руля высоты с сигнализаци-
ей на пульте управления, указывающей наличие и направление
усилия на колонке;
Рис. 6.1. Схема соединений комплекта автопилота АП-28Л1:
1 — триммерная машина; 2— рулевые машины креиа, тангажа и курса; 3— уси- j
литель рулевых машин; 4 — кнопки отключения автопилота; 5 —блок связи; 6 —
блок реле; 7 — агрегат управления; 8 — блок фазочувствительиых выпрямителей; j
9 — пульт управления; 10 — корректор высоты КВ-11; 11—датчик угловых скоро-
стей; 12— блок конденсаторов; 13 — блок трцммирования; 14 — дополнительный
блок
г) отключение рулевой машины высоты с переводом канала^
тангажа в режим согласования, что может потребоваться при захо-
де на посадку;
д) управление самолетом с помощью штурвала, колонки и ne-S
далей при нажатии кнопки совмещенного управления с переводом
автопилота в режим согласования на это время.
В комплект автопилота АП-28Л1 (рис. 6.1) входят: агрегат уп-1
равления; датчик угловых скоростей; пульт управления; корректор'
высоты КВ-11; рулевые машины: элеронов, руля высоты и руля.'
направления (курса); триммерная машина; усилитель рулевых ма->
шин; блок связи с курсовыми системами; блок реле; блок тримми
рования; датчик предельных отклонений руля; задатчик курса
ЗК-2; блок фазочувствительных усилителей; кнопки.
180
г
Кроме того, в качестве датчиков углов крена и тангажа исполь-
зуется комплект авиагоризонта АГД-1, а в качестве датчиков углов
курса используются .пироиндукционный компас ГИК-1 и гирополу-
компас ГПК-52АП. Эти приборы являются самостоятельными еди-
ницами оборудования самолета и в комплект автопилота не входят.
Агрегаты автопилота размещены на самолете Ан-24 в следую-
щих местах:
пульт управления — на центральном пульте пилотов;
агрегат управления, корректор высоты, блок связи, усилитель
рулевых машин — на специальной этажерке у левого борта между
шпангоутами № 6 и 7;
датчик угловых скоростей — на раме под потолком между шпан-
гоутами № 12 и 13;
рулевая машина элеронов — в левой части центроплана;
триммерная машина, рулевые машины руля высоты и руля на-
правления— в негерметической хвостовой части фюзеляжа;
блок триммирования и блок конденсаторов — под полом между
шпангоутами № 5 и 7;
блок фазочувствительных усилителей — под полом пассажир-
ской кабины между шпангоутами № 18 и 19;
датчики предельных отклонений руля высоты — на шпангоуте
№ 43, элеронов — в правой части центроплана на заднем лонже-
роне;
дополнительный блок — в негерметической части фюзеляжа
между шпангоутами № 40 и 41.
§ 43. Основные технические данные АП-28Л1
Температурный диапазон работы, °C . ... .
Высотность, м..............................
Зона углов, в пределах которых возможно
включение и управление, град-.
по крену ..................................
» тангажу..............................
Время готовности автопилота к включению,
сек........................................
Скорость управления, °)сек-.
по крену .................................
» тангажу..............................
Скорость приведения к горизонту, °!сек-.
по крену ..................................
» тангажу..............................
Координированные развороты от задатчика
курса на углы, град........................
Максимальные моменты, развиваемые рулевы-
ми машинами, кГм:
крена .....................................
тангажа................................
направления ...........................
Чувствительность автопилота при приложении
усилия к штурвалу, кГ......................
от +50 до —60
до 12 000
±30 ±3
±20 ±2
не более 100
6±3
0.7 ±0,3
4±1,5
1,2±0,3
до 120
1,5 ±0,23
1,2±0,25
1,5 ±0,23
2,6 ±1,5
181
Время задержки срабатывания автотриммера,
сек. ... ...................................
Время задержки срабатывания сигнализации
автотриммера, сек...........................
Источники электроэнергии для питания авто-
пилота:
по постоянному току, напряжение, в . . .
потребляемая мощность, вт...............
по переменному току — трехфазный ток:
напряжение, в . . . ....................
частота, гц ..........................
потребляемая мощность, вт...............
Гарантийный срок службы, ч.................
Вес комплекта, кг ......... •. .
от 0,5 до 0,9
8± 1,5
27
не более 125
36
400
не более 320 (от ста-
билизированной фа-
зы) и 800 (от неста-
билизированной фа-
зы)
2000
58
§ 44. Принцип работы автопилота
Автопилот АП-28Л1 состоит из трех самостоятельных каналов:
крена, тангажа и направления (курса). Однако при работе наблю-
дается довольно тесное взаимодействие между ними.
Канал крена автопилота осуществляет управление элеронами,
канал тангажа — рулем высоты и канал курса — рулем направле-
ния.
Каждый канал состоит из трех основных элементов:
чувствительных элементов, измеряющих положение самолета и
некоторые параметры его движения (угловую скорость, высоту) и
вырабатывающих электрические сигналы, пропорциональные этим
параметрам;
элементов управления, с помощью которых создаются электри-
ческие сигналы для управления самолетом, через автопилот;
привода — силового устройства, отклоняющего руль на величи-
ну угла, пропорциональную сигналу, поступающему на привод от
первых двух элементов.
Каждый канал может работать в двух основных режимах: в ре-
жиме стабилизации и режиме управления. Кроме того, имеется
подготовительный режим работы канала — режим согласования
(обнуления). Этот режим служит для подготовки автопилота к
включению силовой части.
Автопилот работает в режиме стабилизации, когда на его при-
вод поступают лишь сигналы от чувствительных элементов. В этом
режиме автопилот сохраняет прямолинейный полет самолета.
Автопилот работает в режиме управления, когда на его привод
поступают сигналы от элементов управления. В этом режиме осу-
ществляется какой-либо маневр:' вход в вираж, набор высоты, сни-
жение и др. Одновременно на привод может поступать сигнал от
датчика угла и от датчика угловой скорости.
Рассмотрим принцип действия автопилота по каналам.
182
Канал крена
Режим стабилизации. На рис. 6.2 приведена функциональная
схема канала крена в режиме стабилизации. Чувствительными эле-
ментами канала крена являются: датчик угла, измеряющий угол
крена самолета у и преобразующий его в электрический сигнал;
датчик угловой скорости, измеряющий и преобразующий в электри-
ческий сигнал угловую скорость вращения самолета вокруг про-
дольной оси сох.
Работу канала крена в режиме стабилизации следует принимать
так. Допустим, самолет совершает прямолинейный горизонталь-
Рис. 6.2. Функциональные схе-
мы канала крена в режимах
стабилизации и управления:
а — режим стабилизации; б —
режим управления; / и 2 —
элероны
ff)
а)
ный полет. Если под действием внешних сил (порыв ветра, нерав-
номерность тяги двигателей) самолет отклонится по крену на
угол у, то датчики угла и угловой скорости крена выдадут сигна-
лы, пропорциональные углу и угловой скорости сож. Они поступят
на приводное устройство канала крена, которое и отклонит элероны
на величину 6Э, пропорциональную входному сигналу.
Под действием отклоненных элеронов самолет будет возвра-
щаться к горизонтальному положению. По мере этого сигнал дат-
чика угла будет уменьшаться, что вызовет возвращение элеронов
в первоначальное положение.
Если порции отклонения элеронов выбраны правильно, то в мо-
мент, когда самолет примет горизонтальное положение, сигналы
датчиков будут равны нулю, а элероны будут находиться в перво-
начальном положении. В этом случае самолет займет горизонталь-
ное положение с необходимым затуханием колебаний.
Уравнение переходного процесса будет иметь вид:
6э = Чу + ЦэСОх,
где у — угол крена самолета;
<£>х — угловая скорость крена;
град элерона
1Э — передаточное число по углу крена,--- ;
* град самолета
граЗ элерона
Цэ — передаточное число по угловой скорости, ~ •
. r J гра^сек самолета
183
Передаточные числа (коэффициенты) 1Э и р3 определяются расе
четным путем и уточняются в процессе летных испытаний. ОшЯ
определяют характер возвращения самолета <к исходному положеЗ
нию и в свою очередь сами зависят от параметров самолета (инер.Ц
ции, аэродинамики и др.). Я
Режим управления в автопилоте АП-28Л1 осуществляется с поД
мощью переключателей «Спуск—Подъем» и рукоятки «Разворот»,!
установленных на пульте управления. Функциональная схема ка-1
нала крена в режиме управления приведена на рис. 6.2, б. ;|
Работу канала крена в режиме управления следует понимать!
так: сигнал управления необходимой величины задается пилотом!
на привод канала непосредственно от рукоятки «Разворот» или!
через двигатель. Под действием этого сигнала привод отклоните
элероны на некоторый угол 6Э. Отклонение элеронов вызовет пово-.|
рот самолета относительно продольной оси самолета с угловой-^
скоростью сож. По мере отклонения самолета от датчика угла нара-1
стает сигнал, который будет противодействовать сигналу управле--]
ния, т. е. будет возвращать элероны в первоначальное положение.!
В момент, когда самолет отклонится на такой угол, при котором^
сигнал датчика угла скомпенсирует сигнал управления, элероны!
возвратятся в первоначальное положение, а самолет' окажется в|
крене. |
При этом очевидно, что угол крена самолета пропорционален!
величине сигнала управления. 1
Кроме того, величина отклонения зависит еще и от значения J
заданной угловой скорости самолета и эффективности элеронов.;!
При изменяющемся сигнале управления с постоянной скоростью!
и изменяющемся сигнале угла крена, действующих в противопо-j
ложных направлениях, появится разность этих сигналов, которая!
не будет изменяться, когда скорости изменения сигнала управления!
и сигнала угла станут равными. Таким образом, происходит отста-|
вание угла крена самолета от заданного угла сигналом управле-1
ния. Величина этого отставания будет определяться величиной за-1
данной угловой скорости, передаточным числом по угловой скоро-|
сти и эффективностью элеронов. j
В момент, когда управляющий сигнал прекращает изменение, |
т. е. когда пилот останавливает движение самолета по крену на )
нужном угле крена, указанное выше отставание существует. Под j
действием отклоненных элеронов самолет продолжает накреняться 3
до тех пор, пока не станет равным нулю отставание крена самолета
от заданного. В результате этого самолет окажется не в том кре- j
не, при котором пилот прекратил изменение управляющего сигнала, -;
а в большем. J
Этот недостаток в автопилоте АП-28Л1 устраняется путем J
введения в систему автопилота дополнительного сигнала, который j
называется сигналом упреждения. |
Смысл этого сигнала состоит в том, что он упреждает основной
184
изменяющийся сигнал управления и сразу же отклоняет элероны
на нужную величину.
Сигнал упреждения, отклоняя элероны на нужную величину,
компенсирует сигнал угловой скорости. Благодаря этому устраня-
ется отставание угла крена самолета от крена, задаваемого управ-
ляющим сигналом.
При необходимости остановить накреняющийся самолет в нуж-
ном крене пилот, отпуская рукоятку «Разворот», прекращает изме-
нение основного сигнала. Одновременно с этим снимается сигнал
упреждения.
Под действием сигналов угла и угловой скорости элероны пере-
кладываются в обратную сторону, притормаживая самолет до нуж-
ного угла крена.
Функциональная схема управления с сигналом упреждения при-
ведена на рис. 6.3.
Режим доворотов. Автопилот АП-28Л1 в отличие от других ва-
риантов этого автопилота имеет
дополнительный режим — режим
доворотов. В этом режиме осу-
ществляются автоматические до-
вороты самолета на углы до
120° С с помощью задатчика
курса.
В качестве датчика угла кур-
са используется гирополукомпас
ГПК-52АП. На рис. 6.4 представ-
лена функциональная схема ав-
топилота в режиме доворотов.
Для выполнения доворота не-
обходимо кремальерой развер-
нуть' шкалу задатчика курса, сов-
мещая необходимый курс на
шкале с неподвижным индексом
задатчика. Сигнал управления от
задатчика курса поступает в ка-
нал крена. Привод отклонит эле-
роны, что вызовет крен самолета
и, следовательно, его разворот.
Самолет приходит к новому кур-
Рис. 6.3. Функциональная схема уп-
равления с сигналом упреждения
Рис. 6.4. Функциональная схема авто-
пилота в режиме доворота:
1—элерон; 2—руль направления
су, указанному индексом на шкале задатчика. При этом задатчик
курса будет получать сигнал изменения курса с ГПК-52АП, а
стрелка задатчика, указывающая курс самолета, также перемес-
тится под неподвижный индекс.
При подходе к нужному курсу сигнал, поступающий с задатчи-
ка курса в канал крена автопилота, будет уменьшаться и при до-
стижении заданного курса станет равным нулю. Самолет выйдет
из крена — доворот окончен.
7—1637
185
Канал тангажа
Режим стабилизации. В канале тангажа чувствительными эле-'1
ментами являются: 1
датчик угла тангажа б-; 1
датчик угловой скорости относительно поперечной оси самолета!
©z и датчик высоты КН. Датчик высоты измеряет и преобразует в •<
электрический сигнал величину отклонения самолета от высоты, на|
которой был включен этот датчик. Следовательно, руль высоты!
отклоняется приводом на величину, пропорциональную сумме трех ’
сигналов: угла угловой скорости coz и высоты АД.
Уравнение канала тангажа в режиме стабилизации будет
иметь вид •;
6в — G6 + ЦвСОг + КьКН, 'j
где iB — передаточное число по углу тангажа;
цв — передаточное число по угловой скорости;
град руля высоты \
Лв — передаточное число по высоте (размерность -'--------- . :
м высоты /
На рис. 6.5 приведена функциональная схема канала тангажа,
в режиме стабилизации.
Режим управления. На рис. 6.6 приведена функциональная схе- ;
ма канала тангажа в режиме управления.
Работа канала тангажа в режиме управления аналогична тако-
вой в канале крена. Однако в отличие от других вариантов АП-28
в автопилоте АП-28Л1 управление осуществляется не специальной
рукояткой, а с помощью переключателей «Спуск — Подъем» и ру-
коятки «Разворот», установленных на пульте управления.
При нажатии переключателя «Спуск — Подъем» в автопилот
вводятся:
сигнал упреждения;
команда, вызывающая изменение угла тангажа с постоянной ско-
ростью и действующая, пока осуществляется нажатие.
При прекращений нажатия переключателя «Спуск — Подъем»
угол тангажа самолета фиксируется на том значении, которое к
этому моменту было достигнуто.
Рис. 6.6. Функциональная
схема канала тангажа в
режиме управления
Рис. 6.5. Функциональная схема
канала тангажа в режиме стаби-
лизации
186
Выполнение координированных разворотов осуществляется ру-
кояткой «Р азворот».
Режим автоматического триммирования руля высоты. Весьма
важной особенностью автопилота АП-28Л1 является наличие спе-
циального устройства, осуществляющего автоматическое тримми-
рование руля высоты с помощью электрической триммерной маши-
ны (рис. 6.7).
Автоматическое триммирование обеспечивает отсутствие рывка
руля высоты при отключении автопилота. Для удержания руля вы-
соты в балансировочном положении, которое изменяется с измене-
нием режима полета и цент-
ровки, рулевая машина танга-
жа создает момент. Этот мо-
мент развивается за счет сиг-
нала, поступающего от датчи-
ков автопилота при изменении
угла тангажа самолета и дей-
ствующего в виде управляюще-
го напряжения на входе руле-
вой машины. Устройство —
блок триммирования измеряет
величину и знак напряжения
Рис. 6.7. Триммерная машина)
на входе рулевой машины.
При достижении напряжения определенной величины триммер-
ная машина с задержкой, равной 0,7±0,2 сек, включается; в работу
и отклоняет триммер в сторону компенсации шарнирного' момента.
Задержка времени необходима
для того, чтобы триммер не
включался при возникновении
в системе управления различ-
ных кратковременных усилий.
Исправность автотриммера
контролируется с помощью ка-
нала сигнализации в блоке
триммирования. Сигнализация
работает с задержкой време-
ни 8± 1,5 сек, которая исклю-
Рис. 6.8. Функциональная схема авто
триммирования:
1 — руль высоты: 2 — триммер руля высоты:
3 — устройство аварийного расцепления
чает ее срабатывание при по-
явлении кратковременных уси-
лий, снимаемых автотримме-
ром. Длительное горение лам-
пы «От себя» или «На себя» на
пульте управления указывает на неисправность системы автома-
тического триммирования. Однако следует учитывать возможные-
отдельные случаи недлительного загорания ламп сигнализации, при;
исправной работе автотриммера.
Дополнительной мерой безопасности являются концевые вы-
ключатели триммерной машины, отключающие ее при повороте’
7*
Г87
триммера на угол 3° вниз и 14°,3 вверх. Конструкция триммерной
машины предусматривает также возможность аварийного механи-
ческого расцепления выходного вала триммерной машины с по-
мощью диска аварийного расцепления.
При управлении от переключателя «Спуск — Подъем» авто-
триммер отключается для того, чтобы в случае отключения автопи-
лота в этот момент усилие на колонке сохранилось таким, как при
ручном управлении.
На рис. 6.8 приведена функциональная схема автотримми-
рования.
Канал курса
Режим стабилизации. На рис. 6.9 приведена функциональная
схема канала курса в режиме стабилизации.
Чувствительными элементами канала курса являются датчик
угла курса Аф и датчик угловой скорости относительно вертикаль-
ной оси самолета соу. На привод канала курса поступают сигналы
Рис. 6.9. Функциональная схема ка-
нала курса в режиме стабилизации
Рис. 6.10. Функциональная схема
канала курса в режиме управле-
ния
от датчика угла курса, и от этого же датчика поступает на привод
медленно нарастающий дополнительный сигнал, который отклоняет
руль направления в ту же сторону, что и основной сигнал. Этот
дополнительный сигнал начинает поступать на привод при откло-
нении самолета от стабилизирующего курса на величину 0°,7.
При возвращении самолета в зону —0°,7 относительно исходно-
го курса дополнительный сигнал перестает нарастать, а руль оста-
ется отклоненным на некоторую величину. Эта особенность пост-
роения схемы позволяет обеспечить точность стабилизации по кур-
су не хуже ±0°,7 даже при наличии постоянно действующего
момента, для компенсации которого нужно иметь отклоненный
руль направления.
Рассмотрим динамику работы канала курса в режиме стабили-
зации. Допустим, что под действием внешнего момента сил самолет
начнет отклоняться относительно вертикальной оси. По мере откло-
нения самолета сигнал с датчика угла будет перемещать руль на-
правления в сторону противодействия внешнему моменту. Отклоне-
ние самолета прекратится, когда момент от руля направления пол-
ностью скомпенсирует внешний момент.
.188
В автопилоте без дополнительного сигнала руль направления
может быть отклонен только сигналом угла, т. е. только за счет
отклонения самолета от стабилизируемого курса. Если для компен-
сации внешнего момента необходимо отключить руль на 5°, то при
передаточном числе 1 гРа(^ РУЛЯ самолет окажется отклонен-
град самолета
ным на 5° от исходного курса.
При наличии в автопилоте дополнительного сигнала первона-
чальное отклонение самолета на 5° под действием внешнего момен-
та произойдет так же, как и без него. Но медленно нарастающий
дополнительный сигнал начнет отклонять руль больше, чем на 5°.
Момент от руля станет больше внешнего момента — самолет начнет
возвращаться к исходному курсу. Этот процесс возвращения само-
лета будет происходить все время, пока нарастает дополнительный
сигнал, т. е. до тех пор, пока самолет не возвратится к исходному
курсу с точностью ±i0°,7.
Дополнительный сигнал поступает из блока связи.
Уравнение канала курса будет представляться в таком виде:
бн 1нА‘Ф ^1(Аф) Р'Н^2(У) СОу,
где гн — передаточное число по углу;
Цн — передаточное число по угловой скорости на частоте в 1 гц;
£1Дф— характеристика дополнительного сигнала;
k2(P)—характеристика фильтра, служащего для задержки постоянного сиг-
нала угловой скорости в операторной форме.
Режим управления. На рис. 6.10 представлена функциональная
схема работы канала курса в режиме управления. В этом режиме
сигнал датчика угла отключается. На привод действует сигнал
угловой скорости и оставшийся дополнительный сигнал. Специаль-
ных сигналов на привод курса не задается.
§ 45. Краткое описание отдельных блоков
автопилота
Агрегат управления АУ-1056
Агрегат управления является центральным блоком автопилота и
с помощью помещенных в нем элементов обеспечивает:
электрическую связь всех агрегатов автопилота между собой;
распределение электропитания по всем агрегатам автопилота;
преобразование, суммирование и. усиление управляющих сиг-
налов;
автоматическое согласование автопилота без предварительных
настроек;
необходимые переключения и блокировки на всех режимах ра-
боты автопилота.
189
Для выполнения указанных задач в кассетах крена, тангажа <]
/и курса агрегата управления установлены следующие элементы
-(рис. 6.11):
. механизм согласования (372Б);
..фазочувствительный выпрямитель (1055); |
ламповый усилитель (1052);
магнитный усилитель (1054);
полупроводниковый усилитель (1053, только в кассете крена).
На рис. 6.11 приведена принципиальная электросхема агрегата
управления (канала крена). \
Для удобства обслуживания агрегата управления подстроечные
потенциометры либо размещены на лицевой стороне кассеты, либо
для доступа к ним в кожухе агрегата управления сделаны лючки.
Рис. 6.11. Принципиальная электросхема агрегата управления
(90
На лицевую сторону кассеты выведены также выводной жгут и
контрольный разъем.
Механизм согласования (372Б) служит для непрерывной ком-
пенсации всех сигналов, поступающих на магнитный усилитель,
пока автопилот, не включен. После включения автопилота на меха-
низм согласования могут поступать сигналы от органов управления
пилота (в режиме управления с пульта управления).
Механизмы согласования крена и тангажа аналогичны по уст-
ройству и состоят из двухфазного индукционного двигателя с ре-
дуктором (И), потенциометра (Л—Ш) и контактных ламелей (Р).
Механизм согласования кассеты курса выполняет те же функ-
ции, что и механизм согласования крена, однако он конструктивно
отличается от последнего следующим:
191
отсутствуют контактные ламели (Р); ,
потенциометр — с равномерной намоткой по всей окружности;’
выходная ось не имеет упоров, тогда как на выходной оси ре-,
дуктора механизма согласования крена закреплены ползунки по-
тенциометра и ламелей и имеющиеся упоры ограничивают поворот
выходной оси на ±60° от среднего положения.
Фазочувствительный выпрямитель (1055) выполнен в виде от-'
дельного блока и предназначен для преобразования сигналов пере-
менного тока, поступающих с датчика угловой скорости и органов
управления, в сигнал постоянного тока, направление которого опре-‘
деляется фазой входного напряжения, а величина пропорциональна
амплитуде входного сигнала.
Фазочувствительный выпрямитель собран по двухполупериод-
ной схеме на кристаллических триодах П13Б, в состав схемы вхо-
дят два трансформатора и два конденсатора. Последние служат
для сглаживания пульсаций тока в нагрузке.
Магнитный усилитель (1054) предназначен для суммирования,
усиления и преобразования управляющих сигналов постоянного то-
ка в сигналы переменного тока. Конструктивно магнитный усили-
тель выполнен в виде самостоятельного блока и состоит из двух
сдвоенных дросселей, двух проволочных сопротивлений, включен-
ных в цепи подмагничивания, и штепсельной вилки, с помощью
которой усилитель подключается к агрегату управления. Для ис-
ключения влияния на работу усилителя близлежащих реле в кон-
струкции усилителя предусмотрен экран.
Принцип действия магнитного усилителя основан на использо-
вании нелинейности кривой намагничивания ферромагнитных ма-
териалов.
Ламповый усилитель (1052) предназначен для усиления сигна-
лов переменного тока, поступающих с выхода магнитного усилите-
ля агрегата управления, последующего выпрямления и усиления
выпрямленных сигналов до мощности, необходимой для работы
усилителя рулевых машин.
Как видно из схемы, выпрямленные и усиленные сигналы с
клемм А5, А6 и А7 агрегата управления поступают на клеммы 5, 6
и 7 усилителя рулевых машин автопилота.
Полупроводниковый усилитель (1053) устанавливается только
( в канале крена и служит для усиления сигналов рассогласования
следящей системы до величины, достаточной для управления дви-
гателем ДИД-0,5 механизма согласования крена.
Усилитель рулевых машин
Магнитный усилитель рулевых машин предназначен для усиле-
ния сигнала постоянного тока, поступающего на вход усилителя
с агрегата управления, и преобразования его в напряжение пере-
менного тока на выходе усилителя. Такое напряжение необходимо
192
для питания управляющей обмотки приводного двухфазного индук-
ционного двигателя ДГ-ЗО, который в свою очередь через редуктор
передает крутящий момент на звездочку соответствующего руля
управления.
На рис. 6.12 приведена принципиальная электросхема усилите-
ля рулевой машины канала крена, а на рис. 6.13 показан общий
вид усилителя (со снятой крышкой), выполненного в виде отдель-
ного блока и содержащего усилители для трех каналов: крена, тан-
гажа и курса.
Магнитный усилитель (УМ) состоит из двух каскадов. Первый
каскад усилителя представляет собой двухтактный магнитный уси-
литель с внутренней обратной связью, с выходом на постоянном
токе на две различные цепи управления второго каскада. Этот
каскад выполнен в виде отдельного блока с межблочным штепсель-
ным разъемом.
Второй (выходной) каскад выполнен по трансформаторной
схеме с обратной связью на четных гармониках в виде отдельного
блока с межблочным разъемом.
Рис. 6.12. Принципиальная электросхема усилителя рулевой машины кана-
ла крена
Рис. 6.13. Усилитель рулевых машин
193
Рис. 6.14. Рулевая машина
Рис. 6.15. Принципиальная электрическая схема
рулевой машины
Оба каскада объ-
единены в общий
блок, в котором име-
ются:
три блока пред-
варительного усиле-
ния соответственно
для каналов крена,
тангажа и курса;
три выходных
блока;
плита с межблоч-
ными разъемами;
панель с тремя
потенциометрами ре-
гулировки скорост-
ной обратной связи.
Включают усили-
тель в схему автопи-
лота с помощью
штепсельного разъе-
ма.
Входной сигнал
из агрегата управле-
ния (см. рис. 6.12)
поступает на вход
усилителя (клеммы
5, 6 и 7), а выходное
напряжение для ру-
левой машины крена
снимается с клемм
1 и 2 второго (вы-
ходного) каскада.
Теория работы
магнитного усилите-
ля здесь не рассмат-
ривается, так как по
тому вопросу имеет-
ся специальная лите-
ратура.
Рулевые машины
Как указывалось выше, на самолете применены электрические
рулевые машины. Рулевая машина является исполнительным сило-
вым агрегатом и предназначена для перемещения рулей и удержа-
ния их в заданном положении.
894
На рис. 6.14 показан общий вид рулевой машины, а на рис. 6.15
приведена ее принципиальная электрическая схема.
Рулевая машина состоит из двигатель-генератора ДГ-30 М, ре-
дуктора, муфты пересиливания, электромагнитной муфты ЭМ и кон-
цевого выключателя КВ.
Рис. 6.16. Кинематическая схема ру-
левой машины:
/ — приводной двигатель ДГ-30; 2 —муфта
пересиливания; 3 — муфта сцепления; 4 —
датчик обратной связи; 5 — микровыклю-
чатель КВ1-20
Электрический сигнал от магнитного усилителя УМ подается на
клеммы 1—3 рулевой машины и питает обмотку управления при-
водного асинхронного двигателя ДГ-30, обмотка возбуждения ко-
торого включена на источник электроэнергии постоянно, через кон-
цевой выключатель КВ (клеммы 2—4).
При работе автопилота электродвигатель через редуктор пере-
дает крутящий момент на звездочку, которая связана с рулем. Мак-
симальная величина передаваемого крутящего момента регулирует-
ся с помощью фрикционной муфты пересиливания дискового типа,
установленной на втором звене редуктора. Эта муфта дает возмож-
ность не только ограничивать крутящий момент, но и пересиливать
рулевую машину пилотом в случае необходимости.
На последнем звене редуктора установлена электромагнитная
муфта, позволяющая при снятии с нее напряжения отключать вы-
ходной вал рулевой машины от электродвигателя. При включенной
муфте крутящий момент передается от электродвигателя на выход-
ной вал. На рис. 6.16 приведена кинематическая схема рулевой
машины.
В электродвигатель рулевой машины встроен двухфазный асин-
хронный тахогенератор ТГ (см. рис. 6.15), который выдает сигнал,
195
пропорциональный скорости вращения рулевой машины, являясь 1
устройством скоростной обратной связи. С выходным валом руле-1
вой машины связан потенциометр П, являющийся датчиком жест-1
кой обратной связи в системе автопилота. Концевой выключатель,.!
кулачки которого связаны с выходным валом рулевой машины, $
отключает обмотку возбуждения электродвигателя М при отклоне-
нии выходного вала от среднего положения на угол ±74-4-80°, что-|
приводит к остановке приводного двигателя в крайних положениях |
угла поворота вала рулевой машины. '
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РУЛЕВОЙ МАШИНЫ
Режим работы.............................реверсивный, длитель-
> ный
Высотность, м......................... . . 25 000
Механическая прочность — вибрационные пере-
грузки (в диапазоне частот 10—200 гц), g . до 2,5
Срок службы, ч............................. 2200
Вес, кг....................................6
Источники электроэнергии переменного тока с
напряжением и частотой:
возбуждения электродвигателя ДГ-30 ... 115 в 400 гц
управления » » . . . 120 в 400 гц
возбуждения тахогенератора » ... 36 в 400 гц
Напряжение постоянного тока для питания
электромагнитной муфты, в..................27
Потребляемый муфтой ток, а.................1
Угловая скорость выходного вала в рабочем
режиме, °!сек..............................50
Датчик угловых скоростей Я
Датчик угловых (скоростей (ДУС-970в) предназначен для выда- \
чи сигналов, пропорциональных угловым скоростям самолета отно- J
сительно трех его главных осей. 4
В автопилоте АП-28Л1 применен закон управления по углу и 1
его первой производной—угловой скорости, а также по отклоне- |
нию высоты полета от заданной. . J
Как было сказано в § 44, сигнал, пропорциональный изменению 1
угла крена (тангажа), выдается гиродатчиком авиагоризонта
АГД-1, а сигнал, пропорциональный первой производной от угла,—
датчиком угловых скоростей.
Чтобы осуществлять управление по угловой скорости необхо-
димо измерить ее и преобразовать в электрический сигнал.
Угловая (скорость самолета вокруг какой-либо оси измеряется ..
с помощью гироскопа с двумя степенями свободы. Если такой гиро-
скоп поворачивать относительно его измерительной оси, то вслед-.j
ствие прецессии ротор гироскопа вместе со своей осью будет пово- !
рачиваться вокруг оси, перпендикулярной измерительной, до тех
пор, пока момент прецессии не уравновесится моментом, создавае-
мым противодействующими пружинами. Так как пружины датчика
имеют линейную характеристику, то угол поворота ротора гироско-
па вокруг оси прецессии будет пропорционален угловой скорости
поворота гироскопа вокруг измерительной оси.
Преобразование угловых отклонений гироскопа, пропорцио-
нальных соответствующей угловой скорости самолета, в электриче-
ский сигнал и съем этого сигнала в рассматриваемом датчике
осуществляются с помощью круглого трансформаторного индуктив-
ного преобразователя. Статор преобразо-
вателя укреплен в специальном гнезде
корпуса датчика, ротор же жестко связан
с гироузлом и поворачивается вместе с
ним при появлении угловой скорости.
Принцип действия трансформаторного
индуктивного преобразователя основан
на изменении взаимной индуктивности
обмоток при изменении воздушного за-
зора, через который замыкается воздуш-
ный поток.
При увеличении зазора взаимная ин-
дуктивность уменьшается и, следова-
тельно, возрастает ток, протекающий по
соответствующим управляющим обмот-
кам. При последовательном соединении
управляющих обмоток на выходе преоб-
разователя получается результирующее
напряжение, фаза которого соответствует
направлению отклонения, а амплитуда
пропорциональна углу отклонения в пре-
делах сравнительно небольшой зоны пропорциональности.
Конструктивно круглый трансформаторный индуктивный пре-
образователь (рис. 6.17) представляет собой 12-катушечную систе-
му дифференциального трансформатора, шесть катушек которого со-
ставляют первичную обмотку и шесть катушек — вторичную. Рас-
положение катушек первичной и вторичной обмоток статора
равномерное, через одну. Если зубец ротора расположен симмет-
рично против паза статора, магнитные потоки от первичных обмо-
ток создают потоки в противофазе, сцепленные со вторичной обмот-
кой, так что при нулевом отклонении ротора будет нулевое сум-
марное потокосцепление. При отклонении ротора на вторичной
обмотке создается потокосцепление соответствующей фазы.
Характеристика зависимости вторичного (выходного) напряже-
ния от угла поворота ротора при различных нагрузках представле-
на на рис. 6.18.
Главное преимущество индуктивного преобразователя заклю-
чается в его высокой чувствительности. Например, преобразова-
Рис. 6.17. Трансформаторный
индуктивный преобразова-
тель
197
тельный элемент с поступательным перемещением якоря позволяем
замерять перемещения порядка микрон. Весьма высока чувствий
тельность и в данном датчике.
Как видно из рассмотренного, при этом способе преобра'зова-а
ния угловой скорости в электрический сигнал весьма просто решен!
и съем сигнала. Он берется как выходное напряжение вторичной1'
Рис. 6.18. Характеристика зависимости выходного напряжения
от угла поворота ротора при различных нагрузках
обмотки трансформаторного индуктивного преобразователя без ка-
ких-либо скользящих щеток.
На рис. 6.19 приведена принципиальная схема датчика угловых
скоростей.
t Ккп.А11
В шал
курса
Рис. 6.19. Принципиаль-
ная электросхема датчи-
ка угловых скоростей
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДУС-870в
Чувствительность к угловой скорости, °1сек . ... 0,1
Пределы измерения угловых скоростей, °1сек . . . 0,1-5-18
Частота собственных колебаний гироскопа, гц . . 8-е 10
Кинетический момент гироскопов, Гем-сек .... 500
Питание переменным током:
напряжение, в................................36
частота, гц..................................400
198
Корректор высоты
Корректор высоты КВ-11 предназначен для выдачи в автопилот
электрического сигнала, пропорционального отклонению баромет-
рической высоты от заданной. Одновременно вырабатывается
электрический сигнал, пропорциональный текущей барометриче-
ской высоте, который в работе автопилота не используется, но мо-
жет быть использован для других приборов.
Корректор высоты представляет собой электрическую следящую
систему, блок-схема которой приведена на рис. 6.20.
Рис. 6.20. Блок-схе-
ма корректора вы-
соты КВ-11
Датчиком системы, преобразующим изменение барометрическо-
го давления в соответствующие ему перемещения, служит блок ане-
роидных коробок. Линейное перемещение анероидов с помощью
передаточно-множительного механизма передается на рамку ин-
дукционного датчика. Сигнал рассогласования с рамки индукцион-
ного датчика подается на усилитель, затем на двигатель отработки
ДИД-0,5. Через редуктор этот двигатель перемещает основание с
катушками индукционного датчика до согласованного положения
с рамкой и одновременно, в случае включения электромагнитной
муфты, ползунок потенциометра корректора высоты. В течение
всего времени работы прибора с потенциометра снимается сигнал
Uh, пропорциональный высоте полета, а также сигнал U&H в случае
отклонения барометрической высоты полета от заданной.
В качестве элемента, преобразующего перемещение жесткого
центра анероидных коробок в электрический сигнал, применяется
индукционный датчик (рис. 6.21). Он состоит из двух сердечников
1 и 2 и рамки 3. На одном сердечнике 1 намотаны две катушки 4
для создания переменного магнитного поля, другой сердечник 2
служит магнитопроводом для замыкания магнитного поля катушек.
Рамка, связанная через передаточно-множительный механизм с
чувствительной частью прибора (блоком анероидов), расположена
между сердечниками так, что при ее нейтральном положении маг-
нитные силовые линии не пересекают витков рамки. При отклоне-
нии рамки от нейтрального положения ее витки попадают в магнит-
199
Рис. 6.21. Принципиаль-
ная схема индукционного
датчика
ное поле в зазоре между сердечниками.
В рамке наводится э. д. с. прямой или про-
тивоположной фазы, так как в каждый
данный момент направление магнитного по-
ля в зазорах противоположно. Величина
з. д. с. зависит от угла отклонения рамки
относительно основания датчика, поскольку
в магнитный поток попадает большое чис-
ло витков рамки. Э. д. с. рамки, вызванная
отклонением барометрической высоты от
ваданной, подается в усилитель корректора
высоты и далее по всей схеме КВ-11, как
описано выше.
На рис. 6.22 приведена принципиальная
электрическая схема корректора высоты
КВ-11 и показаны линии связи с другими
блоками.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ КВ-11
Диапазон работы по высоте, м....................от 0 до 20 000
Температурный диапазон работы, °C...............от —60 до +50
Виброустойчивость:
при перегрузке, g..............................3
» частотах, гц.................. • • . от 20 до 80
звв тгц
Рис. 6.22. Принципиальная электрическая схема корректора высо-
ты КВ-11
200
Питание:
переменный ток:
напряжение, в .............................
частота, гц..............................
напряжение постоянного тока, в.............
Потенциометр запитывается:
постоянным током, е........................
переменным » в.............................
Потребляемая мощность:
по переменному току, ва........................
» постоянному » вт . ......................
Максимальная скорость слежения соответствует
вертикальной скорости самолета, м!сек . . . .
Максимальное выходное напряжение, снимаемое
с потенциометра КВ-11, постоянного или пере-
менного тока (сопротивление потенциометра
800 ом), в.....................................
Изменение нуля прибора с изменением температу-
ры, м/град..................................
Зона нечувствительности прибора, м высоты:
на высоте 1 км.................................
» » 12 км............................
» » 20 км............................
36
400
27
27
27
10,8
2,7
200
13,5
±1
±5,5
±12.0
±36,0
Пульт управления
Пульт управления (рис. 6.23) является устройством, на котором
размещены органы управления автопилотом АП-28Л1.
На пульте управления имеются следующие органы управления:
выключатель «Питание» для включения питания автопилота;
желтая лампа «Готов» сигнализации готовности автопилота к
включению;
кнопка «Включение автопилота» и зеленая лампа «Включение
АП» сигнализации включения ав-
топилота;
кнопка «Горизонт» приведе-
ния самолета к горизонту и по-
тенциометры «Т» и «К» центров-
ки; потенциометры выполнены со
шлицем под отвертку;
кнопка «КВ» и сигнальная
лампа «КВ» включения и сигна-
лизации работы высотного кор-
ректора;
рукоятка «Разворот» управле-
ния самолетом по крену имеет
фиксированное нулевое положе-
ние; .
два переключателя «Спуск —
Подъем» управления самолетом
Рис. 6.23. Пульт управления
8—1637
201
К кл. ЛЗ;А26
ВЫКЛ. В1..ДП0Р"
К вигн. пампе
откл. рм„ курс-креп’
I................ Г К А ВО и АВ!

гя
77
„кзбоцт'
40
77
3\ 31
„ Пигание“\

.к"
\8
Я
к кл. свои т
»"
.Вклт.Ап"
..кв"
„птб1
г
„горизонт"
К кл. В25 _
огр. упрш. ...
К кл. ВВС Ail
ш 2В
К.кп.20„КВ"
К кл. Bis
от себя На себя
.....—I .luU
21 12
„ГПК")
„гик‘9 I
5 '
Ч
S
„Спуск ?д
о—-----------<
.riofbCMry-,
„Спуск" _
Кнопки откл. АП
к кл. 13 и /4 *
6локареле„вР
К кл 11 „ВР"
я
К кл.о„ЗР“ _
~-Ккл. 1В„ВР“
ккл. ГЗ АП
К сигн. лампе
Л гприм. машине„ТМ" откл. тангажа
25
Мым‘‘ 32
Ккл.20и
2!.;ВГ
Рис. 6.24. Принципиальная электросхема пульта управления
по тангажу левым и правым пилотом и выключатель «Отключение
тангажа»;
переключатель «ГИК—ГПК — Разворот» ‘подключения к авто- >
пилоту либо ГИК-1, либо ГПК-52АП, либо задатчика курса ЗК-2; '
выключатель «Автотриммер» включения автотриммера и лампа
«От себя», «На себя» сигнализации усилия на колонке,
Пульт управления в схему автопилота подключается с помощью ’>
штепсельного разъема. Для удобства размещения пульта на само- 7
лете штепсельный разъем вынесен на жгуте длиной 300 мм. Вес
пульта около 2 кг. J
На рис. 6.24 приведена принципиальная электрическая схема у
пульта управления. i
Блок реле . ,'5
Блок реле (рис. 6.25) осуществляет следующие коммутации 3
цепей автопилота: . л
включение питания электрических рулевых машин; j
включение сигнала тангажа при управлении тангажом по ско- g
роста от переключателя «Спуск — Подъем»; Л
отключение автотриммера и корректора высоты при управленииJ
от переключателя «Спуск — Подъем».
включение ГПК-52АП при переключении переключателя
«ГИК — ГПК— Разворот» пульта управления; ;Д
В составе блока реле имеются два реле типа ТКЕ-52 и пять ре-1
ле-нРЭС9. На рис. 6.26 дана принципиальная схема блока релеЛя
202 1
Рис. 6.25. Блок реле
Кл. ЗаЬ
Л
кл. 6 ПУ
К
кл 20 ПУ
Л
«л. 25 ПУ
кл. 32 ПУ
К
К
К
КЛ. 28 ПУ
КЛ. АЗВАУ
Р2
12
Р1
15
3
18
21
'-1
К КЛ. 10 ВТ
К КЛ В1Ш
25
25
Р2-2 if
_____К
РЗ-1 7
> 29
«7-/ Jf
сигнал
откл. Р.м.
тангаж
к кл. 18 ВТ
К кнопке со-
гласоВ.
К кл. 8 6С
К кл. 4 ПУ

К КП. Г13АУ
К кл. ПАУ
К кл Г22АУ
20
К КЛ. АЗАУ
---»~К КЛ. ВЗАУ
К В1„ДП0Р'
. К КЛ.П6Т
РМ1-2
РМЗ-2
РМ2-2 .
^PI-11
К КЛ. ВЗУАУ
Рис. 6.26. Принципиальная схема блока реле
8*
203
Блок фазочувствительных усилителей
Блок фазочувствительных усилителей (рис. 6.27) предназначен
для преобразования сигналов сельсинов-датчиков частоты 400 гц
в сигналы постоянного тока. Блок состоит из двух одинаковых ка-
налов, в каждом из которых имеется специальный сельсин-прием-
ник, работающий в тормозном режиме, и фазочувствительный уси-
Рис. 6.27. Блок фазочувствительных
усилителей
литель. На рис. 6.28 приведена
принципиальная электросхема
блока ФЧУ.
В качестве сельсина-приемни-
ка используется фазорегулятор
(ФР), а в качестве фазочувстви-
тельного усилителя — полупро-
водниковый усилитель (УП).
Сигналы с сельсинов-датчиков
(авиагоризонта АГД-1) поступа-
ют на статор сельсин-приемника
ФЧУ (клеммы 10, И и 12 I кана-
ла и 13, 14, 15 II канала) и на-
водят в роторе сельсин-приемни-
ка электродвижущую силу. Э. д. с.
с ротора сельсин-приемника по-
дается на вход полупроводнико-
вого усилителя, который опреде-
ляет фазу принятого сигнала, т. е. фактически выпрямляет сигнал
и затем усиливает его. Усиленный сигнал с выхода усилителя по-
дается в магнитный усилитель канала крена (клеммы А1 и А2) и
в канал тангажа (клеммы Г1 и Г2), где происходит дальнейшее
преобразование сигнала.
Триммерная машина
Триммерная машина (см. рис. 6.7) является исполнительным
силовым агрегатом автопилота и служит для управления тримме-
рами рулей высоты самолета. Она представляет собой электро-
механический агрегат, состоящий из двухфазного асинхронного
управляемого двигателя, многоступенчатого редуктора, электро-
магнитной муфты сцепления и концевых выключателей. Пуск и
реверсирование двигателя осуществляются от усилительного уст-
ройства, не имеющего обратных связей со стороны триммерной
машины.
Электродвигатель (М) через многоступенчатый редуктор пере-
дает крутящий момент на звездочку, которая связана с триммером
руля высоты самолета. На последнем звене редуктора установлена
электромагнитная муфта (ЭММ) сцепления, позволяющая при сня-
тии с нее напряжения отключать выходной вал триммерной маши-
ны от электродвигателя. Выходной вал при этом может свободно
вращаться. При включенной муфте крутящий момент передается от
204
КЮ1.А2 'Лм.М
Рис. 6.28. Принципиальная электрическая схема блока фазочувствительных
усилителей
электродвигателя на выходной вал. Отключение выходного вала от
электродвигателя может быть произведено и вручную с помощью
Рис. 6.29. Принципиальная элект-
рическая схема триммерной ма-
Рис. 6.30. Блок триммирования
шины
205
Mil № v
MUiVVy
Ml 9 Ш
нм
m№BSll
рычага аварийного расцепления, который разъединяет якорь ЭММ
и выходной вал.
Концевые выключатели (КВ), кулачки которых через редуктор-
связаны с выходным валом, отключают обмотку возбуждения1
электродвигателя при отклонении выходного вала триммерной ма-
шины от среднего положения на угол ±800°. Это приводит к оста-
новке электродвигателя в крайних положениях угла поворота вала
триммерной машины.
На рис. 6.29 приведена принципиальная схема включения трим-
мерной машины в общую схему автопилота.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТРИММЕРНОЙ МАШИНЫ
реверсивный,
тельный
25 000
2200
Режим работы
дли-
Высотность, м.................................
Срок службы, ч.............................. .
Питание переменным током:
напряжением, в.................................
частотой, гц ..............................
Питание постоянным током напряжением, в . .
Потребляемая мощность, ва.....................
Рабочий ход вала, град .......................
Вес, кг.......................................
115
400
27
12
±800
2,7
Блок триммирования
Блок триммирования (рис. 6.30) представляет собой устройство,
в котором размещены элементы, обеспечивающие:
включение триммерной машины;
контроль работы триммирования подачей световой сигнали-
зации;
необходимую задержку времени для выполнения триммирова-
ния и для сигнализации;
регулировку максимального угла крена при работе автопилота-
с задатчиком курса ЗК-2;
отключение автопилота с переводом его в режим согласования
при нажатии кнопки совмещенного управления.
Блок триммирования содержит (рис. 6,31):
фазочувствительный выпрямитель 1423А\
релейный усилитель 1424А;
реле времени 1425А\
реле времени 1425Б.
На рис. 6.31 представлена принципиальная электросхема блока
триммирования и линии подключения его в схему автопилота.
Кратко работа блока триммирования заключается в следующем.
Режим автоматического триммирования осуществляется вклю-
чением выключателя «Автотриммер» на пульте управления. При
206
207
этом подается напряжение на электромагнитную муфту сцепления
выходного вала триммерной машины с ее электродвигателем. О на-
личии шарнирного момента на руле высоты свидетельствует напря-
жение на обмотке управления основной рулевой машины канала
тангажа, которое и подается на вход блока триммирования.
При появлении сигнала «С/с» на входе блока триммирования,
в зависимости от фазы «С/с», обесточивается реле релейного усили-
теля Р1 или Р2. которое включает реле блока триммирования
Р1, 3, 7 или Р2, 4, 6. Контакты реле Р1—1 или Р2—1 подключают
при этом управляющую обмотку триммерной машины к соответ-
ствующим фазам напряжения 115 в и частоты 400 гц. Одновремен-
но контакты РЗ—1 или Р4—1 размыкают закороченную цепь реле
времени 1425А. Это реле времени с задержкой, равной 0,7 сек,
включает обмотку возбуждения триммерной машины, которая
начнет работать и отклонять триммер до тех пор, пока ее не ском-
пенсирует шарнирный момент на руле высоты (сигнал «£7С» умень-
шится до величины отпускания релейного усилителя). В случае,,
если триммер не снимет усилия на руле высоты через 8± 1,5 сек,
реле времени 1425Б, запущенное контактами РЗ—2 или Р4—2,
через контакты Р1—2 или Р2—2 (кл. 21, 20 и 22) включит лампы
сигнализации о неснятии усилия со штурвала.
В схеме блока триммирования предусмотрен фильтр, состоящий
из емкостей Cl, С2 и сопротивления R7. Этот фильтр отфильтровы-
вает низкочастотную составляющую управляющего напряжения,
могущую вызвать многократное срабатывание реле 1424А, сокра-
щающее срок его службы. Вес блока триммирования составляет
около 2 кг.
Задатчик курса ЗК-2
Задатчик курса (см. рис. 5.29) предназначен для дистанционно-
го воспроизведения показаний курса гирополукомпаса ГПК-52АП и
выдачи в автопилот сигнала заданного угла разворота. Задатчик
курса как повторитель показаний IГПК-52АП описан в главе V,
Здесь кратко рассмотрим его второе назначение — выдачу сигнала-
угла разворота в автопилот для выполнения разворотов самолета
и автоматических доворотов на углы до 120°.
Задатчик курса содержит сельсин-приемник, следящую систему
и потенциометр. I
На рис. 6.32 приведена принципиальная электрическая схема
задатчика курса ЗК-2.
Для выполнения разворота на желаемый угол от задатчика кур- '
са необходимо вращением кремальеры повернуть шкалу задатчика
(поз. К), установив отметку курса под неподвижный индекс. Одно-
временно на тот же угол поворачивается статор сельсин-приемника
(СП). Возникший при этом сигнал рассогласования поступает в
следящую систему, которая отрабатывает до согласованного поло-
208'
жения ротор сельсин-приемника, -стрелку-самолетик и щетку по-
тенциометра (соответственно обозначенными на схеме цифрами
В результате получится, что:
а) под неподвижным индексом будет стоять деление шкалы,
указывающее желаемый курс разворота;
б) стрелка-самолетик повернется на угол разворота и будет
указывать тот курс, по которому летит самолет;
в) движок потенциометра отклонится на величину угла разво-
рота от среднего положения, в котором он был до вращения кре-
мальеры;
г) самолет летит прежним курсом.
Самолет начнет разворачиваться, если выключатель «ГИК—
ГПК — Разворот» на пульте управления установлен в положение
«Разворот».
Рис. 6.32. Принципиальная электрическая схема задатчика курса ЗК-2
Следящая система задатчика курса ЗК-2 состоит из усилителя
на полупроводниках и отрабатывающего двигателя ДИД-0,5 (//).
Работа усилителя следящей системы состоит в следующем:
сигнал переменного тока (рассогласования) с ротора сельсин-при-
емника (7) поступает на базы триодов ПП1 и ПП2, где усиливается
209
до мощности, необходимой для работы выходного каскада. Сопро- .
тивления R8 и R9 включены в схему усилителя для согласования
сигнала, поступающего с ротора сельсина с входом усилителя. Со- ,
противление R1 ограничивает амплитуду напряжения входного сиг-
нала, а также увеличивает входное сопротивление усилителя.
Для стабилизации рабочей точки триодов при изменении тем-
пературы включены сопротивления R5, R6 и R7 для триодов ПП1
и ПП2 и R2 и R3 для триода ППЗ. Усиленный сигнал первым кас-
кадом через трансформаторную связь поступает на второй каскад '
(на базу триода ППЗ). Нагрузкой для ППЗ служат две параллель-
но соединяемые обмотки управления (ОУ) отрабатывающего дви- ’
гателя ДИД-0,5, который отрабатывает в согласованное положение
ротор сельсин-приемника и щетку потенциометра.
Конденсатор С1 служит для обеспечения сдвига фаз между на-
пряжением возбуждения и управляющим сигналом. Диод Д1 слу-
жит для предупреждения выхода из строя полупроводниковых
триодов в случае изменения полярности в цепи питания постоянным
током.
Работа задатчика курса в режиме доворотов рассмотрена в §44.
Датчики предельных отклонений руля
Для повышения безопасности полета в системе управления эле-
ронами и рулем высоты самолета Ан-24 установлены датчики пре-
дельных отклонений элеронов и руля высоты.
Датчик предельных отклонений руля ДПОР предназначен для
отключения автопилота при отклонении рулей на углы, большие
предельных. При неисправностях автопилота, вызывающих откло-
нение элеронов на угол, больший 5°,5±0°,5, датчик предельных от-
Рис. 6.33. Принципиальная электрическая схема ДПОР крена и тангажа
210
Рис. 6.34. Функциональная схема ДПОР
вокруг кулачка закреплены две пары
клонений включает реле ТКЕ-52 «К», которое разрывает цепь пита-
ния муфт сцепления рулевых машин каналов крена и курса. При
этом загорается лампа сигнализации отключения рулевой машины
«Курс—Крен» (рис. 6.33).
При неисправностях автопилота, вызывающих отклонение руля
высоты на угол, больший 3°,5±0°,5, датчик предельных отклонений
включает реле ТКЕ-52 «Т», которое разрывает цепь питания муфты
сцепления рулевой машины канала тангажа. При этом загорается
лампа сигнализации отключения рулевой машины «Тангаж»
(рис. 6.26). Нажатие кнопки «Отключение АП» (рис. 6.24) перево-
дит автопилот в режим согласования и отключает аварийную сиг-
нализацию.
На рис. 6.33, 6.34, и
6.35 представлены прин-
ципиальная и функцио-
нальная схемы датчиков
и их общий вид.
Конструктивно ДПОР
выполнен следующим об-
разом. Корпус электро-
магнитной муфты 1 (см.
рис. 34) посажен на ось 2,
жестко связанную через
рычаг датчика с рулем.
На той же оси закрепле-
на на свободной посадке
втулка. На втулке кре-
пится кулачок 3, рычаг
пружины обнуления и че-
рез мембрану — якорь
•электромагнитной муф-
ты. На корпусе прибора
контактных групп 4. При подаче питания на муфту притягивается
якорь со втулкой; тем самым рычаг датчика жестко связывается с
кулачком и рычагом пружины обнуления. При отклонении рычага
датчика на углы, большие предельных, кулачок, вращаясь, замы-
кает сначала первую, а затем вторую контактные группы. После от-
ключения питания муфта отпускает якорь, и пружина обнуления
возвращает втулку, а вместе с ней и кулачок, в исходное поло-
жение.
Блок связи
Блок связи (рис. 6.36) предназначен для связи автопилота с дат-
чиками курса, имеющими сельсинный или трехпроводный потенцио-
метрический выход.
Совместно с датчиком курса блок связи обеспечивает:
выдачу в автопилот сигнала постоянного тока, пропорциональ-
ного отклонению самолета от стабилизируемого курса (Аф);
211
выдачу дополнительного сигнала (переменного тока) отклоне-
ния самолета от стабилизируемого курса на угол ±0,34-2°, который
может быть использован для получения астатической стабилизации
то курсу;
обнуление сигналов курса при необходимости.
Блок связи состоит из следующих основных элементов:
механизма согласования 1404А;
усилителя переменного тока 1602;
фазочувствительного выпрямителя 1423Б;
магнитного усилителя постоянного тока 1125Т.
Рис. 6.35. Датчик предельных Рис. 6.36. Блок связи
отклонений руля
Блок связи работает в двух основных режимах: в подготови-
тельном режиме обнуления; в режиме стабилизации. В режиме об-
нуления блок связи не выдает сигнала в автопилот, а его следящая
система постоянно отрабатывает сигнал изменения курса, стремясь
получить на выходе нулевой сигнал. В режиме стабилизации блок
связи выдает в автопилот сигнал, пропорциональный отклонению
самолета от заданного стабилизируемого курса.
§ 46. Работа канала крена автопилота •
по принципиальной схеме
Ниже приводится краткое описание работы канала крена авто-
пилота по принципиальной схеме. Как было сказано, центральным
агрегатом автопилота является агрегат управления, схема которого
представлена на рис. 6.11. Для удобства рассмотрения слева
схемы агрегата управления помещены: блок датчика угловой ско-
рости канала крена (блок Е с обозначением «/Ср»), сельсин гиро-
агрегата АГД-1, являющийся датчиком угла крена, и блок фазочув- -
ствительных усилителей БФУ. С правой стороны схемы агрегата
управления помещены: блок усилителя рулевых машин (УЛ4) и ру- ?
212
левая машина канала крена. К остальным блокам и пульту управ-
ления показаны стрелки с соответствующими надписями.
Работа каналов тангажа и курса по принципиальной схеме не
рассматривается, так как она может быть сравнительно легко рас-
смотрена специалистами самостоятельно, по аналогии с приведен-
ной для канала крена.
При работе автопилот в целом и каждый его канал могут нахо-
диться в следующих трех режимах: согласования (обнуления),
стабилизации и управления.
Рассмотрим работу канала крена автопилота в указанных ре-
жимах по принципиальной электрической схеме (см. рис. 6.11).При
этом по тексту будет делаться ссылка и на другие схемы и описа-
ния некоторых блоков, не представленных на этом рисунке и более
полно описанных в § 45.
Режим согласования.
Режим согласования (обнуления) — это режим автоматической
подготовки автопилота к включению силовой части. В этом режиме
сигналы датчиков, контролирующих положение самолета по крену
и положению элеронов, компенсируются на входе сумматора-уси-
лителя дополнительным сигналом от специального датчика -(потен-
циометра механизма согласования). Этот компенсирующий сигнал
должен быть равен по величине и противоположен по знаку сум-
марному сигналу от датчиков угла и обратной связи. Благодаря
этому результирующий сигнал на выходе магнитного усилителя
становится равным нулю, а это обеспечивает безударное включение
силовой части автопилота и сохранение траектории полета с задан-
ным креном.
Рассмотрим случай, когда самолет находится в крене и выпол-
няет разворот. Будем считать, что в этом случае элероны находятся
в нулевом положении, тогда сигнал датчика обратной связи будет
равен нулю.
Сигнал датчика угловой скорости также не поступает, так как
датчик £ (см. рис. 6.11) отключен контактом реле РЗ-2. Сигнал от
датчика Е поступает в агрегат управления на клемму А12, а затем
через контакт РЗ-2 — в фазочувствительный выпрямитель 1055.
Однако в этом режиме сигнала от датчика угловой скорости не бу-
дет, так как цепь разорвана.
Таким; образом, на вход магнитного усилителя будет поступать
только сигнал от датчика угла крена. В качестве датчика угла
используется гиродатчик авиагоризонта АГД-1. Сигнал от датчика
угла через сельсинную связь поступает на клеммы 24, 26, 27.стато-
ра фазочувствительного усилителя (см. рис. 6.28). После усиления
сигнал с клемм 16 и 17 БФУ подается на клеммы А1 и А2 и далее
на усилитель 1054 агрегата управления.
Сигнал, усиленный магнитным усилителем, через потенциометр
П14 и. контакт реле Р1-2 поступает на ламповый усилитель 1052
агрегата управления и далее с выхода усилителя (кл. 15 и 17)
•213
через контакт Р2-1 на управляющую обмотку двигателя механизма!
согласования 372Б. I
Вращаясь, двигатель передвигает щетки потенциометров меха-
низма согласования Л и Ш. Потенциометр механизма согласова-
ния Л совместно с сопротивлениями R35, R36 и П12 образует мо-
стовую схему. Сигнал с моста через сопротивление R27 поступает
на вход магнитного усилителя (клеммы 14 и 15).
Этот сигнал предназначен для компенсации сигналов датчика,
поступающих на вход магнитного усилителя, в данном случае сиг-
нала датчика АГД-1.
Двигатель механизма согласования будет вращаться до тех пор,
пока сигнал моста не скомпенсирует сигнал гиродатчика АГД-1,
поступающий на вход магнитного усилителя (кл. 12 и 13). При
этом щетки потенциометра окажутся отклоненными на некоторый
угол. Следовательно, в установившемся полете, когда элероны
стоят в нулевом положении и сигнал с датчика обратной связи от-
сутствует, можно считать, что углу крена самолета соответствует
угол отклонения щеток потенциометра механизма согласования
372Б.
Так как сигнал датчика крена (гиродатчика АГД-1) будет
скомпенсирован сигналом, выданным потенциометром механизма
согласования, то дальше сигнал на рулевые машины не пойдет и
вклю 1ение их не состоится.
Потенциометр П14 служит для регулировки коэффициента уси-
ления системы управления двигателем механизма согласования в
режиме согласования. Коэффициент устанавливается таким, при .
котором механизм согласования отрабатывает сигнал на входе маг-
нитного усилителя с максимальной скоростью, но без автоколе-
баний.
Щетки потенциометра механизма согласования имеют возмож-
ность поворачиваться на угол ±60°, выдавая на магнитный усили-
тель сигнал, соответствующий сигналу гиродатчика АГД-1 при
отклонении самолета на 60°.
Потенциометр П12 служит для регулировки крутизны сигнала -
от потенциометра (Л — Ш) механизма согласования.
Режим стабилизации
Включают автопилот нажатием кнопки «Включение АП» на
пульте управления (см. рис. 6.24). При этом срабатывают и блоки-
руются реле Pl, Р2 и РЗ (см. рис. 6.11) в агрегате управления по
цепи: «плюс» — кнопка включения автопилота — клемма 26 (пульт
управления)—клемма 32 агрегата управления — замкнутые кон- »
такты реле Р11—1 — обмотки реле Pl, Р2 и РЗ — «минус».
При срабатывании реле своими контактами осуществляют еле- yj
дующее:
отключают реле Р9 в канале тангажа и подключают сопротив-
ление R30 к выходу лампового фазочувствительного выпрямителя
(контакт Р2—2 в АУ);
214
переключают вход лампового усилителя с потенциометра П14
на потенциометр П6 (контакт Р1—2);
включают отрицательную обратную связь, охватывающую маг-
нитный и ламповый усилители (контакт Р1—1);
отключают ламповый усилитель от механизма согласования и
подключают механизм согласования к полупроводниковому усили-
телю 1053;
подключает сигнал датчика угловой скорости (контакт РЗ—2).
Одновременно происходит включение рулевой машины канала
крена.
С этого момента автопилот автоматически стабилизирует крен
самолета, имевший место в момент включения.
Если возникает отклонение самолета по крену, то сигналы дат-
чиков угла и угловой скорости поступят на вход магнитного уси-
лителя агрегата управления, причем сигнал угловой скорости через
контакт РЗ—2 и потенциометры П5 и П9 поступает на фазочувст-
вительный выпрямитель 1055, где напряжение переменного тока
ДУС преобразуется в напряжение постоянного тока соответствую-
щей полярности.
Сигналы датчиков угла и угловой скорости поступают в магнит-
ный усилитель 1054, где суммируются и преобразуются в сигнал
переменного тока и усиливаются ламповым усилителем. Усиленный
сигнал через сопротивление R31 поступает на фазочувствительный
ламповый выпрямитель.
Далее сигнал постоянного тока поступает в магнитный усили-
тель УМ на клеммы 5,6 и 7 (см. рис. 6.11 и 6.12).
Магнитный усилитель усиливает постоянный сигнал и преобра-
зует его в переменное напряжение, которое подается на управляю-
щую обмотку приводного двигателя рулевой машины (клеммы 1 и
3 РМ, см. рис. 6.11 и 6.15).
Рулевая машина начинает отклонять элероны крыла в сторону,
обеспечивающую возвращение самолета к первоначальному поло-
жению.
При отклонении элеронов с потенциометра датчика обратной
связи П, который механически связан с выходным штоком рулевой
машины, на клеммы А4 и А43 и далее на вход магнитного усили-
теля (клеммы 18 и 19) подается сигнал, обеспечивающий пропор-
циональность между отклонением элеронов и входным сигналом.
Одновременно осуществляется скоростная обратная связь путем
выдачи сигнала с тахогенератора на потенциометр ПК в усилителе
рулевых машин УМ.
С потенциометра ПК сигнал поступает в ламповый усилитель
через клемму А10 агрегата управления.
Потенциометр П6 на входе лампового усилителя служит для
регулирования коэффициента усиления привода до величины, при
которой рулевая машина отрабатывает сигнал, действующий на
входе магнитного усилителя с максимальной скоростью, но без ав-
токолебаний.
215
Режим управления
Работа канала крена автопилота в режиме управления рассмот-
рена в § 44 по функциональной схеме.
Пилоты управляют самолетом с помощью автопилота ,с пульта
управления, где размещены основные органы управления. В отли-.;
чие от других модификаций автопилота АП-28 в АП-28Л1 управле- !
ние осуществляется не специальной рукояткой, а с помощью перек-
лючателей «Спуск — Подъем» и рукоятки «Разворот».
При нажатии переключателя «Спуск—Подъем» в автопилот
вводится:
сигнал упреждения (см. рис. 6.3);
команда, вызывающая изменение угла тангажа с постоянной
скоростью и действующая все время, пока осуществляется нажатие.
При прекращении нажатия угол тангажа самолета фиксируется i
на том значении, которое к этому моменту было достигнуто.
Выполнение координированных разворотов осуществляется по
принципу «управление по положению» рукояткой «Разворот». Ру-
коятка «Разворот» действует аналогично ручке штурмана. Ее поло-
жению соответствует пропорциональный угол крена самолета.
Следует иметь в виду, что если автопилот включается при раз-
вороте, когда самолет находится в крене, а рукоятка «Разворот»
находится в нулевом положении, то самолет приводится к горизон-
ту по крену, т. е. разворот прекращается.
Рассмотрим работу схемы автопилота при координированном
развороте. Для производства координированного разворота (впра-
во или влево) необходимо повернуть в соответствующую сторону
рукоятку «Разворот». Переключатель «ГИК—ГПК—Разворот»
должен стоять в положении «Разворот». При этом срабатывают
реле Р8, Р9, РЮ и Р11 по следующей цепи: «плюс» от клеммы
3 — выключатель «Питание» — переключатель «ГИК — ГПК —
Разворот» — клемма 28 (все на пульте управления, см. рис. 6.24)—• '
клемма А36 — обмотки реле Р8, Р9, РЮ и PH — «минус» (все на
схеме рис. 6.11). При срабатывании указанных реле осуществляют-
ся следующие коммутации цепей:
полупроводниковый усилитель подключается к управляющей
обмотке двигателя ДИД-0,5 механизма согласования каналу крена
(контакты Р8—1, Р8—2, РЗ—1, Р2—1, см. рис. 6.11);
разрывается цепь питания потенциометра «Разворот» на пульте
управления и производится подключение сопротивлений R2, R4 и .
R5 в блоке триммирования (см. рис. 6.31) к системе переменного
тока (контакты Р9—1 и РЮ—1, см. рис. 6.11);
разрывается цепь питания реле Pl, Р2, РЗ (контакт PH—1),
однако питание реле не прекращается, так как образуется новая у
цепь (контакт Pl 1—2).
При этом сопротивления R2, R4 и R5 в БТ (см. рис. 6.31), полу-
проводниковый усилитель 1053 и потенциометр Ш механизма со-
гласования 372В образуют следующую систему (рис. 6.37).
216
Потенциометр рукоятки «Разворот» совместно с потенциомет-
ром Ш механизма согласования образуют мостовую схему, в диаго-
наль которой включен полупроводниковый усилитель 1053. При
повороте рукоятки «Разворот» на некоторый угол в мостовой схеме
возникает сигнал рассогласования, который через усилитель и кон-
такты реле Р8—1, Р8—2, Р7—1, Р7—2, Р2—1 и РЗ—1 поступает на
двигатель механизма рассогласования (управляющую обмотку дви-
гателя И, см. рис. 6.11). Двигатель будет поворачивать щетку по-
тенциометра Ш механизма согласования до тех пор, пока равнове-
сие моста не восстановится. Эта щетка останется в отклоненном
положении. Одновременно с этим перемещается и щетка потенцио-
метра Л, который выдает
сигнал на вход магнитного
усилителя, вызывая откло-
нение руля с помощью руле-
вой машины.
Если до управления ру-
кояткой «Разворот» само-
лет находился (в крене, т. е.
щетки потенциометра меха-
низма согласования были
отклонены от нулевого по-
ложения, то в момент управ-
ления рукояткой «Разворот»
в мостовой схеме возникнет
рассогласование между по-
тенциометром Ш -и потен-
циометром рукоятки «Раз-
ворот». Под действием это-
го сигнала рассогласования
двигатель механизма согла-
сования будет поворачивать
щетки потенциометра Л и
Ш к нулевому положению,
что вызывает выход само-
лета из крена.
Таким образом, при уп-
равлении от рукоятки «Раз-
Рис. 6.37. Эквивалентная схема следящей
системы в режиме управления
ворот» при нахождении са-
молета в крене он автома-
тически выводится из него.
Потенциометр П8 (центровка рукоятки «Разворот») совместно
с сопротивлением R28 (см. рис. 6.37) служит для балансировки
моста и обеспечивает регулировку нулевого положения щеток по-
тенциометра механизма согласования при нулевом положении ру-
коятки «Разворот». Потенциометр П13 и сопротивление R29 служат
для ограничения максимальной скорости ввода самолета в крен от
рукоятки «Разворот».
217
§ 47. Приведение самолета
к горизонтальному полету
При необходимости выровнять самолет по крену и тангажу отно-
сительно горизонта следует нажать кнопку «Горизонт» на пульте
управления автопилотом. Рассмотрим при этом работу схемы по,
каналу крена. Предположим, что самолет находится в установив-
шемся крене и выполняет разворот. В этом случае щетки потенцио-
метров Л и Ш механизма согласования (см. рис. 6.11) находятся в
отклоненном положении. Сигнал механизма согласования скомпен- *
сирован сигналом датчика угла (гиродатчик АГД-1).
Щетки ламельного устройства Г и Р механизма согласования !
жестко связаны со щетками потенциометров Л и Ш и, следователь
но, также находятся в отклоненном положении. Щетка Р через ла
мели подает сигнал перевода автопилота в режим разворота, а щет-
ка Г замыкается с одной из своих ламелей. При нажатии кнопки
«Горизонт» срабатывают и самоблокируются реле Р4, Р5, Р7.
Реле Р4, Р5 и Р7 своими контактами отключают рукоятки уп-
равления (контакты Р7-1 и Р7-2), переключение управляющих об-
моток двигателя механизма согласования (контакт Р5-1), подклю-
чение ламельного устройства Г к фазе переменного напряжения
(контакт Р4-1), подключение реле Р6 к ламельному устройству Р
(контакт Р5-2). При этом фаза 1 переменного напряжения через
потенциометр П10 и ламельное устройство Г поступает на управ-
ляющие обмотки двигателя механизма согласования, который, вра-
щаясь, поворачивает щетки ламельного устройства Г и Р, а также
щетки потенциометров Л и Ш к нулевому положению.
В момент прихода щетки Г на изоляционный участок снимается
напряжение с управляющих обмоток двигателя. Двигатель останав-
ливается. При этом щетки потенциометров Л и Ш остановятся у
нулевого положения, т. е. управляющий сигнал потенциометра Лу
поступающий на вход магнитного усилителя, уменьшается до мини-
мальной величины. Одновременно под действием сигнала датчика
угла АГД-1 самолет возвращается в горизонтальное положение.
В момент окончания режима приведения к горизонту щетка Р
замыкается с межламельным контактом. При этом срабатывает
реле Р6, которое своим контактом Р6-2 подает переменное напря-
жение (фаза 111) через диод па обмотку возбуждения двигателя и
далее на фазу II. Выпрямленный ток создает тормозящий момент.
Двигатель останавливается. Торможение двигателя механизма со-
гласования введено для устранения колебаний щетки ламельного
устройства при достаточно большой скорости приведения самолета
к горизонту. Если после приведения к горизонту необходимо снова
управлять самолетом, то следует нажать кнопку «Включение АП»,
при этом реле Р4, Р5 и Р7 отключаются.
Центровка. При монтаже автопилота на самолете бывает прак-
тически очень трудно установить датчик угла (гироагрегат АГД-1) •
и соединить датчик обратной связи (ДОС) с элеронами так, чтобы
218
в горизонтальном полете сигналы, поступающие с датчиков на вход
магнитного усилителя, были близки к нулю. Если не принять допол-
нительных мер, вследствие неточной установки указанных датчиков
па входе магнитного усилителя будут действовать сигналы, которые
скомпенсируются сигналами потенциометра механизма согласова-
ния. Но тогда щетки потенциометра окажутся отклоненными.
В результате в горизонтальном полете щетка Р может выдать
сигнал на перевод автопилота в режим разворота, при котором
сигнал по курсу отключается от своего канала, а на руль высоты
подается сигнал «Компенсация высоты на развороте».
Для борьбы с этим явлением и для снижения требований к точ-
ности установки датчиков угла и обратной связи подается специ-
альный постоянно действующий сигнал компенсации «Центровка».
Величина и знак этого сигнала подбираются в специальных отла-
дочных полетах. Сигнал компенсации подается с потенциометра К,
установленного на пульте управления автопилотом и включенного
в мостовую схему с обмотками магнитного усилителя.
§ 48. Совмещенное управление
Совмещенное управление предназначено для того, чтобы в слу-
чае необходимости пилот мог легко и быстро взять на себя управ-
ление самолетом, управляемого до этого автопилотом. Совмещен-
ное управление состоит из кнопки совмещенного управления СУ
(см. рис. 6.31), расположенной на штурвале, и реле Р5, находяще-
гося в блоке триммирования.
Для пользования совмещенным управлением пилоту необходимо
нажать кнопку СУ. При этом срабатывает реле Р5, которое своим
перекидным контактом Р5—-1 отключает корректор высоты КВ-11 и
размыкает цепь муфт рулевых машин и реле включения каналов
автопилота, переводя последний в режим согласования. После это-
го пилот может свободно, отклоняя штурвал и педали, управлять
самолетом. Во время совмещенного управления автопилот, находясь
в режиме согласования, компенсирует сигналы, поступающие с его
датчиков во время эволюций самолета. Благодаря этому обеспечи-
вается включение автопилота без рывков, после того как пилот от-
пускает кнопку СУ. После отпускания кнопки совмещенного управ-
ления обесточивается реле Р5, которое своим контактом Р5—1 по-
дает + 27 в в цепи питания включения автопилота. Включившись,
автопилот приводит самолет к нулевому крену и стабилизирует тан-
гаж самолета, имевшийся к моменту отпускания кнопки СУ. За
время пользования совмещенным управлением зеленая сигнальная
лампа продолжает гореть.
Для стабилизации высоты полета после пользования совмещен-
ным управлением пилоту следует нажать кнопку КВ на пульте уп-
равления. Контакт Р5—2 служит для отключения корректора высо-
ты в случае, если перед нажатием кнопки совмещенного управле-
ния автопилот находился в режиме приведения к горизонту.
219
§ 49. Эксплуатация автопилота на земле
и в воздухе
Проверка перед полетом выполняется в два этапа: 1) перед за-
пуском двигателей; 2) после запуска двигателей.
Перед запуском двигателя необходимо убедиться в том, что:
1) на пульте управления автопилотом выключатель «Питание»
установлен в положение «Отключено», а выключатель «Тангаж» —
в положение «Включено»; рукоятка «Разворот» установлена в ней-
тральное положение, а переключатель «ГИК. — ГПК — Разво-
рот» — в положение «ГИК» и «ГПК»; '
2) включены автоматы защиты (АЗС и АЗР) и выключатели,
необходимые для работы автопилота (ГИК, ГПК. АГД-1 правого
пилота, бортовая сеть 27 в);
3) выключатели «Автотриммер» на пульте автопилота и
«ДПОР», размещенный на левом борту кабины пилотов, установ-
лены в положение «Включено», а выключатель «Проверка на зем-
ле» — в положение «Работа».
После этого необходимо расстопорить рули и проверить свобод-
ный ход рулей, отклоняя их из одного крайнего положения в другое.
Органы управления в этом случае должны перемещаться свободно.
После запуска двигателей необходимо:
1) включить на пульте управления АЗС «ПТ—1000Ц» и выклю-
чатель «Питание». Через 10—100 сек должна загореться желтая
лампа «Готов», установленная на пульте управления;
2) проверить по указателю правого пилота нормальную работу
АГД-1, согласовать компас ГИК-1 и гирополукомпас ГПК-52АП;
3) поочередно и резко отклонить органы управления самолета
от нейтрального положения не более чем на половину их хода; при
этом желтая лампа «Готов» должна погаснуть, а после прекраще-
ния движения загореться. Установить органы управления в ней-
тральное положение;
4) нажать кнопку включения автопилота; при этом желтая лам- J
па «Готов» должна погаснуть, а зеленая лампа «Включен» зато- 1
реться. Автопилот включен. Прикладывая усилия к органам управ- |
ления (около 10 кГ), убедиться, что рулевые машины включены и i
препятствуют свободному перемещению органов управления само- i
лета. Автотриммер в этом случае включен. Убедиться по горению s
табло и штурвальчику триммера в правильности направления о г-
ключения триммера (штурвал «На себя» — штурвальчик тримме- -а
рд — «От себя», и наоборот); и
5) повернуть рукоятку «Разворот» влево или вправо. При этом t
штурвал должен отклониться в соответствующую сторону. Откло- \
нить рукоятку выключателя «Спуск—Подъем», «На себя» или «От |
себя», при этом колонка управления должна отклониться в соответ-
ствующую сторону. Оставить колонку и штурвал отклоненными.
Рули следует отклонять: руль высоты — не более 3°, элероны — не
более 5°, не доводя.их до срабатывания ДПОР;
220
6) нажать кнопку «Горизонт». При этом органы управления са-
молета должны возвратиться в положение, близкое к нейтральному.
После окончания процесса приведения к горизонту должна заго-
реться зеленая лампа «КВ вкл.». При этом автопилот в режиме
управления не работает. Для перехода в режим управления необ-
ходимо рукоятку «Разворот» поставить в нейтральное положение и
нажать кнопку «АП включен». В этом случае желтая лампа «Готов»-
должна погаснуть, а зеленая «АП включен» продолжает гореть;
7) приложить усилие (около 20 кГ) к штурвалу и пересилить-
рулевую машину крена, при этом она должна отключиться (штур-
вал и педали свободно перемещаются) и должно загореться табло
«РМ крена и направления отключены». Для включения рулевой
машины крена необходимо нажать и отпустить кнопку совмещенно-
го управления, размещенную на штурвале пилота. Выполнить пе-
ресиливание рулевой машины тангажа, прикладывая усилия (около
30 кГ) к колонке управления. При этом рулевая машина канала
тангажа должна отключиться (колонка свободно перемещаться) и.
должно загореться табло «РМ. тангажа отключена». Нажать и от-
пустить кнопку совмещенного управления. Табло «РМ тангажа»
должно погаснуть. Автопилот включен;
8) нажать кнопку отключения автопилота левого пилота. При
этом зеленая лампа «АП включен» должна погаснуть, а желтая
«Готов» — загореться. При горящей желтой лампе нажать кнопку
«АП включение». Должна загореться зеленая лампа «АП включен».
Повторить отключение автопилота от кнопки отключения правого-
пилота;
9) при включенном автопилоте (горит зеленая лампа «АП вклю-
чен») нажать кнопку совмещенного управления СУ, расположен-
ную на штурвале пилота. Прикладывая усилие к органам управ-
ления самолетом, убедиться, что рулевые машины не препятствуют
их свободному перемещению. После отпускания кнопки СУ рулевые
машины должны включиться;
10) поставить переключатель «Тангаж» на пульте управления в
положение «Отключено». Прикладывая усилие к колонке, убедить-
ся, что она перемещается свободно. Поставить переключатель «Тан-
гаж» в положение «Включено»;
11) поворачивая штурвальчик триммера руля высоты «На себя»-
или «От себя», убедиться, что пересиливание автотриммера воз-
можно;
12) выключатель «Питание» поставить в положение «Отключе-
но». Проверить свободный ход органов управления, отклоняя их от
одного крайнего положения до другого.
Пилотирование самолета с помощью
* автопилота
Пользование автопилотом в воздухе допускается на высоте не
ниже 1-000 м во всем диапазоне эксплуатационных высот и скоро-
стей: при всех эксплуатационных весах и центровках самолета.
221
Включение автопилота обеспечивается при углах крена до 25—30
и углах тангажа до 18—22°.
При выполнении полетов на высотах более 8000 м, а также 1
сложных метеорологических условиях развороты самолета, управ
ляемого от автопилота, рекомендуется выполнять с креном не боле*
15—20°.
При включении автопилота во время выполнения разворота ил!
спирали от кнопки включения или отпускании кнопки совмещенной
управления (при ранее включенном автопилоте) самолет из крен;
приводится к горизонту, а по тангажу сохраняет заданный режим
полета.
Если самолет пилотируется с помощью автопилота и у пилота
возникает необходимость быстро вмешаться в управление самоле-
том, то ему необходимо лишь нажать кнопку совмещенного управ-
ления «СУ». При отпускании кнопки «СУ» в режиме горизонталь-
ного полета автопилот включится и будет продолжать пилотирова-
ние самолета в этом же режиме полета.
Горизонтальный полет с использованием автопилота выполняет-
ся с высоты не ниже 1000 м, для чего необходимо на пульте управ-
ления включить выключатель «Питание». Затем необходимо сбалан-
сировать самолет триммерами, а переключатель «ГИК — ГПК —
Разворот» установить в одно из положений, в зависимости от зада-:
нйя полета.
Далее следует убедиться, что рукоятка «Разворот» находится в
нейтральном положении, а переключатель «Тангаж» — в положе-
нии «Включено».
При горящей желтой лампе «Готов» нажать кнопку «АП вклю-
чен». При этом желтая лампа «Готов» должна погаснуть, а заго-
реться зеленая лампа «АП включен».
Включить корректор высоты путем нажатия кнопки «КВ вклю-
чен».
Выполнение разворотов и доворотов. Для выполнения разворо-
та самолета необходимо рукоятку «Разворот» повернуть в желае-
мую сторону разворота (влево или вправо). После этого самолет -
будет выполнять координированный разворот в соответствующую
сторону с креном до 25—30°. '
Вывод самолета из крена с помощью рукоятки «Разворот» вы-
полняется в два этапа: сначала нужно установить рукоятку в пер-/
вое фиксированное положение, а когда изменение крена прекра-
тится — в нулевое положение.
Необходимо иметь в виду, что управление разворотом самолета
выполняется по углу, при этом меньшему углу поворота рукоятки •
«Разворот» соответствует меньший угол крена самолета.
Для выполнения разворотов и доворотов само-
лета от задатчика курса ЗК-2, установленного на прибор-
ной доске, необходимо:
задать кремальерой задатчика необходимый угол разворота
(доворота) самолета по курсу (допускается угол не более 120°),
222
совместив необходимое деление шкалы задатчика с неподвижным
индексом;
поставить переключатель «ГИК—ГПК—Разворот» в положе-
ние «Разворот».
При этом самолет будет выполнять координированный разворот
на заданный угол с креном 15—19°. После окончания разворота-
(доворота) самолет плавно выйдет из разворота и встанет на задан-
ный курс. После окончания разворота переключатель «ГИК —
ГПК — Разворот» необходимо установить в положение «ГИК» или
«ГПК», сообразуясь с заданием полета.
Следует помнить, что перед выполнением доворотов необходимо-
подвижный и неподвижный индексы на ЗК-2 совместить.
Выполнение набора высоты или снижения. Для выполнения на-
бора высоты или снижения нужно рукоятку «Cijvck — Подъем» от-
клонить на себя или от себя и держать отклоненной до достижения;
самолетом необходимого угла тангажа. После этого рукоятку нуж-
но отпустить. Самолет с установленным углом тангажа будет
совершать набор высоты или снижение.
Для вывода самолета из режима набора высоты или снижения
нужно рукоятку «Спуск — Подъем» отклонить в противоположную
сторону. При этом необходимо знать, что управление по каналу
тангажа выполняется по угловой скорости. Отклоненному положе-
нию рукоятки «Спуск — Подъем» соответствует определенная ско-
рость изменения угла тангажа самолета.
При разгонах и торможениях самолета с изменением' скорости'
полета на величину ±60 кя!ч автотриммер будет обеспечивать пе-
ребалансировку руля высоты. При изменениях скорости свыше
±60 км/ч возможно автоматическое отключение рулевой машины
канала тангажа от срабатывания ДПОР. Поэтому при необходи-
мости разгона или торможения самолета с изменением скорости
свыше ±60 км/ч следует отключить автопилот (кнопкой на штур-
вале), выполнить разгон или торможение, сбалансировать руль
высоты триммером и снова включить автопилот.
Приведение самолета в режим горизонтального полета. Для
приведения самолета к горизонту необходимо нажать кнопку «Го-
ризонт» на пульте управления. При этом самолет автоматически бу-
дет приведен по крену и тангажу в положение прямолинейного-
горизонтального полета. После окончания процесса приведения са-
молета к горизонту автоматически включится корректор высоты и
загорится сигнальная зеленая лампа «КВ вкл.».
Надо иметь в виду, что после приведения самолета к горизонту
управление самолетом от рукоятки «Разворот» и переключателя
«Спуск — Подъем» невозможно. Для управления самолетом от ав-
топилота необходимо включить автопилот, для чего нажать кнопку
«АП включение».
Отключение автопилота. Для отключения автопилота необходи-
мо нажать кнопку отключения, расположенную на штурвале, или
поставить переключатель «Питание» в положение «Отключено».
223.
Автопилот можно также отключить путем нажатия кнопки совме-^
щенного управления, три этом происходит отключение рулевых
машин, а схема автопилота переходит в режим согласования. При
сильной болтанке автопилот включать не рекомендуется.
В особых случаях полета, а также при всех видах полета с ис-
пользованием автопилота АП-28Л1 необходимо строго выполнять
.Руководство по эксплуатации и пилотированию самолета Ан-24 с
двумя двигателями АИ-24.
• ГЛАВА VII
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
И СИСТЕМ САМОЛЕТА
§ 50. Общие сведения
На самолете установлены приборы (см. рис. 5.1), которые обес-
печивают контроль параметров работающих двигателей, а также
контроль за работой топливной, масляной, гидравлической и воз-
душной систем самолета и турбогенераторной установки.
К таким приборам относятся: ч
двухстрелочный тахометр ИТЭ-2;
указатель положения рычагов топлива УПРТ-2;
манометры давления масла в измерителе крутящего момента
ДИМ-100;
комбинированные трехстрелочные указатели давления топлива,
давления и температуры масла ЭМИ-ЗРИ;
термометры температуры выходящих газов ТВГ-26;
расходомеры топлива РТМС-0,85-Б1;
комплексный прибор СПУТ1-5АП;
указатель уровня масла в баках двигателей МЭС-1857А;
указатель уровня гидросмеси в баке МЭ-1866;
манометры в основной гидросистеме и гидроаккумуляторе
2ДИМ-240;
манометр в аварийной гидросистеме ДИМ-240;
указатель расхода воздуха кабины УРВК;
указатель температуры нагнетаемого воздуха 2ТУЭ-111;
указатель высоты и перепада давления в кабине УВПД-15;
указатель положения закрылков УЗП-47;
указатель положения створок маслорадиатора УЮЗ-4;
тахометр турбогенераторной установки ТЭ-40М;
термометр выходящих газов турбогенераторной установки
ТСТ-29.
224
§ 51. Двухстрелочный тахометр ИТЭ-2
Двухстрелочный магнитоиндукционный тахометр ИТЭ-2
(рис. 7.1) предназначен для непрерывного дистанционного измере-
ния и указания числа оборотов и
выраженного в процентах от его
Комплект прибора состоит
из измерителя ИТЭ-2 и двух
датчиков ДТЭ-1. Измеритель
установлен на средней панели
приборной доски внизу. Дат-
чики ДТЭ-1 размещены на ко-
робке приводов с левой сторо-
ны двигателя и крепятся на-
кидными гайками.
Принцип действия тахомет-
ра основан на преобразовании
датчиком (генератором) ско-
рости вращения вала двигате-
ля в э. д. с. с частотой, про-
порциональной скорости вра-
щения вала.
На рис. 7.2 представлена
приципиальная электрическая
схема тахометра ИТЭ-2. Элект-
родвижущая сила, выработан-
ная датчиком 1, питает обмотку 4 статора синхронного двигателя,
ротор 5 которого вращает магнитный узел 6. Этот узел увлекает
чувствительный элемент 7, соединенный со стрелкой 8 указателя 2.
Шкала прибора 3 проградуирована от 0 до 105% с ценой деле-
ния 1%. Стрелки помечены цифрами «1» для левого двигателя и
«2» — для правого двигателя.
! минуту главного вала двигателя,,
максимальных оборотов в минуту.
Рис. 7.1. Магнитоиндукциониый тахо-
метр ИТЭ-2
Рис. 7.2. Принципиальная электрическая схема тахометра ИТЭ-2
225
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ИТЭ-2
Питание................................... от собственного дат-
чика
Температурный диапазон работы, °C:
измерителя.................................от +50 до —60
датчика................................от +180 до —60
Передаточное число от вала двигателя к при-
воду датчика...............................от 60 до 100
Рабочий диапазон шкалы, %...................100% по шкале изме-
рителя соответству-
ет 2500 об/мин вала
датчика
Вес, г:
измерителя... . 950
двух датчиков........................ 2600
всего комплекта...................... 3550
§ 52. Указатель положения рычагов топлива
УПРТ-2
На самолете Ан-24 управление работой двигателей полность
автоматизировано и сводится лишь к изменению положения рыча-
гов дроссельных кранов автоматов дозировки топлива АДТ-24А.
Каждому положению рычага
дроссельного крана соответству-
ет определенный режим работы
двигателя. При изменении усло-
вий полета (высоты и скорости
полета, температуры наружного
воздуха) установленный пилотом
режим автоматически поддержи-
вается АДТ-24А.
Следовательно, двухстрелоч-
ный электродистанционный ука-
затель положения рычагов дрос-
сельных кранов УПРТ-2 (рис. 7.3)
является прибором, при помощи
которого пилоты осуществляют
контроль за положением.рычагов
дроссельных кранов двигателей,
Рис. 7.3. Указатель положения рыча-
гов топлива УПРТ-2
а положения дроссельных кранов
определяют соответствующий режим работы двигателей.
Датчики УПРТ-2 установлены на автоматах АДТ-24А, а двух--
стрелочный указатель — на центральной панели приборной доски.
Шкала прибора имеет деления от 0 до 105°, причем 0° по УПРТ-2'
соответствует режиму малого газа, а 100° — взлетному режиму. ’
Принцип работы УПРТ-2 основан на применении трехпроводной
потенциометрической системы, состоящей из кольцевого потенцио-
метра в датчике и трёхкатушечного магнитоэлектрического логомет- i
ра с подвижным магнитом в указателе.
226
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УПРТ-2
Диапазон измеряемых углов, град............О—105
Оцифровка, град............................через 20
Цена деления, град.........................2
Напряжение питания постоянного тока, в . . . 27±2,7
Потребляемый ток, а........................не более 0,6
Температурный диапазон работы прибора, °C . от +50 до —60
Погрешность дистанционных передач, град . . не превышает ±1,5
Вес, г:
датчика с разъемом.....................около 400
указателя..............................800
всего комплекта........................около 1200
§ 53. Манометр давления масла
в измерителе крутящего момента ДИМ-100
В систему редуктора двигателя входит механизм измерителя
крутящего момента (ИКМ). Работа этого механизма основана на
принципе равновесия окружной силы от крутящего момента на валу
редуктора. Сила в свою очередь определяется давлением масла в
гидромеханизме ИКМ. Для измерения давления масла в ИКМ при-
менен дистанционный индуктивный манометр ДИМ-100. На само-
лете Ан-24 установлено два прибора ДИМ-100 для левого и право-
го двигателей.
В комплект прибора ДИМ-100 (рис. 7.4) входят
УИ1-100 (рис. 7.4, а) и датчик ИД-100 (рис. 7.4, б).
указатель.
Рис. 7.4., Указатель (а) и дат-
чик ИД-100 (б) маномет-
ра ДИМ-100
Указатели УИ1-100 (рис. 7.5) размещены на средней панели
Приборной доски, датчики на ВНА справа выше датчика ИД-8.
Принцип работы прибора заключается в следующем: под воз-
действием избыточного давления масла в ИКМ мембрана 1
(рис. 7.6) прогибается и перемещает вместе со штоком 2 якорь 3,
изменяя воздушные зазоры магнитных цепей катушек L\ и L2. При
этом в одной цепи зазор увеличивается, а в другой — уменьшается.
Это приводит к изменению индуктивности катушек Ц и L2. Так как ,
схема прибора питается от переменного тока напряжением 36 в и
частотой 400 гц, то изменение индуктивности ведет к перераспре-
делению токов в рамке логометра rt — г2. Поэтому каждому поло-
227
Рис. 7.5. Датчик ИД-8 (разрез) Рис. 7.6. Принципиальная электрическая
схема манометра ДИМ-100
жению якоря соответствует одно вполне определенное положение
стрелки 6 относительно неподвижной шкалы 7.
В приборе в качестве указателя используется магнитоэлектри-
ческий логометр с подвижным магнитом 5. Так как рамка лого-
метра должна питаться постоянным током, то для выпрямления
переменного тока в схему введены два германиевых выпрямителя 4.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДИМ-100
Температурный диапазон работы, °C:
указателя.............................. . от —60 до +60
датчика................................от —60 до +75
Диапазон измеряемых давлений, кГ/см2 . . . от 0 до 100
Погрешность показаний, %.......... . . . . не превышает 4
Питание комплекта, переменный ток:
напряжение, в.........................37±6%
частота, гц............................ 400±2%
Сила потребляемого тока, а.................0,15
Вес, г.....................................около 800
Указатели и датчики разных комплектов, но одного предела
измерений соответственно взаимозаменяемы.
При эксплуатации прибора необходимо руководствоваться рег-
ламентом технического обслуживания спецоборудования самолета
Ан-24, в данном случае его разделом «Приборное оборудование».
228
Перед установкой на самолет, а также при смене двигателя
необходимо проверять погрешности прибора. Одновременно про-
веряется сопротивление изоляции электрических элементов указа-
теля и датчика. Приборы не должны иметь погрешности более 4%
от измеряемого давления.
В случае неправильных показаний прибора необходимо опреде-
лить место дефекта. Для этого поочередно заменяют датчик и ука-
затель заведомо исправными приборами.
При эксплуатации можно заменять отказавший датчик или
указатель приборами этого же типа из другого комплекта. После
замены показания комплекта прибора необходимо сверить с конт-
рольным манометром.
§ 54. Трехстрелочный двигательный
индикатор ЭМИ-ЗРИ
На самолете установлено три комплекта трехстрелочных двига-
тельных индикаторов ЭМИ-ЗРИ (рис. 7.7). Трехстрелочный инди-
Рис. 7.7. Трехстрелочный индикатор ЭМИ-ЗРИ
катор служит для измерения и указания давления топлива, дав-
ления масла и температуры масла. При этом два комплекта при-
бора служат для контроля указанных параметров двигателей, а
третий — турбогенераторной установки.
Комплект прибора состоит из трехстрелочного указателя, дат-
чика давления топлива ИД-100, датчика давления масла ИД-8 и
приемника температуры масла П-1.
Три комплекта приборов ЭМИ-ЗРИ на самолете размещены сле-
дующим образом:
два указателя, показывающие давление топлива, масла и тем-
пературу масла соответственцо левого и правого двигателя, — на
центоальной панели приборной доски;
229
один указатель, показывающий давление топлива, масла и тем-
пературу масла турбогенераторной установки ТГ-16,— на верти-
кальной панели левого пульта; %
датчики давления топлива двигателя ИД-100— на подкосе креп-
ления нижнего капота соответствующего двигателя; *
датчики давления масла двигателей ИД-8 — в нижней части с :
Рис. 7.8. Принципиальная
схема электрического термо-
метра ЭМИ-ЗРИ:
1 — рамка логометра; 2—под-
вижный магнит; 3 — стрелка;
4 —шкала; Яь Т?2, Яз и R t «
сопротивления моста; Я4 и =
компенсационные сопротивле-
ния из меди и манганина
правой стороны входного направляю-.
щего аппарата (ВНА);
приемники температуры масладви- 4
гателей П-1—в маслосборнике на ко-
робке агрегатов двигателей; . ‘
датчики давления топлива ИД-ЮО
и масла ИД-8 турбогенератора—с ле-
вой стороны на кронштейнах в отсе-
ке ТГ-16;
приемник температуры масла П-1
ТГ-16 —справа в трубке циркуляции
масла.
Все три прибора ЭМИ-ЗРИ, уста-
новленные на самолете, являются ком-
бинированными, показывающими дав- !
ление и температуру. По принципу
работы оба манометра (давления мас-
ла и топлива) аналогичны и ничем не
отличаются от манометра ДИМ-100,
рассмотренного в § 53. Однако у дат-
чика манометра
коробка
меньших
ний. На
принципиальная электрическая схема
на и для манометров ЭМИ-ЗРИ.
Шкала манометра топлива имеет деления от 0 до 100 к.Г1см?
с оцифровкой через 50 кГ!см2\ шкала манометра масла — деления
от 0 до 8 кГ/см2 с оцифровкой через 2 кГ1см2.
Принцип действия электрического термометра сопротивления, '
состоящего из приемника температуры П-1 и указателя логометри-
чеокого типа, основан на свойстве проводников изменять свое
электрическое сопротивление с изменением температуры нагрева
проводника. С достаточной точностью для практики можно счи-
тать, что сопротивление проводника с изменением температуры
меняется по линейному закону и выражается формулой
масла мембранная-
более чувствительна ввиду
величин измеряемых давле-
рис. 7.6 была приведена
манометра, которая идентич-
Rt = Ro [ 1 + at (t — to) ],
где Rt и Ro— сопротивления проводника, соответствующие температуре t и toy
at — температурный коэффициент сопротивления; для. металлов а₽
составляет 0,004—0,0068.
230
Измерение температуры масла с помощью ЭМИ-ЗРИ (рис. 7.8)
осуществляется по мостовой схеме. Плечи Ri, R2 и R2 моста выпол-
нены из высокоомной проволоки (манганин, константан), сопротив-
ление которой при изменении температуры в определенном диапа-
зоне практически не меняется. Сопротивление Rt изготовлено из
никелевой проволоки, сопротивление которой при возрастании тем-
пературы на 1°С увеличивается на 0,6%. В диагональ моста БГ
включен указатель логометрического типа. Общая точка рамок / и
II через сопротивления R't и R"t соединяется с точкой А. К диаго-
нали моста АВ подключен источник питания постоянного тока на-
пряжением 27 в.
Постоянный магнитик, на котором закреплена стрелка, может
перемещаться между рамками I и II, отклоняя соответствующим
образом стрелку прибора относительно неподвижной шкалы с деле-
ниями в градусах Цельсия. При температуре приемника, соответ-
ствующей средней точке шкалы, величина сопротивления Rt равна
сопротивлению моста /?3.
Сопротивление R\ = R2, т. е. получается уравновешенный мост:
токи в рамках логометра равны по величине и направлены в про-
тивоположные стороны.
Подвижной магнит логометра будет пребывать в равновесии,
стрелка будет показывать температуру масла, соответствующую
средней точке шкалы.
Отклонение температуры масла и, следовательно, приемника от
средней величины приведет к разбалансу моста. Между точками
моста Б и Г возникает разность потенциалов, й в рамках логометра
потечет дополнительный ток i. В одной из рамок будет сумма токов
I+i, а в другой — разность токов I — /. Магнитное поле рамки с
током I+i будет преобладать над полем рамки с током I — I, и
подвижная система со стрелкой отклонится в сторону рамки с боль-
шим полем, показывая по шкале прибора температуру, вызвавшую
разбаланс моста.
Сопротивление Rt, состоящее из двух сопротивлений R't и R"i,
включено в полудиагональ моста для увеличения чувствительности
прибора (R't) и компенсации температурной погрешности прибо-
ра (Я"4).
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЭМИ-ЗРИ
Диапазон измерения давления топлива, кГ/см2 от 0 до 100
» » » масла, кГ/си2 .. от 0 до 8
» » температуры масла, °C . от —70 до +150
Максимальная погрешность термометра иа
крайних точках, °C...................... ие превышает ±5
Погрешность манометров масла и топлива от
измеряемой величины, %....................не превышает ±4
Вес комплекта, кг.........................2
231
§ 55. Термометр выходящих газов ТВГ-26
Термоэлектрический однострелочный термометр ТВГ-26
(рис. 7.9) предназначен для дистанционного измерения температу-
ры выходящих газов турбовинтовых двигателей, при этом изме-
ряется средняя температура заторможенного потока.
На самолете Ан-24 установлено два прибора ТВГ-26 для левого
и правого двигателей. Комплект прибора состоит из указателя
ТВГ-2 и четырех термопар Т-6. Оба указателя ТВГ-2 расположены
на средней панели приборной доски. Термопары Т-6 установлены
по окружности реактивного насадка по четыре на каждом двига-
теле. Здесь же между ними установлено шесть термопар Т-6, яв-
ляющихся датчиками сигнала температуры выходящих газов для
системы ПРТ (предельный регулятор температуры).
Принцип действия прибора основан на измерении термоэлек-
тродвижущей силы (т. э. д. с.) термопар, возникающей при наличии
разности температур рабочего и свободного концов термопары.
Рис. 7.9. Указатель термометра выхо-
дящих газов ТВГ-26
На схеме рис. 7.10 показано соединение термопар Т-6 между собой
и с указателем ТВГ-2 для одного прибора. Схема второго прибора
идентична. Как видно из схемы, на указатель подается т. э. д. с. от
четырех последовательно соединенных термопар, образующих тер-
мобатарею. Суммарная т. э. д. с. батареи зависит от нагрева тер-
мопар и измеряется милливольтметром, шкала которого програ-
дуирована в градусах Цельсия. В термопаре Т-6 в качестве термо-
электрической пары использованы железоникелевый сплав НЖ-11
и специальный копель СК. Во избежание перепутывания полярно-
сти положительный электрод НЖ-11 изготовлен короче отрицатель-
ного из СК-
232
После соединения термопар в термобатарею во избежание вы-
хода из строя (сгорания) двигателя необходимо проверить правиль-
ность соединения термопар Т-6, при этом показания ТВГ-2 при
подсоединении очередной термопары должны возрастать.
Диапазон измерения шкалы — от 100 до 900° С.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТВГ-26
Питание прибора........................ .
Сопротивление внешней цепи, включая термо-
пары и соединительные провода, ом . . . .
Сопротивление термопары Т-6, ом...........
Температурный диапазон внешней среды, °C . .
Рабочий диапазон шкалы, °C . . . .........
Вес термопары Т-6, г......................
Вес указателя ТВГ-2, а....................
от собственных термов-
пар Т-6
5±0,1
0,44 ±0,02
от +50 до —60
от 300 до 600
250
700
§ 56. Расходомер топлива РТМС-0,85-БГ
Рис. 7.11. Указатель расходомера:
РТМС-0;85-Б1
(2 шт.), трансформатор ТРП-52
Расходомер топлива типа РТМ.С-0,85-Б1 (рис. 7.11) предагазна±
чен для контроля за топливом, расходуемым каждым двигателем.
С помощью этого прибора можно в любой момент времени опреде-
лить часовой (мгновенный) рас-
ход топлива (в килограммах) на
данном режиме работы двигате-
ля и суммарный расход топлива
по каждому двигателю как раз-
ность всего количества топлива,
залитого в группы, питающие
данный двигатель и остаток его
в группах. Стрелка прибора пе-
ред полетом устанавливается
точно на количество залитого
топлива.
В комплект расходомеров на
самолете Ан-24 (входят указатели
(2 шт.), датчики часового и сум-
марного расхода топлива (2 шт.),
тиратронные прерыватели ПТ-56
(1 шт.), выключатель (1 шт.).
Указатели расходомеров установлены на средней панели: при-
борной доски. Датчики расходомеров—в питающей топливной ма-
гистрали между насосом-датчиком НД-24А и фильтром тонкой очи-
стки 12ТФ-29. Прерыватели ПТ-56 и трансформатор ТРП-52 разме-
щены в следующих местах: первый — под полом1 в переднем
багажнике, второй —на потолке переднего багажника около вы-
сотного сигнализатора ВС-46.
Принцип работы прибора (рис. 7.12) основан на-том^ что топли-
во, протекающее через датчик расхода топлива 2 (р-ис. 7.12)', при-
водит во вращение две крыльчатки, обороты которых- пропорцио-
9—1637
233.
иальйы количеству протекшего через датчик топлива. Крыльчатки
являются чувствительным элементом, входящим в комплект датчи-
ка расхода топлива: датчика часового (мгновенного) расхода топ-
.лива и датчика суммарного расхода топлива. Крыльчатка датчика
часового расхода топлива вращает постоянный магнит, закреплен-
ный на одной оси с ней. В поле этого магнита расположена чашка,
укрепленная на оси ротора сельсина датчика. Магнит и чашка об-
разуют индуктивный механизм датчика. Под действием момента,
создающегося при вращении магнитного поля, и появляющихся
вихревых токов ось чашки поворачивается на некоторый угол, при-
чем каждой скорости вращения крыльчатки или каждому значению
часового (мгновенного) расхода топлива соответствует определен-
ный угол поворота оси чашки. Чашка, отклоняясь, поворачивает
ротор сельсина датчика, имеющего дистанционную электрическую
связь с ротором сельсина указателя, на оси которого укреплена
стрелка. Обмотки возбуждения сельсина датчика и сельсина ука-
зателя получают питание от трансформатора ТРП-52.
Ротор указателя поворачивается синхронно с ротором датчика,
и стрелка при этом показывает на шкале часовой расход топлива.
Шкала часового расхода топлива проградуирована от 0 до 850 кг/ч,
оцифровка через 200 кг/ч, т. е. 0; 2; 4; 6; 8.
Рис. 7.12. Принципиальная схема расходомера РТМС-0,85-Б1;
1 —' тиратронные преобразователи ПТ-56; 2 — датчики расхода топлива; 3 — указатели
РТМС;0,85-Б1; 4 — трансформатор ТРП-52; 5 — выключатель расходомеров 2ПП-250; 6 —
панель бортрадиста (115 в, 400 гц)
234
Крыльчатка датчика суммарного расхода топлива при помощи
редуктора вращает стальной сердечник индуктивно-импульсного
устройства, представляющего собой мост переменного, тока. Одна
пара плеч моста, образованная обмоткой трансформатора, нахо-
дится в ПТ-561 и имеет постоянную индуктивность. Другой парой
плеч моста являются две катушки индуктивности и £2 в датчике-..
Одна катушка имеет переменную индуктивность, другая — посто-
янную.
Стальной сердечник при своем вращении в магнитном поле ин-
дуктивной катушки приближается к ее П-образному сердечнику,
изменяет ее магнитный поток и, следовательно, индуктивность..
Поэтому нарушается равновесие моста, и на его диагонали появ-
ляется напряжение, которое преобразуется и усиливается тиратро-
ном ТГ1-0,1/1,3, а затем подается на электромагнит указателя.
При прохождении через датчик определенного- количества топ-
лива индуктивно-импульсное устройство посылает соответствующее
число импульсов тока на электромагнит указателя. Электромагнит,,
срабатывая, поворачивает храповик, который через редуктор -сое-
динен с цифровым счетчиком. Счетчик показывает запас топлива
как разность между залитым и прошедшим через датчик расхода
количеством топлива. Показания счетчика -нужно умножать на 10^
а показания на шкале необходимо умножать на 100.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ РТМС-0,85-Б1
Потребляемая мощность переменного тока, ва . . не более 80
Пределы измерения:
запаса топлива, кг....................... 9990
расхода топлива, кг/ч....................850
Число оборотов крыльчатки при максимальном
расходе топлива, об!мин-.
суммарного датчика.........................1500
часового датчика ........................ 2000 '
Максимальный перепад давления на датчике,
кПсм?:
при вращающейся крыльчатке...............0,25
» заторможенной » .............0,4
Вес комплекта, кг............................не более 10
§ 57. Комплексный прибор СПУТ1-5АП
Комплексный прибор программного управления и измерения
топлива СПУТ1-5АП, устанавливаемый на самолете, предназначен
для следующих целей:
измерение суммарного запаса топлива;
поочередное измерение запаса топлива в каждой группе баков;
автоматическое управление расходом топлива и включением со-
ответствующей сигнализации;
сигнализация об аварийном остатке топлива;
автоматическое управление заправкой топлива и включение^
сигнализации.
9* 235-
В комплект прибора СПУТ1-5АП входят: датчики топливомера
>(ДТ) и датчики топливомера компенсационные (ДК2-3); показы-
вающий прибор 2ППТ1-4; блок управления БУ10А-4; галетный пе-
реключатель ПГ4-2; дистанционные переключатели ПД1-3; блок из-
мерения БИ2-5А; усилитель УЛ 4-1.
Блоки комплекта СПУТ1-5АП на самолете размещены в сле-
дующих местах:
датчики — в баках соответствующих групп;
Рис. 7.13. Показывающий прибор Рис. 7.14. Галетный переключатель
2ППТ1-4 . ПГ4-2
показывающий прибор 2ППТ1-4 (рис. 7.13) и лампа сигнализа-
ции остатка топлива на 1 ч полета—- на средней панели приборной
доски;
блок управления БУ10А-4 — в правом носовом отсеке у шпан-
гоутов № 2—3;
галетный переключатель ПГ4-2 (рис. 7.14) —на средней панели
приборной доски;
дистанционные переключатели ПД1-3 — на правом борту у
шпангоутов № 5—6;
блок измерения БИ2-5А — на правом борту у шпангоута
№ 5—6;
усилитель УЛЧ-1 — у шпангоута № 7. •
Принцип действия. Комплексный прибор СПУТ1-5АП‘состоит
из двух независимых частей: измерительной и автоматической.
Блок-схема прибора приведена на рис. 7.15.
Рис. 7.15. Блок-схема
• а — измерительная часть:
1 — емкостные датчики; 2 — дистанционный
переключатель; 3 — галетные переключате-
ли; 4— блок измерения; 5 — показываю-
щий прибор;
б — автоматическая часть:
1 — индуктивные датчики; 2 — блок управ-
ления; 3 — реле перекачивающих насосов'
Измер ительная часть служит для измерения и указания
общего запаса/топлива, а также для поочередного измерения и ука-
зания запаса топлива в группах баков.
В основу принципа работы прибора положен электроемкостный
метод, измерения запаса топлива. Этот метод состоит в том, что
измеряется электрическая емкость конденсатора, помещенного в
топливном баке и представляющего
собой набор коаксиально располо-
женных металлических труб. Такой
конденсатор называется датчиком
измерительной части комплексного
прибора СПУТ1-5АП.
Если заполнять бак топливом,
то электрическая емкость датчика,
помещенного в баке, будет изме-
няться вследствие того, что диэлект-
рик, находящийся между трубами
датчика, меняется по мере заполне-
ния бака топливом. В заполненной
части бака между трубами датчика
находится топливо, а в незаполнен-
ной—воздух. Поэтому по величине
электрической емкости датчика
можно судить о запасе топлива, на-
ходящегося в баке.
На рис. 7.16 показан простей-
ший датчик, состоящий из двух ме-
таллических труб. Электрическая
емкость такого датчика может быть
определена по формуле;
Рис. 7.16. Принципиальная схема
устройства цилиндрического емко-
стного датчика
,Si/i + ег/д
С = к------:,
, D2
где k — постоянный коэффициент;
et — диэлектрическаи проницаемость воздуха;
е2 — диэлектрическая проницаемость топлива, находящегося между трубами
датчика;
й — длина части датчика, ие залитая топливом;
/2 — длина части датчика, залитая топливом;
D2 — внутренний диаметр наружной трубы;
£>i—наружный диаметр виутреиией трубы.
Для каждого датчика отношение диаметров труб есть величина
постоянная. Изменение емкости датчика будет зависеть от количе-
ства топлива, залитого в бак, т. е. от величин Zt и 12 и от значений
диэлектрических проницаемостей воздуха и топлива.
Ввиду того, что диэлектрическая проницаемость топлива при-
мерно в 2 раза больше диэлектрической проницаемости воздуха,
емкость полностью погруженного в топливо конденсатора будет
также приблизительно в 2 раза больше емкости того же конденса-
тора в воздухе.
Следовательно, при заправке топлива емкость конденсатора
плавно меняется в пределах от своего начального значения, когда
датчик находится в воздухе, до своего максимального значения,
когда датчик полностью погружен в топливо. Поэтому можно счи-
тать, что каждому уровню и, следовательно, количеству залитого
топлива при постоянном значении его диэлектрической проницае-
Рис. 7.17. Принципиаль-
ная электрическая схема
самоуравиовешивающе-
гося моста
новешивающийся мост
мости соответствует определенная вели-
чина емкости конденсатора (датчика).
. Однако при изменении температуры
или сорта топлива меняется его диэлект-
рическая проницаемость, которая опре-
деляется главным образом плотностью
топлива. Поэтому одному и тому же
объему топлива будут соответствовать
разные значения емкости конденсатора,
определяемые плотностью топлива.
Таким образом, емкость установлен-
ного в баке конденсатора (датчика) оп-
ределяется объемом .и плотностью зали-
того топлива, т. е. его массой. Стало
быть, по значению емкости конденсатора
можно судить о весовом количестве топ-
лива, залитого в бак.
Измерительная часть состоит из дат-
чиков, подобно описанному выше конден-
сатору, устанавливаемых в топливных
баках самолета, и устройства для авто-
матического измерения их емкости. Это
устройство представляет собой самоурав-
еременного тока. Принципиальная схема
такого моста приведена на рис. 7.17.
Питание моста осуществляется от вторичной обмотки трансфор-
матора Тр (см. рис. 7.17), на первичную обмотку которого подается
ток с переменным напряжением 115 в и частотой 400 гц. Мост со-
стоит из четырех плеч: двух емкостных—АБ и БВ и двух ‘актив-
ных— ДГ и ГВ. Мост будет находиться в равновесии, когда на
вершинах выходной диагонали БГ напряжение отсутствует. При
изменении емкости датчика Ся, вызванной изменением массы топ-
лива в баке, равновесие моста нарушается — между точками Б и Г
появится напряжение, которое подается на вход усилителя У.
Усиленное напряжение с выхода усилителя поступает на управ-
ляющие обмотки двухфазного индукционного двигателя М. Ротор
электродвигателя начинает вращаться. Ось ротора через редуктор
механически связана с движком реостата Jli и стрелкой показываю-
щего прибора. Движок реостата перемещаясь, изменяет сопро-
238
тивление плеча ВГ, противоположного плечу АБ, в которое вклю-
чен датчик. Тем самым компенсируется изменение емкости дат-
чика, и напряжение на выходе моста между точками Б и Г стано-
вится равным нулю. Электродвигатель перестает работать. Стрел-
ка-указатель устанавливается против деления шкалы, соответст-
вующего залитой в бак массе топлива.
При пустом баке емкость датчика Ся равна своему начальному
значению СД = СО. Емкость воспомогательного плеча ' выбирается
также равной примерно этой величине. Стрелка-указатель должна
при этом находиться против нулевой отметки шкалы, а движок рео-
стата—соответственно в. левом крайнем положении (см. рис. 7.17).
Тогда сопротивление плеча В Г определяется только величиной
постоянного сопротивления R3. Регулируя величину сопротивления
плеча АГ реостатом «Регулировка нуля» Д4, уравновешивают мост
при указанных постоянных значениях трех остальных плеч моста.
При заполнении бака топливом электрическая емкость датчика
увеличивается. При полной заправке бака стрелка указателя
СПУТ1-5АП должна остановиться против отметки шкалы, соответ-
ствующей максимальному количеству топлива в баке, а движок ре-
остата Ri — соответственно в правом крайнем положении. Сопро-
тивление плеча ВГ увеличивается во столько раз, во сколько сумма
сопротивлений R3 и параллельно соединенных сопротивлений рео-
статов R\ и больше постоянного сопротивления R3. Изменяя ве-
личину сопротивления параллельного соединения Ri и R2 с по-
мощью реостата «Регулировка максимума» R2, добиваются, чтобы
относительное изменение сопротивления плеча ВГ было* равно от-
носительному изменению емкости датчика, т. е. уравновешивают
мост на максимуме.
Каждому промежуточному значению емкости датчика соответ-
ствует определенная точка на шкале прибора. Шкала показываю-
щего прибора градуируется в килограммах. Положение стрелки
указателя на шкале дает значение залитого в бак'топлива, изме-
ренного в килограммах.
При измерении общего количества топлива, залитого в баки
самолета, под величиной емкости Сд следует понимать суммарную
емкость всех параллельных включенных датчиков.
Методическая ошибка измерения и ее компенсация. Если масса
топлива в баке неизменна, то напряжение в диагонали моста БГ
должно отсутствовать и стрелка указателя прибора не должна
менять своего положения. Однако изменение диэлектрической про-
ницаемости топлива при изменении температуры или сорта топли-
ва вызывает некоторое изменение емкости датчика, вследствие чего
равновесие моста нарушается и на вершинах выходной диагонали
БГ возникает «напряжение ошибки». Это в свою очередь вызывает
отклонение стрелки указателя прибора и приводит к неправильно-
му выводу о наличии топлива в баке.
Для устранения этой методической ошибки применена схема
компенсации. Она представляет собой мост переменного тока
239
КЛМН (рис. 7.18).. Двумя плечами моста являются две полуобмот-
ки компенсационного трансформатора Трк (КН и НМ).. Третьим
плечом КЛ служит электроемкостный компенсационный датчик,
полностью находящийся в топливе. Четвертым плечом ЛМ является
конденсатор постоянной емкости Сэ, величина которого равна ве-
личине емкости компенсационного датчика Ск, погруженного в ос-
новное для данной тарировки топливо при'температуре 20±10°С.
В нормальных условиях мост КЛМН находится в равновесии
(при неизменной диэлектрической проницаемости топлива).
На рис. 7.18 приведена принципиальная схема измерительной
части комплексного прибора СПУТ1-5АП, Как видно из схемы,
Рис. 7.18. Принципиальная электрическая схема измерительной части
прибора СПУТ1-5АП
напряжение питания первичной обмотки Тр1; снимается с реостата
компенсации К1;.
Работа схемы компенсации состоит в следующем: при измене-
нии диэлектрической проницаемости топлива емкость датчика из-
менится. Равновесие моста нарушится и на вершине выходной диа-
гонали ЛН появится напряжение, тем большее, чем больше изме- f
нилась диэлектрическая проницаемость‘топлива. Это напряжение
подается на вход усилителя в противофазе с «напряжением ошиб-
ки». Таким образом, напряжение на входе усилителя будет равно
нулю, и стрелка указателя прибора останется на отметке, соот-
ветствующей залитой массе топлива.
Величина «напряжения ошибки» измерительного Моста опреде-
ляется не только изменением диэлектрической проницаемости топ-
лива, но также и количеством топлива в баке. Чем больше топлива
240
в баке, тем большая часть измерительного датчика погружена в
топливо, тем большее изменение емкости .датчика вызывается при
-изменении диэлектрической проницаемости топлива и тем большее
«напряжение ошибки» возникает на выходе измерительного моста.
Отсюда напряжение выхода компенсационной схемы должно быть
также функцией количества залитого топлива.
Для этого величина напряжения питания, следовательно, ве-
личина напряжения выхода компенсационного моста изменяется
пропорционально массе залитого топлива. Такое пропорциональное
изменение достигается с помощью |црофилирова!нного реостата J?K,
движок которого механически связан с движком реостата iRi изме-
рительного моста и перемещение которого пропорционально изме-
нению массы топлива, залитого в бак.
Система измерительной части комплексного прибора питается
от бортовой сети напряжением 115 в с частотой 400 гц. Это напря-
жение подается на первичную обмотку 1—2 силового трансформа-
тора Тр. На выпрямитель поступает напряжение с вторичной об-
мотки трансформатора 3—4—5. Выпрямленное напряжение подает-
ся на аноды ламп усилителя. К выходу усилителя подключена
обмотка управления 2—5 реверсивного электродвигателя
ДИД-0,5ТА.
Обмотка возбуждения этого электродвигателя получает питание
от вторичной обмотки 6—7 трансформатора Тр и через фазосдви-
гающий конденсатор С. Конденсатор служит для сдвига фазы на-
пряжения на 90° на обмотке возбуждения по отношению к напря-
жению на обмотке управления, что необходимо для возникновения
вращающегося электромагнитного поля.
Напряжения питания следующие:
обмотка возбуждения электродвигателя ДИД-0,5ТА — 30 в;
напряжение питания измерительного моста — 25 в;
напряжение питания компенсационного моста и накала ламп
усилителя — 6,3 в.
При измерении общего запаса топлива на борту самолета все
датчики, соединенные параллельно, включаются в плечо АБ изме-
рительного моста АБВГ. При поочередном измерении количества
топлива в каждой группе баков к точкам А и Б подключаются дат-
чики определенных групп.
Все переключения производятся вручную с помощью галетного
переключателя, который либо непосредственно осуществляет ком-
мутацию электрических цепей измерительной части прибора, либо
управляет работой дистанционных переключателей, производящих
указанную коммутацию.
Автоматическая, часть комплексного прибора
.СПУТ1-5АП предназначена для выполнения следующих задач:
• у .автоматическое управление порядком расхода топлива и вклю-
чением соответствующей сигнализации;
автоматическое управление заправкой топливом и включением
, сигнализации;
241
сигнализация об аварийном остатке в баках топлива на 1 ч
полета.
Принцип работы автоматической части прибора основан на из-
менении индуктивности катушки при введении в нее железного
сердечника.
В топливный бак 1 (рис. 7.19) помещается датчик-сигнализатор,
который состоит из двух (верхней 4 и нижней 5) катушек самоин-
дукции, установленных на определенном уровне, и поплавка с сер-
дечником 2 из ферромагнитного материала. Поплавок держится на
поверхности топлива и перемещается по направляющей трубе 3
вниз и вверх. При изменении уровня топлива поплавок будет пе-
Рис. 7.19. Принципиальная схе-
ма устройства датчика-сигнали-
затора
Рис. 7.20. Принципиальная элект-
рическая схема автоматической ча-
сти прибора СПУТ1-5АП
ремещаться. При определенном уровне топлива поплавок станет
так, что его ферромагнитный сердечник войдет в одну из катушек
сигнализатора. Катушка Li (рис. 7.20) включена в плечо ПР моста
ПРСТ. Два других плеча составляют сопротивления Д] и R%, а
третьим плечом является вторая катушка сигнализатора Л2. Индук-
тивности обеих катушек равны между собой.
Когда сердечник не вошел в катушку Lx, мост ПРСТ неуравно-
вешен из-за неравенства плеч PC и СТ. Напряжение с выхода мос-
та (точки С и П) подается на вход электронного усилителя, состоя-
щего из одного каскада усиления. Этот каскад собран на
миниатюрной лампе 6Ж5Б (Л1). Его анодной нагрузкой является
обмотка реле РБ1-1, шунтированная конденсатором СА постоянной
емкости, равной 10 мкф. В цепь сетки лампы включено сопротивле-
ние утечки /?с. На анод лампы подается переменное напряжение от
одной из обмоток трансформатора управления Тру. Мост ПРСТ
подключается к -усилителю так, что его выходное напряжение по-
дается на вход усилителя (на сетку лампы ВЖ5Б) в противофазе
с анодным напряжением. Вследствие этого во время положительно-.
242
го полупериода напряжения на сетке лампа Л\ заперта отрица-
тельным напряжением на аноде, а при положительном полупериоде
напряжения на аноде лампа заперта отрицательным напряжением
на сетке. Таким образом, лампа Лх все время слетается запертой,
и ток в ее анодной цепи отсутствует. На рис. 7.21 приведен график
напряжений на сетке и аноде лампы во времени.
Мост автоматической части прибора рассчитан таким образом,
что, когда сердечник входит в катушку сигнализатора, напряжение
на выходе моста меняется по величине и фазе. Вследствие этого
лампа отпирается и ее анодный ток растет, достигая величины, не-
обходимой для срабатывания реле
РБ1-1. Последнее срабатывает и свои-
ми контактами замыкает цепи пита-
ния реле управления работой перека-
чивающих насосов, а также цепи соот-
ветствующих сигнальных ламп Л2.
Шунтирующий конденсатор СА,
подключенный параллельно к обмотке
реле, стабилизирует работу реле во
время отрицательных полупериодов
напряжения на аноде лампы
Вся система управления расходом
топлива состоит из определенного для
каждой тарировки числа мостов, ана-
логичных описанному выше. Сигнализаторы автоматической части
размещаются во внутренних трубах электроемкостных датчиков.
Работа автоматической части управления порядком расхода
топлива сводится к следующему. При включений напряжения начи-
нают действовать перекачивающие насосы и происходит выработка
топлива из первых, а затем из вторых групп баков. При достижении
топливом в одной из вторых групп баков уровня срабатывания
верхнего сигнализатора расхода срабатывает реле РБ1-1 и подго-
тавливает выключение насосов первой группы. При достижении
топливом уровня срабатывания того же сигнализатора другой, вто-
рой топливной группы срабатывает реле РБ1-1 и выключает насосы
первых групп. При достижении топливом уровня срабатывания лю-
бого нижнего сигнализатора расхода в одной из вторых групп сра-
батывает реле РБ1-1 и зажигается лампа, сигнализирующая об
остатке топлива на 1 ч полета.
Работа системы по автоматическому управлению заправкой
топлива осуществляется в следующей последовательности: в верх-
ней части датчиков помещены сигнализаторы, которые установле-
ны в таком положении, когда катушка самоиндукции располагает-
ся выше поплавка. Как только заполненное топливо поднимет по-
плавок до уровня срабатывания сигнализатора, сердечник войдет в
катушку. Соответствующий мост уравновесится, и сработает реле,
которое включит устройство, автоматически перекрывающее кран
заправки и включающее сигнальную лампу.
243
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ СПУТ1-5АП
Питание переменным током:
напряжение, в . . .........................
частота, гц............................
Питание постоянным током, напряжение, в . .
Температурный диапазон работы, °C..........
Относительная влажность воздуха (при t=
=20±10°С), %...............................
Атмосферное давление ......................
115±5%
400±2%-
27 + 7%
от —60±
до :Н-60±3
Применяемое топливо.......................
Основная погрешность измерительной части
при нормальных условиях...................
до 95 ±3
соответствующее. высо-
те 25 000 м и., темпе-
ратурам +20±10 и
—60 ±3° С
различных сортов
не выше ±2% от номи-
нального значения
шкалы показываю-
щего прибора
Погрешность измерительной части при работе
в условиях, отличных от нормальных, % . .
Погрешность срабатывания сигнализаторов
автоматической части, мм-.
при (= +20±10°С ... ..................
при (= ±60±3°С........................
Элементы комплексного прибора виброустойчи-
вы и вибропрочны:
В диапазоне частот 10—200 гц с ускорени-
ем, g: , .
для датчиков ... ................ .,
для блоков управления и измерения . . .
в диапазоне частот 10—80 гц с ускорени-
ем, g:
для показывающего прибора...........'
не выше ±4
не более ± 10
не более ± 15
до 5
до 3,5
1,1
для переключателей........... '. . . .. Т,Г-
Элементы прибора выдерживают, ударные на-
грузки с ускорением, g . ......... до 4 (не .более
10 000 раз)
Взаимозаменяемость датчиков одинаковых ба-
ков, показывающих приборов, переключате-
лей, блоков измерения и блоков управления в пределах одной та-
рировки
Мощность, потребляемая прибором: • .
постоянного тока, вт . . .......... . . до 300
переменного тока, ва................... до 500
Некоторые правила эксплуатации.
1. Перед каждым полетом проверять работоспособность ком-
плексного прибора СПУТ1-5АП.
2. В полете необходимо периодически проверять нормальную ра-
боту измерительной части прибора. Для этого нажимают кнопку
на корпусе показывающего прибора. Если схема исправна, то
стрелка указателя перемещается за «нуль» шкалы.
244
3. В процессе работы измерительной части комплексного при-
бора допускается смена усилителей. О смене усилителей делается:
запись в паспорте измерительного блока или другом документе,,
установленном регламентом технического обслуживания.
4. В случае выхода из строя одного из блоков-реле блока управ-
ления допускается его замена новым. Для этого данный блок
управления демонтируется, на место неисправного блока-реле
устанавливается новый и делается соответствующая запись в пас-
порте блока управления.
§ 58. Масломер МЭС-1857А
Двух стрелочный электрический масломер МЭС-1857А служит
для измерения количества масла в каждом из двух масляных ба-
ков и сигнализации номинального остатка масла.
Комплект прибора состо-
ит из двухстрелочного ука-
зателя и двух датчиков.
Указатель масломера уста-
новлен на вертикальной па-
нели левого пульта кабины
пилотов, а датчики — в отсе-
ках маслобаков правого и
левого двигателей.
Указатель прибора яв-
ляется комбинированным,
так как в нем фактически
размещено два прибора:
указатель масломера для
левого двигателя и указа-
тель масломера для правого
двигателя. На передней па-
нели прибора имеется две
шкалы. Правая шкала отно-
сится к правому двигателю,
а левая — к левому.
Масломером замеряется
максимальный объем мас-
ла — 37 л. Незамеряемый
объем масла — 5,6 л. Мини-
мальное количество масла
по масломеру, при котором
допускается работа двигате-
ля не более 1 ч,— 22 л. Вы-
работка масла до этого ми-
нимального' количества сиг-
нализируется загоранием
Рис. 7.22. Принципиальная электрическая
схема масломера МЭС-1857А:
1 — указатель масломера; 2 и 3 — датчики-
масломера в левом и правом баках; 4 и 5 —
сигнальные лампы остатка масла в левом и;
правом баках; 6 — щит АЗС
245
/красной лампы (рис. 7.22) «Аварийный остаток масла». Принцип
работы масломера основан на измерении сопротивления в электри-
- ческой цепи прибора при изменении уровня масла в баке.
§ 59. Приборы гидравлической системы
Для контроля за работой гидравлической системы самолетов
применены следующие приборы:
указатель уровня гидросмеси МЭ-1866;
манометры давления в основной гидросистеме и в гидроаккуму-
ляторе 2ДИМ-240;
манометр давления в аварийной гидросистеме ДИМ-240.
Указатель уровня гидросмеси МЭ-1866
Указатель уровня гидросмеси МЭ-1866 предназначен для конт-
роля количества гидросмеси в гидробаке. На самолете установлен
гидробак объемом 36 л. Рабочее количество заливаемой жидкости
Рис. 7.23. Двушкальный указа-
тель УИ2 манометра 2ДИМ-240
(шкала)
Рис. 7.24. Датчик ИД-240 ма-
нометра 2ДИМ-240
при заполненных основной и аварийной системах и заряженном гид-
роаккумуляторе составляет 22—25 л. .
Аварийный запас жидкости в баке должен быть не менее 8 л.
Этого .запаса жидкости достаточно для срабатывания основных
гидропотребителей.
Указатель уровня гидросмеси МЭ-1866 состоит из указателя и
датчика. Указатель размещается на вертикальной стенке левого
пульта рядом с указателем масломера МЭ-1857А. Датчик МЭ-1866
размещен в гидробаке. Шкала прибора имеет деления от 0 до 30 л
с оцифровкой через 10 л.
Принцип работы МЭ-1866 аналогичен принципу работы масло-
мера МЭ-1857А.
246
Манометры давления в основной гидросистеме'
и в гидро аккумуляторе 2 ДИМ-240
Манометр давления в основной гидросистеме и гидроаккумуля-
торе является дистанционным индуктивным манометром с двух-
шкальным указателем.
В комплект прибора входят:
двухшкальный указатель УИ2-240 (рис. 7.23);
два индуктивных датчика ИД-240 /(рис. 7.24).
Указатель УИ2-240 размещен на средней панели приборной дос-
ки пилотов.
Один датчик ИД-240 расположен в нише передней ноги и яв-
ляется датчиком гидроаккумулятора; другой датчик размещен в
левой мотогондоле в отсеке пожарных баллонов на передней стен-
ке отсека.'
Этот датчик является приемником, воспринимающим давление
в основной гидросистеме.
Принцип работы прибора 2ДИМ-240 аналогичен рассмотренно-
му в § 53 принципу работы манометра ДИМ-100.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ 2ДИМ-240
Пределы измерения, кГ1см2..................
Работоспособность при температуре окружаю-
щей среды, °C:
указателя .................................
датчиков ... . ........................
Погрешность показаний, %...................
Питание прибора переменным током:
напряжение, в..............................
частота, гц............................
Потребляемый ток, а........................
Вес без монтажных деталей, кг..............
от 0 до 240
от —60 до +60
от —60 до +75
не более 4
36 ±6%
400 ±2 %
0,2
1,2
Манометр давления в аварийной гидросистеме
ДИМ-240
Работа аварийной гидросистемы контролируется по давлению.
Для этого на самолете установлен дистанционный индуктивный
манометр ДИМ-240. Комплект прибора состоит из указателя
УИ1-240 и датчика ИД-240. Указатель размещен на средней панели
приборной доски рядом с указателем манометра основной гидро-
системы.
Датчик ИД-240 аварийной гидросистемы размещен в гидро-
отсеке с левой стороны центроплана под крылом.
Принцип работы и все данные аналогичны приборам ДИМ-100
и 2ДИМ-240.
247
§ 60. Приборы воздушной системы ]
На самолете экипаж и пассажиры размещены в герметической
.'кабине вентиляционного типа. Гермокабина имеет систему конди- ?
ционирования воздуха, т. е. вентилирующий кабину воздух обла- ,
. дает определенной кондицией как по давлению, так и по темпера- /
туре. Воздух в кабине непрерывно обновляется и в течение одного
-часа происходит его 20—26-кратный обмен. Воздух отбирается от
компрессоров обоих двигателей и, пройдя воздухо-воздушный ра-
диатор и турбохолодильник, поступает в кабину. Из кабины в атмо-
сферу отработанный воздух уходит через выпускные клапаны регу-
лятора давления.
Для контроля за расходом воздуха применяют расходомеры
воздуха, состоящие из датчиков и указателей. Температура воздуха
контролируется электрическим термометром 2ТУЭ-111, а давление
его в кабине и перепад давления между кабиной и атмосферой
жонтролируется прибором УВПД-15.
Указатель расхода воздуха УРВК
Как было сказано выше,
ка в виде трубки Вентури
(рис. 7.25).
Рис. 7.25. Указатель расхода воз-
духа кабины УРВК
расходомер воздуха состоит из датчи-
и однострёлочного указателя УРВК
Так как на самолете отбор воз-
духа для кабины производится от
левого и правого двигателей, то со-
ответственно’ Имеется и два расхо-
домера—(для левой и правой си-
стем кондиционирования воздуха.
Принцип действия расходомера
воздуха основан на измерении пере-
пада давлений, воздуха в широкой и
узкой частях трубки Вентури. Схе-
ма УРВК приведена на рис. 7.26.
Шкала прибора имеет 10 услов-
ных делений. Нормальному расходу
воздуха (750 кг/ч от одного дви-
гателя) соответствуют показания
прибора УРВК в пределах 3,5—3,6
делений при. полете у земли и 3,0—
3,1 делений при полете на высоте
6000 м.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УРВК
Температурный диапазон работы, °C .... . от +50 до —60
Диапазон измерения, усл. единиц..............от 1 до 10
Погрешность показаний, делений . . . . . . . не более +1,5
Перегрузочное давление, мм рт. ст..........753
248
Электротермометр 2ТУЭ-111
Двухстрелочный электрический дистанционный термометр
2ТУЭ-111 предназначен для измерения и указания температуры
воздуха, нагнетаемого в герметическую кабину от правой и левой
воздушных систем.
Комплект прибора состоит, из двухстрел очного указателя
(рис. 7.27) и двух приемников температуры типа П-1. Указатель
Рис. 7.26. Схема устройства
расходомера воздуха УРВК:
1— ось кривошипа; 2— ось; 3 —
сектор; 4— волосок; 5 — трибка;
6 — подвижной центр; 7 — стрелка;
8—манометрическая коробка; 9—
корпус прибора; 10— критическая
трубка Вентури; 11— поводок; 12—
анероидная коробка
термометра установлен на правой панели приборной доски внизу.
Приемники температуры П-1 установлены на входе воздушных си-
стем ,в кабину, на потолке пассажирской кабины справа и слева.
Принцип работы 2ТУЭ-Ш аналогичен работе электротермомет-
ра ЭМИ-ЗРИ (см. § 54).
Рис. 7.27. Двустрелочный указатель
электротермометра воздуха кабины
2ТУЭ-111
Рис. 7.28. Указатель высоты и пере-
пада давлений УВПД-15
249
Указатель высоты и перепада давлений
УВПД-15
Указатель высоты и перепада давлений УВПД-15 (рис. 7.28)
служит для измерения условий высоты в кабине самолета в пре-
делах от 0 до 15 км и разности между давлением в кабине и окру-
жающей атмосфере в пределах от —0,04 до +0,6 кГ/см2. Прибор
установлен на средней панели приборной доски.
Принцип действия прибора основан на измерении высоты в ка-
бине с помощью анероидной коробки и измерении перепада давле-
ний с помощью дифференциального манометра.
Рис. 7.29. Принципиальная схема УВПД-15:
1— стрелка; 2 —-шкала; 3— стрелка выхода в кабине; 4 — полая ось; 5 и 8 — триб-
ки; 6 и 21 — волоски; 7 и 22 — сектора; - 9 и 14— оси; 10 — вилка; 11 и 15—поводкн;
12 и 16—-тяги; 13 — анероидная коробка; 17 — ограничитель; 18— нижияя мембрана;
19 — манометрическая коробка; 20— верхняя мембрана; 23— средняя мембрана
По своему устройству УВПД-15 представляет собой комбиниро-
ванный прибор, состоящий из двух независимых приборов — указа-
теля высоты и указателя перепада давлений, смонтированных в од-
ном корпусе.
Чувствительным элементом указания высоты прибора является
анероидная коробка 13 (рис. 7.29). При измерении внешнего дав-
ления происходит перемещение жесткого центра чувствительного
элемента, которое при помощи тяги 12, вилки 10, оси с сектором 7 и
трибки 5 передается на стрелку 3. Стрелка по верхней части шкалы
2 указывает высоту в кабине в километрах.
Чувствительным элементом указателя перепада давлений яв-
ляется манометрическая коробка 19. Внутренняя полость коробки
соединена со статическим штуцером прибора, а внутренняя полость
250
корпуса прибора — через динамический штуцер с кабиной самоле-
та. При изменении перепада давлений подвижный центр коробки
совершает возвратно-поступательное движение. Это движение при
помощи механизма передается стрелке 1, которая по нижней части
шкалы указывает перепад давления в кГ/см2.
Шкала прибора имеет разную окраску: верхняя часть (шкала
высот) окрашена в голубой цвет, нижняя часть (шкала перепада
давления)—в черный цвет, сектор нижней шкалы, соответствую-
щей перепаду давлений от 0,02 до 0,04 окрашен в красный цвет.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УВПД-15
Диапазон измеряемых высот в кабине, км . . 0—15
Диапазон измеряемых перепадов давлений,
кГ]см2.....................................от —0,04 до +0,6
Диапазон рабочих температур, °C............от +50 до —60
Погрешность прибора по шкале высот, м . . . ±300
Погрешность прибора по шкале перепада дав-
лений, кГ)см2.............................. +0,02
Вес, г.....................................500
На самолетах выпуска 1966 г. устанавливаются приборы
УВПД-5, принципиально не отличающиеся от УВПД-15.
§ 61. Указатели положения закрылков УЗП-47
и створок маслорадиатора УЮЗ-4
Указатель положения закрылков УЗП-47 служит для контроля
за положением закрылков при их выпуске и уборке. Указатель
УЗП-47 (рис. 7.30) установлен в передней части центрального пуль-
Рис. 7.30. Указатель и датчик закрылков УЗП-47
та пилотов слева. Датчик УЗП-47 расположен в механизме кон-
цевых выключателей закрылков МКВ-2, который установлен сверху
центроплана с правой стороны в районе шпангоута № 15.
Принцип работы УЗП-47 основан на использовании трехпровод-
ной электрической дистанционной передачи с кольцевым потенцио-
метром и трехрамочным логометром.
251
Как видно из схемы (рис. 7.31), питание бортовой сети подведЙ
но к противоположным точкам потенциометра датчика, а щеткж
между собой образуют угол 120°. Щетки соединены проводами че^
рез ШР с рамками логометра указателя.
В датчике щетки неподвижны, а кольцевой потенциометр связан'
при помощи тяги и шестереночной передачи с рабочим органом (с
закрылками). При отклонении закрылков тяга и шестереночная
передача повернет кольцевой потенциометр датчика относительно^
неподвижных щеток, что приведет к изменению разности потенциал;
лов между токоподводом и щетками потенциометра. Вследствие
этого изменятся величина и направление токов в каждой рамке,
логометра. Постоянный магнит указателя установится по результат
Рис. 7.31. Принципиальная и кинемати-
ческая схема УЗП-47
Рис. 7.32. Указатель створок мас-
лорадиатора УЮЗ-4
рующему магнитному полю трехрамочного логометра, и связанная
с ним стрелка укажет соответствующий угол поворота рабочего
органа (закрылков).
В процессе эксплуатации необходимо следить за правильностью
регулировки тяг, так как разрегулировка тяг будет приводить к не-
правильным показаниям прибора.
Погрешность указателя УЗП-47 в рабочем диапазоне темпера-
тур не превышает ±2°.
Указатель положения створок маслорадиаторов УЮЗ-4
(рис. 7.32) служит для контроля за положением створок тоннеля
маслорадиаторов двигателей в процессе работы двигателей как на
земле, так и в воздухе.. с
Указатель установлен в передней части центрального пульта
пилотов, а датчики встроены в механизмы МВР-2В. Как указыва-
лось выше, створки управляются электромеханизмом МВР-2В, ко-
торый включается вручную или автоматически при помощи системы
АРТМ.
252
Четырехстрелочный дистанционный указатель УЮЗ-4 представ-
ляет собой магнитоэлектрический логометр. Он состоит из четырех
логометрических систем параллельного питания, работающих не-
зависимо одна от другой. Комплект прибора состоит из указателя
и двух датчиков, т. е. один прибор- обеспечивает маслосистему
обоих двигателей.
Принцип действия прибора основан на том, что при перемещении
движка потенциометра датчика, встроенного в электромеханизм
МВР-2В, изменяется соотношение токов в обмотках логометра ука-
зателя, стрелка которого поворачивается на угол, соответствующий
положению створок маслорадиатора..
На циферблате указателя имеются четыре шкалы с делениями,
но без оцифровки. Под крайними левыми отметками нанесена над-
пись «Закр.», под крайними правыми — «Откр.».
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ УЮЗ-4
Напряжение питания постоянного тока, в . . 27±10%
Погрешность указателя при изменении темпе-
ратуры от +50 до —35° С, мм по дуге шка-
лы ..............................±1,5
Вес, г .............. ... 400
§ 62. Приборы контроля работы
газотурбинной установки ТГ-16
Для контроля работы газотурбинной установки ТГ-16 приме-
няются следующие приборы: трехстрелочный индикатор ЭМИ-ЗРИ,
термометр выходящих газов ТСТ-29 и тахометр турбогенератора
ТЭ-40М. Комплект, назначение, место установки и принцип работы
трехстрелочного индикатора ЭМИ-ЗРИ уже рассмотрены в § 54,
Термометр выходящих газов ТСТ-29
Термометр выходящих газов ТСТ-29 предназначен для измере
ния температуры отработавших га-
зов газотурбинного двигателя ТГ-16.
В комплект прибора входят: изме-
ритель ТСТ-2, термопары Т-9 и ком-
пенсационные провода. Измеритель
термометра ТСТ-2 установлен на
вертикальной панели пульта лево-
го пилота. Указатель термометра
ТСТ-29 показан на рис. 7.33; Термо-
пары термометров выходящих га-
зов ТСТ-29 установлены на реактив-
ном насадке двигателя по окруж-
ности. ;
Принцип действия- термоэлектри-
ческого термометра основан на из-,
мерении термоэлектродвижущей
Рис. 7.33. Указатель термометра
ТСТ-29
253
силы (т. э. д. с.), возникающей при нагревании места спая двух
разнородных металлов. Величина т. э. д. с. зависит от степени раз- •
породности материалов, составляющих термопару, и от темпера- 1
туры холодного и горячего концов термопары.
В первом приближении величину т. э. д. с. можно выразить еле-
дующей формулой:
Е = k (h — t0),
где Е — т. э. д. с. термопары; J
k — коэффициент пропорциональности;
ti — температура горячего спая;
to — температура холодного спая. /
Следовательно, если сохранять холодный конец термопары при у
какой-то постоянной температуре, то с помощью высокочувстви-
тельного прибора, включенного в цепь термопары, можно измерять
т. э. д. с. и судить о температуре среды, в которую помещен второй
конец термопары.
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ТСТ-2
Пределы измерения, °C .-. : . . . . • 0—900 - -
Рабочая часть шкалы, °C............... 600—800
Температурный интервал окружающей среды,
°C.....................................от —60 до +50
Сопротивление внешней цепи, ом........9
Допустимая погрешность прибора в рабочей
части шкалы, °C........................от ±20 до ±40’
Вес прибора (указателя), г.............около 500
Электротахометр ТЭ-40М
Электрический тахометр ТЭ-40М предназначен для измерения
и указания оборотов турбины газотурбинной установки ТГ-16 в диа-
пазоне 0—12 000 об!мин.
Прибор состоит из указателя ТЭ-40М и датчика ДТ-1М. Ука-
затель прибора установлен на вертикальной части пульта левого
пилота, а датчик расположен с правой стороны турбогенераторной ;
установки на коробке агрегатов.
Принцип действия тахометра основан на преобразовании меха-
нической величины—скорости вращения турбины — в электриче-
скую величину — электродвижущую силу (э. д. с.), частота которой
пропорциональна скорости вращения турбины.
§ 63. Аппаратура контроля вибрации ИВ-41А
Бортовая виброизмерительная аппаратура ИВ-41А предназна-
чена для контроля виброперегрузок авиадвигателей АИ-24 второй
серии в течение всего периода их эксплуатации на самолете. Пос-
тоянный контроль виброперегрузок обеспечивает безопасность по-
254
лета, так как дает возможность экипажу по величине вибропере-
грузок судить об исправности двигателей и в случае превышения
допустимого уровня виброперегрузок принять решение о замене
двигателя.
В комплект аппаратуры контроля виброперегрузок ИВ-41А вхо-
дят:
блок фильтров, установленный между шпангоутами № 7 и 8 по
правому борту;
два датчика вибрации МВ-25Г, установленные по одному на ле-
вом и правом двигателях;
два указателя вибрации;
две сигнальные лампы перегрузок, установленные на приборной
доске;
кнопка контроля работоспособности ИВ-41А;
выключатель питания.
Указатели вибрации, кнопка контроля и выключатель питания
находятся на отдельном щитке, который устанавливается на фона-
ре кабины экипажа. На рис. 7.34 показан комплект аппаратуры
ИВ-41А.
Рис. 7.34. Комплект аппаратуры ИВ-41А
Принцип работы вибропреобразовательной аппаратуры ИВ-41 А
заключается в резонансном усилении сигналов датчиков вибрации
МВ-25Г, поступающих в два независимых друг от друга идентичных
канала блока фильтров. Усиленный сигнал поступает на указатель
вибрации, шкала которого проградуирована в единицах ускорения
от 0 до 6 g через 0,5 g.
При превышении предельно допустимой величины вибропере-
грузки загорается сигнальная лампа «Опасная вибрация», а стрел-
ка указателя показывает уровень вибрации.
255
ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ИВ-41А
Число одновременно действующих измеритель-
ных каналов......................2
Резонансная частота блока фильтров, гц . . . 252±2
Включение сигнальной лампы на резонансной ..
частоте в нормальных условиях' при дости-
жении заданного уровня вибрационных пе-
регрузок, в пределах, g . ......... 2,5—5-
Погрешность измерения перегрузок в нормаль- ; - -
вых условиях, g.................. . . . ±0,3 (в диапазоне
• шкалы от 1 до 3 g
и ±10% от измеряе-
. . мой величины в диа-
пазоне шкалы от 3
„ ДО 5 g)
Чувствительность, g........................не ниже 0,1
Питание переменным током:
напряжение, в........................... 115
частота, гц........... .................400
Потребляемый ток, а........................не более 0,5
Продолжительность непрерывной работы аппа-
ратуры, ч................................. 10
Примечания: 1. Аппаратура выпускается заводом-изготовителем на-
строенной на срабатывание сигнальных ламп при 5 g.
2. Настройка включения сигнальных ламп на заданный уровень вибрации про-
изводится после установки аппаратуры ИВ-41А на самолете Ан-24, согласно до-
полнению к инструкции по эксплуатации двигателей АИ-24.
3. Аппаратура имеет встроенный контроль с калиброванным сигналом.
Проверка работоспособности И В-41 А. После установки и мон-
тажа ИВ-41А на самолете к аппаратуре подключается поверочная
установка УПИВ-41А и проверяется правильность монтажа и ка-
либровка указателей ,в соответствии с техническим описанием.
Настройка включения сигнальных ламп и установка индекса меха-
нического указателя на опасную вибрацию производятся согласно
дополнению к инструкции по эксплуатации двигателей АИ-24 (вто-
рой серии).
Перед запуском двигателя при включенном выключателе
ИВ-41А необходимо проверить положение стрелок указателей, ко-
торые должны находиться против- отметки «механического нуля»
(крайняя левая риска). При необходимости следует установить их
на нуль с помощью корректора, расположенного на лицевой сторо-
не корпуса прибора. Далее необходимо включить питание-ИВ.-41А
выключателем на щитке, нажать,на кнопку.включения встроенного
контроля, при этом сигнальные'лампы «Опасная вибрация» долж-
ны гореть, а стрелки указателей дЪлжны отклоняться на величину
5—6 g. Это указывает на исправность блока фильтров и указателей
аппаратуры.
Если лампы не загораются или стрелки указателей не откло-
няются на величину 5—6 g, tq: аппаратура неисправна и до-.устра^
нения дефектов полет выполнять нельзя.
256
§ 64. Кислородное оборудование самолета
Кислородное оборудование самолета состоит из двух перенос-
ных баллонов КБ-3, кислородных приборов КП-21 и кислородных
масок КМ-15М.
Один переносный кислородный баллон КБ-3 с прибором КП-21
предназначен для кислородного питания левого пилота при разгер-
метизации кабины в течение 10—15 мин, т. е. на время снижения
самолета до безопасной высоты. Этот кислородный баллон с при-
бором КП-21 установлен в кабине экипажа на навигационном сто-
лике за креслом левого пилота. Маска КМ-15М находится в спе-
циальном кармане (лючке) левого пульта. Второй кислородный
баллон КБ-3 с прибором
КП-21 предназначен для пассажиров, которым необ- ходимо кислородное пита- ние в условиях нормального полета в загерметизирован- ной кабине. Этот баллон установлен на верхней ба- Таблица 6
Н, км 4 8 Ю
t, мин. 14 8 6
гажнбй полке у шпангоута
№ 11. Рядом -с ним на боковой стенке багажного отсека разме-
щается сумка для хранения кислородной маски КМ-15М.
Заряжают кислородные баллоны на земле чистым медицинским
кислородом.
При полете в разгерметизированной кабине полностью заряжен-
ный баллон КБ-3 обеспечивает в зависимости от высоты время
питания, указанное в табл. 6.
ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ
А
Аварийное питание током 49—50
Авиагоризонт АГД-1
Автомат защиты от перенапряжения
4, 37—39
— обогрева стекол 113 (рис. 4.26)
Автоматическая часть СПУТ1-5АП 241—242
Автоматическое отключение генератора
45—46
Автопилот АП-28Л1 179—181
Автотриммирование руля высоты 186—187
Агрегат управления АУ-1056 189—192
Активная масса аккумулятора 13
Аккумуляторная батарея 12-САМ-28 3,10.11
(рис. 1.9), 13 (рис. 1.10), 18
Амперметр АФ-150 48
Ампер-секундная характеристика предохра-
нителя 54
Аппаратура дистанционного действия 56
— контроля вибрации ИВ-41А 254—255
(рис. 7.34), 256
---коммутационная 55—57
---прямого действия 55
Аэронавигационные огни 92 (рис. 4.15)
Б
Биметаллические АЗС н АЗР 55 (рис. 3.3)
Блок пластин 13
— реле автопилота 202—203 (рис. 6.25)
— связи 211—212 (рис. 6.36)
— триммирования 205 (рис. 6.30) — 208
— фазочувствительиых усилителей 204
(рис. 6.27)
В
Вариометры ВАР-30-3 и ВР-10 144 (рис. 5.7
и 5.8) — 146
Вольтметр В-1 41
— ВП-46 25
— ВФ-150 48
Выключатели 55 (табл. 3)
Выключатель коррекции ВК-53РШ 160—161
(рис. 5.20) — 169
Выносное сопротивление ВС-25В 4
Высотомер ВД-10 140 (рис. 5.5) — 144
Г
Генератор ГО-16П48 3
— ГС-24А 9 (рис. 1.7)
---, схема включения в сеть 10 (рис. 1.8)
Гироиндукционный компас ГИК-1 163—170
Гирополукомпас ГПК-52АП 170—174
Гироскопический датчик авиагоризонта
149—150 (рис. 5.14), 152 (рис. 5.15), 153
График работы АПД-27 при запуске дви-
гателя 70 (рис. 4.1)
д
Датчик ГПК-52АП 173—174
— ИД-240 246 (рнс. 7.24)
258
Датчик ИД-100 227 (рис. 7.4), 228 (рис. 7.5)
— предельных отклонений руля 210—212
(рис. 6.35)
— угловых скоростей 196—199
Двухстрелочный тахометр ИТЭ-2 224—225
(рис. 7.1), 226
Двушкальный указатель УИ2-240 246
(рис. 7.23)
Девиация компаса 168—169
---КИ-13 178
Дифференциально-минимальное реле
ДМР-600Т 4, 28—29 (рис. 2.1)
Довороты и развороты с автопилотом
222—223
3
Задатчик курса ЗК-2 175 (рис. 5.29), 176,
208—210
Заземление самолета 65—66
Запуск АГД-1 156—158
— двигателя 69—74
---в воздухе 81
— ТГ-16 75—81
Заряд аккумулятора 12—13
Защита от понижения напряжения 47
— сети от аварийного повышения напря-
жения 46
---постоянного тока 53—55
И
Измерительная часть СПУТ1-5АП 237
Индукционный датчик 199—200 (рис. 6.21)
Инерционность предохранителя 54
Искрогасящий контур датчика терморегу-
лятора 124
Источники трехфазного переменного тока
24—27
к
Канал крена АП-28Л1 182—183 (рнс. 6.2) —
185 (рис. 6.4), 212—217
— тангажа автопилота 185—188
Кислородное оборудование 257
Комбинированный пилотажно-посадочный
прибор КППМ 164 (рис. 5.23)
Компас магнитный КН-13 177—178 (рис. 5.31)
Комплексный прибор СПУТ1-5АП 235—245
Комплект расходомера РТМС-0.85-Б1 233
Контактор втяжного типа 56
— клапанного типа 56
— кратковременного режима работы 56
— переключения 56
Коробка отсечки частоты К.04-1АШ 47
Корректор высота КР-11 199—200
Коррекционный механизм ГИК-1 168—169
(рис. 5.25)
Кран выпуска и уборки шасси ГА-1163/16
118
— электромагнитный ГА-140 119
---ГА-142/1 119
---ГА-164/1 120
---УЭ-24/1 120 (рис. 4.32) — 121
Критический ток инерционно-плавкого пре-
дохранителя 54 »
л
Лампа для освещения красным светом. 95
— ЛК-56 подсвета приборов 50
Лампа сигнализации выработки масла
245—246
----закрытия топливного крана 92
---- заправки топливом 244
— — запуска двигателя 71, 72
----- отказа генератора 47
---- полной заправки 91
м
Манометр давления аварийной гидросисте-
мы ДИМ-240 247
----масла ДИМ-100 227 (рис. 7.4) —229
Маркировка проводов 52—53
Масломер МЭС-1857А 245—246
Машина триммерная 204—206
Маяк световой проблесковый 94
Металлизация 65
Метелки металлические 66
Методическая ошибка измерения топлива
239—241
Механизм согласования 190—191
Монтажно-установочное оборудование
электросети 57—63
Н
Набор высоты (с автопилотом) 223
Назначение преобразователя ПО-750 21
— угольного регулятора напряжения 31
Напряжение номинальное 12
— переменного тока 24
О
Обмотка управления 45
Обогрев ВНА 114—116
— винтов 114—116
— обтекатель 114, 115 (рнс. 4.27), 116
-т- стекол фонаря 112—113 (рис. 4.26)
Обозначение реле и контакторов 56—57
Органы управления АП-28Л1 201—202
Освещение внутреннее 94—100
— красным светом 95—97 (рис. 4.17)—98
(рис. 4.18) — 100
— наружное 94—100
П
Панель запуска АПД-27 69
Параллельная работа генераторов
СТГ-18ТМ 35—36 (рис. 2.6)
Перекись свинца 12
Переключатели 55 (табл. 3)
Переключатель галетный ПГ4-2 236
(рис. 7.14)
Пилотирование с помощью автопилота
221—224
Питание ГПК-52АП 171
Погрешности высотомера 142—143
Показания АГД-1 при эволюциях самолета
157 (рис. 5.18) —158
Показывающий прибор 2ППТ1-4 236
(рис. 7.13)
Полет горизонтальный (с автопилотом) 222
Посадочная фара 92—93 (рис. 4.16), 94
Потребители тока 67
Предохранитель инерционный 26, • 53
(рис. 3.2), 54
Предохранитель стеклянно-плавкий 52
(рис. 3.2)
— тугоплавкий 39, 54
Преобразователь ПО-750 21—24
- ПО-1750 3
— ПТ-125Ц 3, 25 (рис. 1.18), 26
- ПТ-ЮООЦ 25 (рис. 1.17)
— трансформаторный индуктивный 197
(рнс. 6.17)
Приборная доска пилотов 136 (рис. 5.1)
Приборы контроля работы двигателя и си-
стем 224
— расположение на панелях 135—137
Приведение самолета в режим горизонталь-
ного полета 218, 219, 223
Приемник полного давления 139 (рис. 5.3),
140
Программный механизм ПМЖ2-90Ц 69
Противооблединительные устройства
110—116
Пульт левого пилота 60 (рис. 3.8), 61
— на шп. № 7 60 (рнс. 3.7), 61
— управления пилотов 61 (рис. 3.9), 62
---автопилотом АП-28Л1 201 (рнс. 6.23),
202
---ГПК-52ПУ 170, 172 (рис. 5.28)
— центральный 62 (рис. 3.10)
Пусковая панель 69
Р
Радиотехнические устройства самолета
131—132
Разряд аккумулятора 12
Расфлюгирование воздушных винтов 85
Расходомер топлива РТМС-0,85-Б1 233—235
Регулятор напряжения РН-180, 4, 31—32
(рис. 2.3) — 37
— тока РУТ-600Д2 68—69
— угольный РН-600 45
Редуктор сцепления-расцеплення 4, 5
(рис. 1.2)
Режим СТГ-18ТМ генераторный 6—7
— — стартерный 5—6
Реле коммутационное ТКЕ-1Р2ДТ 29
---ТКЕ 22ПДТ 29
РК кабины экипажа 60 (рис. 3.7) — 61
Роликовая обгонная муфта 5 (рис. 1.3)
Рулевая машина 194 (рис. 6.14) — 196
С
Свинец чистый губчатый 12
Серная кислота 12
Сеть переменного тока 63—65
Сигнализация входных дверей и люков 104
— вызова бортпроводника 104
— питания и арретирования АГД-1 155
— шасси и закрылков 100—101 (рис. 4.19)
Следящая система ЗК-2 209
Стартер-генератор СТГ-18ТМ 3, 4 (рнс. 1.1),
5 (рис. 1.2 и 1.3) — 9
Статизм регулятора напряжения 35
Стекло обогреваемое А-10 112—113
Степень заряженности батареи 16 (табл. 2),
17
Синхронный генератор переменного тока
ГО-16П48 18, 19 (рис. 1.13)—21
Система питания и запуска СПЗ-27 4
259
Система пожаротушения ССП-2А 105—109 '
-----ССП-7 109—111
Снижение (с помощью автопилота) 223
Сопротивление выносное ВС-33 48
Схема автомата АЗП-8М 38 (рис. 2.7)
-----АЗР 54 (рис. 33)
-----54 (рис. 3.3)
— автоматического регулирования темпера-
туры масла 126—128 (рис. 4.36)
— автоматической части СПУ1-5АП' 242
(рис. 7.20)
— автотриммирования 187 (рис. 6.8)
— агрегата управления АУ-1056 190—191
(рис. 6.11) .:
— блока реле автопилота 203 (рис. 6.26)
-----фазочувствительных усилителей 205
(рис. 6.28)
-----триммирования 207 (рис. 6.31)
— вариометра 145 (рис. 5.9)
— включения аккумуляторной батареи в
бортсеть 14 (рис. 1.11), 15
-----аэродромных источников электроэнер-
гии 17—18 (рис. 1.12)
------в бортсеть ГО-16П48 20 (рис. 1.14)
-----ГС-24А 81 (рис. 4.6)
-----ПО-750 24 (рис. 1.16)
-----ПТ-ЮООЦ 27 (рис. 1.19)
-----РПСН-2 133 (рис. 4.42)
-----СП-50 133 (рис. 4.41)
-----СТГ-18ТМ и ГС-24А 40 (рис. 2.8)
— выключателя коррекции ВК-53РШ
— высотиого сигнализатора ВС-46 102
(рис. 4.20), 103
— высотомера ВД-10 140 (рис. 5.6)
— выработки топлива 87—88 (рис. 4.11)—90
— гиродатчика авиагоризонта кинематиче-
ская 150 (рис. 5.14)
-----— принципиальная 152 (рис. 5.15)
— датчика предельных отклонений элеро-
нов и руля высоты 210 (рнс. 6.33)
------ угловых скоростей 198 (рис. 6.19)
— ДПОР функциональная 211 (рис. 6.34)
— задатчика курса ЗК-2 209 (рис. 6.32)
— запуска двигателя 71 (рис. 4.3)
— измерительной части СПУТ1-5АП 240
(рис. 7.18)
- КИК-1 165 (рис. 5.24)
— коробки ПРК-8А 80 (рис. 4.5)
— корректора высоты КВ-11 199 (рис. 6.20),
201 (рис. 6.22)
— крана кольцевания 90 (рис. 4.13) ’
— манометра ДИМ-100 228 (рис. 7.6)
— масломера МЭС-1857А 245 (рис. 7.22)
— механизма МП-100М 117 (рис. 4.28)
— обогрева стекол фонаря 112 (рис. 4.25)
— питания АГД-1 155
-----мембранно-анероидиых приборов
146—147 (рис. 5.10)
— пожарных кранов 90 (рис. 4.13)
— прибора СПУТ1-5А 236 (рис. 7.15)
-----ТВГ-26 252 (рис. 7.10)
— пульта управления 202 (рис. 6.24)
— пускорегулирующей аппаратуры
ГО-16П48 44 (рис. 2.9)
— работы ГПК 172 (рис. 5.27)
-----регулятора напряжения 34 (рис. 2.5)
— распределения переменного тока 64
(рис. 3.12)
-----электроэнергии постоянного тока 51
(рис. 3.1) -4
— расходомера МС-0.85-Б1 234 (рис. 7.12)
— реле ДМР-600Т 30 (рис. 2.2)
-----РН-180 33 (рис. 2.4) 1
— рулевой машины кинематическая, . 195
(рис. 6.16)
-----электрическая 194 (рис. 6.15)
— самоуравнивающегося моста 238
(рис. 7.17)
260
180
борт- <
при-
249
4.21)
кре-
131
132
и
129
Схема сигнализации Давления топлива пои
выработке 89 (рис. 4.12)
— системы пожаротушения ССП-2А 106 <
(рнс. 4.23) . ... Ж
------ССП-7 111 (рнс. 4.24)
— следящей системы в режиме управления
автопилотом 216—217 (рис. 6.37)
— соединений комплекта АП-28Л1
(рис. 6.1)
----7.— ГИК-1 и его включения
(рнс. 4.39), 163 (рис; 5.22)
----— ГПК-52АП и его включение в
сеть 130 (рис. 4.38), 171 (рис. 5.26)
---- . ВК-53РШ
бортсеть
— — левого АГД-1, УУТ,
ПТ-125Ц и их включение в
(рис. 4.37)
•---обмоток ПО-750 22 (рис.
----ЦГВ-4 и ее включение в
(рис. 4.40)
— тахометра ИТЭ-2 225 (рис.
— топливной системы 86 (рис.
1.15)
бортсеть
7.2)
____ 4.9), 87
— триммерной машины 205 (рис. 6.29)
— указателя поворота 148 (рнс. 5.12)
----скорости 138 (рис. 5.4)
---УВПД-15 250 (рис. 7.29)
— —• УЗП-47 252 (рис. 7.31)
— управления автоматическим торможени-
ем колес 119 (рис. 4.29)
— — водоподкачивающим насосом 122
(рис. 4.34)
— управления колесами передней ноги
119 (рис. 4.30)
----насосной станцией аварийного выпус-
ка закрылков и торможения колес 121
(рис. 4.33), 122
----сигнальными ракетами 103 (рис.
— усилителя рулевой машины канала
на 193 (рнс. 6.12)
— устройства датчика-сигиализатора
бора СПУТ1-5А 242 (рис. 7.19)
------ расходомера воздуха УРВК
(рис. 7.26)
---- цилиндрического емкостного датчика
237 (рис. 7.16)
— флюгирования
(рис. 4.7)
— электрического
230 (рис. 7.8)
воздушного
винта 82
термометра
ЭМИ-ЗРИ
т
регулятора
Температурная компенсация
напряжения 34
Термометр выходящих газов ТВГ-26 232—233
------ТСТ-29 253 (рис. 7.33) — 254
— кабинного воздуха ТВ-45 179
— наружного воздуха ТНВ-15 178—179
(рис. 5.32)
Термопара 253—254 1
Терморегулятор Масла 123 (рис. 4*35), 124 '
Трехстрелочный двигательный индикатор
ЭМИ-ЗРИ 229 (рис. 7.7) — 231
Триммерная машина 187 (рис. 6.7)
У
Указатель восстановления УВ-2К 176—177
(рис. 5.30) . ,
— высоты и перепада давлений УВПД-15’,
249 (рис. 7.28) — 251
— горизонта АГД-1 153 (рис. 5.16)—154
(рис. 5.17)-
— положения' закрылков УЗП-47 251
(рис. 7.30), 252
----рычагов топлива УПРТ-2 226 (рис. 7.3);
227
Указатель положения створок маслорадиа-
торов УЮЗ-4 252 (рис. 7.32), 253
Указатель поворота электрический ЭУП-53
147—148 (рис. 5.11), 149
— расхода воздуха кабины УРВК 248
(рис. 7.25)
— расходомера РТМС-0.85-Б1 233 (рис. 7.11)
— скорости КУС-1200 137—138 (рис. 5.2) —
140
— термометра выходящих газов ТВГ-26 232
(рис. 7.9)
— угла тангажа 159 (рис. 5.19), 160
— уровня гидросмеси МЭ-1866 246
Усилитель ламповый 192
— магнитный 192
— полупроводниковый 192
— рулевых машин 192—193 (рис. 6.13)
— сигналов гиродатчика 154
— У-8М 168
Управление совмещенное (с автопилотом)
219
Ф
Фаза управляющего сигнала 151
Фазочувствительный выпрямитель 191—192
Фидера электропроводки 52—53
Флюгирование автоматическое 84
— ручное 83—84
— частичное 84—85
X
Характеристика ампер-секундная 54
— зависимости выходного напряжения от
угла поворота ротора 198 (рис. 6.18)
Хлопчатобумажная пряжа 52
Холодная прокрутка двигателя 74—75
----ТГ-16 78—79
ц
Централизованная заправка топливом 90—91
(рис. 4.14), 92
Центральная гировертикаль ЦГВ-4 176
Центровка АГД-1 158 .
— сигнальная 218—219
— тангажа 153 (рис. 5.16)
Цепь сигнализации наличия питания и ар-
ретирования АГД-1 155
Цикл арретирования 156
ч
Частичное флюгирование винта 83,84
Частота переменного тока 24
Частотомер ГФ-400 (200) 48
Число оборотов якоря 68
Чувствительность аппаратуры ИВ-41А 256
Чувствительный элемент АЗП 46
щ
Щиток АЗС 59 (рис. 3.5)
— запуска двигателей 69—70 (рис. 4.2)
— пилотов верхний 63 (рис. 3.11)
— системы пожаротушения 105 (рис. 4.22)
— топливной системы 88 (рис. 4.10)
— управление электроэнергетикой 57—58
(рис. 3.4)
— флюгирования воздушных винтов 83
(рис. 4.8)
Э
Эксплуатация автопилота 220—224
Электромагнитный край в системе управле-
ния закрылками 118 (рис. 4.29)
---------шасси 118—119
Электромеханизм управления створками
туннеля маслорадиатора 122, 124—126
----триммерами 117—118
Электропитание авиаприборов 128—131
— радиоаппаратуры 131—134
Электропроводка 50, 52
Электросистема запуска двигателя 67—75
Электроснабжение постоянным током 49
Электротахометр ТЭ-40М 254
Электротермометр 2ТУЭ-111 242—249
(рис. 7.29)
Элемент аккумуляторной батареи 13
ОГЛАВЛЕНИЕ
Раздел первый
ЭЛЕКТРИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Глава I. Источники электроэнергии ................................................................. 3
§ 1. Стартер-генератор СТГ-18ТМ. 3
§ 2. Генератор ГС-24А.............................................................. 9
§ 3. Аккумуляторная батарея 12-САМ-28.............................11
§ 4. Синхронный генератор переменного тока ГО-16ПЧ8.18.
§ 5. Преобразователь ПО-750 второй серии.21
§ 6. Источники трехфазного переменного тока напряжением 36 8 и часто-
той 400 гц..........................................................24
Глава II. Защитные и регулирующие устройства.......................................................27
§ 7. Дифференциально-минимальное реле ДМР-600Т второй серии .... 28
§ 8. Регулятор напряжения РН-180 второй серии.....................................................31
§ 9. Автомат защиты от перенапряжения АЗП-8М второй серии .... 38
§ 10. Схема источников постоянного тока и их эксплуатация..........................................39
§11. Пускорегулирующая аппаратура генератора переменного тока
ГО-16ПЧ8............................................................42
Глава III. Бортовая электрическая сеть самолета................. . 48
§ 12. Сеть постоянного тока........................................................................49
§ 13. Сеть переменного тока........................................................................63
§ 14. Меры борьбы с помехами радиоприему. Эксплуатация бортовой
электросети ........................................................65
Глава IV. Потребители электроэнергии...............................................................67
§ 15. Электросистема запуска двигателей............................................................67
§ 16. Запуск двигателя от турбогенератора ТГ-16....................................................75
§ 17. Электросистема флюгирования воздушных винтов АВ-72...........................................81
§ 18. Электропитание агрегатов топливной системы...................................................86
§ 19. Наружное освещение самолета................................................................ 92
§ 20. Внутреннее освещение самолета................................................................94
§ 21. Электроснгнализация...................................................................... 100
§ 22. Электрооборудование системы пожаротушения...................................................104
§ 23. Электросистема противообледенительных устройств.............................................110
262
§ 24. Электропитание механизмов и устройств управления..............116
§ 25. Электропитание авиационных приборов...........................128
§ 26. Электропитание радиоаппаратуры самолета.......................132
Р аздел второй
ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Глава V. Пилотажно-навигационные приборы...........................135
§ 27. Общие сведения............................................... 135
§ 28. Указатель скорости КУС-1200 ................................. 138
§ 29. Высотомер ВД-10..............................................140
§ 30. Вариометры ВАР-ЭО-3 и ВР-10 .........................144
§ 31. Система питания мембранно-анероидных приборов................146
§ 32. Электрический указатель поворота ЭУП-53......................147
§ 33. Авиагоризонт АГД-1...........................................149
§ 34. Указатель угла тангажа.......................................159
§ 35. Выключатель коррекции ВК-53РШ................................160
§ 36. Гироиндукционньш компас ГИК-1................................163
§ 37. Гирополукомпас ГПК-52АП......................................170
§ 38. Задатчик курса ЗК-2 .........................................175
§ 39. Центральная гировертикаль ЦГВ-4 и указатель восстановления УВ-2К 176
§ 40. Магнитный компас КИ-13.......................................177
§ 41. Термометры наружного и кабинного воздуха.....................178
Глава VI. Автопилот АП-28Л1........................................179
§ 42. Назначение, комплект, размещение............................ 179
§ 43. Основные технические данные АП-28Л1..........................181
§ 44. Принцип работы автопилота................................... 182
§ 45. Краткое описание отдельных блоков автопилота . . •...........189
§ 46. Работа канала крена автопилота по принципиальной схеме.......212
§ 47. Приведение самолета к горизонтальному полету.................218
§ 48. Совмещенное управление.......................................219
§ 49. Эксплуатация автопилота на земле и в воздухе.................220
Глава VII. Приборы контроля работы двигателей и систем самолета . . . 224
§ 50. Общие сведения...............................................224
§ 51. Двухстрелочный тахометр ИТЭ-2 .............................. 225
§ 52. Указатель положения рычагов топлива УПРТ-2...................226
§ 53. Манометр давления масла в измерителе крутящего момента ДИМ-100 227
§ 54. Трехстрелочный двигательный индикатор ЭМИ-ЗРИ................229
§ 55. Термометр выходящих газов ТВГ-26 ............................ 232
§ 56. Расходомер топлива РТМС-0,85-Б1..............................233
§ 57. Комплексный прибор СПУТ1-5АП.................................235
§ 58. Масломер МЭС-1857А...........................................245
§ 59. Приборы гидравлической системы...............................246
§ 60. Приборы воздушной системы....................................248
S 61. Указатели положения закрылков УЗП-47 и створок маслорадиатора
УЮЗ-4 .......................................................251
§ 62. Приборы контроля работы газотурбинной установки ТГ-16........2оЗ
§ 63. Аппаратура контроля вибрации ИВ-41А..........................254
§ 64. Кислородное оборудование самолета............................254
Предметный указатель .;. . ... . ..... ... . . ।. щ i. j ......... . ...... • 258
263
Данич Семен Данилович электроприборное
ОБОРУДОВАНИЕ
САМОЛЕТА АН-24 Редактор В. А. Шулепов Техн, редактор • Т. А. Гусева Корректор С. М. Лобова
Сдано в набор 12/VIII—1970 г. Бумага 60 X90V16 Т—03378 Тираж 7000 Подписано в печать 16/Ш—1971 г. Печ. л. 16,5 ; Уч.-изд. л. 17,54’ Цена 75 коп. _ Изд. № 1—1—1/17 № 2990
Издательство «Транспорт», Москва, Б-174, Басманный туп,, д. 6,а.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Комитета по печати при Совете Министров СССР,
Хохловский пер., 7. Зак. 1637.